用于飞机的推进系统的制作方法

相关申请的交叉引用

本申请要求序列号no.62/304,450的美国临时专利申请的提交权益，其提交日为2016年3月7日，且其通过整体引用而结合在本文中。

本发明主题总体涉及用于飞机的推进系统，以及包括该推进系统的飞机。

背景技术：

常规的飞机通常包括机身、一对机翼以及提供推力的推进系统。推进系统典型地包括至少两个飞机发动机，诸如涡扇喷气发动机。每个涡扇喷气发动机都安装在飞机的相应其中一个机翼上，诸如在机翼下面的悬浮位置上。

对于小的客机，两个飞机发动机可以是相对小、产生低推力的飞机发动机。然而，如通常会理解的，考虑到飞机发动机不是完全可伸缩的，相对小的飞机发动机不会和相对大的发动机一样有效。因此，用于小型客机的能够获得接近相对大型客机发动机的效率的推进系统将是有用的。

技术实现要素：

本发明的多个方面和优点将在以下说明中部分地阐述，或者可由该说明而显而易见，或者可通过实践本发明而获悉。

在本发明公开的一个示例性方面，提供了一种用于飞机的推进系统。飞机包括第一机翼和第二机翼。推进系统包括发电机和构造成安装在飞机的第一机翼上的涡轮机械。该涡轮机械包括涡轮段和轴，轴能够与涡轮段的至少一部分一起旋转，而涡轮机械可用发电机操作。推进系统还包括机械地联接到涡轮机械的轴上的第一推进器，以及构造成在远离涡轮机械和第一推进器的位置安装在第一机翼或第二机翼的其中之一上的第二推进器组件。发电机与第二推进器组件成电连通以便驱动该第二推进器组件。

在本发明的另一个示例性实施例中，提供了一种飞机。飞机包括机身、第一机翼和第二机翼。第一机翼和机身的一部分限定第一侧面，而第二机翼和机身的另一部分限定第二侧面。飞机还包括非对称的推进系统。非对称的推进系统包括发电机和安装在飞机的第一侧面上的涡轮机械。该涡轮机械包括涡轮段和轴，轴能够与涡轮段的至少一部分一起旋转，而涡轮机械可用发电机操作。推进系统还包括机械地联接到涡轮机械的轴上的第一推进器，以及安装在第二侧面上的第二推进器组件。发电机与第二推进器组件成电连通以便驱动该第二推进器组件。

在本发明公开的一个示例性方面，提供了一种用于操作推进系统的方法。该方法包括用涡轮机械驱动与该涡轮机械成机械连通的第一推进器。涡轮机械安装在飞机的第一侧面上。该方法还包括用发电机产生电功率，发电机由涡轮机械驱动。该方法也包括用由发电机产生的电功率驱动安装在飞机的第二侧面上的第二推进器组件。

技术方案1.一种用于包括第一机翼和第二机翼的飞机的推进系统，所述推进系统包括：

发电机；

涡轮机械，其构造成安装在所述飞机的所述第一机翼上，并且包括涡轮段和轴，所述轴能够与所述涡轮段的至少一部分一起旋转，所述涡轮机械能够用所述发电机操作；

第一推进器，其机械地联接到所述涡轮机械的所述轴上；以及

第二推进器组件，其构造成在远离所述涡轮机械和所述第一推进器的位置安装在所述第一机翼或所述第二机翼的其中一个上，所述发电机与所述第二推进器组件成电连通，以便驱动所述第二推进器组件。

技术方案2.如技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述第一推进器是风扇，并且其中所述涡轮机械和所述风扇一起形成涡扇发动机。

技术方案3.如技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述第二推进器组件包括第二推进器，并且其中所述第二推进器构造成风扇。

技术方案4.如技术方案3所述的推进系统，其特征在于，所述第二推进器组件还包括电动马达，并且其中所述电动马达与所述发电机成电连通。

技术方案5.如技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述涡轮机械包括动力齿轮箱，并且其中所述第一推进器通过所述动力齿轮箱机械地联接到所述涡轮机械的所述轴上。

