CN107444663B - 用于飞机的推进发动机 - Google Patents

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Abstract

提供一种用于飞机(10)的推进系统(100)，它具有构造成安装到飞机(10)上的推进发动机。推进发动机包括电机，电机在运行期间限定电机末梢速度。推进系统(100)另外包括风扇(304)，风扇(304)可随着电机围绕电动推进发动机的中心轴线(302)旋转。风扇(304)限定风扇压力比RFP，并且包括多个风扇叶片(328)，各个风扇叶片(328)限定风扇叶片末梢速度。电动推进发动机限定风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比，该比在公式1.68×RFP－0.518的20%之内，使得推进发动机可按期望效率运行。

Description

用于飞机的推进发动机
技术领域
本主题大体涉及包括电动推进发动机的飞机推进系统。
背景技术
传统的商业飞机大体包括机身、一对机翼和提供推力的推进系统。推进系统典型地包括至少两个飞机发动机，诸如涡轮风扇喷气发动机。各个涡轮风扇喷气发动机安装到飞机的机翼中相应的一个上，诸如处于机翼下方的悬挂位置，与机翼和机身分开。这种构造允许涡轮风扇喷气发动机与不受机翼和/或机身影响的单独自由流空气流相互作用。这个构造可减少进入各个相应的涡轮风扇喷气发动机的入口的空气内的湍流量，这对飞机的净推力有积极作用。
但是，飞机(包括涡轮风扇喷气发动机)上的阻力也对飞机的净推力有影响。飞机上的阻力量，包括外表摩擦、形状和引起的阻力，大体与接近飞机的空气的自由流速度和由于飞机上的阻力而产生的在飞机下游的尾流的平均速度之间的差成比例。
已经提出了用以抵销阻力效应和/或改进涡轮风扇喷气发动机的效率的系统。例如，某些推进系统结合边界层吸入系统，以在涡轮风扇喷气发动机的风扇区段上游将在例如机身和/或机翼上形成边界层的一部分移动较缓慢的空气结合到涡轮风扇喷气发动机中。虽然这个构造可通过再次激励飞机下游的边界层空气流来减少阻力，但进入涡轮风扇喷气发动机的来自边界层的移动较缓慢的空气流大体具有不均匀或畸变的速度分布。因此，这样的涡轮风扇喷气发动机可经历效率损失，从而最大程度地减小或消除飞机上的阻力减少的任何好处。
因此，包括用于减少飞机上的阻力量的一个或多个构件的推进系统将是有用的。更特别地，一种包括高效推进发动机，以减少飞机上的阻力量，而不导致飞机发动机的效率有任何显著降低的推进系统将是特别有益的。
发明内容
将在以下描述中部分地阐述本发明的各方面和优点，或者根据该描述，本发明的各方面和优点可为明显的，或者可通过实践本发明来学习本发明的各方面和优点。
在本公开的一个示例性实施例中，提供一种用于飞机的推进系统，飞机具有机身和后端。推进系统包括构造成安装到飞机上的推进发动机。推进发动机限定中心轴线，并且包括电机，电机在推进发动机的运行期间限定电机末梢速度。推进发动机另外包括风扇，风扇可随着电机围绕推进发动机的中心轴线旋转。风扇限定风扇压力比(RFP)且包括多个风扇叶片。各个风扇叶片在推进发动机的运行期间限定风扇叶片末梢速度，推进发动机限定风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比。在推进发动机的运行期间，风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的20%之内：1.68×RFP－0.518。
在本公开的示例性方面，提供一种用于运行飞机的推进系统的方法。推进系统包括推进发动机，推进发动机包括电机和风扇。电机限定电机末梢速度，并且风扇限定风扇末梢速度。方法包括运行风扇推进发动机，以限定大于1且小于大约3的风扇压力比(RFP)。风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在公式1.68×RFP－0.518的20%之内。
技术方案1. 一种用于飞机的推进系统，所述飞机具有机身和后端，所述推进系统包括：
构造成安装到所述飞机上的推进发动机，所述推进发动机限定中心轴线且包括：
电机，其在所述推进发动机的运行期间限定电机末梢速度；以及
风扇，其可随着所述电机围绕所述推进发动机的中心轴线旋转，所述风扇限定风扇压力比(RFP)且包括多个风扇叶片，各个风扇叶片在所述推进发动机的运行期间限定风扇叶片末梢速度，所述推进发动机限定风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比；
其中，在所述推进发动机的运行期间，所述风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的20%之内：1.68×RFP－0.518。
技术方案2. 根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的10%之内：1.68×RFP－0.518。
技术方案 3. 根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，在所述电动推进发动机的运行期间，所述风扇压力比RFP大于1且小于大约3。
技术方案 4. 根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述推进发动机是电动推进发动机，其中，所述电机是电动马达，以及其中，所述风扇可通过所述电动马达围绕所述电动推进发动机的中心轴线旋转。
技术方案5. 根据技术方案4所述的推进系统，其特征在于，所述推进系统进一步包括：
以机械的方式联接到所述电机上的功率齿轮箱，所述风扇以机械的方式联接到所述功率齿轮箱上，并且可通过所述功率齿轮箱借助所述电机围绕所述电动推进发动机的中心轴线旋转。
