CN117042995A - 对混合动力装置的多个元件的同时空气冷却 - Google Patents

Abstract

航空航天混合动力系统包括发动机、动力轴和电机，该电机具有在其中的或穿过其中的该动力轴。航空航天混合动力系统还包括风扇、叶轮或鼓风机，该风扇、叶轮或鼓风机连接至动力轴并且配置成将空气引导至发动机或电机中的至少一者的部件。风扇、叶轮或鼓风机还可配置成将空气引导至冷却元件，诸如热交换器或翅片散热器，该热交换器或翅片散热器布置成冷却活塞燃烧发动机或电机中的至少一者的部件。

Description

对混合动力装置的多个元件的同时空气冷却

相关申请的交叉引用

本申请要求2021年11月17日提交的美国临时专利申请号63/280,568和2021年3月19日提交的美国临时专利申请号63/163,165的权益，每篇申请的全部内容均特此通过引用将其全部并入。

背景技术

有多种类型的航空器使用不同类型的推进机构(诸如螺旋桨、涡轮发动机或喷气发动机、火箭发动机或冲压发动机)来推进。不同类型的推进机构可以以不同的方式提供动力。例如，一些推进机构如螺旋桨可以由内燃机或电动机提供动力。因此，推进机构和用于向这些推进机构提供动力的方法的组合通常是专门为特定的航空器设计的，使得推进机构和用于向那些推进机构提供动力的方法满足正确且安全地推进航空器所需的规格。

发明内容

在一个实施方式中，航空航天混合动力系统包括发动机、动力轴和电机，该电机具有在其中的或穿过其中的动力轴。航空航天混合动力系统还包括风扇、叶轮或鼓风机，该风扇、叶轮或鼓风机连接至动力轴并且可配置成将空气引导至发动机或电机中的至少一者的部件。风扇、叶轮或鼓风机还可配置成将空气引导至冷却元件，诸如热交换器或翅片散热器，该热交换器或翅片散热器布置成冷却发动机或电机中的至少一者的部件。

在一个实施方式中，航空航天混合动力系统包括发动机、动力轴和电机，该电机具有在其中的或穿过其中的动力轴。电机被配置为将电力输出到直流(DC)总线，以及，其中，在DC总线上的电力被配置为用于推进航空器。该航空航天混合动力系统还包括连接至风扇、叶轮或鼓风机轴的风扇、叶轮或鼓风机。风扇、叶轮或鼓风机被配置成将空气引导向发动机、电机或冷却元件中的至少一者的部件，该冷却元件包括被配置成冷却发动机或电机的其中之一的部件的热交换器或翅片散热器中的至少一者。风扇、叶轮或鼓风机轴由动力轴间接提供机械动力。

在一个实施方式中，一种用于控制航空航天混合动力系统的冷却的方法包括在计算设备的处理器处接收数据，该数据指示与航空航天混合动力系统的部件相关联的温度或周围或环境温度中的至少一者。该方法还包括由处理器基于与航空航天混合动力系统的部件相关联的温度或者周围或环境温度来确定部件所需的冷却的水平。该方法还包括由处理器基于对所需的冷却的水平的确定来输出控制信号，该控制信号被配置为改变气流控制设备的状态，以调节到航空航天混合动力系统的部件的气流。

附图说明

图1A展示根据说明性实施方式的用于航空航天混合系统的示例灵活架构。

图1B展示根据说明性实施方式的用于航空航天混合系统的附加示例灵活架构。

图2A展示表示用于根据说明性实施方式的与航空航天混合系统的灵活架构一起使用的第一航空器控制系统的框图。

图2B展示表示用于根据说明性实施方式的与航空航天混合系统的灵活架构一起使用的第二航空器控制系统的框图。

图3展示根据说明性实施方式的第一示例航空器，用于航空航天混合系统的灵活架构可以与该第一示例航空器一起使用。

图4展示根据说明性实施方式的第二示例航空器，用于航空航天混合系统的灵活架构可以与该第二示例航空器一起使用。

图5展示根据说明性实施方式的第三示例航空器，用于航空航天混合系统的灵活架构可以与该第三示例航空器一起使用。

图6是示出根据说明性实施方式的用于在具有主推进螺旋桨的航空器的不同飞行阶段中使用用于航空航天混合系统的灵活架构的第一示例方法的流程图。

图7是示出根据说明性实施方式的用于在具有主推进螺旋桨的航空器的不同飞行阶段中使用用于航空航天混合系统的灵活架构的第二示例方法的流程图。

图8A展示根据说明性实施方式的用于具有飞轮的航空航天混合系统的示例灵活架构。

图8B展示根据说明性实施方式的用于具有飞轮和弹簧联轴器的航空航天混合系统的示例灵活架构。

图9展示根据说明性实施方式的用于混合动力装置的冷却系统的示例示意图。

图10展示根据说明性实施方式的具有冷却系统的示例混合动力装置。

图11展示根据说明性实施方式具有图10的冷却系统的示例混合动力装置的剖视图。

图12展示根据说明性实施方式具有图10的冷却系统的示例混合动力装置的部分剖视图。

图13展示根据说明性实施方式的用于混合动力装置的冷却系统的第二示例示意图。

图14展示根据说明性实施方式的用于混合动力装置的冷却系统的第三示例示意图。

图15展示根据说明性实施方式的用于混合动力装置的冷却系统的第四示例示意图。

图16展示根据说明性实施方式的用于混合动力装置的冷却系统的第五示例示意图。

图17展示根据说明性实施方式的具有冷却系统的示例混合动力装置的俯视图。

图18展示沿图17的线A-A截取的剖视图，展示根据说明性实施方式的图17的示例混合动力装置。

图19展示沿图18的线B-B截取的剖视图，展示根据说明性实施方式的图17的示例混合动力装置。

图20展示图17的示例混合动力装置的替代视图，展示根据说明性实施方式的发动机的冷却翅片的细节。

图21展示根据说明性实施方式的具有冷却系统的图17的示例混合动力装置的侧视图。

图22是示出根据说明性实施方式的用于控制冷却系统的示例方法的流程图。

图23展示根据说明性实施方式的用于航空航天混合系统的示例灵活架构的立体图。

图24展示根据说明性实施方式的图23的示例灵活架构的顶视图。

图25展示根据说明性实施方式的图23的示例灵活架构的侧视图。

图26展示根据说明性实施方式的用于航空航天混合系统的另一示例灵活架构的立体图。

图27展示根据说明性实施方式的用于推进航空器的示例下游和上游部件。

图28A-图28C展示根据说明性实施方式的冷却系统的部分，包括冷却系统的管道系统的横截面。

图29A和图29B展示根据说明性实施方式的冷却系统的附加部分，包括冷却系统的管道系统的附加细节。

图30是根据说明性实施方式的计算环境的示例的图解视图。

具体实施方式

航空器通常具有定制设计的推进机构和为这些推进机构提供动力的方法。以这种方式，推进机构和供应到这些推进机构的动力可被优化以提供特定类型和尺寸的航空器所需的推进量，同时最小化航空器中的部件的重量。换句话说，推进机构和这些推进机构的动力通常针对特定类型和尺寸的航空器进行优化，使得一架航空器的部件不能容易地用于不同类型的航空器驱动架构，诸如直接驱动航空器、并联驱动航空器和串联驱动航空器。

本文描述了用于航空航天混合系统的灵活架构及其优化部件的各种实施方式。混合系统可以是或者可以包括其中燃料在活塞、涡轮机、转缸式发动机或其他发动机中燃烧的系统，以及发动机的输出可以可操作地连接到发电机以输出动力。本文描述的实施方式可以包括能够为许多不同类型的航空器和推进机构提供动力的灵活系统。这样的系统可以有利地降低设计不同类型的航空器的复杂性，可以降低制造这样的系统的成本，因为更少的定制允许大规模生产系统的规模经济，并且最终可以降低使用本文描述的系统的航空器的复杂性。

本文描述的灵活架构还可用于以不同方式向在同一航空器中或在不同航空器中的推进机构提供动力。例如，用于向推进机构提供动力的灵活架构能够以多个不同的模式操作，以向不同类型的推进机构提供动力。第一航空器可以利用灵活架构可以操作的多个不同模式中的一个、一些或全部。第二航空器可以利用多个不同模式中的一个、一些或全部，并且由第二航空器所利用的模式可以与由第一航空器所利用的模式不同。

因此，不同的航空器可以利用向由本文描述的灵活架构提供的推进机构提供动力的不同模式。虽然可以以这种方式定制灵活架构的使用，但是灵活架构的物理硬件可以适合于由不同的航空器使用，而对本文描述的灵活架构的物理部件进行最小的改变或不改变。相反，在不同航空器中使用不同模式可以主要基于如何使用处理器或控制器控制灵活架构的部件来实现。因此，计算机可读指令也可以存储在可操作地联接到处理器或控制器的存储器上，使得当指令由该处理器或控制器执行时，包括该处理器或控制器的计算设备可以控制本文所描述的灵活架构的各种部件以利用特定实施方案、航空器、飞行阶段等所需的任何可能的使用模式。

航空器的发电和推进系统还可以利用各种冷却系统来确保航空器的各个部件保持在安全运行温度，以及将部件维持在它们可以更有效地运行的温度范围内。本文进一步描述的是有利的冷却系统，其充分利用本文描述的混合架构的各个方面，来有效地冷却用于向航空器的推进机构提供动力的灵活架构的部件。

具有用于向其推进机构提供不同模式的动力的硬件的航空器可能具有需要为其提供冷却的多种部件。因此，有效地将空气移动到实现不同模式的动力的不同部件的单一冷却系统可以减少航空器的重量以及冷却系统的功耗。图1-图8及其下面的随附描述具体涉及用于向航空器的推进系统提供动力的示例灵活架构，以及图9-图21及其下面的随附描述涉及用于示例灵活架构的冷却系统的各种实施方式。

图1A展示根据说明性实施方式的用于航空航天混合系统的示例灵活架构100。如本文所讨论的，灵活架构100可以有效地用在具有单一混合发电机系统的广泛应用中，该单一混合发电机系统可以根据航空器要求和飞行的阶段以多种方式应用(例如，以不同模式使用)。

图1A的灵活架构100是混合发电机，其包括发动机105、离合器115、发电机/电动机121和动力轴111。如下文进一步描述的，灵活架构100可用于根据特定航空器安装的要求或所需的特定的飞行的阶段来实现各种不同的模式。发动机105可以是燃烧发动机，诸如内燃机。发动机105可以进一步具体地是活塞内燃发动机、旋转发动机或涡轮发动机其中之一。这样的发动机可使用标准汽油、喷气燃料(例如，Jet A、Jet A-1、Jet B燃料)、柴油燃料、煤油、汽油、氢气、生物燃料、合成燃料替代品(例如，生物燃料替代品)等。在各种实施方式中，也可以使用其他类型的发动机，诸如用于无人机实施方案的较小发动机(例如，Rotax汽油发动机)。

如上所述，发动机105可以是活塞式、旋转式或涡轮式燃烧发动机。活塞燃烧发动机可以有利地以每分钟转数(RPM)快速旋转输出转子或轴，这对于直接输出为发电机和/或推进机构(例如螺旋桨)提供动力比其他发动机可能更理想。例如，活塞燃烧发动机的输出可能为RPM数千转的级别。例如，活塞燃烧发动机可以具有从2200到2500RPM的任何输出，这对于螺旋桨来说可能是理想的RPM。具体地，螺旋桨可被设计成具有基于活塞燃烧发动机的RPM输出(例如，2200至2500RPM)产生螺旋桨的期望尖端速度的尺寸。其他类型的发动机，诸如涡轮发动机，可以输出RPM数万转的级别的旋转功率，比活塞燃烧发动机高得多。例如，涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和/或涡轮风扇发动机可以以相似的RPM传递轴功率，其可以是以比活塞发动机更高的RPM，诸如从5000RPM到30000RPM的任何值。在另一个示例中，具有齿轮箱的涡轮发动机，诸如涡轮轴发动机，可以以与活塞发动机类似的RPM或由于齿轮箱用于降低或提高发动机的输出RPM的灵活性而期望的任何其他RPM范围运行。其他实施方式可以以涡轮机或旋转发动机的较高RPM驱动电动机/发电机，以有利于效率、功率输出或其他重要因素。在一些实施方式中，可以在高RPM发动机的输出和图1A的其他部件之间添加齿轮箱，以降低发动机105的输出RPM。然而，增加齿轮箱也可能会增加系统的重量。与涡轮发动机相比，活塞燃烧发动机可产生更少的噪音。涡轮发动机可能比活塞燃烧发动机更吵和/或可能产生与活塞燃烧发动机不同(例如，更高)频率的噪声，以及人类从涡轮发动机感知到的这样的噪声可能比由活塞燃烧发动机产生的噪声更令听者感到不舒服。更安静的发动机在城市或需要降低噪音的更密集的环境中可能更有价值。活塞发动机还可以比涡轮发动机更具燃料效率，因此如果在给定实施方式中燃料效率是期望的，则在确定使用哪种类型的发动机时可以考虑这一点。

发动机105可将旋转动力输出至离合器115，该离合器可被控制以使动力轴111接合或脱离。换句话说，动力轴111可通过离合器115与发动机105的旋转输出接合，使得扭矩/旋转力可在发动机105输出与动力轴111之间转移。当离合器115使发动机105和动力轴111的输出脱离时，动力轴111可以独立于发动机105的输出而旋转。离合器115可以物理地位于发动机105和发电机/电动机121之间，并且甚至可以在相对侧上接触发动机105和发电机/电动机121，以便减少灵活架构的总体占用空间。在图1A中并且在本文中进一步描述并且在其他图中示出的是离合器115。然而，在各种实施方式中，除了离合器之外或替代离合器，可以使用能够可释放地使发动机105和动力轴111分离的任何机构。例如，该分离可以基于在发动机105输出和动力轴111之间的绝对每分钟转数(RPM)或相对RPM，诸如在超越离合器中。在各种实施方式中，如本文所描述的(例如，相对于图8B)，可以不使用离合器。相反，可以使用实心轴，并且这样的实施方式可以使用弹簧联轴器、飞轮和/或变矩器(例如，液力变矩器)，来将动力从发动机105的输出转移到动力轴111。

