CN106458323A - 用于含有火工辅助驱动模块的直升机的驱动链以及具有该驱动链的直升机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于驱动直升机的转子(21，22)的驱动链，包括：主变速箱(24)，能够在所述变速箱运动时驱动所述转子(21，22)；主发动机(23)，用于为飞行提供动力；以及至少一个辅助驱动模块(31)，所述主发动机(23)和所述辅助驱动模块(31)以使得所述变速箱能够运动的方式机械地连接至所述主变速箱(24)。所述驱动链的特征在于，所述辅助驱动模块包括火工装置，用于在机械连接至主变速箱(24)的动力传动轴上产生转矩。本发明还涉及一种包括该驱动链的直升机。

Description

用于含有火工辅助驱动模块的直升机的驱动链以及具有该驱 动链的直升机

技术领域

本发明涉及直升机推进器的领域。具体地，本发明涉及在艰难飞行阶段(比如自转)期间使用用于供给附加动力的旋转火工致动器。

背景技术

直升机通常设置有主转子，主转子形成旋翼以升高及推进所述直升机。直升机还包括通常由第二后转子形成的反转矩装置。

与多引擎直升机相比，单引擎直升机具有很大的优势，尤其在生产和维护成本方面。

然而，在单引擎直升机的引擎损坏或发生故障的情况下，飞行员必须执行艰难的自转操纵以紧急降落。统计学显示，在一些条件下，该操纵对机身可能造成严重破坏。

因此，需要安装一种装置：该装置能够在此操纵的任何阶段的期间非常迅速地提供潜在的补充电力以增加单引擎直升机的自转操纵的安全，以及防止转子回转的停止。

EP2327625已经提出安装这样的一种系统：该系统用于在驱动直升机的旋翼的主变速箱的输入端提供紧急动力。该系统使用电动机，电动机具有的优点在于：能够迅速开始旋转并具有可以根据待确定的驾驶问题来控制的动力。

然而，这种机电解决方案需要机载有电池、控制电子器件和电动机。所有这些设备，特别是电池，影响机身的重量估算，而且还只是偶尔被使用。

本发明的目的是提供一种简单的替代物，以避免影响直升机的重量估算。

发明内容

在该方面，本发明涉及用于驱动直升机的转子的驱动链，其包括：主变速箱，其能够在所述变速箱运动时驱动所述转子；主发动机，其用于为飞行提供动力；以及至少一个辅助驱动模块。发动机和辅助驱动模块机械地连接至所述主变速箱以引发所述变速箱的运动。所述驱动链的特征在于，辅助驱动模块包括火工气体产生装置，火工(pyrotechnic)装置用于在机械连接至主变速箱的动力传动轴上产生转矩。

火工装置的第一优点在于其能量密度。因此，使用所述装置的辅助驱动可以被设计成：对机身的重量估算具有较小的影响，并同时仍通过供应用于维持转子的运动的转矩来为紧急操纵提供充足的动力。

火工装置的另一优点在于能够简化用于控制所述装置的机载电子器件。随着时间提供的动力曲线取决于所述装置的设计。在被生产时，具有火工装置的辅助驱动模块因此被校正，以便例如为直升机提供合适的动力曲线而无需补充控制装置。

有利地，所述辅助驱动模块包括至少一个能够绕对称轴线旋转的飞轮，所述飞轮包括滚筒，所述滚筒刚性地连接至动力传动轴，至少一个气体喷射喷嘴被布置在滚筒的周缘上并且被定向成与绕所述对称轴线的旋转大致相切，火工气体产生装置被安装在所述飞轮中并且对所述至少一个排气喷嘴进行供给。

换言之，排气喷嘴产生用于在飞轮轴上产生转矩的切向气体射流。因此，该装置可用于在主发动机失效时在主变速箱的输入端处提供转矩以及维持转子的运动。对于单独使用，火工装置使得能够在位于排气喷嘴上游的腔室中产生处于高压和高温的气体，借此产生推力和在所述操纵期间驱动旋翼所需的转矩。在此情况下，主发动机不必被重新启动，而所需要的动力被提供至直升机，以便完成操纵或执行紧急操纵，从而允许直升机的安全。

火工气体产生装置被安装在飞轮中这一事实减小了其运行期间的传输问题和损失。此外，飞轮装置的原理意味着其能够被布置在旋转机械上，并且所述旋转机械能够在正常运行期间(即，辅助驱动模块不运行时)使飞轮旋转。实际上，飞轮产生非常少的摩擦损失并且没有被过早使用的风险。

