CN113264194A

CN113264194A - 飞机的额外推力控制

Info

Publication number: CN113264194A
Application number: CN202110187805.1A
Authority: CN
Inventors: 马里奥·阿瑟兰
Original assignee: Bombardier Inc
Current assignee: Bombardier Inc
Priority date: 2020-02-14
Filing date: 2021-02-18
Publication date: 2021-08-17
Also published as: US20210254556A1; EP3865404A1; CA3109112A1

Abstract

飞机的额外推力控制。用于改变飞机的额外推力的系统和方法，包括：第一电动风扇，其可绕第一轴线旋转，以沿第一空气流动路径引导第一空气流；和第二电动风扇，其可绕与第一轴线不同的第二轴线旋转，以沿与第一空气流动路径流体隔离的第二空气流动路径引导第二空气流，其中，第一电动风扇和第二电动风扇绕飞机的滚转轴线并与飞机的后端相邻地沿径向布置，并且第一电动风扇和第二电动风扇被构造用以吸入边界层空气，以形成第一空气流和第二空气流。

Description

飞机的额外推力控制

技术领域

本公开主要涉及一种飞机，更具体的涉及飞机的额外推力控制。

背景技术

诸如常规的固定翼飞机之类的飞机通常包括一个或多个发动机，诸如涡扇喷气发动机，以提供推力。可以基于多种因素选择这样的发动机，诸如飞机的推力要求、发动机的重量以及发动机的燃料燃烧速率。

发明内容

根据一个方面，提供了一种用于改变飞机的额外推力的系统，包括：第一电动风扇，其可绕第一轴线旋转，以沿第一空气流动路径引导第一空气流；和第二电动风扇，其可绕与第一轴线不同的第二轴线旋转，以沿与第一空气流动路径流体隔离的第二空气流动路径引导第二空气流，其中，第一电动风扇和第二电动风扇绕飞机的滚转轴线并与飞机的后端相邻地沿径向布置，并且第一电动风扇和第二电动风扇被构造用以吸入边界层空气，以形成第一空气流和第二空气流。

在一些实施例中，第一风扇和第二风扇在大致平行于横向平面的单个平面内共面，该横向平面包含飞机的俯仰轴线和飞机的偏航轴线。

在一些实施例中，第一风扇和第二风扇在包含飞机的滚转轴线和飞机的偏航轴线的对称平面中左右对称。

在一些实施例中，系统进一步包括整流罩通道，整流罩通道围绕第一风扇以朝着第一空气流动路径引导空气，并围绕第二风扇以朝着第二空气流动路径引导空气。

在一些实施例中，第一电动风扇和第二电动风扇由电马达驱动。

在一些实施例中，电马达由来自辅助动力单元的发电机的电能驱动。

在一些实施例中，系统进一步包括进口导管，进口导管与辅助动力单元流体连通，以将空气引导到辅助动力单元。

在一些实施例中，电马达被电池供应的电能驱动。

在一些实施例中，电马达可起发电机的作用，以将机械能转化成电能从而供应给电池。

在一些实施例中，电马达由来自飞机的一个或多个发动机的发电机的电能驱动。

在一些实施例中，系统进一步包括用以控制电马达的控制器。

在一些实施例中，第一电动风扇和第二电动风扇是函道风扇。

在一些实施例中，第一轴线和第二轴线大致平行于飞机的滚转轴线。

在一些实施例中，第一电动风扇和第二电动风扇被完全布置在离飞机表面的一定距离内，该距离小于飞机起飞和巡航期间由飞机的表面形成的边界层厚度，边界层厚度是从所述表面到其中局部流的速度是周围自由流速度的百分之九十九的点的距离。

在一些实施例中，第一电动风扇和第二电动风扇被布置成与飞机的尾锥相邻。

在一些实施例中，系统进一步包括：第一门，其可在关闭位置和打开位置之间致动，在关闭位置中，将第一流动路径中的第一空气流的前向流从飞机的前端引导到飞机的后端，在打开位置中，将第一流动路径中的第一空气流的反向流从飞机的后端引导到飞机的前端；和第二门，其可在关闭位置和打开位置之间致动，在关闭位置中，将第二流动路径中的第二空气流的前向流从飞机的第二端引导到飞机的后端，在打开位置中，将第二流动路径中的第二空气流的反向流从飞机的后端引导到飞机的前端。

在一些实施例中，系统进一步包括：第三电动风扇，其可绕第三轴线旋转，以沿第三空气流动路径引导第三空气流；第四电动风扇，其可绕第四轴线旋转，以沿第四空气流动路径引导第四空气流；第五电动风扇，其可绕第五轴线旋转，以沿第五空气流动路径引导第五空气流；以及第六电动风扇，其可绕第六轴线旋转，以沿第六空气流动路径引导第六空气流，其中，第三电动风扇、第四电动风扇、第五电动风扇以及第六电动风扇绕飞机的滚转轴线并与飞机的后端相邻地沿径向布置，并被构造用以吸入边界层空气以形成第三空气流、第四空气流、第五空气流以及第六空气流，第一轴线、第二轴线、第三轴线、第四轴线、第五轴线以及第六轴线中的每一个都彼此不同，并且第一空气流动路径、第二空气流动路径、第三空气流动路径、第四空气流动路径、第五空气流动路径以及第六空气流动路径每一个都彼此流体隔离。

根据另一方面，提供了一种包括第一发动机、第二发动机以及本文所述的系统的飞机。

在一些实施例中，系统被构造用以在飞机起飞期间产生向前的起飞推力，以补充由第一发动机和第二发动机产生的推力。

在一些实施例中，系统被构造用以在飞机巡航期间产生向前的巡航推力，以补充由第一发动机和第二发动机产生的推力。

结合下面的说明，根据附图，其他特征将变得显而易见。

附图说明

在示出示例实施例的附图中，

图1是根据实施例的具有用于改变额外推力的系统的飞机的侧视图；

图2是根据实施例的包括图1的系统的飞机的局部透视图；

图3A是沿图2的系统的线3A-3A截取的横截面图；

图3B是沿图2的系统的线3B-3B截取的横截面图；

图4A是根据实施例的用于改变额外推力的系统的示意性侧视图，其包括处于关闭位置的流动引导系统；

图4B是所述系统的示意性侧视图，其中图4A的流动引导系统处于打开位置；

图4C是根据实施例的用于改变额外推力的系统的风扇和马达的示意性侧视图；

图5是根据实施例的用于改变额外推力的系统的前示意图；

图6是根据实施例的用于改变额外推力的系统的示意图，其包括集中控制器；

图7是根据实施例的用于改变额外推力的系统的操作环境的示意图；

图8是根据实施例的用于改变额外推力的系统的另一操作环境的示意图；

图9是根据实施例的用于改变额外推力的系统的进一步操作环境的示意图；

图10是示出根据实施例的额外推力与飞机产生的空速之间的关系的曲线图；

图11是根据实施例的用于控制飞机中的额外推力的方法的流程图；以及

图12是示出根据实施例的作用在飞行中的飞机上的力的示意图。

具体实施方式

新飞机的设计或现有飞机的升级可能涉及选择用于传统推进的发动机。可以基于飞机的运行要求来选择发动机，并优化诸如飞机的推力要求、发动机的重量、发动机的燃料燃烧速率和成本之类的因素。

