CN112055683A - 用于直升机的推进系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于直升机(1)的推进系统(7)，其包括具有联动涡轮的涡轮轴发动机(10)，所述涡轮轴发动机能够驱动预期联接到旋转机翼的主旋翼(4)，其特征在于，所述推进系统(7)包括能够形成电动机的电机(14)，所述电机(14)直接或间接联接到所述主旋翼(4)。

Description

用于直升机的推进系统
技术领域
本发明涉及一种用于直升机的推进系统。
背景技术
直升机通常配备有主旋翼，所述主旋翼驱动旋转机翼以提供升力和推进力。已知还为直升机配备称为抗扭矩旋翼(ATR)的小型或尾旋翼，以抵消主旋翼施加在直升机机身上的扭矩。
为了使主旋翼以及适用的抗扭矩旋翼旋转，直升机配备有包含涡轮轴发动机的推进系统。涡轮轴发动机可以包括所谓的自由涡轮或所谓的联动涡轮。
在自由涡轮发动机的情况下，第一涡轮(即所谓的高压)驱动发动机的压缩机，而第二涡轮(即所谓的低压)连接到称为主变速箱或MGB的减速箱。后者允许在将扭矩传递到直升机的主旋翼之前降低速度。自由涡轮发动机称为“双轴”发动机。
在具有联动涡轮的涡轮轴发动机的情况下，所有压缩机或涡轮级都附接到单个轴。这些电动机称为“单轴”电动机。整个发动机组件通过此单轴直接连接到主变速箱。
尽管具有更复杂的结构，但是自由涡轮发动机能够在各种操作速度的范围内接近最佳速度运行。
相反地，具有联动涡轮的涡轮轴发动机具有较简单的结构，但是仅具有一个最佳操作点。以不同于此最佳操作点的速度操作发动机会导致效率显著下降。尤其在高瞬态方案下，泵送也存在高风险。
由于这些各种限制，当前使用的涡轮轴发动机是自由涡轮发动机。如上文所指示，这种涡轮轴发动机具有复杂架构，需要大量零件且不如具有联动涡轮的涡轮轴发动机可靠，并且质量更笨重且制造和维护成本更高。
因此，需要补偿两种架构的不同缺点。
发明内容
出于此目的，本发明涉及一种用于直升机的推进系统，包括具有联动涡轮的涡轮轴发动机，所述涡轮轴发动机能够驱动预期联接到旋转机翼的主旋翼，其特征在于，推进系统包括能够形成电动机的电机，所述电机直接或间接联接到所述主旋翼。
以此方式，可以操作涡轮螺旋桨以提供接近涡轮轴发动机的最佳操作点的最大连续功率，并且将电机作为电动机操作，以便在例如起飞或着陆阶段的瞬态操作阶段将额外功率传递到主旋翼。
应注意，如果涡轮轴发动机发生故障或功能失常，电动机也能够用于驱动主旋翼。
应注意，在具有联动涡轮的涡轮轴发动机中，所有压缩机或涡轮级附接到单个轴，从而形成涡轮轴发动机的输出轴。
电机还可以适合于形成发电机。
或者，电动机和发电机的功能能够由两个单独的组件执行。
推进系统可以包括主变速箱、将主变速箱连接到主旋翼的第一传动轴、将涡轮发动机连接到主变速箱的第二传动轴，所述主旋翼能够由涡轮发动机通过主变速箱以及第一和第二传动轴旋转。
第一传动轴能够垂直于第一和第二传动轴定向。
主变速箱可以具有形成一个或多个减速级的齿轮。例如，齿轮包含形成至少一个钟形曲柄的锥齿轮。
推进系统可以包括抗扭矩旋翼、连接主变速箱和抗扭矩旋翼的第三传动轴，所述抗扭矩旋翼能够由涡轮发动机通过主变速箱以及第一和第三传动轴旋转。
电机能够具有联接到第二传动轴的转子。
电机能够具有联接到第三传动轴的转子。
推进系统可以包含安装在涡轮轴与第二传动轴之间的自由轮。
