用于飞行器的推进系统和用于操作其的方法与流程

本主题总体上涉及飞行器推进系统，并且更具体地涉及包括混合电力推进发动机的飞行器推进系统。

背景技术：

常规商业飞行器大体上包括机身、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。此构造允许涡扇喷气发动机与不受机翼和/或机身的冲击的单独的自由流气流相互作用。此构造能够降低进入每个相应的涡扇喷气发动机的入口的空气内的湍流量，对飞行器的净推进力有积极的影响。

然而，飞行器上的阻力也对飞行器的净推进力具有影响。飞行器上的总阻力量大体上与接近飞行器的空气的自由流速度和由于飞行器上的阻力产生的飞行器下游的尾波的平均速度之间的差成比例。已经提出对抗阻力的影响和/或提高涡扇喷气发动机的效率的系统。例如，某些推进系统并入边界层吸入系统以传送形成边界层的相对低流动空气的一部分穿过例如机身和/或机翼从涡扇喷气发动机的风扇区段上游进入涡扇喷气发动机中。尽管这些系统通过重新激励边界层气流可降低飞行器上的阻力，然而鉴于包括驱动此系统所需的燃烧发动机，这些系统能导致不高效的系统。

因此，包括用于降低飞行器上的阻力大小的一个或多个部件的推进系统将是有用的。更具体讲，包括用于降低飞行器上的阻力大小的高效的推进发动机的推进系统是特别有益的。

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施而得知。

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。所述推进系统包括：推进器；涡轮机，所述涡轮机在所述推进系统的燃烧操作模式期间机械联接到所述推进器以用于驱动所述推进器，并且在所述推进系统的电操作模式期间与所述推进器机械分离；和电源。所述推进系统还包括电机，所述电机在所述推进系统的所述电操作模式期间电联接到所述电源，并机械联接到所述推进器，使得在所述推进系统的所述电操作模式期间，所述电机驱动所述推进器。

在某些示例性实施例中，所述涡轮机限定入口，并且其中，所述涡轮机还包括前可变几何形状部件，所述前可变几何形状部件用于当所述推进系统正在所述电操作模式操作时至少部分地关闭所述入口。例如，在某些示例性实施例中，所述涡轮机还限定排气口，并且其中，所述涡轮机还包括后可变几何形状部件，所述后可变几何形状部件用于在所述推进系统在所述电操作模式操作时至少部分地关闭所述排气口。

在某些示例性实施例中，所述推进器被构造为后风扇。例如，在某些示例性实施例中，所述后风扇是边界层吸入风扇，所述边界层吸入风扇构造成在操作期间吸入所述飞行器的至少一部分上方的边界层气流。

在某些示例性实施例中，所述电机是电动机，所述电动机构造成在安装时定位在所述飞行器的机身内。

在某些示例性实施例中，所述电源是电能储存单元。例如，在某些示例性实施例中，所述推进系统还包括机械联接到所述涡轮机的发电机，其中，所述发电机电联接到所述电能储存单元。

例如，在某些示例性实施例中，所述发电机位于所述涡轮机的后端内。

在某些示例性实施例中，所述推进系统还包括：离合器，所述离合器构造成当所述推进系统可在所述燃烧操作模式操作时，机械联接所述涡轮机和所述推进器，并且还构造成当所述推进系统在所述电操作模式操作时从所述推进器上机械分离所述涡轮机。

在某些示例性实施例中，所述电机是电动机/发电机，所述电动机/发电机构造成当所述推进系统处于所述燃烧操作模式时产生电力，并且还构造成当所述推进系统处于所述电操作模式时驱动所述推进器。

在本公开的示例性方面，提供一种用于操作用于飞行器的推进系统的方法。所述推进系统包括推进器、涡轮机、电源和电机。所述方法包括：在燃烧操作模式操作所述推进系统，其中，在燃烧操作模式操作所述推进系统包括用所述涡轮机驱动所述推进器以为所述飞行器提供推进益处。所述方法另外包括：在电操作模式操作所述推进系统，其中，在电操作模式操作所述推进系统包括将电力从所述电源提供至所述电机，并用所述电机驱动所述推进器。

在某些示例性方面中，在所述电操作模式操作所述推进系统还包括从所述推进器上分离所述涡轮机。

在某些示例性方面中，在所述电操作模式操作所述推进系统还包括在巡航操作模式操作所述飞行器。

在某些示例性方面中，在所述燃烧操作模式操作所述推进系统包括在高功率操作模式操作所述飞行器。

在某些示例性方面中，所述推进系统还包括发电机，并且其中，在所述燃烧操作模式操作所述推进系统包括使所述推进系统的发电机与所述涡轮机旋转以产生电力。例如，在某些示例性方面中，所述电源是电能储存单元，并且其中，使所述发电机与所述涡轮机旋转以产生电力包括将电力从所述发电机传递到所述电能储存单元。

