用于垂直起降无人机的混合电动驱动系的制作方法

文档序号:11121641
用于垂直起降无人机的混合电动驱动系的制造方法与工艺

本发明涉及用于垂直起飞飞行器的驱动系统。特别地,本发明涉及一种垂直起飞飞行器。



背景技术:

垂直起飞飞行器,特别地无人机,具有关于将要前往的目标的有利特征。因此,重要意义在于垂直起飞飞行器或无人机分别不需要跑道或着陆带,这是由于垂直起飞飞行器和无人机可以垂直地降落或从地面垂直地起飞。利用这种垂直起飞飞行器还可以漂浮在特定目标上,从而例如执行观测任务,其中,所述漂浮也可被称为悬停。因此,垂直起飞飞行器可以悬停在一个以及同一目标物上数分钟,而且还可以是数小时,从而在观测任务期间捕捉地面上的特定物体。垂直起飞飞行器例如是直升飞机。在长的途中飞行期间,直升飞机由于缺少机翼而关于气动升力的效率较低。



技术实现要素:

本发明的目的在于改进垂直起飞飞行器的驱动器。

该目的通过独立权利要求的主题解决。示例性实施方式可以从从属权利要求和下面的描述中得出。

根据本发明的一个方面,提供了一种垂直起飞飞行器。垂直起飞飞行器包括用于产生在垂直方向上有效的提升力的提升驱动器以及用于产生在水平方向上有效的驱动力的推进驱动器。垂直起飞飞行器还包括用于为推进驱动器提供机械能的马达以及用于为提升驱动器提供电能的第一发电机。此外,垂直起飞飞行器包括用于马达的、带有由马达的排气流驱动的第一涡轮的排气涡轮增压器,其中,第一涡轮构造成为推进驱动器提供机械能。特别地,在排气涡轮增压器没有结合在垂直起飞飞行器内的情况下,可以仅提供第一涡轮。在这种实施方式中,第一涡轮不会是排气涡轮增压器的一部分,而是独立设置的。

换言之,提供了用于带有至少两个提升转子和一个尾部推进器的VTOL(垂直起降)无人机的混合电动驱动系或混合电动驱动系统。驱动系包括带有优选地为柴油或煤油的燃料的内燃机。因此,可提供作为马达的活塞发动机、特别地往复式活塞发动机或燃气涡轮。优选地,飞行器,即无人机,包括带有四个提升转子的电动驱动器以及用于途中飞行的机械地驱动的尾部推进器的混合电动驱动器。

利用例如可以是无人机的这种垂直起飞飞行器,产生了由于机械直接驱动器与电力驱动的提升转子的组合而导致有效分配驱动功率的优点,并且因此可以实现节能飞行。特别地,在利用驱动系中的电池时,可以使将要被安装的电池的重量与柴油燃料或煤油燃料的储罐容积目标协调。还可以使为提升转子提供的电能与为推进驱动器提供的机械能协调或匹配。该协调或调节例如可由控制单元进行。

在不操作马达的情况下,即在飞行期间,还可以执行任务剖面(mission profile)的某些阶段,使得可使红外线信号或声音信号最小。换言之,这意味着由于所需提升力由提升转子提供而非由马达驱动的推进驱动器提供,因此可在飞行期间使加热的排气减少。

例如,马达是内燃机。特别地,马达是从活塞发动机、燃气涡轮或燃料电池中选择的。燃气涡轮例如是微型燃气涡轮。

马达例如可以借助于轴向推进驱动器提供机械能。可在该轴处设置发电机,所述发电机将由马达提供的、用于推进驱动器的机械能至少部分地转换成电能以向提升转子提供该转换的电能。例如可在另一轴处设置排气涡轮增压器的第一涡轮,以为推进驱动器额外提供机械能,所述另一轴在下面也被称为第二轴。可在该另一轴处设置发电机,所述发电机也将由涡轮提供的、用于推进驱动器的机械能至少部分地转换成电能,使得使该电能传输至提升转子,特别地传输至提升转子的电动机。因此,例如可提供彼此平行的并且借助于齿轮机构联接的两个轴。

