ITUB20150241A1 - Sistema di controllo per un velivolo a motore, particolarmente adatto alla gestione di avarie motore, nonche' rispettivo metodo di funzionamento - Google Patents
Sistema di controllo per un velivolo a motore, particolarmente adatto alla gestione di avarie motore, nonche' rispettivo metodo di funzionamento Download PDFInfo
- Publication number
- ITUB20150241A1 ITUB20150241A1 ITUB2015A000241A ITUB20150241A ITUB20150241A1 IT UB20150241 A1 ITUB20150241 A1 IT UB20150241A1 IT UB2015A000241 A ITUB2015A000241 A IT UB2015A000241A IT UB20150241 A ITUB20150241 A IT UB20150241A IT UB20150241 A1 ITUB20150241 A1 IT UB20150241A1
- Authority
- IT
- Italy
- Prior art keywords
- electric motor
- motor
- control system
- aircraft
- primary
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 14
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 11
- 238000004146 energy storage Methods 0.000 claims description 10
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims description 3
- HBBGRARXTFLTSG-UHFFFAOYSA-N Lithium ion Chemical compound [Li+] HBBGRARXTFLTSG-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 2
- 229910001416 lithium ion Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 claims description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims 2
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 claims 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 7
- 238000007726 management method Methods 0.000 description 7
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 2
- 238000011017 operating method Methods 0.000 description 2
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000011664 signaling Effects 0.000 description 1
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
- B64D35/08—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission being driven by a plurality of power plants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Control Of Electric Motors In General (AREA)
Description
Descrizione di Brevetto per invenzione industriale avente per titolo:
?SISTEMA DI CONTROLLO PER UN VELIVOLO A MOTORE,
PARTICOLARMENTE ADATTO ALLA GESTIONE DI AVARIE MOTORE,
NONCH? RISPETTIVO METODO DI FUNZIONAMENTO?
CAMPO TECNICO DELL?INVENZIONE
La presente invenzione si riferisce al settore dei velivoli a motore, quali ad esempio, aeroplani, elicotteri, velivoli anfibi e similari, tanto monomotore quanto plurimotore.
La presente invenzione riguarda, pi? in particolare, un sistema di controllo concepito prevalentemente ma non esclusivamente per velivoli medi o leggeri, particolarmente adatto alla gestione, in modo sicuro, di avarie ad un motore di tali velivoli.
La presente invenzione riguarda inoltre un metodo di funzionamento di un tale sistema di controllo.
STATO DELLA TECNICA ANTERIORE
Nella presente descrizione e nelle rivendicazioni che seguono con il termine ?motore primario? di un velivolo a motore tradizionale si fa riferimento ad un motore termico, il quale, in uso, ? preposto a sviluppare, da solo (nel caso di velivoli monomotore) od in combinazione con altri motori (nel caso di velivoli plurimotore), la potenza necessaria a porre e mantenere in movimento il velivolo durante le varie fasi del volo (rullaggio, decollo, crociera ed atterraggio).
Come ? noto, un?avaria al motore primario di un velivolo mono o plurimotore implica la necessit? di provvedere in tempi rapidi all?atterraggio del velivolo in un?area priva di ostacoli, con possibili conseguenti danneggiamenti sia alla struttura del velivolo che al pilota ed ai passeggeri. Gli effetti di un?avaria ad un motore primario di un velivolo, che il pilota si trova a dover gestire, comprendono, tra l?altro, un aumento della velocit? di discesa, ad esempio in un velivolo monomotore, e/o un effetto imbardante, in velivoli plurimotori, effetti negativi non sempre facilmente controllabili.
SCOPI DELL?INVENZIONE
Uno scopo, quindi, della presente invenzione ? quello di migliorare lo stato della tecnica nel settore dei velivoli a motore.
Un altro scopo della presente invenzione ? di fornire un sistema di controllo per un velivolo a motore, che sia particolarmente adatto alla gestione di avarie ad un motore primario di tale velivolo, e che consenta di ridurre al minimo gli effetti negativi che queste comportano.
