CN109911218A - 一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统及控制方法，包括旋翼、提供前飞动力的螺旋桨、在旋转机翼飞机固定翼飞行模式阶段为螺旋桨提供动力的主动力源、在旋转机翼飞机垂直起降阶段与主动力源共同为旋翼提供动力的辅动力源，以及从主动力源到螺旋桨的前传动机构和从主动力源、辅动力源到旋翼的主传动机构。本发明采用多个动力来源，如燃油发动机与电动机，通过动力系统变速装置将多个动力源进行功率汇流及分流，并根据旋转机翼飞机的不同飞行阶段，采用不同的控制策略进行功率再分配，形成多输入功率汇流分流和通过控制分配实现多输出需求的综合动力系统，达到既可以满足旋翼模式的大功率需求，也可以在固定翼模式使动力系统工作在最优经济状态。

Description

一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统及控制方法

技术领域

本发明涉及旋转机翼飞机技术领域，尤其涉及中大型旋转机翼飞机的动力匹配技术，具体来说是一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统及控制方法。

背景技术

旋转机翼飞机是一种兼具直升机的垂直起降性能和固定翼飞机的高速巡航性能的新型无人飞机。专利号为ZL201110213680.1，名称为《一种飞行模式可变的旋转机翼飞机》的中国专利就是一种典型机型。该飞机具有三翼面的气动布局。其中，主机翼在直升机飞行模式下，可以作为旋翼旋转为飞机提供需要的拉力，同时，当飞机具有一定飞行速度后，又可以锁定为固定翼，实现固定翼的高效率飞行。因此，在起飞和降落阶段，飞机采用旋翼飞行模式，在巡航和任务阶段，采用固定翼飞行模式。

该飞机经过多年研究，目前需要继续设计大、中型旋转机翼无人机，在这一阶段，申请人在实际研究过程中遇到以下问题：

旋转机翼飞机在旋翼模式所需功率较大，而固定翼模式所需功率相对较小，如果使用一个单一动力装置难以保证其工作在最优状态。

例如，若使用一个燃油发动机同时作为两种模式下的驱动力，在旋翼模式下可以发挥发动机的最大功率，而在巡航阶段发动机可能会处于接近慢车的不利工作状态，动力浪费严重，并且发动机效率和使用寿命下降。

又如，若使用一台电动机同时作为两种模式下的驱动力，由于电池的能量密度较低，飞机固定翼模式的巡航时间会大大缩短。

容易想到的是，在旋转机翼飞机中采用类似于目前油电混合动力汽车驱动方式的动力模式，但实际分析发现，类似于油电混合动力汽车的驱动及传动系统在旋转机翼飞机中应用时，还存在很多问题：

1、结构质量很重，例如现有实现不同动力源接入和断开的摩擦式离合器结构就非常重，难以满足旋转机翼飞机起飞重量要求。

2、油电混合动力汽车中的电力驱动部分实际上还是仅仅起到辅助节油的作用，设计状态单一；而旋转机翼飞机存在多个飞行阶段，在不同飞行阶段下，其对应的输入功率需求是不同的，所以要根据不同飞行阶段的需求对多个输入源进行综合设计，设计状态复杂。

3、油电混合动力汽车的动力系统输出是单一输出，输出形式简单，不适用于旋转机翼飞机的多输出需求；而在旋转机翼飞机中，由于存在多个飞行阶段，在动力系统上需要有主旋翼、前拉/后推螺旋桨、尾桨等动力输出装置，有必须在设计时进行区别于现有油电混合动力汽车单一输出的多输出设计。而且考虑到旋转机翼飞机在不同飞行阶段中，实际使用的动力输出装置是不同的，存在动力输出装置切换的过程，因此在进行多输出设计时，既要能够进行多输出之间的动态分配，又要能够避免动力输出装置动态切换时出现的耦合问题。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提出一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统及控制方法，采用多个动力来源，如燃油发动机与电动机等，通过动力系统变速装置将多个动力源进行功率汇流及分流，并根据旋转机翼飞机的不同飞行阶段，采用不同的控制策略进行功率再分配，形成多输入功率汇流分流和通过控制分配实现多输出需求的综合动力系统，达到既可以满足旋翼模式的大功率需求，也可以在固定翼模式使动力系统工作在最优经济状态。

