用于飞行器的推进系统的制作方法

本主题大体上涉及一种用于飞行器的推进系统，以及包括其的飞行器。

背景技术：

常规飞行器大体上包括机身、一对机翼、以及提供推力的推进系统。推进系统通常包括至少两个飞行器发动机，如，涡扇喷气发动机。各个涡扇喷气发动机安装到飞行器的相应一个机翼上，如，在机翼下方的悬置位置。

此外，涡扇喷气发动机通常设计成在地面水平状态下操作时(即，在环境地面水平温度下摄入空气时)将最大内部操作温度保持低于一定阈值。然而，一旦飞行器达到巡航高度，则涡扇喷气发动机摄入远低于环境地面水平温度的温度下的空气。因此，就至少某些涡扇喷气发动机而言，在此巡航高度下操作时，存在提高内部操作温度、且因此提高发动机的总压力比的空间。

因此，在巡航操作模式期间可更完全使用燃气涡轮发动机的可操作性范围的推进系统将是有用的。

技术实现要素：

本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐明，或可从描述中清楚，或可通过实践本发明而学习到。

在本公开内容的一个示例性实施例中，提供了一种用于飞行器的推进系统。推进系统包括燃气涡轮发动机，其包括涡轮机和主风扇。涡轮机包括第一涡轮和第二涡轮，且主风扇由第二涡轮驱动。推进系统还包括可结合第一涡轮或第二涡轮中的至少一者操作的电机。推进系统还包括构造成安装在远离燃气涡轮发动机的位置处的辅助推进器组件。电机与辅助推进器组件电连通，以用于与辅助推进器组件传递功率。

在本公开内容的另一个示例性实施例中，提供了一种飞行器。飞行器包括第一推进系统，其包括具有主风扇和涡轮机的燃气涡轮发动机、发电机和辅助推进器组件。涡轮机传动地连接到发电机上，且发电机电联接到辅助推进器组件上以驱动辅助推进器组件。飞行器还包括第二推进系统，其包括具有主风扇和涡轮机的燃气涡轮发动机、发电机和辅助推进器组件。涡轮机传动地连接到发电机上，且发电机电联接到辅助推进器组件上以驱动辅助推进器组件。

在本公开内容的示例性方面，提供了一种用于操作飞行器的推进系统的方法。该推进系统包括燃气涡轮发动机、发电机和辅助推进器组件，燃气涡轮发动机传动地连接到发电机上，且发电机电联接到辅助推进器组件上以驱动辅助推进器组件。该方法包括，以起飞操作模式操作燃气涡轮发动机，使得燃气涡轮发动机的涡轮机限定第一总压力比，且经由发电机向辅助推进器组件提供第一电功率量。该方法还包括，以巡航操作模式操作燃气涡轮发动机，使得燃气涡轮发动机的涡轮机限定第二总压力比，且经由发电机向辅助推进器组件提供第二电功率量。第二总压力比大于第一总压力比。

本发明的这些及其他特征、方面和优点参照以下描述和所附权利要求将变得更好理解。并入本说明书且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述用于阐释本发明的原理。

技术方案1.一种用于飞行器的推进系统，所述推进系统包括：

燃气涡轮发动机，其包括涡轮机和主风扇，所述涡轮机包括第一涡轮和第二涡轮，且所述主风扇由所述第二涡轮驱动；

电机，其可结合所述第一涡轮或所述第二涡轮中的至少一者操作；以及

辅助推进器组件，其构造成定位在与所述燃气涡轮发动机间隔开的位置处，所述电机与所述辅助推进器组件电连通，以用于与所述辅助推进器组件传递功率。

技术方案2.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述电机是由所述第一涡轮驱动的发电机，以及其中所述电机与所述辅助推进器组件电连通来对所述辅助推进器组件供能。

技术方案3.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述辅助推进器组件包括辅助风扇，以及其中所述辅助风扇在巡航操作期间限定小于大约1.4:1的风扇压力比。

技术方案4.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述推进系统还包括：

电功率总线，其中所述电机经由所述电功率总线与所述辅助推进器组件电连通。

技术方案5.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述辅助推进器组件包括电马达和辅助风扇，其中所述电马达与所述电机电连通且驱动所述辅助风扇。

技术方案6.根据技术方案5所述的推进系统，其特征在于，所述辅助推进器组件还包括包绕所述辅助风扇的机舱，其中所述辅助风扇包括具有外末梢的多个风扇叶片，其中所述电马达包括转子和定子，以及其中所述转子附接到所述多个风扇叶片的外末梢上或整体结合到所述多个风扇叶片的外末梢中。

技术方案7.根据技术方案5所述的推进系统，其特征在于，所述辅助推进器组件还包括风扇轴，其中所述电马达经由所述风扇轴驱动所述辅助风扇。

技术方案8.根据技术方案5所述的推进系统，其特征在于，所述辅助推进器组件还包括齿轮箱，以及其中所述电马达构造成经由所述齿轮箱驱动所述辅助风扇。

技术方案9.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述电马达是变速马达。

技术方案10.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述电功率总线包括用于隔离所述推进系统的电气故障的一个或多个电断开器。

技术方案11.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述电机可操作为构造成从所述辅助推进器组件接收功率的电马达。

技术方案12.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述辅助推进器组件包括辅助风扇，以及其中所述辅助风扇构造为可变桨距风扇。

技术方案13.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述电机是由所述第二涡轮驱动的发电机。

技术方案14.一种飞行器，包括：

第一推进系统，其包括具有主风扇和涡轮机的燃气涡轮发动机、发电机和辅助推进器组件，所述涡轮机传动地连接到所述发电机上，以及所述发电机电联接到所述辅助推进器组件上以驱动所述辅助推进器组件；以及

