气体涡轮引擎的制作方法

1.本公开涉及气体涡轮引擎。


背景技术：

2.在航空航天中，愈发地采用了更多的电动引擎(mee)和更多的电动飞行器(mea)概念，这是因为它们促进了燃料消耗和复杂性的降低。例如，一种已知的飞行器的引擎包括既能够作为马达又能够作为发电机运行的电机，以便于在飞行过程中生成电功率以及启动引擎。这允许移除空气涡轮起动机。这种已知飞行器的一种引擎构型包括联接到双转轴涡轮风扇的高压转轴的此类电机。另一种构型包括联接到三转轴涡轮风扇的中压转轴的此类电机。
3.分析表明，可通过使用低压转轴而不是使用高压转轴产生电功率来实现燃料消耗的进一步降低。此外，还示出了从低压转轴和高压转轴传输功率可改善运行包线内多个阶段处的燃料效率。在一个示例中，可从低压轴产生大约1兆瓦的电功率，其中400千瓦被传输到高压转轴并且剩余部分被供应到机身。
4.还设想未来机身设计可结合机身边界层摄入系统以减少伴流阻力并因此减少燃料消耗。大多数实际提议基于管翼双射流，其中机翼下涡轮风扇引擎还作为涡轮发电机来操作，以用于向飞行器的尾部处的边界层摄入风扇供应电力。此类后部安装的风扇可需要超过2兆瓦来有效地操作。因此，可能需要每个涡轮风扇引擎来为机身产生另外兆瓦的电功率。
5.因此，在此类情形下，将需要中电压(如iec 60038:2009所定义，即1千伏交流或更大)电气系统来保持可接受的电流额定值，因为过高的电流在焦耳损耗和导体重量方面具有不利影响。然而，由于高空电弧放电和电晕的风险，希望减少在中电压下操作的系统的数量，因此对于较低功率系统保持较低电压额定值是慎重的。
6.因此，本发明的目的是提供一种用于气体涡轮引擎的电气系统，该电气系统便于将功率从一个电气网络传输到在不同电压下操作的另一个电气网络。


技术实现要素：

7.在一方面，提供了具有转轴的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎还包括：
8.第一旋转电机，该第一旋转电机与该转轴机械地联接并且具有与该第一旋转电机连接的第一功率转换器，以将该电机与在第一电压下操作的第一直流网络接合；
9.第二旋转电机，该第二旋转电机与该转轴机械地联接并且具有与该第二旋转电机连接的第二功率转换器，以将该电机与在比所述第一电压大的第二电压下操作的第二直流网络接合；
10.其中该第一电机和该第二电机能够作为马达
‑
发电机组来操作，以用于将电功率从该第二直流网络传输到该第一直流网络。
11.在一个实施方案中，该第一电机具有比该第二电机低的功率额定值。
12.在一个实施方案中，该第一功率转换器是单向整流器。在一个实施方案中，该第二功率转换器是单向逆变器。
13.在一个实施方案中，该第一功率转换器和该第二功率转换器是双向转换器，由此，该第一电机和该第二电机可作为马达
‑
发电机组来操作以用于在第一直流网络和第二直流网络之间传输电功率。
14.在一个实施方案中，该转轴是低压转轴，并且该气体涡轮引擎还包括高压转轴。
15.在一个实施方案中，该气体涡轮引擎还包括第三旋转电机，该第三旋转电机与该高压转轴机械地联接并且具有与该第三旋转电机连接的第三功率转换器，以将该第三电机与第一直流网络接合。
16.在一个实施方案中，该第三功率转换器是单向逆变器。
17.在一个实施方案中，该第三功率转换器是双向转换器。
18.在一个实施方案中，该电机包括永磁体转子。
19.在一个实施方案中，该第一电机和该第二电机被配置作为电动发电机。
20.在一个实施方案中，该第二直流网络包括引擎电子控制器。
21.在一个实施方案中，该第一直流网络包括与相应引擎附件连接的一个或多个电气附件驱动器。
22.在一个实施方案中，该引擎附件是选自以下的一个或多个引擎附件：
23.燃料泵；
24.油泵；
25.液压泵；
26.座舱鼓风机。
27.在一个实施方案中，第二直流网络包括能量存储装置，由此，该马达
‑
发电机组能够操作以从该能量存储装置向第一直流网络提供功率。
28.在另一方面，提供了一种方法，该方法包括将电功率从在大于第一电压的第二电压下操作的第二直流网络传输至在第一电压下操作的第一直流网络，该方法还包括：
29.提供前述类型的气体涡轮引擎；
30.在该第二电压下从该第二直流网络向该第二功率转换器提供电功率；
31.由该第二功率转换器引起该第二电机的旋转并由此引起该第一电机的旋转；
32.由该第一电机生成电功率；
33.由该第一功率转换器在该第一电压下向该第一直流网络提供电功率。
附图说明
34.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：
35.图1示出用于飞行器的引擎的一般布置结构；
36.图2示出了用于图1的引擎的电气系统；
37.图3示出了用于图1的引擎的马达
‑
发电机组的第一实施方案；并且
38.图4示出了用于图1的引擎的马达
‑
发电机组的第二实施方案。
具体实施方式
39.图1
40.图1示出了用于飞行器的引擎101的总体布置结构。在本实施方案中，引擎101具有涡轮风扇配置并因此包括导管风扇102，该导管风扇接收进气a并生成两股加压气流：轴向穿过旁路导管103的旁路流b和进入核心气体涡轮的核心流c。本领域的技术人员将理解，本发明的原理可应用于其他引擎配置，诸如后风扇、桨扇、反向旋转导管式风扇等，或者甚至应用于非飞行器引擎，诸如基于陆地或海洋的气体涡轮引擎。
