CN117203128A - 航空航天混合系统的灵活架构及其被优化的部件 - Google Patents

Abstract

混动系统包括发动机、在其中具有动力轴的电机、以及配置成可释放地接合发动机的输出和电机的动力轴的离合器。电机还包括电气输出。动力轴被配置为机械地附接至推进设备并向该推进设备提供机械动力。控制器配置成控制发动机、电机和离合器以实现一个或多个动力输出模式。

Description

航空航天混合系统的灵活架构及其被优化的部件

相关专利申请的交叉引用

本申请要求2021年11月17日提交的美国临时专利申请号63/280,543、2021年3月19日提交的美国临时专利申请号63/163,165和2021年2月21日提交的美国临时专利申请号63/151,760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

在一个实施例中，一种混动系统包括发动机、在其中具有动力轴的电机、以及配置成可释放地接合发动机的输出和电机的动力轴的离合器。电机还包括电气输出。动力轴被配置为机械地附接至推进设备并向该推进设备提供机械动力。控制器配置成控制发动机、电机和离合器以实现一个或多个动力输出模式。

在一个实施例中，混动系统包括发动机、动力轴和电机，该电机在其中具有该动力轴。电机还包括电气输入/输出。该混动系统还包括离合器，该离合器配置成将发动机的输出可释放地接合至动力轴。电机被配置为通过电气输入/输出从电能存储设备接收动力以驱动动力轴。电机配置成在由发动机使动力轴旋转时经由电气输入/输出来输出动力。动力轴被配置为机械地附接至推进设备并向该推进设备提供机械动力。

在一个实施例中，混动系统包括发动机、在其中具有动力轴的电机。该电机还包括电气输入/输出。动力轴被配置为机械地附接至推进设备并向该推进设备提供机械动力。发动机的输出配置成使动力轴旋转。发动机和电机配置成以第一模式操作，在第一模式中该电机基于动力轴的旋转通过电气输入/输出来输出第一电力，其中该动力轴被该发动机旋转。发动机和电机配置成以第二模式操作，在第二模式中，该发动机和该电机两者都驱动动力轴，其中该电机基于经由电气输入/输出接收的第二电力来驱动该动力轴。

在一个实施例中，一种方法包括控制发动机和在其中具有动力轴的电机以第一模式操作。第一模式包括由发动机驱动动力轴，其中，发动机的输出被配置为使该动力轴旋转。第一模式还包括基于发动机对动力轴的旋转通过电机的电气输入/输出从该电机输出第一电力。该方法还包括控制发动机和电机以第二模式操作，该第二模式包括由该发动机和该电机同时驱动动力轴，其中，该电机基于经由电气输入/输出接收的第二电力来驱动该动力轴。

附图说明

图1A示出了根据说明性实施例的用于航空航天混合系统的示例灵活架构。

图1B示出了根据说明性实施例的用于航空航天混合系统的附加示例灵活架构。

图2A示出了表示用于根据说明性实施例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示出了表示用于根据说明性实施例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示出了根据说明性实施例的第一示例航空器，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示出了根据说明性实施例的第二示例航空器，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示出了根据说明性实施例的第三示例航空器，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例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例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8示出了根据说明性实施例的用于具有飞轮的航空航天混合系统的示例灵活架构。

图9示出了根据说明性实施例的用于航空航天混合系统的示例灵活架构的立体图。

图10示出了根据说明性实施例的图9的示例灵活架构的顶视图。

图11示出了根据说明性实施例的图9的示例灵活架构的侧视图。

图12示出了根据说明性实施例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13示出了根据说明性实施例的用于推进航空器的示例下游和上游部件。

图14示出了根据说明性实施例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15是根据说明性实施例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在最小化航空器中的部件的重量时提供特定类型和尺寸的航空器所需的推进量。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例。混合系统可以是或者可以包括其中燃料在活塞、转缸式发动机、涡轮机或其他发动机中燃烧的系统，以及活塞发动机的输出可以可操作地连接到发电机以输出电力。本文描述的实施例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现、航空器、飞行阶段等所需的任何可能的使用模式。

航空器的动力生成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动力模式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动力模式的不同部件的单个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12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例。

