CN115485195A - 用于固定翼航空器的推进系统及相关联的航空器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于固定翼航空器(3)的推进系统(20)，该系统包括交流发电机(24)、包括交流电机的至少一个翼尖推进单元(22)，以及包括交流电机的至少一个升力增强推进单元(23a‑23d)。发电机通过AC/DC转换器(261)、提供有动力电池(262)的中间DC分配级(260)和DC/AC转换器(263a‑263d)而连接到升力增强推进单元。对照而言，发电机连接到翼尖推进单元的方式为向该推进单元供应交流电，而无需将该交流电中间转换成直流电。本发明还涉及提供有这种推进系统的航空器。

Description

用于固定翼航空器的推进系统及相关联的航空器

技术领域

本发明涉及一种用于非旋翼航空器的推进系统，该系统包括具有电动电机的推进单元。它还涉及提供有这种推进系统的非旋翼航空器，特别是配备有涡轮螺旋桨和具有电动电机的推进单元二者的混合推进航空器。

背景技术

对于非旋翼航空器，电动或混合动力推进是仅由涡轮螺旋桨实现的推进的一个特别有益的替代方案。

事实上，在起飞或降落阶段使用电动或混合动力推进单元可以减少机场附近和附近城市地区的污染性气体的排放。

另外，使用电动推进单元，作为涡轮螺旋桨的补充或替代，有利于实现先进的推进架构，先进的推进架构包括例如附加的翼尖推进单元，其使得可以减少翼尖阻力，或者包括例如具有BLI(边界层吸入)的一个或多个附加的后部推进单元。

在该领域中，文献US 2018/0118356描述了一种航空器，其推进为“涡轮-电动分布式”类型，完全依靠电动推进单元(没有涡轮螺旋桨)来实现。这些推进单元沿着航空器的机翼分布。

这些推进单元中的一些被放置在翼尖处，被用作“飞行控制”推进单元，以允许控制航空器的方向。它们各自的旋转速度按照推进单元逐个地被精细地控制。其他推进单元被称为“推力”推进单元，被用来供应航空器的飞行所需的大部分推力。它们位于“飞行控制”推进单元和航空器的机身之间。

所讨论的航空器此外还包括由涡轮(未提供有螺旋桨的涡轮)驱动的交流发电机，用于为推进单元的电动电机供电。

“推力”推进单元的电机直接由该发电机供电，没有中间转换器，这限制了电源电路中的损耗。

关于“飞行控制”推进单元，它们经由以DC电流运行的中间级来与发电机电气连接。每个“飞行控制”推进单元经由DC/AC转换器(其将直流电转换为交流电)而连接到这个中间级，以这种方式使有关的推进单元最终用交流电供电。以直流电的形式进行中间转换的这种结构，使得可以精细地控制“飞行控制”推进单元的旋转速度，它们彼此无关(并且与涡轮的旋转速度无关)，由于这一点，可以获得对航空器方向的控制。

但是，在上述推进系统中，在起飞、降落和滑行阶段期间，污染性气体的排放仍然很大(因为在这些阶段期间，涡轮必须运行，以便为供应大部分推力的“推力”推进单元进行供电)。

发明内容

在这种背景下，提出了一种用于非旋翼航空器的推进系统，包括：

-交流发电机，

-至少一个翼尖推进单元，其包括交流电机，其具有与翼尖涡流的形成相反的旋转方向，

-至少一个升力增加推进单元，其包括交流电机，

-第一AC电源电路，其将发电机与翼尖推进单元电气连接，以及

-第二AC电源电路，其将发电机与升力增加推进单元电气连接，

-其中第二电源电路包括：

-中间DC分配级，

-一个或多个动力电池，其连接到所述中间DC分配级，

-AC/DC转换器，其将发电机与所述中间DC分配级电气连接，以及

-DC/AC转换器，其将所述中间级与升力增加推进单元电气连接，

-并且其中第一电源电路被配置为将由发电机产生的AC电流递送到翼尖推进单元，而不需要将该交流电中间转换为直流电。

由于中间DC分配级，并且由于第二电路的转换器，一个或多个升力增加推进单元(其在起飞阶段中的作用至关重要)可以在这个阶段期间通过电池供电。这使得可以以一种非常有益的方式减少机场区域和机场附近的污染性气体排放。

此外，第二电路的这种特殊结构使得可以以非常灵活的方式电气地调节升力增加推进单元的旋转速度，而与发电机(在实践中，它由涡轮驱动)的旋转速度无关。因此，这使得可以灵活地调节升力增加，从而授权快速、一次性地改变高度，这增加了航空器的敏捷性。

此外，将一个或多个翼尖推进单元在某种程度上直接连接到发电机，而不需要中间转换为直流电，使得可以在航空器的整个典型飞行中节省非常大量的燃料。

这种总体消耗的减少乍看之下可能令人惊讶，因为翼尖推进单元的角色在航空器的推进中先验地似乎是次要的(在文献US 2018/0118356中，这种推进单元还扮演次要角色)。但事实上，翼尖推进单元使得可以大幅减少翼尖阻力(由于翼尖涡流的形成)，阻力明显参与了航空器所承受的总阻力。因此，使这些翼尖推进单元几乎持续运行(并赋予它们在航空器推进中的显著角色)是所期望的，并且因此，鉴于它们的运行实际上是永久性的，以使其电源电路中的电气损耗最小化并且由此提高传输链的产量并使该传输链的总质量最小化。在这里，这种损耗的最小化是通过在发电机和一个或多个翼尖推进单元之间的某种程度的直接连接来实现的，而不需要AC/DC转换。

