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

1.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：

2.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。
3.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])。
[0004]
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”。
[0005]
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。
[0006]
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。
[0007]
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。
[0008]
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。
[0009]
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。
[0010]
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。
[0011]
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])。
[0012]
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])。
[0013]
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。
[0014]
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。
[0015]
(.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)。
[0016]
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。
[0017]
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。


技术实现要素：

[0018]
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。
[0019]
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。
[0020]
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。
[0021]
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。
[0022]
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。
[0023]
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。
[0024]
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。
[0025]
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：
[0026]-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)。
[0027]-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)。
[0028]
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：
[0029]
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。
[0030]
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。
[0031]
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。
[0032]
4.由于可以调整使用两种能源，因此对系统影响有限。
[0033]
5.使用燃料电池系统作为持续能源。
[0034]
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。
[0035]
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。
[0036]
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：
[0037]
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。
[0038]
b)用于巡航和下降的氢/燃料电池系统。
[0039]
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。
[0040]
减排总结：
[0041]-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。
[0042]-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。
[0043]
这种架构可以用两种不同的变型来实现：
[0044]
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。
[0045]
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。
[0046]
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)。
[0047]
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：
[0048]-不同飞行阶段的能量需求
[0049]-不同飞行阶段的功率要求
[0050]-优化热燃烧/燃料利用和电能/氢利用之间的分配
[0051]-氢气重量和罐体积
[0052]-整体系统和部件重量
[0053]-热电效率燃料电池系统
[0054]
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。
[0055]
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。
[0056]
以下技术值作为参考：
[0057]-燃料电池系统的整体效率：50％
[0058]-燃料电池系统总重量：1500kg(包括电驱动)
[0059]
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。
[0060]
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：
[0061]
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。
[0062]
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。
[0063]
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。
[0064]
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。
[0065]
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。
[0066]
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。
[0067]
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。
[0068]
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。
[0069]
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。
[0070]
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。
[0071]
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。
[0072]
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。
附图说明
[0073]
本发明的其他特征、优点和效果由以下对本发明的优选示例性实施例的描述产生，如图中所示。附图中：
[0074]
图1a示出了具有混合动力驱动系统示意图的双引擎飞机的俯视图；
[0075]
图1b示出了根据图1a的具有混合动力驱动系统的示意图的双引擎飞机的侧视图；
[0076]
图2示出了带有系统架构示意图的混合动力驱动系统的系统草图；
[0077]
图3a示出了具有传统燃气轮机和电动马达变速器单元的飞机在典型的200nm任务的运行阶段期间的功率需求和飞行高度图；
[0078]
图3b示出了具有传统燃气轮机和电动马达变速器单元的飞机在典型的200nm任务
的运行阶段期间累积能量需求的图表；
[0079]
图4a示出了具有较小燃气轮机和电动马达变速器单元的飞机在典型的200nm任务的运行阶段期间的功率需求和飞行高度图；
[0080]
图4b示出了具有较小燃气轮机和电动马达变速器单元的飞机在典型的200nm任务的运行阶段期间累积能量需求的图表；
[0081]
图5示出了带有系统架构示意图的在主要运行模式下混合动力驱动系统的系统草图；以及
[0082]
图6示出了带有系统架构示意图的在第三运行模式下混合动力驱动系统的系统草图。
具体实施方式
[0083]
在图1a和1b中的dornier 328-100的示例中可以看到用于双引擎地区飞机20的混合动力驱动系统10的典型安装配置。飞机20被设计成在后部具有t形尾翼21的常规上翼飞机。部分柱形设计的机身22设计有加压舱，驾驶舱23和客舱24容纳在加压舱中。在后部，加压舱通过压力盖压力密封关闭。再往后，机身22呈锥形变细并承载t型尾翼21。在现有技术中已知的dornier328-100中，其中一个行李箱舱架设置在锥形过渡区域中。
[0084]
在传统的高机翼配置中，机翼26在上方相切地附接在机身的机身管上。混合动力电力驱动单元31和32容纳在推动器舱33和34中，其中各一个推动器舱附接在左翼和右翼26上。多叶片可调螺旋桨61、62通过也集成在推动器舱33和34中的减速变速器驱动。为了避免在螺旋桨叶片上出现不希望的结冰现象，可以对它们进行电加热，螺旋桨叶片从传输装置80接收用于加热的功率。
