CN108082499A - 行星式混合动力直升机动力耦合系统及驱动方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种行星式混合动力直升机动力耦合系统及驱动方法，涉及航空飞行器技术领域，包括主旋翼系统和尾桨系统；其中主旋翼系统包括发动机、前行星排、后行星排、一号离合器、二号离合器、一号电机、二号电机和主旋翼；尾桨系统包括尾桨发动机、尾桨电机、一号制动器、二号制动器和尾桨。本发明具有更好的与现有直升机的技术继承性以及燃油经济性、低排放、低噪声等特点，具有纯电动驱动、无级变速、并联和混联等多种系统功能，解决了传统直升机模式单一的问题，可以实现特殊飞行任务降噪、减噪功能，易于实现规模产业化。

Description

行星式混合动力直升机动力耦合系统及驱动方法

技术领域

本发明涉及航空飞行器技术领域，特别涉及行星式混合动力直升机动力耦合系统，以及用于该系统的驱动控制方法。

背景技术

飞机机载系统的一个重要发展方向是电动力化，即采用多电系统和全电系统。与此同时，推进系统和动力装置的电动力化也取得重大进展，已经成功用于小型螺旋桨通用飞机、直升机和无人机。电动飞机具有节能环保、高效率、结构简单等诸多优点，将推动通用飞机、无人机实现革命性的发展。

随着化石能源的日益枯竭，越来越多的工业化国家达成共识，工业领域将不断探索其他替代能源；而电能作为清洁能源，更加容易获取和可持续利用，在众多工业领域已经被广泛的应用。然而，在航空飞行器领域，尤其是直升机领域，单纯依靠电能很难满足其动力性需求；因此混合动力的应用在飞行器领域应运而生。

未来的飞行器不但要满足动力性的需求，还应该有更低的排放和能耗。在直升机飞行器领域，混合动力技术的应用有效地解决了传统内燃机较高的燃油消耗率和排放性差等缺点，逐渐被行业所认可。混合动力飞行器其驱动系统有串联、并联和混联三种形式。串联式混合动力系统具有动力总成控制简单等优点，但驱动系统中因存在能量二次转换导致总体效率较低的缺点。并联式混合动力系统具有能量利用率较高的优点，但在低速工况中，主旋翼发动机的工作效率受到限制。混联式混合动力系统汇集了串联和并联两种构型的双重优势，有最佳的综合性能。尤其混联式混合动力系统实现了电子无级变速功能，主旋翼发动机实现转速转矩双解耦，最大限度的提高系统的整体性能。

目前，已有的行星式混合动力直升机的专利大多结构简单，功能和模式单一。如中国专利公布号CN105836141A，公布日2016-08-10，公开了一种混合动力直升机驱动机构及驱动方法，该系统包含一个基本动力源和一个辅助动力源，结构简单，传动装置重量小；但该系统采用单排行星齿轮机构，模式单一；在高速工况下，系统综合效率较低。并且其尾桨只能依靠电机驱动，可靠性差，电机需求功率高。本发明提出的行星式混合动力直升机动力耦合系统及驱动方法结合了纯电动模式、电子无级变速模式、并联模式和发动机直驱模式等多种工作模式，一方面增大了混合动力系统的高效率区间，改善系统的经济性、动力性和排放性；另一方面有效地降低直升机工作噪声，实现特殊飞行任务降噪、减噪功能；除此之外，还可以实现纯电动模式、发动机驱动并发电等模式，进一步改善系统的燃油经济性。

