用于飞行器的推进系统的制作方法

本公开总体上涉及飞行器推进系统(aircraftpropulsionsystem)，并且更具体地涉及用于飞行器推进系统的电机。

背景技术

传统的商业飞行器大体包括机身、一对机翼、和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，例如涡扇喷气发动机。每个涡扇喷气发动机安装到飞行器的相应的一个机翼，例如在与机翼和机身分离的机翼下方的悬挂位置中。

最近，已提出具有混合-电气设计的推进系统。通过这些推进系统，电源可以向电扇组件提供电功率，以用于为电扇组件供电。电扇组件大致包括电动机和推进器，例如风扇或螺旋桨。电动机可接收电功率，并这些电功率转换成机械功率以驱动推进器。

为了确保推进系统有期望等级的可靠性，可要求有冗余电动机，使得在主电动机故障情况下，飞行器可以继续工作。然而，冗余电动机可能提高推进系统的重量和成本。因此，推进系统的电机具有备用冗余而不需要第二电机将是有用的。

技术实现要素：

本发明的各方面和优势将部分地在以下描述中阐述，或可从所述描述显而易见，或可通过本发明的实践而得知。

在本发明的一个示例性实施例中，提供一种用于飞行器的推进系统(propulsionsystem)。所述推进系统包括：燃烧发动机、推进器、以及电机(electricmachine)，所述电机配置成由所述燃烧发动机驱动、或者配置成驱动所述推进器。所述电机限定轴线。所述电机包括：转子，所述转子沿所述轴线延伸并能够围绕所述轴线旋转；以及定子，所述定子包括多个绕组组件，所述多个绕组组件沿所述电机的所述轴线间隔开，在所述电机工作期间，每个绕组组件能够独立于相邻的绕组组件与所述转子一起工作。

在某些示例性实施例中，所述多个绕组组件包括沿所述电机的轴线间隔开的第一绕组组件和第二绕组组件，并且其中，所述转子在所述第一绕组组件和所述第二绕组组件之间连续延伸。例如，在某些示例性实施例中，所述转子包括多个永磁体，并且其中，所述多个永磁体沿所述轴线在所述第一绕组组件和所述第二组件之间连续延伸。

在某些示例性实施例中，所述定子包括至少三个绕组组件和多达三十个绕组组件。

在某些示例性实施例中，所述转子包括多个永磁体。

在某些示例性实施例中，所述转子定位在所述定子内侧。

在某些示例性实施例中，每个绕组组件包括专用于所述绕组组件的一组绕组。

在某些示例性实施例中，所述电机是配置成驱动所述推进器的电动机(electricmotor)，其中，所述推进系统还包括发电机(electricgenerator)，所述发电机配置成由所述航空燃烧发动机驱动，并且其中，所述发电机电联接到所述电动机。

在某些示例性实施例中，所述推进系统还包括电力总线(electricpowerbus)，其中，所述多个绕组组件分开地与所述电力总线电气连通。例如，在某些示例性实施例中，所述多个绕组组件分开地与所述电力总线并联电气连通(inparallelelectricalcommunication)。例如，在某些示例性实施例中，所述多个绕组组件中的一个或多个选择性地与所述电力总线电气连通。

在某些示例性实施例中，所述电机包括外壳，其中，所述转子和定子均定位在所述外壳内。

在本发明的另一个示例性实施例中，提供一种用于飞行器的推进系统。所述推进系统包括电源，所述电源包括燃烧发动机和由所述燃烧发动机供电的发电机。所述推进系统还包括电气推进器组件，所述电气推进器组件包括推进器和配置成驱动所述推进器的电动机。所述电动机限定轴线，并包括：转子，所述转子沿所述轴线延伸并能够围绕所述轴线旋转；以及定子，所述定子包括多个绕组组件。所述多个绕组组件沿所述电动机的轴线间隔开，在所述电动机工作期间，每个绕组组件能够独立于相邻的绕组组件与所述转子一起工作。

