本發(fā)明屬于通用飛機動力系統(tǒng)技術領域，特別是涉及一種并聯(lián)式通用飛機氣電混合動力系統(tǒng)。

背景技術：

通用飛機是指除從事定期客運、貨運等公共航空運輸飛機之外的從事其他民用航空活動的飛機總稱，而通用飛機動力系統(tǒng)是指飛機發(fā)動機以及保證發(fā)動機正常工作所必須的附件的總稱。目前，通用飛機上所使用的發(fā)動機包括活塞式航空發(fā)動機、轉子式航空發(fā)動機、電動發(fā)動機及油電混合動力發(fā)動機。

使用活塞式航空發(fā)動機和轉子式航空發(fā)動機的通用飛機數(shù)量最多，并且上述兩種發(fā)動機主要以汽油或航空煤油等石油基燃料為能源，但石油基燃料的環(huán)境污染問題始終是其短板。

為了避免石油基燃料對環(huán)境的污染，單純使用電動發(fā)動機的通用飛機被相繼研發(fā)出來，但受到當下電池技術的限制，導致通用飛機的續(xù)航能力偏低。因此，單純使用電動發(fā)動機的通用飛機劣勢十分明顯。

為了降低環(huán)境污染的同時還能夠保證續(xù)航能力，使用油電混合動力發(fā)動機的通用飛機逐漸增多，通過燃油式內燃機與電動發(fā)動機的協(xié)同工作來為飛機提供所需能量，這在一定程度上確實可以緩解污染，且與單純使用電動發(fā)動機相比，也使通用飛機的續(xù)航能力有所提高，但是，由于燃油式內燃機仍然需要消耗石油基燃料，其環(huán)境污染問題沒有得到根本解決。

如果將液化天然氣(Liquefied Natural Gas，簡稱LNG)引入通用飛機并作為燃料來使用，與油電混合動力的通用飛機相比，不但可以進一步降低環(huán)境污染，還可以保證通用飛機的續(xù)航能力。因此，設計一套全新的通用飛機氣電混合動力系統(tǒng)是十分必要的。

技術實現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術存在的問題，本發(fā)明提供一種并聯(lián)式通用飛機氣電混合動力系統(tǒng)，采用了以液化天然氣為燃料的內燃機，并對燃料供應與運輸管路進行了合理化設計，對液化天然氣和電力這兩種能源進行了協(xié)調匹配，使通用飛機具備了使用氣電混合動力的能力，進一步降低了環(huán)境污染，而且保證了通用飛機的續(xù)航能力。

為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術方案：一種并聯(lián)式通用飛機氣電混合動力系統(tǒng)，包括內燃機、無極變速器、離心式離合器、蓄電池、電機、減速器、LNG儲罐及LNG汽化器；所述內燃機的動力輸出軸與無極變速器的輸入軸相連，所述離心式離合器的內盤固定套裝在無極變速器的輸出軸上；在所述離心式離合器的外盤上固定套裝有外齒圈，在所述減速器的輸入軸上固定套裝有第一齒輪，第一齒輪與外齒圈相嚙合；所述蓄電池與電機的電源端口相連，在電機主軸上套裝有第二齒輪，第二齒輪與外齒圈嚙合配合；所述第二齒輪相對于電機主軸僅具有直線移動自由度，在第二齒輪與電機主軸之間連接有伸縮驅動缸，伸縮驅動缸與電機主軸相平行；所述內燃機的燃料輸入口通過LNG汽化器與LNG儲罐的燃料輸出口相連。

所述LNG汽化器的熱源為內燃機的冷卻液，內燃機的冷卻液出口與LNG汽化器的熱源入口相連通，內燃機的冷卻液入口與LNG汽化器的熱源出口相連通。

在所述內燃機與LNG汽化器之間設置有燃料供應組件，所述燃料供應組件包括緩沖罐、電磁閥、濾清器及穩(wěn)壓器，所述緩沖罐的入口端與LNG汽化器的燃料輸出口相連通，緩沖罐的出口端依次通過電磁閥、濾清器及穩(wěn)壓器與LNG儲罐的燃料輸出口相連通。

所述LNG儲罐配裝有儲罐自增壓組件，所述儲罐自增壓組件包括截止閥、調壓閥、增壓用汽化器及回氣閥；所述截止閥的入口端與LNG儲罐的內腔相連通，截止閥的出口端依次通過調壓閥及增壓用汽化器與回氣閥的入口端相連通，回氣閥的出口端與LNG儲罐的內腔相連通。

在所述增壓用汽化器與回氣閥之間的管路上連接有三通閥，增壓用汽化器通過三通閥連接有減壓閥，減壓閥通過第一調節(jié)閥連接有放空閥。

所述LNG儲罐包括雙層絕熱罐體、充液接頭、充液管、噴淋管、排液管，第一單向閥及過濾器；所述充液接頭通過充液管與雙層絕熱罐體的內腔相連通，充液管的出口端位于雙層絕熱罐體的內腔中，所述噴淋管連接在充液管的出口端；所述排液管的入口端位于雙層絕熱罐體的內腔中，所述過濾器連接在排液管的入口端，排液管的出口端與第一單向閥的入口端相連通，第一單向閥的出口端一路與放空閥相連通，另一路與LNG汽化器的燃料輸入口相連通。