特别地可以规定，每个升力增加推进单元被定位在：一方面是翼尖推进单元或多个翼尖推进单元之一与另一方面是航空器的机身之间。

刚刚提出的推进系统可以还包括涡轮螺旋桨。然后上文提及的发电机例如可以由该涡轮螺旋桨的涡轮驱动。

这种配置使得可以进一步改善航空器的总体能量消耗(例如，在整个几百公里的区域飞行中的消耗)。

事实上，这种配置使得可以在巡航或爬升阶段中在保持一个或多个升力增加推进单元关闭的情况下，通过涡轮螺旋桨和翼尖推进单元来确保航空器的推进。

在这些特别长且消耗大量燃料的飞行阶段期间，在第二电源电路中AC/DC转换将导致的损耗因此被避免。

以不同的方式制定，由于涡轮螺旋桨，引起附加电力损耗的第二电源电路(但是它反过来允许低污染的起飞和降落)仅在缩短的持续时间期间、在起飞或降落阶段(或者为了高度的快速变化)被使用。

除了上文提及的特征之外，根据本发明的推进系统可以单独地或以任何技术上允许的组合而具有以下中的一个或多个附加特征：

-第一电源电路和第二电源电路通过这两个电源电路共用的AC分配级而相互连接，AC分配级本身与发电机连接，第二电源电路的AC/DC转换器连接在AC分配级与中间DC分配级之间；

-AC/DC转换器是可逆的，所述转换器既允许从AC分配级向中间DC分配级传送电功率，也允许从中间DC分配级向AC分配级传送电功率；

-第二电源电路的DC/AC转换器是可逆的，所述转换器既允许从中间DC分配级向升力增加推进单元传送电功率，又允许从升力增加推进单元向中间DC分配级传送电功率；

-推进系统还包括电子控制单元，其包括至少一个处理器和一个存储器，该控制单元被编程为在特别是包括起飞阶段、巡航阶段和降落阶段的航空器的飞行期间，控制升力增加推进单元的电机，以使该推进单元：

-在起飞和/或降落阶段递送机械推进功率，

-但是在大部分的巡航阶段期间保持关闭，

-推进系统的控制单元被编程为：在航空器的大部分飞行期间，控制翼尖推进单元的电机以递送机械推进功率；

-升力增加推进单元包括固定螺距的螺旋桨；

-翼尖推进单元包括可变螺距螺旋桨。

本发明的另一个方面涉及一种非旋翼航空器，包括：

-机身、向机身左侧延伸的左翼和向机身右侧延伸的右翼，

-如上所述的第一推进系统和第二推进系统，

-第一推进系统和第二推进系统的翼尖推进单元分别位于左翼的尖部和右翼的尖部，或者反过来，

-升力增加推进单元位于航空器的机身和翼尖推进单元之间。

刚刚提出的航空器还可以单独地或以任何技术上允许的组合而具有以下一个或多个附加特征：

-第一推进系统和第二推进系统各自包括涡轮螺旋桨；

-驱动第一推进系统的发电机的第一推进系统的涡轮螺旋桨位于机身的左侧，而第一推进系统的翼尖推进单元位于航空器的右翼的尖部；

-驱动第二推进系统的发电机的第二推进系统的涡轮螺旋桨位于机身的右侧，而第二推进系统的翼尖推进单元位于航空器的左翼的尖部；

-第一推进系统包括至少两个升力增加推进单元，一个位于机身的左侧，另一个位于机身的右侧，这两个升力增加推进单元都与第一推进系统的中间DC分配级电气连接；

-第二推进系统包括至少两个升力增加推进单元，一个位于机身的左侧，另一个位于机身的右侧，这两个升力增加推进单元都与第二推进系统的中间DC分配级电气连接；

-每个翼尖推进单元和每个升力增加推进单元一方面与第一推进系统的发电机电气连接，另一方面与第二推进系统的发电机电气连接，以便无差别地由这两个发电机中的一个或另一个供电；这使得即使在发电机中的一个或驱动这些发电机的涡轮中的一个发生故障的情况下也能继续为各种电动推进单元供电。

在阅读下面的描述和研究附图时，将更好地理解本发明及其各种应用。

附图说明

附图是为了提供信息而呈现的，而决不是限制本发明。

[图1]图1示意性地示出了从上面看的根据第一实施例的非旋翼航空器。

[图2]图2示意性地示出了从上面看的根据第二实施例的非旋翼航空器。

[图3]图3是根据第三实施例的非旋翼航空器的局部示意图，示出了从上面看的该航空器的第一推进系统。

[图4]图4是图3的航空器的局部示意图，示出了从上面看的该航空器的第二推进系统。

[图5]图5示意性地示出了从上面看的根据第四实施例的非旋翼航空器。

[图6]图6针对诸如图1至图5之一的航空器的各个推进单元而示意性地示出了这些推进单元中的每一个在该航空器的典型飞行期间在什么时刻是电机、或发电机、或被关闭。

具体实施方式

图1至图5示出了实施本发明教导的非旋翼航空器的四个不同的实施例1；2；3；4。

无论考虑哪种实施例，航空器1；2；3；4包括沿着航空器的中线纵轴延伸的机身11、向机身11的左侧延伸的左翼12以及向机身11的右侧延伸的右翼13。

左翼12和右翼13可以是彼此分开的。但是它们也可以一起形成单件的翼元件，该翼元件向空气呈现出从左翼的自由端120延伸到右翼的自由端130的连续表面(在这种情况下，左翼的表述指明了该翼元件延伸到机身左侧的部分，并且同样适用于右翼的表述)。

在所示的每一个实施例中，航空器1；2；3；4具有第一推进系统20；20'和第二推进系统20；30'，例如左推进系统20和右推进系统30，如图1的情况中那样。

下面详细描述的这些推进系统，除其他外，尤其非常适用于航空器1；2；3；4是旨在实现几百公里的区域类型的飞行的“通勤”类型的客运(或货运)飞机(通常包括少于50个乘客座位且重量少于20吨的飞机)的情况。

在任何情况下，这些推进系统也可以装备长距离起飞的航空器以及短距离起飞的航空器。

如图所示，航空器的第一推进系统20；20'和第二推进系统30；30'各自包括：

-涡轮螺旋桨21、31，

-具有交流电机的翼尖推进单元22、32，交流电机在这里是多相电机。

-具有交流电机的至少一个、这里是N个升力增加推进单元23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d，交流电机在这里是多相电机，

