CN109204841B - 用于飞行器的混合电力推进系统及用于操作涡轮机的方法 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种用于飞行器的混合电力推进系统，其包括推进器、涡轮机、以及具有连接到所述涡轮机的电机的电气系统。一种用于操作所述推进系统的涡轮机的方法包括：通过一个或多个计算装置操作所述涡轮机以旋转所述推进器并产生用于所述飞行器的推力；通过所述一个或多个计算装置接收指示由所述涡轮机旋转所述推进器而产生的所述推力的非命令性损失的数据；以及通过所述一个或多个计算装置响应于接收到所述指示推力的所述非命令性损失的数据而向所述电机提供电功率以向所述涡轮机、所述推进器或这两者增加功率。

Description

用于飞行器的混合电力推进系统及用于操作涡轮机的方法
技术领域
本主题大体上涉及一种混合电力推进系统，以及一种用于在推力的非命令性损失期间操作所述混合电力推进系统的方法。
背景技术
常规商业飞行器大体上包括机身、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。每个涡扇喷气发动机通常安装到飞行器的机翼中的相应一个，例如安装在机翼下方的悬挂位置，与机翼和机身分开。
在飞行器的飞行操作期间，有可能飞行器发动机中的一个或两个会经历推力的非命令性损失。响应于例如吸入事件(例如鸟撞或冰块吸入)或燃烧器爆燃，推力的非命令性损失可能是推力的总损失或推力的减小。推力的非命令性损失可能会限制机组控制飞行器和执行某些功能的能力。因此，能够补偿推力的此类非命令性损失的用于飞行器的推进系统会有用的。
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。
在本公开的示例性方面，提供一种用于操作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、以及具有连接到涡轮机的电机的电气系统。所述方法包括：通过一个或多个计算装置操作涡轮机以旋转推进器并产生用于飞行器的推力；通过所述一个或多个计算装置接收指示由涡轮机旋转推进器而产生的推力的非命令性损失的数据；以及通过所述一个或多个计算装置响应于接收到指示推力的非命令性损失的数据而向电机提供电功率以向涡轮机、推进器或这两者增加功率。
在某些示例性方面，电气系统进一步包括电能存储单元，并且通过一个或多个计算装置向电机提供电功率包括：通过一个或多个计算装置从电能存储单元向电机提供电功率。
在某些示例性方面，所述涡轮机是第一涡轮机，其中所述电机是第一电机，其中混合电力推进系统进一步包括第二涡轮机，其中电气系统进一步包括连接到第二涡轮机的第二电机，并且其中通过一个或多个计算装置向电机提供电功率包括：通过一个或多个计算装置从第二电机向第一电机提供电功率。
在某些示例性方面，通过一个或多个计算装置接收指示推力的非命令性损失的数据包括：通过一个或多个计算装置接收指示涡轮机转速降低的数据。
在某些示例性方面，通过一个或多个计算装置接收指示推力的非命令性损失的数据包括：通过一个或多个计算装置接收指示涡轮机、推进器或这两者的一个或多个部件的增加了振动的数据。
在某些示例性方面，通过一个或多个计算装置接收指示推力的非命令性损失的数据包括：通过一个或多个计算装置接收指示涡轮机内的减压的数据。例如，在某些示例性方面，指示涡轮机内的减压的数据指示燃烧器爆燃。
在某些示例性方面，所述方法进一步包括通过一个或多个计算装置终止向电机提供电功率以向涡轮机、推进器或这两者增加功率。例如，在某些示例性方面，所述方法进一步包括通过一个或多个计算装置接收指示发动机可操作性的恢复的数据，其中通过一个或多个计算装置终止向电机提供电功率包括：响应于通过一个或多个计算装置接收到指示发动机可操作性的恢复的数据而通过一个或多个计算装置终止向电机提供电功率。
例如，在某些示例性方面，通过一个或多个计算装置接收指示发动机可操作性的恢复的数据包括：通过一个或多个计算装置接收指示由涡轮机旋转推进器而产生的推力的恢复的数据，并且其中指示推力的恢复的数据包括指示涡轮机的可操作性参数在一定操作范围内的数据。
例如，在某些示例性方面，通过一个或多个计算装置接收指示发动机可操作性的恢复的数据包括：通过一个或多个计算装置接收指示由涡轮机旋转推进器而产生的推力的恢复的数据，并且其中指示推力的恢复的数据包括指示涡轮机转速高于所确定阈值或涡轮机内压力高于所确定阈值这两种情况中的至少一种的数据。
另外或另一选择为，在某些示例性方面，所述方法进一步包括通过一个或多个计算装置接收指示电能存储单元的充电水平的数据，并且其中通过一个或多个计算装置终止向电机提供电功率包括：响应于通过一个或多个计算装置接收到指示电能存储单元的充电水平的数据而通过一个或多个计算装置终止向电机提供电功率。
另外或另一选择为，在某些示例性方面，所述方法进一步包括通过一个或多个计算装置接收指示电能存储单元的健康状态的数据，并且其中通过一个或多个计算装置终止向电机提供电功率包括：响应于通过一个或多个计算装置接收到指示电能存储单元的健康状态的数据而通过一个或多个计算装置终止向电机提供电功率。
另外或另一选择为，在某些示例性方面，所述方法进一步包括通过一个或多个计算装置接收指示电机温度的数据，并且其中通过一个或多个计算装置终止向电机提供电功率包括：响应于通过一个或多个计算装置接收到指示电机温度的数据而通过一个或多个计算装置终止向电机提供电功率。
在某些示例性方面，通过一个或多个计算装置向电机提供电功率包括：通过一个或多个计算装置向电机传送至少约十安培的电功率。
在某些示例性方面，通过一个或多个计算装置向电机提供电功率包括：通过一个或多个计算装置向电机提供电功率使得电机向涡轮机提供至少约十五马力的机械功率。
在某些示例性方面，通过一个或多个计算装置操作涡轮机以旋转推进器并产生用于飞行器的推力包括：通过一个或多个计算装置从电机提取电功率。
在本公开的示例性实施例中，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、连接到推进器用于驱动推进器并产生推力的涡轮机，以及包括电机的电气系统，电机连接到涡轮机。所述混合电力推进系统进一步包括控制器，所述控制器被配置成接收指示由涡轮机驱动推进器而产生的推力的非命令性损失的数据，并且进一步响应于接收到指示推力的非命令性损失的数据而向电机提供电功率以向涡轮机、推进器或这两者增加功率。
在某些示例性实施例中，电气系统进一步包括电能存储单元，并且其中在向电机提供电功率时，所述控制器被配置成从电能存储单元向电机提供电功率。
在某些示例性实施例中，电机被配置成当电功率提供到其上时向涡轮机、推进器或这两者提供至少约六十五马力的机械功率。
本发明的特征、方面和优点也可以体现在后述技术方案，其中，技术方案1涉及一种用于操作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、以及具有连接到所述涡轮机的电机的电气系统，所述方法包括：
通过一个或多个计算装置操作所述涡轮机以旋转所述推进器并产生用于所述飞行器的推力；
通过所述一个或多个计算装置接收指示由所述涡轮机旋转所述推进器而产生的所述推力的非命令性损失的数据；以及
通过所述一个或多个计算装置响应于接收到所述指示推力的所述非命令性损失的数据而向所述电机提供电功率以向所述涡轮机、所述推进器或这两者增加功率。
技术方案2涉及根据技术方案1所述的方法，其中所述电气系统进一步包括电能存储单元，并且其中通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电功率包括：通过所述一个或多个计算装置从所述电能存储单元向所述电机提供电功率。
技术方案3涉及根据技术方案1所述的方法，其中所述涡轮机是第一涡轮机，其中所述电机是第一电机，其中所述混合电力推进系统进一步包括第二涡轮机，其中所述电气系统进一步包括连接到所述第二涡轮机的第二电机，并且其中通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电功率包括：通过所述一个或多个计算装置从所述第二电机向所述第一电机提供电功率。
技术方案4涉及根据技术方案1所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置接收指示所述推力的所述非命令性损失的数据包括：通过所述一个或多个计算装置接收指示所述涡轮机转速降低的数据。
技术方案5涉及根据技术方案1所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置接收指示所述推力的所述非命令性损失的数据包括：通过所述一个或多个计算装置接收指示所述涡轮机、所述推进器或这两者的一个或多个部件的增加了振动的数据。
技术方案6涉及根据技术方案1所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置接收指示所述推力的所述非命令性损失的数据包括：通过所述一个或多个计算装置接收指示所述涡轮机内的减压的数据。
技术方案7涉及根据技术方案6所述的方法，其中，所述指示所述涡轮机内的所述减压的数据指示燃烧器爆燃。
技术方案8涉及根据技术方案1所述的方法，进一步包括：
通过所述一个或多个计算装置终止所述向所述电机提供电功率以向所述涡轮机、所述推进器或这两者增加功率。
技术方案9涉及根据技术方案8所述的方法，进一步包括：
通过所述一个或多个计算装置接收指示发动机可操作性的恢复的数据，并且其中通过所述一个或多个计算装置终止所述向所述电机提供电功率包括：响应于通过所述一个或多个计算装置接收到指示所述发动机可操作性的恢复的数据而通过所述一个或多个计算装置终止所述向所述电机提供电功率。
技术方案10涉及根据技术方案9所述的方法，其中通过所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机可操作性的恢复的数据包括：通过所述一个或多个计算装置接收指示由所述涡轮机旋转所述推进器而产生的所述推力的恢复的数据，并且其中所述指示所述推力的所述恢复的数据包括指示所述涡轮机的可操作性参数在一定操作范围内的数据。
技术方案11涉及根据技术方案9所述的方法，其中通过所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机可操作性的恢复的数据包括：通过所述一个或多个计算装置接收指示由所述涡轮机旋转所述推进器而产生的所述推力的恢复的数据，并且其中所述指示所述推力的所述恢复的数据包括指示所述涡轮机转速高于所确定阈值或所述涡轮机内压力高于所确定阈值这两种情况中的至少一种的数据。
技术方案12涉及根据技术方案8所述的方法，进一步包括：
