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CN111806705A - 用于具有最小的偏航转矩的飞机的电驱动系统 - Google Patents

用于具有最小的偏航转矩的飞机的电驱动系统 Download PDF

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CN111806705A
CN111806705A CN202010278292.0A CN202010278292A CN111806705A CN 111806705 A CN111806705 A CN 111806705A CN 202010278292 A CN202010278292 A CN 202010278292A CN 111806705 A CN111806705 A CN 111806705A
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thrust generators
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Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
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Abstract

本发明涉及用于飞机的电驱动系统以及相应的运行方法，其中，所述系统包括多个电推力产生器SZ，其中，每个电推力产生器具有电动马达以及具有多个子系统SUB的子系统组。所述推力产生器被明确地分配给子系统，从而每个子系统包括所述推力产生器中的两个或更多个推力产生器。此外，设置有控制系统用于运行所述驱动系统，所述控制系统设立成，如下地运行所述驱动系统，使得至少对于所述子系统组的子系统中的一个出错的情况，由所述子系统组的每个没有出错的子系统的推力产生器的偏航转矩的总和组成的总偏航转矩基本上消失。

Description

用于具有最小的偏航转矩的飞机的电驱动系统
技术领域
本发明涉及飞行器的电驱动系统的架构。
背景技术
为了驱动飞行器，例如对于飞机而言，为了运行所需要的推力产生器，作为对于常用的内燃动力机的备选方案研究并且使用基于电驱动系统的概念。这种能够以已知的方式不仅纯电而且混合电地构造的电驱动系统通常具有多个推力产生器，其中，相应的推力产生器包括例如推进器以及用于驱动相应的推进器的电动马达。此外，设置有能量供给机构，其提供为了运行电动马达需要的电能量。
典型地，推力产生器在飞行器的机翼处，也就是说在左舷侧和右舷侧上如下地分布，使得在两侧处设置有同样多的推力产生器，从而在驱动系统的正常运行中产生对称的力或推力分布。在此，典型地，驱动系统的多个推力产生器由共同的能量源以电能量供给。也就是说相应于此地，推力产生器分布到驱动系统的两个或更多子系统上，其中，对于每个子系统设置有如下能量供给部，所述能量供应部供给相应的子系统的推力产生器，而不是其它的子系统的推力产生器。
在故障情况下，也就是说，当子系统中的一个失灵时（例如由于相应的能量供给部的功能故障），如下地得出不对称性，使得在出错的推力产生器布置在其上的侧上的推力较小或必要时完全消失。这导致围绕飞机的偏航轴线的转矩，其必须被补偿，以便保证继续的笔直飞行（Geradeausflug）。
为了有针对性地产生偏航转矩，飞机不仅具有侧向稳定器（“垂直尾翼（verticaltail）”）而且具有侧向舵（“方向舵（rudder）”）。典型地，其如下地定尺寸，使得由于不对称的推力产生的偏航转矩能够藉由其被补偿。所述补偿尤其通过如下方式被实现，即在所提及的故障情况下围绕偏航轴线调节侧向舵，从而由于与空气流的相互作用又产生如下偏航转矩，所述偏航转矩反作用于基于不对称性的偏航转矩并且补偿所述基于不对称性的偏航转矩。
由此，能够藉由现有的机载器件在没有较大的消耗（Auswand）的情况下实现，飞机尽管有所描述的故障情况仍能够继续笔直地飞行。然而，侧向舵关于空气流的横置（Querstellen）造成显著提高了的空气阻力，这不利地影响驱动系统的能量消耗和效率。
发明内容
因此本发明的任务是，说明一种补偿由于驱动系统的推力产生器中的一个失灵而产生的偏航转矩的可行方案。
