CN109383787A - 航空发动机助力系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种航空发动机助力装置,包括:发动机、电动/发电两用机和螺旋桨同轴连接,发动机向航空发动机助力装置提供总动力,电动/发电两用机是根据起飞标定电压程序设置标定电压,其中,1/2标定电压为电动助力状态的基准电压,若施加大于1/2标定电压为电动加力状态,若施加小于1/2标定电压为电动减力状态,若施加0电压为发电状态,电动/发电两用机的输出功率不大于发动机输出功率的5%;还包括:转矩传感器、转速测量器、蓄电池和系统控制器,转矩传感器和转速测量器分别检测发动机、电动/发电两用机以及螺旋桨的转矩和转速,蓄电池容量不大于电动/发电两用机工作30秒的用电量。上述系统即减小了摔机概率,还提高了上百倍的续航能力。

Description

航空发动机助力系统
技术领域
本发明涉及直升机技术领域,特别是涉及一种航空发动机助力装置和航空发动机助力系统。
背景技术
多旋翼直升机与独桨直升机的区别在于:多旋翼直升机是采用n对螺旋桨飞行,需要对每对螺旋桨的姿态平衡进行动力控制。而独桨直升机的主桨位于重心轴上,是自然下垂获得平衡。其利弊在于:当一个螺旋桨出现故障时,多旋翼直升机其余的旋翼桨可以继续完成航行或安全降落的工作,而独桨直升机则机毁人亡。显然,多旋翼直升机替代独桨直升机的实用,是个技术期待。
目前燃油发动机驱动的多旋翼直升机,由于发动机的工作原理决定了发动机需要等待排气、吸气两个行程后才有滞后的控制反应。等待反应过来后,发动机还要继续每隔两个行程,并用前一次吸进混合气所改变的转速及吸力,以递增形式再次吸进少部分给定的油量而逐渐改变的加速度,再去调整风中摇摆的多旋翼直升机的姿态,已经来不及了,显然摔机的概率很高。
而电动的多旋翼直升机就不存在这个问题。但是,目前蓄电池的比能量还达不到300Wh/kg,就是说要想增加电动多旋翼直升机的载重及续航时间用电量就大,就要按照300Wh/kg的制约来增加蓄电池的重量,所增加蓄电池的重量就变成了多旋翼直升机的自重,显然载重能力就等量减小,如此以反比例的增减,就会达到虽然螺旋桨可以长时间旋转却飞不起来了的载重重量为零的起飞极限。因此,目前电动的多旋翼直升机,受到蓄电池技术的限制,不能满足实际需求大载重的续航能力。
因此,取长补短的油/电混合动力方案是必然选择。然而,一山不容二虎,在一架多旋翼直升机上采用两种不同的动力源,其如何配备两种动力源的比能量,才能增加续航能力,如何切换两种动力源的控制,才能在有风吹来时不摔机,成为亟待解决的技术难题。
发明内容
基于此,有必要针对上述多旋翼直升机续航能力差的问题,提供一种航空发动机助力系统。
所述航空发动机助力系统,包括:航空发动机助力装置。
所述航空发动机助力装置,包括:发动机、电动/发电两用机和螺旋桨,所述发动机、电动/发电两用机、螺旋桨同轴连接,所述发动机用于向所述航空发动机助力装置提供总动力。
在其中一个实施例中,所述发动机还用于为螺旋桨提供动力。
在其中一个实施例中,所述发动机还用于为蓄电池充电提供动力。
所述电动/发电两用机用于在常态时,施加1/2标定电压,所述1/2标定电压为电动助力状态的基准电压,施加大于1/2标定电压为电动加力状态,施加小于1/2标定电压为电动减力状态,施加0电压为发电状态。
所述标定电压是指每次起飞时,根据多旋翼直升机起飞载重的变化所设定施加在电动/发电两用机上的电压值,将所述电动/发电两用机上的电压值作为每次不同载重飞行控制的电动助力参考基准电压。
其中,1/2标定电压使每个螺旋桨产生的升力+每个发动机产生的升力-多旋翼直升机克服的起飞重力/n个螺旋桨=0,即:多旋翼直升机空中悬停所需要的电压。
在其中一个实施例中,所述电动/发电两用机在施加标定电压范围内的电动助力状态时,通过传动轴给所述螺旋桨提供瞬间转矩。
在其中一个实施例中,设置所述电动/发电两用机的输出功率,不大于所述燃油发动机输出功率的5%。
在其中一个实施例中,所述电动/发电两用机为发电状态时,向蓄电池补充电能。
所述航空发动机助力装置,还包括:转矩传感器、转速测量器、飞行控制器、系统控制器、蓄电池,转矩传感器和转速测量器用于分别测量所述发动机、电动/发电两用机和螺旋桨的转矩和转速,由飞行控制器的指令系统控制器实施测控,蓄电池为所述航空发动机助力装置提供电能,蓄电池容量不大于所述电动/发电两用机工作30秒的用电量。
所述系统控制器包括:功率检测单元、飞控指令处理单元、电动/发电切换单元、电量检测单元、发动机功率调配单元、充放电控制单元。
所述系统控制器用于在一个测控实施例之前,预先将实测电动机转速/转矩/电压特性曲线表,保存到系统控制器中,预先将实测燃油发动机转速/转矩/耗油特性曲线表,保存到系统控制器中,将预先实测螺旋桨转速/转矩/升力特性曲线表保存到系统控制器中。
在其中一个实施例中,装满重物到多旋翼直升机设计的最大起飞重量,然后电动机施加额定电压,再调整发动机功率控制多旋翼直升机至悬停在空中,将此起飞重量满载状态下的螺旋桨转速、转矩及每个发动机的耗油参数保存到系统控制器中,标注为A1组最小油动参数。然后逐渐降低电动机电压到0伏(实际测量值为0伏),同时调整发动机功率控制多旋翼直升机仍然保持悬停在空中,将此起飞重量满载状态下的螺旋桨转速、转矩及每个发动机的功率保存到系统控制器中,标注为A0组最大油动参数。
所述系统控制器实施测控,包括:执行设定的程序,测量多旋翼直升机动态参数、自动标定电压、姿态调整控制。
在其中一个实施例中,测量多旋翼直升机实际起飞重量的动态参数及自动标定电压的流程,包括:
启动发动机,逐渐加大发动机的输出功率,并测量所述多旋翼直升机的离地距离:当发动机输出功率大于A0组最大油动功率时离地距离仍然为0,判断为超重,停止起飞;当发动机输出功率还小于A0组最大油动功率,就已经到达了预设的离地距离时,便对电动机逐渐施加电压,并同步降低发动机的输出功率,且保持所述多旋翼直升机在空中悬停,直至发动机输出功率等于A1组最小油动参数的功率时,将此时施加在电动机上的电压设定为标定电压。然后逐渐加大发动机的输出功率,同步降低电动机上的电压,至1/2标定电压为飞行常态工作基准电压,结束流程。
