CN110065626B - 用于飞行器的动力分配系统和飞行器 - Google Patents

Abstract

本申请公开一种用于飞行器的动力系统和飞行器。所述用于飞行器的动力系统包括：多个动力消耗器，每个动力消耗器可操作成消耗从零到最大动力需求的范围内的动力，并且多个动力消耗器能够共同地消耗组合的最大动力需求；动力源，该动力源可操作成向动力消耗器输出动力；以及动力分配系统，该动力分配系统可操作成基于飞行器的操作参数将来自动力源的动力分配给动力消耗器。由动力分配系统分配的动力小于动力消耗器的组合的最大动力需求，从而允许动力源具有比动力消耗器的组合的最大动力需求小的最大动力输出。

Description

用于飞行器的动力分配系统和飞行器

技术领域

本公开总体上涉及可操作用于在飞行器上使用的动力分配系统，并且特别地涉及飞行器动力分配系统，其可操作成基于飞行器的操作参数来分配来自一个或更多个动力源的动力输出，从而减小动力源所需的最大动力输出。

背景技术

飞行器上的动力源通常将动力提供给若干不同的系统。例如，一些飞行器包括电力系统，在该电力系统中发电机将电能提供给电力消耗系统和部件，例如照明系统、通信系统和冷却系统。一些飞行器包括液压动力系统，在该液压动力系统中泵将液压能提供给液压动力消耗系统和部件，例如制动系统、起落架系统和控制表面系统。这些动力消耗系统中的每一个均具有最大动力要求，动力消耗系统可以在任何时间根据操作环境要求最大动力要求。例如，直升机的反扭矩系统在特定的速度以上的前向飞行期间可能需要很少动力或不需要动力，但是在侧向飞行期间需要最大动力。传统上，诸如发电机和液压泵的飞行器动力源的尺寸已经被设定成提供足够大的动力输出，以同时满足所有飞行器的动力消耗系统的最大需求。因为所有动力消耗系统很少同时要求其最大动力要求，所以飞行器上的动力源可能比大多数操作环境中所需要的动力源更大、更昂贵和更重，从而不利地影响飞行器性能。因此，已经出现对改进的动力分配系统的需要，改进的动力分配系统减小飞行器动力源的动力输出要求，同时仍满足飞行器的操作需要，从而减小飞行器的总成本和重量。

发明内容

在第一方面，本公开涉及一种用于飞行器的动力系统，该动力系统包括：多个动力消耗器，每个动力消耗器可操作成消耗从零到最大动力需求的范围内的动力，并且多个动力消耗器能够共同地消耗组合的最大动力需求；动力源，其可操作成向动力消耗器输出动力；以及动力分配系统，其可操作成基于飞行器的操作参数将来自动力源的动力分配给动力消耗器。由动力分配系统分配的动力比动力消耗器的组合的最大动力需求小，从而允许动力源具有比动力消耗器的组合的最大动力需求小的最大动力输出。

在一些实施方式中，动力分配系统可以包括：机动检测模块(maneuver detectionmodule)，该机动检测模块可操作成检测飞行器的机动；以及动力分配器，该动力分配器可操作成基于机动将来自动力源的动力分配给动力消耗器。在某些实施方式中，动力消耗器可以包括第一动力消耗器和第二动力消耗器，并且动力分配器可以响应于机动检测模块检测到飞行器的机动将增大的动力输出分配给第一动力消耗器并且将减小的动力输出分配给第二动力消耗器。增大的动力输出可以基本上等于第一动力消耗器的最大动力需求。在一些实施方式中，第一动力消耗器可以是反扭矩系统，第二动力消耗器可以是一个或更多个乘员舒适系统，并且机动检测模块可以检测飞行器的侧向飞行机动，例如右侧向飞行。动力分配器还可以响应于检测到侧向飞行机动基本上防止动力输出到一个或更多个乘员舒适系统。在某些实施方式中，动力系统可以包括可操作成获得传感器数据的一个或更多个传感器，并且机动检测模块可以能够操作成使用传感器数据来检测机动。在一些实施方式中，飞行器可以是直升机，并且动力消耗器可以包括反扭矩系统。在这样的实施方式中，动力分配器可以能够操作成响应于机动检测模块检测到超过预定阈值速度的前向飞行机动将减小的动力输出分配给反扭矩系统。

在某些实施方式中，动力分配系统可以包括：任务识别模块，该任务识别模块可操作成识别飞行器的任务；以及动力分配器，该动力分配器可操作成基于任务将来自动力源的动力分配给动力消耗器。在一些实施方式中，可以手动地输入任务。在某些实施方式中，动力系统可以包括可操作成获得传感器数据的一个或更多个传感器，并且任务识别模块可以能够操作成使用传感器数据来检测任务。在一些实施方式中，动力消耗器可以包括第一动力消耗器和第二动力消耗器，并且动力分配器可以响应于任务识别模块识别出飞行器的任务将增大的动力输出分配给第一动力消耗器并且将减小的动力输出分配给第二动力消耗器。在其他实施方式中，任务可以是紧急着陆任务，并且动力分配器可以能够操作成响应于任务识别模块识别出紧急着陆任务将增大的动力输出分配给第一动力消耗器并且将减小的动力输出分配给第二动力消耗器。在某些实施方式中，第二动力消耗器可以是反扭矩系统、冷却系统、乘员舒适系统、通信系统、接口系统、照明系统和/或主动振动控制系统。

