电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统和电动飞机的制作方法

本发明属于电动飞机技术领域，具体而言，本发明涉及一种电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统和电动飞机。

背景技术：

电动飞机具有安全、可靠、环保、维修性好、运行成本低的特点，随着电池能量密度的不断提高以及新型固态电池和燃料电池的应用，电动飞机具有广阔的应用前景。然而作为飞机的动力系统，无论是传统活塞发动机、涡桨发动机，还是用电机作为动力装置直接或者通过齿轮箱驱动单一螺旋桨的单发单桨系统，在实际使用中均存在诸多问题：第一，动力装置对机体产生反向力矩，为飞行操作带来诸多不便，为了克服此反向力矩，甚至需要对飞机进行一系列不对称设计；第二，单螺旋桨动力系统效率低，直接影响电动飞机的航程；第三，单螺旋桨电动飞机可靠性低，在电机失效以后，飞行安全很难保证；第四，单螺旋桨动力系统噪声大。

对转螺旋桨动力系统能够有效解决单螺旋桨动力系统的弊端，然而在对转螺旋桨解决上述问题的同时，存在附加问题，即：采用两支螺旋桨共轴对转以抵消螺旋桨对机体产生的反向力矩时，一般在动力装置和螺旋桨之间增加齿轮箱。然而无论是何种形式的齿轮箱，都会增加飞机自重，同时增加动力系统的复杂程度，以及使用过程中的维护和维修成本。

采用对转螺旋桨驱动的技术方案存在公开的示例，例如申请号为2017110357771、申请日为2017年10月31日、发明创造名称为电动双共轴同侧反转倾转旋翼飞行器的专利申请文件，该申请公开了一种电动双共轴同侧反转倾转旋翼飞行器，该飞行器的动力方案为电动机设置两个，两个电动机为相对设置且两个电动机同轴，电动机产生的动力经传动机构传递至旋翼内轴和旋翼外轴，驱动旋翼内轴和旋翼外轴旋转且使旋翼内轴和旋翼外轴的转动方向相反，旋翼内轴带动第一旋翼同步旋转，旋翼外轴带动第二旋翼同步旋转。齿轮传动机构包括与旋翼外轴固定连接的第一齿轮、与一个电动机的电机轴固定连接的第二齿轮、与旋翼内轴固定连接的第三齿轮和与另一电动机的电机轴固定连接的第四齿轮，第一齿轮和第三齿轮为相对设置，第二齿轮和第四齿轮为相对设置，第二齿轮与第一齿轮和第三齿轮相啮合，第四齿轮也与第一齿轮和第三齿轮相啮合。第一齿轮、第二齿轮、第三齿轮、第四齿轮均为锥齿轮，第一齿轮和第三齿轮为同轴设置，第二齿轮和第四齿轮为同轴设置，第一齿轮和第二旋翼分别设置于旋翼外轴的一端，第三齿轮和第一旋翼分别设置于旋翼内轴的一端。该方案虽能实现对共轴对转螺旋桨的驱动，但同样存在传动系统结构复杂，飞行安全性能差，维护和维修成本高以及传动系统加重飞机自重，影响航程的不足。

由以上分析可知，现有的电动飞机存在以下不足：

1、现有电动飞机的动力系统结构复杂，安全性能差，维护、维修成本高；

2、现有电动飞机的动力系统的自重大，影响飞机航程。

技术实现要素：

本发明提供了一种电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统和电动飞机，不仅能够解决现有技术中电动飞机动力系统安全性能差的技术问题，还能解决现有技术中电动飞机动力系统维护、维修成本高以及航程短的技术问题。

为了解决上述问题，本发明提供了一种电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统和电动飞机，其技术方案如下：

一种电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统，其包括：对转螺旋桨、第一电动动力源、第二电动动力源、制动单元和动力控制单元；所述第一电动动力源、所述第二电动动力源串列连接；所述第一电动动力源的第一动力输出轴穿插在所述第二电动动力源的第二动力输出轴内，并与所述第二动力输出轴呈共轴线设置；所述制动单元分别与所述第一电动动力源、所述第二电动动力源相连；所述动力控制单元分别与所述第一电动动力源、所述第二电动动力源、所述制动单元电连接；所述对转螺旋桨的第一螺旋桨安装在所述第一动力输出轴上，所述对转螺旋桨的第二螺旋桨安装在所述第二动力输出轴上，所述第一电动动力源、所述第二电动动力源用于带动所述对转螺旋桨共轴线对转。

