一种旋转机翼飞机油电混合动力传动系统综合试验台的制作方法

本发明涉及一种试验装置，尤其是一种具有油电混合动力系统及复杂传动系统的旋转机翼飞机试验台，具体地说是一种旋转机翼飞机油电混合动力传动系统综合试验台。

背景技术：

旋转机翼飞机是一种兼具直升机的垂直起降性能和固定翼飞机的高速巡航性能的新型有人/无人飞机。专利号为zl201110213680.1，名称为《一种飞行模式可变的旋转机翼飞机》的中国专利就是一种典型机型。旋转机翼飞机具有三翼面的气动布局。其中，旋转机翼，即主机翼，在直升机飞行模式下，可以作为旋翼，通过旋转为飞机提供垂直起降时需要的拉力。在过渡模式下，当前拉螺旋桨提供前飞拉力后，飞机可具有一定飞行速度，在转换速度下旋翼锁定为固定翼，实现固定翼高速、高效率的飞行。

该飞机经过多年研究，目前在着手设计大中型旋转机翼无人机，在这一阶段，申请人在实际研究过程中遇到以下问题：

由于旋转机翼飞机在两种飞行模式下需用功率差距较大，如果使用一台燃油动力（油动）发动机同时满足垂直起降阶段的高功率需求与固定翼巡航阶段的相对较低功率需求，则可能导致难以保证在巡航阶段发动机处于最有利的工作状态，并且发动力效率和使用寿命下降。如果使用一台电动机同时作为两种模式下的驱动力，由于电池的能量密度较低，飞机固定翼模式的巡航时间会大大缩短。

目前的垂直起降固定翼无人机大多使用两套动力系统，这种无人机垂直起降阶段单独用电动机来驱动螺旋桨，电动机的自重与电池会给飞机巡航阶段带来死重，减少飞行时间。为此旋转机翼飞机设计了一种升降阶段以油动发动机动力为主、电机作为升降补充动力从而大幅度降低电机所需功率和电池重量的动力匹配方法，同时提供一种相应的动力驱动与传动系统，实现动力的分配与输出。

动力系统是无人机飞行的关键，更是影响其经济性的有效指标，理论计算与实际应用难免会存在误差，为防止设计功率出现不足或过剩，可通过该试验台进行有效的验证，从而找出最优匹配方案；而传动系统是动力输出的保证，其合理性、可靠性直接影响飞行的安全。因此，研发一种旋转机翼飞机油电混合动力传动系统综合试验台，得到有效的试验数据，可为飞机飞行提供有效的保障。

技术实现要素：

本发明的目的是针对现有的油电混合动力旋转翼飞机设计过程中缺少必要的试验台难以实现所需功率匹配试验的问题，设计一种能够同时测试旋转机翼飞机不同飞行模态下的动力匹配关系、传动系统可靠性指标、且设备可稳定运行的一种旋转机翼飞机油电混合动力传动系统综合试验台。

本发明的技术方案为：

一种旋转机翼飞机油电混合动力传动系统综合试验台，它包括它地面基座1，其特征是所述的地面基座1通过地脚螺栓与地面刚连，用于安放各种测试设备及飞机的传动系统；用于模拟旋翼系统所消耗的功率的测功机2安装在地面基座1的上部，测功机2的输入端与换向器3的输出端相连，换向器3的输入端与主减速器6的输出轴相连，主减速器6的输出轴上安装有扭矩转速传感器5，主减速器6的一个输入端与电机8的输出轴相连，电机安装座7固定在地面基座1的安装平台上，主减速器6的另一端输入通过牙嵌离合器10与发动机12的输出轴16的一端相连，主减速器6用于实现电机功率和发动机功率的汇流；牙嵌离合器10安装于试验台上，由外部信号控制其接合与断开，实现发动机12至主减速器6的合并与分开；所述的发动机12连接有散热系统13；所述发动机的输出轴16的另一端与前拉螺旋桨系统15相连，为前拉螺旋桨旋转提供动力；观测计算机18安装在地面基座1的一侧，并通过导线与各类传感器相连将数据传输到计算机观测系统上，便于观察及后期试验处理。

所述的地面基座包括横梁和纵梁，其中横梁保证与地面平行，纵梁保证与地面垂直，且横梁与纵梁之间有斜角连接支撑，用于增加城同基座强度，防止动力系统振动对基座造成破坏，且地面基座上设有可调节滑槽，用于适应不同尺寸的传动系统安装，地面基座上表面有调节安装孔，便于设备的安装与拆卸。