在某些示例性实施例中，所述推进系统还包括电力总线，其中，所述多个绕组组件分开地与所述电力总线电气连通。

在某些示例性实施例中，所述多个绕组组件分开地与所述电力总线并联电气连通。

在某些示例性实施例中，所述多个绕组组件中的一个或多个选择性与所述电力总线电气连通。

在某些示例性实施例中，所述电动机包括外壳，其中，所述转子和定子均定位在所述外壳内。

在某些示例性实施例中，所述定子包括至少三个绕组组件和多达三十个绕组组件。

在本发明的又一个示例性实施例中，提供一种电机。所述电机包括：转子，所述转子沿所述电机的轴线延伸、并能够关于所述电机的轴线旋转；以及定子，所述定子包括多个绕组组件。所述多个绕组组件沿所述电机的轴线间隔开，在所述电机工作期间，每个绕组组件能够独立于相邻的绕组组件与所述转子一起工作。

在某些示例性实施例中，所述定子包括至少三个绕组组件和多达三十个绕组组件。

参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面及优点将变得更好理解。并入于本说明书中且构成本说明书的一部分的附图说明本发明的实施例，且连同所述描述一起用于解释本发明的原理。

本发明技术方案1提供一种用于飞行器的推进系统，所述推进系统包括：燃烧发动机；推进器；以及电机，所述电机配置成由所述燃烧发动机驱动、或者配置成驱动所述推进器，所述电机限定轴线并包括：转子，所述转子沿所述轴线延伸并能够围绕所述轴线旋转；以及定子，所述定子包括多个绕组组件，所述多个绕组组件沿所述电机的轴线间隔开，在所述电机工作期间，每个绕组组件能够独立于相邻的绕组组件与所述转子一起工作。

技术方案2：根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述多个绕组组件包括沿所述电机的轴线间隔开的第一绕组组件和第二绕组组件，并且其中，所述转子在所述第一绕组组件和所述第二绕组组件之间连续延伸。

技术方案3：根据技术方案2所述的推进系统，其中，所述转子包括多个永磁体，并且其中，所述多个永磁体沿所述轴线在所述第一绕组组件和所述第二组件之间连续延伸。

技术方案4：根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述定子包括至少三个绕组组件和多达三十个绕组组件。

技术方案5：根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述转子包括多个永磁体。

技术方案6：根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述转子定位在所述定子内。

技术方案7：根据技术方案1所述的推进系统，其中，每个绕组组件包括专用于所述绕组组件的一组绕组。

技术方案8：根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述电机是配置成驱动所述推进器的电动机，其中，所述推进系统还包括发电机，所述发电机配置成由航空燃烧发动机驱动，并且其中所述发电机电联接到所述电动机。

技术方案9：根据技术方案1所述的推进系统，还包括：电力总线，其中，所述多个绕组组件分开地与所述电力总线电气连通。

技术方案10：根据技术方案9所述的推进系统，其中，所述多个绕组组件分开地与所述电力总线并联电气连通。

技术方案11：根据技术方案9所述的推进系统，其中，所述多个绕组组件中的一个或多个选择性地与所述电力总线电气连通。

技术方案12：根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述电机包括外壳，其中，所述转子和定子均定位在所述外壳内。

技术方案13：一种用于飞行器的推进系统，所述推进系统包括：电源，所述电源包括燃烧发动机和由所述燃烧发动机供电的发电机；以及电气推进器组件，所述电气推进器组件包括推进器和配置成驱动所述推进器的电动机，所述电动机限定轴线并包括：转子，所述转子沿所述轴线延伸并能够围绕所述轴线旋转；以及定子，所述定子包括多个绕组组件，所述多个绕组组件沿所述电动机的轴线间隔开，在所述电动机工作期间，每个绕组组件能够独立于相邻的绕组组件与所述转子一起工作。

技术方案14：根据技术方案13所述的推进系统，还包括：电力总线，其中，所述多个绕组组件分开地与所述电力总线电气连通。

技术方案15：根据技术方案14所述的推进系统，其中，所述多个绕组组件分开地与所述电力总线并联电气连通。

技术方案16：根据技术方案14所述的推进系统，其中，所述多个绕组组件中的一个或多个选择性地与所述电力总线电气连通。

技术方案17：根据技术方案13所述的推进系统，其中，所述电动机包括外壳，其中，所述转子和定子均定位在所述外壳内。

技术方案18：根据技术方案13所述的推进系统，其中，所述定子包括至少三个绕组组件和多达三十个绕组组件。

技术方案19：一种电机，其包括：转子，所述转子沿所述电机的轴线延伸，并能够关于所述电机的轴线旋转；以及定子，所述定子包括多个绕组组件，所述多个绕组组件沿所述电机的轴线间隔开，在所述电机工作期间，每个绕组组件能够独立于相邻的绕组组件与所述转子一起工作。

