一种垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统技术方案

本发明专利技术属于航空发动机领域，并具体公开了一种垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统。该系统包括两套驱动单元，以及电源和数字控制单元，其中：每套驱动单元分别包括涡桨发动机、高速发电机、涵道风扇和高速电动机，涡桨发动机安装在机翼翼尖位置；高速发电机与涡桨发动机中压气机的输出轴连接；涵道风扇分别安装在涡桨发动机的内外两侧，每个涵道风扇的后部均与高速电动机连接；高速电动机与高速发电机连接；电源用于为组合动力系统供电；数字控制单元用于对驱动单元和电源进行监测与控制。本发明专利技术利用多个小直径涵道风扇代替原涡桨发动机的螺旋桨，不仅使飞行器实现了垂直起降的功能，同时还解决了旋翼机受旋翼叶尖马赫数限制不能高速巡航的问题。

A combined power system for VTOL fixed wing aircraft

【技术实现步骤摘要】
一种垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统
本专利技术属于航空发动机领域，更具体地，涉及一种垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统。
技术介绍
直升机具有垂直起降和低速悬停的优点，因而在航空飞行器领域中具有不可替代的重要地位。然而常规构型的直升机由于前行桨叶激波和后行桨叶气流分离等问题，限制了飞行速度，从而限制了其应用范围的进一步扩展。随着用户对可垂直起降飞行器高速化、远程化的需求越来越迫切，逐渐发展出一系列新构型高速旋翼飞行器。新构型高速旋翼机主要大致分为两类：一类是在常规布局的直升机构型上，加装辅助推进装置，如涵道风扇，提高前飞推进力；加装机翼，同来承担大部分升力，为旋翼卸载；相比常规构型的直升机而言，较大的改进了飞行性能和飞行品质。但是这种构型的直升机仍存在噪声高、油耗高、飞行速度低和航程短等的问题。另一类是倾转式构型，飞行器采用固定翼结构，旋翼安装在两侧固定翼上。倾转式构型的主要特征是，在悬停低速状态提供升力的旋翼，在前飞时可以倾转到水平位置，变成推进部件。它在巡航飞行时不存在旋翼，也就不存在旋翼对速度的限制问题。然而倾转旋翼直升机特别是倾转机翼直升机，其倾转驱动机构的负载较大，导致驱动机构复杂且重量较大。另一方面，受旋翼叶尖速度的限制，其飞行速度仍较低。此外，由于旋翼直径较大，空间占位较多，特别是对于舰船上作业，还需对旋翼进行折叠，从而使得执行机构变得更为复杂，可靠性降低。因此，目前现有的垂直起降飞行器均面临着飞行速度低、油耗高、可靠性低以及维护成本高等问题，特别是对于垂直起降的固定翼飞行器而言，在动力系统推力方向转变过程中，受动力系统布局及性能等的限制，将面临着稳定性及操控性问题。同时当动力系统出现故障时，飞行器必须立即返回基地而无法继续执行任务，从而制约着飞行器的可靠性。
技术实现思路
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本专利技术提供了一种垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统，其中结合垂直起降固定翼飞行器自身的特征，相应设计了驱动单元、电源和数字控制单元，并对其关键组件如涡桨发动机和涵道风扇的结构及其具体设置方式进行研究和设计，相应的可有效解决旋翼机无法高速巡航的问题，同时还具备可靠性高、稳定性强的优点，因而尤其适用于垂直起降固定翼飞行器的应用场合。为实现上述目的，本专利技术提出了一种垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统，该系统包括两套结构相同并且分别安装在机翼上的驱动单元，以及电源和数字控制单元，其中：每套所述驱动单元分别包括涡桨发动机、高速发电机、涵道风扇和高速电动机，所述涡桨发动机安装在所述机翼的翼尖位置，并且不包括减速器和螺旋桨；所述高速发电机设置在所述涡桨发动机中压气机的前方，并与所述压气机的输出轴连接；所述涵道风扇分别安装在所述涡桨发动机的内外两侧，同时每侧均包括前后设置的两个所述涵道风扇，每个所述涵道风扇的后部均与所述高速电动机连接，并且每个所述涵道风扇的转速和桨叶角位置均可通过所述数字控制单元进行独立控制；所述高速电动机通过电路和电路开关与所述高速发电机连接；工作时，所述涡桨发动机带动所述高速发电机发电，从而驱动所述高速电动机工作，使得所述涵道风扇在所述高速电动机的带动下旋转产生推力，以此为所述垂直起降固定翼飞行器提供动力；所述电源安装在所述垂直起降固定翼飞行器的机身内部，用于为所述组合动力系统供电；所述数字控制单元安装在所述垂直起降固定翼飞行器的机身内部，用于对所述驱动单元和电源进行监测与控制。