在其中一个实施例中,多旋翼直升机实际起飞重量下的姿态调整控制流程,包括:
根据飞行控制器通知的多旋翼直升机倾斜角度α及倾斜速度的角动量j,读取转矩传感器、转速测量器的即时转矩和转速,查找所述在一个测控实施例之前,预先将实测电动机转速/转矩/电压特性曲线表保存到系统控制器中的,预先将实测燃油发动机转速/转矩/耗油特性曲线表,保存到系统控制器中的,将预先实测螺旋桨转速/转矩/升力特性曲线表保存到系统控制器中的相关参数,与所述标注为A1组最小油动参数及标注为A0组最大油动参数,计算出克服角动量所需要的油量和电压及摆正所需要的转矩,不断地定量调整电动机增减的电压,及同步定量加、减发动机供油。当飞行控制器通知的多旋翼直升机倾斜角度α等于0时,结束调整。
上述航空发动机助力装置,是通过获取多旋翼直升机的倾斜参数,并根据预先保存的相关参数计算出同步调整电动机和发动机输出的动力。需要清楚的是,通过调整电动机的工作电压提供摆正所需要的瞬间助力转矩,然后再由滞后到来的发动机转矩逐渐替换掉电动机提供的瞬间助力转矩。由此,通过电动和油动先后接力的方式,实现了瞬间助力的效果,一方面借助电动灵敏的反应特性,弥补了油动滞后到来的转矩,另一方面,油动紧跟其后及时接替了电动机提供的瞬间助力转矩,使得电动功耗很小,不需要配置大容量的蓄电池,也就不需要增加油动的多旋翼直升机自重,因此取长补短,即减小了摔机概率,还提高了上百倍的续航能力。
所述航空发动机助力系统,还包括动力平衡控制器、一对正反转发动机、一对正反转电动机、一对正反转螺旋浆动和一对正反转系统控制器,动力平衡控制器受控端与飞行控制器连接,左侧与左侧的电动/发电切换单元连接,控制左侧的螺旋桨左旋,右侧与右侧的电动/发电切换单元连接,控制右侧的螺旋桨右旋。当飞行控制器指令上升时,动力平衡控制器通过一对系统控制器,控制一对电动/发电两用机同时切换为电动机模式。当飞行控制器指令修正倾斜角时,动力平衡控制器通过一对系统控制器,控制一对电动/发电两用机各自切换为增、减电压互补模式,使得左侧螺旋桨增速,同时右侧螺旋桨减速,且增速值等于减速值。
上述航空发动机助力系统,通过设置动力平衡控制器,使得当航空发动机助力系统发生倾斜时,实现灵敏地控制航空发动机助力系统摆正,避免出现摔机现象,提高了航空发动机助力系统的飞行稳定性。
附图说明
图1为一实施例中航空发动机助力系统的结构示意图;
图2为另一实施例中航空发动机助力系统的结构示意图;
图3为一实施例中测量多旋翼直升机实际起飞重量的动态参数及自动标定电压的流程示意图;
图4为一实施例中多旋翼直升机实际起飞重量下的姿态调整控制流程示意图;
图5为一实施例中发动机的助力方法的流程示意图;
图6为一实施例中航空发动机助力系统的结构示意图;
图7为另一实施例中航空发动机助力系统的结构示意图。
具体实施方式
为了更好地理解本发明的目的、技术方案以及技术效果,以下结合附图和实施例对本发明进行进一步的讲解说明。同时声明,以下所描述的实施例仅用于解释本发明,并不用于限定本发明。
请一并参阅图1、图2、图6和图7,所述航空发动机助力系统,包括:航空发动机助力装置。
所述航空发动机助力装置包括:发动机101、电动/发电两用机102和螺旋桨100,所述发动机101、电动/发电两用机102、螺旋桨100同轴连接,所述发动机101用于向所述航空发动机助力装置提供总动力。
在其中一个实施例中,所述发动机101还用于为螺旋桨100提供动力。
在其中一个实施例中,所述发动机101还用于为蓄电池105充电提供动力。
所述电动/发电两用机102用于在常态时,施加1/2标定电压,所述1/2标定电压为电动助力状态的基准电压,施加大于1/2标定电压为电动加力状态,施加小于1/2标定电压为电动减力状态,施加0电压为发电状态。
所述标定电压是指每次起飞时,根据多旋翼直升机起飞载重的变化所设定施加在电动/发电两用机102上的电压值,将所述电动/发电两用机102上的电压值作为每次不同载重飞行控制的电动助力参考基准电压。
其中,1/2标定电压使每个螺旋桨产生的升力+每个发动机产生的升力-多旋翼直升机克服的起飞重力/n个螺旋桨=0,即:多旋翼直升机空中悬停所需要的电压。
在其中一个实施例中,所述电动/发电两用机102在施加标定电压范围内的电动助力状态时,通过传动轴给所述螺旋桨100提供瞬间转矩。
在其中一个实施例中,设置所述电动/发电两用机102的输出功率,不大于所述燃油发动机101输出功率的5%。
在其中一个实施例中,所述电动/发电两用机102为发电状态时,向蓄电池105补充电能。
所述航空发动机助力装置,还包括:转矩传感器106、转速测量器107、飞行控制器104、系统控制器108、蓄电池105,转矩传感器106和转速测量器107用于分别测量所述发动机101、电动/发电两用机102和螺旋桨100的转矩和转速,由飞行控制器104的指令系统控制器108实施测控,蓄电池105为所述航空发动机助力装置提供电能,蓄电池105容量不大于所述电动/发电两用机102工作30秒的用电量。
所述系统控制器108包括:功率检测单元200、飞控指令处理单元301、电动/发电切换单元300、电量检测单元400、发动机功率调配单元401、充放电控制单元500。
所述系统控制器108用于在一个测控实施例之前,预先将实测电动机转速/转矩/电压特性曲线表,保存到系统控制器108中,预先将实测燃油发动机转速/转矩/耗油特性曲线表,保存到系统控制器108中,将预先实测螺旋桨转速/转矩/升力特性曲线表保存到系统控制器108中。
在其中一个实施例中,装满重物到多旋翼直升机设计的最大起飞重量,然后电动机施加额定电压,再调整发动机101功率控制多旋翼直升机至悬停在空中,将此起飞重量满载状态下的螺旋桨100转速、转矩及每个发动机101的耗油参数保存到系统控制器108中,标注为A1组最小油动参数。然后逐渐降低电动机电压到0伏(实际测量值为0伏),同时调整发动机101功率控制多旋翼直升机仍然保持悬停在空中,将此起飞重量满载状态下的螺旋桨100转速、转矩及每个发动机101的功率保存到系统控制器108中,标注为A0组最大油动参数。
