具有驱动旋翼飞机的主旋翼和/或尾旋翼的电动驱动器的旋翼飞机

摘要

一种旋翼飞机，具有用于驱动旋翼飞机、特别是直升飞机的主旋翼的电动驱动器(E)，其中，所述电动驱动器(E)包括：用于将所述电动驱动器(E)与旋翼桅杆(4)联接以与所述主旋翼或尾旋翼抗扭联接的装置，旋翼桅杆可以与直升飞机旋翼传动装置(2)的驱动单元抗扭地联接，提供一种具有电动驱动器的旋翼飞机，降低了空间需求，简化了结构并减少了维护需求。这是通过将所述电动驱动器(E)设计为电动环形马达实现的，其中，所述电动环形马达被相对于所述旋翼桅杆(4)同轴地布置和安装。

说明书

技术领域

本发明描述了一种根据第一项权利要求的前序部分所述的旋翼飞机，其具有用于驱动旋翼飞机的主旋翼和/或尾旋翼的电动驱动器。

本发明还描述了一种具有用于驱动旋翼飞机的主旋翼和/或尾旋翼的混合动力驱动器的旋翼飞机，其包括根据本发明的电动驱动器以及被设计为热力动力机的第二驱动器。

背景技术

由现有技术已知所谓的多引擎、特别是双引擎的直升飞机，即，具有包含多个引擎或者说驱动器的驱动系统的直升飞机。通常是将燃料、主要是化石燃料通过一个或多个被设计为热力动力机的驱动器被转化为机械功，并且主旋翼通过主旋翼传动装置或者说直升飞机旋翼传动装置来驱动，或者尾旋翼通过尾旋翼传动装置驱动来驱动。

在这种多引擎直升飞机的驱动故障形式的紧急情况下，直升飞机必须能够在预定的持续时间内依靠来自其他剩余引擎的动力，使直升飞机进入安全飞行状态并应对引擎故障。

即使没有出现紧急情况，多引擎直升飞机也具有很多优点，例如，在飞行过程中可以通过其他引擎的动力来确保更好的承载能力。

这种双引擎直升飞机的一种特殊形式也是现有技术中已知的具有混合动力驱动器的直升飞机，其中，除了被设计为热力动力机的驱动器之外，还可以通过电动驱动器以及配属的电源来提供附加的机械功。相比于仅具有化石燃料供应的双引擎直升飞机，这种具有混合动力驱动器的直升飞机提供了额外的安全优势，因为例如，如果化石燃料供应发生故障，则可以使用额外的电能供应。

此外，由文献US2017/0225573Al中已知一种混合动力驱动器，其包括被设计为热力动力机的驱动器以及电动驱动器。混合动力驱动器包括由热力动力机形成的主驱动器以及由电动驱动器形成的辅助驱动器。主驱动器包括被设计为热力动力机的驱动器、主旋翼传动装置或直升飞机旋翼传动装置、传动系或主引擎轴、以及主旋翼轴或主旋翼桅杆。在此，主驱动器与主引擎轴机械地连接，由此能够使主引擎轴旋转。此外，主引擎轴通过主旋翼传动装置连接到与主旋翼固定连接的主旋翼轴，从而使得主旋翼能够旋转。

辅助驱动器包括附加的电源、电动驱动器以及传动系或所属的引擎轴。电源为电动驱动器提供所需的能量。

根据在专利文献US2017/0225573Al中提出的实施方式，电动驱动器可以经由所属的引擎轴与主旋翼轴或主旋翼桅杆处于机械有效连接中，其中，电动驱动器和引擎轴是平行于旋翼桅杆地布置。

这种由文献US2017/0225573Al已知的具有混合动力驱动器的旋翼飞机的缺点在于空间需求大、结构复杂以及维护要求高的缺点。

由于第二引擎的存在，这种例如在专利文献US2017/0225573Al中示出的混合动力驱动器具有一个基本问题，即，与单引擎的变型相比，旋翼飞机的重量不利地增加，但是实现了更高的安全等级。

