WO2024115085A1 - Drive train for a floating aircraft - Google Patents

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WO2024115085A1
WO2024115085A1 PCT/EP2023/081573 EP2023081573W WO2024115085A1 WO 2024115085 A1 WO2024115085 A1 WO 2024115085A1 EP 2023081573 W EP2023081573 W EP 2023081573W WO 2024115085 A1 WO2024115085 A1 WO 2024115085A1
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WO
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rotor
main
shaft
drive
electric machine
Prior art date
Application number
PCT/EP2023/081573
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German (de)
French (fr)
Inventor
Martin Kühne
Original Assignee
Airbus Helicopters Technik Gmbh
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Filing date
Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
    • B64D27/33—Hybrid electric aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B64C2027/8209—Electrically driven tail rotors

Definitions

  • the invention relates to a drive train for a hovering aircraft with a main rotor and a tail rotor.
  • the invention also relates to a hovering aircraft with such a drive train and a method for operating such a drive train.
  • the hovering aircraft is a helicopter with a main rotor and a tail rotor.
  • the helicopter generates lift through the rotation of the main rotor. Thrust is generated by the cyclical change in the angle of attack of the rotor blades of the main rotor. Furthermore, the rotation of the main rotor, depending on the angle of attack of the rotor blades, generates a torque on the fuselage of the helicopter that acts against the direction of rotation of the main rotor.
  • the tail rotor which is arranged on a tail boom of the helicopter, is designed to generate horizontal thrust to counteract the rotation of the fuselage around the vertical axis and to ensure the controllability of the helicopter.
  • Autorotation is a rotation of the helicopter’s main rotor driven by the airstream, with the airstream flowing diagonally from below against the main rotor.
  • the sharp movement of the main rotor due to the airstream generates a force through dynamic lift, which counteracts gravity.
  • Autorotation is an emergency measure in helicopters and prevents the helicopter from falling to the ground unbraked if the drive fails. To do this, the pilot must bring the main rotor into a suitable angle to the airstream.
  • the helicopter initially descends rapidly and is braked shortly before landing by rotating the rotor blades more sharply, which dissipates the kinetic energy stored in the rotating main rotor.
  • EP 3 660 355 B1 discloses a hoverable aircraft.
  • the aircraft comprises at least one drive unit, at least one rotor and a transmission arranged between the drive unit and the rotor.
  • the transmission has at least one gearwheel comprising a main body rotatable about a first axis and a plurality of first teeth protruding from the main body.
  • the gearwheel comprises a first pair of first rings which are axially opposite one another and interact with the gearwheel such that a radial force is exerted on the gearwheel which is directed in the direction of the first axis.
  • each gearwheel comprises a pair of second rings which are axially opposite one another and interact with the gearwheel such that respective radial forces are exerted which are directed away from the first axis.
  • the object of the present invention is to provide an alternative drive train for a hoverable aircraft, whereby the drive train is intended to increase the safety of the aircraft.
  • the aircraft should not lose controllability around the vertical axis in order to enable an emergency landing.
  • a drive train according to the invention for a hoverable aircraft with a main rotor and a tail rotor comprises at least one drive unit, a first rotor shaft which is designed to be connected to the main rotor, and a second rotor shaft which is designed to be connected to the tail rotor, as well as a main transmission which is arranged in the power flow between the at least one drive unit and the two rotor shafts, wherein at least one electric machine is provided with a shaft which is arranged in the power flow between the Main gearbox and the second rotor shaft are arranged, wherein the electric machine is designed to generate drive power for the second rotor shaft in a motor mode and to generate electrical energy for an electrical system of the aircraft in a generator mode.
  • a complete failure of the tail rotor is therefore prevented by the electric machine, which is designed as an additional emergency drive.
  • the tail rotor therefore has a redundant drive.
  • the controllability of the aircraft around the vertical axis, i.e. the yaw, is maintained even if the drive connection between the main rotor and tail rotor via the main gearbox fails, which enables a controlled emergency landing.
  • the electric machine is operated in generator mode when the main gearbox is intact and generates electrical energy for the aircraft's electrical system, a generator can be omitted at another point in the aircraft's electrical system, so that essentially no additional weight is generated by the electric machine.
  • the main transmission comprises a first collecting stage that introduces drive power from a first drive unit to a collecting wheel, and a second collecting stage that introduces drive power from a second drive unit to a collecting wheel.
  • the collecting wheel is, for example, rotationally fixed or connected to the first rotor shaft via further transmission elements.
  • the collecting wheel is also connected to the second rotor shaft via further transmission elements.
  • the drive power of the two drive units is therefore distributed to the two rotor shafts via the main transmission.
  • a drive-effective connection means that two components can be directly connected to one another or that further components can be arranged in the power flow between two components. Therefore, two components that are connected to one another in a drive-effective manner can be connected immediately, i.e. directly or indirectly via further components arranged between them.
  • a freewheel device is arranged in the power flow between the main gearbox and the electric machine in such a way that the electric machine does not feed any drive power into the main gearbox during engine operation. The freewheel device therefore decouples the drive train of the tail rotor from the main gearbox, so that the drive power of the electric machine is used exclusively to drive the second rotor shaft and thus the tail rotor of the aircraft.
  • a freewheel device is a coupling that enables a rotationally fixed connection between two shafts in a first direction of rotation and decouples the two shafts from each other in a second direction of rotation.
  • the shaft for connecting the electric machine is designed as the output shaft of the main transmission.
  • the shaft for connecting the electric machine is arranged at least partially or completely in the main transmission.
  • the freewheel device is preferably arranged on the output shaft of the main transmission. The freewheel device therefore couples the electric machine to the output shaft in a first direction of rotation, whereby electrical energy is generated in generator mode of the electric machine and fed into the electrical system of the aircraft. Furthermore, the freewheel device decouples the electric machine from the output shaft in a second direction of rotation, whereby electrical energy is taken from the electrical system of the aircraft, for example from an electrical energy storage device, in engine mode of the electric machine and used to drive the tail rotor.
  • the shaft for connecting the electric machine is part of an intermediate gear arranged between the main gear and the second rotor shaft.
  • the shaft for connecting the electric machine is arranged at least partially or completely in the intermediate gear.
  • the freewheel device is arranged in the intermediate gear.
  • the freewheel device couples the electric machine in a first direction of rotation with the shaft, which is arranged at least partially or completely in the intermediate gear, whereby in generator mode of the electric machine electrical energy is generated and fed into the aircraft's electrical system.
  • the freewheel device decouples the electrical machine from the shaft, which is arranged at least partially or completely in the intermediate gear, whereby, when the electrical machine is in motor operation, electrical energy is taken from the aircraft's electrical system, for example from an electrical energy storage device, and used to drive the tail rotor.
  • the shaft for connecting the electric machine is part of a rear gearbox arranged between the main gearbox and the second rotor shaft.
  • the shaft for connecting the electric machine is arranged at least partially or completely in the rear gearbox.
  • the freewheel device is preferably arranged in the rear gearbox.
  • the freewheel device couples the electric machine to the shaft, which is arranged at least partially or completely in the rear gearbox, whereby electrical energy is generated in the generator mode of the electric machine and fed into the electrical system of the aircraft.
  • the freewheel device decouples the electric machine from the shaft, which is arranged at least partially or completely in the rear gearbox, whereby in the motor mode of the electric machine, electrical energy is taken from the electrical system of the aircraft, for example from an electrical energy storage device, and used to drive the tail rotor.
  • the electric machine is connected to the shaft via a gear stage comprising at least a first gear and a second gear, the first gear being connected to the shaft in a rotationally fixed manner, the second gear being connected to a rotor shaft of the electric machine.
  • the electric machine is designed to be axially parallel to the shaft. An axial distance between the shaft and the electric machine can be set via the diameters of the two gears.
  • the two gears of the gear stage are in constant mesh with one another.
  • the gear stage is designed as a spur gear stage.
  • the gear stage can comprise several shafts and/or gears.
  • the main transmission has a bevel gear stage with a first bevel gear and a second bevel gear, the first bevel gear being arranged coaxially to a main rotation axis of the main transmission and being connected in a rotationally fixed manner to the collecting gear of the main transmission, the second bevel gear being arranged essentially perpendicular to the main rotation axis of the main transmission and being connected in a driving manner to the second rotor shaft.
