CZ304135B6 - Zpusob regulace hybridní pohonné soustavy letadla a systém pro provádení tohoto zpusobu - Google Patents

Abstract

Zpusob regulace hybridní pohonné soustavy letadla, pricemz tato soustava obsahuje spalovací pohonnou jednotku (1) s vrtulí a elektrickou pohonnou jednotku (2) s vrtulí, pricemz pro rízení letadla obsahuje rídicí ústrojí (3) pilota a rídicí jednotku (5), probíhá tak, ze se ovládá a rídí spalovací pohonná jednotka (1) s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka (2) s vrtulí kazdá samostatne a prímo za letu rídicím ústrojím (3) pilota a také se ovládá a rídí spalovací pohonná jednotka (1) s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka (2) s vrtulí kazdá samostatne a prímo za letu rídicí jednotkou (5) a také se ovládá a rídí spalovací pohonná jednotka (1) s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka (2) s vrtulí za letu spolecne rídicím ústrojím (3) pilota a rídicí jednotkou (5). Vedle výse zmínené regulace hybridní pohonné soustavy se také soucasne dobíjejí elektrické clánky (4) napájející elektrickou pohonnou jednotku (2) s vrtulí rekuperací z elektrické pohonné jednotky (2) s vrtulí v generátorovém rezimu a/nebo ze spalovací pohonné jednotky (1) s vrtulí a generátorem, pricemz dobíjení elektrických clánku (4) se reguluje kazdé samostatne a prímo za letu rídicím ústrojím (3) pilota a také se dobíjení elektrických clánku (4) reguluje samostatne a prímo za letu rídicí jednotkou (5) a také se dobíjení elektrických clánku reguluje za letu spolecne rídicím ústrojím (3) pilota a rídicí jednotkou (5). U systému pro provádení tohoto zpusobu je spalovací pohonná jednotka (1) s vrtulí samostatne prímo spojena propojením (6) s rídicím ústrojím (3) pilota a také je samostatne prímo spojena propojením (8) s rídicí jednotkou (5) a

Description

Vynález se týká způsobu regulace hybridní pohonné soustavy letadla a systému pro provádění tohoto způsobu při využití principu elektrické pohonné jednotky s vrtulí a spalovací pohonné jednotky s vrtulí s tandemovým uspořádání těchto jednotek na trupu letadla.

Dosavadní stav techniky

V současné době se v souvislosti s pokračujícím vývojem různých technologií hybridních pohonů letadel objevují různé systémy regulace těchto pohonů ve vazbě na způsob spojení zdrojů propulse založených na principu spalovacího a elektrického motoru. Spalovací motory, které pro vytvoření propulse přeměňují chemickou energii obsaženou v palivu spalovacím procesem na tepelnou a poté její expanzí na mechanickou, slouží k urychlení proudu vzduchu pomocí vrtule a na základě zákona o změně hybnosti proudu vzduchu tak vytvářejí tah potřebný k pohybu letadla. Elektrické motory, které k vytvoření propulse přeměňují elektrickou energii její přeměnou na mechanickou energii v elektrickém motoru, urychlují proud vzduchu rovněž pomocí vrtule a vytvářejí tah stejným způsobem jako v předchozím případě. Uvedené základní zdroje propulse fungují variantně tak, že otáčivý výstup jako zdroj kroutícího momentu z elektrického motoru je mechanicky přímo propojen s otáčivým výstupem jako zdrojem kroutícího momentu ze spalovacího motoru a tomto případě oba zdroje pohání společně jednu vrtuli a nebo jsou oba motory jako zdroje kroutícího momentu mechanicky nezávisle a každý motor pohání svoji vlastní vrtuli.

V případě mechanicky nezávislých pohonů existuje také varianta, kdy elektrický motor pohání jako zdroj propulse pouze jednu vrtuli a mechanicky oddělený spalovací motor pohání jenom generátor elektrické energie, který slouží pouze pro dobíjení elektrických článků napájecích elektrický motor s vrtulí. Varianty, které využívají buď mechanického propojení zdrojů kroutícího momentu nebo využívají k pohonu pouze jednu vrtuli naháněnou elektromotorem mají z hlediska aplikace na letadlech nevýhody, především s ohledem na konstrukčním složitost, hmotnost a spolehlivost a také ve vazbě na pokrytí rychle se měnících požadavků na velikost propulse v různých fázích letu.

