CN105818990A - 用于飞行器的气电推进系统 - Google Patents

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Abstract

在一方面，本主题针对一种用于飞行器的气电推进系统。该系统可包括涡扇喷气发动机、联接到涡扇喷气发动机后的飞行器的机身部分上的电供能的边界层吸入风扇，以及电子地联接到涡扇喷气发动机和边界层吸入风扇上的发电机。发电机将来自涡扇喷气发动机的旋转能转换成电能，并且将电能的至少一部分提供至边界层吸入风扇。在本主题的另一方面中，公开了一种用于经由气电推进系统来推进飞行器的方法。

Description

用于飞行器的气电推进系统
相关申请的交叉引用
本非临时申请基于35U.S.C.§119(e)请求享有2015年1月23日提交的题为"GAS-ELECTRICPROPULSIONSYSTEMFORANAIRCRAFT"的美国临时专利申请第62/107196号的优先权的益处，该申请全部内容通过引用而并入本文中。
技术领域
本主题大体上涉及一种用于飞行器的气电推进系统。更具体而言，本主题涉及一种气电推进系统，其将来自气体供能的飞行器发动机的旋转能经由低压(LP)和/或高压(HP)发电机转换成电能来驱动电供能的边界层吸入风扇(ingestionfan)。
背景技术
常规商业飞行器具有机身(管)和机翼构造，以及提供推力的推进系统。推进系统大体上包括两个或更多个喷气发动机(例如涡扇)。喷气发动机可以以多种方式安装到飞行器上。例如，喷气发动机可悬置在机翼下方、与机翼成为一体，或直接地安装到机身上。喷气发动机典型地安装成离机身和/或机翼一定距离，使得喷气发动机和机身与单独的自由流空气流相互作用，因此减小了进入喷气发动机的入口部分的空气的湍流。喷气发动机的净推力直接正比于喷气发动机排气速度与在运动同时接近发动机的空气的自由流速度之间的差异。
例如表皮摩擦的阻力、形阻力和诱导阻力对推进系统的净推力具有直接影响。总飞行器阻力大体上正比于接近飞行器的空气的自由流速度与飞行器下游的且由于飞行器上的阻力产生的尾流的平均速度之间的差异。喷气发动机的各种参数，诸如喷气发动机直径、推力能力、涡扇喷气发动机的风扇压力比(FPR)和/或喷气发动机的排气速度，必须确定大小和/或设计成适应总飞行器阻力。
已经提出了对抗阻力的效果和/或改善喷气发动机的效率的系统和/或技术。例如，各种推进系统并入了边界层吸入系统，诸如一个或更多个边界层吸入(多个)风扇和/或相关技术，其将形成跨过机身的边界层的相对慢移动的空气的一部分在喷气发动机的风扇区段处或上游发送到喷气发动机中。尽管该技术通过再激励飞行器下游的边界层减小了净阻力，但进入喷气发动机的来自边界层的空气流大体上具有不一致或扭曲的速度分布。结果，常规涡扇喷气发动机，特别是安装在机翼下方的那些涡扇，可经历可操作性或效率的损失，因此最小化或抵消了飞行器上减小阻力的利益。
因此，本技术中将受欢迎的是一种气电推进系统，其减小飞行器上的净阻力，同时提高总体推进系统效率，且/或允许了安装在机翼上的涡扇的减小的发动机直径和/或风扇压力比。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐明，或可从描述中清楚，或可通过实践本发明理解到。
在一方面，本主题针对一种用于飞行器的气电推进系统。该系统包括悬置在飞行器的机翼下方的一对喷气发动机、联接到机翼后的飞行器的机身部分上的电供能的边界层吸入风扇，以及电子地联接到一对喷气发动机和边界层吸入风扇上的发电机。发电机将来自一对喷气发动机中的至少一个喷气发动机的旋转能转换成电能，以及将电能的至少一部分提供至边界层吸入风扇。
在另一方面，本主题针对一种用于飞行器的气电推进系统。该系统可包括涡扇喷气发动机、联接到涡扇喷气发动机后的飞行器的机身部分上的电供能的边界层吸入风扇，以及电子地联接到涡扇喷气发动机和边界层吸入风扇上的发电机。发电机将来自涡扇喷气发动机的旋转能转换成电能，以及将电能的至少一部分提供至边界层吸入风扇。