技术方案20：根据技术方案19所述的电机，其中，所述定子包括至少三个绕组组件和多达三十个绕组组件。

附图说明

本说明书中针对所属领域的技术人员来阐述本发明的完整且启发性公开内容，包括其最佳模式，本说明书参考了附图，其中：

图1是根据本发明的各种示例性实施例的飞行器的俯视图。

图2是安装于图1的示例性飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图3是根据本发明的示例性实施例的电扇组件的示意性横截面图。

图4是根据本发明的示例性实施例的电机的侧视横截面图。

图5是图4的示例性电机的轴向横截面图。

图6是根据本发明的示例性实施例的推进系统的示意图。

图7是根据本发明的另一示例性实施例的推进系统的示意图。

具体实施方式

现将详细参考本发明的当前实施例，其中的一个或多个实例示于附图中。详细描述中使用数字和字母标示来指代图中的特征。图中和描述中使用相同或类似的标记来指代本发明的相同或类似部分。

如本说明书中所使用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个部件与另一部件，且并不在于表示个别部件的位置或重要性。

术语“前部”和“后部”指代燃气涡轮发动机或交通工具内的相对位置，并且指代燃气涡轮发动机或交通工具的正常操作海拔。例如，参照燃气涡轮发动机，前部是指更靠近发动机入口的位置，并且后部是指更靠近发动机喷嘴或排气部的位置。

术语“上游”和“下游”指代相对于路径中的流的相对方向。例如，相对于流体流，“上游”是指流体流出的方向，并且“下游”是指流体流向的方向。然而，当在本说明书中使用时，术语“上游”和“下游”也指是电流。

除非上下文明确地另外指明，否则单数形式“一”和“所述”包括复数指代物。

如在整个说明书和权利要求书中所用的近似语言用于修饰任何定量表示，这些定量表示可容许变化而不会导致其相关的基本功能变化。因此，由例如“约”、“大约”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的确切值。在至少一些情况下，近似语言可以与用于测量值的仪器的精确度、或者用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精确度相对应。例如，近似语言可以指处于10％的裕度内。

在这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合且互换，这种范围是确定的且包括其中所含的全部子范围，除非上下文或语言作出其它表示。例如，本说明书中所公开的所有范围都包括端点，并且所述端点能够彼此独立组合。

现在参看附图，其中贯穿附图类似的数字指示相同的元件，图1提供了可以结合有本发明的各种实施例的示例性飞行器10的俯视图。如图1中所示，飞行器10限定了延伸穿过其中的纵向中心线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纵向地延伸到飞行器10的后端18的机身12、以及包括左舷侧(portside)和右舷侧(starboardside)的机翼组件。更具体地，机翼组件的左舷侧是第一左舷侧机翼20，并且机翼组件的右舷侧是第二右舷侧机翼22。第一机翼20和第二机翼22均相对于纵向中心线14侧向向外延伸。第一机翼20和机身12的一部分共同限定飞行器10的第一侧24，并且第二机翼22和机身12的另一部分共同限定飞行器10的第二侧26。对于图示实施例而言，飞行器10的第一侧24被构造成飞行器10的左舷侧，并且飞行器10的第二侧26被构造成飞行器10的右舷侧。

图示的示例性实施例的机翼20、22中的每一个都包括一个或多个前缘襟翼(leadingedgeflaps)28以及一个或多个后缘襟翼(trailingedgeflaps)30。飞行器10还包括具有用于偏航控制(yawcontrol)的舵翼(rudderflap)(未示出)的垂直稳定器32和一对水平稳定器34，每个水平稳定器34具有用于俯仰控制(pitchcontrol)的升降襟翼(elevatorflap)36。机身12还包括外表面或蒙皮38。然而，应当领会，在本发明的其它示例性实施例中，飞行器10可以除此之外或备选地包括任何其它合适的构型。例如，在其它实施例中，飞行器10可以包括任何其它构型的稳定器。