然而，实际上，对于特定尺寸的飞机，发动机的选择是基于发动机制造商处存在的或可从其获得的发动机类型。某些因素可能未被优化。例如，所选择的发动机通常对于飞机的大多数需求而言太大，但是为满足飞机的某些推力要求(诸如静态起飞推力)又是必需的。因而，使用了非最佳发动机，该发动机可能必须调低速率(以限制功率)从而产生较小的推力，而发动机越大，重量越大。更大的发动机可能还需要附加结构以将发动机支撑在飞机上。

因而，使用现有的最小推力兼容发动机的传统设计会导致发动机超重，这对飞机的设计存在复合影响。

如本文所述，用于改变飞机的额外推力并由此控制额外推力的系统和方法可以为飞机的发动机选择提供灵活性。

飞机的额外推力可以表示为具有大小和方向的矢量，并且可以定义为飞机的推力矢量T减去阻力矢量D的矢量差。

在飞机运行期间，可以改变额外推力来修改飞机的爬升和下降，以及控制飞行路径。

本文所述的系统和方法可以产生向前推力，允许为飞机选择更小和更轻的发动机，或者提供较小的起飞推力，但是通过用附加的向前推力补充发动机推力来提供最佳的重量和燃料燃烧。因而，可以使用重量和体积减小的较小发动机，从而降低了成本。

方便地，较小的发动机还可以允许使用较小的垂直安定面或垂直尾翼，这也降低了成本和重量。可以附接在垂直尾翼上的相同附接点处的较小方向舵可以进一步降低成本和重量。

因而，飞机可以具有较小的空载重量(OEW)和改进的任务燃料燃烧。

另外，本文所述的系统所产生的向前推力也可以在飞机发动机故障的情况下提供爬升能力。

本文所述的系统和方法还可以产生反向推力，以抵抗飞机的向前行进，从而提供减速或反向行进。在一个示例中，在高海拔和下降时，可以在不使用发动机和不采用速度制动器的情况下施加反向推力来下降。

可以沿着飞机的中心线施加向前或反向推力。

本文所述的系统和方法还可以控制由于飞机在通过流体(诸如空气)中移动时由相互作用和接触引起的阻力。特别地，系统可以增大或减小阻力，有时称为轮廓阻力，其定义为压力阻力(形状阻力)和蒙皮摩擦力(皮肤阻力)之和。

压力阻力是由在空气中移动的飞机的前部压力升高和后部压力降低引起的。蒙皮摩擦力是由空气分子与飞机固体表面之间的相互作用引起的。

在飞机移动期间，紧邻飞机表面形成边界层，其中粘度的影响显著。飞机表面附近分子的碰撞在表面附近形成了一层薄薄的流体层(边界层)，其中，速度从表面处的零变为远离表面的自由流(“干净”空气流)值。边界层可以包括层流(分层)或湍流(无序)。

边界层通过位移厚度增加了飞机主体的有效厚度，因此增加了压力阻力。其次，飞机表面处的剪切力产生蒙皮摩擦阻力。

本文所述的系统和方法可以通过吸入移动较慢的边界层空气并将其重定向和加速到例如与飞机相同的速度，并减小飞机前后表面之间的压差来减少阻力。

在一个示例中，可以在高海拔和下降时增加阻力，而无需使用发动机和采用速度制动器即可下降。

图1是飞机10的侧视图，其可以包括如本文所述的用于改变飞机10的额外推力的系统12。飞机10可以是包括一个或多个发动机14的固定翼飞机。飞机10可以包括机翼16、机身18，以及包括尾锥17以及垂直安定面或垂直尾翼19的尾翼15。飞机10可以是任何类型的飞机，诸如适用于民航的公司飞机、私人飞机、商业飞机和客机。例如，飞机10可以是(例如，超远程)公务机、双引擎涡轮螺旋桨客机或支线客机。

飞机10可绕三个轴线旋转：竖直(上下)延伸的偏航轴线YA，飞机10围绕该偏航轴线向左或向右偏转；从机翼延伸到机翼(侧到侧)的俯仰轴线PA，飞机10围绕该俯仰轴线向上或向下倾斜；从机头延伸到机尾(前到后)的滚转轴线RA，飞机10绕滚转轴线旋转。

飞机10可以包括辅助动力单元(APU)11(有时称为“辅助动力系统”)，其包括燃气涡轮发动机，以作为辅助或副动力源向飞机系统提供电动和气动动力。

图2是根据实施例的包括系统12的飞机10的局部透视图，系统12被布置在飞机10的尾翼15区域的尾锥17中。系统12可操作，以通过沿流动通道22的一个或多个进口21从环境(诸如边界层)抽取向前空气流402并使其在一个或多个出口25处离开，出口25可以由例如整流罩或壳体形成的管道或导管23限定，以产生推力。

系统12可以包括风扇24，诸如可以由电马达(例如电马达40)驱动的电动风扇。在一些实施例中，风扇24是函道风扇。

在一些实施例中，风扇24包括一个或多个转子242，诸如叶轮，并且可以包括固定在主轴上以推动空气的转子叶片或翼型。叶轮可用于增加或减少流体的压力和流量。在一些实施例中，叶轮可以是径向流式叶轮(轴向流入而径向流出)或轴向流式叶轮(轴向流入且轴向流出)。

在一些实施例中，风扇24包括一个或多个定子244，其具有定子叶片或沿周向间隔开的支柱。转子叶片推动空气后，空气便可以穿过定子叶片。定子叶片固定到例如流动通道22，并且用作扩散器以将高速空气部分地转换成高压。每个转子242和定子244对都可以形成压缩机级。

风扇24可以由电源供电，以通过将电能转换为机械能(诸如通过电马达40)将能量添加到移动的流体(诸如空气，特别是飞机10的边界层空气)，从而旋转风扇24的叶轮或叶片以推动空气，从而加速空气流以对飞机10产生推力。

在一些实施例中，风扇24与滚转轴线RA相邻地布置。在一个示例中，单个风扇24可以沿滚转轴线RA定位。

在一些实施例中，风扇24可绕大致平行于中心线(诸如滚转轴线RA)的轴线旋转。在一些实施例中，风扇24绕关于中心线(诸如滚转轴线RA)倾斜或成一定角度的轴线旋转。

在一个示例中，风扇24可在第一方向上旋转以朝着飞机10的后部推动空气，并且可在与第一方向相反的第二方向上旋转，以朝着飞机10的前部推动空气。

风扇24可以起涡轮的作用，以从移动的流体(诸如空气，特别是飞机10的边界层空气)提取能量。

风扇24可以例如通过起发电机作用的电马达40，将使风扇24的叶片旋转的移动流体(空气)的机械能量转换成电能来提取能量，如下文进一步详述的，并且这样的电能可以被储存在例如电池中，或者由飞机10的电气系统使用。

