CN107750223A - 用于航空器的电力传动装置以及用于航空器的混合系统 - Google Patents
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Abstract
本发明为用于航空器混合系统的电力传动装置。该电力传动装置包括一个转子和一个与航空器结构连接的定子，转子配备一个带有轴道孔的环形法兰，用于固定在螺旋桨法兰中，该法兰至少配备两个部件，每个法兰部件均限制轴道孔截面。
Description
以上发明为用于航空器的电力传动装置以及用于航空器的混合系统。
在DE 10 2007 017 332 A1中说明配备内燃机的航空器，通过该传动功率可驱动螺旋桨。内燃机与电力驱动机共同运行，电力驱动机在一种运行模式中可作为电动机运行，在另一种运行模式中可作为发电机运行。
一般情况下飞机的传动装置为内燃机。在特定的飞行阶段中提高内燃机的传动功率。例如在飞机起飞时或者在起飞后随即进行的危及安全的爬升阶段时需要该剩余传动功率。此外，内燃机在一般情况下以极高的转速和荷载运行，由于该运行而出现过度磨损。
众所周知，飞机的传动装置为电动机。例如在DE 195 12 816 A1中公开说明的滑翔机由电动机进行传动。通过安装在机翼中的电池装置确保电动机的电源供电。
在US 2014/0346280 A1、US 2013/0190949 A1、DE 69811422 T2和US 5,188,316A中公开说明用于控制航空器功率的系统。
在DE 10 2013 209 388 A1、DE 10 2013 102 194 A1和DE 10 2007 017 332 A1中说明用于航空器的混合传动装置。
目前仍应用具有较高功率的内燃机，目的在于确保提高传统飞机的传动功率。然而，内燃机加大了机身的重量，并因此对于飞机的结构具有更高的要求，并且提高了总重量以及巡航中的燃料消耗。
因此以上发明的目的在于，设计用于航空器的电力传动装置，通过该传动可实现航空器的更高效率，同时装配更为轻松简便，尤其是后期可装配。
该发明的另一个目的在于，实现高效以及安装简便的混合系统用于航空器。
通过权利要求1中说明的用于航空器的电力传动装置以及权利要求4中说明的用于航空器的混合系统实现以上目的。在相关权利要求中说明设计合理的结构型式。
根据以上发明，说明用于航空器混合系统的电力传动装置。该电力传动装置包括一个转子和一个与航空器结构连接的定子，转子配备一个带有轴道孔的环形法兰，用于固定在螺旋桨法兰中，该法兰至少由两个部件组成，每个法兰部件均限制轴道孔截面。
航空器的结构例如为一个电机壳体或变速器壳体或组件。尤其表示航空器中不可移动的结构组件，即固定式结构组件。
根据以上发明，电力传动装置具备以下优势：可直接驱动飞机螺旋桨，因此传动装置消耗更小，因为电力传动装置直接安装于螺旋桨法兰后侧并且与该法兰连接。
其中值得一提的优势为，法兰的结构型式至少为两部分，因此在安装以上说明中的电力传动装置时以及在航空器中加装该装置时，无须拆卸螺旋桨法兰或其他变速器组件以及电机组件。可直接简便地拆卸螺旋桨，并且将发明中说明的电力传动装置安装在螺旋桨法兰中。
转子四周配备永久磁铁，直接与螺旋桨法兰连接，并且以此将电动机的扭矩直接传输至螺旋桨中。
法兰的一个端面用于螺旋桨，另一个端面用于电机，同时在电机一侧中可配备类似管状的轴承座截面，在螺旋桨一侧可配备类似管状的转子座截面。
定子可配备一个类似环状的轴承装置以及一个扭矩支承，同时轴承装置可安装在分为两部分的管状法兰轴承座截面中，并且可将转子固定在安装法兰的转子座截面中。
在轴承装置中将定子作为滚动轴承使用，并且可旋转安装在由两部分组成的法兰中。定子的反转扭矩通过扭矩支承作用至电机壳体或电机支架中并且在该位置作出反应。
由于以上发明的电力传动装置配备至少由两部分组成的管状法兰，因此可实现在不安装其它组件的前提下直接将电动机安装在螺旋桨法兰的背部，并且在该法兰的前侧可再次固定螺旋桨。
传统的电动机或其“轴道孔”小于螺旋桨法兰。因此必须拆卸内燃机和/或其变速器组件，用于将电动机安装在螺旋桨法兰后。