所述系统控制器108实施测控,包括:执行设定的程序,测量多旋翼直升机动态参数、自动标定电压、姿态调整控制。
在其中一个实施例中,请参阅图3,测量多旋翼直升机实际起飞重量的动态参数及自动标定电压的流程,包括:
启动发动机101,逐渐加大发动机101的输出功率,并测量所述多旋翼直升机的离地距离:当发动机101输出功率大于A0组最大油动功率时离地距离仍然为0,判断为超重,停止起飞;当发动机101输出功率还小于A0组最大油动功率,就已经到达了预设的离地距离时,便对电动机逐渐施加电压,并同步降低发动机101的输出功率,且保持所述多旋翼直升机在空中悬停,直至发动机101输出功率等于A1组最小油动参数的功率时,将此时施加在电动机上的电压设定为标定电压。然后逐渐加大发动机101的输出功率,同步降低电动机上的电压,至1/2标定电压为飞行常态工作基准电压,结束流程。
在其中一个实施例中,请参阅图4,多旋翼直升机实际起飞重量下的姿态调整控制流程,包括:
根据飞行控制器104通知的多旋翼直升机倾斜角度α及倾斜速度的角动量j,读取转矩传感器106、转速测量器107的即时转矩和转速,查找所述在一个测控实施例之前,预先将实测电动机转速/转矩/电压特性曲线表保存到系统控制器108中的,预先将实测燃油发动机101转速/转矩/耗油特性曲线表,保存到系统控制器108中的,将预先实测螺旋桨100转速/转矩/升力特性曲线表保存到系统控制器108中的相关参数,与所述标注为A1组最小油动参数及标注为A0组最大油动参数,计算出克服角动量所需要的油量和电压及摆正所需要的转矩,不断地定量调整电动机增减的电压,及同步定量加、减发动机101供油。当飞行控制器104通知的多旋翼直升机倾斜角度α等于0时,结束调整。
上述航空发动机助力装置,是通过获取多旋翼直升机的倾斜参数,并根据预先保存的相关参数计算出同步调整电动机和发动机输出的动力。需要清楚的是,通过调整电动机的工作电压提供摆正所需要的瞬间助力转矩,然后再由滞后到来的发动机转矩逐渐替换掉电动机提供的瞬间助力转矩。由此,通过电动和油动先后接力的方式,实现了瞬间助力的效果,一方面借助电动灵敏的反应特性,弥补了油动滞后到来的转矩,另一方面,油动紧跟其后及时接替了电动机提供的瞬间助力转矩,使得电动功耗很小,不需要配置大容量的蓄电池,也就不需要增加油动的多旋翼直升机自重,因此取长补短,即减小了摔机概率,还提高了上百倍的续航能力。
所述航空发动机助力系统,还包括动力平衡控制器109、一对正反转发动机101、一对正反转电动机102、一对正反转螺旋浆100和一对正反转系统控制器108,动力平衡控制器109受控端与飞行控制器104连接,左侧与左侧的电动/发电切换单元连接,控制左侧的螺旋桨左旋,右侧与右侧的电动/发电切换单元连接,控制右侧的螺旋桨100右旋。当飞行控制器指令上升时,动力平衡控制器通过一对系统控制器108,控制一对电动/发电两用机同时切换为电动机模式。当飞行控制器指令修正倾斜角时,动力平衡控制器通过一对系统控制器108,控制一对电动/发电两用机各自切换为增、减电压互补模式,使得左侧螺旋桨100增速,同时右侧螺旋桨100减速,且增速值等于减速值。
上述航空发动机助力系统,通过设置动力平衡控制器,使得当航空发动机助力系统发生倾斜时,实现灵敏地控制航空发动机助力系统摆正,避免出现摔机现象,提高了航空发动机助力系统的飞行稳定性。
在其中一个实施例中,本发明实施例还提供了一种多旋翼直升机动力系统:包括螺旋桨100和发动机101,还包括电动/发电两用机102;
电动/发电两用机102与发动机101以及螺旋桨100同轴20c连接;
电动/发电两用机102用于接入工作电压,并根据工作电压切换至电动工作状态或发电工作状态。
其中,螺旋桨100作为多旋翼直升机动力系统的系统驱动的终端部件,与同轴20c刚性连接。在螺旋桨100处于工作状态时,其功率=发动机输出功率+处于电动工作状态的电动/发电两用机的输出功率;或,螺旋桨功率=发动机输出功率-处于发电工作状态的电动/发电两用机所消耗的功率。
发动机101与同轴20c对接,进行工作时驱动同轴20c旋转。其中,发动机101为燃油发动机。
其中,电动/发电两用机102包括电动机和发电机两种状态,其两种工作状态分别由电动机和发电机完成。具体为,在电动/发电两用机102处于电动工作状态时,电动机根据外部供电进行工作,带动同轴20c;在电动/发电两用机102处于发电工作状态时,发电机被同轴20c带动,将机械能转换为电能进行发电。由于电动机的工作特性,电动机在启动后可为同轴20c产生瞬间转矩。
电动/发电两用机102接入工作电压后,根据工作电压切换至电动工作状态或发电工作状态,即电动/发电两用机102根据工作电压变换至电动机或发电机状态。其中,在工作电压大于0时,电动/发电两用机102为电动机。具体地,在工作电压等于二分之一标定电压时,电动机的输出对应使多旋翼直升机保持正常工作状态;在工作电压大于二分之一标定电压时,电动机的输出对应使多旋翼直升机处于加速状态;在工作电压小于二分之一标定电压时,电动机的输出对应使多旋翼直升机处于减速状态。在工作电压等于0时,电动/发电两用机102为发电机。
在本实施例中,电动机为同轴20c产生的瞬间转矩,仅用于补偿发动机101加力滞后的姿态摆正。
在其中一个实施例中,在电动工作状态时,电动/发电两用机102的输出功率小于预设功率;其中,预设功率小于发动机101的输出功率。
其中,限制电动/发电两用机102的输出功率,即限制电动机的输出功率,使电动机产生的瞬间转矩满足发动机101加力滞后的补偿要求即可,防止电动机输出功率过剩,降低电动机的耗能。基于低能耗的电动机,可降低为电动机供电的蓄电池105的容量,有效地控制多旋翼直升机的整机重量。
进一步地,输出功率小于预设功率的电动/发电两用机102,电动机的体积重量较小,也有利于控制多旋翼直升机的整机重量。
一般地,为平衡能耗和电动机的性能,预设功率为发动机101的输出功率的3%到7%。优选地,预设功率为发动机101的输出功率的5%。
