CN109278997B - 垂直起飞与降落飞行器的操作 - Google Patents

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Abstract

提供了一种方法用于操作垂直起飞和降落飞行器的推进系统，该推进系统包括涡轮机、电机、向前推力推进器、和多个垂直推力电风扇。该方法包括以涡轮机驱动向前推力推进器；以涡轮机旋转电机来产生电功率；确定涡轮机的故障状态；并且响应于确定涡轮机的故障状态而提供电功率给电机来以电机驱动向前推力推进器。

Description

垂直起飞与降落飞行器的操作
相关申请
本申请基于并要求提交于2017年7月21日的美国临时专利申请系列号62/535,444的优先权。
技术领域
本主题大体涉及一种操作用于飞行器的推进系统的方法，该飞行器在故障状态的情形下具有垂直起飞与降落能力。
背景技术
飞行器已经开发成带有用于执行垂直起飞和降落的能力。这样的能力可允许飞行器到达相对崎岖的地形和偏远地点，在该处建造足够大到允许传统飞行器(缺乏垂直起飞能力)起飞或降落的跑道可能不切实际或不可实现。
典型地，这些能够执行垂直起飞和降落的飞行器具有发动机和推进器，其被矢量化以产生垂直推力和向前推力两者。然而，该使得推进器高效用于垂直起飞和降落的设计特征可能不能引起高效向前飞行。因此，现有的能够执行垂直起飞和降落的飞行器包括这样的推进器，其可良好适合于产生垂直推力，但是可能并非良好适合于高效向前飞行。在垂直起飞和降落和巡航效率之间的该差异被放大为巡航速度增加。能够更高效地执行垂直起飞和降落且结合高速度巡航的飞行器因而将是有用的。
还将认识到的是，某些垂直起飞和降落飞行器可能不包括如用于某些操作、诸如向前飞行操作的固定翼飞行器的相同冗余量。因此，能够在故障状态的情形下继续操作的垂直起飞和降落飞行器将是特别有利的。
发明内容
本发明的方面和优点将在下面的描述中部分地阐明，或者可从描述中是明显的，或可通过本发明的实践而习得。
在本公开的一方面，提供了一种方法用于操作垂直起飞和降落飞行器的推进系统，该推进系统包括涡轮机、电机、向前推力推进器、和多个垂直推力电风扇。该方法包括以涡轮机驱动向前推力推进器；以涡轮机旋转电机来产生电功率；确定涡轮机的故障状态；并且响应于确定涡轮机的故障状态而提供电功率给电机以利用电机驱动向前推力推进器。
在某些示例性方面，该方法还包括至少部分地以由以涡轮机旋转电机而产生的电功率驱动多个垂直推力电风扇。
在某些示例性方面，以涡轮机驱动向前推力推进器包括经由机械连接以涡轮机驱动向前推力推进器。
例如，在某些示例性方面，涡轮机跨过电机机械耦联于向前推力推进器。
例如，在某些示例性方面，该方法还包括响应于确定涡轮机的故障状态将涡轮机与电机解耦。
例如，在某些示例性方面，该方法还包括响应于确定涡轮机的故障状态减少在涡轮机与电机之间的高效传动比(gear ratio，有时也称为齿轮比)。
例如，在某些示例性方面，提供电功率给电机以驱动向前推力推进器包括以电机驱动涡轮机的一个或多个部件。
在某些示例性方面，以涡轮机旋转电机来产生电功率包括产生交流电电功率并且将产生的交流电电功率转换成直流电电功率。
例如，在某些示例性方面，以涡轮机旋转电机来产生电功率还包括以直流电电功率提供给电能存储单元或多个垂直推力电风扇中的至少一个。
例如，在某些示例性方面，提供电功率给电机来驱动向前推力推进器包括接收直流电电功率，转换直流电电功率成交流电电功率，并且提供转换成交流电电功率的直流电电功率给电机以驱动向前推力推进器。
在某些示例性方面，推进系统还包括电能存储单元，且其中，提供电功率给电机来以电机驱动向前推力推进器包括从电能存储单元提供电功率给电机。
在某些示例性方面，推进系统还包括电能存储单元，且其中，以涡轮机旋转电机来产生电功率包括以产生的电功率来给电能存储单元充电。
在某些示例性方面，多个垂直推力电风扇被固定就位以提供基本沿着垂直方向的推力。
在某些示例性方面，向前推力推进器在飞行器的尾端处被安装至飞行器的机身。
在某些示例性方面中，涡轮机的故障状态是涡轮机的轴故障或转子故障中的至少一个。
在本公开的另一示例性实施例中，提供了一种混合电(hybrid-electric，有时也称为混合动力)推进系统用于飞行器。该系统包括：包括燃烧发动机、电机、和电能存储单元的功率源，该电能存储单元电耦联至电机；多个垂直推力电风扇，其由功率源所驱动并且构造成沿一指向集成到飞行器的翼中以沿着飞行器的垂直方向产生推力；向前推力推进器，其选择性地或永久地机械耦联至燃烧发动机；和控制器，其具有存储器和一个或多个处理器，该存储器储存指令，其在由一个或多个处理器实行时引起混合电推进系统执行功能。该功能包括以燃烧发动机驱动向前推力推进器；以燃烧发动机旋转电机来产生电功率；确定燃烧发动机的故障状态；并且响应于确定燃烧发动机的故障状态而提供电功率给电机以利用电机驱动向前推力推进器。
在某些示例性实施例中，该燃烧发动机是涡轮轴发动机，其包括输出轴，其中，向前推力推进器包括风扇轴，并且其中，输出轴选择性地或永久性地机械耦联至风扇轴。
在某些示例性实施例中，以涡轮机驱动向前推力推进器包括经由机械连接以涡轮机驱动向前推力推进器。
例如，在某些示例性实施例中，推进系统还包括耦联单元，其中燃烧发动机选择性地通过耦联单元耦联至电机，并且其中，功能还包括：响应于确定涡轮机的故障状态而使用耦联单元将涡轮机从电机解耦。
例如，在某些示例性实施例中，推进系统还包括变速机构，其中燃烧发动机通过变速机构耦联至电机，并且其中，这些功能还包括：响应于确定涡轮机的故障状态而使用变速机构减少涡轮机与电机之间的高效传动比。
参考如下描述和所附权利要求，本方面的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。并入且构成该说明书的一部分的附图图示了本发明的实施例，并且结合描述用于解释本发明的原则。
实施方案1. 一种用于操作垂直起飞和降落飞行器的推进系统的方法，所述推进系统包含涡轮机、电机、向前推力推进器、和多个垂直推力电风扇，所述方法包含：
以所述涡轮机驱动所述向前推力推进器；
以所述涡轮机旋转所述电机来产生电功率；
确定所述涡轮机的故障状态；并且
响应于确定所述涡轮机的故障状态提供电功率给所述电机来以所述电机驱动所述向前推力推进器。
实施方案2. 根据实施方案1所述的方法，还包括：
至少部分地利用由以所述涡轮机旋转所述电机而产生的电功率驱动多个所述垂直推力电风扇。
实施方案3. 根据实施方案1所述的方法，其特征在于，
以所述涡轮机驱动所述向前推力推进器包含经由机械连接以所述涡轮机驱动所述向前推力推进器。
实施方案4. 根据实施方案3所述的方法，其特征在于，
所述涡轮机跨过所述电机机械耦联于所述向前推力推进器。
实施方案5. 根据实施方案3所述的方法，还包括：
响应于确定所述涡轮机的故障状态将所述涡轮机从所述电机解耦。
实施方案6. 根据实施方案3所述的方法，还包括：
响应于确定所述涡轮机的故障状态减少在所述涡轮机与所述电机之间的高效传动比。
实施方案7. 根据实施方案3所述的方法，其特征在于，
提供电功率给所述电机以驱动所述向前推力推进器包含以所述电机驱动所述涡轮机的一个或多个部件。
实施方案8. 根据实施方案1所述的方法，其特征在于，
以所述涡轮机旋转所述电机来产生电功率包含产生交流电电功率并且将产生的所述交流电电功率转换成直流电电功率。
实施方案9. 根据实施方案8所述的方法，其特征在于，
以所述涡轮机旋转所述电机来产生电功率还包含以直流电电功率提供给电能存储单元或多个垂直推力电风扇中的至少一个。
实施方案10. 根据实施方案8所述的方法，其特征在于，
提供电功率给所述电机来驱动所述向前推力推进器包含接收直流电电功率，将所述直流电电功率转换成交流电电功率，并且提供转换成交流电电功率的直流电电功率给所述电机以驱动所述向前推力推进器。
实施方案11. 根据实施方案1所述的方法，其特征在于，