在某些示例性方面中，所述电机是电动机/发电机，其中，在所述燃烧操作模式操作所述推进系统还包括使用所述电动机/发电机从所述涡轮机提取电力。

在某些示例性方面中，所述方法还包括：在风车操作模式操作所述推进系统，其中，在风车操作模式操作所述推进系统包括用所述推进器驱动所述电机以产生电力，并将电力从所述电机传递到所述电源。

在某些示例性方面中，在所述电操作模式操作所述推进系统还包括使用所述涡轮机的可变几何形状部件关闭所述涡轮机的入口。

本发明的各方面和优点也可以体现在后述技术方案，其中技术方案1涉及一种用于飞行器的推进系统，所述推进系统包括：

推进器；

涡轮机，所述涡轮机在所述推进系统的燃烧操作模式期间机械联接到所述推进器以用于驱动所述推进器，并且在所述推进系统的电操作模式期间与所述推进器机械分离；

电源；

电机，所述电机在所述推进系统的所述电操作模式期间电联接到所述电源，并机械联接到所述推进器，使得在所述推进系统的所述电操作模式期间，所述电机驱动所述推进器。

技术方案2涉及根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述涡轮机限定入口，并且其中，所述涡轮机还包括前可变几何形状部件，所述前可变几何形状部件用于当所述推进系统在所述电操作模式操作时至少部分地关闭所述入口。

技术方案3涉及根据技术方案2所述的推进系统，其中，所述涡轮机还限定排气口，并且其中，所述涡轮机还包括后可变几何形状部件，所述后可变几何形状部件用于在所述推进系统在所述电操作模式操作时至少部分地关闭所述排气口。

技术方案4涉及根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述推进器被构造为后风扇。

技术方案5涉及根据技术方案4所述的推进系统，其中，所述后风扇是边界层吸入风扇，所述边界层吸入风扇构造成在操作期间吸入所述飞行器的至少一部分上方的边界层气流。

技术方案6涉及根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述电机是电动机，所述电动机构造成在安装时定位在所述飞行器的机身内。

技术方案7涉及根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述电源是电能储存单元。

技术方案8涉及根据技术方案7所述的推进系统，还包括：

发电机，所述发电机机械联接到所述涡轮机，其中，所述发电机电联接到所述电能储存单元。

技术方案9涉及根据技术方案8所述的推进系统，其中，所述发电机位于所述涡轮机的后端内。

技术方案10涉及根据技术方案1所述的推进系统，还包括：

离合器，所述离合器构造成当所述推进系统可在所述燃烧操作模式操作时，机械联接所述涡轮机和所述推进器，并且还构造成当所述推进系统在所述电操作模式操作时从所述推进器上机械分离所述涡轮机。

技术方案11涉及根据技术方案1所述的推进系统，其中，所述电机是电动机/发电机，所述电动机/发电机构造成当所述推进系统处于所述燃烧操作模式时产生电力，并且还构造成当所述推进系统处于所述电操作模式时驱动所述推进器。

技术方案12涉及一种用于操作飞行器的推进系统的方法，所述推进系统包括推进器、涡轮机、电源和电机，所述方法包括：

在燃烧操作模式操作所述推进系统，其中，在燃烧操作模式操作所述推进系统包括用所述涡轮机驱动所述推进器以为所述飞行器提供推进益处；以及

在电操作模式操作所述推进系统，其中，在电操作模式操作所述推进系统包括将电力从所述电源提供至所述电机，并用所述电机驱动所述推进器。

技术方案13涉及根据技术方案12所述的方法，其中，在所述电操作模式操作所述推进系统还包括从所述推进器上分离所述涡轮机。

技术方案14涉及根据技术方案12所述的方法，其中，在所述电操作模式操作所述推进系统还包括在巡航操作模式操作所述飞行器。

技术方案15涉及根据技术方案12所述的方法，其中，在所述燃烧操作模式操作所述推进系统包括在高功率操作模式操作所述飞行器。

技术方案16涉及根据技术方案12所述的方法，其中，所述推进系统还包括发电机，并且其中，在所述燃烧操作模式操作所述推进系统包括使所述推进系统的发电机与所述涡轮机旋转以产生电力。

技术方案17涉及根据技术方案16所述的方法，其中，所述电源是电能储存单元，并且其中，使所述发电机与所述涡轮机旋转以产生电力包括将电力从所述发电机传递到所述电能储存单元。