发明内容

本发明是为克服传统直升机模式单一、续航里程短、经济性能和排放性能较差等问题，并有效地降低直升机飞行噪声，提供了一种行星式混合动力直升机动力耦合系统及驱动方法。

为解决上述技术问题，本发明是采用如下技术方案实现的，结合附图：所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统包括主旋翼系统Ⅰ和尾桨系统Ⅱ，其中主旋翼系统Ⅰ还包括主旋翼发动机1、前行星排、后行星排、一号电机4、一号离合器9、二号离合器10、二号电机11、主旋翼19与自动倾斜器20；尾桨系统Ⅱ还包括尾桨发动机21、一号制动器22、尾桨电机24、尾桨行星排与尾桨31；前行星排套装在主旋翼动力输入轴3上为转动连接；后行星排套装在二号电机11的输出轴上为转动连接；一号离合器9的主动部分与主旋翼动力输入轴3固定连接，一号离合器9的从动部分固连在前行星排行星架7的右端，与前行星排行星架7共同旋转；二号离合器10的主动部分与后行星排太阳轮12固定连接，二号离合器10的从动部分与一号离合器9的主动部分为一体结构；一号电机4的壳体固定在直升机机身16上，一号电机4的转子套装在主旋翼动力输入轴3的右端，与前行星排太阳轮5为固定连接；二号电机11的壳体固定在直升机机身16上，二号电机11的输出轴与后行星排太阳轮12为固定连接；尾桨行星排套装在尾桨动力输入轴23上为转动连接；一号制动器22的主动部分与尾桨动力输入轴23固定连接，一号制动器22的从动部分固定在直升机机身16上；二号制动器26的主动部分与尾桨电机24的输出轴固定连接，二号制动器26的从动部分固定在直升机机身16上；尾桨电机24的壳体固定在直升机机身16上，尾桨电机24的转子套装在尾桨动力输入轴23的右端，与尾桨行星排太阳轮25为固定连接。

根据本发明提供的行星式混合动力直升机动力耦合系统，其中，在主旋翼系统Ⅰ中，主旋翼动力输入轴3、前行星排、后行星排、一号离合器9、二号离合器10、一号电机4与二号电机11的回转轴线共线；在尾桨系统Ⅱ中，尾桨动力输入轴23、一号制动器22、尾桨电机24、二号制动器26与尾桨行星排的回转轴线共线。

根据本发明提供的行星式混合动力直升机动力耦合系统，其中，一号电机4为永磁同步电机，电机输出轴为空心轴，通过轴承支撑在主旋翼动力输入轴3的光轴部分，电机转子与前行星排太阳轮5固定连接；一号电机4用于在不同工况下解耦主旋翼发动机1和主旋翼19之间的转速，使主旋翼发动机1的转速独立于主旋翼19的转速，配合二号电机11对主旋翼发动机1和主旋翼19之间的转矩解耦；二号电机11为永磁同步电机，电机输出轴通过轴承支撑在后行星排太阳轮12的凹槽部分，电机转子与后行星排太阳轮12固定连接；二号电机11具有高转矩输出特性可以增加主旋翼19上来自于主旋翼发动机1的转矩以满足工况转矩需求；尾桨电机24为永磁同步电机，电机转子与尾桨行星排太阳轮25通过花键或其他形式连接；尾桨电机24用于在不同工况下解耦尾桨发动机21和尾桨31之间的转速，使尾桨发动机21的转速独立于尾桨31的转速。

根据本发明提供的行星式混合动力直升机动力耦合系统，其中，前行星排包括前行星排太阳轮5、前行星排行星轮6、前行星排行星架7、前行星排齿圈8；所述的前行星排太阳轮5、前行星排行星轮6、前行星排齿圈8依次啮合，前行星排行星架7与前行星排行星轮6为转动连接；所述的后行星排包括后行星排太阳轮12、后行星排行星轮13、后行星排行星架14、后行星排齿圈15；所述的后行星排太阳轮12、后行星排行星轮13、后行星排齿圈15依次啮合，后行星排行星架14与后行星排行星轮13为转动连接；尾桨行星排包括尾桨行星排太阳轮25、尾桨行星排行星轮27、尾桨行星排行星架28、尾桨行星排齿圈29；所述的尾桨行星排太阳轮25、尾桨行星排行星轮27、尾桨行星排齿圈29依次啮合，尾桨行星排行星架28与尾桨行星排行星轮27为转动连接。

根据本发明提供的行星式混合动力直升机动力耦合系统的驱动方法，包括纯电动模式、电子无级变速模式、发动机直驱模式、发动机驱动并发电模式和并联模式等五种主要工作模式。

根据本发明提供的行星式混合动力直升机动力耦合系统的驱动方法，当直升机出现发动机系统故障、燃料不足时，或者用于低噪声飞行等特殊飞行工况下，切换至纯电动模式；主旋翼系统Ⅰ处于纯电动模式，电池为二号电机11提供电能驱动主旋翼19；尾桨系统Ⅱ处于纯电动模式，电池为尾桨电机24提供电能驱动尾桨31，一号制动器22接合；动力耦合系统利用电能驱动；

当直升机用于常速飞行、巡航等常用飞行工况时，切换至电子无级变速模式；主旋翼系统Ⅰ处于电子无级变速模式，主旋翼发动机1启动，一号电机4发电，二号电机11电动；一号离合器9接合；尾桨系统Ⅱ处于电子无级变速模式，尾桨发动机21启动，尾桨电机24发电或电动；动力耦合系统利用电能和化学能驱动；