图1A示出了根据说明性实施例的用于航空航天混合系统的示例灵活架构101。如本文所讨论的，灵活架构101可以有效地用在具有单个混合发电机系统的广泛应用中，该单个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101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101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。这样的发动机可以使用标准汽油、喷气燃料(例如，Jet A、Jet A-1、Jet B燃料)、柴油燃料、生物燃料替代品等。在各种实施例中，也可以使用其他类型的发动机，诸如用于无人机实现的较小发动机(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。另一实施例可以以涡轮发动机的较高RPM驱动电动机/发电机，以有利于效率、动力输出或其他重要因素。在一些实施例中，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，齿轮箱的添加也可能增加系统的重量，这在一些实施例中是不期望的。与涡轮发动机相比，活塞燃烧发动机在噪音方面还可具有优势。涡轮发动机通常比活塞燃烧发动机声音更大，以及人类从涡轮发动机感知到的噪声通常比活塞燃烧发动机产生的噪声更令人反感。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也可能更有价值。

发动机105可将旋转动力输出到离合器115，该离合器115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，在各种实施例中，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(诸如在超越离合器中)的绝对每分钟转数(RPM)或相对RPM。

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。在各种实施例中，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。在各种实施例中，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输出电力的线路相同。在各种其他实施例中，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)。在各种实施例中，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动推进机构(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提供动力和/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/O125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提供动力。因为电力I/O 125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动力)驱动。由发电机/电动机121产生的电力(power)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/或电动推进机构。这样，电动推进机构可以通过DC总线提供动力。在各种实施例中，电动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动推进机构(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到另一部件(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。

附件垫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。在一些实施例中，发电机/电动机121还可以具有两个不同的绕组，以及电力I/O 125可以具有两个不同的输出(例如，高电压和低电压)。除了附件垫130输出之外或者代替附件垫130输出，附属电源可以与电力I/O 125输出的其中之一相关联。附件垫130可用于向在航空器或航空航天器上的设备或附件提供动力，其不需要可由发电机/电动机121在电力I/O125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)或800V，但也可以是50V至1200V之间的任何值。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示出了根据说明性实施例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还示出了以曲轴160的形式的发动机155的输出，该曲轴160牢牢地连接到输出凸缘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个轴线190对齐。图1A的可旋转的部件可以类似地沿着如图1B所示的单个轴线对齐。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。

在各种实施例中，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。在各种实施例中，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更少的动力输出到动力轴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或输出更多动力时，单向离合器或楔块离合器可以接合，使得动力从发动机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提供动力的情况下，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示出了表示根据说明性实施例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101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、附件垫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。

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。在各种实施例中，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)的自动实现的组合来实现。控制器205可以由在航空器或航空航天器上的电源(诸如附件垫130、一个或多个电池、电力I/O 125的输出、由任何电源提供动力的航空器的动力总线、和/或任何其他可用电源)提供动力。

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。在各种实施例中，发动机230、发电机/电动机235、离合器240、电力I/O 245和附件垫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总线或其他电源之前缓慢地升高部件电压。在各种实施例中，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动力输出水平。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)以输出期望的动力水平。在各种实施例中，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动力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。

在各种实施例中，主航空器控制器220还可以传输与未来期望动力输出、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动力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、何时应对电池充电等。在另一示例中，如果预计对动力的需求很大，则控制器205可确保发动机230正在以所需的RPM运行，以开始传递所需的动力水平。

在各种实施例中，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提供动力、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，在其他实施例中，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。

在各种实施例中，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个不同的电压。在这样的实施例中，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动力总线，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)。在各种实施例中，动力轴实际上可能不在发电机/电动机235内正续流。相反，动力轴可在定子保持静止时仍旋转电动机/发电机235的转子，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电力。在各种实施例中，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，而让剩余动力由动力轴输出(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动力的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将来自动力轴的动力的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。

在一些实施例中，附件垫可以不由控制器205和/或主航空器控制器220控制。当发动机230正在运行时，附件垫可以简单地始终打开，或者可以单独地控制(例如，通过由用户快速翻转的手动开关)，以控制何时以及如何向在飞行器上的附件供应动力。

在一些实施例中，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。在其他实施例中，系统200可以仅与航空器上的部件通信。

图2B示出了表示根据说明性实施例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，整个航空器具有单个主控制器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285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285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285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)的各种实施例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/电动机输出电力。

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电力。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，而动力轴在发电机/电动机内快速旋转且不在电力I/O处接收或输出电力。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处产生并输出多少动力，同时允许在动力轴上的剩余动力作为机械动力输出到推进设备。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将动力轴上的任何动力转换成电力。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例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/很少输出电力。在各种实施例中，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)获取动力。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，在第三种模式下，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，使得动力可经由电力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。

