BR112020025826A2

BR112020025826A2 - aeronave de asas rotativas com uma unidade de acionamento elétrica para o acionamento de um rotor principal e/ou de um rotor de cauda da aeronave de asas rotativas

Info

Publication number: BR112020025826A2
Application number: BR112020025826-1A
Authority: BR
Inventors: Johannes Hettenkofer; Andreas Dummel; Detlev Even; Andreas Löwenstein
Original assignee: Kopter Group Ag
Priority date: 2018-06-25
Filing date: 2019-06-11
Publication date: 2021-03-23
Also published as: CA3101225A1; US20210362844A1; JP2021529125A; CH715122A1; CN112351938A; JP7366946B2; EP4015377B1; KR20210023887A; WO2020001970A1; EP3810505A1; CN112351938B; EP3810505B1; CH715098A2; EP4015377A1

Abstract

A presente invenção refere-se a uma aeronave de asas rotativas com uma unidade de acionamento elétrica (E) para o acionamento de um rotor principal de uma aeronave de asas rotativas, especialmente de um helicóptero, sendo que a unidade de acionamento elétrica (E) inclui: meios para o acoplamento da unidade de acionamento elétrica (E) com um mastro de rotor (4), acoplável de modo não giratório com uma unidade de acionamento de uma transmissão de rotor de helicóptero (2), para o acoplamento não giratório com o rotor principal ou com o rotor de cauda, sendo que se pretende disponibilizar uma aeronave de asas giratórias com uma unidade de acionamento elétrica, onde a necessidade de espaço seja reduzida, a construção seja simplificada e a necessidade de manutenção seja reduzida. Isso é alcançado devido ao fato de que a unidade de acionamento elétrica (E) está projetada como motor de anel elétrico, sendo que o motor de anel elétrico está disposto e incorporado de modo coaxial em relação ao mastro de rotor (4).

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "AERONAVE DE ASAS ROTATIVAS COM UMA UNIDADE DE

ACIONAMENTO ELÉTRICA PARA O ACIONAMENTO DE UM ROTOR PRINCIPAL E/OU DE UM ROTOR DE CAUDA DA AERONAVE DE ASAS ROTATIVAS".

[0001] A presente invenção refere-se a uma aeronave de asas rotativas com uma unidade de acionamento elétrica para o acionamento de um rotor principal e/ou de um rotor de cauda da aeronave de asas rotativas, de acordo com o preâmbulo da primeira reivindicação.

[0002] Além disso, a presente invenção descreve uma aeronave de asas rotativas com uma unidade de acionamento híbrida para o acionamento de um rotor principal e/ou de um rotor de cauda da aeronave de asas rotativas, incluindo a unidade de acionamento elétrica de acordo com a invenção, bem como uma segunda unidade de acionamento projetada como máquina motriz termodinâmica. Estado da Técnica

[0003] São conhecidos pelo estado da técnica os assim chamados helicópteros com vários motores, especialmente com dois motores, isto é, helicópteros com um sistema de acionamento incluindo vários motores, respectivamente unidades de acionamento. Tipicamente, um combustível, em sua maioria combustíveis fósseis, é transformado em trabalho mecânico com base em uma ou mais unidade de acionamento projetada como máquina motriz termodinâmica, e o rotor principal é acionado por meio de uma transmissão de rotor principal, respectivamente por meio de uma transmissão de rotor de helicóptero, e respectivamente o rotor de cauda é acionado por meio de uma transmissão de rotor de cauda.

[0004] Em um caso de emergência na forma de uma pane em uma unidade de acionamento de um helicóptero desse tipo com vários motores, o helicóptero tem que contar com a potência do outro motor restante durante um período de tempo predefinido, para colocar o helicóptero em um regime seguro de voo e para reagir à pane do motor.

[0005] Mesmo quando não houver uma situação de pane, um helicóptero com vários motores tem a vantagem de que através da potência de um outro motor é possível garantir durante o voo uma melhor capacidade de suportar carga, por exemplo.

[0006] Uma forma especial desses helicópteros com dois motores também conhecidos pelo estado da técnica é o helicóptero com uma unidade de acionamento híbrida, sendo que além de uma unidade de acionamento projetada como máquina motriz termodinâmica, através de uma unidade de acionamento elétrica, bem como através de uma fonte de energia elétrica correspondente, é possível executar trabalho mecânico adicional. Esses helicópteros com uma unidade de acionamento híbrida oferecem uma vantagem de segurança adicional em comparação com os helicópteros com dois motores unicamente com alimentação de combustível fóssil, pois, por exemplo, no caso de pane da alimentação de combustível fóssil, é possível se recorrer à alimentação de energia elétrica adicional.

[0007] Além disso, pelo documento US 2017/0225573 A1 conhece- se uma unidade de acionamento híbrida com uma unidade de acionamento projetada como máquina motriz termodinâmica, bem como com uma unidade de acionamento elétrica. A unidade de acionamento híbrida inclui uma unidade de acionamento principal configurada pela máquina motriz termodinâmica, bem como uma unidade de acionamento auxiliar configurada pela unidade de acionamento elétrica. A unidade de acionamento principal inclui uma unidade de acionamento projetada como máquina motriz termodinâmica, uma transmissão de rotor principal, respectivamente uma transmissão de rotor de helicóptero, um tirante de acionamento, respectivamente um eixo de motor principal, bem como um eixo de rotor principal, respectivamente um mastro de rotor principal. Nesse caso, a unidade de acionamento principal está ligada mecanicamente com o eixo de motor principal, fazendo com que o eixo de motor principal possa ser colocado em rotação. Além disso, o eixo de motor principal está ligado, por meio da transmissão de rotor principal, com o eixo de rotor principal ligado firmemente com o rotor principal, de um modo tal que o rotor principal possa ser colocado em rotação.

[0008] A unidade de acionamento auxiliar inclui uma fonte de energia elétrica adicional, uma unidade de acionamento elétrica, bem como um tirante de acionamento, respectivamente um eixo de motor correspondente. A fonte de energia elétrica fornece a energia necessária para a unidade de acionamento elétrica.

[0009] Segundo uma forma de execução proposta no US 2017/0225573 A1, a unidade de acionamento elétrica pode se encontrar em ligação mecânica operativa com o eixo de rotor principal, respectivamente com o mastro de rotor principal, por meio do eixo de motor correspondente, sendo que a unidade de acionamento elétrica e o eixo de motor estão dispostos paralelamente ao mastro de rotor.

[0010] A aeronave de asas rotativas conhecida pelo documento US 2017/0225573 A1 com uma unidade de acionamento híbrida tem a desvantagem de que resultam uma alta necessidade de espaço, uma construção complexa e uma alta necessidade de manutenção.

[0011] Devido à presença de dois motores, essas unidades de acionamento híbridas, mostradas no US 2017/0225573 A1, por exemplo, tem o problema básico de que o peso da aeronave de asas rotativas aumenta desvantajosamente em comparação com as variantes de um só motor, embora se alcance um estágio superior de segurança. Exposição da Invenção

[0012] A presente invenção tem como objetivo disponibilizar uma aeronave de asas rotativas com uma unidade de acionamento elétrica, sendo que as desvantagens do estado da técnica são superadas e, especialmente, a necessidade de espaço é reduzida, a construção é simplificada e a necessidade de manutenção é reduzida.

