混合式飛的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種混合式飛機(F)。在此，為能量產(chǎn)生單元(14)確定用于安裝在飛機中的適當(dāng)?shù)奈恢?，所述能量產(chǎn)生單元包括內(nèi)燃機(34)和通過軸與所述內(nèi)燃機耦合的發(fā)電機(30)。為推進力產(chǎn)生單元(12)與能量產(chǎn)生單元(14)的位置無關(guān)地同樣確定一個位置，所述推進力產(chǎn)生單元包括電動機(24)和通過軸(22)與所述電動機耦合的螺旋槳(22)。推進力產(chǎn)生單元(12)和能量產(chǎn)生單元(14)在制造飛機(F)時則布置在分別為它們確定的位置上。發(fā)電機(30)接著借助于電傳輸裝置(16)與電動機(24)耦合。
【專利說明】混合式飛機

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種混合式飛機以及一種用于制造飛機的方法。所述飛機具有內(nèi)燃機，借助所述內(nèi)燃機能夠產(chǎn)生驅(qū)動功率用于驅(qū)動飛機的螺旋槳。飛機特別是理解為發(fā)動機驅(qū)動的剛性機翼飛機。然而，飛機也理解為例如旋翼飛行器機(旋翼飛機、直升機)和動力滑翔機。

【背景技術(shù)】
[0002]在具有螺旋槳驅(qū)動的當(dāng)今的飛機、例如輕型飛機中，內(nèi)燃機、例如活塞式發(fā)動機或渦輪發(fā)動機剛性地通過軸或通過傳動機構(gòu)與螺旋槳耦合，以便驅(qū)動所述螺旋槳。由于在內(nèi)燃機和螺旋槳之間有機械耦合，如此構(gòu)造的飛機驅(qū)動裝置集中地安裝在飛機上、主要在機翼上或在機身頂端上。這些位置證明是有利的妥協(xié)，以便一方面關(guān)于螺旋槳位置而且另一方面關(guān)于內(nèi)燃機的這樣位置的結(jié)構(gòu)標(biāo)準(zhǔn)相互協(xié)調(diào)。在此，內(nèi)燃機相應(yīng)地以大功率補償隨著這種協(xié)調(diào)帶來的電流損耗。然而，這導(dǎo)致飛機的相應(yīng)大的燃油消耗。
[0003]在印刷出版物DE 10 2011 103 572 Al中描述了一種能自起動的滑翔機，所述滑翔機具有可再次充電的直流電源和帶至少兩個電動機的電驅(qū)動裝置以分別驅(qū)動一個螺旋槳。滑翔機也可以具有內(nèi)燃機，所述內(nèi)燃機具有與其耦合的發(fā)電機用于在飛行期間給直流電源充電。內(nèi)燃機和發(fā)電機共同構(gòu)成備用發(fā)電機。在飛行期間，電動機由可再次充電的直流電源供給能量。當(dāng)未超出直流電源的工作電壓的預(yù)定極限值時，必須減少相關(guān)的功率或者借助備用發(fā)電機再次給直流電源充電。
[0004]在印刷出版物US 2 462 201 A中描述了一種具有電驅(qū)動的螺旋槳和由渦輪機驅(qū)動的發(fā)電機的飛機。發(fā)電機和用于螺旋槳的電動機直接通過3相發(fā)電機總線耦合。接近飛機的重心地布置發(fā)電機和渦輪機。
[0005]在印刷出版物US 4 605 185 A中描述了一種具有電驅(qū)動的螺旋槳的飛機，所述螺旋槳從發(fā)電機得到所述螺旋槳的電能，所述飛機通過內(nèi)燃機驅(qū)動。內(nèi)燃機如此強大，以至于飛機能夠以比通常更大的速度飛行。對于內(nèi)燃機發(fā)生故障的情況，設(shè)置用于供電的蓄電池，所述蓄電池使得電動機能在緊急情況下工作。
[0006]在印刷出版物DE 10 2008 014 404 Al中描述了一種具有混合式驅(qū)動裝置的飛行器，其中，燃料發(fā)動機驅(qū)動用于產(chǎn)生電流的發(fā)電機，并且所述電流給用作初級驅(qū)動裝置的電動機和/或緩沖蓄電池供電，其中，也能夠以來自緩沖蓄電池的電流給電動機供電。當(dāng)燃料發(fā)動機發(fā)生故障時，由緩沖蓄電池給電動機供電，為此如此設(shè)計緩沖蓄電池供電，即始終確保飛行器可靠地著陸，其方式是，如此設(shè)計所述蓄電池，即實現(xiàn)15分鐘的剩余飛行時間。