技术方案6. 根据技术方案5所述的推进系统，其特征在于，所述功率齿轮箱限定在大约1:1和大约1:5之间的齿轮比。
技术方案7. 根据技术方案5所述的推进系统，其特征在于，所述风扇沿着所述电动推进发动机的中心轴线定位在所述功率齿轮箱的前部。
技术方案8. 根据技术方案7所述的推进系统，其特征在于，所述电机沿着所述电动推进发动机的中心轴线定位在所述风扇的前部。
技术方案9. 根据技术方案5所述的推进系统，其特征在于，所述功率齿轮箱沿着所述电动推进发动机的中心轴线定位在所述风扇的前部，并且沿着所述电动推进发动机的中心轴线定位在所述电机的前部。
技术方案10. 根据技术方案9所述的推进系统，其特征在于，所述风扇沿着所述电动推进发动机的中心轴线定位在所述电机的前部。
技术方案11. 根据技术方案4所述的推进系统，其特征在于，所述电动推进发动机构造成边界层吸入风扇。
技术方案12. 根据技术方案4所述的推进系统，其特征在于，所述电动推进系统构造成后部风扇，所述后部风扇构造成安装在所述飞机的后端处，并且沿着所述飞机的中线安装。
技术方案13. 根据技术方案4所述的推进系统，其特征在于，所述推进系统进一步包括：
燃气涡轮发动机；以及
可随所述燃气涡轮发动机运行的发电机，以及其中，所述电机与所述发电机处于电连通。
技术方案14. 根据技术方案13所述的推进系统，其特征在于，所述燃气涡轮发动机构造成安装到所述飞机的成对的机翼中的一个上。
技术方案15. 根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，由所述风扇限定的风扇压力比是所述风扇的风扇压力比额定值。
技术方案16. 根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述推进系统进一步包括：
结构支承系统，以及其中，所述结构支承系统构造成当所述推进发动机安装到所述飞机上时，安装到所述飞机的机身的舱壁上。
技术方案17. 一种用于运行飞机的推进系统的方法，所述推进系统包括推进发动机，所述推进发动机包括电机和风扇，所述电机限定电机末梢速度，并且所述风扇限定风扇末梢速度，所述方法包括：
运行所述电动推进发动机的风扇，以限定大于1且小于大约3的风扇压力比(RFP)，风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的20%之内：1.68×RFP－0.518。
技术方案18. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于，所述风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的大约10%之内：1.68×RFP－0.518。
技术方案19. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于，所述风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的大约5%之内：1.68×RFP－0.518。
技术方案20. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于，所述推进发动机是边界层吸入后部发动机。
技术方案21. 一种用于飞机(10)的推进系统(100)，所述飞机(10)具有机身(12)和后端，所述推进系统(100)包括：
构造成安装到所述飞机(10)上的推进发动机，所述推进发动机限定中心轴线(302)且包括：
电机，其在所述推进发动机的运行期间限定电机末梢速度；以及
风扇(304)，其可随着所述电机围绕所述推进发动机的中心轴线(302)旋转，所述风扇(304)限定风扇压力比(RFP)且包括多个风扇叶片(328)，各个风扇叶片(328)在所述推进发动机的运行期间限定风扇叶片末梢速度，所述推进发动机限定风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比；
其中，在所述推进发动机的运行期间，所述风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的20%之内：1.68×RFP－0.518。
技术方案22. 根据技术方案21所述的推进系统(100)，其特征在于，所述风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的10%之内：1.68×RFP－0.518。
技术方案23. 根据技术方案21所述的推进系统(100)，其特征在于，在所述电动推进发动机的运行期间，所述风扇压力比RFP大于1且小于大约3。
技术方案24. 根据技术方案21所述的推进系统(100)，其特征在于，所述推进发动机是电动推进发动机，其中，所述电机是电动马达(336)，以及其中，所述风扇(304)可通过所述电动马达(336)围绕所述电动推进发动机的中心轴线(302)旋转。
技术方案25. 根据技术方案24所述的推进系统(100)，其特征在于，所述推进系统(100)进一步包括：
以机械的方式联接到所述电机上的功率齿轮箱(338)，所述风扇(304)以机械的方式联接到所述功率齿轮箱(338)上，并且可通过所述功率齿轮箱(338)借助所述电机来围绕所述电动推进发动机的中心轴线(302)旋转。
技术方案26. 根据技术方案25所述的推进系统(100)，其特征在于，所述功率齿轮箱(338)限定在大约1:1和大约1:5之间的齿轮比。
技术方案27. 根据技术方案25所述的推进系统(100)，其特征在于，所述风扇(304)沿着所述电动推进发动机的中心轴线(302)定位在所述功率齿轮箱(338)的前部。
技术方案28. 根据技术方案27所述的推进系统(100)，其特征在于，所述电机沿着所述电动推进发动机的中心轴线(302)定位在所述风扇(304)的前部。
