CN105228904A - 用于将飞行器的动能和势能取回并转变为电能的系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器(10)的电能发生器系统(20)，该系统包括流线型整流罩(21)，该流线型整流罩(21)包含容纳在该整流罩(21)的前部(21a)中的至少一个涡轮(22)和连接到所述涡轮的电能发生器(23)。所述壳体(21)的前部(21a)配装有进气装置(26)，该进气装置能够在打开位置和关闭位置之间移动，在打开位置时，涡轮(22)暴露于整流罩(21)外部的气流，并且在关闭位置时，涡轮(22)掩盖在整流罩(21)中。本发明用于在起飞、爬升和巡航阶段中减少由在具有锋利边缘的常规机翼的翼尖处存在的紊流所造成的空气动力阻力；并且在降落阶段，借助本发明可以取回在飞行器的爬升和巡航阶段中由飞行器积累的动能和势能。

Description

用于将飞行器的动能和势能取回并转变为电能的系统
背景技术
本发明涉及通过取回动能和势能而在飞行器中产生电能。
当飞机获得高度和速度时，飞机增加了它的动能Ec和它的势能Ep，Ec和Ep分别可以通过以下公式来计算：
·Ec＝1/2mv2
·Ep＝mgh
其中，m是飞机的质量，v是飞机的速度，g是重力加速度(9.81m/s2)，而h是飞机相对于地面的高度。
在爬升阶段，飞机提高它的速度，即，从大约230千米每小时(km/h)的起飞速度到在大约500km/h至800km/h(0.82至0.84马赫数)范围内的巡航速度，由此使得飞机能够积累极大量的动能。关于势能，现有飞机在大约12,000米(m)的高度巡航。
在降落阶段，由于已经积累的动能和势能，飞行员需要控制飞机以避免超过临界速度或者极限马赫数(称为最大工作极限速度)或马赫数(VMO/MMO)，超过该速度，飞机可能遭受严重损坏。
尽管如此，并且矛盾的是，在降落阶段，飞行员通常必须增大发动机速度，以具有足够能量来加压并且调节机舱空气并且也用于运行飞机上的电气装置。在此类情形下，飞行员增大发动机速度以满足电能和气压能量的需求，但同时要展开减速板以避免超过最大工作极限速度或者马赫数(VMO/MMO)。该措施是不令人满意的，因为它导致发动机中过量的燃料消耗，即使它们在该飞行阶段(降落阶段)以低速工作时也是如此。
由此，存在一种需求，即需要飞机中具有适合于提供电能的能量源并且独立于发动机速度来实现。该需求是特别重要的，因为目前提出建议，要用完全电气化的装置来替代飞机的大多数功能(例如伸出起落架、减速制动等)所使用的液压装置，特别是为了减轻飞机的总体重量需要如此。
还已知的是，用具有呈基本翼尖箱形状的壳体来配装飞机的翼尖，以减少翼尖紊流(漩涡)的消极效果，所述壳体用以限制阻力并且最终限制翼尖能量损失。
发明内容
为了达到该目的，本发明提供了用于飞行器的电能发生器系统，该系统包括具有翼尖箱形状的壳体并且包含容纳在该壳体的前部中的至少一个涡轮和连接到所述涡轮的电能发生器，该壳体的前部配装有进气装置，该进气装置能够在打开位置和关闭位置之间移动，在打开位置时，涡轮暴露于外界气流，并且在关闭位置时，涡轮掩盖在壳体中，该进气装置包括可移动地紧固在壳体的头部和主体之间的襟翼或板条。
因而，具有至少一个此类系统的飞行器具有能量源，该能量源适用于独立于由发动机供应的能量而供应额外的电能。本发明的各系统可以例如安装在飞机的机翼的翼尖处和/或该飞机的尾翼单元的一个或多个部分的端部。
当本发明的该系统的进气装置处于关闭位置时，本发明的系统总体上是流线型的，并且在起飞、爬升和巡航阶段中不产生任何纵向阻力。在降落阶段，该系统的进气装置处于打开位置以使得外界空气能够驱动涡轮和相关联的发电机以通过取回飞机的动能和势能而产生电力。在起飞、爬升和巡航阶段中，如果需要，例如在一个或多个发动机或者这些发动机的发电机失效时，该进气装置也可以处于打开位置。