技术方案18涉及根据技术方案12所述的方法，其中，所述电机是电动机/发电机，其中，在所述燃烧操作模式操作所述推进系统还包括使用所述电动机/发电机从所述涡轮机提取电力。

技术方案19涉及根据技术方案12所述的方法，还包括：

在风车操作模式操作所述推进系统，其中，在风车操作模式操作所述推进系统包括用所述推进器驱动所述电机以产生电力，并将电力从所述电机传递到所述电源。

技术方案20涉及根据技术方案12所述的方法，其中，在所述电操作模式操作所述推进系统还包括使用所述涡轮机的可变几何形状部件关闭所述涡轮机的入口。

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。

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和启发性公开内容，包括其最佳模式，本说明书参考了附图，其中：

图1是根据本公开的各种示例性实施例的飞行器的俯视图。

图2是图1的示例性飞行器的左舷(port)侧视图。

图3是根据本公开的示例性实施例的用于飞行器的推进系统的示意图，一个或多个可变几何形状部件处于打开位置。

图4是图3的示例性推进系统的示意图，一个或多个可变几何形状部件处于闭合位置。

图5是根据本公开的各种示例性实施例的飞行器的俯视图。

图6是根据本公开的另一示例性实施例的用于飞行器的推进系统的示意图。

图7是根据本公开的示例性方面的用于操作飞行器的推进系统的混合电力推进发动机的方法的流程图。

具体实施方式

现将详细参考本发明的当前实施例，其中的一个或多个示例示于附图中。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。

如本文中所使用，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。

词语“前”和“后”指代发动机或运载工具内的相对位置，且指代所述发动机或运载工具的正常操作姿态。举例来说，相对于发动机，前是指更接近发动机入口的位置，而后是指更接近发动机喷嘴或排气口的位置。

术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流的相对方向。举例来说，“上游”是指流体流出的方向，而“下游”是指流体流向的方向。

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。

术语“联接”、“固定”、“附接到”等等指两者直接联接、固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接，除非本文中另有说明。

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，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精确度、或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精确度。举例来说，近似语言可指处于10％的裕度内。

此处以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制可组合和/或互换，除非上下文或措辞另外指示，否则认定此类范围包括其中含有的所有子范围。举例来说，本文中所公开的所有范围都包括端点，且所述端点能够彼此独立组合。

本公开大体上涉及用于飞行器的推进系统，所述推进系统具有涡轮机、电机和推进器。电机和涡轮机各自机械联接到推进器。在某些操作中，涡轮机被构造成驱动推进器，而在其它操作中，电机被构造成驱动推进器。当电机驱动推进器时，涡轮机可关闭，并且在至少某些示例性实施例中，可变几何形状部件可被致动以关闭到涡轮机的气流。此外，电机可以是还被构造成当涡轮机在操作时从涡轮机提取电力的电动机/发电机，或者替代性地，推进系统可包括构造成当涡轮机在操作时从涡轮机提取电力的单独的发电机。

现在参考附图，其中贯穿附图相同的数字指代相同的元件，图1提供了如可并入本发明的各种实施例的示例性飞行器10的俯视图。图2提供图1中图示的飞行器10的左舷侧视图。如图1和图2中共同示出的，飞行器10限定延伸穿过其中的纵向中心线14、竖直方向v、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纵向延伸到飞行器10的后端18的机身12和一对机翼20。如本文所使用，术语“机身”大体上包括飞行器10的所有主体，例如飞行器10的尾翼。这些机翼20中的第一个相对于纵向中心线14从机身12的左舷侧22侧向向外延伸，这些机翼20中的第二个相对于纵向中心线14从机身12的右舷侧24侧向向外延伸。所描绘的示例性实施例的机翼20中的每一个都包括一个或多个前缘襟翼26以及一个或多个后缘襟翼28。飞行器10还包括具有用于偏航控制的舵翼32的竖直稳定器30和一对水平稳定器34，每个水平稳定器34具有用于桨距控制的升降襟翼36。机身12另外包括外表面或外皮38。然而，应了解，在本公开的其它示例性实施例中，飞行器10可另外或替代地包括稳定器的任何其它合适的配置，所述稳定器可以或者可以不沿竖直方向v或水平/侧向方向l直接延伸。