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。

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动力总线或者航空器的一个或多个电动机提供动力。

在另一个示例中，在具有单个大型主推进螺旋桨(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动力。图3和图4示出了根据说明性实施例的这样的航空器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300和400一起使用。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将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的动力以第四模式(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。在一个实施例中，灵活架构可以完全用在第一模式(例如，混合发电机模式)中，其中从电力输入/输出(和发电机/电动机)供应的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。在一个实施例中，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示出了根据说明性实施例的另一示例航空器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500一起使用。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，但可以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。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个的航空器中，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)的任意组合的实现，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。这样的实施例可能是有价值的，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例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个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例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个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(从电池汲取动力)，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，在各种实施例中，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8示出了根据说明性实施例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。

在其他各种实施例中，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例，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，在各种实施例中，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。在这样的实施例中，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。在这样的实施例中，动力轴或转子和曲轴可类似于飞轮起作用。

在各种实施例中，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14示出了根据说明性实施例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8所示和相对于图8描述的类似或相同的部件，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例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。在各种实施例中，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。在各种实施例中，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。在各种实施例中，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。在各种实施例中，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，本文的实施例提供了喷气燃料(或其他液体或气体燃料)到电的有效转换，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9示出了根据说明性实施例的用于航空航天混合系统的示例灵活架构的立体图900。该混合单元可用作多种航空器类型和实现的核心动力装置。图9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和/或图8中所示和关于图1A、图1B、图2A、图2B和/或图8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905、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910可以是动力轴(例如，图1A的动力轴110、图1B或图8的动力轴180)或连接到动力轴，使得旋转动力可以从混合单元输出到推进系统或航空器的其他方面。电连接器915还可用于输出电力(或输入电力)，如本文所述。电连接器915可以是例如Amphenol Surlok Plus^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915(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。在各种实施例中，电连接器915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动力系统)定制。

凭借动力输出910和电连接器915，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)输出电力。类似地，可以经由电连接器915接收电力以驱动动力输出910，正如可以经由动力输出910接收机械动力以产生用于经由电连接器915输出的电。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915接收来自电池的额外动力以增强施加到动力输出910的动力，使得动力输出910由发动机和来自航空器的电池的动力两者驱动，如本文所述。

图9的混合单元还可以包括用于将发动机连接到燃料源的连接器925。连接器925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910提供动力和/或产生将经由电连接器915输出的电。图9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920。虽然安装硬件920被示出在图9中的混合单元的顶部上，但是在其他实施例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、侧面等中的任一个上，使得混合单元可以根据需要安设到航空器。

图10示出了根据说明性实施例的图9的示例灵活架构的顶视图1000。

图11示出了根据说明性实施例的图9的示例灵活架构的侧视图1100。

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9-图11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个灵活架构。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9-图11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

*最大突发轴功率取决于电池配置

**干质量包括发动机、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的动力。

图12示出了根据说明性实施例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1200。图12的灵活架构包括发动机1205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9-图11的混合单元一样，提供了机械输出动力1210和电气输出动力1220(它们也可选地能够接收动力)。

因此，本文的各种实施例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，本文的实施例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个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。

用于航空的混电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例解决。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。本文的实施例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动系统)的上游端和下游端。

图13示出了根据说明性实施例的用于推进航空器1300的示例下游1305、1310和上游1315、1320部件。例如，航空器系统的下游部件1305、1310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1315、1320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动系统元件。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动系统元件。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，尺寸和总功率需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需求(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。在这样的实施例中，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例，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。使用本文中的实施例，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气总线上的动力需求，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例还可包括控制系统，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。这样的实施例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例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例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例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例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。

图15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，虽然在单个计算系统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。更进一步地，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例，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例。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例的透彻的理解。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例，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，在本实施例的整个讨论中，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。

在说明性实施例中，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例的前述描述。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例的实践，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 (37)

1.一种混动系统，其包括：

发动机；以及

电机，所述电机在其中具有动力轴，其中，所述电机还包括电气输入/输出，其中：

所述动力轴被配置为机械地附接至推进设备并向所述推进设备提供机械动力；

所述发动机的输出被配置为使所述动力轴旋转；

所述发动机和所述电机被配置为以第一模式运行，在所述第一模式中所述电机被控制，以将来自由所述发动机驱动的所述动力轴的旋转的可变量的动力转换为第一电力，同时所述动力轴还被配置为将所述动力轴的任何剩余机械动力输出到所述推进设备；以及

