CN108725805A - 用于飞行器的推进系统及操作其的方法 - Google Patents

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Abstract

本申请公开一种用于飞行器的推进系统及操作其的方法。所述推进系统包括电力源和具有电动机和推进器的电气推进组件，推进器由电动机提供动力。推进系统还包括将电力源电连接到电气推进组件的电力总线。电力源被配置为向电力总线提供电力，电力总线被配置为以超过800伏特的电压将电力传输到电气推进组件。

Description

用于飞行器的推进系统及操作其的方法
技术领域
本主题总体上涉及飞行器推进系统，并且更具体地涉及包括电气推进组件和电力总线的飞行器推进系统。
背景技术
传统的商用飞行器通常包括机身、一对机翼以及提供推力的推进系统。推进系统通常包括至少两个飞行器发动机，例如涡扇喷气发动机。每个涡扇喷气发动机安装到飞行器的相应的一个机翼，例如在与机翼和机身分离的机翼下方的悬挂位置中。
最近，已经提出具有混合-电气设计的推进系统。利用这些推进系统，电力源可以向电风扇提供电力以给电风扇供电。这些系统已被设计成在相对较低的电压下(例如，在270伏特或以下)操作，如当采用推进系统的飞行器在高海拔下操作时，如在巡航操作期间通常那样，环境空气压力的降低可能使更高电压系统不灵便。
然而，本发明的发明人已经发现，考虑到承载电流增加所需的电缆的重量，对于需要任何大功率的情况而言，使用相对低电压系统可能是不期望的。因此，能够克服这些障碍的推进系统将是有用的。
发明内容
本发明的各方面和优势将部分地在以下描述中阐述，或可从所述描述显而易见，或可通过本发明的实践而得知。
在本发明的一个示例性实施例中，提供一种用于飞行器的推进系统。推进系统包括电力源以及具有电动机和推进器的电气推进组件，推进器由电动机提供动力。推进系统还包括将电力源电连接到电气推进组件的电力总线。电力源被配置为向电力总线提供电力，电力总线被配置为以超过800伏特的电压将电力传输到电气推进组件。
在某些示例性实施例中，电力总线被配置为以在约1,000伏特与约20,000伏特之间的电压将电力传输到电气推进组件。
在某些示例性实施例中，电力总线被配置为以在约30安培与约1,200安培之间的电流将电力传输到电气推进组件。
在某些示例性实施例中，电力源包括内燃机和发电机。例如，在某些示例性实施例中，内燃机是涡轮螺旋桨发动机或涡轮风扇发动机中的至少一个。
在某些示例性实施例中，电气推进组件还包括多个电动机和多个推进器，每个推进器由电动机中的相应的一个提供动力。例如，在某些示例性实施例中，电力总线将电力源电连接到多个电动机中的每一个，并且其中，电力总线被配置为以超过800伏特的电压向多个电动机中的每一个传输电力。
在某些示例性实施例中，电力总线包括被配置为承载电压超过800伏特的电力的高压电缆。例如，在某些实施例中，高压电缆包括导体、包封导体的半导体导体屏蔽层、包封导体屏蔽层的绝缘层以及包封绝缘层的半导体绝缘体屏蔽层。例如，在某些实施例中，高压电缆还包括包封绝缘体屏蔽层的金属屏蔽层。在某些示例性实施例中，金属屏蔽层是接地的金属屏蔽层。在某些示例性实施例中，电力总线还包括具有冷却管线的冷却剂系统，其中，高压电缆的至少一部分与冷却管线同轴地延伸。例如，在一些实施例中，冷却管线包括被配置为流过其中以冷却高压电缆的冷却剂。
在某些示例性实施例中，电气推进系统被配置为边界层吸收风扇。
在某些示例性实施例中，电气推进系统的推进器被配置为风扇。
在本发明的示例性方面中，提供一种用于操作用于飞行器的推进系统的方法。该方法包括利用电力源产生电力，并且通过电力总线以超过800伏的电压将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件。该方法还包括利用电气推进组件产生用于飞行器的推力，电气推进组件由通过电力总线传输的电力供电。
在某些示例性方面，通过电力总线将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件包括：通过电力总线以在约1,000伏特与约20,000伏特之间的电压将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件。
在某些示例性方面中，通过电力总线将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件包括：通过电力总线以在约30安培与约1,200安培之间的电流将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件。
在某些示例性方面中，通过电力总线将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件包括：通过高压电缆将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件，高压电缆包括导体、包封导体的半导体导体屏蔽层、包封导体屏蔽层的绝缘层以及包封绝缘层的半导体绝缘体屏蔽层。
在某些示例性方面中，通过电力总线将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件包括：通过与冷却剂系统的冷却管线同轴地延伸的高压电缆将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件。
具体地，本申请技术方案1涉及一种用于飞行器的推进系统，包括：电力源；电气推进组件，所述电气推进组件包括电动机和推进器，所述推进器由所述电动机提供动力；以及电力总线，所述电力总线将所述电力源电连接到所述电气推进组件，所述电力源被配置为向所述电力总线提供电力，以及所述电力总线被配置为以超过800伏特的电压将所述电力传输到所述电气推进组件。
本申请技术方案2涉及根技术方案1所述的推进系统，其中，所述电力总线被配置为以在约1,000伏特与约20,000伏特之间的电压将所述电力传输到所述电气推进组件。