通过本发明的电能发生器系统，在降落阶段，不再需要将发动机的速度增加到正常速度以上，从而使得可以在每次飞行中根据巡航所到达的高度和结束时的速度而节省1％至3％的燃料消耗。
根据本发明的系统的第一特征，该进气装置包括以铰接方式紧固到壳体头部的襟翼，所述襟翼在进气装置的打开位置时降低，并且在进气装置的关闭位置时保持与壳体的主体对齐。
根据本发明的系统的第二特征，该进气装置包括枢转地紧固在该壳体的头部和主体之间的板条或蝶形构件，所述板条在进气装置的打开位置时相对于壳体的表面垂直地延伸并且在进气装置的关闭位置时保持与壳体的表面平行。
在这两种情形下，当进气元件处于关闭位置时与系统的壳体总体上一体形成，因此不会增加由局部紊流所导致的阻力。
根据本发明的系统的第三特征，所述系统还包括用于储存由电能发生器所产生的电能的储存装置。因而，由本发明的系统所产生的电能的某些或全部可以储存并且随后按需要使用。该电能储存装置可以选自至少一种电能储存装置，该电能储存装置选自以下装置中的至少一种：电池；超级电容器；和飞轮。
根据本发明的第四特征，该系统包括位于壳体的后部中的开口，所述开口使流入该壳体的气流排出，并且冷却与发电机相关联的动力电子设备，并且也冷却电能储存装置，特别是当电能储存装置由可以在充电时变热的电池构成时更是如此。
根据本发明的第五特征，该涡轮具有变化的叶距，因此使得可以根据冲击该涡轮的气流的速度来控制涡轮的旋转速度，并且因此可以调节发电机的频率。
本发明也提供一种飞行器，所述飞行器包括本发明的至少一种系统。该飞行器可以特别地对应于这样一种飞机，该飞机在它的每个机翼的端部处和/或在它的尾翼单元的一个或多个部分的端部处具有本发明的相应系统。
在本发明的飞行器的第一方面中，该飞行器包括用于至少在飞行器降落阶段中使进气装置自动打开的控制装置。该飞行器因此可以具有在降落阶段中可用的额外电能源，而不需要如通常在此阶段中所做的增大发动机速度。
在本发明的飞行器的第二方面中，该飞行器包括用于在飞行器的至少一个发动机和/或该飞行器的至少一个发动机的发电机失效的情形下使进气装置自动打开的控制装置。
在本发明的飞行器的第二方面中，该电能发生器系统也可以藉由位于飞机的驾驶员座舱中的控制按钮或开关来进行手动控制。该驾驶员或副驾驶员因此可以在他们需要的时候以及特别是在紧急情况下(主发动机中的一个或多个完全失效，或者所述发动机的一个或多个中的发电损失)或者在电动飞机紧急的情况下手动地作用以使进气装置打开，并且由此产生电能。
附图说明
从对本发明的、给定作为非限制性实例的具体实施例的以下说明并且参照附图，本发明的其它特征和优点会显现出来，附图中：
·图1是根据本发明的实施例配装有电能发生器系统的飞机的示意性立体图；
·图2是根据本发明的实施例的、处于关闭位置的图1的电能发生器系统的示意性截面图；
·图3是根据本发明的实施例的、处于打开位置的图1的电能发生器系统的示意性截面图；
·图4A和图4B是示出了根据本发明的另一实施例的、处于关闭位置的电能发生器系统的示意性截面图；以及
·图5A和图5B是示出了根据本发明的另一实施例的、处于打开位置的电能发生器系统的示意性截面图。
具体实施方式
图1示出了飞机10，根据本发明的实施例，该飞机包括分别位于机翼11和12的端部的两个电能发生器系统20。每个系统20包括流线型整流罩21，该整流罩21在该实例中对应于这样的壳体：该壳体具有翼尖箱(wingtiptank)形状并且与配装到飞机机翼或导弹弹翼的端部处的壳体类型相同，用以减少或“破坏”位于翼尖处的紊流(旋涡)，并且减少由于此类紊流导致的干扰的空气动力阻力。整流罩的形状基本是翼尖箱的形状或者是卵形的，其或多或少地根据本发明的系统待要安装到的机翼的尺寸和形状而渐缩。可以使用任何用以减少空气动力阻力的其它形状。附加地，或者替代位于机翼端部处的两个电能发生器系统20，该飞机也可以具有位于飞机尾翼单元各部分的端部处一个或多个系统20，如图1所示。