本发明的技术方案为：

所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统，其特征在于：包括旋翼、提供前飞动力的螺旋桨、在旋转机翼飞机固定翼飞行模式阶段为螺旋桨提供动力的主动力源、在旋转机翼飞机垂直起降阶段与主动力源共同为旋翼提供动力的辅动力源，以及从主动力源到螺旋桨的前传动机构和从主动力源、辅动力源到旋翼的主传动机构；

在所述前传动机构中，具有前减速机构用于将主动力源的输出功率传递给螺旋桨；在所述主传动机构中，具有主减速机构用于将主动力源和辅动力源的输出功率传递给旋翼，所述主减速机构具有从主动力源一侧输入功率的第一输入轴和从辅动力源一侧输入功率的第二输入轴；前减速机构的某一从动轮与主减速机构的第一输入轴之间的传动系统中安装有离合器，用于控制主动力源与旋翼之间的功率传递；在前减速机构的所述从动轮与所述离合器之间安装有超越离合器；所述超越离合器能够实现从所述从动轮向所述第一输入轴传动，而不从所述第一输入轴向所述从动轮传动。

进一步的优选方案，所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统，其特征在于：主动力源为油动发动机，辅动力源为油动发动机或电动机。

进一步的优选方案，所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统，其特征在于：主动力源采用经济油耗功率满足旋转机翼飞机固定翼飞行模式巡航阶段需用功率的油动发动机；当辅动力源为电动机时，电动机最大功率为旋转机翼飞机垂直起降阶段最大需用功率与主动力源最大功率的差值，当辅动力源为油动发动机时，辅动力源采用经济油耗功率为旋转机翼飞机垂直起降阶段最大需用功率与主动力源最大功率差值的油动发动机。

进一步的优选方案，所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统，其特征在于：用于控制主动力源与旋翼之间的功率传递的离合器采用非摩擦式离合器。

进一步的优选方案，所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统，其特征在于：所述提供前飞动力的螺旋桨采用安装在旋转机翼飞机头部的前拉变距螺旋桨。

所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统的控制方法，其特征在于：按照不同阶段，采用相应的控制策略：

1)、动力系统启动阶段：所述离合器断开，控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，启动主动力源和辅动力源；主动力源和辅动力源按照定转速模式进行控制，直至各自达到设定转速并稳定后，所述离合器接合；其中主动力源以及辅动力源的设定转速满足使所述离合器两侧传动部件转速相同的要求；

2)、旋翼起飞阶段：控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，设定较高的旋翼转速或螺旋桨转速，并采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，达到设定的旋翼转速或螺旋桨转速并稳定后，保持螺旋桨桨距为0°，逐渐增大旋翼总距至起飞总距，并在旋翼总距增大过程中仍采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；

3)、旋翼向固定翼转换飞行阶段：逐渐增大螺旋桨桨距，提高旋转机翼飞机前飞速度；同时采用定高控制，控制旋翼总距，保持飞行高度稳定；采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；

当旋翼总距降低为0°后，主动控制逐渐增大辅动力源输出功率，并采用旋翼定速控制模式，以旋翼转速为反馈量控制主动力源输出功率，检测旋翼转速与螺旋桨转速之间比值增大到设定值时，断开所述离合器，而后辅动力源关机，旋翼转速下降到设定值后锁定旋翼；

4)、固定翼飞行阶段：所述离合器保持断开，只通过主动力源驱动螺旋桨；

5)、固定翼向旋翼转换飞行阶段：所述离合器保持断开，控制主动力源驱动螺旋桨保持飞机稳定飞行速度，旋翼解锁并设置旋翼总距为0°，启动辅动力源，并根据主动力源转速控制辅动力源转速增大，当所述离合器两侧传动部件转速相同并稳定后，所述离合器接合；

调节螺旋桨桨距为0°后，采用定高控制，逐渐增大旋翼总距，保持飞行高度稳定，同时采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量，控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；

