本发明涉及飞机领域，具体地，涉及一种用于飞机的推进系统。
背景技术：
参考图1，在该申请中，飞机100沿着x轴纵向延伸、沿着y轴横向延伸、以及沿着z轴垂直延伸，从而形成正交坐标系(x，y，z)。此外，在此坐标系中，前部和后部是根据飞机100沿着x轴在飞行中的位移限定的。换句话说，飞机100的前部和后部沿着图1中的x轴限定，该x轴从后部朝向前部延伸。以已知的方式，飞机100包括沿着飞机100的轴延伸的主体101(称为“机身”)和两个侧翼(未示出)。
以已知的方式，为了实现飞机100的位移，飞机100包括推进系统，推进系统被配置为在与飞机100的位移相反的方向上产生推力p，从而向前推进飞机100。如图1所示，已知地，推进系统包括通常安装在飞机100的主体101两侧的两个涡轮机102。众所周知，涡轮机是内燃发动机，内燃发动机被配置为借助于由发动机吸入的气流驱动一驱动件旋转。在涡轮机当中，已知有涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机，涡轮喷气发动机被配置有空气导流壳体，而涡轮螺旋桨发动机则未被配置空气导流壳体。对于涡轮喷气发动机，驱动件为风扇，而对于涡轮螺旋桨发动机，驱动件为螺旋桨。
进一步地，为了给飞机提供推力，涡轮喷气发动机被配置为在涡轮喷气发动机的入口与出口之间对空气加速。为此，以已知的方式，涡轮喷气发动机(下文统称“发动机”)包括导流壳体，导流壳体中安装有风扇和驱动风扇的气流产生器。
气流产生器包括至少一个压缩机，压缩机被配置为压缩流入空气流，以便输出具有高速、高压和高温的气流。气流产生器还包括燃烧室，用于燃烧压缩后的气流与燃料，以产生大量能量。最后，气流产生器包括至少一个涡轮机，涡轮机被配置为从燃烧室回收能量，以驱动压缩机和风扇。由风扇产生的气流产生推力，以向前推进飞机。
以已知的方式，气流产生器被容置于空气导流壳体中，空气导流壳体具有与飞机规格相适应的尺寸，避免在飞行中对飞机的性能造成损害。
飞机为小型飞机时，由于其重量较轻，因此就需要缩小发动机的尺寸，这带来的缺点是需要配置小型压缩机，小型压缩机的空气压缩比和离开压缩机的气体温度较为受限。此限制常导致无法实现最佳的发动机效率。
为了消除这些缺点，已知地，小型飞机包括直接固定到机身(通常在飞机顶部上)的单发动机。此被称为单发动机结构的配置允许放置相对于机身尺寸成比例更大的压缩机。然而，由于需要放置在规格上能提供良好空气动力条件的发动机，此结构仅适用某些类型的飞机。
因此，本发明的目的是通过提供一种简单且有效的推进系统来至少部分克服上述缺点，该推进系统可以集成到小型飞机中，同时确保最佳的推力。
附带地，专利us20160355272a1中描述的推进系统是已知的，该推进系统包括分别安装在飞机机身两侧的两个推进组件。每个推进组件包括气流产生器，所述气流产生器被配置为驱动多个风扇并储存电能。推进系统还包括开关，用于在两个推进组件之间传递储存的电力。由于其整体尺寸，此推进组件仅可安装在大型飞机上。
还附带地，专利ep3190052a1中描述的推进系统也是已知的，该推进系统包括气流产生器和风扇，以确保飞机在飞行中的推进力。所述系统还包括连接到风扇的电气设备，所述电气设备包括存储模块，所述存储模块被配置为当气流产生器处于操作中时存储能量。并且，电气设备被配置为在滑行操作期间向风扇供能，以减小使用气流产生器。然而，专利ep3190052a1中描述的推进系统未解决安装在小型飞机上的发动机的相关问题。
附带地，从专利申请us2006/011780a1中已知一种后部尖端推进系统，该系统具有不包括任何推进冗余的机械推进结构。在另一领域，也从专利申请us2016/176534a1中已知一种具有电冗余的电推进结构，即，经由轴提供电力而不是机械动力。
