CN109229395B - 用于飞行器的推进系统及用于操作其的方法 - Google Patents

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Abstract

本申请公开一种混合电力推进系统，其包括涡轮机械，联接到所述涡轮机械的电机，以及联接到所述涡轮机械的推进器。本申请还公开一种用于操作混合电力推进系统的方法，其包括：操作涡轮机械以驱动推进器；接收指示所述混合电力推进系统的故障状况的数据；响应于接收到指示故障状况的数据，减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流；以及响应于接收到指示故障状况的数据，使用所述电机从所述涡轮机械提取动力以减慢所述涡轮机械的一个或多个旋转部件。

Description

用于飞行器的推进系统及用于操作其的方法
技术领域
本主题大体上涉及用于飞行器的混合电力推进系统，以及用于操作混合电力推进系统以减小故障状况期间的损坏风险的方法。
背景技术
常规的直升机大致包括主旋翼组件和尾旋翼组件。涡轮机械包括有输出轴，所述输出轴配置成驱动主旋翼组件和尾旋翼组件。除了低压系统之外，典型的涡轮机械包括高压系统或核心。低压系统的低压轴通过齿轮箱机械地联接到输出轴以用于驱动输出轴，并且转而驱动主旋翼组件和尾旋翼组件。
由于来自主旋翼组件和尾旋翼组件的低压系统上的阻力，低压系统相对于核心的转速可能减小。然而，在诸如输出轴故障或旋翼损失的负载损失故障的情况下，低压系统上的阻力可能会大大减小。尽管到核心的燃料流减少，但是核心内相对较高的能量(即，携带能量)可能在损失这样的阻力之后驱动低压系统以相对危险的转速旋转。为了确保低压系统在这样的故障状况下不出故障，低压系统设计成在负载损失状况下接收来自核心的携带能量，并且更特别地，低压系统的涡轮机设计成能够以比其它方式所需的更高的转速进行旋转。然而，这可能导致相对较重，较大和较昂贵的低压系统，或更特别地，导致低压系统的涡轮机内的相对较大的腔孔。
因此，能够减小低压系统的一个或多个部件的尺寸而不损害低压系统在负载损失状况之后起作用的能力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，或可通过实践本发明而习得。
在本发明的一个示范性方面中，提供一种用于操作飞行器的混合电力推进系统的方法。所述混合电力推进系统包括涡轮机械，联接到所述涡轮机械的电机，以及联接到所述涡轮机械的推进器。所述方法包括：操作所述涡轮机械以驱动所述推进器；接收指示所述混合电力推进系统的故障状况的数据；响应于接收到指示故障状况的数据，减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流；以及响应于接收到指示故障状况的数据，使用所述电机从所述涡轮机械提取动力以减慢所述涡轮机械的一个或多个旋转部件。
在某些示范性方面中，使用所述电机从所述涡轮机械提取动力包括与减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流基本同时使用所述电机从所述涡轮机械提取动力。
在某些示范性方面中，所述涡轮机械包括高压涡轮机和低压涡轮机，其中所述电机联接到所述高压涡轮机，并且其中所述推进器联接到所述低压涡轮机。例如，在某些示范性方面中，所述指示故障状况的数据是指示所述低压涡轮机的转速超过上转速阈值的数据。例如，在某些示范性方面中，使用所述电机从所述涡轮机械提取动力以减慢所述涡轮机械的一个或多个旋转部件包括减小所述高压涡轮机的转速。
在某些示范性方面中，所述故障状况是负载损失状况。
在某些示范性方面中，所述涡轮机械是涡轮轴发动机，所述涡轮轴发动机包括低压涡轮机和联接到所述低压涡轮机的输出轴。例如，在某些示范性方面中，所述飞行器是直升机，其中所述推进器是旋翼组件，并且其中所述输出轴驱动所述旋翼组件。
在某些示范性方面中，使用所述电机从所述涡轮机械提取动力包括用所述电机提取至少约二十千瓦的电力。
在某些示范性方面中，所述混合电力推进系统还包括电能储存单元，并且其中使用所述电机从所述涡轮机械提取动力包括从所述电机向所述电能储存单元提供电力。例如，在某些示范性方面中，所述电能储存单元配置成储存至少约二十千瓦时的电力。
在某些示范性方面中，使用所述电机从所述涡轮机械提取动力包括从所述电机向电阻组提供电力。
在某些示范性方面中，减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流包括终止到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流。
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。所述混合电力推进系统包括：包括燃烧部段的涡轮机械；联接到所述涡轮机械的推进器；也联接到所述涡轮机械的电机；以及控制器。所述控制器配置成接收指示所述涡轮机械的操作期间的所述混合电力推进系统的故障状况的数据，并且作为响应，减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流并且使用所述电机从所述涡轮机械提取动力。
在某些示范性实施例中，所述控制器配置成与减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流基本同时使用所述电机从所述涡轮机械提取动力。
在某些示范性实施例中，所述涡轮机械包括高压涡轮机和低压涡轮机，其中所述电机联接到所述高压涡轮机，并且其中所述推进器联接到所述低压涡轮机。例如，在某些示范性实施例中，在使用所述电机从所述涡轮机械提取动力以减慢所述涡轮机械的一个或多个旋转部件时，所述控制器配置成减小所述高压涡轮机的转速。
在某些示范性实施例中，所述涡轮机械是涡轮轴发动机，所述涡轮轴发动机包括低压涡轮机和联接到所述低压涡轮机的输出轴。
在某些示范性实施例中，在使用所述电机从所述涡轮机械提取动力时，所述控制器配置成用所述电机提取至少约二十千瓦的电力。
在某些示范性实施例中，所述混合电力推进系统还包括电能储存单元，并且其中在使用所述电机从所述涡轮机械提取动力时，所述控制器配置成从所述电机向所述电能储存单元提供电力。
具体地，本申请技术方案1涉及一种用于操作飞行器的混合电力推进系统的方法，所述混合电力推进系统包括涡轮机械，联接到所述涡轮机械的电机，以及联接到所述涡轮机械的推进器，所述方法包括：
操作所述涡轮机械以驱动所述推进器；
接收指示所述混合电力推进系统的故障状况的数据；
响应于接收到指示故障状况的数据，减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流；以及
响应于接收到指示故障状况的数据，使用所述电机从所述涡轮机械提取动力以减慢所述涡轮机械的一个或多个旋转部件。
本申请技术方案2涉及根据技术方案1所述的方法，其中使用所述电机从所述涡轮机械提取动力包括与减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流基本同时使用所述电机从所述涡轮机械提取动力。
本申请技术方案3涉及根据技术方案1所述的方法，其中所述涡轮机械包括高压涡轮机和低压涡轮机，其中所述电机联接到所述高压涡轮机，并且其中所述推进器联接到所述低压涡轮机。
本申请技术方案4涉及根据技术方案3所述的方法，其中所述指示故障状况的数据是指示所述低压涡轮机的转速超过上转速阈值的数据。
本申请技术方案5涉及根据技术方案3所述的方法，其中使用所述电机从所述涡轮机械提取动力以减慢所述涡轮机械的一个或多个旋转部件包括减小所述高压涡轮机的转速。
本申请技术方案6涉及根据技术方案1所述的方法，其中所述故障状况是负载损失状况。
本申请技术方案7涉及根据技术方案1所述的方法，其中所述涡轮机械是涡轮轴发动机，所述涡轮轴发动机包括低压涡轮机和联接到所述低压涡轮机的输出轴。
本申请技术方案8涉及根据技术方案7所述的方法，其中所述飞行器是直升机，其中所述推进器是旋翼组件，并且其中所述输出轴驱动所述旋翼组件。
本申请技术方案9涉及根据技术方案1所述的方法，其中使用所述电机从所述涡轮机械提取动力包括用所述电机提取至少约二十千瓦的电力。
本申请技术方案10涉及根据技术方案1所述的方法，其中所述混合电力推进系统还包括电能储存单元，并且其中使用所述电机从所述涡轮机械提取动力包括从所述电机向所述电能储存单元提供电力。
