一种油动涵道式飞行器的燃料储存装置及控制方法
阅读说明：本技术 一种油动涵道式飞行器的燃料储存装置及控制方法 (Fuel storage device of oil-driven ducted aircraft and control method ) 是由 何旭东 于 2021-01-12 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种油动涵道式飞行器的燃料储存装置及控制方法,包括：涵道和至少两个油箱；所述油箱之间通过管路连接；至少一个油箱通过管路与发动机连接,并串联有一个油泵；所述油箱设置于所述涵道的内部,并沿周向均匀分布；所述油箱上部设有加油口,所述加油口对应所述涵道的壳体处设有开口,并在所述开口处安装有可拆卸的加油口盖；所述加油口盖内设有泄压口；所述泄压口内安装有电磁阀,所述电磁阀与所述飞控系统电连；本发明优点在于,利用涵道式飞行器的涵道作为燃料箱箱体,充分利用涵道内部空间,结合设计的电磁阀控制结构,较好的解决了分体式油箱质量平衡问题。(The invention discloses a fuel storage device of an oil-driven ducted aircraft and a control method, wherein the fuel storage device comprises the following components: a duct and at least two oil tanks; the oil tanks are connected through pipelines; at least one oil tank is connected with the engine through a pipeline and is connected with an oil pump in series; the oil tanks are arranged inside the duct and are uniformly distributed along the circumferential direction; an oil filling port is arranged at the upper part of the oil tank, an opening is formed in the position, corresponding to the shell of the duct, of the oil filling port, and a detachable oil filling port cover is installed at the opening; a pressure relief opening is formed in the oil filler cap; an electromagnetic valve is arranged in the pressure relief port and electrically connected with the flight control system; the invention has the advantages that the culvert of the culvert type aircraft is used as the fuel tank body, the inner space of the culvert is fully utilized, and the quality balance problem of the split type fuel tank is better solved by combining the designed electromagnetic valve control structure.)
技术领域
本发明涉及飞行器设计领域，具体涉及一种油动涵道式飞行器的燃料储存装置及控制方法。
背景技术
在各类飞行器应用迅猛发展的环境下，对飞行器挂载和续航的要求越来越高。由电能驱动的飞行器动力来源通常为无刷电机和锂电池，受限于电池技术，电能飞行器无法满足长时间的飞行和大质量的挂载；油动飞行器动力来源为燃油发动机和汽油、煤油等，燃油发动机在相同桨盘直径下有着比无刷电机更高的功率，同时汽油、煤油的质量能量密度和体积能量密度要远远高于锂电池，故油动飞行器能很好地解决飞行器续航和挂载上的限制。
油动涵道飞行器可在较小空间内自主起降、悬停、飞行；涵道的增升效应使得涵道飞行器在相同尺寸桨叶下获取相同升力的所需功率更小，可显著提高飞行时间及挂载能力；涵道的环扩作用，使得涵道飞行器的飞行安全边际显著减小，适用于完成环境交互式作业任务；涵道内壁对桨间气流的整流作用，可有效降低噪音。
目前已有的油动涵道式飞行器，燃料储存均为外挂式燃料箱，外挂式燃料箱不仅增加了飞行器本身的重量，多出的体积也增加了涵道飞行器的飞行安全边际，在飞行过程中，外挂式燃料箱还会影响涵道周围的流场，降低飞行效率。