技术实现要素：
为此，本发明涉及一种用于安装在飞机(包括主体)上的推进系统，所述推进系统包括：
-第一驱动件和第二驱动件，用于分别安装在所述主体的两侧；
-传动箱，其通过第一传动轴与第一驱动件连接，其通过第二传动轴与第二驱动件连接；
-气流产生器，其包括压缩机、燃烧室和涡轮，所述气流产生器与所述传动箱连接，以驱动第一驱动件和第二驱动件旋转；和
-副涡轮机，其被配置为独立于气流产生器驱动第一驱动件和第二驱动件旋转。
所述推进系统有利地实现了驱动件和气流产生器的分离，从而允许独立放置气流产生器，该气流产生器因此可放置在飞机机身上与驱动件不同的位置，这减小了空气动力的影响。此外，由于气流产生器独立于驱动件，气流产生器有利地具有更大的尺寸，并且因此具有更高的效率。术语“驱动件”意指螺旋桨或风扇，该螺旋桨或风扇不包括与驱动件直接相关联的气流产生器。根据本发明，所述气流产生器远离驱动件放置。通过将气流产生器与驱动件分离，消除了与气流产生器的压缩比相关的约束，因为驱动件单独在壳体中可排出更大体积的空气，从而实现更大的推力。
本发明的推进系统还具有可放置在小型飞机上的优点。放置更大尺寸的气流产生器可获得更高的压缩比以及更高的燃烧室入口温度，从而实现更高的效率。
此外，所述推进系统有利地实现了使用小尺寸的驱动件，从而可以克服由于设备整体尺寸大、特别是由于放置了过于庞大的壳体而带来的飞行中的空气动力缺陷。
根据本发明的一个实施例，第一驱动件设有第一旋转方向，第二驱动件设有第二旋转方向，第一驱动件和第二驱动件被配置为在相同的旋转方向上旋转。
上述配置有利地实现了使用两个相同类型的驱动件，此两个驱动件可以类似的方式制造，并且不需要放置在飞机上的特定壳体中，从而节省了把推进系统安装在飞机上的时间。
可选地，第一驱动件设有第一旋转方向，第二驱动件设有第二旋转方向，所述第一驱动件和所述第二驱动件被配置为在相反的旋转方向上旋转。
此可选配置可通过优化飞机主体外部空气流的流动对称性来减小由于在飞行中施加到飞机的外部空气流而导致的空气动力缺陷。每个驱动件的旋转方向被配置为有利地限制进入壳体的气流变形或减小从飞机内部感知的噪音。
优选地，每个驱动件被配置为提供1000lbf(4448n)-8000lbf(35584n)的推力，优选地1000lbf(4448n)-7000lbf(31136n)的推力。所述推力适于小尺寸的飞机。对于螺旋桨飞机，机械功率为2*400kw(2*536shp)—2*2500kw(2*3621shp)。
优选地，传动箱通过第一传动轴与第一驱动件连接，并通过第二传动轴与第二驱动件连接，从而有利地实现了两个驱动件与单一气流产生器连接，这具有允许两个驱动件以相同的旋转速度旋转的优点。
根据本发明的另一方面，第一传动轴和第二传动轴连为一体形成单一传动轴，所述单一传动轴被配置为连接第一驱动件、第二驱动件和传动箱。
根据本发明的一个实施例，所述推进系统包括离合器模块，该离合器模块被配置为将副涡轮机与传动箱连接。所述离合器模块有利地实现了副涡轮机与传动箱连接或断开，允许在副涡轮机与气流产生器之间切换，从而使所述驱动件由一个或另一个能量源驱动旋转。
可选地，所述推进系统包括至少一个与副涡轮机连接的发电机，以及至少一个由发电机供电并被配置为驱动第一驱动件和第二驱动件旋转的电动机。此配置有利地减小了不同机械模块中的能量耗散。此外，此配置还有利于副涡轮机和发电机的放置，发电机通过电缆可很容易地与电动机连接。
优选地，所述推进系统包括蓄电电池，所述蓄电电池被配置为由发电机供电，以允许在副涡轮机或气流产生器处于不操作的情况下，例如在滑行操作期间，向电动机供电。
在第一配置中，电动机与传动箱直接连接以直接驱动传动箱。此配置有利地实现了在副涡轮机性能降低或者甚至需要补充由副涡轮机或气流产生器输送的能量时，可替换副涡轮机。