本申请技术方案3涉及根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述电力总线被配置为以在约30安培与约1,200安培之间的电流将所述电力传输到所述电气推进组件。
本申请技术方案4涉及根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述电力源包括内燃机和发电机。
本申请技术方案5涉及根据技术方案4所述的推进系统，其中，所述内燃机是涡轮螺旋桨发动机或涡轮风扇发动机中的至少一个。
本申请技术方案6涉及根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述电气推进组件还包括多个电动机和多个推进器，每个推进器由所述电动机中的相应的一个提供动力。
本申请技术方案7涉及根据技术方案6所述的推进系统，其中，所述电力总线将所述电力源电连接到所述多个电动机中的每一个，并且其中，所述电力总线被配置为以超过800伏特的电压向所述多个电动机中的每一个传输电力。
本申请技术方案8涉及根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述电力总线包括高压电缆，所述高压电缆被配置为承载具有超过800伏特的电压的所述电力。
本申请技术方案9涉及根据技术方案8所述的推进系统，其中，所述高压电缆包括：导体；包封所述导体的半导体导体屏蔽层；包封所述导体屏蔽层的绝缘层；以及包封所述绝缘层的半导体绝缘体屏蔽层。
本申请技术方案10涉及根据技术方案9所述的推进系统，其中，所述高压电缆还包括：包封所述绝缘体屏蔽层的金属屏蔽层。
本申请技术方案11涉及根据技术方案10所述的推进系统，其中，所述金属屏蔽层是接地的金属屏蔽层。
本申请技术方案12涉及根据技术方案8所述的推进系统，其中，所述电力总线进一步包括具有冷却管线的冷却剂系统，其中，所述高压电缆的至少一部分与所述冷却管线同轴地延伸。
本申请技术方案13涉及根据技术方案12所述的推进系统，其中，所述冷却管线包括冷却剂，所述冷却剂被配置为流过其中以冷却所述高压电缆。
本申请技术方案14涉及根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述电气推进系统被配置为边界层吸收风扇。
本申请技术方案15涉及根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述电气推进系统的推进器被配置为风扇。
本申请技术方案16涉及一种用于操作用于飞行器的推进系统的方法，包括：利用电力源产生电力；通过电力总线以超过800伏特的电压将利用所述电力源产生的所述电力传输到电气推进组件；以及利用所述电气推进组件产生用于所述飞行器的推力，所述电气推进组件由通过所述电力总线传输的所述电力供电。
本申请技术方案17涉及根技术方案16所述的方法，其中，通过所述电力总线将利用所述电力源产生的所述电力传输到所述电气推进组件包括：通过所述电力总线以在约1,000伏特与约20,000伏特之间的电压将利用所述电力源产生的所述电力传输到所述电气推进组件。
本申请技术方案18涉及根据技术方案16所述的方法，其中，通过所述电力总线将利用所述电力源产生的所述电力传输到所述电气推进组件包括：通过所述电力总线以在约30安培与约1,200安培之间的电流将利用所述电力源产生的所述电力传输到所述电气推进组件。
本申请技术方案19涉及根据技术方案16所述的方法，其中，通过所述电力总线将利用所述电力源产生的所述电力传输到所述电气推进组件包括：通过高压电缆将利用所述电力源产生的所述电力传输到所述电气推进组件，所述高压电缆包括导体、包封所述导体的半导体导体屏蔽层、包封所述导体屏蔽层的绝缘层以及包封所述绝缘层的半导体绝缘体屏蔽层。
本申请技术方案20涉及根据技术方案16所述的方法，其中，通过所述电力总线将利用所述电力源产生的所述电力传输到所述电气推进组件包括：通过与冷却剂系统的冷却管线同轴地延伸的高压电缆将利用所述电力源产生的所述电力传输到所述电气推进组件。
参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面及优点将变得更好理解。并入于本说明书中且构成本说明书的一部分的附图说明本发明的实施例，且连同所述描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
本说明书中针对所属领域的技术人员来阐述本发明的完整且启发性公开内容，包括其最佳模式，本说明书参考了附图，其中：
图1是根据本申请的各个示例性实施例的飞行器的俯视图。
图2是安装至图1的示例性飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
图3是根据本申请的示例性实施例的电风扇组件的示意性横截面图。
图4是包括根据本申请的另一示例性实施例的推进系统的飞行器的俯视图。
图5是包括根据本申请的又一示例性实施例的推进系统的飞行器的俯视图。
图6是图5的示例性飞行器的左舷(port)侧视图。
图7是根据本申请的示例性实施例的推进系统的示意图。
图8是图7的示例性推进系统的电力总线的电缆的侧视截面图。
图9是根据本申请的另一示例性实施例的推进系统的示意图。
图10是图9的示例性推进系统的电力总线的区段的特写侧视横截面图。
图11是根据本申请的示例性方面的用于操作推进系统的方法的流程图。
具体实施方式
现将详细参考本发明的当前实施例，其中的一个或多个实例示于附图中。详细描述中使用数字和字母标示来指代图中的特征。图中和描述中使用相同或类似的标记来指代本发明的相同或类似部分。
如本文中所使用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个部件与另一部件，且并不在于表示个别部件的位置或重要性。
