專利名稱：用于飛行器的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)和能量系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于飛機、特別是直升機的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)，以及具有這類混合動力驅(qū)動系統(tǒng)的直升機。
背景技術(shù)：
常規(guī)地，直升機大多數(shù)時候通過一個或多個燃氣輪機驅(qū)動，其中燃氣輪機的高轉(zhuǎn)速必須通過傳動裝置降低，由所述傳動裝置開始機械地驅(qū)動直升機的例如是主旋翼和尾旋翼的旋翼。明顯地，這類傳動裝置對故障安全性提出高要求，并且因此相應(yīng)地是復(fù)雜的、重的和耗費的。從DE 10 2006 056 354A1中已知用于飛機的混合動力驅(qū)動裝置，其具有用于產(chǎn)生第一驅(qū)動能量的燃氣輪機和用于產(chǎn)生第二驅(qū)動能量的電動機。燃氣輪機和電動機構(gòu)造·為，使得飛機的例如是螺旋槳的驅(qū)動單元能夠提供第一和/或第二驅(qū)動能量。在此需要燃氣輪機和電動機之間的稱合器，或在燃氣輪機和螺旋槳軸之間的第一稱合器以及在電動機和螺旋槳軸之間的第二耦合器。為電動機能夠設(shè)置有燃料電池系統(tǒng)和電池。從DE 10 2006 056 356A1中已知具有用于飛機的多個能量轉(zhuǎn)換器的驅(qū)動裝置，其中能量轉(zhuǎn)換器中的每個能夠構(gòu)造為燃氣輪機、活塞式發(fā)動機或電動機。在此，也需要在第一和第二能量轉(zhuǎn)換器之間的、或在第一和第二能量轉(zhuǎn)換器和螺旋槳之間的耦合器。在上下文中，也提到用于巡航或在機場附近時只使用一個電動機，相反地，在起飛和著陸時附加地需要燃氣輪機。在WO 2008/086774A2中提出一種具有螺旋槳、馬達和在螺旋槳與發(fā)動機之間的傳動系的飛機螺旋槳驅(qū)動裝置，其中傳動系具有扭轉(zhuǎn)減振器。在柴油機和傳動裝置輸入軸之間能夠設(shè)有電機，所述電機能夠接通為發(fā)電機為電池充電，和接通為電動機并由電池供電，能夠除了柴油機之外提供驅(qū)動。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供用于飛機的替選的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)和能量系統(tǒng)。該目的通過獨立權(quán)利要求的內(nèi)容實現(xiàn)。本發(fā)明的改進方案在從屬權(quán)利要求中給出。根據(jù)本發(fā)明的第一觀點，提出用于飛機、特別是直升機的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)，該混合動力驅(qū)動系統(tǒng)具有至少一個能量產(chǎn)生模塊并且具有至少一個用于(直接或間接)驅(qū)動飛機的驅(qū)動機構(gòu)的電動機，所述能量產(chǎn)生模塊具有內(nèi)燃機和能夠由所述內(nèi)燃機驅(qū)動的用于產(chǎn)生電能的發(fā)電機。驅(qū)動機構(gòu)例如是直升機的主旋翼或尾旋翼。電動機例如能夠提供用于直升機的常規(guī)驅(qū)動的附加的功率。根據(jù)本發(fā)明的另一觀點，設(shè)有用于驅(qū)動飛機的第二驅(qū)動機構(gòu)的第二電動機，其中第二驅(qū)動機構(gòu)能夠是直升機的其他旋翼或尾旋翼。