技术方案29. 根据技术方案25所述的推进系统(100)，其特征在于，所述功率齿轮箱(338)沿着所述电动推进发动机的中心轴线(302)定位在所述风扇(304)的前部，并且沿着所述电动推进发动机的中心轴线(302)定位在所述电机的前部。
技术方案30. 根据技术方案29所述的推进系统(100)，其特征在于，所述风扇(304)沿着所述电动推进发动机的中心轴线(302)定位在所述电机的前部。
技术方案31. 根据技术方案24所述的推进系统(100)，其特征在于，所述电动推进发动机构造成边界层吸入风扇(300)，所述边界层吸入风扇(300)构造成安装在所述飞机(10)的后端处，并且沿着所述飞机(10)的中线(15)安装。
技术方案32. 根据技术方案24所述的推进系统(100)，其特征在于，所述推进系统(100)进一步包括：
燃气涡轮发动机；以及
可随所述燃气涡轮发动机运行的发电机(108)，以及其中，所述电机与所述发电机(108)处于电连通。
技术方案33. 根据技术方案21所述的推进系统(100)，其特征在于，由所述风扇(304)限定的风扇压力比是所述风扇(304)的风扇压力比额定值。
技术方案34. 根据技术方案21所述的推进系统(100)，其特征在于，所述推进系统(100)进一步包括：
结构支承系统，以及其中，所述结构支承系统构造成当所述推进发动机安装到所述飞机(10)上时，安装到所述飞机(10)的机身(12)的舱壁(320)上。
技术方案35. 一种用于运行飞机(10)的推进系统(100)的方法，所述推进系统(100)包括推进发动机，所述推进发动机包括电机和风扇(304)，所述电机限定电机末梢速度，并且所述风扇(304)限定风扇末梢速度，所述方法包括：
运行所述推进发动机的风扇(304)，以限定大于1且小于大约3的风扇压力比(RFP)，风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的20%之内：1.68×RFP－0.518。
参照以下描述和所附权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。附图结合在此说明书中且构成说明书的一部分，附图示出本发明的实施例，并且与描述一起用来阐明本发明的原理。
附图说明
在说明书中对本领域普通技术人员阐述本发明的完整且能够实施的公开，包括其最佳模式，说明书参照了附图，其中：
图1是根据本公开的多种示例性实施例的飞机的俯视图。
图2是图1的示例性飞机的左舷视图。
图3是安装到图1的示例性飞机上的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
图4是根据本公开的示例性实施例的后部发动机的示意性横截面图。
图5是根据本公开的示例性实施例的用于图4的示例性后部发动机的电动马达的特写横截面图。
图6是根据本公开的另一个示例性实施例的后部发动机的示意性横截面图。
部件列表
10飞机
12机身
14纵向中心线
15中线
16鼻部区段
18尾部区段
20机翼
22左舷
24右舷
26前缘襟翼
28后缘襟翼
30竖向稳定器
32方向舵襟翼
34水平稳定器
36升降舵襟翼
38机身的外表面
100推进系统
102喷气发动机
104喷气发动机
106BLI风扇
108发电机
110能量存储装置
111电连通总线
200涡轮风扇喷气发动机
201纵向或轴向中心线
202风扇区段
204核心涡轮发动机
206外壳
208入口
210低压压缩机
212高压压缩机
214燃烧区段
216高压涡轮
218低压涡轮
220喷气排气区段
222高压轴/轴杆
224低压轴/轴杆
226风扇
228叶片
230盘
232促动部件
234功率齿轮箱
236机舱
238风扇壳或机舱
240出口导叶
242下游区段
244旁通空气流道
246电机
248转子
250定子
300BLI风扇
302中心线轴线
304风扇
306机舱
308结构支承系统
310支柱
312前部支承部件
314外部机舱
316后部支承部件
318尾锥
320舱壁
322空气流道
324内壳
326喷嘴
328风扇叶片
330风扇轴
332风扇叶片末梢
334末梢半径
336电动马达
338功率齿轮箱
340传动轴
342定子
344转子
346外壳
348空气间隙
350轴承
352外边缘
半径。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的实施例，在附图中示出实施例的一个或多个示例。详细描述使用数字和字母名称来指示图中的特征。图和描述中相同或类似的名称被用来表示本发明的相同或类似的部件。
如本文使用，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用，以区分一个构件与另一个构件，而不意于表示单独的构件的位置或重要性。用语“前部”和“后部”指的是构件基于实际或预计行驶方向的相对位置。例如，“前部”可表示飞机基于飞机的预计行驶方向的前面，而“后部”可表示飞机基于飞机的预计行驶方向的后面。用语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”指的是流体流出的方向，而“下游”指的是流体流往的方向。
本申请大体涉及电动推进发动机，它具有电动马达和风扇，风扇构造成实现期望效率和功率密度。本公开的发明人已经发现，协调末梢速度比(即，电机末梢速度与风扇叶片末梢速度的比)与风扇压力比(RFP)可在电动推进发动机的风扇大小和电动马达大小的一定范围里提供期望的效率和功率密度提高。特别地，发明人已经发现，可通过将电动推进发动机的末梢速度比配置成处于公式1.68×RFP－0.518的大约百分之二十(20%)之内来实现期望效率。
