CN107757927A - 飞机辅助动力驱动系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞机辅助动力驱动系统，采用液压泵/马达和蓄能器辅助发动机驱动螺旋桨，通过回收飞机制动过程的动能，提高能量利用率，并在飞机飞行过程中发动机失效时，辅助发动机实现快速二次启动。本发明公开的飞机辅助动力驱动系统能够提高飞机的安全性能，缩短启动时间，降低发动机装机功率。
Description
技术领域
本发明属于飞机技术领域，尤其涉及一种飞机辅助动力驱动系统。
背景技术
飞机技术是高度综合的现代科学技术，在我国国防、农业、运输、科学研究等方面发挥了巨大的作用。传统飞机的发动机几乎是飞机上所有关键系统的动力来源，一旦飞机的发动机失效，飞机将处于十分危险的境地。尽管现有飞机上有冲压涡轮和APU辅助动力系统作为应急装置，辅助飞机在发动机熄火后实现短时可操纵和发动机二次启动，但是这些应急措施都以牺牲飞机的速度和高度优势为代价，一旦飞机在有限的时间内无法成功启动发动机，飞机只能迫降，这样有很大的安全隐患。除此之外，现有飞机动力系统在能量利用率等方面存在一些不足，总结为以下几点：
1、飞机减速时一方面通过降低发动机转速，另一方面通过扰流板增加阻力来实现减速，这样造成了较大的能量损失。
2、为了保证飞机在飞行过程中能够克服短时峰值载荷，飞机动力系统在设计时往往需要增大发动机的功率，这样会增加额外的成本。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明旨在提供一种飞机辅助动力驱动系统，通过回收飞机制动过程的动能，提高能量利用率，并在飞机飞行过程中发动机失效时，辅助发动机实现快速二次启动，提高飞机安全性能。
飞机辅助动力驱动系统，包括第Ⅰ螺旋桨(1)、第Ⅱ螺旋桨(10)、第Ⅰ联轴器(3)、第Ⅱ联轴器(8)、第Ⅰ变速器(2)、第Ⅱ变速器(9)和其他液压执行机构(13)；其中：还包括第Ⅰ液压泵/马达(4)、第Ⅱ液压泵/马达(7)、控制器(11)、补油泵(20)、液压泵驱动电动机(22)、第Ⅰ二位二通电磁阀(14)、第Ⅱ二位二通电磁阀(18)、第Ⅰ安全阀(16)、第Ⅱ安全阀(19)、液压蓄能器(15)、第Ⅲ联轴器(21)、压力传感器(17)、第Ⅰ液压换向回路(5)和第Ⅱ液压换向回路(6)。
第Ⅰ液压泵/马达的第一油口P1和第二油口P2分别与第Ⅰ液压换向回路的A1油口和B1油口连通，第Ⅱ液压泵/马达的第一油口P3和第二油口P4分别与第Ⅱ液压换向回路的A2油口和B2油口连通，第Ⅰ液压换向回路的C1油口、第Ⅱ液压换向回路的C2油口、其他液压执行机构的进油口和第Ⅰ二位二通电磁阀E1油口通过液压管路连通，第Ⅰ液压换向回路的D1油口和第Ⅱ液压换向回路的D2油口均与油箱连通，第Ⅰ二位二通电磁阀F1油口、第Ⅱ二位二通电磁阀E2油口、压力传感器和第Ⅰ安全阀的进油口均与蓄能器连接，压力传感器的输出信号p输入控制器，第Ⅰ安全阀的出油口与油箱连通，第Ⅱ二位二通电磁阀F2油口、第Ⅱ安全阀的进油口和补油泵的出油口通过液压管路连通，补油泵的进油口和第Ⅱ安全阀的出油口均与油箱连通，补油泵驱动电动机的输出轴与补油泵的驱动轴通过第Ⅲ联轴器连接，补油泵驱动电动机的控制端、第Ⅰ二位二通电磁阀的控制端、第Ⅱ二位二通电磁阀的控制端、第Ⅰ液压换向回路的控制端和第Ⅱ液压换向回路的控制端均与控制器连接，第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达的输出轴分别与第Ⅰ、第Ⅱ联轴器的一端连接，第Ⅰ、第Ⅱ联轴器的另一端分别与第Ⅰ、第Ⅱ螺旋桨的驱动轴连接。
所述第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达可以是电比例四象限液压泵/马达或定排量液压泵/马达。
所述蓄能器是单一的液压蓄能器或两个以上的液压蓄能器组。