自由轮使涡轮发动机和第二传动轴能够在所述元件的第一旋转方向上旋转地联接，并且在第二相反旋转方向上将这些元件旋转地解除联接。
当电机的转子联接到第二传动轴并且自由轮安装在涡轮发动机与第二传动轴之间时，作为电动机操作的电机随后能够用于启动涡轮发动机。然而，应注意，如果涡轮轴发动机和联动涡轮卡住，则例如出于安全操作考虑，电动机无法将其功率传递到主变速箱。
推进系统可以包含安装在主变速箱与第二传动轴之间的自由轮。
自由轮使第二传动轴和主变速箱能够在所述元件的第一旋转方向上旋转地联接，并且在第二相反旋转方向上将这些元件旋转地解除联接。
当电机的转子联接到第二传动轴并且自由轮安装在主变速箱与第二传动轴之间时，作为电动机操作的电机随后能够用于驱动主旋翼和/或抗扭矩旋翼，即使涡轮轴发动机和联动涡轮卡住，例如以有助于安全操作。然而，应注意，在此种配置中，电机不能被用于启动涡轮发动机。
电机能够与蓄电池组合,例如电池或超级电容器。
因此，当电机作为电动机操作时，电机适合于由蓄电池供电。当电机作为发电机操作时，电机还适合于对蓄电池进行再充电。
本发明还涉及一种包括上述类型的推进系统的直升机。
本发明还涉及一种用于推进系统的操作方法，其特征在于，所述操作方法包含以下步骤：
-操作具有联动涡轮的涡轮轴发动机，以提供接近涡轮轴发动机的最佳操作点的最大连续功率；
-将电机作为电动机操作，以在例如起飞或着陆阶段的瞬态操作阶段将额外功率传递到主旋翼和/或抗扭矩旋翼；
-将电机作为发电机操作，以在不需要对主旋翼或抗扭矩旋翼供应额外功率的阶段对蓄电池进行再充电。
以此方式，在起飞阶段期间，除了具有联动涡轮的涡轮轴发动机之外，电机也能够操作，从而提供额外功率并且将大于最大连续功率的总功率传递到主旋翼和/或抗扭矩旋翼，所述总功率基本上是能够由涡轮轴发动机传递的功率。这样防止涡轮发动机在其最佳操作点之外操作，因此确保涡轮发动机的高效率。
此操作模式在着陆阶段期间也可适用，因为此阶段在旋翼处也需要更多功率。
最后，此操作能够应用于飞行中需要暂时增加功率的任何瞬态阶段。
在稳定或巡航飞行阶段中，电机能够作为发电机操作以对蓄电池进行再充电，由涡轮轴发动机产生的功率的较小部分用于此目的，以便尤其抵消由发电机模式下的操作引起的电磁扭矩。
当阅读以下参考附图的非限制性示例给出的描述时，将更好地理解本发明，并且将呈现本发明的其它细节、特征和优点。
附图说明
-图1是根据本发明的第一实施例的具有推进系统的直升机的示意图；
-图2是根据本发明的第二实施例的具有推进系统的直升机的示意图；
-图3是根据本发明的第三实施例的具有推进系统的直升机的示意图；
-图4是具体来说表示在直升机的各个飞行阶段期间由涡轮轴发动机和电动机供应的功率的图式。
具体实施方式
图1表示在本发明的第一实施例中的直升机1，所述直升机具有：包括机身2和起落架3的机体、形成单个提升旋翼的与旋转机翼相关联的主旋翼4，以及抗扭矩旋翼5，所述抗扭矩旋翼位于机身2后部的横杆6的末端处。旋翼4、5由推进系统或组7驱动。
推进系统7包括主变速箱8或MGB。主变速箱8通常具有形成一个或多个减速级的齿轮。第一传动轴9将主变速箱8连接到主旋翼4。
推进系统进一步包括具有联动涡轮的涡轮轴发动机10，其中所有压缩机或涡轮级附接到单个轴，从而形成输出轴。
涡轮发动机10的输出轴经由自由轮12连接到第二传动轴11。自由轮12使涡轮发动机10的输出轴和第二传动轴11能够在第一旋转方向上旋转地联接，并且在第二相反的旋转方向上将上述轴旋转地解除联接。