[0013] Outro objetivo da presente invenção consiste em disponibilizar uma aeronave de asas rotativas com uma unidade de acionamento híbrida incluindo uma unidade de acionamento elétrica, sendo que as desvantagens do estado da técnica são superadas através de uma construção compacta e de pouco peso.

[0014] Esses objetivos são alcançados por meio de uma aeronave de asas rotativas com uma unidade de acionamento elétrica com as características da reivindicação 1, respectivamente por meio de uma aeronave de asas rotativas com uma unidade de acionamento híbrida com as características da reivindicação 7.

[0015] De acordo com a invenção, a unidade de acionamento elétrica está projetada como motor de anel elétrico, sendo que o motor de anel elétrico está disposto e incorporado de modo coaxial em relação ao mastro de rotor.

[0016] No sentido da presente invenção, por um motor de anel elétrico entende-se um assim chamado motor de torque com um eixo oco. Consequentemente, no caso do tipo de motor como motor de anel elétrico, prescinde-se de um eixo de motor disposto no centro. Um motor de anel elétrico inclui, no essencial, um anel que serve de estator, bem como um anel que serve de rotor, sendo que o motor de anel elétrico é chamado de “rotor externo” no caso de um rotor externo e de “rotor interno” no caso de um rotor interno.

[0017] No caso do presente motor de anel elétrico, o efeito de força ocorre na fenda de ar, respectivamente na fenda magnética, entre o rotor e o estator.

[0018] Em comparação com os motores elétricos convencionais com um eixo de motor, esses motores de anel elétricos têm a vantagem de que, devido a um momento de rotação elevado, no caso de um número de rotações reduzido é possível obter grandes acelerações. Já que daí para frente não são mais necessários elementos mecânicos tais como correias dentadas etc., então através do emprego de motores de anel elétricos é possível obter uma construção compacta. Em outras palavras, um motor de anel elétrico pode ser integrado de modo particularmente compacto em um sistema de acionamento existente de uma aeronave de asas rotativas. Além disso, também devido à eliminação de elementos mecânicos, esses motores de anel elétricos funcionam suavemente, silenciosamente e com pouca manutenção. A incorporação simples do motor de anel elétrico ao mastro de rotor favorece uma construção compacta especialmente em conjunto com uma unidade de acionamento híbrida. Ao contrário disso, a unidade de acionamento híbrida mostrada no US 2017/0225573 A1 tem a desvantagem de que é necessária uma engrenagem adicional para o acoplamento da potência mecânica da unidade de acionamento elétrica aqui revelada, o que faz com que resulte uma maior complexidade devido a um eixo adicional e a uma engrenagem de redirecionamento.

[0019] Por mastro de rotor no sentido da presente invenção entende-se, no caso de um rotor de cauda, o cubo de rotor de cauda, respectivamente, no caso do rotor principal, o mastro de rotor principal.

[0020] Outras formas vantajosas de execução são apresentadas nas reivindicações dependentes.

[0021] Segundo uma forma preferida de execução, a unidade de acionamento elétrica pode funcionar como motor de anel elétrico com um rotor interno, especialmente em forma de anel, que funcione como rotor, sendo que o rotor interno pode ser ligado firmemente com o mastro de rotor.

[0022] Essa forma preferida de execução tem a vantagem de que devido à transmissão direta de força obtida da unidade de acionamento elétrica, projetada como motor de anel elétrico, para o mastro de rotor é possível se prescindir de uma “gear box”, respectivamente uma transmissão de rotor principal.

[0023] Basicamente, de acordo com uma forma alternativa preferida de execução, é concebível que a unidade de acionamento elétrica, como motor de anel elétrico, possa ser projetada com um rotor externo, especialmente em forma de anel, que funcione como rotor, sendo que o rotor externo pode ser ligado firmemente com o mastro de rotor. A vantagem de uma variante desse tipo de rotor externo consiste em uma construção ainda mais compacta, que pode fornecer ainda mais momento de rotação. A alta segurança de funcionamento e o funcionamento silencioso também estão presentes assim como no caso do rotor interno.

[0024] Segundo outra forma preferida de execução, a unidade de acionamento elétrica está projetada como motor de anel elétrico com uma engrenagem integrada para a transmissão de força para o mastro de rotor. Uma transmissão de força desse tipo por meio de engrenagem integrada tem a vantagem de que é possível conservar o número mais eficiente de rotações do motor, que geralmente é mais elevado do que o número de rotações de rotor. Além disso, a vantagem de uma transmissão de força por meio de uma engrenagem integrada consiste em que no caso da redução aqui obtida, é possível gerar um momento de rotação particularmente elevado e dar suporte a uma construção ainda mais compacta.

[0025] Basicamente, são concebíveis quaisquer formas apropriadas de uma engrenagem integrada. No entanto, é particularmente preferível que a unidade de acionamento elétrica seja projetada como motor de anel elétrico com uma engrenagem integrada, configurada como engrenagem planetária.

[0026] De preferência, a unidade de acionamento elétrica pode ser ligada mecanicamente ao menos com a caixa de transmissão da transmissão de helicóptero, especialmente na medida em que um anel externo funcionando como estator da unidade de acionamento elétrica pode ser ligado firmemente com a caixa de transmissão.

[0027] Particularmente de preferência, a unidade de acionamento elétrica é projetada e dimensionada de um modo tal que um rotor principal e/ou o rotor de cauda de uma aeronave de asas rotativas, especialmente de um helicóptero, possa ser acionado autonomamente sem uma unidade de acionamento adicional. No sentido da presente invenção, por uma unidade de acionamento elétrica autônoma entende- se que é possível obter uma potência mecânica de preferência de pelo menos 150 kW, mais de preferência 200 kW a 700 kW, ainda mais de preferência 300 kW a 600 kW, bem particularmente de preferência cerca de 600 kW. Como exemplo, com base em uma unidade de acionamento elétrica de cerca de 600 kW de potência mecânica, no caso de um número baixo de rotações de 371 rpm, é possível obter um momento de rotação elevado de cerca de 15’500 Nm.

[0028] Segundo uma forma possível e preferida de desenvolvimento da presente invenção, uma série de unidades de acionamento projetadas como motores de anel elétricos pode ser disposta e incorporada de modo sobreposto e coaxial em relação ao mastro de rotor. Em outras palavras, várias unidades de acionamento projetadas como motores de anel elétricos podem ser empilhadas uma sobre a outra. O emprego de uma série de motores de anel elétricos empilhados em vez de um único motor de anel elétrico tem a vantagem particular de que é possível obter uma construção modular de uma unidade de acionamento elétrica e é possível produzir diferentes estágios de potência com um esforço reduzido quanto à técnica de produção. Através da construção modular é possível distribuir uma demanda elevada de potência por vários estágios com potência elétrica baixa, fazendo com que devido à superfície maior daí resultante se obtenha uma vantagem, física e técnica quanto à produção, para o descarregamento do calor de potência de dissipação do motor e do sistema de controle. Adicionalmente, uma unidade de acionamento elétrica distribuída por vários estágios protege ainda melhor contra uma pane total da segunda unidade de acionamento projetada como máquina motriz termodinâmica.

