CN114104303A - 飞行器的推进系统 - Google Patents

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Abstract

一种用于飞行器的混合动力推进系统可包括具有至少一个推进器的推进器组件和功率生成系统。功率生成系统可包括第一功率组件、第二功率组件、第一电机和第二电机。第一功率组件可驱动地联接到第一电机以产生第一量的电功率。第二功率组件可驱动地联接到第二电机以产生第二量的电功率。控制器能够可操作地联接到第一功率组件、第一电机或两者以及第二功率组件、第二功率组件或两者。控制器可配置成将第一量的功率和第二量的功率的至少一部分组合，以用于电力传输给推进器组件。

Description

飞行器的推进系统
技术领域
本主题大体上涉及混合动力飞行器推进系统和用于操作推进系统的各种推进器组件的方法。
背景技术
飞行器大体上包括提供推力的推进系统。推进系统可包括至少两个飞行器发动机。每个发动机典型地安装到飞行器的机翼中相应的一个或在其它可行的位置处。虽然燃气涡轮发动机比内燃发动机更轻并且可产生更多的推力，但是内燃发动机可具有更好的燃料燃烧特性。因此，能够利用每种类型的发动机的特定益处操作的推进系统将是有用的。
发明内容
本发明的方面和优点将在下面的描述中部分地被阐述，或者可从描述中显而易见，或者可通过本发明的实践获知。
在本公开的一些实施例中，公开了一种用于飞行器的混合动力推进系统，其包括具有至少一个推进器的推进器组件。一种功率生成系统至少包括第一功率组件、第二功率组件、第一电机和第二电机。第一功率组件驱动地联接到第一电机以产生第一量的电功率。第二功率组件驱动地联接到第二电机以产生第二量的电功率。第二功率组件配置成比第一功率组件更高效地生成电功率。功率总线联接到第一电机和第二电机。控制器可操作地联接到第一功率组件、第一电机或两者以及可操作地联接到第二功率组件、第二电机或两者。控制器和功率总线配置成将第一量的电功率和第二量的电功率的至少一部分组合，以供应给推进器组件。
在本公开的一些实施例中，本文提供了一种用于操作飞行器的混合动力推进系统的方法。该混合动力推进系统包括与第一电机可操作地联接的第一功率组件、与第二电机可操作地联接的第二功率组件以及推进器组件。推进器组件包括至少一个推进器，并且可操作地联接到第一电机和第二电机中的至少一个。该方法包括由一个或多个计算设备接收针对第一操作条件提供第一量的推力输出的命令。该方法还包括由一个或多个计算设备从第一电机提供第一量的电功率，以将第一推力输出从第一功率组件提供到推进器组件。此外，该方法包括由一个或多个计算设备接收针对第二操作条件提供第二量的推力输出的命令。该方法还包括由一个或多个计算设备从第二电机提供第二量的电功率，以将第二推力输出从第二功率组件提供到推进器组件。
在本公开的一些实施例中，一种用于飞行器的混合动力推进系统包括第一功率组件，该第一功率组件具有联接到第一电机的涡轮机。混合动力推进系统还包括第二功率组件，该第二功率组件具有联接到第二电机的内燃发动机。推进器组件具有可操作地联接到第一推进器的第一马达。推进器组件由第一和第二电机通过联接到第一电机和第二电机的功率总线选择性地提供功率。控制器可操作地联接到第一功率组件、第一电机或两者以及可操作地联接到第二功率组件、第二功率组件或两者。如果期望的推力输出在第二功率组件操作范围内，则第二功率组件被激活。如果期望的推力输出大于第二功率组件操作范围，则第一功率组件被激活。
技术方案1. 一种用于飞行器的混合动力推进系统，包括：
推进器组件，其具有至少一个推进器；
功率生成系统，其至少包括第一功率组件、第二功率组件、第一电机和第二电机，所述第一功率组件驱动地联接到所述第一电机以产生第一量的电功率，并且所述第二功率组件驱动地联接到所述第二电机以产生第二量的电功率，其中，所述第二功率组件配置成比所述第一功率组件更高效地生成电功率；
功率总线，其联接到所述第一电机和所述第二电机；以及
控制器，其可操作地联接到所述第一功率组件、所述第一电机或两者以及可操作地联接到所述第二功率组件、所述第二电机或两者，所述控制器和所述功率总线配置成将所述第一量的电功率和所述第二量的电功率的至少一部分组合以供应给所述推进器组件。
技术方案2. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，其中，所述第一功率组件包括涡轮机，并且所述第二功率组件包括内燃发动机。
技术方案3. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，其中，所述控制器还配置成在第一操作条件下从所述第一电机向所述推进器组件提供电功率并且在第二操作条件下从所述第二功率组件向所述推进器组件提供电功率。
技术方案4. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，还包括：
能量存储单元，其与所述第一功率组件、所述第二功率组件和所述推进器组件中的每个可操作地联接。
技术方案5. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，其中，所述第一功率组件、所述第二功率组件和所述推进器组件中的每个配置成利用存储在所述能量存储单元中的电功率。
技术方案6. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，其中，所述第二功率组件配置成比所述第一电机生成更少的电功率。
技术方案7. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，其中，所述第一操作条件由使所述飞行器加速或爬升的命令指示，并且所述第二操作条件由使所述飞行器在水平飞行条件下操作的命令指示。
技术方案8. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，其中，所述第二功率组件生成小于所述第一电机的电功率的一半的电功率。
技术方案9. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，其中，所述控制器还配置成：接收期望的推力输出，并且如果期望的推力输出在第二功率组件操作范围内，则激活所述第二功率组件，并且如果所述期望的推力输出大于所述第二功率组件操作范围，则激活所述第一功率组件。
技术方案10. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，其中，所述第一功率组件配置成在第一范围的每分钟转数内操作，并且所述第二功率组件配置成在第二范围的每分钟转数内操作，所述第二范围的每分钟转数至少部分地小于或大于所述第一范围的每分钟转数。
技术方案11. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，还包括：
一个或多个功率电子器件，其定位成在所述第一功率组件和所述功率总线之间、在所述第二功率组件和所述功率总线之间、或前述两者。
技术方案12. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，其中，在以共同的速度和/或操作参数操作时，所述第一功率组件生成第一噪声水平，并且所述第二功率组件生成第二噪声水平，并且其中，所述第一噪声水平大于所述第二噪声水平。
技术方案13. 一种用于操作飞行器的混合动力推进系统的方法，所述混合动力推进系统包括与第一电机可操作地联接的第一功率组件、与第二功率电机可操作地联接的第二功率组件以及推进器组件，所述推进器组件包括至少一个推进器并且可操作地联接到所述第一电机和所述第二电机中的至少一个，所述方法包括：
由一个或多个计算设备接收针对第一操作条件提供第一量的推力输出的命令；
由所述一个或多个计算设备从所述第一电机提供第一量的电功率，以将第一推力输出从所述第一功率组件提供到所述推进器组件；
由所述一个或多个计算设备接收针对第二操作条件提供第二量的推力输出的命令；以及
由所述一个或多个计算设备从所述第二电机提供第二量的电功率，以将第二推力输出从所述第二功率组件提供到所述推进器组件。
技术方案14. 根据前述技术方案中任一项所述的方法，其中，所述第一功率组件配置成在第一范围的每分钟转数内操作，并且所述第二功率组件配置成在第二范围的每分钟转数内操作，所述第二范围的每分钟转数至少部分地小于或大于所述第一范围的每分钟转数。
技术方案15. 根据前述技术方案中任一项所述的方法，其中，所述第一操作条件是起飞飞行条件或爬升飞行条件。
技术方案16. 根据前述技术方案中任一项所述的方法，其中，所述第二功率组件配置成比所述第一功率组件生成所述第一量的电功率更高效地生成所述第二量的电功率。
