具有用于低排放巡航的驱动和动力系统的飞机的制作方法

本发明涉及一种用于多引擎飞机的混合动力驱动系统、一种多引擎飞机和一种用于操作双引擎飞机的方法。

背景技术：

1、飞机尤其应理解为马达驱动的固定翼飞机。但是，飞机一词还包括旋翼机(转子飞机、直升机)和马达滑翔机。飞机及其飞行驱动可以根据适用的构造和批准法规进行区分。easa(欧洲航空安全局)发布的规则cs-23适用于轻型固定翼马达飞机。它涉及：最多9个座位(无(多个)飞行员且最大起飞质量为5,670kg)的“普通、实用或特技”类别的飞机以及最多19个座位(无(多个)飞行员)且最大起飞质量8,618kg的“通勤”类别的飞机。cs-25也是easa为大型飞机，特别是大型涡轮动力飞机的型式认可而发布的设计规范。在本案例中，考虑了根据cs-25构造规范进行认证的多引擎飞机。

2、地区交通飞机的主要特点是采用直线非后掠翼(ungepfeilten )设计，巡航速度为500至700km/h。如今，涡桨驱动是民航地区交通飞机的主要应用领域。该飞机类别的突出代表是dornier328-100(dornier 328tp.2020.可从以下网址获得：https://328.eu/wp-content/uploads/2020/09/d328-100.pdf[访问时间09/28/2020])。

3、涡轮螺旋桨发动机(turbojet(涡轮喷气发动机)和propeller(螺旋桨)的人造词)是螺旋桨涡轮喷气推动器(简称ptl)的俗称，通常简称为螺旋桨涡轮。涡轮螺旋桨发动机是一种连续内燃热力机(热流机)，主要用于航空驱动。通俗地说，由ptl驱动的飞机通常被称为“涡轮螺旋桨飞机”。

4、这种推动器的特点是油耗相对较低，这就是它主要用于运输和短途飞机的原因。另一个民航应用领域是较小的公务机，例如tbm-850。在军队中，涡轮螺旋桨飞机主要用于战术运输机。涡轮螺旋桨飞机的飞行速度最高限制为音速的80％(0.8马赫)，这相当于正常条件下8,000米时的大约870km/h。在这个速度范围内，涡轮螺旋桨发动机比纯涡轮推动器更经济。

5、涡轮螺旋桨推动器由燃气轮机组成，其通常通过减速变速器驱动螺旋桨，推动器的推力在此主要由螺旋桨产生，离开出口扩散器的工作气体最多只占总推力的10％推力，其中推进原理与涡轮喷气发动机有很大不同，而与涡轮风扇发动机更相似。螺旋桨推动大量空气产生推力，但与涡轮喷气发动机相比，这只是略有加速。另一方面，在纯涡轮喷气式喷气推动器的情况下，明显更少量的驱动介质加速地更强。

6、根据飞行速度、飞行高度和负载，螺旋桨叶片的攻角会发生变化，使得涡轮和螺旋桨在最佳速度范围内尽可能一致地工作。

7、驱动螺旋桨的能量由燃气轮机提供。其吸入空气，在轴向或径向(通常是多级)涡轮压缩机中压缩空气。然后压缩空气进入燃烧室，燃料在那里燃烧。现在变热的高能燃烧气体流过主要轴向和多级涡轮机，并在那里膨胀和冷却。传递到涡轮机的能量一方面通过轴驱动涡轮压缩机，另一方面通过变速器驱动螺旋桨。废气被排放到后方。

8、涡轮机通常针对主要飞行阶段进行优化，通常是巡航阶段，因为这也是整个任务中能源消耗份额最高的阶段。不可能在所有飞行阶段都具有同等的高运行效率。虽然可以为中长途航线设计并实现明显占主导地位的巡航飞行的最大效率，但短途和超短途航线的运行状态要少得多，而且差异更大。因此，与短途和长途航班相比，地区和短途飞机的发动机在整个任务期间以最佳效率运行的情况要少得多，每位乘客的燃油消耗率也更低。推进效率和热效率的不同下降在这里也起着一定的作用，例如，因为与配备涡轮风扇推动器的长途飞机相比，螺旋桨飞机在巡航期间飞得更低，并且受高度依赖的推力损失也更低。因此，与爬升期间相比，长途发动机以高功率更稳定地运行并且运行效率更高，而地区飞机的功率范围更广，例如在起飞、爬升和巡航期间。

