专利名称：通过轮发动机驱动航空器的至少一个起落架轮的方法和装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空器的动力装置的领域。本发明更为特别地涉及航空器在地面滑行(英语术语“taxiing”)时、特别是在跑道和航站楼附近的停机点之间滑行时使航空器移动的部件。
背景技术：
本发明的背景及提出的问题航空器在地面移动时，常见地，要么航空器使用其主发动机，要么航空器由给其在轮处传递推力的合适车辆进行牵引。这特别地是商用航空器的情形，例如涡轮喷气发动机式飞机。可以理解的是，对于这些航空器的运营商来说，主发动机的使用表现为显著的燃 料消耗及相关污染。使用专门的牵引车则自然地极大限制航空器在地面移动的自主性。特别是通过专利申请FR 2930759和FR 2930760已知在某些轮系处布置发动机，以赋予航空器以地面滑行自主性，称为“taxi autonome”。在这两个文献中，在一轮系处安装一微型涡轮机，设置通过这些涡轮机驱动轮的驱动装置。然而，这些装置具有这样的弊端一定的机械复杂性，以及将燃料或增压空气引至微型涡轮机的必需性，这增加管道，和因此会体现在制造航空器的额外重量或成本上。另一布置由专利申请US 2006/0065779A1提出，该专利申请描述了这样一种装置其包括在航空器的前起落架处布置的电动机。在该文献中，电动机被容置在轮辋中，所需的电功率通过航空器的辅助功率发生器(APU即auxiliary power unit :辅助动力装置)产生。由于用于在地面移动航空器所需的功率(数十千瓦，即正常由APU提供的用于其它地面功率使用系统的功率的大约1/3到1/2)，APU因此应被明显地放大尺寸，这体现为其重量的增加。燃料消耗上的节约因此可能被额外的重量抵消。此外，向航空器的前起落架传输数十千瓦的电功率需要安装专门的功率线，这也使飞机设计复杂化和使其变得更重。
发明内容
本发明目的因此，本发明的目的在于消除至少一个上文所述的问题。本发明概述为此，本发明针对通过轮发动机驱动航空器的至少一个起落架轮的驱动装置，所述驱动装置用于在航空器地面滑行(“taxiing”)阶段时使用，所述航空器为具有联接在主翼上的涡轮喷气发动机的类型，
装置具有至少一个功率源、和在功率源和轮发动机之间的功率传输线，其特征在于，功率源布置在航空器的联接在主翼上的涡轮喷气发动机附近，和具有在机械上连接到涡轮喷气发动机的转动部分的离合部件，功率源足够用作涡轮喷气发动机的起动器。可以理解的是，本发明针对一种用于自主滑行的动力装置，其中，功率的产生不再位于轮系处，如使用微型涡轮机的装置中，而是位于主发动机处。此外，这样，微型涡轮机能够用于涡轮喷气发动机的机械起动，这构成其在所述涡轮喷气发动机附近安装的一个优点。优选地，装置用于被使用来驱动在主翼下方布置的轮系，功率源最接近所述轮系地被布置在涡轮喷气发动机的附近。清楚的是，这种布置允许显著地缩短应被安装在发电机和安装在轮系中的电动机 之间的功率线的长度。根据一具体实施方式
，功率源包括驱动发生器的微型涡轮机。如有需要，这种布置允许替代辅助功率发生器(APU)，或对于APU建立冗余。在此情形下，有利地，微型涡轮机包括以可分离的方式驱动微型涡轮机靠近其布置的涡轮喷气发动机的驱动部件。根据一优选实施方式，微型涡轮机通过空转轮和减速系统驱动发生器。在一具体实施方式