发电机/电动机121还可与动力轴111接合或脱离。换句话说，发电机/电动机121可以被控制为关闭，使得动力轴111的旋转不会导致发电机/电动机121产生电力。类似地，也可以控制发电机/电机121开启，使得动力轴的旋转使得发电机/电动机121产生电力。发电机/电动机121被称为发电机/电动机，因为它可以用作发电机或电动机。在各种实施方式中，发电机/电动机121可被称为电机，其中电机可以是发电机、电动机或两者。

灵活架构还包括连接到发电机/电动机121的电力输入和输出(I/O)125。如本文进一步描述的，发电机/电动机121可以基于动力轴111的旋转来产生经由电力I/O 125输出的电力，或者可以经由电力I/O 125接收可以被使用驱动动力轴111的电力。用于电力I/O 125的线路可以包括多于一根的电线。在各种实施方式中，用于将电力输入到发电机/电动机121的线路可以与用于从发电机/电动机121输出动力的线路相同。在各种其他实施方式中，第一线路可以用于电力的输入，以及不同的第二线路可以用于电力的输出(使得不同的电线用于输入和输出)。在各种实施方式中，发电机/电动机121还可以具有与其连接的线路，该线路用于控制发电机/电动机121，以将关于发电机/电动机121的操作的传感器或其他数据中继转发到控制器等。

发电机/电动机121还可以充当动力轴111的驱动器。当经由电力I/O125从电池或在系统中其他地方的一些其他形式的电能存储装置接收电力时，发电机/电动机121可以在动力轴111上给予旋转力以驱动动力轴111。只要发电机/电动机121被控制为打开以与动力轴111接合，这种情况就可能发生。如果发电机/电动机121被控制为关闭，使得其不与动力轴111接合，则动力轴111不会被发电机/电动机121旋转。

从电力I/O 125输出的电力可用于驱动用于电力推进机构(例如，螺旋桨)的电动机。从电力I/O 125输出的电力还可以用于为在航空器或航空航天器上的其他设备供电和/或充电。例如，从电力I/O 125输出的电力可用于对一个或多个电池充电。从电力I/O 125输出的电力还可以用于为在航空器或航空航天器上的其他设备或附件供电。因为电力I/O125也具有输入，所以动力轴111可由经由电力I/O 125接收的任何电力(诸如来自一个或多个电池的电力)驱动。由发电机/电动机121产生的电力可以是交流(AC)电。该AC电可以通过电力电子设备(例如整流器或逆变器)转换为直流(DC)电并输出到DC总线。该DC总线可以连接到电池和/或电力推进机构。这样，电力推进机构可以经由DC总线供电。在各种实施方式中，电力推进机构的电动机可以使用AC电，以及来自DC总线的DC电因此可以在其被电力推进机构(例如，被逆变器)使用之前从DC电转换为AC电。

动力轴111本身的任何旋转，无论是由发动机105驱动还是由发电机/电动机121驱动，也可用于驱动一个或多个推进机构。例如，动力轴111的旋转可用于直接驱动螺旋桨或可用于为驱动推进机构的电动机提供动力。动力轴111的旋转还可驱动可操作地连接至另一部件(诸如一个或多个螺旋桨、一个或多个旋翼、或用于在航空器上的各种用途的其他旋转设备)的齿轮箱。

附件板130还可以联接到发动机105，以及可以包括与发电机/电动机121和电力I/O 125分离的用于电力的较低电压直流(DC)发电机，其可以被配置为适用于高电压和高功率I/O。在一些实施方式中，发电机/电动机121还可以具有两个不同的绕组，以及电力I/O125可以具有两个不同的输出(例如，高电压和低电压)。除了附件板130输出之外或者代替附件板130输出，附件电力可以与电力I/O 125输出的其中之一相关联。附件板130可用于向在航空器或航空航天器上的设备或附件提供电力，其不需要可由发电机/电动机121在电力I/O 125处输出的高电压或电流输出。航空器的高电压(HV)可以是例如400伏(V)、800V、1200V或3000V，但在各种实施方式中也可以是50V至3000V之间的任何电压。航空器的低电压(LV)可以是12V、14V、28V或任何其他低于50V的电压。

图1B展示根据说明性实施方式的用于航空航天混合系统的附加示例灵活架构150。具体地，图1B的灵活架构150包括可以与上面参照图1A描述的部件相同或相似的一些部件，包括发动机155、离合器175、动力轴180和/或发电机/电动机185。灵活架构150还展示以曲轴160的形式的发动机155的输出，该曲轴牢牢地连接至输出凸缘165。输出凸缘165用螺栓170牢牢地连接到离合器175的一侧。

离合器175可构造成接合动力轴180，以将旋转运动从曲轴160和输出凸缘165转换到动力轴180。离合器175还可以构造成使动力轴180脱离，使得动力轴180可以相对于曲轴160和输出凸缘165独立地旋转。另外，图1B展示了灵活架构150的可旋转的部件如何可以全部沿着单一轴线190对齐。图1A的可旋转的部件可以类似地沿着如图1B所示的单一轴线对齐。另外，动力轴180可以是装配到离合器175和发电机/电动机185的内径开口中的花键轴。也可以使用除花键之外的其他特征，诸如锥体。在任何情况下，发电机/电动机185和/或离合器175可构造成容纳并连接到在动力轴180上的花键、锥体或其他特征，使得部件可适当地彼此接合。

在各种实施方式中，离合器175可以是不同类型的离合器或能够将动力轴180与发动机155的输出分离的其他机构。例如，离合器175可以是板式离合器，并且可以是干式离合器或湿式离合器。这样的板式离合器可以机械地、液压地和/或电气地接合/脱离或以其他方式控制(例如，通过图2A和图2B的控制器205、220和/或280)。板式离合器还可以具有不同数量的板，诸如3个、5个或10个板。在各种实施方式中，离合器175或本文描述的任何其他离合器可以是单向离合器、超越离合器或楔块离合器。单向离合器或楔块离合器可构造成当电机以比发动机的输出更快的速度旋转动力轴时使发动机的输出与动力轴脱离。换句话说，如果发动机155将比发电机/电动机185更少的功率输出到动力轴180上，则离合器175可以自动地机械地使发动机155的输出与动力轴180脱离，例如无需任何电控制输入用于完成所述脱离。当发动机155具有比发电机/电动机185更高的RPM或输出更多功率时，单向离合器或楔块离合器可以接合，使得功率从发动机155的输出施加到动力轴180。可以使用的另一种类型的离合器是离心式离合器，其中在离合器的片中的重量随着RPM增加而逐渐触发一个或多个杠杆，以挤压离心式离合器的片并接合片以连接，例如，发动机155和动力轴180的输出。

有利地，图1A的发电机/电动机121和/或发电机/电动机185可以分别用作发动机105或发动机155的起动机。换句话说，发电机/电动机185可用于在离合器175接合时转动曲轴160，以便启动发动机155。在例如发电机/电动机185可由电池或其他电源供电的情况下，这样的系统可能是有利的。发动机155可以是本文所述的活塞式、旋转式或涡轮式燃烧发动机，因此可以不需要单独的起动机部件，从而减少了本文所述的灵活架构的重量和复杂性。

图2A展示表示根据说明性实施方式的与用于航空航天混合系统的灵活架构201一起使用的航空器控制系统200的框图。航空器控制系统200可以用于例如实现下面讨论的各种模式中的一个或多个，其中可以使用本文描述的灵活架构。灵活架构201可以与图1A和/或图1B的灵活架构100和/或150的部件相同、相似，或者可以具有图1A和/或图1B的灵活架构100和/或150的一些或全部部件。航空器控制系统200可包括一个或多个处理器或控制器205(下文中称为控制器205)、存储器210、主航空器控制器220、发动机230、发电机/电动机235、离合器240、电力I/O 245、附件板250、以及一个或多个传感器260。在图2A中的连接指示在航空器控制系统200的部件之间的控制信号相关连接。图2A中未示出的其他连接可以存在于航空器和/或航空器控制系统200的不同方面之间，用于为航空器提供电力，诸如高压(HV)或低压(LV)电力。

存储器210可以是被配置为在其上存储指令的计算机可读介质。这样的指令可以是由控制器205执行以实现本文描述的各种方法和系统(包括使用本文的灵活架构的各种模式以及这些模式的组合)的计算机可执行代码。计算机代码可以被编写成使得实现本文的灵活架构的不同模式的各种方法基于指示例如特定的飞行阶段(例如，着陆、起飞、巡航等)的各种输入自动地实现。在各种实施方式中，计算机代码可以被写入以基于来自航空器或航空航天器的用户或飞行员的输入来实现本文的各种模式，或者可以基于用户输入和基于非人类输入(例如，从航空器上或航空器外的传感器、基于所计划的飞行计划等)的自动实施方案的组合来实现。控制器205可以由在航空器或航空航天器上的电源(诸如附件板130、一个或多个电池、电力I/O 125的输出、由任何电源供电的航空器的电源总线、和/或任何其他可用电源)供电。

控制器205还可以与发动机230、发电机/电动机235、离合器240、电力I/O 245、附件板250和/或传感器260中的每一个通信。以这种方式，可以控制灵活架构的部件来实现如本文所描述的各种模式。在各种实施方式中，发动机230、发电机/电动机235、离合器240、电力I/O 245和附件板250可以类似于或者可以是上面关于图1A所示和描述的类似命名的部件。电力I/O 245还可以包括预充电电子部件，例如用于保护灵活架构的电气部件，包括直流(DC)总线，如本文所述，以免启动时出现过多的冲击电流。例如，如果高压(HV)总线的电压为400V，并且新部件以0V连接到HV总线，则瞬时电流冲击可能会非常高，以及可能会损坏HV总线和/或部件。所以，预充电电子部件可以在完全连接到HV总线或其他电力供应之前缓慢地升高部件电压。在各种实施方式中，HV总线可以是DC总线或AC总线，或者可以存在为DC总线或AC总线中的任意一个的多个总线。在使用AC总线的情况下，AC电可以从电动机/发电机直接输出到AC总线。在使用DC总线的情况下，逆变器可用于将来自电动机/发电机的AC电转换成DC电以输出到DC总线。

传感器260可以包括用于监视灵活架构201的不同部件的各种传感器。这样的传感器可包括温度传感器、转速计、流体压力传感器、电压传感器、电流传感器、用于确定例如离合器250的当前状态的状态传感器、或任何其他类型的传感器。例如，电压和/或电流传感器可用于通知电动机/发电机的功能和设置、为离合器选择的状态、或用于调节系统的任何其他部件。状态传感器还可以指示灵活架构正在使用的特定模式，以及系统可以接收输入(例如，来自飞行员、来自自动飞行控制器)，以将系统改变为针对可能即将来临的特定的飞行的阶段的不同状态或模式。其他传感器可以包括用于测量航空器空速的皮托管、用于测量航空器海拔高度的高度计和/或全球定位系统(GPS)或用于确定相对于地面和/或已知/映射结构的位置的类似地理位置传感器。

图2A中的灵活架构201虚线内的部件可与本文所述的灵活架构相关联，而主航空器控制器220可与更广泛的航空器系统相关联。换句话说，主航空器控制器220可以控制航空器除了灵活架构201之外的方方面面，而控制器205控制航空器与灵活架构201相关的方方面面。主航空器控制器220和控制器205可以彼此通信，以协调向航空器的各种推进机构提供动力。例如，主航空器控制器220可以向控制器205发送信号，请求用于一个或多个特定的推进机构的特定的功率输出水平。控制器205可以接收这样的控制信号并基于来自主航空器控制器220的控制信号确定如何调节灵活架构201(例如，进入什么模式以及如何控制灵活架构201的元件)以输出期望的功率水平。在各种实施方式中，主航空器控制器220可以发送与控制灵活架构201的特定方方面面相关的信号。换句话说，除了将期望的功率输出信号发送到控制器205之外或者代替将期望的功率输出信号发送到控制器205，控制器205从该功率输出信号确定如何控制灵活架构201的各个部件，控制器205可以充当中继器以将控制信号从主航空器控制器220重新发送到灵活架构201的部件。

在各种实施方式中，主航空器控制器220还可以传输与未来期望功率输出、未来飞行阶段或飞行计划信息等相关的控制信号。以这种方式，控制器205可以接收并使用关于航空器的预期的功率需求的信息来确定如何在当前时刻和将来控制灵活架构201的方方面面。例如，飞行计划信息可用于确定何时应使用电池电力、何时应对电池充电等。在另一示例中，如果预计对功率的需求很大，则通过控制发动机使用多少燃料(例如，如果使用柴油活塞、柴油旋转发动机或涡轮发动机)和/或通过控制发动机使用的空气量(例如，如果使用汽油活塞发动机)来控制发动机输出，从而控制器205可确保发动机230以期望RPM运行以开始传递期望水平的功率。

在各种实施方式中，控制器205还可以与一个或多个电池通信以监视它们的充电水平、控制电池何时充电或放电、控制电池何时用于为发电机/电动机235供电、控制电池何时用于直接为航空器的另一个方面提供动力。然而，在其他实施方式中，主航空器控制器220可以与航空器的电池通信，和/或可以将与电池及其控制相关的信息中继转发到控制器205。类似地，如果利用主航空器控制器220而不是控制器205来控制航空器的电池，则控制器205可以将与电池相关的控制信号发送到主航空器控制器，使得可以根据需要或期望来控制电池关于灵活架构201的功能。电池的控制可以通过与电池控制器的通信来完成。电池的控制可以附加地或替代地通过监视电池所连接的总线的电压以及流入和/或流出电池能量存储系统(例如，电池组和/或电池控制器)的电流来实现。例如，基于所测量的进入和/或离开电池的总线电压和/或电流，控制系统(例如，控制器/处理器)可以为发动机控制、电动机/发电机控制和/或安全、可靠和节能操作所需的其他特征做出有利的决策。

