CN107074373A - 用于多发动机飞行器的混合推进系统 - Google Patents

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Abstract

一种用于多发动机飞行器的混合推进系统，包括每个装配有气体发生器的多个自由涡轮涡轮机，多个自由涡轮涡轮机包括至少一个第一涡轮机(1)或混合涡轮机，至少一个第一涡轮机(1)或混合涡轮机能够在飞行器的稳定飞行期间在至少待机状态下操作，而多个涡轮级中的其它涡轮机在该稳定飞行的过程期间单独操作。混合涡轮机(1)与第一和第二相同的电工顺序相关联，第一和第二相同的电工顺序每个包括电机(分别为2、3)，电机(分别为2、3)可以操作作为起动器且作为发电机，并且电机(分别为2、3)自身连接到功率电子模块(分别为4、5)，功率电子模块(分别为4、5)自身选择性地连接到特定的供电模块(8)(诸如机载网络)，并且连接到至少一个电能存储构件(分别为6、7)。电工顺序各自设计用于传送至少等于混合涡轮机(1)的快速再激活所需总功率(Prr)一半的最大功率。

Description

用于多发动机飞行器的混合推进系统
技术领域
本发明涉及如普遍设置于直升机上的自由涡轮发动机领域。
如所知的，自由涡轮发动机(通常被称为燃气涡轮(GT))包括在直升机中经由超速离合器(自由轮)和主减速器(MGB)与主要由压缩机、燃烧室和高压涡轮构成的气体发生器一起驱动其转子的动力涡轮或“自由”涡轮。
“附件传动箱”的强度降低齿轮装置用于将气体发生器的轴连接到由定子和转子构成的且能够与马达(起动器)或与发电机同样良好地操作的电机(ELM)。在马达模式下，由电能来源为电机供电，并且其产生用于驱动涡轮发动机的气体发生器旋转的扭矩，特别地用于起动涡轮发动机的气体发生器和将涡轮发动机的气体发生器置于待机模式中的目的，因此为气体发生器提供辅助。在发电机模式下，由气体发生器驱动电机旋转，以从中取出机械功率，然后将该机械功率转换成用于为飞行中的飞行器的直流(DC)低压机载网络(OBN)供电的电功率。OBN一般连接到低压电力存储设备，例如，28伏特(V)蓄电池。
本发明更特别地涉及用于多发动机飞行器的混合推进系统，特别地是双发动机或三发动机飞行器，即，当一个或多个其它发动机保持激活时，具有在飞行阶段(被称为“经济飞行阶段”)期间能够处于待机的至少一个发动机的系统。
背景技术
当具有两个涡轮发动机的飞行器处于巡航飞行状态时，文献FR 2 967 132和FR 2967 133提出将两个发动机之一置于待机模式中以使其自由涡轮不与MGB同步，与此同时增加来自另一个发动机的功率，从而使得可能减少系统的整体燃料消耗。
因此，本发明特别地位于减少具有至少两个发动机的直升机的消耗的背景下，其中，在经济巡航飞行期间，即，在表现为每个发动机上所要求的功率较低而引起非常高的单位消耗量(SC)的飞行阶段期间，发动机之一处于待机，使得另一个发动机以高功率操作并因此得利于更低的单位消耗量。
已经提出该待机模式的几个变型。
在被称为“普通慢车”的待机模式下，燃烧室是烧着的，并且气体发生器的轴以其正常速度的60％到80％的范围内的速度旋转。
在被称为“超级慢车”的第一变型中，去同步的气体发生器的气体发生器可以以低速在慢车模式下进行调节，其中气体发生器的轴以其正常速度的20％到60％范围中的速度旋转。
在被称为“辅助超级慢车”的第二变型中，从MGB去同步的燃气涡轮的气体发生器还可以在之后借助于电机和附件传动箱将辅助驱动扭矩施加到气体发生器的情况下，在低的慢车模式下进行调节。
在第三变型中，涡轮发动机的燃烧室可以完全关闭，并且然后提出维持气体发生器以适合于在巡航飞行阶段结束时促进重新点火的速度旋转。速度的适当范围可以被称为优选的点火窗口。被称为“转向”模式的该操作模式涉及将长期辅助提供给气体发生器。通过机械辅助，气体发生器的轴以其正常速度的5％到20％的范围中的速度旋转。
在整个巡航飞行的持续时间中可能被维持的这些操作模式下，由待机的发动机传输到MGB的功率一般是零，并且照例不可能从其气体发生器取得功率。