如图2所示，在该整流罩21中，每个系统20包含涡轮22，该涡轮22的轴220连接到发电机23的转子(未示出)。该发电机23是回转式机械，例如是交流发电机。在现在所述的实例中，轴220通过减速传动装置231连接到发电机23。
由于涡轮的速度可以根据飞机的速度变化而大幅变化，所以该系统20具有连接到发电机的输出230的调节器24。调节器24用以将由发电机产生的振幅变化的交流电压转化成振幅恒定的交流电压和/或直流(DC)电压。在现在描述的实例中，调节器24同时执行这两个功能，并且为此目的，该调节器24具有：第一输出241，其递送振幅恒定的交流电压，该第一输出241用以直接注入到飞机的主电力供应网13；和第二输出242，其递送直流电(DC)，并且用于为电能储存元件25再充电，该电能储存元件25具体地是电池，所述电池可以由镍镉或者锂离子蓄电池构成。在变型实施例中，所述电能储存元件也可以由超级电容器或者飞轮形成。储存在该元件25中的电能按需求经由输出251而注入到飞机的第二电力供应网14。
从调节器的输出241直接获得的电能或者储存在储存元件25中并且在输出251处可用的能量可以在降落阶段使用，以为飞机的多个装置供电，具体地，诸如：
·为飞机的机舱加压；
·调节机舱内的空气；
·用于加热机翼前缘的除冰垫；
·用于伸出起落架的电气系统；
·电气制动。
每个电能发生器系统20还具有位于整流罩21的前部21a中的进气装置(airadmissionmeans)，该进气装置能够在打开位置和关闭位置之间移动，在打开位置时，涡轮22暴露于整流罩外部的气流(图3)，而在关闭位置时，涡轮掩盖在整流罩内(图2)。
在目前所述的实施例中，进气装置由布置在整流罩21的头部210和主体211之间的、弯曲形状的襟翼或盖26构成。每个襟翼26的上游端261藉由铰链连接件262紧固到头部210，而每个襟翼26的下游端263是自由的。下游端263呈现出弯形的部分2630，当襟翼26处于关闭位置时，该部分2630压抵主体211的上游端2110，如图2所示。为了减少由于在襟翼和整流罩之间存在的间隙而产生的紊流所导致的潜在阻力，上游环形密封垫片264布置在位于头部210和襟翼26的上游端261之间的部分中，而下游环形密封垫片265布置在位于主体211的上游端2110和襟翼26的下游端263之间。
在目前所述的实例中，襟翼26在关闭位置和打开位置之间由致动器27保持和移动，每个致动器27在一端固定到整流罩21的内壁，而在另一端经由联结件28固定到襟翼26。在如图2所示的进气装置的关闭位置中，致动器27在联结件28的轴281上施加推力，以藉由连接到轴281的另一端的铰接臂282而将襟翼26保持在关闭位置。在如图3所示的进气装置的关闭位置中，致动器27在轴281上施加牵引力，以使该轴281向下游缩回并且降低襟翼26。
在图2和图3所示的实施例中，联结件28的轴281穿过涡轮22的中心。轴281由轴对称形状的整流罩的内部分212支承，后者用于将进入整流罩21的外部气流导向涡轮22的叶片。该内部整流罩部分212也支承用于涡轮22的滚珠轴承213。在该整流罩的后部，涡轮22包括传动齿轮221，该传动齿轮221与涡轮22的轴220接合并且相对于其轴线偏置。