6)、旋翼降落阶段：当旋转机翼飞机前飞速度减小到0m/s后，减小旋翼总距使旋转机翼飞机下降，并控制旋翼总距以保持稳定下降率，在下降过程中，采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定，直至旋转机翼飞机降落后，关闭主动力源和辅动力源。

进一步的优选方案，所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统的控制方法，其特征在于：在旋翼起飞阶段，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率的策略为：优先增大主动力源的输出功率，当主动力源达到全油门后再使用辅动力源输出功率。

进一步的优选方案，所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统的控制方法，其特征在于：在旋翼向固定翼飞行转换阶段：以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率的策略为：优先降低辅动力源的输出功率，直至辅动力源输出功率为0后，再降低主动力源输出功率。

进一步的优选方案，所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统的控制方法，其特征在于：在旋翼向固定翼飞行转换阶段：当旋翼总距降低为0°后，主动控制逐渐增大辅动力源输出功率，并采用螺旋桨定速控制模式，以螺旋桨转速为反馈量控制主动力源输出功率，检测旋翼转速与螺旋桨转速之间比值增大到设定值时，断开所述离合器，而后辅动力源关机，旋翼转速下降到设定值后锁定旋翼。

进一步的优选方案，所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统的控制方法，其特征在于：在固定翼向旋翼飞行转换阶段，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率的策略为：优先增大主动力源的输出功率，当主动力源达到全油门后再增大辅动力源输出功率。

有益效果

本发明实现了旋转机翼飞机多输入多输出动力系统的结构与控制策略设计，其中采用主动力源与辅动力源的多输入设计保证了动力系统的最大输出功率满足飞机垂直起降需求，同时在固定翼阶段能够确保主动力源可以在高效、低功耗状态下工作，提高飞行效率，也改善了主动力源的工作条件，可提高主动力源工作寿命。

在动力系统的传动部件设计中，考虑了由于旋转机翼飞机不同飞行阶段的动力输出装置不同，存在动力输出装置切换过程以及动态切换时会出现耦合问题，因此在传动部件的特定位置设计了只能单向传动的超越离合器，并结合相应的控制策略，确保了旋翼向固定翼飞行转换阶段中，所述离合器断开前后，主动力源与辅动力源的负载不会变化，不会对主动力源与辅动力源的运行及使用造成影响。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1：用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统示意图；

其中：1、油动发动机；2、主动带轮；3、从动带轮；4、离合器；5、安装轴；6、前联轴器；7、后传动轴；8、后联轴器；9、主减速器第一输入轴；10、第一小锥齿轮；11、第一圆锥滚子轴承；12、第二圆锥滚子轴承；13、第一大锥齿轮；14、第一圆柱齿轮；15、主减速器第二输入轴；16、第二小锥齿轮；17、第三圆锥滚子轴承；18、第四圆锥滚子轴承；19、第二大锥齿轮；20、第二圆柱齿轮；21、驱动齿轮；22、旋翼轴；23、旋翼；24、第五圆锥滚子轴承；25、第六圆锥滚子轴承；26、第一深沟球轴承；27、第二深沟球轴承；28、前传动轴；29、前拉变矩螺旋桨；30、螺旋桨后联轴器；31、螺旋桨前联轴器；32、第三深沟球轴承；33、第四深沟球轴承；34、电动机；35、超越离合器。

图2：控制原理图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外、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。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

如图1所示，用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统，包括旋翼、提供前飞动力的螺旋桨、在旋转机翼飞机固定翼飞行模式阶段为螺旋桨提供动力的主动力源、在旋转机翼飞机垂直起降阶段与主动力源共同为旋翼提供动力的辅动力源，以及从主动力源到螺旋桨的前传动机构和从主动力源、辅动力源到旋翼的主传动机构。

本实施例中提供前飞动力的螺旋桨采用安装在旋转机翼飞机头部的前拉变距螺旋桨，主动力源采用大功率的油动发动机，辅动力源采用电动机，当然辅动力源也可以采用小功率的油动发动机，但电动机效果更优，且控制上更便捷。