[0085]
集成在图1a中的双引擎飞机20中的驱动系统10的系统架构可以在图2中更详细地看到。驱动系统10包括两个可以彼此独立操作的混合动力电力驱动单元31和32。每个混合动力电力驱动单元31、32具有带有法兰安装的减速变速器51、52的燃气轮机41、42，在每种情况下，带有可变叶片调节的螺旋桨61、62通过它们联接。具有集成减速变速器51、52的相应燃气轮机41、42例如可以从惠普发动机加拿大公司(pratt&whitney canada)获得，名称为pw 119c。在机翼26中形成左翼和右翼一体式油箱43、44，其通过未示出的燃料管线和系统向两个燃气轮机41、42供应燃料。
[0086]
每个驱动单元31、32被分配电动发电机单元71、72；它们分别与驱动侧的减速变速器51、52联接。根据运行阶段，电动发电机单元71、72可以作为电动机或作为发电机运行。在驱动模式下，电动发电机单元71、72通过减速变速器51、52将驱动功率传递到相应的相关螺旋桨61、62。在发电机模式下，电动发电机单元71、72产生电力，该电力被馈送到传输装置80以用于进一步分配或存储。传输装置80的功能组分是两个功率转换器81和82，其中各一个分别分配给电动发电机单元71、72。
[0087]
为了给电动发电机单元71、72供应电能，驱动系统10具有燃料电池73，该燃料电池又通过燃料箱74供应氢气。在燃料电池73中，氢气被转化为电能，然后通过传输装置80向电力转换器81和82、电动发电机单元71、72提供电力以驱动螺旋桨61、62。当今最先进、最适合航空的是低温质子交换膜燃料电池(pem燃料电池)。向该系统添加可选的能量存储设备例如电池有助于确保快速负载跟踪和功率调峰，以优化燃料电池系统的尺寸。
[0088]
通常，氢气可以以压缩气体或液体形式储存。虽然气体储存可能适用于较短的飞行并且可以在市场上买到，但本发明侧重于液态氢(lh2)储存罐，因为它们需要大约一半的体积，因此比气态氢罐轻得多。由于lh2必须保持低温并且必须尽量减少热传递以避免氢气蒸发，因此需要球形或柱形储罐以保持低损失。在图1a和1b所示的配置中，球形燃料箱74容纳在锥形后机身27中，当燃料箱74被移除时，该后机身可用作货舱。
[0089]
由控制器90、传输装置80和燃料电池73组成的机组在机翼前方和增压舱外布置在机身22的机首侧区域中。机组和用于供应燃料电池73的燃料箱74形成相对于飞机20的重心sp基本上是中性的力矩平衡(参见图1b)。
[0090]
在次要功能中，通过冷却单元从燃料电池73中去除的废热用于为飞机20的暴露表面除冰，例如机翼前缘、燃气涡轮机41、42的进气口和t形尾翼的前缘。
[0091]
设置中央控制器90以用于控制热和电产生的驱动功率，其连接到功率转换器81和82以及燃气涡轮机41、42。一方面，控制器90根据运行阶段通过功率转换器81和82控制电动发电机单元71、72、电驱动功率的输出和要产生的电能，另一方面，控制燃气轮机41、42的热产生的驱动功率。由控制器90控制和监测的典型参数是燃料供应、功率和高压轴的转速以及燃气涡轮机41、42的涡轮机温度。
[0092]
在另一实施方式中，图2中示出了一种架构，其基于直流电压网络101和交流直流转换器81、82。根据运行模式和功率需求，燃料电池73的功率输出可以通过传输装置80和直流交流转换器81、82馈送到第一和第二电动发电机单元71或72，并且驱动功率可以通过减速变速器51或52传递到螺旋桨61或62上。
[0093]
图3a中的图表针对巡航飞行以dornier 328为例示出了具有根据本发明的驱动系统10的飞机20与以现有技术为例配备有两个常规推动器的dornier 328之间的区别。热机的最大功率设计用于起飞和降落，燃料电池系统的使用专门用于巡航和下降。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。图3a中的图表示出了典型的200nm飞行任务随时间变化的功率需求(单位为千瓦)和飞行高度(单位为英尺)。典型飞行任务的主要阶段解释如下：
[0094]
起飞：
[0095]
起飞是飞行阶段，其中飞机20从地面移动(滑行)过渡到空中飞行，通常从跑道开始。通常，推动器在起飞期间以全功率运行。
[0096]
爬升：
[0097]
起飞后，飞机爬升到一定高度(在本例中为25,000英尺)，然后在该高度安全、经济地飞到目的地。
[0098]
巡航飞行：
[0099]
巡航是空中旅行的一部分，其中飞行是最省油的。它发生在上升和下降阶段之间，通常代表旅程的最大部分。从技术上讲，巡航是在恒定的空速和高度下进行的。当飞机接近目的地时巡航结束，准备着陆的下降阶段开始。在大多数商用客机中，巡航阶段消耗了大部分燃料。
[0100]
下降：
[0101]
飞行期间的下降是飞机失去高度的部分。下降是着陆进场的重要组成部分。其他部分下降可能是为了避开交通、避免恶劣的飞行条件(湍流或恶劣天气)、避开云层(特别是
在目视飞行规则下)、进入温暖的空气(如果有结冰的风险)或利用在不同高度的风向。正常下降发生在恒定的空速和恒定的下降角。飞行员通过改变发动机功率和攻角(机头降低)来控制下降角，以将空速保持在指定范围内。在开始和下降阶段，推动器将以低功率运行。
[0102]
进场和着陆：
[0103]
当飞机返回地面时，进场和着陆是飞行的最后部分。着陆时，降低空速和下降速度，以保持到跑道着陆点的指定滑道(大多数机场为3度最后进场)。速度降低是通过减少推力和/或使用襟翼、起落架或空气制动器产生更大的阻力来实现的。当飞机接近地面时，飞行员执行拉平以启动软着陆。着陆和进场过程主要使用仪表着陆系统(ils)执行。