技术方案17. 一种用于飞行器的混合动力推进系统，包括：
第一功率组件，其具有联接到第一电机的涡轮机；
第二功率组件，其具有联接到第二电机的内燃发动机；
推进器组件，其具有可操作地联接到第一推进器的第一马达，其中，所述推进器组件由所述第一电机和所述第二电机选择性地提供功率；
功率总线，其联接到所述第一电机和所述第二电机；以及
控制器，其可操作地联接到所述第一功率组件、所述第一电机或两者以及可操作地联接到所述第二功率组件、所述第二功率组件或两者，其中，如果期望的推力输出在第二功率组件操作范围内，则所述第二功率组件被激活，并且如果所述期望的推力输出大于所述第二功率组件操作范围，则所述第一功率组件被激活。
技术方案18. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，其中，在第一操作条件期间，所述期望的推力输出大于所述第二功率组件操作范围，所述第一操作条件包括起飞飞行条件或爬升飞行条件。
技术方案19. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，还包括：
能量存储单元，其与所述第一功率组件、所述第二功率组件和所述推进器组件中的每个可操作地联接。
技术方案20. 根据前述技术方案中任一项所述的混合动力推进系统，其中，所述推进器组件还包括可操作地联接到第二推进器的第二马达，其中，所述第一推进器组件和所述第二推进器组件被并行地提供功率。
参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。并入并构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并与描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员而言的本发明的完整且能够实现的公开内容，包括其最佳模式，在附图中：
图1是根据本公开的各个方面的飞行器的推进系统架构的示意图；
图2是根据本公开的各个方面的安装到图1的飞行器的燃气涡轮发动机的示意性剖视图；
图3是根据本公开的各个方面的安装到图1的飞行器的内燃发动机的示意性剖视图；
图4是根据本公开的各个方面的安装到图1的飞行器的推进器组件的示意性剖视图；
图5是根据本公开的各个方面的混合动力推进系统的框图；
图6是根据本公开的各个方面的混合动力推进系统的框图；
图7是根据本公开的各个方面的用于操作飞行器的混合动力推进系统的方法的流程图；和
图8是根据本公开的各个方面的计算系统。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中被示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和描述中相同或相似的标记用于指代本发明的相同或相似的部分。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可能够互换地使用，以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或交通工具内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或交通工具的正常操作姿态。例如，关于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，“下游”是指流体流向的方向。
术语“联接”、“固定”、“附接到”等是指直接联接、固定或附接以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接两者，除非本文另有说明。
单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用，除非上下文另有明确规定。
如在整个说明书和权利要求书中所使用的，近似语言用于修饰任何定量表示，在不导致与其相关的基本功能改变的情况下可容许该定量表示变化。因此，由诸如“约”、“近似”、“大体上”和“基本上”之类的一个或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。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，或者用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可指在10%的裕度内。
这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，这样的范围被标识并包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另有指示。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点能够彼此独立地组合。
如本文所用，当在两个或更多个项目的列举中使用时，术语“和/或”意味着可单独使用列出的项目中的任何一个，或者可使用列出的项目中的两个或更多个的任意组合。例如，如果组合物或组件被描述为包含部件A、B和/或C，则该组合物或组件可包含单独的A、单独的B、单独的C、A和B的组合、A和C的组合、B和C的组合、或者A、B和C的组合。
大体上，本公开提供了一种用于飞行器的混合动力推进系统，其包括一个或多个推进器组件。例如，混合动力推进系统可包括本文提供的用于飞行器的混合动力推进系统，其可包括具有至少一个推进器的推进器组件和功率生成系统。功率生成系统可包括第一功率组件、第二功率组件、第一电机和第二电机。第一功率组件可驱动地联接到第一电机以产生第一量的电功率。第二功率组件可驱动地联接到第二电机以产生第二量的电功率。
在一些实施例中，控制器能够可操作地联接到第一功率组件、第一电机或两者以及可操作地联接到第二功率组件、第二功率组件或两者。控制器可配置成将第一量的功率和第二量的功率的至少一部分组合，以用于电力传输给推进器组件。控制器还可配置成在第一操作条件下从第一电机向推进器组件提供电功率并且在第二操作条件下从第二电机向推进器组件提供电功率。在一些情况下，第一操作条件可由使飞行器加速或爬升的命令指示，并且第二操作条件可由使飞行器在水平飞行条件下操作的命令指示。另外或备选地，在各种实施例中，控制器可配置成：接收期望的推力输出，并且如果期望的推力输出在第二功率组件操作范围内，则激活第二功率组件，并且如果期望的推力输出大于第二功率组件操作范围，则激活第一功率组件。
在一些情况下，当飞行器处于第二操作条件时，第一功率组件可被停用，并且当飞行器处于第一操作条件时，第二功率组件可被停用。另外或备选地，第一和第二推进器组件中的一个可用于为飞行器提供期望量的推力，而第一和第二功率组件中的另一个可同时用于生成用于飞行器的一个或多个功率负载的电功率。
在各种实施例中，第一电机和第二电机二者都配置成生成存储在能量存储单元内的电功率。在一些情况下，第二电机可配置成比第一电机生成更少的电功率。例如，第二电机可生成小于第一电机的电功率的一半的电功率。
在一些实施例中，能量存储单元可与第一功率组件、第二功率组件和推进器组件中的每个可操作地联接。第一功率组件、第二功率组件和推进器组件中的每个可配置成利用存储在能量存储单元中的电功率。
通过根据一个或多个这些方面操作，本文提供的混合动力推进系统可在飞行器的每种操作条件(例如，起飞、巡航、待机等)下向飞行器提供足够量的推力输出，同时以高效的方式操作。例如，本文提供的混合动力推进系统可使用第一功率组件和第二功率组件，该第一功率组件结合有用于起飞和/或突进(dash)条件的轻质、高比功率发动机(例如，恒定燃烧发动机)，该第二功率组件结合有用于长时间巡航/待机条件的高效、低比功率发动机(例如，间歇燃烧发动机)。此外，混合动力推进系统还可结合有使用部分或全电气传动系的推进器组件，该电气传动系可实现来自不同装置的功率的组合以驱动一个或多个推进器。一个或多个推进器可定位在飞行器周围的任何可行位置中。在各种实施例中，通过一个或多个计算系统，基于系统功率需求，当一个或多个推进器中的每个被打开或关闭时，可发生推力输出的各种配置，并且推进器组件可在功率转换期间当一个功率组件被加快速度时补偿混合动力推进系统。
在一些实施例中，第一功率组件可配置为基于重量与能够产生的推力磅数的比率比第二功率组件轻的燃气涡轮，并且可产生比第二功率组件更多的电功率和/或推力。相反，第二功率组件可配置为基于重量与能够产生的推力磅数的比率比第一功率组件重的内燃发动机，但是可具有比第一功率组件更好的燃料燃烧特性。通过创建一种混合动力推进系统，该系统针对高功率起飞或高速条件而利用第一功率组件，但是针对巡航或待机条件而(可能仅)依赖于第二功率组件，可增加飞行器的能力，同时改善整个任务的持续性。在一些情况下，当与单个燃气涡轮架构相比时，本文提供的混合动力推进系统可导致多燃气涡轮架构的两位数续航里程改进和柴油机-燃气涡轮架构的续航里程加倍。
