CN113710575A - 特别是用于旋翼式飞行器的主旋翼的驱动器 - Google Patents

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Abstract

一种驱动单元(1)，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼，包括：行星传动机构(PI)，该行星传动机构(PI)包括多个行星(4)，每个行星(4)分别具有至少一个带有齿的行星轮(6；6')，行星(4)与中心轴线(z)同心地布置在行星传动机构(PI)的内部，使得旋翼式飞行器的可旋转轴(15)、特别是旋翼轴能通过行星(4)或太阳轮(17)驱动，该驱动单元是可以用于不同应用领域的紧凑且简化的驱动单元(1)，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼。这被实现为：在包括行星轮(8)和行星轮架(5)的至少一个行星(4)中集成特别是电的第一驱动器(2)，以形成第一驱动单元(1)，从而使轴(15)能够通过第一驱动器拉旋转。

Description

特别是用于旋翼式飞行器的主旋翼的驱动器
技术领域
本发明描述了一种根据第一权利要求的前序部分所述的驱动单元，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼。
此外，本发明还描述了一种具有根据本发明的驱动单元的混合动力驱动器，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼，以及一种包括混合动力驱动器或所述驱动单元的旋翼式飞行器。
背景技术
由现有技术已知在驱动技术或能量产生的最不同应用领域当中的驱动单元。这种驱动单元通常包括所谓的行星传动机构或相关的类似传动机构。
根据定义，行星传动机构是所谓的行星齿轮传动机构(由于行星(Planeten)环绕太阳轮运行)，其本质上具有一居中布置的太阳轮，至少一个、通常是几个行星轮
Figure BDA0003199933480000013
配属于行星轮的行星架
Figure BDA0003199933480000014
以及外置、内啮合的中空齿轮或者外置、内啮合的齿轮环。使用行星传动机构的优点在于传动比范围广以及力传递分布均匀。
行星传动机构在各种技术领域中应用于驱动单元中，例如风力涡轮机、车辆制造或者汽车、船舶驱动、航空等。
例如，由文献US9797504B2中已知行星传动机构用于风力涡轮机。在风力涡轮机的转子轴受风(或者说是由风驱动)旋转时，通过行星传动机构实现了从转子轴的低转速、高转矩到发电机的高转速、低转矩的传动或者说转换。
在旋翼式飞行器中，特别是在直升飞机制造领域中，用于驱动主旋翼的驱动单元通常包括被设计为行星传动机构或相关传动机构的直升飞机旋翼传动机构或者说主旋翼传动机构。这种类型的直升飞机旋翼传动机构已经得到承认，因为其能够实现可靠的结构。
这种应用于驱动技术领域的行星传动机构的缺点是其空间需求巨大，并且还可能导致驱动单元的结构不合期望的复杂。
发明内容
本发明的目的在于，提供一种能够应用于不同应用领域的紧凑且简化的驱动单元，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼。
本发明的目的通过一种具有权利要求1所述特征的驱动单元、一种具有权利要求5所述特征的混合动力驱动器或者一种具有权利要求6所述特征的旋翼式飞行器来实现。
根据本发明，在至少一个行星中集成有第一驱动器，特别是电动驱动器，由此在行星传动机构内部形成内部驱动器。
在本发明意义下，该至少一个行星齿轮本身被设计为驱动器或基本上形成第一驱动器。相比于先前已知的行星传动机构的应用(例如由专利文献US9797504B2)，主要区别在于：根据本发明，行星传动机构可以新颖地(基于至少一个被设计为驱动器的行星)起到驱动单元的作用或者是形成行星传动机构内部的内部驱动器。
在本发明的意义下，可以只将一个行星齿轮用作或者设计为驱动器，在此优选的是将所有的行星都用作驱动器以实现最佳的功率分配。因此，特别优选地是根据本发明的驱动单元包括控制单元，该控制单元被设计用于使集成在行星中的驱动器彼此同步。此外，这些集成到行星中的驱动器还可以被设计为，能够分别通过合适的联接件以机械、电或液压的方式彼此分离，以防止传动机构由于一个或多个驱动器的故障而可能被阻塞。在本发明的意义下，操控被实施为对具有控制逻辑和功率电子器件单元LEE(也称为“逆变器”)的电同步马达的标准操控。控制逻辑(马达控制器)产生操控逆变器的相应信号，逆变器随后激励同步马达的相应马达线圈，以便以定义的转速和转矩连续地转动。通过确定电枢的位置和转速以及通过针对每个电同步马达单独地计算控制信号，能够使电同步马达同步。图6示出了在此意义下的一适合的概览。
