CN112373684A - 飞行器及其驱动系统 - Google Patents

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CN112373684A CN202011394703.9A CN202011394703A CN112373684A CN 112373684 A CN112373684 A CN 112373684A CN 202011394703 A CN202011394703 A CN 202011394703A CN 112373684 A CN112373684 A CN 112373684A
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Abstract

本发明涉及交通工具，提供一种飞行器及其驱动系统，其中，所述飞行器包括机身、设置在所述机身上的主旋翼、机翼、推进螺旋桨，所述驱动系统包括发动机、发电机、配电机构和电推进机构，所述发动机传动连接于所述发电机和所述主旋翼，所述配电机构电连接于所述发电机和所述电推进机构，所述电推进机构传动连接于所述推进螺旋桨。本发明所述的飞行器的驱动系统，以发动机作为动力源，通过传动连接和电力控制，实现主旋翼的机械驱动和推进螺旋桨的电力驱动，可以很好地适应飞行器的多负载端的驱动需求，降低传动复杂度，提高传动安全性。该系统具备冗余性，单个发动机时效时，不影响飞行器执行飞行任务，可以飞行至预设起降点降落。

Description

飞行器及其驱动系统
技术领域
本发明涉及交通工具，特别涉及一种飞行器的驱动系统，并且涉及一种飞行器。
背景技术
随着世界经济的不断发展，超大规模城市及卫星城市群的出现，带来的地面交通拥堵问题亟待解决。除发展地面交通外，智能立体交通是解决未来出行的另一重要途径。其中，城市飞行器能够充分利用低空空域，在现有交通体系基础上，提供一种新的快速出行方式，提高出行效率。基于城市飞行器的应用场景，要求其具有可垂直起降、高效巡航、安全、噪音低、成本经济、便于地面存放等要求。不同于传统飞行器，城市飞行器对其动力系统提出新的需求。
可垂直起降复合式旋翼飞行器能作为一种城市飞行器产品使用。可垂直起降复合式旋翼飞行器，具备主旋翼系统、机翼、沿机翼布置的推进系统。其中，复合是指主旋翼系统和机翼的复合应用，共同为飞行器提供升力。主旋翼系统能运行于有动力驱动为飞行器提供升力，和无动力驱动不提供升力的两种模式。当主旋翼有动力驱动产生足够升力时，可以实现飞行器垂直起降。沿机翼布置的推进系统具备大行程变距机构，能提供向前或向后的推力，可抵抗主旋翼旋转产生升力时作用在飞行器机身的反扭矩。推进系统也能够产生向飞行器前飞方向的推进力，支持前飞。当飞行器起飞后经过一段时间爬升和加速，可以断开主旋翼系统的驱动力，飞行器以固定翼模式高效巡航。起飞后，如主旋翼驱动系统发生故障，飞行器可以以自转旋翼模式或复合自转旋翼模式、固定翼模式等飞行至合适的起降点降落。可垂直起降复合式旋翼飞行器能够满足城市飞行的要求。
可垂直起降复合式旋翼飞行器的负载端数量比传统飞行器增多，如采用传统飞行器的动力系统方案，所需的传动系统对故障安全性提出高要求，因此导致传动系统复杂、重、成本高，以致灵活布置负载端的目的不能实现。
发明内容
有鉴于此，本发明旨在提出一种飞行器的驱动系统，以解决驱动系统不能满足负载数量较多的问题，能解决现有的飞行器混合动力系统方案，当单个发动机失效时，不具备持续飞行至合适起降点降落的功能。该方案还能实现节能、降噪、低排放、低成本的城市飞行需求。
为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
一种飞行器的驱动系统，其中，所述飞行器包括机身、设置在所述机身上的主旋翼、机翼、设置在所述机翼上的推进螺旋桨，所述驱动系统包括发动机、发电机、配电机构和电推进机构，所述发动机传动连接于所述发电机和所述主旋翼，所述配电机构电连接于所述发电机和所述电推进机构，所述电推进机构传动连接于所述推进螺旋桨。
进一步的，所述驱动系统还包括能够与所述主旋翼、所述发动机和所述发电机传动连接的变速器。
