CN109018377A - 用于飞行器的混合电力推进系统和其涡轮机的起动方法 - Google Patents

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Abstract

本申请提供一种用于飞行器的混合电力推进系统和其涡轮机的起动方法。所述混合电力推进系统包括推进器和涡轮机。所述涡轮机包括高压涡轮，所述高压涡轮通过高压转轴驱动联接到高压压缩机。所述混合电力推进系统还包括电气系统，所述电气系统包括第一电机、第二电机和电能储存单元，所述电能储存单元可电连接至第一电机和第二电机。所述第一电机联接到所述涡轮机的所述高压转轴，所述第二电机联接到所述推进器以用于驱动所述推进器以为飞行器提供推进益处。所述混合电力推进系统还包括控制器，所述控制器配置成将电功率从电源提供至所述第一电机，以驱动所述第一电机起动或者辅助起动所述涡轮机。

Description

用于飞行器的混合电力推进系统和其涡轮机的起动方法
技术领域
本申请的主题一般涉及混合电力飞行器推进系统，以及一种起动混合电力飞行器推进系统内的涡轮机的方法。
背景技术
传统的商业飞行器大体包括机身、一对机翼、和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。每一个涡扇喷气发动机通常安装于飞行器机翼中相应的一个机翼，例如处于位于机翼下方、与机翼和机身分开的悬空位置。
一开始必须起动涡扇喷气式发动机。另外，在飞行期间如果涡扇喷气式发动机非计划关闭则可能需要起动或者更具体地重新起动一个或多个涡扇喷气式发动机。例如，由于吸入冰块、鸟击、由飞行机组命令的不经意的发动机关闭，涡扇喷气式发动机可能关闭。
在一开始起动时，起动器系统(例如气动起动器)使发动机旋转到足以发起涡扇喷气式发动机的燃烧区段的点燃的速度。关于飞行中起动，目前有至少两种类型。飞行中发动机起动的第一种类型是“辅助”起动，其中，发动机被通过发动机的气流和起动器系统施加的扭矩两者旋转。飞行中发动机起动的第二种类型通常称作“未辅助”起动，原因是未利用常规的发动机起动器，来使发动机加速。代之，仅是通过发动机的环境气流产生扭矩，使发动机在灭火(lightoff)之前旋转到最小速度。与通过发动机的气流关联的此扭矩通常称作“风转(windmilling)”扭矩。在未辅助情况下的扭矩和所产生的最小灭火前速度相对于在辅助起动操作中获得的扭矩和速度通常较低。
辅助起动通常优于未辅助起动，原因是附加的起动器扭矩使发动机更快更可靠地达到怠速，且由于高排气温度等导致的对发动机的总应力较小。无论如何，在某些条件下由于起动器系统的电力不可用，需要以未辅助方式起动发动机。在大多数情况下，起动器系统由另一飞行器发动机提供的气动能或者由辅助动力单元(APU)供能。如果既没有运行，也没有有效地运行，则气动能可能对起动器系统不可用，因此重新起动必须是未辅助类型的。
当执行未辅助起动时，发动机灭火必须出现在最小速度，所述最小速度由风转扭矩确定。此最小速度相对于辅助情况较低，因此主燃料泵(其通过核心的旋转驱动)通常尺寸过大以能够提供足够的燃料以此最小速度起动发动机。另外，与辅助起动相比，在未辅助情况下缺少起动器系统扭矩导致较高的内部温度，较慢的加速度速率以及在任何特定的加速度速率下降低的压缩机失速裕度。这些因素可降低成功起动的概率，增加执行重新起动所需的时间，并且由于升高的内部温度可能降低发动机内某些部件的使用寿命。
类似地，在辅助起动中，传统的起动器系统通常提供次优扭矩贡献，这是由于起动器系统的限制扭矩/功率容量，以及缺少以接近或超越发动机怠速的速度操作起动器的能力。在高纬度和飞行中起动期间此次优扭矩贡献变差，因为当环境压力降低时(即当在较高高度操作时)给起动器系统提供气动功率的系统通常经历容量的降低。
因此，具有以下特征的推进系统将是有用的：提供燃气涡轮发动机的较高概率的起动；燃气涡轮发动机的更高效的起动，和/或燃气涡轮发动机的更快速的起动。
发明内容
本申请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，或可通过本申请的实施而得知。
在本公开的一个示例性实施例中，提供一种用于飞行器的混合电力推进系统。所述混合电力推进系统包括推进器和涡轮机。所述涡轮机包括高压涡轮，所述高压涡轮通过高压转轴驱动联接到高压压缩机。所述混合电力推进系统还包括电气系统，所述电气系统包括第一电机、第二电机和电能储存单元，所述电能储存单元可电连接至第一电机和第二电机。所述第一电机联接到所述涡轮机的所述高压转轴，所述第二电机联接到所述推进器以用于驱动所述推进器，为飞行器提供推进益处。所述混合电力推进系统还包括控制器，所述控制器配置成将电功率从电源提供至所述第一电机，以驱动所述第一电机起动或者辅助起动所述涡轮机。
在某些示例性实施例中，所述涡轮机配置为第一涡扇发动机的一部分，其中，所述推进器配置为第二涡扇发动机的一部分。
在某些示例性实施例中，所述涡轮机配置为涡扇发动机的一部分，其中，所述推进器配置为电力推进器组件的一部分。
在某些示例性实施例中，所述高压涡轮和所述高压压缩机至少部分地限定核心空气流动路径，其中，所述第一电机设置在所述核心空气流动路径内。
在某些示例性实施例中，所述电源是所述电能储存单元，其中，所述电能储存单元与所述第一电机和所述第二电机两者选择性电连通。
在某些示例性实施例中，所述控制器还配置成在所述涡轮机操作期间从所述第一电机提取电功率，其中，所述能量储存单元配置成储存至少大约五十千瓦-小时的电功率，并且其中，所述第一电机配置成在所述涡轮机操作期间发电至少大约五十千瓦。
在某些示例性实施例中，能量储存单元配置成储存至少大约六十五千瓦-小时的电功率。
在本公开的一个示例性方面，提供一种用于起动飞行器的混合电力推进系统的涡轮机的方法。所述混合电力推进系统包括推进器、涡轮机和电气系统，所述电气系统包括第一电机、第二电机和电能储存单元，所述第一电机联接到所述涡轮机的高压系统，所述第二电机联接到所述推进器。所述方法包括：由一个或多个计算装置接收发动机起动命令；由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机，以驱动所述第一电机，并使所述涡轮机的高压系统旋转到至少最小阈值速度；一旦所述涡轮机的高压系统正以至少所述最小阈值速度旋转，则由所述一个或多个计算装置发起所述涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃；以及由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第二电机，以驱动所述推进器并为飞行器提供推进益处。
在某些示例性方面，所述最小阈值速度在所述涡轮机的怠速的大约百分之五十五之内。
在某些示例性方面，所述发动机起动命令是发动机重起命令。例如，在某些示例性方面，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机，使得所述第一电机单独与通过所述涡轮机的环境气流结合使所述涡轮机的高压系统旋转。
在某些示例性方面，所述电能储存单元配置成储存至少大约五十千瓦小时的电功率。
在本公开的另一示例性方面，提供一种用于起动飞行器的混合电力推进系统的涡轮机的方法。所述混合电力推进系统包括推进器、涡轮机和电气系统，所述电气系统包括第一电机、第二电机和电能储存单元，所述第一电机联接到所述涡轮机的高压系统，所述第二电机联接到所述推进器。所述方法包括：由一个或多个计算装置接收发动机起动命令；由所述一个或多个计算装置接收指示发动机起动参数值的数据；响应于指示所述发动机起动参数值的所接收的数据，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机以驱动所述第一电机，并使所述涡轮机的高压系统旋转；以及由所述一个或多个计算装置发起所述涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃。
在某些示例性方面，所述发动机起动参数值为以下的至少一个：核心速度加速度值、核心速度值、排气温度值或失速裕度值。
在某些示例性方面，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括响应于指示所述发动机起动参数值的所接收的数据，由所述一个或多个计算装置修改从所述电能储存单元提供至所述第一电机的电功率的量，以驱动所述第一电机并使所述涡轮机的高压系统旋转。
