CN114212274A - 一种直升机多动力源驱动系统实验平台 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种直升机多动力源驱动系统实验平台，涉及航空技术领域。本发明首先通过飞行器飞行任务剖面、飞行器机体参数、飞行参数，得到飞行任务中理论需求总功率。然后通过本发明航空发动机模拟器模拟该飞行器的航空发动机，然后通过功率分配控制器解算实时电机功率与发动机功率，通过行星齿轮减速箱进行动力耦合，最终通过主旋翼和尾桨进行功率输出实际总功率，通过实际总功率输出和理论需求总功率偏差比较，得到多动力源功率分配控制算法的可行性，并通过油耗和电耗计算总能量输出，做不同控制算法之间的节能比较。
Description
技术领域
本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种直升机多动力源驱动实验平台。
背景技术
多动力源驱动直升机是由多种能源相结合在一起的航空飞行器，完全不同的动力源可以避免由于单一依靠发动机及机械传动装置可能出现故障而导致的坠机事故，从而大大提高直升机飞行的安全性和可靠性；冗余机械传动装置重量的简省能减少纯机械传动带来的机械故障，并通过辅助动力来提升直升机的飞行速度和快速响应能力，提高了直升机的续驶里程；它的能源系统继承了绿色能源低排放的优点，又发扬了石油燃料高的比能量和比功率的长处，显著改善了传统直升机的排放和燃油经济性。
现有的多动力源驱动系统实验平台相关专利主要集中在各专用领域的子系统实现，与多动力源驱动实验平台的研究内容相近的专利有我国在2011授予的一项发明专利201110053690.3,描述了具有多模式的船舶电力推进多动力源驱动实验平台,模拟了船舶电力推进系统的多模式供电系统、多模式动力推进系统的实验。发明专利(申请号:201010177763.5)公布了多能源多动力源驱动综合实验装置在汽车性能测试领域的一种试验装置,提供了一种测试多动力源驱动汽车性能的一种方法。发明专利(申请号:2013100827344)公布了一种为研究多动力源驱动拖拉机提供的实验平台的装置。但是针对多动力源驱动直升机的实验平台并未有相关研究，由于多动力源驱动直升机结构复杂，需求安全性高，本实验平台对多动力源驱动直升机开发具有重要意义。
发明内容
本发明填充多动力源驱动直升机的实验平台研究空缺，实现了多种多动力源直升机驱动结构下的实验平台。
一种直升机多动力源驱动系统实验平台，该实验平台包括：实验显示台、动力耦合控制器、发动机、油箱、第一锁定器、第一离合器、主减速器、起/发/驱一体机、电池、第二锁定器、第二离合器、行星齿轮、尾桨驱动装置、尾桨、主桨；
所述尾桨和主桨对应都安装有扭矩传感器、桨距角传感器、转速传感器；
所述实验显示台通过总线连接动力耦合控制器、行星齿轮、发动机、起/发/驱一体机和尾桨主桨对应的扭矩传感器、桨距角传感器、转速传感器；
所述发动机依次通过第一锁定器、第一离合器与主减速器连接，所述起/发/驱一体机依次通过第二锁定器、第二离合器、行星齿轮与主减速器连接，主减速器与主桨连接；
所述尾桨驱动装置为尾桨传动装置或尾桨电动机，当尾桨驱动装置为尾桨传动装置时，尾桨传动装置包括尾轴和尾桨减速器，主减速器依次通过尾轴、尾桨减速器连接尾桨；当尾桨驱动装置为尾桨电动机时，尾桨电机直接驱动尾桨；
