WO2014131914A1 - Sistema de potencia híbrido para aeronaves de motor de pistón - Google Patents

Sistema de potencia híbrido para aeronaves de motor de pistón Download PDF

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WO2014131914A1
WO2014131914A1 PCT/ES2013/000275 ES2013000275W WO2014131914A1 WO 2014131914 A1 WO2014131914 A1 WO 2014131914A1 ES 2013000275 W ES2013000275 W ES 2013000275W WO 2014131914 A1 WO2014131914 A1 WO 2014131914A1
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electric
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Daniel CRISTÓBAL RAMÍREZ
Miguel Ángel SUÁREZ SÁNCHEZ
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Axter Aerospace Sl
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    • B64D27/026—
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the main objective of the invention is to offer a propulsion alternative to an aircraft when the main engine is not operational.
  • the invention provides the aircraft with the necessary propulsion so that the pilot can reach an alternate airfield or an obstacle-free area for landing, with the consequent increase in aircraft safety.
  • the invention brings other functions that are detailed below.
  • the engine failure can be caused by many different circumstances of which we highlight the following:
  • Aircraft propulsion system By a fire in the engine or in the fuel tank. Aircraft propulsion system
  • the current aircraft propulsion system is based on attaching a propeller to the alternative engine, directly or through a gearbox that allows a reduction in the speed transmitted from the engine to the propeller.
  • the ignition, the air / fuel mixture and the engine gases are controlled from the cab. If a variable pitch propeller is mounted, it is controlled from the cab.
  • the engine parameters are normally instrumented in the cab; such as: oil temperature, oil pressure, revolutions, exhaust gas temperature, torque meter, etc.
  • the airplanes are equipped with an electrical system consisting mainly of an alternator and a battery. He Alternator is connected to the main engine, providing electric power to the plane and charging the battery when the thermal engine is running. When the alternator is not being moved by the main engine, it is the battery that supplies all the electric power to the plane.
  • the invention provides a new architecture to the aircraft.
  • This new architecture adds to the conventional propulsion system of the aircraft a starter-generator-electric motor in combination with the combustion engine, which moves the propeller, generating thrust and allowing propel the aircraft in case of loss of the main engine, helping the pilot to land safely at a nearby airfield or an obstacle-free zone.
  • the electric motor-starter-generator works as an electric power generator and as a thermal motor starter, which allows eliminating conventional starters and alternators as well as the electrical and mechanical interface associated with them.
  • the generator-starter-electric motor can be permanent magnets (brushless), winding rotor, induction or direct current.
  • the new architecture incorporates a battery (lithium polymer, LiFeP04, lithium oxygen, nickel cadmium, nickel metal hydride, lead acid, calcium silver or zinc silver), an electronic control system (power inverter, voltage regulator or frequency regulator), a clutch (friction, unidirectional turn, centrifugal, electromechanical, electromagnetic or hydraulic) for decoupling the main motor, a control and information system in the cockpit for interaction with the pilot and a battery electric charging system (Battery management system and / or battery cell balancer).
  • a battery lithium polymer, LiFeP04, lithium oxygen, nickel cadmium, nickel metal hydride, lead acid, calcium silver or zinc silver
  • an electronic control system power inverter, voltage regulator or frequency regulator
  • a clutch forriction, unidirectional turn, centrifugal, electromechanical, electromagnetic or hydraulic for decoupling the main motor
  • a control and information system in the cockpit for interaction with the pilot
  • a battery electric charging system Battery management system and / or battery cell balancer
  • Figure 1 Diagram of the architecture of the electric auxiliary power system with electric motor-generator-starter installed in series and through a clutch with the power plant.
  • Figure 2. Diagram of the architecture of the electric auxiliary power system with electric motor-generator-starter coupled to the power plant through a gearbox.
  • Figure 3 Diagram of the architecture of the electric auxiliary power system with electric motor-generator-starter coupled to the power plant through a clutch and a gearbox.
