CN117382889B - 一种高速飞机的电力系统及其过渡阶段模态切换方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种高速飞机的电力系统及其过渡阶段模态切换方法，其中电力系统的双端发电机包括定子和转子；第一调速箱的输入端与发动机涡轮的转动轴连接，第一调速箱的输出端与第一超越离合器的主动轮连接，第一超越离合器的从动轮与转子的第一端连接；第二调速箱的输入端与冲压涡轮的转动轴连接，第二调速箱的输出端与第二超越离合器的主动轮连接，第二超越离合器的从动轮与转子的第二端连接。本发明仅需要一台双端发电机即可实现高速飞机涡轮阶段和冲压阶段的电能供给，可明显降低高速飞机电力系统的体积和重量，并且可实现高速飞机模态切换过程中全系统不间断不降级供电。

Description

一种高速飞机的电力系统及其过渡阶段模态切换方法

技术领域

本申请涉及航空机电技术领域，具体涉及一种高速飞机的电力系统及其过渡阶段模态切换方法。

背景技术

高速飞机通常会使用涡轮基组合循环发动机，这种类型的发动机在低速阶段工作于涡轮状态，可同时提供推进动力和机械轴功，在高速阶段则处于冲压状态，仅提供推进动力，飞机电力系统所需要的机械轴功则由发动机进气道引气带动冲压涡轮提供。

因此当高速飞机处于过渡阶段，发动机状态由涡轮状态转移为冲压状态时，电力系统也将发生模态转换，驱动机械功由发动机轴功转变为冲压涡轮轴功。

在这一模态转换过程中，必须保证电力系统持续稳定的供能，否则将对飞机电力系统的稳定性造成巨大影响。现有技术中，通常是同时布置两台发电机，即由发动机的机械轴功带动的主发电机和由冲压涡轮带动的冲压发电机，模态切换过程表现为电能的切换过程，这种方式带来了额外的体积和重量，对飞机设计有较大影响。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例所解决的技术问题之一在于提供一种高速飞机的电力系统及其过渡阶段模态切换方法，用以解决高速飞机电力系统布置两台发动机会因为体积和重量较大，对飞机设计有较大影响的问题。

本申请实施例第一方面公开一种高速飞机的电力系统，所述电力系统包括发动机涡轮、冲压涡轮、第一超越离合器、第二超越离合器、第一调速箱、第二调速箱和双端发电机，其中，

所述双端发电机包括定子和转子；

所述第一调速箱的输入端与所述发动机涡轮的转动轴连接，所述第一调速箱的输出端与所述第一超越离合器的主动轮连接，所述第一超越离合器的从动轮与所述转子的第一端连接；

所述第二调速箱的输入端与所述冲压涡轮的转动轴连接，所述第二调速箱的输出端与所述第二超越离合器的主动轮连接，所述第二超越离合器的从动轮与所述转子的第二端连接；

当所述第一超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，仅所述发动机涡轮带动所述转子相对于所述定子转动；

当所述第二超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，仅所述冲压涡轮带动所述转子相对于所述定子转动。

本申请实施例第二方面公开一种高速飞机的电力系统过渡阶段模态切换方法，所述高速飞机包括上述本申请实施例第一方面中的电力系统，所述方法包括：

所述发动机涡轮通过所述第一调速箱和所述第一超越离合器，带动所述双端发电机的所述转子相对于所述定子转动；

当所述高速飞机的飞行状态满足第一预设条件时，控制所述冲压涡轮开始转动并加速，并降低所述发动机涡轮的转速；

当所述冲压涡轮带动所述第二超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，所述冲压涡轮通过所述第二调速箱和所述第二超越离合器，带动所述双端发电机的所述转子相对于所述定子转动。

