涡轮螺旋桨飞行器和涡轮轴飞行器的功率分配系统和方法与流程

1.本主题大体涉及用于飞行器的电力系统。


背景技术：

2.传统的商用飞行器通常包括机身、一对机翼和提供推力的推进系统。推进系统包括至少两个飞行器发动机，例如涡轮螺旋桨发动机或涡轮轴发动机。每个发动机可以安装到飞行器的相应部分，例如在机翼下方的悬挂位置。


技术实现要素：

3.本公开的一个示例方面涉及一种飞行器系统，该飞行器系统包括：第一涡轮发动机，第一涡轮发动机具有第一高压(hp)线轴和第一低压(lp)线轴，第一hp线轴被构造为驱动第一发电机并提供第一电输出，lp线轴被构造为驱动第二发电机并提供第二电输出，第一发电机和第二发电机联接到向第一负载、第二负载和第三负载提供电力的配电总线；第一螺旋桨，第一螺旋桨联接到第一lp线轴，其中第一螺旋桨由第一涡轮发动机驱动；推进系统，推进系统由第一螺旋桨限定；第一飞行器系统总线，第一飞行器系统总线联接到配电总线；第二飞行器系统总线，第二飞行器系统总线联接到配电总线；第三飞行器系统总线，第三飞行器系统总线联接到配电总线；以及控制系统，控制系统被构造为在每个发电机、推进系统控制器(psc)、每个飞行器系统总线和一个或多个总线功率控制单元 (bpcu)控制器之间分配功率，其中控制系统控制每个发电机和推进系统之间的功率分配，并且控制系统控制从配电总线到每个飞行器系统总线的电力输送。
4.本公开的另一方面涉及一种为具有第一涡轮发动机的飞行器系统提供电力的方法，第一涡轮发动机具有第一高压(hp)线轴和第一低压(lp)线轴，第一hp线轴被构造为驱动第一发电机并提供第一电输出，第一lp线轴联接到螺旋桨，被构造为驱动第二发电机，提供第二电输出，并驱动螺旋桨，该方法包括：将来自第一涡轮发动机的总功率分配给第二发电机和螺旋桨；将来自第一发电机的第一电输出提供给配电总线；将来自第二发电机的第二电输出提供给配电总线；将第一飞行器系统总线、第二飞行器系统总线和第三飞行器系统总线联接到配电总线；以及经由具有推进系统控制器(psc)的控制系统，管理从配电总线到第一飞行器系统总线、第二飞行器系统总线和第三飞行器系统总线的第一发电机和第二发电机之间的功率分配，推进系统控制器通信地联接到至少一个总线功率控制单元控制器(bpcu)和至少一个fadec。
5.本公开的另一方面涉及一种用于具有第一涡轮发动机的飞行器的电气系统，第一涡轮发动机具有第一高压(hp)线轴和第一低压(lp)线轴，该电气系统包括：第一发电机，第一发电机联接到由第一涡轮发动机驱动的第一hp线轴并提供第一电输出；第二发电机，第二发电机联接到由第一涡轮发动机驱动的第一lp线轴并提供第二电输出；第一发电机和第二发电机联接到向第一负载、第二负载和第三负载提供电力的配电总线；推进系统控制器，推进系统控制器联接到配电总线；联接到配电总线的第一飞行器系统总线、第二飞行器系
统总线和第三飞行器系统总线；分别联接到第一飞行器系统总线、第二飞行器系统总线和第三飞行器系统总线的第一负载、第二负载和第三负载；以及控制系统，控制系统被构造为经由推进系统控制器、第一飞行器系统总线、第二飞行器系统总线和第三飞行器系统总线从第一发电机和第二发电机向第一负载、第二负载和第三负载中的至少一个分配功率。
6.参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本公开的这些和其他特征、方面和优点。包含在本说明书中并构成本说明书的一部分的附图示出了本公开的方面，并且与描述一起用于解释本公开的原理。
附图说明
7.在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本说明书的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
8.图1示出了根据本文描述的各个方面的飞行器的示意性俯视图。
9.图2示出了根据本文描述的各个方面的图1的飞行器的电气系统的示意图。
10.图3图示了根据本文描述的各个方面的示例方法的流程图。
11.图4图示了根据本文描述的各个方面的示例控制器模块。
