CN102933461A - 用于直升飞机的混合动力驱动装置 - Google Patents

Abstract

直升飞机的旋翼用电动机驱动。在此所需的电能由马达-发电机单元（101、103）产生，所述马达-发电机单元具有一个或多个内燃机（100）。马达-发电机单元能够安装在机舱底板下方。以这种方式，提出一种混合动力直升飞机，其能够在大的区间内设定旋翼的旋转频率。

Description

用于直升飞机的混合动力驱动装置

技术领域

本发明涉及一种直升飞机的驱动装置。本发明尤其涉及一种用于直升飞机的混合动力驱动装置、混合动力驱动装置在直升飞机中的应用、混合动力直升飞机以及用于驱动直升飞机的主旋翼和/或尾旋翼的方法。

背景技术

现今的直升飞机通常具有低效率的驱动系统。此外，驱动装置通常是非常大声的。

传动系由一个或多个内燃机和机械主传动装置组成。通常，使用涡轮机轴驱动装置或活塞式发动机。

在DE 10 2008 028 866A1以及在WO 2009/153236A2中描述了具有旋转斜盘式操纵装置的直升机。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于直升飞机的替选的驱动装置。

该目的通过独立权利要求的内容实现。本发明的改进方案由从属权利中得到。

根据本发明的第一观点，给出一种用于直升飞机的混合动力驱动装置，其中混合动力驱动装置具有第一马达、第二马达和发电机单元。第一马达实施为用于驱动发电机单元，并且发电机单元实施为用于产生电能，以便为第二马达供电。第二马达涉及一种电动机，其实施为用于驱动直升飞机旋翼。待驱动的旋翼例如涉及直升飞机的主旋翼或涉及尾旋翼。

以这种方式例如可能的是，将主旋翼（和/或尾旋翼）的转速设置在大的区间内。因此，由于旋翼的非常易变的转速，能够优化能量消耗。由此，能够优化直升飞机的功率特性和排放特性。由于直接驱动旋翼，能够简化地实施或完全弃用例如是离合器或旋转斜盘的附加的机械元件。

根据本发明的另一观点，提出上述和接下来描述的混合动力驱动装置在直升飞机（直升机）中的应用。

根据本发明的再一观点，提出具有上述和接下来描述的混合动力驱动装置的混合动力直升飞机。

根据本发明的还一观点，提出一种用于驱动直升飞机的主旋翼和/或尾旋翼的方法，其中发电机单元用第一马达驱动，并且因此产生电能用于为第二马达供电。此外，直升飞机的旋翼中的至少一个由第二马达（其用发电机的电能供电）驱动。

根据本发明的实施例，第一马达涉及一种汪克尔发动机。然而，这也能够涉及另一种内燃机（或多种内燃机），例如涉及一种涡轮机。

根据本发明的另一实施例，第二马达是具有高功率密度的低惯量的直接驱动装置。也能够设有另一种这样的电动机，以便驱动直升飞机的另一旋翼。因此，例如，尾旋翼驱动装置和主旋翼驱动装置的机械分离是可能的。

根据本发明的又一实施例，混合动力驱动装置具有用于暂时储存由发电机产生的电能的蓄能器。在此，能够涉及一种可充电的电池的布置。也能够设有其他蓄能器。

根据本发明的又一实施例，第二马达实施为用于直接驱动旋翼，以至于不需要旋翼传动装置。以这种方式，能够不用考虑机械的元件，由此能够降低维护耗费和保养耗费，以及能够提高能效。

根据本发明的又一实施例，第一马达和发电机实施用于节省空间地装配，例如在直升飞机的机舱底板下方。以这种方式，直升飞机的重心能够向下转移，并且因此，（例如在自转着陆时）提高直升飞机在底板处的稳定性。在碰撞着陆时，也由于在机舱顶区域中没有大的质量而改善乘客的安全性。

根据本发明的又一实施例，混合动力驱动装置还具有用于将第二马达铰接地固定在直升飞机舱室上的支承装置，或直升飞机的其他承载结构，以至于第二马达可与直升飞机的主旋翼一起相对于直升飞机舱室枢转。