在可选配置中，第一传动轴和第二传动轴连为一体形成单一传动轴，所述电动机与所述单一传动轴直接连接以直接驱动所述单一传动轴。此配置有利地减小了传动箱中的能量损失，同时在安装单一传动轴的情况下，实现了通过单一电动机驱动两个驱动件。
在另一可选配置中，第一传动轴和第二传动轴相互独立，所述推进系统包括安装在第一传动轴上以直接驱动第一传动轴的第一电动机，以及安装在第二传动轴上以直接驱动第二传动轴的第二电动机。有利地，当所述推进系统包括两个独立的传动轴时，可减小两个电动机经由传动箱的功率损失。
根据本发明的可选实施例，所述推进系统包括直接安装在第一驱动件上以直接驱动第一驱动件的第一电动机，以及直接安装在第二驱动件上以直接驱动第二驱动件的第二电动机。此实施例有利地实现了通过将电动机直接安装在驱动件上来进一步减少传输能量损失。在驱动件上直接放置电动机还可实现更稳定可靠的组件安装，而不易受到每个传动轴的机械故障影响。
本发明的另一目的是提供一种飞机，包括主体和如上所述的推进系统，第一驱动件和第二驱动件分别安装在所述主体两侧。优选地，所述飞机包括单一推进系统。
此外，本发明涉及一种如上所述的推进系统的操作方法，所述方法包括：
-启动单一气流产生器的步骤，
-通过传动箱驱动第一传动轴和第二传动轴旋转的步骤，以及
-通过第一传动轴驱动第一驱动件旋转，以及通过第二传动轴驱动第二驱动件旋转的步骤。
所述方法有利地实现了在气流产生器功率降低的情况下，操作驱动件，使得例如在发生故障的情况下可以确保飞机飞往最近的机场。事实上，启动副涡轮机确保了在飞行中操作驱动件。所述推进系统因此是可靠的。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是现有技术的推进系统示意图；
图2是本发明的一个示例性实施例的推进系统示意图；
图3为图2推进系统的第一实施例；
图4为图2推进系统的副涡轮机放置的示例；
图5、图6和图7表示本发明的推进系统的第二实施例的几个可选方案，该推进系统包括用于给一个或多个电动机供电的发电机，每个图是电动机位置的示意图；
图8为本发明的推进系统的第三实施例；
图9为本发明的一个实施例的推进系统的操作方法示意图。
具体实施方式
如前所述，飞机100包括主体101和机翼，主体101被称作“机身”，其限定飞机100的客舱，机翼包括两个翼(未示出)，翼在飞机100的主体101的两侧延伸，并确保其在飞行中的升力。
参考图2，飞机100沿着x轴纵向延伸，沿着y轴横向延伸，以及沿着z轴垂直延伸，从而形成正交坐标系(x，y，z)。在此坐标系中，前部和后部是根据飞机100沿着x轴在飞行中的位移限定的。换句话说，在图2中，飞机100的前部和后部是沿着x轴从后部朝向前部限定的。进一步地，在此坐标系中，术语“横向”是指沿y轴横向延伸的物体。
为了实现飞机100的位移，飞机100包括推进系统10，所述推进系统10被配置为在与飞机100的位移相反的方向上产生推力p，从而向前推进飞机100。在该示例中，飞机100包括单一推进系统10。根据本发明，所述推进系统10包括两个驱动件1、一气流产生器2、传动箱3和一副涡轮机4。
每个所述驱动件1被配置为提供1000lbf(4448n)-7000lbf(31136n)的推力，这适合于小型飞机。
所述推进系统10包括第一驱动件11和第二驱动件12。术语“驱动件”意指螺旋桨或风扇，螺旋桨或风扇不包括与驱动件1直接相关联的气流产生器，气流产生器远离驱动件1放置，这将在本文后面更详细地描述。驱动件1也被称为“推进效应器”，因为它为飞机100提供推进功能。