作为进一步优选的，各个所述涵道风扇通过第一中空轴和第二中空轴与所述涡桨发动机连接，所述第一中空轴的一端与所述涡桨发动机连接，其另一端的内部安装有步进电机，该步进电机的输出轴与所述第二中空轴通过齿轮连接，同时该第二中空轴的另一端与所述涵道风扇连接，工作时，所述第二中空轴在所述步进电机的驱动下旋转，进而改变所述涵道风扇的姿态位置，以此产生矢量推力。作为进一步优选的，位于所述涡桨发动机前方的两个所述涵道风扇远离所述涡桨发动机安装，位于所述涡桨发动机后方的两个所述涵道风扇靠近所述涡桨发动机安装，从而使得所述涵道风扇形成梯形结构，以避免位于前方的所述涵道风扇的出口流场影响位于后方的所述涵道风扇的进口流场。作为进一步优选的，所述电源为燃料电池，并且所述电源通过电路和电路开关与所述高速发电机和高速电动机连接，利用所述数字控制单元对所述燃料电池的充放电进行控制；在所述涡桨发动机和高速发电机输出功率不变的情况下，当所述垂直起降固定翼飞行器需要的推力减小时，由所述数字控制单元接通所述高速发电机与电源之间的电路开关，使得所述高速发电机在驱动所述高速电动机工作的同时，向所述电源充电，进而避免电功率浪费；当所述垂直起降固定翼飞行器需要的推力增加时，由所述数字控制单元切断所述高速发电机与电源之间的电路开关。作为进一步优选的，所述垂直起降固定翼飞行器垂直起飞时，所述涵道风扇处于垂直状态，并产生垂直向上的推力；当所述垂直起降固定翼飞行器达到预定高度时，所述涵道风扇处于水平状态，从而产生水平方向的推力；当所述垂直起降固定飞行器垂直降落时，所述涵道风扇处于垂直状态，并产生垂直向上的推力。作为进一步优选的，当所述涵道风扇的姿态位置发生变化时，首先减小位于所述涡桨发动机外侧的所述涵道风扇即远离机身侧的所述涵道风扇的推力，同时增加位于所述涡桨发动机内侧的所述涵道风扇即靠近机身侧的所述涵道风扇的推力，以保持总推力恒定；然后改变外侧所述涵道风扇的姿态位置，待姿态稳定后，增加外侧所述涵道风扇的推力并减小内侧所述涵道风扇的推力；最后再改变内侧所述涵道风扇的姿态位置，待姿态稳定后，由所述控制系统协调控制内外侧所述涵道风扇的转速和桨叶角位置，使得内外侧所述涵道风扇的推力均匀化。作为进一步优选的，当所述组合动力系统产生反推力以减速时，首先由所述数字控制单元通过控制所述高速电动机的转速以减小内外侧所述涵道风扇的推力，然后由所述步进电机驱动外侧所述涵道风扇水平翻转180度，从而产生反推力，并根据需要调整所述高速电动机的转速以改变所述涵道风扇反推力的大小，此时内侧所述涵道风扇的姿态不变且正推力几乎为零；当反推状态结束时，首先减小外侧所述涵道风扇的反推力并增加内侧所述涵道风扇的正推力，然后由所述步进电机驱动外侧所述涵道风扇再次水平翻转180度，以产生正推力，最后由所述数字控制单元协调控制内外侧所述涵道风扇的推力分布以及桨叶角位置，使得内外侧所述涵道风扇的推力均匀化且效率最佳。作为进一步优选的，在所述垂直起降固定翼飞行器工作过程中，所述涡桨发动机的换算转速保持恒定，以提高所述涡桨发动机的热效率并降低耗油率。作为进一步优选的，当一侧所述涡轮发动机发生故障时，由所述数字控制单元断开对应侧所述高速发电机与高速电动机之间的电路开关，同时接通所述电源与该侧高速电动机之间的电路开关，利用所述电源驱动该侧高速电动机工作。作为进一步优选的，当所述涵道风扇发生故障时，由所述数字控制单元断开所述高速发电机与该涵道风扇对应高速电动机之间的电路开关，同时调整剩余涵道风扇的转速和桨叶角位置，使所述高速发本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统，其特征在于，该系统包括两套结构相同并且分别安装在机翼上的驱动单元，以及电源(9)和数字控制单元(10)，其中：/n每套所述驱动单元分别包括涡桨发动机(1)、高速发电机(2)、涵道风扇(4)和高速电动机(5)，所述涡桨发动机(1)安装在所述机翼的翼尖位置，并且不包括减速器和螺旋桨；所述高速发电机(2)设置在所述涡桨发动机(1)中压气机(11)的前方，并与所述压气机(11)的输出轴连接；所述涵道风扇(4)分别安装在所述涡桨发动机(1)的内外两侧，同时每侧均包括前后设置的两个所述涵道风扇(4)，每个所述涵道风扇(4)的后部均与所述高速电动机(5)连接，并且每个所述涵道风扇(4)的转速和桨叶角位置均可通过所述数字控制单元(10)进行独立控制；所述高速电动机(5)通过电路和电路开关(13)与所述高速发电机(2)连接；工作时，所述涡桨发动机(1)带动所述高速发电机(2)发电，从而驱动所述高速电动机(5)工作，使得所述涵道风扇(4)在所述高速电动机(5)的带动下旋转产生推力，以此为所述垂直起降固定翼飞行器提供动力；/n所述电源(9)安装在所述垂直起降固定翼飞行器的机身内部，用于为所述组合动力系统供电；/n所述数字控制单元(10)安装在所述垂直起降固定翼飞行器的机身内部，用于对所述驱动单元和电源(9)进行监测与控制。/n...

