CN108945412A - 重型旋翼飞行器的动力系统、启动控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种重型旋翼飞行器的动力系统、启动控制方法及系统，其中，该重型旋翼飞行器的动力系统包括：第一发动机、第一单向轴承、第一锥齿轮组、第一电机、传动轴、以及用于连接重型旋翼飞行器的旋翼的第二锥齿轮组；其中，所述第一发动机的输出轴通过所述第一单向轴承连接所述第一锥齿轮组，所述第一电机的输出轴连接第一锥齿轮组，所述第一锥齿轮组通过所述传动轴连接所述第二锥齿轮组。实施本发明能提升重型旋翼飞行器的启动速度，减小启动冲击，提升启动效率以及延长发动机使用寿命。

Description

重型旋翼飞行器的动力系统、启动控制方法及系统

技术领域

本发明涉及飞行器领域，特别涉及一种重型旋翼飞行器的动力系统、启动控制方法及系统。

背景技术

传统双涵道式重型飞行器为了满足重载功率需求，通常由多台发动机对各旋翼进行分离驱动。如中国发明专利CN201510120914.6，名称为双涵道飞行摩托，其公开了一种双涵道共轴多旋翼飞行摩托，属于特种飞行器领域。包括机体、两个主旋翼、四个副旋翼和设置在机体内的控制系统，所述两个主旋翼分别设置在机体的前方和后方，每个主旋翼下方分别安装两个副旋翼，所述副旋翼可绕其与主旋翼的连接点转动；所述四个副旋翼位于同一水平面上，四个副旋翼沿机体前后中轴线对称设置；所述主旋翼包括涵道和安装在涵道内的一对共轴反转螺旋桨，各螺旋桨由独立的燃油发动机驱动。通过采用燃油发动机提供动力，提高了其承载和续航能力，可广泛应用于载人交通，提高交通的实时性和机动性；四个副旋翼均可以绕其旋转装置转轴进行转动可节省存放空间，并可在狭小的空间飞行。

再如中国发明专利CN201610090683.3，名称为飞翼式双涵道垂直起降飞行器等，它主要由五部分组成。第一部分为机身，第二部分为两个涵道发动机和后置发动机，第三部分为垂直尾翼，四个水平尾翼，两个翼尖小翼。第四部分为支撑杆，第五部分为外挂云台和相机或光电传感器。机身为飞翼式，机身可折叠，两条折叠线为机身折叠处。机身上分布有两个涵道。两个涵道发动机分别位于两个涵道的中央，并由连杆固定。两个涵道发动机上分别安装有两个螺旋桨。后置发动机位于机身的尾部中央，后置发动机上安装有后置螺旋桨。飞行器的四个水平尾翼分别位于机身的尾部。飞行器的两个翼尖小翼分别位于机身的左右两边，并向下弯曲。飞行器的垂直尾翼位于机身的尾部中间，位于机身上部。支撑杆位于机身的前部中间，位于机身下部。相机或光电传感器位于机身的前部中间,安装于机身之下。后掠角为飞翼机身的后掠角度。

上述方法虽然可以实现重载飞行器的安全启动，但启动过程缓慢、稳定性差、效率低。因此，亟待提出一种能够提升启动速度、减小起飞冲击、延长发动机使用寿命的重型旋翼飞行器的动力系统、启动控制方法及系统。

发明内容

本发明旨在提供一种重型旋翼飞行器的动力系统、启动控制方法及系统，以期能提升重型旋翼飞行器的启动速度，减小启动冲击，提升启动效率以及延长发动机使用寿命。

具体而言，本发明一种重型旋翼飞行器的动力系统，包括：第一发动机、第一单向轴承、第一锥齿轮组、第一电机、传动轴、以及用于连接重型旋翼飞行器的旋翼的第二锥齿轮组；其中，所述第一发动机的输出轴通过所述第一单向轴承连接所述第一锥齿轮组，所述第一电机的输出轴连接第一锥齿轮组，所述第一锥齿轮组通过所述传动轴连接所述第二锥齿轮组。