41.再次参考该附图，核心气体涡轮以轴流串的形式包括低压压缩机104、高压压缩机105、燃烧器106、高压涡轮107和低压涡轮108。
42.在运行中，核心流c由低压压缩机104压缩，并且然后被引导至高压压缩机105中以进行进一步的压缩。从高压压缩机105排出的压缩空气被引导至燃烧器106中，在该燃烧器中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。所得的热燃烧产物然后膨胀通过并由此驱动高压涡轮107，并且继而在驱动低压涡轮108之后被排出以提供总推力的一小部分。
43.高压涡轮107通过互连轴来驱动高压压缩机105。低压涡轮108通过另一个互连轴来驱动低压压缩机104。高压压缩机105、高压涡轮107和相关联的互连轴一起形成引擎101的高压转轴的一部分。类似地，低压压缩机104、低压涡轮108和相关联的互连轴形成引擎101的低压转轴的一部分。此类术语对于本领域技术人员将是熟悉的。
44.在本实施方案中，风扇102由低压涡轮108经由呈行星构型的周转齿轮箱109形式的减速齿轮箱驱动。因此，在该配置中，低压涡轮108与齿轮箱109的太阳齿轮连接。太阳齿轮与位于旋转架中的多个行星齿轮啮合，这些行星齿轮继而与静止环形齿轮啮合。旋转架经由风扇轴110驱动风扇102。
45.应当理解，在另选的实施方案中，可以替代地使用恒星构型的周转齿轮箱(其中行星架是静止的并且环形齿轮旋转并提供输出)。在其他另选的实施方案中，风扇102可由低压涡轮机108直接驱动，从而形成低压转轴的一部分。另外的另选布置结构可涉及提供特别用于驱动风扇的另外的涡轮，称为三轴或三转轴构型。
46.在本实施方案中，第一旋转电机111与该低压转轴机械地联接。在本实施方案中，第一电机111与涡轮机械同轴地安装在引擎101的尾锥112中，并且联接到低压涡轮108。在另选的实施方案中，第一电机111可定位成与低压压缩机104轴向对齐，该低压压缩机可以采取叶片盘状部或叶片鼓构型以为第一旋转电机111提供空间。
47.如该介绍中所述，高级飞行器上的某些特征结构诸如电动推进器可能需要更高水平的电功率。为此，引擎101还包括也机械地联接到低压涡轮108的第二旋转电机113。在本实施方案中，第二电机113与涡轮机械和第一电机111同轴地安装在引擎101的尾锥112中。
48.在本实施方案中，附加的第三旋转电机114与该高压转轴联接。在本实施方案中，第三电机114经由常规驱动构型的由高压转轴驱动的核心安装的辅助齿轮箱115联接到高压转轴。
49.当然，本领域的技术人员将认识到，可以采取用于第一电机、第二电机和第三电机的任何其他合适的位置。
50.例如，在另选的实施方案中，第三电机114可与涡轮机械同轴地安装在引擎101中。第三电机114可轴向安装成与低压压缩机104和高压压缩机105之间或低压压缩机104和齿
轮箱109之间的导管对齐。在另选的实施方案中，第一电机111可轴向安装成与低压压缩机104和高压压缩机105之间的导管对齐。
51.在本实施方案中，电机111、113和114中的每一者与功率电子器件模块(pem)116连接。在本实施方案中，pem 116安装在引擎101的风扇箱117上，但是应当理解，它可以安装在其他地方，诸如安装在核心气体涡轮上，或者安装在引擎101所附接的车辆中。此外，pem 116的不同部件可分布在不同位置之间。例如，一些部件可安装在引擎101上，并且一些部件可安装在引擎101所附接的车辆中。
52.在本示例中，pem 116的控制以及因此第一电机111、第二电机112和第三电机113的控制由电子引擎控制器(eec)118执行。在本实施方案中，eec 118是全权限数字引擎控制器(fadec)，其构型将是本领域技术人员已知和理解的。因此，它控制引擎101的所有方面，即核心气体涡轮以及第一电机111、第二电机112和第三电机113。以这种方式，eec118可以整体地响应于推力需求和电功率需求。
53.将参考图2进一步描述通过eec 118对pem 116进行的操作。
54.引擎101的各种实施方案可包括以下特征中的一者或多者。
55.应当理解，代替具有导管风扇布置结构的涡轮风扇，引擎101可以替代地是包括用于产生推力的推进器的涡轮螺桨发动机。
56.低压压缩机104和高压压缩机105可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。除轴向级之外或代替轴向级，低压压缩机104或高压压缩机105可包括离心压缩级。
57.低压涡轮107和高压涡轮108也可包括任何数量的级。
58.风扇102可具有任何期望数量的风扇叶片，例如16、18、20或22个风扇叶片。
59.每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部(或毂部)延伸到100％跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率—毂部
‑
尖端比率—可小于(或大约为)以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。毂部
‑
尖端比率可在由前述值中的任何两个限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。毂部
‑
