旋翼飞行器技术领域本发明涉及一种旋翼飞行器，其包括至少一个热机，该热机具有配备有应急电动机的传动系统。
背景技术：
旋转翼飞行器通常配备有用于确保其升力甚至其推进力的至少一个主转子并且通常配备有偏航移动控制系统。这种偏航控制系统可以例如包括位于飞行器后部的辅助转子。
为了驱动主转子旋转并在必要的情况下驱动后转子旋转，飞行器具有动力装置，该动力装置可以包括一个或多个热力发动机。
因此，飞行器具有一个或多个热力发动机以通过至少一个动力传输箱使主转子和后转子运动。
术语“热力发动机”是指可用于这种动力装置中的涡轮轴发动机或所有内燃发动机，特别是活塞发动机。术语“热力发动机”与术语“电动发动机”相反，该“电动发动机”是指仅消耗电能的发动机。
因此，飞行器包括至少一个热力发动机，该至少一个热力发动机经由至少一个主动力传输箱至少使主转子运动。
因此，主动力传输箱包括动力输入轴，该动力输入轴通过动力输入机械联接机械地连接至热力发动机。另外，主动力传输箱包括连接到主转子的转子主轴的至少一个主动力输出。可能地，主动力传输箱包括后动力输出，该后动力输出通过后机械联接连接至后转子，该后机械联接可以包括至少一个轴和/或后动力传输箱。
另外，主转子的桨叶的间距可以通过配备有液压伺服机构的飞行控制链来控制。因此，主动力传输箱可以包括至少一个次级输出轴，该至少一个次级输出轴使向伺服机构供应流体的液压回路的液压泵运动。
因此，在正常运行阶段，一个或多个热力发动机使主动力传输箱的各个运动构件运动。然后，主动力传输箱驱动主转子旋转、驱动飞行控制系统的液压泵运动、甚至驱动后转子旋转。
在热力发动机由于故障而停止的情况下，主转子可不由动力装置驱动旋转。因此，飞行员操纵飞行控制装置以将飞行器置于自动旋转飞行阶段。
自动旋转飞行阶段对应于特定飞行阶段，在该特定飞行阶段中，飞行器下降飞行而没有机动动力。在这种情况下，主转子的旋转由穿过主转子的空气流产生，这允许飞行器保持可操纵性。自动旋转飞行阶段允许实现安全着陆。
然而，进入自动旋转飞行阶段应该在非常短的时间内完成，大约在热力发动机故障发生后的1到2秒并根据旨在将转子保持在预定旋转速度的特定程序。如果没有飞行员的迅速动作，飞行器的主转子的旋转速度就会非常迅速地降低，直到该主转子失速。因此，自动旋转飞行阶段应该是对飞行员进行反复训练的主题。因此，可以减少飞行器的飞行范围。
在这方面考虑改善飞行器性能的一种解决方案是使用“混合”动力装置。这种“混合”动力装置包括至少一个电动发动机或电动机械以通过标准动力输入或专用动力输入来使主动力传输箱运动。
文献fr2952907描述了实施在包括单个热力发动机的飞行器上的混合动力装置。因此，飞行器包括机械地连接至驱动飞行器的主转子旋转的动力传输箱的输入的第一电动发动机以及机械地联接至飞行器的后转子的第二电动发动机。这些电动发动机可以以发动机模式运行以驱动转子或者可以以发电动机械模式运行以将机械能转换为电能并用作转子或热力发动机的减速器。
文献fr2962404描述了用于旋转翼飞行器的混合动力装置的电气架构。该动力装置包括至少一个热力发动机和至少一个电动发动机以及主电网和辅助电网。
文献us9045223描述了一种包括单个热力发动机、至少一个电动机械以及主动力传输箱的旋转翼飞行器。例如，电动机械可以连接到主动力传输箱、热力发动机或直接连接到飞行器的主转子。飞行器包括用于监测监测参数的监测装置以便检测热力发动机的可能故障。因此，控制装置与监测装置通信以在热力发动机故障的情况下控制电动机械。
