CN102282073B - 功率分配系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于具有至少一个发动机(8、10)的飞机的功率分配系统(2)，其具有至少一个转矩传输装置(4、6)，所述转矩传输装置(4、6)可移动地安装并且与发动机(8、10)的至少一个轴连接，并且从发动机(8、10)的轴延伸到飞机机身的内部区域中，并且在远离发动机(8、10)的端部上具有至少一个用于导入转矩的接口(12、14)。在转矩传输装置(4、6)的接口(12、14)处不仅能够驱动机械的设备(26、28、36、38)，而且也能够进行发动机(8、10)的启动。因此在飞机中能够基本上省去从机械能到电能的转换和随后使用电能来产生机械动力。这特别有利于应用于短程的双发喷气式客机。

Description

功率分配系统

相关申请

本申请要求2008年9月26日递交的美国临时专利申请No.61/194447和2008年9月26日递交的德国专利申请Nr.102008048915.8的优先权，它们的内容通过参引并入本文。

技术领域

本发明涉及一种用于具有至少一个发动机的飞机的功率分配系统、一种用于在飞机内分配功率的方法、一种功率分配系统在飞机内的使用、以及一种具有至少一个功率分配系统的交通工具，尤其是飞机。

背景技术

在现代客机的研发中力求以电的方式传输飞机内的功率，以便避免带有损失的且很少柔性的机械的、液压的或其它的传输机构。由于在客舱中不断增加的电气和电子设备以及研发了使用较少引气的或完全省去引气的具有电压缩机马达和增压马达的空气调节系统，导致在飞机发动机中必须集成具有非常高的电功率的发电机。

集成在飞机中的发电机的尺寸和数量与一系列因素有关。为了确保客机的足够的可靠性，存在大量的规则，其设有停车概率、平均故障间隔时间(“Mean Time Between Failure”，MTBF)或用于具有任意临界状态的飞机系统的类似参数。因此，在双发喷气式客机的发电机的尺寸中，也必须遵守由ICAO(国际民航组织)公布的“双发飞机延伸航程运行标准”(简称ETOPS)，借助所述双发飞机延伸航程运行标准，双发喷气式客机能够设计成，使得当距离最近的机场超过60分钟以上的航程时，它们可借助仅一个能运转的发动机用于较长的航程。此外，在较新型的双发喷气式客机中由此出现总共四个发电机，——在每个发动机中各具有两个——，所述发电机施加全部的电功率。由于需要多于100kW的功率，所以发电机相应地非常大、重且昂贵。但是，在可能的故障方面，由于多倍冗余和大量的调节机构，供电可以看作几乎是安全的。

由发电机提供的电功率借助昂贵的功率电子装置以直流电和/或具有恒定的频率的交流电的形式提供，所述功率电子装置再次产生大量的待排出的废热。虽然在较大型的远程飞机中用于提高相关效率的这种费用是合理的，但是该费用在主要用于短程的较小型的飞机中不能够满足经济利益。

发明内容

本发明的目的是，提出一种用于在具有至少一个发动机的飞机中的仪器和设备的功率分配系统，所述功率分配系统不利用电作为基本的传输媒介。本发明的另一个目的是，提出一种用于飞机的这样的功率分配系统，所述功率分配系统适用于飞机的空气调节系统的与引气无关的工作。

该目的通过根据本发明的一种用于配备有至少一个发动机的飞机的功率分配系统功率分配系统得以实现，具有：至少一个转矩传输装置；至少一个分配轴；至少一个第一联轴器，其用于在所述转矩传输装置和所述分配轴之间传输转矩；空气调节系统的至少一个能够旋转的设备，所述设备位于所述飞机机身的内部区域中，并且与所述分配轴耦联；至少一个电动力源，其用于在所述发动机处于停车状态下时使所述空气调节系统的所述至少一个能够旋转的设备和所述飞机的电消耗装置工作，其中，所述转矩传输装置能够移动地安装并且与所述发动机的至少一个轴连接，并且其中所述转矩传输装置从所述发动机的所述轴延伸到所述飞机机身的内部区域中，并且其中所述转矩传输装置在远离所述发动机的端部上具有至少一个用于将转矩导入到至少一个能够旋转的设备中的接口。