如上述的电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统，进一步优选为：所述制动单元包括第一制动器和第二制动器，所述第一制动器与所述第一动力输出轴相连；所述第二制动器与所述第二动力输出轴相连，所述制动单元用于实现所述对转螺旋桨的制动。

如上述的电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统，进一步优选为：所述第一制动器为液压型盘式制动器，包括制动钳、制动盘、液压缸和液压泵；所述制动盘安装在所述第一动力输出轴上，所述制动钳安装在电动飞机机体上，与所述制动盘相匹配，所述液压缸安装在所述制动钳上，并通过液压管路与所述液压泵相连，所述液压泵与所述动力控制单元电连接。

如上述的电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统，进一步优选为：所述第一制动器还包括蓄能器，所述蓄能器与所述液压泵相连。

如上述的电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统，进一步优选为：所述动力控制单元包括第一动力控制单元和第二动力控制单元；所述第一动力控制单元和所述第二动力控制单元并联；所述第一动力控制单元与所述第一电动动力源电连接，所述第二动力控制单元与所述第二电动动力源电连接。

如上述的电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统，进一步优选为：所述第一动力控制单元包括电池组、逆变器、电动动力源检测装置、主显示器和操纵子系统；所述电池组通过所述逆变器与所述第一电动动力源电连接；所述电动动力源检测装置分别与所述电池组、所述逆变器电连接，用于检测所述电池组、所述第一电动动力源的运行状态；所述主显示器与所述电动动力源检测装置电连接，用于显示所述电池组、所述第一电动动力源的参数信息；所述操纵子系统分别与所述电动动力源检测装置、所述逆变器、所述电池组电连接，用于响应飞行员的操作。

如上述的电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统，进一步优选为：所述对转螺旋桨为定距螺旋桨，所述对转螺旋桨在地面停车时可以调节桨矩。

如上述的电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统，进一步优选为：所述第一电动动力源、所述第二电动动力源分别对应一台电机。

如上述的电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统，进一步优选为：所述第一电动动力源、所述第二电动动力源分别对应一组电机，每组电机中各电机串列连接。

本发明还提供了一种具有对转螺旋桨串列驱动系统的电动飞机。

分析可知，与现有技术相比，本发明的优点和有益效果在于：

1、本发明通过第一电动动力源与第一螺旋桨相连、第二电动动力源与第二螺旋桨相连的串列驱动方式，减轻了电动飞机机体自重，运行维护和后期维修成本低；采用对转螺旋桨输出动力，使得对转螺旋桨作用于电动飞机机体的扭矩相互抵消，避免了单只螺旋桨产生的反作用扭矩，还可以减少电动飞机机体的一系列对应性设计，简化电动飞机结构，便于电动飞机的飞行操作和自动驾驶；同时，采用使用第一电动动力源、第二电动动力源并由动力控制单元分别控制和由制动单元分别制动的冗余设计，在发生紧急情况时能够实现单螺旋桨的运行，提高了电动飞机飞行的安全性；再者，本发明利用对转螺旋桨的动力学特征，能够明显降低电动飞机的能耗，增加电动飞机的航程，降低飞行噪声，实现超静音电动飞行，具有安全性强、航程长、飞行噪声低、便于维护和维修的特点。

2、本发明采用对第一电动动力源、第二电动动力源分别制动的方式，能够提高飞行安全性；同时，在应急飞行时能够减小飞行阻力，延长航程，提高电动飞机的应急响应能力，具有安全性高、应急响应能力强的特点；采用第一动力控制单元分别与第一电动动力源、第一制动器电连接；第二动力控制单元分别与第二电动动力源、第二制动器电连接，能够实现等同于传统双发动机的推进方式，还具有抗风险能力强的特点。