例如,提升驱动器包括推进器,特别地提升推进器。例如,推进驱动器同样包括推进器。

排气涡轮增压器的涡轮例如利用马达的排气流以执行旋转运动,使得涡轮中的排气的弛豫能最后作为机械能传输至轴以从而为推进驱动器提供机械能。来自马达的排气流在这里经由单独的线路引导至涡轮。排气流包括由于燃烧过程而在马达内产生的排气。

垂直起飞飞行器还可以包括机身,其中,突出的机翼附接至机身。特别地,从机身突出的两对机翼相继设置。进而,提升驱动器的提升转子可附至这些机翼。推进驱动器例如可直接附至垂直起飞飞行器的机身。优选地,在垂直起飞飞行器处设置至少两个提升转子。然而,还可以在垂直起飞飞行器处设置三个并且特别地四个提升转子。因此,可以使提升转子附至成对机翼中的每一个机翼。例如,使这些提升转子附在各机翼的外端部处。

垂直方向例如描述为垂直对齐于地面的方向。水平方向例如为平行对齐于地面的方向并且描述为垂直起飞飞行器在水平飞行期间基本上沿着该方向移动。

根据本发明的实施方式,第一发电机构造成通过利用由第一涡轮提供的至少一部分机械能为提升驱动器提供电能。

因此,例如可以为垂直起飞飞行器沿垂直方向的运动提供电能。因此并特别地,提升驱动器主要在沿垂直方向移动时,即在垂直起飞或降落期间使用。另一方面,推进驱动器主要在水平飞行期间使用。

可以使由第一涡轮提供的机械能至少部分地转换成由第一发电机提供的电能,使得由第一涡轮提供的机械能的一部分可提供到推进驱动器并且所提供的机械能的另一部分可借助于第一发电机转换成电能。因此,可根据飞行状态而分别使向提升驱动器提供的能量和向推进驱动器提供的能量适应。

根据本发明的另一实施方式,垂直起飞飞行器包括第二发电机,所述第二发电机构造成使由马达提供的机械能的至少一部分转换成电能以向提升驱动器提供该电能。

换言之,第一发电机设置在第一涡轮也位于其处的相同轴处,并且第二发电机设置在由马达驱动的相同轴处。可单独设置这两根轴,特别地使彼此平行地设置这两根轴。例如,第一发电机以及第二发电机适于由马达和/或第一涡轮提供的机械能的至少一部分转换成电能。因此,向提升驱动器提供的电能可从彼此独立工作的两个发电机,即第一发电机和第二发电机,获得。这里,第一轴例如借助于马达驱动,并且第二轴例如借助于涡轮驱动。然而,发电机可设置在两个轴的至少一个轴处,所述发电机可通过利用所提供的轴能量产生电能。这里,轴能量由轴的旋转运动所导致。

根据本发明的另一实施方式,垂直起飞飞行器还包括齿轮机构,所述齿轮机构构造成将由马达提供的机械能和/或由第一涡轮提供的机械能传输至推进驱动器。

例如,第一轴和第二轴可借助于齿轮机构联接至彼此,使得例如还可设定传输比例。例如,推进驱动器可设置在由马达驱动的第一轴处,其中,由第一涡轮驱动的第二轴借助于齿轮机构与第一轴连接或联接。

例如,用于容纳齿轮机构的齿轮箱可位于垂直起飞飞行器的机身中。

根据本发明的另一实施方式,垂直起飞飞行器还包括用于向第三发电机提供机械能的第二涡轮,其中,第三发电机构造成向提升驱动器提供电能。

可以假定第二涡轮驱动第三轴,使得第三发电机进而提供来自第三轴的轴能量的电能或来自第三轴的旋转运动的电能,其中,进而向提升驱动器提供该电能。可以假定第三发电机将由第二涡轮提供的机械能完全转换成电能以从而驱动提升转子。例如,第二涡轮是同样借助于马达的排气流驱动的膨胀涡轮。