本申请技术方案11涉及根据技术方案10所述的方法，其中所述电能储存单元配置成储存至少约二十千瓦时的电力。
本申请技术方案12涉及根据技术方案1所述的方法，其中使用所述电机从所述涡轮机械提取动力包括从所述电机向电阻组提供电力。
本申请技术方案13涉及根据技术方案1所述的方法，其中减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流包括终止到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流。
本申请技术方案14涉及一种用于飞行器的混合电力推进系统，
其包括：
包括燃烧部段的涡轮机械；
联接到所述涡轮机械的推进器；
联接到所述涡轮机械的电机；以及
控制器，所述控制器配置成接收指示所述涡轮机械的操作期间的所述混合电力推进系统的故障状况的数据，并且作为响应，减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流并且使用所述电机从所述涡轮机械提取动力。
本申请技术方案15涉及根据技术方案14所述的混合电力推进系统，其中所述控制器配置成与减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流基本同时使用所述电机从所述涡轮机械提取动力。
本申请技术方案16涉及根据技术方案14所述的混合电力推进系统，其中所述涡轮机械包括高压涡轮机和低压涡轮机，其中所述电机联接到所述高压涡轮机，并且其中所述推进器联接到所述低压涡轮机。
本申请技术方案17涉及根据技术方案16所述的混合电力推进系统，其中在使用所述电机从所述涡轮机械提取动力以减慢所述涡轮机械的一个或多个旋转部件时，所述控制器配置成减小所述高压涡轮机的转速。
本申请技术方案18涉及根据技术方案14所述的混合电力推进系统，其中所述涡轮机械是涡轮轴发动机，所述涡轮轴发动机包括低压涡轮机和联接到所述低压涡轮机的输出轴。
本申请技术方案19涉及根据技术方案14所述的混合电力推进系统，其中在使用所述电机从所述涡轮机械提取动力时，所述控制器配置成用所述电机提取至少约二十千瓦的电力。
本申请技术方案20涉及根据技术方案14所述的混合电力推进系统，其中所述混合电力推进系统还包括电能储存单元，并且其中在使用所述电机从所述涡轮机械提取动力时，所述控制器配置成从所述电机向所述电能储存单元提供电力。
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、方面和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示出本发明的实施例，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是本公开的各种示范性实施例的飞行器的透视图。
图2是根据本公开的示范性实施例的包含到混合电力推进系统中的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
图3是根据本公开的另一个示范性实施例的飞行器的俯视示意图。
图4是根据本公开的另一示范性实施例的可以包含到混合电力推进系统中的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
图5是描绘根据本公开的示范性方面的用于操作混合电力推进系统的方法的流程图。
图6是根据本公开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示来指代本发明的相同或类似部分。
如本文中所使用，词语“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。
词语“前”和“后”指代涡轮机械或运载工具内的相对位置，且指代涡轮机械或运载工具的正常操作姿态。例如，关于涡轮机械，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。
词语“上游”和“下游”是指相对于路径中的流的相对方向。举例来说，相对于流体流，“上游”是指流体流出的方向，而“下游”是指流体流向的方向。然而，如本文所使用，词语“上游”和“下游”还可指代电流。
除非上下文另外明确规定，否则单数形式“一”以及“所述”包括复数参考物。
术语“联接”，“固定”，“附接到”等是指直接联接，固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征间接联接，固定或附接，除非在本文中另有说明。
如本文在整个说明书和权利要求书中所使用，估计性措辞用于修饰任何数量表示，所述数量表示可在不引起其相关的基本功能改变的情况下以许可的方式变化。因此，由例如“约”、“大约”和“大体上”等词语修饰的值并不限于所指定的确切值。在至少一些情况下，估计性措辞可对应于用于测量值的仪器的精确度，或对应于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，近似语言可以指处于20％的裕度内。
此处以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制会进行组合和/或互换，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。举例来说，本文公开的所有范围包括端点，且所述端点可独立地彼此组合。
本公开总体上涉及混合电力推进系统及其操作方法，以便在混合电力推进系统的故障状况的情况下防止或最小化涡轮机械的低压涡轮机超速的风险。混合电力推进系统大体上包括涡轮机械，联接到涡轮机械的电机，以及也联接到涡轮机械的推进器。例如，在某些示范性方面中，混合电力推进系统可以包含到例如直升机中，使得涡轮机械是涡轮轴发动机，并且推进器是旋翼组件。电机可以联接到涡轮轴发动机的高压系统。在故障状况，例如负载损失状况的情况下，可以利用电机从高压系统提取动力，用作高压系统上的阻力，以减小涡轮轴发动机的高压系统内的能量的大小。以这样的方式，该系统可以减小高压系统内的任何携带能量(即，在减少到涡轮轴发动机的燃烧器的燃料流之后在高压系统内剩余或随后生成的能量)导致涡轮轴发动机的低压系统在故障状况期间或之后超速以潜在地损坏涡轮轴发动机的一个或多个部件的可能性。
然而，在其它示范性方面中，飞行器可以是传统的固定翼飞行器，并且涡轮机械和推进器可以一起配置为例如涡轮风扇发动机，涡轮螺旋桨发动机等。例如，在其它示范性方面中，电机可以联接到涡轮风扇发动机的高压系统，用于响应于确定混合电力推进系统的故障状况(，例如负载损失状况，从涡轮风扇发动机的高压系统提取动力。然而应当领会，在该配置或上述配置的其它示范性方面中，电机可以替代地联接到低压系统，使得电机可以直接从低压系统提取动力以减小低压系统的转速，或者更特别地，减小低压系统超速的可能性。
现在参照附图，图1提供了根据本公开的示范性飞行器10的透视图。飞行器10大致限定横向方向T、纵向方向L和竖直方向V。运行中，飞行器10可沿着或围绕横向方向T、纵向方向L和/或竖直方向V运动。
在图1所说明的实施例中，飞行器10包括界定驾驶舱20的机身12。如在闭合圆圈A-A中描绘的，驾驶舱20包括总桨距输入装置22、循环桨距输入装置23、尾旋翼输入装置24、第一节流阀输入装置26、第二节流阀输入装置28和仪表板30。飞行器10进一步包括主旋翼组件40和尾旋翼组件50。主旋翼组件40包括主旋翼轮毂42和多个主旋翼叶片44。如图所示，每个主旋翼叶片44从主旋翼轮毂42向外延伸。尾旋翼段50包括尾旋翼轮毂52和多个尾旋翼叶片54。每个尾旋翼叶片54从尾旋翼轮毂52向外延伸。
另外，飞行器10包括混合电力推进组件(未标注；还参照图2的实施例在下文描述)，这将在下文更详细地描述。混合电力推进组件大体上包括第一涡轮机械60和第二涡轮机械62。应当领会，在至少某些示范性实施例中，图1中飞行器10的第一和第二涡轮机械60、62中的一个或两者可以与图2描绘的涡轮机械102基本相同的方式配置，并且混合电力推进系统还可包括来自图2中描绘的示范性混合电力推进系统的一个或多个附加部件。另外，在另外的其它示范性实施例中，尽管所描绘的飞行器10包括两个涡轮机械，但在其它实施例中，飞行器10可以替代地包括单个涡轮机械，三个涡轮机械等。
仍参照图1，第一和第二涡轮机械60、62可相互机械联接，使得第一和第二涡轮机械60、62一起操作。举例来说，第一和第二涡轮机械60、62可在齿轮箱中由例如差分和单向离合器(例如斜撑离合器)联在一起，使得其一起操作。
