CN117751074A - 改进的用于混合动力飞机的传动装置 - Google Patents

Abstract

一种用于混合动力飞机的传动装置(1)，该混合动力飞机包括具有燃气发生器(12)、自由涡轮(14)的涡轮发动机和主旋翼(52)，该传动装置包括第一可逆电机(30)和第二可逆电机(40)，第一可逆电机通过第一可停用联接装置(32)联接到自由涡轮(14)的轴(16)并且联接到主旋翼(51)，第二可逆电机通过第二可停用联接装置(44)联接到燃气发生器(12)的轴(18)并通过第三可停用联接部件(42)联接到主旋翼(52)，第二可停用联接装置(44)可在第二电机(40)沿第一旋转方向旋转时启用，且第三课停用装置(42)可在第二电机(40)在与第一旋转方向相反的第二旋转方向上旋转时启用。

Description

改进的用于混合动力飞机的传动装置

技术领域

本发明涉及混合动力飞机领域，该混合动力飞机包括至少一个诸如涡轮轴发动机或涡轮螺旋桨发动机之类的涡轮机，用于诸如直升机或飞机之类的飞行设备。特别地，本发明涉及一种用于混合动力飞机的传动装置，以及一种包括这样的传动装置的混合动力飞机。

背景技术

以已知的方式，特别是用于直升机的涡轮机(例如涡轮轴发动机)包括具有燃气发生器的燃气涡轮和由燃气发生器产生的气流旋转驱动的自由涡轮。此外，除了此涡轮机之外，混合动力飞机一般还包括联接到燃气发生器的可逆电机，使得在涡轮机的启动阶段期间旋转燃气发生器、或者在飞行中确保飞机的非推进电气需求。

常规地，燃气发生器至少包括压缩机和旋转地联接的涡轮。操作原理如下：进入燃气涡轮的冷空气在被送往燃烧室与燃料混合之前由于压缩机的旋转而被压缩。然后，由于燃烧而被燃烧的气体被高速排出。然后，在燃气发生器的涡轮中发生第一膨胀，在此期间，燃气发生器提取驱动压缩机所需的能量。燃气发生器的涡轮并不吸收燃烧气体的所有动能，进而过量的动能对应于燃气发生器所产生的气流。燃气发生器所产生的气流因此向自由涡轮供应动能而使得在自由涡轮中发生第二膨胀，该第二膨胀将此动能转换为机械能以驱动接收构件——诸如直升机的旋翼。

在涡轮机的启动阶段，需要旋转驱动燃气发生器，即旋转驱动与涡轮相联接的压缩机。如上所述，这正是可逆电机的作用之一，还已知的，可逆电机通常是能够作为发电机可逆地操作的电动马达。

通过作为马达操作的可逆电机对压缩机进行旋转驱动，具体地可以使压缩机中的空气循环并由此将压缩空气输送到燃烧室中以启动燃烧。然后，该燃烧产生气流，使得能够旋转驱动涡轮，之后压缩机由涡轮直接旋转驱动，这意味着燃气发生器独立操作，表明涡轮机的启动阶段结束。众所周知，飞机——如上所述的涡轮机特别地集成到其中——包括需要被供以电能的电气设备。例如，对于直升机来说，需要向其配备的电气设备(诸如例如电气控制、加热、空调和升降设备)供应电能。

迄今，在飞行中，使用可逆电机来为电气设备供应电力。为此，此时作为发电机操作的电机由燃气发生器旋转驱动，从燃气发生器中汲取的旋转动能由所述电机转换为电能。然而，对于直升机来说，从燃气发生器中汲取能量是有缺点的。在飞行过程中，电机从燃气发生器中汲取的机械功率的变化表现为压缩机图中发动机操作线的移动。此移动对应于需要提供的喘振裕度，其结果是由于禁止在最佳压力比下使用压缩机而危害了发动机操作线的优化，并因此降低了稳定的性能，且其中影响了燃料消耗率。

文献FR2929324通过允许同一台电机通过驱动燃气发生器启动发动机、然后通过从自由涡轮机中汲取功率来作为发电机操作而解决了此问题。该解决方案特别使得可以避免从燃气发生器汲取功率并由此提高了燃气涡轮的消耗率。然而，此设计不允许向直升机的主旋翼注入机械功率来例如用于自动旋转辅助。

电气系统的设备(存储装置、转换装置、电机)的功率密度和可靠性的提高现在使得可以设想将主旋翼制造成是混合动力的，即拥有至少一个连接到主旋翼并能够向其输入功率的电机。此功率补充了涡轮的功率，特别是允许对于瞬态阶段(资源、起飞等)的功率贡献、用以释放燃气涡轮并优化其寿命的功率贡献、以及在燃气涡轮损失的情况下在有限的时间段内的100％电气操作。此外，可以使用该电机发电(用于正常功耗和/或给电池充电)。