在一些实施方式中，动力分配系统可以包括：动力消耗检测模块，该动力消耗检测模块可操作成检测动力消耗器中的每一个的动力消耗；以及动力分配器，该动力分配器可操作成基于动力消耗器中至少之一的动力消耗将来自动力源的动力分配给动力消耗器。在某些实施方式中，动力消耗器可以包括第一动力消耗器和第二动力消耗器，并且动力分配器可以能够操作成响应于动力消耗检测模块检测到第一动力消耗器的动力消耗增大将减小的动力输出分配给第二动力消耗器。在一些实施方式中，第一动力消耗器可以是反扭矩系统。在某些实施方式中，第二动力消耗器可以是一个或更多个乘员舒适系统。在这样的实施方式中，动力分配器可以响应于反扭矩系统的动力消耗超过预定阈值基本上停止到乘员舒适系统的动力输出。在某些实施方式中，飞行器可以是具有旋翼变速箱和至少一个旋翼的旋翼飞行器，并且第二动力消耗器可以包括具有旋翼变速箱冷却风扇的一个或更多个冷却系统。在这样的实施方式中，旋翼飞行器可以是具有主旋翼和主旋翼变速箱的直升机，并且旋翼变速箱冷却风扇可以是主旋翼变速箱冷却风扇。在一些实施方式中，动力系统可以包括一个或更多个传感器，该一个或更多个传感器可操作成获得传感器数据，并且动力分配系统可操作成使用传感器数据来检测来自主旋翼的下洗和/或接近主旋翼变速箱的冲压空气。在这样的实施方式中，对主旋翼变速箱冷却风扇的动力输出可以与来自主旋翼的下洗和/或接近主旋翼变速箱的冲压空气成反比。

在某些实施方式中，动力分配系统可以包括分层动力分配器，该分层动力分配器可操作成基于飞行器的操作参数将动力消耗器分类成多个层。多个层可以包括必要层和非必要层。在这样的实施方式中，分层动力分配器可以将动力输出分配给必要层中的动力消耗器，并且基本上防止动力输出到非必要层中的动力消耗器。在一些实施方式中，多个层可以包括部分必要层，并且对部分必要层中的动力消耗器的动力输出可能会经受通过分层动力分配器的减小。在某些实施方式中，动力消耗器可以包括以下动力消耗器中的至少两个：反扭矩系统、冷却系统、乘员舒适系统、通信系统、接口系统、照明系统和主动振动控制系统。在一些实施方式中，动力分配系统可以是电力分配系统，动力消耗器可以是电力消耗器，并且动力源可以是发电机。在某些实施方式中，动力分配系统可以是液压动力分配系统，动力消耗器可以是液压动力消耗器，并且动力源可以是液压泵。

在第二方面，本公开涉及一种飞行器，该飞行器包括机身、设置在机身内的飞行控制计算机以及设置在机身内的动力系统。动力系统包括：多个动力消耗器，每个动力消耗器可操作成消耗从零到最大动力需求的范围内的动力，并且多个动力消耗器能够共同地消耗组合的最大动力需求；动力源，该动力源可操作成向动力消耗器输出动力；以及动力分配系统，该动力分配系统可操作成基于飞行器的操作参数将来自动力源的动力分配给动力消耗器。飞行控制计算机实现动力分配系统。由动力分配系统分配的动力比动力消耗器的组合的最大动力需求小，从而允许动力源具有比动力消耗器的组合的最大动力需求小的最大动力输出。

在一些实施方式中，动力消耗器的组合的最大动力需求可以是动力消耗器中的每一个的最大动力需求的和。在某些实施方式中，动力系统可以是电力系统，动力分配系统可以是电力分配系统，动力消耗器可以是电力消耗器，并且动力源可以是发电机。在一些实施方式中，动力系统可以是液压动力系统，动力分配系统可以是液压动力分配系统，动力消耗器可以是液压动力消耗器，并且动力源可以是液压泵。在某些实施方式中，飞行器可以包括实现动力分配系统的飞行控制计算机。

附图说明

为了更全面地理解本公开的特征和优点，现在参照详细描述以及附图，在附图中，不同附图中的对应附图标记指代对应部分，并且在附图中：

图1A至图1B是根据本公开的实施方式的包括动力系统的旋翼飞行器的示意图；

图2A至图2C是根据本公开的实施方式的用于飞行器的电力系统的示意图；

图3是根据本公开的实施方式的用于飞行器的液压动力系统的示意图；以及

图4A至图4D是根据本公开的实施方式的用于分配来自飞行器动力源的动力的各种方法的流程图。

具体实施方式

虽然下面详细讨论了本公开的各种实施方式的形成和使用，但是应当理解的是，本公开提供了可以在许多种具体背景下实施的许多可应用的发明构思。本文中讨论的具体实施方式仅仅是说明性的，并且不限制本公开的范围。为清楚起见，实际实现方式的所有特征可能没有全部在本说明书中描述。当然可以理解的是，在任何这样的实际实施方式的开发中，必须作出许多特定于实现方式的决定以实现开发者的具体目标，例如符合系统相关和商业相关的约束，这将因实现方式而异。此外，应当理解的是，这样的开发工作可能是复杂且耗时的，但是对于受益于本公开的本领域普通技术人员而言仍然是常规的任务。

