Disclosed is a hybrid multirotor propulsion system (100) for an aircraft, comprising: a plurality of propulsion units (PU), each propulsion unit (PU) comprising a propeller (Pr), an electromotor (EU) and a peripheral differential gearbox (PDGU); a plurality of driving elements (PDS), each of which being coupled to a respective one of said plurality of propulsion units (PU); a mechanical power source (MPS); a main distributor gearbox (MDG); at least one electric machine (EM); and a power management unit (PMU); wherein said power management unit (PMU) is configured according to a predetermined operating mode: to cause said mechanical power source (MPS) to output total mechanical power and to cause said total mechanical power to be split into first and second mechanical power components; to cause said main distributor gearbox (MDG) to distribute said first mechanical power component to said plurality of driving elements (PDS) for providing each driving element (PDS) with a direct mechanical propeller power; to cause said electric machine (EM) to convert said second mechanical power component into electric power and to cause at least a part of said electric power to be distributed to said plurality of electromotors (EU) for providing each electromotor (EU) with an electric propeller power; to cause each driving element (PDS) to output said direct mechanical propeller power to said peripheral differential gearbox (PDGU) of said propulsion unit (PU) to which said driving element (PDS) is coupled; to cause each electromotor (EU) to convert said electric propeller power into an indirect mechanical propeller power and to output said indirect mechanical propeller power to said peripheral differential gearbox (PDGU) of said propulsion unit (PU) comprising said electromotor (EU); and to cause said peripheral differential gearbox (PDGU) of each propulsion unit (PU) to aggregate said direct mechanical propeller power and said indirect mechanical propeller power to a total mechanical propeller power and to drive said propeller (Pr) of each propulsion unit (PU) based on said total mechanical propeller power.
L'invention concerne un système de propulsion à rotors multiples hybride (100) pour un aéronef, lequel système comprend : une pluralité d'unités de propulsion (PU), chaque unité de propulsion (PU) comprenant une hélice (Pr), un moteur électrique (EU) et une boîte de vitesses différentielle périphérique (PDGU) ; une pluralité d'éléments d'entraînement (PDS), dont chacun est couplé à une unité respective de ladite pluralité d'unités de propulsion (PU) ; une source de puissance mécanique (MPS) ; une boîte de transfert principale (MDG) ; au moins une machine électrique (EM) ; et une unité de gestion de puissance (PMU) ; ladite unité de gestion de puissance (PMU) étant configurée selon un mode de fonctionnement prédéterminé : pour amener ladite source de puissance mécanique (MPS) à délivrer en sortie une puissance mécanique totale et pour amener ladite puissance mécanique totale à être divisée en première et seconde composantes de puissance mécanique ; pour amener ladite boîte de transfert principale (MDG) à distribuer ladite première composante de puissance mécanique à ladite pluralité d'éléments d'entraînement (PDS) pour fournir à chaque élément d'entraînement (PDS) une puissance d'hélice mécanique directe ; pour amener ladite machine électrique (EM) à convertir ladite seconde composante de puissance mécanique en une puissance électrique et pour amener au moins une partie de ladite puissance électrique à être distribuée à ladite pluralité de moteurs électriques (EU) pour fournir à chaque moteur électrique (EU) une puissance d'hélice électrique ; pour amener chaque élément d'entraînement (PDS) à délivrer en sortie ladite puissance d'hélice mécanique directe à ladite boîte de vitesses différentielle périphérique (PDGU) de ladite unité de propulsion (PU) à laquelle est couplé ledit élément d'entraînement (PDS) ; pour amener chaque moteur électrique (EU) à convertir ladite puissance d'hélice électrique en une puissance d'hélice mécanique indirecte et à délivrer en sortie ladite puissance d'hélice mécanique indirecte à ladite boîte de vitesses différentielle périphérique (PDGU) de ladite unité de propulsion (PU) comprenant ledit moteur électrique (EU) ; et pour amener ladite boîte de vitesses différentielle périphérique (PDGU) de chaque unité de propulsion (PU) à regrouper ladite puissance d'hélice mécanique directe et ladite puissance d'hélice mécanique indirecte en une puissance d'hélice mécanique totale et à entraîner ladite hélice (Pr) de chaque unité de propulsion (PU) sur la base de ladite puissance d'hélice mécanique totale.
HYBRID MULTIROTOR PROPULSION SYSTEM FOR AN AIRCRAFT
SYSTÈME DE PROPULSION À ROTORS MULTIPLES HYBRIDE POUR UN AÉRONEF
2021-04-01
Patent
Electronic Resource
English
IPC: | B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT |