CN108691653A - 用于混合电力架构的电力分配系统和方法 - Google Patents

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Abstract

本公开提供了用于飞行器上的电力系统的系统和方法。在示例性实施例中，所述电气系统可以用于具有涡轮发动机的飞行器。所述涡轮发动机具有高压(HP)转轴和低压(LP)转轴。所述HP转轴可以配置成驱动第一发电机，以提供第一电输出。所述LP转轴可以配置成驱动第二发电机，以提供第二电输出。所述第一发电机和所述第二发电机可以连接到配电总线，所述配电总线向负载提供电力。混合电力推进系统和辅助飞行器系统总线均可以连接到所述配电总线。所述电气系统可以进一步包括控制系统，所述控制系统配置成在所述第一发电机、所述第二发电机、所述混合电力推进系统和所述辅助飞行器系统总线之间分配电力。

Description

用于混合电力架构的电力分配系统和方法
技术领域
本发明主题大体上涉及用于飞行器的电力系统。
背景技术
常规商用飞行器大体上包括机身、一对机翼以及提供推力的推进系统。所述推进系统包括至少两个飞行器发动机，例如涡轮风扇喷气发动机。每个涡轮风扇喷气发动机可以安装到所述飞行器的相应一个机翼上，例如位于机翼下方的悬垂位置中。
最近，已经提出了用于推进系统的混合电力设计。通过这些混合电力推进系统，电力源可以向发动机风扇或螺旋桨提供电力，从而增加推进力。通常，电力系统可以在相对较低电压(例如，等于或低于270伏特直流电压或230伏特交流电压)下运行。随着商用和军用飞行器的电气负载增大，未来的飞行器可能需要更大电力。
发明内容
本公开各个实施例的方面和优点将在以下说明中部分地阐明，或者可从所述说明中了解到，或可以通过实践所述实施例了解。
本公开的一个示例性方面涉及一种用于具有涡轮发动机的飞行器的电气系统。所述涡轮发动机具有高压(HP)转轴(spool)和低压(LP)转轴。所述电气系统包括第一发电机，所述第一发电机由所述高压转轴驱动，并且提供第一电输出。所述电气系统进一步包括第二发电机，所述第二发电机由所述低压转轴驱动，并且提供第二电输出。所述第一发电机和所述第二发电机可以连接到配电总线，所述配电总线向负载提供电力。混合电力推进系统可以连接到所述配电总线。辅助飞行器系统总线可以连接到所述配电总线。所述电气系统进一步包括控制系统，所述控制系统配置成在第一发电机、第二发电机、所述混合电力推进系统和所述辅助飞行器系统总线之间分配电力。
本公开的另一个示例性方面涉及一种飞行器。所述飞行器包括涡轮发动机。所述涡轮发动机具有高压(HP)转轴和低压(LP)转轴。所述高压转轴可以配置成驱动第一发电机，并且提供第一电输出。所述低压转轴可以配置成驱动第二发电机，并且提供第二电输出。所述第一发电机和所述第二发电机可以连接到配电总线，所述配电总线向负载提供电力。所述飞行器进一步包括混合电力推进系统。所述混合电力推进系统可以连接到所述配电总线。辅助飞行器系统总线可以连接到所述配电总线。所述飞行器进一步包括控制系统，所述控制系统配置成在所述第一发电机、所述第二发电机、所述混合电力推进系统和所述辅助飞行器系统总线之间分配电力。
本公开的又一个示例性方面涉及一种为具有涡轮发动机的飞行器系统供电的方法。所述涡轮发动机具有高压(HP)转轴和低压(LP)转轴。所述高压转轴可以配置成驱动第一发电机，并且提供第一电输出。所述低压转轴可以配置成驱动第二发电机，并且提供第二电输出。所述方法进一步包括将来自所述第一发电机的所述第一电输出提供给配电总线。所述方法进一步包括将来自所述第二发电机的所述第二电输出提供给所述配电总线。所述方法进一步包括将混合电力推进系统连接到所述配电总线。所述方法进一步包括将辅助飞行器系统总线连接到所述配电总线。所述方法进一步包括通过控制系统管理所述第一发电机、所述第二发电机、所述混合电力推进系统和所述辅助飞行器系统总线之间的电力分配。
技术方案1.一种用于具有涡轮发动机的飞行器的电气系统，所述涡轮发动机具有高压(HP)转轴和低压(LP)转轴，所述电气系统包括：
第一发电机，所述第一发电机由所述HP转轴驱动，并且提供第一电输出；
第二发电机，所述第二发电机由所述LP转轴驱动，并且提供第二电输出；
所述第一发电机和所述第二发电机连接到配电总线，所述配电总线向负载提供电力；
混合电力推进系统，所述混合电力推进系统连接到所述配电总线；
辅助飞行器系统总线，所述辅助飞行器系统总线连接到所述配电总线；以及
控制系统，所述控制系统配置成在所述第一发电机、所述第二发电机、所述混合电力推进系统和所述辅助飞行器系统总线之间分配电力。
技术方案2.根据技术方案1所述的电气系统，进一步包括电池能量储存系统，所述电池能量储存系统包括电池能量储存装置，其中所述控制系统进一步配置成管理来自所述电池能量储存系统的电池电力以向所述配电总线提供电力，从而补充由所述第一发电机和所述第二发电机供应的所述电力。