发明内容

本发明的目的在于，提供一种具有电动驱动器的旋翼飞机，其克服了现有技术的缺点，特别是降低了空间需求，简化了结构并减少了维护需求。

本发明的另一个目的在于，提供一种具有混合动力驱动器的旋翼飞机，该混合动力驱动器包括电动驱动器，在此，上述现有技术中的缺点通过紧凑和轻便的结构得以克服。

本发明的目的通过一种具有权利要求1所述特征的具有电动驱动器的旋翼飞机以及一种具有权利要求7所述特征的具有混合动力驱动器的旋翼飞机来实现。

根据本发明，电动驱动器被设计为电动环形马达，该电动环形马达相对于旋翼桅杆被同轴地布置和安装。

在本发明的意义下，电动环形马达被理解为具有中空轴的所谓的力矩马达。因此，在电动环形马达的马达类型中放弃了居中布置的马达轴。电动环形马达基本上包括用作定子的环以及用作转子的环，其中，电动环形马达在外部转子的情况下被称为“外转动体”，在内部转子的情况下被称为“内转动体”。

在根据本发明的电动环形马达中，在转子与定子之间的气隙或磁隙中产生力效应。

这种电动环形马达相对于具有马达轴的常规电动马达的优点在于：由于在低转速下具有较高的驱动力矩，因此能够实现高加速度。由于不需要诸如齿形带等的机械元件，因此通过使用电动环形马达能够实现紧凑的设计。换句话说，电动环形马达可以被特别紧凑地集成到旋翼飞机的现有驱动系统中。此外，由于少了很多机械元件，因此这种电动环形马达运行平稳、噪声低并且维护少。将电动环形马达简单地附接在旋翼桅杆上，特别是与混合动力驱动器相结合，也有利于紧凑的设计。与此相反，在专利文献US2017/0225573Al中示出的混合动力驱动器的缺点在于，为了耦合在此公开的电动驱动器的机械功率而需要额外的传动机构，从而因为额外的轴和转向传动而导致更高的复杂性。

在本发明的意义下，旋翼桅杆在尾旋翼中被理解为尾旋翼毂，或者在主旋翼的情况下被理解为主旋翼桅杆。

在从属权利要求中给出了其它优选的实施方式。

根据一种优选的实施方式，可以将电动驱动器设计为具有起到转子作用的、特别是环形的内转动体的电动环形马达，在此，该内转动体可以与旋翼桅杆固定地连接。

这种优选实施方式的优点在于，通过所实现的从设计为电动环形马达的电动驱动器到旋翼桅杆的直接力传递，可以省去“齿轮箱”或者说主旋翼传动装置。

在一种替代的、优选的实施方式中，原则上可以设想将电动驱动器设计为具有具有起到转子作用的、特别是环形的外转动体的电动环形马达，在此，该外转动体可以与旋翼桅杆固定地连接。这种外转动体变型的优点在于设计更紧凑，却能够提供更大的转矩。与内转动体一样，同样具有很高的运行安全性和运行平稳性。

根据另一种优选的实施方式，电动驱动器被设计为具有集成传动装置的电动环形马达，用于将力传递到旋翼桅杆上。这种采用集成传动装置的力传递的优点在于，可以保持最有效的马达转速，该马达转速通常高于旋翼转速。此外，采用集成传动装置的力传递的优点还在于，在据此实现的减速过程中能够产生特别高的转矩，并且能够帮助实现更紧凑的设计。

原则上可以考虑任何合适形式的集成传动装置。然而，特别优选地将电动驱动器设计为具有集成的、被构造为行星齿轮的传动装置的电动环形马达。

优选地，电动驱动器可以至少与直升飞机传动装置的传动装置壳体机械地连接，特别地，电动驱动器的起到定子作用的外环可以与传动装置壳体固定地连接。

特别优选的是，将电动驱动器设计并确定尺寸为，能够自主地驱动旋翼飞机、特别是直升飞机的主旋翼和/或尾旋翼而不需要额外的驱动器。在本发明的意义下，自主的电动驱动器是指能够实现优选至少150kW、更优选为200kW至700kW、更优选为300kW至600kW、甚至特别优选为大约600kW的机械功率。例如，使用机械功率约为600kW的电动驱动器在在371rpm的低转速下可以获得大约15500Nm的高转矩。

