CN114109598A - 混合动力推进系统的地面操作 - Google Patents

Abstract

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具有高压系统和低压系统的燃气涡轮发动机，与高压系统或低压系统中的至少一个联接的电机，以及能量存储器单元。该方法包括在飞行器的飞行操作期间，将电机作为发电机操作，为能量存储器单元充电；在飞行器的着陆操作期间或之后，将燃气涡轮发动机切换到电操作模式；在电操作模式下，使用来自能量存储器单元的电力驱动燃气涡轮发动机的系统，以提供或协助提供飞行器的地面操作。

Description

混合动力推进系统的地面操作

相关申请的交叉引用

本申请是一项非临时申请，根据35U.S.C.§119(e)要求对2020年8月31日提交的美国临时申请第63/072,573号享有优先权，该申请的全部内容通过引用并入本文。

技术领域

本主题大体涉及混合动力飞行器推进系统、用于飞行器和飞行器发动机的混合动力系统以及用于操作它们的方法。

背景技术

传统的商用飞行器通常包括机身、一对机翼和提供推力的推进系统。推进系统通常包括至少两个飞行器发动机，如涡轮风扇喷气发动机。每个涡轮风扇喷气发动机通常安装在飞行器的相应一个机翼上，例如在机翼下的悬挂位置，与机翼和机身分开。

混合动力推进系统正在被发展以提高传统商用飞行器的效率。各种混合动力推进系统包括由飞行器发动机之一驱动的电机。本发明的发明人已经发现了各种构造和/或方法，以解决对已知混合动力推进系统的改进的未满足的需求。

发明内容

本发明的方面和优点将在下面的描述中部分阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本发明的实践来学习。

在本公开的一个示例性方面，提供了一种用于操作飞行器的混合动力推进系统的方法。混合动力推进系统包括具有高压系统、低压系统的燃气涡轮发动机，联接到高压系统或低压系统中的至少一个的电机以及能量储存器单元。该方法包括在飞行器的飞行操作期间操作电机作为发电机以对能量储存器单元充电；在飞行器的着陆操作期间或之后将燃气涡轮发动机切换到电操作模式；在电操作模式下使用来自能量储存器单元的电力来驱动燃气涡轮发动机的系统以提供或协助提供飞行器的地面操作。

参考以下描述和所附权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好地理解。并入本说明书并构成本说明书一部分的附图说明本发明的实施例，并且与说明书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的本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：

图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是根据本公开的另一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图3是根据本公开的示例性方面的用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。

图4是根据本公开的另一示例性方面的用于操作燃气涡轮发动机的方法的流程图。

具体实施方式

现在将详细参考本发明的现有实施例，附图中说明了其中的一个或多个示例。详细描述使用数字和字母名称来指代附图中的特征。在附图和描述中，相似或类似的名称被用来指代本发明的相似或类似部分。

如本文所使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以区分一个部件和另一个部件，而不是为了表示各个部件的位置或重要性。

术语“前面”和“后面”指的是燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，就燃气涡轮发动机而言，前面是指靠近发动机进气口的位置，后面是指靠近发动机喷嘴或排气口的位置。

术语“上游”和“下游”指的是相对于路径中的流动的相对方向。例如，就流体流动而言，“上游”是指流体流自的方向，而“下游”是指流体流向的方向。然而，本文所用的术语“上游”和“下游”也可以指电的流动。

单数形式的“一”、“一个”、“该”包括复数参考，除非上下文明确规定了其他情况。

本文在整个说明书和权利要求书中使用的近似语言被应用于修改任何可以允许变化而不导致与之相关的基本功能变化的定量表示。因此，由一个或多个术语，如“约”、“大约”和“基本上”，所修改的数值并不限于指定的精确数值。至少在某些情况下，近似的语言可以对应于测量该值的仪器的精度，或构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。至少在某些情况下，近似语言可以对应于测量数值的仪器的精度，或者构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似的语言可以指在单个数值、数值范围和/或限定数值范围的端点的1、2、4、5、10、15或20％的范围内。

在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，这样的范围被识别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，并且端点可以相互独立组合。

本发明大体涉及在飞行器的地面操作期间操作飞行器的混合动力推进系统的方法。例如，在本公开的方法的某些示例性方面中，该方法通常可以与具有可与其一起旋转的电机的燃气涡轮发动机一起操作。该方法可以通过在飞行器的飞行操作期间操作燃气涡轮发动机来利用电机产生电力，将这种电力的至少一部分储存在能量储存器单元(例如，电池)中。在飞行器着陆期间或之后，燃气涡轮发动机可以从燃烧操作模式切换到电操作模式。在电操作模式期间，可向燃气涡轮发动机提供很少或不提供燃料。此外，在电操作模式期间，电机可从电能储存器单元接收电力以驱动燃气涡轮发动机的低压或高压系统，以提供或协助提供飞行器的地面操作(例如，用于滑行飞行器的推力、旋转发动机的轴(包括高压轴和/或低压轴)以用于转子弯曲缓解/回浸减轻等)。以这种方式，该方法通常可以在操作期间(例如，在飞行器下降期间)以备用电力提取电力，或者在可以以有效方式产生附加电力的操作(例如，在飞行器巡航期间)期间提取电力，并且在地面操作期间利用这些电力。

现在参考图1，提供了可包含本公开的一个或多个创造性方面的燃气涡轮发动机的示例性实施例的横截面图。特别地，图1的示例性燃气涡轮发动机被构造为单个非管道式转子发动机10，其限定了轴向方向A、径向方向R和周向方向C。从图1可以看出，发动机10采取了开放式转子推进系统的形式，并且具有转子组件12，其包括围绕发动机10的中心纵向轴线14布置的翼型件的阵列，并且更特别地包括围绕发动机10的中心纵向轴线14布置的转子叶片16的阵列。