为了实现这些功能，一个或多个电机的功率必须为远远超过通常使用的发电机/起动器的功率，通常为一百或数百千瓦，而不是10千瓦左右。因此，希望将两种类型的电机(涡轮的发电机/起动器以及连接到旋翼的电机)合在一起。

已知这样的电机的使用，特别是在若干种混合结构的情况下，可以实现各种功能，诸如启动燃气发生器、在地面发电或向主旋翼供应电力。

然而，所提出的结构不允许电机实现某些功能。特别地，这些结构仅允许电机在启动期间向燃气发生器输入功率。既不可以用一个电机连续地从直升机的旋翼上汲取功率，也不可以用另一电机连续地将此功率重新注入燃气发生器。更确切地说，燃气发生器的飞行辅助仅通过每次使用时致动至少一个可锁定的自由轮或离合器来实现。然而，这样的可锁定的自由轮或离合器系统倾向于频繁使用，并且与高临界性相关。换言之，考虑到这些可离合部件所关联的功能的频繁使用，故障风险相当大，从而限制了设备的可靠性。此外，这样的结构不能确保最优的冗余级别，并且还涉及大量的部件和连接结构。

文献FR3066444公开了用于在涡轮机的旋翼之间进行功率传输的混合结构的其他示例。

然而，此文献中提出的结构不可以解决直升机应用中特有的主旋翼和自由涡轮可能失调的某些类型的功能。举例而言且并非限制性地，不允许通过电机向传动装置注入功率的自动旋转辅助，或在发动机自由轮下游为机载系统供电的发电，特别是在涡轮机发生故障之后。

最后，本文献中描述的结构要求发动机周边有两台可逆电机，并且能够使用四个可分开的联接系统在两个旋转方向上转动。由于存在许多常见的故障模式，这种与发动机周边的高度集成以及所需的联接装置的数量是直升机使用的障碍。

因此，需要一种传动装置，其设计至少部分地解决上述缺点。

发明内容

本公开涉及一种用于混合动力飞机、特别是直升机的传动装置，该飞机包括至少一个涡轮机以及主旋翼，所述涡轮机具有至少一个燃气发生器、由燃气发生器产生的气流旋转驱动的自由涡轮，该传动装置包括第一可逆电机和第二可逆电机，该第一可逆电机能够通过第一可停用联接装置联接到自由涡轮的轴并且能够联接到主旋翼，该第二可逆电机能够通过第二可停用联接装置联接到燃气发生器的轴，并且能够通过第三可停用联接装置联接到主旋翼，第二可停用联接装置构造为当第二电机在第一旋转方向上旋转时启用，并且第三可停用联接装置构造为当第二电机在与第一旋转方向相反的第二旋转方向上旋转时启用。

术语“可停用联接装置”应理解为是指联接装置可以处于连接至所述联接装置的构件被联接的启用位置，或处于所述构件脱开联接的停用位置，应理解的是，术语“构件”应理解为是指电机、主旋翼、燃气发生器和自由涡轮。

根据本公开的传动装置是特别有利的，因为这两个电机是专用的，以便实现互补功能，同时共同提供临界功能所需的冗余水平，以提高飞行安全性。更确切地说，第一电机可以提供从自由涡轮或主旋翼的汲取，从而不影响燃气发生器的性能，或者可以提供向主旋翼注入功率，从而在某些操作阶段辅助主旋翼。此外，第二电机可以应用成在一个旋转方向上机械地联接到燃气发生器，并且在另一个旋转方向上机械地联接到主旋翼。特别地，在第一旋转方向上旋转的第二电机不但允许与燃气发生器的联接以在地面上启动该燃气发生器，而且也允许与燃气发生器的联接以补充某些飞行阶段的热力学功率，例如用于过渡阶段的辅助或用于发动机操作点的修改。

此外，在第一旋转方向上旋转的第二电机可以用于在飞行中重新启动燃气发生器，例如在其中发生故障后，而无需启用另一个机械部件，诸如离合器。此外，即使当在第一旋转方向上使用第二电机来在飞行中重新启动发电机时，也可以并行地使用第一电机来驱动主旋翼。

此外，在第二旋转方向上旋转的第二电机可以在第一电机出现故障时驱动主旋翼作为第一电机的替代，或者在需要额外功率贡献的某些飞行阶段中对第一电机进行补充。

因此，根据本公开的设计结构的优点在于：通过限制部件和连接结构的数量而是简单的，同时确保了良好的冗余水平，并使得能够实现大量功能，进而由此提高设备的可靠性。附加地，根据本发明，第二可逆电机使得可以启动或辅助燃气发生器或主旋翼。在一个特别的实施方式中，单个启动的系统还可以通过从燃气发生器汲取而供电来给地面上的电池充电，或者在例如第一电机发生故障的情况下供电。