根据本发明的一种优选的、可能的扩展方案，可以将多个被设计为电动环形马达的驱动器彼此叠置地相对于旋翼桅杆同轴地布置和安装。换句话说，可以将多个被设计为电动环形马达的驱动器相互堆叠。使用多个堆叠而不是单一的电动环形马达具有特别的优点，即，能够实现电动驱动器的模块化构造，并且能够在制造技术上毫不费力地批量生产不同的功率等级。高功率需求可以通过该模块化结构分布到多个具有低电功率的等级上，由此，通过所产生的较大的表面在物理学和制造技术方面具有优点，即，可以导出马达和控制器的功率热量损耗。附加地，分布在多个等级上的电动驱动能够针对被设计为热力动力机的第二驱动器的完全失效提供更好的保护。

由此，可以有利地确保，在多引擎直升飞机的例如被设计为热力动力机的第二驱动器发生故障形式的紧急情况下，多引擎直升飞机能够在预定的持续时间内依靠来自剩余电动驱动器的应急电功率，使直升飞机进入安全的飞行状态并应对引擎故障。

原则上，根据本发明的旋翼飞机可以仅包括自主的、被设计为电动环形马达并且与旋翼桅杆同轴布置的电动驱动器。然而，本发明的另一方面涉及一种具有混合动力驱动器的旋翼飞机，其包括根据本发明的电动驱动器以及被设计为热力动力机的第二驱动器，例如内燃机、涡轮机、火花点火机、柴油机、燃料电池驱动器等。

优选地，对于这种混合动力驱动器，电动驱动器可以与被设计为热力动力机的第二驱动器联接，使得电动驱动器可以与第二驱动器一起在联接状态下转动，从而使得电动驱动器可以在驱动主旋翼和/或尾旋翼时支持第二驱动器，反之亦然。在本发明的意义下，这种混合动力驱动器可以理解为并联构造的混合动力驱动器。

原则上，根据本发明的旋翼飞机的旋翼桅杆可以被设计为一件式的。优选地，根据本发明的旋翼飞机的旋翼桅杆被设计为两件式的，包括支承桅杆和外桅杆，其中，被设计为中空体的外桅杆被可相对于支承桅杆围绕中心轴线旋转地安装，并同心地围绕支承桅杆，并且其中，外桅杆可以与直升飞机旋翼传动装置有效连接，其中，支承桅杆可以位置固定地和抗扭地安装在旋翼飞机中，使得外桅杆能够与主旋翼抗扭地联接，并且可以与直升飞机旋翼传动装置一起旋转。结合可能的外转动体变型，例如可以将起定子作用的内环抗扭地紧固在支承桅杆上，而将起转子作用的环形外转动体紧固在外桅杆上。根据本发明的另一种优选的、可能的扩展方案，即使是在这种外转动体变型中，也可以将多个被设计为电动环形马达的驱动器相对于旋翼桅杆同轴地彼此叠置和安装(即，相互堆叠)，其具有所提及的堆叠的而不是单一的电动环形马达的、所提到的优点，即，模块化构造，各个功率等级的简单实现，高功率需求在多个具有低功率的等级上的分配。根据另一种优选的扩展方案，在这种具有相互叠置堆叠的电动环形马达的外转动体变型中，环形马达可以被设计为具有集成的、被设计为行星传动装置的传动装置。