-交流发电机24、34，在这里是多相的，由涡轮螺旋桨21、31驱动，并且使得可以为以上提及的电动推进单元供电，以及

-电力分配系统，该电力分配系统将发电机24、34连接到有关的电动推进单元。

在这里，对于第一推进系统20；20'和第二推进系统30；30'中的每一个，升力增加推进单元23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d的数量N等于4。

第一推进系统20；20'的涡轮螺旋桨21位于机身11的左侧，而第二推进系统30；30'的涡轮螺旋桨31位于机身11的右侧。在这里，这些涡轮螺旋桨被固定在航空器的左翼和右翼12、13上。

因此，既通过涡轮螺旋桨12、13又通过电动推进单元22、23a、23b、23c、23d、32、33a、33b、33c、33d所实现的航空器1；2；3；4的推进是一种混合推进。

在航空器的各个推进单元之中，翼尖推进单元22、32是位于最靠近航空器的翼尖12、13的那些单元(即最靠近这些机翼的自由端120、130)。例如，它们可以被定位成使得它们的电机轴位于离所考虑的机翼的自由端120、130一段距离处，该距离小于推进单元的螺旋桨220、320的直径，甚至小于该螺旋桨的半径。该推进单元的螺旋桨220、320可以从机翼上突出(例如，推进单元的轴继而与机翼的自由端120、130对齐)。

由于翼尖涡流的形成，翼尖推进单元22、32使得可以减少翼尖阻力。在这里规定，在航空器的典型飞行期间，在大部分飞行期间操作这些推进单元。它们各自的旋转方向被选择为使得与在它们被安装在其上的翼尖12、13上形成的翼尖涡流相反。

至于升力增加推进单元23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d，它们沿着航空器的机翼12、13而被分布在翼尖推进单元22、32和机身11之间。在这里，升力增加推进单元更精确地分布在翼尖推进单元22、32和涡轮螺旋桨21、31之间。

升力增加推进单元通过改变在航空器的机翼12、13上方和下方的气流，使得增加航空器的升力增加成为可能(这更加解释了它们被完全定位在所考虑的机翼上，而不是在其端部处)。如图中所示，升力增加推进单元驱动位于航空器的机翼前缘的上游的螺旋桨。替代地，这些螺旋桨也可以位于该前缘的下游(或右边)，例如位于有关机翼的下方。在这里规定，在航空器的典型飞行期间，主要在起飞、进场和降落阶段以及滑行期间操作升力增加推进单元。规定这些推进单元在大部分的爬升和巡航阶段期间是关闭的(尽管在这些阶段期间它们可以被打开一小段时间，例如允许快速增加高度)。

如图所示，航空器1；2；3；4包括在每个机翼12、13上的四个升力增加推进单元23a-23d、33a-33d。然而，替代地，航空器的每个机翼可以提供有不同数量的升力增加推进单元(例如，装备每个机翼的升力增加推进单元的数量N可以等于1、2或3或者高于4)。

在所示的实施例中，各种电动推进单元22、23a、23b、23c、23d、32、33a、33b、33c、33d沿着航空器的机翼12、13来分布。然而，在未示出的其他实施例中，航空器可以还包括一个或多个位于机翼以外的其他地方的电动推进单元，例如在机身的后部。

现在已经介绍了航空器1；2；3；4和推进单元的整体布置，可以描述在航空器中实施的特定的电力分配系统，以便为电动推进单元22、23a、23b、23c、23d、32、33a、33b、33c、33d供电。

第一实施例、第二实施例、第三实施例和第四实施例之间的差异主要涉及该电力分配系统。在这里，关于第一实施例的航空器1，第二实施例、第三实施例或第四实施例的航空器2；3；4在两个推进系统20、30；20'、30'之间实现了附加的左右巡航和/或冗余布置，由于这些布置，即使在左涡轮螺旋桨21或右涡轮螺旋桨31发生故障的情况下，也可以保持相对对称的推力。

然而，许多技术特征对于这些不同的实施例是相同的。因此，从一个实施例到另一个实施例，相同的或对应的元件将尽可能地用相同的参考符号来标记，并且不一定每次都要描述。

现在逐个实施例更详细地描述航空器的推进系统，特别是电动推进单元22、23a、23b、23c、23d、32、33a、33b、33c、33d的供电方式。

在第一实施例(图1)中，第一推进系统20的推进单元21、22、23a、23b、23c、23d位于机身11的左侧，而第二推进系统30的推进单元31、32、33a、33b、33c、33d位于机身11的右侧。

除了其推进单元及其交流发电机24之外，第一推进系统20(左推进系统)还包括：

-第一电源电路25，该电路将其发电机24与翼尖推进单元22电气连接，以向其供应电力，和

-第二电源电路26，该电路将其发电机24与其各种升力增加推进单元23a、23b、23c、23d电气连接，以便能够向它们供电。

第一电源电路25和第二电源电路26都是AC(交流电)电源电路，在它们各自递送交流型的电力供应电流时，使得可以为航空器的电动推进单元的交流电机供电。

然而，值得注意的是，第二电源电路26包括：

-中间DC分配级260，

-AC/DC转换器，261，其将发电机24与中间DC分配级260电气连接，以及

-对于每个升力增加推进单元23a、23b、23c、23d，逆变器类型的DC/AC转换器263a、263b、263c、263d，该转换器将所考虑的升力增加推进单元与中间DC分配级260电气连接。

因此，在供应交流电(AC)的发电机24和配备有电动电机231a、231b、231c、231d(也是交流电)的升力增加推进单元23a、23b、23c、23d之间实现了到直流电(DC)的中间转换。

相反，第一电源电路25被配置为将由发电机24产生的AC电流递送到翼尖推进单元22，而无需将该交流电中间转换为直流电。

因此，第一电源电路25没有AC/DC或DC/AC转换器。

然而，像这里一样，第一电源电路25可以包括一个或多个受控接触器或开关，以及一个或多个保护装置(例如防止过电压)，未示出。但是请注意，这些保护装置不是电流或电压转换器。事实上，它们使得可以在电路的不同元件之间建立或暂停电气连接，但是它们并不使得可以转换电流或电压的振幅(或数值)、波形、直流或交流性质或频率。