本发明提供的一种高速飞机的电力系统及其过渡阶段模态切换方法中，电力系统包括发动机涡轮、冲压涡轮、第一超越离合器、第二超越离合器、第一调速箱、第二调速箱和双端发电机，其中，双端发电机包括定子和转子；第一调速箱的输入端与发动机涡轮的转动轴连接，第一调速箱的输出端与第一超越离合器的主动轮连接，第一超越离合器的从动轮与所述转子的第一端连接；第二调速箱的输入端与冲压涡轮的转动轴连接，第二调速箱的输出端与第二超越离合器的主动轮连接，第二超越离合器的从动轮与转子的第二端连接。当第一超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，仅发动机涡轮带动转子相对于定子转动；当第二超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，仅冲压涡轮带动转子相对于定子转动。故与现有技术相比，本发明提供的一种高速飞机的电力系统的架构中仅需要一台双端发电机即可实现高速飞机在涡轮阶段和冲压阶段的电能供给，可明显降低高速飞机电力系统的体积和重量，并且可实现模态切换过程中全系统不间断不降级供电。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本申请实例一公开的一种高速飞机的电力系统的结构示意框图；

图2是本申请实例二公开的一种高速飞机的电力系统过渡阶段模态切换方法的流程示意图；

图3是本申请实例三公开的一种高速飞机的电力系统过渡阶段模态切换方法的流程示意图。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”、“第三”和“第四”等是用于区别不同的对象，而不是用于描述特定顺序。本申请实施例的术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、装置、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

实例一

如图1所示，图1为本申请实例一公开的一种高速飞机的电力系统，电力系统包括发动机涡轮、冲压涡轮、第一超越离合器、第二超越离合器、第一调速箱、第二调速箱和双端发电机。

其中，双端发电机包括定子和转子；第一调速箱的输入端与发动机涡轮的转动轴连接，第一调速箱的输出端与第一超越离合器的主动轮连接，第一超越离合器的从动轮与转子的第一端连接；第二调速箱的输入端与冲压涡轮的转动轴连接，第二调速箱的输出端与第二超越离合器的主动轮连接，第二超越离合器的从动轮与转子的第二端连接。

当第一超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，仅发动机涡轮带动转子相对于定子转动。当第二超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，仅冲压涡轮带动转子相对于定子转动。

本实施例中，超越离合器是利用主、从动部分的速度变化或旋转方向的变换具有自行离合功能的装置。其中，第一超越离合器和第二超越离合器的具体种类不限，可根据实际应用需求进行合理选择。例如，可以为棘轮超越离合器、滚柱超越离合器、楔块超越离合器中的一种。

本实施例中，转子具有相对的第一端和第二端，并且分别与第一超越离合器的从动轮和第二超越离合器的从动轮固定连接，第一超越离合器的从动轮、第二超越离合器的从动轮和转子可一同转动，转子相对于定子转动时可产生电能。

本实施例中，第一调速箱用于将发动机涡轮的转动轴的转动调速并传动至第一超越离合器的主动轮。第二调速箱用于将冲压涡轮的转动轴的转动调速并传动至第二超越离合器的主动轮。其中，第一调速箱和第二调速箱的具体种类不限，可根据实际应用需求进行合理选择。

本实施例中，当第一超越离合器的主动轮的转速大于第一超越离合器的从动轮的转速时，第一超越离合器的主动轮和从动轮处于啮合状态，第一超越离合器的主动轮会进一步带动第一超越离合器的从动轮、转子和第二超越离合器的从动轮共同转动，并使得第二超越离合器的从动轮的转速大于第二超越离合器的主动轮的转速，第二超越离合器主动轮和从动轮处于分离状态，即仅由发动机涡轮带动双端发电机的转子相对于定子转动。

本实施例中，当第二超越离合器的主动轮的转速大于第二超越离合器的从动轮的转速时，第二超越离合器的主动轮和从动轮处于啮合状态，第二超越离合器的主动轮会进一步带动第二超越离合器的从动轮、转子和第一超越离合器的从动轮共同转动，并使得第一超越离合器的从动轮的转速大于第一超越离合器的主动轮的转速，第一超越离合器主动轮和从动轮处于分离状态，即仅由冲压涡轮带动双端发电机的转子相对于定子转动。

可选地，为了便于对冲压涡轮的转速进行控制，电力系统还可包括电连接的第一涡轮控制器和进气控制阀，其中，第一涡轮控制器用于控制进气控制阀的开度，以调整冲击冲压涡轮的气体流量。单位时间内冲击冲压涡轮的气体流量越大，则冲压涡轮的转速越快。