第二传动轴11联接到主变速箱8。
第三传动轴13允许将主变速箱8联接到抗扭矩旋翼5。
此外，推进系统7包括能够形成电动机的电机14，所述电机14直接或间接联接到第三传动轴13。
电机14连接到蓄电池15，例如电池或超级电容器，当电机作为电动机操作时，所述蓄电池将电力供应到电机14。或者，当电机作为发电机操作时，蓄电池15能够由电机14进行再充电。
推进系统7和/或直升机1还包括控制和/或电力电子装置16、FADEC(全权数字发动机控制)类型的调节构件17，以及用于控制燃料流并且控制涡轮轴发动机10的压缩机的进气格栅的几何形状的构件18，这些各种元件彼此连接，连接到电机14，连接到蓄电池15和/或连接到涡轮轴发动机10，以确保各种元件的控制和监测。
现将参考图4中的图式说明此推进系统7的操作。
此图具有分别标记为C1、C2、C3、C4的四条曲线。图式在x轴上示出以分钟为单位的时间t。另外，图式在y轴上示出以kW为单位的功率P以及以百分数为单位的电池电荷C15。
C1曲线表示由涡轮发动机10传递的功率随时间的演变。C2曲线表示由电机14传递的功率随时间的演变。曲线囊C3是随时间供应到旋翼4、5的总功率，即，曲线C1和曲线C2的总和。
曲线C4表示蓄电池15的电荷状态随时间的演变。
图4中的图式表示由飞行阶段，所述飞行阶段由起飞阶段、功率需求突变的阶段、稳定或巡航阶段，以及着陆阶段组成。
如可以在图式中看出，在起飞阶段P1中，涡轮轴发动机10的功率达到额定功率PMC*，这对应于涡轮轴发动机10的增加的最大连续功率。这是能够由涡轮轴发动机10传递的最大功率。在起飞阶段期间，功率要求高于PMC*功率。启动或驱动电动机以提供额外电力并且使总功率达到标注为PMD的设定点。应注意，还能够在起飞阶段开始时启动或致动电动机14，以便启动涡轮轴发动机10。
在起飞阶段期间，由于电动机14的启动，蓄电池15的电荷逐渐减少。
在起飞阶段结束时，飞行阶段包括第一稳定飞行阶段P2，在此期间能够停止电动机14，电机14随后在发电机模式下操作，以便逐渐地对蓄电池15进行再充电。
在需要增加供应到旋翼4、5的功率的操作的情况下(标记为P3的飞行阶段)，将供应的总功率再次大于PMC*，从而再次需要启动电动机14，以便使总功率达到所需值。在此阶段期间，逐渐地减少蓄电池15的电荷。
在此操作结束时，飞行再次稳定(标记为P4的飞行阶段)。在稳定飞行的此第二阶段期间，关闭电动机14，其中电机14再次在发电机模式下操作以对蓄电池15进行再充电。在图式中示出的时间tc处，蓄电池15充满电。
在tc以上，不再使用发电机14对蓄电池15进行充电，这会减少由发电机14引发的电磁电阻扭矩。将由涡轮轴发动机10传递的功率随后减少到PMC值，这对应于涡轮轴发动机10的不增加的最大连续功率(阶段P5)。
在飞行结束时，实施着陆操作(标记为P6的阶段)，此操作再次需要将供应到旋翼4、5的总功率增加到高于PMC*值。将涡轮轴发动机10的功率增加到PMC*，并且启动或驱动电动机14，使得将传递的总功率对应于PMD值。在此阶段P6期间，逐渐地对蓄电池15进行放电。
在着陆阶段结束时，停止电动机14，并且能够维持涡轮轴发动机10的操作，以便提供足够的降低功率来在发电机模式下驱动电机14，以对蓄电池15进行再充电，直到其充满电为止(阶段P7)。
当然，地面上的蓄电池15的再充电阶段能够通过本身已知的其它方式实施。