[0029] Devido a isso, pode ser vantajosamente garantido que em um caso de emergência na forma de uma pane de uma segunda unidade de acionamento projetada, por exemplo, como máquina motriz termodinâmica, do helicóptero com vários motores, seja possível contar por um período predeterminado com a potência de corrente de emergência da unidade de acionamento elétrica restante, para levar o helicóptero para um regime seguro de voo e para reagir à pane do motor.

[0030] Basicamente, a aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção pode incluir apenas uma unidade de acionamento elétrica autônoma, projetada como motor de anel elétrico e disposta de modo coaxial em relação ao mastro de rotor. Outro aspecto da presente invenção se refere, no entanto, a uma aeronave de asas rotativas com uma unidade de acionamento híbrida, incluindo a unidade de acionamento elétrica de acordo com a invenção, bem como uma segunda unidade de acionamento projetada como máquina motriz termodinâmica, como, por exemplo, um motor de combustão, um motor de turbina, um motor de ignição remota, um motor a diesel, uma unidade de acionamento com células de combustível ou similares.

[0031] De preferência, no caso de uma unidade de acionamento híbrida desse tipo, a unidade de acionamento elétrica pode ser acoplada com a segunda unidade de acionamento projetada como máquina motriz termodinâmica, de tal modo que a unidade de acionamento elétrica possa girar junto com a segunda unidade de acionamento em um estado acoplado e, desse modo, a unidade de acionamento elétrica possa apoiar a segunda unidade de acionamento durante o acionamento do rotor principal e/ou do rotor de cauda e vice-versa. No sentido da presente invenção, uma unidade de acionamento híbrida desse tipo pode ser concebida como uma unidade de acionamento híbrida projetada em paralelo.

[0032] Basicamente, o mastro de rotor da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção pode ser projetado como uma peça inteiriça. De preferência, o mastro de rotor da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção é projetado em duas partes e inclui um mastro de mancal e um mastro externo, sendo que o mastro externo, projetado como corpo oco, está apoiado rotativamente em torno de um eixo central em relação ao mastro de mancal, circundando concentricamente o mastro de mancal, e sendo que o mastro externo pode ser ligado operativamente com a transmissão de helicóptero, sendo que o mastro de mancal é acoplável, de modo não giratório, com um rotor principal e pode ser colocado em rotação por meio da transmissão de rotor de helicóptero. Em correlação com uma possível variante de rotor externo, um anel interno funcionando como estator, por exemplo, poderia ser fixado de modo não giratório ao mastro de mancal, enquanto um rotor externo anelar, funcionando como rotor, estaria fixado ao mastro externo. Segundo outra forma possível e preferida de desenvolvimento da presente invenção, também no caso de uma variante de rotor externo como essa, várias unidades de acionamento projetadas como motores de anel elétricos podem ser dispostas e incorporadas uma sobre a outra de modo coaxial ao mastro de rotor (isto é, empilhadas uma sobre a outra), com as vantagens mencionadas de um motor de anel elétrico empilhado, em vez de um único motor de anel elétrico, ou seja, uma construção modular, obtenção fácil de diferentes estágios de potência, distribuição de uma alta demanda de potência por vários estágios com baixa potência. Segundo uma outra forma preferida de desenvolvimento, no caso de uma variante de rotor externo desse tipo com motores de anel elétricos empilhados um sobre o outro, os motores de anel podem ser projetados com uma engrenagem integrada, projetada como engrenagem planetária.

[0033] De preferência, no caso da transmissão de rotor de helicóptero da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção, o mastro de rotor pode ser acoplado, de modo não giratório, com a unidade de acionamento projetada como roda dentada de acionamento, sendo que a roda dentada de acionamento está apoiada rotativamente sobre o mastro de mancal por meio de pelo menos um mancal radial, e sendo que por meio de uma roda central ligada de modo não giratório com a roda dentada de acionamento é possível obter uma rotação de pelo menos uma roda planetária de acionamento em um lado, voltado para a roda dentada de acionamento, de um respectivo suporte de roda planetária, e sendo que pelo menos uma roda planetária apoiada de modo fixo ao local, pertencente à pelo menos uma roda planetária de acionamento, está circundada por um anel de roda dentada com endentação interna que pode girar em torno de um eixo central, e entre o anel de roda dentada e o mastro externo é possível incorporar ou moldar um dispositivo de transmissão de força, de um modo tal que, a partir de um movimento de rotação da roda dentada de acionamento, o mastro externo e o rotor principal acoplado de modo não giratório com o mastro externo podem ser colocados em rotação.

[0034] No entanto, basicamente também é concebível que no caso da transmissão de rotor de helicóptero da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção, se empregue uma engrenagem planetária com rodas planetárias não fixas ao local. Nesse caso, a engrenagem planetária apresenta uma série de rodas planetárias com endentação externa, que se apoiam sobre suportes planetários correspondentes. Em função da construção, as rodas planetárias estão apoiadas rotativamente em um anel de roda dentada fixado ao local. Nesse caso, as rodas planetárias não fixas ao local giram respectivamente em torno de seus eixos planetários e giram dentro do anel de roda dentada em torno de um eixo de rotor central. A rotação das rodas planetárias ocorre através de acionamento rotativo de uma roda central, a qual também está fixada ao local, embora esteja apoiada rotativamente em torno do eixo de rotor central. Uma unidade de acionamento gira a roda central, de tal modo que o movimento de rotação seja transmitido ao mastro de rotor por meio da roda central e das rodas planetárias.

[0035] Em correlação com uma configuração desse tipo da transmissão de rotor de helicóptero, pode-se vantajosamente compensar completamente por um determinado tempo uma pane total do tirante de acionamento principal, para se garantir uma aterrissagem segura.