由本实施例的以上说明可见，本实施例中电力系统包括发动机涡轮、冲压涡轮、第一超越离合器、第二超越离合器、第一调速箱、第二调速箱和双端发电机，其中，双端发电机包括定子和转子；第一调速箱的输入端与发动机涡轮的转动轴连接，第一调速箱的输出端与第一超越离合器的主动轮连接，第一超越离合器的从动轮与所述转子的第一端连接；第二调速箱的输入端与冲压涡轮的转动轴连接，第二调速箱的输出端与第二超越离合器的主动轮连接，第二超越离合器的从动轮与转子的第二端连接。当第一超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，仅发动机涡轮带动转子相对于定子转动；当第二超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，仅冲压涡轮带动转子相对于定子转动。故与现有技术相比，本发明提供的一种高速飞机的电力系统的架构中仅需要一台双端发电机即可实现高速飞机在涡轮阶段和冲压阶段的电能供给，可明显降低高速飞机电力系统的体积和重量，并且可实现模态切换过程中全系统不间断不降级供电。

实例二

如图2所示，图2为本申请实例二公开的一种高速飞机的电力系统过渡阶段模态切换方法的示意性流程图，该方法基于前述实例一中的高速飞机的电力系统，该过渡阶段模态切换方法包括：

步骤S101，发动机涡轮通过第一调速箱和第一超越离合器，带动双端发电机的转子相对于定子转动。

本实施例中，步骤S101所处的阶段，冲压涡轮处于尚未启动状态，也即没有通过第二调速箱带动第二超越离合器的主动轮转动，因此第一超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速，第一超越离合器的主动轮和从动轮处于啮合状态，第二超越离合器的主动轮和从动轮处于分离状态，使得发动机涡轮通过第一调速箱和第一超越离合器，带动双端发电机的转子相对于定子转动，即此步骤中高速飞机电力系统所需要的机械轴功由发动机涡轮提供。

步骤S102，当高速飞机的飞行状态满足第一预设条件时，控制冲压涡轮开始转动并加速，并降低发动机涡轮的转速。

本实施例中，第一预设条件的具体设置方式以及所包括的判断参数不限，可根据实际应用需求进行合理选择。例如，可以将第一预设条件设置为高速飞机的实时飞行高度大于第一预设飞行高度阈值，和/或，高速飞机的实时飞行速度大于第一预设飞行速度阈值。

本实施例中，当高速飞机的飞行状态满足第一预设条件时，表明高速飞机可开始进入从涡轮发动机驱动到冲压发动机驱动的过渡阶段，故需要控制冲压涡轮开始转动并逐步加速，以及逐步降低发动机涡轮的转速。

本实施例中，在步骤S102所处的阶段，虽然冲压涡轮开始转动并带动第二超越离合器的主动轮转动，但是第二超越离合器的主动轮的转速仍小于从动轮的转速，因此第一超越离合器的主动轮和从动轮仍是处于啮合状态，第二超越离合器的主动轮和从动轮也仍是处于分离状态，还是由发动机涡轮通过第一调速箱和第一超越离合器带动双端发电机的转子相对于定子转动，即此阶段中高速飞机电力系统所需要的机械轴功仍由发动机涡轮提供。

可选地，当高速飞机的飞行状态不满足第一预设条件时，为了使高速飞机从涡轮发动机驱动到冲压发动机驱动的过渡阶段，本实施例还可包括：当高速飞机的飞行状态不满足第一预设条件时，冲压涡轮处于关闭状态，且高速飞机提升实时飞行高度和实时飞行速度，直至高速飞机的飞行状态满足第一预设条件。

可选地，为了保证在更为合适的状态下开启冲压涡轮，可优选第一预设条件为：高速飞机的实时飞行高度大于第一预设飞行高度阈值，且高速飞机的实时飞行速度大于第一预设飞行速度阈值。

其中，第一预设飞行高度阈值和第一预设飞行速度阈值的具体取值大小及确定方式不限，可根据实际应用需求进行合理选择。

步骤S103，当冲压涡轮带动第二超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，冲压涡轮通过第二调速箱和第二超越离合器，带动双端发电机的转子相对于定子转动。