在说明书中，因为在附图中描绘了装置，所以可以参考各个部件之间的空间关系以及部件的各个方面的空间取向。然而，如本领域技术人员在完整阅读本公开之后将认识到的，本文描述的装置、构件、设备等可以以任何期望的取向定位。因此，用于描述各个部件之间的空间关系或者描述这些部件的各个方面的空间取向的诸如“在......之上”、“在......之下”、“上”、“下”等的术语的使用应该被理解为分别描述部件之间的相对关系或这些部件的各个方面的空间取向，因为本文中描述的装置可以以任何期望的方向取向。如本文中所使用的，术语“耦接”可以包括通过任何方式、包括仅通过接触或者通过移动机械连接和/或非移动机械连接而直接耦接或间接耦接。

参照附图中的图1A至图1B，旋翼飞行器被示意性地示出并且概括地指定为10。旋翼飞行器10是具有主旋翼12的直升机，该主旋翼12由发动机14经由主旋翼变速箱16提供动力。主旋翼12包括多个旋翼叶片组件18。主旋翼12相对于机身20可旋转。旋翼叶片组件18的节距(pitch)可以被共同地和/或循环地操作以选择性地控制旋翼飞行器10的方向、推力和升力。起落架系统22为旋翼飞行器10提供地面支撑。尾梁24从机身20延伸。反扭矩系统26包括尾部旋翼28，尾部旋翼28可旋转地耦接至尾梁24的后部。反扭矩系统26控制旋翼飞行器10的偏航。

旋翼飞行器10包括动力系统30。动力系统30可以是电力系统、液压动力系统、机械动力系统或其他类型的动力系统。动力系统30包括动力消耗器32、34、36，每个动力消耗器可操作成消耗从零动力消耗到最大动力需求或要求的范围内的动力。动力消耗器32、34、36能够共同地消耗组合的最大动力需求，该组合的最大动力需求可以是动力消耗器32、34、36的相应的最大动力需求的和或总和。动力系统30包括动力源40，例如发电机或液压泵。发动机14向动力源40提供旋转机械能，动力源40转而将能量(例如电能或液压能)输出至动力消耗器32、34、36。旋翼飞行器10包括飞行控制计算机42，在该飞行控制计算机42上实现或执行动力分配系统44。动力分配系统44可操作成基于旋翼飞行器10的操作参数将来自动力源40的动力分配给动力消耗器32、34、36。可以基于手动输入、传感器46、传感器48或其他标准来确定或识别操作参数。

在假设动力源必须能够同时为每个动力消耗器提供其最大动力要求的情况下，先前的飞行器传统上包括具有足够动力输出的动力源以为飞行器的动力消耗器提供其组合的最大动力需求。然而，实际上，飞行器上的所有动力消耗器很少同时需求来自动力源的其相应的最大动力需求。因此，动力源在其大部分工作寿命期间不利用其最大动力输出，并且因此动力源比所需要的更大且更重。动力分配系统44通过以下来解决该问题：基于旋翼飞行器10的操作参数来分配或分发来自动力源40的动力，使得由动力分配系统44分配的动力比动力消耗器32、34、36的组合的最大动力需求小。动力分配系统44允许旋翼飞行器10承载具有比动力消耗器32、34、36的组合的最大动力需求小的动力输出同时仍满足旋翼飞行器10的操作需求的动力源。在一些情况下，由于动力源40所需的机械输入较小，因此发动机14的尺寸、重量和/或动力输出也可以被减小。

作为具体的非限制性示例，反扭矩系统26可以具有300马力的最大动力需求，动力消耗器36可以是具有20马力的最大动力需求的乘员舱空气调节单元，动力消耗器34可以是具有30马力的最大动力需求的主旋翼变速箱冷却风扇，并且动力消耗器32可以是具有15马力的最大动力需求的发电机冷却风扇。动力源40是发电机。在该示例中，在假设发电机的尺寸需要被设定成同时满足每个动力消耗器的最大动力需求的情况下，先前的飞行器将需要承载能够提供365马力的发电机。通过考虑旋翼飞行器10的操作需要，动力分配系统44降低了发电机40的动力输出要求。继续上述示例，动力分配系统44可以检测到旋翼飞行器10正在执行右侧向飞行机动(即，操作参数)。在右侧向飞行机动期间，旋翼飞行器10向右侧向飞行或者经历与尾部旋翼28对抗并且使反扭矩系统26以增大的动力进行操作的等效风或阵风。在右侧向飞行期间，发电机40被要求反扭矩系统26的最大动力需求(300马力)。旋翼下洗和接近主旋翼变速箱16的冲压空气为主旋翼变速箱16提供足够的冷却，允许动力分配系统44将零动力分配给主旋翼变速箱冷却风扇34。侧向冲压空气和旋翼下洗可以为发电机40提供一些冷却，但是来自发电机40的动力输出可能仍然需要发电机冷却风扇32以充分冷却发电机40。最后，动力分配系统44可以在右侧向飞行期间关闭空气调节单元36。因此，动力分配系统44在右侧向飞行期间分配来自发电机40的多达315的马力。对于旋翼飞行器10的不涉及右侧向飞行的所有其他机动，反扭矩系统26需要小于235马力，这允许发电机冷却风扇32、主旋翼变速箱冷却风扇34和空气调节单元36在任何时间要求它们相应的最大动力需求。在该非限制性示例中，动力分配系统44分配动力以便允许旋翼飞行器10承载能够进行315马力的最大输出的发电机，而不是先前飞行器所需要的365马力的发电机。