根據(jù)本發(fā)明的再一觀點，設(shè)有至少一個其他的能量產(chǎn)生模塊。所述其他的能量產(chǎn)生模塊能夠是第二內(nèi)燃機和第二發(fā)電機的組合；但是，例如也是燃料電池單元。根據(jù)本發(fā)明的還一觀點，設(shè)有用于電能的儲存單元，例如電池單元。所述儲存單元能夠設(shè)計為，使得直升機的起飛過程和爬高飛行能夠只通過或大部分通過儲存單元的能量供應(yīng)來實現(xiàn)，所述儲存單元驅(qū)動用于驅(qū)動第一驅(qū)動機構(gòu)的第一電動機和用于驅(qū)動直升機的第二驅(qū)動機構(gòu)的第二電動機。為了繼續(xù)提高安全性，能夠設(shè)有其他的、附加的用于電能的儲存單元，例如是電池單元。在此，當(dāng)直升機起飛時，將所述直升機的一個或多個內(nèi)燃機只加速運轉(zhuǎn)到為了產(chǎn)生對于起飛所需的總功率而言必要的程度。這造成在起飛和相應(yīng)地在著陸時，與常規(guī)直升機驅(qū)動裝置相比，噪聲排放明顯減少。根據(jù)本發(fā)明的又一觀點，所述其他的能量產(chǎn)生模塊構(gòu)造為燃料電池單元。當(dāng)由內(nèi)燃機和發(fā)電機組成的能量產(chǎn)生模塊故障時，所述燃料電池單元可替代它使用，但也附加于 一個或多個能量產(chǎn)生模塊也能夠使用所述燃料電池單元。本發(fā)明的又一重要觀點涉及一種具有如前述的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)的直升機。根據(jù)本發(fā)明的又一觀點，設(shè)有這類具有主旋翼和尾旋翼的直升機，所述尾旋翼構(gòu)造為加外殼的尾旋翼，其能夠圍繞直升機的豎直軸線轉(zhuǎn)動。尾旋翼和尾旋翼驅(qū)動裝置能夠圍繞直升機的豎直軸線樞轉(zhuǎn)，以便在向前飛行時，有助于向前移動。在此，能夠?qū)⒓油鈿さ奈残硐蛏虾拖蛳驴赊D(zhuǎn)動地支承，并且裝配有至少一個調(diào)節(jié)促動器。此外，為了確保抵消主旋翼轉(zhuǎn)矩，尾旋翼只轉(zhuǎn)動到，使得還有足夠的橫向作用的推力分量殘留。為了使加外殼的尾旋翼能夠圍繞豎直軸線轉(zhuǎn)動到，使得所述尾旋翼在飛行方向上只產(chǎn)生向前的推進力，能夠設(shè)有方向舵，所述方向舵承擔(dān)在向前飛行時的轉(zhuǎn)矩抵消。本發(fā)明的又一觀點涉及一種用于控制混合動力驅(qū)動系統(tǒng)或用于控制具有這類根據(jù)本發(fā)明的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)的直升機的方法，其中在功率需求升高時，附加地將其他的能量產(chǎn)生模塊和/或用于電能的儲存單元接入至所述一個能量產(chǎn)生模塊。借助于分別由內(nèi)燃機和發(fā)電機組成的兩個能量產(chǎn)生模塊已經(jīng)產(chǎn)生冗余，該冗余通過用于電能的儲存單元再次被提高。為了還繼續(xù)提高功率需求和/或還繼續(xù)提高冗余，能夠設(shè)有其他的、附加的能量產(chǎn)生模塊(內(nèi)燃機/發(fā)電機)和/或用于電能的附加的儲存單元。根據(jù)本發(fā)明的又一觀點，在飛機的起飛階段和著陸階段中，至少一個電動機僅由用于電能的儲存單元供電。這確保了比常規(guī)的飛機驅(qū)動裝置或直升機驅(qū)動裝置更低的噪聲排放。根據(jù)本發(fā)明的又一觀點，為了在飛機起飛階段和著陸階段時的安全性，能夠使內(nèi)燃機空轉(zhuǎn)地或明顯低于其額定功率地運行。根據(jù)本發(fā)明的又一觀點，為了控制直升機，將其尾旋翼圍繞豎直軸線轉(zhuǎn)動到，使得(加外殼的)尾旋翼的橫向的推力分量抵消由主旋翼引起的偏航轉(zhuǎn)矩。由此，尾旋翼提供橫向的推力分量，以用于抵消由主旋翼引起的偏航轉(zhuǎn)矩，并且還提供在向前方向(飛行方向)上的推力分量。然而，根據(jù)本發(fā)明的又一觀點，在控制直升機時，能夠這樣采取措施，即，使得尾旋翼圍繞豎直軸線轉(zhuǎn)動到，使得尾旋翼推力在直升機的縱向軸線的方向上向后指向，并且由主旋翼引起的偏航轉(zhuǎn)矩通過相應(yīng)地調(diào)節(jié)方向舵來抵消。這確保尾旋翼理想地輔助推進。此外，由于直升機的推進的不可忽略的部分通過尾旋翼實現(xiàn)，所以噪聲排放源從直升機的機艙區(qū)域(主旋翼)繼續(xù)向后朝向尾旋翼轉(zhuǎn)移，因此減少直升機機艙中的噪聲負荷和噪音負荷。


