CN109018380B - 用于飞行器的混合电力推进系统及操作方法 - Google Patents

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Abstract

本申请公开了一种用于飞行器的混合电力推进系统，其包括涡轮机，该涡轮机包括第一转轴和第二转轴。本申请还公开了一种用于操作混合电力推进系统的方法，其包括通过一个或多个计算装置操作涡轮机，使得第一转轴机械地驱动混合电力推进系统的主推进器；以及通过向机械地联接至第一转轴、第二转轴或两者的电机提供电力或者从所述电机提取电力，由一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数。

Description

用于飞行器的混合电力推进系统及操作方法
技术领域
本主题大体涉及用于飞行器的混合电力推进系统和用于操作该系统的方法。
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。
根据双转轴涡扇喷气发动机，低压转轴将低压压缩机连接至低压涡轮机，高压转轴将高压压缩机连接至高压涡轮机。低压转轴可以进一步连接至风扇。在调小(turn-down)操作(例如，发动机减速或其他推力减小操作)期间，由于例如低压部件和/或附连至低压部件的比如为风扇的特征的更大的惯性，高压部件可以比低压部件更快地减速。因此，为了防止低压压缩机在高压部件更快速地减速时失速，通常设置排气阀门以允许空气在低压压缩机的下游排放。
但是，这些排气阀门和其他相关设备可能相对较重，尤其是考虑到其使用频率。因此，具有能够减小尺寸或消除排气阀门的燃气涡轮发动机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施而得知。
在本公开的一个示例性方面中，提供一种操作用于具有涡轮机的飞行器的混合电力推进系统的方法，涡轮机包括第一转轴和第二转轴。该方法包括通过一个或多个计算装置操作涡轮机，使得第一转轴机械地驱动混合电力推进系统的主推进器；以及通过向机械地联接至第一转轴、第二转轴或两者的电机提供电力或者从电机提取电力，由一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数。
在一些示例性方面中，通过一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括：由一个或多个计算装置接收表示第一转轴的旋转速度的数据；由一个或多个计算装置接收表示第二转轴的旋转速度的数据；由一个或多个计算装置确定速度关系参数在期望的速度关系参数范围之外；以及通过一个或多个计算装置向电机提供电力或者通过一个或多个计算装置从电机提取电力，以将速度关系参数带入期望的速度关系参数范围内。
在一些示例性方面中，该方法进一步包括通过一个或多个计算装置修改流向涡轮机的燃烧区段的燃料流。根据该示例性方面，通过一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括通过一个或多个计算装置向电机提供电力或者通过一个或多个计算装置从电机提取电力，以将速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
例如，在一些示例性方面中，通过一个或多个计算装置修改流向涡轮机的燃烧区段的燃料流包括通过一个或多个计算装置减少流向涡轮机的燃烧区段的燃料流，以便相对于第一转轴的速度促使减小第二转轴的速度。
例如，在一些示例性方面中，第一转轴是低压转轴，其中，第二转轴是高压转轴，其中，电机机械地联接到第一转轴，以及其中，通过一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括通过一个或多个计算装置从电机提取电力，以将速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
例如，在一些示例性方面中，通过一个或多个计算装置减少流向燃气涡轮发动机的燃烧区段的燃料流包括通过一个或多个计算装置起动飞行器的涉及减小来自燃气涡轮发动机的动力需求的飞行阶段。
例如，在一些示例性方面中，通过一个或多个计算装置修改流向涡轮机的燃烧区段的燃料流包括通过一个或多个计算装置增加流向涡轮机的燃烧区段的燃料流，以便相对于第一转轴的速度促使第二转轴的速度增大。
例如，在一些示例性方面中，第一转轴是低压转轴，其中，第二转轴是高压转轴，其中，电机机械地联接到第二转轴，以及其中，通过一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括通过一个或多个计算装置向电机提供电力，以将速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
例如，在一些示例性方面中，第一转轴是低压转轴，其中，第二转轴是高压转轴，其中，第一转轴在低压压缩机和低压涡轮之间延伸，其中，第二转轴在高压压缩机和高压涡轮之间延伸，以及其中，通过所述一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括其中通过一个或多个计算装置在从低压压缩机向高压压缩机提供基本全部气流同时修改速度关系参数。
在一些示例性方面中，速度关系参数是第一转轴和第二转轴之间的加速度失配。
在一些示例性方面中，混合电力推进系统还包括电能存储单元，其中，电能存储单元可电连接到电机，以及其中，通过一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括由一个或多个计算装置通过从电能存储单元向电机提供电力或从电机向电能存储单元提取电力来修改速度关系参数。例如，在一些示例性方面中，电能存储单元被构造为存储至少大约五十千瓦时的电力。
在一些示例性方面中，主推进器是风扇，以及其中，风扇和涡轮机一起被构造为涡扇发动机。
在本公开的示范性实施例中，提供一种用于飞行器的混合电力推进系统。混合电力推进系统包括涡轮机，该涡轮机包括第一转轴、第二转轴和燃烧区段。混合电力推进系统还包括主推进器，主推进器机械地联接到第一转轴，使得第一转轴在操作期间旋转主推进器。混合电力推进系统还包括机械地联接到第一转轴、第二转轴或两者的电机以及可电连接到电机的电能存储单元。混合电力推进系统还包括控制器，该控制器包括存储器和一个或多个处理器，存储器存储指令，指令在由一个或多个处理器执行时使混合电力推进系统执行功能。这些功能包括通过向电机提供电力或从电机提取电力来修改第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数。
在一些示例性实施例中，涡轮机包括联接到第一转轴的低压压缩机、联接到第二转轴的高压压缩机以及从低压压缩机延伸到高压压缩机的管道，其中，管道在涡轮机的所有操作状态期间固定就位。
在一些示例性实施例中，涡轮机包括联接到第一转轴的低压压缩机、联接到第二转轴的高压压缩机以及从低压压缩机延伸到高压压缩机的管道，其中，管道不限定任何排气阀开口。
在一些示例性实施例中，指令进一步包括修改流向涡轮机的燃烧区段的燃料流。根据该示例性实施例，修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括向电机提供电力或者从电机提取电力，以将速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
在一些示例性实施例中，修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括：接收表示第一转轴的旋转速度的数据；接收表示第二转轴的旋转速度的数据；确定速度关系参数在期望的速度关系参数范围之外；以及向电机提供电力或从电机提取电力以将速度关系参数带入期望的速度关系参数范围内。
在一些示例性实施例中，第一转轴是低压转轴，其中，第二转轴是高压转轴，其中，第一转轴在低压压缩机和低压涡轮之间延伸，其中，第二转轴在高压压缩机和高压涡轮之间延伸，以及其中，修改速度关系参数包括在从低压压缩机向高压压缩机提供基本全部气流的同时修改速度关系参数。
在一些示例性实施例中，电能存储单元被构造成存储至少大约五十千瓦时的电力。
具体地，本申请技术方案1公开了一种操作混合电力推进系统的方法，所述混合电力推进系统用于具有涡轮机的飞行器，所述涡轮机包括第一转轴和第二转轴，所述方法包括通过一个或多个计算装置操作所述涡轮机，使得所述第一转轴机械地驱动所述混合电力推进系统的主推进器；以及通过向机械地联接至第一转轴、第二转轴或两者的电机提供电力或从机械地联接至第一转轴、第二转轴或两者的电机提取电力，由所述一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数。
本申请技术方案2根据技术方案1所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的所述速度关系参数包括通过所述一个或多个计算装置接收表示所述第一转轴的旋转速度的数据；通过所述一个或多个计算装置接收表示所述第二转轴的旋转速度的数据；通过所述一个或多个计算装置确定所述速度关系参数在期望的速度关系参数范围之外；以及通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电力或者通过所述一个或多个计算装置从所述电机提取电力，以将所述速度关系参数带入所述期望的速度关系参数范围内。
本申请技术方案3根据技术方案1所述的方法，其还包括通过所述一个或多个计算装置修改流向所述涡轮机的燃烧区段的燃料流；其中，通过所述一个或多个计算装置修改限定在所述第一转轴和所述第二转轴之间的所述速度关系参数包括通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电力，或者通过所述一个或多个计算装置从所述电机提取电力，以将所述速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
本申请技术方案4根据技术方案3所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置修改流向所述涡轮机的所述燃烧区段的燃料流包括通过所述一个或多个计算装置减少流向所述涡轮机的燃烧区段的燃料流，以便促使所述第二转轴的速度相对于所述第一转轴的速度减小。
本申请技术方案5根据技术方案4所述的方法，其中，所述第一转轴是低压转轴，其中，所述第二转轴是高压转轴，其中，所述电机机械地联接到所述第一转轴，以及其中，通过所述一个或多个计算装置修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括通过所述一个或多个计算装置从所述电机提取电力，以将所述速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