此外，第一和第二涡轮机械60、62可大致生成并传输动力以驱动主旋翼叶片44和尾旋翼叶片54的旋转。明确地说，主旋翼叶片44的旋转为飞行器10产生升力，而尾旋翼叶片54的旋转在尾旋翼段50处产生侧向推力，并且抵消由主旋翼叶片44施加在机身12上的扭矩。
总桨距输入装置22共同地(即，全部同时)调整主旋翼叶片44的桨距角，以增大或减小飞行器10从处于给定的旋翼速度的主旋翼叶片44得到的升力的量。因此，操纵总桨距输入装置22可使飞行器10沿着竖直方向V在两个相对方向中的一个上移动。应了解，如下文将更详细地讨论的，操纵总桨距输入装置22也可用以预测混合电力推进系统提供给主旋翼组件40以产生例如飞行器10的所要升力的期望功率输出。
仍参照图1，循环桨距输入装置23控制飞行器10围绕纵向轴线T和围绕横向轴线T的移动。明确地说，循环桨距输入装置23调整飞行器10的角度，从而允许飞行器10沿着纵向方向T前向或向后或在横向方向T上侧向地移动。另外，尾旋翼输入装置24控制尾旋翼叶片54的桨距角。在操作中，操纵尾旋翼输入装置24可使尾旋翼段50沿着横向方向T移动，且由此改变飞行器10的定向，并使飞行器10围绕垂直V旋转。
在飞行开始时，第一和第二节流阀输入装置24、26可移动到打开位置，并在飞行期间启动，以提供飞行器10的期望功率量。在某些实施例中，这些输入装置24、26可以是人工启动的，或者替代性地例如响应于总浆距输入装置22以及来自总浆距输入装置22的输入可以由一个或多个控制器(下面描述)启动。
现在参照图2，提供了根据本公开的示范性实施例的用于飞行器的混合电力推进系统100的示意图。示范性混合电力推进系统100可并入到与上文参照图1描述的示范性飞行器10类似的飞行器中。然而，在其它示范性实施例中，混合电力推进系统100则可用于任何其它适合飞行器，如下文描述的。
对于所描绘的实施例，混合电力推进系统100大致包括涡轮机械102，机械地联接到涡轮机械102的主推进器，也机械地联接到涡轮机械102的电机162，电能储存单元164和控制器166。这些部件中每一个的功能如下。
首先参照涡轮机械102，提供了横截面图。如所描绘的，涡轮机械102限定延伸穿过其中的纵向或中心线轴线103以供参考。涡轮机械102大致包括大体上管状的外壳体104，所述外壳体限定入口106。外壳体104以串流关系封闭高压压缩机110(也称为“气体发生器压缩机”)，燃烧部段130，包括高压涡轮机142(也称为“气体发生器涡轮机”)和低压涡轮机144(也称为“动力涡轮机”)的涡轮机部段140，以及排气部段150。所描绘的示范性高压压缩机110包括入口导叶112的环形阵列、压缩机叶片114的一个或多个连续级和离心式旋翼叶片118的一个级。尽管没有描绘，但高压压缩机110还可包括多个固定或可变定子轮叶。
燃烧部段130大致包括燃烧室132、延伸到燃烧室132内的一个或多个燃料喷嘴134和燃料递送系统138。燃料递送系统138配置成将燃料提供至一个或多个燃料喷嘴134，一个或多个燃烧喷嘴134又供应燃料以与从高压压缩机110进入燃烧室132的压缩空气混合。此外，燃料和压缩空气的混合物在燃烧室132内燃烧以形成燃烧气体。如下文将更详细地描述的，燃烧气体驱动高压压缩机110和涡轮机部段140内的涡轮机。
更具体地，如上所述，涡轮机部段140包括高压涡轮机142和低压涡轮机144。高压涡轮机142包括涡轮旋翼叶片146的一个或多个连续级，并且还可包括定子轮叶(未示出)的一个或多个连续级。同样地，低压涡轮机144包括涡轮旋翼叶片148的一个或多个连续级，并且还可包括定子轮叶(未示出)的一个或多个连续级。另外，高压涡轮机142通过高压/气体发生器轴152驱动地连接至高压压缩机110，且动力涡轮机144通过低压/动力涡轮机轴154驱动地连接至输出轴156。
操作中，燃烧气体驱动高压涡轮机142和动力涡轮机144两者。当高压涡轮机142(包括HP涡轮机旋翼叶片146的一个或多个连续级)围绕中心线轴线103旋转时，高压压缩机110和高压轴152也都围绕中心线轴线103旋转。此外，当低压涡轮机144(包括LP涡轮机旋翼叶片148的一个或多个连续级)旋转时，低压涡轮机轴154旋转并且将旋转能量传递到输出轴156。因此，应当领会，高压涡轮机142驱动高压压缩机110并且低压涡轮机144驱动输出轴156。
然而应当领会，在其它示范性实施例中，图2的涡轮机械102可以替代地具有任何其它合适的配置。例如，在其它示范性实施例中，燃烧部段130可包括回流燃烧器，涡轮机械102可包括任何合适数目的压缩机、转轴和涡轮机等。
仍然参照图2，主推进器联接到涡轮机械102。更特别地，输出轴156(其联接到低压轴154)联接到并且配置成旋转混合电力推进系统100的主推进器，其对于所描绘的示范性实施例是主旋翼组件158(其可以以与图1的飞行器10的示范性主旋翼组件40基本相同的方式配置)。值得注意的是，输出轴156通过齿轮箱160机械联接到主旋翼组件158。然而，在其它示范性实施例，输出轴156可以任何其它适合方式联接到主旋翼组件158。
而且，如前面提到的，示范性混合电力推进系统100包括：电机162，电机162可配置为电动机/发电机；以及电能储存单元164。对于所描绘的实施例，电机162机械地联接到涡轮机械102的高压轴152。更特别地，对于所描绘的实施例，电机162直接安装到高压轴152，使得电机162的转子安装到高压轴152。然而，在其它示范性实施例中，电机162可改为以任何其它适合方式，例如通过适合的齿轮系，机械地联接到高压轴152。因此，应当领会，电机162可配置成将接收的电功率转换成高压轴152的机械功率(即，用作电动机)，并且还可配置成从高压轴152接收/提取机械功率并将这样的机械功率转换成电功率(即，用作发电机)。因此，应当领会，通过将动力增加到高动力轴152或者从高动力轴152提取动力，电机162可配置成增加或减小涡轮机械102并且更具体地是涡轮机械102的高动力涡轮机142的有效机械功率输出。
具体地，对于所描绘的实施例，混合电力推进系统100配置成使用电机162通过电动机162和电能储存单元164之间的电连接将动力增加到涡轮机械102或者从涡轮机械102提取动力。电能储存单元164可以是适于接收、储存和提供电力的任何部件。例如，电能储存单元164可以是电池组，例如多个锂离子电池。不过，在其它实施例中，可以使用任何其它适合的化学电池。而且，在至少某些示范性实施例中，电能储存单元164可配置成保持至少大约二十千瓦-小时的电力。例如，在某些示范性实施例中，电能储存单元164可配置成储存至少大约三十千瓦-小时的电力，例如至少大约五十千瓦-小时的电力，例如至少大约六十千瓦-小时的电力，例如高达大约五百千瓦-小时的电力。而且，电机162可以是相对大功率的电机。例如，在某些示范性实施例中，电机162可配置成生成至少约二十千瓦的电力。例如，在某些示范性实施例中，电机162可配置成生成至少约五十千瓦的电力，例如至少约一百千瓦的电力，例如高达约七百五十千瓦的电力。
此外，对于所描述的实施例，控制器166可操作地连接至例如电机162和电能储存单元164，并配置成将这些部件电连接，并在这些部件之间引导电力。因此，控制器166可配置成在一个或多个动力提取模式和一个或多个动力增加模式之间操作混合电力推进系统100。例如，在某些示范性实施例中，如下面将更详细讨论的，控制器166可以配置成响应于接收到指示混合电力推进系统100的故障状况的数据在动力提取模式下操作混合电力推进系统。例如，控制器166可以配置成响应于接收到指示负载损失状况的数据在动力提取模式下操作混合电力推进系统100。在这样的操作模式下，可以使用电机162从涡轮机械102提取动力以减慢涡轮机械102的一个或多个旋转部件。在下文参照图5的方法200描述这样的操作作用的方式的示范性方面。然而，基本上，响应于故障状况，混合电力推进系统可以在动力提取模式下操作以从高压系统提取动力，产生高压系统上的阻力并且防止或最小化低压涡轮机144超速的机会。通过防止或最小化该可能性，低压涡轮机144可能不需要设计成承受这些增加的转速，导致轻型和更具成本效益的低压涡轮机144(和涡轮机械102)。