在这里，翼尖推进单元22的电机221是同步类型的交流电机。因此，第一电源电路25提供有连接在该电机和发电机24之间的启动与同步装置251，以使该电机启动。在其他实施例中，翼尖推进单元的电机将是异步类型的电机，这个启动与同步装置可以被省略。在这后一种情况下，第一电源电路将没有任何类型的电流或电压转换器。

第一电源电路25和第二电源电路26通过这两个电源电路25和26共用的AC分配级27来相互连接。该分配级通过接触器、保护装置、母线(即，以单片的棒状或导电板的形式实现的大电流电导体)和其他电导体或连接器来实现。

发电机24例如直接经由电导体(没有任何中间装置)而被连接到AC分配级27。

翼尖推进单元22的启动与同步装置251也连接到该AC分配级27(例如经由电导体直接连接，没有任何中间装置)。

此外，第二电路的AC/DC转换器261被连接在该AC分配级27和中间DC分配级260之间。

可以规定，像这里一样，该AC/DC转换器261是可逆的，既允许从AC分配级27向中间DC分配级260传送电功率，又允许反过来。

与AC分配级27一样，中间DC分配级260通过接触器、保护装置、母线和其他电导体或连接器来实现。

像这里一样，将升力增加推进单元23a、23b、23c、23d与中间DC分配级260电气连接的DC/AC电流转换器263a、263b、263c、263d可以是可逆的，即，既授权从中间DC分配级260向所考虑的升力增加推进单元传送电功率，又反过来允许从该推进单元向中间级260传送电功率。

此外，第二电源电路26在这里提供有用于存储电能的装置，在这里是连接到中间DC分配级260的电池或动力电池组262。

关于机械方面，翼尖推进单元22具有一个或多个螺旋桨，其中至少一个是可变螺距的(即在飞行期间可以调节其定时的螺旋桨)。这种布置是有益的，因为翼尖推进单元22旨在运行在航空器的大部分飞行期间，因此运行在位移速度的特定扩展范围内，并且因为它的旋转速度是由涡轮螺旋桨21的旋转速度施加的(因为在这里的电机221是同步类型的)。

至于升力增加推进单元23a、23b、23c、23d，它们在这里提供有固定螺距的螺旋桨(即在飞行期间不能调节其定时)。更确切地说，它们的螺旋桨或者它们的所有螺旋桨(如果它们包含几个螺旋桨)都是固定螺距的。这使得可以有利地简化这些推进单元的结构，对于这些推进单元，可以比翼尖推进单元22(由于中间转换为直流电)更灵活地调节旋转速度。

注意，术语“螺旋桨”在这里一般指明包括固定在轴上的叶片的推进构件，无论是流线型螺旋桨(有时称为“风扇”)还是非流线型螺旋桨。

第二推进系统30(右推进系统)在这里与第一推进系统20相同(或至少相似)。除了其推进单元31、32、33a-33d及其交流发电机34之外，第二推进系统30因此还包括：

-与上文所述的第一电路25相同的第一电源电路35，以及

-与第二电路26相同的第二电源电路36。

因此，第一电路35包括AC分配级37(与第二电路36共用)，以及连接到翼尖推进单元32的启动与同步装置351。

此外，第二电路36特别包括：

-中间DC分配级360，

-连接在AC分配级37和中间DC分配级360之间的AC/DC转换器361，在这里是可逆的，

-对于每个升力增加推进单元33a-33d，在这里是可逆的DC/AC转换器363a-363d，其将所考虑的升力增加推进单元的电机331a-331d(交流电)与中间DC分配级360电气连接，以及

-连接到中间级360的动力电池组362。

第二推进系统30的翼尖推进单元32包括(与第一推进系统一样)交流电机321，在这里为同步类型，其驱动一个或多个螺旋桨，其中至少一个螺旋桨320是可变螺距的。

第一推进系统20和第二推进系统30还包括在这里它们共用的电子控制单元14。该控制单元14与这两个推进系统的电机、转换器、接触器和其他致动器通信，并能够控制它们。

控制单元14在这里被编程为控制升力增加推进单元23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d的电机，以使得这些推进单元在起飞、进场、降落阶段期间，甚至在滑行阶段递送机械推进功率，这些推进单元在所讨论的飞行或位移阶段期间至少部分地、在这里是完全地由动力电池262、362供电。

这种布置使得可以在这些飞行和位移阶段期间减少污染性气体的排放，因为航空器的推进所需的部分动力继而由动力电池262、362供应，这使得可以尽可能地减少涡轮螺旋桨为航空器起飞或降落而必须供应的动力。从而有利地减少了在机场区域以及在机场附近的大气污染。

控制单元14还被编程为控制升力增加推进单元23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d的电机，以使得这些推进单元在航空器的飞行期间的大部分巡航阶段、甚至爬升阶段期间保持关闭。

这种布置在燃料消耗方面是有益的。事实上，为了在整个巡航阶段中运行升力增加推进单元23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d，有必要通过发电机24、34为它们供电，因为动力电池262、362的存储容量必然是有限的(为了避免航空器过重)，并且因为这些电池的初始负荷的很大一部分在起飞阶段被消耗。然而，取涡轮螺旋桨21、31的涡轮211、311所产生的部分机械功率为了将其转换为电力，以便随后为升力增加推进单元供电，通常比直接使用该机械功率来驱动涡轮螺旋桨的螺旋桨要消耗得多(在任何情况下，在整个巡航阶段，在该阶段期间航空器的平均高度是不变的)。

此外，控制单元14还被编程为：在航空器飞行的大部分巡航阶段期间，甚至还在该飞行的大部分爬升阶段期间，控制翼尖推进单元22、32的电机221、321来递送机械推进功率。

控制单元14甚至可以像这里一样被编程为控制翼尖推进单元22、32的电机221、321以在航空器的整个起飞、爬升、巡航和降落阶段期间递送机械推进功率(在下降阶段期间，翼尖推进单元可以在另一方面被控制为作为机械功率接收器操作，并且因此作为电动发电机操作)。

