CN113767215A - 混合推进装置以及用于控制这种装置的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的混合推进装置(100)，包括：内燃机，该内燃机包括至少一个燃烧室(114)；至少一个发电机(134a，134n)；电力推进系统(138)；机电保护构件(136a，136n)，该机电保护构件设置在所述或每个发电机与所述电力推进系统之间；其特征在于，所述装置还包括：电子计算机(132)，该电子计算机被配置为：接收关于所述机电保护构件的位置的至少一条信息；接收关于所述内燃机的轴(124)的旋转速度的至少一条信息；以及，根据接收到的信息来控制供应到所述燃烧室的燃料流量。

Description

混合推进装置以及用于控制这种装置的方法
技术领域
本发明涉及用于在固定翼或旋转翼飞行器上生产机载电力的航空涡轮发电机的控制领域，更具体地，涉及混合电动飞行器，其至少部分推进力由电力提供，电能能够由电池、燃料电池或超级电容器等类型的储能构件以及涡轮发电机的组合提供。
背景技术
在这种类型的飞行器中，已知推进力和/或升力是由驱动螺旋桨的电动马达提供，电动马达可以是管道式或无管道式的、固定的或倾斜的。
为了提供足够的自主性，除了在飞行器飞行的特定阶段期间使用的电能存储构件之外，飞行器的飞行任务期间使用的大部分电能由一个或多个涡轮发电机产生。
涡轮发电机是以燃料(例如煤油)为动力的涡轮机，该涡轮机驱动一个或多个发电机。
因此，涡轮机和飞行器的推进系统之间没有直接的机械联动。在这种情况下，它是一种电传动，而不是传统的机械传动，机械传动直接将涡轮轴发动机的机械动力传递给直升机的转子或涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨。
参照图1和图2，航空涡轮发电机主要由包括燃气涡轮的子组件组成，燃气涡轮为飞行器提供推进力或产生非推进式辅助动力，特别是因为它的高功率质量比。为了保证飞行器的推进力，燃气涡轮可以是涡轮螺旋桨发动机、直升机涡轮轴发动机或者涡轮喷气发动机。对于非推进式辅助发电，燃气涡轮可以是辅助动力单元(APU，Auxiliary PowerUnit)。
燃气涡轮10包括：压缩机组件12，压缩机组件用于压缩周围空气(由箭头A表示)；燃烧室14，在燃烧室中，燃料与压缩空气混合(由箭头B表示)然后燃烧；以及涡轮组件16，涡轮组件以机械形式回收燃烧气体膨胀所获得的能量(由箭头C表示)。气体随后通过涡轮组件16以废气的形式排出(由箭头D表示)。
该机械能用于使压缩机组件12旋转，从而维持操作循环。
此外，该机械能用于驱动涡轮机的有效负载18，即直升机的主齿轮箱和转子、或减速齿轮、对涡轮螺旋桨发动机(在图3中以46a、46n表示)的螺旋桨进行驱动的电动马达(在图3中以44a、44n表示)以及发电机。有效负载18可以经由机械传动装置驱动，例如减速齿轮或倍增器，其允许涡轮组件16和有效负载18的发动机速度相匹配。
在图1中示出了一种称为联动涡轮的单轴涡轮机。压缩机组件12、涡轮组件16和机械负载18与同一轴20形成一体，因此以相同的速度旋转。
在图2中，示出了一种称为自由涡轮的双轴涡轮机。涡轮机10包括两个独立的轴22、24，它们以不同的转速旋转。第一轴22与压缩机组件12以及第一涡轮组件16a形成一体，称为气体生成涡轮。第二轴24允许称为自由涡轮的第二涡轮组件16b驱动有效负载18，有效负载也称为机械负载。
由于两个轴的存在，自由涡轮机在机械上比联动涡轮更复杂。然而，可以独立于机械负载的速度而改变其压缩机速度的可能性，使得它们在整个飞行包络范围内被更有效地控制，尤其是在特定消耗方面。
在说明书的其余部分中，术语“动力涡轮”是指驱动机械负载18的联动涡轮和自由涡轮16a、16b的涡轮组件16。
航空涡轮发电机还包括如下的子组件，该子组件包括一个或多个作为发电机运行的电机，该电机构成涡轮机的机械负载。
这些电机中的每个电机都包括带有磁场的转子(在图3中以48表示)以及定子(在图3中以50表示)，该转子由涡轮机10的涡轮组件16驱动旋转，可能通过机械传动装置(在图3中以40表示)传动到一个或多个输出功率输出装置，该定子由缠绕在转子磁轭上的固定多相电导体(标注为n相)形成。