术语“前”和“后”指代燃气涡轮发动机或交通工具内的相对位置，并且指代燃气涡轮发动机或交通工具的正常操作海拔。例如，参照燃气涡轮发动机，前指代靠近发动机入口的位置，后指代靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”指代关于路径中的流的相对方向。例如，关于流体流，“上游”指代流体流出的方向，而“下游”指代流体流向的方向。然而，如本文中使用的术语“上游”和“下游”也可以指代电流。
除非上下文明确地另外指明，否则单数形式“一”和“所述”包括复数指代物。
如在整个说明书和权利要求书中所用的近似语言用于修饰任何定量表示，这些定量表示可容许变化而不会导致其相关的基本功能变化。因此，由例如“约”、“大约”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的确切值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度或者用于构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指代处于10％的裕度内。
在这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合且互换，这种范围是确定的且包括其中所含的全部子范围，除非上下文或语言另外表明。例如，本文中公开的所有范围都包括端点，并且端点可以彼此独立地组合。
现在参看附图，其中贯穿附图相同的附图标记指示同一元件，图1提供了可以采用本发明的各个实施例的示例性飞行器10的俯视图。如图1所示，飞行器10限定了贯穿其延伸的纵向中心线14、横向方向L、前端16和后端18。此外，飞行器10包括从飞行器10的前端16纵向地延伸到飞行器10的后端18的机身12以及包括左舷侧和右舷侧的机翼组件。更具体地，机翼组件的左舷侧是第一左舷侧机翼20，并且机翼组件的右舷侧是第二右舷侧机翼22。第一机翼20和第二机翼22各自关于纵向中心线14横向地向外延伸。第一机翼20和机身12的一部分一起限定飞行器10的第一侧24，第二机翼22和机身12的另一部分一起限定飞行器10的第二侧26。对于所描绘的实施例，飞行器10的第一侧24被配置为飞行器10的左舷侧，并且飞行器10的第二侧26被配置为飞行器10的右舷侧。
所描绘的示例性实施例的机翼20、22中的每一个包括一个或多个前缘襟翼28和一个或多个后缘襟翼30。飞行器10还包括具有用于偏航控制的舵翼(未示出)的垂直稳定器32和一对水平稳定器34，每个水平稳定器34具有用于俯仰控制的升降襟翼36。机身12另外包括外表面或蒙皮38。然而，应该理解的是，在本发明的其它示例性实施例中，飞行器10可以另外地或可替代地包括任何其它合适的配置。例如，在其它实施例中，飞行器10可以包括任何其它配置的稳定器。
现在也参考图2和图3，图1的示例性飞行器10另外包括具有第一推进器组件52和第二推进器组件54的推进系统50。图2提供了第一推进器组件52的示意性横截面视图，图3提供了第二推进器组件54的示意性横截面视图。如所描绘的，第一推进器组件52和第二推进器组件54中的每一个被配置为翼下安装的推进器组件。
特别地参考图1和图2，第一推进器组件52被安装或配置为安装到飞行器10的第一侧24，或者更具体地，被安装到飞行器10的第一机翼20。第一推进器组件52通常包括涡轮机102和主风扇(参考图2简称为“风扇104”)。更具体地，对于所描绘的实施例，第一推进器组件52被配置为涡轮风扇发动机100(即，涡轮机102和风扇104被配置为涡轮风扇100的一部分)。
如图2中所示，涡轮风扇100限定轴向方向A1(平行于为了参考而提供的纵向中心线101延伸)和径向方向R1。如上所述，涡轮风扇100包括风扇104和布置在风扇104下游的涡轮机102。
所描绘的示例性涡轮机102总体上包括基本上管状的外部壳体106，外部壳体106限定环形入口108。外部壳体106以串流关系包覆：压缩机区段，其包括增压器或低压(LP)压缩机110和高压(HP)压缩机112；燃烧区段114；涡轮机区段，其包括第一低压(LP)涡轮机118和第二高压(HP)涡轮机116；以及喷气排气喷嘴区段120。
涡轮风扇100的示例性涡轮机102另外包括可以与涡轮机区段的至少一部分一起旋转的一个或多个轴，并且对于所描绘的实施例，与压缩机区段的至少一部分一起旋转。更具体地，对于所描绘的实施例，涡轮风扇100包括将HP涡轮机116驱动地连接到HP压缩机112的高压(HP)轴或转轴122。另外，示例性涡轮风扇100包括将LP涡轮机118驱动地连接到LP压缩机110的低压(LP)轴或转轴124。
此外，所描绘的示例性风扇104被配置为可变间距风扇，可变间距风扇具有以间隔开的方式联接到圆盘130的多个风扇叶片128。风扇叶片128大致沿着径向方向R1从圆盘130向外延伸。每个风扇叶片128可以借助于操作地连接到合适的致动构件132围绕相应的俯仰轴线P1相对于圆盘130旋转，致动构件132被配置为共同地改变风扇叶片128的间距。风扇104机械地联接到LP轴124，使得风扇104由第一LP涡轮机118机械地驱动。更具体地，包括风扇叶片128、圆盘130和致动构件132的风扇104通过动力齿轮箱134机械地联接到LP轴124，并且可以通过穿过动力齿轮箱134的LP轴124围绕纵向轴线101旋转。动力齿轮箱134包括多个齿轮，以用于将LP轴124的旋转速度逐步降低到更高效的旋转风扇速度。因此，风扇104由涡轮机102的LP系统(包括LP涡轮机118)提供动力。
仍然参考图2的示例性实施例，圆盘130由可旋转的前部轮毂136覆盖，前部轮毂136具有空气动力学轮廓以促进空气流经多个风扇叶片128。另外，涡轮风扇100包括环形风扇壳体或外机舱138，环形风扇壳体或外机舱138圆周地包围风扇104和/或涡轮发动机102的至少一部分。因此，所描绘的示例性涡轮风扇100可以被称为“涵道式”涡轮风扇发动机。此外，由多个圆周地间隔开的出口导叶140相对于涡轮机102支承机舱138。机舱138的下游区段142在涡轮机102的外部部分上方延伸，以便在其之间限定旁路气流通道144。