以上发明的电力传动装置中的定子配备电磁线圈以及环状轴承装置，比螺旋桨法兰的内直径和轴道孔更大。因此在拆卸螺旋桨时，可将定子与螺旋桨一侧的轴承装置共同推向螺旋桨法兰上方。
为将定子后侧固定在螺旋桨法兰中，应配备至少由两部分组成的环状法兰。
将由两部分组成的法兰装在螺旋桨法兰以及定子中以及轴承装置中，例如推入尺寸相符的滚动轴承中。
轴承装置以此方式进行定心以及组装至少由两部分组成的法兰。
接着将定子与法兰共同向前放在螺旋桨法兰中。
此时也可将电力传动装置的转子与环绕的永久磁铁推入螺旋桨法兰上方，并且通过如螺栓连接件与至少由两部分组成的法兰连接。
通过以上发明中用于航空器的电力传动装置，可实现在特定的飞行情况中(例如在起飞时)，短期内为爬升阶段或特技飞行提供更多电机输出功率。
此外，飞机的起飞跑道由于电力传动装置而缩短，可直接在起飞后或飞行中安全地克服阻碍，更快地达到最低安全飞行高度，尤其是为特技飞行中的爬升阶段提供更多的电机输出功率。
在当前技术水平中，通过功率更大并且更大型以及更重的内燃机提供额外所需的电动机输出功率。该技术的缺陷在于，在正常的巡航中，更大型的内燃机在更低以及更低效的部分载荷范围内驱动。这意味着该类型的内燃机在大多数飞行时间中无法在最佳运行点中运行，因此而降低效率并且提高内燃机的特定消耗值。
通过配备以上发明的电力传动装置，可在对电机功率具有更大需求的飞机中应用传统的小型轻便以及高效率内燃机，在巡航中可在最佳运行点运行。
通过本发明的电力传动装置可提供以上所说明情况中的必要额外功率。
由于仅在短期内需要额外功率，因此可安装相应的电力储能系统，例如小型和轻便的电池，用于在短期内提供电功率。
此外，内燃机在持续飞行中以接近其最佳运行点的方式运行，例如功率的85％。在飞机起飞或爬升阶段以及短暂的特技飞行阶段中，内燃机以100％的输出功率运行。通过以上说明的电力传动装置满足额外的功率需求。
此外，以上发明中的电力传动装置可配备碗状定心装置。
在螺旋桨法兰的后侧配备小型定心法兰，可用于对电动机以及螺旋桨法兰进行定心。
因此，从前侧将碗状定心装置装入螺旋桨法兰的定心装置中。在该定心组件中另行安装至少由两部分组成的法兰定心装置以及成套电力传动装置。
此外，定心装置的钻孔用于紧固(例如螺栓连接件)，支承至少由两部分组成的法兰，因为可将定心装置安装在法兰中。
最后使用螺旋桨紧固螺栓将整个电力传动装置通过定心装置穿过螺旋桨法兰并与至少由两部分组成的法兰拧紧固定。
因此无须拆卸内燃机或变速器的任何一个组件，便可通过简便的方式将本发明中的航空器混合系统电力传动装置准确安装在螺旋桨法兰后侧。
此外螺旋桨轴同时用于电动机的轴承。
通过定子的扭矩支承将定子的反转扭矩传输至如内燃机的电机壳体或其他电机固定组件中。
因此，无须使用用于固定或支承电动机的结构，因为螺旋桨轴通过定子中的轴承装置进行支承。
此外，以上发明的装置配备用于航空器的混合系统。混合系统包括一个带有螺旋桨法兰的螺旋桨轴、一个本发明中与螺旋桨法兰连接的电力传动装置以及一个配备曲轴的内燃机，同时通过内燃机的曲轴可驱动螺旋桨轴。
通过上述混合系统实现以上所说明的优势。
配备的变速器可改变传递的作用力或将电机的扭矩传递至螺旋桨中。
此外，根据本说明中的装置可通过联轴器将内燃机的曲轴与螺旋桨轴进行耦合。
在一般航空器结构中，内燃机直接驱动或通过中间插入的螺旋桨变速器驱动螺旋桨。
通过在曲轴和螺旋桨轴以及在螺旋桨变速器和螺旋桨轴中间安装联轴器，可中断内燃机传递至螺旋桨的功率，因此螺旋桨仅通过电力传动装置进行驱动。上述分离过程可实现航空器驱动显著优势。
在多数机场中，飞机起飞时产生的噪音是一个棘手的问题。超轻型飞机和轻型飞机与一般的发动机航空器相比，产生的噪音虽然更小，然而附近的居民仍经常饱受噪音的干扰。
通过在内燃机和螺旋桨之间安装联轴器，可使用本发明中的电力传动装置，通过电能供电起飞航空器，几乎不产生任何噪音。
此外，仅在到达特定的飞行高度中或起飞后进入爬升阶段时，才切换为通过内燃机驱动。
同时本发明中的电力传动装置提高了航空器的可靠安全性。
