ES2982761T3 - Aeronave de alas giratorias que tiene un propulsor híbrido para accionar un rotor principal y/o de cola de la aeronave de alas giratorias - Google Patents

Abstract

La invención se refiere a un helicóptero con un accionamiento híbrido (1) con al menos un accionamiento eléctrico (E) para accionar un rotor principal, que está dispuesto y montado como un motor de anillo eléctrico coaxial con un mástil de rotor (4), y un segundo accionamiento (TK) diseñado como una máquina de potencia termodinámica. Según la invención, el helicóptero comprende una unidad de control (ST) y una unidad electrónica de potencia (LEE). La unidad electrónica de potencia (LEE) puede interactuar con la unidad de control (ST), una fuente de energía eléctrica en forma de una unidad de almacenamiento de batería (BS) y con el accionamiento eléctrico (E). Además, la unidad electrónica de potencia (LEE) puede absorber energía eléctrica de la fuente de energía y transmitirla al accionamiento eléctrico (E) en forma de corriente eléctrica. La unidad de control (ST) está diseñada de tal manera que puede recibir datos de entrada de sensores del segundo accionamiento (TK), del accionamiento eléctrico (E), del control piloto y de la fuente de energía eléctrica y puede transmitir datos de salida a la unidad electrónica de potencia (LEE). Además, está diseñado con una lógica tal que la potencia de salida del accionamiento eléctrico (E) se puede ajustar desde la unidad de electrónica de potencia (LEE). El helicóptero incluye módulos de generación de energía adicionales (SEM) acoplados mecánicamente al segundo accionamiento (TK) para cargar la unidad de almacenamiento de baterías (BS), obteniendo así un accionamiento híbrido diseñado en serie (1). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Aeronave de alas giratorias que tiene un propulsor híbrido para accionar un rotor principal y/o de cola de la aeronave de alas giratorias

Campo técnico

[0001] La presente invención describe una aeronave de alas giratorias, en particular un helicóptero, con un sistema de propulsión híbrido para impulsar uno o más rotores principal y/o de cola de la aeronave de alas giratorias, que comprende una unidad de propulsión eléctrica según el preámbulo de la primera reivindicación de patente, así como una segunda unidad de propulsión configurada como una máquina termodinámica de fuerza según el preámbulo de la primera reivindicación de patente.

Estado de la técnica

[0002] En el estado de la técnica se conocen los llamados helicópteros multimotor, en particular bimotores, es decir, helicópteros con un sistema de propulsión que incluye varios motores o unidades de propulsión. Típicamente, un combustible, generalmente combustible fósil, se convierte en trabajo mecánico a través de una o más unidades de propulsión configuradas como máquinas termodinámicas de fuerza, y se impulsa el rotor principal a través de una transmisión de rotor principal o una transmisión de rotor de helicóptero, o el rotor de cola a través de una transmisión de rotor de cola.

[0003] En caso de una emergencia, como el fallo de una unidad de propulsión de dicho helicóptero multimotor, el helicóptero debe poder depender del rendimiento del motor restante durante un tiempo predeterminado para colocar el helicóptero en un régimen de vuelo seguro y responder al fallo del motor.

[0004] Incluso si no hay una situación de emergencia, un helicóptero multimotor tiene la ventaja de que el rendimiento de otro motor durante el vuelo puede garantizar, por ejemplo, una capacidad de carga mejorada.

[0005] Una forma especial de estos helicópteros bimotores son los helicópteros conocidos en el estado de la técnica con un sistema de propulsión híbrido, donde, además de una unidad de propulsión configurada como una máquina termodinámica de fuerza, se puede realizar trabajo mecánico adicional mediante una unidad de propulsión eléctrica y una fuente de energía eléctrica asociada. Tales helicópteros con un sistema de propulsión híbrido ofrecen una ventaja de seguridad adicional sobre los helicópteros bimotores que dependen únicamente de suministro de combustible fósil, ya que, por ejemplo, en caso de fallo del suministro de combustible fósil, se puede recurrir al suministro eléctrico adicional.

[0006] Además, en el documento US 2017/0225573 A1 se conoce un sistema de propulsión híbrido con una unidad de propulsión configurada como una máquina termodinámica de fuerza y una unidad de propulsión eléctrica. El sistema de propulsión híbrido comprende una unidad de propulsión principal formada por la máquina termodinámica de fuerza y una unidad de propulsión auxiliar formada por la unidad de propulsión eléctrica. La unidad de propulsión principal incluye una unidad de propulsión configurada como una máquina termodinámica de fuerza, una transmisión de rotor principal o transmisión de rotor de helicóptero, un tren de transmisión o eje del motor principal, y un eje del rotor principal o mástil del rotor principal. En este caso, la unidad de propulsión principal está conectada mecánicamente al eje del motor principal, lo que permite que el eje del motor principal sea giratorio. Además, el eje del motor principal está conectado a través de la transmisión de rotor principal al eje del rotor principal, que está conectado de manera fija al rotor principal, de modo que el rotor principal pueda girar.

[0007] La unidad de propulsión auxiliar incluye una fuente de energía eléctrica adicional, una unidad de propulsión eléctrica y un tren de transmisión o eje del motor asociado. La fuente de energía eléctrica suministra la energía necesaria para la unidad de propulsión eléctrica.

[0008] Según una forma de realización propuesta en US 2017/0225573 A1, la unidad de propulsión eléctrica puede estar en conexión mecánica con el eje del rotor principal o el mástil del rotor principal a través del eje del motor asociado, estando dispuesta la unidad de propulsión eléctrica y el eje del motor en paralelo al mástil del rotor.

[0009] La aeronave con alas giratorias con sistema de propulsión híbrido conocido del documento US 2017/0225573 A1 tiene la desventaja de resultar en una gran demanda de espacio, una construcción compleja y altos requisitos de mantenimiento.

[0010] Debido a la presencia de dos motores, tales sistemas de propulsión híbridos, como se muestra en US 2017/0225573 A1, tienen el problema fundamental de aumentar desfavorablemente el peso de la aeronave con alas giratorias en comparación con las variantes de un solo motor, aunque se logra un nivel de seguridad más alto.

[0011] El documento EP 3412 566 A1 también describe un sistema de propulsión eléctrica híbrido que incluye un motor de turbina de gas y una máquina eléctrica.

[0012] El documento EP 2551 190 A1 revela una aeronave que puede operar en modo helicóptero y en modo avión. La aeronave incluye rotores que son impulsados por máquinas eléctricas respectivas. Un motor de combustión de la aeronave está diseñado para cargar una o varias baterías para las máquinas eléctricas.

