用于航空器的混合推进的制作方法

本发明的主题主要是用于航空器的混合推进，然后是利用该装置的特定推进方法。

航空器性能可以由特性来表达，这些特性尤其包括推力、所确定的总质量的作用半径以及起飞和爬升性能(要求的跑道长度和爬升率)。对于不同的操作条件，尤其是在巡航速度和瞬态条件之间，主要需求是不同的。因此，已经公开了混合推进，以便在一些情形中通过将传统涡轮发动机与电机进行组合从而改变传统涡轮发动机的性能。

已经公开了几种设计；一些在文献wo2016/020618a中进行了描述，该文献描述了电机(马达或发电机)的添加可以如何向高压轴或低压轴注入附加功率，或者反过来可以如何从高压轴或低压轴汲取功率，其被转换为用于航空器负载(装备和辅助设备)的电力，或者为电池充电，然后可以通过电动马达将电池的能量恢复到涡轮发动机；从高压轴到低压轴的功率传递也是可能的。对高压轴和低压轴所输出的功率进行微调可以提高机器的效率，特别是可以优化压缩机的泵送裕度。

在该文献中提出的一种特定设计中，通过使涡轮发动机进气风扇与低压轴的其他部分脱离接合并使用被置于处在对应轴的末端处的离合器和风扇之间的发电机来将风扇的机械自旋转能量转换为电能量，从而当涡轮发动机关闭时，在“自旋转”状态下利用涡轮发动机进气风扇的能量。但是特别地，该特定装置不能在起飞期间以及在爬升时改善发动机的性能。使用传统的离合器由于其引入的附加重量而存在被控制装置和致动器随意释放和接合的缺点。

wo2010/067172a2描述了一种涡轮发动机轴，该涡轮发动机轴配备有风扇，该风扇可以与包含压缩机和涡轮的部分相脱离，并且与可逆电机相关联。

因此，本发明的一个目的是总体上改善航空器性能，其利用简单的装置并且需要与已知的混合推进装置相比较低的重量增加。

总的来说，本发明涉及一种用于航空器的混合推进装置，包括：涡轮发动机，在其上安装有低压轴，该低压轴承载位于涡轮发动机进气口处的风扇；通过机械运动传动机构而与低压轴相关联的可逆电机；位于风扇和低压压缩机之间的低压轴上的离合器，其特征在于，低压轴由彼此延长的两个可分离和可重复连接的部分组成，该装置包括由两个部分组成的壳体，壳体的所述部分中的第一部分相对于壳体的所述部分中的第二部分绕着航空器的水平横向轴线自由倾斜，低压轴的所述部分中的一个、风扇和可逆电机被安装在壳体的第一部分上，并且低压轴的所述部分中的另一个被安装在壳体的第二部分上。

这种布置使得与主涡轮发动机的操作无关地通过风扇的附加推进成为可能。该装置也简单轻巧。特别要指出的是，单向离合器的优点是，其重量比普通离合器轻，其不需要控制系统或致动器，并且在普通境况期间可以使得低压体和风扇正常固结，而如果需要停止发动机(由风扇在地面上进行电动滑行，并在可能的情况下使用纯电动飞行)或者不需要停止发动机(飞行中的涡轮发动机故障)则在有必要供应纯电动推力时可以使得单独或独立于发动机的其余部分而使用风扇。尽管简单，但是根据本发明的装置实现了在较复杂的装置中可用的主要混合操作模式，并且特别是在两个轴之一上断开功率、向高压体供应功率或者在两个轴之间传递功率。

本发明的构造使得风扇的方向可以独立于航空器的其余部分进行定向，并且可以例如获得更大的推力垂直分量，这在起飞时特别有用。

有利地并且根据各种可选的和独立的可能性，离合器是无源飞轮装置；由离合器分离的轴的两部分的速度之间并且控制离合器的状态变化的比率等于1(如果风扇以比低压体的其余部分更低的速度转动，希望提高性能的话，则可以通过在离合器上添加变速箱来修改该比率，这增加了装置的重量)；第二可逆电机像第一可逆电机一样通过电气连接而与相同的电池相关联，这也简化了装置，然后这两个机器能够无差别地从电池中汲取出能量或将能量恢复到其中；并且第一机械运动传动机构和第二机械运动传动机构主要包括齿轮。

根据该装置的另一个可选的但重要的特征，第二可逆电机与高压轴完全分离，并且第一机械运动传动机构和第二机械运动传动机构不具有任何解耦部件。

通过将每个电机与涡轮发动机的单个对应轴相关联，传动机构的数目降低并且它们可以变得更加简单。因此，在没有任何元件能够使得未使用的传动机构选择性地解耦的情况下构造它们也是可能的并且是有利的：缺少这些元件及其控制部件可以减轻航空器的重量，同时避免如果这些元件或其致动器无法正常工作而造成事故的风险。

风扇具有可变桨距叶片和推力方向的反转的另一种特定构造可以通过仅在风扇上进行推力反转来在涡轮发动机必须保持开启时人为地减小推力，这有利于在下降期间形成空气制动模式，同时通过电机汲取出功率将有必要降低轴的旋转速度。

