CN114056582A

CN114056582A - 飞行器混合推进系统

Info

Publication number: CN114056582A
Application number: CN202110891778.6A
Authority: CN
Inventors: 彼得·斯旺
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 2020-08-04
Filing date: 2021-08-04
Publication date: 2022-02-18
Also published as: EP3950506A1; GB202012078D0; US20220042465A1; EP3950506B1; US11754001B2

Abstract

一种用于飞行器混合推进系统(5)的控制系统(34)。该混合推进系统(5)包括联接到发电机(28,32)的气体涡轮引擎(10)、联接到电动马达(28)的推进器(12)、以及联接到马达(28)和发电机(32)的电储存装置(30)。该控制系统(34)被配置为以第一下降模式和第二下降模式中的一者操作推进系统(5)。在第一下降模式中，对于给定推力而言，气体涡轮引擎(10)以第一引擎功率水平操作，并且发电机(28,32)以第一发电机功率水平操作。在第二下降模式中，对于给定推力而言，气体涡轮引擎(10)以高于第一引擎功率水平的第二引擎功率水平操作，并且发电机(28,32)以高于第一发电机功率水平的第二发电机功率水平操作。由发电机(28,32)在以第二下降模式操作期间产生的电力储存在电储存装置(30)中。

Description

飞行器混合推进系统

技术领域

本公开涉及一种用于飞行器的混合推进系统以及包括该推进系统的飞行器。

背景技术

已经提出并行和串联混合飞行器，其中内燃机与储能装置和一个或多个电动马达组合以驱动一个或多个推进器。并行混合系统与所谓的“串联混合系统”的区别可在于，在并行混合系统中，在内燃机和至少一个推进器之间设置机械连接，其中至少一个电动马达驱动与由内燃机驱动的推进器相同的推进器或另一个推进器。在串联混合系统中，内燃机与推进器分离。

发明内容

根据第一方面，提供了一种用于飞行器混合推进系统的控制系统，该混合推进系统包括：

气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎联接到发电机；

推进器，该推进器联接到电动马达；和

电能储存装置，该电能储存装置联接到马达和发电机；其中

该控制系统包括控制器，该控制器被配置为以第一下降模式和第二下降模式中的一者操作推进系统，其中在第一下降模式中，对于给定推力而言，气体涡轮引擎以第一引擎功率水平操作并且发电机以第一发电机功率水平操作，并且在第二下降模式中，对于给定推力而言，气体涡轮引擎以高于第一引擎功率水平的第二引擎功率水平操作，并且发电机以高于第一发电机功率水平的第二发电机功率水平操作，其中由发电机在以第二下降模式操作期间产生的电力被储存在电能储存装置中。

有利的是，发电机可在下降期间操作，从而在气体涡轮引擎上提供“阻力”，而引擎可以较高的功率水平操作，以将推力保持在给定(例如，恒定或不同的期望)水平下。这可具有多种优点，包括下降期间噪声水平降低、有害引擎排放物减少、引擎响应时间更快，以及如下文进一步详细阐述的其他潜在优点。

第一发电机功率水平可基本上为零，即，发电机可不在第一下降模式期间操作。

第二引擎功率水平可包括这样的功率水平，在该功率水平下，与在第一引擎功率水平下的操作相比，更少的处理放泄件是打开的，或者其中该处理放泄件打开的程度小于在第一功率水平下的打开程度。通过在下降期间以较高的功率水平操作引擎，可以实现若干优点。通过关闭一个或多个处理放泄件或在较小程度上操作它们，增加了引擎压缩比，从而提高了引擎热效率，并且减少了特定于引擎推力的燃料消耗和有害排放物诸如CO和UHC。此外，处理放泄件表示材料对下降时飞行器噪声的贡献。通过在处理放泄件关闭的功率设置下操作引擎，可极大地减小进场噪声。

控制系统可被配置为根据自动驾驶信号、自动节流阀信号、高度信号以及襟翼或起落架设置信号中的一者或多者来确定是以第一下降模式还是以第二下降模式操作推进系统。有利的是，控制系统可以在进场的至少一段时间期间自动适当地控制引擎和发电机，而无需来自飞行员的额外输入。

控制系统可被配置为根据是否满足一个或多个需求来以第一下降模式或第二下降模式操作推进系统。用于以第二下降模式操作推进系统的需求可包括发电机或储能系统的健康状态、储能系统的充电状态、储能系统的最大c速率、飞行器的负载需求以及飞行器的推力需求。