在某些示例性方面，所述发动机起动参数值为核心速度加速度值，其中，由所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机起动参数值的数据包括由所述一个或多个计算装置确定所述核心速度加速度值低于用于起动的期望核心速度加速度阈值，并且其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括响应于确定所述核心速度加速度值低于用于起动的期望核心速度加速度阈值，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机。
在某些示例性方面，所述发动机起动参数值为排气温度值，其中，由所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机起动参数值的数据包括由所述一个或多个计算装置确定所述排气温度值大于用于起动的期望排气温度阈值，并且其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括响应于确定所述排气温度值高于用于起动的所述期望核心速度加速度阈值，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机。
在某些示例性方面，所述发动机起动参数值是失速裕度值，其中，由所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机起动参数值的数据包括由所述一个或多个计算装置确定所述失速裕度值在用于起动的期望失速裕度范围之外，并且其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括响应于确定所述失速裕度在用于起动的所述期望失速裕度范围之外，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机。
在某些示例性方面，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机，使得所述涡轮机的所述高压系统基本上完全被所述第一电机旋转。
在某些示例性方面，所述方法还包括由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第二电机，以驱动所述推进器并为飞行器提供推进益处。
具体地，本申请公开了一种用于飞行器的混合电力推进系统，包括推进器；涡轮机；所述涡轮机包括高压涡轮，所述高压涡轮通过高压转轴驱动联接到高压压缩机；电气系统，所述电气系统包括第一电机、第二电机和电能储存单元，所述电能储存单元可电连接至所述第一和第二电机，所述第一电机联接到所述涡轮机的所述高压转轴，所述第二电机联接到所述推进器以用于驱动所述推进器，为所述飞行器提供推进益处；以及控制器，所述控制器配置成将电功率从电源提供至所述第一电机，以驱动所述第一电机起动或者辅助起动所述涡轮机。
本申请技术方案2根据技术方案1所述的混合电力推进系统，其中，所述涡轮机配置为第一涡扇发动机的一部分，并且其中，所述推进器配置为第二涡扇发动机的一部分。
本申请技术方案3根据技术方案1所述的混合电力推进系统，其中，所述涡轮机配置为涡扇发动机的一部分，并且其中，所述推进器配置为电力推进器组件的一部分。
本申请技术方案4根据技术方案1所述的混合电力推进系统，其中，所述高压涡轮和所述高压压缩机至少部分地限定核心空气流动路径，并且其中，所述第一电机设置在所述核心空气流动路径内。
本申请技术方案5根据技术方案1所述的混合电力推进系统，其中，所述电源是所述电能储存单元，其中，所述电能储存单元与所述第一电机和所述第二电机两者选择性电连通。
本申请技术方案6根据技术方案1所述的混合电力推进系统，其中，所述控制器还配置成在所述涡轮机操作期间从所述第一电机提取电功率，其中，所述能量储存单元配置成储存至少大约五十千瓦-小时的电功率，并且其中，所述第一电机配置成在所述涡轮机操作期间产生至少大约五十千瓦。
本申请技术方案7根据技术方案1所述的混合电力推进系统，其中，能量储存单元配置成储存至少大约六十五千瓦-小时的电功率。
本申请还公开了技术方案8，一种用于起动飞行器的混合电力推进系统的涡轮机的方法，所述混合电力推进系统包括推进器、涡轮机和电气系统，所述电气系统包括第一电机、第二电机和电能储存单元，所述第一电机联接到所述涡轮机的高压系统，所述第二电机联接到所述推进器，所述方法包括由一个或多个计算装置接收发动机起动命令；由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机，以驱动所述第一电机，并使所述涡轮机的高压系统旋转到至少最小阈值速度；一旦所述涡轮机的高压系统正以至少所述最小阈值速度旋转，则由所述一个或多个计算装置发起所述涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃；以及由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第二电机，以驱动所述推进器并为飞行器提供推进益处。
本申请技术方案9根据技术方案8所述的方法，其中，所述最小阈值速度在所述涡轮机的怠速的百分之五十五之内。
本申请技术方案10根据技术方案8所述的方法，其中，所述发动机起动命令是发动机重起命令。
本申请技术方案11根据技术方案10所述的方法，其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机，使得所述第一电机单独与通过所述涡轮机的环境气流结合使所述涡轮机的高压系统旋转。
本申请技术方案12根据技术方案8所述的方法，其中，所述电能储存单元配置成储存至少大约五十千瓦小时的电功率。
本申请还公开了技术方案13，一种用于起动飞行器的混合电力推进系统的涡轮机的方法，所述混合电力推进系统包括推进器、涡轮机和电气系统，所述电气系统包括第一电机、第二电机和电能储存单元，所述第一电机联接到所述涡轮机的高压系统，所述第二电机联接到所述推进器，所述方法包括由一个或多个计算装置接收发动机起动命令；由所述一个或多个计算装置接收指示发动机起动参数值的数据；响应于指示所述发动机起动参数值的所接收的数据，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机以驱动所述第一电机，并使所述涡轮机的高压系统旋转；以及由所述一个或多个计算装置发起所述涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃。
本申请技术方案14根据技术方案13所述的方法，其中，所述发动机起动参数值为以下的至少一个：核心速度加速度值、核心速度值、排气温度值或失速裕度值。
本申请技术方案15根据技术方案13所述的方法，其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括响应于指示所述发动机起动参数值的所接收的数据，由所述一个或多个计算装置修改从所述电能储存单元提供至所述第一电机的电功率的量，以驱动所述第一电机并使所述涡轮机的高压系统旋转。
本申请技术方案16根据技术方案13所述的方法，其中，所述发动机起动参数值为核心速度加速度值，其中，由所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机起动参数值的数据包括由所述一个或多个计算装置确定所述核心速度加速度值低于用于起动的期望核心速度加速度阈值，并且其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括响应于确定所述核心速度加速度值低于用于起动的期望核心速度加速度阈值，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机。
本申请技术方案17根据技术方案13所述的方法，其中，所述发动机起动参数值为排气温度值，其中，由所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机起动参数值的数据包括由所述一个或多个计算装置确定所述排气温度值大于用于起动的期望排气温度阈值，并且其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括响应于确定所述排气温度值高于用于起动的期望核心速度加速度阈值，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机。
本申请技术方案18根据技术方案13所述的方法，其中，所述发动机起动参数值为失速裕度值，其中，由所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机起动参数值的数据包括由所述一个或多个计算装置确定所述失速裕度值在用于起动的期望失速裕度范围之外，并且其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括响应于确定所述失速裕度在用于起动的所述期望失速裕度范围之外，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机。