第二推进系统，其包括具有主风扇和涡轮机的燃气涡轮发动机、发电机和辅助推进器组件，所述涡轮机传动地连接到所述发电机上，以及所述发电机电联接到所述辅助推进器组件上以驱动所述辅助推进器组件。

技术方案15.根据技术方案14所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括：

机翼组件，其包括左舷和右弦；

其中所述第一推进系统的燃气涡轮发动机安装到所述机翼组件的左舷或右弦中的一者上，以及其中所述第一推进系统的辅助推进器组件安装到所述机翼组件的左舷或右弦中的另一者上；以及

其中所述第二推进系统的燃气涡轮发动机安装到所述机翼组件的左舷或右弦中的一者上，以及其中所述第二推进系统的辅助推进器组件安装到所述机翼组件的左舷或右弦中的另一者上。

技术方案16.根据技术方案15所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器限定纵向中心线和侧向方向，其中所述第一推进系统的燃气涡轮发动机安装到所述左舷上，以及所述第二推进系统的燃气涡轮发动机安装到所述右弦上，其中所述第一推进系统和所述第二推进系统的燃气涡轮发动机沿所述侧向方向与所述纵向中心线大致相等地间隔开，其中所述第一推进系统的辅助推进器组件安装到所述右弦上，且所述第二推进系统的辅助推进器组件安装到所述左舷上，其中所述第一推进系统和所述第二推进系统的辅助推进器组件各自定位在所述燃气涡轮发动机外侧，且沿所述侧向方向与所述纵向中心线大致相等地间隔开。

技术方案17.根据技术方案14所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括：

机翼组件，其包括左舷和右弦；

其中所述第一推进系统的燃气涡轮发动机和辅助推进器组件各自安装到所述机翼组件的左舷上；以及

其中所述第二推进系统的燃气涡轮发动机和辅助推进器组件各自安装到所述机翼组件的右弦上。

技术方案18.根据技术方案14所述的飞行器，其特征在于，所述第一推进系统的辅助推进器组件和所述第二推进系统的辅助推进器组件各自包括辅助风扇，以及其中所述辅助风扇各自在巡航操作期间限定小于大约1.4:1的风扇压力比。

技术方案19.根据技术方案14所述的飞行器，其特征在于，所述第一推进系统的辅助推进器组件和所述第二推进系统的辅助推进器组件各自包括电马达和辅助风扇，其中所述电马达各自与相应发电机电连通，且驱动相应的辅助风扇。

技术方案20.一种用于操作飞行器的推进系统的方法，所述推进系统包括燃气涡轮发动机、发电机和辅助推进器组件，所述燃气涡轮发动机传动地连接到所述发电机上，且所述发电机电联接到所述辅助推进器组件上以驱动所述辅助推进器组件，所述方法包括：

以起飞操作模式操作所述燃气涡轮发动机，使得所述燃气涡轮发动机的涡轮机限定第一总压力比，且经由所述发电机向所述辅助推进器组件提供第一电功率量；以及

以巡航操作模式操作所述燃气涡轮发动机，使得所述燃气涡轮发动机的涡轮机限定第二总压力比，且经由所述发电机向所述辅助推进器组件提供第二电功率量，所述第二总压力比大于所述第一总压力比。

技术方案21.根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述第二总压力比比所述第一总压力比大至少大约百分之五(5%)。

技术方案22.根据技术方案20所述的方法，其特征在于，提供至所述辅助推进器组件的第二电功率量大致等于提供至所述辅助推进器组件的第一电功率量。

技术方案23.根据技术方案20所述的方法，其特征在于，以起飞操作模式操作所述燃气涡轮发动机包括操作所述推进系统来限定第一部分功率提取，其中以巡航操作模式操作所述燃气涡轮发动机包括操作所述推进系统来限定第二部分功率提取，其中部分功率提取是指从所述涡轮机提供至所述辅助推进器组件的功率与由所述涡轮机生成的总功率量之比，以及其中所述第一部分功率提取小于所述第二部分功率提取。

技术方案24.根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述推进系统的燃气涡轮发动机构造为包括所述涡轮机和主风扇的涡扇发动机。

技术方案25.根据技术方案24所述的方法，其特征在于，所述涡轮机包括高压涡轮和低压涡轮，其中所述主风扇由所述低压涡轮驱动，以及其中所述发电机由所述高压涡轮驱动。

技术方案26.根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述推进系统是第一推进系统，所述方法还包括：