仍然参考图2，推进系统50还包括电机，其对于所描绘的实施例被配置为发电机56。发电机56和涡轮风扇发动机100在本文中通常可以被称为推进系统50的电力源。另外，对于所描绘的实施例，发电机56定位在涡轮风扇发动机100的涡轮机102内并且与涡轮风扇发动机100的轴中的一个机械连接。更具体地，对于所描绘的实施例，发电机通过LP轴124由第一LP涡轮机118驱动。发电机56被配置为将LP轴124的机械动力转换成电力。因此，发电机56也由涡轮机102的LP系统(包括LP涡轮机118)提供动力。
然而，应该理解的是，在其它示例性实施例中，发电机56可以替代地定位在涡轮机102内的任何其它合适的位置或其它地方，并且可以例如以任何其它合适的方式供电。例如，在其它实施例中，发电机56可以与涡轮机区段内的LP轴124同轴地安装，或者可替代地可以从LP轴124偏移并通过合适的齿轮系驱动。另外地或可替代地，在其它示例性实施例中，发电机56可以替代地由HP系统提供动力，即由HP涡轮机116通过HP轴122提供动力，或由LP系统(例如，LP轴124)和HP系统(例如，HP轴122)经由双驱动系统提供动力。
应进一步了解的是，图2中描绘的示例性涡轮风扇发动机100在其它示例性实施例中可以具有任何其它合适的配置。例如，在其它示例性实施例中，风扇104可以不是可变间距风扇，并且进一步在其它示例性实施例中，LP轴124可以直接机械地联接到风扇104(即，涡轮风扇发动机100可以不包括齿轮箱134)。此外，应该理解，在其它示例性实施例中，第一推进器组件52可以包括任何其它合适类型的发动机。例如，在其它实施例中，涡轮风扇发动机100可以替代地被配置为涡轮螺旋桨发动机或无涵道涡轮风扇发动机。然而，另外，在其它实施例中，涡轮风扇发动机100可以替代地被配置为用于驱动发电机56的任何其它合适的内燃机。例如，在其它实施例中，涡轮风扇发动机可被配置为涡轮轴发动机或任何其它合适的内燃机。
仍然参考图1和图2，所描绘的推进系统50另外包括电力总线58，以允许发电机56与推进系统50和/或飞行器10的一个或多个其它部件电连通。对于所描绘的实施例，电力总线58包括连接到发电机56的一个或多个电缆或线路60，并且对于所描绘的实施例，电缆或线路60延伸穿过出口导叶140中的一个或多个。如将在下面更详细地讨论的，电力总线通常被配置为高压电力总线，使得推进系统50通常可以以相对高的电压操作。
另外，所描绘的推进系统50还包括电连接到电力总线58的一个或多个能量存储装置55(比如一个或多个电池或其它电能存储装置)，用于例如向第二推进器组件54提供电力和/或从发电机56接收电力。包括一个或多个能量存储装置55可以提供性能增益，并且可以在例如瞬态操作期间提高推进系统50的推进能力。更具体地，包括一个或多个能量存储装置55的推进系统50可以能够更快地响应速度变化需求。
现在具体参考图1和图3，示例性推进系统50另外包括第二推进器组件54，第二推进器组件54被定位或配置为定位在与第一推进器组件52间隔开的位置处。更具体地，对于所描绘的实施例，第二推进器组件54沿着横向方向L安装在远离第一推进器组件52的位置处，使得其沿横向方向L吸收不同的气流。然而，在其它实施例中，第一推进器组件52和第二推进器组件54可以各自利用共同的安装件安装到飞行器10。然而，根据这种配置，第一推进器组件52和第二推进器组件54仍然可以以使得其例如沿着横向方向L彼此间隔开的方式定位在安装件上，使得其沿着横向方向L吸收不同的气流。
仍然参考图1和图3的示例性实施例，第二推进器组件54安装到飞行器10的第二侧26，或者安装到飞行器10的第二机翼22。具体参考图3，第二推进器组件54通常被配置为包括电动机和推进器的电气推进组件。更具体地，对于所描绘的实施例，电气推进组件包括电风扇200，该电风扇包括电动机206和推进器/风扇204。电风扇200限定沿着纵向中心线轴线202延伸的轴向方向A2以及径向方向R2，纵向中心线轴线202贯穿延伸以用于参考。对于所描绘的实施例，风扇204可以通过电动机206围绕中心线轴线202旋转。
风扇204包括多个风扇叶片208和风扇轴210。多个风扇叶片208被附接到风扇轴210/可与风扇轴210一起旋转并且大致沿着电风扇200(未示出)的周向方向间隔开。在某些示例性实施例中，多个风扇叶片208可以以固定方式附接到风扇轴210，或者可替代地，多个风扇叶片208可以相对于风扇轴210旋转，比如在所描绘的实施例中。例如，多个风扇叶片208各自限定相应的俯仰轴线P2，并且对于所描绘的实施例，被附接到风扇轴210，使得多个风扇叶片208中的每一个的间距可以通过间距改变机构211例如一致地改变。改变多个风扇叶片208的间距可以提高第二推进器组件54的效率和/或可以允许第二推进器组件54实现期望的推力轮廓。根据该示例性实施例，风扇204可以被称为可变间距风扇。
此外，对于所描绘的实施例，所描绘的电风扇200另外包括风扇壳体或外机舱212，其通过一个或多个支柱或出口导叶216附接到电风扇200的芯部214。对于所描绘的实施例，外机舱212基本上完全包围风扇204，特别是多个风扇叶片208。因此，对于所描绘的实施例，电风扇200可以被称为涵道电风扇。
仍然特别地参考图3，风扇轴210机械地联接到芯部214内的电动机206，使得电动机206通过风扇轴210驱动风扇204。风扇轴210由一个或多个轴承218支承，例如一个或多个滚柱轴承、滚珠轴承或任何其它合适的轴承。另外，电动机206可以是内转子电动机(即包括定位在定子的径向内侧的转子)，或者可替代地可以是外转子电动机(即包括定位在转子的径向内侧的定子)。
如上面简要指出的，电力源(即用于所描绘的实施例的第一推进器组件52的发电机56)与电气推进组件(即用于所描述的实施例的电动机206和电风扇200的风扇204)电连接，用于向电气推进组件提供电力。更具体地，电风扇200的电动机206通过电力总线58与发电机56电连通，并且更具体地通过在其之间延伸的一个或多个电缆或线路60与发电机56电连通。再次，如下面将更详细地讨论的，电力总线58被配置为向电气推进组件提供相对高压的电力，用于驱动电气推进组件。