控制器可包括被配置为控制由发电机产生的电力的发电机控制器，并且/或者可包括被配置为控制储能装置的充电速率的电池控制器。因此，控制器可通过直接控制发电机输出或通过控制发电机上的负载间接地控制发电机输出中的任一者或两者来控制由发电机产生的电力。

储能装置和/或发电机可联接到一个或多个额外电负载，诸如被配置为驱动起落架轮的一个或多个起落架轮马达。有利的是，在下降时由发电机捕获的能量可用于在滑行和/或后续起飞期间为飞行器供电。

在第二下降模式中，控制器可被配置为确定引擎功率设置和发电机功率模式，该发电机功率模式产生所需要的推力并导致以下中的一者或多者：噪声水平最低、排放水平最低和燃料消耗最少。例如，控制器可包括查找表或模型，该查找表或模型将引擎功率与噪声、排放和引擎燃料消耗中的一者或多者相关。

在第二下降模式中，控制器可被配置为根据噪声限制或与一名或多名观察者的接近度来确定引擎功率水平和发电机功率水平。例如，在进场的一个或多个阶段期间，相对于进场的一个或多个稍后阶段，引擎可面对更高的噪声水平，因为鉴于飞行器与地面之间的较大距离，地面上的观察者所感知的噪声水平可能更低。有利的是，这可允许在进场的后期阶段(其中噪声为更大的考虑因素)中更大程度降低噪声。

根据本发明的第二方面，提供了一种控制飞行器混合推进系统的方法，该混合推进系统包括：

气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括联接到发电机的引擎；

推进器，该推进器联接到电动马达；和

电能储存装置，该电能储存装置联接到马达和发电机；其中

该方法包括以第一下降模式和第二下降模式中的一者操作推进系统，其中在第一下降模式中，对于给定推力而言，气体涡轮引擎以第一引擎功率水平操作并且发电机以第一发电机功率水平操作，并且在第二下降模式中，对于给定推力而言，气体涡轮引擎以高于第一引擎功率水平的第二引擎功率水平操作，并且发电机以高于第一发电机功率水平的第二发电机功率水平操作，其中由发电机在以第二下降模式操作期间产生的电力被储存在电能储存装置中。

根据第三方面，提供了一种非暂态存储介质，该非暂态存储介质被配置为当安装在飞行器混合推进系统控制器上时执行第二方面的方法。

根据第四方面，提供了一种推进系统，该推进系统包括：第一方面的控制系统。

气体涡轮引擎可包括芯卷轴，该芯卷轴包括联接在一起的高压压缩机、高压轴和高压涡轮。该气体涡轮引擎可包括中压卷轴，该中压卷轴包括联接在一起的中压压缩机、中压涡轮和中压轴。

推进系统可包括并行混合推进系统，其中气体涡轮引擎直接地或经由减速齿轮箱机械地联接到推进器。气体涡轮引擎可包括低压卷轴，该低压卷轴包括联接在一起的推进器、推进器轴和低压涡轮。低压卷轴可包括增压压缩机。电机可联接到低压卷轴。有利的是，可独立于推进器旋转速度来控制引擎高压卷轴旋转速度和/或引擎中压卷轴旋转速度，从而允许在一定程度上独立于推力来控制引擎功率。

单个电机可包括机械地联接到气体涡轮引擎的发电机和机械地联接到推进器的马达两者。有利的是，单个装置可以在飞行周期中的不同点处提供两种功能。另选地，可提供单独的马达和发电机，它们可联接到气体涡轮引擎的同一或不同卷轴。

另选地，推进系统可包括串联混合推进系统，其中推进器与气体涡轮引擎机械分离，并且其中发电机和马达包括单独的电机。串联混合推进系统可包括联接到推进器并且能够作为电动马达操作的第一电机，以及联接到气体涡轮引擎并且能够作为发电机操作的第二电机。第一电机可电联接到第二电机。

本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征如作适当变动，可以应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征可以应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征组合。

