CN110877740A

CN110877740A - 混合电力飞行器推进系统

Info

Publication number: CN110877740A
Application number: CN201910843683.XA
Authority: CN
Inventors: E.拉图利佩; R.弗里尔
Original assignee: Pratt and Whitney Canada Corp
Current assignee: Pratt and Whitney Canada Corp
Priority date: 2018-09-06
Filing date: 2019-09-06
Publication date: 2020-03-13
Also published as: EP3620383B1; US11025181B2; EP3620385B1; CN110877738A; EP3620384B1; EP3620386A1; US20200079518A1; EP4152591A1; US20200083823A1; US10826415B2; CN110877739A; EP4108573A1; US20200079514A1; PL3620385T3; EP3620381A1; CN110877735A; EP3620381B1; EP4224699A3; PL3620381T3; PL3620384T3

Abstract

一种包括混合电力飞行器推进系统的飞行器。所述系统包括具有第一电力推进器组件和第一热力推进器组件的第一子组件，所述第一热力推进器组件具有第一热力发动机、第一发电机和第一旋转推进器，所述第一电力推进器组件在第一位置处附接到所述飞行器，并且所述第一热力推进器组件在第二位置处附接到所述飞行器。所述系统还包括具有第二电力推进器组件和第二热力推进器组件的第二子组件，所述第二热力推进器组件具有第二热力发动机、第二发电机和第二旋转推进器，所述第二电力推进器组件在第三位置处附接到所述飞行器，并且所述第二热力推进器组件在第四位置处附接到所述飞行器。

Description

混合电力飞行器推进系统

技术领域

本公开大体涉及使用来自内燃发动机和电动机两者的功率的飞行器推进系统。

背景技术

混合电力飞行器推进系统组合内燃和电力推进技术。在电力推进系统中，电能通过电动机转换为旋转能以驱动推进风扇或螺旋桨。

使飞行器推进系统的功率的至少一部分来自电动机具有环境和成本益处。因此，需要改进现有架构。

发明内容

根据广泛的方面，提供一种包括混合电力飞行器推进系统的飞行器。所述系统包括具有第一电力推进器组件和第一热力推进器组件的第一子组件，所述第一热力推进器组件具有第一热力发动机、第一发电机和第一旋转推进器，所述第一电力推进器组件在第一位置处附接到所述飞行器，并且所述第一热力推进器组件在第二位置处附接到所述飞行器。所述系统包括具有第二电力推进器组件和第二热力推进器组件的第二子组件，所述第二热力推进器组件具有第二热力发动机、第二发电机和第二旋转推进器，所述第二电力推进器组件在第三位置处附接到所述飞行器，并且所述第二热力推进器组件在第四位置处附接到所述飞行器。

根据另一广泛方面，提供一种用于控制飞行器的偏航的方法。所述方法包括：操作具有混合电力推进系统的飞行器；以及检测所述混合电力推进系统的第一子组件的故障，所述第一子组件具有在第一位置处附接到所述飞行器的第一电力推进器组件以及在第二位置处附接到所述飞行器的第一热力推进器组件。响应于检测到所述故障，所述方法包括：关停所述第一电力推进器组件和所述第一热力推进器组件；借助所述混合电力推进系统的第二子组件操作所述飞行器，所述第二子组件具有在第三位置处附接到所述飞行器的第二电力推进器组件以及在第四位置处附接到所述飞行器的第二热力推进器组件；以及借助所述第二电力推进器组件和所述第二热力推进器组件控制所述飞行器的偏航。

根据又另一广泛方面，提供一种混合电力推进系统。所述系统包括具有第一电力推进器组件和第一热力推进器组件的第一子组件，所述第一热力推进器组件具有第一热力发动机、第一发电机和第一旋转推进器，所述第一电力推进器组件可在第一位置处附接到飞行器，并且所述第一热力推进器组件可在第二位置处附接到所述飞行器。所述系统包括具有第二电力推进器组件和第二热力推进器组件的第二子组件，所述第二热力推进器组件具有第二热力发动机、第二发电机和第二旋转推进器，所述第二电力推进器组件可在第三位置处附接到所述飞行器，并且所述第二热力推进器组件可在第四位置处附接到所述飞行器。