在上面提及的变体中，有必要能够迅速地再激活去同步的发动机，特别地在紧急情况下，例如，如果存在总共三个或更多发动机而另一个发动机故障的事件中，或在如果存在两个发动机而另一个发动机故障的事件中。特别地，这就是为什么气体发生器保持在适当转速下以利于在燃烧室关闭的系统中重新点火。
在位于其中的系统的优点在长时间飞行中都被利用的情况下，在优选的点火窗口(“转向”模式)中保持气体发生器旋转，并且将长期辅助提供给调节到慢车(“辅助超级慢车”模式)的气体发生器，则要求的相对较少的功率。
在其它解决方案之中，文献FR 2 967 132和FR 2 967 133给出建议使用由连接到其它发动机的气体发生器的起动器/发电机供电的电力起动器，或使用由其它发动机的自由涡轮直接或间接驱动的发电机。
对于开始于其中燃烧室关闭的低速情况的紧急重新起动，因为旋转组件的大惯性且因为来自发动机的压缩机的反向扭矩，所以有必要将高功率施加到气体发生器的轴上。需要在较短的、约为几秒级别的持续时间内传送该功率，以确保快迅速起动发动机。
在其它解决方案之中，文献FR 2 967 133建议使用电能的来源，特别地超级电容器，以为将突发辅助供应到气体发生器的电机供电。
在文献EP 2 581 586中，还建议使用两个超级电容器(都是电力存储构件)，由两个发动机之一的气体发生器驱动的发电机分别对两个超级电容器(是电力存储构件)各进行充电，并且当为关闭状态时，两个超级电容器(是电力存储构件)各用于为起动其它发动机提供突发功率。
在本上下文中，特别地，本发明具有提供实践技术装置的目的，该实践技术装置用于在具有从涡轮经济模式开始的至少两个发动机的飞行器上执行“快速再激活”机载功能，即通过代替常规电力起动器而使用通过机载网络或通过特定的电网供电的电力系统，，并且使得能够执行以下不同的操作模式：
-在地上起动燃气涡轮发动机；
-经济模式，其中一个发动机处于待机模式，待机模式是在能量方面经济的模式，并且其中，不将机械功率传送到飞行器的转子；
-在先前处于经济模式下的发动机的飞行中的正常再激活，构成从待机模式的可靠起动，而没有显著的时间约束；以及
-在先前处于经济模式下的发动机的飞行中的快速再激活，其构成紧急起动，使得可能在最小时间长度内将发动机从待机模式达到功率，即，迅速待机模式取得发动机以达到“标称”功率，其中发动机将机械功率供应到主减速器。
在紧急情况中离开待机模式涉及在发出离开待机模式的命令之后，在短于10秒(s)的一段时间内，点燃燃烧室，并且驱动气体发生器的轴达到80％到105％范围的速度。
离开待机一般涉及在发出离开待机模式的命令之后，在10秒s到1分钟(min)的一段时间内，点燃燃烧室，并且驱动气体发生器的轴达到80％到105％范围的速度。
适合于在待机模式下操作的涡轮发动机被称为混合涡轮发动机。
混合生成的推进系统使得可能增加它们的效率。相比之下，现有电功率部件的重量使得它们很难用于在飞行器机上的应用。
因而，有必要设想和开发缩减到最小的架构，以提出能够在经济巡航模式下飞行的推进系统，其中由最少数量的发动机传送飞行需要的功率，而其它发动机处于待机模式，可尽管如此使得发动机能够无论通过正常再激活还是通过快速再激活有效地退出待机模式。
对于可靠性的问题，还有必要能够完成再激活系统的定期测试，并且有必要满足推进系统的所有操作安全要求和认证要求。
用于过去已经提出的混合飞行器推进系统的架构是复杂的，并且涉及大量机载重量，或它们使得不能在仪器上完成用于提供快速再激活的测试，或它们不满足必要的可靠性和可用性要求。
发明内容