进一步的，所述配电机构包括彼此电连接的配电器和缓冲电池，所述配电器电连接于所述发电机和所述电推进机构。
进一步的，所述电推进机构包括电机驱动器和电动机。
进一步的，所述驱动系统包括能够传动连接于所述主旋翼的第一发动机、第二发动机、第一发电机和第二发电机，所述第一发动机能够与所述第一发电机传动连接，所述第二发动机能够与所述第二发电机传动连接。
进一步的，所述飞行器包括两个所述机翼，每个所述机翼设置有两个所述推进螺旋桨。
进一步的，所述驱动系统包括一一对应于所述推进螺旋桨的四个所述电推进机构，四个所述电推进机构彼此独立运行。
进一步的，所述发电机包括发电机本体和电机控制器，所述电机控制器能够转换交流电和直流电。
进一步的，所述发电机能够接收来自所述配电机构的电能并向所述发动机提供启动动力。
进一步的，所述电推进机构设置在所述机翼上，所述发动机、所述发电机和所述配电机构设置在所述机身上。
相对于现有技术，本发明所述的飞行器的驱动系统具有以下优势：
本发明所述的飞行器的驱动系统，以发动机作为动力源，通过传动连接和电力控制，实现主旋翼的机械驱动和推进螺旋桨的电力驱动，可以很好地适应飞行器的多负载端的驱动需求，降低传动复杂度，提高传动安全性。该系统具备冗余性，单个发动机时效时，不影响飞行器执行飞行任务，可以飞行至预设起降点降落。
另外，本发明还提供了一种飞行器，其中，所述飞行器包括以上方案所述的飞行器的驱动系统。
所述飞行器与所述飞行器的驱动系统相对于现有技术所具有的优势相同，在此不再赘述。
本发明的其它特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施方式及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明实施方式所述的飞行器的结构示意图；
图2为本发明实施方式所述的驱动系统的原理图；
图3为本发明实施方式所述的驱动系统的能量流向图，其中主旋翼和推进螺旋桨同时被驱动，飞行器运行于直升机状态或复合直升机状态；
图4为本发明实施方式所述的驱动系统的能量流向图，其中仅推进螺旋桨被驱动，飞行器运行于自转旋翼机状态或复合自转旋翼机状态或固定翼状态；
图5为本发明实施方式所述的驱动系统的能量流向图，其中一个发动机出现故障；
图6为本发明实施方式所述的驱动系统的能量流向图，其中一个发动机出现故障；
图7为本发明实施方式所述的驱动系统的能量流向图，其中一个发电机出现故障；
图8为本发明实施方式所述的驱动系统的能量流向图，其中一个发电机出现故障；
图9为本发明实施方式所述的驱动系统的能量流向图，其中一个发电机出现故障；
图10为本发明实施方式所述的驱动系统的能量流向图，其中一个电推进机构出现故障；
图11为本发明实施方式所述的驱动系统的能量流向图，其中一个电推进机构出现故障；
附图标记说明：
10-主旋翼，11-变速器，12-第一发动机，13-第二发动机，14-第一发电机，15-第二发电机，16-配电机构，17-电推进机构，18-推进螺旋桨，20-机身，30-机翼，141-第一发电机本体，142-第一电机控制器，151-第二发电机本体，152-第二电机控制器，161-配电器，162-缓冲电池，171-第一电机驱动器，172-第二电机驱动器，173-第三电机驱动器，174-第四电机驱动器，175-第一电动机，176-第二电动机，177-第三电动机，178-第四电动机。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。
下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本发明。
本发明提供了一种飞行器的驱动系统，其中，所述飞行器包括机身20、设置在所述机身20上的主旋翼10、机翼30、设置在所述机翼30上的推进螺旋桨18以及驱动系统，所述驱动系统包括发动机、发电机、变速器11、配电机构16和电推进机构17，所述发动机传动连接于所述发电机和所述主旋翼10，所述配电机构16电连接于所述发电机和所述电推进机构17，所述电推进机构17传动连接于所述推进螺旋桨18。
