CN102971216A - 用于飞行器的混合动力驱动系统和能量系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞机、特别是直升机的混合动力驱动系统，该混合动力驱动系统具有至少一个能量产生模块和至少一个用于驱动飞机的驱动机构的电动机（30），所述能量产生模块具有内燃机（10）和由所述内燃机可驱动的用于产生电能的发电机（24）。

Description

用于飞行器的混合动力驱动系统和能量系统
技术领域
本发明涉及一种用于飞机、特别是直升机的混合动力驱动系统，以及具有这类混合动力驱动系统的直升机。
背景技术
常规地，直升机大多数时候通过一个或多个燃气轮机驱动，其中燃气轮机的高转速必须通过传动装置降低，由所述传动装置开始机械地驱动直升机的例如是主旋翼和尾旋翼的旋翼。明显地，这类传动装置对故障安全性提出高要求，并且因此相应地是复杂的、重的和耗费的。
从DE 10 2006 056 354A1中已知用于飞机的混合动力驱动装置，其具有用于产生第一驱动能量的燃气轮机和用于产生第二驱动能量的电动机。燃气轮机和电动机构造为，使得飞机的例如是螺旋桨的驱动单元能够提供第一和/或第二驱动能量。在此需要燃气轮机和电动机之间的耦合器，或在燃气轮机和螺旋桨轴之间的第一耦合器以及在电动机和螺旋桨轴之间的第二耦合器。为电动机能够设置有燃料电池系统和电池。
从DE 10 2006 056 356A1中已知具有用于飞机的多个能量转换器的驱动装置，其中能量转换器中的每个能够构造为燃气轮机、活塞式发动机或电动机。在此，也需要在第一和第二能量转换器之间的、或在第一和第二能量转换器和螺旋桨之间的耦合器。在上下文中，也提到用于巡航或在机场附近时只使用一个电动机，相反地，在起飞和着陆时附加地需要燃气轮机。
在WO 2008/086774A2中提出一种具有螺旋桨、马达和在螺旋桨与发动机之间的传动系的飞机螺旋桨驱动装置，其中传动系具有扭转减振器。在柴油机和传动装置输入轴之间能够设有电机，所述电机能够接通为发电机为电池充电，和接通为电动机并由电池供电，能够除了柴油机之外提供驱动。
发明内容
本发明的目的在于提供用于飞机的替选的混合动力驱动系统和能量系统。
该目的通过独立权利要求的内容实现。本发明的改进方案在从属权利要求中给出。
根据本发明的第一观点，提出用于飞机、特别是直升机的混合动力驱动系统，该混合动力驱动系统具有至少一个能量产生模块并且具有至少一个用于（直接或间接）驱动飞机的驱动机构的电动机，所述能量产生模块具有内燃机和能够由所述内燃机驱动的用于产生电能的发电机。
驱动机构例如是直升机的主旋翼或尾旋翼。电动机例如能够提供用于直升机的常规驱动的附加的功率。
根据本发明的另一观点，设有用于驱动飞机的第二驱动机构的第二电动机，其中第二驱动机构能够是直升机的其他旋翼或尾旋翼。
根据本发明的再一观点，设有至少一个其他的能量产生模块。所述其他的能量产生模块能够是第二内燃机和第二发电机的组合；但是，例如也是燃料电池单元。
根据本发明的还一观点，设有用于电能的储存单元，例如电池单元。所述储存单元能够设计为，使得直升机的起飞过程和爬高飞行能够只通过或大部分通过储存单元的能量供应来实现，所述储存单元驱动用于驱动第一驱动机构的第一电动机和用于驱动直升机的第二驱动机构的第二电动机。为了继续提高安全性，能够设有其他的、附加的用于电能的储存单元，例如是电池单元。
在此，当直升机起飞时，将所述直升机的一个或多个内燃机只加速运转到为了产生对于起飞所需的总功率而言必要的程度。这造成在起飞和相应地在着陆时，与常规直升机驱动装置相比，噪声排放明显减少。
根据本发明的又一观点，所述其他的能量产生模块构造为燃料电池单元。当由内燃机和发电机组成的能量产生模块故障时，所述燃料电池单元可替代它使用，但也附加于一个或多个能量产生模块也能够使用所述燃料电池单元。
本发明的又一重要观点涉及一种具有如前述的混合动力驱动系统的直升机。