[0007]在印刷出版物WO 2011/144690 Al中描述了一種直升機，在直升機中利用電機驅(qū)動旋翼，其中，為此所需的電能通過馬達發(fā)電機單元產(chǎn)生，此外，由發(fā)電機產(chǎn)生的電能輸出到電存儲器上，因此，如果馬達發(fā)電機單元一個或多個內(nèi)燃機發(fā)生故障時，由所述存儲器中間儲存的能量可以用于對電機的應(yīng)急供電。中間儲存的能量也可以用于服務(wù)電機所需的功率中的峰值。
[0008]在印刷出版物DE 195 25 267 C2中描述了一種驅(qū)動裝置，所述驅(qū)動裝置使用氫氣作為能量源，所述氫氣根據(jù)需求直接地或者通過鋰、鈉和其他基本元素以及水的反應(yīng)產(chǎn)生，并且接著借助驅(qū)動單元、例如燃氣渦輪機或柴油機或者借助具有發(fā)電機的熱力發(fā)動機轉(zhuǎn)換成驅(qū)動能量。
[0009]在印刷出版物W0 2011/144696 A1中描述了一種偏轉(zhuǎn)翼飛機，在所述偏轉(zhuǎn)翼飛機中，用于驅(qū)動所有螺旋槳所需的功率由共同的馬達單元或渦輪機單元提供，接著功率通過電耦合器根據(jù)傳播任務(wù)最佳地分布在螺旋槳上，所述螺旋槳由電動機驅(qū)動。
[0010]在印刷出版物US 1，511，448 A中描述了一種具有電驅(qū)動的螺旋槳的飛機，其中，電驅(qū)動馬達從發(fā)電機得到所述電驅(qū)動馬達的能量，所述發(fā)電機由發(fā)動機驅(qū)動。發(fā)動機可以布置在飛機的機頭中，而具有電動機的螺旋槳可以安裝在機翼上。
[0011]在印刷出版物US 4，554，989中描述了一種直升機，其旋翼被電驅(qū)動，其中，發(fā)電機產(chǎn)生用于驅(qū)動旋翼所需的電能。發(fā)電機由渦輪機驅(qū)動，所述渦輪機的豎排氣道向上敞開。
[0012]在印刷出版物DE 10 2010 021 026 A1描述了一種用于飛行器的混合式驅(qū)動和能量系統(tǒng)。能量產(chǎn)生系統(tǒng)通過變換器將電能提供給直升機的主旋翼的第一電動機。能量產(chǎn)生系統(tǒng)可以包括例如汪克爾發(fā)動機(Wankelmotor)和發(fā)電機。在直升機的巡航中，當(dāng)用于主旋翼的電動機的功率需要量不是如同在起動時那樣大時，則能量產(chǎn)生系統(tǒng)的如此可支配的附加功率可以用于給蓄電池充電。
[0013]在印刷出版物US 2011/0089290 A1描述了一種具有噴氣式發(fā)動機的飛機，所述噴氣式發(fā)動機布置在機翼表面上，以便因此減少驅(qū)動機構(gòu)的噪音發(fā)射到底板。
[0014]在印刷出版物DE 27 20 957 A1中描述一種動力滑翔機，所述動力滑翔機具有螺旋槳驅(qū)動裝置，所述螺旋槳驅(qū)動裝置被安裝到不同的位置，以便因此實現(xiàn)了相應(yīng)飛機的無缺點的空氣動力學(xué)設(shè)計并且實現(xiàn)了飛機的重心位置。
[0015]在印刷出版物DE 32 45 Oil A1中描述了一種具有可拆卸的輔助驅(qū)動裝置的滑翔機。輔助驅(qū)動裝置也可以是具有螺旋槳的利用蓄電池驅(qū)動的電動機。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0016]本發(fā)明的目的在于，在制造飛機中在不僅用于螺旋槳而且用于內(nèi)燃機的特定適當(dāng)位置中提出更多的結(jié)構(gòu)上的自由度。
[0017]該目的通過根據(jù)權(quán)利要求1的飛機來實現(xiàn)。本發(fā)明的有利的改進方案通過從屬權(quán)利要求的給出。