优选地，在根据本发明的旋翼飞机的直升飞机旋翼传动装置中，旋翼桅杆可以与被设计为驱动齿轮的驱动单元抗扭地联接，其中，驱动齿轮通过至少一个径向轴承可旋转地支承在支承桅杆上，并且通过与驱动齿轮抗扭连接的太阳轮，可以使至少一个驱动行星齿轮在相应的行星齿轮架的面向驱动齿轮的一侧围绕相应的行星齿轮轴线旋转，并且其中，至少一个属于该至少一个驱动行星齿轮的、被位置固定地安装的行星齿轮被可围绕中心轴线旋转的内啮合齿轮环包围，并且在齿轮环与外桅杆之间可以安装或模制有力传递装置，使得从驱动齿轮的旋转运动开始，外桅杆和与外桅杆抗扭联接的主旋翼能够一起处于旋转中。

但是原则上也可以考虑，在根据本发明的旋翼飞机的直升飞机旋翼传动装置中使用具有非位置固定的行星齿轮的行星传动装置。在此，行星传动装置具有多个外啮合的行星齿轮，这些行星齿轮安装在相应的行星架上。由于设计方面的原因，这些行星齿轮被可旋转地安装在局部固定的齿轮环中。在此，非位置固定的行星齿轮分别围绕各自的行星轴线旋转，并且在齿轮环内部围绕中心旋翼轴线旋转。行星齿轮的旋转是通过中心的太阳轮的旋转驱动来实现，该中心的太阳轮同样是被局部固定地但围绕中心旋翼轴线可旋转地安装。一驱动器使中心的太阳轮转动，从而将旋转运动经由太阳轮和行星齿轮传递到旋翼桅杆上。

结合直升飞机旋翼传动装置的这种设计，可以有利地在一定时间内完全地补偿主传动系的全部失效，以便确保安全降落。

此外，可直接快速提供的附加功率可以用于对设计为热力动力机的驱动器的减负或者说支持。这样做的可能的优点在于，在对驱动系统进行最大可能的简单和紧凑的设计的情况下，能够提高被设计为热力动力机的驱动器的使用寿命(例如导致节省了维护成本)以及提高驱动器的效率(例如导致减少了化石燃料的消耗)。

附图说明

下面结合附图对本发明的优选实施例进行说明。其中：

图1为根据本发明的旋翼飞机的一种优选实施方式的透视图，其具有混合动力驱动器；

图2为具有混合动力驱动器的根据本发明的旋翼飞机的一种优选实施方式的纵截面图；

图2a为具有混合动力驱动器的根据本发明的旋翼飞机的另一种优选实施方式的纵截面图，其中多个电动环形马达彼此堆叠；

图3为具有混合动力驱动器的根据本发明的旋翼飞机的一种优选实施方式的纵截面图，其中电动驱动器被设计为电动环形马达，该电动环形马达具有集成的、被设计为行星传动装置的传动装置；

图3a为根据本发明的旋翼飞机的另一种优选实施方式的纵截面图，其具有混合动力驱动器和多个相互叠置的电动环形马达，其中电动环形马达具有集成的、被设计为行星传动装置的传动装置；

图4为根据本发明的旋翼飞机的一种优选实施方式的驱动功率控制的功能框图，该旋翼飞机在此具有并联构造的混合动力驱动器；

图5为根据本发明的旋翼飞机的另一种优选实施方式的驱动功率控制的功能框图，该旋翼飞机在此具有串联构造的混合动力驱动器。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的旋翼飞机的一种优选实施方式的透视图，其具有混合动力驱动器1。如图2中详细示出的那样，在此示出的电动驱动器E至少与直升飞机旋翼传动装置或主旋翼传动装置2的传动装置壳体30机械地连接，其中，电动驱动器E的起到定子作用的外环10经由外环10的这里为四个的第一紧固臂12与传动装置壳体30的这里为四个对应的第二紧固臂31固定地连接。