[0104]
线a(虚线)：驱动系统10在使用两个混合动力电力驱动单元31、32的任务中的功率需求。功率需求在起飞期间最高，并在随后的飞行阶段减少。飞行阶段起飞、爬升以及进场和着陆的功率需求由燃气轮机41、42单独提供(“主要运行模式”)。在巡航和下降期间，由燃料电池73供应的电动发电机单元71、72进行驱动(“第三运行模式”)。在飞行期间，控制器90控制推进单元31、32的操作以及从主要运行模式到次要运行模式的转变，反之亦然。线a下的虚线区域表示燃气轮机41、42的燃料消耗，方格区域表示电动发电机单元71、72在操作阶段期间的氢气消耗。该参考任务的能源需求导致燃料(saf)约占60％，氢约占40％。
[0105]
线b(实线)描述了任务期间的飞行高度(以英尺为单位)。飞行高度在巡航飞行期间最高，约为25,000英尺。
[0106]
在根据图3b的图表中，在上述运行阶段和运行模式期间相关的累积能量需求由实线和虚线c和d示出。线c代表主要运行模式期间的能量需求，线d代表第三运行模式期间的能量需求。
[0107]
图4a和4b的图表表示本发明第二变型的值。在此，通过扩大燃料电池系统的使用，在起飞和着陆期间支持内燃机，以实现降低热机的功率需求(小型化)。在这种情况下，存在由控制器90协调的燃气轮机41和42以及电动发电机单元71、72的组合操作和功率输出(“第二运行模式”)。一个优点是，可以使用更小的内燃机。这导致飞行的无排放比例进一步增加到大约70％(图4a中的方格区域)。
[0108]
线e(虚线)：根据图4a，驱动系统10在使用两个混合电力驱动单元31、32的任务中的功率需求原则上与图3a中所示的相同。同样，功率需求在起飞期间最高，并在随后的飞行阶段减少。
[0109]
线f(实线)描述了任务期间的飞行高度(以英尺为单位)。如图3a所示，飞行高度在巡航飞行期间最高并且大约为25,000英尺。
[0110]
图3a和3b中的图表清楚地说明了本发明的一个重要方面，即对于许多飞机，特别是具有螺旋桨驱动的地区飞机，起飞所需的推力明显高于巡航飞行，并且因此热机有很大一部分飞行任务只能以其运力的一半左右运行。这意味着传统的涡轮螺旋桨发动机在最佳工作点之外运行，该点更接近最大功率输出点。相比之下，混合动力电力驱动系统可以针对两种不同的运行模式进行优化。
[0111]
关于驱动系统10的运行阶段，产生以下基本运行状态：
[0112]
1.图5示出了起飞、爬升和进场(起飞、爬升和进场/着陆)的系统示意图。两个燃气轮机41和42均在运行中并且经由中间减速变速器51、52驱动螺旋桨61、62(实线)。推力调节经由混合动力推进控制器90对燃气轮机41和42集中地执行(主要运行模式)。电动发电机单
元71和72不产生驱动功率(虚线)。
[0113]
2.起飞和爬升的次级运行模式如图2所示。在该组合运行模式中，推进器(61、62)从第一和第二内燃机(41、42)以及第一和第二电动发电机单元(71、72)获得驱动功率。在图4a和4b的图表中可以看出相关的功率需求和累积能量消耗。由于来自电动发电机单元71、72的额外驱动功率，燃气轮机的燃料消耗减少在这里变得很明显。
[0114]
3.用于巡航和下降(cruise and decent)的系统状态可以在图6中看到。功率/扭矩需求下降到巡航水平(图3a和4a)，在此两个燃气轮机41、42的功率被关闭，而来自两个电动发电机单元71、72的驱动功率通过联接的变速器51、52可以均匀分布地传输到两个螺旋桨61和62上。在巡航和随后的下降过程中，推力需求通过混合动力推进控制器90进行调整。这负责热和电调节(第三运行模式)。
[0115]
4.即使在严重故障、内燃机故障的情况下，根据本发明的系统架构也能由于电力网络上的功率分配而实现对称推力。在发生故障的内燃机41、42侧，电动发电机单元71或72可以被接通，因此至少部分发生故障的推力可以得到补偿。
[0116]
附图标记列表
[0117]
10 驱动系统
[0118]
20 飞机
[0119]
21 t形尾翼
[0120]
22 机身
[0121]
23 驾驶舱
[0122]
24 客舱
[0123]
26机翼，左和右
[0124]
27后机身
[0125]
31、32驱动单元，左和右
[0126]
33、34推动器舱，左和右
[0127]
41、42燃气轮机，左和右
[0128]
43、44翼一体式油箱，左和右
[0129]
51、52减速变速器，左和右
[0130]
61、62螺旋桨，左和右
[0131]
71、72电动发电机单元，左和右
[0132]
73 燃料电池
[0133]
74 燃料箱
[0134]
80 传输装置
[0135]
81、82 功率转换器
[0136]
90 控制器
[0137]
a、b、c、d、e、f线
[0138]
sp重心

技术特征：
1.一种用于多引擎飞机(20)的混合动力驱动系统(10)，所述驱动系统具有：
·
至少第一和第二混合动力电力驱动单元(31、32)，其分别具有内燃机(41、42)和电动发电机单元(71、72)，以用于将驱动功率传输到推进器(61,62)，
·
其中所述推进器(61、62)能够联接到所述内燃机(41、42)和/或所述电动发电机单元(71、72)以传输驱动功率，
·
第一和第二电动发电机单元(71、72)连接到传输装置(80)以用于分配电力，
·
燃料电池(73)，所述燃料电池用于为第一和/或第二电动发电机单元(71、72)提供电能，
·
控制器(90)，所述控制器(90)连接到所述内燃机(41、42)和/或所述传输装置(80)和/或电动发电机单元(71、72)和/或所述燃料电池(73)，所述控制器(90)用于控制热和电生成的驱动功率，