中国专利CN101746505A公开了一种单推力碟型无人飞行器，其中主体为涵道，并在涵道左右腔安装有油箱，起飞时由油箱向发动机供油。上述设计，解决了油箱设置问题，提供了一种油箱安装于涵道内腔的技术方案，但是并没有解决油箱供油平衡的问题，其中就存在两个油箱供油存在差别，导致整体重心偏移，这并不利于飞行控制。同理的还包括中国专利CN203428026U公开了一种小型涵道式飞行器：涵道机身、起落架、飞行控制舱、任务设备舱、发动机、螺旋桨系统、油箱、舵面；所述飞行控制舱固定连接在发动机一侧，任务设备舱固定连接在发动机另一侧；发动机的下部与涵道机身上部固定连接，涵道机身的下部与起落架固定相连；所述螺旋桨系统、油箱和舵面位于涵道机身的内部。也是公开了将油箱设置于涵道机身内部，但是没有真正解决供油调平的问题。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：需要提供一种油动涵道式飞行器的燃料存储装置及方法，可以将外挂的一体式油箱分体式设置于涵道内腔，同时解决油箱间平衡问题。
本发明解决技术问题所采取的技术方案是：
一种油动涵道式飞行器的燃料储存装置，包括：涵道和至少两个油箱；所述涵道由内外两部分壳体组合而成，两壳体之间设有夹腔；
所述油箱之间通过管路连接；至少一个油箱通过管路与发动机连接，并串联有一个油泵；所述油泵与飞控系统电连；
所述油箱设置于所述涵道的夹腔内部，并沿周向均匀分布；所述油箱上部设有加油口，所述加油口对应所述涵道的壳体处设有开口，并在所述开口处安装有可拆卸的加油口盖；
所述加油口盖内设有泄压口，所述油箱内部通过所述泄压口与外部连通；所述泄压口内安装有电磁阀，所述电磁阀控制所述泄压口开关；所述电磁阀与所述飞控系统电连。
进一步，所述油箱上部竖向截面外轮廓与所述涵道壳体的竖向截面外轮廓形状一致，且所述油箱上部顶靠所述夹腔上部。
更进一步，所述油箱下部呈V型收缩结构；所述V型收缩结构的两侧面的夹角小于或等于60°。
更进一步，所述V型收缩结构呈分段收缩样式；其中，靠近所述油箱上部区段两侧面夹角为90°-61°，靠下部区段两侧面夹角为45°-58°。
进一步，全部油箱串联连接；其中，起始端的油箱底部设有一个燃料出口，其余每个油箱底部均设有一个燃料进口和一个燃料出口，每个油箱的燃料进口、燃料出口分别通过所述管路与相邻的油箱的燃料出口和燃料进口连接；末端的油箱的燃料出口通过管路与所述发动机连接。
更进一步，相邻两所述油箱之间的管路上串联有油泵，所述油泵与所述飞控系统电连。
更进一步，所述油箱内部安装有液位计，所述液位计与所述飞控系统电连。
另一方面，本发明基于上述的燃料储存装置，还提供一种控制方法，具体步骤如下：
S1、加注燃料阶段
S11、通过各油箱的加油口进行燃料加注；
S12、加注完成后，由飞控系统调节各泄压口中电磁阀开关，使各油箱中存储燃料量持平；
S2、发动机供料阶段
S21、发动机与油箱之间的油泵工作，将燃料从油箱中泵入发动机中；
S22、在步骤S21进行的同时，调节各泄压口的开关情况，保持各油箱出料量相同。
本发明具有如下优点：
利用涵道式飞行器的涵道作为燃料箱箱体，充分利用涵道内部空间，克服了外挂式对涵道飞行器体积、流场的影响，进一步结合设计的泄压口+电磁阀控制结构，较好的解决了分体式油箱质量平衡问题；进一步，采用V型底部结构，使飞行器大角度倾斜飞行时，仍可保证燃料液面高于出口，避免了空气吸入发动机导致贫油燃烧，甚至空中停车的情况发生。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅是本发明的一个或几个实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
附图中体现的相同结构分布位置及分布数量仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的结构必须具有特定的方位、分布数量，因此不能理解为对本发明的限制。
图1为本发明油箱正视图；
图2为本发明安装位立体图(涵道局部剖视)；
图3为本发明立体结构示意图。
图中：
1-油箱；2-加油口；3-燃料出口；4-燃料进口；5-管路；6-油泵；7-涵道；8-加油口盖；9-泄压口；10-连接臂；11-发动机；101-第一油箱；102-第二油箱；103-第三油箱；104-第四油箱；501-第一管路；502-第二管路；503-第三管路；504-第四管路；505-第五管路；601-第一油泵；602-第二油泵；603-第三油泵；604-第四油泵。
具体实施方式
下面结合具体附图1-3对本发明具体实施例进行说明。
结合图1、3所示，一种油动涵道式飞行器的燃料储存装置，包括：涵道7和四个油箱1，分别为第一油箱101、第二油箱102、第三油箱103、第四油箱104。涵道7由内外两部分壳体组合而成，两壳体之间设有夹腔。发动机11通过连接臂10固定于涵道7的正上方，且轴线重合，发动机11的输出轴连接下方设置的桨叶，作为飞行器的动力源。
四个油箱1设置于涵道7的夹腔内部，并沿周向均匀分布。
