混合推进系统的制作方法

本主题大体上涉及混合航空推进系统。

背景技术：

燃气涡轮发动机大体上包括与彼此流动连通地布置的风扇和核心。燃气涡轮发动机的核心大体上以串联流动的顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段、和排气区段。在操作中，越过风扇的空气的至少一部分被提供至核心的进口。空气的此种部分由压缩机区段逐步地压缩，直到其到达燃烧区段。燃料在燃烧区段内与压缩空气混合且被焚烧，以提供燃烧气体。燃烧气体被从燃烧区段发送通过涡轮区段，以驱动涡轮区段内的一个或更多个涡轮。涡轮区段内的一个或更多个涡轮可通过相应的轴联接于压缩机区段的一个或更多个压缩机。燃烧气体然后被发送通过排气区段，例如，去往大气。

由于气体的压力、温度和体积之间的关系，在空气由压缩机区段压缩时，空气的温度逐渐升高。如果空气的温度在压缩过程期间达到某界限温度，则除了提高将空气压缩至给定压力所需的功的量之外，高温空气可例如干扰压缩机区段的可靠动作，且带来润滑困难。这可对压缩机区段的效率具有有害的影响。因此，某些燃气涡轮发动机的压缩机区段不被操作达到它们的全部潜力。

因此，能够在燃气涡轮发动机的操作期间从由压缩机区段压缩的空气移除热量的燃气涡轮发动机将是有用的。更具体而言，能够在燃气涡轮发动机的操作期间从由压缩机区段压缩的空气移除热量，而不需要燃气涡轮发动机承载专用水储罐的燃气涡轮发动机将是特别有益的。

技术实现要素：

本发明的方面和优点将在下列描述中部分地阐述，或可根据描述而是明显的，或可通过本发明的实践而习得。

在本公开的一个示范实施例中，提供一种燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括：核心涡轮发动机；风扇，其机械地联接于核心涡轮发动机；和电动马达，其机械地连接于核心涡轮发动机和风扇中的至少一者。燃气涡轮发动机还包括燃料电池以用于对电动马达提供电能，燃料电池作为副产品生成水，燃气涡轮发动机在燃气涡轮发动机的操作期间将由燃料电池生成的水引导至核心涡轮发动机，以提高燃气涡轮发动机的效率。

在本公开的另一个示范实施例中，提供一种包括涡轮发动机的航空推进系统。航空推进系统包括风扇、驱动地联接于风扇的电动马达、和燃料电池。燃料电池对电动马达提供电能且作为副产品生成水。航空推进系统在航空推进系统的操作期间将由燃料电池生成的水引导至涡轮发动机，以提高航空推进系统的效率。

在本公开的示范方面中，提供了操作包括风扇、涡轮发动机、电动马达、和燃料电池的航空推进系统的方法。该方法包括利用电动马达对涡轮发动机或风扇中的至少一者提供机械功率，和利用燃料电池对电动马达提供电能。该方法还包括利用燃料电池作为产生电能的副产品生成水，和对航空推进系统的涡轮发动机提供利用燃料电池生成的水。

技术方案1.一种燃气涡轮发动机，其包括：

核心涡轮发动机；

风扇，其机械地联接于所述核心涡轮发动机；

电动马达，其机械地连接于所述核心涡轮发动机和所述风扇中的至少一者；和

燃料电池，其用于对所述电动马达提供电能，所述燃料电池作为副产品生成水，所述燃气涡轮发动机在所述燃气涡轮发动机的操作期间将由所述燃料电池生成的水引导至所述核心涡轮发动机，以提高所述燃气涡轮发动机的效率。

技术方案2.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机将由所述燃料电池生成的水引导至所述核心涡轮发动机，以用于对所述核心涡轮发动机进行中间冷却。

技术方案3.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述核心涡轮发动机包括压缩机区段，其中，所述核心涡轮发动机的压缩机区段包括第一压缩机和位于所述第一压缩机下游的第二压缩机，且其中，所述燃气涡轮发动机将由所述燃料电池生成的水引导至所述第一和第二压缩机之间的部位。

技术方案4.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述核心涡轮发动机包括压缩机区段和涡轮区段，其中，所述燃气涡轮发动机对所述涡轮区段提供来自所述压缩机区段的冷却空气，且其中，所述燃气涡轮发动机将由所述燃料电池生成的水引导至来自所述压缩机区段的冷却空气。