动力耦合控制器通过总线控制发动机、电机、尾桨电机；通过总线接收电池的SOC采样信号，尾桨主桨对应的扭矩传感器、桨距角传感器、转速传感器的采样信息，发动机燃料流量、节气门开度、功率信号；
实验显示台包括显示器和实验控制计算机。
本发明首先通过飞行器飞行任务剖面、飞行器机体参数、飞行参数，得到飞行任务中理论需求总功率。然后通过本发明航空发动机模拟器模拟该飞行器的航空发动机，然后通过功率分配控制器解算实时电机功率与发动机功率，通过行星齿轮减速箱进行动力耦合，最终通过主旋翼和尾桨进行功率输出实际总功率，通过实际总功率输出和理论需求总功率偏差比较，得到多动力源功率分配控制算法的可行性，并通过油耗和电耗计算总能量输出，做不同控制算法之间的节能比较。
附图说明
图1为本发明的机械尾桨式控制平台结构图。
图2为本发明的电动尾桨式控制平台结构图。
图3本发明的多动力源驱动直升机机械系统图，其中：
代表机械连接，
代表液体连接。
图4为本发明的飞行剖面任务图。
图5为本发明的飞行剖面任务下总功率需求曲线图。
具体实施方式
实验平台在实验控制计算机中输入飞行剖面数据、飞行器机体参数、飞行参数,计算机通过总线将飞行过程中飞行数据输入动力耦合控制器，动力耦合控制器功率通过分配算法计算得到动力传动方式和发动机输出功率和起/发/驱一体机的输出功率，通过控制锁止器和离合器选择传动路径，通过传动路径将动力传动至主桨、尾桨并且在主旋翼和尾桨中加入转矩传感器和转速传感器计算输出功率反馈到控制器中产生闭合回路，动态调整飞行过程中输入功率使实际输出功率跟随期望输出功率。
多动力源直升机实验平台通过监控电池消耗，油箱油耗实时监测平台能耗情况，方便实验平台在使用多种控制算法下的能耗对比，并通过发动机扭矩传感器和发动机转速传感器；电机转速传感器和电机扭矩传感器分别监测发动机输入功率和电机输入功率，用于控制算法实时监测动力分配情况，用于反应跟随算法实时性。
实验平台工作原理：
根据尾桨系统的不同，区分为机械式传动尾桨和电动尾桨不同方案，设计出两种不同工作逻辑。
机械式尾桨工作逻辑
(a)油电混合驱动模式：动力耦合控制器通过飞行剖面数据，计算出当直升机处于起飞或者降落状态时，需要提供大功率输出，动力耦合控制通过总线控制离合器1啮合，同时发动机启动并且最终保持运行在最佳燃油状态，锁定器1在静态机身上释放，同时离合器2啮合，锁定器2在静态机身上释放，能量储蓄装置为起/发/驱一体电机(工作模式为电动状态)提供能量，通过行星齿轮机构的转速耦合后，通过主减速器带动主旋翼转动；主减速器通过尾轴带动尾桨减速器带动尾桨转动；
(b)纯电驱动模式：动力耦合控制器通过飞行剖面数据，计算出当直升机处于巡航飞行状态且蓄电池有足够电量时，或直升机发动机发生故障时，或任务需要进行红外隐蔽飞行时，发动机关闭，此时离合器1分离，锁定器1在静态机身上释放并且锁定器2在静态机身上固定，离合器2啮合，将仅通过能量存储装置带动起/发/驱一体电机工作，而后将动力输出作用于主旋翼，主减速器通过尾轴带动尾桨减速器带动尾桨转动，直到蓄电池电量达到最低允许值为止。
(c)纯油驱动模式：动力耦合控制器通过飞行剖面数据，计算出当直升机处于巡航飞行状态而蓄电池没有足够电量需要充电时，发动机启动并根据需求功率运行，此时离合器1啮合，锁定器1在静态机身上释放，同时离合器2啮合，锁定器2在静态机身上释放，起/发/驱一体电机工作(工作模式为充电状态)，通过传动机构输出作用于主旋翼和尾桨，同时驱动发电机对蓄电池进行充电，直到蓄电池充满电为止。