Un ulteriore scopo della presente invenzione ? quello di mettere a disposizione un sistema di controllo per un velivolo a motore, particolarmente adatto alla gestione di avarie ad un motore primario di tale velivolo, che sia facilmente implementabile su velivoli di tipo tradizionale.
Un altro scopo ancora della presente invenzione ? di fornire un sistema di controllo per un velivolo a motore, particolarmente adatto alla gestione di avarie ad un motore primario di tale velivolo, che consenta inoltre di ottimizzare, in qualsiasi fase del volo, le performance del velivolo sul quale esso ? installato.
Conformemente ad un primo aspetto della presente invenzione, ? previsto un sistema di controllo per un velivolo a motore, particolarmente adatto alla gestione di avarie ad almeno un motore primario di un tale velivolo, secondo la rivendicazione 1.
Conformemente ad un secondo aspetto della presente invenzione, si prevede un metodo di funzionamento di un sistema di controllo secondo il primo aspetto della presente invenzione, secondo la rivendicazione 14.
Le rivendicazioni dipendenti si riferiscono a forme preferite e vantaggiose dell?invenzione.
BREVE DESCRIZIONE DEI DISEGNI
Ulteriori caratteristiche e vantaggi della presente invenzione risulteranno maggiormente evidenti dalla descrizione dettagliata di alcune forme di realizzazione preferite di un sistema di controllo per un velivolo a motore, particolarmente adatto alla gestione di avarie ad almeno un motore primario di un tale velivolo, illustrate a titolo esemplificativo, ma non limitativo, nelle unite tavole di disegni in cui:
la figura 1 ? uno schema a blocchi illustrante un sistema di controllo secondo la presente invenzione, installato in un velivolo monomotore di tipo tradizionale;
la figura 2 ? una vista frontale di un esempio di realizzazione di un sistema di controllo abbinato ad un motore primario di un velivolo di tipo tradizionale come da figura 1;
la figura 3 ? una vista posteriore del sistema di controllo di cui a figura 2;
la figura 4 ? una vista in sezione laterale, presa lungo la traccia IV-IV di figura 3;
le figure 5 e 6 mostrano, rispettivamente, un carter di contenimento di alcuni componenti del sistema di controllo secondo la presente invenzione, senza e con i rispettivi mezzi di trasmissione a cinghia; e
le figure 7 e 8 illustrano, rispettivamente, un carter di contenimento di alcuni componenti del sistema di controllo secondo la presente invenzione, senza e con i rispettivi mezzi di trasmissione ad ingranaggi.
Negli uniti disegni parti o componenti uguali sono contraddistinti dai medesimi numeri di riferimento.
FORME DI ATTUAZIONE DELL?INVENZIONE
Con riferimento dapprima alle figure allegate da 1 a 4 si noter? come la presente invenzione si applichi a velivoli a motore, dotati di motore primario A, ad esempio del tipo a ciclo otto, ciclo diesel o ciclo Briton-joule, provvisti di un rispettivo albero di uscita B, il quale albero ? collegabile, come ? noto, a rispettivi mezzi propulsori, ad esempio ad elica o fan (indicati nelle figure con il riferimento C).
Pi? in particolare, la presente invenzione si riferisce ad un sistema di controllo per un velivolo a motore tradizionale come sopra richiamato, il quale sistema ? generalmente indicato nelle figure con il numero di riferimento 1 e comprende almeno un motore elettrico 2 provvisto di almeno un rispettivo albero di uscita 3.
Il sistema di controllo 1 secondo la presente invenzione comprende inoltre mezzi accumulatori di energia, indicati nelle figure con il riferimento 4, elettricamente collegabili al rispettivo motore elettrico 2.
Tali mezzi accumulatori di energia 4 comprendono, ad esempio, un set di batterie ricaricabili, di un tipo adatto qualsiasi, in funzione del velivolo e delle performance richieste, ad esempio del tipo a ioni di litio o chimiche.
Il sistema di controllo 1 secondo la presente invenzione comprende inoltre mezzi di accoppiamento-disaccoppiamento 5 provvisti di mezzi di connessione (5a e 5b) del tipo elettro-meccanico, idraulico o magnetico, ecc., funzione del contesto di utilizzo, per il collegamento, da un lato al motore elettrico 2 e, dall?altro lato, all?albero di uscita B del motore primario A del velivolo.