根据本发明的又一实施例，支承装置实施为具有翻转支承件和翻转促动器的翻转支承装置。由此，能够将马达和旋翼一起围绕轴线翻转。例如，所述轴线能够是横向于直升飞机的纵轴线的轴线，以至于能够将马达和旋翼向前和向后翻转。

根据本发明的又一实施例，混合动力驱动装置具有以电动机形式的第三马达，所述电动机实施为用于直接驱动直升飞机的尾旋翼。

此外，支承装置也能够实施为万向轴式的支承装置。以这种方式，旋翼能够在所有方向上翻转。

也能够设置为，将支承装置实施为用于激发电动机的特定的振荡模式，使得能够产生反相的振荡，通过该反相的振荡能够消灭原始的振荡。以这种方式，能够抵消不希望的振动。

根据本发明的又一实施例，主旋翼驱动装置具有有效的襟翼控制装置，以用于降低主旋翼的振动。在此，有效的襟翼控制装置可理解为由控制电子装置和控制元件（襟翼）组成的单元。相应地，主旋翼的旋翼桨叶具有伺服襟翼，其中能够有效地操纵所述伺服襟翼。

根据本发明的又一实施例，第一马达，发电机和蓄能器节省空间地设置，例如设置在直升飞机的机舱底板下。

根据本发明的又一实施例，不仅第二马达，而是还有第三马达和可能的其他马达由发电机单元供给电能。这些马达共同驱动一个或多个旋翼，例如尾旋翼或第二主旋翼。

根据本发明的又一实施例，在直升飞机飞行期间，能够将是高转矩电动机的第二马达与主旋翼一起相对于直升飞机舱室枢转。

本发明的核心能够是，主旋翼和/或尾旋翼分别由电动机直接驱动。以这种方式，原则上地，例如通过翻转，电动机能够与相应的旋翼一起运动。为了给电动机供电，设有马达-发电机单元，该马达-发电机单元例如设置在直升飞机机舱底板下方。该马达-发电机单元具有一个或多个内燃机以及一个或多个连接在其上的用于产生电能的发电机。也能够设有电蓄能器，其暂时储存由发电机产生的电能。因为旋翼的驱动装置通过一个或多个电动机实现，所以旋翼的转速能够在大的转速范围内变化。机械的离合器不是必需的。

因此，旋翼能够用高转矩电动机驱动。根据本发明的又一实施例，高转矩电动机涉及一种具有高功率密度的低惯量的直接驱动装置。这种直接驱动装置的示例在DE 10 2007 013 732A1中描述。

附图说明

接下来，参考附图描述本发明的实施例。

图1示出根据本发明的实施例的用于直升飞机的混合动力驱动装置的结构。

图2示出根据本发明的实施例的混合动力直升飞机。

图3示出根据本发明的实施例的系统组件的布置。

图4示出根据本发明的实施例的系统构造。

图5示出根据本发明的实施例的系统组件的布置结构。

图6示出根据本发明的实施例的主旋翼驱动装置的支承装置。

图7示出根据本发明的实施例的方法的流程图。

具体实施方式

附图中的描述是图解的，并且不是合乎比例的。

在下面的附图描述中，将相同的附图标记用于相同的或相似的元件。

图1示出根据本发明的实施例的用于直升飞机的混合动力驱动装置。直升飞机的混合动力驱动装置100具有一个或多个内燃机（在图1的实施例中，具有三个内燃机101、104、105）和一个或多个发电机（在图1的实施例中，具有三个发电机103、106、107）。每个内燃机将机械能输出到相应的发电机处，然后所述发电机将所述机械能转化为电能。然后，将所述电能输出到中央能量控制系统（“中央电子能量系统”，CEPS）108，所述中央能量控制系统调节在直升飞机中的功率控制装置。这样，能够将电能输出到逆变器110处，所述逆变器对一个或多个电动机102供给必需的电能。

在此，一个电动机设置用于主旋翼，并且另一电动机设置用于尾旋翼。

此外，由发电机产生的电能能够从能量控制装置108输出到蓄电器109上，所述蓄电器例如能够以电池布置结构的形式设置。在一个或多个内燃机101、104、105故障的情况下，所述暂时储存的电能能够用于电动机102的紧急供电。暂时储存的能量也能够用于电动机所需的功率中的峰值。因为在功率要求低的飞行段的情况下将一个或多个内燃机暂时关掉能够是节省燃料的，所以所储存的电能也能够弥补再次接通内燃机的启动持续时间。