应当理解的是，旋翼飞行器10仅仅是可以实现本文中公开的实施方式的各种飞行器的示例。实际上，可以在利用能量或动力的任何飞行器上实现动力分配系统44。其他飞行器实现方式可以包括混合动力飞行器、倾转旋翼飞行器、偏转翼飞行器、四倾转旋翼飞行器、无人驾驶飞行器、旋翼机、飞机等。还可以在具有分布式推进系统的旋翼飞行器上利用动力分配系统44，该分布式推进系统具有由电能源、液压能源、机械能源或其他能源提供动力的两个或更多个旋翼。因而，本领域技术人员将认识到，动力分配系统44可以被集成到各种飞行器配置中。应当理解的是，虽然飞行器特别适于实现本公开的实施方式，但是非飞行器的交通工具和装置也可以实现这些实施方式。

参照附图中的图2A至图2C，用于飞行器的电力系统被示意性地示出并且概括地指定为100。电力系统100包括由一个或更多个发动机104提供动力的一个或更多个发电机102。尽管在所示实施方式中发电机102由发动机104提供动力，但发电机102可以多种方式被提供动力，包括通过化学能量生成方法、太阳能能量生成方法、液压能量生成方法、风力能量生成方法或其他能量生成方法。发电机102将动力或电能106输出至电力消耗器108。共同地，电力消耗器108能够消耗作为每个电力消耗器108的最大动力需求的总和的组合的最大动力需求或要求。电力消耗器108可以包括反扭矩系统110、冷却系统112、乘员舒适系统114、通信和接口系统116、航空电子系统118、照明系统120和主动振动控制系统122。冷却系统112可以包括用于发电机102或诸如主旋翼变速箱的变速箱的冷却风扇，可以使用这些冷却风扇来冷却这些部件中的油。乘员舒适系统114可以包括旨在增强飞行器中的乘员的舒适度的部件，例如空气调节单元。通信和接口系统116可以包括旨在与飞行器的乘员对接的系统，例如无线电通信系统或驾驶舱显示器。航空电子系统118可以包括与飞行器的航空电子设备有关的系统，例如控制表面移动。在混合动力旋翼飞行器或全电动旋翼飞行器中，航空电子系统118可以包括旋翼，例如直升机的主旋翼。照明系统120可以包括飞行器上的内部照明设备或外部照明设备。主动振动控制系统122可以包括旨在隔离在飞行器的部件处引起的振动以防止这样的振动扩散到飞行器的其他部件的主动振动隔离器，例如置于飞行器的主旋翼与机身之间的主动振动隔离器。本领域普通技术人员将理解的是，能够消耗电能106的任何装置或系统可以是电力消耗器108。例如，电力消耗器108可以包括用于紧急医疗服务(EMS)飞行器的机载医疗设备。

电力系统100包括也可以作为电力消耗器108中之一的飞行控制计算机124。飞行控制计算机124实现或执行电力分配系统126。电力分配系统126基于飞行器的操作参数将来自发电机102的动力分配给电力消耗器108。由电力分配系统126分配的动力比电力消耗器108的组合的最大动力需求小，这允许发电机102具有小于并且不超过电力消耗器108的组合的最大动力需求的最大动力输出。电力分配系统126可以基于各种各样的飞行器操作参数将来自发电机102的动力分配给电力消耗器108。

在一些实施方式中，电力分配系统126包括机动检测模块128。机动检测模块128可操作成检测飞行器的机动。电力分配系统126还包括电力分配器130。由机动检测模块128检测到的机动可以是由电力分配器130使用以将来自发电机102的动力分配给电力消耗器108的操作参数。在一些实施方式中，机动检测模块128可以使用来自飞行器上的传感器134的传感器数据132来检测正在由飞行器执行的机动。传感器134可以包括任何数量的以下传感器或以下传感器的组合：冲压空气传感器、旋翼下洗传感器、空速传感器、海拔传感器、姿态传感器、风速传感器、循环控制位置传感器、集中控制位置传感器、滚转率传感器、偏航率传感器(yaw rate sensor)、俯仰率传感器(pitch rate sensor)、加速度传感器，例如正常加速度传感器、横向加速度传感器和/或纵向加速度传感器、倾斜盘角度传感器、旋翼挥舞传感器、机械故障传感器、健康监测系统、下降率传感器、交通警报传感器或适于执行本文中公开的说明性实施方式的任何其他传感器。在其他实施方式中，可以基于每个电力消耗器108或飞行器的其他部件的动力消耗来确定正由飞行器执行的机动。机动也可以是由飞行员手动地输入的或来自别处。

在一些实施方式中，电力分配器130响应于机动检测模块128检测到侧向飞行机动(例如右侧向飞行机动)，将增大的动力输出分配给反扭矩系统110，并且将减小的动力输出分配给其他的电力消耗器108中的一个或更多个。分配给反扭矩系统110的增大的动力输出可以基本上等于反扭矩系统110的最大动力需求或要求。为了降低电力消耗器108的总的动力消耗，电力分配器130可以在侧向飞行机动期间减小或者基本上防止到一个或更多个乘员舒适系统114(例如空气调节单元)的动力输出。电力分配器130还可以与接近由冷却系统112冷却的部件的冲压空气的量或旋翼下洗的量成比例地减小到冷却系统112的动力输出。在直升机上实现电力系统100的实施方式中，电力分配器130可以响应于机动检测模块128检测到超过预定阈值速度的前向飞行机动，而将减小的动力输出分配给反扭矩系统110。实际上，因为直升机尾部上的翼片和控制表面提供偏航控制，所以如果直升机正在以足够的速度向前飞行，则电力分配器130可以向反扭矩系统110分配很少的动力或不向反扭矩系统110分配动力。在一些机动(例如，一些着陆机动)期间，电力分配器130减小或停止到电力消耗器108的非航空电子系统的动力分配，该非航空电子系统可以包括与飞行器的航空电子设备不直接相关的系统。可以完全关闭到非航空电子系统的动力而不损害飞行器的航空电子设备，这允许飞行器在特殊情况下(例如，在紧急着陆机动期间)节省动力。