为了纠正上面提到的缺陷，根据本发明提供了用于多发动机飞行器的混合推进系统，该系统包括多个自由涡轮发动机，多个自由涡轮发动机每个具有气体发生器，并且包括被称为“混合”发动机的至少一个第一发动机，至少一个第一发动机适合于在飞行器的稳定飞行期间在至少一个待机模式下操作，而多个发动机中的其它发动机在此类稳定飞行期间单独操作，混合发动机与包括能够操作作为起动器且作为发电机的第一电机的至少一个第一电传动系相关联，第一电机自身连接到第一电子功率模块，第一电子功率模块自身选择性地连接到特定的供电网络(诸如机载网络)，并且连接到至少一个第一电能存储构件，所述混合发动机还与第二电传动系相关联，第二电传动系与所述第一电传动系相同并且包括第二电机，第二电机能够操作作为起动器且作为发电机，第二电机自身连接到第二电子功率模块，第二电子功率模块自身选择性地连接到所述特定的供电网络，并且连接到至少一个第二电能存储构件；该系统特征在于，第一电传动系和第二电传动系各自适于传递不小于所述混合发动机的快速再激活所需要的总功率(Prr)一半的最大功率，并且其中第一电传动系和第二电传动系各自适于能够以选择性方式将正常再激活功率或起动功率(Pdem)，或待机功率(Pv)，或半待机功率(Pv/2)，或半快速再激活功率(Prr/2)传送到混合发动机。
优选地，正常再激活功率或起动功率具有约为总快速再激活功率(Prr)的20％量级。
优选地，待机功率具有约为总快速再激活功率(Prr)的3％到5％量级。
根据本发明的一个方面，第一电子功率模块和第二电子功率模块各自适于能够分别从第一电能存储构件或第二电能存储构件接收功率，以用正常再激活功率或起动功率(Pdem)分别以孤立的方式且与所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块中的另一个交替地为第一电机和第二电机中的每个供电。
根据本发明的另一个方面，第一电子功率模块和第二电子功率模块各自适于能够分别从第一电能存储构件或第二电能存储构件接收功率，用于用半快速再激活功率(Prr/2)分别且与所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块中的另一个同时为第一电机和第二电机中的每个供电。
根据本发明的再一个方面，第一电子功率模块和第二电子功率模块各自适于能够从所述特定的供电网络接收功率，以用半正常再激活功率或半起动功率(Pdem/2)或用半待机功率(Pv/2)分别且与所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块中的另一个同时为第一电机和第二电机供电。
在变化中，第一电子功率模块和第二电子功率模块各自适于能够分别从第一电能存储构件或第二电能存储构件接收功率，以用半正常再激活功率或起动功率(Pdem/2)或用半待机功率(Pv/2)分别且与所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块中的另一个同时为第一电机和第二电机供电。
根据本发明的又一个方面，第一电子功率模块和第二电子功率模块各自适于能够从所述特定的供电网络接收功率，以用正常再激活功率或起动功率(Pdem)或用待机功率(Pv)分别以孤立的方式且与所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块中的另一个交替地为第一电机和第二电机供电。
根据本发明还有一个方面，第一电子功率模块和第二电子功率模块各自适于能够从所述特定的供电网络或分别从第一电能存储构件或第二电能存储构件接收功率，以用小于或等于所述混合发动机的快速再激活所需要的总功率(Prr)一半的可变功率(Pvar)分别以孤立的方式且与所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块中的另一个交替地，或以同步方式为第一电机和第二电机供电，以能够周期性地完成功率测试。
在特定的实施例中，第一电能存储构件和第二电能存储构件包括物理上分离的两个存储构件。
在另一个可能的实施例中，第一电能存储构件和第二电能存储构件包括不同的但物理上组合在一起的两个存储构件。
本发明还提供了包括如上面所提到的混合推进系统的多发动机飞行器。
飞行器可以是直升机。
附图简述
本发明的其它特征和优点从参考附图给出的本发明的特定实施例的详细描述显而易见，在附图中：
图1是在本发明的第一实施例中用于具有两个控制电传动系的涡轮发动机的推进系统的混合架构的示意图；