优选地，火工气体产生装置包括固体推进剂的块，固体推进剂的块中形成有对所述至少一个排气喷嘴进行供给的燃烧室。这使得易于维护所述装置。因此，可设想的是，在使用后以简单的方式更换辅助驱动模块的火工装置。

有利地，辅助驱动模块还包括座架和用于回收气体的蜗壳，所述飞轮的轴在所述座架中旋转，所述蜗壳径向地包围所述飞轮并且刚性地连接至所述座架。

蜗壳有助于使离开喷气喷嘴的气体膨胀，并且因此通过来自所述喷嘴的推力而有助于飞轮提供的转矩。因此，可以通过优化蜗壳的形状来改进飞轮的性能。蜗壳的另一优点在于：离开排气喷嘴的热气体相对于飞轮的轴线被径向地排放，因此限制了飞轮周围的装备的受热的程度。随后，这些气体可被引导到蜗壳的朝向合适的排放区域的出口。

如果需要的话，所述辅助驱动模块可包括布置为一排的至少两个飞轮，所述飞轮用于驱动相同的动力传动轴。这种布置方式的第一个优点在于：能够通过将多个标准飞轮组合来提供特定的动力。这种布置方式的另一个优点在于：能够通过飞轮的依次启动来随时间调节辅助驱动模块提供的动力，使得其适配于操纵的需要。

所述辅助驱动模块可包括机械输出端，该机械输出端布置成直接驱动连接至所述主变速箱的与所述主发动机相同的动力传动轴。

当所述主发动机是涡轮发动机时，所述辅助驱动模块可包括联接至所述涡轮发动机的涡轮的心轴的机械输出端。有利地，所述涡轮为涡轮发动机的动力涡轮。根据所选择的安装方式，该选项能够将辅助驱动模块集成在涡轮中并进一步改进重量估算。

有利地，所述辅助驱动模块还包括用于点燃所述火工气体产生装置的系统，包括控制系统的点燃系统置能够被置于待发或停用模式。具体地，这防止了所述系统在错误的时刻被点燃。

本发明还涉及一种包括如上所述的驱动链的直升机。

本发明还涉及用于驱动所述直升机的旋翼的方法，其中，辅助驱动模块点燃系统可被置于待发模式、停用模式或触发模式，所述方法包括：在直升机飞行员指定例如为自转的预定操纵时使得用于所述点燃系统处于待发的步骤。这一步骤尤其对应于针对触发的安全条件被满足的情况。这使得所述系统能够在必要时快速地反应，并避免所述系统在正常飞行条件期间被触发的风险。

附图说明

阅读以下参照附图给出的描述时将更好地理解本发明，本发明的其他细节、特征和优点和特征会变得更加清楚，在附图中：

图1是用于根据本发明的辅助模块的飞轮的透视图。

图2是垂直于旋转轴线并通过排气喷嘴的平面中贯穿根据本发明的飞轮一半的截面。

图3是贯穿使用前的根据本发明的辅助驱动模块的纵向截面。

图4是用于在根据本发明的辅助驱动模块上排放气体的器件的一种布置的示意性透视图。

图5是垂直于旋转轴线的平面中贯穿用于排放气体的蜗壳并贯穿根据本发明的辅助驱动模块的飞轮的示意性截面。

图6是朝向点燃装置的端部贯穿根据本发明的辅助驱动模块的纵向截面。

图7是根据本发明的用于直升机的驱动链的第一实施例的示意图。

图8是根据本发明的用于直升机的驱动链的第二实施例的示意图。

图9是根据本发明的用于直升机的驱动链的第三实施例的示意图。

图10至图12示出根据本发明的辅助驱动模块的替代性实施例，这些替代性实施例可以被使用在驱动链的多种实施例中。

具体实施方式

本发明涉及在直升机的驱动链中的火工驱动模块(例如，辅助驱动模块)的使用。

在所描述的示例中，如由图1至图3所示，该驱动模块包括飞轮1，飞轮1由圆筒形滚筒2和动力传动轴3组成，圆筒形滚筒2与动力传动轴3刚性地连接并且具有同一轴线LL，组件用于绕轴线LL旋转。