转子旋转产生的旋转磁场在定子绕组(即定子的绕组)的端部通过穿过这些绕组表面的磁通量变化而产生称为电动势的交流电压，其频率和振幅与驱动速度成正比。
发电机的各个相随后被电连接到飞行器的推进电力网络，并向该推进电力网络提供电力。
航空涡轮发电机还包括如下的子组件，该子组件包括调节系统26，该调节系统26被配置为控制由涡轮机10输送的功率，监控其运行，并与飞行器的控制系统相接。
调节系统26主要包括燃料系统28和电子计算机32，该燃料系统28被配置为将燃料泵入飞行器的油箱30(其中，燃料泵送由箭头E表示)，并将燃料喷射到燃烧室14中(燃料喷射由箭头F表示)，电子计算机也被称为EECU(Engine Electronic Control Unit，发动机电子控制单元)。
计算机32的主要功能是控制涡轮轴发动机(即发电机)的机械负载18的旋转速度N，并将其设置为对应于它们的最佳运行速度的参考值。
为此，计算机32测量动力涡轮16、16b的轴20、24的旋转速度N，将该测量结果与设定速度进行比较从而得出燃料流量的设定值。该设定值用于控制称作计量装置的机电致动器，其被配置为精确地计量喷射到燃烧室14中的燃料。
测量速度减小至低于设定值意味着电力推进系统所需的功率增加，因此，由发电机施加在轴20、24上的阻力矩增加。这导致了喷射的燃料量的增加。类似地，如果测量速度增加到其设定值以上，则喷射的燃料量就会减少。
然而，由于混合电动飞行器的高推进功率需要使用高压电力系统，其部件的故障或缺陷可能会导致电短路，其潜在后果将更加严重。
为了限制集成到电力推进链架构中的冗余，还必须限制故障的传播。
为此，如图3所示，发电机34a、34n与为电力推进器42供电的电力推进系统38的连接通常通过具有高截止容量的机电保护构件来完成，机电保护构件例如断路器36a、36n或接触器。在图3中，示出了两个发电机34a、34n，但是可以是一个或不同数量的发电机。
断路器36a、36n的作用是保护发电机34a、34n免受由下游短路后产生的过电流的影响，该过电流可能会损坏发电机34a、34n。下游短路是指从断路器(或更一般地，机电保护构件)到电力推进系统的部分装置中发生的短路。断路器36a、36n物理地并快速地断开发电机34a、34n的各个相的电路，以便将它们与飞行器的电力网络隔离。
断路器36a、36n的断开导致由相关联的发电机34a、34n提供的电力以及因此施加在动力涡轮16上的电阻矩的几乎瞬时取消，更精确地说是在几毫秒内取消。
由此产生的轴20、24的速度N的快速增加被计算机32部分地抵消，其中，计算机32通过命令减少燃料流量来实现上述抵消。
然而，考虑到负责计算流量设定值的闭环控制回路的延迟，其性能必然受到稳定性标准的限制，特别是在没有导数校正器的情况下，以及考虑到燃料系统的动态变化，流量的减小有时可能太慢，从而无法避免动力涡轮16的超速。
必须避免或至少在幅度上限制动力涡轮16的超速，因为它在旋转部件上，特别是在涡轮和发电机的转子上会施加异常高的机械应力，例如离心力，这可能会导致这些部件损坏，或者在极端情况下会导致它们破裂。
涡轮发电机比传统的涡轮轴发动机或涡轮螺旋桨发动机更容易受到这种超速现象的影响，因为后者可以受益于驱动的机械负载的高惯性。
此外，机械传动故障是极其罕见的，其是唯一能够导致动力涡轮16的负载扭矩几乎瞬时取消的损坏。
相反，由涡轮发电机驱动的电机的惯性较低，这加剧了超速的幅度。特别是，当发电机34a、34n是高速驱动的电机时尤其如此，例如永磁发电机。
此外，由于压缩机组件12的高惯性被添加到驱动的机械负载18和动力涡轮16的惯性上，自由涡轮机也比那些具有联动涡轮的涡轮机对超速更敏感。
对于涡轮发电机的旋转组件，即发电机的转子和涡轮在机械上的尺寸过大设计，可以使其能够承受超速，但通常会导致质量损失，从而使系统不再适航。
因此，希望在调节系统中集成一个功能，该功能可以限制由断路器断开以及所生成电力的几乎瞬时损失所引起的超速。