图2是在本发明的第二实施例中用于具有两个控制电传动系的涡轮发动机的推进系统的混合架构的示意图；
图3是示出在待机模式下具有单个激活控制电传动系的、图1混合架构的操作的示意图；
图4是示出在待机模式下具有两个激活控制电传动系的、图1混合架构的操作的示意图；
图5是示出在正常再激活或起动模式下具有由机载网络供电的单个激活控制电传动系的、图1混合架构的操作的示意图；
图6是示出在正常再激活或起动模式下具有由电能存储构件供电的单个激活控制电传动系的、图1混合架构的操作的示意图；
图7是示出在正常再激活或起动模式下具有由机载网络供电的两个激活控制电传动系的、图1混合架构的操作的示意图；
图8是示出在快速再激活模式下具有由电能存储构件供电的两个激活控制电传动系的、图1混合架构的操作的示意图；以及
图9是示出在用于完成可变功率测试的模式下具有由机载网络和由电能存储构件供电的两个激活控制电传动系的、图1混合架构的操作的示意图。
具体实施方式
本发明的用于多发动机飞行器的混合推进系统包括多个自由涡轮发动机，多个自由涡轮发动机每个装配有气体发生器，在这些发动机中，至少第一发动机或混合发动机适合于在飞行器稳定飞行期间在至少一个待机模式下操作，而多个发动机中的其它发动机在稳定飞行期间单独操作。
图1到图9示出混合涡轮发动机1本身连同该混合发动机的控制电传动系，而使用的其它发动机可以是常规的。尽管如此，还可能在单个飞行器上使用类同于参考附图描述的混合发动机1的多个混合发动机。因此，本发明可以应用于多发动机架构的飞行器的所有发动机。
参考图1，可以看到混合发动机1与第一和第二相同电传动系相关联，第一和第二相同电传动系每个包括能够操作作为起动器和作为发电机的相应的电机2、电机3，电机2、电机3自身连接到相应的电子功率模块4、电子功率模块5，电子功率模块4、电子功率模块5自身选择性地连接到特定的供电网络8，诸如机载网络，电子功率模块4、电子功率模块5并且分别连接到至少一个电能存储构件6、电能存储构件7。
电传动系中的每个适于传送不小于混合发动机1的快速再激活所需要的总功率Prr一半的最大功率。
图1示出第一电能存储构件6和第二电能存储构件7，第一电能存储构件6和第二电能存储构件7包括物理上分离的两个存储构件，两个存储构件中的每个能够传送功率的至少一半和发动机1的快速再激活所需要的总能量的至少一半，或两个存储构件中的每个能够传送对于发动机1的正常再激活必须的功率。
尽管如此，如图2所示，第一电能存储构件和第二电能存储构件可以包括两个不同的存储构件66、存储构件67，两个不同的存储构件66、存储构件67彼此孤立，但在单个物理实体60中通过每个存储构件构成该实体的一半物理上组合在一起。
亦简称为“储存器”的存储构件6、存储构件7或存储构件66、存储构件67在性质上可以是电化学或静电学的。
第一电传动系和第二电传动系各自适于能够选择性地将正常再激活功率或起动功率Pdem，或待机功率Pv，或半待机功率Pv/2，或半快速再激活功率Prr/2传送到混合发动机1。
正常再激活功率或起动功率一般是大约总快速再激活功率Prr的20％。
待机功率一般是约为总快速再激活功率Prr的3％到5％。
每个专用电子功率模块4、专用电子功率模块5能够在有限的时间内用快速再激活所需要的功率的至少一半(即，Prr/2)，或用正常再激活所需要的功率Pdem(其还对应于起动功率)为对应的电机2、电机3供电，
每个专用电子功率模块4、专用电子功率模块5自身通过对应的存储器6、存储器66、存储器7、存储器67，或通过飞行器的机载网络8，或通过两者一起供应能量。应该观测到，由于机载网络8还需要供应所有的机载系统所需要的电功率，所以从机载网络8可获得的功率是先验的、有限的。
每个专用电子功率模块4、专用电子功率模块5也能够连续为对应的电机2、电机3供电以用于其在发动机1的待机模式中使用，并且每个专用电子功率模块4、专用电子功率模块5也适于控制对应的电机2、电机3，用于可靠的起动过程或用于正常再激活过程。