3、本发明的第一制动器、第二制动器采用液压型通风盘式制动器，制动平稳，制动时散热快，不易出现制动失效，安全性高；蓄能器能够回收并储存液压回路中的能量，缓冲液压冲击，提高本发明的使用寿命，从而使得本发明具有便于制动、安全性高、使用寿命长的特点。

4、本发明充分发挥电机功率大、易控制、体积小、短时过载能力强的特点，提高飞行安全性，具有安全性高的特点。本发明针对所需功率不同的电动飞机还可提供不同的电动动力源驱动方案，采用串列电机或串列电机组的方式驱动电动飞机，能够适用于不同起飞重量的电动飞机，具有适用范围广的特点。

5、本发明的对转螺旋桨的第一螺旋桨和第二螺旋桨均为定距螺旋桨，对转螺旋桨在电动飞机于地面停车时可以调节桨矩，充分利用了电机驱动的优势，简化了电动飞机的结构，提高了对转螺旋桨的可靠性和维护的便利性，桨矩便于调节，具有结构简单、可靠性高、易于维护的特点。

附图说明

图1为本发明的电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统的连接示意图一。

图2为本发明的电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统的连接示意图二。

图3为本发明的电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统的连接示意图三。

图4为本发明的第一动力控制单元的连接示意图。

图5为本发明的动力控制单元的逻辑示意图。

图中：1-制动手柄；2-储液缸；3-液压泵；4-第一电动动力源；5-第一动力输出轴；6-第一动力控制单元；7-第二动力控制单元；8-制动钳；9-制动盘；10-第二电动动力源；11-第二动力输出轴；12-第二螺旋桨；13-第一螺旋桨；14-电池组；15-温度传感器；16-dc电源；17-直流变换器；18-逆变器；19-电动动力源检测装置；20-主显示器；21-操纵子系统；22-油门手柄；23-母线隔离开关；24-蓄能器；25-母线开关。

具体实施方式

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。

在本发明的描述中，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明而不是要求本发明必须以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。本发明中使用的术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接；可以是直接相连，也可以通过中间部件间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。

如图1、图2和图3所示，本发明提供了一种电动飞机对转螺旋桨串列驱动系统，主要包括对转螺旋桨、第一电动动力源4、第二电动动力源10、制动单元和动力控制单元；第一电动动力源4、第二电动动力源10串列连接；第一电动动力源4的第一动力输出轴5穿插在第二电动动力源10的第二动力输出轴11内，并与第二动力输出轴11呈共轴线设置；制动单元分别与第一电动动力源4、第二电动动力源10相连；动力控制单元分别与第一电动动力源4、第二电动动力源10、制动单元电连接；对转螺旋桨的第一螺旋桨13安装在第一动力输出轴5上，对转螺旋桨的第二螺旋桨12安装在第二动力输出轴11上，第一电动动力源4、第二电动动力源10用于带动对转螺旋桨共轴线对转。

具体而言，本发明的第一电动动力源4、第二电动动力源10串列连接，第二电动动力源10的第二动力输出轴11呈空心管状，第一电动动力源4的第一动力输出轴5穿插在第二动力输出轴11内，第一动力输出轴5与第二动力输出轴11通过轴承实现共轴线转动，第一动力输出轴5卡接在轴承内圈上，第二动力输出轴11的内壁卡接在轴承外圈上。第一动力输出轴5与第一螺旋桨13固连，第二动力输出轴11与第二螺旋桨12固连，第一动力输出轴5、第二动力输出轴11共轴线相向转动，能够实现对转螺旋桨的第一螺旋桨13和第二螺旋桨12共轴线对转，在无齿轮箱的条件下实现对对转螺旋桨的驱动，结构简单，充分发挥对转螺旋桨的技术优势，改善飞行性能，简化飞机结构，便于电动飞机的飞行操作并降低飞行噪声，提高飞行安全性和维护维修的便捷性。第一电动动力源4和第二电动动力源10相对独立，从而使得第一螺旋桨13、第二螺旋桨12的转动互不影响，即可同时转动，也可分别独立转动。制动单元分别与第一电动动力源4、第二电动动力源10相连，用于提供制动，动力控制单元分别与第一电动动力源4、第二电动动力源10电连接，用于为第一电动动力源4和第二电动动力源10提供电能和运行控制。本发明通过第一电动动力源4与第一螺旋桨13相连、第二电动动力源10与第二螺旋桨12相连的串列驱动方式，解决了传统活塞发动机或涡轮螺旋桨发动机必须通过齿轮箱驱动对转螺旋桨的问题，减轻了电动飞机机体自重，运行维护和后期维修成本低；采用对转螺旋桨输出动力，使得对转螺旋桨作用于电动飞机机体的扭矩相互抵消，避免了单只螺旋桨产生的反作用扭矩，还可以减少电动飞机机体的一系列对应性设计，简化电动飞机结构，便于电动飞机的飞行操作和自动驾驶；同时，采用使用第一电动动力源4、第二电动动力源10并由动力控制单元分别控制和由制动单元分别制动的冗余设计，在发生紧急情况时能够实现单螺旋桨的运行，提高了电动飞机飞行的安全性；再者，本发明利用对转螺旋桨的动力学特征，能够明显降低电动飞机的能耗，增加电动飞机的航程，降低飞行噪声，实现超静音电动飞行，具有安全性强、航程长、飞行噪声低、便于维护和维修的特点。