每个驱动件1可以是自由风道/无风道的或有风道的，也就是说，有风道的驱动件可安装或可不安装在具有环形横截面的导流壳体中，并实现更好的空气动力流。换句话说，根据上文定义的条件，根据本发明的推进系统10被配置为适于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机两者。所述驱动件1可与矫直器相关联或不与矫直器相关联，可与反向旋转推进器相关联或不与反向旋转推进器相关联，并且可适于作为牵拉器牵拉或作为推送器推送。
根据一个优选实施例，参考图3，第一驱动件11和第二驱动件12分别被配置为安装在第一壳体13和第二壳体14中，从而有利地定向由驱动件1产生的气流，并且减小每个驱动件1旋转时产生的气流干扰。
所述第一驱动件11和所述第二驱动件12放置于飞机100的主体101的相对侧上。甚至更优选地，两个驱动件1与主体101等距地放置于飞机100的后部，以便在飞机100的两侧提供平衡的推力p。
每个驱动件1的显著之处在于旋转方向，该方向允许在第一壳体13和第二壳体14中产生气流。根据本发明的两个可选实施例，所述第一驱动件11和所述第二驱动件12分别沿第一旋转方向和第二旋转方向旋转，第一旋转方向和第二旋转方向相同或相反。
事实上，在第一实施例中，两个驱动件1被配置为以相同的旋转方向旋转，其优点是允许在飞机100上放置两个类似的驱动件1，从而有利于制造具有相同特征的风扇或螺旋桨。
在第二实施例中，两个驱动件1被配置为以相反的旋转方向旋转，其优点是通过允许飞机100的主体101上的外部空气流进行对称流动来最小化对飞机100的空气动力影响。在此配置中，所述第一旋转方向和所述第二旋转方向被配置为使第一壳体13和第二壳体14的入口处之变形最小化或者减小乘客从飞机100内感知的噪声。
两个驱动件1都被配置为在飞机100的前部吸入空气流并将其排出到飞机100的后部，从而产生推力p。有利地，在导流壳体中没有气流产生器的情况下，每个驱动件1可推动更大体积的空气并提供更大的推力p。
如图3所示，所述推进系统10包括远离驱动件1的气流产生器2。以已知的方式，气流产生器2包括压缩机21、燃烧室22和涡轮23，其被配置为产生用于远程地驱动驱动件1的大量能量。有利地，由于其远离，气流产生器2尺寸小并可产生大驱动扭矩。
压缩机21被配置为压缩来自气流产生器2外部的流入空气流。优选地，所述压缩机21具有10-45的压缩比。燃烧室22被配置为将压缩空气流与燃料混合，以在燃烧室22的出口处释放大量能量，从而驱动涡轮23。所述涡轮23从燃烧室22回收能量，并通过传动箱3驱动压缩机21以及第一驱动件11和第二驱动件12，这将在本文后面更详细地描述。所述压缩机21以及所述涡轮23可包括一个或多个机体。
气流产生器2被配置为以优选的方式安装在飞机100的主体101的后部，从而允许其沿着飞机100的宽度方向居中。如此设置可使得单一气流产生器2通过机械连接来远程驱动位于主体101两侧的两个驱动件1同时旋转。还优选地，如图4所示，所述气流产生器2可被集成在飞机100的后端，在该示例中，被集成在飞机100的垂直稳定器下方，即在飞机100的尾部垂直延伸的副翼下方，并确保其稳定性。所述气流产生器2因此有利于在飞行中避免空气动力损失。
气流产生器2放置在飞机100的主体101后部使得其尺寸可以更大，因为气流产生器2不与驱动件1直接卡接。气流产生器2因此被配置为在与现有技术类似的整体尺寸下产生更大的能量。
参考图3，为了给飞机100提供推力，气流产生器2通过传动轴51、传动轴52、传动轴53和传动箱3与每一个驱动件1机械连接。
传动箱3通过第一传动轴51与第一驱动件11连接，通过第二传动轴52与第二驱动件12连接，以及通过第三传动轴53与气流产生器2连接。
所述传动箱3被配置为将从气流产生器2接收到的驱动扭矩传递到第一传动轴51和第二传动轴52。