然而应当领会，尽管电机162联接到所描绘的实施例的高压轴152，但在其它示范性实施例中，电机162可以替代地联接到低压轴154以例如从涡轮机械102的低压系统提取动力并且直接减小低压系统的转速。另外，应当领会，在某些示范性实施例中，混合电力推进系统100还可包括可用控制器166操作的各种功率电子部件，以促进控制器166将电力引导到电能储存单元164和/或从电能储存单元164引导电力。必要时或者根据需要，这些各种功率电子部件还可转换和/或调理在这些部件之间提供的电力。
此外，仍参考图2的实施例，混合电力推进系统包括一系列传感器，用于收集指示混合电力推进系统的各种操作条件和参数的信息。例如，混合电力推进系统包括：传感器168，其配置成接收指示主旋翼组件158的转速的数据；传感器170，其配置成接收指示输出轴156的转速的数据；传感器172，其配置成接收指示低压轴154的转速的数据；传感器174，其配置成接收指示高压轴152的转速的数据；以及传感器176，其配置成接收指示涡轮机械102的排气温度，涡轮机械102的燃烧部段130内的压力或其它操作条件中的一个或多个的数据。然而，应当领会，在其它示范性实施例中，推进系统100可以附加地或替代地包括在任何其它合适位置处的传感器。
还应认识到，尽管已经图示和描述了特定的飞行器和混合电力推进系统，但其它配置和/或飞行器可得益于根据一个或多个上述的示范性实施例配置的混合电力推进系统。例如，在其它示范性实施例中，飞行器可以是任何其它适合的旋转翼飞行器，通常称作直升机。另外或替代性地，飞行器可改为配置为垂直起飞和着陆飞行器，通常称作飞机的固定翼飞行器等。
更具体地，现在参照图3，提供了可以包含本公开的替代示范性实施例的示范性飞行器200的俯视图。如图3中所示，飞行器200限定延伸自其穿过的纵向中心线202、侧向方向L、前端204和后端206。此外，飞行器200包括从飞行器200的前端204纵向延伸到飞行器200的后端206的机身214和在飞行器200的后端的尾翼208。另外，飞行器200包括机翼组件，所述机翼组件包括第一左舷侧机翼210和第二右舷侧机翼212。第一和第二机翼210、212均相对于纵向中心线202向外侧向延伸。第一机翼210和机身214的一部分一起限定飞行器200的第一侧216，且第二机翼212和机身214的另一部分一起限定飞行器200的第二侧218。对于所描绘的实施例，飞行器200的第一侧216被配置为飞行器200的左舷侧，且飞行器200的第二侧218被配置为飞行器200的右舷侧。
所描绘的示范性实施例的机翼210、212中的每个包括一个或多个前边缘襟翼220和一个或多个后边缘襟翼222。飞行器200的尾翼208进一步包括具有用于偏航控制的舵翼(未示出)的竖直稳定器224和一对水平稳定器226，每个水平稳定器具有用于俯仰控制的升降襟翼228。竖直和水平稳定器224、226(以及相应的襟翼)允许飞行器10在纵向中心线202，横向方向L和竖直方向(未标出)上或周围平移。机身214另外包括外表面或蒙皮230。然而应了解，在本公开的其它示范性实施例中，飞行器200可另外或替代地包括任何其它合适的配置。举例来说，在其它实施例中，飞行器200可包括稳定器的任何其它配置。
图3的示范性飞行器200另外包括混合电力推进系统250，其具有第一推进器组件252和第二推进器组件254。对于所描绘的实施例，第一推进器组件252和第二推进器组件254均以翼下安装配置进行配置。然而，如将在下文论述，在其它示范性实施例中，第一和第二推进器组件252、254中的一个或两个可安装在任何其它合适的位置处。
仍参照图3，并且现在也参照图4，其提供第一推进器组件252的示意性横截面图，示范性混合电力推进系统250大致包括：第一推进器组件252，所述第一推进器组件具有燃烧发动机和主推进器(对于图4的实施例而言，其一起配置为涡扇发动机300)；第一电机(对于图4的实施例而言为电动机/发电机255)，所述第一电机驱动地联接到燃烧发动机；第二推进器组件254(对于所描绘的实施例而言，配置为电风扇组件；参见图3)；电能储存单元256，控制器258和电力总线260。另外，第一电机，第二推进器组件254(即，风扇电组件)和电能储存单元256均可通过电力总线260的一个或多个电线262相互电连接。举例来说，电力总线260可包括各种开关或其它电力电子件，其可移动以选择性地电连接混合电力推进系统250的各种部件，并且可选地转换或调节通过其传输的电力。
如下文更详细地描述，控制器258大致配置成在混合电力推进系统250的各个部件之间分配电力。例如，控制器258可借助电力总线260(包括一个或多个开关或其它功率电子器件)操作以将电力提供至各个部件或者从各个部件提取电力，从而在各种操作模式，包括例如动力提取模式和动力增加模式下操作混合电力推进系统250。这示意性地描绘为延伸穿过控制器258的电力总线260的电线262。因此，应当领会，电机255、电能储存单元256和第二推进器组件254(即，电风扇组件)均可相互电连接，并且更具体地，通过控制器258的操作相互选择性电连通。
控制器258可以是专用于混合电力推进系统250的独立控制器，或替代地，可以包含到飞行器200的主系统控制器、用于示范性涡轮风扇发动机300的单独控制器(例如，涡轮风扇发动机300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。
另外，电能存储单元256可配置为一个或多个电池，例如一个或多个锂离子电池，或替代地可配置为任何其它合适的电能储存装置。应了解，对于本文所描述的混合电力推进系统250，电能存储单元256配置成储存相对大量的电力。举例来说，在某些示范性实施例中，电能存储单元可配置成储存至少约二十千瓦时的电力，例如至少约五十千瓦时的电力，例如至少约七十五千瓦时的电力，以及高达约五兆瓦时的电力。另外，电动机/发电机255可以是相对强大的电机，其配置成在某些操作期间提取至少约二十千瓦，例如至少约一百千瓦，如至少约五百千瓦，如至少约七百五十千瓦，如高达约二十兆瓦的电力。
现在具体地参照图3和4，第一推进器组件252包括燃烧发动机，所述燃烧发动机安装到或配置成安装到飞行器200的第一机翼210。更具体地，如所描述的，对于图4的实施例而言，燃烧发动机是涡轮机械302，并且第一推进器组件252另外包括主推进器，更确切地说主风扇(参照图4简称为“风扇304”)。因此，对于图示实施例而言，涡轮机械302和风扇304一起配置为涡扇发动机300的一部分。
如图4中所示，涡扇300限定轴向方向A1(平行于为了参考而提供的纵向中心线301延伸)和径向方向R1。另外，所描绘的示范性涡轮机械302大体上包括基本上为管状的外壳体306，所述外壳体限定环形入口308。外壳体306以串流关系封闭：压缩机部段，其包括增压机或低压(LP)压缩机310和高压(HP)压缩机312；燃烧部段314；涡轮机部段，其包括第一高压(HP)涡轮机316和第二低压(LP)涡轮机318；以及喷气排气喷嘴部段320。压缩机部段(包括压缩机310、312)，燃烧部段314和涡轮机部段(包括涡轮机316、318)一起至少部分地限定核心空气流动路径321。
涡扇300的示范性涡轮机械302另外包括能够与涡轮机部段的至少一部分，并且对于图示实施例而言，压缩机部段的至少一部分，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300包括高压(HP)轴或转轴322，所述高压轴或转轴将HP涡轮机316驱动地连接到HP压缩机312。此外，示范性涡扇300包括低压(LP)轴或转轴324，所述低压轴或转轴将LP涡轮机318驱动地连接到LP压缩机310。
此外，所描绘的示范性风扇304被配置为具有以间隔开的方式联接到盘330的多个风扇叶片328的变距风扇。风扇叶片328大体上沿着径向方向R1从盘330向外延伸。凭借风扇叶片328可操作地联接到合适的致动构件332，每个风扇叶片328可相对于盘330围绕相应的桨距轴线P1旋转，所述致动构件配置成共同改变风扇叶片328的桨距。风扇304机械地联接到LP轴324，使得风扇304由第二LP涡轮机318机械地驱动。更具体地说，包括风扇叶片328、盘330和致动构件332的风扇304通过动力齿轮箱334机械地联接到LP轴324，且可通过跨越动力齿轮箱334的LP轴324围绕纵向轴线301旋转。动力齿轮箱334包括多个齿轮以用于将LP轴324的转速逐步降到更高效的旋转风扇速度。因此，风扇304由涡轮机械302的LP系统(包括LP涡轮机318)提供动力。