根据本发明的一种优选的扩展方案，驱动单元还可以包括唯一的、也就是被设计为唯一一个相关构件的行星轮架
Figure BDA0003199933480000021
其中行星轮架包括至少一个、优选为多个用于行星的接纳开口。
其它优选的实施方式在从属权利要求中给出。
优选地，行星轮被位置固定地且围绕它们各自的行星轮轴线可旋转地安装，其中这些位置固定的行星轮被围绕驱动单元的中心轴线可旋转的内啮合齿轮环包围，并且该齿轮环是可旋转的，从而使轴、特别是旋翼轴能够借助于紧固在齿轮环上和紧固在轴、特别是旋翼轴上的齿轮环随动件(Zahnradringmitnehmer)来旋转。由此提供了一种相关的、可比较的行星传动机构形式。这种位置固定的行星轮的优点在于，能够通过供电线路容易地实现对集成在行星中的驱动器的能量供应。
然而，原则上也可以考虑在本发明的框架下被设计为行星齿轮传动机构的行星传动机构，其中行星轮不是被位置固定地布置，即，围绕太阳轮旋转地或者环绕太阳轮地布置。例如，根据这样一种优选的实施方式，集成在行星轮中的驱动器的电流供应可以通过滑环来实现。
原则上，集成在至少一个行星中的第一驱动器的任何设计都是可以考虑的，其中第一驱动器例如可以是被设计为热力动力机的驱动器。特别优选地，将第一驱动器设计为关于转速和转矩可电调节的马达，特别是带有内部转子部件的电同步马达。在本发明的意义下，替代地，关于转速和转矩可电调节的马达还可以理解为例如异步马达、磁阻马达、横向磁通马达等。
替代地，在本发明的框架下还可以考虑电同步马达的一种外部转子变型，其中电同步马达的外部转子与行星轮抗扭地连接。例如，外部转子可以与齿轮圈(Zahnkranz)抗扭地连接，使得电同步马达的行星轮和外部转子位于相同的平面中并形成一个单元。图5a至5d示出了该意义下的一适合的概览。
优选地，第一驱动器是电驱动器或电动机，其中至少一个行星包括静止的定子部分
Figure BDA0003199933480000033
可旋转的转子部分
Figure BDA0003199933480000034
特别是内部转子部分和至少一个被间接或直接地紧固在转子部分上的行星轮，该行星轮带有外齿部，并且该行星通过行星架在行星传动机构的内部与太阳轮和/或可旋转的轴有效连接地保持。
特别优选地，根据本发明的驱动器的行星传动机构包括至少三个行星，更优选地包括三个至六个行星。通过使用至少三个行星，可以确保行星传动机构的稳定结构。通过使用三个以上的行星，可以有利地实现模块化结构，并且能够在制造技术方面批量地制成低耗费的不同功率级别。另外的优点还在于，可以通过这样的模块化结构将较高的功率需求分布到多个低功率级别上，结果是，通过由此产生的更大表面在物理和制造技术上为散发马达和控制器的热损失提供了优势。此外，当被设计为热力动力机的第二驱动器发生故障时，分布在多个级别上的电驱动器能够更好地防止整个驱动器发生故障。
原则上，根据本发明的驱动单元可以只包括至少一个、优选为多个第一电动驱动器，它们分别被集成到行星中，并因此被构造为全电驱动单元。然而，本发明的另一方面涉及一种包括根据本发明的驱动单元的混合动力驱动器，其中，第一驱动器，特别是电驱动器，可以与被设计为热力动力机的第二驱动器机械地联接。
本发明的另一方面涉及一种旋翼式飞行器，其包括根据本发明的驱动单元或根据本发明的混合动力驱动器。
优选地，至少一个、优选多个第一电驱动器，特别是具有内部转子部分的电同步马达，被设计并确定参数为，使得旋翼式飞行器、特别是直升飞机的主旋翼和/或尾旋翼能够在没有额外驱动器的情况下被自主地驱动，并因此实现了具有全电驱动单元的旋翼式飞行器。在本发明的意义下，自主的电驱动器被理解为，可以根据参数确定输出任意的机械功率。关于自主的电驱动器的机械功率，可以优选地实现为至少150kW，更优选地为200kW至700kW，甚至更优选地为300kW至600kW，非常特别优选地为大约600kW。举例来说，在371rpm的低转速下，使用大约600kW的机械功率的电驱动器可以获得大约15,500Nm或更大的高转矩。
优选地，第一驱动器、特别是电驱动器可以与被设计为热力动力机的第二驱动器机械地联接，特别是通过使中心的太阳轮可以通过第二驱动单元来驱动的方式。优选地，第二驱动单元可以与被设计为热力动力机的第二驱动器或者其他的电驱动器机械地有效连接，例如内燃机、涡轮机、火花点火机、柴油机、燃料电池驱动器等。该至少一个电动驱动器与该第二驱动器通过行星传动机构联接，使得电驱动器可以在驱动主旋翼和/或尾旋翼时支持第二驱动器，反之亦然，从而形成混合动力驱动器。