图2示出了具有混合动力驱动器1的根据本发明的旋翼飞机的一种优选实施方式的纵截面图。

在此示出的混合动力驱动器1包括电动驱动器E以及在此未示出的、被设计为热力动力机的第二驱动器TK，例如内燃机、涡轮机、火花点火机、柴油机、燃料电池驱动器等。

在图2中示出的被设计为两件式的主旋翼桅杆4包括支承桅杆5以及被设计为中空体的、具有空腔H3的外桅杆6，其中，外桅杆6围绕中心轴线z同心地围绕支承桅杆5。

电动驱动器E被设计为电动环形马达，其中，该电动环形马达相对于旋翼桅杆4同轴地、特别是相对于沿着旋翼桅杆或主旋翼桅杆4延伸的中心轴线z同轴地布置和安装。此外，在此示出的电动环形马达被设计为具有起到转子作用的、环形的(即，形成内环的)内转动体11，该内转动体11与主旋翼桅杆4的外桅杆6固定地连接。

根据在此如图2所示的优选实施方式，电动驱动器E可以与被设计为热力动力机的第二驱动器TK联接，其中，电动驱动器E的内转动体11与主旋翼桅杆4的外桅杆6固定地连接，并且正如将在下文中所要阐述的那样，与第二驱动器处于有效连接的主旋翼传动装置2通过齿轮环随动件21同样与外桅杆6抗扭地连接。在此处所示的优选实施方式中，有利的是，在电动驱动器E的固定部分(定子)与被设计为热力动力机的第二驱动器TK之间不存在直接的机械接触区域或者说没有联接。通过该同轴布置的环形马达，使得这里的有效连接是纯电磁的。换句话说，在此处的电动驱动器E被设计为环形马达的情况下，不会花费额外的成本进行空转或不工作，由此几乎排除了对电动驱动器E的锁止。

为了达到更高的安全级别，甚至可以选择性地在被设计为环形马达的电动驱动器E的旋转部分(转子)和直升飞机旋翼传动装置或被设计为热力动力机的第二驱动器TK之间的区域中设置解耦机构。

由此，电动驱动器E可以与第二驱动器在联接状态下一起接收额外的转矩，并且因此使得电动驱动器E可以在驱动主旋翼时支持第二驱动器，反之亦然。

主旋翼传动装置2被传动装置壳体30包围，由此能够保护各个部件免受外部影响。在此，在这里示出的电动驱动器E至少与直升飞机旋翼传动装置或主旋翼传动装置2的传动装置壳体30机械地连接，特别是电动驱动器E的起到定子作用的外环10与传动装置壳体30固定地连接或固定在一起。特别地，外环10的第一紧固臂12在此可以与传动装置壳体30的对应的第二紧固臂31固定地连接。

如图2中所示，在外环10与内转动体11之间形成有磁隙M。优选地，主旋翼桅杆4被制造为，使得所需转矩由磁场产生，或者转子的弯曲力矩对外环10与内转动体11之间的磁隙M的影响很小或没有影响。盖部15保护电动驱动器E免受外部环境影响。

在图2中示出的主旋翼传动装置或直升飞机传动装置2具有中心的空腔H1。在该中心空腔H1中安装有位置固定的且抗扭的支承桅杆5，该支承桅杆在此被设计为具有空腔H2并环绕中心轴线z的中空体。中心轴线z同时形成支承桅杆5的纵向方向和主旋翼轴或主旋翼桅杆4的旋转轴线。在此，支承桅杆5被设计为完全横穿传动装置壳体30，其中，例如在此未示出的控制杆或电导线(例如线缆)等可以穿过支承桅杆5中的中心的空腔H2基本上沿着中心轴线z移动。与主旋翼桅杆4外部的布置相比，通过这种在支承桅杆5中的移动，控制杆或者线缆不会由于诸如鸟击之类的外部影响而受损。此外，通过控制杆在主旋翼桅杆4外部在支承桅杆5的空腔H2中的移动，为相对于主旋翼桅杆4同轴地安装被设计为电动环形马达的电动驱动器E提供了足够的空间。换句话说，这种内置的控制杆以及与之相关的可能省去了旋翼桅杆4外部的摆动盘，将允许电动环形马达被简单地紧固在旋翼桅杆4上。