优选地，如图2所示，油箱1上部竖向截面外轮廓与涵道7壳体的竖向截面外轮廓形状一致，且油箱1上部顶靠夹腔上部，这样可以充分利用空间，提升航程。进一步，将油箱1下部设计呈V型收缩结构，如图1所示，并保持V型收缩结构的两侧面的夹角小于或等于60°；这样设计的目的在于，当飞行器做大机动动作时，如倾斜向前飞行，保证整体倾斜角度小于60°时，底部出油口仍被燃油覆盖，不至于将空气吸入发动机，导致贫油燃烧。进一步，为了增加油箱1的储油量，将V型收缩结构设计为分段收缩样式；其中，靠近油箱1上部区段两侧面夹角为90°-61°，具体设计为80°，即两边与底面夹角为50°；靠下部区段两侧面夹角为45°-58°，具体设计为55.76°，即两边与底面夹角为62.12°，这样可以增加整体储油量，还可保证短时大角度倾斜，依然可以正产供油。
各油箱1之间通过管路5连接；依次为第一油箱101、第四油箱104、第三油箱103、第二油箱102。优选地，结合图3所示，全部油箱1串联连接；其中，起始端的第一油箱101底部设有一个燃料出口3，其余每个油箱1底部均设有一个燃料进口4和一个燃料出口3，每个油箱1的燃料进口4、燃料出口3分别通过管路5与相邻的油箱1的燃料出口3和燃料进口4连接；末端的第二油箱102的燃料出口3通过第一管路501与发动机11连接，管路上串接有第四油泵604。第一油箱101与第四油箱104通过第四管路504连接，并串联有第一油泵601；第四油箱104与第三油箱103通过第三管路503连接，并串联有第二油泵602；第三油箱103与第二油箱102通过第二管路502连接，并串联有第三油泵603。每个油泵6均与飞控系统电连。油箱1内部还安装有液位计(图中未显示)，液位计也与飞控系统电连。进一步，为了整体美观，且保护燃油管路，第一管路501末端不直接连接发动机11，而是串接第五管路505。第五管路505设置于连接臂10中，只在连接臂10的末端穿出，并与发动机11的进油口连接。
油箱1上部设有加油口2，加油口2对应涵道7的壳体处设有开口，并在开口处安装有可拆卸的加油口盖8；优选地，将加油口盖8外形设计与开口处一致，使其表面形成连续的曲面，目的是安装加油口盖8后不破坏涵道7整体的气动外形。加油口盖8内设有泄压口9，油箱1内部通过泄压口9与外部连通；泄压口9内安装有电磁阀，电磁阀控制泄压口9开关；电磁阀与飞控系统电连。设计目的在于，液位计反馈各个油箱1内实时燃油量到飞行控制系统，飞行控制系统控制电磁闸和油泵6。电磁闸控制泄压口9的开合，泄压口打开时，空气流入，保证油箱1内外压强平衡，燃油才可正常泵出。
本发明基于上述实施例提供一种燃料储存装置的控制方法，具体步骤如下：
S1、加注燃料阶段
S11、通过各油箱1的加油口2进行燃料加注；
S12、加注完成后，通过液位计计算各个油箱内油量，反馈给飞控系统，由飞控系统调节电磁阀开关及各油泵6工作，以平衡各油箱1的油量，保证各个油箱油量相等；如当第一油箱101内液面高于第二油箱102时，第一油箱101及第二油箱102的加油口盖8的泄压口9打开，其余泄压口9关闭，第四油泵604关闭，其余油泵6运转，此时第一油箱101的加油口盖8的泄压口9进气，第二油箱102的加油口盖8的泄压口9排气，第四油箱104和第三油箱103的加油口盖8的泄压口9关闭，液位不变，燃油由第一油箱101依次经过第四油箱104和第三油箱103，最终流入第二油箱102，两油箱油量相等时所有泄压口9关闭，油泵6停止运转。
S2、发动机供料阶段
S21、全部油泵6运转，将燃料从油箱1中泵入发动机11中；
S22、在步骤S21进行的同时，打开全部油箱1加油口盖8的泄压口9，每个泄压口9均进气，保证燃油正常泵出。
S23、飞行过程中，各个油箱内液位计向飞控系统反馈实时油量，飞控控制各油泵6转数及电磁闸9开合保证长时间飞行时各个油箱油量始终相等，如第四油箱104油量多余其他油箱1，此时第二油泵602转数加快，其余油泵6转数不变，保证发动机正常供油同时，第四油箱104油量输出增加，其余油箱输出不变，各油箱油量逐渐相等；若第一油箱101油量少于其他油箱1，此时第一油箱101的加油口盖8的泄压口9关闭，油泵601停止运转，第一油箱101无法输入燃油，其余油箱输出不变，各油箱油量逐渐相等。
具体在无人机飞行过程中，如机身需要往某方向发生大角度倾斜时，此时燃油流动性会改变飞行器重心，如飞行器45°倾斜飞行，以第一油箱101位于下方，第三油箱103位于上方，第四油箱104及第二油箱102位于左右情况为例。在油量全满时，整体重心基本维持不变，但随着燃油消耗，燃油平面垂直于重力方向，上方进入空气，无人机在该姿态下重心向下方下移。对应这种情况，飞控系统根据液位计反馈油箱油量，加速度计、陀螺仪反馈无人机自身姿态，按上述S23方法，控制各个油箱输出，主动造成油量差异，保证无人机重心不变，减少控制舵面负担，保证无人机飞行稳定性。
以上具体实施方式仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照实例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。
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