所述飞行器包括机身20，其两侧连接有机翼30，机身20的顶部设置有可转动的主旋翼10，机翼30上设置有推进螺旋桨18，推进螺旋桨18的中心轴线大致沿前后方向延伸。其中，主旋翼10可以提供升力和前飞动力，机翼30也可以提供升力，推进螺旋桨18可以提供前飞动力。
飞行器的驱动系统包括发动机、发电机、变速器11、配电机构16和电推进机构17，发动机可以将化学燃料的化学能转化为机械能，发动机可以将机械能通过变速器11传递给主旋翼10(驱动其转动)和发电机，发电机可以将机械能转换为电能，并传递给配电机构16，配电机构16可以将电能直接传递给电推进机构17，电推进机构17将电能转换为机械能以带动推进螺旋将18转动。
另外，所述驱动系统还包括能够与所述主旋翼10、所述发动机和所述发电机传动连接的变速器11。变速器11上设置有离合器，可以使得发动机与主旋翼10、发动机与发电机选择性地连接和断开，以改变能量传递路径。并且变速器11可以改变发动机与主旋翼10之间、发动机与发电机之间的传动比。
具体的，所述配电机构16包括彼此电连接的配电器161和缓冲电池162，所述配电器161电连接于所述发电机和所述电推进机构17。配电器161可以分配发电机产生的电能，其中一部分电能可以直接传递到电推进机构17，另一部分电能可以存储在缓冲电池162中，在一些情况下，配电器161可以将缓冲电池162的电能传递到电推进机构17和发电机。
其中，所述电推进机构17包括电机驱动器和电动机。电机驱动器可以将直流电转换为交流电并提供给电动机，并且电机驱动器可以控制电动机的转速，进而控制推进螺旋桨18的转速。
具体的，所述驱动系统包括能够传动连接于所述主旋翼10的第一发动机12、第二发动机13、第一发电机14和第二发电机15，所述第一发动机12能够与所述第一发电机14传动连接，所述第二发动机13能够与所述第二发电机15传动连接。驱动系统包括两个发动机，即第一发动机12和第二发动机13，并且包括与之对应的两个发电机，即第一发电机14和第二发电机15，也就是说，驱动系统包括两套混合动力装置，当其中一套出现故障时，可以通过另一套维持动力输出，保证主旋翼10和推进螺旋桨18的运行。
其中，所述飞行器包括两个所述机翼30，每个所述机翼30设置有两个所述推进螺旋桨18。两个机翼30对称地设置，两个机翼30上的推进螺旋桨18也对称设置。
其中，所述驱动系统包括一一对应于所述推进螺旋桨18的四个所述电推进机构17，四个所述电推进机构17彼此独立运行。其中，所述电推进机构17可以为四个，包括电机驱动器和电动机，即第一电机驱动器171和第一电动机175、第二电机驱动器172和第二电动机176、第三电机驱动器173和第三电动机177、第四电机驱动器174和第四电动机178，可以一一对应地驱动四个推进螺旋桨18。
其中，所述发电机包括发电机本体和电机控制器，所述电机控制器能够转换交流电和直流电。第一发电机14包括第一发电机本体141和第一电机控制器142，第二发电机15包括第二发电机本体151和第二电机控制器152。发电机本体可以将机械能转换为交流电电能，电机控制器可以将交流电转换为直流电以传递到配电机构16，也可以将来自配电机构16的直流电转换为交流电并传递给发电机本体，以驱动发电机本体运行，即将电能转换为机械能。
其中，所述发电机能够接收来自所述配电机构16的电能并向所述发动机提供启动动力。在驱动系统的启动阶段，缓冲电池162可以提供电能，通过配电器161而传递到电机控制器，将直流电转换为交流电，以带动发电机本体运行，发动机本体可以传动连接于发动机，以驱动发动机开始运行，随后再由发动机驱动发电机运行。
其中，所述电推进机构17设置在所述机翼30上，所述发动机、所述发电机和所述配电机构16设置在所述机身20上。本方案中，发动机为动力部件，通过发电机将发动机输出的机械能转化为电能后，可以经配电机构16，通过导线将电能传递到机翼30上的电推进机构17，避免在机翼30上设置机械传动部件，可以减轻机翼30的重量和复杂度。
在运行过程中，所述飞行器能够在所述驱动系统同时驱动所述主旋翼10和所述推进螺旋桨18的状态下运行，并且所述飞行器能够在所述驱动系统仅驱动所述推进螺旋桨18的状态下运行。