本申请技术方案6根据技术方案5所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置减小流向所述燃气涡轮发动机的燃烧区段的燃料流包括通过所述一个或多个计算装置起动所述飞行器的涉及来自燃气涡轮发动机的动力需求减小的飞行阶段。
本申请技术方案7根据技术方案3所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置修改流向所述涡轮机的所述燃烧区段的燃料流包括通过所述一个或多个计算装置增加流向所述涡轮机的燃烧区段的燃料流，以便促使所述第二转轴的速度相对于所述第一转轴的速度增大。
本申请技术方案8根据技术方案7所述的方法，其中，所述第一转轴是低压转轴，其中，所述第二转轴是高压转轴，其中，所述电机机械地联接到所述第二转轴，以及其中，通过所述一个或多个计算装置修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电力，以将所述速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
本申请技术方案9根据技术方案3所述的方法，其中，所述第一转轴是低压转轴，其中，所述第二转轴是高压转轴，其中，所述第一转轴在低压压缩机和低压涡轮之间延伸，其中，所述第二转轴在高压压缩机和高压涡轮之间延伸，以及其中，通过所述一个或多个计算装置修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的所述速度关系参数包括其中通过所述一个或多个计算装置在从所述低压压缩机向所述高压压缩机提供基本上全部气流的同时修改所述速度关系参数。
本申请技术方案10根据技术方案1所述的方法，其中，所述速度关系参数是所述第一转轴和所述第二转轴之间的加速度失配。
本申请技术方案11根据技术方案1所述的方法，其中，所述混合电力推进系统还包括电能存储单元，其中，所述电能存储单元能够电连接到所述电机，以及其中，通过所述一个或多个计算装置修改所述第一转轴和所述第二转轴之间的所述速度关系参数包括由所述一个或多个计算装置通过从所述电能存储单元向所述电机提供电力或者从所述电机向所述电能存储单元提取电力来修改所述速度关系参数。
本申请技术方案12根据技术方案11所述的方法，其中，所述电能存储单元构造成储存至少大约五十千瓦时的电力。
本申请技术方案13根据技术方案1所述的方法，其中，所述主推进器是风扇，以及其中，所述风扇和涡轮机一起被构造为涡扇发动机。
本申请技术方案14还一种用于飞行器的混合电力推进系统，包括涡轮机，所述涡轮机包括第一转轴、第二转轴和燃烧区段；主推进器，所述主推进器机械地联接至所述第一转轴，使得所述第一转轴在操作期间旋转所述主推进器；电机，所述电机机械地联接至所述第一转轴、所述第二转轴或两者；电能存储单元，所述电能存储单元能够电连接至所述电机；以及控制器，所述控制器包括存储器和一个或多个处理器，所述存储器储存指令，当通过所述一个或多个处理器执行所述指令时使得所述混合电力推进系统执行以下功能，所述功能包括通过向所述电机提供电力或从所述电机提取电力修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数。
本申请技术方案15根据技术方案14所述的混合电力推进系统，其中，所述涡轮机包括联接到所述第一转轴的低压压缩机、联接到所述第二转轴的高压压缩机以及从所述低压压缩机延伸到所述高压压缩机的管道，其中，在所述涡轮机的所有操作状态期间，所述管道固定就位。
本申请技术方案16根据技术方案14所述的混合电力推进系统，其中，所述涡轮机包括联接到所述第一转轴的低压压缩机、联接到所述第二转轴的高压压缩机以及从所述低压压缩机延伸到所述高压压缩机的管道，其中，所述管道不限定任何排气阀开口。
本申请技术方案17根据技术方案14所述的混合电力推进系统，其中，所述指令进一步包括修改流向所述涡轮机的燃烧区段的燃料流；其中，修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括向所述电机提供电力或从所述电机提取电力，以将所述速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
本申请技术方案18根据技术方案14所述的混合电力推进系统，其中，修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的所述速度关系参数包括接收表示所述第一转轴的旋转速度的数据；接收表示所述第二转轴的旋转速度的数据；确定所述速度关系参数在期望的速度关系参数范围之外；以及向所述电机提供电力或从所述电机提取电力，以将所述速度关系参数带入期望的速度关系参数范围内。
本申请技术方案19根据技术方案14所述的混合电力推进系统，其中，所述第一转轴是低压转轴，其中，所述第二转轴是高压转轴，其中，所述第一转轴在低压压缩机和低压涡轮之间延伸，其中，所述第二转轴在高压压缩机和高压涡轮之间延伸，以及其中，修改所述速度关系参数包括在提供从所述低压压缩机到所述高压压缩机的基本上全部气流的同时修改所述速度关系参数。
本申请技术方案20根据技术方案14所述的混合电力推进系统，其中，所述电能存储单元被构造为存储至少约五十千瓦时的电力。
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是根据本发明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是根据本发明的示例性实施例的电扇组件的示意性横截面图。
图4是包括根据本发明的另一示例性实施例的混合电力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是根据本发明的另一示例性实施例的混合电力推进系统的示意图。
图7是根据本发明的再一示例性实施例的混合电力推进系统的示意图。
图8是根据本发明的示范性方面的用于操作用于飞行器的混合电力推进系统的方法的流程图。
图9是根据本发明的另一示范性方面的用于操作用于飞行器的混合电力推进系统的方法的流程图。
图10是根据本发明的实例方面的计算系统。
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，近似语言可以与用于测量值的仪器的精确度、或者用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精确度相对应。例如，近似语言可以指处于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。
本发明总体上提供一种混合电力推进系统，其具有联接至主推进器(例如风扇)的涡轮机、电机、电推进器组件(可选地)和电能存储单元。涡轮机包括至少两个转轴，比如第一低压转轴和第二高压转轴。电机联接至涡轮机，使其能够与涡轮机的转轴中的一个或两个一起旋转。另外，在包括电能存储单元的情况下，电能存储单元能够电连接至电机和电推进器组件。这样，电能存储单元可以接收并存储来自电机的电力，并且还可以将存储的电力提供至电机的一个或两个(以驱动电机)或提供至电推进器组件(以驱动电推进器组件)。
此外，本发明提供一种操作混合电力推进系统的方法，以使限定在涡轮机的第一转轴与第二转轴之间的速度关系参数带入或保持在所需速度关系参数范围内。例如，示范性方法可以操作涡轮机使得第一转轴机械地驱动主推进器。另外，该方法可以通过向机械地联接至第一转轴、第二转轴或两者的电机提供电力或从其提取电力来改变限定在第一转轴与第二转轴之间速度关系参数。进一步地，在一些示范性方面中，这可能在稳态操作(例如，巡航)期间或在瞬间操作(例如，从巡航转变至减速)期间发生。
例如，在瞬间操作期间，比如当飞行器从巡航转变至减速并且减小通向涡轮机的燃料流时，第一转轴可以具有更大惯性，使其趋于以比第二转轴更慢的速率减速。因此，例如，当电机联接至第一转轴时，该方法可以从电机提取动力，在第一转轴上有效地产生阻力以更快地减速第一转轴。通过对比，当电机联接至第二转轴时，该方法可以向电机提供动力，向第二转轴有效地增加动力以使其更慢地减速。这可以允许将速度关系参数在这种瞬间操作期间保持在或带入所需速度关系参数范围内。此外，如将讨论的，这种结构可以允许消除涡轮机内的可变排气阀门组件。
类似地，在稳态操作期间，所期望的是使第一转轴相对于第二转轴的速度保持为比自然出现的更高或更低的速度。因此，例如，该方法可以从电机提取动力，在转轴上有效地产生阻力，电机附连到转轴上以相对于其他转轴使该转轴减速。另外，或替代地，该方法可以向电机提供电力，向转轴有效地增加动力，电机附连至转轴以相对于其他转轴减速该转轴。这还可以在这种稳态操作期间允许速度关系参数被保持或带入所需速度关系参数范围内。
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发明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机翼20和第二右舷侧机翼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，在本发明的其它示例性实施例中，飞行器10可以除此之外或替代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。对于所描述的实施例，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结构。然而，如以下将讨论的，第一推进器组件52和第二推进器组件54中的一者或两者可以在其他示例性实施例中安装在任何其他合适的位置。
大致参照图1至图3，示例性混合电力推进系统50大致包括具有涡轮机和主推进器(对于图2的实施例其一起构造为涡扇发动机100)的第一推进器组件52、驱动地联接至涡轮机的电机(其对于图2的实施例构造为电动机/发电机56)、第二推进器组件54(其对于图3的实施例构造为能够电连接至电机的电动推进器200组件)、电能存储单元55、控制器72以及电源总线58。电动推进器组件200、电能存储单元55和电机各自能够通过电源总线58的一个或多个电线60连接。例如，电源总线58可以包括不同的开关或能够选择地电连接混合电力推进系统50的不同部件的其他电源电子部件。
如下面将更详细描述的，控制器72通常被构造成在混合电力推进系统50的不同部件之间分配电力以执行某些操作。例如，控制器72可与电力总线58(包括一个或多个开关或其他电力电子部件)一起操作以向各个部件提供电力或从各个部件提取电力，以操作混合电力推进系统50以将限定在涡轮机的LP系统和HP系统之间的速度关系参数引入或保持在所需速度关系参数范围内。
控制器72可以是专用于混合电力推进系统50的独立控制器，或者替代地，可结合到飞行器10的主系统控制器中的一个或多个、用于示例性涡扇发动机100的单独控制器(比如用于涡扇发动机100的全权数字发动机控制系统，也被称为FADEC)等等内。