在某些实施方式中，第一、第二和第三可停用联接装置包括自由轮。

自由轮的一个好处是，它不需要由外部操作员进行电子或机械控制。此外，自由轮具有高度的可靠性。这样的自由轮一般由轮毂和可旋转地安装在轮毂上的周边冠部组成。轮毂一般可以旋转驱动周边冠部，但周边冠部不能旋转驱动轮毂。应该注意的是，在某些情况下，自由轮设置为使得周边冠部可以旋转驱动轮毂，但轮毂不能旋转驱动周边冠部，而不损害本发明的原理。此外，轮毂只可以在轮毂相对于冠部沿预定方向(这将被称为“接合方向”)转动时驱动冠部。在相反的情况下，轮毂和周边冠部相对于彼此自由旋转。在这种情况下，当自由轮的轮毂旋转驱动周边冠部时，可停用联接装置被启用，并且反之，当自由轮的轮毂不旋转驱动周边冠部时，可停用联接装置被停用。在没有诸如离合器或爪之类的其它联接装置的情况下，使用自由轮作为不同构件之间的联接元件的事实提高了传动装置的可靠性。

在某些实施方式中，第一电机构造为在发电机模式或马达模式下操作，在发电机模式下，第一电机由传动构件和主旋翼旋转驱动，传动构件和主旋翼本身可以通过第一联接装置由自由涡轮驱动，如此以产生电能，在马达模式下，其向主旋翼输入功率。

因此，第一电机可以在不从燃气发生器中汲取功率的情况下产生电能，这使得可以提高燃气涡轮的消耗率。此外，本公开的传动装置允许同时由第一电机向主旋翼以及由第二电机向燃气发生器贡献电功率。

在某些实施方式中，该装置包括旋翼制动器，该旋翼制动器能够设置在自由涡轮与主旋翼之间，可在防止自由涡轮驱动主旋翼的制动位置与允许自由涡轮驱动主旋翼的自由位置之间移动。

更确切地说，第一电机和自由涡轮联接到主旋翼，而设置在运动链上的可移动旋翼制动器允许其被锁定。在启动过程中，灼热的气体驱动自由涡轮。通过第一联接装置连接到主旋翼的自由涡轮可以在旋翼制动器处于自由位置时是自由的、或者在旋翼制动器处于锁定位置时由旋翼制动器锁定。因此，该锁定位置可以锁定自由涡轮，并由此锁定主旋翼，特别是在大风中启动的情况下。

在某些实施方式中，第一电机构造为沿与主旋翼的旋转方向相反的方向旋转，如此以制动自由涡轮对主旋翼的驱动。换言之，第一电机构造为产生阻力矩，使得能够抵消驱动主旋翼的自由涡轮的转矩。因此，第一电机可以实现在前一段中描述的旋翼制动器的功能，而不需要使用旋翼制动器。因为旋翼制动器是一个昂贵的部件，必须定期检查和更换，所以这种替代方案是有利的。其还存在飞行中无意间启用的风险。因此，这种替代方案可以限制成本并提高装置的可靠性。

在某些实施方式中，该装置包括设置在旋翼制动器与自由涡轮之间的爪形离合器、或离合器，该爪形离合器可在自由涡轮的轴同主旋翼联接的联接位置与自由涡轮的轴同主旋翼脱开联接的脱开联接位置之间移动，第一电机在爪形离合器上游联接到自由涡轮，使得自由涡轮即使在爪形离合器处于脱开联接位置时也能够向第一电机输入电功率。

术语“上游”是指机械能向主旋翼的循环方向，换言之，沿“自由涡轮-主旋翼”的方向。在某些操作阶段，需要在保持旋翼锁定的同时产生电功率。因此，爪形离合器到脱开联接位置的过渡允许使用旋翼制动器，同时保持自由涡轮点燃以向第一电机产生电功率，而不会损坏自由涡轮。

在某些实施方式中，第一电机与第二电机电连接，使得该装置能够通过第一电机和沿第一旋转方向旋转的第二电机将电功率从主旋翼传送到燃气发生器。

在某些飞行阶段中，可能需要将功率从主旋翼传送到燃气发生器。在这种情况下，连接到主旋翼和自由涡轮的第一电机来汲取功率，该功率以电流的形式传输到第二电机，第二电机通过在第一旋转方向上旋转经由第二联接装置将该功率送至燃气发生器。在燃气发生器与主旋翼之间交换电功率的事实使得可以修改涡轮的操作点，以在相同的燃气涡轮寿命内增加通过主旋翼的净功率，或者在通过直升机的主旋翼的相同功率下增加燃气涡轮的寿命。

在某些实施方式中，第二联接装置包括锁定装置，该锁定装置可在燃气发生器不能旋转驱动第二电机的自由位置与燃气发生器能够旋转驱动第二电机而使第二电机从燃气发生器中汲取电功率的锁定位置之间移动。