附圖示出圖I示出根據(jù)本發(fā)明的輕度混合動力驅(qū)動系統(tǒng)的示意圖；圖2示出具有能量產(chǎn)生模塊的根據(jù)本發(fā)明的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)的示意圖；圖3示出具有兩個能量產(chǎn)生模塊的根據(jù)本發(fā)明的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)的示意圖；·圖4示出根據(jù)本發(fā)明的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)的示意圖，在所述混合動力驅(qū)動系統(tǒng)中主旋翼和尾旋翼分別通過由電動機和傳動裝置構(gòu)成的組合來驅(qū)動。圖5示出具有第一能量產(chǎn)生模塊以及具有構(gòu)造為燃料電池系統(tǒng)的第二能量產(chǎn)生模塊的根據(jù)本發(fā)明的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)的示意圖，其中所述第一能量產(chǎn)生模塊具有內(nèi)燃機和由所述內(nèi)燃機可驅(qū)動的發(fā)電機；圖6示出用于直升機的根據(jù)本發(fā)明的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)的模塊化結(jié)構(gòu)的示意圖；圖7示出根據(jù)本發(fā)明的直升機的尾部懸臂的側(cè)視圖；并且圖8示出根據(jù)本發(fā)明的直升機的尾部懸臂的與圖7相符的俯視圖。
具體實施例方式在附圖中的描述是示意性的并且是不合乎比例的。對于相同的或類似的元件使用相同的或相應(yīng)的附圖標(biāo)記。圖I示意地示出用于飛機、特別是直升機的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)。在虛線L上方，在Ca)中示出本身常規(guī)的直升機驅(qū)動系統(tǒng)，其具有經(jīng)由軸12驅(qū)動傳動裝置14的輸入端El的內(nèi)燃機10，其中傳動裝置經(jīng)由輸出端Al驅(qū)動軸16，并且借助于所述軸驅(qū)動主旋翼18，并且經(jīng)由另一輸出端A2經(jīng)由軸20驅(qū)動直升機的尾旋翼22。此外，在虛線L下方在圖I中的(b)中設(shè)有由內(nèi)燃機10驅(qū)動的發(fā)電機26。然而，所述發(fā)電機也能夠經(jīng)由其他(未示出的)內(nèi)燃機驅(qū)動。發(fā)電機24經(jīng)由導(dǎo)線26將電流提供到電動機30處，所述電動機經(jīng)由軸36驅(qū)動傳動裝置14的輸入端E2，并且這樣提供附加的功率。此外，發(fā)電機24經(jīng)由導(dǎo)線28將電池32充電，并且例如附加于由發(fā)電機24供電，或?qū)Υ颂孢x地，電池32能夠經(jīng)由導(dǎo)線34為電動機30供電。在圖2中示出用于直升機的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)，該混合動力驅(qū)動系統(tǒng)具有內(nèi)燃機42,所述內(nèi)燃機經(jīng)由軸44驅(qū)動發(fā)電機46。發(fā)電機46經(jīng)由導(dǎo)線56為第一電動機60供電,所述第一電動機經(jīng)由軸62驅(qū)動直升機的主旋翼64。此外,發(fā)電機經(jīng)由導(dǎo)線48為第二電動機50供電,所述第二電動機經(jīng)由軸52驅(qū)動直升機的尾旋翼54。此外，發(fā)電機46能夠經(jīng)由導(dǎo)線66將電池(電池組)68充電。當(dāng)主旋翼64的電動機I的功率需求不像在起飛時這么大時，例如在直升機巡航時，進行上述充電。
