飞行器推进系统的制作方法

本公开涉及电动飞行器推进系统。

背景技术：

常规的飞行器推进系统，诸如那些基于气体涡轮引擎的系统，完全依靠燃料的燃烧来驱动飞行器的所有推进部件。进一步开发此类引擎的总体目标是提高其总体燃料效率。

电动马达是用于飞行器推进的气体涡轮的可能另选方案，并且越来越多地用于较小的飞行器，诸如无人驾驶飞机和一些原型规模的载人飞行器。然而，在电动马达可用于大型飞行器诸如传统上由气体涡轮引擎提供动力的那些飞行器之前，还需要进一步的开发。

技术实现要素：

本发明涉及飞行器推进系统以及组装了该系统的飞行器。

在一个方面，提供了一种飞行器推进系统，该系统包括：

风扇，该风扇安装在中心轴上；

第一电动马达，该第一电动马达安装在中心轴上并被布置成经由中心轴驱动风扇的旋转；和

第二电动马达，该第二电动马达被布置成经由中心轴驱动该风扇的旋转，

其中该第二电动马达同轴安装在第一电动马达的下游，并且该第二电动马达的外径可小于该第一电动马达的外径。

轴向交错的第一电动马达和第二电动马达来驱动风扇的优点在于，能够以允许马达占据较小的总直径的方式将电力输送到风扇。使第二马达更小允许其至少部分地装配在引擎的尾锥部分或直径减小的内部整流罩内，从而进一步使外部短舱能够制造得更小。总之，这允许引擎的总直径，特别是短舱出口更小，允许引擎保持在更靠近翼部的位置，减少了被驱动时翼部上的力矩。较小直径的马达可另选地对于相同的离地净高允许较大直径的风扇，并且附加地或另选地对于相同直径的风扇允许增加的离地净高。另一个优点是，通过使用一个以上的电动马达来分开用于驱动风扇的电源实现改善的冷却，因为与具有单个马达的系统相比，这种配置允许更大的通路并且可降低温度升高。

第二电动马达的外径可例如介于第一电动马达外径的0.4和0.8之间。

第二电动马达的额定功率可以等于或小于第一电动马达的额定功率。第二电动马达的额定功率可以例如介于第一电动马达的额定功率的0.25和0.5倍之间，其中例如两个马达被布置成以相同的速度驱动中心轴。在第一电动马达和第二电动马达都运转以驱动风扇的情况下，第二电动马达可以贡献的功率占供应给风扇的总功率的0.2至0.33。

第二电动马达可安装到中心轴，并且被布置成以与第一电动马达相同的旋转速度驱动中心轴。另选地，该系统可包括连接在中心轴和第二电动马达之间的齿轮箱，使得第二电动马达以比中心轴更高的旋转速度驱动。对应于齿轮箱的传动比，第二电动马达的较高旋转速度可以是中心轴旋转速度的至少两倍，并且可以高达中心轴旋转速度的五倍。齿轮箱可例如具有行星式或星形齿轮布置结构。

在一些示例中，离合器可被布置成使第一电动马达和/或第二电动马达与中心轴接合或脱离。使用离合器的优点首先是当第二马达不运转时通过加热齿轮箱来降低功率损耗，其次是允许马达中的一个马达在发生故障时脱离，从而防止过热。

在另一方面，提供了一种包括一个或多个引擎的飞行器，每个引擎均根据第一方面。

每个引擎均可安装到飞行器的翼部上，或者另选地可安装到飞行器的机身或横尾翼上。

本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征如作适当变动，可以应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征可以应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征组合。

附图说明

现在将仅通过示例的方式参考附图来描述实施方案，附图仅为示意图并且未按比例绘制，并且在附图中：

图1是现有的涡轮风扇引擎的示意性截面侧视图；

图2是电动飞行器推进系统的示意性截面侧视图；

图3是另选的示例飞行器推进系统的示意性截面侧视图；并且

图4是附接到飞行器翼部的推进系统的示意性截面侧视图。

具体实施方式

参考图1，现有的涡轮风扇引擎通常用10表示，具有主要旋转轴线11。引擎10以轴流式串联方式包括进气口12、推进式风扇13、中压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、中压涡轮18、低压涡轮19和排气喷嘴20。短舱21通常围绕引擎10并限定进气口12和排气喷嘴20。

气体涡轮引擎10以常规方式运转，使得进入进气口12的空气被风扇13加速以产生两股气流：进入中压压缩机14的第一气流和通过旁路管道22以提供推进推力的第二气流。中压压缩机14在将空气输送到高压压缩机15（其中发生进一步的压缩）之前，压缩被引导至其中的气流。

从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中该压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮17、中压涡轮18和低压涡轮19膨胀，从而驱动高压涡轮、中压涡轮和低压涡轮以提供额外推进推力。高压涡轮17、中压涡轮18和低压涡轮19各自通过合适的互连轴分别驱动高压压缩机15、中压压缩机14和风扇13。

图2示出了根据本公开的飞行器推进系统或引擎200的示例的示意图。与图1的气体涡轮引擎10一样，系统200包括短舱221，该短舱限定进气口212和出口喷嘴220。推进式风扇213被安装成绕中心轴线211旋转，该风扇213被安装在中心轴214上。