  • the second bevel gear is connected in a rotationally fixed manner to the output shaft of the main transmission.
  • an intermediate transmission and a rear transmission are arranged in the power flow between the second bevel gear and the second rotor shaft.
  • the electric machine is operated in generator mode when the main transmission is intact in order to generate electrical energy for the aircraft's electrical system, and in the event of a power failure in the main transmission the electric machine is operated in motor mode in order to generate drive power for the second rotor shaft.
  • Several energy consumers and at least one energy storage device are arranged in the aircraft's electrical system.
  • the drive power generated by the electric machine in motor mode is conducted to the tail rotor via the tail rotor's drive train and causes it to rotate.
  • a hoverable aircraft according to the invention comprises a main rotor, a tail rotor and a drive train according to the invention.
  • the aircraft has two drive units which are each connected to the main rotor and the tail rotor via the main gear.
  • Fig. 1 is a schematic representation of an aircraft designed as a helicopter with a drive train according to the invention
  • Fig. 2 is a highly abstracted schematic view of the drive train according to the invention according to a first embodiment
  • Fig. 3 is a highly abstracted schematic view of the drive train according to the invention according to a second embodiment.
  • Fig. 4 is a highly abstracted schematic view of the drive train according to the invention according to a third embodiment.
  • Fig. 1 shows a hoverable aircraft 100 designed as a helicopter with a drive train according to the invention.
  • the drive train comprises two drive units 1.1, 1.2 on the drive side, of which only the first drive unit 1.1 is visible due to the illustration, and a rotor system on the output side with a first rotor 101 designed as a main rotor and a second rotor 102 designed as a tail rotor.
  • At least one main gear 3 is arranged in the power flow between the drive units 1.1, 1.2 and the rotors 101, 102.
  • the second drive unit 1.2 is only shown in Fig. 2, Fig. 3 and Fig. 4 for perspective reasons.
  • Fig. 2 shows the drive train shown in Fig. 1 in more detail.
  • the first rotor 101 is connected to the main transmission 3 via a first rotor shaft 2.1.
  • the second rotor 102 is connected to a rear transmission 8 via a second rotor shaft 2.2.
  • the rear transmission 8 is connected to the main transmission 3 via an intermediate transmission 7.
  • several worlds and separation points are arranged, which are designed as multi-disk clutch packages and are intended for length and angle compensation.
  • the first drive unit 1.1 is connected to a collecting wheel 11 via a first collecting stage 16.1, with a first freewheel 18.1 in the power flow between the first collecting stage 16.1 and the first drive unit 1.1.
  • the second drive unit 1.2 is connected to the collecting wheel 11 via a second collecting stage 16.2, with a second freewheel 18.2 being arranged in the power flow between the second collecting stage 16.2 and the second drive unit 1.2.
  • the main gear 3 further comprises a bevel gear stage 10 with a first bevel gear 10.1 and a second bevel gear 10.2, wherein the first bevel gear 10.1 is arranged coaxially to a main rotation axis 19 of the main gear 3 and is connected in a rotationally fixed manner to the collecting gear 11.
  • the second bevel gear 10.2 is arranged essentially perpendicular to the main rotation axis 19 of the main gear 3 and is connected in a driving manner to the second rotor shaft 2.2.
  • the main gear 3 also has a planetary gear stage with a sun shaft 12, a ring gear 13 and a carrier shaft 14.
  • Several planetary gears 15 are arranged on the carrier shaft 14, whereby only two planetary gears 15 of the planetary gear stage are shown here.
  • the planetary gears 15 mesh with the sun shaft 12 and the ring gear 13.
  • the sun shaft 12 is designed as the drive shaft of the planetary gear stage and is connected in a rotationally fixed manner to the collecting gear 11 and the first bevel gear 10.1.
  • the carrier shaft 14 is designed as the output shaft of the planetary gear stage and is connected in a rotationally fixed manner to the first rotor shaft 2.1.
  • the ring gear 13 is designed to be fixed to the housing and is thus secured against rotation.
  • An electric machine 4 is also arranged in the drive train of the aircraft 100, which is connected via a gear stage 9 designed as a spur gear stage, comprising a first gear 9.1 and a second gear 9.2, to a shaft 5, which is arranged in the power flow between the main gear 3 and the second rotor shaft 2.2.
  • the first gear 9.1 is connected in a rotationally fixed manner to the shaft 5, wherein the second gear 9.2 is connected in a rotationally fixed manner to a rotor shaft 4.1 of the electric machine 4.
  • the electric machine 4 is designed to generate drive power for the second rotor shaft 2.2 in a motor mode and to generate electrical energy for an electrical system of the aircraft 100 in a generator mode.
  • a freewheel device 6 is arranged in the power flow between the main gear 3 and the electric machine 4 in such a way that the electric machine 4 does not feed any drive power into the main transmission 3 during engine operation.
  • the electric machine 4 when the main transmission 3 is in an intact state, the electric machine 4 is operated in generator mode in order to generate electrical energy for the electrical system of the aircraft 100. Furthermore, in the event of a power failure in the main transmission 3, the electric machine 4 is operated in motor mode in order to generate drive power for the second rotor shaft 2.2.
  • the electric machine 4 forms a redundant drive for the tail rotor 102.
  • the controllability of the aircraft 100 about the vertical axis, which coincides with the main rotation axis 19 of the main gear 3, is thus maintained even if the drive-effective connection between the main rotor 101 and the tail rotor 102 via the main gear 3 fails, which enables a controlled emergency landing.
  • the electric machine 4 is operated in generator mode when the main gear 3 is in intact operation and generates electrical energy for the electrical system of the aircraft 100, a generator can be omitted at another point in the electrical system of the aircraft 100, so that essentially no additional weight is generated by the electric machine 4.
  • the shaft 5 for connecting the electric machine 4 is designed as an output shaft of the main transmission 3, with the freewheel device 6 being arranged on the output shaft of the main transmission 3.
  • the arrangement of the electric machine 4 according to the embodiment of Fig. 2 is preferred due to the optimized center of gravity.
  • the shaft 5 for connecting the electric machine 4 is part of the intermediate gear 7 arranged between the main gear 3 and the second rotor shaft 2.2, wherein the freewheel device 6 is arranged in the intermediate gear 7.
  • the embodiment according to Fig. 3 corresponds to the embodiment according to Fig. 2, to which reference is made.
  • the shaft 5 for connecting the electric machine 4 is part of the shaft arranged between the main gear 3 and the second rotor shaft 2.2.
  • the embodiment according to Fig. 4 corresponds to the embodiment according to Fig. 2, to which reference is made.

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  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)

Abstract

The invention relates to a drive train for a floating aircraft (100) with a main rotor (101) and a rear rotor (102), comprising at least one drive unit (1.1, 1.2), a first rotor shaft (2.1) which is designed to be drivingly connected to the main rotor (101), and a second rotor shaft (2.2) that is designed to be drivingly connected to the rear rotor (102), as well as a main transmission (3) which is arranged in the power flow between the at least one drive unit (1.1, 1.2) and the two rotor shafts (2.1, 2.2), wherein at least one electric machine (4) is drivingly connected to a shaft (5) arranged in the power flow between the main transmission (3) and the second rotor shaft (2.2), wherein the electric machine (4) is designed to generate drive power for the second rotor shaft (2.2) in a motor operation, and to generate electrical energy for an electrical system of the aircraft (100) in a generator operation. The invention also relates to a method for operating a drive train of this type and to an aircraft (100) with a drive train of this type.

Description

Antriebsstranq für ein schwebfähiqes Luftfahrzeug Drive train for a hovering aircraft
Die Erfindung betrifft einen Antriebsstrang für ein schwebfähiges Luftfahrzeug mit ei- nem Hauptrotor und einem Heckrotor. Ferner betrifft die Erfindung ein schwebfähiges Luftfahrzeug mit einem solchen Antriebsstrang sowie ein Verfahren zum Betrieb ei- nes solchen Antriebsstrangs. Beispielsweise ist das schwebfähige Luftfahrzeug ein Hubschrauber mit einem Hauptrotor und einem Heckrotor. The invention relates to a drive train for a hovering aircraft with a main rotor and a tail rotor. The invention also relates to a hovering aircraft with such a drive train and a method for operating such a drive train. For example, the hovering aircraft is a helicopter with a main rotor and a tail rotor.