在某些实施方式中，该装置构造为使得由第二电机从燃气发生器汲取的电功率被传送到第一电机。

锁定装置是一种能够迫使第二电机与燃气发生器之间联接的装置。例如，当联接装置包括自由轮和锁定装置时，自由轮是所谓的“可锁定自由轮”，使得在锁定位置，自由轮的轮毂可以旋转驱动可锁定的自由轮的周边冠部。换言之，燃气发生器能够旋转驱动第二电机。换言之，第二电机可以用于从燃气发生器汲取功率，并由此在地面上以APU(辅助电源单元)模式向机载网络供应电功率，例如用于为电池充电。这也使得可以在有必要时(例如在燃气涡轮关闭的情况下)更快地降低燃气发生器的转速。此外，由此在第二电机上产生的电功率可以通过第一电机与第二电机之间的电连接而由第一电机使用。

在某些实施方式中，该装置包括构造成控制第一电机、第二电机、锁定装置、旋翼制动器和爪形离合器的控制单元。

本公开还涉及一种混合动力飞机，特别是直升机，包括具有至少一个燃气发生器、由燃气发生器产生的气流旋转驱动的自由涡轮的涡轮机、主旋翼，并包括前述实施方式中任一项所述的传动装置。术语“混合动力飞机”应理解为是指这样的飞机：其包括可旋转驱动主旋翼的热机和可向热机输入功率的至少一个电机。

在某些实施方式中，混合动力飞机是直升机。

附图说明

通过阅读以下通过非限制性示例给出的本发明不同实施方式的详细描述，将更好地理解本发明及其优点。此说明参照附图页，其中：

[图1]图1表示出根据本发明的涡轮机的截面视图，

[图2]图2示意性地表示出本发明的传动装置的第一实施方式，

[图3A-3B]图3A和3B表示出根据第一操作的两个示例的图2的传动装置，

[图4]图4表示出根据第二操作模式的图2的传动装置，

[图5]图5表示出根据第三操作模式的图2的传动装置，

[图6]图6表示出根据第四操作模式的图2的传动装置，

[图7]图7表示出根据第五操作模式的图2的传动装置，

[图8A-8C]图8A至8C示出了在第六操作模式的不同步骤下的图2的传动装置，

[图9]图9表示出根据第七操作模式的图2的传动装置，

[图10]图10示意性地表示出本发明的传动装置的第二实施方式，

[图11]图11表示出根据第一操作模式的图10的传动装置，

[图12]图12表示出根据第二操作模式的图10的传动装置，

[图13]图13表示出根据第三操作模式的图10的传动装置，

[图14]图14表示出根据第四操作模式的图10的传动装置，

[图15]图15示意性地表示出本发明的传动装置的第三实施方式的示例，

[图16]图16示意性地表示出本发明的传动装置的第四实施方式，

[图17]图17示意性地表示出本发明的传动装置的一个替代实施方式。

具体实施方式

本发明的第一实施方式——其对应于传动装置1的第一设计结构——将在说明书的余下部分中参照图1至图9进行描述。

图1示意性地表示出根据本公开的涡轮机100，其特别是用于旋转地驱动直升机的传动构件50，其中直升机载有螺旋桨或主旋翼52。涡轮机100包括具有燃气发生器12的燃气涡轮10和能够由燃气发生器12产生的气流旋转驱动的自由涡轮14。自由涡轮14安装在轴16上，轴16通过传动构件50将旋转运动传递到接收构件——诸如直升机的主旋翼52。根据此示例，图1中所表示的燃气涡轮10是通过同轴的轴进行回馈的前功率输出装置的类型。在不脱离本发明的范围的情况下，当然可以考虑采用如下类型的具有自由涡轮的燃气涡轮——其为通过内轴或外轴回馈的前功率输出装置，或者采用类型为后功率输出装置的具有自由涡轮的涡轮机。

燃气发生器12包括旋转轴18、安装在旋转轴18上的压缩机20和涡轮22、以及燃烧室24，如果沿着旋转轴18的轴向方向来考虑燃气发生器12，该燃烧室24沿轴向设置在压缩机20与涡轮之间。燃气涡轮10具有配备有进气口28的壳体26，冷空气经由进气口28进入燃气发生器12中。在被吸入燃气发生器12的室中之后，冷空气被压缩机20压缩，压缩机20将冷空气朝着燃烧室24的入口向后排放，在燃烧室24中，冷空气与燃料混合。在燃烧室24中发生的燃烧导致燃烧气体向涡轮22高速排出，这具有旋转驱动燃气发生器12的轴18、以及因此驱动压缩机20的效果。燃气发生器12的轴18的旋转速度由进入燃烧室24的燃料的流速确定。

尽管涡轮22提取了动能，但离开燃气发生器的气流仍具有显著的动能。如使用图1将理解的，气流F被引导到自由涡轮14，这具有在自由涡轮14中引起膨胀的效果，从而导致涡轮的叶轮和轴16的旋转。