在一些实施例中，系统12可以包括多个风扇24，包括第一电动风扇和第二电动风扇，这可以提供灵活性并避免单点故障。在一些实施例中，系统12包括六个风扇24，即，另外的第三电动风扇、第四电动风扇、第五电动风扇以及第六电动风扇。在其他实施例中，系统12可以包括其他合适数量和构造的风扇24。

各个风扇24可以绕一个或多个相同或不同的轴线旋转。在一些实施例中，第一电动风扇24可绕第一轴线旋转，以沿着由下文所述的流动通道22限定的第一空气流动路径引导第一空气流，第二电动风扇24可绕与第一轴线不同的第二轴线旋转，以沿着由与第一空气流动路径流体隔离的由下文所述的另一流动通道22限定的第二空气流动路径引导第二空气流。第一轴线和第二轴线可以大致平行于飞机10的滚转轴线RA。

一个或多个风扇24可以绕飞机10的滚转轴线RA且邻近飞机10的后端(诸如相邻的尾锥17)沿径向布置。在一些实施例中，一个或多个风扇24构造用以吸入边界层空气以形成空气流，如下文进一步详述的。

一个或多个风扇24可以作为对称对操作，这可以平衡对飞机10的推力施加或绕飞机10的阻力变化。

图3A是沿系统12的线3A-3A截取的横截面图，示出了具有六个风扇24的实施例。

在一些实施例中，一个或多个风扇24可以与大致竖直的平面相交，或者与例如飞机10的尾锥17中的后翼梁对齐地相对于竖直方向偏移或倾斜。

在一些实施例中，一个或多个风扇24在单个平面中共面，该单个平面大致平行于包含飞机10的俯仰轴线PA和飞机10的偏航轴线YA的横向平面。

一个或多个风扇24可以间隔开以允许风扇24之间的冷却。

在一些实施例中，系统12的一个或多个风扇24可以在包含飞机10的滚转轴线RA和偏航轴线YA的对称平面(诸如图3A中所示的平面SP)中反射对称或双向对称。

在一些实施例中，整流罩26(形成整流罩通道)或其他结构部件可以围绕风扇24，以将空气引向各个风扇24的空气流动路径，从而形成流体隔离的单独且独立的流动通道22，并且各个风扇24都可以彼此流体隔离。方便地，如果风扇24或流动通道22的其他组件发生故障，则隔离的流动通道22可以允许对其他流动通道22的干扰较小。在图4A和图4B中进一步详细地示出了示例性流动通道22。

在一些实施例中，多个流动通道22可以将气流引导至单个风扇24。

设想其他合适的风扇构造以允许用于补充飞机10的发动机14的推力。

系统12，特别是所述系统的组件，诸如风扇24，可以被由合适的材料(诸如铝、铝合金或复合材料)形成的蒙皮表面52覆盖。

在一些实施例中，围绕风扇24的蒙皮表面52可以具有比传统的尾锥17的蒙皮更大的直径。

蒙皮表面52可以从机身18蒙皮的轨迹径向向外，从而允许进口21导引(进气或出气)空气。

在流动通道20的远端处，与进口21相对，出口25将气流导引(进气或出气)到环境。向前气流402可以被一个或更多排气出口25引导到排气流，从而在飞机10的后部离开。出口25可以针对例如被整流罩分离的每个流动通道22都是单独和独立的，如图3B中所示。图3B是沿系统12的线3B-3B截取的横截面图，示出了每个流动通道22的排气出口25。

在一些实施例中，系统12包括可致动的门，诸如作为用于每个风扇24的流动方向系统30一部分的反向流门32，如下文参考图4A和图4B进一步详述的。

图4A是根据实施例的通过系统12的流动通道22在方向A上抽取的前向流402的示意性侧视图，反向流门32处于关闭位置。图4B是根据实施例的流动通道22的反向流404的示意性侧视图，反向流门32处于打开位置。系统12的多个风扇24中的每个风扇都可以被布置在本文所述的单独流动通道22中。

前向流402可以由沿第一方向旋转的风扇24加速，以将空气推向飞机10后部的出口25。前向流402的加速产生施加到飞机10的向前推力。

反向流404可以由沿第二方向旋转的风扇24加速，以将空气推向进口21和飞机10的前部。反向流404的加速产生施加到飞机10的反向推力。

如图4A和图4B中所示，风扇24具有多个转子242和定子244。

流动方向系统30包括反向流门32，反向流门32以可旋转方式附接到导管23，并且可使用适当的致动器在图4A中所示的关闭位置和图4B中所示的打开位置之间致动，例如旋转。

在一些实施例中，反向流门32可以在风扇24(例如风扇24的转子242)的旋转方向的基于位置的检测中操作。例如，当风扇24在一个方向旋转，以在方向A上引导空气流时，如图4A中所示，反向流门32可以在关闭位置操作，例如，如图4A中所示。当风扇24在相反方向旋转，以在方向B上引导空气流时，如图4B中所示，反向流门32可以在打开位置操作，例如，如图4B中所示。

在一些实施例中，风扇24的旋转方向被控制器检测，从而在打开和关闭位置之间选择性地致动反向流门32。

在关闭位置中，如图4A中所示，反向流门32覆盖(并且在一些实施例中，密封)导管23中的开口33，从而将前向流402在流动路径中从飞机10的前端(诸如进口21)引导到飞机10的后端(诸如出口25)。

在一些实施例中，反向流门32例如可在如图4B中所示的方向C上旋转到打开位置，从而通过流动通道22沿方向B在流动路径上将反向流404从飞机10的后端(诸如开口33)引导到飞机10的前端(诸如进口21)。

代替于从由出口25形成的排气平面抽吸空气，门32可以为空气流提供穿过开口33的路径以进入流动通道22，从而产生反向流404，因此允许产生另外的反向推力。

反向流门32也可以通过允许任何过压或欠压排放到外部空气，来防止可能影响到流动速度和方向的在流动通道22之间的逆流。

在一些实施例中，每个风扇24的前向流402的排气都可以排放到公共出口或排出口。

在一些实施例中，每个风扇24的反向流402的排气都可以排放到公共出口或排出口。

图4C是根据实施例的被电马达40以可旋转方式联接和驱动的风扇24(包括转子242和定子244)的示意性侧视图。

如图4C中所示，可以将输入的功率供应给电马达40，以驱动电马达40，继而旋转风扇24。所产生的热可以排出，例如通过出口25从流动通道22流出。

图5是根据实施例的系统12的局部前示意图。如图5中所示，系统12可以包括六个电动风扇24的布置，所述六个电动风扇24布置在飞机10内的尾锥17内的空腔内，例如绕斜舱壁13布置。