  • Figure 4. Diagram of the architecture of the electric auxiliary power system with propeller assembly and electric motor-generator-starter coupled to the power plant through a gearbox.
  • the invention consists of the following parts: Starter-generator-electric motor, gearbox, clutch, electronic control unit, battery, external charging system and control unit and indication in the cabin.
  • FIG. 1 A diagram of the embodiment is shown in Figure 1.
  • the starter-generator-electric motor (105) is connected directly to the propeller (108), a clutch
  • the innovation incorporates a gearbox between the propeller, the main engine and the starter-generator-electric motor.
  • the architecture of the invention is composed of the following parts: main motor, starter-generator-electric motor, gearbox, clutch, electronic control system, battery, external charging system and control system and indication in cabin .
  • FIG. 2 shows the gearbox design.
  • the propeller (208) is connected to the gearbox
  • the starter-generator-electric motor (205) is connected directly to the gearbox (209), a clutch (206), which allows to decouple the main motor
  • the electronic control unit (203) governs the clutch (206) and the starter-generator-electric motor (205).
  • the battery (201), the control and indication system in the cabin (204) and the external charging system (202) are connected to the electronic control unit (203).
  • the design with gearbox and two clutches is shown in Figure 3.
  • the propeller (308) is connected to the gearbox (309).
  • the starter-generator-electric motor (305) is connected to the gearbox (309) through a clutch (310).
  • the main engine (307) is coupled to the gearbox through a clutch (306).
  • the electronic control unit (303) governs the clutches (306 and 310) and the starter-generator-electric motor (305).
  • the battery (301), the control and indication system in the cabin (304) and the external charging system (302) are connected to the electronic control unit (303).
  • FIG 4 shows the gearbox design.
  • the propeller (408) is connected to the starter-generator-electric motor (405), and the latter connected to the gearbox (409) through a clutch (406).
  • the electronic control unit (403) governs the clutch (406) and the starter-generator-electric motor (405).
  • the battery (401), the control and indication system in the cabin (404) and the external charging system (402) are connected to the electronic control unit (403).

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Abstract

La presente invención, tal y como se expresa en el enunciado, consiste en un sistema eléctrico de potencia que cumple las funciones de motor auxiliar, arrancador del motor de combustión interna y sistema de generación para el suministro eléctrico en una aeronave. La principal aplicación de la invención es ofrecer una alternativa de propulsión a una aeronave cuando el motor de combustión no esté operativo. La invención proporciona a la aeronave la propulsión necesaria para que el piloto pueda alcanzar un aeródromo alternativo o un área libre de obstáculos para efectuar un aterrizaje, con el consiguiente aumento de la seguridad del avión. Además, la invención trae consigo otras funciones que son: - Sistema de motor auxiliar. - Sistema de generación y almacenamiento de energía eléctrica - Sistema de arranque del motor principal.

Description

SISTEMA DE POTENCIA HÍBRIDO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN
OBJETIVOS DE LA INVENCION
Las aeronaves actuales propulsadas por motores de pistón, monomotores y bimotores, que operan bajo régimen de aviación general y también los ultraligeros, presentan una deficiencia en el nivel de seguridad en vuelo. En este tipo de aviones la propulsión se obtiene por medio de una hélice, conectada directamente o a través de una caja de engranajes a un motor de pistones. Esta estructura obliga a que en el supuesto de que durante el vuelo, el motor principal no esté disponible por cualquier circunstancia, el piloto se vea obligado a declarar emergencia y aterrizar en una zona libre de obstáculos y al alcance de la distancia de planeo de la aeronave, ocasionando normalmente daños a la aeronave y daños físicos, pudiendo éstos llegar a ser muy graves y con consecuencias fatales. Es necesario remarcar que en el caso de vuelo nocturno esta situación se agrava debido a la reducida visibilidad.