通过所述一个或多个计算装置接收指示所述电能存储单元的充电水平的数据，并且其中通过所述一个或多个计算装置终止所述向所述电机提供电功率包括：响应于通过所述一个或多个计算装置接收到指示所述电能存储单元的所述充电水平的数据而通过所述一个或多个计算装置终止所述向所述电机提供电功率。
技术方案13涉及根据技术方案8所述的方法，进一步包括：
通过所述一个或多个计算装置接收指示所述电能存储单元的健康状态的数据，并且其中通过所述一个或多个计算装置终止所述向所述电机提供电功率包括：响应于通过所述一个或多个计算装置接收到指示所述电能存储单元的所述健康状态的数据而通过所述一个或多个计算装置终止所述向所述电机提供电功率。
技术方案14涉及根据技术方案8所述的方法，进一步包括：
通过所述一个或多个计算装置接收指示所述电机的温度的数据，并且其中通过所述一个或多个计算装置终止所述向所述电机提供电功率包括：响应于通过所述一个或多个计算装置接收到指示所述电机的所述温度的数据而通过所述一个或多个计算装置终止所述向所述电机提供电功率。
技术方案15涉及根据技术方案1所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电功率包括：通过一个或多个计算装置向所述电机传送至少约十安培的电功率。
技术方案16涉及根据技术方案1所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电功率包括：通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电功率使得所述电机向所述涡轮机提供至少约十五马力的机械功率。
技术方案17涉及根据技术方案1所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置操作所述涡轮机以旋转所述推进器并产生用于所述飞行器的推力包括：通过所述一个或多个计算装置从所述电机提取电功率。
技术方案18涉及一种用于飞行器的混合电力推进系统，包括：
推进器；
涡轮机，所述涡轮机连接到所述推进器用于驱动所述推进器并产生推力；
包括电机的电气系统，所述电机连接到所述涡轮机；以及
控制器，所述控制器被配置成接收指示由所述涡轮机驱动所述推进器而产生的推力的非命令性损失的数据，并且进一步被配置成响应于接收到所述指示所述推力的所述非命令性损失的数据而向所述电机提供电功率以向所述涡轮机、所述推进器或这两者增加功率。
技术方案19涉及根据技术方案18所述的混合电力推进系统，
其中，所述电气系统进一步包括电能存储单元，并且其中在向所述电机提供电功率时，所述控制器被配置成从所述电能存储单元向所述电机提供电功率。
技术方案20涉及根据技术方案18所述的混合电力推进系统，
其中，所述电机被配置成当电功率提供到其上时向所述涡轮机、所述推进器或这两者提供至少约六十五马力的机械功率。
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和启发性公开内容，包括其最佳模式，本说明书参考了附图，其中：
图1是根据本公开的各种示例性实施例的飞行器的顶视图。
图2是安装到图1的示例性飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。
图3是根据本公开的示例性实施例的电风扇组件的示意性截面图。
图4是根据本公开的另一示例性实施例的推进系统的示意图。
图5是根据本公开的示例性方面的用于操作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6是根据本公开的另一个示例性方面的用于操作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7是根据本公开的示例方面的计算系统。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的当前实施例，其中的一个或多个示例示于附图中。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，而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运载工具内的相对位置，且指代所述燃气涡轮发动机或运载工具的正常操作姿态。例如，相对于燃气涡轮发动机，前是指更接近发动机入口的位置，而后是指更接近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”是指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，且“下游”是指流体流向的方向。然而，如本文所使用，术语“上游”和“下游”还可指代电流。
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，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精确度、或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精确度。例如，近似语言可指处于10％的裕度内。
此处以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制可组合和互换，除非上下文或措辞另外指示，否则认定此类范围包括其中含有的所有子范围。例如，本文中所公开的所有范围都包括端点，且所述端点能够彼此独立组合。
本公开大体上涉及一种混合电力推进系统，其具有连接到第一推进器的第一涡轮机，以及包括第一电机和可电连接到第一电机的电能存储单元的电气系统。第一电机连接到第一涡轮机、第一推进器或这两者，并且因此可以通过第一涡轮机驱动和/或在某些操作中可以驱动第一涡轮机和/或第一推进器。此外，在其它示例性实施例中，混合电力推进系统可以进一步包括第二推进器，并且电气系统可以进一步包括连接到第二推进器且可电连接到电能存储单元、第一电机或这两者的第二电机。
例如，在某些示例性实施例中，第一涡轮机和第一推进器可以一起配置成涡扇发动机的部件，并且第二推进器可以配置成电动推进器组件的部件(例如，电风扇)。另一选择为，在其它示例性实施例中，第一涡轮机和第一推进器可以一起配置成第一涡扇发动机的部件，并且第二推进器可以配置成第二涡扇发动机的部件(例如，其中混合电力推进系统进一步包括第二涡轮机)。此外，在其它示例性实施例中，这些部件可以配置成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部件。
在某些操作中，可以操作混合电力推进系统以补偿由第一涡轮机旋转第一推进器而产生的推力的非命令性损失。例如，所述方法可以操作第一涡轮机来旋转第一推进器以产生用于飞行器的推力，并且进一步可以接收指示由第一涡轮机旋转第一推进器而产生的推力的非命令性损失的数据。例如，接收的数据可以包括指示第一涡轮机转速降低、第一涡轮机内压力减小、第一涡轮机内的一个或多个部件的振动量增加等的数据。
此外，响应于接收到指示推力的非命令性损失的数据，所述方法可以向第一电机提供电功率以向第一涡轮机、第一推进器或这两者增加功率。例如，在某些示例性方面，所述方法可以从电能存储单元向第一电机提供电功率以向第一涡轮机、第一推进器或这两者增加功率。这种向第一电机提供电功率以增加功率可以补充推力的损失，使得飞行器可以在紧接的时间范围内继续执行。
此外，在某些示例性方面，所述方法可以在某些情形下终止向第一电机提供电功率。例如，一旦推力恢复、一旦电能存储单元的充电降到正常阈值以下、一旦第一电机的温度超出某一阈值等，所述方法可以终止向第一电机提供电功率。
现在参考附图，其中贯穿附图类似的数字指代相同的元件，图1提供了如可结合有本公开的各种实施例的示例性飞行器10的顶视图。如图1中所示出，飞行器10限定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的后端18的机身12，以及在飞行器10的后端的尾翼19。另外，飞行器10包括机翼组件，所述机翼组件包括第一、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各自相对于纵向中心线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。对于所描绘的实施例，飞行器10的第一侧24被配置成飞行器10的左舷侧，且飞行器10的第二侧26被配置成飞行器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另外包括，或更确切地说，飞行器10的尾翼19包括具有用于偏航控制的方向舵襟翼(未示出)的垂直稳定器32，以及各自具有用于桨距控制的升降舵襟翼36的一对水平稳定器34。机身12另外包括外表面或外皮38。然而，应了解，在本公开的其它示例性实施例中，飞行器10可另外或另一选择为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。
现在还参考图2和3，图1的示例性飞行器10另外包括混合电力推进系统50，其具有第一推进器组件52和第二推进器组件54。图2提供第一推进器组件52的示意性截面图，图3提供第二推进器组件54的示意性截面图。对于所描绘的实施例，第一推进器组件52和第二推进器组件54各自以翼下安装配置进行配置。然而，如将在下文论述，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中的一个或两个可安装在任何其它合适的位置处。
更具体地，总体上参考图1到3，示例性混合电力推进系统50大体上包括：第一推进器组件52，其具有涡轮机和主要推进器(对于图2的实施例，所述涡轮机和主要推进器一起配置成燃气涡轮发动机，或更确切地，涡扇发动机100)；传动连接到涡轮机的电机56(对于图2中所描绘的实施例，所述电机是电动机/发电机)；第二推进器组件54(对于图3的实施例，所述第二推进器组件配置成电动推进器组件200)；能量存储单元55(可电连接到电机56和/或电动推进器组件200)；控制器72；以及电力总线58。电动推进器组件200、电能存储单元55和电机56各自可通过电力总线58的一根或多根电线60彼此电连接。例如，电力总线58可以包括可移动以选择性地电连接混合电力推进系统50的各种部件的各种开关或其它电力电子装置。另外，电力总线58可以进一步包括用于调节或转换混合电力推进系统50内的电功率的电力电子装置，例如，逆变器、转换器、整流器等。
如将了解，控制器72可以被配置成在混合电力推进系统50的各种部件之间分配电功率。例如，控制器72可以结合电力总线58(包括一个或多个开关或其它电力电子装置)操作以向电机56等各种部件提供电功率或从电机56等各种部件汲取电功率，从而在各种操作模式之间操作混合电力推进系统50并且执行各种功能。这示意性地描绘为延伸穿过控制器72的电力总线58的电线60，下文将更详细地进行论述。