现在参照附图，其中，相同标号在图中指示相同元件，图1提供可结合本发明的多种实施例的示例性飞机10的俯视图。图2提供图1中示出的飞机10的左舷视图。如图1和2中共同显示的那样，飞机10限定延伸通过其中的纵向中心线14、竖向方向V、侧向方向L、前端16和后端18。此外，飞机10限定在飞机10的前端16和后端18之间延伸的中线15。如本文使用，“中线”指的是沿着飞机10的长度延伸的中点线，不考虑飞机10的附加物(诸如下面论述的机翼20和稳定器)。
此外，飞机10包括沿纵向从飞机10的前端16延伸向飞机10的后端18的机身12和一对机翼20。如本文使用，用语“机身”大体包括飞机10的本体的全部，诸如飞机10的尾翼。这样的机翼20中的第一个相对于纵向中心线14从机身12的左舷22沿侧向向外延伸，并且这样的机翼20中的第二个相对于纵向中心线14从机身12的右舷24沿侧向向外延伸。描绘的示例性实施例的各个机翼20包括一个或多个前缘襟翼26和一个或多个后缘襟翼28。飞机10进一步包括具有用于偏航控制的方向舵襟翼32的竖向稳定器30，以及一对水平稳定器34，各个水平稳定器34具有用于俯仰角控制的升降舵襟翼36。机身12另外包括外表面或外皮38。但应当理解的是，在本公开的其它示例性实施例中，飞机10可另外或备选地包括可或可不直接沿着竖向方向V或水平/侧向方向L延伸的任何其它适当构造的稳定器。
图1和2的示例性飞机10包括推进系统100，本文称为“系统100”。示例性系统100包括一个或多个飞机发动机和一个或多个电动推进发动机。例如，描绘的实施例包括多个飞机发动机和电动推进发动机，各个飞机发动机构造成安装到飞机10上，诸如安装到一对机翼20中的一个上。更特别地，对于描绘的实施例，飞机发动机构造成燃气涡轮发动机，或改为构造成涡轮风扇喷气发动机102、104，它们附连到机翼20上且以翼下构造悬挂在机翼20下方。另外，电动推进发动机构造成安装在飞机10的后端处，并且因此描绘的电动推进发动机可称为“后部发动机。”另外，描绘的电动推进发动机构造成吸入和消耗在飞机10的机身12上面形成边界层的空气。因此，示例性后部发动机描绘可称为边界层吸入(BLI)风扇106。BLI风扇106在机翼20和/或喷气发动机102、104后部的位置处安装在飞机10上。特别地，对于描绘的实施例，BLI风扇106在后端18处不动地连接到机身12上，使得BLI风扇106在后端18处结合到尾部区段或者与其融合，并且使得中线15延伸通过其中。但是，应当理解，在其它实施例中，电动推进发动机可按任何其它适当的方式构造而成，而且可不必构造成后部风扇或BLI风扇。
仍然参照图1和2的实施例，在某些实施例中，推进系统进一步包括可随喷气发动机102、104运行的一个或多个发电机108。例如，喷气发动机102、104中的一个或两者可构造成用旋转轴(诸如LP轴或HP轴)对发电机108提供机械功率。虽然示意性地描绘了在相应的喷气发动机102、104外部，但在某些实施例中，发电机108可定位在相应的喷气发动机102、104内。另外，发电机108可构造成将机械功率转换成电功率。对于描绘的实施例，推进系统100包括用于各个喷气发动机102、104的发电机108，而且还包括功率调节器109和能量存储装置110。发电机108可将电功率发送给功率调节器109，功率调节器109可将电能转变成恰当的形式，而且将能量存储在能量存储装置110中，或者将电能发送给BLI风扇106。对于描绘的实施例，发电机108、功率调节器109、能量存储装置110和BLI风扇106全部都连接到电连通总线111上，使得发电机108可与BLI风扇106和/或能量存储装置110处于电连通，并且使得发电机108可对能量存储装置110或风扇106中的一个或两者提供电功率。因此，在这样的实施例中，推进系统100可称为燃气-电动推进系统。
但是，应当理解，仅仅对示例的方式提供图1和2中描绘的飞机10和推进系统100，而且在本公开的其它示例性实施例中，可提供具有按任何其它适当的方式构造而成的推进系统100的任何其它适当的飞机10。例如，应当理解，在多种其它实施例中，风扇106可备选地定位在飞机10的后端18附近的任何适当的位置处。另外，在另外的其它实施例中，电动推进发动机可不定位在飞机10的后端处，并且因而可不构造成“后部发动机”。例如，在其它实施例中，电动推进发动机可结合到飞机10的机身中，并且因而构造成“吊舱发动机”，或者吊舱安装发动机。另外，在另外的其它实施例中，电动推进发动机可结合到飞机10的机翼中，并且因而可构造成“融合机翼发动机”。此外，在其它实施例中，电动推进发动机可不是边界层吸入风扇，而是可改为作为自由流风扇安装在飞机10上的任何适当的位置处。此外，在另外的其它实施例中，推进系统100可不包括例如功率调节器109和/或能量存储装置110，而是发电机()108可改为直接连接到BLI风扇106上。
现在参照图3，提供根据本公开的示例性实施例的推进发动机的示意性横截面图。在某些示例性实施例中，推进发动机可构造成高旁通涡轮风扇喷气发动机200，本文称为“涡轮风扇200”。值得注意的是，在至少某些实施例中，喷气发动机102、104也可构造成高旁通涡轮风扇喷气发动机。在多种实施例中，涡轮风扇200可表示喷气发动机102、104。但是，备选地，在其它实施例中，涡轮风扇200可结合到任何其它适当的飞机10或推进系统100中。
如图3中显示的那样，涡轮风扇200限定轴向方向A1(平行于为了参照而提供的纵向中心线201延伸)和径向方向R1。大体上，涡轮风扇200包括风扇区段202和设置在风扇区段202下游的核心涡轮发动机204。
