CN112591111A - 具有交叉连接离合器的用于飞机的双混合推进系统 - Google Patents

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Abstract

本申请公开了一种具有交叉连接离合器的用于飞机的双混合推进系统。一种用于飞机的推进系统包括第一推进器、第二推进器、第一混合推进系统、第二混合推进系统和交叉连接离合器。第一混合推进系统包括通过第一超越离合器耦接到第一发动机的第一马达，其中第一混合推进系统可操作地耦接以驱动第一推进器。第二混合推进系统包括通过第二超越离合器耦接到第二发动机的第二马达，其中第二混合推进系统可操作地耦接以驱动第二推进器。交叉连接离合器可操作地耦接到第一混合推进系统和第二混合推进系统两者并构造成致动到接合位置。

Description

具有交叉连接离合器的用于飞机的双混合推进系统
技术领域
本公开涉及一种用于飞机的推进系统。更具体地，本公开针对一种飞机推进系统，其具有可操作地耦接至第一推进器的第一混合推进系统、可操作地耦接至第二推进器的第二混合推进系统以及交叉连接离合器。
背景技术
通勤飞机的尺寸通常较小，携带有限数量的乘客，并且可用于行进相对较短的距离。通勤飞机可由推进器驱动，或者替代地由燃气轮机驱动，燃气轮机也被称为喷气发动机。通常，推进器驱动的飞机通常用于短距离飞行，而燃气轮机则用于较长距离飞行。例如，推进器驱动的飞机可用于运送超级通勤族往来于居住地和工作场所之间。一些超级通勤族可能居住在与他们的工作场所不同的地理区域，而其他超级通勤族则居住在他们的工作场所所在的大都市区的外部或郊区。因此，推进器驱动的飞机可频繁用于运送通勤人员往来于他们的住所和工作场所之间。
发明内容
根据几个方面，公开了一种用于飞机的推进系统。该推进系统包括第一推进器和第二推进器。该推进系统还包括第一混合推进系统，该第一混合推进系统包括通过第一超越离合器耦接至第一发动机的第一马达，其中第一混合推进系统可操作地耦接到第一推进器以驱动第一推进器。推进系统还包括第二混合推进系统，该第二混合推进系统包括通过第二超越离合器耦接至第二发动机的第二马达，其中第二混合推进系统可操作地耦接到第二推进器以驱动第二推进器。推进系统还包括交叉连接离合器，该交叉连接离合器可操作地耦接到第一混合推进系统和第二混合推进系统两者并构造成致动到接合位置。
在另一方面中，公开了一种操作用于飞机的推进系统的方法。该方法包括通过控制模块监控第一发动机和第二发动机的操作。第一发动机是可操作地耦接到第一推进器的第一混合推进系统的一部分，并且第二发动机是可操作地耦接到第二推进器的第二混合推进系统的一部分。该方法包括通过控制模块确定第一发动机或第二发动机没有输出维持期望飞行阶段所需的扭矩量。第一混合推进系统包括通过第一超越离合器耦接至第一发动机的第一马达，并且第二混合推进系统包括通过第二超越离合器耦接至第二发动机的第二马达。响应于确定第一发动机或第二发动机没有输出所需扭矩，该方法包括指示交叉连接离合器从分离位置致动到接合位置。
在又一方面中，公开了一种飞机。该飞机包括机舱、第一推进器和第二推进器，其中第一推进器和第二推进器附接到并定位在机舱的相对侧上。该飞机还包括第一混合推进系统，该第一混合推进系统包括通过第一超越离合器耦接至第一发动机的第一马达，其中第一混合推进系统可操作地耦接到第一推进器以驱动第一推进器。该飞机还包括第二混合推进系统，该第二混合推进系统包括通过第二超越离合器耦接至第二发动机的第二马达，其中第二混合推进系统可操作地耦接到第二推进器以驱动第二推进器。该飞机还包括交叉连接离合器，该交叉连接离合器可操作地耦接到第一混合推进系统和第二混合推进系统两者，并且构造成致动到接合位置。当第二发动机没有输出维持飞机的期望飞行阶段所需的扭矩时，接合交叉连接离合器导致第一混合推进系统驱动第二推进器，并且当第一发动机没有输出维持飞机的期望飞行阶段所需的扭矩时，接合交叉连接离合器导致第二混合推进系统驱动第一推进器。
已经讨论的特征，功能和优点可以在各种实施例中独立地实现，或者可以在其他实施例中组合，参考以下描述和附图可看出其进一步的细节。
附图说明
本文描述的附图仅出于说明的目的，而无意以任何方式限制本公开的范围。
图1是根据示例性实施例的用于飞机的推进系统的横截面侧视图，其中该推进系统包括第一混合推进系统、第二混合推进系统和交叉连接离合器；