电力分配系统126包括可操作成识别飞行器的任务的任务识别模块136。由任务识别模块136识别的任务是由电力分配器130使用以将来自发电机102的动力分配给电力消耗器108的操作参数。特定于任务的动力分配定制针对由飞行器正在执行的任务的动力分配。例如，安全着陆所需的动力可能不同于完成全部军事任务所需的动力，因为每个任务需要在电力消耗器108之间进行不同的动力分配。可以由任务识别模块136以许多方式识别任务。在一些实施方式中，任务可以由飞行员手动输入或来自别处。在其他实施方式中，任务识别模块136可以使用来自传感器134的传感器数据132来识别任务。

在一个非限制性示例中，任务识别模块136可以识别紧急着陆任务。任务识别模块136可以基于来自例如机械故障传感器、健康监测系统、加速度传感器和/或下降率传感器的一个或更多个传感器134的传感器数据132来识别紧急着陆任务。在紧急着陆任务期间，可以维持或增大分配给航空电子系统118的动力，尤其是分配给对于着陆而言是必要的航空电子系统的动力。相反，分配给包括一些非航空电子系统的对于安全着陆而言是非必要的系统或部件的动力可以减小或完全停止。电力分配器130还可以将减小的动力或零动力分配给反扭矩系统110、冷却系统112、乘员舒适系统114、通信和接口系统116、照明系统120和/或主动振动控制系统122。在另外的示例中，如果由任务识别模块136识别的任务包括诸如右侧向飞行的侧向飞行，则电力分配器130可以维持或增大到反扭矩系统110的动力，同时减小到其他电力消耗器108中的一个或更多个电力消耗器(例如乘员舒适系统114，或根据可用的冲压空气或旋翼下洗的量、冷却系统112)的动力。作为另外的示例，如果任务识别模块136识别包括特定阈值速度以上的前向飞行的任务，则电力分配器130可以向反扭矩系统110分配很少的动力或不向反扭矩系统110分配动力。

在一些实施方式中，电力分配系统126包括动力消耗检测模块138，该动力消耗检测模块138可操作成检测每个电力消耗器108的动力消耗。电力消耗器108中至少之一的动力消耗可以是由电力分配器130使用以将来自发电机102的动力分配给电力消耗器108的操作参数。在一些实施方式中，电力分配器130响应于动力消耗检测模块138检测到一个或更多个电力消耗器108的增大的动力消耗，将减小的动力输出分配给不同的一个或更多个电力消耗器108。例如，电力分配器130可以响应于动力消耗检测模块138检测到如在直升机的侧向飞行期间可能发生的反扭矩系统110的增大的动力消耗，将减小的动力输出分配给一个或更多个乘员舒适系统114。在该示例中，如果动力消耗检测模块138检测到反扭矩系统110的动力消耗超过预定阈值，则电力分配器130可以减小或基本上停止到乘员舒适系统114或其他电力消耗器108的动力输出。如果在具有至少一个旋翼和旋翼变速箱的旋翼飞行器上实现电力系统100，则电力分配器130可以响应于动力消耗检测模块138检测到电力消耗器108中的另一电力消耗器的增大的动力消耗，减小到作为冷却系统112中之一的旋翼变速箱冷却风扇的动力输出。在更具体的示例中，如果旋翼飞行器是直升机，则可以以这种方式减小到主旋翼变速箱冷却风扇的动力分配。在该示例中，到主旋翼变速箱冷却风扇的动力输出可以与来自主旋翼的旋翼下洗的量和/或接近主旋翼变速箱的冲压空气的量成反比。可以由电力分配系统126使用来自传感器134的传感器数据132来检测来自主旋翼的下洗和接近主旋翼变速箱的冲压空气。

在一些实施方式中，电力分配器130包括分层动力分配器140。结合图2B和图2C参照图2A，分层动力分配器140基于飞行器的操作参数将电力消耗器108分类为层142、144、146。层包括必要层142和非必要层144。分层动力分配器140将动力输出分配给必要层142中的电力消耗器，并且基本上防止动力输出到非必要层144中的电力消耗器。层还可以包括部分必要层146。到部分必要层146中的电力消耗器的动力输出经受通过分层动力分配器140的减小。分层动力分配器140可以基于由任务识别模块136识别的任务、由机动检测模块128识别的机动、由动力消耗检测模块138测量的电力消耗器108的动力消耗或飞行器的任何其他操作参数，来进行层的分类。可以触发分层动力分配器140对电力消耗器108的分类以及对电力消耗器108的动力分配的操作参数还可以包括由传感器134对飞行器故障的检测和/或来自飞行员或来自别处的输入。