进一步地，所述的重型旋翼飞行器的动力系统还包括：第二发动机、第二单向轴承、第三锥齿轮组、第二电机、以及用于连接重型旋翼飞行器的另一旋翼的第四锥齿轮组；其中，所述第二发动机的输出轴通过所述第二单向轴承连接所述第三锥齿轮组，所述第二电机的输出轴连接第三锥齿轮组，所述第三锥齿轮组通过所述传动轴连接所述第四锥齿轮组。

进一步地，所述的重型旋翼飞行器的动力系统还包括第三单向轴承，所述第一电机的输出轴通过所述第三单向轴承连接所述第一锥齿轮组。

进一步地，所述的重型旋翼飞行器的动力系统还包括第四单向轴承，所述第二电机的输出轴通过所述第四单向轴承连接所述第三锥齿轮组。

另一方面，本发明提供一种重型旋翼飞行器的启动控制方法，其中，所述重型旋翼飞行器设置有所述的重型旋翼飞行器的动力系统，所述启动控制方法包括：在收到启动触发信号时，控制第一电机启动；接收感测得到的所述旋翼的速度信号；在根据所述旋翼的速度信号确定所述旋翼的速度值与预设的临界起飞速度的差值小于预设阈值时，控制第一发动机空载启动；在所述第一发动机达到怠速且根据所述旋翼的速度信号确定所述旋翼的速度值达到所述预设的临界起飞速度时，控制第一电机停止工作，重型旋翼飞行器的动力系统由所述第一电机带动转为所述第一发动机带动。

又一方面，本发明提供一种重型旋翼飞行器的启动控制方法，其中，所述重型旋翼飞行器设置有所述的重型旋翼飞行器的动力系统，所述启动控制方法包括：在收到启动触发信号时，控制第一电机及第二电机启动；接收感测得到的所述旋翼的速度信号；在根据所述旋翼的速度信号确定所述旋翼的速度值与预设的临界起飞速度的差值小于预设阈值时，控制第一发动机及第二发动机空载启动；在所述第一发动机及第二发动机达到怠速且根据所述旋翼的速度信号确定所述旋翼的速度值达到所述预设的临界起飞速度时，控制第一电机及第二电机停止工作，重型旋翼飞行器的动力系统由所述第一电机及第二电机带动转为所述第一发动机及第二发动机带动。

此外，本发明还提供一种重型旋翼飞行器的启动控制系统，包括：检测设备，用于感测旋翼的速度信号；控制器，用于执行所述的重型旋翼飞行器的启动控制方法。

本发明还提供一种重型旋翼飞行器的启动系统，包括：所述的重型旋翼飞行器的动力系统以及所述的重型旋翼飞行器的启动控制系统，所述启动控制系统的控制器与所述动力系统中的第一发动机以及第一电机电连接；或者，

所述的重型旋翼飞行器的动力系统以及所述的重型旋翼飞行器的启动控制系统，所述启动控制系统的控制器与所述动力系统中的第一发动机、第一电机、第二发动机以及第二电机电连接。

本发明还提供一种计算机可读存储介质，所述存储介质上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现所述方法的步骤。

本发明还提供一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现所述方法的步骤。

本发明的重型旋翼飞行器的动力系统，其通过采用第一电机直驱预旋，简化了传统重型飞行器的动力传动结构，减小起飞冲击，有效加快起飞过程，提升重型旋翼飞行器的启动速度，提升启动效率，同时延长发动机使用寿命，增强了传动系统的可靠性与稳定性。

参照附图来阅读对于示例性实施例的以下描述，本发明的其他特性特征和优点将变得清晰。

附图说明

并入到说明书中并且构成说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且与描述一起用于解释本发明的原理。在这些附图中，类似的附图标记用于表示类似的要素。下面描述中的附图是本发明的一些实施例，而不是全部实施例。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，可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种重型旋翼飞行器的动力系统的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种重型旋翼飞行器的第一启动控制方法的流程图；