将多种发动机类型组合在一起并将每种发动机用于任务中其效率最高的部分的系统架构导致在整个任务中性能提高和燃料燃烧降低。组合架构的益处的数量基于高空持续时间，使得所公开的架构有益于延长续航时间的应用。与目前可用的推进系统相比，任何扩展的能力和降低的燃料燃烧既是商业上又是军事上的优势。
现在参考附图，其中在所有图中相同的数字指示相同的元件，图1大体上提供了可结合有本公开的各种特征的飞行器10的示意图。如图1所示，飞行器10限定延伸穿过其中的纵向中心线12、横向方向L、前端部部分14和后端部部分16。此外，飞行器10包括机身18和在飞行器10的后端部部分处的尾翼20，机身18从飞行器10的前端部部分14纵向地延伸到飞行器10的后端部部分16。
飞行器10还可包括机翼组件，该机翼组件包括第一左舷侧机翼22和第二右舷侧机翼24。第一机翼22和第二机翼24各自相对于纵向中心线12横向地向外延伸。第一机翼22和机身18的一部分一起限定飞行器10的第一侧26，并且第二机翼24和机身18的另一部分一起限定飞行器10的第二侧28。对于所描绘的实施例，飞行器10的第一侧26配置为飞行器10的左舷侧，并且飞行器10的第二侧28配置为飞行器10的右舷侧。
所描绘的实施例的机翼22、24中的每个包括一个或多个襟翼30，其可呈前缘襟翼和一个或多个后缘襟翼的形式。飞行器10还包括(或者更确切地说，飞行器10的尾翼20包括)垂直安定面34和一对水平安定面36，垂直安定面34可具有用于偏航控制的方向舵襟翼，水平安定面36各自具有用于俯仰控制的升降舵襟翼38。机身18另外包括外表面或蒙皮40。然而，将理解的是，在本公开的其它实施例中，飞行器10可另外或备选地包括任何其它合适的配置。例如，在其它实施例中，飞行器10可包括安定面的任何其它配置。此外，将理解的是，在一些实施例中，在不脱离本公开的范围的情况下，飞行器10可配置为垂直起飞和着陆(VTOL)飞行器、直升机或任何其它类型的空中交通工具。
在一些实施例中，飞行器10可为能够在机上没有人类飞行员的情况下飞行的无人驾驶空中交通工具。例如，飞行器10可通过例如操作人员遥控来驾驶，或者备选地，可为完全或间歇自主的并由机载和/或非机载计算机控制。
参考图1至图4，图1的飞行器10可包括混合动力推进系统50，该混合动力推进系统50具有功率生成组件32和一个或多个推进器组件56，该功率生成组件32可包括第一功率组件52和/或第二功率组件54。如本文所用，“混合动力”可指示包括多于一种类型的功率源的任何推进系统。例如，在各种实施例中，功率生成组件32可包括涡轮发动机(例如，连续燃烧或连续旋转发动机)、内燃发动机(例如，间歇燃烧或往复式发动机)、电机和/或能够为飞行器10生成电功率和/或推进力的任何其它类型的机器。例如，图2提供了第一功率组件52的示意性剖视图，图3提供了第二功率组件54的示意性剖视图，并且图4提供了推进器组件56的示意性剖视图，推进器组件56可与第一功率组件52和/或第二功率组件54可操作地联接。在各种实施例中，第一功率组件52和/或第二功率组件54中的每个可各自配置成翼下安装配置，并且以变化的方式产生电功率和/或推力。另外和/或备选地，第一功率组件52和/或第二功率组件54可与飞行器10的机身可操作地联接，或者以任何其它方式与飞行器10任意地联接。此外，推进器组件也可配置成翼下安装配置(或任何其它实际配置)，并且响应于从功率生成组件32(和/或能量存储单元70)接收电功率而提供推力。在一些实施例中，第一功率组件52或第二功率组件54中的至少一个可由飞行器10的机翼22、24支撑，并且第一功率组件52或第二功率组件54中的至少一个可由飞行器10的机身18支撑。
大体上参考图1至图4，在一些实施例中，混合动力推进系统50大体上可配置成使得第一功率组件52具有涡轮机(并且可能地，原动推进器(对于图2的实施例，其一起配置为燃气涡轮发动机，或者更确切地，涡轮风扇发动机60))、驱动地联接到涡轮机的第一电机62(对于图2中描绘的实施例，其为电动马达/发电机)、第二功率组件54(对于图3的实施例，其配置为内燃发动机64)、驱动地联接到内燃发动机64的第二电机66(对于图3中描绘的实施例，其为电动马达/发电机)、推进器组件56(对于图4的实施例，其配置为电动马达组件)、电能存储单元70(其能够电连接到第一电机62、第二电机66和/或推进器组件56)、控制器72和功率总线74。推进器组件56、电能存储单元70、第一电机62和第二电机66能够各自通过功率总线74的一条或多条电线76彼此电连接。例如，功率总线74可包括各种开关或其它功率电子器件78，其可移动以选择性地电连接混合动力推进系统50的各种部件。另外，功率总线74还可包括功率电子器件78(诸如逆变器、转换器、整流器等)，用于调节或转换混合动力推进系统50内的电功率。在一些情况下，第一功率组件52或第二功率组件54中的至少一个还配置成当第一功率组件52或第二功率组件54中的该至少一个在操作中时为飞行器10提供推力。
如将理解的是，控制器72可配置成在混合动力推进系统50的各种部件之间分配电功率。例如，控制器72可与功率总线74(包括一个或多个开关或其它功率电子器件78)一起操作，以向各种部件(诸如第一电机62、第二电机66和/或推进器组件56的马达)提供电功率或从其汲取电功率，从而在各种条件之间操作混合动力推进系统50并执行各种功能。这被示意性地描绘为延伸穿过控制器72的功率总线74的电线76。在一些情况下，控制器72可配置成从推进组件56提供期望的推力输出。在一些情况下，响应于接收到在第一操作条件下操作(诸如使飞行器10加速或爬升)的命令，从第一功率组件52向推进组件56提供电功率，并且响应于接收到在第二条件下操作(诸如在水平飞行条件、空闲(idle)条件或待机条件下操作)的命令，从第二功率组件54向推进组件56提供电功率。在一些情况下，当飞行器10处于第二操作条件时，第一功率组件52可被停用，并且当飞行器10处于第一操作条件时，第二功率组件54可被停用。另外或备选地，第一和第二推进器组件中的一个可用于为飞行器10提供期望量的推力，而第一和第二功率组件54中的另一个可同时用于为飞行器10的一个或多个功率负载272(图6)生成电功率。另外或备选地，控制器72可配置成：接收期望的推力输出，并且如果期望的推力输出在第二功率组件操作范围内，则激活第二功率组件54，并且如果期望的推力输出大于第二功率组件操作范围，则激活第一功率组件52。在一些情况下，第一功率组件52和第二功率组件54两者可同时生成电功率，该电功率可被推进组件56使用。
控制器72可为专用于混合动力推进系统50的独立控制器，或者备选地，可结合到飞行器10的主系统控制器、涡轮风扇发动机60的单独的控制器(诸如涡轮风扇发动机60的全权限数字式发动机控制系统，也称为FADEC)、内燃发动机64的单独的控制器(诸如FADEC)等中的一个或多个中。例如，控制器72可以与下面参照图8描述的计算系统500基本上相同的方式配置(并且可配置成执行下面描述的方法300的功能中的一个或多个)。
电能存储单元70可配置为一个或多个电池、一个或多个电容器或任何其它合适的电能存储设备。将理解的是，对于本文所描述的混合动力推进系统50，电能存储单元70配置成存储相对大量的电功率。例如，在各种实施例中，电能存储单元可配置成存储至少约五十千瓦时的电功率，诸如至少约六十五千瓦时的电功率，诸如至少约七十五千瓦时的电功率，以及高达约一千千瓦时的电功率。
现在参考图1和图2，第一功率组件52包括燃气涡轮风扇发动机60，该发动机安装到或配置成安装到飞行器10的第一机翼22或第二机翼。在一些实施例(诸如图2所示的实施例)中，燃气涡轮发动机包括涡轮机102和推进器，该推进器是风扇(参照图2被称为“风扇104”)。因此，对于图2的实施例，燃气涡轮发动机配置为涡轮风扇发动机60。
涡轮风扇发动机60限定轴向方向A1(平行于提供用于参考的纵向轴线101延伸)和径向方向R1。如所陈述的，涡轮风扇发动机60包括风扇104和设置在风扇104下游的涡轮机102。
所描绘的涡轮机102大体上包括限定环形入口108的基本上管状的外部壳体106。外部壳体106以串联流动关系包围：压缩机区段，其包括增压或低压(LP)压缩机110和高压(HP)压缩机112；燃烧区段114；涡轮区段，其包括第一高压(HP)涡轮116和第二低压(LP)涡轮118；和喷射排气喷嘴区段120。压缩机区段、燃烧区段114和涡轮区段一起至少部分地限定穿过涡轮机102的空气流动路径121。