Il sistema di controllo 1 secondo la presente invenzione comprende inoltre mezzi di controllo 6 operativamente connessi almeno al motore elettrico 2, ai mezzi accumulatori di energia 4 ed ai mezzi di accoppiamento-disaccoppiamento 5 ai/dai quali inviano/ricevono adatti segnali di controllo sc.
I mezzi di controllo 6, possono comprendere, come ? evidente, una unit? di controllo a programma o CPU, nonch? mezzi di ingresso-uscita o I/O (quali ad esempio uno schermo visualizzatore, una tastiera, ecc.), a questa operativamente collegabili in modo tale che il pilota del velivolo possa inserire adatti parametri di controllo nell?unit? di controllo a programma e/o visualizzare eventuali informazioni da essa elaborate.
I mezzi di controllo 6 del sistema di controllo 1 secondo la presente invenzione sono, quindi, previsti attivabili manualmente dal pilota, ad esempio mediante in mezzi di ingresso-uscita, oppure automaticamente, in risposta, ad esempio, all?elaborazione di un segnale di controllo sc ricevuto dall?unit? di controllo a programma ed inviato dai mezzi accumulatori di energia 4 e/o dai mezzi di accoppiamento-disaccoppiamento 5 e/o dal motore elettrico 2, come si dir? meglio in seguito.
Tornando al motore elettrico 2, esso ? accoppiabile in serie oppure in parallelo ad un rispettivo motore primario A, con l?interposizione dei mezzi di accoppiamentodisaccoppiamento 5, in corrispondenza dei suoi mezzi di connessione 5a e 5b.
Pi? in particolare, il motore elettrico 2 ? collegabile all?albero di uscita B del motore primario A, cosicch?, in uso, risulta trascinabile in rotazione da quest?ultimo.
I mezzi di accoppiamento-disaccoppiamento 5 comprendono almeno un mezzo a frizione tra l?albero di uscita B del motore primario A ed il motore elettrico 2, e vengono azionati, come gi? accennato sopra, sotto il controllo dei mezzi di controllo 6. Il velivolo di tipo tradizionale cui il sistema di controllo secondo l?invenzione ? applicabile comprende anche mezzi di trasmissione D tra l?albero di uscita B del motore primario A ed i mezzi propulsori ad elica o fan C. L?albero di uscita del motore elettrico 2 ? collegabile a tali mezzi di trasmissione D.
Vantaggiosamente, il sistema di controllo 1 secondo la presente invenzione comprende inoltre un carter di contenimento 7, entro il quale risulta alloggiato il motore elettrico 2. Tale carter di contenimento 7 presenta configurazione ad esempio troncoconica, rastremata verso l?albero di uscita 3 del motore elettrico 2, ed ? previsto per essere di dimensioni molto ridotte, in modo da ridurre al minimo gli ingombri del sistema di controllo 1 e renderlo installabile, senza difficolt?, a diverse tipologie di velivoli a motore tradizionali, in configurazione traente e spingente singolo e/o multimotore.
Nonostante le dimensioni ridotte, il carter di contenimento 7 ? in grado di alloggiare, oltre al motore elettrico 2 ed al suo cablaggio, anche la componentistica del sistema di raffreddamento (ad acqua e/o aria) ed il cablaggio per il controllo di gestione di tale motore elettrico 2. Il cablaggio per il controllo di gestione, come ? noto, comprende la circuiteria ed i mezzi sensori che consentono al FADEC (Full Autority Digital Engine Control) di effettuare la gestione del motore elettrico 2, secondo le modalit? di funzionamento che saranno di seguito descritte, eventualmente, in collaborazione con il sistema FMS (Flight Management System) del velivolo.
I mezzi di trasmissione D (figure da 2 a 4) sono solitamente alloggiati all?interno di un rispettivo carter di contenimento 8 ed il carter di contenimento 7 del motore elettrico 2 del sistema di controllo ? previsto disposto posteriormente a tale carter 8 dei mezzi di trasmissione D (si vedano in particolare le figure 2 e 8). L?ingombro del carter 7, rispetto all?ingombro generale del gruppo motore ? molto ridotto, praticamente del tutto trascurabile. Qualora poi i mezzi di trasmissione siano del tipo a cinghia (si veda la figura 4), il carter di contenimento del motore elettrico ? previsto non solo posteriormente ma anche inferiormente al carter 8 di contenimento dei mezzi di trasmissione a cinghia.