现在还参照图2和图3，图1的示例性飞行器10还包括推进系统50，该推进系统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的示意性横截面图，并且图3提供了第二推进器组件54的示意性横截面图。如图所示，第一推进器组件52和第二推进器组件54中的每一个都被构造成翼下安装推进器组件(under-wingmountedpropulsorassemblies)。

特别地参考图1和图2，第一推进器组件52被安装或配置为安装到飞行器10的第一侧24，或者更具体地，被安装到飞行器10的第一机翼20。第一推进器组件52总体包括涡轮机102和初级风扇(参照图2被简称为“风扇104”)。更具体地，对于图示实施例而言，第一推进器组件52被构造成涡扇发动机100(即，涡轮机102和风扇104被构造成涡扇100的部件)。

如图2中所示，涡扇100限定轴向方向a1(平行于为了参考而提供的纵向中心线101延伸)和径向方向r1。如上所述，涡扇100包括风扇104和布置于风扇104下游的涡轮机102。

所图示的示范性涡轮机102大体包括基本成管状的外部壳体106，该外部壳体界定环形入口108。外部壳体106以串流关系(inserialflowrelationship)包覆：压缩机区段，其包括增压器或低压(lp)压缩机110和高压(hp)压缩机112；燃烧区段114；涡轮机区段，其包括第一低压(lp)涡轮机118和第二高压(hp)涡轮机116；以及喷气排气喷嘴区段120。

涡扇100的示例性涡轮机102还包括能够与涡轮区段的至少一部分(并且对于图示实施例而言，压缩机区段的至少一部分)一起旋转的一个或多个轴。更具体地，对于图示的实施例而言，涡扇100包括高压(hp)轴或转轴(spool)122，该高压轴或转轴将hp涡轮116驱动地连接到hp压缩机112。此外，示例性涡扇100包括低压(lp)轴或转轴124，该低压轴或转轴将lp涡轮118驱动地连接到lp压缩机110。

此外，示例性风扇104图示为被构造成可变桨距风扇(variablepitchfan)，该可变桨距风扇具有以间隔开的方式联接到盘130的多个风扇叶片128。风扇叶片128大体沿径向方向r1从盘130向外延伸。通过将风扇叶片128可操作地联接到适当的致动构件132，每一个风扇叶片128都能够围绕相应的桨距轴线(pitchaxis)p1相对于盘130旋转，该致动构件被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，使得风扇104由第一lp涡轮机118机械地驱动。更具体地，风扇104(其中包括风扇叶片128)、盘130、和致动构件132通过动力齿轮箱134机械联接到lp轴124，并且能够通过跨过动力齿轮箱134的lp轴124关于纵向轴线101旋转。动力齿轮箱134包括多个齿轮，以用于将lp轴124的旋转速度逐步降低到更高效的旋转风扇速度。因此，风扇104由涡轮机102的lp系统(其中包括lp涡轮118)提供电力。

仍然参考图2的示例性实施例，盘130由可旋转的前部轮毂136覆盖，该前部轮毂具有空气动力学轮廓以促进气流通过多个风扇叶片128。此外，涡扇100包括环形风扇壳体或外部机舱138，该环形风扇壳体或外部机舱周向围绕风扇104和/或涡轮机102的至少一部分。因此，图示的示例性涡扇100可以被称为“涵道”涡扇发动机(“ducted”turbofanengine)。此外，由多个周向间隔开的出口导叶140相对于涡轮机102支承机舱138。机舱138的下游区段142在涡轮机102的外部上方延伸，以便在其间限定旁路气流通道144。

仍然参照图2，推进系统50还包括电机，对于图示实施例而言，该电机被构造成发电机56。发电机56和涡扇发动机100在本说明书中可以总体被称为推进系统50的电源。此外，对于图示实施例而言，发电机56定位在涡扇发动机100的涡轮机102内，并且与涡扇发动机100的轴中的一个机械连通。更具体地，对于所描绘的实施例，发电机通过lp轴124由第一lp涡轮机118驱动。发电机56被构造成将lp轴124的机械功率转化成电功率。因此，发电机56也由涡轮机102的lp系统(其中包括lp涡轮118)提供电力。