此外，正如将在下面更详细地解释的那样，发动机10另外还包括定位在转子组件12后方的非旋转轮叶组件18(即，相对于中心轴线14非旋转)，其包括也围绕中心轴线14布置的翼型件的阵列，并且更具体地包括围绕中心轴线14布置的轮叶20的阵列。

转子叶片16围绕中心线14以典型的等间隔关系布置，并且每个叶片具有根部22和尖端24以及在它们之间限定的跨度。同样，轮叶20也是围绕中心线14以典型的等间隔关系布置，每个轮叶都有根部26和尖端28以及在它们之间限定的跨度。转子组件12还包括位于多个转子叶片16前方的轮毂44。

此外，发动机10包括具有核心(或高压/高速系统)32和低压/低速系统的涡轮机30。可以理解的是，正如本文所使用的，术语“速度”和“压力”是相对于高压/高速系统和低压/低速系统可互换地使用。此外，可以理解的是，术语“高”和“低”"是在同一语境中用来区分这两个系统的，并不意味着暗示任何绝对的速度和/或压力值。

核心32一般包括高速压缩机34、高速涡轮36、以及在其间延伸并连接高速压缩机34和高速涡轮36的高速轴38。高速压缩机34、高速涡轮36和高速轴38可统称为发动机的高速线轴。此外，燃烧区段40位于高速压缩机34和高速涡轮36之间。燃烧区段40可以包括一个或多个构造，用于接收燃料和空气的混合物，并提供燃烧气体流经高速涡轮36以驱动高速线轴。

低速系统类似地包括低速涡轮机42、低速压缩机或增压器44、以及在低速压缩机44和低速涡轮机42之间延伸并连接的低速轴46。低速压缩机44、低速涡轮42和低速轴46可统称为发动机的低速线轴55。

尽管发动机10被描述为低速压缩机44位于高速压缩机34的前方，但在某些实施例中，压缩机34、44可以处于相互交错的布置中。附加地或替代地，尽管发动机10被描述为高速涡轮36位于低速涡轮42的前方，但在某些实施方案中，涡轮36、42可以类似地处于相互交错的布置中。

仍然参考图1，涡轮机30通常被包裹在罩48中。此外，可以理解的是，罩48至少部分地限定了进气口50和排气口52，并包括在进气口50和排气口52之间延伸的涡轮机械流动通道54。进气口50在所示的实施例中是环形或轴对称的360度进气口50，其位于转子叶片组件12和固定或静止轮叶组件18之间，并为进入的大气空气提供路径，以沿着径向方向R进入导向轮叶28内侧的涡轮机械流动通道54(以及压缩机44、34、燃烧区段40和涡轮36、42)。这样的位置可能由于各种原因有利，包括管理结冰性能以及保护进气口50免受操作中可能遇到的各种物体和材料的影响。

然而，在其他实施例中，进气口50可以定位在任何其他合适的位置，例如，在轮叶组件18的后面，以非轴对称的方式布置，等等。

如图所示，转子组件12由涡轮机30驱动，更具体地说，由低速线轴55驱动。更具体地说，仍然是图1所示的实施例中的发动机10包括动力齿轮箱56，并且转子组件12由涡轮机30的低速线轴55穿过动力齿轮箱56驱动。以这样的方式，转子组件12的旋转转子叶片16可以围绕轴线14旋转并产生推力，以推动发动机10，并因此沿前进方向F推动与其相关联的飞行器。例如，在某些实施例中，以类似于图1中描述的示例性发动机10的方式构造的一个或多个发动机可以被结合到图1、4和/或5的飞行器中并加以利用。

动力齿轮箱56可以包括用于相对于低速涡轮42降低低速线轴55的旋旋转速度度的齿轮组，从而转子组件12可以以比低速线轴55更慢的旋旋转速度度旋转。

如上所述，发动机10包括轮叶组件18。轮叶组件18从罩48延伸出来，位于转子组件12的后面。轮叶组件18的轮叶20可以安装在固定框架或其他安装结构上，并且不相对于中心轴线14旋转。为参考目的，图1还用箭头F描绘了前进方向，这又限定了系统的前部和后部。如图1所示，转子组件12位于涡轮机30的前方，呈“拉动”构造，并且排气口52位于导向轮叶28的后面。正如可以理解的那样，轮叶组件18的轮叶20可以被构造为从转子组件12拉直气流(例如，减少气流中的漩涡)以提高发动机10的效率。例如，轮叶20的尺寸、形状和构造可以被设计为使来自转子叶片16的气流产生反作用的漩涡，以便在两排翼型件(例如，叶片16、轮叶20)之后的下游方向上，气流的漩涡程度大大降低，这可以转化为诱导效率的提高。

仍然参考图1，可能期望转子叶片16、轮叶20或两者都包含桨距变化机构，从而使翼型件(例如，叶片16、轮叶20等)可以相对于桨距旋转轴线独立或相互结合地旋转。这种桨距变化可用于在各种操作条件下改变推力和/或漩涡效应，包括调整在转子叶片16上产生的推力的大小或方向，或提供推力逆转特征，这在某些操作条件下可能是有用的，如在飞行器着陆时，或理想地调整至少部分由转子叶片16、轮叶20或来自转子叶片16相对于轮叶20的空气动力相互作用产生的声学噪音。更具体地说，对于图1的实施例，转子组件12被描述为具有桨距变化机构58，用于围绕它们各自的桨距轴线60旋转转子叶片16，而轮叶组件18被描述为具有桨距变化机构62，用于围绕它们各自的桨距轴线64旋转轮叶20。