针对旋转机翼飞机的工作特点，本实施例中主动力源采用经济油耗功率满足旋转机翼飞机固定翼飞行模式巡航阶段需用功率的油动发动机；辅动力源为电动机，电动机最大功率为旋转机翼飞机垂直起降阶段最大需用功率与主动力源最大功率的差值。

本实施例中所述前传动机构包括主动带轮2、从动带轮3、前传动轴28，实现从主动力源到螺旋桨的动力传递。螺旋桨29安装在前传动轴28上，前传动轴两端分别用联轴器30和31联结，用深沟球轴承32和33支撑，前传动轴28与从动带轮3的左侧输出轴相连，从动带轮3通过传动带与主动带轮2相连，主动带轮2安装在油动发动机1的输出轴上。主动带轮2与从动带轮3组成了前减速机构用于将主动力源的输出功率传递给螺旋桨。

本实施例中所述主传动机构包括主动带轮2、从动带轮3、超越离合器35、离合器4、后传动轴7、主减速器第一输入轴9、第一小锥齿轮10、第一大锥齿轮13、第一圆柱齿轮14、驱动齿轮21、第二圆柱齿轮20、第二大锥齿轮19、第二小锥齿轮16和主减速器第二输入轴15，实现从主动力源、辅动力源到旋翼23的动力传递。其中主动带轮2、从动带轮3既属于前传动机构，也属于主传动机构。

主动带轮2安装在油动发动机1的输出轴上，从动带轮3通过传动带与主动带轮2相连，从动带轮3右侧输出轴通过超越离合器35连接离合器4，离合器4与安装轴5相连，安装轴5通过前联轴器6与后传动轴7一端相连，后传动轴7另一端通过后联轴器8与主减速器第一输入轴9相连，主减速器第一输入轴9两端通过圆锥滚子轴承11和12支撑。第一小锥齿轮10安装在主减速器第一输入轴9上，第一大锥齿轮13与第一小锥齿轮10相啮合，与第一大锥齿轮13同轴安装并同步转动的第一圆柱齿轮14与驱动齿轮21相啮合，驱动齿轮21驱动旋翼轴22转动，旋翼23安装在旋翼轴22上；电动机34的输出轴通过联轴器与主减速器第二输入轴15相连，主减速器第二输入轴15两端通过圆锥滚子轴承17和18支撑。第二小锥齿轮16安装在主减速器第二输入轴15上，第二大锥齿轮19与第二小锥齿轮16啮合，与第二大锥齿轮19同轴的第二圆柱齿轮20与驱动齿轮21的另一侧相啮合，与第一圆柱齿轮14同时带动驱动齿轮21同方向转动。

主减速器第一输入轴9、第一小锥齿轮10、第一大锥齿轮13、第一圆柱齿轮14、驱动齿轮21、第二圆柱齿轮20、第二大锥齿轮19、第二小锥齿轮16和主减速器第二输入轴15组成了主减速机构，将主动力源和辅动力源的输出功率传递给旋翼。而超越离合器35能够实现从动带轮3向主减速器第一输入轴9传动，而不从主减速器第一输入轴9向从动带轮3传动。

而且为了减轻结构重量，离合器4不采用较重的摩擦式离合器，而采用结构较轻的牙嵌式离合器，这样会带来控制上的耦合难题，可以通过之后描述的控制策略解决。

下面结合本实施例中旋转机翼飞机的工作特点，按照不同阶段，对旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统的控制策略进行描述：

1)、动力系统启动阶段：

所述离合器断开，控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，启动油动发动机和电动机；油动发动机和电动机按照定转速模式进行控制，其中油动发动机控制目标为发动机转速恒定，不受到负载变化影响，控制方式可以采用实时反馈发动机当前转速与设定转速的差值，控制系统根据转速差值自动加减油门，而电动机也采用定速模式，当油动发动机和电动机各自达到设定转速并稳定后，所述离合器接合；其中油动发动机和电动机的设定转速满足使所述离合器(4)两侧传动部件转速相同的要求。