此外，附加于由發(fā)電機46供電，或?qū)Υ颂孢x地，電池60能夠經(jīng)由導(dǎo)線74、開關(guān)SI和導(dǎo)線76為第一電動機60供電。相應(yīng)地，電池68能夠經(jīng)由導(dǎo)線70和開關(guān)S2和另一導(dǎo)線72為用于尾旋翼64的第二電動機2供電。在圖3中示出用于直升機的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)，其中設(shè)有具有內(nèi)燃機82和發(fā)電機86的第一能量產(chǎn)生模塊以及具有第二內(nèi)燃機116和第二發(fā)電機120的第二能量產(chǎn)生模塊。當(dāng)兩個能量產(chǎn)生模塊提供相應(yīng)的、直升機運行所需的功率時，所述兩個能量產(chǎn)生模塊能夠共同地或擇一地運行。然而，在直升機的特定的運行 狀態(tài)下，例如也能夠由第一能量產(chǎn)生模塊82、86提供更多功率，并且在其他運行狀態(tài)下，由第二能量產(chǎn)生模塊116、120提供更多功率。第一發(fā)電機86經(jīng)由導(dǎo)線88將電流提供到整體地由附圖標(biāo)記90標(biāo)出的電池組，所述電池組具有各個電池分組92、94、96、98、100，這些電池分組能夠以任意組合與電池單元90的輸入端(導(dǎo)線88、122)中的一個或輸出端(導(dǎo)線104、126)中的一個連接。第一發(fā)電機86能夠經(jīng)由導(dǎo)線88和開關(guān)SI以及導(dǎo)線104為第一電動機106供電，所述第一電動機經(jīng)由軸108驅(qū)動直升機的主旋翼110。然而，發(fā)電機86也能夠經(jīng)由導(dǎo)線102和開關(guān)S3和導(dǎo)線112、126為第二電動機128供電，所述第二電動機經(jīng)由軸130驅(qū)動直升機的尾旋翼132。相應(yīng)地適用于第二發(fā)電機120，所述第二發(fā)電機能夠經(jīng)由導(dǎo)線122和導(dǎo)線124和開關(guān)S2以及導(dǎo)線126為第二電動機128供電，或經(jīng)由導(dǎo)線124和開關(guān)S4以及導(dǎo)線114和導(dǎo)線104為第一電動機106供電。因此，總的來說，在圖3中示出的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)具有高的冗余，這是由于第一能量產(chǎn)生模塊82、86，第二能量產(chǎn)生模塊116、120和電池單元90，所述電池單元是能量暫存器，從而是用于第一電動機106和/或第二電動機128的其他的能量產(chǎn)生模塊。在圖3中的每個能量產(chǎn)生模塊能夠設(shè)置在直升機中的合適位置上，而與用于驅(qū)動主旋翼110的第一電動機106和用于尾旋翼132的第二電動機128無關(guān)。這樣例如兩個能量產(chǎn)生模塊能夠如電池單元90 —樣，設(shè)置在直升機的機艙底板下方。這保證了，不像在常規(guī)直升機驅(qū)動裝置中那樣相對重的組件必須位于直升機中相對遠的上方，而是直升機的重心能夠向下轉(zhuǎn)移。關(guān)于內(nèi)燃機指出的是，所述內(nèi)燃機優(yōu)選構(gòu)造為汪克爾發(fā)動機，盡管例如也能夠使用例如柴油機一樣的活塞發(fā)動機。原則上地，燃氣輪機也能夠用作內(nèi)燃機。常規(guī)的直升機渦輪推進器具有兩個渦輪級，第一渦輪級用于驅(qū)動推進器壓縮機，并且第二渦輪級用于產(chǎn)生旋翼轉(zhuǎn)矩。很高的渦輪轉(zhuǎn)速必須借助于傳動裝置降低到旋翼轉(zhuǎn)速。如果渦輪機與能量產(chǎn)生相反地使用，也就是說用于驅(qū)動發(fā)電機，那么能夠略去第二渦輪級和減速傳動裝置。第一級渦輪級同時驅(qū)動壓縮機和發(fā)電機。在本發(fā)明中使用的電動機優(yōu)選構(gòu)造為如在DE 10 2007 013 732A1中描述的高功率密度的低慣量的直接驅(qū)動裝置，即構(gòu)造為具有持續(xù)激勵的電動機，該電動機由于高的特定的轉(zhuǎn)矩和功率密度以及小的慣性力矩尤其適用于直接驅(qū)動直升機的旋翼。用于混合動力驅(qū)動系統(tǒng)的根據(jù)本發(fā)明的設(shè)計尤其良好地適用于，將直升機以這種方式匹配于提高的功率要求，所述方式為設(shè)有由內(nèi)燃機和發(fā)電機組成的附加的能量產(chǎn)生模塊，或附加的電池單元。