尖端比率都可以在叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。当然，毂部
‑
尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。
60.可在引擎中心线和风扇叶片在其前缘处的尖端之间测量该风扇102的半径。风扇直径可以大于(或大约为)以下中的任何一个：2.5米、2.6米、2.7米、2.8米、2.9米、3米、3.1米、3.2米、3.3米、3.4米、3.5米、3.6米、3.7米、3.8米或3.9米。风扇直径可在由前述值中的任何两个限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。
61.风扇102的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于2500rpm，例如2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在2.5米至3米(例如2.5米至2.8米)范围内的引擎，在巡航条件下风扇102的旋转速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，或例如在1900rpm至2100rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在3.2米至3.8米范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋
转速度可在1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内、例如在1400rpm至1600rpm的范围内。
62.在使用引擎101时，(具有其相关联的风扇叶片的)风扇102围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度u
尖端
移动。风扇叶片对流所做的功导致流的焓升dh。风扇尖端负载可被定义为dh/u
尖端2
，其中dh是跨风扇的焓升(例如一维平均焓升)，并且u
尖端
是风扇尖端的(平移)速度，例如在尖端的前缘处(可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度)。巡航条件下的风扇尖端负载可大于(或大约为)以下中的任何一个：0.3、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。
63.引擎101可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路导管的流b的质量流率与穿过核心的流c的质量流率的比率。取决于选定构型，该旁路比率可大于(或大约为)以下中的任何一个：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5或17。该旁路比率可在由前述值中的任何两个限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。该旁路导管可以是基本上环形的。该旁路导管可位于核心引擎103的径向外侧。旁路导管的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
64.引擎101的总压力比可以被定义为风扇102上游的滞止压力与高压压缩机105的出口处(进入燃烧器之前)的滞止压力的比率。以非限制性示例的方式，引擎101在巡航时的总压力比可大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前述值中的任何两个限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。
65.引擎101的比推力可被定义为引擎101的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，引擎101的比推力可小于(或大约为)以下中的任何一个：110nkg
‑1s、105nkg
‑1s、100nkg
‑1s、95nkg
‑1s、90nkg
‑1s、85nkg
‑1s或80nkg
‑1s。比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。
66.引擎101可以具有任何期望的最大推力。例如，引擎101可以能够产生至少(或大约)为以下任何一个的最大推力：160千牛顿、170千牛顿、180千牛顿、190千牛顿、200千牛顿、250千牛顿、300千牛顿、350千牛顿、400千牛顿、450千牛顿、500千牛顿或550千牛顿。最大推力可在由前述值中的任何两个限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15摄氏度(环境压力101.3千帕，温度30摄氏度)、引擎101静止时的最大净推力。