9、因此，可以通过将热机与电机混合来更有效地设计和运行的任务的推力要求非常不同，特别是对于带有螺旋桨的地区飞机，但也适用于其他带有桨轮或转子的双引擎飞机。

10、除此之外，还有减少二氧化碳、氮氧化物和噪音排放的挑战。脱碳是航空业面临的一项重大挑战。航空业每年排放超过9亿吨二氧化碳(co2)。假设行业每年增长3％到4％，效率每年提高2％，到2050年排放量将增加一倍以上。同期，航空业(航空运输行动小组-atag)承诺将二氧化碳排放量减少50％(与2005年相比)。此外，欧盟(eu)已通过绿色协议为自己设定了实现碳中和的目标。除了二氧化碳，飞机还通过排放氮氧化物(nox)、烟尘和水蒸气、尾迹和卷云来影响气候。因此，对全球变暖的“全面”贡献远远高于仅排放二氧化碳。(氢动力航空到2050年氢技术、经济和气候影响的基于事实的研究，2020年5月。可从以下网址获得：https://www.fch.europa.eu/sites/default/files/fch％20docs/20200507_hydrogen％20powered％20aviation％20report_final％20web％20％28id％208706035％29.pdf[访问日期：2020年9月24日])。

11、目前出现的问题是，未来是否会使用电动或氢动力飞机来满足先前提出的要求？有这种可能。空中客车、劳斯莱斯、通用电气和西门子认为，他们可以通过用电动机代替涡轮风扇发动机来解决减少二氧化碳、氮氧化物和噪音排放的问题，紧随汽车行业的电动汽车或至少是混合动力汽车的道路(“飞行路线2050欧洲航空愿景”，[在线]，可从以下网址获得：https://ec.europa.eu/transport/sites/transport/files/modes/air/doc/flightpath2050.pdf[2018年14月3日访问])。

12、正如ep 3 421 760 a1所公开的那样，通用电气国际正在研究用于双引擎商用飞机的相应混合涡轮风扇驱动装置。在此，电动机分别联接到一个涡轮风扇推动器的高压轴和另一个第二涡轮风扇推动器的低压轴。提供电能存储器来为电动机供电，使得电动机可以在某些操作状态下为联接的涡轮风扇提供额外的驱动功率。snecma在出版物wo 2009/153471 a2中提出了类似的解决方案。

13、然而，当今可用的能够在上述概念中提供显著的电驱动功率的电池技术的功率质量密度仍然存在问题。简而言之，当前的电池技术无法提供足够高的能量密度；此外，功率重量比不够高。例如，煤油等可燃燃料的能量密度约为40mj/kg，约为12,000wh/kg。锂离子电池的能量密度比第一代电风扇低约60倍。因此，电池的比能量仅为液体燃料的约2％。提醒一下，质量为600kg的电风扇的67kg电池，低速飞行了大约一个小时。相比之下，bae146的空重约为24,000kg。这些数字似乎表明，电动飞机的电池重量是同一航班实际飞机燃料重量的60倍。

14、(.电池对抗石油燃料'，https://batteryuniversity.com/learn/archive/batteries_against_fossil_fuel(访问日期：2020年6月17日)。

15、为了减少对气候的影响，该行业正在探索其他概念，例如大规模使用可持续航空燃料(saf)作为合成燃料(synfuel)的激进新技术，作为散装或两者组合的临时平衡。氢驱动就是这样一种技术。