所述的测功机固定于在地面基座上，其输入端通过扭矩转速传感器5与主减速器输出轴相连；选择量程超过所测功率大小的测功机，由于大型测功机较重，受到输出轴向限制，可选择使用换向器进行测功机和主减速器的连接，同时在连接过程中增加膜片联轴器4补偿安装及运动轴间的相对位移。

所述的电机通过电机安装座7安装在地面基座上，主减速器通过主减速器安装座9安装在地面基座上，发动机通过动力系统安装座11安装在地面基座上，前拉螺旋桨系统15通过前拉螺旋桨安装座14安装在地面基座上，所述的电机安装座、主减速器安装座、动力系统安装座及前拉螺旋桨安装座均应根据实际设备尺寸进行设计，只需在底部配打安装孔，用于和基座组装即可；其中，前拉螺旋桨安装座在垂直地面的方向上可调节，用于模拟飞机飞行时，由于气动力作用导致的机身沿纵轴方向的变形。

所述的发动机的散热系统13可设计成同飞机一致，便于进行散热效果测试，若受试验台安装限制，可直接采用吹风系统在外部进行试验台散热，保证试验安全。

所述的扭矩转速传感器和温度传感器组成传感器系统，扭矩转速传感器布置在主减速器的输出轴上，也可布置在传动系统链路的任意关心扭矩及转速的环节上；用于测量发动机缸温的温度传感器布置在发动机气缸上，其他对工作温度有要求的部件，如主减速器、增速器，均可布置温度传感器，以保证发动机及各部件工作在合适的温度范围内。

所述的计算机观测系统由计算机及数据处理软件组成，数据处理软件可将传感器采集的电流、电压值的模拟量处理成具有实际物理意义的数值，并显示在屏幕。

所述的输出轴16上安装有膜片连轴器。

本发明的试验台可完成以下试验：

1.进行油电混合动力匹配方案验证；

2.进行传动系统方案的可行性验证；

3.进行系统可靠性测试；

本发明的有益效果是：

本发明具有可调节基座，方便旋转机翼类无人机动力系统及传动系统的安装；传感器的布置，可获取有效的试验数据，便于做出定型试验。

既保证了动力系统的最大输出功率满足飞机垂直起降需求，同时在固定翼巡航阶段可以确保油动发动机可以在高效、低功耗状态下工作，提高飞行效率，也改善了发动机工作条件，可提高发动机工作寿命。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

图1是本发明的旋转机翼飞机油电混合动力传动系统综合试验台整体结构示意图。

图2是本发明的基座横梁与纵梁细节图。

图中：1地面基座、2测功机、3换向器、4膜片联轴器、5扭矩转速传感器、6主减速器、7电机安装座、8电机、9主减速器安装座、10牙嵌离合器、11发动机系统安装座、12发动机、13散热系统、14前拉螺旋桨安装座、15前拉螺旋桨系统、16输出轴，17检测导线，18观测计算机，19横梁调节滑槽、20纵梁调节滑槽、21横梁安装孔

具体实施方式

下面结合附图和实施对本发明作进一步的说明，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

如图1-2所示。

如图1所示，本实施例中提出一种旋转机翼飞机油电混合动力传动系统综合试验台，包括1地面基座、2测功机、3换向器、4膜片联轴器、5扭矩转速传感器、6主减速器、7电机安装座、8电机、9主减速器安装座、10牙嵌离合器、11发动机系统安装座、12发动机、13散热装置、14前拉螺旋桨安装座、15前拉螺旋桨系统、16输出轴、17数据传输链和18观测计算机。

其中地面基座1通过地脚螺栓与地面刚连，用于安放各种测试设备，如测功机2、扭矩转速传感器5及飞机的输出轴16；测功机2用于模拟旋翼系统所消耗的功率；电机安装座7，用于安装电机8；主减速器安装座9，用于安装旋翼的主减速器6，主减速器6用于实现电机功率和发动机功率的汇流；牙嵌离合10安装于试验台上，由外部信号控制其接合与断开，实现发动机12系统至主减速器6的合并与分开；发动机系统安装座11，用于安装发动机和相应的油路系统；散热装置13用于为发动机12散热；前拉螺旋桨安装座14用于安装前拉螺旋桨系统15；传感器系统用于测试试验数据，并通过数据传输链17将数据传输到观测计算机18上，便于观察及后期试验处理。