[0013] El documento DE 102010 021024 A1 trata sobre máquinas eléctricas de alto par diseñadas para impulsar los rotores de un helicóptero. La generación de energía para las máquinas de alto par y la propulsión del rotor a través de las máquinas de alto par están separadas según lo enseñado en DE 102010 021024<a>1.

[0014] También, WO 2016/030168 A1 describe un accionamiento directo electromagnético que se utiliza para proporcionar sustentación y/o propulsión y/o control de posición para una aeronave.

Presentación de la Invención

[0015] La presente invención se propone proporcionar una aeronave de alas giratorias con sistema de propulsión híbrido que incluya una unidad de propulsión eléctrica y una segunda unidad de propulsión configurada como una máquina termodinámica de fuerza, superando así las desventajas del estado de la técnica mediante un diseño compacto y ligero.

[0016] Esta tarea se cumple mediante una aeronave de alas giratorias con sistema de propulsión híbrido con las características de la reivindicación de patente 1.

[0017] Según la presente invención, la unidad de propulsión eléctrica está configurada como un motor de anillo eléctrico, estando este motor de anillo eléctrico dispuesto y montado de forma coaxial al mástil del rotor.

[0018] Para los fines de la presente invención, un motor de anillo eléctrico se entiende como el así llamado motor de par con un eje hueco. En el caso del tipo de motor de anillo eléctrico, se prescinde de un eje del motor situado centralmente. Un motor de anillo eléctrico comprende esencialmente un anillo que actúa como estator y otro anillo que actúa como rotor, siendo llamado el motor de anillo eléctrico un «rotor externo» cuando el rotor está en el exterior y un «rotor interior» cuando está en el interior.

[0019] La fuerza se genera en el espacio de aire o espacio magnético entre el rotor y el estator de este motor de anillo eléctrico. Estos motores de anillo eléctrico tienen la ventaja sobre los motores eléctricos convencionales con un eje del motor de permitir grandes aceleraciones con un gran par de arranque a bajas velocidades. Además, al no requerir elementos mecánicos como correas dentadas, etc., el uso de motores de anillo eléctrico permite un diseño compacto. En otras palabras, un motor de anillo eléctrico se puede integrar de manera especialmente compacta en un sistema de propulsión existente de una aeronave de alas giratorias. Además, debido a la eliminación de elementos mecánicos, estos motores de anillo eléctrico son silenciosos, suaves y requieren poco mantenimiento. La fácil instalación del motor de anillo eléctrico en el mástil del rotor favorece especialmente un diseño compacto en relación con un sistema de propulsión híbrido. En contraste, el sistema de propulsión híbrido mostrado en US 2017/0225573 A1 tiene la desventaja de requerir una transmisión adicional para acoplar la potencia mecánica de la unidad de propulsión eléctrica revelada aquí, lo que resulta en una mayor complejidad debido a un eje y una caja de cambios adicionales.

[0020] En el contexto de la presente invención, se entiende por «mástil del rotor» la pala del rotor de cola en el caso del rotor de cola, y el mástil del rotor principal en el caso del rotor principal.

[0021] Se indican otras formas de realización ventajosas en las reivindicaciones dependientes de la patente.

[0022] Según una forma de realización preferida, la unidad de propulsión eléctrica puede estar configurada como un motor de anillo eléctrico con un rotor, especialmente en forma de anillo, que actúa como un rotor interior, estando este rotor interior firmemente conectado al mástil del rotor.

[0023] Esta forma de realización preferida tiene la ventaja de que la transmisión de potencia directa lograda desde la unidad de propulsión eléctrica configurada como un motor de anillo eléctrico al mástil del rotor puede prescindir de una «caja de engranajes» o una transmisión de rotor principal.

[0024] En principio, según una forma de realización alternativa y preferida, es concebible que la unidad de propulsión eléctrica esté configurada como un motor de anillo eléctrico con un rotor, especialmente en forma de anillo, que actúa como un rotor externo, estando este rotor externo firmemente conectado al mástil del rotor. La ventaja de esta variante de rotor externo radica en un diseño aún más compacto que puede proporcionar aún más par motor. La alta seguridad de funcionamiento y suavidad de funcionamiento también están presentes, al igual que con el rotor interior.

[0025] Según otra forma de realización preferida, la unidad de propulsión eléctrica está configurada como un motor de anillo eléctrico con una transmisión integrada para la transmisión de potencia al mástil del rotor. Una transmisión de potencia mediante una transmisión integrada tiene la ventaja de que se puede mantener la velocidad de motor más eficientemente, que suele ser más alta que la velocidad del rotor. Además, la ventaja de una transmisión de potencia mediante una transmisión integrada es que, con la reducción obtenida, se puede generar un par motor especialmente alto y se puede favorecer una forma aún más compacta.

[0026] En principio, es concebible cualquier forma adecuada de una transmisión integrada. Sin embargo, es especialmente preferida la configuración de la unidad de propulsión eléctrica como un motor de anillo eléctrico con una transmisión integrada configurada como una transmisión planetaria.

[0027] Preferiblemente, la unidad de propulsión eléctrica está mecánicamente conectada al menos al alojamiento de la transmisión de helicóptero, en particular mediante la conexión fija de un anillo exterior que actúa como estator de la unidad de propulsión eléctrica al alojamiento de la transmisión.

[0028] De manera especialmente preferida la unidad de propulsión eléctrica está diseñada y dimensionada de tal manera que un rotor principal y/o un rotor de cola de una aeronave de alas giratorias, en particular de un helicóptero, puedan ser impulsados de manera autónoma sin una unidad de propulsión adicional. En el contexto de la presente invención, se entiende por una unidad autónoma de propulsión eléctrica aquella que pueda lograr una potencia mecánica preferiblemente de al menos 150 kW, más preferiblemente de 200 kW a 700 kW, aún más preferiblemente de 300 kW a 600 kW, y muy especialmente preferiblemente alrededor de 600 kW. Como ejemplo, mediante una unidad de propulsión eléctrica de alrededor de 600 kW de potencia mecánica a una baja velocidad de 371 rpm, se puede lograr un par elevado de aproximadamente 15,500 Nm.