Der Hubschrauber erzeugt durch Rotation des Hauptrotors Auftrieb. Durch die zykli- sche Änderung des Anstellwinkels der Rotorblätter des Hauptrotors wird Vortrieb er- zeugt. Ferner erzeugt die Rotation des Hauptrotors in Abhängigkeit vom Anstellwin- kel der Rotorblätter ein gegen die Drehrichtung des Hauptrotors wirkendes Drehmo- ment auf den Rumpf des Hubschraubers. Der Heckrotor, der an einem Heckausleger des Hubschraubers angeordnet ist, ist dazu eingerichtet, einen horizontalen Schub zu erzeugen, um der Drehung des Rumpfes um die Hochachse entgegenzuwirken und die Steuerbarkeit des Hubschraubers sicherzustellen. The helicopter generates lift through the rotation of the main rotor. Thrust is generated by the cyclical change in the angle of attack of the rotor blades of the main rotor. Furthermore, the rotation of the main rotor, depending on the angle of attack of the rotor blades, generates a torque on the fuselage of the helicopter that acts against the direction of rotation of the main rotor. The tail rotor, which is arranged on a tail boom of the helicopter, is designed to generate horizontal thrust to counteract the rotation of the fuselage around the vertical axis and to ensure the controllability of the helicopter.
Ein Hubschrauber ist unter gewissen Umständen durch die im System gespeicherte kinetischen und potentielle Energie in der Lage bei Ausfall des Antriebs, bzw. der Leistungsübertragung, eine gesteuerte Notlandung durch Autorotation durchzufüh- ren. Unter „Autorotation“ ist eine durch den Fahrtwind angetriebene Drehung des Hauptrotors des Hubschraubers zu verstehen, wobei der Fahrtwind schräg von unten gegen den Hauptrotor strömt. Die schneite Bewegung des Hauptrotors durch den Fahrtwind erzeugt eine Kraft durch dynamischen Auftrieb, wobei diese Kraft der Schwerkraft entgegenwirkt. Die Autorotation ist beim Hubschrauber eine Notmaß- nahme und verhindert, dass der Hubschrauber bei einem Ausfall des Antriebs unge- bremst zu Boden fällt. Dazu muss der Hauptrotor vom Piloten in einen geeigneten Winkel zum Fahrtwind gebracht werden. Während der Autorotation sinkt der Hub- schrauber zunächst schnell und wird kurz vor der Landung durch stärkeres Anstellen der Rotorblätter abgebremst, wobei die im rotierenden Hauptrotor gespeicherte kine- tische Energie dabei abgebaut wird. Under certain circumstances, the kinetic and potential energy stored in the system enables a helicopter to make a controlled emergency landing by autorotation if the drive or power transmission fails. “Autorotation” is a rotation of the helicopter’s main rotor driven by the airstream, with the airstream flowing diagonally from below against the main rotor. The sharp movement of the main rotor due to the airstream generates a force through dynamic lift, which counteracts gravity. Autorotation is an emergency measure in helicopters and prevents the helicopter from falling to the ground unbraked if the drive fails. To do this, the pilot must bring the main rotor into a suitable angle to the airstream. During autorotation, the helicopter initially descends rapidly and is braked shortly before landing by rotating the rotor blades more sharply, which dissipates the kinetic energy stored in the rotating main rotor.
Wenn durch einen Ausfall des Antriebs oder durch einen Schaden die Antriebsver- bindung zwischen Hauptrotor und Heckrotor über das Hauptgetriebe nicht unterbrochen ist, bleibt bei einer Autorotation die Steuerbarkeit des Hubschraubers weitestgehend erhalten, sodass eine Notlandung erfolgen kann. Wird jedoch durch den Schaden die Antriebsverbindung zwischen Hauptrotor und Heckrotor unterbro- chen, verliert der Hubschrauben die Steuerbarkeit um die Hochachse, was zu einem unkontrollierbaren Absturz des Hubschraubers führen kann. If the drive connection between the main rotor and tail rotor via the main gear box is not maintained due to a failure of the drive or damage, is interrupted, the controllability of the helicopter remains largely intact during autorotation, so that an emergency landing can be carried out. However, if the drive connection between the main rotor and tail rotor is interrupted due to the damage, the helicopter loses controllability around the vertical axis, which can lead to an uncontrollable crash of the helicopter.
Aus der EP 3 660 355 B1 geht ein schwebfähiges Luftfahrzeug hervor. Das Luftfahr- zeug umfasst mindestens eine Antriebseinheit, mindestens einen Rotor und ein Ge- triebe, das zwischen der Antriebseinheit und dem Rotor angeordnet ist. Das Getriebe weist mindestens ein Zahnrad auf, das einen Hauptkörper, der um eine erste Achse drehbar ist, und mehrere erste Zähne, die vom Hauptkörper vorstehen, umfasst. Das Zahnrad umfasst ein erstes Paar erster Ringe, die einander axial gegenüberliegen und mit dem Zahnrad derart Zusammenwirken, dass auf das Zahnrad eine radiale Kraft ausgeübt wird, die in Richtung der ersten Achse gerichtet ist. Ferner umfasst je- des Zahnrad ein Paar zweiter Ringe, die einander axial gegenüberliegen und mit dem Zahnrad derart Zusammenwirken, dass jeweilige radiale Kräfte ausgeübt wer- den, die von der ersten Achse weg gerichtet sind. EP 3 660 355 B1 discloses a hoverable aircraft. The aircraft comprises at least one drive unit, at least one rotor and a transmission arranged between the drive unit and the rotor. The transmission has at least one gearwheel comprising a main body rotatable about a first axis and a plurality of first teeth protruding from the main body. The gearwheel comprises a first pair of first rings which are axially opposite one another and interact with the gearwheel such that a radial force is exerted on the gearwheel which is directed in the direction of the first axis. Furthermore, each gearwheel comprises a pair of second rings which are axially opposite one another and interact with the gearwheel such that respective radial forces are exerted which are directed away from the first axis.
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, einen alternativen Antriebs- strang für ein schwebfähiges Luftfahrzeug bereitzustellen, wobei der Antriebsstrang die Sicherheit des Luftfahrzeugs erhöhen soll. Insbesondere soll bei einem Ausfall der Antriebsverbindung zwischen Hauptrotor und Heckrotor, das Luftfahrzeug die Steuerbarkeit um die Hochachse nicht verlieren, um eine Notlandung zu ermögli- chen. Die Aufgabe wird gelöst durch einen Antriebsstrang mit den Merkmalen des unabhängigen Patentanspruchs 1. Vorteilhafte Ausführungsformen sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche, der nachfolgenden Beschreibung sowie der Figuren. The object of the present invention is to provide an alternative drive train for a hoverable aircraft, whereby the drive train is intended to increase the safety of the aircraft. In particular, if the drive connection between the main rotor and tail rotor fails, the aircraft should not lose controllability around the vertical axis in order to enable an emergency landing. The object is achieved by a drive train with the features of independent patent claim 1. Advantageous embodiments are the subject of the dependent claims, the following description and the figures.
Ein erfindungsgemäßer Antriebsstrang für ein schwebfähiges Luftfahrzeug mit einem Hauptrotor und einem Heckrotor umfasst mindestens eine Antriebseinheit, eine erste Rotorwelle, die dazu eingerichtet ist, mit dem Hauptrotor verbunden zu sein, und eine zweite Rotorwelle, die dazu eingerichtet ist, mit dem Heckrotor verbunden zu sein, sowie ein Hauptgetriebe, das im Leistungsfluss zwischen der mindestens einen An- triebseinheit und den beiden Rotorwellen angeordnet ist, wobei mindestens eine elektrische Maschine mit einer Welle, die im Leistungsfluss zwischen dem Hauptgetriebe und der zweiten Rotorwelle angeordnet ist, antriebswirksam verbun- den ist, wobei die elektrische Maschine dazu eingerichtet ist, in einem Motorbetrieb Antriebsleistung für die zweite Rotorwelle zu generieren und in einem Generatorbe- trieb elektrische Energie für ein elektrisches System des Luftfahrzeugs zu generie- ren. A drive train according to the invention for a hoverable aircraft with a main rotor and a tail rotor comprises at least one drive unit, a first rotor shaft which is designed to be connected to the main rotor, and a second rotor shaft which is designed to be connected to the tail rotor, as well as a main transmission which is arranged in the power flow between the at least one drive unit and the two rotor shafts, wherein at least one electric machine is provided with a shaft which is arranged in the power flow between the Main gearbox and the second rotor shaft are arranged, wherein the electric machine is designed to generate drive power for the second rotor shaft in a motor mode and to generate electrical energy for an electrical system of the aircraft in a generator mode.
