ES3059150T3 - Multi-motor assembly and installation method for electric aircraft propulsion - Google Patents

Multi-motor assembly and installation method for electric aircraft propulsion

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ES3059150T3
ES3059150T3 ES23178100T ES23178100T ES3059150T3 ES 3059150 T3 ES3059150 T3 ES 3059150T3 ES 23178100 T ES23178100 T ES 23178100T ES 23178100 T ES23178100 T ES 23178100T ES 3059150 T3 ES3059150 T3 ES 3059150T3
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Britto Costa Douglas De
Sebastian Seemann
Arnhem Nando Van
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Vaeridion GmbH
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Abstract

La presente divulgación se refiere a un dispositivo de accionamiento (500) para accionar una hélice (402) de una aeronave (100). El dispositivo de accionamiento incluye un primer motor eléctrico (520A), un segundo motor eléctrico (520B) y un bastidor de soporte (510) que comprende una primera sección de montaje (512) a la que se monta el primer motor eléctrico (520A), una segunda sección de montaje (513) a la que se monta el segundo motor eléctrico (520B) y al menos un puntal (516) que interconecta la primera sección de montaje (512) y la segunda sección de montaje (513) de manera que el bastidor de soporte (510) proporciona una estructura similar a una jaula. El primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) se pueden acoplar operativamente a la hélice (402). La presente divulgación se refiere además a un bastidor de soporte (510), una aeronave (100) y un método para instalar un dispositivo de accionamiento (500) en una aeronave (100). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

[0001] DESCRIPCIÓN
[0002] Método de montaje e instalación de múltiples motores para propulsión eléctrica de aeronaves
[0003] Actualmente, todas las aeronaves certificadas para el transporte aéreo comercial de pasajeros y carga están propulsadas por sistemas de propulsión convencionales basados en combustión. Estos pueden clasificarse en motores de turboventilador, principalmente para aviones grandes y motores turbohélice o de pistón montados en hélice. Un grupo motopropulsor típico basado en combustión incluye un único motor de combustión que transmite par a una hélice o etapas de ventilador de compresor, denominado "turbofán". La redundancia a nivel de avión se realiza a través de múltiples motores independientes y típicamente múltiples hélices que están montadas en un fuselaje de la aeronave en diferentes ubicaciones.
[0004] El documento US 4 829 850 A divulga un sistema de accionamiento de motor dual para un único árbol de transmisión que incluye una única caja de engranajes de combinación de par separada de los motores por árboles de entrada de la caja de engranajes. Los motores, la caja de engranajes y el árbol de transmisión están montados como una unidad en un bastidor de soporte común adaptado para su instalación en aeronaves de ala fija y motor único existentes. De acuerdo con el resumen, cada árbol de entrada acciona su propio tren de engranajes primario dentro de la caja de engranajes. Cada tren de engranajes incluye su propio engranaje de salida acoplado al árbol de transmisión a través de un embrague de rueda libre. El documento US 2017/174337 A1 divulga múltiples motores para accionar un único árbol acoplado a una hélice. Los motores pueden seleccionarse de tal manera que un primer motor sea capaz de hacer girar el árbol de transmisión en caso de fallo de un segundo motor acoplado al árbol de transmisión. De acuerdo con el resumen, un cojinete de embrague unidireccional o dispositivo similar, puede interactuar entre un motor y el árbol de transmisión para permitir la rotación libre del árbol de transmisión en caso de que el motor deje de funcionar, tal como la congelación o bloqueo del motor en una posición debido a un fallo causado por sobrecalentamiento o causado por otras condiciones o eventos.
[0005] El documento EP 3 757 014 A1 divulga una unidad de producción de empuje con una unidad de accionamiento eléctrico a prueba de fallos que acciona un rotor de una aeronave de ala rotatoria. El documento EP 4112 476 A1 divulga un conjunto de propulsión que comprende al menos un motor eléctrico, una hélice que tiene un eje de rotación y un elemento intermedio interpuesto entre el motor y la hélice. El documento EP 3930 158 A1 divulga un conjunto de motor que incluye una carcasa, una pluralidad de motores dispuestos dentro de la carcasa, y un árbol de transmisión que comprende una pluralidad de segmentos de árbol de transmisión interconectados. El documento US 2002/134887 A1 divulga un sistema de contención de escudo balístico para evitar que los fragmentos expulsados de un conjunto de motor penetren en la carcasa de un motor dispuesto adyacentemente. El documento US 2539 960 A divulga una central eléctrica que comprende un par de motores de turbina de gas y una caja de engranajes en la que se extiende un árbol de salida de cada motor. El documento EP 1535 838 A1 divulga un dispositivo para fijar un motor debajo de un ala de aeronave, comprendiendo el dispositivo una estructura rígida y medios para unir esta estructura rígida debajo del ala. El documento US 2 411562 A divulga un motor de aeronave que tiene puntales unidos al mismo por medio de los cuales el motor se une al fuselaje de la aeronave al estar soportado desde un anillo de montaje. Debido a objetivos de sostenibilidad relativamente estrictos, que tienen como objetivo reducir el impacto climático de la aviación, los fabricantes de aeronaves y motores de aeronaves están investigando nuevos portadores de energía. La propulsión de aeronaves con motores eléctricos que convierten la energía eléctrica en energía mecánica para accionar un ventilador o hélice es prometedora para el transporte de pasajeros y carga. Las aeronaves pequeñas, normalmente denominados "aviones de aviación general", en una configuración multimotor de motores de turbina convencionales basados en combustión, tienen normalmente dos motores y hélices separados montados en cada lado del ala. Esos sistemas tienen varias deficiencias, tales como problemas de controlabilidad de un motor inoperativo (OEI), interferencia física y aerodinámica entre el grupo motopropulsor y el ala, peso adicional y coste de una hélice adicional, ruido de cabina debido a la proximidad de la hélice con la cabina de pasajeros, peso adicional y arrastre de una góndola adicional, etc.
[0006] Por ende, los sistemas de propulsión totalmente eléctricos para aeronaves ofrecen nuevas oportunidades de arquitectura de motor, por ejemplo, que eliminan o reducen una o más de las deficiencias asociadas con los sistemas de propulsión basados en combustión con múltiples motores de combustión.
[0007] Para aviones comerciales en servicio, normalmente no se usa ninguna combinación de múltiples motores de combustión en una salida mecánica conjunta, es decir, un árbol de transmisión común. Por lo tanto, cualquier fallo dentro del motor conduce directamente a la pérdida de propulsión de la hélice conectada. Esta práctica se debe a varios factores.
[0008] En primer lugar, el diseño de motores basados en combustión acoplada es técnicamente desafiante y propenso a fallas. La potencia para el árbol de salida se genera a través de un proceso termodinámico (cíclico) en cilindros o una cámara de combustión. Este proceso normalmente no puede controlarse con precisión en términos de velocidad de salida y par. Las variaciones o diferencias en la potencia de salida de los motores acoplados pueden dar como resultado fuerzas de acoplamiento dinámicas y tensión del material en los componentes mecánicos comunes, como el árbol o los engranajes reductores.
[0009] En segundo lugar, el funcionamiento de tales motores basados en combustión acoplados puede estar asociado con un mantenimiento, reparación y revisión general significativos, especialmente para el sistema de transmisión combinado. Pueden requerirse ciclos de inspección cortos, así como técnicas de inspección de materiales elaboradas.
[0010] En tercer lugar, existen desafíos de instalación significativos para combinar más de un motor de combustión interna, ya sea de pistón o de chorro, a una única salida de hélice en aeronaves pequeñas de ala fija. La razón principal es el gran volumen físico formado por el grupo de motores, que tendrían que instalarse en la sección de morro de la aeronave o debajo de los pilones del ala, lo que resulta en góndolas voluminosas, pesadas y de alta resistencia aerodinámica. De forma adicional, debe haber espacio para entradas y salidas de aire dedicadas para cada motor, lo que complica aún más la instalación, haciendo que la integración de motores en serie (en línea) sea desfavorable. También deben tenerse en cuenta los aspectos de seguridad zonal, dado que la proximidad física entre los motores de combustión interna aumenta el riesgo de que una falla catastrófica de un motor afecte al motor restante y saludable, lo que dificulta demostrar el aislamiento del motor en el contexto de la certificación de aeronaves civiles. Además de los desafíos de integración volumétrica/física, tales arquitecturas complejas de centrales eléctricas también deben lidiar con las cargas significativas y los desplazamientos relativos entre la hélice y los motores, que requieren soluciones de acoplamiento flexibles pesadas y complejas entre elementos críticos. Todos estos desafíos son más fáciles de resolver con motores eléctricos, debido a su naturaleza compacta e independiente, lo que permite soluciones de instalación mucho más sencillas.
[0011] Sin embargo, uno o más aspectos relacionados con los sistemas de propulsión eléctrica para aeronaves no han sido abordados, o al menos no lo han sido suficientemente, en la técnica anterior. Por tanto, existe la necesidad de mejorar los sistemas de propulsión eléctrica conocidos de la técnica anterior.
[0012] Por lo tanto, un objeto de la presente invención es proporcionar un sistema de propulsión eléctrica mejorado para una aeronave.
[0013] El objeto identificado anteriormente se logra mediante un dispositivo de accionamiento de acuerdo con un primer aspecto de la presente divulgación, como se define por las características de la reivindicación 1. Las realizaciones preferidas están definidas por las características de las reivindicaciones dependientes, respectivamente.
