專利名稱：能夠懸浮的飛行器的制作方法
技術領域：
本發明涉及ー種能夠懸浮的飛行器，特別是一種直升飛行器(直升機)(以下僅僅通過實例來進行描述)或者一種可以垂直升降的飛行器。
背景技術：
眾所周知，最小化燃料消耗和減少CO2的排放是直升機エ業的ー個大問題。在該領域的研究也主要集中于提高飛行安全、擴展燃料航程以執行遠程任務、以及顯著提高速度和加速性能，特別是在嚴酷飛行條件(如高海拔飛行)下的性能
發明內容
本發明的目的是提供ー種能夠懸浮的飛行器，設計通過簡單、低成本的方法去實現上述目的中的至少ー個。根據本發明，提供了ー種能夠懸浮的飛行器，其包括驅動裝置；和至少ー個排氣管，其連接到所述驅動裝置的出口以從飛行器排放燃料燃燒產生的廢氣，該飛行器的特點在于，所述排氣管的至少部分包括熱電轉換回路，以通過塞貝克效應將排氣管內外部(內外側)之間由于所述廢氣的流動而產生的溫度梯度轉化為電能。
將通過結合相關附圖舉例的方式對本發明優選的、非限制性的實施例進行描述，附圖中圖I示出了根據本發明的教導的直升機的透視圖，為清除起見將相關部件移除。圖2示出了圖I所示直升機的排氣管的放大透視圖，其配備有用于產生電能的熱電模塊，為清楚起見將相關部件移除。圖3示出了圖2所示排氣管的熱電模塊的放大分解視圖。圖4示出了將圖2和3所示熱電模塊產生的電能提供給直升機的電氣負載的框圖。圖5示出了圖2所示的排氣管的軸向截面放大圖。圖6示出了圖5所示排氣管的一個變型的軸向截面放大圖。
具體實施例方式圖I中的標號I所示為整個直升機，其基本上包括機身2，容納全體機務人員和機上設備；主旋翼3，安裝在機身2的中央部分的頂部4上，并且其繞著軸線A旋轉以撐住(sustain)直升機I ;以及尾旋翼5，其被安裝在從機身2的后端部凸出的尾鰭6上，并且繞著與軸線A交叉的軸線B進行旋轉。直升機I也包括位于機身2頂部中心部分的已知的驅動裝置7 (僅示意性示出)，該裝置用來通過沒有示出的對應的傳動方式來驅動尾旋翼5和主旋翼3。
直升機I包括兩個排氣管8 (只有一個在圖I中示出)，其連接到驅動裝置7的對應出口，用以從直升機I中排出由燃料燃燒產生的廢氣。如圖I所示，除了將廢氣排到大氣中的端部之外，排氣管8在相應的凹部(bay)9(在圖I中只有一個被示出)中延伸，該凹部形成于機身2的頂部4中，并且通過由向前飛行產生的外部氣流或者甚至簡單地通過主旋翼3的運動而產生的外部氣流進行通風。排氣管8是相同的，為了簡化起見僅僅描述其中之一。如圖2和5所示，排氣管8有ー個縱軸線E，并且包括進氣部10，與驅動裝置7的對應出口相連；中間部11，其中，進行第一廢氣冷卻階段；和排氣部12，將完全冷卻的廢氣從所述排氣部排到大氣中。排氣管8的至少中間部11有利地包括熱電轉換回路15，用于基于塞貝克效應將在排氣管8的內外部之間由于廢氣流動而產生的溫度梯度轉換成電能。 排氣管8包括用于將外部氣流部分地導入排氣管8中的兩個空氣入口 13。空氣入口 13形成于排氣管8的中間部11的入口，靠近進ロ部10 ;詳細來說，空氣入口 13被設置在熱電轉換回路15的相對于廢氣在排氣管8中流動的方向的上游。空氣入口 13相對于排氣管8的軸線E傾斜并且沿著廢氣流動方向朝向所述軸線E匯集，使得外部氣流和廢氣混合并且在熱電回路15中局部降低該廢氣的溫度。由于空氣入口的傾斜，空氣入口 13將外部氣流沿著與廢氣相同的流向傳導進入排氣管8，使得同廢氣進行混合且不妨礙其前進并局部降低其溫度。實際上，空氣入口 13通過低成本和直接方式實現了作用于熱電轉換回路15上的溫度梯度的有效控制，并防止熱電轉換回路15的最大工作溫度過高。如圖2、3和5所示，熱電轉換回路15包括串并聯網絡的熱電模塊16，當驅動裝置7工作吋，該串并聯網絡的熱電模塊經歷溫度梯度。如圖3所示，姆個熱電模塊16包括多個半導體結電池(semiconductor junctioncell) 20，其固定在優選為陶瓷的基板21上。更具體地，電池20分為P型和N型，被固定于兩個陶瓷板22之間，或許由例如碲化鉍制成。每個熱電模塊16還包括電連接裝置23，以同其它的熱電模塊16以及直升機I的電氣系統相連接。