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一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统

阅读：957发布：2020-05-11

专利汇可以提供一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统，包括相对独立的推进动力模块与起降动力模块，所述推进动力模块包括依次连接的ROTEX914UL 发动机、发动机输入连接盘和尾部推力螺旋桨；所述起降动力模块包括依次连接的高密度锂电池、EMRAX 207 电机、超越离合器和旋翼头。本发明跳飞系统相比于传统跳飞系统机械传动结构更加简单紧凑；简化了控制流程，改变了控制机制，使跳飞过程不需要多个离合器通断的密切配合，不需要动力传动路径的反复改变，传动过程逻辑简单清晰、易于实现；减轻了机体自重，增加有效载荷空间；避免了动力传递过程中由于复杂机械结构所引起的功率损失，降低了跳飞过程中的功率耦合。，下面是一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统，其特征在于，包括相对独立的推进动力模块与起降动力模块，所述推进动力模块包括依次连接的ROTEX914UL 发动机(5)、发动机输入连接盘(6)和尾部推力螺旋桨(7)；所述起降动力模块包括依次连接的高密度锂电池(13)、EMRAX 207电机(4)、超越离合器(12)、旋翼头(2)和主桨(1)；
所述主桨(1)包括桨叶(102)，桨叶(102)通过桨夹(101)与旋翼头(2)连接；
所述EMRAX 207电机(4)通过一级减速机构与超越离合器(12)连接；
所述一级减速机构由电机输出齿轮(3)和主旋翼轴输入齿轮(10)构成，所述一级减速机构通过轴承座(11)固定于旋翼机机体；
所述旋翼头(2)包括俯仰倾斜盘(207)和滚转倾斜盘(206)，俯仰倾斜盘(207)通过第一铰接点(214)铰接于支架(208)顶端，所述滚转倾斜盘(206)嵌套于俯仰倾斜盘(207)内，所述滚转倾斜盘(206)通过第二铰接点(202)与俯仰倾斜盘(207)铰接，所述俯仰倾斜盘(207)与滚转倾斜盘(206)的一端设置有竖直的第一拉杆(210)和第二拉杆(211)，所述第一拉杆(210)和第二拉杆(211)另一端分别连接有第一倾转舵机(8)和第二倾转舵机(9)；
所述滚转倾斜盘(206)上方设置有可绕支点(201)沿主旋翼轴(213)垂直运动的总距拨叉(205)，所述总距拨叉(205)与总距舵机(212)动力连接，所述总距拨叉(205)上方设置有总距滑套(204)，所述总距滑套(204)连接有变距拉杆(203)；
所述一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统，其跳飞过程分为跳飞准备、跳飞开始、跳飞结束三个阶段；
跳飞准备阶段，控制主桨(1)攻角在零升攻角，EMRAX 207电机(4)直接驱动主桨(1)预旋加速储能，由于地面摩擦力作用，车身保持稳定状态；
当主桨(1)转速达到临界转速时跳飞开始，ROTEX914UL发动机(5)启动，预旋EMRAX 207电机(4)关闭，EMRAX 207电机(4)与旋翼头(2)之间的超越离合器(12)脱开，防止EMRAX 207电机(4)反拖；同时增大主桨(1)攻角，使旋翼机获得的升力大于重力，实现跳跃式起飞；
当机体跳起后，尾部推力螺旋桨(7)迅速加速，此后ROTEX914UL发动机(5)转速逐渐降低，当主桨(1)转速由于空气阻力的作用下降至稳定平飞转速时，在尾部推力螺旋桨(7)的作用下机体达到最小平飞速度，旋翼机进入前飞工况，跳飞结束。
2.根据权利要求1所述的一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统，其特征在于，所述旋翼头(2)包括支架(208)、十字轴伸缩万向节(209)和主旋翼轴(213)，所述支架(208)固定于旋翼机机体上，所述主旋翼轴(213)下端与超越离合器(12)接合，所述十字轴伸缩万向节(209)上端与主旋翼轴(213)动力连接，所述十字轴伸缩万向节(209)下端与超越离合器(12)动力连接。
3.根据权利要求1所述的一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统，其特征在于，所述变距拉杆(203)上端与桨夹(101)固连。