根据本文中所描述的实施例，可以以各种组合使用本文中所描述的系统、装置和方法的特征。

附图说明

现在参考附图，在附图中：

图1是根据说明性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图；

图2是根据说明性实施例的混合电力飞行器推进系统的框图；

图3是根据说明性实施例的具有两个电动机的混合电力飞行器推进系统的框图；

图4是根据说明性实施例的具有双定子发电机的混合电力飞行器推进系统的框图的框图；

图5是根据说明性实施例的具有双定子电动机的混合电力飞行器推进系统的框图；

图6是根据说明性实施例的具有选择性连接的混合电力飞行器推进系统的框图；

图7是根据说明性实施例的具有额外推进功率的混合电力飞行器推进系统的框图；

图8a至图8d是具有用于混合电力飞行器推进系统的机翼上配置的示例的飞行器的俯视图的示意图；

图9是电力推进器组件的第一示例性实施例的框图；

图10是电力推进器组件的第二示例性实施例的框图；

图11是电力推进器组件的第三示例性实施例的框图；

图12是电力推进器组件的第四示例性实施例的框图；

图13是热力推进器组件的第一示例性实施例的框图；

图14是热力推进器组件的第二示例性实施例的框图；

图15是图8的混合电力飞行器推进系统的示例性实施例的框图；

图16是根据说明性实施例的电机逆变器的示意图；以及

图17是根据说明性实施例的示例性控制器的框图。

应注意，在所有附图中，相似特征用相似附图标记标识。

具体实施方式

本文中描述了一种混合电力飞行器推进系统和方法。所述飞行器推进系统使用由热力发动机生成的功率以及由发电机生成的功率。

还描述了一种包括混合电力飞行器推进系统的飞行器。所述系统包括第一子组件和第二子组件。在一些实施例中，所述飞行器具有第一机翼和第二机翼，并且所述第一子组件和第二子组件安装到所述第一机翼和第二机翼。在一些实施例中，每一子组件横跨机翼安装在所述飞行器上。在一些实施例中，所述飞行器具有单个机翼（例如飞翼式飞行器），并且所述子组件在第一和第二位置处安装到飞行器机身。

每一子组件具有第一电力推进器组件和第一热力推进器组件，所述第一热力推进器组件包括第一热力发动机、联接到第一热力发动机并且联接到第一电力推进器组件的第一发电机以及联接到第一热力发动机的第一旋转结构。第一电力推进器组件在第一位置处附接到所述飞行器，并且第一热力推进器组件在第二位置处附接到所述飞行器。第二电力推进器组件在第三位置处附接到所述飞行器，并且第二热力推进器组件在第四位置处附接到所述飞行器。

图1示出了优选地被提供用于亚音速飞行中的类型的示例性热力发动机，即燃气涡轮发动机10。燃气涡轮发动机10通常以串联流动连通方式包括：风扇12，通过所述风扇推进环境空气；压缩机区段14，其用于对空气加压；燃烧器16，压缩空气在所述燃烧器中与燃料混合并且被点燃，以用于生成热燃烧气体的环形流；以及涡轮机区段18，其用于从燃烧气体提取能量。涡轮机区段18的高压转子20通过高压轴24驱动地接合到压缩机区段14的高压转子22。涡轮机区段18的低压转子26通过在高压轴24内延伸并且独立于高压轴旋转的低压轴28驱动地接合到风扇转子12并且驱动地接合到压缩机区段14的其他低压转子（未示出）。

虽然示出为涡轮风扇发动机，但是燃气涡轮发动机10可以替代地为另一类型的发动机，例如涡轮轴发动机，还通常以串联流动连通方式包括压缩机区段、燃烧器和涡轮机区段。还可以应用涡轮螺旋桨发动机。在一些实施例中，所述热力发动机可以是除燃烧发动机以外的类型，诸如活塞发动机或旋转发动机。另外，虽然本文中针对飞行应用描述发动机10，但是应理解，还可以应用其他用途，诸如工业等等。应注意，还可以使用除活塞或旋转发动机以外的恒定容积式燃烧热机。

现在参考图2，示出了混合电力飞行器推进系统200的示例性实施例。系统200呈现AC-AC架构，由此交流（AC）电功率生成并且被直接施加到电动机。在AC-DC-AC架构中，AC电功率被转换为直流电（DC），并且然后被重新转换为AC电功率以驱动电动机。AC-AC架构比AC-DC-AC架构更有效，因为在从AC到DC和从DC到AC的转换阶段期间发生损耗。

热力发动机201可操作地联接到发电机202。发电机202从热力发动机201接收原动力（motive power）（或机械能）并且将所述原动力转换成电功率。发电机202输出交流（AC）电功率。然后将所述AC电功率直接提供给电动机204。电动机204将所述AC电功率转换成呈旋转力形式的机械能。所述旋转力被施加到旋转结构206（即，旋转推进器），诸如飞行器的螺旋桨或推进风扇。

电动机204还从电机逆变器208接收AC电功率。电机逆变器208可操作地联接到蓄电池210（或飞行器电气系统）。蓄电池210可以是为混合电力飞行器推进系统200提供的专用蓄电池。替代地，供应到逆变器208的电功率可以来自：辅助功率单元、补充功率单元、备用发电机系统或者并不包括蓄电池或电容器的飞行器电气系统。因此，电机逆变器208可以经由飞行器上的蓄电池总线或者经由专用布线和/或连接器连接到蓄电池210。包含将化学能直接转换成电能的一个或多个电池（cell）的任何类型的装置可以用作蓄电池（battery）210。在一些实施例中，蓄电池210基于非化学原理，诸如使用处于能量存储模式下的超级电容器的电力。

电机逆变器208从蓄电池210（或另一直流源）接收直流（DC）电功率并且将DC电压转换为AC电压，调节AC电压的频率和相位以使得电机204能够生成机械功率。当电动机204由外部机器力驱动时，电机逆变器208还可以以相反意义用于对蓄电池210充电，从而使其充当发电机，在此情况下，逆变器可以将AC电压转换回DC电压。在一些实施例中，电机逆变器208还可以以反向模式使用，由此将AC电功率转换为DC电功率。