技术方案5.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述电动马达机械地联接于所述风扇。

技术方案6.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述电动马达通过齿轮箱机械地连接于所述核心涡轮发动机或所述风扇中的至少一者。

技术方案7.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃料电池利用氢燃料。

技术方案8.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，还包括：

重整器，其位于所述燃料电池的上游，用于产生用于所述燃料电池的氢燃料。

技术方案9.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述燃气涡轮发动机限定大于大约8：1的旁通比。

技术方案10.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述核心涡轮发动机通过功率齿轮箱机械地联接于所述风扇。

技术方案11.一种包括涡轮发动机的航空推进系统，所述系统包括：

风扇；

电动马达，其驱动地联接于所述风扇；和

燃料电池，其用于对所述电动马达提供电能，所述燃料电池作为副产品生成水，所述航空推进系统在所述航空推进系统的操作期间将由所述燃料电池生成的水引导至所述涡轮发动机，以提高所述航空推进系统的效率。

技术方案12.根据技术方案11所述的系统，其中，所述电动马达通过齿轮箱机械地联接于所述风扇。

技术方案13.根据技术方案11所述的系统，其中，所述燃料电池利用氢燃料。

技术方案14.根据技术方案11所述的系统，还包括：

重整器，其位于所述燃料电池的上游，用于产生用于所述燃料电池的氢燃料。

技术方案15.一种操作包括风扇、涡轮发动机、电动马达、和燃料电池的航空推进系统的方法，所述方法包括：

利用所述电动马达对所述涡轮发动机或所述风扇中的至少一者提供机械功率；

利用所述燃料电池对所述电动马达提供电能；

利用所述燃料电池作为产生电能的副产品生成水；和

对所述航空推进系统的涡轮发动机提供利用所述燃料电池生成的水。

技术方案16.根据技术方案15所述的方法，其中，对所述涡轮发动机提供利用所述燃料电池生成的水包括将利用所述燃料电池生成的水提供至所述涡轮发动机的压缩机区段，以用于对所述涡轮发动机进行中间冷却。

技术方案17.根据技术方案15所述的方法，其中，所述涡轮发动机包括压缩机区段，其中，所述压缩机区段包括第一压缩机和位于所述第一压缩机下游的第二压缩机，且其中，对所述涡轮发动机提供利用所述燃料电池生成的水包括将利用所述燃料电池生成的水提供至所述第一和第二压缩机之间的部位。

技术方案18.根据技术方案15所述的方法，其中，所述涡轮发动机包括压缩机区段和涡轮区段，其中，所述航空推进系统构造成对所述涡轮区段提供来自所述压缩机区段的冷却空气，且其中，对所述涡轮发动机提供利用所述燃料电池生成的水包括将利用所述燃料电池生成的水提供至来自所述压缩机区段的冷却空气。

技术方案19.根据技术方案15所述的方法，其中，所述航空推进系统是超高旁通、齿轮传动的涡轮风扇发动机，且其中，所述电动马达机械地联接于所述风扇。

技术方案20.根据技术方案15所述的方法，其中，所述燃料电池利用氢燃料。

通过参照下列描述和所附权利要求，本发明的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。并入本说明书中并组成其一部分的附图例示了本发明的实施例，并与该描述一起用来解释本发明的原理。