根据本发明的又一观点，设有这类具有主旋翼和尾旋翼的直升机，所述尾旋翼构造为加外壳的尾旋翼，其能够围绕直升机的竖直轴线转动。
尾旋翼和尾旋翼驱动装置能够围绕直升机的竖直轴线枢转，以便在向前飞行时，有助于向前移动。在此，能够将加外壳的尾旋翼向上和向下可转动地支承，并且装配有至少一个调节促动器。
此外，为了确保抵消主旋翼转矩，尾旋翼只转动到，使得还有足够的横向作用的推力分量残留。
为了使加外壳的尾旋翼能够围绕竖直轴线转动到，使得所述尾旋翼在飞行方向上只产生向前的推进力，能够设有方向舵，所述方向舵承担在向前飞行时的转矩抵消。
本发明的又一观点涉及一种用于控制混合动力驱动系统或用于控制具有这类根据本发明的混合动力驱动系统的直升机的方法，其中在功率需求升高时，附加地将其他的能量产生模块和/或用于电能的储存单元接入至所述一个能量产生模块。
借助于分别由内燃机和发电机组成的两个能量产生模块已经产生冗余，该冗余通过用于电能的储存单元再次被提高。为了还继续提高功率需求和/或还继续提高冗余，能够设有其他的、附加的能量产生模块（内燃机/发电机）和/或用于电能的附加的储存单元。
根据本发明的又一观点，在飞机的起飞阶段和着陆阶段中，至少一个电动机仅由用于电能的储存单元供电。这确保了比常规的飞机驱动装置或直升机驱动装置更低的噪声排放。
根据本发明的又一观点，为了在飞机起飞阶段和着陆阶段时的安全性，能够使内燃机空转地或明显低于其额定功率地运行。
根据本发明的又一观点，为了控制直升机，将其尾旋翼围绕竖直轴线转动到，使得（加外壳的）尾旋翼的横向的推力分量抵消由主旋翼引起的偏航转矩。由此，尾旋翼提供横向的推力分量，以用于抵消由主旋翼引起的偏航转矩，并且还提供在向前方向（飞行方向）上的推力分量。
然而，根据本发明的又一观点，在控制直升机时，能够这样采取措施，即，使得尾旋翼围绕竖直轴线转动到，使得尾旋翼推力在直升机的纵向轴线的方向上向后指向，并且由主旋翼引起的偏航转矩通过相应地调节方向舵来抵消。这确保尾旋翼理想地辅助推进。
此外，由于直升机的推进的不可忽略的部分通过尾旋翼实现，所以噪声排放源从直升机的机舱区域（主旋翼）继续向后朝向尾旋翼转移，因此减少直升机机舱中的噪声负荷和噪音负荷。
附图说明
附图示出：
图1示出根据本发明的轻度混合动力驱动系统的示意图；
图2示出具有能量产生模块的根据本发明的混合动力驱动系统的示意图；
图3示出具有两个能量产生模块的根据本发明的混合动力驱动系统的示意图；
图4示出根据本发明的混合动力驱动系统的示意图，在所述混合动力驱动系统中主旋翼和尾旋翼分别通过由电动机和传动装置构成的组合来驱动。
图5示出具有第一能量产生模块以及具有构造为燃料电池系统的第二能量产生模块的根据本发明的混合动力驱动系统的示意图，其中所述第一能量产生模块具有内燃机和由所述内燃机可驱动的发电机；
图6示出用于直升机的根据本发明的混合动力驱动系统的模块化结构的示意图；
图7示出根据本发明的直升机的尾部悬臂的侧视图；并且
图8示出根据本发明的直升机的尾部悬臂的与图7相符的俯视图。
具体实施方式
在附图中的描述是示意性的并且是不合乎比例的。
对于相同的或类似的元件使用相同的或相应的附图标记。
图1示意地示出用于飞机、特别是直升机的混合动力驱动系统。在虚线L上方，在（a）中示出本身常规的直升机驱动系统，其具有经由轴12驱动传动装置14的输入端E1的内燃机10，其中传动装置经由输出端A1驱动轴16，并且借助于所述轴驱动主旋翼18，并且经由另一输出端A2经由轴20驱动直升机的尾旋翼22。
此外，在虚线L下方在图1中的（b）中设有由内燃机10驱动的发电机26。然而，所述发电机也能够经由其他（未示出的）内燃机驱动。发电机24经由导线26将电流提供到电动机30处，所述电动机经由轴36驱动传动装置14的输入端E2，并且这样提供附加的功率。
此外，发电机24经由导线28将电池32充电，并且例如附加于由发电机24供电，或对此替选地，电池32能够经由导线34为电动机30供电。