[0014] Diversas realizaciones ilustrativas de la presente divulgación desvelada en el presente documento están dirigidas a proporcionar características que resultarán fácilmente evidentes por referencia a la siguiente descripción cuando se toman en conjunto con los dibujos adjuntos. De conformidad con varias realizaciones, los dispositivos de ejemplo se divulgan n el presente documento. Se entiende, sin embargo, que estas realizaciones se presentan a modo de ejemplo y no de limitación, y será evidente para los expertos en la materia que lean la presente divulgación que se pueden realizar diversas modificaciones a las realizaciones divulgadas mientras permanecen dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas.
[0015] Por tanto, la presente divulgación no se limita a las realizaciones y aplicaciones ilustrativas descritas e ilustradas en el presente documento. Adicionalmente, el orden específico y/o la jerarquía de las etapas en los métodos divulgados en el presente documento son meramente enfoques ilustrativos. Basándose en las preferencias de diseño, el orden específico o jerarquía de etapas de los métodos o procesos divulgados se puede reorganizar mientras permanece dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas. Por tanto, los expertos en la materia entenderán que los métodos y técnicas desvelados en el presente documento presentan diversas etapas o actos en un orden de muestra, y la presente divulgación no se limita al orden o jerarquía específicos presentados a menos que se indique expresamente lo contrario.
[0016] El dispositivo de accionamiento está configurado para accionar eléctricamente una o más hélices o rotores de una aeronave (en el presente documento generalmente denominada hélice, aunque se entiende que esto también cubre el rotor). La hélice puede ser el principal o único medio de propulsión de la aeronave. La hélice puede ser acoplable, preferiblemente puede estar unida rígidamente, al dispositivo de accionamiento, por ejemplo, a través de una brida u otro acoplamiento.
[0017] Preferiblemente, el dispositivo de accionamiento está configurado para su uso con una aeronave de una sola hélice, es decir, única hélice para propulsar la aeronave.
[0018] El dispositivo de accionamiento incluye un primer motor de accionamiento eléctrico y al menos un segundo motor de accionamiento eléctrico. El dispositivo de accionamiento incluye además un bastidor de soporte que incluye una primera sección de montaje en la que se monta el primer motor de accionamiento eléctrico y al menos una segunda sección de montaje en la que se monta el segundo motor de accionamiento eléctrico. El bastidor de soporte incluye además al menos un elemento de conexión, por ejemplo, al menos un puntal, que interconecta la primera sección de montaje y la segunda sección de montaje, de modo que el bastidor de soporte proporcione o forme una estructura similar a una jaula. El primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico se pueden montar individualmente en el bastidor de soporte.
[0019] Que puedan montarse individualmente significa que cada motor de accionamiento eléctrico se puede montar en el bastidor de soporte independientemente del otro motor o motores de accionamiento eléctrico, es decir, un motor de accionamiento eléctrico puede montarse en el bastidor de soporte sin montar el otro motor o motores de accionamiento eléctrico y/o viceversa. Sin embargo, los motores de accionamiento eléctrico pueden montarse juntos en el bastidor de soporte, es decir, simultáneamente o al menos parcialmente simultáneamente.
[0021] El primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico pueden acoplarse operativamente a la hélice de tal manera que el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico pueden accionar simultánea o separadamente la hélice.
[0023] La configuración del dispositivo de accionamiento con una pluralidad de motores de accionamiento eléctricos que pueden accionar simultánea o separadamente la hélice proporciona un sistema multimotor o multimotor de tal manera que, por ejemplo, una hélice puede ser accionada selectivamente por uno o varios de los motores de modo que se proporcione flexibilidad operativa, así como redundancia o incluso respaldo. Proporcionar dos motores de accionamiento eléctrico, como se ha mencionado anteriormente, es solo a modo de ejemplo. El dispositivo de accionamiento puede incluir más de dos motores de accionamiento eléctrico y el bastidor de soporte puede incluir más de dos secciones de montaje en consecuencia para montar los motores de accionamiento eléctrico. El sistema multimotor o multimotor también puede permitir una mayor versatilidad operativa. Por ejemplo, se puede usar un solo motor de accionamiento eléctrico para propulsar la aeronave en situaciones en las que menos potencia, es decir, la potencia de un único motor de accionamiento eléctrico, para propulsar la aeronave es suficiente y/o se desea, mientras que una pluralidad de motores de accionamiento eléctrico puede usarse simultáneamente en situaciones en las que se requiere y/o desea más potencia para propulsar la aeronave, por ejemplo, durante el despegue. Es más, esto puede permitir que el tamaño y/o la potencia máxima disponible de al menos uno, preferiblemente cada uno, de los motores de accionamiento eléctrico que se van a reducir, lo que puede, por ejemplo, facilitar la instalación de los motores de accionamiento eléctrico y/o reducir los costes.
[0025] El dispositivo de accionamiento puede configurarse de tal manera que uno o más modos operativos del dispositivo de accionamiento, es decir, si los motores de accionamiento eléctrico accionan simultáneamente o por separado la hélice y/o en la que una relación de potencia de los motores de accionamiento eléctrico es ajustable, puede ser automáticamente controlable, por ejemplo, por medio de al menos un dispositivo de control, y/o controlable manualmente, por ejemplo, por medio de al menos un dispositivo de entrada que puede disponerse en una cabina de la aeronave.
[0027] Los motores de accionamiento eléctrico pueden ser de cualquier tipo y/o diseño. Por ejemplo, los motores de accionamiento eléctrico pueden configurarse como motores de flujo radial o motores de flujo axial.
[0029] Configurar el bastidor de soporte como una estructura similar a una jaula a través de las secciones de montaje ensambladas y el elemento de conexión de interconexión, por ejemplo, un puntal, proporciona una estructura de soporte de bastidor abierto, es decir, en forma de celosía, para soportar los motores de accionamiento eléctrico y, opcionalmente, uno o más componentes adicionales. Esto puede proporcionar una mayor rigidez y/o una transferencia de carga mejorada, por ejemplo, una única trayectoria de carga y/o una distribución de carga mejorada por el bastidor de soporte. Es más, esto puede facilitar la ventilación a través y/o dentro del bastidor de soporte, por ejemplo, para facilitar el enfriamiento de uno o más componentes, por ejemplo, los motores de accionamiento eléctrico. Es más, la estructura en forma de jaula del bastidor de soporte puede facilitar la inspección del dispositivo de accionamiento y/u otros componentes de la aeronave y/o puede facilitar el montaje, desmontaje, instalación y/o retirada del dispositivo de accionamiento, más específicamente del bastidor de soporte y/o de los motores de accionamiento eléctrico.
[0031] El bastidor de soporte puede permitir una o más cargas, por ejemplo, una o más cargas que se originan en los motores de accionamiento eléctrico y/o la hélice, para ser recopilados y transmitidos a un fuselaje de la aeronave, al tiempo que reduce, o incluso elimina, la transmisión cruzada de estas cargas entre los motores de accionamiento eléctrico y entre uno o más de los motores de accionamiento eléctrico y la hélice. Por lo tanto, el bastidor de soporte puede soportar las cargas y el par de todos los motores y puede encaminar las cargas resultantes hacia el fuselaje, por ejemplo, a través de amortiguadores y/o puntales adicionales. Por tanto, el dispositivo de accionamiento puede depender del bastidor de soporte para proporcionar soporte estructural y rigidez, mientras se reduce o elimina la tensión en otros componentes, tales como los motores de accionamiento eléctrico
[0033] Es más, el bastidor de soporte puede contribuir a la independencia de cada motor de accionamiento eléctrico, lo que puede facilitar y/o permitir la certificabilidad de múltiples motores del dispositivo de accionamiento descrito en el presente documento. En este contexto, el bastidor de soporte puede servir como una estructura de montaje común para, preferiblemente, añadir modularmente uno o más componentes adicionales configurados para aumentar la separación de los motores de accionamiento eléctrico entre sí. Por ejemplo, el dispositivo de accionamiento puede incluir uno o más elementos de separación, por ejemplo, una o más cubiertas, dispuesta en una o más posiciones del bastidor de soporte para separar y/o aislar al menos parcialmente el primer motor de accionamiento eléctrico del segundo motor de accionamiento eléctrico y/o viceversa. El uno o más elementos de separación pueden contribuir a la independencia y/o aislamiento de cada motor de accionamiento eléctrico, por ejemplo, proporcionando segregación zonal. Tal segregación zonal puede incluir barreras o escudos, dependiendo de la naturaleza de, por ejemplo, peligros de máquinas eléctricas, a aislar. La segregación zonal también puede proporcionar zonificación de incendios.
[0034] El dispositivo de accionamiento puede incluir además al menos un dispositivo de desacoplamiento configurado para desacoplar operativamente al menos parcialmente el primer motor de accionamiento eléctrico y/o el segundo motor de accionamiento eléctrico de la hélice. Preferiblemente, el dispositivo de desacoplamiento está configurado como un embrague, preferiblemente un embrague de rueda libre. Preferiblemente, se proporciona un dispositivo de desacoplamiento para y asociado con cada motor de accionamiento eléctrico. En otras palabras, se puede proporcionar un dispositivo de desacoplamiento para el primer motor de accionamiento eléctrico y se puede proporcionar un dispositivo de desacoplamiento adicional para el segundo motor de accionamiento eléctrico. El dispositivo de desacoplamiento puede estar dispuesto al menos parcialmente entre una parte giratoria del motor de accionamiento eléctrico respectivo y un árbol de transmisión que transmite potencia desde el motor de accionamiento eléctrico respectivo a la hélice.