Orbene, con una tale configurazione del sistema di controllo 1, un velivolo sul quale esso sia installato risulta controllabile durante tutte le fasi del volo secondo le modalit? che saranno di seguito descritte e, a maggior ragione, durante un?avaria al motore primario.
Appare chiaro, infatti, come in base alle esigenze di viaggio, e dei segnali di controllo sc inviati/ricevuti dai mezzi di controllo 6, il motore elettrico 2 possa essere alimentato mediante i mezzi accumulatori di energia 4 e possa funzionare in aggiunta od in alternativa al motore primario A del velivolo.
Nello specifico, infatti, il motore elettrico 2, che come detto sopra ? trascinato in rotazione dall?albero di uscita B del motore primario A, pu? fungere, a seconda delle esigenze, da motore (fornendo potenza ai mezzi propulsori ad elica o fan C del velivolo) oppure da alternatore (generando energia da immagazzinare nei mezzi accumulatori 4). In uso, pertanto, il motore elettrico 2 pu? essere di ausilio al motore primario A, contribuendo a fornire la potenza da trasferire ai mezzi propulsori ad elica o fan C, oppure pu? lavorare in alternativa ad esso, ad esempio nel caso di avaria al motore primario, quando quest?ultimo sia fuori uso.
In condizioni di motore primario A funzionante in modo corretto, invece, il motore elettrico 2 pu? fungere da alternatore e fornire quindi energia da immagazzinare nei mezzi accumulatori 4, la quale energia, sar? al bisogno erogata ad altri dispositivi/componenti passivi 9 del velivolo, ad esempio al sistema antighiaccio, strumenti di navigazione, illuminazione, ecc..
Il metodo di funzionamento del sistema di controllo 1 secondo la presente invenzione ? pertanto quanto mai semplice ed affidabile e prevede, come detto sopra, una fase di alimentare il motore elettrico 2 mediante i mezzi accumulatori di energia 4 in aggiunta od in alternativa al motore primario A.
Secondo una specifica di tale metodo, la fase di alimentare tale motore elettrico 2 in alternativa al motore primario A del velivolo, prevede di disaccoppiare tra loro il motore primario A ed il motore elettrico 2 mediante l?azionamento, da parte di detti mezzi di controllo 6, dei mezzi di accoppiamento-disaccoppiamento 5, pi? in particolare i mezzi di connessione 5a, ai quali i mezzi di controllo 6 inviano adatti segnali sc.
Il metodo di funzionamento del sistema di controllo prevede all?occorrenza, durante una fase di rullaggio di un velivolo a motore su cui il sistema ? installato, di alimentare il motore elettrico 2 mediante i mezzi accumulatori di energia 4 in sostituzione al motore primario A. In questo modo si fornisce potenza ai mezzi propulsori ad elica o fan C, senza stressare eccessivamente il motore primario A del velivolo, che in questa fase pu? raggiungere le condizioni ottimali per il volo senza subire stress dovuti alle variazioni di potenza richiesta dalla fase di rullaggio.
Durante una fase di crociera di un velivolo a motore, sul quale il sistema di controllo secondo l?invenzione ? installato, il metodo di funzionamento prevede di fornire l?energia generata dal motore elettrico 2 ai mezzi accumulatori di energia 4 ad esso connessi, in modo che questa venga accumulata per essere successivamente utilizzata al bisogno.
L?energia prodotta dal motore elettrico 2, pu? essere anche fornita, con accorgimenti ben noti all?esperto del settore, anche ad altri dispositivi passivi 9 installati nel velivolo, ad esempio spie luminose o altri mezzi segnalatori presenti nella cabina di pilotaggio oppure il sistema antighiaccio, strumenti di navigazione, ecc.