具体实施方式
12.本公开的示例方面涉及用于飞行器的电气系统。可以利用可用的电力系统，使其可一致地用于具有高功率需求的多个飞行器系统(例如，飞行控制、走廊负载、电动执行器、推进系统、环境控制系统等)的飞行器电气系统可以提高飞行器的性能。
13.本公开描述了可以如何利用发动机(例如但不限于涡轮螺旋桨发动机或涡轮轴发动机) 从具有多个线轴的发动机产生功率用于第一负载、第二负载和第三负载，第一负载、第二负载和第三负载可以是高功率需求的飞行器系统。功率分配的优化可以通过智能控制器来实现，智能控制器例如推进系统控制器(psc)、总线功率控制单元(bpcu)或它们的组合。这些控制器都可以与至少一个全权限数字发电机控制(fadec)接口。这些控制器(psc、 bpcu、fadec或它们的组合)可以协同工作，以指挥用于每个负载的电力资源，以确保完整的飞行包线性能。
14.如本文所用，术语“组”或“一组”元件可以是任何数量的元件，包括仅一个。如本文所用，术语“轴向”或“轴向地”是指沿发动机的纵向轴线或沿布置在发动机内的部件的纵向轴线的尺寸。与“轴向”或“轴向地”结合使用的术语“前”是指在朝向发动机入口的方向上移动，或者与另一部件相比，部件相对更靠近发动机入口。与“轴向”或“轴向地”结合使用的术语“后”是指相对于发动机中心线朝向发动机后部或出口的方向。
15.此外，如本文所用，术语“径向”或“径向地”是指远离公共中心的方向。例如，在涡轮发动机的整体上下文中，径向是指沿着在发动机的中心纵向轴线和外发动机圆周之间延伸的射线的方向。术语“近向”或“近向地”的使用，无论是单独使用还是与术语“径向”或“径向地”结合使用，是指在朝向中心纵向轴线的方向上移动，或者与另一部件相比，部件相对更靠近中心纵向轴线。
16.同样如本文所用，虽然传感器可被描述为“感测”或“测量”相应值，但感测或测量可包括确定指示相应值或与相应值相关的值，而不是直接感测或测量该值本身。感测值或
测量值可以进一步提供给附加部件。例如，可以将该值提供给控制器模块或处理器，并且控制器模块或处理器可以对该值进行处理以确定代表值或代表所述值的电特性。
17.此外，虽然在本文中可以使用诸如“电压”、“电流”和“功率”之类的术语，但是对于本领域技术人员而言显而易见的是，当描述电子电路或电路操作的各个方面时，这些术语可以相互关联。
18.所有方向参考(例如，径向、轴向、上、下、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针)仅用于识别目的以帮助读者理解本公开，并且不产生限制，特别是对其位置、取向或使用的限制。除非另有说明，连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)应被广义地解释并且可以包括元件集合之间的中间构件和元件之间的相对运动。因此，连接参考不一定推断两个元件是直接连接的并且彼此具有固定关系。在非限制性示例中，连接或断开连接可以选择性地构造为提供、启用、禁用等，相应元件之间的电连接。非限制性示例配电总线连接或断开连接可以通过开关、总线连接逻辑或任何其他连接器来启用或操作，这些其他连接器被构造为启用或禁用对总线下游的电气负载通电。此外，如本文所用，“电连接”或“电联接”可包括有线或无线连接。示例性附图仅用于说明的目的，并且所附附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。
19.此外，如本文所用，“控制器”或“控制器模块”可以包括被构造或适配成提供指令、控制、操作或任何形式的用于可操作部件以实现其操作的通信的部件。控制器模块可以包括任何已知的处理器、微控制器或逻辑设备，包括但不限于：现场可编程门阵列(fpga)、专用集成电路(asic)、全权限数字发动机控制(fadec)、比例控制器(p)、比例积分控制器(pi)、比例微分控制器(pd)、比例积分微分控制器(pid控制器)、硬件加速逻辑控制器(例如用于编码、解码、转码等)等，或它们的组合。控制器模块的非限制性示例可被构造或适配为运行、操作或以其他方式执行程序代码以实现操作或功能结果，包括执行各种方法、功能、处理任务、计算、比较、感测或测量值等，以启用或实现本文描述的技术操作或操作。操作或功能结果可以基于一个或多个输入、存储的数据值、感测值或测量值、真或假指示等。虽然描述了“程序代码”，但可操作或可执行指令集的非限制性示例可以包括具有执行特定任务或实现特定抽象数据类型的技术效果的例程、程序、对象、部件、数据结构、算法等。在另一个非限制性示例中，控制器模块还可以包括处理器可访问的数据存储部件，包括存储器，无论是瞬态、易失性还是非瞬态，或非易失性存储器。