[0018]通過本發(fā)明實現(xiàn)了使飛行器驅(qū)動裝置的各個部件合理地分布在飛機之中或之上。為此，內(nèi)燃機不被提供作為用于螺旋槳的機械驅(qū)動裝置，而是被提供作為能量產(chǎn)生單元的組成部分，所述能量產(chǎn)生單元除了包括內(nèi)燃機以外還包括具有通過軸耦合的發(fā)電機。也就是說，利用內(nèi)燃機首先產(chǎn)生電能。螺旋槳此時被提供作為推進力產(chǎn)生單元的組成部分，所述推進力產(chǎn)生單元除了螺旋槳之外還包括電動機，所述電動機通過軸與螺旋槳耦合。
[0019]為了實現(xiàn)驅(qū)動電動機，推進力產(chǎn)生單元和能量產(chǎn)生單元彼此電耦合。為此，發(fā)電機借助電傳輸單元與電動機連接。不同于用于機械耦合的軸，這個電傳輸單元包括柔性電纜，通過所述電纜可以將電功率從發(fā)電機傳輸?shù)诫妱訖C上。因此，可以自由選擇能量產(chǎn)生單元和推進力產(chǎn)生單元彼此的相對位置。這得出附加的結(jié)構(gòu)上的自由度，所述自由度使得對于飛機的結(jié)構(gòu)而言，與能量產(chǎn)生單元的位置無關(guān)地確定推進力產(chǎn)生單元的位置。本發(fā)明相應(yīng)地提出，為了制造飛機為能量產(chǎn)生單元確定位置，可以將飛機中的能量產(chǎn)生單元布置在所述位置上。在此，與能量產(chǎn)生單元的位置無關(guān)地確定用于推進力產(chǎn)生單元的位置。在飛機中布置在分別為它們確定的位置上之后，發(fā)電機單元和推進力產(chǎn)生單元接著通過傳輸裝置電率禹合。
[0020]總之因此以有利的方式能夠自由地選擇驅(qū)動裝置部件在飛機上的空間分布。
[0021]根據(jù)本發(fā)明的飛機相應(yīng)地包括上述類型的推進力產(chǎn)生單元以及上述類型的能量產(chǎn)生單元。此外，根據(jù)本發(fā)明的飛機包括所述的電傳動裝置，所述傳動裝置構(gòu)造用于將電能從能量產(chǎn)生單元傳輸至推進力產(chǎn)生單元。在根據(jù)本發(fā)明的飛機中，推進力產(chǎn)生單元和能量產(chǎn)生單元之間的間距至少是0.5m、特別是多于1.0m，優(yōu)選地多于1.5m。因此可能的是，推進力產(chǎn)生單元安置在機身上的空氣動力學(xué)有效的位置上或者在其機翼上，并且同時在機身中保護氣流地并且根據(jù)其他的結(jié)構(gòu)標(biāo)準(zhǔn)有利地布置能量產(chǎn)生單元。
[0022]此外，在一方面的推進力產(chǎn)生單元和在另一方面的能量產(chǎn)生單元的機械去耦具有的優(yōu)點是，也實現(xiàn)了內(nèi)燃機的非常經(jīng)濟地工作。為此，根據(jù)本發(fā)明的飛機設(shè)置，內(nèi)燃機的最大可能的功率輸出小于在飛機起動時所需的推進功率(MTOP-Maximum Take-off Power-最大起動功率)。換句話說，所述飛機可以具有與通常的飛機相比明顯較小的內(nèi)燃機，其中，螺旋槳直接通過內(nèi)燃機驅(qū)動，從而所述內(nèi)燃機也必須能夠產(chǎn)生ΜΤ0Ρ。
[0023]內(nèi)燃機的最佳消耗的運行在內(nèi)燃機功率輸出方面處于飛機的特定巡航功率的100%至130%的范圍內(nèi)。巡航功率(MCP-Maximum Continuous Power-能連續(xù)產(chǎn)生的最大功率)理解為這樣一個功率值，即飛機為了產(chǎn)生推進力在啟動階段和著陸階段之間的巡航期間必須能夠產(chǎn)生所述功率值。MCP通常處于MTOP的30%和70%之間。在內(nèi)燃機中最大效率下的運行通常輸出幾乎最大的輸出功率。通過可以使最大輸出功率此時小于ΜΤ0Ρ，最大效率下的運行可以選擇接近于MCP的功率。通過選擇最大可能的輸出功率在MCP的100%至130%之間的范圍內(nèi)、即大于100%，此外可能的是，另外在飛行期間還借助內(nèi)燃機給蓄電池充電。這種電池接著可以用于提供用于產(chǎn)生MTOP所需的附加功率。
[0024]在此根據(jù)本發(fā)明的飛機設(shè)置，即提供至少一個另外的能量供應(yīng)單元用于將附加的電能供應(yīng)給推進力產(chǎn)生單元，其中，至少一個另外的能量供應(yīng)單元包括蓄電池或燃料電池。至少一個另外的能量供應(yīng)單元可以例如布置在飛機的機翼中。通過蓄電池或燃料電池在飛機起動時支持能量產(chǎn)生單元，以便提供所需的ΜΤ0Ρ。因此，也不產(chǎn)生附加的噪聲。