说明书全文

一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力

跳飞系统

技术领域

[0001] 本发明属于飞行器技术领域，涉及一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统。

背景技术

[0002] 自转旋翼机是一种旋翼类飞行器，其以自转旋翼提供升力，以尾部螺旋桨提供前进推力。旋翼机结构与直升机有一定区别，其旋翼不与发动机传动系统相连，在旋翼机飞行过程中，由前方气流吹动旋翼旋转从而产生升力；由于旋翼机的旋翼为自转式，传递到机身上的扭矩很小，因此旋翼机不需要尾桨。发动机空中停车后，旋翼机的旋翼仍能处于自转状态，从而保证安全着陆。旋翼机兼有直升机和固定翼飞机的特点，具有良好的低空、低速性能和安全性，操作简单，制造、使用成本低。

[0003] 自转旋翼机有滑跑式和跳跃式两种起飞方式。滑跑式起飞通过滑跑增大旋翼转速，使升力达到起飞条件，这种方式需要长距离的跑道，使用环境受到限制。跳跃式起飞通过传动装置将旋翼预先驱动旋转，达到预定转速后断开其与传动系统的连接，同时改变主旋翼总距，使升力满足起飞条件，从而实现跳飞，之后由水平推力螺旋桨推动旋翼机向前飞行。这种方式不需要长距离跑道，拓展了旋翼机的使用范围。

[0004] 由于跳飞系统的复杂结构，传统的重型旋翼机一般不具备跳飞功能，必须滑跑起飞。由于重型旋翼机重量大、所需功率大，少数具备跳飞功能的重型旋翼机其主旋翼预旋所需动力通常由发动机提供。现有重型自转旋翼机跳飞系统结构如图9所示，由分动器、离合器、变速器、动力传动与分动机构、飞轮等多个部分组成，动力源由单一的发动机提供。其基本工作原理为：跳飞准备阶段离合器2及离合器3接合，离合器1断开，发动机输出的动力通过一系列动力传动与分动机构驱动旋翼和飞轮旋转。旋翼达到预定转速后离合器2断开，旋翼总距增大，由飞轮带动旋翼旋转，同时离合器1接合，发动机带动矢量推进螺旋桨工作，实现跳飞。当旋翼进入自转状态后离合器3断开，旋翼由空气带动旋转，尾部矢量推进螺旋桨提供推进力，旋翼机向前飞行。

[0005] 一些航模级自转旋翼机采用电机预旋的方法实现超短距起飞功能，但其主旋翼不能变距，不具备跳飞功能。所谓超短距起飞，是指先让主旋翼具有一定的初始转速后，再进行滑跑起飞，这样的方式可以缩短滑跑距离，但其本质上仍然属于滑跑起飞方式，仍然受限于起飞环境。由于重型旋翼机预旋所需功率大，因此不能像航模级旋翼机一样采用电预旋方式。随着高能量密度锂电池技术和高功率密度电机技术的发展，电预旋系统在重型旋翼机上的应用成为可能。相比于电预旋跳飞系统，传统重型旋翼机跳飞系统机械结构复杂，为实现跳飞功能，需要设计一系列动力传动与分动机构，增加了整个机体的重量与机械结构的复杂度，且控制流程繁琐，特别是对各离合器通断时机的把握要求高，系统可靠性差。电机预旋方式虽然在航模级自转旋翼机上有所应用，缩短起飞滑跑距离，但其预旋电机体积小、质量轻，通常直接安装在主旋翼下方，对于重型自转旋翼机，由于所需电机体积与质量大，旋翼头惯量大，因此无法直接采用航模级旋翼机的结构方式，必须采用其他结构。此外，具有跳飞功能的传统重型旋翼机的旋翼头为实现变总距功能，结构通常采用周期变距形式，相比于不具备跳飞功能的旋翼机所采用的跷跷板式旋翼头，该结构更加复杂，且可靠性差。

发明内容

[0006] 为了达到上述目的，本发明的目的是提供一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统，解决了现有重型旋翼机跳飞系统机械传动结构复杂、控制流程繁琐、旋翼头可靠性差的问题。

[0007] 本发明一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统，包括有相对独立的推进动力模块与起降动力模块，所述推进动力模块包括依次连接的ROTEX914UL发动机、发动机输入连接盘和尾部推力螺旋桨；所述起降动力模块包括依次连接的高密度锂电池、EMRAX 207电机、超越离合器和旋翼头。