16、在1980年代，作为tu-154进一步开发的一部分，喷气发动机的替代燃料在图波列夫进行了实践测试。在此产生了由液态氢或天然气提供动力的tu-155原型。在这台三引擎机器中，右引擎不是由煤油驱动，而是由氢气或天然气驱动。无论如何，吸取的教训表明，大型交通飞机改用氢气需要重新设计大型、重型lh2储罐。此外，长途飞机较重的重量会显著增加能源消耗，从而增加成本。

技术实现思路

1、由此出发，本发明的目的是提供一种混合动力驱动系统，利用该混合动力驱动系统可以进一步优化内燃机、尤其是涡轮机的使用，并且可以减少排放。此外，还将指定多引擎飞机及其操作方法，多引擎飞机使用混合动力驱动系统优化典型飞行操作阶段。

2、根据本发明，相关驱动系统的目的通过具有权利要求1的特征的驱动系统得以实现。

3、本发明用于混合动力驱动系统的有利实施方式由从属权利要求2至11、说明书和附图得出。关于多引擎飞机及其操作方法，有利的变型可以从权利要求12至17和18中得出。

4、根据本发明的用于多引擎飞机的驱动系统基于使用两种不同能源或燃料的特定驱动系统架构，这使得飞机能够在典型任务的基本阶段进行无排放操作(零排放巡航)。由于特定的系统架构和两个电源的组合，新技术和电源对当今在役飞机配置的影响被最小化，并且与当前的零排放系统提案相比能够更早地部署。

5、本发明的一个重要方面是基于期望的任务和飞机的总体结构来设计这样的系统。如果不考虑整个飞机系统，就不可能确定所需效率的尺寸和表示。

6、本发明的一个重要组成部分是一种飞机架构，其能够实现“零排放”巡航飞行，因此也消除了高空气层中航空特定的非二氧化碳排放。在权利要求中，本发明描述了一种解决方案，即启动阶段的高推力需求如何在两个能源之间分配，因此可以将无排放驱动系统的重量和体积尺寸集成到现有飞机平台中已经使用的现有技术。本发明还公开了一种由混合动力驱动系统、燃料电池系统、氢气罐系统和控制调节单元组成的飞机整体系统解决方案。

7、所讨论的整体系统由具有两种不同能源的驱动系统组成。驱动系统由两台电混合内燃机或涡轮机或其他热力燃烧机组成，每台都联接有一个推进器和一个用于热机和电机的特殊调节和控制单元。一方面，燃料被用作能源，其与标准加油、标准航空燃料或脱碳、合成或生物燃料(saf)以及用于供应燃料电池系统的氢气兼容。基本上，本发明的优点是能够在没有排放的情况下进行长距离飞行。重要的是要同时考虑co2和非co2排放。特别是考虑了高海拔地区燃烧造成的破坏气候的温室效应。

8、为了使用该系统实现无排放巡航的目标，同时实现早期应用的可能性，系统的尺寸设计和两种能源在任务期间的使用对于确保与当今飞机概念的兼容性至关重要。至少有两个重要因素：

9、-氢气量和由此产生的储罐体积对空气动力学表面积大小没有影响(没有额外的阻力，因此没有性能损失)。

10、-燃料电池系统的性能主要适用于巡航，因此巡航和下降的有限使用是一种优化使用，无需结合额外的重型电力能源，例如电池或超级电容器(燃料电池系统功率的任何增加对系统重量和冷却要求具有指数效应)。

11、总之，根据今天的可评估前景，驱动系统能够在未来十年内将新技术用于航空：

12、1.适用于当今的飞机概念(机翼-机身，具有显著但今天可评估的变化)。例如，将机翼进一步用作内燃机的燃料箱是必不可少的。

13、2.基本上可转换，因此适用于飞机级别的批准规则。新技术和能源的验证，但符合基本要求。

14、3.即使没有氢气和燃料电池系统，也可以使用具有给定系统设计的飞机，例如在没有氢气基础设施的地区。

15、4.由于可以调整使用两种能源，因此对系统影响有限。

16、5.使用燃料电池系统作为持续能源。

17、6.在热机或能源发生与安全相关的故障时提高操作安全性。

18、7.内燃机中的燃料基本上不在巡航高度燃烧，或仅在短时间窗口内燃烧，因此也避免了破坏气候的温室效应。

19、关于主要目标，即减少排放，可以通过此系统架构和任务期间的特定能量使用在使用涡轮螺旋桨发动机do328的具体示例的情况下减少以下二氧化碳和非二氧化碳排放。作为参考，该系统是根据一个小时的任务设计的，能源使用情况如下：