优选地，根据本发明的驱动单元的轴或驱动轴是根据本发明的旋翼式飞行器的旋翼轴，其中旋翼轴被设计为两件式的并且包括支承桅杆(Lagermast)以及外桅杆，其中外桅杆被设计为中空体，围绕中心轴线相对于支承桅杆可旋转地安装，同心地环绕支承桅杆，并且外桅杆能够与被设计为行星传动机构的直升飞机旋翼传动机构有效连接，其中支承桅杆能够位置固定地且抗扭地安装在旋翼式飞行器中，以便使外桅杆能够与主旋翼抗扭地联接，并且能够与被设计为行星传动机构的直升飞机旋翼传动机构一起旋转。
通过驱动轴或旋翼轴的这种两件式设计，可以实现主旋翼的特别平稳运行的驱动。通过将支承桅杆与外桅杆分开，可以从旋转的轴承中去除压力，然后由不转动的部件或支承桅杆来承担，从而实现平稳运行的驱动。此外还有利地发现，与一件式驱动轴或旋翼轴相比，在驱动主旋翼期间产生更小的周向弯曲，并由此产生更小的疲劳。附加地，可以实现非常紧凑的布置，例如，允许布线、用于连接布置在旋翼叶片联接装置上方的摆动盘的控制杆、以及其它从传动系侧至旋翼侧的构件在支承桅杆的空腔中穿过。例如，还可以将用于为转动的系统(例如用于旋翼叶片的除冰装置、旋翼叶片中的灯或用于‘电传飞行控制’系统(‘Fly-by-Wire’-System)的电致动器)供电的供电线布置在这里。
根据本发明的旋翼式飞行器的一种替代的、优选的设计方案，根据本发明的轴或旋翼轴也可以被设计为一件式的，并由此特别是结合特别简单、紧凑的结构而提供了其它优点。
优选地，驱动轴能够与传动齿轮(Antriebszahnrad)抗扭地联接，其中传动齿轮借助至少一个径向轴承可旋转地安装在支承桅杆上，并且通过与传动齿轮抗扭连接的中心太阳轮实现至少一个行星轮(特别是两级传动机构中的下行星轮)在相应的行星轮架的面向太阳轮的一侧围绕相应的行星轮轴线的旋转，并且其中至少一个行星轮(特别是两级传动机构中的对应于下行星轮的上行星轮)被围绕中心轴线可旋转的内啮合齿轮环包围。在齿轮环与外桅杆之间，用作力传递装置的齿轮环随动件可安装为或者被安装或模制为，使得从传动齿轮的旋转运动开始，外桅杆和与该外桅杆抗扭联接的主旋翼就能够处于旋转中。
在根据本发明的旋翼式飞行器中，根据本发明的驱动单元优选地包括电源，特别是电池存储单元，其中，根据本发明的混合动力驱动器的电驱动器形式的第一驱动器在电驱动器与被设计为热力动力机的第二驱动器之间的抗扭联接的状态下以及所述至少一个、优选多个第一电驱动器在第二驱动器的运行期间，可以起到发电机的作用，以用于电池存储单元的额外的能量回收。
优选地，在根据本发明的旋翼式飞行器、特别是直升飞机中，在第一电驱动器中设置特别是阻塞二极管形式的整流器，由此可以在电驱动器不运行时对电池存储单元充电。
优选地，在根据本发明的旋翼式飞行器中，控制单元的逻辑被设计为，其还允许在用于驱动旋翼的转矩产生与用于电池存储单元的额外能量回收之间进行自动模式切换。
附图说明
下面结合附图对本发明主题的优选实施例进行说明。其中：
图1a为根据本发明的驱动单元的第一种优选实施方式的纵截面图，其具有两级行星传动机构作为混合动力变型，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼；
图1b为根据本发明的驱动单元的第一种优选实施方式的俯视图，其已安装传动机构壳体；
图1c为根据本发明的驱动单元的第一种优选实施方式的透视图，其不带有传动机构壳体；
图1d为根据本发明的驱动单元的第一种优选实施方式的透视图，其带有传动机构壳体；
图2a为根据本发明的驱动单元的第二种优选实施方式的纵截面图，其具有两级行星传动机构作为具有内置外啮合齿轮环的混合动力变型；
图2b为根据本发明的驱动单元的第二种优选实施方式的俯视图，其已安装传动机构壳体；
图2c为根据本发明的驱动单元的第二种优选实施方式的透视图，其不带有传动机构壳体；
图2d为根据本发明的驱动单元的第二种优选实施方式的透视图，其带有传动机构壳体；
图3a为根据本发明的驱动单元的第三种优选实施方式的纵截面图，其具有单级行星传动机构作为全电驱动器变型，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼；
图3b为根据本发明的驱动单元的第三种优选实施方式的俯视图，其已安装传动机构壳体；
图3c为根据本发明的驱动单元的第三种优选实施方式的透视图，其不带有传动机构壳体；
图3d为根据本发明的驱动单元的第三种优选实施方式的透视图，其带有传动机构壳体；
图4a为根据本发明的驱动单元的第四种优选实施方式的纵截面图，其具有单级行星传动机构作为全电驱动器变型，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼；
图4b为根据本发明的驱动单元的第四种优选实施方式的俯视图，其已安装传动机构壳体；
图4c为根据本发明的驱动单元的第四种优选实施方式的透视图，其不带有传动机构壳体；
