专利名称：用于直升飞机的驱动系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种直升飞机的驱动器。尤其地，本发明涉及用于直升飞机的主旋翼驱动器、用于直升飞机的尾旋翼驱动器、带有主旋翼驱动器和/或尾旋翼驱动器的直升飞机、这种驱动器在直升飞机中的应用以及用于驱动直升飞机的主旋翼的方法。
背景技术：
现今的直升飞机通常具有低的驱动系统效率。此外，驱动器通常非常响。主传动装置具有固定的传动比，通常是相对较贵的并且具有有限的转矩能力。已知的直升飞机的传动系具有内燃机和机械的主传动系统。通常使用涡轮轴驱动器或往复活塞式马达。在DE 10 2008 028 866 Al中以及在WO 2009/153236 A2中已知带有旋转斜盘式
操纵装置的直升机。
发明内容
能够作为本发明的目的的是提供一种用于直升飞机的替选的驱动器。所述目的通过独立权利要求的主题来实现。本发明的改进形式在从属权利要求中得出。根据本发明的第一方面说明一种用于直升飞机(直升机)的主旋翼驱动器，所述主旋翼驱动器具有用于对直升飞机的主旋翼进行直接驱动的电动机。所述电动机为高转矩电动机。以所述方式，例如能够在大的区间中调节主旋翼的转速。由于所述旋翼的可变度高的转速，能够优化能量消耗。也能够优化直升飞机的功率特性和排放特性。由于对旋翼进行直接驱动，也能够简化地实现或者完全舍弃例如为离合器或旋转斜盘的附加的机械元件。根据本发明的另一方面说明一种用于直升飞机的尾旋翼驱动器，所述尾旋翼驱动器同样也具有用于对直升飞机的尾旋翼进行直接驱动的电动机，其中电动机为高转矩电动机。因此，例如尾旋翼与主旋翼机械地分离。根据本发明的另一方面说明一种带有上述以及下述的主旋翼驱动器和/或上述以及下述的尾旋翼驱动器的直升飞机。根据本发明的另一方面说明上述以及下述的主旋翼驱动器和/或上述以及下述的尾旋翼驱动器在直升飞机中的应用。根据本发明的另一方面说明一种用于驱动直升飞机的主旋翼和/或尾旋翼的方法，在所述方法中，直升飞机的主旋翼和/或尾旋翼分别由相应的高转矩电动机直接驱动。能够作为本发明的核心的是，电动机直接驱动主旋翼或尾旋翼。以所述方式原则上可能的是，电动机与相应的旋翼一起运动，例如翻转。因为对每个旋翼的驱动通过电动机来进行，所以转速能够在大的转速范围中变化。离合器不是必需的。
因此，旋翼能够由高转矩电动机驱动。根据本发明的实施例，高转矩电动机是带有高功率密度的低惯量直接驱动器。这种直接驱动器的实例在DE 10 2007 013 732 Al中描述。根据本发明的另一个实施例，所述电动机的转子是盘形的。能够高冗余地构成所述机器。对此，能够轴向地设置大量的定子和转子。所述轴向设置的定子和转子能够与主旋翼轴或尾旋翼边缘或尾旋翼轴连接。此外，根据本发明的另一个实施例，定子线圈能够被划分并且由所分配的各个功率电子件供给。根据本发明的另一个实施例，主旋翼驱动器此外具有支承装置以用于将电动机铰接地固定在直升飞机舱室上(也就是直升飞机的承载结构，例如在舱顶的区域中)，使得电动机能够与主旋翼一起相对于直升飞机舱室枢转。根据本发明的另一个实施例，支承装置构造成带有翻转支承件和翻转促动器的翻转支承装置。因此可能的是，马达和旋翼一起围绕轴翻转。所述轴例如能够是横向于直升飞机的纵轴线的轴，使得马达和旋翼能够向前或向后翻转。 根据本发明的另一个实施例，支承装置构造成万向轴式支承装置。以所述方式可能的是，旋翼能够在全部方向上翻转。根据本发明的另一个实施例，支承装置构造成用于产生电动机的特定的振荡模式，使得能够产生反相振荡，经由所述反相振荡能够消除原始的振荡。以这种方式能够抵消不期望的振动。根据本发明的另一个实施例，主旋翼驱动器具有主动的襟翼控制器以用于减小主旋翼的振动和/或用于直升飞机的主要控制。主动的襟翼控制器在此理解为由控制电子件和空气动力学的控制元件(襟翼)组成的单元。相应地，主旋翼的旋翼桨叶具有伺服襟翼，所述伺服襟翼能够由控制电子件主动地驱动。