图3为本发明实施例提供的一种重型旋翼飞行器的第二启动控制方法的流程图；

图4为重型旋翼飞行器工作在图3所示第二启动控制方法时工作流程图；

图5为本发明实施例提供的一种重型旋翼飞行器在两个发动机转速不一致时的工作流程图。

其中，1-第一发动机；2-第一单向轴承；3-发动机输出轴；4-第一锥齿轮组；5-第一电机；6-传动轴；7-第二锥齿轮组；8-旋翼；9-涵道

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

以下各实施例中设备以物联网智能设备为例进行解释说明，不应做限定性解释。

下面结合附图详细说明本发明实施涉及的重型旋翼飞行器的动力系统、启动控制方法及系统。

实施例一

图1为本发明实施例提供的一种重型旋翼飞行器的动力系统的结构示意图。参见图1所示，重型旋翼飞行器的动力系统包括：第一发动机1、第一单向轴承2、第一锥齿轮组4、第一电机5、传动轴6、以及用于连接重型旋翼飞行器的旋翼8的第二锥齿轮组7；其中，所述第一发动机1的输出轴通过所述第一单向轴承2连接所述第一锥齿轮组4，所述第一电机5的输出轴连接第一锥齿轮组4，所述第一锥齿轮组4通过所述传动轴6连接所述第二锥齿轮组7。

通过第一发动机1输出轴与第一单向轴承2相连接，其作用在于，当第一电机5带动螺旋桨预旋时，从动轴的转动无法传递到发动机输出轴3上，即可以隔离从动轴向发动机输出轴3之间的动力传输。第一锥齿轮组4实现动力传输和动力换向功能，将第一发动机1和第一电机5的动力传输到传动轴6上；第二锥齿轮组7再将动力传输到旋翼8上，进而带动旋翼8在涵道9中旋转。

通过第一发动机1输出轴与第一单向轴承2相连接，整个启动动过程中，第一发动机1始终处于低负载、小冲击状态，能很好的保证系统启动的快速性，避免了传统的发动机带载情况下冷启动缓慢、不稳定的问题，大大提高系统响应的快速性，同时延长发动机寿命。

进一步优选地，在上述结构的基础上，重型旋翼飞行器的动力系统还可以包括：第二发动机、第二单向轴承、第三锥齿轮组、第二电机、以及用于连接重型旋翼飞行器的另一旋翼的第四锥齿轮组；其中，所述第二发动机的输出轴通过所述第二单向轴承连接所述第三锥齿轮组，所述第二电机的输出轴连接第三锥齿轮组，所述第三锥齿轮组通过所述传动轴6连接所述第四锥齿轮组。

通过包括前后(以上内容通过“第一”及“第二”区分前后两套系统)两套共轴反旋旋翼系统，用以提供飞行器总升力。飞行器前后各有一套发动机与电机，并与主传动系统相连。当飞行器动力系统启动时，第一电机5及第二电机首先开始工作，快速带动旋翼达到临界转速即可关闭第一电机5及第二电机，此时第一发动机1及第二发动机空载达到怠速，通过各单向轴承传输动力给各旋翼，带动整个飞行器动力系统运转。由此解决了现有对于双涵道重型飞行器，传统的分离式驱动方案由于各台发动机负载、状态等的不一致性，其输出转速存在偏差，从而导致各旋翼转速误差，增加了系统的控制难度，影响系统稳定性的不足。

可以理解的是，对于具有前后两套共轴反旋旋翼系统而言，其由于第一发动机1输出轴与第一单向轴承2相连接，第二发动机输出轴与第二单向轴承相连接，由此整个启动动过程中，第一发动机1及第二发动机均始终处于低负载、小冲击状态，能很好的保证系统启动的快速性，避免了传统的发动机带载情况下冷启动缓慢、不稳定的问题，大大提高系统响应的快速性，同时延长发动机寿命。

优选地，重型旋翼飞行器的动力系统还包括第三单向轴承，所述第一电机5的输出轴通过所述第三单向轴承连接所述第一锥齿轮组4。

优选地，重型旋翼飞行器的动力系统还包括第四单向轴承，所述第二电机的输出轴通过所述第四单向轴承连接所述第三锥齿轮组。

本实施例中一方面采用发动机和电机作为动力源，改变了发动机作为单一动力源的启动方式，有效结合了电机响应快速的特点和发动机带载能力强的优势，避免了重型飞行器发动机系统带负载启动时过程缓慢，不稳定，效率低等问题；简化了超越离合器等一系列传动结构，动力系统更加紧凑可靠，传动过程简单清晰，易于实现；同时可以减轻飞行器的整体重量，增加有效载荷。另一方面，采用电机直驱预旋，简化了传统重型飞行器的动力传动结构，减小起飞冲击，有效加快起飞过程，同时延长发动机使用寿命，增强了传动系统的可靠性与稳定性。又一方面通过采用双发并车式整体布局，解决了传统重型双涵道式飞行器各涵道系统分离驱动引起的输出不同步、不稳定问题。