所述任务通过在权利要求1中所描述的电驱动系统以及通过在权利要求6中所阐释的运行方法解决。从属权利要求描述有利的设计方案。
用于飞机的电驱动系统包括多个电推力产生器SZ，其相应地配备有电动马达。此外，设置有具有多个子系统SUB的子系统组，其中，推力产生器被明确地分配给子系统，从而每个子系统包括推力产生器中的至少一个、优选地包括至少两个。此外，设置有用于运行驱动系统的控制系统，所述控制系统设立成如下地运行驱动系统，使得至少对于子系统组的子系统中的一个出错的情况，由子系统组的每个没有出错的子系统的推力产生器的偏航转矩的总和组成的总偏航转矩基本上消失。
“明确地”这个概念在此指的是，一个推力产生器仅仅能够属于唯一的子系统，而不是属于两个或更多子系统。
在此，由一个推力产生器引起的偏航转矩取决于该推力产生器的当前产生的推力以及该推力产生器与偏航轴线的间距。
电驱动系统的主要的优点之一在于，在驱动系统中的功率或能量分配以相对少的消耗和少的损失实现。这允许构造最不同的驱动配置，必要时具有多个电推力产生器，分别基本上包括推进器和驱动推进器的电动马达。在此处追求的（verfolgten）方式中，这种灵活性被如下地充分利用，使得驱动系统的特殊的架构允许如下的运行，在所述运行中，产生的总偏航转矩最终消失，尤其对于驱动系统的子系统中的一个失灵的情况。这通过如下方式实现，即由以共同的能量源供给的推力产生器整体上引起的偏航转矩已经尽可能小并且在理想情况下基本上消失。
在此，“尽可能小”或“基本上消失”这些概念仅仅指的是，得出的或在故障情况中剩余的总偏航转矩是如此小，使得开头所描述的例如借助于侧向舵的偏航转矩补偿是多余的。
对于偏航转矩必须仅仅通过相应地调节剩余的推力产生器或其电动马达进行补偿的情况，要从如下出发，即剩余的马达中的一个或必要时马达中的多个必须在不理想的工作点处运行，也就是说，在不是最优的效率的情况下运行。通过在所提出的解决方案中如下地分布马达，即在子系统中的一个失灵的情况下，尽管如此没有出现重要的偏航转矩，剩余的马达能够始终在最大程度上理想的工作点的情况下运行。
在此追求的方式的另外的优点在于，原则上能够放弃侧向稳定器、侧向舵以及用于控制所述侧向舵的相应的软件等，这会对空气阻力和飞机的质量有积极的影响并且此外降低整个系统的复杂度。因为由此尤其在上升飞行（Steigflug）中的阻力也会被降低，所以此外驱动系统和其马达必须较低（wenig）强度地（stark）过度设计。
每个子系统能够具有推力产生器组，其相应地包括来自多个推力产生器SZ的至少两个推力产生器，其中相应地，也就是说又对于每个子系统而言，相应的推力产生器组的推力产生器中的至少一个布置在飞机的右舷侧上并且相应的推力产生器组的其余的推力产生器布置在飞机的左舷侧上。由此确保系统能够如下地运行，使得总偏航转矩基本上消失。
此外，能够设置有多个能量供给部，其中，一个能量供给部和一个子系统相应地配属于彼此，其中，相应的能量供给部以能量供给配属于其的子系统的推力产生器，而不是子系统组的其它的子系统的推力产生器。
有利地，驱动系统如下地进行设立，使得单独地对于每个子系统，由相应的子系统的推力产生器的偏航转矩的总和组成的子系统偏航转矩基本上消失。由此，也在故障情况中使总偏航转矩消失这一目的能够更容易地实现。
每个所述推力产生器产生单独的推力，其中，具有较高的单独的推力的推力产生器比具有较低的单独的推力的推力产生器更靠近飞机的机身布置。这也如下地积极地产生影响，使得使总偏航转矩消失这一目的能够更容易地实现。
在用于运行这种电驱动系统的方法中，对于子系统组的子系统中的一个出错的情况，如下地运行子系统组的每个没有出错的子系统的推力产生器，使得由子系统组的每个没有出错的子系统的这些推力产生器的偏航转矩的总和组成的总偏航转矩基本上消失。
在此，有利地，也在正常运行中如下地运行推力产生器，使得由推力产生器的偏航转矩的总和组成的总偏航转矩基本上消失。
有利地，每个子系统具有推力产生器组，其相应地包括来自多个推力产生器SZ的至少两个推力产生器，其中相应地，也就是说又对于每个子系统而言，相应的推力产生器组的推力产生器中的至少一个布置在飞机的右舷侧上并且相应的推力产生器组的其余的推力产生器布置在飞机的左舷侧上。
推力产生器能够最终如下地运行，使得更靠近飞机的机身布置的推力产生器产生比远离机身布置的推力产生器高的单独的推力。
另外的优点和实施方式从附图和相应的描述中得出。