图1和图2的示例性飞行器10包括推进系统100。示例性系统100包括一个或多个飞行器发动机和一个或多个混合电力推进发动机。例如，所描述的实施例包括多个飞行器发动机和混合电力推进发动机106，每个飞行器发动机配置成安装到飞行器10，例如安装到一对机翼20中的一个。更具体地，对于所描述的实施例，飞行器发动机被构造成以翼下构型附接到并且悬吊在机翼20下方的燃气涡轮发动机、或者被构造成涡扇喷气发动机102、104。另外，混合电力推进发动机106构造成安装在飞行器10的后端，因此所描述的混合电力推进发动机可称作“后发动机”。此外，所描绘的混合电力推进发动机被配置为吸收和消耗在飞行器10的机身12上形成边界层的空气。因此，所描绘的示例性混合电力推进发动机106还可被称作边界层吸入(bli)风扇。混合电力推进发动机106在机翼20和/或喷气发动机102、104后部的位置处安装于飞行器10。具体地说，对于所描述的实施例，混合电力推进发动机106在后端18处固定地连接到机身12，使得混合电力推进发动机106并入后端18处的尾部区段中或与之混合。

然而，应当领会，在图1和图2中描绘的飞行器10和推进系统100只作为示例提供，在本公开的其它示例性实施例中，可以提供具有以任何其它合适方式构造的推进系统100的任何其它合适的飞行器10。例如，应当认识到，在各个其它实施例中，混合电力推进发动机106可替代性定位在邻近飞行器10的后端18的任何适合位置。此外，在又一些其它实施例中，混合电力推进发动机106可不定位在飞行器10的后端18，因此可不构造成“后发动机”。举例来说，在其它实施例中，电力推进发动机可并入到飞行器10的机身中，且因此构造为“囊荚式(podded)发动机”或荚式安装发动机。此外，在又一些其它实施例中，电力推进发动机可并入到飞行器10的机翼中，且因此可构造为“混翼发动机”。此外，在其它实施例中，电力推进发动机可以不是边界层吸入风扇，并且替代地可以作为自由流吸入风扇安装于飞行器10上任何合适的位置处。

现在参考图3，提供根据本公开的示例性实施例的混合电力推进发动机200的示意性横截面图。例如，图3的示例性混合电力推进发动机200可象在上文参照图1和图2描述的示例性混合电力飞行器发动机106一样构造。因此，将会认识到，图3的示例性混合电力推进发动机200包括被构造为后风扇并且更具体地被构造为后边界层吸入风扇的部件，后边界层吸入风扇构造成在操作中吸入飞行器10的机身12的至少一部分上方的边界层气流(在下面更详细地讨论)。

如所描绘的，混合电力推进发动机200包括燃烧发动机和推进器，对于图3的实施例，燃烧发动机被构造成涡轮机202，对于图3的实施例，推进器被构造成风扇204。另外，如图3中所示出，混合电力推进发动机200限定轴向方向a(平行于纵向中心线延伸)和径向方向r。

所描绘的示例性涡轮机202大体上包括基本上管状外部壳体206，所述外部壳体206限定环形入口208。外部壳体206包围呈串流关系的：压缩机区段，其包括增压机或低压(lp)压缩机210和高压(hp)压缩机212；燃烧区段214；涡轮区段，其包括第一、高压(hp)涡轮216和第二、低压(lp)涡轮218；以及喷气排气喷嘴区段220。lp压缩机210、hp压缩机212、燃烧区段214、hp涡轮216和lp涡轮218至少部分地一起限定通过涡轮机202的核心空气流动路径221。

混合电力推进发动机200的示例性涡轮机202另外包括能够与涡轮区段的至少一部分，且对于所描述的实施例为压缩机区段的至少一部分，旋转的一个或多个轴。更具体地说，对于所描述的实施例，混合电力推进发动机200包括高压(hp)轴或转轴222，所述高压轴或转轴222将hp涡轮216驱动地连接到hp压缩机212。另外，示例性混合电力推进发动机200包括低压(lp)轴或转轴224，所述低压轴或转轴224将lp涡轮218驱动地连接到lp压缩机210。

此外，示例性风扇204包括以间隔开的方式联接到盘228的多个风扇叶片226。风扇叶片226大致沿径向方向r从盘228向外延伸。风扇204机械联接到lp轴224，使得风扇204由第二lp涡轮218机械驱动。更具体地说，风扇204(包括风扇叶片226和盘228)通过动力齿轮箱230机械联接到lp轴224，且能够通过跨过动力齿轮箱230的lp轴224围绕纵向轴线旋转。更具体讲，混合电力推进发动机200还包括穿过功率齿轮箱230联接到lp轴224的风扇轴232，多个风扇叶片226和盘228机械联接到风扇轴232。如将认识到，功率齿轮箱230包括用于修改风扇轴232相对于lp轴224的转速的多个齿轮。因此，风扇204由涡轮机202的lp系统(包括lp涡轮218)提供动力。