本申请技术方案19根据技术方案13所述的方法，其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机，使得所述涡轮机的所述高压系统基本上完全被所述第一电机旋转。
本申请技术方案20根据技术方案13所述的方法，还包括由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第二电机，以驱动所述推进器并为飞行器提供推进益处。
参考以下描述和所附权利要求书，本申请的这些和其它特征、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申请的实施例，且连同所述描述一起用于解释本申请的原理。
附图说明
本说明书中针对所属领域的技术人员来阐述本申请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是根据本申请的各种示例性实施例的飞行器的俯视图。
图2是安装于图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是图4的示例性飞行器的左舷(port side)视图。
图6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7是根据本申请的示例性方面的用于起动飞行器的混合电力推进系统的燃气涡轮发动机的方法的流程图。
图8是根据本申请的另一示例性方面的用于起动飞行器的混合电力推进系统的燃气涡轮发动机的方法的流程图。
图9是根据本申请的示例性方面的计算系统。
具体实施方式
现将详细参考本申请的当前实施例，其一个或多个实例图示于附图中。详细描述中使用数字和字母标记来指代图式中的特征。已在图式和描述中使用相同或类似的标记来指代本申请的相同或类似部分。
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“前部”和“后部”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，前部是指更靠近发动机入口的位置并且后部是指更靠近发动机喷嘴或排气部的位置。
术语“上游”和“下游”指代相对于路径中的流的相对方向。例如，相对于流体流，“上游”是指流体流出的方向，并且“下游”是指流体流向的方向。然而，当在本文中使用时，术语“上游”和“下游”也指是电流。
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组件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可能指的是在百分之十的余量内。
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，除非上下文或语言作出其它表示。例如，本文中所公开的所有范围都包括端点，并且所述端点能够彼此独立组合。
本公开一般涉及混合电力推进系统，其具有推进器、涡轮机和电气系统。电气系统包括第一电机、第二电机和电能储存单元，所述电能储存单元可电连接至第一电机和第二电机。第一电机联接到涡轮机的高压系统，第二电机联接到推进器，用于驱动推进器以为飞行器提供推进益处。例如，在某些示例性实施例中，涡轮机可配置成涡扇发动机的一部分，并且推进器可配置成电力推进器组件(例如电扇)的一部分。备选地，在其它示例性实施例中，涡轮机可配置成第一涡扇发动机的一部分，并且推进器可配置成第二涡扇发动机的一部分。备选地，在其它示例性实施例中，涡轮机和推进器可一起配置成涡扇发动机的一部分。举例来说，在其它示例性实施例中，这些部件可配置为例如涡轮螺旋桨发动机或任何其它合适的燃气涡轮发动机的一部分。
在混合电力推进系统的某些操作中，涡轮机驱动第一电机以产生电功率，电功率然后提供至电能储存单元或第二电机中的一个或两者。第二电机接收电功率，至少部分地驱动推进器。例如，第二电机可配置成从电能储存单元或第一电机中的一个或两者接收电功率，以驱动专用推进器，例如风扇，并为飞行器产生推进益处，例如推力。在混合电力推进系统的其它操作中，储存在电能储存单元内的电功率可重新引导到第一电机以起动涡轮机或辅助起动涡轮机。
例如，在某些示例性方面，响应于涡轮机的未计划关闭，来自电能储存单元的电功率可被重新引导到第一电机以辅助空中/飞行中的重起。使用此示例性方面，所述方法可在发起燃烧区段的燃烧器的重燃之前借助于第一电机使用来自电能储存单元的功率，使涡轮机的高压系统旋转。例如，在某些示例性方面，所述方法可以某种方式使高压系统旋转达到某个最小阈值速度，以提高成功重起的概率和/或防止涡轮机在例如涡轮机的排气温度极限内操作。在给定第一电能储存单元和电机的容量下，此最小阈值速度可相对较高。在发起重起之前使高压系统旋转到最小阈值速度可确保通过涡轮机提供足够量的气流，以便一旦开始重起能冷却涡轮机，降低例如此重起过程中的排气温度。这还可以实现燃料泵尺寸的减小，因为燃料泵可与高压系统一起旋转，更确切地说可被高压系统旋转。
值得注意的是，以类似方式，来自电能储存单元的电功率可引导到第一电机以辅助涡轮机的初始起动。这可降低涡轮机的起动时间，提高涡轮机初始起动就获得成功的概率等。而且，在一个或多个上述情况下，除了涡轮机的传统起动器系统之外第一电机可提供扭矩，或者备选地，无需涡轮机的传统起动器系统的辅助。
而且，在某些示例性方面，混合电力推进系统可响应于涡轮机的一个或多个操作参数通过第一电机将功率增加到涡轮机的高压系统。例如，所述方法可响应于核心速度加速度值、核心速度值、排气温度值或压缩机失速裕度值在期望起动范围外增加到涡轮机的高压系统的功率(或调节被提供到涡轮机的高压系统的功率量)。
现在参看附图，其中贯穿附图类似的数字指示相同的元件，图1提供了可以结合有本申请的各种实施例的示例性飞行器10的俯视图。如图1中所示，飞行器10限定了延伸穿过其中的纵向中心线14、侧向方向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纵向延伸到飞行器10后端18的机身12、和位于飞行器10的后端的尾翼19。此外，飞行器10包括机翼组件，该机翼组件包括第一左舷侧翼20和第二右舷侧翼22。第一机翼20和第二机翼22均相对于纵向中心线14侧向向外延伸。第一机翼20和机身12的一部分共同限定飞行器10的第一侧24，并且第二机翼22和机身12的另一部分共同限定飞行器10的第二侧26。对于图示实施例而言，飞行器10的第一侧24被构造成飞行器10的左舷侧，并且飞行器10的第二侧26被构造成飞行器10的右舷侧。
图示的示例性实施例的机翼20、22中的每一个都包括一个或多个前缘襟翼28以及一个或多个后缘襟翼30。飞行器10还包括、或者说飞行器10的尾翼19包括竖直稳定器32，该竖直稳定器具有方向襟翼(未示出)以用于偏航控制、和一对水平稳定器34，该对水平稳定器均具有用于俯仰控制的升降襟翼36。机身12还包括外表面或蒙皮38。然而，应当领会，在本申请的其它示例性实施例中，飞行器10可以除此之外或备选地包括任何其它合适的构型。例如，在其它实施例中，飞行器10可以包括任何其它构型的稳定器。
现在还参照图2和图3，图1的示例性飞行器10还包括混合电力推进系统50，该混合电力推进系统具有第一推进器组件52和第二推进器组件54。图2提供了第一推进器组件52的示意性横截面图，并且图3提供了第二推进器组件54的示意性横截面图。对于图示实施例而言，第一推进器组件52和第二推进器组件54中的每一个都被构造成翼下安装配置。然而，如下面将讨论的，在其它示例性实施例中，第一推进器组件52和第二推进器组件54中的一个或两者可安装在任何其它适合位置。
大致参照图1至图3，示例性混合电力推进系统50大致包括：第一推进器组件52，所述第一推进器组件具有燃烧发动机和主推进器(对于图2的实施例而言，其一起配置成涡扇发动机100)；第一电机(对于图2的实施例而言为电动机/发电机56)，第一电机驱动联接到燃烧发动机；第二推进器组件54，所述第二推进器组件54具有推进器和第二电机(即电机206；对于图3的实施例的第二推进器组件54配置成电力推进器组件200)；电能储存单元55，控制器72和电力总线58。第一电机(即对于图示实施例而言为电动机/发电机56)、第二电机(即并入到第二推进器组件54中的电机206)和电能储存单元55在本文中可一起称作混合电力推进系统50的电气系统。此外，第一电机、第二电机和电能储存单元55可通过电力总线58的一个或多个电线60相互电连接。例如，电力总线58可包括各种开关或其它功率电子器件，所述开关或其它功率电子器件可活动以选择性将混合电力推进系统50的各个部件电连接，并且可选地转换或调节通过其传输的这种电功率。