当直升机出现电系统故障、电池故障或电机故障时，切换至发动机直驱模式；主旋翼系统Ⅰ处于发动机直驱模式，主旋翼发动机1启动，二号离合器10接合；尾桨系统Ⅱ处于发动机直驱模式，尾桨发动机21启动，二号制动器25接合；动力耦合系统利用化学能驱动；

当直升机用于高速飞行工况，或者出现电池馈电等情况下，切换至发动机驱动并发电模式；主旋翼系统Ⅰ处于发动机驱动并发电模式，主旋翼发动机1启动，二号离合器10接合，二号电机11发电给电池补充电能；尾桨系统Ⅱ处于发动机直驱模式，尾桨发动机21启动，二号制动器25接合；动力耦合系统利用化学能驱动；

当直升机用于加速起飞、加速飞行等大功率飞行工况时，切换至并联模式；主旋翼系统Ⅰ处于并联模式，主旋翼发动机1启动，二号离合器10接合，电池提供电能驱动二号电机11电动；尾桨系统Ⅱ处于发动机直驱模式，尾桨发动机21启动，二号制动器25接合；动力耦合系统利用化学能驱动。

本发明与现有技术相比，有益效果如下：

1.本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统及驱动方法通过接合制动器，实现纯电动模式，在特定运行工况下，实现飞行器低噪声，提高系统燃油经济性，同时减少有害气体排放量，减少对环境的污染。

2.本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统及驱动方法通过接合一号离合器，可以实现电子无级变速模式，在低速区综合效率高，并且保证主旋翼发动机工作在最佳燃油经济区，提高续航里程；尾桨发动机实现转速解耦。

3.本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统及驱动方法通过接合二号离合器和二号制动器，可以实现并联模式、发动机直驱模式和发动机驱动并发电模式，根据直升机功率需求和电池荷电状态实现并联模式、发动机直驱模式和发动机驱动并发电模式的切换；在中高速工况下，发动机直驱模式系统综合效率高，避免能量二次转换。

4.本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统及驱动方法可以选用较小功率的主旋翼发动机和尾桨发动机满足直升机的正常飞行要求，减少有害气体排放量，减少对环境的污染。

5.本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统及驱动方法可以在特定工况下，实现电机单独驱动和发动机单独驱动，增大动力源故障容错性，提高直升机飞行器飞行安全性和机动性。

6.本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统及驱动方法应用范围广，不仅适用于直升机，还可应用于螺旋桨式飞行器、无人机等领域。

附图说明

下面结合附图对本发明作进一步说明：

图1为本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统的结构原理图；

图2为本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统的杆模型图；

图3为本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统在纯电动模式下的结构原理及能量流动图；

图4为本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统在纯电动模式下的杆模型图；

图5为本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统在电子无级变速模式下的结构原理图；

图6为本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统在电子无级变速模式下的杆模型图；

图7为本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统在发动机直驱模式下的结构原理及能量流动图；

图8为本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统在发动机直驱模式下的杆模型图；

图9为本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统在发动机驱动并发电模式下的结构原理及能量流动图；

图10为本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统在发动机驱动并发电模式下的杆模型图；

图11为本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统在并联模式下的结构原理及能量流动图；

图12为本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统在并联模式下的杆模型图；

图中：1.主旋翼发动机，2.扭转减振器，3.主旋翼动力输入轴，4.一号电机，5.前行星排太阳轮，6.前行星排行星轮，7.前行星排行星架，8.前行星排齿圈，9.一号离合器，10.二号离合器，11.二号电机，12.后行星排太阳轮，13.后行星排行星轮，14.后行星排行星架，15.后行星排齿圈，16.直升机机身，17.输出锥齿轮，18.主旋翼输入轴，19.主旋翼，20.自动倾斜器，21.尾桨发动机，22.一号制动器，23.尾桨动力输入轴，24.尾桨电机，25.尾桨行星排太阳轮，26.二号制动器，27.尾桨行星排行星轮，28.尾桨行星排行星架，29.尾桨行星排齿圈，30.尾桨输入轴，31.尾桨，Ⅰ.主旋翼系统，Ⅱ.尾桨系统。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作详细的描述：

参阅图1、图2，本发明提供了一种行星式混合动力直升机动力耦合系统及驱动方法，所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统主要包括主旋翼系统和尾桨系统，其中主旋翼系统包括主旋翼发动机、前行星排、后行星排、一号离合器、二号离合器、主旋翼、自动倾斜器、一号电机和二号电机；尾桨系统包含尾桨发动机、尾桨电机、一号制动器、二号制动器、尾桨行星排、尾桨输入轴和尾桨。