以起飞操作模式操作第二推进系统的第二燃气涡轮发动机，使得所述第二燃气涡轮发动机的第二涡轮机限定第三总压力比；以及

以巡航操作模式操作所述第二然涡轮发动机，使得所述第二燃气涡轮发动机的第二涡轮机限定第四总压力比，所述第四总压力比大于所述第三总压力比。

附图说明

针对本领域的普通技术人员的本发明的完整且充分的公开内容(包括其最佳模式)在参照附图的说明书中阐明，在附图中：

图1为根据本公开内容的各种示例性实施例的飞行器的顶视图。

图2为可安装到图1的示例性飞行器的根据本公开内容的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。

图3为可安装到图1的示例性飞行器的根据本公开内容的示例性实施例的辅助推进器组件的示意性截面视图。

图4为根据本公开内容的另一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。

图5为根据本公开内容的另一个示例性实施例的辅助推进器组件的示意性截面视图。

图6为根据本公开内容的另一个示例性实施例的飞行器的顶视图。

图7为根据本公开内容的又一个示例性实施例的飞行器的顶视图。

图8为根据本公开内容的再一个示例性实施例的飞行器的顶视图。

图9为用于操作飞行器的推进系统的方法的流程图。

构件清单

参照标号构件

10飞行器

12机身

14纵向中心线

16机头区段

18机尾区段

20第一机翼

22第二机翼

24第一侧

26第二侧

28前缘襟翼

30后缘襟翼

32竖直稳定器

34水平稳定器

36升降舵襟翼

38机身的外表面

50推进系统

52第一推进器组件

54第二推进器组件

56发电机

58电连通总线

60电线

62电控制器

100涡扇

102核心涡轮发动机

104风扇

106外壳

108入口

110低压压缩机

112高压压缩机

114燃烧区段

116高压涡轮

118低压涡轮

120喷气排气区段

122高压轴/转轴

124低压轴/转轴

128叶片

130盘

132促动部件

134功率齿轮箱

136机舱

138风扇壳或机舱

140出口导向导叶

142下游区段

144旁通气流通路

200辅助推进器组件

202中心线

204辅助风扇

206电马达

208风扇叶片

210风扇轴

212外机舱

214核心

216支柱

218轴承

220末梢

250第一推进系统

252燃气涡轮发动机

254辅助推进器组件

256第一电连通总线

258第二推进系统

260燃气涡轮发动机

262辅助推进器组件

264第二电连通总线。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。该详细描述使用了数字和字母标记来表示附图中的特征。附图中相似或类似的标记用于表示本发明的相似或类似的部分。如本文使用的用语"第一"、"第二"和"第三"可互换地使用，以将一个构件与另一个构件区分开，且不旨在表示独立构件的位置或重要性。

现在参照附图，其中相同的数字贯穿附图表示相同的元件，图1提供了可结合本公开内容的各种实施例的示例性飞行器10的顶视图。如图1中所示，飞行器10限定延伸穿过其间的纵向中心线14、侧向方向l、前端16和后端18。此外，飞行器10包括从飞行器10的前端16沿纵向延伸至飞行器10的后端18的机身12，以及包括左舷和右弦的机翼组件。更具体而言，机翼组件的左舷是第一左舷机翼20，且机翼组件的右弦是第二右弦机翼22。第一机翼20和第二机翼22各自相对于纵向中心线14沿侧向向外延伸。第一机翼20和机身12的一部分一起限定飞行器10的第一侧24，且第二机翼22与机身12的另一部分一起限定飞行器10的第二侧26。对于所示实施例，飞行器10的第一侧24构造为飞行器10的左舷，且飞行器10的第二侧26构造为飞行器10的右弦。

所示示例性实施例的各个机翼20、22均包括一个或多个前缘襟翼28以及一个或多个后缘襟翼30。飞行器10还包括具有用于偏航控制的方向舵襟翼(未示出)的竖直稳定器32，以及各自具有用于俯仰控制的升降舵襟翼36的一对水平稳定器34。机身12还包括外表面或表皮38。然而，应当认识到，在本公开内容的其他示例性实施例中，飞行器10此外或作为备选可包括任何其他适合的构造。例如，在其他实施例中，飞行器10可包括任何其他构造的稳定器。

现在也参照图2和3，图1的示例性飞行器10还包括具有第一推进器组件52和第二推进器组件54的推进系统50。图2提供了第一推进器组件52的示意性截面视图，且图3提供了第二推进器组件54的示意性截面视图。如图所示，第一推进器组件52和第二推进器组件54中的各个均构造为机翼下方安装的推进器组件。

具体参照图1和2，第一推进器组件52安装、或构造成安装到飞行器10的第一侧24上，或更具体地安装到飞行器10的第一机翼20上。第一推进器组件52大体上包括涡轮机和主风扇。更具体而言，对于所示实施例，第一推进器组件52构造为涡扇发动机100，其中涡轮机构造为核心涡轮发动机102，且主风扇构造为可结合核心涡轮发动机102操作的风扇104。

如图2中所示，涡扇100限定轴向方向a1(平行于为了参照而提供的纵向中心线101延伸)，以及径向方向r1。如所述，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。

所示示例性核心涡轮发动机102大体上包括大致管状的外壳106，其限定环形入口108。外壳106成串流关系包围：包括增压器或低压(lp)压缩机110和高压(hp)压缩机112的压缩机区段；燃烧区段114；包括第一高压(hp)涡轮116和第二低压(lp)涡轮118的涡轮区段；以及喷气排气喷嘴区段120。

涡扇100的示例性核心风扇发动机102还包括可与涡轮区段的至少一部分和(对于所示实施例)压缩机区段的至少一部分一起旋转的一个或多个轴。更具体而言，对于所示实施例，涡扇100包括高压(hp)轴或转轴122，其将hp涡轮116传动地连接到hp压缩机112上。此外，示例性涡扇100包括低压(lp)轴或转轴124，其将lp涡轮118传动地连接到lp压缩机110上。

如所述，第一推进器组件52的主风扇对所示实施例而言构造为风扇104。此外，所示示例性风扇104构造为具有以间隔开的方式联接到盘130上的多个风扇叶片128的可变桨距的风扇。风扇叶片128大体上沿径向方向r1从盘130向外延伸。各个风扇叶片128可借助于风扇叶片128(可操作地联接到适合的促动部件132上)关于盘130围绕相应桨距轴线p旋转，促动部件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。更具体而言，包括风扇叶片128、盘130和促动部件132的风扇104通过功率齿轮箱134机械地联接到lp轴124上，且可由跨过功率齿轮箱134的lp轴124围绕纵向轴线101旋转。功率齿轮箱134包括多个齿轮，以使lp轴124的旋转速度逐步降低至更高效的旋转风扇速度。因此，风扇104由核心涡轮发动机102的lp系统(包括lp涡轮118)供能。