在内燃机由于技术问题或燃料不足而停止运行时，将突然停止输出电机功率。因此飞行员必须在短期内找出合适的降落地点。
通过打开联轴器将内燃机与螺旋桨断开后，飞行员可使用电动机的全功率，因为该电动机与内燃机的曲轴脱离并且无须与其共同驱动。
通过直接将电力传动装置与螺旋桨法兰连接从而实现上述情况。
飞行员根据电池组容量争取更多的时间进行安全降落，或在必要情况下具备足够的储备燃料用于到达附近的机场。
在熟悉或经常使用的飞机电机中，例如由Rotax公司制造的电机，一般配备滑动离合器，用于确保螺旋桨接触地面时避免电机出现损坏。
在本发明中，可将该离合器更换为通过机械操作或液压操作的离合器，既满足滑动离合器的功能同时也/或可实现曲轴以及螺旋桨轴的分离。
根据以上发明的另一方面，航空器起落架的一个机轮或最好至少两个机轮配备电力传动装置，例如轮边电机。
因此可实现在起飞跑道的加速阶段中节约能源，因为通过轮边驱动在降落跑道实现的飞机飞行有效作用系数比通过螺旋桨实现飞行进程的系数更高。
此外，在滑行和加速过程中，仅将少部分功率传输至用于螺旋桨驱动的电动机中，因此不对该驱动进行制动，而是形成轻微的推力。
产生的大部分电功率将传输至机轮的电力传动装置中，该机轮的最佳安装位置位于航空器起落架的主机轮中。
通过加大滑行速度提高螺旋桨的转速。起飞后将更多输出功率传输至螺旋桨中。机轮离开地面后突然加速旋转。电子设备通过相应的传感器进行记录，例如转速传感器，并关闭机轮电动机。之后将全功率传输至电动机中，驱动螺旋桨运行。
此外可配备用于机轮的功率调节装置，其根据反滑移调节的方式设计而成。使用该功率调节装置后可通过以下方式限制机轮中输出的驱动功率：机轮的圆周速度和地基之间出现的滑移超出极限值后，自动降低功率。
与机动车类似，可通过与起落架的其他机轮进行对比，计算地基与机轮圆周速度之间的相对速度。为了在潮湿或打滑地基中明确计算该速度，使用摄像机传感系统通过持续摄像和图像分析，计算飞机在下方地基移动的速度。
可将无法在机轮中通过滑行进行转换的驱动功率直接传输至螺旋桨中，因此可功率更大地进行驱动。这意味着，由于飞机起飞时的重量更轻，并且机轮在地基上的接触压力更小，可自动将滑移更大的机轮限制为可调整的最大数值。可将多余的电池功率传输至螺旋桨中。
在达到相应的飞行高度后，飞行员可切换至内燃机驱动。此时关闭将内燃机与螺旋桨轴断开的联轴器，并相应启动点火。
通过此方式旋转内燃机并启动运行。电子设备检测内燃机生成的额外功率并关闭电力传动装置。
此外，根据本发明中的说明，可配备用于点火系统的安全接通装置，在联轴器打开期间可避免内燃机在无荷载的情况下运转过度。
根据以上发明的另一方面，配备一个联轴器元件，用于连接动力杆一侧的控制连接以及混合系统电机一侧的控制连接。该元件包括一个用于操作电机侧的控制连接的控制装置和一个伺服装置、一个用于复位伺服装置至初始设置的复位装置，因此在故障停机时或禁用混合系统时，动力杆一侧的控制连接可与电机一侧的控制连接之间实现直接连接。机械运动传递装置用于连接动力杆一侧的控制装置以及伺服装置，在完全由内燃机进行驱动的运行中动力杆位置发生改变时，该装置可与电机一侧的控制装置保持直接连接。
可根据以下操作操纵伺服装置：在动力杆一侧加速释放时，将电机一侧的控制连接调整到更高的加速位置，因此将多余的内燃机电能传导至作为发电机功能的电动机中，可通过曲轴进行传输并传导至电池中。
运动传递装置可为滑板或旋转元件，例如转环。
根据以上发明的另一方面，为本发明中的航空器混合系统配备功率控制系统。该系统包括一个耦合元件、一个用于记录电机侧的控制连接位置的电机传感器以及一个用于记录动力杆侧的控制连接位置的功率传感器。
根据以上发明，该功率控制系统可同时配备一个动力杆装置，下文将对该装置进行详细说明。
该功率控制系统包括一个以上发明中说明的耦合元件，该元件配备一个与动力杆侧的控制连接连接的运动传递装置，以及一个用于操作电机侧的控制连接的伺服装置。
耦合元件可在动力杆要求内燃机具有较低功率的情况下提高内燃机的功率。
可配备一个机械复位装置用于将伺服装置复位至初始设置，因此在故障停机或混合驱动关闭时确保安全的机械连接。