参阅图1、图2，所述的前行星排包括有主旋翼动力输入轴3、前行星排太阳轮5、前行星排行星轮6、前行星排行星架7、前行星排齿圈8。

参阅图1、图2，所述的主旋翼动力输入轴3为阶梯轴结构，左端开有外花键用于传递来自主旋翼发动机1经过扭转减振器2的动力，右端通过花键或其他形式将动力传递给一号离合器9和二号离合器10；所述的前行星排太阳轮5为圆柱齿轮结构；所述的前行星排行星轮6为圆柱齿轮结构；所述的前行星排行星架7为圆环结构，与一号离合器9的从动部分为一体结构；所述的前行星排齿圈8为圆柱内齿轮结构，右端轴伸部分与后行星排行星架14为一体结构。

参阅图1、图2，主旋翼动力输入轴3左端通过轴承支撑在扭转减振器2的输出端，右端通过轴承支撑在一号离合器9凹槽内；前行星排太阳轮5通过轴承支撑在主旋翼动力输入轴3的光轴部分，与前行星排行星轮6常啮合；前行星排行星轮6分别与前行星排太阳轮5和前行星排齿圈8常啮合；前行星排行星架7通过销轴与前行星排行星轮6连接，并绕前行星排太阳轮5公转。

参阅图1、图2，所述的后行星排包括有后行星排太阳轮12、后行星排行星轮13、后行星排行星架14、后行星排齿圈15。

参阅图1、图2，所述的后行星排太阳轮12为圆柱齿轮结构，左端轴伸部分与二号离合器10的主动部分固定连接，内部开有内花键用于传递来自二号电机11的动力；所述的后行星排行星轮13为圆柱齿轮结构；所述的后行星排行星架14为圆环结构，与前行星排齿圈8的右端轴伸部分为一体结构，后行星排行星架14的右端为锥齿轮结构；所述的后行星排齿圈15为圆柱内齿轮结构，固定在直升机机身16上。

参阅图1、图2，后行星排太阳轮12通过轴承支撑在二号电机11的输出轴部分，与后行星排行星轮13常啮合；后行星排行星轮13分别与后行星排太阳轮12和后行星排齿圈15常啮合；后行星排行星架14通过销轴与后行星排行星轮13连接，并绕后行星排太阳轮12公转，后行星排行星架14的右端锥齿轮与输出锥齿轮17常啮合，将动力通过主旋翼输入轴18传递给主旋翼19。

参阅图1、图2，所述的尾桨行星排包括有尾桨动力输入轴23、尾桨行星排太阳轮25、尾桨行星排行星轮27、尾桨行星排行星架28、尾桨行星排齿圈29。

参阅图1、图2，所述的尾桨动力输入轴23为阶梯轴结构，左端开有外花键用于传递来自尾桨发动机21的动力，右端通过花键或其他形式将动力传递给尾桨行星排行星架28；所述的尾桨行星排太阳轮25为圆柱齿轮结构；所述的尾桨行星排行星轮27为圆柱齿轮结构；所述的尾桨行星排行星架28为圆环结构；所述的尾桨行星排齿圈29为圆柱内齿轮结构，右端与尾桨输入轴30通过花键或其他形式固定连接。

参阅图1、图2，尾桨动力输入轴23左端通过花键或其他形式与一号制动器22的主动部分固定连接，右端通过轴承支撑在尾桨电机24空心输出轴内；尾桨行星排太阳轮25通过轴承支撑在尾桨动力输入轴23的光轴部分，与尾桨行星排行星轮27常啮合；尾桨行星排行星轮27分别与尾桨行星排太阳轮25和尾桨行星排齿圈29常啮合；尾桨行星排行星架28通过销轴与尾桨行星排行星轮27连接，并绕尾桨行星排太阳轮25公转。

参阅图1、图2，所述的双离合器包括一号离合器9、二号离合器10。

参阅图1、图2，所述的一号离合器9和二号离合器10包含在主旋翼系统Ⅰ内；所述的一号离合器9为多片式摩擦离合器，其主动部分与主旋翼动力输入轴3固定连接，从动部分与前行星排行星架7固连在一起，通过摩擦作用来接合一号离合器9；二号离合器10为多片式摩擦离合器，其主动部分与后行星排太阳轮12固定连接，从动部分与一号离合器9的主动部分为一体结构，通过摩擦作用来接合二号离合器10。