在一个非限制性示例中，机械故障传感器或健康监测系统可以检测迫使飞行器进行紧急着陆的严重故障。严重故障包括例如飞行器的发动机故障或结构破坏。分层动力分配器140可以响应于检测到严重故障将电力消耗器108分类为层，以便仅以进行紧急着陆所需要的程度将动力分配给电力消耗器108。图2B示出了由分层动力分配器140响应于进行紧急着陆的需要对电力消耗器108进行分类的一个非限制性示例。必要层142包括用于确保飞行器可以利用安全着陆所需要的航空电子系统的航空电子系统118。在飞行器是混合动力直升机或全电动直升机的实施方式中，航空电子系统118可以包括主旋翼系统。在一些实施方式中，驾驶舱显示器的部分可以被包括在必要层142中，使得飞行员能够有效地使用他或她的仪器。非必要层144包括乘员舒适系统114、主动振动控制系统122和照明系统120。分层动力分配器140可以将零动力分配给非必要层144中的电力消耗器。可以包括在非必要层144中的特定部件包括空气调节单元、非必要驾驶舱显示器、套件(kit)和/或无线电通信系统。经受分配的动力减小的电力消耗器被分类为部分必要层146，该部分必要层146可以包括冷却系统112、反扭矩系统110以及通信和接口系统116。对于紧急着陆任务，必要层142可以包括安全着陆所需要的电力消耗器，部分必要层146可以包括能够在安全着陆时接收减小的动力或零动力的电力消耗器，并且非必要层144可以包括主要旨在用于使飞行器中的乘客舒适的电力消耗器。在又一示例中，在紧急着陆期间，非航空电子系统可以被分类为非必要层144，并且航空电子系统118可以被分类为必要层142。

每个层142、144、146内的电力消耗器108的位置可以基于飞行器的操作参数而改变。如果飞行器正在进行需要偏航控制的完整任务，则反扭矩系统110可以移动到必要层142。在另一示例中，如果飞行器进行侧向飞行，则反扭矩系统110可以被提升到必要层142。在图2C中所示的又一个示例中，直升机在健康的、无故障的操作条件下在阈值速度以上进行前向飞行。在这种情况下，必要层142包括航空电子系统118和冷却系统112，部分必要层146包括照明系统120、通信和接口系统116、乘员舒适系统114和主动振动控制系统122，并且非必要层144包括反扭矩系统110。如果减小的动力而不是零动力被分配给反扭矩系统110，则反扭矩系统110可以替选地被包括在部分必要层146中。在其他实施方式中，代替将零动力分配给非必要层144中的电力消耗器，分层动力分配器140可以将来自飞行器上的电池(未示出)的动力分配给非必要层144中的电力消耗器。在这样的实施方式中，如果电池耗尽到预定阈值以下，则可以将零动力分配给非必要层144中的电力消耗器。此外，在这样的实施方式中，响应于电力消耗器108的动力需求下降到预定阈值以下，电池可以由发电机102再充电或从别处再充电。

在一些实施方式中，发电机102可以包括两个或更多个发电机，两个或更多个发电机的组合的最大动力输出可以小于或大于电力消耗器108的组合的最大动力需求。例如，电力消耗器108的组合的最大动力需求可以是365马力，并且发电机的组合的最大动力输出可以是300马力。在该示例中，动力分配系统126如上所述的那样进行操作以分配电力。在另一示例中，在发电机中之一发生故障的情况下，电力分配系统126将分配可从仍在运转的一个或更多个发电机获得的减小的动力。在这种情况下，电力分配系统126可以响应于发电机中之一发生故障而不将动力分配给乘员舒适系统114、主动振动控制系统122和/或照明系统120，以在仍在运转的一个或更多个发电机的动力输出能力范围内，减小电力消耗器108的总动力消耗。

参照附图中的图3，用于飞行器的液压动力系统被示意性地示出并且概括地指定为200。液压动力系统200包括由发动机204提供动力的一个或更多个液压泵202。液压泵202可以以包括化学能量生成方法、太阳能能量生成方法、电气能量生成方法、风力能量生成方法或其他能量生成方法的多种方式被提供动力。液压泵202将动力或液压能206输出到液压动力消耗器208。液压动力消耗器208可以包括旋翼制动系统210、起落架系统212、航空电子系统214、主动振动控制系统216、冷却系统218和/或液压发电机220。起落架系统212可以包括起落架制动系统，例如飞行器的着陆轮上的盘式制动器。航空电子系统214可以包括其他飞行控制表面的移动和襟翼控制以及与飞行器的航空电子设备相关的其他液压系统和部件。在液压驱动旋翼飞行器上实现液压动力系统200的实施方式中，旋翼飞行器的旋翼可以被包括在航空电子系统214中。本领域普通技术人员将理解的是，能够消耗液压能206的任何装置或系统可以是液压动力消耗器208。

液压动力系统200包括在飞行控制计算机224上实现的液压动力分配系统222，该液压动力分配系统222将动力分配给飞行器的液压部件并且分配来自飞行器的液压部件的动力。液压动力分配系统222包括与图2A中的电力分配系统126类似的功能，除了在液压泵202与液压动力消耗器208之间分配液压能以外。特别地，液压动力分配系统222包括机动检测模块226、任务识别模块228、动力消耗检测模块230和液压动力分配器232。液压动力分配器232包括分层动力分配器234。与图2A中的电力分配系统126类似，液压动力分配系统222可以利用来自传感器238的传感器数据236。在液压泵202包括具有比液压动力消耗器208的组合的最大动力需求小或大的组合的最大动力输出的两个或更多个液压泵的实施方式中，液压动力分配系统222可以在液压泵中之一发生故障的情况下分配来自减小的数量的液压泵的动力。除了电力系统和液压动力系统以外，说明性实施方式的动力分配系统可以在诸如太阳能动力系统、机械动力系统、风力动力系统、燃料电池动力系统或其他动力系统的其他能量环境中使用。