能量流动
1、同时驱动主旋翼和推进螺旋桨
其中，在所述驱动系统同时驱动所述主旋翼10和所述推进螺旋桨18的状态下，所述发动机分别向所述主旋翼10和所述发电机传递机械能，所述发电机向所述配电机构16传递电能，所述配电机构16向所述电推进机构17传递电能，所述电推进机构17向所述推进螺旋桨18传递机械能。
具体的，缓冲电池162通过配电器161将电能传递到第一电机控制器142和第二电机控制器152，将直流电转换为交流电后，驱动第一发电机本体141和第二发电机本体151运行，以将机械能传递到第一发动机12和第二发动机13，实现第一发动机12和第二发动机13的启动；第一发动机12和第二发动机13启动后，通过变速器11将部分机械能传递给主旋翼10以带动主旋翼10转动，另一部分传递到第一发电机14和第二发电机15，以产生交流电，转换为直流电后传递到配电器161，再将电能传递到电推进机构17(部分电能可以传递给缓冲电池162)，通过电机驱动器控制电动机运行，从而带动推进螺旋桨18转动。
其中，所述飞行器能够以第一直升机状态运行，其中，所述主旋翼10能够提供升力，所述推进螺旋桨18能够平衡主旋翼10作用于机身20的扭矩。在此状态下，飞行器的水平速度基本为0，主要通过主旋翼10提供的升力上升，而两侧的机翼30上的推进螺旋桨18的转速不同或推进螺旋桨18桨距不同，机翼30对机身20的作用力不同，因此可以平衡主旋翼10转动而施加到机身20上的扭矩。
所述飞行器能够以第二直升机状态运行，其中，所述主旋翼10能够提供升力和前飞动力，所述推进螺旋桨18能够平衡主旋翼10作用于机身20的扭矩。通过改变主旋翼10的桨盘迎角，使得主旋翼10可以产生前飞动力，同时提供升力，推进螺旋桨18依然提供平衡扭矩。
所述飞行器能够以复合直升机状态运行，其中，所述主旋翼10仅能够提供升力，所述推进螺旋桨18仅能够提供前飞动力并能够平衡所述主旋翼10作用于所述机身20的扭矩，所述主旋翼10和所述机翼11能够提供升力。此时，飞行器的水平速度增加，机翼30可以提供升力，推进螺旋桨18可以提供前飞动力，所需要的驱动能量增加；对于主旋翼10来说，可以降低输入能量，驱动系统进入更为经济的能量消耗阶段。
2、仅驱动推进螺旋桨
其中，在所述驱动系统仅驱动所述推进螺旋桨18的状态下，所述发动机仅向所述发电机传递机械能，所述发电机向所述配电机构16传递电能，所述配电机构16向所述电推进机构17传递电能，所述电推进机构17向所述推进螺旋桨18传递机械能。当发动机不再向主旋翼10提供机械能时，则进入仅驱动推进螺旋桨18的状态。其中，通过变速器11断开第一发动机12和第二发动机13与主旋翼10的传动连接，第一发动机12和第二发动机13分别将机械能全部传递到第一发电机14和第二发电机15，发电机本体将机械能转换为交流电电能，电机控制器将交流电转换为直流电并输送到配电器161，配电器161再将电能传递到电推进机构17(部分电能可以传递给缓冲电池162)，通过电机驱动器控制电动机运行，从而带动推进螺旋桨18转动。
其中，所述飞行器能够以复合自转旋翼机状态运行。其中，所述主旋翼10和所述机翼30共同提供升力，所述推进螺旋桨18提供前飞动力。主旋翼10通过空气驱动为自转，从而提供升力，由于飞行速度较快，机翼30提供更多的升力，并且推进螺旋桨18提供前飞动力。复合自转旋翼机状态为停止向主旋翼10输送动力后的过渡状态。
其中，所述飞行器能够以自转旋翼机状态运行。其中，所述主旋翼10由空气驱动空转，提供升力，所述机翼30不提供升力，所述推进螺旋桨18提供前飞动力。
另外，所述飞行器能够以固定翼状态运行，其中，所述机翼30提供升力，所述推进螺旋桨18提供前飞动力。主旋翼10由空气驱动空转，基本不提供升力和前飞动力。基本全部能量输送到推进螺旋桨18，飞行器以更高的水平速度飞行。
故障处理
1、同时驱动主旋翼和推进螺旋桨
所述飞行器能够在所述驱动系统同时驱动所述主旋翼10和所述推进螺旋桨18的状态下运行，并且所述飞行器能够在所述发动机、所述发电机、所述电推进机构17和所述缓冲电池162中的一个出现故障时运行。在此情况下，飞行器以第一直升机状态、第二直升机状态或复合直升机状态运行、或转换到自转旋翼机状态、复合自转旋翼机状态、固定翼状态运行。