20、a)主要用于起飞、爬升、进场和着陆的可持续、co2中性燃料(saf)的热内燃机。

21、b)用于巡航和下降的氢/燃料电池系统。

22、该参考任务的能源需求导致合成燃料(a)约占60％，氢(b)约占40％。在此简而言之，这是基于热机的整体效率与燃料电池系统大致相同的事实，包括冷却和必要的电子设备。这个假设当然可以根据集成因子和各自的现有技术水平而变化，但这在大约5％到10％的范围内。这会影响碳中和和零排放航班的详细划分。从今天的角度来看，与涡轮螺旋桨驱动的改进潜力相比，技术前景在提高燃料电池系统的效率方面看到了更大的潜力。

23、减排总结：

24、-在搭载约40至90名乘客的涡轮螺旋桨飞机的基础上，使用氢和燃料电池可以在1小时的任务中产生约40％的无排放能量。这意味着巡航飞行期间不会排放二氧化碳，也不会在巡航高度(fl 250)下产生破坏气候的废气影响和冷凝尾迹形成，这些在航空排放中占很大比例。

25、-此外，当从传统燃料转换为合成燃料时，约60％的燃烧份额可以产生co2中性。因此这种飞机和系统架构可实现100％脱碳和二氧化碳中性飞行，以及在巡航高度的二氧化碳、温室气体和尾迹效应方面约40％的无排放飞行。

26、这种架构可以用两种不同的变型来实现：

27、a)热机的性能设计为能够进行起飞、爬升和着陆，燃料电池系统的使用专用于巡航和下降。所需的氢气罐体积因此被最小化，以便因此优化集成到飞机中的可能性。该飞机保留了在没有氢气和燃料电池系统的情况下运行的基本能力。

28、b)通过扩大燃料电池系统的使用，在起飞、爬升和着陆期间支持内燃机，以降低热机的功率需求(小型化)。这意味着可以使用更小的内燃机。通过减少来自燃料燃烧的任务块能量份额，导致无排放飞行份额进一步增加到约70％。有必要使氢气储罐体积适应增加的能源需求。

29、总的来说，本发明涉及用于小型和大型运输飞机(cs-23和cs-25)的驱动装置，其具有双引擎驱动(活塞机或涡轮机)，该驱动将热能转化为机械驱动轴功率并驱动推进器(螺旋桨、桨轮、转子)产生推力。转换为主要由螺旋桨驱动的地区飞机，大约30至90名乘客的大小等级似乎是最经济的。这对应于大约3,000kw至8,000kw的螺旋桨轴功率(所有螺旋桨轴的总和-总功率)。

30、该架构的可行性考虑了以下因素，特别是集成到当今飞机架构中的可能性：

31、-不同飞行阶段的能量需求

32、-不同飞行阶段的功率要求

33、-优化热燃烧/燃料利用和电能/氢利用之间的分配

34、-氢气重量和罐体积

35、-整体系统和部件重量

36、-热电效率燃料电池系统

37、为了考虑本发明在某些飞机类别上的可行性，将关于性能和成熟度的技术展望作为基础，从今天的角度来看这是可以实现的。

38、当然，随着技术前景和引入时间的变化，该系统架构的适用性扩展到更高的功率等级和飞机尺寸。

39、以下技术值作为参考：

40、-燃料电池系统的整体效率：50％

41、-燃料电池系统总重量：1500kg(包括电驱动)

42、对于液氢储罐，重量指数为20％或更高的储罐是可取的。罐的重量指数是通过将储存的氢气质量除以储存的氢气质量与空罐重量之和来计算的。50％的重量指数意味着空罐的重量与储存的氢气一样重。