根据本发明的另一实施方式,由马达的排气流进行驱动第二涡轮。

该排气流例如可以是已经驱动第一涡轮的排气流的一部分。

根据本发明的另一实施方式,垂直起飞飞行器还包括分配单元,所述分配单元用于将马达的排气流分配或分摊成要被供给到第一涡轮的第一排气流份额和要被供给到第二涡轮的第二排气流份额。

因此,可在从内燃机或马达的排气出口的区域中设置可调节的襟翼,所述襟翼构造成以目标方式向第一涡轮和/或第二涡轮供给从马达出去的排气流。因此,可调节向相应涡轮供给的排气量。在附图的描述中将对此进行更加详细地阐述。

根据本发明的另一实施方式,垂直起飞飞行器还包括控制单元,所述控制单元构造成调节第一排气流份额和第二排气流份额以从而调节由第一涡轮和第二涡轮提供的机械能。

这是由于穿过相应涡轮的排气流与由此导致的涡轮中的膨胀能量之间直接相互作用所导致的。以该方式还可以使向推进驱动器提供的机械能适于向提升驱动器提供的电能。换言之,使得第三轴和第三发电机能够基于与最先的两个轴分开的另一能量转换系统提供向提升转子或提升驱动器提供的电能。

根据本发明的另一实施方式,控制单元构造成根据飞行条件调节所提供的机械能的份额和所提供的电能的份额。

也被称为动力电子设备的控制单元可特别地包括用于控制垂直起飞飞行器的各种飞行控制件或控制电子设备。因此,可基于捕捉或获取的飞行条件进行控制驱动系统。飞行条件可在这里由对应的传感器确定。特别地,飞行数据可由控制单元确定,所述飞行数据使得能够确定要被供给到推进驱动器的机械能份额有多大。同样地,提升驱动器所需的电能可由控制单元根据相应的飞行条件确定并调节。因此,使得能够在各种飞行条件下实现所提供的电能与所提供的机械能之间的最佳调节。

根据本发明的另一实施方式,排气涡轮增压器包括由第一涡轮驱动的压缩机,所述压缩机构造成增加马达中的工作压力。

例如,压缩机设置在与第一涡轮相同的轴处。特别地,排气涡轮增压器可设置在第二轴处并且压缩向马达供给的空气,使得可增加马达自身中的工作压力。例如,作为例如活塞发动机等的马达是内燃机。最后,可借助于排气涡轮增压器为马达提供额外功率。

根据本发明的另一实施方式,推进驱动器包括推进器。推进驱动器还构造成将所提供的机械能借助于轴传输至推进器,其中,轴包括用于将机械能传输至推进器的联接部或离合器。该轴例如为所描述的第一轴。

因此,联接部例如设置在第一轴处。例如,第一轴为由内燃机,即由马达自身,驱动的轴。联接部例如设置在齿轮机构与推进器之间。特别地,可借助于联接部将系统转变到空闲状态,在所述空闲状态中,第一轴即驱动轴不再与推进器连接。通过使联接部接合,进而提供了从由马达驱动的轴至推进器的功率传输。此外,借助于齿轮机构,第二轴的机械能可被传输至第一轴,即驱动轴,使得由第一涡轮提供的机械能与由马达自身提供的机械能联接。

根据本发明的另一实施方式,垂直起飞飞行器包括机翼结构,所述机翼结构构造成在飞行器水平运动期间为飞行器产生提升力。

因此,水平运动例如沿平行于地面的水平方向进行。提升力因此例如借助于产生机翼结构轮廓的气动提升力提供。

根据本发明的另一实施方式,机翼结构包括从飞行器的机身突出的两对机翼,所述两对机翼相继设置在水平方向上。

例如,垂直起飞飞行器因此包括串联机翼结构。因此,从飞行器突出的相应机翼可以从机身垂直突出或突出于机身。

根据本发明的另一实施方式,提升驱动器包括至少两个提升转子,每一个所述提升转子设置在相应机翼的端部处。

例如,所需的提升力在垂直起飞飞行器垂直上升期间,即在垂直飞行期间,借助于这两个提升转子提供。然而,还可使四个提升转子附在垂直起飞飞行器处,特别地附在垂直起飞飞行器的每一个机翼的端部处,使得在垂直起飞飞行器垂直飞行期间具有最佳的稳定性特征。因此,可以特别地避免飞行器发生侧向倾斜。