[0025]優(yōu)選地，為推進力產(chǎn)生單元確定這樣一個位置，通過所述位置在飛行運行中滿足至少一個、優(yōu)選地至少兩個如下的條件。
[0026]第一個條件是，氣流自由流入螺旋槳。當(dāng)在飛機縱向方向上在螺旋槳之前不存在飛機的顯著影響流向螺旋槳的氣流的其他構(gòu)件時，則產(chǎn)生自由的流入。
[0027]第二個條件是，由螺旋槳產(chǎn)生的氣流自由地流出。自由的流出理解為，由推進力產(chǎn)生單元加速的、流出的空氣不遇到飛機的顯著地妨礙氣流的構(gòu)件。在當(dāng)今的飛機中，氣流通常遇到飛機機身(螺旋槳位于機頭上)或者遇到機翼，這與自由流出的氣流相比明顯妨礙了上升力和推進力。
[0028]通過改進流入和/或流出得出有利的空氣動力學(xué)特性，所述空氣動力學(xué)特性例如實現(xiàn)了具有相對較短的機翼的飛機的構(gòu)造，這再次降低了燃料消耗量。因此，相應(yīng)地按照根據(jù)本發(fā)明的飛機的實施方式提出，推進力產(chǎn)生單元布置在飛機的機翼和飛機的尾翼之間。這種布置不僅滿足了自由流入的條件而且滿足了自由流出的條件。
[0029]第三個條件是，由推進力產(chǎn)生單元產(chǎn)生的驅(qū)動力在預(yù)定的范圍內(nèi)傳遞到飛機機身上。不同于根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的飛機，由螺旋槳和電動機組成的輕型構(gòu)造的推進力產(chǎn)生單元可以安裝在飛機機身上或機翼上的非常多的不同位置上，由此并不對飛機的靜力學(xué)特性提出苛刻要求。因此，也可以更有利地選擇用于將推進力傳遞在飛機機身中的推進產(chǎn)生裝置的連接位置。與此相反地，在附加地還必須考慮內(nèi)燃機重量的、根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的飛機中，強制使螺旋槳的位置與飛機的靜力學(xué)特性相匹配。
[0030]類似于用于推進力產(chǎn)生單元的位置選擇的情況，本發(fā)明優(yōu)選地提出，為能量產(chǎn)生單元確定這樣一個位置，所述位置滿足用于飛行運行的如下條件中的至少一個、優(yōu)選地至少兩個。
[0031]第一個條件是，由能量產(chǎn)生單元輸出的振動僅直至預(yù)定量地傳遞到飛機機身上。因為可以關(guān)于推進力產(chǎn)生單元完全自由地選擇內(nèi)燃機和發(fā)電機的取向，此時提供最多的自由度，以便例如通過選擇能量產(chǎn)生單元的相應(yīng)位置或者通過將能量產(chǎn)生單元支承在減震材料上避免將振動傳遞到飛機機身中。
[0032]為此，根據(jù)本發(fā)明的飛機的一個實施方式也提出，能量產(chǎn)生單元的軸的旋轉(zhuǎn)軸線橫向于飛機的特定飛行方向布置。因此，由內(nèi)燃機主要橫向于旋轉(zhuǎn)軸線作用的振動力可以在至飛機機身的縱向方向上取向。飛機機身的縱向剛性通常大于橫向剛性。出于這個原因則僅僅小部分的振動被傳遞到飛機機身上。
[0033]第二個條件是，由能量產(chǎn)生單元產(chǎn)生的噪聲向所述飛機的上方發(fā)射出預(yù)定的部分、例如50%或70%。這個條件此時也可以更容易地滿足，其方式是，在飛機機身中相應(yīng)地選擇能量產(chǎn)生單元的位置，或者甚至提供一個傳聲裝置用于將由能量產(chǎn)生單元產(chǎn)生的聲音向飛機的上方發(fā)射出去。這個傳聲裝置例如可以包括一個用于向上方傳聲的通道。
