飞行器原动机系统、操作方法以及用途与流程

本发明涉及飞行器推进系统，特别地涉及飞行器推进装置，该飞行器推进装置是大量有害气态排放物的起因。

背景技术：

根据大多数估计，航空运输量被设定为每十五年翻一番，这将大大增加陆基推进系统和随后的机载推进系统的操作，由此增加了相关排放物的产生。众所周知，无论是在地面还是在高空产生，排放物都是有害的。

为了达到国际航空运输协会设定的减排目标，已经将替代燃料的使用确定为一种可能的探索途径。替代燃料包括生物燃料、合成煤油、压缩天然气。此外，2050年acare路线图确定了需求并设定了大幅减少一系列排放物的目标。众所周知，接近或实现这些目标的机会是有限的。

为了解决这些问题，已经在不同的飞行器中采用了多种推进系统。大多数系统出于经济原因以及还由于化石燃料源的非常高的能量密度和比能而使用化石燃料源。燃气涡轮的普及也导致化石燃料成为飞行器的期望推进机制。这已经导致了改善燃烧化石燃料的燃气涡轮性能的发展。

当前的飞行器推进系统已经发展为使用两个或更多个发动机，其中燃料从可能位于机翼内的燃料罐被供应到发动机。绝大多数飞行器系统都采用这种布置来进行操作，这表明这种布置已经成为业界生成推进的优选解决方案。结合航空发动机性能和燃料经济性的进步，排放水平已经得以减少。

然而，这种推进系统的缺点是飞行器的几何形状受到限制，这种限制可能包括起落架位置和尺寸、发动机吊架空气动力学以及鸥翼的使用中的任一种。

已经对替代的、可持续且更环境友好的燃料(包括天然气和氢气)的使用进行了调查。1957年，氢动力飞行器作为马丁·堪培拉b57进行了飞行。1988年，俄罗斯制造商图波列夫(tupolev)将tu154转换为155，作为能够使用液态氢(lh2)和液态天然气(lng)的示范。之后氢气的发展受到氢气(h2)的空间需求的阻碍，通常，容纳h2的罐需要在飞行器中占据过大体积，才能使其成为可行的解决方案。然而，lh2相比h2具有更有益的体积能量密度。

与化石燃料相比，由于需要大量的h2或lh2来产生相同的能量，因此需要更大的储罐。已经采用了针对该存储问题的解决方案，该解决方案涉及沿着飞行器机身的顶部定位大型液态氢罐。

然而，这种解决方案由于增加了润湿面积和横截面积而对机身的阻力产生了随之而来的有害影响。由于潜在地需要沿着机身长度延伸的复杂的纵向压力边界，因此这种布置会引起进一步的复杂化。

当前的罐构造包括管道和机翼构造，其中，燃料罐被保持在机翼和机身中。这样的管道和机翼构造在商用飞行器中广泛流行。然而，这种设计与当前对更高的纵横比和更低厚度的机翼的偏好不一致，该偏好是为了减少升力引起的阻力并实现更高水平的自然层流。显然，燃料罐的体积越小，则这些偏好就越容易实现。因此，使用h2或lh2获得这些偏好极具挑战性。

因此，尽管实现了这些优点，但仍然存在许多影响飞行器减排的问题。然而，本文所述发明的发明人已经创造了一种替代性的推进装置，该推进装置具有本文中所描述的各种先前无法获得的优点。

技术实现要素：

在所附权利要求中阐述了本发明的各方面。

从第一方面看，提供一种飞行器推进装置，该飞行器推进装置包括低温源，其中，该低温源可以被选择性地且独立地操作，以通过燃烧来生成用于飞行器的推进力和/或通过发电来生成用于飞行器的推进力。

因此，根据本发明，与现代系统相比，能够为飞行器推进提供30％的排放物减少。这进而减少了空中飞行对环境的影响。

此外，低温源可以用于改善电信号传输，从而进一步提高与空中飞行中的发电和传输相关联的效率。

能够选择飞行器的发电方法使得飞行员能够为空中行驶的特定阶段选择最合适的推进方法。以此方式，可以在滑行、起飞和着陆时使用产生较少量有害排放物的推进方法，使得不会在人口稠密地区的地面水平产生排放物。这进而减少了人口稠密地区中的空中飞行对环境的影响。

类似地，选择性推进使得飞行员能够在飞行期间例如在需要更大推力的环境中增加推进。

从另一方面来看，提供一种在飞行器原动机系统中的低温系统，该低温系统被布置成驱动作为分布式推进系统的一部分的原动机，其中该低温系统包括制冷剂容器，该制冷剂容器在使用中被布置成容纳制冷剂。

从又一方面来看，提供一种飞行器原动机系统，该飞行器原动机系统包括：至少一个燃烧原动机；至少一个低温原动机；以及低温系统，该低温系统包括制冷剂容器，该制冷剂容器在使用中被布置成容纳制冷剂；其中，所述至少一个燃烧原动机中的一个燃烧原动机和所述至少一个低温原动机中的一个低温原动机同时操作。

从另一方面来看，提供一种飞行器，该飞行器包括：根据权利要求15到26中的任一项所述的飞行器原动机系统；以及机身，该机身具有前部和后部，其中，所述至少一个燃烧原动机和所述至少一个低温原动机中的至少一个原动机位于机身的后部。