[0029] Según una posible y preferida mejora de la presente invención, una variedad de unidades de propulsión configuradas como motores de anillo eléctrico pueden estar dispuestas y montadas coaxialmente sobre el mástil del rotor, una sobre otra. En otras palabras, una variedad de unidades de propulsión configuradas como motores de anillo eléctrico pueden estar apiladas una sobre otra. El uso de una variedad de unidades de propulsión apiladas en lugar de un solo motor de anillo eléctrico tiene la ventaja especial de permitir una construcción modular de una unidad de propulsión eléctrica, y diferentes niveles de potencia pueden ser fabricados con bajo coste de producción. Una alta demanda de potencia puede ser distribuida en varias etapas de menor potencia a través de la construcción modular, lo que resulta en una ventaja física y de producción en la disipación del calor de pérdida del motor y el control. Además, una unidad de propulsión eléctrica distribuida en varias etapas proporciona una mejor protección contra el fallo total de la segunda unidad de propulsión configurada como máquina termodinámica de fuerza.

[0030] De esta manera se puede garantizar ventajosamente que, en caso de una emergencia como el fallo de una segunda unidad de propulsión, por ejemplo, configurada como máquina termodinámica de fuerza del helicóptero multimotor, el helicóptero pueda depender de la potencia de emergencia del motor eléctrico restante durante un período de tiempo predeterminado para colocar el helicóptero en un régimen de vuelo seguro y responder al fallo del motor.

[0031] En principio, la aeronave de alas giratorias de la presente invención puede simplemente incluir una unidad de propulsión eléctrica autónoma, configurada como un motor de anillo eléctrico y dispuesta coaxialmente al mástil del rotor. Sin embargo, otro aspecto de la presente invención se refiere a una aeronave de alas giratorias con un sistema de propulsión híbrido, que incluye la unidad de propulsión eléctrica de la presente invención y una segunda unidad de propulsión configurada como una máquina termodinámica de fuerza, como por ejemplo un motor de combustión, motor de turbina, motor de encendido por chispa, motor diésel, motor de celdas de combustible u otros similares.

[0032] Preferiblemente, en dicho sistema de propulsión híbrido, la unidad de propulsión eléctrica puede estar acoplada con la segunda unidad de propulsión configurada como una máquina termodinámica de fuerza, de modo que la unidad de propulsión eléctrica puede girar en conjunto con la segunda unidad de propulsión, permitiendo que la unidad de propulsión eléctrica apoye a la segunda unidad de propulsión al impulsar el rotor principal y/o el rotor de cola, o viceversa.

[0033] En principio, el mástil del rotor de la aeronave de alas giratorias de la presente invención puede ser de una sola pieza. Preferiblemente, el mástil del rotor de la aeronave de alas giratorias de la presente invención está configurado en dos partes e incluye un mástil de rodamiento y un mástil exterior. El mástil exterior está configurado como un cuerpo hueco y está montado de manera que puede rotar alrededor de un eje central con respecto al mástil de rodamiento, que lo rodea concéntricamente. El mástil exterior puede estar conectado de forma operativa a la transmisión del helicóptero, mientras que el mástil de rodamiento puede estar montado de forma estacionaria y giratoria en la aeronave de alas giratorias, de modo que el mástil exterior puede acoplarse de manera giratoria con un rotor principal y puede ser puesto en rotación con la transmisión del rotor del helicóptero. En relación con una posible variante de rotor externo, por ejemplo, un anillo interior que actúa como estator podría estar firmemente sujeto al mástil de rodamiento, mientras que un rotor exterior en forma de anillo podría estar sujeto al mástil exterior. Según otra mejora preferida de la presente invención, incluso en esta variante de rotor exterior con motores de anillo eléctrico apilados, los motores de anillo eléctrico pueden estar dispuestos y montados coaxialmente sobre el mástil del rotor, uno encima del otro, con los beneficios mencionados de una disposición apilada en lugar de un solo motor de anillo eléctrico, es decir, una construcción modular, fácil obtención de diferentes niveles de potencia, y distribución de una alta demanda de potencia en múltiples etapas de baja potencia. Según una mejora aún más preferida, incluso en esta variante de rotor exterior con motores de anillo eléctrico apilados, los motores de anillo eléctrico pueden estar configurados con una transmisión integrada configurada como una transmisión planetaria.

[0034] Preferiblemente, en la transmisión del rotor del helicóptero de la aeronave de alas giratorias de la presente invención, el mástil del rotor puede acoplarse de forma giratoria con la unidad de accionamiento configurada como una rueda dentada de accionamiento, donde la rueda dentada de accionamiento está montada de forma giratoria sobre el mástil de rodamiento mediante al menos un cojinete radial, y mediante un engranaje planetario conectado de forma giratoria con la rueda dentada de accionamiento, se puede lograr una rotación de al menos una rueda planetaria de accionamiento en un portador de rueda planetaria respectivo en un lado de la rueda dentada de accionamiento enfrentado a una respectiva rueda planetaria de accionamiento alrededor de un eje de rueda planetaria respectivo, y al menos una rueda planetaria asociada con al menos una rueda planetaria de accionamiento, montada de forma estacionaria, está rodeada por un anillo de engranaje dentado con dentado interno giratorio alrededor de un eje central, y entre el anillo de engranaje dentado y el mástil exterior se puede colocar o formar un dispositivo de transmisión de potencia de manera que, a partir de un movimiento de rotación de la rueda dentada de accionamiento, el mástil exterior y el rotor principal acoplado de forma giratoria con el mástil exterior puedan ser puestos en rotación.

[0035] Sin embargo, en principio, también es concebible que en la transmisión del rotor del helicóptero de la aeronave de alas giratorias de la presente invención se utilice una transmisión planetaria con planetarios no fijos. En este caso, la transmisión planetaria tiene una variedad de ruedas planetarias externamente dentadas que están montadas en portadores de planetas correspondientes. Las ruedas planetarias están montadas de forma giratoria dentro de un anillo de engranaje dentado fijo localmente. Los planetarios no fijos giran alrededor de su eje planetario y giran dentro del anillo de engranaje dentado alrededor de un eje del rotor central. La rotación de los planetarios se logra mediante la rotación de una rueda solar central, que también está fija en su lugar pero está montada de forma giratoria alrededor del eje del rotor central. Un motor acciona la rueda solar central, de modo que el movimiento de rotación se transfiere a través de la rueda solar y las ruedas planetarias al mástil del rotor.

[0036] En relación con tal configuración de la transmisión del rotor del helicóptero, un fallo total del tren de accionamiento principal puede ser completamente compensado durante un período de tiempo específico para garantizar un aterrizaje seguro.

