TWI750083B - 雙模態混合動力無人機 - Google Patents

Abstract

一種具垂直起降、水平飛行功能之雙模態混合動力無人機，係以混合動力結合電池及汽油引擎發電系統，建立長效能動力供給。以電池及無刷馬達驅動位於機身內的導風扇及下機翼的垂直升力螺旋槳，作為垂直起飛的動力；無人機起飛離地後，遙控啟動水平推進螺旋槳的汽油引擎，產生水平推力，水平飛行，藉機翼的升力做長滯空巡航飛行。該雙模態混合動力無人機的設計採上下兩個機翼，可以在較高速飛行抗拒強風、或在較低速度獲得足夠的升力執行任務，避免失速。藉此，本發明無人機可垂直起降及水平飛行，消除固定翼無人機需要跑道的不便性，更以機翼的水平飛行特性延伸續航滯空能力。而且垂直起飛動力係採用安裝於機身內的高推力導風扇及安裝於下機翼的垂直升力螺旋槳動力，提高無人機的酬載能力，改善習知無人機的缺點，形成高酬載、長滯空、垂直起降水平飛行雙模態之航空特色，更以混合動力延續飛行時所需的電力供應。

Description

雙模態混合動力無人機

本發明係關於一種具垂直起降、水平飛行功能的雙模態(dual mode)混合動力無人機，尤指能在無跑道助航的狹窄空間就垂直動力起飛、能藉雙機翼平低速或高速飛行，並以混合動力以汽油引擎及與其共軸的無刷馬達發電機，提供長滯空電力需求。

按，無人機依照起飛與降落的特性，可分為水平起降（horizontal take-off and landing, HTOL）與垂直起降（vertical take-off and landing, VTOL）兩類型。其中固定翼無人機（簡稱定翼機，fixed-wing aircraft）即是以電池驅動的無刷馬達或汽油驅動的引擎為動力，獲得水平速度，從翼型設計產生穩定升力來飛行，是水平起降(HTOL)的代表；時下流行的多旋翼無人機（multi-rotorcraft）則是以電池及無刷馬達驅動垂直升力螺旋槳轉動產生垂直升力，帶動飛行，是垂直起降(VTOL)之代表。上述兩種機型的無人機各有優缺點。目前的飛行器技術，同等重量的載具，固定翼飛機都遠比旋翼機，有更大的酬載、更長的滯空能力、以及更快的飛行速度。若考慮航程、酬載、速度的任務需求，應是固定翼飛機為最佳選擇，但它的起飛與降落場域條件要求較高，且需要有平坦的跑道或地面進行起飛與降落。多旋翼機的好處則是可以做到垂直起降，因此對於降落場地的要求相對較低，可以達到快速機動佈署的優點。

上述定翼機與旋翼機於應用上各有其優缺點，本發明人有鑑於此，乃加以研究改良與整合，遂有本發明之產生。

爰是，本發明的主要發明目的是在提供一種兼具旋翼機與定翼機功能而具垂直起降、水平飛行雙模態的無人機；更為長續航能力，以汽油引擎加裝共軸式無刷馬達發電機，形成電池、無刷馬達與汽油引擎的混合動力系統；而且可在狹小空間起飛及降落(例如屋頂上、船艦上)，更由於定翼機的性能與引擎的推力，可以抗拒強風做長程飛行。

本發明的主要特徵在於，於機身的前後(x軸向)分別設置有一導風扇，以及於上、下機翼的下機翼兩側(y軸向)配置有無刷馬達(brushless motor)所驅動垂直升力螺旋槳，其分布位置為特定位置並對稱構成四個垂直旋翼動力，作為垂直起飛的動力來源，再配合該無人機水平推進的水平推進螺旋槳與高升力的上、下機翼的雙主翼組合，構成一架雙機翼無人機的特色。於無人機內配置雙模態動力，各自獨立運作，不會產生轉態時的不穩定性，造成無人機起降轉換失敗而失控。