43、本质上，与已知的现有技术已知的驱动系统相比，本发明可以实现至少四个显著优点：

44、a)通过在不同的飞行阶段优化和调整使用内燃机来减少燃料消耗。在此，驱动单元的混合动力是非常重要的，包括在一个公共变速器上可变切换的电动机-发电机单元。通过电机驱动功率的逐渐过渡，这可以在从爬升到巡航飞行的过渡中接管热机的动力。

45、b)变速器在根据本发明的驱动系统中发挥进一步的作用，其输入轴能够为热机和电机实现优化的速度范围，以便将扭矩最佳地传递至推进器轴。这实现了电机和热机的重量优化设计和损耗优化操作状态。

46、c)本发明的另一个重要方面是减少热机在飞行时间内的运行时间以降低维护成本并延长维护间隔。通常，对于相同的额定功率，电机需要较少的维护工作和成本，因为电动发电机单元通常没有“热”部件。

47、d)最后，驱动系统可以在“单引擎故障”的情况下提高安全性。特别是在关键的飞行阶段、起飞、首次爬升阶段和着陆(起飞、初始/爬升和进场)，缺失的功率可以立即通过电机对称地分配到两侧。

48、与目前正在开发的高容量、基于电池的混合动力概念相比，其结果是显著优化了重量的设计，因为当前的电池概念仍然只有较低的比能量密度。

49、所需的冗余由包括电动发电机单元在内的两个驱动单元产生。两个驱动单元具有相同的性能和分区，在整个任务分布上具有相同的推力。主要的尺寸错误情况：驱动器的完全故障在每个驱动单元的设计中都被考虑在内，并允许在飞行的每个阶段以指定的限制来操纵飞机直到安全着陆。

50、飞行任务期间的推力调整由两个驱动器进行相同程度的调整，并且可以选择额外的主动叶片调整。涡轮机通常针对主要飞行阶段进行优化，主要是在巡航阶段，因为这也是任务中最大的份额和能源消耗。不可能在所有飞行阶段都具有同等的高运行效率。虽然可以为中长途航线设计并实现明显占主导地位的巡航飞行的最大效率，但短途和超短途航线的运行状态要少得多，而且差异更大。因此，与短途和长途航班相比，地区和短途飞机的发动机在整个任务期间以最佳效率运行的情况要少得多，每位乘客的燃油消耗率也更低。

51、推进效率和热效率的不同下降在这里也起着一定的作用，因为例如，螺旋桨飞机在较低的高度飞行，并且在巡航时与配备涡轮风扇发动机的长途飞机相比依赖于高度的推力损失更低。因此，与爬升和巡航期间相比，长途发动机以高功率更稳定地运行并且运行效率更高，而地区飞机的功率范围更广，例如在起飞、爬升和巡航期间。

52、因此，可以通过将热机与电机混合来更有效地设计和运行的任务的推力要求非常不同，特别是对于带有螺旋桨的地区飞机，但也适用于其他带有桨轮或转子的双引擎飞机。

53、虽然以前的飞机混合动力驱动系统和架构的目标是集成额外的或不同布置的推进元件(螺旋桨、转子、桨轮)或额外的替代能源，如电池或燃料电池，但本发明实现了更高的效率，而无需额外的推进器或能源。与之前的混合概念相比，例如分布在机翼跨度上的多个推进器的布置以在低速下产生更好的升力，这是在起飞和着陆的短飞行阶段的优势的显著额外重量，或者使用功率密度不足以满足当今大型飞机需求的能量系统，本发明的驱动系统可以利用当今的技术和飞机概念以显著优势实施。

54、假设在巡航和下降期间统一交替运行，单个热机的运行时间可以减少大约30％(作为60分钟任务的参考)，这将一对一转化为延长维护间隔和热机维护成本的降低。

55、本发明中描述的驱动架构也可以作为现有飞机的改装变型来设置尺寸和集成。