电机2、电机3各自适于传送快速再激活所需要的功率的至少一半，以及正常再激活所需要的功率。
此外，驱动混合发动机1的气体发生器的每个电机2、电机3能够维持该发动机连续处于待机模式，能够起动发动机1，并且能够实行正常再激活。
除发动机1的正确操作所需要的标准仪器之外，发动机1具有适合于容纳电机2、电机3两者的附件传动箱。
参考图3到图9，接着是本发明的架构的各种操作模式的描述。在这些图中，以虚线绘制不是激活的架构的元件，而用实线以正常方式绘制激活的架构的元件。
图3和图4示出在两个不同的实施例中如何可以用两个电传动系实施发动机1的待机模式，其中始终从机载网络8取得能量。
如图3所示，可以由在不同任务上的两个电传动系交替地传送待机模式所需要的功率Pv，待机模式所需要的功率Pv表示大约总可用功率Prr的3％到5％。
图3示出当不涉及第二电机3、第二电子功率模块以及储存器6和储存器7时包括由机载网络8供电的第一电机2和第一电子功率模块4的电传动系为激活的。在飞行器的后续任务中，角色应该互换，使得当不涉及第一电机2、第一电子功率模块4以及储存器6和储存器7时，由机载网络8供电的第二电机3和第二电子功率模块5是激活的。
图4示出实施例，其中在发动机1的待机模式中，两个电传动系同时是激活的，但是每个传送等于待机模式所需要的功率Pv一半的仅Pv/2的功率，即，具有约为总功率Prr的1％到3％的功率。因此，当不涉及储存器6和储存器7时，第一电机2和第二电机3以及第一电子功率模块4和第二电子功率模块5同时是激活的，两者从机载网络8提取功率。
图5到图7示出在三个不同的实施例中如何可以通过两个电传动系执行发动机1的正常再激活模式或起动模式。
在图5中所示的第一实施例中，从机载网络8取得对应于正常再激活或机械功率Pdem的能量，正常再激活或机械功率Pdem通常具有约为快速再激活所需要的总功率Prr的20％，并且仅使用一个电传动系。
图5示出当不涉及第二电机3、第二电子功率模块5以及储存器6和储存器7时，包括由机载网络8供电的第一电机2和第一电子功率模块4的电传动系为激活的。在飞行器的随后任务中，角色应该互换，使得当不涉及第一电机2、第一电子功率模块4以及储存器6和储存器7时，由机载网络8供电的第二电机3和第二电子功率模块5是激活的。
图6的实施例类同于图5的实施例，仅在使用一个电传动系的范围内，然而，不从机载网络8而是从储存器取得对应于正常再激活或机械功率Pdem的能量，正常再激活或机械功率Pdem通常具有约为快速再激活所需要的总功率Prr的20％量级。
在图6中，当在该操作中不涉及第二电机3、第二电子功率模块5、储存器7和机载网络8时，包括由储存器6供电的第一电机2和第一电子功率模块4的电传动系所示为是激活的。在飞行器的随后任务中，角色应该互换，使得当不涉及第一电机2、第一电子功率模块4、储存器6和机载网络8时，由储存器7供电的第二电机3和第二电子功率模块5是激活的。
当然地，在使用图2的实施例时，储存器66和储存器67分别执行与储存器6和储存器7相同的角色。
图7示出实施例，其中在发动机1的正常再激活或起动模式下，两个电传动系同时是激活的，但是每个递送等于待机模式所需要的功率Pdem的一半的仅Pdem/2的功率，即，通常具有约为总功率Prr的20％的功率。因此，第一电机2和第二电机3以及第一电子功率模块4和第二电子功率模块5同时是激活的。
图7示出当不涉及储存器6和储存器7时，指示由第一电子功率模块4和第二电子功率模块5从机载网络8取得能量的连接。
尽管如此，在图7实施例所示的变型中，在两个电传动系同时是激活的情况下，第一电子功率模块4和第二电子功率模块5分别从储存器6和储存器7(或如果使用图2的实施例，则是储存器66和67)而不是从机载网络8取得对应于Pdem/2的能量。
图8示出一实施例，其中在发动机1的快速再激活模式下，两个电传动系以同时和协调操作同时激活，但是各自传送等于快速再激活模式所需要的总功率Prr一半的仅Prr/2的功率。因此，第一电机2和第二电机3以及第一电子功率模块4和第二电子功率模块5同时是激活的。