假定第一推进器组件被配置为安装到飞行器的第一侧的涡轮风扇发动机，并且第二推进器组件被配置为安装到飞行器的第二侧的电驱动风扇，则根据以上实施例中的一个或多个的推进系统可以被称为气电或混合推进系统。
然而，应该理解的是，在其它示例性实施例中，示例性推进系统可以具有任何其它合适的配置，并且还可以以任何其它合适的方式集成到飞行器10中。例如，现在参考图4，描绘了根据本申请的另一示例性实施例的飞行器10和推进系统50。图4的示例性飞行器10和推进系统50可以与图1到图3的示例性飞行器10和推进系统50基本上相同的方式来配置，且因此，相同或类似附图标记可以指代相同或类似部分。
例如，图4的示例性飞行器10通常包括机身12和机翼组件，该机翼组件包括左舷侧机翼20和右舷侧机翼22。另外，推进系统50包括第一推进器组件52。第一推进器组件52可以被配置为例如涡轮风扇。推进系统50另外包括由第一推进器组件52机械地驱动的发电机56(参见例如图2)。此外，推进系统50包括第二推进器组件54，该第二推进器组件54是电气推进组件。发电机56通过电力总线58电连接到电气推进组件，用于为电气推进组件供电。
然而，值得注意的是，对于图4的实施例，电气推进组件包括多个电动机206和多个推进器，每个推进器通过电动机206中的相应的一个提供动力。更具体地，对于所描绘的实施例，电气推进组件包括多个电风扇200，其中，电力源(即，用于所描述实施例的第一推进器组件52和发电机56的涡轮风扇发动机)通过电力总线58电连接到多个电风扇200中的每一个的电动机206。
更具体地，仍然地，图4的电气推进组件包括第一电风扇200A，第一电风扇200A在机身12的相对于第一推进器组件52的横向外侧位置处安装到飞行器10的左舷侧机翼20。图4的电气推进组件进一步包括安装到右舷侧机翼22的第二电风扇200B和同样安装到右舷侧机翼22的第三电风扇200C。第二电风扇200B和第三电风扇200C沿着飞行器10的横向方向L间隔开。相应地，对于图4的示例性实施例，电气推进组件包括多个电风扇200，多个电风扇200包括至少三个电风扇200。
但是，值得注意的是，在其它示例性实施例中，电气推进组件可以包括任何其它合适数量的电风扇200。例如，在其它示例性实施例中，电气推进组件可以包括两个电风扇200、四个电风扇200或任何其它合适数量的电风扇200。另外，多个电风扇200可以以任何其它合适的方式布置，并且在任何合适的位置(包括例如尾部安装的配置)附接到飞行器10。
此外，还应了解的是，在另外其它示例性实施例中，推进系统50和/或飞行器10可以具有其它合适的配置。例如，现在参考图5和图6，描绘了根据本申请的又一示例性实施例的飞行器10和推进系统50。图5和图6的示例性飞行器10和推进系统50可以以与图1到图3的示例性飞行器10和推进系统50基本上相同的方式来配置，且因此，相同或类似附图标记可以指代相同或类似部分。
例如，图5和图6的示例性飞行器10通常包括机身12和机翼组件，机翼组件包括左舷侧机翼20和右舷侧机翼22。另外，推进系统50包括第一推进器组件52和由第一推进器组件52机械地驱动的一个或多个发电机。此外，推进系统50包括第二推进器组件54，该第二推进器组件54是电气推进组件。第一推进器组件52经由电力总线58电连接到第二推进器组件54并且被配置为经由电力总线58向第二推进器组件54提供电力。
然而，对于图5和图6的实施例，第一推进器组件52包括第一飞行器发动机62和第二飞行器发动机64。对于所描绘的实施例，第一飞行器发动机62和第二飞行器发动机64被配置为燃气涡轮发动机，或者更确切地说被配置为涡轮风扇发动机(参见例如图2)，该涡轮风扇发动机以翼下配置附接到机翼20、22并且悬挂在机翼20、22下方。另外，对于图5和图6的实施例，推进系统50还包括可与发动机62、64一起操作的一个或多个发电机。更具体地，对于所描绘的实施例，推进系统50还包括可与第一喷气发动机62一起操作的第一发电机66和可与第二喷气发动机64一起操作的第二发电机68。虽然在相应的喷气发动机62、64的外部示意性地示出，但在某些实施例中，发电机66、68可以定位在相应的喷气发动机62、64内(例如参见图2)。另外，将理解的是，发电机56、68被配置为将机械动力转换为电力，并且经由电力总线58向电气推进组件提供该电力。
此外，对于图5和图6的实施例，电气推进组件包括电风扇70，电风扇70被配置为安装在飞行器10的后端18处，并且因此所描绘的电风扇70可以被称为“后引擎”。此外，所描绘的电风扇70被配置为吸收和消耗在飞行器10的机身12上形成边界层的空气。因此，图5和图6中描绘的示例性电风扇70也可以被称为边界层吸收(BLI)风扇。电风扇70在机翼20、22和/或喷气发动机62、64的后方位置处安装到飞行器10。具体地，对于所描绘的实施例，电风扇70在后端18处固定地连接到机身12，使得电风扇70在后端18处结合到尾部内或与尾部组合。
然而，应该理解的是，在本发明的其它示例性实施例中，可以提供具有以任何其它合适的方式配置的推进系统50的任何其它合适的飞行器10。例如，在其它实施例中，电风扇70可以被结合到飞行器10的机身中，并且因此被配置为“吊舱式发动机”或者吊舱安装发动机。此外，在其它实施例中，电风扇70可以被结合到飞行器10的机翼中，并且因此可以被配置为“混合机翼发动机”。此外，在其它实施例中，电风扇70可以不是边界层吸收风扇，而是可以作为自由流吸收风扇安装在飞行器10上的任何合适的位置处。
此外，在某些实施例中，第一推进器组件52的第一发动机62和第二发动机64可被配置为任何合适的喷气发动机，比如涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机等等。此外，尽管第一推进器组件52包括两个喷气发动机，但是在其它实施例中，第一推进器组件52可以具有任何其它合适数量的喷气发动机，其中喷气发动机中的一个或多个驱动发电机。此外，仍然在其它实施例中，推进系统50可以不包括具有例如喷气发动机的第一推进系统52，并且可以替代地具有用于旋转发电机和产生电力的任何其它合适的发动机(即，可以具有任何其它合适的动力源)。