涡轮风扇发动机60的涡轮机102另外包括一个或多个轴，该轴能够与涡轮区段的至少一部分以及(对于所描绘的实施例来说)与压缩机区段的至少一部分一起旋转。更特别地，对于所描绘的实施例，涡轮风扇发动机60包括高压(HP)轴或转轴122，其将HP涡轮116驱动地连接到HP压缩机112。另外，涡轮风扇发动机60包括低压(LP)轴或转轴124，其将LP涡轮118驱动地连接到LP压缩机110。
此外，所描绘的风扇104配置为可变桨距风扇，该可变桨距风扇具有以间隔开的方式联接到盘130的多个风扇叶片128。风扇叶片128大体上沿着径向方向R1从盘130向外延伸。由于风扇叶片128操作性地联接到配置成共同改变风扇叶片128的桨距的合适的致动构件132，每个风扇叶片128能够相对于盘130围绕相应的变桨轴线P1旋转。风扇104机械地联接到LP轴124，使得风扇104由第二LP涡轮118机械地驱动。更特别地，包括风扇叶片128、盘130和致动构件132的风扇104通过功率齿轮箱134机械地联接到LP轴124，并且能够横跨功率齿轮箱134通过LP轴124围绕纵向轴线101旋转。功率齿轮箱134包括多个齿轮，用于将LP轴124的旋转速度逐步降低到更高效的风扇旋转速度。因此，风扇104由涡轮机102的LP系统(包括LP涡轮118)提供功率。
仍然参考图2的实施例，盘130被可旋转的前毂136覆盖，前毂136在空气动力学方面轮廓被设计成促进气流通过多个风扇叶片128。另外，涡轮风扇发动机60包括环形风扇壳体或外机舱138，其周向地围绕风扇104和/或涡轮机102的至少一部分。因此，所描绘的涡轮风扇发动机60可被称为“涵道式”涡轮风扇发动机。此外，机舱138相对于涡轮机102由多个周向间隔开的出口导叶140支撑。机舱138的下游区段142在涡轮机102的外部部分上延伸，以便在两者间限定旁路气流通道144。
进一步参照图2，混合动力推进系统50另外包括第一电机62，对于所描绘的实施例，第一电机62配置为电动马达/发电机。对于所描绘的实施例，第一电机62定位在空气流动路径121内侧的涡轮风扇发动机60的涡轮机102内，并且可联接到涡轮风扇发动机60的轴中的一个或与其机械连通。例如，对于所描绘的实施例，电机通过LP轴124联接到第二LP涡轮118。第一电机62可配置成将LP轴124的机械功率转换成电功率(使得LP轴124驱动第一电机62)，或者备选地，第一电机62可配置成将提供给它的电功率转换成用于LP轴124的机械功率(使得第一电机62驱动或辅助驱动LP轴124)。因此，涡轮机102可用于生成可由推进组件56利用的电功率、用于飞行器10的推力或两者。
将理解的是，在其它实施例中，第一电机62可改为定位在涡轮机102内的任何其它合适的位置或其它地方。例如，在其它实施例中，第一电机62可与LP轴124同轴地安装在涡轮区段内，或者备选地可偏离LP轴124并通过合适的齿轮系驱动。另外或备选地，在其它实施例中，第一电机62可改为由HP系统提供功率，例如由HP涡轮116通过例如HP轴122提供功率，或者由LP系统(例如，LP轴124)和HP系统(例如，HP轴122)两者经由双驱动系统提供功率。另外或还备选地，在其它实施例中，第一电机62可包括多个电机，例如，一个驱动地连接到LP系统(例如，LP轴124)，并且一个驱动地连接到HP系统(例如，HP轴122)。此外，尽管第一电机62被描述为电动马达/发电机，但是在其它实施例中，第一电机62可仅配置为发电机。
在各种实施例中，第一电机62可配置成当由涡轮机102驱动时生成至少约十千瓦的电功率，诸如至少约五十千瓦的电功率，诸如至少约六十五千瓦的电功率，诸如至少约七十五千瓦的电功率，诸如至少约一百千瓦的电功率，诸如高达五千千瓦的电功率，诸如高达八百五十千瓦的电功率，诸如高达九百千瓦的电功率。另外或备选地，第一电机62可配置成当第一电机62被从例如第二功率组件54的电能存储单元70提供电功率时向涡轮机102提供或以其它方式增加机械功率的马力(hp)。例如，在各种实施例中，第一电机62可配置成向涡轮机102提供至少约十五(诸如至少约五十)马力的机械功率，诸如至少约七十五马力，诸如至少约一百马力，诸如至少约一百二十马力，诸如高达约七千马力。
仍然参考图1和图2，涡轮风扇发动机60还包括诸如FADEC的控制器150和多个传感器。涡轮风扇发动机60的控制器150可配置成控制例如致动构件132、燃料输送系统等的操作。另外，再次参考图1，涡轮风扇发动机60的控制器150可操作地连接到混合动力推进系统50的控制器72。此外，控制器72还可通过合适的有线或无线通信系统(以虚线描绘)可操作地连接到第一功率组件52(包括控制器150)、第一电机62、第二功率组件54、第二电机66、推进器组件56和能量存储单元70中的一个或多个。
在各种实施例中，涡轮风扇发动机60还可包括一个或多个传感器，该传感器定位成并配置成感测指示涡轮风扇发动机60的一个或多个操作参数的数据。例如，涡轮风扇发动机60可包括一个或多个温度传感器，该温度传感器配置成感测涡轮机102的空气流动路径121内的温度。例如，这样的传感器可配置成感测在燃烧区段114的出口处的排气温度。另外或备选地，涡轮风扇发动机60可包括一个或多个压力传感器，以感测指示涡轮机102的空气流动路径121内(诸如在涡轮机102的燃烧区段114内的燃烧器内)的压力的数据。此外，在再一些其它实施例中，涡轮风扇发动机60还可包括一个或多个速度传感器，该速度传感器配置成感测指示涡轮风扇发动机60的一个或多个部件(诸如LP转轴124或HP转轴122中的一个或多个)的旋转速度的数据。另外，在各种实施例中，涡轮风扇发动机60、作为整体的混合动力推进系统50和/或结合有混合动力推进系统50的飞行器10可包括一个或多个环境条件传感器，诸如一个或多个环境温度传感器，其定位在涡轮机102的空气流动路径121外部，用于感测指示诸如环境温度的环境条件的数据。因此，在至少各种实施例中，混合动力推进系统50可从飞行器10接收关于一个或多个环境条件的信息。然而，值得注意的是，在其它实施例中，环境条件可在涡轮机102的空气流动路径121内(例如，在入口108处)被感测。
还应当理解的是，在其它实施例中，图2中描绘的涡轮风扇发动机60可具有任何其它合适的配置。例如，在其它实施例中，风扇104可不是可变桨距风扇，并且此外，在其它实施例中，LP轴124可直接机械地联接到风扇104(例如，涡轮风扇发动机60可不包括齿轮箱134)。此外，应当理解的是，在其它实施例中，涡轮风扇发动机60可配置为任何其它合适的燃气涡轮发动机。例如，在其它实施例中，涡轮风扇发动机60可改为配置为涡轮螺旋桨发动机、无涵道涡轮风扇发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机等。
现在参考图1和图3，如前面所陈述的，混合动力推进系统50可另外包括第二功率组件54，对于图1中描绘的实施例，第二功率组件54安装到飞行器10的机身18(直接地或间接地)和/或第一机翼22和第二机翼24中的一个或多个。如图3所示，在一些实施例中，第二功率组件54可大体上配置为内燃发动机64和螺旋桨。内燃发动机64限定轴向方向A2(平行于被提供用于参考的纵向中心线162延伸)和径向方向R2。
在一些实施例中，内燃发动机64包括发动机缸体164，其形成内燃发动机64的主要结构，并且包含和/或限定内燃发动机64的许多内部特征。发动机缸体164构造和布置成限定曲轴箱166和多个气缸168。在各种实施例中，曲轴箱166基本上平行于内燃发动机64的纵向中心线162定向。曲轴箱166容纳沿着纵向中心线162设置的曲轴170。
仍然参考图1和图3，多个气缸168可包括两个至十二个(或更多个)气缸，诸如四个至十二个气缸，诸如四个至八个气缸，以及诸如六个气缸。气缸168布置成使得它们从曲轴箱166向上延伸。每个气缸168可相对于垂直于纵向中心线的径向方向R2成角度延伸。随着气缸168的数量增加，例如增加到六个气缸，气缸168可在径向方向R2的相对侧上以在本领域中可被称为“V”形构造的构造交替，从而形成在内燃发动机64的每侧上具有三个气缸的“V型”内燃发动机64。理解的是，为了节省空间，两个气缸可基本上彼此相对，而不是完全交替的布置。
在各种实施例中，每个气缸168构造成可滑动地接纳活塞172，活塞172经由连杆174操作性地连接到曲轴170。每个连杆174在一个端部部分处可旋转地连接到活塞172中的一个，并且在相对的端部部分处经由销型曲轴轴颈176可旋转地连接到曲轴170。活塞172在气缸168内线性地往复运动。继而，连杆174将活塞172的线性移动转换成曲轴170的旋转移动，反之亦然。