另外，电能存储单元55可被构造为一个或多个电池，比如一个或多个锂离子电池，或者替代地可被构造为任何其他合适的电能存储装置。将理解的是，对于本文中描述的混合电力推进系统50而言，电能存储单元55被构造为存储相对大量的电能。例如，在一些示例性实施例中，电能存储单元可被构造成存储至少大约五十千瓦小时的电功率，比如至少大约六十五千瓦小时的电功率、比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。
现在具体地参考图1和图2，第一推进器组件52包括涡轮机102，第一推进器组件52安装或构造为安装至飞行器10的第一机翼20。更具体地，如所描述的，对于图2的实施例，第一推进器组件52还包括主推进器或主风扇(参照图2仅称为“风扇104”)。更具体地，对于图示实施例而言，涡轮机102和风扇104被一起构造成涡扇发动机100的部件。
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。
所图示的示范性涡轮机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。
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。此外，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，在一些实施例中，电动机/发电机56由第二、LP涡轮118通过LP轴124驱动，并且在其他操作中可以驱动LP轴124。电动机/发电机56可被构造成在一些操作中将LP轴124的机械功率转换成电力，并且可被构造成在其他操作中将电力转换为机械功率以被添加到LP轴124。
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提供电力。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LP轴124共轴地安装，或者可以替代地相对于LP轴124偏置并且通过合适的齿轮系驱动。除此之外或者替代地，在其它示例性实施例中，电动机/发电机56可以替代地由HP系统、即由HP涡轮116通过HP轴122(以下参见图7)、或者通过双驱动系统由LP系统(例如，LP轴124)和HP系统(例如，HP轴122)二者提供动力。除此之外或者替代地，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56，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)。此外，尽管在一些实施例中被描述为电动机/发动机，但是电动机/发动机56可以替代地被构造成仅作为电动机或仅作为发动机。
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，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)，并且进一步在其它示例性实施例中，涡扇发动机100可以进一步包括任何合适数量的转轴以及相关的压缩机和涡轮(例如，三个或更多个)。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、无涵道涡扇发动机，或任何其它合适的基于涡轮的发动机。
仍然参照图1和图2，涡扇发动机100还包括控制器150以及一个或多个传感器(尽管未描述)。控制器150可以是全权数字发动机控制系统，也被称为FADEC。涡扇发动机100的控制器150可构造成控制例如致动构件132、通向燃烧区段114(未示出)的燃料输送系统等等的操作。另外，控制器150可以可操作地连接至一个或多个传感器以接收来自传感器的数据并且确定涡扇发动机100的各种操作参数。例如，控制器150可以确定LP系统(例如，LP轴124)的旋转速度，HP系统(例如，HP轴122)的旋转速度等等中的一个或多个。此外，还参照图1，涡扇发动机100的控制器150可操作地连接到混合电力推进系统50的控制器72。此外，如将理解的，控制器72可以进一步通过合适的有线或无线通信系统(以虚线描绘)可操作地连接到第一推进器组件52(包括控制器150)、电动机/发电机56、第二推进器组件54以及电能存储单元55中的一个或多个。
现在具体参照图1和图3，如前所述，示例性混合电力推进系统50还包括第二推进器组件54，第二推进器组件对于所示实施例安装到飞行器10的第二机翼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、以及径向方向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，并且大体沿电推进器组件200的周向方向(未示出)间隔开。在一些示例性实施例中，多个风扇叶片208可以固定方式附接到风扇轴210，或者替代地，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附接到电推进器组件200的芯部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。此外，对于图示实施例而言，电推进器组件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(inrunner)电动机(即，其中包括相对于定子径向向内定位的转子)，或者替代地可以是外传(outrunner)电动机(即，其中包括相对于转子径向向内定位的定子)，或者替代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)。
如以上简要地提到的，电力源(例如，发电机56或电能存储单元55)与电推进器组件200(即，电动机206)电连接，以向电推进器组件200提供电力。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电缆或电线60与电动机/发电机56和电能存储单元55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，并且还可以通过任何其它合适的方式集成到飞行器10中。例如，在其他示例性实施例中，混合电力推进系统50的电推进器组件200可以替代地构造为多个电推进器组件200和/或混合电力推进系统50还可以包括多个燃烧发动机(比如涡轮机102)和电动机/发电机56。此外，在其他示例性实施例中，电推进器组件200和/或内燃机和电动机/发电机56可以在任何其他合适的位置以任何其它合适的方式安装到飞行器10(包括例如尾部安装构型)。此外，仍然在其他示例性实施例中，混合电力推进系统50完全可以不包括电推进器组件200。
例如，现参考图4和图5，图示了根据本发明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通常包括机身12、尾翼19、电能存储单元55、第一机翼20和第二机翼22。另外，混合电力推进系统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(即以下所述的发电机56A、56B)。此外，混合电力推进系统50包括第二推进器组件54，该第二推进器组件是电气推进器组件200。第一推进器组件52和发电机56A、56B通过电力总线58电气连接到第二推进器组件54和/或电能存储单元55并且被构造成向该第二推进器组件和/或电能存储单元提供电功率。
然而，对于图4和图5的实施例而言，第一推进器组件52包括第一飞行器发动机和第二飞行器发动机，第一飞行器发动机和第二飞行器发动机分别构造为第一涡扇发动机100A和第二涡扇发动机100B。例如，涡扇发动机100A、100B可以被构造为涡扇发动机(参见，例如图2)或任何其他合适类型的涡轮机，以在翼下构型中附接到并悬挂在机翼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中的每一个一起操作的一个或多个发电机。更具体地，对于图示实施例而言，推进系统50还包括能够与第一涡扇发动机100A一起操作的第一发电机56A和能够与第二涡扇100B一起操作的第二发电机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，发电机56A、56B可以设置在相应的涡轮发动机100A、100B内(例如，见图2)。
此外，对于图4和图5的实施例而言，电气推进器组件包括电气推进器组件200，该电气推进器组件被构造成在飞行器10的后端18处安装于飞行器10的尾翼19或者飞行器的机身12中的至少一个，并且因此图示的电气推进器组件200可以被称为“后置发动机”。更具体地，图示的示例性电气推进器组件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中所示的示例性电气推进器组件200还可以被称为边界层吸入(BLI)风扇。电气推进器组件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，电气推进器组件200在后端18处固定地连接到机身12，使得电气推进器组件200在后端18处结合到尾部区段中或者与该尾部区段融合。
此外，对于图4和图5的实施例，混合电力推进组件还包括控制器72。如将理解的是，电能存储单元55可以被构造为在特定的操作条件下从第一发电机56A和第二发电机56B中的一个或两个接收电力。此外，在一些操作条件下，电能存储单元55可以被构造为向电推进器组件200提供存储的电力。此外，控制器72可操作地连接到涡扇发动机100A,100B、发电机56A,56B、电推进器组件200和电能存储单元55，使得控制器72可以在各种部件之间引导电力。
值得注意的是，虽然发电机56A、56B在本文中被描述为“发电机”，但应该理解的是，在一些示例性实施例中，发电机56A、56B中的一个或两个还可以用作电动机，使得当向其提供电力时，电动“发电机”可以将电力增加到与其联接的轴(或推进器)。
然而，应当领会，在本发明另外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，电推进器组件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)”或者吊舱安装式发动机(pod-installation engine)。此外，在进一步其它的实施例中，电推进器组件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，如所陈述的那样，飞行器10可以是任何合适的飞机，比如任何其他合适的固定翼飞机、垂直起降飞机、直升机等等。
