The invention relates to an aero-engine booster device, which comprises an engine, an electric/power dual-purpose machine and a propeller coaxial connection. The engine provides the total power to the aero-engine booster device. The electric/power dual-purpose machine sets the calibration voltage according to the takeoff calibration voltage program. One-second calibration voltage is the reference voltage of the electric booster state, if applied more than one-second calibration voltage. For the state of electric afterburner, if the applied voltage is less than 1/2 of the calibrated voltage, the output power of the electric/power dual-purpose machine is less than 5% of the output power of the engine if the applied voltage is 0. It also includes: the torque sensor, the speed measuring device, the battery and the system controller, the torque sensor and the speed measuring device detect the engine, the electric/power dual-purpose machine respectively. As well as the torque and speed of the propeller, the storage battery capacity is not greater than the power consumption of the electric/power dual-purpose machine for 30 seconds. The above system not only reduces the probability of wrestling, but also improves the endurance of hundreds of times.
【技术实现步骤摘要】
航空发动机助力系统
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和航空发动机助力系统。
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 ...
【技术保护点】
1.一种航空发动机助力系统,包括:一对发动机、一对电动/发电两用机和一对螺旋桨,所述发动机、所述电动/发电两用机与所述螺旋桨一一对应,且对应的所述发动机、所述电动/发电两用机与所述螺旋桨同轴连接,所述发动机向所述航空发动机助力系统提供总动力,其特征在于:所述电动/发电两用机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系统还包括:一对转矩传感器、一对转速测量器、蓄电池和一对系统控制器,所述转矩传感器和转速测量器分别检测对应的所述发动机、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对应的所述电动机转速/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 ...
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机助力系统,包括:一对发动机、一对电动/发电两用机和一对螺旋桨,所述发动机、所述电动/发电两用机与所述螺旋桨一一对应,且对应的所述发动机、所述电动/发电两用机与所述螺旋桨同轴连接,所述发动机向所述航空发动机助力系统提供总动力,其特征在于:所述电动/发电两用机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系统还包括:一对转矩传感器、一对转速测量器、蓄电池和一对系统控制器,所述转矩传感器和转速测量器分别检测对应的所述发动机、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对应的所述电动机转速/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;所述航空发动机助力系统还包括:动力平衡控制器,所述动力平衡控制器分别连接所述一对系统控制器,用于通过各所述系统控制器分别控制对应的所述螺旋桨的旋转状态。2.根据权利要求1所述的航空发动机助力系统,其特征在于,还包括:飞行控制器,所述飞行控制器与所述系统控制器连接。3.根据权利要求2所述的航空发动机助力系统...
【专利技术属性】
技术研发人员:李明赢,高鹤铭,商凯宇,商庆海,周庆党,高峰,王景生,
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
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