根据本发明的另一实施方式,垂直起飞飞行器还包括用于向提升转子供给电能的可再充电的储能器。因此,控制单元构造成调节由第一发电机或第二发电机或第三发电机提供的电能相对于由储能器提供的电能的比例。

因此,电能供给也可由机载电池提供,使得提升驱动器也可在由马达或涡轮提供的机械能仅传输至推进驱动器而没有由发电机提供的电能的情况下进行操作。垂直起飞飞行器内的储能器的提供还具有使飞行器内的重量分配有效地适应的优点。具体的重量分配可特别地由垂直起飞飞行器内各种位置处提供的储能器的来调节。

优选地,本发明中提供了一种内燃机装置。例如,重量减少的柴油发动机或微型气体涡轮可被考虑为内燃机。

可使对应的柴油发动机适于使得柴油发动机至少满足功率重量比为0.75kg/kW的需求。这里可以考虑带有直喷的多种燃料旋转活塞发动机(共轨或泵/喷嘴技术)、汽油直喷燃烧过程(外部点燃)、装载以及排气能量回收(涡轮组合体)。实现如图的说明中更详细地描述的双分支排气或驱动系统中存在一个选项。这里,一个分支具有排气涡轮增压器而另一分支具有膨胀涡轮。膨胀涡轮的机械功率例如可以被机械地联接至尾部推进器的驱动轴以及/或者用于产生电能以使电池充电或用于驱动提升转子的电动机。排气的分配例如借助于襟翼进行。因此,对排气涡轮增压器的需求控制变成可能。因此,不需要用于吹散过量负载压力的所谓废气门。将过量的排气向膨胀涡轮供给。这将在图的描述中进行更详细阐明。

替代性地,联接任何类型的机械装载机的轴可以用作为支承件,例如,罗茨鼓风机、旋转叶片式压缩机、G装载机或离心式压缩机。

用于马达的对应装置不限于柴油旋转活塞机器。可同样操作往复式活塞发动机。微型燃气涡轮也可在涡轮轴机器的设计中代替活塞机器而使用。微型燃气涡轮和活塞机器可以利用柴油以及煤油进行操作。微型燃气涡轮是带有单级离心式压缩机和单级轴流式涡轮的简单的单轴机器。与活塞发动机相比,功率重量比小于0.75kg/kW,例如约为0.2kg/kW或更小。由于是单级压缩机,因此热力效率因子或效率因子例如约为30kW发电厂的10%。可以例如通过中间冷却的压缩机和额外膨胀涡轮增强效率因子。

燃料电池表示另一可能的替代物。燃料电池可利用氢操作或由预先重整的柴油或煤油操作。这里,可能会需要使用固体氧化物燃料电池(SOFC,固体氧化物燃料电池)。重整可借助于柴油或煤油的亚化学计量燃烧导致的氢气和一氧化碳进行。燃料气体H 2/CO可以借助于SOFC进行转换。

第一发电机、第二发电机和/或第三发电机可包括构造成使飞行器的马达加速的起动发电机(起动机)。提升转子包括推进器,所述推进器可例如借助于电动机完全利用电力提供的能量操作。电能可借助于发电机产生以及由储能器提供,特别地由电池提供。这些部件的对应尺寸可取决于发电机或起动发电机的尺寸。出于该目的,可使重量最佳化以及功率最佳化。