然而，将理解的是，图1中描绘的示例性单个转子非管道式发动机10仅仅是举例说明，在其他示例性实施例中，发动机10可以具有任何其他合适的构造，包括例如任何其他合适数量的轴或线轴、涡轮、压缩机等；固定桨距叶片16、20或两者；直接驱动构造(即，可以不包括齿轮箱56)；等等。

附加地或替代地，在其他示例性实施例中，可以提供任何其他合适的燃气涡轮发动机。例如，在其他示例性实施例中，该燃气涡轮发动机可以是管道式涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机等。此外，例如，尽管该发动机被描述为单个非管道式转子发动机，在其他实施例中，该发动机可以包括多级开放式转子构造，下面描述的公开的各个方面可以结合在本文中。

进一步，还是在其他示例性实施例中，发动机10可以被构造为管道式涡轮风扇发动机。例如，简要地参考图2，描述了根据本公开的另一示例性实施例的发动机10。图2的示例性实施例的构造方式与上述关于图1的示例性发动机10基本相同，并且相同或类似的参考数字可指相同或类似的部分。然而，如将理解的，对于所示的实施例，发动机10进一步包括机舱80，机舱80至少部分地周向地围绕着转子组件12和涡轮机30，在它们之间限定了旁路通道82。

现在返回参考图1，应进一步理解，发动机与电力系统100集成在一起。电力系统100通常包括联接到高压系统(或核心32)或低压系统中的至少一个的电机102、能量储存器单元104以及用于所示实施例的辅助动力单元106。辅助动力单元106可以包括驱动发电机的内燃机，并且可以远离发动机10。例如，在至少某些示例性实施例中，辅助动力单元106可以位于利用发动机的飞行器的机身内，例如位于飞行器的后端(参见例如图1)。

进一步，对于所示的实施例，电力系统100包括电力总线108，该电力总线108电连接电力系统100的各种部件。电力总线108可以是例如以任何合适的构造布置的一条或多条电线。

进一步，对于所示的实施例，电力系统100的电机102是联接到发动机的低压系统的低速(“LS”)电机102A。更具体地，对于所示的实施例，LS电机102A嵌入发动机10内、在发动机10的涡轮区段内或涡轮区段后方的位置处、以及沿着径向方向R穿过发动机10的核心气流路径54的内部。然而，可以理解的是，在其他示例性实施例中，LS电机102A可以另外或替代地以其他合适的方式构造。例如，在其他实施例中，LS电机102A可以嵌入发动机10的压缩机区段，可以沿径向方向R位于核心气流路径54的外侧(以及，例如，在罩48内)，可以被齿轮箱(诸如附件齿轮箱)驱动等等。

此外，对于所示的实施例，LS电机102A不是与发动机10集成的电力系统100的唯一电机102。更具体地说，电力系统100进一步包括与发动机10的高压系统/核心联接的高速(“HS”)电机102B，并且与电力总线108进行电连通。在所示的实施方案中，HS电机102B也在核心气流路径54的内侧位置被嵌入发动机10内。然而，在所示的实施方案中，HS电机102B位于发动机10的压缩机区段内。可以理解的是，在其他实施例中，HS电机102B可以替代性地沿着径向方向R定位在核心气流路径54的外侧，通过例如齿轮连接来驱动。例如，在某些实施方案中，HS电机102B可以与附件齿轮箱(未示出)联接，该附件齿轮箱又与发动机10的高压系统联接。

在至少某些示例性实施例中，能量储存器单元104可以包括一个或多个电池。另外，或可选地，能量储存器单元104可包括一个或多个超级电容器阵列、一个或多个超级电容器阵列或两者。在至少某些实施例中，能量储存器单元104可被构造为向电力系统100提供至少5千瓦(kW)的能量，例如至少50W，例如至少50W，例如至少250kW，例如至少300kW，例如至少350kW，例如至少400kW，例如至少500kW，例如高达5兆瓦(MW)，例如高达10兆瓦(MW)。在这些构造中的一个或多个中，提供的功率量可指放电时段期间的任何瞬间时刻的峰值功率输出。此外，能量储存器单元104可以被构造为提供这样的电力至少两分钟，例如至少三分钟，例如至少五分钟，例如至多一小时。例如，能量储存器单元104可以被构造为储存至少10kW-分钟的功率，例如至少50kW-分钟的功率，例如至少250kW-分钟的功率，例如至少500kW-分钟的功率，例如至少1000kW-分钟的功率，例如至少1500kW-分钟的功率，例如高达250MW-分钟的功率。在这些构造中的一个或多个中，上面提供的功率量可以是放电时段期间的任何瞬间时刻的峰值功率输出。

如图1所示1，发动机10包括一个或多个附件系统。具体地，对于所示的实施例，发动机10包括鼓风机110和润滑系统112。在所示的实施例中，鼓风机110位于罩下方区域(罩48下方且涡轮机械流动通道54外侧的区域)内，并电连接至能量储存器单元。鼓风机110可构造成从例如环境位置(例如通过旁通管道吸入的环境空气)、从飞行器机翼的内部空间吸入的空气、罩48下方的位置或这些位置的组合，向压缩机区段、燃烧区段或两者提供气流。鼓风机110可以在发动机10关闭之后操作，以保持通过发动机10的某些部件的气流，从而防止或最小化发动机10的各部件内的热量“回浸”到例如燃烧区段的燃料喷嘴中，并将这种燃料喷嘴加热到会导致其中任何剩余燃料焦化的温度以上。例如，在某些示例性方面，鼓风机可产生通过涡轮机械流动通道54、罩下方区域或两者的气流。特别地，鼓风机110可提供从罩下方区域通过压缩机或燃烧室端口并通过发动机10的压缩机和燃烧区段进入涡轮机械流动通道54的气流(如图1中虚线所示)。可选地，鼓风机110可以通过发动机10的压缩机和/或燃烧室区段从涡轮机械流动通道中拉出气流以提供期望的回浸保护。