·
单独的燃料箱(43、44)，其用于为内燃机(41、42)供应燃料或为燃料电池(73)供应低温氢。2.根据权利要求1所述的驱动系统，其特征在于，所述混合动力电驱动单元(31、32)
·
在主要运行模式下，推进器(61、62)主要或完全从内燃机(41、42)获得驱动功率，
·
在次要联合运行模式下，推进器(61、62)从第一和第二内燃机(41、42)以及第一和第二电动发电机单元(71、72)获得驱动功率，并且
·
在第三运行模式下，推进器(61、62)从第一和第二电动发电机单元(71、72)获得驱动功率。3.根据前述权利要求中任一项所述的驱动系统，其特征在于，所述控制器(90)在运行模式中使驱动功率对称分配到推进器(61、62)上。4.根据前述权利要求中任一项所述的驱动系统，其特征在于，第一或第二电动发电机单元(71、72)的电驱动功率能够在运行模式之间的转换期间可变地接通。5.根据前述权利要求中任一项所述的驱动系统，其特征在于，混合动力电动驱动单元(31、32)各自具有变速器(51、52)以用于传递驱动功率，其中内燃机(41、42)和电动发电机单元(71、72)能够通过变速器(51、52)与推进器(61、62)联接。6.根据前述权利要求中任一项所述的驱动系统，其特征在于，内燃机(41、42)的驱动功率和电动发电机单元(71、72)的驱动功率的传递的变化相继发生为，使得推进器(61、62)和公共驱动单元(31、32)传递的驱动功率保持大致相同。7.根据前述权利要求中任一项所述的驱动系统，其特征在于，推进器(61、62)被设计为具有叶片调节的螺旋桨，并且用于控制驱动功率的控制器(90)连接到叶片调节器。8.根据前述权利要求中任一项所述的驱动系统，其特征在于，在另一运行模式中，第一或第二内燃机(41、42)的驱动功率完全或主要失效并且第一或第二电动发电机单元(71、72)通过传输装置(80)由燃料电池(73)施加电力。9.根据前述权利要求中任一项所述的驱动系统，其特征在于，所述传输装置(80)被设计为交流电网络。10.根据权利要求1至9中任一项所述的驱动系统，其特征在于，所述传输装置(80)被设计为直流电网络，其中每个电动发电机单元(71、72)被分配一个交流/直流电压转换器(81、82)，所述交流/直流电压转换器(81、82)连接到控制器(90)以用于控制推进器(61、62)的转
速。11.根据前述权利要求中任一项所述的驱动系统，其特征在于，所述内燃机(41、42)使用可持续航空燃料(saf)运行。12.一种多引擎飞机，其具有根据权利要求1至11中任一项所述的混合动力驱动系统、容纳驱动单元(31、32)和燃料箱(43、44)的机翼(26)、机身(22)，其特征在于，所述驱动单元(31、32)由分别具有燃气轮机(41、42)的涡轮螺旋桨推动器构成，所述燃气轮机能够联接到减速变速器(51、52)以驱动螺旋桨(61、62)，其中电动发电机单元(71、72)能够根据运行模式经由控制器(90)控制地与变速器(51、52)联接。13.根据权利要求12所述的多引擎飞机，其特征在于，用于供应内燃机(41、42)的燃料箱(43、44)的至少主要体积集成在机翼(26)中并且用于供应燃料电池(73)的燃料箱(74)的至少主要体积集成在机身(22)的后部区域中。14.根据权利要求12或13所述的多引擎飞机，其特征在于，所述机身(22)在后部区域中设置有用于形成货舱的空间，其中设置有用于供应燃料电池(73)的燃料箱(74)。15.根据权利要求12至14中任一项所述的多引擎飞机，其特征在于，由控制器(90)和/或传输装置(80)和/或燃料电池(73)组成的机组布置在机身(22)的机首侧区域中。16.根据权利要求15所述的多引擎飞机，其特征在于，所述机组和用于供应燃料电池(73)的燃料箱(74)形成相对于飞机(20)的重心(sp)基本上是中性的力矩平衡。17.根据权利要求12至16中任一项所述的多引擎飞机，其特征在于，所述燃料电池(73)具有冷却单元，其中废热用于对飞机的暴露表面除冰。18.一种用于操作根据权利要求12至17中任一项所述的多引擎飞机(20)的方法，其特征在于，所述驱动系统(10)以主要、次要和第三运行模式运行，其中
·
飞机(20)特别是在主要或第三运行模式下的停机坪和滑行道上滑行，
·
在主要或次要运行模式下起飞并爬升至巡航高度，
·
在次要或第三运行模式下巡航和下降到进场高度，
·
以主要或次要运行模式进场和着陆，以及
·
如果内燃机(41、42)发生故障，飞行将继续以次要或第三运行模式进行。

技术总结
本发明涉及一种用于多引擎飞机(20)的混合动力电力驱动系统(10)。所述驱动系统包括至少第一和第二混合动力电力驱动单元(31、32)，其分别具有内燃机(41、42)、用于将驱动功率传输到螺旋桨(61、62)的电动发电机单元(71、72)。所述驱动系统(10)具有燃料电池(73)以供应电动发电机单元(71、72)电能。该燃料电池又经由燃料箱(74)被供应氢气。在燃料电池(73)中，氢气转换为电，其然后经由传输装置(80)为功率转换器(81、82)和电动发电机单元(71、72)供应电功率，以便驱动螺旋桨(61、62)。优点：基于具有约40至90位乘客的涡轮螺桨发动机飞机，40％能量在1小时任务期间能够无排放地通过氢气和燃料电池表示。在意味着，在巡航期间更少的CO2并且在巡航高度(FL250)也没有危害气候的废气和凝结尾迹，其代表航空排放的主要比例。其代表航空排放的主要比例。其代表航空排放的主要比例。


技术研发人员：C
受保护的技术使用者：德意志飞机有限公司
技术研发日：2021.09.23
技术公布日：2023/6/14