67.在使用中，高压涡轮107的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为涡轮入口温度或tet，可在燃烧器106的出口处测量，例如直接在其本身可被称为喷嘴导向轮叶的第一涡轮轮叶的上游测量。在巡航时，tet至少可以是(或大约为)以下中的任何一个：1400开尔文、1450开尔文、1500开尔文、1550开尔文、1600开尔文或1650开尔文。巡航时的tet可在由前述值中的任何两个限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。例如，引擎101的在使用中的最大tet可以是至少(或大约为)以下的任何一个：1700开尔文、1750开尔文、1800开尔文、1850开尔文、1900开尔文、1950开尔文或2000开尔文。最大tet可在由前述值中的任何两个限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。可以例如在高推力条件下发生最大tet，例如在最大起飞(mto)条件下发生最大tet。
68.本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或基于铝的材料(诸如铝锂合金)或基于钢的材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗(例如，来自鸟类、冰或其他材料的)冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以举例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体。
69.风扇102可包括中央毂部部分，风扇叶片可从该中央毂部部分例如沿径向方向延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部中的对应狭槽接合。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央毂部部分整体地形成。此类布置结构可以是叶片盘状部或叶片环。可以使用任何合适的方法来制造此类叶片盘状部或叶片环。例如，风扇叶片的至少一部分可由胚料加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)来附接到毂部/盘状部。
70.引擎101可以被设置有可变面积喷嘴(van)。此类可变面积喷嘴可允许旁路导管的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有van的引擎。
71.如本文所用，巡航条件具有常规含义并且将易于被本领域的技术人员理解。
72.此类巡航条件通常可被定义为中间巡航的条件，例如飞行器和/或引擎在爬升顶点和下降起点之间的中点(就时间和/或距离而言)处所经历的条件。因此，巡航条件定义气体涡轮引擎的操作点，该操作点在考虑提供给气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保该飞行器在中间巡航时的稳态操作(即，保持恒定的高度和恒定的马赫数)的推力。例如，如果引擎被设计为附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器上，则在巡航条件下，引擎提供该飞行器在中间巡航时稳态运行所需的总推力的一半。
73.换句话讲，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被定义为在中间巡航大气条件(在中间巡航高度下由根据iso 2533的国际标准大气定义)下提供指定推力的引擎的操作点(需要在给定中间巡航马赫数下，与飞行器上的任何其他引擎相结合，提供气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的稳态操作)。对于飞行器的任何给定气体涡轮引擎而言，中间巡航推力、大气条件和马赫数是已知的，因此在巡航条件下，引擎的操作点是明确定义的。
74.巡航条件可对应于处于10000米至15000米的范围内的高度处的isa标准大气条件，诸如10000米至12000米、或10400米至11600米(约38000英尺)、或10500米至11500米、或10600米至11400米、或10700米(约35000英尺)至11300米、或10800米至11200米、或10900米至11100米、或11000米。巡航条件可对应于这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。
75.在巡航条件下的前进速度可以是从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如以下中的一个：0.75马赫至0.85马赫、0.76马赫至0.84马赫、0.77马赫至0.83马赫、0.78马赫至0.82马赫、0.79马赫至0.81马赫、0.8马赫、0.85马赫、或0.8马赫至0.85马赫的范围内。这
些范围内的任何单一速度可以是巡航条件。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
76.因此，例如，巡航条件可以具体对应于23千帕的压力、负55摄氏度的温度和0.8的正马赫数。
77.然而，当然可以理解，本文要求保护的本发明的原理仍然可以应用于具有落在上述参数范围之外的合适设计特征的引擎。
78.图2
79.图2中示出了用于连接低压转轴上的第一电机111和第二电机113的电气系统201。在该实施方案中，电气系统201还与高压转轴上的第三电机114连接。
