本公开涉及用于混合动力电动飞行器的推进系统，以及包括所述推进系统的飞行器。
背景技术：
传统上，飞行器由一个或多个推进器推进，例如由诸如燃气涡轮发动机或活塞发动机的内燃机驱动的风扇或螺旋桨。传统上，推进器由直接驱动轴或减速齿轮箱驱动。
已经提出通过远离内燃机的一个或多个电驱动风扇来替换或增加由机械驱动的推进风扇提供的功率。这种系统被称为“混合动力推进系统”。在这种系统中，电驱动风扇将由内燃机驱动的发电机供能。这种系统的优点包括除了提高推进效率和减小阻力之外，还能够通过在不同位置提供推进器来提供额外的控制。
amirsgohardani的“asynergisticglanceattheprospectsofdistributedpropulsiontechnologyandtheelectricaircraftconceptforfutureunmannedairvehiclesandcommercial/militaryaviation”公开了许多分布式飞行器推进概念，包括边界层摄取(bli)以及动力升降机概念。
这些概念可以允许显著更高效的飞行器。然而，对于如何整合燃气涡轮发动机循环以用于这些概念以便获得最大的整体系统效率的研究相对较少。
技术实现要素：
根据第一方面，提供了一种混合动力飞行器推进系统，其包括：
燃气涡轮发动机，其包括压缩机、燃烧器、一个或多个涡轮机、耦接到其中一个涡轮机的轴、以及由所述轴机械驱动的旁路风扇；
机械耦接到所述轴的发电机；
辅助推进器，其机械地耦接到电动机，并且电耦接到所述发电机；
其中，在最大功率下，所述燃气涡轮发动机配置成产生1800开尔文和2000开尔文之间的涡轮机进入温度，所述发动机包括4:1和13:1之间的风扇旁通比，并且所述发电机配置成吸收所述涡轮机产生的机械功率的10%至60%。
已经发现，在混合动力飞行器中具有相对高的涡轮机进入温度和相对低的风扇旁通比的燃气涡轮发动机导致高的整体飞行器系统水平效率。
所述风扇可具有在1.1和1.4之间的最大功率下的风扇叶尖压力比。
风扇驱动涡轮机可具有大于约5的压力比。
风扇的风扇旁通比可以在5:1和10:1之间。
风扇旁通比与涡轮机压力比之比可以在1和2之间。
风扇可以耦接到涡轮机，使得风扇和涡轮机在使用中以相同的转速旋转。
辅助推进器可以配置成在飞行中摄取边界层气流。
燃气涡轮发动机可包括低压涡轮机、高压涡轮机、低压压缩机和高压压缩机。低压涡轮机可以通过低压轴耦接到低压压缩机、发电机和风扇，并且高压涡轮机可以通过高压轴耦接到高压压缩机。
根据本公开的第二方面，提供了一种包括根据第一方面的推进系统的飞行器。
辅助推进器可以定位成使得入口位于飞行器的后部区域附近，并且可以包括邻近飞行器后部的出口。
技术人员应了解，除其中相互排斥外，关于上文方面中的任一项描述的特征可在已作必要修正的情况下应用于任何其他方面。此外，除其中相互排斥外，本文描述的任何特征可应用于任何方面和/或与本文描述的任何其他特征组合。
附图说明
现将参考附图仅通过示例的方式描述实施例，其中：
图1是根据本发明的飞行器的俯视示意图；
图2是图1的飞行器的推进系统的示意图；和
图3是图1的飞行器的替代推进系统的示意图。
具体实施方式
参考图1，示出了飞行器1。该飞行器包括机身2、机翼3、位于飞行器1后部的尾翼4和推进系统。
推进系统包括一对燃气涡轮发动机5，其中每个机翼3上设置一个。每个燃气涡轮发动机包括机械驱动的风扇10(如图2所示)。推进系统还包括位于尾翼4附近的管道式goldschmied推进器6形式的辅助推进器。
goldschmied推进器包括管道式风扇6，管道式风扇6具有入口7，入口7配置成摄取边界层空气。边界层空气是邻近飞行器外表面的空气，其在飞行器参考系中的速度小于自由流速度的99%。因此，在该实施例中，入口7设置成靠近尾翼4附近的机身2的外表面，大致在尾翼4的水平尾部表面的前缘的纵向位置处。
类似地，goldschmied推进器6包括在入口7下游的出口8，其邻近飞行器机身2的尾部后缘。因此，goldschmied推进器6鉴于其摄入缓慢移动的边界层空气而具有增加的推进效率，并且还用于通过填充飞行中的飞行器的尾波来减少阻力。
在图2中更详细地示出了燃气涡轮发动机5中的一个以及辅助推进器6。应该理解，组件的相对位置和大小不一定代表真实系统。