这些布置在燃料消耗方面也很有益。事实上，尽管机械/电气转换(通过发电机)继而电气/机械转换(通过翼尖推进单元的电机)伴随着损耗，但是翼尖推进单元22、32允许大幅减少翼尖阻力，该阻力明显参与了航空器所承受的总阻力。

然而，尽可能减少将发电机24、34和翼尖推进单元22、32连接的第一电路25、35中的功率损耗的重要性是可以理解的，因为这些推进单元在航空器的大部分飞行期间运行并递送机械推进功率。此外，为了尽可能地限制这些损耗，在发电机和翼尖推进单元之间使用了某种程度上的直接电气连接，而没有进行AC/DC转换。

总而言之，第一推进系统和第二推进系统20、30的架构使其可以：

-通过在航空器的大部分飞行期间利用“直接”发电机-推进单元连接(没有AC/DC转换)来运行翼尖推进单元，以减少整个飞行过程中的总燃料消耗(特别是相对于只包括涡轮螺旋桨的航空器)，以及

-通过在起飞、降落和滑行阶段期间利用电池为升力增加推进单元供电(这通过第二电路26、36的结构而使其成为可能，具有中间DC级)，减少了机场区域的大气污染。

此外，经由中间DC分配级260、360和DC/AC电流转换器263a-263d、363a-363d向升力增加推进单元23a-23d、33a-33d供电，使得可以非常灵活地电控这些推进单元的旋转速度(尤其是与涡轮螺旋桨21、31的旋转速度无关)。这尤其使得这些推进单元可以不需要可变螺距的螺旋桨，从而简化了其结构。

此外，提供有电池的第二电路26、36的中间DC分配级260、360，以及DC/AC电流转换器263a-263d、363a-363d的可逆性质，使得在航空器的下降阶段可以回收机械能(通过将升力增加推进单元作为机械接收器来操作--根据“风车”的表述，某种程度上像空气涡轮机)，并将所回收的能量以电的形式存储在动力电池262、362中，如下文所解释的。

现在应更详细地描述与航空器的不同飞行或操作阶段相关联的第一推进系统和第二推进系统20、30的不同操作模式。

在这里，控制单元14被特别编程为控制第一推进系统和第二推进系统20、30以使得实施这些操作模式中的一个或另一个(根据航空器的飞行阶段)。特别地，控制单元14可以被编程为使得：

-根据该控制单元接收到的表示正在进行的飞行阶段的数据(该数据例如指定正在进行的阶段是起飞阶段，或者相反，是巡航阶段)和/或表示航空器的飞行员或航空器的机载计算机的控制选择和/或表示航空器的状态(例如其推进电池262、362的充电状态)，选择这些操作模式中的一个或另一个，以及

-根据由此选择的操作模式来控制推进系统20、30的各种致动器(电机、转换器、接触器等)。

图6示意性地示出了随着时间t的航空器1的典型飞行的各个阶段(参考符号为FP1至FP8)。图6还通过时序图示出了针对航空器的各个推进单元的这些推进单元中的每一个在该飞行期间是电机(可能还有接收器)的阶段。

从该图中可以看出，所讨论的飞行依次包括(按这个顺序)：

-滑行阶段FP1，

-起飞阶段FP2，

-爬升阶段FP3，

-巡航阶段FP4，

-下降阶段FP5，

-进场阶段FP6，

-降落阶段FP7，以及

-用于在地面上位移的另一个滑行阶段FP8。

在图6中，对于每个阶段以及对于每个推进单元，灰色圆盘指示所考虑的推进单元在所讨论的阶段期间作为“电机”操作，即，供应机械推进功率。相反，白色圆盘(即用白色填充的黑色圆圈，可能是点线或虚线)指示推进单元在所讨论的阶段期间作为机械功率接收器(作为发电机)操作，而没有圆盘则指示推进单元在该阶段的大部分时间内是关闭的(不交换能量)。

对于电能的源，即发电机24、34和动力电池262、362使用类似的惯例。灰色圆盘指示所考虑的源在所考虑的飞行或位移阶段期间正在输出，白色圆盘指示该源正在接收电功率(正)，而没有圆盘指示该源没有输出并且没有接收任何电功率。

对于某些阶段(爬升阶段FP3和下降阶段FP5)，由点线包围的圆盘指示相关联的能量交换是可选的(或者它可能只在所考虑的阶段的一部分期间发生)。

对于巡航阶段FP4，由点线包围的白色圆盘指示所讨论的能量交换(动力电池的充电)仅在巡航阶段的一部分期间发生。

现在逐一描述与这些不同的飞行阶段相关联的操作模式。

在对应于在地面上位移的滑行阶段FP1或FP8的操作模式中，航空器1的位移由通过动力电池262、362供电的升力增加推进单元23a-23d、33a-33d提供。至于涡轮螺旋桨21、31和翼尖推进单元22、32，它们在该操作模式中是关闭的。

在对应于起飞阶段FP2的操作模式中，航空器的各个推进单元21、22、23a-23d、31、32、33a-33d参与其推进。升力增加推进单元23a-23d、33a-33d由动力电池262、362供电并且还可能由发电机供电。翼尖推进单元22、32由(涡轮螺旋桨驱动的)发电机24、34供电。

在对应于爬升阶段FP3的操作模式中，航空器的推进由涡轮螺旋桨21、31以及由翼尖推进单元22、32来确保，后者由发电机24、34供电。至于升力增加推进单元23a-23d、33a-33d，它们是关闭的。在该操作模式中，动力电池(在起飞期间部分耗尽)被发电机选择性地再充电，或者至少这些电池不输出。

在对应于巡航阶段FP4的操作模式中，航空器的推进由涡轮螺旋桨21、31以及由翼尖推进单元22、32提供，后者由发电机24、34供电。至于升力增加推进单元23a-23d、33a-33d，它们是关闭的(可能在短暂的高度变化阶段期间除外)。在这种操作模式中，动力电池(在起飞期间被部分耗尽)被发电机再充电，然后，一旦这些电池被充满，它们就不再介入能量交换。也可以规定，在巡航阶段或爬升阶段期间，在电池达到其最大充电电量之前停止充电，以便保留存储余量，以便在下降期间能够以电的形式存储由作为接收器操作的电动推进单元所回收的机械能。