此外，进一步地，应该理解的是，在一些示例性实施例中，混合电力推进系统可以不包括纯电推进器组件(即，没有燃烧元件的推进器组件)。例如，在一些示例性实施例中，混合电力推进系统通常可以包括联接到第一推进器(第一推进器组件52)的第一涡轮机、联接到第二推进器(第二推进器组件54)的第二涡轮机以及电气系统。电气系统可以包括集成到第一推进器组件52中的第一电机、集成到第二推进器组件54中的第二电机以及可电连接到第二电机和第一电机两者的电能存储单元。例如，第一电机可以联接到第一涡轮机和第一推进器中的一个或两个，并且第二电机可以联接到第二涡轮机和第二推进器中的一个或两个。可以在某些操作期间从第一电机和第二电机中的一个或两个提取电力，并且还可以在其他操作期间将电力提供给第一电机和第二电机中的一个或两个。值得注意的是，在一些示例性实施例中，第一涡轮机和第一推进器可被一起构造为第一涡扇发动机，并且第二涡轮机和第二推进器可被一起构造为第二涡扇发动机。然而，替代地，这些部件可以被构造为涡轮螺旋桨发动机，或者任何其他合适的推进器组件。
现在参照图6，提供根据本公开的示例性实施例的混合电力推进系统50的示意图，将描述本公开的某些方面。更具体地，图6提供以上参照图1至图3描述的示例性混合电力推进系统50的示意图。因此，图6的示例性混合电力推进系统50通常包括涡轮机102、主推进器104、电动机/发电机56、电能存储单元55、控制器72、电力总线58和电推进器组件200，电推进器组件200通常包括驱动地连接到推进器或风扇204的电动机206。涡轮机102机械地联接到主推进器104以驱动主推进器104并产生推力(对于所描绘的实施例，涡轮机102和主推进器104一起构造为涡扇发动机100)。
另外，涡轮机102机械地联接至电动机/发动机56以产生电力。电力总线58通常电连接电动机/发电机56、电能存储单元55和电推进器组件200的电动机206。更具体地，对于所描绘的示例性实施例，电力总线58响应于控制器72的指令而选择性地电连接电动机/发电机56、电能存储单元55和电动机206。值得注意的是，虽然对于所描述的实施例，电力总线58的电线60物理地延伸穿过控制器72，但应该理解，在其他示例性实施例中，控制器72可以替代地可操作地连接到例如一个或多个开关或用于在发电机56、电能存储单元55和电动机206之间引导电力的其他硬件。此外，应该理解，虽然没有示出，但是混合电力推进系统50可以进一步包括一个或多个整流器、逆变器、转换器或其他电力电子器件，用于调节或转换混合电力推进系统50内和整个混合电力推进系统50的电力。
此外，如示意性示出的，涡轮机102大体包括第一低压转轴124和第二高压转轴122。另外，示例性涡轮机102通常包括各自联接到第一转轴124的低压(LP)压缩机110和低压(LP)涡轮118以及各自联接到第二转轴122的高压(HP)压缩机112和高压(HP)涡轮116。此外，对于所描绘的实施例，第一转轴124进一步机械地联接到主推进器104或风扇，使得第一转轴124在涡轮机102的操作期间使主推进器104旋转。
此外，电动机/发电机56机械地联接到涡轮机102的第一转轴124、涡轮机102的第二转轴122或两者。更具体地，对于所描绘的实施例，电动机/发电机56机械地联接到涡轮机102的第一转轴124。例如，示例性电动机/发电机56通常包括转子74和定子76，其中转子74机械联接到第一转轴124并且与第一转轴124一起旋转。
涡轮机102还包括燃烧区段114，其中燃烧区段114包括至少一个燃烧器152和多个燃料喷嘴154。燃料喷嘴154构造成从燃料输送系统156接收燃料，燃料输送系统156包括燃料泵158和将燃料泵158流体连接到相应的燃料喷嘴154的多个燃料管线160。尽管未描述，但是燃料泵158可以流体地连接至燃料罐或其他燃料源。对于所描绘的实施例，燃料泵158可操作地连接到控制器72，使得控制器72可以增加或减少在混合电力推进系统50的操作期间提供给多个燃料喷嘴154的燃料的量。燃料喷嘴154构造成向燃烧器152提供燃料流，在此与来自压缩机的压缩空气混合并燃烧以产生燃烧气体，燃烧气体流过涡轮以驱动涡轮。因此，可以理解的是，提供给燃烧区段114的燃料的量可以影响第一转轴124和第二转轴122的旋转速度。
在飞行器的某些飞行阶段期间，可能需要增加由混合电力推进系统50产生的推力的量，并且特别是增加由涡扇发动机100(即，通过涡轮机102和主推进器104)产生的推力的量。然而，在飞行器的其他飞行阶段中，可能需要减小由混合电力推进系统50产生的推力的量，并且特别是减小由涡轮发动机100(即，涡轮机102和z主推进器104)产生的推力的量。例如，在巡航飞行阶段结束时，飞行器可能转变至下降飞行阶段。在这种转变时期，当飞行器降低高度、降低速度或两者均有时，飞行器所需的推力的量减小。为了实质上影响这种减小，控制器72可以减少流向燃烧区段114的燃料流。流向燃烧区段114的燃料流的这种减少可以减少提供给涡轮的燃烧气体内的能量的量，使得第一转轴124的旋转速度和第二转轴122的旋转速度减小。
如应该理解的是，以及如图6所示，第一转轴124机械地联接到比第二转轴122机械地联接的部件具有更大惯性的较大部件。因此，当流向燃烧区段114的流动燃料减少时，第一转轴124可以以比第二转轴122更慢的速率减速。这可以在第一转轴124与第二转轴122之间限定的速度关系参数中产生不期望的失配，潜在地导致LP压缩机110中的压缩机失速(当HP压缩机112不接受来自LP压缩机110的全部空气时，由LP压缩机110上的压力差太高而导致)。
然而，本公开提供用于将速度关系参数引入和/或保持在期望范围内的系统，从而减小上述情况下LP压缩机110中失速的可能性。更具体地，本公开包括电动机/发电机56，该电动机/发电机机械地联接到第一转轴124并且被构造为减速第一转轴124以在至少某些操作期间减小速度关系参数。例如，响应于流向燃烧区段114的燃料流的减少和/或确定在期望范围之外的速度关系参数，控制器72可以被构造为从电动机/发电机56提取电力，使得电动机/发电机56作为阻力作用在LP系统和第一转轴124上，减慢第一转轴124的旋转，以减小限定于第一转轴124与第二转轴122之间的速度关系参数。
然而，应了解，在其它示例性实施例中，混合电力推进系统50可以具有任何其它合适的配置。例如，现参考图7，提供根据本发明的又一个示例性实施例的混合电力推进系统50。可以通过与图6的示例性混合电力推进系统50基本相同的方式来构造图7的示例性混合电力推进系统50。因此，相同数字指代相同部分。
然而，对于图7的示例性实施例，电动机/发电机56反而机械地联接到涡轮机102的第二转轴122。更具体地，电动机/发电机56的转子74机械地联接到涡轮机102的第二转轴122并且可与第二转轴122一起旋转。根据这种配置，混合电力推进系统50还可以被构造成响应于流向涡轮机102的燃烧区段114的燃料流被减小和/或确定在期望的速度关系参数范围之外的速度关系参数，将限定在第一转轴124和第二转轴122之间的速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。例如，在至少一些示例性方面中，混合电力推进系统50的控制器72可以被构造成通过向电动机/发电机56提供电力来减小第一转轴124与第二转轴122之间的速度关系参数，以驱动第二转轴122，将扭矩施加到第二转轴122，使得第二转轴122以与第一转轴124相似的速度减速。
然而，还应了解，在另外其它示例性实施例中，混合电力推进系统50可以具有任何其它合适的配置。
值得注意的是，包括根据上述实施例中的一个或多个的混合电力推进系统50可以允许将涡轮机102的第一转轴124和第二转轴122之间的速度关系参数保持在期望的速度关系参数范围内，以防止或减小压缩机在例如LP压缩机110中的压缩机停转的可能性。例如，当LP压缩机的速度相对于HP压缩机的速度增加时(例如，在HP压缩机关闭期间)，HP压缩机可能不能够接受通过LP压缩机的全部流量。传统上，通过LP压缩机的出口的下游的一个或多个可变排气阀排出空气来弥补这种情况。然而，这可能需要相对较重的可变排气阀门，并且还可能降低涡轮机的效率。然而，对于本公开的至少一些示例性实施例，混合电力推进系统50可以允许将速度关系参数保持在期望的速度关系参数范围内，潜在地消除了从LP压缩机110排出空气的需要。因此，这样的配置可以允许在例如在LP压缩机110和HP压缩机112(参见图2)之间延伸的管道111中消除排气阀门组件或可变排气阀门组件。因此，根据上述示例性实施例中的一个或多个，从LP压缩机110延伸到HP压缩机112的管道111可在涡轮机102的所有操作状态期间固定在适当的位置。更具体地，根据上述示例性实施例中的一个或多个，从LP压缩机110延伸到HP压缩机的管道111不限定用于一个或多个可变排气阀门的任何排气阀门开口。在图2中描绘了该配置。
然而，应该理解的是，尽管上述示例性混合电力推进系统50被描述为能够在涡轮机102的瞬态操作期间将涡轮机102的第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数保持在期望的速度关系参数范围内，系统50还可以在稳态操作期间将速度关系参数保持在期望的速度关系参数范围内。更具体地，应该理解，为了提高涡轮机102的效率或其他可操作性参数，有时期望涡轮机102的第一转轴的速度不同于相对于涡轮机102的第二转轴的速度自然地发生的速度。例如，在一些示例性实施例中，在比如为巡航的某些稳态操作期间和/或在瞬态条件期间，第一转轴在比第二转轴慢大约百分之二到大约百分之六之间旋转可能是有益的。替代地，在其他示例性实施例中，在某些稳态操作或瞬态条件期间，第一转轴比第二转轴旋转更快可能是有益的。
将进一步认识到，在上述示例性混合电力推进系统50的至少一些示例性方面中，系统50可以能够通过从联接至第一转轴、第二转轴或两者的电机提取电力或向其提供电力来在操作期间将上述速度关系参数引入或保持在期望的速度关系参数范围内。此外，将理解的是，如本文所使用的，关于第一转轴和第二转轴的术语“速度关系参数”指的是关于第一转轴的旋转速度相对于第二转轴的旋转速度的任何速度导出的参数(speed-derivativeparameter)。例如，在一些示例性实施例中，速度关系参数可以是第一转轴和第二转轴之间的转速差。另外或替代地，在一些示例性实施例中，速度关系参数可以是第一转轴和第二转轴之间的旋转加速度差。
现在参照图8，提供一种操作用于飞行器的混合电力推进系统的方法400。示例性方法400可以用于上述示例性混合电力推进系统中的一个或多个。因此，图8的方法400可以用于具有涡轮机、主推进器、电机、电能存储单元、控制器和可选的电推进器组件的混合电力推进系统。混合电力推进系统的涡轮机包括至少第一转轴和第二转轴，并且该方法400可以将由涡轮机的第一转轴和第二转轴限定的速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。第一转轴可以是低压转轴，第二转轴可以是高压转轴。