因此，电动机204具有第一输入，其可操作地联接到发电机202以接收第一AC电功率源。电动机204还具有第二输入，其可操作地联接到电机逆变器208以接收第二AC电功率源。应注意，电动机204无需具有两个独立输入（即，一个来自发电机202，并且一个来自逆变器208）。发电机202的输出以及逆变器208的输出可以在电机输入接口之前并行组合或连接。响应于接收第一AC电功率源以及第二AC电功率源中的任一者（或者同时接收两者），电动机204将生成用于驱动旋转结构206的旋转输出。

控制器212被配置成用于通过使用来自发电机202的第一AC电功率源、来自电机逆变器208的第二AC电功率源或其组合来选择性地驱动电动机204。当从发电机202和电机逆变器208两者同时接收AC电功率时，电动机204可获得更大量的功率。这又允许将更大的旋转力施加到旋转结构206。

在一些实施例中，由发电机202提供的第一AC电功率源是电动机204的主要推进功率源。例如，在低功率操作条件下，诸如在巡航模式下，旋转结构206的所有推进功率可以由发电机202提供。在高功率操作条件下，诸如在爬升模式或起飞模式下，可以由蓄电池210通过电机逆变器208来提供推进功率的增强。因此，电动机204可通过电机逆变器208获得二次或额外电功率源以便补充由发电机202提供的电功率。

在一些实施例中，电机逆变器208被定尺寸成匹配电动机204的二次功率需求，即，电机逆变器208无需是全尺寸电机逆变器，以便独自驱动电动机204。另外，不需要发电机转换器来将电压从AC转换为DC，因为由发电机202生成的电功率被无转换地馈送到电动机204。因此，此架构避免在低功率操作条件期间需要两个转换阶段。在一些实施例中，蓄电池210直接从电机逆变器208再充电。

在一些实施例中，使用电机逆变器208来从发电机202和电动机204的去同步化恢复或者防止发电机202和电动机204的去同步化。当用于去同步化的恢复时，电机逆变器208可以响应于从控制器212接收的命令或控制信号或者响应于在逆变器208中实现的逻辑来使电动机204的频率以及发电机202的频率再同步化，逆变器208监测并试图控制发电机202和电机204的频率和相位。在再同步化期间，控制器212可以暂时将发电机202与电动机204断开，例如通过打开发电机和电动机之间的继电器来实现。然后，电机逆变器208可以调节电动机204的功率，使得电动机204的速度被修改成使得电动机204的频率与发电机202的频率相匹配。然后可以使电动机204和发电机202回到彼此同相。一旦电动机204回到与发电机202同相，便还原发电机202和电动机204之间的连接。

当用于防止去同步化时，电机逆变器208可以主动监测电动机204的相位。在检测到发电机202和电动机204之间的相位不匹配时，例如在其中通过外力使电机减速的情况下，电机逆变器208可以发送与电动机204同相的电信号，以提供额外功率来使电动机204回到与发电机202同相。此特征可以由控制器212执行，或者其可以并入逆变器208中。

在一些实施例中，使用电机逆变器208来对蓄电池210再充电或者向连接到逆变器208的飞行器电气系统提供额外电功率。例如，电机逆变器208可以增加发电机202上的功率需求，使得由所述发电机产生的功率超过旋转结构206或载荷所需的功率，并且将多余功率馈送回到蓄电池210或飞行器电气系统。替代地，电机逆变器208可以通过将来自蓄电池210的能量馈送到电动机204来增加去往电动机204的功率。这又增加了旋转结构206可获得的功率。如果需要，电机逆变器208可以增加至旋转结构206的可获得的转矩（例如：对于可变桨距螺旋桨，可能需要额外转矩，这取决于螺旋桨的选定桨距），或者其可以充当发电机以通过将AC电压转换为高于DC总线电压的DC电压来从风转螺旋桨提取能量以便对蓄电池再充电或将电功率馈送回到飞行器电气系统。逆变器208具有控制DC总线上的电压的能力，从而控制去往DC总线的功率。

参考图3，示出了混合电力飞行器推进系统200的另一示例性实施例。在此示例中，两个电动机204a、204b由发电机202驱动。每一电动机204a、204b分别与其自己的旋转结构206a、206b相关联。还提供了两个电机逆变器208a、208b，一个电机逆变器分别用于馈送电动机204a、204b中的每一者。应理解，还可以使用单个电机逆变器308、而非两个单独的电机逆变器208a、208b。然后，将针对两个电动机204a、204b、而非电动机204a、204b中的仅一者的功率需求来使电机逆变器308定尺寸。另外，电机逆变器308将需要与电动机204a断开以便执行电动机204b的再同步化，并且与电动机204b断开以便执行电动机204a的再同步化。

在一些实施例中，在两个电机逆变器208a、208b中的一者失效的情况下，两个电机逆变器208a、208b互连。例如，如果一个电机逆变器208a失效，则另一个电机逆变器208b可以用于对蓄电池210充电或驱动与失效电机逆变器208a相关联的电动机204a。这还可以通过使用电动机204a、204b和电机逆变器208a、208b之间的一系列连接来实现以允许电动机204a、204b到电机逆变器208a、208b的选择性连接和断开。

在一些实施例中，一个或多个继电器314a、314b分别提供在发电机202与电动机204a、204b中的每一者之间的互连路径中。继电器314a、314b是允许发电机202到电动机204a、204b中的任一者的选择性连接和断开的示例性实施例。还可以使用其他连接/断开方式。