从又一方面来看，提供一种部分低温燃料源在飞行器中的用途，该飞行器包括多个原动机，该部分低温燃料源用于所述多个原动机中的一个原动机。

从又一方面来看，提供一种低温源与非低温源相组合的用途，用以提供用于飞行器中的多个原动机的一部分燃料源。

从又一方面来看，提供一种制冷剂的用途，用以使用根据权利要求15到26中的任一项所述的飞行器原动机系统来提高飞行器内的分布式推进网络的电效率。

从又一方面来看，提供一种制冷剂在飞行器中的用途，用于如下列表中的至少一个：生成推进；提高电效率；热交换功能；以及除湿功能。

从又一方面来看，提供一种多源飞行器推进装置，该多源飞行器推进装置包括低温源和燃烧源，其中，该低温源和燃烧源可以被选择性地且独立地操作，以生成用于飞行器的推进力；其中，该低温源被布置成在第一阶段被操作以生成推进力，并且其中，该燃烧源被布置成在第二阶段被操作以生成推进力，该第一阶段在该第二阶段之前。

从又一方面来看，提供一种在飞行器中生成推进力的方法，该方法包括：使用低温源来生成初始的推进力；以及使用燃烧源来生成随后的推进力。

从又一方面来看，提供一种发动机控制装置，该发动机控制装置能够操作以提供用于根据以上权利要求中的任一项所述的飞行器的推进。

从又一方面来看，提供一种操作飞行器的方法，该飞行器包括根据以上权利要求中的任一项所述的装置。

附图说明

现将仅以示例方式并参照以下附图描述本发明的一个或多个实施例，在附图中：

图1示出了现有技术的传统推进装置的示意图和现有技术的混合电动边界层吸入发动机的示意图；

图2示出了根据本发明的示例的超导混合电动边界层吸入推进装置的示意图；

图3示出了根据本发明的示例的飞行器中的多源飞行器推进装置的示意图；

图4示出了根据本发明的示例的用于在多源飞行器推进装置中使用的低温源的示意图；

图5示出了根据本发明的示例的多源飞行器推进装置的示意图；

图6示出了根据本发明的示例的多源飞行器推进装置的示意图；

图7示出了从在地面上滑行到巡航超过环境边界以及返回到地面的空中飞行路线的示意图；

图8示出了根据本发明的示例的飞行器和推进系统布置的示意平面图；

图9示出了根据本发明的示例的飞行器和推进系统布置的示意侧视图；

图10示出了根据本发明的示例的多源飞行器推进装置的示意图；以及

图11示出了根据本发明的示例的飞行器和推进装置的示意平面图。

本说明书中对现有技术文献的任何参照不应被认为承认这些现有技术是广泛已知的或者形成本领域公知常识的一部分。如本说明书中所使用的，词语“包括”、“包含”和类似词语不应以排它性或穷举性的含义来解释。换言之，它们旨在表示“包括但不限于”。进一步参照以下示例来描述本发明。应当理解，所要求保护的本发明并不旨在以任何方式受这些示例所限制。还将认识到，本发明不仅涵盖各个实施例，而且涵盖本文中所描述的实施例的组合。

呈现本文中所描述的各种实施例仅是为了帮助理解和教导要求保护的特征。提供这些实施例仅作为实施例的代表性示例，并且不是穷举的和/或排它的。应当理解，本文中所描述的优点、实施例、示例、功能、特征、结构和/或其它方面不应被认为是对权利要求所限定的本发明的范围的限制或对权利要求的等同物的限制，并且在不偏离所要求保护的发明的精神和范围的情况下，可以利用其它实施例并且可以进行修改。除了本文具体描述的那些以外，本发明的各种实施例可以适当地包括、由如下构成或基本上由如下构成：所公开的元件、部件、特征、零部件、步骤、装置等的适当组合。此外，本发明可以包括当前未要求保护但将来可以要求保护的其它发明。

具体实施方式

本文中所描述的发明涉及为飞行器生成推进。用于飞行器的特定发动机系统包括多个发动机。

图1示出了现有技术的传统推进装置10的简单示意图和现有技术的混合电动边界层吸入发动机20的示意图。现有技术的传统推进装置10具有第一燃烧发动机12和第二燃烧发动机14。两个燃烧发动机12、14由被容纳在燃料罐16内的可燃燃料源进给。发动机12、14和关联的推进器组合以点燃燃料和空气的混合物，并且喷射该混合物以提供用于飞行器的推进。可燃燃料源可以是煤油、生物燃料或天然气等。

现有技术的混合电动边界层吸入发动机20具有第一燃烧发动机22和第二燃烧发动机24，该第一燃烧发动机22和第二燃烧发动机24均由被容纳在相应的燃料罐26、28内的可燃燃料源进给。发动机22、24(和所连接的推进器)如同上述传统推进装置10中的那样进行操作。第一燃烧发动机22连接到第一发电机30，并且第二燃烧发动机24连接到第二发电机32。每一个发电机30、32分别连接到发电机控制单元(gcu)34、36，并且每一个gcu34、36连接到功率电子马达驱动器(pemd)38和马达40。马达40连接到推进器，用于为飞行器提供推进。可燃燃料源可以是煤油、生物燃料或天然气等。

与目前飞行的飞行器相比，边界层吸入(bli)已经显示具有将飞行器的燃料燃烧量减少多达8.5％的潜能。bli使发动机能够减轻其工作负荷，从而减少发动机的燃料消耗。诸如pemd38、马达40和所连接的推进器之类的电气机器具有比燃烧发动机12、14更佳的空气动力学变形容限，因此更适合bli。