斜舱壁13可以是尾锥17内的加强结构，组件(诸如风扇24)可以附接到该加强结构。斜舱壁13可以进一步用作例如辅助动力单元(诸如APU 11)的防火屏障。

在一些实施例中，包括诸如风扇24之类的组件的系统12在尾锥17内形成自足单元(self-contained unit)。

在一些实施例中，系统12的诸如风扇24之类的组件与飞机10的后部或后翼梁相邻地布置。在一些实施例中，风扇24可以布置成与由可以用作APU 11的防火墙的垂直尾翼19的后翼梁形成的平面相交。

在一些实施例中，风扇24可以布置在后翼梁后部，例如布置在空腔内。

图5也示出了与诸如APU 11的辅助动力单元流体连通的APU进口导管55，其用以吸入空气以将空气引导到辅助动力单元。

风扇24和APU进口导管55可以被整流罩分离，使得每个都流体隔离。

在一些实施例中，系统12的组件，特别是风扇24布置在飞机10的吊架后部。

在一些实施例中，飞机10的尾锥17中的燃料箱可以被移位或移除，从而提供空间以更靠近飞机10的中心线地布置风扇24，因而使得蒙皮表面52的直径更小。在一些实施例中，由于系统12所实现的更好的燃料效率，飞机10不需要来自这样的燃料箱的额外燃料。

系统12也可以包括一个或多个电马达40。在一些实施例中，一个或多个风扇24是电动的，并且可以被一个或多个电马达40联接并驱动。

在一些实施例中，电马达40是AC电马达，例如感应电马达或异步电马达，其由AC电流源驱动，诸如由发电机产生的三相400Hz AC电流驱动。

在一些实施例中，电马达40是DC电马达，其由DC电流源驱动，DC电流源诸如是由发电机提供，或者由例如电池、蓄电池或外部电源(诸如地面电源单元)提供的DC电流，或者是由合适整流器(诸如变压器整流器单元)提供的DC电流，所述整流器将发电机产生的AC电流转换成DC，例如28V的DC电流。

电马达40可以与一个或多个风扇24集成，并且可以通过轴连接(未示出)连接到一个或多个风扇24。

风扇24可以包括多组转子和定子，或多排风扇叶片。风扇24消耗了从能量源(诸如电马达40)获得的扭矩。特定形状和尺寸的风扇可以设计用以在给定RPM下以最大扭矩运行，而在高RPM下，风扇24会失速并损失效率。因而，可以根据风扇叶片尺寸、风扇叶片数量、风扇转速RPM和转矩输入的组合来选择风扇叶片的行数。

在一些实施例中，电马达40可以作为发电机操作，以通过电磁感应将来自风扇24的旋转的动力转换为电功率来发电。在一些实施例中，这种电功率可以储存在电池或其他合适的储存装置中。

一个或多个风扇24可以由单个电马达40驱动。在一些实施例中，每个风扇24都可以由单独的单个电马达40驱动。在其他实施例中，一对风扇24可以由单个电马达40驱动。

设想了用于驱动风扇24的其他合适的机构，例如，诸如内燃机的热力发动机。

系统12还可以包括一个或多个控制器50，其可以以硬件和/或软件来实现，以监视和控制风扇24的功率、RPM、旋转方向。

在一些实施例中，一个或多个控制器50可以用于控制电马达40，诸如对电马达40的输入功率，并因而控制来自电马达40的输出扭矩。因而，控制器50可以控制风扇24的旋转方向和速度，因而控制为向前或反向推力而产生的推力量。多个风扇24中的每一个都可以独立地操作并且被单独控制。例如，某些风扇24可以起到产生推力的作用，而某些风扇24可以作为发电机工作。

在一个示例中，与邻近飞机10的下部相邻的风扇24(其对空气流影响较小，并可以进一步布置在清洁空气中并作为更好的再生源)相比，与飞机10的顶部相邻的风扇24可以对垂直尾翼周围的空气流产生更大的影响，因而可以基于飞行参数调整。因而，为了再生，下部风扇24可以被激活，并且为了修改飞行推力，可以激活上部风扇24。

在一些实施例中，一个或多个控制器可以相同或不同，并控制任何一个或多个电马达40。

系统12还可以包括集中控制器，诸如额外推力控制器60，如图6中所示。额外推力控制器60可以为系统12的操作提供逻辑。在一些实施例中，额外推力控制器60和控制器50可以被实现为集成系统。在其他实施例中，额外推力控制器60和控制器50可以单独和独立地并且彼此通信地实现。

额外推力控制器60可以被实现为计算装置或计算机。该计算机可以包括一个或多个数据处理器(在下文中以单数形式提及)和一个或多个计算机可读存储器(在下文中以单数形式提及)，该存储器存储可由数据处理器执行并被配置用以使数据处理器产生一个或多个输出(例如，信号)的机器可读指令，以使得执行本文所述的方法的步骤。

计算机可以是飞机10的航空电子设备套件的一部分。例如，在一些实施例中，计算装置可以执行除本文所述功能之外的附加功能。在各种实施例中，计算机可以包括多于一个计算机或数据处理器，其中，本文所公开的方法(或其一部分)可以使用多个计算机或数据处理器来执行，或者可替选地，可以完全使用单个计算机或数据处理器来执行。

数据处理器可以包括任何适当的装置，该装置被配置用以使计算机执行一系列步骤，以便实现计算机实现的过程，使得指令在由计算机或其他可编程设备执行时，可以引起执行本文所述方法中指定的功能/动作。

存储器可以包括任何合适的机器可读存储介质。存储器可以包括非暂时性计算机可读存储介质，诸如但不限于，电子、磁、光、电磁、红外或半导体系统、设备或装置，或前述的任何合适的组合。存储器可以包括位于计算机内部或外部的任何类型的计算机存储器的合适组合。存储器可以包括适合于可检索地存储可由数据处理器执行的机器可读指令的任何存储措施(例如，装置)。

本公开的各个方面可以体现为系统、装置、方法和/或计算机程序产品。因而，本公开的各个方面可以采取完全硬件实施例、完全软件实施例或结合软件和硬件方面的实施例的形式。此外，本公开的各个方面可以采取体现一个或多个非暂时性计算机可读介质(例如，存储器)中的计算机程序产品的形式，该一个或多个非暂时性计算机可读介质具有在其上体现的计算机可读程序代码(例如，指令)。可以以一种或多种编程语言的任何组合来编写用于根据指令执行用于本公开的各个方面的操作的计算机程序代码。这样的程序代码可以全部或部分地由计算机或其他数据处理装置执行。应理解，基于本公开，本领域技术人员可以容易地编写用于实现本文公开的方法的计算机程序代码。

如图6中所示，在一些实施例中，额外推力控制器60可以与飞行员输入端62、自动驾驶仪输入端64、全权限数字发动机控制器(FADEC)66、对从传感器69接收到的信号进行数字化的空中数据计算机(ADC)68以及用于操作一个或多个电马达40以驱动一个或多个风扇24的一个或多个控制器50可操作地连接并通信。在一些实施例中，额外推力控制器60与反向流门32可操作地连接并通信，以用于控制和感测反向流门32。

飞行员输入端62包括从飞行员到飞行控制器的输入，例如，用于控制飞机10上的扰流板的阻力和升力组件的扰流板63、用于控制由速度制动器产生的阻力的速度制动器推杆(未示出)以及油门64，诸如油门推杆，包括诸如向前和向后推力控制杆之类的控制器。