所述第Ⅰ、第Ⅱ液压换向回路是小流量滑阀组成的换向回路或是大流量插装阀组成的换向回路。
所述补油泵是飞机动力系统原有的应急油泵或是新增补油泵。
所述补油泵是恒压变量液压泵或是定量液压泵。
与现有技术相比，本发明提供的飞机辅助动力驱动系统，具有以下优点和积极效果：
1、本发明采用液压泵/马达和蓄能器，可以将部分风能和飞机减速过程的动能转化为液压能，不仅能够用于飞机其他液压执行机构，而且能够在飞机启动加速和遭遇峰值载荷时提供辅助驱动力，提高能量利用率，降低系统的能耗。
2、本发明采用液压泵/马达和蓄能器辅助发动机驱动螺旋桨，能在飞机飞行过程中发动机失效时为发动机二次启动提供辅助动力，而且能为飞机操纵系统等其他液压执行机构提供辅助动力，提高飞机的安全性能。
3、本发明采用液压泵/马达和蓄能器辅助发动机驱动螺旋桨，较传统飞机仅依靠发动机驱动，能够缩短启动时间，降低发动机装机功率。
附图说明
图1是本发明采用液压泵/马达和蓄能器的飞机辅助动力驱动系统控制原理图；
图2是本发明采用电动/发电机和蓄电池的飞机辅助动力驱动系统控制原理图。
图中：1-第Ⅰ螺旋桨；2-第Ⅰ变速器；3-第Ⅰ联轴器；4-第Ⅰ液压泵/马达；5-第Ⅰ液压换向回路；6-第Ⅱ液压换向回路；7-第Ⅱ液压泵/马达：8-第Ⅱ联轴器；9-第Ⅱ变速器；10-第Ⅱ螺旋桨；11-控制器；12-液压油箱；13-其他液压执行机构；14-第Ⅰ二位二通电磁阀；15-液压蓄能器；16-第Ⅰ安全阀；17-压力传感器；18-第Ⅱ二位二通电磁阀；19-第Ⅱ安全阀；20-补油泵；21-第Ⅲ联轴器；22-液压泵驱动电动机；23-第Ⅰ电动/发电机；24-第Ⅰ逆变器；25-电源；26-整流器；27-双向DC-DC变换器；28-蓄电池；29-第Ⅱ逆变器；30-第Ⅱ电动/发电机。
具体实施方案
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行详细说明：
实施例1：
如图1所示，飞机辅助动力驱动系统，包括第Ⅰ螺旋桨1、第Ⅱ螺旋桨10、第Ⅰ联轴器3、第Ⅱ联轴器8、第Ⅰ变速器2、第Ⅱ变速器9和其他液压执行机构13；其中：还包括第Ⅰ液压泵/马达4、第Ⅱ液压泵/马达7、控制器11、补油泵20、液压泵驱动电动机22、第Ⅰ二位二通电磁阀14、第Ⅱ二位二通电磁阀18、第Ⅰ安全阀16、第Ⅱ安全阀19、液压蓄能器15、第Ⅲ联轴器21、压力传感器17、第Ⅰ液压换向回路5和第Ⅱ液压换向回路6。
第Ⅰ液压泵/马达的第一油口P1和第二油口P2分别与第Ⅰ液压换向回路的A1油口和B1油口连通，第Ⅱ液压泵/马达的第一油口P3和第二油口P4分别与第Ⅱ液压换向回路的A2油口和B2油口连通，第Ⅰ液压换向回路的C1油口、第Ⅱ液压换向回路的C2油口、其他液压执行机构的进油口和第Ⅰ二位二通电磁阀E1油口通过液压管路连通，第Ⅰ液压换向回路的D1油口和第Ⅱ液压换向回路的D2油口均与油箱连通，第Ⅰ二位二通电磁阀F1油口、第Ⅱ二位二通电磁阀E2油口、压力传感器和第Ⅰ安全阀的进油口均与蓄能器连接，压力传感器的输出信号p输入控制器，第Ⅰ安全阀的出油口与油箱连通，第Ⅱ二位二通电磁阀F2油口、第Ⅱ安全阀的进油口和补油泵的出油口通过液压管路连通，补油泵的进油口、第Ⅱ安全阀的出油口均与油箱连通，补油泵驱动电动机的输出轴与补油泵的驱动轴通过第Ⅲ联轴器连接，补油泵驱动电动机的控制端、第Ⅰ二位二通电磁阀的控制端、第Ⅱ二位二通电磁阀的控制端、第Ⅰ液压换向回路的控制端和第Ⅱ液压换向回路的控制端均与控制器连接，第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达的输出轴分别与第Ⅰ、第Ⅱ联轴器的一端连接，第Ⅰ、第Ⅱ联轴器的另一端分别与第Ⅰ、第Ⅱ螺旋桨的驱动轴连接。
所述第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达可以是电比例四象限液压泵/马达或定排量液压泵/马达。
所述蓄能器是单一的液压蓄能器或两个以上的液压蓄能器组。