附图说明

本发明的针对本领域技术人员的完整和能够实现的公开，包括其最佳实施方式，在参照附图作出的说明书中得到阐述，在附图中：

图1是根据本公开的示范方面的燃气涡轮发动机的示意截面图。

图2是根据本公开的另一个示范实施例的燃气涡轮发动机的示意图。

图3是根据本公开的再一个示范实施例的燃气涡轮发动机的示意图。

图4是包括根据本公开的示范实施例的航空推进系统的飞机的俯视、示意图。

图5是用于操作根据本公开的示范方面的航空推进装置的方法的流程图。

部件列表

10涡轮风扇喷气发动机

12纵向或轴向中心线

14风扇区段

16核心涡轮发动机

18外壳体

20进口

22低压压缩机

24高压压缩机

26燃烧区段

28高压涡轮

30低压涡轮

32喷气排气区段

34高压轴/转轴

36低压轴/转轴

37核心空气流动路径

38风扇

40叶片

42盘

44促动部件

46功率齿轮箱

48机舱

50风扇壳体或机舱

52出口引导静叶

54下游区段

56旁通空气流通路

58空气

60进口

62空气的第一部分

64空气的第二部分

66燃烧气体

68定子静叶

70涡轮转子叶片

72定子静叶

74涡轮转子叶片

76风扇喷嘴排气区段

78热气体路径

80冷却管道

82电动马达

84风扇齿轮箱

86燃料电池

88空气管道

90重整器

92燃料储罐

94出口水线路

100航空推进系统

102飞机

104中心线

106前端

108后端

110机身

112机翼

114左舷侧

116右舷侧

118竖直稳定器

120水平稳定器

122飞机发动机

124飞机发动机

126后风扇

128轴

130电气线路。

具体实施方式

现在将详细地参照本发明的现有实施例，其一个或更多个实例在附图中例示出。详细的描述使用数字和字母标号来指示图中的特征。图和描述中的相似或类似的标号用于指示本发明的相似或类似的部分。如在本文中所使用的，用语“第一”、“第二”和“第三”可以可互换地使用，以将一个构件与另一个构件区分，且不意图表示单独构件的位置或重要性。用语“上游”和“下游”指相对于流体路径中流体流的相对方向。例如，“上游”指流体从其流动的方向，且“下游”指流体流到其的方向。

现在参考附图，其中相同的数字贯穿附图指示相同的要素，图1是根据本公开的示范实施例的燃气涡轮发动机的示意截面图。更具体而言，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机为高旁通涡轮风扇喷气发动机10，其在本文中称为“涡轮风扇发动机10”。如图1所示，涡轮风扇发动机10限定轴向方向a(与用于参考而提供的纵向中心线12平行地延伸)和径向方向r。一般来说，涡轮风扇10包括风扇区段14和配置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。

所描绘的示范核心涡轮发动机16大体上包括基本上管状的外壳体18，该外壳体108限定环形进口20。外壳体18以串联流动的关系包围：压缩机区段，其包括增压机或低压(lp)压缩机22和高压(hp)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(hp)涡轮28和低压(lp)涡轮30；和喷气排气喷嘴区段32。高压(hp)轴或转轴34将hp涡轮28驱动地连接于hp压缩机24。低压(lp)轴或转轴36将lp涡轮30驱动地连接于lp压缩机22。压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段、和喷嘴区段32一起限定核心空气流动路径37。

对于所描绘的实施例，风扇区段14包括可变桨距风扇38，该可变桨距风扇38具有以间隔开的方式联接于盘42的多个风扇叶片40。如所描绘的，风扇叶片40大体上沿径向方向r从盘42向外延伸。各风扇叶片40能够相对于盘42围绕桨距轴线p借助于风扇叶片40而旋转，风扇叶片40操作地联接至合适的桨距改变机构44，桨距改变机构44构造成一致共同地改变风扇叶片40的桨距。风扇叶片40、盘42、和桨距改变机构44能够通过跨过功率齿轮箱46的lp轴36围绕纵向轴线12一起旋转。功率齿轮箱46包括多个齿轮，以用于将风扇38相对于lp轴36的转速调节至更有效率的旋转风扇速度。

仍参照图1的示范实施例，盘42由可旋转的前毂48覆盖，前毂48空气动力地形成轮廓，以促进穿过多个风扇叶片40的空气流。此外，示范风扇区段14包括环形风扇壳体或外机舱50，环形风扇壳体或外机舱50周向地围绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。示范机舱50由多个周向地间隔的出口引导静叶52相对于核心涡轮发动机16支撑。而且，机舱50的下游区段54在核心涡轮发动机16的外部分上方延伸，以便在其间限定旁通空气流通路56。

在涡轮风扇发动机10的操作期间，一定体积的空气58穿过机舱50和/或风扇区段14的相关进口60进入涡轮风扇10。在该体积的空气58行进跨过风扇叶片40时，由箭头62指示的空气58的第一部分被引导或发送到旁通空气流通路56中，且由箭头64指示的空气58的第二部分被引导或发送到核心空气流动路径37中，或更具体而言到lp压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间之比通常称为旁通比。对于所描绘的示范实施例，旁通比可为至少大约8：1。因此，涡轮风扇发动机10可称为超高旁通涡轮风扇发动机。空气的第二部分64的压力然后在其被发送穿过高压(hp)压缩机24且进入燃烧区段26中时增大，在燃烧区段26处，其与燃料混合且被焚烧以提供燃烧气体66。