参照附图中的图4A至图4D，示意性地示出了在各种实施方式中用于通过动力分配系统在动力系统中分配动力的方法。在图4A中，用于分配动力的方法包括：检测飞行器的机动(步骤300)以及基于机动将来自动力源的动力分配给动力消耗器(步骤302)。在图4B中，用于分配动力的方法包括：识别飞行器的任务(步骤304)以及基于任务将来自动力源的动力分配给动力消耗器(步骤306)。在图4C中，用于分配动力的方法包括：检测每个动力消耗器的动力消耗(步骤308)以及基于动力消耗器中至少之一的动力消耗将来自动力源的动力分配给动力消耗器(步骤310)。在图4D中，用于分配动力的方法包括：识别飞行器的操作参数(步骤312)；基于操作参数将动力消耗器分类为包括必要层和非必要层的至少两个层(步骤314)；将动力输出分配给必要层中的动力消耗器(步骤316)；以及防止动力输出到非必要层中的动力消耗器(步骤318)。

不同的示出实施方式中的流程图和框图示出了设备、方法和计算机程序产品的一些可能实现方式的架构、功能和操作。就此而言，流程图或框图中的每个块可以表示包括用于实现指定的一个或更多个功能的一个或更多个可执行指令的代码的部分、区段或模块。在一些可替选实现方式中，块中提到的一个或更多个功能可以不按图中提到的顺序出现。例如，在一些情况下，取决于所涉及的功能，连续示出的两个块可以基本上同时执行，或者这些块有时可以以相反的顺序执行。

本实施方式的飞行控制计算机优选地包括具有能够由处理器执行以用于控制飞行操作的计算机指令的计算元件，例如非暂态计算机可读存储介质。计算元件可以实现为一个或更多个通用计算机、专用计算机或具有存储器和处理能力的其他机器。计算元件可以包括一个或更多个存储器存储模块，其包括但不限于诸如随机存取存储器的内部存储存储器、诸如只读存储器的非易失性存储器、诸如磁存储存储器的可移除存储器、光存储设备、固态存储存储器或其他合适的存储器存储实体。计算元件可以被实现为可操作成执行机器可执行指令形式的程序代码的基于微处理器的系统。计算元件可以经由专有加密网络、公共加密网络、因特网或者可以包括有线连接和无线连接两者的其他合适的通信网络选择性地连接至其他计算机系统。

出于说明和描述的目的，已经呈现了本公开的实施方式的前述描述。这并非旨在是穷举的或将本公开限制于所公开的精确形式，并且根据上述教导，可以进行修改和变型，或者可以根据本公开的实践获知修改和变型。选择并描述实施方式以说明本公开的原理及其实际应用，以使得本领域技术人员能够将本公开用于各种实施方式，并且如适于所考虑的特定用途的，进行各种修改。可以在不脱离本公开的范围的情况下对实施方式的设计、操作条件和布置作出其他替换、修改、变化和省略。在参照说明书的情况下，说明性实施方式的这样的修改和组合以及其他实施方式对于本领域技术人员而言将是明显的。因此，意指的是，所附权利要求涵盖任何这样的修改或实施方式。

Claims (20)

1.一种用于飞行器的动力系统，包括：

多个动力消耗器，每个动力消耗器能够操作成消耗从零到最大动力需求的范围内的动力，并且所述多个动力消耗器能够共同地消耗组合的最大动力需求；

动力源，其能够操作成向所述动力消耗器输出动力；以及

动力分配系统，其能够操作成基于所述飞行器的操作参数将来自所述动力源的动力分配至所述动力消耗器；

其中，所述动力分配系统包括：机动检测模块，所述机动检测模块被配置成检测所述飞行器的机动，所述操作参数还包括所述机动；以及动力分配器，所述动力分配器被配置成基于所述机动将来自所述动力源的动力分配给所述动力消耗器；

其中，所述动力系统还包括一个或更多个传感器，所述一个或更多个传感器被配置成获得传感器数据，所述机动检测模块被配置成使用所述传感器数据来检测所述机动；

其中，所述动力消耗器还包括反扭矩系统，所述动力分配器响应于所述机动检测模块检测到所述飞行器的机动，而将增大的动力输出分配给所述反扭矩系统；以及

其中，由所述动力分配系统分配的动力小于所述动力消耗器的所述组合的最大动力需求，从而允许所述动力源具有比所述动力消耗器的所述组合的最大动力需求小的最大动力输出。

2.根据权利要求1所述的动力系统，其中，所述动力消耗器还包括第二动力消耗器，并且其中，响应于所述机动检测模块检测到所述飞行器的机动，所述动力分配器将减小的动力输出分配给所述第二动力消耗器。

3.根据权利要求2所述的动力系统，其中，所述增大的动力输出基本上等于所述反扭矩系统的最大动力需求。

4.根据权利要求2所述的动力系统，其中，所述第二动力消耗器还包括一个或更多个乘员舒适系统，并且其中，所述机动检测模块检测所述飞行器的右侧向飞行机动。

5.根据权利要求1所述的动力系统，其中，所述动力分配系统还包括：

任务识别模块，所述任务识别模块能够操作成识别所述飞行器的任务，所述操作参数还包括所述任务；以及

其中，所述动力分配器能够操作成基于所述任务将来自所述动力源的动力分配给所述动力消耗器。

6.根据权利要求5所述的动力系统，其中，所述动力消耗器还包括第三动力消耗器和第二动力消耗器，并且其中，响应于所述任务识别模块识别出所述飞行器的任务，所述动力分配器将增大的动力输出分配给所述第二动力消耗器并且将减小的动力输出分配给所述第三动力消耗器。