传动装置1包括第一可逆电机30，在此情况下，该第一可逆电机30由能够可逆地作为发电机操作的电动马达构成。注意的是，尽管第一可逆电机30可以设置在涡轮机周边内，但是这种设置不是限制性的。在不脱离本发明的范围的情况下，可逆电机30可以具体地设置在直升机的周边中、与涡轮机100隔开。该注释整体上适用于整个传动装置，该传动装置还包括在说明书的余下部分中描述的第二电机和各种联接装置。第一可逆电机30通过第一可停用联接装置32机械地联接到自由涡轮14的轴16。

优选地，第一可停用联接装置32包括自由轮，该自由轮安装成使得当第一电机30在发电机模式下操作以便供应电力时，轴16的旋转能够旋转驱动主旋翼52和第一电机30的轴38，而且相反地，第一电机30的轴38的旋转不能旋转驱动自由涡轮14的轴16。换言之，第一联接装置32的自由轮只能在从自由涡轮14朝向主旋翼52和第一电机30的方向上传递旋转力矩，而不能在从主旋翼52和第一电机30朝向自由涡轮14的方向上传递旋转力矩。在直升机上，此自由轮通常被称为“发动机自由轮”。注意的是，使用自由轮作为可停用联接装置并不是限制性的，自由轮可以由任何棘爪或离合器系统代替。

第一电机30还能够联接到主旋翼52，使得在电动马达模式下操作的第一电机30能够旋转驱动主旋翼52。如上所指出的，在第一联接装置32的自由轮存在的情况下，处于电动马达模式的第一电机30可以旋转驱动主旋翼52，但不能旋转驱动自由涡轮14。

该装置优选地包括设置在第一电机30与主旋翼52之间的旋翼制动器60。旋翼制动器60可在防止主旋翼52和自由涡轮14旋转的制动位置(例如，图3B中的叉形记号所表示的)和允许主旋翼52或自由涡轮14旋转的自由位置之间移动。然而，注意的是，尽管图1至图16表示了包括这样的旋翼制动器60的装置，但在不脱离本发明范围的情况下，也可以省略其使用。具体地，旋翼制动功能也可以通过第一电机30来实现，该第一电机30通过以产生与主旋翼52的旋转相反的转矩的方式被控制而使得能够制动甚或锁定主旋翼52。这样的替代实施方式如图17中所表示，并且适用于本公开的其余部分中描述的所有实施方式。

根据本公开的传动装置还包括第二可逆电机40，类似于第一可逆电机30。第二可逆电机40通过第二可停用联接装置44机械地连接到燃气发生器12的轴18。

优选地，第二可停用联接装置44包括自由轮，该自由轮安装成使得当第二电机在电动马达模式下操作(第二联接装置44启用)时，第二可逆电机40的轴48的旋转能够旋转驱动燃气发生器12的轴18，但相反地，燃气发生器12的轴18的旋转不能旋转驱动第二可逆电机40的轴48。换言之，第二联接装置44的自由轮只能在从第二电机40朝向燃气发生器12的方向上传递旋转力矩，而不能在从燃气发生器12朝向第二电机40的方向上传递旋转力矩。

第二电机40也能够通过类似于第一联接装置和第二联接装置的第三可逆联接装置42联接到主旋翼52，并且优选地包括自由轮，使得在电动马达模式下(第三联接装置42启用)操作的第二电机40能够旋转驱动主旋翼52。

根据本公开的传动装置1，第二电机40能够沿第一旋转方向和与第一旋转方向相反的第二旋转方向旋转，在第一旋转方向上，第二电机40机械地联接到燃气发生器12的轴18，在第二旋转方向上，第二电机40与主旋翼52机械地联接。按照惯例，在说明书的其余部分中，术语“正方向”应理解为是指第二联接装置44被启用时的第二电机40的旋转方向，而“负方向”应理解为是指第三联接装置42被启用时的第二电机40的旋转方向。特别是，图2中以及以下图中用“-1”表示的元件表示齿轮，例如小齿轮，其允许反转旋转方向。因此可以理解的是，当第二电机40沿正方向旋转时，第二联接装置44可以被启用、而第三联接装置42被停用，并且当第二电动机40沿负方向旋转时，第二联接装置44被停用、而第三联接装置42可以被启用。

在此第一设计结构的情况下，传动装置可以实现不同的功能。以下将参照图3A至图9对这些不同的功能进行描述。在这些图中，虚线箭头表示两个元件之间的机械功率或电功率的传输方向。例如，在图3A中，机械功率从第二电机40传输到燃气发生器12，并从自由涡轮14传输到主旋翼52。还可以注意到的是，一般地，为了清楚起见，图3A至图16以功能性和简化的方式示意性地表示了装置的不同操作模式，而没有表示涡轮机的组成元件和不同功率传输构件的所有细节。特别地，没有表示出小齿轮和任何传动比。

