航空发动机助力装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种航空发动机助力装置，包括：发动机、电动/发电两用机和螺旋桨同轴连接，发动机向航空发动机助力装置提供总动力，电动/发电两用机是根据起飞标定电压程序设置标定电压，其中，1/2标定电压为电动助力状态的基准电压，若施加大于1/2标定电压为电动加力状态，若施加小于1/2标定电压为电动减力状态，若施加0电压为发电状态，电动/发电两用机的输出功率不大于发动机输出功率的5％；还包括：转矩传感器、转速测量器、蓄电池和系统控制器，转矩传感器和转速测量器分别检测发动机、电动/发电两用机以及螺旋桨的转矩和转速，蓄电池容量不大于电动/发电两用机工作30秒的用电量。上述系统即减小了摔机概率，还提高了上百倍的续航能力。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机助力装置
本专利技术涉及直升机
，特别是涉及一种航空发动机助力装置。
技术介绍
多旋翼直升机与独桨直升机的区别在于：多旋翼直升机是采用n对螺旋桨飞行，需要对每对螺旋桨的姿态平衡进行动力控制。而独桨直升机的主桨位于重心轴上，是自然下垂获得平衡。其利弊在于：当一个螺旋桨出现故障时，多旋翼直升机其余的旋翼桨可以继续完成航行或安全降落的工作，而独桨直升机则机毁人亡。显然，多旋翼直升机替代独桨直升机的实用，是个技术期待。目前燃油发动机驱动的多旋翼直升机，由于发动机的工作原理决定了发动机需要等待排气、吸气两个行程后才有滞后的控制反应。等待反应过来后，发动机还要继续每隔两个行程，并用前一次吸进混合气所改变的转速及吸力，以递增形式再次吸进少部分给定的油量而逐渐改变的加速度，再去调整风中摇摆的多旋翼直升机的姿态，已经来不及了，显然摔机的概率很高。而电动的多旋翼直升机就不存在这个问题。但是，目前蓄电池的比能量还达不到300Wh/kg，就是说要想增加电动多旋翼直升机的载重及续航时间用电量就大，就要按照300Wh/kg的制约来增加蓄电池的重量，所增加蓄电池的重量就变成了多旋翼直升机的自重，显然载重能力就等量减小，如此以反比例的增减，就会达到虽然螺旋桨可以长时间旋转却飞不起来了的载重重量为零的起飞极限。因此，目前电动的多旋翼直升机，受到蓄电池技术的限制，不能满足实际需求大载重的续航能力。因此，取长补短的油/电混合动力方案是必然选择。然而，一山不容二虎，在一架多旋翼直升机上采用两种不同的动力源，其如何配备两种动力源的比能量，才能增加续航能力，如何切换两种动力源的控制，才能在有风吹来时不摔机，成为亟待解决的技术难题。
技术实现思路
基于此，有必要针对上述多旋翼直升机续航能力差的问题，提供一种航空发动机助力装置。所述航空发动机助力装置，包括：发动机、电动/发电两用机和螺旋桨，所述发动机、电动/发电两用机、螺旋桨同轴连接，所述发动机用于向所述航空发动机助力装置提供总动力。在其中一个实施例中，所述发动机还用于为螺旋桨提供动力。在其中一个实施例中，所述发动机还用于为蓄电池充电提供动力。所述电动/发电两用机用于在常态时，施加1/2标定电压，所述1/2标定电压为电动助力状态的基准电压，施加大于1/2标定电压为电动加力状态，施加小于1/2标定电压为电动减力状态，施加0电压为发电状态。所述标定电压是指每次起飞时，根据多旋翼直升机起飞载重的变化所设定施加在电动/发电两用机上的电压值，将所述电动/发电两用机上的电压值作为每次不同载重飞行控制的电动助力参考基准电压。