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，或另一选择为，其可并入到飞行器10的主系统控制器、用于示例性涡扇发动机100的单独控制器(例如涡扇发动机100的全权数字发动机控制系统，也称为FADEC)等中的一个或多个中。例如，控制器72可以按与下文参考图7描述的示例性计算系统500基本相同的方式来配置(并且可以被配置成执行下文描述的示例性方法300的一个或多个功能)。
另外，电能存储单元55可以被配置成一个或多个电池，例如一个或多个锂离子电池，或另一选择为，可以被配置成任何其它合适的电能存储装置。应了解，对于本文所描述的混合电力推进系统50，能量存储单元55被配置成存储相对大量的电功率。例如，在某些示例性实施例中，能量存储单元可以被配置成存储至少约五十千瓦小时的电功率，例如至少约六十五千瓦小时的电功率、例如至少约七十五千瓦小时的电功率以及高达约一千千瓦小时的电功率。
现在具体参考图1和2，第一推进器组件52包括燃气涡轮发动机，其安装或配置成安装到飞行器10的第一机翼20。更确切地，对于图2的实施例，燃气涡轮发动机包括涡轮机102和推进器，所述推进器是风扇(参考图2，称为“风扇104”)。因此，对于图2的实施例，燃气涡轮发动机被配置成涡扇发动机100。
涡扇发动机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。如所述，涡扇发动机100包括风扇104和布置于风扇104下游的涡轮机102。
所描绘的示例性涡轮机102大体上包括基本上管状外部壳体106，所述外部壳体106限定环形入口108。外部壳体106包围串流关系的：压缩机区段，其包括增压机或低压(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。此外，压缩机区段、燃烧区段114和涡轮区段一起至少部分地限定通过涡轮机102的核心空气流动路径121。
涡扇发动机100的示例性涡轮机102另外包括可与涡轮区段的至少一部分一起旋转的一个或多个轴，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的一个或多个轴。更具体地，对于所描绘的实施例，涡扇发动机100包括高压(HP)轴或转轴122，所述高压轴或转轴122将HP涡轮116传动连接到HP压缩机112。另外，示例性涡扇发动机100包括低压(LP)轴或转轴124，所述低压轴或转轴124将LP涡轮118传动连接到LP压缩机110。
此外，所描绘的示例性风扇104被配置成可变桨距风扇，所述可变桨距风扇具有以间隔开的方式连接到盘130的多个风扇叶片128。风扇叶片128大体上沿径向方向R1从盘130向外延伸。借助于风扇叶片128可操作地连接到合适的致动构件132，每个风扇叶片128都可围绕相应桨距轴线P1相对于盘130旋转，所述致动构件132被配置成共同改变风扇叶片128的桨距。风扇104以机械方式连接到LP轴124，使得风扇104由第二、LP涡轮118以机械方式驱动。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机械连接到LP轴124，且可通过跨越动力齿轮箱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的转速逐步降低到更高效的风扇转速。因此，风扇104由涡轮机102的LP系统(包括LP涡轮118)供电。
仍参考图2的示例性实施例，盘130由可旋转的前部轮毂136覆盖，所述前部轮毂136具有空气动力学轮廓以促进气流通过多个风扇叶片128。另外，涡扇发动机100包括环形风扇壳体或外部机舱138，所述环形风扇壳体或外部机舱138周向包围风扇104和/或涡轮机102的至少一部分。因此，所描绘的示例性涡扇发动机100可被称为“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的外部部分上方延伸，以便在其间限定旁路气流通道144。
仍参考图2，混合电力推进系统50另外包括电机56，对于所描绘的实施例，所述电机56被配置成电动机/发电机。对于所描绘的实施例，电机56从核心空气流动路径121向内位于涡扇发动机100的涡轮机102内，并且与涡扇发动机100的一个轴连接/机械连通。更具体地说，对于所描绘的实施例，电机通过LP轴124连接到第二、LP涡轮118。电机56可以被配置成将LP轴124的机械功率转换为电功率(使得LP轴124驱动电机56)，或另一选择为，电机56可以被配置成将提供给它的电功率转换为用于LP轴124的机械功率(使得电机56驱动或帮助驱动LP轴124)。
然而，应了解，在其它示例性实施例中，电机56可以替代地位于涡轮机102内任何其它合适位置处或其它地方。例如，在其它实施例中，电机56可以在涡轮区段内与LP轴124同轴地安装，或另一选择为，可以从LP轴124偏移且通过合适的齿轮系驱动。另外或另一选择为，在其它示例性实施例中，电机56可改为由HP系统、即由HP涡轮116通过例如HP轴122提供动力，或通过双驱动系统由LP系统(例如LP轴124)和HP系统(例如HP轴122)提供动力。而在其它实施例中，另外或另一选择为，电机56可以包括多个电机，例如，其中一个传动连接到LP系统(例如LP轴124)且一个传动连接到HP系统(例如HP轴122)。此外，尽管电机56被描述为电动机/发电机，在其它示例性实施例中，电机56可以仅仅配置成发电机。
值得注意的是，在某些示例性实施例中，电机56可以被配置成当由涡轮机102驱动时产生至少约五十千瓦的电功率，例如至少约六十五千瓦的电功率、例如至少约七十五千瓦的电功率、例如至少约一百千瓦的电功率、例如高达一千千瓦的电功率。另外或另一选择为，当从例如电能存储单元55为电机56提供电功率时，电机56可以被配置成向涡轮机102提供或以其它方式增加至少约十五马力的机械功率。例如，在某些示例性实施例中，电机56可以被配置成向涡轮机102提供至少约六十五马力的机械功率，例如向涡轮机102提供至少约七十五马力的机械功率、例如至少约一百马力、例如至少约一百二十马力、例如高达约一千三百马力。
仍参考图1和2，涡扇发动机100进一步包括控制器150和多个传感器(未示出)。控制器150可以是全权数字发动机控制系统，也称为FADEC。涡扇发动机100的控制器150可以被配置成控制例如致动构件132、燃料递送系统等的操作。另外，还返回参考图1，涡扇发动机100的控制器150以可操作方式连接到混合电力推进系统50的控制器72。此外，如将了解，控制器72可另外通过合适的有线或无线通信系统(以虚线描绘)以可操作方式连接到第一推进器组件52(包括控制器150)、电机56、第二推进器组件54和能量存储单元55中的一个或多个。
此外，虽然未描绘，但在某些示例性实施例中，涡扇发动机100可以进一步包括一个或多个传感器，所述一个或多个传感器定位成且被配置成感测指示涡扇发动机100的一个或多个操作参数的数据。例如，涡扇发动机100可以包括一个或多个温度传感器，所述一个或多个温度传感器被配置成感测涡轮机102的核心空气流动路径121内的温度。例如，此类传感器可以被配置成感测燃烧区段114的出口处的排气温度。另外或另一选择为，涡扇发动机100可以包括一个或多个压力传感器，所述一个或多个压力传感器感测指示涡轮机102的核心空气流动路径121内的压力的数据，例如指示涡轮机102的燃烧区段114内的燃烧器内的压力的数据。此外，在又一些其它示例性实施例中，涡扇发动机100还可以包括一个或多个速度传感器，所述一个或多个速度传感器被配置成感测指示涡扇发动机100的一个或多个部件的转速的数据，例如指示LP转轴124或HP转轴122中的一个或多个的转速的数据。另外，在某些示例性实施例中，涡扇发动机100可以包括一个或多个传感器，所述一个或多个传感器被配置成感测指示涡扇发动机内的各种部件的振动量的数据，例如指示LP压缩机110、HP压缩机112或各种支承结构的振动量的数据。
应进一步了解，在其它示例性实施例中，图2中所描绘的示例性涡扇发动机100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可能不是可变桨距风扇，且进一步在其它示例性实施例中，LP轴124可直接机械连接到风扇104(即，涡扇发动机100可不包括齿轮箱134)。此外，应了解，在其它示例性实施例中，涡扇发动机100可以被配置成任何其它合适的燃气涡轮发动机。例如，在其它实施例中，涡扇发动机100可以替代地被配置成涡轮螺旋桨发动机、无涵道涡扇发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机等。
现在具体参考图1和3，如先前所述，示例性混合电力推进系统50另外包括第二推进器组件54，对于所描绘的实施例，所述第二推进器组件安装到飞行器10的第二机翼22。具体参考图3，第二推进器组件54大体上配置成包括电动机206和推进器/风扇204的电动推进器组件200。电动推进器组件200限定沿着自其穿过而延伸以供参考的纵向中心线轴线202延伸的轴向方向A2以及径向方向R2。对于所描绘的实施例，风扇204可通过电动机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/可随着所述风扇轴210旋转，且大体上沿着电动推进器组件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，或另一选择为，多个风扇叶片208可能够相对于风扇轴210旋转，例如在所描绘的实施例中。例如，多个风扇叶片208各自限定相应桨距轴线P2，且对于所描绘的实施例，多个风扇叶片附接到风扇轴210，使得多个风扇叶片208中的每一个的桨距可例如同时通过桨距改变机构211来改变。改变多个风扇叶片208的桨距可增大第二推进器组件54的效率和/或可允许第二推进器组件54实现期望的推力分布。对于此类示例性实施例，风扇204可被称为可变桨距风扇。
此外，对于所描绘的实施例，所描绘的电动推进器组件200另外包括通过一个或多个支撑杆或出口导叶216附接到电动推进器组件200的核心214的风扇壳体或外部机舱212。对于所描绘的实施例，外部机舱212基本上完全包围风扇204，且具体地说包围多个风扇叶片208。因此，对于所描绘的实施例，电动推进器组件200可称作涵道式电风扇。
仍具体参考图3，风扇轴210在核心214内机械连接到电动机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来支承，例如由一个或多个滚子轴承、球轴承或任何其它合适的轴承来支承。另外，电动机206可以是内转电动机(即，包括从定子朝内径向定位的转子)，或另一选择为，可以是外转电动机(即，包括从转子朝内径向定位的定子)，或另一选择为，还可以是轴向通量电动机(即，其中转子既不在定子外部也不在定子内部，而是沿电动机轴线从定子偏移)。