图2是根据示例性实施例的图1所示的推进系统的示意图；
图3A是根据示例性实施例的作为图2所示的电池组的一部分的各个电池的第一布置的示意图；
图3B是根据示例性实施例的作为电池组的一部分的各个电池的第二布置的示意图；
图4是根据示例性实施例的图1所示的最终驱动齿轮箱的放大图；以及
图5A和5B是示出了根据示例性实施例的操作所公开的推进系统的方法的过程流程图。
具体实施方式
本公开针对一种用于推进器驱动的飞机的推进系统。该飞机包括第一混合推进系统，其可操作地耦接至第一推进器并驱动第一推进器。该飞机还包括第二混合推进系统，其可操作地耦接至第二推进器并驱动第二推进器。该飞机还包括交叉连接离合器，该交叉连接离合器可操作地耦接至第一混合推进系统和第二混合推进系统两者。当交叉连接离合器处于接合位置时，第一混合推进系统驱动第一推进器和第二推进器两者。类似地，当离合器处于接合位置时，第二混合推进系统驱动第一推进器和第二推进器两者。因此，在两个混合推进系统之一不能操作的情况下，两个推进器仍然可被驱动。
另外，每个混合系统包括发动机、马达以及将发动机可操作地耦接至马达的超越离合器。超越离合器构造成在发动机产生的扭矩超过马达产生的扭矩时(例如在发动机最初起动时)接合。此外，每个混合推进系统的发动机的尺寸设计成适应飞机在飞行的巡航阶段期间的动力需求。对于除巡航以外的其他飞行阶段(例如在飞行的爬升阶段期间)，可利用马达来增加由发动机产生的扭矩，以使提供给推进器的扭矩为由发动机和马达提供的扭矩之和。比较而言，常规系统可具有尺寸适应于飞行的爬升阶段的发动机。
以下描述本质上仅是示例性的，并且并非旨在限制本公开、应用或用途。
参考图1，示出了用于飞机12的推进系统10。飞机12是一种推进器驱动的飞机，并且因此包括附接到并定位在机舱16的相对侧14上的第一推进器20A和第二推进器20B。推进系统10包括第一混合推进系统22A、第二混合推进系统22B、交叉连接离合器26、排气系统28、尾锥风扇30和与交叉连接离合器26电子连通的控制模块32。第一混合推进系统22A、第二混合推进系统22B、交叉连接离合器26和排气系统28都定位在飞机12的机舱16内。第一混合推进系统22A可操作地耦接至第一推进器20A并驱动第一推进器。类似地，第二混合推进系统22B可操作地耦接至第二推进器20B并驱动第二推进器。
第一混合推进系统22A包括第一发动机36A、第一马达38A、第一超越离合器40A和第一涡轮增压器42A。第一超越离合器40A在接合时将第一发动机36A和第一马达38A彼此耦接，并且在分离时使第一发动机36A与第一马达38A脱离。当第一超越离合器40A接合时，第一发动机36A和第一马达38A是扭矩相加装置(torque summing arrangement)的一部分。第一超越离合器40A和第二超越离合器40B是单向超越离合器，例如楔块离合器。
第一超越离合器40A连接至第一发动机36A的输出端44A和第一马达38A的输入端(未示出)。第一马达38A的输出端46A连接到第一最终驱动齿轮箱48A。类似地，第二混合推进系统22B包括第二发动机36B、第二马达38B、第二超越离合器40B和第二涡轮增压器42B。第二超越离合器40B连接至第二发动机36B的输出端44B和第二马达38B的输入端(未示出)。第二马达38B的输出端46B连接到第二最终驱动齿轮箱48B。
在如图1所示的非限制性实施例中，第一发动机36A和第二发动机36B示出为涡轮增压六缸直列式柴油发动机。在一个特定实施例中，发动机36A和36B是压燃式(即，柴油)四冲程发动机，因为压燃式发动机比火花点火式发动机更有效。然而，应当理解，发动机36A、36B不限于压燃式发动机。在替代实施例中，发动机36A、36B是火花点火式发动机。此外，尽管提到了四冲程发动机，但是也可使用二冲程发动机。二冲程发动机往往具有较低的维护成本，因为与四冲程发动机相比，二冲程发动机的配气机构(valve train)更为简化。第一马达38A和第二马达38B都是电动机，例如但不限于永磁直流(DC)马达。
有时，第一混合推进系统22A或第二混合推进系统22B不能向相应的推进器20A、20B传输足够的动力以将飞机12维持在期望的飞行阶段。具体地，控制模块32与第一发动机36A和第二发动机36B两者电子连通，并且实时地监控第一发动机36A和第二发动机36B的操作。控制模块32可指代电子电路、组合逻辑电路、现场可编程门阵列(FPGA)、执行指令和代码的处理器(共享、专用或成组)或以上各项的一些或所有的组合，或成为其的部分，例如在片上系统中。