上述多旋翼直升机动力系统,采用了油动和电动两种动力源,利用电动/发电两用机处于电动工作状态时,为螺旋桨提供瞬间助力,以解决发动机动力行程较长所产生的加力滞后的缺陷,便于多旋翼直升机进行灵敏地状态控制。同时,在发动机动力准备充足时,可利用处于发电工作状态的电动/发电两用机进行发电,为后续电动/发电两用机处于电动工作状态时进行电量储备。基于此,在满足多旋翼直升机的灵敏地状态控制的同时,无需为电动/发电两用机配置大容量的蓄电池,有效地控制多旋翼直升机的整机重量,有利于保证多旋翼直升机的续航能力。
本发明实施例还提供了一种基于上述多旋翼直升机动力系统的航空发动机助力系统,请一并参阅图1和图2,该航空发动机助力系统包括飞行控制器104,还包括蓄电池105、多个转矩传感器106、多个转速测量器107、多个系统控制器108以及多个如上述任一实施例的多旋翼直升机动力系统;其中,系统控制器108、转矩传感器106、转速测量器107与多旋翼直升机动力系统一一对应;
系统控制器108分别连接飞行控制器104、蓄电池105、对应的转矩传感器106、对应的转速测量器107、对应的电动/发电两用机102和对应的发动机101;
转矩传感器106用于测量螺旋桨100的转矩,转速测量器107用于测量螺旋桨100的转速;
蓄电池105还分别连接飞行控制器104和电动/发电两用机102。
一般得,多旋翼直升机包括用于协调和管理整机各个单元的总控制系统,即飞行控制器104。在本实施例所提供的飞行控制器104中,飞行控制器104用于获取多旋翼直升机在飞行中的各项参数,包括倾斜角度、倾斜速度的角动量、实际起飞重量、起飞时电动机的标定电压和离地距离等。
系统控制器108处于多旋翼直升机的中间控制地位,用于预存预先实测的电动机的转速/转矩/电压特性曲线数据,以及螺旋桨100转速/转矩/电压特性曲线数据,并分别接受与其连接的飞行控制器104、蓄电池105、对应的转矩传感器106以及对应的转速测量器107所发送的各种相关参数,对各种相关参数进行分析处理,根据相关参数控制对应的多旋翼直升机的动力系统,即电动/发电两用机102和发动机101。
转矩传感器106用于测量螺旋桨100的瞬间转矩。其中,转矩传感器106包括转矩传感器106。转矩传感器106固定在同轴20c上,采集同轴20c的瞬间转矩。
转速测量器107用于测量螺旋桨100的瞬间转速。其中,转速测量器107包括转速测量器107,如光电码盘或霍尔传感器等。
蓄电池105为可充电和放电的电源,包括蓄电池105或锂电池等。其中,蓄电池105连接飞行控制器104,为飞行控制器104提供供电,包括芯片级供电或元件级供电。在一个较优的实施例中,蓄电池105可选用多旋翼直升机上为飞控系统供电的小容量蓄电池105,即多旋翼直升机自带的蓄电池105,使多旋翼直升机不会增加额外的重量。
其中,蓄电池105还连接电动/发电两用机102,需要注意的是,蓄电池105与电动/发电两用机102间所连接形成的链路包括充电链路和放电链路。在电动/发电两用机102为电动机时,蓄电池105通过放电链路为电动机供电;在电动/发电两用机102为发电机时,发电机通过充电链路为蓄电池105充电。
在其中一个实施例中,为控制蓄电池105的体积和重量,以控制多旋翼直升机的整机重量。蓄电池105选用容量小于预设容量的蓄电池105;预设容量为电动/发电两用机102处于电动工作状态时工作预设时长的用电量。其中,电动/发电两用机102处于电动工作状态时工作预设时长,可确保满足补偿发动机101的加力滞后,为多旋翼直升机的飞行姿态控制提供足够转矩。在一个较优的实施方式中,预设时长为30秒,以保证蓄电池105的性能、体积和重量间的平衡。需要注意的是,蓄电池105的容量可根据不同多旋翼直升机的类型进行适应性调整。
请参阅图6与图7,在其中一个实施例中,提供了一种航空发动机助力系统,包括:一对发动机101、一对电动/发电两用机102和一对螺旋桨100,所述发动机101、所述电动/发电两用机102与所述螺旋桨100一一对应,且对应的所述发动机101、所述电动/发电两用机102与所述螺旋桨100同轴连接,所述发动机101向所述航空发动机101助力系统总成提供总动力,其特征在于:所述电动/发电两用机102根据起飞标定电压程序设置标定电压,其中,1/2标定电压为电动助力状态的基准电压,若施加大于1/2标定电压为电动加力状态,若施加小于1/2标定电压为电动减力状态,若施加0电压为发电状态,所述电动/发电两用机102的输出功率不大于所述发动机101输出功率的5%;
所述航空发动机101助力系统总成还包括:一对转矩传感器106、一对转速测量器107、蓄电池105和一对系统控制器108,所述转矩传感器106和转速测量器107分别检测对应的所述发动机101、所述电动/发电两用机102以及所述螺旋桨100的转矩和转速,所述蓄电池105容量不大于所述电动/发电两用机102工作30秒的用电量;
所述系统控制器108用于保存对应的所述电动机转速/转矩/电压特性曲线表、所述发动机转速/转矩/耗油特性曲线表、所述螺旋桨转速/转矩/升力特性曲线表、A1组最小油动参数表和A0组最大油动参数表;
所述系统控制器108还用于执行:测量多旋翼直升机动态参数、设置所述多旋翼直升机起飞标定电压以及控制所述多旋翼直升机姿态调整的流程;
所述航空发动机101助力系统总成还包括:动力平衡控制器109,所述动力平衡控制器109分别连接所述一对系统控制器108,用于通过各所述系统控制器108分别控制对应的所述螺旋桨100的旋转状态。
进一步地,在其中一个实施例中,所述动力平衡控制器109的受控端与所述飞行控制器104连接,所述动力平衡控制器109的第一侧与对应的系统控制器108连接,控制第一侧螺旋桨100左旋,所述动力平衡控制器109的另一侧与对应的系统控制器108连接,控制第二侧螺旋桨100右旋。
进一步地,在其中一个实施例中,所述动力平衡控制器109用于当所述飞行控制器104指令上升时,通过所述一对系统控制器108,控制所述一对电动/发电两用机102同时切换为电动机模式;所述动力平衡控制器109还用于当飞行控制器104指令修正倾斜角时,通过所述一对系统控制器108,控制所述一对电动/发电两用机102各自切换为发电降低转速、电动增加转速的互补模式,使得第一侧螺旋桨100增速,同时第二侧螺旋桨100减速,且增速值等于减速值。