Mithin wird ein vollständiger Ausfall des Heckrotors durch die elektrische Maschine, die als zusätzlicher Notantrieb ausgebildet ist, verhindert. Somit weist der Heckrotor einen redundanten Antrieb auf. Die Steuerbarkeit des Luftfahrzeugs um die Hoch- achse, also das Gieren, bleibt auch bei einem Ausfall der antriebswirksamen Verbin- dung zwischen Hauptrotor und Heckrotor über das Hauptgetriebe erhalten, wodurch eine gesteuerte Notlandung ermöglicht wird. Dadurch, dass die elektrische Maschine in einem intakten Betrieb des Hauptgetriebes im Generatorbetrieb betrieben wird und elektrische Energie für das elektrische System des Luftfahrzeugs generiert kann an einer anderen Stelle im elektrischen System des Luftfahrzeugs ein Generator entfal- len, sodass im Wesentliche kein Zusatzgewicht durch die elektrische Maschine er- zeugt wird. A complete failure of the tail rotor is therefore prevented by the electric machine, which is designed as an additional emergency drive. The tail rotor therefore has a redundant drive. The controllability of the aircraft around the vertical axis, i.e. the yaw, is maintained even if the drive connection between the main rotor and tail rotor via the main gearbox fails, which enables a controlled emergency landing. Because the electric machine is operated in generator mode when the main gearbox is intact and generates electrical energy for the aircraft's electrical system, a generator can be omitted at another point in the aircraft's electrical system, so that essentially no additional weight is generated by the electric machine.
Beispielsweise umfasst das Hauptgetriebe eine erste Sammelstufe, die Antriebsleis- tung von einer ersten Antriebseinheit auf ein Sammelrad einleitet, und eine zweite Sammelstufe, die Antriebsleistung von einer zweiten Antriebseinheit auf ein Sammel- rad einleitet. Das Sammelrad ist beispielsweise drehfest oder über weitere Getriebe- elemente mit der ersten Rotorwelle antriebswirksam verbunden. Ferner ist das Sam- melrad über weitere Getriebeelemente mit der zweiten Rotorwelle antriebswirksam verbunden. Mithin wird die Antriebsleistung der beiden Antriebseinheiten über das Hauptgetriebe auf die beiden Rotorwellen verteilt. For example, the main transmission comprises a first collecting stage that introduces drive power from a first drive unit to a collecting wheel, and a second collecting stage that introduces drive power from a second drive unit to a collecting wheel. The collecting wheel is, for example, rotationally fixed or connected to the first rotor shaft via further transmission elements. The collecting wheel is also connected to the second rotor shaft via further transmission elements. The drive power of the two drive units is therefore distributed to the two rotor shafts via the main transmission.
Unter einer antriebswirksamen Verbindung ist zu verstehen, dass zwei Bauteile direkt miteinander verbunden sein können oder im Kraftfluss zwischen zwei Bauteilen wei- tere Bauteile angeordnet sein können. Mithin können zwei miteinander antriebswirk- sam verbundene Bauteile unmittelbar, also direkt oder mittelbar über weitere dazwi- schen angeordnete Bauteile verbunden sein. Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist im Leistungsfluss zwischen dem Hauptgetriebe und der elektrischen Maschine eine Freilaufvorrichtung derart ange- ordnet, dass die elektrische Maschine im Motorbetrieb keine Antriebsleistung in das Hauptgetriebe einspeist. Mithin wird mitels der Freilaufvorrichtung der Antriebsstrang des Heckrotors von dem Hauptgetriebe entkoppelt, sodass die Antriebsleistung der elektrischen Maschine ausschließlich zum Antrieb der zweiten Rotorwelle und somit des Heckrotors des Luftfahrzeugs verwendet wird. Vorteilhafterweise kann dadurch auch ein Antrieb des Heckrotors bei einer Blockade im Hauptgetriebe erfolgen. Unter einer Freilaufvorrichtung ist eine Kupplung zu verstehen, die in einer ersten Drehrich- tung eine drehfeste Verbindung zwischen zwei Wellen ermöglicht und in einer zwei- ten Drehrichtung die beiden Wellen voneinander entkoppelt. A drive-effective connection means that two components can be directly connected to one another or that further components can be arranged in the power flow between two components. Therefore, two components that are connected to one another in a drive-effective manner can be connected immediately, i.e. directly or indirectly via further components arranged between them. According to a preferred embodiment, a freewheel device is arranged in the power flow between the main gearbox and the electric machine in such a way that the electric machine does not feed any drive power into the main gearbox during engine operation. The freewheel device therefore decouples the drive train of the tail rotor from the main gearbox, so that the drive power of the electric machine is used exclusively to drive the second rotor shaft and thus the tail rotor of the aircraft. This can advantageously also drive the tail rotor if there is a blockage in the main gearbox. A freewheel device is a coupling that enables a rotationally fixed connection between two shafts in a first direction of rotation and decouples the two shafts from each other in a second direction of rotation.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist die Welle zur Anbindung der elektri- schen Maschine als Abtriebswelle des Hauptgetriebes ausgebildet. Beispielsweise ist die Welle zur Anbindung der elektrischen Maschine zumindest teilweise oder voll- ständig im Hauptgetriebe angeordnet. Bevorzugt ist die Freilaufvorrichtung an der Abtriebswelle des Hauptgetriebes angeordnet. Mithin koppelt die Freilaufvorrichtung in einer ersten Drehrichtung die elektrischen Maschine mit der Abtriebswelle, wodurch im Generatorbetrieb der elektrischen Maschine elektrische Energie erzeugt und in das elektrische System des Luftfahrzeugs eingespeist wird. Ferner entkoppelt die Freilaufvorrichtung in einer zweiten Drehrichtung die elektrische Maschine von der Abtriebswelle, wodurch im Motorbetrieb der elektrischen Maschine elektrische Energie aus dem elektrischen System des Luftfahrzeugs, beispielsweise aus einem elektrischen Energiespeicher, entnommen und zum Antrieb des Heckrotors verwen- det wird. According to a preferred embodiment, the shaft for connecting the electric machine is designed as the output shaft of the main transmission. For example, the shaft for connecting the electric machine is arranged at least partially or completely in the main transmission. The freewheel device is preferably arranged on the output shaft of the main transmission. The freewheel device therefore couples the electric machine to the output shaft in a first direction of rotation, whereby electrical energy is generated in generator mode of the electric machine and fed into the electrical system of the aircraft. Furthermore, the freewheel device decouples the electric machine from the output shaft in a second direction of rotation, whereby electrical energy is taken from the electrical system of the aircraft, for example from an electrical energy storage device, in engine mode of the electric machine and used to drive the tail rotor.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist die Welte zur Anbindung der elektri- schen Maschine Teil eines zwischen dem Hauptgetriebe und der zweiten Rotorwelle angeordneten Zwischengetriebes. Beispielsweise ist die Welle zur Anbindung der elektrischen Maschine zumindest teilweise oder vollständig im Zwischengetriebe an- geordnet. Bevorzugt ist die Freilaufvorrichtung in dem Zwischengetriebe angeordnet. Mithin koppelt die Freilaufvorrichtung in einer ersten Drehrichtung die elektrischen Maschine mit der Welte, die zumindest teilweise oder vollständig im Zwischenge- triebe angeordnet ist, wodurch im Generatorbetrieb der elektrischen Maschine elektrische Energie erzeugt und in das elektrische System des Luftfahrzeugs einge- speist wird. Ferner entkoppelt die Freilaufvorrichtung in einer zweiten Drehrichtung die elektrische Maschine von der Welle, die zumindest teilweise oder vollständig im Zwischengetriebe angeordnet ist, wodurch im Motorbetrieb der elektrischen Ma- schine elektrische Energie aus dem elektrischen System des Luftfahrzeugs, bei- spielsweise aus einem elektrischen Energiespeicher, entnommen und zum Antrieb des Heckrotors verwendet wird. According to a preferred embodiment, the shaft for connecting the electric machine is part of an intermediate gear arranged between the main gear and the second rotor shaft. For example, the shaft for connecting the electric machine is arranged at least partially or completely in the intermediate gear. Preferably, the freewheel device is arranged in the intermediate gear. Thus, the freewheel device couples the electric machine in a first direction of rotation with the shaft, which is arranged at least partially or completely in the intermediate gear, whereby in generator mode of the electric machine electrical energy is generated and fed into the aircraft's electrical system. Furthermore, in a second direction of rotation, the freewheel device decouples the electrical machine from the shaft, which is arranged at least partially or completely in the intermediate gear, whereby, when the electrical machine is in motor operation, electrical energy is taken from the aircraft's electrical system, for example from an electrical energy storage device, and used to drive the tail rotor.