其中，如图5所示，当所述第一发动机12出现故障时，飞行器可以维持第一直升机状态、第二直升机状态或复合直升机状态运行，其中，断开所述第一发动机12与所述主旋翼10和所述第一发电机14的传动连接，所述驱动系统的动力源为第二发动机13和所述缓冲电池162，所述主旋翼10和所述推进螺旋桨18被同时驱动。断开变速器11的与第一发动机12连接的离合器，与第一发动机12传动连接的第一发电机14停止工作，飞行器的动力源变为缓冲电池162和第二发动机13，此阶段大功率的负载端主要为主旋翼10，推进螺旋桨18只需较小功率用来平衡驱动主旋翼10对机身20作用的反扭矩，第二发动机13的功率可以维持飞行器以第一直升机或第二直升机状态运行到合适起降点降落。
其中，如图6所示，当所述第一发动机12出现故障时，飞行器可以转换到自转旋翼机状态、复合自转旋翼机状态、固定翼状态运行，其中，断开所述第一发动机12与所述主旋翼10和所述第一发电机14的传动连接，断开所述第二发动机13、所述第二发电机15与所述主旋翼10的传动连接，所述驱动系统的动力源为第二发动机13和所述缓冲电池162，仅所述推进螺旋桨18被驱动。根据运行需要，飞行器可以从当前运行状态转换到自转旋翼机状态运行。当飞行器的水平速度相对较大时，例如处于复合直升机状态时，可以转换为复合自转旋翼机状态，并进一步转换为固定翼状态，即停止向主旋翼10提供动力，以通过推进螺旋桨18提供前飞动力，并通过机翼30提供升力。
其中，当所述缓冲电池162出现故障时，如果所述飞行器的飞行高度为0，由排除故障后再启动飞行器；如果所述飞行器处于飞行状态，则断开所述配电器161和所述缓冲电池162之间的电连接，不再向缓冲电池162提供电力。
其中，如图7所示，当所述第一发电机14出现故障时，飞行器可以维持第一直升机状态、第二直升机状态或复合直升机状态运行，其中，断开所述第一发动机12与所述第一发电机14的传动连接，断开所述第一发电机14与所述配电机构16的电连接，所述第一发动机12和所述第二发动机13驱动所述主旋翼10，所述第二发电机15和所述缓冲电池162驱动所述电推进机构17。此时，飞行器保持第一直升机状态，调整飞行控制器输出到第一电机控制器142的转矩信号，使第一发电机14输出电能降至最低，飞行器控制器输出控制指令断开配电器161与第一发电机14的电连接，断开第一发电机14与变速器11连接的离合器(使发动机不再为第一发电机14提供输入动力)，推进动力由第二发电机15及缓冲电池162提供，主旋翼系统10由发动机提供驱动。
其中，如图8所示，当所述第一发电机14出现故障时，飞行器可以维持第一直升机状态、第二直升机状态或复合直升机状态运行，其中，断开所述第一发动机12与所述第一发电机14的传动连接，断开所述第一发电机14与所述配电机构16的电连接，断开所述第二发动机13与所述主旋翼10的传动连接，所述第一发动机12驱动所述主旋翼10，所述第二发电机15和所述缓冲电池162驱动所述电推进机构17。此时，飞行器可以转换为第二直升机状态，其中，飞行器控制器的控制调整为：调整飞行控制器输出到第一电机控制器142的转矩信号，使第一发电机14输出电能降至最低，飞行器控制器输出控制指令断开配电器161和第一发电机14的电连接，断开第一发电机14与变速器11连接的离合器(使第一发动机12不再为第一发电机14提供输入动力)，第一发动机12提供主旋翼10全部驱动力，断开变速器11中包含的连接第二发动机13与主旋翼10之间的离合器，第二发动机13只驱动本侧第二发电机15发电，以用于驱动推进螺旋桨18旋转，提供平衡主旋翼10对机身20作用的反扭矩及前飞动力。