所述模塊化的設(shè)計也尤其良好地適用于驅(qū)動具有不同功率要求的不同大小的直升機家族。根據(jù)要求，將標(biāo)準(zhǔn)化的能量產(chǎn)生模塊(內(nèi)燃機/發(fā)電機)以所需要的數(shù)量裝入。這表現(xiàn)為所謂的家族設(shè)計，所述設(shè)計對直升機家族的研發(fā)費用的降低具有明顯的影響。在圖2和3中示出的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)尤其實現(xiàn)“無傳動裝置的”直升機，其在沒有常規(guī)直升機驅(qū)動裝置中需要的傳動裝置的情況下足以使用。然而，如果在用于主旋翼的電動機和/或用于尾旋翼的電動機之間需要傳動裝置，那么所述傳動裝置能夠根據(jù)圖4設(shè)置在電動機和相應(yīng)的旋翼附近。圖4示出第一電動機142，其經(jīng)由軸144驅(qū)動第一傳動裝置146，所述第一傳動裝置再經(jīng)由軸148驅(qū)動直升機的主旋翼150。相應(yīng)地，第二電動機152經(jīng)由軸154驅(qū)動第二傳動裝置156，所述第二傳動裝置經(jīng)由軸158驅(qū)動直升機的尾旋翼160。
在圖3中，兩個能量產(chǎn)生模塊82、86和116、120相同類型地構(gòu)成。然而，所述兩個能量產(chǎn)生模塊也能夠是不同的，如在圖5中示出的。內(nèi)燃機162經(jīng)由軸164驅(qū)動發(fā)電機166，所述發(fā)電機經(jīng)由導(dǎo)線168輸出電流，該導(dǎo)線相當(dāng)于圖3中的導(dǎo)線188。圖5中的第二能量產(chǎn)生模塊由燃料電池170組成，所述燃料電池經(jīng)由導(dǎo)線172輸出電流，該導(dǎo)線相當(dāng)于圖3中的導(dǎo)線122。圖6再次對用于根據(jù)本發(fā)明的直升機202的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)的模塊化結(jié)構(gòu)加以說明。第一能量產(chǎn)生模塊由汪克爾發(fā)動機182和發(fā)電機84組成，第二能量產(chǎn)生模塊由汪克爾發(fā)動機192和發(fā)電機194組成，并且第三能量產(chǎn)生模塊由汪克爾發(fā)動機196和發(fā)電機198組成。這些能量產(chǎn)生模塊中的每個或其相應(yīng)的發(fā)電機184、194、198連接到中央能量控制系統(tǒng)186上。所述中央能量控制系統(tǒng)例如確保電池200的充電或從所述電池中獲取電能。能量控制系統(tǒng)186經(jīng)由逆變器188將電能提供到直升機202的主旋翼204的第一電動機190上或者尾旋翼206的第二電動機190上。在上下文中指出的是，在未來要越來越多地實施的根據(jù)當(dāng)前的現(xiàn)有技術(shù)的電傳控制系統(tǒng)(Fly-by-Wire-Steuerungen)中，在控制機構(gòu)上的運動傳感器獲取飛行員控制意圖，并且將所述飛行員控制意圖報告到中央飛行監(jiān)控電腦。所述飛行監(jiān)控電腦將信號轉(zhuǎn)化為電子操縱電壓，以用于設(shè)定主旋翼和尾旋翼的推進力。在具有根據(jù)本發(fā)明的混合動力驅(qū)動裝置的直升機中，這以有利的方式電氣地實現(xiàn)，在主旋翼的情況下，例如以在限定槳葉安裝角度的旋轉(zhuǎn)斜盤下方的電旋轉(zhuǎn)軸的形式，或通過在槳葉后緣處的壓電式工作的伺服襟翼，或通過兩種組件的組合實現(xiàn)；并且在尾旋翼的情況下，例如通過負責(zé)槳葉安裝角度的滑套下方的這種軸，或通過變化尾旋翼轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)。因為所有這些控制過程以電的方式進行，并且旋翼分別經(jīng)由電動機驅(qū)動，所以直升機能夠整體地以一致的能量形式運行。在前述轉(zhuǎn)速變化時以及在尾旋翼樞轉(zhuǎn)時，總歸需要電子驅(qū)動裝置。相反地，在此同樣可能的液壓驅(qū)動裝置可能違反能量一致性的要求。