本实施例中，当第二超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，第二超越离合器的主动轮和从动轮处于啮合状态，第一超越离合器的主动轮和从动轮处于分离状态，使得冲压涡轮通过第二调速箱和第二超越离合器，带动双端发电机的转子相对于定子转动，此阶段中高速飞机电力系统所需要的机械轴功由冲压涡轮提供，从而实现电力系统能量源的平稳切换。

由本实施例的以上说明可见，发动机涡轮通过第一调速箱和第一超越离合器，带动双端发电机的转子相对于定子转动；当高速飞机的飞行状态满足第一预设条件时，控制冲压涡轮开始转动并加速，并降低发动机涡轮的转速；当冲压涡轮带动第二超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，冲压涡轮通过第二调速箱和第二超越离合器，带动双端发电机的转子相对于定子转动。与现有技术相比，本发明采用发动机涡轮或冲压涡轮中的一个带动双端发电机供电，在符合相关国家标准规定，满足用电设备需求的前提下，可实现高速飞机在发动机从涡轮状态到冲压状态的过渡阶段中，电力系统能量源的平稳切换。

实例三

如图3所示，图3为本申请实例三公开的一种高速飞机的电力系统过渡阶段模态切换方法的示意性流程图，该方法基于前述实例一中的高速飞机的电力系统，该过渡阶段模态切换方法包括：

步骤S201，发动机涡轮通过第一调速箱和第一超越离合器，带动双端发电机的转子相对于定子转动。

本实施例中，步骤S201与前述实例二中的步骤S101中的内容基本相同或相似，在此不再赘述。

步骤S202，当高速飞机的飞行状态满足第一预设条件时，控制冲压涡轮开始转动并加速。

本实施例中，步骤S201与前述实例二中的步骤S102相比，区别在于在步骤S202中尚未开始降低发动机涡轮的转速，其他内容基本相同或者相似，在此不再赘述。

可选地，在实际应用过程中，当冲压涡轮的实时转速值满足第一预设条件后，为了保证冲压涡轮能在正常状态下工作，还需要使得冲压涡轮的实时转速与冲压涡轮的额定转速的差值在预设差值范围内。其中，预设差值范围的具体取值大小不限，可根据实际应用需求进行合理选择，例如，可以为5%-10%。

进一步地，可根据公式，计算获得冲压涡轮的额定转速。/>为冲压涡轮的额定转速，/>为经验常数，/>为冲压涡轮等效流通面积。

步骤S203，当冲压涡轮的实时转速值满足第二预设条件时，停止增大或减小冲压涡轮的实时转速值，并降低发动机涡轮的转速。

本实施例中，之所以要设置第二预设条件，是为了判断冲压涡轮能否带动双端发电机转子达到所允许的最低转速。其中，第二预设条件的具体设置方式不限，可根据实际应用需求进行合理选择。

可选地，为了进一步使得冲压涡轮的实时转速值满足双端发电机所允许的最低转速要求，当冲压涡轮的实时转速值不满足第二预设条件时，可通过增大冲压涡轮的进气道的进气控制阀开度使得冲压涡轮的实时转速值进一步增大。具体而言，本实施例还包括：当冲压涡轮的实时转速值不满足第二预设条件时，调整冲压涡轮的进气道的进气控制阀开度，直至冲压涡轮的实时转速值满足第二预设条件。

可选地，可优选第二预设条件为：，其中，/>为第二调速箱的调速比，为冲压涡轮的实时转速，/>为安全余度，/>为双端发电机的最小临界转速值。

其中，由于当双端发电机驱动从发动机涡轮转移至冲压涡轮时会出现瞬时冲击，导致冲压涡轮的转速跌落，通过设置安全余度，是为了确保即便冲击导致的冲压涡轮转速下降也不会超出允许范围。安全余度的具体取值大小不限，可根据实际应用需求进行合理选择。例如，可以为1.01~1.5中的任意数值。