电动机204a、204b可以提供在飞行器的单独机翼上。替代地，其可以提供在飞行器的相同机翼上。并且替代地，电动机204a、204b中的一者或两者可以提供在旋转推进装置（诸如螺旋桨、风扇、升力旋翼或助推器）的短舱或轮毂中，或反向旋转螺旋桨、风扇转子或助推器的轮毂中。

可以提供三个或更多个电动机，其中每一电动机204与电机逆变器208相关联。替代地，可以组合两个或更多个电机逆变器208以形成用于所有电动机204或其子设备（subset）的更大电机逆变器308。

图4示出了混合电力飞行器推进系统200的又另一实施例。在此示例中，发电机202是双定子发电机，其具有驱动一个电动机204a的第一发电机定子402a以及驱动另一个电动机204b的第二发电机定子402b。要注意此实施例还可以应用于三组或更多组发电机定子、电机和逆变器。可以组合逆变器208中的两者或更多者以形成用于所有电动机204或其子设备的更大电机逆变器308。在一些实施例中，电机逆变器208a、208b包括转换器，该转换器用于执行从AC到DC的转换以对蓄电池210再充电。彼此独立地驱动电动机204a、204b。在此实施例中，可以存在或可以不存在继电器314a、314b，以便允许发电机202和电动机204a、204b的选择性连接/断开。

图5示出了混合电力飞行器推进系统200的另一示例性实施例。在此示例中，电动机204a、204b中的一者或多者具有双定子。所示出的示例示出了具有第一电机定子502a和第二电机定子504a的电动机204a，以及具有第一电机定子502b和第二电机定子504b的电动机204b。电机定子502a可操作地联接到发电机定子402a，并且电机定子502b可操作地联接到发电机定子402b。电机定子504a可操作地联接到电机逆变器208a，并且电机定子504b可操作地联接到电机逆变器208b。在此配置中，发电机202并不与电机逆变器208a、208b共享相同的电机定子，因此导致发电机功率和电机逆变器功率彼此独立。如果使用电机逆变器208a来对蓄电池210再充电，则定子504b将充当电机，而定子504a将充当发电机，需要从所述发电机进行从AC到DC的转换来对蓄电池210再充电。如果使用电机逆变器208b来对蓄电池210再充电，则定子504a将充当电机，而定子504b将充当发电机，从所述发电机需要从AC到DC的转换来对蓄电池210再充电。

参考图6，示出了混合电力飞行器推进系统200的另一实施例。在此示例中，在发电机202、电动机204a、204b和电机逆变器208a、208b之间提供额外连接。通过闭合继电器314a和314c并且打开继电器314d，发电机定子402a可以选择性地连接到电动机204a的两个定子502a、504a。通过闭合继电器314b和314e并且打开继电器314f，发电机定子402b可以选择性地连接到电动机204b的两个定子502b、504b。通过闭合继电器314d和314c并且打开继电器314a，电机逆变器208a可以选择性地连接到电动机204a的两个定子502a、502b。通过闭合继电器314f和314e并且打开继电器314b，电机逆变器208b可以选择性地连接到电动机204b的两个定子502b、504b。而且，如果需要，每一定子502a和/或502b可以同时连接到发电机定子402a和逆变器208A两者，而不打开继电器314a。这有助于能够使用逆变器来提供额外功率或提取功率以对蓄电池再充电，或者向飞行器DC总线提供功率，或者调节并维持电机和发电机彼此同相。对于其他电机和相关联发电机定子、逆变器、继电器等等也是同样的。此架构为发电机202提供驱动任一电动机204a、204b的两个定子502a、504a或502b、504b的能力，并且为电机逆变器208a、208b提供驱动任一电动机204a、204b的两个定子502a、504a或502b、504b的能力。

图6的架构还提供通过闭合继电器314a、314c、314d和/或314b、314e、314f来直接从发电机202对蓄电池210再充电的能力，从而分别在发电机202和电机逆变器208a、208b之间提供直接路径。在这种情况下，电机逆变器208a、208b中的一者或两者将需要设置有AC-DC转换器以将由发电机202接收的AC功率变换成用于蓄电池210的DC功率。如果需要，例如如果有助于启动热力发动机或在发动机启动之前驱动连接到发电机轴的辅助系统，诸如泵，则图6的架构还提供通过将定子402a或402b驱动为电动机而非发电机来使用蓄电池向热力发动机提供机械功率的能力。其他实施例也是如此。

转向图7，示出了混合电力飞行器推进系统200的又另一实施例。在此示例中，旋转结构206c可操作地联接到热力发动机201以便向飞行器提供额外推进力。事实上，由热力发动机201生成的原动力还可以直接施加到旋转结构206c（诸如飞行器的螺旋桨或推进风扇）以便补充由旋转结构206a、206b提供的推进力。

应注意，虽然结合图4的实施例示出了旋转结构206c，但是其还可以添加到图2、图3、图5和图6中所提供的其他实施例中的任一实施例以及其变型。其变型包括例如连接到三个电动机的三定子发电机。要理解，本实施例适用于任何数量的发电机定子和电机定子。本实施例的变型的另一示例是三定子电动机，每一定子连接到发电机定子、第一电机逆变器和第二电机逆变器中的一者。第一和第二电机逆变器可以连接到相同的蓄电池或者连接到单独的蓄电池。所属领域的技术人员将容易理解其他变型。