图1所示的两种布置都可以用于分布式推进装置中。分布式推进装置使发动机装置20的元件能够彼此以一定距离定位。例如，这可以使有效的马达能够在适合于bli的位置中，而燃烧发动机位于不同的位置。

图2示出了多源飞行器推进装置100的简单示意图。在图2所示的示例中，推进装置100具有两个燃烧发动机110、120，这两个燃烧发动机110、120带有两个关联燃料罐112、122。发动机110、120均连接到相应的推进器，用于在飞行器中生成推进。发动机110、120均连接到相应的发电机114、124，并且发电机114、124均连接到相应的gcu116、126。gcu116、126连接到pemd130和马达132。马达132连接到推进器，用于在飞行器中生成推进。图2所示的装置100与图1所示的装置20的不同之处在于存在低温源140。

图2的示例中示出的装置100将低温物质存储在低温源140中，该低温物质可以被供应到装置100的各种元件。低温物质可以被供应到在发电机114、124和gcu116、126与pemd130和马达132之间的电气导管。当导管由低温物质冷却时，该电气导管更有效地传输电力。附加地，低温元件具有质量比非低温元件低的潜能，因此使得飞行器的空载质量能够更低，从而进一步提高飞行器效率。

在本文中，诸如“制冷剂”、“低温物质”以及“低温源”的术语将互换使用，以指代具有低温温度的实际物质。在大多数布置中，这样的物质会被容纳在燃料罐或容器等中。低温温度显然取决于所讨论的物质，然而在达到-50℃的物质中已经观察到了低温行为。因此，低温温度在本文中指代低于-50℃的温度。

图2中所示的装置100使得能够有效地使用分布式推进。尽管在图1中可以使用分布式推进，但是在将发电机30、32链接到马达40的电气导管中会遇到相当大的电损耗。图1的燃烧发动机22、24通常位于机翼下方，而马达40位于飞行器的尾翼附近。这样，需要通过沿着飞行器机体定位的电气导管进行电力传输：导管越长，损耗越大。

在图2所示的新颖布置的特定示例中，可以经由低温物质的热交换功能来使得电气导管冷却、显著地冷却或者变得超导。超导装置克服了图1所示的布置的显著缺点，因为可能沿着或穿过翼装发动机飞行器的机身的电力传输可能会导致大量的电损耗，并且因此增加了对化石燃料(或化石燃料替代品，诸如合成煤油)的燃烧的需求以弥补此类损耗。图1所示的布置的传统系统具有约80％至90％的传输效率。

与非冷却或非超导系统相比，超导电气系统具有高效的电能传输，因此电损耗较小。因此，与非超导系统相比，超导电气系统对化石燃料的附加燃烧的需求大大降低。虽然程度较小，但对于冷却系统(并不一定必需是超导系统)，也可以找到相同类型的益处。这样，使用制冷剂减少了飞行器中用于预定的推进水平所需的燃烧。

图2的示例中示出的装置100可以具有低温冷却器，以维持低温源140内的低温条件。低温物质可以是液态氢(lh2)或液态氮(ln)或液态氦(lhe)或液态天然气(lng)等中的任一种。对于如图1所示的可比较的电气系统架构，通过如图2所示的布置中的那样使用这样的低温物质而增加的效率在5％或更高的范围内。

在图2所示布置的优选实施例中，低温源140是散装源，由于与在飞行器中包括低温冷却器相关联的质量和能量损耗，该散装源容纳散装的可消耗制冷剂。

在示例中，非常规装置100将化石燃料的使用与h2和lh2的使用相组合。h2可以用作燃烧中的燃料以提供推进。因此，本文中公开了一种多源飞行器推进装置，该多源飞行器推进装置为飞行器系统提供多个益处。

燃料的组合对针对多种来源的储罐的管道和机翼构造加以补充。低温燃料的使用减少了排放物(与燃烧化石燃料相比)，并且部分地如上所述，该低温源可以用于支持次级功能，诸如引起超导现象以及冷却易于产生或减少摩擦的元件。这些益处相结合，以提供一种高效的系统，其中可以实现减少高达30％的排放量。使用当前公开的系统，也可以提供更高的减排百分比。

通过使用多种燃料类型的组合，可以克服与h2或lh2燃料罐过大(与纯化石燃料罐相比)相关联的缺点。可以适当地设定h2或lh2的燃料罐的尺寸，并且h2或lh2的燃料罐可以被布置在机身内或沿着飞行器的机翼布置。由于常规设计将燃烧发动机定位在飞行器的机翼下方，所以h2或lh2燃料罐可以位于机身中，而化石燃料罐在燃烧发动机的附近位于机翼上。这种布置在空间上是高度有利的。

在替代的布置中，燃烧发动机可以位于h2燃料罐和化石燃料罐之间，该化石燃料罐可以在后机身上。这种布置试图优化化石燃料和h2在用于燃烧之前必须运输的距离。缩短制冷剂的运输对于减少制冷剂的沸腾很重要。

通过使用各种燃料类型的组合，减少了针对预定行程所燃烧的化石燃料(或者，并且在全文中对化石燃料的提及应被视为包括化石燃料替代品)的总量。通过减少与化石燃料燃烧相关联的有害排放物，这显然具有有益的影响。