在操作中，控制模块32确定第一发动机36A或第二发动机36B何时未输出所需的扭矩量。例如，第一发动机36A或第二发动机36B可能由于油压的损失而变得不可操作。响应于确定第一发动机36A或第二发动机36B没有输出所需的扭矩量，控制模块32指示交叉连接离合器26从分离位置致动到接合位置。当交叉连接离合器26接合时，第一混合推进系统22A可操作地耦接至第一推进器20A和第二推进器20B两者。因此，当交叉连接离合器26接合时，第一混合推进系统22A驱动推进器20A、20B两者。同样，当交叉连接离合器26接合时，第二混合推进系统22B可操作地耦接以驱动第一推进器20A和第二推进器20B两者。在一个示例性实施例中，交叉连接离合器26是盘式离合器，该盘式离合器通过相应的齿轮箱48A、48B、50A、50B耦接到第一推进器20A和第二推进器20B，并且在下面更详细地描述。
现在描述超越离合器40A和40B的操作。第一超越离合器40A和第二超越离合器40B基于由相应的发动机36A、36B和马达38A、38B产生的扭矩之间的差而接合。具体地，当第一发动机36A的发动机扭矩大于第一马达38A的马达扭矩时，第一超越离合器40A接合。例如，当第一发动机36A开启时，第一发动机36A的发动机扭矩大于第一马达38A的马达扭矩。因此，当飞机12在飞行的爬升阶段操作时，第一超越离合器40A保持接合。类似地，当第二发动机36B的发动机扭矩大于第二马达38B的马达扭矩时(例如当第二发动机36B发动时，或者当飞机12在飞行的爬升阶段时)，第二超越离合器40B被接合。第一超越离合器40A和第二超越离合器40B均构造成当发动机扭矩为零或基本为零时分离，例如，当发动机输出端44A、44B的转速小于相应的马达38A、38B的轴的转速时，例如当第一发动机36A或第二发动机36B关闭时。
控制模块32与两个马达38A、38B电子连通。控制模块32将模式信号58A、58B发送到相应的马达38A、38B，其指示马达38A、38B以动力模式或再生模式(regeneratio mode)运行。控制模块32基于飞机12的飞行阶段指示马达38A、38B以动力模式或再生模式运行，在一个示例中，其可由发动机36A、36B的节流阀位置、安定面的角度等推断出。例如，百分之三十节流阀位置将被视为飞行的巡航阶段，而百分之八十节流阀位置将被视为飞行的起飞或爬升阶段。例如，当控制模块32基于节流阀位置确定操作者希望将飞机12操作成处于飞行的爬升阶段时，控制模块32将相应的模式信号58A、58B传输至马达38A和38B，以从再生模式切换到动力模式。在动力模式下，由马达38A、38B产生的扭矩与由相应的发动机36A、36B产生的扭矩相加，以驱动相应的推进器20A、20B。
当飞机12需要额外的推力或动力时(例如当飞机12在飞行的爬升阶段操作时)，马达38A、38B以动力模式操作。当不需要过多的推力或动力时，控制模块32将模式信号58A、58B发送至马达38A和/或38B，以从动力模式切换至再生模式。在再生模式下，马达38A、38B用作发电机以对电池组72A、72B充电。此外，仅由相应的发动机36A、36B产生的扭矩被用于相应的各个推进器20A、20B。因此，当由控制模块32命令时(例如当控制模块32确定飞机12正以飞行的爬升阶段操作时)，第一马达38A和第二马达38B以动力模式操作。当由控制模块32命令时(例如当控制模块32确定命令飞机12以飞行的巡航阶段操作时)，第一马达38A和第二马达38B以再生模式操作。
在示例性实施例中，控制模块32可确定飞行员已经命令飞行阶段的改变。例如，飞行员可通过重新定位飞机12的节流阀杆和/或移动飞机的安定面(未示出)来命令飞行阶段的改变。响应于确定飞行阶段的改变，控制模块32确定发动机36A和/或36B输出的当前扭矩不是维持当前飞行阶段或实现新要求的飞行阶段所需的扭矩量。在另一个实施例中，控制模块32可确定第一发动机36A或第二发动机36B不可操作，并且因此飞机12不能维持当前的飞行阶段。
应当理解，当马达38A、38B以动力模式操作时，发动机36A、36B接收来自马达38A、38B的辅助。因此，发动机36A、36B的尺寸并不基于飞行的爬升阶段期间推进器20A、20B的动力需求。相反，发动机36A、36B的尺寸设置成适应于飞行的巡航阶段期间推进器20A、20B的动力需求。由于与飞行的爬升阶段相比飞行的巡航阶段需要较少的动力，因此与尺寸适用于飞行的爬升阶段期间的动力需求的常规发动机相比，发动机36A、36B更小且重量更轻。