附图说明

现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：

图1是包括并行混合推进系统的第一飞行器的平面图；

图2是用于图1的飞行器的并行混合推进系统的示意图；

图3是包括并行混合推进系统的第二飞行器的平面图；

图4是包括串联混合推进系统的飞行器的示意图；

图5是示出用于操作根据图1至图4中任一项所述的混合推进系统的控制方案的总体概述的流程图；

图6是示出实施图5的控制方案的第一方法的流程图；

图7是示出实施图5的控制方案的第二方法的流程图；并且

图8是示出实施图5的控制方案的第三方法的流程图。

具体实施方式

参考图1，示出了飞行器1。该飞行器具有常规构型，具有机身2、翼部3、尾部4和一对推进系统5。推进系统5中的一个推进系统在图2中详细示出。

图2示意性地示出了推进系统5。该推进系统5包括气体涡轮引擎10形式的内燃机。气体涡轮引擎10以轴流式串联包括风扇12形式的推进器(其可另选地呈螺旋桨形式或推进器的其他形式)、高压压缩机14、燃烧设备16以及高压涡轮18和低压涡轮20。任选地，增压压缩机13可设置在高压压缩机14的上游。

气体涡轮引擎10以常规方式工作，使得空气被风扇12加速以产生两股气流：进入压缩机13、14的第一核心气流和绕过压缩机13、14以提供推进推力的第二气流。核心空气流过压缩该核心空气的压缩机13、14，然后流入燃烧设备16，在该燃烧设备中核心空气与燃料混合并且该混合物燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴排出之前通过涡轮18、20膨胀，从而驱动该涡轮以提供额外的推进推力。高压涡轮18驱动高压压缩机14，并且低压涡轮20通过合适的互连轴22、24各自驱动增压压缩机13和风扇12。压缩机14、涡轮18和轴22表示高压卷轴。风扇12、增压压缩机13、涡轮20和轴24表示低压卷轴。压缩机13、14任选地包括一个或多个处理放泄件15，该处理放泄件包括与压缩机13、14空气流动路径流体连通的阀，该阀允许通过在一些操作模式期间允许气流离开压缩机进入环境空气来减轻相应压缩机13、14内的压力。

本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选构型。以举例的方式，此类引擎可具有另选数量(例如，两个或三个)的互连轴和/或另选数量的压缩机和/或涡轮。另外，该引擎可包括设置在从涡轮到压缩机和/或风扇的驱动系中的齿轮箱。发电机可联接到任何卷轴(高压轴、中压轴或低压轴)，而马达通常联接到包括风扇/螺旋桨的低压轴。在引擎包括减速齿轮箱的情况下，马达可位于齿轮箱的高速侧或低速侧。

推进系统5还包括驱动一个或多个推进器的一个或多个电机。具体地讲，推进系统5包括电动马达-发电机28。马达-发电机28是常规类型，诸如感应或永磁体AC或DC有刷或无刷电机，并且被配置为驱动推进器诸如风扇12。在本实施方案中，马达-发电机28经由低压轴24联接到风扇12。在该实施方案中，电动马达28为“芯轴安装的”类型，其中马达28的转子29直接安装到低压轴24的表面上，并且被设置在转子29的径向外侧的定子31围绕。定子包括电绕组(未示出)，该电绕组可通电以产生旋转磁场。该旋转磁场与转子29的磁场相互作用，以在充当马达时引起旋转。因此，风扇12可由气体涡轮引擎10经由低压涡轮20和马达28中的任一者或两者供电。气体涡轮引擎10可包括一个或多个另外的电机。例如，另一个发电机60联接到高压轴22。该发电机可提供额外的电力，并且可用于为例如引擎和飞行器非推进式电力系统供电，或者可提供额外的电力以便为马达28供电。

电动马达/发电机28联接到呈化学电池、燃料电池和电容器中的一者或多者形式的电能储存装置30，该电能储存装置在作为马达操作期间为电动马达/发电机28提供电力并且在作为发电机操作时被马达/发电机28充电。在一些情况下，可为每个推进系统5提供可为不同类型(化学电池、燃料电池等)的多个储能系统。在其他情况下，可为多个推进系统提供一个或多个公共电能储存装置30。

推进系统任选地还包括发电机32，该发电机电联接到马达28和储能装置30中的一者或两者，使得可在操作中提供额外的电能。在一些情况下，电力可从发电机32直接传输到马达28。发电机32通常由气体涡轮引擎10的低压轴24驱动。发电机32可经由齿轮箱和/或离合器联接到轴24，以允许发电机32与轴24选择性地连接和断开连接。在存在发电机32的情况下，马达28可仅作为马达操作，而不作为发电机操作。在其他情况下，马达28可充当发电机，在这种情况下可省略单独的发电机32。