Z hlediska potřeb na zajištění regulace a bezpečné vzájemné spolupráce zdrojů kroutícího momentu mají uvedené varianty spojení svoje výhody a nevýhody.

Varianta mechanicky přímo propojených zdrojů kroutících momentů je daleko náročnější pro vzájemnou regulaci z toho důvodu, že potřeby na velikost odběru kroutícího momentu na letadle se v různých fázích letu velmi liší a regulační systém v tomto případě musí, mimo jiné, zajistit rychlé a přímé odpojení jednoho ze zdrojů kroutícího momentu pod vysokým mechanickým zatížením, např. převodového ústrojí či mechanické spojky, což má i negativní vliv na spolehlivost celého systému.

Oproti tomu systém složený ze dvou mechanicky nezávislých zdrojů kroutícího momentu v tandemovém uspořádání umožňuje jednoduchou přímou nebo kombinovanou regulaci obou zdrojů kroutícího momentu.

Podstata vynálezu

Uvedené nedostatky z hlediska regulace odstraňuje způsob regulace hybridní pohonné soustavy letadla, kde tato soustava obsahuje spalovací pohonnou jednotku s vrtulí a generátorem a elektrickou pohonnou jednotku, přičemž pro řízení letadla obsahuje přímé řídicí ústrojí pilota a přímou řídicí jednotku, když podstata způsobu regulace spočívá v tom, že se ovládá a řídí spalovací

- 1 CZ 304135 B6 pohonná jednotka s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka s vrtulí každá samostatně a přímo za letu řídicím ústrojím pilota a také se ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka s vrtulí každá samostatně a přímo za letu řídicí jednotkou a také se ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka s vrtulí za letu společně řídicím ústrojím pilota a řídicí jednotkou.

Současně s těmito regulačními způsoby se dobíjí elektrické články napájecí elektrickou pohonnou jednotku s vrtulí rekuperací z elektrické pohonné jednotky s vrtulí v generátorovém režimu a/nebo ze spalovací pohonné jednotky s vrtulí a generátorem se dobíjí elektrické články napájející energii elektrickou pohonnou jednotku s vrtulí, přičemž dobíjení elektrických článků se reguluje samostatně a přímo za letu řídicím ústrojím pilota a také se dobíjení elektrických článků reguluje samostatně a přímo za letu řídicí jednotkou a také se dobíjení elektrických článků reguluje za letu společné řídicím ústrojím pilota a řídicí jednotkou.

Systém pro provádění vpředu uvedeného způsobu regulace je vytvořen tak, že obsahuje spalovací pohonnou jednotku s vrtulí a generátorem a elektrickou pohonnou jednotku s vrtulí, kde tyto jednotky jsou umístěny bez vzájemné mechanické vazby tandemově ve směru letu na trupu letadla, přičemž při tomto uspořádání je spalovací pohonná jednotka s vrtulí a generátorem samostatně přímo spojena propojením s řídicím ústrojím pilota a také je samostatně přímo spojena propojením s řídicí jednotkou a elektrická pohonná jednotka s vrtulí je samostatně přímo spojena propojením s řídicím ústrojím pilota a také je samostatně přímo spojena propojením s řídící jednotkou přičemž řídicí ústrojí pilota je samostatně přímo spojeno propojením s řídicí jednotkou. Toto tandemové uspořádání pohonných jednotek je bez vnitřní mechanické vazby a umožňuje jak společný chod obou pohonných jednotek s vrtulí, kdy obě vytváří maximální propulsní účinek, tak současně umožňuje i vzájemně nezávislý chod pouze jedné pohonné jednotky s vrtulí, např. v cestovném letu, kdy se tak šetří energie druhé pohonné jednotky. Současně další výhodou této koncepce je to, že osy obou motorů pohonných jednotek / vrtulí jsou uspořádány souběžně s hlavní podélnou osou identické a v případě letu na jednu pohonnou jednotku je tím vhodně eliminován zatáčivý účinek, který je jinak významný při letu najeden motor u letadel v klasickém uspořádání motorů na křídlech.

