1.本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统及设计方法。


背景技术：

2.随着全世界航空业的不断发展，其所带来的温室气体排放逐年上升，根据调查国际航空二氧化碳排放量在2005年至2025年之间将增加110％以上，面对改善环境的巨大压力，美国、欧盟等组织都提出了响应的要求，制定了具体的发展目标。要进一步的提升推进器的性能，就必须对现有的发动机进行技术提升，或者寻求新型的推进系统。电能作为一种清洁能源，采用电推进能够有效的解决排放和噪声问题，然而，现有的电池技术还不能实现大推力或者长航时飞机的飞行任务需求，全电系统还不能够完全取代常规的推进系统。因此，将传统航空发动机推进和电推进相结合的混合动力推进作为一种过渡性的解决方式，得到了各个国家和组织的支持。
3.目前，世界各国和各大航空机构诸如空客、波音、罗罗、赛风和nasa等都对混合动力电推进系统进行了广泛的研究。国外在这领域已经深耕多年，取得了很多显著成果，也提出了很多电推进概念，其中串联混合动力分布式电推进系统因其特点也作为其中一个重要的推进构型进行了大量的研究，部分型号已经实现了试飞验证。国内研究机构和高校也对混合动力系统进行了很多相关的研究，尚处于一个起步阶段。