在滚筒2沿旋转轴线LL具有给定宽度D的情况下，在所述滚筒的外周圆筒壁5的具有宽度d的狭窄条带上布置有多个排气喷嘴4。该条带位于滚筒2的圆筒壁5的一侧。参照图1和图2，例如，在左横向表面表示滚筒2的上表面6且右横向表面表示滚筒的下表面7的情况下，如示出的，安置有排气喷嘴4的条带例如可以偏心并靠近上表面6。排气喷嘴4定向成与圆筒壁5相切，全部面向相同方向。方向与将离开所述喷嘴的气体射流的方向相同，因此，作为响应，气体射流在运行期间使飞轮1沿与气体射流的方向相反的方向旋转。在示例中，排气喷嘴4沿方位角均匀地分布，并且实例中存在三个排气喷嘴，其中两个可在图1中看到。

仍参照该示例，排气喷嘴4是二维的。这意味着：排气喷嘴由其在横向于旋转轴线LL的截面中的形状限定。参照图2，排气喷嘴4形成具有长度dz的管道，该管道从颈部8处开始扩张。颈部8位于飞轮1的旋转轴线LL的半径R上，排气喷嘴4定向成沿着轴线ZZ，轴线ZZ大致垂直于经过颈部8的半径。

替代性地，例如，根据设计和生产所要求的易施性，能够将排气喷嘴4设计成具有对称的形状。在该情况下，所述排气喷嘴仍限定为沿着轴线ZZ定向的扩张的管道。

排气喷嘴4经由颈部8与燃烧室9连通，当飞轮1运行时，燃烧室9将产生加压气体。在所示的示例中，该燃烧室9被定位在滚筒2的圆筒壁5上的三个排气喷嘴4共享。

因此，燃烧室9必须被供给加压气体。参照示出使用前的飞轮1的图3，可以看到：滚筒2在其圆筒壁5与其上表面6以及下表面7之间形成腔。滚筒2中的内部腔被固体材料块10填充，所述固体材料块设计成在被点燃装置点燃时产生高能量气体，点燃装置定位在燃烧室9的区域中但未在图中示出。该材料通常由固体推进剂制成。滚筒2中在由排气喷嘴4占据的条带与下表面7之间留出的空间的具有如下所述的尺寸：形成对推进剂的充足存储；推进剂的燃烧会产生用于紧急操纵所必需的时间段的气体。

在飞轮1中，使用之前，燃烧室9对排气喷嘴4进行供给并且用于接纳由推进剂的燃烧产生的气体，该燃烧室是在推进剂块10中挖出的并且在排气喷嘴的区域占据较小的空间。优选地，排气喷嘴4通过膜11密封，膜11在点燃期间被燃烧气体的压力弹开，从而在不处于触发状态时防止灰尘和水分进入燃烧室9。

为了形成驱动模块，飞轮1结合在座架12上，座架12包括轴承13、14，轴3在轴承13、14中旋转。如示出的，轴3用于联接至轴15，轴15驱动另一个机械系统。轴15可以是中间轴，称为“剪力轴(shear shaft)”，其设计成在传输转矩意外地超过最大容许值时断裂。此外，所述轴例如通过花键联接在飞轮1的轴3上。

如图3至5所示，座架12优选地包括蜗壳(volute)16。该蜗壳16径向地包围飞轮1。蜗壳设计成：允许离开排气喷嘴4的气体在它们被排出之前膨胀。蜗壳与座架12的包围滚筒2的部分一起形成围绕飞轮1缠绕的管道16。该管道16的内壁以与排气喷嘴4的通道对置的方式开口，以便收集离开所述喷嘴的气体。在所示的示例中，由蜗壳16形成的管道的径向横截面是大致矩形。

参照图5，蜗壳16的外壁的横截面具有围绕飞轮1的轴线LL的螺旋形状。在表示绕轴线LL的方位角的情况下，从蜗壳16的外壁至轴线的距离遵循定律S()，在该示例中，S()稳定地增大，是点A与点B在与飞轮1运行期间的旋转对应的旋转方向上的距离的关于的函数。在图5中，旋转方向是逆时针且对应于如图2中定向的排气喷嘴4。

附加地，蜗壳16沿轴线LL的宽度在该示例中从A至B增大。这通过图3和图6中示出的截面示出，其示出蜗壳16在经点A(在顶部)和点C(在底部)的纵向半剖面中的横截面，点C是A与B的中点并在图5中示出。因此根据定律S()，由蜗壳16形成的管道的横截面在点A与B之间以方位角的形式稳定地改变(在这里给出的示例中增大)以引导气体的膨胀。