[0034]根據(jù)第三個條件至少部分地平衡能量產(chǎn)生單元的重量和推進力產(chǎn)生單元的重量。在此，關(guān)于飛機的總重心實現(xiàn)所述平衡。根據(jù)本發(fā)明的飛機的一個實施方式相應(yīng)地提出，飛機的總重心布置在能量產(chǎn)生單元的重心和推進力產(chǎn)生單元的重心之間。所述平衡具有的優(yōu)點是，飛機可以具有較短的機翼。與此相反地，在現(xiàn)有技術(shù)中具有由螺旋槳和內(nèi)燃機構(gòu)成的飛機驅(qū)動裝置在機頭頂端中的緊湊構(gòu)造的飛機中，這個驅(qū)動裝置的重量布置在總重心的一側(cè)上，并且因此通過相應(yīng)延長的機身來平衡。
[0035]為了將由能量產(chǎn)生單元產(chǎn)生的電能傳輸至推進力產(chǎn)生單元，在根據(jù)本發(fā)明的飛機中提供電傳輸裝置。利用所述電傳輸裝置跨接所述的間距。在一個簡單的實施方式中可以提出，由發(fā)電機產(chǎn)生的三相交流電直接傳輸?shù)诫妱訖C并且驅(qū)動所述電動機。在這種情況中，電動機的轉(zhuǎn)速與發(fā)電機的轉(zhuǎn)速有關(guān)。
[0036]然而優(yōu)選地提出，傳輸裝置包括中間電路，發(fā)電機通過整流器與中間電路耦合。在此，中間電路理解為由導(dǎo)電元件、例如電纜和/或匯流排構(gòu)成的布置，通過所述布置傳輸整流的電壓。中間電路的優(yōu)點在于，電動機的轉(zhuǎn)速和發(fā)電機的轉(zhuǎn)速彼此不相關(guān)。
[0037]在此，用于驅(qū)動電動機的變流器優(yōu)選地布置在飛機機身中，也就是說，不直接布置在電動機上。這改進了飛機的空氣動力學(xué)特性。如果與此相反地存在需要用于變流器的冷卻功率，那么符合目的要求地將所述變流器布置在飛機機身外部。變流器也可以有利地集成在電動機中。
[0038]將飛機驅(qū)動裝置隔開成在一側(cè)的推進力產(chǎn)生單元和在另一側(cè)的能量產(chǎn)生單元得出的優(yōu)點是，利用一個且同一個能量產(chǎn)生單元也可以驅(qū)動一個另外的推進力產(chǎn)生單元。根據(jù)本發(fā)明的飛機的一個實施方式相應(yīng)地提出，提供至少一個另外的推進力產(chǎn)生單元，所述推進力產(chǎn)生單元同樣通過傳輸裝置與能量產(chǎn)生單元電耦合。也就是說，不同于通常的飛機地在飛機的這個實施方式中提供僅僅一個內(nèi)燃機。這簡化了找出用于能量產(chǎn)生單元的位置，在所述位置上盡可能少地將振動傳遞到飛機機身上和/或盡可能少地向下發(fā)射聲音。借助這一個能量產(chǎn)生單元可以接著無問題地驅(qū)動多個根據(jù)空氣動力學(xué)的重心最佳地布置在飛機之中/之上的推進力產(chǎn)生單元。由于電動機通常構(gòu)造得小，尤其也可能的是，驅(qū)動多個小螺旋槳并且為所述螺旋槳獲得相應(yīng)有利的位置。例如可以設(shè)置4個或甚至8個螺旋槳，所述螺旋槳產(chǎn)生推進力，接著所述推進力與僅僅來自兩個螺旋槳的推進相比可以非常均勻地分布。
[0039]在實現(xiàn)根據(jù)本發(fā)明的飛機中關(guān)于螺旋槳的選擇是非常靈活的。螺旋槳可以例如是自由運轉(zhuǎn)的螺旋槳或函道螺旋槳。自由運轉(zhuǎn)的螺旋槳理解如下，即與函道螺旋槳的葉片端相反，螺旋槳的葉片端不由螺旋槳的另一個構(gòu)件包圍。
[0040]在用于推進力產(chǎn)生單元的電動機的選擇中也是非常自由的。原則上可以使用每種類型的電機、即異步電機、同步電機、直流電動機。永磁激勵的同步電機表明是特別適合的。
[0041]根據(jù)本發(fā)明的飛機的一個實施方式，推進力產(chǎn)生單元也具有傳動機構(gòu)，電動機通過所述傳動機構(gòu)與螺旋槳耦合。因此，可以使用相對緩慢地旋轉(zhuǎn)的螺旋槳，然而選擇有利于電動機的構(gòu)造型式的轉(zhuǎn)速。同樣在能量產(chǎn)生單元中可以使內(nèi)燃機通過傳動機構(gòu)與發(fā)電機耦口 ο

【專利附圖】

【附圖說明】
[0042]下面再次詳細地根據(jù)具體的實施例說明本發(fā)明。為此示出:
[0043]圖1是根據(jù)本發(fā)明的飛機的一個優(yōu)選實施方式的飛機驅(qū)動裝置的示意圖，和