其中，如图9所示，当所述第一发电机14出现故障时，飞行器可以转换到自转旋翼机状态、复合自转旋翼机状态、固定翼状态运行，其中，断开所述第一发动机12与所述主旋翼10和所述第一发电机14的传动连接，断开所述第一发电机14与所述配电机构16的电连接，断开所述第二发动机13与所述主旋翼10的传动连接，所述第二发电机15和所述缓冲电池162驱动所述电推进机构17。此时，飞行器可以转换为复合自转旋翼机状态，其中，飞行器控制器的控制策略调整为：飞行器控制器下发控制指令，调整飞行控制器输出到第一电机控制器142的转矩信号，使第一发电机14输出电能降至最低，飞行器控制器输出控制指令断开配电器161和第一发电机14的电连接，断开第一发电机14与变速器11连接的离合器(使第一发动机12不再为第一发电机14提供输入动力)，第一发动机12停止输出。断开变速器11中包含的连接第二发动机13与主旋翼10之间的离合器，第二发动机13只驱动本侧第二发电机15发电，用于驱动推进螺旋桨18旋转，为飞行器提供前飞动力。
其中，所述机翼30设置有两组对称布置的所述推进螺旋桨18，所述驱动系统包括用于驱动第一组对称布置的所述推进螺旋桨18的第一电推进机构和第四电推进机构和用于驱动第二组对称布置的所述推进螺旋桨18的第二电推进机构和第三电推进机构。两侧机翼30为基本对称的结构，包括设置在其上的电推进机构和推进螺旋桨18。
其中，如图10所示，当所述第一电推进机构故障时，飞行器可以维持第一直升机状态、第二直升机状态或复合直升机状态运行，其中，断开所述配电机构16与所述第一电推进机构和所述第四电推进机构的电连接。此时，飞行器可以转换为第一直升机状态或第二直升机状态，其中，飞行控制器下发给第一电机驱动器171的转速指令变为0，同时将与第一电机驱动器171对称布置的第四电机驱动器174的转速降为0，再断开配电机构16与第一电机驱动器171、第四电机驱动器174的电连接，并通过第二电推进机构和第三电推进机构来平衡动主旋翼10对机身20作用的反扭矩。
或者，如图11所示，当所述第一电推进机构17故障时，飞行器可以转换到自转旋翼机状态、复合自转旋翼机状态、固定翼状态运行，其中，断开所述配电机构16与所述第一电推进机构17和所述第四电推进机构17的电连接，并且断开所述第一发动机12和所述第二发动机13与所述主旋翼10的传动连接。其中，飞行控制器下发给第一电机驱动器171的转速指令降至最低，同时将与第一电机驱动器171对称布置的第四电机驱动器174的转速降至最低，再断开配电机构16第一电机驱动器171和第四电机驱动器174的电连接，只保留两个对称分布在机翼30的第二电推进机构和第三电推进机构。根据飞行需要，驱动系统也支持飞行器转换到自转旋翼机/固定翼状态工作，飞行器控制器需下发如下指令：加大电推进机构的推进力，控制主旋翼10的周期变距系统，逐步降低主旋翼10所需驱动力，通过变速器11断开其中的第一发动机12和第二发动机13与主旋翼10连接的离合器，飞行器的推进动力主要由电推进机构中剩余的第二电动机176和第三电动机177提供。
2、仅驱动推进螺旋桨
所述飞行器能够在所述驱动系统仅驱动所述推进螺旋桨18的状态下运行，并且所述飞行器能够在所述发动机、所述发电机、所述电推进机构17和所述缓冲电池162中的一个出现故障时运行。所述飞行器能够以自转旋翼机、复合自转旋翼机状态、固定翼状态运行，或转换到第一直升机状态、第二直升机状态，或复合直升机状态运行。
其中，如图5所示，当所述第一发动机12出现故障时，飞行器可以转换到复合直升机/直升机状态。其中，第二发动机13功率大小优选为：第一发动机12故障后可支持飞行器从复合自转旋翼机或固定翼状态转换为以第一或第二直升机状态飞行及降落。断开所述第一发动机12与所述第一发电机14的传动连接，断开所述配电机构16与所述第一发电机14的电连接，所述驱动系统的动力源为第二发动机13和所述缓冲电池162，所述推进螺旋桨18和主旋翼10均被驱动。其中，飞行器控制器控制为：将发送到第一发电机14的转矩给定值降至最低，断开配电机构16和第一发电机14的电连接，变速器11中第一发动机12与第一发电机14连接的离合器断开，第一发动机12停止工作，变速器11中第一发动机12与主旋翼10连接的离合器转换为闭合状态，飞行器的动力源变为缓冲电池162和第二发动机13。
