CZ2012220A3 - Zpusob regulace hybridní pohonné soustavy letadla a systém pro provádení tohoto zpusobu - Google Patents

Abstract

Zpusob regulace hybridní pohonné soustavy letadla, kterázto soustava obsahuje spalovací pohonnou jednotku (1) s vrtulí a elektrickou pohonnou jednotku (2) s vrtulí, pricemz pro rízení letadla obsahuje rídící ústrojí (3) pilota a rídící jednotku (5), probíhá tak, ze se ovládá a rídí spalovací pohonná jednotka (1) s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka (2) s vrtulí kazdá samostatne a prímo za letu rídícím ústrojím (3) pilota a také se ovládá a rídí spalovací pohonná jednotka (1) s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka (2) s vrtulí kazdá samostatne a prímo za letu rídící jednotkou (5) a také se ovládá a rídí spalovací pohonná jednotka (1) s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka (2) s vrtulí za letu spolecne rídícím ústrojím (3) pilota a rídící jednotkou (5). Vedle výse zmínené regulace hybridní pohonné soustavy se také soucasne dobíjejí elektrické clánky (4) napájející elektrickou pohonnou jednotku (2) s vrtulí rekuperací z elektrické pohonné jednotky (2) s vrtulí v generátorovém rezimu a/nebo ze spalovací pohonné jednotky (1) s vrtulí a generátorem, pricemz dobíjení elektrických clánku (4) se reguluje kazdé samostatne a prímo za letu rídícím ústrojím (3) pilota a také se dobíjení elektrických clánku (4) reguluje samostatne a prímo za letu rídící jednotkou (5) a také se dobíjení elektrických clánku reguluje za letu spolecne rídícím ústrojím (3) pilota a rídící jednotkou (5). U systému pro provádení tohoto zpusobu je spalovací pohonná jednotka (1) s vrtulí samostatne prímo spojena propojením (6) s rídícím ústrojím (3) pilota a také je samostatne prímo spojena propojením (8) s rídící jednotkou (5) a ele

Description

Způsob regulace hybridní pohonné soustavy letadla a systém pro prováděni tohoto způsobu

Oblast techniky vynalez se tyká způsobu regulace hybridní pohonné soustavy letadla a systému pro prováděni tohoto způsobu při využiti principu elektrické pohonné jednotky u spalovací pohonné jednotky s vrtuli s tandemovým uspořádáním těchto jednotek s vrtulí a trupu letadla.

na

Dosavadní stav ^l' * l i

době se v souvislosti s pokračujícím vývojem různých technologií hybridních pohonů íetadel objevují různé systémy regulace těchto pohonů ve vazbě na způsob spojení zdrojů propulse založených na principu spalovacího a elektrického motoru. Spalovací motory, které pro vytvoření propulse přeměňují chemickou energii obsazenou v paHvu spalovacím procesem na tepelnou a poté její expanzí na mechanickou, slouží k urychlení proudu vzduchu pomoci vrtule a na základě zákona o zmene hybnosti proudu vzduchu tak vytvářejí tah potřebný k pohybu íetadla e tricke motory, ktere k vytvoření propulse přeměňují elektrickou energii její premenou na mechanickou energii v elektrickém motoru, urychluji proud vzduchu rovněž pomoc, vrtule a vytvářejí tah stejným způsobem jako v předchozím případě Uvedene zákíadní zdroje propulse fungují variantně tak, že otáčivý výstup jako zdroj kroutoho momentu z eiektrického motoru je mechanicky přímo propojen s otáčivým výstupem jako zdrojem kroutícího momentu ze spalovacího motoru a tomto případě oba zdroje pohání společné jednu vrtulí a nebo jsou oba motory jako zdroje routrciho momentu mechanicky nezávislé a každý motor pohání svoji vlastní vrtuli případe mechanicky nezávislých pohonů existuje také varianta, kdy elektrický motor pohan, jako zdroj propulse pouze jednu vrtuli a mechanicky oddělený spalovací motor pohani jenom generátor elektrické energie, který slouží pouze pro dobíjen, elektrických článků napájejících elektrický motor s vrtuli. Varianty, které využívají bud mechanického propojení zdrojů kroutícího momentunebo využívají ”

k pohonu pouze jednu vrtuli naháněnou elektromotorem mají z hlediska aplikace na letadlech nevýhody, především s ohledem na konstrukční složitost, hmotnost a spolehlivost a také ve vazbě na pokrytí rychle se měnících požadavků na velikost propulse v různých fázích letu.