燃气涡轮发动机5各自包括机械驱动的推进器。在该实施例中，机械驱动的推进器呈管道式风扇10的形式。管道式风扇10设置在旁通管道19内。每个燃气涡轮发动机5还包括发动机核心，该发动机核心包括流动串联的压缩机11、燃烧器12和涡轮机13。压缩机11和涡轮机13绕共同的轴线旋转，并且通过互连轴14耦接，互连轴14也耦接到发电机15和风扇10，从而驱动发电机15和风扇10。
发电机15经由电互连器17电耦接到电动机16。电动机16和发电机15可以是任何合适的类型，例如永磁dc和无刷交流电。因此，互连器17可以承载ac或dc电流。可选地，提供电力电子模块18，其可以包括：整流器，用于将来自发电机15的ac电力转换为用于电动机16的dc电力；或者逆变器，用于将来自发电机15的dc电力转换为用于电动机16的ac电力。可以提供装置的组合来控制电力的电压、电流和频率。还可以提供诸如电池的电存储装置。
电动机16通过驱动轴19机械地耦接到辅助风扇6，从而驱动辅助风扇6。
推进系统可以以下列方式操作。空气通过进气口(未示出)提供给燃气涡轮发动机5。该空气由压缩机11压缩，在燃烧器12中与燃料一起燃烧以产生热燃烧气体，并在涡轮机13中膨胀以使轴14、压缩机11、发电机15和风扇10旋转。发电机15的旋转产生电力。该电力通过电互连器17和电力电子模块18提供给16，从而驱动辅助推进器6。
燃气涡轮发动机被优化以有效地为风扇10提供机械功率，为辅助推进器6以及其他电负载提供电力。在以下示例中，发动机参数是相对于在标准海平面条件下以最大认证静态起飞功率操作的发动机给出的。这可以通过满足但不超过一个或多个“红线”条件的最大功率来定义。例如，一个红线条件是涡轮机进入温度(tet)。另一个红线条件可以是轴14的转速。
发电机15的尺寸设计成吸收风扇驱动涡轮机13产生的机械功率的10%至60%。例如，在配置成在海平面条件下以最大功率产生1兆瓦(mw)的风扇驱动涡轮机中，发电机配置成吸收100和xxx千瓦(kw)之间。由发电机15吸收的一部分功率将被转换成电力，其余部分被转换成热量。对于上述示例，在90%效率的发电机15的情况下，其中发电机吸收100kw，90kw将转换成电功率，10kw被转换成热量。机械功率的其余部分将在风扇10和压缩机11之间分开。
通常，压缩机吸收风扇驱动涡轮机产生的功率的30%至60%。剩余的功率用于驱动风扇10。
压缩机11、燃烧器12和涡轮机13配置成在最大发动机功率下提供1800开尔文(k)和2000k之间的涡轮机进入温度(tet)。控制tet的方法是本领域技术人员公知的。例如，通过使用具有更高压缩比的压缩机11可以增加tet。类似地，可以通过向燃烧器12提供额外的燃料来升高tet。另一方面，可以通过向燃烧器12和/或涡轮机13提供冷却流(例如内部或渗出空气冷却)来减少tet。
风扇10具有由仅通过风扇管道19流动的空气质量流量与流过发动机核心(即进入压缩机11)的空气质量流量之比定义的旁通比。同样，旁通比可以通过以下确定：测量通过旁通管道的空气质量流量，不包括通过发动机核心的空气流量，并且将其除以在最大起飞功率条件下(如上所述)通过发动机核心的质量空气流量。在本公开中，风扇具有1:1至13:1的旁通比。在一个具体示例中，风扇的旁通比在5:1和10:1之间。
风扇还将风扇叶尖压力比定义为最大起飞功率条件。风扇叶尖压力比被定义为风扇叶片的径向外部尖端处的风扇紧邻下游的气流的总压力(即，动态压力和静压力的总和)除以在风扇的相同径向位置紧邻上游的总压力。例如，在风扇是单级风扇(即，具有单个转子级和转子级下游的单个定子级)的情况下，在风扇叶片尖端的下游紧邻测量风扇叶尖压力比。在本公开中，风扇叶尖压力比在1.1和1.4之间。
涡轮机13还定义了涡轮机压力比。涡轮机压力比可以定义为涡轮机13的入口(即，紧接在涡轮机的第一级之前，其可以是转子或定子)处的气体压力除以在该涡轮机的出口(即，紧接在涡轮机的最后一级的下游，其也可以是转子或定子)处的气体的压力。
在传统的飞行器燃气涡轮发动机中，因为必须满足风扇的有效操作的要求，风扇、燃烧器、压缩机和涡轮机的设计受到影响，虽然也满足风扇的有效操作的要求。
通常，可以以几种方式提供增加的推进效率。第一种方法是提高发动机核心(压缩机、燃烧器和涡轮机)的热效率。这可以通过提高涡轮机入口温度来实现。第二种方法是通过增加旁通比来提高推进效率。