自动驾驶仪输入端65可以包括飞行模式，以及可以输入到额外推力控制器60的空速和高度信息。

FADEC 66是被配置用以控制发动机性能的计算装置，并且与额外推力控制器60通信，将与发动机14的RPM和燃料流量有关的信息发送到额外推力控制器60。

一个或多个合适的传感器69测量与飞机10的操作相关联的实时数据，并作为输入接收例如飞行状态，诸如空速和高度、温度、飞行路径以及空中或地面模式。

传感器输入可由ADC 68接收和处理，ADC 68与额外推力控制器60进行通信，以将飞行状态信息传输到额外推力控制器60。

基于接收到的数据，诸如与来自飞行员输入端62的飞行员输入、来自自动驾驶仪输入端65的自动驾驶仪输入、来自FADEC 66的发动机控制信息以及来自ADC 68的飞行状态信息有关的信息，额外推力控制器60可以确定将由系统12产生向前或反向推力/阻力的哪种组合。

基于所确定的向前或反向推力/阻力，额外推力控制器60可以向控制器50发送合适的RPM、kW和方向信号，从而控制每个电马达40，因而控制每个风扇24。

在一些实施例中，飞机10在飞行员控制下操作，并且飞行路径角度和飞机加速度可以部分地由系统12控制。

在一些实施例中，飞机10在自动驾驶仪打开的情况下以巡航模式操作，并且额外推力控制器60可以确定运行风扇24是否可以引起总体燃料燃烧的减少，并且可以所监控的燃料消耗水平改变系统12的运行，诸如发送至系统12的功率量，以改变所产生的推力量。

在一些实施例中，额外推力控制器60实时监控燃料燃烧，以改变系统12的运行，从而优化燃料燃烧并最小化能量消耗。

因而，额外推力控制器60可以确定是否可以通过使用来自发动机14的能量运行系统12的风扇24而实现燃料燃烧降低，从而产生总体的燃料消耗增益。

在一些实施例中，可以通过致动飞机10的油门推杆，诸如油门64来控制系统12。额外推力控制器60可以确定是否激活系统12，以及是否按需要提高或降低推力。

在一个示例中，如果发动机14故障，则额外推力控制器60可以增大系统12所产生的向前推力。

在另一示例中，如果激活了速度制动器推杆，则额外推力控制器60可以操作，以降低风扇24产生的推力并增大阻力。

在一些实施例中，额外推力控制器60可以被配置用以例如基于期望产生的推力量，选择适当的电源来驱动风扇24。在期望更大阻力或较小推力的情况下，额外推力控制器60也可以被配置用以以再生模式操作系统12以捕捉能量。

用于向系统12供电的电源可以包括用于操作一个或多个控制器50和/或一个或多个电马达40来驱动风扇24的电源。电源可以包括一个或多个发电机，诸如发电机50，其由燃气涡轮发动机(诸如一个或多个发动机14或APU)驱动。

在一些实施例中，可能在用于系统12的多个电源之间切换。

电源例如可以由额外推力控制器60基于系统12的使用或操作模式来选择，如下文进一步详细讨论的。

在一些实施例中，具有系统12的飞机10可以包括诸如APU 11之类的APU，以向系统12的风扇24供电，例如以进行起飞和复飞。

在一个示例中，可以采用比通常提供的更大的APU，从而为系统12提供高达800shp(轴马力)的功率，特别是以进行起飞和复飞。

虽然通常一个进气口对于仅用于为飞机10的气动和电气系统发电的APU就足够了，但具有较大的APU，则可能必须包括第二进气口以向APU提供额外的空气。作为示例，两个这样的进口在图5中被示为APU进口55。

现在参考图7和图9，用各种电源示出了系统12的各种操作环境。应明白，以下电源中的任何一个或多个电源可以被组合从而为系统12提供电力和控制，并且可以由集中控制器来控制，诸如与每个电源和每个控制器50通信的额外推力控制器60(未示出)。

图7是根据实施例的向系统12馈电的涡轮发电机70(诸如APU11)的操作环境的示意图。

在图7中所示的实施例中，系统12的电源可以是涡轮发电机70，例如，诸如APU 11之类的辅助动力单元，包括被供以燃料能量的燃气涡轮发动机72和发电机74，或者其他合适的发动机和发电机。因而，电马达40由来自诸如APU 11的辅助动力单元的发电机的电能驱动。

在一些实施例中，发电机74是用于发电的发电机。发电机74可以是油冷的，并且包括齿轮箱，齿轮箱用于将来自诸如APU的燃气涡轮发动机的轴的动力转换成电功率。

在一些实施例中，发电机74是同步AC发电机(有时称为“交流发电机”)，诸如永磁发电机。

在一些实施例中，发电机74可以具有120kVA的额定功率。在一些实施例中，发电机74产生AC电流，例如三相，400Hz，115或120相电压的输出。

如图7中所示，从涡轮发电机70产生的电能被供应给控制器50，并且控制器50为每个电马达40供电并控制操作。每个电马达40都可旋转地联接到风扇24的函道风扇对。各个控制器50都可以控制电马达40，并用作一个或多个其他电马达40的备用，以便如果电马达40的控制器50发生故障，则备用控制器50进行操作以控制该电马达40并向其供电。

一个或多个控制器50的配置可以相同或不同，并控制任何一个或多个电马达40。

在使用时，将燃料能量，在示例中是将18,550BTU/lb或11.98kWh/kg的燃料能量供应给涡轮发电机70。

在示例中，涡轮发电机70可以以大约28-48％的效率运行，由此，效率被定义为有用的能量输出除以能量输入。在示例中，燃气涡轮发动机72可以以大约30％至50％的效率运行。在示例中，发电机74可以以大约95％的效率运行。

在示例中，电马达40可以以大约95％的效率运行。在示例中，每对风扇24都可以以大约80％的效率运行。

在示例中，系统12可以由涡轮发电机70供电，并在爬升模式或自动功率储备(APR)模式下从涡轮发电机70汲取约500kW的功率，以在起飞期间和错过进近条件下发动机推力损失的情况下提供推力。

图8是根据实施例的系统12的另一操作环境的示意图。

在图8中所示的实施例中，系统12的电源可以是涡轮发电机80，其包括被供以燃料能量的燃气涡轮发动机14和发电机84，或其他合适的发动机和发电机。因而，电马达40由来自飞机10的一个或多个发动机14的发电机84的电能驱动。

在一些实施例中，发电机84可以与风电机74类似，包括结构和组件。

如图8中所示，从涡轮发电机80产生的电能被供应给控制器50，并且控制器50供电并控制每个电马达40的运行。每个电马达40都可旋转地联接到风扇24的函道风扇对。每个控制器50都可以控制电马达40，并且用作另一电马达40的备用，以便如果电马达40的控制器50发生故障，备用控制器50进行操作以控制该电马达40并向其供电。

