RU2658212C2 - Гибридная электрическая силовая передача для беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки - Google Patents

Гибридная электрическая силовая передача для беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки Download PDF

Info

Publication number
RU2658212C2
RU2658212C2 RU2016130683A RU2016130683A RU2658212C2 RU 2658212 C2 RU2658212 C2 RU 2658212C2 RU 2016130683 A RU2016130683 A RU 2016130683A RU 2016130683 A RU2016130683 A RU 2016130683A RU 2658212 C2 RU2658212 C2 RU 2658212C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
aircraft
vertical take
drive
motor
Prior art date
Application number
RU2016130683A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016130683A (ru
Inventor
Юрген ШТАЙНВАНДЕЛЬ
Нин ВАН
Михаэль ЮДАС
Тур Ян Ван
Original Assignee
Айрбас Дефенс Энд Спейс Гмбх
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Айрбас Дефенс Энд Спейс Гмбх filed Critical Айрбас Дефенс Энд Спейс Гмбх
Publication of RU2016130683A publication Critical patent/RU2016130683A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2658212C2 publication Critical patent/RU2658212C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/08—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission being driven by a plurality of power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0025—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being fixed relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B64C39/024—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use of the remote controlled vehicle type, i.e. RPV
    • B64D27/026—
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plant using steam, electricity, or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/29—Constructional aspects of rotors or rotor supports; Arrangements thereof
    • B64U30/295—Rotors arranged in the wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
    • B64U50/14—Propulsion using external fans or propellers ducted or shrouded
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/30—Supply or distribution of electrical power
    • B64U50/33—Supply or distribution of electrical power generated by combustion engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/11—Propulsion using internal combustion piston engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U70/00—Launching, take-off or landing arrangements
    • B64U70/80—Vertical take-off or landing, e.g. using rockets