在又一方面，本主题针对一种用于经由气电推进系统推进飞行器的方法。该方法包括将来自储能装置的电能提供至边界层吸入风扇的电动机，在该处，边界层吸入风扇安装到飞行器的机翼后的飞行器上。该方法还包括接合边界层吸入风扇的电动机来产生足以推进飞行器的推力。
本发明的第一技术方案提供了一种用于飞行器的气电推进系统，系统包括：悬置在飞行器的机翼下方的一对喷气发动机；联接至机翼后的飞行器的机身部分的电供能的边界层吸入风扇；以及电子地联接至一对喷气发动机和边界层吸入风扇的发电机，其中发电机将来自一对喷气发动机中的至少一个喷气发动机的旋转能转换成电能；其中发电机将电能的至少一部分提供至边界层吸入风扇。
本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，一对喷气发动机中的每一个喷气发动机是高旁通比涡扇喷气发动机。
本发明的第三技术方案是在第二技术方案中，高旁通比涡扇喷气发动机包括具有多个风扇叶片的风扇区段，其中风扇叶片为可变或固定节距的。
本发明的第四技术方案是在第二技术方案中，高旁通比涡扇喷气发动机为齿轮驱动或直接驱动的。
本发明的第五技术方案是在第一技术方案中，边界层吸入风扇联接至飞行器的尾部区段下游的机身。
本发明的第六技术方案是在第一技术方案中，边界层吸入风扇构造成将推力提供至飞行器。
本发明的第七技术方案是在第六技术方案中，由边界层吸入风扇提供的推力足以独立地推进飞行器。
本发明的第八技术方案是在第一技术方案中，边界层吸入风扇包括电子地联接至发电机的电动机。
本发明的第九技术方案是在第八技术方案中，电动机为超导性电动机。
本发明的第十技术方案是在第一技术方案中，发电机为高压发电机，且联接至一对喷气发动机中的至少一个喷气发动机的高压卷筒。
本发明的第十一技术方案是在第一技术方案中，发电机为低压发电机，且联接至一对喷气发动机中的至少一个喷气发动机的低压卷筒。
本发明的第十二技术方案是在第一技术方案中，还包括电子地联接至发电机和边界层吸入风扇的储能装置。
本发明的第十三技术方案是在第一技术方案中，还包括能量管理系统。
本发明的第十四技术方案是在第十三技术方案中，系统还包括电子地联接至发电机和边界层吸入风扇的储能装置，其中能量管理系统电子地联接至一对喷气发动机、发电机、边界层吸入风扇和储能装置中的一个或更多个。
本发明的第十五技术方案提供了一种用于飞行器的气电推进系统，系统包括：涡扇喷气发动机；联接至涡扇喷气发动机后的飞行器的机身部分的电供能的边界层吸入风扇；以及电子地联接至涡扇喷气发动机和边界层吸入风扇的发电机，其中发电机将来自涡扇喷气发动机的旋转能转换成电能；其中发电机将电能的至少一部分提供至边界层吸入风扇。
本发明的第十六技术方案是在第十五技术方案中，高旁通比涡扇喷气发动机包括具有多个风扇叶片的风扇区段，其中风扇叶片为可变或固定节距的。
本发明的第十七技术方案是在第十六技术方案中，高旁通比涡扇喷气发动机为齿轮驱动或直接驱动的涡扇喷气发动机中的一个。
本发明的第十八技术方案是在第十五技术方案中，边界层吸入风扇联接至飞行器的尾部区段下游的机身。
本发明的第十九技术方案是在第十五技术方案中，边界层吸入风扇构造成将推力提供至飞行器。
本发明的第二十技术方案是在第十九技术方案中，由边界层吸入风扇提供的推力足以独立地推进飞行器。
本发明的第二十一技术方案是在第十五技术方案中，边界层吸入风扇包括电子地联接至发电机的电动机。
本发明的第二十二技术方案是在第二十一技术方案中，电动机为超导性电动机。
本发明的第二十三技术方案是在第十五技术方案中，发电机为高压发电机，且联接至涡扇喷气发动机的高压卷筒。
本发明的第二十四技术方案是在第十五技术方案中，发电机为低压发电机，且联接至涡扇喷气发动机的低压卷筒。
本发明的第二十五技术方案是在第十五技术方案中，还包括电子地联接至发电机和边界层吸入风扇的储能装置。
本发明的第二十六技术方案是在第二十五技术方案中，储能装置包括电池。