[0035] Preferiblemente, el dispositivo de desacoplamiento está configurado para ser accionado activa y/o pasivamente. El término "accionar" puede significar provocar el acoplamiento y/o desacoplamiento del motor o motores de accionamiento eléctrico respectivos. En otras palabras, el dispositivo de desacoplamiento puede configurarse para ser accionado activamente, por ejemplo, por medio de al menos un dispositivo de entrada, que puede disponerse en una cabina de la aeronave. Como alternativa, o adicionalmente, el dispositivo de desacoplamiento puede configurarse para accionarse de forma pasiva o automática, es decir, sin intervención manual/humana.
[0036] Preferiblemente, el dispositivo de desacoplamiento está dispuesto:
[0037] entre el primer motor de accionamiento eléctrico y la hélice;
[0038] y/o
[0039] entre el segundo motor de accionamiento eléctrico y la hélice.
[0040] "Dispuesto entre" puede significar que el dispositivo de desacoplamiento está dispuesto físicamente entre el motor de accionamiento eléctrico respectivo y la hélice y/o que el dispositivo de desacoplamiento está dispuesto en una trayectoria de transmisión de potencia entre el motor de accionamiento eléctrico respectivo y la hélice, es decir, para interrumpir la trayectoria de transmisión de energía.
[0041] Preferiblemente, el dispositivo de accionamiento incluye además al menos un mecanismo de ajuste de paso configurado para ajustar un paso de las palas de la hélice. El mecanismo de ajuste de paso puede configurarse para ajustar el paso de la(s) pala(s) de la hélice automáticamente, por ejemplo, por medio de al menos un controlador, por ejemplo, basándose en uno o más parámetros físicos, tal como en la velocidad o frecuencia de rotación (en rpm) de la hélice, por ejemplo, para mantener una velocidad o frecuencia de rotación constante de la hélice, y/o manualmente, por ejemplo, por medio de al menos un dispositivo de entrada que puede disponerse en una cabina de la aeronave.
[0042] El mecanismo de ajuste de paso puede estar dispuesto dentro de un buje de la hélice. El dispositivo de accionamiento puede incluir una unidad de soporte de hélice que proporciona una o más funciones auxiliares al mecanismo de ajuste de paso. Las una o más funciones auxiliares pueden incluir, pero sin limitación, disposiciones de montaje y accionamiento para una unidad de regulador de hélice (PGU) adecuada que mide la presión de aceite al buje de la hélice según sea necesario para mantener un paso de pala particular, lo que garantizará que la velocidad de la hélice ordenada por la tripulación se mantenga independientemente del par de entrada o la velocidad aerodinámica de la aeronave. Otros tipos de reguladores, bombas, sensores o accesorios también se pueden proporcionar, según se requiera y/o se desee para la arquitectura de sistema detallada. La PSU, que proporciona disposiciones de montaje y accionamiento para la PGU, puede alojar y/o gestionar su propio sistema de aceite. El sistema de aceite puede estar completamente segregado de los motores de accionamiento eléctrico y/o los dispositivos de desacoplamiento.
[0043] Preferiblemente, el bastidor de soporte está configurado como una única unidad coherente en la que el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico pueden montarse individualmente. Por tanto, el bastidor de soporte puede ensamblarse en una única unidad coherente antes de instalarse en la aeronave de modo que el bastidor de soporte pueda maniobrarse como una sola unidad con o sin motores unidos a la misma. Preferiblemente, los motores de accionamiento eléctrico y el bastidor de soporte pueden ensamblarse para proporcionar una única unidad coherente, por ejemplo, de modo que el conjunto resultante pueda maniobrarse como una única unidad coherente, en particular, antes de instalarse en la aeronave. Por ejemplo, antes de la instalación, el primer motor de accionamiento eléctrico y/o el segundo motor de accionamiento eléctrico pueden montarse en el bastidor de soporte, y el elemento o elementos de conexión, por ejemplo, el puntal o los puntales, pueden estar conectados, preferiblemente conectados que puedan separarse, a la primera sección de montaje y/o a la segunda sección de montaje. En este estado montado, el bastidor de soporte que incluye los motores de accionamiento eléctrico puede montarse en un fuselaje de la aeronave. Opcionalmente, el conjunto puede entregarse a un cliente y/o moverse en un almacén antes de la instalación. También, retirar y/o instalar cada motor individualmente, mientras que el dispositivo de accionamiento ya está instalado en la aeronave ("en el ala") se facilita ventajosamente. Esto puede mejorar la facilidad de mantenimiento y reparación.
[0044] Como alternativa al ensamblaje del bastidor de soporte antes de la instalación, el bastidor de soporte puede formarse monolítica y/o integralmente, es decir, durante la fabricación del bastidor de soporte.
[0045] Puede reconocerse que los puntos de fijación del dispositivo de accionamiento pueden permitir la retroadaptación, por ejemplo, al tener paralelos a los aviones turbohélice existentes, a una aeronave existente que está configurada para incluir o ha incluido al menos un motor de combustión para accionar la hélice de la aeronave. En otras palabras, el dispositivo de accionamiento puede reemplazar el motor de combustión para accionar la aeronave (anteriormente basada en motor de combustión).
[0046] Preferiblemente, el primer motor de accionamiento eléctrico incluye una primera carcasa de motor de accionamiento eléctrico, y el segundo motor de accionamiento eléctrico incluye una segunda carcasa de motor de accionamiento eléctrico. Preferiblemente, la primera sección de montaje y la segunda sección de montaje están distanciadas entre sí de tal manera que la primera carcasa del motor de accionamiento eléctrico y la segunda carcasa del motor de accionamiento eléctrico están separadas entre sí, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico están montados en la primera sección de montaje y la segunda sección de montaje, respectivamente. Esto puede reducir una o más influencias cruzadas, por ejemplo, influencias cruzadas mecánicas y/o térmicas, entre los motores de accionamiento eléctrico, por ejemplo, cuando uno de los motores de accionamiento eléctrico falla y/o cuando al menos uno de los motores de accionamiento eléctrico se calienta. Esto puede reducir o evitar el posible arrastre de efectos adversos del motor o motores de accionamiento eléctrico que funcionan mal y/o se sobrecalientan al otro motor o motores de accionamiento eléctrico. Preferiblemente, la carcasa del motor de accionamiento eléctrico y la segunda carcasa del motor de accionamiento eléctrico están libres de contacto entre sí, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico están montados en la primera sección de montaje y la segunda sección de montaje, respectivamente. Preferiblemente, hay al menos un espacio entre la carcasa del motor de accionamiento eléctrico y la segunda carcasa del motor de accionamiento eléctrico, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico están montados en la primera sección de montaje y la segunda sección de montaje, respectivamente.
[0047] Preferiblemente, uno o más de los motores de accionamiento eléctrico están dispuestos dentro de la estructura en forma de jaula del bastidor de soporte, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico están montados en la primera sección de montaje y la segunda sección de montaje, respectivamente.
[0048] Preferiblemente, el bastidor de soporte incluye un extremo proximal dispuesto hacia o en la hélice y un extremo distal dispuesto lejos de la hélice. La primera sección de montaje y/o la segunda sección de montaje pueden estar dispuestas en el extremo distal. Preferiblemente, la primera sección de montaje y/o la segunda sección de montaje están configuradas de tal manera que el primer motor de accionamiento eléctrico y/o el segundo motor de accionamiento eléctrico se extienden desde la respectiva sección de montaje en una dirección alejada de la hélice, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico están montados en el bastidor de soporte, respectivamente. El motor o motores de accionamiento eléctrico montados en el extremo distal del bastidor de soporte pueden disponerse fuera de la estructura en forma de jaula del bastidor de soporte, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico están montados en la primera sección de montaje y la segunda sección de montaje, respectivamente. Esto puede reducir el tamaño y/o el peso del bastidor de soporte, en particular, utilizando el extremo distal del bastidor de soporte para montar uno de los motores de accionamiento eléctrico.
[0049] Preferiblemente, al menos uno de los motores de accionamiento eléctrico está dispuesto dentro de la estructura en forma de jaula del bastidor de soporte y al menos uno de los otros motores de accionamiento eléctrico, es decir, el motor o motores de accionamiento eléctrico montados en el extremo distal del bastidor de soporte, puede disponerse fuera de la estructura en forma de jaula del bastidor de soporte, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico están montados en la primera sección de montaje y la segunda sección de montaje, respectivamente.
[0050] Preferiblemente, el dispositivo de accionamiento incluye además un árbol de transmisión configurado para acoplar operativamente el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico a la hélice. Preferiblemente, el árbol de transmisión está formado como una sola pieza. En otras palabras, el árbol de transmisión puede ser un árbol de transmisión común a ambos o a todos los motores de accionamiento eléctrico. El árbol de transmisión puede ensamblarse en una sola pieza, es decir, una única unidad coherente, preferiblemente antes de instalar el árbol de transmisión en el dispositivo de accionamiento. Como alternativa, el árbol de transmisión puede formarse monolítica y/o integralmente, es decir, durante la fabricación del árbol de transmisión.
[0051] Preferiblemente, el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico incluyen cada uno un árbol de salida configurado para poder acoplarse operativamente al árbol de transmisión. Preferiblemente, el árbol de salida del primer motor de accionamiento eléctrico y/o el árbol de salida del segundo motor de accionamiento eléctrico es/son hueco. Preferiblemente, el árbol de transmisión se extiende al menos parcialmente o completamente a través del árbol o árboles de salida huecos.