图2是推进系统10的示意图。如图2所示，第一混合推进系统22A和第二混合推进系统22B布置成并联构造。因此，当第一马达38A以动力模式运行时，第一发动机36A和第一马达38A通过扭矩相加向第一推进器20A提供动力。类似地，当第二马达38B以动力模式操作时，第二发动机36B和第二马达38B通过扭矩相加向第二推进器20B提供动力。应该理解的是，与串联布置相比，图2中所示的并联构造导致改善了发动机36A、36B与相应的推进器20A、20B之间的动力传递效率，因为串联构造需要能量转换。
推进系统10还包括第一电池组72A、第二电池组72B、一个或多个第一换流器74A以及一个或多个第二换流器74B。第一电池组72A电耦接到第一马达38A和飞机12内的另一系统(诸如，像环境控制系统(ECS)76)。第二电池组72B电耦接到第二马达38B和飞机12内的又一个系统(诸如，像液压系统78)。
如图3A和图3B所示，第一电池组72A和第二电池组72B均包括可充电的多个独立电池80。例如，独立电池80可以是锂离子电池。当第一马达38A以动力模式操作时，第一电池组72A向第一马达38A提供电力。具体地，第一电池组72A产生DC电流，该DC电流被第一换流器74A转换成交流电流(AC)。应该理解的是，第一电池组72A和第二电池组72B的尺寸均被设置成用于对相应的发动机36A、36B的起飞辅助。因此，在一个替代实施例中，第一电池组72A和第二电池组72B在爬升期间向推进器20A、20B提供动力，并且第一发动机36A和第二发动机36B在爬升期间不运转。此方法可用于减少排放或减少机场附近的噪音。
当以再生模式操作时(例如在飞行的巡航阶段期间)，第一马达38A用作发电机以对第一电池组72A充电。在飞行的巡航阶段中对第一电池组72A的再充电提供了各种益处。具体地，当在飞行的巡航阶段期间对第一电池组72A进行充电时，飞机12不需要在着陆后再充电。当以再生模式操作时(例如在飞行的巡航阶段期间)，第二电池组72B也由第二马达38B充电。
图3A和图3B示出了当马达38A、38B以再生模式操作时(例如在飞行的巡航阶段期间)用于切换电池组72A、72B的布置的示例性方法。应该理解的是，在示例性实施例中，与飞行的爬升阶段开始时的电池组72A、72B的电压相比，一旦飞机12完成飞行的爬升阶段，则由每个电池组72A、72B产生的电压可减小大约百分之五十。还应当注意到，在再生模式期间由马达38A、38B产生的电压大于由每个电池组72A、72B产生的电压，以使得能够在飞行期间成功充电并且还使得马达38A和38B能够提供动力以操作尾锥风扇30，如下面更详细地描述的那样。因此，电池组72A、72B的各个电池80的布置在其中电池组72A、72B提供电力的动力模式和其中电池组72A、72B被再充电的再生模式之间改变。第一电池组72A和第二电池组72B均包括在再生模式期间被再充电的多个独立电池80。
图3A是各个电池80在爬升期间的示例性布置。在如图3A所示的实施例中，在动力模式期间，多个独立电池80以第一布置彼此连接，该第一布置也可称为串联布置。图3B是在动力模式期间独立电池80的示例性布置。在如图3B所示实施例中，在再生模式期间，多个独立电池80以第二布置彼此连接，第二布置也可称为串联和并联组合布置。
在所示的非限制性实施例中，每个电池组72A、72B包括十个独立电池80，每个独立电池产生独立电压Vn，然而，应该理解的是，可使用任何数量的独立电池80。在如图3A所示的实施例中，多个独立电池80每个以串联构造布置，以最大化电压。相比，图3B中独立电池80的布置将电压减小到小于在再生模式期间由马达38A、38B(图1和图2)产生的电压的值。
具体参考图3A，通过将由每个独立电池80产生的独立电压Vn相加来确定由每个电池组72A、72B产生的电压。例如，如果当飞机12完成飞行的爬升阶段时每个独立电池80在20％的充电状态下产生30伏特(即，Vn＝30伏特)，则每个电池组72A、72B产生的电压为300伏特。然而，如果在再生模式期间由每个马达38A、38B产生的电压仅为280伏特，则马达38A、38B无法提供充电。因此，如图3B中所示，将各个电池80中的一半布置成串联构造，并且将各个电池80中的其余一半布置成并联构造。以串联构造布置的各个电池80与以并联构造布置的各个电池并联放置，这导致总电压为150伏特。