所述第Ⅰ、第Ⅱ液压换向回路是小流量滑阀组成的换向回路或是大流量插装阀组成的换向回路。
所述补油泵是飞机动力系统原有的应急油泵或是新增补油泵。
所述补油泵是恒压变量液压泵或是定量液压泵。
本发明的工作过程为：飞机启动之前，控制器发出指令，控制液压泵驱动电动机启动，同时控制器向第Ⅱ二位二通电磁阀发出指令，控制第Ⅱ二位二通电磁阀打开，液压泵驱动电动机驱动补油泵向蓄能器补充油液，压力传感器检测到蓄能器压力到达设定值时，控制器控制第Ⅱ二位二通电磁阀关闭，同时控制液压泵驱动电动机停止工作。
当飞机开始启动时，控制器控制第Ⅰ二位二通电磁阀打开，同时控制器发出控制指令到第Ⅰ、第Ⅱ液压换向回路，使蓄能器释放液压能驱动第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达转动，此时第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达处于马达工况，第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达分别驱动第Ⅰ、第Ⅱ螺旋桨，进而辅助飞机快速启动。
当飞机飞行过程中遇到短时峰值载荷或飞机飞行过程中发动机突然失效停止工作时，控制器控制第Ⅰ二位二通电磁阀打开，同时控制器发出指令到第Ⅰ、Ⅱ液压换向回路，蓄能器释放液压能驱动第Ⅰ、Ⅱ液压泵/马达转动，此时第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达处于马达工况，第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达分别驱动第Ⅰ、第Ⅱ螺旋桨，进而辅助航空发动机度过峰值载荷或辅助发动机实现快速二次启动。
当飞机飞行过程中发动机突然失效停止工作且压力传感器检测蓄能器中的压力不足时，控制器控制第Ⅰ二位二通电磁阀打开，同时控制器发出指令到第Ⅰ、Ⅱ液压换向回路使液压泵/马达的出油口与蓄能器进口连接，此时飞机处于滑翔状态，螺旋桨在风力驱动下带动第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达旋转，将液压油箱中低压油泵入蓄能器中，进而将风能转化为液压能，当压力传感器检测到蓄能器中压力达到设定值时，控制器发出指令到第Ⅰ、Ⅱ液压换向回路，使第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达的进油口与蓄能器连接，蓄能器释放高压油驱动第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达转动，进而为发动机二次启动启动辅助动力。
当飞机减速时，利用第Ⅰ、Ⅱ螺旋桨回收飞机减速时的动能，第Ⅰ、Ⅱ螺旋桨分别带动第Ⅰ、Ⅱ液压泵/马达转动，控制器控制控制器控制第Ⅰ二位二通电磁阀打开，同时控制器发出指令给第Ⅰ、Ⅱ液压换向回路，此时第Ⅰ、Ⅱ液压泵/马达处于液压泵工况，将液压油箱中的低压油泵入蓄能器中，进而将飞机的动能存储到液压蓄能器中，辅助飞机减速。飞机完成减速后，控制器控制第Ⅰ二位二通电磁阀关闭，并控制第Ⅰ、Ⅱ换向回路使第Ⅰ、Ⅱ液压泵/马达的进出油口均与油箱连通。
实施例2
如图2所示，飞机辅助动力驱动系统包括：第Ⅰ螺旋桨1、第Ⅱ螺旋桨10、第Ⅰ联轴器3、第Ⅱ联轴器8、第Ⅰ变速器2、第Ⅱ变速器9；还包括第Ⅰ电动/发电机23、第Ⅱ电动/发电机30、第Ⅰ逆变器24、第Ⅱ逆变器29、控制器11、电源25、整流器26、双向DC-DC变换器27、蓄电池28。
第Ⅰ、第Ⅱ电动/发电机的驱动轴分别与第Ⅰ、第Ⅱ联轴器的一端连接，第Ⅰ、第Ⅱ联轴器的另一端分别与第Ⅰ、第Ⅱ螺旋桨的驱动轴连接。第Ⅰ、第Ⅱ逆变器的输出端分别与第Ⅰ、第Ⅱ电动/发电机连接，第Ⅰ、第Ⅱ逆变器的输入端通过公共直流母线连接，整流器的输入端与电源连接，整流器的输出端连接到公共直流母线上，双向DC-DC变换器的一端与蓄电池连接，双向DC-DC变换器的另一端连接到公共直流母线上，第Ⅰ、第Ⅱ逆变器的控制端、双向DC-DC变换器的控制端与控制器连接。