[0036] Além disso, a potência adicional que se encontra à disposição imediatamente e rapidamente pode ser usada para aliviar a carga, respectivamente para a sustentação, da unidade de acionamento projetada como máquina motriz termodinâmica. Vantagens possíveis daí provenientes seriam um melhor tempo de duração da unidade de acionamento projetada como máquina motriz termodinâmica, que resulta, por exemplo, em uma economia com custos de manutenção, e uma melhor eficiência na unidade de acionamento, resultando, por exemplo, em uma redução do consumo de combustível fóssil, em uma construção do sistema de acionamento a mais simples e compacta possível. Breve Descrição dos Desenhos

[0037] Um exemplo de execução preferido do objeto da invenção será descrito a seguir em correlação com os desenhos correspondentes. Mostra-se:

[0038] Figura 1: uma vista em perspectiva de uma forma de execução preferida da aeronave com asas rotativas de acordo com a invenção, com uma unidade de acionamento híbrida;

[0039] Figura 2: um corte longitudinal através da forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção, com a unidade de acionamento híbrida;

[0040] Figura 2a: um corte longitudinal através de outra forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção, com a unidade de acionamento híbrida, sendo que vários motores de anel elétricos estão empilhados um sobre o outro;

[0041] Figura 3: um corte longitudinal através da forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção, com a unidade de acionamento híbrida, sendo que a unidade de acionamento elétrica está projetada como motor de anel elétrico com uma engrenagem integrada projetada como engrenagem planetária;

[0042] Figura 3a: um corte longitudinal através de outra forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção, com a unidade de acionamento híbrida e vários motores de anel elétricos empilhados um sobre o outro, sendo que os motores de anel elétricos estão projetados com uma engrenagem integrada, projetada como engrenagem planetária;

[0043] Figura 4: um diagrama de blocos funcionais do sistema de controle de potência de acionamento da forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção, com uma unidade de acionamento híbrida que aqui está configurada em paralelo;

[0044] Figura 5: um diagrama de blocos funcionais do sistema de controle de potência de acionamento de outra forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção,

com uma unidade de acionamento híbrida que aqui está configurada em série. Descrição

[0045] A figura 1 mostra uma vista em perspectiva de uma forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção, com uma unidade de acionamento híbrida 1. Conforme mostrado em detalhe na figura 2, a unidade de acionamento elétrica E aqui mostrada está ligada mecanicamente ao menos com a caixa de transmissão 30 da transmissão de rotor de helicóptero, respectivamente da transmissão de rotor principal 2, na medida em que um anel externo 10, funcionando como estator, da unidade de acionamento elétrica E está ligado firmemente por meio de quatro, neste caso, primeiros braços de fixação 12 do anel externo 10 com quatro, neste caso, segundos braços de fixação correspondentes 31 da caixa de transmissão 30.

[0046] A figura 2 mostra um corte longitudinal através da forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção, com a unidade de acionamento híbrida 1.

[0047] A unidade de acionamento híbrida 1 aqui mostrada inclui uma unidade de acionamento elétrica E, bem como uma segunda unidade de acionamento TK, não mostrada aqui, projetada como máquina motriz termodinâmica, tal como, por exemplo, um motor de combustão, um motor de turbina, um motor de ignição remota, um motor a diesel, uma unidade de acionamento com células de combustível ou similares.

[0048] O mastro de rotor principal 4, mostrado na figura 2 e projetado em duas partes, inclui um mastro de mancal 5, bem como um mastro externo 6 projetado como corpo oco com um espaço oco H3, sendo que o mastro externo 6 envolve o mastro de mancal 5 concentricamente em torno do eixo central z.

[0049] A unidade de acionamento elétrica E está projetada como motor de anel elétrico, sendo que o motor de anel elétrico está disposto e incorporado de modo coaxial em relação ao mastro de rotor 4, especialmente de modo coaxial em relação a um eixo central z que corre ao longo do mastro de rotor, respectivamente ao longo do mastro de rotor principal 4. Além disso, o motor de anel elétrico aqui mostrado está projetado com um rotor interno 11 em forma anelar (isto, é, formando um anel interno) que funciona como rotor, sendo que o rotor interno 11 está ligado firmemente com o mastro externo 6 do mastro de rotor principal 4.

[0050] Segundo a forma preferida de execução da figura 2 aqui mostrada, a unidade de acionamento elétrica E pode ser acoplada com a segunda unidade de acionamento TK projetada como máquina motriz termodinâmica, na medida em que o rotor interno 11 da unidade de acionamento elétrica E seja ligado firmemente com o mastro externo 6 do mastro de rotor principal 4 e, conforme explicado a seguir, a transmissão de rotor principal 2, em ligação operativa com a segunda unidade de acionamento, seja ligada com o mastro externo 6 também de modo não giratório por meio de um condutor de anel de roda dentada

21. Na forma preferida de execução aqui mostrada não existe, vantajosamente, nenhuma região de contato mecânico direto, respectivamente nenhum acoplamento entre a parte fixa (estator) da unidade de acionamento elétrica E e a segunda unidade de acionamento TK, projetada como máquina motriz termodinâmica. Devido ao motor de anel disposto de modo coaxial, aqui a ligação operativa é meramente eletromagnética. Em outras palavras, no caso da aqui presente unidade de acionamento elétrica E, projetada como motor de anel, não é preciso empregar nenhum esforço adicional para um funcionamento livre, respectivamente para um não funcionamento, o que faz com que, além disso, seja quase excluído um bloqueio da unidade de acionamento elétrica E.

[0051] Para se obter um estágio de segurança ainda mais elevado, um mecanismo de desacoplamento poderia estar presente, opcionalmente, inclusive na região entre a parte rotativa (rotor) da unidade de acionamento elétrica E, projetada como motor de anel, e a transmissão de rotor de helicóptero, respectivamente e a segunda unidade de acionamento TK projetada como máquina motriz termodinâmica.

[0052] Desse modo, a unidade de acionamento elétrica E junto com a segunda unidade de acionamento nesse estado acoplado pode absorver um momento de rotação adicional e, através disso, a unidade de acionamento elétrica E pode apoiar a segunda unidade de acionamento durante o acionamento do rotor principal, respectivamente vice-versa.

[0053] A transmissão de rotor principal 2 é envolvida por uma caixa de transmissão 30, e assim os diferentes componentes ficam protegidos contra influências externas. Nesse caso, a unidade de acionamento elétrica E aqui mostrada está ligada mecanicamente ao menos com a caixa de transmissão 30 da transmissão de rotor de helicóptero, respectivamente da transmissão de rotor principal 2, especialmente na medida em que um anel externo 10, funcionando como estator, da unidade de acionamento elétrica E esteja ligado firmemente, respectivamente fixado, com a caixa de transmissão 30. Especialmente, nesse caso, primeiros braços de fixação 12 do anel externo 10 podem ser ligados firmemente com segundos braços de fixação 31 correspondentes da caixa de transmissão 30.

[0054] Nesse caso, como é evidente na figura 2, entre o anel externo 10 e o rotor interno 11 acha-se configurada uma fenda magnética M. De preferência, o mastro de rotor principal 4 é produzido de tal modo que o momento de rotação necessário seja gerado através dos campos magnéticos, respectivamente de tal modo que momentos de flexão do rotor tenham o menor efeito possível ou nenhum efeito sobre a fenda magnética M entre o anel externo 10 e o rotor interno 11. Uma cobertura 15 protege a unidade de acionamento elétrica E em relação a influências ambientais externas.