如下文更加详细地描述的，控制器72大致配置成在混合电力推进系统50的各个部件之间分配电功率。例如，控制器72可借助电力总线58操作(包括一个或多个开关或其它功率电子器件)以将电功率提供至各个部件或者从各个部件汲取电功率，从而在各种操作模式(包括例如起动操作模式)中操作混合电力推进系统50。这示意性描绘为通过控制器72延伸的电力总线58的电线60。因此，要领会到，电机56、电能储存单元55和电力推进器组件200的电动机206可相互电连接，并且更具体地，通过控制器72的操作相互选择性电连通。
控制器72可以是专用于混合电力推进系统50的独立式控制器，或者备选地，可以并入到飞行器10的主系统控制器、用于示例性涡扇发动机100的分开的控制器(例如用于涡扇发动机100的全权限数字发动机控制系统，也称作FADEC)等的一个或多个中。
另外，电能储存单元55可配置为一个或多个电池，例如一个或多个锂离子电池，或者备选地可配置为任何其它适合的电能储存装置。要领会，对于本文中描述的混合电力推进系统50而言，电能储存单元55配置成储存相对大量的电功率。例如，在某些示例性实施例中，电能储存单元可配置成储存至少大约五十千瓦-小时的电功率，例如至少大约六十五千瓦-小时的电功率，例如至少大约七十五千瓦-小时的电功率，以及高达大约五百千瓦-小时的电功率。
现在具体地参照图1和图2，第一推进器组件52包括燃烧发动机，燃烧发动机安装到或配置成安装到飞行器10的第一翼20。更具体地，如所描述的，对于图2的实施例而言，燃烧发动机是涡轮机102，并且第一推进器组件52还包括主推进器，更确切地说主风扇(参照图2简称为“风扇104”)。因此，对于图示实施例而言，涡轮机102和风扇104一起配置成涡扇发动机100的一部分。
如图2中所示，涡扇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，涡扇100包括风扇104和布置于风扇104下游的涡轮机102。
所图示的示例性涡轮机102大体包括基本成管状的外部壳体106，该外部壳体界定环形入口108。外部壳体106以串流关系封装：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；涡轮区段，其包括第一、高压(HP)涡轮116和第二、低压(LP)涡轮118；以及喷气排气喷嘴区段120。压缩机区段、燃烧区段114和涡轮区段一起至少部分地限定核心空气流动路径121。
涡扇100的示例性涡轮机102还包括能够与涡轮区段的至少一部分(并且对于图示实施例而言，压缩机区段的至少一部分)一起旋转的一个或多个轴。更具体地，对于图示的实施例而言，涡扇100包括高压(HP)轴或转轴122，该高压轴或转轴将HP涡轮116驱动地连接到HP压缩机112。此外，示例性涡扇100包括低压(LP)轴或转轴124，该低压轴或转轴将LP涡轮118驱动地连接到LP压缩机110。
此外，示例性风扇104图示为被构造成可变桨距风扇，该可变桨距风扇具有以间隔开的方式联接到盘130的多个风扇叶片128。风扇叶片128大体沿径向方向R1从盘130向外延伸。借助于风扇叶片128可操作地联接到适当的致动构件132，每一个风扇叶片128都能够围绕相应的桨距轴线P1相对于盘130旋转，该致动构件被构造成共同改变风扇叶片128的桨距。风扇104机械地联接到LP轴124，使得风扇104由第二、LP涡轮118机械驱动。更具体地，风扇104(其中包括风扇叶片128)、盘130、和致动构件132通过动力齿轮箱134机械联接到LP轴124，并且能够通过跨过动力齿轮箱134的LP轴124关于纵向轴线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(其中包括LP涡轮118)提供电力。
仍然参考图2的示例性实施例，盘130由可旋转的前部轮毂136覆盖，该前部轮毂具有空气动力学轮廓以促进气流通过多个风扇叶片128。此外，涡扇100包括环形风扇壳体或外部机舱138，该环形风扇壳体或外部机舱周向围绕风扇104和/或涡轮机102的至少一部分。因此，图示的示例性涡扇100可以被称为“涵道”涡扇发动机。此外，由多个周向间隔开的出口导叶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的外部上方延伸，以便在其间限定旁路气流通道144。
仍然参照图2，混合电力推进系统50还包括电机，对于图示实施例而言，该电机被构造成电动机/发电机56。对于图示实施例而言，电动机/发电机56设置在涡扇发动机100的涡轮机102内并且与涡扇发动机100的轴中的一个机械连通。更具体地，对于图示实施例而言，电动机/发电机56设置在核心空气流动路径121内，并通过HP轴122由第一HP涡轮机116驱动。电动机/发电机56配置成在某些操作期间将HP轴122的机械功率转换成电功率，并且还配置成在其它操作中将电功率转换成机械功率。因此，在某些操作中，电动机/发电机56可由涡轮机102的HP系统(包括HP涡轮116)供电，在其它操作中可对HP系统供电。
值得注意的是，电动机/发电机56可以是相对大功率的电动机/发电机。例如，在某些操作中，电动机/发电机56可配置成生成至少大约五十千瓦的电功率，或者至少大约六十五马力的机械功率。
然而，应当领会，在其它示例性实施例中，电动机/发电机56可以替代地设置在涡轮机102内的任何其它合适的位置处或者其它位置，并且例如可以通过任何其它合适的方式被供能。例如，在其它实施例中，电动机/发电机56可以在涡轮区段内与HP轴122共轴地安装，或者可以备选地相对于HP轴122偏置并且通过合适的齿轮系驱动。除此之外或者备选地，在其它示例性实施例中，电动机/发电机56可以替代地由LP系统(例如，LP轴124)和HP系统(例如，HP轴122)二者通过双驱动系统供能。除此之外或者备选地，在再其它的实施例中，电动机/发电机56可以包括多个电动机/发电机，例如一个电动机/发电机驱动地连接到LP系统(例如，LP轴124)并且一个驱动地连接到HP系统(例如，HP轴122)。
应当领会，在其它示例性实施例中，图2中图示的示例性涡扇发动机100可以具有任何其它合适的构型。例如，在其它示例性实施例中，风扇104可以不是可变桨距风扇，并且进一步在其它示例性实施例中，LP轴124可以直接机械联接到风扇104(即，涡扇发动机100可以不包括齿轮箱134)。此外，应当领会，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，在其它示例性实施例中，涡扇发动机100可以替代地被构造为涡轮螺旋桨发动机或无涵道涡扇发动机。此外，在再其它的实施例中，涡扇发动机100可以替代地被构造成用于驱动电动机/发电机56的任何其它合适的燃机。例如，在其它实施例中，涡扇发动机可以替代地被构造为涡轮轴发动机或者任何其它合适的燃机。
仍参照图1和图2，涡扇发动机100还包括控制器150以及尽管没有描绘出的一个或多个传感器。控制器150可以是全权限数字发动机控制系统，也称作FADEC。涡扇发动机100的控制器150可配置成控制例如致动构件132、提供至燃烧区段114(未示出)的燃料递送系统等的操作。此外，控制器150可操作地连接至一个或多个传感器以从传感器接收数据，并确定涡扇发动机100的各个操作参数。例如，控制器150可确定一个或多个排气温度、核心的转速(即HP系统的转速)、压缩机排气温度等。而且，再参照图1，涡扇发动机100的控制器150可操作连接至混合电力推进系统50的控制器72。而且，要领会到，控制器72还可通过适合的有线或无线通信系统(以阴影描绘)操作地连接至以下的一个或多个：第一推进器组件52、电动机/发电机56、第二推进器组件54和能量储存单元55。
现在具体参照图1和图3，如之前陈述的，示例性混合电力推进系统50还包括第二推进器组件54，对于图示实施例而言第二推进器组件54安装到飞行器10的第二翼22。特别参照图3，第二推进器组件54大体被构造成电气推进器组件200，该电气推进器组件包括电动机206和推进器/风扇204。电力推进器组件200限定了沿纵向中心线轴线202(延伸穿过其中以便于参照)延伸的轴向方向A2和径向方向R2。对于图示实施例而言，风扇204能够通过电动机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附接到风扇轴210/能够与该风扇轴一起旋转，并且大体沿电力推进器组件200的周向方向(未示出)间隔开。在某些示例性实施例中，多个风扇叶片208可以固定方式附接到风扇轴210，或者备选地，多个风扇叶片208能够相对于风扇轴210旋转(例如在图示实施例中)。例如，多个风扇叶片208均限定了相应的变桨轴线P2，并且对于图示实施例而言，多个风扇叶片附接到风扇轴210，使得多个风扇叶片208中的每一个的桨距都可以例如同时通过变桨机构211来改变。改变多个风扇叶片208的桨距可以提高第二推进器组件54的效率并且/或者可以允许第二推进器组件54实现期望的推力分布。通过该等示例性实施例，风扇204可以被称为可变桨距风扇。