20.存储器的其他非限制性示例可包括随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、闪存或一种或多种不同类型的便携式电子存储器，例如盘、dvd、cd-rom、闪存驱动器、通用串行总线(usb)驱动器等，或这些类型的存储器的任何合适的组合。在一个示例中，程序代码可以以处理器可访问的机器可读格式存储在存储器内。此外，存储器可以存储可由处理器在提供指令、控制或操作以实现功能或可操作结果时访问的各种数据、数据类型、感测或测量的数据值、输入、生成或处理的数据等，如本文描述的。在另一个非限制性示例中，控制模块可以包括将第一值与第二值进行比较，并且基于该比较的满足来操作或控制附加部件的操作。例如，当将感测、测量或提供的值与包括存储或预定值的另一值进行比较时，该比较的满足可导致控制器模块可控制的动作、功能或操作。如所使用的，术语“使
……
满足”或比较的“满足”在本文中用于表示第一值满足第二值，例如等于或小于第二值，或在第二值的值范围内。将理解，这样的确定可以容易地改变以通过正/负比较或真/假比较来满足。示例
比较可以包括将感测值或测量值与阈值或阈值范围进行比较。
21.如本文所用，“必要的”电气负载可以是被分类或归类为对电力架构、运载器或其他系统的操作是“必要的”或“关键的”的配电系统或架构的一个或多个电气负载的子集。在一个非限制性方面，“必要的”电气负载对于飞行器或关键飞行器系统的飞行操作可能是关键的，并且可以由相关联邦飞行器法规或相关行业标准来定义。
22.现在将详细参考本公开的方面，附图中示出了本公开的一个或多个示例。提供每个示例作为对本公开的解释，而不是对本公开的限制。事实上，对于本领域技术人员来说显而易见的是，在不脱离本公开的范围或精神的情况下，可以对本公开进行各种修改和变化。例如，作为一个方面的一部分示出或描述的特征可以与另一方面一起使用以产生更进一步的实施例。因此，本公开旨在涵盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的此类修改和变化。
23.如本文所用，术语“约”在用于指代数值时旨在指代数值的30％内。如在说明书和所附权利要求书中使用的，单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数指代，除非上下文另有明确规定。
24.图1描绘了根据本公开的示例方面的示例飞行器10的自顶向下的示意图。飞行器限定延伸穿过其中的纵向中心线14、竖直方向、横向方向l、前端16和后端18。此外，飞行器10限定了在飞行器10的前端16和后端18之间延伸的中线。如本文所用，“中线”是指沿飞行器10的长度延伸的中点线，不考虑飞行器10的附属物(例如下面讨论的机翼 20和稳定器)。
25.此外，飞行器10包括从飞行器的前端16向飞行器10的后端18纵向延伸的机身12 和一对机翼20。如本文所用，术语“机身”通常包括飞行器10的全部本体，例如飞行器 10的尾翼。第一个这样的机翼20从机身12的左舷22相对于纵向中心线14横向向外延伸，并且第二个这样的机翼20从机身12的右舷24相对于纵向中心线14横向向外延伸。所示示例方面的每个机翼20包括一个或多个前缘襟翼26和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方向舵襟翼的竖直稳定器和一对水平稳定器134，每个水平稳定器具有用于俯仰控制的升降舵襟翼136。机身12另外包括外表面或蒙皮38。然而，应当理解，在本公开的其他示例方面，飞行器10可以附加地或替代地包括可以或不可以直接沿竖直方向或水平/横向方向l延伸的任何其他合适构造的稳定器。