仍参照图2的示例性实施例，盘130由可旋转的前毂136覆盖，其空气动力学地定轮廓，以促进气流穿过多个风扇叶片128。此外，涡扇100包括环形风扇壳或外机舱138，其沿周向包绕风扇104和/或核心涡轮发动机102的至少一部分。因此，所示示例性涡扇100可称为"导管"涡扇发动机。应认识到的是，机舱138构造成由多个沿周向间隔开的出口导向导叶140关于核心涡轮发动机102支撑。此外，机舱138的下游区段142在核心涡轮发动机102的外部部分上延伸，以便在其间限定旁通气流通路144。

仍参照图2，推进系统50还包括电机，其对于所示实施例而言构造为发电机56。对于所示实施例，发电机56定位在涡扇发动机100的核心涡轮发动机102内，且与涡扇发动机100的一个轴机械连通。更具体而言，对于所示实施例，发电机由第一hp涡轮116通过hp轴122驱动。发电机56构造成将hp轴122的机械功率转变成电功率。因此，发电机56由核心涡轮发动机102的hp系统(包括hp涡轮116)供能。

仍参照图1和2，所示推进系统50还包括电功率总线58，以允许发电机56与推进系统50和/或飞行器10的一个或多个其他构件电连通。对于所示实施例，电功率总线58包括一个或多个电线60，其连接到发电机56上，且对于所示实施例，延伸穿过一个或多个出口导向导叶140。此外，所示推进系统50还包括电连接到电功率总线58上的一个或多个能量存储装置55(如，一个或多个电池或其他电能存储装置)，例如，以用于将电功率提供至辅助推进器组件54和/或从燃气涡轮发动机/第一推进系统52接收电功率。在某些示例性实施例中，一个或多个能量存储装置55可定位成邻近辅助推进器组件54来用于重量分布的目的。包括一个或多个能量存储装置55可提供性能增益，且可例如在瞬变操作期间提高推进系统50的推进能力。更具体而言，包括一个或多个能量存储装置55的推进系统50可能能够更快响应于速度变化需求。

然而，应当认识到，在其他实施例中，发电机56可定位在核心涡轮发动机102内的任何其他适合的位置或别处。例如，发电机56在其他实施例中可与hp轴122同轴安装在涡轮区段内，或作为备选，可偏离hp涡轮122且通过适合的齿轮系来驱动。此外或作为备选，发电机56可由lp系统(例如，lp轴124)和hp系统(例如，hp轴122)两者通过双驱动系统驱动。例如，齿轮组件如周转齿轮组件可提供成允许lp轴124和hp轴122两者驱动发电机56。此外或仍作为备选，在各种其他示例性实施例中，电机/发电机56可改为仅结合lp系统来操作。例如，简要参照图4，提供了根据本公开内容的另一个示例性实施例的包括涡扇发动机100和电机/发电机56的推进系统50。图4的示例性涡扇发动机100和电机/发电机56以与图2的示例性涡扇发动机100和电机/发电机56大致相同的方式构造。然而，对于图4的实施例，电机/发电机56改为结合第二涡轮、更确切地lp涡轮118(即，驱动示例性涡扇发动机100的风扇104的同一涡轮)经由lp轴124操作。

还应当认识到，在其他示例性实施例中，图2中所示的示例性涡扇发动机100可具有任何其他适合的构造。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，且此外在其他示例性实施例中，lp轴124可直接地机械联接到风扇104上(即，涡扇发动机100可不包括齿轮箱134)。此外，应当认识到，在其他示例性实施例中，涡扇发动机100可改为构造成包括机械地联接到主风扇上的涡轮机的任何其他适合的飞行器发动机。例如，在其他实施例中，涡扇发动机100可改为构造成涡轮螺旋桨发动机(即，主风扇可构造为螺旋桨)、无导管涡扇发动机(即，燃气涡轮发动机可不包括外机舱138)，等。

现在具体参照图1和3，示例性推进系统50还包括第二推进器组件54，其定位或构造成定位在与第一推进器组件52(例如，包括涡轮机和主风扇)间隔开的位置处。更具体而言，对于所示实施例，第二推进器组件54沿侧向方向l安装在远离第一推进器组件52的位置处，使得它们沿侧向方向l摄入不同的气流。然而，在其他实施例中，第一推进器组件52和第二推进器组件54可各自使用公共安装件而安装到飞行器10上。然而，利用此构造，第一推进器组件52和第二推进器组件54可仍以一种方式定位在安装件上，使得它们与彼此间隔开，例如，沿侧向方向l，使得它们沿侧向方向l摄入不同的气流。仍参照图1和3的示例性实施例，第二推进器组件54安装到飞行器10的第一侧24或第二侧26中的一者上，例如，安装到飞行器10的第一机翼20或第二机翼22中的一者上。显然，对于图1中所示的实施例，第二推进器组件54安装到飞行器10的第二侧26上，更确切地安装到飞行器10的第二机翼22上。

具体参照图3，第二推进器组件54大体上构造为辅助推进器组件200，其限定沿为了参照而延伸穿过其间的纵向中心线轴线202延伸的轴向方向a2，以及径向方向r2。此外，辅助推进器组件200大体上包括辅助风扇204和电机，其对于所示实施例而言构造为电马达206。对于所示实施例，辅助风扇204可围绕中心线轴线202旋转。辅助风扇204包括多个风扇叶片208和风扇轴210。多个风扇叶片208附接到风扇轴210上/与风扇轴210一起旋转，且大体上沿辅助推进器组件200的周向方向(未示出)间隔开。

在某些示例性实施例中，多个风扇叶片208可以以固定方式附接到风扇轴210上，或作为备选，多个风扇叶片208可关于风扇轴210旋转(如，在所示实施例中)。例如，多个风扇叶片208各自限定相应的桨距轴线p2，且附接到风扇轴210上，使得多个风扇叶片208中的各个的桨距可由桨距改变机构211(例如，一齐)改变。改变多个风扇叶片208的桨距可提高第二推进器组件54的效率，且/或可允许第二推进器组件54实现期望的推力轮廓。就此示例性实施例而言，风扇204可称为可变桨距风扇。