根据本发明的功率分配系统的重要方面在于，转矩传输装置将旋转运动从至少一个发动机的轴传输到飞机内部的区域中，在那里该旋转运动能够用于驱动不同类型的设备。如果飞机是双发喷气式飞机，在所述飞机中，发动机直接设置在后面机身区域处，那么与飞机内部之间的待借助转矩传输装置桥接的距离相对的小。但是同样也可能的是，直接在分别配备有一个发动机的两个机翼之间设有如下区域，设备设置在所述区域中并且由转矩传输装置驱动。

因此例如可能的是，直接由转矩传输装置的旋转使飞机的空气调节系统的可旋转的设备运转。转矩传输装置例如能够在获取来自发动机的引气的情况下驱动空气循环机(或者所谓的“air cycle machine”)，借助于所述空气循环机能够进行空气的冷却。为此能够选择在发动机上具有较低的引气压力接头以用于获取引气，因为空气循环机由于其机械的连接能够附加地产生压力。这能够改善发动机的效率。由发动机传输的机械动力特别是从开始下降起就是有益的，因为在那里，发动机空转。此外能够驱动一个或多个压缩机，以用于代替引气给机舱加压力，来自气源的空气能够导入机舱和/或混合室内。

可考虑可实现转矩的传输的所有机器元件作为可能的转矩传输装置。最简单的示例是传统的轴，所述轴能够铰链加宽，以便能够经过较复杂的路径，并且能够补偿热膨胀以及振动运动。此外可能的是，使用带驱动装置或链驱动装置作为转矩传输装置。此外，为了平衡在发动机内的轴的旋转和待驱动的设备之间的速度差，能够使用传动装置，所述传动装置在特殊的实施例中也设置成，提供与输入转速无关的输出转速。转矩传输装置和可选的传动装置必须安装在飞机内，使得能够确保转矩的可靠的传输，并且同时能够确保转矩传输装置在所有工作条件下的完整性。

为了根据本发明的功率分配系统是尽可能柔性的并且只是根据需要来驱动相应的设备，优选的是，设备由分配轴驱动，所述分配轴能够借助第一联轴器耦联在转矩传输装置的接口上。除此之外，在某些应用情况下有意义的是，在确定的待驱动的设备上分别安装附加的联轴器，所述联轴器允许相应的设备的根据需要的脱耦。对此替代的是，在考虑飞机的不同的工作情况下，有意义的是，所有设备能够相互无关地与转矩传输装置连接，但是为此在转矩传输传动装置上需要分动器和多个接口。

例如相关的轴的一端可看作转矩传输装置的接口，在所述端上安装或者能够安装轴毂连接。这能够为花键、键槽组合、法兰等。

能够按要求通过相应的第一联轴器的脱开来阻止连接在转矩传输装置上的设备的旋转的中断，使得例如在发动机启动期间能够减少启动的发动机的机械负载。

根据本发明的功率分配系统的优选的改进方案提出至少一个发动机-发电机单元，所述发动机-发电机单元能够与转矩传输装置耦联。该发动机-发电机单元优选能够作为马达或作为具有可变的或恒定的频率的发电机或作为直流发电机来工作，使得在发电机工作时，由转矩传输装置的旋转来产生电能，或者在马达工作时，相关联的发动机能够启动。因此，在飞机停留在地面上时，机舱的通风、冷却通过空气循环机或蒸发冷却循环来实现。当相关联的发动机运转时，在发动机工作中获得的电能用于供给电气或电子消耗装置，所述消耗装置的功率供给不可能或不大可能是机械的，例如在具有传统的电子半导体结构元件的纯粹的电子计算机中是这种情况。

按照根据本发明的功率分配系统另一方面，在使用用于多个发动机的多个转矩传输装置的情况下，例如在左右支路之间传输转矩，所述左右支路分别与左右发动机相关联，并且分别由转矩传输装置、可旋转的设备和可能的联轴器组成。那么，当发动机发生故障并且并非所有的待驱动的设备都能够由发生故障的发动机的剩余支路驱动时，这是特别有意义的。在发生故障的发动机上的支路例如能够通过脱开相应的第一联轴器与发动机脱耦，并且转矩由相邻的支路承担。为此有意义的是，在两个支路之间设置有第二联轴器，借助第二联轴器允许将来自一条支路的转矩传输到另一条支路中。这意味着，考虑到系统部分发生故障，根据本发明的功率分配系统能够在该情况下重新配置。