[0055] A transmissão de rotor principal mostrada na figura 2, respectivamente a transmissão de rotor de helicóptero 2, apresenta um espaço oco central H1. Nesse estado oco central H1 acha-se apoiado um mastro de mancal 5 fixo ao local e não giratório, o qual, nesse caso, está projetado como corpo oco com um espaço oco H2, bem como envolvendo um eixo central z. O eixo central z forma, ao mesmo tempo, a direção longitudinal do mastro de mancal 5 e um eixo de rotação do eixo de rotor principal, respectivamente do mastro de rotor principal 4. Nesse caso, o mastro de mancal 5 está projetado atravessando completamente a caixa de transmissão 30, sendo que através do espaço oco central H2 no mastro de mancal 5 podem ser conduzidas, por exemplo, barras de controle ou linhas elétricas tais como cabos ou similares não mostradas aqui, basicamente ao longo do eixo central z. Devido a um deslocamento desse tipo para dentro do mastro de mancal 5, em comparação com uma disposição externa ao mastro de rotor principal 4, as barras de controle ou cabos não podem ser danificados por influências externas como choque com pássaros etc. Além disso, através do deslocamento das barras de controle para dentro do espaço oco H2 do mastro de mancal 5, externamente ao mastro de rotor principal 4, cria-se espaço suficiente para a incorporação de uma unidade de acionamento elétrica E, projetada como motor de anel elétrico, de modo coaxial ao mastro de rotor principal 4. Em outras palavras, as barras de controle situadas internamente e a consequente eliminação possível de um disco oscilante externamente ao mastro de rotor 4 permitem uma fixação fácil de um motor de anel elétrico no mastro de rotor 4.

[0056] De preferência, pelo lado da barra de acionamento na caixa de transmissão 30 acha-se disposto um dispositivo de redirecionamento para o redirecionamento e alinhamento das barras de controle.

[0057] Um tirante de acionamento principal, respectivamente um tirante de acionamento 32, que está alojado por meio de uma abertura 20 na caixa de transmissão 30, encontra-se aqui em uma ligação operativa mecânica com a segunda unidade de acionamento TK, não mostrada aqui, projetada como máquina motriz termodinâmica. Aqui, segundo a figura 2, uma roda dentada de acionamento 34 está apoiada giratoriamente no mastro de mancal 5, sendo que, aqui, a roda dentada de acionamento 34 apresenta uma endentação de roda cônica, a qual pode cooperar com uma roda dentada de tirante de acionamento 33 do tirante de acionamento 32. Com a roda dentada de acionamento 34 acha-se ligada uma segunda roda central 35, configurada como eixo oco, a qual apresenta uma seção tubular 36 com uma endentação externa 37. Através da roda central 35, a roda dentada de acionamento 34 encontra-se apoiada rotativamente em torno do eixo central z e encaixada sobre o mastro de mancal 5 que está fixado rotativamente ao local. Tal como mostrado aqui na figura 2, a segunda roda central 35 está apoiada sobre mancal de roda central 38 rotativamente sobre o mastro de mancal 5. A segunda roda central 35 é acionável através do tirante de acionamento 32, e isso faz com que a segunda roda central 35 represente um eixo oco motriz. Na altura da endentação externa 37 da segunda roda central 35 acha-se disposta uma série de rodas planetárias de acionamento 41 sobre segundos suportes de roda planetária 39 correspondentes, sendo que os suportes de roda planetária 39 podem ser considerados como eixos planetários. As rodas planetárias de acionamento 41 apresentam, respectivamente, uma endentação externa e se encontram engrenadas com a endentação externa 37 da segunda roda central 35. Os segundos suportes de roda planetária 39 estão projetados como fixos ao local e apresentam uma distância em relação à caixa de transmissão 30, respectivamente em relação ao eixo central z, respectivamente em relação à segunda roda central rotativa 35, de tal modo que as rodas planetárias de acionamento 41 e seus segundos suportes de roda planetária 39 possam ser colocadas em rotação fixa ao local dentro da caixa de transmissão 30. Os segundos suportes de roda planetária 39 estão projetados como suportes planetários duplos, pois para cada roda planetária de acionamento 41, a uma distância na direção do eixo de roda planetária P, uma segunda roda planetária 40 está disposta em cada segundo suporte de roda planetária 39. As rodas planetárias de acionamento 41 estão dispostas, respectivamente, paralelamente às correspondentes segundas rodas planetárias 40. A série de segundos suportes de roda planetária 39 está disposta em torno do eixo central z, em torno da circunferência externa do mastro de mancal 5, e está disposta de modo fixo ao local na caixa de transmissão 30.

[0058] A transmissão de rotor principal 2 mostrada aqui pode ser concebida como uma engrenagem planetária de dois estágios. Aqui, o mastro de mancal 5 atravessa completamente a caixa de transmissão 30 e se projeta para fora da caixa de transmissão 30 pelo lado voltado na direção oposta ao tirante de acionamento 32.

[0059] Na altura das segundas rodas planetárias 40, na direção do eixo central z, acha-se disposto um anel de roda dentada 22 rotativamente em torno do eixo central z. O anel de roda dentada 22 envolve todas as segundas rodas planetárias 40, é acionável através da rotação das segundas rodas planetárias 40 e, consequentemente, é rotativo em torno do eixo central z. No anel de roda dentada 22 está disposto um condutor de anel de roda dentada 21, que funciona como dispositivo de transmissão de força, por meio do qual a rotação do anel de roda dentada 22 pode ser transmitida ao mastro externo giratório 6.

[0060] A figura 2a mostra um corte longitudinal através de outra forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção, com a unidade de acionamento híbrida, sendo que – diferentemente da forma de execução mostrada na figura 2 – vários motores de anel elétricos E; E’; E”, isto é, três neste caso, estão empilhados um sobre o outro e incluem respectivamente um anel externo 10; 10’; 10”, bem como um rotor interno 11; 11’; 11”.

[0061] A figura 3 mostra um corte longitudinal através de outra forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção, com a unidade de acionamento híbrida 1, sendo que a unidade de acionamento elétrica E está projetada como motor de anel elétrico com uma engrenagem integrada, projetada como engrenagem planetária PE. Como é evidente na figura 3, aqui, a transmissão de rotor principal 2 corresponde à transmissão de rotor principal da forma preferida de execução mostrada na figura 2.

[0062] Na forma preferida de execução aqui mostrada, no rotor interno 11 em forma de anel (isto é, que forma um anel interno) que funciona como rotor está disposta, de modo não giratório, uma roda oca 51 com endentação interna, de tal modo que a roda oca 51 com endentação interna acompanha a rotação do rotor interno 11.

[0063] A engrenagem planetária PE aqui mostrada apresenta uma série de primeiras rodas planetárias 52 com endentação externa, as quais se apoiam sobre primeiros suportes planetários correspondentes

53. As endentações externas das primeiras rodas planetárias 52 estão, aqui, engrenadas com a endentação interna da roda oca 51. Consequentemente, em função da construção, as primeiras rodas planetárias 52 encontram-se apoiadas rotativamente na roda oca 51. Nesse caso, as rodas planetárias 52 não fixas ao local giram respectivamente em torno de seus eixos planetários P e giram dentro do anel de roda dentada 22 em torno de um eixo de rotor central,

respectivamente em torno do eixo central z. A rotação das primeiras rodas planetárias 52 ocorre, aqui, através de acionamento rotativo da roda oca 51 com endentação interna, disposta no rotor interno 11, em torno de uma primeira roda central 50 que aqui está disposta de modo não giratório, isto é, não rotativo. Como é evidente na figura 3, nessa outra forma preferida de execução, a disposição não giratória da primeira roda central 50 se concretiza com base em um fundo de caixa 55 que fica fixo, o qual estabelece uma ligação rígida entre o anel externo 10 e a primeira roda central 50.

