[發(fā)明專利]用于航空器的混合電動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)及其操作方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201810474062.4
• 申請(qǐng)日: 2018-05-17
• 公開（公告）號(hào): CN108945479B
• 公開（公告）日: 2022-01-28
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: B.W.米勒;M.T.甘斯勒;S.阿迪巴特拉;D.E.伯格斯滕;N.A.瓦納;D.A.古茨
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 通用電氣公司
• 主分類號(hào): B64D27/02
• 分類號(hào): B64D27/02
• 代理公司: 中國(guó)專利代理(香港)有限公司 72001
• 代理人: 金飛;譚祐祥

1.一種操作用于航空器的混合電動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)的方法，所述方法包括：

確定所述航空器的飛行階段參數(shù)等于第一值；

響應(yīng)于確定所述航空器的所述飛行階段參數(shù)等于所述第一值而以充電模式操作所述混合電動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)，其中以所述充電模式操作所述混合電動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)包括利用燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)電機(jī)以產(chǎn)生電力、利用所述燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)主要推進(jìn)器以產(chǎn)生推力以及利用所產(chǎn)生的所述電力的至少一部分來(lái)對(duì)能量存儲(chǔ)單元充電；

確定所述航空器的所述飛行階段參數(shù)等于不同于所述第一值的第二值；

響應(yīng)于確定所述航空器的所述飛行階段參數(shù)等于所述第二值而以放電模式操作所述混合電動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)，其中以所述放電模式操作所述混合電動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)包括將電力從所述能量存儲(chǔ)單元提供到以下中的至少一個(gè)：提供到電動(dòng)推進(jìn)器組合件以驅(qū)動(dòng)所述電動(dòng)推進(jìn)器組合件，或提供到所述電機(jī)以驅(qū)動(dòng)所述燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)或多個(gè)部件；以及

響應(yīng)于確定所述航空器的所述飛行階段參數(shù)等于所述第二值而改變所述燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)的操作，其中，改變所述燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)的操作包括以空轉(zhuǎn)或次空轉(zhuǎn)模式操作所述燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，以所述放電模式操作所述混合電動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)包括將電力從所述能量存儲(chǔ)單元提供到所述電動(dòng)推進(jìn)器組合件的電動(dòng)機(jī)，所述電動(dòng)機(jī)傳動(dòng)連接到所述電動(dòng)推進(jìn)器組合件的推進(jìn)器。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一值對(duì)應(yīng)于所述航空器處于起飛飛行階段，且其中所述第二值對(duì)應(yīng)于所述航空器處于爬升飛行階段的最高處。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一值對(duì)應(yīng)于所述航空器處于第一巡航飛行階段，且其中所述第二值對(duì)應(yīng)于所述航空器處于第二巡航飛行階段。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一值對(duì)應(yīng)于巡航飛行階段，且其中所述第二值對(duì)應(yīng)于下降飛行階段。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，進(jìn)一步包括：

確定所述航空器的所述飛行階段參數(shù)等于第三值；

響應(yīng)于確定所述航空器的所述飛行階段參數(shù)等于所述第三值而以所述充電模式操作所述混合電動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)；

確定所述航空器的所述飛行階段參數(shù)等于第四值；以及

響應(yīng)于確定所述航空器的所述飛行階段參數(shù)等于所述第四值而以所述放電模式操作所述混合電動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于，所述第一值對(duì)應(yīng)于所述航空器處于起飛飛行階段，其中所述第二值對(duì)應(yīng)于所述航空器處于爬升飛行階段的最高處，其中所述第三值對(duì)應(yīng)于所述航空器處于巡航飛行階段，且其中所述第四值對(duì)應(yīng)于所述航空器處于下降飛行階段。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)是第一燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)，其中所述主要推進(jìn)器是第一主要推進(jìn)器，其中所述電機(jī)是第一電機(jī)，且其中改變所述第一燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)的操作還包括以高功率模式操作所述混合電動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)的第二燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)，從而以機(jī)械方式驅(qū)動(dòng)第二主要推進(jìn)器且進(jìn)一步驅(qū)動(dòng)第二電機(jī)以產(chǎn)生電力。

9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，確定所述航空器的所述飛行階段參數(shù)等于所述第一值包括基于用于所述航空器的性能圖來(lái)確定所述飛行階段參數(shù)的值。

10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，確定所述航空器的所述飛行階段參數(shù)等于所述第一值包括：

確定所述航空器的一個(gè)或多個(gè)操作參數(shù)；以及

至少部分地基于所確定的所述航空器的所述操作參數(shù)來(lái)確定所述飛行階段參數(shù)的值。

11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，其特征在于，所述航空器的所述一個(gè)或多個(gè)操作參數(shù)包括以下中的一個(gè)或多個(gè)：所述航空器的海拔高度，所述航空器的海拔高度改變，所述航空器的空速，所述航空器的空速改變或所述航空器的當(dāng)前飛行持續(xù)時(shí)間。