特别地，根据文献us9045223并在检测到该故障之后，可以调用电动机械以发动机模式运行以便向主转子提供辅助机械动力，以将该主转子保持在允许启动自动旋转飞行阶段的转动速度下。供应该辅助动力允许降低主转子的减速度以在操纵期间为飞行员提供更大灵活性。因此，对于飞行员来说，进入飞行器的自动旋转飞行阶段就更快和/或更容易。
通过主转子的旋转速度的降低，还可以在着陆阶段本身时检测主转子的动力下降。因此，可以控制电动机械以发动机模式运行以向主转子提供辅助机械动力。因此，飞行员可以支配额外能量来执行着陆而不会突然冲击地面并限制飞行器在地面上的滑移。
另外，可以在着陆之前调用电动机械以提供动力增加以避免障碍。
在这些条件下，电动机械可以倾向于优化飞行器的最大起飞重量和/或飞行器的飞行范围。
文献ep2974964本身公开了一种飞行器的电气架构，该飞行器包括至少连接至升力转子并由至少一个热力发动机驱动的动力传输总成，该电气架构包括高电压电网，该高电压电网包括用于连接到该热力发动机的主电动机械以及用于连接到动力传输总成的次级电动机械。
此外，这种飞行器包括次级电动机械9，该次级电动机械9可以机械地连接至动力传输箱61或附件箱62。此外，每个次级电动机械9要么以发动机模式运行，要么以发电机模式运行，在该发动机模式期间，次级电动机械9汲取电能以至少部分地驱动动力传输总成60，而在该发电机模式期间，次级电动机械9由动力传输总成60驱动以产生电能。
文献us2016059957和us2014263820描述了一种飞行器，该飞行器配备有连接至动力传输组箱的热力发动机。该动力传输箱可包括使液压泵旋转的输出。另外，飞行器可以具有自动旋转辅助系统。该自动旋转辅助系统可以被连接至，尤其是直接连接(即没有中间齿轮)至动力传输箱的专用输入。自动旋转辅助系统可以在正常运行阶段期间存储能量并且可以在故障阶段期间使用该能量以将机械动力传输到动力传输箱。根据变型，自动旋转辅助系统可以包括可以以发动机模式和发电机模式交替运行的可逆电动机械、液压发动机或机械动力存储系统(例如弹簧装置)。
文献us2018362152和us2018362152也是已知的。
文献us2017174355由于公开了后转子的电辅助系统而背离了本发明。
文献ep3524519由于公开了包括用于确定发动机故障的监测系统的多发动机飞行器而背离了本发明。
文献ep2735508背离本发明，但是本身公开了一种用于辅助自动旋转的系统，该系统还包括发动机的故障检测系统。特别地，该文献描述了使用速度传感器(例如音轮)来监测发动机故障。
文件ep2735507也背离本发明，由于其公开了用于旋翼飞机的另一类型的动力装置。
在本文中，电动发动机在旋转翼飞行器内部设置在动力传输箱的专用输入上意味着设想一种特定动力传输箱。
另外，电动发动机在旋转翼飞行器内部设置为使用现有动力输入轴意味着开发一种介于电动发动机与热力发动机之间的机械共轭装置。由于电动发动机和热力发动机的旋转速度非常不同，因此难以获得这种机械共轭装置。
技术实现要素：
因此，本发明的目的在于提出一种创新的飞行器，其用于在至少一个热力发动机发生故障之后促进对飞行器的控制。
本发明涉及一种配备有旋转翼以及动力装置的飞行器。该动力装置包括动力传输箱，该动力传输箱设置有主输出轴，该主输出轴使旋转翼旋转。另外，动力装置包括至少一个热力发动机，该热力发动机通过机械输入联接而连接至动力传输箱的输入轴。飞行器包括通过动力传输箱的次级输出轴而运动的至少一个附件。