在图8的实施例中，由第一电子功率模块4和第二电子功率模块5首先从储存器6和储存器7(或图2的实施例的66和67)取得能量，等额分享约为Prr/2的功率。尽管如此，必要时，可以由第一电子功率模块4和第二电子功率模块5从机载网络8取得额外的功率。
图9示出图1的架构的配置，其中通过施加变化的功率Pvar完成测试，其中对于完整的电传动系中的每个，Pvar可以在接近零功率和等于总功率Prr一半的功率之间变化，以确保系统的正确操作和性能。
优选地，每次在地上起动飞行器的推进系统时完成测试，但如果必要，还可以在飞行中完成测试。
根据需要，可以由机载网络8或由能量存储构件6、能量存储构件7或能量存储构件66、能量存储构件67供应测试正确操作所需要的能量。
可以对两个电传动系交替地或同时执行测试。
以示例的方式，图9示出其中所有电传动系的所有分支被同时测试的状态，其中利用因此由储存器6和储存器7且由机载网络8传送到电子功率模块4和电子功率模块5各个的可变功率Pvar。
与现有解决方案相比，本发明提供了各种优点，并且特别地，使得以下是可能的：
-借助于在每个任务之前的起动过程和交替地使用电传动系，在用于每个电传动系的每个其它任务上的当场再激活测试；
-借助于待机模式，电传动系操作的永久测试，其使用(多个)电传动系，并且当使用经济模式时，致使电机永久地旋转；
-具体地为能量存储部分提供在电传动系之间的隔离，即通过使用物理上分离的且每个适合于存储最大所需能量一半(Prr/2)的两个相同储存器6和储存器7，或通过使用将每个适合于存储最大所需能量一半(Prr/2)的两个相同储存器66和储存器67组合在一起的单个储存器60，这两个相同的储存器66和储存器67在单个物理单元中，但彼此独立；
-通过具有两个独立电传动系，使正常再激活模式冗余；
-根据这些来源的可用性，在可以从储存器6、储存器7或储存器66、储存器67或从机载网络8获得正常再激活的范围内，使功率供应冗余；以及
-最小化和优化两个电传动系的尺寸，该两个电传动系使得来自两个电传动系的功率能够被添加在一起以获得快速再激活所需要的功率(参见图8)。
总的来说，本发明并不限于所描述的实施例，而是延伸到所附权利要求书范围界限内的任何变型。

Claims (12)

1.一种用于多发动机飞行器的混合推进系统，所述系统包括多个自由涡轮发动机，所述多个自由涡轮发动机各自具有气体发生器，并且包括被称为“混合”发动机的至少一个第一发动机(1)，所述至少一个第一发动机(1)适合于在所述飞行器的稳定飞行期间在至少一个待机模式下操作，而所述多个发动机中的其它发动机在此类稳定飞行期间单独操作，所述混合发动机(1)与包括能够操作作为起动器且作为发电机的第一电机(2)的至少一个第一电传动系相关联，所述第一电机(2)自身连接到第一电子功率模块(4)，所述第一电子功率模块(4)自身选择性地连接到特定的诸如机载网络的供电网络(8)并且连接到至少一个第一电能存储构件(6)，所述混合发动机(1)还与第二电传动系相关联，所述第二电传动系与所述第一电传动系相同并且包括第二电机(3)，所述第二电机(3)能够操作作为起动器且作为发电机，所述第二电机(3)自身连接到第二电子功率模块(5)，所述第二电子功率模块(5)自身选择性地连接到所述特定的供电网络(8)并且连接到至少一个第二电能存储构件(7)，所述系统特征在于，所述第一电传动系和所述第二电传动系各自适于传送不小于所述混合发动机(1)的快速再激活所需总功率(Prr)一半的最大功率，并且其中所述第一电传动系和所述第二电传动系各自适于能够以选择性的方式将正常再激活功率或起动功率(Pdem)或待机功率(Pv)或半待机功率(Pv/2)或半快速再激活功率(Prr/2)传送到所述混合发动机(1)。
2.根据权利要求1所述的混合推进系统，其特征在于，所述正常再激活功率或起动功率具有约为所述总快速再激活功率(Prr)的20％最级。
3.根据权利要求1所述的混合推进系统，其特征在于，所述待机功率具有约为所述总快速再激活功率(Prr)的3％到5％量级。