在对应于下降阶段FP5的操作模式中，航空器的推进在这里由涡轮螺旋桨21、31提供。在下降的至少一部分期间，在这里规定翼尖推进单元22、32和升力增加推进单元23a-23d、33a-33d可选地作为接收器操作，并且它们回收的能量被存储在电池中。这种以电的形式的能量回收特别是通过DC/AC电流转换器263a-263d、363a-363d的可逆性质而成为可能。在这整个时段期间，发电机24、34没有输出。在下降期间，当电动推进单元不作为接收器操作时(例如因为电池是充满的)，在这里规定不向它们供应电能。

在对应于进场阶段FP6和降落阶段FP7的操作模式中，航空器的各个推进单元21、22、23a-23d、31、32、33a-33d参与其推进。在这些阶段期间，升力增加推进单元23a-23d、33a-33d由动力电池262、362供电并且还可能由发电机供电。翼尖推进单元22、32由(涡轮螺旋桨驱动的)发电机24、34供电。在这个阶段期间，升力增加推进单元23a-23d、33a-33d可以参与生成用于航空器的制动的逆推力。而翼尖推进单元22和32使得可以部分地补偿推力，以便控制和/或增加航空器的操纵能力，特别是在出现横风或受到不希望的空气运动干扰的情况下。

这些不同的操作模式以及与之相关联的飞行阶段通过示例的方式来描述，并且可以对其进行各种修改。

因此，例如可以规定翼尖推进单元22、32在下降阶段或该阶段的一部分期间由发电机24、34供电。

还可以规定翼尖推进单元22、32在进场阶段和降落阶段中由发电机24、34供电，或者可以是关闭的。

控制单元14还可以被编程以实施特定的操作模式，以用于启动翼尖推进单元22、32。在该操作模式中，翼尖推进单元22、32被启动(在地面上)或重新启动(在飞行中)，这是由于动力电池262、362(以及由于转换器261、361的可逆性质)。这种布置是有益的，因为它使得可以简化启动与同步装置251、351(或这些推进单元的电机的结构)。事实上，通过启动在这里是同步类型的翼尖推进单元22、32的电机，由于有动力电池262、362和转换器261、361，这些电机和发电机24、34之间在启动时的同步问题被消除。而一旦这些电机的旋转速度接近发电机的旋转速度，电源就将被切换到发电机。

当发电机24、34是可逆的并且可以作为电机(作为电动启动器)操作时，控制单元14也可以被编程以实施另一种特定的操作模式，以用于启动涡轮螺旋桨21、31。在这种情况下，由于转换器261、361的可逆性质，发电机由动力电池262、362供电，以这种方式启动涡轮螺旋桨。

根据第二实施例(图2)的航空器2与第一实施例(图1)的航空器1不同之处在于：

-第一推进系统20的某些升力增加推进单元23c、23d被固定在航空器2的右翼13上，而该第一系统20的其他推进单元21、23a、23b、22被固定在其左翼12上(而在第一实施例中，第一推进系统的所有推进单元都被固定在同一翼(即，左翼)上)，并且

-第二推进系统30的某些升力增加推进单元33c、33d被固定在航空器2的左翼12上，而该第二系统30的其他推进单元31、33a、33b、32被固定在其右翼13上(而在第一实施例中，第一推进系统的所有推进单元被固定在同一翼(即，左翼)上)。

在这里，对于这两个推进系统20、30中的每一个，在所考虑的推进系统的四个升力增加推进单元之中，两个被固定在右翼13上，两个被固定在左翼12上，以这样的方式使得这四个推进单元23a-23d或33a-33d，相对于航空器2的中轴矢状面形成对称集合(左-右对称，包括对于推进单元相对于机身的位置)。

当每个机翼的升力增加推进单元的数目N是不同于4的数目时，该数目N优选为偶数(例如等于2或等于6)，该布置可以以相同的方式来实施。在这种情况下，对于两个推进系统中的每一个，N/2个升力增加推进单元被固定在左翼上，而N/2个其他升力增加推进单元被固定在右翼上，优选地相对于左翼的N/2个推进单元是对称的。

两个推进系统20、30之间的这种左右交叉使得在左涡轮螺旋桨21或右涡轮螺旋桨31发生故障的情况下，可以防止分别施加在航空器2的左侧上和右侧上的升力增加和推力之间的过度不对称。

事实上，如果右涡轮螺旋桨31变得不工作(不再旋转)，例如，由于这种左右“交叉”，将仍然可以利用左发电机24对右翼的部分推进单元(推进单元23c、23d)进行供电。因此，航空器可以在左边由左边的涡轮螺旋桨21和电动推进单元22、23a和23b推动，在右边由电动推进单元23c和23d推动(即使在动力电池362为空时也是如此)，从而防止航空器的左边和右边之间出现过度的推力不对称。

对于其他方面，第二实施例的航空器2与第一实施例的航空器1相同。

根据第三实施例的航空器3(图3和图4)与第二实施例的航空器2(图2)相同，除了在该第三实施例中：

-第一推进系统20(“左”系统)的翼尖推进单元22被固定在右翼13的尖部处。

-而第二推进系统30(“右”系统)的翼尖推进单元32被固定在左翼12的尖部处。

为了提高清晰度，在图3中，已经示出了航空器2及其第一推进系统20，但没有示出第二推进系统30。而在图4中，已经示出了航空器2及其第二推进系统30，但没有示出第一推进系统20。

在该第三实施例中，第一推进系统和第二推进系统之间的左右“交叉”因此涉及比第二实施例中更多的推进单元，这使得在涡轮螺旋桨21、31中的一个变得不工作的情况下，可以进一步改善推力(和升力增加)的左右对称性。