Il metodo di funzionamento del sistema di controllo 1 secondo l?invenzione comprende di alimentare il motore elettrico 2 del sistema mediante i mezzi accumulatori di energia 4, anche durante la fase di crociera del velivolo, una volta che i mezzi accumulatori di energia 4 risultino completamente caricati. Tale fase di alimentazione perdura per un tempo determinato, fino a quando i mezzi accumulatori di energia 4 non hanno erogato una percentuale predefinita, ad esempio circa il 15%, dell?energia precedentemente immagazzinata. In tale intervallo di tempo, il motore elettrico 2 contribuisce, insieme al motore primario A, all?erogazione di potenza ai mezzi propulsori ad elica o fan C e, pertanto, consente una riduzione dei consumi del motore primario A.
Appare del tutto evidente che il sistema di controllo 1 sopra descritto ed il suo metodo di funzionamento raggiungono gli scopi sopra dichiarati in quanto, nel caso di malfunzionamento o avaria del motore primario A di un velivolo, compensando almeno parzialmente il malfunzionamento del motore primario, consentono al pilota di ridurre gli effetti negativi derivanti da tale avaria, controllando meglio, ad esempio, la velocit? di discesa del velivolo monomotore nonch? riducendo l?effetto imbardante su velivoli plurimotori. Questo offre al pilota, ad esempio, pi? tempo a disposizione per raggiungere una zona di atterraggio priva di ostacoli ed aumenta le probabilit? di effettuare un atterraggio di emergenza in condizioni soddisfacenti.
Il fatto che il motore elettrico 2, poi, a seconda delle esigenze, funzioni da motore o da alternatore, ? inoltre vantaggioso perch? consente di alleggerire ulteriormente il peso del gruppo motore di un velivolo tradizionale.
Il motore elettrico 2 del sistema di controllo secondo la presente invenzione, a ben vedere, pu? svolgere anche la funzione di motorino di avviamento. Ci? consente di eliminare dal gruppo motore di un velivolo tradizionale sia il motorino di avviamento (del peso, ad esempio, di 5 Kg circa) che il volano, del peso medio, ad esempio, di 7 Kg circa.
Il fatto che il motore elettrico 2 del sistema secondo l?invenzione possa fungere da alternatore rende inutile la presenza di un alternatore calettato sull?albero di uscita B del motore primario A, con un ulteriore risparmio di, ad esempio, 4 Kg circa di peso.
Considerando, poi, che il sistema di controllo secondo l?invenzione ha un peso, ad esempio, di 10 Kg circa, il risparmio di peso risulta nell?ordine del 5%.
Si noter? inoltre che il fatto di impiegare il motore elettrico 2, durante la fase di rullaggio dall?area di parcheggio sino alla pista di decollo, aumenta la durata del motore primario A, il quale non viene sottoposto allo stress termico derivante da tali operazioni. Come detto sopra, nell?eventualit? di un?avaria al motore primario, con i mezzi di accoppiamento-disaccoppiamento 5 del sistema di controllo 1 secondo l?invenzione sar? possibile svincolare il motore primario A in avaria e sar? possibile controllare la discesa del velivolo per raggiungere siti idonei all?atterraggio oppure, nel caso di un velivolo plurimotore, sar? possibile utilizzare la potenza fornita dal motore elettrico 2 per andare a contrastare l?inevitabile effetto imbardante causato dall?avaria.
Non solo, il mantenimento dell?energia accumulata nei mezzi accumulatori di energia 4 sar? garantito durante tutte le fasi del volo, in quanto nelle fasi in cui si richiede al motore primario di erogare una potenza ridotta (ad esempio nella fase di crociera o di discesa) i mezzi accumulatori di energia 4 saranno, come descritto sopra, costantemente eccitati e quindi, al raggiungimento della carica completa, il motore elettrico 2 contribuir? all?erogazione della potenza necessaria ai mezzi propulsori ad elica o fan C, utilizzando una determinata percentuale della potenza preventivamente accumulata. Ci?, come ? chiaramene comprensibile, porta alla riduzione dei consumi da parte del motore primario A.
Infine, le ridotte dimensioni del carter di alloggiamento del motore elettrico 2 del sistema di controllo 1 secondo la presente invenzione, consentono di installare facilmente un tale sistema anche in velivoli di tipo tradizionale.