在本發明圖5所不的實施例中，熱電模塊16被固定于排氣管8的壁24的對應于中間部11的一部分的外側。更具體地，壁24覆蓋有絕熱材料層25，熱電模塊16固定于絕熱材料層上(如粘上)。換句話說，絕熱材料層25被置于壁24和熱電模塊16之間。選擇絕熱材料層25的厚度和熱傳導性，使得當直升機I飛行時，熱電模塊16所經受的排氣管8內部的溫度不會超過模塊16的最大工作溫度。如圖5所示，熱電模塊16在外側覆蓋有散熱裝置26，所述的外側即為絕熱材料層25的相對側，散熱裝置26由例如鋁合金或者基于石墨烯的材料制成。所述結構確保了，熱電模塊16經歷所期望的溫度梯度，也就是，在模塊16的同散熱裝置26相接觸的外側和模塊16的同絕熱材料層25相接觸的內側之間所期望的溫差。
在本發明優選的實施例中，熱電模塊16被分組，每組包括給定數量的串聯模塊16，串聯連接的模塊16的數量是通過將直升機I的電氣系統的電壓VQ(正常為28Vdc)除以每個模塊16的供應電壓Vm而得出的。如此計算出的成組的模塊16進而彼此平行連接，以使熱電回路15的總電阻降到最小。圖4示意性示出了熱電模塊16如何在直升機I上使用。更具體地說，熱電模塊16通過DC/DC轉換單元27和分布單元28而與直升機I上的多個電氣負載C相連。在所示的解決方案中，電氣負載C由直升機I的主電池和輔電池以及不涉及安全性的非關鍵任務負載所限定，不涉及安全性的非關鍵任務負載例如輔助收音機、視頻下行 傳輸、視頻照相機、輔助顯示器、探照燈、絞盤等。轉換單元27穩定施加于電氣負載C上的電壓，以防止由于溫度變化導致熱電模塊16的電壓的顯著波動。轉換單元27的輸入阻抗優選為可調的，例如，根據熱電模塊16的溫度進行調節，也就是通過向熱電模塊16提供熱電偶；轉換單元27將從熱電模塊16傳送到電氣負載C的能量最大化，并確保與負載C兼容的輸出電壓最小。分布単元28包括多個開關29，用來將相應的電氣負載C選擇性連接到轉換單元27。通過分布單元28 (也就是開關29的閉合)提供到電氣負載C的電能被控制單元30根據可用電能和直升機的工作形態而控制。控制單元30根據轉換單元27發出的相關信號或者內部算法(無需內部檢測)來計算可用電能。控制單元30的作用如下-監控能量連接和直升機I的電池的充電狀況；-在需要時對電池進行充電；-控制開關；-斷開對于不需要的電氣負載的供電；以及-診斷直升機I的電氣負載C和發電機的故障。圖6中的標號8'表示根據本發明的變型的排氣管整體，示出了其部件，在可能的情況下，使用了與已經描述的排氣管8的相應或等同部件相同的附圖標記。在這種情形下，熱電模塊16整體地限定了排氣管8'的壁24的位于中間部11的至少一部分。熱電模塊16彼此機械地連接并且連接至壁24的其余部位。通過上述描述，根據本發明的直升機I的優點將是清楚的。特別地，所述的解決方案用來將在廢氣中損失的部分熱能轉換成為電能。如所述的那樣，從廢氣中收集的電能被直接用于給直升機的主輔電池充電和給直升機的其他電氣負載C供電，所以減少了驅動裝置7的能量輸出。事實上，在現有技術的所知解決方案中，直升機I的主電池和輔電池以及電氣負載C是通過連接到驅動裝置7的相應發動機提供電能的。
直接將熱電模塊16連接到直升機I的電池和其他電氣負載C，明顯節省了燃料、增加航程，以及減少有害物質的排放，特別是co2。因為減輕了給電池充電和給其他電氣負載C供電的工作，正常安裝于直升機I上的發電機可以縮小型號以減少重量和體積。相似地，由于電池在所有飛行條件(例行和緊急)下被恒定充電，所以電池可以相對于傳統解決方案而縮小型號，且不再受制于保障規則(certification regulations),其要求具有充足儲備電能，以便在緊急條件下為關鍵電氣負載供電至少30分鐘。所有上述減重可使燃料進ー步節省(通過減少直升機的總重量)。在所有飛行條件下的額外的塞貝克效應電能還為在高海抜或低地面條件下的電能限制提供了解決方案。