26.图1的示例飞行器10包括系统100。示例系统100包括一个或多个飞行器发动机。例如，所描绘的方面包括多个飞行器发动机，显示为发动机102、104，每个发动机被构造为安装到飞行器10。更具体地，在所描述的公开的方面中，飞行器发动机102、104被构造为燃气涡轮发动机102、104，或者更确切地说是涡轮螺旋桨发动机或涡轮轴发动机，其以翼下构造附接到机翼20并悬挂在机翼20下方。
27.在本公开的一个非限制性示例方面，系统100还可包括与发动机102、104动力连接的一个或多个发电机108。例如，发动机102、104中的一者或两者可被构造为从旋转轴(例如lp轴或hp轴)向发电机108提供机械动力。尽管示意性地描绘在相应的发动机102、 104的外部，但在某些方面，发电机108可以定位在相应的发动机102、104内或靠近相应的发动机102、104。此外，发电机108可以被构造为将机械动力转换为电力。对于所描绘的方面，系统100包括用于每个发动机102、104的至少一个发电机108并且还包括电力调节器109和能量存储装置110。
28.发电机108可以向电力调节器109发送电力，电力调节器109可以对发电机108产生的电能进行变换、转换、改变等并且输出不同的形式，例如通过整流、逆变、改变电压或电流水平、改变电流频率、它们的组合等。输出的不同形式的电能还可以被提供或输送用于将能量存储在能量存储装置110中，或者可以被提供或输送到飞行器10的耗电系统。对于所描绘的方面，发电机108、电力调节器109和能量存储装置110均通过电通信总线 111连接，使得发电机108可以与能量存储装置110(其子集)电连接，并且使得发电机 108可以向能量存储装置110提供电力。因此，在这样的方面，系统100可以被称为气电推进系统。
29.图2描绘了根据本公开的示例方面的双线轴电气系统300的非限制性示例中的系统 100的图。电气系统300可以包括发动机102、104。发动机102、104可以是如以上图1中所述的燃气涡轮发动机。每个相应的发动机102、104可包括hp线轴34、35和lp线轴 36、37。第一发动机102的hp线轴34可构造成驱动第一发电机350并提供第一电输出。第一发动机102的lp线轴37可构造成驱动第二发电机352并提供第二电输出。类似地，第二发动机104的hp线轴35可构造成驱动第三发电机351并提供第三电输出。第二发动机104的lp线轴36可构造成驱动第四发电机353并提供第二电输出。
30.在示例性方面，hp线轴34可用作启动发电机以提供空中交叉发动机电启动。因此，发动机102、104可以仅从hp线轴34启动。根据另一个示例方面，每个发动机102、104 上的hp 34、35和lp 36、37发电机可分别额定为250kw和750kw，这取决于发动机的最大马力提取能力。因此，每个发动机102、104可以通过这些发电机提供大约1mw的电力输出。每个相应的电输出可以与一组转换器359连接，例如图1的电力调节器109。来自第一发电机350的电输出可以连接到第一转换器360，来自第二发电机352的电输出可以连接到第二转换器362。来自第三发电机351的电输出可以连接到第三转换器364。来自第四发电机353的电输出可以连接到第四转换器366。在一个非限制性示例中，该组转换器359可用于将由该组发电机350、352、351、353产生的ac电力转换成dc电力以提供给配电总线310。
31.控制系统500(例如，包括一个或多个控制器的控制系统，一个或多个控制器例如但不限于全权限数字发动机控制器(fadec)、总线电源控制单元(bpcu)、推进系统控制器(psc)等)可用于控制整个飞行器10的电力流。可以包括多个控制器以进行配电的冗余管理。如图2所示，控制系统500可包括推进系统控制器(psc)320，其具有控制器模块510(图4所示)并被构造为与该组转换器359通信。例如，螺旋桨330a、330b在起飞期间可能需要400kw，在巡航条件下可能需要200kw，这可以为可选的飞行器系统在巡航条件下产生大量可用的发动机功率。