[0064] O mastro externo 6 é colocado em rotação por meio de um elemento de ligação 54 fixado de modo não giratório entre os primeiros suportes planetários 53 e o mastro externo 6.

[0065] A figura 3a mostra um corte longitudinal através de outra forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção com a unidade de acionamento híbrida1 e uma série de motores de anel elétricos E; E’, isto é, dois neste caso, empilhados um sobre o outro, sendo que os motores de anel elétricos E; E’ estão respectivamente projetados com uma engrenagem integrada, projetada como engrenagem planetária PE; PE’. Como é evidente na figura 3a, os dois motores de anel elétricos E; E’ empilhados um sobre o outro apresentam, respectivamente, primeiras rodas centrais 50; 50’, primeiras rodas ocas 51; 51’ com endentação interna, primeiras rodas planetárias 52; 52’, primeiros suportes de roda planetária 53; 53’, bem como elementos de ligação 54; 54’. Entre os dois motores de anel elétricos E; E’ empilhados um sobre o outro, essa outra forma preferida de execução apresenta um fundo intermediário 56, sendo que o fundo intermediário 56 estabelece uma ligação entre os anéis externos 10; 10’ e a primeira roda central 50’, enquanto o fundo de caixa fixo 55 estabelece uma ligação rígida entre o anel externo 10 e a primeira roda central 50. Essa outra forma preferida de execução unifica as vantagens de uma redução obtida por meio de engrenagem integrada com um momento de rotação gerado particularmente alto, bem como uma construção modular de uma unidade de acionamento elétrica com diferentes estágios de potência obteníveis, construção esta que é obtida por meio de motores de anel elétricos empilhados um sobre o outro.

[0066] A figura4 mostra um diagrama funcional do sistema de controle de potência de acionamento da forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção como uma unidade de acionamento híbrida 1 que aqui está configurada em paralelo. Nesse caso, em um quadro esquerdo são mostrados os componentes principais do sistema de acionamento elétrico, enquanto em um quadro direito são mostrados os componentes principais de uma unidade de acionamento TK projetada como máquina motriz termodinâmica.

[0067] Como já foi mostrado na figura 2, no caso da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção com uma unidade de acionamento híbrida 1, uma unidade de acionamento TK projetada como máquina motriz termodinâmica, bem como uma unidade de acionamento elétrica E, encontram-se em ligação operativa mecânica com o mastro de rotor principal 4.

[0068] Como se observa na figura 4, a aeronave de asas rotativas inclui, aqui, uma unidade de controle ST, bem como uma unidade de sistema eletrônico de potência LEE (também chamado de “inverter”), sendo que com base em uma transmissão elétrica de sinal c, a unidade de sistema eletrônico de potência LEE interage com a unidade de controle ST. Além disso, a unidade de sistema eletrônico de potência LEE está projetada para, com base em uma transmissão de energia elétrica b, receber energia elétrica da fonte de energia elétrica na forma de uma unidade de armazenamento de bateria BS e encaminhá-la na forma de corrente elétrica à unidade de acionamento elétrica E.

[0069] Nesse caso, a unidade de controle ST está projetada de tal modo que com base em uma transmissão elétrica de sinal c, ela possa receber dados de entrada de sensor, através de uma unidade aviônica AE, da segunda unidade de acionamento TK projetada com máquina motriz termodinâmica, da unidade de acionamento elétrica E, do sistema de controle do piloto e da fonte de energia, e possa encaminhar dados de saída à unidade de sistema eletrônico de potência LEE.

[0070] Como se pode observar no quadro direito da figura 4, aqui, uma segunda unidade de acionamento TK, projetada como máquina motriz termodinâmica, é operada por meio de uma unidade de regulagem de acionamento AR através de um duto de combustível que transporta combustível fóssil. A segunda unidade de acionamento TK, projetada como máquina motriz termodinâmica, encontra-se, aqui, em ligação operativa mecânica a com o rotor principal por meio de uma transmissão de rotor principal 2 e do mastro de rotor principal 4. Nesse caso, a unidade de regulagem de acionamento AR está configurada, de preferência, como autônoma e completamente digital como uma assim chamada FADEC, fazendo com que a segunda unidade de acionamento TK seja regulada autonomamente em todos os estados operacionais.

[0071] Por meio da transmissão de sinal eletrônica c, a unidade de regulagem de acionamento AR, configurada como FADEC, pode estar em ligação com uma unidade aviônica AE, sendo que a unidade aviônica AE detecta a potência de saída proveniente da segunda unidade de acionamento TK e a pode encaminhar à unidade de controle ST por meio de transmissão de sinal eletrônica c.

[0072] A aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção pode incluir um sistema de alimentação de corrente adicional SV, que assegura uma alimentação de energia adicional da unidade aviônica AE e da unidade de armazenamento de bateria BS.

[0073] Especialmente, a unidade de controle ST pode ser projetada com um sistema lógico de tal modo que a partir da unidade de sistema eletrônico de potência LEE seja possível ajustar a potência de saída da unidade de acionamento elétrica E em função das condições de voo, do perfil de voo, do nível de bateria, bem como da potência de saída proveniente da segunda unidade de acionamento TK. Em outras palavras, no caso de uma pane da segunda unidade de acionamento TK, em caso de necessidade a unidade de controle ST poderia aumentar automaticamente a potência de saída da unidade de acionamento elétrica E.

[0074] Além disso, a unidade de acionamento elétrica E da unidade de acionamento híbrida 1 da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção, em um estado acoplado de modo não giratório entre a unidade de acionamento elétrica E e a segunda unidade de acionamento TK, projetada como máquina motriz termodinâmica, e durante o funcionamento da segunda unidade de acionamento TK, a unidade de acionamento elétrica E, que se encontra fora de operação, pode funcionar como gerador para uma recuperação de energia adicional para a unidade de armazenamento de bateria BS. De preferência, na unidade de sistema eletrônico de potência LEE, respectivamente na unidade de acionamento eletrônica E, é previsto um retificador na forma de um diodo de bloqueio, por exemplo, tornando possível que a unidade de armazenamento de bateria BS possa ser carregada quando a unidade de acionamento elétrica E estiver fora de operação. Apesar de que na forma de execução mostrada na figura 4, a unidade de acionamento elétrica já possa funcionar como gerador, opcionalmente a aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção pode incluir módulos adicionais de geração de corrente SEM para o carregamento da unidade de armazenamento de bateria BS.

[0075] Particularmente de preferência, o sistema lógico da unidade de controle ST permite, além disso, uma mudança automática de modo entre a geração de momento de rotação para o acionamento do rotor e a recuperação de energia adicional para a unidade de armazenamento de bateria BS.