其中，如图6所示，当所述第一发动机12出现故障时，飞行器可以运行于复合自转旋翼机/自转旋翼机/固定翼状态，其中，断开所述第一发动机12与所述第一发电机14的传动连接，断开所述配电机构16与所述第一发电机14的电连接，维持所述第二发动机13与所述发电机15的传动连接，所述驱动系统的动力源为第二发动机13和所述缓冲电池162，所述推进螺旋桨18被驱动。具体的，飞行器控制器控制为：将发送到第一发电机14的转矩给定值降至最低，断开配电机构16和第一发电机14的电连接，飞行器的动力源变为缓冲电池162和第二发动机13，转换过程中需要同时控制飞行器的第一发动机12和第二发动机13的油门量、第二发电机15的输出转矩、电推进机构17的电动机的转速、推进螺旋桨18的变距系统等。
其中，如图7所示，当所述第一发电机14出现故障时，飞行器可以转换到复合直升机/直升机状态，其中，断开所述第一发动机12与所述第一发电机14的传动连接，断开所述第一发电机14与所述配电机构16的电连接，使得所述第一发动机12和所述第二发动机13分别传动连接于所述主旋翼10，所述第二发电机15和所述缓冲电池162驱动所述电推进机构17。飞行器控制器控制：调整飞行控制器输出到第一电机控制器142的转矩信号，使第一发电机14不输出电能，飞行控制器输出控制指令断开配电机构161和第一发电机14的电连接；断开变速器11中第一发动机12与第一发电机14连接的离合器，调整第一发动机12与主旋翼10的转速差到允许范围，闭合变速器11中第一发动机12与主旋翼10连接的离合器，逐渐调整第一发动机12)输出到主旋翼10的功率，调整第二发动机13与主旋翼10的转速差到允许范围，闭合变速器11中第二发动机13与主旋翼10连接的离合器，逐渐调整第二发动机13输出到主旋翼10的功率，第一发动机12和第二发动机13同时为主旋翼10提供驱动力，支持飞行器转换到第一直升机状态，同时调整主旋翼10的周期变距操纵系统、推进螺旋桨18，及按照飞行器对推进力需求调整第二发动机13输出到第二发电机15的功率。
其中，如图8所示，当所述第一发电机14出现故障时，飞行器可以转换到复合直升机/直升机状态，其中，断开所述第一发动机12与所述第一发电机14的传动连接，断开所述第一发电机14与所述配电机构16的电连接，使得所述第一发动机12传动连接于所述主旋翼10，调整所述第二发动机13的输出功率。其中，飞行器控制器控制：将第一发电机14故障信号反馈到飞行器控制器，调整飞行控制器输出到第一电机控制器142的转矩信号，使第一发电机14不输出电能，飞行控制器输出控制指令断开配电器161和第一发电机14的电连接；断开变速器11中第一发动机12与第一发电机14连接的离合器，调整第一发动机12与主旋翼10的转速差到允许范围，闭合第一发动机12与主旋翼10的连接，逐渐调整第一发动机12输出到主旋翼10的功率到飞行器的直升机状态，同时调整主旋翼10的周期变距操纵系统、推进螺旋桨18，及按照飞行器对推进力需求调整第二发动机13输出到第二发电机15的功率。
其中，如图9所示，当所述第一发电机14出现故障时，飞行器可以运行于复合自转旋翼机/自转旋翼机/固定翼状态，其中，断开所述第一发动机12与所述第一发电机14的传动连接，断开所述第一发电机14与所述配电机构16的电连接，使得所述第一发动机12停止运行，所述第二发电机15和所述缓冲电池162驱动所述电推进机构17。其中，调整飞行控制器输出到第一电机控制器142的转矩信号，使第一发电机14不输出电能，飞行控制器输出控制指令断开配电机构161和第一发电机14的电连接；断开变速器11中连接第一发动机12与第一发电机14的离合器，第一发动机12停止工作，飞行器的主要大功率负载为推进螺旋桨18，推进动力由第二发电机15及缓冲电池162提供，降落时主旋翼10处于自转状态。
其中，当所述缓冲电池162出现故障时，如果所述飞行器处于飞行状态，则断开所述配电器161和所述缓冲电池162之间的电连接。其中，飞行控制器控制：断开缓冲电池162和配电器161的电连接，由发动机直接驱动发电机发出电能经配电机构16分配到电推进机构17，驱动推进螺旋桨18旋转产生前飞动力。可能由于缓冲电池失效，导致燃油经济性下降。