进一步地，为了使得安全余度的设置更符合实际应用需求，可优选安全余度大于或者等于1.05，且小于或者等于1.2。

本实施例中，之所以当冲压涡轮的实时转速值满足第二预设条件时，停止增大或减小冲压涡轮的实时转速值，并降低发动机涡轮的转速，是为了确保当冲压涡轮可带动双端发电机的转子达到最小临界转速值后，由冲压涡轮接替发动机涡轮带动双端发电机的转子转动，因此需要降低发动机涡轮的转速。

可选地，为了保证高速飞机的电力系统在过渡阶段供电的稳定性，步骤S203可以包括下述子步骤S203a和子步骤S203b：

子步骤S203a，当冲压涡轮的实时转速值满足第二预设条件时，停止增大或减小冲压涡轮的实时转速值。

子步骤S203b，当高速飞机的飞行状态满足第三预设条件时，控制启动降低发动机涡轮的转速。

其中，在子步骤S203b中，之所以当高速飞机的飞行状态满足第三预设条件时才降低发动机涡轮的转速，是为了确保高速飞机的发动机能够平稳地切换至冲压状态。

其中，第三预设条件的具体设置方式以及所包括的判断参数不限，可根据实际应用需求进行合理选择。

例如，可以将第三预设条件设置为高速飞机的实时飞行高度大于第二预设飞行高度阈值，和/或，高速飞机的实时飞行速度大于第二预设飞行速度阈值。

进一步地，为了保证发动机模态切换的可靠性，可优选第三预设条件为：高速飞机的实时飞行高度大于第二预设飞行高度阈值，且高速飞机的实时飞行速度大于第二预设飞行速度阈值。

其中，第二预设飞行高度阈值和第二预设飞行速度阈值的具体取值大小以及确定方式不限，可根据实际应用需求进行合理选择。例如，可以根据高速飞机设计要求来确定，也可以根据高速飞机的历史飞行数据来确定。

进一步地，为了进一步保证发动机模态切换的可靠性，第二预设飞行高度阈值和第二预设飞行速度阈值可以根据下述步骤A-步骤B确定：

步骤A，根据发动机的进气道入口的气体温度历史数据，获得高速飞机在发动机的材料达到所允许的温度上限时对应的历史飞行高度值和历史飞行速度值。

步骤B，将高速飞机的历史飞行高度值确定为第二预设飞行高度阈值，以及将高速飞机的历史飞行速度值确定为第二预设飞行速度阈值。

其中，发动机的进气道入口的气体温度的具体获取方式不限，可根据实际应用需求进行合理选择，例如，可根据温度传感器直接检测获得，还可根据在其他位置的检测数据通过预设公式获得。

进一步地，为了较为便捷且合理的确定出第二预设飞行速度阈值和第二预设飞行高度阈值，可优选根据公式,确定发动机的进气道入口的气体温度。其中，/>为发动机的进气道入口的气体温度，/>为与高速飞机的实时飞行高度对应的大气温度，/>为空气的比热容比，/>为高速飞机的实时飞行速度。

其中，空气的比热容比的取值大小不限，可根据实际应用需求进行合理选择，例如，可以优选为1.4。

进一步地，当第一预设条件被设置为高速飞机的实时飞行高度大于第一预设飞行高度阈值，以及高速飞机的实时飞行速度大于第一预设飞行速度阈值时，可根据第二预设飞行速度阈值和第二预设飞行高度阈值确定第一预设飞行速度阈值和第一预设飞行高度阈值。具体而言，本实施例还包括：根据高速飞机的标准飞行状态数据，确定高速飞机在达到第二预设飞行速度阈值和第二预设飞行高度阈值时对应的第一时间点，并将第二时间点对应的飞行速度值和飞行高度值分别确定为第一预设飞行速度阈值和第一预设飞行高度阈值。

其中，高速飞机的标准飞行状态数据用于表征高速飞机在标准飞行状态下，飞行速度、飞行高度与时间的对应关系。

第二时间点位于第一时间点之前，且与第一时间点的间隔值为预设时间间隔值。在实际应用中，预设时间间隔值由冲压涡轮及进气控制阀的响应速度决定，理论上其取值越小越好，因为其取值越小，冲压涡轮开启越晚，其所造成的额外阻力的影响时间越短。但是预设时间间隔值过小的话，有可能会出现冲压涡轮出现转速失控、超调过大等现象出现。