如图2所示,系统控制器108包括功率检测单元200。功率检测单元200分别连接对应的转矩传感器106和对应的转速测量器107。功率检测单元200通过与转矩传感器106的连接,获取转矩传感器106检测到的瞬间转矩;同时通过与转速测量器107的连接,获取转速测量器107检测到的瞬间转速。进一步地,功率检测单元200可根据瞬间转矩与瞬间转速,计算同轴20c的功率。通过功率检测单元200,将瞬间转矩和瞬间转速转换为系统控制器108的其中一类控制指令。
系统控制器108还包括电动/发电切换单元300。电动/发电切换单元300分别连接功率检测单元200、飞行控制器104和电动/发电两用机102。电动/发电切换单元300用于根据切换控制指令切换电动/发电两用机102的工作状态。其中,切换控制指令包括功率检测单元200提供的控制指令和飞行控制器104提供的控制指令。
系统控制器108还包括飞控指令处理单元301。电动/发电切换单元300通过飞控指令处理单元301连接飞行控制器104。其中,飞控指令处理单元301用于处理飞行控制器104所提供的指令集。飞行控制器104传输至系统控制器108的指令集中,飞控指令处理单元301将其中用于控制电动/发电切换单元300的指令发送至电动/发电切换单元300,该指令即为电动/发电两用机102的控制指令之一。
系统控制器108还包括电量检测单元400。电量检测单元400分别连接电动/发电切换单元300和蓄电池105。其中,电量检测单元400用于检测与其连接的蓄电池105的电量,根据检测到的电量为电动/发电切换单元300提供另一种控制指令。其中,电量检测单元400为电动/发电切换单元300提供的控制指令包括:在蓄电池105的电量低于预设阈值时,电量检测单元400提供的控制指令使电动/发电切换单元300将电动/发电两用机102切换至发电工作状态。
其中,由于电动/发电切换单元300处于发电工作状态的电能来源于发动机101驱动同轴20c的机械能,在其中一个实施例中,系统控制器108还包括发动机功率调配单元401;发动机功率调配单元401分别连接电量检测单元400、功率检测单元200和发动机101。
其中,功率检测单元200所获取的瞬间转矩与瞬间转速主要取决于发动机101的输出功率。功率检测单元200连接发动机功率调配单元401,可根据实测的同轴20c的瞬间转矩和瞬间转速,发送控制指令以使发动机功率调配单元401调整发动机101的输出功率。
同时,螺旋桨100的输出功率=发动机101的输出功率-处于发电工作状态的电动/发电两用机102所消耗的功率。发动机功率调配单元401连接电量检测单元400,即发动机功率调配单元401可根据蓄电池105的电量调整发动机101的输出功率。
以下以一个具体的应用例对功率检测单元200、电动/发电切换单元300、电量检测单元400和发动机功率调配单元401间的工作逻辑进行解释,需要注意的是,本应用例仅用于解释,并非限定各单元间的工作逻辑。
发动机101与电动/发电两用机102通过同轴20c对接,又与螺旋桨100通过同轴20c对接。转矩传感器106和转速测量器107分别将瞬间转矩和瞬间转速传输给功率检测单元200。飞行控制器104发出控制指令以控制加速,当同轴20c的转速小于多旋翼直升机在空中悬停转速n时,发动机功率调配单元401控制发动机101加减转速,电动机随着发动机101空转。当同轴20c的转速大于n时,电动/发电切换单元300控制电动机达到增量转速nx,发动机101供油量不变。
当蓄电池105的电压为V0时,发动机功率调配单元401控制发动机101的转速达到n与nx之和,同时电动/发电切换单元300控制电动机逐渐切换为发电机给蓄电池105充电。当蓄电池105的电压为V时,发电机停止发电。如此循环至nx等于0时,电动机和发电机恢复常态。
系统控制器108还包括充放电控制单元500。充放电控制单元500分别连接电量检测单元400、功率检测单元200和蓄电池105。充放电控制单元500用于控制蓄电池105与电动/发电两用机102间的充电、放电链路。充放电控制单元500根据电量检测单元400发送的控制指令和功率检测单元200发送的控制指令,控制蓄电池105与电动/发电两用机102间的充电、放电链路,包括控制充放电电流大小、充放电电压大小或充放电持续时间等。
在其中一个实施例中,多旋翼直升机还包括动力平衡控制器,动力平衡控制器分别连接飞行控制器104和各系统控制器108。在其中一个实施例中,多旋翼直升机还包括陀螺仪,陀螺仪连接动力平衡控制器。
上述多旋翼直升机,系统控制器处于多旋翼直升机的中间控制地位,通过飞行控制器、蓄电池、转矩传感器和转速测量器的连接,获取多旋翼直升机在进行不同飞行状态控制时所需的各项参数,并通过该参数控制多旋翼直升机的动力系统,即综合控制电动/发电两用机和发动机,使多旋翼直升机实现灵敏地状态控制。其中,电动/发电两用机处于电动工作状态时为发动机提供瞬间助力,以解决发动机加力滞后的问题。由于发动机加力滞后持续时间较短,在发动机动力准备完成后可为处于发电工作状态的电动/发电两用机提供发电动力,且飞行控制器只需芯片级供电,使得多旋翼直升机无需选用大容量的蓄电池,有效地控制多旋翼直升机的整机重量,有利于保证多旋翼直升机的续航能力。
请参阅图5,在其中一个实施例中,涉及将发生倾斜状况的多旋翼直升机进行摆正的具体过程。在本实施例中,提供了一种发动机的助力方法,该助力方法具体包括如下步骤:
S202,获取多旋翼直升机的倾斜参数,所述倾斜参数包括多旋翼直升机的倾斜角度、倾斜速度、起飞时电动机的标定电压以及螺旋桨的转速。
具体地,多旋翼直升机在飞行过程中,尤其是在有风的环境下飞行时,很有可能发生倾斜状况。其中,可收集的倾斜参数主要包括多旋翼直升机的倾斜角度、多旋翼直升机的倾斜速度的角动量、多旋翼直升机的起飞重量所对应的电动机的标定电压、螺旋桨的转速等。需要说明,电动机的标定电压为多旋翼直升机每次起飞时,根据多旋翼直升机的起飞重量的变化设定不同的标定电压,作为每次起飞控制的基准点。