2)、旋翼起飞阶段：

控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，设定相比于动力系统启动阶段更高的旋翼转速，并采用旋翼定速控制模式，以旋翼转速为反馈量控制油动发动机和电动机输出功率，达到设定的旋翼转速并稳定后，保持螺旋桨桨距为0°，逐渐增大旋翼总距至起飞总距，并在旋翼总距增大过程中仍采用旋翼定速控制模式，以旋翼转速为反馈量控制油动发动机和电动机输出功率，保持旋翼转速稳定。

需要注意的，由于旋翼和螺旋桨处于同一个大的轴系中，当存在油动发动机向旋翼输出功率时，旋翼和螺旋桨之间的转速比值就是固定的，所以此时以旋翼转速为控制对象，实际也可以采用螺旋桨转速为控制对象。

而且为了减轻电池重量，减少用电量，在旋翼起飞阶段，油动发动机和电动机输出功率的控制策略为：先增大油动发动机的输出功率，当油动发动机达到全油门后再使用电动机输出功率，即实时反馈旋翼当前转速与设定转速的差值，飞控系统根据转速差值自动控制油动发动机油门，当油动发动机全油门后再根据转速差值自动控制电机油门。

由于这里采用的是旋翼定速控制模式，尽管在起飞阶段，旋翼总距增大后旋翼轴的扭矩会增大，但此时根据旋翼定速控制要求，飞控系统会控制增大油门以保持旋翼转速不变。

3)、旋翼向固定翼转换飞行阶段：

这一阶段要求旋转机翼飞机逐渐增大前飞速度，由于采用的旋翼定速控制模式，对应螺旋桨转速也不变，所以是通过逐渐增大螺旋桨桨距，以增大前飞动动力，提高旋转机翼飞机前飞速度的。随着前飞速度的不断增大，旋转机翼飞机前后翼面产生的升力逐渐增大，因为这一阶段还采用了定高控制，所以飞控系统会降低旋翼总距，以保持飞行高度稳定。而对于油动发动机以及电动机的输出功率控制，还是采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量进行控制，保持旋翼转速稳定。

整体而言，随着旋转机翼飞机前飞速度增大，旋翼总距在降低，当旋转机翼飞机的总体需用功率在降低时，优先降低电动机的输出功率，直至电动机输出功率为0后，再降低油动发动机的输出功率。当旋翼总距变为0°时，旋转机翼飞机的总体需用功率已经小于油动发动机的最大输出功率，此时电动机的输出功率为0。

由于之后的固定翼飞行模式中，油动发动机只向螺旋桨输出功率，不向旋翼输出功率，所以需要断开离合器(4)，如果在断开离合器(4)时，油动发动机仍向旋翼输出功率，就会造成离合断开后油动发动机与电动机的负载发生较大的瞬间变化，会对油动发动机与电动机的运行及使用造成影响，因此需要准确判断油动发动机是否在向旋翼输出功率，这一点可以通过测量离合器(4)处扭矩来确定，当离合器(4)处扭矩为0时，就表示油动发动机没有向旋翼输出功率，但由于扭矩传感器重量也较大，为了减重，本发明没有采用这一方案，而是通过采用相应的转速信号进行逻辑判断来实现，可以采用两种逻辑判断方案：

第一种方案：当旋翼总距降低为0°后，主动控制逐渐增大电动机输出功率，此时旋翼转速会上升，由于采用旋翼定速控制模式，以旋翼转速为反馈量控制油动发动机的输出功率，所以此时飞控系统会自动减小油动发动机油门，油动发动机向主减速箱的输入功率逐渐减小，当电动机的输出功率增大到等于旋翼0°总距且保持当前旋翼设定转速的需用功率时，油动发动机不向主减速箱输入功率，此时如果继续增大电动机输出功率，由于超越离合器存在，电动机输出功率不会向螺旋桨输出，此时旋翼转速会逐渐上升，此时飞控系统会继续减小油动发动机油门，使螺旋桨转速降低，超越离合器实质断开，此时，就可以以旋翼转速与螺旋桨转速之间比值为检测对象，当比值增大到设定值时，表示油动发动机不向主减速箱输入功率，这时断开离合器(4)就能够保证离合器平稳断开，离合断开后油动发动机和电动机的负载不会变化，不会对发动机和电机的运行及使用造成影响。

