一种垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统的制作方法

本发明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。

背景技术：

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。

技术实现要素：

针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明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，本发明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，使所述高速发电机输出的电功率均匀加载在剩余涵道风扇上。

总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，主要具备以下的技术优点：

1.本发明为垂直起降固定翼飞行器提供了一种新型的组合动力系统，该系统利用多个小直径涵道风扇代替原涡桨发动机的螺旋桨，由于涵道风扇气动性能的优越性，从而实现了推进效率的提高，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；

2.同时，本发明采用燃料电池作为电源，能够在推力减小时利用高速发电机为电源充电，进而避免电功率的浪费，并且不需要外置电源，具有高度集成化和高效能源利用的优势；

3.此外，本发明通过对涵道风扇的布局方式以及数字控制单元的控制规律进行优化，有效提高了涵道风扇在垂直姿态与水平姿态之间过渡时飞行器的稳定性和操控性，并提高了垂直起降固定翼飞行器在涡桨发动机和涵道风扇发生故障时的可靠性，降低了飞行器因动力系统故障引起的返航率。

附图说明

图1是按照本发明优选实施例构建的垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统结构示意图；

图2是本发明优选实施例提供的涡桨发动机与涵道风扇的连接示意图。

在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：

1-涡桨发动机，2-高速发电机，3-联轴器，4-涵道风扇，5-高速电动机，6-步进电机，7-第一中空轴，8-第二中空轴，9-电源，10-数字控制单元，11-压气机，12-轴承，13-电路开关。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

如图1所示，本发明实施例提供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9和数字控制单元10，其中：

每套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，涡桨发动机1安装在机翼的翼尖位置，并且不包括减速器和螺旋桨；高速发电机2设置在涡桨发动机1中压气机11的前方，并与压气机11的输出轴通过联轴器3连接(对于小功率的涡桨发动机1，也可以采用启动/发电一体化电机，而不需要在压气机前面安装高速发电机2，涡桨发动机1启动时，由电源9驱动启动/发电一体化电机工作，从而启动涡桨发动机1；涡桨发动机1启动后，由压气机1或涡轮输出轴通过齿轮传动驱动启动/发电一体化电机工作并进行发电)；涵道风扇4分别安装在涡桨发动机1的内外两侧，同时每侧均包括前后设置的两个涵道风扇4，每个涵道风扇4的后部均通过转轴与高速电动机5的输出轴连接，涵道风扇4的轴线与涡桨发动机1的轴线处于同一水平面上；并且每个涵道风扇4的转速和桨叶角位置均可通过数字控制单元10进行独立控制，通过控制高速电动机5的转速实现对涵道风扇4转速的控制，从而改变涵道风扇4的推力大小，同时通过调节涵道风扇4中叶片的桨叶角位置，可以提高涵道风扇4的气动效率；高速电动机5通过电路和电路开关13与高速发电机2连接；工作时，涡桨发动机1产生的轴功用于带动高速发电机2发电，从而驱动高速电动机5工作，使得涵道风扇4在高速电动机5的带动下旋转产生推力，以此为垂直起降固定翼飞行器提供动力，通过多个小直径涵道风扇提到原涡桨发动机的螺旋桨，由于涵道风扇气动性能的优越性，实现了推进效率的提高，同时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；

电源9安装在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；

数字控制单元10安装在垂直起降固定翼飞行器的机身内部并位于中部位置处，用于对驱动单元和电源9进行监测与控制，其采用全权限数字控制单元。

进一步，如图2所示，各个涵道风扇4通过第一中空轴7和第二中空轴8与涡桨发动机1连接，第一中空轴7的一端与涡桨发动机1连接，并且固定不懂，其另一端的内部安装有轴承12和两个步进电机6，该步进电机6的输出轴与第二中空轴8通过齿轮连接，步进电机6输出轴的外齿轮与第二中空轴8的内齿轮啮合，同时该第二中空轴8的另一端与涵道风扇4连接；工作时，步进电机6输出轴转动时将带动第二中空轴8旋转，从而带动涵道风扇4旋转改变姿态位置，进而改变涵道风扇4的推力方向，以此产生矢量推力，其中第一中空轴7采用大直径中空轴，第二中空轴8采用小直径中空轴，同时步进电机6以及高速电动机5的电源电路和控制电路均布置在第一中空轴7和第二中空轴8的内部。