32.根据本公开的示例方面，psc320还可以联接到总线电源控制单元(bpcu)370、372。 bpcu370、372可用于控制飞行器10内的多条配电总线之间的电力分配。bpcu370、372 和psc320可以命令电力资源(例如，hp和lp发电机系统)为飞行器系统提供电力以确保完整的飞行性能。在其他示例方面，psc320或bpcu370、372可以被构造为管理第一发电机350、第二发电机352、第三发电机351、第四发电机353或可选的电池单元381之间的功率分配。psc320可以通过选择性地向该组转换器359发送控制信号来管理功率分配。bpcu370、372可以通过在特定的操作阶段或操作条件期间选择性地向飞行器系统配电总线发送控制信号来管理功率分配。
33.例如，总发动机功率提取基于螺旋桨330a、330b所需的机械推进功率与附加飞行
器系统所需的电功率之和。因此，如果hp34、35和lp36、37分别额定为50kw和350kw，则发动机102和104通过发电机350、352、351和353输出的总电力为800kw，并且螺旋桨在巡航条件下需要200kw功率，在起飞条件下需要400kw功率，其可以根据飞行器10的操作阶段提取。因此，发动机的尺寸设计在1mw，以从所有发电机提供800kw电力的最大电力提取和在巡航条件下从发动机提供200kw的螺旋桨功率。在巡航条件期间，由于螺旋桨功率需求减少，发动机可以为发电机和飞行器电气总线提供多余的功率。如果飞行器 10的操作阶段以需要100kw的第一负载382a、需要600kw的第二负载和需要100kw的第三负载操作，则可以出现另一个非限制性示例。响应于这样的负载要求，psc320和bpcu370、372可以操纵配电以适应飞行器10的操作阶段。
34.psc 320和bpcu 370、372还可以经由fadec 375、377与飞行器管理系统(vms) 通信以提高整体飞行性能。fadec的基本目的是为给定的飞行条件提供最佳的发动机效率。为了简化，图2示出了两个bpcu 370、372和两个fadec 375、377。但是，控制器可以根据安装、重量影响等进行各种不同的布置。
35.fadec 375、377可以接收当前飞行条件的多个输入变量，包括空气密度、油门杆位置、发动机温度、发动机压力和许多其他参数。输入由位于fadec 375、377内的电子发动机控制器(eec)(未显示)接收，并被每秒分析多达70次。可以响应fadec 375、 377分析多个输入变量来操纵发动机操作参数，例如燃料流量、定子轮叶位置、放气阀位置等。fadec 375、377可以被构造为控制发动机102，104的所有方面(例如，燃料消耗、速度、推力等)。fadec 375、377还可以控制发动机的启动和重新启动。fadec 375、 377的好处可以包括制造商对发动机限制进行编程和接收发动机健康和维护报告的能力。例如，为了避免超过某个发动机温度，fadec 375、377可以编程为自动采取必要的措施，而无需飞行员干预。
36.电气系统300还可以包括第一、第二和第三飞行器系统配电总线380。总线380可以包括dc-dc转换器376和dc-ac逆变器378。dc-dc转换器376可被实施以将来自混合电力总线的高电压(例如，
±
960vdc)转换为附加飞行器系统的电力需求(例如，270vdc)。附加飞行器系统可包括第一负载382a、第二负载382b、第三负载382c。虽然为简洁起见示出了单个相应负载382a、382b、382c，但每个相应负载382a、382b、382c可以代表相应的一组电气负载。第一负载382a、第二负载382b和第三负载382c可以包括飞行关键系统、非关键系统和可选系统。