该方法400通常包括在(402)通过一个或多个计算装置操作涡轮机，使得第一转轴机械地驱动混合电力推进系统的主推进器。值得注意的是，在一些示例性实施例中，涡轮机和主推进器可以一起构造为涡扇发动机。然而，在其他示例性实施例中，涡轮机和主推进器可以替代地构造为任何其他合适的发动机，比如涡轮螺旋桨发动机。
该方法400进一步包括在(404)处通过向机械地联接到第一转轴、第二转轴或两者的电机提供电力或从电机提取电力来通过一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数。值得注意的是，在一些示例性方面中，在(404)处通过一个或多个计算转轴修改速度关系参数可以在稳态条件期间(例如，在巡航操作模式期间)在混合电力推进系统的操作期间发生，或者替代地，可以在瞬态操作状态期间(例如，从巡航操作模式转换到下降操作模式；在下面参照图9更详细地讨论)在混合电力推进系统的操作期间发生。
更具体地，对于图8中描绘的示例性方面，在(404)处，通过一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括在(406)处通过一个或多个计算装置接收表示第一转轴的旋转速度的数据并且在(408)处通过一个或多个计算装置接收表示第二转轴的旋转速度的数据。此外，对于所描绘的示例性方面，在(404)处通过一个或多个计算装置修改速度关系参数还包括在(410)处通过一个或多个计算装置确定速度关系参数在期望的速度关系参数范围之外，以及在(412)处通过一个或多个计算装置向电机提供电力或通过一个或多个计算装置提取来自电机的电力，以将速度关系参数带入所期望的速度关系参数范围内。从电机提取电力可以在其上所附连的转轴上产生阻力，增大减速度并且降低该转轴的速度。比较而言，向电机提供电力可以向其附连的转轴增加电力，增大加速度并且增大该转轴的速度。
然而，应该理解的是，在其他示例性方面中，方法400不能肯定地确定速度关系参数在期望的速度关系参数范围之外。例如，在其他示例性方面中，方法400可以替代地接收各种输入，比如节气门输入、相关转轴的加速和/或减速率等等，并且在下面响应于接收到的这些输入采取校正动作。
另外，如之前简要讨论的，根据该示例性方面操作混合电力推进系统可以允许在不使用可变放气阀门的情况下保持期望的速度关系参数。例如，在一些示例性方面中，第一转轴可以是在低压压缩机和低压涡轮之间延伸的低压转轴，并且第二转轴可以是在高压压缩机和高压涡轮之间延伸的高压转轴。根据该示例性方面，在(404)处通过一个或多个计算装置修改限定于第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括在(414)处通过一个或多个计算装置在提供从低压压缩机到高压压缩机的基本上全部气流的同时修改速度关系参数。
此外，如所陈述的，对于图8的示例性方面，混合电力推进系统包括可电连接到电机和电推进器组件(如果包括的话)的电能存储单元。因此，根据该示例性方面，在(404)处通过一个或多个计算装置修改速度关系参数包括在(416)处由一个或多个计算装置通过从电能存储单元向电机提供电力或从电机向电能存储单元提取电力来修改第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数。另外，在一些示例性方面中，通过一个或多个计算装置从电机向电能存储单元提取电力可以进一步包括对电能存储单元进行充电。然而，应该理解的是，在其他示例性实施例中，电能存储单元可以处于最大充电水平，或者可能不处于接受额外电力的状态。因此，在一些示例性方面中，从电机提取电力可以进一步包括将电力从电机提取到构造成将电力转换为热的负载组。
此外，现在参照图9，提供上述方法400的另一个示例性实施例。更具体地，图9所描绘的方法400的示例性方面在于应用于安装有混合电力推进系统的飞行器的瞬态操作状态的方法400的特定方面。因此，图9的示例性方法400可以类似于以上参照图8描述的示例性方法400。
例如，图9的示例性方法400大致包括：在(402)处通过一个或多个计算装置操作涡轮机，使得第一转轴机械地驱动混合电力推进系统的主推进器，以及在(404)处由一个或多个计算装置通过向机械地联接到第一转轴、第二转轴或两者的电机提供电力或从电机提取电力来修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数。
然而，值得注意的是，图9中描绘的方法400的示例性方面应用于瞬态操作状态。因此，图9中描绘的方法400的示例性方面进一步包括在(418)处通过一个或多个计算装置修改流向涡轮机的燃烧区段的燃料流。另外，根据该示例性方面，在(404)处通过一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数进一步包括在(420)处对于一个或多个计算装置，通过一个或多个计算装置向电机提供电力或从电机提取电力，以将速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
例如，在一个示例性方面中，如图所示，在(418)处通过一个或多个计算装置修改流向涡轮机的燃烧区段的燃料流包括在(422)处通过一个或多个计算装置减少流向涡轮机的燃烧区段的燃料流，以便相对于第一转轴的速度促使第二转轴的速度减小。更具体地，对于所描绘的示例性方面，第一转轴是低压转轴，第二转轴是高压转轴，并且电机联接到第一转轴。因此，如上所述，由于与联接至第二转轴的部件相比联接到第一转轴的部件的惯性更大，因此减小流向涡轮机的燃烧区段的燃料流促使第二转轴的速度相对于第一转轴的速度减小。
仍然参考图9，根据该示例性方面，在(404)处通过一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数还包括在(426)处通过一个或多个计算装置从电机提取电力，以将速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。例如，如上所述，在一些示例性方面中，该方法可以将电力提取到电能存储单元或者例如构造成将电力转换为热的负载组。这样，电机可以作用为第一转轴上的阻力以协助使第一转轴减速，使得速度关系参数被带入或保持在期望的速度关系参数范围内。例如，在(426)处从电机提取电力可包括响应于确定速度关系参数在期望范围之外(参见例如(406)到(412))来提取电力，或者可替代地可包括在(422)处响应于减少燃料流以及与减少燃料流相应地自动提取电力，使得速度关系参数保持在期望的范围内。
简而言之，如图所示，在(422)处通过一个或多个计算装置减少流向涡轮机的燃烧区段的燃料流包括对于图9的实施例而言在(424)处通过一个或多个计算装置引起飞行器的下降飞行阶段。然而，在其他示例性方面中，在(422)处通过一个或多个计算装置减少流向涡轮机的燃烧区段的燃料流可以替代地包括启动涉及来自燃气涡轮发动机的动力需求减小的任何其他飞行阶段。
然而，应该理解的是，在其他示例性方面中，方法400可以应用于其他瞬态。例如，如虚线所示，在其他示例性方面中，在(418)处通过一个或多个计算装置修改流向涡轮机的燃烧区段的燃料流可以包括在(428)处通过一个或更多个计算装置增大流向涡轮机的燃烧区段的燃料流，以便相对于第一转轴的速度促使第二转轴的速度增大。如前面讨论的示例性方面，第一转轴可以是低压转轴，第二转轴可以是高压转轴。根据该示例性方面，如同样以虚线描绘的，在(404)处通过一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数可以进一步包括在(430)处通过一个或多个计算装置向电机提供电力，以将速度关系参数带入或保持期望的速度关系参数范围内。例如，在一些示例性方面中，方法400可以从电能存储单元向电机提供电力以驱动电机。根据该示例性方面，电机可以将动力增加到第一转轴，使得第一转轴更加快速地加速，并且速度关系参数被带入或保持在期望的速度关系参数范围内。例如，在(430)处向电机增加功率可以包括响应于确定速度关系参数在期望范围之外(参见例如(406)至(412))而增加功率，或者可替代地可以包括在(428)处响应于增大燃料流以及与增大燃料流相应地自动增加功率，使得速度关系参数保持在期望的范围内。
应该理解的是，在另外其他示例性方面中，方法400可以利用电机以便以任何其他合适的方式将速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。例如，在其他示例性实施例中，电机可以替代地机械地联接到第二转轴，并且在(404)处通过一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数可以包括由一个或多个计算装置通过向机械地联接至第二转轴的电机提供电力或者从电机提取电力来修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数。例如，根据该示例性方面，当方法400包括在(422)处通过一个或多个计算装置减小流向涡轮机的燃烧区段的燃料流时，在(404)处通过一个或多个计算装置修改速度关系参数可以包括向电机提供电力。类似地，根据该示例性方面，当方法400包括在(428)处通过一个或多个计算装置增加流向涡轮机的燃烧区段的燃料流时，在(404)处通过一个或多个计算装置修改速度关系参数可包括从电机提取电力。
操作根据图8和图9的示例性方面的混合电力推进系统可允许由涡轮机的多个轴限定的速度关系参数被带入或保持在期望的速度关系参数范围内，而不需要例如位于涡轮机的压缩机之间的管道中以排放气流的一个或多个可变放气阀门。这种构型对于混合电力推进系统可以减轻重量、降低复杂程度和成本。此外，操作根据图8和图9的示例性方面的混合电力推进系统可以允许在稳态和瞬态操作状态期间使由涡轮机的多个轴限定的速度关系参数进入或保持在期望的速度关系参数范围内，这可以提高涡轮机的效率和/或提供其他操作益处。
现在参考图10，描绘了根据本发明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向飞机上的一个或多个负载提供电力的操作(例如方法400)，和/或一个或多个计算装置510的任何其它操作或功能。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。因此，在一些示例性方面中，方法300可以是计算实现的方法，使得可以利用比如为计算系统500的一个或多个计算装置来完成上述的一个或多个步骤。
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可以包括表示涡轮机的转轴的旋转速度、任何用户输入和/或本文中描述的任何其他数据和/或信息的数据。
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示出而未在其它附图中示出，但这仅仅是为了方便起见。根据本发明的原理，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发明，包括最佳模式，并且还使所属领域的技术人员能够实施本发明，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 (20)