通常，具有高tet的发动机还具有风扇旁通比和/或高风扇叶尖压力比。这是因为，为了将提高的热效率有效地转换为推进推力，必须提供高推力风扇。这种高推力风扇可以通过提供高旁通比、低压力比的单级风扇(通常在15:1旁通比的范围内，风扇压力比在1.4左右)来提供，或利用具有更高的压力比的更快的转向、更低的旁通比风扇(通常在10:1旁通比的范围内，并且风扇压力比大于1.6)来提供。类似地，可以使用多级风扇提供低得多的旁通比(约3:1或更低)，但具有更高的风扇叶尖压力比(大约2:1或更大)。然而，据我们所知，具有低旁通比和低风扇叶尖压力比的风扇在具有高tet的飞行器燃气涡轮发动机中还未被考虑，因为这种高tet将不能有效地转换成额外的推进推力。
然而，在本发明中，来自核心的相当大部分(10%至60%)的附加热能通过由涡轮机13驱动的发电机转换成电力。该电力用于驱动辅助风扇6，从而提高系统的推进效率。因此，提供了一种非常不正统的配置，其中低风扇叶尖压力比、相对低的旁路风扇与混合动力电动燃气涡轮发动机中的相对高的tet发动机核心组合，以提供具有高的总热量和推进效率的系统。
还实现了本公开的其他优点。传统燃气涡轮发动机的限制是风扇和涡轮机的不同操作要求。涡轮机在其具有相对高的叶尖速度的情况下具有更高的效率。因此，为了具有高效率(并且因此减少对于给定膨胀比的额外涡轮机级的需要)，涡轮机必须具有大直径或以高速率转动。另一方面，风扇必须相对缓慢地转动，其中风扇叶尖速度通常限制在大约每秒300米，以限制与超音速风扇叶尖速度相关的效率和噪音惩罚。这又导致大型、重型、低效的慢速转动涡轮机或相对小直径的风扇，这又限制了它们的旁通比，从而限制了系统的推进效率。针对该问题提出的一种解决方案是在涡轮机和风扇之间的传动系中结合减速齿轮箱，以允许慢速转动风扇和高速涡轮机。然而，这种齿轮箱提供了额外的重量，并且可能增加成本并降低可靠性。
本公开克服了该问题。在本公开中，相对低的旁通比、相对低的风扇叶尖压力比与高tet发动机核心和吸收涡轮机功率的10%至60%之间的发电机组合。考虑到低旁通比、低风扇叶尖压力比风扇，可以实现相对较高的风扇转速，因为低旁通比导致较小直径，这降低了风扇叶尖速度，而低风扇压力比增加临界马赫数，因此增加了风扇在压缩效应发生之前可以旋转的速度。这允许快速转动涡轮机，同时避免需要减速齿轮箱。这种配置通常会导致低推进效率，然而，发电机和电动机驱动的辅助风扇吸收涡轮机的剩余功率以增加有效旁通比，从而提高系统的推进效率。
由于这种独特的配置，发动机还有其他值得注意的参数。例如，发动机包括直接驱动旁通风扇和压力比大于5的风扇驱动涡轮机。这是一个相对较高的比率，并且可以实现，尽管有3到6个风扇驱动涡轮机级。这部分地归因于相对高的风扇驱动涡轮机转速，其由于相对小直径的风扇而能够实现，以及归因于由发电机吸收的涡轮机功率的相对高的比例。
图3示出了用于图1的飞行器1的替代推进系统。该推进系统包括驱动发电机1115和风扇110的燃气涡轮发动机105。该系统还包括辅助推进器106。风扇110、发电机和辅助推进器106类似于第一实施例的那些。然而，相对于第一实施例，发动机核心具有不同的配置。
发动机105包括流动串联的低压压缩机111a和高压压缩机111b。燃烧器112设置在高压压缩机111b的下游，按顺序接着是高压涡轮机113a和低压涡轮机113b。高压涡轮机113a通过高压轴114b耦接到高压压缩机111b，并且低压涡轮机113b、低压压缩机111a、风扇110和发电机115通过低压轴114a耦接。
发动机105与发动机5类似地操作，并且具有类似的操作参数。在这种情况下，风扇110、发电机115和低压压缩机114a均由低压涡轮机113b(也可以被视为“风扇驱动涡轮机”)驱动。
在这种配置中，发动机的涡轮机进入温度(tet)由高压涡轮机113a的入口处的气体温度限定。换句话说，无论涡轮机或涡轮机级的数量如何，tet也被定义为在燃烧器112之后到达第一涡轮机级的气体的温度。该实施例中的tet与第一实施例中的tet相同。
涡轮机压力比被定义为低压涡轮机113b即驱动风扇110和发电机115两者的涡轮机上的压力比。同样，该压力比与第一实施例相同。
风扇110类似于第一实施例的风扇，因此风扇参数(叶尖压力比、旁通比)以相同的方式定义。