当飞机启动加速时，控制器发出指令到DC-DC变换器和第Ⅰ、第Ⅱ逆变器，控制蓄电池释放电能驱动第Ⅰ、第Ⅱ电动/发电机转动，此时第Ⅰ、第Ⅱ电动/发电机处于电动机工况，第Ⅰ、第Ⅱ电动/发电机分别驱动第Ⅰ、第Ⅱ螺旋桨，进而为飞机发动机启动加速提供辅助动力。
当飞机飞行过程中遇到短时峰值载荷或飞机飞行过程中发动机突然失效停止工作时，控制器发出指令到DC-DC变换器和第Ⅰ、第Ⅱ逆变器，控制蓄电池释放电能驱动第Ⅰ、第Ⅱ电动/发电机转动，此时第Ⅰ、第Ⅱ电动/发电机处于电动机工况，第Ⅰ、第Ⅱ电动/发电机分别驱动第Ⅰ、第Ⅱ螺旋桨，进而为飞机发动机克服峰值载荷和发动机二次启动提供辅助动力。
当飞机减速时，风能带动第Ⅰ、第Ⅱ螺旋桨转动，第Ⅰ、第Ⅱ螺旋桨分别驱动第Ⅰ、第Ⅱ电动/发电机，此时第Ⅰ、第Ⅱ电动/发电机处于发电机工况，控制器发出指令到DC-DC变换器和第Ⅰ、第Ⅱ逆变器，将第Ⅰ、第Ⅱ电动/发电机发出的电能存储到蓄能器中，进而将飞机减速过程的动能和风能存储到蓄电池中。
Claims (6)
1.飞机辅助动力驱动系统，包括第Ⅰ螺旋桨(1)、第Ⅱ螺旋桨(10)、第Ⅰ联轴器(3)、第Ⅱ联轴器(8)、第Ⅰ变速器(2)、第Ⅱ变速器(9)和其他液压执行机构(13)；其特征在于：还包括第Ⅰ液压泵/马达(4)、第Ⅱ液压泵/马达(7)、控制器(11)、补油泵(20)、液压泵驱动电动机(22)、第Ⅰ二位二通电磁阀(14)、第Ⅱ二位二通电磁阀(18)、第Ⅰ安全阀(16)、第Ⅱ安全阀(19)、液压蓄能器(15)、第Ⅲ联轴器(21)、压力传感器(17)、第Ⅰ液压换向回路(5)和第Ⅱ液压换向回路(6)；
第Ⅰ液压泵/马达的第一油口P1和第二油口P2分别与第Ⅰ液压换向回路的A1油口和B1油口连通，第Ⅱ液压泵/马达的第一油口P3和第二油口P4分别与第Ⅱ液压换向回路的A2油口和B2油口连通，第Ⅰ液压换向回路的C1油口、第Ⅱ液压换向回路的C2油口、其他液压执行机构的进油口和第Ⅰ二位二通电磁阀E1油口通过液压管路连通，第Ⅰ液压换向回路的D1油口和第Ⅱ液压换向回路的D2油口均与油箱连通，第Ⅰ二位二通电磁阀F1油口、第Ⅱ二位二通电磁阀E2油口、压力传感器和第Ⅰ安全阀的进油口均与蓄能器连接，压力传感器的输出信号p输入控制器，第Ⅰ安全阀的出油口与油箱连通，第Ⅱ二位二通电磁阀F2油口、第Ⅱ安全阀的进油口和补油泵的出油口通过液压管路连通，补油泵的进油口和第Ⅱ安全阀的出油口均与油箱连通，补油泵驱动电动机的输出轴与补油泵的驱动轴通过第Ⅲ联轴器连接，补油泵驱动电动机的控制端、第Ⅰ二位二通电磁阀的控制端、第Ⅱ二位二通电磁阀的控制端、第Ⅰ液压换向回路的控制端和第Ⅱ液压换向回路的控制端均与控制器连接，第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达的输出轴分别与第Ⅰ、第Ⅱ联轴器的一端连接，第Ⅰ、第Ⅱ联轴器的另一端分别与第Ⅰ、第Ⅱ螺旋桨的驱动轴连接。
2.根据权利要求1所述的飞机辅助动力驱动系统，其特征在于：所述第Ⅰ、第Ⅱ液压泵/马达可以是电比例四象限液压泵/马达或定排量液压泵/马达。
3.根据权利要求1所述的飞机辅助动力驱动系统，其特征在于：所述蓄能器是单一的液压蓄能器或两个以上的液压蓄能器组。
4.根据权利要求1所述的飞机辅助动力驱动系统，其特征在于：所述第Ⅰ、第Ⅱ液压换向回路是小流量滑阀组成的换向回路或大流量插装阀组成的换向回路。
5.根据权利要求1所述的飞机辅助动力驱动系统，其特征在于：所述补油泵是飞机动力系统原有的应急油泵或是新增补油泵。
6.根据权利要求1所述的飞机辅助动力驱动系统，其特征在于：所述补油泵是恒压变量液压泵或是定量液压泵。
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