通过作用在致动器27上，可以使襟翼打开和关闭，并且由此，藉由系统20产生或不产生电能。因而，当如图3所示将进气装置置于打开位置时，襟翼26下降到整流罩21的内部，由此使在整流罩21上流动的外部气流F能够进入整流罩的内部并且驱动涡轮22旋转，由于涡轮与发电机23联接，所以能够产生电能。如果不需要藉由系统20和/或在起飞、爬升或巡航阶段中产生电能，则将襟翼26保持在进气装置的关闭位置，以减少空气动力阻力，如图2所示。在该位置中，襟翼被放置成与整流罩21的流线形对齐，由此，总体上将涡轮22以及用于产生或储存电能的所有其它元件一起掩盖在整流罩中。由此，在进气装置的关闭位置处，襟翼26不产生纵向阻力，从而该系统20能充分作用而减少翼尖紊流。
整流罩21的后部21b具有开口，在该实施例，所述开口由气窗或通气口29形成，当进气装置打开时，所述气窗或通气口29能够使进入整流罩21内部的气流从此处逃逸。这样就避免了整流罩21中的压力提高。另外，在整流罩21中以此方式流动的气流可用于冷却与发电机相关联的动力电子设备，并且冷却电能储存装置，特别是当它们由可能在充电期间变热的电池构成时更是如此。所述开口可以是永久性的，或者所述开口可以是根据指令能够关闭的。
在根据本发明的电能发生器系统120的变型实施例中，如图4A、图4B、图5A以及图5B所示，进气装置可以由在整流罩121的头部1210和主体1211之间延伸的板条或蝶形构件126构成。更精确地，每个板条126的上游端1261和下游端1262都分别经由枢转连接件1212和1213紧固到头部1210和主体1211。在现在描述的实例中，每个板条藉由连结件1282连接到枢转轴1281。轴1281的枢转以及因此板条126的枢转是由致动器127驱动的，该致动器127在它的一个端部连接到轴1281的相对自由端部，而在它的另一端部连接到整流罩121的内壁。电能发生器系统120的其他部分与上述系统20的对应部分是相同的，并且为了简单起见不再次进行描述。
通过作用在致动器127上，可以使襟翼打开和关闭，并且由此，藉由系统120产生或不产生电能。因而，当进气装置要呈现如图5A和图5B所示的打开位置时，致动器127被致动以使轴1281枢转，并且由此使板条126的轴枢转，使得它们占据图5B所示的位置。板条126的该位置使得流过整流罩121的外界气流F能进入整流罩的内部并且驱动涡轮122旋转，该涡轮122藉由它的联接到发电机(图5A中未示出)的轴1220而产生电能。在图5B中，可以看到的是，当板条126处于它们的打开位置时，板条126具有良好的空气动力透过性(即，低阻力)。
当不需要由系统120产生电能时和/或在起飞、爬升或巡航时，板条保持在它的进气装置的关闭位置，如图4A和图4B所示。在该位置，板条放置成与整流罩121的流线形对齐，由此，总体上将涡轮122以及用于产生或储存电能的所有其它元件一起掩盖在整流罩中。由此，在进气装置的关闭位置，襟翼126不产生纵向阻力，从而该系统120能充分作用而减少翼尖紊流。
为了根据进入涡轮的气流的速度来控制本发明的电能发生器系统中的涡轮旋转速度，涡轮可以具有桨距可变的叶片，其中当气流的速度较高时，叶片的桨距增大，当气流速度较低时，桨距减小。
本发明的电能发生器系统可以由飞机的控制系统(机载计算机)进行自动控制。该飞机控制系统可以具体地变成以：
·至少在飞行器降落阶段，使进气装置自动地打开；
·在飞行器的至少一个发动机失效的情形下，使进气装置自动地打开；以及
·在飞行器的至少一个发动机的发电机失效的情形下，使进气装置自动地打开。
电能发生器系统也可以藉由位于飞机的驾驶员座舱中的控制按钮或开关手动地控制。该驾驶员或副驾驶员因此可以在他们需要的时候以及特别是在紧急情况下(主发动机中的一个或多个完全失效，或者来自所述发动机中的一个或多个的发电机损失)或者在飞机电气方面紧急的情况下，手动地作用以打开进气装置，并且由此产生电能。