通过将低温源140引入到图1所示的布置，可以将低温物质进给到燃烧发动机110、120，以提供热交换功能。在示例中，低温物质可以例如从lh2转化为h2，此时，h2可以燃烧以提供推进。

汽化的制冷剂可以在燃烧发动机110、120中与化石燃料(或替代品)一起或分开地燃烧。实际上，在发动机110、120从一种进料(例如煤油)切换到另一种进料(例如h2)的示例中，应当使用两种燃料进行燃烧，以确保从一种燃料到另一种燃料的燃烧的平稳过渡。可替代地，例如，可以使用两级燃烧器来提供燃料的分开燃烧。然而，使用较小的单级燃烧器可以获得尺寸益处。

通过图2的布置还可以提供进一步的益处。低温物质可以例如被进给到动力单元，以使得能够产生用于推进的能量。该动力单元可以例如是燃料电池，用于发电以例如用于操作马达。该动力单元可以是由氢提供动力的燃烧发动机(如上所述)，该燃烧发动机可以直接产生或可以不直接产生推进力。

图3示出了根据本发明的示例的飞行器200中的多源飞行器推进装置的简单示意图。飞行器200具有燃烧推进系统202和低温推进系统204。在示例中，飞行器200可以具有环境控制系统206。如前所述，该燃烧推进系统202具有燃烧发动机210、燃烧源212以及推进器。如前所述，该低温推进系统204具有低温发动机220、低温源222以及推进器。该环境控制系统206可以为机组成员和乘客执行多种功能，诸如空气供应、热控制和机舱增压。

燃烧发动机210和低温发动机220可以附加地或可替代地连接到流体致动器，而不是连接到一系列推进器。术语推进器可以用于指代流体致动器，这可以是在推进器提供不在飞行方向上的力的情况下。

图4示出了根据本发明的示例的用于在多源飞行器推进装置中使用的低温源300的简单示意图。该低温源300具有气态源310。附加地或可替代地，该低温源300可以具有液态源320。该低温源300可以具有阀或一系列阀，以使得能够可控地释放气态源310和液态源320。以此方式，可以控制气态源310和液态源320到飞行器中的其它元件的运输。

在低温源300具有气态源310和液态源320的示例中，低温源300可以具有在气态源310和液态源320之间提供流体连通的导管。该导管可以使得能够从液态源320中蒸发，以收集在气态源310中。

如前所述，气态源310和液态源320可以与低温源300外部的部件流体连通。这些部件可以包括燃烧发动机、动力单元、燃料电池等。部件也可以是减少摩擦的部件(诸如轴承)或者需要冷却以提高飞行器内的效率的部件。

在示例中，气态源310与燃烧发动机流体连通，以向发动机提供h2(等)来用于燃烧，从而提供推进。该燃烧发动机可以是也由化石燃料进给的燃烧发动机，以向该燃烧发动机提供空气、化石燃料和气态源310的混合物。可替代地或附加地，也可以将单独的燃烧发动机进给到由化石燃料进给的燃烧发动机。

在示例中，流体源320与诸如燃料电池的动力单元流体连通，以生成能量。在示例中，附加地或可替代地，液态源320可以用于提供热交换器功能。例如，流体源320可以与有利地被冷却的元件(诸如电子设备)、超导装置或减小摩擦的元件(诸如发动机装置内的轴承)流体连通。在当前的装置中，生成推力的发动机是空气冷却和/或油冷却的，这可能导致损耗，这种损耗可以通过代替地使用制冷剂来冷却发动机而被克服，由此这种制冷剂冷却是更有效的。

可替代地或附加地，可以为燃烧发动机的压缩级提供热交换功能。压缩机级的冷却允许获得更高的压缩比，因此提高了燃烧发动机总循环的效率。对于给定的燃烧器入口温度，压缩机的冷却还增加了压缩机压力比，从而减少了燃烧发动机的排放物。流体源320还可以用于使空气除湿，并且因此提供环境控制或用于燃料电池的入口供应。对燃料电池的入口供应中的空气进行除湿有利地防止了水滴冻结，由此防止阻挡进入燃料电池中或燃料电池内的路径。

当进行使用以提供热交换器功能时，液态源320的温度升高。液体可以转变为气相。气体的路线可以被设计成到冷却器以被冷凝成液体形式。可替代地或附加地，气体的路线可以被设计成到燃烧发动机以被燃烧。对于气体是被冷凝还是被燃烧的选择可以由控制单元控制，该控制单元可以遵守附加燃烧的需求，而不是附加的低温储备的需求或适当的化学计量比。

当提供热交换功能时，可以通过闭环高温超导(hts)系统(诸如经由同轴进料)进给液态制冷剂，然后如果需要将制冷剂冷凝为液体的话，则将该制冷剂再返回到散装燃料罐或冷却器(例如，低温冷却器)。

图5示出了根据本发明的示例的多源飞行器推进装置100的简单示意图。先前已经关于其它附图描述的图5的特征具有相同的附图标记，并且为了提高可读性，这里可以不对这些特征进行详细描述。

装置100具有第一燃烧发动机110和第二燃烧发动机120，该第一燃烧发动机110和第二燃烧发动机120分别由第一关联燃料罐112和第二关联燃料罐122进给。装置100具有低温源140。在所示出的示例中，低温源140被布置成供应燃料电池142和/或第三燃烧发动机144。