燃烧气体66被发送穿过hp涡轮28，在此，经由联接于外壳体18的hp涡轮定子静叶68和联接于hp轴或转轴34的hp涡轮转子叶片70的连续级提取来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分，从而导致hp轴或转轴34旋转，从而支持hp压缩机24的操作。燃烧气体66然后被发送穿过lp涡轮30，在此，经由联接于外壳体18的lp涡轮定子静叶72和联接于lp轴或转轴36的lp涡轮转子叶片74的连续级从燃烧气体66提取热能和动能的第二部分，从而导致lp轴或转轴36旋转，从而支持lp压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。

燃烧气体66随后被发送穿过核心涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32，以提供推进推力。同时，空气的第一部分62的压力显著地增大，因为空气的第一部分62在其从涡轮风扇10的风扇喷嘴排气区段76排出之前被发送穿过旁通空气流通道56，从而也提供推进推力。hp涡轮28、lp涡轮30、和喷气排气喷嘴区段32至少部分地限定热气体路径78，以用于将燃烧气体66发送穿过核心涡轮发动机16。

图1的示范涡轮风扇发动机10还构造成提供从压缩机区段到燃烧区段26和涡轮区段的冷却空气流。更具体而言，在lp压缩机22下游的放出空气流被穿过冷却管道80引导至例如燃烧器区段26和涡轮区段。尽管示范冷却空气流和冷却管道80描绘为沿径向方向r在核心空气流动路径37的外侧，但在其他实施例中，冷却空气流和冷却管道80可作为代替沿径向方向r定位在核心空气流动路径37的内侧。此外，在其他示范实施例中，冷却空气流可从压缩机区段内的任何其他部位，诸如从lp压缩机22或hp压缩机24取得空气。

图1中描绘的示范涡轮风扇发动机10构造为航空燃气涡轮发动机。与陆基燃气涡轮发动机相比较，航空燃气涡轮发动机设计为使功率输出和效率最大化，同时使燃气涡轮发动机自身及任何所需的附属系统的总重量最小化。

然而，应理解的是，图1中描绘的示范涡轮风扇发动机10仅是作为示例提供的，且在其他示范实施例中，涡轮风扇发动机10可具有任何其他适合的构造。还应理解的是，在其他示范实施例中，本公开的方面可并入任何其他适合的燃气涡轮发动机中。例如，在其他示范实施例中，本公开的方面可并入例如涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、或涡轮喷气发动机中。

现在参照图2，提供了根据本公开的示范实施例的航空推进系统的示意图。对于所描绘的实施例，航空推进系统构造为燃气涡轮发动机，或更具体而言，涡轮风扇发动机10。如在本文中所使用的，“燃气涡轮发动机”和“涡轮风扇发动机”大体上指发动机自身及任何附属系统。在某些示范实施例中，涡轮风扇发动机10可构造成超高旁通、齿轮传动、有函道涡轮风扇发动机10，类似于上面参照图1描述的示范涡轮风扇发动机10。

因此，对于图2的示范实施例，示范涡轮风扇发动机10大体上包括在此还简称为涡轮发动机或核心发动机的核心涡轮发动机16、和机械地联接于核心涡轮发动机16的风扇38。对于所描绘的实施例，涡轮风扇发动机10构造为齿轮传动和有函道的涡轮风扇发动机，且因此包括功率齿轮箱46(核心涡轮发动机16通过该功率齿轮箱46机械地联接于风扇38)和包围风扇38和核心涡轮发动机16的至少一部分的外机舱组件(未示出，见图1)。

仍参照图2，示范涡轮风扇发动机10还构造为混合燃气-电气涡轮风扇发动机10。因此，涡轮风扇发动机10还包括电动马达82，电动马达82机械地联接于核心涡轮发动机16和风扇38中的至少一者，以用于至少部分地驱动核心涡轮发动机16和风扇38中的至少一者(即，驱动地连接)。具体而言，对于所描绘的实施例，电动马达82通过风扇齿轮箱84机械地联接于风扇38。风扇齿轮箱84描绘为与功率齿轮箱46分开且不同。然而，在其他示范实施例中，风扇齿轮箱84和功率齿轮箱46可结合。此外，在其他示范实施例中，电动马达82可作为代替机械地联接于核心涡轮发动机16，诸如联接于lp轴或hp轴中的一者或二者(见图1)。