技术方案6.如技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述第二推进器组件构造成安装在所述飞机的所述第二机翼上。

技术方案7.如技术方案1所述的推进系统，其特征在于，还包括：

储能装置，其与所述发电机和所述第二推进器组件两者成电连通。

技术方案8.如技术方案7所述的推进系统，其特征在于，所述第二推进器组件构造成安装在所述飞机的所述第二机翼上，并且其中所述储能装置构造成安装在所述飞机的所述第二机翼内。

技术方案9.如技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述发电机位于所述涡轮机械内。

技术方案10.一种飞机，包括：

机身、第一机翼和第二机翼，所述第一机翼和所述机身的一部分限定第一侧面，而所述第二机翼和所述机身的另一部分限定第二侧面；以及

非对称的推进系统，包括：

发电机；

涡轮机械，其安装在所述飞机的所述第一侧面上，所述涡轮机械包括涡轮段和轴，所述轴能够与所述涡轮段的至少一部分一起旋转，所述涡轮机械能够用所述发电机操作；

第一推进器，其机械地联接到所述涡轮机械的所述轴上；以及

第二推进器组件，其安装在所述第二侧面上，所述发电机与所述第二推进器组件成电连通，以驱动所述第二推进器组件。

技术方案11.如技术方案10所述的飞机，其特征在于，所述涡轮机械安装在所述飞机的所述第一机翼上，并且其中所述第二推进器组件安装在所述飞机的所述第二机翼上。

技术方案12.如技术方案10所述的飞机，其特征在于，所述第一推进器是风扇，并且其中所述涡轮机械和所述风扇一起形成涡扇发动机。

技术方案13.如技术方案10所述的飞机，其特征在于，所述第二推进器组件包括第二推进器，并且其中所述第二推进器构造成风扇。

技术方案14.如技术方案13所述的飞机，其特征在于，所述第二推进器组件还包括电动马达，并且其中所述电动马达与所述发电机成电连通。

技术方案15.如技术方案10所述的飞机，其特征在于，所述涡轮机械包括动力齿轮箱，并且其中所述第一推进器通过所述动力齿轮箱机械地联接到所述涡轮机械的所述轴上。

技术方案16.如技术方案10所述的飞机，其特征在于，还包括：

储能装置，其与所述发电机和所述第二推进器组件两者成电连通。

技术方案17.如技术方案16所述的飞机，其特征在于，所述储能装置安装在所述飞机的所述第二机翼内。

技术方案18.如技术方案10所述的飞机，其特征在于，所述发电机位于所述涡轮机械内。

技术方案19.一种用于操作飞机的推进系统的方法，包括：

用涡轮机械驱动与所述涡轮机械成机械连通的第一推进器，所述涡轮机械安装在所述飞机的第一侧面上；

用发电机产生电功率，所述发电机由所述涡轮机械驱动；以及

用由所述发电机产生的电功率驱动安装在所述飞机的第二侧面上的第二推进器组件。

技术方案20.如技术方案19所述的方法，其特征在于，还包括：

将用所述发电机产生的电功率的一部分存储在电连接到所述发电机和所述第二推进器系统上的储能装置中。

参考以下说明和所附权利要求，本发明的这些和其他特征、方面以及优点将更好地理解。结合在说明书中并构成说明书一部分的附图图示了本发明的实施例，并且与说明一起用于解释本发明的原理。

附图说明

说明书中描述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整而能够实施的公开，包括其最佳模式，其引用了附图，其中：

图1是根据本发明公开的不同示例性实施例的飞机的俯视图。

图2是根据本发明公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图，其可安装在图1的示例性飞机上。

图3是根据本发明公开的示例性实施例的推进组件的示意性横截面视图，其可安装在图1的示例性飞机上。

图4是用于操作飞机的推进系统的方法的流程图。

标号　部件

10　飞机

12　机身

14　纵向中心线

16　机鼻段

18　机尾段

20　第1机翼

22　第2机翼

24　第1侧面

26　第2侧面

28　前缘襟翼

30　后缘襟翼

32　竖直尾翼(stabilizer)