Abstract

Настоящее изобретение относится к летательному аппарату (10) вертикального взлета, содержащему создающий движущую силу привод (31) для генерирования движущей силы, действующей в горизонтальном направлении (1), и создающий подъемную силу привод (32) для генерирования подъемной силы, действующей в вертикальном направлении. Предлагаемый летательный аппарат дополнительно содержит мотор (12), вырабатывающий механическую энергию для создающего движущую силу привода (31), и первый генератор (11), вырабатывающий электрическую энергию для создающего подъемную силу привода (32). Летательный аппарат содержит турбонагнетатель (40) с приводом от отработавших газов, присоединенный к мотору (12), который содержит первую турбину (41), приводимую в действие потоком (44) отработавшего газа из мотора (12), причем первая турбина конструктивно исполнена таким образом, чтобы вырабатывать механическую энергию для создающего движущую силу привода (31). Обеспечивается эффективное распределение мощности, снижение инфракрасного или звукового излучения. 11 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Область техники, к которой относится настоящее изобретение
Настоящее изобретение относится к приводным системам для летательных аппаратов вертикального взлета. В частности, настоящее изобретение относится к летательному аппарату вертикального взлета.
Предшествующий уровень техники настоящего изобретения
Летательным аппаратам вертикального взлета, в частности, беспилотным летательным аппарата, присущи преимущественные характеристики, что позволяет использовать их для решения определенного круга задач. Таким образом, одной из наиболее важных характеристик является то, что пилотируемые летательные аппараты или беспилотные летательные аппараты вертикального взлета не требуют наличия взлетно-посадочной полосы, так как они могут садиться или взлетать вертикально с небольшого горизонтального участка земной поверхности. Кроме того, летательные аппараты вертикального взлета способны парить над определенной целью, например, выполняя задачи по наблюдению, при этом эффект парения также может именоваться зависанием. Таким образом, летательные аппараты вертикального взлета могут зависать над одной целью на протяжении нескольких минут или даже нескольких часов, что позволяет осуществить съемку заданных наземных целей при выполнении задачи по наблюдению. В качестве примера летательного аппарата вертикального взлета может быть рассмотрен вертолет. При совершении продолжительных полетов по заданному маршруту вертолет менее эффективно использует аэродинамическую подъемную силу по сравнению с самолетом, так как у вертолета отсутствуют крылья.
Краткое раскрытие настоящего изобретения
Цель настоящего изобретения заключается в улучшении привода летательного аппарата вертикального взлета.
Указанная цель достигается при помощи объекта, раскрытого в независимом пункте формулы изобретения. Иллюстративные варианты осуществления могут быть выведены из зависимых пунктов и приведенного ниже описания.
Согласно одному аспекту настоящего изобретения предлагается летательный аппарат вертикального взлета. Летательный аппарат вертикального взлета содержит создающий подъемную силу привод, предназначенный для генерирования подъемной силы, действующей в вертикальном направлении, а также создающий движущую силу привод, предназначенный для генерирования движущей силы, действующей в горизонтальном направлении. Летательный аппарат вертикального взлета дополнительно содержит мотор, предназначенный для вырабатывания механической энергии для создающего движущую силу привода, а также первый генератор, предназначенный для вырабатывания электрической энергии для создающего подъемную силу привода. Более того, летательный аппарат вертикального взлета содержит турбонагнетатель с приводом от отработавших газов для мотора, содержащий первую турбину, приводимую в действие потоком отработавшего газа из мотора, при этом первая турбина конструктивно исполнена таким образом, чтобы вырабатывать механическую энергию для создающего движущую силу привода. В частности, может быть предусмотрена только первая турбина без турбонагнетателя с приводом от отработавших газов, встроенного в летательный аппарат вертикального взлета. Согласно такому варианту осуществления первая турбина не будет частью турбонагнетателя с приводом от отработавших газов, а будет установлена в качестве отдельного компонента.
Иначе говоря, предложены гибридная электрическая силовая передача или гибридная электрическая приводная система для беспилотных летательных аппаратов ВВП (вертикального взлета и посадки), содержащая по меньшей мере два подъемных винта и один воздушный хвостовой винт. Силовая передача содержит двигатель внутреннего сгорания, работающий предпочтительно на дизельном топливе или керосине. Следовательно, поршневые двигатели, в частности, двигатели с возвратно-поступательным движением поршней, или газотурбинные двигатели могут быть использованы в качестве моторов. Предпочтительно, летательный аппарат, т.е. беспилотный летательный аппарат, содержит гибридный электрический привод с электрическим приводом четырех подъемных винтов, а также приводимый в действие механическим приводом воздушный хвостовой винт для осуществления горизонтального полета по маршруту.
Предлагаемому летательному аппарату вертикального взлета, который может быть беспилотным летательным аппаратом, например, присуще преимущество, заключающееся в том, что в результате сочетания прямого механического привода с приводимыми в действие электроприводом подъемными винтами может быть реализовано эффективное распределение мощности и, следовательно, энергоэффективный полет. В частности, при использовании аккумуляторов в силовой передаче, можно целенаправленно скоординировать массу устанавливаемых аккумуляторов и объем бака для дизельного топлива или керосина. Кроме того, можно скоординировать или согласовать электрическую энергию, поступающую на подъемные винты, с механической энергией, поступающей на создающий движущую силу привод. Указанное координирование или регулировка может осуществляться, например, блоком управления.
Кроме того, существует возможность отключения мотора в ходе определенных фаз программы полета, т.е. во время полета, в результате чего могут быть минимизированы характеристики инфракрасного или звукового излучения. Иначе говоря, это означает, что количество горячих отработавших газов может быть снижено во время полета благодаря тому, что требуемая подъемная сила создается подъемными винтами, а не создающим движущую силу приводом, который приводиться в действие мотором.
Например, мотор представляет собой двигатель внутреннего сгорания. В частности, мотор выбирают из группы, состоящей из поршневого двигателя, газотурбинного двигателя или топливного элемента. Газотурбинный двигатель представляет собой, например, газотурбинный микродвигатель.
Мотор может выдавать механическую энергию в создающий движущую силу привод, например, при помощи вала. На этом валу может быть установлен генератор, который, по меньшей мере, частично преобразует механическую энергию, вырабатываемую мотором для создающего движущую силу привода, в электрическую энергию с тем, чтобы направить преобразованную электрическую энергию для приведения в действие подъемных винтов. Первая турбина турбонагнетателя с приводом от отработавших газов может быть установлена на дополнительном валу, например, чтобы дополнительно вырабатывать механическую энергию для создающего движущую силу привода, при этом дополнительный вал далее может также именоваться вторым валом. На указанном дополнительном валу может быть установлен генератор, который также, по меньшей мере, частично преобразует механическую энергию, вырабатываемую турбиной для создающего движущую силу привода, в электрическую энергию, в результате чего преобразованная электрическая энергия передается для приведения в действие подъемных винтов, в частности, электрическим двигателям подъемных винтов. Таким образом, два вала могут быть установлены параллельно друг другу и соединены друг с другом, например, при помощи зубчатой передачи.
Например, создающий подъемную силу привод включает в себя воздушный винт, в частности, воздушный подъемный винт. При этом создающий движущую силу привод также включает в себя воздушный винт.
Турбина турбонагнетателя с приводом от отработавших газов использует поток отработавшего газа, поступающий из мотора, например, чтобы осуществить вращательное движение, в результате чего энергия релаксации отработавшего газа, поступающего в турбину, передается в качестве механической энергии валу, который, в свою очередь, передает указанную механическую энергию в создающий движущую силу привод. В этом случае поток отработавшего газа направляют из мотора в турбину через отдельный трубопровод. Поток отработавшего газа включает в себя отработавший газ, который исходит от мотора в результате процесс сгорания.
Летательный аппарат вертикального взлета может дополнительно содержать фюзеляж, к которому прикреплены выступающие наружу крылья. В частности, две пары крыльев, выступающих из фюзеляжа, расположены последовательно друг за другом. В свою очередь, подъемные винты создающего подъемную силу привода могут быть установлены на указанных крыльях. Создающий движущую силу привод может, например, быть установлен непосредственно на фюзеляже летательного аппарата вертикального взлета. Предпочтительно, на летательном аппарате вертикального взлета установлены по меньшей мере два подъемных винта. Однако на летательном аппарате вертикального взлета также могут быть установлены три и, в частности, четыре подъемных винта. Следовательно, на каждом крыле из пары крыльев может быть установлен подъемный винт. Например, подъемные винты устанавливают на внешних концах соответствующих крыльев.
Под вертикальным направлением следует понимать направление, которое проходит перпендикулярно земной поверхности. Горизонтальное направление представляет собой направление, которое проходит параллельно земной поверхности, при этом под горизонтальным направлением следует понимать направление, вдоль которого летательный аппарат вертикального взлета перемещается во время горизонтального полета.
В соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения первый генератор конструктивно исполнен таким образом, чтобы вырабатывать электрическую энергию для создающего подъемную силу привода путем использования, по меньшей мере, части механической энергии, вырабатываемой первой турбиной.
Таким образом, существует возможность вырабатывать электрическую энергию, например, для перемещения летательного аппарата вертикального взлета в вертикальном направлении. Следовательно, создающий подъемную силу привод в основном используют при перемещении в вертикальном направлении, т.е. во время вертикального взлета или посадки. При этом создающий движущую силу привод в основном используют во время горизонтального полета.
Возможно, чтобы механическая энергия, вырабатываемая первой турбиной, по меньшей мере, частично преобразовывалась в электрическую энергию при помощи первого генератора, в результате чего одна часть механической энергии, вырабатываемой первой турбиной, может быть направлена в создающий движущую силу привод, а другая часть вырабатываемой механической энергии может быть преобразована в электрическую энергию при помощи первого генератора. Таким образом, энергия, направляемая соответственно в создающий подъемную силу привод и создающий движущую силу привод, может быть адаптирована к текущему режиму полета.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения летательный аппарат вертикального взлета содержит второй генератор, который конструктивно исполнен таким образом, чтобы преобразовывать, по меньшей мере, часть механической энергии, вырабатываемой мотором, в электрическую энергию, чтобы обеспечить подачу преобразованной электрической энергии в создающий подъемную силу привод.