Z hlediska potřeb na zajištění regulace a bezpečné vzájemné spolupráce zdrojů kroutícího momentu mají uvedené varianty spojeni svoje výhody a nevýhody.

Varianta mechanicky přímo propojených zdrojů kroutících momentů je daleko náročnější pro vzájemnou regulaci z toho důvodu, že potřeby na velikost odběru kroutícího momentu na letadle se v různých fázích letu velmi liší a regulační systém v tomto případě musí, mimo jiné, zajistit rychlé a přímé odpojení jednoho ze zdrojů kroutícího momentu pod vysokým mechanickým zatížením, např. převodového ústroji ci mechanické spojky, což má i negativní vliv na spolehlivost celého systému.

Oproti tomu systém složený ze dvou mechanicky nezávislých zdrojů kroutícího momentu v tandemovém uspořádání umožňuje jednoduchou přímou nebo kombinovanou regulaci obou zdrojů kroutícího momentu.

Podstata vynálezu

Uvedené nedostatky z hlediska regulace odstraňuje způsob regulace hybridní pohonné soustavy letadla, kde tato soustava obsahuje spalovací pohonnou jednotku s vrtulí a generátorem a elektrickou pohonnou jednotku, přičemž pro řízení letadla obsahuje přímé řídící ústrojí pilota a přímou řídící jednotku, kdy podstata způsobu regulace spočívá v tom, že se ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka s vrtulí každá samostatné a přímo za letu ndicim ústrojím pilota a také se ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka s vrtulí každá samostatné a přímo za letu ndici jednotkou a také se ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka s vrtulí za letu společně řídicím ústrojím pilota a řídící jednotkou.

Současně s těmito regulačními způsoby se dobíjí elektrické články napájejíc! elektrickou pohonnou jednotku s vrtulí rekuperací z elektrické pohonné jednotky s vrtuli v generátorovém režimu a/nebo ze spalovací pohonné jednotky s vrtulí a generátorem se dobíjejí elektrické články napájející energií elektrickou pohonnou jednotku s vrtulí, přičemž dobíjeni elektrických článků se reguluje samostatně a pnmo za letu nd.c.m ústrojím pilota a také se dobíjení elektrických článků reguluje samostatně a přímo za letu řídící jednotkou a také se dobíjeni elektrických článků regulujezalrtuspolečně řídicím ústrojím pilota a řídicí jednotkou, ^•S/stémjpro prováděni vpředu uvedeného způsobu regulace je vytvorenj tak, ze obsahuje spalovací pohonnou jednotku s vrtulí a generátorem a elektrickou pohonnou jednotku s vrtulí, kde tyto jednotky jsou umístěny bez vzájemné mechanické vazby tandemově ve směru letu na trupu letadla ^ři tomto uspořádám je spalovací pohonná jednotka s vrtulí a generátorem samostatně přímo spojena propojen.m s řídícím ústrojím pilota a také je samostatně přímo spojena propojením s řídící jednotkou a elektrická pohonná jednotka s vrtuli je samostatně pnmo spojena propojením s řídícím ústrojím pilota a také je samostatně přímo spojena propojením s řídící jednotkou přičemž řídicí ústrojí pilota je samostatně pnmo spojeno propojením s řídící jednotkou. Toto tandemové uspořádání pohonných

· jednotek je bez vnitřní mechanické vazby a umožňuje jak společný chod obou pohonných jednotek s vrtulí, kdy obě vytváří maximální propulsní účinek, tak současně umožňuje i vzájemně nezávislý chod pouze jedné pohonné jednotky s vrtulí, např. v cestovním letu, kdy se tak šetří energie druhé pohonné jednotky. Současně další výhodou této koncepce je to, že osy obou motorů pohonných jednotek / vrtulí jsou uspořádány souběžně s hlavní podélnou osou symetrie trupu / letadla a mohou být případně jak v její blízkosti, tak i s touto hlavní osou identické a v případě letu na jednu pohonnou jednotku je tím vhodně eliminován zatáčivý účinek, který je jinak významný při letu na jeden motor u letadel v klasickém uspořádání motorů na křídlech.