本发明的第二十七技术方案是在第十五技术方案中，还包括能量管理系统。
本发明的第二十八技术方案是在第二十七技术方案中，系统还包括电子地联接至发电机和边界层吸入风扇的储能装置，其中能量管理系统电子地联接至一对喷气发动机、发电机、边界层吸入风扇和储能装置中的一个或更多个。
本发明的第二十九技术方案提供了一种用于经由气电推进系统推进飞行器的方法，方法包括：将来自储能装置的电能提供至边界层吸入风扇的电动机，其中边界层吸入风扇安装至飞行器的机翼后的飞行器；以及接合边界层吸入风扇的电动机以产生足以推进飞行器的推力。
本发明的第三十技术方案是在第二十九技术方案中，还包括经由联接至喷气发动机的发电机将电能提供至储能装置。
本发明的第三十一技术方案是在第三十技术方案中，喷气发动机悬置在飞行器的机翼下方。
本发明的第三十二技术方案是在第三十技术方案中，喷气发动机为高旁通涡扇喷气发动机。
本发明的第三十三技术方案是在第二十九技术方案中，还包括经由联接至涡扇喷气发动机的高压卷筒的高压发电机将电能提供至储能装置。
本发明的第三十四技术方案是在第二十九技术方案中，还包括经由联接至涡扇喷气发动机的低压卷筒的低压发电机将电能提供至储能装置。
本发明的第三十五技术方案是在第二十九技术方案中，还包括经由一个或更多个喷气发动机提供附加推力来推进飞行器。
本发明的第三十六技术方案是在第二十九技术方案中，还包括经由联接至涡扇喷气发动机的高压卷筒的高压发电机将电能直接地提供至边界层吸入风扇。
本发明的第三十七技术方案是在第二十九技术方案中，还包括经由联接至涡扇喷气发动机的低压卷筒的低压发电机将电能直接地提供至边界层吸入风扇。
本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入本说明书中且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述用于阐释本发明的原理。
附图说明
针对本领域的普通技术人员的包括其最佳模式的本发明的完整和开放的公开内容在参照附图的说明书中阐释，在附图中：
图1为可并入本发明的各种实施例的示例性飞行器的顶视图；
图2为如图1中所示的飞行器的左舷视图；
图3为根据本主题的各种实施例的示例性高旁通涡扇喷气发动机的示意性截面视图；
图4为根据本主题的各种实施例的示例性边界层吸入(BLI)风扇的示意性截面侧视图；
图5为根据本发明的各种实施例的示例性气电推进系统的示意图；以及
图6为根据本主题的各种实施例的用于经由如图5中所示的气电推进系统推进飞行器的示例性方法的流程图。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的本实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来表示附图中的特征。附图和描述中的相似或类似的标记用于表示本发明的相似或类似的零件。如本文中所使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可互换使用来将一个构件与另一个区分开，且不旨在表示独立构件的位置或重要性。用语"上游"和"下游"是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，"上游"是指流体从其流动的方向，而"下游"是指流体流至其的方向。
大体上，本主题针对一种用于诸如但不限于常规商用飞行器的飞行器的气电推进系统。在各种实施例中，气电推进系统包括一个或更多个喷气发动机，诸如涡扇发动机(可变或固定节距、有导管或无导管、齿轮或直接驱动)，其使用高压(HP)发电机、低压(LP)发电机或(HP)和(LP)发电机的任意组合，以将由涡扇发动机生成的电力分配至一个或更多个电供能的(多个)边界层吸入(BLI)风扇。在特定实施例中，电子地联接到(LP)和/或(HP)发电机上的储能装置(例如电池)可用于协助驱动BLI风扇，因此在特定操作模式期间将推力提供至飞行器。