在各种实施方式中，电力I/O 245可以包括与发电机/电动机235的两个不同绕组相关联的两个不同的输出(例如，高电压(HV)输出和低电压(LV)输出)。这样，两个不同的电压(例如，HV和LV)可以由控制器205和/或主航空器控制器220输出和控制。电力I/O 245可以附加地或替代地具有电压转换部件(例如，DC到DC转换器)，使得可以输出两个或更多不同的电压。在这样的实施方式中，可以在不使用两个单独的绕组的情况下实现两个不同的输出。两个不同的输出可以例如被输出到在航空器上的不同电源总线，诸如HV总线和LV总线。电力I/O 245的两个输出也可以由控制器205单独控制。因此，可以关闭输出(例如，通过关闭电动机/发电机的场电流，让发电机的动力轴和转子相对于电动机/发电机的其余部分快速旋转或续流)。在各种实施方式中，动力轴实际上可能不在发电机/电动机235内续流。相反，动力轴仍可旋转电动机/发电机235的转子，同时定子保持静止，但控制器205可用于控制输出，使得电动机/发电机235实际上输出很少或不输出动力。在各种实施方式中，控制器205可控制电动机/发电机235从电动机/发电机235输出期望水平或阈值水平的电力，同时让剩余电力由动力轴输出(例如，至推进机构)。例如，控制器205可以控制电动机/发电机235将从发动机输出到动力轴的功率的0％到100％的任意数值生成为电力。例如，控制器205可以使电动机/发电机235将来自动力轴的功率的0％、1％、2％、3％、4％、5％、6％、7％、8％、9％、10％、15％、20％、25％、30％、35％、40％、45％、50％、55％、60％、65％、70％、75％、80％、85％、90％、95％、98％、99％或100％生成为电力。

在一些实施方式中，附件板可以不由控制器205和/或主航空器控制器220控制。当发动机230正在运行以向在航空器上的附件供应电力时，附件板可以打开。

在一些实施方式中，控制器205可以与可以在航空器或航空航天器上机载的无线收发器通信，使得控制器205可以与未硬线连接到系统200的其他计算设备通信。以这种方式，还可以从远程设备计算设备无线地接收用于实现本文描述的灵活架构的各种模式的指令或输入。在其他实施方式中，系统200可以仅与航空器上的部件通信。

控制器205还可以连接到灵活架构201的冷却系统285的一个或多个方面。例如，冷却系统285可以包括一个或多个阀或其他部件，以基于哪些部件需要或不需要冷却来限制或以其他方式控制有多少气流正被引导到灵活架构201的各个部件。冷却系统285还可以包括用于调节冷却系统的鼓风机或风扇旋转多快的齿轮箱或其他部件，从而进一步允许对冷却系统的控制。这样，控制器205和/或控制器220可以控制冷却系统285的一个或多个方面，以控制灵活架构201的各种部件的冷却。冷却系统285可以是和/或可以包括本文描述的冷却系统的各种部件，包括相对于图9-图21中的任一者。图22还包括用于如何控制冷却系统的一个方面以调节用于冷却系统的部件(例如，冷却系统285)的冷却气流的示例方法。

图2B展示表示根据说明性实施方式的与用于航空航天混合系统的灵活架构一起使用的第二航空器控制系统275的框图。在图2B的示例中，系统275不具有如图2A所示的单独的主航空器控制器。相反，整个航空器具有单一主控制器280，其控制灵活架构和航空器的所有方面(包括例如航空器的推进机构255)。

控制器280可以与在航空器上的一个或多个推进机构255通信以控制它们。控制器208还可以与在航空器或航空航天器上的一个或多个传感器270通信，这些传感器可以是航空器的传感器和灵活架构的传感器。具体地，传感器260还可以嵌入在上述图1A和/或图1B的任何部件中，以及因此，可以用于告知如何控制图1A和/或图1B的设备和/或如何如本文所描述地实现本文所描述的模式。

在图2A或图2B中任一中，控制器205、控制器280和/或主航空器控制器220还可与冷却系统通信，该冷却系统被配置为冷却和/或加热灵活架构的任何部件、一个或多个电池、或航空器的任何其他方面。这样，冷却系统也可以与本文描述的其他系统和方法相一致地被控制。

下面描述的是可以使用本文描述的灵活架构(包括例如图1A、图1B、图2A和图2B中示出并关于图1A、图1B、图2A和图2B描述的灵活架构)的各种实施方式来实现的五个具体模式。

在本文可称为混合发电机模式的第一模式中，可控制离合器(例如，图1A的离合器115和/或图1B的离合器175)以将发动机(图1A的发动机105和/或图1B的发动机155)接合到动力轴(例如，图1A的动力轴111和/或离合器输出/动力轴180)，该动力轴在离合器与发电机/电动机(例如，图1A的发电机/电动机121和/或图1B的发电机/电动机185)之间运行，使得发动机在发电机/电动机内快速旋转动力轴以产生电力，该电力经由电力I/O(例如，图1A的电力I/O 125)将被供应到在航空器上的其他系统，诸如推进机构/系统。例如，这样的推进机构/系统可以使用电动机来提供动力，并且由发电机/电动机在第一模式中输出的电力可以用于驱动这样的推进机构/系统。简而言之，在第一模式下，发动机可以使用离合器与动力轴接合，以驱动发电机/电动机，并从发电机/电动机输出动力。在各种实施方式中，第一模式可以利用不具有离合器的系统(例如，图8B的系统)来实现。

在本文中可称为直接驱动发动机模式的第二模式中，离合器(例如，图1的离合器115和/或图1B的离合器175)可将发动机(例如，图1A的发动机105和/或图1B的发动机155)输出接合到动力轴(例如，图1A的动力轴111和/或离合器输出/动力轴180)，该动力轴穿过发电机/电动机(例如，图1A的发电机/电动机121和/或图1B的发电机/电动机185)以向推进机构(如在航空器上的螺旋桨)提供机械动力。在这样的模式中，场可以从发电机/电动机移除(例如，发电机/电动机可以被控制为关闭或脱离)，使得发电机/电动机的动力轴和转子正快速旋转或靠惯性旋转，以及发电机/电动机的电力I/O(例如，图1A的电力I/O 125)因此脱离并且不输出动力。简而言之，在第二模式中，发动机可以驱动动力轴以机械地或以其他方式为推进机构提供动力，同时动力轴在发电机/电动机内快速旋转而不在电力I/O处接收或输出动力。如本文所述，控制器还可用于控制发电机/电动机在其电力I/O处产生并输出多少电力，同时允许在动力轴上的剩余电力作为机械动力输出至推进设备。推进设备可以是例如旋翼、螺旋桨、风扇或提供推进力的其他手段中的任何一个。因此，例如，如果在航空器上的电池充满电并且不使用在航空器上的电动机，则可能需要仅将机械动力输出到推进设备而不转换在动力轴上的任何动力到电力。在其他示例中，可能需要将来自动力轴的机械动力的仅一部分转换成电力。例如，控制器可以使电动机/发电机将一定百分比的动力转换成来自动力轴的电力，或者可以监视动力轴以确保机械动力的最小阈值被输出到推进机构(例如，保持一定的空速或推进机构转速)，然后将来自动力轴的其余动力转换为电力(例如，为在航空器上的电池或其他能量存储设备充电)。因此，本文描述的各种实施方式可以帮助防止在航空器上的电池过度充电，可以减少消耗的总燃料等，因为即使在电动机/发电机的动力轴和转子旋转时，也可以控制发电机/电动机输出一定量的电力或者不输出/很少输出动力。在各种实施方式中，这可以通过控制器通过使用发电机来控制输出多少电能来控制，或者还可以通过使动力轴与电动机/发电机的转子脱离或部分脱离(或者反之亦然，即，通过使转子与动力轴脱离)来控制。在各种实施方式中，第二模式可以利用不具有离合器的系统(例如，图8B的系统)来实现。

在本文中可称为增强推力模式的第三模式中，离合器(例如，图1的离合器115和/或图1B的离合器175)可将发动机(例如，图1A的发动机105和/或图1B的发动机155)接合到穿过发电机/电动机(例如，图1A的发电机/电动机121和/或图1B的发电机/电动机185)的动力轴(例如图1A的动力轴111和/或离合器输出/动力轴180)，以及发电机/电动机用作电动机，以通过电力I/O(例如，图1A的电力I/O 125)从外部源(诸如电池包)获取电力。这在动力轴上提供了比发动机或发电机/电动机能够传递的更高的机械动力输出。简而言之，在第三模式下，发动机和发电机/电动机被用于同时驱动动力轴，以将动力发送至推进机构。在各种实施方式中，第三模式可以利用不具有离合器的系统(例如，图8B的系统)来实现。

在本文中可称为直接驱动发电机/电动机模式的第四模式中，离合器(例如，图1的离合器115和/或图1B的离合器175)可将发动机(例如，图1A的发动机105和/或图1B的发动机155)与发电机/电动机(例如，图1A的发电机/电动机121和/或图1B的发电机/电动机185)脱离，使得电力可经由电力I/O(例如，图1A的电力I/O 125)馈送到发电机/电动机，以作为电动机驱动发电机/电动机并向动力轴(例如图1A的动力轴111和/或离合器输出/动力轴180)提供机械动力。简而言之，在第四模式中，发电机/电动机可以单独基于在电力I/O处接收的电力向推进机构提供动力。

在本文中可称为分流发动机动力模式的第五模式中，离合器(例如，图1的离合器115和/或图1B的离合器175)可将发动机(例如，图1A的发动机105和/或图1B的发动机155)接合至发电机/电动机(例如，图1A的发电机/电动机121和/或图1B的发电机/电动机185)，使得发动机可以使发电机/电动机作为发电机快速旋转，并经由电力I/O(例如，图1A的电力I/O 125)向在航空器上的其他系统提供电力，以及向动力轴(例如，图1A的动力轴111和/或离合器输出/动力轴180)提供机械动力以驱动像螺旋桨的系统。简而言之，在第五模式下，发动机可以用于驱动动力轴和发电机/电动机，以经由电力I/O和动力轴输出动力。在各种实施方式中，第五模式可以利用不具有离合器的系统(例如，图8B的系统)来实现。

如本文所描述的，这五个模式中的任何一个(或其变化)可以与本文所描述的单一灵活架构一起使用。另外，某些模式和/或模式的组合对于某些航空器或航空航天器类型、某些推进机构类型、航空器或航空航天器的某些飞行阶段等可能是有益的。在这些模式中的任何一个中，电机(例如，发电机/电动机)用于产生大量的电力，电机可能产生大量的热量。例如，如果电机正在将从发动机输出的动力的10％至100％生成为电能，则电机也可能产生大量热量。这将包括示例，其中，电机将来自发动机的百分之10、15、20、25、30、35、40、45、50、55、60、65、70、75、80、85、90、95或100的能量生成为电能，包括任何实例，其中，电机将来自发动机的能量的一半或更多(例如，大部分，50％至100％)生成为电能。在电机产生大量热量的任何这样的情况下，使用冷却系统(诸如本文描述的那些)来冷却电机可能是有价值的。

例如，在具有电动机驱动螺旋桨的混合电动垂直起降(VTOL)航空器中，本文的灵活架构可以单独用作电力的电源。因此，灵活架构可以在飞行的阶段的任何部分期间以第一模式(例如，混合发电机模式)驱动航空器，在该飞行的阶段中必须向航空器的电源总线或者航空器的一个或多个电动机提供电力。

在另一个示例中，在具有单一大型主推进螺旋桨(例如，在航空器的机身的后部处)和电动机/螺旋桨的阵列(例如，在航空器机翼上)的航空器中，灵活架构可以是在起飞期间用于第五模式(例如，分流发动机动力模式)中，以为主推进螺旋桨机械地供应动力，并向机翼安装的电动机供应电力。图3和图4展示根据说明性实施方式的这样的航空器300和400的两个示例，用于航空航天混合系统的灵活架构可以与该航空器一起使用。例如，航空器300具有主推进螺旋桨305，以及航空器400具有以管道推进风扇的形式的主推进螺旋桨405。在这两个示例中，本文描述的第五模式可用于从动力轴且向主推进器螺旋桨305和405机械地供应动力。另外，机翼安装的电动机/螺旋桨310和410可由来自电动机/发电机的电力驱动，如本文所述。

或者，本文描述的灵活架构可用于通过使电池包向机翼安装的电动机来为类似于图3和图4所示的那些配置在起飞时的第三模式(例如，增强推力模式)中提供动力，且用于增加在驱动主推进螺旋桨的动力轴上的发动机动力。在巡航飞行中，航空器可以使用第二模式(例如，直接驱动发动机模式)来仅驱动主推进螺旋桨。在另一个示例中，在巡航飞行期间，航空器可以在动力轴和推进螺旋桨之间配备有离合器，以及控制器可以通过使动力轴与推进螺旋桨脱离并将动力从发电机/电动机输出到机翼安装的电动机，来使航空器以驱动机翼安装的电动机的第一模式(例如，混合发电机模式)操作。在另一个示例(例如，诸如发动机故障的紧急情况)中，可以使用诸如来自一个或多个电池的输入至电力I/O的电力以第四模式(例如，直接驱动发电机/电动机模式)来驱动推进器支柱。

在另一示例中，航空器可以是具有旋翼机式主旋翼的VTOL航空器，其可以动力或无动力操作，并且可以具有安装在机翼上的前向推进电动机和螺旋桨。在一个实施方式中，灵活架构可以完全用在第一模式(例如，混合发电机模式)中，伴随电力输入/输出(和发电机/电动机)供应电力，该电力驱动联接到旋翼机式主旋翼的电动机，并使用电力驱动机翼安装的电动机。在一个实施方式中，航空器还可以在动力轴和旋翼机式主旋翼之间配置有离合器，使得灵活架构可以使用第二模式(例如，直接驱动发动机模式)或第三模式(例如，增强推力模式)以快速旋转旋翼机式主旋翼(例如，以使旋翼机式旋翼达到起飞速度)。在这样的示例中，控制器然后可以在旋翼机式旋翼达到速度之后使灵活架构转变到第一模式(例如，混合发电机模式)(例如，转变到用于巡航飞行的第一模式)。第四模式(例如，直接驱动发电机/电动机模式)可以在发动机无法使用来自诸如一个或多个电池的电源来驱动动力轴(以及因此旋翼机式旋翼)的电力的情况下再次使用。