图3A和3B表示出启动燃气涡轮10的操作模式。第二电机40例如由控制单元(未示出)控制为在正方向上旋转。因此，其通过第二联接装置44的自由轮驱动燃气发生器12，从而允许燃气发生器12的启动。在启动时，灼热的气体驱动自由涡轮14。自由涡轮14经由第一联接装置32的自由轮连接到主旋翼52，自由涡轮14可以在旋翼制动器60处于自由位置时(图3A)是自由的，或者在旋翼制动器60处于制动位置(图3B)时由旋翼制动器锁定。如图3B所示的后一构造在处于大风中启动时会很有用。此外，由于第二电机40的功率为一百或数百千瓦量级，因此与通常使用的功率为10kW量级的启动器相比，其可以更快地启动涡轮。特别地，这为医疗援助类型的任务或在飞行中尝试快速重启期间提供了操作优势。

图4示出了允许第一电机30在发电机模式下操作的标称操作，即在飞行中并且没有任何故障的情况下。在该构造中，燃气发生器12独立地操作并且不再由第二电机40驱动。此外，自由涡轮14通过第一联接装置32的自由轮驱动主旋翼52和第一电机30。由第一电机30产生的电力可以用于为机载电气附件供电或为电池充电。

图5表示出允许由第一电机30和第二电机40向主旋翼52贡献功率的标称操作，每个电机均在电动马达模式下操作。然后，第二电机40在负方向上旋转。此构造在需要额外功率贡献的某些飞行阶段(例如在起飞时)可能很有用。因此，第一电机30和第二电机40通过自由涡轮14来补充向主旋翼52的功率输入。

图6表示出允许第一电机30在发电机模式下(如图4所示的构造)操作并允许第二电机40对燃气发生器12并行贡献功率的标称操作。然后，第二电机40在正方向上旋转。此构造在某些飞行阶段中可以很有用，例如用以在快速加速过程中辅助燃气发生器，或用以在“高空-炎热天气”的飞行工况下修改发动机操作点。

图7表示出允许第一电机30向主旋翼52以及第二电机40向燃气发生器12贡献功率的标称操作，其中每一者都在电动马达模式下操作。然后，第二电机40在正方向上旋转。特别地，这允许采用与图6不同的策略来辅助快速瞬变，其中电机30辅助旋翼52以限制RPM下降，而电机40辅助燃气发生器12以提高对自由涡轮14提供动力的可用时间。

图8A至8C示出了允许在燃气涡轮10停机的情况下在飞行中重新启动燃气涡轮10。燃气涡轮10的停机导致自由涡轮14不能经由第一联接装置32的自由轮相对于主旋翼52同步。在一检测到涡轮机停机之后就使第一电机30立即以电动马达模式操作，以为主旋翼52供应应急电源(图8A)。然后，燃气发生器12的速度降低到点火窗，从而允许涡轮机的重新启动。在此时间期间，第二电机40可以有利地设置为以略低于再点火速度的速度在正方向上旋转。这使得可以节省时间并且有利于第二联接装置44的自由轮的重新同步。

当到达点火窗时，在正方向上旋转的第二电机40则通过第二联接装置44的自由轮驱动燃气发生器12，从而可以重新启动燃气涡轮10(图8B)。

一旦燃气涡轮10启动，电机40可以有助于燃气涡轮的快速启动/运转，以减少发动机功率的可用时间。从另一个角度来看，当燃气涡轮10是独立的并且在等待第一联接装置32的自由轮的重新同步时，第二电机40可以另行通过第三联接装置42在负方向上旋转来驱动主旋翼52，并由此补全第一电机30的功率贡献(图8C)以限制旋翼52的速度损失。自由涡轮14加速并由此使其自身与主旋翼52重新同步，从而允许返回到标称状态。一旦恢复了标称状态，第一电机30和第二电机40就可以停止对主旋翼52的功率贡献。

这种结构是特别有利的，因为其可以在只有两个电机的情况下通过第一电机30和第二电机40向主旋翼52供应功率，同时允许在某些操作阶段通过第二电机40重新启动燃气涡轮10。此外将注意到的是，以上描述的不同步骤可以由控制单元(未示出)执行，从而可以检测发动机的停机、燃气发生器和自由涡轮的轴的旋转速度，并控制电机。

此外，如果在飞行中重新启动是不可能的、不可操作的或不希望的，例如在燃气涡轮10失火或轴承损失的情况下，(沿负方向旋转的)两个电机30和40可以向主旋翼52供应功率贡献，以帮助其自动旋转，或在着陆前允许从俯冲改为水平飞行。该飞行阶段在操作上与图8C所示的构造相同。在该构造中，主旋翼52受益于由第一电机30和第二电机40提供的全部可用电功率。此外，在其中一个电机发生故障的情况下，其余的电机有能力提供一半的设计电功率。

图9示出了允许第一电机30在发电机模式下操作并且并行地允许第二电机40向燃气发生器12贡献功率的标称操作，如处于图6所示的构造中。此外，第一电机30通过电连接结构70电连接到第二电机40。电连接结构70可以包括功率整形装置(整流装置、逆变器、电压转换装置)。这种连接结构允许连接到主旋翼52和自由涡轮14的第一电机30汲取电功率，并通过电连接结构70将其以电流的形式传输向第二电机40，然后第二电机40通过在正方向上旋转的第二联接装置44将其传送到燃气发生器12。因此，在需要将电功率从主旋翼52传输到燃气发生器12的某些飞行阶段中，可以进行这样的传输。

