具体实施方式

图1和图2中示出已知的系统。

图1是已知的反向旋转螺旋桨的示意图，所述反向旋转螺旋桨具有燃烧发动机1，所述燃烧发动机1被布置成借助于齿轮组件沿相反方向驱动安装在轴线4上的两个螺旋桨2、3。在所示出的示例中，太阳齿轮5与行星架6啮合并使行星架6沿第一方向旋转，所述行星架6使轴7旋转以驱动后螺旋桨3。太阳齿轮5与环形齿轮8啮合并使环形齿轮8沿相反的方向旋转，所述环形齿轮8使轴9旋转以驱动前螺旋桨2。

图2是混合动力螺旋桨驱动组件的示意图，其中螺旋桨由燃烧发动机和电动马达驱动。如以上所描述，在某些飞行条件下，螺旋桨10由燃烧发动机11和电动马达12(例如由蓄电池13供电)两者驱动。在其他飞行条件下，螺旋桨仅由燃烧发动机驱动。

图3中示出根据本公开的系统。图3仅以示例的方式示出反向旋转螺旋桨布置。然而，以下所描述的原理可应用于其他反向旋转部件，诸如涡轮风扇布置中的反向旋转风扇。

第一旋转螺旋桨20和第二旋转螺旋桨21安装到同一轴线22上。第一旋转螺旋桨被布置成由热力(或燃烧)发动机23旋转，而第二旋转螺旋桨被布置成由电动马达24旋转。在第二旋转螺旋桨的驱动系中可设置摩擦制动器25。

尽管在电动马达与螺旋桨之间可存在驱动轴，但在各种实施方案中，马达装设在螺旋桨毂中，以消除对此附加组件的需要。

可配置马达控制器(例如，处理器或电路系统)(未示出)以控制电动马达的操作。控制器可并入系统内，或者，另一选择是，控制器可至少部分地远程并入，例如作为航空器的发动机管理系统的一部分。发动机管理系统可位于航空器上的任何地方，例如在驾驶舱中，或甚至(例如，在无人驾驶飞行器的情况下)远离航空器。马达控制器的一部分(例如，驱动电子装置)可位于发动机内，且控制器的一部分(例如，用于控制驱动电子装置的控制系统)可位于远程位置处，例如在航空器上的其他地方或远离航空器。

系统可进一步包括一个或多个动力源(未示出)，例如一个或多个蓄电池、燃料电池单元、超级电容器或辅助动力单元(“APU”)，可选地，热力发动机用作动力源等。

已注意到，电动马达的某些特性与内燃发动机的特性相当不同。例如，电动马达的扭矩特性通常是相当平缓或恒定的，因为电动马达从静止(或零RPM)开始一直到其最大RPM为止均传递基本恒定的力矩。另外，旋转方向可反转，内燃发动机通常不是这种情况，且燃气涡轮发动机当然也不是这种情况。此外，电动马达可在某些操作模式中作为发电机操作且提供可控扭矩，所述可控扭矩被配置成阻止电动马达的转子旋转。

在第一驱动模式中，例如当需要高功率时，诸如在航空器起飞或爬升期间，热力发动机23和电动马达24两者均将操作以向其各自的螺旋桨20、21提供高扭矩，从而沿彼此相反的方向(即一个为顺时针，另一个为逆时针)驱动螺旋桨。