在一些实施例中，曲轴箱166可包括至少一个曲柄室178，并且在各种实施例中，曲轴箱166可包括用于每对基本上相对的气缸168的一个隔离的曲柄室178。内孔180可延伸穿过曲轴箱166和曲柄室178中的每个。曲轴170由内孔180接纳。在一些示例中，平衡轴182也可延伸穿过曲轴箱166。平衡轴182被提供用于抵消由曲轴170和活塞组件的旋转生成的力矩，该力矩产生一阶质量力矩不平衡。平衡轴182和曲轴170以平行关系延伸穿过曲轴箱166，如图3所示。平衡轴182可旋转地安装在延伸穿过曲轴箱166的内孔184内。合适的轴承组件提供用于平衡轴182的平稳旋转。平衡轴182通过齿轮186操作性地连接到曲轴170，齿轮186可在曲轴箱166的一个端部部分处位于齿轮箱188内。
在一些实施例中，进气系统190可构造和布置成接收来自环境的空气并将空气输送到进气通路。节流阀196可设置在进气系统190的入口内，并且可由控制器198控制。节流阀196能够机械地或电气地移动，以增加或减少进入进气系统190的空气的量，并且因此帮助控制曲轴170的旋转速度。将理解的是，在一些实施例中，内燃发动机64可包括可安装到内燃发动机64的涡轮增压器。在这样的实施例中，涡轮增压器可包括内部涡轮，该内部涡轮又驱动用于压缩进气的压缩机。因此，涡轮增压器可设计成增加进气系统190的引入空气的压力。
本文所描述的内燃发动机64可配置成提供约一百四十至约六百马力(hp)的总发动机输出。例如，总发动机输出为约一百五十至约五百马力、约一百六十至约四百马力、约一百七十至约三百七十五马力和/或约一百八十至约三百五十马力。在各种实施例中，总发动机输出对于自然吸气式内燃发动机64可为约二百二十马力，并且对于涡轮增压式内燃发动机64可为约三百马力。在一些实施例中，第二功率组件54(或内燃发动机64)可配置成旋转并生成电功率。
在一些实施例中，内燃发动机64还可包括螺旋桨轴200，其可操作性地连接到内燃发动机64，并且也操作性地连接到螺旋桨160。例如，螺旋桨轴200在一个端部部分处连接到螺旋桨160，并且在相对的端部部分处连接到齿轮箱202。在一些实施例中，齿轮箱202构造和布置成当内燃发动机64在正常条件下操作时使螺旋桨轴200并因此螺旋桨160以约一百至约三千转/分钟的速度旋转。
此外，在包括螺旋桨160的实施例中，具有多个螺旋桨叶片210的可变桨距风扇可以间隔开的方式联接到盘212。螺旋桨叶片210大体上沿着径向方向R2从盘212向外延伸。由于螺旋桨叶片210操作性地联接到配置成共同改变螺旋桨叶片210的桨距的合适的致动构件214，每个螺旋桨叶片210能够相对于盘212围绕相应的变桨轴线P2旋转。螺旋桨160机械地联接到螺旋桨轴200，使得螺旋桨160由曲轴机械地驱动。更具体地，包括螺旋桨叶片210、盘212和致动构件214的螺旋桨160通过齿轮箱202机械地联接到曲轴170，齿轮箱202也可称为减速单元或螺旋桨减速单元。因此，螺旋桨160可由内燃发动机64的曲轴170提供功率。
在一些实施例中，第二电机66可设置在曲轴170的一个或两个端部部分处。当曲轴170驱动第二电机66(通过与曲轴170的联接或通过与曲轴170一起旋转的附加轴216)时，第二电机66可配置成将曲轴170的机械功率转换成电功率。继而，电功率从第二电机66传输到一条或多条电线76。备选地，第二电机66可配置成将提供给它的电功率转换成用于曲轴170的机械功率，使得第二电机66通过一条或多条电线76驱动或辅助驱动曲轴170。
将理解的是，在一些实施例中，第二电机66可改为定位在内燃发动机64内的任何其它合适的位置或其它地方。例如，在其它实施例中，第二电机66可与螺旋桨轴200同轴地安装(或者代替螺旋桨与螺旋桨轴联接)，或者备选地可偏离曲轴170和/或螺旋桨轴200并通过合适的齿轮系驱动。此外，尽管第二电机66被描述为电动马达/发电机，但是在其它实施例中，第二电机66可仅配置为发电机。
值得注意的是，在各种实施例中，第二电机66可配置成当由内燃发动机64驱动时生成至少约十千瓦的电功率，诸如至少约五十千瓦的电功率，诸如至少约六十五千瓦的电功率，诸如至少约七十五千瓦的电功率，诸如至少约一百千瓦的电功率，诸如高达四百千瓦的电功率。
仍然参考图1和图3，内燃发动机64还包括控制器198和多个传感器，控制器198可为FADEC系统。内燃发动机64的控制器198可配置成监测和控制内燃发动机64的许多操作参数。例如，控制器198可监测和控制提供给燃烧室的空气燃料(“空/燃”)比或燃料丰富度。这可通过控制喷射的燃料的量来实现。控制器198可另外或备选地监测和控制曲轴170的旋转速度，这可通过控制提供给燃烧室的燃料和空气的量来实现。控制器198还可提供螺旋桨桨距控制，这允许内燃发动机64更高效地操作。另外，再次参考图1，内燃发动机64的控制器198可操作地连接到混合动力推进系统50的控制器72。
现在特别地参考图1和图4，如前面所陈述的，混合动力推进系统50可另外包括推进器组件56，对于图1中描绘的实施例，推进器组件56安装到飞行器10的第一机翼22和第二机翼24。如图4所示，在一些实施例中，推进器组件56可包括电动马达240和至少一个空气动力推进器/风扇242/104。推进器组件56限定轴向方向A3以及径向方向R3，轴向方向A3沿着纵向中心线轴线244延伸，纵向中心线轴线244延伸穿过推进器组件56以供参考。对于所描绘的实施例，推进器242能够通过电动马达240围绕中心轴线244旋转。
在一些实施例中，至少一个空气动力推进器242可包括多个风扇叶片246和风扇轴248。多个风扇叶片246附接到风扇轴248/能够与风扇轴248一起旋转，并且大体上沿着推进器组件56的周向方向间隔开。在各种实施例中，多个风扇叶片246可以固定的方式附接到风扇轴248，或者备选地，多个风扇叶片246可相对于风扇轴248可旋转，诸如在所描绘的实施例中。例如，多个风扇叶片246各自限定相应的变桨轴线P3，并且对于所描绘的实施例来说附接到风扇轴248，使得多个风扇叶片246中的每个的桨距可通过桨距改变机构250例如一致地改变。改变多个风扇叶片246的桨距可增加推进器组件56的效率和/或可允许推进器组件56获得期望的推力分布。对于这样的实施例，推进器242可被称为可变桨距风扇。
此外，对于所描绘的实施例，所描绘的推进器组件56另外包括风扇壳体或外机舱252，其通过一个或多个支柱或出口导叶256附接到推进器组件56的核心254。对于所描绘的实施例，外机舱252基本上完全围绕至少一个空气动力推进器242，以及特别地多个风扇叶片246。因此，对于所描绘的实施例，推进器组件56可被称为涵道式电风扇。然而，在一些实施例中，推进器组件56可配置为无涵道风扇，其不包括外机舱252。
仍然参考图4，风扇轴248机械地联接到核心254内的电动马达240，使得电动马达240通过风扇轴248驱动推进器242。风扇轴248由一个或多个轴承258支撑，诸如一个或多个滚柱轴承、滚珠轴承或任何其它合适的轴承。另外，电动马达240可为内转子电动马达(例如，包括定位在定子的径向内侧的转子)，或者备选地可为外转子电动马达(例如，包括定位在转子的径向内侧的定子)，或者还备选地可为轴向磁通电动马达(例如，转子既不在定子外部也不在定子内部，而是沿着电动马达的轴线与定子偏离)。
如上文简述的，电功率源(例如，第一电机62、第二电机66和/或电能存储单元70)与推进器组件56(例如，电动马达240)电连接，以用于向推进器组件56提供电功率。例如，在一些实施例中，电动马达240通过电功率总线74(并且更具体地通过在其间延伸的一条或多条电缆或线路76)与第一电机62、第二电机66和/或电能存储单元70电连通。
仍然参考图1和图4，推进器组件56还包括控制器260和多个传感器，控制器260可为FADEC系统。推进器组件56的控制器260可配置成监测和控制电动马达240的许多操作参数。例如，控制器260可监测和控制至少一个空气动力推进器的旋转速度、至少一个空气动力推进器的桨距等。另外，再次参考图1，推进器组件56的控制器260可操作地连接到混合动力推进系统50的控制器72。
应当理解的是，在各种实施例中，混合动力推进系统50可具有任何其它合适的配置，并且此外，可以任何其它合适的方式集成到飞行器10中。例如，在其它实施例中，混合动力推进系统50的推进器组件56可改为配置为多个推进器组件54，这些推进器组件54以任何可行的方式分布在飞行器周围，同时与第一功率组件52、第二功率组件54、能量存储单元70或它们的任意组合电联接。
在各种实施例中，(多个)电推进器组件200、(多个)燃气涡轮发动机、(多个)第一电机62、(多个)内燃发动机64和第二电机66可以任何其它合适的方式(包括例如尾部安装配置)在任何其它合适的位置处安装到飞行器10。例如，在各种实施例中，电推进器组件可配置成摄入边界层空气并为这样的边界层空气重新供能，以为飞行器10提供推进益处(推进益处可为推力，或者可只是通过减小飞行器10上的阻力来增加飞行器10的总净推力)。