实施例二

图2为本发明实施例提供的一种重型旋翼飞行器的第一启动控制方法的流程图。如图2所示，一种重型旋翼飞行器的启动控制方法200，其中，所述重型旋翼飞行器设置有所述的重型旋翼飞行器的动力系统，所述启动控制方法200包括：

首先，在步骤201，在收到启动触发信号时，控制第一电机启动；

其次，在步骤202，接收感测得到的所述旋翼的速度信号；

再次，在步骤203，在根据所述旋翼的速度信号确定所述旋翼的速度值与预设的临界起飞速度的差值小于预设阈值时，控制第一发动机空载启动；

然后，在步骤204，在所述第一发动机达到怠速且根据所述旋翼的速度信号确定所述旋翼的速度值达到所述预设的临界起飞速度时，控制第一电机停止工作；

在步骤205，重型旋翼飞行器的动力系统由所述第一电机带动转为所述第一发动机带动。

本实施例通过电机代替发动机进行旋翼预旋，在启动准备阶段，由峰值功率较高的高转速电机配备减速箱直接驱动旋翼开始预旋，当旋翼接近临界转速时启动发动机并空载加速，达到临界转速时旋翼系统连接发动机输出轴，此时发动机已经达到怠速，由于旋翼已经达到了临界起飞转速，经过传动机构可以实现发动机的小冲击平稳启动，加快飞行器起飞过程，延长发动机使用寿命。

实施例三

图3为本发明实施例提供的一种重型旋翼飞行器的第二启动控制方法的流程图。如图3所示，一种重型旋翼飞行器的启动控制方法300，其中，所述重型旋翼飞行器设置有所述的重型旋翼飞行器的动力系统，所述启动控制方法300包括：

首先，在步骤301，在收到启动触发信号时，控制第一电机及第二电机启动；

其次，在步骤302，接收感测得到的所述旋翼的速度信号；

再次，在步骤303，在根据所述旋翼的速度信号确定所述旋翼的速度值与预设的临界起飞速度的差值小于预设阈值时，控制第一发动机及第二发动机启动；

然后，在步骤304，在所述第一发动机及第二发动机达到怠速且根据所述旋翼的速度信号确定所述旋翼的速度值达到所述预设的临界起飞速度时，控制第一电机及第二电机停止工作；

在步骤305，重型旋翼飞行器的动力系统由所述第一电机及第二电机带动转为所述第一发动机及第二发动机带动。

图4为重型旋翼飞行器工作在图3所示第二启动控制方法时工作流程图。如图4所示，所述用于重型飞行器快速启动的动力系统的工作原理为：

步骤401，控制器接收飞行器的启动信号，启动各电机(包括上述的第一电机5和第二电机)。

步骤402，第三及第四单向轴承使第一电机5和第二电机的输出轴与各锥齿轮组(第一锥齿轮组4及第三锥齿轮组)的动力输入轴连接，传动轴6将动力传到各锥齿轮组(第二锥齿轮组7及第四锥齿轮组)的输入轴，各锥齿轮组再将动力输出到旋翼8的旋翼轴上，由此实现第一电机5和第二电机带动旋翼8预旋加速。

步骤403及404，当旋翼8即将达到临界起飞速度时，再启动各发动机(第一发动机1及第二发动机)，由于各发动机输出轴转速低于各锥齿轮组转速，在各单向轴承(第一单向轴承2及第二单向轴承)的作用下，各发动机近乎相当于空载启动，此时可以快速增加发动机转速使其达到怠速。