在图2中示出用于直升机的混合动力驱动系统，该混合动力驱动系统具有内燃机42，所述内燃机经由轴44驱动发电机46。发电机46经由导线56为第一电动机60供电，所述第一电动机经由轴62驱动直升机的主旋翼64。此外，发电机经由导线48为第二电动机50供电，所述第二电动机经由轴52驱动直升机的尾旋翼54。
此外，发电机46能够经由导线66将电池（电池组）68充电。当主旋翼64的电动机1的功率需求不像在起飞时这么大时，例如在直升机巡航时，进行上述充电。
此外，附加于由发电机46供电，或对此替选地，电池60能够经由导线74、开关S1和导线76为第一电动机60供电。相应地，电池68能够经由导线70和开关S2和另一导线72为用于尾旋翼64的第二电动机2供电。
在图3中示出用于直升机的混合动力驱动系统，其中设有具有内燃机82和发电机86的第一能量产生模块以及具有第二内燃机116和第二发电机120的第二能量产生模块。当两个能量产生模块提供相应的、直升机运行所需的功率时，所述两个能量产生模块能够共同地或择一地运行。然而，在直升机的特定的运行状态下，例如也能够由第一能量产生模块82、86提供更多功率，并且在其他运行状态下，由第二能量产生模块116、120提供更多功率。
第一发电机86经由导线88将电流提供到整体地由附图标记90标出的电池组，所述电池组具有各个电池分组92、94、96、98、100，这些电池分组能够以任意组合与电池单元90的输入端（导线88、122）中的一个或输出端（导线104、126）中的一个连接。
第一发电机86能够经由导线88和开关S1以及导线104为第一电动机106供电，所述第一电动机经由轴108驱动直升机的主旋翼110。
然而，发电机86也能够经由导线102和开关S3和导线112、126为第二电动机128供电，所述第二电动机经由轴130驱动直升机的尾旋翼132。
相应地适用于第二发电机120，所述第二发电机能够经由导线122和导线124和开关S2以及导线126为第二电动机128供电，或经由导线124和开关S4以及导线114和导线104为第一电动机106供电。
因此，总的来说，在图3中示出的混合动力驱动系统具有高的冗余，这是由于第一能量产生模块82、86，第二能量产生模块116、120和电池单元90，所述电池单元是能量暂存器，从而是用于第一电动机106和/或第二电动机128的其他的能量产生模块。
在图3中的每个能量产生模块能够设置在直升机中的合适位置上，而与用于驱动主旋翼110的第一电动机106和用于尾旋翼132的第二电动机128无关。这样例如两个能量产生模块能够如电池单元90一样，设置在直升机的机舱底板下方。这保证了，不像在常规直升机驱动装置中那样相对重的组件必须位于直升机中相对远的上方，而是直升机的重心能够向下转移。
关于内燃机指出的是，所述内燃机优选构造为汪克尔发动机，尽管例如也能够使用例如柴油机一样的活塞发动机。原则上地，燃气轮机也能够用作内燃机。
常规的直升机涡轮推进器具有两个涡轮级，第一涡轮级用于驱动推进器压缩机，并且第二涡轮级用于产生旋翼转矩。很高的涡轮转速必须借助于传动装置降低到旋翼转速。如果涡轮机与能量产生相反地使用，也就是说用于驱动发电机，那么能够略去第二涡轮级和减速传动装置。第一级涡轮级同时驱动压缩机和发电机。
在本发明中使用的电动机优选构造为如在DE 10 2007 013 732A1中描述的高功率密度的低惯量的直接驱动装置，即构造为具有持续激励的电动机，该电动机由于高的特定的转矩和功率密度以及小的惯性力矩尤其适用于直接驱动直升机的旋翼。
用于混合动力驱动系统的根据本发明的设计尤其良好地适用于，将直升机以这种方式匹配于提高的功率要求，所述方式为设有由内燃机和发电机组成的附加的能量产生模块，或附加的电池单元。
所述模块化的设计也尤其良好地适用于驱动具有不同功率要求的不同大小的直升机家族。根据要求，将标准化的能量产生模块（内燃机/发电机）以所需要的数量装入。这表现为所谓的家族设计，所述设计对直升机家族的研发费用的降低具有明显的影响。
在图2和3中示出的混合动力驱动系统尤其实现“无传动装置的”直升机，其在没有常规直升机驱动装置中需要的传动装置的情况下足以使用。