在该示例中，所述第一传动轴51和所述第二传动轴52为沿着飞机100的宽度方向延伸的两个独立驱动轴，并且被配置为实现旋转运动的传递。而且，由涡轮机23回收的能量允许通过第一传动轴51和第二传动轴52驱动第一驱动件11和第二驱动件12各自旋转。可选地，所述两个传动轴一体成型，并形成与第一驱动件11和第二驱动件12同时连接的单一传动轴5。参考图3，所述第三传动轴53沿着飞机100的长度方向延伸。
在该示例中，传动箱3包括多个齿轮，所述齿轮被配置为将沿着飞机100的长度方向延伸的第三传动轴53的旋转运动转换成沿横向穿过飞机100的延伸方向的第一传动轴51和第二传动轴52的旋转运动。传动箱3还能够调节传动比。传动箱3优选地被配置为以相同的速度驱动驱动件1旋转，以提供对称的推力。
如图3所示，所述第一传动轴51和第二传动轴52分别通过分动箱7连接到驱动件1。该分动箱7可最佳地沿着平行于纵向轴x的方向驱动驱动件1旋转。
驱动件1与气流产生器2的分离允许独立放置气流产生器2，该气流产生器2可放置在不同的位置并且远离飞机100的主体101上的驱动件1。而且，为了减少其空气动力影响，气流产生器2可具有更大的尺寸，并且因此具有更大的功率。气流产生器2的分离有利地允许其放置在小尺寸的飞机上。
在该示例中，副涡轮机为定义副动力单元的apu，通常放置在飞机上，当飞机停泊并且涡轮机关闭时，允许如照明和空调等作业。
优选地，所述副涡轮机4安装于飞机的尾部单元。甚至更优选地，副涡轮机4被配置为在飞机上产生电能，以向在飞机上的各种机载系统供电。
根据本发明，副涡轮机4被配置为在故障情况下或当飞机100需要更高推力p时增补气流产生器2。为此，副涡轮机4被配置为提供推力p，该推力p占由驱动件1产生的推力总量的5％-20％，该推力p为2*1000lbf(2*4448n)-2*7000lbf(2*31136n)。此功率允许飞机100在气流产生器2发生故障的情况下能飞往机场，以确保安全着陆。
优选地，副涡轮机4被配置为提供推力以参与飞机的推进(可用推力)。根据本发明的第一实施例，参考图3，副涡轮机4被配置为借助于离合器模块6机械地连接到传动箱3。所述离合器模块6有利地实现了副涡轮机4根据需要与传动箱3连接和/或断开。
在该实施例中，传动箱3因此被配置为允许副涡轮机4通过传动箱3驱动驱动件1。事实上，离合器模块6被配置为允许根据需要在气流产生器2与副涡轮机4之间切换，例如取决于一个或另一个是否处于操作中。换句话说，离合器模块6允许传动箱3由气流产生器2或副涡轮机4来控制、或者由气流产生器2和副涡轮机4共同控制，使得在任何情况下都可实现驱动件1的旋转。根据一个实施例，此离合器模块6由飞机100的飞行员通过例如集成到飞机100的驾驶舱中的开关型控制按钮来控制。
优选地，离合器模块6为差动型或者是离合器系统形式，例如飞轮型，以便有利地避免气流产生器2和副涡轮机4共同驱动。
根据本发明的第二实施例，如图5至图7所示，副涡轮机4以间接方式提供驱动扭矩。为此，推进系统10包括发电机8，该发电机8被配置为向一个或多个电动机9供电，以驱动驱动件1旋转。发电机8由副涡轮机4直接驱动，并且发电机8与一个或多个电动机9电连接。使用电动机9可有利地减小不同机械模块中的能量耗散。为此，一个或多个电动的电动机9可根据不同的配置来安装。
根据图5所示的第一配置，单一电动机9优选地经由离合器模块6安装在传动箱3上，以提供输入扭矩。此配置有利地允许副涡轮机4由于整体尺寸原因或者因副涡轮机4的有限性能而远离驱动件1设置。
根据图6所示的第二配置，推进系统10包括在第一驱动件11与第二驱动件12之间延伸的单一传动轴5。换句话说，第一传动轴51和第二传动轴52一体成型。单一电动机9安装在单一传动轴5上以驱动单一传动轴5。因此，传动箱3不接收来自电动机9的任何输入扭矩，从而简化了传动箱3的结构。单一电动机9安装在传动箱3与上述其中一个分动箱7之间。电动机9的此定位可有利地减少功率损耗，同时允许第一驱动件11和第二驱动件12同时由单一电动机9驱动。