提供了控制器34，该控制器被配置为控制马达-发电机28和储能装置30中的至少一者，以控制由马达-发电机28提供/吸收的扭矩以及储能装置30的充电/放电。控制器34还可被配置为控制发电机32(在提供的情况下)的操作，以控制由发电机32产生的电力。

图3示出了另选飞行器101。飞行器101与飞行器1的类似之处在于飞行器包括机身102、翼部103、尾部104和推进系统105。然而，推进系统105与推进系统5不同。

每个推进系统105包括气体涡轮110，该气体涡轮具有以类似于气体涡轮引擎10的方式配置的风扇112、压缩机114、燃烧器116、高压涡轮和低压涡轮118以及高压轴和低压轴。推进系统还包括以类似于推进系统5的方式配置的电动马达-发电机128a，以及仅机械地联接到推进器并且非机械地联接到气体涡轮引擎110的电动马达128b。

飞行器101包括多个推进器，其中一些推进器机械地联接到气体涡轮引擎110，并且其中一些推进器联接到相应的电动马达128a、128b。每个电动马达128a、128b联接到电能储存单元130。

在该实施方案中，提供了以风扇112形式安装到翼部103的一对第一推进器。第一对风扇112中的每个风扇直接联接到气体涡轮引擎110和马达128a的轴，并因此由相应的气体涡轮引擎110和马达128a中的任一者或两者机械地驱动。

飞行器101还包括风扇152形式的第二对推进器，该第二对推进器安装在翼部103的尖端附近。第二对推进器152中的每个推进器联接到相应的电动马达128b，并因此被电驱动。此类系统可被描述为“串联-并行”，因为推进器的子集仅联接到电动马达128b，而另一子集联接到电动马达128a和气体涡轮引擎110的轴。

图4示出了串联混合飞行器201形式的第三飞行器。在这种情况下，提供了包括单个气体涡轮引擎210的推进系统205，但应当理解，可提供两个或更多个气体涡轮。发电机232联接到气体涡轮引擎210并且被配置为向马达228和储能装置230提供电力。提供了各自由相应的电动马达228驱动的一对推进器212。每个推进器212与气体涡轮引擎210机械地分离，并且因此该系统可被描述为串联混合飞行器。储能装置230电联接到每个马达228。

在每个飞行器中，提供了控制器34、134、234，该控制器被配置为根据图5所示的控制方案来控制储能装置30、130、230和发电机28、128a、32、232中的任一者或两者。

虽然本文描述了控制方案的若干实施方案，但一般原理是为推进系统的操作提供两种下降操作模式：第一操作模式和第二操作模式，在第一操作模式中对于给定推力而言，气体涡轮引擎以低功率运行，并且发电机以低功率(可能基本上为零)操作；在第二操作模式中对于给定推力而言，气体涡轮引擎以比在第一操作模式中更高的功率运行，并且发电机以比在第一操作模式中更高的功率操作，即，与在第一模式中不可操作相比，可进行操作以提供功率。应当理解，术语“下降”通常是指飞行器从较高高度下降到较低高度的情况，并且因此控制方案旨在当飞行器处于接近飞行器下降的飞行结束的飞行阶段时可操作。

图5示出了该操作原理的第一实施方案。在第一步骤中，操作模式选自第一下降模式形式的第一操作模式和第二下降模式形式的第二操作模式中的一者。

操作模式选择可以基于飞行员输入、飞行周期识别或系统健康状态识别中的任何一者或多者。

例如，系统可包括用户界面，该用户界面可允许飞行员选择第一操作模式或第二操作模式。另选地或除此之外，系统可包括被配置为识别飞行器处于飞行阶段的模块，其中通过以第一下降模式或第二下降模式中的一者操作飞行器来提供益处。

该模块可被配置为根据一个或多个输入识别系统应以哪种操作模式操作。例如，控制器可联接到大气数据传感器、节流阀控制器、飞行器致动器传感器、自动驾驶仪、驾驶舱控制件和引擎管理系统中的一者或多者。在一个实施方案中，系统确定飞行器将在第一下降模式中操作，其中节流阀处于预先确定的功率带内(通过与自动节流阀通信)，并且飞行器处于预先确定的空速和高度带和/或与机场的水平接近度内，并且飞行器正在下降(通过与大气数据传感器通信)。类似地，系统确定系统将在第二下降模式中操作，其中功率带、速度和高度处于预先确定的限值内，并且飞行器正在下降。任选地，可使用一种或多种飞行器配置来确定系统将在第二模式中操作。例如，当起落架和襟翼伸出时，飞行器可在第二模式中操作。飞行员可具有超控选项，从而迫使系统在任何一种模式中操作。