34　水平尾翼

36　升降舵襟翼

38　机身的外表面

50　推进系统

52　第1推进器组件

54　第2推进器组件

56　发电机

58　电连通总线

60　电线

62　储能装置

100　涡扇

102　核心涡轮发动机

104　风扇

106　外壳体

108　入口

110　低压压缩机

112　高压压缩机

114　燃烧段

116　高压涡轮

118　低压涡轮

120　喷气排放段

122　高压轴/卷筒

124　低压轴/卷筒

128　叶片

130　盘

132　致动构件

134　动力齿轮箱

136　机舱

138　风扇壳体或机舱

140　出口引导导叶

142　下游段

144　外涵气流通道

200　电驱动风扇

202　中心线

204　风扇

206　电动马达

208　风扇叶片

210　风扇轴

212　外机舱

214　核心

216　出口导叶。

具体实施方式

现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或更多示例在附图中图示。详细描述使用数字和字母编号来指代图中的特征。图和描述中相同或相似的编号被用来指本发明中相同或相似的部分。如本文中所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以可交换地使用来将一个部件与另一个相区分并且并不意图表示单个部件的位置或重要性。

现在参考附图，其中贯穿附图相同的标号指相同的元件，图1提供了如可结合本发明公开不同实施例的示例性飞机10的俯视图。如图1中所示，飞机10限定了穿过其中延伸的纵向中心线14，横向方向l，前端16以及后端18。此外，飞机10包括机身12，其从飞机10的前端16纵向地向飞机10的后端18延伸，第一机翼20，以及第二机翼22。第一和第二机翼20,22每个相对于纵向中心线14横向地向外延伸。第一机翼20和机身12的一部分一起限定了飞机10的第一侧面24，并且第二机翼22和机身12的另一部分一起限定了飞机10的第二侧面26。对于所描述的实施例，飞机10的第一侧面24构造成飞机10的左舷(portside)，而飞机10的第二侧面26构造成飞机10的右舷(starboardside)。

用于所绘示例性实施例的机翼20,22的每一个都包括一个或更多前缘襟翼28和一个或更多后缘襟翼30。飞机10还包括竖直尾翼32和一对水平尾翼34，竖直尾翼32具有用于偏航控制的舵襟翼(未示出)，而水平尾翼34每一个都具有用于俯仰控制的升降舵襟翼36。机身12还包括外表面或蒙皮38。在某些实施例中，飞机10可为相对小的飞机10，其构造成用于承载例如少于十位乘客。但是应该理解的是，在本发明公开的其他示例实施例中，飞机10可以另外或者备选地包括任何其他合适的构造。例如，在其他实施例中，飞机10可包括尾翼的任何其他构造。

现在也参考图2和3，图1的示例性飞机10还包括推进系统50，推进系统50具有第一推进器组件52和第二推进器组件54。图2提供了第一推进器组件52的示例性横截面视图，而图3提供了第二推进器组件54的示意性横截面视图。

特别参考图1和2，第一推进器组件52包括涡轮机械，其安装在，或者被构造成安装在，飞机10的第一侧面24上，或者更特别地，安装在飞机10的第一机翼20上。第一推进器组件52还包括机械地联接到涡轮机械上的第一推进器。对于所描绘的实施例，涡轮机械构造成核心涡轮发动机102而第一推进器构造成风扇104。因此，核心涡轮发动机102和风扇104一起形成，并且第一推进器组件52通常可称之为，涡扇发动机100。

如图2中所示，涡扇100限定了轴向方向a1(平行于用来参考而提供的纵向中心线101延伸)以及径向方向r1。如所指出的，涡扇100包括风扇104和设置在风扇104下游的核心涡轮发动机102。

描绘的示例性核心涡轮发动机102通常包括限定管状入口108的大致管状的外壳体106。外壳体106以串行流的关系包围了压缩机段、燃烧段114、涡轮段和喷气排放喷嘴段120，压缩机段包括增压器或低压(lp)压缩机110和高压(hp)压缩机112，涡轮段包括高压(hp)涡轮116和低压(lp)涡轮118。