[0052] Como alternativa, en donde la parte giratoria del primer y/o segundo motor de accionamiento eléctrico, es decir, el rotor, se monta directamente en el árbol de transmisión a través de un dispositivo de desacoplamiento.
[0053] Preferiblemente, el árbol de salida del primer motor de accionamiento eléctrico y el árbol de salida del segundo motor de accionamiento eléctrico, y opcionalmente también el árbol de transmisión, están dispuestos coaxialmente, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico están montados en el bastidor de soporte.
[0054] Preferiblemente, el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico están dispuestos en serie, preferiblemente en una dirección a lo largo del árbol de transmisión.
[0055] Preferiblemente, la primera sección de montaje y/o la segunda sección de montaje están configuradas cada una como una placa de forma anular o semianular. La expresión "de forma anular o semianular", dentro del significado de la presente divulgación, se refiere a una estructura que se extiende circunferencialmente con al menos un espacio abierto al menos en el centro de la misma. La "placa de forma anular o semianular" puede tener una circunferencia interior circular y/o una circunferencia exterior circular, pero no se limita a la misma. En su lugar, la circunferencia interior y/o la circunferencia exterior de la "placa de forma anular o semianular" pueden tener cualquier forma, por ejemplo, la "placa de forma anular o semianular" puede tener una circunferencia interior de forma poligonal y/o una circunferencia exterior de forma poligonal.
[0056] Preferiblemente, el bastidor de soporte incluye una pluralidad del al menos un puntal. Preferiblemente, la pluralidad de puntales está dispuesta más radialmente en el bastidor de soporte, con respecto a un eje longitudinal del bastidor de soporte, que el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico están montados en el bastidor de soporte. Esto puede proporcionar integridad estructural y conexión entre cada placa de montaje, particularmente de modo que todos los elementos continúen siendo concéntricos, coaxiales y separados axialmente bajo cargas especificadas. No hace falta mencionar que, tal concentricidad puede permitir una deformación funcionalmente insignificante de todo el bastidor de montaje. Esto también puede proporcionar protección al primer motor de accionamiento eléctrico y al segundo motor de accionamiento eléctrico, por ejemplo, contra las fuerzas de compresión que pueden actuar sobre el bastidor de soporte.
[0057] Preferiblemente, el bastidor de soporte está configurado para, al menos parcialmente, preferiblemente completamente, abarcar el primer motor de accionamiento eléctrico y/o el segundo motor de accionamiento eléctrico, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico están montados en el bastidor de soporte, respectivamente.
[0058] Preferiblemente, el bastidor de soporte incluye además al menos una sección de montaje del sistema de hélice en la que se puede montar la hélice y al menos un montante de aeronave configurado para unir el bastidor de soporte a la aeronave. Preferiblemente, el montante de aeronave, preferiblemente cada montante de aeronave, está dispuesto entre la sección de montaje del sistema de hélice y la primera sección de montaje y la segunda sección de montaje. Preferiblemente, el montante de aeronave conecta la sección de montaje del sistema de hélice con la primera sección de montaje y/o la segunda sección de montaje.
[0059] Preferiblemente, el bastidor de soporte incluye además una pluralidad del al menos un montante de aeronave. Preferiblemente, la pluralidad de montantes de aeronave conecta la sección de montaje del sistema de hélice al bastidor. Esto resulta particularmente en que el bastidor sea un elemento central que conecta todos los componentes, tal como la hélice, caja de engranajes y/o motor(es), lo permite que ninguno de los componentes comparta cargas entre los mismos. Preferiblemente, no hay otros componentes que conecten el bastidor al fuselaje de la aeronave.
[0060] Preferiblemente, los montantes de aeronave están dispuestos diametralmente con respecto a un eje longitudinal del bastidor de soporte.
[0061] Preferiblemente, la primera sección de montaje y/o la segunda sección de montaje están configuradas de tal manera que el primer motor de accionamiento eléctrico y/o el segundo motor de accionamiento eléctrico se extienden alejándose de la hélice, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico están montados en la primera sección de montaje y la segunda sección de montaje, respectivamente, y el dispositivo de accionamiento está montado en la aeronave.
[0062] Preferiblemente, el elemento o elementos de conexión, por ejemplo, el puntal o los puntales, está/están conectados de manera extraíble a la primera sección de montaje y/o a la segunda sección de montaje. "Conectado de forma extraíble", dentro del contexto de la presente divulgación, significa que el elemento o elementos de conexión, por ejemplo, el puntal o los puntales, pueden desconectarse de la primera sección de montaje y/o la segunda sección de montaje, respectivamente, sin comprometer la integridad estructural del bastidor de soporte., particularmente sin métodos invasivos que podrían afectar o modificar el bastidor de soporte (como el corte). Por ejemplo, el elemento o elementos de conexión, por ejemplo, el puntal o los puntales, pueden conectarse a la primera sección de montaje y/o a la segunda sección de montaje a través de uno o más conectores liberables, por ejemplo, pernos, clips, etc. El objeto mencionado al principio también se resuelve mediante una aeronave que incluye el dispositivo de accionamiento de acuerdo con cualquiera de las realizaciones descritas en el presente documento y al menos una hélice que es operativamente acoplable al primer motor de accionamiento eléctrico y al segundo motor de accionamiento eléctrico del dispositivo de accionamiento. Las características, las realizaciones y ventajas descritas anteriormente con respecto al dispositivo de accionamiento se aplican a la aeronave en consecuencia.
[0063] Preferiblemente, la aeronave está configurada como una aeronave de una sola hélice o de un solo rotor.
[0064] Opcionalmente, el dispositivo de accionamiento se adapta a la aeronave reemplazando al menos un motor de combustión para accionar la hélice por el dispositivo de accionamiento.
[0065] El objeto mencionado al principio también se resuelve mediante un método para instalar un dispositivo de accionamiento, preferiblemente el dispositivo de accionamiento de acuerdo con cualquiera de las realizaciones descritas en el presente documento, para accionar eléctricamente una hélice de una aeronave hacia la aeronave. Las características, las realizaciones y ventajas descritas anteriormente con respecto al dispositivo de accionamiento se aplican al método en consecuencia.
[0066] El método incluye:
[0067] (a) montar un primer motor de accionamiento eléctrico en una primera sección de montaje de un bastidor de soporte;
[0068] (b) montar al menos un segundo motor de accionamiento eléctrico en una segunda sección de montaje del bastidor de soporte;
[0069] (c) conectar al menos un puntal a la primera sección de montaje y/o la segunda sección de montaje para interconectar la primera sección de montaje y la segunda sección de montaje; y
[0070] (d) montar el dispositivo de accionamiento ensamblado en un fuselaje de la aeronave.
[0071] Preferiblemente, las etapas (a) y (b) se realizan secuencialmente y/o por separado.
[0072] Preferiblemente, la etapa (c) se realiza después de la etapa (a) y/o después de la etapa (b).
[0073] Preferiblemente, en la etapa (c), el puntal está conectado de manera extraíble a la primera sección de montaje y/o a la segunda sección de montaje.
[0074] Preferiblemente, la etapa (d) se realiza después de las etapas (a), (b) y (c). Más preferiblemente, la etapa (c) se realiza después de la etapa (a) y/o después de la etapa (b), preferiblemente en donde la etapa (c) se realiza después de la etapa (a) y antes de la etapa (b). Además, preferiblemente, las etapas (a) y (b) se realizan después de las etapas (c) y (d).
[0075] Las realizaciones de la presente invención se explican, además, a continuación con referencia a las figuras. Las figuras son dibujos esquemáticos y, como tales, pueden no mostrar todos los detalles de los sistemas y sus componentes. Particularmente, los dibujos no están necesariamente a escala, y las dimensiones mostradas son solo ilustrativas y pueden variar. Los dibujos ilustran realizaciones ilustrativas para proporcionar una comprensión completa de la presente invención. Los dibujos no pretenden limitar el alcance de la invención, que se define en las reivindicaciones adjuntas.
[0076] Fig. 1 muestra, en una vista lateral esquemática, una aeronave de acuerdo con una realización de la presente invención;
[0077] Fig. 2 muestra, en una vista lateral esquemática, un grupo motopropulsor que está instalado dentro de una sección de morro de la aeronave de la Fig. 1;
[0078] Fig. 3 muestra, en una vista esquemática en perspectiva, el grupo motopropulsor de la Fig.2;
[0079] Fig. 4 muestra, en una vista lateral esquemática, el grupo motopropulsor de la Fig.2;
[0080] Fig. 5 muestra, en una vista esquemática en perspectiva, una unidad de propulsión eléctrica del grupo motopropulsor de las Figs. 2 a 4;
[0081] Fig. 6 las Figs. 6A y 6B muestran, en una vista esquemática en perspectiva, variantes de bastidores de soporte de la unidad de propulsión eléctrica de las Figs. 2 a 5;
[0082] Fig. 7 las Figs. 7A y 7B muestran, la Fig. 7A en una vista en perspectiva esquemática y la Fig. 7B en una vista lateral en sección transversal, otras realizaciones de la unidad de propulsión eléctrica del grupo motopropulsor de las Figs. 2 a 5;
[0083] Fig. 8 muestra, en una vista esquemática en perspectiva, una trayectoria de carga de fuerza de la unidad de propulsión eléctrica;
[0084] Fig. 9 muestra, en una vista esquemática en perspectiva, una trayectoria de carga de par de la unidad de propulsión eléctrica;
[0085] Fig. 10 muestra un diagrama esquemático del dispositivo de accionamiento.