图5展示根据说明性实施方式的另一示例航空器500，用于航空航天混合系统的灵活架构可以与该示例航空器一起使用。例如，航空器500可以包括在倾斜机翼上的多个(例如，8个)电动机/螺旋桨505，其可以使用本文描述的第一模式(例如，混合发电机模式)来提供动力，其中发动机可以使用离合器与动力轴接合，以驱动发电机/电动机并将电力从发电机/电动机输出到在倾斜机翼上的各个电动机/螺旋桨505。

因此，本文描述了用于航空器的有利的灵活架构，通过该架构可以实现用于向推进机构供应动力的多个模式。虽然特定的航空器和推进机构配置可能不利用本文描述的灵活架构能够实现的每个模式，但是灵活架构仍然可以在不同的航空器中实现以实现不同的模式。类似地，虽然本文详细描述了用于为推进机构提供动力的具有五个不同的模式的灵活架构的示例，但是本文也考虑了用于为推进机构提供动力的具有更少、更多或不同模式的其他灵活架构。

例如，灵活架构可以不具有本文所述的离合器，但仍然能够实现本文所述的各种模式，其中，期望使发动机输出联接到电动机/发电机和/或系统的输出动力轴。例如，在第一模式中，发动机可以旋转动力轴以使发电机产生电力。在第二模式中，例如，发动机可以直接驱动机械推进部件，但是发动机不需要与电动机/发电机或动力轴脱离，因为电动机/发电机可以被关闭或允许动力轴和电动机/发电机的转子在电动机/发电机内靠惯性旋转。在第三模式中，发动机和电动机/发电机用于驱动动力轴，因此不希望使用离合器来使发动机和电动机/发电机脱离。在第五模式中，发动机可旋转动力轴，以使发电机产生电力并且使动力轴机械地为推进机构提供动力。因此，在利用如上所述的第一、第二、第三和/或第五模式中的任一者的航空器中，动力轴不需要与发动机输出脱离。因此，对于使用第一、第二、第三和/或第五模式(而不是第四模式)的任意组合的实施方案，可以不使用离合器，因为系统可以使发动机的输出持续连接到在电动机/发电机中的动力轴。这样的实施方式可能是有价值的，因为离合器可能很重和/或不可靠。

图6是示出根据说明性实施方式的用于在具有主推进螺旋桨的航空器的不同飞行阶段中使用用于航空航天混合系统的灵活架构的第一示例方法300的流程图。具体地，航空器可以是在机翼上具有单一较大推进螺旋桨和一系列电动机和相应的较小螺旋桨的航空器。在602处的起飞飞行阶段期间，本文描述的第五模式可用于机械地向主推进螺旋桨供应动力并向机翼安装的电动机供应电力。在604处的巡航飞行阶段期间，本文描述的第二模式可用于仅向主推进螺旋桨机械地供应动力而不向较小的电动机/螺旋桨供应动力。

图7是示出根据说明性实施方式的用于在具有主推进螺旋桨的航空器的不同飞行阶段中使用用于航空航天混合系统的灵活架构的第二示例方法400的流程图。具体地，航空器可以是在机翼上具有单一较大推进螺旋桨和一系列电动机和相应的较小螺旋桨的航空器。在702处的起飞飞行阶段期间，本文描述的称为增强推力的第三模式可用于经由发电机/电动机向主推进螺旋桨供应电力(从电池汲取电力)，并直接从发动机机械地向主推进螺旋桨提供动力。此外，(由发电机/电动机产生的和/或直接来自电池的)电力也可以在起飞期间提供给在机翼上的电动机。在704处的巡航飞行阶段期间，本文描述的第二模式可用于仅向主推进螺旋桨机械地供应动力而不向较小的电动机/螺旋桨供应动力。

返回参考图1A，如果离合器115接合使得发动机105将动力施加至动力轴111并且发电机/电动机121未起作用或开启，则动力轴111可在发电机/电动机121内靠惯性旋转(例如，上述的第二模式)。类似地，在各种实施方式中，图1B的动力轴180可以在发电机/电动机185内靠惯性旋转。然而，发动机105和/或发动机155可在动力轴111和/或动力轴180上产生扭矩脉冲，当离合器115和/或离合器175与其各自的动力轴111和/或180接合时，这对发电机(诸如发电机/电动机121和/或发电机/电动机185)可能是危险的。换句话说，与当某些类型的发动机(例如，柴油活塞燃烧发动机)点火时可能发生的那些类似的在轴上的大扭矩脉冲可能导致高角加速度，这可能导致联接至动力轴111和/或180的发电机/电动机121和/或发电机/电动机185的部件疲劳或损坏。因此，可以使用减轻该扭矩的部件，诸如飞轮或其他重阻尼或弹簧联接系统，以平滑在动力轴111和/或180上的扭矩。

图8A展示根据说明性实施方式的用于具有用于吸收振荡扭矩的飞轮的航空航天混合系统的示例灵活架构800。具体地，灵活架构800包括与图1B所示和相对于图1B描述的类似或相同的部件，但包括用螺栓170牢牢地连接到输出凸缘165的飞轮195。飞轮195还通过螺栓198牢牢地连接到离合器175的一侧。因此，旋转运动可以从发动机155通过曲轴160、输出凸缘165和飞轮195转换到离合器175。离合器175又可与动力轴180接合或脱离，以选择性地将从飞轮195接收的旋转运动转换至动力轴180。飞轮195还可以是例如双质量飞轮和/或弹簧联轴器。

在其他各种实施方式中，可以不使用飞轮。例如，本文描述了阻尼系统和器械的进一步实施方式，其可以阻尼在动力轴(例如，动力轴111)上的扭矩，但不包括飞轮。此外，在各种实施方式中，飞轮和其他阻尼系统或部件可以组合使用以阻尼或平滑施加到动力轴的扭矩。

例如，在发电机/电动机本身内的动力轴或转子可以牢牢地联接至发电机/电动机的曲轴。以这种方式，曲轴和转子一起可以阻尼在动力轴或转子上的扭矩脉冲，并且可以减少由于来自发动机的扭矩脉冲而产生的切向加速度。在这样的实施方式中，可以省略离合器。因此，阻尼系统将位于发电机/电动机的内部，以及阻尼系统的占用空间和重量可以小于飞轮或可能位于发电机/电动机外部的其他阻尼系统。具体地，动力轴或转子与曲轴的刚性联接可以增加动力轴或转子的惯性，使得额外的惯性有助于防止动力轴减慢或以使其更容易受到来自发动机的扭矩脉冲的加速的影响的方式旋转。在这样的实施方式中，动力轴或转子和曲轴可类似于飞轮起作用。

在各种实施方式中，可以使用具有静态内部部分和旋转外部部分的发电机/电动机。这可以增加旋转部分的惯性并且可以允许在发电机/电动机中的磁体快速旋转以及避免被扭矩峰值移动。换句话说，磁体可能已经在外部部分中快速旋转，以及因此除了由于扭矩峰值加速而产生的任何切向惯性力之外，还可以施加恒定的稳定径向力。

扭矩阻尼系统还可以配置为将发动机的输出连接到发电机/电动机的动力轴或转子的部分。例如，在发电机/电动机的动力轴或转子之间的轮毂可以包括具有扭转弹簧和/或阻尼特性的联轴器。扭转阻尼联轴器可包括弹性体部件或弹簧(例如，由钢或其他金属制成)，其减少从发动机输出传送至发电机的动力轴或转子的潜在有害扭矩脉冲。扭转阻尼联轴器可以类似于或者也可以被称为共振阻尼联轴器。例如，与使用飞轮或其他大型阻尼系统的系统相反，这样的扭转阻尼联接器可以减少整个系统的重量和尺寸。一个或多个扭转阻尼联轴器可安装在发动机内、在发动机与离合器之间、在离合器内、在离合器与发电机之间、和/或在发电机内的任意一处或多处，以在动力轴或转子损坏发电机本身的部件之前实现阻尼。

也可以使用阻尼在发电机的动力轴或转子上的扭矩的其他方式。例如，在发电机上的磁场可被控制以对其产生脉冲，使得其作用在发电机的动力轴或转子上，以消除由发动机给予在动力轴或转子上的一些或全部扭矩脉冲。在发电机的场上的这样的脉冲可以基于对由发动机施加的扭矩脉冲的测量来控制，以及可以导致发电机部件不被柴油发动机损坏。例如，在上述第三模式中，发动机和发电机/电动机均向动力轴施加动力，从发电机到动力轴的脉冲既可以向动力轴施加动力，又可以保护发电机的部件免遭损坏。在本文描述的其他模式中，每当动力轴全部部分地由发动机驱动时，可以施加使用发电机向动力轴施加的脉冲。因此，为了在这样的方法中适当地保护发电机的部件，由发电机的磁场施加到动力轴或转子的脉冲可以被配置为与发动机的扭矩脉冲相关，以适当地抵消那些扭矩脉冲。

图8B展示根据说明性实施方式的用于具有飞轮和用于吸收振荡扭矩的弹簧联轴器的航空航天混合系统的示例灵活架构1400。具体地，灵活架构1400包括与图8A中所示和关于图8A所描述的部件相似或相同的部件，但包括牢牢地连接到飞轮195和动力轴180的弹簧联轴器199。飞轮195的尺寸、重量等以及弹簧联轴器199的特性可以根据发动机155的输出和彼此的特性进行调整，使得可以根据需要和/或可能尽可能地减小振荡扭矩。例如，不同的发动机可产生不同量的振荡扭矩，因此本文的各种实施方式包括具有不同特性的飞轮和/或弹簧联轴器，以减少从曲轴160传送至动力轴180的振动。在各种实施方式中，灵活架构1400可以不具有离合器，使得曲轴160和动力轴180总是彼此联接。在各种实施方式中，类似于图14的灵活架构还可以包括离合器，使得发动机155的输出最终可以可释放地与动力轴180分离。在各种实施方式中，这样的离合器可以连接在弹簧联轴器199和动力轴180之间，或者动力轴可以分成多个轴，其中离合器连接多个轴，或者离合器可以位于在发动机155和发电机/电动机185之间的任何其他位置，使得发动机155的输出可以选择性地与动力轴180的穿过发电机/电动机185的部分分离。在各种实施方式中，离合器可以附加地或替代地定位在发电机/电动机185之后，使得动力轴180可以与负载(例如，航空器的推进机构)分离。

下面进一步描述的是如何在实际航空器中封装和/或使用本文描述的灵活架构的示例。例如，某些航空器可能使用电动机来驱动推进系统，以及因此必须具有足够的机载电能或产生这样的机载电能来驱动那些推进系统的方式。此外，在特定的管辖区域的规章制度也可能需要足够的储备能量来遵守航空器的运行规章制度。本文描述的灵活架构可以为推进系统提供这样的电能和/或储备能量，使得本文描述的系统可以与各种电动航空器一起工作。例如，本文的实施方式提供了喷气燃料(或其他液体或气体燃料)到电力的有效转换，使得电动航空器可以使用广泛可用的燃料源来提供动力。

图23展示根据说明性实施方式的用于航空航天混合系统的示例灵活架构的立体图2300。该混合单元可用作多种航空器类型和实施方案的核心动力装置。图23的混合单元是紧密集成的动力装置，其可以包括图1A、图1B、图2A、图2B、图8A和/或图8B中所示和关于图1A、图1B、图2A、图2B、图8A和/或图8B所描述的一些、全部和/或附加元件。

另外，混合单元可包括冷却混合单元的各个方面的集成冷却系统2305、与混合单元相关的热交换器、或诸如用于混合单元的任何方面的翅片附加设备的散热器。动力输出2310可以是动力轴(例如，图1A的动力轴110、图1B或图8A或图8B的动力轴180)或连接至动力轴，使得旋转动力可以从混合单元输出至推进系统或航空器的其他方面。电连接器2315还可用于输出动力(或输入动力)，如本文所述。电连接器2315可以是例如Amphen SurlokPlus^TM连接器或等同物，或者可以是任何其他类型的合适的连接器。以这种方式，混合单元的主总线，诸如直流(DC)总线，可以通过电连接器2315(例如，图1的电力输入/输出125，图2A或图2B的电力I/O 245)连接。这些或其他连接器还可有助于连接到混合单元的部件并对其进行控制，诸如使用控制器局域网(CAN)总线、CAN 2.0总线和/或SAE J1939总线。这样的通信总线可以以不同的速度(诸如250千字节每秒(kbps)、500kbps、1000kbps等)操作。在各种实施方式中，电连接器2315和/或其他连接器可以针对给定的应用软件(诸如不同类型的航空器以及这些航空器使用的通信和电力系统)定制。

凭借动力输出2310和电连接器2315，图9的混合单元可以经由动力输出2310输出机械动力和/或经由电连接器2315和在混合单元中的DC总线(例如，图1的电力输入/输出125、图2A或图2B的电力I/O 245)输出动力。类似地，可以经由电连接器2315接收电力以驱动动力输出2310，正如可以经由动力输出2310接收机械动力以产生用于经由电连接器2315输出的电力。例如，如果航空器包括一个或多个电池，则可以经由电连接器2315接收来自电池的额外电力以增强施加到动力输出2310的电力，使得动力输出2310由发动机和来自航空器的电池的电力两者驱动，如本文所述。

图23的混合单元还可以包括用于将发动机连接至燃料源的连接器2325。连接器2325可以是快速燃料连接，诸如AN6快速燃料连接。以此方式，发动机可以被供应燃料，以向动力输出2310提供动力和/或产生将经由电连接器2315输出的电力。图23的混合单元还可以包括用于将混合单元安设到航空器的安装硬件2320。虽然安装硬件2320被示出在图23中的混合单元的顶部上，但是在其他实施方式中的安装硬件可以附加地或替代地位于混合单元的顶部、底部、侧面等中的任一者上，使得混合单元可以根据需要安设到航空器。