另外，这种飞行器包括辅助系统，该辅助系统配备有机械连接模块，该机械连接模块具有连接至次级输出轴的连接轴。辅助系统包括连接到一个或多个附件的第一连接构件并通过第一内部机械联接而连接至连接轴。机械连接模块还包括第二连接构件，该第二连接构件连接至电动发动机并且通过第二内部机械联接而连接至连接轴。
根据本发明，这种飞行器的特征在于，电动发动机是仅以发动机模式运行的不可逆发动机，在至少一个热力发动机发生故障的情况下，该电动发动机被调用以通过机械连接模块而使所述主输出轴运动。
这种类型的发动机因此优点在于将电动发动机的功能仅限制为辅助系统。因此，这种类型的电动发动机及其管理电子装置的可靠性是最佳的。
术语“连接到次级输出轴的连接轴”是指次级输出轴的旋转引起连接轴的旋转或反之亦然。例如，连接轴包括与动力传输箱的花键啮合的中间花键。
当热力发动机发生故障时，电动发动机可以通过机械连接模块使主输出轴运动以允许帮助飞行员进入自动旋转阶段和/或允许管理该自动旋转，以便根据先前教导并且尤其是根据文献us9045223的教导而例如避免障碍物和/或安全着陆。
相反，辅助系统被证明相对容易地设置在预先存在的飞行器架构上。特别地，该辅助系统通过将连接模块运动学地定位在现有附件和相关联的输出轴之间而相对容易地设置在飞行器上。因此，辅助系统可以是不影响飞行器的认证的安全选择。
因此，本发明提出了偏见并且不将电动发动机连接到共享或专用动力输入轴，而是令人惊讶地将电动发动机连接到将机械动力从该动力传输箱传输到附件的次级输出轴。机械连接模块实际上可以定尺寸为可逆，即定尺寸为通过连接轴沿着两个不同方向传输机械动力。
因此，在热力发动机发生故障之外实现的最佳方式中，机械连接模块允许机械动力沿动力接收器方向从次级输出轴朝连接轴输出。在这种情况下，机械连接模块接收有动力传输箱产生的机械动力。
相反，在存在热力发动机的故障的情况下实现的劣化模式中，机械连接模块允许机械动力沿发动机方向从连接轴朝次级输出轴传输。在这种情况下，机械连接模块产生至少由动力传输箱消耗以用于驱动旋转翼的机械动力。
另外，在劣化模式中，机械连接模块根据可能性可以允许电动发动机使附件运动。
另外，飞行器可以包括以下单独或组合使用的一个或多个特征。
在实践中，一个或多个附件可以选自包括液压泵、机械风扇、发电机和气动压缩机的组。
换句话说，一个或多个附件不应被认为是允许飞行器飞行和/或在静止飞行阶段将飞行器保持在空中适当位置的升力器或推进器装置。更确切地，附件因此不能由转子、转子的驱动轴、推进或牵引螺旋桨或螺旋桨的驱动轴形成。
根据本发明的替代方案，一个或多个附件可以包括第一液压泵，该第一液压泵属于飞行器的液压回路，该液压回路连接到多个伺服机构以操控旋转翼的桨叶的间距。
根据一个方面，液压回来可以包括第二液压泵，该第二液压泵通过动力传输箱而运动，所述第一机械联接包括解耦系统，该解耦系统被构造成在热力发动机发生故障的情况下将第一液压泵与连接轴解耦。
根据一个方面，第二机械联接可以包括自由轮，该自由轮被构造成将机械动力唯一地从电动发动机朝连接轴传输。
自由轮通常包括主动部分以及从动部分，至少一个连接构件设置在该主动部分和该从动部分之间。当从动部分以比主动部分更快的速度旋转时，主动部分和从动部分并不旋转一体连接。自由轮在这种构造下据说是滑脱的。
仅在热力发动机发生故障的情况下，自由轮才在运动学上连接连接轴以及电动发动机。此外，如果热力发动机发生故障或停机并因此使自由轮的从动部分停滞或减速，一旦电动发动机运动或主动部分达到从动部分的旋转速度，则机械自由轮自动联动。