上述水平推進的水平推進螺旋槳係以汽油引擎驅動，該汽油引擎具備遙控啟動功能，在無人機離地後再予啟動，轉換飛行模態。由於垂直起降動力與雙機翼及汽油引擎動力的組合，使該定翼機可以在無跑道助航的狹窄空間起飛及降落、更可以做長距離水平飛行。

上述導風扇(electric ducted fan, EDF)及無刷馬達驅動的垂直升力螺旋槳所連接的電池，係以48伏特電壓供電，可以快速啟動、控制及獲得適當的推力輸出，作為垂直起飛的動力。通過飛控軟體設計，以及四具電池操作的動力，適當的位置配置，針對x軸及y軸兩種不同動力來源的穩定控制，使得無人機可以穩定起飛。

上述汽油引擎與無刷馬達改裝的無刷馬達發電機共軸(coaxial)，當引擎啟動後即產生直流電力，再經直流轉換控制與調變為52V電壓，提供垂直起飛電池之回充電能(recharge)。該無刷馬達發電機直流充電控制可以快速補充電池消耗的電能。

該上、下機翼的雙機翼結構，在低速度飛行時，兩個機翼都提供適當的升力貢獻，可以降低失速速度(stall speed)值。雙機翼翼型剖面設計的升力係數在12 公尺/秒的水平推力速度時就可以承擔無人機的最大起飛重量(maximum take-off weight, MTOW)。本發明的設計條件在12公尺/秒速度以下，是一般固定翼無人機很難達到的低失速性能。低速飛行可以提供無人機執行任務時的特殊條件。

上述上機翼的設計為三段式，其中機翼中間段內部為結構油箱及無人機的主要結構支撐機構，該機翼中間段的兩外段機翼為100%無漸縮比(taper ratio)結構。機翼中間段有支撐尾翼的尾桿及位在上、下機翼之間的翼間支撐結構板，可強化上、下雙層機翼的剛性，降低飛行時可能震動的不穩定性。結構油箱可以依飛行續航條件客製化設計，機翼中間段係凹向機身內，可增加體積，使油箱容量可以達從4公升提高到12公升，符合長續航需求。

上述下機翼與上機翼的左右兩外段採用設計相同，同為100%無漸縮比機翼。下機翼尖安裝垂直動力的低kV值無刷馬達驅動的垂直升力螺旋槳，同時承擔垂直升力所需的結構應力。

上述上、下機翼間配置有相互連接的翼間支撐結構板，可強化上、下機翼的結構剛性，降低機翼震動影響飛行升力及飛行穩定控制，並防範機翼變形，提供穩定的升力來源。

上述上機翼均加裝翼尖小翼(wing tip)，以提升飛行時的側向穩定操控性能。

通過飛行控制軟體操控本發明雙模態混合動力無人機的飛行軌跡，起飛階段為垂直動力飛行模態(VTOL)，離地後即刻以遙控方式啟動水平推力引擎的水平推進螺旋槳，無人機開始水平加速並逐漸爬升，當水平速度達到足夠承載起飛重量後，或速度大於機翼設計的最低速度時(＞12 m/sec)，垂直動力關機，轉換為固定翼飛行模態(HTOL)。

請參閱1～3圖示，本發明實施例的雙模態混合動力無人機1，是一可以垂直起飛及水平巡航飛行的無人機，可用於廣泛的物流應用。機體結構主要包含有一機身10、位在該機身10的左右兩側分別具有一位在上層的上機翼11及位在下層的下機翼12，構成對稱的左右兩側雙層機翼，該上、下機翼11、12之間以翼間支撐結構板30連結。位於該機身10的尾部配置有一尾翼13(可為ㄇ型尾翼，如圖1～3所示；或全動式雙十字尾翼，如圖4～6所示)。定義機身10的長度中心線為x軸，上、下機翼11、12的長軸中心線與x軸垂直交叉為y1軸、y2軸(如圖2)；其中，上機翼11長度較下機翼12長，且上機翼11的y1軸較下機翼12的y2軸移往該機身10尾部半個下機翼12的寬度，該上、下機翼11、12構成的飛機重心位於上機翼11的前緣。該無 人機1起飛前的配重須仔細量測，以平衡飛機的縱向穩定。