仍参考图4的示范性实施例，盘330由可旋转的前毂336覆盖，所述前毂具有空气动力学轮廓以促进气流通过多个风扇叶片328。此外，涡扇300包括环形风扇壳体或外部机舱338，所述环形风扇壳体或外部机舱周向围绕风扇304和/或涡轮机械302的至少一部分。因此，图示的示范性涡扇300可以被称为“涵道”涡扇发动机。此外，机舱338相对于涡轮机械302通过多个周向间隔开的出口导叶340支撑。机舱338的下游部段342在涡轮机械302的外部分上方延伸，以便在其间限定旁通气流通道344。
仍然参照图4，混合电力推进系统250另外包括电机，对于图示实施例而言，所述电机被配置为电动机/发电机255。对于图示实施例而言，电动机/发电机255定位在涡扇发动机300的涡轮机械302内并且与涡扇发动机300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255定位在核心空气流动路径321内，并通过HP轴322由第一HP涡轮机316驱动。电动机/发电机255配置成在某些操作期间将HP轴322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，电动机/发电机255在某些操作期间可由涡轮机械302的HP系统(包括HP涡轮机316)提供动力，并且在其它操作期间可对HP系统提供动力。
然而，应当领会，在其它示范性实施例中，电动机/发电机255可以替代地定位在涡轮机械302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提供动力。例如，在其它实施例中，电动机/发电机255可以在涡轮机部段内与HP轴322共轴地安装，或者可以替代地相对于HP轴322偏移并且通过合适的齿轮系驱动。附加地或替代地，在其它示范性实施例中，电动机/发电机255可以替代地由LP系统(例如，LP轴324)两者提供动力。附加地或替代地，在另外的其它实施例中，电动机/发电机255可以包括多个电动机/发电机，例如一个驱动地连接到LP系统(例如，LP轴324)并且一个驱动地连接到HP系统(例如，HP轴322)。
另外应当领会，图4中所描绘的示范性涡扇发动机300在其它示范性实施例中可具有任何其它合适的配置。举例来说，在其它示范性实施例中，风扇304可能不是变距风扇，且另外在其它示范性实施例中，LP轴324可直接机械联接到风扇304(即，涡扇发动机300可不包括齿轮箱334)。此外，应当领会，在其它示范性实施例中，第一推进器组件252可以包括任何其它合适类型的发动机。例如，在其它示范性实施例中，涡扇发动机300可以替代地被配置为涡轮螺旋桨发动机或无涵道涡扇发动机。
仍参照图3和4，涡扇发动机300还包括控制器350以及尽管没有描绘出的一个或多个传感器。控制器350可以是全权数字发动机控制系统，也称为FADEC。涡扇发动机300的控制器350可配置成控制例如致动构件332、提供至燃烧部段314(未示出)的燃料递送系统等的操作。此外，控制器350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300的各个操作参数。例如，控制器350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。此外，还返回参考图2，涡轮风扇发动机300的控制器350可操作地连接到混合电力推进系统250的控制器258。而且，应当领会，控制器258还可通过适合的有线或无线通信系统(以阴影描绘)可操作地连接至以下的一个或多个：第一推进器组件252、电动机/发电机255、第二推进器组件254和能量储存单元256。
此外，与以上实施例一样，控制器258可操作地联接到例如电机255和电能储存单元，且配置成电连接这些部件以及在这些部件之间引导电力。因此，控制器258可配置成在一个或多个动力提取模式和一个或多个动力增加模式之间操作混合电力推进系统250。例如，在某些示范性实施例中，如下面将更详细地讨论，控制器258可以配置成响应于接收到指示混合电力推进系统250的故障状况的数据在动力提取模式下操作混合电力推进系统250。例如，控制器258可以配置成响应于接收到指示负载损失状况的数据在动力提取模式下操作混合电力推进系统250。在这样的操作模式下，可以使用电机255从涡轮机械302提取动力以减慢涡轮机械302的一个或多个旋转部件。在下文参照图5的方法200描述这样的操作作用的方式的示范性方面。
现在参照图5，提供用于操作飞行器的混合电力推进系统的方法400的流程图。混合电力推进系统可以根据上文参照图1至4所描述的示范性混合电力推进系统中的一个或多个进行配置。因此，混合电力推进系统大体上可以包括涡轮机械，联接到涡轮机械的电机，以及也联接到涡轮机械的推进器。推进器可以是例如风扇(参见图4)，主旋翼组件(参见图2)等。
方法400大体上包括在(402)操作涡轮机械以驱动推进器，并且在(404)接收指示混合电力推进系统的故障状况的数据。另外，方法包括响应于在(404)接收到指示故障状况的数据在(406)减少到涡轮机械的燃烧部段的燃料流，并且响应于在(404)接收到指示故障状况的数据在(408)使用电机从涡轮机械提取动力以减慢涡轮机械的一个或多个旋转部件。对于所描述的方面，在(406)减少到燃烧部段的燃料流和在(408)从涡轮机械提取动力均响应于在(404)接收到指示故障状况的数据而进行。另外，应当领会，对于所描绘的示范性方面，在(406)减少到涡轮机械的燃烧部段的燃料流包括在(407)终止到涡轮机械的燃烧部段的燃料流。
同样对于图5中描绘的示范性方面，在(404)接收指示混合电力推进系统的故障状况的数据包括在(410)接收指示混合电力推进系统的负载损失状况的数据。负载损失状况是指涡轮机上的负载损失的状况。例如，负载损失状况可以是轴故障状况(例如风扇轴的故障)，转子损失状况(例如，转子的脱离)，或风扇损失状况(例如，风扇或其它推进器的脱离)。另外，对于所描绘的示范性方面，涡轮机械包括高压涡轮机和低压涡轮机，电机联接到高压涡轮机并且推进器联接到低压涡轮机。因此，应当领会，在混合电力推进系统的负载损失状况的情况下(由在(410)接收的数据指示)，由于涡轮机械的低压系统上的电阻(即负载)的突然损失，低压涡轮机可能倾向于超速。例如，当负载损失状况是轴故障或转子损失时，连接到低压涡轮机的低压轴上的正常阻力被消除。在这样的情况下，涡轮机械的高压系统内的能量在现有配置中传递到低压涡轮机，使低压涡轮机超速。因此，对于这样的示范性方面，在(404)接收的指示故障状况的数据可以包括指示低压涡轮机的转速超过上转速阈值的数据。然而，在其它示范性方面中，指示负载损失状况的数据可以是发动机内的振动，一个或多个压缩机或涡轮机内的压力或温度，指示发动机的一个或多个部件上的扭矩量的数据(例如指示低压轴或输出轴上的扭矩量的数据)等。
所以，应当领会，对于所描绘的示范性方面，在(406)减少到涡轮机械的燃烧部段的燃料流和在(408)使用电机从涡轮机械提取动力以减慢涡轮机械的一个或多个旋转部件均在(404)接收指示混合电力推进系统的故障状况的数据之后或同时发生。更具体而言，对于所描绘的示范性方面，在(408)使用电机从涡轮机械提取动力包括在(412)与在(408)减少到涡轮机械的燃烧部段的燃料流基本同时使用电机从涡轮机械提取动力。应当领会，如本文所使用的，术语“基本同时”是指两个事件至少部分在相对较小的时间范围内发生。例如，基本同时可以是指两个事件至少部分在十秒窗口内，例如在八秒窗口内，例如在五秒窗口内，例如在两秒窗口内发生。
如上所述，为了在混合电力推进系统的故障状况的情况下防止或减小低压涡轮机超速的可能性，方法400在(408)使用电机从涡轮机械提取动力。更具体地，对于所描绘的示范性方面，在(408)使用电机从涡轮机械提取动力以减慢涡轮机械的一个或多个旋转部件包括在(414)减小高压涡轮机的转速。例如，电机可以例如通过涡轮机械的高压轴机械地联接到高压涡轮机，并且在使用电机从高压涡轮机中提取电力时，电机可以用作高压涡轮机上的阻力以减小高压涡轮机的转速。
如上面简要讨论的，电机可以是相对大功率的电机。因此，对于所描绘的示范性方面，在(408)使用电机从涡轮机械提取动力还包括在(416)用电机提取至少约二十千瓦的电力。此外，应当领会，对于所描绘的示范性方面，混合电力推进系统还包括电能储存单元。因此，对于所描绘的示范性方面，在(408)使用电机从涡轮机械提取动力还包括在(418)从电机向电能储存单元提供电力。电能储存单元可以配置成储存相对大量的电力。例如，在某些示范性方面中，电能储存单元可以配置成储存至少约二十千瓦小时的电力。