参考图5和图6，混合动力推进系统50包括第一电机62、第二电机66和能够电连接到推进组件56的电动马达240的电能存储单元70。将理解的是，本文提供的混合动力推进系统50可包括位于飞行器10的任何部分上的任何数量的第一功率组件、第二功率组件和/或推进器组件。
第一电机62另外联接到涡轮机102。以这种方式，第一电机62可从涡轮机102提取功率和/或将功率提供到第一涡轮机102。第二电机66另外联接到内燃发动机64。以这种方式，第二电机66可从内燃发动机64提取功率和/或将功率提供到内燃发动机64。
进一步参照图5，在一些实施例中，第一功率组件52可配置为连续燃烧发动机，诸如涡轮发动机、涡轮螺旋桨发动机、无涵道涡轮风扇发动机60、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机等。在各种实施例中，第一功率组件52可能够产生高达三千马力，诸如五百马力至两千五百马力，诸如一千马力至两千马力，诸如一千八百马力至两千五百马力。
第一电机62可集成在第一功率组件52内，并且配置为马达/发电机。在各种实施例中，第一电机62可配置成生成第一量的电功率，当在发电机模式下操作时，该第一量的电功率在第一功率组件52的操作期间可高达一兆瓦(mW)，诸如高达九百千瓦(kW)，诸如高达八百五十kW。
在一些实施例中，第二功率组件54可配置为联接到推进组件56的往复式发动机和/或燃料电池组件。例如，第二功率组件54可配置为内燃发动机64，内燃发动机64可配置为二冲程发动机(例如，克拉克循环、日循环等)、四冲程发动机(例如，奥托循环)、六冲程发动机或任何其它冲程数。此外，内燃发动机64可配置为压缩点火发动机和/或火花点火发动机。此外，内燃发动机64可配置成通过机械/热力学循环(例如，阿特金森循环、米勒循环等)和/或旋转发动机(例如，汪克尔发动机)操作。在各种实施例中，第二功率组件54可配置成产生高达七百五十马力，诸如一百至七百马力，诸如二百至五百马力。
第二电机66可可操作地联接到第二功率组件54并且配置为马达/发电机。在各种实施例中，第二电机66可配置成生成第二量的电功率，该第二量在第一功率组件52的操作期间可高达八百kW，诸如在五十和五百kW之间，诸如在一百和四百五十kW之间，诸如在一百五十和三百七十五kW之间，或者在以发电机模式操作时的任何其它可行范围。在一些实施例中，第二电机66可配置成比第一电机62生成更少的电功率。例如，第二电机66可生成小于第一电机62的电功率的一半的电功率。
在一些实施例中，第一功率组件52驱动地联接到第一电机62以产生第一量的电功率，并且第二功率组件54驱动地联接到第二电机66以产生第二量的电功率。在一些情况下，第二功率组件54可配置成比第一功率组件52生成第一量的电功率更高效地生成第二量的电功率。例如，如本文所提供的，第一功率组件52可为连续燃烧发动机60(或任何其它类型的发动机)，其在怠速(例如，最大输出的10-60%)下以第一效率操作，在中等范围操作速度(例如，最大输出的50-90%)下以第二效率操作，和/或在最大输出(例如，最大输出的90-100%)下以第三效率操作。第二功率组件54可为内燃发动机64(或任何其它类型的发动机)，其在怠速(例如，最大输出的10-60%)下以第四效率操作，在中等范围操作速度(例如，最大输出的50-90%)下以第五效率操作，和/或在最大输出(例如，最大输出的90-100%)下以第六效率操作。在一些情况下，第一功率组件52和第二功率组件54中的每个可使用可燃燃料，以便以限定的效率操作。
在一些情况下，当配置为涡轮机时，第一功率组件52在最大功率输出时最高效，使得第三效率大于第一效率。相反，当在较低旋转速度下操作时，第一功率组件52内的压缩空气的压力下降，并且因此第一功率组件52内的热效率和燃料效率急剧下降。因此，第一功率组件52的效率可随着功率输出的降低而稳定下降，并且在低功率范围内可更低。相反，第四、第五和第六效率可大体上在彼此的预定百分比(诸如15%)内。在一些情况下，第四、第五和第六效率可大于第一效率和/或小于第三效率。要理解的是，本文提供的效率与通过推进器组件生成推进量所消耗的燃料的量有关。
另外或备选地，在各种实施例中，第一功率组件52可配置成在第一范围的每分钟转数内操作。第二功率组件54配置成在第二范围的每分钟转数内操作，该第二范围的每分钟转数至少部分地小于或大于第一范围的每分钟转数。在一些情况下，由于第一和第二功率组件之间的各种发动机设计，第一功率组件52和第二功率组件54之间的每分钟转数变化可能相当大。
另外或备选地，在各种实施例中，第一功率组件当在怠速下或在任何其它限定速度下操作时生成第一噪声水平，而第二功率组件当在怠速下或在任何其它限定速度下操作时生成第二噪声水平。在各种实施例中，当以共同的操作速度和/或操作参数操作时，第一噪声水平可大于第二噪声水平。
在一些实施例中，推进器组件56可包括一个或多个电动马达，并且将理解的是，对于图5中描绘的实施例，推进器组件56可配置为纯电动推进器组件，其中推进器组件56的电动马达240独立地联接到推进器242。在诸如图6中描绘的实施例的其它实施例中，推进器组件56可配置为混合动力推进器的部分，其中第一和/或第二功率组件中的至少一个可利用推进器组件56的至少一个电动马达240转动公共推进器242。在各种实施例中，推进器组件56内的每个电动马达240的功率负载可高达二十磅英尺/马力(lbf/hp)，诸如在一至十磅英尺/马力之间，诸如在二至八磅英尺/马力之间。在一些实施例中，推进器组件56可包括多于一个的马达和/或多于一个的推进器。推进器242中的每个可以任何方式带涵道和/或不带涵道并分布在飞行器10周围。在各种实施例中，推进器组件56可包括可以可操作地联接到任何一个或多个推进器242的任何数量的马达。一个或多个推进器242中的每个可以可操作地并联和/或串联联接。
在一些实施例中，第一功率组件52和第二功率组件54被并行地提供功率。另外或备选地，第一功率组件52和第二功率组件54被并行地提供功率。因此，不同的第一功率组件52和第二功率组件54可串联联接(电传输)以及并联联接，以基于第一功率组件52和第二功率组件54彼此的机械联接来传输功率。例如，第一功率组件52可通过第一电机62和/或通过第二电机66的旋转将功率提供到功率电子器件78。同样，第二功率组件54可通过第二电机66和/或通过与第一功率组件52可操作地联接的第一电机62的旋转将功率提供到功率电子器件78。
如还在图5中描绘的，混合动力推进系统50还包括控制器72和功率总线74。第一功率组件52、第二功率组件54、推进器组件56和电能存储单元70的各种部件各自能够通过功率总线74的一条或多条电线76电连接到彼此。例如，功率总线74可包括各种开关或其它功率电子器件78，其可移动以选择性地电连接混合动力推进系统50的各种部件，并且任选地转换或调节通过其传输的这些电功率。因此，在某些操作中，第一电机62可将电功率提供到推进器组件56，反之亦然。此外，在某些操作中，第一电机62可将电功率提供到第二电机66和/或第二功率组件54，反之亦然。同样，在某些操作中，第二功率组件54和/或第二电机66可将电功率提供到推进器组件56，反之亦然。另外或备选地，第一电机62和/或第二电机66可将电功率提供到电能存储单元70，或者电能存储单元70可将电功率提供到第一功率组件52、第二功率组件54和/或推进器组件56。在各种实施例中，基于系统50的功率需求，当每个功率组件52、54被打开或关闭时，可发生推力输出的各种配置，并且每个功率组件52、54可被减慢速度，同时另一个功率组件52、54在功率转换期间被加快速度。
参照图6，混合动力推进系统50可包括一个或多个推进器242，推进器242可操作地联接到第一功率组件52、第二功率组件54和/或推进器组件56中的多于一个。例如，在一些实施例中，推进器242可与第一功率组件52和推进器组件56可操作地联接。在一些实施例中，推进器242可另外与第二功率组件54可操作地联接。备选地，在一些实施例中，推进器242可与第二功率组件54和推进器组件56联接。另外或备选地，第一推进器242可与第一功率组件52和推进器组件56联接，而第二推进器242与第二功率组件54和推进器组件56可操作地联接。
一个或多个可变推力组件270可定位在混合动力推进系统50内，以允许至少一个空气动力推进器242选择性地联接到功率组件52、54和(多个)推进组件56中的一个或多个。例如，在各种实施例中，可变推力组件270可配置为离合器组件和/或桨距改变机构250(图4)。在一些实施例中，推进器组件56可通过可变推力组件270旋转推进器242，同时第一功率组件52和/或第二功率组件54从风扇脱离接合。当脱离接合时，第一功率组件52和/或第二功率组件54可继续通过相应的第一电机62和第二电机66生成电功率。生成的电功率可由推进器组件56使用，提供到能量存储单元70，和/或由飞行器10的一个或多个功率负载272使用。