然而，如果在用于主旋翼的电动机和/或用于尾旋翼的电动机之间需要传动装置，那么所述传动装置能够根据图4设置在电动机和相应的旋翼附近。图4示出第一电动机142，其经由轴144驱动第一传动装置146，所述第一传动装置再经由轴148驱动直升机的主旋翼150。相应地，第二电动机152经由轴154驱动第二传动装置156，所述第二传动装置经由轴158驱动直升机的尾旋翼160。
在图3中，两个能量产生模块82、86和116、120相同类型地构成。然而，所述两个能量产生模块也能够是不同的，如在图5中示出的。内燃机162经由轴164驱动发电机166，所述发电机经由导线168输出电流，该导线相当于图3中的导线188。图5中的第二能量产生模块由燃料电池170组成，所述燃料电池经由导线172输出电流，该导线相当于图3中的导线122。
图6再次对用于根据本发明的直升机202的混合动力驱动系统的模块化结构加以说明。第一能量产生模块由汪克尔发动机182和发电机84组成，第二能量产生模块由汪克尔发动机192和发电机194组成，并且第三能量产生模块由汪克尔发动机196和发电机198组成。这些能量产生模块中的每个或其相应的发电机184、194、198连接到中央能量控制系统186上。所述中央能量控制系统例如确保电池200的充电或从所述电池中获取电能。能量控制系统186经由逆变器188将电能提供到直升机202的主旋翼204的第一电动机190上或者尾旋翼206的第二电动机190上。
在上下文中指出的是，在未来要越来越多地实施的根据当前的现有技术的电传控制系统（Fly-by-Wire-Steuerungen）中，在控制机构上的运动传感器获取飞行员控制意图，并且将所述飞行员控制意图报告到中央飞行监控电脑。所述飞行监控电脑将信号转化为电子操纵电压，以用于设定主旋翼和尾旋翼的推进力。
在具有根据本发明的混合动力驱动装置的直升机中，这以有利的方式电气地实现，在主旋翼的情况下，例如以在限定桨叶安装角度的旋转斜盘下方的电旋转轴的形式，或通过在桨叶后缘处的压电式工作的伺服襟翼，或通过两种组件的组合实现；并且在尾旋翼的情况下，例如通过负责桨叶安装角度的滑套下方的这种轴，或通过变化尾旋翼转速来实现。
因为所有这些控制过程以电的方式进行，并且旋翼分别经由电动机驱动，所以直升机能够整体地以一致的能量形式运行。
在前述转速变化时以及在尾旋翼枢转时，总归需要电子驱动装置。相反地，在此同样可能的液压驱动装置可能违反能量一致性的要求。
图7和8对根据本发明的直升机的结构形式和运行方式加以说明，所述直升机设有绕竖直轴线可转动的、加外壳的尾旋翼。图7示出实施形式，其中尾旋翼推力具有横向的分量，与之相反地，在图8的实施形式中通过方向舵造成主旋翼转矩的抵消。
如在图7中示出地，直升机的尾部悬臂212具有加外壳的尾旋翼214，所述尾旋翼能够围绕直升机的竖直轴线216转动，以至于所述尾旋翼提供用于推进直升机的推进力分量，然而还提供用于抵消由主旋翼引起的转矩的横向的分量。
相反地，在图8中示出的实施形式中，至少在直升机向前飞行（巡航）时，将加外壳的尾旋翼214围绕竖直轴线216（图7）转动到，使得所述尾旋翼由尾旋翼推力产生纯推进力分量。由主旋翼引起的转矩的抵消通过在巡航时相应地调节方向舵218来实现。
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或步骤组合使用。在权利要求中的附图标记不视为限制。
附图标记列表
L    虚线
10内燃机
12轴
14传动装置
16轴
18主旋翼
20轴
22尾旋翼
24发电机
26导线
28导线
30电动机
32电池单元
34导线
36轴
38
40
A1，A214的输出端
E1，E2输入端
42内燃机
44轴
46发电机
48导线
50电动机2
52轴
54尾旋翼
56导线
58
60电动机1
62轴
64主旋翼
66导线
68电池单元
70导线
72导线
74导线
76导线
78
80