一个或多个控制器50可以相同或不同，并且控制任何一个或多个电马达40。

在使用时，将燃料能量，在示例中是将18,550BTU/lb或11.98kWh/kg的燃料能量供应给每个涡轮发电机80。

在示例中，涡轮发电机70可以以大约28-48％的效率运行，由此，效率被定义为有用的能量输出除以能量输入。在示例中，发动机72可以以大约30％至50％的效率运行。在示例中，发电机74可以以大约95％的效率运行。

在示例中，系统12可以由涡轮发电机80供电，并在巡航模式下汲取约40至50kW的功率。

图9是根据实施例的系统12的进一步操作环境的示意图。

在图9中所示的实施例中，系统12的电源可以是电池90。因而，电马达40可以由电池90供应的电能驱动。在一些实施例中，电源包括多个电池90，例如，被配置成电池组的多个电池。

在一些实施例中，电池90可以具有高达0.5kWh/kg的比能量密度。在其他实施例中，电池90可以具有高达0.2kWh/kg的比能量密度，在另一示例中为0.25kWh/kg。

电池90、多个电池90或者由电池90形成的电池组可以向逆变器92或多个逆变器92供应DC电流。

逆变器92可以是将直流电(DC)改变为交流电(AC)的合适的装置或电路。

在使用时，在一个示例中，逆变器92可以以大约98％的效率运行，而电马达40可以以大约95％的效率运行。在一个示例中，每对风扇24都可以以大约80％的效率运行。

如图9中所示，由电池90产生的电能被供应给控制器50，并且控制器50向各个电马达40供电，并控制其运行。每个电马达40都以可旋转方式联接到风扇24的函道风扇对。每个控制器50都可以控制电马达40，并且用作另一电马达40的备用，使得如果电马达40的控制器50发生故障，则备用控制器50操作以控制该电马达40并向其供电。

在一些实施例中，电马达40可以反向用作发电机，以将机械能转换成电能。可以通过将来自飞机10的推进的机械能转换成电负载来执行再生制动。

一个或多个电池90可以用于为系统12供电以产生推力，并且还可以以再生模式运行以捕捉空气流，使电马达40旋转并将电能反馈回控制器50和逆变器92以及电池90。电马达40可以用作发电机，以将机械能转换为电能以供应给一个或多个电池90。因而，在电池配置中，系统12是完全可逆的系统。

在一个示例中，系统12可以在飞机10下降期间捕捉能量，如果发动机驱动的发电机发生故障，或者如果需要功率来向专用任务飞机的系统供电，则系统12可以用于为诸如降落时的电制动器的电气系统供电。

在一些实施例中，在使用时，系统12可以在接近VMCG(地面最小控制速度)速度下，以110KCAS(以节计的修正空速)产生大约1,500lbs的额外推力(推力减去阻力)。

图10是示出y轴上的以飞机10的lbs(磅)为单位的额外推力(推力减去阻力)，包括系统12产生的推力，与x轴上的KTAS(以节计的真正空速)的空速之间的关系的曲线图。

假设推进效率，并且基于功率输入，可以通过将输入功率乘以效率，然后除以空速来确定额外推力，以产生图10的曲线图。额外推力乘以空速会产生推进功率。

在一个实施例中，由系统12产生的额外推力可以近似于在临界发动机故障速度下，较大发动机(例如，额定高达12,600lbs的静态起飞推力)与较小且较轻发动机(例如，额定高达7,700lbs的静态起飞推力)之间的推力不足。

系统12可以由来自诸如APU的电源的近似650SHP驱动。系统12可以至少部分地基于所需的额外推力量由合适的电源供电，诸如APU 11或发动机114。

系统12可以被配置成用于飞机10的多种操作模式，包括：在登机口推出，例如，使用反推力(TR)油门推杆作为飞行员输入；滑行，例如，使用带有油门型输入的操纵杆；在起飞期间，以提供阻力控制并通过提供中心线推力来代替自动功率储备(APR)；在爬升和巡航过程中，例如，改善额外推力(例如，通过额外推力控制器60来使用自动设置而调节系统12产生的推力，以最大程度地降低能耗)，并且如果不需要APU，则由主发动机14提供；飞行路径控制，例如，在不使用多功能扰流板(MFS)的情况下，使用速度制动器推杆提高阻力，并可以允许快速的推力方向变化；作为冲压空气涡轮(RAT)的替代，可以为飞机系统提供备用电力；以及再生，视需要将能量储存在诸如电池90的电池中。

系统12可以被构造用于减小的VMCG(地面最小控制速度)。VMCG是在地面上，在一台发动机不工作的情况下，可以使用空气动力学控制来保持方向控制的最小速度。因而，VMCG与(当一台发动机出现故障时的)非对称推力和施加用以抵消所述非对称推力的方向舵偏转成比例。

通过产生推力来抵消非对称推力而使用系统12可以允许在较小机身安装的发动机(诸如发动机14)情况下的较小VMCG。类似地，系统12可以允许较小VMCA(空中最小控制速度)。

在飞机10的各种操作模式下，系统12可以从诸如本文所述的那些电源中获取电力。

例如，当飞机10滑行时，可以由系统12推动，系统12可以从APU 11汲取电力。

系统12可以被构造用以产生向前起飞推力，以补充在飞机10起飞期间由发动机14(例如，第一发动机和第二发动机)产生的推力。

为了产生附加的向前推力以用于起飞或随着飞机10的爬升或复飞，系统12可以从APU 11汲取电力，这在补充发动机14产生的推力并减少阻力时会是需要的。例如，使用较小的发动机14会需要在起飞时由系统12产生的推力。

在爬升模式下，系统12可以由APU 11供电，并被配置用以从电源(例如，如图7所示和上文所述的发电机74)汲取大约500kW，引起将大约500kW的能量施加给馈电系统12。

系统12可以被构造用以产生向前的巡航推力，以在飞机10巡航期间补充由发动机14(例如，第一发动机和第二发动机)产生的推力。

在巡航模式下，系统12可以被配置用以从电源(例如，由发动机14提供动力的发电机84)汲取大约40至50kW，如图8中所示和上文所述。因而，可能需要大约40-50kW的能量将来自边界层的质量流加速回实际空速，因而降低机身压力阻力。

在巡航时，主系统14可以主要由主发动机14驱动，以提供对阻力的控制，因为APU11可以在巡航期间关闭，这可以改善燃料燃烧。

在巡航模式期间，可能期望通过减少阻力来最小化燃料燃烧，因为发动机14可以产生足够的推力。与行进的距离相比，系统12可以将飞机的能量使用最小化，由此将能量使用定义为所有燃料燃烧源的总和。可以修改系统12的推力增加和阻力减小，以使燃料燃烧最小化。