Иначе говоря, первый генератор установлен на одном валу с первой турбиной, и второй генератор установлен на валу, вращение которого осуществляет мотор. Эти валы могут быть расположены отдельно друг от друга, в частности, параллельно друг другу. Например, первый генератор, а также второй генератор выполнены с возможностью преобразования, по меньшей мере, части механической энергии, вырабатываемой мотором и/или первой турбиной, в электрическую энергию. Следовательно, электрическая энергия, направляемая в создающий подъемную силу привод, может быть получена от двух генераторов, которые работают независимо друг от друга, а именно первого генератора и второго генератора. При этом первый вал приводиться во вращение, например мотором, а второй вал приводиться во вращение, например, турбиной. Однако генераторы могут быть установлены, по меньшей мере, на одном из валов, и указанные генераторы могут генерировать электрическую энергию путем преобразования передаваемой валом энергии. В этом случае передача энергии валом происходит за счет вращательного движения вала.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения летательный аппарат вертикального взлета также содержит зубчатую передачу, которая конструктивно исполнена таким образом, чтобы передавать механическую энергию, вырабатываемую мотором, и/или механическую энергию, вырабатываемую первой турбиной, в создающий движущую силу привод.
Например, первый вал и второй вал могут быть соединены друг с другом при помощи зубчатой передачи, так что может быть задано, например, передаточное число. Например, создающий движущую силу привод может быть установлен на первом валу, который приводится во вращение мотором, при этом второй вал, который приводится во вращение первой турбиной, соединен или связан с первым валом при помощи зубчатой передачи.
Следует отметить, что кожух зубчатой передачи, предназначенный для размещения в нем зубчатой передачи, может быть расположен, например, в фюзеляже летательного аппарата вертикального взлета.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения летательный аппарат вертикального взлета содержит вторую турбину, предназначенную для вырабатывания механической энергии для третьего генератора, при этом третий генератор конструктивно исполнен таким образом, чтобы вырабатывать электрическую энергию для создающего подъемную силу привода.
Согласно одному варианту осуществления вторая турбина может приводить во вращение третий вал, чтобы третий генератор, в свою очередь, вырабатывал электрическую энергию из передаваемой третьим валом энергии или в результате вращательного движения третьего вала, при этом выработанную электрическую энергию, в свою очередь, направляют в создающий подъемную силу привод. Кроме того, может быть предусмотрено, что третий генератор полностью преобразует механическую энергию, вырабатываемую второй турбиной, в электрическую энергию, чтобы в результате этого приводить в действие подъемные винты. Например, вторая турбина представляет собой расширительную турбину (турбодетандер), которая также приводиться в действие потоком отработавшего газа из мотора.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения вторая турбина приводиться в действие потоком отработавшего газа, поступающим из мотора.
Упоминаемый поток отработавшего газа может быть, например, частью потока отработавшего газа, который используют для приведения в действие первой турбины.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения летательный аппарат вертикального взлета также содержит распределительный блок, предназначенный для распределения или разделения потока отработавшего газа, поступающего из мотора, на первую часть потока отработавшего газа, подаваемую в первую турбину, и вторую часть потока отработавшего газа, подаваемую во вторую турбину.
Для этого регулируемая заслонка может быть предусмотрена в области выпуска отработавшего газа из двигателя внутреннего сгорания или мотора, при этом заслонка конструктивно исполнена таким образом, чтобы целенаправленно направлять поток отработавшего газа, поступающего из мотора, в первую турбину и/или во вторую турбину. Таким образом, заслонка позволяет регулировать количество отработавшего газа, направленного к соответствующей турбине. Этот процесс будет более подробно рассмотрен далее при описании прилагаемых фигур.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения летательный аппарат вертикального взлета также содержит блок управления, который конструктивно исполнен таким образом, чтобы регулировать первую часть потока отработавшего газа и вторую часть потока отработавшего газа, тем самым регулируя механическую энергию, вырабатываемую первой турбиной и второй турбиной.
Это обусловлено прямой взаимосвязью между потоком отработавшего газа, проходящим через соответствующую турбину, и энергией расширения в турбине, которая обусловлена прохождением потока. Таким образом, можно также выполнить адаптацию механической энергии, направляемой к создающему движущую силу приводу, к электрической энергии, направляемой к создающему подъемную силу приводу. Иначе говоря, существует возможность при помощи третьего вала и третьего генератора вырабатывать электрическую энергию, используемую для приведения в действие подъемных винтов или поступающую на создающий подъемную силу привод, на основе дополнительной системы преобразования энергии, которая выполнена отдельно от первых двух валов.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения блок управления конструктивно исполнен таким образом, чтобы регулировать количество предоставленной механической энергии и количество предоставленной электрической энергии в зависимости от условия полета.
Блок управления, который также может именоваться силовой электроникой, может, в частности, содержать различные системы управления полетом или управляющую электронику для управления летательным аппаратом вертикального взлета. Таким образом, управление приводной системой может осуществляться на основании зарегистрированных или полученных условий полета. Условия полета могут быть определены соответствующими датчиками. В частности, блок управления может определить летные данные, которые позволят установить какую часть механической энергии следует направить в создающий движущую силу привод. Аналогично, электрическая энергия, требуемая для создающего подъемную силу привода, может задаваться и регулироваться блоком управления в зависимости от соответствующих условий полета. Таким образом, существует возможность отрегулировать оптимальное равновесие между предоставляемой электрической энергией и предоставляемой механической энергией в различных условиях полета.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения турбонагнетатель с приводом от отработавших газов содержит компрессор, который приводится в действие первой турбиной, при этом компрессор конструктивно исполнен для повышения рабочего давления в моторе.
Например, компрессор устанавливают на одном валу с первой турбиной. В частности, турбонагнетатель с приводом от отработавших газов может быть установлен на втором валу, при этом он осуществляет сжатие воздуха, подаваемого в мотор, в результате чего может быть повышено рабочее давление в моторе. Например, мотор представляет собой двигатель внутреннего сгорания, такой как поршневой двигатель и т.п. В итоге, турбонагнетатель с приводом от отработавших газов может повысить мощность мотора.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения создающий движущую силу привод включает в себя воздушный винт. Кроме того, создающий движущую силу привод конструктивно исполнен таким образом, чтобы передавать предоставленную механическую энергию на воздушный винт при помощи вала, при этом указанный вал содержит муфту или сцепное устройство для передачи механической энергии к воздушному винту. Этот вал именуют, например, первым валом.
Следовательно, муфта установлена на первом валу. Например, первый вал является валом, который приводиться во вращение двигателем внутреннего сгорания, т.е. непосредственно мотором. Муфту устанавливают, например, между зубчатой передачей и воздушным винтом. В частности, указанная система может при помощи муфты быть переведена в режим холостого хода, в котором первый вал, т.е. приводной вал, больше не соединен с воздушным винтом. В свою очередь, включение муфты обеспечивает передачу мощности от вала, приводимого во вращение мотором, к воздушному винту. Дополнительно, при помощи зубчатой передачи механическая энергия второго вала может быть передана на первый вал, т.е. приводной вал, в результате чего обеспечивается суммирование механической энергии, которая вырабатывается первой турбиной, и механической энергии, которая вырабатывается непосредственно мотором.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения летательный аппарат вертикального взлета содержит крыльевую конструкцию, которая конструктивно исполнена таким образом, чтобы генерировать подъемную силу для летательного аппарата во время горизонтального перемещения летательного аппарата.
При этом горизонтальное перемещение происходит параллельно земной поверхности в горизонтальном направлении. Подъемная сила создается, например, при помощи генерирующего аэродинамическую подъемную силу профиля, присущего крыльевой конструкции.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения крыльевая конструкция включает в себя две пары крыльев, выступающих из фюзеляжа летательного аппарата, при этом две пары крыльев установлены в горизонтальном направлении последовательно друг за другом.
Таким образом, летательный аппарат вертикального взлета содержит тандемную крыльевую конструкцию. Следовательно, соответствующие крылья, выступающие из летательного аппарата, могут проходить перпендикулярно фюзеляжу или выступать из него.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения создающий подъемную силу привод содержит по меньшей мере два подъемных винта, каждый из которых установлен на конце соответствующего крыла.
Например, два подъемных винта могут обеспечивать создание требуемой подъемной силы во время вертикального подъема, т.е. во время вертикального полета летательного аппарата вертикального взлета. Тем не менее, летательный аппарат вертикального взлета может также быть оснащен четырьмя подъемными винтами, которые, в частности, установлены на конце каждого крыла летательного аппарата вертикального взлета, в результате чего во время вертикального полета летательного аппарата вертикального взлета обеспечиваются оптимальные характеристики устойчивости. Благодаря чему, в частности, может быть устранено возникновение поперечного крена летательного аппарата.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления настоящего изобретения летательный аппарат вертикального взлета дополнительно содержит перезаряжаемый аккумулятор энергии, предназначенный для подачи электрической энергии к двигателям подъемных винтов. Таким образом, блок управления конструктивно исполнен для регулировки соотношения электрической энергия, выдаваемой первым, вторым или третьим генератором, и электрической энергии, выдаваемой аккумулятором энергии.
Следовательно, расположенная на борту аккумуляторная батарея также может быть источником электрической энергии, так что создающий подъемную силу привод может быть приведен в действие даже тогда, когда механическую энергию, вырабатываемую мотором или турбинами, направляют исключительно в создающий движущую силу привод, а генераторы не выдают электрическую энергию. Благодаря наличию аккумулятора энергии в летательном аппарате вертикального взлета обеспечивается еще одно преимущество, заключающееся в том, что может быть эффективно выполнено распределение массы в летательном аппарате. Распределение удельной массы может, в частности, быть отрегулировано путем расположения аккумулятора энергии в различных местах внутри летательного аппарата вертикального взлета.
Предпочтительно, настоящее изобретение предусматривает установку двигателя внутреннего сгорания. Например, облегченные дизельные двигатели или газотурбинные микродвигатели могут быть использованы в качестве двигателей внутреннего сгорания.