步骤405，当控制系统检测到旋翼8转速达到临界值时，在步骤406，关闭各电机，在步骤407，整个飞行器系统的动力由发动机来提供，由于此时发动机输出轴3的转速与锥齿轮组4的转速相同，相当于发动机怠速状态下从近乎零负载到逐渐加大负载输出的情形。整个启动过程中，各发动机始终处于低负载、小冲击状态，能很好的保证系统启动的快速性，避免了传统的发动机带载情况下冷启动缓慢、不稳定的问题，大大提高系统响应的快速性，同时延长发动机寿命。

图5为本发明实施例提供的一种重型旋翼飞行器在两个发动机转速不一致时的工作流程图。动力系统结构为发动机并车，共用一根传动轴的整体布局形式。在相同油门开度下，当发动机输出不稳定或飞行器受到影响时，前后发动机转速出现不同，由于单向轴承的存在，转速低的发动机此时相当于脱载运转，瞬时的脱载会使发动机转速逐渐升高；转速高的发动机此时带动整个系统运转，相当于负载增大，而瞬时的负载增加则会使发动机转速降低；经过上述动态调整过程，最终发动机的转速将保持一致，系统得以平稳运转。此方式避免了两台发动机分离式结构输出不同步造成的系统稳定性差的问题。

如图5所示，方法500从步骤501处开始。在步骤501，前后发动机(第一发动机1及第二发动机)带动旋翼系统运转。在步骤502，检测到前后发动机转速出现不同的情况。在步骤503，由于动力系统结构为发动机并车，共用一根传动轴的整体布局形式，促使低转速发动机脱载，在步骤504，低转速发动机在脱载后转速升高，在步骤507，确定前后发动机转速是否一致，如果一致则进行步骤508，前后发动机共同带动旋翼系统运转，否则，转回步骤503，低转速发动机继续脱载。

另一方面，在步骤505，由于动力系统结构为发动机并车，共用一根传动轴的整体布局形式，在前后发动机的转速不一样时，会促使高转速发动机负载增大，在步骤506，高转速发动机的负载增大后会导致转速降低，在步骤507，确定前后发动机转速是否一致，如果一致则进行步骤508，前后发动机共同带动旋翼系统运转，否则，转回步骤505，高转速发动机的负载继续增大。

本实施例通过创新性地将电机直驱预旋与发动机并车传动引入重型飞行器传动系统，简化了传统重型双涵道飞行器的动力传动结构，减小起飞冲击，有效加快起飞过程，同时延长发动机使用寿命，增强了传动系统的可靠性与稳定性。一方面，解决了传统重载飞行器启动过程缓慢、稳定性差、效率低的缺点；另一方面，解决了传统多发动机分离输出不同步、不稳定的问题。

实施例四

本发明还提供一种重型旋翼飞行器的启动控制系统，图1-图5所示的内容可以用于解释本实施例，该启动控制系统包括：

检测设备，用于感测旋翼的速度信号；

控制器，用于执行上述的重型旋翼飞行器的启动控制方法。

本实施例通过创新性地将电机直驱预旋与发动机并车传动引入重型双涵道飞行器传动系统，简化了传统重型双涵道式飞行器的动力传动结构，减小起飞冲击，有效加快起飞过程，同时延长发动机使用寿命，增强了传动系统的可靠性与稳定性。一方面，解决了传统重型飞行器启动过程缓慢、稳定性差、效率低的缺点；另一方面，解决了传统多发动机分离输出不同步、不稳定的问题。

此外，本发明还提供一种重型旋翼飞行器的启动系统，包括：所述的重型旋翼飞行器的动力系统以及所述的重型旋翼飞行器的启动控制系统，所述启动控制系统的控制器与所述动力系统中的第一发动机以及第一电机电连接；或者，所述的重型旋翼飞行器的动力系统以及所述的重型旋翼飞行器的启动控制系统，所述启动控制系统的控制器与所述动力系统中的第一发动机、第一电机、第二发动机以及第二电机电连接。

此外，本发明还提供一种计算机可读存储介质，所述存储介质上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现上述方法的步骤。