可以区分马达和/或发电机的各种操作模式。

例如,可以以恒定速度操作马达和发电机。特别地,可以以最大旋转速度或转动速度操作推进器。因此,可以以同步模式或异步模式操作发电机。

例如,可以以可变速度操作马达和发电机。特别地,最大速度可对应于马达的燃烧功率,所述燃烧功率可适于起动飞行条件或悬停飞行条件。这里,可以对发电机提供同步模式操作。

优选地,驱动系统中的电压是400V直流。因此,可以一方面使可能的供电线的重量最小化以及使控制及调整单元(所谓的动力电子设备)的重量最小化。通过提供400V直流,提升转子可提供每一个提升转子约8kW的功率。优选地,飞行器处提供四个提升转子。

优选地,利用柴油或煤油操作马达。用于垂直飞行或悬停飞行所需的最大推力功率可以是约150kg(最大起飞重量)。这对应于包括电损耗的约35kW的功率。该功率可在以每分钟约6000转的涡轮增压器的标准构型中实现。额外的电能和/或机械能可由涡轮组合系统提供,所述涡轮组合系统或者与涡轮增压器分开或者与涡轮增压器形成单元。马达可以是所谓的Hirth 2702V马达或所谓的Hirth 3401V马达。可为气缸冷却的活塞发动机提供NACA空气入口或风扇。

附图说明

下面将参照附图对本发明的示例性实施方式进行更详细地描述。

图1示出了根据本发明的示例性实施方式的垂直起飞飞行器的示意图;

图2示出了根据本发明的示例性实施方式的带有排气涡轮增压器的驱动系统的示意图;

图3示出了根据本发明的示例性实施方式的带有排气涡轮增压器和两个单独的发电机的驱动系统的示意图;

图4示出了根据本发明的示例性实施方式的推进驱动器的示意图;

图5示出了根据本发明的示例性实施方式的带有排气涡轮增压器和发电机的驱动系统的示意图;

图6示出了根据本发明的另一示例性实施方式的带有排气涡轮增压器和两个单独的发电机的驱动系统的示意图;

图7示出了根据本发明的示例性实施方式的带有排气涡轮增压器和两个单独的涡轮的驱动系统的示意图;

图8A示出了根据本发明的示例性实施方式的马达的排气流的分配;

图8B示出了根据本发明的另一示例性实施方式的来自马达的排气流的分配;

图8C示出了根据本发明的另一示例性实施方式的来自马达的排气流的分配。

具体实施方式

附图中的表征是示意性的并且没有按比例绘制。

如果在下面附图的描述中类似的附图标记用于不同的附图中,则这些附图标记指示相同元件或类似元件。然而,相同元件或类似元件可由不同的附图标记指示。

图1以俯视图示出了垂直起飞飞行器10的示意图。垂直起飞飞行器10例如包括设置在垂直起飞飞行器10的机身30中的马达12、发电机11以及控制单元13。此外,提供了第一轴17,所述轴将由马达12提供的机械能传输至推进驱动器31。例如,推进驱动器31包括推进器。发电机11构造成将由马达12提供的轴能量转换成电能,并且进而向电动机14提供该电能。可基于向电动机14提供的电能驱动提升驱动器32的提升转子33以产生在从图1的图像平面突出的垂直方向上的提升力。推进驱动器31构造成在水平方向1上提供驱动力。

垂直起飞飞行器10例如包括机翼结构36,所述机翼结构36进而包括附至机身30并且相继设置的两对机翼34。在图1中所示的情况下,各机翼34从机身垂直地突出。在机翼34的各端部处,提升转子33设置成在每一种情况下均为垂直起飞飞行器10的垂直飞行提供所需的提升力。特别地,可基于提升转子33的这种设置提供垂直起飞飞行器10在飞行期间的良好稳定性并且因此的良好悬停飞行特性。例如,马达12是内燃机。马达12例如可以是活塞发动机、微型燃气涡轮或燃料电池。控制单元13构造成适于根据飞行条件而向推进驱动器31提供的机械能和/或向提升驱动器32提供的电能。