[0008] 本发明的特征还在于，

[0009] 所述EMRAX 207电机通过一级减速机构与超越离合器连接。

[0010] 所述一级减速机构由电机输出齿轮和主旋翼轴输入齿轮构成，所述一级减速机构通过轴承座固定于旋翼机机体。

[0011] 所述主桨包括桨叶，桨叶通过桨夹与旋翼头连接。

[0012] 所述旋翼头包括支架、十字轴伸缩万向节和主旋翼轴，所述支架固定于旋翼机机体上，所述主旋翼轴下端与超越离合器接合，所述十字轴伸缩万向节上端与主旋翼轴动力连接，所述十字轴伸缩万向节下端与超越离合器动力连接。

[0013] 所述旋翼头包括俯仰倾斜盘和滚转倾斜盘，俯仰倾斜盘通过第一铰接点铰接于支架顶端，所述滚转倾斜盘嵌套于俯仰倾斜盘内，所述滚转倾斜盘通过第二铰接点与俯仰倾斜盘铰接，所述俯仰倾斜盘与滚转倾斜盘的一端设置有竖直的第一拉杆和第二拉杆，所述第一拉杆和第二拉杆另一端设分别连接有第一倾转舵机和第二倾转舵机。

[0014] 所述滚转倾斜盘上方设置有可绕支点沿主旋翼轴垂直运动的总距拨叉，所述总距拨叉与总距舵机动力连接，所述总距拨叉上方设置有总距滑套，所述总距滑套连接有变距拉杆。

[0015] 所述变距拉杆上端与桨夹固连。

[0016] 本发明的有益效果是：提供一种能够实现跳跃式起飞的重型自转旋翼机的混合动力跳飞系统，将跳飞工况驱动系统与平飞工况传动系统分离设计，使推进动力模块与起降动力模块相独立，由EMRAX 207电机提供跳飞工况旋翼预旋所需动力，由ROTEX914UL发动机提供前飞工况矢量推进螺旋桨所需动力；跳飞准备阶段由EMRAX 207电机直接驱动旋翼预旋储能，当旋翼达到临界转速后增大旋翼总距实现跳飞，ROTEX914UL发动机开始驱动尾部矢量推进螺旋桨工作，驱动电机停止，旋翼进入自转状态，在推力螺旋桨的作用下实现前飞。旋翼总距的调整机构不采用周期变距形式，而是在跷跷板式结构的基础上实现。避免了传统重型旋翼机跳飞系统的复杂机械传动结构，取消了分动器、离合器、变速器、飞轮及动力传动的一系列机构，跳飞系统机械传动结构更加简单紧凑；简化了控制流程，改变了控制机制，使跳飞过程不需要多个离合器通断的密切配合，不需要动力传动路径的反复改变，传动过程逻辑简单清晰、易于实现；减轻了旋翼机机体自重，有效载荷增加；取消的一系列传动机构可以使发动机安装位置更加靠后，有利于整机重心位置的调整，同时大幅增加机舱载荷空间；发动机直驱尾部螺旋桨，避免了动力传递过程中由于复杂机械结构所引起的功率损失，降低跳飞过程中的功率耦合，系统效率提高；旋翼头采用跷跷板形式，同时增加了变总距结构，具有总距调整、左右倾转、前后倾转的功能，相比于传统跷跷板式旋翼头，增加的变总距机构可以实现旋翼机主旋翼总距的调整，从而为跳飞功能奠定基础，而传统具有跳飞功能的旋翼机旋翼头多模仿直升机的旋翼头形式，采用周期变距结构，结构复杂，可靠性差，本发明所述旋翼头兼具跷跷板式旋翼头可靠性高、结构简单的优点与周期变距式旋翼头可实现跳飞的优点，结构新颖，可靠性强。同时，整个系统的可靠性也显著增强。该系统的使用既使同级别重型旋翼机具备了直升机的垂直起飞功能，又比同级别直升机结构更加简单、可靠性更强，成本更低。该跳飞系统适用于400kg级重型旋翼机。附图说明

[0017] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

[0018] 图1是本发明一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统的结构原理框图。

[0019] 图2是本发明一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统的结构示意图。

[0020] 图3是本发明一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统的主桨和旋翼头结构示意图。

[0021] 图4是本发明一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统的整机供电方案图。

[0022] 图5是本发明一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统的整机控制系统信号流程图。

[0023] 图6是本发明一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞系统的工作流程图。

[0024] 图7是本发明一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞工况旋翼头转速随时间变化曲线图。