图4d为根据本发明的驱动单元的第四种优选实施方式的透视图，其带有传动机构壳体；
图5a为根据本发明的驱动单元的第五种优选实施方式的纵截面图，其具有单级行星传动机构作为全电驱动器变型以及作为外部转子变型；
图5b为根据本发明的驱动单元的第五种优选实施方式的俯视图，其已安装传动机构壳体；
图5c为根据本发明的驱动单元的第五种优选实施方式的透视图，其不带有传动机构壳体；
图5d为根据本发明的驱动单元的第五种优选实施方式的透视图，其带有传动机构壳体；
图6为根据本发明的驱动单元的优选实施方式的第一驱动器的驱动功率控制的功能框图，该第一驱动器被集成在到行星中。
具体实施方式
图1a示出了根据本发明的驱动单元1的第一种优选实施方式的沿着AA(参见图1b)的纵截面图，该驱动单元具有多级(在此为两级)的行星传动机构，例如用于驱动在此未示出的旋翼式飞行器的主旋翼(具体参见图3)。
根据本发明的、在此被设计为两级行星传动机构PI的驱动单元1包括中心的太阳轮17和多个贴靠在太阳轮17的此处未示出的外齿部上的行星4。太阳轮17被贴靠的行星4包围，其中行星4相对于太阳轮17和中心轴线z同心地布置在行星传动机构PI的内部。行星4包括下行星轮6、上行星轮6'和抗扭地连接行星轮6；6'以形成在此为两级的行星传动机构PI的内部转子部分11以及定子部分12。
这里示出的第一种优选实施方式包括轴15，该轴被设计为两件式的并且包括支承桅杆13以及外桅杆14。例如，通过外桅杆14或轴15可以驱动旋翼式飞行器的主旋翼或船用螺旋桨等。根据本发明的、驱动轴15的驱动单元1能够应用于最不同的技术领域中。换句话说，根据本发明的驱动单元的传动机构或者说行星传动机构P1也可以被理解为转矩传送传动机构(Drehmomentgebergetriebe)30。
在上行星轮6'的高度上或者在同一轴向位置上，齿轮环19被围绕中心轴线z可旋转地布置。齿轮环19包围所有的上行星轮6'，可以通过上行星轮6的旋转而被驱动，并因此能够围绕中心轴线z旋转。在齿轮环19上布置有此处未示出的内齿部，该内齿部与上行星轮6'的在此未示出的外齿部(当如图1a中所示实施为两级形式时)啮合。
在上行星轮6'与可围绕中心轴线z旋转的外桅杆14之间存在机械有效连接，用于驱动轴15的外桅杆14。在本发明的第一种优选实施方式中，该机械有效连接是通过与外桅杆14抗扭连接的齿轮环随动件20来实现。换句话说，在此同样是布置在齿轮环19上的齿轮环随动件20在此起到力传递单元的作用，通过其能够将齿轮环19的旋转传递到可转动的外桅杆14上。
如图1a中所示，在至少一个行星4中集成有第一电驱动器2，在此特别是具有内部转子部分11的电同步马达10，用于形成第一驱动单元1，以便能够通过第一驱动器2使轴15旋转。起到电同步马达10的定子作用的、在此基本为环形且设有绕组W的定子部分12被收纳在行星轮架5中并且与行星轮架5固定地连接。起到电同步马达10的转子作用的、销钉状的内部转子部分11与上行星轮和下行星齿轮6；6'抗扭地连接。行星4通过行星轮架5在行星传动机构PI内部与太阳轮17和可旋转的轴15有效连接并且在此位置固定地保持。
在图1a中示出的电同步马达10中，同步马达10的力效应形成于定子部分12(定子)与内部转子部分11(转子)之间的气隙或者磁隙M中。
如图1a所示，与传动齿轮24连接的是构造为中空轴的太阳轮17，其中太阳轮17具有在此未示出的外齿部。太阳轮17和传动齿轮24围绕中心轴线z可旋转地被安装在支承桅杆13上。借助于太阳轮17，通过下行星轮6能够实现行星轮6'围绕相应的行星轮轴线P的旋转。
传动齿轮24继而通过传动系齿轮(Antriebsstrangzahnrad)26与至少一个传动系(Antriebsstrang)25有效连接。在此优选的是，传动系25与在此未示出的被设计为热力动力机的另一驱动器TK处于机械有效连接中，以形成混合动力驱动器或包括根据本发明的驱动单元1的混合动力变型。
下面示例性地描述用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼的驱动单元1的根据第一种优选实施方式的混合动力变型的应用(其中，第二种至第五种优选实施方式同样适用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼)：
据此，根据本发明的驱动单元1的转矩传送传动机构30在此可以被理解为旋翼式飞行器的被设计为行星传动机构PI的主旋翼传动机构或直升飞机旋翼传动机构。
轴15或这里的旋翼轴被设计为两件式的，其包括支承桅杆13以及外桅杆14。
直升飞机旋翼传动机构具有中心空腔。在此是位置固定的且抗扭的支承桅杆13安装在该中心空腔中。中心轴线z同时形成支承桅杆13的纵向方向和外桅杆14的转动轴线。