仍参照图3的示例性实施例，混合电力推进发动机200包括周向地围绕风扇204和/或涡轮机202的至少一部分的环形风扇壳体或外机舱234。因此，所描述的示例性混合电力推进发动机200可称作“有涵道的”。此外，由多个周向间隔开的出口导叶236相对于涡轮机202支承机舱234。机舱234的下游区段在涡轮机202的外部部分上方延伸，以便在其间限定旁路气流通道238。

而且，对于所描述的实施例，混合电力推进发动机200安装到飞行器10的后端18。因此，对于所描述的实施例，风扇204配置为后风扇。更具体讲，对于所描述的实施例，混合电力推进发动机200安装到飞行器10的机身12的后端18，入口235由围绕机身12的外机舱234限定，使得混合电力推进发动机200可吸入并消耗在飞行器10的至少一部分上方(即对于所描述的实施例在飞行器10的机身12上方)的边界层气流。以此方式，风扇204还配置为边界层吸入风扇。

值得注意的是，对于图3的实施例，混合电力推进发动机200还包括离合器240和定位在涡轮机202的入口208处、涡轮机202的排气口220处或两者的一个或多个可变几何形状部件。离合器240构造成将lp轴234选择性机械联接到风扇轴232，并将lp轴234与风扇轴232机械分离。例如，当离合器240处于接合位置时，lp轴234可固定地联接到风扇轴232，使得lp轴234的旋转相应地使风扇轴232旋转，反之亦然。相比之下，当离合器240处于脱离位置时，风扇轴232与lp轴234分离，使得风扇轴232和lp轴234可相互独立地旋转。

另外，现在还参照图4，提供图3的示例性混合电力推进发动机200的另一视图，一个或多个可变几何形状部件包括前可变几何形状部件242和后可变几何形状部件244。对于所描述的实施例，前可变几何形状部件242可大致沿径向方向r在打开位置(图3)和闭合位置(图4)之间移动。前可变几何形状部件242构造成在某些操作条件期间当处于闭合位置时至少部分地关闭涡轮机202的入口208。类似地，对于所描述的实施例，后可变几何形状部件244可大致沿径向方向r在打开位置(图3)和闭合位置(图4)之间移动。后可变几何形状部件244构造成在某些操作条件期间当处于闭合位置时至少部分地关闭涡轮机202的排气口220。更具体讲，对于图3和图4中描述的构造，前可变几何形状部件242和后可变几何形状部件244在处于闭合位置时分别基本上完全地关闭入口208和排气口220。因此，会认识到，当前可变几何形状部件242和后可变几何形状部件244各自处于打开位置时，通过外机舱234的入口235的气流的一部分例如边界层气流可通过涡轮机202的入口208流动，并且还通过涡轮机202的排气口220流出。相比之下，当前可变几何形状部件242和后可变几何形状部件244各自处于闭合位置时，基本上没有来自外机舱234的入口235的气流可通过涡轮机202的入口208流动，或者通过涡轮机202的排气口220流出。以此方式，前可变几何形状部件242和后可变几何形状部件244在处于闭合位置时，可有效地关断通过涡轮机202的所有气流。

尽管对于所描述的实施例，前可变几何形状部件242和后可变几何形状部件244各自包括分别用于关闭入口208和排气口220的多个翻板，但在其它示例性实施例中，可使用任何其它适合的可变几何形状部件。

而且，将认识到，在至少某些示例性实施例中，离合器240、前可变几何形状部件242和后可变几何形状部件244可各自操作连接至包括混合电力推进发动机200的推进系统(例如推进系统100)、或并入混合电力推进发动机200的飞行器10的混合电力推进发动机200的控制器(未描绘)。以此方式，控制器(未描绘)可选择性将风扇轴232联接到lp轴234及从lp轴234分离风扇轴232，并且还可使前可变几何形状部件242和后可变几何形状部件244在打开位置和闭合位置之间移动。

仍参照图3和图4，混合电力推进发动机200还包括电气系统。使用这种电气系统，包括混合电力推进发动机200的推进系统可在燃烧操作模式和电操作模式之间操作。

对于图3和图4的实施例，电气系统大体上包括电源246、第一电机248和第二电机250。第一电机248电联接到电源246，使得其可从电源246接收电力。而且，第一电机248机械联接到风扇204，或者更具体讲，对于所描述的实施例通过风扇轴232机械联接到风扇204。第二电机250机械联接到涡轮机202，且还电联接到电源246。值得注意的是，对于所描述的实施例，电源246是电能储存单元，第一电机248配置为电动机，第二电机250配置为发电机。对于所描述的实施例，当安装在飞行器10时，电源246和第一电机248各自位于飞行器10的机身12内，对于所描述的实施例，第二电机250位于涡轮机202的后端内。更具体地，对于所描述的实施例，第二电机250与lp轴234同轴地安装在涡轮机202的核心空气流动路径221向内和涡轮机202的燃烧区段214向后的位置处。