[0037] Además, la potencia adicional disponible de forma inmediata puede ser utilizada para aliviar o apoyar la unidad de propulsión configurada como una máquina termodinámica de fuerza. Los posibles beneficios de esto incluirían un aumento en el tiempo de actividad de la unidad de propulsión configurada como una máquina termodinámica de fuerza, por ejemplo, resultando en ahorros en costes de mantenimiento, y una mayor eficiencia en la propulsión, por ejemplo, resultando en una reducción en el consumo de combustibles fósiles, con una construcción del sistema de propulsión lo más simple y compacta posible.

Breve descripción de los dibujos

[0038] Un ejemplo de realización preferida del objeto de la invención se describe a continuación en relación con los dibujos adjuntos, que muestran:

La Fig. 1 es una vista en perspectiva de una forma de realización preferida de la aeronave de alas giratorias de la presente invención con un sistema de propulsión híbrido;

La Fig. 2 muestra un corte longitudinal a través de la forma de realización preferida de la aeronave de alas giratorias de la presente invención con el sistema de propulsión híbrido;

La Fig. 2a muestra un corte longitudinal a través de otra forma de realización preferida de la aeronave de alas giratorias de la presente invención con el sistema de propulsión híbrido, donde una variedad de motores eléctricos de anillo están apilados uno sobre otro;

La Fig. 3 muestra un corte longitudinal a través de la forma de realización preferida de la aeronave de alas giratorias de la presente invención con el sistema de propulsión híbrido, donde la propulsión eléctrica está configurada como un motor eléctrico de anillo con una transmisión integrada en forma de una transmisión planetaria;

La Fig. 3a muestra un corte longitudinal a través de otra forma de realización preferida de la aeronave de alas giratorias de la presente invención con el sistema de propulsión híbrido y una variedad de motores eléctricos de anillo apilados unos sobre otros, donde los motores eléctricos de anillo están configurados con una transmisión integrada en forma de una transmisión planetaria;

La Fig. 4 es un diagrama de bloques de control de potencia de accionamiento de una forma de realización de una aeronave de alas giratorias con un sistema de propulsión híbrido configurada aquí en paralelo;

La Fig. 5 es un diagrama de bloques de control de potencia de accionamiento de otra forma de realización preferida de la aeronave de alas giratorias de la presente invención con un sistema de propulsión híbrido configurada aquí en serie.

Descripción

[0039] La Fig. 1 muestra una vista en perspectiva de una forma de realización preferida de la aeronave de alas giratorias de la presente invención con un sistema de propulsión híbrida 1. Como se muestra en detalle en la Fig. 2, el sistema de accionamiento eléctrico E aquí mostrado está conectado mecánicamente al menos con la caja de cambios 30 del sistema de transmisión del rotor del helicóptero o del rotor principal 2, donde un anillo exterior 10 que actúa como estator del sistema de accionamiento eléctrico E está conectado de manera fija a través de cuatro primeros brazos de sujeción 12 del anillo exterior 10 con cuatro segundos brazos de sujeción 31 correspondientes de la caja de cambios 30.

[0040] Fig. 2 muestra un corte longitudinal a través de la forma de realización preferida de la aeronave de alas giratorias de la presente invención con el sistema de propulsión híbrida 1.

[0041] El sistema de propulsión híbrida 1 mostrado aquí comprende un sistema de accionamiento eléctrico E y una segunda propulsión, no mostrada aquí, configurada como una máquina térmica, por ejemplo, un motor de combustión, motor de turbina, motor de encendido por chispa, motor diésel, propulsión de celdas de combustible, o similares.

[0042] El mástil del rotor principal 4, mostrado aquí como de dos piezas, comprende un mástil de rodamiento 5 y un mástil exterior 6 configurado como un cuerpo hueco con una cavidad H3, donde el mástil exterior 6 rodea al mástil de rodamiento 5 de manera concéntrica alrededor del eje central z.

[0043] El sistema de accionamiento eléctrico E está configurado como un motor eléctrico de anillo, donde el motor eléctrico de anillo está dispuesto y fijado coaxialmente al mástil del rotor 4, en particular, coaxialmente con un eje central z que se extiende a lo largo del mástil del rotor o del rotor principal 4. Además, el motor eléctrico de anillo mostrado aquí está configurado con un rotor en forma de anillo (es decir, formando un anillo interior) que actúa como rotor 11, donde el rotor 11 está firmemente conectado al mástil exterior 6 del rotor principal 4.

[0044] Según la forma de realización preferida mostrada en la Fig. 2, el sistema de accionamiento eléctrico E puede acoplarse con la segunda propulsión, configurada como una máquina térmica TK, al conectar firmemente el rotor interior 11 del sistema de accionamiento eléctrico E al mástil exterior 6 del rotor principal 4. Además, la transmisión principal 2, que está en conexión operativa con la segunda propulsión, también está conectada de forma fija al mástil exterior 6 mediante un portador de anillo de engranaje 21, como se explicará a continuación. En la forma de realización preferida mostrada aquí, no existe una zona de contacto mecánico directo o un acoplamiento entre la parte fija (estator) del sistema de accionamiento eléctrico E y la segunda propulsión TK configurada como una máquina térmica. Debido al motor de anillo dispuesto coaxialmente, la conexión operativa aquí es puramente electromagnética. En otras palabras, en este sistema de accionamiento eléctrico E configurada como un motor de anillo, no se requiere esfuerzo adicional para un embrague o para el funcionamiento en vacío, lo que también prácticamente elimina el bloqueo del sistema de accionamiento eléctrico E.

[0045] Para lograr un nivel de seguridad aún mayor, incluso se podría disponer un mecanismo de desacoplamiento en el área entre la parte giratoria (rotor) del sistema de accionamiento eléctrico E configurado como un motor de anillo y la transmisión del rotor del helicóptero o la segunda propulsión TK configurada como una máquina térmica.

[0046] Esto permite que el sistema de accionamiento eléctrico E, en este estado acoplado, pueda absorber un par adicional del segundo sistema de propulsión, y así el sistema de accionamiento eléctrico E puede ayudar a impulsar el rotor principal o viceversa.

[0047] El engranaje del rotor principal 2 está rodeado por una caja de cambios 30, lo que mantiene los diversos componentes protegidos de influencias externas. En este caso, el sistema de accionamiento eléctrico E mostrado aquí está conectado mecánicamente al menos con la caja de cambios 30 de la transmisión del rotor del helicóptero o el engranaje del rotor principal 2, en particular al fijar firmemente un anillo exterior 10 que actúa como estator del sistema de accionamiento eléctrico E a la caja de cambios 30. Específicamente, los primeros brazos de sujeción 12 del anillo exterior 10 pueden conectarse firmemente a los segundos brazos de sujeción 31 correspondientes de la caja de cambios 30.