在一些实施例中，额外推力控制器60可以管理从飞机10到系统12的动力源，以最小化燃料燃烧。

在一些实施例中，额外推力控制器60可以实时监控燃料燃烧以对其进行优化，特别是通过使例如发动机14和APU 11的燃料燃烧总和最小化来对其进行优化。

在着落或下降期间，系统12可以产生反向推力和附加阻力，以使飞机10下降。

系统12可以在不使用引擎和不使用速度制动器的情况下产生阻力和下降。

在一些实施例中，电池90可以在下降时捕捉能量并减少飞机10的总体燃料燃烧，并且电池90还可以为电制动器供电以进行着陆。

在再生模式下，系统12可以被操作以产生例如储存在电池90中的电能。

在一些实施例中，风扇24可以构造用以通过诸如前向流402或反向流404之类的流旋转以捕捉能量。

风扇24可以连接到发电机上，例如，作为发电机运行以产生电能的电马达40，并且电能可以用在电池组配置中，诸如图9中所示的电池90，或者被供应给合适的系统。

因而，风扇24可以按能量系统的要求用作冲压空气涡轮，并且可以作为连接到飞机10的液压泵或发电机的小型风力涡轮运行。

在一个示例中，系统12可以在发动机14损失的情况下发电，或者可以用于为特殊任务提供所有电力。

在另一示例中，在使用时，系统12的某些风扇24可以产生推力，而某些其他风扇24可以产生电能。例如，系统12可以包括六个风扇24。六个风扇24中的四个可以产生向前的推力，并且其中两个风扇用作发电机，诸如在故障模式下。

系统12可以被配置用以为飞机10提供备用电源。在一些实施例中，系统12在制动器释放时通电。然后，如果发动机14之一故障，则系统12启动以提供自动性能储备(APR)(或增压)以产生附加推力。

图11是根据实施例的用于控制飞机10的推力和阻力的方法的流程图，该方法可以由系统12的风扇24执行，以产生向前推力或反向推力，或者增大或减小阻力。出于解释目的提供这些步骤。可以考虑步骤的变体，各种步骤的省略或代替，或者附加步骤。

在方框1102，例如，从在飞机10移动期间形成的边界层抽取空气流，例如，前向流402或反向流404。

在方框1104，空气流可以由流动通道22引导或重新充能以使湍流最小化。

在方框1106，例如，可以通过沿第一方向旋转风扇24以向飞机10的后部推动空气流以产生向前推力，或沿第二方向旋转风扇24以向飞机10的前部推动空气流以产生反向推力，来使空气流加速。

应理解，可以以不同顺序或以交错或迭代方式执行一个或多个方框。

在一些实施例中，系统12的风扇24布置在飞机10上，使得风扇24可以从由飞机10的移动形成的边界层内吸入空气。在一些实施例中，风扇24布置在飞机10上，使得系统12吸入的仅有空气流是边界层空气，而不会径向延伸超过边界层来吸入清洁空气。因而，在一些实施例中，系统12仅吸入边界层空气。

在一些实施例中，一个或多个风扇24完全布置在距飞机表面的一定距离内，该距离小于在飞机起飞和巡航期间由飞机10的表面形成的边界层厚度，边界层厚度可以定义为从表面到其中局部流的速度为周围自由流的速度的百分之九十九的点的距离。

系统12可以使用边界层吸入，以通过从速度降低的边界层空气产生推力，来降低飞机的推进功率消耗，因此减少燃料消耗。

方便地，系统12可以通过吸入边界层空气而不是清洁空气流来减少燃料燃烧约3％至5％。

与边界层吸入系统相关联的关键挑战是涡轮机械在高度扭曲流中高效运行的能力。

系统12的风扇24可以布置成在特定操作参数下完全处于边界层中。因而，进气流(湍流)可以更慢，并且风扇24的叶片可以更厚，因为风扇24不必处理(层流的)快速流来迎合压力波动，并且叶片应力可以通过使用更厚的叶片来解决。

图12是示出在飞行中作用在飞机10上的力：升力L、重力W、推力T以及阻力D，以及爬升角γ的示意图，所述爬升角γ定义为成表示地表面的水平面与飞机10所沿的实际飞行路径之间的角。

飞行中的力可以被定义如下：

W_sin(γ)＝T-D (1)

其中，W是飞机10的重力，γ是爬升角，T是推力，D是阻力。

方程(1)可以被重新布置成：

因而，

推力T和阻力D是矢量，因而具有与它们相关联的大小和方向。飞机10上的净外力可以被称为“额外推力”，并且可以被定义为推力T减去阻力D，因而也是矢量。系统12可以被配置用以例如通过增加向前推力或反向推力并增加或减小阻力来控制和改变额外推力，因而控制飞机10的飞行路径。通过基于输入(诸如飞行员输入，自动驾驶仪输入和各种传感器反馈)来确定期望的飞行路径角度或加速度，可以将确定量的能量发送到系统12。

因而，推力T可以由系统12修改，以使用本文所述的技术在起飞和其他情况期间提供向前或反向推力。

方便地，系统12可以代替诸如一个或多个发动机14之类的发动机上的推力反向器，并改善那些发动机上的燃料燃烧，提供更少的泄漏、更少的重量和更少的成本。

系统12还可以被构造用以使用本文所述的技术来修改(增加或减少)阻力D。

在一些构造中，系统12可以允许使用更小和更轻的发动机，这可以降低成本。与降额的较大发动机相比，与系统12的实施例结合的较小发动机的比燃料消耗(SFC)可以类似或得到改善。

系统12的使用可以允许具有较低使用空重(OEW)的较轻飞机10，在一个示例中，空载重量减少了6000磅，因此降低了成本。

基于模拟的样本任务，较小的发动机与系统12的实施例相结合以及降额的较大发动机两者产生了类似燃料消耗，以及类似航程，并且空气动力学不必要进行优化。

在另一种构造中，系统12可以代替传统发动机上的推力反向器。基于模拟样本任务，用系统12代替可以是重量和成本持平的，在最大有效载荷下的小的航程增加(约1％)，并且在600nm上有约1.5％的燃料燃烧降低。

从传统发动机上去除推力反向器并包括系统12的一些构造可以产生重量和成本降低，例如，约3.5％的基本重量(BOW)降低。

系统12还可以允许在最大有效载荷下的行程增加(大约>17％)，并且对于600nm降低大约>12％的燃料燃烧，初始爬升高度(ICA)增加以用于最大航程，满油满载，对起飞重量(WAT)限制的影响可忽略不计，对起飞距离的影响很小(具有相同的航程-有效载荷)，并且VMCG/VMCA降低(对于短距离作业(SFO))。

因而，系统12可能会节省机群成本。

在结构上说，在一些实施例中，系统12不提供机翼空气动力学变化，然而，可以移除飞机的尾箱，从而进一步减轻重量和成本，并且还增加了航程。

方便地，系统12可以提供更高航程，减少燃料燃烧(降低燃料消耗)以及改进产品感知(以混合动力飞机的形式)。

系统12可以允许在发动机关闭的情况下飞机滑行，滑出航站楼登机口以及降低爬升和巡航阻力的可能性。

系统12可以提供飞行中的推力反向器(飞行路径控制，包括没有多功能扰流器(MFS)情况下的大角度进近，以及改进的紧急下降)，以及地面推力反向器(具有改进的停止能力)。