80.电气系统201以单线图的形式示出，其约定对于本领域技术人员而言是熟悉的。因此，对于交流电(ac)，单条线替代了多条多相线；对于直流电(dc)，单条线替代了+v和
–
v线。
81.pem 116包括具有与第一电机111连接的交流侧的第一功率转换器201，以及具有与第二电机113连接的交流侧的第二功率转换器202。
82.第一功率转换器201的直流侧与在第一直流电压下操作的第一直流网络203连接。在一个实施方案中，第一直流电压高达1千伏。在一个实施方案中，第一直流电压高达
±
500伏。在一个实施方案中，第一直流电压为540伏。在一个实施方案中，第一直流电压为
±
270伏。
83.第二功率转换器202的直流侧与在第二直流电压下操作的第二直流网络204连接。该第二直流电压大于该第一直流电压。在一个实施方案中，第二直流电压为1千伏或更大。在一个实施方案中，第二直流电压为3千伏。在一个实施方案中，第一直流电压为
±
1.5千伏。
84.在一个实施方案中，第一电机111和第二电机113都是永磁体转子电机。另选地，第一电机111和第二电机113中的一者或两者可以替代地是不同的电机类型，诸如感应式、电磁式、开关磁阻式等。
85.在一个实施方案中，第一电机111被配置有比第二电机113低的额定功率。例如，在一个实施方案中，第一电机111被配置有500千瓦的额定功率，并且第二电机113被配置有2兆瓦的额定功率。
86.在操作中，第一电机111和第二电机113被配置为配合以将功率从第二直流网络204传输到第一直流网络203。这通过将第一电机111和第二电机113作为马达
‑
发电机组操作来实现。因此，第二电机113作为马达来操作，并且第一电机111作为发电机来操作。这样，第二直流总线204上可用的电功率(例如，来自另一个发电机或电池或任何其他电功率源)可被传输到第一直流网络203。
87.将第一电机111和第二电机113配置为以这种方式操作提供了与在直流网络202和203之间使用直流
‑
直流转换器相比的多种益处。
88.具体地讲，它允许第二直流网络204上的电功率源用于为第一直流网络203上的装置供电。例如，在一个实施方案中，eec 118经由第一直流网络203供电，因此可以在发动机启动之前使用功率源诸如在第二直流网络204上的电池来初始化。由电气附件驱动器驱动的其他引擎附件205也可以这种方式诸如例如燃料泵、油泵、液压泵和/或座舱鼓风机来供电。
89.此外，电机作为马达
‑
发电机组的配置提供了谐波消除、频率转换和线路隔离。这允许在两个直流网络202和203上采用不同的功率质量标准。电机的该组合还对静电放电提供电阻。此外，由于热限制部件(绕组和定子，与固态开关和散热器相比)的质量大得多，由电机111和113形成的马达
‑
发电机组可以比相同平均负载额定值的半导体装置更好地处理大的短期负载。
90.在一个实施方案中，第一功率转换器201是单向整流器，并且第二功率转换器202是单向逆变器。因此，第一电源转换器201被配置为将由第一电机111生成的交流转换为用于第一直流网络203的直流，并且第二电源转换器202被配置为将由第二电机113生成的交流转换为用于第二直流网络204的直流。
91.在不同的实施方案中，第一功率转换器201和第二功率转换器202是能够从交流转换成直流(反之亦然)的双向转换器。这样，也可以通过操作作为马达的第一电机111和作为发电机的第二电机113将来自第一直流网络202的电功率传输至第二直流网络202。
92.在一个实施方案中，第三电机114与第三功率转换器206的交流侧连接。第三功率转换器206的直流侧与第一直流网络202连接。
93.在一个具体实施方案中，第三功率转换器206是单向逆变器。因此，在操作中，可以通过以下操作来实现引擎启动：使用来自第二直流网络204上的电功率源的电功率驱动作为马达的第二电机113，由充当发电机的第一电机111为第一直流网络203生成电功率，以及由充当马达的第三电机114使用来自第一直流网络203的电功率驱动高压转轴。
94.在另一个实施方案中，第三功率转换器206是双向功率转换器。因此，在操作中，可以由第三电机114生成功率并经由作为马达
‑
发电机组操作的第一电机111和第二电机113将该功率传输到第二直流网络204。
95.在引擎101中的转轴之间提供双向电功率传输允许涡轮机械被设计成利用由功率传输赋予的伴随优点。例如，在飞行器任务的进近阶段期间从低压转轴到高压转轴的功率传输减小了引擎101的有效推力，同时保持足够的高压转轴旋转速度以安全地启动复飞操作。另外，在引擎101中，在减速操作期间从高压转轴到低压转轴的功率传递降低了弱熄灭的风险，从而实现更优的燃烧器设计。
96.图3
97.图3中示出了第一电机111和第二电机113的一种可能布置结构。在该实施方案中，这两个电机是通过轴连接的单独电机。
98.图4
99.图4中示出了第一电机111和第二电机113的另一种可能布置结构。在该实施方案中，这两个电机形成具有它们自身的绕组设置但具有共用转子的电动发电机。
100.已经描述了各种示例，每个示例都以各种特征组合为特征。本领域技术人员将理解，除非明显相互排斥，否则任何特征可单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本发明扩展到并包括本文所述的一个或多个特征的所有组合和子组合。