耦合元件配备机械复位装置可确保伺服装置不受控制装置或断电的影响进行复位，因此可确保动力杆和内燃机之间的直接连接，这意味着动力杆在故障情况下与电机功率控制装置保持直接连接。
运动传递装置可为滑板或旋转元件以及其他元件，用于提高动力杆侧的控制连接与电机侧的控制连接中的功率要求。
此外，配备电机传感器用于记录电机侧的控制连接的位置。通过电机传感器记录电机侧的控制连接的位置并传输至控制系统中。
控制连接可为如连杆或钢索升降机。
启动以上说明的电力传动装置后，通过运动传递装置(滑板、转环等等)传输动力杆的位置。通过伺服装置调整电机侧的控制连接，直至可通过相应的汽化生成提高内燃机功率。
此外，用于记录动力杆位置的功率传感器还可记录动力杆侧的控制连接位置。通过此操作，在启动本发明中的电力传动装置时，使用动力杆传感器记录动力杆的位置，并发送至控制装置中。
同时该功率传感器可向功率控制系统发送信号，并说明所要求的电功率情况以及/或说明所要求的发电机运行中电动机的制动功率或制动功能。
通过伺服装置调整电机侧的控制连接，直至可通过相应的汽化生成提高内燃机功率。
在两个规格型式中无法机械性降低功率，因此飞行员在故障情况中可使用的功率比动力杆规定的功率更大。
通过动力杆复位功率时，电子设备可继续允许高功率并在最佳运行点时作出反应的内燃机运行。
同时将多余的能量传递给作为发电机的电动机，通过曲轴进行传导并传输至相应的电池中。
在电池完全充电后，飞行员重新将电机功率数值调整至设定功率，通过伺服装置对功率进行复位并同时停止从发电机充电至电池的功能。
在故障和紧急停机情况中，可中断伺服装置或整个混合控制系统的电源，停止该装置的功能，同时可配备移动平稳的无刷执行电机。
通过复位装置将伺服装置复位为初始状态，以此确保动力杆与内燃机的直接连接。
因此飞行员可重新直接控制内燃机，无须使用本发明中的功率控制系统。
此外，配备本发明中的动力杆装置用于航空器混合系统，尤其是符合以上发明的航空器混合系统。该装置包括一个动力杆，可在空运转位置和内燃机全速位置之间移动。达到全速位置后，必须克服释放装置的阻力，因此在超出内燃机的全速位置后，可接通电力传动装置以及混合系统全功率。
通过以上动力杆装置可另行百分之百或以内燃机的全速功率打开额外的电动机功率。
为确保在飞行过程中不出现电力传动装置意外打开电功率的情况，必须克服释放装置的阻力。可通过弹簧作用力或释放按钮克服该阻力。
动力杆的释放功能可避免意外接通电力传动装置并且在飞行过程中释放电池中的电能。
此外，可在以上发明中的动力杆装置前侧端点配备一个开关，用于触发内燃机的立即启动功能。
根据以上发明的另一方面，用于航空器混合系统的动力杆装置由一个动力杆组成，在系统处于全电力传动的模式时形成制动螺旋桨的制动范围，同时电动机在该制动范围中具有发电机功能，以此制动螺旋桨。
可将制动范围设定为空运转位置和内燃机全速位置之间的动力杆下方区域，或设定为内燃机空运转位置的后方区域。
在全电力传动模式中，即内燃机关闭并打开内燃机与螺旋桨之间的耦合连接时，可在制动范围内使用动力杆将电动机接通至发电机运行中。在下降或降落飞行中，可将具有发电机功能的电动机用于制动螺旋桨，通过发电机生成的功率对电池充电。电池完全充电后，可通过负载电阻中断功率，并且该功率将多余功率转换为热能。
电池完全充电后无法使用该热能。通过负载电阻输出电能制动螺旋桨，以此快速下降飞机。
因此可在下降或降落飞行时完全关闭内燃机，因为功率输出至发电机和/或电池以及负载电阻时候可能需要制动功率。
以此方式实现几乎无噪音的降落飞行，并且因此而大大降低噪音。
若需再次使用内燃机，则可随时切换至内燃机运行，与根据起飞过程所说明的完全电动起飞一致。
将动力杆放入前侧终端位置用于启动整个系统的最大功率后，可随时使用内燃机。随后自动启动内燃机。另外提供额外电功率。可通过动力杆前侧限位位置中的“自动跳合”开关实现。
例如在机场跑道前方或上方进行加速时，该开关有利于立即提供内燃机以及电力传动装置的功率用于加速起飞，并且在此情况下无须双手离开动力杆并且操作仪表板中的内燃机启动按钮。