根据本发明的另一个实施例，直升飞机除主旋翼驱动器和/或尾旋翼驱动器之外还具有马达-发电机单元，所述马达-发电机单元设为产生电能以用于运行电动机。根据本发明的另一个实施例，所述马达-发电机单元设置在机舱下、例如设置在直升飞机的舱底之下；然而，所述马达-发电机单元也能够设置在机舱之上。根据本发明的另一个实施例，高转矩电动机能够与主旋翼一起在直升飞机飞行期间相对于直升飞机舱室枢转。根据本发明的另一个实施例，尾旋翼驱动器构造成是能够围绕竖直轴线枢转的或者能够围绕所述竖直轴线枢转，以用于实现矢量控制和/或提供推进力分量。以下将参照附图来描述本发明的实施例。
图I示出用于根据本发明的实施例的主旋翼驱动器的电动机。图2示出带有根据本发明的实施例的主旋翼驱动器和尾旋翼驱动器的直升飞机。图3示出根据本发明的实施例的主旋翼驱动器的支承装置。图4示出根据本发明的实施例的襟翼控制器。图5示出根据本发明的实施例的系统部件的布置结构。图6A示出根据本发明的实施例的主旋翼驱动器。
图6B示出图6A的主旋翼驱动器的其他视图。图6C示出图6A的主旋翼驱动器的剖面图。图7示出根据本发明的实施例的尾旋翼驱动器。图8示出图7的尾旋翼驱动器的部分的剖面图。图9示出根据本发明的实施例的方法的流程图。
具体实施例方式附图中的描述是示意性的并且不是按照比例的。在以下的附图描述中，对相同的或相似的元件使用相同的附图标记。·
图I示出用于直升飞机的主旋翼驱动器的电动机100 (电动马达)。主旋翼或尾旋翼能够直接由这种高转矩电动机驱动。这种电动机的转子例如构造成盘形的。所述电动机能够构成为高冗余的。对此，大量的定子和转子轴向地设置并且与主旋翼轴或尾旋翼边缘连接。这例如在图2中可见，图2示出用于主旋翼和尾旋翼的电动机的布置。主旋翼驱动器600的第一电动机直接与直升飞机200的主旋翼202连接。在图2的示例中，主旋翼202具有四个单独的旋翼桨叶201。此外，在直升飞机的尾部设有第二电动机，所述第二电动机直接与尾旋翼边缘连接并且形成独立模块700。主旋翼驱动器600借助于相应的支承件与直升飞机舱室305连接。定子的线圈能够被划分并且由相应的所分配的各个功率电子件供给。能量产生装置和旋翼驱动器的分离允许结构的更大灵活性。舍弃了需耗费地支承的尾旋翼轴。此外，在涵道尾桨(Fenestron)的设置中不发生轴对旋翼入流的干扰。此外，能够自由选择尾旋翼的高度位置。取消将旋翼驱动器刚性地连接到直升飞机舱室305上，这允许了将旋翼桅杆连同电动机一起枢转，进而将推力矢量根据需要在直升飞机203的纵向方向中(也就是围绕横轴线204)枢转。因此，在向前飞行时，能够避免机身的通常需要的大的、阻力增加的定位(Anstellung)以及与此关联的高的叶根冲击弯曲力矩。对此，电动机铰接地支承在舱顶上。这例如在图3中示出。在舱顶305 (直升飞机舱室)上安装翻转支承件301，所述翻转支承件例如由横轴306和相应的侧向吊架307组成(其中在图3中仅能看到两个侧向吊架中的一个)。电动机100悬挂在横轴306处并且能够围绕所述横轴翻转。旋翼桅杆308通过电动机100进行转动，并且同样也与电动机100 —起围绕轴306翻转。为了控制所述翻转，设有至少一个翻转促动器303，所述翻转促动器经由吊架304与舱顶305连接并且经由吊架302与电动机100的壳体连接。翻转角度例如在O度和大约15度之间向前(和/或向后)运动。所述翻转角度也能够根据需要变大。也可能的是，设有旋翼/驱动单元的万向轴式的吊架，使得电动机100能够随主旋翼一起在全部的方向上翻转。通过升降舵上的舵可实现对直升飞机机身的阻力最小的定位。在传统结构中，这会引起高的桅杆力矩，通过旋翼的前后翻转能够避免所述桅杆力矩。为了减小从旋翼传递到电动机上的振荡，翻转促动器和翻转支承件能够设为带有高动态带宽的主动动态部件。所述主动动态部件以如下方式激起马达的特定振荡模式，即产生反相的振荡，所述反相的振荡能够消除原有的振荡。