如所述的，包括混合电力推进发动机200的推进系统可在燃烧操作模式和电操作模式之间操作。具体参照图3，描绘了以燃烧操作模式操作的推进系统，当以燃烧操作模式操作时，前可变几何形状部件242、后可变几何形状部件244处于打开位置。以此方式，空气可通过涡轮机202的入口208流到涡轮机202中，且还可通过涡轮机202的排气口220流出涡轮机202。另外，当推进系统正以燃烧操作模式操作时，离合器240处于接合位置以机械联接涡轮机202和风扇204。更具体地，离合器240处于接合位置以将涡轮机202的lp轴234机械联接到风扇轴232，使得lp轴234的旋转相应地使风扇轴232和风扇204旋转。另外，在推进系统以燃烧模式操作的操作期间，联接到lp轴234的第二电机250由涡轮机202驱动，并且更具体地，由涡轮机202的lp轴234驱动。以此方式，当推进系统正以燃烧操作模式操作时，第二电机250可生成一定量的电力，且还可将此电力的至少一部分传递到电源246(即，对于所描述的实施例是电能储存单元)。

相比之下，现在具体参照图4，描绘包括混合电力推进发动机200的以电操作模式操作的推进系统，当以电操作模式操作时，前可变几何形状部件242、后可变几何形状部件244处于闭合位置，离合器240处于脱离位置。以此方式，防止空气通过涡轮机202的入口208流入涡轮机202中，且还防止通过涡轮机202的排气口220流出涡轮机202。而且，离合器240处于脱离位置，使得涡轮机202与推进器(即，对于所描述的实施例是风扇204)机械分离，或者更具体地，使得lp轴234与风扇轴232机械分离，使得风扇轴232可独立于lp轴234旋转。此外，当以电操作模式操作时，来自电源246的电力可传递到第一电机248(对于所描述的实施例配置为电动机)，使得第一电机248可驱动风扇轴232，且还可驱动风扇204以为飞行器10提供推进益处。以此方式，在包括混合电力推进发动机200的推进系统的电操作模式期间，第一电机248驱动混合电力推进发动机200的风扇204。

值得注意的是，如下面将更详细地讨论的，应了解在本公开的又一些其它示例性实施例中，推进系统100还可在风车操作模式操作。在此操作模式中，推进系统100可将混合电力推进发动机200基本上用作空气制动器。例如，在至少某些示例性方面，当在风车操作模式操作时，混合电力推进发动机200可将前可变几何形状部件242和后可变几何形状部件244移动到闭合位置或将他们保持在闭合位置，且还可将离合器240移动到脱离位置或者将其保持在脱离位置。然而，代替使用第一电机248驱动风扇204，电气系统可使用第一电机248从风扇204提取功率。更具体地，第一电机248可转而作为发电机操作，由于通过风扇204的环境气流，从风扇204的旋转中提取电力。以此方式，第一电机248可充当风扇轴232上的阻力，风扇轴232又充当风扇204上的阻力，风扇204又充当飞行器10上的阻力。使用第一电机248提取的电力可提供至例如电源246或任何其它的电力收放装置(electricalpowersink)。

以此方式，推进系统100可大体上在例如相对较低的功率输出操作模式(例如巡航操作模式)中更高效，因为推进系统100可在电操作模式操作以单独靠电力操作混合电力推进发动机200。相比之下，在相对较高功率的操作模式中，例如在起飞或爬升到最高点的操作模式中，推进系统100可在燃烧操作模式操作以提供提高的功率输出，并存储任何过量的功率以在电操作模式中使用。

然而，应了解，在其它示例性实施例中，混合电力推进发动机200和推进系统作为整体可以任何其它合适的方式配置。例如，在其它示例性实施例中，涡轮机202可具有任何其它合适的配置，例如任何其它合适数目的压缩机或涡轮、转轴等。此外，尽管描述为有涵道的混合电力推进发动机200，但在其它示例性实施例中，发动机可以是无涵道的。此外，在其它示例性实施例中，混合电力推进发动机200可具有以任何其它适合的方式或位置安装或存储的部件。例如，代替以悬臂方式安装涡轮机202，例如所示的，在其它示例性实施例中，涡轮机202可至少部分地定位在飞行器10的机身12内。