在位置固定且围绕其行星轮轴线P可旋转安装的行星轮6；6'与围绕中心轴线z可旋转的轴15(这里包括支承桅杆13以及包围支承桅杆13的管状外桅杆14)之间的机械有效连接通过以下方式实现：即，位置固定的上行星轮6'由围绕中心轴线z可旋转的内啮合齿轮环19包围，并且该齿轮环19可以旋转，以使轴15的外桅杆14通过被紧固在齿轮环19和外桅杆14上的齿轮环随动件20而旋转。
如图1a中所示，在至少一个行星4中集成有第一电驱动器2，在此特别是具有内部转子部分11的电同步马达10，用于形成第一驱动单元1，以使轴15的外桅杆14能够通过第一驱动器2旋转。起到电同步马达10的定子作用的定子部分12在此被收纳在行星轮架5中并且与行星轮架固定地连接，而起到电同步马达10的转子作用的、销钉状的内部转子部分11与上行星轮和下行星齿轮6；6'抗扭地连接。
在图1a至图1d中示出的根据本发明的驱动单元1的第一种优选实施方式适用于旋翼式飞行器或直升飞机，其在这种应用框架下特别是具有安全优势。在这种多引擎直升飞机的驱动器发生故障的紧急情况下，直升飞机必须能够在预定的时间内依靠来自剩余马达的动力，以便使直升飞机进入安全飞行状态并应对马达故障。
优选地，在图1a中示出的第一种优选实施方式中，传动系25与在此未示出的另一被设计为热力动力机的驱动器TK也处于机械有效连接中，以形成混合动力驱动器。在此，除了被设计为热力动力机的第二驱动器TK之外，通过第一驱动器2(在此为电驱动器)以及所属的电源，也可以提供额外的机械功。相比于仅使用化石燃料供应的双引擎直升飞机，这种具有混合动力驱动器的直升飞机有利地提供了额外的安全优势，因为例如在化石燃料供应出现故障时可以使用额外的电能供应。
在双引擎直升飞机(例如在不同的直升飞机的意义下)的情况下，通过将第一驱动器2、特别是电同步马达集成到行星4中，实现了非常紧凑的混合动力驱动器。
如图1a中所示，支承桅杆在此被设计为中空体，使得诸如用于安装布置在旋翼叶片联接装置上方的摆动盘的控制杆和/或布线这样的构件能够沿着中心轴线z的方向横穿支承桅杆13和外桅杆14地布置。例如，还可以将用于为转动的系统(例如用于旋翼叶片的除冰装置、旋翼叶片中的灯或用于‘电传飞行控制’系统的电致动器)供电的供电线布置在这里。
从这里开始以及在下文中，相同的附图标记在附图中表示相同的组件。
图1b示出了根据本发明的驱动单元1的第一种优选实施方式的俯视图，其具有已安装的传动机构壳体G。
图1c示出了根据本发明的驱动单元1的第一种优选实施方式的透视图，其没有壳体或者被移除了壳体。在图1c中示出的第一种优选实施方式在此示例性地具有四个行星4。
图1d示出了根据本发明的的驱动单元1的第一种优选实施方式的透视图，其具有壳体G。在此，驱动单元1包括控制单元ST，该控制单元被设计用于使集成在行星4中的第一驱动器2彼此同步。集成在行星4中的第一驱动器2的这种同步在图6中更准确地示出。
此外，这些集成在行星中的驱动器2可以被设计为，能够分别通过在此未示出的合适的联接件以机械、电或液压的方式彼此分离，以防止传动机构由于一个或多个驱动器的故障而可能被阻塞。
此外，根据图1d所示，驱动单元1包括电源，特别是在此示出的电池存储单元BS，并且其中，混合动力驱动器的电驱动器形式的第一驱动器2在第一驱动器2(在此为电驱动器)与被设计为热力动力机的第二驱动器TK之间处于抗扭联接的状态下以及第一驱动器2(在此为电驱动器)在第二驱动器TK运行期间，可以起到发电机的作用并为电池存储单元BS提供额外的能量回收。
优选地，在第一驱动器、特别是电驱动器2中，特别是在具有内部转子部分11的电同步马达中设置特别是阻塞二极管形式的整流器，由此可以在电驱动器不运行时对电池存储单元BS充电。
此外，控制单元ST还可以配置有以下的逻辑，其允许在用于驱动旋翼的转矩产生与用于电池存储单元的额外能量回收之间进行自动模式切换。
换句话说，在图1a至图1d中示出的第一种优选实施方式是示出了一种包括根据本发明的驱动单元1的混合动力变型。基于构造为两级的行星传动机构P1，可以有利地设定最佳的高传动比，同时实现混合驱动器的优势(例如在应用于旋翼式飞行器中时的安全优势)。
根据本发明的一种优选的扩展方案，行星传动机构还可以被设计为两级以上的，例如三级等。
图2a示出了根据本发明的驱动单元1的第二种优选实施方式的沿着AA(参见图2b)的纵截面图，该驱动单元作为混合动力变型具有两级行星传动机构PI，该行星传动机构具有内置的外啮合齿轮环18。
在此被设计为两级行星传动机构P1的根据本发明的驱动单元1包括中心的太阳轮17和多个环绕太阳轮17地贴靠在这里未示出的外齿部上的行星4，其中行星4相对于太阳轮17和中心轴线z同心地布置在行星传动机构P1的内部。