作为一种可选实施方式,可使用多旋翼直升机中的飞行控制器获取倾斜状态下的多旋翼直升机的倾斜角度、多旋翼直升机的倾斜速度的角动量;多旋翼直升机的起飞重量所对应的电动机的标定电压可预先设置在系统控制器中的数据库中,根据多旋翼直升机起飞时测得的实际起飞重量与系统控制器中的预设数据库进行匹配,即可获得多旋翼直升机的实际起飞重量所对应的电动机的标定电压;可使用多旋翼直升机中的转速测量器获取螺旋桨的转速。
S204,根据所述倾斜参数调整所述多旋翼直升机中电动机的工作电压,并调整发动机的输出功率,其中,所述多旋翼直升机未进行倾斜调整时,电动机的工作电压为二分之一标定电压。
具体地,需要知道的是,多旋翼直升机在匀速飞行(正常状态下)时,即多旋翼直升机未进行倾斜调整或未进行加减速调整时,电动机的工作电压为二分之一标定电压。当判断多旋翼直升机发生倾斜时,根据倾斜参数,系统控制器立即通过调整多旋翼直升机中电动机的工作电压,与此同时,同步调整发动机的输出功率,使电动机和发动机共同完成多旋翼直升机的摆正。
S206,根据所述调整的工作电压和输出功率调整所述螺旋桨的转速,直至将所述多旋翼直升机摆正。
具体地,先通过调整电动机的工作电压,从而通过改变电动机的输出功率产生对应的转矩,并通过传动轴将转矩传给螺旋桨,使螺旋桨可以快速地改变转速以对多旋翼直升机进行摆正。同时调整发动机的输出功率,使发动机的输出功率逐渐替代电动机的输出功率,完成对多旋翼直升机的摆正。这样的调整方式实现了先利用电动机快速得到多旋翼直升机摆正所需要的转矩,再逐渐调整发动机的输出功率,直至发动机的输出功率可以替代电动机的输出功率,通过两者结合的方式协调完成对多旋翼直升机的摆正。
S208,当所述多旋翼直升机摆正后,再一次调整发动机的输出功率,并使电动机的工作电压回归至二分之一标定电压。
具体地,当多旋翼直升机摆正后,再一次调整发动机的输出功率,并使电动机的工作电压回归至二分之一标定电压,即,使多旋翼直升机回归至在匀速飞行的飞行状态。
上述发动机的助力方法,通过获取多旋翼直升机的倾斜参数,并根据倾斜参数调整电动机和发动机的工作状态,需要清楚,通过调整电动机的工作电压,可以瞬间为螺旋桨提供摆正所需要的摆正转矩以快速使多旋翼直升机摆正,同时,利用发动机逐渐替代电动机为螺旋桨提供摆正所需要的摆正转矩,由此,通过电动机和发动机的共同作用,实现了使多旋翼直升机摆正的效果。该发动机的助力方法及多旋翼直升机,采用油动和电动两种动力源,一方面借助电动控制方式提供瞬间助力,实现了对多旋翼直升机灵敏地状态控制,可快速地产生螺旋桨摆正所需要的摆正转矩,另一方面,使发动机逐渐代替电动机为螺旋桨提供摆正所需要的摆正转矩,使得电动机的功耗非常小,不需要容电量非常大的电源,因此保证了多旋翼直升机的续航能力。
本申请的发动机的助力方法由于不需要较大容电量的电源,因此减轻了多旋翼直升机的自重,进而提高了多旋翼直升机的续航能力,满足了用户的实际需求。进一步地,在一个较优的实施例中,涉及电动机、发动机以及电源的具体应用参数,具体地,该助力方法还包括:
控制所述多旋翼直升机中的电源为所述电动机施加电压,其中,电动机的输出功率不大于所述发动机输出功率的5%,所述电源容量不大于所述电动机工作30秒的用电量。
作为一种可选的实施方式,首先将多旋翼直升机中发动机自带的,为飞控系统提供电源的直流发电机,改为由系统控制器控制切换的电动/发电电动/发电两用机。改造后的电动/发电电动/发电两用机与发动机及螺旋桨同轴连接。并仍然采用原有飞控系统用电的小容量蓄电池。这等于没有增加电动系统的重量,保持了发动机驱动的续航能力。该电池除去用于飞控系统的用电量,电池容量小于电动机工作30秒的用电量,通过采用最轻的重量,保证多旋翼直升机的续航能力。并且,电动机仅用于补偿发动机加力滞后的姿态摆正,其功率小于发动机功率的5%,避免大马拉小车耗能,及采用最轻的重量保证油/电动力混合后,获得提高续航能力的效果。
在其中一个实施例中,涉及调整发动机、电动机工作状态的具体过程。其中,S204具体包括如下步骤:
S2042,根据所述多旋翼直升机的倾斜角度、倾斜速度、起飞时电动机的标定电压、螺旋桨的转速,计算所述多旋翼直升机摆正所需要的摆正转矩;
S2044,根据所述摆正转矩调整所述多旋翼直升机中电动机的工作电压,并调整发动机的输出功率。
具体地,当多旋翼直升机发生倾斜时,根据所述多旋翼直升机的倾斜角度、倾斜速度、起飞时电动机的标定电压、螺旋桨的转速,并从系统控制器中获取螺旋桨转速/转矩/升力特性关系,计算出多旋翼直升机摆正所需要的摆正转矩。进而系统控制器根据该摆正转矩定量调整电动机增减的工作电压,及同步地定量增减发动机的供油量(即增减发动机的输出功率)。
进一步地,当螺旋桨通过接收摆正转矩,达到所需要增减的转速后,电动机随同发动机继续增加的输出功率而相应地增减工作电压,直到回归至二分之一标定电压。通过以多个倾斜参数指标作为依据,提高了多旋翼直升机摆正的准确性。
在其中一个实施例中,涉及获得电动机的标定电压的数据准备过程,该过程具体包括如下步骤:
S302,获取所述多旋翼直升机的最大载重参数,并根据最大载重参数使所述多旋翼直升机处于满载状态。
具体地,最大载重参数可包括最大载重量、重物重心的精度及最大载重量对应的重力。将多旋翼直升机处于满载状态,即最大载重状态。需要注意,摆放重物时要考虑重心的精度。
S304,对所述满载状态的多旋翼直升机中电动机施加额定电压,并根据所述最大载重参数调整发动机的输出功率,以使所述多旋翼直升机在空中悬停。
具体地,对多旋翼直升机中电动机施加额定电压,不断调整发动机的输出功率,控制满载状态的多旋翼直升机悬停在空中。
S306,获取所述满载状态的多旋翼直升机在空中悬停时的螺旋桨转速、螺旋桨转矩以及所述发动机的输出功率,作为所述多旋翼直升机的第一悬停参数。
具体地,将上述状态(即满载状态的多旋翼直升机在空中悬停)下多旋翼直升机的螺旋桨转速、螺旋桨转矩以及每个发动机的输出功率,作为多旋翼直升机的第一悬停参数。进一步地,将第一悬停参数保存在系统控制器中,以便后续需要时快速调用。通过获取多旋翼直升机满载状态下的各项飞行参数,保证了多旋翼直升机不会因为超负荷而损坏其内部零件,避免了其工作寿命大幅降低的风险。