根据本发明的另一方面，当飞机例如停留在地面上并且发动机不经济地空转时，也能够可选地在发动机不工作的情况下进行功率分配。为此，一个或多个马达-发电机单元能够通过脱开第一联轴器与发动机脱耦，并且通过内部或外部的电源供给处于转动。因此，由空气调节系统的压缩机、空气循环机或蒸发冷却机的机械动力供给和由电气消耗装置的供电是可能的。在较小型的客机中，为了提供足够的电功率，考虑内燃机，但是不要求列举的完整性的情况下，一个燃料电池、由多个燃料电池组成的构造、一个或多个蓄电池、外部的电源也是可设想的并且有利的。

根据本发明的功率分配系统的其它有利的改进方案可由本文中获得。此外，所述目的可如下得以实现，即通过根据本发明的一种用于在飞机内分配功率的方法包括步骤：在所述飞机的至少一个发动机和空气调节系统的至少一个能够旋转的设备之间传输转矩，所述设备位于飞机机身的内部区域中，其中，至少一个电动力源在所述发动机处于停车状态下时供应所述空气调节系统的所述能够旋转的设备和所述飞机的电消耗装置；一种根据本发明的功率分配系统在飞行器中的应用、以及一种交通工具，尤其是具有至少一个功率分配系统的飞机来实现，所述飞机具有至少一个发动机和至少一个如上所述的功率分配系统。

附图说明

本发明的其它特征、优点和应用可能性在实施例的下述说明和附图中说明。在此，所有所述和/或图解示出的特征本身和任意的组合也与在各个权利要求或它们的相关权利要求中的组成无关地形成本发明的主题。此外，在附图中相同的附图标记用于相同或类似的对象。附图示出：

图1示出根据本发明的功率分配系统的第一实施例的示意图；

图2示出根据本发明的功率分配系统的另一个实施例的示意图；

图3示出用于在飞机内分配功率的方法；以及

图4示出具有至少一个根据本发明的功率分配系统的飞机。

具体实施方式

图1示出根据本发明的功率分配系统2，其优选集成在飞机机身的内部。功率分配系统2基本上由两个转矩传输装置4和6组成，所述转矩传输装置将转矩从左侧发动机8和右侧发动机10传输到飞机机身内。在转矩传输装置4和6的端部上分别具有一种类型的接口12和14，传输到飞机机身内的转矩能够在所述接口处分接。

在所示示例中，两个第一且在紧急情况下优选闭合的联轴器16和18连接在接口12和14上，并且能够可选地在左侧发动机8和左侧马达-发电机单元20之间的或者在右侧发动机10和右侧马达-发电机单元22之间交换转矩。马达-发电机单元直接与转矩传输装置4和6连接。接着在左侧支路24内是多个机械的消耗装置26和28，所述消耗装置能够利用在左侧支路中提供的转矩。消耗装置28例如不直接地由在马达-发电机单元20之后的分配轴30驱动，而是通过中间连接的传动装置32驱动。在传输发动机10的转矩的右侧支路34中，同样设置有多个消耗装置36和38，其中消耗装置38也通过中间连接的传动装置40由位于马达-发电机单元22之后的分配轴42驱动。

在图1中所示的实施例中，左侧支路24通过第二联轴器44与右侧支路34耦联，使得在发动机8或10可能发生故障的情况下，当相应的支路不由所属的发动机8或10驱动时，也能够将转矩输送给消耗装置26、28或36和38。

此外，根据本发明的功率分配系统2具有与马达-发电机单元20和22电连接的电子单元46。同样地，辅助动力源48耦联在电子单元46上，并且用于给马达-发电机单元20和22提供经处理的交流电压或直流电压，并且在马达工作时驱动或控制马达-发电机单元。那么，当例如在飞机停留在地面时发动机8和10不工作，但消耗装置26和28或36和38必须工作时，这是有利的。为此，第一联轴器16和18与发动机8和10脱开，使得由于马达-发电机单元20和22，不使发动机8和10不必要地处于转动。在飞行情况下，该动力源48能够为在第一联轴器16和18的可能的故障方面的附加冗余。

