[发明专利]飞机推进系统及相应的操作方法

说明书

本发明涉及一种推进系统(10)，用于安装在包括主体的飞机上，推进系统(10)包括：第一驱动件(11)和第二驱动件(12)，用于安装在所述主体(101)的两侧；传动箱(3)，其通过第一传动轴(51)与第一驱动件(11)连接，其通过第二传动轴(52)与第二驱动件(12)连接；气流产生器(2)，其与传动箱(3)连接，以驱动第一驱动件(11)和第二驱动件(12)旋转；和副涡轮机(4)，其被配置为独立于气流产生器(2)驱动第一驱动件(11)和第二驱动件(12)旋转。

技术领域

本发明涉及飞机领域，具体地，涉及一种用于飞机的推进系统。

背景技术

参考图1，在该申请中，飞机100沿着X轴纵向延伸、沿着Y轴横向延伸、以及沿着Z轴垂直延伸，从而形成正交坐标系(X，Y，Z)。此外，在此坐标系中，前部和后部是根据飞机100沿着X轴在飞行中的位移限定的。换句话说，飞机100的前部和后部沿着图1中的X轴限定，该X轴从后部朝向前部延伸。以已知的方式，飞机100包括沿着飞机100的轴延伸的主体101(称为“机身”)和两个侧翼(未示出)。

以已知的方式，为了实现飞机100的位移，飞机100包括推进系统，推进系统被配置为在与飞机100的位移相反的方向上产生推力P，从而向前推进飞机100。如图1所示，已知地，推进系统包括通常安装在飞机100的主体101两侧的两个涡轮机102。众所周知，涡轮机是内燃发动机，内燃发动机被配置为借助于由发动机吸入的气流驱动一驱动件旋转。在涡轮机当中，已知有涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机，涡轮喷气发动机被配置有空气导流壳体，而涡轮螺旋桨发动机则未被配置空气导流壳体。对于涡轮喷气发动机，驱动件为风扇，而对于涡轮螺旋桨发动机，驱动件为螺旋桨。

进一步地，为了给飞机提供推力，涡轮喷气发动机被配置为在涡轮喷气发动机的入口与出口之间对空气加速。为此，以已知的方式，涡轮喷气发动机(下文统称“发动机”)包括导流壳体，导流壳体中安装有风扇和驱动风扇的气流产生器。

气流产生器包括至少一个压缩机，压缩机被配置为压缩流入空气流，以便输出具有高速、高压和高温的气流。气流产生器还包括燃烧室，用于燃烧压缩后的气流与燃料，以产生大量能量。最后，气流产生器包括至少一个涡轮机，涡轮机被配置为从燃烧室回收能量，以驱动压缩机和风扇。由风扇产生的气流产生推力，以向前推进飞机。

以已知的方式，气流产生器被容置于空气导流壳体中，空气导流壳体具有与飞机规格相适应的尺寸，避免在飞行中对飞机的性能造成损害。

飞机为小型飞机时，由于其重量较轻，因此就需要缩小发动机的尺寸，这带来的缺点是需要配置小型压缩机，小型压缩机的空气压缩比和离开压缩机的气体温度较为受限。此限制常导致无法实现最佳的发动机效率。

为了消除这些缺点，已知地，小型飞机包括直接固定到机身(通常在飞机顶部上)的单发动机。此被称为单发动机结构的配置允许放置相对于机身尺寸成比例更大的压缩机。然而，由于需要放置在规格上能提供良好空气动力条件的发动机，此结构仅适用某些类型的飞机。

因此，本发明的目的是通过提供一种简单且有效的推进系统来至少部分克服上述缺点，该推进系统可以集成到小型飞机中，同时确保最佳的推力。

附带地，专利US20160355272A1中描述的推进系统是已知的，该推进系统包括分别安装在飞机机身两侧的两个推进组件。每个推进组件包括气流产生器，所述气流产生器被配置为驱动多个风扇并储存电能。推进系统还包括开关，用于在两个推进组件之间传递储存的电力。由于其整体尺寸，此推进组件仅可安装在大型飞机上。

还附带地，专利EP3190052A1中描述的推进系统也是已知的，该推进系统包括气流产生器和风扇，以确保飞机在飞行中的推进力。所述系统还包括连接到风扇的电气设备，所述电气设备包括存储模块，所述存储模块被配置为当气流产生器处于操作中时存储能量。并且，电气设备被配置为在滑行操作期间向风扇供能，以减小使用气流产生器。然而，专利EP3190052A1中描述的推进系统未解决安装在小型飞机上的发动机的相关问题。