优选地，在传动装置壳体30上，在传动系侧布置有用于使控制杆转向和定向的转向装置。

主驱动系或传动系32，其通过开口20被容置在传动装置壳体30中，在此与被设计为热力动力机的第二驱动器TK(此处未示出)处于机械有效连接中。根据图2所示，在此在支承桅杆5上可转动地安装有驱动齿轮34，在此，该驱动齿轮34具有锥形齿轮啮合部，该锥形齿轮啮合部可以与传动系32的传动系齿轮33共同作用。被设计为中空轴的第二太阳轮35与该驱动齿轮34连接，该第二太阳轮具有带有外啮合部37的管部36。通过第二太阳轮35，驱动齿轮34在此被围绕中心轴线z可旋转地别插式地安装在局部并且是可旋转地固定的支承桅杆5上。如图2所示，第二太阳轮35在此是通过太阳轮轴承38可旋转地安装在支承桅杆5上。第二太阳轮35可以由传动系32驱动，由此，第二太阳轮35代表驱动的中空轴。在第二太阳轮35的外啮合部37的高度上，有多个驱动行星齿轮41布置在对应的第二行星齿轮架39上，在此，行星齿轮架39可以被理解为行星轴。这些驱动行星齿轮41分别具有外啮合部并且与第二太阳轮35的外啮合部37啮合。第二行星齿轮架39被设计为位置固定的，并且相对于传动装置壳体30或者中心轴线z或者可旋转的第二太阳轮35具有间隔，使得驱动行星齿轮41及其第二行星齿轮架39可以以位置固定地旋转的方式置身于传动装置壳体30内部。第二行星齿轮架39被设计为双行星架，因为第二行星齿轮40在行星齿轮轴线P的方向上是与每个驱动行星齿轮41间隔开地布置在各个第二行星齿轮架39上。驱动行星齿轮41分别平行于所属的第二行星齿轮40地布置。该多个第二行星齿轮架39围绕中心轴线z，围绕支承桅杆5的外周分布，并且位置固定地布置在传动装置壳体30中。

这里示出的主旋翼传动装置2可以理解为两级的行星传动装置。在此，支承桅杆5完全横穿传动装置壳体30并且在背向传动系32的一侧从传动装置壳体30突出。

在第二行星齿轮40沿中心轴线z方向的高度上，围绕中心轴线z可旋转地布置有齿轮环22。齿轮环22包围所有的第二行星齿轮40，可以通过第二行星齿轮40的旋转被驱动并因此可以围绕中心轴线z旋转。在齿轮环22上布置有用作力传递装置的齿轮环随动件21，借助于该齿轮环随动件可以将齿轮环22的旋转传递到可转动的外桅杆6上。

图2a示出了具有混合动力驱动器的根据本发明的旋翼飞机的另一种优选实施方式的纵截面，其中与图2所示实施方式不同的是，多个，在此为三个，电动环形马达E；E'；E"是彼此堆叠，并且各自具有外环10；10'；10"以及内转动体11；11'；11"。

图3示出了具有混合动力驱动器1的根据本发明的旋翼飞机的另一种优选实施方式的纵截面，其中电动驱动器E被设计为电动环形马达，该电动环形马达具有集成的、被设计为行星传动装置PE的传动装置。正如在图3中看到的那样，主旋翼传动装置2在此对应于图2所示优选实施方式中的主旋翼传动装置2。

在这里示出的优选实施方式中，在起到转子作用的环形的(即，形成内环)内转动体11上抗扭地布置有内啮合的中空齿轮51，因此该内啮合的中空齿轮51一起参与到内转动体11的旋转中。

这里示出的行星传动装置PE具有多个外啮合的第一行星齿轮52，这些第一行星齿轮安装在所属的第一行星架53上。第一行星齿轮52的外啮合部在此与中空齿轮51的内啮合部啮合。因此，第一行星齿轮52由于其设计而可旋转地安装在中空齿轮51中。在此，非位置固定的行星齿轮52分别围绕其行星轴线P旋转并且在齿轮环22的内部围绕中心转子轴线或中心轴线z旋转。第一行星齿轮52的旋转在此是通过布置在内转动体11上的内啮合中空齿轮51围绕在此抗扭布置的、即不可旋转的第一太阳轮50的旋转驱动来实现的。从图3中可以看出，在该另一种优选的实施方式中，第一太阳轮50的抗扭布置是基于固定的壳体底部55实现的，该壳体底部在外环10与第一太阳轮50之间建立了刚性连接。