所述推进系统还包含电能存储单元，且其中，提供电功率给所述电机来以所述电机驱动所述向前推力推进器包含从所述电能存储单元提供电功率给所述电机。
实施方案12. 根据实施方案1所述的方法，其特征在于，
所述推进系统还包含电能存储单元，且其中，以所述涡轮机旋转所述电机来产生电功率包含以产生的所述电功率来给所述电能存储单元充电。
实施方案13. 根据实施方案1所述的方法，其特征在于，
所述多个垂直推力电风扇被固定就位以基本上沿着垂直方向提供推力。
实施方案14. 根据实施方案1所述的方法，其特征在于，
所述向前推力推进器在所述飞行器的尾端处被安装至所述飞行器的机身。
实施方案15. 根据实施方案1所述的方法，其特征在于，
所述涡轮机的故障状态是所述涡轮机的轴故障或转子故障中的至少一个。
实施方案16. 一种用于飞行器的混合电推进系统包含：
功率源，其包含燃烧发动机、电机、和电能存储单元，所述电能存储单元电耦联至所述电机；
多个垂直推力电风扇，其由所述功率源驱动并且构造成在一指向上集成到所述飞行器的翼中以沿着所述飞行器的垂直方向提供推力；
向前推力推进器，其选择性地或永久性地机械耦联至所述燃烧发动机；和
控制器，其具有存储器和一个或多个处理器，所述存储器储存指令,所述指令在由所述一个或多个处理器实行时引起所述混合电推进系统执行功能，所述功能包括
以所述燃烧发动机驱动所述向前推力推进器；
以所述燃烧发动机旋转所述电机以产生电功率；
确定所述燃烧发动机的故障状态；并且
响应于确定所述燃烧发动机的故障状态提供电功率给所述电机来以所述电机驱动所述向前推力推进器。
实施方案17. 根据实施方案16所述的推进系统，其特征在于，
所述燃烧发动机是涡轮轴发动机，其包含输出轴，其中，所述向前推力推进器包括风扇轴，并且其中，所述输出轴选择性地或永久性地机械耦联至所述风扇轴。
实施方案18. 根据实施方案16所述的推进系统，其特征在于，
以所述涡轮机驱动所述向前推力推进器包含经由机械连接以所述涡轮机驱动所述向前推力推进器。
实施方案19. 根据实施方案18所述的推进系统，其特征在于，
所述推进系统进一步包含带有燃烧发动机的耦联单元，所述燃烧发动机选择性地通过所述耦联单元耦联至电机，并且其中，这些功能进一步包含：
响应于确定所述涡轮机的故障状态，利用所述耦联单元将所述涡轮机与所述电机解耦。
实施方案20. 根据实施方案18所述的推进系统，其特征在于，
所述推进系统还包含带有燃烧发动机的变速机构，所述燃烧发动机通过所述变速机构耦联至所述电机，并且其中，所述功能还包含：
响应于确定所述涡轮机的故障状态，利用所述变速机构减少在所述涡轮机与所述电机之间的高效传动比。
附图说明
本发明的完整的和能够实现的公开(包括指引给本领域的普通技术人员的其最佳模式)在参考附图的说明书中阐述，在其中：
图1是根据本公开的各种示例性实施例的飞行器的透视视图。
图2是图1的示例性飞行器在垂直飞行位置中的顶示意图。
图3是图1的示例性飞行器在向前飞行位置中的顶示意图。
图4是如可并入到在向前飞行位置中的图1的示例性飞行器中的根据本公开的一个示例性实施例的翼的示意性侧视图。
图5是图4的示例性翼在垂直飞行位置中的示意性侧视图。
图6是图1的示例性飞行器的推进系统的区段的示意视图。
图7是根据本公开的另一示例性实施例的飞行器的推进系统的区段的示意视图。
图8是根据本公开的一个示例性实施例的齿轮箱的特写示意视图。
图9是根据本公开的一个示例性实施例的传动装置(transmission)的特写示意视图。
图10是根据本公开的另一示例性实施例的飞行器的示意性顶视图。
图11是根据本公开的一个示例性方面的操作推进系统的方法的流程图。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的现有实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标志来表示附图中的特征。附图和描述中的相似和类似的标志已用于表示本发明的相似和类似的部分。
如本文使用的那样，用语“第一”、“第二”和“第三”可以可互换地使用来将一个构件与另一个构件区分开，且不意在表示独立构件的位置和重要性。
用语“前”和“后”指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，且指的是燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿势。例如，关于燃气涡轮发动机，前指的是较接近发动机入口的位置，且后指的是较接近发动机喷嘴或排放部(exhaust)的位置。
用语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径(fluid pathway)中的流体流的相对方向。例如，“上游”指液体流自的方向，且“下游”指流体流至的方向。
用语“耦联”、“固定”、“附接至”等指的是直接耦联、固定或附接以及通过一个或多个中间部件或零件来间接耦联、固定或附接两者，除非在本文中另外说明。
单数形式“一个”、“一种”、和“该”包括复数参照，除非上下文另外清楚地指出。
如在本文中贯穿说明书和权利要求使用的近似语言应用于修饰可许可改变而不导致其相关的基本功能的变化的任何数量表达。因此，由诸如“大约”、“近似”和“大致”的一个或多个用语修饰的值不限于说明的精确值。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度，或用于构建或制造构件和/或系统的机器或方法的精度。例如，近似语言可指10%以内的容限。
在此以及贯穿说明书和权利要求，范围限制组合和互换，此范围是确定的且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指示。例如，本文公开的所有范围包含端点，且端点可与彼此独立组合。
本公开大体涉及一种在确定推进系统的发电机的故障状态后操作垂直起飞和降落飞行器的推进系统的方法。例如，推进系统可大体上包括燃烧发动机，诸如涡轮机，其构造成用于通过其间的永久性或选择性的机械连接来驱动向前推力推进器。该同一燃烧发动机可进一步构造成驱动电机，使得电机作为发电机(electric generator)操作。在这样的操作期间来自电机的电功率可至少部分用于给一个或多个专用垂直推力电风扇供能，并且另外可用于给电能存储单元(例如电池组)充电。
在燃烧发动机的故障状态的情形中，燃烧发动机可不再能够机械地驱动向前推力推进器和/或旋转电机来产生电功率以驱动垂直推力电风扇。利用这样的示例性方面，本公开允许从例如电能存储单元提供能量回到电机，使得电机可作为电马达(electric motor，有时也称为电动机)操作以或直接或通过燃烧发动机机械地驱动向前推力推进器。给定用于驱动推进系统的向前推力推进器的额外方式，这可提供用于更安全的全面的飞行器。
现在参考附图，其中，同样的数字指示了贯穿附图(缩写“Figs.”)的相同的元件，图1至3描绘了根据各种本公开的各种示例性实施例的飞行器10。更具体地，图1提供了示例性飞行器10的透视视图；图2提供了图1的示例性飞行器10在垂直推力构造中的示意性顶视图；并且图3提供了图1的示例性飞行器10在向前推力构造中的示意性顶视图。将认识到的是，尽管本文描绘和描述了一种示例性的垂直起飞和降落飞行器10，但是例如参考图11所讨论的用于控制推进系统的操作可在任何其它的适宜的垂直起飞和降落飞行器上使用。
如在图1至3中所示出的，描绘的示例性飞行器10限定了纵向方向L(和在其中延伸的纵向中心线12)、垂直方向V、和横向方向T。此外，飞行器10限定了左舷14和相反的右舷16。