在所述第一單向閥的出口端與LNG汽化器的燃料輸入口之間依次連接有第二調節(jié)閥、出液控制閥、過壓保護閥及第二單向閥。

在所述雙層絕熱罐體上安裝有壓力表，在雙層絕熱罐體的內腔中安裝有液位計，在雙層絕熱罐體外部設置有信號轉換器和顯示器，液位計的信號輸出端通過信號轉換器與顯示器相連。

在所述充液管上設置有第一安全閥，在所述排液管上設置有第二安全閥。

本發(fā)明的有益效果：

本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比，采用了以液化天然氣為燃料的內燃機，并對燃料供應與運輸管路進行了合理化設計，對液化天然氣和電力這兩種能源進行了協(xié)調匹配，使通用飛機具備了使用氣電混合動力的能力，進一步降低了環(huán)境污染，而且保證了通用飛機的續(xù)航能力。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的一種并聯(lián)式通用飛機氣電混合動力系統(tǒng)的結構原理圖；

圖中，1—內燃機，2—無極變速器，3—離心式離合器，4—蓄電池，5—電機，6—減速器，7—LNG儲罐，8—LNG汽化器，9—外齒圈，10—第一齒輪，11—第二齒輪，12—緩沖罐，13—電磁閥，14—濾清器，15—穩(wěn)壓器，16—截止閥，17—調壓閥，18—增壓用汽化器，19—回氣閥，20—三通閥，21—減壓閥，22—第一調節(jié)閥，23—放空閥，24—雙層絕熱罐體，25—充液接頭，26—充液管，27—噴淋管，28—排液管，29—第一單向閥，30—過濾器，31—第二調節(jié)閥，32—出液控制閥，33—過壓保護閥，34—第二單向閥，35—壓力表，36—液位計，37—信號轉換器，38—顯示器，39—第一安全閥，40—第二安全閥，41—伸縮驅動缸。

具體實施方式

下面結合附圖和具體實施例對本發(fā)明做進一步的詳細說明。

如圖1所示，一種并聯(lián)式通用飛機氣電混合動力系統(tǒng)，包括內燃機1、無極變速器2、離心式離合器3、蓄電池4、電機5、減速器6、LNG儲罐7及LNG汽化器8；所述內燃機1的動力輸出軸與無極變速器2的輸入軸相連，所述離心式離合器3的內盤固定套裝在無極變速器2的輸出軸上；在所述離心式離合器3的外盤上固定套裝有外齒圈9，在所述減速器6的輸入軸上固定套裝有第一齒輪10，第一齒輪10與外齒圈9相嚙合；所述蓄電池4與電機5的電源端口相連，在電機5主軸上套裝有第二齒輪11，第二齒輪11與外齒圈9嚙合配合；所述第二齒輪11相對于電機5主軸僅具有直線移動自由度，在第二齒輪11與電機5主軸之間連接有伸縮驅動缸41，伸縮驅動缸41與電機5主軸相平行；所述內燃機1的燃料輸入口通過LNG汽化器8與LNG儲罐7的燃料輸出口相連。

所述LNG汽化器8的熱源為內燃機1的冷卻液，內燃機1的冷卻液出口與LNG汽化器8的熱源入口相連通，內燃機1的冷卻液入口與LNG汽化器8的熱源出口相連通。

在所述內燃機1與LNG汽化器8之間設置有燃料供應組件，所述燃料供應組件包括緩沖罐12、電磁閥13、濾清器14及穩(wěn)壓器15，所述緩沖罐12的入口端與LNG汽化器8的燃料輸出口相連通，緩沖罐12的出口端依次通過電磁閥13、濾清器14及穩(wěn)壓器15與LNG儲罐7的燃料輸出口相連通。

所述LNG儲罐7配裝有儲罐自增壓組件，所述儲罐自增壓組件包括截止閥16、調壓閥17、增壓用汽化器18及回氣閥19；所述截止閥16的入口端與LNG儲罐7的內腔相連通，截止閥16的出口端依次通過調壓閥17及增壓用汽化器18與回氣閥19的入口端相連通，回氣閥19的出口端與LNG儲罐7的內腔相連通。

在所述增壓用汽化器18與回氣閥19之間的管路上連接有三通閥20，增壓用汽化器18通過三通閥20連接有減壓閥21，減壓閥21通過第一調節(jié)閥22連接有放空閥23。

所述LNG儲罐7包括雙層絕熱罐體24、充液接頭25、充液管26、噴淋管27、排液管28，第一單向閥29及過濾器30；所述充液接頭25通過充液管26與雙層絕熱罐體24的內腔相連通，充液管26的出口端位于雙層絕熱罐體24的內腔中，所述噴淋管27連接在充液管26的出口端；所述排液管28的入口端位于雙層絕熱罐體24的內腔中，所述過濾器30連接在排液管28的入口端，排液管28的出口端與第一單向閥29的入口端相連通，第一單向閥29的出口端一路與放空閥23相連通，另一路與LNG汽化器8的燃料輸入口相連通。