通过以点B与A之间的方位角限定的开口17a，蜗壳16通向用于排出气体的排气导管17，如图4和5中示出的。

当推进剂块10被点燃时，燃烧在燃烧室9中开始，燃烧室9处于如图3中示出的初始形状。燃烧室9充有加压气体并且用作给排气喷嘴4供给特定温度条件Ti和压力条件Pi下的高能气体的室。此气体通过排气喷嘴4离开，因此，产生推力并在飞轮1的轴3上产生转矩。以速度ω旋转的轴3机械地连接至直升机的转子。参照图6，随着燃烧进行，推进剂被用完且排气喷嘴4的燃烧室9的体积在块10中改变，直到全部的推进剂已被使用。对本领域的技术人员而言，按如下所述的来确定燃烧室9的初始形状和推进剂块10的初始重量是例行操作：使得燃烧室9中的气体的压力条件Pi和温度条件Ti在该过程期间改变，以在所需时间内按照期望变化量提供转矩。

在推进剂燃烧阶段的期间，压力Pi足够的高，使排气喷嘴4中的每一个被通至颈部8的声速流注入(primed)。在其出口横截面处，每个排气喷嘴4因此产生沿着与颈部8相切的方向ZZ的气体射流。在排气喷嘴4的出口横截面Se处，该射流达到高的超声速Ve，然而，与燃烧室9中的气体的压力和温度相比，气体的压力Pe和温度Te已被减小。这产生与速度Ve相反方向上的切向力，也称为推力，其取决于质量流速，并取决于射流通过出口横截面处的速度以及取决于射流的出口压力Pe与蜗壳16中围绕飞轮1的静态压力之间的差。由飞轮1在动力传动轴3上提供的转矩是转矩的总和，对于每个排气喷嘴4而言，转矩是力F乘以颈部8的半径R。

在适当的实施例中，颈部8例如由耐磨、编织和冲压材料(例如，碳/陶瓷或任何其他装置)制成及形成，使得当推进剂燃烧时，尽可能多地减小热通过传导和辐射从热气体传递到滚筒2。不言自明，附图中示出的构型仅是一个示例。本领域的技术人员将按照要提供的转矩和燃烧室9中的可用的气体压力来调整排气喷嘴4的数目、尺寸和方位角的分布。附加地，尽管在装置的总体大小方面，排气喷嘴4的二维形状是有利的，仍可想到使用其他形状，尤其是轴对称形状。

此外，蜗壳16的形状有助于排气喷嘴4的输出，并且因此在点燃时有助于飞轮1的性能。当排气喷嘴4在蜗壳16内部旋转时，从排气喷嘴4中每一个以速度Ve、压力Pe和温度Te喷射的燃烧气体继续在蜗壳16中膨胀，并且随后经由排气导管17排出至外部。

参照图5，蜗壳16的横截面在点A与B之间按照方位角的分布被优化，以在膨胀等级与气体喷射温度Te之间实现良好的平衡，膨胀等级决定由飞轮1提供的转矩，并且气体喷射温度Te与包围所述系统的区域相容。具体地，该平衡考虑了：蜗壳16中的强制对流现象、通过装置紧固机构的传导以及来自组件的热辐射。

附加地，通过将经由排气喷嘴4喷射的气体朝向导管17引导，蜗壳16有助于保护飞轮1周围的设备。

此外，在飞轮1不使用时密封每个排气喷嘴4的保护膜11设计成：在点燃时，在由推进剂的燃烧产生的气体的压力和温度的组合作用下碎裂。因此，当飞轮1起动时，所述膜的残余物与气体一起自然地排出。

参照图1和图3，在示出的示例中，为了触发推进剂块10的燃烧，火工驱动模块使用电控制。在飞轮1中，用于点燃推进剂块10的前述装置(在附图中未示出)连接至与滚筒2的圆筒壁5的表面齐平的圆形接触轨道18。电滑动接触断路器19被定位成与在座架12上的接触轨道18相接触，以发送电流至点燃装置。接触断路器19又连接至控制系统(未示出)，控制系统经由所述点燃装置发送电流，以在火工驱动模块必须启动的情况下将推进剂点燃。

包括点燃装置、接触断路器19、控制系统和用于连接各种元件的装置的组件形成用于点燃火工装置的系统。

本发明还涵盖下述可能性：使用点燃推进剂块10和/或传输点燃命令的其他装置，例如，无线连接和/或光学的或激光装置。

优选地，点燃系统设计成：待发(armed)，即，准备好传输充足电流以触发燃烧；或非待发(disarmed)，即，防止传输电流。非待发位置的优点在于其防止意外点燃。