此外，对于所示实施例，所示辅助推进器组件200还包括风扇壳或外机舱212，其通过一个或多个支柱或出口导向导叶216附接到辅助推进器组件200的核心214上。就所示实施例而言，外机舱212大致完全包绕风扇204、且具体地多个风扇叶片208。因此，对于所示实施例，辅助推进器组件200可称为导管电风扇组件。

显然，辅助推进器组件200的风扇204可限定风扇压力比。风扇压力比大体上可指风扇排放压力与风扇入口压力之比。如将在下文更详细所述的那样，推进系统50可在某些操作期间操作成使得辅助推进器组件提供相对高效的推力。例如，在例如推进系统50的巡航操作期间，辅助推进器组件200的风扇204可限定小于大约1.4:1的风扇压力比。更具体而言，在某些示例性实施例中，辅助推进器组件200的辅助风扇204可在巡航操作期间限定小于大约1.3:1的风扇压力比，如，小于大约1.2:1。应当认识到的是，如本文使用的近似用语如"大约"或"近似"是指在10%的误差裕度内。此外，用语"巡航操作"大体上是指水平飞行节段，其出现在飞行的上升阶段与下降阶段之间，飞行器设计成在此时有最佳性能。

仍具体参照图3，风扇轴210在核心214内机械地联接到电马达206上，使得电马达206经由风扇轴210来驱动辅助风扇204。对于所示实施例，电马达206构造为变速电马达，使得电马达206可在各种旋转速度下驱动辅助风扇204，而不管提供至其的功率量。此外，对于所示实施例，辅助推进器组件200还包括辅助推进器齿轮箱215，以允许风扇轴210的旋转速度关于电马达206的旋转速度进一步增大或减小。因此，对于所示实施例，电马达206还跨过辅助推进器齿轮箱215且经由风扇轴210来驱动辅助风扇204。

显然，然而在某些实施例中，电马达206可构造为马达/发电机。因此，例如在紧急操作期间，辅助推进器组件200可操作为冲压空气涡轮，使得至辅助推进器组件200的入口空气旋转风扇204的多个风扇叶片208，继而又旋转电马达/发电机，以允许电马达/发电机操作为发电机来将电功率提供至功率总线58。显然，就此示例性实施例而言，图2的涡扇发动机100的发电机56改为操作为电马达，其构造成从辅助推进器组件200接收功率且驱动核心涡轮发动机102。此外，应当认识到，在其他示例性实施例中，发电机56还可操作为电马达，以从地面(或其他外部)功率源接收能量以例如用于起动涡扇发动机100，且/或从涡扇发动机100或飞行器10内的能量存储装置如电池接收能量以用于对涡扇发动机100供能。

风扇轴210由一个或多个轴承218支撑，如，一个或多个滚柱轴承、球轴承或任何其他适合的轴承。此外，电马达206可为内转电马达(即，包括定位在定子的径向内侧的转子)，或作为备选可为外转电马达(即，包括定位在转子径向内侧的定子)。如上文简要所述，推进系统50的发电机56与辅助推进器组件200电连通来对辅助推进器组件200供能。更具体而言，辅助推进器组件200的电马达206与电功率总线58电连通，电功率总线58对于所示实施例包括电连接到电马达206上的一个或多个电线60。因此，电马达206更具体地通过电功率总线58的一个或多个电线60而与电功率总线58电连通，且电功率总线58可将功率输送至电马达206来驱动电马达206，且继而又驱动风扇204。显然，对于所示实施例，电功率总线58还包括一个或多个电断开器61，使得电功率总线58可在一个或多个构件的电故障的情况下隔离一个或多个构件。一个或多个电断开器61可人工地操作，或作为备选，可在电故障的情况下自动地触发。

又简要参照图1，所示推进系统50、更确切地所示电功率总线58还包括电控制器62。所示示例性发电机56通过电功率总线58的电控制器62与辅助推进器组件200电连通。电控制器62可操作地连接到飞行器的一个或多个额外控制器上，以用于控制提供至辅助推进器组件200的功率量。

然而，应当认识到，在其他实施例中，辅助推进器组件200可具有任何其他适合的构造。例如，现在参照图5，绘出了根据本公开内容的另一个示例性实施例的辅助推进器组件200。图5的示例性辅助推进器组件200可以以与图3的示例性辅助推进器组件200大致相同的方式构造，且因此相同或类似的数字可表示相同或类似的部分。

例如，图5的示例性辅助推进器组件200大体上包括辅助风扇204，其包括大体上沿辅助推进器组件200的周向方向(未示出)间隔开的多个风扇叶片208。此外，多个风扇叶片208附接到风扇轴210上，其中风扇轴210由一个或多个轴承218支撑。多个风扇叶片208中的各个均包括沿径向方向r2的外末梢220。

此外，提供了外机舱212和电马达206，其中外机舱212包绕辅助风扇204。然而，对于所示实施例，电马达206未构造成经由风扇轴210来驱动辅助风扇204。作为替代，电马达206至少部分地整体结合到多个风扇叶片208中的一个或多个的末梢220中来直接地旋转多个风扇叶片208。更具体而言，图5的示例性电马达206大体上包括转子222和定子224。转子222整体结合到多个风扇叶片208中的一个或多个的末梢220中，且定子224至少部分地定位在辅助推进器组件200的外机舱212内。显然，包括具有此构造的电马达206可允许电马达206具有减轻的重量，其继而又可提供辅助推进组件200的额外效率益处。