描绘的示例性核心涡轮发动机204大体包括基本管状外壳206，它限定环形入口208。外壳206以连续流关系封闭：压缩机区段，其包括增压器或低压(LP)压缩机210和高压(HP)压缩机212；燃烧区段214；涡轮区段，它包括高压(HP)涡轮216和低压(LP)涡轮218；以及喷气排气喷嘴区段220。高压(HP)轴或轴杆222将HP涡轮216驱动地连接到HP压缩机212上。低压(LP)轴或轴杆224将LP涡轮218驱动地连接到LP压缩机210上。
对于描绘的实施例，风扇区段202包括可变桨距风扇226，它具有以间隔开的方式联接到盘230上的多个风扇叶片228。如描绘的那样，风扇叶片228大体沿着径向方向R1从盘230向外延伸。各个风扇叶片228可相对于盘230围绕变桨轴线P旋转，因为风扇叶片228操作性地联接到适当的促动部件232上，促动部件232构造成共同一致地改变风扇叶片228的桨距。风扇叶片228、盘230和促动部件232可通过跨越功率齿轮箱234的LP轴224围绕纵向轴线12共同旋转。功率齿轮箱234包括多个齿轮，以使LP轴224的旋转速度逐步降低到较高效的旋转风扇速度。另外，将理解的是，风扇226大体限定风扇压力比(即，风扇的风扇压力比额定值，诸如可通过整个飞行包络实现的风扇的最大风扇压力比)，而且多个风扇叶片228各自沿着径向方向R1限定外部末梢处的风扇叶片末梢速度。
仍然参照图3的示例性实施例，盘230由可旋转前轮毂236覆盖，前轮毂236在空气动力学轮廓上设置成促进空气流通过多个风扇叶片228。另外，示例性风扇区段202包括环形风扇壳或外部机舱238，它们沿周向包围核心涡轮发动机204的至少一部分和/或风扇226。应当理解，机舱238可构造成通过多个沿周向间隔开的出口导叶240相对于核心涡轮发动机204得到支承。此外，机舱238的下游区段242可在核心涡轮发动机204的外部部分上面延伸，以便在它们之间限定旁通空气流道244。
另外，描绘的示例性涡轮风扇200包括可随风扇226旋转的电机246。特别地，对于描绘的实施例，电机246构造成同轴地安装到LP轴224上且可由其旋转的发电机(对于描绘的实施例，LP轴224也通过功率齿轮箱234使风扇226旋转)。电机246包括转子248和定子250。将理解的那样，转子248可附连到LP轴224上，并且定子250可在核心涡轮发动机204内保持静止。在运行期间，电机可限定电机末梢速度(即，在转子的沿径向外边缘处的转子248的线性速度)。值得注意的是，当涡轮风扇发动机200结合到上面参照图1和2所描述的推进系统100上时，发电机108可按与图3的电机246基本相同的方式构造而成。
另外，在另外的其它实施例中，涡轮风扇发动机200可设计成使得风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比可具有特定于风扇压力比的关系。值得注意的是，下面在电动推进装置300的语境中描述的关系也可适用于关于涡轮风扇发动机200所描述的这些因素的关系(即，涡轮风扇发动机200的风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比与涡轮风扇发动机200的风扇压力比的关系)。
但是，应当还理解，图3中描绘的示例性涡轮风扇发动机200仅仅是示例的方式，而且在其它示例性实施例中，涡轮风扇发动机200可具有任何其它适当的构造。另外，应当理解，在其它示例性实施例中，喷气发动机102、104可改为构造成任何其它适当的航空发动机，诸如涡轮推进发动机、涡轮喷气发动机、内燃发动机等等。
现在参照图4，提供根据本公开的多种实施例的电动推进发动机的示意性横截面图。描绘的电动推进发动机在飞机10的后端18处安装到飞机10上，并且构造成吸入边界层空气。因此，对于描绘的实施例，电动推进发动机构造成边界层吸入(BLI)后部风扇(下文称为“BLI风扇300”)。BLI风扇300可按与上面参照图1和2所描述的风扇106基本相同的方式构造而成，并且飞机10可按与上面参照图1和2所描述的示例性飞机10基本相同的方式构造而成。
如图4中显示的那样，BLI风扇300限定：轴向方向A2，其沿着延伸通过其中的、用于参照的纵向中心线轴线302(或中心轴线)延伸；径向方向R2和周向方向C2(围绕轴向方向A2(未显示)延伸的方向)。另外，飞机10限定延伸通过其中的中线15。
大体上，BLI风扇300包括可围绕中心线轴线302旋转的风扇304和结构支承系统308。结构支承系统308构造成将BLI风扇300安装到飞机10上，而且对于描绘的实施例，大体包括内部框架支承310、多个前部支承部件312、外部机舱314、多个后部支承部件316和尾锥318。如所描绘的那样，内部框架支承310附连到机身12的舱壁320上。多个前部支承部件312附连到内部框架支承310上，并且大体沿着机舱314的径向方向R2向外延伸。机舱314与BLI风扇300的内壳324限定空气流道322，并且至少部分地包围风扇304。另外，对于描绘的实施例，机舱314围绕飞机10的中线15延伸基本三百六十度(360°)。多个后部支承部件316还大体沿着径向方向R2从机舱314延伸到尾锥318，并且在结构上将机舱314连接到尾锥318上。
在某些实施例中，前部支承部件312和后部支承部件316可各自大体沿着BLI风扇300的周向方向C2间隔开。另外，在某些实施例中，前部支承部件312可大体构造成入口导叶，并且后部支承部件316可大体构造成出口导叶。如果用这种方式构造而成，则前部支承部件312和后部支承部件316可引导和/或调节通过BLI风扇300的空气流道322的空气流。值得注意的是，前部支承部件312或后部支承部件316中的一个或两者可另外构造成可变导叶。例如，支承部件可包括襟翼(未显示)，它定位在支承部件的后端处，以引导经过支承部件的空气流。
但是，应当理解，在其它示例性实施例中，结构支承系统308可改为包括任何其它适当的构造，而且例如，可不包括上面描绘和描述的各个构件。备选地，结构支承系统308可包括上面未描绘或描述的任何其它适当的构件。