此外，对于图示实施例而言，图示的电力推进器组件200还包括风扇壳体或者外部机舱212，该风扇壳体或外部机舱通过一个或多个支柱或者出口导叶216附接到电力推进器组件200的核心214。对于图示实施例而言，外部机舱212基本完全包绕风扇204，并且具体而言包绕多个风扇叶片208。因此，对于图示实施例而言，电力推进器组件200可以被称为涵道电扇。
仍然特别参照图3，风扇轴210在芯部214内机械联接到电动机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、例如一个或多个滚子轴承、球轴承、或者任何其它合适的轴承来支承。此外，电动机206可以是内转电动机(即，其中包括相对于定子径向向内设置的转子)，或者备选地可以是外传电动机(即，其中包括相对于转子径向向内设置的定子)，或者备选地还可以是轴向通量电动机(即，其中转子既不位于定子外侧也不位于定子内侧，而是沿电动机轴线相对于定子偏置)。
如上文简要提到的，电源(例如电动机/发电机56或电能储存单元55)与电力推进器组件200(即电动机206)电连接以用于将电功率提供至电力推进器组件200。更具体地，电动机206通过电力总线58并且更具体地通过在其间延伸的一个或多个的电缆或电线60与电动机/发电机56电气连通。
然而，应当领会，在其它示例性实施例中，示例性混合电力推进系统50可以具有任何其它合适的构型，并且还可以任何其它合适的方式集成到飞行器10中。例如，在其它示例性实施例中，混合电力推进系统50的电力推进器组件200可代之配置成多个电力推进器组件200，和/或混合电力推进系统50还可包括多个燃烧发动机(例如涡轮机102)和电动机/发电机56。而且，在其它示例性实施例中，电力推进器组件200和/或燃烧发动机和电动机/发电机56可以任何其它适合方式(包括例如尾部安装配置)在任何其它适合位置安装到飞行器10。
例如，现参考图4和图5，图示了根据本申请的又一示例性实施例的飞行器10和混合电力推进系统50。图4和图5的示例性飞行器10和混合电力推进系统50可以与图1到图3的示例性飞行器10和混合电力推进系统50基本上相同的方式来构造，且因此，相同或类似数字也可以指代相同或类似部分。
例如，图4和图5的示例性飞行器10大致包括机身12、尾翼19、电能储存单元55、第一翼20和第二翼22。此外，混合电力推进系统50包括第一推进器组件52和第二推进器组件54。混合电力推进系统50的电气系统包括机械联接到第一推进器组件52的一个或多个电机(例如下面讨论的电机56A、56B)和联接到并入到第二推进器组件54中的推进器(未示出)的一个或多个电机(未示出)。对于图示实施例而言，要领会，第二推进器组件54配置为电力推进器组件200。电机56A、56B电连接至并且配置成通过电力总线58将电功率提供至第二推进器组件54和/或电能储存单元55。
然而，对于图4和图5的实施例，第一推进器组件52还包括多个飞行器发动机，其分别配置为第一涡扇发动机100A和第二涡扇发动机100B。例如，涡扇发动机100A、100B可以与图2的示例性涡扇发动机100基本上相同的方式配置，或者备选地配置为任何其它适合类型的涡轮发动机，其在翼下配置中附接并悬挂在翼20、22下方。此外，对于图4和图5的实施例而言，混合电力推进系统50还包括能够与涡扇发动机100A、100B一起操作的一个或多个电机。更具体地，对于图示实施例而言，混合电力推进系统50还包括能够与涡扇发动机100A一起操作的第一电动机/发电机56A和能够与第二涡扇发动机100B一起操作的第二电动机/发电机56B。尽管被示意性地图示于相应的涡扇发动机100A、100B的外侧，但是在某些实施例中，电动机/发电机56A、56B可以设置在相应的涡扇发动机100A、100B内(例如，见图2)。
而且，对于图4和图5的实施例，混合电力推进系统50包括第二推进器组件54，第二推进器组件54配置为在飞行器10的后端18安装(或配置成安装)到飞行器10的尾翼19或飞行器的机身12中的至少一个的电力推进器组件200。因此，所描述的电力推进器组件200可以称作“后发动机”。更具体地，图示的示例性电力推进器组件200在飞行器10的后端18处安装于飞行器10的机身12并且被构造成吸入和消耗在飞行器10的机身12上方形成边界层的空气。因此，图4和图5中所示的示例性电力推进器组件200还可以被称为边界层吸入(BLI)风扇。电力推进器组件200在机翼20、22和/或涡扇发动机100A、100B后部的位置处安装于飞行器10。具体而言，对于图示实施例而言，电力推进器组件200在后端18处固定地连接到机身12，使得电力推进器组件200在后端18处结合到尾部区段中或者与该尾部区段融合。
而且，对于图4和图5的实施例，混合电力推进系统50还包括控制器72。此外，如上文简要提到的，电力推进器组件200包括推进器和集成在其中的(即混合电力推进系统50的电气系统的)电机。电机可电连接至一个或多个第一和第二电动机/发电机56A、56B，并且可与电能储存单元55电连接。要领会，电能储存单元55在某些操作条件中可配置成从第一电动机/发电机56A和第二电动机/发电机56B中的一个或两者接收电功率，并且在某些操作条件下还可配置成将储存的电功率提供至电力推进器组件200。除此之外或者备选地，在某些操作中，电能储存单元55可配置成将储存的电功率提供至电动机/发电机56A、56B中的一个或两者。而且，控制器72可操作地连接至涡扇发动机100A、100B，电动机/发电机56A、56B，电力推进器组件200和电能储存单元55，以例如在各种操作条件下控制混合电力推进系统50的操作，并选择性电连接混合电力推进系统50的部件。
例如，在图4和图5的实施例的飞行操作中，并入到电力推进器组件200中的电机可从电动机/发电机56A、56B和电能储存单元55中的一个或两者接收电功率，以驱动集成到电力推进器组件200中的推进器，从而为飞行器10提供推进益处。例如，以电力推进器组件200可对边界层气流重新供能(reenergize)的方式，降低飞行器10上的阻力，并潜在地提供飞行器10的附加推力。
然而，应当领会，在本申请再其它的示例性实施例中，可以提供具有以任何其它合适方式构造的混合电力推进系统50的任何其它合适的飞行器10。例如，在其它实施例中，涡扇发动机100A、100B可各自配置为任何其它适合的燃烧发动机(例如涡轮螺旋桨发动机、无涵道涡扇发动机、涡轮轴发动机、涡喷发动机等)。此外，在其它实施例中，电力推进器组件200可以结合到飞行器10的机身中，并且因此被构造成“吊舱式发动机(podded engine)”或者吊舱安装发动机(pod-installation engine)。此外，在再其它的实施例中，电力推进器组件200可以结合到飞行器10的机翼中，并且因此可以被构造成“混合机翼发动机”。
此外，在再其它的示例性实施例中，示例性混合电力推进系统50还可以具有其它构型。例如，现简要参考图6，提供了根据本申请的又一个示例性实施例的混合电力推进系统50的示意图。图6中图示的示例性混合电力推进系统50可类似于上文参照图1至图5描述的一个或多个示例性混合电力推进系统50。
例如，图6的示例性混合电力推进系统50大致包括第一推进器组件52和第二推进器组件54。第一推进器组件大致包括第一涡轮机102A和第一推进器104A，并且类似地，第二推进器组件54大致包括第二涡轮机102B和第二推进器104B。第一涡轮机102A和第二涡轮机102B中每一个大致包括低压系统和高压系统，所述低压系统具有通过低压轴124驱动联接到低压涡轮机118的低压压缩机110，所述高压系统具有通过高压轴122驱动联接到高压涡轮116的高压压缩机112。另外，第一推进器104A驱动联接到第一涡轮机102A的低压系统，第二推进器104B驱动联接到第二涡轮机102B的低压系统。在某些示例性实施例中，第一推进器104A和第一涡轮机102A可配置为第一涡扇发动机，并且类似地，第二推进器104B和第二涡轮机102B可配置为第二涡扇发动机。然而，备选地，这些部件可代之配置为涡轮螺旋桨发动机的一部分或者任何其它适合的涡轮机驱动的推进装置。而且，在某些示例性实施例中，第一推进器组件52可安装到飞行器的第一翼，第二推进器组件54可安装到飞行器的第二翼(例如类似于图1的示例性实施例)。当然，在其它示例性实施例中，可以提供任何其它适合配置(例如两者都可安装到相同翼，一个或两者可安装到飞行器的尾部等)。