[0048] Como se muestra en la Fig. 2, se forma un espacio de aire magnético M entre el anillo exterior 10 y el rotor interior 11. Preferiblemente, el mástil del rotor principal 4 está fabricado de tal manera que el par requerido se genera a través de los campos magnéticos y los momentos de flexión del rotor tienen el menor o ningún impacto en el espacio de aire magnético M entre el anillo exterior 10 y el rotor interior 11. Una cubierta 15 protege el sistema de accionamiento eléctrico E de influencias ambientales externas.

[0049] El engranaje del rotor principal o el engranaje del rotor 2 del helicóptero mostrada en la Fig. 2 tiene un espacio hueco central H1. En este espacio hueco central H1 está montado un mástil de rodamiento 5 fijo y sin rotación, que aquí está configurado como un cuerpo hueco con un espacio hueco H2 que rodea un eje central z. El eje central z forma al mismo tiempo la dirección longitudinal del mástil de rodamiento 5 y un eje de rotación del eje del rotor principal o del mástil del rotor principal 4. Aquí, el mástil de rodamiento 5 atraviesa completamente la caja de cambios 30, y a través del espacio hueco central z en el mástil de rodamiento 5, esencialmente a lo largo del eje central z, se pueden pasar varillas de control o conductores eléctricos como cables u otros dispositivos no representados aquí. Al trasladar estas varillas de control al mástil de rodamiento 5 en comparación con una disposición fuera del mástil del rotor principal 4, las varillas de control o los cables no son susceptibles de daños por influencias externas como impactos de aves, etc. Además, al trasladar las varillas de control al espacio hueco H2 del mástil de rodamiento 5 fuera del mástil del rotor principal 4, se crea suficiente espacio para montar un sistema de accionamiento eléctrico E configurado como un motor eléctrico de anillo coaxial al mástil del rotor principal 4. En otras palabras, las varillas de control internas y la posible omisión de un platillo cíclico fuera del mástil del rotor 4 permiten una fijación sencilla de un motor eléctrico de anillo en el mástil del rotor 4.

[0050] Preferentemente, en el lado del conjunto motriz, se dispone un dispositivo de desviación en la caja de cambios 30 para desviar y alinear las varillas de control.

[0051] Un conjunto motriz principal o conjunto motriz 32, que se aloja a través de una abertura 20 en la caja de cambios 30, está mecánicamente conectado aquí con el segundo conjunto motriz TK, no mostrado aquí, configurado como una máquina térmica. En el mástil de rodamiento 5, según se muestra en la Fig. 2, se monta de manera giratoria un engranaje motriz 34, que aquí tiene un dentado cónico y puede interactuar con un engranaje de accionamiento 33 del conjunto motriz 32. El engranaje motriz 34 está conectado a un segundo engranaje solar 35 configurado como un eje hueco, que tiene una sección de tubo 36 con un dentado externo 37. A través del segundo engranaje solar 35, el engranaje motriz 34 está montado de forma giratoria en el mástil de rodamiento 5, que está fijo localmente y en rotación alrededor del eje central z.

El segundo engranaje solar 35 está montado de manera giratoria en el mástil de rodamiento 5 en rodamientos de engranajes solares 38, como se muestra aquí en la Fig. 2. A través del conjunto motriz 32, el segundo engranaje solar 35 es accionable, lo que hace que el segundo engranaje solar 35 sea un eje hueco impulsado. A la altura del dentado externo 37 del segundo engranaje solar 35, se disponen una pluralidad de engranajes planetarios de accionamiento 41 en portadores de engranajes planetarios 39 correspondientes, siendo los portadores de engranajes planetarios 39 interpretables como ejes planetarios. Los engranajes planetarios de accionamiento 41 tienen cada uno un dentado externo y están en engrane con el dentado externo 37 del segundo engranaje solar 35. Los portadores de engranajes planetarios 39 son fijos y tienen una distancia a la caja de cambios 30 o al eje central z o al segundo engranaje solar 35 giratorio de modo que los engranajes planetarios de accionamiento 41 y sus portadores de engranajes planetarios 39 pueden girar fijos dentro de la caja de cambios 30. Los portadores de engranajes planetarios 39 están configurados como portadores de planetas dobles, ya que a cada distancia de un engranaje planetario de accionamiento 41 en la dirección del eje P del engranaje planetario, se dispone un segundo engranaje planetario 40 en cada portador de engranajes planetarios 39. Los engranajes planetarios de accionamiento 41 están dispuestos paralelamente a los segundos engranajes planetarios 40 correspondientes. La pluralidad de portadores de engranajes planetarios 39 está distribuida alrededor del eje central z, alrededor del perímetro exterior del mástil de rodamiento 5 y se fija en la caja de cambios 30.

[0052] El engranaje del rotor principal 2 mostrado aquí se puede considerar como un sistema de planetarios de dos etapas. El mástil de rodamiento 5 atraviesa completamente a la caja de cambios 30 y sobresale de la caja de cambios 30 en el lado opuesto al conjunto motriz 32.

[0053] A la altura de los segundos planetarios 40 en dirección al eje central z, se dispone una corona dentada 22 de forma rotativa alrededor del eje central z. La corona dentada 22 rodea todos los segundos planetarios 40, es accionado por la rotación de los segundos planetarios 40 y, por lo tanto, puede girar alrededor del eje central z. En la corona dentada 22 se coloca un impulsor de corona dentada 21 que actúa como dispositivo de transferencia de potencia, mediante el cual la rotación de la corona dentada 22 se transfiere al mástil exterior giratorio 6.

[0054] La Figura 2a muestra un corte longitudinal de otra forma preferida de la aeronave con alas giratorias con accionamiento híbrido según la presente invención, donde, a diferencia de la forma de realización mostrada en la Figura 2, una pluralidad, es decir, aquí tres, motores de anillo eléctricos E; E'; E" están apilados uno encima del otro, cada uno con un anillo exterior 10; 10'; 10" y un rotor interior 11; 11'; 11".

[0055] La Figura 3 muestra un corte longitudinal de otra forma preferida de la aeronave con alas giratorias con sistema de propulsión híbrida 1 según la presente invención, donde el sistema de accionamiento eléctrico E está configurado como un motor de anillo eléctrico con una transmisión integrada configurada como una transmisión de planetarios PE. Como se puede ver en la Figura 3, aquí el engranaje del rotor principal 2 corresponde al engranaje del rotor principal 2 de la forma de realización preferida mostrada en la Figura 2.