BLI风扇300另外在机舱314和尾锥318之间限定喷嘴326。喷嘴326可构造成用流过其中的空气中产生一定量推力，并且尾锥318可在形状上设置成最大程度地减少BLI风扇300上的阻力量。但是，在其它实施例中，尾锥318可具有任何其它形状，而且例如可在机舱314的后端的前面结束，使得尾锥318在后端处被机舱314封闭。另外，在其它实施例中，BLI风扇300可不构造成产生任何显著量的推力，而可改为构造成从飞机10的机身12的空气的边界层吸入空气，并且对这种空气添加能量/速度，以减少飞机10上的总阻力(并且因而提高飞机10的净推力)。
仍然参照图4，风扇304包括多个风扇叶片328和风扇轴330。多个风扇叶片328附连到风扇轴330上，并且大体沿着BLI风扇300的周向方向C2间隔开。如所描绘的那样，对于描绘的实施例，多个风扇叶片328至少部分地被机舱314封闭。
BLI风扇300的风扇304限定风扇压力比(RFP)。如本文使用，用语“风扇压力比”指的是在风扇的运行期间，风扇的排出压力与风扇的入口压力的比。因此，对图4中描绘的示例性风扇300，风扇压力比RFP指的是在风扇300的运行期间，风扇304上游的压力与风扇304下游不远处的压力的比。由BLI风扇300产生的推力的量可与风扇304的风扇压力比RFP直接相关。值得注意的是，如本文使用，用语“风扇压力比”大体指的是风扇的风扇压力比额定值，诸如可通过整个飞行包络实现的风扇的最大风扇压力比。
在某些示例性实施例中，多个风扇叶片328可按固定的方式附连到风扇轴330上，或者备选地，多个风扇叶片328可旋转地附连到风扇轴330上。例如，多个风扇叶片328可附连到风扇轴330上，使得多个风扇叶片328中的各个的桨距可由例如桨距改变机构(未显示)一致地改变。改变多个风扇叶片328的桨距可提高BLI风扇300的效率，而且/或者可允许BLI风扇300实现期望推力分布。关于这种示例性实施例，BLI风扇300可称为可变桨距风扇。
另外，多个风扇叶片328中的各个在相应的风扇叶片328的外端处沿着径向方向R2限定末梢332。在BLI风扇300的运行期间，各个风扇叶片328可因此限定风扇叶片末梢速度SFB。如将理解的那样，可大体通过用风扇叶片328和风扇轴330的末梢旋转速度乘以相应的风扇叶片328的末梢332相对于中心线轴线302沿着径向方向C2的半径334来确定风扇叶片末梢速度SFB。另外，风扇叶片末梢速度SFB在某些实施例中可校正成平日状况，使得本文引用的风扇叶片末梢速度SFM可等于：
Figure 47756DEST_PATH_IMAGE001
，其中，SFB,ACT等于实际风扇叶片末梢速度，并且TAMB等于兰金循环中的周围温度。
此外，对于描绘的实施例，风扇304可通过电机围绕BLI风扇300的中心线轴线302旋转。更特别地，对于描绘的实施例，电机是电动马达336，并且风扇300另外包括以机械的方式联接到电动马达336上的功率齿轮箱338。另外，风扇304以机械的方式联接到功率齿轮箱338上。例如，对于描绘的实施例，风扇轴330延伸到功率齿轮箱338且联接到其上，并且电动马达336的传动轴340延伸到功率齿轮箱338上且也联接到其上。因此，对于描绘的实施例，风扇304可通过功率齿轮箱338借助电动马达336围绕BLI风扇300的中心轴线302旋转。
功率齿轮箱338可包括用于改变传动轴340和风扇轴330之间的旋转速度的任何类型的齿轮系统。例如，功率齿轮箱338可构造成星形齿轮系、行星齿轮系，或者任何其它适当的齿轮系构造。另外，功率齿轮箱338可限定齿轮比，如本文使用，齿轮比指的是传动轴340的旋转速度与风扇轴330的旋转速度的比。在某些示例性实施例中，功率齿轮箱338的齿轮比可大于大约1:1且小于大约1:5。例如，在某些实施例中，功率齿轮箱338的齿轮比可介于大约1:1.5和大约1:3.5之间，诸如大约1:1.2和大约1:2.75之间。应当理解，如本文使用，诸如“大约”或“大致”的近似用语指的是在10%的误差裕度之内。
仍然参照图4的示例性实施例，电动马达336至少部分地位于飞机10的机身12内。更特别地，风扇304沿着BLI风扇300的中心轴线302定位在功率齿轮箱338的前部，并且电动马达336沿着BLI风扇300的中心轴线302定位在风扇304的前部。传统设计教导了功率齿轮箱338应当定位在前部位置处，因为功率齿轮箱可能需要润滑油来运行，而且前部位置可在供应润滑油和节约润滑油方面提供便利。但是，本公开的发明人发现，将功率齿轮箱338定位在BLI风扇300的后端处可允许较容易地接近功率齿轮箱338，例如以便修理功率齿轮箱338。例如，在某些实施例中， BLI风扇300的尾锥318可被移除(或者可包括一个或多个可移动区段)，使得功率齿轮箱338暴露出来供修理。
另外，在某些示例性实施例中，BLI风扇300可构造成具有燃气-电动推进系统，诸如上面参照图1和2所描述的燃气-电动推进系统100。在这种实施例中，电动马达336可接收来自能量存储装置或发电机中的一个或两者的功率，诸如图1和2的能量存储装置110或发电机108。
此外，现在还参照图5，提供电动马达336的示意性横截面图，电动马达336大体构造成内转子电动马达336。更特别地，描绘的示例性电动马达336包括定子342、定位在定子342内的转子344，以及封闭定子342和转子344的外壳346。但是，在其它实施例中，电动马达336可改为构造成外转子(或外转)电动马达，使得定子342和转子344的位置倒过来，并且转子344改为定位在定子342的径向外侧。