下文将通过图示详细说明本发明中的装置。图示分别说明：
图1透视说明一个螺旋桨法兰、一个由两部分组成的环状法兰、一个配备轴承装置的定子，
图2透视说明装入图1中的定子轴承装置的两部分法兰，
图3说明图2中靠近螺旋桨法兰的定子、轴承装置和法兰，
图4说明图3中的定心装置，
图5说明图4中的转子，
图6侧面说明用于混合系统的耦合元件，
图7图表说明本发明中的功率控制装置的结构型式，以及
图8图表说明本发明中的功率控制装置的其他结构型式，
图9图表说明本发明中的动力杆装置，在该装置中的制动范围位于空运转位置或内燃机功率范围后侧。
图10图表说明本发明中的动力杆装置，在该装置中的制动范围位于内燃机功率范围下方。
图11侧面说明本发明中的混合驱动，
图12说明图9中说明的动力杆装置、功率控制系统、耦合元件、动力杆侧的控制连接、电机侧的控制连接以及节流阀总视图，
图13说明图10中说明的动力杆装置、功率控制系统、耦合元件、动力杆侧的控制连接、电机侧的控制连接以及节流阀总视图，以及
图14说明图13中说明的总视图，在该视图中复位动力杆的功率要求，并且耦合元件的伺服装置通过旋转动力杆提高内燃机的功率要求。
下文将说明本发明中用于航空器混合系统的电力传动装置1的结构型式(图1至5以及图6至11)。该装置包含一个法兰2、一个定子13以及一个转子17。
法兰2至少由两部分组成并且结构为环状。法兰2的端面沿着轴向3横穿，称为螺旋桨侧4，法兰2的另一个端面称为电机侧5。
在电机侧5中安装的环状法兰2中配备一个管状轴承座截面6。
在螺旋桨侧4安装一个类似管状的转子座截面7。
在轴承座截面6和转子座截面7之间径向向外伸展的隔片形成紧固截面9，带有径向旋转以及间隔相同并且相互组合的直通孔8。
径向向内伸展的隔片形成紧固截面11，同样也带有径向旋转以及间隔相同并且相互组合的直通孔10。法兰可通过该直通孔10与航空器的螺旋桨法兰12连接。
此外，电力传动装置1配备定子13。装有电磁线圈的定子13中心配备带有轴道孔31的环状轴承装置14，同时轴承装置14的设计型式为滚动轴承。
定子中还配备扭矩支承15。
定子13的轴承装置可安装于轴承座截面6的外罩16中。为避免轴承装置14滑落至轴承座截面6中，可使用一般部件38将组件固定在轴向轴中，例如卡环或类似部件。
图11示例说明此类轴向固定装置38，通过法兰盘38将轴承装置14固定在轴向轴承座截面6中。或可选择使用一个或多个环形分布的锁紧块。
此外，电力传动装置配备一个转子17，安装在转子座截面7的外罩中。
碗状定心装置18可安装在转子17和法兰2之间的环状间隙19中。
因此在螺旋桨法兰12的电机侧上安装法兰2以及定子13。
在螺旋桨法兰12的转子一侧中安装转子17以及定心装置18。
转子17与法兰2通过紧固截面11中装配的直通孔10连接。
螺旋桨螺栓用于将螺旋桨拧紧固定在螺旋桨法兰12中，直通孔10将螺旋桨(图示未标出)与定心装置18，以及螺旋桨法兰12和法兰2连接。
或可选择规格型式为3、4或多部分组成的法兰2。此多部分法兰2类型的各个环状截面的功能优势相同。
下文将说明以上发明中的航空器混合系统。
一般航空器的传动装置由配备曲轴的内燃机组成，同时曲轴通过螺旋桨变速器与螺旋桨轴连接。
螺旋桨轴未连接的一端配备螺旋桨法兰，在该法兰上固定螺旋桨。
本说明中的航空器混合系统，其特征在于，在螺旋桨法兰中固定以上说明的本发明电力传动装置1。
在航空器混合系统具有优势的规格型式中，在螺旋桨变速器和螺旋桨轴之间配备一个联轴器(图7)。
通过该联轴器可将螺旋桨变速器的整个变速机械结构以及内燃机的整个机械结构与螺旋桨轴分离，因此螺旋桨可单独通过本发明中的电力传动装置进行驱动。
或可选择不在传动装置中配备螺旋桨变速器。
在此类螺旋桨法兰直接传动装置中，可在曲轴与螺旋桨法兰之间的连接区域中装配联轴器。
在一般航空器的驾驶舱中配备一个动力杆，由飞行员根据所需的电机功率调整预设的角度位置。此类型的动力杆通过控制连接与内燃机的汽化器或喷射器(或节流阀)连接。