众所周知，涡轮发电机的控制计算机通过检测超速而结合有电子截止功能。
图4中示出了这种系统，特别是它具有图2中所示的所有特性。
当动力涡轮16b的轴24的速度N超过特定检测阈值时，计算机32命令关闭电磁阀52，电磁阀52迅速切断对涡轮机的燃料供应，该燃料供应几乎立即消失，从而有效地限制了超速的幅度。
然而，在该系统中，由涡轮发电机驱动的所有发电机不再同时被驱动。这会影响到除短路导致断路器断开而被影响的电路以外的其他电路的电力供应。
这可能会导致混合电动飞行器损失很大部分的推进功率，因此需要对飞行器实施特定的、要求严格的应急程序。
这也可能会对飞行器推进结构的设计造成不利的限制，例如通过提供冗余的备用电源系统。
此外，由于机械强度的原因，在计算机32中编码的超速检测阈值与有关转子(即驱动的机械负载18和动力涡轮16的转子)绝不能超过的最大超速值之间的差基本上与这些转子的惯性成反比。
低惯性需要选择相对低的超速截止阈值，这可能会干扰在正常运行瞬态期间由动力涡轮16导致的瞬态超速，例如飞行控制系统所需的推进功率需求的快速减少。
这可能会导致飞行器飞行性能和涡轮发电机的重量之间的折衷。
还已知的是使用预测器，预测器是向计算机32发送表示来自涡轮发电机的推进系统所需的瞬时功率的信息的设备。
在直升机的涡轮轴发动机中，预测器包括对主转子的总距位置的重读，该重读与对该转子的速度的测量和对空气密度的测量相结合，使得能够高动态地重建对动力涡轮16必须提供给推进系统的瞬时功率的准确估计。
在涡轮螺旋桨发动机中，类似的原理也适用，但是从测量螺旋桨螺距开始。
该功率信息被用于在计算机32中编码的燃料流量控制回路中，以执行燃料流量设定值的开环预调整，从而提高动态性能并限制超出设定值的情况。
在多转子电动混合飞行器上，实现预期要更加复杂，因为它可能取决于大量因素，例如每个发动机、螺旋桨或转子的速度、螺距和/或机械扭矩的单独测量或估计。上述计算可以直接由计算机32执行，或者可以由飞行器计算机执行，随后以合成形式发送到计算机32。
然而，处理这些信息所需的不可压缩时间以及与通过数字数据链路传输预期相关的延迟限制了与其使用相关的性能增益。
此外，考虑到故障情况下推进系统的快速重新配置，特别是各种电源的快速重新配置，预测器可能无法成功地将与发电机的断路器断开后由涡轮发电机供应的电力的快速截止有关的信息足够快地传输给计算机32。
本发明的目的是提出一种解决方案来弥补这些缺点中的至少一些缺点。
特别地，本发明提出了一种用于预测断路器断开后的电阻矩损失的可选方法，该方法既可靠又快速。
发明内容
为此，本发明涉及一种用于飞行器的混合推进装置，包括：
-内燃机，该内燃机包括至少一个燃烧室；
-至少一个发电机，该至少一个发电机联接至所述内燃机，使得在运行时所述内燃机驱动所述或每个发电机；
-电力推进系统，该电力推进系统联接至所述或每个发电机，使得在运行时所述或每个发电机驱动所述电力推进系统；
-机电保护构件，该机电保护构件设置在所述或每个发电机与所述电力推进系统之间，每个机电保护构件能够处于所谓的闭合位置，此时，电流从所述发电机传输到所述电力推进系统，或者，每个机电保护构件能够处于所谓的断开位置，此时，从所述发电机到所述电力推进系统的电流传输被中断；
其特征在于，所述装置还包括：
-电子计算机，该电子计算机被配置为：
-接收关于所述机电保护构件的位置的至少一条信息；
-接收关于所述内燃机的轴的旋转速度的至少一条信息；以及，
-基于接收到的所述信息来控制供应所述燃烧室的燃料流量。
根据本发明，内燃机可以是包括燃气涡轮的涡轮机；并且机电保护构件可以包括断路器。
有利地，根据本发明的装置能够通过计量的燃料流量的快速减少来预测在发电机空载之后，即来自发电机的电流被暂时抑制之后，负载的下降，并因此减少涡轮机的燃气轮机超速的幅度。
在断路器断开之后，超速幅度的减小能够有利地避免超速截止，并因此能够保持涡轮机的功能性，但也会限制在发电机和涡轮的机械设计中考虑的应力水平。
事实上，根据本发明，关于机电保护构件的位置的信息是与由涡轮机驱动的发电机的电力负载去除相关联的离散信息，该信息被考虑在内以便预测负载的下降。