所述地面基座1的结构包括横梁和纵梁，其中横梁保证与地面平行，纵梁保证与地面垂直，且横梁与纵梁之间有斜角连接支撑，用于增加基座强度，防止动力系统振动对基座造成破坏。且地面基座之间有可调节滑槽19，见图2的横梁调节滑槽19和纵梁调节滑槽20，用于适应不同尺寸的传动系统安装，基座上表面有调节安装孔，见图2的横梁安装孔21，此孔便于设备的安装与拆卸。

所述测功机2固定于在基座1上，其输入端通过扭矩转速传感器5与主减速器6的输出轴相连。选择量程超过所测功率大小的测功机2，由于大型测功机较重，受到输出轴向限制，可选择使用换向器3进行测功机和主减速器的连接，同时在连接过程中增加膜片联轴器4的补偿安装及运动轴间的相对位移。

所述电机安装座7、主减速器安装座9、发动机系统安装座11及前拉螺旋桨安装座14均可根据实际设备尺寸进行设计，只需在底部配打安装孔，用于和基座1组装即可。其中，前拉螺旋桨安装座14在垂直地面的方向上调节，用于模拟飞机飞行时，由于气动力作用导致的机身沿纵轴方向的变形。

所述发动机散热装置13，可设计成同飞机一致，便于进行散热效果测试，若受试验台安装限制，可直接采用吹风系统在外部进行试验台散热，保证试验安全。

所述传感器系统包括扭矩转速传感器5，布置在主减速器6的输出轴上，也可布置在传动系统链路的任意关心扭矩及转速的环节上；还包括温度传感器，用于测量发动机缸温，保证发动机工作在合适的范围内，也可布置在主减速器、增速器等对工作温度有要求的零部件上。以上传感器测试数据通过数据传输链路17将数据采集发送至观测计算机18.

所述的计算机观测系统由计算机18及数据处理软件组成，数据处理软件可将传感器采集的电流、电压值等模拟量处理成具有实际物理意义的数值，并显示在屏幕上。

进行油电混合动力匹配方案验证过程如下：

直升机阶段，将牙嵌离合10接通，启动发动机12，并将其调至起飞最大功率，调节电机8的油门，进而改变其输出功率，使得扭矩转速传感器5输出的转速值保持旋翼系统需求转速的设计值，逐渐加大测功机2的功率，同时调整电机8的油门，使得转速值保持，记录测功机2的吸收功率p。最后可计算油电混合动力系统实际工作功率p1=p/k，其中k为主减速器6输出端至测功机2输入端的机械损耗率，可根据具体布置的机械结构计算得到。实际工作功率p1若不满足要求，则更换电机8，使得电机可提供所需功率的前提下还工作在其本身最优功率范围内，最后可确定电机8的选型方案。

过渡阶段，逐步减小测功机2的励磁电流模拟旋翼总距的减小，并逐步增加前拉螺旋桨15的总距，前拉螺旋桨总距的增加在实际飞行中可提高前飞速度，增加固定翼面的升力，从而完成旋翼卸载，测功机2的励磁电流为0时，断开牙嵌离合10，完成直升机阶段到固定翼阶段转化的过渡过程。

固定翼阶段，牙嵌离合10断开，启动发动机12，稳定发动机工作的转速至正常额定工作值，进行前拉螺旋桨15总距的改变，测量其输出功率，进而得到前拉拉力，通过试验数据可以得到该前拉螺旋桨系统其是否满足巡航阶段使用需求，并可通过更换前拉螺旋桨桨叶来改变其输出功率，该试验可进行前拉螺旋桨的选型。

进行传动系统方案的可行性验证需在动力系统定型后，分别模拟系统工作在直升机阶段和固定翼阶段逐步进行，如直升机阶段设计工作时长为10min，则可以以2分钟为时间节点，进行传动系统测试，每次试验后测量传动部件温度、观察膜片联轴器及传动轴是否变形等，固定翼阶段工作若计划工作n小时，则划分时间段，逐步增加试验时间，并最后达到计划工作时间。从而验证传动系统方案是否可行，若过程中出现传动部件损坏，分析原因后进行方案更改或结构加强。

待传动方案确定后便可进行系统整体的可靠性测试时，根据系统实际工作情况及工作时长，进行多次试验，不断统计各关键部件的可靠性指标，为产品可靠性分析提供有效数据。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

本发明未涉及部分与现有技术相同或可采用现有技术加以实现。