Соответствующие дизельные двигатели могут быть адаптированы таким образом, чтобы, по меньшей мере, соответствовать требованию к удельной мощности на единицу массы 0,75 кг/кВт. В контексте настоящего изобретения могут рассматриваться многотопливные роторно-поршневые двигатели с системой прямого впрыска дизельного топлива (технологии впрыска топлива с общей топливной рампой или впрыска топлива при помощи насоса/форсунок), системой непосредственного впрыска бензинового топлива (с внешним воспламенением), наддувом и рекуперацией энергии отработавших газов (турбокомпаундированием). Один из вариантов заключается в реализации двухветвевой приводной или использующей энергию отработавших газов системы, более подробное описание которой приведено ниже со ссылками на фигуры. Согласно этому варианту одна ветвь характеризуется наличием турбонагнетателя с приводом от отработавших газов, а другая ветвь характеризуется наличием расширительной турбины (турбодетандера). Механическая мощность, вырабатываемая расширительной турбиной, может, например, механически присоединяться к приводному валу воздушного хвостового винта и/или использоваться для генерирования электрической энергии, используемой для зарядки аккумуляторных батарей или питания электрических двигателей подъемных винтов. Распределение отработавшего газа осуществляют при помощи, например, заслонки. Таким образом, можно осуществить адаптивное управление турбонагнетателем с приводом от отработавших газов. Следовательно, нет необходимости в использовании так называемого перепускного клапана для стравливания чрезмерного давления. Избыточные отработавшие газы подают в расширительную турбину. Это будет более подробно рассмотрено ниже со ссылками на прилагаемые фигуры.
Альтернативно, соединенный с валом механический нагнетатель любого типа может быть использован в качестве вспомогательного устройства, например, воздуходувка Рутса, ротационный компрессор, G-образный нагнетатель или центробежный компрессор.
Соответствующая компоновка мотора не ограничивается дизельными роторно-поршневыми машинами. Двигатель с возвратно-поступательным движением поршней также может быть использован. Газотурбинный микродвигатель, выполненный в виде турбовальной машины, может также быть использован вместо поршневой машины. Эти двигатели могут потреблять дизельное топливо или керосин. Газотурбинные микродвигатели представляют собой простые одновальные машины с одноступенчатым радиальным компрессором и одноступенчатой аксиальной турбиной. В отличие от поршневых двигателей, удельная мощность на единицу массы у таких установок составляет ниже 0,75 кг/кВт, например, приблизительно 0,2 кг/кВт или выше. Термодинамический коэффициент полезного действия или коэффициент эффективности составляет приблизительно 10% для установок мощностью 30 кВт, например, в результате использования одноступенчатых компрессоров. Существует возможность повысить коэффициент эффективности, например, путем использования промежуточного охлаждения компрессора и дополнительной расширительной турбины.
Топливные элементы также являются возможной альтернативой. Они могут работать на водороде или на продуктах предриформинга дизельного топлива или керосина. В этом случае может потребоваться применение твердооксидных топливных элементов (ТОТЭ). Риформинг может происходить посредством субстехинометрического горения дизельного топлива или керосина, в результате которого получают водород и оксид углерода. Топливный газ на основе Н2/СО может быть преобразован при помощи ТОТЭ.
Первый, второй и/или третий генераторы могут включать в себя стартер-генератор, который конструктивно исполнен таким образом, чтобы разгонять (запускать) мотор летательного аппарата. Подъемные винты включают в себя воздушные винты, которые могут приводиться в действие только при помощи электрической энергии, например, при помощи электрических двигателей. Электрическая энергия может быть сгенерирована при помощи генераторов, а также выдана аккумулятором энергии, в частности, аккумуляторными батареями. Соответствующие размеры этих компонентов могут зависеть от размера генератора или пускового генератора. Для этого могут быть выполнены оптимизация массы и оптимизация мощности.
Специалисту в данной области техники будут понятны отличия между различными режимами работы мотора и/или генераторов.
Например, мотор и генератор могут работать с постоянной скоростью вращения вала. В частности, воздушный винт может работать с максимальным числом оборотов или скоростью вращения. Следовательно, генератор может функционировать в синхронном или асинхронном режиме.
Например, мотор и генератор могут работать с переменной скоростью вращения вала. В частности, максимальная скорость может соответствовать мощности, выдаваемой в результате процессов сгорания, происходящих в моторе, причем указанная мощность может быть адаптирована для пуска или полета в режиме зависания. В этом случае генератор может функционировать в синхронном режиме.
Предпочтительно, электрическое напряжение в приводной системе составляет 400 В постоянного тока. Следовательно, масса возможных линий электропитания, а также масса управляющих и регулирующих блоков (так называемой силовой электроники) может быть минимизирована. Благодаря применению постоянного тока с напряжением 400 В подъемные винты могут выдать мощность приблизительно 8 кВт на каждый подъемный винт. Предпочтительно, предлагаемый летательный аппарат оснащен четырьмя подъемными винтами.
Мотор предпочтительно работает на дизельном топливе или керосине. Требуемая максимальная тяга для вертикального полета или полета в режиме зависания может составлять приблизительно 150 кг (максимальная взлетная масса). Этот соответствует мощности, составляющей приблизительно 35 кВт, включая электрические потери. Требуемая мощность может быть достигнута в стандартной конфигурации турбонагнетателя при приблизительно 6000 оборотов в минуту. Дополнительная электрическая и/или механическая энергия может быть предоставлена турбокомпаундной системой, которая либо выполнена отдельно от турбонагнетателя, либо образует с ним одно целое. Мотор может представлять собой мотор Hirth 2702V или Hirth 3401V. Воздухозаборники или воздушные вентиляторы NACA могут быть предусмотрены для охлаждения цилиндров поршневого двигателя.
Краткое описание фигур
Далее со ссылками на прилагаемые фигуры будут более подробно описаны иллюстративные варианты осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 1 представлено схематическое изображение летательного аппарата вертикального взлета в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 2 представлено схематическое изображение приводной системы с турбонагнетателем с приводом от отработавших газов в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 3 представлено схематическое изображение приводной системы с турбонагнетателем с приводом от отработавших газов и двумя отдельными генераторами в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 4 представлено схематическое изображение создающего движущую силу привода в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 5 представлено схематическое изображение приводной системы с турбонагнетателем с приводом от отработавших газов и генератором в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 6 представлено схематическое изображение приводной системы с турбонагнетателем с приводом от отработавших газов и двумя отдельными генераторами в соответствии с еще одним иллюстративным вариантом осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 7 представлено схематическое изображение приводной системы с турбонагнетателем с приводом от отработавших газов и двумя отдельными турбинами в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 8А представлено распределение потока отработавшего газа, поступающего от мотора, в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 8B представлено распределение потока отработавшего газа, поступающего от мотора, в соответствии с еще одним иллюстративным вариантом осуществления настоящего изобретения.
На фиг. 8С представлено распределение потока отработавшего газа, поступающего от мотора, в соответствии с еще одним иллюстративным вариантом осуществления настоящего изобретения.
Подробное описание иллюстративных вариантов осуществления
Представленные на фигурах изображения являются схематическими и выполнены без соблюдения масштаба.
Если аналогичные ссылочные позиции, встречающиеся в последующем подробном описании, выполненном со ссылками на фигуры, используют на различных фигурах, то они указывают на равнозначные или аналогичные элементы. При этом следует отметить, что равнозначные или аналогичные элементы могут быть обозначены различными ссылочными позициями.
На фиг. 1 представлено схематическое изображение вида сверху летательного аппарата 10 вертикального взлета. Летательный аппарат 10 вертикального взлета содержит мотор 12, а также генератор 11 и блок 13 управления, которые расположены, например, в фюзеляже 30 летательного аппарата 10 вертикального взлета. Дополнительно, предусмотрен первый вал 17, который передает механическую энергию, вырабатываемую мотором 12, в создающий движущую силу привод 31. Создающий движущую силу привод 31 включает в себя, например, воздушный винт. Генератор 11 конструктивно исполнен таким образом, чтобы преобразовывать энергию на валу, вырабатываемую мотором 12, в электрическую энергию, а затем направлять преобразованную электрическую энергию в электрические двигатели 14. Подъемные винты 33 создающего подъемную силу привода 32 могут приводиться в движение электрическими двигателями 14, потребляющими вырабатываемую электроэнергию, для создания подъемной силы, действующей в вертикальном направлении, которое выступает перпендикулярно вверх из плоскости изображения на фиг. 1. Создающий движущую силу привод 31 конструктивно исполнен таким образом, чтобы создавать движущую силу в горизонтальном направлении 1.
Летательный аппарат 10 вертикального взлета содержит крыльевую конструкцию 36, которая, например, включает в себя две пары крыльев 34, которые прикреплены к фюзеляжу 30 и расположены последовательно друг за другом. В примере, изображенном на фиг. 1, соответствующие крылья 34 выступают перпендикулярно из фюзеляжа. На каждом соответствующем конце крыльев 34 установлен подъемный винт 33, который служит для создания подъемной силы, необходимой для вертикального полета летательного аппарата 10 вертикального взлета. В частности, в результате использования подобного расположения подъемных винтов 33 могут быть получены хорошая устойчивость летательного аппарата 10 вертикального взлета в полете и, следовательно, хорошие характеристики полета в режиме зависания. Мотор 12, например, представляет собой двигатель внутреннего сгорания. Мотор 12 может представлять собой, например, поршневой двигатель, газотурбинный микродвигатель или топливный элемент. Блок 13 управления конструктивно исполнен для адаптации механической энергии, поступающей на создающий движущую силу привод 31, и/или электрической энергии, поступающей на создающий подъемную силу привод 32, в зависимости от условия полета.