每个机电保护构件可以包括至少一个辅助触点，以用于复制所述机电保护构件的主要截止极的位置。
在这种情况下，所述电子计算机被配置为接收关于所述辅助触点的位置的至少一条信息。
根据本发明的装置，还可以包括如下的设备，该设备被配置为接收关于所述机电保护构件的位置的至少第一条信息，并将其传输至所述电子计算机。
这种通常被称为航空电子设备的设备可以集成到飞行器中，例如在驾驶舱中，并且该设备可以包括导航、驾驶和飞行信息系统。
所述设备还被配置为从所述第一条信息中生成关于所述机电保护构件的位置的第二条信息，并将所述第二条信息传输至所述电子计算机。
根据本发明的装置还可以包括电磁阀，该电磁阀设置在燃料回路和燃烧室之间。
所述电磁阀可以处于所谓的断开位置，此时，所述燃烧室被供应燃料，或者，所述电磁阀可以处于所谓的闭合位置，此时，所述燃烧室的燃料供应被中断。
在这种情况下，所述电子计算机还被配置为控制所述电磁阀的断开和闭合。
本发明还涉及一种包括至少一个根据本发明的混合推进装置的飞行器。
本发明还涉及一种用于控制根据本发明的混合推进装置的方法，包括以下步骤：
-由所述电子计算机接收关于所述机电保护构件的位置的至少一条信息；
-由所述电子计算机接收关于所述内燃机的轴的旋转速度的至少一条信息；以及，
-由所述电子计算机根据接收的所述信息来控制供应到所述燃烧室的燃料流量。
所述控制步骤可以包括：当关于所述机电保护构件的位置的一条信息指示所述机电保护构件中的至少一个处于断开位置时，降低所述内燃机的电功率设定值。
对于所有发电机，所述电功率设定值的降低可以根据以下公式计算：
[数学函数1]
Figure BDA0003319729500000081
其中，P是所述内燃机的所述电功率设定值，Pant是在接收到关于所述机电保护构件的位置的指示所述机电保护构件中的至少一个的断开位置的所述一条信息之前，所述发电机的预期功率和所述电力推进系统的预期功率，以及，N是所述混合推进装置中的发电机的数量。
对于每个发电机，所述电功率设定值的降低可以根据以下公式计算：
[数学函数2]
P＝P_geni
其中，P是所述内燃机的所述电功率设定值，P_geni是所述发电机i的预期功率以及由所述发电机i驱动的所述电力推进系统的至少一部分的预期功率，其中，i在1至N之间，其中，N是所述混合推进装置中的发电机的数量。
附图说明
通过以下非限制性的示例描述并参考附图，本发明将被更好地理解，并且本发明的进一步细节、特征和优点将变得更加清楚，在附图中：
[图1]图1非常示意性地示出了一种根据现有技术的联动涡轮涡轮轴发动机，
[图2]图2非常示意性地示出了一种根据现有技术的自由涡轮涡轮轴发动机，
[图3]图3非常示意性地示出了一种根据现有技术的混合电力推进系统，
[图4]图4非常示意性地示出了一种根据现有技术的通过超速检测而具有电子截止系统的自由涡轮涡轮轴发动机，
[图5]图5非常示意性地示出了一种根据本发明第一实施例的混合电力推进装置，
[图6]图6非常示意性地示出了一种根据本发明的第二实施例的混合电力推进装置，
在不同实现方式中具有相同功能的元件在图中具有相同的附图标记。
具体实施方式
图5和图6示出了根据本发明的混合电力推进装置。
装置100包括内燃机，例如涡轮机，内燃机包括：用于压缩周围空气的压缩机组件112；燃烧室114，在燃烧室中，燃料与压缩空气混合然后燃烧；以及涡轮组件116，其以机械形式回收通过燃烧气体膨胀所获得的能量。
该机械能可用于使压缩机组件112旋转，从而维持操作循环并驱动涡轮机的有效负载。
有效负载可以经由机械传动装置驱动，例如减速齿轮或倍增器，以使涡轮组件116和有效负载的发动机速度相匹配。
在图5和图6中，涡轮机是自由涡轮，并且其包括两个独立的以不同的速度旋转的轴122、124。轴122与压缩机组件112以及第一涡轮组件116a形成一体，并且，轴124将第二涡轮组件116b连接到涡轮机的有效负载。轴122和轴124可以是同心的。
虽然未示出，但涡轮机可以是联动涡轮，其通过单轴连接压缩机组件、涡轮组件以及机械负载。
涡轮机还包括至少一个作为发电机134a、134n运行的电机，电机形成涡轮机的机械负载。每个发电机134a、134n连接到电动内燃机，以便在运行时由内燃机驱动发电机134a、134n。