通过在第一行星架53与外桅杆6之间被抗扭地固定的连接元件54，使得外桅杆6处于旋转中。

图3a示出了根据本发明的旋翼飞机的另一种优选实施方式的纵截面，其具有混合动力驱动器1和多个(在此为两个)彼此堆叠的电动环形马达E；E'，其中，电动环形马达E；E'分别具有集成的、被设计为行星传动装置PE；PE'的传动装置。如图3a中所示，这两个彼此堆叠的电动环形马达E；E'分别具有第一太阳轮50；50'、第一内啮合中空齿轮51；51'、第一行星齿轮52；52'、第一行星齿轮架53；53'以及连接元件54；54'。在两个彼此堆叠的电动环形马达E；E'之间，该另一种优选的实施方式具有中间底部56，在此，该中间底部56在外环10；10'与第一太阳轮50'之间建立连接，而固定的壳体底部55在外环10与第一太阳轮50之间建立刚性连接。该另一种优选的实施方式将下述的优点结合在一起：即，借助于集成传动装置实现的能够产生特别高的转矩的减速；以及借助于相互堆叠的电动环形马达实现的模块化结构，电动驱动器具有不同的、可实现的功率等级。

图4示出了根据本发明的旋翼飞机的一种优选实施方式的驱动功率控制的功能框图，其具有在此为并联设计的混合动力驱动器1。在左边的框架中示出了电动驱动系统的主要组件，在右边的框架中示出了被设计为热力动力机的驱动器TK的主要组件。

如已经在图2中示出的那样，在根据本发明的具有混合动力驱动器1的旋翼飞机中，被设计为热力动力机的驱动器TK以及电动驱动器E与主旋翼桅杆4处于机械有效连接中。

从图4可以看出，旋翼飞机在此包括控制单元ST以及功率电子器件单元LEE(也称为“逆变器”)，在此，功率电子器件单元LEE是基于电信号传输c与控制单元ST集成在一起。此外，功率电子器件单元LEE被设计为，通过电能源传输b从电池存储单元BS形式的电源中接收电能，并将电能以电流的形式中继传输到电动驱动器E。

控制单元ST在此被设计为，其能够基于电信号传输c通过航空电子单元AE从被设计为热力动力机的第二驱动器TK、电动驱动器E、领示控制装置和能量源接收传感器输入数据；并且可以将输出数据中继传输到功率电子器件单元LEE。

如图4的右边框架中所示，在这里被设计为热力动力机的第二驱动器TK是借助于驱动调节单元AR通过输送化石燃料的燃料线路d来运行。被设计为热力动力机的第二驱动器TK在此通过主旋翼传动装置2和主旋翼桅杆4与主旋翼处于机械有效连接a中。在此，驱动调节单元AR优选地被自主地和完全数字地构造为所谓的FADEC，由此使得第二驱动器TK在所有运行状态下均被独立地调节。

借助于电信号传输c，被设计为FADEC的驱动调节单元AR可以与航空电子单元AE处于连接中，在此，航空电子单元AE可以采集到来自第二驱动器TK的输出功率，并且可以借助电信号传输c将其中继传输到控制单元ST。

根据本发明的旋翼飞机可以包括附加的电源系统SV，该电源系统SV确保为航空电子单元AE和电池存储单元BS提供附加的能量供应。

特别是可以将控制单元ST设计为具有逻辑，使得从功率电子器件单元LEE开始，电动驱动器E的输出功率可以根据飞行条件、飞行曲线、电池状态以及由第二驱动器TK引起的输出功率加以调节。换句话说，在第二驱动器TK发生故障时，控制单元ST可以应急地自动提高电动驱动器E的输出功率。