涡扇100的示例性核心发动机102还包括能够与涡轮段的至少一部分旋转的一根或更多轴，并且对于所描绘的实施例，还有压缩机段的至少一部分。更特别地，对于所描绘的实施例，涡扇100包括高压(hp)轴或卷筒122，其驱动地将hp涡轮116连接到hp压缩机112上。另外，示例性涡扇100包括低压(lp)轴或卷筒124，其驱动地将lp涡轮118连接到lp压缩机110上。

如所指出的那样，第一推进器构造成用于所绘实施例的风扇104。此外，示例性风扇104构造成具有以间隔开的方式联接到盘130上的多个风扇叶片128的可变桨距风扇。风扇叶片128通常沿径向方向r1从盘130向外延伸。每个风扇叶片128都能够相对于盘130围绕俯仰轴线p旋转，因为风扇叶片128被操作地联接到合适的致动构件132上，致动构件132构造成共同改变风扇叶片128的桨距。风扇104机械地联接到lp轴124上。更特别地，包括风扇叶片128、盘130以及致动构件132的风扇104被通过动力齿轮箱134机械地联接到lp轴124上，并且能够围绕纵向轴线106跨越动力齿轮箱134通过lp轴124而旋转。动力齿轮箱134包括用于将lp轴124的转速逐步减低到更加有效的旋转风扇速度的多个齿轮。

依然参考图2的示例性实施例，盘130由可旋转的前轮毂136覆盖，前轮毂136空气动力学地形成轮廓，以促进穿过多个风扇叶片128的空气流。此外，涡扇100包括环形风扇壳体或外机舱138，其周向地包围风扇104和/或核心涡轮发动机102的至少一部分。因此，所描绘的示例性涡扇100可被称作“涵道”(ducted)涡扇发动机。应该理解的是机舱138可构造成相对于核心涡轮发动机102由多个周向地隔开的出口导叶140支撑。此外，机舱138的下游段142可在核心涡轮发动机102的外部上延伸，从而在其间限定外涵气流通道144。

依然参考图2,推进系统50还包括发电机56，涡轮机械100可用该发电机56操作。更特别地，发电机56位于涡扇发动机100的核心涡轮发动机102内，并且与涡扇发动机100的其中一根轴成机械连通。发电机56配置成将一根或更多轴的机械功率转换成电功率。如所描绘的，在某些实施例中，发电机56可与lp轴124成机械连通，使得lp轴124驱动发电机56。然而，应该理解的是，在其他实施例中，发电机56可相反地与例如hp轴122成机械连通，使得hp轴122驱动发电机56。另外地或者备选地，发电机56可在核心发动机102内或其他位置定位在任何其他合适的位置上。尤其是，在某些实施例中，发电机56可配置成也作为电动马达起作用。因此，对于这样的构造，发电机56可另外能够使涡扇发动机100的lp轴124(以及第一推进器/风扇104)旋转。

此外，所描绘的推进系统50另外包括电连通总线58，以允许发电机56与推进系统50和/或飞机10的一个或更多其他部件连通。对于所描绘的实施例，电连通总线58包括连接到发电机56上的一根或更多电线60,并且对于所绘实施例，延伸穿过一个或更多出口引导导叶140。

还应该理解的是图2中所绘的示例性涡扇发动机100在其他示例性实施例中可具有任何其他合适的构造。例如，在其他示例性实施例中，风扇104可以不是可变桨距风扇，并且进一步，在其他示例性实施例中，lp轴124可直接机械地联接到风扇104上(即，涡扇发动机100可不包括齿轮箱134)。此外，应该理解的是，在其他示例性实施例中，涡扇发动机100可相反地构造成包括涡轮机械和推进器的任何其他合适的飞机发动机。例如，在其他实施例中，涡扇发动机100可相反地构造成涡桨发动机(即，第一推进器可构造成螺旋桨)、无涵道涡扇发动机(即，燃气涡轮发动机可不包括外机舱238)等。