[0044]圖2是根據(jù)本發(fā)明的飛機的一個實施方式的示意圖。
[0045]在下述的實例中，飛機的所述部件分別是本發(fā)明的單獨的彼此不相關(guān)地研究的特征，所述特征也分別彼此不相關(guān)地改進本發(fā)明并且也因此以不同于所示的組合地視作本發(fā)明的組成部分。此外，所述的實施方式也能夠通過本發(fā)明的其他的已述的特征來補充。

【具體實施方式】
[0046]在圖1中示出飛機驅(qū)動裝置10，所述飛機驅(qū)動裝置具有推進力產(chǎn)生單元12、能量產(chǎn)生單元14、分配功率的是電傳輸裝置16的電子設(shè)備和蓄電池裝置18。傳輸裝置16可以包括直流電壓中間電路以及整流器和逆變器用于利用直流電壓中間電路轉(zhuǎn)換電能。飛機驅(qū)動裝置10可以例如構(gòu)造在輕型飛機中。推進力產(chǎn)生單元12具有螺旋槳20，螺旋槳通過軸22與電動機24耦合。電動機24使軸22旋轉(zhuǎn)并且因此旋轉(zhuǎn)地驅(qū)動螺旋槳20。電動機24附加地可以通過傳動機構(gòu)與螺旋槳20耦合。
[0047]在此由電動機24產(chǎn)生的轉(zhuǎn)速和扭矩由變流器26以本身已知的方式設(shè)定。通過變流器26在多相電纜28中以可變的頻率設(shè)定三相電流。為此，變流器26接收(未示出的)控制設(shè)備的控制信號。
[0048]變流器將直流電壓轉(zhuǎn)換成在電纜28中的交流電壓，所述直流電壓分接傳輸裝置16的中間電路的(未示出的)電導(dǎo)線。傳輸裝置16的中間電路的直流電壓是整流的電壓，所述直流電壓由能量產(chǎn)生單元14產(chǎn)生。為此，能量產(chǎn)生單元14具有發(fā)電機30，所述發(fā)電機通過整流器32與傳輸裝置16的中間電路耦合。發(fā)電機30由內(nèi)燃機34、例如汪克爾發(fā)動機、活塞往復(fù)式發(fā)動機或渦輪機驅(qū)動。
[0049]蓄電池裝置18是用于電動機24的另一個能量源。蓄電池裝置18可以包括一個或多個蓄電池，所述蓄電池分別具有一個或多個蓄電池單池。由蓄電池裝置18產(chǎn)生的直流電壓在需求下同樣通過電纜36輸入到傳輸裝置16的中間電路中。這也可以通過用于使蓄電池電壓與中間電路電壓相匹配的DC/DC變流器(DC直流電)來實現(xiàn)。通過(未示出的)相應(yīng)的控制裝置在飛機驅(qū)動裝置10中也可以借助能量產(chǎn)生單元14再次給蓄電池裝置18充電。替代蓄電池裝置18或除此以外也可以提供例如燃料電池系統(tǒng)。
[0050]飛機驅(qū)動裝置10也可以具有如同推進力產(chǎn)生單元12的另外的推進力產(chǎn)生單元，所述另外的推進力產(chǎn)生單元同樣可以與傳輸裝置16的中間電路連接。在飛機驅(qū)動裝置10中也可以提供如同能量產(chǎn)生單元14的一個或多個另外的能量產(chǎn)生單元，所述另外的能量產(chǎn)生單元同樣與傳輸裝置16的中間電路連接。
[0051]在飛機驅(qū)動裝置10中，其部件、特別是在一方面的推進力產(chǎn)生單元12和也可能另一個推進力產(chǎn)生單元或其他的推進力產(chǎn)生單元以及在另一方面的能量產(chǎn)生單元14和可能另一個推進力產(chǎn)生單元或其他的推進力產(chǎn)生單元非集中地布置在飛機的一個區(qū)域中、例如在機頭頂端中或在機翼上。換而言之，飛機驅(qū)動裝置10如下詳細所述地分散地布置在飛機中。
[0052]將飛機驅(qū)動裝置10的驅(qū)動部件在預(yù)定的飛機類型中具體地布置在哪里，可以根據(jù)適當(dāng)?shù)哪M和計算來確定飛機的設(shè)計和結(jié)構(gòu)。各個驅(qū)動部件的分布可以例如如同根據(jù)圖2所述地示出。在圖2中示出還構(gòu)造在飛機F中的飛機驅(qū)動裝置10。