而且，图6的混合电力推进系统50还包括电气系统。电气系统包括第一电机56A、第二电机56B和电能储存单元55，所述电能储存单元55可电连接至第一电机56A和第二电机56B。第一电机56A还联接到第一涡轮机102A。更具体讲，对于图示实施例而言，第一电机56A联接到第一涡轮机102A的高压系统，并且更具体地联接到第一涡轮机102A的高压转轴122。以此方式，第一电机56A可从第一涡轮机102A的高压系统提取功率，和/或将功率提供至第一涡轮机102A的高压系统。
然而，与上文讨论的示例性实施例相比，第二推进器组件54不配置为纯电力推进器组件。代之，第二推进器组件54配置为混合电力推进器的一部分。更具体地，第二电机56B联接到第二推进器104B，并且还联接到第二涡轮机102B的低压系统。以此方式，第二电机56B可从第二涡轮机102B的低压系统提取功率和/或将功率提供至第一涡轮机102A的低压系统。更具体地，在某些示例性方面，第二电机56B可驱动或辅助驱动第二推进器104B。
还在图6中图示，示例性混合电力推进系统50还包括控制器72和电力总线58。第一电机56A、第二电机56B和电能储存单元55可通过电力总线58的一个或多个电线60相互电连接。例如，电力总线58可包括各种开关或其它功率电子器件，所述开关或其它功率电子器件可活动以选择性将混合电力推进系统50的各个部件电连接，并且可选地转换或调节通过其传输的此电功率。
此外，应当领会，在再其它示例性实施例中，示例性混合电力推进系统50可以具有其它合适的配置。例如，尽管图6的示例性实施例包括联接到第一涡轮机102A的高压系统的第一电机56A和联接到第二涡轮机102B的低压系统的第二电机56B，但在其它示例性实施例中，电机56A、56B均可联接到低压系统，或者备选地均可联接到高压系统。备选地，在其它示例性实施例中，电气系统还可包括联接到第一涡轮机102A的低压系统的附加电机和联接到第二涡轮机102B的高压系统的附加电机。
现参考图7，提供了根据本申请的示例性方面的用于起动混合电力推进系统的燃气涡轮发动机的方法300。图7的示例性方法300可被用于上文参考图1到图6所描述的示例性混合电力推进系统中的一个或多个。例如，混合电力推进系统可包括推进器、涡轮机和电气系统，所述电气系统包括联接到涡轮机的高压系统的第一电机、联接到推进器的第二电机和电能储存单元。例如，涡轮机可配置为第一涡扇发动机的一部分，推进器可配置为第二涡扇发动机的一部分(例如见图6)。除此之外或者备选地，涡轮机可配置为涡扇发动机的一部分，推进器可配置为电力推进器组件的一部分(例如见图1至图5)。
方法300大致包括在(302)由一个或多个计算装置接收发动机起动命令。在(302)接收的发动机起动命令可以是初始发动机起动命令，或者备选地，可以是在飞行器的飞行期间接收的发动机重起命令。例如，所述命令可以在非命令的发动机关闭之后，例如由于吸入(例如鸟击或结冰)、由飞行机组不经意的关闭等。在某些实施例中，在(302)在飞行器的飞行期间由一个或多个计算装置接收发动机起动命令可包括接收来自用户输入装置(例如由飞行员启动的开关)的发动机起动命令，或者备选地可包括响应于确定在飞行期间涡轮机的关闭条件自动接收发动机起动，或者作为起动序列的一部分。
方法300还包括在(304)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机以驱动第一电机，并使涡轮机的高压系统旋转。更具体地，对于所描述的示例性方面而言，在(304)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机包括在(306)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机，以驱动第一电机并使涡轮机的高压系统旋转到至少最小的阈值速度。在某些示例性方面，最小阈值速度可在涡轮机的怠速的大约百分之五十五之内。例如，在某些示例性方面，最小阈值速度可在涡轮机的怠速的大约百分之五十之内，例如在涡轮机的怠速的大约百分之四十之内，例如涡轮机的怠速的大约百分之三十之内，例如涡轮机的怠速的大约百分之二十五之内。值得注意的是，如本文中使用的表述“X在Z的大约Y％之内”指“X”的值等于“Z”值或者在“Z”值的“Y/100x Z”之内。
值得注意的是，在某些示例性方面，在(304)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至电机可包括响应于在(302)接收发动机起动命令由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至电机。
而且，方法300包括在(308)由一个或多个计算装置发起涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃。更具体地，对于所描述的示例性方面，在(308)由一个或多个计算装置发起涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃包括在(310)一旦涡轮机的高压系统正以至少最小阈值速度旋转，由一个或多个计算装置发起涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃。例如，尽管没有描绘，在某些示例性方面，方法300还可包括感测涡轮机的高压系统的转速，以确定涡轮机的高压系统何时达到至少最小阈值速度。
如上面提到的，在图7描述的方法300的某些示例性方面，在(302)接收的发动机起动命令可以是在飞行器的飞行期间接收的发动机起动命令。使用此示例性方面，在(308)由一个或多个计算装置发起涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃包括在(312)由一个或多个计算装置发起涡轮机的燃烧区段的燃烧器的再点火。同样，使用此示例性方面，示例性方法300可使用通过涡轮机和第一电机的环境气流使涡轮机的高压系统旋转，无需燃气涡轮发动机的起动器系统的帮助。更具体地，使用此示例性方面，在(304)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机还包括在(314)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机，使得第一电机单独与通过涡轮机的环境气流结合使涡轮机的高压系统旋转。因此，使用此示例性方面，涡轮机的高压系统不由任何其它起动器系统(例如由辅助动力单元或其它涡轮机供能的气动起动器)旋转，而是全部由通过涡轮机(也称作“风转”)和第一电机的环境气流供能。
而且，一旦燃烧器和涡轮机已经点燃，涡轮机正在运行，方法300还包括在(316)由一个或多个计算装置将电功率从第一电机、电能储存单元或两者提供至第二电机，以驱动推进器，并为飞行器提供推进益处。例如，在某些示例性方面，第二电机可驱动推进器，并提供飞行器的推力。
通过在发起燃烧器的起动/点燃(或重起/重点燃)之前用第一电机将涡轮机的高压系统驱动到至少最小阈值速度，可避免涡轮机内的某些不期望的条件。例如，通过在发起起动之前将涡轮机的高压系统驱动到至少最小阈值速度，方法300可避免由在以相对低的速度旋转(例如以通过它的不充足的气流，冷却涡轮机的各个部件)的同时起动或者尝试起动燃气涡轮发动机引起的涡轮机内的相对高的排气温度。另外，在起动/重起发动机之前使用相对高功率的电能储存单元和第一电机驱动高压系统到至少最小阈值速度可提高成功起动/重起的概率，并且还可实现燃料泵(可与高压系统一起旋转)尺寸的减小。
而且，要领会到，此配置可以消除必须执行涡轮机的未辅助起动，因为电能储存单元可配置成保持足够的电荷以在所有操作时间或大多数操作时间起动发动机。这又可以实现更有效设计的涡轮机。
现参考图8，提供了根据本申请的另一示例性方面的用于起动飞行器的混合电力推进系统的燃气涡轮发动机的方法300。图8的示例性方法300可类似于图7的示例性方法300，并且还可被用于上文参考图1到图6所描述的示例性混合电力推进系统中的一个或多个。
例如，示例性方法300大致包括在(302)由一个或多个计算装置接收发动机起动命令；在(304)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机以驱动第一电机，并使涡轮机的高压系统旋转；以及在(308)由一个或多个计算装置发起涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃。