而且，对于所描绘的实施例，涡轮风扇发动机10包括燃料电池86，燃料电池86构造成在涡轮风扇发动机10的至少某些操作条件期间对电动马达82提供电能。尽管绘出了单个燃料电池86，但在其他示范实施例中，涡轮风扇发动机10可包括以串联流动连通、并联流动连通、或二者的组合的形式布置的多个燃料电池86。燃料电池86可通过空气管道88接收空气流，且利用氢(即，氢燃料)来生成电能。通过空气管道88的空气流可来自例如涡轮风扇发动机10的旁通通路56(见图1)，或任何其他适当的部位。具体而言，示范燃料电池86可通过对燃料电池86供给氢(或其他适合的燃料)和来自通过空气管道88接收的空气流的氧来通常在相对高的效率下利用氢来生成电。不进行限制，燃料电池86可为质子交换膜燃料电池、固态氧燃料电池、直接甲醇燃料电池、碱性燃料电池、熔融碳燃料电池、或磷酸燃料电池。备选地，燃料电池86可为任何适当的电化学能转换装置，诸如在2004年9月21日授权的美国专利号no.6794080中描述的电化学能转换装置，其出于所有相关的目的通过引用而全部并入本文中。

仍参照图2的实施例，所描绘的示范涡轮风扇发动机10包括重整器90(其允许使用氢以外的燃料)，该重整器90位于燃料电池86的上游，以用于产生用于该燃料电池86的氢燃料。在此种示范实施例的情况下，重整器90可与涡轮风扇发动机10的燃料系统的燃料储罐92流动连通，使得重整器90接收与核心涡轮发动机16利用的燃料相同的燃料的流。具体而言，燃料系统可构造成将来自燃料储罐92的第一燃料流提供至核心涡轮发动机16且将来自燃料储罐92的第二燃料流提供至重整器90。重整器90可接收来自燃料系统的第二燃料流且从此种燃料提取氢化合物。重整器90然后可对燃料电池86提供氢燃料流。特别地，在此种示范实施例的情况下，涡轮风扇发动机10可构造成将液化天然气(lng)、航空涡轮燃料(诸如jeta燃料、jeta-1燃料)或合成气体(即合成气)用作其燃料。

如上所述，燃料电池86在至少某些操作条件期间对电动马达82提供电能，使得电动马达82又可对风扇38和核心涡轮发动机16中的至少一者提供机械功率。在某些示范方面中，燃料电池86可构造成在起飞操作模式和/或爬升操作模式期间对电动马达82提供电功率的基本上恒定的流。起飞操作模式和爬升操作模式可对应于例如“全开节流阀”操作模式，在该操作模式中，其中安装有涡轮风扇发动机10的飞机起飞或爬升。此外，燃料电池86可构造成在其他操作模式(诸如巡航操作模式)期间对电动马达82提供电功率的基本上恒定的流。巡航操作模式可类似地对应于具有安装在其中的涡轮风扇发动机10的飞机巡航的操作模式。

与操作模式无关，燃料电池86在操作期间作为副产品生成水。作为将作为副产品生成的此种水释放到例如大气中的代替，所描绘的示范涡轮风扇发动机10构造成利用此种水来提高涡轮风扇发动机10的效率。具体而言，对于所描绘的实施例，涡轮风扇发动机10构造成在操作期间通过出口水线路94将由燃料电池86生成的水引导到核心涡轮发动机16，以提高涡轮风扇发动机10的效率，或更具体而言，以冷却涡轮风扇发动机10的一个或更多个方面，或用作lp压缩机22与hp压缩机24之间的中间冷却器流体。

在某些示范实施例中，涡轮风扇发动机10可构造成通过出口水线路94将由燃料电池86生成的水引导到核心涡轮发动机16，以用于对核心涡轮发动机16进行中间冷却。例如，回头参照图1，涡轮风扇发动机10可构造为将由燃料电池86生成的水引导至第一压缩机(例如，lp压缩机22)与第二压缩机(例如，hp压缩机24)之间的部位。更具体而言，涡轮风扇发动机10可构造成将水在lp压缩机22与hp压缩机24之间直接喷射到核心空气流动路径37中，以降低穿过其的空气流的温度。在此种示范实施例的情况下，水可通过被消耗/蒸发到空气流中来降低空气的温度。