电动尾桨工作逻辑
(a)油电混合驱动模式：动力耦合控制器通过飞行剖面数据，计算出当直升机起飞或者降落时，需要提供大功率输出，此时离合器1啮合，发动机启动并且最终保持运行在最佳燃油状态，锁定器1在静态机身上释放，同时离合器2啮合，锁定器2在静态机身上释放，能量储蓄装置为起/发/驱一体电机(工作模式为电动状态)提供能量，通过行星齿轮机构的转速耦合后，通过主减速器带动主旋翼转动，最终带动旋翼子系统或尾桨子系统转动；
动力耦合控制器通过飞行剖面数据，计算出直升机当处于悬停或者平飞时，此时离合器啮合，锁定器1在静态机身上释放并且锁定器2在静态机身上固定，除此之外能量储蓄装置和发电机/电动机之间的电连接断开，发电机/电动机不工作，电动机处于工作运转状态，牵引电动机工作模式为发电状态，发动机一方面带动旋翼子系统或尾桨子系统运转，另一方面带动牵引电动机为能量储蓄装置提供能量。
(b)纯电驱动模式：
动力耦合控制器通过飞行剖面数据，计算出当直升机处于巡航飞行状态且蓄电池有足够电量时，或直升机发动机发生故障时，或任务需要进行红外隐蔽飞行时，发动机关闭，此时离合器1分离，锁定器1在静态机身上释放并且锁定器2在静态机身上固定，离合器2啮合，将仅通过能量存储装置带动起/发/驱一体电机工作，而后将动力输出作用于主旋翼，能量储蓄装置同时为尾桨电动机提供能量，最终带动主旋翼和尾桨转动；
动力耦合控制器：采用M4内核的stm32f104控制芯片，实时采集锂电池电量监测信号，转速信号、燃料流量新号、T发、T电、T桨以及永磁同步电机的定子电压电流信号从而计算出整个多动力源旋翼系统的实际需求总功率，并结合理论需求总功率进行补偿以实现更好的功率分配。由锂电池电量监测信号判断是否对锂电池进行充电，由电机转速信号对永磁同步电动机进行直接转矩控制保证转速的稳定性。
应用总线非常容易实现多个单元的高速通信，但是对于此庞大的测试台，需要一个集中的系统监控设备，利用PC机良好的人机交互性能可以方便的进行系统监控。USBCAN调试器具有体积小、方便安装等特点，可以即插即用，适合于现场的数据采集。PC机可以通过USB总线连接到一个标准的网络中，实现锂电池电量监测信号，转速信号、燃料流量信号、T发、T电、T桨、永磁同步电机的定子电压电流信号的高速实时采集、处理和监控，构建起现场总线系统测试监控平台。
Claims (1)
1.一种直升机多动力源驱动系统实验平台，该实验平台包括：实验显示台、动力耦合控制器、发动机、油箱、第一锁定器、第一离合器、主减速器、起/发/驱一体机、电池、第二锁定器、第二离合器、行星齿轮、尾桨驱动装置、尾桨、主桨；
所述尾桨和主桨对应都安装有扭矩传感器、桨距角传感器、转速传感器；
所述实验显示台通过总线连接动力耦合控制器、行星齿轮、发动机、起/发/驱一体机和尾桨主桨对应的扭矩传感器、桨距角传感器、转速传感器；
所述发动机依次通过第一锁定器、第一离合器与主减速器连接，所述起/发/驱一体机依次通过第二锁定器、第二离合器、行星齿轮与主减速器连接，主减速器与主桨连接；
所述尾桨驱动装置为尾桨传动装置或尾桨电动机，当尾桨驱动装置为尾桨传动装置时，尾桨传动装置包括尾轴和尾桨减速器，主减速器依次通过尾轴、尾桨减速器连接尾桨；当尾桨驱动装置为尾桨电动机时，尾桨电机直接驱动尾桨；