在各种实施例中，BLI风扇确定大小为在飞行期间吸入飞行器的机身上流动的空气的边界层，由此减小飞行器阻力且允许推进效率提高。此外或在备选方案中，BLI风扇可用于在处于飞行的同时(如起飞、巡航和降落期间)生成用于飞行器的附加推力。结果，与减小的阻力组合的附加推力可给予安装在机翼上的涡扇的直径和/或风扇压力比的减小，因此通过减少焚烧燃料而提高推进效率。此外或在备选方案中，安装在机翼上的涡扇的直径减小可使发动机引导阻力极小化，因此进一步有助于推进效率增益。此外或在备选方案中，BLI风扇可生成足够的推力以使飞行器在地面上移动(诸如在滑行期间)，因此减少焚烧的总体喷气发动机燃料。
现在参看附图，其中相同的数字贯穿附图表示相同元件，图1提供了可并入本发明的各种实施例的示例性飞行器10的顶视图。图2提供了如图1中所示的飞行器10的左舷视图。如图1和2共同所示，飞行器10包括机身12，其具有延伸穿过其间的纵向中心线14。机身12在飞行器10的前或鼻部区段16与后或尾部区段18之间沿纵向延伸。飞行器10还包括机翼20，其相对于纵向中心线14从机身12的左舷22和右弦24(图1)向外侧向延伸。机身12包括外表面或表皮26。
在各种实施例中，如图1中所示，飞行器10包括气电推进系统100，本文称为"系统100"。系统100包括以机翼下构造悬置在(多个)机翼20下方的一对喷气发动机102,104，以及安装在机翼20和/或喷气发动机102,104后的飞行器10的至少一个边界层吸入(BLI)风扇106。BLI风扇106在机翼20和/或喷气发动机102,104后的任何点处固定地连接到机身12上。例如，在特定实施例中，如图1和2中所示，BLI风扇106可固定地连接到尾部区段18后的机身上。然而，应当认识到的是，在备选实施例中，BLI风扇106可定位在尾部区段18前方，或可并入到尾部区段18或与尾区段18成为一体。
在各种实施例中，喷气发动机102,104为高旁通涡扇喷气发动机。图3为本文称为"涡扇200"的示例性高旁通涡扇喷气发动机200的示意性截面视图，且在各种实施例中，涡扇200可表示喷气发动机102,104。如图3中所示，涡扇200具有出于参照目的而延伸穿过其间的纵向或轴向中心线轴线202。大体上，涡扇200可包括风扇区段204和设置在风扇区段204下游的气体供能的核心涡轮发动机206。
核心涡轮发动机206大体上可包括限定环形入口210的基本管状外壳208。外壳208包围成串流关系的增压器或低压(LP)压缩机212、高压(HP)压缩机214、燃烧区段216、高压(HP)涡轮218、低压(LP)涡轮220和喷气排气区段222。高压(HP)轴或卷筒224将HP涡轮218驱动地连接到HP压缩机214上，且低压(LP)轴或卷筒226将LP涡轮220驱动地连接到LP压缩机212上。(LP)轴或卷筒226还可连接到风扇区段204的风扇卷筒或轴228上。在特定实施例中，如图3中所示，(LP)轴或卷筒226可直接地连接到风扇卷筒228上(例如以直接驱动构造)。在备选实施例中，如图5中所示和下文更详细所述，(LP)轴或卷筒226可经由减速齿轮230连接到风扇卷筒228上(例如以间接驱动或齿轮驱动构造)。
如图3中所示，风扇区段204包括多个风扇叶片232，其联接到风扇卷筒228上且从风扇卷筒228沿径向向外延伸。环形风扇壳或机舱234沿周向包绕风扇区段204。本领域的普通技术人员应当认识到的是，机舱234可构造成由多个沿周向间隔开的出口导叶236关于核心涡轮发动机206支承。此外，机舱234的下游区段238可在核心涡轮发动机206的外部上延伸，以便限定旁通空气流通路240。
在涡扇200的操作期间，一定量的空气242在自由流速度FSV1下穿过机舱234和/或风扇区段204的相关联的入口244进入涡扇200。一定量的空气242然后经过风扇叶片232，且分成移动穿过旁通空气流通路240的如由箭头246指出的第一量的空气，以及进入增压器或LP压缩机212的由箭头248指出的第二量的空气。第一量的空气246与第二量的空气248之间的比一般地称为风扇压力比或FPR。第二量的空气248的压力然后在其朝高压(HP)压缩机214发送(如由箭头250指出)时增大。第二量的空气250从HP压缩机214发送到燃烧区段216中，在该处，其与燃料混合且焚烧以提供燃烧气体252。