本公开可以应用的其他飞行器可以具有替代配置。举例来说，这类发动机可具有替代数目的互连轴(例如三个)和/或替代数目的压缩机和/或涡轮机。发动机可包括设置在从涡轮机到压缩机和/或风扇的传动系中的齿轮箱。风扇和发电机可以耦接到分开的轴上的分开的涡轮机，使得发电机和风扇可以相对于彼此以不同的速度旋转。
飞行器可以包括飞翼或混合机翼结构，其中没有提供明显的机身和机翼，而是飞行器的机体有助于提升。
可以使用其他辅助推进器。例如，可以在机翼上前缘的前部或后缘的后部设置一个或多个辅助推进器。可以在翼尖处提供辅助推进器以减小与翼尖涡流相关的阻力。
在其他情况下，发电机的尺寸设计成吸收风扇驱动涡轮机产生的机械功率的10%至60%。已经发现这种比率特别适用于具有相对较短的约800至1000海里范围的支线飞行器。在一个示例中，发电机的尺寸设计成吸收由风扇驱动涡轮机产生的机械功率的大约20%。
应当理解，本发明不限于上述实施例，并且在不脱离本文描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除其中相互排斥外，任何特征可单独或与任何其他特征组合采用，并且本公开延伸到并且包含本文描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。
技术特征：
1.一种混合动力飞行器推进系统，其包括：
燃气涡轮发动机(5)，其包括压缩机(11)、燃烧器(12)、一个或多个涡轮机(13)、耦接到其中一个涡轮机(13)的轴(14)、以及由所述轴(14)机械驱动的旁路风扇(10)；
机械耦接到所述轴(14)的发电机(15)；
辅助推进器(6)，其机械地耦接到电动机(16)，并且电耦接到所述发电机(15)；
其中，在最大功率下，所述燃气涡轮发动机(5)配置成产生1800开尔文和2000开尔文之间的在最大功率下的涡轮机进入温度，所述发动机包括4:1和13:1之间的风扇旁通比，并且所述发电机配置成吸收所述涡轮机产生的机械功率的10%至60%。
2.根据权利要求1所述的系统，其中所述风扇(10)的最大功率下的风扇叶尖压力比在1.1和1.4之间。
3.根据权利要求1所述的系统，其中所述涡轮机(13)的压力比大于约5。
4.根据权利要求2和权利要求3所述的系统，其中所述风扇(10)的旁通比与所述涡轮机(13)的压力比之比在1和2之间。
5.根据权利要求1所述的系统，其中所述风扇的风扇旁通比在5:1和10:1之间。
6.根据权利要求1所述的系统，其中所述风扇(10)耦接到所述涡轮机(13)，使得所述风扇(10)和涡轮机(13)在使用中以相同的转速旋转。
7.根据权利要求1所述的系统，其中所述辅助推进器(6)被配置为在飞行中摄取边界层气流。
8.根据权利要求1所述的系统，其中所述燃气涡轮发动机(5)包括低压涡轮机(113b)、高压涡轮机(113a)、低压压缩机(111a)和高压压缩机(111b)。
9.根据权利要求8所述的系统，其中所述低压涡轮机(113b)通过低压轴(114a)耦接到低压压缩机(111a)、发电机(115)和风扇(110)，并且所述高压涡轮机(113a)通过高压轴(114b)耦接到高压压缩机(111b)。
10.一种飞行器(1)，其包括根据权利要求1所述的混合动力飞行器推进系统。
11.根据权利要求10所述的飞行器，其中辅助推进器(6)定位成使得入口(7)位于所述飞行器(1)的后部区域附近，并且包括邻近所述飞行器(1)的后部的出口(8)。
技术总结
混合动力飞行器推进系统。该系统包括燃气涡轮发动机(5)，其包括压缩机(11)、燃烧器(12)、一个或多个涡轮机(13)、耦接到其中一个涡轮机(13)的轴(14)、以及由所述轴(14)机械驱动的旁路风扇(10)。该系统还包括机械耦接到轴(14)的发电机(15)，以及机械耦接到电动机(16)并电耦接到发电机(15)的辅助推进器(6)。在最大功率下，所述燃气涡轮发动机(5)配置成产生1800开尔文和2000开尔文之间的在最大功率下的涡轮机进入温度，所述发动机包括4:1和13:1之间的风扇旁通比，并且所述发电机配置成吸收所述涡轮机产生的机械功率的10%至60%。
技术研发人员：D.P.斯科瑟恩
受保护的技术使用者：劳斯莱斯有限公司
技术研发日：.04.16
技术公布日：.11.22