这样，内燃机101、104和105始终能够在最优的工作点上工作，以至于将能量消耗优化。

因此，一个或多个例如涉及紧凑的汪克尔发动机的内燃机与发电机一起使用，所述发电机产生电功率并且将所述电功率输出到配设有电动机的主旋翼和尾旋翼处。根据需要，电能能够借助电池暂时储存。

通过所述布置结构替代传统结构类型的主旋翼传动装置和尾旋翼传动装置。由于功率和坚固性的原因，这种传统结构类型的传动装置通常只允许严格限制的转速变化。通过使用电动机，转速的更大的变化幅度是可能的。这能够引起功率需求降低、噪声效应降低和压缩效应的降低以及在朝向更高的飞行速度和负载倍数的方向上的飞行区域包络线（飞行区域包迹）的扩展。

在此，与内燃机不相关地，能够可变地控制旋翼的转速。在向前飞行时，这能够扩展直至尾旋翼停止转动。由此，能够得到阻力的明显降低。在这种情况下，偏航控制由可控制的垂直尾翼实现。

相应于独立的能源数量，驱动系统具有高度的可支配性和故障安全性。在此，这样选择各个组件，使得其能够暂时地替代故障的相邻单元。

此外，借助于机械传动装置，消除一系列的其他问题区，例如：

-在燃油系统中的不密封性和杂质，

-齿轮故障和轴承问题，

-磨损和耗费的保养工作，

-在拉桅杆时的高的耗费，

-在驱动装置和传动装置输入端之间的耦合问题以及在双马达类型中，在推进器的功率水平不同时（所谓的功率分流）的补偿需求，

-由于干扰的噪声、尤其特别是由于声调的噪声部分导致的舒适度降低，因为传动装置是主要的机舱噪声源，

-由于设置在机舱上方的大的质量在发生事故的情况下对乘客的威胁，以及

-例如其在直升飞机类型朝向更高的起飞重量（提升）的方向的常规继续发展时所需的转矩水平变化的限制，和由此：

-直升飞机类型家族的发展的阻碍。

通过将能量产生装置和驱动装置分离，在整个系统的构造中得到明显更高的柔性。在传统的驱动机构尽可能近地设置在传动装置上时，在此只确定电机的位置。产生能量的驱动组件例如能够集成在机舱底板的下面，这能够容易接近，并且使直升飞机更稳定地放置于底板上。通过适当地在纵向方向和横向方向上移动能量单元（或例如仅移动蓄能器）能够有利地选择可能的重点区域的位置。

图2示出具有主旋翼电子驱动装置102和尾旋翼电子驱动装置201的直升飞机。

主旋翼电子驱动装置102经由驱动轴204直接与主旋翼202连接。主旋翼电子驱动装置的功率例如为600kW，并且实施为多路冗余的，例如以横向磁通电机（所谓的“Trans-Flux-Machine”）的形式。

主旋翼驱动装置102例如通过翻转支承件固定在直升飞机舱室的承载结构203上。

同样地，尾旋翼驱动装置201具有大约200kW功率的电动机，所述电动机同样实施为多路冗余的，例如同样以横向磁通电机的形式。

在机舱底板下方或（如在图2中）在直升飞机舱室上方，设置有在图中四个用数字101、104、105、205示出的多个马达-发电机单元，所述马达-发电机单元通过电连接部与电动机连接。所述在尾旋翼驱动装置201和发电机之间的电连接部由附图标记302表示。

每个马达-发电机单元101、104、105、205的连续功率例如为133kW，其具有166kW的峰值功率。

除了可充电电池还有电容器或缓冲帽（Buffer Caps）能够用作蓄能器，其例如能够储存40kW小时。根据动力化，能够由此提供几分钟的紧急供电。

图3示出根据本发明的实施例的系统组件的可能的布置结构。主旋翼的电子驱动装置102直接设置在主旋翼的下方，并且经由电导线对303、304、305与在机舱底板301下方的马达-发电机单元连接。此外，在机舱底板301下方的马达-发电机单元经由导线302与尾旋翼驱动装置连接。