图2示出了带有导致马达12的功率增加的排气涡轮增压器40的驱动系统的示意图。这里,空气43流入排气涡轮增压器40的压缩机42中并且因此以压缩方式向马达12供给该空气43。因此,马达12中的工作压力可由排气涡轮增压器40增加。进而,马达12的排气44通过排气涡轮增压器40的第一涡轮41并且随后到出口离开垂直起飞飞行器10。排气涡轮增压器40的第一涡轮41例如与第二轴18联接,使得由排气流44驱动的第一涡轮41将机械轴能量传输至发电机11,所述发电机11进而向提升驱动器提供电能。因此,向提升驱动器32的电动机14提供电能。此外,可由可充电的储能器21向提升驱动器32提供或传输电能。例如是内燃机的马达12进而驱动第一轴17,最后由所述第一轴17驱动推进驱动器31。这里,可在第一轴17处提供发电机11,所述发电机11将由马达12提供的机械轴能量的至少一部分转换成电能以向提升驱动器32提供该电能。由第一涡轮41提供的机械能可由第二轴18的轴能量经由齿轮机构20传输至第一轴17,使得由马达12提供的机械能和由第一涡轮41提供的机械能以联接的方式传输至推进驱动器31。因此,彼此独立工作的两个发电机11以及彼此独立转动的两个轴17、18是可供使用的。因此,可以对向提升驱动器32提供的电能和向推进驱动器31提供的机械能进行有效调节。

图3示出了带有排气涡轮增压器40的驱动系统的示意图,其中,第一涡轮41驱动第二轴18以因此为未在图3中示出的推进驱动器31提供机械能。此外,例如是内燃机的马达12驱动第一轴17,并且因此同样为推进驱动器31提供机械能。第一轴17以及第二轴18的轴能量可借助于齿轮机构20联接至彼此,使得由第一涡轮41提供的机械能和由马达12提供的机械能可同步地传输至推进驱动器31。联接的机械能可因此经由另一单独的轴17a传输至推进驱动器31。这里,另一单独的轴17a设置在与第一轴17相同的轴线上或另一单独的轴17a形成第一轴17的一部分。

此外,压缩机42设置在第二轴18处,所述压缩机使空气流43在进入到马达12中之前压缩。因此,可在马达12中提供更高工作压力,从而导致功率增加。因此,排气涡轮增压器40例如由第一涡轮41、第二轴18、压缩机42以及各空气流和排气流的相应入口设备和出口设备形成。特别地,向涡轮41提供内燃机12的排气流44,所述排气流因此驱动涡轮41。

由马达12提供的机械能可借助于设置在第一轴17处的发电机11至少部分地转换成电能,随后向提升驱动器32的各电动机14提供所述电能。向推进驱动器31提供的机械轴功率能可借助于控制单元13调节以向提升驱动器32提供的电能。可在第二轴18处设置另一发电机11,所述另一发电机例如可被称为第一发电机11。设置在第一轴17处的发电机11例如被称为第二发电机11。

然而,由第一涡轮41提供的机械能,即轴功率能,的至少一份额可借助于设置在第二轴18处的第一发电机11转换成电能。这里,控制单元13也可对向推进驱动器31提供的机械能和向提升驱动器32提供的电能的份额进行调节。因此,向提升驱动器32提供的电能可由两个单独的发电机11,即第一发电机11和第二发电机11,提供。

图4示出了驱动系统的一部分的示意图,特别地,向推进驱动器31传输轴功率能量或轴能量的部分。这里,可在第一轴17处设置连接部25,所述联接部25设置在轴驱动器,即马达12,与推进驱动器31之间。从第一轴17至推进驱动器31的功率传输可由联接部25的联接提供或由联接部25的断开联接阻止。此外,图4示出了发电机11,所述发电机11从轴17的轴功率能获得电能并且将该电能传输至提升驱动器32的电动机14。从发电机11传输的电能在这里例如可由控制单元13控制,其中,控制信号19传输至提升驱动器32的各电动机14。因此,可根据垂直起飞飞行器10的飞行条件对所提供的各电能进行所需的定向调节。