控制连接，其特征在于，根据动力杆的位置，通过控制汽化器或喷射器(或节流阀)控制内燃机的传动。
也可通过控制装置辅助操纵控制连接或由该装置进行控制。
因此将动力杆和航空器内燃机或汽化器以及喷射器之间的连接称为控制连接20。
下文将说明内嵌至控制连接20并且位于动力杆22和航空器内燃机之间的功率控制系统21(图7、8、10和11至14)。
控制连接20包括一个动力杆侧的控制连接截面28以及一个电机侧的控制连接截面29。
功率控制系统21配备一个耦合元件23，用于连接动力杆22和内燃机之间的动力杆侧以及电机侧的控制连接28、29。
耦合元件23配备机械复位装置24，例如线性弹簧或扭转弹簧以及类似部件。复位装置24通过机械作用力对控制元件27的控制杆22产生作用，因此可与限位方向39相反按压。
复位装置24可确保在故障情况下动力杆与内燃机可直接连接，这表示动力杆在故障情况下或者混合系统关闭时与电机功率控制装置保持直接连接。耦合元件23包括一个运动传递装置32、33，例如一个滑板32(图7)或一个转环33(图8)，其与动力杆侧的控制连接相连并传递其运动。此外，耦合元件23配备一个伺服装置27，例如一个与运动传递装置32、33连接的伺服电机，并操作电机侧的控制连接29。
伺服装置27可代替操纵杆成为线性传动装置。
在电机侧的控制连接中，耦合元件23与内燃机之间安装一个电机传感器26，用于记录电机侧的用于记录电机侧控制连接29的位置。
在动力杆侧的控制连接中，在动力杆22与耦合元件23之间也可安装一个动力杆传感器25，用于记录动力杆22的位置。该传感器为非必要装置。
伺服装置27以此方式控制电机侧的控制连接29：可控制电机功率，尤其是相对于飞行员通过操作动力杆预设的功率要求而言，可提高功率。
伺服装置27(例如一个伺服电机或执行电机)用于操作电机侧的控制连接29，并且安装在耦合元件23与电机之间。
下文将说明本发明中的动力杆装置30。
此外，本说明中的装置配备一个动力杆装置22。该装置包括一个动力杆，可在空运转位置35和内燃机全速位置36之间移动(图9、10)。达到全速位置后，必须克服释放装置34的阻力，因此在超出内燃机的全速位置36后，可接通电力传动装置以及混合系统37全功率。
在动力杆位移范围中间可控制和打开内燃机空运转位置35以及全速位置36之间的功率。克服释放装置34的阻力后，可在电力传动装置36至37的动力杆位移范围内，以及在内燃机35至36的动力杆位移范围之前另行打开电动机的功率(图9、10、12、13、14)。
同时配备启动装置(未在图示中标出)用于系统的全电力传动。启动装置例如可为驾驶舱中的一个相应开关。
在系统的全电力传动中，可在动力杆范围下方配备一个电动机的制动范围42至43，或一个用于制动螺旋桨42至43的动力杆位移范围。可在发电机运行中在该范围内启动电动机，用于在下降飞行以及降落飞行中制动螺旋桨。因此在下降飞行中传递动能，或制动航空器以及/或可实现倾斜下降飞行。
在功率范围下方中，可在克服释放装置阻力后打开电动机的制动功率。电动机的制动功能可另行用于内燃机的制动功率。然而，混合系统打开制动功率时，无法通过强大的制动力停止内燃机运行。
图10说明以上发明中的混合动力杆，在该动力杆中的调节范围下方中，内燃机的动力杆范围中早已存在制动功能。由于电动机的制动动能在该类型中仅在内燃机停止运行时才启动，因此可实现上述目的。内燃机35空运转位置符合电力传动装置1在发电机运行中全制动功率43的位置。在内燃机的空运转位置35以及全速位置36之间配备一个动力杆位置零制动功率42。
该制动范围可在内燃机调节范围(图10)下方或可选择位于内燃机空运行点35下方(图9)。内燃机35空运转位置符合电力传动装置1在发电机运行中零制动功率42的位置。在内燃机的全速位置36中配备一个新的动力杆位置零制动功率43。
在组合式内燃机-电动机运行中，在动力杆范围下方中控制内燃机空运转35与内燃机全速36之间的内燃机功率。在动力杆范围上方中另行打开和控制电动机空运转36与电动机全速37之间的电动机功率。