技术方案3.根据技术方案1所述的电气系统，其中所述控制系统进一步配置成使用所述第二发电机作为启动器发电机，以提供空中跨发动机的电启动。
技术方案4.根据技术方案1所述的电气系统，其中所述飞行器进一步包括辅助电力单元(APU)，所述APU单元配置成供应辅助电力，其中所述控制系统进一步配置成分配所述辅助电力，以补充由所述第一发电机和所述第二发电机供应的所述电力。
技术方案5.根据技术方案1所述的电气系统，其中所述控制系统进一步配置成管理由所述第一发电机和所述第二发电机产生的电力在所述混合电力推进系统与所述辅助飞行器系统总线之间的电力分流。
技术方案6.根据技术方案1所述的电气系统，其中所述控制系统进一步配置成管理所述第一发电机与所述第二发电机之间的电力分流。
技术方案7.根据技术方案1所述的电气系统，其中所述控制系统包括：
第一控制器，所述第一控制器配置成控制所述第一发电机、所述第二发电机和所述混合电力推进系统之间的电力分配；以及
第二控制器，所述第二控制器配置成控制从所述配电总线到所述辅助飞行器系统总线的电力输送；
其中所述第一控制器和所述第二控制器配置成彼此通信。
技术方案8.根据技术方案1所述的电气系统，其中所述电气系统包括一个或多个电力转换器，所述一个或多个电力转换器配置成将所述配电总线上的直流电力转换成适用于飞行器负载的电力。
技术方案9.根据技术方案1所述的电气系统，其中所述混合电力推进系统包括配置成后BLI风扇的发动机。
技术方案10.一种飞行器，包括：
涡轮发动机，所述涡轮发动机具有高压(HP)转轴和低压(LP)转轴，所述HP转轴配置成驱动第一发电机并且提供第一电输出，所述LP转轴配置成驱动第二发电机并且提供第二电输出，所述第一发电机和所述第二发电机连接到配电总线，所述配电总线向负载提供电力；
混合电力推进系统，所述混合电力推进系统连接到所述配电总线；
辅助飞行器系统总线，所述辅助飞行器系统总线连接到所述配电总线；以及
控制系统，所述控制系统配置成在所述第一发电机、所述第二发电机、所述混合电力推进系统和所述辅助飞行器系统总线之间分配电力。
技术方案11.根据技术方案10所述的飞行器，进一步包括电池能量储存系统，所述电池能量储存系统包括电池能量储存装置，所述电池能量储存装置配置成供应电池电力，其中所述控制系统进一步配置成管理来自所述电池能量储存系统的所述电池电力以向所述配电总线提供电力，从而补充由所述第一发电机和所述第二发电机供应的所述电力。
技术方案12.根据技术方案10所述的飞行器，其中所述控制系统进一步配置成使用所述第二发电机作为启动器发电机，以提供空中跨发动机的电启动。
技术方案13.根据技术方案10所述的飞行器，其中所述飞行器进一步包括辅助电力单元(APU)，所述APU单元配置成供应辅助电力，其中所述控制系统进一步配置成分配所述辅助电力，以补充由所述第一发电机和所述第二发电机供应的所述电力。
技术方案14.根据技术方案10所述的飞行器，其中所述混合电力推进系统包括配置成后BLI风扇的发动机。
技术方案15.根据技术方案10所述的飞行器，其中所述控制系统进一步配置成管理所述第一发电机与所述第二发电机之间的电力分流。
技术方案16.根据技术方案10所述的飞行器，其中所述控制系统包括：
第一控制器，所述第一控制器配置成控制所述第一发电机、所述第二发电机和所述混合电力推进系统之间的电力分配；以及
第二控制器，所述第二控制器配置成控制从所述配电总线到所述辅助飞行器系统总线的电力输送；
其中所述第一控制器和所述第二控制器配置成彼此通信。
技术方案17.一种为具有涡轮发动机的飞行器系统供电的方法，所述涡轮发动机具有高压(HP)转轴和低压(LP)转轴，所述HP转轴配置成驱动第一发电机并且提供第一电输出，所述LP转轴配置成驱动第二发电机并且提供第二电输出，所述方法包括：
将来自所述第一发电机的所述第一电输出提供给配电总线；
将来自所述第二发电机的所述第二电输出提供给所述配电总线；
将混合电力推进系统连接到所述配电总线；
将辅助飞行器系统总线连接到所述配电总线；
通过控制系统管理所述第一发电机、所述第二发电机、所述混合电力推进系统和所述辅助飞行器系统总线之间的电力分配。
技术方案18.根据技术方案17所述的方法，其中所述飞行器系统进一步包括电池能量储存系统，所述电池能量储存系统包括电池能量储存装置，其中所述方法进一步包括管理来自所述电池能量储存系统的电池电力以向所述配电总线提供电力，从而补充由所述第一发电机和所述第二发电机供应的所述电力。
技术方案19.根据技术方案17所述的方法，其中所述混合电力推进系统包括配置成后BLI风扇的发动机。
技术方案20.根据技术方案17所述的方法，其中所述控制系统包括：
第一控制器，所述第一控制器配置成控制所述第一发电机、所述第二发电机和所述混合电力推进系统之间的电力分配；以及