圖7和8對根據(jù)本發(fā)明的直升機的結(jié)構(gòu)形式和運行方式加以說明，所述直升機設(shè)有繞豎直軸線可轉(zhuǎn)動的、加外殼的尾旋翼。圖7示出實施形式，其中尾旋翼推力具有橫向的分量，與之相反地，在圖8的實施形式中通過方向舵造成主旋翼轉(zhuǎn)矩的抵消。如在圖7中不出地,直升機的尾部懸臂212具有加外殼的尾旋翼214,所述尾旋翼能夠圍繞直升機的豎直軸線216轉(zhuǎn)動，以至于所述尾旋翼提供用于推進直升機的推進力分量，然而還提供用于抵消由主旋翼引起的轉(zhuǎn)矩的橫向的分量。相反地，在圖8中示出的實施形式中，至少在直升機向前飛行(巡航)時，將加外殼的尾旋翼214圍繞豎直軸線216 (圖7)轉(zhuǎn)動到，使得所述尾旋翼由尾旋翼推力產(chǎn)生純推進力分量。由主旋翼引起的轉(zhuǎn)矩的抵消通過在巡航時相應(yīng)地調(diào)節(jié)方向舵218來實現(xiàn)。要補充指出的是，“包括”和“具有”不排除其他元件或步驟，并且“一個”不排除多個。此外要指出的是，參考上述實施例之一說明的特征或步驟也能夠與其他上述實施例的其他特征或步驟組合使用。在權(quán)利要求中的附圖標(biāo)記不視為限制。附圖標(biāo)記列表L 虛線
10內(nèi)燃機12 軸14傳動裝置16 軸18主旋翼20 軸22尾旋翼24發(fā)電機26 導(dǎo)線28 導(dǎo)線30電動機32電池單元34 導(dǎo)線36 軸3840A1，A214 的輸出端E1，E2 輸入端42內(nèi)燃機44 軸46發(fā)電機48 導(dǎo)線50電動機252 軸54尾旋翼56 導(dǎo)線5860電動機I62 軸
64主旋翼66 導(dǎo)線68電池單元70 導(dǎo)線72 導(dǎo)線74 導(dǎo)線76 導(dǎo)線78·
8051，52 開關(guān)82內(nèi)燃機I84 軸86發(fā)電機I88 導(dǎo)線90電池單元92 電池94 電池96 電池98 電池100 電池102 導(dǎo)線104 導(dǎo)線106 電動機 I108 軸110主旋翼112 導(dǎo)線114 導(dǎo)線116 內(nèi)燃機 2118 軸120 發(fā)電機 2122 導(dǎo)線124 導(dǎo)線126 導(dǎo)線128 電動機 2130 軸132尾旋翼134136138
140142 電動機 I144 導(dǎo)線146傳動裝置I148 軸150主旋翼152 電動機 2154 導(dǎo)線156傳動裝置2158 軸160尾旋翼162 內(nèi)燃機 I164 軸166 發(fā)電機 I168 導(dǎo)線170燃料電池單元
172 導(dǎo)線174176178180182內(nèi)燃機184發(fā)電機186能量控制系統(tǒng)188逆變器(振動子換流器)190電動機192內(nèi)燃機194發(fā)電機196內(nèi)燃機198發(fā)電機200電池單元202直升機204主旋翼206尾旋翼208210212尾部懸臂214加外殼的尾旋翼216豎直軸線
218方向舵
220
權(quán)利要求
1.用于飛機、特別是直升機的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)，所述混合動力驅(qū)動系統(tǒng)具有至少一個能量產(chǎn)生模塊(42，46)和至少一個用于驅(qū)動所述飛機的驅(qū)動機構(gòu)(64)的電動機(60)，所述能量產(chǎn)生模塊具有內(nèi)燃機(42)和能由所述內(nèi)燃機驅(qū)動用于產(chǎn)生電能的發(fā)電機(46)。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)，其特征在于，設(shè)有第二電動機(50)，用于驅(qū)動所述飛機的第二驅(qū)動機構(gòu)(54)。
3.根據(jù)權(quán)利要求I或2所述的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)，其特征在于，設(shè)有至少一個其他的能量產(chǎn)生模塊(116，120 ;170)。