L?invenzione cos? concepita ? suscettibile di numerose modifiche e varianti tutte rientranti nell?ambito del concetto inventivo.
Claims (19)
- RIVENDICAZIONI 1. Sistema di controllo (1) di un velivolo a motore, particolarmente adatto alla gestione di avarie ad almeno un motore primario (A) di detto velivolo, in cui detto motore primario (A) presenta un rispettivo albero di uscita (B) per la connessione con almeno un mezzo propulsore (C), detto sistema di controllo comprendendo: - almeno un motore elettrico (2) dotato di almeno un albero di uscita (3) per la connessione a detto almeno un mezzo propulsore (C) di detto velivolo; - almeno mezzi accumulatori (4) di energia elettricamente collegabili a detto almeno un motore elettrico (2); - almeno mezzi di accoppiamento-disaccoppiamento (5) presentanti mezzi di connessione (5a, 5b) per l?impegno, da un lato, con detto almeno un motore elettrico (2) e, dall?altro lato, con detto almeno un albero di uscita (B) di detto almeno un motore primario (A) di detto velivolo; e - mezzi di controllo (6) operativamente connessi a detto almeno un motore elettrico (2), a detti mezzi accumulatori (4) ed a detti mezzi di accoppiamento-disaccoppiamento (5) ai/dai quali inviano/ricevono adatti segnali di controllo (sc) cosicch? detti mezzi di controllo (6) azionano detti mezzi di accoppiamentodisaccoppiamento (5) e provvedono ad alimentare detto almeno un motore elettrico (2) mediante detti mezzi accumulatori (4) di energia, in funzione di detti segnali (sc) inviati/ricevuti da detto almeno un motore elettrico (2), a detti mezzi accumulatori (4) ed a detti mezzi di accoppiamento-disaccoppiamento (5).
- 2. Sistema di controllo (1) secondo la rivendicazione 1, in cui detto almeno un motore elettrico (2) ? accoppiabile in serie o parallelo a detto almeno un motore primario (A) per interposizione di detti mezzi di accoppiamento-disaccoppiamento (5).
- 3. Sistema di controllo (1) secondo la rivendicazione 2, in cui detto almeno un motore elettrico (2) ? collegabile a detto almeno un albero di uscita (B) di detto almeno un motore primario (A), cosicch? risulta, in uso, trascinabile in rotazione da quest?ultimo.
- 4. Sistema di controllo (1) secondo una qualunque delle rivendicazioni da 1 a 3, in cui detti mezzi di accoppiamento-disaccoppiamento (5) comprendono almeno un mezzo a frizione tra detto albero di uscita (B) di detto almeno un motore primario (A) e detto almeno un motore elettrico (2).
- 5. Sistema di controllo (1) secondo una qualunque delle rivendicazioni da 1 a 4, comprendente almeno mezzi di trasmissione (D) tra detto almeno un albero di uscita (3) di detto motore elettrico (2) e detto almeno un mezzo propulsore (C).
- 6. Sistema di controllo (1) secondo una qualunque delle rivendicazioni da 1 a 5, comprendente un carter di contenimento (7) per detto almeno un motore elettrico (2).
- 7. Sistema di controllo secondo la rivendicazione 6, in cui detto carter di contenimento (7) presenta configurazione troncoconica, rastremata verso detto almeno un albero di uscita (3) di detto almeno un motore elettrico (2).
- 8. Sistema di controllo (1) secondo la rivendicazione 6 o 7, quando dipendente dalla rivendicazione 5, in cui in cui detto almeno un carter di contenimento (7) ? connesso posteriormente ad un carter di contenimento (8) di detti mezzi di trasmissione (D).
- 9. Sistema di controllo (1) secondo la rivendicazione 8, quando dipendente dalla rivendicazione 5, in cui in cui detto almeno un carter di contenimento (7) ? connesso inferiormente ad un carter di contenimento (8) di detti mezzi di trasmissione a cinghia (D).
- 10. Sistema di controllo (1) secondo una qualunque delle rivendicazioni da 6 a 9, in cui detto carter di contenimento (7) per detto motore elettrico (2) presenta un ingombro tale da alloggiare, oltre a detto motore elettrico (2) ed al suo cablaggio, anche la componentistica del sistema di raffreddamento ed il cablaggio per il controllo di gestione di detto motore elettrico (2).