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist die Welte zur Anbindung der elektri- schen Maschine Teil eines zwischen dem Hauptgetriebe und der zweiten Rotorwelle angeordneten Heckgetriebes. Beispielsweise ist die Welte zur Anbindung der elektri- schen Maschine zumindest teilweise oder vollständig im Heckgetriebe angeordnet. Bevorzugt ist die Freilaufvorrichtung in dem Heckgetriebe angeordnet. Mithin koppelt die Freilaufvorrichtung in einer ersten Drehrichtung die elektrischen Maschine mit der Welle, die zumindest teilweise oder vollständig im Heckgetriebe angeordnet ist, wodurch im Generatorbetrieb der elektrischen Maschine elektrische Energie erzeugt und in das elektrische System des Luftfahrzeugs eingespeist wird. Ferner entkoppelt die Freilaufvorrichtung in einer zweiten Drehrichtung die elektrische Maschine von der Welle, die zumindest teilweise oder vollständig im Heckgetriebe angeordnet ist, wodurch im Motorbetrieb der elektrischen Maschine elektrische Energie aus dem elektrischen System des Luftfahrzeugs, beispielsweise aus einem elektrischen Ener- giespeicher, entnommen und zum Antrieb des Heckrotors verwendet wird. According to a preferred embodiment, the shaft for connecting the electric machine is part of a rear gearbox arranged between the main gearbox and the second rotor shaft. For example, the shaft for connecting the electric machine is arranged at least partially or completely in the rear gearbox. The freewheel device is preferably arranged in the rear gearbox. Thus, in a first direction of rotation, the freewheel device couples the electric machine to the shaft, which is arranged at least partially or completely in the rear gearbox, whereby electrical energy is generated in the generator mode of the electric machine and fed into the electrical system of the aircraft. Furthermore, in a second direction of rotation, the freewheel device decouples the electric machine from the shaft, which is arranged at least partially or completely in the rear gearbox, whereby in the motor mode of the electric machine, electrical energy is taken from the electrical system of the aircraft, for example from an electrical energy storage device, and used to drive the tail rotor.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist die elektrische Maschine über eine Getriebestufe, umfassend zumindest ein erstes Zahnrad und ein zweites Zahnrad, an die Welle angebunden, wobei das erste Zahnrad drehfest mit der Welle verbunden ist, wobei das zweite Zahnrad drehtest mit einer Rotorwelle der elektrischen Ma- schine verbunden ist. Insbesondere ist die elektrische Maschine achsparallel zu der Welle ausgebildet. Über die Durchmesser der beiden Zahnräder kann ein Achsab- stand zwischen der Welle und der elektrischen Maschine eingestellt werden. Die bei- den Zahnräder der Getriebestufe stehen im ständigen Zahneingriff miteinander. Ins- besondere ist die Getriebestufe als Stirnradstufe ausgebildet. Alternativ kann die Ge- triebestufe mehrere Wellen und/oder Zahnräder umfassen. Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist das Hauptgetriebe eine Kegelrad- stufe mit einem ersten Kegelrad und einem zweiten Kegelrad auf, wobei das erste Kegelrad koaxial zu einer Hauptrotationsachse des Hauptgetriebes angeordnet und drehfest mit dem Sammelrad des Hauptgetriebes verbunden ist, wobei das zweite Kegelrad im Wesentlichen senkrecht zu der Hauptrotationsachse des Hauptgetriebes angeordnet und antriebswirksam mit der zweiten Rotorwelle verbunden ist. Insbeson- dere ist das zweite Kegelrad drehfest mit der Abtriebswelle des Hauptgetriebes ver- bunden. Beispielsweise ist im Leistungsfluss zwischen dem zweiten Kegelrad und der zweiten Rotorwelle ein Zwischengetriebe und ein Heckgetriebe angeordnet According to a preferred embodiment, the electric machine is connected to the shaft via a gear stage comprising at least a first gear and a second gear, the first gear being connected to the shaft in a rotationally fixed manner, the second gear being connected to a rotor shaft of the electric machine. In particular, the electric machine is designed to be axially parallel to the shaft. An axial distance between the shaft and the electric machine can be set via the diameters of the two gears. The two gears of the gear stage are in constant mesh with one another. In particular, the gear stage is designed as a spur gear stage. Alternatively, the gear stage can comprise several shafts and/or gears. According to a preferred embodiment, the main transmission has a bevel gear stage with a first bevel gear and a second bevel gear, the first bevel gear being arranged coaxially to a main rotation axis of the main transmission and being connected in a rotationally fixed manner to the collecting gear of the main transmission, the second bevel gear being arranged essentially perpendicular to the main rotation axis of the main transmission and being connected in a driving manner to the second rotor shaft. In particular, the second bevel gear is connected in a rotationally fixed manner to the output shaft of the main transmission. For example, an intermediate transmission and a rear transmission are arranged in the power flow between the second bevel gear and the second rotor shaft.
Nach einem erfindungsgemäßen Verfahren zum Betrieb eines erfindungsgemäßen Antriebsstrangs wird die elektrische Maschine in einem intakten Zustand des Haupt- getriebes im Generatorbetrieb betrieben, um elektrische Energie für das elektrische System des Luftfahrzeugs zu generieren, wobei die elektrische Maschine bei einem Leistungsausfall im Hauptgetriebe im Motorbetrieb betrieben wird, um Antriebsleis- tung für die zweite Rotorwelle zu generieren. In dem elektrischen System des Luft- fahrzeugs sind mehrere Energieverbraucher und mindestens ein Energiespeicher an- geordnet. Die im Motorbetrieb der elektrische Maschine generierte Antriebsleistung wird über den Antriebsstrang des Heckrotors zum Heckrotor geleitet und versetzt die- sen in Rotation. According to a method according to the invention for operating a drive train according to the invention, the electric machine is operated in generator mode when the main transmission is intact in order to generate electrical energy for the aircraft's electrical system, and in the event of a power failure in the main transmission the electric machine is operated in motor mode in order to generate drive power for the second rotor shaft. Several energy consumers and at least one energy storage device are arranged in the aircraft's electrical system. The drive power generated by the electric machine in motor mode is conducted to the tail rotor via the tail rotor's drive train and causes it to rotate.
Ein erfindungsgemäßes schwebfähiges Luftfahrzeug umfasst einen Hauptrotor, ei- nen Heckrotor und einen erfindungsgemäßen Antriebsstrang. Insbesondere weist das Luftfahrzeug zwei Antriebseinheiten auf, die über das Hauptgetriebe jeweils mit dem Hauptrotor und dem Heckrotor antriebswirksam verbunden sind. Die obigen De- finitionen sowie Ausführungen zu technischen Effekten, Vorteilen und vorteilhaften Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Antriebsstrangs gelten sinngemäß ebenfalls für das erfindungsgemäße Luftfahrzeug. A hoverable aircraft according to the invention comprises a main rotor, a tail rotor and a drive train according to the invention. In particular, the aircraft has two drive units which are each connected to the main rotor and the tail rotor via the main gear. The above definitions and statements on technical effects, advantages and advantageous embodiments of the drive train according to the invention also apply mutatis mutandis to the aircraft according to the invention.