中，对于为其每个涡轮喷气发动机配有一变速箱的类型的航空器，所述变速箱具有连接到所述涡轮喷气发动机的转动部分的机械传动装置，由微型涡轮机和发电机形成的组件，通过棘爪离合器类型的受控机械离合器可分离地连接到变速箱的传动装置。根据第一实施方式，发生器是电动发电机，功率传输线是电力传输线，和轮发动机是电动机。如有需要，这种布置允许替代辅助功率发生器(APU)，或对于APU建立冗余。作为选择,发生器是气动发电机，功率传输线是气动压力传输线，和轮发动机是气动发动机。作为选择，发生器是液力发电机，功率传输线是压力流体传输线，和轮发动机是液压发动机。在另一方面，本发明针对由如所述的装置和包括涡轮喷气发动机的航空器发动机舱所形成的组件，其使得一微型涡轮机安装在涡轮喷气发动机的发动机舱中，一微型涡轮机借助在该涡轮喷气发动机的“截止阀”下游的涡轮喷气发动机供给线路上的连接件被供给燃料，一微型涡轮机通过与涡轮喷气发动机的发动机舱的所谓主体区域的通风系统相连接的空气管，被供给空气，一微型涡轮机在涡轮喷气发动机的发动机舱的外表面处配有热气输出区域。在一有利实施方式中，通过其供给管道和其空气阀，所述微型涡轮机代替所述涡轮喷气发动机的气动起动器被安装在通常专用于所述涡轮喷气发动机的气动起动器的部位处。
仍根据另一方面，本发明针对一种航空器，所述航空器包括安装在单一涡轮喷气发动机上的如上文所述的一组件。
本发明还针对在降落跑道和停机点之间的滑行阶段时的地面上航空器操控的方法，所述航空器包括至少一个如上文所述的组件，所述方法包括以下阶段一停止主涡轮喷气发动机，一起动至少一个微型涡轮机，一起动由微型涡轮机供给的该个或所述多个轮发动机，一根据轮发动机所需的功率调节微型涡轮机，一在航空器滑行的期间，根据航空器的停止和重启的需要，停止和重启微型涡轮机。同样地，本发明还针对在停机点和起飞跑道之间的滑行阶段时的地面上航空器操控的方法，所述航空器包括至少一个如上文所述的组件，所述方法包括以下阶段一起动至少一个微型涡轮机，—起动由微型涡轮机供给的该个或所述多个轮发动机，一根据轮发动机所需的功率调节微型涡轮机，一在航空器滑行的期间，根据航空器的停止和重启的需要，停止和重启微型涡轮机，一通过与涡轮喷气发动机的转动部分连接的离合部件的接合，启动与微型涡轮机相连接的涡轮喷气发动机，一停止微型涡轮机。本发明还针对包括如所述的至少一个装置或组件的航空器。在另一特定方面，本发明针对包括一装置的航空器，其中，发生器是发电机，和其中，发生器用作用于航空器的辅助功率发生器(APU)。可以理解的是，在此情形下，发电机简单地连接到航空器的配电系统，如常见地辅助功率发生器那样。
通过阅读作为非限定性示例给出的一具体实施方式
的说明和附图，本发明的目的和优点将更好地得到理解，对此附图示出一图I :飞机的示意图，根据本发明的一装置实施在该飞机上；一图2 :功率产生微型涡轮机和变速箱的布置、涡轮喷气发动机的示意图。
具体实施例方式图I示意性地示出使用根据本发明的装置的飞机的整体构型。在无任何限定性的本示例中，所考虑的飞机是大约150座的双涡轮喷气发动机式飞机类型的旅客运输机，涡轮喷气发动机布置在主翼的侧翼下。如在图2上可以看见的，每个涡轮喷气发动机I被假定配有传统类型的变速箱2(英语术语称为“gearbox”)。该变速箱2具有齿轮传动装置，通过传动轴3和角传动装置4类型的机械连接件被连接到润轮喷气发动机的转动部分。