能够借助于主动的襟翼控制器来附加地减少旋翼的振动产生。图4示出这种襟翼控制器。所述襟翼控制器能够用于减振或用于支持传统的主要控制。在后一情况下，所述襟翼控制器允许固定的系统的传统控制促动器402、403、404的相对于传统控制系统缩小的构造方案(也就是在“旋转斜盘”405之下)。所述促动器优选地、但是不是必须设计成电的。每个桨叶设有至少一个襟翼401。在减振时，通过主动的襟翼控制器产生附加振动，所述附加振动反作用原始振动。所述附加振动的频率fK为旋翼转动频率Ω*桨叶数量b乘以整数因数η:fK= Ω * b*n 在通过由固定的系统中的控制促动器402、403、404支承的伺服襟翼401进行的主要控制时，不再借助于控制杆来传递来自飞机驾驶员的控制信号。替代地以电的方式进行。这阻止了控制信号被电动机100的运动干扰。襟翼401优选地以压电方式驱动。对此，通过改变施加的电压而静态地以及动态地改变支承在桨叶中的压电促动器的长度。所述运动转化成围绕翻转控制轴线的旋转运动。电压信号由调节计算器提供。如果旋翼桨叶的定位角增大，那么伺服襟翼向上偏移。因此，入流向下挤压桨叶后缘，由此实现期望的效应。为了减小桨叶定位角，伺服襟翼相应地向上偏移。电动机100的供电通过马达-发电机单元501实现，所述马达-发电机单元安装在直升飞机的舱底502之下(见图5)。主旋翼驱动器600以及尾旋翼驱动器(没有在图5中示出)经由电导线503、504与马达-发电机单元501连接。马达-发电机单元501的马达例如为与发电机和用于储存产生的电能的蓄电池装置组合的往复活塞式马达或涡轮机。图6A示出带有旋翼桅杆308和壳体601的主旋翼驱动器600。图6B以另一视角不出主旋翼驱动器600。图6C示出贯穿主旋翼驱动器600的剖面图。设有壳体601，所述壳体具有上部开口，通过所述开口引导旋翼桅杆308。旋翼桅杆308与电动机的大量(例如四个)盘形的转子602连接。相应的定子603嵌入到壳体601中，所述定子驱动转子602并且因此驱动旋翼桅杆308。图7示出根据本发明的实施例的以加壳的实施方式的尾旋翼驱动器700。尾旋翼的各个旋翼桨叶702能够牢固地夹紧在内环和外环704之间。那么，尾旋翼外环704与多个(例如两个垂直于外环704的)连接片705、706 —起表示电转子。连接片嵌入到定子的线圈703以及马达壳体701中。尾旋翼推力通过转速来控制。在另一个实施形式中不再有内环。尾旋翼推力能够再次由转速来控制，然而或者也通过对旋翼桨叶围绕其纵轴线的调整来控制。在另一设置中，桨叶仅固定在内环上，所述内环因此属于毂式马达的电转子。在此，尾旋翼推力也再次能够通过转速、然而或者也通过对旋翼桨叶围绕其纵轴线的调整来控制。
图8示出尾旋翼驱动器的部分的剖面图。在图8中可看出，尾旋翼的外环704与其两个连接片(转子)705、706 —起设置在线圈703之间。尾旋翼的旋翼桨叶702通过尾旋翼的外环704运动并且与其连接。在区域701中设置定子和马达壳体。通常，尾旋翼构造成暴露的或加壳的装置(涵道尾桨)。因此，图8A示出以暴露的实施方式的尾旋翼驱动器，在所述情况下，所述尾旋翼驱动器与电的毂驱动器连接，也就是说电动马达与尾旋翼桅杆紧固地连接。图9示出根据本发明的实施例的方法的流程图。在步骤901中，经由内燃机和发电机产生电能。在步骤902中，用所述电能来驱动用于直升飞机的主旋翼和尾旋翼的高转矩电动机。在步骤903中，在直升飞机飞行期间将主旋翼的高转矩电动机相对于直升飞机舱室枢转，以便使直升飞机加速。补充地指出，“包括”和“具有”不排除其他的元件或步骤，并且“一个”不排除多个。此外应指出的是，参照上述实施例中的一个描述的特征或步骤也能够与上述其他实施例的其他特征或步骤组合使用。权利要求中的附图标记不应视为限制。·附图标记列表100电动机200直升飞机201旋翼桨叶202主旋翼203纵向方向204横向方向301翻转支承件302 吊架303翻转促动器304 吊架305直升飞机舱室306 横轴307 吊架308旋翼桅杆401伺服襟翼402控制促动器403控制促动器404控制促动器405旋转斜盘408控制杆501发电机单元502 舱底503导线对504 导线600主旋翼驱动器