附图说明
在下面根据附图更详细地阐释本发明和示例性的实施方式。在此，相同的构件在不同的图中通过相同的附图标记进行标记。因此可行的是，在描述第二个图时，对于已经结合另外的第一个图阐释了的一定的附图标记不进行更详细的阐释。在这样的情况下，能够在第二个图的实施方式的情况下从如下出发，即在此处以所述附图标记进行标记的构件在没有结合第二个图进行更详细的阐释的情况下也具有与结合第一个图所阐释的那样相同的特性和功能性。此外，为了清楚明了起见，部分地没有在所有图中示出所有附图标记，而是仅仅示出那些在相应的图的描述中被参考的附图标记。
其中：
图1示出到飞机的一部分上的俯视图。
具体实施方式
图1示范性地示出到飞机1的一部分上的俯视图，其中，尤其示出飞机1的主机翼11、12以及飞机1的驱动系统100的两个子系统110、120的布置在所述机翼11、12处的第一和第二推力产生器（Schuberzeuger）111、112、113、121、122、123。第一机翼11例如布置在左舷侧处并且第二机翼12布置在飞机1的右舷侧处或在其机身13处。第一子系统110包括第一推力产生器111、112、113以及第一能量供给部119用于以电能供给第一推力产生器111、112、113。第二子系统110包括第二推力产生器121、122、123以及第二能量供给部129用于以电能供给第二推力产生器121、122、123。
因此，每个子系统110或120、而不是每个推力产生器111、112、113、121、122、123具有专用的能量供给部119或129，也就是说，相应的子系统110或120的所有推力产生器111、112、113或121、122、123由同一能量源119或129进行供给。当所述能量源119或129失灵时，相应的、现在出错的子系统110或120的所有的推力产生器111、112、113或121、122、123也失灵。这两个能量供给部119、129通过相应的线缆布置（Verkabelungen）118、128与相应的推力产生器111、112、113或121、122、123电连接。
每个所述推力产生器111、112、113、121、122、123相应地包括电动马达111E、112E、113E、121E、122E、123E以及推进器111P、112P、113P、121P、122P、123P，其中，相应的推进器由相应的推力产生器的电动马达驱动。例如推力产生器111的马达111E驱动该推力产生器111的推进器111P，由此产生推力S111。推力产生器111以与飞机1的纵向轴线的间距R111布置在飞机1的机身13处，从而其在正常运行中引起围绕偏航轴线G的偏航转矩M111=R111*S111。相应的情况适用于其余的推力产生器112、113、121、122、123的情况。
在正常运行中，推力产生器111、112、113、121、122、123产生通过箭头象征性表示的推力S111、S112、S113、S121、S122、S123或相应的沿y方向的力（力和推力就此而言同义地进行应用）。相应于此地，相应的推力产生器111、112、113、121、122、123引起偏航转矩M111、M112、M113、M121、M122、M123，所述偏航转矩取决于相应的推力S111、S112、S113、S121、S122、S123以及相应的推力产生器111、112、113、121、122、123与在机身13处的中央的参考点沿x方向的间距R111、R112、R113、R121、R122、R123，所述中央的参考点最终相应于偏航轴线G。如已经示出的那样，推力产生器111引起转矩M111=S111*R111。因为在所述坐标系统x、y中，间距R111、R112、R113、R121、R122、R123必要时是负的，所以必要时得出负的偏航转矩M。
子系统110、120的推力产生器111、112、113、121、122、123现在如下地有针对性地分布在机翼11、12处或到机翼11、12上地布置，使得对于每个子系统110、120本身而言适用的是，相应的偏航转矩M111、M112、M113或M121、M122、M123的总和M110或M120能够最大程度上消失，也就是说，对于相应的子系统110或120的相应的子系统偏航转矩M110或M120而言，能够实现M110=M111+M112+M113=0或M120=M121+M122+M123=0。这最终通过如下方式实现，即不是相应的子系统110、120的所有推力产生器111、112、113或121、122、123都布置在相同的机翼11或12处。换言之，对于每个子系统110、120设置成，在所述两个机翼11、12中的每个处布置有相应的子系统110或120的至少一个推力产生器111、112、113或121、122、123。