进一步，位于涡桨发动机1前方的两个涵道风扇4远离涡桨发动机1安装，位于涡桨发动机1后方的两个涵道风扇靠近涡桨发动机1安装，从而使得涵道风扇4形成梯形结构，以避免位于前方的涵道风扇4的出口流场影响位于后方的涵道风扇4的进口流场。

进一步，电源9采用高功率密度的燃料电池，其安装在机身内部并靠近尾部区域，并且电源9通过电路及电路开关与高速发电机2和高速电动机5连接，利用数字控制单元10对燃料电池的充放电进行控制；在涡桨发动机的启动阶段，由电源9为涡桨发动机的启动电动机供电，而不需要外置电源，在启动电动机的带动作用下涡桨发动机1开始工作；在涡桨发动机1和高速发电机2输出功率不变的情况下，当垂直起降固定翼飞行器需要的推力减小时，由数字控制单元10接通高速发电机2与电源9之间的电路开关，使得高速发电机2向电源9充电，避免电动率浪费；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与电源之间的电路开关。

进一步，垂直起降固定翼飞行器垂直起飞时，涵道风扇4处于垂直状态，并产生垂直向上的推力；当垂直起降固定翼飞行器达到预定高度时，通过数字控制单元10驱动步进电机6工作，从而带动涵道风扇4旋转并改变姿态位置，使涵道风扇4处于水平状态，从而产生水平方向的推力；当垂直起降固定飞行器垂直降落时，涵道风扇4再次旋转并处于垂直状态，并产生垂直向上的推力。

进一步，当涵道风扇4的姿态位置发生变化时，为提高飞行器的稳定性和操控性，首先减小位于涡桨发动机1外侧的涵道风扇4即远离机身侧的涵道风扇4的推力，同时增加位于涡桨发动机1内侧的涵道风扇4即靠近机身侧的涵道风扇4的推力，以保持总推力恒定；然后改变外侧涵道风扇4的姿态位置，待姿态稳定后，增加外侧涵道风扇4的推力并减小内侧涵道风扇4的推力；最后再改变内侧涵道风扇4的姿态位置，待姿态稳定后，由控制系统9协调控制内外侧涵道风扇4的转速和桨叶角位置，使得内外侧涵道风扇4的推力均匀化并使得涵道风扇在最佳效率状态。

进一步，在垂直起降固定翼飞行器工作过程中，涡桨发动机1的换算转速保持恒定，始终保持压气机1处于最高效率点附近，以提高涡桨发动机1的热效率并降低耗油率。

进一步，当一侧涡轮发动机1发生故障时，由数字控制单元10断开对应侧高速发电机2与高速电动机5之间的电路开关，同时接通电源9与该侧高速电动机5之间的电路开关，利用电源9驱动该侧高速电动机5工作，避免飞行器因发动机故障而必须返航，无法继续执行任务，从而提高了飞行器的可靠性。

进一步，当涵道风扇4发生故障时，由数字控制单元10断开高速发电机2与该涵道风扇4对应高速电动机5之间的电路开关，同时调整剩余涵道风扇4的转速和桨叶角位置，使高速发电机2输出的电功率均匀加载在剩余涵道风扇4上，并使得涵道风扇4工作在高效率状态。

下面根据垂直起降固定翼飞行器的组合动力系统的工作流程对本发明做进一步说明。

垂直起降固定翼飞行器静止时，涵道风扇4处于垂直姿态，即涵道风扇4的转轴方向与飞行器的轴线方向垂直。当飞行器垂直起飞时，首先由电源9给涡桨发动机1的启动电动机供电，在启动电动机的作用下涡桨发动机1开始工作并拖动高速发电机2进行发电。随后高速发电机2给数字控制单元10和高速电动机5供电使其开始工作，高速电动机5拖动涵道风扇4的转轴高速旋转从而产生垂直推力，使飞行器垂直起飞。