变速箱2用于将涡轮喷气发动机I的功率的一部分传输给多个发动机附件5，例如液压泵、给机上提供电流的发电机等。在本实施例中，通过其供给管道和其空气阀，微型涡轮机6被安装在每个涡轮喷气发动机I的发动机舱中，大致在通常由该涡轮喷气发动机I的气动起动器(英语术语“airstarter (空气起动器)”)使用的部位处。在无任何限定性的本示例中，在大约150座的双涡轮喷气发动机式中短途商业班机的情形中，对于45kg的重量和在发 电机轴上的提供的70千瓦的功率，该微型涡轮机6具有的近似尺寸是长度为65cm和直径为30cm。可以理解的是，微型涡轮机6的功率自然取决于使飞机在地面移动所需的功率。微型涡轮机6包括空转轮和减速系统9，因此允许发电机8的可分离式驱动。本领域技术人员所熟知类型的该发电机8，例如产生115V 400Hz类型的电流。这样，如果需要，由微型涡轮机6和发电机8所形成的组对能够替代飞机的APU或主发电机。由微型涡轮机6和发电机8形成的组件与变速箱2的传动链通过受控机械离合器7以可分离的方式相连接，机械离合器7例如为本身熟知的棘爪离合器类型。这样，由于就所产生的功率而言的其确定尺寸，微型涡轮机6能够用作涡轮喷气发动机I的起动部件，用于起动该涡轮喷气发动机。相反，在涡轮喷气发动机I正常运行时，例如确切地在飞行时，通过控制机械离合器7分离，微型涡轮机不被变速箱2的传动链带动。同样地，在由空转轮隔开的微型涡轮机6不运行时，通过保持机械离合器7接合，可通过涡轮喷气发动机I经由变速箱2驱动发电机8。在这里作为示例描述的一实施方式中，微型涡轮机6借助在燃料截止阀(英语术语“shut-off valve”)下游的连到润轮喷气发动机I的供给线路上的连接件,被供给燃料。同样地，微型涡轮机6通过空气管(在附图上未显示)被供给空气，空气管与通常在涡轮喷气发动机I的发动机舱的所谓主体区域上存在的通风系统相连接。清楚的是，相对于涡轮喷气发动机I的发动机舱的通风系统的确定尺寸，这种空气抽取保持是非大量的。微型涡轮机6在涡轮喷气发动机I的发动机舱的外表面处配有热气输出区域(也未在附图上示出)。该输出区域例如以适于承受微型涡轮机6的燃烧气体的输出温度的金属区域的形式实施。这类热气输出区域为本领域技术人员所熟知的，例如对用于避免在发动机舱或侧翼的前缘上结冰的装置的热气出口存在。在所描述的实施方式中，微型涡轮机6配有消音器，以降低其在地面运行时所产生的噪音。已知类型的一根或多根电缆将发电机8连接到控制系统(称为功率电子设备)，控制系统本身连接到电动机，安装在主起落架的至少一轮系的轮辋处。每个电动机优选地是永磁体式直流类型的，而这并非限定性的。在航空器使用变频电网的情形中，可设计通过发电机8的输出频率(“变频”类型)、因此通过控制微型涡轮机6的转速，直接地控制感应类型的发动机。这种解决方案允许将发电机8直接地连接到发动机和不需要附加的控制系统(节省空间和重量)。不过从技术的观点来看，这种解决方案实施起来更为复杂。在存在功率电子设备的情形下，控制模块可要么是在飞机的电力系统中(所谓“更加电气化的”的飞机的情形)所共用的，或是滑行系统专用的。在第一情形中，发电机8仅仅具有一个配电系统，用于给滑行系统供电的转换在飞机的电力中心处进行。在第二情形中，特定电网产生自发电机8，并联于飞机电网(其在发动机被点火时被使用于对飞机进行供电)。在这两个电网之间的转换在发电机处得到保证。当功率电子设备是特定的时，功率电子设备应尽量靠近发动机就位，以限制供电电缆的长度。通常在飞机上采用的技术要求将这些组成件定位在增压区域。理想情形则是位于起落架舱的附近-前舱后侧-后舱前侧-在起落架舱和机舱地板之间未来的技术可能允许将这些设备定位在非增压区域。有希望的前景则是可考虑 的，例如如下-直接在发动机舱中、靠近发电机-在支柱中(例如在现有的A320支柱中的灭火器)-在支柱整流罩中-在起落架舱中-在机翼的腹部整流罩中这类电动机是本领域熟知的，例如在专利申请US 2006/0065779A1或在文献WO2007/048164A1中描述过。