El principal objetivo de la invención es ofrecer una alternativa de propulsión a una aeronave cuando el motor principal no esté operativo. La invención proporciona a la aeronave la propulsión necesaria para que el piloto pueda alcanzar un aeródromo alternativo o un área libre de obstáculos para efectuar un aterrizaje, con el consiguiente aumento de la seguridad del avión. Además, la invención trae consigo otras funciones que más adelante se detallan. ANTECEDENTES DE LA INVENCION
Aeronaves de motor de pistón
Tradicionalmente las aeronaves de motor de pistón obtienen la propulsión del motor y un fallo del mismo deja al avión sin empuje, con las posibles graves consecuencias descritas anteriormente .
El fallo del motor puede ser provocado por muy diversas circunstancias de las que destacamos las siguientes:
- Por un fallo interno o de los componentes del motor.
- Por fallo en otro sistema asociado al motor.
- Por un fallo del sistema de indicación.
- Por un error humano tanto del piloto como durante el mantenimiento de la aeronave.
- Por un fuego en el motor o en el tanque de combustible. Sistema de propulsión de la aeronave
El sistema de propulsión actual de las aeronaves esté basado en acoplar una hélice al motor alternativo, directamente o a través de una caja de engranajes que permite una reducción de la velocidad transmitida desde el motor a la hélice. Desde la cabina se controla el encendido, la mezcla aire/combustible y los gases del motor. En caso de montar una hélice de paso variable, ésta es controlada desde la cabina. Además, en la cabina se encuentran instrumentados, normalmente, los parámetros del motor; como pueden ser: temperatura de aceite, presión de aceite, revoluciones, temperatura de gases de escape, medidor de par, etc.
Sistema eléctrico del motor
Los aviones están dotados de un sistema eléctrico que consta principalmente de un alternador y una batería. El alternador está conectado al motor principal, proporcionando energía eléctrica al avión y cargando la batería cuando el motor térmico está en funcionamiento. Cuando el alternador no está siendo movido por el motor principal, es la batería la que suministra toda la energía eléctrica al avión.
En la cabina del avión se encuentran los interruptores de encendido de la batería y del alternador, así como el indicador de funcionamiento de este último.
DESCRIPCION DE LA INVENCION
Para resolver los problemas anteriormente descritos, la invención proporciona una nueva arquitectura a la aeronave. Esta nueva arquitectura añade al sistema de propulsión convencional de la aeronave un arrancador-generador-motor eléctrico en combinación con el motor de combustión, que mueve la hélice, generando empuje y permitiendo propulsar al avión en caso de pérdida del motor principal, ayudando al piloto a aterrizar de forma segura en un aeródromo cercano o una zona libre de obstáculos. A su vez el arrancador-generador-motor eléctrico funciona como generador de energía eléctrica y como arrancador del motor térmico, lo que permite eliminar los convencionales arrancadores y alternadores así como el interfaz eléctrico y mecánico asociado a los mismos. El generador-arrancador- motor eléctrico puede ser de imanes permanentes (sin escobillas) , de rotor bobinado, de inducción o de corriente continua .
La nueva arquitectura incorpora una batería (de litio polímero, de LiFeP04, de litio oxigeno, de níquel cadmio, de níquel metal hidruro, de plomo acido, de plata calcio o de plata zinc) , un sistema de control electrónico (inversor de corriente, regulador de tensión o regulador de frecuencia) , un embrague (de fricción, de giro unidireccional, centrifugo, electromecánico, electromagnético o hidráulico) para el desacoplo del motor principal, un sistema de control e información en cabina para la interacción con el piloto y un sistema de carga eléctrica de la batería (Sistema de gestión de batería y/o balanceador de celdas de batería) . Las funciones de la invención son las siguientes:
- Sistema de motor auxiliar.
- Sistema de generación y almacenamiento de energía eléctrica
- Sistema de arranque del motor principal.
BREVE ENUNCIADO DE LA FIGURA
Figura 1.- Diagrama de la arquitectura del sistema de potencia auxiliar eléctrico con motor-generador-arrancador eléctrico instalado en serie y a través de un embrague con la planta de potencia.
Figura 2.- Diagrama de la arquitectura del sistema de potencia auxiliar eléctrico con motor-generador-arrancador eléctrico acoplado a la planta de potencia a través de una caja de engranajes.