如上文简单提及，电源(例如电机56或能量存储单元55)与电动推进器组合件200(即，电动机206)电连接以用于向电动推进器组件200提供电功率。更具体地，电动机206通过电力总线58、且更具体地通过在其间延伸的一个或多个电缆或电线60与电机56和/或电能存储单元55电连通。
然而，应了解，在其它示例性实施例中，示例性混合电力推进系统50可具有任何其它合适的配置，且另外，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的电动推进器组件200可改为配置成多个电动推进器组件200，和/或混合电力推进系统50可另外包括多个燃气涡轮发动机(例如涡扇发动机100)和电机56。
此外，在其它示例性实施例中，(多个)电动推进器组件200和/或燃气涡轮发动机以及电机56可在任何其它合适的位置以任何其它合适的方式(例如，包括尾部安装配置)安装到飞行器10。例如，在某些示例性实施例中，电动推进器组件可以被配置成吸入边界层空气并且重新激励这种边界层空气从而为飞行器提供推进益处(推进益处可以是推力，或者可以简单地是通过降低飞行器的阻力来总体上增加用于飞行器的净推力)。
此外，在又一些其它示例性实施例中，示例性混合电力推进系统50还可以具有其它配置。例如，在其它示例性实施例中，混合电力推进系统50可能不包括“纯”电动推进器组件。例如，现在简单参考图4，图4提供根据本公开的又一示例性实施例的混合电力推进系统50的示意图。图4中所描绘的示例性混合电力推进系统50可以按上文参考图1到3所描述的一个或多个示例性混合电力推进系统50类似的方式配置。
例如，图4的示例性混合电力推进系统50大体上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52大体上包括第一涡轮机102A和第一推进器104A，并且类似地，第二推进器组件54大体上包括第二涡轮机102B和第二推进器104B。第一涡轮机102A和第二涡轮机102B中的每一个大体上包括通过低压轴124使低压压缩机110传动连接到低压涡轮118的低压系统，以及通过高压轴122使高压压缩机112传动连接到高压涡轮116的高压系统。另外，第一推进器104A传动连接到第一涡轮机102A的低压系统，并且第二推进器104B传动连接到第二涡轮机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可以被配置成第一涡扇发动机，并且类似地，第二推进器104B和第二涡轮机102B可以被配置成第二涡扇发动机(例如，类似于图2的示例性涡扇发动机100)。但是，另一选择为，这些部件可以替代地配置成涡轮螺旋桨发动机或任何其它合适的涡轮机驱动的推进装置的部件。此外，在某些示例性实施例中，第一推进器组件52可以安装到飞行器的第一机翼，并且第二推进器组件54可以安装到飞行器的第二机翼(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，可以提供任何其它合适的配置(例如，第一推进器组件52和第二推进器组件54均可以安装到同一机翼、第一推进器组件52和第二推进器组件54中的一个或两个可以安装到飞行器的尾部等)。
此外，图4的混合电力推进系统50另外包括电气系统。所述电气系统包括第一电机56A、第二电机56B、以及可电连接到第一电机56A和第二电机56B的电能存储单元55。第一电机56A另外连接到第一涡轮机102A。更确切地，对于所描绘的实施例，第一电机56A连接到第一涡轮机102A的高压系统，且更确切地，还连接到第一涡轮机102A的高压转轴122。以此方式，第一电机56A可以从第一涡轮机102A的高压系统提取功率和/或向第一涡轮机102A的高压系统提供功率。
此外，应了解，对于所描绘的实施例，第二推进器组件54不被配置成纯电动推进器组件。替代地，第二推进器组件54被配置成混合电力推进器的部件。更具体地，第二电机56B连接到第二推进器104B，并且进一步连接到第二涡轮机102B的低压系统。以此方式，第二电机56B可以从第二涡轮机102B的低压系统提取功率和/或向第一涡轮机102A的低压系统提供功率。更具体地，在某些示例性方面，第二电机56可以驱动或帮助驱动第二推进器104B。
还如图4中所描绘，示例性混合电力推进系统50进一步包括控制器72和电力总线58。第一电机56A、第二电机56B和电能存储单元55各自可通过电力总线58的一根或多根电线60彼此电连接。例如，电力总线58可以包括可移动以选择性地电连接混合电力推进系统50的各种部件的各种开关或其它电力电子装置，并且视需要转换或调节穿过其传递的此类电功率。
此外，应了解，在又一些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，虽然图4的示例性实施例包括连接到第一涡轮机102A的高压系统的第一电机56A和连接到第二涡轮机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中的每一个可以连接到低压系统，或另一选择为可以连接到高压系统。另一选择为，在其它示例性实施例中，电气系统可以进一步包括连接到第一涡轮机102A的低压系统的额外电机和/或连接到第二涡轮机102B的高压系统的额外电机。
如先前论述，本公开总体上提供一种用于在推力的非命令性损失期间操作混合电力推进系统的方法。更确切地，参考图5，图5提供根据本公开的示例性方面用于操作飞行器的混合电力推进系统的涡轮机的方法300的流程图。图5的示例性方法300可以用于上文参考图1到4描述的一个或多个示例性混合电力推进系统。
例如，混合电力推进系统可以包括第一推进器、第一涡轮机和电气系统，所述电气系统包括连接到第一涡轮机的第一电机和可电连接到第一电机的电能存储单元。在某些示例性方面，第一涡轮机可以配置有第一推进器作为涡扇发动机，或另一选择为作为任何其它合适的燃气涡轮发动机。另外，在某些示例性方面，混合电力推进系统可以进一步包括第二推进器，并且电气系统可以进一步包括连接到第二推进器的第二电机。第二电机和第二推进器可以配置成电动推进器组件(例如电风扇)，或另一选择为，混合电力推进系统可以进一步包括第二涡轮机，所述第二涡轮机配置有第二推进器作为第二涡扇发动机，或另一选择为作为任何其它合适的燃气涡轮发动机。
现在参考图5，方法300大体上包括在(302)通过一个或多个计算装置操作第一涡轮机以旋转第一推进器并产生用于飞行器的推力。在某些示例性方面，在(302)通过一个或多个计算装置操作第一涡轮机以旋转第一推进器并产生用于飞行器的推力可以包括：在稳态操作状态操作第一涡轮机，例如在巡航操作状态操作第一涡轮机。另外，对于所描绘的示例性方面，在(302)通过一个或多个计算装置操作第一涡轮机以旋转第一推进器并产生用于飞行器的推力还包括：在(303)，通过一个或多个计算装置从第一电机提取电功率。例如，在(303)提取电功率可以包括提取至少约十(10)安培的电功率。在(302)操作第一涡轮机期间从第一电机提取的电功率可以被提取到电能存储单元，和/或若包括则被提取到第二电机。
此外，所描绘的示例性方法300包括在(304)通过一个或多个计算装置接收指示在(302)由第一涡轮机旋转第一推进器而产生的推力的非命令性损失的数据。在(304)接收的数据可以是指示由第一涡轮机旋转第一推进器而产生的推力的量并非以例如飞行器的机组人员或飞行器的一个或多个控制器命令的方式减少的任何数据。
例如，对于图5中描绘的方法300的示例性方面，在(304)通过一个或多个计算装置接收指示推力的非命令性损失的数据可以包括：如虚线所描绘，在(306)通过一个或多个计算装置接收指示涡轮机转速降低的数据。例如，在某些示例性方面，在(306)通过一个或多个计算装置接收指示涡轮机转速降低的数据可以包括接收指示以下内容的数据：涡轮机的低压系统转速降低、涡轮机的高压系统转速降低、涡轮机的低压系统减速、涡轮机的高压系统减速、涡轮机的两个转轴之间的速度参数不匹配增加等。在(306)接收的数据可以来自第一涡轮机内的一个或多个传感器。
另外或另一选择为，还如虚线所描绘，在本公开的其它示例性方面，在(304)通过一个或多个计算装置接收指示推力的非命令性损失的数据可以包括：在(308)通过一个或多个计算装置接收指示第一涡轮机、第一推进器或这两者的一个或多个部件的增加了振动的数据。例如，在(308)通过一个或多个计算装置接收指示第一涡轮机、第一推进器或这两者的一个或多个部件的增加了振动的数据可以包括接收指示以下内容的数据：推进器的振动高于预定阈值、第一涡轮机的低压压缩机的振动高于预定阈值、第一涡轮机内的一个或多个支承构件的振动高于预定阈值等。应了解，尽管振动本身不可用于直接测量推力，但振动量的增加可以指示推力损失(例如，指示发动机健康状态)。
在(306)通过一个或多个计算装置接收指示涡轮机转速降低的数据和/或在(308)通过一个或多个计算装置接收指示第一涡轮机、第一推进器或这两者的一个或多个部件的增加了振动的数据可以指示已发生吸入事件。例如，具有这些征兆中的一个或多个可以指示第一涡轮机已经吸入一只或多只鸟(通常称为“鸟撞”)、冰(在结冰状态下可能常见)等。
此外，仍参考图5中描绘的方法300的示例性方面，在又一些其它示例性方面，如同样以虚线描绘的，在(304)通过一个或多个计算装置接收指示推力的非命令性损失的数据可以另外或另一选择为包括：在(310)通过一个或多个计算装置接收指示第一涡轮机内的减压的数据。在某些示例性方面，在(310)接收的指示涡轮机内的减压的数据可以是指示以下内容的数据：低压压缩机内的减压、高压压缩机内的减压、第一涡轮机的燃烧区段内的减压(例如，第一涡轮机的燃烧区段的燃烧腔室内的减压)、第一涡轮机的出口喷嘴处的减压等。在(310)接收的指示涡轮机内的减压的数据可以经由指示通过涡轮机的气流减小来指示由涡轮机旋转第一推进器而产生的推力的损失。另外或另一选择为，其中在(310)接收的指示涡轮机内的减压的数据是指示第一涡轮机的燃烧区段内的减压的数据，在(310)接收的指示涡轮机内的减压的数据可以指示燃烧器爆燃。
仍参考图5，方法300可以响应于在(304)接收到指示推力的非命令性损失的数据而向第一涡轮机补充功率。更确切地，方法300进一步包括在(312)通过一个或多个计算装置响应于在(304)接收到指示推力的非命令性损失的数据而向第一电机提供电功率以向第一涡轮机、第一推进器或这两者增加功率，(即，响应于在(304)接收到指示推力的非命令性损失的数据而向第一电机提供电功率以驱动第一涡轮机、第一推进器或这两者的一个或多个部件)。更确切地，对于所描绘的示例性方面，在(312)通过一个或多个计算装置向第一电机提供电功率进一步包括：在(314)通过一个或多个计算装置从电能存储单元向第一电机提供电功率。另外，对于所描绘的方法300的示例性方面，在(312)通过一个或多个计算装置向第一电机提供电功率包括：在(315)向第一电机提供至少约十安培的电功率，并且向第一涡轮机、第一推进器或这两者提供至少约十五马力的机械功率。