第二控制器，所述第二控制器配置成控制从所述配电总线到所述辅助飞行器系统总线的电力输送；
其中所述第一控制器和所述第二控制器配置成彼此通信。
可对这些示例性实施例做出各种变化和修改。参照以下说明和附图可以更好地理解各种实施例的这些和其他特征、方面和优点。附图包括在本说明书内并构成本说明书的一部分，其中图示了本公开的实施例，并且与本说明书一起用于解释相关原理。
附图说明
说明书中在参考附图的情况下，面向所属领域中的普通技术人员对实施例进行了详细说明，在附图中：
图1示出了根据本公开的示例性实施例的飞行器的顶视图。
图2示出了根据本公开的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的截面示意图。
图3示出了根据本公开的示例性实施例的双转轴(dual-spool)电气系统的电路图。
图4示出了根据本公开的示例性实施例的示例性方法的流程图。
图5示出了根据本公开的示例性实施例的示例性控制系统。
具体实施方式
现将详细参考本公开的实施例，附图中示出了实施例的一个或多个示例。每个示例均以解释本公开而非限制本公开的方式提供。事实上，所属领域的技术人员将显而易见地了解，在不脱离本公开的范围或精神的情况下，可以对本公开做出各种修改和变化。例如，作为一个实施例的部分而示出或描述的特征可与其他实施例一起使用，从而得到另一个实施例。因此，本公开意图涵盖属于随附权利要求书及其等效物的范围内的修改和变化。
本公开的示例性方面涉及一种用于飞行器的电气系统。在商用飞行器应用中，混合电力推进系统可以通过以电气方式控制螺旋桨来提高空气动力性能(减小阻力)，从而节省燃料。根据平台的大小，启用混合电力架构所需的发电量可以是几百千瓦或者几兆瓦。如果飞行器电气系统可利用可用的混合电力系统以使其可用于辅助飞行器系统(例如飞行控制器、厨房负载(galley loads)和电气执行器)，则所述飞行器电气系统可改善飞行器的性能。
根据本公开的示例性方面，飞行器的混合电力推进系统和辅助飞行器系统均可以连接到同一电力总线。在示例性实施例中，可以实施控制系统以管理第一发电机、第二发电机、混合电力推进系统和辅助飞行器系统总线之间的电力分配。结果，本公开可以提供多个自由度，以根据需要调整围绕公共总线的不同系统。例如，在多转轴飞行器中，第一自由度使得能够根据需要在转轴之间分配电力源。第二自由度使得能够在混合电力推进系统与辅助飞行器系统之间分配电力。结果，可以减小使用单独的发电机/齿轮箱向辅助飞行器系统供电的需求。
根据本公开的示例性实施例，高压(HP)转轴和低压(LP)转轴可以配置成驱动第一发电机和第二发电机。所述第一发电机和第二发电机的输出电力可以提供给配电总线，所述配电总线向负载提供电力。所述电气负载可以是混合电力推进系统和辅助飞行器系统的组合。所述混合电力推进系统和辅助飞行器系统总线可以连接到所述配电总线。控制系统可以配置成管理来自电源(例如，HP和LP发电机系统)的电力，以改进可用电力的分配。
通过这种方式，本公开的示例性方面可以提供若干技术效果和益处。例如，管理混合电力推进系统与辅助飞行器系统之间的电力分流可以帮助改进全飞行性能，同时实现更好的燃料效率。来自发动机的多转轴动力提取(power extraction)可以在飞行包线的拐角点操作条件期间提供足够的发动机喘振边界(stall margin)，从而实现全飞行包线性能。通过分接高电压混合电力总线以获取用于辅助系统的电力，可以减小配电馈电线电缆的重量。控制系统(例如，总线功率控制单元、推进系统控制器、全权数字发动机控制器)之间的连接和控制可以提高系统性能，使燃料效率与全飞行可操作性之间达到平衡。如果装有机载电池，则所述电池可以用于在紧急情况(例如发动机故障)下为飞行控制器和辅助负载供电，以安全着陆，从而减少对单独应急电源的需求。
现在将参照附图来更详细地讨论本公开的示例方面。如本说明书中所用，术语“约”在参照数值一起使用时，意在指所述数值的30％以内。除非上下文明确地另作规定，否则说明书和随附的权利要求书中所用的单数形式“一个”、“一种”和“所述”也包括复数形式。
图1示出了根据本公开的示例性实施例的示例性飞行器10的顶视图。所述飞行器限定延伸穿过其中的纵向中心线14、垂直方向V、横向方向L、前端16和后端18。此外，飞行器10限定中线，所述中线延伸在飞行器10的前端16与后端18之间。本说明书中所用的“中线”是指中点线，所述中点线沿飞行器10的长度延伸，不考虑飞行器10的附属件(例如下述的机翼20和稳定器)。