System dále obsahuje dobíjitelné elektrické články, které jsou přímo spojeny silovým propojením se spalovací pohonnou jednotkou s vrtulí a generátorem a jsou také přímo spojeny silovým propojením s elektrickou pohonnou jednotkou s vrtulí, přičemž dobíjitelné elektrické články jsou přímo spojeny propojením s řídicí jednotkou a přímo spojeny propojením s řídícím ústrojím pilota.

Systém pro regulaci hybridní pohonné soustavy letadla může provádět současně i optimalizaci nastavení výkonu na elektrickém motoru pro možnost rekuperačního dobíjení dobíjitelných elektrických článků za letu ve vztahu k letové fázi či na zemi s ohledem na velikost vybití těchto článku a potřeby na rychlost obnovy plné kapacity.

- 5 ^λ

Přehled obrázků na výkresech

Vynález bude dále vysvětlen pomocí výkresu, na kterém je v bočním pohledu schematicky znázorněno uspořádání jednotlivých pohonných jednotek a prvků regulační soustavy umístěných v trupu letadla.

Příklady provedení vynálezu

Způsob regulace hybridní pohonné soustavy MÍ probíhá tak, že se ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka 1 s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka 2 s vrtulí každá samostatně a přímo za letu řídícím ústrojím 3 pilota a také se ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka 1 s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka 2 s vrtulí každá samostatně a přímo za letu řídící jednotkou 5 a také se ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka 1_ s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka 2 s vrtulí za letu společně řídícím ústrojím 3 pilota a řídící jednotkou 5. Vedle výše zmíněného způsobu regulace hybridní pohonné soustavy se také současně dobíjejí elektrické články 4 napájející elektrickou pohonnou jednotku 2 s vrtulí rekuperací z elektrické pohonné jednotky 2 s vrtulí v generátorovém režimu a/nebo ze spalovací pohonné jednotky 1 s vrtulí a generátorem, přičemž dobíjení elektrických článků 4 se reguluje každé samostatně a přímo za letu řídícím ústrojím 3 pilota a také se dobíjení elektrických článků 4 reguluje samostatně a přímo za letu řídící jednotkou 5 a také se dobíjení elektrických článků reguluje za letu společně řídícím ústrojím 3 pilota a řídící jednotkou 5.

Zajištění způsobu regulace hybridní pohonné soustavy letadla podle obrázku je^? provedeno tak, zě spalovací pohonná jednotka f s vrtulí a generátorem a elektrická pohonná jednotka 2 s vrtulí jsou umístěny bez vzájemné mechanické vazby tandemově ve směru letu na trupu letadla, přičemž spalovací pohonná jednotka 1 s vrtulí a generátorem je samostatně přímo spojena propojením 6 s řídícím ústrojím 3 pilota a také je samostatně přímo spojena propojením 8 s řídící jednotkou 5 a elektrická pohonná jednotka 2 s vrtulí je samostatně přímo spojena propojením 7 s řídícím ústrojím 3 pilota a také je samostatně přímo spojena * 6 · propojením 9 s řídicí jednotkou 5, přičemž řídicí ústrojí 3 pilota je samostatně přímo spojeno propojením 12 s řídící jednotkou 5.

«ystém obsahuje dobíjitelné elektrické články 4, které jsou přímo spojeny silovým propojením 14 se spalovací pohonnou jednotkou 1 s vrtulí a generátorem a jsou také přímo spojeny silovým propojením 11 s elektrickou pohonnou jednotkou 2 s vrtulí, přičemž dobíjitelné elektrické články 4 jsou přímo spojeny propojením W s řídicí jednotkou 5 a přímo spojeny propojením 13 s řídícím ústrojím 3 pilota. Uspořádání pohonných jednotek podle tohoto příkladu provedení je možné jednoduše zaměnit tak, že elektrická pohonná jednotka 2 s vrtulí může být také umístěna v přední části trupu a spalovací pohonná jednotka 1 s vrtulí a generátorem může být umístěna v zadní části trupu při zachování stejného principu přímých spojení s řídící jednotkou 5 a řídícím ústrojím 3 pilota pomocí stejných propojeni jako v předchozím příkladu provedení.