[0086] La Fig. 1 muestra una aeronave eléctrica convencional de despegue y aterrizaje (eCTOL) 100 ilustrativa que está propulsada por una unidad de propulsión eléctrica multimotor 500 que acciona una única hélice 402 instalada en el morro de la aeronave. La aeronave está provista de alas altas 102, con módulos de batería integrados en el mismo y un tren de aterrizaje retráctil 104. La aeronave ilustrativa tiene además una cola en T convencional 106 con enlaces de control mecánico.
[0087] Debería observarse que la aeronave 100 es de naturaleza ilustrativa y que pueden usarse otras aeronaves o aeronaves con otras características junto con la presente divulgación.
[0088] La Fig. 2 muestra un grupo motopropulsor 300 que está instalado dentro de una sección de morro de la aeronave 100 por medio de puntales de montaje tubulares convencionales 210 en un fuselaje de la aeronave 100, por ejemplo, a través de un mamparo de transporte de carga 200 que también puede segregar un compartimento de motor de un interior de cabina.
[0089] Como se muestra en las Figs. 3 y 4, el grupo motopropulsor 300 incluye un sistema de hélice 400 y una unidad de propulsión eléctrica (EPU) 500 que proporciona par a la hélice. El grupo motopropulsor 300 tiene la función principal de producir fuerza de empuje para propulsar la aeronave, por ejemplo, según lo ordenado por el piloto o pilotos. El sistema de hélice puede ser un sistema convencional normalmente empleado en aplicaciones de aeronaves de ala fija de aviación general. El sistema de hélice puede incluir un conjunto giratorio principal que incluye un conjunto de buje central y palas de hélice y, opcionalmente, cualquier unidad de control requerida (por ejemplo, unidad de regulador de hélice, regulador de sobrevelocidad, bomba de desplume, etc.).
[0090] Como se muestra en la Fig. 4, el sistema de hélice 400 puede incluir un sistema de hélice de paso variable, más comúnmente, del tipo de velocidad constante. Como alternativa (no se muestra) se puede proporcionar un sistema de hélice de paso fijo, que es de naturaleza más simple y no requiere un sistema de control de paso, es decir, se puede montar directamente en un árbol de salida de la EPU, sin unidades de regulación ni suministro de sistema de aceite. El sistema de hélice de velocidad constante requiere una unidad de soporte funcional de interfaz, definida en el presente documento como unidad de soporte de hélice (PSU) 550, que proporciona al conjunto de hélice principal medios de control de velocidad, es decir, unidades de regulación y suministro del sistema de aceite.
[0091] Como se muestra en la Fig. 5, la EPU 500 puede incluir una pluralidad de motores de accionamiento eléctrico 520. La Fig. 5A muestra una vista lateral ilustrativa, mientras que la Fig. 5B muestra una vista en sección transversal. Como se muestra de manera ilustrativa, la EPU 500 puede incluir un primer motor de accionamiento eléctrico 520A (a la izquierda en las figuras) y al menos un segundo motor de accionamiento eléctrico 520B (a la derecha en las figuras). Sin embargo, la EPU 500 puede tener más de dos motores de accionamiento eléctrico 520.
[0092] Como se muestra también en la Fig. 6, la EPU 500 puede incluir además un bastidor de soporte 510, que también puede denominarse jaula o que tiene una estructura de jaula, que puede incluir una primera sección de montaje 512 en la que se monta el primer motor de accionamiento eléctrico 520A y al menos una segunda sección de montaje 513 en la que se monta el segundo motor de accionamiento eléctrico 520B. La primera sección de montaje 512 y/o la segunda sección de montaje 513 tienen preferiblemente forma de anillo. Los motores de accionamiento eléctrico 520 están unidos preferiblemente de manera rígida al bastidor de soporte 510. Parte del bastidor de soporte 510 puede denominarse sección de caja de torsión 518, que incluye las secciones de montaje 512, 513 y los elementos de conexión 516, expuestos a continuación, que conectan el primer y segundo elementos de montaje 512, 513. La sección de caja de par 518 puede verse como la parte estructural del bastidor de soporte 510 que conecta el primer y segundo motor a una sección de montaje de fuselaje 522. La sección de montaje de fuselaje 522 puede verse como la parte estructural del bastidor de soporte 510 al que se une el sistema de hélice 400 a través de una sección de sistema de montaje de sistema de hélice 511 y que proporciona una base de montaje de aeronave 515, por ejemplo, para unir de manera extraíble los montantes amortiguadores 448 para unirlos al fuselaje de la aeronave. Preferiblemente, la sección de caja de par 518 se proporciona en un lado de la sección de montaje de fuselaje 522, proporcionándose la sección de sistema de montaje de sistema de hélice 511 en el lado opuesto de la sección de montaje de fuselaje 522. Mientras que la sección de sistema de montaje de sistema de hélice 511 y la sección de caja de par 518 están dispuestas en lados axialmente opuestos de la sección de montaje de fuselaje 522, la base de montaje de aeronave 515 se proporciona preferiblemente en posiciones radiales alrededor de la sección de montaje de fuselaje 522. Cuando se hace referencia a una dirección axial, esto generalmente puede referirse al eje del árbol de transmisión de la hélice. La base de montaje de aeronave 515 puede proporcionar disposiciones de montaje para la fijación liberable de los montantes amortiguadores 448.
[0093] El bastidor de soporte 510 puede incluir además al menos un elemento de conexión 516, por ejemplo, al menos un puntal, preferiblemente una pluralidad de elementos de conexión 516, que interconecta la primera sección de montaje 512 y la segunda sección de montaje 513 de manera que el bastidor de soporte 510 proporciona o forma una estructura en forma de jaula. En otras palabras, las secciones de montaje 512, 513 están conectadas rígidamente entre sí en una disposición en serie por el elemento o elementos de conexión 516. El elemento o elementos de conexión 516 están configurados preferiblemente para soportar todas las cargas de interfaz impuestas por los motores de accionamiento eléctrico 520 y/o la hélice 402, mientras se mantiene una alineación y/o concentricidad aceptable de las secciones de montaje 512, 513.
[0094] Como se puede tomar a partir de la Fig. 6A, un elemento de conexión 516 puede adoptar la forma general de una varilla. Múltiples elementos de conexión 516 se extienden individualmente entre la primera y la segunda secciones de montaje 512, 513. Como alternativa, múltiples elementos de conexión 516 pueden conectarse o formarse integralmente. Un elemento de conexión 516 puede tener una sección transversal redonda, ovalada, cuadrada, rectangular, plana o en forma de lámina. Puede extenderse axialmente entre la primera y la segunda secciones de montaje 512, 513 o exhibir una configuración espiral, helicoidal o enrollada. Como se puede tomar a partir de la Fig. 6B, los elementos de conexión 516 pueden formarse integralmente y formar una estructura cilíndrica. La estructura cilíndrica puede formarse como un elemento de conexión cilíndrico con hendiduras.
[0095] El primer motor de accionamiento eléctrico 520A y el segundo motor de accionamiento eléctrico 520B pueden montarse individualmente en el bastidor de soporte 510. Preferiblemente, cada una de la primera sección de montaje 512 y/o la segunda sección de montaje 513 están configuradas como una placa de forma anular o semianular. Por tanto, el bastidor de soporte 510 puede proporcionar una estructura de conexión común para los motores de accionamiento eléctrico 520. Por tanto, la EPU 500, incluyendo los motores de accionamiento eléctrico 520 montados en el bastidor de soporte 510, está diseñada para comportarse como una única unidad estructural en términos estructurales, transferir cargas entre la hélice 402 y una estructura de la aeronave 100.
[0096] La EPU 500 permite que cada motor de accionamiento eléctrico 520 esté provisto de fuentes de control y alimentación eléctrica completamente independientes, incluida la supervisión independiente.
[0097] Cada motor de accionamiento eléctrico 520 es una unidad de generación de energía mecánica completamente independiente, que puede controlarse independientemente mediante, por ejemplo, manualmente por la tripulación, como cualquier aeronave multimotor convencional, mediante palancas de control de potencia dedicadas y segregadas, interruptores de alimentación principales, etc. Cuando se opera en modo de par, cada motor de accionamiento eléctrico 520 solo agregará su contribución de par objetivo ordenada a un árbol de transmisión (véase a continuación para obtener más detalles), que es igual o diferente entre todos los motores de accionamiento eléctrico 520, según se desee.
[0098] El primer motor de accionamiento eléctrico 520A y el segundo motor de accionamiento eléctrico 520B pueden acoplarse operativamente a la hélice 402 de tal manera que el primer motor de accionamiento eléctrico 520A y el segundo motor de accionamiento eléctrico 520B pueden accionar simultánea y/o separadamente la hélice 402. Cada motor de accionamiento eléctrico 520 puede incluir (pero sin limitación) uno o más de los siguientes componentes: un motor eléctrico independiente (estátor rotor), uno o más conjuntos de devanados y una o más unidades inversoras, preferiblemente una o más unidades inversoras montadas externamente. Cada motor de accionamiento eléctrico 520 puede incluir una carcasa común que incorpora tanto un motor eléctrico independiente, uno o más conjuntos de devanados y una o más unidades inversoras. Cada unidad de motor e inversor individual o combinada puede incluir al menos una provisión de refrigeración interna para mantener las temperaturas de funcionamiento deseadas y/o requeridas, opcionalmente con la ayuda de un circuito de enfriamiento externo, o mediante medios de enfriamiento por aire.
[0099] Los motores de accionamiento eléctrico 520 pueden ser de cualquier tipo o diseño, por ejemplo, diseño de flujo radial o de flujo axial.