Vorteilhafte Ausführungsformen der Erfindung, die nachfolgend erläutert werden, sind in den Zeichnungen dargestellt, wobei gleiche oder ähnliche Elemente mit dem gleichen Bezugszeichen versehen sind. Es zeigen: Fig. 1 eine schematische Darstellung eines als Hubschrauber ausgebildeten Luftfahrzeugs mit einem erfindungsgemäßen Antriebsstrang; Advantageous embodiments of the invention, which are explained below, are shown in the drawings, wherein identical or similar elements are provided with the same reference numerals. They show: Fig. 1 is a schematic representation of an aircraft designed as a helicopter with a drive train according to the invention;
Fig. 2 eine stark abstrahierte schematische Ansicht des erfindungsgemäßen Antriebsstrangs nach einem ersten Ausführungsbeispiel; Fig. 2 is a highly abstracted schematic view of the drive train according to the invention according to a first embodiment;
Fig. 3 eine stark abstrahierte schematische Ansicht des erfindungsgemäßen Antriebsstrangs nach einem zweiten Ausführungsbeispiel; und Fig. 3 is a highly abstracted schematic view of the drive train according to the invention according to a second embodiment; and
Fig. 4 eine stark abstrahierte schematische Ansicht des erfindungsgemäßen Antriebsstrangs nach einem dritten Ausführungsbeispiel. Fig. 4 is a highly abstracted schematic view of the drive train according to the invention according to a third embodiment.
Fig. 1 zeigt ein als Hubschrauber ausgebildetes schwebfähiges Luftfahrzeug 100 mit einem erfindungsgemäßen Antriebsstrang. Der Antriebsstrang umfasst antriebsseitig zwei Antriebseinheiten 1.1 , 1.2, von denen aufgrund der Darstellung nur die erste Antriebseinheit 1.1 sichtbar ist, und abtriebsseitig ein Rotorsystem mit einem als Hauptrotor ausgebildeten ersten Rotor 101 und einem als Heckrotor ausgebildeten zweiten Rotor 102. Im Leistungsfluss zwischen den Antriebseinheiten 1.1 , 1.2 und den Rotoren 101 , 102 ist zumindest ein Hauptgetriebe 3 angeordnet. Die zweite An- triebseinheit 1.2 ist aus perspektivischen Gründen nur in Fig. 2, Fig. 3 und Fig. 4 dar- gestellt. Fig. 1 shows a hoverable aircraft 100 designed as a helicopter with a drive train according to the invention. The drive train comprises two drive units 1.1, 1.2 on the drive side, of which only the first drive unit 1.1 is visible due to the illustration, and a rotor system on the output side with a first rotor 101 designed as a main rotor and a second rotor 102 designed as a tail rotor. At least one main gear 3 is arranged in the power flow between the drive units 1.1, 1.2 and the rotors 101, 102. The second drive unit 1.2 is only shown in Fig. 2, Fig. 3 and Fig. 4 for perspective reasons.
Fig 2 zeigt den in Fig. 1 dargestellten Antriebsstrang detaillierter. Der erste Rotor 101 ist über eine erste Rotorwelle 2.1 mit dem Hauptgetriebe 3 antriebswirksam verbun- den. Der zweite Rotor 102 ist über eine zweite Rotorwelle 2.2 mit einem Heckge- triebe 8 antriebswirksam verbunden. Das Heckgetriebe 8 ist über ein Zwischenge- triebe 7 mit dem Hauptgetriebe 3 antriebswirksam verbunden. Im Leistungsfluss zwi- schen dem Hauptgetriebe 3 und dem Heckgetriebe 8 sind mehrere Welten und Trennstellen, die als Lamellenkupplungspakete ausgebildet und zum Längen- und Winkelausgleich vorgesehen sind, angeordnet. Fig. 2 shows the drive train shown in Fig. 1 in more detail. The first rotor 101 is connected to the main transmission 3 via a first rotor shaft 2.1. The second rotor 102 is connected to a rear transmission 8 via a second rotor shaft 2.2. The rear transmission 8 is connected to the main transmission 3 via an intermediate transmission 7. In the power flow between the main transmission 3 and the rear transmission 8, several worlds and separation points are arranged, which are designed as multi-disk clutch packages and are intended for length and angle compensation.
Die erste Antriebseinheit 1.1 ist über eine erste Sammelstufe 16.1 mit einem Sam- melrad 11 antriebswirksam verbunden, wobei im Leistungsfluss zwischen der ersten Sammelstufe 16.1 und der ersten Antriebseinheit 1.1 ein erster Freilauf 18.1 angeordnet ist. Die zweite Antriebseinheit 1.2 ist über eine zweite Sammelstufe 16.2 mit dem Sammelrad 11 antriebswirksam verbunden, wobei im Leistungsfluss zwi- schen der zweiten Sammelstufe 16.2 und der zweiten Antriebseinheit 1.2 ein zweiter Freilauf 18.2 angeordnet ist. The first drive unit 1.1 is connected to a collecting wheel 11 via a first collecting stage 16.1, with a first freewheel 18.1 in the power flow between the first collecting stage 16.1 and the first drive unit 1.1. The second drive unit 1.2 is connected to the collecting wheel 11 via a second collecting stage 16.2, with a second freewheel 18.2 being arranged in the power flow between the second collecting stage 16.2 and the second drive unit 1.2.
Das Hauptgetriebe 3 weist ferner eine Kegelradstufe 10 mit einem ersten Kegelrad 10.1 und einem zweiten Kegelrad 10.2 auf, wobei das erste Kegelrad 10.1 koaxial zu einer Hauptrotationsachse 19 des Hauptgetriebes 3 angeordnet und mit dem Sam- melrad 11 drehfest verbunden ist. Das zweite Kegelrad 10.2 ist im Wesentlichen senkrecht zu der Hauptrotationsachse 19 des Hauptgetriebes 3 angeordnet und mit der zweiten Rotorwelle 2.2 antriebswirksam verbunden. The main gear 3 further comprises a bevel gear stage 10 with a first bevel gear 10.1 and a second bevel gear 10.2, wherein the first bevel gear 10.1 is arranged coaxially to a main rotation axis 19 of the main gear 3 and is connected in a rotationally fixed manner to the collecting gear 11. The second bevel gear 10.2 is arranged essentially perpendicular to the main rotation axis 19 of the main gear 3 and is connected in a driving manner to the second rotor shaft 2.2.
Ferner weist das Hauptgetriebe 3 eine Planetenradstufe mit einer Sonnenwelle 12, einer Hohlradwelte 13 und einer Stegwelle 14 auf. An der Stegwelte 14 sind mehrere Planetenräder 15 angeordnet, wobei vorliegend nur zwei Planetenräder 15 der Pla- netenradstufe dargestellt sind. Die Planetenräder 15 stehen mit der Sonnenwelle 12 und der Hohlradwelte 13 im Zahneingriff. Die Sonnenwelle 12 ist als Antriebswelle der Planetenradstufe ausgebildet und drehfest mit dem Sammelrad 11 und dem ers- ten Kegelrad 10.1 verbunden. Die Stegweite 14 ist als Abtriebswelle der Planetenrad- stufe ausgebildet und drehfest mit der ersten Rotorwelle 2.1 verbunden. Ferner ist die Hohlradwelte 13 gehäusefest ausgebildet und somit gegen Rotation gesichert. The main gear 3 also has a planetary gear stage with a sun shaft 12, a ring gear 13 and a carrier shaft 14. Several planetary gears 15 are arranged on the carrier shaft 14, whereby only two planetary gears 15 of the planetary gear stage are shown here. The planetary gears 15 mesh with the sun shaft 12 and the ring gear 13. The sun shaft 12 is designed as the drive shaft of the planetary gear stage and is connected in a rotationally fixed manner to the collecting gear 11 and the first bevel gear 10.1. The carrier shaft 14 is designed as the output shaft of the planetary gear stage and is connected in a rotationally fixed manner to the first rotor shaft 2.1. Furthermore, the ring gear 13 is designed to be fixed to the housing and is thus secured against rotation.