本文中所描述的混合电力飞行器推进系统200可以通过使用各种配置安装到飞行器。图8a是示出飞行器800的示例性实施例，所述飞行器具有机身802、第一机翼804和第二机翼806。飞行器800配备有混合电力飞行器推进系统，所述系统包括设置在机翼上的两个子组件。第一子组件包括安装到第一机翼804的第一电力推进器组件808a以及安装到第一机翼804的第一热力推进器组件810a。电力推进器组件808a和热力推进器组件810a连接在一起。第二子组件包括安装到第二机翼808b的第二电力推进器组件808b以及安装到第二机翼806的第二热力推进器组件810b。电力推进器组件808b和热力推进器组件810b连接在一起。

图8b是以横跨机翼配置提供的混合电力飞行器推进系统的示例性实施例。第一子组件包括在第一位置处安装到第一机翼804的第一电力推进器组件808a以及在第二位置处安装到第二机翼806的第一热力推进器组件810a。电力推进器组件808a和热力推进器组件810a连接在一起。第二子组件包括在第三位置处安装到第二机翼808b的第二电力推进器组件808b以及在第四位置处安装到第一机翼804的第二热力推进器组件810b。电力推进器组件808b和热力推进器组件810b连接在一起。在此示例中，第一位置和第三位置相邻，并且第二位置和第四位置相邻。在替代实施例中，第一位置和第四位置相邻，并且第二位置和第三位置相邻，使得第一电力推进器组件808a挨着第二电力推进器组件808b，并且第二热力推进器组件810b挨着第一热力推进器组件810a。

在一些实施例中，替代横跨机翼安装，所述子组件横跨机身安装，使得每一子组件在机身的给定侧上具有电力推进器组件和热力推进器组件中的一者。可以以平衡横跨飞行器产生的推力的方式使用子组件的任何横跨式安装。

子组件的横跨式安装（无论是横跨机翼、横跨机身还是其他）都允许对飞行器的偏航进行控制，特别是在子组件808a、808b、810a、810b中的任一者故障的情况下。响应于检测到例如第一子组件的故障，可以关停第一电力推进器组件808a和第一热力推进器组件810b，并且可以借助第二子组件操作飞行器。仍然可以通过使用第二电力推进器组件810b和第二热力推进器组件808b来控制飞行器的偏航。

图8c是以横跨机翼配置提供并且具有仅一个子组件的混合电力飞行器推进系统的示例性实施例，所述子组件包括第一电力推进器组件808a，其安装到第一机翼804并且连接到安装到第二机翼806的第一热力推进器组件810a。

图8d是提供为机翼上和机翼外的配置的组合的混合电力飞行器推进系统的示例性实施例。第一热力推进器组件810a安装到机身802并且连接到安装到第一机翼804的第一电力推进器组件808a并连接到安装到第二机翼的第二电力推进器组件808b。

图9示出了第一电力推进器组件808a的第一实施例，其还可以在第二电力推进器组件808b中复制。电动机204a联接到旋转结构206a并且联接到电机逆变器208a。电机逆变器208a从DC功率源（诸如蓄电池）接收DC电功率，将所述DC电功率转换为AC电功率，并且将所述AC电功率提供到电动机204a。电动机204a还可以从发电机接收AC电功率。电动机204a将AC电功率转换成施加到旋转结构206a的旋转力。

图10示出了第一电力推进器组件808a的第二实施例，其还可以在第二电力推进器组件808b中复制。提供两个单独的电动机204a、204b，并且每一电动机联接到相应的旋转结构206a、206b。单个电机逆变器208a联接到两个电动机204a、204b以提供二次AC电功率源，如本文中更详细描述的。

图11示出了第一电力推进器组件808a的第三实施例，其还可以在第二电力推进器组件808b中复制。提供两个单独的电机逆变器208a、208b，每一电机逆变器与相应的电动机204a、204b相关联以提供二次AC电功率源，如本文中更详细描述的。每一电机逆变器208a、208b接收DC电功率以用于转换到AC电功率。电机逆变器208a、208b可以连接到相同的DC功率源或者连接到单独的DC功率源。在一些实施例中，电机逆变器208a、208b两者都通过蓄电池总线连接到飞行器蓄电池。

图12示出了第一电力推进器组件808a的第四实施例，其还可以在第二电力推进器组件808b中复制。电机逆变器208a、208b可以经由多个继电器314a、314b、314c、314d选择性地连接到两个电动机204a、204b。应理解，继电器314a、314b、314c、314d可以由其他连接/断开器件替代，诸如但不限于在三个位置之间拨动的拨动继电器。

图13示出了第一热力推进器组件810a的第一实施例，其还可以在第二热力推进器组件810b中复制。热力发动机201联接在旋转结构206c和发电机202之间。由热力发动机201生成的原动力用于使旋转结构206c旋转并且由发电机202转换成AC电功率。

图14示出了第一热力推进器组件810a的第二实施例，其还可以在第二热力推进器组件810b中复制。发电机202是双定子发电机。每一定子发电机402a、402b独立地提供AC电功率。