基于该使总和M110或M120以及由此相应的子系统110、120的相应的子系统偏航转矩M110或M120消失的方式（Ansatzes），即使在子系统110、120中的一个失灵时也不得出到飞机1上的值得一提的总偏航转矩Mtotal=M110+M120，因为在该故障情况下，到飞机1上的总偏航转矩Mtotal 相应于剩余的、正常工作的子系统的子系统偏航转矩M110或M120，对于其适用M110=0或M120=0。由此，能够放弃借助于控制舵（Steuerruders）的补偿，从而具有开头所阐释的缺点的空气阻力的提高能够被避免。
此外，在图1中表明，驱动系统100包括控制系统130，所述控制系统尤其控制或根据需要还调节子系统110、120或其推力产生器111、112、113、121、122、123和其电动马达111E、112E、113E、121E、122E、123E。为了清楚明了起见，放弃了示出在控制系统130与子系统110、120的相应的构件之间正常所需要的连接部（Verbindungen）。
控制系统130设立成，如下地运行驱动系统100的子系统110、120，使得实现上面所描述的具有M110=0和M120=0的运行。尤其在故障情况下，也就是说当子系统110或120中的一个失灵时，控制系统130应该如下地运行继续（weiterhin）功能正常的（intakte）子系统120或110，使得M120=0或M110=0适用。因为几何尺寸和在此尤其R111、R112、R113、R121、R122、R123确定（fix）并且已知，所述运行受限于通过各个推力产生器111、112、113、121、122、123当前产生的推力S111、S112、S113或S121、S122、S123。
然而，对于M110=0或M120=0能够实现的必要的前提是，如上面所描述的那样不是相应的子系统110或120的所有的推力产生器111、112、113或121、122、123都布置在相同的机翼11或12处或对于每个子系统110、120设置成，在所述两个机翼11、12中的每个处布置有相应的子系统110或120的至少一个推力产生器111、112、113或121、122、123。就此，在相互作用中，控制系统130必须能够如下地进行配置，使得其在故障情况下如下地运行功能正常的子系统110或120的推力产生器111、112、113或121、122、123，使得M110=0或M120=0适用于该功能正常的子系统110或120。由此得出，当例如能量供给部119或129被视为潜在容易出故障的构件时，相应的子系统110或120的规模（Umfang）通过驱动系统100的如下的构件进行限定，所述构件通过相应的能量供给部119、129进行供给。
在上面的示例中，已经以分别具有三个推力产生器和一个能量供给部的两个子系统为出发点。当然能够考虑的是，使用更多子系统，其中，有利地，对于在此针对的（adressierten）方式应该选择偶数的数量。此外能够考虑的是，改变每个子系统的推力产生器的数量，然而其中，每个子系统应该包括至少两个推力产生器，以便确保在飞机的两侧上，也就是说在右舷侧和左舷侧上能够分别布置相应的子系统的推力产生器中的至少一个。否则，由于子系统中的一个的失灵缺少的偏航转矩的补偿不能够被实施。

Claims (9)

1.用于飞机（1）的电驱动系统（100），包括
- 多个电推力产生器SZ（111、112、113、121、122、123），
- 具有多个子系统SUB（110、120）的子系统组，其中，所述推力产生器（111、112、113、121、122、123）被明确地分配给所述子系统（110、120），从而每个子系统（110、120）包括所述推力产生器（111、112、113、121、122、123）中的至少一个，
- 用于运行所述驱动系统（100）的控制系统（130），