然而，应了解，在其它示例性方面，可以从任何其它合适的电源向第一电机提供电功率。例如，在某些示例性方面，可以包括混合电力推进系统的电气系统的第二电机，并且所述第二电机可以连接到第二涡轮机。利用此类示例性方面，第二电机可以从第二涡轮机的旋转中提取电功率。因此，如以虚线描绘的，利用此类示例性方面，在(312)通过一个或多个计算装置向第一电机提供电功率可以进一步包括：在(316)通过一个或多个计算装置从第二电机向第一电机提供电功率。
在以上示例性方面中的任一个中，响应于在(304)接收到指示推力的非命令性损失的数据而在(312)通过一个或多个计算装置向第一电机提供电功率以向第一涡轮机、第一推进器或这两者增加功率可以允许混合电力推进系统基本上立即补充到第一涡轮机的减小的功率输出，至少部分地恢复第一涡轮机和第一推进器的操作以产生推力。尽管事件可能导致推力的非命令性损失，但仍有可能发生。例如，在例如吸入事件或燃烧器爆燃之后的相对短的时间段内，通过向第一电机提供电功率使得第一电机可以向第一涡轮机、第一推进器或这两者增加功率，第一推进器可以进行备份并且旋转且产生用于飞行器的推力。值得注意的是，在某些示例性方面，第一电机可以连接到第一涡轮机的低压系统，使得第一电机的旋转直接旋转第一推进器(见例如图2)，或另一选择为，第一电机可以连接到第一涡轮机的高压系统，使得第一电机的旋转增加通过第一涡轮机的气流，例如第一涡轮机可以继续驱动第一推进器(见图4)。
此外，仍参考图5中描绘的方法300的示例性方面，方法300还包括在(318)通过一个或多个计算装置终止在(312)向第一电机提供电功率以向第一涡轮机、第一推进器或这两者增加功率。更确切地，现在还参考图6，图6提供图5的方法300的示例性方面的更详细流程图，对于所描绘的示例性方面，方法300进一步包括通过一个或多个计算装置接收指示发动机可操作性的恢复的数据，或更具体地，包括在(320)通过一个或多个计算装置接收指示由第一涡轮机旋转第一推进器而产生的推力的恢复的数据。在(320)接收的指示推力的恢复的数据可以是指示第一涡轮机的可操作性参数在期望范围内的数据。例如，在某些示例性方面，在(320)接收的数据可以是指示涡轮机的一个或多个部件的转速高于所确定阈值的数据。例如，转速可以是第一电机未连接到的第一涡轮机的转轴的速度。另外或另一选择为，在(320)接收的指示推力的恢复的数据可以是指示涡轮机内的压力高于所确定阈值的数据或指示涡轮机内的温度(例如，排气温度)高于所确定阈值的数据。然而，值得注意的是，在其它示例性方面，所述数据可能不一定指示推力的恢复，而是可以简单地指示发动机正在运行(例如，发动机已经在无意中从空转回滚之后返回到空转)。
仍参考图6，在此类示例性方面，在(318)通过一个或多个计算装置终止向第一电机提供电功率进一步包括：在(322)响应于在(320)通过一个或多个计算装置接收到指示恢复推力的数据而通过一个或多个计算装置终止向第一电机提供电功率。
此外，在又一些其它示例性方面，方法可以响应于接收到指示各种其它指标的信息而终止向第一电机提供电功率。例如，如所描绘，图6的示例性方法300进一步包括在(324)通过一个或多个计算装置接收指示电能存储单元的充电水平的数据。例如，在(324)接收的指示能量存储单元的充电水平的数据可以是指示能量存储单元的充电水平处于、低于、或接近最小充电阈值的数据。因此，利用此类示例性方面，在(318)通过一个或多个计算装置终止向第一电机提供电功率可以包括：在(326)响应于在(324)通过一个或多个计算装置接收到指示电能存储单元的充电水平的数据而通过一个或多个计算装置终止向第一电机提供电功率。
另外或另一选择为，方法300还可以基于又一些其它指标来终止提供电功率。例如，还如所描绘的，图6的方法300进一步包括：在(328)通过一个或多个计算装置接收指示第一电机的温度的数据。例如，在(328)接收的指示第一电机的温度的数据可以是指示第一电机的温度处于或接近第一电机的温度上限阈值的数据。当高于温度上限阈值操作时，第一电机可能具有更大的损坏风险。因此，利用此类示例性方面，在(318)通过一个或多个计算装置终止向第一电机提供电功率可以包括：在(330)响应于在(328)通过一个或多个计算装置接收到指示第一电机的温度的数据而通过一个或多个计算装置终止向第一电机提供电功率。
此外，在又一些其它示例性方面，方法可以基于又一些其它指标来终止提供电功率。例如，如所描绘，图6的示例性方法300进一步包括在(332)通过一个或多个计算装置接收指示电能存储单元的健康状态的数据。例如，在(332)接收的指示能量存储单元的健康状态的数据可以是指示电能存储单元的温度高于或低于期望的操作温度阈值的数据。因此，利用此类示例性方面，在(318)通过一个或多个计算装置终止向第一电机提供电功率可以包括：在(334)响应于在(324)通过一个或多个计算装置接收到指示电能存储单元的健康状态的数据而通过一个或多个计算装置终止向第一电机提供电功率。
根据以上示例性方面中的一个或多个操作混合电力推进系统可以允许混合电力推进系统的更无缝操作。
现在参考图7，图7描绘根据本公开的示例实施例的示例计算系统500。计算系统500可以例如用作混合电力推进系统50中的控制器72。计算系统500可以包括一个或多个计算装置510。计算装置510可以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可以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可以包括一个或多个计算机可读介质，包括但不限于非暂时性计算机可读介质、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可以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可以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操作涡轮机的操作(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可以是计算机实施的方法。指令510C可以是以任何合适编程语言编写的软件，或可以在硬件中实施。另外和/或另一选择为，指令510C可以在处理器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可以进一步存储可由处理器510A存取的数据510D。例如，数据510D可以包括指示功率流的数据、指示混合电力推进系统中的各种负载的功率需求的数据、指示混合电力推进系统的操作参数的数据，包括指示混合电力推进系统的涡轮机的操作参数的数据。
计算装置510还可以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可以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)可以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了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来自基于计算机的系统的信息。所属领域的技术人员会认识到，基于计算机的系统的固有灵活性允许大量可能的配置、组合以及任务和功能性在部件之间和当中的划分。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。
虽然各种实施例的具体特征可能在一些图中示出而未在其它图中示出，但这仅仅是为了方便起见。根据本公开的原理，可结合任何其它附图的任何特征来引用和/或要求保护某一附图的任何特征。
此书面描述使用示例来公开本发明，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，且可以包括所属领域的技术人员所想到的其它示例。如果此类其它示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，那么它们意欲在权利要求范围内。

Claims (19)

1.一种用于操作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、以及具有连接到所述涡轮机的电机的电气系统，所述方法包括：
通过一个或多个计算装置操作所述涡轮机以旋转所述推进器并产生用于所述飞行器的推力；
通过所述一个或多个计算装置接收指示由所述涡轮机旋转所述推进器而产生的所述推力的非命令性损失的数据；
通过所述一个或多个计算装置响应于接收指示推力的所述非命令性损失的所述数据而向所述电机提供电功率以向所述涡轮机、所述推进器或这两者增加功率；
通过所述一个或多个计算装置接收指示所述电机的温度的数据；以及
当所述温度超出确定的阈值时，响应于接收指示所述温度的所述数据而通过所述一个或多个计算装置终止向所述电机提供所述电功率。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述电气系统进一步包括电能存储单元，并且其中通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电功率包括：通过所述一个或多个计算装置从所述电能存储单元向所述电机提供电功率。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述涡轮机是第一涡轮机，其中所述电机是第一电机，其中所述混合电力推进系统进一步包括第二涡轮机，其中所述电气系统进一步包括连接到所述第二涡轮机的第二电机，并且其中通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电功率包括：通过所述一个或多个计算装置从所述第二电机向所述第一电机提供电功率。
4.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接收指示所述推力的所述非命令性损失的数据包括：通过所述一个或多个计算装置接收指示所述涡轮机转速降低的数据。
5.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接收指示所述推力的所述非命令性损失的数据包括：通过所述一个或多个计算装置接收指示所述涡轮机、所述推进器或这两者的一个或多个部件的增加的振动的数据。