当飞行器上升到额定高度时，由数字控制单元10协调控制涵道风扇4的推力分布以及推力方向，即涵道风扇4处于姿态过渡状态。首先，逐渐减小涡桨发动机1外侧两个高速电动机5的转速，并增大内侧两个高速电动机5的转速，从而减小外侧两个涵道风扇4的推力以及增大内侧两个涵道风扇4的推力，外侧涵道风扇4减小的推力等于内侧涵道风扇4增加的推力，即在涡桨发动机1和高速发电机2输出功率不变的情况下尽管每个涵道风扇4的推力分布不同，但过渡状态的总推力保持不变。当外侧涵道风扇4的推力减小到20％时，由安装在第一中空轴7内的步进电机6驱动涡桨发动机1外侧的2个第二中空轴8旋转，从而带动外侧的2个涵道风扇4由垂直姿态转变为水平姿态，而内侧两个涵道风扇4姿态不变。当外侧2个涵道风扇4完全处于水平姿态时，逐渐增加外侧2个高速电动机5的转速并减小内侧2个高速电动机5的转速，实现外侧2个涵道风扇4推力的逐渐增加以及内侧2个涵道风扇4推力的逐渐减小。当内侧2个涵道风扇4的推力减小到20％时，由安装在第一中空轴7内的步进电机6驱动涡桨发动机1内侧的2个第二中空轴8旋转，从而带动内侧的2个涵道风扇4由垂直姿态变为水平姿态。当内侧2个涵道风扇4完全处于水平姿态时，由数字控制单元10协调控制并使内外侧4个涵道风扇4的推力均匀化，并根据飞行工况调整涵道风扇4的桨叶角位置，使每个涵道风扇4均工作于最佳效率状态。从而实现了飞行器由垂直起飞状态到高速水平巡航状态的过渡，且极大提高了飞行器在动力系统姿态过渡阶段的稳定性与安全性，同时大幅度提高了飞行器的巡航效率与机动性。

当飞行器在巡航过程中需要动力系统产生反推力以减速时，首先由数字控制单元10通过控制高速电动机5的转速以减小内外侧涵道风扇4的推力，同时接通高速发电机2与燃料电池9之间的电路开关13，使得高速发电机2向燃料电池9充电，避免电功率浪费。当外侧涵道风扇2的推力减小到20％时，步进电机6驱动外侧涵道风扇4水平翻转180度，从而产生反推力，并根据需要可以调整高速电动机5的转速以调节涵道风扇4反推力的大小。此时内侧涵道风扇4的姿态不变且正推力几乎为零。当反推状态结束时，首先减小外侧涵道风扇4的推力，然后增加内侧涵道风扇4的推力，当外侧涵道风扇4的推力减小到20％时，由步进电机6驱动外侧涵道风扇4再次水平翻转180度，产生正推力。最后数字控制单元10再次协调控制内外侧涵道风扇4的推力分布以及桨叶角位置，以实现高速发电机2输出的电功率均匀加载在各涵道风扇4上，并使每个涵道风扇4均工作于最佳效率状态；同时切断高速发电机2与燃料电池9之间的电路开关13。

当飞行器垂直降落时，涵道风扇4再次处于过渡状态。首先逐渐减小外侧涵道风扇4的推力实现飞行器的减速飞行，同时接通高速发电机2与燃料电池9之间的电路开关13，使得高速发电机2向燃料电池9充电。当外侧涵道风扇4的推力减小到20％时，步进电机6驱动外侧涵道风扇4由水平姿态转变到垂直姿态；然后逐渐增加外侧涵道风扇4的推力并减小内侧涵道风扇的推力，当内侧涵道风扇的推力减小到20％时，步进电机6驱动内侧涵道风扇4由水平姿态转变到垂直姿态；最后通过数字控制单元10根据需要调整涵道风扇的推力，并实现内外侧涵道风扇4垂直推力的均匀化。此时实现飞行器由巡航状态到垂直降落状态的过渡。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。