现在特别参考图1和3，示例性推进系统50另外包括第二推进器组件54，该第二推进器组件54安装在或构造成安装在远离第一推进器组件52(例如包括涡轮机械和第一推进器)的位置，并且在飞机10的第一侧面24或第二侧面26的其中之一上，例如，在飞机10的第一机翼20或第二机翼22上。尤其是，对于图1中所绘的实施例，第二推进器组件54安装在飞机10的第二侧面26上，或者更确切地说安装在飞机10的第二机翼22上。

如图3中所示，第二推进器组件54通常构造成电驱动风扇并且限定沿作为参考延伸穿过其中的纵向中心线轴线202延伸的轴向方向a2，以及径向方向r2。另外，第二推进器组件54通常包括第二推进器和动力源(powersupply)。对于所绘实施例，第二推进器也构造成围绕中心线轴线202可旋转的风扇204，而动力源构造成电动马达206。风扇204包括多个风扇叶片208和风扇轴210。多个风扇叶片208附接在风扇轴210上，并且通常沿第二推进器组件54(未示出)的周向方向隔开。

在某些示例实施例中，多个风扇叶片208可以以固定的方式附接在风扇轴210上，或者备选地，多个风扇叶片208可以可旋转地附接在风扇轴210上。例如，多个风扇叶片208可附接到风扇轴210上，使得可以通过变桨机构(未示出)例如一起改变多个风扇叶片208的每一个的桨距。改变多个风扇叶片208的桨距可以增加第二推进器组件54的效率和/或允许第二推进器组件54实现期望的推力曲线。对于这样的示例性实施例，风扇204可称作可变桨距风扇。

风扇轴210机械地联接到电动马达206上。电动马达206可为内转子(inrunner)电动马达，或者备选地可为外转子(outrunner)电动马达。在任一实施例中，电动马达206还可包括机械地将电动马达206联接到风扇轴210(未示出)上的齿轮箱。电动马达206与电连通总线58成电连通，电连通总线58对于所绘实施例包括连接到电动马达206上的一根或更多电线60。电连通总线58将功率输送至电动马达206，用于驱动电动马达206，并且又驱动风扇204。

然而，应该理解的是所绘的第二推进器组件54仅作为示例提供。例如，如用虚线所绘，在某些实施例中，第二推进器组件54可包括风扇壳体或外机舱212，其通过一个或更多支柱或出口引导导叶216附接到第二推进器组件54的核心214上。

再次特别参考图1，如之前所讨论的，推进系统50包括电连通总线58，其如图所示，电连接发电机56和第二推进器组件54。更特别地，电连通总线58包括连接发电机56(见图2)和第二推进器组件54的电动马达206(见图2)的一根或更多电线60。因此，推进系统50的发电机56与第二推进器组件54通过电连通总线58成电连通，以便驱动第二推进器组件54。

此外，依然参考图1中所绘的示例性实施例，推进系统50还包括与发电机56以及第二推进器组件54的电动马达206两者都成电连通的储能装置62。在某些示例性实施例中，储能装置62可包括一个或更多电池或用于存储电功率的其他合适的装置。另外，对于所绘的实施例，储能装置62安装在飞机10的第二机翼22内或者构造成安装在飞机10的第二机翼22内。应该理解的是，如果包括的话，则储能装置62可以以任何合适的方式电连接到发电机56和电动马达206上。例如，在某些实施例中，发电机56、储能装置62以及电动马达206可成串行流布置，使得电动马达206与发电机56通过储能装置62成电连通。备选地，在其他实施例中，储能装置62可与发电机56以及电动马达206成并行流连通。

根据以上实施例的一个或更多的推进系统可称作非对称的、气电推进系统，考虑到第一推进器组件构造成安装在飞机的第一侧面上的涡扇发动机，而第二推进器组件构造成安装到飞机的第二侧面上的电驱动风扇。此类构造可允许单个、相对大的发动机驱动两个或更多推进器(其可构造成例如风扇、螺旋桨等)。因此，根据本发明公开的一个或更多实施例的推进系统可允许包括相对大的发动机，这又可允许发动机具有提高的效率(与相对小的发动机相比)。