其中，1/2标定电压使每个螺旋桨产生的升力+每个发动机产生的升力-多旋翼直升机克服的起飞重力/n个螺旋桨＝0，即：多旋翼直升机空中悬停所需要的电压。在其中一个实施例中，所述电动/发电两用机在施加标定电压范围内的电动助力状态时，通过传动轴给所述螺旋桨提供瞬间转矩。在其中一个实施例中，设置所述电动/发电两用机的输出功率，不大于所述燃油发动机输出功率的5％。在其中一个实施例中，所述电动/发电两用机为发电状态时，向蓄电池补充电能。所述航空发动机助力装置，还包括：转矩传感器、转速测量器、飞行控制器、系统控制器、蓄电池，转矩传感器和转速测量器用于分别测量所述发动机、电动/发电两用机和螺旋桨的转矩和转速，由飞行控制器的指令系统控制器实施测控，蓄电池为所述航空发动机助力装置提供电能，蓄电池容量不大于所述电动/发电两用机工作30秒的用电量。所述系统控制器包括：功率检测单元、飞控指令处理单元、电动/发电切换单元、电量检测单元、发动机功率调配单元、充放电控制单元。所述系统控制器用于在一个测控实施例之前，预先将实测电动机转速/转矩/电压特性曲线表，保存到系统控制器中，预先将实测燃油发动机转速/转矩/耗油特性曲线表，保存到系统控制器中，将预先实测螺旋桨转速/转矩/升力特性曲线表保存到系统控制器中。在其中一个实施例中，装满重物到多旋翼直升机设计的最大起飞重量，然后电动机施加额定电压，再调整发动机功率控制多旋翼直升机至悬停在空中，将此起飞重量满载状态下的螺旋桨转速、转矩及每个发动机的耗油参数保存到系统控制器中，标注为A1组最小油动参数。然后逐渐降低电动机电压到0伏(实际测量值为0伏)，同时调整发动机功率控制多旋翼直升机仍然保持悬停在空中，将此起飞重量满载状态下的螺旋桨转速、转矩及每个发动机的功率保存到系统控制器中，标注为A0组最大油动参数。所述系统控制器实施测控，包括：执行设定的程序，测量多旋翼直升机动态参数、自动标定电压、姿态调整控制。在其中一个实施例中，测量多旋翼直升机实际起飞重量的动态参数及自动标定电压的流程，包括：启动发动机，逐渐加大发动机的输出功率，并测量所述多旋翼直升机的离地距离：当发动机输出功率大于A0组最大油动功率时离地距离仍然为0，判断为超重，停止起飞；当发动机输出功率还小于A0组最大油动功率，就已经到达了预设的离地距离时，便对电动机逐渐施加电压，并同步降低发动机的输出功率，且保持所述多旋翼直升机在空中悬停，直至发动机输出功率等于A1组最小油动参数的功率时，将此时施加在电动机上的电压设定为标定电压。然后逐渐加大发动机的输出功率，同步降低电动机上的电压，至1/2标定电压为飞行常态工作基准电压，结束流程。在其中一个实施例中，多旋翼直升机实际起飞重量下的姿态调整控制流程，包括：根据飞行控制器通知的多旋翼直升机倾斜角度α及倾斜速度的角动量j，读取转矩传感器、转速测量器的即时转矩和转速，查找所述在一个测控实施例之前，预先将实测电动机转速/转矩/电压特性曲线表保存到系统控制器中的，预先将实测燃油发动机转速/转矩/耗油特性曲线表，保存到系统控制器中的，将预先实测螺旋桨转速/转矩/升力特性曲线表保存到系统控制器中的相关参数，与所述标注为A1组最小油动参数及标注为A0组最大油动参数，计算出克服角动量所需要的油量和电压及摆正所需要的转矩，不断地定量调整电动机增减的电压，及同步定量加、减发动机供油。当飞行控制器通知的多旋翼直升机倾斜角度α等于0时，结束调整。上述航空发动机助力装置，是通过获取多旋翼直升机的倾斜参数，并根据预先保存的相关参数计算出同步调整电动机和发动机输出的动力。需要清楚的是，通过调整电动机的工作电压提供摆正所需要的瞬间助力转矩，然后再由滞后到来的发动机转矩逐渐替换掉电动机提供的瞬间助力转矩。