因而，本发明的电能发生器系统有利地取代应急的冲压空气涡轮机(RAT)，该应急的冲压空气涡轮机存在于现有飞机中，并且除了沉重且昂贵之外，有时还有可靠性的问题。
除了上述优势，电能发电机系统处于该飞行器的容易通达的位置，由此大大地简化维护操作，特别是简化动力电子设备和能量储存装置的维护，因为它们都是能够直接通达的，同时与飞机的乘客所占据的内部空间隔离，由此可防止可能的有害气体(例如在一个或多个电池热逃逸的情形下所产生的)到达飞机的机舱。

Claims (12)

1.一种用于飞行器(10)的电能发生器系统(20)，所述系统包括具有翼尖箱形状的壳体(21)并且包含容纳在所述壳体(21)的前部(21a)中的至少一个涡轮(22)和连接到所述涡轮的电能发生器(23)，所述壳体(21)的所述前部(21a)配装有进气装置，所述进气装置能够在打开位置和关闭位置之间移动，在所述打开位置时，所述涡轮(22)暴露于所述壳体(21)外部的气流，并且在所述关闭位置时，所述涡轮(22)掩盖在所述壳体(21)中，所述进气装置包括可移动地紧固在所述壳体的头部(210)和主体(211)之间的襟翼或板条。
2.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述进气装置包括以铰接方式紧固到所述壳体(21)的所述头部(210)处的襟翼(26)，所述襟翼(26)在所述进气装置的所述打开位置时降低，并且在所述进气装置的所述关闭位置时保持与所述壳体(21)的所述主体(211)对齐。
3.如权利要求1所述的系统，其特征在于，所述进气装置包括枢转地紧固在所述壳体(121)的所述头部(1210)和所述主体(1211)之间的板条或蝶形构件(126)，所述板条(126)在所述进气装置的所述打开位置时相对于所述壳体(121)的表面垂直地延伸并且在所述进气装置的所述关闭位置时保持与所述壳体(121)的表面平行。
4.如权利要求1至3中任一项所述的系统，其特征在于，所述系统还包括用于储存由所述电能发生器(23)所产生的电能的储存装置(25)。
5.如权利要求4所述的系统，其特征在于，所述系统包括从以下装置中的至少一种中选择的至少一种电能储存装置(25)：电池；超级电容器；和飞轮。
6.如权利要求1至5中任一项所述的系统，其特征在于，所述系统包括位于所述壳体(21)的后部(21b)中的开口(29)。
7.如权利要求1至6中任一项所述的系统，其特征在于，所述涡轮具有桨距可变的叶片。
8.一种飞行器(10)，包括如权利要求1至7中任一项所述的至少一种电能发生器系统(20、120)。
9.如权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括用于至少在所述飞行器降落阶段中使所述进气装置自动打开的控制装置。
10.如权利要求8或权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括用于在所述飞行器的至少一个发动机失效的情形下使所述进气装置自动打开的控制装置。
11.如权利要求8至10中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括用于在所述飞行器的至少一个发动机的发电机失效的情形下使所述进气装置自动打开的控制装置。
12.如权利要求8至11中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括在紧急需要电能的情形下使所述进气装置能够手动打开的控制装置。
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