因此，如果涡轮螺旋桨31变得不工作，例如，航空器的推进仍然可以被提供：在左边，由左边的涡轮螺旋桨21和电动推进单元23a和23b提供，以及在右边，由电动推进单元23c、23d和22提供。

注意，航空器可以根据未示出的另一个实施例来实现，其中：

-第一推进系统(“左”系统)的翼尖推进单元将被固定在右翼的尖部处，而第二推进系统(“右”系统)的翼尖推进单元将被固定在左翼的尖部处(如第三实施例中)，

-但其中第一系统的所有升力增加推进单元将位于机身的左侧，而第二系统的所有升力增加推进单元将位于机身的右侧。

在航空器4的第四实施例(图5)中，每个电动推进单元包括两个输入(更准确地说是两组输入端子)，这使得可以利用这两个输入中的一个或另一个为该推进单元供电。这两个输入中的一个与第一推进系统20'的发电机24电气连接，而另一个输入与第二推进系统30'的发电机34电气连接，以这种方式能够通过这两个发电机24、34中的一个或另一个为推进单元供电。

由于这种布置，即使涡轮螺旋桨中的一个变得不工作，航空器4的所有电动推进单元仍然可以由另一个推进单元的发电机供电，这使得可以在航空器的左侧和右侧之间保持相对对称的推力(和升力增加)(并且即使在动力电池为空时也是如此)。

此外，对于第一推进系统，如同对于第二推进系统20'、30'，推进系统的AC分配级27、37、中间DC分配级260、360、动力电池262、362和转换器261、263a-263d、361、363a-363d是重复的。这种冗余性进一步提高了航空器的可靠性。

除了上文提及的元件之外，第一推进系统20'因此还包括(图5)：

-附加AC分配级27'，

-附加中间DC分配级260'，

-一个或多个附加动力电池262'，

-附加AC/DC转换器261'，

-对于每个升力增加推进单元23a-23d，附加DC/AC转换器263a'-263d'，和

-附加启动与同步装置251'。

以同样的方式，除了已经提及的元件之外，第二推进系统30'还包括：

-附加AC分配级37'，

-附加中间DC分配级360'，

-一个或多个附加动力电池362'，

-附加AC/DC转换器361'，

-对于每个升力增加推进单元33a-33d，附加DC/AC转换器363a'-363d'，和

-附加启动与同步装置351'。

对于每个升力增加推进单元23a-23d、33a-33d，推进单元的两个输入中的一个被连接到DC/AC转换器263a-263d、363a-363d，而另一个输入被连接到附加DC/AC转换器263a'-263d'、363a'-363d'。

对于每个翼尖推进单元22、32，推进单元的两个输入中的一个被连接到启动与同步装置251、351，而另一个输入被连接到附加启动与同步装置251'、351'。

如上所述，在第一推进系统20'中，AC分配级27一方面连接到发电机24，而另一方面连接到中间DC分配级260(经由转换器261)以及左翼的翼尖推进单元22(经由启动装置251)。中间级DC 260(经由转换器263a、263b、363a'、363b')为左翼12的两个升力增加推进单元23a、23b以及右翼的两个升力增加推进单元33a、33b供电。

附加AC分配级27'也连接到发电机24。此外，它连接到右翼13的翼尖推进单元32(经由附加启动与同步装置351')以及附加中间DC级360'(经由附加AC-DC转换器361')。

附加中间DC级260'经由附加AC-DC转换器261'而连接到第二推进系统30'的附加AC分配级37'。附加中间级DC 260'(经由转换器263c、263d、363c'、363d')为左翼12的两个升力增加推进单元23c、23d以及右翼的两个升力增加推进单元33c、33d供电。

左翼的翼尖推进单元22的附加启动装置251'也连接到第二推进系统的附加AC分配级37'。

以与刚刚为第一系统20'所提出的方式相同的方式，第二推进系统30'的元件连接在一起，并且连接到第一推进系统20'的元件。

因此，在第二推进系统30'中，AC分配级37一方面连接到发电机34，另一方面连接到中间DC分配级360(经由转换器361)以及右翼的翼尖推进单元32(经由启动装置351)。中间DC级360(经由转换器263a'、263b'、363a、363b)为左翼12的两个升力增加推进单元23a、23b以及右翼的两个升力增加推进单元33a、33b供电。

附加AC分配级37'连接到发电机34。此外，它连接到左翼12的翼尖推进单元22(经由附加启动与同步装置251')以及附加中间DC级260'(经由附加AC-DC转换器261')。

附加中间DC级360'经由附加AC-DC转换器361'而连接到第一推进系统的附加AC分配级27'。附加中间DC级360'(经由转换器263c'、263d'、363c、363d)为左翼12的两个升力增加推进单元23c、23d以及右翼的两个升力增加推进单元33c、33d供电。

除了已经提及的那些实施例之外，还可以对刚刚描述的实施例进行不同的替代，并且可以考虑航空器的其他实施例或者推进系统的实施例。

例如，第一推进系统和第二推进系统可以包括非推进涡轮，而不是涡轮螺旋桨，继而每个推进单元的发电机由该系统的涡轮(非推进)驱动。然后，控制推进系统的方式就与前面提出的不同了(参照图6)。事实上，由于没有涡轮螺旋桨，在这种情况下，有必要在爬升或巡航阶段的很大一部分期间(甚至在这些阶段的整个持续时间期间)运行升力增加推进单元。

此外，代替如上文所述在航空器上装备两个推进系统，每个推进系统提供有涡轮，可以在航空器上装备单个推进系统，包括：

-恰好一个涡轮，其例如是位于机身前部的涡轮螺旋桨的涡轮，

-两个翼尖推进单元，一个被固定在左翼的尖部处，而另一个固定在右翼的尖部处，

-以及，在每个机翼上，位于机身和该机翼的翼尖推进单元之间的一个或多个升力增加推进单元。

在这最后一个推进系统中，两个翼尖推进单元将连接到(唯一的)发电机，以使得能够由后者供电，而没有中间AD/DC转换，如上所述。并且相反，升力增加推进单元将经由AC/DC和AC转换器并且经由提供有动力电池的一个或多个中间DC分配级而连接到该发电机。