另ー個重要優點是在兩個發動機都失靈時具有的安全性，通過熱電回路15形成額外電源，為直升機I上的關鍵電氣負載提供電能。所述創新解決方案還具有的優點是,增加冷卻盈余(margin),從而減少排氣管8,8,中的熱應力。所述和所圖解的解決方案還具有延長的工作壽命，且無需使用旋轉部件、不要求特別維護。最后，通過將排氣管8，8'中的熱轉化成為電能，所述系統減少了直升機I的熱軌跡，這在軍事上具有重要優點。顯然，在不背離所附權利要求所限定的保護范圍的情況下，對所述和所圖解的直升機I能夠作各種變化。特別地，同“初級”模塊相對，熱電模塊16可以被改進為“超級模塊”，每個都定義有電氣子網以增加每個模塊的電量輸出。另外，散熱裝置26可以被整合到排氣管8，V的結構裝配中。
權利要求
1.一種能夠懸浮的飛行器(1)，包括驅動裝置(7);和至少ー個排氣管(8，8')，連接到所述驅動裝置(7)的出口，以從所述飛行器排放由燃料燃燒所產生的廢氣，所述飛行器的特征在于，所述排氣管(8，8')的至少部分包括熱電轉化回路(15)，用來通過塞貝克效應將排氣管(8，8')的內外部之間由于所述廢氣的流動產生的溫度梯度轉化為電能。
2.根據權利要求I所述的飛行器，其中，所述熱電回路(15)包括經歷所述溫度梯度的熱電模塊(16)的串并聯網絡。
3.根據權利要求2所述的飛行器，其中，每個所述熱電模塊(16)包括固定在基板(21)上的多個半導體結電池(20)。
4.根據權利要求I所述的飛行器，其中，所述排氣管(8')包括限定用于所述廢氣的通道的壁(24);并且所述熱電模塊(16)限定所述壁(24)的至少部分。
5.根據權利要求I所述的飛行器，其中，所述排氣管(8)包括限定用于所述廢氣的通道的壁(24);并且所述熱電模塊(16)固定于所述壁(24)外側。
6.根據權利要求5所述的飛行器，其中，絕熱材料層(25)置于每個所述熱電模塊(16)與固定有所述熱電模塊(16)的所述壁(24)之間。
7.根據權利要求I所述的飛行器，其中，所述排氣管(8，8')包括固定于所述熱電模塊(16)的外側的散熱裝置(26)。
8.根據權利要求I所述的飛行器，其中，所述排氣管(8，8')包括用于將外部飛行氣流導入所述排氣管(8，8')中的至少ー個空氣入口(13)。
9.根據權利要求8所述的飛行器，其中，所述空氣入口(13)設置在所述熱電回路(15)的相對于廢氣在所述排氣管(8，V )中流動的方向的上游。
10.根據權利要求9所述的飛行器，其中，所述空氣入口(13)相對于所述排氣管(8，8')的軸線(E)傾斜，并沿著所述廢氣的流動方向朝向所述軸線(E)匯集，以使外部氣流與所述廢氣混合并在所述熱電回路(15)處局部地降低所述廢氣的溫度。
11.根據權利要求I所述的飛行器，其中，所述熱電模塊(16)被分組，每組包括預定數量的串聯的熱電模塊(16);所述熱電模塊(16)的組彼此并聯連接。
12.根據權利要求I所述的飛行器，進ー步包括多個電氣負載(C);以及DC/DC轉化單元(27)，其將所述熱電模塊(16)連接到所述電氣負載(C)，并且穩定施加至所述電氣負載(C)的電壓。
13.根據權利要求12所述的飛行器，進ー步包括多個開關(29)，用于將所述電氣負載(C)選擇性地連接到所述轉化単元(27);以及控制單元(30)，用于根據可用電能和所述飛行器(I)的工作形態來開啟/閉合所述開關(29)。
14.根據權利要求12所述的飛行器，其中，所述電氣負載(C)包括所述飛行器(I)的電池。
全文摘要
一種能夠懸浮的飛行器(1)，包括驅動裝置(7)；和至少一個排氣管(8、8′)，連接到驅動裝置(7)的出口，以從飛行器排放由燃料燃燒產生的廢氣。排氣管(8、8′)的至少部分具有熱電轉化回路(15)，用來通過塞貝克效應將排氣管(8，8′)內外部之間由于所述廢氣的流動而產生的溫度梯度轉化為電能。
文檔編號B64D33/00GK102689691SQ201210073379
公開日2012年9月26日 申請日期2012年3月19日 優先權日2011年3月18日
發明者亞歷山德羅·斯坎德羅格利奧, 安德烈亞·科利亞蒂, 達里奧·艾安努奇, 馬西莫·布魯內蒂 申請人:奧格斯塔韋斯蘭股份公司