第二种方案：飞控系统采用螺旋桨定速控制模式，当旋翼总距降低为0°后，还是主动控制逐渐增大电动机输出功率，此时旋翼转速会上升，由于这时油动发动机还在想旋翼输出功率，所以此时螺旋桨转速也会上升，由于以螺旋桨转速为反馈量控制油动发动机输出功率，所以此时飞控系统会自动减小油动发动机油门，油动发动机向主减速箱的输入功率逐渐减小，当电动机的输出功率增大到等于旋翼0°总距且保持当前旋翼设定转速的需用功率时，油动发动机不向主减速箱输入功率，此时如果继续增大电动机输出功率，由于超越离合器存在，电动机输出功率不会向螺旋桨输出，此时旋翼转速会逐渐上升，但螺旋桨转速不会继续上升，飞控系统也不在继续减小油动发动机油门，之后同样以旋翼转速与螺旋桨转速之间比值为检测对象，当比值增大到某一设定值时，断开离合器(4)。

断开离合器(4)后，电动机关机，由于空气阻力和减速箱阻力的存在，旋翼转速会自动下降，当转速下降到设定值后锁定旋翼。

4)、固定翼飞行阶段：所述离合器保持断开，只通过油动发动机驱动螺旋桨，按照正常的固定翼飞机模式进行控制。

5)、固定翼向旋翼转换飞行阶段：离合器(4)保持断开，控制油动发动机驱动螺旋桨保持飞机稳定飞行速度，旋翼解锁并设置旋翼总距为0°，启动电动机，并根据油动发动机转速控制电动机转速增大，当离合器(4)两侧传动部件转速相同并稳定后，离合器(4)接合。

调节螺旋桨桨距为0°后，采用定高控制，由于前飞阻力会使飞机前飞速度逐渐减慢，所以飞控系统会逐渐增大旋翼总距，以提高向上拉力，保持飞行高度稳定，同时采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量，控制油动发动机和电动机输出功率，保持旋翼转速稳定。

总体而言，调节螺旋桨桨距为0°后，飞机总的需用功率会增大，此时控制油动发动机和电动机输出功率的策略为：优先增大油动发动机的输出功率，当油动发动机达到全油门后再增大电动机输出功率。

6)、旋翼降落阶段：当旋转机翼飞机前飞速度减小到0m/s后，减小旋翼总距使旋转机翼飞机下降，并控制旋翼总距以保持稳定下降率，在下降过程中，采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制油动发动机和电动机输出功率，保持旋翼转速稳定，直至旋转机翼飞机降落后，关闭油动发动机和电动机。

通过以上方案的设计，保证了动力系统的最大输出功率满足旋转机翼飞机垂直起降需求，同时在固定翼巡航阶段可以确保油动发动机可以在高效、低功耗状态下工作，提高飞行效率，也改善了发动机工作条件，可提高发动机工作寿命。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (10)

1.一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统，其特征在于：包括旋翼、提供前飞动力的螺旋桨、在旋转机翼飞机固定翼飞行模式阶段为螺旋桨提供动力的主动力源、在旋转机翼飞机垂直起降阶段与主动力源共同为旋翼提供动力的辅动力源，以及从主动力源到螺旋桨的前传动机构和从主动力源、辅动力源到旋翼的主传动机构；

在所述前传动机构中，具有前减速机构用于将主动力源的输出功率传递给螺旋桨；在所述主传动机构中，具有主减速机构用于将主动力源和辅动力源的输出功率传递给旋翼，所述主减速机构具有从主动力源一侧输入功率的第一输入轴和从辅动力源一侧输入功率的第二输入轴；其中前减速机构的某一从动轮与主减速机构的第一输入轴之间的传动系统中安装有离合器，用于控制主动力源与旋翼之间的功率传递；在前减速机构的所述从动轮与所述离合器之间安装有超越离合器；所述超越离合器能够实现从所述从动轮向所述第一输入轴传动，而不从所述第一输入轴向所述从动轮传动。

2.根据权利要求1所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统，其特征在于：主动力源为油动发动机，辅动力源为油动发动机或电动机。