[0100] Tanto los diseños de corredera interior como de corredera exterior se pueden emplear para los motores de accionamiento eléctrico 520, potencialmente con algunas adaptaciones en el caso de un diseño de motor de rodete externo.
[0101] Cada combinación de un motor de accionamiento eléctrico 520, una o más unidades inversoras, y las disposiciones de refrigeración internas pueden definirse como un "motor". Sin embargo, preferiblemente, el elemento mínimo del "motor" que está físicamente integrado en la EPU son los motores de accionamiento eléctrico 520.
[0102] Como se a modo de ejemplo en las Figs. 5 y 7B, la EPU 500 puede incluir además al menos un dispositivo de desacoplamiento 530 configurado para desacoplar operativamente al menos parcialmente el primer motor de accionamiento eléctrico 520A y/o el segundo motor de accionamiento eléctrico 520B de la hélice 402. Preferiblemente, el dispositivo de desacoplamiento 530 está configurado como un embrague, preferiblemente un embrague de rueda libre. El dispositivo de desacoplamiento 530 puede tener una pista exterior montada rígidamente en un árbol de salida mecánico de cada motor de accionamiento eléctrico 520A, 520B.
[0104] Se puede proporcionar una pluralidad de dispositivos de desacoplamiento 530. Preferiblemente, se proporciona un dispositivo de desacoplamiento 530 para y asociado con cada motor de accionamiento eléctrico 520. En otras palabras, en el presente ejemplo, se puede proporcionar un dispositivo de desacoplamiento 530 para el primer motor de accionamiento eléctrico 520A y se puede proporcionar un dispositivo de desacoplamiento 530 adicional para el segundo motor de accionamiento eléctrico 520B. El dispositivo o dispositivos de desacoplamiento 530 pueden estar dispuestos al menos parcialmente entre una parte giratoria del respectivo motor de accionamiento eléctrico 520 y un árbol de transmisión (véase a continuación para obtener más detalles) que transmite potencia desde el respectivo motor de accionamiento eléctrico 520 a la hélice 402.
[0106] La EPU 500 puede incluir un árbol de transmisión 540 configurado para acoplar operativamente el primer motor de accionamiento eléctrico 520A y el segundo motor de accionamiento eléctrico 520B a la hélice 402. Preferiblemente, el árbol de transmisión 540 está formado como una sola pieza. En otras palabras, el árbol de transmisión 540 puede ser un árbol de transmisión común a ambos o a todos los motores de accionamiento eléctricos 520A, 520B. El árbol de transmisión 540 puede ensamblarse en una sola pieza, es decir, una única unidad coherente, preferiblemente antes de instalar el árbol de transmisión 540 en la EPU 500. Como alternativa, el árbol de transmisión 540 puede formarse de forma monolítica y/o integral, es decir, durante la fabricación del árbol de transmisión 540.
[0108] El árbol de transmisión 540 puede estar soportado por las pistas interiores de los dispositivos de desacoplamiento 530 y, para un sistema de hélice de paso fijo (no mostrado), un cojinete de empuje montado en el extremo frontal de la EPU 500. Para un sistema de hélice con una PSU, como se muestra, la PSU 550 puede unirse rígidamente a una sección de montaje de sistema de hélice 511 (véase más adelante para más detalles) del bastidor de soporte 510. La sección de montaje del sistema de hélice 511 puede proporcionar medios de montaje para la PSU o una estructura de soporte para un cojinete de empuje. En el caso de la provisión de una PSU 550, la PSU puede proporcionar su propio árbol 541, lo que proporciona medios de montaje a la hélice en la parte delantera. En ese caso, el árbol de transmisión principal 540, a su vez, está conectado a la parte posterior de la PSU 550 y su árbol de PSU 541 de una manera que transmite el par, por ejemplo, a través de una conexión estriada. Por lo tanto, todo el conjunto de árbol puede dividirse en dos partes. Esto puede ser beneficioso en términos de mantenibilidad, es decir, para permitir que el árbol de transmisión principal 540 se retire independientemente de la PSU 550 (es decir, tirado desde atrás). De lo contrario, con un solo árbol, no sería posible retirar el motor delantero/motor sin retirar la hélice 402, la PSU 550 y el árbol principal 540 primero. Naturalmente, ni la PSU, ni el árbol de PSU se requieren en el caso de una hélice de velocidad constante.
[0110] Cada dispositivo de desacoplamiento 530 puede tener dos funciones principales: la primera es soportar una parte del peso del árbol de transmisión 540, y la segunda es transmitir el par desde el árbol de salida de cada motor de accionamiento eléctrico 520 en solo una dirección, mientras se desplaza con insignificante resistencia en la dirección opuesta. Los dispositivos de desacoplamiento 530 pueden garantizar que cada motor de accionamiento eléctrico 520 solo pueda sumar sus contribuciones de salida de par en la misma dirección, pero nunca se accione ni añada un par negativo en la dirección opuesta. De esta forma, si un motor de accionamiento eléctrico 520 falla al dejar de proporcionar potencia de salida o atascar completamente su rotor, el único efecto a nivel de EPU será una pérdida de potencia correspondiente, y nunca el par negativo que podría ser causado por el retroceso de un motor de accionamiento eléctrico 520 defectuoso, asegurando así la independencia del motor de cada motor de accionamiento eléctrico 520.
[0112] Cada dispositivo de desacoplamiento 530, por ejemplo, el embrague, puede integrarse internamente o unirse externamente a cada motor de accionamiento eléctrico 520. La integración interna del dispositivo o dispositivos de desacoplamiento 530 en los orificios del motor permitiría una longitud de EPU 500 más corta, lo que es beneficioso en muchos aspectos. Los dispositivos de desacoplamiento 530, por ejemplo, los embragues, que están unidos externamente tienen la ventaja de ser reemplazables en el ala sin afectar a los motores de accionamiento eléctrico 520, lo que presenta una ventaja de mantenibilidad.
[0114] Para un sistema de hélice de paso fijo (no mostrado), el árbol de transmisión (común) 540 puede definirse como una única parte cilíndrica continua, con una conexión de salida, por ejemplo, una estría o pestaña, en el lado delantero, seguido de una instalación de cojinete de empuje que restringe el árbol de transmisión 540 en ambas direcciones axial y radial. Más aguas abajo, el árbol de transmisión 540 está soportado radialmente por cada pista interior de los dispositivos de desacoplamiento 530, por ejemplo, los embragues, siendo el cojinete de empuje 551 el único medio de restricción axial. Esto significa que los dispositivos de desacoplamiento 530, por ejemplo, los embragues de rueda libre, no restringen el árbol de transmisión 540 en dirección axial, permitiendo el crecimiento térmico sin imponer ninguna carga axial permanente en los motores de accionamiento eléctrico 520 durante el funcionamiento.
[0115] Como también se muestra en la Fig. 8, para sistemas con una PSU 550, el árbol de transmisión (común) 540 se define como una única parte cilíndrica continua, con una conexión de salida PSU 550, por ejemplo, una estría o pestaña, en el lado frontal. La interfaz PSU/árbol de transmisión 540 no está diseñada para asumir cargas de empuje de la hélice, por lo que el árbol de transmisión 540 está restringido axialmente por medios típicos de "servicio ligero", tal como, pero sin limitarse a, un anillo elástico (para un tipo de interfaz estriada de PSU) o una brida (en caso de que la PSU tenga una brida de interfaz de entrada, no ilustrada). Más aguas abajo, el árbol de transmisión 540 está soportado radialmente por la pista interior de cada dispositivo de desacoplamiento 530, por ejemplo, embrague de rueda libre, un accesorio de PSU, por ejemplo, un anillo de retención y/o una brida, que son los únicos medios de restricción axial. Esto significa que los dispositivos de desacoplamiento 530, por ejemplo, los embragues de rueda libre, no restringen el árbol de transmisión 540 en dirección axial, permitiendo el crecimiento térmico sin imponer ninguna carga axial permanente en los motores de accionamiento eléctrico 520 durante el funcionamiento. Aun así, la PSU 550 puede contener uno o más cojinetes de empuje 551.
[0116] La PSU 550 puede incluirse para proporcionar funciones auxiliares requeridas para un mecanismo de control de paso de hélice convencional. Esas funciones pueden incluir, pero sin limitarse a, el montaje y las disposiciones de accionamiento para una unidad de regulador de hélice (PGU) adecuada que puede configurarse para medir la presión de aceite en el buje de la hélice, por ejemplo, para mantener un paso de pala particular, lo que garantizará que se mantenga la velocidad de la hélice ordenada por la tripulación, independientemente del par de entrada o la velocidad aerodinámica de la aeronave. Otros tipos de reguladores, bombas, sensores o accesorios también pueden instalarse en la PSU, según lo requiera la arquitectura de sistema detallada. Por lo tanto, la PSU aloja y gestiona su propio sistema de aceite para satisfacer múltiples necesidades del sistema de hélice. Tal sistema de aceite está completamente separado y separado del resto de la EPU (sección de motores embragues).
[0117] De forma adicional, la PSU puede incorporar un engranaje de reducción entre el árbol de transmisión 540 y la salida de la hélice, por lo que las velocidades de diseño de la hélice 402 y los motores de accionamiento eléctrico 520 están desacopladas para un funcionamiento óptimo. Sin embargo, en el ejemplo de las figuras, se representa un sistema de accionamiento directo, dado que el árbol de transmisión 540 está acoplado rígidamente con el árbol de transmisión de la hélice 541 desde la PSU, es decir, no se realiza ninguna transmisión de par a través del acoplamiento de engranajes.