在所述第一單向閥29的出口端與LNG汽化器8的燃料輸入口之間依次連接有第二調節(jié)閥31、出液控制閥32、過壓保護閥33及第二單向閥34。

在所述雙層絕熱罐體24上安裝有壓力表35，在雙層絕熱罐體24的內腔中安裝有液位計36，在雙層絕熱罐體24外部設置有信號轉換器37和顯示器38，液位計36的信號輸出端通過信號轉換器37與顯示器38相連。

在所述充液管26上設置有第一安全閥39，在所述排液管28上設置有第二安全閥40，通過第一安全閥39和第二安全閥40使LNG儲罐7內的壓力始終保持在安全范圍內。

以一種小型螺旋槳飛機為例，飛機的螺旋槳固定安裝在減速器6的輸出軸上，該飛機采用了本發(fā)明的并聯(lián)式通用飛機氣電混合動力系統(tǒng)。本實施例中，蓄電池4采用的是航空專用蓄電池，其是一種通用型的高儲能電池。

飛機啟動前，首先通過充液接頭25向LNG儲罐7內充入合適量的液化天然氣，在儲罐自增壓組件作用下，保證LNG儲罐7內的壓力，從而使LNG儲罐7內液化天然氣在壓力作用下通過排液管28流出，直至流入LNG汽化器8中，液化天然氣將在LNG汽化器7中轉變?yōu)闅鈶B(tài)。

當氣態(tài)的天然氣進入內燃機1中作為燃料使用時，將使內燃機1產生機械能，而內燃機1產生的機械能會通過無極變速器2傳遞給離心式離合器3的內盤，促使離心式離合器3的內盤高速旋轉，在離心力作用下，離心式離合器3的內盤與外盤相接合，此時離心式離合器3的外盤隨內盤一起高速旋轉，進而帶動外齒圈9旋轉，通過外齒圈9的旋轉帶動第一齒輪10轉動，從而將動力輸送到減速器6的輸出軸上，最終使飛機螺旋槳轉動。

當飛機處于啟動、加速和爬升等大工況時，需要飛機增大馬力飛行，此時可以選擇混合驅動模式，在該驅動模式下，第二齒輪11與外齒圈9處于嚙合狀態(tài)，蓄電池4處于為電機5供電狀態(tài)，電機5驅動第二齒輪11旋轉，第二齒輪11與第一齒輪10共同帶動外齒圈9旋轉，此時飛機螺旋槳的轉動力由內燃機1和電機5共同提供。

當飛機處于巡航工況時，周圍氣流平穩(wěn)，無需大馬力飛行，可以選擇內燃機驅動模式或電機驅動模式。

在內燃機驅動模式下，第二齒輪11與外齒圈9處于脫開狀態(tài)，且蓄電池4暫停向電機5供電，此時飛機螺旋槳的轉動力僅由內燃機1提供。

在電機驅動模式下，內燃機1處于關機狀態(tài)，離心式離合器3的內盤不轉動，且離心式離合器3的內盤與外盤相分離，僅通過第二齒輪11帶動外齒圈9旋轉，此時飛機螺旋槳的轉動力僅由電機5提供。

當飛機在飛行過程中突預內燃機停機事故時，可由內燃機驅動模式或混合驅動模式緊急轉換到電機驅動模式，以保證飛機可以繼續(xù)獲得飛機動力。

當蓄電池4的電量不足時，可以開啟飛行充電模式，在飛行充電模式下，飛機螺旋槳的轉動力僅由內燃機1提供，同時第二齒輪11與外齒圈9仍處于嚙合狀態(tài)，但蓄電池4暫停向電機5供電，第一齒輪10通過帶動外齒圈9旋轉，進而帶動第二齒輪11旋轉，通過第二齒輪11的旋轉來帶動電機5主軸轉動，此時的電機5在勵磁效應下相當于發(fā)電機，通過電機5可持續(xù)為蓄電池4充電，直到蓄電池4電量充滿，接下來便可適時切換到內燃機驅動模式、電機驅動模式或混合驅動模式。

當飛機在降落地面的制動過程中，此時可開啟制動能量回收模式，在制動能量回收模式下，內燃機1和電機5均暫停動力輸出，第二齒輪11與外齒圈9處于嚙合狀態(tài)，離心式離合器3的內盤與外盤相分離，蓄電池4暫停向電機5供電，飛機制動過程中，飛機螺旋槳在慣性作用下繼續(xù)轉動，飛機螺旋槳的慣性轉動能會依次通過減速器6、第一齒輪10、外齒圈9及第二齒輪11傳遞到電機5主軸，進而帶動電機5主軸轉動，此時電機5在勵磁效應下將作為發(fā)電機向蓄電池4充電。

實施例中的方案并非用以限制本發(fā)明的專利保護范圍，凡未脫離本發(fā)明所為的等效實施或變更，均包含于本案的專利范圍中。