3.根据权利要求2所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统，其特征在于：主动力源采用经济油耗功率满足旋转机翼飞机固定翼飞行模式巡航阶段需用功率的油动发动机；当辅动力源为电动机时，电动机最大功率为旋转机翼飞机垂直起降阶段最大需用功率与主动力源最大功率的差值，当辅动力源为油动发动机时，辅动力源采用经济油耗功率为旋转机翼飞机垂直起降阶段最大需用功率与主动力源最大功率差值的油动发动机。

4.根据权利要求1所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统，其特征在于：用于控制主动力源与旋翼之间的功率传递的离合器采用非摩擦式离合器。

5.根据权利要求1所述一种用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统，其特征在于：所述提供前飞动力的螺旋桨采用安装在旋转机翼飞机头部的前拉变距螺旋桨。

6.一种权利要求1所述用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统的控制方法，其特征在于：按照不同阶段，采用相应的控制策略：

1)、动力系统启动阶段：所述离合器断开，控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，启动主动力源和辅动力源；主动力源和辅动力源按照定转速模式进行控制，直至各自达到设定转速并稳定后，所述离合器接合；其中主动力源以及辅动力源的设定转速满足使所述离合器两侧传动部件转速相同的要求；

2)、旋翼起飞阶段：控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，设定较高的旋翼转速或螺旋桨转速，并采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，达到设定的旋翼转速或螺旋桨转速并稳定后，保持螺旋桨桨距为0°，逐渐增大旋翼总距至起飞总距，并在旋翼总距增大过程中仍采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；

3)、旋翼向固定翼转换飞行阶段：逐渐增大螺旋桨桨距，提高旋转机翼飞机前飞速度；同时采用定高控制，控制旋翼总距，保持飞行高度稳定；采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；

当旋翼总距降低为0°后，主动控制逐渐增大辅动力源输出功率，并采用旋翼定速控制模式，以旋翼转速为反馈量控制主动力源输出功率，检测旋翼转速与螺旋桨转速之间比值增大到设定值时，断开所述离合器，而后辅动力源关机，旋翼转速下降到设定值后锁定旋翼；

4)、固定翼飞行阶段：所述离合器保持断开，只通过主动力源驱动螺旋桨；

5)、固定翼向旋翼转换飞行阶段：所述离合器保持断开，控制主动力源驱动螺旋桨保持飞机稳定飞行速度，旋翼解锁并设置旋翼总距为0°，启动辅动力源，并根据主动力源转速控制辅动力源转速增大，当所述离合器两侧传动部件转速相同并稳定后，所述离合器接合；

调节螺旋桨桨距为0°后，采用定高控制，逐渐增大旋翼总距，保持飞行高度稳定，同时采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量，控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；

6)、旋翼降落阶段：当旋转机翼飞机前飞速度减小到0m/s后，减小旋翼总距使旋转机翼飞机下降，并控制旋翼总距以保持稳定下降率，在下降过程中，采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定，直至旋转机翼飞机降落后，关闭主动力源和辅动力源。

7.根据权利要求6所述用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统的控制方法，其特征在于：在旋翼起飞阶段，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率的策略为：优先增大主动力源的输出功率，当主动力源达到全油门后再使用辅动力源输出功率。

8.根据权利要求6所述用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统的控制方法，其特征在于：在旋翼向固定翼飞行转换阶段：以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率的策略为：是优先降低辅动力源的输出功率，直至辅动力源输出功率为0后，再降低主动力源输出功率。

9.根据权利要求6所述用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统的控制方法，其特征在于：在旋翼向固定翼飞行转换阶段：当旋翼总距降低为0°后，主动控制逐渐增大辅动力源输出功率，并采用螺旋桨定速控制模式，以螺旋桨转速为反馈量控制主动力源输出功率，检测旋翼转速与螺旋桨转速之间比值增大到设定值时，断开所述离合器，而后辅动力源关机，旋翼转速下降到设定值后锁定旋翼。

10.根据权利要求6所述用于旋转机翼飞机的多输入多输出动力系统的控制方法，其特征在于：在固定翼向旋翼飞行转换阶段，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率的策略为：优先增大主动力源的输出功率，当主动力源达到全油门后再增大辅动力源输出功率。