根据本公开内容的示例性实施例的推进器系统可对飞行器提供更高效的推进。例如，通常，燃气涡轮发动机的总压力比由燃气涡轮发动机的某些构件在起飞操作期间可经得起的温度极限限制(即，在海平面和典型的海平面环境温度下)。然而，一旦结合此燃气涡轮发动机的飞行器达到巡航高度，则由燃气涡轮发动机摄入的空气的环境温度大大降低。因此，此燃气涡轮发动机内的温度也大大降低。当燃气涡轮发动机在巡航操作期间操作来简单地直接和例如通过风扇(如，在涡扇构造中)提供推力时，燃气涡轮发动机可能未使用其全部潜力。然而，就本公开内容而言，能量在某些示例性方面可从燃气涡轮发动机的lp系统(通过风扇)和hp系统(通过发电机)两者提取，从而需要发动机在提高的总压力比且因此升高的温度下操作。具体而言，通过lp系统(即，通过主风扇)和hp系统(即，通过发电机)提取能量需要由涡轮机生成增加量的能量，这继而又需要提高总压力比。在提高的总压力比下操作的涡轮机大体上更高效地操作。显然，如上文所述，从hp系统提取的能量可传递至辅助推进器组件的辅助风扇来相对高效地生成额外推力。

此外，如本文使用的那样，燃气涡轮发动机的"总压力比"是指燃气涡轮发动机的涡轮机的压缩机区段的压力比(例如，对于图2的实施例，直接在hp压缩机12下游的压力与直接在lp压缩机上游的压力之比)。类似地，风扇的"总压力比"是直接在风扇下游的压力与直接在风扇上游的压力之比。

此外，还应当认识到，在又一些示例性实施例中，上文参照图1至4所述的示例性推进系统50可以以任何其他适合的方式构造。例如，在其他示例性实施例中，辅助推进器组件200的风扇204可安装到辅助推进器组件200的前毂上。以此实施例，风扇轴210可传动地连接到毂上，或作为备选，辅助推进器组件200可不包括风扇轴210，且作为替代，风扇204和/或毂可直接地安装到电马达206上。

此外，在又一些实施例中，示例性推进系统可以以任何其他适合的方式整体结合到飞行器10中。例如，现在参照图6，绘出了根据本公开内容的另一个示例性实施例的飞行器10。图6的示例性飞行器10可以以与图1的示例性飞行器10大致相同的方式构造，且因此，相同或类似的数字可表示相同或类似的部分。

例如，图6的示例性飞行器10大体上包括机身12和机翼组件，机翼组件包括左舷机翼20和右弦机翼22。此外，图6的示例性飞行器10包括根据本公开内容的示例性实施例的第一推进系统250。第一推进系统250可以以与上文参照图1至4中的一个或多个所述的示例性推进系统50大致相同的方式构造。例如，第一推进系统250可包括燃气涡轮发动机252、发电机(未示出)和辅助推进器组件254。第一推进系统250的燃气涡轮发动机252可传动地连接到发电机上，且发电机可经由第一电功率总线256电联接到辅助推进器组件254上以驱动辅助推进器组件254。第一推进系统250的燃气涡轮发动机252可大体上包括主风扇和涡轮机。例如，燃气涡轮发动机252可构造为涡扇发动机(见图2)。

然而，对于所示实施例，飞行器10还包括第二推进系统258，第二推进系统258也根据本公开内容的示例性实施例构造。例如，第二推进系统258还以与上文参照图1至4中的一个或多个所述的示例性推进系统50大致相同的方式构造。具体而言，第二推进系统258可包括燃气涡轮发动机260、发电机(未示出)和辅助推进器组件262。第二推进系统258的燃气涡轮发动机260可传动地连接到发电机上，且发电机可经由第二电功率总线264电联接到辅助推进器组件262上以驱动辅助推进器组件262。第二推进系统258的燃气涡轮发动机260可大体上包括主风扇和涡轮机。例如，燃气涡轮发动机260可构造为涡扇发动机。

具体来说，第一推进系统250的燃气涡轮发动机252安装在左舷机翼20上，且驱动安装到右弦机翼22上的辅助推进器组件254。此外，第二推进系统258的燃气涡轮发动机260安装到右弦机翼22上，且驱动安装到左舷机翼20上的辅助推进器组件262。

更总的来说，对于所示实施例，第一推进系统250的燃气涡轮发动机252安装到左舷机翼20或右弦机翼22中的一个上，且第一推进系统250的辅助推进器组件254安装到左舷机翼20或右弦机翼22中的另一个上。类似地，第二推进系统258的燃气涡轮发动机260安装到左舷机翼20或右弦机翼22中的一个上，且第二推进系统258的辅助推进器组件262安装到左舷机翼20或右弦机翼22中的另一个上。

具体而言，对于所示实施例，第一推进系统250的燃气涡轮发动机252安装到左舷机翼20上，且第一推进系统250的辅助推进器组件254安装到右弦机翼22上。相比之下，第二推进系统258的燃气涡轮发动机260安装到右弦机翼22上，且第二推进系统258的辅助推进器组件262安装到左舷机翼20上。