返回来参考图1，尾锥风扇30沿着机舱16的前端90布置，并且包括产生气流的多个旋转叶片(未示出)。电动机56设置在尾锥风扇30内，并且当飞机12在飞行的巡航阶段操作时由第一马达38A和第二马达38B提供动力，其中两个马达38A、38B都在再生模式下操作并且由相应的发动机36A、36B驱动。应该理解的是，尾锥风扇30也向飞机12提供推进功率。具体而言，尾锥风扇30由于两个原因而提供推进功率。第一，尾锥风扇30减小了在机舱16周围的冲压空气阻力。具体地，冲压空气穿过机舱16并从尾锥风扇30离开，其中，冲压空气流R在图1中示出。第二，尾锥风扇30促进或增加引入到涡轮增压器42A、42B的各个燃烧空气入口94A、94B中的外部空气A的质量。尾锥风扇30还通过吸入机舱16周围的边界空气来改善推力。应该理解的是，边界空气会增加阻力。
第一涡轮增压器42A流体连接到第一发动机36A的第一进气口96A，并且第二涡轮增压器42B流体连接到第二发动机36B的第二进气口96B。涡轮增压器42A、42B压缩外部空气A。然后，被压缩的外部空气A提供至相应的发动机36A、36B的进气口96A、96B。涡轮增压器42A、42B可通过迫使更多的外部空气A进入相应的内燃发动机36A、36B来改善内燃发动机的效率。尾锥风扇30进一步增加了被迫穿过发动机36A、36B的外部空气A。
排气系统28包括流体地连接到第一发动机36A的出口歧管100A的第一排气导管98A。排气系统28还包括流体地连接到第二发动机36B的出口歧管100B的第二排气导管98B。离开第一发动机36A和第二发动机36B的排气G在它们相应的排气导管98A、98B内行进，并且朝向机舱16的前端90以及朝向尾锥风扇30行进。尾锥风扇30流体地连接以从第一排气导管98A和第二排气导管98B接收排气，并且在除巡航之外的所有飞行阶段中由排气驱动。
在一个实施例中，第一混合推进系统22A还包括第一空气-油热交换器110A。同样，第二混合推进系统22B包括第二空气-油热交换器110B。第一空气-油热交换器110A流体地连接到沿机舱16的后端92设置的进气口112A，并且第二空气-油热交换器流体地连接到也沿机舱16的后端92设置的进气口112B。空气-油热交换器110A、110B构造为向相应的发动机36A、36B提供冷却。空气-油热交换器110A、110B除了冷却发动机36A、36B之外，还向相应的排气导管98A、98B提供加热的空气，并且还从用于向发动机36A、36B提供动力的燃料中提取热能。
应该理解的是，在示例性实施例中，发动机36A、36B以大约2000RPM的转速运转。此外，还应理解的是，推进器20A、20B的转速也以与发动机36A、36B相同的转速运转。因此，应理解的是，第一发动机36A的转速控制第一推进器20A的转速，并且第二发动机36B的转速控制第二推进器20B的转速。因此，还应理解的是，与一些需要行星齿轮组以使发动机的转速与输出解耦的混合推进系统不同，所公开的推进系统10仅需要齿轮箱48A、48B、50A、50B来适应推进器20A、20B的几何形状或封装布局(packaging layout)。
图4是一个或该最终驱动齿轮箱48A、48B的放大图。参考图1和图4，第一最终驱动齿轮箱48A和第二最终驱动齿轮箱48B两者均包括三个锥齿轮122A、122B、122C。应该理解的是，锥齿轮在彼此不对准的两个轴之间传递运动。而且，锥齿轮122A、122B、122C以1:1的比率相互啮合地接合，从而以与发动机36A、36B相同的转速驱动推进器20A、20B。主动锥齿轮122A由第一马达38A或第二马达38B的输出端46A、46B驱动。主动锥齿轮122A与其余两个从动锥齿轮122B、122C啮合。从动锥齿轮122B通过轴128A、128B驱动交叉连接离合器26。从动锥齿轮122C通过连接轴130A、130B驱动相应的推进器20A、20B。
返回来参考图1，齿轮箱50A、50B还包括用于在连接轴130A、130B和对应的推进器轴140A、140B之间传递运动的锥齿轮132A、132B。应该理解的是，连接轴130A、130B相对于它们相应的推进器轴140A、140B垂直地布置。主动锥齿轮132A由相应的连接轴130A、130B驱动。从动锥齿轮132B由主动锥齿轮132A驱动，其中从动锥齿轮132B连接到相应的推进器轴140A、140B。