- 11. Sistema di controllo (1) secondo una qualunque delle rivendicazioni da 1 a 9, in cui detti mezzi accumulatori di energia (4) comprendono almeno una o pi? batterie ricaricabili a ioni di litio o chimiche.
- 12. Sistema di controllo (1) secondo una qualunque delle rivendicazioni da 1 a 10, in cui detti mezzi di controllo (6) sono attivabili manualmente da un operatore e/o automaticamente.
- 13. Velivolo comprendente un sistema di controllo (1) secondo una qualunque delle rivendicazioni da 1 a 12, provvisto di almeno un motore primario (A) di tipo termico, preferibilmente del tipo a ciclo otto o ciclo diesel o ciclo Briton-joule.
- 14. Metodo di funzionamento di un sistema di controllo (1) secondo una qualunque delle rivendicazioni da 1 a 12, comprendente, in caso di avaria, la fase di alimentare detto almeno un motore elettrico (2) mediante detti mezzi accumulatori (4) di energia in aggiunta od in alternativa a detto almeno un motore primario (A).
- 15. Metodo secondo la rivendicazione 14, in cui detta fase di alimentare detto almeno un motore elettrico in alternativa a detto almeno un motore primario (A), prevede di disaccoppiare tra loro detto almeno un motore primario (A) e detto almeno un motore elettrico (2) mediante l?attivazione di detti mezzi di accoppiamentodisaccoppiamento (5) da parte di detti mezzi di controllo (6).
- 16. Metodo secondo una qualunque delle rivendicazioni 14 o 15, comprendente la fase di alimentare detto almeno un motore elettrico (2) mediante detti mezzi accumulatori (4) di energia in aggiunta a detto almeno un motore primario (A), durante una fase di decollo di detto velivolo a motore.
- 17. Metodo secondo una qualunque delle rivendicazioni da 14 a 16, comprendente la fase di: - accoppiare tra loro detto almeno un motore primario (A) e detto almeno un motore elettrico (2) durante una fase di crociera di detto almeno un velivolo a motore; e - fornire a detti mezzi accumulatori (4) l?energia generata da detto almeno un motore elettrico (2).
- 18. Metodo secondo la rivendicazione 17, comprendente la fase di accoppiare tra loro detto almeno un motore primario (A) e detto almeno un motore elettrico (2) durante una fase di crociera di detto almeno un velivolo a motore, quando detti mezzi accumulatori (4) sono completamente carichi e fino a quando il loro livello di carica non ? diminuito di una percentuale predefinita.
- 19. Metodo secondo una qualunque delle rivendicazioni da 14 a 18, comprendente la fase di: - disaccoppiare tra loro detto almeno un motore primario (A) e detto almeno un motore elettrico (2) durante una fase di crociera di detto velivolo a motore; ed - erogare detta energia di detti mezzi accumulatori (4) ad uno o pi? componenti passivi (9) di detto almeno un velivolo.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ITUB2015A000241A ITUB20150241A1 (it) | 2015-02-06 | 2015-02-06 | Sistema di controllo per un velivolo a motore, particolarmente adatto alla gestione di avarie motore, nonche' rispettivo metodo di funzionamento |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ITUB2015A000241A ITUB20150241A1 (it) | 2015-02-06 | 2015-02-06 | Sistema di controllo per un velivolo a motore, particolarmente adatto alla gestione di avarie motore, nonche' rispettivo metodo di funzionamento |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ITUB20150241A1 true ITUB20150241A1 (it) | 2016-08-06 |
Family
ID=53267486
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ITUB2015A000241A ITUB20150241A1 (it) | 2015-02-06 | 2015-02-06 | Sistema di controllo per un velivolo a motore, particolarmente adatto alla gestione di avarie motore, nonche' rispettivo metodo di funzionamento |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| IT (1) | ITUB20150241A1 (it) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| BE1012040A6 (fr) * | 1998-06-11 | 2000-04-04 | Hair S A | Ensemble moteur non polluant. |