上述上機翼11為三段式，分別具有一機翼中間段110及位在該機翼中間段110兩端翼尖各設置有一左右對稱且往上彎折的翼尖小翼110a，以維持無人機1水平巡航飛行時之側向穩定。該機翼中間段110沒有翼形，配置有結構油箱111(如圖1、2)。位於機身10尾端的尾桿132結構及兩側上、下機翼11、12的結構、與機身10的結合，為整架無人機1的結構重點。該機翼中間段110可以依據需求，往機艙體內延伸加大結構油箱111之容積。

該結構油箱111包含手動開關閥做手動操作控制，以防因電子閥受到干擾而誤動作。該結構油箱111所配置的數位流量計，可為旋轉式流量偵測器，將顯示所剩油料比例，可以從機身10讀取顯示數字，以及透過通訊系統傳遞到地面監控站，讓飛行操作人員知道殘餘油量。

該上、下機翼11、12左右兩側部分均為無漸縮比的機翼(如圖1、2)，翼型結構是提供低速飛行器的設計。

該下機翼12的兩端有加強結構設計，各安裝一具低kV值無刷馬達120及其搭配的垂直升力螺旋槳121(如圖1、2)，做為y軸向垂直升力的動力來源。

該機身10的前後部分於適當位置各包裹隱入一個以無刷馬達102驅動的導風扇103(如圖2)，作為x軸向垂直升力的動力來源。該x軸向導風扇103與y軸向垂直升力螺旋槳121的設計組合，可以提供較高推力，以解決無人機1酬載重量之技術瓶頸。而且兩組無刷馬達102驅動的導風扇103與兩組無刷馬達120驅動的垂直升力螺旋槳121，分別位於機體的x軸與y軸位置，其位置與中心經過最佳化組合搭配後，可獲得穩定控制特性。

位在該下機翼12的無刷馬達120及機身10的導風扇103之無刷馬達102分別搭配兩組48V高能電池，以提供起飛及降落所需之電力，四具動力分散搭配，提高系統可靠度。

該機身10的中間部分為酬載艙104(如圖1、2)，提供無人機裝載貨物的空間。機身10的前艙與後艙、該導風扇103的外圍邊緣空間，可用來安裝高能電池、電力電路、監控系統。

該機身用於載貨的酬載艙(payload bay)104，是位在該機身10的主要部份，可以依據無人機1的需求設計空間大小，該酬載艙104的蓋子配置於機身10的上方，可以存取載裝物品。該雙模態無人機1的垂直飛行動力為電池電力供應，該機身內可承載高能率電池。在巡航飛行過程中，無刷馬達發電機轉換後的充電系統，將為電池再充電，以維持降落所需之電池電力。 酬載艙104內的酬載安裝，必須配合無人機1的重心位置的量測給予適當調整。而且，x軸向的的導風扇103位置與y軸向以無刷馬達驅動的垂直升力螺旋槳121需與重心點維持一個固定的關係，以為穩定飛行控制的必要條件

該無人機1的上、下機翼11、12均採用襟副翼(flaperon) 112、122控制面設計(如圖1、2)，該襟副翼112、122是分別配置於上、下機翼11、12的後緣，與上、下機翼11、12的翼面樞接，該襟副翼112、122係受一驅動裝置控制，使該襟副翼112、122可以樞接點為軸心，面對無人機1前面做俯仰角(pitch)及轉彎滾角(roll)調整，達到爬升與轉彎的飛行操作控制。該驅動裝置包含有一伺服馬達與曲柄及連桿結合做上下擺動最大35度角的操作控制，以做角度的調整，使該襟副翼112、122得以扮演縱向的y軸俯仰升降(pitch)與x軸滾向(roll)的操作控制。

該無人機1配置的ㄇ型尾翼13(如圖1～3)，包含有二垂直尾翼部分130及一水平尾翼部分131構成ㄇ型，控制面大小均與由上機翼11後端向後延伸、用以固定尾翼13的尾桿132長度、最大起飛重量、巡航速度有關的參數組合，以達到最佳控制操作能力。每一垂直尾翼部分130及水平尾翼部分131係分別被一組驅動裝置所控制，做角度調整，提供無人機1水平飛行時的水平尾翼部分131控制y軸俯仰(pitch)與垂直尾翼部分130控制z軸偏航(yaw)的操作。