此外，根据本发明的旋翼飞机的混合动力驱动器1的电动驱动器E在电动驱动器E与被设计为热力动力机的第二驱动器TK之间处于抗扭联接状态下并且在第二驱动器TK运行期间，处于非运行中的电动驱动器E可以起到发电机的作用，用于电池存储单元BS的附加的能量回收。优选地，在功率电子器件单元LEE中或者在电动驱动器E中设置例如阻塞二极管形式的整流器，由此，当电动驱动器E不运行时，可以对电池存储单元BS充电。尽管在图4所示的实施方式中电动驱动器已经可以起到发电机的作用，但是根据本发明的旋翼飞机也可以可选地包括附加的发电模块SEM，用于对电池存储单元BS充电。

特别优选地，控制单元ST的逻辑还允许在用于驱动旋翼的转矩产生与用于电池存储单元BS的附加能量回收之间进行自动的模式转换。

图5示出了根据本发明的旋翼飞机的另一种优选实施方式的驱动功率控制的功能框图，其具有在此为串联设计的混合动力驱动器1。正如在图5中看到的，作为与图4中所示的并联设计的混合动力驱动器1的主要区别，在此，在设计为热力动力机的第二驱动器TK与主旋翼桅杆4或主旋翼之间不存在机械有效连接。

根据该另一种优选的实施方式，根据本发明的旋翼飞机可包括与驱动器2机械联接的附加的发电模块SEM，用于通过附加的电能源传输b为电池存储单元BS充电，以便在整个任务或整个飞行期间使被设计为电动环形马达的电动驱动器E能够不间断地连续运行。结合这种优选自主的电动驱动器E，发电模块SEM必须能够提供相应足够的电流，以保证电动驱动器E的自主运行。至少一个发电模块SEM在此用作附加的发电机，其完全为电动驱动器E的连续运行提供能量。

此外，根据在此示出的另一种优选的实施方式，通过在控制单元ST与被设计为FADEC的驱动调节单元AR之间的附加的电信号传输c，第二驱动器TK可以根据需要被接通，或者第二驱动器TK可以根据需要投入运行。

在这里示出的另一种优选的实施方式中，被设计为热力动力机的驱动器TK仅被理解为用于延长有效飞行距离的装置。

附图标记列表

1 混合动力驱动器

2 主旋翼传动装置

4 旋翼桅杆或主旋翼桅杆

5 支承桅杆

6 外桅杆

7 轴承(在支承桅杆与外桅杆之间)

10 外环

11 内转动体

12 (起到定子作用的外环的)第一紧固臂

15 (电动驱动器的)盖部

20 (在传动装置壳体中用于接纳传动系的)开口

21 (作为力传递装置的)齿轮环随动件

22 齿轮环

30 (主传动装置的)传动装置壳体

31 (传动装置壳体的)第二紧固臂

32 传动系

33 传动系齿轮

34 传动齿轮

35 第二太阳轮

36 管部

37 (管部的)外啮合部

38 太阳轮轴承

39 第二行星齿轮架

40 第二行星齿轮

41 驱动行星齿轮

42 行星齿轮架轴承

50；50' (环形马达中集成的行星传动装置的)第一太阳轮

51；51' 中空齿轮

52；52' (环形马达中集成的行星传动装置的)第一行星齿轮

53；53' (环形马达中集成的行星传动装置的)第一行星齿轮架

54；54' (行星架与外桅杆之间的)连接元件

55 壳体底部(外环与第一太阳轮50之间的连接)

56 中间底部(外环与第一太阳轮50'之间的连接)

BS 电池存储单元

E；E'；E" 电动驱动器

H1 (主传动装置的传动装置壳体的)第一空腔

H2 (支承桅杆的)第二空腔

H3 (外桅杆的)第三空腔

M (内转动体与外环之间的)磁隙

P 行星齿轮轴线

PE；PE' (电动驱动器的)行星传动装置

SEM 发电模块

ST 控制单元

TK 设计为热力动力机的第二驱动器

z 中心轴线。