图15是混合电力飞行器推进系统200的详细示例，其中第一子组件1502a包括第一热力推进器组件810a和第一电力推进器组件808a，并且第二子组件1502b包括第二热力推进器组件810b和第二电力推进器组件808b。在此示例中，所述子组件可以安装在相同机翼上（按照图8a中示出的示例），或者横跨机翼安装（按照图8b中示出的示例）。

第一热力推进器组件810a包括双定子发电机202a、热力发动机201a和旋转结构206c。第二热力推进器组件810b包括双定子发电机202b、热力发动机201b和旋转结构206f。

第一电力推进器组件808a包括具有第一电机定子502a和第二电机定子504a的第一双定子电机204a。旋转结构206a联接到电动机204a。第一电力推进器组件808a还包括具有第一电机定子502b和第二电机定子504b的第二双定子电机204b。旋转结构206b联接到第二电动机204b。第一电机逆变器208a联接到电机定子504a，而第二电机逆变器208b联接到电机定子504b。虽然未示出，但是电机逆变器208a、208b联接到DC功率源，诸如蓄电池210。电机定子502a联接到第一发电机定子402a，并且电机定子502b联接到第二发电机定子402b。

第二电力推进器组件808b包括具有第一电机定子502c和第二电机定子504c的第一双定子电机204c。旋转结构206d联接到第一电动机204c。第二电力推进器组件808b还包括具有第一电机定子502d和第二电机定子504d的第二双定子电机204d。旋转结构206e联接到第二电动机204d。第一电机逆变器208c联接到电机定子504c，而第二电机逆变器208d联接到电机定子504d。虽然未示出，但是电机逆变器208c、208d联接到DC功率源，诸如蓄电池210。电机定子502c联接到第一发电机定子402c，并且电机定子502d联接到第二发电机定子402d。

要理解，本文中所描述的所有变型也适用于子组件1502a、1502b。

在一些实施例中，使用混合电力飞行器推进系统200的各种架构来解决系统200内的可能失效。下文描述失效模式的各种示例。

基于图2至图7的实施例，在热力发动机201失效的情况下，可经由蓄电池210获得旋转结构206的推进功率。然而，可获得的功率受到蓄电池210或飞行器DC总线的功率和能量容量以及电机逆变器208、208a、208b、308的额定功率的限制。类似地，在因短路所致的发电机失效的情况下，旋转结构206、206a、206b的推进功率可经由蓄电池210获得，但是受到蓄电池210的容量以及电机逆变器208、208a、208b、308的额定功率的限制。在蓄电池失效的情况下，推进功率是可获得的，但是受到发电机202的功率以及热力发动机201的可获得的燃料的限制。

基于其中存在至少两个电动机204a、204b的图3至图7的实施例，在一个电动机204a失效的情况下，另一个功能电动机204b可获得全功率。在一个电机逆变器208a失效的情况下，一个电动机204b可获得全功率，并且另一个电动机204a可获得部分功率，其受到发电机202的功率以及热力发动机201的可获得的燃料的限制。如果两个电机逆变器208a、208b连接在一起，则任一电动机204a、204b可以可获得全功率。

基于其中发电机202具有双定子402、404的图4至图7的实施例，在因两个定子402、404中的一者上的开路（open circuit）所致的发电机失效的情况下，两个电动机204a、204b中的一者可获得全功率。两个电动机204a、204b中的另一者可获得部分功率，其受到蓄电池210的容量和与其相关联的电机逆变器208a、208b的额定功率的限制。另外，在蓄电池耗尽的情况下，来自运行发电机定子的能量可以通过两个电机逆变器传递到相对电机。

基于其中每一电动机204a、204b具有两个定子的图5的实施例，在一个定子502a或504a失效的情况下，仍然可以从电动机204a获得一些功率。如果定子502a失效，仍然可以从蓄电池210获得功率，并且该功率受到蓄电池210的容量和与其相关联的电机逆变器208a的额定功率以及剩余的电机定子504a的额定功率的限制。如果定子504a失效，则仍然可以从发电机202获得功率，并且该功率受到发电机202的功率以及热力发动机201的可获得的燃料以及剩余的电机定子502a的额定功率的限制。

基于图6的实施例，如果逆变器208a或208b失效，则借助适当继电器配置，相关联的电动机204a或204b仍然可以从发电机定子402a或402b获得全功率，其受到发电机额定值的限制。类似地，如果发电机定子402a或402b失效，则相关联的电动机204a或204b的两个电机定子可以由蓄电池210供电。然后，可获得的总功率将取决于逆变器208a或208b和蓄电池210的额定值。

基于图7的实施例，如果两个电动机204a、204b失效并且飞行器没有燃气了，则来自蓄电池的功率可以传递到热力发动机201的主轴以产生旋转结构206c的推进功率。电机逆变器208a、208b可以连接到发电机202以充当电机并且向旋转结构206C增加功率。如果所有电力系统都失效，则热力发动机201仍然可以为旋转结构206c提供推进功率。