此外，飞行器10包括机身12和一对机翼20，其中所述机身沿纵向从所述飞行器的前端16向飞行器10的后端18延伸。本说明书中所用的术语“机身”大体上包括飞行器10的全部主体，例如飞行器10的尾翼。所述机翼20中的第一机翼沿横向相对于纵向中心线14从机身12的左舷侧22向外延伸，并且所述机翼20中的第二机翼沿横向相对于纵向中心线14从机身12的右舷侧24向外延伸。图示的示例性实施例中的每个机翼20包括一个或多个前缘襟翼26以及一个或多个后缘襟翼28。飞行器10进一步包括垂直稳定器和一对水平稳定器134，其中所述垂直稳定器具有用于偏航控制的方向舵襟翼，并且每个水平稳定器具有用于俯仰控制的升降襟翼136。机身12另外包括外表面或蒙皮38。但是应理解，在本公开的其他示例性实施例中，飞行器10可以附加地或替代地包括其他任何适当的稳定器构造，所述其他任何适当的稳定器构造可以直接或者不直接沿垂直方向V或水平方向/横向方向L延伸。
图1所示的示例性飞行器10包括推进系统100，所述推进系统在本说明书中称为“系统100”。示例性系统100包括一个或多个飞行器发动机以及一个或多个电推进发动机。例如，图示的实施例包括多个飞行器发动机以及电推进发动机，其中每个飞行器发动机配置成安装到飞行器10，例如安装到所述一对机翼20中的一个机翼。更确切地说，对于图示的实施例，所述飞行器发动机配置成燃气涡轮发动机，或者更确切地说，配置成涡轮风扇喷气发动机102、104，所述涡轮风扇喷气发动机以翼下(under-wing)构造连接到机翼20并悬挂在所述机翼的下方。此外，所述电推进风扇配置成安装在飞行器10的后端处，并且因此，图示的电推进风扇可以称为“后BLI风扇”。此外，图示的电推进发动机配置成摄入并且消耗在飞行器10的机身12上方形成边界层的空气。相应地，图示的示例性后发动机可以称为边界层摄入(boundary layer ingestion，BLI)风扇106。所述BLI风扇106安装到飞行器10中位于机翼20和/或喷气发动机102、104后方的位置处。确切地说，对于图示的实施例，所述BLI风扇106在后端18处固定地连接到机身12，以使BLI风扇106在后端18处集成到尾部中或与尾部组合在一起，并且使所述中线延伸穿过尾部。但是应理解，在其他实施例中，所述电推进发动机可以以其他任何适当方式配置，并且可以不一定配置成后风扇或BLI风扇。
在其他示例性实施例中，推进系统100进一步包括一个或多个发电机108，所述一个或多个发电机可与喷气发动机102、104一起操作。例如，所述喷气发动机102、104中的一个或这两个喷气发动机可配置成将来自旋转轴(例如低压轴或高压轴)的机械动力提供给发电机108。尽管发电机108示意性地图示成位于相应喷气发动机102、104的外部，但是在某些实施例中，所述发电机108可以定位在相应喷气发动机102、104内。此外，发电机108可以配置成将机械动力转换成电力。对于图示的实施例，推进系统100包括用于每个喷气发动机102、104的发电机108，并且还包括电力调节器109和能量储存装置110。发电机108可以将电力发送到电力调节器109，所述电力调节器可以将电能转换成适当形式，并且将所述能量储存在能量储存装置110中或者将电能发送到BLI风扇106。对于图示的实施例，发电机108、电力调节器109、能量储存装置110和BLI风扇106全部连接到电连通总线111，使得发电机108可以与BLI风扇106和/或能量储存装置110电连通，并且使得发电机108可以向能量储存装置110或BLI风扇106中的一者或这两者提供电力。相应地，在所述实施例中，推进系统100可以称为气电或混合电力推进系统。
但是，应理解，图1所示的飞行器10和推进系统100仅以示例方式提供，并且在本公开的其他示例性实施例中，可以提供其他任何适当飞行器10，所述飞行器具有以其他任何适当方式配置的推进系统100。例如，应理解，在各种其他实施例中，BLI风扇106可以替代地定位在飞行器10的任何适当位置处以提供BLI(边界层摄入)。此外，在另一些其他实施例中，电推进发动机可以不定位在飞行器10的后端处，并且因此可以不配置成“后发动机”。例如，在其他实施例中，电推进发动机可以集成到飞行器10的机身12中，并且因此配置成“吊舱式发动机(podded engine)”或者吊舱式安装(pod-installation)发动机。此外，在另一些其他实施例中，电推进发动机可以集成到飞行器10的机翼中，并且因此可以配置成“翼身融合发动机(blended wing engine)”。推进系统100可以具有一个或多个推进系统控制器(PSC)320以控制不同部件的电力。但是，在其他实施例中，电推进发动机可以不是边界层摄入风扇，而是可以作为自由流注入(freestream injection)风扇安装在飞行器10上的任何适当位置处。此外，在又一些其他实施例中，推进系统100可以不包括例如电力调节器109和/或能量储存装置110，而是发电机108可以直接连接到驱动BLI风扇106的电动机。