1.一种操作混合电力推进系统的方法，所述混合电力推进系统用于具有涡轮机的飞行器，所述涡轮机包括第一转轴和第二转轴，所述方法包括：
通过一个或多个计算装置操作所述涡轮机，使得所述第一转轴机械地驱动所述混合电力推进系统的主推进器；以及
通过向机械地联接至第一转轴、第二转轴或两者的电机提供电力或从机械地联接至第一转轴、第二转轴或两者的电机提取电力，由所述一个或多个计算装置修改限定在第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的所述速度关系参数包括：
通过所述一个或多个计算装置接收表示所述第一转轴的旋转速度的数据；
通过所述一个或多个计算装置接收表示所述第二转轴的旋转速度的数据；
通过所述一个或多个计算装置确定所述速度关系参数在期望的速度关系参数范围之外；以及
通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电力或者通过所述一个或多个计算装置从所述电机提取电力，以将所述速度关系参数带入所述期望的速度关系参数范围内。
3.根据权利要求1所述的方法，其还包括：
通过所述一个或多个计算装置修改流向所述涡轮机的燃烧区段的燃料流；
其中，通过所述一个或多个计算装置修改限定在所述第一转轴和所述第二转轴之间的所述速度关系参数包括通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电力，或者通过所述一个或多个计算装置从所述电机提取电力，以将所述速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
4.根据权利要求3所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置修改流向所述涡轮机的所述燃烧区段的燃料流包括通过所述一个或多个计算装置减少流向所述涡轮机的燃烧区段的燃料流，以便促使所述第二转轴的速度相对于所述第一转轴的速度减小。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，所述第一转轴是低压转轴，其中，所述第二转轴是高压转轴，其中，所述电机机械地联接到所述第一转轴，以及其中，通过所述一个或多个计算装置修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括通过所述一个或多个计算装置从所述电机提取电力，以将所述速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置减小流向所述涡轮机的燃烧区段的燃料流包括通过所述一个或多个计算装置起动所述飞行器的涉及来自所述涡轮机的动力需求减小的飞行阶段。
7.根据权利要求3所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置修改流向所述涡轮机的所述燃烧区段的燃料流包括通过所述一个或多个计算装置增加流向所述涡轮机的燃烧区段的燃料流，以便促使所述第二转轴的速度相对于所述第一转轴的速度增大。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，所述第一转轴是低压转轴，其中，所述第二转轴是高压转轴，其中，所述电机机械地联接到所述第二转轴，以及其中，通过所述一个或多个计算装置修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电力，以将所述速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
9.根据权利要求3所述的方法，其中，所述第一转轴是低压转轴，其中，所述第二转轴是高压转轴，其中，所述第一转轴在低压压缩机和低压涡轮之间延伸，其中，所述第二转轴在高压压缩机和高压涡轮之间延伸，以及其中，通过所述一个或多个计算装置修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的所述速度关系参数包括其中通过所述一个或多个计算装置在从所述低压压缩机向所述高压压缩机提供基本上全部气流的同时修改所述速度关系参数。
10.根据权利要求1所述的方法，其中，所述速度关系参数是所述第一转轴和所述第二转轴之间的加速度失配。
11.根据权利要求1所述的方法，其中，所述混合电力推进系统还包括电能存储单元，其中，所述电能存储单元能够电连接到所述电机，以及其中，通过所述一个或多个计算装置修改所述第一转轴和所述第二转轴之间的所述速度关系参数包括由所述一个或多个计算装置通过从所述电能存储单元向所述电机提供电力或者从所述电机向所述电能存储单元提取电力来修改所述速度关系参数。
12.根据权利要求11所述的方法，其中，所述电能存储单元构造成储存至少大约五十千瓦时的电力。
13.根据权利要求1所述的方法，其中，所述主推进器是风扇，以及其中，所述风扇和涡轮机一起被构造为涡扇发动机。
14.一种用于飞行器的混合电力推进系统，包括：
涡轮机，所述涡轮机包括第一转轴、第二转轴和燃烧区段；
主推进器，所述主推进器机械地联接至所述第一转轴，使得所述第一转轴在操作期间旋转所述主推进器；
电机，所述电机机械地联接至所述第一转轴、所述第二转轴或两者；
电能存储单元，所述电能存储单元能够电连接至所述电机；以及
控制器，所述控制器包括存储器和一个或多个处理器，所述存储器储存指令，当通过所述一个或多个处理器执行所述指令时使得所述混合电力推进系统执行以下功能，所述功能包括：
通过向所述电机提供电力或从所述电机提取电力修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数。
15.根据权利要求14所述的混合电力推进系统，其中，所述涡轮机包括联接到所述第一转轴的低压压缩机、联接到所述第二转轴的高压压缩机以及从所述低压压缩机延伸到所述高压压缩机的管道，其中，在所述涡轮机的所有操作状态期间，所述管道固定就位。
16.根据权利要求14所述的混合电力推进系统，其中，所述涡轮机包括联接到所述第一转轴的低压压缩机、联接到所述第二转轴的高压压缩机以及从所述低压压缩机延伸到所述高压压缩机的管道，其中，所述管道不限定任何排气阀开口。
17.根据权利要求14所述的混合电力推进系统，其中，所述指令进一步包括：
修改流向所述涡轮机的燃烧区段的燃料流；
其中，修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的速度关系参数包括向所述电机提供电力或从所述电机提取电力，以将所述速度关系参数带入或保持在期望的速度关系参数范围内。
18.根据权利要求14所述的混合电力推进系统，其中，修改限定在所述第一转轴和第二转轴之间的所述速度关系参数包括：
接收表示所述第一转轴的旋转速度的数据；
接收表示所述第二转轴的旋转速度的数据；
确定所述速度关系参数在期望的速度关系参数范围之外；以及
向所述电机提供电力或从所述电机提取电力，以将所述速度关系参数带入期望的速度关系参数范围内。
19.根据权利要求14所述的混合电力推进系统，其中，所述第一转轴是低压转轴，其中，所述第二转轴是高压转轴，其中，所述第一转轴在低压压缩机和低压涡轮之间延伸，其中，所述第二转轴在高压压缩机和高压涡轮之间延伸，以及其中，修改所述速度关系参数包括在提供从所述低压压缩机到所述高压压缩机的基本上全部气流的同时修改所述速度关系参数。
20.根据权利要求14所述的混合电力推进系统，其中，所述电能存储单元被构造为存储至少约五十千瓦时的电力。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11230385B2 (en) 2017-06-08 2022-01-25 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
US10676199B2 (en) 2017-06-12 2020-06-09 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
CN109229361A (zh) * 2017-07-11 2019-01-18 深圳市道通智能航空技术有限公司 电机控制系统及无人机
US10814990B2 (en) * 2018-06-28 2020-10-27 The Boeing Company Aircraft propulsion system with a low-fan-pressure-ratio engine in a forward over-wing flow installation, and method of installing the same
US11964750B2 (en) * 2019-03-07 2024-04-23 General Electric Company Propeller speed overshoot preventing logic
FR3094043B1 (fr) * 2019-03-18 2022-07-08 Safran Aircraft Engines Prélèvement de puissance sur corps BP et système d’évacuation de débris
FR3097012B1 (fr) * 2019-06-06 2022-01-21 Safran Aircraft Engines Procédé de régulation d’une accélération d’une turbomachine
GB2588074A (en) * 2019-06-12 2021-04-21 Rolls Royce Plc Reducing idle thrust in a propulsive gas turbine
EP3751117A1 (en) * 2019-06-12 2020-12-16 Rolls-Royce plc Increasing surge margin and compression efficiency via shaft power transfer
GB2584694B (en) 2019-06-12 2024-01-03 Rolls Royce Plc Preventing surge
GB2584695A (en) 2019-06-12 2020-12-16 Rolls Royce Plc Reducing low flight Mach number fuel consumption
GB2584693A (en) 2019-06-12 2020-12-16 Rolls Royce Plc Improving deceleration of a gas turbine