因此，在热力发动机发生故障的情况下，自由轮允许将机械动力传递至动力传输箱并且在相反的情况下允许防止电动发动机由动力传输箱驱动。
可替代地，电动发动机可以是可逆电动机械。电动机械可以热力发动机发生故障意外的情况下以发电机模式运行。在这种模式下，该电动机械由动力传输箱通过机械连接模块驱动以产生电能。相反，在存在这种故障的情况下，电动机械可以以发动机模式运行。
根据一方面，辅助系统可以包括连接到电动发动机的监测计算机。
监测计算机可以与热力发动机的发动机计算机通信。实际上，这种发动机计算机能够以通常的方式确定至少一个热力发动机已经故障。因此，必要时，当发动机计算机检测到这种故障时，发动机计算机可以将控制信号传输到监测计算机。
根据一个方面，以补充或替代的方式，辅助系统可以包括连接到电动发动机和允许检测热力发动机的故障的传感器的监测计算机，该监测计算机被构造为在检测到热力发动机的所述故障的情况下要求电动发动机运行。
辅助系统因此可以包括其自己的传感器以独立于来自发动机计算机的“发动机损失”信息来检测热力发动机的故障。该特征允许即使在热力发动机及其发动机计算机共同发生故障的情况下也保持鲁棒。
独立于向监测计算机发出热力发动机发生故障的信号的源，当监测计算机接收到指示热力发动机发生故障的信号时，该监测计算机将致动信号传输到电动发动机。这种致动信号可以采取模拟、数字或光信号的形式。然后，电动发动机产生机动动力，该机动动力被传输到动力传输箱以保持旋转翼的旋转并允许飞行员加宽其着陆锥形和/或更好地操纵自动旋转。
可能地，可以在测试过程中调用监测计算机。
因此，在启动一个或多个热力发动机之前，可以操纵人机界面以将控制信号传输到监测计算机，以使电动发动机在短时间期间运动。例如，只要旋转翼不旋转，就可以实施该测试程序。
以补充或替代的方式，在启动一个或多个热力发动机并使旋转翼旋转之后，测试程序可以包括其他步骤。因此，可以操纵人机界面以将控制信号传输到监测计算机，以便使电动发动机以低于其允许驱动旋转翼旋转的标称旋转速度的空转速度运动。然后，电动发动机的这种旋转允许验证系统是可运行的并且更具体地在必要时验证自由轮正确运行。
替代地或以补充的方式，这种测试过程也可以由监测计算机自动执行，而不需要来自飞行器的驾驶员通过人机界面的动作。
根据一个方面，所述传感器可以包括速度传感器，该速度传感器发出根据连接轴的旋转速度而变化的信号。
例如，传感器可以集成到机械连接模块中。
例如，旋转速度传感器可以包括与连接轴旋转一体连接的音轮以及设置在该音轮对面的感应传感器。
根据一个方面，辅助系统可以包括容纳所述电动发动机的发动机装备。
可能地，同一装备(为方便起见称为“发动机装备”)同时容纳电动发动机并在必要时容纳监测计算机。
根据一个方面，机械连接模块包括壳体，连接轴以及第一机械联接和第二连接构件至少部分地位于壳体中，所述壳体被固定到动力传输箱，所述附件被固定到所述壳体，所述发动机装备被固定到所述壳体。
因此，辅助系统可以相对容易地固定到动力传输箱。
根据一个方面，第二机械联接可包括至少一个减速齿轮级。
每个减速齿轮级可以趋于使连接轴的转动速度与次级输出轴和附件的输入的目标旋转速度对准。例如，电动发动机可以具有以大约每分钟20,000转的速度旋转的输出，并且连接轴本身以大约每分钟6000转的速度旋转。
可能地，所述至少一个减速齿轮级包括连接到电动发动机和第二旋转速度减速级的第一旋转速度减速级，该第二旋转速度减速级连接到连接轴。
可能地，上述自由轮设置在第二旋转速度减速级的轮和连接轴之间。
例如，解耦系统包括由监控计算机控制的离合器。