图2示出了根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的截面示意图。更确切地说，对于图2所示的实施例，燃气涡轮发动机是航空高旁通涡轮风扇喷气发动机102，在本说明书中称为“涡轮风扇发动机102”，所述燃气涡轮发动机配置成安装到飞行器，例如以翼下构造或尾部安装构造安装。如图2中所示，涡轮风扇发动机102限定轴向方向A(平行于用于参照的纵向中心线13延伸)、径向方向R和周向方向(即，围绕轴向A延伸的方向)。大体上，涡轮风扇发动机102包括风扇部分15以及设置在风扇部分15下游的核心涡轮发动机17。
图示的示例性核心涡轮发动机17大体上包括限定环形入口21的大体呈管状的外壳19。外壳19围封呈串行流关系的以下部分：压缩机部分、燃烧部分27、涡轮部件、以及喷射排气喷嘴部分32，其中所述压缩机部分包括第一升压或低压(LP)压缩机23和第二高压(HP)压缩机25，并且所述涡轮部分包括第一高压(HP)涡轮29和第二低压(LP)涡轮30。高压(HP)轴或转轴34驱动地将HP涡轮29连接到HP压缩机25。低压(LP)轴或转轴36驱动地将LP涡轮30连接到LP压缩机23。所述压缩机部分、燃烧部分27、涡轮部分和喷射排气喷嘴部分32一起限定穿过核心涡轮发动机17的核心气流通道37。
风扇部分15包括可变节距风扇39，所述可变节距风扇具有多个风扇叶片40，所述多个风扇叶片以隔开的方式连接到盘42。如图所示，风扇叶片40大体上沿径向方向R从盘42向外延伸。通过将风扇叶片40可操作地连接到适当的执行构件44，每个风扇叶片40能够相对于盘42围绕俯仰轴P旋转，其中所述执行构件44配置成共同地例如一致地改变风扇叶片40的节距。风扇叶片40、盘42和执行构件44能够通过穿过动力齿轮箱46的LP轴36共同地围绕纵轴13旋转。动力齿轮箱46包括多个齿轮，所述多个齿轮用于将LP轴36的旋转速度逐级降低到更有效的风扇旋转速度。
盘42被可旋转的前机舱48覆盖，所述前机舱采用空气动力轮廓，以促进气流通过所述多个风扇叶片40。另外，示例性风扇部分15包括环形风扇壳体或外机舱50，所述环形风扇壳体或外机舱周向围绕风扇39和/或核心涡轮发动机17的至少一部分。此外，对于图示的实施例，机舱50相对于核心涡轮机17由多个周向隔开的出口导叶52支撑。此外，机舱50的下游部分54延伸在核心涡轮发动机17的外部，从而限定介于两者之间的旁通气流通道56。
在涡轮风扇发动机102的操作期间，一定量的空气58从机舱50和/或风扇部分15的相关联入口60进入所述涡轮风扇发动机中。随着所述一定量的空气58穿过风扇叶片40，用箭头62表示的所述空气58的第一部分转向或引导到旁通气流通道56中，并且用箭头64表示的空气58第二部分转向或引导到LP压缩机23中。第一部分空气62和第二部分空气64之间的比率通常称为旁通比。之后，随着空气64的第二部分被引导通过高压(HP)压缩机25并且进入燃烧部分27中时，所述第二部分空气的压力增大。
来自压缩机部分的第二部分压缩空气64与燃料混合并且在燃烧部分内燃烧以提供燃烧气体66。所述燃烧气体从燃烧部分27被引导通过HP涡轮29，在所述HP涡轮中，通过连接到外壳19的HP涡轮定子叶片68以及连接到HP轴或转轴34的HP涡轮转子叶片70的连续级来提取燃烧气体66中的一部分热能和/或动能，从而使HP轴或转轴34旋转，从而支持HP压缩机25的操作。之后，燃烧气体66被引导通过LP涡轮30，在所述LP涡轮中，通过连接到外壳19的LP涡轮定子叶片72和连接到LP轴或转轴36的LP涡轮转子叶片74的连续级来从燃烧气体66中提取热能和动能的第二部分，从而使LP轴或转轴36旋转，从而支持LP压缩机23的操作和/或风扇39的旋转。
燃烧气体66随后被引导通过核心涡轮发动机17的喷射排气喷嘴部分32，以提供推进推力。同时，随着第一部分空气62被引导通过旁通气流通道56，在从涡轮风扇发动机102的风扇喷嘴排气部分76排出之前，第一部分空气62的压力大幅升高，因而也提供了推进推力。HP涡轮29、LP涡轮30以及喷射排气喷嘴部分32至少部分限定热气通道78，所述热气通道用于引导燃烧气体66通过核心涡轮发动机17。
应认识到，图2中所示的示例性涡轮风扇发动机102仅作为示例提供，并且在其他示例性实施例中，所述涡轮风扇发动机102可以具有其他任何适当的构造。附加地或替代地，本公开的各方面可以与其他任何适当的航空燃气涡轮发动机例如涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机等一起使用。此外，本公开的各方面可以进一步与其他任何陆用燃气涡轮发动机例如发电燃气涡轮发动机，或者任何航空衍生燃气涡轮发动机例如航海燃气涡轮发动机一起使用。