如图2a所示，在此为内置的、外啮合的并与外桅杆14抗扭连接的齿轮环18被上行星轮6'包围并且同样能够通过上行星轮6'的旋转而被驱动，由此能够围绕中心轴线z旋转并且可以与外桅杆14一起旋转。在齿轮环18上布置有这里未示出的外齿部，该外齿部与上行星轮6'的在此未示出的外齿部啮合。
图2b示出了根据本发明的驱动单元1的第二种优选实施方式的俯视图，其具有已安装的传动机构壳体G。
图2c示出了根据本发明的驱动单元的第二种优选实施方式的透视图，其没有传动机构壳体。
图2d示出了根据本发明的驱动单元的第二种优选实施方式的透视图，其具有传动机构壳体G。
图3a示出了根据本发明的驱动单元1的第三种优选实施方式的沿着AA(参见图3b)的纵截面图，该驱动单元具有单级的行星传动机构PI，例如用于驱动在此未示出的旋翼式飞行器的主旋翼。
如图3a所示，在这里示出的第三种优选实施方式中可以省去太阳轮(也如图4a至图4d中所示的第四种优选实施方式或如图5a至图5d中所示的第五种优选实施方式那样)，其因此对应于行星传动机构PI的相关传动机构。这种省去太阳轮的选项的优点在于减轻了重量和降低了复杂性。
使用这种单级行星传动机构的优点是：在这里示出的第三种优选实施方式中，不再需要安装在两个级上延伸的外部传动机构壳体G，并由此能够更好地冷却集成在行星4中的、在此被设计为具有内部转子部分11的电同步马达10的第一驱动器2。特别地，在达到一定功率水平时，热量损失将足够小到避开了液体冷却回路，并因此不需要液体冷却，即，由行星4周围的空气所进行的现有的空气冷却已经实现了充分冷却。此外已经发现：在具有低电功率的多级电驱动器的模块化结构中，功率水平在没有液体冷却的情况下要高于单一电驱动器的情况。
图3b示出了根据本发明的驱动单元的第三种优选实施方式的俯视图，其具有已安装的传动机构壳体G。
图3c示出了根据本发明的驱动单元1的第三种优选实施方式的透视图，其没有壳体或移除了壳体。在此示出的第三种优选实施方式示例性地具有六个行星4。
图3d示出了根据本发明的驱动单元1的第三种优选实施方式的透视图，其具有传动机构壳体G。
关于具有行星传动机构PI的第三种优选实施方式的图3a至图3d示出了根据本发明的驱动单元1的全电动变型，在此同样可以是包括被设计为单级的行星传动机构PI的驱动单元1的混合动力变型。单级行星传动机构PI被理解为行星4仅包括一个上行星轮6'并且因此仅具有一个级。
原则上还可以设想根据本发明的驱动器的更简单的实施方式，其中转矩可以不通过内啮合齿轮环19，而是通过外啮合齿轮环18来传递(见图2a至图2d或图4a至图4d)。
图4a示出了根据本发明的驱动单元1的第四种优选实施方式的纵截面图，其被构造为全电动驱动器变型并具有单级行星传动机构以及内置的外啮合齿轮环，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼。
如图4a所示，内置的、外啮合的并与外桅杆14抗扭连接的齿轮环18在此由上行星轮6'包围，并且同样能够通过上行星轮6'的旋转而被驱动，并且可以与外桅杆14一起围绕中心轴线z旋转。
图4b示出了根据本发明的驱动单元的第四种优选实施方式的俯视图，其具有已安装的传动机构壳体G。
图4c示出了根据本发明的驱动单元的第四种优选实施方式的透视图，其没有传动机构壳体。
图4d示出了根据本发明的驱动单元的第四种优选实施方式的透视图，其具有传动机构壳体G。
图5a示出了根据本发明的驱动单元1的第五种优选实施方式的沿着AA(参见图5b)的纵截面图，其被构造为全电动驱动器变型以及被构造为外部转子变型，具有单级的行星传动机构PI。
如图5a所示，在至少一个行星4中集成有在此为电驱动器的第一驱动器2，特别是具有外部转子部分16的电同步马达10，用于形成第一驱动单元1。
起到同步马达10的定子作用的、在此基本为环形的并配设有绕组W的、静止的定子部分12在此被收纳在销钉状的元件S中并且与该销钉状的元件S固定地连接，而电同步马达的在此起到同步马达10的转子作用的外部转子部分16在此与行星轮6抗扭地连接。电同步马达10的行星轮6和外部转子部分16在此位于相同的平面中或相同的轴向位置上并且基本上形成一个单元。
如图5a所示，行星4的在此位置固定的行星轮6'一方面被围绕中心轴线z可旋转的内啮合齿轮环19包围，另一方面内置的外啮合齿轮环18被行星轮6'包围，在此，通过内啮合齿轮环19能够使这里未示出的外桅杆14旋转(见图5b)，通过内置的外啮合齿轮环18能够使这里未示出的另一中心驱动轴旋转(见图5b)。换句话说，根据第五种优选实施方式，两个轴能够以不同的传动比旋转。此外，在图5a中还示出了在此可能的混合动力变型的实施方式的情况下，外啮合齿轮环18可以起到太阳轮17的作用。