在发动机8和10运转时，马达-发电机单元产生电功率，所述电功率通过电子单元46发送给已存在的供电网或可选的电网，使得能够驱动附加的电气消耗装置和电子消耗装置。因此发电机在发动机8和10内的集成成为多余。

一系列的设备和装置能够作为用于根据本发明的功率分配系统的合适的消耗装置。例如在尽可能省去获取引气的情况下，能够使用机舱空气压缩机，以用于给机舱提供新鲜空气并且给机舱加压。此外，由于冗余原因，对于每个支路24和34而言有意义的是，使用两个机舱空气压缩机。对此替代的是，在可使用的机舱空气压缩机相应可靠的情况下，每个支路24和34仅仅具有一个这样的压缩机也是可能的。那么，为了冷却，能够使用具有冷却剂134a或CO₂的蒸发冷却机，所述蒸发冷却机同样能够通过存在于相应的支路24或34内的转矩来驱动。对此替代的是，空气循环冷却机的使用也是适合的，所述空气循环冷却机能够辅助或者完全地承担机舱的加压，以及引起相应的冷却。如果力求从发动机8和10获取引气，那么用于冷却空气和用于机舱加压的空气循环冷却机是特别合适的。

在所示图示中，由于转矩传输装置4和6的高的转速水平，机舱空气压缩机或空气循环冷却机通过传动装置32和40驱动。原理上可实现的是，可能使用的机舱空气压缩机直接从转矩传输装置4和6开始驱动，并且具有可变的几何形状。但是，这与从机舱压缩机开始的在输入压力和输出压力之间的待形成的压力比有关，使得在不利的压力比的情况下，可变的几何形状的应用可能是不够的。但是，机舱空气压缩机的可变的几何形状能够作为相对于通过传动装置32和40的运行的附加的选择。

同样地，附加的通风风扇、液压泵、冷却鼓风机等能够直接地通过轴30和42以满转速工作。如果相关的飞机从发动机8和10获取引气，那么可设想，该引气借助在一个或多个传动装置32和40上工作的空气循环机投入使用。

在右侧的支路34通过发动机8供能时，第二联轴器44闭合，并且右侧的第一联轴器18打开。同样地，在左侧的支路24通过发动机10工作时，中间的联轴器44闭合，并且左侧的第一联轴器16打开。

在图2中示出具有功率分配系统50的形式的变换形式，在所述功率分配系统中，马达-发电机单元20和22的位置改变。其现在位于传动装置32和40与所属的消耗装置28和38之间。这意味着，马达-发电机单元20和22同样以适合的降低了的转速工作，所述转速与消耗装置26和36的必需的转速不同。功率分配系统50的其余特征相当于图1中的图示，使得通过辅助动力源供能的电子单元46的电功率也能够供给马达-发电机单元20和22。

在图3中示意地示出根据本发明的用于分配功率的方法。根据本发明的方法基本上包括：借助于转矩传输装置在发动机和在飞机的内部中的至少一个可旋转的设备之间传输转矩52。根据本发明的方法特别是包括：驱动空气调节系统的为机舱空气压缩机、空气循环机和/或蒸发冷却机形式的至少一个可旋转的设备54，以及在发动机和至少一个马达-发电机单元之间传输转矩56，所述传输也能够与空气调节系统的可旋转的设备的工作无关地进行。此外，分开一个由单个发动机供给的支路58，并且接通用于传输另一个支路的转矩的第二联轴器60，如上所述。所有方法步骤能够以任意的组合相互交换以及是可逆的。

最后，在图4示出飞机62，所述飞机具有至少一个根据本发明的功率分配系统。在此表明，根据本发明的功率分配系统也特别是可用于飞机，所述飞机具有设置在机身尾部的区域内的发动机，并且仅必须桥接相对于机身内部的短距离。

实施例只是用于说明根据本发明的关系，并且不视为是本发明的或保护范围的限制。相反，根据本发明的原理也能够应用在具有多于一个或两个发动机的飞机上，而不必放弃优点。

补充地指出，“包括”不排除其它元件或步骤，并且“一个”不排除多个。此外指出，参考上述实施例中的一个所说明的特征或步骤也能够应用于与其它上述实施例的其它特征或步骤的组合。在权利要求中的附图标记不视为是限制。