然而，应当领会，在其它示例性实施例中，发电机56可以替代地定位在涡轮机102内的任何其它合适的位置处、或者其它位置，并且例如可以通过任何其它合适的方式提供电力。例如，在其它实施例中，发电机56可以在涡轮区段内与lp轴124共轴地安装，或者可以备选地相对于lp轴124偏置并且通过合适的齿轮系驱动。除此之外或者备选地，在其它示例性实施例中，发电机56可以替代地由hp系统(即由hp涡轮116通过hp轴122)、或者通过双驱动系统由lp系统(例如，lp轴124)和hp系统(例如，hp轴122)二者提供电力。

应当领会，在其它示例性实施例中，图2中图示的示例性涡扇发动机100可以具有任何其它合适的构型。例如，在其它示例性实施例中，风扇104可以不是可变桨距风扇，并且进一步在其它示例性实施例中，lp轴124可以直接机械地联接到风扇104(即，涡扇发动机100可以不包括齿轮箱134)。此外，应当领会，在其它示例性实施例中，第一推进器组件52可以包括任何其它合适类型的发动机。例如，在其它示例性实施例中，涡扇发动机100可以替代地被构造为涡轮螺旋桨发动机或无涵道涡扇发动机(unductedturbofanengine)。此外，然而，在其它实施例中，涡扇发动机100可以替代地被构造成用于驱动发电机56的任何其它合适的燃机。例如，在其它实施例中，涡扇发动机可以替代地被构造为涡轮轴发动机或者任何其它合适的燃机。

仍然参照图1和图2，图示的推进系统50还包括电力总线(electricalpowerbus)58，以允许发电机56与推进系统50和/或飞行器10的一个或多个其它的部件电气连通。对于图示实施例而言，电力总线58包括连接到发电机56的一根或多根电缆或电线60，并且对于图示实施例而言，延伸穿过出口导叶140中的一个或多个。

此外，图示的推进系统50还包括电气连接到电力总线58的一个或多个能量存储装置55(例如一个或多个电池或者其它的电能存储装置)，以用于例如向第二推进器组件54提供电功率、并且/或者从发电机56接收电功率。包括一个或多个能量存储装置55可以提供性能增益，并且可以例如在瞬态操作(transientoperations)期间提高推进系统50的推进能力。更具体地，包括一个或多个能量存储装置55的推进系统50能够对速度改变需求作出更快速的响应。

现在特别参照图1和图3，示例性推进系统50还包括定位于或者被构造成定位于与第一推进器组件52间隔开的位置处的第二推进器组件54。更具体地，对于图示实施例而言，第二推进系统54沿侧向方向l安装于离开第一推进器组件52的位置处，使得其沿侧向方向l吸入不同的气流。然而，在其它实施例中，第一推进器组件52和第二推进器组件54均可以使用共同安装件安装于飞行器10。然而，通过该等构型，第一推进器组件52和第二推进器组件54仍然可以通过使得其例如沿侧向方向l彼此间隔开的方式定位在安装件上，使得其沿侧向方向l吸入不同气流。

仍然参考图1和图3的示例性实施例，第二推进器组件54安装到飞行器10的第二侧26，或者安装到飞行器10的第二机翼22。特别参照图3，第二推进器组件54大体被构造成电气推进器组件，该电气推进器组件包括电动机和推进器。更具体地，对于图示实施例而言，电气推进器组件包括电扇200，该电扇包括电动机206和推进器/风扇204。电扇200限定了沿纵向中心线轴线202(延伸穿过其中以便于参照)延伸的轴向方向a2、和径向方向r2。对于图示实施例而言，风扇204能够通过电动机206围绕中心线轴线202旋转。