[0056] En la forma de realización preferida mostrada aquí, en el rotor interior 11, que actúa como rotor, se coloca de forma fija una corona dentada 51 dentada interiormente, de modo que la corona dentada interna 51 gira con el rotor interior 11.

[0057] El sistema de planetarios PE mostrado aquí tiene una pluralidad de primeros planetarios 52 con dentado externo, que se montan en portadores de planetarios correspondientes 53. Los dentados externos de los primeros planetarios 52 están en engrane con los dientes internos de la corona dentada 51. Por lo tanto, los primeros planetarios 52 están montados de forma giratoria dentro del engranaje hueco 51 debido a la construcción del sistema. Los planetarios 52 no estacionarios rotan alrededor de sus ejes planetarios P y giran dentro del anillo dentado 22 alrededor de un eje central del rotor o del eje central z. La rotación de los primeros planetarios 52 se produce aquí mediante el accionamiento rotativo de la corona dentada interiormente 51, montado en el rotor interior 11, alrededor de un primer sol no rotativo 50. Como se muestra en la Figura 3, la disposición no giratoria del primer sol 50 en esta forma de realización adicional se logra mediante una base de carcasa fija 55, que establece una conexión rígida entre el anillo externo 10 y el primer sol 50.

[0058] A través de un elemento de conexión 54 fijo y giratorio entre los portadores de planetarios 53 y el mástil exterior 6, se pone en rotación el mástil exterior 6.

[0059] La Figura 3a muestra un corte longitudinal de otra forma de realización preferida de la aeronave de alas giratorias de la presente invención con el sistema de propulsión híbrida 1 y una pluralidad, aquí dos, de motores eléctricos de anillo apilados uno sobre otro E; E', donde los motores eléctricos de anillo E; E' están configurados cada uno con un engranaje planetario PE; PE' integrado. Como se muestra en la Figura 3a, los dos motores eléctricos de anillo E; E' apilados uno sobre otro tienen respectivamente primeros soles 50; 50', primeras coronas dentadas 51; 51', primeros planetarios 52; 52', primeros portadores de planetarios 53; 53', y elementos de conexión 54; 54'. Esta otra forma de realización preferida tiene un piso intermedio 56 entre los dos motores eléctricos de anillo E; E', donde el piso intermedio 56 establece una conexión entre los anillos externos 10; 10' y el primer sol 50', mientras que la base de carcasa fija 55 establece una conexión rígida entre el anillo externo 10 y el primer sol 50. Esta otra forma de realización preferida combina las ventajas de una reducción obtenida mediante una transmisión integrada con un par motor especialmente alto, así como una construcción modular de un sistema de accionamiento eléctrico con diferentes niveles de potencia logrados mediante motores eléctricos de anillo apilados uno sobre otro.

[0060] La Figura 4 muestra un diagrama de bloque de control de potencia de accionamiento de una forma de realización de la aeronave de alas giratorias con un sistema de propulsión híbrida 1 formado en paralelo. En un marco izquierdo, se muestran los principales componentes del sistema de accionamiento eléctrico, mientras que en un marco derecho se muestran los principales componentes de un sistema de accionamiento TK configurado como una máquina térmica.

[0061] Como se mostró anteriormente en la Figura 2, en la aeronave de alas giratorias de la presente invención con un sistema de propulsión híbrida 1, un sistema de accionamiento TK configurado como una máquina térmica y un sistema de accionamiento eléctrico E están mecánicamente conectados al mástil del rotor principal 4.

[0062] Como se muestra en la Figura 4, la aeronave de alas giratorias incluye aquí una unidad de control ST y una unidad de electrónica de potencia LEE (también conocida como «inversor»), donde la unidad de electrónica de potencia LEE interactúa con la unidad de control ST mediante una transmisión de señal eléctrica c. Además, la unidad de electrónica de potencia LEE está configurada para recibir energía eléctrica de la fuente de energía eléctrica en forma de una unidad de almacenamiento de batería BS a través de una transferencia de energía eléctrica b y transmitirla como corriente eléctrica al sistema de accionamiento eléctrico E.

[0063] La unidad de control ST está diseñada para recibir datos de entrada del sensor a través de una transmisión de señal eléctrica c desde una unidad aviónica AE, tanto del segundo sistema de accionamiento TK configurado como una máquina térmica como del sistema de accionamiento eléctrico E, del control del piloto y de la fuente de energía, y transmitir datos de salida a la unidad de electrónica de potencia LEE.

[0064] Como se muestra en el marco derecho de la Figura 4, se opera aquí un segundo sistema de accionamiento TK configurado como una máquina térmica mediante una unidad de control de accionamiento AR a través de una línea de combustible que suministra combustible fósil d. El segundo sistema de accionamiento TK configurado como una máquina térmica está en conexión mecánica con el rotor principal a través de un engranaje principal 2 y el mástil del rotor principal 4. La unidad de control de accionamiento a R preferiblemente es autónoma y completamente digital, conocida como FADEC, lo que permite que el segundo sistema de accionamiento TK sea regulado de forma autónoma en todas las condiciones de funcionamiento.

[0065] Mediante la transmisión de señal electrónica c, la unidad de control de accionamiento AR, configurada como FADEC, puede estar conectada a una unidad aviónica AE, donde la unidad aviónica AE puede registrar la potencia de salida proveniente del segundo sistema de accionamiento TK y transmitirla a la unidad de control ST a través de una transmisión de señal electrónica c.

[0066] La aeronave de alas giratorias de la presente invención puede incluir un sistema de alimentación de energía adicional SV que asegura un suministro de energía adicional para la unidad aviónica AE y la unidad de almacenamiento de batería BS.

[0067] Específicamente, la unidad de control ST puede estar configurada con una lógica de manera que, basándose en la unidad de electrónica de potencia LEE, la potencia de salida del sistema de accionamiento eléctrico E se pueda ajustar dependiendo de las condiciones de vuelo, el perfil de vuelo, el estado de la batería, así como de la potencia de salida proveniente del segundo sistema de accionamiento TK. En otras palabras, en caso de fallo del segundo sistema de accionamiento TK, la unidad de control ST podría aumentar automáticamente la potencia de salida del sistema de accionamiento eléctrico E si fuera necesario.