为了提高本发明的飞行安全性，同时便于电动飞机在地面停车状态或空中应急情况下实施制动，如图1、图2和图3所示，本发明的制动单元包括第一制动器和第二制动器，第一制动器与第一动力输出轴5相连；第二制动器与第二动力输出轴11相连，制动单元用于实现对转螺旋桨的制动。本发明的第一制动器用于第一动力输出轴5的制动，第二制动器用于第二动力输出轴11的制动，采用对第一电动动力源4、第二电动动力源10分别制动的方式，能够提高本发明的飞行安全性。同时，在本发明的第一电动动力源4或第二电动动力源10失效，使得对转螺旋桨处于单桨运行状态时，失效的螺旋桨处于风车工作状态会为电动飞机的应急飞行带来阻力，采用制动单元单独对失效的螺旋桨制动，能够使得失效的螺旋桨处于固定状态，从而减小飞行阻力，延长航程，提高电动飞机的应急响应能力，从而使得本发明具有安全性高、应急响应能力强的特点。

为了提高本发明的制动安全性，如图1、图2和图3所示，本发明的第一制动器为液压型通风盘式制动器，包括制动钳8、制动盘9、液压缸和液压泵3。制动盘9安装在第一动力输出轴5上；制动钳8安装在电动飞机机体上，与制动盘9相匹配，使得制动盘9位于制动钳8的u型钳口内；液压缸安装在制动钳8上，并通过液压管路与液压泵3相连，液压泵3与动力控制单元电连接，本发明的第一制动器还包括制动手柄1和储液缸2，制动手柄1安装在电动飞机的机舱内，储液缸2与液压泵3相连，用于为液压泵3补充制动液。进一步优选，本发明的第二制动器与第一制动器结构相同，用于第二动力输出轴11的制动。本发明的第一制动器、第二制动器采用液压型通风盘式制动器，制动平稳，制动时散热快，不易出现制动失效，安全性高，具有便于制动、安全性高的特点。

为了提高本发明的制动单元的使用寿命，如图4所示，本发明的第一制动器还包括蓄能器24，蓄能器24与液压泵3相连。本发明通过在第一制动器的液压泵3和液压缸之间串接蓄能器24，能够回收并储存液压回路中的能量，缓冲液压冲击，从而提高本发明的使用寿命，具有使用寿命长的特点。

为了提高本发明的抗风险能力，如图1、图2和图3所示，本发明的动力控制单元包括第一动力控制单元6和第二动力控制单元7；第一动力控制单元6和第二动力控制单元7并联；第一动力控制单元6与第一电动动力源4电连接，第二动力控制单元7与第二电动动力源10电连接。作为进一步优选，第一动力控制单元6与第二动力控制单元7电气隔离，独立运作，互不干涉。第一动力控制单元6分别与第一电动动力源4、第一制动器电连接；第二动力控制单元7分别与第二电动动力源10、第二制动器电连接，对转螺旋桨的第一螺旋桨13、第二螺旋桨12在电气链路上被完全独立驱动，实现等同于传统双发动机(包括双发活塞或双发涡轮发动机动力系统)的推进方式，从而提高本发明的抗风险能力，使得本发明具有抗风险能力强的特点。