推进系统200的风扇213不是由气体涡轮引擎提供动力，而是由第一电动马达215驱动，该第一电动马达也与风扇213同轴安装在中心轴214上。第一电动马达215经由与通道222交叉的结构支撑件217居中地安装在短舱221内，由风扇213驱动的空气穿过该通道到达围绕尾锥219的出口220。

第二电动马达216也同轴安装到中心轴214，并提供额外的动力来驱动风扇213。在例示的示例中，第二电动马达216被布置成以与第一电动马达215相同的旋转速度同时驱动中心轴214。

第一电动马达215的外径d1大于第二电动马达216的外径d2。这允许第二电动马达装配在第一电动马达215的下游的较小空间内。在一个实施方案中，第二电动马达可以至少部分地位于尾锥219的内部空间内。在一个实施方案中，第二电动马达216的外径可例如介于第一电动马达215的外径的0.4和0.8之间。

第一电动马达215和第二电动马达216的额定功率可以不同，其中第二电动马达216任选地具有比第一电动马达215低的额定功率。第二电动马达216的额定功率可例如介于第一电动马达215的额定功率的0.25和0.5之间。在两个电动马达215、216同时运转的情况下，作为系统200的总功率的一部分，第二电动马达216可贡献总功率的五分之一至三分之一，而第一电动马达215贡献总功率的五分之四至三分之二。例如，对于约70兆瓦的总功率，第一马达的额定功率可为约53兆瓦，第二马达的额定功率可为约17兆瓦。在这种情况下，最大电动马达直径可为约1.4米。对于较小的引擎，例如输送约350千瓦的功率，电动马达的最大直径可为约0.5米。

第二电动马达216的较小尺寸使短舱221的出口端部能够被制成直径比原本可能的直径小。这在图2中示意性地示出，其中虚线223指示短舱出口形状的可能另选形式。减小短舱221的出口尺寸使得引擎200能够定位成使其重心更靠近翼部，从而减小挂架和翼部由于引擎重量而遭受到的弯矩。

图3示出了飞行器推进系统300的另选示例，其中通常编号的部件起到与图2所示相同的功能。在该另选示例中，第二电动马达316经由齿轮箱317连接到中心轴214。该齿轮箱具有输入输出比率，该输入输出比率允许第二电动马达316的输出处于比中心轴的输出更高的旋转速度。输入输出比率可例如至少为2:1，并且在具体示例中可为3:1。一般来讲，齿轮箱317可具有介于2和5之间的比率。该齿轮箱可例如具有行星式或星形齿轮布置结构。在行星式布置结构中，第二电动马达317可连接到太阳齿轮，而中心轴214连接到行星式齿轮的齿轮架，其中外环是固定的。

在可应用于客机引擎的具体示例中，第一电动马达可具有3.4兆瓦的额定功率，并且第二电动马达具有类似的额定功率。第一电动马达能够以6500rpm运转，而具有较小尺寸的第二电动马达可经由比率为3:1的齿轮箱以19500rpm运转。

在一些示例中，离合器318可被设置成使第二电动马达316与中心轴214接合或脱离。在图3所示的示例中，离合器设置在中心轴214和齿轮箱317之间。这种布置结构的优点在于，当不需要第二电动马达316时（例如，当飞行器处于巡航时），它可从风扇213脱离，以减少通过齿轮箱和通过旋转第二电动马达316的损失，而不向风扇213提供功率。处于该位置的离合器也可更有利地用于更快速的机器，因为在相同功率下扭矩降低以获得更高的速度，并且扭矩量将决定离合器和传动特征部的尺寸。

在另选的布置结构中，离合器可另选地或另外地设置在中心轴214和第一电动马达215之间，使得第一电动马达215能够根据所需的功率量接合或脱离。离合器也可用于使马达215、216中的一个马达在发生故障时脱离，使得剩余的马达可用于继续向风扇213提供功率，以允许飞行器安全着陆并避免发生故障的马达过热。

在使用齿轮箱317的示例中，根据齿轮箱317的传动比，第二电动马达316将以比第一电动马达315高的旋转速度运转。传动比可例如介于2和5之间，即，第二电动马达317将以第一电动马达215的旋转速度的大约两倍至五倍运转。结果，第二电动马达316可被制得更小，同时仍然向风扇213提供与第一电动马达215相同或相似量的功率。在一些情况下，第二电动马达316的外径可为第一电动马达215的外径的约三分之二，并且通常可介于第一电动马达215的外径的0.4和0.8之间。

在一些情况下，可设置一个或多个另外的电动马达，每个另外的电动马达与第一电动马达215和第二电动马达216/316同轴安装。对马达的数量的限制将是在引擎200/300内部容纳马达的能力。

图4示意性地示出了飞行器400，该飞行器具有安装到飞行器400的翼部401的本文所述类型的推进系统或引擎200。翼部401和引擎200的短舱221之间的最短距离402由短舱出口端的外径确定。由引擎200的电动马达部件的较小直径实现的短舱出口223的另选形式允许引擎安装得更靠近翼部401，同时在引擎200和翼部401之间保持相同的距离402。这样做的好处是减小了翼部401和挂架404上的力矩，从而允许放宽翼部和挂架的刚度和强度的设计标准。离地净高403也可通过减小短舱221的总体尺寸来增加，或者另选地，与较大的风扇具有相同的离地净高。在其他示例中，推进系统200可安装到飞行器的机身或横尾翼。

应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。