可选地，为了使得冲压涡轮处于稳定开启状态，可优选预设时间间隔值为5到10秒中的任一数值。

可选地，在子步骤S203b中，为了使得高速飞机的发动机能够平稳的从涡轮状态切换至冲压状态，本实施例还可包括：当高速飞机的飞行状态不满足第三预设条件时，提升高速飞机的实时飞行高度和实时飞行速度，直至高速飞机的飞行状态满足第三预设条件。

可选地，由于当双端发电机驱动从发动机涡轮转移至冲压涡轮时会出现瞬时冲击，导致冲压涡轮的转速跌落，为了避免冲压涡轮的转速跌落较大，影响供电的稳定性，步骤S203包括下述子步骤S203c：

子步骤S203c，当冲压涡轮的实时转速值与发动机涡轮的实时转速值满足第四预设条件时，控制增大冲压涡轮的实时转速值。

其中，第四预设条件的具体设置方式不限，可根据实际应用需求进行合理选择。

进一步地，为了使得第四预设条件能够更符合实际应用需求，可优选第四预设条件为：，其中，/>为第二调速箱的调速比，/>为冲压涡轮的实时转速值，/>为第一调速箱的调速比，/>为发动机涡轮的实时转速值。

进一步地，子步骤S203c还可包括：当冲压涡轮的实时转速值与发动机涡轮的实时转速值不满足第四预设条件时，降低发动机涡轮的转速，直至冲压涡轮的实时转速值与发动机涡轮的实时转速值满足第四预设条件。

步骤S204，当冲压涡轮带动第二超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，冲压涡轮通过第二调速箱和第二超越离合器，带动双端发电机的转子相对于定子转动。

本实施例中，步骤S204与前述实例一中的步骤S103中的内容基本相同或相似，在此不再赘述。

可选地，本实施例还可包括下述步骤S205:

步骤S205,当冲压涡轮的实时转速值与双端发电机的额定转速值满足第五预设条件时，停止增大冲压涡轮的转速。

其中，当冲压涡轮的实时转速值与双端发电机的额定转速值满足第五预设条件时，表明冲压涡轮带动双端发电机的转子在额定转速附近工作，可停止继续增大冲压涡轮的转速。第五预设条件的具体设置方式不限，可根据实际应用需求进行合理选择。例如，可以为冲压涡轮的实时转速值大于双端发电机的额定转速值，也可以为冲压涡轮的实时转速值与第二调速箱的调速比的乘积大于双端发电机的额定转速值。

可选地，为了使得第五预设条件可更好地满足实际应用需求，可优选第五预设条件为：，其中，/>为第二调速箱的调速比，/>为冲压涡轮的实时转速值，/>为双端发电机的额定转速值。

由以上本发明实施例可见，与前述实施例相比，当高速飞机的飞行状态满足第一预设条件时，控制冲压涡轮开始转动并加速；当冲压涡轮的实时转速值满足第二预设条件时，停止增大或减小冲压涡轮的实时转速值，并降低发动机涡轮的转速，可进一步提高高速飞机电力系统在过渡阶段供电的稳定性。

至此，已经对本申请的特定实施例进行了描述。其它实施例在所附权利要求书的范围内。在一些情况下，在权利要求书中记载的动作可以按照不同的顺序来执行并且仍然可以实现期望的结果。另外，在附图中描绘的过程不一定要求示出的特定顺序或者连续顺序，以实现期望的结果。在某些实施方式中，多任务处理和并行处理可以是有利的。

本申请是参照根据本申请实施例的方法的流程图和／或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和／或方框图中的每一流程和／或方框、以及流程图和／或方框图中的流程和／或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、商品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、商品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、商品或者设备中还存在另外的相同要素。

本领域技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、装置。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机存储介质（包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等）上实施的计算机程序产品的形式。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于装置实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。

以上仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。

Claims (7)