燃烧气体252穿过HP涡轮218发送，在该处，来自燃烧气体252的热能和/或动能的一部分经由联接到HP轴或卷筒224上的HP涡轮转子叶片254的各种级取得，因此促使HP轴或卷筒224旋转，由此支持HP压缩机214的操作。燃烧气体252然后穿过LP涡轮220发送，在该处，热能和动能的第二部分经由联接到LP轴或卷筒226上的LP涡轮转子叶片256的各种级从燃烧气体252取得，因此促使LP轴或卷筒226旋转，由此支持LP压缩机212的操作和/或风扇卷筒或轴228的旋转。燃烧气体252然后穿过核心涡轮发动机206的喷气排出喷嘴区段222发送，以在涡扇200的第一排气速度EV1下提供第一推力T1。同时，第一量的空气246的压力在第一量的空气246以第二排气速度EV2从其排出之前发送穿过旁通空气流通路240时基本增大，因此提供第二推力T2。
图4提供了示例性BLI风扇300的示意性截面侧视图，且在各种实施例中可表示BLI风扇106。如图4中所示，BLI风扇300具有出于参照目的而延伸穿过其间的纵向或轴向中心线轴线302。大体上，BLI风扇300包括电动机304、联接到电动机304上的转子轴306、联接到转子轴306上的多个风扇叶片308，以及定子或支承导叶310的一个或更多个级。在特定实施例中，BLI风扇300可包括外壳或机舱312和内壳314。风扇导管或流动通路316至少部分地限定在机舱312与内壳314之间。外壳312可至少部分地包绕电动机304、转子轴306、风扇叶片308、定子导叶310、内壳314或BLI风扇300的其它构件中的任何一个或更多个。外壳312至少部分地限定至风扇导管316的入口318和出口。
在各种实施例中，入口318相对于机身定向以吸入在飞行期间沿机身12的外表面或表皮26(图1和2)形成的空气的边界层流的至少一部分。在特定实施例中，入口318确定大小和/或形状为优化空气的边界层流的吸入。此外，在各种实施例中，风扇导管316的出口320确定大小和/或形状为从BLI风扇300提供最大量的向后推力，因此补偿由喷气发动机102,104提供的推力，且/或由此提供足够的推力来在飞行中或在处于地面的同时独立地推进或移动飞行器10。
电动机304可为具有适用于航空使用和其预期目的的适合的比功率或重量与功率比的任何电动机。例如，在各种实施例中，电动机304可为超导电动机。在特定实施例中，电动机304可具有大于.995的效率、大约3KHP的输出，以及大约5-6HP/lb的比功率。在特定实施例中，电动机304可为直流(DC)电机或交流(AC)电机。
风扇叶片308可由适用于飞行环境的任何材料形成。在特定实施例中，风扇叶片308至少部分地由复合材料形成。在特定实施例中，如图4中所示，风扇叶片308可包括金属合金前缘322和/或后缘324。例如，在一个实施例中，前缘322和后缘324中的至少一个包括钛合金部分。在特定实施例中，风扇叶片308可包括雕刻的特征或表面326。风扇叶片308的雕刻的特征或表面326可形成为使相关联的风扇叶片噪音最小化。
在各种实施例中，BLI风扇300可包括至少一级或一排入口或定子导叶328，其在风扇叶片308上游的风扇导管或流动通路316内在内壳314与风扇机舱312之间沿径向延伸。在特定实施例中，定子导叶328固定在适当位置。在其它实施例中，定子导叶326可为可变的或可调整的，以便影响流入入口318中的空气和/或边界层空气的流。