[0118] Si se incluye un engranaje de reducción entre el árbol de transmisión 540 y el sistema de hélice 400, las siguientes adaptaciones pueden ser aplicables para cada variante: Para sistemas de hélice de paso fijo, se añade una unidad de PSU, pero en lugar de las funciones auxiliares de la hélice, solo puede alojar el engranaje de reducción y su sistema de lubricación estándar. Para sistemas de hélice de velocidad constante, dentro de la PSU 550, se incorporará el engranaje reductor, además de las funciones auxiliares de hélice mencionadas anteriormente.
[0119] El bastidor de soporte 510 puede incluir al menos una sección de montaje de sistema de hélice 511 en la que se puede montar la hélice 402 y al menos un montante de aeronave 515, preferiblemente una pluralidad de montantes de aeronave 515, configurado para unir el bastidor de soporte 510 a la aeronave 100. Preferiblemente, cada montante de aeronave 515 está dispuesto axialmente entre la sección de montaje del sistema de hélice 511 y la primera sección de montaje 512 y la segunda sección de montaje 513. La sección de montaje del sistema de hélice 511 puede configurarse como una placa de forma anular o semianular.
[0120] Preferiblemente, la pluralidad de montantes de aeronave 515 conecta la hélice 402 a la primera sección de montaje 512 y/o a la segunda sección de montaje 513.
[0121] El montante o montantes de aeronave 515 pueden configurarse como almohadillas de instalación de soporte de choque 515 que pueden soportar un soporte de choque 448 para fijarse al fuselaje de la aeronave. El montante amortiguador 448 proporciona una conexión relativamente blanda, amortiguadora de golpes y de amortiguación entre el bastidor de soporte 510 y los puntales de montaje al fuselaje 210. El montante amortiguador 448 es preferiblemente una unidad extraíble independiente. Puede proporcionar una interfaz de caucho entre dos partes rígidas. El montante amortiguador está montado en las almohadillas de instalación 515. Cada montante de aeronave 515 puede soportar un montante amortiguador 448.
[0122] Como se muestra en la Fig. 8, la EPU 500 puede configurarse de tal manera que el bastidor de soporte 510, junto con la carcasa externa de la PSU (si está instalada) actúa como la trayectoria de carga principal para el empuje de la hélice y las fuerzas normales que se transmiten a los montantes de aeronave 515 sin, o solo mínimamente, transfiriéndose al árbol de transmisión 540 y a la primera sección de montaje 512 y a la segunda sección de montaje 513, es decir, a los motores de accionamiento eléctrico 520. Sin cargas axiales o radiales significativas, el árbol de transmisión 540 opera sustancialmente en torsión pura, lo que puede mejorar la fiabilidad mecánica y/o la vida útil de los motores de accionamiento eléctrico 520 y/o el dispositivo o dispositivos de desacoplamiento 530, por ejemplo, el embrague o embragues.
[0123] Como se muestra en la Fig. 9, la EPU 500 puede configurarse de tal manera que el bastidor de soporte 510 transfiera el par de reacción de la hélice al fuselaje de la aeronave 100. La Fig. 9 muestra un diagrama de cuerpo libre simplificado del bastidor de soporte 510 para una dirección de rotación de la hélice en el sentido de las agujas del reloj (visto desde la perspectiva del piloto), en el que las contribuciones de par de los motores de accionamiento eléctrico 520 individuales se suman y combinan en la estructura de bastidor de soporte, que emite el par total al fuselaje de la aeronave 100. Como puede observarse, la PSU 500 (si está instalada) no es, o solo mínimamente, sometido a cualquier par de reacción, debido a la construcción del bastidor de soporte 510 y la ubicación de las interfaces físicas del fuselaje, es decir, los montantes de aeronave 515.
[0124] Como se muestra en las Figs. 7A y 7B, la EPU 500 puede estar equipada con elementos adicionales, por ejemplo, protectores de separación 526 y/o cubiertas 520, 521 para proporcionar una o más funciones adicionales. En este ejemplo, cada motor de accionamiento eléctrico 520 está físicamente segregado de los otros motores de accionamiento eléctrico 520, así como del entorno circundante, por medio de los protectores de separación 526 y las cubiertas 520, 521. Esos elementos pueden no soportar cargas estructurales y solo se implementan con fines de segregación física.
[0125] Los protectores de separación 526 y/o las cubiertas 520, 521 pueden estar hechos de chapa metálica y/o materiales de grado cortafuegos. La implementación de tales blindajes de separación 526 y/o cubiertas 520, 521 puede (adicionalmente) proteger los motores de accionamiento eléctrico 520, en particular, el motor de accionamiento eléctrico 520 operativo en caso de fallo del otro motor de accionamiento eléctrico 520, contra un posible sobrecalentamiento, formación de arcos eléctricos, riesgos de incendio originados por un mal funcionamiento del motor de accionamiento eléctrico adyacente 520. Es más, la implementación de tales protectores de separación 526 y/o cubiertas 520, 521 puede permitir o facilitar una recogida y descarga segura de posibles fluidos con fugas, por ejemplo, de un compartimento de cojinete defectuoso y/o dispositivo de desacoplamiento 530, y/o protección contra objetos extraños (FOD) de un entorno adyacente que podría afectar negativamente al respectivo motor de accionamiento eléctrico 520, por ejemplo, la interfaz o interfaces del árbol. Es más, el recinto conductor formado por los blindajes de separación 526 y las cubiertas 520, 521 puede proteger/aislar todos los elementos internos de las corrientes de rayo y/o los efectos de interferencia electromagnética (EMI), actuando como trayectoria de corriente y una jaula de Faraday, en particular, si se une eléctricamente de manera adecuada a la estructura de fuselaje, por ejemplo, a través de correas de unión flexibles o medios similares. De este modo, se puede proporcionar segregación zonal. La segregación zonal también puede proporcionar zonificación de incendios.
[0126] Es más, la EPU multimotor también tiene en cuenta la independencia de mantenibilidad entre cada motor. Cada motor de accionamiento eléctrico 520 puede mantenerse, sustituirse, probarse, revisarse o inspeccionarse individualmente en el ala, sin requerir la extracción completa de la EPU 500 de la aeronave, ni la retirada de los motores de accionamiento eléctrico adyacentes 520.
[0127] Esto puede realizarse mediante el diseño de los elementos de conexión 516, por ejemplo, montantes, del bastidor de soporte 510. Preferiblemente, al menos uno o al menos algunos de los elementos de conexión 516, por ejemplo, al menos los elementos de conexión 516 en la mitad superior del bastidor de soporte 510, es/son desmontable y se pueden volver a conectar, por ejemplo, a través de uno o más elementos de conexión, por ejemplo, rosca, clips, etc. Adicionalmente, o como alternativa, las cubiertas 520, 521, por ejemplo, al menos las cubiertas 520, 521 en la mitad superior del bastidor de soporte 510, también pueden configurarse para ser extraíbles y conectables de nuevo. Las cubiertas 520, 521 pueden incluir uno o más dispositivos de acceso, por ejemplo, paneles de acceso, para permitir una fácil inspección previa al vuelo de cada compartimento de motor individual, según lo requerido por las regulaciones de certificación.
[0128] La hélice 402 puede retirarse fácilmente como en cualquier aeronave de aviación general convencional. La PSU tiene una naturaleza autónoma, con un sistema de aceite cerrado, que también permite su retirada independiente del resto de la EPU. Cuando se retira La PSU, el árbol de transmisión 540 se puede retirar tirando de él desde la parte delantera, ya que los dispositivos de desacoplamiento 530 no restringen el movimiento axial del árbol.
[0129] Al retirar parcial o totalmente el árbol de transmisión 540, cada motor de accionamiento eléctrico 520 y/o dispositivo de desacoplamiento 530, por ejemplo, el embrague, pueden reemplazarse individualmente. Esta operación también permite prácticas de inspección y mantenimiento en el propio árbol de transmisión 540.
[0130] Como alternativa, dependiendo de la disposición espacial general, el árbol de transmisión 540 puede retirarse después de desconectar su dispositivo de restricción axial de la PSU, deslizándolo axialmente hacia atrás a través de la cavidad interior de cada eje hueco del motor de accionamiento eléctrico, en la medida necesaria para liberar cada motor a retirar hacia arriba, como se ha descrito previamente. Este método puede proporcionar una ventaja adicional de mantenibilidad, que es la posibilidad de retirar el árbol de transmisión 540, o cualquier motor de accionamiento eléctrico 520 sin la necesidad de retirar la hélice y la PSU.
[0131] Por lo tanto, la presente invención permite que cada motor de accionamiento eléctrico 520, cada dispositivo de desacoplamiento 530, el árbol de transmisión 540 y la PSU (si está instalada) sean unidades reemplazables en línea, que se pueden intercambiar sin la necesidad de retirar todo el motor 300 o la EPU 500 de la aeronave.
[0132] Como se desprende adicionalmente de las visualizaciones ilustrativas de acuerdo con, por ejemplo, Figs. 7A y 7B, la PSU 550 puede estar provista de un tanque de aceite 552, como se analiza en el presente documento anteriormente, una brida de interfaz de hélice 554, para conectar una hélice 402 y/o una almohadilla de accionamiento de accesorios de hélice 556.