6.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接收指示所述推力的所述非命令性损失的数据包括：通过所述一个或多个计算装置接收指示所述涡轮机内的减压的数据。
7.根据权利要求6所述的方法，其中，指示所述涡轮机内的所述减压的数据指示燃烧器爆燃。
8.根据权利要求2所述的方法，进一步包括：
通过所述一个或多个计算装置终止向所述电机提供电功率以向所述涡轮机、所述推进器或这两者增加功率。
9.根据权利要求8所述的方法，进一步包括：
通过所述一个或多个计算装置接收指示发动机可操作性的恢复的数据，并且其中通过所述一个或多个计算装置终止向所述电机提供电功率包括：响应于通过所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机可操作性的恢复的数据而通过所述一个或多个计算装置终止向所述电机提供电功率。
10.根据权利要求9所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机可操作性的恢复的数据包括：通过所述一个或多个计算装置接收指示由所述涡轮机旋转所述推进器而产生的所述推力的恢复的数据，并且其中指示所述推力的所述恢复的数据包括指示所述涡轮机的可操作性参数在一定操作范围内的数据。
11.根据权利要求9所述的方法，其中，通过所述一个或多个计算装置接收指示所述发动机可操作性的恢复的数据包括：通过所述一个或多个计算装置接收指示由所述涡轮机旋转所述推进器而产生的所述推力的恢复的数据，并且其中指示所述推力的所述恢复的数据包括指示所述涡轮机转速高于确定阈值或所述涡轮机内的压力高于确定阈值这两种情况中的至少一种的数据。
12.根据权利要求8所述的方法，进一步包括：
通过所述一个或多个计算装置接收指示所述电能存储单元的充电水平的数据，并且其中通过所述一个或多个计算装置终止向所述电机提供电功率包括：响应于通过所述一个或多个计算装置接收指示所述电能存储单元的所述充电水平的数据而通过所述一个或多个计算装置终止向所述电机提供电功率。
13.根据权利要求8所述的方法，进一步包括：
通过所述一个或多个计算装置接收指示所述电能存储单元的健康状态的数据，并且其中通过所述一个或多个计算装置终止向所述电机提供电功率包括：响应于通过所述一个或多个计算装置接收指示所述电能存储单元的所述健康状态的数据而通过所述一个或多个计算装置终止向所述电机提供电功率。
14.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向所述电机提供电功率包括：通过一个或多个计算装置向所述电机传送至少约十安培的电功率。
15.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向所述电机提供电功率包括：通过所述一个或多个计算装置向所述电机提供电功率使得所述电机向所述涡轮机提供至少约十五马力的机械功率。
16.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操作所述涡轮机以旋转所述推进器并产生用于所述飞行器的推力包括：通过所述一个或多个计算装置从所述电机提取电功率。
17.一种用于飞行器的混合电力推进系统，包括：
推进器；
涡轮机，所述涡轮机连接到所述推进器用于驱动所述推进器并产生推力；
包括电机的电气系统，所述电机连接到所述涡轮机；以及
控制器，所述控制器被配置成接收指示由所述涡轮机驱动所述推进器而产生的推力的非命令性损失的数据，并且进一步被配置成响应于接收指示所述推力的所述非命令性损失的数据而向所述电机提供电功率以向所述涡轮机、所述推进器或这两者增加功率，其中所述控制器还被配置成接收指示所述电机的温度的数据，以及当所述温度超出确定的阈值时，响应于接收指示所述温度的所述数据而终止向所述电机提供所述电功率。
18.根据权利要求17所述的混合电力推进系统，其中，所述电气系统进一步包括电能存储单元，并且其中在向所述电机提供电功率时，所述控制器被配置成从所述电能存储单元向所述电机提供电功率。
19.根据权利要求17所述的混合电力推进系统，其中，所述电机被配置成当电功率被提供至其时向所述涡轮机、所述推进器或这两者提供至少约六十五马力的机械功率。
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20190002117A1 (en) * 2017-06-30 2019-01-03 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
US10968765B2 (en) * 2018-12-04 2021-04-06 General Electric Company Power system with a coordinated power draw
US11286054B2 (en) * 2019-10-02 2022-03-29 The Boeing Company Dual hybrid propulsion system for an aircraft having a cross-connecting clutch
US11465518B2 (en) 2020-04-17 2022-10-11 Hamilton Sundstrand Corporation Charging scheme for electric propulsion systems
US11827372B2 (en) * 2020-05-15 2023-11-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine characteristics matching
US11753174B2 (en) * 2020-05-19 2023-09-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Systems and methods for aircraft wing plug
US11608797B2 (en) * 2021-06-23 2023-03-21 Raytheon Technologies Corporation Hybrid electric engine including auxiliary compressor
US20230227167A1 (en) * 2022-01-19 2023-07-20 Goodrich Corporation Parachute and inflatable assembly for air taxi

Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101522523A (zh) * 2006-11-29 2009-09-02 空中客车德国有限公司 用于飞行器的具有多个能量转换器的推进装置
CN101628627A (zh) * 2008-07-18 2010-01-20 尤洛考普特公司 混合式发动机装置及其控制方法
CA2782456A1 (fr) * 2011-07-18 2013-01-18 Eurocopter Procede de controle d'un groupe de moteurs et aeronef
CN102971216A (zh) * 2010-05-19 2013-03-13 伊德斯德国股份有限公司 用于飞行器的混合动力驱动系统和能量系统
WO2014131914A1 (es) * 2013-02-28 2014-09-04 Axter Aerospace Sl Sistema de potencia híbrido para aeronaves de motor de pistón
DE102013209538A1 (de) * 2013-05-23 2014-11-27 Robert Bosch Gmbh Hybridantrieb für kraftgetriebenes Luftfahrzeug, kraftgetriebenes Luftfahrzeug mit Hybridantrieb und zugehöriges Betriebsverfahren
WO2015060487A1 (ko) * 2013-10-25 2015-04-30 한국항공우주연구원 능동형 전력제어장치를 구비한 전력공급 시스템
WO2015075538A1 (en) * 2013-11-25 2015-05-28 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Moving body
US9212625B2 (en) * 2010-11-19 2015-12-15 Rudolph Allen SHELLEY Hybrid gas turbine propulsion system
WO2016049030A1 (en) * 2014-09-23 2016-03-31 Sikorsky Aircraft Corporation Hybrid contingency power drive system
CN105620765A (zh) * 2015-12-29 2016-06-01 苏州妙旋无人机应用有限公司 一种共轴双旋翼无人机混合动力系统
DE102014224637A1 (de) * 2014-12-02 2016-06-02 Georgi Atanasov Hybrid-Elektro-Antriebssystem für ein Flugzeug
CN105752344A (zh) * 2016-03-15 2016-07-13 电子科技大学 一种用于倾转旋翼飞行器的插电式混合动力驱动装置
CN106143892A (zh) * 2015-05-15 2016-11-23 空客直升机 激活多发动机飞行器的混合动力设备中的电动机的方法以及飞行器
CN108082500A (zh) * 2018-01-29 2018-05-29 吉林大学 一种固定翼式混合动力飞行器驱动装置及驱动方法
CN207433818U (zh) * 2017-05-03 2018-06-01 朗星无人机系统有限公司 一种飞行器用混合动力集成单元

Family Cites Families (102)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3611282A (en) * 1969-08-08 1971-10-05 United Aircraft Corp Flameout detector
US3791141A (en) * 1972-10-02 1974-02-12 Us Navy Ramjet engine fuel controller