4.根据权利要求1所述的混合推进系统，其特征在于，所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块(4、5)各自适于能够分别从所述第一电能存储构件或所述第二电能存储构件(6、7)接收功率以用所述正常再激活功率或起动功率(Pdem)分别以孤立方式且与所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块(4、5)中的另一个交替地为所述第一电机和所述第二电机(2、3)各个供电。
5.根据权利要求1所述的混合推进系统，其特征在于，所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块(4、5)各自适于能够分别从所述第一电能存储构件或所述第二电能存储构件(6、7)接收功率，用于用半快速再激活功率(Prr/2)分别且与所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块(4、5)中的另一个同时为所述第一电机和所述第二电机(2、3)各个供电。
6.根据权利要求1所述的混合推进系统，其特征在于，所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块(4、5)各自适于能够从所述特定的供电网络(8)接收功率，以用半起动功率或用半正常再激活功率(Pdem/2)或用半待机功率(Pv/2)分别且与所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块(4、5)中的另一个同时为所述第一电机和所述第二电机(2、3)供电。
7.根据权利要求1所述的混合推进系统，其特征在于，所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块(4、5)各自适于能够分别从所述第一电能存储构件或所述第二电能存储构件(6、7)接收功率以用半正常再激活功率或半起动功率(Pdem/2)或用半待机功率(Pv/2)分别且与所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块(4、5)中的另一个同时为所述第一电机和所述第二电机(2、3)供电。
8.根据权利要求1所述的混合推进系统，其特征在于，所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块(4、5)各自适于能够从所述特定的供电网络(8)接收功率以用正常再激活功率或起动功率(Pdem)或用待机功率(Pv)分别以孤立的方式且与所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块(4、5)中的另一个交替地为所述第一电机和所述第二电机(2、3)供电。
9.根据权利要求4所述的混合推进系统，其特征在于，所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块(4、5)各自适于能够从所述特定的供电网络(8)或分别从所述第一电能存储构件或所述第二电能存储构件(6、7)接收功率以用小于或等于所述混合发动机(1)的快速再激活所需所述总功率(Prr)一半的可变功率(Pvar)分别以孤立的方式且与所述第一电子功率模块和所述第二电子功率模块(4、5)中的另一个交替地或以同步方式为所述第一电机和所述第二电机(2、3)供电。
10.根据权利要求1-9中任一项所述的混合推进系统，其特征在于，所述第一电能存储构件和所述第二电能存储构件(6、7)包括物理上分离的两个存储构件。
11.根据权利要求1-9中任一项所述的混合推进系统，其特征在于，所述第一电能存储构件和所述第二电能存储构件(6、7)包括不同的而物理上组合在一起的两个存储构件。
12.一种具有根据权利要求1-11中任一项所述的混合推进系统的多发动机飞行器。
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