[0076] A figura 5 mostra um diagrama funcional do sistema de controle de potência de acionamento da outra forma preferida de execução da aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção com uma unidade de acionamento híbrida 1aqui configurada como serial. Como se pode observar na figura 5, como diferença essencial em relação à unidade de acionamento híbrida 1 configurada como em paralelo e mostrada na figura 4, aqui não há nenhuma ligação operativa mecânica entre a segunda unidade de acionamento TK, projetada como máquina motriz termodinâmica, e o mastro de rotor principal 4, respectivamente e o rotor principal.

[0077] Segundo essa outra forma preferida de execução, a aeronave de asas rotativas de acordo com a invenção pode incluir módulos adicionais de geração de corrente SEM, acoplados mecanicamente com a unidade de acionamento 2, para o carregamento da unidade de armazenamento de bateria BS através de uma transmissão adicional elétrica de energia b, para possibilitar uma operação duradoura contínua da unidade de acionamento elétrica E, projetada como motor de anel elétrico, durante uma missão completa de um voo completo. Em associação com uma unidade de acionamento elétrica E desse tipo, preferencialmente autônoma, é preciso que os módulos de geração de corrente SEM possam fornecer corrente suficientemente de modo correspondente, para garantir a operação autônoma da unidade de acionamento elétrica E. O pelo menos um módulo de geração de corrente SEM funciona, aqui, como gerador de corrente adicional, que fornece completamente a energia para uma operação contínua da unidade de acionamento elétrica E.

[0078] Além disso, de acordo com a outra forma preferida de execução aqui mostrada, através de uma transmissão elétrica adicional de sinal c entre a unidade de controle ST e a unidade de regulagem de acionamento AR, configurada como FADEC, a segunda unidade de acionamento TK pode ser conectada em caso de necessidade, respectivamente a segunda unidade de acionamento TK pode ser colocada em operação conforme a necessidade.

[0079] Na outra forma preferida de execução aqui mostrada, a unidade de acionamento TK, projetada como máquina motriz termodinâmica, pode ser entendida tão apenas como meio para prolongar a amplitude de alcance do voo. Lista de Números de Referência 1 unidade de acionamento híbrida 2 transmissão de rotor principal 4 mastro de rotor, respectivamente mastro de rotor principal 5 mastro de mancal 6 mastro externo 7 mancal (entre o mastro de mancal e o mastro externo) 10 anel externo 11 rotor interno 12 primeiro braço de fixação (do anel externo que funciona como estator) 15 cobertura (da unidade de acionamento elétrica) 20 abertura (na caixa de transmissão para a recepção do tirante de acionamento) 21 condutor de anel de roda dentada 22 anel de roda dentada 30 caixa de transmissão (da transmissão principal) 31 segundo braço de fixação (da caixa de transmissão) 32 tirante de acionamento 33 roda dentada de tirante de acionamento

34 roda dentada de acionamento 35 segunda engrenagem central 36 seção de tubo 37 endentação externa (da seção de tubo) 38 mancal de engrenagem central 39 segundo suporte de roda planetária 40 segunda roda planetária 41 roda planetária de acionamento 42 mancal de suporte de roda planetária 50; 50’ primeira engrenagem central (da engrenagem planetária integrada no motor de anel) 51; 51’ roda oca 52; 52’ primeira roda planetária (da engrenagem planetária integrada no motor de anel) 53; 53’ primeiro suporte de roda planetária (da engrenagem planetária integrada no motor de anel) 54; 54’ elemento de ligação (entre suporte planetário e mastro externo) 55 fundo de caixa (ligação entre anel externo e primeira engrenagem central 50) 56 fundo intermediário (ligação entre anel externo e primeira engrenagem central 50’) BS unidade de armazenamento de bateria E; E’; E” unidade de acionamento elétrica H1 primeiro espaço oco (da caixa de transmissão da engrenagem principal) H2 segundo espaço oco (do mastro de mancal) H3 terceiro espaço oco (do mastro externo) M fenda magnética P eixo de roda planetária

PE; PE’ engrenagem planetária (da unidade de acionamento elétrica) SEM módulo de geração de corrente ST unidade de controle TK segunda unidade de acionamento, projetada como máquina motriz termodinâmica) z eixo central

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Aeronave de asas rotativas com pelo menos uma, de preferência várias, unidade de acionamento elétrica (E) para o acionamento de um rotor principal de uma aeronave de asas rotativas, especialmente de um helicóptero, sendo que a pelo menos uma unidade de acionamento elétrica (E) inclui: meios para o acoplamento da pelo menos uma unidade de acionamento elétrica (E) com um mastro de rotor (4), acoplável de modo não giratório com uma unidade de acionamento de uma transmissão de rotor de helicóptero (2), para o acoplamento não giratório com o rotor principal ou com o rotor de cauda, caracterizada pelo fato de que a pelo menos uma unidade de acionamento elétrica (E) está projetada como pelo menos um motor de anel elétrico, sendo que o pelo menos um motor de anel elétrico está disposto e incorporado de modo coaxial em relação ao mastro de rotor (4).

2. Aeronave de asas rotativas de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a unidade de acionamento elétrica (E) está projetada como motor de anel elétrico com um rotor interno (11) que funciona como rotor, sendo que o rotor interno (11) pode ser ligado firmemente diretamente com o mastro de rotor (4).

3. Aeronave de asas rotativas de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que a unidade de acionamento elétrica (E) está projetada como motor de anel elétrico com um rotor externo que funciona como rotor, sendo que o rotor externo pode ser ligado firmemente com o mastro de rotor.

4. Aeronave de asas rotativas de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizada pelo fato de que a unidade de acionamento elétrica (E) está projetada como motor de anel elétrico com uma engrenagem integrada para a transmissão de força para o mastro de rotor (4).

5. Aeronave de asas rotativas de acordo com a reivindicação

4, caracterizada pelo fato de que a unidade de acionamento elétrica (E) está projetada como motor de anel elétrico com uma engrenagem projetada como engrenagem planetária.

6. Aeronave de asas rotativas de acordo com qualquer uma das reivindicações precedentes, caracterizada pelo fato de que a unidade de acionamento elétrica (E) pode ser ligada mecanicamente ao menos com a caixa de transmissão (30) da transmissão de rotor de helicóptero (2), especialmente na medida em que um anel externo (10), que funciona como estator, da unidade de acionamento elétrica (E) pode ser ligado firmemente com a caixa de transmissão (30).

7. Aeronave de asas rotativas de acordo com qualquer uma das reivindicações precedentes, caracterizada pelo fato de que a pelo menos uma unidade de acionamento elétrica (E) está projetada e dimensionada de tal modo que um rotor principal e/ou um rotor de cauda de uma aeronave de asas rotativas, especialmente de um helicóptero, pode ser acionado de modo autossuficiente sem uma unidade de acionamento adicional.

8. Aeronave de asas rotativas de acordo com qualquer uma das reivindicações precedentes, caracterizada pelo fato de que a pluralidade de unidades de acionamento (E) projetadas como motores de anel elétricos está disposta e incorporada de modo superposto e coaxial em relação ao mastro de rotor (4).