飞行员操作启动装置，用于将组合式电动机-内燃机运行切换至全电力传动模式。操作后内燃机点火系统以及喷射器关闭。之后打开联轴器并断开内燃机与螺旋桨之间的连接。以此方式关闭内燃机运行。
在全电动机运行模式中，可在功率范围前侧的电动机空运转36以及电动机全速37之间通过调整动力杆22位置调整电动机功率。
在动力杆范围35至36中间(一般用于内燃机)无内燃机功率，因为已关闭内燃机。
在制动范围42和43或动力杆范围下方，可通过拉回动力杆22打开电动机的制动功率。动力杆越向后拉，电动机的制动功率越高。
为加速航空器运行，将全电动运行模式重新切换为组合式电动-内燃机运行。
为在地基或飞行中切换为组合式电动-内燃机运行，提供两种可能以启动内燃机：
1.通过启动相应的开关，例如驾驶舱仪表板中电机控制范围内的“燃料飞行”按钮。
2.通过动力杆中的启动按钮40，参见下文说明。
在动力杆22的前侧限位位置中可配备一个开关40。若将动力杆与阻力相对朝向开关拉动，或飞行员操作电机控制装置范围内的相应开关，则系统将出发内燃机启动运行。
关闭在电动机运行模式中保持脱耦的联轴器，因此电动机和螺旋桨带动内燃机旋转。之后将启动灭火系统以及喷射器。以此启动内燃机，并且另行为已处于运行状态的电动机提供内燃机功率。
为在降落飞行或下降至跑道时应加速运行，完全向前拉动动力杆到达电动机功率调节的上方限位位置，同时启动内燃机运行并且产生电动机全功率以及内燃机功率用于加速运行。
图12至14说明由动力杆和功率控制系统以及耦合元件组成的总视图，配备一个动力杆侧的控制连接、一个电机侧的控制连接以及一个节流阀41。
图12和13说明分布不同的制动范围，同时制动范围也可位于以上两个范围之间。
在图14中复位动力杆22的功率要求，并且耦合元件的伺服装置提高内燃机实际动力杆位置的功率要求。
此外，说明本发明中上述规格的电力传动装置安装方法以及功率控制系统运行方法。
附图标记列表
1. 电力传动装置
2. 法兰
3. 轴向
4. 螺旋桨侧
5. 电机侧
6. 轴承座截面
7. 转子座截面
8. 直通孔
9. 紧固截面
10. 直通孔
11. 紧固截面
12. 螺旋桨法兰
13. 定子
14. 轴承装置
15. 扭矩支承
16. 外罩
17. 转子
18. 定心装置
19. 环状间隙
20. 控制连接
21. 功率控制系统
22. 动力杆
23. 耦合元件
24. 解锁装置
25. 动力杆传感器
26. 电机传感器
27. 伺服装置
28. 动力杆侧的控制连接截面
29. 电机侧的控制连接接截面
30. 动力杆装置
31. 轴道孔
32. 滑板
33. 转环
34. 释放装置
35. 内燃机空运转
36. 内燃机全速/电力传动装置空运转
37. 混合传动装置全速
38. 轴向固定装置
39. 止动器
40. 开关
41. 节流阀
42. 全制动功率
43. 零制动功率
Claims (24)
1.一种用于航空器混合系统的电力传动装置，包括：
一个转子、
一个与航空器结构连接的定子，其中，所述转子配备一个带有轴道孔的环形法兰，用于固定在螺旋桨法兰中，
此外，该法兰至少由两个部分组成，每个法兰部分均限制轴道孔截面。
2.根据权利要求1所述的电力传动装置，
其特征在于，
法兰的一个端面成为螺旋桨侧，另一个端面称为电机侧，同时在电机侧中配备类似管状的轴承座截面，在螺旋桨侧配备类似管状的转子座截面，并且定子配备一个环状的轴承装置以及一个扭矩支承，轴承装置可安装在两部分组成的环状法兰轴承座截面中，转子可固定在安装法兰的转子座截面中。
3.根据权利要求2所述的电力传动装置，
其特征在于，
配备碗状定心装置，用于对至少由两部分组成的法兰进行定心，并且可与螺旋桨法兰的定心组件和法兰紧固截面连接。
4.一种航空器混合系统，包括：
一个带有螺旋桨法兰的螺旋桨轴、
一个根据权利要求1至3的任一项所述的并与螺旋桨法兰连接的电力传动装置，以及
一个配备曲轴的内燃机，通过该曲轴可驱动螺旋桨轴。
5.根据权利要求4所述的航空器混合系统，
其特征在于，
内燃机的曲轴可通过联轴器与螺旋桨轴耦合或脱耦。
6.根据权利要求5所述的航空器混合系统，
其特征在于，
联轴器为滑动离合器。