技术实现要素：

4.本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统及设计方法。
5.本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：一种基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统，包括涡轴发动机、永磁交流发电机、m个直流电机、电池、m个升降单元、整流器、变/稳压器、电池、能量管理控制系统、电机控制系统、以及发动机控制系统，m为大于等于3的自然数；所述涡轴发动机和永磁交流发电机联接采用齿轮轴减速器联接，其中，所述涡轴发动机用于通过化学燃料在燃烧室的燃烧效应，通过动力涡轮做功为系统提供动能；所述永磁交流发电机用于将涡轴发动机动力输出的机械能转化为电能；所述齿轮轴减速器用于降低发动机的输出转速，提高输出扭矩；所述交流发电机的输出端通过变/稳压器和整流器的输出端相连,其中，所述变/稳压器用于保持系统电压稳定，所述整流器用于将稳压后的交流电转化为直流电输出；所述能量管理控制系统的输入端分别和整流器的输出端、电池电气相连，能量管理控制系统的输出端分别和所述m个直流电机电气相连，用于将整流器输出的直流电以及电池输出的直流电分配给m个直流电机；所述m个升降单元作为推进系统的推进器,均采用螺旋桨或涵道风扇；
所述m个直流电动机的输出轴分别和m个升降单元的转轴一一对应同轴固连，用于将带动m个升降单元转动、为飞行器提供动力；所述发动机控制系统用于控制涡轴发动机工作；所述电机控制系统用于控制m个直流电机工作。
6.作为本发明一种基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统进一步的优化方案，m取4。
7.本发明还公开了一种该基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统的设计方法，采用从飞行器需求到各部件的逆向设计法，具体如下：步骤1），升降单元采用螺旋桨，对目标飞行器进行总体的初步设计，根据目标飞行器动力需求设计动力系统，得到需要的螺旋桨的数量、大小、位置；步骤2），设计电推进系统，首先设计的动力系统设计螺旋桨的以下参数：直径、螺距、功率系数cp、拉力系数ct、进距比j、效率η、直径d；然后根据螺旋桨和电机匹配的原则，设计出电机的以下参数：最大功率、转速、扭矩、效率；步骤3），设计涡轴发动机和永磁交流发电机，首先以飞机所需要的巡航功率为基准，开展涡轮发动机的设计，得到涡轴发动机的以下参数：输出功率、转速、扭矩、油耗；然后根据涡轴发动机与永磁交流发电机参数匹配的原则，初步设计出永磁交流发电机的以下参数：转速、扭矩、功率、效率、电压；步骤4），设计储能系统，根据飞机飞行包线功率能耗、涡轴发动机提供的功率能量、损失的能量以及储能系统裕度设计电池的以下参数：瞬时功率、电压、电流、容量、能量；步骤5），对整个混合动力推进系统进行迭代设计和优化；步骤6），设计能量管理控制系统、电机控制系统、发动机控制系统；步骤7），设计电源转换装置，根据各部件之间的电流电压的参数要求，进行整流器、变/稳压器的设计；步骤8），对整个系统进行整合并验证，完成整个系统设计。
8.本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：本发明的一种基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统，能够实现油电混合推进，能够在一定程度上降低飞机的燃油消耗，降低污染排放；本发明的基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统设计方法，能够实现串联混合动力系统的设计，为混合动力系统的设计提供一个可选的方案，对设计过程具有较高价值。
附图说明
9.图1是本发明的一种基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统结构图；图2是本发明的一种基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统部件设计流程和部件能量流动方向图；图3是本发明的一种基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统设计流程图。
具体实施方式
10.下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：本发明可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，
提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本发明的范围。在附图中，为了清楚起见放大了组件。
11.如图1所示，本发明公开了一种基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统，包括涡轴发动机、永磁交流发电机、m个直流电机、电池、m个升降单元、整流器、变/稳压器、电池、能量管理控制系统、电机控制系统、以及发动机控制系统，m为大于等于3的自然数；所述涡轴发动机和永磁交流发电机联接采用齿轮轴减速器联接，其中，所述涡轴发动机用于通过化学燃料在燃烧室的燃烧效应，通过动力涡轮做功为系统提供动能；所述永磁交流发电机用于将涡轴发动机动力输出的机械能转化为电能；所述齿轮轴减速器用于降低发动机的输出转速，提高输出扭矩；所述交流发电机的输出端通过变/稳压器和整流器的输出端相连,其中，所述变/稳压器用于保持系统电压稳定，所述整流器用于将稳压后的交流电转化为直流电输出；所述能量管理控制系统的输入端分别和整流器的输出端、电池电气相连，能量管理控制系统的输出端分别和所述m个直流电机电气相连，用于将整流器输出的直流电以及电池输出的直流电分配给m个直流电机；所述m个升降单元作为推进系统的推进器,均采用螺旋桨或涵道风扇；所述m个直流电动机的输出轴分别和m个升降单元的转轴一一对应同轴固连，用于将带动m个升降单元转动、为飞行器提供动力；所述发动机控制系统用于控制涡轴发动机工作；所述电机控制系统用于控制m个直流电机工作。
12.m优先取4。
13.如图2、图3所示，本发明还公开了一种该基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统的设计方法，采用从飞行器需求到各部件的逆向设计法，具体如下：步骤1），升降单元采用螺旋桨，对目标飞行器进行总体的初步设计，根据目标飞行器动力需求设计动力系统，得到需要的螺旋桨的数量、大小、位置；步骤2），设计电推进系统，首先设计的动力系统设计螺旋桨的以下参数：直径、螺距、功率系数cp、拉力系数ct、进距比j、效率η、直径d；然后根据螺旋桨和电机匹配的原则，设计出电机的以下参数：最大功率、转速、扭矩、效率；步骤3），设计涡轴发动机和永磁交流发电机，首先以飞机所需要的巡航功率为基准，开展涡轮发动机的设计，得到涡轴发动机的以下参数：输出功率、转速、扭矩、油耗；然后根据涡轴发动机与永磁交流发电机参数匹配的原则，初步设计出永磁交流发电机的以下参数：转速、扭矩、功率、效率、电压；步骤4），设计储能系统，根据飞机飞行包线功率能耗、涡轴发动机提供的功率能量、损失的能量以及储能系统裕度设计电池的以下参数：瞬时功率、电压、电流、容量、能量；步骤5），对整个混合动力推进系统进行迭代设计和优化；步骤6），设计能量管理控制系统、电机控制系统、发动机控制系统；步骤7），设计电源转换装置，根据各部件之间的电流电压的参数要求，进行整流器、变/稳压器的设计；步骤8），对整个系统进行整合并验证，完成整个系统设计。
14.本发明能够实现油电混合推进，能够在一定程度上降低飞机的燃油消耗，降低污
染排放；本发明的基于涡轴发动机的串联混合动力推进系统设计方法，能够实现串联混合动力系统的设计，为混合动力系统的设计提供一个可选的方案，对设计过程具有较高价值。
15.本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
16.以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。