此外，如上所述，对于所示的实施例，发动机10包括润滑系统112。润滑系统112可以是用于低压系统的润滑系统，使得当由电力系统100提供的电力驱动时，润滑系统112使润滑流体循环通过低压系统的各部分(例如，轴承、贮槽、热交换器等)。以这种方式，当例如LS电机102A在发动机处于电操作模式时使低压系统旋转并且到燃烧区段的燃料流已经停止时，润滑系统112可继续支持低压系统的发动机10的润滑功能。

然而，应当理解，在另一示例性实施例中，润滑系统112可以另外地或可替代地包括用于高压系统的润滑系统，使得当由电力系统100提供的电力驱动时，润滑系统112使润滑流体循环通过高压系统的各部分(例如，轴承、贮槽、热交换器，等)。

仍然参考图1，示例性电力系统100可操作地连接到控制器116。控制器116可以是发动机10的发动机控制器(例如，全权限数字发动机控制控制器)，可以是飞行器控制器，可以是专用于电力系统100的控制器，等等。

控制器116可以被构造成在发动机操作期间接收指示发动机10的各种操作条件和参数的数据。例如，从图1中可以理解，发动机10包括一个或多个传感器114，该传感器114被构造为感测指示发动机的各种操作条件和参数的数据，例如旋转速度、温度、压力、振动等。例如，一个或多个传感器114可以感测指示发动机内的温度参数的数据，例如排气温度、燃烧区段温度、压缩机出口温度等。另外，或者可选地，一个或多个传感器114可以感测指示发动机的速度的数据，诸如低压系统的旋转速度、高压系统的旋转速度、转子区段12的旋转速度等。将理解，尽管在图1中描绘了单个传感器114，但是提供上述功能的多个传感器114可以定位在整个发动机中以感测相关数据。另外，如将从本文的描述中理解的，控制器116还可被构造成从其它源接收数据，例如从结合发动机的飞行器接收数据，例如从结合发动机的飞行器的一个或多个传感器接收数据。以这种方式，控制器116可以从例如飞行员或其他操作者等接收指示飞行器高度的数据、用于接合补充电力的信号。

特别参考控制器116的操作，在至少某些实施例中，控制器116可以包括一个或多个计算装置118。计算装置118可以包括一个或多个处理器118A和一个或多个存储器装置118B。一个或多个处理器118A可以包括任何合适的处理装置，例如微处理器、微控制器、集成回路、逻辑装置和/或其他合适的处理装置。一个或多个存储器装置118B可以包括一个或多个计算机可读介质，包括但不限于非临时性计算机可读介质、RAM、ROM、硬盘、闪存驱动器和/或其他存储器装置。

一个或多个存储器装置118B可以储存一个或多个处理器118A可访问的信息，包括可由一个或多个处理器118A执行的计算机可读指令118C。指令118C可以是任何一组指令，指令在被一个或多个处理器118A执行时，使得一个或多个处理器118A执行操作。在一些实施例中，指令118C可以由一个或多个处理器118A执行，以使一个或多个处理器118A执行操作，例如控制器116和/或计算装置118被构造的任何操作和功能、用于操作电力系统100的操作(例如方法300)，如本文所述，和/或一个或多个计算装置118的任何其它操作或功能。指令118C可以是用任何合适的编程语言编写的软件，或者可以用硬件实现。此外，和/或替代性地，命令118C可以在处理器118A上以逻辑地和/或虚拟地独立的线程执行。存储器装置118B可以进一步储存可由处理器118A访问的数据118D。例如，数据118D可以包括指示动力流的数据，指示发动机10/飞行器操作条件的数据，和/或本文所述的任何其他数据和/或信息。

计算装置118还可以包括网络接口118E，其用于例如与发动机10的其他部件、包含发动机10的飞行器、电力系统100等进行通信。例如，在所描述的实施例中，如上所述，发动机10包括一个或多个传感器114，用于感测指示发动机10和各种附件系统的一个或多个参数的数据，并且电力系统100包括能量储存器单元104、LS电机102A、HS电机102B和辅助动力单元。控制器116通过例如网络接口118E可操作地联接到这些部件，从而控制器116可以接收指示由一个或多个传感器114在操作期间感测到的各种操作参数的数据、部件的各种操作条件等，并且进一步可以提供命令以控制电力系统100的电流量和这些系统的其他操作参数，例如，响应由一个或多个传感器114感测到的数据和其他条件。

网络接口118E可以包括用于与一个或多个网络接口的任何合适的部件，例如包括发射器、接收器、端口、控制器、天线和/或其他合适的部件。例如，在所示的实施例中，网络接口118E被构造为与这些部件无线通信的无线通信网络(如图1中虚线通信线所示)。

本文讨论的技术提到了基于计算机的系统以及由基于计算机的系统采取的行动和向其发送以及来自其的信息。本领域的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大量可能的构造、组合以及部件之间的任务和功能的划分。例如，本文讨论的处理可以使用单个计算装置或多个计算装置组合工作来实现。数据库、存储器、指令和应用可以在单个系统上实现，也可以分布在多个系统上。分布式部件可以按顺序或并行地操作。

现在参考图3,提供了用于操作飞行器的混合动力推进系统的方法300的流程图。方法300可以与上面参照图1描述的示例性实施例中的一个或多个、和/或与本文描述的一个或多个其他示例性实施例一起使用。例如，在至少某些示例性方面，混合动力推进系统可以包括具有高压系统、低压系统的燃气涡轮发动机、联接到高压系统或低压系统中的至少一个的电机、以及能量储存器单元。