37.例如，飞行关键系统可以包括通信系统、外部照明系统、水/废物系统、导航系统、飞行控制系统、着陆系统等。非关键系统可包括室内照明系统、制冷系统、室内气候控制系统、娱乐系统等。可选系统可以包括环境系统，例如除冰系统、发动机冷却系统或用于需要大量电力的任意操作的任何其他高功率需求系统，该环境系统联接到飞行器10，可以在特定飞行操作、飞行参数、飞行需求等期间选择性地启用。换句话说，第三负载382c的可选系统是包括临时高功率需求的非连续使用系统，否则这可能会中断电气系统300满足飞行器的全部功率需求的能力。
38.在示例方面，电气系统300可以包括dc-ac逆变器378，其被构造为向飞行器上的需要ac电力的一个或多个负载382a、382b、382c提供ac电力。例如，dc-ac逆变器378 可以将来自混合电力总线的高压dc电力(例如，
±
960vdc)转换为所需的ac电力(例如，115vac、3相、40hz)以输送到ac负载。根据负载分析、冗余要求和架构限定，可以有多个dc-dc转换器376
和dc-ac378转换器。电气系统300还可包括蓄电池单元 (eau)384以补充hp/lp34/36发电机输出电力，从而在发动机故障期间提供瞬态性能和电启动(例如，充当微电网)。
39.电气系统300还可以包括电池能量存储系统381。电池能量存储系统381可以联接到配电总线310。电池能量存储系统381可以包括被构造为提供电池电力的电池能量存储装置381。可以使用psc320或bpcu370、372控制器来管理由电池能量存储系统381提供的电力。例如，psc320可以被构造为通过配电总线310管理来自电池能量存储系统381的电池电力，以补充由第一发电机350、第二发电机352、第三发电机351和第四发电机353 提供的电力。在非限制性示例中，电池381可以被额定为10kwh。psc320可以管理电池电力以使用10kw电力一小时或100kw(10c)电力六分钟。
40.图3描绘了根据本公开的示例方面的示例方法400的流程图。为了说明和讨论的目的，图3描绘了以特定顺序执行的步骤。使用本文提供的公开内容的本领域的普通技术人员将理解，本文讨论的方法可以在不脱离本公开内容的范围的情况下以各种方式改编、重新布置、扩展、省略、同时执行或修改。方法400可以使用控制系统500来执行。
41.在401，方法400可以包括将来自发动机102、104的总功率分配给发电机352、353 和螺旋桨330a、330b。分配给发电机352、352的功率可用于管理第一负载382a、第二负载382b和第三负载382c。分配给螺旋桨330a、330b的功率可以经由低线轴36、37提取而不会影响失速裕度。
42.在410，方法400可以包括从第一发电机350向配电总线310提供第一电输出。psc320 可用于或构造为控制来自第一发电机350的电输出。转换器360、362、364和366或其子集可用于将来自第一发电机350的电输出转换为适合配电总线310的电力(例如，将来自第一发电机350的ac电力转换为dc电力)。
43.在420，方法400可以使用psc320来控制从第二发电机352到配电总线310的电力。
44.在440，方法400可以使用psc320将第一飞行器系统总线、第二飞行器系统总线和第三飞行器系统总线380联接到配电总线310。在示例方面，bpcu370、372可用于控制到辅助飞行器系统总线380的电力。辅助飞行器系统总线380可以包括dc-dc转换器376 和dc-ac转换器378。辅助飞行器系统可以包括飞行控制、厨房负载和电动执行器。辅助飞行器系统还可以包括飞行关键和非关键负载382。如图3所示，bpcu370、372可用于管理对辅助飞行器系统的功率分配。
45.在450，方法400可以包括由控制系统500管理第一发电机350、第二发电机352、推进系统100、第一飞行器系统总线、第二飞行器系统总线和第三飞行器系统总线380之间的功率分配。根据示例方面，电气系统300可以利用可用的多线轴功率提取来改进辅助飞行器系统的能量源。功率分配可以通过智能控制器(如psc320和bpcu370、372)来实现。psc320和bpcu370、372可以与fadec375、377接口。这些控制器可以协同工作以命令电源(例如，hp和lp发电机系统)为推进和辅助飞行器系统提供所需的电力。例如， psc320可用于在第一发电机350、第二发电机352、第三发电机351、第四发电机353之间分配功率。在其他示例方面，psc320和bpcu370、372可用于通过fadec375、377在附加飞行器系统之间分配功率。例如，可以根据飞行包线的阶段(例如滑行、起飞、爬升、巡航、下降、着陆等)来管理功率分配。在其他示例方面，可以根据飞行器负载需求和根据紧急情况(例如，单发动机故障)来确定功率分配。这种功率分配方法可以在飞行阶段基于多种条件随时更改。这种功率分配方法提供