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/能够与该风扇轴一起旋转，并且大体沿电扇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可以固定方式附接到风扇轴210，或者备选地，多个风扇叶片208能够相对于风扇轴210旋转(例如在图示实施例中)。例如，多个风扇叶片208均限定了相应的桨距轴线(pitchaxis)p2，并且对于图示实施例而言，多个风扇叶片附接到风扇轴210，使得多个风扇叶片208中的每一个的桨距都可以例如同时通过变桨机构211来改变。改变多个风扇叶片208的桨距可以提高第二推进器组件54的效率，并且/或者可以允许第二推进器组件54实现期望的推力分布。通过该等示例性实施例，风扇204可以被称为可变桨距风扇。

此外，对于图示实施例而言，图示的电扇200还包括风扇壳体或者外部机舱212，该风扇壳体或外部机舱通过一个或多个支柱或者出口导叶216附接到电扇200的芯部214。对于图示实施例而言，外部机舱212基本完全包绕风扇204，并且具体而言包绕多个风扇叶片208。此外，对于图示实施例而言，电扇200可以被称为管道电扇(ductedelectricfan)。

仍然特别参照图3，风扇轴210在芯部214内机械联接到电动机206，使得电动机206通过风扇轴210驱动风扇204。风扇轴210由一个或多个轴承218、例如一个或多个滚子轴承、球轴承、或者任何其它合适的轴承来支承。另外，电动机206可以是内转子电动机(即包括定位在定子的径向内侧的转子)，或者可替代地可以是外转子电动机(即包括定位在转子的径向内侧的定子)。

如上文简要描述的那样，电源(即，对于图示实施例而言，发电机56和第一推进器组件52)与电气推进组件(即，对于图示实施例而言，电扇200的电动机206和风扇204)电气连接，以用于向电气推进组件提供电功率。更具体地，电扇200的电动机206通过电力总线58、并且更具体地通过在其间延伸的电缆或电线60与发电机56电气连通。

根据上述实施例中的一个或多个实施例的推进系统可以被称为气-电或混合推进系统，假定第一推进器组件被构造成安装于飞行器的第一侧的涡扇发动机、并且第二推进器组件被构造成安装于飞行器的第二侧的电气传动风扇。

然而，应当领会，在其它示例性实施例中，示例性推进系统可以具有任何其它合适的构型，并且还可以通过任何其它合适的方式集成到飞行器10中。例如，在其它示例性实施例中，推进系统可包括多个电扇。这些电扇中的一个或多个可在例如飞行器的后端安装到稳定器的翼或安装到机身。也考虑了其它实施例。

现参考图4和图5，提供根据本发明的示例性实施例的电机300。具体地，图4提供示例性电机300的侧面示意横截面图；图5提供电机300的轴向示意横截面图。在某些示例性实施例中，所描述的电机300可配置为发电机，例如在上面参照图2描述的发电机56。在此示例性实施例中，电机300因此可配置成由航空燃烧发动机(例如图2的示例性涡扇发动机100)驱动。不过应认识到，替代性地，在其它示例性实施例中，电机300可改为配置为电动机，例如在上面参照图3描述的示例性电动机206。因此，在这些示例性实施例中，电机300可配置为电气推进器组件358的部分，并且还可配置成驱动电气推进器组件358的推进器，例如在上面参照图3描述的示例性风扇204。

如所描绘，电机300大致限定纵向中心线轴线302、相对于纵向中心线轴线302的径向方向r3、以及周向方向c3，周向方向c3围绕纵向中心线轴线302延伸(例如参见图5)。此外，电机300包括转子304和定子306，转子304沿纵向中心线轴线302延伸，并可围绕纵向中心线轴线302，即在周向方向c3上，旋转。对于所描绘的实施例，转子304沿径向方向r3定位在定子306内，使得电机300可总体称作“内转(in-runner)”电机300。不过，要认识到，在其它示例性实施例中，定子306可改为沿径向方向r定位在转子304内，使得电机300可称作“外转”电机300。

电机300的转子304和定子306包封在外壳308内。此外，对于所描绘的实施例，使用多个轴承组件310将转子304可旋转地安装于外壳308内。多个轴承组件310可包括例如滚动轴承、滚珠轴承或任何其它适合类型的轴承。如还示出的，对于所描述的实施例，转子304与驱动轴312一体地形成，驱动轴312从电机300的外壳308向外延伸。在用作电动机时驱动轴312可联接到例如推进器，或者在用作发电机时可联接到航空燃烧发动机。