Figura 3.- Diagrama de la arquitectura del sistema de potencia auxiliar eléctrico con motor-generador-arrancador eléctrico acoplado a la planta de potencia a través de un embrague y una caja de engranajes.
Figura 4.- Diagrama de la arquitectura del sistema de potencia auxiliar eléctrico con conjunto hélice y motor- generador-arrancador eléctrico acoplado a la planta de potencia a través de una caja de engranajes.
DESCRIPCION DE LA FORMA. DE REALIZACION
La invención se compone de las siguientes partes: Arrancador-generador-motor eléctrico, caja de engranajes, embrague, unidad de control electrónico, batería, sistema de carga externa y unidad de control e indicación en cabina.
En la Figura 1 se muestra un esquema de la forma de realización. El arrancador-generador-motor eléctrico (105) está conectado directamente a la hélice (108), un embrague
(106) que permite desacoplar el motor principal (107), se instala entre el arrancador-generador-motor (105) y el motor principal (107) . La unidad de control electrónico
(103) gobierna el embrague (106) y el arrancador-generador- motor (105) . La batería (101) , el sistema de carga externa
(102) y el sistema de control e indicación en cabina (104) están conectados a la unidad de control electrónico (103) . Dependiendo del diseño del sistema de propulsión de la aeronave, la innovación incorpora una caja de engranajes entre la hélice, el motor-principal y el arrancador- generador-motor eléctrico.
Para estos casos la arquitectura de la invención se compone de las siguientes partes: motor principal, arrancador- generador-motor eléctrico, caja de engranajes, embrague, sistema de control electrónico, batería, sistema de carga externa y sistema de control e indicación en cabina.
En la Figura 2 se muestra el diseño con caja de engranajes. La hélice (208) está conectada a la caja de engranajes
(209) . El arrancador-generador-motor eléctrico (205) está conectado directamente a la caja de engranajes (209) , un embrague (206) , que permite desacoplar el motor principal
(207), se instala entre la caja de engranajes (209) y el motor principal (207) . La unidad de control electrónico (203) gobierna el embrague (206) y el arrancador-generador- motor eléctrico (205). La batería (201), el sistema de control e indicación en cabina (204) y el sistema de carga externa (202) están conectados a la unidad de control electrónico (203) .
En la Figura 3 se muestra el diseño con caja de engranajes y dos embragues. La hélice (308) está conectada a la caja de engranajes (309) . El arrancador-generador-motor eléctrico (305) está conectado a la caja de engranajes (309) a través de un embrague (310) . El motor principal (307) está acoplado a la caja de engranajes a través de un embrague (306) . La unidad de control electrónico (303) gobierna los embragues (306 y 310) y el arrancador- generador-motor eléctrico (305) . La batería (301) , el sistema de control e indicación en cabina (304) y el sistema de carga externa (302) están conectados a la unidad de control electrónico (303) .
En la Figura 4 se muestra el diseño con caja de engranajes. La hélice (408) está conectada al arrancador-generador- motor eléctrico (405) , y este último conectado a la caja de engranajes (409) a través de un embrague (406) . La unidad de control electrónico (403) gobierna el embrague (406) y el arrancador-generador-motor eléctrico (405) . La batería (401), el sistema de control e indicación en cabina (404) y el sistema de carga externa (402) están conectados a la unidad de control electrónico (403) .

Claims

REIVINDICACIONES
1. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que comprende:
- Motor de combustión (107)
- Motor-generador-arrancador eléctrico (105) conectado al motor de combustión, donde el motor-generador-arrancador eléctrico arranca el motor de combustión y donde el motor- generador-arrancador eléctrico es movido por el motor de combustión generando energía eléctrica, que es almacenada en la batería.
- Batería (101)
- Sistema de control de carga y descarga de la batería (102)
- Sistema de control electrónico (103)
- Sistema de indicación y control en cabina (104)
- Hélice (108) conectada directamente al motor-generador- arrancador eléctrico.