然而，值得注意的是，在其它示范性方面中，在(408)从涡轮机械提取电力可以附加地或替代地包括将电力提供给任何其它合适的位置。例如，如虚线所示，在图5中描绘的方法400的某些示范性方面中，在(408)从涡轮机械提取电力可以附加地或替代地包括在(420)从电机向电阻组(其可以是位于例如包含混合电力推进系统的飞行器的机身内的多个电阻器，每个电阻器配置成接收电荷并且将电力消散为热)提供电力。然而，在另外的其它示范性方面中，在(408)从涡轮机械提取电力可以包括向飞行器的一个或多个电散热器或向任何其它合适的位置提供电力。另外，尽管对于图5的示范性方面，电机被讨论为联接到涡轮机械的高压系统，但在其它示范性方面中，电机可以附加地或替代地联接到涡轮机械的低压系统，使得在(408)从涡轮机械提取动力附加地或替代地包括在混合电力推进系统的故障事件之后从低压系统提取动力以减小低压系统的加速度。
根据图5的一个或多个示范性方面操作混合电力推进系统可以在混合电力推进系统的故障状况的情况下，例如在混合电力推进系统的负载损失状况的情况下，减小低压系统超速的可能性。通过减小低压系统超速的可能性，低压系统可以以更轻(例如更小)和更高效的方式设计。
现参考图6，描绘根据本公开的实例实施例的示范性计算系统500。计算系统500可例如用作混合电力推进系统中的控制器(例如，作为控制器166或控制器258中的一个或多个)。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可包括任何合适的处理装置，例如微处理器、微控制器、集成电路、逻辑装置和/或其它合适的处理装置。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可为任何指令集，其在由一个或多个处理器510A执行时使一个或多个处理器510A执行操作。在一些实施例中，指令510C可由一个或多个处理器510A执行以使得一个或多个处理器510A执行操作，例如计算系统500和/或一个或多个计算装置510配置以用于的操作和功能、如本文所描述的用于操作飞行器的混合电力推进系统的操作(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中的任一种。因此，在一个或多个示范性实施例中，示范性方法200可以是计算机实现的方法。指令510C可以是以任何合适的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上在逻辑上和/或实际上分开的线程中执行。存储器装置510B可另外存储可由处理器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的操作参数的数据，包括功率输出需求、涡轮机械的转速、电能储存单元的功率水平等。
计算装置510还可包括用于例如与系统500的其它部件通信(例如通过网络)的网络接口510E。网络接口510E可包括用于与一个或多个网络接口连接的任何合适的部件，包括例如发送器、接收器、端口、控制器、天线和/或其它合适的部件。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应认识到，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。例如，本文中所论述的过程可使用单个计算装置或组合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。
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。根据本发明的原理，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。
本书面描述使用实例来公开本发明，包括最优模式，并且还使所属领域的技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，并且可包括所属领域的技术人员想到的其它实例。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)

1.一种用于操作飞行器的混合电力推进系统的方法，所述混合电力推进系统包括涡轮机械，联接到所述涡轮机械的电机，以及联接到所述涡轮机械的推进器，所述方法包括：
操作所述涡轮机械以驱动所述推进器；
接收指示所述混合电力推进系统的故障状况的数据；
响应于接收到指示故障状况的数据，减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流；以及
响应于接收到指示故障状况的数据，使用所述电机从所述涡轮机械提取动力以减慢所述涡轮机械的一个或多个旋转部件。
2.根据权利要求1所述的方法，其中使用所述电机从所述涡轮机械提取动力包括与减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流基本同时使用所述电机从所述涡轮机械提取动力。
3.根据权利要求1所述的方法，其中所述涡轮机械包括高压涡轮机和低压涡轮机，其中所述电机联接到所述高压涡轮机，并且其中所述推进器联接到所述低压涡轮机。
4.根据权利要求3所述的方法，其中所述指示故障状况的数据是指示所述低压涡轮机的转速超过上转速阈值的数据。
5.根据权利要求3所述的方法，其中使用所述电机从所述涡轮机械提取动力以减慢所述涡轮机械的一个或多个旋转部件包括减小所述高压涡轮机的转速。
6.根据权利要求1所述的方法，其中所述故障状况是负载损失状况。
7.根据权利要求1所述的方法，其中所述涡轮机械是涡轮轴发动机，所述涡轮轴发动机包括低压涡轮机和联接到所述低压涡轮机的输出轴。
8.根据权利要求7所述的方法，其中所述飞行器是直升机，其中所述推进器是旋翼组件，并且其中所述输出轴驱动所述旋翼组件。
9.根据权利要求1所述的方法，其中使用所述电机从所述涡轮机械提取动力包括用所述电机提取至少约二十千瓦的电力。
10.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储存单元，并且其中使用所述电机从所述涡轮机械提取动力包括从所述电机向所述电能储存单元提供电力。
11.根据权利要求10所述的方法，其中所述电能储存单元配置成储存至少约二十千瓦时的电力。
12.根据权利要求1所述的方法，其中使用所述电机从所述涡轮机械提取动力包括从所述电机向电阻组提供电力。
13.根据权利要求1所述的方法，其中减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流包括终止到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流。
14.一种用于飞行器的混合电力推进系统，其包括：
包括燃烧部段的涡轮机械；
联接到所述涡轮机械的推进器；
联接到所述涡轮机械的电机；以及
控制器，所述控制器配置成接收指示所述涡轮机械的操作期间的所述混合电力推进系统的故障状况的数据，并且作为响应，减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流并且使用所述电机从所述涡轮机械提取动力。
15.根据权利要求14所述的混合电力推进系统，其中所述控制器配置成与减少到所述涡轮机械的燃烧部段的燃料流基本同时使用所述电机从所述涡轮机械提取动力。
16.根据权利要求14所述的混合电力推进系统，其中所述涡轮机械包括高压涡轮机和低压涡轮机，其中所述电机联接到所述高压涡轮机，并且其中所述推进器联接到所述低压涡轮机。
17.根据权利要求16所述的混合电力推进系统，其中在使用所述电机从所述涡轮机械提取动力以减慢所述涡轮机械的一个或多个旋转部件时，所述控制器配置成减小所述高压涡轮机的转速。
18.根据权利要求14所述的混合电力推进系统，其中所述涡轮机械是涡轮轴发动机，所述涡轮轴发动机包括低压涡轮机和联接到所述低压涡轮机的输出轴。
19.根据权利要求14所述的混合电力推进系统，其中在使用所述电机从所述涡轮机械提取动力时，所述控制器配置成用所述电机提取至少约二十千瓦的电力。
20.根据权利要求14所述的混合电力推进系统，其中所述混合电力推进系统还包括电能储存单元，并且其中在使用所述电机从所述涡轮机械提取动力时，所述控制器配置成从所述电机向所述电能储存单元提供电力。