Systém dále obsahuje dobíjitelné elektrické články, které jsou přímo spojeny silovým propojením se spalovací pohonnou jednotkou s vrtulí a generátorem a jsou také přímo spojeny silovým propojením s elektrickou pohonnou jednotkou s vrtulí, přičemž dobíjitelné elektrické články jsou přímo spojeny propojením s řídicí jednotkou a přímo spojeny propojením s řídicím ústrojím pilota.

Systém pro regulaci hybridní pohonné soustavy letadla může provádět současně i optimalizaci nastavení výkonu na elektrickém motoru pro možnost rekuperačního dobíjení dobíjitelných elektrických článků za letu ve vztahu k letové fázi či na zemi s ohledem na velikost vybití těchto článků a potřeby na rychlost obnovy plné kapacity.

Přehled obrázku na výkrese

Vynález bude dále vysvětlen pomocí výkresu, na kterém je v bočním pohledu schematicky znázorněno uspořádání jednotlivých pohonných jednotek a prvků regulační soustavy umístěných v trupu letadla.

Příklady provedení vynálezu

Způsob regulace hybridní pohonné soustavy probíhá tak, že se ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka 1 s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka 2 s vrtulí každá samostatně a přímo za letu řídicím ústrojím 3 pilota a také se ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka 1 s vrtulí a

-2CZ 304135 B6 generátorem a elektrická pohonná jednotka 2 s vrtulí každá samostatně a přímo za letu řídicí jednotkou 5 a také se ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka i s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka 2 s vrtulí za letu společně řídicím ústrojím 3 pilota a řídicí jednotkou 5. Vedle výše zmíněného způsobu regulace hybridní pohonné soustavy se také současně dobíjejí elektrické články 4 napájející elektrickou pohonnou jednotku 2 s vrtulí rekuperací z elektrické pohonné jednotky 2 s vrtulí v generátorovém režimu a/nebo ze spalovací pohonné jednotky 1 s vrtulí a generátorem, přičemž dobíjení elektrických článků 4 se reguluje každé samostatně a přímo za letu řídicím ústrojím 3 pilota a také se dobíjení elektrických článků 4 reguluje samostatně a přímo za letu řídicí jednotkou 5 a také se dobíjení elektrických článků reguluje za letu společně řídicím ústrojím 3 pilota a řídicí jednotkou 5.

Zajištění způsobu regulace hybridní pohonné soustavy letadla je podle obrázku systémem provedeno takovým, že spalovací pohonná jednotka 1 s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka 2 s vrtulí jsou umístěny bez vzájemné mechanické vazby tandemově ve směru letu na trupu letadla, přičemž spalovací pohonná jednotka 1 s vrtulí a generátorem je samostatně přímo spojena propojením 6 s řídicím ústrojím 3 pilota a také je samostatně přímo spojena propojením 6 s řídicím ústrojím 3 pilota a také je samostatně přímo spojena propojením 8 s řídicí jednotkou 5 a elektrická pohonná jednotka 2 s vrtulí je samostatně přímo spojena propojením 7 s řídicím ústrojím 3 pilota a také je samostatně přímo spojena propojením 9 s řídicí jednotkou 5, přičemž řídicí ústrojí 3 pilota je samostatně přímo spojeno propojením 12 s řídicí jednotkou 5.

Systém dále obsahuje dobíjitelné elektrické články 4, které jsou přímo spojeny silovým propojením J_4 se spalovací pohonnou jednotkou i s vrtulí a generátorem ajsou také přímo spojeny silovým propojením 11 s elektrickou pohonnou jednotkou 2 s vrtulí, přičemž dobíjitelné elektrické články 4 jsou přímo spojeny propojením 10 s řídicí jednotkou 5 a přímo spojeny propojením 13 s řídicím ústrojím 3 pilota. Uspořádání pohonných jednotek podle tohoto příkladu provedení je možné jednoduše zaměnit tak, že elektrická pohonná jednotka 2 s vrtulí může být také umístěna v přední části trupu a spalovací pohonná jednotka i s vrtulí a generátorem může být umístěna v zadní části trupu při zachování stejného principu přímých spojení s řídicí jednotkou 5 a řídicím ústrojím 3 pilota pomocí stejných propojení jako v předchozím příkladu provedení.