图5提供了根据本发明的各种实施例的气电推进系统100或系统100的示意图。在各种实施例，如图5中所示，系统100还包括联接到喷气发动机102,104中的一个或两者和BLI风扇106上的发电机108。在一个实施例中，发电机108为低压(LP)发电机，其构造成转换来自一对喷气发动机102,104中的一个或两者喷气发动机的(多个)LP轴或(多个)卷筒226的旋转能。在一个实施例中，发电机108为高压(HP)发电机，其构造成转换来自一对喷气发动机102,104中的一个或两者喷气发动机的(多个)HP轴或(多个)卷筒224的旋转能。发电机108可为DC发电机或AC发电机。发电机108可在各种飞行状态期间将电能提供至BLI风扇106。例如，发电机108可在飞行器的滑行、起飞、巡航、下降和/或着陆期间将电能提供至BLI风扇106。
在各种实施例中，如图5中所示，系统100可包括电子地联接到发电机108上的储能装置110。在特定实施例中，储能装置110包括大容量电池。在各种实施例中，储能装置110构造成接收和储存来自发电机108的电能，且在需要时将储存的电能提供至BLI风扇106。储能装置110可在特定飞行状态期间将储存的电能提供至BLI风扇106。例如，储能装置110可在飞行器的滑行、起飞、巡航、下降和/或着陆期间将电能提供至BLI风扇106。
在各种实施例中，如图5中所示，系统100还可包括能量管理系统或控制器112。能量管理系统122可构造或编程为监测各种系统状态。例如，能量管理系统122可监测由发电机108生成的能量、储能装置110的剩余能量储存容量、(多个)LP轴或(多个)卷筒226和/或(多个)HP轴或(多个)卷筒224的转速等。
还应当认识到的是，如本文中所使用的，用语"能量管理系统"大体上是指本领域中已知的任何适合的计算装置和/或处理单元。因此，例如，本文所述的能量管理系统112包括构造成执行多种计算机实施的功能(例如，执行本文所述的各种功能)的一个或更多个(多个)处理器和相关联的(多个)存储器装置。如本文中所使用的，用语"处理器"不但是指本领域中称为包括在计算机中的集成电路，而且还是指控制器、微控制器、微型计算机、可编程逻辑控制器(PLC)、专用集成电路和其它可编程的电路。
此外，包括在给定控制器内的(多个)存储器装置大体上可包括(多个)存储器元件，其包括但不限于计算机可读介质(例如，随机存取存储器(RAM))、计算机可读非易失性介质(例如，闪速存储器)、软盘、压缩盘只读存储器(CD-ROM)、磁光盘(MOD)、数字多功能盘(DVD)和/或其它适合的存储器元件。此(多个)存储器装置大体上可构造成储存适合的计算机可读指令，其在由(多个)处理器实施时，将相关联的能量管理系统112构造成执行各种功能，诸如监测由发电机108生成的能量、监测和/或计算储存在储能装置110中的剩余能量、BLI风扇106的能量消耗速率，以及其它系统变量。
本领域的普通技术人员应当认识到的是，本文描述和示出的各种实施例可提供用于经由气电推进系统100推进飞行器10的方法。图6提供了用于经由气电推进系统100推进飞行器10的示例性方法400的流程图。在402处，方法400包括将来自储能装置110的电能提供至边界层吸入风扇106,300的电动机304，其中边界层吸入风扇106,300安装到机翼20后的飞行器10上。在404处，方法400包括接合电动机304来使边界层吸入风扇106,300的风扇叶片308旋转，以产生足以推进飞行器10的推力。
在其它实施例中，方法400还可包括经由发电机108将电能提供至储能装置110。方法400可包括经由联接到涡扇喷气发动机200的高压卷筒224上的高压电动机将电能提供至储能装置110。在一个实施例中，方法400可包括经由联接到涡扇喷气发动机200的低压卷筒226上的低压发电机将电能提供至储能装置110。在一个实施例中，方法400可包括经由喷气发动机102,104中的一个或更多个提供附加推力来推进飞行器。在特定实施例中，方法400可包括经由联接到涡扇喷气发动机200的高压卷筒224上的高压发电机将电能直接提供至边界层吸入风扇106,300。在特定实施例中，方法400可包括经由联接到涡扇喷气发动机200的低压卷筒226将电能直接地提供至边界层吸入风扇106,300。