本发明的第二实施方式(对应于传动装置的第二设计结构)将在说明书的余下部分中参照图10至图14进行描述。

根据此第二结构，第二可停用联接装置44还包括锁定装置46。锁定装置46可在燃气发生器12不能旋转驱动第二电机40的自由位置与可以锁定第二可停用联接装置44的自由轮并由此迫使燃气发生器12和第二电机40之间的联接的锁定位置之间移动。换言之，当锁定装置46处于锁定位置时，第二联接装置44充当轴，使得燃气发生器12能够旋转驱动第二电机40，哪怕存在第二可停用联接装置44的自由轮。将注意到的是，锁定装置46的位置改变可以通过电动、气动或液压部件来完成并且由使用者或控制单元来控制。

除了存在该锁定装置46之外，根据第二实施方式的传动装置与以上描述的根据第一实施方式的传动装置相同。因此，当锁定装置46处于图10中示意性表示的自由位置时，该第二结构所执行的功能与以上参照第一结构描述的功能相同。当锁定装置46处于锁定位置时，图11至图14具有可以由该第二结构实现的功能。

图11具有在燃气涡轮10停机的情况下可以加速飞行中燃气涡轮10的重启的操作。在这种情况下，该装置的操作与以上参照图8A至8C描述的操作相同。然而，由于锁定装置46使得能够锁定第二联接装置44的自由轮，所以第二电机40可以用于从燃气发生器12汲取功率，并且因此更快地降低燃气发生器12的转速，以因此更快地到达点火窗。

此外，通过第一电机30与第二电机40之间的电连接结构70，第二电机40上由此产生的电功率可以有利地由第一电机30使用。

图12具有允许在第一电机30和第二电机40上进行冗余发电的操作。具体而言，有时直升机需要接入两个冗余电源。通过可锁定的自由轮，更确切地说，通过处于锁定位置的锁定装置46，这可以使用第二电机40作为辅助发电源。该功能的使用可以例如限于电机30发生故障的情况。图13具有允许将电功率从燃气发生器12传输到主旋翼52的操作。在这种情况下，第二电机40通过第二联接装置44的自由轮连接到燃气发生器12，该自由轮由锁定装置46锁定。第二电机40因此汲取功率，该功率以电流的形式通过电连接结构70传输到第一电机30，该第一电机30将其传送到主旋翼52。注意的是，在锁定第二联接装置44的自由轮之前，优选的是，通过例如通过控制单元控制第二电机40的速度，也通过发动机控制系统知道燃气发生器12的速度，来同步所述自由轮两侧的速度。

图14具有可以在地面上发电的操作。更确切地说，这种操作模式——即所谓的APU(辅助功率单元)模式或功能——是一种其中燃气涡轮在不驱动直升机的主旋翼的情况下驱动发电机以可以确保向地面上的电气设备(诸如电池、飞行设备、供暖或空调)供电的操作。特别地，该模式可以用于对电池进行充电，该电池可以在飞行中用于为电机供应功率，以例如从起飞阶段开始向主旋翼52提供电辅助。

为了实现此功能，锁定装置46处于锁定位置，以便燃气发生器12能够驱动第二电机40。第二电机40因此汲取功率以将其传送到电气设备，同时自由涡轮14由旋翼制动器60锁定，然后处于制动位置。

本发明的第三实施方式(对应于传动装置的第三设计结构)将在说明书的余下部分中参照图15进行描述。

第三结构与第二结构的不同之处在于，传动装置还包括联接系统80，例如棘爪或离合器。联接系统80可在自由涡轮14的轴16同主旋翼52联接的联接位置与自由涡轮14的轴16同主旋翼脱开联接的非联接位置之间移动。

当联接系统80处于联接位置(图15中未示出)时，根据此第三结构的装置所实现的功能与以上参照第二结构所描述的功能相同。

此外，术语“上游”和“下游”是指自由涡轮14的能量朝向主旋翼52的循环方向，换言之，在“自由涡轮-主旋翼”方向上。

图15表示出第三结构的第一示例，其具有使得可以在地面发电(APU模式)的操作。为了实现此功能，锁定装置46处于锁定位置，并且爪形离合器80处于脱开联接位置。燃气发生器12因此经由第二联接装置44的锁定的自由轮驱动第二电机40。第二电机40由此汲取功率以将其传送到电气设备，而自由涡轮14可以驱动第一电机30。具体地，在该第一示例中，爪形离合器80设置在位于第一电机30与自由涡轮14之间的联接装置的下游。

爪形离合器80在此位置的存在允许使用旋翼制动器60，同时允许自由涡轮14驱动第一电机30以产生电功率。具体地，在地面上的某些操作阶段中，需要能够通过保持主旋翼52锁定来产生电功率。然而，在某些燃气涡轮上，在锁定自由涡轮14的情况下操作可能会使其损坏。通过爪形离合器80将自由涡轮14与主旋翼52脱开联接，可以限制此缺点。

