CN112996995A 飞行器原动机系统、操作方法以及用途 （Gkn航空服务有限公司）

PCT/GB2019/05293420WO2020/079419EN2020.04.源飞行器推进装置包括低温推进源和燃烧推进2烧来生成用于飞行器的推进力并且通过发电来生成用于飞其中，所述低温源被布置成向飞行器发动机阵列贡献低温资源，以通过4.根据权利要求1到3中的任一项所述的飞行器推进装置其中，所述低温源和所述燃烧源被布置成向发动机阵列贡献相应的资源以生成推进7.一种在飞行器原动机系统中的低温系统9.根据权利要求7或8所述的低温系统，其中，所储罐，所述储罐用于存储从液体制冷剂形成的汽化液3其中，所述通道在所述制冷剂容器和所述动力单低温系统，所述低温系统包括制冷剂容器，所述制冷剂容造成在所述边界层吸入低温原动机的操作期间21.根据权利要求15到20所述的飞行器原动机系统，包括至少两个燃烧原动机和一个所述飞行器原动机系统还包括导管，所述导管用于从所所述至少两个燃烧原动机中的一个燃烧原动机被布置成经由所述导管接收汽化的液4其中，所述至少一个燃烧原动机和所述至少一个低温原39.一种部分低温燃料源在包括多个原动机的飞行器中的用途，所述部分低温燃料源40.一种低温源与非低温源相结合用以提供用于飞行器中的多个原动机的一部分燃料41.一种制冷剂的用途，用以使用根据权利要求15到27中的任一项所述的飞行器原动545.根据权利要求44所述的多源飞行器推进装置，其中，46.根据权利要求44或45所述的多源飞行器推进装置，其中，所述第二阶段是巡航阶50.一种发动机控制装置，所述发动机控制装置能够运行以提供用于根据上述权利要51.一种操作飞行器的方法，所述飞行器包括根据上述权利要求中的任一项所述的装6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7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[0016]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机和所述至少一个低温原动机中的一个低温原8[0030]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[0033]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[0036]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[0041]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9[0044]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[0045]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[0046]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[0047]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、的装置100与图1所示的装置20的不同之处[0049]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[0051]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[0052]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[0054]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[0058]通过使用多种燃料类型的组合，可以克服与H2或LH2燃料罐2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[0064]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[0066]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[0069]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[0072]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[0073]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[0076]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[0077]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14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[0078]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[0082]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(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[0088]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设计成到机翼上的发动机(但是这也可以作为一个选项)；[0096]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源310和液态源320的距离也提高了装[0100]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。[0103]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[0105](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[0106](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[0107]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[0108]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[0109]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)：[0117]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[0119]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、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[0120]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[0125]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[0127]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[0133]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[0136]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[0143]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