[0025] 图8是本发明一种具有可变距跷跷板式旋翼头的重型自转旋翼机混合动力跳飞工况跳飞高度随时间变化的曲线图。

[0026] 图9是现有跳飞系统结构框图。

[0027] 图中，1.主桨，2.旋翼头，3.电机输出齿轮，4.EMRAX 207电机，5.ROTEX914UL发动机，6.发动机输入连接盘，7.尾部推力螺旋桨，8.第一倾转舵机，9.第二倾转舵机，10.主旋翼轴输入齿轮，11.轴承座，12.超越离合器，13.高密度锂电池；

[0028] 101.桨夹，102.桨叶；

[0029] 201.支点，202.第二铰接点，203.变距拉杆，204.总距滑套，205.总距拨叉，206.滚转倾斜盘，207.俯仰倾斜盘，208.支架，209.十字轴伸缩万向节，210.第一拉杆，211.第二拉杆，212.总距舵机，213.主旋翼轴，214.第一铰接点。

具体实施方式

[0030] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0031] 本发明一种适用于400kg级重型自转旋翼机的具有可变距跷跷板式旋翼头的混合动力跳飞系统，如图1、图2和图3所示，包括相对独立的推进动力模块与起降动力模块，ROTEX914UL发动机5的输出轴通过发动机输入连接盘6与尾部推力螺旋桨7相连，提供自转旋翼机前飞动力；跳飞时旋翼头2预旋所需动力由一与旋翼轴相连的EMRAX 207电机4提供，EMRAX 207电机4通过高密度锂电池13供电，EMRAX 207电机4通过超越离合器12与旋翼头2连接。

[0032] 由于EMRAX 207电机4质量重、体积大，为避免旋翼头2惯量过大带来的功率损失和由此导致的结构刚度需求增加而带来的旋翼头2总重增加，采用将EMRAX 207电机4置于旋翼机机体内部的方式，而非直接在桨边驱动。

[0033] EMRAX 207电机4输出的动力，通过一级减速机构传递至超越离合器12。其中，一级减速机构通过轴承座11固定于旋翼机机体。其中，一级减速机构由电机输出齿轮3和主旋翼轴输入齿轮10构成。

[0034] 主桨1包括桨叶102，桨叶102通过桨夹101与旋翼头2连接。

[0035] 旋翼头2包括支架208、十字轴伸缩万向节209和主旋翼轴213，所述支架208固定于旋翼机机体上，所述主旋翼轴213下端与超越离合器12接合，所述十字轴伸缩万向节209上端与主旋翼轴213动力连接，所述十字轴伸缩万向节209下端与超越离合器12动力连接。实现动力传递。EMRAX 207电机4输出的动力通过一级减速结构和超越离合器12传递至十字轴伸缩万向节209，十字轴伸缩万向节209与主旋翼轴213连接将动力传递至主旋翼轴213。十字轴伸缩万向节209兼具伸缩和倾转的功能，以满足旋翼头2姿态调整的需要。

[0036] 旋翼头2还包括俯仰倾斜盘207和滚转倾斜盘206，俯仰倾斜盘207通过第一铰接点214铰接于支架208顶端，所述滚转倾斜盘206嵌套于俯仰倾斜盘207内，所述滚转倾斜盘206通过第二铰接点202与俯仰倾斜盘207铰接，所述俯仰倾斜盘207与滚转倾斜盘206的一端设置有竖直的第一拉杆210和第二拉杆211，所述第一拉杆210和第二拉杆211另一端分别连接有第一倾转舵机8和第二倾转舵机9。当第一倾转舵机8和第二倾转舵机9同上或同下运动时，第一拉杆210和第二拉杆211同时向上或向下运动，带动俯仰倾斜盘207绕第一铰接点
214转动，从而使整个旋翼头2产生俯仰方向的运动，调整机体俯仰方向的姿态；当第一倾转舵机8和第二倾转舵机9反向差动时，第一拉杆210和第二拉杆211一个向上运动，另一个向下运动，带动滚转倾斜盘206绕第二铰接点202转动，从而使整个旋翼头2产生滚转方向的运动，调整旋翼机机体滚转方向的姿态。

[0037] 滚转倾斜盘206上方设置有可绕支点201沿主旋翼轴213垂直运动的总距拨叉205，所述总距拨叉205与总距舵机212动力连接，所述总距拨叉205上方设置有总距滑套204，所述总距滑套204连接有变距拉杆203。总距舵机212带动总距拨叉205绕支点201转动，使总距拨叉205的头部沿主旋翼轴213垂向运动，推动总距滑套204垂向运动，继而带动变距拉杆203的运动；变距拉杆203上端与桨夹101固连，带动桨夹101旋转实现桨叶102变距。