要认识到，对于所描述的实施例，转子304配置为包括多个永磁体314的永磁转子。更具体地，转子304配置为表面永磁转子，多个永磁体314定位在转子304的径向外表面316上。不过，应认识到，在其它示例性实施例中，转子304可改为包括内部永磁体314(即永磁体从转子304的径向外表面316凹陷)。此外或替代性地，在其它实施例中，转子304可使用电磁体。

如还描绘的，电机300的定子306还包括多个绕组组件318。多个绕组组件318沿电机300的纵向中心线轴线302间隔开，在电机300工作期间，每个绕组组件318能够独立于相邻的绕组组件318与转子304一起工作。例如，在一些实施例中，定子306可包括两个绕组组件318到例如大约三十个绕组组件318。例如，在一些示范性实施例中，定子306可以包括至少三个绕组组件318。更具体地，对于描绘的实施例，定子306包括沿电机300的纵向中心线轴线302间隔开的第一绕组组件318a、第二绕组组件318b和第三绕组组件318c。

具体参看图5，提供了沿图4的线5-5的示范性电机300的横截面图，更详细地示出第一绕组组件318a。如所描绘，定子306的第一绕组组件318a包括多个齿320，绕组322附接到齿320。绕组322可各自由缠绕在相应齿320上的一段长度的电线形成。因此，要认识到，第一绕组组件318a包括专用于第一绕组组件318a的一组绕组322。如本说明书中所使用，参照绕组332提到“专用(dedicated)”指一个绕组组件318的绕组322不直接地电气连接到另一分开的绕组组件318的绕组322。此外，在用作发电机时，要认识到转子304的多个永磁体314的机械旋转产生在其绕组322的电线中存在的电荷的运动，构成电功率输出。作为对比，在用作电动机时，要认识到，通过绕组322的电荷产生转子304的永磁体314的运动，又产生转子304的运动。

另外，现在具体参照图4，要认识到，对于所描述的实施例，转子304在第一绕组组件318a、第二绕组组件318b和第三绕组组件318c之间连续延伸。例如，所描述的示例性转子304包括核心324(核心324限定外表面316；以永磁体314下面的虚线示出)，核心324在多个绕组组件318之间连续延伸。此外，对于图4的实施例所描述的示例性转子304，多个永磁体314另外在多个绕组组件318之间连续延伸。不过，值得注意的是，在其它实施例中，对于定子306的每个相应的绕组组件318，转子304可改为包括分开的永磁体314。

然而，应了解，在其它示例性实施例中，推进系统300可以具有任何其它合适的配置。例如，在其它示范性实施例中，推进系统300可以配置成生成直流(dc)电功率或交流(ac)电功率(例如两相电功率或三相电功率)。另外或者替代性地，推进系统300可以配置成同步电机或异步电机，并且也可以是永磁电机(如图示)或者电磁电机。

现在参照图6，提供了根据本发明的示例性实施例的推进系统300的示意图。图6示意性地描绘示例性推进系统350，其可以大体上与上文参考图1到图3所描述的示例性推进系统50相同的方式配置。例如，示范性推进系统350大致包括电源352，电源352包括燃烧发动机354(例如燃气涡轮发动机，比方说涡扇发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机等)和发电机356，发电机356由燃烧发动机354驱动。示范性推进系统350另外包括电气推进器组件358，电气推进器组件358包括电动机360和由电动机360驱动的风扇362。电气推进器组件358的电动机360电联接到电源352的发电机356。更具体地，示例性推进系统350包括电力总线364，该电力总线将电源352的发电机356电气连接到电气推进器组件358的电动机360。

此外，图6的推进系统350包括电机300，电机300根据本公开的实施例配置。更具体地，电机300配置为电气推进器组件358的电动机360。关于在上面参照图4和图5描述的示例性电机300，示例性电动机360包括能够围绕纵向中心线轴线302旋转的转子304和具有多个绕组组件318的定子306。更具体地，对于图6的实施例，电机360的定子306包括第一绕组组件318a、第二绕组组件318b和第三绕组组件318c。