其中，所述控制系统（130）设立成，如下地运行所述驱动系统（100），使得至少对于所述子系统组的子系统（110、120）中的一个出错的情况，由所述子系统组的每个没有出错的子系统（110、120）的推力产生器（111、112、113、121、122、123）的偏航转矩的总和组成的总偏航转矩基本上消失。
2.根据权利要求1所述的电驱动系统（100），其特征在于，每个子系统（110、120）具有推力产生器组，其中，每个推力产生器组包括来自所述多个推力产生器SZ（111、112、113、121、122、123）的至少两个推力产生器（111、112、113、121、122、123），其中，对于每个推力产生器组，相应的推力产生器组的推力产生器（111、112、113、121、122、123）中的至少一个布置在所述飞机的右舷侧上并且所述相应的推力产生器组的其余的推力产生器（111、112、113、121、122、123）布置在所述飞机（1）的左舷侧上。
3.根据权利要求1至2中任一项所述的电驱动系统（100），其特征在于具有多个能量供给部（119、129），其中，一个能量供给部（119、129）和一个子系统（110、120）相应地配属于彼此，其中，相应的能量供给部（119、129）以能量供给配属于其的子系统（110、120）的推力产生器（111、112、113、121、122、123），而不是所述子系统组的其它的子系统（110、120）的推力产生器（111、112、113、121、122、123）。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的电驱动系统（100），其特征在于，对于每个子系统（110、120），由所述相应的子系统（110、120）的推力产生器（111、112、113、121、122、123）的偏航转矩的总和组成的子系统偏航转矩基本上消失。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的电驱动系统（100），其特征在于，每个推力产生器（111、112、113、121、122、123）产生单独的推力，其中，具有较高的单独的推力的推力产生器（111、112、113、121、122、123）比具有较低的单独的推力的推力产生器（111、112、113、121、122、123）更靠近所述飞机（1）的机身（13）布置。
6.用于运行根据权利要求1所述的电驱动系统（100）的方法，其特征在于，对于所述子系统组的子系统（110、120）中的一个出错的情况，如下地运行所述子系统组的每个没有出错的子系统（110、120）的推力产生器（111、112、113、121、122、123），使得由所述子系统组的每个没有出错的子系统（110、120）的这些推力产生器（111、112、113、121、122、123）的偏航转矩的总和组成的总偏航转矩基本上消失。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，在正常运行中，如下地运行所述推力产生器（111、112、113、121、122、123），使得由所述推力产生器（111、112、113、121、122、123）的偏航转矩的总和组成的总偏航转矩基本上消失。
8.根据权利要求6至7中任一项所述的方法，其特征在于，每个子系统（111、112、113、121、122、123）具有推力产生器组，所述推力产生器组相应地包括来自多个推力产生器SZ（111、112、113、121、122、123）的至少两个推力产生器（111、112、113、121、122、123），其中相应地，相应的推力产生器组的推力产生器（111、112、113、121、122、123）中的至少一个布置在所述飞机（1）的右舷侧上并且所述相应的推力产生器组的其余的推力产生器（111、112、113、121、122、123）布置在所述飞机（1）的左舷侧上。
9.根据权利要求6至8中任一项所述的方法，其特征在于，如下地运行所述推力产生器（111、112、113、121、122、123），使得更靠近所述飞机的（1）的机身（13）布置的推力产生器（111、112、113、121、122、123）产生比远离所述机身（13）布置的推力产生器（111、112、113、121、122、123）高的单独的推力。
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