参阅图1、图2，所述的制动器包括一号制动器22、二号制动器26。

参阅图1、图2，所述的一号制动器22、二号制动器26包含在尾桨系统Ⅱ内；所述的一号制动器22为多片式摩擦制动器，其主动部分与尾桨动力输入轴23固定连接，从动部分固定在机身上，通过摩擦作用来接合一号制动器22；所述的二号制动器26为多片式摩擦制动器，其主动部分与尾桨电机24空心输出轴固定连接，从动部分固定在机身上，通过摩擦作用来接合二号制动器26；

参阅图1、图3、图5，所述的电机系统包括一号电机4、二号电机11、尾桨电机24。

参阅图1、图3、图5，所述的一号电机4、二号电机11包含在主旋翼系统Ⅰ内，所述的尾桨电机24包含在尾桨系统Ⅱ内；所述的一号电机4为永磁同步电机，一号电机4的壳体固定在直升机机身上，电机输出轴为空心轴，通过轴承支撑在主旋翼动力输入轴3的光轴部分，电机转子与前行星排太阳轮5通过花键或其他形式连接；所述的一号电机4用于在不同工况下解耦主旋翼发动机1和主旋翼19之间的转速，使主旋翼发动机1的转速独立于主旋翼19的转速，配合二号电机11对主旋翼发动机1和主旋翼19之间的转矩解耦，可以保证主旋翼发动机1工作于高效区域，以提高燃油经济性。所述的二号电机11为永磁同步电机，二号电机11的壳体固定在直升机机身上，电机输出轴通过轴承支撑在后行星排太阳轮12的凹槽部分，电机转子与后行星排太阳轮12通过花键或其他形式连接；二号电机11具有高转矩输出特性可以增加主旋翼19上来自于主旋翼发动机1的转矩以满足工况转矩需求，即把主旋翼发动机1的转矩输出从工况需求转矩中解耦出来，解除了主旋翼发动机1与主旋翼输入轴18之间因为机械连接而引起的工况需求扭矩对主旋翼发动机1转矩的限制。所述的尾桨电机24为永磁同步电机，尾桨电机24的壳体固定在直升机机身上，电机输出轴为空心轴，通过轴承支撑在尾桨动力输入轴23的光轴部分，电机转子与尾桨行星排太阳轮25通过花键或其他形式连接；所述的尾桨电机24用于在不同工况下解耦尾桨发动机21和尾桨31之间的转速，使尾桨发动机21的转速独立于尾桨31的转速，保证尾桨发动机21工作于高效区域，以提高燃油经济性。

工作原理与工作模式划分

参阅图1、图2，所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统有五个动力输入，分别是主旋翼发动机1、一号电机4、二号电机11、尾桨发动机21和尾桨电机24；主旋翼发动机的动力通过主旋翼动力输入轴3输入，一号电机4的动力通过前行星排太阳轮5输入，二号电机11的动力通过后行星排太阳轮12输入，尾桨发动机21的动力通过尾桨动力输入轴23输入，尾桨电机24的动力通过尾桨行星排太阳轮25输入。

本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统的工作模式与能量来源如表1所示：

表1.工作模式与能量来源

本发明所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统的离合器、制动器的接合状态如表2所示：

表2.离合器与制动器状态

其中，○代表接合，×代表分离，*代表该系统不包含此项。

将主旋翼系统和尾桨系统工作模式进行组合，划分为以下五种主要工作模式，但并不局限于此五种组合，在上述说明的基础上还可以根据实际需求对主旋翼系统和尾桨系统的工作模式做出多种其他组合、变型。这里不再对所有实施组合予以穷举。而由此引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

具体工作原理与五种主要工作模式划分为：

1、纯电动模式

参阅图1～图4，在纯电动模式下，主旋翼系统Ⅰ处于纯电动模式，尾桨系统Ⅱ处于纯电动模式；

参阅图1～图4，在主旋翼系统Ⅰ中，主旋翼发动机1处于关机状态，一号电机4不工作，二号电机11处于电动状态，一号离合器9和二号离合器10均处于分离状态；在尾桨系统Ⅱ中，尾桨发动机21处于关机状态，尾桨电机24处于电动状态，一号制动器22处于接合状态，二号制动器26处于分离状态；纯电动模式主要用于低噪声飞行、发动机系统故障和燃料不足等飞行工况。在纯电动模式下，二号电机11和尾桨电机24处于电动状态，主旋翼系统Ⅰ中动力由后行星排太阳轮12输入，经过后行星排的减速增扭作用后，输出到后行星排行星架14最终由输出锥齿轮17输出；尾桨系统Ⅱ中动力由尾桨行星排太阳轮25输入，经过尾桨行星排的减速增扭作用后，输出到尾桨31。当飞行器发动机系统不能正常工作时，包括主旋翼发动机1和尾桨发动机21发生故障或者燃料不足的情况下，纯电动模式可以保证直升机飞行器在纯电动下短时飞行和安全着陆。