现在参考图5A和图5B，示例性过程流程图示出了操作用于飞机12的推进系统10的方法200和300。具体地，图5A所示方法200示出了交叉连接离合器26的操作，并且图5B示出了超越离合器40A、40B的操作。现在参考图1和图5A，方法200开始于方框202。在方框202中，控制模块32监控第一发动机36A和第二发动机36B的操作，其中第一发动机36A是可操作地耦接到第一推进器20A的第一混合推进系统22A的一部分，并且第二发动机36B是可操作地耦接到第二推进器20B的第二混合推进系统22A的一部分。然后，方法200进行到方框204。
在方框204中，控制模块32确定第一发动机36A或第二发动机36B没有输出维持期望飞行阶段所需的扭矩量。如上所述，第一混合推进系统22A包括通过第一超越离合器40A耦接到第一发动机36A的第一马达38A，并且第二混合推进系统22B包括通过第二超越离合器40B耦接到第二发动机36B的第二马达38B。然后，方法200进行到方框206。
在方框206中，响应于确定第一发动机36A或第二发动机36B没有输出所需的扭矩量，控制模块32指示交叉连接离合器26从分离位置致动到接合位置。因此，当第二发动机36A没有输出维持飞机12的期望飞行阶段所需的扭矩时，接合交叉连接离合器26导致第一混合推进系统22A驱动第二推进器20B。类似地，当第一发动机36A没有输出维持飞机12的期望飞行阶段所需的扭矩时，接合交叉连接离合器26导致第二混合推进系统22B驱动第一推进器20A。然后方法200终止。
现在参考图1和图5B，方法300开始于方框302A和方框302B。应该理解的是，方框302A和方框302B是同时执行的。在方框302A中，当第一发动机36A的发动机扭矩大于第一马达38A的马达扭矩时(例如当第一发动机36A起动时)，第一超越离合器40A接合。因此，在正常操作期间，在飞机12的所有飞行阶段期间，第一发动机36A和第一马达38A通过超越离合器40A耦接在一起。类似地，在方框302B中，当第二发动机36B的发动机扭矩大于第二马达38B的马达扭矩时(例如当第二发动机36B起动时)，第二超越离合器40B接合。因此，在飞机12的所有飞行阶段期间，第二发动机36B和第二马达38B通过第二超越离合器40B也耦接在一起。
如上所述，因为在所有飞行阶段，相应的发动机36A、36B和马达38A、38B通过相应的超越离合器40A、40B耦接在一起，因此，在飞行的爬升阶段由马达38A、38B产生的附加扭矩使得发动机36A、36B的尺寸能够专门为不需要由马达38A、38B提供的附加扭矩时的飞行的巡航阶段而定。与通常针对飞行的爬升阶段确定尺寸的常规发动机相比，这导致更小、更轻的发动机。
总体地参考附图，所公开的推进系统提供了各种技术效果和优点。具体地，当两个发动机之一不产生维持期望飞行阶段所需的扭矩时，交叉连接离合器接合。因此，在两个混合推进系统之一无法操作的情况下，两个推进器仍可被驱动。此外，这还可减少与发动机相关的维护成本。而且，当发动机扭矩大于马达扭矩时(例如当飞机处于飞行的爬升阶段时)，超越离合器接合，以将发动机和马达彼此耦接。因此，该发动机可比尺寸被设计成提供飞机在飞行的爬升阶段操作时所需的全部动力的其他常规发动机更小且更便宜。还应理解的是，内燃发动机提供了改善的效率，如果经常使用推进器驱动的飞机，则这可能是特别有利的。最终，由于电池组是在飞行的巡航过程中充电，所以飞机降落时电池是重新充电过的。因此，飞机在完成飞行后无需重新充电。
此外，本公开包括根据以下条款的实施例：
条款1.一种用于飞机的推进系统，该推进系统包括：
第一推进器和第二推进器；
第一混合推进系统，包括通过第一超越离合器耦接到第一发动机的第一马达，其中，第一混合推进系统可操作地耦接以驱动第一推进器；
第二混合推进系统，包括通过第二超越离合器耦接到第二发动机的第二马达，其中，第二混合推进系统可操作地耦接以驱动第二推进器；以及
交叉连接离合器，可操作地耦接到第一混合推进系统和第二混合推进系统两者并构造成致动到接合位置。
条款2.根据条款1所述的推进系统，其中，当第一发动机的发动机扭矩大于所述第一马达的马达扭矩时，第一超越离合器接合，并且其中，当第二发动机的发动机扭矩大于第二马达的马达扭矩时，第二超越离合器接合。