飞行器10包括机身18，其在前端20和尾端22之间大体上沿着飞行器10的轴向中心线12延伸。飞行器10此外包括一个或多个翼，每个从机身18延伸。更具体地，对于所描绘的实施例，飞行器10包括四个附接至机身18或与机身18整体成形的翼。具体地，对于所描绘的实施例，飞行器10包括第一翼、第二翼、第三翼和第四翼，或更具体地，尾右舷翼24、尾左舷翼26、前右舷翼28、和前左舷翼30，和。这些翼24,26,28,30中的每个附接至机身18或与机身18整体成形，并且从机身18向外大体上沿着横向方向T(即相对于机身18向外)延伸。将认识到的是，尽管前左舷翼30和前右舷翼28被描绘为分离的翼，但在其它实施例中，前左舷翼30和前右舷翼28可整体成形，且共同附接至机身18。类似地，尽管尾左舷翼26和尾右舷翼24被描绘为分离的翼，但在其它实施例中，尾左舷翼26和尾右舷翼24可整体成形，且共同附接机身18。
尽管未描绘，在其它实施例中，飞行器10可此外包括一个或多个稳定器，诸如一个或多个垂直稳定器、水平稳定器等。而且，将认识到的是，尽管未描绘，在某些实施例中，翼中的一个或多个可此外包括襟翼(flap)，诸如前缘襟翼或后缘襟翼，用于在飞行期间辅助控制飞行器10。
仍然参考图1至3，示例性飞行器10还包括推进系统32，用于在操作期间提供飞行器10以期望量的推力。一般地说，示例性推进系统32包括用于在操作期间产生垂直推力的多个垂直推力电风扇(或“VTE风扇”)、向前推力推进器34、和用于驱动多个VTE风扇和向前推力推进器34的功率源26。此外，对于所描绘的实施例，推进系统32包括电通信总线38，用于例如从功率源36提供电功率给多个VTE风扇。
更具体地，对于所描绘的实施例，功率源36包括燃烧发动机40、电机42、和电能存储单元44。如将参考图6在下面更详细地描述的那样，燃烧发动机40构造成机械地驱动向前推力推进器34。更具体地，向前推力推进器34选择性地或永久性地机械耦联至燃烧发动机40。此外，燃烧发动机40耦联至电机42。此外，在至少某些实施例中，燃烧发动机40可驱动电机42，使得电机42可产生电功率。以这样的方式，电机42可构造为发电机。另外，利用这样的示例性实施例，电机42可在飞行器的至少某些操作期间提供电功率给例如多个VTE风扇、提供给电能存储单元44、或两者。以这样的方式，多个VTE风扇可由功率源36驱动并且更具体地，可至少部分地由电机42(直接或间接地通过电能存储单元44)驱动。
尤其参考图2和3，电能存储单元44可以是电池或其它适宜的用于存储电功率的部件。电能存储单元44可从例如电机42(作为发电机操作)接收电功率，并且存储电功率以用于在飞行器10的操作期间使用。例如，电能存储单元44可在某些操作期间从电机42(作为发电机操作)接收和存储电功率，并且然后在其它操作期间(参看例如图11)提供电功率给多个VTE风扇。此外，在还其它操作中，电能存储单元44可提供电功率回到电机42，以例如历经短暂持续时间给尾风扇供能、在紧急操作期间给燃烧发动机40供能、或在高功率需求操作期间增加动力给前推力推进器34和/或给燃烧发动机40。因此，利用这样的示例性实施例，电机42可进一步构造为电马达。
参考飞行器10的多个翼中的第一个，并且更具体地参考图2中描绘的尾右舷翼24，推进系统32包括第一多个VTE风扇46，其集成到尾右舷翼24中并且指向成沿着垂直方向V产生推力。以这样的方式，第一多个VTE风扇46中的每个都是垂直升力风扇，并且如将在下文中更详细讨论的那样被固定就位，使得它们仅能够产生基本上沿着飞行器10的垂直方向V的推力。如将在下面更详细地讨论的那样，第一多个VTE风扇46中的每个电耦联至功率源36以从例如电机42或电能存储单元44接收电功率。
将认识到的是，如在本文中所使用的，术语“沿着飞行器10的垂直方向V”指的是由飞行器10的正常指向所限定的垂直方向。例如，如果飞行器10例如在某些操作期间向前倾斜，第一多个VTE风扇46可在这样的方向上提供推力，该方向仍然沿着飞行器10的垂直方向，但相对于绝对垂直方向倾斜。此外，在该上下文中，术语“基本上”指的是在飞行器10的垂直方向V的约三十度内。
此外，第一多个VTE风扇46大体上沿着横向方向T沿着一定长度的尾右舷翼24布置。此外，第一多个VTE风扇46包括沿着相对于飞行器10的机身18的横向方向T的最外部的VTE风扇48和至少一个内部VTE风扇50。更具体地，对于图2的实施例，第一多个VTE风扇46包括三个内部VTE风扇50。然而，在其它实施例中，如将在下面更详细地讨论的那样，第一多个VTE风扇46可具有任何其它合适数量的内部风扇。
将认识到的是，推进系统32包括类似多个电风扇，其集成到飞行器10的其它翼26,28,30中。这些电风扇中的每个类似地指向以产生基本上沿着飞行器10的垂直方向V的推力，并且以这样的方式因此也可构造为VTE风扇。更具体地，推进系统32还包括第二多个VTE风扇52，其集成到尾左舷翼26中并且沿着一定长度的尾右舷翼26布置；第三多个VTE风扇54，其集成到前右舷翼28中并且沿着一定长度的前右舷翼28布置；和第四多个VTE风扇56，其集成到前左舷翼30中并且沿着一定长度的前左舷翼30布置。
与第一多个VTE风扇46一样，第二多个VTE风扇52包括沿着横向方向T的最外部的VTE风扇58。此外，第三多个VTE风扇54也包括沿着横向方向T的最外部的VTE风扇60并且第四多个VTE风扇56包括沿着横向方向T的最外部的VTE风扇52。
另外，第二多个VTE风扇52包括至少一个内部VTE风扇64，第三多个VTE风扇54包括至少一个内部VTE风扇66，并且第四多个VTE风扇56包括至少一个内部VTE风扇68。更具体地，第二多个VTE风扇52包括三个内部VTE风扇64，第三多个VTE风扇54包括一个内部VTE风扇66，并且第四多个VTE风扇56也包括一个内部VTE风扇68。
然而将认识到的是，在其它示例性的实施例中，相应多个VTE风扇46,52,54,56中的每个可具有任何其它合适数量的内部VTE风扇50,64,66,68，并且另外某些示例性的实施例，第一多个VTE风扇46、第二多个VTE风扇52、第三多个VTE风扇54和第四多个VTE风扇56中的一个或多个可构造为可变速度、固定节距风扇；构造为可变速度、可变节距风扇；固定速度，可变节距风扇；或固定速度、固定节距风扇。
此外，如在图2中所描绘的，电通信总线38电连接功率源36、例如电机42和/或电能存储单元44至多个VTE风扇46,52,54,56中的每个(如将还在下面描述的)。尤其，对于所描绘的实施例，电通信总线38包括主控制器80和多个电功率控制器82。主控制器80电连接至电机42和电能存储单元44两者，并且构造成例如将电功率从电机42和电能存储单元44中的一个或两个引导到多个VTE风扇46,52,54,56中的每个(还参看图6和7)。例如，在某些操作中，主控制器80可将电功率从电机42引导至多个VTE风扇46,52,54,56中的每个，可将电功率从电能存储单元44引导至多个VTE风扇46,52,54,56中的每个，可将电功率从电机42引导至电能存储单元44(例如在向前飞行期间)，或可将电功率从电能存储单元44引导至电机42(例如在紧急操作或高功率需求操作期间；见图11)。例如，如将在下面更详细地解释的那样，主控制器80可响应于确定燃烧发动机40的故障状态而将电功率从电能存储单元44引导至电机42，使得电机42可驱动向前推力推进器34以提供用于飞行器10的向前推力(见例如图11的方法200)。
更具体地，对于图2的示例性实施例，电通信总线38包括用于每个VTE风扇的电功率控制器82(即，第一多个VTE风扇46、第二多个VTE风扇52、第三多个VTE风扇54、和第四多个VTE风扇56中的每个VTE风扇)。此外，多个电功率控制器82中的每个关联于多个VTE风扇46,52,54,56中的一个VTE风扇。更具体地，还有，功率源36通过相应电功率控制器82电耦联至多个VTE风扇46,52,54,56中的每个VTE风扇。以这样的方式，电功率控制器82可修改从功率源36提供给每个相应VTE风扇的电功率量。因此，对于所显示的实施例，推进系统32包括十二个电功率控制器82，每个用于包括在推进系统32内的十二个VTE风扇中的每个。