601 壳体602 转子603 定子700尾旋翼驱动器701马达壳体702旋翼桨叶703 线圈704 外环·
705连接片706连接片901 步骤 I902 步骤 2903 步骤 权利要求
1.用于直升飞机(200)的主旋翼驱动器，所述主旋翼驱动器(600)具有电动机(100)，以用于直接驱动所述直升飞机的主旋翼(201)；其中所述电动机(100)是高转矩电动机。
2.根据权利要求I所述的主旋翼驱动器，此外具有支承装置(301，302，303，304)，以用于将所述电动机铰接地固定在直升飞机舱室(305)上，使得所述电动机能够与所述主旋翼一起相对于所述直升飞机舱室枢转。
3.根据上述权利要求之一所述的主旋翼驱动器，其中所述电动机(100)为带有高功率密度的低惯量直接驱动器。
4.根据上述权利要求之一所述的主旋翼驱动器，其中所述电动机(100 )具有多个轴向设置的定子(603 )和转子(602 )。
5.根据权利要求2至4之一所述的主旋翼驱动器，其中所述支承装置(301，302，303，304)构成为带有翻转支承件(301)和翻转促动器(303)的翻转支承装置。
6.根据权利要求2至4之一所述的主旋翼驱动器，其中所述支承装置(301，302，303，304)构成为万向轴式的支承装置。
7.根据权利要求2至6之一所述的主旋翼驱动器，其中所述支承装置(301，302，303，304)构成为用于激发所述电动机的特定振荡模式，使得能够产生反相振荡，所述反相振荡能够消除原有振荡。
8.根据上述权利要求之一所述的主旋翼驱动器，此外具有主动的襟翼控制器，以用于降低所述主旋翼的振动。
9.用于直升飞机(200)的尾旋翼驱动器，所述尾旋翼驱动器(700)具有电动机(100，701)，以用于直接驱动所述直升飞机的尾旋翼(702)；其中所述电动机(100，701)为高转矩电动机。
10.根据权利要求9所述的尾旋翼驱动器，其中所述尾旋翼驱动器构成为能够围绕竖直轴线枢转，以用于实现矢量控制和/或提供推进力分量。
11.直升飞机，所述直升飞机带有根据权利要求I至8之一所述的主旋翼驱动器(600)或根据权利要求9或10所述的尾旋翼驱动器。
12.根据权利要求11所述的直升飞机，此外具有马达-发电机单元(501)，以用于产生运行所述电动机(100)的电能。
13.根据权利要求12所述的直升飞机，其中所述马达-发电机单元(501)设置在机舱之下，例如，设置在所述直升飞机的舱底(502)之下。
14.根据权利要求I至8之一所述的主旋翼驱动器(600)或根据权利要求9或10所述的尾旋翼驱动器在直升飞机中的应用。
15.用于驱动直升飞机的主旋翼或尾旋翼的方法，所述方法具有以下步骤通过高转矩电动机(100，701)对所述直升飞机(200)的所述主旋翼(201)或所述直升飞机的所述尾旋翼(702)进行直接驱动。
16.根据权利要求15所述的方法，还具有以下步骤将所述高转矩电动机(100，701)与所述主旋翼(201) —起在所述直升飞机飞行期间相对于直升飞机舱室枢转。
17.根据权利要求14或15所述的方法，具有另一步骤将所述尾旋翼围绕竖直轴线枢转，以实现矢量控制和/或提供推进力分量。
全文摘要
直升飞机的旋翼直接与高转矩电动机连接并且由其驱动。能量产生装置和旋翼驱动器是彼此分开的。主旋翼的高转矩机铰接地支承在舱顶上，使得所述高转矩机能够随主旋翼一起翻转。
文档编号B64C27/52GK102933459SQ201180024760
公开日2013年2月13日 申请日期2011年5月19日 优先权日2010年5月19日
发明者让·博蒂, 约翰内斯·施图尔贝格尔, 彼特·延克, 格奥尔格·尼斯尔, 瓦伦丁·克勒佩尔 申请人:伊德斯德国股份有限公司, 尤洛考普特德国有限公司