如本文所述且如参考附图中所示的气电推进系统100提供优于常规飞行器推进系统的各种技术利益。例如，在各种实施例中，边界层吸入风扇通过再激励机身边界层减小了飞行器的阻力，因此允许了机翼下涡扇的减小的推力要求。结果，给定涡扇发动机直径下的减小的风扇压力比是所需的，因此提高了推进系统的推进效率。
通过具有连同储能装置110的高比功率LP发电机和/或高比功率风扇电机304，BLI风扇108可用于飞行器的滑行，因此减少了焚烧的总燃料。此外或在备选方案中，通过具有高比功率HP发电机和/或风扇电机304，核心功率获取可用于在巡航时升高HP压缩机操作线，因此提供提高的总体系统效率。此外或在备选方案中，高比功率HP发电机和/或风扇电机304可消除涡扇喷气发动机102,104典型地所需的起动机/发电机，可消除冲压空气涡轮(RAT)的要求，消除安装在风扇上的附件变速箱(AGB)以提供功率至BLI风扇108的需求，可消除TBV，可允许电气防冰和环境控制系统(ECS)，且可通过使用BLI风扇来驱动相关联的发电机来提供发电机再启动的改善备选方案。
本书面描述使用了实例来公开包括最佳模式的发明，且使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，且执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例具有并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果这些其它实例包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于飞行器的气电推进系统，所述系统包括：
悬置在所述飞行器的机翼下方的一对喷气发动机；
联接至所述机翼后的所述飞行器的机身部分的电供能的边界层吸入风扇；以及
电子地联接至所述一对喷气发动机和所述边界层吸入风扇的发电机，其中所述发电机将来自所述一对喷气发动机中的至少一个喷气发动机的旋转能转换成电能；
其中所述发电机将所述电能的至少一部分提供至所述边界层吸入风扇。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述一对喷气发动机中的每一个喷气发动机是高旁通比涡扇喷气发动机。
3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述高旁通比涡扇喷气发动机包括具有多个风扇叶片的风扇区段，其中所述风扇叶片为可变或固定节距的。
4.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述高旁通比涡扇喷气发动机为齿轮驱动或直接驱动的。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述边界层吸入风扇联接至所述飞行器的尾部区段下游的所述机身。
6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述边界层吸入风扇构造成将推力提供至所述飞行器。
7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，由所述边界层吸入风扇提供的所述推力足以独立地推进所述飞行器。
8.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述边界层吸入风扇包括电子地联接至所述发电机的电动机。
9.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述电动机为超导性电动机。
10.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述发电机为高压发电机，且联接至所述一对喷气发动机中的至少一个喷气发动机的高压卷筒。
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