4.根據(jù)權(quán)利要求I至3之一所述的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)，其特征在于，設(shè)有用于電能的儲存單元(32 ；68 ;90)。
5.根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)，其特征在于，將所述一個能量產(chǎn)生模塊(82，86)和所述其他的能量產(chǎn)生模塊(116，120)構(gòu)造為相同的或同類的。
6.根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)，其特征在于，所述其他的能量產(chǎn)生模塊構(gòu)造為燃料電池單元(170 )。
7.直升機，所述直升機具有根據(jù)權(quán)利要求I至6之一所述的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的直升機(202)，所述直升機具有主旋翼(204)和尾旋翼(206)，所述尾旋翼構(gòu)造為加外殼的尾旋翼，所述尾旋翼能夠圍繞所述直升機的豎直軸線(216)轉(zhuǎn)動。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的直升機，其特征在于具有方向舵(218)。
10.用于控制根據(jù)權(quán)利要求4至6之一所述的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)和用于控制具有這類混合動力驅(qū)動系統(tǒng)的根據(jù)權(quán)利要求7至9之一所述的直升機的方法，其特征在于，在功率需求提高時，將所述其他的能量產(chǎn)生模塊(116，120)和/或所述用于電能的儲存單元(90)附加地接入至所述一個能量產(chǎn)生模塊(82，86 )。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，其特征在于，在所述飛機的起飛階段和著陸階段中，所述至少一個電動機(60)僅由所述用于電能的儲存單元(68 ;90)供電。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其特征在于，在所述飛機的起飛階段和著陸階段中，使所述內(nèi)燃機(42)空轉(zhuǎn)地運行。
13.根據(jù)權(quán)利要求10至12之一所述的用于控制所述直升機的方法，其特征在于，所述尾旋翼(206)圍繞所述豎直軸線(216)轉(zhuǎn)動，使得所述尾旋翼(214)的橫向的推力分量抵消所述由所述主旋翼引起的偏航轉(zhuǎn)矩。
14.根據(jù)權(quán)利要求10至12之一所述的用于控制所述直升機的方法，其特征在于，所述尾旋翼(206)圍繞所述豎直軸線(216)轉(zhuǎn)動，使得尾旋翼推力在所述直升機的縱向軸線的方向上向后指向，并且將所述由所述主旋翼引起的偏航轉(zhuǎn)矩通過相應(yīng)地調(diào)節(jié)所述方向舵(218)來抵消。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于飛機、特別是直升機的混合動力驅(qū)動系統(tǒng)，該混合動力驅(qū)動系統(tǒng)具有至少一個能量產(chǎn)生模塊和至少一個用于驅(qū)動飛機的驅(qū)動機構(gòu)的電動機(30)，所述能量產(chǎn)生模塊具有內(nèi)燃機(10)和由所述內(nèi)燃機可驅(qū)動的用于產(chǎn)生電能的發(fā)電機(24)。
文檔編號B64D27/24GK102971216SQ201180024847
公開日2013年3月13日 申請日期2011年5月19日 優(yōu)先權(quán)日2010年5月19日
發(fā)明者讓·博蒂, 約翰內(nèi)斯·施圖爾貝格爾, 彼特·延克, 瓦倫丁·克勒佩爾, 格奧爾格·尼斯?fàn)?申請人:伊德斯德國股份有限公司, 尤洛考普特德國有限公司