51,52开关
82内燃机1
84轴
86发电机1
88导线
90电池单元
92电池
94电池
96电池
98电池
100电池
102导线
104导线
106电动机1
108轴
110主旋翼
112导线
114导线
116内燃机2
118轴
120发电机2
122导线
124导线
126导线
128电动机2
130轴
132尾旋翼
134
136
138
140
142电动机1
144导线
146传动装置1
148轴
150主旋翼
152电动机2
154导线
156传动装置2
158轴
160尾旋翼
162内燃机1
164轴
166发电机1
168导线
170燃料电池单元
172导线
174
176
178
180
182内燃机
184发电机
186能量控制系统
188逆变器（振动子换流器）
190电动机
192内燃机
194发电机
196内燃机
198发电机
200电池单元
202直升机
204主旋翼
206尾旋翼
208
210
212尾部悬臂
214加外壳的尾旋翼
216竖直轴线
218方向舵
220

Claims (14)

1.用于飞机、特别是直升机的混合动力驱动系统，所述混合动力驱动系统具有至少一个能量产生模块（42，46）和至少一个用于驱动所述飞机的驱动机构（64）的电动机（60），所述能量产生模块具有内燃机（42）和能由所述内燃机驱动用于产生电能的发电机（46）。
2.根据权利要求1所述的混合动力驱动系统，其特征在于，设有第二电动机（50），用于驱动所述飞机的第二驱动机构（54）。
3.根据权利要求1或2所述的混合动力驱动系统，其特征在于，设有至少一个其他的能量产生模块（116，120；170）。
4.根据权利要求1至3之一所述的混合动力驱动系统，其特征在于，设有用于电能的储存单元（32；68；90）。
5.根据权利要求3或4所述的混合动力驱动系统，其特征在于，将所述一个能量产生模块（82，86）和所述其他的能量产生模块（116，120）构造为相同的或同类的。
6.根据权利要求3或4所述的混合动力驱动系统，其特征在于，所述其他的能量产生模块构造为燃料电池单元（170）。
7.直升机，所述直升机具有根据权利要求1至6之一所述的混合动力驱动系统。
8.根据权利要求7所述的直升机（202），所述直升机具有主旋翼（204）和尾旋翼（206），所述尾旋翼构造为加外壳的尾旋翼，所述尾旋翼能够围绕所述直升机的竖直轴线（216）转动。
9.根据权利要求8所述的直升机，其特征在于具有方向舵（218）。
10.用于控制根据权利要求4至6之一所述的混合动力驱动系统和用于控制具有这类混合动力驱动系统的根据权利要求7至9之一所述的直升机的方法，其特征在于，在功率需求提高时，将所述其他的能量产生模块（116，120）和/或所述用于电能的储存单元（90）附加地接入至所述一个能量产生模块（82，86）。
11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，在所述飞机的起飞阶段和着陆阶段中，所述至少一个电动机（60）仅由所述用于电能的储存单元（68；90）供电。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，在所述飞机的起飞阶段和着陆阶段中，使所述内燃机（42）空转地运行。
13.根据权利要求10至12之一所述的用于控制所述直升机的方法，其特征在于，所述尾旋翼（206）围绕所述竖直轴线（216）转动，使得所述尾旋翼（214）的横向的推力分量抵消所述由所述主旋翼引起的偏航转矩。
14.根据权利要求10至12之一所述的用于控制所述直升机的方法，其特征在于，所述尾旋翼（206）围绕所述竖直轴线（216）转动，使得尾旋翼推力在所述直升机的纵向轴线的方向上向后指向，并且将所述由所述主旋翼引起的偏航转矩通过相应地调节所述方向舵（218）来抵消。
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