附图标记

2   功率分配系统

4   转矩传输装置

6   转矩传输装置

8   发动机

10  发动机

12  接口

14  接口

16  第一联轴器

18  第一联轴器

20  马达-发电机单元

22  马达-发电机单元

24  左侧支路

26  消耗装置

28  消耗装置

30  分配轴

32  传动装置

34  右侧支路

36  消耗装置

38  消耗装置

40  传动装置

42  分配轴

44  第二联轴器

46  电子单元

48  辅助动力源

50  功率分配系统

52  传输转矩

54  驱动可旋转的设备

56  传输在马达-发电机单元和发动机之间的转矩

58  分开支路与发动机

60  接通第二联轴器

62  飞机

Claims (10)

1.一种用于配备有至少一个发动机(8、10)的飞机(62)的功率分配系统(2、50)，具有：

至少一个转矩传输装置(4、6)；

至少一个分配轴(30、42)；

至少一个第一联轴器(16、18)，其用于在所述转矩传输装置(4、6)和所述分配轴(30、42)之间传输转矩；

空气调节系统的至少一个能够旋转的设备，所述设备位于所述飞机机身的内部区域中，并且与所述分配轴(30、42)耦联；

至少一个电动力源(48)，其用于在所述发动机(8、10)处于停车状态下时使所述空气调节系统的所述至少一个能够旋转的设备和所述飞机的电消耗装置工作，

其中，所述转矩传输装置(4、6)能够移动地安装并且与所述发动机(8、10)的至少一个轴连接，并且

其中所述转矩传输装置(4、6)从所述发动机(8、10)的所述轴延伸到所述飞机机身的内部区域中，并且其中所述转矩传输装置(4、6)在远离所述发动机(8、10)的端部上具有至少一个用于将转矩导入到至少一个能够旋转的设备中的接口(12、14)。

2.如权利要求1所述的功率分配系统(2、50)，此外具有与所述分配轴(30、42)耦联的至少一个马达-发电机单元(20、22)。

3.如权利要求1或2所述的功率分配系统(2、50)，其中，至少一个传动装置(32、40)设置在所述分配轴(30、42)和所述空气调节系统的所述能够旋转的设备之间。

4.如权利要求1和2中任一项所述的功率分配系统(2、50)，其中，所述飞机(62)具有两个或多个发动机(8、10)，所述功率分配系统(2、50)具有两个转矩传输装置(4、6)，其中左侧的转矩传输装置(4)与至少一个左侧的发动机(8)连接，并且与所述空气调节系统的至少一个左侧的能够旋转的设备(26、28)和/或至少一个左侧的马达-发电机单元(20)形成左侧的功率分配支路(24)，并且其中右侧的转矩传输装置(6)与至少一个右侧的发动机(10)连接，并且与所述空气调节系统的至少一个右侧的能够旋转的设备(36、38)和/或至少一个右侧的马达-发电机单元(22)形成右侧的功率分配支路(34)。

5.如权利要求4所述的功率分配系统(2、50)，此外具有至少一个第二耦联器(44)，其用于在所述左侧的支路(24)和所述右侧的支路(34)之间传输转矩。

6.如权利要求2所述的功率分配系统(2、50)，其中，所述至少一个马达-发电机单元(20、22)设置成用于启动所述发动机(8、10)中的至少一个。

7.如权利要求2所述的功率分配系统(2、50)，其中，所述至少一个马达-发电机单元(20、22)设置成用于提供电能。

8.一种用于在飞机内分配功率的方法，包括步骤：在所述飞机的至少一个发动机(8、10)和空气调节系统的至少一个能够旋转的设备之间传输转矩(52)，所述设备位于飞机机身的内部区域中，其中，至少一个电动力源(48)在所述发动机(8、10)处于停车状态下时供应所述空气调节系统的至少一个所述能够旋转的设备和所述飞机的电消耗装置。

9.一种如权利要求1至7中任一项所述的功率分配系统(2、50)在飞行器中的应用。

10.一种飞机(62)，具有至少一个发动机(8、10)和至少一个如权利要求1至7中任一项所述的功率分配系统(2、50)。