7.根据权利要求5所述的动力系统，其中，所述动力消耗器还包括第二动力消耗器和第三动力消耗器，并且所述任务还包括紧急着陆任务，并且其中，所述动力分配器能够操作成响应于所述任务识别模块识别出所述紧急着陆任务，而将增大的动力输出分配给所述第二动力消耗器并且将减小的动力输出分配给所述第三动力消耗器。

8.根据权利要求1所述的动力系统，其中，所述动力分配系统还包括：

动力消耗检测模块，所述动力消耗检测模块能够操作成检测所述动力消耗器中的每一个的动力消耗，所述操作参数还包括所述动力消耗器中的每一个的动力消耗；以及

其中，所述动力分配器能够操作成基于所述动力消耗器中至少之一的动力消耗将来自所述动力源的动力分配给所述动力消耗器。

9.根据权利要求8所述的动力系统，其中，所述动力消耗器还包括第二动力消耗器和第三动力消耗器，所述动力分配器能够操作成响应于所述动力消耗检测模块检测到所述第二动力消耗器的增大的动力消耗将减小的动力输出分配至所述第三动力消耗器。

10.根据权利要求9所述的动力系统，其中，所述第二动力消耗器还包括所述反扭矩系统，其中，所述第三动力消耗器还包括一个或更多个乘员舒适系统，并且其中，所述动力分配器响应于所述反扭矩系统的动力消耗超过预定阈值，基本上停止到所述一个或更多个乘员舒适系统的动力输出。

11.根据权利要求1所述的动力系统，其中，所述动力分配系统还包括：

分层动力分配器，所述分层动力分配器能够操作成基于所述飞行器的所述操作参数将所述动力消耗器分类成多个层，所述多个层包括必要层和非必要层；

其中，所述分层动力分配器将动力输出分配给所述必要层中的动力消耗器，并且基本上防止到所述非必要层中的动力消耗器的动力输出。

12.根据权利要求11所述的动力系统，其中，所述多个层还包括部分必要层；并且

其中，到所述部分必要层中的动力消耗器的动力输出经受通过所述分层动力分配器的减小。

13.根据权利要求1所述的动力系统，其中，所述动力消耗器还包括选自以下的至少两个动力消耗器：所述反扭矩系统、冷却系统、乘员舒适系统、通信系统、接口系统、照明系统和主动振动控制系统。

14.根据权利要求1所述的动力系统，其中，所述动力分配系统还包括电力分配系统，所述动力消耗器还包括电力消耗器并且所述动力源还包括发电机。

15.根据权利要求1所述的动力系统，其中，所述动力分配系统还包括液压动力分配系统，所述动力消耗器还包括液压动力消耗器并且所述动力源还包括液压泵。

16.根据权利要求1所述的动力系统，其中，所述一个或更多个传感器还包括循环控制位置传感器，并且所述机动检测模块被配置成使用来自所述循环控制位置传感器的传感器数据来检测所述机动。

17.根据权利要求1所述的动力系统，其中，所述机动检测模块被配置成使用所述传感器数据来检测所述飞行器的侧向飞行机动。

18.一种飞行器，包括：

机身；

飞行控制计算机，其设置在所述机身内；以及

动力系统，其设置在所述机身内，所述动力系统包括：

多个动力消耗器，每个动力消耗器能够操作成消耗从零到最大动力需求的范围内的动力，并且所述多个动力消耗器能够共同地消耗组合的最大动力需求；

动力源，所述动力源能够操作成向所述动力消耗器输出动力；以及

动力分配系统，所述动力分配系统能够操作成基于所述飞行器的操作参数将来自所述动力源的动力分配给所述动力消耗器；

其中，所述动力分配系统包括：机动检测模块，所述机动检测模块被配置成检测所述飞行器的机动，所述操作参数还包括所述机动；以及动力分配器，所述动力分配器被配置成基于所述机动将来自所述动力源的动力分配给所述动力消耗器；

其中，所述动力系统还包括一个或更多个传感器，所述一个或更多个传感器被配置成获得传感器数据，所述机动检测模块被配置成使用所述传感器数据来检测所述机动；

其中，所述动力消耗器还包括反扭矩系统，所述动力分配器响应于所述机动检测模块检测到所述飞行器的机动，而将增大的动力输出分配给所述反扭矩系统；

其中，所述飞行控制计算机实现所述动力分配系统；以及

其中，由所述动力分配系统分配的动力比所述动力消耗器的所述组合的最大动力需求小，从而允许所述动力源具有比所述动力消耗器的所述组合的最大动力需求小的最大动力输出。

19.根据权利要求18所述的飞行器，其中，所述动力系统还包括电力系统，所述动力分配系统还包括电力分配系统，所述动力消耗器还包括电力消耗器并且所述动力源还包括发电机。

20.根据权利要求18所述的飞行器，其中，所述动力系统还包括液压动力系统，所述动力分配系统还包括液压动力分配系统，所述动力消耗器还包括液压动力消耗器并且所述动力源还包括液压泵。

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