以为飞行控制和必要的辅助负载提供电力来安全着陆。这将消除对单独的应急电源(例如 rat或apu)的需要。
52.除了以上图中所示的那些构造之外，本公开还设想了许多其他可能的构造。在尚未描述的范围内，各个方面的不同特征和结构可以根据需要与其他特征和结构结合使用。不能在所有方面都说明一个特征并不意味着将其解释为不能有，而是为了描述的简洁而这样做。因此，不同方面的各种特征可以根据需要混合和匹配以形成新方面，无论新方面是否被明确描述。在此描述的特征的组合或排列由本公开涵盖。
53.本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：
54.一种飞行器系统，包括：第一涡轮发动机，所述第一涡轮发动机具有第一高压(hp) 线轴和第一低压(lp)线轴，所述第一hp线轴被构造为驱动第一发电机并提供第一电输出，所述lp线轴被构造为驱动第二发电机并提供第二电输出，所述第一发电机和所述第二发电机联接到向第一负载、第二负载和第三负载提供电力的配电总线；第一螺旋桨，所述第一螺旋桨联接到所述第一lp线轴，其中所述第一螺旋桨由所述第一涡轮发动机驱动；推进系统，所述推进系统由第一螺旋桨限定；第一飞行器系统总线，所述第一飞行器系统总线联接到所述配电总线；第二飞行器系统总线，所述第二飞行器系统总线联接到所述配电总线；第三飞行器系统总线，所述第三飞行器系统总线联接到所述配电总线；以及控制系统，所述控制系统被构造为在每个发电机、推进系统控制器(psc)、每个飞行器系统总线和一个或多个总线功率控制单元(bpcu)控制器之间分配功率，其中所述控制系统控制所述第一涡轮发动机在每个发电机和所述推进系统之间的功率分配，并且所述控制系统控制从所述配电总线到每个飞行器系统总线的电力输送。
55.根据任何前述条项所述的系统，进一步包括第二涡轮发动机，所述第二涡轮发动机具有第二高压(hp)线轴和第二低压(lp)线轴，所述第二hp线轴被构造为驱动第三发电机并提供第三电输出，所述第二lp线轴被构造为驱动第四发电机并提供第四电输出，所述第三发电机和所述第四发电机联接到向第一负载、第二负载以及第三负载提供电力的配电总线。
56.根据任何前述条项所述的系统，进一步包括联接到所述第二lp线轴的第二螺旋桨，其中所述第二螺旋桨由所述第二涡轮发动机驱动。
57.根据任何前述条项所述的系统，其中所述第一涡轮发动机和所述第二涡轮发动机各自驱动联接到飞行器结构的变速器。
58.根据任何前述条项所述的系统，其中所述控制系统进一步被构造为在所述第一螺旋桨和每个飞行器系统总线之间分配来自所述第一涡轮发动机的总功率。
59.根据任何前述条项所述的系统，其中所述第一飞行器系统总线、所述第二飞行器系统总线和所述第三飞行器系统总线分别电联接到第一负载、第二负载和第三负载。
60.根据任何前述条项所述的系统，其中所述第一负载和所述第二负载中的至少一个与所述第三负载同时操作。
61.一种为具有第一涡轮发动机的飞行器系统提供电力的方法，所述第一涡轮发动机具有第一高压(hp)线轴和第一低压(lp)线轴，所述第一hp线轴被构造为驱动第一发电机并提供第一电输出，所述第一lp线轴联接到螺旋桨，被构造为驱动第二发电机，提供第二电输出，并驱动所述螺旋桨，所述方法包括：将来自所述第一涡轮发动机的总功率分配给所述第