所述发动机和所述电机配置成以第二模式操作，在所述第二模式中，所述发动机和所述电机两者都驱动所述动力轴，其中，所述电机经由所述电气输入/输出基于接收的第二电力来驱动所述动力轴。

2.根据权利要求1所述的混动系统，其特征在于，所述第一电力被配置为输出到航空器的电动推进设备。

3.根据权利要求2所述的混动系统，其特征在于，所述飞行器的所述电动推进设备包括用于所述航空器的电动推进的至少一个电池和至少一个电动机，其中，所述至少一个电池和所述至少一个电动机安设在到所述航空器上。

4.根据权利要求1所述的混动系统，其特征在于，在所述第一模式中，所述电机被控制为不将来自所述动力轴的动力转换成所述第一电力。

5.根据权利要求1所述的混动系统，其特征在于，在所述第一模式中，所述电机被控制为将来自所述动力轴的所有动力转换为所述第一电力。

6.根据权利要求1所述的混动系统，其特征在于，在所述第一模式中，所述电机被控制为将在所述动力轴上的动力的0％与100％之间的某个值转换成所述第一电力。

7.根据权利要求5所述的混动系统，还包括控制器，所述控制器被配置为使所述电机改变由所述电机从所述动力轴转换为所述第一电力的动力的百分比。

8.根据权利要求1所述的混动系统，还包括控制器，所述控制器被配置为控制所述发动机和所述电机以向所述推进机构输出第一期望量的机械动力以及从所述电机输出第二期望量的所述第一电力。

9.根据权利要求1所述的混动系统，还包括飞轮，所述飞轮连接到所述动力轴或所述发动机的输出中的至少一者。

10.根据权利要求9所述的混动系统，还包括连接到所述飞轮的弹簧联轴器，其中，所述弹簧联轴器配置成减少从所述飞轮传输到所述动力轴的振动。

11.根据权利要求1所述的混动系统，其特征在于，在所述第二模式期间从所述航空器的一个或多个电池接收第二电力。

12.根据权利要求1所述的混动系统，其特征在于，所述第一电力被输出到电动机或电池中的至少一者。

13.根据权利要求1所述的混动系统，其特征在于，所述动力轴或所述发动机的输出中的至少一者还向所述混动系统的冷却系统供应旋转动力。

14.一种方法，其包括：

控制发动机和在其中具有动力轴的电机以第一模式运行，包括：

通过所述发动机驱动所述动力轴，其中，所述发动机的输出被配置为使所述动力轴旋转；以及

基于所述发动机对所述动力轴的旋转，通过所述电机的电气输入/输出从所述电机输出第一电力；以及

控制所述发动机和所述电机以第二模式操作，所述第二模式包括由所述发动机和所述电机同时驱动所述动力轴，其中，所述电机经由所述电气输入/输出基于接收的第二电力来驱动所述动力轴。

15.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，所述第一电力被输出以驱动航空器的电动推进电动机或输出到所述航空器的推进电池，其中，所述推进电池用于为所述电动推进电动机提供动力。

16.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，所述动力轴被配置为机械地附接到推进设备并向所述推进设备提供机械动力。

17.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，飞轮连接到所述动力轴或所述发动机的输出中的至少一者。

18.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，弹簧联轴器连接到所述飞轮，以及，其中，所述弹簧联轴器配置成减少从所述飞轮传输到所述动力轴的振动。

19.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，在所述第一模式期间，由所述发动机施加到所述动力轴的旋转动力的第一部分由所述电机转换为电力，以及所述旋转动力的第二部分经由所述动力轴供应至推进设备。

20.根据权利要求14所述的方法，还包括在所述第一模式和所述第二模式两者期间接合离合器，其中，所述离合器配置成将所述发动机的输出可释放地接合到所述动力轴。

21.一种混动系统，其包括：

发动机；

电机，所述电机在其中具有动力轴；以及

离合器，其配置成可释放地接合所述发动机的输出和所述电机的所述动力轴，其中：

所述电机还包括电气输出；

所述动力轴配置为机械地附接至推进设备并向所述推进设备提供机械动力；以及

控制器，其被配置为控制所述发动机、所述电机和所述离合器以实现一个或多个动力输出模式。

22.根据权利要求21所述的混动系统，其特征在于，所述电机还包括电气输入，以及，其中，在所述一个或多个动力输出模式中的一模式中，所述电机配置成经由所述电气输入从电能存储设备接收动力以驱动所述动力轴。