如将理解的那样，定子342可包括一个或多个电磁线圈(未显示)，并且转子344可包括具有交替磁极的多个分段式永磁体(未显示)。转子344和定子342沿着径向方向R2共同在它们之间限定空气间隙348。转子344安装到轴或输出轴上，对于描绘的实施例，轴或输出轴构造成传动轴340或联接到传动轴340上。电动马达336另外包括在外壳346内的多个轴承350，它们有利于转子344旋转。但是，应当理解，在其它示例性实施例中，电动马达336可改为具有任何其它适当的构造。例如，在其它示例性实施例中，电动马达336可定位在例如在飞机10的机身12或BLI风扇300内的任何其它适当的位置处。
示例性电动马达336另外在BLI风扇300和电动马达336的运行期间限定电机末梢速度SEM。电机末梢速度SEM指的是转子344在转子344与空气间隙348的交接部处的速度(例如，转子344的表面速度或线性速度)。因此，由于描绘的电动马达336构造成内转子电动马达，所以电机末梢速度SEM指的是转子344的外边缘352的速度。如将理解的那样，可通过用电动马达336的转子344的旋转速度乘以转子344的外边缘352沿着相对于轴向中心线302的径向方向R2的半径354来计算这种电机末梢速度SEM。
值得注意的是，描绘的示例性BLI风扇300限定风扇叶片末梢速度SFB与电机末梢速度SEM的比(SFB:SEM，“末梢速度比RTS”)。末梢速度比RTS限定与风扇压力比RFP的关系，本公开的发明人已经确定该关系，它可对风扇304和BLI风扇300的效率有影响。特别地，本公开的发明人已经发现，为了提高BLI风扇300的效率，将BLI风扇300设计成具有考虑期望风扇压力比RFP的末梢速度比RTS可为有益的。例如，在BLI风扇300的运行期间，发明人已经发现，可通过将风扇304构造成具有在公式1.68×RFP－0.518的大约百分之二十(20%)之内的末梢速度比RTS来实现期望效率。更特别地，在某些实施例中，可通过将风扇304构造成具有在公式1.68×RFP－0.518的大约百分之十(10%)之内或者另外大约百分之五(5%)之内的末梢速度比RTS来实现期望效率。
在某些示例性实施例中，当风扇压力比RFP大于一(1)且小于大约三(3)时，风扇压力比RFP和末梢速度比RTS之间的以上关系可对风扇304提供期望效率。例如，当风扇压力比RFP大于一(1)且小于大约2.75、小于大约2.5或小于大约二(2)时，风扇压力比RFP和末梢速度比RTS之间的以上关系可使风扇304具有期望效率。
另外，根据示例性电机或者改为根据上面描述的电动马达336构造而成的电机可在平日最大速度条件期间运行，其中电机末梢速度SEM介于大约350英尺每秒(ft/s)和大约750 ft/s之间。更特别地，根据本公开的一个或多个示例性实施例的电机可在平日最大速度条件期间运行，其中，电机末梢速度SEM介于大约450英尺每秒(ft/s)和大约700ft/s之间，诸如介于大约550ft/s和大约650ft/s之间。
因此，在本公开的非限制性示例实施例中，BLI风扇300的风扇304可限定大约1.25的风扇压力RFP。使用公式RTS=1.68×RFP－0.518，末梢速度比RTS大致为1.58。然后电动马达336、功率齿轮箱338和风扇304可在大小上设置成使得有效末梢速度比RTS大致为1.58。根据本公开的电机的电机末梢速度SEM(例如，电动马达336)可为大致600ft/s。因此，关于这个示例性实施例，风扇叶片末梢速度SFB可为大致948ft/s。
作为本公开的示例性方面，提供一种用于运行用于飞机的推进系统的方法。推进系统可为上面参照图1至5所描述的示例性推进系统100。因此，示例性推进系统可包括电动推进发动机，诸如示例性BLI风扇300，其包括电动马达和风扇。电动马达可限定电机末梢速度，并且风扇可限定风扇末梢速度。方法包括运行电动推进发动机的风扇来限定大于一(1)且小于大约三(3)的风扇压力比。风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在公式1.68×RFP－0.518的20%之内。
根据本公开的一个或多个实施例的电动推进发动机可提供具有期望效率和功率密度(例如，每单位体积流过电动推进机器的空气的推力量)的电动推进发动机。特别地，本公开的发明人已经发现电动推进发动机限定末梢速度比，末梢速度比与根据上面描述的一个或多个实施例的电动推进发动机的风扇的风扇压力比有关系，该关系可使得电动推进发动机在多种大小的风扇和电动马达中提高效率和功率密度。可通过基于发动机的运行期间预计风扇压力比来设置电动马达、风扇叶片，以及(如有必要)包括具有特定齿轮比的功率齿轮箱，来实现这种构造。
现在参照图6，描绘了根据本公开的另一个示例性实施例的BLI风扇300。图6中描绘的示例性BLI风扇300可按与图4中描绘和上面描述的示例性风扇300基本相同的方式构造而成。因此，相同或相似编号可表示相同或相似部件。
如所描绘的那样，示例性BLI风扇300大体包括风扇304和结构支承系统308。如同上面描述的实施例一样，结构支承系统308包括多个310支柱、多个前部支承部件312、外部机舱314、多个后部支承部件316和尾锥318。另外，风扇304大体包括至少部分地封闭在外部机舱314内的多个风扇叶片328和风扇轴330。对于描绘的实施例，示例性风扇304可通过电动马达336围绕BLI风扇300的中心轴线302旋转，或者更特别地，风扇304可通过功率齿轮箱338借助电动马达336围绕BLI风扇300的中心轴线302旋转。电动马达336以机械的方式联接到传动轴340上，传动轴340延伸到且附连到功率齿轮箱338上。功率齿轮箱338进而附连到风扇轴330上，以使风扇轴330旋转。