Claims (12)

1.用于非旋翼航空器(1；2；3；4)的推进系统(20、30；20'、30')，包括：

-交流发电机(24、34)，

-至少一个翼尖推进单元(22、32)，所述至少一个翼尖推进单元(22、32)包括交流电机(221，321)，所述至少一个翼尖推进单元(22、32)具有与翼尖涡流的形成相反的旋转方向，

-至少一个升力增加推进单元(23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d)，其包括交流电机，

-第一AC电源电路(25、35)，其将发电机(24、34)与翼尖推进单元(22、32)电气连接，以及

-第二AC电源电路(26、36)，其将发电机(24、34)与升力增加推进单元(23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d)电气连接，

-所述推进系统(20、30；20'、30')的特征在于，第二电源电路(26、36)包括：

o中间DC分配级(260、360)，

o一个或多个动力电池(262、362)，其连接到所述中间DC分配级(260、360)，

o AC/DC转换器(261、361)，其将将发电机(24、34)与所述中间DC分配级(260、360)电气连接，以及

o DC/AC转换器(263a、263b、263c、263d、363a、363b、363c、363d)，其将所述中间级(260、360)与升力增加推进单元(23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d)电气连接，

-并且第一电源电路(25、35)被配置为将由发电机(24、34)产生的AC电流递送到翼尖推进单元(22、32)，而不需要将该交流电中间转换为直流电。

2.根据前述权利要求所述的推进系统(20、30；20'、30')，还包括涡轮螺旋桨(21、31)。

3.根据任何前述权利要求所述的推进系统(20、30；20'、30')，

-其中，第一电源电路(25、35)和第二电源电路(26、36)通过这两个电源电路共用的AC分配级(27、37)而相互连接，AC分配级(27、37)本身与发电机(24、34)连接，第二电源电路(26、36)的AC/DC转换器(261、361)连接在AC分配级(27、37)与中间DC分配级(260、360)之间，

-并且其中，AC/DC转换器(261、361)是可逆的，所述转换器(261、361)既允许从所述AC分配级(27、37)向中间DC分配级(260、360)传送电功率，又允许从中间DC分配级(260、360)向AC分配级(27、37)传送电功率。

4.根据任何前述权利要求所述的推进系统(20、30；20'、30')，其中第二电源电路(26、36)的DC/AC转换器(263a、263b、263c、263d、363a、363b、363c、363d)是可逆的，所述转换器既允许从中间DC分配级(260、360)向升力增加推进单元(23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d)传送电功率，又允许从升力增加推进单元向中间DC分配级(260、360)传送电功率。

5.根据任何前述权利要求所述的推进系统(20、30；20'、30')，还包括电子控制单元(14)，所述电子控制单元(14)包括至少一个处理器和一个存储器，所述控制单元(14)被编程为在特别是包括起飞阶段(FP2)、巡航阶段(FP4)和降落阶段(FP7)的航空器的飞行期间，控制升力增加推进单元(23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d)的电机，以使该推进单元：

-在起飞(FP2)或降落(FP7)阶段递送机械推进功率，

-但是在大部分的巡航阶段(FP4)期间保持关闭。

6.根据前述权利要求所述的推进系统(20、30；20'、30')，其中推进系统的控制单元(14)还被编程为：在航空器的大部分飞行期间，控制翼尖推进单元(22、32)的电机(221，321)以递送机械推进功率。

7.根据任何前述权利要求所述的推进系统(20、30；20'、30')，其中升力增加推进单元(23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d)包括固定螺距螺旋桨。

8.根据任何前述权利要求所述的推进系统(20、30；20'、30')，其中翼尖推进单元(22、32)包括可变螺距螺旋桨(220，320)。

9.非旋翼航空器(1；2；3；4)，包括：

-机身(11)、向机身的左侧延伸的左翼(12)和向机身右侧延伸的右翼(13)，

-各自根据任何前述权利要求的第一推进系统(20；20')和第二推进系统(30；30')，

-第一推进系统和第二推进系统的翼尖推进单元(22、32)分别位于左翼(12)的尖部和右翼(13)的尖部，或者反过来，

-升力增加推进单元(23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d)位于航空器的机身(11)与翼尖推进单元(22、32)之间。

10.根据前述权利要求所述的航空器(2；3；4)，其中：

-第一推进系统(20；20')包括至少两个升力增加推进单元(23a、23b、23c、23d)，一个(23a、23b)位于机身(11)的左侧，另一个(23c、23d)位于机身(11)的右侧，这两个升力增加推进单元(23a、23b、23c、23d)都与第一推进系统(20；20')的中间DC分配级(260)电气连接，并且其中

-第二推进系统(30；30')包括至少两个升力增加推进单元(33a、33b、33c、33d)，一个(33c、33d)位于机身(11)的左侧，另一个(33a、33b)位于机身(11)的右侧，这两个升力增加推进单元(33a、33b、33c、33d)都与第二推进系统(30；30')的中间DC分配级(360)电气连接。

11.根据权利要求9或10所述的航空器(3；4)，其中

-第一推进系统(20；20')和第二推进系统(30；30')各自包括涡轮螺旋桨(21、31)，

-驱动第一推进系统的发电机(24)的第一推进系统(20；20')的涡轮螺旋桨(21)位于机身(11)的左侧，而第一推进系统的翼尖推进单元(22；32)位于航空器的右翼(13)的尖部，并且其中

-驱动第二推进系统的发电机(34)的第二推进系统(30；30')的涡轮螺旋桨(31)位于机身(11)的右侧，而第二推进系统的翼尖推进单元(32；22)位于航空器的左翼(12)的尖部。

12.根据权利要求9至11中任一项所述的航空器(4)，其中每个翼尖推进单元(22、32)和每个升力增加推进单元(23a、23b、23c、23d、33a、33b、33c、33d)一方面与第一推进系统(20')的发电机(24)电气连接，另一方面与第二推进系统(30')的发电机(34)电气连接，以便由这两个发电机(24、34)中的一个或另一个无差别地供电。

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