在系统识别出飞行器将在第一下降模式中操作的情况下，对于给定推力设置而言，控制器34、134、234以相对较低的功率设置操作气体涡轮引擎。所需的推力设置以及因此功率设置可结合自动节流阀或自动驾驶系统来确定，使得推进系统提供期望的推力水平。电动马达28作为马达或作为发电机在相对低的扭矩水平下操作，即，向推进器12增加或减去相对小的扭矩。

在此类低气体涡轮引擎功率水平下，燃料流以相对较低的速率提供给燃烧器16，并且压缩机以相对较低的旋转速度操作。因此，压缩机提供相对较小的压力上升和质量流速，并且实现相对较低的燃烧温度。

在此类低温和低压下，燃烧器可产生相对较高水平的不期望排放物。此类排放物的示例包括未燃烧的烃(UHC)和一氧化碳(CO)。此类排放物是不期望的，因为它们可能对空气质量和健康产生负面影响。

在低气体涡轮引擎功率条件下可能存在操作的额外后果。例如，在此类低旋转速度下，压缩机工作管路可倾向于更接近失速状况和/或喘振状况。为了缓解这些问题，压缩机在高压压缩机14的高压阶段配有一个或多个处理放泄件15。这些处理放泄件在低功率条件下打开，以使压缩机14进一步远离失速和/或喘振状况。在一些情况下，处理放泄件具有介于打开和关闭之间的中间位置，使得通过处理放泄件的质量流量可变化。类似地，引擎控制器可调度一个或多个处理放泄件以在不同引擎条件下打开。然而，处理放泄件的操作导致高噪声水平，并且因此总体引擎噪声在低功率设置下可反常识地高于在稍高功率设置下。

当飞行器继续下降时，系统将操作切换至第二下降操作模式。在第二下降操作模式期间，气体涡轮引擎对于给定推力需求在较高功率水平下操作，即，通过相对于在该相同推力需求下在较低功率水平下的操作增加燃料流量，来增加涡轮功率。同时，通过增加由发电机32提取的功率和/或通过将马达28作为发电机操作，来增加涡轮20上的负载。因此，总推进系统推力保持在期望的相对低水平下，同时通过从涡轮中提取额外的非推进功率来增加气体涡轮引擎功率。这种额外的功率被储存在电能储存装置30中以备后用。

换句话讲，不同的操作模式在提供给定推力所需的气体涡轮引擎功率设置方面有所不同。例如，如果飞行员或自动节流阀要求标称最大推力的10％的推力，则在第一模式中，当处于第一操作模式中时，控制器34在对应于最大引擎推力的10％的功率设置下操作引擎，并且发电机28、32不工作。当处于第二操作模式中时，相同的推力设置(10％)将导致引擎功率设置为比如说20％，而所产生的实际推力将相同(最大推力的10％)，因为发电机以更高的功率(比如说标称功率的100％)操作，从而导致相关联的涡轮20上的阻力增加。通过改变发电机负载以将推力保持在期望设置下来提供对于相同推力的引擎功率设置的这种差异。应当理解，引擎功率和推力可不具有直接线性关系，具体地讲因为引擎推力和功率部分地取决于前进速度。

在第二下降模式中的该较高推力设置下，观察到若干效果。首先，对于给定的推力，燃料流量更高，并且因此在该模式中，燃料燃烧在操作期间有所增加。然而，系统在飞行器的飞行周期内使用的总体燃料可能不会增加，或者甚至可能减少，因为引擎在更有效的操作点处操作，并且使用额外燃料对电能储存装置充电，其可在稍后的时间点有效地使用。

其次，在第二操作模式中，压缩机14的旋转速度优选地高于一个或多个处理放泄件15正常关闭的预先确定的速度。因此，噪声有所减小。另外，由于高压压缩机14的旋转速度相对较高，而增压压缩机13的速度相对较低，因此增压压缩机的喘振裕度也增大，从而也潜在地允许关闭增压压缩机上的任何处理放泄件。因此，本发明尤其适用于具有增压压缩机的双卷轴引擎和具有中压压缩机的三卷轴引擎。