基于图8b的实施例，此配置可以用于最小化由两个横跨机翼的子组件（808a和810a；808b和810b）中的一者的失效造成的偏航不平衡。偏航应该被理解为飞行器802沿着方向814的运动，其是垂直于飞行器802的中心轴线812的旋转。偏航运动通常由方向舵或飞行器802的后部处的铰接区段的偏转控制。当飞行器的一侧上的旋转结构不再处于操作时，由飞行器的另一侧上的仍处于操作的旋转结构导致力不平衡。使用方向舵抵消所述力不平衡。使用图8b中示出的配置，力不平衡在一个子组件失效的情况下被最小化，因为剩余的旋转结构仍然提供在飞行器的每一侧上。在一些实施例中，可以因在一个子组件的功率失效的情况下对偏航运动的最小影响而减小方向舵的尺寸。在其它实施例中，维持方向舵的尺寸，但是在一个子组件功率失效的情况下获得额外性能。例如，当方向舵必须补偿飞行器的一侧上的力不平衡时，与在功率失效的情况下获得的性能相比，因可以由方向舵生成的额外转矩而可以增加起飞重量或可以缩短起飞距离。

图16是电机逆变器208的示例性实施例。示出了可以与本文中所描述的混合电力飞行器推进系统200一起使用的许多可能实施例中的一个实施例。线路V+和V-连接到蓄电池210的正端子和负端子。线路A、B、C连接到电动机204，并且表示提供给所述电动机204的AC电功率的三个相。在一些实施例中，线路A、B、C连接到电机定子504a或504b。

参考图17，示出了控制器212的示例性实施例，所述控制器212包括处理单元1702和存储器1704，存储器1704中存储有计算机可执行的指令1706。图17还可以表示嵌入逆变器208中的控制功能。处理单元1702可以包括如下任何合适装置：其被配置成实现所述系统，使得指令1706在由控制器212或其他可编程设备执行时可以导致执行如本文中所述的功能/动作/步骤。处理单元1702可以包括例如任何类型的通用微处理器或微控制器、数字信号处理（DSP）处理器、中央处理单元（CPU）、集成电路、现场可编程门阵列（FPGA）、可重新配置的处理器、其他适当编程或可编程逻辑电路，或者其任何组合。

存储器1704可以包括任何合适已知或其他机器可读存储介质。存储器1704可以包括非暂时性计算机可读存储介质，例如，但不限于，电子的、磁性的、光学的、电磁的、红外的或半导体系统、设备或装置，或者前述的任何合适组合。存储器1704可以包括位于控制器212内部或外部的任何类型的计算机存储器的合适组合，例如随机存取存储器（RAM）、只读存储器（ROM）、光盘只读存储器（CDROM）、电光存储器、磁光存储器、可擦除可编程只读存储器（EPROM）和电可擦除可编程只读存储器（EEPROM）、铁电RAM （FRAM）等等。存储器1704可以包括适于可检索地存储可由处理单元1702执行的机器可读指令1706的任何存储器件（例如，装置）。要注意，控制器212可以被实现为全权数字发动机控制器（FADEC）或其他类似装置的一部分，其他类似装置包括电子发动机控制器（EEC）、发动机控制单元（EUC）等等。

本文中所描述的方法和系统可以用高级程序语言或面向对象编程语言或脚本语言或其组合实现，以与计算机系统（例如控制器212）通信或辅助计算机系统（例如控制器212）的操作。替代地，所述方法和系统可以用汇编或机器语言实现。所述语言可以是编译或解释语言。用于实现所述方法和系统的程序代码可以存储在存储介质或装置上，例如ROM、磁盘、光盘、闪存驱动器或任何其他合适存储介质或装置。所述程序代码可以由通用或专用可编程计算机读取，以用于在所述存储介质或装置由计算机读取以执行本文中所描述的程序时配置和操作计算机。所述方法和系统的实施例还可以视为通过其上存储有计算机程序的非暂时性计算机可读存储介质实现。所述计算机程序可以包括如下计算机可读指令：其致使计算机（或者在一些实施例中，控制器212的处理单元1702）以特定和预先限定的方式操作以执行本文中所描述的功能。

计算机可执行指令可以呈由一个或多个计算机或其他装置执行的许多形式，包括程序模块。通常，程序模块包括执行特定任务或实现特定抽象数据类型的例程、程序、对象、组件、数据结构等等。通常，在各种实施例中可以根据需要组合或分配程序模块的功能。

以上描述仅旨在表示是示例性的，并且本领域技术人员将认识到，可以在不背离所公开的本发明的范围的情况下对所描述的实施例作出改变。鉴于对本公开的回顾，落入本发明的范围内的另外其他修改对本领域的技术人员将是显而易见的。

本文中所描述的系统和方法的各个方面可以单独使用、组合使用、或者以在前述中描述的实施例中未具体论述的多种布置结构使用，并且因此其应用于并不限于在前述描述中阐述或者在附图中示出的部件的细节和布置结构。例如，在一个实施例中描述的方面可以以任何方式与在其他实施例中描述的方面组合。虽然已经示出和描述了特定实施例，但是对本领域的技术人员将显而易见的是，可以在不脱离本发明的更广泛方面的情况下作出改变和修改。以下权利要求的范围不应受到在示例中阐述的实施例的限制，而是应该被给予与整个说明书一致的最广泛的合理解释。