现在参考图7，提供根据本申请的示例性实施例的推进系统300的示意图。示例性推进系统300可以根据以上参考图1至图6讨论的示例性实施例中的一个或多个来配置。
对于图7的实施例，示例性推进系统300通常包括电力源302、电气推进组件304以及将电力源302电连接到电气推进组件304的电力总线306。更具体地，对于所描绘的实施例，电力源302包括内燃机308和发电机310。如以上根据图1至图6的实施例讨论的，在某些实施例中，内燃机308可以是例如一个或多个涡轮风扇发动机(参见例如图2)、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机或任何其它合适的发动机。发电机310机械地联接到内燃机308，使得内燃机308驱动发电机310/为发电机310提供动力。此外，对于所描绘的实施例，电气推进组件304包括电动机312和推进器314，其中，推进器314机械地联接到电动机312并由电动机312提供动力。尽管电气推进组件304被描绘为包括单个电动机312和推进器314，但是在其它示例性实施例中，电气推进组件304可以替代地包括多个电动机312和相应的多个推进器314。
此外，对于所描绘的实施例，推进系统300被配置为高压推进系统，其中电力总线306被配置为便于以相对高的电压传输电力。更具体地，电力源302被配置为向电力总线306提供电力，并且电力总线306被配置为以超过800伏特(“V”)的电压将电力传输到电气推进组件304。例如，在某些示例性实施例中，电力总线306可被配置为以在约1,000V与约20,000V之间的电压，比如在约1,100V与约8,000V之间的电压，将从电力源302接收的电力传输到电气推进组件304。
将理解的是，通过以相对高的电压从电力源302向电气推进组件304传输电力(经由电力总线306)，电力源302可以能够以较低的电流传输这种电力，同时仍然递送期望的功率量。例如，在某些示例性实施例中，电力总线306可被配置为以在约30安培(“A”)与约1,200安培之间的电流，比如在约100A与约1,000A之间的电流，向电气推进组件304传输电力。对于该示例性实施例，电力总线306可被配置为将至少约750千瓦的电力传输到电气推进组件304并且将高达约十二(12)兆瓦的电力传输到电气推进组件304。例如，在某些示例性实施例中，电力总线306可被配置为将至少约一(1)兆瓦的电力传输到电气推进组件304，比如在约一(1)兆瓦的电力与约二(2)兆瓦之间的电力。
仍然参考图7，对于所描绘的实施例，电力总线306还包括一个或多个逆变控制器(“ICC”)。更具体地，电力总线306包括在电力源302的紧下游的位置处电连接到电力源302的第一ICC 316和在电气推进组件304的紧上游的位置处电连接到电气推进组件304的第二ICC 318。另外，第一ICC 316和第二ICC 318通过电力总线306的传输电缆320电连接。
第一ICC 316可被配置为例如将电力从交流(“AC”)电力配置转换为直流(“DC”)电力配置，反之亦然。另外，在某些实施例中，第一ICC还可被配置为以相对低的电压从电力源302接收电力，并且以相对高的电压将该电力传输到传输电缆320。例如，在某些实施例中，第一ICC 316可被配置为将从电力源302接收的电力的电压增大至少20％，比如增大至少40％、比如增大至少80％、比如增大至少100％。例如，在某些实施例中，第一ICC 316可被配置为将从电力源302接收的电力的电压增大高达1,000％。此外，在某些示例性实施例中，第二ICC 318可以类似地被配置为例如将电力从DC电力配置转换为AC电力配置，反之亦然，并且还可被配置为以相对高的电压从传输电缆320接收电力，并且以相对低的电压将该电力传输到电气推进组件304。例如，在某些示例性实施例中，第二ICC 318可被配置为将从传输电缆320接收的电力的电压降低至少20％，比如降低至少40％、比如降低至少80％、比如降低至少100％。例如，在某些实施例中，第二ICC 318可被配置为将从传输电缆320接收的电力的电压降低高达1,000％。
然而，应了解，在其它示例性实施例中，推进系统300的电力总线306可以具有任何其它合适的配置。例如，在其它示例性实施例中，电力总线306可以不包括第一ICC 316或第二ICC 318中的一个或两个。例如，在某些示例性实施例中，传输电缆320可被配置为将电力源302直接电连接到电气推进组件304(即，电力源302的发电机310直接连接到电气推进组件304的电动机312)。另外地或可替代地，在某些实施例中，第一ICC 316和第二ICC 318可以不被配置为实质上修改通过其提供的电力的电压。因此，根据该实施例，由电力源302产生的电力可以以与其产生时基本上相同的电压通过电力总线306被传输和递送到电气推进组件304。这种配置可以降低系统的整体重量。
如上所述，以相对高的电压在推进系统200内传输电力可允许以减小的电流传输该电力，同时仍提供期望的功率量。如将理解的是，这样的配置可以允许具有减小的厚度或直径的电缆，这可以在包括示例性推进系统300的飞行器中减轻重量。更具体地，对于图7中描绘的示例性推进系统300，这种配置可允许例如电力总线306的传输电缆320具有减小的厚度或直径，以节省重量。值得注意的是，根据某些示例性推进系统，可能需要传输电缆320延伸相对长的距离，使得减小的厚度或直径可以显著地节省重量(参见例如图1、图4以及图5和图6的实施例)。
然而，将进一步理解的是，通过以相对高的电压操作电力总线306，局部放电或电晕放电的风险增加。此外，考虑到推进系统300将在相对高的海拔(即，环境压力降低)下操作，局部放电或电晕放电的这种风险甚至进一步增加。