Im Antriebsstrang des Luftfahrzeugs 100 ist ferner eine elektrische Maschine 4 ange- ordnet, die über eine als Stirnradstufe ausgebildete Getriebestufe 9, umfassend ein erstes Zahnrad 9.1 und ein zweites Zahnrad 9.2, an eine Welte 5, die im Leistungs- fluss zwischen dem Hauptgetriebe 3 und der zweiten Rotorwelle 2.2 angeordnet ist, angebunden ist. Das erste Zahnrad 9.1 ist drehfest mit der Welle 5 verbunden, wobei das zweite Zahnrad 9.2 drehfest mit einer Rotorwelle 4.1 der elektrischen Maschine 4 verbunden ist. Die elektrische Maschine 4 ist dazu eingerichtet, in einem Motorbe- trieb Antriebsleistung für die zweite Rotorwelle 2.2 zu generieren und in einem Gene- ratorbetrieb elektrische Energie für ein elektrisches System des Luftfahrzeugs 100 zu generieren. Ferner ist im Leistungsfluss zwischen dem Hauptgetriebe 3 und der elektrischen Maschine 4 eine Freilaufvorrichtung 6 derart angeordnet, dass die elektrische Maschine 4 im Motorbetrieb keine Antriebsleistung in das Hauptgetriebe 3 einspeist. An electric machine 4 is also arranged in the drive train of the aircraft 100, which is connected via a gear stage 9 designed as a spur gear stage, comprising a first gear 9.1 and a second gear 9.2, to a shaft 5, which is arranged in the power flow between the main gear 3 and the second rotor shaft 2.2. The first gear 9.1 is connected in a rotationally fixed manner to the shaft 5, wherein the second gear 9.2 is connected in a rotationally fixed manner to a rotor shaft 4.1 of the electric machine 4. The electric machine 4 is designed to generate drive power for the second rotor shaft 2.2 in a motor mode and to generate electrical energy for an electrical system of the aircraft 100 in a generator mode. Furthermore, a freewheel device 6 is arranged in the power flow between the main gear 3 and the electric machine 4 in such a way that the electric machine 4 does not feed any drive power into the main transmission 3 during engine operation.
Mithin wird die elektrische Maschine 4 in einem intakten Zustand des Hauptgetriebes 3 im Generatorbetrieb betrieben, um elektrische Energie für das elektrische System des Luftfahrzeugs 100 zu generieren. Ferner wird die elektrische Maschine 4 bei ei- nem Leistungsausfall im Hauptgetriebe 3 im Motörbetrieb betrieben, um Antriebsleis- tung für die zweite Rotorwelle 2.2 zu generieren. Thus, when the main transmission 3 is in an intact state, the electric machine 4 is operated in generator mode in order to generate electrical energy for the electrical system of the aircraft 100. Furthermore, in the event of a power failure in the main transmission 3, the electric machine 4 is operated in motor mode in order to generate drive power for the second rotor shaft 2.2.
Die elektrische Maschine 4 bildet für den Heckrotor 102 einen redundanten Antrieb. Die Steuerbarkeit des Luftfahrzeugs 100 um die Hochachse, die mit der Hauptrotati- onsachse 19 des Hauptgetriebes 3 zusammenfällt, bleibt dadurch auch bei einem Ausfall der antriebswirksamen Verbindung zwischen Hauptrotor 101 und Heckrotor 102 über das Hauptgetriebe 3 erhalten, wodurch eine gesteuerte Notlandung ermög- licht wird. Dadurch, dass die elektrische Maschine 4 in einem intakten Betrieb des Hauptgetriebes 3 im Generatorbetrieb betrieben wird und elektrische Energie für das elektrische System des Luftfahrzeugs 100 generiert kann an einer anderen Stelle im elektrischen System des Luftfahrzeugs 100 ein Generator entfallen, sodass im We- sentliche kein Zusatzgewicht durch die elektrische Maschine 4 erzeugt wird. The electric machine 4 forms a redundant drive for the tail rotor 102. The controllability of the aircraft 100 about the vertical axis, which coincides with the main rotation axis 19 of the main gear 3, is thus maintained even if the drive-effective connection between the main rotor 101 and the tail rotor 102 via the main gear 3 fails, which enables a controlled emergency landing. Because the electric machine 4 is operated in generator mode when the main gear 3 is in intact operation and generates electrical energy for the electrical system of the aircraft 100, a generator can be omitted at another point in the electrical system of the aircraft 100, so that essentially no additional weight is generated by the electric machine 4.
Gemäß Fig. 2 ist die Welle 5 zur Anbindung der elektrischen Maschine 4 als Ab- triebswelle des Hauptgetriebes 3 ausgebildet, wobei die Freilaufvorrichtung 6 an der Abtriebswelle des Hauptgetriebes 3 angeordnet ist. Die Anordnung der elektrischen Maschine 4 gemäß der Ausführungsform nach Fig. 2 ist aufgrund des optimierten Schwerpunktes bevorzugt. According to Fig. 2, the shaft 5 for connecting the electric machine 4 is designed as an output shaft of the main transmission 3, with the freewheel device 6 being arranged on the output shaft of the main transmission 3. The arrangement of the electric machine 4 according to the embodiment of Fig. 2 is preferred due to the optimized center of gravity.
Gemäß Fig. 3 ist die Welle 5 zur Anbindung der elektrischen Maschine 4 Teil des zwischen dem Hauptgetriebe 3 und der zweiten Rotorwelle 2.2 angeordneten Zwi- schengetriebes 7, wobei die Freilaufvorrichtung 6 in dem Zwischengetriebe 7 ange- ordnet ist. Ansonsten entspricht das Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 3 dem Ausfüh- rungsbeispiel gemäß Fig. 2, auf das Bezug genommen wird. According to Fig. 3, the shaft 5 for connecting the electric machine 4 is part of the intermediate gear 7 arranged between the main gear 3 and the second rotor shaft 2.2, wherein the freewheel device 6 is arranged in the intermediate gear 7. Otherwise, the embodiment according to Fig. 3 corresponds to the embodiment according to Fig. 2, to which reference is made.
Gemäß Fig. 4 ist die Welle 5 zur Anbindung der elektrischen Maschine 4 Teil des zwischen dem Hauptgetriebe 3 und der zweiten Rotorwelle 2.2 angeordneten Heckgetriebes 8, wobei die Freilaufvorrichtung 6 in dem Heckgetriebe 8 angeordnet ist. Ansonsten entspricht das Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 4 dem Ausführungs- beispiel gemäß Fig. 2, auf das Bezug genommen wird. According to Fig. 4, the shaft 5 for connecting the electric machine 4 is part of the shaft arranged between the main gear 3 and the second rotor shaft 2.2. Rear gear box 8, wherein the freewheel device 6 is arranged in the rear gear box 8. Otherwise, the embodiment according to Fig. 4 corresponds to the embodiment according to Fig. 2, to which reference is made.