此外，在本公开的又一些其它示例性实施例中，推进系统100可使用任何其它适合的电源246。举例来说，现在参考图5和图6，提供了根据本公开的另一示例性实施例。具体讲，图5提供并入根据本公开的另一示例性实施例的推进系统100的飞行器10的示意性俯视图；图6提供了可并入到图5描绘的示例性推进系统100中的混合电力推进发动机200的示意性侧视图。

首先具体参照图5，描绘的示例性飞行器10可以与上文参照图1和图2描述的示例性飞行器10基本上相同的方式构造。例如，飞行器10大体上限定延伸穿过其中的纵向中心线14、竖直方向v、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纵向延伸到飞行器10的后端18的机身12和一对机翼20。这些机翼20中的第一个相对于纵向中心线14从机身12的左舷侧22侧向向外延伸，这些机翼20中的第二个相对于纵向中心线14从机身12的右舷侧24侧向向外延伸。所描绘的示例性实施例的机翼20中的每一个都包括一个或多个前缘襟翼26以及一个或多个后缘襟翼28。飞行器10还包括具有用于偏航控制的舵翼(未示出)的竖直稳定器和一对水平稳定器34，每个水平稳定器34具有用于桨距控制的升降襟翼36。机身12另外包括外表面或外皮38。然而，应了解，在本公开的其它示例性实施例中，飞行器10可另外或替代地包括稳定器的任何其它合适的配置，稳定器可以或者可以不沿竖直方向v和/或水平/侧向方向l直接延伸。

而且，示例性飞行器10包括推进系统100。如同图1和图2的示例性实施例一样，图5的示例性推进系统100包括一个或多个飞行器发动机和一个或多个混合电力推进发动机。例如，所描述的实施例包括多个飞行器发动机和混合电力推进发动机106，每个飞行器发动机配置成安装到飞行器10，例如安装到一对机翼20中的一个。更具体地，对于所描述的实施例，飞行器发动机被构造成以翼下构型附接到并且悬吊在机翼20下方的燃气涡轮发动机、或者被构造成涡扇喷气发动机102、104。

然而，对于图5和图6的实施例而言，推进系统100还包括能够与喷气发动机102、104一起操作的一个或多个发电机108。例如，喷气发动机102、104中的一个或两者可构造成将来自旋转轴(例如lp轴或hp轴)的机械能提供至发电机108。尽管被示意性地图示于相应的喷气发动机102、104的外侧，但是在某些实施例中，发电机108可以定位在相应的喷气发动机102、104内。此外，发电机108被构造成将机械功率转化成电功率。对于所描述的实施例，推进系统100包括用于每个喷气发动机102、104的发电机108，且还包括功率调理器109和能量储存装置110。发电机108可将电力送至功率调理器109，功率调理器109可将电能转换成适当形式，并且或者在能量储存装置110中储存能量或者将电能发送至混合电力推进发动机106。对于所描述的实施例，发电机108、功率调理器109、能量储存装置110和混合电力推进发动机106都连接至电通信总线111，使得发电机108可与混合电力推进发动机106和/或能量储存装置110电通信，并且使得发电机108可将电力提供至能量储存装置110或混合电力推进发动机106中的一个或两者。

现具体参考图6，提供根据本公开的另一实施例的混合电力推进发动机200的示例性实施例。图6的示例性混合电力推进发动机200可并入到图5的示例性推进系统100(例如作为混合电力推进发动机106)中，并且还可以与上文参照图3和图4描述的示例性混合电力推进发动机200基本上相同的方式构造。例如，混合电力推进发动机200大体上包括涡轮机202和风扇204。对于所描述的实施例，风扇204构造为后风扇，并且更具体地构造为边界层吸入风扇。

另外，示例性混合电力推进发动机200包括电气系统。电气系统包括第一电机248和电源246。然而，与图3和图4的示例性实施例相比，对于图6的实施例，电源246不是专用电能储存单元。而是，第一电机248电联接到电力总线111，使得第一电机248可从例如一个或多个发电机108或电能储存单元210接收电力。因此，对于图3和图4的实施例，混合电力推进发动机200的电气系统的电源246可以是电能储存装置110、发电机108或两者的组合。

此外，对于所描述的实施例，电气系统并不一定需要专用于为混合电力推进发动机200产生电力的第二电机250。实际上，混合电力推进发动机200可通过电力总线111接收电力，或者替代性地，第一电机248可构造为电动机/发电机，使得当推进系统100在燃烧操作模式(或者以风车操作模式)操作时第一电机248可从涡轮机202提取电力，并且当在电操作模式操作时可将功率提供至风扇204以驱动风扇204。