如图1至图4所示，本发明的第一动力控制单元6包括电池组14、逆变器18、电动动力源检测装置19、主显示器20和操纵子系统21；电池组14通过逆变器18与第一电动动力源4电连接，电池组14用于为第一电动动力源4供电；电动动力源检测装置19分别与电池组14、逆变器18电连接，用于检测电池组14、第一电动动力源4的运行状态；主显示器20与电动动力源检测装置19电连接，用于显示电池组14、第一电动动力源4的参数信息；操纵子系统21分别与电动动力源检测装置19、逆变器18、电池组14电连接，用于响应飞行员的操作。

如图1至图4所示，本发明的第一动力控制单元6还包括直流变换器17(dc/dc)和dc电源16；直流变换器17从电池组14或电动飞机其他直流来源(如固态电池)将直流源变换为12v直流电，用以为dc电源16充电，dc电源16用以为第一动力控制单元6供电。

如图1至图4所示，本发明的第一动力控制单元6内部各部分通过总线连接，总线包括高位数据线(can-h)和低位数据线(can-l)；电池组14包括多个电池单元，多个电池单元串联连接；电动动力源检测装置19与电池组14电连接，电动动力源检测装置19检测电池组14时，检测参数包括电池组14的输出电压、工作电流和各检测点温度，同时还包括电池组14的直流高压绝缘检测。电动动力源检测装置19的多个温度传感器15安装在电池组14内，用于检测电池组14内各检测点的温度；电动动力源检测装置19的a/d转换器与电池组14电连接，用于对电池组14的电压进行采样，电动动力源检测装置19通过串行总线能够检测并计算出每个电池组14的工作电压；电动动力源检测装置19的分流器与电池组14电连接，分流器检测电池组14后经过数模转换能够检测出电池组14的输出电流。电动动力源检测装置19对电池组14的工作电压、输出电流、温度三个参数进行检测；同时，采用信号注入法通过低频信号对电池组14和电动飞机机体进行绝缘检测。据此，第一动力控制单元6可判断每组电池组14的健康状态。电动动力源检测装置19判断电池组14的健康状态超限后，第一动力控制单元6通过直流隔离器切断电池组14的供电，同时，主显示单元对驾驶员进行告警。其中，电池组14健康状态判断的参数指标为：平均电池单元工作电压是否满足2.5v；平均电池单元输出电流是否满足0.2c倍率放电；电池单元温度是否低于60℃；绝缘检测时漏电指标是否满足高于100ω/v，以上指标有一项不满足则电池组14的健康状态超限，全部满足则电池组14健康状态满足要求。

如图1至图4所示，本发明的逆变器18与第一电动动力源4电连接，逆变器18的末端互感电路能够采集第一动力控制单元6输出到第一电动动力源4的输出电流和工作电压，经数模转换后，第一动力控制单元6计算确定第一电动动力源4的实际功率，通过总线输出至电动动力源检测装置19，并在主显示单元显示，以此参数作为不同飞行阶段电动飞机飞行能力的关键参数，同时，电动动力源检测装置19还通过温度传感器15检测第一电动动力源4的温度。

如图1至图4所示，本发明的操纵子系统21与电动动力源检测装置19电连接；操纵子系统21与逆变器18电连接；操纵子系统21通过母线开关25与电池组14电连接；操纵子系统21还与电动飞机机舱内的油门手柄22、制动手柄1、母线隔离开关23电连接。操纵子系统21用于响应飞行员的操作，具体的，飞行员通过母线隔离开关23控制母线开关25的闭合与断开，从而控制电池组14的供电与否；通过制动手柄1控制制动单元是否制动；通过油门手柄22控制对转螺旋桨的功率。