另一第二實施例的尾翼13a為如圖4～6所示，為一全動式雙十字型尾翼(即具兩個十字形尾翼)。該尾翼13a的控制面大小與尾桿132長度、最大起飛重量、巡航速度有關的參數組合。雙十字型尾翼13a共有八個小型控制驅動器來操作，可以因應客製化需求縮短尾桿132，且達到更靈活的操作性能。

另外，於機身10的後端x軸上，往後配置有一由水平推進引擎所推動的水平推進螺旋槳20(如圖1、2、3)，用以驅動無人機1水平飛行。

應用時，該無人機1起飛上升時，控制垂直起降的導風扇103及垂直升力螺旋槳121啟動，無人機1獲得的升力大於最大起飛重量後離地飛行。此時將即刻遙控啟動水平推力的汽油引擎，開始水平驅動飛行，以免對該無人機1垂直飛行模態造成飛行控制上的干擾與危害穩定性能。水平速度從機翼獲得升力後，將逐漸減輕垂直動力的供應，從飛控系統的速度演算機制， L= (1/2)[ρ·A·C _L·V ²] 當上、下機翼11、12的升力L大於最大起飛重量後，該無人機1將轉型為一定翼機模態飛行，飛控系統關掉垂直動力兩個導風扇103的無刷馬達102及兩個無刷馬達120。無人機1轉型為固定翼飛機的模式，而且，上、下機翼11、12的雙機翼設計，可以在較低速度下維持必要的升力，避免失速。

上述水平推進螺旋槳20的汽油引擎21(如圖1～3)，係連接有共軸的無刷馬達發電機22(如台灣新型專利M561642所示的發電機構)。係於汽油引擎21啟動後發電提供電池的再充電電力以及航電系統所需的電力。無刷馬達改裝的無刷馬達發電機22產生三相交流電力，經過整流濾坡後，電源再經直流對直流轉換器(DC/DC Converter)將電壓提升到52V，以利於充電到電池中及分散到電源分電盤。該22可以延續無人機1的長滯空時間，而且於滯空時間內均能有足夠的電力維持無人機1的飛行控制，避免斷電失控。

當無人機1到達目的地區域時，飛控系統將操控無人機1在目標區盤旋飛行，逐漸降低水平推進螺旋槳20的推力，而升力L接近無人機1的重量時，無人機1的高度會開始下降，以此關鍵法則，決定無人機1必須轉換為垂直降落模式，啟動導風扇103及垂直升力螺旋槳121後，關閉水平推進螺旋槳20，朝目標區接近及垂直降落飛行。該無人機1從起飛、爬升至水平巡航飛行，到最後緩降落的飛行軌跡，即如圖7所示。

由上述之說明可知，本發明所揭示的雙模態混合動力無人機1，具備垂直起降及水平飛行的操作能力，於機身10的x軸方向配置導風扇103及下機翼12兩側y2軸方向配置無刷馬達120驅動的垂直升力螺旋槳121為爬升動力來源。在機身10後方更具備水平推進且為引擎動力的水平推進螺旋槳20，能於垂直起飛後，轉變成為水平飛行定翼機特性。該無人機1可以在無跑道助航的狹窄空間起飛、降落，並且以定翼機性能以較大的承載重量、較高的速度、更長的航程優點，提升運載無人機的性能。

綜上所述，本發明不僅具新穎性且具產業利用性，依法提出發明專利申請，懇請惠予審查並核予專利，實感德便。

1:無人機 10:機身 102、120:無刷馬達 103:導風扇 104:酬載艙 11:上機翼 110:機翼中間段 110a:翼尖小翼 111:結構油箱 112、122:襟副翼 12:下機翼 121:垂直升力螺旋槳 13、13a:尾翼 130:垂直尾翼部分 131:水平尾翼部分 132:尾桿 20:水平推進螺旋槳 21:汽油引擎 22:無刷馬達發電機 30:翼間支撐結構板 x、y(y1、y2)、z:軸線