第三，鉴于燃料流量和压缩机旋转速度增大，尽管燃料流量增大，燃烧器温度也升高，从而减少UHC和CO的排放。因此，改善了空气质量。

第四，由于引擎对于给定推力在更高的功率下操作，因此可增强引擎的加速度性能。气体涡轮引擎通常在低功率下具有差加速性能，并因此对于给定推力在较高功率下操作允许引擎更快速地加速。这可在落地未成的情况下提供额外的安全裕度。

第五，由于发电机28、32吸收一部分原本将由推进器12使用的引擎功率，因此可在保持更高的引擎功率的同时减小总推进系统推力。这可允许更大角度下降，并进一步减少了地面上的噪声和排放物。

因此，本公开的本发明系统和方法提供了一种在混合推进系统中在飞行周期的关键部分期间有效地减少排放物和/噪声的装置。

在操作期间，系统连续地监测飞行器状况，并且当不再满足当前操作模式的条件时，使飞行器返回到不同的操作模式。

例如，系统还可包括复飞模式。在该模式中，引擎被加速到高功率，发电机以低功率或无功率操作，并且使用储存在电能储存装置30中的能量为电动马达28供电以驱动推进器12。因此，提供了改进的加速度，由此引擎从第二下降模式中的较高功率条件开始加速，并且由推进器12增加额外功率。来自推进器12的此类增大的加速度和增大的功率可允许设计者采用较小的气体涡轮引擎核心，或者可打开相对于压缩机和/燃烧器的设计自由度，从而潜在地导致总体引擎性能改善。

对于控制系统如何选择正确的操作模式，可设想若干实施方案。

在一个示例中，控制器可考虑储能单元的充电水平。例如，控制器可仅在第二下降模式中操作系统，其中存在足够的存储容量以在该模式中存储由发电机产生的能量。

控制器也可考虑诸如可用的剩余燃料之类的因素，因为在第二下降模式中操作可能需要增加燃料使用。

另选地或除此之外，控制器可考虑飞行器离地面的距离。例如，当飞行器相对于地面处于相对较高的高度时，飞行器可在第一下降模式中操作，并且当飞行器相对靠近地面时，飞行器可在第二下降模式中操作。在一个示例中，在高于跑道进口约3000英尺的高度处发生第一下降模式和第二下降模式之间的转变。

控制器可以在飞行周期中除了进场之外的点处在第二更高功率模式中操作引擎。例如，系统可在滑行期间以较高功率模式操作，以减少地面上的噪声和排放物。另选地，气体涡轮引擎10、110、210可在位于地面上时关闭，其中使用联接到飞行器起落架(未示出)的额外电动马达和/使用来自由马达28、128、228驱动的推进器12、112、152、212的推力来执行滑行。可使用存储在储存装置30、130、230中的电能为此类马达供电。

类似地，可设想用于在第二下降模式中操作期间选择气体涡轮引擎和发电机的功率水平的若干实施方案。

在一个示例中，控制器可利用基于模型的控制，其中控制器包括引擎模型，并且其试图最小化成本函数，该成本函数包括：作为一个或多个成本的排放物、燃料流量和/噪声；作为目标变量的推力；以及作为操纵变量的气体涡轮引擎功率和发电机功率。因此，操纵气体涡轮引擎功率和发电机功率以最大程度减少排放物，同时产生目标推力。成本函数可根据飞行器高度和/或根据飞行器与敏感区域诸如高人口密度区域的接近度来加权，其中靠近地面和/或靠近此类敏感区域产生的排放物和噪声比在较高高度和/较大距离处产生的那些排放物和噪声接收更高的成本权重。

系统选择最小化的相关成本可取决于飞行器高度。例如，系统可选择最大程度减小特定高度带内的噪声和最大程度减少另一高度带内的排放物。

在另一个示例中，控制器可考虑引擎的放泄件特性。例如，控制器可包括引擎模型，该引擎模型针对给定飞行特性确定阻止打开一个或多个放泄阀所需的最少引擎操作条件(例如，压缩机旋转速度)。一旦以该最小旋转速度操作，控制器就可改变发电机功率以便例如通过比例、积分、微分(PID)控制来提供期望的推力，同时将气体涡轮引擎保持在等于或高于该最小速度的速度下。

在另一个示例中，控制器可基于以备后用的电荷需求来控制发电机28、32、128a、232和气体涡轮引擎10、110、210的功率水平。图6示出了一种此类策略。

在第一步骤中，控制器确定电能需求以便执行所需的飞行器操纵。例如，可能需要电能以在位于地面上时在反向推力模式中操作引擎，或者可能需要电能来滑行。控制器可基于飞行器运动学模型、诸如跑道长度、离期望登机口的距离等之类参数的查找表因素或预先确定的值来确定用于此类操纵的电能。