[0038] 本发明适用的重型旋翼机的结构主要涉及旋翼头2和尾部推力螺旋桨7。

[0039] 本发明可选择的旋翼机自重240kg，可搭载160kg载荷，重比系数0.6，总重m＝400kg。

[0040] 由桨盘载荷取P＝9.8kg/m2,则桨叶102半径R＝3.6m，桨叶102片数k＝2。

[0041] 由旋翼实度取σ＝0.04，则桨叶102弦长c＝0.22m。

[0042] 选取ONERA OA212翼型，其大雷诺数下升阻比为120，最小阻力系数Cd为0.005。

[0043] 根据牛顿-欧拉方程给出机体动力学模型为

[0044]

[0045] 旋翼头2采用跷跷板式结构，且桨盘有两个操纵输入量，分别为桨盘后倒角和侧倒角。

[0046] 基于叶素理论及动量理论可推导出旋翼头2拉力表达式：

[0047]

[0048]

[0049] 对旋翼头2拉力与诱导速度迭代求解，并对旋翼机进行配平得到旋翼机最小前飞速度37km/h，稳定平飞下旋翼转速Ω0＝590rpm＝62rad/s。

[0050] 跳飞时旋翼预旋转速Ω＝1.5Ω0＝885rpm＝93rad/s，旋翼总距攻角由0°变化为6°。

[0051] 桨盘惯量

[0052] 由Cq＝Tfactor(-0.0000025θ2+0.000005θ-0.00008)，θ为桨叶102攻角，取θ＝6°，-4Tfactor＝1.5，得Cq＝2.1×10 。

[0053] 令则

[0054]

[0055] 经过一系列迭代计算，得到跳飞工况下旋翼头2转速和跳飞高度随时间变化的曲线如图7、图8所示。

[0056] 跳飞工况所需功率其中，T为旋翼预旋时所需转矩，n为旋翼预旋转速。

[0057] 由其中k为桨叶102数，ρ为空气密度，Cdo为桨叶102阻力系数，取0.008，c为桨叶102弦长，可得采用EMRAX 207电机4预旋的自转旋翼机跳飞所需电机功率为76kw。

[0058] 选用ENSTROJ公司的EMRAX 207电机4，其峰值功率为80KW，其他主要参数如下表1所示。

[0059] 表1

[0060]重量直径高度额定电压最大电流峰值功率最大转速最大扭矩
9.1kg 207mm 85mm 500V 200A 80kw 6000rpm 160Nm

[0061] 跳飞预旋时间60s，EMRAX 207电机4转速由0上升至4500rpm，最大功率76kw。EMRAX 207电机4与主旋翼间设置一级减速器，传动比为5。

[0062] EMRAX 207电机4额定电压500V，最大工作电流为

[0063] 锂电池单体电压4.15V，额定容量6Ah，额定放电电流6A，放电倍率30C。则最大放电电流180A，满足工作电流需求。

[0064] 电池组由120块电池单体串联而成，电池组能量为3kw·h。电池组能量密度180Wh/kg，则所需电池组质量为17kg。

[0065] 预旋工作时间1min，所需电量为1.2kw·h，剩余电量将为整机的舵机等执行机构以及各控制器与传感器供电。

[0066] 根据以上参数，自转旋翼机供电系统选用浩泰科技公司的高密度锂电池供电。

[0067] 跳飞的同时提供推力的ROTEX914UL发动机5启动，驱动旋翼机向前飞行，当主旋翼转速下降到稳定平飞速度时机体速度达到最小前飞速度。计算可知所需加速度为12.5m/s2。

[0068] 由叶素理论，尾部推力螺旋桨7驱动力为

[0069]

[0070] 其中，

[0071]

[0072]

[0073] 基于格劳渥动量理论模型，可得推力计算式

[0074]

[0075] 迭代求解得到所需ROTEX914UL发动机5转速为2865rpm。采用ROTEX914发动机5，其主要参数如下表2所示。

[0076] 表2

[0077]重量峰值功率最大转速最大扭矩
64kg 84.5KW 5800rpm 144Nm

[0078] 由上所述，本发明提出的重型旋翼机混合动力跳飞系统整体结构如图1、图2和图3所示，主要组成部分包括主桨1、旋翼头2、EMRAX 207电机4、ROTEX914UL发动机5、尾部推力螺旋桨7和一系列机械结构。