本发明的第二方面涉及在直升机的驱动链中安装火工驱动模块。

使用单引擎直升机作为示例，在图7中示出安装的第一实施例。

在该示例中，在该情况中以典型形式示意性示出机身20的直升机配备有用于提升和推进的主转子21和反转矩尾桨22。直升机的驱动链具体包括：用于提供直升机飞行所需要的动力的主发动机23；以及主变速箱2，主变速箱的作用是从主发动机传输动力至转子21、22以便通过机构使所述转子运动，该机构通过朝向主转子21延伸的轴25和朝向尾桨22延伸的轴26在附图中示意性示出。应注意的是，为本专利基础的辅助驱动模块同样可以集成在用于其他直升机构架(例如，具有同轴的主转子或设置有其他反转矩装置)的驱动链中。

主发动机23可以是涡轮发动机(这里与其排气装置27一起示出)，但也可以是内燃机或电机。

总之，主变速箱24包括机械输入端28，即，对朝向转子21、22延伸的轴25，26进行致动的内齿轮，所述轴在这种情况下从机械输入端被驱动。同样，通常，主发动机包括机械输出端29，机械输出端可以是第一齿轮组，第一齿轮组减小回转的次数并通过轴30联接至主变速箱24的机械输入端28。

在图7示出的安装的第一实施例中，火工驱动模块31安装在主变速箱24的机械输入端28处。火工驱动模块也可以直接联接至所述机械输入端28或安装在主变速箱23的轴30上。

通常，参照图10，火工驱动模块31包括减速齿轮组件32，减速齿轮组件因此形成其机械输出端。实际上，火工驱动模块的设计通常不允许飞轮的轴3的旋转速度ω与轴30在主变速箱24的机械输入端28处的额定旋转速度Ω匹配。

在图11示出的替代性实施例中，在相同的轴3上，多个飞轮1安装成一行。在该情况下，只有一个联接至轴3的减速齿轮组件32可被用于在火工驱动模块30的输出处提供期望的旋转速度ω。

每个飞轮1具有其自身的点燃装置和接触断路器19，而用于点燃驱动模块31的系统优选地包括中央控制系统，该中央控制系统布置成：使用于点燃辅助驱动模块31的系统整体地待发或非待发。

用于点燃辅助驱动模块31的系统可以设计成：使得飞轮1同时被点燃。通过不使用仅一个类型的飞轮1，这使得能够在设计阶段期间使火工驱动31的动力适配于各种类型的直升机。同样能够将用于点燃驱动模块31的系统设计成使得飞轮1被依次点燃，从而允许按照遭遇的自转飞行条件来调节动力。

在图8示出的安装的第二可能实施例中，火工驱动模块31安装在主发动机23的机械输入端29处。

总体上，如前一个实施例，该实施例要求在火工驱动模块31的输出处使用减速齿轮组件32以便将飞轮的轴3的旋转速度ω调节为轴30的旋转速度Ω，轴30将主发动机23的动力传输至主变速箱24的机械输入端28。图10和图11中示出的火工驱动模块的两个替代性实施例是都同样是可能的。

这两个第一实施例之间的优先选择将取决于直升机机身20中围绕适合点的驱动链周围的可用空间。

在两个实施例中，飞轮1的排气导管17可以在机身20的顶部处通向大气。在主发动机23是涡轮发动机的情况下，这些排气导管17可以通向涡轮发动机的排气装置23。

参照图9，可想到用于安装火工驱动模块31的第三实施例。主要在主发动机23是涡轮发动机的情况下，驱动模块可以联接至涡轮发动机的动力涡轮的轴。

该实施例可以具有若干优点。首先，火工飞轮1的旋转速度可以与涡轮的轴的旋转速度相配。在该情况下，参照图12，驱动模块可以不包括减速齿轮组件。驱动模块31的机械输出端因此由涡轮的例如通过花键啮合在飞轮1的轴3上的轴形成，轴3联接图3中示出的“剪力”轴15。