一种变型可以是不设置一个而是设置两个由动力传输箱驱动的附件。在这种情况下，当电动发动机应该激活时，第一附件通过解耦系统与连接轴断开，以避免该第一附件汲取机械动力。
根据一个方面，第一机械联接可以包括允许未对准的联结构件。
例如，这种联结构件可包括通过轮毂或可变形环连接的两个凸缘。
根据一个方面，第一连接构件可以包括与附件的接收花键接合的联接花键。
根据一个方面，第二连接构件可以包括与电动发动机的机动花键接合的连接花键。
根据一个方面，所述辅助系统可以包括至少一个高电压直流电池，该至少一个高电压直流电池例如在必要时经由监控计算机直接或间接地电连接至电动发动机。
这样的高电压电池例如可以选自可再充电或不可再充电类型的蓄电池、可燃类型的蓄电池，或者选自具有离子液体的有机电解质超级电容器、水性电解质超级电容器、混合超级电容器以及伪超级电容器。
根据一个方面，飞行器可以包括低电压电网，该低电压电网包括至少一个低电压电源，所述低电压电网具有连接到所述至少一个电池的电转换器。
这种低电压电源可以包括机库插头、发电机，例如能够执行发电机功能和用于热力发动机的启动器功能的设备、低电压电池等。
在这些条件下，低电压电网可以根据需要向电动发动机供电。
附图说明
在下面的描述中，将使本发明及其优点将更加详细地呈现，其中，该描述参考附图以说明的目的给出了实施例，这些附图表示：
图1是示出根据本发明的飞行器的图，
图2是图1的飞行器的动力传输箱的局部内部视图，
图3是配备有根据本发明的辅助系统的图1的飞行器的动力传输箱的外部视图，
图4是根据本发明的连接模块的三维视图，
图5是示出根据本发明的连接模块的图，以及
图6是具有音轮和感应传感器的允许检测故障的传感器的视图。
具体实施方式
在多个不同附图中显示的元件分配有单一的附图标记。
图1示出了图示根据本发明的飞行器1的图。飞行器1配备有旋转翼3。旋转翼3具有多个桨叶4。
为了使桨叶4绕旋转翼3的旋转轴线旋转，飞行器1配备有动力装置5。
该动力装置5包括至少一个热力发动机6。可能地，该动力装置5是包括单个热力发动机6的单发动机装置。热力发动机6是内燃发动机。根据所示的示例，热力发动机6是具有气体发生器8和动力涡轮7，尤其是根据该示例的动力涡轮7的涡轮发动机。可替代地，一个或多个热力发动机6例如是活塞发动机。
该热力发动机6可以通过发动机计算机9和未示出的多个常规传感器以常规方式控制和监测。
例如，计算机可以包括至少一个处理器以及至少一个存储器、至少一个集成电路、至少一个可编程系统、至少一个逻辑电路，这些示例不限制表述“计算机”所给出的意义。术语处理器也可以是以首字母缩写词cpu而公知的中央处理单元、图形处理单元gpu、以首字母缩写词dsp而公知的数字单元、微控制器...。
另外，动力装置5包括由一个或多个热力发动机6驱动移动的动力传输箱10。动力传输箱10还连接至旋转翼3以使该旋转翼3在正常运行模中以热力发动机6的脉冲旋转。
动力传输箱10可以是常用类型的。图2示出了动力传输箱10的示例。
该动力传输箱10包括输入轴11，该输入轴11通过机械输入联接25机械地连接至热力发动机6。机械输入联接25可包括自由轮或等同物、至少一个轴、允许未对准的至少一个联结装置。该输入轴11可以使动力传输箱10的旋转构件运动以驱动使旋转翼3旋转的主输出轴19。这种主输出轴19可以连接至旋转翼3的转子主轴或者可以是该转子主轴的一部分。