23.根据权利要求22所述的混动系统，其特征在于，在所述模式期间，所述离合器脱离，使得所述发动机的输出不旋转所述动力轴。

24.根据权利要求22所述的混动系统，其特征在于，在所述模式期间，所述离合器接合，使得所述发动机的输出使所述动力轴旋转。

25.根据权利要求21所述的混动系统，其特征在于，所述电机还包括电气输入，以及，其中，所述一个或多个动力输出模式至少包括：

第一模式，其中，所述电机基于所述动力轴的旋转通过所述电气输出来输出第一电力，其中，所述动力轴通过所述发动机旋转，同时所述离合器接合以将所述发动机的输出与所述动力轴联接；以及

第二模式，其中，所述发动机和所述电机两者都驱动所述动力轴，其中，所述电机基于经由所述电气输入接收的第二电力来驱动所述动力轴，以及所述离合器接合以联接所述发动机的输出和所述动力轴。

26.根据权利要求21所述的混动系统，其特征在于，在所述一个或多个动力输出模式中的一模式中：

所述离合器接合，以及所述发动机使所述动力轴旋转；

所述电机被配置为经由所述动力轴接收动力以及将所述动力轴的旋转动力的第一部分转换为经由所述电气输出来输出的电力；以及

所述动力轴的旋转动力的第二部分作为所述机械动力施加至所述推进设备。

27.根据权利要求21所述的混动系统，其特征在于，在所述一个或多个动力输出模式中的一模式中：

所述离合器接合，以及所述发动机使所述动力轴旋转；

所述动力轴被配置为在所述电机内旋转，而所述电机无需将所述动力轴的旋转动力转换为电力；以及

所述动力轴的旋转动力作为所述机械动力施加到所述推进设备上。

28.一种混动系统，其包括：

发动机；

动力轴；

电机，所述电机在其中具有所述动力轴，其中，所述电机还包括电气输入/输出；以及

离合器，其被配置为将所述发动机的输出可释放地接合至所述动力轴，

其中：

所述电机被配置为通过所述电气输入/输出从电能存储设备接收动力以驱动所述动力轴；

所述电机被配置为在所述动力轴被所述发动机旋转时经由所述电气输入/输出来输出动力；以及

所述动力轴被配置成机械地附接到推进设备并向所述推进设备提供机械动力。

29.根据权利要求28所述的混动系统，其特征在于，所述电机还被配置为经由所述电气输入/输出将动力输出到电动机或所述电能存储设备中的至少一者。

30.根据权利要求28所述的混动系统，其特征在于，所述电机不能同时进行：接收动力来驱动所述电机，和将动力输出到所述电动机或所述电能存储设备中的至少一者。

31.根据权利要求28所述的混动系统，其特征在于，所述电机是可控的，使得尽管所述动力轴旋转，但是所述电机输出很少的电力或不输出电力。

32.根据权利要求31所述的混动系统，其特征在于，在所述电机是可控制的使得所述电机输出很少的电力或不输出电力时，所述电机在所述电气输入/输出处输入或输出很少的动力或不输入或输出动力。

33.根据权利要求28所述的混动系统，其特征在于，当所述电机在所述发动机使所述动力轴旋转时经由所述电气输入/输出来输出动力时，所述电机配置成仅转换由所述动力轴提供的旋转能的一部分为在所述电气输入/输出处输出的电力。

34.根据权利要求28所述的混动系统，其特征在于，所述离合器配置成在所述电机利用经由所述电气输入/输出接收的电力来驱动所述动力轴时使所述发动机的输出与所述动力轴脱离。

35.根据权利要求28所述的混动系统，其特征在于，所述动力轴配置成在所述离合器接合以将所述发动机的输出连接到所述动力轴的同时由所述电机和所述发动机同时驱动。

36.根据权利要求28所述的混动系统，其特征在于，所述离合器包括单向离合器，其配置成当所述电机以比所述发动机的输出更快的速度旋转所述动力轴时使所述发动机的输出与所述动力轴脱离。

37.根据权利要求28所述的混动系统，其特征在于，所述单向离合器包括楔块离合器。