其次，飞轮的排气导管17可以设计成：使得离开飞轮的气体排出到涡轮发动机的气体排出回路中。

通过这些装置，因此，可以设计更紧凑且更轻型的装置。最后，如其他实施例，多个飞轮1可以在轴3上联接成一排。

根据本发明的附加方面，配备有该类型的驱动链的直升机能够在与火工驱动模块31的不同状态对应的各阶段中运行。

在第一正常运行阶段，例如，在非危险飞行阶段，用于控制点燃推进剂块10用装置的系统处于非待发。可选的，在需要时，控制系统连续发送或间歇发送微弱电信号至用于点燃推进剂块10的装置，以检测控制链中的可能中断。在通过系统的逻辑确认故障的情况下，故障被相应地处理且产生合适的信号。此外，辅助驱动模块的飞轮在自由的轮联接已产生的情况下停车。否则，辅助驱动模块的飞轮被联接至其机械输出端的驱动链的轴驱动。

可以针对危险飞行条件或可能发生事故的情况限定临界运行阶段。例如，危险飞行条件可以是当飞行员指定用于降落的自转阶段的情况。进而，一旦主发动机23已经启动，在转子运动的加速阶段之外，当主变速箱24的机械输入端28的运动学特性以第一警告阈值以下的速度运行时，可以宣告发生事故情况。

在该情况下，用于控制点燃推进剂块10用装置的系统处于待发。接触断路器19与接触轨道18之间的电连接仍允许潜在异常在火工驱动模块上被检测，并且允许故障被相应地处理及产生合适的信号。

最后，可以通过飞行员的命令(例如，针对自转辅助的要求)或者在事故的情况下自动地(例如，当主变速箱24的输入速度在飞行期间降低到第二阈值以下时)触发火工辅助驱动模块的运行阶段。

在这种情况下，例如，由控制链发送电信号至飞轮1的轨道18上的滑动接触断路器19。因此，该电信号控制用于点燃在燃烧室9中消耗的推进剂10的系统的点燃。

这在火工驱动模块31产生转矩且驱动主变速箱24以对转子21、22进行致动时发生。整个系统设计成：允许飞轮1的转矩在要求时间内迅速达到提供期望动力所必须的值。

Claims (9)

1.用于驱动直升机的转子(21，22)的驱动链，包括：主变速箱(24)，所述主变速箱能够在所述变速箱运动时驱动所述转子(21，22)；主发动机(23)，所述主发动机用于为飞行提供动力；以及至少一个辅助驱动模块(31)，所述主发动机(23)和所述辅助驱动模块(31)机械地连接至所述主变速箱(24)以引发所述变速箱的运动，其特征在于，所述辅助驱动模块(31)包括：

-至少一个飞轮(1)，所述飞轮能够绕对称轴线(LL)旋转，所述飞轮包括滚筒(2)，所述滚筒刚性地连接至与所述动力变速箱机械连接的动力传动轴(3)，至少一个气体喷射喷嘴(4)被布置在所述滚筒(2)的周缘上并且被定向成与绕所述对称轴线(LL)的所述旋转大致相切，

-火工气体产生装置(10，9，18)，所述火工气体产生装置安装在所述飞轮(1)中并且对所述至少一个排气喷嘴(4)进行供给。

2.根据权利要求1所述的驱动链，其中，所述辅助驱动模块(31)还包括座架(12)和用于回收气体的蜗壳(16)，所述飞轮的轴(3)在所述座架中旋转，所述蜗壳径向地包围所述飞轮(1)并且刚性地连接至所述座架(12)。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的驱动链，其中，所述辅助驱动模块(31)包括用于驱动相同动力传动轴(3)的布置成一排的至少两个飞轮(1)。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的驱动链，其中，所述辅助驱动模块(31)包括机械输出端(32)，所述机械输出端布置成直接驱动所述主变速箱(24)的机械输入端(28)。

5.根据权利要求1至3中任一项所述的驱动链，其特征在于，所述辅助驱动模块(31)包括机械输出端(32)，所述机械输出端布置成驱动连接至所述主变速箱(24)的与所述主发动机(23)相同的动力传动轴(30)。

6.根据权利要求1至3中任一项所述的驱动链，其特征在于，所述主发动机(23)是涡轮发动机，并且所述辅助驱动模块(31)包括联接至所述涡轮发动机的涡轮的心轴的机械输出端(32)。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的驱动链，其中，所述辅助驱动模块(31)还包括用于点燃所述火工气体产生装置(10)的系统，所述点燃系统能够被置于待发模式或停用模式。

8.直升机，包括根据权利要求1至7中任一项所述的驱动链。

9.用于驱动直升机的旋翼的方法，所述直升机包括根据权利要求7所述的驱动链，所述方法包括：在直升机飞行员指定例如为自转的预定操纵时使得用于点燃辅助驱动模块(31)的所述系统处于待发的步骤。