根据图6的示例性实施例的飞行器可从推力观点来看提供更平衡的飞行器。例如，就此构造而言，如果第一推进系统250发生故障，则来自飞行器10的左舷24和来自飞行器10的右弦26两者的一个推力消除，且来自飞行器10的左舷24和来自飞行器10的右弦26两者的一个推力保留。如果第二推进系统258发生故障，则这同样如此。因此，消除第一推进系统250或第二推进系统258中的一个将不会导致飞行器10上的推力失衡。相比之下，如果整个第一推力系统250定位在飞行器的一侧上，且整个第二推进系统258定位在飞行器的另一侧上，则竖直稳定器32将需要尺寸确定成使得其可偏移在飞行器的一侧上生成的飞行器推力的大致全部生成的力矩。显然，具有机身的相对侧上的两个推进源的大多数当前的飞行器包括正好用于此目的的相对较大的竖直稳定器32。因此，根据图6(或图7，下文所述)构造的飞行器可允许飞行器10的竖直稳定器32尺寸减小，因为在飞行器10的推进系统250、258中的一个发生故障的情况下，飞行器10仍从左舷24和右弦26两者接收推力。因此，此构造可允许例如在巡航操作期间减小飞行器10上的阻力量，这可导致总体更高效的飞行器10，从而提供潜在较大的成本益处。

然而，应当认识到，在又一些示例性实施例中，示例性推进系统可以以任何其他适合的方式整体结合到飞行器10中。例如，现在参照图7，绘出了根据本公开内容的又一个示例性实施例的飞行器10。图7的示例性飞行器10可以以与图6的示例性飞行器10大致相同的方式构造，且因此，相同或类似的数字可表示相同或类似的部分。

例如，图7的示例性飞行器10大体上包括机身12和机翼组件，机翼组件包括左舷机翼20和右弦机翼22。此外，图6的示例性飞行器10包括根据本公开内容的示例性实施例的第一推进系统250。例如，第一推进系统250包括燃气涡轮发动机252、发电机(未示出)和辅助推进器组件254。第一推进系统250的燃气涡轮发动机252可传动地连接到发电机上，且发电机可经由第一电功率总线256电联接到辅助推进器组件254上以驱动辅助推进器组件254。第一推进系统250的燃气涡轮发动机252可大体上包括主风扇和涡轮机。例如，燃气涡轮发动机252可构造为涡扇发动机(见图2)。

此外，图7的示例性飞行器10包括第二推进系统258，第二推进系统258也根据本公开内容的示例性实施例来构造。例如，第二推进系统258包括燃气涡轮发动机260、发电机(未示出)和辅助推进器组件262。第二推进系统258的燃气涡轮发动机260可传动地连接到发电机上，且发电机可经由第二电功率总线264电联接到辅助推进器组件262上以驱动辅助推进器组件262。第二推进系统258的燃气涡轮发动机260可大体上包括主风扇和涡轮机。例如，燃气涡轮发动机260可构造为涡扇发动机(见图2)。

此外，正如图6的实施例，第一推进系统250的示例性燃气涡轮发动机252安装到左舷机翼20上，且驱动安装到右舷机翼22上的辅助推进器组件254。此外，第二推进系统258的燃气涡轮发动机260安装到右弦机翼22上，且驱动安装到左舷机翼20上的辅助推进器组件262。

显然，简要返回参照图6，对于图6的实施例，第二推进系统258的燃气涡轮发动机260在右弦机翼22上定位成比第一推进系统250的辅助推进器组件254较接近机身12。此外，第二推进系统258的辅助推进器组件262类似地在左舷机翼20上定位成比第一推进系统250的燃气涡轮发动机252较接近机身12。类似地，又参照图7，对于所示实施例，第二推进系统258的燃气涡轮发动机260在右弦机翼22上定位成比第一推进系统250的辅助推进器组件254较接近机身12。然而，相比之下，对于图7的实施例，第一推进系统250的燃气涡轮发动机252在左舷机翼20定位成比第二推进系统258的辅助推进器组件262较接近机身12。

如将认识到的那样，此构造可提供更相等平衡的飞行器10(从重量观点)。例如，如图7中所示，第一推进系统250的燃气涡轮发动机252和第二推进系统258的燃气涡轮发动机260在定位在机身12的相对侧上的同时，沿侧向方向l与中心线14大致间隔开相同距离。类似地，第一推进系统250的辅助推进器组件254和第二推进系统258的辅助推进器组件262在也定位在机身12的相对侧上的同时，也沿侧向方向l与中心线14大致间隔开相同距离。由于燃气涡轮发动机252、260有可能比辅助推进器组件254、260更重，故图7的构造可提供更相等平衡(重量方面)的飞行器10。

然而，应当认识到，上文所述的示例性推进系统，以及上文所述的结合此推进系统的示例性飞行器构造仅为了示例性目的而提供。在其他示例性实施例中，推进系统和/或飞行器可具有任何其他适合的构造。例如，在其他示例性实施例中，根据本公开内容的推进系统可包括以任何适合的构造安装的多个辅助推进器组件，其各自由推进系统的发电机驱动。此外，在又一些实施例中，一个或多个推进系统可包括能量存储装置(如，电池)。此外，例如，现在参照图8，提供给了根据又一个示例性实施例的推进系统。图8的示例性推进系统可以以与上文参照图6所述的示例性推进系统大致相同的方式构造。因此，相同或类似的数字可表示相同或类似的部分。

例如，图8的示例性飞行器10大体上包括机身12和机翼组件，机翼组件包括左舷机翼20和右弦机翼22。此外，图8的示例性飞行器10包括根据本公开内容的示例性实施例的第一推进系统250。例如，第一推进系统250包括燃气涡轮发动机252、发电机(未示出)和辅助推进器组件254。此外，图8的示例性飞行器10包括第二推进系统258，第二推进系统258也根据本公开内容的示例性实施例来构造。例如，第二推进系统258包括燃气涡轮发动机260、发电机(未示出)和辅助推进器组件262。