| US20080184906A1 (en) * | 2007-02-07 | 2008-08-07 | Kejha Joseph B | Long range hybrid electric airplane |
| US20120209456A1 (en) * | 2011-02-15 | 2012-08-16 | Government Of The United States, As Represented By The Secretary Of The Air Force | Parallel Hybrid-Electric Propulsion Systems for Unmanned Aircraft |
| US20130227950A1 (en) * | 2012-03-05 | 2013-09-05 | Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. | Hybrid assembly for an aircraft |
| DE102012021339A1 (de) * | 2012-10-31 | 2014-04-30 | Eads Deutschland Gmbh | Unbemanntes Luftfahrzeug und Betriebsverfahren hierfür |
-
2015
- 2015-02-06 IT ITUB2015A000241A patent/ITUB20150241A1/it unknown
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| BE1012040A6 (fr) * | 1998-06-11 | 2000-04-04 | Hair S A | Ensemble moteur non polluant. |
| US20080184906A1 (en) * | 2007-02-07 | 2008-08-07 | Kejha Joseph B | Long range hybrid electric airplane |
| US20120209456A1 (en) * | 2011-02-15 | 2012-08-16 | Government Of The United States, As Represented By The Secretary Of The Air Force | Parallel Hybrid-Electric Propulsion Systems for Unmanned Aircraft |
| US20130227950A1 (en) * | 2012-03-05 | 2013-09-05 | Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. | Hybrid assembly for an aircraft |
| DE102012021339A1 (de) * | 2012-10-31 | 2014-04-30 | Eads Deutschland Gmbh | Unbemanntes Luftfahrzeug und Betriebsverfahren hierfür |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9102326B2 (en) | Hybrid assembly for an aircraft | |
| RU2669759C2 (ru) | Двигатель летательного аппарата и соответствующий способ приведения в действие вентилятора с помощью вала низкого давления во время операций руления | |
| EP3002435B1 (en) | Accessory drive system for a gas turbine engine | |
| US9353642B2 (en) | Rotary wing aircraft having two main engines together with a less powerful secondary engine, and a corresponding method | |
| JP6639510B2 (ja) | ハイブリッドターボシャフトエンジンおよび該ハイブリッドターボシャフトエンジンを再始動させるシステムを含むヘリコプタの推進システムの構造 | |
| JP5453620B2 (ja) | 少なくとも１つの独立して回転可能なプロペラ／ファンを備えるハイブリッド型推進機関 | |
| US8464980B2 (en) | Power plant, a helicopter including such a power plant, and a method implemented by said power plant | |
| US20090218440A1 (en) | Integrated multifunctional powered wheel system for aircraft | |
| US20170320584A1 (en) | Hybrid gas-electric turbine engine | |
| WO2012021360A4 (en) | Aircraft emergency and backup secondary power apparatus | |
| WO2020107373A1 (zh) | 动力组件、动力系统及无人机 | |
| CA2825679C (en) | A power plant, an application of such a power plant and a method of operating such a power plant | |
| CN103569368A (zh) | 旋翼飞机中增补动力的系统及方法 | |
| EP3315747B1 (en) | Fan module with rotatable vane ring power system | |
| HUE028644T2 (en) | Hybrid aircraft | |
| CN102795344A (zh) | 给飞机的自主驱动马达提供动力的方法 | |
| CN101367436B (zh) | 小型混合动力飞行平台及实现方法 | |
| JP2023042141A (ja) | 飛行装置 | |
| CN106741863B (zh) | 飞机的高升力系统 | |
| CN204173160U (zh) | 模块化内燃机动力多旋翼直升机 | |
| RU2694695C1 (ru) | Способ распределения и управления энергией винтокрылого летательного аппарата с гибридной системой привода винта | |
| US9139291B2 (en) | Integrated hydrostatic transmission for electronic taxiing operations | |
| ITUB20150241A1 (it) | Sistema di controllo per un velivolo a motore, particolarmente adatto alla gestione di avarie motore, nonche' rispettivo metodo di funzionamento | |
| EP3088734A1 (en) | Dual power source auxiliary power system for an aircraft | |
| US20130175388A1 (en) | Method and device for driving at least one landing gear wheel of an aircraft by means of a wheel motor |