在第二步骤中，控制器确定电能储存装置30的健康状态和/充电状态。由此，通过确定电能需求和充电状态之间的差量来确定充电需求。

在第三步骤中，计算第二下降模式启用与对电能需求之间的时间间隔ΔT。例如，这可包括第二下降模式启用与着陆滑跑开始之间的时间估计值。由此，通过将充电需求除以时间间隔来确定以瓦特为单位的充电速率。应当理解，本公开还设想了相对于时间的其他非恒定充电速率分布，例如这样的充电速率分布：其中紧接在着陆滑跑之前的充电速率以及因此气体涡轮功率水平和发电机功率水平高于第二下降模式的早期阶段中，但受到以下约束：在第二下降模式期间递送至电能储存装置30的电荷总量等于或不小于在第二步骤中确定的充电需求。

在第四步骤中，控制气体涡轮引擎10、110、210的功率和发电机28、32、128a、232的功率以在第二下降模式中操作的时间段期间实现在第二步骤中确定的目标充电速率分布和/或总体充电需求，同时将两个功率保持在预先确定的限值内。例如，气体涡轮引擎可在高于阻止放泄阀中的一个或多个放泄阀操作所需的最低水平下操作，如上文所公开的。发电机28、32可在低于能量储存装置30的标称最大C速率并且低于发电机28、32的额定扭矩和/或功率限值下操作。必须将推力保持在目标值。在这些约束条件内，引擎可以在导致最少燃料燃烧和/或最低总体成本的水平下操作，该最低总体成本另外包括与噪声和/或排放物相关的成本。一旦位于地面上，就将该能量用于地面操作，如前面所述。

图7描述了用于基于期望的噪声和排放物结果来确定发电机28、32和气体涡轮引擎10的功率水平的第二方法。

在第一步骤中，控制器确定气体涡轮引擎功率水平分布，以便满足进场期间期望的排放物或噪声减少分布。例如，如上文所讨论，由引擎10产生的排放物或噪声可根据功率水平而变化。控制器可基于引擎排放物或噪声模型、诸如压缩机旋转速度、气体路径入口或出口温度以及相关联的噪声和排放物之类参数的查找表因素或预先确定的值来确定与各种功率水平相关联的排放物或噪声。

在第二步骤中，控制器确定在将气体涡轮引擎保持在期望功率水平的同时满足期望推力水平的发电机功率水平。

在第三步骤中，控制器通过对预计的发电机功率水平随时间进行积分，并将其增加到储能装置所储存的现有能量来确定在进场阶段结束时电动马达可用的能量预算。

在第四步骤中，控制器计算用于在后续飞行器操纵(诸如复飞、反向推力或滑行)期间使用能量预算的策略。

图8描述了通过采用多参数优化方法确定发电机28、32和气体涡轮引擎10功率水平的第三方法以确定气体涡轮引擎和发电机功率的选择和/或值。

在第一步骤中，将计划飞行分成多个阶段，这些阶段包括如上所述的优先考虑排放物、噪声和可能的其他因素的阶段或分配相对权重的阶段。

对于每个阶段而言，定义成本函数，该成本函数包括燃料成本、一个或多个排放物成本(例如，UHC、CO等的组合成本或单独成本)、噪声成本和适当的权重。基于对应飞行参数的引擎模型为这些成本中的每个成本分配值。

在第三步骤中，对成本函数执行优化算法。优化算法试图使在第一步骤中的相应飞行阶段期间选择的对应参数最小化。该算法可包括基于已知部件限值的系统限值，诸如给定引擎条件下的最大发电机扭矩和/或功率输出、最大储能单元充电速率等。该算法得到产生具有对应最低成本的所需推力所必需的气体涡轮和发电机功率。

应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

例如，引擎可为三卷轴型、双卷轴型或单卷轴型，并且可包括减速齿轮箱，或者可为直接驱动型。发电机可联接到这些轴中的任一个轴。可提供若干发电机。

可提供单独的控制单元以用于控制马达、发电机、电储存单元、气体涡轮引擎和飞行器中的每一者。另选地，这些功能中的一种或多种功能可由单个控制器执行。可提供单个控制器来控制所有引擎，或者各个引擎可由相应的控制器控制。