2、电子无级变速模式

参阅图1、图2、图5、图6，在电子无级变速模式下，主旋翼系统Ⅰ处于电子无级变速模式，尾桨系统Ⅱ处于电子无级变速模式；

参阅图1、图2、图5、图6，在主旋翼系统Ⅰ中，主旋翼发动机1处于工作状态，一号电机4处于发电状态，二号电机11处于电动状态；一号离合器9处于接合状态，二号离合器10处于分离状态；在尾桨系统Ⅱ中，尾桨发动机21处于工作状态，尾桨电机24处于发电或电动状态，一号制动器22和二号制动器26处于分离状态；电子无级变速模式主要用于常速飞行、巡航等常用飞行工况；在电子无级变速模式下，主旋翼发动机1的输出功率分为两部分，一部分经过前行星排齿圈8，输出到后行星排行星架14；另一部分经过前行星排太阳轮5，输出到一号电机4。一号电机4处于发电状态，将主旋翼发动机1传递的机械能转换为电能，电能通过电路径传递给二号电机11和电池。二号电机11处于电动状态，将一号电机4和电池传递的电能转换为机械能，通过后行星排太阳轮12输入，经过后行星排的减速能扭作用后，最终输出到后行星排行星架14；主旋翼发动机1和二号电机11输出的机械能在后行星排行星架14处叠加耦合，最终经过输出锥齿轮17输出到主旋翼19。尾桨发动机21的输出功率由尾桨行星排行星架28输入，尾桨电机24的功率由尾桨行星排太阳轮25输入，二者功率在尾桨行星排处耦合，控制器通过调节尾桨电机24的转速调节尾桨发动机21的工作点，使尾桨31在满足输出功率和输出转速的前提下，保证尾桨发动机21工作在高效区。

3、发动机直驱模式

参阅图1、图2、图7、图8，在发动机直驱模式下，主旋翼系统Ⅰ处于发动机直驱模式，尾桨系统Ⅱ处于发动机直驱模式；

参阅图1、图2、图7、图8，该模式下，主旋翼系统Ⅰ和尾桨系统Ⅱ与传统内燃机飞行器工作模式相同。在主旋翼系统Ⅰ中，主旋翼发动机1处于工作状态，离合器控制器控制二号离合器10接合，一号电机4和二号电机11不工作；在尾桨系统Ⅱ中，尾桨发动机21处于工作状态，制动器控制器控制二号制动器25接合，尾桨电机24不工作；发动机直驱模式主要用于加速飞行、电系统故障等飞行工况；在发动机直驱模式下，主旋翼发动机1输出动力由后行星排太阳轮12输入，经过后行星排的减速增扭作用后，输出到后行星排行星架14最终由输出锥齿轮17输出；此时一号离合器9处于分离状态；尾桨发动机21输出动力传递给尾桨行星排，通过尾桨行星排齿圈29输出驱动尾桨31。发动机直驱模式可以使得系统得到较高的系统综合效率，并防止能量发生二次转换。当直升机飞行器电系统发生故障时，发动机直驱模式可以保证飞行器按照传统模式飞行和安全着陆。

4、发动机驱动并发电模式

参阅图1、图2、图9、图10，在发动机驱动并发电模式下，主旋翼系统Ⅰ处于发动机驱动并发电模式，尾桨系统Ⅱ处于发动机直驱模式；

参阅图1、图2、图9、图10，该模式下，尾桨系统Ⅱ与传统内燃机飞行器工作模式相同。在主旋翼系统Ⅰ中，主旋翼发动机1处于工作状态，离合器控制器控制二号离合器10接合，一号电机4不工作，二号电机11处于发电状态；在尾桨系统Ⅱ中，尾桨发动机21处于工作状态，制动器控制器控制二号制动器25接合，尾桨电机24不工作；发动机驱动并发电模式主要用于高速飞行、电池馈电等飞行工况。在发动机驱动并发电模式下，主旋翼发动机1输出动力由后行星排太阳轮12输入，一部分经过后行星排的减速增扭作用后，输出到后行星排行星架14最终由输出锥齿轮17输出；另一部分通过二号电机11将机械能转化为电能，储存到电池中；此时和一号离合器9处于分离状态；尾桨发动机21输出动力传递给尾桨行星排，通过尾桨行星排齿圈29输出驱动尾桨31。当直升机飞行器电系统发生故障或电池馈电等情况时，发动机驱动并发电模式可以保证飞行器按照传统模式飞行并充电。