现在将参考以下附图描述本发明：

-图1是不允许混合推进的常规推进装置的示意图；

-图2图示出了不符合本发明的混合推进装置；

-图3部分地图示出了根据本发明的装置；

-图4、图5、图6、图7、图8、图9和图10图示出了装置的不同操作模式；

-图11是图示出了不同模式的飞行图；以及

-图12、图13和图14图示出了本发明特有的构造。

参考图1。传统的推进装置非常概略地包括从航空器的前端到后端沿着发动机的x-x轴线顺序对准的低压压缩机1、高压压缩机2、燃烧室3、高压涡轮4和低压涡轮5。然而，对准可以由位于低压压缩机1前方并由较大直径的叶片组成的风扇6来补充。如果风扇6像发动机的其余部分一样是导管式的，则发动机可以是涡轮喷气发动机，或者如果风扇6不是导管式的，则发动机可以是涡轮螺旋桨发动机。低压轴7支撑风扇6的叶片以及低压涡轮5和低压压缩机1的活动叶片以形成低压体；并且，在低压压缩机1和高压涡轮5之间围绕前述轴的高压轴8支撑高压涡轮4和高压压缩机2的活动叶片以形成高压体。两个轴7和8同心并与x-x轴线对准。该发动机由起动机9和发电机11完成，起动机9能够通过第一传动机构10转动高压轴8，发电机11由高压轴8通过第二传动机构12驱动并为航空器负载(装备和辅助设备)供应所需电力，因此汲取出在操作期间由发动机产生的一些能量。减速单元可以被插入在风扇6和低压压缩机1之间，以相对于后者的转速降低前者的转速，并希望改善整体系统性能；但是由于此装置不是混合的，因此它仅包括单个操作模式(除了起动之外)。

在图2中图示出了一种可能的发动机推进混合装置，通过该装置可以获得若干特定操作模式，并且该装置包括分别用可逆电机13和14代替起动机9和发电机11，并且添加了两个附加的传动机构15和16，以将电机13和14分别连接到低压轴7。为了防止由于静态不确定性造成的阻塞，所有传动机构10、12和15、16均提供有去耦元件17，以便可以将每个电机13或14旋转地连接至轴7和8中的不多于一个。电机13和14还通过网络18电气连接到公共电池，此外还通过网络20的另一部分和电流转换器47连接到航空器负载。因此，该装置可以从每个轴7和8汲取功率，或者反过来可以同时向它们供应功率或者通过两个电机13和14从轴7或8中的一个向另一个传递机械功率，对电池19进行充电或放电，或者在后者的情况下，可能不对它们进行充电或放电。但是很明显，该装置在实践中很重并且很复杂，并且去耦元件17的控制或正确设置可能很困难。

现在参考图3。本发明使用热力涡轮发动机的传统元件，即低压压缩机1、高压压缩机2、燃烧室3、高压涡轮4、低压涡轮5、风扇6、低压轴7和高压轴8；该发动机可以是涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机；并且本发明的其他主要元件是：通过第一传动机构25连接到低压轴8的前部24的第一可逆电机23、通过第二传动机构22连接到高压轴8的第二可逆电机21、通过电流转换器48和网络28的另一部分将电机21和23连接到公共电池27(或分离的电池)并连接到航空器负载的专用电气网络26、以及最后是将前部24与低压轴7的主要部分分离的单向飞轮离合器28；飞轮离合器29被定向成：如果前部24与低压轴7的其余部分之间的速度比超过阈值，则其被释放并变得自由，否则传递运动，并且效果是风扇6一般将保持被固定到低压体上，但是如果由第一电机23对其施加较高的速度，则它可以独立于低压体旋转。如果减速器被附接到飞轮离合器29，则飞轮离合器29的状态被切换时的速度比阈值可以不同于1。传动机构22和25完全没有耦合元件，从而使得能够选择性地解耦，并且因此特别地由齿轮组成，从而分别在电机21和23的转子与高压轴8和前部24之间施加不变且永久的速度比。在马达和发电机状态之间彼此独立地控制电机21和23。它们也彼此机械地断开，第二个完全独立于低压轴7及其前部24的旋转，并且第一个23完全独立于高压轴8的旋转。

现在将参考以下附图，以它们在实际飞行中被使用的大致顺序来描述该混合装置的主要操作模式。如图4中所表示的，第一个是启动最初停止的涡轮发动机，第二个是电机21从电池27汲取出电能量以驱动高压轴8。该模式可以在飞行中发生，以重新启动涡轮发动机。

但是，可以事先使用纯电气模式，例如用于地面滑行运动。图5示出了电池27然后被用来为第一电机23供电并且转动风扇6，马达的其余部分(特别是低压轴7超出飞轮离合器29朝向装置后端的部分)由于飞轮离合器29的释放而保持静止，因此这避免了通过使低压轴7在无负载的情况下无目的转动而损失功率。

此模式还可以被用于地面着陆，或者被用在着陆之前的下降期间——如果停止涡轮发动机可接受的话。因此，这种纯电气模式的使用将对节省燃料特别有兴趣，并且因此可以增加航空器的活动范围。