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Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10822101B2 (en) * 2017-07-21 2020-11-03 General Electric Company Vertical takeoff and landing aircraft having a forward thrust propulsor
US11332256B2 (en) 2018-08-21 2022-05-17 General Electric Company Fault tolerant hybrid electric propulsion system for an aerial vehicle
CN109383785B (zh) * 2018-08-31 2022-09-16 辽宁同心圆科技有限公司 带有节能助力系统的空中平台
US11713129B2 (en) 2019-03-01 2023-08-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Normal mode operation of hybrid electric propulsion systems
WO2020180372A2 (en) 2019-03-01 2020-09-10 United Technologies Advanced Projects, Inc. Degraded mode operation of hybrid electric propulsion systems
WO2020180381A1 (en) 2019-03-01 2020-09-10 United Technologies Advanced Projects, Inc. Indicators for hybrid electrical powerplants
US11964750B2 (en) * 2019-03-07 2024-04-23 General Electric Company Propeller speed overshoot preventing logic
FR3094961B1 (fr) * 2019-04-12 2022-08-26 Safran Helicopter Engines Installation propulsive hybride et procédé de commande d’une telle installation
EP3927620B1 (en) 2019-04-25 2024-08-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Control systems for hybrid electric powerplants
FR3098254B1 (fr) * 2019-07-03 2021-06-11 Safran Helicopter Engines Turbogénérateur avec système de régulation simplifié pour aéronef
US11333035B2 (en) * 2019-07-24 2022-05-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Shaft shear detection in a gas turbine engine
US11479348B2 (en) * 2019-08-31 2022-10-25 Textron Innovations Inc. Power management systems for multi engine rotorcraft
US11557988B2 (en) * 2020-01-28 2023-01-17 Goodrich Corporation Hybrid regeneration brake system
US11661895B2 (en) * 2020-02-24 2023-05-30 General Electric Comapny Autonomous safety mode for distributed control of turbomachines
US11760495B2 (en) 2020-05-15 2023-09-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Control systems for hybrid electric power plants
US11958622B2 (en) 2020-05-15 2024-04-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Protection functions
US11794917B2 (en) 2020-05-15 2023-10-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Parallel control loops for hybrid electric aircraft
FR3111751B1 (fr) * 2020-06-17 2022-06-03 Safran Helicopter Engines Installation electromecanique d’aeronef avec turbogenerateur, procede d’arret d’urgence d’un turbogenerateur d’aeronef et programme d’ordinateur correspondant
US11618580B2 (en) * 2020-08-31 2023-04-04 General Electric Company Hybrid electric aircraft engine
US11725580B2 (en) 2021-06-18 2023-08-15 Raytheon Technologies Corporation Turbine over-speed brake for hybrid electric 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
EP4148263A1 (en) 2021-09-08 2023-03-15 Rolls-Royce plc An improved gas turbine engine
US20230203989A1 (en) * 2021-12-27 2023-06-29 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine system with generator
US11920521B2 (en) 2022-02-07 2024-03-05 General Electric Company Turboshaft load control using feedforward and feedback control
US20240262515A1 (en) * 2023-02-02 2024-08-08 Raytheon Technologies Corporation Hybrid electric engine and nacelle system
US20240266912A1 (en) * 2023-02-03 2024-08-08 Hamilton Sundstrand Corporation Permanent magnet generator brakes with press slip fit

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1997020734A2 (en) 1995-12-06 1997-06-12 Mc Donnell Douglas Corporation Flight control system for jet powered tri-mode aircraft