图24展示根据说明性实施方式的图23的示例灵活架构的顶视图2400。图25展示根据说明性实施方式的图23的示例灵活架构的顶视图2500。

因此，本文描述的混合单元可用于为电动或混合电动航空器提供动力，并且可提供比单独的电池包提供的更好的动力。例如，如图23-图25所示的混合单元可以提供比电池更好的能量密度(例如，好5到7倍的能量密度)。例如，本文描述的混合单元可以具有600-1200中的任一值或更多瓦时每千克(Wh/kg)的等效能量密度。本文描述的混合单元还可以有利地具有比其他系统更好的燃料经济性(例如，比涡轮发动机好40％的燃料经济性)，以及可以使用容易获得的燃料，诸如Jet-A、柴油、煤油、生物燃料替代品或任何其他合适或所需的燃料。换言之，本文的混合单元可以在紧凑的封装中包括发动机、发电机、逆变器和使用空气冷却的热管理，使得安装有灵活架构的航空器可以有利地利用这些部件作为动力装置。混合架构可以供应各种电压的输出(例如，400伏(V)、800V、1000V、1200V等)，以及具有用于其他附件或系统电源(例如，28V)的连接。本文描述的灵活架构还可以比其他系统更安静(例如，比涡轮发动机系统更安静)。例如，距离当前系统100英尺或更近的地方，噪声可能低于70分贝(dB)。

本文描述的灵活架构还可以是可扩展的。例如，在较大的航空器中，可以使用本文描述的两个或更多灵活架构。灵活架构还可以用于为不同功能和目的而设计的不同的航空器中。例如，本文描述的灵活架构可用于城市空中运输(UAM)系统(诸如电动垂直起降(eVTOL)航空器、电动短距起降(eSTOL)航空器、电动常规起飞和着陆(eCTOL)航空器等)中。一个示例灵活架构，诸如图23-图25中所示的灵活架构，可以具有下表格1中所示的规格。

表格1

规格

*最大突发轴功率取决于电池配置

**干燥质量包括发动机、发电机、逆变器和热系统

如上所示，可以提供185kW的混合单元。因此，可以在给定的航空器中设置两个混合单元，以提供370kW的功率。

图26展示根据说明性实施方式的用于航空航天混合系统的另一个示例灵活架构的立体图2600。图26的灵活架构包括发动机2605和发电机，其由于诸如系统的冷却导管的其他部件而被隐藏或不可见。然而，像图23-图25的混合单元一样，提供了机械输出动力2610和电输出动力2620(它们也可选地能够接收动力)。

因此，本文的各种实施方式提供了可并入在航空航天工业市场中的各种不同类型的航空器中的混合电动力装置。这样做，航空器制造商可能不必建造自己的由发动机、发电机、电力电子设备、冷却系统和/或控制系统组成的系统，来为这些航空器提供动力。这可能是有利的，因为创建动力装置系统并对其进行航空航天标准认证的开发过程可能会持续4年以上，并且成本可能超过1000万美元。

因此，本文描述的混合动力装置或灵活架构可以与航空器的设计可分离地设计、制造等。灵活架构的少些方面可以根据航空器制造商的需要进行定制，但是是以不会导致整个系统被重新设计或重新配置的方式。因此，本文的实施方式提供了一种集成单元，该集成单元包括将要安装在航空器上的在一个封装中的发动机、发电机、电力电子器件、冷却系统和/或控制系统。将这些元件组合成单一独立的单元进一步有利地允许该单元作为系统通过联邦航空管理局(FAA)认证过程。然后，多个航空器制造商可以使用经过认证的系统，消除航空器开发商的认证负担和开发负担，以及提高效率，因为多个航空器制造商将不必寻求专门为其航空器设计的许多不同的动力装置系统的认证。

通过提供具有发动机、发电机、电力电子设备、冷却系统和/或控制系统的组合单元，本文描述的混合灵活架构可被优化为整个系统而不是单独的部件。整个系统而不是各个部分的优化。另外，这样的混合单元可以用在多个航空器设计中，而作为航空器设计过程的部分而设计的系统被配置为使得难以在其他地方重新应用它们。拥有可应用于多个细分市场和具有共同动力要求的航空器设计的混合单元导致航空器的开发更快，其中航空器的主要部件(例如，混合单元或灵活架构)已经获得认证并投入生产。

用于航空的混合电力系统历来都是针对每个应用/航空器从头开始设计的。这样的过程是低效的以及由本文的实施方式解决。例如，一些航空器具有专门为航空器设计的独特的动力装置。这样的解决方案可以包括定制发动机、发电机、电力电子设备、控制系统、冷却系统、电池包、推进电动机和/或螺旋桨。本文的实施方式提供了一种用于航空器的紧凑的混合系统，该系统可以构成在航空器动力和推进系统内的两个不同半部中的一半：动力系统(诸如如本文所描述的混合动力系统)的上游端和下游端。

图27展示根据说明性实施方式的用于推进航空器2700的示例下游2705、2710和上游2715、2720部件。例如，航空器系统的下游部件2705、2710可以包括与航空器的具体设计更相关的电动机、旋翼/螺旋桨、姿态控制部件等。可以在不同的航空器内可重复的航空器的上游部件2715、2720可以包括发动机、发电机、电池、配电、燃料、发电机噪声消除等中的任何一个。

具体地，动力系统的上游端可以包括负责产生电力的混合动力系统元件。这样的部件可包括发动机、发电机、电力电子设备、控制系统(用于上游发电部件)、冷却系统(用于上游部件)、电池包和/或燃料。动力系统的下游端可包括负责将电力转化为推力、姿态控制和/或空气动力学的主动控制的混合动力系统元件。这些下游部件还可包括电动机、螺旋桨、电动机控制器和/或用于推进系统的控制系统。

因此，尺寸和总功率要求相似的非常不同的电动航空器设计可能存在共同的上游动力系统需求。然而，下游动力系统从一架航空器到另一架航空器可能几乎没有一致性，以及因此这些部件可能无法像上游部件那样标准化以在许多航空器设计上工作。此外，有助于其本身标准化的上游元件可能包括与功率需求相关的部件，但不包括与总能量需求相关的部件。在发动机、发电机、电力电子设备、冷却系统和/或控制系统的情况下，上游动力系统的这些元件的尺寸可被设计成适合航空器的特定功率要求(kW或hp)。然而，燃料的量和电池包的尺寸可能由总能量需求(kWh或hp hr)驱动，以及这些可能因航空器而异。在这样的实施方式中，可以通过改变燃料箱的尺寸来改变燃料的体积大小以匹配航空器设计的要求，以及可以通过调节在电池包内的并联电池堆的数量或通过添加额外的电池包来改变以kWh为单位的电池包的容量。

因此，本文提供了用于供应混合动力装置的实施方式，该混合动力装置以重量有效和空间有效的方式紧密集成了发动机、发电机、电力电子设备、控制系统(用于发电系统)和/或冷却系统，其可以被认证为独立的单元，旨在提供与航空器可分离的推进动力。

另外，如本文所述，在发电机内的转子可被优化，以在混合动力装置的情况下服务于多个目的。传统的燃烧发动机可能具有附接至旋转轴的飞轮质量，以增强操作的平稳性。然而，在航空航天系统的背景下，增加额外的质量可能没有吸引力。当发动机如本文所述联接至在混合动力装置中的发电机时，在发电机中的转子可被设计为承受来自发动机的任何扭矩脉冲，以及其可被设计为发动机用于平稳操作的旋转质量。

此外，虽然辅助动力单元在现有技术中是已知的，但是这些系统可能被设计用于与航空器的主要推进动力源不同的目的，以及因此可能没有能够通过推进所需标准认证的控制系统。此外，这样的系统可以在没有冷却系统的情况下设计，将这一方面留给机身设计者。因此，这些系统未经过第33部分(针对航空器动力装置的FAA法规)的认证。此外，这些辅助动力单元系统被设计为间歇性使用的轻型辅助系统，而不是在飞行的所有阶段中使用的高效推进系统。另外，辅助动力单元可被设计成产生交流(AC)电，而本文所述的混合电动力装置可产生直流(DC)电，使得混合电动力装置可联接至大型推进电池包，因为多个电池包提供DC电并使用DC电充电。

涡轮发电机是一种为混合动力而被提出的适应性辅助动力单元。这样的系统缺乏冷却系统集成，其为机身开发商提供作为混合动力装置部分的冷却系统。因此，机身开发商可能需要设计他们自己的冷却系统，来伴随涡轮发电机的使用。使用本文中的实施方式，用于冷却本文中描述的混合动力装置的单独的冷却系统可以有利地不需要为特定的机身设计或开发，因为这样的冷却系统已经包括在本文中所描述的灵活架构中。

因此，本文描述的灵活架构和混合电动力装置有利地提供将液体燃料(或气体燃料)转换成旋转机械动力的发动机、联接到发动机的被配置成将旋转机械动力转换成电力的发电机，和/或联接到发电机的被配置为将发电机的直接AC输出转换成高压DC电力的电力电子设备。本文描述的灵活架构和混合电动力装置进一步有利地提供控制系统，该控制系统被配置成改变发动机的动力输出，以匹配在航空器的主推进电力总线上的动力需求，以满足航空器对电力的需求。

本文描述的混合动力装置控制系统、电力电子设备、发电机和/或发动机设计还可符合推进航空航天系统的可靠性的监管要求(例如，故障概率应小于10-6或负六的十次方)。灵活架构和混合电动力装置还可包括控制接口，其使得灵活架构或混合动力装置能够与车辆级飞行控制系统通信，以使得能够从车辆级飞行控制系统向混合动力装置控制系统提供推进动力命令，以及还有利地使混合动力装置控制系统将状态消息发送回车辆级飞行控制系统(例如，用于控制灵活架构或混合动力装置的反馈)。灵活架构和混合电动力装置还可以包括冷却系统，其在本文描述的灵活架构和混合电动力装置的整个操作动力输出范围内维持发电机、电力电子设备和/或发动机的温度范围。

本文描述的灵活架构或混合电动力装置的各种实施方式还可包括控制系统，其通过改变发动机扭矩来改变动力输出和/或在动力输出的显着范围内保持每分钟转数(RPM)基本恒定。这样的实施方式可以通过消除油门滞后和与系统转动惯量相关的较长响应时间来提供灵活架构或混合电动力装置的更快响应。

本文描述的灵活架构或混合电动力装置的各种实施方式还可包括将发动机的动力输出的一部分提供为机械轴动力以及将一部分提供为DC电力的选项。本文描述的灵活架构或混合电动力装置的各种实施方式还可包括发动机可以是活塞发动机、柴油活塞发动机、涡轮发动机、旋转发动机或其他形式的燃烧发动机。本文描述的灵活架构或混合电动力装置的各种实施方式还可包括其中发电机的转子被设计为发动机的飞轮的示例。本文描述的灵活架构或混合电动力装置的各种实施方式还可以包括位于发动机和发电机之间的离合器，以使得发电机能够作为电动机运行，在本文描述的一些类型的并联混合装置中，当发动机关闭时该电动机可以运行。

如下面参考图9-图21进一步描述的，本文描述的各种实施方式还提供混合动力装置的多个元件的同时空气冷却，诸如本文描述的混合灵活架构。例如，发动机(例如，活塞发动机、旋转发动机、涡轮发动机等)、电机(例如，如本文所述的发电机、电动机、或发电机/电动机)、电力电子设备、和/或用于混合系统的发动机的感应空气均可有利地利用本文描述的冷却系统有效且同时地冷却。因此，具有单独的冷却部件的混合动力装置的不同的部件可以与组合空气冷却系统连接在一起，这可以减轻航空器的重量、增加航空器的可靠性等。

本文描述的冷却系统的各种实施方式利用空气冷却，使得空气被提供到混合动力装置的不同方面或部件。空气比可用于冷却的其他介质(诸如水)轻。因此，本文描述的实施方式可具有优于其他系统的重量优势，诸如使用诸如水的液体作为用于冷却的主要介质的那些系统。水冷却系统除了比空气冷却系统重量更大之外，还可能遇到结冰问题，特别是在可能在较高高度运行并因此经历低温的航空器中。

示例实施方式有利地将风扇、叶轮和/或鼓风机连接至本文描述的灵活架构的动力轴或曲轴(例如，图1A的动力轴111，图1B的曲轴160，图1B的动力轴180)，使得风扇、叶轮和/或鼓风机基于由本文描述的柔性架构的发动机(例如，图1A的发动机105和/或图1B的发动机155)或发电机/电动机(例如，图1A的发电机/电动机121和/或图1B的发电机/电动机185)被给予在动力轴或曲轴上的动力而被机械驱动。因此，风扇、叶轮和/或鼓风机被配置成直接利用从快速旋转的动力轴和/或曲轴接收的机械动力来提供空气冷却，以及可以向多个系统元件提供空气以进行冷却，这可以包括直接向部件提供空气以进行冷却，或者向用于冷却其他部件(例如，具有自己的液体冷却系统的部件)的一个或多个热交换器或翅片散热器提供空气。应当理解，除非另有说明，术语风扇、鼓风机和/或叶轮可以单独使用来指代任何风扇、鼓风机、叶轮或任何其他类似部件，以及这样的元件的其任何组合。在各种实施方式中，代替单一风扇、叶轮和/或鼓风机，多个风扇、叶轮和/或鼓风机可以直接或间接连接至轴(如果是间接连接，则通过一个或多个齿轮箱、滑轮、变矩器、或任何其他动力传输方法，其中，可以有单一齿轮箱或变矩器，或者可以是与每个风扇、叶轮和/或鼓风机相关联的齿轮箱或变矩器的其中之一)，以将空气引导至如本文所述的灵活架构和/或冷却系统的不同部件。

本文描述的实施方式提供了比那些对灵活架构的个别的部件使用单独的冷却的系统重量更轻的系统。另外，由于可以直接提供来自动力轴或曲轴的机械动力来驱动风扇，因此本文的实施方式可以减少在将机械动力转换为电力以驱动电风扇的系统中可能发生的转换损失。因此，来自灵活架构的机械动力可以直接转换为空气冷却流。本文描述的实施方式还提供轻量且高效的系统，因为冷却风扇和相关联的管道系统可以相对于灵活架构的其余部分紧密地联接或放置，从而产生用于为航空器提供动力的高效、轻量且紧凑的系统。这些实施方式还通过减小在空气冷却系统的冷却入口与正在被冷却的设备或部件之间的距离来提高效率。

图9展示根据说明性实施方式的用于混合动力装置的冷却系统的示例示意图。混合动力装置可以是例如在本申请中描述和/或示出的灵活架构中的任一者，诸如关于图1-图8讨论的和在图1-图8中示出的那些。