方法300包括在(302)，操作电机作为发电机以在飞行器的飞行操作期间对能量储存器单元充电。例如，在(302)操作电机作为发电机以对能量储存器单元充电可包括在飞行器的巡航操作、飞行操的下降操作、飞行操的爬升操作等期间操作电机作为发电机以对能量存储单元充电。

方法300还包括在(304)，在飞行器着陆操作期间或之后将燃气涡轮发动机切换到电操作模式。在某些示例性方面，在(304)将燃气涡轮发动机切换到电操作模式可包括在(306)切断流向燃气涡轮发动机的燃料流。此外，在某些示例性方面，在(304)将燃气涡轮发动机切换到电操作模式可包括在(308)，在飞行器着陆操作之后将燃气涡轮发动机切换到电操作模式。一旦飞行器的所有轮子在飞行器下降之后在地面上，飞行器的着陆操作可以被认为是完成的。另外，或者可选地，一旦运载器地面速度下降到低于每小时大约40英里，一旦响应于运载器的位置(例如，一旦运载器离开跑道)，从飞行员或操作者接收到着陆操作完成的命令等等，则可以认为飞行器的着陆操作完成。

方法300还包括在电操作模式下使用来自能量储存器单元的电力来驱动燃气涡轮发动机的系统以提供或协助提供飞行器的地面操作。更具体地，方法300还包括在(310)，在电操作模式下利用来自能量储存器单元的电力来驱动低压系统、高压系统或两者，以提供或协助提供飞行器的地面操作。术语“地面操作”通常指从飞行器降落(即，轮子接触地面)到所有发动机操作停止(包括发动机停止旋转和接收燃料后操作的任何附件系统)的任何操作。如将从本文的讨论中理解的，地面操作可包括使飞行器滑行、旋转发动机的一个或多个方面以防止或减轻转子弯曲或发动机回浸、驱动发动机的附件系统等。

更具体地，对于所描绘的示例性方面，在(310)处，在电操作模式下使用来自能量储存器单元的电力来驱动低压系统、高压系统或两者以提供或协助提供飞行器的地面操作包括，在(311)处，在电操作模式下利用电机使用来自能量储存器单元的电力来驱动低压系统、高压系统或两者，以利用燃气涡轮发动机产生用于飞行器的推力，用于使飞行器滑行。更具体地，对于所描绘的示例性方面，在(311)处，利用电机使用来自能量储存器单元的电力来驱动低压系统、高压系统或两者以产生用于飞行器的推力用于使飞行器滑行包括，在(312)处，利用电机来驱动低压系统。值得注意的是，以(312)处利用电机驱动低压系统可相应地旋转发动机的转子组件(例如，风扇组件、螺旋桨等，例如，图1的示例性发动机10的转子组件12)，以产生用于飞行器的推力，用于使飞行器滑行。

根据上述内容，应当理解，在至少某些示例性实施例中，为了提供用于使飞行器滑行的期望的推力量，在(312)处利用电机驱动低压系统可包括在(314)处，利用电机向燃气涡轮发动机提供至少约200马力(hp)以产生用于飞行器的推力。例如，在某些示例性方面，在(312)用电机驱动低压系统可包括利用电机向燃气涡轮发动机提供至少约250马力，例如至少约300马力，例如高达约1000马力。此外，在至少某些示例性方面，在(312)用电机驱动低压系统可包括在(316)利用电机向燃气涡轮发动机提供至少约200马力，以产生用于飞行器的至少约三分钟，例如至少约五分钟，例如至少约八分钟，例如至少约十分钟的推力。

仍参考图3中描绘的方法200的示例性方面，应理解，示例性方法300可进一步用于在燃气涡轮发动机停机之后减少燃气涡轮发动机内的热回浸的负面影响。例如，所描绘的示例性方法300还包括在(318)，停放飞行器。在(318)停放飞行器通常是指将飞行器置于长时间不移动的情况。如将认识到的，一旦飞行器停放，通过飞行器的燃气涡轮发动机的气流可减少，可能产生发动机内的余热传递到某些部件的机会，可能损坏这些部件。例如，余热可以从高压系统和燃烧区段的各种转子和核心部件传递到燃烧区段的燃料喷嘴，传递到诸如控制单元和其他电子设备等的附件。附加地或可替代地，余热可在燃料喷嘴之外的位置传递到燃料，可能加热燃气涡轮发动机附近或内部的燃料并导致焦炭形成。

因此，对于图3所示的方法300的示例性方面，在(310)处，在电操作模式下利用使用来自能量储存器单元的电力的电机来驱动低压系统、高压系统或两者以提供或协助提供飞行器的地面操作还包括，在(322)，利用电机来驱动飞行器的低压系统以减轻发动机回浸。值得注意的是，在至少某些示例性方面中，在(322)处利用电机驱动飞行器的低压系统以减轻发动机回浸可包括在(323)处，利用电机驱动飞行器的低压系统以减轻在(318)处停放飞行器之后的发动机回浸。

以这种方式，以(322)处利用电机驱动飞行器的低压系统可包括，通过提供通过核心的气流来诱导通过发动机的核心气流路径的气流，以减少发动机回浸。另外，或者可选地，在(322)处利用电机驱动飞行器的低压系统可以包括，通过提供使核心旋转的气流来诱导通过发动机的核心气流路径的气流，以减少发动机回浸。