因此，在至少某些实施例中，电功率控制器82中的每个可修改提供给相应VTE风扇的电功率量，其如将被认识到的那样，可允许飞行器10、更具体地可允许主控制器80修改多个VTE风扇46,52,54,56中的每个VTE风扇的旋转速度。例如，电功率控制器82中的每个可以可操作地通过例如有线或无线通信总线(未示出)耦联至主控制器80，使得主控制器80可控制提供给单独VTE风扇中的每个的电功率。
因此，将认识到的是，在至少某些实施例中，多个VTE风扇46,52,54,56中的每个VTE风扇可以是可变速度风扇。通过修改通过相应电功率控制器82提供给每个VTE风扇的电功率量，飞行器10可修改相应VTE风扇的旋转速度，并且因而修改由相应VTE风扇提供的垂直推力量。以这样的方式，飞行器10可允许在垂直起飞和降落期间或其它垂直推力操作期间的更动态的控制。
然而应认识到的是，在其它示例性实施例中，飞行器10或更确切地说电通信总线38可不包括用于单独VTE风扇中的每个的电功率控制器82。替代地，例如，在其它实施例中，电通信总线38可包括用于单独多个VTE风扇46,52,54,56中的每个的单一电功率控制器82，或备选地，可包括单一功率电子件(power electronics)组，其执行用于单独多个VTE风扇46,52,54,56中的每个的某些功能。然而，在还其它实施例中，可提供任何其它合适的构造。
此外，如上文中简要陈述的，且如在图2和3中所显示的，翼24,26,28,30中的每个是固定翼，其包括大体上在垂直推力位置(图2)和向前推力位置(图3)之间可运动的可变控制部分。更具体地，现在还参考图4和5，提供了第一多个VTE风扇46的内部VTE风扇50和尾右舷翼24的侧横截面视图，尾右舷翼24(以及如下文中更详细地讨论的其它翼26,28,30)大体上包括可变几何部分84。可变几何部分84在向前推力位置(图4)、一个或多个过渡位置(未示出)、和垂直推力位置(图5)之间可运动，并且另外大体上由相应翼24,26,28,30的表面部分形成。然而如将认识到的，翼24,26,28,30的主体或框架部分对于所描绘的实施例在该运动期间保持固定。
当可变几何部分84从向前推力位置移动到垂直推力位置时，第一多个VTE风扇46被暴露出。相反，当可变几何部分84从垂直推力位置移动到向前推力位置时，第一多个VTE风扇46基本上被完全覆盖。对于所描绘的实施例，当移动至垂直推力位置时，可变几何部分84形成了用于第一多个VTE风扇46的升力风扇排放装置。将认识到的是，如在本文中所使用的，术语“排放装置”大体上指位于相应风扇下游的任何结构，其构造成从相应风扇导引气流的至少一部分以增加这样的风扇的功率负载(即，产生的动力与接收的功率量的比)。例如，排放装置可大体上构造为用于相应风扇的喷嘴或扩散器。
更具体地，对于所描绘的实施例，尾右舷翼24或更确切地说尾右舷翼24的可变几何部分84大体上包括前区段86和尾区段88。简单地参考回图2和3，将认识到的是，对于所显示的实施例，可变几何部分84的前区段86和后区段88每个从第一多个VTE风扇46的最内部VTE风扇延伸至第一多个VTE风扇46的最外部VTE风扇48。以这样的方式，当可变几何部分84被移动到垂直推力位置时，由可变几何部分84形成的排放装置也从第一多个VTE风扇46的最内部VTE风扇延伸至第一多个VTE风扇46的最外部VTE风扇48。
具体地参考图4，当尾右舷翼24的可变几何部分84在向前推力位置中时，前区段86和尾区段88共同至少部分地限定了翼型件横截面形状。这可允许对于飞行器10的相对高效向前飞行。然而相反，如在图5中描绘地，当尾右舷翼24的可变几何部分84被移动到垂直推力位置时，可变几何部分84的前区段86和尾区段88共同形成排放装置。例如，在某些示例性实施例中，前区段86可安装在尾右舷翼24内的前轨道90上，使得当其从向前推力位置移动到垂直推力位置时，其向前沿着横向方向平移并且向下沿着垂直方向V枢转至图5中所示的位置。类似地，尾区段88可安装在尾右舷翼24内的尾轨道92上，使得当其从向前推力位置移动到垂直推力位置时，其向尾部沿着横向方向平移并且向下沿着垂直方向V枢转至图5中所示的位置。
将此外认识到的是，剩余翼26,28,30中的每个类似地包括可变几何部分84，其在向前推力位置和垂直推力位置之间可运动，其中，这样的可变几何部分84当在垂直推力位置中时形成排放装置。然而将认识到的是，在其它示例性实施例中，每个翼24,26,28,30的可变几何部分84可具有任何其它合适的构造，用于对于集成在其中的每个相应多个VTE风扇46,52,54,56形成排放装置。
还将认识到的是，包含(inclusion)具有用于为多个VTE风扇46,52,54,56中的每个形成排放装置的可变几何部分84的翼24,26,28,30可允许更高效率VTE风扇。以这样的方式，多个VTE风扇46,52,54,56中的每个可比在其它情形下所需要的更小，以产生必要量的用于飞行器10的垂直推力来执行垂直起飞、垂直降落和普通盘旋操纵。
另外，以本文所描述的方式利用包含沿着相应翼24,26,28,30的长度的分布式VTE风扇，结合由相应翼24,26,28,30形成的排放装置所允许的增加的效率，翼24,26,28,30中的每个可限定提供用于相对高效向前飞行的翼展比(aspect ratio，有时也称为纵横比)。更具体地，对于所描绘的实施例，尾右舷翼24可限定在大约3:1和大约5.5:1之间的翼展比。更具体地，对于所描绘的实施例，尾右舷翼24可限定在大约4:1和大约5:1之间的翼展比。另外，尾左舷翼26可限定基本上等于尾右舷翼24的翼展比的翼展比。另外，前右舷翼28和前左舷翼30可每个限定在大约1.5:1和大约5:1之间的翼展比，诸如在大约2:1和大约3:1之间。然而，在其它示例性实施例中，翼24,26,28,30可具有任何其它合适的翼展比。
将认识到的是，如在本文中所使用的，术语“翼展比”参考翼24,26,28,30中的一个或多个，大体上指的是翼的翼展(span)与其平均翼弦(chord)的比。
包含以这种方式构造的翼可允许总体更高效的飞行器10。然而在其它示例性实施例中，飞行器可具有翼、VTE风扇、和/或可变几何组件(用作在某些操作期间用于VTE风扇的喷嘴或扩散器)的任何其它适合的构造。例如，在其它示例性实施例中，飞行器10可包括伸缩式组件,其围绕一个或多个VTE风扇以形成用于VTE风扇的扩散组件。此外，或备选地，在其它实施例中，飞行器可包括可运动以形成用于VTE风扇的扩散组件的多件式组件、形成用于VTE风扇(在某些操作期间被暴露或覆盖)的扩散组件的固定结构等。
现在参看图6，并且如上文所提到的，推进系统32构造为混合电推进系统，包括功率源36(功率源36具有燃烧发动机40和电机42)和向前推力推进器34，其中向前推力推进器34选择性地或永久性地机械耦联至功率源36的燃烧发动机40。图6提供了参考图1至3上文所描述的推进系统32的功率源36的示例性燃烧发动机40的示意性视图。对于所描绘的实施例，燃烧发动机40是涡轮机110，且还更具体地，是涡轮轴发动机。涡轮机110以串流顺序包括压缩机区段(包括低压压缩机98和高压压缩机100)、燃烧区段102、和涡轮区段(包括高压涡轮104和低压涡轮106)。在操作期间，空气流被接收在压缩机区段内并且当其流经时、即当其从低压压缩机98流至高压压缩机100时被渐进地压缩。压缩气体然后被提供给燃烧区段102，其中，其混合有燃料并且被燃烧以产生热燃烧气体。飞行器10还包括燃料箱108，用于提供燃料给燃烧区段102(见图2和3)。
热燃烧气体膨胀通过涡轮区段，在该处从其提取出旋转能量。具体地，当气体流经且膨胀时，热燃烧气体旋转高压涡轮104和低压涡轮106。如在部分剖视图(phantom，有时也称为模型图)中所描绘的，这些部件可被包封在例如飞行器10的机身18内的壳体110内。尽管未描绘，热燃烧气体可被例如从低压涡轮106排放至大气。