图3示出了根据本公开的示例性实施例的双转轴(dual-spool)电气系统300的电路图。电气系统300可以包括发动机102、104。发动机102、104可以是上文在图2中所述的燃气涡轮发动机。发动机102、104可以包括HP转轴34和LP转轴36。所述HP转轴34可以配置成驱动第一发电机350，并且提供第一电输出。所述LP转轴36可以配置成驱动第二发电机352，并且提供第二电输出。在示例性实施例中，HP转轴34可以用作启动器发电机，以提供空中跨发动机的电启动。因此，发动机102、104可以仅从HP转轴34启动。根据示例性实施例，每个发动机上的HP 34和LP 36发电机的额定值可以分别为250kW和750kW。因此，每个发动机可以通过这些发电机提供约1MW的电力输出。来自第一发电机350的电输出可以馈送到转换器360、364。来自第二发电机352的电输出可以馈送到转换器362、366。所述转换器可以用于将由第一发电机350和第二发电机352产生的交流电力转换成直流电力，所述直流电流将提供给配电总线310。
控制系统210(例如，包括一个或多个控制器的控制系统)可以用于控制电力流动。如图3所示，PSC 320可配置成接收来自转换器360、362、364、366的信号。例如，PSC 320可以用于控制来自发动机102、104的电力。根据本公开的示例实施例，PSC 320可以连接到配电总线310，以向混合电力推进系统100提供电力。在其他实施例中，PSC 320可以配置成控制第一发电机350、第二发电机352和混合电力推进系统100之间的电力分配。可以根据需要提供任意数量的PSC 320。出于简明性考虑，图3示出了一个PSC 320。
如图3所示，总线电力控制单元(BPCU)370、372可用于控制从配电总线310到辅助飞行器系统总线380的电力输送。在其他示例性实施例中，BPCU 370、372和PSC 320可以命令电力资源(例如，HP和LP发电机系统)向推进系统100和辅助飞行器系统提供电力，以确保全飞行包线性能。在其他示例实施例中，BPCU 370、372可以配置成管理第一发电机350和第二发电机352之间的电力分流。在其他示例性实施例中，BPCU 370、372可以用于从配电总线310向辅助飞行器系统总线380分配电力。BPCU 370、372可以是控制系统，例如可以是图5所述控制系统210中的控制系统。BPCU 370、372可彼此通信并且也可与电气系统中的其他控制器(例如，PSC)通信。
BPCU 370、372还可以与运载工具管理系统(VMS)和全权数字发动机控制器(FADEC)375、377进行通信，以改进总体飞行包线性能。例如，FADEC 375可以配置成与发动机102通信以监测各种发动机参数(例如，流量、温度、压力、速度等)。在其他示例性实施例中，FADEC 375、377可以配置成控制发动机102、104的所有方面(例如，燃料消耗、速度、推力以及发动机的其他关键参数)。可以根据需要提供任意数量的BPCU和FADEC。出于简明性目的，图3示出了两个BPCU 370、372和两个FADEC 375、377。所述控制器可以基于安装、重量影响等进行各种不同的布置。
所述辅助飞行器系统总线380可以包括直流到直流转换器376和直流到交流逆变器378。直流到直流转换器376可以实施成将来自混合电力总线的高电压(例如，±960Vdc)转换成辅助系统的电力需求(例如，270Vdc)。在示例性实施例中，电气系统300可以包括直流到交流逆变器378，所述直流到交流逆变器配置成向飞行器上的一个或多个交流负载提供交流电力。例如，直流到交流逆变器378可以将来自混合电力总线的高电压直流电力(例如，±960Vdc)转换成所要求的交流电力(例如，115Vac，3相，40Hz)，以便将所述交流电力输送到交流负载。根据负载分析、冗余需求和架构定义，可以有多个直流到直流转换器376和直流到交流转换器378。所述辅助系统还可以包括飞行关键和非关键负载382。电气系统300还可以包括蓄电器单元(EAU)384，用于补充HP/LP 34/36发电机输出电力，以在发动机故障期间提供瞬态性能和电启动(例如，充当微型电网)。
电气系统300可以包括电池能量储存系统374。所述电池能量储存系统374可以连接到配电总线310。电池能量储存系统374可以包括电池能量储存装置，所述电池能量储存装置配置成供应电池电力。由电池能量储存系统374供应的电力可以使用PSC/BPCU控制器来管理。例如，PSC 320可以配置成管理来自电池能量储存系统374的电池电力，以向配电总线310提供电力，从而补充由第一发电机350和第二发电机352供应的电力。
电气系统300可以包括辅助电力单元(APU)344。所述APU可以配置成供应辅助电力。可以将由APU 344供应的电力提供给转换器345，以将由APU 344提供的辅助电力转换成适用于配电总线310的电力(例如，从交流电力转换成直流电力)。根据示例性实施例，PSC/BPCU控制器可以配置成分配辅助电力，以补充由第一发电机350和第二发电机352供应的电力。其他备用发电机或冲压空气涡轮发电机(RAT)可用于应急发电机系统。