例如，在(322)处利用电机驱动飞行器的低压系统以减轻发动机回浸还包括在(324)处，利用电机，以小于200转/分钟且大于1转/分钟的旋转速度，旋转低压系统。例如，在某些示例性方面中，在(322)处利用电机驱动发动机的低压系统以减轻发动机回浸可以包括，利用电机，以小于100转/分钟的旋转速度，例如以小于50转/分钟的旋转速度，例如以小于25转/分钟的旋转速度，旋转发动机的低压系统。根据一个或多个这些示例性方面操作发动机可以为发动机提供期望的回浸减轻的量。

此外，将理解的是，对于所描绘的实施例，在(322)处利用电机驱动飞行器的低压系统以减轻发动机回浸可包括在(325)处，利用电机驱动飞行器的低压系统以响应于感测的状况或响应于任何其他操作状况而减轻发动机回浸。例如，感测的状况可以是发动机的温度参数(例如，指示排气温度、压缩机出口温度等的数据)、时间参数(例如，发动机停机或飞行器停放后的时间等)或任何其他合适的感测到的状况。感测的状况可以是使用控制器从一个或多个发动机传感器感测到的状况。操作状况可以包括感测的状况以及例如从操作者接收的手动信号。

此外，将认识到，方法300还可包括利用电机以相对低的速度旋转发动机的高压系统以减小弯曲转子状况。例如，方法300可以低于每分钟约50转的旋转速度，例如低于每分钟25转的旋转速度，例如低于每分钟10转的旋转速度，例如低于每分钟1转的旋转速度，旋转高压系统。这种处理步骤可允许热回浸均匀地分布在例如高压系统的一个或多个转子的周向上，可能减少或消除转子弯曲状况。

然而，将理解的是，取决于例如在先行飞行期间的某些飞行操作状况和发动机操作状况，和/或某些环境状况，这种努力可能不足以减轻发动机回浸到所期望的程度。对于所描绘的示例性方面，在(310)处驱动低压系统、高压系统或两者进一步包括在(326)处，接收指示发动机温度参数超过预定阈值的数据，同时在(322)处使用电机驱动飞行器的低压系统以减轻发动机回浸。在(326)处接收数据可包括使用控制器从一个或多个发动机传感器接收数据。

作为响应，在(310)处驱动低压系统、高压系统或两者另外包括在(328)处，使用第二电机驱动燃气涡轮发动机的高压系统以增加燃气涡轮发动机的冷却(响应于在(326)处接收数据)。在至少某些示例性方面，在(328)处使用第二电机驱动燃气涡轮发动机的高压系统可包括使用第二电机以小于200转/分钟且大于1转/分钟的旋转速度旋转燃气涡轮发动机的高压系统。

然而，值得注意的是，在其他示例性方面，代替在(326)处接收发动机温度参数，方法300可接收指示操作状况的数据，同时使用电机驱动飞行器的低压系统以减轻发动机回浸，并且方法300可进一步包括使用第二电机驱动燃气涡轮发动机的高压系统，以响应于接收指示操作状况的数据而增加燃气涡轮发动机的冷却。操作状况可以是时间参数、温度参数、手动信号或其组合。

此外，将理解的是，对于所描绘的示例性方面，在(322)处使用电机驱动燃气涡轮发动机的低压系统以减轻发动机回浸可包括，在(318)处停放飞行器之后在至少大约两分钟至两小时之间的时间段内驱动电机的低压系统，例如等于至少五分钟，例如等于至少十分钟，例如最多90分钟，例如最多1小时。

现在参考图4，描述了方法300的其他示例性方面。图4中所示的方法300可以以与图3中描绘的方法300基本相同的方式来构造。然而，对于图4的示例性方面，方法300还包括在(330)处，在将燃气涡轮发动机切换到电操作模式之后将来自能量储存器单元的电力提供给燃气涡轮发动机的附件系统。在至少某些示例性方面中，在(330)处将来自能量储存器单元的电力提供给燃气涡轮发动机的附件系统可以包括将电力提供给附件发动机冷却系统(例如核心回浸鼓风机)、提供给润滑系统(例如用于低压系统的润滑系统、用于高压系统的润滑系统，或者两者)等。在这些示例中，附件系统可替代地、选择性地或附加地被构造成在发动机停机期间或之后操作，例如，一旦飞行器到达登机口和/或停放。例如，位于下罩区域内并在发动机停机之后或期间操作的电动鼓风机可基于相关操作或环境参数(例如滑行时间、环境空气温度)来启用和操作预定的时间量，以限制峰值回浸温度(例如350华氏度以避免燃料结焦，或200华氏度以避免损坏位于低压涡轮附近的电机(如果提供的话))，或者鼓风机可以基于位于例如，燃烧器喷嘴、T3位置或低压涡轮机后端处/附近的感测温度，而操作一段时间。鼓风机可以构造成通过从发动机的第三流、增压器旁路阀或通过下罩区域(通过发动机的后端吸入空气)吸入空气来产生通过核心(例如，通过位于压缩机下游端的引气口、增压室等)的强制气流。

另外，虽然未示出，但应当理解，在仍然某些示例性方面，方法300还可以包括将来自能量储存器单元的电力提供给飞行器的一个或多个附件系统，例如提供给一个或多个电子控制系统、环境控制系统、可变几何形状控制系统、液压系统、气动系统等。

此外，在这些示例性方面中的一个或多个方面中，能量储存器单元可能不足以满足燃气涡轮发动机、电机和/或飞行器的所有电力需求。在这种示例性方面，方法300还包括在(332)，在将燃气涡轮发动机切换到电操作模式之后确定电机、燃气涡轮发动机、飞行器或其组合的电力需求超过能量储存器单元的可用电力，以及在(334)，操作飞行器的辅助动力单元，以产生电机、燃气涡轮发动机、飞行器或其组合的附加电力量。