Claims

1.一种包括混合电力推进系统的飞行器，所述系统包括：

具有第一电力推进器组件和第一热力推进器组件的第一子组件，所述第一热力推进器组件具有第一热力发动机、第一发电机和第一旋转推进器，所述第一电力推进器组件在第一位置处附接到所述飞行器，并且所述第一热力推进器组件在第二位置处附接到所述飞行器；以及

具有第二电力推进器组件和第二热力推进器组件的第二子组件，所述第二热力推进器组件具有第二热力发动机、第二发电机和第二旋转推进器，所述第二电力推进器组件在第三位置处附接到所述飞行器，并且所述第二热力推进器组件在第四位置处附接到所述飞行器。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述第一位置和所述第三位置相邻，并且所述第二位置和所述第四位置相邻。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述第一位置和所述第四位置相邻，并且所述第二位置和所述第三位置相邻。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述第一子组件横跨机翼安装到所述飞行器，并且所述第二子组件横跨机翼安装到所述飞行器。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的飞行器，其中：

所述第一电力推进器组件包括第一电动机、联接到所述第一电动机的第三旋转结构以及联接在直流（DC）功率源和所述第一电动机之间的第一电机逆变器；并且

所述第二电力推进器组件包括第二电动机、联接到所述第二电动机的第四旋转结构以及联接在所述DC功率源和所述第二电动机之间的第二电机逆变器。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其中：

所述第一电力推进器组件还包括第三电动机以及联接到所述第三电动机的第五旋转结构；并且

所述第二电力推进器组件还包括第四电动机以及联接到所述第四电动机的第六旋转结构。

7.根据权利要求6所述的飞行器，其中：

所述第一电力推进器组件还包括联接到所述第三电动机的第三电机逆变器；并且

所述第二电力推进器组件还包括联接到所述第四电动机的第四电机逆变器。

8.一种用于控制飞行器的偏航的方法，所述方法包括：

操作具有混合电力推进系统的飞行器；

检测所述混合电力推进系统的第一子组件的故障，所述第一子组件具有在第一位置处附接到所述飞行器的第一电力推进器组件以及在第二位置处附接到所述飞行器的第一热力推进器组件；

响应于检测到所述故障：

关停所述第一电力推进器组件和所述第一热力推进器组件；

借助所述混合电力推进系统的第二子组件操作所述飞行器，所述第二子组件具有在第三位置处附接到所述飞行器的第二电力推进器组件以及在第四位置处附接到所述飞行器的第二热力推进器组件；以及

借助所述第二电力推进器组件和所述第二热力推进器组件控制所述飞行器的偏航。

9.根据权利要求8所述的方法，其中所述第一位置和所述第三位置相邻，并且所述第二位置和所述第四位置相邻。

10.根据权利要求8所述的方法，其中所述第一位置和所述第四位置相邻，并且所述第二位置和所述第三位置相邻。

11.根据权利要求8所述的方法，其中所述第一子组件横跨机翼安装到所述飞行器，并且所述第二子组件横跨机翼安装到所述飞行器。

12.根据权利要求8至11中任一项所述的方法，其中所述第一热力推进器组件包括第一热力发动机、第一发电机和第一旋转推进器，并且其中所述第二热力推进器组件包括第二热力发动机、第二发电机和第二旋转推进器。

13.根据权利要求12所述的方法，其中：

14. 一种混合电力飞行器推进系统，其包括：

具有第一电力推进器组件和第一热力推进器组件的第一子组件，所述第一热力推进器组件具有第一热力发动机、第一发电机和第一旋转推进器，所述第一电力推进器组件能够在第一位置处附接到飞行器，并且所述第一热力推进器组件能够在第二位置处附接到所述飞行器；以及

具有第二电力推进器组件和第二热力推进器组件的第二子组件，所述第二热力推进器组件具有第二热力发动机、第二发电机和第二旋转推进器，所述第二电力推进器组件能够在第三位置处附接到所述飞行器，并且所述第二热力推进器组件能够在第四位置处附接到所述飞行器。

15.根据权利要求14所述的系统，其中：

16.根据权利要求15所述的系统，其中：

17.根据权利要求16所述的系统，其中：

18.根据权利要求17所述的系统，其中：

所述第一电机逆变器选择性地连接到所述第一电动机和所述第三电动机，并且所述第三电机逆变器选择性地连接到所述第一电动机和所述第三电动机；并且

所述第二电机逆变器选择性地连接到所述第二电动机和所述第四电动机，并且所述第四电机逆变器选择性地连接到所述第二电动机和所述第四电动机。

19.根据权利要求17所述的系统，其中：

所述第一发电机包括连接到所述第一电动机的第一发电机定子以及连接到所述第三电动机的第二发电机定子；并且

所述第二发电机包括连接到所述第二电动机的第三发电机定子以及连接到所述第四电动机的第四发电机定子。

20.根据权利要求19所述的系统，其中：

所述第一电动机包括连接到所述第一发电机定子的第一电机定子以及连接到所述第一电机逆变器的第二电机定子；

所述第二电动机包括连接到所述第三发电机定子的第三电机定子以及连接到所述第二电机逆变器的第四电机定子；

所述第三电动机包括连接到所述第二发电机定子的第五电机定子以及连接到所述第三电机逆变器的第六电机定子；并且

所述第四电动机包括连接到所述第四发电机定子的第七电机定子以及连接到所述第四电机逆变器的第八电机定子。