1.一种高速飞机的电力系统，其特征在于，所述电力系统包括发动机涡轮、冲压涡轮、第一超越离合器、第二超越离合器、第一调速箱、第二调速箱和双端发电机，其中，

所述双端发电机包括定子和转子；

所述第一调速箱的输入端与所述发动机涡轮的转动轴连接，所述第一调速箱的输出端与所述第一超越离合器的主动轮连接，所述第一超越离合器的从动轮与所述转子的第一端连接；

所述第二调速箱的输入端与所述冲压涡轮的转动轴连接，所述第二调速箱的输出端与所述第二超越离合器的主动轮连接，所述第二超越离合器的从动轮与所述转子的第二端连接；

当所述第一超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，仅所述发动机涡轮带动所述转子相对于所述定子转动；

当所述第二超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，仅所述冲压涡轮带动所述转子相对于所述定子转动。

2.根据权利要求1所述的电力系统，其特征在于，所述电力系统还包括电连接的第一涡轮控制器和进气控制阀，其中，所述第一涡轮控制器用于控制所述进气控制阀的开度，以调整冲击所述冲压涡轮的气体流量。

3.一种高速飞机的电力系统过渡阶段模态切换方法，其特征在于，所述高速飞机包括权利要求1或2中的所述电力系统，所述方法包括：

所述发动机涡轮通过所述第一调速箱和所述第一超越离合器，带动所述双端发电机的所述转子相对于所述定子转动；

当所述高速飞机的飞行状态满足第一预设条件时，控制所述冲压涡轮开始转动并加速，并降低所述发动机涡轮的转速；其中，所述第一预设条件为所述高速飞机的实时飞行高度大于第一预设飞行高度阈值且所述高速飞机的实时飞行速度大于第一预设飞行速度阈值；

当所述冲压涡轮带动所述第二超越离合器的主动轮的转速大于从动轮的转速时，所述冲压涡轮通过所述第二调速箱和所述第二超越离合器，带动所述双端发电机的所述转子相对于所述定子转动。

4.根据权利要求3所述的模态切换方法，其特征在于，所述当所述高速飞机的飞行状态满足第一预设条件时，控制所述冲压涡轮开始转动并加速，并降低所述发动机涡轮的转速包括：

当所述高速飞机的飞行状态满足第一预设条件时，控制所述冲压涡轮开始转动并加速；

当所述冲压涡轮的实时转速值满足第二预设条件时，停止增大或减小所述冲压涡轮的实时转速值，并降低所述发动机涡轮的转速；其中，所述第二预设条件为：，其中，/>为第二调速箱的调速比，/>为冲压涡轮的实时转速值，/>为安全余度，/>为双端发电机的最小临界转速值。

5.根据权利要求4所述的模态切换方法，其特征在于，所述当所述冲压涡轮的实时转速值满足第二预设条件时，停止增大或减小所述冲压涡轮的实时转速值，并降低所述发动机涡轮的转速包括：

当所述冲压涡轮的实时转速值满足所述第二预设条件时，停止增大或减小所述冲压涡轮的实时转速值；

当所述高速飞机的飞行状态满足第三预设条件时，控制启动降低所述发动机涡轮的转速；其中，所述第三预设条件为：所述高速飞机的实时飞行高度大于第二预设飞行高度阈值且所述高速飞机的实时飞行速度大于第二预设飞行速度阈值。

6.根据权利要求4所述的模态切换方法，其特征在于，所述当所述冲压涡轮的实时转速值满足第二预设条件时，停止增大或减小所述冲压涡轮的实时转速值，并降低所述发动机涡轮的转速包括：

当所述冲压涡轮的实时转速值与所述发动机涡轮的实时转速值满足第四预设条件时，控制增大所述冲压涡轮的转速；其中，所述第四预设条件为：，其中，/>为第二调速箱的调速比，/>为冲压涡轮的实时转速值，/>为第一调速箱的调速比，/>为发动机涡轮的实时转速值。

7.根据权利要求6所述的模态切换方法，其特征在于，所述方法还包括：

当所述冲压涡轮的实时转速值与所述双端发电机的额定转速值满足第五预设条件时，停止增大所述冲压涡轮的转速；其中，所述第五预设条件为：，其中，/>为第二调速箱的调速比，/>为冲压涡轮的实时转速值，/>为双端发电机的额定转速值。