例如，输入轴11与轮12啮合，为了方便并且由于其尺寸，轮12有时被称为大轮。该大轮12与内部轴13旋转一体连接，该内部轴13使至少一个行星减速级14运动。例如，该行星减速级14包括与内部轴13一体连接的恒星小齿轮15。此外，该行星减速级14包括同时在恒星小齿轮15和固定外齿圈18上滚动的多个行星轮16。行星轮16通过例如一组花键由行星齿轮架17承载，该行星齿轮架17例如与主输出轴19啮合。
另外，动力传输箱10可包括至少一个次级动力输出轴20、21以使至少一个附件33，例如第一液压泵33'运动。例如，至少一个次级输出轴20、21由大轮12啮合。至少一个次级输出轴20、21可包括可熔断器部段22和/或花键23。
根据另一方面并且重新参考图1，可以通过飞行命令来控制旋转翼3的桨叶4的间距。例如，飞行器1包括常规轮转盘组件31，该常规轮转盘组件31配备有非旋转盘以及旋转盘，该旋转盘通过间距连杆机构连接至每个桨叶4或每个桨叶套筒。
另外，飞行器1可以包括液压伺服机构30，该液压伺服机构30具有至少一个可移动本体以及固定杆，或者可移动杆以及至少一个固定本体。因此，每个伺服机构30铰接到飞行器1的非旋转盘以及非旋转构件。例如，每个伺服机构30配备有连接到飞行控制装置的控制杆，该控制杆的运动例如允许移动伺服机构的滑块。
为了对伺服机构30的每个本体进行液压供应，飞行器1包括液压回路32。该液压回路32包括至少一个第一液压泵33'，该第一液压泵33'通过动力传输箱10的次级输出轴20而运动。该第一液压泵33'与伺服机构30中的至少一个本体流体连通。
可能地，液压回路32包括至少一个第二液压泵36，该第二液压泵36通过动力传输箱10的另一个次级输出轴21而运动。
根据另一方面并且参考图3，飞行器1包括辅助系统40，以在热力发动机6发生故障的情况下在劣化运行模式中辅助飞行员。
该辅助系统40配备有电动发动机75。这种电动发动机75由仅以发动机模式运行的不可逆发动机形成，并且因此不能用于产生电能。
另外，辅助系统40配备有机械连接模块41，该机械连接模块41允许将电动发动机75和第一液压泵33'机械地连接至动力传输箱10的同一次级输出轴20。
图4和5示出了这种机械连接模块41。
特别地，图5呈现了示出机械连接模块41的实现示例的图。
该机械连接模块41具有连接轴42，该连接轴42机械地连接至次级输出轴20。例如，连接轴42配备有花键43，该花键43与次级输出轴20的花键23接合。该连接轴42也可以由至少两个滚动构件69、70引导。
另外，机械连接模块41配备有连接至第一液压泵33'的第一连接构件48。根据所示的示例，第一连接构件48包括与第一液压泵33'的驱动轴34的接收花键35接合的联接花键481。
第一连接构件48并且在这种情况下为根据所示示例的联接花键481通过第一内部机械联接45连接至连接轴42。
通过表示将第一连接构件48一体连接到连接轴42的一体连接装置，例如焊接装置，可以将这种第一机械联接45简化为其最简单的形式。必要时，可以对连接轴42进行机械加工以具有联接花键481。
根据另一示例，第一机械联接45可包括至少一个联接轴和/或解耦系统83和/或联结构件47和/或与连接轴42的花键44接合的花键46。
特别地，第一机械联接45可以包括允许在两个机械构件之间实现未对准的联结构件47。根据示例，这样的联结构件47可以包括：第一凸缘，其通过与连接轴42的花键44接合的花键46直接或间接地一体连接到连接轴42；以及第二凸缘，其通过柔性构件连接到第一凸缘。柔性构件可以允许凸缘之间的轴向和/或径向未对准。
第二凸缘可以直接或间接地连接到第一连接构件48。