发电机包括转子148和定子150，转子148由涡轮组件116b驱动旋转，例如通过机械传动装置140。
在图5和图6中，示出了两个发电机134a、134n，但是可以是一个或不同数量的发电机。
发电机电连接到飞行器的电力推进系统138。在运行时，每个发电机134a、134n向电力推进系统138供电。
电力推进系统138可以包括用于将直流电转换为交流电的转换构件，连接到转换构件的电动马达，以便在运行时转换构件向电动马达供应交流电，以及联接到电动马达的螺旋桨，以便在运行时由电动马达驱动螺旋桨。
装置100还包括调节系统，该调节系统被配置为控制由涡轮机输送的功率，监控其运行，并与飞行器的控制系统相接。
调节系统包括燃料装置128，该燃料装置被配置为将燃料泵送到飞行器的油箱130中。在图5和图6中，燃料的泵送由箭头E表示。
燃料装置128还被配置为将燃料喷射到燃烧室114中。在图5和图6中，燃料喷射由箭头F表示。
发电机134a、134n通过诸如断路器136a、136n或电力接触器的机电保护构件连接到电力推进系统138。在使用断路器的情况下，断开状态和闭合状态是两种稳定的状态，并且截止容量通常较大(与电力接触器相比)。在下文中，具体以断路器作为参考，但所解释的所有内容类似地适用于电力接触器。
断路器136a、136n被配置为保护发电机134a、134n免受下游短路后产生的过电流的影响，下游短路即从断路器(或更一般地，机电保护构件)到电力推进系统的部分装置中发生的短路。断路器136a、136n被配置为以快速方式断开发电机134a、134n的各个相的电路，以便将它们与飞行器的电力网络隔离。
具体地，每个断路器136a、136n可处于所谓的闭合位置，此时，电流从发电机134a、134n传输到电力推进系统138，或者，每个断路器136a、136n可处于所谓的断开位置，此时，从发电机134a、134n到电力推进系统138的电流传输被中断。
在诸如电力推进系统138中的短路导致一个或多个断路器136a、136n断开的重大故障的情况下，由相应发电机134a、134n的绕组供应的电力被突然取消，导致施加在动力涡轮上的电阻矩迅速减小，从而动力涡轮发生超速。
减少供应到涡轮机的燃烧室114的燃料流量可以用于克服动力涡轮的超速。
本发明的目的是通过计量快速减少的燃料流量来预测发电机134a、134n截止后的负载下降，并因此减小超速的幅度。
为此，装置100包括电子计算机132，电子计算机被配置为接收关于机电保护构件的位置的多条信息。
更准确地说，计算机132将与断路器136a、136n的断开或关闭位置直接相关的机械性质的信息考虑在内。
电子计算机132还被配置为接收关于动力涡轮116b的轴124的旋转速度N的信息。具体地，电子计算机132可以被配置为测量动力涡轮116b的轴124的旋转速度N。
电子计算机132还被配置为基于接收到的多条信息，即，来自关于断路器136a、136n的位置的多条信息以及关于动力涡轮116b的轴24的旋转速度N的多条信息，来控制供应燃烧室114的燃料流量。
具体地，计算机132被配置为将所接收的多条信息与燃气轮机的旋转速度的设定值进行比较，并相应地生成燃料流量的设定值。
该设定值可用于控制机电致动器，机电致动器被配置为精确地计量喷射到燃烧室114中的燃料。
因此，计算机132被配置为控制燃料流量的增加或减少。
具体地，每个断路器136a、136n可以包括至少一个辅助触点156a、156n，以用于复制断路器136a、136n的主要截止极的位置。换句话说，每个断路器136a、136n可以结合辅助触点156a、156n，以用于复制主要截止极的位置，辅助触点156a、156n的位置在构造上机械地连接到主要截止极的位置。
计算机132随后被配置为接收关于这些辅助触点156a、156n的位置的多条信息。
这些辅助触点156a、156n提供的多条离散型的信息本质上是非常可靠的，并且，除了计算机132的获取时间之外，其与断路器136a、136n的主极断开之间没有任何时间滞后。