由此，通过电动和油动先后接力的方式，实现了瞬间助力的效果，一方面借助电动灵敏的反应特性，弥补了油动滞后到来的转矩，另一方面，油动紧跟其后及时接替了电动机提供的瞬间助力转矩，使得电动功耗很小，不需要配置大容量的蓄电池，也就不需要增加油动的多旋翼直升机自重，因此取长补短，即减小了摔机概率，还提高了上百倍的续航能力。附图说明图1为一实施例中航空发动机助力装置的结构示意图；图2为另一实施例中航空发动机助力装置的结构示意图；图3为一实施例中测量多旋翼直升机实际起飞重量的动态参数及自动标定电压的流程示意图；图4为一实施例中多旋翼直升机实际起飞重量下的姿态调整控制流程示意图；图5为一实施例中发动机的助力方法的流程示意图。具体实施方式为了更好地理解本专利技术的目的、技术方案以及技术效果，以下结合附图和实施例对本专利技术进行进本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机助力装置，包括：发动机、电动/发电两用机和螺旋桨，所述发动机、所述电动/发电两用机和所述螺旋桨同轴连接，所述发动机向所述航空发动机助力装置提供总动力，其特征在于：所述电动/发电两用机是根据起飞标定电压程序设置标定电压，其中，1/2标定电压为电动助力状态的基准电压，若施加大于1/2标定电压为电动加力状态，若施加小于1/2标定电压为电动减力状态，若施加0电压为发电状态，所述电动/发电两用机的输出功率不大于所述发动机输出功率的5％；所述航空发动机助力装置还包括：转矩传感器、转速测量器、蓄电池和系统控制器，所述转矩传感器和转速测量器分别检测所述发动机、所述电动/发电两用机以及所述螺旋桨的转矩和转速，所述蓄电池容量不大于所述电动/发电两用机工作30秒的用电量；所述系统控制器用于保存所述电动机转速/转矩/电压特性曲线表、所述发动机转速/转矩/耗油特性曲线表、所述螺旋桨转速/转矩/升力特性曲线表、A1组最小油动参数表和A0组最大油动参数表；所述系统控制器还用于执行：测量多旋翼直升机动态参数、设置所述多旋翼直升机起飞标定电压以及控制所述多旋翼直升机姿态调整的流程。

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机助力装置，包括：发动机、电动/发电两用机和螺旋桨，所述发动机、所述电动/发电两用机和所述螺旋桨同轴连接，所述发动机向所述航空发动机助力装置提供总动力，其特征在于：所述电动/发电两用机是根据起飞标定电压程序设置标定电压，其中，1/2标定电压为电动助力状态的基准电压，若施加大于1/2标定电压为电动加力状态，若施加小于1/2标定电压为电动减力状态，若施加0电压为发电状态，所述电动/发电两用机的输出功率不大于所述发动机输出功率的5％；所述航空发动机助力装置还包括：转矩传感器、转速测量器、蓄电池和系统控制器，所述转矩传感器和转速测量器分别检测所述发动机、所述电动/发电两用机以及所述螺旋桨的转矩和转速，所述蓄电池容量不大于所述电动/发电两用机工作30秒的用电量；所述系统控制器用于保存所述电动机转速/转矩/电压特性曲线表、所述发动机转速/转矩/耗油特性曲线表、所述螺旋桨转速/转矩/升力特性曲线表、A1组最小油动参数表和A0组最大油动参数表；所述系统控制器还用于执行：测量多旋翼直升机动态参数、设置所述多旋翼直升机起飞标定电压以及...

【专利技术属性】
技术研发人员：商凯宇，周庆党，高峰，商庆海，王景生，李明赢，
申请(专利权)人：辽宁同心圆科技有限公司，
类型：发明
国别省市：辽宁,21