在至少某些示例性方面中，在(332)确定电机、燃气涡轮发动机、飞行器或其组合的电力需求可以包括在将燃气涡轮发动机切换到电操作模式之后确定电机的电力需求超过电机的能量储存器单元的可用电力。此外，确定电力需求可包括，例如，估计电机驱动燃气涡轮发动机的低压系统的剩余时间，以例如减轻发动机回浸、滑行飞行器等；接收电机的温度数据以估计使燃气涡轮发动机的低压系统、或燃气涡轮发动机的高压系统、或两者旋转的附加时间量，以减轻发动机回浸；接收电机的温度数据，该温度数据指示需要操作附加的飞行器冷却系统(例如，发动机回浸鼓风机、旋转高压系统的第二电机等)；等等。

此外，在(334)操作飞行器的辅助动力单元以产生用于电机、燃气涡轮发动机、飞行器或其组合的附加电力量可以包括经由电力系统的电力总线从辅助动力单元向能量储存器单元和/或电机提供电力。

此外，仍将认识到，如上所述，在电操作模式下，这里描述的地面操作由驱动低压系统、高压系统或两者的电机通过来自能量储存器单元的电力供电。在至少某些示例性方面中，在提供或协助提供地面操作的同时由电机使用的所有电力(“总电力”)的大部分可以来自电能储存器单元。例如，至少25％的总电力可以来自电能储存器单元，例如至少约35％，例如至少约50％，例如至少约65％，例如至少约75％，例如至少约90％的总电力可以来自电能储存器单元。

然而，在某些示例性方面，并非所有总电力可以来自电能储存器单元。例如，在某些示例性方面，多达85％的总电力可以来自电能储存器单元，例如多达75％的总电力可以来自电能储存器单元。总电力的其余部分可以从APU提供，和/或取决于地面操作，从飞行器外部的电源(例如，地面电源)提供。

例如，在某些示例性方面，当地面操作包括使飞行器滑行时，能量储存器单元可提供用于使飞行器滑行的所有动力，然后可提供补充动力以旋转发动机以减轻转子弯曲/回浸，或反之亦然。可选地，可以为峰值输出功率需求(例如在滑行期间)提供补充电力，但不为较低功率输出需求(例如旋转发动机以减轻转子弯曲/回浸)提供补充电力。

该书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使得本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可申请专利的范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其它示例包括与权利要求书的文字语言不存在差异的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的文字语言不存在实质性差异的等效结构元件，则这些其它示例旨在在权利要求书的范围内。

本发明的其它方面由以下条款的主题提供：

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具有高压系统、低压系统的燃气涡轮发动机、与所述高压系统或所述低压系统中的至少一个联接的电机、以及能量储存单元，所述方法包括：在所述飞行器的飞行操作期间，将所述电机作为发电机操作，以为所述能量储存器单元充电；在所述飞行器的着陆操作期间或之后，将所述燃气涡轮发动机切换到电操作模式；在所述电操作模式下，通过所述电机使用来自所述能量储存器单元的电力驱动所述燃气涡轮发动机的系统，以提供或协助提供所述飞行器的地面操作。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中驱动所述燃气涡轮发动机的所述系统包括驱动所述低压系统、所述高压系统或两者，并且其中所述地面操作包括使所述飞行器滑行。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中通过所述电机驱动所述低压系统、所述高压系统或两者包括在所述电操作模式下，通过所述电机使用来自所述能量储存器单元的电力驱动所述低压系统、所述高压系统或两者，以产生足以使所述飞行器滑行的推力。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中通过所述电机驱动所述低压系统、所述高压系统或两者包括通过所述电机驱动所述低压系统。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中通过所述电机驱动所述低压系统包括通过所述电机向所述燃气涡轮发动机提供至少约200马力以产生用于所述飞行器的推力。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中通过所述电机驱动所述低压系统包括通过所述电机向所述燃气涡轮发动机提供至少约250马力，以产生用于所述飞行器的推力，高达约1000马力。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中通过所述电机驱动所述低压系统包括通过电机向所述燃气涡轮发动机提供至少约200马力，以为所述飞行器产生至少约5分钟的推力。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中在所述飞行器着陆期间或之后将所述燃气涡轮发动机切换到所述电操作模式包括切断流向所述燃气涡轮发动机的燃料流。

根据这些条款中的一个或多个的方法，进一步包括：在将所述燃气涡轮发动机切换到所述电操作模式后，确定所述电机、所述飞行器或两者的电力需求超过来自所述能量储存器单元的可用电力；和操作所述飞行器的辅助动力单元，以为所述电机、所述飞行器或两者产生附加的电力量。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中驱动所述燃气涡轮发动机的所述系统包括驱动所述低压系统、所述高压系统或两者，其中所述地面操作包括通过所述电机驱动所述飞行器的所述低压系统，以减轻发动机回浸，以及其中所述方法进一步包括：停放所述飞行器，其中通过所述电机驱动所述飞行器的所述低压系统以减轻发动机回浸包括，在停放所述飞行器后通过所述电机驱动所述飞行器的所述低压系统以减轻发动机回浸。

根据这些条款中的一个或多个的方法，进一步包括：接收指示发动机温度参数超过预定阈值的数据，同时通过所述电机驱动所述飞行器的所述低压系统以减轻发动机回浸；以及通过第二电机驱动所述燃气涡轮发动机的所述高压系统，以增加所述燃气涡轮发动机的冷却。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中通过所述电机驱动所述飞行器的所述低压系统以减轻发动机回浸包括，以低于每分钟200转且高于每分钟1转的旋转速度旋转所述低压系统。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中驱动所述燃气涡轮发动机的所述系统包括在所述电操作模式下通过所述电机使用来自所述能量储存器单元的电力来驱动所述低压系统、所述高压系统或两者，以通过所述燃气涡轮发动机产生推力。