如图5所示，这些辅助触点156a、156n可以直接连接到计算机132的离散输入，并且它们的获取被直接集成为由计算机132实现的前馈规则中的参数，以控制喷射到燃烧室114中的燃料流量。
如图6所示，该装置包括航空电子设备154，该航空电子设备可以对应于帮助驾驶飞行器的所有电子、电气和计算机设备。航空电子设备154被配置为接收关于断路器136a、136n的位置的多条信息，并将其传输到计算机132。换句话说，断路器136a、136n的位置的获取可以在航空电子设备154中执行，并且数据可以由航空电子设备154传输到计算机132，具体是通过数字总线158。
航空电子设备154还可以被配置为合成关于断路器136a、136n的位置的多条信息，并将合成的多条信息传输到计算机132。换句话说，该多条信息可以以合成形式从航空电子设备154传输到计算机132。
装置100可以包括设置在燃料系统130和燃烧室114之间的电磁阀152。
电磁阀152可以处于所谓的断开位置，此时，燃烧室114被供应燃料，或者，电磁阀152可以处于所谓的闭合位置，此时，燃烧室114的燃料供应被中断。
计算机132可以通过超速检测来结合电子截止功能。具体地，计算机132可以被配置为当轴124的旋转速度N超过特定检测阈值时，命令关闭电磁阀152。因此，电磁阀152被配置为切断对涡轮机的燃料供应
本发明还涉及一种用于控制上述装置100的方法。
该方法包括步骤：由计算机132接收关于断路器136a、136n的位置的多条信息。
该方法还包括步骤：由计算机132接收关于动力涡轮的轴124的转速N的多条信息。换言之，与由涡轮机驱动的各发电机134a、134n的断路器136a、136n对应的辅助触点156a、156n的位置由计算机132获取。
此外，该方法包括步骤：由计算机132根据接收到的多条信息控制供应到燃烧室114的燃料流量。
当关于断路器136a、136n的位置的一条信息指示断路器136a、136n中的至少一个的断开位置时，控制步骤包括降低涡轮机的电功率设定值。
在涡轮机的运行期间，当检测到断路器136a、136n断开时，立即降低涡轮机的预先计算的电功率设定值。
对于所有发电机134a、134n，电功率设定值的降低可以根据以下公式计算：
[数学函数3]
Figure BDA0003319729500000131
其中，P是涡轮机的电功率设定值，Pant是在接收到关于断路器136a、136n的位置的指示断路器136a、136n中的至少一个处于断开位置的一条信息之前，发电机134a、134n和电力推进系统138的预期功率，以及，N是最初运行的混合推进装置中的发电机的数量。因此，Pant是在将发电机134a、134n的损失考虑在内之前，由涡轮机提供的整个推进链的预期功率。
根据该公式，预期功率是全局计算的，即认为每个发电机134a、134n做出的贡献相同。
对于每个发电机134a、134n，电功率设定值的降低可以根据以下公式计算：
[数学函数4]
P＝P_geni
其中，P是涡轮机的电功率设定值，P_geni是发电机i的预期功率以及由发电机i驱动的电力推进系统138的至少一部分的预期功率，其中，i在1至N之间，其中，N是装置100中的发电机的数量。因此，P_geni是针对由发电机i供应的电力推进功率的预期功率。
根据该公式，每个发电机134a、134n的预期功率被分别计算出。

Claims (10)

1.一种用于飞行器的混合推进装置(100)，包括：
-内燃机，所述内燃机包括至少一个燃烧室(114)；
-至少一个发电机(134a，134n)，所述至少一个发电机联接至所述内燃机，使得在运行时所述内燃机驱动所述或每个发电机(134a，134n)；
-电力推进系统(138)，所述电力推进系统联接至所述或每个发电机(134a，134n)，使得在运行时所述或每个发电机(134a，134n)驱动所述电力推进系统(138)；
-机电保护构件(136a，136n)，所述机电保护构件设置在所述或每个发电机(134a，134n)与所述电力推进系统(138)之间，每个机电保护构件(136a，136n)能够处于所谓的闭合位置，此时，电流从所述发电机(134a，134n)传输到所述电力推进系统(138)，或者，每个机电保护构件能够处于所谓的断开位置，此时，从所述发电机(134a，134n)到所述电力推进系统(138)的电流传输被中断；