电气系统300可以包括连接到配电总线310的一个或多个电力转换器390。电力转换器390可以配置成将来自配电总线310的直流电力转换成适用于飞行器负载的电力。例如，电力转换器390可以配置成向电动机392、394供应电力，以驱动螺旋桨式风扇330。
图4示出了根据本公开的示例性实施例的示例性方法400的流程图。图4出于说明和讨论目的示出了以特定顺序执行的步骤。所属领域中的普通技术人员在使用本说明书中所提供的公开内容时应理解，可以以各种方式改造、重新布置、扩展、省略、同步执行或修改本说明书中所述的方法，而不偏离本公开的范围。方法400可以使用控制系统210来执行。
在(410)中，所述方法可以包括将来自第一发电机的第一电输出提供给配电总线310。PSC 320可以用于控制来自第一发电机350的电输出。转换器360、362、364和366可用于将来自第一发电机350的电输出转换成适用于配电总线310的电力(例如，将来自发电机的交流电力转换成直流电力)。
在(420)中，所述方法可以包括将来自第二发电机352的第二电输出提供给配电总线310。PSC 320可以用于控制从第二发电机352到配电总线310的电力。
在(430)中，所述方法可以包括将混合电力推进系统100连接到配电总线310。所述混合电力推进系统100可以包括PSC 320。PSC320可以用于控制分配给混合电力推进系统100的电力。PSC 320也可以用于向电力转换器390提供电力。电力转换器390可以将从配电总线310接收到的直流电力转换成适用于飞行器负载(例如，电动机392、394)的电力。
在(440)中，所述方法可以包括将辅助飞行器系统总线380连接到配电总线310。在示例性实施例中，BPCU 370、372可以用于控制对辅助飞行器系统总线380的供电。所述辅助飞行器系统总线380可以包括直流到直流转换器376和直流到交流转换器378。辅助飞行器系统可以包括飞行控制器、厨房负载和电气执行器。辅助飞行器系统还可以包括飞行关键和非关键负载382。如图3所示，BPCU 370、372可用于管理对辅助飞行器系统的电力分配。
在(450)中，所述方法可以包括通过控制系统210管理第一发电机350、第二发电机352、混合电力推进系统100和辅助飞行器系统总线380之间的电力分配。根据示例性实施例，电气系统300可以利用可用的多转轴动力提取来改进推进系统100和辅助飞行器系统的能量源。所述电力分配可以通过智能控制器例如PSC 320和BPCU370、372来实现。PSC 320和BPCU 370、372可以与FADEC 375、377对接。这些控制器可以一起工作以命令电源(例如HP和LP发电机系统)为推进系统和辅助飞行器系统提供所需的电力。例如，PSC320可以用于在第一发电机350、第二发电机352和混合电力推进系统100之间进行电力分配。在其他示例性实施例中，BPCU 370、372可以用于在辅助飞行器系统之间分配电力。例如，可以根据飞行包线的阶段(例如，滑行、起飞、爬升、巡航、下降、着陆等)来管理电力分配。在其他示例性实施例中，可以根据辅助飞行器负载需求和紧急情况(例如，单个发动机故障)来确定电力分配。所述电力分配方法可以基于若干条件在飞行阶段随时改变。所述电力分配方法实现了可用电力的有效使用，而不用为混合电力推进系统100和辅助系统380提供单独的专用电源。通过管理来自每个发动机的HP 34转轴和LP 36转轴的电力并且管理混合电力在推进系统100与辅助系统之间的电力分配，可以帮助改进全飞行性能，同时实现更高的燃料效率。
图5示出了根据本公开的各方面的示例性控制系统210(例如，一个或多个控制器)。通常，控制器210可以与任何适当的基于处理器的装置相对应，包括一个或多个计算装置。例如，图3示出了可以包括在控制系统210内的适当部件的一个实施例。所述控制系统210可以包括一个或多个处理器212以及一个或多个存储装置214。所述一个或多个处理器212可以包括任何适当处理装置，例如微处理器、微控制装置、集成电路、逻辑装置和/或其他适当处理装置。一个或多个存储装置214可包括一个或多个计算机可读介质，包括但不限于，非暂态计算机可读介质、RAM、ROM、硬盘驱动器、闪存驱动器和/或其他存储装置。