根据图7所示的第三配置，第一传动轴51和第二传动轴52彼此独立。电动机安装在每个传动轴上以独立地驱动每个传动轴。换句话说，第一电动机91安装在第一驱动件11的分动箱7与传动箱3之间的第一传动轴51上，第二电动机92安装在第二驱动件12的分动箱7与传动箱3之间的第二传动轴52上。当推进系统10包括第一传动轴51和第二传动轴52时，上述安装有利于减小由于传动箱3的传递而造成的动力损失。此外，这允许使用具有较低功率的电动机91、92。
根据图8所示的本发明第三实施例，两个电动机91、92分别与每一个驱动件1直接连接，每个电动机91、92被配置为直接驱动与其直接卡接的驱动件11、12。此配置有利于进一步减小电动机9与驱动件1之间的能量传递损失。
可选地，发电机8通过蓄电电池与一个或多个电动机9连接。因此，电动机9可以在副涡轮机4或气流产生器2处于不操作的情况下运作，例如在滑行运行期间，从而减少污染物排放。
有利地，副涡轮机4被配置为当气流产生器2关闭时即启动，也就是说不仅是在发生故障的情况下才启动。事实上，副涡轮机4还具有被配置为单独使用的优点，例如，当飞机100在地面上移动时，在该阶段期间，飞机100不需要大的推力。如此可有利地在限制污染物排放的同时减小燃料消耗。使用电动机9还减少了噪音污染。
而且，在根据本发明的推进系统10中，根据需要，气流产生器2和副涡轮机4可一起使用或者独立使用。事实上，独立使用具有完全分离的优势。上述推进系统10的另一个优点是能放置在小尺寸的飞机上，同时确保推力p足够大以允许飞机100在最佳条件下位移。
现将参考图9根据本发明的优选实施例来描述推进系统10的操作方法。
本文描述的示例阐述了图3所示的根据本发明第一实施例的推进系统10的操作，并且其中副涡轮机4通过离合器模块6与传动箱3直接连接。
该方法首先包括启动单一气流产生器2的步骤e1，例如通过由飞机100的飞行员启动的控制元件。由气流产生器2产生的能量允许第三传动轴53旋转，然后在步骤e2中，第三传动轴53通过传动箱3驱动第一传动轴51和第二传动轴52旋转。
该方法包括通过第一传动轴51驱动第一驱动件11旋转，以及通过第二传动轴52驱动第二驱动件12旋转的步骤e3。
根据第一实施方式，当气流产生器2产生的功率小于预定功率时，该方法包括启动副涡轮机4以提供额外驱动扭矩的步骤e4。参考图3，副涡轮机4直接机械连接到传动箱3。这有利于向传动轴51、52提供额外的输出扭矩，以分别驱动第一驱动件11和第二驱动件12旋转。
在图5至图8所示的其他可选实施例中，副涡轮机4驱动发电机8，发电机8为一个或多个电动机9提供电力。参考图5，电动机9通过直接机械连接向传动箱3提供额外的驱动扭矩(图5)。有利地，这可向传动轴51、52提供额外的输出扭矩，以分别驱动第一驱动件11和第二驱动件12旋转。
参考图6和图7，电动机9在传动箱3的下游提供额外的驱动扭矩，尤其是，在一体成型的(图6)或独立的(图7)传动轴51、52上。
参考图8，(多个)电动机9在分动箱7的下游提供额外的驱动扭矩，并且分别以直接卡接的方式连接到第一驱动件11和第二驱动件12。
例如，如果气流产生器2发生故障、性能降低，或者飞机100需要更大的推力p，推进系统10的操作方法有利于副涡轮机4作为气流产生器2的替代或补充。此外，使用电动机和电池可在副涡轮机或气流产生器处于不操作的情况下，例如在滑行操作期间，驱动驱动件旋转。此方法还可减小污染物排放以及噪声污染。
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