其精确的布置和其类型在本发明的范围之外，因此这里没有更深地细述。对微型涡轮机6的调节根据轮的电动机所需的功率进行。在涡轮机的轴上的这类功率调节为本领域技术人员所熟知的，因此这里没有更深地细述。运行模式在其正常的运行模式中，在要么滑入机坪(从降落跑道向离机门)要么滑出机坪(从登机门到起飞跑道)的飞机滑行阶段时，使用微型涡轮机6。在这些阶段时，按照飞行员的命令，涡轮喷气发动机I被停止和微型涡轮机6运行。相关的发电机8产生电流，电流被引向布置在主起落架的一些轮的轮辋中的电动机。因而可以控制通过发电机产生的功率，和特别是根据需要实施微型涡轮机6的停止和重启。相对于局部系统，集中系统具有以下两种优点-相对于功率来源(右或左)独立于从动轮。因此可设计用运行中的单一涡轮机供给所有发动机(当功率需求平缓时，例如反冲)。因此增大燃料消耗方面的获益。-与飞机的能量系统共用。这种解决方案允许共用重量大的一些组成件，和考虑使用该系统来供给其它系统。这种解决方案在微型涡轮机被用来替代APU时是特别有利的。优点如所描述的装置给飞机提供地面滑行自主性，这例如可避免所述飞机要等待牵引车的可用性。考虑到一些机场的拥塞，时间上的节约会避免起飞空档的丧失，由此产生飞机的操作使用性方面的优点。清楚的是，紧靠近驱动电动机安装在其上的轮系来布置微型涡轮机，构成一个重要的优点，因为该布置避免了在APU和轮之间安装高功率电力线，这是使用通过APU向轮发动机提供电流的装置的情形。可以注意到，由于其在涡轮喷气发动机的发动机舱内的安装，微型涡轮机6因此获益于防火系统(发动机灭火装置)或者燃料或油泄露防护系统，其已安装用于保护涡轮喷气发动机I。因此，装置具有良好的运行安全性。还可以注意到，由于微型涡轮机的起动时间非常短，因此可在飞机滑行时随意停止或重启微型涡轮机，这允许显著地降低燃料消耗。变型本发明的范围并不局限于上文作为示例考虑的实施方式的细节，而是相反地覆盖在本领域技术人员的能力范围内的变化。
例如，可以作为变型考虑在飞机的单一涡轮喷气发动机上安装一个提供140千瓦(kW)功率的微型涡轮机，来替代两个为70千瓦的微型涡轮机，其中每个70千瓦的微型涡轮机安装在飞机的一个涡轮喷气发动机上，如上文所述。在本描述中，考虑安装由微型涡轮机驱动的发电机。还可甚而布置一已知类型的液力发电机，其同样负责回收由微型涡轮机2提供的机械功率的一部分；以及直到飞机的一轮系的液压线。在涡轮喷气发动机被停止、APU不是可用的和液压系统因此是无效的情形中，在飞机在地面上移动以进行维护时，因此可考虑使用微型涡轮机。在此情形下，如所述的装置可通过供给基本液压系统，允许保证滑行、转向和制动，特别是在除飞行控制以外。
权利要求
1.通过轮发动机驱动航空器的至少一个起落架轮的驱动装置，所述驱动装置用于在航空器地面滑行的阶段时使用，所述航空器是具有联接于主翼的涡轮喷气发动机(I)的类型， 所述驱动装置具有至少一个功率源、和在所述功率源与所述轮发动机之间的功率传输线， 其特征在于，所述功率源(6，8)布置在所述航空器的联接于所述主翼的涡轮喷气发动机(I)附近，所述功率源具有机械连接到所述涡轮喷气发动机(I)的转动部分的离合部件(7)，所述功率源足以用作所述涡轮喷气发动机(I)的起动器。
2.根据权利要求I所述的驱动装置，其用于被使用来驱动布置在所述主翼下的轮系，其特征在于，所述功率源(6，8 )最接近所述轮系布置在所述涡轮喷气发动机(I)的附近。