US4280060A (en) 1980-06-09 1981-07-21 General Electric Company Dedicated microcomputer-based control system for steam turbine-generators
US5319931A (en) * 1992-12-30 1994-06-14 General Electric Company Fuel trim method for a multiple chamber gas turbine combustion system
US5565118A (en) * 1994-04-04 1996-10-15 Asquith; Joseph G. Self starting plasma plume igniter for aircraft jet engine
US5768886A (en) * 1995-09-29 1998-06-23 National Science Council Twin-plate flameholder construction
US5706643A (en) * 1995-11-14 1998-01-13 United Technologies Corporation Active gas turbine combustion control to minimize nitrous oxide emissions
JP2002518987A (ja) * 1996-12-03 2002-06-25 エリオット・エナジー・システムズ・インコーポレイテッド 環状燃焼器を備えた発電システム
US6018233A (en) 1997-06-30 2000-01-25 Sundstrand Corporation Redundant starting/generating system
US5987889A (en) * 1997-10-09 1999-11-23 United Technologies Corporation Fuel injector for producing outer shear layer flame for combustion
DE19808829B4 (de) * 1998-03-03 2006-04-13 Man B & W Diesel Ag Gasmotor
JP2000343965A (ja) * 1999-06-08 2000-12-12 Nissan Diesel Motor Co Ltd ハイブリッド車両
JP3506975B2 (ja) * 1999-10-29 2004-03-15 本田技研工業株式会社 ハイブリッド車両の制御装置
US6759764B1 (en) 2000-07-05 2004-07-06 Hybrid Power Generation Systems Llc Grid load logic
JP3580260B2 (ja) * 2001-03-01 2004-10-20 日産自動車株式会社 車両の制御装置
US7089746B2 (en) * 2002-06-26 2006-08-15 Georgia Tech Reasearch Corporation Systems and methods for detection of blowout precursors in combustors
US20070234730A1 (en) * 2002-06-28 2007-10-11 Markham James R Method and apparatus for monitoring combustion instability and other performance deviations in turbine engines and like combustion systems
US7454892B2 (en) * 2002-10-30 2008-11-25 Georgia Tech Research Corporation Systems and methods for detection and control of blowout precursors in combustors using acoustical and optical sensing
US6823675B2 (en) 2002-11-13 2004-11-30 General Electric Company Adaptive model-based control systems and methods for controlling a gas turbine
US7826954B2 (en) * 2004-06-25 2010-11-02 Honda Motor Co., Ltd. System for monitoring sensor outputs of a gas turbine engine
JP2006230037A (ja) * 2005-02-15 2006-08-31 Toyota Motor Corp 作動装置および作動機器の制御方法
US8141360B1 (en) 2005-10-18 2012-03-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Hybrid gas turbine and internal combustion engine
GB0601775D0 (en) 2006-01-28 2006-03-08 Rolls Royce Plc An Actuator Arrangement And A Method Of Operating An Actuator
US7681401B2 (en) * 2006-08-24 2010-03-23 General Electric Company Methods and systems for operating a gas turbine
US7826939B2 (en) 2006-09-01 2010-11-02 Azure Dynamics, Inc. Method, apparatus, signals, and medium for managing power in a hybrid vehicle
US7966801B2 (en) * 2006-12-07 2011-06-28 General Electric Company Apparatus and method for gas turbine active combustion control system
US8493212B2 (en) * 2007-06-15 2013-07-23 Icore and Associates, LLC Passive microwave system and method for protecting a structure from fire threats
DE102007057536B4 (de) 2007-11-29 2011-03-17 Airbus Operations Gmbh Klimaanlage mit Hybrid-Zapfluft-Betrieb
US8727271B2 (en) 2008-01-11 2014-05-20 Ival O. Salyer Aircraft using turbo-electric hybrid propulsion system
US8127548B2 (en) 2008-02-21 2012-03-06 Honeywell International Inc. Hybrid electrical/mechanical turbine engine fuel supply system
EP2361350A1 (en) * 2008-08-19 2011-08-31 Sonic Blue Aerospace, Inc. Magnetic advanced generation jet electric turbine
US8070090B2 (en) * 2008-09-05 2011-12-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Stop-rotor rotary wing aircraft
US8109073B2 (en) * 2008-10-08 2012-02-07 The Invention Science Fund I, Llc Hybrid propulsive engine including at least one independently rotatable compressor stator
US8596036B2 (en) 2008-10-08 2013-12-03 The Invention Science Fund I Llc Hybrid propulsive engine including at least one independently rotatable compressor rotor
US20100126178A1 (en) * 2008-10-08 2010-05-27 Searete Llc, A Limited Liability Corporation Of The State Of Delaware Hybrid propulsive engine including at least one independently rotatable turbine stator
US20100083632A1 (en) * 2008-10-08 2010-04-08 Searete Llc, A Limited Liability Corporation Of The State Of Delaware Hybrid propulsive engine including at least one independently rotatable compressor rotor
CA2643878A1 (en) * 2008-11-14 2010-05-14 Pierre Caouette An electronic method of controlling propulsion & regeneration for electric, hybrid-electric and diesel-electric marine crafts
FR2946020B1 (fr) * 2009-06-02 2011-07-15 Airbus France Dispositif pour confirmer la poussee des moteurs d'un aeronef.