[0079] 采用所述跳飞系统的重型旋翼机，其跳飞时的预旋动力由EMRAX 207电机4提供，飞行时的水平推进力由ROTEX914UL发动机5提供，整机供电方案如图4所示。

[0080] 系统供电主要包括为EMRAX 207电机4供电、为ROTEX914UL发动机5以外的执行机构供电以及为各控制器与传感器供电。采用500V的高能量密度锂电池组，其可为预旋EMRAX 207电机4直接供电，同时又通过多路DC-DC电压模块输出所需的电压。其主要配电部件包括：

[0081] (1)预旋电机：500V

[0082] (2)舵机控制板信号端、重型舵机、机载计算机：12V

[0083] (3)传感器供电模块：5V

[0084] (4)舵机控制板动力端、轻型舵机：8.4V

[0085] 本发明的整机控制系统信号流程如图5所示，控制系统主要分为三大部分：

[0086] (1)信号采集模块：由主旋翼编码器、组合GPS导航组成。分别采集主旋翼转速以及整机的姿态、速度以及位置信息，用于控制指令的解算。

[0087] (2)远程通信模块：主要由数传电台与地面终端组成。数传电台将整机的状态信息以及控制指令传送到上位机。

[0088] (3)执行机构控制模块：主要由舵机控制板构成。舵机控制板接收整机控制器的指令，驱动相关执行机构。

[0089] 上述ROTEX914UL发动机5油门舵机，用于调节ROTEX914UL发动机5油门开度，从而控制推力螺旋桨转速与整机推力大小。垂尾偏航舵机用于调节垂尾的迎角，产生侧向力与偏航力矩。总距舵机212用于调节主旋翼桨叶102总距，产生跳飞时的拉力，亦可参与平飞时整机高度控制。倾转舵机用于调节主旋翼桨毂前后和左右的倾转，从而产生俯仰和滚转方向的控制力矩。

[0090] 跳飞系统的工作流程图如图6所示，其工作原理为：整个跳飞过程跳飞准备、跳飞开始、跳飞结束三个阶段。跳飞准备阶段主旋翼预旋；当达到临界转速时增大主旋翼总距，提高升力，跳飞开始；当主旋翼在前方来流作用下处于稳定自转状态后，跳飞结束。整个过程为ROTEX914UL发动机5和EMRAX 207电机4混合驱动。

[0091] 跳飞准备阶段，控制旋翼攻角在零升攻角，EMRAX 207电机4直接驱动旋翼预旋加速储能，由于地面摩擦力作用，车身保持稳定状态。

[0092] 当旋翼转速达到临界转速885rpm时跳飞开始，ROTEX914UL发动机5启动，预旋EMRAX 207电机4关闭，EMRAX 207电机4与主旋翼轴213之间的超越离合器12脱开，防止EMRAX 207电机4反拖。同时增大主旋翼攻角至6°，使旋翼机获得的升力大于重力，实现跳跃式起飞。

[0093] 当机体跳起后，尾部推力螺旋桨7迅速加速至2865rpm，此后ROTEX914UL发动机5转速逐渐降低，当主旋翼转速由于空气阻力的作用下降至稳定平飞转速590rpm时，在尾部推力螺旋桨7的作用下机体达到最小平飞速度37km/h，旋翼机进入前飞工况，跳飞结束。

[0094] 此时，主旋翼进入自转状态，机体在尾部推力螺旋桨7的作用下稳定前飞。当需要降落时，关闭ROTEX914UL发动机5，主旋翼在空气阻力作用下转速逐渐降低，自转旋翼机平稳降落。

[0095] 本发明的一种适用于400kg级重型自转旋翼机混合动力跳飞系统，跳飞工况短时间驱动系统与平飞工况长时间传动系统相分离，由EMRAX 207电机提供跳飞工况旋翼预旋所需动力，由ROTEX914UL发动机提供前飞工况矢量推进螺旋桨所需动力；该跳飞系统的旋翼头2是具有变总距功能的跷跷板式结构。该系统既使同级别旋翼机拥有直升机的垂直起飞功能，又比同级别直升机结构更加简单、可靠性更强，成本更低。该混合动力跳飞系统可靠性强，应用于400kg级重型旋翼机，可大幅简化传统可跳飞重型旋翼机的传动系统结构和旋翼系统结构，增加有效载荷空间；提升跳飞系统效率，降低能耗；使控制逻辑清晰，控制流程简单，易于实现；系统安全性与可靠性大大增强。

[0096] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围内。

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