Toto uspořádání pohonných jednotek je bez vnitřní mechanické vazby a umožňuje jak společný chod obou pohonných jednotek 1 a 2 vrtulí, kdy obě vytváří maximální propulsní účinek, tak současně umožňuje i vzájemně nezávislý chod pouze jedné pohonné jednotky s vrtulí, např. v cestovním letu, kdy se tak šetří energie druhé pohonné jednotky. Současně další výhodou této koncepce je to, že osy obou motorů pohonných jednotek / vrtulí jsou uspořádány souběžně s hlavní podélnou osou symetrie trupu / letadla a mohou být případně jak v její blízkosti, tak i s touto hlavní osou identické a v případě letu na jednu pohonnou jednotku i nebo 2 s vrtulí je tím vhodně eliminován zatáčivý účinek, který je jinak významný při letu najeden motor u letadel v klasickém uspořádání motorů na křídlech.

Toto jejich tandemové nezávisle uspořádání bez vzájemné mechanické vazby umožňuje řešit jejich regulaci a ovládání variantním způsobem, kdy obě pohonné jednotky i a 2 mohou být ovládány nezávisle systémem založeným buď na mechanickém, či elektromechanickém principu. Systém pro regulaci hybridní pohonné soustavy letadla může provádět současně i optimalizaci nastavení výkonu na elektrické pohonné jednotce 2 pro možnost rekuperačního dobíjení dobíjitelných elektrických článků 4 za letu ve vztahu k letové fázi či na zemi s ohledem na velikost vybití těchto článků a potřeby na rychlost obnovy plné kapacity.

Claims (2)

PATENTOVÉ NÁROKY

1. Způsob regulace hybridní pohonné soustavy letadla, přičemž tato soustava obsahuje spalovací pohonnou jednotku a elektrickou pohonnou jednotku, přičemž pro řízení letadla obsahuje přímé řídicí ústrojí pilota a přímou řídicí jednotku, vyznačující se tím, že se ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka s vrtulí a elektrická pohonná jednotka s vrtulí každá samostatně a přímo za letu řídicím ústrojím pilota a že se také ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka s vrtulí a elektrická pohonná jednotka s vrtulí každá samostatně a přímo za letu řídicí jednotkou a že se také ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka s vrtulí a elektrická pohonná jednotka s vrtulí za letu společně řídicím ústrojím pilota a řídicí jednotkou a dále tím, že se dobíjejí elektrické články napájející elektrickou pohonnou jednotku s vrtulí rekuperací z elektrické pohonné jednotky s vrtulí v generátorovém režimu a/nebo ze spalovací pohonné jednotky s vrtulí a generátorem s tím, že se dobíjení elektrických článků reguluje každé samostatně a přímo za letu řídicím ústrojím pilota a že se také dobíjení elektrických článků reguluje samostatně a přímo za letu řídicí jednotkou a že se také dobíjení elektrických článků reguluje za letu společně řídicím ústrojím pilota a řídicí jednotkou.

2. Systém pro provádění způsobu regulace hybridní pohonné soustavy letadla podle nároku 1, sestávající ze spalovací pohonné jednotky (1) s vrtulí a elektrické pohonné jednotky (2) s vrtulí, které jsou umístěny bez vzájemné mechanické vazby tandemově ve směru letu na trupu letadla, vyznačující se tím, že spalovací pohonná jednotka (1) s vrtulí je samostatně přímo spojena propojením (6) s řídicím ústrojím (3) pilota a také je samostatně přímo spojena propojením (8) s řídicí jednotkou (5) a elektrická pohonná jednotka (2) s vrtulí je samostatně přímo spojena propojením (7) s řídicím ústrojím (3) pilota a také je samostatně přímo spojena propojením (9) s řídicí jednotkou (5), přičemž řídicí ústrojí (3) pilota je samostatně přímo spojeno propojením (12) s řídicí jednotkou (5), a dále tím, že obsahuje dobíjitelné elektrické články (4), které jsou přímo spojeny silovým propojením (14) se spalovací pohonnou jednotkou (1) s vrtulí a generátorem a jsou také přímo spojeny silovým propojením (11) s elektrickou pohonnou jednotkou (2) s vrtulí, přičemž dobíjitelné elektrické články (4) jsou přímo spojeny propojením (10) s řídicí jednotkou (5) a také přímo spojeny propojením (13) s řídicím ústrojím (3) pilota.