同样对于所描绘的实施例，高压涡轮104通过高压轴或卷轴112连接至高压压缩机100，使得高压涡轮104的旋转此外旋转高压压缩机100。类似地，低压涡轮106通过低压轴或卷轴114连接至低压压缩机98，使得低压涡轮106的旋转此外旋转低压压缩机98。
然而如将认识到的，在图6中所描绘的示例性涡轮机110仅借助于示例提供。在其它示例性实施例中，涡轮机110可具有任意其它合适的构造。例如，在其它实施例中，涡轮机110可包括任何其它合适数量的压缩机和/或任何其它合适数量的涡轮。另外，在还其它实施例中，提供了任何其它合适的涡轮机发动机，并且还更进一步地，可提供任何其它合适的燃烧发动机(诸如内燃机)。
仍参考图6，低压轴114此外驱动输出轴。更具体地，对于图6的实施例，低压轴114此外驱动涡轮机110的第一输出轴、或前输出轴116，并且驱动涡轮机110的第二输出轴、或尾输出轴118。前输出轴116延伸至电机42。因此，涡轮机110的旋转至少在某些操作期间经由前输出轴116提供旋转能量至电机42。电机42继而又构造成转换旋转能量以产生电功率。更具体地，将认识到的是，电机42的至少某些实施例、诸如所显示的实施例可大体上包括转子120和定子122。涡轮机110的旋转能量经由前输出轴116提供，并且构造成相对于定子122旋转电机42的转子120。该相对运动可产生电功率。
包含根据这样的示例性实施例的电机42和涡轮机110可允许电功率源36产生相对较高量的电功率并且提供这样的电功率给推进系统32的多个VTE风扇。
如在上文中简要讨论的，涡轮机110还驱动混合电推进系统32的向前推力推进器34。对于所描绘的实施例，向前推力推进器34包括耦联至风扇轴126的风扇124。涡轮机110的尾输出轴118选择性地机械耦联至或永久性地机械耦联至风扇轴126以允许涡轮机110驱动风扇124。更具体地，在操作期间，涡轮机110的尾输出轴118可驱动风扇轴126来围绕风扇轴线128旋转风扇124。尤其，向前推力推进器34的风扇124包括多个耦联至盘136的风扇叶片134，其中盘136耦联至风扇轴126，使得风扇轴126的旋转使多个风扇叶片134旋转。此外，向前推力推进器34此外包括围绕风扇124的至少一部分的外机舱130。以这样的方式，向前推力推进器34可称为涵道风扇(ducted fan，有时也称为导管风扇)。
将认识到的，如本文中所使用的，术语“永久性机械耦联至”参考风扇轴126和输出轴118，指的是如下耦联，其在飞行器10的操作期间、诸如飞行操作期间不允许输出轴118从风扇轴126解耦或在其它情形下相对于风扇轴126自由旋转。
还将认识到的是，对于所描绘的实施例，向前推力推进器34在飞行器10的尾端22处被安装至飞行器10的机身18。尽管未描绘，向前推力推进器34可包括一个或多个撑杆(strut)、或其它结构构件，其在飞行器10的机身18和外机舱130之间延伸以将向前推力推进器34安装至飞行器10的机身18。此外，向前推力推进器34构造为边界层吸取风扇(boundary layer ingestion fan)，其限定了基本上360度围绕机身18延伸的入口132。以这样的方式，向前推力推进器34可吸取在机身18上的边界层气流，并且可给该气流再供能以产生用于飞行器10的向前推力。
然而将认识到的是，在其它示例性实施例中，向前推力推进器34可具有任何其它合适的构造。例如在其它示例性实施例中，向前推力推进器34可安装在任何其它合适的位置处，可包括在本文中未描绘或描述的任何其它合适的部件，和/或可不包括本文中描述的部件中的每个。
仍参考图6中所描绘的示例性实施例，示例性推进系统32还包括控制系统140。例如，示例性控制系统140包括如上文讨论的主控制器80，以及通信网络142，其可操作地连接主控制器80至推进系统32的各个方面(包括，例如多个电功率控制器82中的一个或多个)。更具体地，对于图6的实施例，通信网络142可操作地连接主控制器80至例如多个可操作性传感器144，其构造成感知燃烧发动机/涡轮发动机(其如上文所提到的，构造为涡轮机110)的一个或多个可操作性参数。例如，一个或多个可操作性传感器144包括LP压缩机传感器144A、HP压缩机传感器144B、燃烧器传感器144C、HP涡轮传感器144D、和LP涡轮传感器144E。这些可操作性传感器144可感知指示例如旋转速度、压力、温度、振动、声音等的数据。以这样的方式，这些传感器144可确定涡轮机110的可操作性，并且进一步可感知指示涡轮机110的故障状态的数据。例如，传感器144可感知数据，该数据指示轴故障情形，其中，低压轴114或高压轴112中的一个偏航或在其他情况下故障；转子故障情形，其中，例如在涡轮机110的涡轮或压缩机内的一个或多个转子叶片脱离或故障，等。主控制器80可响应于接收来自这些可操作性传感器144中的一个或多个的指示了这样的故障的数据确定涡轮机110的故障状态。
此外，如在上文中简要提到的，主控制器80控制在推进系统32的各个部件之间的电通信。具体地，对于所描绘的实施例，主控制器80控制在电机42、电能存储单元44和多个VTE风扇(例如VTE风扇46,52,54,56)之间的电通信。例如，在某些示例性方面，主控制器80构造成带有电通信总线38，使得其可电连接电机42至电能存储单元44(使得电机42可提供电功率至电能存储单元44)、至多个VTE风扇(使得电机42可提供电功率至多个VTE风扇)、或两者。备选地，然而，在其它示例性实施例中，主控制器80可电连接电能存储单元44直接至多个VTE风扇，使得电能存储单元44提供电功率至多个VTE风扇，可电连接电能存储单元44至电机42，使得电能存储单元44提供电功率至电机42(下面描述的)，或两者。
如在图6中示意性描绘的，电通信总线38包括第一电线146、第二电线148、和第三电线150。主控制器80通过第一电线146电耦联至电机42，通过第二电线148电耦联至电能存储单元44，通过第三电线150电连接至多个VTE风扇。然而将认识到的是，在其它实施例中，电通信总线38可替代地包括多个额外电连接，使得主控制器80通过一个或多个专用电线电连接至单独VTE风扇或VTE风扇的组群。
此外，主控制器80包括电通信开关152。电通信开关152构造成在各个位置之间运动以选择性地电连接电能存储单元44、多个VTE风扇、电机42中的一个或多个。此外，主控制器80包括功率调节单元154，其定位于电通信开关152和第一电线146之间。功率调节单元154构造成将直流电电功率转换为交流电电功率，并且还构造成将交流电电功率转换成直流电电功率。
更具体地，电机42可构造成产生交流电电功率并且通过第一电线146提供这样的交流电电功率至主控制器80。出于效率目的，可期望的是将电功率作为直流电电功率传递给多个VTE风扇。此外，电功率可作为直流电电功率由电功率存储单元44存储。此外，功率调节单元154可构造成从电机42接收交流电电功率并且将该交流电电功率转换成直流电电功率(在主控制器80提供这样的电功率给电能存储单元44和多个VTE风扇中的一个或两者之前)。在其它操作期间，如下文中将描述的，其中，可有益的是，提供电功率回至电机42，功率调节单元154可构造成从电能存储单元44接收直流电电功率并且将该直流电电功率转换成交流电电功率(在主控制器80提供该电功率给电机42之前)。
尤其，主控制器80还包括控制单元156。控制单元156与例如一个或多个可操作性传感器144处于可操作通信中，并且还可与上文描述的电通信开关152处于可操作通信中。因此，控制单元156可构造成基于例如涡轮机110的可操作性引导电功率贯穿推进系统32。
另外，如描绘的，控制单元156大体上包括一个或多个处理器158和存储器160，存储器160储存数据和指令162，其在由一个或多个处理器158处理时可允许控制单元156执行某些功能，诸如参考图11在本文中描述的功能中的一个或多个。
另外，将认识到的是，尽管控制单元156和其它硬件描绘为定位在主控制器80中，在其它示例性实施例中，这些特征中的一个或多个可替代地定位在其它地方，或可在其它情况下集成到推进系统32的任何其它合适的控制器中。