[0068] Además, durante el funcionamiento del segundo sistema de accionamiento TK, el sistema de accionamiento eléctrico E del sistema de propulsión híbrida 1 de la aeronave de alas giratorias de la presente invención puede funcionar como un generador en un estado acoplado de forma rígida entre el sistema de accionamiento eléctrico E y el segundo sistema de accionamiento TK configurado como una máquina térmica, y durante la operación del segundo sistema de accionamiento TK, el sistema de accionamiento eléctrico E inactivo puede funcionar como generador para recuperar energía adicional para la unidad de almacenamiento de batería BS. Preferiblemente, en la unidad de electrónica de potencia LEE o en el sistema de accionamiento eléctrico E, se proporciona un rectificador, por ejemplo, en forma de un diodo de bloqueo, mediante el cual, durante la inactividad del sistema de accionamiento eléctrico E, la unidad de almacenamiento de batería BS puede cargarse. Aunque en la forma de realización mostrada en la Figura 4, el sistema de accionamiento eléctrico ya puede funcionar como generador, opcionalmente, la aeronave de alas giratorias de la presente invención puede incluir módulos adicionales de generación de electricidad SEM para cargar la unidad de almacenamiento de batería BS.

[0069] Es particularmente preferido que la lógica de la unidad de control ST permita un cambio automático entre la generación de par para impulsar el rotor y la recuperación adicional de energía para la unidad de almacenamiento de batería BS.

[0070] La Figura 5 muestra un diagrama de bloques de un sistema de control de potencia de accionamiento de una forma de realización de la aeronave de alas giratorias de la presente invención con un sistema de propulsión híbrida 1 dispuesto en serie. Como se muestra en la Figura 5, en contraste con el sistema de propulsión híbrida 1 dispuesto en paralelo mostrado en la Figura 4, aquí no hay conexión mecánica entre el segundo sistema de accionamiento TK configurado como una máquina térmica y el mástil del rotor principal 4 o el rotor principal.

[0071] Según esta forma de realización, la aeronave de alas giratorias de la presente invención incluye módulos adicionales de generación de electricidad SEM acoplados mecánicamente al sistema de accionamiento 2 para cargar la unidad de almacenamiento de batería BS a través de una transferencia de energía eléctrica adicional b, lo que permite un funcionamiento continuo del sistema de accionamiento eléctrico E configurado como un motor eléctrico de anillo durante toda una misión o vuelo completo. En el contexto de un sistema de accionamiento eléctrico E autónomo preferido, los módulos de generación de electricidad SEM deben ser capaces de suministrar suficiente energía para garantizar el funcionamiento autónomo del sistema de accionamiento eléctrico E. Al menos un módulo de generación de electricidad SEM actúa como un generador de corriente adicional que proporciona completamente la energía para un funcionamiento continuo del sistema de accionamiento eléctrico E.

[0072] Además, según otra forma de realización preferida mostrada aquí, mediante una transferencia de señal eléctrica adicional c entre la unidad de control ST y la unidad de control de accionamiento AR configurada como FADEC, el segundo sistema de accionamiento TK puede ser activado según sea necesario, o el segundo sistema de accionamiento TK puede ser puesto en funcionamiento según sea necesario.

[0073] En la forma de realización adicional preferida mostrada aquí, el sistema de accionamiento TK configurado como una máquina térmica puede entenderse simplemente como un medio para aumentar la autonomía de vuelo.

Lista de símbolos de referencia

[0074]

1 Propulsión híbrida

2 Engranajes del rotor principal

4 Mástil de rotor o mástil de rotor principal

5 Mástil de rodamiento

6 Mástil exterior

7 Cojinetes (entre el mástil de almacenamiento y el mástil exterior)

10 Anillo exterior

11 Rotor interior

12 Primer brazo de sujeción (del anillo exterior funcionando como estator)

15 Cubierta (del accionamiento eléctrico)

20 Abertura (en la carcasa de la caja de cambios para acomodar el tren de transmisión)

21 Impulsores de coronas dentadas (como medio de transmisión de potencia)

22 Anillo de engranaje

30 Caja de cambios (de la caja de cambios principal)

31 Segundo brazo de fijación (de la caja de cambios)

32 Conjunto motriz

33 Engranajes de accionamiento

34 Engranaje motriz

35 Segundo engranaje solar

36 Sección de tubo

37 Dentado externo (de la sección de tubería)

38 Cojinetes de engranaje solar

39 Segundos portadores de engranajes planetarios

40 Segundo engranaje planetario

41 Engranaje planetario de accionamiento

42 Cojinetes portadores de engranajes planetarios.

50; 50' Primer sol (del engranaje planetario integrado en el motor de anillo)

51; 51' Corona dentada

52; 52' Primer engranaje planetario (del engranaje planetario integrado en el motor de anillo)

53; 53' Primer soporte planetario (del engranaje planetario integrado en el motor de anillo)

54; Elemento de conexión de 54' (entre el portador de planetario y el mástil exterior)

55 Base de carcasa fija (conexión entre el aro exterior y el primer planeta 50)

56 Piso intermedio (conexión entre el aro exterior y el primer planeta 50')

BS Unidad de almacenamiento de batería

E; E'; E" Accionamiento eléctrico

H1 Primer espacio hueco (de la caja de cambios principal)

H2 Segundo espacio hueco (del mástil de almacenamiento)

H3 Tercer espacio hueco (del mástil exterior)

M Espacio magnético (entre el rotor interior y el anillo exterior)

P Eje de engranaje planetario

PE, PE' Engranaje planetario (del accionamiento eléctrico)

SEM Módulos de generación de energía

ST Unidad de control

TK Segundo accionamiento diseñado como motor termodinámico

z Eje céntral

Claims (14)

REIVINDICACIONES

1. Aeronave de alas giratorias, especialmente helicóptero, con un sistema de propulsión híbrido (1), con al menos uno, preferiblemente una pluralidad de motores eléctricos (E) para impulsar un rotor principal de una aeronave de alas giratorias, especialmente un helicóptero, donde dicho al menos un motor eléctrico (E) comprende:

Medios para acoplar el al menos un motor eléctrico (E) con un mástil de rotor (4) que puede acoplarse de manera fija con una unidad de accionamiento de un engranaje de rotor principal (2) de un helicóptero, que está fijamente acoplado al rotor principal o a un rotor de cola de la aeronave de alas giratorias, donde el al menos un motor eléctrico (E) está configurado como al menos un motor de anillo eléctrico, y donde el al menos un motor de anillo eléctrico está dispuesto y montado coaxialmente con respecto al mástil del rotor (4),

así como:

un segundo sistema de propulsión (TK) configurado como una máquina térmica, por ejemplo, un motor de combustión interna, un motor de turbina, un motor de encendido por chispa, un motor diésel, un sistema de propulsión de celdas de combustible o similar.