但是，对于图6中描绘的实施例，风扇304、功率齿轮箱338和电动马达336的相对位置已经改变。更特别地，对于图6中描绘的实施例，功率齿轮箱338沿着BLI风扇300的中心轴线302定位在风扇304的前部，以及电动马达336的前部。另外，对于描绘的实施例，风扇304沿着BLI风扇300的中心轴线302定位在电动马达336的前部。但是，在其它实施例中，风扇304可沿着中心轴线302与电动马达336交迭，或者甚至可沿着中心轴线302定位在电动马达336的后部。无论如何，这种构造可允许例如在电动马达336的维护或修理期间更轻易接近电动马达336。例如，在某些示例性实施例中，尾锥318或其一部分是可移除的，使得在维护或修理操作期间可较轻易地接近电动马达336。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统，以及实行任何结合的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例包括不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。

Claims (19)

1.一种用于飞机的推进系统，所述飞机具有机身和后端，所述推进系统包括：
构造成安装到所述飞机上的推进发动机，所述推进发动机限定中心轴线且包括：
电机，其在所述推进发动机的运行期间限定电机末梢速度；以及
风扇，其可随着所述电机围绕所述推进发动机的中心轴线旋转，所述风扇限定风扇压力比RFP且包括多个风扇叶片，各个风扇叶片在所述推进发动机的运行期间限定风扇叶片末梢速度，所述推进发动机限定风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比；
其中，在所述推进发动机的运行期间，所述风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的20%之内：1.68×RFP－0.518；以及
其中，所述风扇可通过所述电机围绕所述推进发动机的中心轴线旋转。
2.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的10%之内：1.68×RFP－0.518。
3.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，在所述推进发动机的运行期间，所述风扇压力比RFP大于1且小于3。
4.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述推进系统进一步包括：
以机械的方式联接到所述电机上的功率齿轮箱，所述风扇以机械的方式联接到所述功率齿轮箱上，并且可通过所述功率齿轮箱借助所述电机围绕所述推进发动机的中心轴线旋转。
5.根据权利要求4所述的推进系统，其特征在于，所述功率齿轮箱限定在1:1和1:5之间的齿轮比。
6.根据权利要求4所述的推进系统，其特征在于，所述风扇沿着所述推进发动机的中心轴线定位在所述功率齿轮箱的前部。
7.根据权利要求6所述的推进系统，其特征在于，所述电机沿着所述推进发动机的中心轴线定位在所述风扇的前部。
8.根据权利要求4所述的推进系统，其特征在于，所述功率齿轮箱沿着所述推进发动机的中心轴线定位在所述风扇的前部，并且沿着所述推进发动机的中心轴线定位在所述电机的前部。
9.根据权利要求8所述的推进系统，其特征在于，所述风扇沿着所述推进发动机的中心轴线定位在所述电机的前部。
10.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述推进发动机构造成边界层吸入风扇。
11.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述推进发动机构造成后部风扇，所述后部风扇构造成安装在所述飞机的后端处，并且沿着所述飞机的中线安装。
12.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述推进系统进一步包括：
燃气涡轮发动机；以及
可随所述燃气涡轮发动机运行的发电机，以及其中，所述电机与所述发电机处于电连通。
13.根据权利要求12所述的推进系统，其特征在于，所述燃气涡轮发动机构造成安装到所述飞机的成对的机翼中的一个上。
14.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，由所述风扇限定的风扇压力比是所述风扇的风扇压力比额定值。
15.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述推进系统进一步包括：
结构支承系统，以及其中，所述结构支承系统构造成当所述推进发动机安装到所述飞机上时，安装到所述飞机的机身的舱壁上。
16.一种用于运行飞机的推进系统的方法，所述推进系统包括推进发动机，所述推进发动机包括电机和风扇，所述电机限定电机末梢速度，并且所述风扇限定风扇叶片末梢速度，所述方法包括：
运行所述推进发动机的风扇，以限定大于1且小于3的风扇压力比RFP，风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的20%之内：1.68×RFP－0.518；以及
其中，所述风扇可通过所述电机围绕所述推进发动机的中心轴线旋转。
17.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，所述风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的10%之内：1.68×RFP－0.518。
18.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，所述风扇叶片末梢速度与电机末梢速度的比在以下公式的5%之内：1.68×RFP－0.518。
19.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，所述推进发动机是边界层吸入后部发动机。
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