3.根据权利要求I或2所述的驱动装置，其特征在于，所述功率源具有驱动发生器(8)的微型涡轮机(6)。
4.根据权利要求3所述的驱动装置，其特征在于，所述微型涡轮机(6)通过空转轮和减速系统(9)驱动所述发生器(8)。
5.根据权利要求3或4所述的驱动装置，对于为其每个涡轮喷气发动机(I)配有一变速箱(2)的类型的航空器，其中所述变速箱具有连接到所述涡轮喷气发动机(I)的转动部分的机械传动装置， 其特征在于，由所述微型涡轮机(6)和发电机(8)所形成的组件，通过棘爪离合器类型的受控机械离合器(7)以可分离的方式连接到所述变速箱(2)的传动装置。
6.根据权利要求I到5中任一项所述的驱动装置，其特征在于，发生器(8)是电动发电机，所述功率传输线是电力传输线，所述轮发动机是电动机。
7.根据权利要求I到5中任一项所述的驱动装置，其特征在于，发生器(8)是气动发电机，所述功率传输线是气动压力传输线，所述轮发动机是气动发动机。
8.根据权利要求I到5中任一项所述的驱动装置，其特征在于，所述发生器(8)是液力发电机，所述功率传输线是压力流体传输线，所述轮发动机是液压发动机。
9.由根据权利要求3到8中任一项所述的驱动装置和具有喷气涡轮发动机(I)的航空器发动机舱形成的组件， 其特征在于 一微型涡轮机(6)安装在所述涡轮喷气发动机(I)的发动机舱中， 一所述微型涡轮机(6)借助在所述涡轮喷气发动机(I)的截止阀下游的涡轮喷气发动机(I)供给线路上的连接件被供给燃料， 一所述微型涡轮机(6)通过空气管被供给空气，所述空气管与所述涡轮喷气发动机(O的发动机舱的所谓主体区域的通风系统相连接， 一所述微型涡轮机(6)在所述涡轮喷气发动机(I)的发动机舱的外表面处配有热气输出区域。
10.根据权利要求6所述的组件，其特征在于，通过其供给管道和其空气阀，所述微型涡轮机(6)代替所述涡轮喷气发动机的气动起动器被安装在通常专用于所述涡轮喷气发动机(I)的气动起动器的部位处。
11.在降落跑道和停机点之间的滑行阶段时的地面上航空器操控的方法，所述航空器具有至少一个根据权利要求9或10所述的组件，其特征在于，所述方法具有以下阶段一停止主涡轮喷气发动机(I )， 一起动至少一个微型涡轮机(6)， 一起动由所述微型涡轮机(6)供给的轮发动机， 一根据所述轮发动机所需的功率调节所述微型涡轮机(6)， 一在航空器滑行的期间，根据航空器的停止和重启的需要，停止和重启所述微型涡轮机(6 )。
12.航空器，其特征在于，所述航空器具有至少一个根据权利要求I到7中任一项所述的驱动装置或至少一个根据权利要求8到10中任一项所述的组件。
13.航空器，其特征在于，所述航空器具有至少一个根据权利要求6所述的驱动装置，其中，发生器(8)用作航空器用的辅助功率发生器(APU)。
全文摘要
通过轮发动机驱动航空器的至少一个起落架轮的驱动装置，用于在航空器地面滑行的阶段时使用，航空器是具有联接于主翼的涡轮喷气发动机(1)的类型。驱动装置具有至少一个功率源(6，8)、和在所述功率源与所述轮发动机之间的功率传输线。功率源(6，8)布置在航空器的联接于主翼的涡轮喷气发动机(1)附近，功率源具有机械连接到涡轮喷气发动机(1)的转动部分的离合部件(7)，功率源足以用作涡轮喷气发动机(1)的起动器。
文档编号B64C25/40GK102883951SQ201180022641
公开日2013年1月16日 申请日期2011年3月16日 优先权日2010年3月17日
发明者G·比兰, C·克罗 申请人:空中客车运营简化股份公司