【技术特征摘要】
1.一种垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统，其特征在于，该系统包括两套结构相同并且分别安装在机翼上的驱动单元，以及电源(9)和数字控制单元(10)，其中：
每套所述驱动单元分别包括涡桨发动机(1)、高速发电机(2)、涵道风扇(4)和高速电动机(5)，所述涡桨发动机(1)安装在所述机翼的翼尖位置，并且不包括减速器和螺旋桨；所述高速发电机(2)设置在所述涡桨发动机(1)中压气机(11)的前方，并与所述压气机(11)的输出轴连接；所述涵道风扇(4)分别安装在所述涡桨发动机(1)的内外两侧，同时每侧均包括前后设置的两个所述涵道风扇(4)，每个所述涵道风扇(4)的后部均与所述高速电动机(5)连接，并且每个所述涵道风扇(4)的转速和桨叶角位置均可通过所述数字控制单元(10)进行独立控制；所述高速电动机(5)通过电路和电路开关(13)与所述高速发电机(2)连接；工作时，所述涡桨发动机(1)带动所述高速发电机(2)发电，从而驱动所述高速电动机(5)工作，使得所述涵道风扇(4)在所述高速电动机(5)的带动下旋转产生推力，以此为所述垂直起降固定翼飞行器提供动力；
所述电源(9)安装在所述垂直起降固定翼飞行器的机身内部，用于为所述组合动力系统供电；
所述数字控制单元(10)安装在所述垂直起降固定翼飞行器的机身内部，用于对所述驱动单元和电源(9)进行监测与控制。


2.如权利要求1所述的垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统，其特征在于，各个所述涵道风扇(4)通过第一中空轴(7)和第二中空轴(8)与所述涡桨发动机(1)连接，所述第一中空轴(7)的一端与所述涡桨发动机(1)连接，其另一端的内部安装有步进电机(6)，该步进电机(6)的输出轴与所述第二中空轴(8)通过齿轮连接，同时该第二中空轴(8)的另一端与所述涵道风扇(4)连接，工作时，所述第二中空轴(8)在所述步进电机(6)的驱动下旋转，进而改变所述涵道风扇(4)的姿态位置，以此产生矢量推力。


3.如权利要求1所述的垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统，其特征在于，位于所述涡桨发动机(1)前方的两个所述涵道风扇(4)远离所述涡桨发动机(1)安装，位于所述涡桨发动机(1)后方的两个所述涵道风扇靠近所述涡桨发动机(1)安装，从而使得所述涵道风扇(4)形成梯形结构，以避免位于前方的所述涵道风扇(4)的出口流场影响位于后方的所述涵道风扇(4)的进口流场。


4.如权利要求1所述的垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统，其特征在于，所述电源(9)为燃料电池，并且所述电源(9)通过电路和电路开关与所述高速发电机(2)和高速电动机(5)连接，利用所述数字控制单元(10)对所述燃料电池的充放电进行控制；在所述涡桨发动机(1)和高速发电机(2)输出功率不变的情况下，当所述垂直起降固定翼飞行器需要的推力减小时，由所述数字控制单元(10)接通所述高速发电机(2)与电源(9)之间的电路开关，使得所述高速发电机(2)在驱动所述高速电动机(5)工作的同时，向所述电源(9)充电，进而避免电功率浪费；当所述垂直起降固定翼飞行器需要的推力增加时，由所述数字控制单元(10)切断所述高速发电机(2)与电源之间的...

【专利技术属性】
技术研发人员：李仁府，雷新国，李雪峰，
申请(专利权)人：华中科技大学，
类型：发明
国别省市：湖北;42