图9的冷却系统包括鼓风机902，该鼓风机经由来自穿过发电机/电动机914的轴的直接机械能来提供动力。该轴还可以连接至发动机904。以此方式，轴可由发电机/电动机914和发动机904中的任一者或两者驱动。发动机904可以是活塞发动机、涡轮发动机、旋转发动机或任何其他类型的燃烧发动机或其他发动机。逆变器912还可以附接到发电机/电动机914，使得可以从轴的旋转产生电力，或者可以使用电力输入到发电机/电动机914中以旋转轴(例如，来自电池包或其他电力的电源)。发动机904还可以包括汽缸906、用于油冷却系统的油908、以及涡轮增压器920。增压空气冷却器918还可包括在系统中，以与涡轮增压器920一起工作。该系统还包括油冷却器916和各种硬件910(例如，控制或其他电子设备)。

鼓风机902被配置成随着发动机904和/或发电机/电动机914转动与鼓风机902连接的轴而旋转。来自鼓风机902的冷空气可以通过各种管道系统被引导至电动机/发电机914、各种硬件910、发动机904的汽缸906、油冷却器916(例如，热交换器)、增压空气冷却器918(例如，热交换器)，或任何其他需要冷却的部件。在各种实施方式中，空气被引导至的一些部件可以是或可以包括热交换器(例如，空气-空气热交换器、辅助流体热交换器)，使得来自鼓风机902的空气可用于经由热交换器间接冷却部件。在各种实施方式中，图9的任何部件或灵活架构的其他部分可以包括散热器元件，诸如被配置为将热量从部件吸收到来自鼓风机902的空气中的一组翅片。这样，部件还可以通过与来自鼓风机902的冷空气接触的散热器特征来间接冷却。在各种实施方式中，热交换器和散热器(例如，翅片)的组合可用于冷却部件。例如，散热器元件可以将热量释放到在热交换器的第一侧上的空气或流体中，以及来自鼓风机902的空气可以被引导到热交换器的第二侧，以从在热交换器的第一侧上的空气或流体去除热量。

因此，鼓风机902可用于冷却灵活架构的各种部件，如本文进一步描述的。例如，来自鼓风机902的空气可被引导至油冷却器916，该油冷却器916是空气-流体热交换器，其被配置为在来自鼓风机902的空气与在油冷却器916中的油之间交换热量。来自油冷却器916的冷却过的油然后可以循环到发动机904的油冷却系统908中，以冷却发动机904(例如，通过将热量转移到油而从发动机904去除热量)。来自油冷却系统908的热油然后可循环回到油冷却器916，以再次经由来自鼓风机902的空气冷却。

冷空气还可被提供至增压空气冷却器918。环境空气可以进入涡轮增压器920，被压缩，然后输出到增压空气冷却器918。来自涡轮增压器920的压缩机入口侧的被压缩的空气然后可在增压空气冷却器918处使用从鼓风机902引导至增压空气冷却器918的空气来冷却。换句话说，增压空气冷却器918可以充当空气-空气热交换器。冷空气然后可以从增压空气冷却器918输出到发动机904的进口以被用于例如发动机904的燃烧循环。来自发动机904的排气输出然后可被引导至涡轮机或涡轮增压器920的热侧，该涡轮增压器920然后将空气作为排气输出到环境中。以这种方式，涡轮增压器和/或发动机使用的空气最终可以使用增压空气冷却器的空气-空气热交换器作为涡轮增压器循环的部分来间接冷却。

这样，本文描述的灵活架构的各种部件可以被冷却。柴油航空器发动机(例如，活塞燃烧发动机)的汽缸(或转子)可以是空气冷却的或液体冷却的。在图9的示例中，汽缸906是空气冷却的。然而，汽缸可以附加地或替代地通过在汽缸液体冷却系统的液体和由鼓风机902提供的冷空气之间添加热交换器而被液体冷却。如果使用液体冷却剂，则该液体可以是例如水-乙二醇混合物。类似地，柴油航空器发动机(例如，活塞燃烧发动机)的汽缸盖可以是空气冷却的、油冷却的或水-乙二醇冷却的。这样，来自鼓风机902的空气可被直接或间接地(使用热交换器或翅片散热器)使用，类似于本文描述的汽缸。在除活塞发动机之外的其他发动机中，诸如涡轮发动机或旋转发动机，这些发动机的部件也可以包括液体或空气冷却系统，以及因此也受益于本文描述的冷却系统(例如，通过使用来自鼓风机902的空气的直接冷却或经由在来自鼓风机902的空气与发动机的或与发动机相关联的单独的冷却系统的液体冷却剂之间的热交换器)。

发动机的发动机油也可以在灵活的架构中被冷却。在图9的示例中，油908循环通过油冷却器916，该油冷却器在油908和由鼓风机902提供的冷空气之间交换热量。由在发动机904中的油908吸收的热量可以来自在发动机904内的轴承剪切，以及油还可以用于其他冷却，诸如汽缸盖和/或活塞(或转子)。

增压空气(感应空气)通常是空气冷却的，以及这是涡轮增压所必需的。涡轮增压在航空器上非常常见于扩大可用的高度范围，满足任务的需要，而且涡轮增压显着提高了发动机的整体热效率。压缩进口空气会升高其温度，以及该温度可以在被引入汽缸之前降低，以避免与活塞冷却、爆炸等相关的问题。

电动机/发电机(本文也称为电机)，诸如图9的电动机/发电机914，也可以由于在电动机/发电机914的电气和电子部件中存在电阻和电流而被冷却。该冷却可以通过空气冷却(诸如来自鼓风机902)或液体冷却(诸如经由设置有来自鼓风机902的冷空气的热交换器)来实现。例如，液体冷却可以经由水-乙二醇混合物或介电(非导电)流体进行。

诸如图9的逆变器912的(具有相关联的电力电子设备的)逆变器，同样由于在电路(诸如高速开关和其中的其他硬件)中产生的热量而可能会被冷却。这样的冷却可以经由空气冷却(诸如来自鼓风机902)或液体冷却(诸如经由设置有来自鼓风机902的冷空气的热交换器)来实现。例如，液体冷却可以经由水-乙二醇混合物或介电(非导电)流体进行。

本文描述的混合动力装置的其他元件可以实现被动冷却。换句话说，系统元件(包括但不限于离合器(如果存在)、耦合器、监督或其他控制器、风扇轴承/密封等)的冷却要求，可以通过其正常服务环境来满足，而无需主动设计功能(风扇、泵、冷却器)以增强所提供的冷却。在各种实施方式中，根据需要，经由空气冷却(诸如来自鼓风机902)的主动冷却，或液体冷却(诸如经由设置有来自鼓风机902的冷空气的热交换器)可以被提供给本文所述的航空器的任何部件。

如上所述，空气或流体系统可用于冷却航空器的各个方面。然而，本文的实施方式提供了减少可在航空器中使用以冷却该航空器的各个方面的流体冷却系统的数量。流体冷却系统可以使用一个或多个泵来循环流体。这样的泵可以是机械的或电动的。如果是机械泵，则存在与泵相关的重量和复杂性。泵本身也可以位于航空器上，从而增加了航空器的重量和复杂性。泵还可能具有可能泄漏的轴承、密封和/或管道接头。如果泵由电力驱动，则这样的泵可能被额定用于热传递，以及因此需要相对高的功率(例如，5000瓦(W)或更大)。

流体系统还可被设计成适应在使用期间的流体的膨胀和收缩、用于在系统填充期间抽出空气、用于在使用期间或出于其他原因进行系统排水、和/或在航空器的设计和/或操作中提供流体溢出。所有这些因素都可能代表工程复杂性和认证挑战，以及避免这些因素并使用本文所述的空气冷却系统可能具有优势。

流体系统也可能存在结冰问题，诸如在温度低于-35℉(-35℃)的情况下。因此，当结冰时，系统可能会发生故障或效率较低，或者可能会添加额外的部件来避免结冰，这进一步增加了冷却系统的重量和复杂性。

流体系统也可以使用某种热交换器。这可以是流体-流体热交换器，以将较热流体的热量转移至较冷的流体，或者可以是流体-空气热交换器，以将热量转移至正向舷外排出的空气。在任何情况下，每个热交换器都代表着重量和体积(这会增加灵活架构/动力装置系统和/或整个航空器的重量)、可能发生泄漏的几个潜在故障点(至少两个，加上泄出和流出)，以及通常包括具有特定的金属疲劳风险的焊接。虽然一些热交换器仍可用于本文所述的实施方式中(例如，以冷却发动机油)，但如本文所述，减少热交换器和/或流体冷却系统的数量可能是有利的。

在流体冷却系统使用流体-空气冷却器的一些示例航空器中，根据航空器和总体系统设计，这样的系统可以使用专用风扇，来移动空气并执行期望的热传递。这样的风扇可以是电力驱动的，因此可能需要额定用于热传递的高功率电动机(例如，5000W或更高)。如上所述，考虑到它们在热传递应用中的使用，也可以使用额定用于高功率的用于流体系统的泵。

高额定功率泵和风扇的使用对于航空器冷却系统可能特别不利。许多泵、冷却器和/或风扇可能很重、复杂、可能占据大量空间并且引入多个潜在故障点。在使用电动泵和/或风扇的情况下，还必须供应适当的电力以保持冷却系统运行。例如，如果航空器执行长时间任务(例如超过几分钟)，则存储的能量(例如电池)可能不足以为这样的泵和风扇提供动力，以及因此将提供发电机或其他电源。在一些情况下，这样的发电机可以是直接附接至发动机的交流发电机，其可以经由单独的发电机或者经由一个或多个DC-DC转换器。特别是，在以分布式电力推进为特征的航空器上，其中高压电力用于一个或多个升力或推进电动机，使用DC-DC将高压电的一部分转换为低压电以供泵和风扇使用可能是合乎逻辑的。然而，这样的部件再次增加了冷却系统的复杂性和重量。

任何附加电路都可以具有用于电源、接地和控制的附加连接。这些连接可能很重，并且必须具有尺寸和刚度(例如，最小弯曲半径)，因此在给定电子设备周围占据额外的体积以用于安全连接和向设备提供电力。每个受电设备还可能具有短路保护部件，诸如保险丝或断路器，它们保护设备，但出于安全原因也可以是可重置的。各种电子设备还可以包括提供服务人员安全操作的部件和/或可能可以包括控制元件以针对任务的各种参数定制设备的功能。任何这样的部件都会再次增加冷却系统的重量和复杂性。

如果使用DC-DC转换，并且电压的方向是从较高电压到较低电压，则可能会产生大量热量，从而导致效率损失以及可能需要主动冷却的另一个系统元件。

此外，无论在哪里添加额外的电动设备，都可以使用由铜制成的导体。铜通常更优选于在航空器中传输电流。铜的规格(电线的直径)由使用中的电流和可用的局部热传递的组合确定。与线路相关联的一切都可能是重的：导体、绝缘、在每个端部处的连接器、电线的物理支撑以防止磨损，和/或应用于线路的附加铠装以防止物理损坏。由于导体和连接器的主动热传递可能不切实际，因此可以增加导体的尺寸，以保持较低的温度，从而导致重量增加。因此，再次期望减少电动设备的数量以减少系统的重量和复杂性。类似地，因此还期望减少在航空器中利用流体冷却的部件或系统的数量。

图10展示根据说明性实施方式的具有冷却系统的示例混合动力装置。图11展示根据说明性实施方式的具有图10的冷却系统的示例混合动力装置的剖视图。图12展示根据说明性实施方式具有图10的冷却系统的示例混合动力装置的部分横截面立体图。

特别地，图10-图12一起描绘了可与混合动力装置一起使用的冷却系统，其中，冷却直接由机械动力提供动力并同时为混合动力装置的各个系统提供冷空气，从而实现减少航空器中存在的流体冷却和电动系统的各种优点。在发电机/电动机中的轴可以将来自发动机1010和/或发电机/电动机(未示出，因为其位于外壳1014内)的动力提供给风扇叶片1020。轴1002可以向机械部件(诸如风扇或类似螺旋桨的推进机构)提供动力。入口1004接收环境空气以及风扇叶片1020将空气移动到管道系统1006、1012、1013、1016、1018和护罩1014(例如，环形护罩)中。在图10-图12的示例中，风扇叶片1020是离心鼓风机，使得其引导大约垂直于或正交于风扇叶片1020的轴线的空气。在各种实施方式中，轴流鼓风机和/或组合式鼓风机可附加地或替代于离心鼓风机而使用，如图10-图12中所示。

因为诸如风扇叶片1020的鼓风机可以从轴1002机械地驱动，可能存在很少或没有转换损失，以及消耗的功率可以在被提供来冷却系统的其他部件的冷却空气压力和流速中是可测量的。相反，电风扇可能会因轴功率转换为电力(发电)、电压的转换(DC-DC)、功率的传输(I²R损耗)以及可能的其他损耗而遭受损失。

因此，图10-图12所描绘的冷却系统从一根轴提供对多个设备和系统的同时冷却，该轴以一组每分钟转数(RPM)速率转动，并附有气流引导元件。在各种实施方式中，多于一个的气流引导元件(风扇或鼓风机)可附接至单一轴(诸如轴1002)。这样，不同的气流引导元件可以以不同的压力水平等在不同的方向上引导不同量的空气，如针对给定系统或部件所描述的。

各种实施方式可以提供系统部件的各种组合的串联或并联冷却(或两者)。如图10-图12所示的系统提供了经由不同管道系统对各种部件进行并联冷却。空气可从风扇叶片1020引入到管道系统1018(在图12中的点A处)，并穿过管道系统1006行进到热交换器1008。热交换器1008可以用作例如增压空气冷却器918或油冷却器916。在图10-图12的示例中，可以存在增压空气冷却器(或其他感应空气热交换器)和油冷却器两者，但是在图10-图12的视图中仅这些部件的其中之一是可见的，而另一部件被遮挡而看不见(尽管其在图10中作为热交换器1030部分可见)。热交换器1008和1030可通过两个单独的导管连接到管道系统1018，在图10和图11中仅可见其中之一(例如，管道系统1006)。