在压缩机区段中降低空气流的温度可允许空气流被压缩至更高的压力，同时将此种空气流维持为低于核心涡轮发动机16内各种构件的预定温度极限。此外，在压缩机区段中降低空气流的温度可对应地降低将此种空气流压缩至期望压力所需的功的量，且还可降低nox排放的量。因此，在压缩机区段中降低空气流的温度可有助于核心涡轮发动机16(且尤其是压缩机区段)的总体性能提高。

然而，在其他实施例中，涡轮风扇发动机10可利用作为燃料电池86操作的副产品生成的水来以任何其他适合的方式提高涡轮风扇发动机10的效率。例如，在其他实施例中，水可在压缩机区段内的任何其他适合的部位(诸如压缩机区段的前端)处喷射到核心空气流动路径37中。此外，或备选地，水可流通通过例如压缩机区段的一个或更多个定子静叶，以用于冷却穿过压缩机区段的空气流。此外，水可以以类似的方式提供至例如涡轮区段，以将涡轮区段的某些构件维持为低于预定温度界限。此外，或备选地，涡轮风扇发动机10可构造成将由燃料电池86生成的水引导/喷射到来自压缩机区段的冷却管道80中的冷却空气流。例如，涡轮风扇发动机10可构造成将由燃料电池86生成的水引导到来自压缩机区段的冷却管道80中的被提供至燃烧区段26和涡轮区段的冷却空气流。

然而，应理解的是，图2的示范涡轮风扇发动机10仅是作为示例提供的。例如，在其他示范实施例中，涡轮风扇发动机10可具有任何其他适当的构造。例如，在其他示范实施例中，涡轮风扇发动机10可以不是齿轮传动的涡轮风扇发动机10(即，可不包括机械地联接风扇38和核心涡轮发动机16的功率齿轮箱46)，可以是或可以不是有函道涡轮风扇发动机10(即，可以不包括包围风扇38和核心涡轮发动机16一部分的机舱组件)，且可以不是超高旁通涡轮风扇发动机10(即，可限定小于大约8：1的旁通比)。

而且，在其他示范实施例中，涡轮风扇发动机10可构造成以任何其他适当的方式提供燃料电池86燃料。例如，现在参照图3，其提供了与本公开的另一示范实施例对应的涡轮风扇发动机10的示意图，涡轮风扇发动机10可包括用于燃料电池86的分开、专用的燃料源。具体而言，对于图3的实施例，涡轮风扇发动机10包括氢燃料储罐96以用于对燃料电池86提供氢(即，氢燃料)。因此，图3的示范涡轮风扇发动机10不包括定位在燃料电池86上游或与燃料系统的燃料储罐92(参照图2)流动连通的重整器90。然而，图3的涡轮风扇发动机10可在其他方面以与图2的示范涡轮风扇发动机10基本上类似的方式构造。

此外，在其他示范实施例中，航空推进系统可以不构造为单个涡轮风扇或其他燃气涡轮发动机。例如，航空推进系统可包括多个涡轮风扇发动机。或者，航空推进系统可包括一个或更多个涡轮风扇或其他燃气涡轮发动机和一个或更多个其他推进装置的组合。例如，现在参照图4，提供了根据本公开的又一示范实施例的航空推进系统100。具体而言，图4提供了具有集成在其中的示范航空推进系统100的飞机102的示意、俯视图。

如图4所示，飞机102限定延伸穿过其的纵向中心线104、前端106、和后端108。而且，飞机102包括机身110和一对机翼112，机身20从飞机102的前端106朝飞机102的后端108纵向地延伸。此种机翼112中的第一个从机身110的左舷侧114相对于纵向中心线104侧向向外延伸，且此种机翼112中的第二个从机身110的右舷侧116相对于纵向中心线104侧向向外延伸。飞机102还包括竖直稳定器(未示出)和一对水平稳定器120。然而，应理解的是，在本公开的其他示范实施例中，飞机102可额外地或备选地包括稳定器的任何其他适当的构造。