条款3.根据条款1所述的推进系统，其中，第一马达和第二马达在飞机的飞行爬升阶段期间以操作的动力模式操作，并且在飞机的飞行巡航阶段期间以再生模式操作。
条款4.根据条款1所述的推进系统，其中，当第一发动机的发动机扭矩为零时，所述第一超越离合器分离，并且其中，当第二发动机的发动机扭矩为零时，所述第二超越离合器分离。
条款5.根据条款1所述的推进系统，其中，在所有飞行阶段中，第一发动机和第一马达通过第一超越离合器耦接在一起，并且在所有飞行阶段中，第二发动机和第二马达通过第二超越离合器耦接在一起。
条款6.根据条款1所述的推进系统，其中第一发动机的转速控制第一推进器的转速，并且第二发动机的转速控制第二推进器的转速。
条款7.根据条款1所述的推进系统，其中第一发动机和第二发动机是压燃式发动机。
条款8.根据条款1所述的推进系统，进一步包括流体地连接至所述第一发动机的第一进气口的第一涡轮增压器和流体地连接至所述第二发动机的第二进气口的第二涡轮增压器。
条款9.根据条款1所述的推进系统，进一步包括流体地连接到第一发动机的第一排气导管和流体地连接到第二发动机的第二排气导管。
条款10.根据条款9所述的推进系统，进一步包括流体地连接以从第一排气导管和第二排气导管接收排气的尾锥风扇。
条款11.根据条款1所述的推进系统，进一步包括与所述交叉连接离合器电子连通的控制模块，其中，所述控制模块指示所述交叉连接离合器致动到所述接合位置。
条款12.根据条款11所述的推进系统，其中，所述控制模块执行指令以：
确定第一发动机或第二发动机没有输出维持期望飞行阶段所需的扭矩量；以及
响应于确定第一发动机或第二发动机没有输出所需的扭矩量，指示交叉连接离合器从分离位置致动到接合位置。
条款13.根据条款1所述的推进系统，进一步包括电耦接到第一马达的第一电池组和电耦接到第二马达的第二电池组。
条款14.根据条款13所述的推进系统，其中，第一电池组和第二电池组两者都包括在飞行的巡航阶段期间再充电的多个独立电池。
条款15.根据条款14所述的推进系统，其中，所述多个独立电池在飞行的爬升阶段期间以第一布置彼此连接，并且在飞行的巡航阶段期间以第二布置彼此连接。
条款16.根据条款1所述的推进系统，其中，所述第一混合推进系统和所述第二混合推进系统以并联构造布置。
条款17.一种操作用于飞机的推进系统的方法，该方法包括：
通过控制模块监控第一发动机和第二发动机的操作，其中第一发动机是可操作地耦接到第一推进器的第一混合推进系统的一部分，并且第二发动机是可操作地耦接到第二推进器的第二混合推进系统的一部分；
通过控制模块确定第一发动机或第二发动机没有输出维持期望飞行阶段所需的扭矩量，其中第一混合推进系统包括通过第一超越离合器耦接到第一发动机的第一马达，并且第二混合推进系统包括通过第二超越离合器耦接到第二发动机的第二马达；以及
响应于确定第一发动机或第二发动机没有输出所需的扭矩量，指示交叉连接离合器从分离位置致动到接合位置。
条款18.根据条款17所述的方法，进一步包括：
当第一发动机的发动机扭矩大于第一马达的马达扭矩时，接合第一超越离合器。
条款19.根据条款18所述的方法，进一步包括：
当第二发动机的发动机扭矩大于第二马达的马达扭矩时，接合第二超越离合器。
条款20.一种飞机，包括：
机舱
第一推进器和第二推进器，附接到并定位在机舱的相对侧上；
第一混合推进系统，包括通过第一超越离合器耦接到第一发动机的第一马达，其中第一混合推进系统可操作地耦接以驱动第一推进器；
第二混合推进系统，包括通过第二超越离合器耦接到第二发动机的第二马达，其中第二混合推进系统可操作地耦接以驱动第二推进器；以及
交叉连接离合器，可操作地耦接到第一混合推进系统和第二混合推进系统两者，并且构造成致动到接合位置，其中，当第二发动机没有输出维持飞机的期望飞行阶段所需的扭矩时，接合交叉连接离合器，导致第一混合推进系统驱动第二推进器，并且其中，当第一发动机没有输出维持飞机的期望飞行阶段所需的扭矩时，接合交叉连接离合器，导致第二混合推进系统驱动第一推进器。
本公开的描述本质上仅是示例性的，并且不脱离本公开的主旨的变型旨在落入本公开的范围内。这样的变型不应被视为背离本公开的精神和范围。

Claims (10)

1.一种用于飞机(12)的推进系统(10)，所述推进系统(10)包括：
第一推进器(20A)和第二推进器(20B)；