仍参考图6，将认识到的是，在本公开的至少某些示例性方面期间，主控制器80可确定涡轮机110的故障状态，并且响应地可提供电功率至电机42(使得电机42相对于发电机作为电马达操作)以利用电机42驱动向前推力推进器32。对于图6的示例性实施例，电机42通过例如涡轮机110的LP轴114、且更具体地通过前输出轴116机械耦联至向前推力推进器32。因此，对于所描绘的实施例，电机42在驱动向前推力推进器32的过程中可进一步驱动涡轮机110中的一个或多个部件，并且更具体地，对于所描绘的实施例，可驱动低压部件(例如，LP压缩机98和LP涡轮106)。尽管，给定涡轮机110的故障状态，这可能对于驱动向前推力推进器32而言是相对低效的过程，但为了历经相对较短持续时间为飞行器10提供向前推力以允许飞行器到达安全位置以降落，低效可以是值得的。
然而，在其它示例性实施例中，电机42可定位在其他地方，使得在这样的紧急操作期间驱动涡轮机110的一个或多个部件不是必要的。例如，现在参考图7，提供根据本公开的另一示例性方面的推进系统32的示意性视图，推进系统32的电机42可在紧急操作期间驱动推进系统32的向前推力推进器32，而不旋转涡轮机110的一个或多个部件，或不以同样速度旋转涡轮机110的一个或多个部件。
图7的示例性推进系统32可以以基本上相同的方式构造成参考图6在上文中描述的示例性推进系统32。例如，示例性推进系统32大体上包括涡轮发动机，其对于所描绘的实施例是涡轮机110；电机42，其耦联至涡轮机110；和向前推力推进器32，其永久性地或选择性地机械耦联至涡轮机110。具体地，对于所描绘的实施例，向前推力推进器34选择性地机械耦联至涡轮机110，并且还跨过电机42耦联至涡轮机110。更具体地，对于所描绘的实施例，向前推力推进器32通过耦联单元164选择性地机械耦联至涡轮机110。
例如，示例性涡轮机110大体上包括输出轴118，其可连同涡轮机110的LP轴114旋转，并且推进系统32大体上包括中间轴168和风扇轴126。涡轮机110通过耦联单元164选择性地机械耦联至向前推力推进器34，其中耦联单元164选择性地耦联输出轴118至风扇轴126。此外，电机42定位在耦联单元164和向前推力推进器32之间(即，“之间”在其间机械连接的路径中)。耦联单元164可以是离合器或扭矩转换器中的至少一个。更具体地，对于描绘的实施例，耦联单元164包括离合器，并且更具体地，还包括单向离合器、诸如斜撑离合器，其可自动地在接合位置(engaged position)和解开位置(disengaged position)之间运动。当离合器是单向离合器时，其可通过比涡轮机110的输出轴118(或更具体地，对于所描绘的实施例，比中间轴168)在给定方向上更快地旋转风扇轴126，或通过在涡轮机110的输出轴118/中间轴168的相反方向上旋转风扇轴126来运动到解开位置。然而将认识到的是，在其它示例性实施例中，离合可替代地是双向离合器，其可基于一个或多个控制决定由控制器诸如主控制器80在接合位置与解开位置之间促动。
当耦联单元164、或更确切地说离合器在接合位置中时，涡轮机110的输出轴118机械耦联至推进系统32的风扇轴126，使得输出轴118的旋转相应地旋转风扇轴126，其继而又旋转电机42和向前推力推进器32。相反，当离合器在解开位置中时，涡轮机110的输出轴118不机械耦联至向前推力推进器34的风扇轴126，使得输出轴118的旋转不旋转风扇轴126，并且相似地，风扇轴126(例如由电机42)的旋转不旋转涡轮机110的输出轴118。以这样的方式，将认识到的是，当离合器处于解开位置中时，电机42可驱动风扇轴126以旋转向前推力推进器32并且产生用于飞行器10的向前推力，而不旋转涡轮机110的一个或多个部件。这可在确定涡轮机110的故障状态之后提供相对高效的操作。
另外，仍然，对于在图7中所描绘的实施例，飞行器10此外包括变速机构166，其中涡轮机110通过变速机构166机械耦联至电机42和向前推力推进器43。在至少某些示例性实施例中，变速机构166可以是行星齿轮箱、传动装置、或任何其它合适的变速机构166。
例如，简要地参看图8，提供了如可并入到图7的推进系统32中作为所描绘的变速机构166的示例性行星齿轮箱154的特写侧横截面视图。如在图8中所示出的，行星齿轮箱154大体包括耦联至输出轴118的中心齿轮(sun gear，有时也称为恒星齿轮)172、耦联至行星齿轮架176的多个行星齿轮174(其中行星齿轮架176耦联至飞行器10的结构部件)、耦联至向前推力推进器34的风扇轴126的环形齿轮178(或更具体地耦联至中间轴168，其继而又跨过耦联单元164耦联至风扇轴126)。以这样的方式，向前推力推进器34的风扇124的旋转速度可相对于涡轮机110的尾输出轴118的旋转速度修改。因此，这可允许向前推力推进器34的风扇124在例如相对于尾输出轴118的低旋转速度下旋转，这可引起更高效的向前推力推进器34。
然而将认识到的是，在其它示例性实施例中，行星齿轮箱154可具有任何其它合适的构造。例如在其它实施例中，尾输出轴118可耦联至环形齿轮178、或行星齿轮架176，并且另外，风扇轴126/中间轴168可耦联至中心齿轮172或行星齿轮架176。
然而，如上文中提到的，在其它实施例中，可使用任何其它合适的变速机构166。例如，在其它实施例中，变速机构166可以是可变传动比齿轮箱或传动装置，使得涡轮机110替代地通过该可变传动比齿轮箱或传动装置而机械耦联至电机42和向前推力推进器34。例如，在某些实施例中，合适的变速机构166可以是连续可变传动装置164或液压传动装置中的一个。
例如，现在参看图9，提供了如可并入到图7的推进系统32中作为所描绘的变速机构166的连续可变传动装置180的示意性视图。如所描绘的，示例性连续可变传动装置180大体上包括第一齿轮182和通过带子186耦联的第二齿轮184。第一齿轮182可耦联至涡轮机110的尾输出轴118并且第二齿轮184可耦联至风扇轴126(对于图7的实施例，经由耦联单元164和中间轴168)。第一齿轮182和第二齿轮184中的每个大体上包括相对的锥形构件188，其可运动成更靠近彼此(见例如第一齿轮182)，并且另外可运动成远离彼此(见例如第二齿轮184)。通过将第一齿轮182和第二齿轮184的相对的锥形构件188运动成更靠近彼此或远离彼此，连续可变传动装置180可提供很多种的传动比以可旋转地连接涡轮机110的尾输出轴118至风扇轴126。
然而将认识到的是，在其它示例性实施例中，可提供任何其它合适的连续可变传动装置180(或可变传动比齿轮箱)。例如，在其它实施例中，连续可变传动装置180可以是可变直径滑轮型传动装置、基于滚子的传动装置、磁力传动装置、无级可变传动装置、锥形传动装置等。
尤其，连续可变传动装置180(或可变传动比齿轮箱)可以可操作地耦联至控制系统142(和主控制器80)，使得跨过其的速度比可基于一个或多个控制决定而修改。例如，速度比可响应于确定涡轮机110的故障情形而掉到接近零(或至较低可用范围)，使得电机42可在相对较高的速度下驱动向前推力推进器34并且在相对较低速度下旋转涡轮机。
而且，将认识到的是，尽管对于所描绘的实施例，飞行器10包括位于耦联单元180之前的变速机构166，但在其它实施例中，这些部件的相对位置可颠倒。另外，尽管所描绘的示例性飞行器10包括变速机构166和耦联单元164，但在其它示例性实施例中，飞行器10可不包括这些部件/零件中的每个。例如，在其它实施例中，飞行器10可在涡轮机110的故障状态(或垂直推力操作)期间单独地依靠耦联单元164来将电机42从涡轮机110解耦，或备选地，可仅包括变速机构166来减少电机42在涡轮机110的故障状态(或垂直推力操作)期间将涡轮机110旋转至的角度。