空气可从风扇叶片1020引入到管道系统1016(在图12中的点B处)，并行进通过管道系统1012和1013，以冷却发动机1010的汽缸(类似于图9的汽缸906)。护罩1014可以放置在电机(例如，发电电动机)之上或周围，以及可以充当管道系统，以提供冷空气来冷却这样的电机。空气可以从风扇叶片1020引入到护罩1014(在图12中的点C处)，并且行进到护罩1014(例如，以冷却图9的电动机/发电机914和/或逆变器912)。因此，在图10-图12中，单一离心鼓风机可以使用来自发动机曲轴或动力轴的动力进行轴驱动，导致冷却空气沿着旋转轴线且平行于旋转轴线进入鼓风机。然后空气径向向外移动，并由并排布置在鼓风机叶轮周围的三个蜗壳A、B和C收集。

进一步参考图12，距离鼓风机叶轮到混合动力装置的附接最远的蜗壳的部分A将气流收集到被包围的导管1018中。该导管1018然后被布置成将具有被提高的压力的冷却气流供给至以V形布置的两个铝热交换器。这些冷却器的其中之一可以用于发动机油，而另一个可以用于发动机感应空气。

位于部分A和C之间的蜗壳的部分B(例如，中间部分)将气流收集到两个彼此间隔180度、完全相反的导管中。这两个导管被布置成将冷却气流供给至活塞发动机的汽缸。蜗壳的最接近风扇叶片1020附接至混合动力装置的位置的部分C是专用于冷却电动机和逆变器的部分。该气流可被容纳在护罩1014中并被迫平行流过护罩1014。护罩1014可在其内包括连接至电动机和/或逆变器外壳的机加工铝翅片，以便允许冷却空气流动以及将热量从电动机和/或逆变器外壳转移至冷却流。

各种实施方式还可以包括多于一个的离心鼓风机叶轮或径流式鼓风机叶轮和/或多于一个的轴流式风扇叶片，以及它们可以在使用齿轮箱的情况下以不同的RPM快速旋转。这些鼓风机或风扇可以连接到一个或多个导管，其将空气馈送到许多专用冷却器(例如，流体-空气或空气-空气热交换器)，或直接馈送到设计为通过气流冷却的部件(像是我们的汽缸和我们的电动机/发电机)。

在各种实施方式中，可如本文所述使用单一快速旋转轴，伴随两个背靠背连接到彼此的离心鼓风机元件均附接到该轴。在这样的实施方式中，轮毂的一侧可以驱动更大的鼓风机，该鼓风机满足具有相对高的压力上升和高质量流的多个冷却要求。轮毂的另一侧可以驱动具有相同或不同半径的相对较小的鼓风机，并提供不同水平的压力上升和质量流。

在各种实施方式中，设备可以被机械地驱动离开混合动力装置的曲轴和/或动力轴，包括一个或多个离心鼓风机和/或一个或多个轴流式风扇叶片组。这可以实现系统的不同封装要求/占用空间，和/或可以用于提供具有不同压升、质量流或给定航空器及其相应推进系统和冷却需求所需的其他工程参数的不同气流。

在各种实施方式中，机械驱动系统可以不仅仅以单一RPM旋转，而是可以包括齿轮装置或另一种类型的传动装置(例如，皮带、无级变速器(CVT)、液力变矩器)以改变风扇系统的RPM相对于曲轴或动力轴RPM的RPM。有了这样的特征，就可以实现所描述的避免电动冷却系统的所有好处，以及齿轮装置将增加空气动力学风扇/鼓风机设计的灵活性。

在各种实施方式中，这样的系统的管道系统可以由各种部件制成，诸如铝、复合材料、三维(3D)印刷材料等或其任何组合，以实现轻质系统，其中，管道系统材料还能够成型为复杂的弯曲表面，提供空气动力效率等。与诸如铝或其他金属的材料相比，诸如碳纤维和环氧树脂的复合材料也可用于减轻重量。导管本身(例如，在轴驱动鼓风机或风扇与需要冷却的设备之间)也可以经过精心设计，以帮助平衡在发电机组上多个设备的压降和空气质量流量。这可能包括导管的形状和尺寸、沿着用于工程目的的直的或简单的导管部分的收缩。

在各种实施方式中，还可以添加恒温控制以防止过度冷却(例如，当环境空气温度为低时)。各种实施方式还可以包括在导管中的主动阻尼器，以改变在每个导管中流动的空气的比率(例如，到要冷却的每个部件的比率)。被冷却的那些部件的温度也可以由控制器监视，使得如果部件变得太热，则控制器可以调节到该部件的气流，以提供更大体积和/或压力的冷却空气。

图13展示根据说明性实施方式的用于混合动力装置的冷却系统的第二示例示意图。鼓风机600可吸入空气并将其提供给增压空气冷却器(例如，发动机中间冷却器)，其中，空气然后传送到导管602并传送到发动机606上，以冷却发动机的汽缸。其他空气可穿过发动机油冷却器610的导管608。

图14展示根据说明性实施方式的用于混合动力装置的冷却系统的第三示例示意图。鼓风机600可以向增压空气冷却器602提供空气，并且可以单独向导管604提供空气，以冷却发动机606的汽缸。其他空气可穿过发动机油冷却器610的导管608。

图15展示根据说明性实施方式的用于混合动力装置的冷却系统的第四示例示意图。图15与图13类似，空气也从鼓风机600提供至电动机612(例如，如本文所述的电机或电动机/发电机)的示例。

图16展示根据说明性实施方式的用于混合动力装置的冷却系统的第五示例示意图。图16类似于图15，除了通过导管614向液体空气冷却器提供额外的空气以冷却电动机/发电机和/或其他电力电子设备之外。

图17展示根据说明性实施方式的具有冷却系统的示例混合动力装置的俯视图。图18展示沿图17的线A-A截取的剖视图，展示根据说明性实施方式的图17的示例混合动力装置。图19展示沿图18的线B-B截取的剖视图，展示根据说明性实施方式的图17的示例混合动力装置。图20展示图17的示例混合动力装置的替代视图，展示根据说明性实施方式的发动机的冷却翅片的细节。图21展示根据说明性实施方式的具有冷却系统的图17的示例混合动力装置的侧视图。

特别地，图17-图21描绘了发动机102，其中，轴110为风扇叶轮302提供动力，以将空气带入鼓风机进口120。该空气穿过顶部蜗壳116、底部蜗壳118、右导管202和左导管204。风扇叶轮302还可被增压空气冷却器108围绕，该增压空气冷却器通过导管112从涡轮增压器入口接收被加热的增压空气，并通过导管114将经冷却的增压空气输出至发动机102，以及由通过风扇叶轮302的旋转提供的空气进行冷却。图19还展示发动机进气过滤器306和发动机排气308。图19还展示风扇叶轮302的风扇叶轮翅片304。

电动机/发电机安装件122还将电动发电机106安设至发动机102。右导管202和左导管204还向发动机隔板206提供空气，以冷却发动机102。图20展示用于利用来自导管202和204的冷空气来冷却发动机的发动机汽缸翅片402。图21还展示发动机油冷却器502，其可以经由导管202接收空气以冷却用于发动机的油，该油通过供给部504供给至发动机并经由返回部506返回至冷却器。导管202的一部分也可以用导管分离器508分离，使得一些空气被引导至发动机汽缸，而其他空气被引导至油冷却器502。

在各种实施方式中，还可以控制冷却系统的不同方面，以确保灵活架构或动力装置的部件处于期望的温度或在期望的温度范围内。周围环境温度和/或在冷却系统内各个位置处的温度可被感测并用于控制冷却系统的各个方面。温度传感器可以位于本文描述的冷却系统或灵活架构的任何部件之上、之中或附近。例如，温度传感器还可以位于冷却系统和灵活架构的外围之上、之中或附近。这些温度传感器可用于确定各种部件的实际或近似温度以及在外围内或外壳外部的环境空气温度。仅作为一个示例，活塞发动机的汽缸可以通过本文所述的冷却系统进行空气冷却。例如，如果环境(例如，环境温度)为冷，则汽缸的外部可能会因显着的空气冷却而变得太冷，而来自汽缸内部燃烧的热量可能导致其中的活塞膨胀(而汽缸可能相反地由于显着的空气冷却而收缩)。因此，为了避免发动机的活塞和汽缸孔由于温差而卡住，可以控制冷却系统，以限制用于冷却发动机的汽缸的空气量。因此，各种实施方式可包括一个或多个节流阀、阀和/或限流器，以防止来自冷却系统的一些或全部气流被用于冷却动力装置的一方面——这里是发动机的汽缸。节流阀、阀和/或限流器可以放置在如本文所述的冷却系统的各种管道系统中，或者以其他方式位于鼓风机/风扇和正被冷却的部件之间的流体路径中以限制气流。例如，图2A或图2B的控制器/处理器可用于发送用于控制节气门或阀的电控制信号，使得气流可根据需要限制到特定的部件(通过完全关闭通过部件的导管的气流或限制在全开和全关之间的某处的气流)。因此，可以实现诸如闭环控制的控制来控制有多少气流和冷却到达动力装置的特定的部件。可以使用各种类型的节流阀、阀和/或限制器，诸如可控蝶式节流阀、滑动式节流阀、桶式节流阀等。控制也可以是手动的，诸如基于季节或环境的平均温度。例如，可以将具有不同尺寸开口的半永久性安装的限流器盘安装在导管中并从导管中更换，以基于季节、地理等(所有这些都可能影响平均温度)控制到达特定的部件的气流量。

图22是示出根据说明性实施方式的用于控制冷却系统的示例方法2200的流程图。在2202处，在控制器或处理器处从温度传感器接收温度信息，其中，温度传感器安装在期望被冷却的动力装置的部件处、之中或附近。在2204处，在处理器或控制器处(例如从包围灵活架构的外围之中、之上或附近的温度传感器中)接收环境温度信息。

在操作2206处，处理器或控制器基于与动力装置部件相关联的温度或环境温度中的至少一者来确定动力装置部件期望的冷却的水平。基于该确定，在2208处，处理器可以向电控节流阀或阀机构(或能够控制或限制气流的冷却系统的其他部件)输出信号，以控制传递至动力装置部件的冷却的水平。例如，代替或除了使用节流阀或阀机构来控制流向动力装置的特定的部件的气流之外，处理器或控制器还可以控制冷却系统的影响由冷却系统的风扇、叶轮或鼓风机实际产生多少气流的方面。例如，控制信号可以被发送到附接到风扇、叶轮或鼓风机的齿轮箱，以导致在向风扇、叶轮或鼓风机传递动力的轴之间使用不同的传动比，从而使风扇、叶轮、或鼓风机以不同的RPM旋转，以及从而控制冷却系统的气流。

图28A-图28C展示根据说明性实施方式的冷却系统的部分，包括冷却系统的管道系统的横截面。图29A和图29B展示根据说明性实施方式的冷却系统的附加部分，包括冷却系统的管道系统的附加细节。具体地，图28A-图28C以及图29A和图29B展示了示例冷却系统的管道系统的尺寸和/或可能比例的示例。尽管下面讨论了部件的各种具体的尺寸，但是这些尺寸不是限制性的，以及可以使用这些范围或值之外的其他尺寸。例如，当冷却系统设计用于使用水平4布置、油冷汽缸盖和风冷汽缸罐的涡轮增压5.0升柴油压燃式活塞燃烧发动机时，可以使用以下尺寸。

图28A展示视图2800，其展示用于冷却发动机的空气缸的两个导管的横截面c。两个导管中的每一个可具有9.62英寸平方(平方英寸)的内部面积，空气可流经该内部面积。在各种实施方式中，导管中的每一个的面积可为6至15平方英寸的任意值，包括6平方英寸、6.5平方英寸、7平方英寸、7.5平方英寸、8平方英寸、8.5平方英寸、9平方英寸、9.5平方英寸、10平方英寸、10.5平方英寸、11平方英寸、11.5平方英寸、12平方英寸、12.5平方英寸、13平方英寸、13.5平方英寸、14平方英寸、14.5平方英寸、或15平方英寸。图28B展示展示风扇叶轮直径a的视图2810，在示例中其可以例如是18.75英寸(in)。在各种实施方式中，风扇直径还可以是从12英寸到25英寸的任何值，诸如12英寸、13英寸、14英寸、15英寸、16英寸、17英寸、18英寸、19英寸、20英寸、21英寸、22英寸、23英寸、24英寸、25英寸。图28B进一步示出尺寸d和e，其中，d是将空气引导至灵活架构的一个或多个热交换器的风扇、叶轮或鼓风机的轴向长度，以及e是将空气引导至空气冷却汽缸(例如，通过在图28A中所示的导管c)的风扇、叶轮或鼓风机的轴向长度。可以使用不同的空气比例将空气引导至灵活架构的不同部件。在图28B的示例中，轴向长度d的60％与热交换器相关联(因此由风扇、叶轮或鼓风机移动的空气的大约60％被引导向系统的热交换器)，而移动的空气的40％被引导至汽缸冷却。在不同的实施方式中，不同的比例是可能的，使得20％-80％中的任一值的空气被引导至热交换器，以及20％-80％中的任一值的空气被引导至汽缸冷却。在各种实施方式中，不同的分配是可能的，诸如20/80、25/75、30/70、35/65、40/60、45/55、50/50、55/45、60/40、65/35、70/30、75/25或80/20。图28C展示视图2820，其中，展示将空气引导向一个或多个热交换器的导管的横截面b。导管b可以具有15.8英寸平方(平方英寸)的内部面积，空气可以流过该内部面积。在各种实施方式中，导管中的每一个的面积可为8至24平方英寸的任何值，包括8平方英寸、8.5平方英寸、9平方英寸、9.5平方英寸、10平方英寸、10.5平方英寸、11平方英寸、11.5平方英寸、12平方英寸、12.5平方英寸、13平方英寸、13.5平方英寸、14平方英寸、14.5平方英寸、15平方英寸、15.5平方英寸、16平方英寸、16.5平方英寸、17平方英寸、17.5平方英寸、18平方英寸、18.5平方英寸、19平方英寸、19.5平方英寸、20平方英寸、20.5平方英寸、21平方英寸、21.5平方英寸、22平方英寸、22.5平方英寸、23平方英寸、23.5平方英寸、或24平方英寸。