[0053]能量產(chǎn)生單元14可以布置在飛機機身14的頂端38中。在此，曲軸或曲軸的旋轉(zhuǎn)軸線不必沿著飛行方向42取向。蓄電池裝置18可以例如包括兩個子電池，所述子電池可以分別布置在飛機F的機翼44中。能量產(chǎn)生單元14的整流器32可以布置在飛機機身40中。用于整流器26和整流器32的控制設(shè)備可以布置在機尾46中(在圖2中未示出)。推進力產(chǎn)生單元12可以固定在機翼44和尾翼48之間的飛機機身40上。
[0054]當(dāng)內(nèi)燃機34如此布置在飛機F中，即其聲音發(fā)射向上(方向50)轉(zhuǎn)向并且因此減小了飛機F飛過的地面上的噪音干擾時，得出了驅(qū)動部件的分布的另一個優(yōu)點。
[0055]在圖2中所示的實例中，推進力產(chǎn)生單元12和能量產(chǎn)生單元14之間的間距A是多于0.5m、特別是多于1.5m。飛機F的總重心S可以位于推進力產(chǎn)生單元12的質(zhì)量重心和能量產(chǎn)生單元14的質(zhì)量重心之間，以便使飛機平衡，所述總重心總體描述了飛機F的所有部件的質(zhì)量重心。
[0056]通過各個驅(qū)動部件(內(nèi)燃機34、發(fā)電機30、蓄電池裝置18的蓄電池、傳輸裝置16的(具有功率電子裝置的)控制和調(diào)節(jié)系統(tǒng)、電動機24和可能在電動機和螺旋槳20之間的傳動機構(gòu))的分布可以實現(xiàn)多個提高效率的效果。
[0057]1.飛機的平衡是更容易的，因為推進力產(chǎn)生單元12和能量產(chǎn)生單元16可以布置在飛機總重心的相對側(cè)上。這在各個飛機部分(頂端、機身、機尾、機翼、尾翼)的布置和比例方面給出了更多的自由度。其方式是，例如不必將內(nèi)燃機24和螺旋槳20共同布置在機頭中的飛機機身的頂端中，也不必將機尾相應(yīng)長地構(gòu)造為相對重體，以便平衡這個機頭負荷。較短的飛機則也可以具有較短的機翼，從而總體上由于小空氣阻力實現(xiàn)改善上升力和推進力。根據(jù)本發(fā)明的一個特別的實施方式也提出作為單機翼飛機的構(gòu)想，其中，則同樣可以使所述驅(qū)動部件比在具有內(nèi)燃機和螺旋槳的機械耦合的飛機驅(qū)動裝置的情況下更簡單地分布。
[0058]2.實現(xiàn)了將推進力產(chǎn)生裝置(螺旋槳20和可能的其他螺旋槳)布置在飛機的區(qū)域中，所述區(qū)域盡可能少地干擾飛機的整個系統(tǒng)的空氣動力學(xué)特性。因此，機翼上的螺旋槳例如干擾機翼的產(chǎn)生上升力的氣流，并且因此減小了期望的上升力。螺旋槳通常布置在機翼上，因為這構(gòu)成靜力學(xué)上有利的用于承載內(nèi)燃機的位置。在根據(jù)本發(fā)明的飛機中取消了這個邊界條件，因為內(nèi)燃機34能夠以與螺旋槳20較大的間距A布置在飛機F中。推進力產(chǎn)生單元12與由內(nèi)燃機和螺旋槳構(gòu)成的組合裝置相比可以結(jié)構(gòu)上更簡單地安裝在飛機上。因此，推進力產(chǎn)生單元12能夠以例如1.5m或2m的間距例如布置在機頂上的桿上或者布置在機翼和尾翼之間。由此，相對于通常的飛機可以實現(xiàn)上升力的改善。
[0059]3.推進力的改善可以通過將推進力產(chǎn)生裝置布置在飛機的這樣的區(qū)域中實現(xiàn)，在所述區(qū)域中可以不干擾空氣的流入和流出。當(dāng)通常的形狀作為飛機機身的基本形狀以具有布置在中間的剛性機翼和機尾尾翼的圓柱狀的飛機機身為基礎(chǔ)(對比圖2)時，這同樣是在桿上的或者例如在機翼之后和尾翼之前的機身上的已述的位置。這種布置實現(xiàn)了通過減小的氣流阻力改善推進力。
[0060]總之，通過這個實例示出，例如通過驅(qū)動部件的空間分配以有利的方式可以改善飛機的上升力和推進力，并且因此可以更迅速和/或在燃料消耗方面更有效率。此外，通過所述分配可以由內(nèi)燃機在飛機中的自由的取向減小地面上的噪音干擾。
【權(quán)利要求】