动力耦合控制器通过总线控制发动机、电机、尾桨电机；通过总线接收电池的SOC采样信号，尾桨主桨对应的扭矩传感器、桨距角传感器、转速传感器的采样信息，发动机燃料流量、节气门开度、功率信号；
实验显示台包括显示器和实验控制计算机；
所述实验平台包括：机械式尾桨工作控制方法，电动尾桨工作控制方法；
所述机械式尾桨工作控制方法为：
(a)油电混合驱动模式：动力耦合控制器通过飞行剖面数据，计算出当直升机处于起飞或者降落状态时，需要提供大功率输出，动力耦合控制通过总线控制第一离合器啮合，同时发动机启动并且最终保持运行在最佳燃油状态，第一锁定器在静态机身上释放，同时第二离合器啮合，第二锁定器在静态机身上释放，能量储蓄装置为起/发/驱一体电机提供能量，通过行星齿轮机构的转速耦合后，通过主减速器带动主旋翼转动；主减速器通过尾轴带动尾桨减速器带动尾桨转动；
(b)纯电驱动模式：动力耦合控制器通过飞行剖面数据，计算出当直升机处于巡航飞行状态且蓄电池有足够电量时，或直升机发动机发生故障时，或任务需要进行红外隐蔽飞行时，发动机关闭，此时第一离合器分离，第一锁定器在静态机身上释放并且第二锁定器在静态机身上固定，第二离合器啮合，将仅通过能量存储装置带动起/发/驱一体电机工作，而后将动力输出作用于主旋翼，主减速器通过尾轴带动尾桨减速器带动尾桨转动，直到蓄电池电量达到最低允许值为止；
(c)纯油驱动模式：动力耦合控制器通过飞行剖面数据，计算出当直升机处于巡航飞行状态而蓄电池没有足够电量需要充电时，发动机启动并根据需求功率运行，此时第一离合器啮合，第一锁定器在静态机身上释放，同时第二离合器啮合，第二锁定器在静态机身上释放，起/发/驱一体电机工作(工作模式为充电状态)，通过传动机构输出作用于主旋翼和尾桨，同时驱动发电机对蓄电池进行充电，直到蓄电池充满电为止；
电动尾桨工作控制方法
(a)油电混合驱动模式：动力耦合控制器通过飞行剖面数据，计算出当直升机起飞或者降落时，需要提供大功率输出，此时第一离合器啮合，发动机启动并且最终保持运行在最佳燃油状态，第一锁定器在静态机身上释放，同时第二离合器啮合，第二锁定器在静态机身上释放，能量储蓄装置为起/发/驱一体电机(工作模式为电动状态)提供能量，通过行星齿轮机构的转速耦合后，通过主减速器带动主旋翼转动，最终带动旋翼子系统或尾桨子系统转动；
动力耦合控制器通过飞行剖面数据，计算出直升机当处于悬停或者平飞时，此时离合器啮合，第一锁定器在静态机身上释放并且第二锁定器在静态机身上固定，除此之外能量储蓄装置和发电机/电动机之间的电连接断开，发电机/电动机不工作，电动机处于工作运转状态，牵引电动机工作模式为发电状态，发动机一方面带动旋翼子系统或尾桨子系统运转，另一方面带动牵引电动机为能量储蓄装置提供能量；
(b)纯电驱动模式：
动力耦合控制器通过飞行剖面数据，计算出当直升机处于巡航飞行状态且蓄电池有足够电量时，或直升机发动机发生故障时，或任务需要进行红外隐蔽飞行时，发动机关闭，此时第一离合器分离，第一锁定器在静态机身上释放并且第二锁定器在静态机身上固定，第二离合器啮合，将仅通过能量存储装置带动起/发/驱一体电机工作，而后将动力输出作用于主旋翼，能量储蓄装置同时为尾桨电动机提供能量，最终带动主旋翼和尾桨转动。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20220322 |
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