此外，本发明还提供一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现上述方法的步骤。

上面描述的内容可以单独地或者以各种方式组合起来实施，而这些变型方式都在本发明的保护范围之内。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种重型旋翼飞行器的动力系统，其特征在于，包括：第一发动机(1)、第一单向轴承(2)、第一锥齿轮组(4)、第一电机(5)、传动轴(6)、以及用于连接重型旋翼飞行器的旋翼(8)的第二锥齿轮组(7)；其中，所述第一发动机(1)的输出轴通过所述第一单向轴承(2)连接所述第一锥齿轮组(4)，所述第一电机(5)的输出轴连接第一锥齿轮组(4)，所述第一锥齿轮组(4)通过所述传动轴(6)连接所述第二锥齿轮组(7)。

2.如权利要求1所述的重型旋翼飞行器的动力系统，其特征在于，还包括：第二发动机、第二单向轴承、第三锥齿轮组、第二电机、以及用于连接重型旋翼飞行器的另一旋翼的第四锥齿轮组；其中，所述第二发动机的输出轴通过所述第二单向轴承连接所述第三锥齿轮组，所述第二电机的输出轴连接第三锥齿轮组，所述第三锥齿轮组通过所述传动轴(6)连接所述第四锥齿轮组。

3.如权利要求2所述的重型旋翼飞行器的动力系统，其特征在于，还包括第三单向轴承，所述第一电机(5)的输出轴通过所述第三单向轴承连接所述第一锥齿轮组(4)。

4.如权利要求3所述的重型旋翼飞行器的动力系统，其特征在于，还包括第四单向轴承，所述第二电机的输出轴通过所述第四单向轴承连接所述第三锥齿轮组。

5.一种重型旋翼飞行器的启动控制方法，其特征在于，所述重型旋翼飞行器设置有如权利要求1-4中任一项所述的重型旋翼飞行器的动力系统，所述启动控制方法包括：

在收到启动触发信号时，控制第一电机启动；

接收感测得到的所述旋翼(8)的速度信号；

在根据所述旋翼(8)的速度信号确定所述旋翼(8)的速度值与预设的临界起飞速度的差值小于预设阈值时，控制第一发动机空载启动；

在所述第一发动机达到怠速且根据所述旋翼(8)的速度信号确定所述旋翼(8)的速度值达到所述预设的临界起飞速度时，控制第一电机停止工作，重型旋翼飞行器的动力系统由所述第一电机带动转为所述第一发动机带动。

6.一种重型旋翼飞行器的启动控制方法，其特征在于，所述重型旋翼飞行器设置有如权利要求2-4中任一项所述的重型旋翼飞行器的动力系统，所述启动控制方法包括：

在收到启动触发信号时，控制第一电机及第二电机启动；

接收感测得到的所述旋翼的速度信号；

在根据所述旋翼的速度信号确定所述旋翼的速度值与预设的临界起飞速度的差值小于预设阈值时，控制第一发动机及第二发动机空载启动；

在所述第一发动机及第二发动机达到怠速且根据所述旋翼的速度信号确定所述旋翼的速度值达到所述预设的临界起飞速度时，控制第一电机及第二电机停止工作，重型旋翼飞行器的动力系统由所述第一电机及第二电机带动转为所述第一发动机及第二发动机带动。

7.一种重型旋翼飞行器的启动控制系统，其特征在于，包括：

检测设备，用于感测旋翼的速度信号；

控制器，用于执行如权利要求5或6所述的重型旋翼飞行器的启动控制方法。

8.一种重型旋翼飞行器的启动系统，其特征在于，包括：如权利要求1所述的重型旋翼飞行器的动力系统以及如权利要求7所述的重型旋翼飞行器的启动控制系统，所述启动控制系统的控制器与所述动力系统中的第一发动机(1)以及第一电机(5)电连接；或者，

如权利要求2-4中任一项所述的重型旋翼飞行器的动力系统以及如权利要求7所述的重型旋翼飞行器的启动控制系统，所述启动控制系统的控制器与所述动力系统中的第一发动机(1)、第一电机(5)、第二发动机以及第二电机电连接。

9.一种计算机可读存储介质，所述存储介质上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现权利要求5或6所述方法的步骤。

10.一种计算机设备，其特征在于，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现权利要求5或6所述方法的步骤。