低温源140将液态制冷剂供应到燃料电池142以发出电力。电力沿着导管传导到pemd146和马达148，以随后生成推进。传导电力所沿着的导管可以通过由低温源140供应的制冷剂被过冷，以减少传输损耗(如前所述)。还可以通过由低温源140供应的制冷剂在pemd146和马达148上执行其它热交换功能。

低温源140将可以已经由液态制冷剂汽化而形成的气态源供应到燃烧发动机144。可替代地或附加地，可以通过由液态源在燃料电池142与pemd146和马达148之间的导管上执行的热交换器功能形成气态源。在示例中，热交换器功能由中间冷却器提供。

由来自低温源140的气态源进给的燃烧发动机144连接到发电机150和gcu152。发电机150和gcu152连接到pemd154和马达156，用于生成推进。发电机150、gcu152、pemd154、马达156以及链接这些元件的导管可以通过由低温源140供应的液态制冷剂所执行的热交换功能被冷却。如前所述，这提高了电效率。

来自由两个关联燃料罐112、122进给的燃烧发动机110、120和马达148、156的能量的路线可以被设计成到推进器，以生成推进能量。在图5所示的示例中，存在三个推进器；一个推进器与由燃料罐112、122进给的两个燃烧发动机110、120中的每一个燃烧发动机相关联，并且一个推进器与低温源140相关联。在其它布置中，可以存在不同数量的推进器。优选地，推进器的数量和布置被选择成允许例如电力有效地途经通过飞行器。

图6示出了根据本发明的示例的多源飞行器推进装置100的简单示意图。先前已经关于其它附图描述的图6的特征具有相同的附图标记，并且为了提高可读性，这里可以不对这些特征进行详细描述。

装置100具有第一燃烧发动机110和第二燃烧发动机120，该第一燃烧发动机110和第二燃烧发动机120分别由第一关联燃料罐112和第二关联燃料罐122进给。装置100具有低温源300，该低温源300具有气态源310和液态源320。低温源300与燃烧发动机110、120流体连通以生成推进，并且与燃料电池和电池管理系统142流体连通，以生成和管理使用液态源320产生的电能。

装置100可选地具有低温冷却器143，该低温冷却器143用于执行热交换以将汽化的液态制冷剂冷凝成液态制冷剂。低温冷却器143的使用可以减少在特定飞行期间最终损耗的制冷剂的量，因此可以降低装置100的运行成本。在不存在低温冷却器143的装置100的示例中，汽化的制冷剂返回到散装源以冷凝回到液体形式，或者被运输到燃烧发动机进行燃烧以提供推进。汽化的制冷剂所运输到的燃烧发动机优选是燃烧发动机110、120中的一个燃烧发动机，但在某些布置中也可以是不同的燃烧发动机。

除了或代替由源112、122提供的燃料，可以将低温源300的气态源310提供给燃烧发动机110、120中的一个或两个燃烧发动机，用于燃烧以产生推进。在替代装置100中，气态源被提供给例如两个另外的燃烧发动机(这两个另外的燃烧发动机可以位于机身的任一侧以保持平衡)，这两个另外的燃烧发动机仅依靠用于燃烧的气态源310进行操作。然而，出于重量和效率的考虑，优选的是，气态源310被输送到也依靠化石燃料而操作的燃烧发动机110、120。

装置100还可以具有一系列电池145，以存储化学形式的能量。该化学能可以在某个时刻作为电能被使用以提供用于转换为推进力的附加能量。低温源300可以用于在一系列电池上提供热交换功能，从而提高电池效率。燃料电池142和一系列电池145可以经由可以由低温源300冷却的连接件被连接到pemd146和马达装置148，以再次提高电效率。与先前的布置一样，pemd146和马达148连接到推进器。

装置100可以可选地包括在低温源300与燃烧发动机110、120之间的连接件。如前所述，可以通过低温源300将热交换功能提供给发动机110、120内的元件，例如减少摩擦的轴承。

在特定的布置中，低温源300位于飞行器的后机身中。在不密集的空间中，低温源300可以位于飞行器的后压力舱壁的后方。后压力舱壁可以有利地用作自然结构屏障，并且已经存在于现代布置中。将燃料罐定位在后压力舱壁的后方提供了如下优点：由于与机舱的压力差而使气体隔离，因此具有在罐室和分配室中进行惰化、抽空或实现足够的空气变化的能力。另一个优点是由于后舱壁的结构接近性，因此具有很高的防撞性能。这种布置的另一个优点是与推进系统、边界层(中心或非对称)或吊舱的接近。另一个优点涉及相较于起落架的罐的位置，用于附加的着陆稳定性等。在飞行器的现代布置中，该空间是飞行器内使用效率最低的空间。此外，低温源300在飞行器的后机身中的位置提供了飞行器的内部体积的有效利用。特别地，后机身的圆筒状适合于圆筒形(或球形)形状的低温源罐。圆筒形(或球形)形状的低温源罐也有益地导致被保持在罐内的低温源的低沸腾。从罐的角度来看，球形罐是质量最小的解决方案。