一般来讲，用于并行混合和串联混合情况的控制方法是类似的。然而，在一些细节中可存在差异。例如，在推进系统包括串联混合推进系统的情况下，可能有必要始终在至少一定程度上操作发电机以向涡轮提供负载，而发电机可在并行混合系统中完全关闭(即，被配置为基本上不产生电力)，因为推进器提供负载。

Claims

1.一种用于飞行器混合推进系统的控制系统，所述混合推进系统包括：

气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎联接到发电机；

推进器，所述推进器联接到电动马达；和

电能储存装置，所述电能储存装置联接到所述马达和所述发电机；其中

所述控制系统包括控制器，所述控制器被配置为以第一下降模式和第二下降模式中的一者操作所述推进系统，其中在所述第一下降模式中，对于给定推力而言，所述气体涡轮引擎以第一引擎功率水平操作并且所述发电机以第一发电机功率水平操作，并且在所述第二下降模式中，对于给定推力而言，所述气体涡轮引擎以高于所述第一引擎功率水平的第二引擎功率水平操作，并且所述发电机以高于所述第一发电机功率水平的第二发电机功率水平操作，其中由所述发电机在以所述第二下降模式操作期间产生的电力被储存在所述电能储存装置中。

2.根据权利要求1所述的控制系统，其中所述第一发电机功率水平基本上为零。

3.根据权利要求1所述的控制系统，其中所述第二引擎功率水平包括这样的功率水平，在所述功率水平下，与在所述第一引擎功率水平下的操作相比，更少的处理放泄件是打开的，或者其中所述处理放泄件打开的程度小于在所述第一引擎功率水平下的打开程度。

4.根据权利要求1所述的控制系统，其中所述控制系统被配置为根据自动驾驶信号、自动节流阀信号、高度信号以及襟翼或起落架设置信号中的一者或多者来确定是以所述第一下降模式还是以所述第二下降模式操作所述推进系统。

5.根据权利要求1所述的控制系统，其中所述控制系统被配置为根据是否满足一个或多个需求来以所述第一下降模式或所述第二下降模式操作所述推进系统，其中用于以所述第二下降模式操作所述推进系统的所述需求能够包括所述发电机或储能系统的健康状态、所述储能系统的充电状态、所述飞行器的所述储能系统的最大c速率需求以及所述飞行器的推力需求。

6.根据权利要求1所述的控制系统，其中所述控制器包括发电机控制器和电池控制器中的一者或多者，所述发电机控制器被配置为控制由所述发电机产生的所述电力，所述电池控制器被配置为控制所述储能装置的充电速率。

7.根据权利要求1所述的控制系统，其中所述控制器被配置为确定引擎功率设置和发电机功率模式，所述发电机功率模式产生需要的推力并导致以下中的一者或多者：噪声水平最低、排放水平最低和燃料消耗最少。

8.根据权利要求1所述的控制系统，其中在第二下降模式中，所述控制器(34)被配置为根据噪声限制或与一名或多名观察者的接近度来确定引擎功率水平和发电机功率水平。

9.一种控制飞行器混合推进系统的方法，所述混合推进系统包括：

气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎联接到发电机；

推进器，所述推进器联接到电动马达；和

电能储存装置，所述电能储存装置联接到所述马达和所述发电机，其中

所述方法包括以第一下降模式和第二下降模式中的一者操作所述推进系统，其中在所述第一下降模式中，对于给定推力而言，所述气体涡轮引擎以第一引擎功率水平操作并且所述发电机以第一发电机功率水平操作，并且在所述第二下降模式中，对于给定推力而言，所述气体涡轮引擎以高于所述第一引擎功率水平的第二引擎功率水平操作，并且所述发电机以高于所述第一发电机功率水平的第二发电机功率水平操作，其中由所述发电机在以所述第二下降模式操作期间产生的电力被储存在所述电能储存装置中。

10.一种非暂态存储介质，所述非暂态存储介质被配置为当安装在飞行器混合推进系统控制器上时执行根据权利要求9所述的方法。

11.一种推进系统，所述推进系统包括根据权利要求1所述的控制系统。

12.根据权利要求11所述的推进系统，其中所述推进系统包括并行混合推进系统，其中所述气体涡轮引擎直接地或经由减速齿轮箱机械地联接到推进器。

13.根据权利要求11所述的推进系统，其中所述混合推进系统包括串联推进系统，其中所述推进器与所述气体涡轮引擎机械分离，并且其中发电机和马达包括单独的电机。