На фиг. 2 представлено схематическое изображение приводной системы с турбонагнетателем 40 с приводом от отработавших газов, который обеспечивает повышение мощности мотора 12. Как изображено на фигуре, воздух 43 поступает в компрессор 42 турбонагнетателя 40 с приводом от отработавших газов, который выполняет его сжатие и подачу в мотор 12. Таким образом, турбонагнетатель 40 с приводом от отработавших газов может повысить рабочее давление в моторе 12. В свою очередь, отработавший газ 44 из мотора 12 поступает в первую турбину 41 турбонагнетателя 40 с приводом от отработавших газов, а затем выходит из летательного аппарата 10 вертикального взлета. Первая турбина 41 турбонагнетателя 40 с приводом от отработавших газов соединена со вторым валом 18 для того, чтобы, например, первая турбина 41, которая приводится в действие потоком 44 отработавшего газа, передавала механическую энергию на валу в генератор 11, который, в свою очередь, генерирует электрическую энергию для создающего подъемную силу привода. В результате этого электрическая энергия поступает в электрические двигатели 14, входящие в состав создающих подъемную силу приводов 32. Кроме того, электрическая энергия может быть передана или направлена в создающий подъемную силу привод 32 из перезаряжаемого аккумулятора 21 энергии. Мотор 12, который является, например, двигателем внутреннего сгорания, в свою очередь, обеспечивает вращение первого вала 17, который приводит в действие создающий движущую силу привод 31. Как показано на этой фигуре, на первому валу 17 может быть установлен генератор 11, который преобразует, по меньшей мере, часть механической энергии на валу, вырабатываемой мотором 12, в электрическую энергию для того, чтобы направить преобразованную электрическую энергию в создающий подъемную силу привод 32. Механическая энергия, выдаваемая первой турбиной 41, может быть передана при помощи второго вала 18 на первый вал 17 через зубчатую передачу 20 с тем, чтобы механическая энергия, вырабатываемая мотором 12, и механическая энергия, вырабатываемая первой турбиной 41, совместно поступали в создающий движущую силу привод 31. Таким образом, в предложенном решении имеются два генератора 11, которые функционируют независимо друг от друга, а также два вала 17, 18, которые вращаются независимо друг от друга. Следовательно, может быть осуществлена эффективная регулировка электрической энергии, поступающей на создающий подъемную силу привод 32, и механической энергии, поступающей на создающий движущую силу привод 31.
На фиг. 3 представлено схематическое изображение приводной системы с турбонагнетателем 40 с приводом от отработавших газов, при этом первая турбина 41 обеспечивает вращение второго вала 18 для подачи механической энергии в создающий движущую силу привод 31, который не показан на фиг. 3. Кроме того, мотор 12, который является, например, двигателем внутреннего сгорания, обеспечивает вращение первого вала 17 и, следовательно, также обеспечивает подачу механической энергии в создающий движущую силу привод 31. Энергия на первом валу 17 может быть суммирована с энергией на втором валу 18 при помощи зубчатой передачи 20 с тем, чтобы механическая энергия, вырабатываемая первой турбиной 41, и механическая энергия, вырабатываемая мотором 12, совместно могли быть переданы в создающий движущую силу привод 31. В результате этого суммарная механическая энергия может быть передана в создающий движущую силу привод 31 через дополнительный отдельный вал 17а. Как показано на этой фигуре, дополнительный отдельный вал 17а расположен на одной оси с первым валом 17 или образует часть первого вала 17.
Дополнительно, на втором валу 18 установлен компрессор 42, сжимающий воздушный поток 43 перед тем, как он попадет в мотор 12. В результате этого в моторе 12 может быть создано более высокое рабочее давление, что вызывает прирост мощности. Таким образом, турбонагнетатель 40 с приводом от отработавших газов образован, например, первой турбиной 41, вторым валом 18 и компрессором 42, а также соответствующими впускными и выпускными устройствами для потоков воздуха и отработавшего газа. В частности, поток 44 отработавшего газа, выходящий из двигателя 12 внутреннего сгорания, поступает в турбину 41, приводя ее в действие.
Механическая энергия, вырабатываемая мотором 12, может, по меньшей мере, частично преобразовываться в электрическую энергию при помощи генератора 11, который установлен на первом валу 17, при этом преобразованную электрическую энергию направляют в соответствующие электрические двигатели 14 создающего подъемную силу привода 32. Механическая энергия на валу, подаваемая в создающий движущую силу привод 31, может быть отрегулирована с учетом электрической энергии, подаваемой в создающий подъемную силу привод 32, при помощи блока 13 управления. Дополнительный генератор 11 может быть установлен на втором валу 18, при этом дополнительный генератор может именоваться, например, первым генератором 11. При этом генератор 11, установленный на первом валу 17, именуют, например, вторым генератором 11.
Однако, по меньшей мере, часть механической энергии, т.е. энергии на валу, выдаваемой первой турбиной 41, может быть преобразована в электрическую энергию при помощи первого генератора 11, который установлен на втором валу 18. И в этом случае блок 13 управления может регулировать количество механической энергии, подаваемой в создающий движущую силу привод 31, и электрической энергии, подаваемой в создающий подъемную силу привод 32. Таким образом, электрическая энергия, направляемая в создающий подъемную силу привод 32, может быть выработана двумя отдельными генераторами 11, а именно первым генератором 11 и вторым генератором 11.
На фиг. 4 представлено схематическое изображение участка приводной системы, в частности, передачи энергии на валу или передаваемой валом энергии в создающий движущую силу привод 31. Как показано на этой фигуре, на первом валу 17 может быть установлена муфта 25, которая расположена между приводом вала, т.е. мотором 12, и создающим движущую силу приводом 31. Передача мощности от первого вала 17 на создающий движущую силу привод 31 может управляться путем разъединения или соединения муфты 25. Кроме того, на фиг. 4 представлен генератор 11, который генерирует электрическую энергию путем преобразования энергии, передаваемой валом 17, и направляет ее в электрические двигатели 14 создающего подъемную силу привода 32. В этом случае передача электрической энергии от генератора 11 может управляться блоком 13 управления, например, путем посылки управляющих сигналов 19 в соответствующие электрические двигатели 14 создающих подъемную силу приводов 32. Таким образом, выполняемая на основании потребности регулировка предоставляемой электрической энергии может осуществляться в зависимости от условий полета летательного аппарата 10 вертикального взлета.
Создающий движущую силу привод 31 дополнительно содержит воздушный винт 35, который в результате вращения создает тягу, толкающую летательный аппарат 10 вертикального взлета сквозь воздушную среду, и, таким образом, обеспечивает перемещение летательного аппарата 10 вертикального взлета в горизонтальном направлении 1.
На фиг. 5 представлено схематическое изображение дополнительного примера приводной системы для летательного аппарата 10 вертикального взлета, в которой генератор 11 установлен только на втором валу 18, а на первом валу 17 не предусмотрена установка генератора 11. Как показано на этой фигуре, механическая энергия, предоставляемая мотором 12, в частности, энергия, передаваемая валом 17, полностью передается на создающий движущую силу привод 31. При этом только механическая энергия, вырабатываемая первой турбиной 41, может быть преобразована в электрическую энергию при помощи первого генератора 11, который установлен на втором валу 18. Первая турбина 41, которая является частью турбонагнетателя 40 с приводом от отработавших газов, приводиться в действие потоком 44 отработавшего газа от двигателя 12 внутреннего сгорания. При этом энергия отработавшего газа снижается, когда он проходит через первую турбину 41.
Приводная система, изображенная на фиг. 5, может именоваться, например, однопоточной системой, так как только первая турбина 41 приводится в действие потоком 44 отработавшего газа. Каждый из иллюстративных вариантов осуществления, описанных в настоящем документе, который содержит только одну турбину, т.е. первую турбину 41, может именоваться однопоточной системой.
На фиг. 6 представлено схематическое изображение приводной системы для летательного аппарата 10 вертикального взлета, которая также спроектирована в качестве однопоточной системы. В частности, только первая турбина 41 приводится в действие потоком 44 отработавшего газа. При этом второй генератор 11 установлен на первом валу 17 и предоставляет дополнительное средство, которое осуществляет питание электрической энергией создающего подъемную силу привода 32, помимо первого генератора 11, который установлен на втором валу 18. Механическая энергия, которую необходимо преобразовать в электрическую энергию при помощи генераторов 11, может быть отрегулирована и/или задана блоком 13 управления. В частности, может быть заранее установлена регулировка механической энергии, предоставляемой первой турбиной 41 или мотором 12, с учетом электрической энергии, преобразуемой генераторами 11. Эта установка или регулировка предоставляемой механической энергии и преобразуемой электрической энергии может привести к улучшению регулировки работы летательного аппарата 10 вертикального взлета в различных условиях полета.
На фиг. 7 представлена двухпоточная приводная система летательного аппарата 10 вертикального взлета. В частности, поток 44 отработавшего газа, который выходит из мотора 12, разделяют на первую часть 44а потока отработавшего газа, которая поступает в первую турбину 41, и вторую часть 44b потока отработавшего газа, которая поступает во вторую турбину 41а. Для того чтобы осуществить это разделение, сразу за выпуском потока 44 отработавшего газа из двигателя 12 внутреннего сгорания установлен распределительный блок 45, который выполнен в виде заслонки или клапана. При этом вторая турбина 41а осуществляет вращение вала, на котором, в свою очередь, установлен третий генератор 11. Третий генератор 11 генерирует электрическую энергию, поступающую, например, в создающий подъемную силу привод 32. Третий генератор 11 может быть конструктивно исполнен для преобразования всей механической энергии, выдаваемой второй турбиной 41а, в электрическую энергию, а также для питания преобразованной энергией электрических двигателей 14 создающего подъемную силу привода 32. Кроме того, следует отметить, что на втором валу 18, который соединен с первой турбиной 41, не предусматривается установка генератора 11, так что вся механическая энергия, выдаваемая первой турбиной 41, поступает в создающий движущую силу привод 31. При этом на первый вал 17 установлен еще один генератор 11, который может питать электрической энергией создающий подъемную силу привод 32.
Путем разделения потока 44 отработавшего газа на первую часть 44а потока отработавшего газа и вторую часть 44b потока отработавшего газа, которые протекают соответственно через две отдельные турбины 41, 41а, приводя их в действие, можно достичь того, что механическая энергия для создающего движущую силу привода 31 может быть отрегулирована полностью независимо от электрической энергии, подаваемой в создающий подъемную силу привод 32. Эта регулировка может, в частности, выполняться распределительным блоком 45, который управляет первой частью 44а потока отработавшего газа и второй частью 44b потока отработавшего газа. В частности, отношение между первой частью 44а потока отработавшего газа и второй частью 44b потока отработавшего газа может быть задано или отрегулировано, например, при помощи блока 13 управления.
На фиг. 8А представлено схематическое изображение распределительного блока 45 в случае, когда весь поток 44 отработавшего газа, поступающий от мотора 12, подают в первую турбину 41. Вследствие этого первая часть 44а потока отработавшего газа, которая соответствует обеим частям потока 44 отработавшего газа, полностью поступает в первую турбину 41.
На фиг. 8B представлен распределительный блок 45 в случае, когда поток отработавшего газа 44 поступает в первую турбину 41 или во вторую турбину 41а равными или различными частями 44а, 44b.
На фиг. 8С представлен распределительный блок 45 в случае, когда весь поток 44 отработавшего газа, поступающий от мотора 12, подают во вторую турбину 41а. Вследствие этого вторая часть потока 44b отработавшего газа, которую подают во вторую турбину 41а, соответствует обеим частям потока 44 отработавшего газа, поступающего от мотора 12.
Кроме того, следует отметить, что слово «содержащий» не исключает наличие любых других элементов или стадий, и упоминание о предмете в единственном числе не исключает наличия нескольких или множества предметов. Также следует отметить, что признаки или стадии, которые описаны со ссылками на один из описанных выше иллюстративных вариантов осуществления, могут также быть использованы в сочетании с иными признаками или стадиями других описанных выше иллюстративных вариантов осуществления. Использование ссылочных позиций в формуле изобретения не следует рассматривать в качестве ограничения.