根据本公开的一个或多个实施例的具有机械耦联至燃烧发动机和电机42的向前推力推进器32的垂直起飞和降落飞行器可允许更可靠的推进系统32。例如，尽管燃烧发电机的故障状态(其否则将阻止向前推力推进器32提供这样的向前推力)，这样的构造仍然可允许这样的混合电推进系统32来连续递送向前推力。
将认识到的是，在其它示例性实施例中，飞行器10和推进系统32可具有任意其它合适的构造。例如，现在简要地参看图10，提供了根据本公开的另一示例性实施例的包括推进系统32的飞行器10。图10的示例性飞行器10和推进系统32可以以基本上相同的方式构造成参考图1至9在上文中描述的示例性飞行器10和推进系统32中的一个或多个。例如，飞行器10大体上包括机身18和一个或多个翼，并且限定了前端20、尾端22、左舷14和右舷16。另外，示例性推进系统32大体上包括功率源36和由功率源36驱动的多个垂直推力电风扇(“VTE风扇”)。与上文中的实施例一样，多个VTE风扇46中的每个电耦联至功率源36以从例如功率源36的电能存储单元44或电机42接收电功率。
然而，对于描绘的实施例，飞行器10不包括以鸭式(canard)构造布置的四个翼(相比例如图1)，且替代地包括两个翼，即延伸自飞行器10的机身18的在飞行器10的右舷16上的第一翼24，和延伸自飞行器10的机身18的在飞行器10的左舷14上的第二翼26。尤其然而，在还其它示例性实施例中，飞行器10还可具有任意其它合适的构造。例如在还其它示例性实施例中，飞行器10可具有融合翼(blended-wing)构造。
仍参看图10，对于所描绘的实施例，示例性推进系统32还与图1至9的实施例不同。例如，示例性推进系统32包括大体上沿着一定长度的第一翼24布置的第一多个VTE风扇46和大体上沿着一定长度的第二翼26布置的第二多个VTE风扇。然而，给定图10的示例性飞行器10仅包括两个翼，推进系统32不包括第三或第四多个VTE风扇(比较例如图2)。
另外，如将认识到的，多个VTE风扇46,52可以以任何合适的方式沿着相应第一翼24和第二翼26的长度布置。具体地，对于显示的实施例，第一多个VTE风扇46以基本上线性的方式沿着第一翼24的长度布置。相反，然而，第二多个VTE风扇52以交错的方式沿着第二翼26的长度布置。尽管第一和第二多个VTE风扇46,52对于显示的实施例以不同的方式布置，但这只是单纯为了解释性目的。在其它实施例中，第一和第二多个VTE风扇46,52每个可以以线性方式或以交错方式沿着翼24,26的长度布置，或另外以任何其它合适的方式(诸如混合线性交错(linear-staggered)构造)。
此外，尽管未在图10中描绘，在某些示例性实施例中，翼24,26可包括任何合适的可变几何组件(或多个组件)用于在操作期间诸如在垂直飞行操作或向前飞行操作期间暴露和/或覆盖VTE风扇46,52中的一个或多个，以及包括任何合适的扩散组件(或多个组件)。例如，在某些实施例中，翼24,26可包括上文中参考图2至6所描述的示例性可变几何组件和/或扩散组件中的一个或多个。
另外，所描绘的示例性推进系统32包括用于在某些操作期间产生向前(和可选地相反的)推力的向前推力推进器34。对于所描绘的实施例，向前推力推进器34在飞行器10的尾端22处被安装至飞行器10的机身18，并且更具体地，向前推力推进器34构造为用于所显示的实施例的边界层吸取风扇。以这样的方式，向前推力推进器34可以以类似的方式构造成参考图2至6在上文中描述的向前推力推进器34。然而，在其它实施例中，可提供任何其它合适的向前推力推进器(或多个推进器)34，诸如一个或多个翼下、机身、或稳定器安装的向前推力推进器，诸如一个或多个涡扇、涡桨、或涡喷发动机。
此外，如在部分剖视图中所描绘的，在某些示例性实施例中，推进系统32还可包括一个或多个定位于飞行器10中的其它位置的VTE风扇47，诸如如在图10的实施例中以部分剖视图描绘的接近飞行器10的尾端22的机身18中。以这样的方式，该(多个)VTE风扇可此外与功率源36处于电通信中，使得功率源36可驱动机身嵌入式的(多个)VTE风扇47。尤其，(多个)VTE风扇47可包括任何合适的扩散组件，诸如参考VTE风扇46的本文中讨论的扩散组件中的一个或多个。
然而在其它实施例中，可提供还其它构造。
现在参看图11，提供了操作垂直起飞和降落飞行器的推进系统的方法200。该方法200可用于操作参考例如图1至10在上文中描述的一个或多个示例性推进系统，或备选地可操作任何其它合适的推进系统。因此，例如，由方法200操作的推进系统可包括燃烧发动机(诸如涡轮机，诸如涡轮轴发动机)、电机、向前推力推进器、和多个垂直推力电风扇。多个垂直推力电风扇可固定就位并且例如沿着一定长度的翼间隔，以在例如起飞和降落操作期间沿着飞行器的垂直方向提供推力用于飞行器。
该方法200大体上包括在(202)处利用涡轮机驱动向前推力推进器。更具体地，对于所描绘的示例性方面，在(202)处利用涡轮机驱动向前推力推进器包括在(204)处经由机械连接以涡轮机驱动向前推力推进器。如在下文的描述中将认识到的，在至少某些示例性方面，机械连接可以是永久性机械连接，或备选地，可以是选择性机械连接。此外，在某些示例性方面，电机可以定位在涡轮机和向前推力推进器之间，使得涡轮机跨过电机机械耦联至向前推力推进器(见例如图8)。然而，在其它示例性方面中，电机可替代地定位在涡轮机的备选侧上(见例如图6)。
还参考图11的示例性方法200，方法200此外包括在(206)处利用涡轮机旋转电机以产生电功率。例如，在某些示例性方面，在(206)处以涡轮机旋转电机可包括在起飞飞行操作期间、在巡航飞行操作期间、和/或在降落飞行操作期间以涡轮机旋转电机。尤其，对于描绘的示例性方面，推进系统还包括电能存储单元，且，在(206)处以涡轮机旋转电机来产生电功率包括以直流电电功率提供给电能存储单元或多个垂直推力电风扇中的至少一个，并且更具体地包括在(207)处以产生的电功率来给电能存储单元充电。
另外，方法200包括在(208)处至少部分地利用由在(206)处利用涡轮机旋转电机而产生的电功率驱动多个垂直推力电风扇。在(208)处驱动多个垂直推力电风扇可包括从电机直接提供电功率至多个垂直推力电风扇，或备选地，可包括提供电功率给电能存储单元，并且随后将电功率从电能存储单元转移到多个垂直推力电风扇。
将认识到的是，在某些示例性方面中，诸如描绘的方法200的示例性方面，在(206)处以涡轮机旋转电机来产生电功率包括在(210)处产生交流电电功率并且在(212)处将产生的交流电电功率转换成直流电电功率。例如，在(212)处将交流电电功率转换成直流电电功率可包括使用一个或多个功率转换器将交流电电功率转换成直流电电功率。
还参看图11的示例性方法200，方法200还包括在(214)处确定涡轮机的故障状态。在(214)处确定涡轮机的故障状态可包括基于从涡轮机的一个或多个可操作性传感器感知的数据来确定涡轮机的故障状态。例如，可操作性传感器可感知如下数据，其指示涡轮机的一个或多个轴的旋转速度、在涡轮机内的操作压力等，利用这样的数据指示涡轮机的故障状态。以这样的方式，将认识到的是，涡轮机的故障状态可以是涡轮机的轴故障或转子故障中的至少一个。以这样的方式，将认识到的是，在涡轮机的这样的故障状态的情形中，涡轮机可能不再能够驱动电机和/或推进系统的向前推力推进器。
因此，示例性方法200此外包括在(216)处响应于在(214)处确定涡轮机的故障状态提供电功率给电机来以电机驱动向前推力推进器。对于描绘的示例性方面，利用电机驱动向前推力推进器包含通过机械连接以电机驱动向前推力推进器。
如提到的,在涡轮机的故障状态的情形中，涡轮机可能不再能够驱动向前推力推进器。因此，在某些示例性方面中，方法200可构造成在这样的操作期间通过减少在电机上的负载来增加推进系统的效率。例如，对于其中涡轮机选择性地机械耦联至向前推力推进器的示例性方面，该方法200可包括在(218)处响应于在(214)处确定涡轮机的故障状态将涡轮机与电机解耦。在某些示例性方面中,在(218)处将涡轮机与电机解耦可包括使用耦联单元诸如单向离合器或双向离合器(定位在电机和涡轮机之间)将涡轮机与电机解耦。