5、并联模式

参阅图1、图2、图11、图12，在并联模式下，主旋翼系统Ⅰ处于并联模式，尾桨系统Ⅱ处于发动机直驱模式；

参阅图1、图2、图11、图12，该模式下，尾桨系统Ⅱ与传统内燃机飞行器工作模式相同。在主旋翼系统Ⅰ中，主旋翼发动机1处于工作状态，离合器控制器控制二号离合器10接合，一号电机4不工作，二号电机11处于电动状态；在尾桨系统Ⅱ中，尾桨发动机21处于工作状态，制动器控制器控制二号制动器25接合，尾桨电机24不工作；并联模式主要用于加速起飞、加速飞行等大功率飞行工况。在并联模式下，主旋翼发动机1输出动力由后行星排太阳轮12输入，电池为二号电机11提供电能，二者功率在尾桨行星排处耦合；此时和一号离合器9处于分离状态；尾桨发动机21输出动力传递给尾桨行星排，通过尾桨行星排齿圈29输出驱动尾桨31。当直升机飞行器电系统电池电量充足时，并联模式可以保证直升机起飞、加速飞行、降落等大功率飞行工况。

术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体可以是机械连接，也可以是电连接或彼此可通讯可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在上述说明的基础上还可以根据实际需求对主旋翼系统和尾桨系统的工作模式做出多种其他组合、变型。这里不再对所有实施组合予以穷举。而由此引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (6)

1.一种行星式混合动力直升机动力耦合系统，包括主旋翼系统(Ⅰ)和尾桨系统(Ⅱ)，其特征在于，所述的主旋翼系统(Ⅰ)还包括主旋翼发动机(1)、前行星排、后行星排、一号电机(4)、一号离合器(9)、二号离合器(10)、二号电机(11)、主旋翼(19)与自动倾斜器(20)；尾桨系统(Ⅱ)还包括尾桨发动机(21)、一号制动器(22)、尾桨电机(24)、尾桨行星排与尾桨(31)；

所述的前行星排套装在主旋翼动力输入轴(3)上为转动连接；后行星排套装在二号电机(11)的输出轴上为转动连接；一号离合器(9)的主动部分与主旋翼动力输入轴(3)固定连接，一号离合器(9)的从动部分固连在前行星排行星架(7)的右端，与前行星排行星架(7)共同旋转；二号离合器(10)的主动部分与后行星排太阳轮(12)固定连接，二号离合器(10)的从动部分与一号离合器(9)的主动部分为一体结构；一号电机(4)的壳体固定在直升机机身(16)上，一号电机(4)的转子套装在主旋翼动力输入轴(3)的右端，与前行星排太阳轮(5)为固定连接；二号电机(11)的壳体固定在直升机机身(16)上，二号电机(11)的输出轴与后行星排太阳轮(12)为固定连接；

所述的尾桨行星排套装在尾桨动力输入轴(23)上为转动连接；一号制动器(22)的主动部分与尾桨动力输入轴(23)固定连接，一号制动器(22)的从动部分固定在直升机机身(16)上；二号制动器(26)的主动部分与尾桨电机(24)的输出轴固定连接，二号制动器(26)的从动部分固定在直升机机身(16)上；尾桨电机(24)的壳体固定在直升机机身(16)上，尾桨电机(24)的转子套装在尾桨动力输入轴(23)的右端，与尾桨行星排太阳轮(25)为固定连接。

2.根据权利要求1所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统，其特征在于，在主旋翼系统(Ⅰ)中，主旋翼动力输入轴(3)、前行星排、后行星排、一号离合器(9)、二号离合器(10)、一号电机(4)与二号电机(11)的回转轴线共线；在尾桨系统(Ⅱ)中，尾桨动力输入轴(23)、一号制动器(22)、尾桨电机(24)、二号制动器(26)与尾桨行星排的回转轴线共线。