9. Aeronave de asas rotativas com uma unidade de acionamento híbrida (1), incluindo uma unidade de acionamento elétrica (E) de acordo com qualquer uma das reivindicações precedentes, bem como: uma segunda unidade de acionamento (TK) projetada como máquina motriz termodinâmica, como por exemplo um motor de combustão, um motor de turbina, um motor de ignição remota, um motor a diesel, uma unidade de acionamento com células de combustível ou similares.

10. Aeronave de asas rotativas com uma unidade de acionamento híbrida (1) de acordo com a reivindicação 9, caracterizada pelo fato de que a unidade de acionamento elétrica (E) pode ser acoplada mecanicamente com a segunda unidade de acionamento (TK) projetada como máquina motriz termodinâmica, de tal modo que a unidade de acionamento elétrica (E) possa girar junto com a segunda unidade de acionamento (TK) em um estado acoplado e, devido a isso, a unidade de acionamento elétrica (E) pode apoiar a segunda unidade de acionamento (TK) durante o acionamento do rotor principal ou do rotor de cauda, respectivamente ao contrário para a formação de uma unidade de acionamento híbrida (1) conectada em paralelo.

11. Aeronave de asas rotativas de acordo com a reivindicação 10, caracterizada pelo fato de que a unidade de acionamento híbrida (1) inclui uma fonte de energia elétrica, especialmente uma unidade de armazenamento de bateria (BS), e sendo que a unidade de acionamento elétrica (E) da unidade de acionamento híbrida (1), em um estado acoplado de modo não giratório entre a unidade de acionamento elétrica (E) e a segunda unidade de acionamento (TK), projetada como máquina motriz termodinâmica, e durante a operação da segunda unidade de acionamento (TK), a unidade de acionamento elétrica (E) pode funcionar como gerador para uma recuperação de energia adicional para a unidade de armazenamento de bateria (BS).

12. Aeronave de asas rotativas, especialmente helicóptero, de acordo com a reivindicação 11, caracterizada pelo fato de que na unidade de acionamento eletrônica (E) é previsto um retificador, especialmente na forma de um diodo de bloqueio, e isso faz com que a unidade de armazenamento de bateria (BS) possa ser carregada quando a unidade de acionamento elétrica (E) estiver fora de operação.

13. Aeronave de asas rotativas, especialmente helicóptero,

de acordo com qualquer uma das reivindicações precedentes, caracterizada pelo fato de que o mastro de rotor (4) está projetado em duas partes e inclui um mastro de mancal (5) e um mastro externo (6), sendo que o mastro externo (6), projetado como corpo oco, está apoiado rotativamente em torno de um eixo central (Z) em relação ao mastro de mancal (5), circundando concentricamente o mastro de mancal (5), e sendo que o mastro externo (6) pode ser ligado operativamente com a transmissão de rotor de helicóptero (2), sendo que o mastro de mancal (5) pode estar apoiado de modo fixo ao local e não giratório na aeronave de asas rotativas, de tal modo que o mastro externo (6) seja acoplável de modo não giratório com um rotor principal e possa ser colocado em rotação por meio da transmissão de rotor de helicóptero (2).

14. Aeronave de asas rotativas, especialmente helicóptero, de acordo com a reivindicação 13, caracterizada pelo fato de que o mastro de mancal (5) está projetado como corpo oco, de tal modo que componentes como barras de controle e/ou cabeamento, podem ser dispostos de modo a atravessar completamente o mastro de mancal (5) e o mastro externo (6) na direção do eixo central (z).

15. Aeronave de asas rotativas, especialmente helicóptero, de acordo com a reivindicação 13 ou 14, caracterizada pelo fato de que o mastro de rotor (4) é acoplável não giratoriamente com a unidade de acionamento projetada como roda dentada de acionamento (34), sendo que a roda dentada de acionamento (34) pode ser apoiada rotativamente sobre o mastro de mancal (5) por meio de pelo menos um mancal radial, e que, por meio de uma segunda roda planetária (35), ligada de modo não giratório com a roda dentada de acionamento (34), é possível obter uma rotação de pelo menos uma roda planetária de acionamento (41), em um lado de um respectivo segundo suporte de roda planetária (39) voltado para a roda dentada de acionamento (34), em torno de um respectivo eixo de roda planetária (P), e sendo que pelo menos uma segunda roda planetária (40), apoiada de modo fixo ao local e pertencente à pelo menos uma roda planetária de acionamento (41), está envolvida por um anel de roda dentada (22) com endentação interna e rotativa em torno do eixo central (z), e entre o anel de roda dentada (22) e o mastro externo (6) é possível incorporar ou moldar um dispositivo de transmissão de força de um modo tal que a partir de um movimento de rotação da roda dentada de acionamento (34) seja possível colocar em rotação o mastro externo (6) e o rotor principal acoplado de modo não giratório com o mastro externo (6).

16. Aeronave de asas rotativas, especialmente helicóptero, de acordo com qualquer uma das reivindicações 9 a 13, caracterizada pelo fato de que a aeronave de asas rotativas inclui uma unidade de controle (ST), bem como uma unidade de sistema eletrônico de potência (LEE), sendo que a unidade de sistema eletrônico de potência (LEE) pode interagir com a unidade de controle (ST), com uma fonte de energia elétrica, especialmente uma unidade de armazenamento de bateria (BS), e com a unidade de acionamento elétrica (E), e especialmente a unidade de sistema eletrônico de potência (LEE) pode receber energia elétrica da fonte de energia e a transferir em forma de corrente elétrica à unidade de acionamento elétrica (E), sendo que a unidade de controle (ST) está projetada de tal modo que ela possa receber dados de entrada de sensor da segunda unidade de acionamento (TK), da unidade de acionamento elétrica (E), do sistema de controle do piloto e da fonte de energia elétrica; e encaminhar dados de saída à unidade de sistema eletrônico de potência (LEE), e sendo que a unidade de controle (ST) está projetada com um sistema lógico de tal modo que a partir da unidade de sistema eletrônico de potência (LEE) seja possível ajustar a potência de saída da unidade de acionamento elétrica (E) em função das condições de voo, do perfil do voo, do nível de bateria e da potência de saída proveniente da segunda unidade de acionamento (TK).

17. Aeronave de asas rotativas, especialmente helicóptero, de acordo com a reivindicação 14, caracterizada pelo fato de que o sistema lógico da unidade de controle (ST) permite na continuidade uma mudança automática de modo entre a geração de momento de rotação para o acionamento do rotor e a recuperação de energia adicional para a unidade de armazenamento de bateria (BS).

18. Aeronave de asas rotativas, especialmente helicóptero, de acordo com a reivindicação 16, caracterizada pelo fato de que a aeronave de asas rotativas inclui módulos adicionais de geração de corrente (SEM) acoplados mecanicamente com a segunda unidade de acionamento (TK), para o carregamento da unidade de armazenamento de bateria (BS), obtendo-se assim uma unidade de acionamento híbrida (1) configurada de modo serial.