以补充的或替代的方式，解耦系统83可以被构造成在热力发动机6发生故障的情况下使第一液压泵33'与连接轴42解耦。这种解耦系统83尤其可以在液压回路32包括第二液压泵36时调用，该第二液压泵36通过动力传输箱10而运动。这种解耦系统83例如可以包括离合器。
因此，根据所示的示例，第一机械联接45顺序地包括与连接轴的花键44接合的花键46、将花键46连接至联结构件47的连接轴、解耦系统83、然后为第一连接构件48。
根据另一方面，机械连接模块41包括连接到电动发动机75的第二连接构件49。根据所示示例，第二连接构件49包括连接花键491，该连接花键491与电动发动机75的发动机输出轴76的机动花键77接合。
第二连接构件49并且在该情况下为根据所示示例的连接花键491通过第二内部机械联接50连接至连接轴42。第二连接构件49可绕平行于轴线ax1的第二轴线ax2旋转移动，第一连接构件48可绕该第一轴线ax1旋转移动。可能地，连接轴也可绕第一轴线ax1旋转移动。
第二机械联接50可以简化为其最简单的形式或者可能包括至少一个减速级51、61。作为说明，电动发动机75可以定尺寸为驱动其旋转发动机输出轴76以大约每分钟20,000转旋转，而连接轴42被构造成以大约每分钟6,000转来执行旋转。
根据所示示例，第二机械联接50包括第一级减速级61，该第一级减速级使连接至连接轴42的第二减速级51运动。
例如，第二机械联接50包括与第二连接构件49一体连接的第一内部轴64。例如，第二连接构件49包括与第一内部轴64的花键。该第一内部轴64可以由至少两个滚动构件67、68引导旋转。此外，第一内部轴64承载第一级61的第一小齿轮62。
第二机械联接50可以包括第二内部轴59。该第二内部轴59可以由至少两个滚动构件65、66引导旋转。此外，第二内部轴59承载第一级61的第一轮63。第一轮63由第一小齿轮62啮合并且可以包括比第一小齿轮62的齿数更多的齿数。例如，第一小齿轮62包括18齿而第一轮63包括37齿。
另外，第二内部轴59承载第二级51的第二小齿轮52。第二小齿轮52与第二级51的第二轮53啮合，该第二轮53直接或间接地连接至连接轴42。第二轮53可包括比第二小齿轮52的齿数更多的齿数。例如，第二小齿轮52包括19齿而第二轮53包括42齿。
根据一方面，第二机械联接50可以包括自由轮55。该自由轮55的功能在于将机械动力仅从电动发动机75朝连接轴42传输。
通常，自由轮55包括主动部分56、从动部分57以及插设在主动部分56和从动部分57之间的至少一个连接构件58以在主动部分56趋于以大于或等于从动部分57的速度旋转时使该主动部分56与从动部分57旋转连接。例如，连接构件58可以采用球、滚子、棘轮等形式。
根据所示示例，主动部分56可以通过诸如螺钉、焊接、花键等常规方式一体连接至第二轮53。因此，从动部分57可以通过诸如螺钉、焊接、花键等常规方式一体连接至连接轴42。
根据另一方面，为了方便起见，电动发动机75可以至少部分地容纳在被称为“发动机装备101”的子组件的壳部内。例如，电动发动机75的发动机输出轴76从该壳部出离以穿透至第二连接构件49中。壳部可以包括由彼此固定的一个或多个器件。
同样，壳体102可以被包括在机械连接模块41中。这种壳体102因此允许至少部分地容纳连接轴42以及第一机械联接45和第二连接构件49。该壳体102可以包括彼此固定的一个或多个器件。
根据所示示例，壳体102包括由次级输出轴20穿过的开口、由发动机输出轴76穿过的开口以及由第一液压泵33'的驱动轴34穿过的开口。