当涡轮发动机已经启动并开始起飞时，图6中的模式可能是优选的：由于燃料的燃烧而产生的可用推力通过第一电机23在风扇6上施用的附加推力而得以增强，飞轮离合器29是运动传送器。因此，它是这样一种模式，在其中通过室3中的燃料燃烧而获得的常规推力与来自图5中所述的纯电气模式的推力相结合。因此，图6中的模式可以改善航空器的性能，这在起飞和爬升期间是有用的。

当达到巡航速度时，可以取决于情况而选择图7和8中的任何一种模式，在其中，第一电机23变成不活动的，飞轮离合器29保持从低压轴7到风扇6的旋转运动的传送器，并且第二电机21作为发电机操作，以向航空器装备和辅助设备供电，而无需为电池27充电(图7)，或者相反为它充电(图8)，然后从涡轮发动机汲取出更大功率。取决于电池27的预期使用，这些模式中的任何一种都可以是优选的；如果在飞行中不需要对电池27进行充电，特别是如果计划着陆后用充满电的电池替换它，则图7中的模式将是优选的。

图9描述了一种特定模式；如果由于电池27被完全放电所导致的故障而使涡轮发动机在飞行中停止，则可以应用该模式，并且它可以被用来为电池快速充电。由于随后涡轮发动机被停止，因此风扇6的自旋转被用来使第一电机充当发电机并在向航空器的其余部分供应电力的同时对电池27进行充电。飞轮离合器29然后被释放，因此风扇6的旋转再次使从飞轮离合器29之后的低压轴7不可移动，并且不损失机械能量。

当需要在不停止涡轮发动机的情况下使航空器快速降速时，可以在下降结束时应用一种重要的最终模式(图10)，称为空气制动模式。两个电机21和23在马达模式下操作，并且因此分别驱动高压轴8和风扇6。但是，风扇推力被反转；如果其叶片的桨距(换句话说，它们的横向倾斜方向)可以被反转，从而这种推力反转就可以发生。可变桨距螺旋桨或风扇是现有技术中常规生产的，并且在本文中不再进行赘述。

图11图示出了在实际飞行期间的不同模式。在此图上示出了飞行的必要阶段，但不排除起飞前和着陆后在地面上的运动。符号f.4至f.10意指带有对应数字的图形的状态可以被应用。取决于境况，或者甚至在发动机故障的情况下，其他飞行状况显然也是可能的。因此，本发明的一个优点是促进起飞和更垂直的爬升以及着陆和更垂直的下降，并且还增加了两个着陆点之间的范围。然而，本发明更具特性的模式的使用并非总是优选的；也可以为同一航空器上的发动机选择不同的推进，从而获得不同模式的衰减特性：图11因此(以f5+f6)图示出了：较不垂直的起飞和爬升变型，其中只有一个发动机处于根据图6的操作中，并且另一个发动机处于根据图5的操作中；以及在飞行结束时较不垂直的下降)或者中断的下降)，在这种情况下，只有一个发动机处于根据图5的操作中，另一个发动机处于根据图6的操作中；因此，该混合模式可以被用于两个相反的飞行阶段。

图12、图13和图14图示出了本发明的特定构造、特征，并且可以被用来强调上面提及的一些优点。该装置的壳体是分离的，并且包括：主要部分40，其特别地包围压缩机1和2、燃烧室3以及涡轮4和5以及第二电机21；以及前部41，其包围低压轴7的前部24、第一电机23、飞轮离合器29，并且包围或不包围风扇6。主要部分40被刚性地安装在航空器的发动机悬挂舱42上，并且前部41通过臂43和铰链44连接到发动机悬挂舱42上，该铰链44具有安装在舱42中的横向水平轴线(当航空器处于其非倾斜状态时)。图12表示处于其正常状态下的系统，其中壳体的部分40和41是连续的并且彼此延长。但是，如果通过可被容纳在舱42内部的发动机45将旋转施加到臂43，则前部41可以向前和向上倾斜，直到(图13)风扇6被向上定向，并且具有垂直轴线，或者甚至到达前部41完成转向半周的状态(图14)，将风扇6放置在舱42的外部，同时恢复与其的水平轴线。

在图13和图14的状态中，风扇6仅可通过第一电机23旋转，然后低压轴7被分成两个分离的部分，这两个部分仅通过返回到图12中的状态彼此延长并(利用适合它们的结合的耦合件46)重新连接。这些部分中的一个，前部，被安装在壳体的前部41上，特别是与风扇6和第一电机23一起；而低压轴7的这些部分中的另一个，后部，被安装在壳体的主要部分40上。

在图13中的位置，由第一电机23产生的对风扇6的致动将导致在航空器上产生爬升推力分量，因此具有促进的起飞和爬升的有利结果。可以设想一种与图6中的模式相类似的操作模式，其中热力发动机和风扇都对推力有贡献。在图14中的位置，其中对风扇6施加转向半周，这将有助于使其产生推力反转从而实现空气制动模式，而无需修改叶片桨距。