如图6所描绘的，第一功率组件52、第二功率组件54和推进器组件56中的每个都可以可操作地联接到控制器72和一个或多个公共功率电子器件78。在一些情况下，功率电子器件78可配置成例如提供或启用电功率转换操作(例如，AC到DC转换、DC到AC转换、第一DC功率到第二DC功率等)以选择性地启用或禁用向一个或多个特定推进器组件和/或功率负载272的功率输送，这取决于例如可用的功率分配供应、电气负载功能的关键程度或飞行器操作模式(诸如起飞、巡航、待机或地面操作)。
现在参考图7，提供了用于操作飞行器10的混合动力推进系统50的方法300的流程图。方法300可大体上与上文参照图1至图6描述的混合动力推进系统50中的一个或多个一起操作。例如，混合动力推进系统50可大体上包括与第一电机62可操作地联接的第一功率组件52、与第二电机66可操作地联接的第二功率组件54和包括推进器242的推进器组件56。在一些情况下，推进器组件56可以可操作地联接到第一电机62和第二电机66中的至少一个。
如所描绘的，方法300包括在(302)由一个或多个计算设备接收提供期望的推力输出的命令。在一些情况下，在(302)由一个或多个计算设备接收提供期望的推力输出的命令包括在(304)由一个或多个计算设备接收针对第一操作条件提供第一量的推力输出的命令。在各种情况下，第一操作条件可包括预水平飞行条件，诸如起飞飞行条件或爬升飞行条件。在这样的情况下，在(306)，该方法包括由一个或多个计算设备从第一电机62提供第一量的电功率，以将第一推力输出从第一功率组件52提供到推进器组件56。
在一些情况下，在(302)由一个或多个计算设备接收提供期望的推力输出的命令包括在(308)由一个或多个计算设备接收针对第二操作条件提供第二量的推力输出的命令。在各种实施例中，第二操作条件可由在巡航条件、空闲条件、待机条件下操作飞行器10的命令来指示。在这样的情况下，在(310)，该方法包括由一个或多个计算设备从第二电机66提供第二量的电功率，以将第二推力输出从第二功率组件54提供到推进器组件56。
在一些情况下，如果期望的推力输出在第二功率组件操作范围内(这可指示巡航条件和/或待机条件)，则第二功率组件54可被激活。例如，在一些实施例中，第二功率组件54的内燃发动机64可在限定的每分钟转数(rpm)范围内操作，同时在第二功率组件操作范围内工作。此外，第二功率组件操作范围可备选地被限定为内燃发动机64的任何操作参数，该操作参数可监测内燃发动机64的操作并且大体上确保内燃发动机64以与在针对该参数的限定范围内操作内燃发动机64一致的方式操作。此外，在一些情况下，第一量的电功率可大于第二功率组件54的最大电功率输出。
如果期望的推力输出大于第二功率组件操作范围(这可指示预巡航飞行条件，包括起飞飞行条件、爬升飞行条件或任何其它高速条件)，则第一功率组件52可被激活。在一些实施例中，当飞行器10处于第二操作条件时，或者当期望的推力输出在第二功率组件操作范围内时，第一功率组件52可被去激活。
方法300还可包括在(312)由一个或多个计算设备接收指示参数接近或超过上限阈值的数据。值得注意的是，如本文所用，术语“接近或超过”是指参数值在阈值的预定范围内或者高于阈值。在某些方面，诸如所描绘的方面，在(312)由一个或多个计算设备接收指示参数接近或超过上限阈值的数据包括在(314)由一个或多个计算设备接收指示温度接近或超过针对第一功率组件52或第二功率组件54的阈值的数据。温度阈值可为这样的温度阈值，在该温度阈值以上，第一功率组件52由于摄入的环境空气太热可产生的有效输出功率的量受到限制。然而，在本公开的其它方面，温度参数可为任何其它合适的温度参数。例如，温度参数可包括接近或超过排气温度参数上限阈值的排气温度参数。
此外，所描绘的方面还包括：在(316)，响应于在(304)接收到在第一操作条件下操作飞行器10的命令和在(312)接收到指示参数接近或超过上限阈值的数据，通过第二功率组件54和能量存储单元70中的至少一个由一个或多个计算设备提供或帮助提供第一推力输出，以生成第一推力输出。
通过根据本公开的一个或多个方面将电功率提供到推进组件56，混合动力推进系统50可以更高效的方式将期望的推力输出从第一功率组件52和/或第二功率组件54提供到推进器组件56。
通过根据一个或多个这些方面操作，图1至图6中提供的混合动力推进系统50和/或图7中提供的方法300可在飞行器的每个操作模式(例如，起飞、巡航、待机等)下向飞行器提供足够量的推力输出，同时以高效的方式操作。例如，本文提供的混合动力推进系统50可使用第一功率组件52和第二功率组件54，该第一功率组件52结合有用于起飞和/或突进条件的轻质、高比功率发动机(例如，恒定燃烧发动机)，该第二功率组件54结合有用于长时间巡航/待机条件的高效、低比功率发动机(例如，间歇燃烧发动机)。此外，混合动力推进系统还可结合有使用部分或全电气传动系的推进器组件56，该电力传动系可允许组合来自不同装置的功率以驱动一个或多个推进器。在各种实施例中，通过一个或多个计算系统，基于系统功率需求，当每个推进器组件被打开或关闭时，可发生推力输出的各种配置，并且每个推进器组件可被减慢速度，同时另一个推进器组件在功率转换期间被加快速度。
现在参考图8，描绘了根据本公开的示例实施例的示例计算系统500。计算系统500可例如用作混合动力推进系统50中的控制器72、第一功率组件52的控制器150、第二功率组件54的控制器198和/或推进器组件56的控制器260。计算系统500可包括一个或多个计算设备510。(多个)计算设备510可包括一个或多个处理器510A和一个或多个存储器设备510B。一个或多个处理器510A可包括任何合适的处理设备，诸如微处理器、微控制器、集成电路、逻辑设备和/或其它合适的处理设备。一个或多个存储器设备510B可包括一个或多个计算机可读介质，包括但不限于非暂时性计算机可读介质、RAM、ROM、硬盘驱动器、闪存驱动器和/或其它存储器设备。
一个或多个存储器设备510B可存储能够由一个或多个处理器510A访问的信息，包括可由一个或多个处理器510A执行的计算机可读指令510C。指令510C可为当由一个或多个处理器510A执行时导致一个或多个处理器510A执行操作的任何指令集。在一些实施例中，指令510C可由一个或多个处理器510A执行，以导致一个或多个处理器510A执行操作，诸如计算系统500和/或(多个)计算设备510配置用于的任何操作和功能、如本文所描述的用于操作一个或多个推进器组件的操作(例如，方法300)、和/或一个或多个计算设备510的任何其它操作或功能。因此，方法300可为计算机实施的方法。指令510C可为以任何合适的编程语言编写的软件，或者可以硬件实施。另外和/或备选地，指令510C可在(多个)处理器510A上的逻辑和/或虚拟分离的线程中执行。(多个)存储器设备510B可进一步存储可由(多个)处理器510A访问的数据510D。例如，数据510D可包括指示功率流的数据、指示混合动力推进系统中的各种负载的功率需求的数据、指示混合动力推进系统的操作参数(包括混合动力推进系统的推进器组件的操作参数)的数据。
(多个)计算设备510还可包括网络接口510E，其用于例如与系统500的其它部件通信(例如，经由网络)。网络接口510E可包括用于与一个或多个网络对接的任何合适的部件，包括例如发射机、接收机、端口、控制器、天线和/或其它合适的部件。一个或多个外部显示设备(未描绘)可配置成从(多个)计算设备510接收一个或多个命令。
本公开的另外的方面可在以下条款中被提供：