1.一種飛機(F),具有: -推進力產(chǎn)生單元(12)，所述推進力產(chǎn)生單元包括電動機(24)和通過軸(22)與所述電動機耦合的螺旋槳(20)， -能量產(chǎn)生單元(14)，所述能量產(chǎn)生單元包括內(nèi)燃機(34)和通過軸與所述內(nèi)燃機耦合的發(fā)電機(30)，和 -電的傳輸裝置(16)，所述傳輸裝置構(gòu)造用于將電能從所述能量產(chǎn)生單元(14)傳輸給所述推進力產(chǎn)生單元(12)，其中，在所述推進力產(chǎn)生單元(12)和所述能量產(chǎn)生單元(14)之間的間距(A)至少是0.5m, 其特征在于， -所述內(nèi)燃機(34)的最大可能的功率輸出小于在所述飛機(F)起動時所需的推進功率，并且 -所述內(nèi)燃機(34)的消耗最佳化運行在所述內(nèi)燃機(34)輸出功率時處于所述飛機(F)的特定巡航功率的100%至130%的范圍內(nèi)，并且 -提供至少一個另外的能量供應(yīng)單元(18)用于將附加的電能供應(yīng)給所述推進力產(chǎn)生單元(12)，其中，所述至少一個另外的能量供應(yīng)單元(18)包括蓄電池或燃料電池，并且所述飛機設(shè)計用于在所述飛機(F)起動時支持所述能量產(chǎn)生單元(14)，以便提供在起動時所需的所述推進功率。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(F)，其特征在于，所述飛機(F)的總重心(S)布置在所述能量產(chǎn)生單元(14)的重心和所述推進力產(chǎn)生單元(12)的重心之間。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機(F)，其特征在于，所述傳輸裝置(16)包括中間電路，所述發(fā)電機(30)通過整流器(32)與所述中間電路耦合。
4.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的飛機(F)，其特征在于，用于驅(qū)動所述電動機(24)的變流器(26)布置在飛機機身(40)中。
5.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的飛機(F)，其特征在于，所述推進力產(chǎn)生單元(12)布置在機翼(44)和尾翼(48)之間。
6.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的飛機(F)，其特征在于，設(shè)置有傳聲裝置用于將由所述能量產(chǎn)生單元(14)產(chǎn)生的聲音向所述飛機(F)的上方(50)發(fā)射出去。
7.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的飛機(F)，其特征在于，所述能量產(chǎn)生單元(14)的所述軸的旋轉(zhuǎn)軸線橫向于所述飛機(F)的特定飛行方向(42)布置。
8.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的飛機(F)，其特征在于，設(shè)置另一個推進力產(chǎn)生單元，所述另一個推進力產(chǎn)生單元同樣通過所述傳輸裝置(16)與所述能量產(chǎn)生單元(14)電率禹合。
9.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的飛機(F)，其特征在于，所述螺旋槳(20)是自由運轉(zhuǎn)的螺旋槳或函道螺旋槳。
10.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的飛機(F)，其特征在于，在所述推進力產(chǎn)生單元(12)中，所述電動機通過傳動機構(gòu)與所述螺旋槳(20)耦合，和/或在所述能量產(chǎn)生單元(14)中，所述內(nèi)燃機(34)通過傳動機構(gòu)與所述發(fā)電機(30)耦合。
【文檔編號】B64D27/24GK104364155SQ201380030858
【公開日】2015年2月18日 申請日期:2013年5月16日 優(yōu)先權(quán)日:2012年6月12日
【發(fā)明者】弗蘭克·安東, 斯文·格迪加, 約翰內(nèi)斯·沃倫貝格 申請人:西門子公司