可替代地，飞行器可以具有宽的机身，诸如例如“双泡”形状的机身。与更常见的圆形机身截面相比，双泡机身由两个相交的圆形形状形成。双泡形状的机身是一种宽机身类型。宽机身形式允许飞行器的后机身中的较大体积。这样，可以在飞行器内设置较大的罐来存储lh2。这样，飞行器可以设置有更多量的低温源300，从而仅使用低温源300就能够进行长距离飞行。这种布置使得飞行器能够飞行2500nm，对于中程飞行器而言，上述距离被认为是足够远距离的任务。低温源300的存储可以在单个罐、分隔罐或多个罐中进行。如果需要，这些罐可以在压力底板下方延伸。这种布置非常适合于被安装在后机身中的两个燃料电池推进系统。

可以以可控制地移动或调节飞行器(和内含物)的重心的方式将罐分布在整个飞行器上。控制重心使其大致位于例如起落架上方将有助于防止滑行、起飞和着陆期间的不稳定。此外，平衡程度更高的飞行器具有更高效的能源利用率，即需要更少的调整(稳定飞行器的力)，并且具有更高效的飞行体验。这样，对多个罐(或分隔罐或罐)进行定位以控制重心是有利的。

当与所公开的推进系统组合时，双泡布置的优点包括为传统飞行器范围提供足够的体积，诸如单通道2500海里或更长(与a320或b737相比)。这进而实现了环境友好的远程飞行器。其它优点包括：

etop的传统双发动机构造；

氢气(或甲烷、氨气或其它燃料)系统与客舱的隔离，其中，无需将附加燃料的路线设计成到机翼上的发动机(但是这也可以作为一个选项)；

对于起落架起降的燃料系统的安全位置；

混合推进部件的最佳位置；

边界层吸入益处；以及

隔音益处。

这些优点中的许多是安全益处或效率益处，这些益处在商业飞行系统中极受关注。尽管这可以应用于诸如lh2的低温源300，但是也可以应用于nh4燃料系统，以便确保氨的分离。

相对于边界层吸入，双泡机身还具有附加的效率益处，特别是受益于有利的机身压力分布和双重边界层吸入推进器。这可以是水平的双泡机身或竖直的双泡机身。该布置可以具有相对于bli的轴对称设计。在该示例中，边界层是轴对称分布的，即，从方位角的角度来看是均匀分布的。在另一个示例中，该布置可以具有不对称的布置，其中从方位角的角度来看边界层不是均匀分布的。非对称布置中的边界层可以布置在风扇的底部附近。

将低温源罐安装在机身的该位置中对机身的使用空间具有相对较小的影响，并且不需要增加机身的几何长度。低温罐在结构上不需像气态罐那样复杂，因为罐需要维持在如下相对压力下：对于液态源为1到3bar，而对于气罐为约700bar。此外，通过位于后机身以及适当放置的动力单元和马达中，液态制冷剂无需进入飞行器的压力舱中。缩短运输气态源310和液态源320的距离也提高了装置100的总体安全性。

在机身内包括低温源罐减少了在飞行器的机翼上所需的罐体积。进而，这有益地使得能够在飞行器以及机身安装的起落架中包括高纵横比的层流翼。这是因为所需的燃烧燃料资源量较低，由此需要较小的机翼内部体积，从而使得机翼能够更薄并且潜在地不具有机身燃料罐。此外，燃料的较低总重量有助于抵消电推进系统的附加重量，从而使得装置100更加可靠。在本发明的某些布置中，不存在被布置在飞行器的机身上的化石燃料罐。这减少了与罐的这种位置相关联的阻力，进而提高了装置100的效率。

上文公开的布置能够减少化石燃料提供的能量的30％到40％，其中该能量由从低温系统产生的能量代替。对于单燃气涡轮发动机和双燃气涡轮发动机布置，这种能量分裂也非常适合于燃气涡轮尺寸和故障恢复的考虑(与自动性能储备有关，即发动机的超额定推力用以覆盖不同发动机的故障)。在两个燃气涡轮均发生故障的情况下，经由低温源300操作的推进器将仍是可操作的。类似地，如果动力单元发生故障并停止发电，则一个或多个燃气涡轮仍可以生成动力来驱动飞行器。在优选的布置中，动力单元仅发电，并且一个或多个燃气涡轮生成动力以仅驱动飞行器。

由图6所示的装置100提供的另一个优点是，pemd146、马达148和所连接的推进器如前所述地具有对空气动力学变形的良好的容限，由此适合与bli一起使用。使用低温源冷却整个机身中的电导管在不会显著损失电效率的情况下使推进器能够被分布在整个机身上。这样，这进而实现bli系统与传统的燃烧系统的高效集成。bli系统可以具有入口，该入口被布置成允许进入边界层气流较慢的发动机。使用较慢的边界层空气意味着不需要发动机相当用力地工作，从而降低了燃料消耗。这样的布置可以被称为边界层吸入低温发动机。总而言之，使用正确地集成有bli的图6所示的布置能够减少的化石燃料燃烧大约在40％左右。图6所示的装置100中的发动机110、120可以被布置成吸入非层流气流。非层流气流是扰动气流，该扰动气流的动量低于自由流动的空气。自由流动的空气可以进入例如位于飞行器机翼下方的发动机。相比之下，非层流气流可能已经被例如流过飞行器机身的气流所扰动。由于气流通道中的扰动，也可能会发生非层流气流。例如，这种扰动可能由飞行器的元件或编队飞行等引起。

此外，与由标准燃烧发动机产生的有害气体排放物相反，使用燃料电池提供电力只会导致排放h2o。该h2o可以作为可饮用或不可饮用的h2o而被捕获并且在飞行器内使用。捕获h2o还可以防止经由水蒸气的散发而形成云，这进而会减少由飞行器产生的辐射强迫。