第一混合推进系统(22A)，包括通过第一超越离合器(40A)耦接到第一发动机(36A)的第一马达(38A)，其中，所述第一混合推进系统(22A)能操作地耦接以驱动所述第一推进器(20A)；
第二混合推进系统(22B)，包括通过第二超越离合器(40B)耦接到第二发动机(36B)的第二马达(38B)，其中，所述第二混合推进系统(22B)能操作地耦接以驱动所述第二推进器(20B)；以及
交叉连接离合器(26)，能操作地耦接到所述第一混合推进系统(22A)和所述第二混合推进系统(22B)两者并构造成致动到接合位置。
2.根据权利要求1所述的推进系统(10)，其中，当所述第一发动机(36A)的发动机扭矩大于所述第一马达(38A)的马达扭矩时，所述第一超越离合器(40A)接合，并且其中，当所述第二发动机(36B)的发动机扭矩大于所述第二马达(38B)的马达扭矩时，所述第二超越离合器(40B)接合。
3.根据权利要求1至2中任一项所述的推进系统(10)，其中，所述第一马达(38A)和所述第二马达(38B)在所述飞机(12)的飞行爬升阶段期间以操作的动力模式操作，并且在所述飞机(12)的飞行巡航阶段期间以再生模式操作。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的推进系统(10)，其中，在所有飞行阶段中，所述第一发动机(36A)和所述第一马达(38A)通过所述第一超越离合器(40A)耦接在一起，并且在所有飞行阶段中，所述第二发动机(36B)和所述第二马达(38B)通过所述第二超越离合器(40B)耦接在一起。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的推进系统(10)，进一步包括与所述交叉连接离合器(26)电子连通的控制模块(32)，其中，所述控制模块(32)指示所述交叉连接离合器(26)致动到所述接合位置。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的推进系统(10)，其中，所述控制模块(32)执行指令以：
确定所述第一发动机(36A)或所述第二发动机(36B)没有输出维持期望飞行阶段所需的扭矩量；以及
响应于确定所述第一发动机(36A)或所述第二发动机(36B)没有输出所需的扭矩量，指示所述交叉连接离合器(26)从分离位置致动到所述接合位置。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的推进系统(10)，进一步包括电耦接到所述第一马达(38A)的第一电池组(72A)和电耦接到所述第二马达(38B)的第二电池组(72B)，其中，所述第一电池组(72A)和所述第二电池组(72B)两者均包括在飞行巡航阶段期间再充电的多个独立电池(80)。
8.根据权利要求1至7中的任一项所述的推进系统(10)，其中，所述多个独立电池(80)在飞行爬升阶段期间以第一布置彼此连接并在飞行巡航阶段期间以第二布置彼此连接。
9.一种操作用于飞机(12)的推进系统(10)的方法(200)，所述方法(200)包括：
通过控制模块(32)监控第一发动机(36A)和第二发动机(36B)的操作，其中，所述第一发动机(36A)是能操作地耦接到第一推进器(20A)的第一混合推进系统(22A)的一部分，并且所述第二发动机(36B)是能操作地耦接到第二推进器(20B)的第二混合推进系统(22B)的一部分；
通过所述控制模块(32)确定所述第一发动机(36A)或所述第二发动机(36B)没有输出维持期望飞行阶段所需的扭矩量，其中，所述第一混合推进系统(22A)包括通过第一超越离合器(40A)耦接到所述第一发动机(36A)的第一马达(38A)，所述第二混合推进系统(22B)包括通过第二超越离合器(40B)耦接到所述第二发动机(36B)的第二马达(38B)；以及
响应于确定所述第一发动机(36A)或所述第二发动机(36B)没有输出所需的扭矩量，指示交叉连接离合器(26)从分离位置致动到接合位置。
10.根据权利要求9所述的方法(200)，进一步包括：
当所述第一发动机(36A)的发动机扭矩大于所述第一马达(38A)的马达扭矩时，接合所述第一超越离合器(40A)，并且当所述第二发动机(36B)的发动机扭矩大于所述第二马达(38B)的马达扭矩时，接合所述第二超越离合器(40B)。
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