因此，在能量产生装置和电机之间的连接经由电缆实现，所述电缆能够节省空间地沿着机舱壁铺设。

例如，马达-发电机单元具有四个涡轮-汪克尔-双转子发动机（TurboWankel 2disk Motoren）,所述涡轮-汪克尔-双转子发动机具有356ccm的气缸工作容积和133kW的连续功率以及166kW的峰值功率（持续大约一小时）。总重量为40kg。

电子控制单元108（见图4）能够控制内燃机并且调节和优化燃料消耗和燃料燃烧。主旋翼的和尾旋翼的电子驱动装置能够实施为多路冗余的，例如通过在电动机内部设置多个定子和转子的方法。

例如，设有三个电池，其总共能够储存40kW小时，并且例如使用锡永（Sion）功率电池。例如，蓄能器的重量能够为总共100kg。

图4示出根据本发明的实施例的混合动力直升机的基本系统构造。例如，使用单个的内燃机101。内燃机101与发电机103连接，所述发电机再将所产生的能量引至中央电子能量控制器（电子控制单元）108。在所述能量控制器108处也连接有蓄电池109，能够将所述蓄电池相应地充电和放电。此外，将两个逆变器110、401连接到控制器108上，所述两个逆变器分别与用于主旋翼或尾旋翼驱动装置的电动机102、402连接。

图5示出根据本发明的实施例的各个系统组件的布置结构。在图5的情况下，设有两个内燃机101、104，其中例如涉及6缸柴油发动机。两个发动机101、104与相应的发电机103、106连接，发电机的能量输出端分别与整流器501/503连接。在整流器的输出端上存在DC/DC转换器502、504。相应的负载507、508（例如电动机）能够经由开关505、506连接到转换器输出端上。

图6示出电动机铰接地设置在直升飞机的机舱顶605上。旋翼驱动装置与直升飞机舱室的刚性连接的弃用允许，将旋翼桅杆连同电动机进而推力矢量根据需要在直升飞机的纵向方向上（即围绕横向轴线）枢转。由此，在向前飞行时，能够避免机身的一般所需大小的、提高阻力的安装以及与之相关联的高的桨叶根部弯曲力矩。

在机舱顶605（直升飞机舱室的部分）上安装有翻转支承件601，该翻转支承件例如由横向轴606和两个侧向的吊架607组成。

电动机102悬挂在横向轴606上，并且能够围绕所述横向轴翻转。旋翼桅杆608通过电动机102处于旋转，并且同样地与电动机102一起围绕轴606翻转。

为了控制翻转，设有至少一个翻转促动器603，所述翻转促动器同样通过吊架604与机舱顶605连接，并且通过吊架602与电动机的壳体连接。

例如，翻转角度在0度和大约15度之间向前和/或向后运动。根据需要，也能够将所述翻转角度变大。还可能的是，设置旋翼单元/驱动单元的万向轴式吊架，以至于电动机能够与主旋翼一起在所有方向上翻转。

直升飞机机身的阻力最小的设定也能够由在升降舵组上的舵来设定。通过将旋翼向前翻转，能够减小由此出现的桅杆力矩。

图7示出根据本发明的实施例的方法的流程图。首先，在步骤701中，特定的飞行状况由飞行员借助于控制杆指挥。在步骤702中，由飞机监控电脑确定相应的旋翼功率要求、用于旋翼桅杆的倾斜的最优值和旋翼转速以及相应的燃烧功率。在步骤703中，所需要的机械能通过内燃机的运行产生。那么，在步骤704中，所述机械能由发电机转化成电能。在步骤705中，所述电能（必要时在例如是整流和/或转化的再处理后）用于驱动主旋翼的和/或尾旋翼的一个或多个电动机。在步骤706中，在直升飞机向前飞行期间，主旋翼的电动机与主旋翼一起在最优转速下枢转，以便将机身阻力最小化。