Claims (33)

1. Летательный аппарат вертикального взлета (10), содержащий:
создающий движущую силу привод (31), предназначенный для генерирования движущей силы, действующей в горизонтальном направлении (1);
создающий подъемную силу привод (32), предназначенный для генерирования подъемной силы, действующей в вертикальном направлении;
мотор (12), предназначенный для вырабатывания механической энергии для создающего движущую силу привода (31);
первый генератор (11), предназначенный для вырабатывания электрической энергии для создающего подъемную силу привода (32);
турбонагнетатель (40) с приводом от отработавших газов для мотора (12), содержащий первую турбину (41), которая приводится в действие потоком (44) отработавшего газа из мотора (12), при этом первая турбина конструктивно исполнена таким образом, чтобы вырабатывать механическую энергию для создающего движущую силу привода (31);
вторую турбину (41а), которая приводится в действие потоком (44, 44b) отработавшего газа из мотора (12), при этом вторая турбина (41а) конструктивно исполнена таким образом, чтобы вырабатывать механическую энергию для дополнительного генератора (11), предназначенного для обеспечения электрической энергией создающий подъемную силу привод (32); и
распределительный блок (45), предназначенный для распределения потока (44) отработавшего газа из мотора (12) на первую часть (44а) потока отработавшего газа, подаваемую в первую турбину (41), и вторую часть (44b) потока отработавшего газа, подаваемую во вторую турбину (41а).
2. Летательный аппарат вертикального взлета по п. 1,
в котором первый генератор (11) конструктивно исполнен таким образом, чтобы вырабатывать электрическую энергию для создающего подъемную силу привода (32) путем использования механической энергии, предоставляемой первой турбиной (41).
3. Летательный аппарат вертикального взлета по п. 1 или 2, содержащий:
второй дополнительный генератор (11), который конструктивно исполнен таким образом, чтобы преобразовывать по меньшей мере часть механической энергии, вырабатываемой мотором (12), в электрическую энергию и подавать указанную электрическую энергию в создающий подъемную силу привод (32).
4. Летательный аппарат вертикального взлета по п. 1 или 2, содержащий:
зубчатую передачу (20), которая конструктивно исполнена таким образом, чтобы передавать механическую энергию, вырабатываемую мотором (12), и/или механическую энергию, вырабатываемую первой турбиной (41), в создающий движущую силу привод (31).
5. Летательный аппарат вертикального взлета по п. 1, содержащий:
блок (13) управления, который конструктивно исполнен для регулировки первой части (44а) потока отработавшего газа и второй части (44b) потока отработавшего газа, чтобы в результате этого регулировать механическую энергию, предоставляемую первой турбиной (41) и второй турбиной (41а).
6. Летательный аппарат вертикального взлета по п. 5,
в котором блок (13) управления конструктивно исполнен для регулировки количества предоставляемой механической энергии и количества предоставляемой электрической энергии в зависимости от условия полета.
7. Летательный аппарат вертикального взлета по п. 1 или 2,
в котором турбонагнетатель (40) с приводом от отработавших газов содержит компрессор (42), который приводится в действие первой турбиной (41), при этом компрессор конструктивно исполнен таким образом, чтобы повышать рабочее давление в моторе (12).
8. Летательный аппарат вертикального взлета по п. 1 или 2, в котором
создающий движущую силу привод (31) содержит воздушный винт (35), и
создающий движущую силу привод (31) конструктивно исполнен таким образом, чтобы передавать предоставляемую механическую энергию на воздушный винт (35) через вал (17, 18); и
вал (17, 18) содержит муфту (25), предназначенную для передачи механической энергии на воздушный винт (35).
9. Летательный аппарат вертикального взлета по п. 1 или 2, содержащий:
крыльевую конструкцию (36), которая конструктивно исполнена таким образом, чтобы генерировать подъемную силу для летательного аппарата (10) во время горизонтального перемещения летательного аппарата (10).
10. Летательный аппарат вертикального взлета по п. 9,
в котором крыльевая конструкция (36) содержит две пары крыльев (34), которые выступают из фюзеляжа (30) летательного аппарата (10) и которые расположены последовательно друг за другом в горизонтальном направлении (1).
11. Летательный аппарат вертикального взлета по п. 10, в котором
создающий подъемную силу привод (32) содержит по меньшей мере два подъемных винта (33), каждый из которых расположен на конце одного из крыльев (34).
12. Летательный аппарат вертикального взлета по п. 11, содержащий:
перезаряжаемый аккумулятор (21) энергии, предназначенный для подачи электрической энергии для приведения в действие подъемных винтов (33);
при этом блок (13) управления конструктивно исполнен таким образом, чтобы устанавливать отношение электрической энергии, выдаваемой первым генератором (11), к электрической энергии, выдаваемой аккумулятором (21) энергии.
RU2016130683A 2015-07-29 2016-07-26 Гибридная электрическая силовая передача для беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки RU2658212C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP15178886.6A EP3124379B1 (de) 2015-07-29 2015-07-29 Hybrid-elektrischer antriebsstrang für vtol drohnen
EP15178886.6 2015-07-29