La aeronave de alas giratorias está caracterizado por incluir una unidad de control (ST) y una unidad de electrónica de potencia (LEE), donde la unidad de electrónica de potencia (LEE) puede interactuar con la unidad de control (ST), una fuente de energía eléctrica en forma de una unidad de almacenamiento de batería (BS) y el motor eléctrico (E), y en particular la unidad de electrónica de potencia (LEE) puede recibir energía eléctrica de la fuente de energía y transmitirla en forma de corriente eléctrica al motor eléctrico (E). La unidad de control (ST) está configurada para poder recibir datos de entrada del sensor del segundo motor (TK), del motor eléctrico (E), del control de piloto y de la fuente de energía eléctrica; y transmitir datos de salida a la unidad de electrónica de potencia (LEE), y donde la unidad de control (ST) está configurada con una lógica de manera que, basada en la unidad de electrónica de potencia (LEE), la potencia de salida del motor eléctrico (E) es ajustable dependiendo de las condiciones de vuelo, del perfil de vuelo, del estado de la batería, así como de la potencia de salida del segundo motor (TK), y donde la aeronave de alas giratorias incluye módulos de generación de energía adicionales (SEM) mecánicamente acoplados con el segundo motor (TK) para cargar la unidad de almacenamiento de batería (BS), lo que resulta en un sistema de propulsión híbrido (1) de configuración en serie.

2. La aeronave de alas giratorias según la reivindicación de patente 1 se caracteriza porque el motor eléctrico (E) está configurado como un motor eléctrico de anillo con un rotor que funciona como un rotor interior (11), donde el rotor interior (11) puede estar directamente conectado de forma fija al mástil del rotor (4).

3. La aeronave de alas giratorias según la reivindicación de patente 1 se caracteriza porque el motor eléctrico (E) está configurado como un motor eléctrico de anillo con un rotor que funciona como un rotor exterior, donde el rotor exterior puede estar fijamente conectado al mástil del rotor.

4. La aeronave de alas giratorias según la reivindicación de patente 1 o 2 se caracteriza porque el motor eléctrico (E) está configurado como un motor eléctrico de anillo con una transmisión integrada para la transferencia de potencia al mástil del rotor (4).

5. La aeronave de alas giratorias según la reivindicación de patente 4 se caracteriza porque el motor eléctrico (E) está configurado como un motor eléctrico de anillo con una transmisión integrada configurada como un engranaje planetario.

6. La aeronave de alas giratorias según cualquiera de las reivindicaciones anteriores de patente se caracteriza porque el motor eléctrico (E) es mecánicamente conectable al menos con la carcasa del engranaje del rotor del helicóptero (2), en particular, mediante la conexión fija de un anillo exterior (10) que actúa como estator del motor eléctrico (E) con la carcasa de la transmisión (30).

7. La aeronave de alas giratorias según cualquiera de las reivindicaciones anteriores de patente se caracteriza porque el al menos un motor eléctrico (E) está diseñado y dimensionado de manera que un rotor principal y/o un rotor de cola de una aeronave de alas giratorias en particular, de un helicóptero, puede ser impulsado de forma autónoma sin necesidad de un motor adicional.

8. La aeronave de alas giratorias según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores de la patente caracterizado porque la pluralidad de motores eléctricos (E) configurados como motores de anillo están dispuestos y montados coaxialmente sobre el mástil del rotor (4).

9. La aeronave de alas giratorias especialmente un helicóptero, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores de la patente, se caracteriza porque el mástil del rotor (4) está configurado en dos partes y comprende un mástil de rodamiento (5) y un mástil exterior (6), donde el mástil exterior (6) está diseñado como un cuerpo hueco montado de forma giratoria alrededor de un eje central (Z) en relación al mástil de rodamiento (5), que rodea concéntricamente al mástil de rodamiento (5), y donde el mástil exterior (6) puede conectarse de forma operativa con el engranaje de rotor principal (2) de un helicóptero, siendo el mástil de rodamiento (5) fijo y giratorio en la aeronave de alas giratorias, de modo que el mástil exterior (6) puede acoplarse de forma giratoria con un rotor principal y puede ser puesto en rotación con el engranaje de rotor principal (2) de un helicóptero.

10. La aeronave de alas giratorias especialmente un helicóptero, según la reivindicación 9 de la patente, se caracteriza porque el mástil de rodamiento (5) está configurado como un cuerpo hueco, de modo que los componentes, como las varillas de control y/o el cableado, pueden ser dispuestos atravesando completamente el mástil de rodamiento (5) y el mástil exterior(6) en la dirección del eje central (z).

11. La aeronave de alas giratorias especialmente un helicóptero, según una cualquiera de las reivindicaciones 9 o 10 de la patente, se caracteriza porque el mástil del rotor (4) puede ser acoplado de forma fija con la unidad de accionamiento configurada como un engranaje motriz (34), donde dicho engranaje motriz (34) puede ser alojado de manera giratoria en el mástil de rodamiento (5) mediante al menos un cojinete radial, y mediante un segundo engranaje solar (35) conectado de forma giratoria al engranaje motriz (34), la rotación de al menos un engranaje planetario motriz (41) en un lado del respectivo segundo portador de engranaje planetario (39) que enfrenta al engranaje motriz (34) alrededor de un eje planetario (P) respectivo puede ser alcanzada, y donde al menos un segundo engranaje planetario (40) asociado al menos a un engranaje planetario motriz (41) está rodeado por un anillo de engranaje (22) interno giratorio alrededor del eje central (z), y un dispositivo de transmisión de fuerza entre el anillo de engranaje (22) y el mástil exterior (6) puede ser dispuesto o formado de tal manera que, partiendo de un movimiento rotativo del engranaje motriz (34), el mástil exterior(6) y el rotor principal acoplado de forma fija con el mástil exterior (6) pueden ser puestos en rotación.

12. La aeronave de alas giratorias, especialmente un helicóptero, según la reivindicación 10 de la patente, se caracteriza porque la lógica de la unidad de control (ST) permite además un cambio automático entre la generación de par para propulsar el rotor y la recuperación adicional de energía para la unidad de almacenamiento de batería (BS).

13. La aeronave de alas giratorias, en particular un helicóptero, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores de la patente, caracterizado porque la aeronave de alas giratorias es un helicóptero.

14. La aeronave de alas giratorias, especialmente helicópteros, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores de la patente, caracterizado porque el sistema de propulsión híbrido (1) en serie se caracteriza por la falta de una conexión mecánica entre el segundo motor (TK) configurado como una máquina térmica y el mástil del rotor principal (4) o el rotor principal.