SG176670A1 (en) * 2009-06-05 2012-01-30 Exxonmobil Upstream Res Co Combustor systems and methods for using same
US8489246B2 (en) 2010-02-26 2013-07-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Hybrid control system
US9145048B2 (en) 2010-03-31 2015-09-29 General Electric Company Apparatus for hybrid engine control and method of manufacture same
FR2962404B1 (fr) 2010-07-08 2012-07-20 Eurocopter France Architecture electrique pour aeronef a voilure tournante a motorisation hybride
FR2964086B1 (fr) * 2010-08-25 2013-06-14 Turbomeca Procede d'optimisation du rendement energetique global d'un aeronef et groupe de puissance principal de mise en oeuvre
JPWO2012029707A1 (ja) * 2010-09-03 2013-10-28 三菱電機株式会社 ハイブリッド自動車
US20120088197A1 (en) * 2010-10-08 2012-04-12 General Electric Company System and method for determining a flame condition in a combustor
US8403257B2 (en) * 2010-12-03 2013-03-26 Bae Systems Controls Inc. Hydraulic ground propulsion system
US8552575B2 (en) 2011-04-03 2013-10-08 Tma Power, Llc Hybrid electric power for vehicular propulsion
US20130147192A1 (en) * 2011-12-13 2013-06-13 Honeywell International Inc. Gas turbine engine transient assist using a starter-generator
DE102012209807A1 (de) 2012-06-12 2013-12-12 Siemens Aktiengesellschaft Flugzeug und Verfahren zum Herstellen eines Flugzeugs
US9174741B2 (en) 2012-07-09 2015-11-03 Mcmaster University Hybrid powertrain system
US9739167B2 (en) * 2012-07-25 2017-08-22 Siemens Energy, Inc. Method and system for monitoring rotating blade health
EP2962901B1 (en) * 2012-07-30 2018-09-12 Panasonic Intellectual Property Management Co., Ltd. Blower apparatus and method for controlling blower apparatus in vehicle
US8957539B1 (en) 2012-10-16 2015-02-17 The Boeing Company Hybrid turbogenerator and associated method
FR3000137B1 (fr) * 2012-12-20 2018-11-23 Safran Helicopter Engines Dispositif et procede d'augmentation temporaire de puissance
CA2903370C (en) 2013-03-08 2019-07-23 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Aircraft and system for supplying electrical power to an aircraft electrical load
EP2964530B1 (en) 2013-03-09 2019-10-30 Rolls-Royce Corporation Aircraft power plant
US9586690B2 (en) * 2013-03-14 2017-03-07 Rolls-Royce Corporation Hybrid turbo electric aero-propulsion system control
US9193451B2 (en) 2013-04-22 2015-11-24 Ival O. Salyer Aircraft using turbo-electric hybrid propulsion system for multi-mode operation
FR3006997B1 (fr) * 2013-06-14 2016-12-23 Airbus Aeronef a moyens de propulsion electriques
WO2015068176A2 (en) * 2013-11-08 2015-05-14 Indian Institute Of Technology, Madras System and method for detecting precursors to control blowout in combustion systems
US20150198097A1 (en) * 2014-01-14 2015-07-16 General Electric Company Systems and Methods for Managing a Combustor
US9878796B2 (en) 2014-03-27 2018-01-30 United Technologies Corporation Hybrid drive for gas turbine engine
US10337414B2 (en) * 2014-04-29 2019-07-02 Indian Institute Of Technology, Madras (Iitm) Devices and methods for early prediction of impending instabilities of a system
US20160023773A1 (en) * 2014-07-23 2016-01-28 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid electric pulsed-power propulsion system for aircraft
CN107211287A (zh) 2014-08-29 2017-09-26 峰鸟航空科技公司 使用混合电动飞机实现区域性空中运输网络的系统和方法
US10099772B2 (en) * 2014-10-31 2018-10-16 Hamilton Sundstrand Corporation Ice-shedding spinner for ram air turbine
FR3031635B1 (fr) * 2015-01-08 2018-05-04 Airbus Helicopters Giravion dote d'un equipement electrique regulant l'alimentation en energie electrique d'un turbomoteur en phase de demarrage
US10000293B2 (en) * 2015-01-23 2018-06-19 General Electric Company Gas-electric propulsion system for an aircraft
GB201506473D0 (en) 2015-04-16 2015-06-03 Rolls Royce Plc Aircraft propulsion system
CN107787412B (zh) * 2015-04-21 2020-09-15 诺沃皮尼奥内技术股份有限公司 一体化涡轮机械与轴向锁定装置
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
GB201511033D0 (en) 2015-05-19 2015-08-05 Rolls Royce Plc Aircraft electrical network
US9845806B2 (en) 2015-06-04 2017-12-19 United Technologies Corporation Engine speed optimization as a method to reduce APU fuel consumption
FR3039518B1 (fr) * 2015-07-31 2018-05-04 Airbus Helicopters Stockage d'energie a piles thermiques pour aeronef a voilure tournante
GB2541200A (en) * 2015-08-11 2017-02-15 Ford Global Tech Llc A method of reducing engine NOx emissions
US10308365B2 (en) * 2015-10-12 2019-06-04 Codrin-Gruie (CG) Cantemir Fully integrated hybrid electric jet engine
US9771878B2 (en) * 2015-10-19 2017-09-26 General Electric Company Thrust scheduling method for variable pitch fan engines and turbo-shaft, turbo-propeller engines
US20170145956A1 (en) * 2015-11-20 2017-05-25 General Electric Company Thrust reverse feature control
US20170291712A1 (en) * 2016-04-08 2017-10-12 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid electric aircraft propulsion incorporating a recuperated prime mover
US10962448B2 (en) * 2016-06-17 2021-03-30 Airbus Operations Sas Method for monitoring the engines of an aircraft
US11428170B2 (en) * 2016-07-01 2022-08-30 Raytheon Technologies Corporation Descent operation for an aircraft parallel hybrid gas turbine electric propulsion system
US20180002025A1 (en) * 2016-07-01 2018-01-04 United Technologies Corporation Aircraft including parallel hybrid gas turbine electric propulsion system
EP3267107B1 (en) * 2016-07-08 2021-03-17 Ansaldo Energia IP UK Limited Method of controlling a gas turbine assembly
IT201700028052A1 (it) * 2017-03-14 2018-09-14 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Metodo per rilevare estinzione di fiamma in un bruciatore e sistema a turbina
WO2018175349A1 (en) * 2017-03-19 2018-09-27 Zunum Aero, Inc. Hybrid-electric aircraft, and methods, apparatus and systems for facilitating same
FR3064303B1 (fr) * 2017-03-27 2019-05-03 Safran Helicopter Engines Dispositif ameliore d'augmentation temporaire de puissance de turbomachine
US10533502B2 (en) * 2017-04-03 2020-01-14 United Technologies Corporation Combustor fuel manifold
US10352825B2 (en) * 2017-05-11 2019-07-16 General Electric Company Systems and methods related to detecting blowout occurrences in gas turbines
US10633104B2 (en) * 2017-05-17 2020-04-28 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
US10800536B2 (en) * 2017-06-09 2020-10-13 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10762726B2 (en) * 2017-06-13 2020-09-01 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
US20180372003A1 (en) * 2017-06-23 2018-12-27 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US11008111B2 (en) * 2017-06-26 2021-05-18 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10569759B2 (en) * 2017-06-30 2020-02-25 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10696416B2 (en) * 2017-06-30 2020-06-30 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10953995B2 (en) * 2017-06-30 2021-03-23 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US20190002117A1 (en) * 2017-06-30 2019-01-03 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
GB201803137D0 (en) * 2018-02-27 2018-04-11 Rolls Royce Plc Gas turbine engine compressor management system
CA3051334A1 (en) * 2018-09-06 2020-03-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Synchronization of generator and electric motor in a hybrid electric aircraft propulsion system
WO2020061085A1 (en) * 2018-09-17 2020-03-26 Joby Aero, Inc. Aircraft control system
US20220063819A1 (en) * 2020-08-31 2022-03-03 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
FR3128492A1 (fr) * 2021-10-27 2023-04-28 Safran Power Units Groupe auxiliaire de puissance a compresseur de charge integre

Patent Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101522523A (zh) * 2006-11-29 2009-09-02 空中客车德国有限公司 用于飞行器的具有多个能量转换器的推进装置
CN101628627A (zh) * 2008-07-18 2010-01-20 尤洛考普特公司 混合式发动机装置及其控制方法
CN102971216A (zh) * 2010-05-19 2013-03-13 伊德斯德国股份有限公司 用于飞行器的混合动力驱动系统和能量系统
US9212625B2 (en) * 2010-11-19 2015-12-15 Rudolph Allen SHELLEY Hybrid gas turbine propulsion system
CA2782456A1 (fr) * 2011-07-18 2013-01-18 Eurocopter Procede de controle d'un groupe de moteurs et aeronef
WO2014131914A1 (es) * 2013-02-28 2014-09-04 Axter Aerospace Sl Sistema de potencia híbrido para aeronaves de motor de pistón
DE102013209538A1 (de) * 2013-05-23 2014-11-27 Robert Bosch Gmbh Hybridantrieb für kraftgetriebenes Luftfahrzeug, kraftgetriebenes Luftfahrzeug mit Hybridantrieb und zugehöriges Betriebsverfahren
WO2015060487A1 (ko) * 2013-10-25 2015-04-30 한국항공우주연구원 능동형 전력제어장치를 구비한 전력공급 시스템
WO2015075538A1 (en) * 2013-11-25 2015-05-28 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Moving body
WO2016049030A1 (en) * 2014-09-23 2016-03-31 Sikorsky Aircraft Corporation Hybrid contingency power drive system
DE102014224637A1 (de) * 2014-12-02 2016-06-02 Georgi Atanasov Hybrid-Elektro-Antriebssystem für ein Flugzeug
CN106143892A (zh) * 2015-05-15 2016-11-23 空客直升机 激活多发动机飞行器的混合动力设备中的电动机的方法以及飞行器
CN105620765A (zh) * 2015-12-29 2016-06-01 苏州妙旋无人机应用有限公司 一种共轴双旋翼无人机混合动力系统
CN105752344A (zh) * 2016-03-15 2016-07-13 电子科技大学 一种用于倾转旋翼飞行器的插电式混合动力驱动装置
CN207433818U (zh) * 2017-05-03 2018-06-01 朗星无人机系统有限公司 一种飞行器用混合动力集成单元
CN108082500A (zh) * 2018-01-29 2018-05-29 吉林大学 一种固定翼式混合动力飞行器驱动装置及驱动方法

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