一种用于飞行器的混合动力推进系统，包括：推进器组件，其具有至少一个空气动力学推进器；功率生成系统，其至少包括第一功率组件、第二功率组件、第一电机和第二电机，第一功率组件驱动地联接到第一电机以产生第一量的电功率，并且第二功率组件驱动地联接到第二电机以产生第二量的电功率，其中，第二功率组件配置成比第一功率组件更高效地生成电功率；功率总线，其联接到第一电机和第二电机；以及控制器，其可操作地联接到第一功率组件、第一电机或两者以及可操作地联接到第二功率组件、第二电机或两者，该控制器和功率总线配置成将第一量的电功率和第二量的电功率的至少一部分组合以供应给推进器组件。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，其中，第一功率组件包括涡轮机，并且第二功率组件包括内燃发动机。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，其中，控制器还配置成在第一操作条件下从第一电机向推进器组件提供电功率并且在第二操作条件下从第二功率组件向推进器组件提供电功率。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，还包括：能量存储单元，其与第一功率组件、第二功率组件和推进器组件中的每个可操作地联接。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，其中，第一功率组件、第二功率组件和推进器组件中的每个配置成利用存储在能量存储单元中的电功率。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，其中，第二功率组件配置成比第一电机生成更少的电功率。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，其中，第一操作条件由使飞行器加速或爬升的命令指示，并且第二操作条件由使飞行器在水平飞行条件下操作的命令指示。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，其中，第二功率组件生成小于第一电机的电功率的一半的电功率。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，其中，控制器还配置成：接收期望的推力输出，并且如果期望的推力输出在第二功率组件操作范围内，则激活第二功率组件，并且如果期望的推力输出大于第二功率组件操作范围，则激活第一功率组件。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，其中，第一操作条件由使飞行器加速或爬升的命令指示，并且第二操作条件由使飞行器在水平飞行条件下操作的命令指示。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，还包括：一个或多个功率电子器件，其定位成在第一功率组件和功率总线之间、在第二功率组件和功率总线之间、或前述两者。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，其中，在以共同的速度和/或操作参数操作时，第一功率组件生成第一噪声水平，并且第二功率组件生成第二噪声水平，并且其中，第一噪声水平大于第二噪声水平。
一种用于操作飞行器的混合动力推进系统的方法，该混合动力推进系统包括与第一电机可操作地联接的第一功率组件、与第二电机可操作地联接的第二功率组件以及推进器组件，推进器组件包括至少一个空气动力学推进器并且可操作地联接到第一电机和第二电机中的至少一个，该方法包括：由一个或多个计算设备接收针对第一操作条件提供第一量的推力输出的命令；由一个或多个计算设备从第一电机提供第一量的电功率，以将第一推力输出从第一功率组件提供到推进器组件；由一个或多个计算设备接收针对第二操作条件提供第二量的推力输出的命令；以及由一个或多个计算设备从第二电机提供第二量的电功率，以将第二推力输出从第二功率组件提供到推进器组件。
根据这些条款中的一项或多项所述的方法，其中，第一功率组件配置成在第一范围的每分钟转数内操作，并且第二功率组件配置成在第二范围的每分钟转数内操作，第二范围的每分钟转数至少部分地小于或大于第一范围的每分钟转数。
根据这些条款中的一项或多项所述的方法，其中，第一操作条件是起飞飞行条件或爬升飞行条件。
根据这些条款中的一项或多项所述的方法，其中，第二功率组件配置成比第一功率组件生成第一量的电功率更高效地生成第二量的电功率。
一种用于飞行器的混合动力推进系统，包括：第一功率组件，其具有联接到第一电机的涡轮机；第二功率组件，其具有联接到第二电机的内燃发动机；推进器组件，其具有可操作地联接到第一推进器的第一马达，其中，推进器组件由第一和第二电机选择性地提供功率；功率总线，其联接到第一电机和第二电机；以及控制器，其可操作地联接到第一功率组件、第一电机或两者以及可操作地联接到第二功率组件、第二功率组件或两者，其中，如果期望的推力输出在第二功率组件操作范围内，则第二功率组件被激活，并且如果期望的推力输出大于第二功率组件操作范围，则第一功率组件被激活。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，其中，在第一操作条件期间，期望的推力输出大于第二功率组件操作范围，第一操作条件包括起飞飞行条件或爬升飞行条件。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，还包括：能量存储单元，其与第一功率组件、第二功率组件和推进器组件中的每个可操作地联接。
根据这些条款中的一项或多项所述的混合动力推进系统，其中，推进器组件还包括可操作地联接到第二推进器的第二马达，其中，第一和第二推进器组件被并行地提供功率。
本文讨论的技术参考基于计算机的系统和由基于计算机的系统采取的动作以及发送到基于计算机的系统和从基于计算机的系统发送的信息。本领域普通技术人员将认识到，基于计算机的系统的固有灵活性允许在部件之间和之中的任务和功能的各种可能的配置、组合和划分。例如，本文讨论的过程可使用单个计算设备或组合工作的多个计算设备来实施。数据库、存储器、指令和应用程序可在单个系统上实施，或者横跨多个系统分布。分布式部件可顺序地或并行地操作。
尽管各种实施例的具体特征可能在一些附图中被示出，而在其它附图中没有被示出，但这仅仅是为了方便。根据本公开的原理，附图的任何特征可与任何其它附图的任何特征组合起来而被引用和/或要求保护。
本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设备或系统以及执行任何并入的方法。本发明的可专利性范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例包括不异于权利要求书的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言具有非实质性差异的等效结构要素，则这些其它示例旨在处于权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种用于飞行器的混合动力推进系统，包括：
推进器组件，其具有至少一个推进器；
功率生成系统，其至少包括第一功率组件、第二功率组件、第一电机和第二电机，所述第一功率组件驱动地联接到所述第一电机以产生第一量的电功率，并且所述第二功率组件驱动地联接到所述第二电机以产生第二量的电功率，其中，所述第二功率组件配置成比所述第一功率组件更高效地生成电功率；
功率总线，其联接到所述第一电机和所述第二电机；以及
控制器，其可操作地联接到所述第一功率组件、所述第一电机或两者以及可操作地联接到所述第二功率组件、所述第二电机或两者，所述控制器和所述功率总线配置成将所述第一量的电功率和所述第二量的电功率的至少一部分组合以供应给所述推进器组件。
2.根据权利要求1所述的混合动力推进系统，其中，所述第一功率组件包括涡轮机，并且所述第二功率组件包括内燃发动机。
3.根据权利要求1所述的混合动力推进系统，其中，所述控制器还配置成在第一操作条件下从所述第一电机向所述推进器组件提供电功率并且在第二操作条件下从所述第二功率组件向所述推进器组件提供电功率。
4.根据权利要求3所述的混合动力推进系统，还包括：
能量存储单元，其与所述第一功率组件、所述第二功率组件和所述推进器组件中的每个可操作地联接。
5.根据权利要求4所述的混合动力推进系统，其中，所述第一功率组件、所述第二功率组件和所述推进器组件中的每个配置成利用存储在所述能量存储单元中的电功率。
6.根据权利要求1所述的混合动力推进系统，其中，所述第二功率组件配置成比所述第一电机生成更少的电功率。
7.根据权利要求3所述的混合动力推进系统，其中，所述第一操作条件由使所述飞行器加速或爬升的命令指示，并且所述第二操作条件由使所述飞行器在水平飞行条件下操作的命令指示。
8.根据权利要求1所述的混合动力推进系统，其中，所述第二功率组件生成小于所述第一电机的电功率的一半的电功率。
9.根据权利要求1所述的混合动力推进系统，其中，所述控制器还配置成：接收期望的推力输出，并且如果期望的推力输出在第二功率组件操作范围内，则激活所述第二功率组件，并且如果所述期望的推力输出大于所述第二功率组件操作范围，则激活所述第一功率组件。
10.根据权利要求1所述的混合动力推进系统，其中，所述第一功率组件配置成在第一范围的每分钟转数内操作，并且所述第二功率组件配置成在第二范围的每分钟转数内操作，所述第二范围的每分钟转数至少部分地小于或大于所述第一范围的每分钟转数。
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