在另一个实施例中,涉及进一步获得电动机的标定电压的数据准备过程。其中,S306之后包括步骤:
S308,将所述电动机的工作电压降至零伏,并调整所述发动机的输出功率,以保持所述多旋翼直升机在空中悬停。
具体地,结合上一个实施例,在得到多旋翼直升机的第一悬停参数后,逐渐降低电动机的工作电压至零伏(实际测量值为零伏),同时调整发动机的输出功率,保证为螺旋桨传输摆正所需要的转矩,以控制多旋翼直升机悬停在空中。
S310,获取所述满载状态的多旋翼直升机无电动机工作时,在空中悬停时的螺旋桨转速、螺旋桨转矩以及所述发动机的输出功率,作为所述多旋翼直升机的第二悬停参数。
具体地,将上述状态(即满载状态的多旋翼直升机无电动机工作在空中悬停时)下多旋翼直升机的螺旋桨转速、螺旋桨转矩以及每个发动机的输出功率,作为所述多旋翼直升机的第二悬停参数。将第二悬停参数保存在系统控制器中,以便后续需要时快速调用。通过进一步获取无电动机工作时多旋翼直升机满载状态下的各项飞行参数,能够准确地得到多旋翼直升机起飞时的最大载重量,以对摆放重物时提供参考。
在其中一个实施例中,涉及多旋翼直升机中设置电动机标定电压的具体过程。其中,该助力方法还包括:
S402,获取所述多旋翼直升机的起飞重量。
具体地,多旋翼直升机的起飞重量包括多旋翼直升机的重量和负载重量。需要注意,在摆放负载(重物)时,需要考虑重心的精度,精度越高,标定电压的测量准确性越高。还需要注意,多旋翼直升机需要在无风环境下起飞,这样多旋翼直升机不会发生倾斜,以保证标定电压的测量准确性。
S404,根据所述起飞重量调整所述发动机的输出功率,使得所述多旋翼直升机飞离地面,并探测所述多旋翼直升机的离地距离。
具体地,首先启动发动机,根据起飞重量逐渐调整发动机的输出功率,以使多旋翼直升机可以成功飞离地面。与此同时,可利用测距传感器实时探测多旋翼直升机的离地距离,可选地,测距传感器包括但不限于超声波传感器、红外传感器以及激光传感器。
S406,当所述离地距离到达目标距离时,对所述多旋翼直升机中的电动机施加工作电压,且降低所述发动机的输出功率,以保持所述多旋翼直升机在空中悬停。
具体地,多旋翼直升机的离地距离到达设定的目标距离时,先调整发动机的输出功率,使多旋翼直升机在空中悬停。接着,对多旋翼直升机中的电动机施加工作电压,同时降低发动机的输出功率,使得多旋翼直升机在空中始终保持悬停。
S408,当所述发动机的输出功率降低至满足预设的第一悬停参数中对应的输出功率时,则将此时所述电动机的工作电压作为所述电动机的标定电压。
具体地,当发动机的输出功率降低至满足第一悬停参数中对应的输出功率时,即发动机的输出功率达到满载状态的多旋翼直升机在空中悬停时的发动机的输出功率,将此时电动机的工作电压作为所述电动机的标定电压。进一步地,将该电动机的标定电压保存到系统控制器中。需要清楚,由于多旋翼直升机的起飞重量不同,因此会得到不同的电动机的标定电压,且通常而言,每一起飞重量对应一个电动机的标定电压。当然,也有可能每一起飞重量对应多个电动机的标定电压,以满足不同的实际需求,本实施例在此不做限定。
在其中一个实施例中,S408之后包括步骤:
S409,降低所述电动机的工作电压,并提高所述发动机的输出功率,以保持所述多旋翼直升机在空中悬停。
具体地,结合上一个实施例,在得到多旋翼直升机中电动机的标定电压后,需要进一步得到多旋翼直升机正常状态下即匀速状态下电动机的工作电压。首先,将电动机的工作电压从标定电压开始降低,同时提高发动机的输出功率,使得多旋翼直升机始终保持在空中悬停。
S410,当所述电动机的工作电压降低至二分之一标定电压时,停止对所述电动机以及发电机进行调整。
具体地,当电动机的工作电压降低至二分之一标定电压时,即得到多旋翼直升机正常状态下即匀速状态下电动机的工作电压,此时便不再对所述电动机以及发电机进行调整。多旋翼直升机以此时电动机的工作电压和发电机的输出功率作为其加速、或减速的初始条件。
结合上述实施例,本申请通过一实施例对标定电压的设置过程进行完整、充分的说明。在本实施例中,预先将实测电动机转速/转矩/电压特性曲线表,保存到系统控制器中;预先将实测螺旋桨转速/转矩/升力特性曲线表,也保存到系统控制器中。预先实测N个旋翼整机的满载重(摆放重物时要考虑重心的精度),电动机加额定电压,调整发动机功率控制整机至悬停在空中,将此时起飞重量满载状态下的螺旋桨转速、转矩及每个发动机的功率保存到系统控制器中,标注为第一悬停参数。然后逐渐降低电动机电压到0伏(实际测量值为0伏),同时调整发动机功率控制整机保持悬停在空中,将此时起飞重量满载状态下的螺旋桨转速、转矩及每个发动机的功率保存到系统控制器中,标注为第二悬停参数。
进一步地,多旋翼直升机实际飞行要在无风环境下起飞,起飞重量为T。启动发动机,逐渐调整发动机功率p,同时测量多旋翼直升机的离地距离s。当离地距离到达预设高度时,调整发动机功率保持多旋翼直升机在空中悬停。
然后给电动机加电,同时调整发动机功率保持多旋翼直升机在空中悬停,直到发动机功率降到第一悬停参数对应值时,将此刻电动机上的电压值v,确定为标定电压,保存到系统控制器中,标注为标定电压。再然后,逐渐降低电动机的电压到1/2标定电压,同时调整发动机功率保持多旋翼直升机在空中悬停。由此标定电压设置结束。
在其中一个具体的实施例中,涉及多旋翼直升机的螺旋桨如何加速的具体过程。在本实施例中,包括如下步骤:
对所述电动机施加工作电压为大于二分之一标定电压,以使所述电动机对应的螺旋桨加速;
在所述电动机对应的螺旋桨加速过程中,增加所述发动机的输出功率,且降低所述电动机的工作电压;
直至所述电动机的工作电压降低至二分之一标定电压时,停止对所述电动机以及发电机进行调整。
具体地,多旋翼直升机发生倾斜时,使得多旋翼直升机一侧偏高,而另一侧偏低,因此,需要对偏低一侧的螺旋桨进行加速,通过对该螺旋桨对应的电动机施加电压为大于二分之一标定电压,即可快速得到螺旋桨加速所需要的转矩,实现对该电动机对应的螺旋桨加速。与此同时,逐渐增加发动机的输出功率,并慢慢降低电动机的施加电压,使得发动机逐渐替代电动机为螺旋桨提供加速所需要的转矩,直至电动机的工作电压降低至二分之一标定电压,即完成多旋翼直升机的加速过程。