7.根据权利要求4至6的任一项所述的航空器混合系统，
其特征在于，
在曲轴和螺旋桨轴之间配备一个变速器。
8.一种动力杆装置，用于根据权利要求4至7的任一项所述的航空器混合系统，所述动力杆装置包括一个可在内燃机空运转位置以及全速位置之间自由移动的动力杆，同时在达到全速位置之后必须克服释放装置的阻力，因此在超出全速位置后可接通电力传动装置用于启动混合系统的全功率。
9.用于根据权利要求4至7的任一项所述的航空器混合系统的动力杆装置，以及，优选地，根据权利要求8的所述动力杆装置，包括：
一个动力杆，在系统处于全电力传动的模式时形成制动螺旋桨的制动范围，同时电动机在该制动范围中具有发电机功能，以此制动螺旋桨。
10.根据权利要求8和9所述的动力杆装置，
其特征在于：
可将制动范围设定为空运转位置和内燃机全速位置之间的动力杆下方区域，或设定为内燃机空运转位置的后方区域。
11.一种用于连接根据权利要求4至7的任一项所述的航空器混合系统的动力杆侧的控制连接以及所述的航空器混合系统的电机侧的控制连接的耦合元件，包括
一个用于操作电机侧的控制连接的伺服装置、
一个用于将伺服装置复位至初始设置的复位装置，因此在故障情况中可保持动力杆侧的控制连接与电机侧的控制连接之间的连接，以及，
一个机械运动传递装置，用于连接动力杆一侧的控制装置以及伺服装置，在完全由内燃机进行驱动的运行中动力杆位置发生改变时，该装置可与电机一侧的控制装置保持直接的连接。
12.根据权利要求11所述的耦合元件，
其特征在于：
可根据以下操作操纵伺服装置：在动力杆一侧加速释放时，将电机一侧的控制连接调整到更高的加速位置，因此将多余的电能传导至作为发电机功能的电动机中，可通过曲轴进行传输并传导至电池中。
13.根据权利要求11和12所述的耦合元件，
其特征在于：
运动传递装置为一个滑板或一个转环。
14.一种功率控制装置，尤其用于根据权利要求4至7的任一项所述的航空器混合系统，所述功率控制装置包括一个根据权利要求9至11的耦合元件、
一个用于记录电机侧的控制连接位置的电机传感器以及
一个用于记录动力杆侧的控制连接位置的功率传感器。
15.根据权利要求14所述的功率控制系统，
其特征在于：
配备一个根据权利要求8至10所述的动力杆装置。
16.一种运行方法，用于控制根据权利要求4至7的任一项所述的航空器混合系统，
在该系统中至少应用一个航空器电力传动装置，航空器完全由电能启动并且/或降落和/或飞行。
17.根据权利要求16所述的运行方法，
其特征在于：
通过内燃机耦合以及与螺旋桨脱耦，可使用电动机的全功率。
18.根据权利要求16或17所述的运行方法，
其特征在于：
起落架的一个机轮或至少两个机轮配备一个电动机，用于在加速起飞阶段中通过电力传动在起飞跑道滚动。
19.根据权利要求16至18的任一项所述的运行方法，
其特征在于：
在滑行和加速过程中，仅将少部分功率传输至用于螺旋桨驱动的电动机中，因此形成轻微的推力。
20.根据权利要求16至19的任一项所述的运行方法，
其特征在于：
滚动速度加大时提高螺旋桨转速，并且在起飞阶段向螺旋桨主要输出更多功率。
21.根据权利要求16至20的任一项所述的运行方法，
其特征在于：
若机轮离开地面并且关闭机轮的电力传动装置，则电子设备通过传感器进行检测，因此通过螺旋桨的电力传动装置将全功率输出至该装置中。
22.根据权利要求16至21的任一项所述的运行方法，
其特征在于：
机轮配备功率调节装置，可通过以下方式限制机轮中输出的驱动功率：机轮的圆周速度和地基之间出现的滑移超出极限值后，自动降低功率。
23.根据权利要求16至22的任一项所述的运行方法，
其特征在于：
将无法在机轮中通过滑行进行转换的驱动功率直接传输至螺旋桨中，因此可功率更大地进行驱动。
24.根据权利要求16至23的任一项所述的运行方法，
其特征在于：
在达到相应的飞行高度后，飞行员通过关闭将内燃机与螺旋桨轴分离的联轴器，切换至内燃机传动，并相应启动点火系统。
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