在第一实施例中，电动机14也能够在涡轮轴发动机10发生故障或失灵的情况下驱动旋翼4、5，以便实施例如紧急着陆操作。
图2说明不同于上文描述的实施例的本发明的第二实施例，不同之处在于，自由轮12位于主变速箱8与第二传动轴11之间。第二传动轴11随后能够形成涡轮发动机10的输出轴。此外，在此第二实施例中，电机14直接或间接联接到第二传动轴11。
在此第二实施例中，作为电动机操作的电机14能够用于启动涡轮发动机10。然而，如果联动涡轮卡住，则电动机14将不能够将其功率传递到主变速箱8。为了避免此种缺点，在涡轮发动机10与第二传动轴11之间提供脱离构件可能是有用的。
图3说明与上文参考图2描述的实施例不同的第三实施例，不同之处在于，自由轮12位于涡轮发动机10的输出轴与第二传动轴11之间，以及电机14直接或间接联接到第二传动轴11。
在此第三实施例中，作为电动机操作的电机14不能用于启动涡轮发动机10。然而，如果联动涡轮卡住，则电动机14将能够将其功率传递到主变速箱8。

Claims (8)

1.用于直升机(1)的推进系统(7)，其包括具有联动涡轮的涡轮轴发动机(10)，所述涡轮轴发动机能够驱动预期联接到旋转机翼的主旋翼(4)，其特征在于，所述推进系统(7)包括能够形成电动机的电机(14)，所述电机(14)直接或间接联接到所述主旋翼(4)，所述电机(14)包括联接到第二传动轴(11)或第三传动轴(13)的转子。
2.根据权利要求1所述的推进系统(7)，其特征在于，所述电机(14)也适合于形成发电机。
3.根据权利要求1或2所述的推进系统(7)，其特征在于，所述推进系统包括主变速箱(8)、将所述主变速箱(8)连接到所述主旋翼(4)的第一传动轴(9)、将所述涡轮发动机(10)连接到所述主变速箱(8)的第二传动轴(11)，所述主旋翼(4)能够由所述涡轮发动机(10)通过所述主变速箱(8)以及所述第一和第二传动轴(9、11)旋转。
4.根据权利要求3所述的推进系统(7)，其特征在于，所述推进系统包括抗扭矩旋翼(5)、连接所述主变速箱(8)和所述抗扭矩旋翼(5)的第三传动轴(13)，所述抗扭矩旋翼(5)能够由所述涡轮发动机(10)通过所述主变速箱(8)和所述第一和第三传动轴(9、13)旋转。
5.根据权利要求3或4所述的推进系统(7)，其特征在于，所述推进系统包括安装在所述涡轮轴发动机(10)与所述第二传动轴(11)之间的自由轮(12)。
6.根据权利要求3至5中任一项所述的推进系统(7)，其特征在于，所述推进系统包括安装在所述主变速箱(8)与所述第二传动轴(11)之间的自由轮(12)。
7.根据权利要求1至7中任一项所述的推进系统(7)，其特征在于，所述电机(14)与蓄电池(15)相关联，蓄电池(15)例如是电池或超级电容器。
8.用于操作根据权利要求1至7中任一项所述的推进系统(7)的方法，其特征在于，所述方法包含以下步骤：
-操作具有联动涡轮的涡轮轴发动机(10)，以提供接近所述涡轮轴发动机(10)的最佳操作点的最大连续功率；
-将所述电机(14)作为电动机操作，以在例如起飞或着陆阶段的瞬态操作阶段将额外功率传递到所述主旋翼(4)和/或所述抗扭矩旋翼(5)；
-将所述电机(14)作为发电机操作，以在不需要对所述主旋翼(4)或所述抗扭矩旋翼(5)供应额外功率的阶段对所述蓄电池(15)进行再充电。
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