要补充指出的是，“包括”和“具有”不排除其他元件或步骤，并且“一个”不排除多个。此外要指出的是，参考上述实施例之一说明的特征或步骤也能够与其他上述实施例的其他特征组合使用。在权利要求中的附图标记不视为限制。

附图标记列表

100    混合动力驱动装置

101    内燃机

102    电动机

103    发电机

104    内燃机

105    内燃机

106    发电机

107    发电机

108    中央能量控制系统

109    蓄能器单元

110    逆变器

200    直升飞机

201    尾旋翼驱动装置

202    主旋翼

203    直升飞机舱室

204    驱动轴

205    发电机

301    机舱底板

302    导线

303    导线对

304    导线对

305    导线对

401    逆变器

402    马达

501    整流器

502    转换器

503    整流器

504    转换器

505    开关

506    开关

507    负载

508    负载

601    翻转支承件

602    吊架

603    翻转促动器

604    吊架

605    机舱顶

606    横向轴

607    吊架

701    方法步骤

702    方法步骤

703    方法步骤

704    方法步骤

705    方法步骤

706    方法步骤

Claims (15)

1.用于直升飞机的混合动力驱动装置，所述混合动力驱动装置具有：

第一马达（101）；

第二马达（102）；和

发电机单元（103）；

其中所述第一马达（101）被实施用于驱动所述发电机单元（103）；

其中所述发电机单元（103）被实施用于产生电能，以用于为所述第二马达（102）供电；并且

其中所述第二马达（102）是电动机，所述电动机被实施用于驱动所述直升飞机（200）的旋翼。

2.根据权利要求1所述的混合动力驱动装置，

其中所述第一马达（101）是汪克尔发动机或其他内燃机。

3.根据前述权利要求之一所述的混合动力驱动装置，

其中所述第二马达（102）是具有高功率密度的低惯量的直接驱动装置。

4.根据前述权利要求之一所述的混合动力驱动装置，此外具有：

蓄能器，以用于暂时储存由所述发电机单元（103）产生的电能。

5.根据前述权利要求之一所述的混合动力驱动装置，

其中所述第二马达（102）被实施用于直接驱动所述旋翼，以至于不需要旋翼传动装置。

6.根据前述权利要求之一所述的混合动力驱动装置，

其中所述第一马达（101）和所述发电机（103）被实施用于安装在机舱下，例如安装在所述直升飞机的机舱底板（301）下方。

7.根据前述权利要求之一所述的混合动力驱动装置，此外具有：

支承装置（601、602、603、604），以用于将所述第二马达（102）铰接地固定在直升飞机舱室（605）上，以至于所述第二马达（102）能够与所述直升飞机的主旋翼一起相对于所述直升飞机舱室枢转。

8.根据权利要求7所述的混合动力驱动装置，

其中所述支承装置（601、602、603、604）实施为具有翻转支承件（601）和翻转促动器（603）的翻转支承装置。

9.根据前述权利要求之一所述的混合动力驱动装置，此外具有：

呈电动机形式的第三马达（402），所述第三马达实施用于直接驱动所述直升飞机（200）的尾旋翼。

10.具有根据权利要求1至9之一所述的混合动力驱动装置的混合动力直升飞机。

11.根据权利要求10所述的混合动力直升飞机，

其中所述第一马达（101）、所述发电机（103）和所述蓄能器设置在所述机舱下，例如设置在所述直升飞机的机舱底板（301）下方。

12.根据权利要求1至9之一所述的混合动力驱动装置在直升飞机中的应用。

13.用于驱动直升飞机的主旋翼或尾旋翼的方法，所述方法具有如下步骤：

借助第一马达（101）驱动发电机单元（103）；

由所述发电机单元（103）产生电能，以用于为第二马达（102）供电；并且

由所述第二马达（102）驱动所述直升飞机（200）的旋翼。

14.根据权利要求13所述的方法，此外具有如下步骤：

由所述发电机单元（103）为第三马达（402）供电；

由所述第三马达（102）驱动所述直升飞机（200）的另一旋翼。

15.根据权利要求13或14所述的方法，此外具有如下步骤：

在所述直升飞机飞行期间，将所述第二马达（102）与主旋翼（202）一起相对于直升飞机舱室（203）枢转。

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