所述一个或多个存储装置214可存储可供一个或多个处理器212访问的信息，包括可由一个或多个处理器212执行的计算机可读指令。所述指令可以是在被所述一个或多个处理器212执行时，使所述一个或多个处理器212执行操作的任何指令集。在一些实施例中，所述指令可以由所述一个或多个处理器212执行，以使所述一个或多个处理器212执行操作。在一些实施例中，所述指令可以由一个或多个处理器212执行，以使所述一个或多个处理器执行各种操作，例如配置控制系统210所针对的任何操作和性能。例如，所述操作可以用于执行本说明书中所述的方法(400)，以及/或者一个或多个控制系统210的其他任何操作或功能。所述指令可以是以任何适当编程语言编写的软件，或者可以以硬件实施。附加地和/或替代地，所述指令可以在处理器212中以逻辑单独和/或虚拟单独的线程执行。所述存储装置214可进一步存储可由所述处理器212访问的数据。例如，所述数据可以包括指示本说明书中所述的电力流(power flow)、电流、温度、实际电压、标称电压、门控命令、开关模式和/或其他任何数据/或信息的数据。
所述控制系统210还可以包括通信接口216。所述通信接口216可包括用于与一个或多个网络连接的适当部件，包括例如发射器、接收器、端口、控制装置、天线和/或其他适当部件。例如，所述通信接口216可以配置成与控制系统例如控制系统210通信。
尽管各个实施例的具体特征可能在一些附图中示出而并未在另一些附图中示出，但这仅仅是为了便于说明。根据本公开的原则，附图的任何特征可结合其他任何附图的任何特征进行参考和/或提出权利要求。
本说明书使用各个示例来描述本公开，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实践本公开，包括制造并使用任何装置或系统、并实施所涵盖的任何方法。本公开的专利保护范围由权利要求书限定，并可包括所属领域的技术人员想出的其他示例。如果此类其他示例所包含的结构组件与权利要求书的书面语言无不同，或者如果其包含与权利要求书的书面语言无实质不同的等效结构组件，则此类其他示例应被确定为在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种用于具有涡轮发动机的飞行器的电气系统，所述涡轮发动机具有高压(HP)转轴和低压(LP)转轴，所述电气系统包括：
第一发电机，所述第一发电机由所述HP转轴驱动，并且提供第一电输出；
第二发电机，所述第二发电机由所述LP转轴驱动，并且提供第二电输出；
所述第一发电机和所述第二发电机连接到配电总线，所述配电总线向负载提供电力；
混合电力推进系统，所述混合电力推进系统连接到所述配电总线；
辅助飞行器系统总线，所述辅助飞行器系统总线连接到所述配电总线；以及
控制系统，所述控制系统配置成在所述第一发电机、所述第二发电机、所述混合电力推进系统和所述辅助飞行器系统总线之间分配电力。
2.根据权利要求1所述的电气系统，进一步包括电池能量储存系统，所述电池能量储存系统包括电池能量储存装置，其中所述控制系统进一步配置成管理来自所述电池能量储存系统的电池电力以向所述配电总线提供电力，从而补充由所述第一发电机和所述第二发电机供应的所述电力。
3.根据权利要求1所述的电气系统，其中所述控制系统进一步配置成使用所述第二发电机作为启动器发电机，以提供空中跨发动机的电启动。
4.根据权利要求1所述的电气系统，其中所述飞行器进一步包括辅助电力单元(APU)，所述APU单元配置成供应辅助电力，其中所述控制系统进一步配置成分配所述辅助电力，以补充由所述第一发电机和所述第二发电机供应的所述电力。
5.根据权利要求1所述的电气系统，其中所述控制系统进一步配置成管理由所述第一发电机和所述第二发电机产生的电力在所述混合电力推进系统与所述辅助飞行器系统总线之间的电力分流。
6.根据权利要求1所述的电气系统，其中所述控制系统进一步配置成管理所述第一发电机与所述第二发电机之间的电力分流。
7.根据权利要求1所述的电气系统，其中所述控制系统包括：
第一控制器，所述第一控制器配置成控制所述第一发电机、所述第二发电机和所述混合电力推进系统之间的电力分配；以及
第二控制器，所述第二控制器配置成控制从所述配电总线到所述辅助飞行器系统总线的电力输送；
其中所述第一控制器和所述第二控制器配置成彼此通信。
8.根据权利要求1所述的电气系统，其中所述电气系统包括一个或多个电力转换器，所述一个或多个电力转换器配置成将所述配电总线上的直流电力转换成适用于飞行器负载的电力。
9.根据权利要求1所述的电气系统，其中所述混合电力推进系统包括配置成后BLI风扇的发动机。
10.一种飞行器，包括：
涡轮发动机，所述涡轮发动机具有高压(HP)转轴和低压(LP)转轴，所述HP转轴配置成驱动第一发电机并且提供第一电输出，所述LP转轴配置成驱动第二发电机并且提供第二电输出，所述第一发电机和所述第二发电机连接到配电总线，所述配电总线向负载提供电力；
混合电力推进系统，所述混合电力推进系统连接到所述配电总线；
辅助飞行器系统总线，所述辅助飞行器系统总线连接到所述配电总线；以及
控制系统，所述控制系统配置成在所述第一发电机、所述第二发电机、所述混合电力推进系统和所述辅助飞行器系统总线之间分配电力。
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