图4的示范航空推进系统100包括一对燃气涡轮飞机发动机和后发动机，该对机翼112中的各个安装该对燃气涡轮飞机发动机中的至少一个。对于所描绘的实施例，燃气涡轮飞机发动机构造为以机翼下构造悬垂在机翼112下方的涡轮风扇发动机122、124，各涡轮风扇发动机122、124包括风扇和还称为核心涡轮发动机的涡轮发动机(例如，涡轮风扇发动机122、124中的各个可以以与图1的涡轮风扇发动机10相同的方式构造)。此外，后发动机可构造为风扇126，或者更具体而言对于所描绘的实施例，构造为边界层吸入风扇，边界层吸入风扇构造成吸入且消耗在飞机102的机身110上方形成边界层的空气。所描绘的示范风扇126在后端108处固定地连接于机身110，使得风扇126在后端108处并入尾部区段中或与尾部区段融合在一起。因此，风扇126可称为“后风扇”。然而，应理解的是，在各种其他实施例中，风扇126可备选地定位在后端108的任何适当部位处。

除了涡轮风扇发动机122、124和风扇126之外，所描绘的航空推进系统100包括(经由轴128)机械地联接(即驱动地联接)于风扇126的电动马达82、和用于(经由电气线路130)对电动马达82提供电能的燃料电池86。图4中描绘的燃料电池86和电动马达82可以与在上面参照图2描述的示范燃料电池86和电动马达82基本上相同的方式构造。因此，在航空推进系统100的操作期间，或更具体而言，在燃料电池86的操作期间，燃料电池86构造成作为副产品生成水。航空推进系统100构造成将由燃料电池86作为副产品生成的水经由水线路132引导至涡轮风扇发动机122、124的涡轮发动机中的一者或二者。航空推进系统可利用此种水通过例如冷却涡轮风扇发动机122、124的涡轮发动机来提高航空推进系统的效率。

根据一个或更多个以上实施例的航空部分系统可构造成以更有效率的方式生成推力。更具体而言，包括本公开的一个或更多个方面可允许航空推进系统利用燃料电池来有效率地生成电能，且利用电动马达来将此种电能转换成用于推进系统的机械功，从而提高其效率。此外，包括本公开的一个或更多个方面可允许航空推进系统利用由燃料电池作为其操作的副产品生成的水来进一步提高推进系统的效率。例如，包括本公开的一个或更多个方面可允许推进系统因利用可消费的水来冷却推进系统的某些方面(即，推进系统的涡轮发动机)而不需要并入有推进系统的飞机承载用于此种用途的单独的水储罐(这可以以其他方式抵消因利用此种水获得的效率增加)而受益。而且，使超高旁通、齿轮传动的涡轮风扇发动机包括本公开的一个或更多个方面可形成特别高效率的航空推进系统。

现在参照图5，提供了操作包括风扇、涡轮发动机、电动马达、和燃料电池的航空推进系统的方法200。示范方法200大体上包括在202处利用电动马达对涡轮发动机或风扇中的至少一者提供机械功率。此外，示范方法200包括在204处利用燃料电池对电动马达提供电能和在206处利用燃料电池作为产生电能的副产品生成水。

此外，示范方法200包括在208处对航空推进系统的涡轮发动机提供在206处利用燃料电池生成的水。在208处提供至涡轮发动机的水可用于例如通过冷却涡轮发动机的一个或更多个方面来提供涡轮发动机的效率。例如，在某些示范方面中，涡轮发动机可包括压缩机区段，且在208处提供利用燃料电池生成的水可包括对涡轮发动机的压缩机区段提供利用燃料电池生成的水，以用于对涡轮发动机进行中间冷却。具体而言，压缩机区段可包括第一压缩机和位于第一压缩机下游的第二压缩机。在此种方面的情况下，在208处对涡轮发动机提供利用燃料电池生成的水可包括将利用燃料电池生成的水提供至第一和第二压缩机之间的部位。此外，或备选地，在其他示范方面中，涡轮发动机可额外地包括涡轮区段，且航空推进系统可构造成对涡轮区段提供来自压缩机区段的冷却空气。在此种示范方面的情况下，在208处对涡轮发动机提供利用燃料电池生成的水可包括将利用燃料电池生成的水提供/喷射至来自压缩机区段的冷却空气。

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