[0133] La Fig. 10 muestra un diagrama esquemático estructura del dispositivo de accionamiento. Como puede verse, el bastidor de soporte 510 en forma de jaula, incluyendo la sección de montaje del sistema de hélice 511, la primera y segunda secciones de montaje 512, 513, así como el al menos un puntal 516, es el elemento central que conecta todos los componentes del dispositivo, y cada componente no compartiría cargas entre ellos. En particular, los montantes amortiguadores 448 son los únicos componentes que conectan el bastidor de soporte 510 al fuselaje de la aeronave. No existen otros puntos de conexión de fuselaje. También, cada uno de los motores (520A, 520B, ..., 520n) está conectado operativamente al bastidor de soporte 510. Y también lo está la hélice 402, posiblemente a través de unidades auxiliares opcionales 560, tales como una caja de engranajes, la PSU 550 u otras unidades funcionales.
[0135] De acuerdo con la presente divulgación, la sección de montaje del sistema de hélice 511, el montante de aeronave 515, el puntal o puntales 516, así como la primera y eventualmente la segunda sección o secciones de montaje 512, 513 forman una única unidad, que se monta conjuntamente y/o está formada integralmente, como se ha expuesto además anteriormente. Esta unidad es generalmente rígida y permite el montaje individual de los diversos componentes, sin que estos se influyan entre sí con respecto a la transmisión de fuerza y/o par. Al mismo tiempo, toda esta unidad, así como los diversos componentes montados en la misma, están conectados a la aeronave solo a través del montante de aeronave 515, como se ha expuesto anteriormente. Dicha conexión entre el dispositivo de la presente divulgación y la aeronave puede lograrse ventajosamente a través de montantes amortiguadores 448, que permiten una suspensión amortiguada de dicho dispositivo en el fuselaje.

Claims (14)

1. REIVINDICACIONES
1. Un dispositivo de accionamiento (500) para accionar eléctricamente una hélice (402) de una aeronave (100), incluyendo el dispositivo de accionamiento:
un bastidor de soporte (510) en el que se pueden montar individualmente un primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y al menos un segundo motor de accionamiento eléctrico (520B), en donde el bastidor de soporte (510) incluye una primera sección de montaje (512), al menos una segunda sección de montaje (513) y al menos un elemento de conexión (516) que interconecta la primera sección de montaje (512) y la segunda sección de montaje (513) de tal manera que el bastidor de soporte (510) proporciona una estructura en forma de jaula, en donde el bastidor de soporte (510) se puede montar en la aeronave (100) para accionar mecánicamente la hélice (402) de la aeronave (100) a través del primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y/o el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B);
el primer motor de accionamiento eléctrico (520A) que está montado en la primera sección de montaje (512); y el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) que está montado en la segunda sección de montaje (513); en donde el primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) son operativamente acoplables a la hélice (402) de tal manera que el primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) pueden accionar simultáneamente o por separado la hélice (402).
2. El dispositivo de accionamiento de acuerdo con la reivindicación 1, que incluye además al menos un dispositivo de desacoplamiento configurado para desacoplar operativamente al menos parcialmente el primer motor de accionamiento eléctrico y/o el segundo motor de accionamiento eléctrico de la hélice, preferiblemente en donde el dispositivo de desacoplamiento está configurado como un embrague, más preferiblemente un embrague de rueda libre.
3. El dispositivo de accionamiento (500) de acuerdo con las reivindicaciones 1 o 2, en donde el bastidor de soporte (510) está configurado como una única unidad coherente en la que el primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) se pueden montar individualmente.
4. El dispositivo de accionamiento (500) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en donde el primer motor de accionamiento eléctrico (520A) incluye una primera carcasa de motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) incluye una segunda carcasa de motor de accionamiento eléctrico, en donde la primera sección de montaje (512) y la segunda sección de montaje (513) están distanciadas entre sí de tal manera que la primera carcasa del motor de accionamiento eléctrico y la segunda carcasa del motor de accionamiento eléctrico están separadas entre sí, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) están montados en la primera sección de montaje (512) y la segunda sección de montaje (513), respectivamente.
5. El dispositivo de accionamiento (500) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, que incluye además un árbol de transmisión configurado para acoplar operativamente el primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) a la hélice (402), en donde el árbol de transmisión está formado como una sola pieza.
6. El dispositivo de accionamiento de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en donde el primer motor de accionamiento eléctrico y el segundo motor de accionamiento eléctrico incluyen cada uno un árbol de motor configurado para poder acoplarse operativamente al árbol de transmisión, en donde el árbol de motor del primer motor de accionamiento eléctrico y/o el árbol de motor del segundo motor de accionamiento eléctrico es/son huecos, preferiblemente en donde el árbol de transmisión se extiende al menos parcialmente a través del árbol o árboles de motor huecos.
7. El dispositivo de accionamiento (500) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, en donde el bastidor de soporte (510) está configurado para, al menos parcialmente, preferiblemente completamente, abarcar el primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y/o el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B), cuando el primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) están montados en el bastidor de soporte (510), respectivamente.
8. El dispositivo de accionamiento (500) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, en donde el bastidor de soporte (510) incluye además al menos una sección de montaje de sistema de hélice (511) en la que se puede montar la hélice (402) y al menos un montante de aeronave (515) configurado para unir el bastidor de soporte (510) a la aeronave ( 100), en donde el montante de aeronave (515), preferiblemente cada montante de aeronave (515), está dispuesto entre la sección de montaje del sistema de hélice (511) y la primera sección de montaje (512) y entre la sección de montaje del sistema de hélice (511) y la segunda sección de montaje (513).
9. El dispositivo de accionamiento (500) de acuerdo con la reivindicación 8, en donde el bastidor de soporte (510) incluye además una pluralidad del al menos un montante de aeronave (515), en donde la pluralidad de montantes de
aeronave (515) conectan el sistema de hélice (400) a la primera sección de montaje (512) y/o a la segunda sección de montaje (513).
10. El dispositivo de accionamiento (500) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, en donde la primera sección de montaje (512) y/o la segunda sección de montaje (513) están configuradas de tal manera que el primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y/o el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) se extienden desde la respectiva sección de montaje (512, 513) en una dirección axial, cuando el primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y el segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) están montados en la primera sección de montaje (512) y la segunda sección de montaje (513), respectivamente, y el dispositivo de accionamiento (500) está montado en la aeronave (100).
11. El dispositivo de accionamiento (500) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10, en donde el elemento o elementos de conexión (516) están conectados de manera extraíble a la primera sección de montaje (512) y/o a la segunda sección de montaje (513).
12. Una aeronave (100) que incluye el dispositivo de accionamiento (500) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11 y al menos una hélice (402) que puede acoplarse operativamente al primer motor de accionamiento eléctrico (520A) y al segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) del dispositivo de accionamiento (500).
13. Un método para instalar un dispositivo de accionamiento (500), preferiblemente el dispositivo de accionamiento (500) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, para accionar eléctricamente una hélice (402) de una aeronave (100) en la aeronave (100), incluyendo el método:
(a) montar un primer motor de accionamiento eléctrico (520A) en una primera sección de montaje (512) de un bastidor de soporte (510);
(b) montar al menos un segundo motor de accionamiento eléctrico (520B) en una segunda sección de montaje (513) del bastidor de soporte (510);
(c) conectar al menos un elemento de conexión (516) a la primera sección de montaje (512) y la segunda sección de montaje (513) para interconectar la primera sección de montaje (512) y la segunda sección de montaje (513); y
(d) montar el dispositivo de accionamiento ensamblado (500) en el fuselaje de la aeronave (100).
14. El método para instalar un dispositivo de accionamiento (500) de acuerdo con la reivindicación 13, en donde la etapa (c) se realiza después de la etapa (a) y antes de la etapa (b), o
en donde las etapas (a) y (b) se realizan después de las etapas (c) y (d).
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2411562A (en) * 1944-02-23 1946-11-26 United Aircraft Corp Segment type resilient engine mount
US2539960A (en) * 1946-05-22 1951-01-30 Bristol Aeroplane Co Ltd Mounting structure for gas-turbine power plants for aircraft
US4829850A (en) * 1987-02-25 1989-05-16 Soloy Dual Pac, Inc. Multiple engine drive for single output shaft and combining gearbox therefor
US6484970B2 (en) * 2001-03-22 2002-11-26 Honeywell International, Inc. Ballistic shield for dual engine single output shaft propulsion system
FR2862611B1 (fr) 2003-11-25 2007-03-09 Airbus France Dispositif d'accrochage d'un moteur sous une voilure d'aeronef
US10086933B2 (en) * 2015-12-17 2018-10-02 Amazon Technologies, Inc. Redundant aircraft propulsion system using multiple motors per drive shaft
US20180079533A1 (en) * 2016-09-16 2018-03-22 Williams International Co., L.L.C. Aircraft engine illumination and diagnostic system
EP3757014B1 (en) * 2019-06-26 2022-05-11 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH A thrust producing unit with a fail-safe electrical drive unit
US11565803B2 (en) * 2020-03-04 2023-01-31 Textron Innovations Inc. Electric drive system line replaceable unit with integrated cyclic actuation
US11390395B2 (en) * 2020-06-25 2022-07-19 Textron Innovations Inc. Aircraft rotor assembly with segmented input shaft for electric motor stack and gearbox unit
FR3124492A1 (fr) * 2021-06-29 2022-12-30 Airbus Operations (S.A.S.) Ensemble propulseur à hélice et moteur électrique comprenant une structure primaire adaptée et aéronef comportant au moins un tel ensemble propulseur
FR3137894A1 (fr) * 2022-07-13 2024-01-19 Airbus (S.A.S.) Ensemble de propulsion électrique comportant au moins un moteur électrique positionné à l’avant d’un système de transmission, aéronef comportant au moins un tel ensemble de propulsion

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