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016130683A RU2016130683A (ru) 2018-01-31
RU2658212C2 true RU2658212C2 (ru) 2018-06-19

Family

ID=53762057

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016130683A RU2658212C2 (ru) 2015-07-29 2016-07-26 Гибридная электрическая силовая передача для беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10435169B2 (ru)
EP (1) EP3124379B1 (ru)
CN (1) CN106394910B (ru)
RU (1) RU2658212C2 (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2694695C1 (ru) * 2018-12-05 2019-07-16 Шамиль Абдулбарович Сулейманов Способ распределения и управления энергией винтокрылого летательного аппарата с гибридной системой привода винта
RU2713390C1 (ru) * 2019-05-20 2020-02-05 Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Новосибирский Государственный Технический Университет" Адаптивная стартер-генераторная система для летательных аппаратов
RU2726391C1 (ru) * 2019-11-22 2020-07-13 Федор Александрович Рябков Летательный аппарат
RU2802119C1 (ru) * 2022-12-28 2023-08-22 Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") Автономная авиационная гидравлическая насосная станция

Families Citing this family (56)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9789768B1 (en) * 2015-07-06 2017-10-17 Wendel Clifford Meier Full-segregated thrust hybrid propulsion for airplanes
US10392106B2 (en) * 2016-09-08 2019-08-27 General Electric Company Tiltrotor propulsion system for an aircraft
US10252797B2 (en) * 2016-09-08 2019-04-09 General Electric Company Tiltrotor propulsion system for an aircraft
US10384774B2 (en) 2016-09-08 2019-08-20 General Electric Company Tiltrotor propulsion system for an aircraft
US10384773B2 (en) * 2016-09-08 2019-08-20 General Electric Company Tiltrotor propulsion system for an aircraft
US10017266B2 (en) * 2016-09-22 2018-07-10 Top Flight Technologies, Inc. Power generation and distribution for vehicle propulsion
DE102016220558A1 (de) * 2016-10-20 2018-04-26 Robert Bosch Gmbh Antriebsvorrichtung
US11673676B2 (en) * 2017-02-23 2023-06-13 William J. Neff Hybrid VTOL aerial vehicle
DE202017101730U1 (de) 2017-03-24 2017-05-26 Airbus Defence and Space GmbH Drohne mit Zielverfolgung und Signalausgabe
US10137981B2 (en) * 2017-03-31 2018-11-27 General Electric Company Electric propulsion system for an aircraft
US20180290735A1 (en) * 2017-04-06 2018-10-11 John Uptigrove Vtol high speed aircraft
JP7037826B2 (ja) * 2017-04-18 2022-03-17 インダストリーネットワーク株式会社 プロペラ式飛行体
WO2018208652A1 (en) * 2017-05-08 2018-11-15 Insitu, Inc. Modular aircraft with vertical takeoff and landing capability
US10633104B2 (en) * 2017-05-17 2020-04-28 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
FR3066444B1 (fr) * 2017-05-19 2021-04-16 Safran Architecture propulsive hybride d'aeronef comprenant un moteur avec une machine electrique reversible montee sur deux arbres
US11124311B2 (en) * 2017-05-23 2021-09-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine assembly with a dedicated voltage bus
US11230385B2 (en) * 2017-06-08 2022-01-25 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
DE102017006543A1 (de) 2017-07-11 2019-01-17 Daimler Ag Fluggerät mit wenigstens einem elektrisch angetriebenen Propeller
US10822101B2 (en) * 2017-07-21 2020-11-03 General Electric Company Vertical takeoff and landing aircraft having a forward thrust propulsor
JP6879866B2 (ja) * 2017-08-28 2021-06-02 本田技研工業株式会社 垂直離着陸機
EP3460232B1 (en) * 2017-09-21 2020-11-25 Technische Universität München Airborne system and airborne power generation system and method
JP6707761B2 (ja) * 2017-09-27 2020-06-10 株式会社石川エナジーリサーチ エンジン搭載自立型飛行装置
US11001384B2 (en) * 2017-10-02 2021-05-11 Bell Helicopter Textron Inc. Hybrid power systems for aircraft
CN107696812B (zh) * 2017-10-10 2019-06-28 中国人民解放军国防科技大学 油电混合动力系统及具有其的垂直起降飞行汽车
US20210188452A1 (en) 2017-10-11 2021-06-24 Purdue Research Foundation Displacement control hydrostatic propulsion system for multirotor vertical take off and landing aircraft
AU2018357230B2 (en) * 2017-10-23 2021-05-13 Flyworks Ltd Vertical take-off and landing aircraft and transformation gear sets for same
US10644630B2 (en) * 2017-11-28 2020-05-05 General Electric Company Turbomachine with an electric machine assembly and method for operation
CN108454864A (zh) * 2018-04-16 2018-08-28 中电科芜湖通用航空产业技术研究院有限公司 通用飞机串联式混合动力系统
US11053019B2 (en) * 2018-04-19 2021-07-06 The Boeing Company Hybrid propulsion engines for aircraft
AU2019257746B2 (en) * 2018-04-27 2023-11-02 Textron Systems Corporation Variable pitch rotor assembly for electrically driven vectored thrust aircraft applications
FR3080835B1 (fr) * 2018-05-03 2021-04-09 Safran Helicopter Engines Systeme propulsif pour un helicoptere
GB201807773D0 (en) * 2018-05-14 2018-06-27 Rolls Royce Plc Aircraft propulsion system
US11214378B2 (en) * 2018-08-21 2022-01-04 Zunum Aero, Inc. System controller for series hybrid powertrain
CN112770972A (zh) * 2018-09-06 2021-05-07 保罗·贝拉莫里 由涡轮发电机驱动的模块化的多旋翼无人机
FR3087960B1 (fr) * 2018-10-31 2021-06-04 Safran Systeme de conversion et de transport d'energie electrique pour l'hybridation interne d'un aeronef a turboreacteurs
JP7057264B2 (ja) * 2018-11-02 2022-04-19 本田技研工業株式会社 ハイブリッド飛行体
JP7049234B2 (ja) * 2018-11-15 2022-04-06 本田技研工業株式会社 ハイブリッド飛行体
CN111356638B (zh) * 2018-11-30 2023-07-21 深圳市大疆创新科技有限公司 动力组件、动力系统及无人机
EP3670348A1 (en) * 2018-12-20 2020-06-24 Airbus Defence and Space GmbH Device for providing power or thrust to an aerospace vehicle and method for controlling a device for providing power to an aerospace vehicle
WO2020137103A1 (ja) * 2018-12-27 2020-07-02 本田技研工業株式会社 飛行体
WO2020137104A1 (ja) * 2018-12-27 2020-07-02 本田技研工業株式会社 飛行体
WO2020137105A1 (ja) * 2018-12-27 2020-07-02 本田技研工業株式会社 飛行体
FR3095806B1 (fr) * 2019-05-06 2021-08-20 Safran Helicopter Engines Système de propulsion hybride pour aéronef à décollage et atterrissage verticaux
US11667391B2 (en) * 2019-08-26 2023-06-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Dual engine hybrid-electric aircraft
US20210070458A1 (en) * 2019-09-06 2021-03-11 Hamilton Sundstrand Corporation Vortex turbines for a hybrid-electric aircraft
DE102019218100A1 (de) * 2019-11-22 2021-05-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Wellenmechanisches Antriebssytem und -verfahren für ein Luftfahrzeug
US11428171B2 (en) 2019-12-06 2022-08-30 General Electric Company Electric machine assistance for multi-spool turbomachine operation and control
JP6770767B2 (ja) * 2020-01-17 2020-10-21 株式会社石川エナジーリサーチ エンジン搭載自立型飛行装置
US10894599B1 (en) * 2020-02-25 2021-01-19 Uav Factory Sia Retractable VTOL rotor systems and methods
US11603195B2 (en) * 2020-04-07 2023-03-14 Aurora Flight Sciences Corporation Aircraft having hybrid propulsion
EP4143085A4 (en) * 2020-04-30 2024-04-24 Volansi Inc HEAVY OIL ENGINE POWERED HYBRID FIXED VTOL AIRCRAFT
CN114000943A (zh) * 2020-07-28 2022-02-01 中国科学院理化技术研究所 一种内燃发电装置和无人机动力系统
KR102449142B1 (ko) * 2021-01-08 2022-09-29 주식회사 엠지아이티 수직이착륙형 드론 및 수직이착륙형 드론의 수직 이착륙 및 비행 전환을 위한 구동 방법
US11926426B2 (en) * 2021-03-19 2024-03-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Electric distributed propulsion using exhaust recovery power
US11878798B2 (en) * 2021-09-17 2024-01-23 Jetzero, Inc. Blended wing body aircraft with a fuel cell and method of use
US11802489B1 (en) * 2022-09-12 2023-10-31 Hamilton Sundstrand Corporation Energy harvesting for hybrid propulsion systems

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2011962A2 (en) * 2007-07-02 2009-01-07 United Technologies Corporation Compound cycle rotary engine
DE102012021339A1 (de) * 2012-10-31 2014-04-30 Eads Deutschland Gmbh Unbemanntes Luftfahrzeug und Betriebsverfahren hierfür
RU2543120C1 (ru) * 2014-01-21 2015-02-27 Дмитрий Сергеевич Дуров Многовинтовой гибридный электроконвертоплан
WO2015028627A1 (de) * 2013-08-29 2015-03-05 Airbus Defence and Space GmbH Senkrechtstartfähiges fluggerät