3.根据权利要求1所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统，其特征在于，所述的一号电机(4)为永磁同步电机，电机输出轴为空心轴，通过轴承支撑在主旋翼动力输入轴(3)的光轴部分，电机转子与前行星排太阳轮(5)固定连接；所述的一号电机(4)用于在不同工况下解耦主旋翼发动机(1)和主旋翼(19)之间的转速，使主旋翼发动机(1)的转速独立于主旋翼(19)的转速，配合二号电机(11)对主旋翼发动机(1)和主旋翼(19)之间的转矩解耦；所述的二号电机(11)为永磁同步电机，电机输出轴通过轴承支撑在后行星排太阳轮(12)的凹槽部分，电机转子与后行星排太阳轮(12)固定连接；所述的二号电机(11)具有高转矩输出特性可以增加主旋翼(19)上来自于主旋翼发动机(1)的转矩以满足工况转矩需求；

所述的尾桨电机(24)为永磁同步电机，电机转子与尾桨行星排太阳轮(25)通过花键或其他形式连接；尾桨电机(24)用于在不同工况下解耦尾桨发动机(21)和尾桨(31)之间的转速，使尾桨发动机(21)的转速独立于尾桨(31)的转速。

4.根据权利要求1所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统，其特征在于，所述的前行星排包括前行星排太阳轮(5)、前行星排行星轮(6)、前行星排行星架(7)、前行星排齿圈(8)；所述的前行星排太阳轮(5)、前行星排行星轮(6)、前行星排齿圈(8)依次啮合，前行星排行星架(7)与前行星排行星轮(6)为转动连接；所述的后行星排包括后行星排太阳轮(12)、后行星排行星轮(13)、后行星排行星架(14)、后行星排齿圈(15)；所述的后行星排太阳轮(12)、后行星排行星轮(13)、后行星排齿圈(15)依次啮合，后行星排行星架(14)与后行星排行星轮(13)为转动连接；

所述的尾桨行星排包括尾桨行星排太阳轮(25)、尾桨行星排行星轮(27)、尾桨行星排行星架(28)、尾桨行星排齿圈(29)；所述的尾桨行星排太阳轮(25)、尾桨行星排行星轮(27)、尾桨行星排齿圈(29)依次啮合，尾桨行星排行星架(28)与尾桨行星排行星轮(27)为转动连接。

5.一种行星式混合动力直升机动力耦合系统的驱动方法，包括权利要求1-4中任一项所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统，其特征在于，包括纯电动模式、电子无级变速模式、发动机直驱模式、发动机驱动并发电模式和并联模式等五种主要工作模式。

6.根据权利要求5所述的行星式混合动力直升机动力耦合系统的驱动方法，其特征在于，当直升机出现发动机系统故障、燃料不足时，或者用于低噪声飞行等特殊飞行工况下，切换至纯电动模式；主旋翼系统(Ⅰ)处于纯电动模式，电池为二号电机(11)提供电能驱动主旋翼(19)；尾桨系统(Ⅱ)处于纯电动模式，电池为尾桨电机(24)提供电能驱动尾桨(31)，一号制动器(22)接合；动力耦合系统利用电能驱动；

当直升机用于常速飞行、巡航等常用飞行工况时，切换至电子无级变速模式；主旋翼系统(Ⅰ)处于电子无级变速模式，主旋翼发动机(1)启动，一号电机(4)发电，二号电机(11)电动；一号离合器(9)接合；尾桨系统(Ⅱ)处于电子无级变速模式，尾桨发动机(21)启动，尾桨电机(24)发电或电动；动力耦合系统利用电能和化学能驱动；

当直升机出现电系统故障、电池故障或电机故障时，切换至发动机直驱模式；主旋翼系统(Ⅰ)处于发动机直驱模式，主旋翼发动机(1)启动，二号离合器(10)接合；尾桨系统(Ⅱ)处于发动机直驱模式，尾桨发动机(21)启动，二号制动器(25)接合；动力耦合系统利用化学能驱动；

当直升机用于高速飞行工况，或者出现电池馈电等情况下，切换至发动机驱动并发电模式；主旋翼系统(Ⅰ)处于发动机驱动并发电模式，主旋翼发动机(1)启动，二号离合器(10)接合，二号电机(11)发电给电池补充电能；尾桨系统(Ⅱ)处于发动机直驱模式，尾桨发动机(21)启动，二号制动器(25)接合；动力耦合系统利用化学能驱动；

当直升机用于加速起飞、加速飞行等大功率飞行工况时，切换至并联模式；主旋翼系统(Ⅰ)处于并联模式，主旋翼发动机(1)启动，二号离合器(10)接合，电池提供电能驱动二号电机(11)电动；尾桨系统(Ⅱ)处于发动机直驱模式，尾桨发动机(21)启动，二号制动器(25)接合；动力耦合系统利用化学能驱动。