如图1至图5所示，作为进一步优选，本发明的第二动力控制单元7与第一动力控制单元6的结构相同。本发明的第一动力控制单元6与第二动力控制单元7在电气链路上完全独立，在其中一个出现失效或性能下降后，不会对另外一个动力控制单元产生影响，从而保证另外的动力控制单元及其对应的螺旋桨正常工作，同时，通过主显示器20告警提示，采取相应应急操作，最大限度地保证飞行安全。第一电动动力源4、第二电动动力源10的工作功率直接关系到电动飞机能否完成飞行任务和电动飞机的飞行安全，为此，本发明通过第一动力控制单元6为第一电动动力源4提供电力，并通过监控第一电动动力源4工作功率和工作温度判断第一电动动力源4的工作状态，从而监控电动飞机的飞行能力。在第一电动动力源4工作功率低于正常工作功率15％时，判定第一电动动力源4失效，此时第一动力控制单元6触发应急程序，切断第一电动动力源4的供电，并控制第一制动器对第一动力输出轴5实施制动，由第二螺旋桨12提供飞行所需动力。在第一电动动力源4的温度超限时(温度超过60℃)，第一动力控制单元6触发降功率运行程序，降低第一螺旋桨13的转速，从而降低第一电动动力源4的功率，减少发热。在第一电动动力源4降功率运行时，主显示器20提示飞行员当前处于应急飞行状态，并提示飞行员增加第二电动动力源10的功率，保证第一电动动力源4、第二电动动力源10的工作总功率能够满足飞行功率，尽快结束飞行任务。反之亦然。第一电动动力源4的电路还可能出现断路，若第一电动动力源4的实际工作功率为正常工作功率的15％时判定第一电动动力源4出现断路，判定第一电动动力源4失效，此时第一动力控制单元6触发应急程序，切断第一电动动力源4的供电，并控制第一制动器对第一动力输出轴5实施制动，由第二螺旋桨12提供飞行所需动力。

如图4所示，本发明的温度传感器15的类型优选为数字温度传感器，数字温度传感器的型号可选用ds18b20；a/d转换器选用12位精度的a/d转换器；隔离器选用直流隔离器。

为了提高本发明的对转螺旋桨的可靠性和维护便利性，如图1、图2和图3所示，本发明的对转螺旋桨的第一螺旋桨13和第二螺旋桨12均为定距螺旋桨，对转螺旋桨在电动飞机于地面停车时可以调节桨矩。具体的，对转螺旋桨的各个桨叶可拆卸、调整，电动飞机在地面停靠时，维护人员可以松开螺旋桨中心桨毂压盘，手动调节桨叶的桨矩，而在电动飞机飞行过程中桨矩不变，因而本发明的第一螺旋桨13和第二螺旋桨12为桨矩可调节的定距螺旋桨。本发明充分利用电机驱动的优势，实现了免齿轮箱对对转螺旋桨的驱动，未配置调整对转螺旋桨桨矩的液压或机械装置，简化了电动飞机的结构，提高了对转螺旋桨的可靠性和维护的便利性，并且能够根据实际飞行环境和飞行所需电动飞机性能要求，调整对转螺旋桨的桨矩，具有结构简单、可靠性高、易于维护的特点。

为了进一步提高本发明的安全性，如图1和图2所示，本发明的第一电动动力源4、第二电动动力源10分别对应一台电机，此时适用于飞行功率小的电动飞机。本发明选用电机作为动力源，一台电机的转轴穿插在另一台电机的转轴中，形成串列结构，应用串列电机驱动电动飞机，能够对电动飞机的对转螺旋桨动力系统进行优化，充分发挥电机功率大、易控制、体积小、短时过载能力强的特点，提高飞行安全性，具有安全性高的特点。

为了扩大本发明的适用范围，如图3和图4所示，本发明的第一电动动力源4、第二电动动力源10也可以分别对应一组电机，每组电机中各电机公用一根转轴，并且一组电机的转轴穿插进另一组电机的转轴中，形成串列结构。在第一电动动力源4、第二电动动力源10中逆变器18与电机组中的各电机均形成电连接，逆变器18的末端互感电路能够采集各电机的工作电流和工作电压，经数模转换后，计算确定电机组的实际功率，在主示单元显示，并以此参数作为不同飞行阶段飞行能力的关键参数。作为进一步优选，本发明选用通风盘式电机，并对定子进行液态冷却，能够驱动大功率对转螺旋桨并解决电机散热问题。本发明针对所需功率不同的电动飞机提供不同的电动动力源驱动方案，采用串列电机或串列电机组的方式驱动电动飞机，能够适用于不同起飞重量的电动飞机，具有适用范围广的特点。