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3181810A (en) 1961-02-27 1965-05-04 Curtiss Wright Corp Attitude control system for vtol aircraft
DE6602227U (de) 1967-07-11 1969-04-24 Messerschmitt Ag Verwandlungsflugzeug
US3592412A (en) 1969-10-03 1971-07-13 Boeing Co Convertible aircraft
RU2001836C1 (ru) 1992-01-03 1993-10-30 Хапабердэ Леонид Павлович Многовинтовой летательный аппарат с вертикальным взлетом
DE19745492B4 (de) 1997-10-15 2005-06-09 Wobben, Aloys, Dipl.-Ing. Senkrecht startendes Flugzeug
US6526757B2 (en) * 2001-02-13 2003-03-04 Robin Mackay Multi pressure mode gas turbine
US20030062443A1 (en) 2001-10-02 2003-04-03 Joseph Wagner VTOL personal aircraft
WO2004012993A1 (en) 2002-08-05 2004-02-12 Urban Aeronautics Ltd. Vtol vehicles
US6843447B2 (en) 2003-01-06 2005-01-18 Brian H. Morgan Vertical take-off and landing aircraft
US7174714B2 (en) * 2004-12-13 2007-02-13 Caterpillar Inc Electric turbocompound control system
US7159817B2 (en) 2005-01-13 2007-01-09 Vandermey Timothy Vertical take-off and landing (VTOL) aircraft with distributed thrust and control
WO2006103774A1 (ja) * 2005-03-30 2006-10-05 Rikiya Ishikawa 垂直移動可能な飛行体
US8636241B2 (en) * 2005-04-20 2014-01-28 Richard H. Lugg Hybrid jet/electric VTOL aircraft
EP1885473A1 (de) * 2005-06-03 2008-02-13 Emitec Gesellschaft für Emissionstechnologie mbH Verfahren und vorrichtung zur behandlung von abgasen von verbrennungskraftmaschinen
US8720814B2 (en) 2005-10-18 2014-05-13 Frick A. Smith Aircraft with freewheeling engine
US8152096B2 (en) 2005-10-18 2012-04-10 Smith Frick A Apparatus and method for vertical take-off and landing aircraft
US20110042508A1 (en) 2009-08-24 2011-02-24 Bevirt Joeben Controlled take-off and flight system using thrust differentials
DE102009048201A1 (de) * 2009-10-05 2011-04-28 Eads Deutschland Gmbh Antriebseinheit für ein senkrecht startbares Luftfahrzeug und Verfahren zur Erhöhung der Triebwerksleistung eines Strahltriebwerks in einem senkrecht startbaren Luftfahrzeug sowie Luftfahrzeug mit einer solchen Antriebseinheit
US9187174B2 (en) 2010-10-06 2015-11-17 Donald Orval Shaw Aircraft with wings and movable propellers
KR20120060509A (ko) 2010-12-02 2012-06-12 현대자동차주식회사 Ｉｍｕ 통합 에어백 제어 유닛
US8636247B2 (en) * 2011-04-19 2014-01-28 Raytheon Company Closed gas generator and micro power unit including the same
TWI538852B (zh) 2011-07-19 2016-06-21 季航空股份有限公司 個人飛機
US9120560B1 (en) 2011-10-13 2015-09-01 Latitude Engineering, LLC Vertical take-off and landing aircraft
TR201208854A2 (tr) * 2012-07-31 2012-12-21 Oran B�Lent Hava taşıtları için dikey kalkış/iniş ve denge sistemi
US10107495B2 (en) * 2012-11-02 2018-10-23 General Electric Company Gas turbine combustor control system for stoichiometric combustion in the presence of a diluent
DE202013001622U1 (de) * 2013-02-20 2013-04-08 Göbler Hirthmotoren KG Hybridantrieb für ein unbemanntes Fluggerät
US9797300B2 (en) * 2013-03-26 2017-10-24 Kasi Technologies Ab Supercharging system and method for operating a supercharging system
CN203246592U (zh) * 2013-03-29 2013-10-23 山东华盛中天工程机械有限责任公司 无人机的混合动力驱动装置
US9248908B1 (en) * 2013-06-12 2016-02-02 The Boeing Company Hybrid electric power helicopter
US10030588B2 (en) * 2013-12-04 2018-07-24 General Electric Company Gas turbine combustor diagnostic system and method
EP3034834B1 (fr) * 2014-12-16 2019-04-10 Airbus (Sas) Procédé de gestion d'une demande de puissance pour le fonctionnement d'un aéronef sans pilote équipé d'un moteur à combustion interne
CN204473131U (zh) * 2014-12-22 2015-07-15 吉林威和航空科技有限公司 一种油电混合动力多旋翼无人机
US20170292447A1 (en) * 2016-04-08 2017-10-12 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid electric aircraft with rankine cycle heat recovery system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2011962A2 (en) * 2007-07-02 2009-01-07 United Technologies Corporation Compound cycle rotary engine
DE102012021339A1 (de) * 2012-10-31 2014-04-30 Eads Deutschland Gmbh Unbemanntes Luftfahrzeug und Betriebsverfahren hierfür
WO2015028627A1 (de) * 2013-08-29 2015-03-05 Airbus Defence and Space GmbH Senkrechtstartfähiges fluggerät
RU2543120C1 (ru) * 2014-01-21 2015-02-27 Дмитрий Сергеевич Дуров Многовинтовой гибридный электроконвертоплан

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2694695C1 (ru) * 2018-12-05 2019-07-16 Шамиль Абдулбарович Сулейманов Способ распределения и управления энергией винтокрылого летательного аппарата с гибридной системой привода винта
RU2713390C1 (ru) * 2019-05-20 2020-02-05 Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Новосибирский Государственный Технический Университет" Адаптивная стартер-генераторная система для летательных аппаратов
RU2726391C1 (ru) * 2019-11-22 2020-07-13 Федор Александрович Рябков Летательный аппарат
RU2802119C1 (ru) * 2022-12-28 2023-08-22 Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") Автономная авиационная гидравлическая насосная станция
RU225258U1 (ru) * 2023-03-28 2024-04-16 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Иркутский государственный университет путей сообщения (ФГБОУ ВО ИрГУПС) Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки "ИнфраСкан"

Also Published As

Publication number Publication date
US10435169B2 (en) 2019-10-08
EP3124379B1 (de) 2019-05-01
EP3124379A1 (de) 2017-02-01
RU2016130683A (ru) 2018-01-31
CN106394910A (zh) 2017-02-15
CN106394910B (zh) 2020-04-17
US20170029131A1 (en) 2017-02-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2658212C2 (ru) Гибридная электрическая силовая передача для беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки
CN108016623B (zh) 用于增强主动力装置的系统和方法
US10371066B2 (en) Unmanned aircraft and operation method for the same
US11608188B2 (en) Hybrid propulsion for an aircraft
RU2629621C2 (ru) Способ и конструкция оптимизированной передачи энергии между вспомогательным силовым двигателем и основными двигателями вертолета
US20170369179A1 (en) Gas turbine engine
US20170320584A1 (en) Hybrid gas-electric turbine engine
US10710734B2 (en) Hybrid aircraft propulsors having electrically-driven augmentor fans
CN107696812B (zh) 油电混合动力系统及具有其的垂直起降飞行汽车
US10618667B2 (en) Fan module with adjustable pitch blades and power system
EP3315747A1 (en) Fan module with rotatable vane ring power system
US8297039B2 (en) Propulsion engine
US11667391B2 (en) Dual engine hybrid-electric aircraft
US11015476B2 (en) Electrical energy generating system
EP3034395B1 (en) Aircraft boundary layer removal with auxilliary power unit suction
US11524793B2 (en) Kinetic energy taxi system and thermal energy recovery system
CN113104220A (zh) 多电混合动力系统
US11926426B2 (en) Electric distributed propulsion using exhaust recovery power
US20240010346A1 (en) Hybrid-electric aircraft propulsion system and method
Murthy et al. Part Electric Gas Turbine-A Simple and Efficient Heat Engine Configuration
WO2023091579A1 (en) Split turbocharger having independent electric turbine and electric compressor components