Bezuqszeichen Reference symbol
1.1 erste Antriebseinheit 1.1 first drive unit
1.2 zweite Antriebseinheit 1.2 second drive unit
2.1 erste Rotorwelle 2.1 first rotor shaft
2.2 zweite Rotorwelle 2.2 second rotor shaft
3 Hauptgetriebe 3 Main gearbox
4 elektrische Maschine 4 electric machine
5 Welle 5 Wave
6 Freilaufvorrichtung 6 Freewheel device
7 Zwischengetriebe 7 Intermediate gear
8 Heckgetriebe 8 rear gearbox
9 Getriebestufe 9 Gear stage
9.1 erstes Zahnrad 9.1 first gear
9.2 zweites Zahnrad 9.2 second gear
10 Kegelradstufe 10 Bevel gear stage
10.1 erstes Kegelrad 10.1 first bevel gear
10.2 zweites Kegelrad 10.2 second bevel gear
11 Sammelrad 11 Collecting wheel
12 Sonnenwelle 12 Sunwave
13 Hohlradwelte 13 Hollow gear worlds
14 Stegwelte 14 Stegwelte
15 Planetenrad 15 Planetary gear
16.1 erste Sammelstufe 16.1 First collection stage
16.2 zweite Sammelstufe 16.2 Second collection stage
17 Sammelrad 17 Collector wheel
18.1 erster Freilauf 18.1 first freewheel
18.2 zweiter Freilauf 18.2 second freewheel
19 Hauptrotationsachse 19 Main rotation axis
100 Luftfahrzeug 100 aircraft
101 Hauptrotor 101 Main rotor
102 Heckrotor 102 tail rotor

Claims

Patentansprüche Patent claims
1. Antriebsstrang für ein schwebfähiges Luftfahrzeug (100) mit einem Hauptrotor (101 ) und einem Heckrotor (102), umfassend mindestens eine Antriebseinheit (1.1 , 1.2), eine erste Rotorwelle (2.1 ), die dazu eingerichtet ist, mit dem Hauptrotor (101 ) antriebswirksam verbunden zu sein, und eine zweite Rotorwelle (2.2), die dazu ein- gerichtet ist, mit dem Heckrotor (102) antriebswirksam verbunden zu sein, sowie ein Hauptgetriebe (3), das im Leistungsfluss zwischen der mindestens einen Antriebsein- heit (1.1 , 1 .2) und den beiden Rotorwellen (2.1 , 2.2) angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eine elektrische Maschine (4) mit einer Welle (5), die im Leistungsfluss zwischen dem Hauptgetriebe (3) und der zweiten Ro- torwelle (2.2) angeordnet ist, antriebswirksam verbunden ist, wobei die elektrische Maschine (4) dazu eingerichtet ist, in einem Motorbetrieb Antriebsleistung für die zweite Rotorwelle (2.2) zu generieren und in einem Generatorbetrieb elektrische Energie für ein elektrisches System des Luftfahrzeugs (100) zu generieren. 1. Drive train for a hoverable aircraft (100) with a main rotor (101) and a tail rotor (102), comprising at least one drive unit (1.1, 1.2), a first rotor shaft (2.1) which is designed to be drive-effectively connected to the main rotor (101), and a second rotor shaft (2.2) which is designed to be drive-effectively connected to the tail rotor (102), and a main transmission (3) which is arranged in the power flow between the at least one drive unit (1.1, 1.2) and the two rotor shafts (2.1, 2.2), characterized in that at least one electric machine (4) is drive-effectively connected to a shaft (5) which is arranged in the power flow between the main transmission (3) and the second rotor shaft (2.2), wherein the electric machine (4) is designed to provide drive power for the second rotor shaft in a motor mode. (2.2) and to generate electrical energy for an electrical system of the aircraft (100) in a generator mode.
2. Antriebsstrang nach Anspruch 1 , wobei im Leistungsfluss zwischen dem Hauptge- triebe (3) und der elektrischen Maschine (4) eine Freilaufvorrichtung (6) derart ange- ordnet ist, dass die elektrische Maschine (4) im Motorbetrieb keine Antriebsleistung in das Hauptgetriebe (3) einspeist. 2. Drive train according to claim 1, wherein a freewheel device (6) is arranged in the power flow between the main transmission (3) and the electric machine (4) such that the electric machine (4) does not feed any drive power into the main transmission (3) during engine operation.
3. Antriebsstrang nach Anspruch 1 oder 2, wobei die Welle (5) zur Anbindung der elektrischen Maschine (4) als Abtriebswelle des Hauptgetriebes (3) ausgebildet ist. 3. Drive train according to claim 1 or 2, wherein the shaft (5) for connecting the electric machine (4) is designed as an output shaft of the main transmission (3).
4. Antriebsstrang nach Anspruch 2 in Kombination mit Anspruch 3, wobei die Frei- laufvorrichtung (6) an der Abtriebswelle des Hauptgetriebes (3) angeordnet ist. 4. Drive train according to claim 2 in combination with claim 3, wherein the freewheel device (6) is arranged on the output shaft of the main transmission (3).
5. Antriebsstrang nach Anspruch 1 oder 2, wobei die Welle (5) zur Anbindung der elektrischen Maschine (4) Teil eines zwischen dem Hauptgetriebe (3) und der zwei- ten Rotorwelle (2.2) angeordneten Zwischengetriebes (7) ist. 5. Drive train according to claim 1 or 2, wherein the shaft (5) for connecting the electric machine (4) is part of an intermediate gear (7) arranged between the main gear (3) and the second rotor shaft (2.2).
6. Antriebsstrang nach Anspruch 2 in Kombination mit Anspruch 5, wobei die Frei- laufvorrichtung (6) in dem Zwischengetriebe (7) angeordnet ist. 6. Drive train according to claim 2 in combination with claim 5, wherein the freewheel device (6) is arranged in the intermediate gear (7).
7. Antriebsstrang nach Anspruch 1 oder 2, wobei die Weite (5) zur Anbindung der elektrischen Maschine (4) Teil eines zwischen dem Hauptgetriebe (3) und der zwei- ten Rotorwelle (2.2) angeordneten Heckgetriebes (8) ist. 7. Drive train according to claim 1 or 2, wherein the width (5) for connecting the electric machine (4) is part of a rear transmission (8) arranged between the main transmission (3) and the second rotor shaft (2.2).
8. Antriebsstrang nach Anspruch 2 in Kombination mit Anspruch 7, wobei die Frei- laufvorrichtung (6) in dem Heckgetriebe (8) angeordnet ist. 8. Drive train according to claim 2 in combination with claim 7, wherein the freewheel device (6) is arranged in the rear transmission (8).
9. Antriebsstrang nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die elektrische Maschine (4) über eine Getriebestufe (9), umfassend zumindest ein erstes Zahnrad9. Drive train according to one of the preceding claims, wherein the electric machine (4) has a gear stage (9) comprising at least a first gear
(9.1 ) und ein zweites Zahnrad (9.2), an die Welle (5) angebunden ist, wobei das erste Zahnrad (9.1 ) drehfest mit der Welle (5) verbunden ist, wobei das zweite Zahnrad(9.1 ) and a second gear (9.2) connected to the shaft (5), wherein the first gear (9.1 ) is connected to the shaft (5) in a rotationally fixed manner, wherein the second gear
(9.2) drehtest mit einer Rotorwelle (4.1 ) der elektrischen Maschine (4) verbunden ist. (9.2) is connected in rotation to a rotor shaft (4.1) of the electrical machine (4).
10. Antriebsstrang nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Hauptge- triebe (3) eine Kegelradstufe (10) mit einem ersten Kegelrad (10.1 ) und einem zwei- ten Kegelrad (10.2) aufweist, wobei das erste Kegelrad (10.1) koaxial zu einer Haupt- rotationsachse (19) des Hauptgetriebes (3) angeordnet und drehtest mit einem Sam- melrad (11 ) im Hauptgetriebe (3) verbunden ist, wobei das zweite Kegelrad (10.2) im Wesentlichen senkrecht zu der Hauptrotationsachse (19) des Hauptgetriebes (3) an- geordnet und antriebswirksam mit der zweiten Rotorwelle (2.2) verbunden ist. 10. Drive train according to one of the preceding claims, wherein the main transmission (3) has a bevel gear stage (10) with a first bevel gear (10.1) and a second bevel gear (10.2), wherein the first bevel gear (10.1) is arranged coaxially to a main axis of rotation (19) of the main transmission (3) and is rotationally connected to a collecting gear (11) in the main transmission (3), wherein the second bevel gear (10.2) is arranged substantially perpendicular to the main axis of rotation (19) of the main transmission (3) and is drive-effectively connected to the second rotor shaft (2.2).
11 . Verfahren zum Betrieb eines Antriebsstrangs nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die elektrische Maschine (4) in einem intakten Zustand des Haupt- getriebes (3) im Generatorbetrieb betrieben wird, um elektrische Energie für ein elektrisches System des Luftfahrzeugs (100) zu generieren, wobei die elektrische Maschine (4) bei einem Leistungsausfall im Hauptgetriebe (3) im Motorbetrieb betrie- ben wird, um Antriebsleistung für die zweite Rotorwelle (2.2) zu generieren. 11. Method for operating a drive train according to one of the preceding claims, wherein the electric machine (4) is operated in generator mode in an intact state of the main transmission (3) in order to generate electrical energy for an electrical system of the aircraft (100), wherein the electric machine (4) is operated in motor mode in the event of a power failure in the main transmission (3) in order to generate drive power for the second rotor shaft (2.2).
12. Schwebfähiges Luftfahrzeug (100) mit einem Hauptrotor (101 ), einem Heckrotor12. Hoverable aircraft (100) with a main rotor (101 ), a tail rotor
(102) und einem Antriebsstrang nach einem der vorhergehenden Ansprüche. (102) and a drive train according to one of the preceding claims.
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