US6012676A (en) 1998-03-31 2000-01-11 Sikorsky Aircraft Corporation Integrated fire and flight control system with automatic engine torque limiting
US6742340B2 (en) * 2002-01-29 2004-06-01 Affordable Turbine Power Company, Inc. Fuel injection control system for a turbine engine
JP3684208B2 (ja) * 2002-05-20 2005-08-17 株式会社東芝 ガスタービン制御装置
FR2914697B1 (fr) * 2007-04-06 2012-11-30 Turbomeca Dispositif d'assistance aux phases transitoires d'acceleration et de deceleration
US8271151B2 (en) 2008-03-31 2012-09-18 Sikorsky Aircraft Corporation Flight control system for rotary wing aircraft
US7610143B1 (en) * 2008-06-09 2009-10-27 Ford Global Technologies, Llc Engine autostop and autorestart control
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
US8037742B2 (en) * 2009-03-31 2011-10-18 GM Global Technology Operations LLC Systems and methods for engine fuel control
FR2952907B1 (fr) * 2009-11-26 2011-12-09 Eurocopter France Installation motrice, helicoptere comportant une telle installation motrice, et procede mis en oeuvre par cette installation motrice
FR2962165B1 (fr) * 2010-07-02 2014-05-02 Turbomeca Detection de survitesse d'une turbine libre par mesure sur couplemetre
FR2962488B1 (fr) * 2010-07-06 2014-05-02 Turbomeca Procede et architecture de recombinaison de puissance de turbomachine
FR2962404B1 (fr) * 2010-07-08 2012-07-20 Eurocopter France Architecture electrique pour aeronef a voilure tournante a motorisation hybride
EP2502825A1 (fr) 2011-03-25 2012-09-26 Eurocopter Pilotage de secours par vérin série pour chaine de commande de vol manuelle d'aéronef et Procédé
US8904805B2 (en) 2012-01-09 2014-12-09 United Technologies Corporation Environmental control system for aircraft utilizing turbo-compressor
JP2013227891A (ja) * 2012-04-25 2013-11-07 Hiroyasu Tanigawa 各種エネルギ保存サイクル合体機関
US20130327014A1 (en) * 2012-06-12 2013-12-12 Djamal Moulebhar Devices and Methods to Optimize Aircraft Power Plant and Aircraft Operations
FR2995345B1 (fr) * 2012-09-10 2018-06-15 Safran Helicopter Engines Procede et systeme de demarrage d'un turbomoteur d'aeronef
US8825342B2 (en) * 2012-11-02 2014-09-02 Bell Helicopter Textron Inc. System and method of protecting an engine and other aircraft components from damage that may otherwise occur from a fuel control unit failure
ITFI20120292A1 (it) * 2012-12-24 2014-06-25 Nuovo Pignone Srl "gas turbines in mechanical drive applications and operating methods"
US9073643B2 (en) 2013-03-28 2015-07-07 The Boeing Company Monitoring of high-lift systems for aircraft
US9248908B1 (en) 2013-06-12 2016-02-02 The Boeing Company Hybrid electric power helicopter
US9221535B2 (en) 2013-09-18 2015-12-29 Honeywell International Inc. Adaptive remaining useful life balancing control system and method for multi-engine systems
FR3013390B1 (fr) * 2013-11-19 2019-01-25 Safran Helicopter Engines Turbomachine et procede de regulation
FR3019218B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
US20160177819A1 (en) 2014-06-27 2016-06-23 United Technologies Corporation Simplified engine bleed supply with low pressure environmental control system for aircraft
FR3024755B1 (fr) * 2014-08-08 2019-06-21 Safran Aircraft Engines Hybridation des compresseurs d'un turboreacteur
US10124889B2 (en) 2015-05-06 2018-11-13 Sikorsky Aircraft Corporation Tail rotor failure recovery controller
US20170044989A1 (en) * 2015-08-14 2017-02-16 General Electric Company Gas turbine engine stall margin management
US10100747B2 (en) * 2015-11-18 2018-10-16 General Electric Company Fuel supply system for use in a gas turbine engine and method of controlling an overspeed event therein

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