因此，对于图7所示的示例性推进系统300，电力总线306的传输电缆320被配置为高压电缆，该高压电缆被配置为将具有相对高的电压的电力从电力源302传输到电气推进组件304。更具体地，现在参考图8，提供了根据本申请的示例性实施例的传输电缆320的一部分的截面图，如可以与图7的示例性电力总线306一起使用。对于图8的实施例，传输电缆320包括导体322、包封导体322的导体屏蔽层324以及包封导体屏蔽层324的绝缘层326。对于所描绘的实施例，导体322被配置为编织导体，比如编织铜线或编织铝线。该配置可以提供传输电缆320的提高的灵活性。此外，导体屏蔽层324被配置为半导体导体屏蔽层，并且如所理解的是，其被配置为通常通过使包围导体322的电场梯度平滑来最小化局部放电或电晕放电的风险。应该理解的是，如本文所使用的，术语“半导体”通常指代体积电阻率在约1欧姆-米与约1,000,000欧姆-米之间的任何材料。
值得注意的是，对于所描述的实施例，导体322是编织导体，在外表面上(例如，在股线之间)固有地存在气隙。这些气隙或更具体地是限定气隙的股线可以在例如导体322的股线的外半径处提供相对高浓度的电场线。导体屏蔽层324分散这些相对高浓度的电场线，并且进一步降低气隙在一定海拔下击穿的可能性。这通过利用半导体导体屏蔽层324填充气隙或者通过有效地延伸出导体322的外半径来减轻电场梯度来实现。在某些实施例中，导体屏蔽层324可以是碳浸渍材料，例如碳浸渍聚乙烯、EPR(乙丙橡胶)、硅橡胶或者可替代地可以由任何其它合适的材料形成。另外，在某些实施例中，导体屏蔽层324可具有在约千分之二英寸(千分之一英寸为“密耳”)与约一百密尔之间的厚度。例如，导体屏蔽层224可以具有在约四密耳与约五十密耳之间的厚度。
另外，对于所描绘的实施例，绝缘层326可以是例如EPR(乙丙橡胶)、XLPE(交联聚乙烯)或硅橡胶绝缘层。此外，对于所描绘的实施例，传输电缆320还包括包封绝缘层326的绝缘体屏蔽层328。与导体屏蔽层324类似，绝缘体屏蔽层328被配置为半导体绝缘体屏蔽层，半导体绝缘体屏蔽层被配置为通常通过使包围绝缘层326的潜在电场梯度平滑/分散相对高浓度的电场线来最小化局部放电或电晕放电的风险。在某些实施例中，绝缘体屏蔽层328可以以与上述导体屏蔽层324基本上相同的方式配置。
值得注意的是，传输电缆320还包括包围绝缘屏蔽层328的金属屏蔽层330和包围金属屏蔽层的外部护套330。金属屏蔽层330是接地的金属屏蔽层(在图8中示意性地示出)。绝缘屏蔽层328和导体屏蔽层324中的一个或两个(取决于配置)在例如金属屏蔽层330(即，金属层)与绝缘层326之间提供浅电场梯度和强机电结合。外部护套331可以具有用于为传输电缆320提供一般保护的任何合适的配置。然而，应该理解的是，在其它示例性实施例中，传输电缆320可以进一步具有本文中未描述的附加层，或者可替代地可以不包括本文中所述的层中的一个或多个。
另外，应该进一步理解的是，在其它示例性实施例中，电力总线306可以具有用于在推进系统300所需的相对高的电压下传输电力的任何其它合适的配置。例如，现在参考图9，在某些示例性实施例中，电力总线306可以进一步包括冷却剂系统332，用于冷却电力总线306的电缆中的一个或多个，比如传输电缆320。图9的示例性电力总线306可以以与图7的示例性电力总线306基本上相同的方式配置。例如，图9的电力总线306包括将电力源302电连接到电气推进组件304的传输电缆320，并且被配置为以超过例如800V的电压通过传输电缆320将电力从电力源302传输到电气推进组件304。
然而，对于图9的实施例，电力总线306还包括冷却剂系统332。冷却剂系统332包括与电力总线306中的一个或多个电缆(例如传输电缆320)的至少一部分同心延伸的至少一部分。例如，简要地参考图10，提供图9的示例性电力总线306的区段的特写侧面横截面图。如所描绘的，电力总线306包括传输电缆320。图10的示例性传输电缆320可以以与图8所示的示例性传输电缆基本上相同的方式配置。然而，对于图10的实施例，传输电缆320还包括用于为传输电缆320提供防水密封的密封层334。
此外，对于所描绘的实施例，传送电缆320的至少一部分在冷却剂系统330的冷却管线336内延伸。更具体地，对于所描绘的实施例，传输电缆320与系统的冷却管线336大致同轴地延伸，使得通过核心系统330的冷却管线336的冷却剂338流围绕传输电缆320流动并且可以操作为例如接收来自传输电缆320的热量以冷却传输电缆320。值得注意的是，包括冷却剂系统330可以允许使用电力总线306内的材料，更具体地，在传输电缆320内的材料，否则可能不能够承受传输电缆320的温度需求。例如，包括冷却剂系统330可以允许传输电缆322的绝缘层326由例如硅橡胶形成，或者进一步地由EPR或XLPE形成(其中的每一种与硅橡胶相比均为低温材料)。
现在返回参考图9，将理解的是，电力总线306的冷却剂系统330作为闭环系统操作。例如，冷却剂系统330还包括第一传输箱340和第二传输箱342，冷却管线336在其之间延伸(并且传输电缆320与其同心/同轴地延伸)。第一传输箱340和第二传输箱342允许传送电缆320转变成与冷却管线336同心关系或者脱离与冷却管线336的同心关系。冷却剂系统330还包括将第一传输箱340流体地连接到第二传输箱342的外部回路344。此外，热交换器346定位成与外部环路热连通，用于从流经其中的冷却剂338去除热。在操作期间，冷却剂334可基本上连续地从第一传输箱340通过冷却管线336流向第二传输箱342，并且从第二传输箱342通过外部环路返回到第一传输箱340(利用操作为从其中去除热量的换热器346)。虽然没有示出，但是在某些实施例中，可以设置泵或其它装置以引导冷却剂338流过冷却剂系统330。
值得注意的是，尽管图9的示例性电力总线306不包括任何ICC，比如ICC 316、318，但是在其它实施例中，可以包括一个或多个ICC。