在其中功率要求较低的第二驱动模式中，例如在航空器飞行期间，仅热力发动机23继续以高功率驱动其螺旋桨20。

对于电动发动机24和第二螺旋桨21，电动发动机不再以高功率沿相反的方向驱动其螺旋桨。

而是，例如，电动马达可被布置成停止螺旋桨的旋转。这可通过关断马达来实现。可使用摩擦制动器25提供更有效的停止，以停止第二螺旋桨的反向旋转。理想地，第二螺旋桨将在如下位置处停止：在所述位置处，螺旋桨叶片相对于旋转的第一螺旋桨的节距被设定成减小在这种模式中两个螺旋桨之间的阻力。然后，这将起到上文所描述的涡轮风扇的出口导流片的作用，以减小或消除第一螺旋桨的流场中的漩涡。所得的推进效率的提高将至少部分地抵消由第二螺旋桨叶片引起的阻力损失。可调整第二螺旋桨叶片的叶片节距，以通过减小流场漩涡来提供第二螺旋桨阻力的减小与第一螺旋桨推进效率的提高之间的最佳折衷。如果第一螺旋桨与第二螺旋桨交换，这同样适用。作为制动器的替代方案，通过适当控制第二螺旋桨的桨距并且通过转子供电电流/电压适当控制电动马达的阻扭矩，可在某种程度上减小第二螺旋桨阻力和第一螺旋桨漩涡。

另一选择为，在第二驱动模式中，电动马达可用作发电机(或交流发电机)来给蓄电池充电，然后如果需要，例如在紧急情况下或者如果在着陆时需要迅速转向，则所述蓄电池可用于快速地提供电力。此处，第二螺旋桨由第一螺旋桨的流场旋转(通常沿相同的方向)。

使用本公开的配置，在着陆时，可通过将热力发动机设定成最小功率并将其对应的螺旋桨设定为低节距来获得使航空器减速所需的反推力。这会减小向前的推力且限制风转速度。同时，可以高功率给电动马达24反向供电，第二螺旋桨节距被设定成使螺旋桨rpm保持在可接受极限内的同时使反向推力最大化。更详细来说，控制器可被配置成接收应使发动机以反推模式操作的命令，并且在接收到此命令后，可使螺旋桨从第一旋转方向减速到零RPM，且然后(例如立即)使螺旋桨沿第二旋转方向加速到一个足够高的RPM，以提供推力反向能力(例如，用于使航空器的速度降低，但也可用于提供支持航空器的能力)。螺旋桨的第一旋转方向可被配置成向前驱动航空器，而螺旋桨的第二旋转方向可被配置成使航空器制动、减速或变慢。在各种实施方案中，螺旋桨的第二旋转方向可被配置成沿反方向推进航空器。

控制器可被配置成操作电动马达24以使其提供受控(例如恒定)的制动扭矩，且可被配置成控制马达以根据任何特定情形的反推需求在反方向上增大马达RPM。这些操作模式允许从向前推力快速转变成反推力，且是基于如下认识：即使在航空器的高空速或着陆速度下，或者在低螺旋桨RPM下，电动马达的高扭矩也能够提供这种快速转变。如以上所提及，相同的原理可用于涡轮风扇发动机(未示出)。可以将静态出口导流片组件替换为第二反向旋转风扇，所述第二反向旋转风扇由电动马达驱动，且可选地具有用以停止旋转的摩擦制动器。在这种情况中，可由如上所述的第二排风扇代替传统涡轮风扇推力反向器板产生反推力。

使用本公开的系统，不需要复杂的齿轮箱设计来实现一个发动机驱动两个反向旋转的螺旋桨。而是，每一螺旋桨通过简单的齿轮系26由自己的马达旋转。

对于传统系统，如以上所描述，与在起飞/爬升时相比，两个螺旋桨中的每一个在飞行期间吸收的功率将大幅减小。对比之下，对于本系统，热力发动机和其驱动的螺旋桨在所有飞行阶段均以高功率操作。这意味着两个螺旋桨的螺旋桨叶片以及热力马达和电动马达的空气动力学设计可更好地优化，由此减小阻力损失并最大化推进效率。

另外，在传统系统中，通过改变节距使螺旋桨叶片旋转，直至后缘变成前缘以产生反推力。对于本布置，由于电动马达能够改变螺旋桨的旋转方向以产生反气流，因此可减小节距改变的范围。

在其中电动马达在第二驱动模式中用作交流发电机的情况中，不需要在各次飞行之间更换蓄电池，这减少了周转时间和工作量。

所描述的实施方案仅作为示例。本公开的范围仅由权利要求限制。