此外，对于图6的实施例，电动机360的定子306的多个绕组组件318中的每一个分开地与电力总线364电气连通。对于描绘的实施例，使用相应的电线，电动机360的定子306的每个绕组组件318分开地并联电气连接到电力总线364。更具体地，第一绕组组件318a通过第一组引线366a电气连接至电力总线364，第二绕组组件318b通过第二组引线366b电气连接至电力总线，第三绕组组件318c通过第三组引线366c电气连接至电力总线。因此，在多个绕组组件318中的一个故障的情况下(例如绕组322之一短路)，剩余的绕组组件318可继续工作，以将期望功率的至少部分提供至电气推进器组件358的风扇362。

在此配置中，电机300可大致操作为使用共同的外壳308、转子304等的多个分开的电机300。因此，此配置可提供附加的冗余层，没有增加包括多个分开的电机300的重量和/或成本。

然而，应了解，在其它示例性实施例中，推进系统350可以具有任何其它合适的配置。例如，在其它示范性实施例中，发电机356可另外或替代性地根据本公开的示范性实施例配置，以包括具有多个绕组组件318的定子306。而且，推进系统350可具有任何适合配置，电力总线364也是如此。

此外，在还有其它实施例中，电力总线364可以任何其它适合方式电气连接到一个或多个电机300。例如，现在参考图7，描绘了根据本发明的另一示例性实施例的推进系统350。图7的示例性推进系统350大体上与上文参考图6所描述的推进系统350相同的方式配置。

例如，图7的示例性推进系统350大体包括电源352、电气推进系统350和电力总线364，电源352具有燃烧发动机354和发电机356，电气推进系统350具有电动机360和风扇362，电力总线364将电源352的发电机356电气连接到电气推进器组件358的电动机360。另外，对于图7的实施例，根据本公开的实施例配置电动机360。更具体地，电动机360包括转子304和定子306，定子306包括多个绕组组件318(即对于所描述的实施例为第一、第二和第三绕组组件318a、318b、318c)。而且，对于所描述的实施例，多个绕组组件318a、318b、318c通过相应的引线366a、366b、366c分开地与电力总线364电气连通。

然而，对于所描述的实施例，多个绕组组件318a、318b、318c中的一个或多个选择性地与电力总线364电气连通。更具体地，对于图7的实施例，多个绕组组件318a、318b、318c中的每一个选择性与电力总线364电气连通。例如，对于所描述的实施例，给多个开关368配备引线366，以选择性地将电动机360的定子306的特定绕组组件318a、318b、318c电气连接至电力总线364。例如，给第一对开关368a配备引线366a以将定子306的第一绕组组件318a电气连接至电力总线364，给第二对开关368b配备引线366b以将定子306的第二绕组组件318b电气连接至电力总线364，给第三对开关368c配备引线366c以将定子306的第三绕组组件318c电气连接至电力总线364。这些开关368a、368b、368c中的每一个可在连接位置和断开位置之间运动，在连接位置，电流可从开关通过，在断开位置，电流不可从开关通过。对于所描述的实施例，第一对开关368a和第二对开关368b显示为处于断开位置，而第三对开关368c显示为处于连接位置。因此，在图7的实施例中，第一和第二绕组组件318a、318b可不从电力总线364接收电功率，而第三绕组组件318c可从电力总线364接收电功率。

要认识到，这种配置可以允许选择性地操作电机300的一个或多个绕组组件318，例如在绕组组件318中的一个故障期间，或者在使用的电功率比电机300产生或需要的电功率小的操作模式中。因此，在后一情况下，在要求较少电功率的操作模式中，电机300的温度可得以降低。

而且，要认识到，尽管在推进系统并且更具体讲在飞行器推进系统的背景下讨论了示例性电机，但在其它实施例中，电机可用于任何其它适合目的。例如，在其它实施例中，电机可以是任何其它适合车辆(例如汽车、航空器等)中的电动机(或发电机)。而且，在其它实施例中，电机可用在其它领域中，例如工业或其它领域。

本说明书使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使所属领域的技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果此类其它实例包括并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求范围内。