从动力单元142捕获的h2o的路线可以被设计成与装置100的燃烧发动机110、120流体连通。水注入可以用于冷却燃烧发动机的某些部分，从而将该热能转化为推力或使喷嘴处的出口条件更加有利。当需要时，可以使用这种技术在短时间内增加推力。对于在炎热和干燥条件下的飞行器，有时可能需要附加的推力，因此，这种技术对于在这样的环境中使用可以是有利的。水注入也可以用于减少有害气态排放物(例如nox)。水注入也可以用于降低燃烧温度和燃烧排气温度。

在示例中，可以优化装置100以根据所要行驶的距离来执行飞行。这种优化可以考虑以下特征：

(1)对于操作所需的能量水平高于制冷剂能量容量的飞行器，则该飞行器装配有煤油和低温源。

(2)对于操作使得机载能量小于或等于制冷剂的能量容量的飞行器，则飞行器仅装配有低温燃料，因此可以在没有存储煤油的能力或者在无需使用煤油的情况下进行运输。

这样的方案可以导致由两种类型的飞行器组成的机队几乎完全相同(除了所使用的燃料类型之外)，其中，一种类型的飞行器的质量会较低并且可以利用针对低温而非混合燃料来优化的燃烧发动机。因此，对于给定的操作条件，该类型的飞行器将消耗较少的能量。

其它优化可以例如包括在飞行的不同阶段优化动力生成。图7示出了从在地面上滑行到巡航超过环境边界以及返回到地面的空中飞行路线的简单示意图。

在图7中示出了7个所标识的飞行阶段(尽管实际上可能还存在更多阶段，但为了说明本发明的实施例已经突出显示了这些阶段)：

a指示飞行器起飞前在地面上滑行；

b指示飞行器起飞；

c指示飞行器通过环境边界朝向巡航高度爬升；

d指示飞行器的巡航已经达到超过环境边界的巡航高度和巡航速度；

e指示飞行器返回通过环境边界下降；

f指示飞行器着陆；以及

g指示飞行器已经着陆时的滑行并最终停止移动。

图7所示的环境边界是飞行器在飞行期间形成持续性凝结尾迹的高度和/或条件的示意图。环境边界的精确高度随发动机的进口和出口条件、压力、温度和湿度的变化而改变。

在飞行阶段期间优化推力生成的示例中，滑行阶段a和起飞阶段b的推力可以仅由低温源300产生，该低温源300可以由液态源320或气态源310中的一个或两个提供。也可以使用低温源300生成用于爬升阶段c的推力。一旦飞行器空降、穿过环境边界并进入巡航阶段d，操作就可以切换为经由化石燃料的燃烧。下降阶段e和着陆阶段f也可以仅使用低温源300进行操作。用于滑行阶段g的推力可以仅由低温源300供应。

推力产生的这种划分提供了多个优点。有害气态排放物的产生在地面水平上方、远离房屋或营业场所等的位置进行。此外，在下降期间，燃烧发动机110、120可以处于怠速模式，其中提供发动机芯的充分旋转以防止锁定。这种操作模式消除了与化石燃料在燃烧发动机110、120中的燃烧相关联的噪声，因此，着陆可以在噪声水平显著降低的情况下执行。在燃烧发动机中而非在低温源300中燃烧化石燃料以提供超过环境边界的推进减少了凝结尾迹的产生，该凝结尾迹可能发生在例如经由氢产生推进时。这进而可以减少由飞行器产生的辐射强迫。

装置100可以能够与所有发动机同时或单独地操作以及与这些发动机的任何组合一起操作。这种灵活性将使飞行员能够针对飞行阶段优化发动机选择。如果例如在飞行的任何阶段期望改变推力以克服或适应飞行条件的变化，这也不会使飞行员局限于特定的发动机。

图8示出了根据本发明的示例的飞行器400的简单示意图。图8所示的飞行器400以平面图示出。先前已经关于其它附图描述的图8的特征具有相同的附图标记，并且为了提高可读性，这里可以不对这些特征进行详细描述。

图8所示的示例中的飞行器400具有机身和机舱部402以及未加压的后机身406。多源飞行器推进装置的部件被示出为位于飞行器400内。燃烧发动机110、120被布置在飞行器400的机翼408附近。低温源140被容纳在飞行器400的后机身406内。燃烧发动机110、120与低温源140之间的导管也以虚线示出。

图9示出了根据本发明的示例的飞行器400的简单示意图。图9所示的飞行器400以侧视截面图示出。先前已经关于其它附图描述的图9的特征具有相同的附图标记，并且为了提高可读性，这里可以不对这些特征进行详细描述。

图9所示的飞行器400具有如图8所示的机身和机舱402以及后机身406。图9还示出了飞行器400的这些部分之间的压力边界404。飞行器的压力底板可以形成压力边界404。在某些飞行器中，机翼可以穿过压力边界404。

在图9所示的示例中，低温源140被布置在压力边界404下方。这可能影响货舱空间，但是与基于机翼和机身的罐布置相比，这增加了低温源140的可用空间。因此，低温源140可以在压力底板的下方而不是例如在后机身406中。