图29A展示风扇、叶轮或鼓风机周围的导管及其示例尺寸的侧视图2900。图29B展示风扇、叶轮或鼓风机周围的导管及其示例尺寸的侧视图2910。在图29A中，展示与将空气引导至一个或多个热交换器的导管相关联的尺寸。在图29B中，展示与将空气引导至发动机的汽缸的导管相关联的尺寸。类似于图29B的尺寸的另一导管也可以被包括在风扇、叶轮或鼓风机的相对侧上，如本文所述。图29A和图29B所示的尺寸以英寸为单位，与风扇、叶轮或鼓风机的轴线相关。虽然图29A和图29B展示示例尺寸，但在各种实施方式中可以使用其他尺寸。例如，所示的尺寸的每个可能在所示尺寸的正或负6英寸、5.5英寸、5英寸、4.5英寸、4英寸、3.5英寸、3英寸、2.5英寸、2英寸、1.5英寸、1英寸或0.5英寸的任何范围内变化。

图30是包括通用计算系统环境100的计算环境的示例的示意图，所述通用计算系统环境100诸如台式计算机、膝上型计算机、智能电话、平板电脑或具有执行指令(诸如那些存储在非暂时性计算机可读介质中的指令)的能力的任何其他这样的设备。本文公开的各种计算设备(例如，处理器/控制器205、主航空器控制器220、处理器/控制器280、或与那些控制器通信的任何其他计算设备，该那些控制器可以是航空器的其他部件或航空器的控制系统的部分——无论是在航空器上还是远离航空器)可以类似于计算系统100或者可以包括计算系统100的一些部件。此外，虽然在单一计算系统100的上下文中进行了描述和说明，但是本领域技术人员还将理解，下文描述的各种任务可以在具有经由局域网或广域网(其中，可执行指令可以与多个计算系统100中的一个或多个相关联和/或由多个计算系统100中的一个或多个执行)链接的多个计算系统100的分布式环境中实践。

在其最基本的配置中，计算系统环境100通常包括至少一个处理单元102和至少一个存储器104，它们可以经由总线106链接。取决于计算系统环境的确切配置和类型，存储器104可以是易失性的(诸如RAM 110)、非易失性的(诸如ROM 108、闪存等)或两者的某种组合。计算系统环境100可以具有附加特征和/或功能。例如，计算系统环境100还可以包括附加存储(可移动和/或不可移动)，包括但不限于磁盘或光盘、磁带驱动器和/或闪存驱动器。可以通过例如硬盘驱动器接口112、磁盘驱动器接口114和/或光盘驱动器接口116来使得这样的附加存储器设备可被计算系统环境100访问。如将理解的，将分别链接到系统总线306的这些设备允许从硬盘118读取和向其写入、从可移动磁盘120读取或向可移动磁盘120写入、和/或从可移动光盘122读取或向可移动光盘122(诸如CD/DVD ROM或其他光学介质)写入。驱动接口及其相关联的计算机可读介质允许计算系统环境100的计算机可读指令、数据结构、程序模块和其他数据的非易失性存储。本领域技术人员将进一步理解，可以存储数据的其他类型的计算机可读介质可以用于该相同的目的。这样的媒体设备的示例包括但不限于，磁带、闪存卡、数字视盘、伯努利盒式磁带、随机存取存储器、纳米驱动器、记忆棒、其他读/写和/或只读存储器和/或用于存储信息(诸如计算机可读指令、数据结构、程序模块或其他数据)的任何其他方法或技术。任何这样的计算机存储介质可以是计算系统环境100的部分。

多个程序模块可以存储在一个或多个存储器/媒体设备中。例如，包含有助于诸如在启动期间在计算系统环境100内的元件之间转移信息的基本例行程序的基本输入/输出系统(BIOS)124可以存储在ROM 108中。类似地，RAM 110、硬盘驱动器118和/或外围存储器设备可用于存储计算机可执行指令，包括操作系统126、一个或多个应用程序128(例如其可包括本文公开的功能)、其他程序模块130，和/或程序数据122。更进一步，计算机可执行指令可以根据需要例如经由网络连接下载到计算环境100。

终端用户可以通过输入设备(诸如键盘134和/或定点设备136)将命令和信息输入到计算系统环境100中。虽然未示出，但是其他输入设备可以包括麦克风、操纵杆、游戏手柄、扫描仪等。这些和其他输入设备通常将通过外围接口138连接到处理单元102，该外围接口138又联接到总线106。输入设备可以经由接口(诸如并行端口、游戏端口、火线或通用串行总线(USB))直接或间接连接到处理器102。为了查看来自计算系统环境100的信息，监视器140或其他类型的显示设备也可以经由接口(诸如经由视频适配器132)连接到总线106。除了监视器140之外，计算系统环境100还可以包括未示出的其他外围输出设备，诸如扬声器和打印机。

计算系统环境100还可以利用到一个或多个计算系统环境的逻辑连接。在计算系统环境100和远程计算系统环境之间的通信可以经由另外的处理设备(诸如负责网络路由的网络路由器152)来交换。与网络路由器152的通信可以经由网络接口部件154来实行。因此，在这样的联网环境(例如，互联网、万维网、LAN或其他类似类型的有线或无线网络)内，应当理解，相对于计算系统环境100或其部分描述的程序模块可以被存储在计算系统环境100的存储器存储设备中。

计算系统环境100还可以包括用于确定计算系统环境100的位置的定位硬件186。在一些情况下，定位硬件156可包括(仅作为示例)GPS天线、RFID芯片或读取器、WiFi天线、或可用于捕获或发送可用于确定计算系统环境100的位置的信号的其他计算硬件。

虽然本公开已经描述了某些实施方式，但是应当理解，除了在权利要求中明确记载的之外，权利要求并不旨在限于这些实施方式。相反，本公开旨在覆盖可包括在本公开的精神和范围内的替代、修改和等同物。此外，在本公开的详细描述中，阐述了许多具体的细节以便提供对所公开的实施方式的透彻的理解。然而，对于本领域普通技术人员的其中之一来说显而易见的是，无需这些具体细节也可以实践符合本公开的系统和方法。在其他情况下，没有详细描述众所周知的方法、过程、部件和电路，以免不必要地使本公开的各个方面费解。

本公开的详细描述的一些部分已经按照过程、逻辑块、处理和对在计算机或数字系统存储器内的数据位上的操作的其他符号表示来呈现。这些描述和表示是在数据处理领域中的技术人员用来最有效地将他们的工作的实质传达给本领域的其他技术人员的手段。过程、逻辑块、步骤等在本文中并且通常被设想为导致所期望的结果的自洽的步骤或指令的序列。这些步骤是需要对物理量进行物理操作的步骤。通常，但不一定，这些物理操作采用能够在计算机系统或类似电子计算设备中存储、转移、组合、比较和以其他方式操纵的电或磁数据的形式。为了方便起见，并且参考常见用法，参考各种当前公开的实施方式，这样的数据被称为位、值、元素、符号、字符、术语、数字等。

然而，应当记住，这些术语将被解释为指代物理操作和数量，以及仅仅是应当鉴于在本领域中常用术语进一步解释的方便标签。除非另外具体说明，从本文的讨论中显而易见，应当理解，在本实施方式的整个讨论中，使用诸如“确定”或“输出”或“发送”或“记录”或“定位”或“存储”或“显示”或“接收”或“识别”或“利用”或“生成”或“提供”或“访问”或“检查”或“通知”或“传递”等的术语的讨论，指的是行动和计算机系统或类似电子计算设备操纵和变换数据的过程。数据被表示为在计算机系统的寄存器和存储器内的物理(电子)量，以及被变换为类似地表示为在计算机系统存储器或寄存器、或如本文所述或本领域普通技术人员的其中之一所理解的其他这样的信息存储、传输或显示设备内的物理量的其他数据。

在说明性实施方式中，本文描述的任何操作可以至少部分地实现为存储在计算机可读介质或存储器上的计算机可读指令。当处理器执行计算机可读指令时，计算机可读指令可以使计算设备实行操作。

出于说明和描述的目的而给出了说明性实施方式的前述描述。其不旨在对所公开的精确的形式进行穷举或限制，以及根据以上教导或根据所公开的实施方式的实践，修改和变化是可能的。本发明的范围旨在由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (23)

1.一种航空航天混合动力系统，其包括：

发动机；

动力轴；

电机，其具有在其中的或穿过其中的所述动力轴，其中，所述电机被配置为将电力输出到直流(DC)总线，以及，其中，在所述DC总线上的电力被配置为用于推进航空器；以及

风扇、叶轮或鼓风机，其连接到所述动力轴并且配置为朝向下述引导空气：

所述发动机或所述电机中的至少一者的部件，或

冷却元件，其包括热交换器或翅片散热器中的至少一者，被配置为冷却所述发动机或所述电机中的至少一者的部件。

2.根据权利要求1所述的航空航天混合动力系统，其中：

所述电机被配置为经由电力输入/输出来从电能存储设备接收电力以驱动所述动力轴；以及

所述电机被配置为在所述动力轴通过所述发动机旋转时经由电输入/输出来输出动力至电动机和/或所述电能存储设备，

其中，所述电机由于由所述风扇、叶轮或鼓风机引导的空气而被所述冷却元件冷却。

3.根据权利要求2所述的航空航天混合动力系统，其中，所述电机配置成在所述发动机正在驱动所述动力轴时将从所述动力轴提供的能量的50％至100％转换成电力作为输出动力。

4.根据权利要求1所述的航空航天混合动力系统，其中，所述发动机包括由于由所述风扇、叶轮或鼓风机引导的空气而被冷却的空气冷却汽缸。

5.根据权利要求1所述的航空航天混合动力系统，其中，所述发动机使用液体燃料，所述液体燃料包括柴油燃料、喷气燃料、汽油、氢气、生物燃料、合成燃料替代品中的任一者。

6.根据权利要求1所述的航空航天混合动力系统，其中，所述风扇、叶轮或鼓风机为：

直接联接到所述动力轴，使得所述风扇、叶轮或鼓风机由所述动力轴直接驱动；或者

经由齿轮箱、滑轮或变矩器间接联接到所述动力轴。

7.根据权利要求1所述的航空航天混合动力系系统，其中，所述风扇、叶轮或鼓风机是第一风扇、叶轮或鼓风机，以及，进一步，其中，所述系统包括连接到所述动力轴的第二风扇、叶轮或鼓风机。

8.根据权利要求1所述的航空航天混合动力系统，还包括至少两个空气导管，其中，所述至少两个空气导管配置成从所述风扇、叶轮或鼓风机接收空气并引导空气以冷却所述发动机或所述电机中的至少一者的部件。

9.根据权利要求7所述的航空航天混合动力系统，其中，所述至少两个空气导管中的第一导管被配置为引导空气来冷却所述发动机的汽缸。

10.根据权利要求7所述的航空航天混合动力系统，其中，所述至少两个空气导管中的第一导管被配置为引导空气到用于所述发动机的发动机油的冷却器。

11.根据权利要求7所述的航空航天混合动力系统，其中，所述至少两个空气导管中的第一导管被配置为将空气引导至发动机中间冷却器或增压空气冷却器。

12.根据权利要求7所述的航空航天混合动力系统，其中，所述至少两个空气导管中的第一导管是护罩并且被配置为引导空气以冷却所述电机或其相关部件。

13.根据权利要求1所述的航空航天混合动力系统，其中，所述发动机为活塞发动机、旋转发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮风扇发动机或涡轮喷气发动机。

14.根据权利要求1所述的航空航天混合动力系统，还包括：

电力电子设备，其将所述电机的交流(AC)输出转换为直流(DC)。

15.根据权利要求14所述的航空航天混合动力系统，其中，在所述DC总线上的DC电力被配置为对航空器的推进部件供电。

16.一种航空航天混合动力系统，其包括：

发动机；

动力轴；

电机，其具有在其中的或穿过其中的所述动力轴，其中，所述电机被配置为将电力输出到直流(DC)总线，以及，其中，在所述DC总线上的电力被配置为用于推进航空器；以及

风扇、叶轮或鼓风机，其连接到风扇、叶轮或鼓风机轴，其中，所述风扇、叶轮或鼓风机被配置为朝向下述引导空气：

所述发动机或所述电机中的至少一者的部件，或

冷却元件，其包括热交换器或翅片散热器中的至少一者，被配置为冷却所述发动机或所述电机中的至少一者的部件，

其中，所述风扇、叶轮或鼓风机轴由所述动力轴间接提供机械动力。

17.根据权利要求16所述的航空航天混合动力系统，其中，所述动力轴和所述风扇、叶轮或鼓风机轴通过齿轮箱、滑轮或变矩器连接，使得允许所述风扇、叶轮或鼓风机轴以与所述动力轴不同的每分钟转数(RPM)旋转。

18.根据权利要求17所述的航空航天混合动力系统，还包括控制器，其被配置为调节所述齿轮箱、滑轮或变矩器，以在第一RPM和第二RPM之间调节所述风扇、叶轮或鼓风机轴的RPM。

19.根据权利要求16所述的航空航天混合动力系统，其中，所述发动机为活塞发动机、旋转发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮风扇发动机或涡轮喷气发动机。

20.一种用于控制航空航天混合动力系统的冷却的方法，其包括：

在计算设备的处理器处接收数据，所述数据指示与所述航空航天混合动力系统的部件相关联的温度或周围或环境温度中的至少一者；

由所述处理器基于与所述航空航天混合动力系统的所述部件相关联的温度或者基于所述周围或环境温度来确定所述部件所需的冷却的水平；

由所述处理器基于对所需的冷却的水平的确定来输出控制信号，所述控制信号被配置为改变气流控制设备的状态，以调节到所述航空航天混合动力系统的所述部件的气流。

21.根据权利要求20所述的方法，其中，所述航空航天混合动力系统包括：

发动机；

动力轴；

电机，其具有在其中或穿过其中的所述动力轴，其中，所述电机被配置为输出被配置为用于推进航空器的电力；以及

风扇、叶轮或鼓风机，其连接到所述动力轴并且配置为朝向下述引导空气：

所述发动机或所述电机中的至少一者的部件，或

冷却元件，其包括热交换器或翅片散热器中的至少一者，被配置为冷却所述发动机或所述电机中的至少一者的所述部件。

22.根据权利要求20所述的方法，其中，所述航空航天混合动力系统的正被冷却的部件是发动机的至少一个汽缸。

23.根据权利要求20所述的方法，其中，所述气流控制设备包括蝶式节流阀、桶式节流阀或滑动式节流阀。