由于系统12能够提供反向推力，因此可以从主发动机去除主发动机推力反向器。去除主发动机推力反向器可以减轻重量和降低成本，在一个示例中，可以使发动机的SFC(比燃料消耗)改善约0.5％。

系统12还可以提供改进的VMCA/VMCG。沿着飞机中心线的额外推力管理，产生较小的垂直尾翼并降低了重量和成本。

系统12可以改善短距离作业性能和湿/污染作业性能。

系统12还可以被构造用以充当冲压空气涡轮(RAT)，并且可以去除常规的RAT。

系统12还可以提供例如电池或电气系统的再生能力。

系统12可以定尺寸为产生与一个发动机不工作(OEI)下起飞和正更换的发动机复飞时的缺失起飞推力相等的力，并且从推力角度来看，在其他飞行阶段可以正式不需要。

在飞机的典型任务(500nm和1000nm)中，集成系统12具有将燃料燃烧减少超过10％的潜力。例如，在1000nm任务时，有可能将燃料燃烧减少852磅燃料(超过一吨CO₂)。

本文所述的系统和方法可用于另外应用中，例如将动力装置集成到机身中，并减小发动机推力变化引起的俯仰力矩以增加燃料效率并可能地去除水平尾翼，从而降低重量和成本。

其他应用包括提高初始爬升高度(ICA)，以尝试增加飞行高度，例如达到41,000英尺。

在其他应用中，通过电源管理计算机，系统12的实施例可以在巡航中调节，以最小化在一定高度时的燃料燃烧，包括关闭APU。

当然，上述实施例仅是说明性的，绝不是限制性的。所述实施例易于在形式、零件布置、细节和操作顺序上进行许多修改。本公开旨在将所有此类修改涵盖在如权利要求所限定的其范围内。

Claims

1.一种用于改变飞机的额外推力的系统，包括：

第一电动风扇，所述第一电动风扇能够绕第一轴线旋转，以沿第一空气流动路径引导第一空气流；和

第二电动风扇，所述第二电动风扇能够绕与所述第一轴线不同的第二轴线旋转，以沿第二空气流动路径引导第二空气流，所述第二空气流动路径与所述第一空气流动路径流体隔离，

其中，所述第一电动风扇和所述第二电动风扇绕飞机的滚转轴线并与飞机的后端相邻地沿径向布置，并且所述第一电动风扇和所述第二电动风扇被构造用以吸入边界层空气，以形成所述第一空气流和所述第二空气流。

2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述第一风扇和所述第二风扇在大致平行于横向平面的单个平面内共面，所述横向平面包含飞机的俯仰轴线和飞机的偏航轴线。

3.根据权利要求1所述的系统，其中，所述第一风扇和所述第二风扇在包含飞机的所述滚转轴线和飞机的偏航轴线的对称平面中左右对称。

4.根据权利要求1所述的系统，进一步包括整流罩通道，所述整流罩通道围绕所述第一风扇以朝着所述第一空气流动路径引导空气，并且所述整流罩通道围绕所述第二风扇以朝着所述第二空气流动路径引导空气。

5.根据权利要求1所述的系统，其中，所述第一电动风扇和所述第二电动风扇由电马达驱动。

6.根据权利要求5所述的系统，其中，所述电马达由来自辅助动力单元的发电机的电能驱动。

7.根据权利要求6所述的系统，进一步包括进口导管，所述进口导管与辅助动力单元流体连通，以将空气引导到所述辅助动力单元。

8.根据权利要求5所述的系统，其中，所述电马达被电池供应的电能驱动。

9.根据权利要求8所述的系统，其中，所述电马达能够起发电机的作用，以将机械能转化成电能从而供应给所述电池。

10.根据权利要求5所述的系统，其中，所述电马达由来自飞机的一个或多个发动机的发电机的电能驱动。

11.根据权利要求5所述的系统，其中，所述系统进一步包括控制所述电马达的控制器。

12.根据权利要求1所述的系统，其中，所述第一电动风扇和所述第二电动风扇是函道风扇。

13.根据权利要求1所述的系统，其中，所述第一轴线和所述第二轴线大致平行于飞机的所述滚转轴线。

14.根据权利要求1所述的系统，其中，所述第一电动风扇和所述第二电动风扇被完全布置在离飞机表面的一定距离内，所述距离小于在飞机的起飞和巡航期间由所述飞机表面形成的边界层厚度，所述边界层厚度是从所述表面到其中局部流的速度是周围自由流速度的百分之九十九的点的距离。

15.根据权利要求1所述的系统，其中，所述第一电动风扇和所述第二电动风扇被布置成与飞机的尾锥相邻。

16.根据权利要求1所述的系统，进一步包括：

第一门，所述第一门能够在关闭位置和打开位置之间致动，在所述关闭位置中，将所述第一流动路径中的所述第一空气流的前向流从飞机的前端引导到飞机的所述后端，在所述打开位置中，将所述第一流动路径中的所述第一空气流的反向流从飞机的所述后端引导到飞机的所述前端；和

第二门，所述第二门能够在关闭位置和打开位置之间致动，在所述关闭位置中，将所述第二流动路径中的所述第二空气流的前向流从飞机的第二端引导到飞机的所述后端，在所述打开位置中，将所述第二流动路径中的所述第二空气流的反向流从飞机的所述后端引导到飞机的所述前端。

17.根据权利要求1所述的系统，进一步包括：

第三电动风扇，所述第三电动风扇能够绕第三轴线旋转，以沿第三空气流动路径引导第三空气流；

第四电动风扇，所述第四电动风扇能够绕第四轴线旋转，以沿第四空气流动路径引导第四空气流；

第五电动风扇，所述第五电动风扇能够绕第五轴线旋转，以沿第五空气流动路径引导第五空气流；以及

第六电动风扇，所述第六电动风扇能够绕第六轴线旋转，以沿第六空气流动路径引导第六空气流，

其中，所述第三电动风扇、所述第四电动风扇、所述第五电动风扇以及所述第六电动风扇绕飞机的所述滚转轴线并与飞机的所述后端相邻地沿径向布置，并被构造用以吸入边界层空气以形成所述第三空气流、所述第四空气流、所述第五空气流以及所述第六空气流，

所述第一轴线、所述第二轴线、所述第三轴线、所述第四轴线、所述第五轴线以及所述第六轴线中的每一个都彼此不同，并且

所述第一空气流动路径、所述第二空气流动路径、所述第三空气流动路径、所述第四空气流动路径、所述第五空气流动路径以及所述第六空气流动路径每一个都彼此流体隔离。

18.一种包括第一发动机、第二发动机以及根据权利要求1所述的系统的飞机。

19.根据权利要求18所述的飞机，其中，所述系统被构造用以在飞机起飞期间产生向前的起飞推力，以补充由所述第一发动机和所述第二发动机产生的推力。

20.根据权利要求18所述的飞机，其中，所述系统被构造用以在飞机巡航期间产生向前的巡航推力，以补充由所述第一发动机和所述第二发动机产生的推力。