推进驱动器31还包括推进器35,所述推进器35由于旋转运动而产生用于垂直起飞飞行器10的推动力(impulse),并且因此确保沿水平方向1驱动垂直起飞飞行器10。

图5示出了用于垂直起飞飞行器10的驱动系统的另一示例的示意图,其中,驱动系统包括仅在第二轴18处的发电机11而第一轴17没有包括发电机11。这里,由马达12提供的机械能,特别地轴17的轴功率能,完全传输至推进驱动器31。仅由第一涡轮41提供的机械能可由设置在第二轴18处的第一发电机11转换成电能。为排气涡轮增压器40的一部分的第一涡轮41由来自内燃机12的排气流44驱动。因此,排气在通过第一涡轮41时是松弛的(relaxed)。

图5中所示的驱动系统例如可被称为所谓的单流系统,这是由于这里仅第一涡轮41由排气流44驱动。这里描述的每一个示例性实施方式仅包括可被称为单流系统的一个涡轮,即第一涡轮41。

图6示出了用于垂直起飞飞行器10的驱动系统的示意图,所述驱动系统同样被设计为单流系统。特别地,仅第一涡轮41由排气流44驱动。然而,第二发电机11因此设置在第一轴17处并且提供额外介质以为除了设置在第二轴18处的第一发电机11之外的提升驱动器32提供电能。将要借助于发电机11转换成电能的机械能可由控制单元13调节以及/或者限定。特别地,对相对于由发电机11转换的电能的由第一涡轮41或马达12提供的机械能的调节可被设定。所提供的机械能以及所提供的电能的该设定或调节可能会导致对在各种飞行条件下的垂直起飞飞行器10的调节的改进。

图7中示出了垂直起飞飞行器10的所谓的双流驱动系统。特别地,离开马达12的排气流44分流成要被供给到第一涡轮41的第一排气份额44a和要被供给到第二涡轮41a的第二排气份额44b。由于该分流,来自内燃机12的排气流44的出口之后提供设计为襟翼或阀的分配单元45。例如,第二涡轮41a同样驱动轴,在该轴处进而设置第三发电机11。该第三发电机11例如为提升驱动器32提供电能。可以假定第三发电机11构造成将由第二涡轮41a提供的全部机械能转换成电能并且向提升驱动器32的电动机14供给该电能。另一方面,也没有在设置有第一涡轮41的第二轴18处设置发电机11,使得向推进驱动器31提供由第一涡轮41提供的全部机械能。仅在第一轴17处提供再多一个的发电机11,所述再多一个的发电机11同样可为提升驱动器32提供电能。

通过使排气流44分流成流过并因此分别驱动两个单独的涡轮41、41a的第一排气份额44a和第二排气份额44b,这可实现可完全独立于为提升驱动器32提供的机械能对用于推进驱动器31的机械能进行调节。该调节可特别地由控制第一排气份额44a和第二排气份额44b的分配单元45进行。特别地,第一排气份额44a和第二排气份额44b之间的比例例如可借助于控制单元13限定或调节。

图8A示出了用于向第一涡轮41供给来自马达12的全部排气流44的情况的分配单元45的示意图。因此,对应于排气流44的排气份额的第一排气份额44a完全通向第一涡轮41。

图8B示出了用于排气流44以相同或不同份额44a、44b通向第一涡轮41或第二涡轮41a的情况的分配单元45。

图8C示出了用于向第二涡轮41a供给来自马达12的全部排气流44的情况的分配单元45。因此,向第二涡轮41a供给的第二排气份额44b对应于来自马达12的排气流44的份额。

另外,应指出的是“包括”并不排除任何其他元件或步骤,并且“一”或“一个”并不排除多个或多数。还指出的是参照以上示例性实施方式中的一个示例性实施方式所描述的特征或步骤还可与以上描述的其他示例性实施方式的其他特征或步骤结合使用。权利要求中的附图标记并不被解释为限定。

再多了解一些
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