图5b示出了根据本发明的驱动单元1的第五种优选实施方式的俯视图，其具有已安装的传动机构壳体G并与外桅杆14或中心驱动轴27处于有效连接中。如图5b所示，内啮合齿轮环19可以通过多个连接元件V与外桅杆14或轴15处于有效连接中。替代地或附加地，外啮合齿轮环18或太阳轮17可以通过多个连接元件V与中心驱动轴27处于有效连接中，特别是作为混合动力变型的设计方案。
另外，在图5b还示出了在作为非混合动力变型或全电动驱动器变型的实施方式的情况下，在另一种优选的扩展方案的意义下，内置的外啮合齿轮环18可以与外桅杆有效连接。
图5c示出了根据本发明的驱动单元1的第五种优选实施方式的透视图，其不具有传动机构壳体、中心驱动轴和外桅杆。如图5c所示，行星轮架5在此是通过承载臂9与起到支承桅杆13作用的底部元件B抗扭地且位置固定地连接。此外，支承桅杆13在此包括居中的、与中心轴线z同轴布置的管元件R，用于紧固在齿轮环18上的另一轴。
此外，如图5c中所示，行星轮架5在此被设计为单个的、连续的、基本为环形的构件，行星4位置固定地保持在该行星轮架中。
图5d示出了根据本发明的驱动单元1的第五种优选实施方式的透视图，其具有传动机构壳体G，但是没有中心驱动轴并且没有外桅杆。如图5d中所示，承载臂9在此同时用于紧固传动机构壳体G。
在图5a至图5d中示出的根据本发明的驱动单元1的第五种优选实施方式具有特别紧凑的结构，其中可安装的、旋转的外桅杆14在外啮合齿轮环18或内啮合齿轮环19上能够被缩短地设计，使其能够基本上被安装在与行星4相同的轴向位置上。在应用于旋翼式飞行器的情况下，该驱动单元1基本上能够直接安装在旋翼平面中。
图6示出了集成在行星轮P中的第一驱动器2的驱动功率控制的功能框图。
如在图1d、图2d、图3d、图4d和图5d中示例性示出的那样，驱动单元1包括控制单元ST，该控制单元被设计用于使集成在行星4中的第一驱动器2彼此运行和同步。
在本发明的意义下，操控被实施为对具有控制逻辑和功率电子器件单元LEE(也称为“逆变器”)的电同步马达的标准操控。控制逻辑(马达控制器)产生操控逆变器的相应信号，逆变器随后激励同步马达的相应马达线圈，以便以定义的转速和转矩连续地转动。通过确定电枢的位置和转速以及通过针对每个电同步马达单独地计算控制信号，能够使电同步马达同步。
附图标记列表
1 驱动单元
2 第一驱动器
4 行星
5 行星轮架
6；6' 下/上行星轮
7 供电线路
9 (用于将行星轮架5紧固在传动机构壳体G上的)承载臂
10 电同步马达
11 (电动同步马达的)内部转子部分
12 定子部分
13 支承桅杆
14 外桅杆
15 轴
16 (电动同步马达的)外部转子部分
17 太阳轮
18 (内置的、外啮合的)齿轮环
19 (外置的、内啮合的)齿轮环
20 齿轮环随动件
24 中心传动齿轮
25 传动系
26 传动系齿轮
27 中心驱动轴
30 转矩传送传动机构
B 底部元件
BS 电池存储单元
G 传动机构壳体
M 磁隙
P 行星轮轴线
PI 行星传动机构
R 管元件
S 管状的元件
ST 控制单元
TK 设计为热力动力机的第二驱动器
V 连接元件
W (定子部分的)绕组。

Claims (13)

1.一种驱动单元(1)，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼，包括：
行星传动机构(PI)，其中，所述行星传动机构(PI)包括多个行星(4)，其中每个行星(4)分别具有至少一个带有齿的行星轮(6；6')，并且所述行星(4)相对于中心轴线(z)同心地布置在所述行星传动机构(PI)的内部，使得可转动的轴(15)，特别是所述旋翼式飞行器的旋翼轴，能够通过所述行星(4)或太阳轮(17)被驱动，
其特征在于，
在至少一个行星(4)中集成有第一驱动器(2)，特别是电驱动器，由此在所述行星传动机构(PI)的内部形成内部驱动器，使得所述轴(15)能够通过所述第一驱动器(2)来旋转。
2.根据权利要求1所述的驱动单元(1)，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼，其特征在于，第一驱动器(2)被设计为能够调节转速和转矩的电动马达，特别是被设计为具有内部转子部分(11)的电同步马达(10)。
3.根据权利要求1或2所述的驱动单元(1)，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼，其特征在于，第一驱动器(2)是电驱动器，其中，所述至少一个行星(4)包括静止的定子部分(12)、可旋转的转子部分和至少一个被间接或直接地紧固在所述转子部分上的行星轮(6；6')，所述行星轮具有外齿部，并且所述行星(4)通过行星轮架(5)在所述行星传动机构(PI)内部与所述太阳轮(17)和/或可旋转的轴(15)有效连接地保持。