Toto uspořádání pohonných jednotek je bez vnitřní mechanické vazby a umožňuje jak společný chod obou pohonných jednotek s vrtulí iT^kdy obě vytváří maximální propulsní účinek, tak současně umožňuje i vzájemně nezávislý chod pouze jedné pohonné jednotky s vrtulí, např. v cestovním letu, kdy se tak šetří energie druhé pohonné jednotky. Současně další výhodou této koncepce je to, že osy obou motorů pohonných jednotek / vrtulí jsou uspořádány souběžně s hlavní podélnou osou symetrie trupu / letadla a mohou být případně jak v její blízkosti, tak i s touto hlavní osou identické a v případě letu na jednu pohonnou jednotku^ vrtulí rfnebo 2 ' je tím vhodně eliminován zatáčivý účinek, který je jinak významný při letu na jeden motor u letadel v klasickém uspořádání motorů na křídlech.

Toto jejich tandemové nezávislé uspořádání bez vzájemné mechanické vazby umožňuje řešit jejich regulaci a ovládání variantním způsobem, kdy obě pohonné jednotky 1 a 2 mohou být ovládány nezávisle systémem založeným buď na mechamckém_/či elektromechanickém principu. Systém pro regulaci hybridní pohonné soustavy letadla může provádět současně i optimalizaci nastavení výkonu na elektrické pohonné jednotce 2 pro možnost rekuperačního dobíjení dobíjitelných elektrických článků 4 za letu ve vztahu k letové fázi či na zemi s ohledem na velikost vybití těchto článku a potřeby na rychlost obnovy plné kapacity.

Claims (2)

Patentové nárokv

1. Způsob regulace hybridní pohonné soustavy letadla °<M«^tf°soustava obsahuje spalovací pohonnou jednotku a elektrickou pohonnou jednotku, pncemz pro řízeni letadla obsahuje přímé řídící ústrojí pilota a přímou řídicí jednotku vyznačující se tím, že se ovládá a řídl spalovací pohonná jednotka s vrtulí a elektrická pohonná jednotka s vrtulí každá samostatné a přímo za letu řídícím ústrojím pilota ÁwTsá ovládá a řídí spalovací pohonná jednotka s vrtulí a elektrická pohogná jednotka s vrtulí každá samostatně a přímo za letu řídicí jednotkou a /také se ovládá a řídi spalovací pohonná jednotka s vrtuli a elektrická pohonná jednotka^vrtuli^letu společně řídícím ústrojím pilota a řídicí jednotí Sáňky napájející elektrickou pohonnou jednotku s vrtulí rekuperací z elektrické pohonné jednotky s vrtulí v generátorovém režimu a/nebg ze spalovací pohonné jednotky s vrtulí a generátoreny elektrických článků se reguluje každé samostatně a přímo za letu řídicím ústrojím pilota a také s<ř dobíjeni elegrickvch článků reguluje samostatně a přímo za letu ndici jednotkou shtake se dobíjení' elektrických článků reguluje za letu společně řídícím ústrojím pilota a řídící jednotkou.

2. Systém pro prováděni způsobu regulace hybridní pohonné soustavy letadla podle nároku 1, sestávající ze spalovací pohonné jednotky (1) s vrtulí a elektrické pohonné jednotky (2) s vrtuli, které jsou umístěny bez vzájemné mechanické vazby tandemově ve směru letu na trupu letadla .vyznačující se tím, že spalovací pohonná jednotka (1) s vrtulí je samostatně přímo spojena propojením (6) s řídícím ústrojím (3) pilota a také je samostatně přímo spojena propojením (8) s řídicí jednotkou (5) a elektrická pohonná jednotka (2) s vrtuli je samostatně přímo spojena propojením (7) s řídícím ústrojím (3) pilota a take je samostatně přímo spojena propojením (9) s řídicí jednotkou (5) přičemž řídicí ústrojí (3) pilota je samostatně přímo spojeno propojením (12) s řídicí jednotkou (5) ,a takédíteObsahuje dobíjitelné elektrické články (4), ktere jsou přímo spojeny silovým propojením (14) se spalovací pohonnou * 8 ^ι* jednotkou (1) s vrtulí a generátorem a jsou také přímo spojeny silovým propojením (11) s elektrickou pohonnou jednotkou (2) s vrtulí, přičemž dobíjitelné elektrickéjčlánky (4) jsou přímo spojeny propojením (10) s řídící jednotkou (5) á přímo spojeny propojením (13) s řídicím ústrojím (3) pilota.