另外，考虑到推进系统50可构造成非对称的推进系统50，推进系统50可包括用于抵消任何重量不平衡的特征。具体地，考虑到第一推进器组件52构造成涡扇发动机，而第二推进器组件54构造成电驱动风扇204，推进系统50可最初具有不平衡的重量分布。例如，将储能装置62安装在飞机10的第二侧面上(例如，在飞机10的第二机翼22内)可帮助抵消由于第一和第二推进器组件52,54的不同构造造成的初始重量不平衡。

此外，包括根据本发明公开的示例性实施例的储能装置62可在推进系统50中提供附加的冗余。例如，包括储能装置62可允许至少其中一个推进器组件52,54在推进系统50电气故障的情况下运行，并且也可允许至少其中一个推进器组件52,54在推进系统50机械故障的情况下运行。特别是对于上述实施例，构造成涡扇发动机的第一推进器组件52可在推进器系统50的电气故障的情况下运行，并且相反地，构造成电驱动风扇的第二推进器组件54可在推进系统50的机械故障的情况下运行(在此类情况下由例如储能装置62驱动)。此外，在其中发电机56也能够作为电动马达运行的实例中，第一推进器组件52的第一推进器也能够在核心涡轮发动机102不运行的情形期间(例如，在第一推进器组件52的某些机械故障期间)运行。

然而，应该理解的是，图1到3中所绘的示例性飞机10和推进系统50仅作为示例提供，并且在其他实施例中，飞机10和/或推进系统50可具有任何其他合适的构造。例如，在其他示例性实施例中，第一推进器组件52和第二推进器组件54可相反地安装在例如机身12的相对侧面上，例如在飞机10的后端18处。另外地或者备选地，在其他实施例中，示例性推进系统50可包括附加的推进器组件。例如，在其他实施例中，示例性推进系统50可包括构造成安装在任何其他合适位置上的电驱动风扇204的第三推进器组件。另外，在又其他的实施例中，示例性推进系统50可包括安装在飞机10的一个侧面上的第一和第二推进器组件(分别构造成涡扇发动机和电驱动风扇204)，并且还可包括安装在飞机10的另一侧上的第三推进器组件和第四推进器组件(例如，分别构造成涡扇发动机和电驱动风扇204)。

现在参考图4，提供了用于操作飞机的推进系统的方法(300)的流程图。示例性方法(300)可用参考图1到3以上所述的示例性推进系统50的一个或更多实施例来利用。

对于所描绘的示例性方面，示例性方法(300)在(302)包括用涡轮机械驱动与涡轮机械成机械连通的第一推进器。可将涡轮机械安装在飞机的第一侧面上。该示例性方法(300)还在(304)包括用发电机产生电功率。发电机可由涡轮机械驱动并与其成机械连通。此外，该示例性方法(300)在(306)包括用由发电机在(302)产生的电功率驱动安装在飞机的第二侧面上的第二推进器组件。在某些示例性方面，第二推进器组件通常可包括诸如风扇或螺旋桨的第二推进器以及电动马达。对于这样的示例性方面，在(306)驱动第二推进器组件可包括驱动电动马达，其又驱动第二推进器。

另外，对于所绘的示例性方面，该示例性方法(300)包括在(308)将用发电机在(304)产生的电功率的一部分存储在储能装置中。储能装置可电连接到发电机和第二推进器组件上。在某些示例性实施例中，储能装置可包括例如一个或更多电池或用于存储电能的其他合适的装置。储能装置可构造成例如在发电机产生很少或者不产生电功率时，例如在涡轮机械的机械故障的情况期间，提供第二推进器组件电功率。另外地或者备选地，储能装置可构造成在来自飞机的高功率要求的情况期间，提供第二推进器组件电功率。此外，在某些实施例中，储能装置可构造成将电功率提供回发电机，发电机在某些实施例中能够作为电动马达起作用。利用这样的构造，储能装置可向发电机/马达提供动力，使得发电机/马达可由第一推进器驱动。

此书面说明书使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且也使得任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造并使用任何装置或系统以及执行任何所结合的方法。本发明可授予专利的范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。此类其他示例如果包括不异于权利要求的字面语言的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性区别的等同结构元件，则此类其他示例意在落入权利要求的范围内。