其中，如图10所示，当所述第一电推进机构故障时，飞行器可以转换到复合直升机/直升机状态，其中，断开所述配电器161与所述第一电推进机构和所述第四电推进机构的电连接。飞行控制器下发给第一电机驱动器171的转速指令降至最低，同时将与第一电机驱动器171对称布置的第四电机驱动器174的转速降至最低，再断开配电机构16与第一电机驱动器171和第四电机驱动器174的电连接，电推进机构17中只保留两个对称分布在机翼30上的第二电推进机构和第三电推进机构工作，飞行器的推进动力主要由电推进机构17中剩余的第二电动机176和第三电动机177提供。调整第一发动机12与主旋翼10的转速差到允许范围，闭合第一发动机12与主旋翼10的连接，调整第一发动机13与主旋翼10的转速差到允许范围，闭合第一发动机13与主旋翼10的连接，逐渐调整第一发动机12和13输出到主旋翼10的功率到飞行器的直升机状态，同时调整主旋翼10的周期变距操纵系统、推进螺旋桨18的变距系统。
其中，如图11所示，当所述第一电推进机构故障时，断开所述配电器与所述第一电推进机构和所述第四电推进机构的电连接，飞行器可以运行于复合自转旋翼机/自转旋翼机/固定翼状态。其中，飞行控制器下发给第一电机驱动器171的转速指令降至最低，同时将与第一电机驱动器171对称布置的第四电机驱动器174的转速降至最低，再断开配电机构16和第一电机驱动器171和第四电机驱动器174的电连接，同时调整主旋翼10的周期变距系统，使主旋翼10运行于空气驱动的自转状态，调整电推进机构17的推进力。此时，飞行器可以运行于复合自转旋翼状态或自转旋翼状态或固定翼状态。
以上所述仅为本发明的较佳实施方式而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (11)

1.一种飞行器的驱动系统，其特征在于，所述飞行器包括机身(20)、设置在所述机身(20)上的主旋翼(10)、机翼(30)、设置在所述机翼(30)上的推进螺旋桨(18)，所述驱动系统包括发动机、发电机、配电机构(16)和电推进机构(17)，所述发动机传动连接于所述发电机和所述主旋翼(10)，所述配电机构(16)电连接于所述发电机和所述电推进机构(17)，所述电推进机构(17)传动连接于所述推进螺旋桨(18)。
2.根据权利要求1所述的飞行器的驱动系统，其特征在于，所述驱动系统还包括能够与所述主旋翼(10)、所述发动机和所述发电机传动连接的变速器(11)。
3.根据权利要求1所述的飞行器的驱动系统，其特征在于，所述配电机构(16)包括彼此电连接的配电器(161)和缓冲电池(162)，所述配电器(161)电连接于所述发电机和所述电推进机构(17)。
4.根据权利要求1所述的飞行器的驱动系统，其特征在于，所述电推进机构(17)包括电机驱动器和电动机。
5.根据权利要求1所述的飞行器的驱动系统，其特征在于，所述驱动系统包括能够传动连接于所述主旋翼(10)的第一发动机(12)、第二发动机(13)、第一发电机(14)和第二发电机(15)，所述第一发动机(12)能够与所述第一发电机(14)传动连接，所述第二发动机(13)能够与所述第二发电机(15)传动连接。
6.根据权利要求1所述的飞行器的驱动系统，其特征在于，所述飞行器包括两个所述机翼(30)，每个所述机翼(30)设置有两个所述推进螺旋桨(18)。
7.根据权利要求6所述的飞行器的驱动系统，其特征在于，所述驱动系统包括一一对应于所述推进螺旋桨(18)的四个所述电推进机构(17)，四个所述电推进机构(17)彼此独立运行。
8.根据权利要求1所述的飞行器的驱动系统，其特征在于，所述发电机包括发电机本体和电机控制器，所述电机控制器能够转换交流电和直流电。
9.根据权利要求1所述的飞行器的驱动系统，其特征在于，所述发电机能够接收来自所述配电机构(16)的电能并向所述发动机提供启动动力。
10.根据权利要求1所述的飞行器的驱动系统，其特征在于，所述电推进机构(17)设置在所述机翼(30)上，所述发动机、所述发电机和所述配电机构(16)设置在所述机身(20)上。
11.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括权利要求1-10中任意一项所述的飞行器的驱动系统。
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