另外，壳体102可以固定到动力传输箱10，例如通过螺丝。同样，第一液压泵33'的壳部103和发动机装备101的壳部均可能例如通过螺丝各自固定到壳体102。
另外，辅助系统40可以包括用于检测热力发动机6的发动机故障的传感器80。可能地，该速度传感器80包括发出根据连接轴42的旋转速度而变化的信号的速度传感器。
根据图6，旋转速度传感器包括以通常方式旋转一体连接至连接轴42的音轮81。音轮82包括具有一系列孔和“齿”的轮体。
另外，旋转速度传感器包括指向音轮81的感应传感器82。该感应传感器82可以由壳体102承载。感应传感器82可以包括安装在金属杆和永磁体上的绕组。感应传感器82安装在音轮81的对面。在音轮81的齿或孔之间产生的磁通量允许感应传感器82产生正弦电压，该正弦电压根据连接轴42的旋转速度以及感应传感器82与音轮81之间的距离而变化。根据示例，音轮81包括94个孔，并且传感器82是霍尼韦尔公司的以商标ma3055而公知的传感器。
根据另一方面并且重新参考图1，辅助系统40包括连接到电动发动机75的监测计算机85。监测计算机85可以是发动机装备101的一部分。
监测计算机85可以在通过有线联接或在必要时通过无线联接连接到传感器80、发动机计算机9、甚至解耦系统83，或者连接到至少一个人机界面。
根据一方面，辅助系统40可包括至少一个高电压直流电池86，其电连接至电动发动机75。
术语“高电压”是指大于50伏，例如300或500伏的电压。
根据图1中的示例，高电压直流电池86连接至监测计算机85，该监测计算机85在需要时向电动发动机75供电。
根据一种可能性，飞行器1还可以具有低电压电网90。术语低电压是指小于50伏，例如28伏的电压。该低电压电网90可以配备有至少一个低电压电能源91。例如，所述至少一个低电压电能源91可以包括机库插头92和/或电动机械93，该电动机械93可能用作用于热力发动机6和/或低电压电池94的发电机和启动器。每个低电压电能源91都可以电连接到配电网95。此外，低电压直流/高电压直流电转换器96可以电连接到配电网95并电连接到每个高电压直流电电池86。
在这些条件下，在测试情况之外，电动发动机75在正常操作期间将不运行。当监测计算机85从发出热力发动机发生故障的信号的传感器80或发动机计算机9接收到信号时，监测计算机85被配置为要求电动发动机75运行。例如，传感器80一直发出连接轴52的当前旋转速度的信号载体。然后，一旦该当前旋转速度低于阈值或者可替代地减速度超过阈值值时，监测计算机85就激活电动发动机75。
因此，激活电动发动机75以使动力传输箱10运动并且参与使旋转翼3旋转。
可能地，根据变型，监测计算机85还使第一液压泵33'解耦。
监测计算机85还可以通过应用其他逻辑来激活电动发动机75，例如基于文献us9045223的教导。
电动发动机75也可以处于所谓的“武装”配置中，在该配置中，在检测到热力发动机故障之前，电动发动机75被旋转驱动但是以低于允许其驱动连接轴42旋转的旋转速度。
然后，一旦监测计算机85从发出热力发动机发生故障的信号的传感器80或发动机计算机9接收到信号，则电动发动机75的发动机输出轴76的旋转速度可以瞬时增加以驱动连接轴42旋转并防止其旋转速度降低。
自然地，本发明在其实施方式方面可以进行许多变型。尽管已经描述了几种实施方式，但是众所周知，穷举地识别所有可能的方式是不可想象的。当然可以想到的是，在不超出本发明的范围的情况下，用等同的方式代替所描述的方式。
本文用于企业家、创业者技术爱好者查询，结果仅供参考。