GB2584692A (en) 2019-06-12 2020-12-16 Rolls Royce Plc Improving acceleration of a gas turbine
GB2588073A (en) * 2019-06-12 2021-04-21 Rolls Royce Plc Limiting spool speeds in a gas turbine engine
US11136899B2 (en) * 2019-06-14 2021-10-05 Raytheon Technologies Corporation Integrated electro-aero-thermal turbine engine
FR3098254B1 (fr) * 2019-07-03 2021-06-11 Safran Helicopter Engines Turbogénérateur avec système de régulation simplifié pour aéronef
US11261751B2 (en) * 2019-07-15 2022-03-01 Raytheon Technologies Corporation Compressor operability control for hybrid electric propulsion
US10934880B1 (en) * 2019-09-04 2021-03-02 The Boeing Company Electrical generation from turbine engines
US11215117B2 (en) * 2019-11-08 2022-01-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine having electric motor applying power to the high pressure spool shaft and method for operating same
FR3103853B1 (fr) * 2019-12-03 2021-11-05 Safran Aircraft Engines Raccordement electrique d’une machine electrique dans une turbomachine d’aeronef
FR3103854B1 (fr) * 2019-12-03 2022-01-28 Safran Aircraft Engines Raccordement electrique d’une machine electrique dans une turbomachine d’aeronef
US11519289B2 (en) 2019-12-06 2022-12-06 Raytheon Technologies Corporation Systems and methods for hybrid electric turbine engines
US11362567B2 (en) 2020-01-16 2022-06-14 The Boeing Company Electrical power generation from turbine engines
US11073107B1 (en) 2020-01-24 2021-07-27 Raytheon Technologies Corporation Systems and methods for hybrid electric turbine engines
US11193426B2 (en) 2020-04-16 2021-12-07 The Boeing Company Electrically geared turbofan
US11448135B2 (en) * 2020-07-23 2022-09-20 Ge Aviation Systems Llc Systems and methods of power allocation for turboprop and turboshaft aircraft
PL435034A1 (pl) * 2020-08-20 2022-02-21 General Electric Company Polska Spółka Z Ograniczoną Odpowiedzialnością Zespoły silnika napędowego zapewniające dostęp do elementów składowych w komorach pędnych
US11725594B2 (en) 2020-08-31 2023-08-15 General Electric Company Hybrid electric engine speed regulation
US11618580B2 (en) * 2020-08-31 2023-04-04 General Electric Company Hybrid electric aircraft engine
FR3122702B1 (fr) * 2021-05-06 2023-05-12 Safran Procédé de contrôle d’une turbomachine comportant au moins une machine électrique, système de contrôle associé
US20220356849A1 (en) * 2021-05-07 2022-11-10 Raytheon Technologies Corporation Hybrid electric idle and braking for an aircraft
US20220396365A1 (en) * 2021-06-11 2022-12-15 Raytheon Technologies Corporation Hybrid electric engine power distribution
US20230047326A1 (en) * 2021-08-13 2023-02-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Control for electrically assisted turbines
EP4148263A1 (en) 2021-09-08 2023-03-15 Rolls-Royce plc An improved gas turbine engine
EP4148250A1 (en) 2021-09-08 2023-03-15 Rolls-Royce plc An improved gas turbine engine
EP4148265A1 (en) * 2021-09-08 2023-03-15 Rolls-Royce plc An improved gas turbine engine
US20230095723A1 (en) * 2021-09-24 2023-03-30 General Electric Company Turbine engine with variable pitch fan
WO2023134865A1 (en) * 2022-01-14 2023-07-20 Merien BV Hybrid aircraft propulsion
US11649763B1 (en) * 2022-06-23 2023-05-16 Raytheon Technologies Corporation Rating control architecture and method for hybrid electric engine
US20240017823A1 (en) * 2022-07-18 2024-01-18 Textron Innovations Inc. Optimizing usage of supplemental engine power
CN117644979A (zh) * 2024-01-30 2024-03-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 双电机的混合动力航空发动机

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1685138A (zh) * 2002-07-30 2005-10-19 霍尼韦尔国际公司 电动增压器和发电机
CN1849444A (zh) * 2003-09-12 2006-10-18 麦斯国际有限公司 多转子涡轮发电机系统及控制方法
CN101230802A (zh) * 2006-12-06 2008-07-30 通用电气公司 涡扇发动机的高压转子和低压转子的可变耦合
CN101280726A (zh) * 2007-04-03 2008-10-08 通用电气公司 动力输出系统和包括所述系统的燃气涡轮发动机组件
CN104487345A (zh) * 2012-06-29 2015-04-01 涡轮梅坎公司 辅助动力发动机在直升机结构内输送推进和/或非推进能量的方法和架构
CN105313671A (zh) * 2014-07-17 2016-02-10 通用汽车环球科技运作有限责任公司 使用涡轮发电机的功率分流混合动力总成
CN105793565A (zh) * 2013-09-18 2016-07-20 阿尔特弥斯智能动力有限公司 液压传动装置

Family Cites Families (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4651563A (en) * 1985-10-16 1987-03-24 Sperry Corporation Jet engine testing apparatus
US4900231A (en) 1986-05-30 1990-02-13 The Boeing Company Auxiliary compressor air supply for an aircraft
US5622045A (en) * 1995-06-07 1997-04-22 Allison Engine Company, Inc. System for detecting and accommodating gas turbine engine fan damage
FR2761412B1 (fr) * 1997-03-27 1999-04-30 Snecma Groupe turbopropulseur double corps a regulation isodrome
EP1831073A2 (en) * 2004-12-22 2007-09-12 Aurora Flight Sciences Corporation System and method for utilizing stored electrical energy for vtol aircraft thrust enhancement and attitude control