- Un embrague (106) conectado entre el motor-generador- arrancador eléctrico y el motor principal.
2. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 1, donde el sistema de potencia auxiliar eléctrico mueve la hélice (108) quedando el eje del motor de combustión (107) aislado del eje del motor-generador-arrancador eléctrico (105) mediante el embrague (106) , propulsando la aeronave en sus operaciones en tierra o en vuelo.
3. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 1, donde el sistema de potencia auxiliar eléctrico propulsa a la aeronave en sus operaciones en tierra y en vuelo por la hélice (108) que a su vez es movida por el motor-generador- arrancador eléctrico (105) y el motor de combustión (107).
4. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 2, donde el sistema de potencia auxiliar eléctrico propulsa a la aeronave cuando el motor de combustión (107) pierde potencia parcial o totalmente.
5. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 1, además comprende:
Una caja de engranajes (209), con cualquier relación de transmisión, que conecta la hélice (208), el motor- generador-arrancador eléctrico (205) y el motor de combustión (207) , este último a través del embrague (206)
6. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 5, donde el motor-generador-arrancador eléctrico (205) mueve la hélice (208) a través de la caja de engranajes (209) , quedando el eje del motor de combustión (207) aislado de la caja de engranajes (209) por medio del embrague (206), propulsando la aeronave en sus operaciones en tierra o en vuelo.
7. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 5, donde el sistema de potencia auxiliar eléctrico propulsa a la aeronave en sus operaciones en tierra o en vuelo por la hélice (208) que a su vez es movida por el motor-generador- arrancador eléctrico (205) y el motor de combustión (207).
8. - SISTEMA, DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 6, donde el sistema de potencia auxiliar eléctrico propulsa a la aeronave cuando el motor de combustión (207) pierde potencia parcial o totalmente.
9. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 5, además comprende :
- Un embrague (310) entre la caja de engranajes (309) y el motor-generador-arrancador eléctrico (305) .
10. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 9, donde el motor-generador-arrancador eléctrico (305) mueve la hélice
(308) a través de la caja de engranajes (309), quedando el eje del motor de combustión (307) aislado de la caja de engranajes (309) , propulsando la aeronave en sus operaciones en tierra o en vuelo.
11. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 9, donde el sistema de potencia auxiliar eléctrico propulsa a la aeronave en sus operaciones en tierra o en vuelo por la hélice (308) que a su vez es movida por el motor-generador- arrancador eléctrico (305) y el motor de combustión (307) .
12. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 10, donde el sistema de potencia auxiliar eléctrico propulsa a la aeronave cuando el motor de combustión (307) pierde potencia parcial o totalmente.
13. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 9, donde el motor de combustión (307) mueve la hélice (308) a través de la caja de engranajes (309) y el motor-generador-arrancador eléctrico (305) queda desacoplado de la caja de engranajes (309) mediante el embrague (310) .
14. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 1, además comprende :
Una caja de engranajes de cualquier relación de transmisión (409) conectada entre el embrague (406) y el motor de combustión (407) .
15. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 14, donde el motor-generador-arrancador (405) mueve la hélice (408) quedando la caja de engranajes (409) y el motor de combustión (407) aislado del motor-generador-arrancador eléctrico (405) mediante el embrague (406) , propulsando la aeronave en sus operaciones en tierra o en vuelo.
16. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 14, donde el sistema de potencia auxiliar eléctrico propulsa a la aeronave en sus operaciones en tierra o en vuelo por la hélice (408) que a su vez es movida por el motor-generador- arrancador eléctrico (405) y el motor de combustión (407) .
17. - SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN, que según reivindicación 15, donde el sistema de potencia auxiliar eléctrico propulsa a la aeronave cuando el motor de combustión (407) pierde potencia parcial o totalmente.
18.- SISTEMA DE POTENCIA AUXILIAR ELÉCTRICO PARA AERONAVES DE MOTOR DE PISTÓN en donde todas las reivindicaciones anteriores son montadas en una aeronave.
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