然而，对于图8的示例性实施例，包括燃气涡轮发动机252和辅助推进器组件254的第一推进系统250安装到左舷机翼20上。此外，对于图8的实施例，包括燃气涡轮发动机260和辅助推进器组件262的第二推进系统258安装到右弦机翼22上。显然，对于所示实施例，第一推进系统250和第二推进系统258的燃气涡轮发动机252、260各自相对于第一推进系统250和第二推进系统258的相应辅助推进器组件254、262安装得较接近飞行器10的纵向中心线14。然而，在其他实施例中，辅助推进器组件254、262可改为安装得较接近飞行器10的纵向中心线14。

此外，在本公开内容的又一些示例性实施例中，推进系统和结合此推进系统的飞行器可以以又一些适合的方式构造。例如，在又一些示例性实施例中，推进系统的燃气涡轮发动机和辅助推进器组件中的一者或两者可邻近飞行器的尾端而安装到飞行器的机身上。例如，推进系统可包括安装到机身的一侧上的燃气涡轮发动机，以及安装到机身的相对侧上的辅助推进器组件(例如，燃气涡轮发动机邻近尾端18而安装到飞行器10的机身12的右弦26或左舷24中的一者上，且辅助推进器组件邻近尾端18而安装到飞行器10的机身12的右弦26或左舷24中的另一者上)。此外，在又一些示例性实施例中，推进系统的燃气涡轮发动机和辅助推进器组件中的一者或两者可安装到飞行器的稳定器上，如，安装到飞行器的竖直稳定器上。在这些实施例中的任一者中，推进系统还可包括也以机翼下方构造安装的燃气涡轮发动机或辅助推进器组件中的一者。

现在参照图9，提供了用于操作飞行器的推进系统的方法(300)的流程图。示例性方法(300)可结合上文参照图1至8所述的示例性推进系统和飞行器的一个或多个实施例来使用。例如，示例性方法(300)可结合推进系统使用，其包括燃气涡轮发动机、发电机和辅助推进器组件。燃气涡轮发动机可包括主风扇和涡轮机，且还可传动地连接到发电机上。此外，发电机可电联接到辅助推进器组件上以驱动辅助推进器组件。

对于所示示例性方面，示例性方法(300)包括，在(302)处以起飞操作模式操作燃气涡轮发动机，使得涡轮机限定第一总压力比，且从发电机向辅助推进器组件提供第一电功率量。此外，在(304)处，方法(300)包括以巡航操作模式操作燃气涡轮发动机，使得涡轮机限定第二总压力比，且从发电机向辅助推进器组件提供第二电功率量。

对于所示示例性方面，由燃气涡轮发动机的涡轮机在(304)处限定的第二总压力比大于由燃气涡轮发动机的涡轮机在(302)处限定的第一总压力比。更具体而言，在至少某些示例性方面，第二总压力比可比第一总压力比大至少大约5%、大至少大约10%、或大至少大约20%。此外，在至少某些示例性方面，在(304)处提供至辅助推进器组件的第二电功率量可大致等于在(302)处提供至辅助推进器组件的第一电功率量。因此，方法300可包括在起飞和巡航期间将大致恒定的功率量提供至辅助推进器组件。例如，在某些示例性方面，方法300可包括贯穿飞行过程而将大致恒定的功率量提供至辅助推进器。

如将认识到的那样，在起飞操作状态期间，燃气涡轮发动机的涡轮机的入口空气温度和密度大体上高于巡航操作状态期间燃气涡轮发动机的涡轮机的入口空气温度和密度。这允许了燃气涡轮发动机的涡轮机在起飞期间比在巡航期间产生较多功率。因此，在起飞和巡航操作状态期间将大致恒定的功率量提供至辅助推进器导致了起飞时较小部分的功率提取，相比于巡航时相对较大部分的功率提取。部分功率提取是指从涡轮机提供至辅助推进器的功率与由涡轮机生成的总功率量之比。

在巡航时相对较大部分的功率提取至少部分通过提高涡轮机的核心速度来实现，且因此提高了涡轮机的总压力比。显然，降低的入口空气温度允许了巡航操作期间的涡轮机总压力比的提高。例如，涡轮机通常操作至最大压缩机排放温度和/或排气温度。通过降低入口空气温度，允许了跨过涡轮机的压缩机区段的较大压力增大，同时保持压缩机排放温度和/或排气温度处于或低于最大压缩机排放温度和/或排气温度。

此外，将认识到，通过在巡航操作期间提高涡轮机的核心速度和总压力比，对于燃气涡轮发动机的涡轮机实现了提高的边际燃料效率。例如，由推进系统的发电机提取的能量驱动辅助推进器，以有效提高燃气涡轮发动机的总旁通比，且因此提高了其总推进效率，而同时由于涡轮机的较高总核心速度和总压力比而提高了涡轮机效率。

此外，如图9中示意性所示，在本公开内容的某些示例性方面，上文参照(302)和(304)所述的推进系统可为第一推进系统，且飞行器还可包括第二推进系统。第二推进系统可包括第二燃气涡轮发动机、第二发电机、以及第二辅助推进器组件。第二燃气涡轮发动机可包括第二主风扇和第二涡轮机，且还可传动地连接到第二发电机上。此外，第二发电机可电联接到第二辅助推进器组件上以驱动第二辅助推进器组件。

就此示例性方面而言，方法(300)还可包括，在(306)处以起飞操作模式操作第二推进系统的第二燃气涡轮发动机，使得第二燃气涡轮发动机的第二涡轮机限定第三总压力比，且经由第二推进系统的第二发电机向第二推进系统的第二辅助推进器组件提供第三电功率量。此外，方法(300)还可包括，在(308)处以巡航操作模式操作第二燃气涡轮发动机，使得第二燃气涡轮发动机的第二涡轮机限定第四总压力比，且经由第二发电机向第二辅助推进器组件提供第四电功率量。第四总压力比可大于第三总压力比(如，大至少大约5%)，且在某些示例性方面，第四电功率量可大致等于第三电功率量。

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