值得注意的是，要领会到，对于图8图示的方法300的示例性方面，方法300大致配置成基于涡轮机的实时操作条件提供一定量的电功率。例如，图8的示例性方法300还包括在(318)由一个或多个计算装置接收指示发动机起动参数值的数据。在某些示例性方面，在(318)由一个或多个计算装置接收指示发动机起动参数值的数据可包括从涡轮机内或者可与涡轮机一起操作的一个或多个传感器接收数据。在某些示例性方面，发动机起动参数值可以是以下的至少一个：核心速度加速度值、核心速度值、排气温度值或失速裕度值。核心速度加速度值可以指涡轮机的高压系统的速度加速度值，并且类似地，核心速度值可以指涡轮机的高压系统的速度值。
另外，对于图8中图示的方法300的示例性方面，在(304)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机包括在(320)响应于指示发动机起动参数值的所接收的数据，由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机以驱动第一电机并使涡轮机的高压系统旋转。更具体地，对于描述的示例性方面而言，在(320)响应于指示发动机起动参数值的所接收的数据，由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机以驱动第一电机并使涡轮机的高压系统旋转包括在(322)响应于指示发动机起动参数值的所接收的数据，由一个或多个计算装置修改从电能储存单元提供的电功率的量。例如，方法300可在(322)提高或降低提供至第一电机的电功率的量。
作为实例(如阴影中指示的)，在某些示例性方面，发动机起动参数值可以是核心速度加速度值。使用此示例性方面，在(318)由一个或多个计算装置接收指示发动机起动参数值的数据可包括在(324)由一个或多个计算装置确定核心速度加速度值低于用于起动的期望核心速度加速度阈值(例如发动机起动得太慢或者遇到意外困难)。使用此示例性方面，在(320)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机包括在(326)响应于确定核心速度加速度值低于用于起动的期望核心速度加速度阈值，由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机。
例如，尽管没有描绘，在某些示例性方面，在(326)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机可包括响应于确定核心速度加速度值低于用于起动的期望核心速度加速度阈值，提高提供至第一电机的电功率的量。更具体地，在一个示例性方面，核心速度加速度阈值可以是零，使得方法300在例如涡轮机的核心的加速度下降到低于零时，将电功率从电能储存单元提供至第一电机(或提高从电能储存单元提供至第一电机的功率的量)。例如，在某些示例性方面，飞行器可包括驱动起动器电动机的辅助动力单元，并且当起动器电动机关闭时，涡轮机的高压系统的加速度可下降。使用此示例性实施例，方法300可用电能储存单元激励电机，以降低涡轮机的起动时间。
然而，值得注意的是，应当领会，示例性方法300在某些示例性方面还可例如响应于确定核心速度加速度超过最小阈值降低提供至第一电机的电功率的量。根据需要，这可以使系统300节约电功率。
另外，在其它示例性方面(如也以阴影描绘的)，发动机起动参数值可以是排气温度值。使用此示例性方面，在(318)由一个或多个计算装置接收指示发动机起动参数值的数据可包括在(328)由一个或多个计算装置确定排气温度值大于用于起动的期望排气温度阈值。使用此示例性方面，在(320)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机包括在(330)响应于确定排气温度值大于用于起动的期望排气温度阈值，由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机。
例如，尽管没有描绘，但在某些示例性方面，在(330)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机可包括响应于确定排气温度值高于用于起动的期望排气温度阈值，提高提供至第一电机的电功率的量。在一个示例性方面，例如当涡轮机的起动特别缓慢时，涡轮机的高压系统可能没有足够的气流以保持排气温度低于排气温度阈值。排气温度阈值可以是特定材料的温度极限，或者备选地，可以是设计成保持特定材料的长寿命的较低阈值。因此，当方法300在(328)确定排气温度高于排气温度阈值时，方法300可激励第一电机增加到高压系统的功率(或者提高从电能储存单元提供至第一电机的功率量)，提高高压系统的速度，以降低起动时间，并提供通过其的附加气流以降低排气温度。
然而，值得注意的是，应当领会，示例性方法300在某些示例性方面例如响应于确定排气温度低于某个阈值还可降低提供至第一电机的电功率的量。根据需要，这可以使系统300节约电功率。
而且，在再一些其它示例性方面，发动机起动参数值可以是失速裕度值。使用此示例性方面，在(318)由一个或多个计算装置接收指示发动机起动参数值的数据可包括在(332)由一个或多个计算装置确定失速裕度值在用于起动的期望失速裕度范围之外。使用此示例性方面，在(320)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机包括在(334)响应于确定失速裕度值在用于起动的期望失速裕度范围之外，由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机。例如，尽管没有描绘，但在某些示例性方面，在(332)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机可包括响应于确定失速裕度值在用于起动的期望失速裕度范围之外，提高提供至第一电机的电功率的量。
例如，在涡轮机的起动期间，涡轮机的各个操作参数指示涡轮机的失速裕度低于期望阈值，则方法300可将电功率从电能储存单元提供至第一电机以激励第一电机并增加到涡轮机的高压系统的功率，提高涡轮机的失速裕度(或者备选地，可提高从电能储存单元提供至第一电机的电功率的量)。要领会到，将电功率提供至第一电机不可直接提高涡轮机的失速裕度，而是可实现提高失速裕度的动作。例如，在至少某些实施例中，将电功率提供至第一电机可以允许保持加速度，同时降低提供至涡轮机的燃烧区段的燃料流，这通常提高失速裕度。除此之外或者备选地，将电功率提供至第一电机可驱动涡轮机到较高速度，这通常允许涡轮机固有地获得失速裕度。
然而，值得注意的是，在其它示例性方面，发动机起动参数值可以是任何其它适合的发动机参数的值。例如，在其它示例性方面，发动机起动参数值可以是涡轮机内的内部压力的值，电能储存单元的电荷状态等。
通过本公开，应当领会，在某些示例性方面，方法300可以作为发动机起动参数值的函数而不是仅基于发动机起动参数高于或低于某个阈值，将一定量的电功率提供至第一电机，更确切地说调节提供至第一电机的电功率的量。此外，所提供的电功率的这种提供或调节可不一定在(308)(如图8中描绘的)由一个或多个计算装置发起涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃之前进行，而是，一个或多个这些方面(即(322),(326),(330)和(334))可另外或备选地在(308)由一个或多个计算装置发起涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃之后、或者与其同时地进行。
值得注意的是，仍参照图8的示例性方法300，在这些示例性方面的某些当中，方法300可包括利用第一电机和电能储存单元补充涡轮机的现有起动器。然而，在这些示例性方面的其它中，混合电力推进系统的电机和电能储存单元可配置成用于涡轮机的主(并且是唯一的)起动器。例如，参照图8，在(304)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机包括在(336)由一个或多个计算装置将电功率从电能储存单元提供至第一电机，使得涡轮机的高压系统基本上完全由第一电机(在飞行中起动/重起的情况下)和通过发动机核心的环境气流旋转。因此，使用此示例性方面，混合电力推进系统可以不需要由辅助动力单元(例如起动器电动机或气动起动器)供能或由辅助起动器供能，以便起动涡轮机。