其特征在于，所述装置(100)还包括：
-电子计算机(132)，该电子计算机被配置为：
-接收关于所述机电保护构件(136a，136n)的位置的至少一条信息；
-接收关于所述内燃机的轴(124)的旋转速度的至少一条信息；以及，
-基于接收到的所述信息来控制供应到所述燃烧室(114)的燃料流量。
2.根据前一项权利要求所述的混合推进装置(100)，其中，每个机电保护构件(136a，136n)包括至少一个辅助触点(156a，156n)，以用于复制所述机电保护构件(136a，136n)的主要截止极的位置，并且其中，所述电子计算机(132)被配置为接收关于所述辅助触点(156a，156n)的位置的至少一条信息。
3.根据前述权利要求中任一项所述的混合推进装置(100)，所述混合推进装置还包括设备(154)，所述设备被配置为接收关于所述机电保护构件(136a，136n)的位置的至少第一条信息，并将其传输至所述电子计算机(132)。
4.根据前一项权利要求所述的混合推进装置(100)，其中，所述设备(154)还被配置为从所述第一条信息中生成关于所述机电保护构件(136a，136n)的位置的第二条信息，并将所述第二条信息传输至所述电子计算机(132)。
5.根据前述权利要求中任一项所述的混合推进装置(100)，所述混合推进装置还包括电磁阀(152)，所述电磁阀设置在燃料回路(130)和所述燃烧室(114)之间，所述电磁阀(152)能够处于所谓的断开位置，此时，所述燃烧室(114)被供应燃料，或者，所述电磁阀能够处于所谓的闭合位置，此时，所述燃烧室(114)的燃料供应被中断，并且其中，所述电子计算机(132)还被配置为控制所述电磁阀(152)的断开和闭合。
6.一种飞行器，包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的混合推进装置(100)。
7.一种用于控制权利要求1至5中任一项所述的混合推进装置(100)的方法，包括以下步骤：
-由所述电子计算机(132)接收关于所述机电保护构件(136a，136n)的位置的至少一条信息；
-由所述电子计算机(132)接收关于所述内燃机的轴(124)的旋转速度的至少一条信息；以及，
-由所述电子计算机(132)根据接收的所述信息来控制供应到所述燃烧室(114)的燃料流量。
8.根据前一项权利要求所述的方法，其中，所述控制步骤包括：当关于所述机电保护构件(136a，136n)的位置的一条信息指示所述机电保护构件(136a，136n)中的至少一个处于断开位置时，降低所述内燃机的电功率设定值。
9.根据前一项权利要求所述的方法，其中，对于所有发电机(134a，134n)，所述电功率设定值的降低是根据以下公式计算的：
[数学函数5]
Figure FDA0003319729490000021
其中，P是所述内燃机的所述电功率设定值，Pant是在接收到关于所述机电保护构件(136a，136n)的位置的指示所述机电保护构件(136a，136n)中的至少一个处于断开位置的所述一条信息之前，所述发电机(134a，134n)的预期功率和所述电力推进系统(138)的预期功率，以及，N是所述混合推进装置(100)中的发电机(134a，146n)的数量。
10.根据权利要求8所述的方法，其中，对于每个发电机(136a，136n)，所述电功率设定值的降低是根据以下公式计算的：
[数学函数6]
P＝P_geni
其中，P是所述内燃机的所述电功率设定值，P_geni是所述发电机i(136a，136n)的预期功率以及由所述发电机i(136a，136n)驱动的所述电力推进系统(138)的至少一部分的预期功率，其中，i在1至N之间，其中，N是所述混合推进装置(100)中的发电机(136a，136n)的数量。
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