US7552582B2 (en) * 2005-06-07 2009-06-30 Honeywell International Inc. More electric aircraft power transfer systems and methods
US7621117B2 (en) 2006-06-19 2009-11-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Apparatus and method for controlling engine windmilling
US7791235B2 (en) * 2006-12-22 2010-09-07 General Electric Company Variable magnetic coupling of rotating machinery
FR2914697B1 (fr) * 2007-04-06 2012-11-30 Turbomeca Dispositif d'assistance aux phases transitoires d'acceleration et de deceleration
US20130139519A1 (en) * 2007-05-03 2013-06-06 Icr Turbine Engine Corporation Multi-spool intercooled recuperated gas turbine
GB0809336D0 (en) 2008-05-23 2008-07-02 Rolls Royce Plc A gas turbine engine arrangement
US20100162720A1 (en) 2008-12-31 2010-07-01 Bowman Ray F Gas turbine engine
US20120000204A1 (en) * 2010-07-02 2012-01-05 Icr Turbine Engine Corporation Multi-spool intercooled recuperated gas turbine
US8561413B2 (en) 2010-12-29 2013-10-22 Ge Aviation Systems, Llc System for powering a vehicle
US20120324903A1 (en) * 2011-06-27 2012-12-27 Icr Turbine Engine Corporation High efficiency compact gas turbine engine
US9200592B2 (en) 2011-06-28 2015-12-01 United Technologies Corporation Mechanism for turbine engine start from low spool
WO2013004595A1 (en) * 2011-07-07 2013-01-10 Kasi Technologies Ab Hybrid system comprising a supercharging system and method for operation
US8459038B1 (en) 2012-02-09 2013-06-11 Williams International Co., L.L.C. Two-spool turboshaft engine control system and method
JP5941744B2 (ja) 2012-04-27 2016-06-29 株式会社Ｉｈｉエアロスペース 発電システム
JP5568596B2 (ja) 2012-05-30 2014-08-06 川崎重工業株式会社 航空機用エンジンのギヤボックス一体型発電装置
ITFI20120292A1 (it) * 2012-12-24 2014-06-25 Nuovo Pignone Srl "gas turbines in mechanical drive applications and operating methods"
US10094295B2 (en) * 2013-01-30 2018-10-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with transmission
US20160023773A1 (en) 2014-07-23 2016-01-28 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid electric pulsed-power propulsion system for aircraft
FR3024755B1 (fr) 2014-08-08 2019-06-21 Safran Aircraft Engines Hybridation des compresseurs d'un turboreacteur
US9777642B2 (en) * 2014-11-21 2017-10-03 General Electric Company Gas turbine engine and method of assembling the same
US10000293B2 (en) 2015-01-23 2018-06-19 General Electric Company Gas-electric propulsion system for an aircraft
US10837312B2 (en) * 2015-02-27 2020-11-17 Pratt & Whitney Canada Corp. System for braking a low pressure spool in a gas turbine engine
GB201506473D0 (en) 2015-04-16 2015-06-03 Rolls Royce Plc Aircraft propulsion system
JP6730842B2 (ja) 2015-05-05 2020-07-29 ロールス−ロイス コーポレイション 航空機の推進およびリフトのための電気直結駆動装置
GB201508139D0 (en) * 2015-05-13 2015-06-24 Rolls Royce Plc Aircraft propulsion system
EP3124379B1 (de) * 2015-07-29 2019-05-01 Airbus Defence and Space GmbH Hybrid-elektrischer antriebsstrang für vtol drohnen
US20170044989A1 (en) 2015-08-14 2017-02-16 General Electric Company Gas turbine engine stall margin management
GB201518929D0 (en) * 2015-10-27 2015-12-09 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US10180080B2 (en) * 2016-03-09 2019-01-15 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Electromagnetic propeller brake
US10883424B2 (en) * 2016-07-19 2021-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-spool gas turbine engine architecture
US10465611B2 (en) * 2016-09-15 2019-11-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse flow multi-spool gas turbine engine with aft-end accessory gearbox drivingly connected to both high pressure spool and low pressure spool
US10526975B2 (en) * 2016-11-30 2020-01-07 The Boeing Company Power extraction system and method for a gas turbine engine of a vehicle
US10808624B2 (en) * 2017-02-09 2020-10-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine rotor with low over-speed requirements
US11230385B2 (en) 2017-06-08 2022-01-25 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1685138A (zh) * 2002-07-30 2005-10-19 霍尼韦尔国际公司 电动增压器和发电机
CN1849444A (zh) * 2003-09-12 2006-10-18 麦斯国际有限公司 多转子涡轮发电机系统及控制方法
CN101230802A (zh) * 2006-12-06 2008-07-30 通用电气公司 涡扇发动机的高压转子和低压转子的可变耦合
CN101280726A (zh) * 2007-04-03 2008-10-08 通用电气公司 动力输出系统和包括所述系统的燃气涡轮发动机组件
CN104487345A (zh) * 2012-06-29 2015-04-01 涡轮梅坎公司 辅助动力发动机在直升机结构内输送推进和/或非推进能量的方法和架构
CN105793565A (zh) * 2013-09-18 2016-07-20 阿尔特弥斯智能动力有限公司 液压传动装置
CN105313671A (zh) * 2014-07-17 2016-02-10 通用汽车环球科技运作有限责任公司 使用涡轮发电机的功率分流混合动力总成

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Publication number Publication date
JP6866328B2 (ja) 2021-04-28
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