现参考图11，提供一种根据本发明的示例性方面的用于操作用于飞行器的推进系统的方法400的流程图。在某些示例性方面中，示例性方法400可被用于上文参考图1到图10所描述的示例性推进系统中的一个或多个。
如图11所示，示例性方法400包括在(402)利用电力源产生电力。在某些示例性方面中，在(402)处利用电力源产生电力可以包括利用电力源的内燃机来旋转/驱动电力源的发电机。
另外，示例性方法400包括：在(404)处，通过电力总线以超过800伏特的电压将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件。更具体地，对于图11中描绘的示例性方面，在(404)处通过电力总线将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件包括在(406)处通过电力总线以在约800伏特与约20,000伏特之间的电压将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件。此外，对于图11中描绘的示例性方面，在(404)处通过电力总线将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件还包括在(408)处通过电力总线以在约30安培与约1,200安培之间的电流将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件。
此外，如上所述，示例性方法400可以用于上述示例性推进系统中的一个或多个。因此，尽管未示出，但是在某些示例性方面中，在(404)处通过电力总线将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件可以另外包括通过高压电缆将通过利用电力源产生的电力传输到电气推进组件，高压电缆潜在地包括导体、包封导体的导体屏蔽层、包封导体屏蔽层的绝缘层、包封导体的绝缘体屏蔽层以及包封绝缘体屏蔽层的金属屏蔽层。另外地或可替代地，在其它示例性方面中，在(404)处通过电力总线将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件可以包括通过与冷却剂系统的冷却管线同轴地延伸的高压电缆将利用电力源产生的电力传输到电气推进组件。
仍然参考图11中描绘的示例性方面，示例性方法400还包括在(410)处利用电气推进组件产生用于飞行器的推力，电气推进组件由通过电力总线传输的电力供电。例如，在某些示例性方面中，在(410)处产生用于飞行器的推力可包括利用电气推进组件的电动机使电气推进组件的推进器旋转，其中电动机从电力总线接收电力。
此书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使所属领域的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执行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果此类其它实例包括并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求范围内。

Claims (10)

1.一种用于飞行器(10)的推进系统(300)，包括：
电力源(302)；
电气推进组件(304)，所述电气推进组件(304)包括电动机(312)和推进器(314)，所述推进器(314)由所述电动机(312)提供动力；以及
电力总线(306)，所述电力总线(306)将所述电力源(302)电连接到所述电气推进组件(304)，所述电力源(302)被配置为向所述电力总线(306)提供电力，以及所述电力总线(306)被配置为以超过800伏特的电压将所述电力传输到所述电气推进组件(304)。
2.根据权利要求1所述的推进系统(300)，其中，所述电力总线(306)被配置为以在约1,000伏特与约20,000伏特之间的电压将所述电力传输到所述电气推进组件(304)。
3.根据权利要求1所述的推进系统(300)，其中，所述电力总线(306)被配置为以在约30安培与约1,200安培之间的电流将所述电力传输到所述电气推进组件(304)。
4.根据权利要求1所述的推进系统(300)，其中，所述电力源(302)包括内燃机(308)和发电机(310)。
5.根据权利要求4所述的推进系统(300)，其中，所述内燃机(308)是涡轮螺旋桨发动机或涡轮风扇发动机(100)中的至少一个。
6.根据权利要求1所述的推进系统(300)，其中，所述电气推进组件(304)还包括多个电动机(312)和多个推进器(314)，每个推进器(314)由所述电动机(312)中的相应的一个提供动力。
7.根据权利要求6所述的推进系统(300)，其中，所述电力总线(306)将所述电力源(302)电连接到所述多个电动机(312)中的每一个，以及其中，所述电力总线(306)被配置为以超过800伏特的电压将电力传输到所述多个电动机(312)中的每一个。
8.根据权利要求1所述的推进系统(300)，其中，所述电力总线(306)包括高压电缆，所述高压电缆被配置为承载具有超过800伏的电压的所述电力。
9.根据权利要求8所述的推进系统(300)，其中，所述高压电缆包括：
导体(322)；
包封所述导体(322)的半导体导体屏蔽层(324)；
包封所述导体屏蔽层(324)的绝缘层(326)；以及
包封所述绝缘层(326)的半导体绝缘体屏蔽层(328)。
10.一种用于操作用于飞行器的推进系统的方法(400)，包括：
在(402)处利用电力源产生电力；
在(404)处通过电力总线以超过800伏特的电压将利用所述电力源产生的所述电力传输到电气推进组件；以及
在(410)处利用所述电气推进组件产生用于所述飞行器的推力，所述电气推进组件由通过所述电力总线传输的所述电力供电。
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