要领会到，根据一个或多个这些示例性实施例操作混合电力推进系统可以允许在某些起动条件中如果需要使混合电力推进系统节约电功率。
现在参照图9，描绘了根据本申请的实例实施例的实例计算系统500。计算系统500可用作例如混合电力推进系统50中的控制器72。计算系统500可包括一个或多个计算装置510。计算装置510可包括一个或多个处理器510A和一个或多个存储器装置510B。一个或多个处理器510A可包括任何合适处理装置，例如微处理器、微控制器、集成电路、逻辑装置和/或其它合适处理装置。一个或多个存储器装置510B可包括一个或多个计算机可读媒体，包括但不限于非暂时性计算机可读媒体、RAM、ROM、硬盘驱动器、闪存驱动器和/或其它存储器装置。
一个或多个存储器装置510B可存储可由一个或多个处理器510A存取的信息，包括可由一个或多个处理器510A执行的计算机可读指令510C。指令510C可以是在由一个或多个处理器510A执行时致使一个或多个处理器510A执行操作的任一组指令。在一些实施例中，指令510C可由一个或多个处理器510A执行以致使一个或多个处理器510A执行操作，例如计算系统500和/或计算装置510被配置成进行的任何操作和功能、如本文中所描述的用于起动涡轮机的操作(例如方法300)，和/或一个或多个计算装置510的任何其它操作或功能。因此，方法300可以是计算机实现的方法。指令510C可以是以任何合适编程语言编写的软件，或可在硬件中实施。另外和/或替代地，指令510C可在处理器510A上的逻辑上和/或虚拟上分离的线程中执行。存储器装置510B可进一步存储可由处理器510A存取的数据510D。例如，数据510D可包括：指示功率流的数据，指示混合电力推进系统中各个负载的功率需求的数据，指示混合电力推进系统(混合电力推进系统包括涡轮机)的操作参数的数据。
计算装置510还可包括用以例如与系统500的其它部件通信(例如经由网络)的网络接口510E。网络接口510E可包括用于与一个或多个网络介接的任何合适部件，包括例如发射器、接收器、端口、控制器、天线，和/或其它合适部件。一个或多个外部显示装置(未描绘)可被配置成从计算装置510接收一个或多个命令。
本文中所论述的技术参考基于计算机的系统和由基于计算机的系统采取的行动以及发送到基于计算机的系统和从基于计算机的系统发送的信息。所属领域的技术人员将认识到，基于计算机的系统的固有灵活性实现大量可能的配置、组合以及任务和功能性在部件之间和在部件当中的划分。举例来说，本文中所论述的过程可使用单个计算装置或以组合形式工作的多个计算装置来实施。数据库、存储器、指令和应用程序可在单个系统上实施或跨越多个系统分布。分布式部件可以依序或并行操作。
尽管各种实施例的具体特征可能在某些附图中展示而未在其它附图中展示，但这仅仅是为了方便起见。根据本申请的原理，图式的任何特征可结合任何其它图式的任何特征被引用和/或要求保护。
此书面描述使用实例来公开本申请，包括最佳模式，并且还使所属领域的技术人员能够实施本申请，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。本申请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)

1.一种用于飞行器的混合电力推进系统，包括：
推进器；
涡轮机；所述涡轮机包括高压涡轮，所述高压涡轮通过高压转轴驱动联接到高压压缩机；
电气系统，所述电气系统包括第一电机、第二电机和电能储存单元，所述电能储存单元可电连接至所述第一和第二电机，所述第一电机联接到所述涡轮机的所述高压转轴，所述第二电机联接到所述推进器以用于驱动所述推进器，为所述飞行器提供推进益处；以及
控制器，所述控制器配置成将电功率从电源提供至所述第一电机，以驱动所述第一电机起动或者辅助起动所述涡轮机。
2.根据权利要求1所述的混合电力推进系统，其中，所述高压涡轮和所述高压压缩机至少部分地限定核心空气流动路径，并且其中，所述第一电机设置在所述核心空气流动路径内。
3.一种用于起动飞行器的混合电力推进系统的涡轮机的方法，所述混合电力推进系统包括推进器、涡轮机和电气系统，所述电气系统包括第一电机、第二电机和电能储存单元，所述第一电机联接到所述涡轮机的高压系统，所述第二电机联接到所述推进器，所述方法包括：
由一个或多个计算装置接收发动机起动命令；
由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机，以驱动所述第一电机，并使所述涡轮机的高压系统旋转到至少最小阈值速度；
一旦所述涡轮机的高压系统正以至少所述最小阈值速度旋转，则由所述一个或多个计算装置发起所述涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃；以及
由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第二电机，以驱动所述推进器并为飞行器提供推进益处。
4.根据权利要求3所述的方法，其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机，使得所述第一电机单独与通过所述涡轮机的环境气流结合使所述涡轮机的高压系统旋转。
5.一种用于起动飞行器的混合电力推进系统的涡轮机的方法，所述混合电力推进系统包括推进器、涡轮机和电气系统，所述电气系统包括第一电机、第二电机和电能储存单元，所述第一电机联接到所述涡轮机的高压系统，所述第二电机联接到所述推进器，所述方法包括：
由一个或多个计算装置接收发动机起动命令；
由所述一个或多个计算装置接收指示发动机起动参数值的数据；
响应于指示所述发动机起动参数值的所接收的数据，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机以驱动所述第一电机，并使所述涡轮机的高压系统旋转；以及
由所述一个或多个计算装置发起所述涡轮机的燃烧区段的燃烧器的点燃。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括响应于指示所述发动机起动参数值的所接收的数据，由所述一个或多个计算装置修改从所述电能储存单元提供至所述第一电机的电功率的量，以驱动所述第一电机并使所述涡轮机的高压系统旋转。
7.根据权利要求5所述的方法，其中，所述发动机起动参数值为核心速度加速度值，其中，由所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机起动参数值的数据包括由所述一个或多个计算装置确定所述核心速度加速度值低于用于起动的期望核心速度加速度阈值，并且其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括响应于确定所述核心速度加速度值低于用于起动的期望核心速度加速度阈值，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机。
8.根据权利要求5所述的方法，其中，所述发动机起动参数值为排气温度值，其中，由所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机起动参数值的数据包括由所述一个或多个计算装置确定所述排气温度值大于用于起动的期望排气温度阈值，并且其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括响应于确定所述排气温度值高于用于起动的期望核心速度加速度阈值，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机。
9.根据权利要求5所述的方法，其中，所述发动机起动参数值为失速裕度值，其中，由所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机起动参数值的数据包括由所述一个或多个计算装置确定所述失速裕度值在用于起动的期望失速裕度范围之外，并且其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括响应于确定所述失速裕度在用于起动的所述期望失速裕度范围之外，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机。
10.根据权利要求5所述的方法，其中，由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机包括由所述一个或多个计算装置将电功率从所述电能储存单元提供至所述第一电机，使得所述涡轮机的所述高压系统基本上完全被所述第一电机旋转。
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