根据这些条款中的一个或多个的方法，进一步包括从辅助动力单元、从所述飞行器外部的动力源或两者为所述混合动力推进系统提供电力。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中所述能量存储器单元包括一个或多个电池、超级电容阵列、超级电容器阵列、或其组合。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中所述系统是所述燃气涡轮发动机的附件系统，其中所述附件系统包括附件发动机冷却系统、所述低压系统的润滑系统、或核心回浸鼓风机。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中所述地面操作包括通过所述电机驱动所述飞行器的所述低压系统，以减轻发动机回浸，并且其中所述方法进一步包括：在通过所述电机驱动所述飞行器的所述低压系统以减轻发动机回浸时，接收指示操作状况的数据；和通过第二电机驱动所述燃气涡轮发动机的所述高压系统，以响应于接收到指示所述操作状况的数据而增加所述燃气涡轮发动机的冷却，其中，所述操作状况是时间参数、温度参数、手动信号或其组合。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中驱动所述燃气涡轮发动机的所述系统包括操作鼓风机，以产生通过所述燃气涡轮发动机的涡轮机械流动通道、所述燃气涡轮发动机的下罩区域或两者的气流。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中所述鼓风机被定位在下罩区域内，并与所述能量储存器单元电连接。

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具有高压系统、低压系统的燃气涡轮发动机、与所述高压系统或所述低压系统中的至少一个联接的电机、以及能量存储器单元，所述方法包括：在所述飞行器的飞行操作期间，将电机作为发电机操作，以为所述能量储存器单元充电；在所述飞行器的着陆操作期间或之后，将所述燃气涡轮发动机切换到电操作模式；通过所述电机驱动所述低压系统、所述高压系统或两者，以产生推力来协助所述飞行器滑行。

根据这些条款中的一个或多个的方法，其中通过所述电机驱动所述低压系统、所述高压系统或两者以产生推力来协助所述飞行器滑行包括，通过所述电机驱动所述低压系统以产生推力来协助所述飞行器滑行。

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具有高压系统、低压系统的燃气涡轮发动机、与所述高压系统或所述低压系统中的至少一个联接的电机以及能量储存器单元，所述方法包括：在所述飞行器的飞行操作期间，将所述电机作为发电机操作，以为所述能量储存器单元充电；在所述飞行器的着陆操作期间或之后，将所述燃气涡轮发动机切换到电操作模式；在所述电操作模式下，通过所述电机使用来自所述能量储存器单元的电力来驱动所述低压系统、所述高压系统或两者；在将所述燃气涡轮发动机切换到所述电操作模式后，确定所述电机、所述飞行器或两者的电力需求超过来自所述能量储存器单元的可用电力；以及操作所述飞行器的辅助动力单元，以为所述电机、所述飞行器或两者产生附加的电力量。

Claims (10)

1.一种用于操作飞行器的混合动力推进系统的方法，其特征在于，所述混合动力推进系统包括具有高压系统、低压系统的燃气涡轮发动机、与所述高压系统或所述低压系统中的至少一个联接的电机、以及能量储存器单元，所述方法包括：

在所述飞行器的飞行操作期间，将所述电机作为发电机操作，以为所述能量储存器单元充电；

在所述飞行器的着陆操作期间或之后，将所述燃气涡轮发动机切换到电操作模式；

在所述电操作模式下，通过所述电机使用来自所述能量储存器单元的电力驱动所述燃气涡轮发动机的系统，以提供或协助提供所述飞行器的地面操作。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中驱动所述燃气涡轮发动机的所述系统包括驱动所述低压系统、所述高压系统或两者，并且其中所述地面操作包括使所述飞行器滑行。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，其中通过所述电机驱动所述低压系统、所述高压系统或两者包括在所述电操作模式下，通过所述电机使用来自所述能量储存器单元的电力驱动所述低压系统、所述高压系统或两者，以产生足以使所述飞行器滑行的推力。

4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，其中通过所述电机驱动所述低压系统、所述高压系统或两者包括通过所述电机驱动所述低压系统。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，其中通过所述电机驱动所述低压系统包括通过所述电机向所述燃气涡轮发动机提供至少约200马力以产生用于所述飞行器的推力。

6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，其中通过所述电机驱动所述低压系统包括通过所述电机向所述燃气涡轮发动机提供至少约250马力，以产生用于所述飞行器的推力，高达约1000马力。

7.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，其中通过所述电机驱动所述低压系统包括通过电机向所述燃气涡轮发动机提供至少约200马力，以为所述飞行器产生至少约5分钟的推力。

8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中在所述飞行器着陆期间或之后将所述燃气涡轮发动机切换到所述电操作模式包括切断流向所述燃气涡轮发动机的燃料流。

9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进一步包括：

在将所述燃气涡轮发动机切换到所述电操作模式后，确定所述电机、所述飞行器或两者的电力需求超过来自所述能量储存器单元的可用电力；和

操作所述飞行器的辅助动力单元，以为所述电机、所述飞行器或两者产生附加的电力量。

10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中驱动所述燃气涡轮发动机的所述系统包括驱动所述低压系统、所述高压系统或两者，其中所述地面操作包括通过所述电机驱动所述飞行器的所述低压系统，以减轻发动机回浸，以及其中所述方法进一步包括：

停放所述飞行器，其中通过所述电机驱动所述飞行器的所述低压系统以减轻发动机回浸包括，在停放所述飞行器后通过所述电机驱动所述飞行器的所述低压系统以减轻发动机回浸。

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