本发明还提供了一种具有对转螺旋桨串列驱动系统的电动飞机，对转螺旋桨串列驱动系统安装在电动飞机的纵向轴线上；或安装在电动飞机的机翼上，以电动飞机的纵向轴线为基准呈对称分布。作为进一步优选，对转螺旋桨串列驱动系统安装在电动飞机的纵向轴线上时，位于电动飞机的机头处，或安装在电动飞机的机舱后端提供推力。

如图1至图5所示，下面对本发明的工作过程进行详细说明：

开机启动，动力控制单元初始化，第一动力控制单元6依次检测与第一电动动力源4相对应的电池组14的输出电压、工作电流和各检测点温度，第二动力控制单元7依次检测与第二电动动力源10相对应的电池组14的输出电压、工作电流和各检测点温度，同时，第一动力控制单元6和第二动力控制单元7对电池组14进行绝缘检测，检测电池组14的绝缘阻值。输出电压、工作电流、各检测点温度和绝缘阻值的任一项不满足指标则主显示器20进行告警。

驾驶员根据飞机参数对初始化后的动力控制单元进行气压、温度、起飞性能要求等参数的赋值，动力控制单元计算电动飞机起飞所需功率，起飞滑跑后，电动飞机起飞所需功率与逆变器18检测得出的第一电动动力源4、第二电动动力源10的总输出功率进行比较。若总输出功率大于所需功率，则电动飞机正常运行，按照正常操作规程进行起飞操作；比较逆变器18检测得出的第一电动动力源4、第二电动动力源10各自的输出功率与电动飞机起飞所需第一电动动力源4、第二电动动力源10各自的功率，若各自输出功率均大于所需功率，则正常起飞；若不是，则关闭第一电动动力源4和第二电动动力源10，并通过制动单元制动对转螺旋桨，同时立即告警，提示飞行员终止起飞，启动应急程序，结束飞行操作。

实施例1：

如图1所示，电动飞机搭载的对转螺旋桨串列驱动系统包括对转螺旋桨、第一电动动力源4、第二电动动力源10、制动单元和动力控制单元。第一电动动力源4、第二电动动力源10分别对应一台电机，第一动力控制单元6与一台电机电连接，第二动力控制单元7与另一台电机电连接，同时第一动力控制单元6与第二动力控制单元7并联连接。此时电动飞机用于娱乐和运动飞行、航拍航测或作为无人机飞行平台。

实施例2：

如图2所示，电动飞机搭载的对转螺旋桨串列驱动系统包括对转螺旋桨、第一电动动力源4、第二电动动力源10、制动单元和动力控制单元。第一电动动力源4、第二电动动力源10分别对应一台电机，第一动力控制单元6与一台电机电连接，第二动力控制单元7与另一台电机电连接，第一动力控制单元6与第二动力控制单元7在电气链路上相互隔离。此时电动飞机用于飞行训练、个人飞行、航拍航测等。

实施例3：

如图3所示，电动飞机搭载的对转螺旋桨串列驱动系统包括对转螺旋桨、第一电动动力源4、第二电动动力源10、制动单元和动力控制单元。第一电动动力源4、第二电动动力源10分别对应一组电机，第一动力控制单元6与第一组电机电连接，第二动力控制单元7与另一组电机电连接，每组电机包括两个串列的电机，第一动力控制单元6与第二动力控制单元7并联连接。此时电动飞机用于支线航空客运或货运。

由技术常识可知，本发明可以通过其它的不脱离其精神实质或必要特征的实施方案来实现。因此，上述公开的实施方案，就各方面而言，都只是举例说明，并不是仅有的。所有在本发明范围内或在等同于本发明的范围内的改变均被本发明包含。