圖1所示是本發明第一實施例的立體圖。 圖2所示是本發明第一實施例的俯視圖。 圖3所示是本發明第一實施例的側視圖。 圖4所示是本發明第二實施例的立體圖。 圖5所示是本發明第二實施例的俯視圖。 圖6所示是本發明第二實施例的側視圖。 圖7所示是本發明實施例的飛行軌跡圖。

1:無人機

10:機身

104:酬載艙

11:上機翼

110:機翼中間段

110a:翼尖小翼

111:結構油箱

112、122:襟副翼

12:下機翼

120:無刷馬達

121:垂直升力螺旋槳

13:尾翼

130:垂直尾翼部分

131:水平尾翼部分

132:尾桿

20:水平推進螺旋槳

21:汽油引擎

22:無刷馬達發電機

30:翼間支撐結構板

x、y、z:軸線

Claims (10)

1. 一種雙模態混合動力無人機，係包含有一機身，內部配置有酬載艙，該機身的長度中心線定義為x軸，該x軸上的前後方分別設置有一以電池及無刷馬達驅動的導風扇；具上機翼及下機翼，係分別由該機身的左右兩側向外延伸且上、下排列，該上機翼及該下機翼的後緣分別配置有具飛行控制且驅動調整升力及航向的襟副翼；該下機翼係各別設置有一個以無刷馬達驅動的垂直升力螺旋槳；位在該機身的尾端係設置有控制方向用的一尾翼；該機身後方的該x軸上係配置有以一汽油引擎驅動並具水平推進力的一水平推進螺旋槳；藉該導風扇及位於該下機翼上的該垂直升力螺旋槳提供該無人機的垂直起降動力，該水平推力螺旋槳讓該無人機水平飛行，以達致較大酬載能力、較長滯空能力以及較穩定的飛行性能。
2. 如請求項1所述之雙模態混合動力無人機，其中該汽油引擎係以共軸方式連接一無刷馬達發電機，該無刷馬達發電機產生的電力係回充給該電池電力。
3. 如請求項1或2所述之雙模態混合動力無人機，其中該汽油引擎係以遙控啟動，於該無人機垂直起飛後再予啟動，以免對該無人機垂直飛行模態造成飛行控制上的干擾與危害穩定性能。
4. 如請求項1所述之雙模態混合動力無人機，其中襟副翼係以連桿驅動，可以同時進行該無人機的滾向、轉彎及俯仰升降的操作控制。
5. 如請求項1所述之雙模態混合動力無人機，其中該尾翼係由兩垂直尾翼部分與一水平尾翼部分組成ㄇ型，每一該垂直尾翼部分、該水平尾翼部分尾翼的控制面係分別被一組驅動裝置控制，而做控制角度的調整。
6. 如請求項1所述之雙模態混合動力無人機，其中該尾翼係由兩個十字尾翼所構成。
7. 如請求項1所述之雙模態混合動力無人機，其中該上機翼為三段式設計，分別具有一機翼中間段及位在該機翼中間段兩端的翼尖各設置有一左右對稱且往上彎折的翼尖小翼。
8. 如請求項7所述之雙模態混合動力無人機，其中該機翼中間段內配置有結構油箱。
9. 如請求項8所述之雙模態混合動力無人機，其中該結構油箱包含手動開關閥做手動操作控制，以防因電子閥受到干擾而誤動作；並配置有數位流量計，以顯示所剩油料比例，可從該機身讀取顯示數字，以及透過通訊系統傳遞到地面監控站。
10. 如請求項1所述之雙模態混合動力無人機，其中該上機翼、該下機翼的長軸中心線與該x軸垂直交叉的軸線定義定義為y1軸、y2軸；該上機翼的長度較該下機翼長，且該y1軸較該y2軸移往該機身尾部端半個該下機翼的寬度，俾該上機翼、該下機翼構成的該無人機重心位於該上機翼的前緣。

Images