本发明的第四实施方式(对应于传动装置的第四结构)将在说明书的余下部分中参照图16进行描述。

第四结构与第一结构相似，但不同之处在于传动装置还包括设置在位于第一电机30与自由涡轮14之间的联接装置下游的爪形离合器80。此外，第四结构的爪形离合器80可以与第三结构的爪形离合器80相同。

当爪形离合器80处于联接位置时，由根据第四结构的装置实现的功能与由根据第一结构的装置实现的功能相同。此外，根据该第四结构，当爪形离合器80处于脱开联接位置时，在APU模式中，可以仅通过第一电机30发电。

尽管已参照具体的示例性实施方式描述了本发明，但是显然的是，在不脱离权利要求所限定的本发明的一般范围的情况下，可以对这些示例进行修改和改变。特别地，所示出/提及的不同实施方式的各个特征可以组合成附加的实施方式。因此，说明书和附图必须考虑为是说明性的，而不是限制性的。

Claims (10)

1.一种用于混合动力飞机、特别是直升机的传动装置(1)，所述飞机包括具有至少一个燃气发生器(12)、由所述燃气发生器产生的气流旋转驱动的自由涡轮(14)的涡轮机以及主旋翼(52)，所述传动装置(1)包括第一可逆电机(30)和第二可逆电机(40)，所述第一可逆电机能够通过第一可停用联接装置(32)联接至所述自由涡轮(14)的轴(16)、以及联接至所述主旋翼(52)，所述第二可逆电机能够通过第二可停用联接装置(44)联接至所述燃气发生器(12)的轴(18)、以及通过第三可停用联接装置(42)联接到所述主旋翼(52)，所述第二可停用联接装置(44)构造成当所述第二电机(40)在第一旋转方向上旋转时启用，并且所述第三可停用联接装置(42)构造为当所述第二电机(40)在与所述第一旋转方向相反的第二旋转方向上旋转时启用。

2.根据权利要求1所述的装置(1)，其中，所述第一可停用联接装置(32)、所述第二可停用联接装置(44)和所述第三可停用联接装置(42)包括自由轮。

3.根据权利要求1或2所述的装置(1)，其中，所述第一电机(30)构造为在发电机模式下或者在马达模式下操作，在所述发电机模式下，所述第一电机能够由传动构件(50)和所述主旋翼(52)旋转驱动，所述传动构件(50)和所述主旋翼(52)本身通过所述第一可停用联接装置(32)由所述自由涡轮(14)驱动，如此以产生电能，在所述马达模式下，所述第一电机(30)能够将功率输入到所述主旋翼(52)。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的装置(1)，包括旋翼制动器(60)，所述旋翼制动器能够通过在防止所述自由涡轮(14)驱动所述主旋翼(52)的制动位置与允许所述自由轮(14)驱动所述主旋翼(52)的自由位置之间移动而设置在所述自由涡轮(14)与所述主旋翼(52)之间。

5.如权利要求4所述的装置(1)，包括能够设置在所述旋翼制动器(60)与所述自由涡轮(14)之间的爪形离合器(80)，所述爪形离合器(80)能够在所述自由涡轮的轴(16)同所述主旋翼(52)联接的联接位置与所述自由涡轮的轴(16)同所述主旋翼(52)脱开联接的脱开联接位置之间移动，所述第一电机(30)在所述爪形离合器(80)上游联接到所述自由涡轮(14)，使得即使在所述爪形离合器(80)处于所述脱开联接位置时所述自由涡轮(14)也能够向所述第一电机(30)输入电功率。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的装置(1)，其中，所述第一电机(30)电连接到所述第二电机(40)，使得所述装置能够通过在第一旋转方向上旋转的所述第二电机(40)和所述第一电机(30)将电功率从所述主旋翼(52)传输到所述燃气发生器(12)。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的装置(1)，其中，所述第二联接装置(44)包括锁定装置(46)，所述锁定装置(46)能够在所述燃气发生器(12)不能旋转驱动所述第二电机(40)的自由位置与所述燃气发生器(12)能够旋转驱动所述第二电机(40)而使得所述第二电机(40)能够从所述燃气发生器(12)中汲取电功率的锁定位置之间移动。

8.根据权利要求7所述的装置(1)，构造为使得由所述第二电机(40)从所述燃气发生器(12)汲取的电功率被传输到所述第一电机(30)。

9.一种混合动力飞机，包括涡轮机和主旋翼(52)，所述涡轮机具有至少一个燃气发生器(12)和由所述燃气发生器产生的气流旋转驱动的自由涡轮(14)，所述混合动力飞机还包括如前述权利要求中任一项所述的传动装置(1)。

10.根据权利要求9所述的混合动力飞机，其中所述混合动力飞机为直升机。