在另一个具体的实施例中,涉及多旋翼直升机的螺旋桨如何减速的具体过程。在本实施例中,包括如下步骤:
对所述电动机施加工作电压为小于二分之一标定电压,以使所述电动机对应的螺旋桨减速;
在所述电动机对应的螺旋桨减速过程中,降低所述发动机的输出功率,且增加所述电动机的工作电压;
直至所述电动机的工作电压增加至二分之一标定电压时,停止对所述电动机以及发电机进行调整。
具体地,结合上一个实施例,当多旋翼直升机的螺旋桨需要减速时,通过对电动机施加电压为小于二分之一标定电压,即可快速实现对多旋翼直升机的螺旋桨减速。在减速过程中,逐渐降低发动机的输出功率,并慢慢增加电动机的施加电压,使得发动机逐渐替代电动机为螺旋桨提供减速所需要的转矩,直至电动机的工作电压增加至二分之一标定电压,即完成多旋翼直升机的减速过程。
在另一个具体的实施例中,涉及多旋翼直升机如何发电的具体过程。在本实施例中,包括如下步骤:
对所述电动机施加电压为零伏时,所述电动机转换为发电机,以对所述多旋翼直升机中的电源进行充电。
具体地,当电量检测单元检测电源的电量低于预设电量时,系统控制器增加发动机输出功率,即加大油门,使发动机产生的转矩增大,同时电动机随同发动机增大的转矩而降低工作电压,直到发动机的输出功率对应的转矩可以接替电动机工作所承受的转矩,此时,电动机的工作电压为零伏,电动/发电电动/发电两用机从电动机状态转换为发电机状态,并对多旋翼直升机中的电源进行充电。需要清楚,在发电过程中,螺旋桨输入功率=发动机输出功率-发电机消耗功率。
在一个实施例中,该助力方法还包括:如果发动机的输出功率大于第二悬停参数中预设输出功率时,则判断多旋翼直升机超重,无法进行起飞。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合,为使描述简洁,未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述,然而,只要这些技术特征的组合不存在矛盾,都应当认为是本说明书记载的范围。
以上实施例仅表达了本发明的几种实施方式,其描述较为具体和详细,但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是,对于本领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明构思的前提下,还可以做出若干变形和改进,这些都属于本发明的保护范围。因此,本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (6)

1.一种航空发动机助力系统,包括:一对发动机、一对电动/发电两用机和一对螺旋桨,所述发动机、所述电动/发电两用机与所述螺旋桨一一对应,且对应的所述发动机、所述电动/发电两用机与所述螺旋桨同轴连接,所述发动机向所述航空发动机助力系统提供总动力,其特征在于:所述电动/发电两用机根据起飞标定电压程序设置标定电压,其中,1/2标定电压为电动助力状态的基准电压,若施加大于1/2标定电压为电动加力状态,若施加小于1/2标定电压为电动减力状态,若施加0电压为发电状态,所述电动/发电两用机的输出功率不大于所述发动机输出功率的5%;
所述航空发动机助力系统还包括:一对转矩传感器、一对转速测量器、蓄电池和一对系统控制器,所述转矩传感器和转速测量器分别检测对应的所述发动机、所述电动/发电两用机以及所述螺旋桨的转矩和转速,所述蓄电池容量不大于所述电动/发电两用机工作30秒的用电量;
所述系统控制器用于保存对应的所述电动机转速/转矩/电压特性曲线表、所述发动机转速/转矩/耗油特性曲线表、所述螺旋桨转速/转矩/升力特性曲线表、A1组最小油动参数表和A0组最大油动参数表;
所述系统控制器还用于执行:测量多旋翼直升机动态参数、设置所述多旋翼直升机起飞标定电压以及控制所述多旋翼直升机姿态调整的流程;
所述航空发动机助力系统还包括:动力平衡控制器,所述动力平衡控制器分别连接所述一对系统控制器,用于通过各所述系统控制器分别控制对应的所述螺旋桨的旋转状态。
2.根据权利要求1所述的航空发动机助力系统,其特征在于,还包括:飞行控制器,所述飞行控制器与所述系统控制器连接。
3.根据权利要求2所述的航空发动机助力系统,其特征在于,所述动力平衡控制器的受控端与所述飞行控制器连接,所述动力平衡控制器的第一侧与对应的系统控制器连接,控制第一侧螺旋桨左旋,所述动力平衡控制器的另一侧与对应的系统控制器连接,控制第二侧螺旋桨右旋。
4.根据权利要求3所述的航空发动机助力系统,其特征在于,
所述动力平衡控制器用于当所述飞行控制器指令上升时,通过所述一对系统控制器,控制所述一对电动/发电两用机同时切换为电动机模式;
所述动力平衡控制器还用于当飞行控制器指令修正倾斜角时,通过所述一对系统控制器,控制所述一对电动/发电两用机各自切换为增、减电压互补模式,使得第一侧螺旋桨增速,同时第二侧螺旋桨减速,且增速值等于减速值。
5.根据权利要求2所述的航空发动机助力系统,其特征在于,所述系统控制器分别连接所述飞行控制器、所述蓄电池、所述转矩测量器、所述转速测量器、所述电动/发电两用机和所述发动机;
所述蓄电池分别连接所述飞行控制器和所述电动/发电两用机。
6.根据权利要求2所述的航空发动机助力系统,其特征在于,所述系统控制器包括功率检测单元、飞控指令处理单元、电动/发电切换单元、电量检测单元、发动机功率调配单元和充放电控制单元;
所述功率检测单元分别连接所述转矩测量器和所述转速测量器;
所述电动/发电切换单元分别连接所述功率检测单元、所述飞行控制器和所述电动/发电两用机;
所述飞控指令处理单元连接所述飞行控制器;
所述电量检测单元分别连接所述电动/发电切换单元和所述蓄电池;
所述发动机功率调配单元分别连接所述电量检测单元、所述功率检测单元和所述发动机;
所述充放电控制单元分别连接所述电量检测单元、所述功率检测单元和所述蓄电池。
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