4.根据前述权利要求中任一项所述的驱动单元(1)，特别是用于驱动旋翼式飞行器的主旋翼，其特征在于，所述行星轮(6；6')被位置固定地并围绕其行星轮轴线(P)可旋转地安装，并且位置固定的行星轮(6；6')被能够围绕所述中心轴线(z)旋转的内啮合齿轮环(19)包围，和/或内置的外啮合齿轮环(18)由下和/或上行星轮(6；6')包围，并且所述齿轮环(19)和/或所述外啮合齿轮环(18)能够这样旋转，即，所述轴(15)，特别是所述旋翼轴，能够通过紧固在所述齿轮环(19)上和所述轴(15)、特别是所述旋翼轴上的齿轮环随动件(20)来旋转，和/或所述轴(15)，特别是所述旋翼轴，能够通过所述外啮合齿轮环(18)来旋转。
5.一种混合动力驱动器，包括根据前述权利要求中任一项所述的驱动单元(1)，其中，特别是电的第一驱动器(2)与被设计为热力动力机或者被设计为其他的电驱动器的第二驱动器以及位于行星传动机构(PI)外部的驱动器(TK)机械地联接。
6.一种旋翼式飞行器，包括根据权利要求1至4中任一项所述的驱动单元(12)或根据权利要求5所述的混合动力驱动器。
7.根据权利要求6所述的旋翼式飞行器，其特征在于，至少一个、优选多个第一电驱动器(2)被设计并确定参数为，使得旋翼式飞行器、特别是直升飞机的主旋翼和/或尾旋翼能够在没有额外驱动器的情况下被自主地驱动。
8.根据权利要求6或7所述的旋翼式飞行器，具有混合动力驱动器(1)，其特征在于，特别是电的所述第一驱动器(2)能够与被设计为热力动力机的第二驱动器(TK)机械地联接，特别是通过使中心太阳轮(17)能够被第二驱动单元驱动的方式，并且所述第二驱动单元与被设计为热力动力机的第二驱动器(TK)连接并且机械的有效连接中，例如内燃机、涡轮机、火花点火机、柴油机、燃料电池驱动器等，使得至少一个特别是电的所述第一驱动器(2)和所述第二驱动器(TK)通过行星传动机构(PI)联接，所述电驱动器(2)能够在驱动所述主旋翼和/或尾旋翼时支持所述第二驱动器(TK)，反之亦然，并由此形成混合动力驱动器。
9.根据权利要求6至8中任一项所述的旋翼式飞行器，特别是直升飞机，其特征在于，所述轴(15)是旋翼式飞行器的旋翼轴，其中所述旋翼轴被设计为两件式的并且包括支承桅杆(13)以及外桅杆(14)，其中所述外桅杆(14)被设计为中空体并且被围绕中心轴线(Z)相对于所述支承桅杆(13)可旋转地、同心环绕所述支承桅杆(13)地安装，并且其中，所述外桅杆(14)与被设计为行星传动机构(PI)的直升飞机旋翼传动机构是能够有效连接的，其中所述支承桅杆(13)能够被位置固定地和抗扭地安装在所述旋翼式飞行器中，从而使所述外桅杆(14)能够抗扭地与主旋翼联接并且能够与被设计为行星传动机构(PI)的直升飞机旋翼传动机构一起旋转。
10.根据权利要求9所述的旋翼式飞行器，特别是直升飞机，其特征在于，所述轴，特别是旋翼轴，能够与传动齿轮(24)抗扭地联接，其中所述传动齿轮(24)能够借助至少一个径向轴承可旋转地安装在所述支承桅杆(13)上，并且借助与所述传动齿轮(24)抗扭连接的中心太阳轮(17)，能够使至少一个下行星轮(6)在相应的行星轮架(5)的面向所述传动齿轮(24)的一侧围绕相应的行星齿轮轴线(P)旋转，并且其中，至少一个与所述至少一个下行星轮(6)相对应的、被位置固定地安装的上行星轮(6')被能够围绕所述中心轴线(Z)转动的内啮合的齿轮环(19)包围，并且在齿轮环(19)与所述外桅杆(14)之间能够安装或模制起到力传递装置作用的齿轮环随动件(20)，使得从所述传动齿轮(24)的旋转运动开始，所述外桅杆(14)和与所述外桅杆(14)抗扭联接的主旋翼就能够旋转。
11.根据权利要求6至10中任一项所述的旋翼式飞行器，特别是直升飞机，其特征在于，所述驱动单元(1)包括电源，特别是电池存储单元(BS)，并且其中，混合动力驱动器的电驱动器(2)形式的第一驱动器在特别是电的第一驱动器(2)与被设计为热力动力机的第二驱动器(TK)之间的抗扭联接状态下以及所述第一电驱动器(2)在所述第二驱动器(TK)的运行期间能够起到发电机的作用，用于为所述电池存储单元(BS)提供额外的能量回收。
12.根据权利要求11所述的旋翼式飞行器，特别是直升飞机，其特征在于，在所述第一电驱动器(2)中设置特别是阻塞二极管形式的整流器，由此能够在所述电驱动器(2)不运行时对所述电池存储单元(BS)充电。
13.根据权利要求11或12所述的旋翼式飞行器，特别是直升飞机，其特征在于，控制单元(ST)的逻辑还允许在用于驱动旋翼的转矩产生与用于所述电池存储单元(BS)的额外能量回收之间进行自动模式切换。
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