现在参照图7，提供了根据本公开的示例性方面用于操作飞行器的推进系统的混合电力推进发动机的方法400的流程图。可使用图7中描述的示例性方法400操作上文参照图1至图6描述的一个或多个示例性混合电力推进发动机。以此方式，混合电力推进发动机可大体上包括推进器、涡轮机、电源和电机。

方法400大体上包括在(402)以燃烧操作模式操作推进系统。在(402)以燃烧操作模式操作推进系统包括在(404)以涡轮机驱动推进器以为飞行器提供推进益处。值得注意的是，在至少某些示例性方面，在(404)以涡轮机驱动推进器以为飞行器提供推进益处可包括将推进器联接到涡轮机(例如，通过将离合器移动到接合位置，将涡轮机联接到推进器，使得涡轮机的轴使连接至风扇的风扇轴旋转)。

而且，对于所描述的实施例，在(402)以燃烧操作模式操作推进系统还包括在(406)在高功率操作模式操作飞行器。例如，在某些示例性方面，高功率操作模式可以是起飞操作模式。然而，替代性地，高功率操作模式可以是需要相对大量推力的飞行器的任何其它操作模式。以此方式，会认识到，推进系统可在(402)以燃烧操作模式操作时，大体上产生提高量的推力。

而且，对于图7中描绘的方法400的示例性方面，电机是第一电机，混合电力推进发动机还包括第二电机—第二电机配置成发电机。使用此示例性方面，在(402)以燃烧操作模式操作推进系统还包括在(408)使推进系统的发电机与涡轮机旋转以产生电力。更具体地，在至少某些示例性方面，电源可以是电能储存单元，在(408)使发电机与涡轮机旋转以产生电力还可包括在(410)将电力从发电机传递到电能储存单元。以此方式，当在燃烧操作模式操作时，推进系统可大体上从涡轮机提取电力。

值得注意的是，然而，在其它示例性方面，第一电机可构造为电动机/发电机，所述电动机/发电机构造成在燃烧操作模式期间从涡轮机提取电力(参见例如图6)。例如，如虚线中描绘的，在至少某些(替代性)示例性方面，电机可构造为电动机/发电机，在(402)以燃烧操作模式操作推进系统还可包括在(411)使用电动机/发电机从涡轮机提取电力。

而且，图7中描绘的方法400的示例性方面还包括在(412)以电操作模式操作推进系统。在(412)以电操作模式操作推进系统可发生在在(402)以燃烧操作模式操作推进系统之后或者之前。如所描绘的，在(412)以电操作模式操作推进系统包括在(414)将电力从电源提供至电机(即，对于所描述的方面为第一电机)，并且在(416)用电机(即，对于所描述的方面为第一电机)驱动推进器。例如，在(412)以电操作模式操作推进系统时，方法400可基本上完全以电机驱动推进器。值得注意的是，在至少某些示例性方面，例如所描述的方法400的示例性方面，在(412)以电操作模式操作推进系统包括在(418)以巡航操作模式操作飞行器。

而且，要认识到，当在(412)以电操作模式操作推进系统时，方法400可大致停机(和关闭)涡轮机。例如，对于所描述的实施例，在(412)以电操作模式操作推进系统还包括在(420)从推进器上分离涡轮机，在(422)使用涡轮机的前可变几何形状部件关闭涡轮机的入口，以及在(424)使用涡轮机的后可变几何形状部件关闭涡轮机的排气口。以此方式，气流可在涡轮机周围传送，使得不允许任何空气流入和流出涡轮机。值得注意的是，在至少某些示例性方面，在(420)从推进器上分离涡轮机可大体上包括将离合器移动到脱离位置，使得涡轮机的轴可独立于连接至风扇的风扇轴旋转。通过在(412)以电操作模式操作推进系统期间，从风扇上脱离涡轮机，风扇可以较少的阻力旋转，因此可更高效地旋转。

而且，仍参照图7中描绘的方法400的示例性方面，方法400还包括在(426)以风车操作模式操作推进系统。在(426)以风车操作模式操作推进系统包括在(428)用推进器驱动电机(即，对于所描述的实施例为第一电机)，以产生电力，并在(430)将在(426)产生的电力从电机(即，对于所描述的实施例为第一电机)传递到电源。另外，对于所描述的实施例，在(426)以风车操作模式操作推进系统还包括在(432)从推进器上分离涡轮机，或者保持涡轮机与推进器分离。以此方式，涡轮机可保持停机和关闭。在(426)以风车操作模式操作推进系统可使得推进系统充当空气制动器，提高飞行器上的阻力，以在这些操作中使飞行器减速，同时还产生电能。

此书面描述使用示例来公开本发明，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示例。如果此类其它示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。