二发电机和所述螺旋桨；将来自所述第一发电机的所述第一电输出提供给配电总线；将来自所述第二发电机的所述第二电输出提供给所述配电总线；将第一飞行器系统总线、第二飞行器系统总线和第三飞行器系统总线联接到所述配电总线；以及经由具有推进系统控制器(psc)的控制系统，管理从所述配电总线到所述第一飞行器系统总线、第二飞行器系统总线和第三飞行器系统总线的所述第一发电机和所述第二发电机之间的功率分配，所述推进系统控制器通信地联接到至少一个总线功率控制单元控制器(bpcu)和至少一个fadec。
62.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括从联接到第二涡轮发动机的第二高压(hp) 线轴提供第三电输出，其中所述第二hp线轴被构造为驱动第三发电机以进行配电。
63.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括从联接到所述第二涡轮发动机的第二低压 (lp)线轴提供第四电输出，其中所述低lp线轴被构造为驱动第四发电机以进行所述配电。
64.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括通过联接到所述第一lp线轴的所述第一涡轮发动机驱动第一螺旋桨。
65.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括通过联接到所述第二lp线轴的所述第二涡轮发动机驱动第二螺旋桨。
66.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括管理对分别联接到所述第一飞行器系统总线、所述第二飞行器系统总线和所述第三飞行器系统总线的第一负载、第二负载和第三负载中的至少一个的配电。
67.根据任何前述条项所述的方法，其中管理对所述第一负载、所述第二负载、所述第三负载中的至少一个的所述配电包括在每个负载之间同时分配电力。
68.一种用于具有第一涡轮发动机的飞行器的电气系统，所述第一涡轮发动机具有第一高压(hp)线轴和第一低压(lp)线轴，所述电气系统包括：第一发电机，所述第一发电机联接到由所述第一涡轮发动机驱动的所述第一hp线轴并提供第一电输出；第二发电机，所述第二发电机联接到由所述第一涡轮发动机驱动的所述第一lp线轴并提供第二电输出；所述第一发电机和所述第二发电机联接到向第一负载、第二负载和第三负载提供电力的配电总线；推进系统控制器，所述推进系统控制器联接到所述配电总线；联接到所述配电总线的第一飞行器系统总线、第二飞行器系统总线和第三飞行器系统总线；分别联接到所述第一飞行器系统总线、所述第二飞行器系统总线和所述第三飞行器系统总线的第一负载、第二负载和第三负载；以及控制系统，所述控制系统被构造为经由所述推进系统控制器、所述第一飞行器系统总线、所述第二飞行器系统总线和第三飞行器系统总线从所述第一发电机和所述第二发电机向所述第一负载、所述第二负载和所述第三负载中的至少一个分配功率。
69.根据任何前述条项所述的系统，进一步包括第二涡轮发动机，所述第二涡轮发动机具有第二高压(hp)线轴和第二低压(lp)线轴，所述第二hp线轴被构造为驱动第三发电机并提供第三电输出，所述第二lp线轴被构造为驱动第四发电机并提供第四电输出，所述第三发电机和所述第四发电机联接到向第一负载、第二负载和第三负载提供电力的配电总线。
70.根据任何前述条项所述的系统，进一步包括联接到所述第二lp线轴的第二螺旋桨，其中所述第二螺旋桨由所述第二涡轮发动机驱动。
71.根据任何前述条项所述的系统，其中所述第一涡轮发动机和所述第二涡轮发动机
各自驱动联接至飞行器结构的变速器。
72.根据任何前述条项所述的系统，其中所述推进系统控制器包括燃气和电力源的组合。
73.根据任何前述条项所述的系统，其中所述第一负载和所述第二负载中的至少一个与所述第三负载同时操作。
74.该书面描述使用示例进行公开，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何合并的方法。本公开的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质区别的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。