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原文传递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

专利名称：	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
摘要：	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。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	江苏;32
申请人：	南京灵龙旋翼无人机系统研究院有限公司
发明人：	高正红;那洋;张珊珊;冯尚龙;何澳
专利状态：	有效
申请日期：	2019-03-13T00:00:00+0800
发布日期：	2019-06-21T00:00:00+0800
申请号：	CN201910189238.6
公开号：	CN109911218A
代理机构：	西北工业大学专利中心
代理人：	陈星
分类号：	B64D27/02(2006.01);B;B64;B64D;B64D27
申请人地址：	210000 江苏省南京市鼓楼区幕府东路199号A30栋
主权项：	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。
所属类别：	发明专利