此外或备选地,该方法200可在(220)处包括响应于在(214)处确定涡轮机的故障状态减少在涡轮机与电机之间的高效传动比。例如，在某些示例性的方面中，向前推力推进器可通过变速机构诸如齿轮箱或传动装置机械耦联至涡轮机。以这样的示例性方面，在(220)处减少在涡轮机与电机之间的高效传动比可包括减少齿轮箱或传动装置的传动比，使得涡轮机比向前推力推进器旋转更慢。以这样的方式操作推进系统可允许更高效的操作，因为电机可不需要驱动涡轮机的一个或多个部件以为了此外驱动向前推力推进器。
将认识到的是，在其它示例性方面中，电机可永久地机械耦联至涡轮机，使得该方法不包括在(218)处将涡轮机从电机解耦或者在(220)处减少在涡轮机和电机之间的高效传动比。以这样的示例性方面，如以部分剖视图描绘的，在(216)处提供电功率给电机以驱动向前推力推进器可包括在(221)处驱动涡轮机的一个或多个部件。尤其，然而，给定电机将在紧急操作期间操作，可能足够的是接受低效并且在(216)处让电机驱动涡轮机的一个或多个部件，除了向前推力推进器以外。
还参考图11中的示例性方面，对于所描绘的示例性方面，推进系统还包括电能存储单元。在这样的示例性方面，在(216)处提供电功率给电机来驱动向前推力推进器包括在(222)处从电能存储单元提供电功率给电机。尤其，电能存储单元可构造成储存直流电电功率。以这样的示例性方面，将认识到的是，在(216)处提供电功率给电机来驱动向前推力推进器还包括在(224)处(例如从电能存储单元)接收直流电电功率、在(226)处将直流电电功率转换成交流电电功率、并且在(228)处将转换成交流电电功率的直流电电功率提供给电机以驱动向前推力推进器。以这样的方式操作推进系统可允许以产生的电功率的直流电的形式相对高效存储和转移，然而仍然允许通过电机产生和使用这样的以交流电的形式的电功率。
此书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的任何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。本发明的可申请专利的范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构元件，则意在使这些其他示例处于权利要求的范围内。

Claims (20)

1.一种用于操作垂直起飞和降落飞行器的推进系统的方法，所述推进系统包含涡轮机、电机、向前推力推进器、和多个垂直推力电风扇，所述方法包含：
以所述涡轮机驱动所述向前推力推进器；
以所述涡轮机旋转所述电机来产生电功率；
确定所述涡轮机的故障状态；并且
响应于确定所述涡轮机的故障状态提供电功率给所述电机来以所述电机驱动所述向前推力推进器。
2.根据权利要求1所述的方法，还包括：
至少部分地利用由以所述涡轮机旋转所述电机而产生的电功率驱动所述多个垂直推力电风扇。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
以所述涡轮机驱动所述向前推力推进器包含经由机械连接以所述涡轮机驱动所述向前推力推进器。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，
所述涡轮机跨过所述电机机械耦联于所述向前推力推进器。
5.根据权利要求3所述的方法，还包括：
响应于确定所述涡轮机的故障状态将所述涡轮机从所述电机解耦。
6.根据权利要求3所述的方法，还包括：
响应于确定所述涡轮机的故障状态减少在所述涡轮机与所述电机之间的高效传动比。
7.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，
提供电功率给所述电机以驱动所述向前推力推进器包含以所述电机驱动所述涡轮机的一个或多个部件。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
以所述涡轮机旋转所述电机来产生电功率包含产生交流电电功率并且将产生的所述交流电电功率转换成直流电电功率。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，
以所述涡轮机旋转所述电机来产生电功率还包含以直流电电功率提供给电能存储单元或所述多个垂直推力电风扇中的至少一个。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，
提供电功率给所述电机来驱动所述向前推力推进器包含接收直流电电功率，将所述直流电电功率转换成交流电电功率，并且提供转换成交流电电功率的直流电电功率给所述电机以驱动所述向前推力推进器。
11.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述推进系统还包含电能存储单元，且其中，提供电功率给所述电机来以所述电机驱动所述向前推力推进器包含从所述电能存储单元提供电功率给所述电机。
12.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述推进系统还包含电能存储单元，且其中，以所述涡轮机旋转所述电机来产生电功率包含以产生的所述电功率来给所述电能存储单元充电。
13.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述多个垂直推力电风扇被固定就位以基本上沿着垂直方向提供推力。
14.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述向前推力推进器在所述飞行器的尾端处被安装至所述飞行器的机身。
15.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述涡轮机的故障状态是所述涡轮机的轴故障或转子故障中的至少一个。
16.一种用于飞行器的混合电推进系统，包含：
功率源，其包含燃烧发动机、电机、和电能存储单元，所述电能存储单元电耦联至所述电机；
多个垂直推力电风扇，其由所述功率源驱动并且构造成在一指向上集成到所述飞行器的翼中以沿着所述飞行器的垂直方向提供推力；
向前推力推进器，其选择性地或永久性地机械耦联至所述燃烧发动机；和
控制器，其具有存储器和一个或多个处理器，所述存储器储存指令,所述指令在由所述一个或多个处理器实行时引起所述混合电推进系统执行功能，所述功能包括：
以所述燃烧发动机驱动所述向前推力推进器；
以所述燃烧发动机旋转所述电机以产生电功率；
确定所述燃烧发动机的故障状态；并且
响应于确定所述燃烧发动机的故障状态提供电功率给所述电机来以所述电机驱动所述向前推力推进器。
17.根据权利要求16所述的推进系统，其特征在于，
所述燃烧发动机是涡轮轴发动机，其包含输出轴，其中，所述向前推力推进器包括风扇轴，并且其中，所述输出轴选择性地或永久性地机械耦联至所述风扇轴。
18.根据权利要求16所述的推进系统，其特征在于，
以所述燃烧发动机驱动所述向前推力推进器包含经由机械连接以所述燃烧发动机驱动所述向前推力推进器。
19.根据权利要求18所述的推进系统，其特征在于，
所述推进系统进一步包含带有燃烧发动机的耦联单元，所述燃烧发动机选择性地通过所述耦联单元耦联至电机，并且其中，这些功能进一步包含：
响应于确定所述燃烧发动机的故障状态，利用所述耦联单元将所述燃烧发动机与所述电机解耦。
20.根据权利要求18所述的推进系统，其特征在于，
所述推进系统还包含带有燃烧发动机的变速机构，所述燃烧发动机通过所述变速机构耦联至所述电机，并且其中，所述功能还包含：
响应于确定所述燃烧发动机的故障状态，利用所述变速机构减少在所述燃烧发动机与所述电机之间的高效传动比。
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