在本布置的特定示例中，装置100可以包括磁性传动装置。在使用高速马达的系统中，有利的是使用变速箱来降低轴速，从而使得能够与风扇一起使用。在某些示例中，可以使用行星变速箱代替磁性变速箱。这样的变速箱使用复杂的齿轮布置，这可能是维护密集且笨重的。磁性变速箱可以用于克服与行星变速箱相关联的一些缺点。在示例中，低温源可以实现变速箱的过冷，以确保将磁性变速箱冷却至超导磁性状态，从而提高变速箱的效率。变速箱的尺寸也可以通过这种磁性变速箱来减小。

在本布置的特定示例中，装置100可以连接到电马达，该马达的额定功率超过1.5mw、2mw或2.5mw等。在巡航模式下，这可以例如提供100-160座飞行器所需的推力的1/3。在不同的示例中，装置100可以连接到八个250kw的马达。可以根据集成有装置100的飞行器所要执行的飞行来选择马达的尺寸和数量。

燃料电池、pemd和马达的功能可以在燃料电池马达驱动器中组合使用。以此方式，减少了空间需求，并且简化了整个系统，从而减少了在这些部件之间使用单独的分配系统的需要。在这样的系统中，用于(超导)马达绕组的电流由作为机器的集成部分的燃料电池堆提供，从而将电流提供给被集成在燃料电池马达驱动器内的励磁绕组，以驱动转子。然后，可以使用该转子为bli风扇提供旋转动力(或扭矩)。

此外，该系统可以扩展以提供加压空气(例如，用于机舱服务或热交换)以及涡轮或压缩机，从而为燃料电池堆提供冷却空气。因此，该系统可以用作集成的环境控制系统的一部分。

在示例中，如本文所述的用于在飞行器中提供推进的方法可以包括以下步骤：

a.使用低温推进源生成初始推进力；以及

b.使用燃烧推进源生成随后的推进力。

图10示出了根据本发明的示例的多源飞行器推进装置100的简单示意图。在图10所示的示例中，该布置是双燃料电池推进系统。所示系统具有两个制冷剂罐，每一个制冷剂罐均连接到相应的电池管理系统。该图示出了连接到电池管理系统1的制冷剂罐1和连接到电池管理系统2的制冷剂罐2。电池管理系统1经由总线连接到电池管理系统2。制冷剂罐也经由交叉进料阀连接。

制冷剂罐连接到相应的燃料电池驱动器。低温罐1连接到燃料电池驱动器1。低温罐2连接到燃料电池驱动器2。两个燃料电池驱动器连接到相应的发动机。如图所示，燃料电池驱动器1连接到pemd、马达和发动机1的推进器。燃料电池驱动器2连接到pemd、马达和发动机2的推进器。发动机1的pemd通过总线连接到电池管理系统1。发动机2的pemd通过总线连接到电池管理系统2。制冷剂罐分别连接到这些总线，以提高电效率。制冷剂罐也分别连接到pemd。如上文所详细描述的，制冷剂可以用于为两个燃料电池供电以及提供与电效率等相关联的低温优势。发动机的推进器是bli推进器，该bli推进器具有上文详细描述的这种布置的相关联的优点。

该系统可以被安装在飞行器的后机身中，例如，如图10所示，该系统沿着边设有单个大型的低温燃料罐。大型的低温燃料罐可以例如被安装在飞行器的双泡机身中，例如安装在飞行器的后压力舱壁的后方。

图11示出了在根据示例的飞行器400的宽机身中就位的图10的系统。图11的机身可以是双泡机身。大型低温燃料罐连接到第一燃料电池和第二燃料电池。每一个燃料电池均可以连接到马达或马达驱动器。每一个马达则在飞行器400的后部处连接到相应的发动机(示作发动机1和发动机2)。如所讨论的，这可以允许实现上文描述的边界层吸入以及相关联的优点。

在示例中，宽机身飞行器可以具有两个低温原动机。在另一个示例中，宽机身飞行器可以具有两个燃烧原动机。

如本文所使用的，术语低温源或制冷剂被认为是非限制性术语，因此可以指代液态氢、液态天然气、液态氮、液态氦等中的任一种。制冷剂不一定必需仅是上述列表中的一种。在使用多个制冷剂的示例中，并非所有制冷剂都需要是可燃燃料。在示例中，h2可以用作替代燃料源，而低温冷却由液氮供应。

如本文所使用的，术语化石燃料可以被认为是非限制性术语，因此可以指代煤油、生物燃料、合成煤油等中的任一种。化石燃料不一定必需仅是上述列表中的一种。术语“非低温源”也可以指代本文描述的化石燃料。

尽管本文描述的应用涉及用于飞行器的推进系统，但是本发明也可以应用于需要在没有有害排放物、化石燃料消耗较低和/或伴随着产生水的情况下生成能量的应用。

这些应用可以包括汽车、航天、民用或商业等。

通过从燃气涡轮等中去除油，本文公开的系统提供了附加的益处，这导致由于雾化的发动机油引起的微粒和nmvoc的减少。这被称为空气毒性综合症。这是不再从燃气涡轮发动机进给引气的主要原因之一；即由于健康益处。

使用如本文所公开的低温燃料的另一个益处是避免了在现有飞行器煤油燃料罐中发生的微生物菌落形成。目前，这种罐的清洁需要洗涤剂清洁剂，其在一定程度上对环境有害。在某些情况下，这种清洁可能是在每次长途飞行之后进行的。因此，减少清洁具有进一步的环境益处。