技术领域
背景技术
[0002] 随着相关技术手段的进步，现有的民用航空发动机在性能指标上已经有了显著的进步，例如耗油率和污染物排放指标相比此前有了较大幅度的降低。但是，另一方面而言，随着国际社会和民航组织对民用航空发动机在经济性和环保性上越来越高的要求，如何使航空发动机满足日益增长的高性能指标要求，仍是一项长期面临的重要问题。
[0003] 目前而言，航空发动机主要是通过压缩气体加
热膨胀做功，将
化学能转化为机械能。虽然增加发动机压比和
燃烧室出口
温度可以提高整机的热效率从而降低耗油率，但是受限于设计
水平、加工水平、材料能
力和冷却技术的水平，现有航空发动机的涡轮前温度已接近安全使用的极限值，很难有明显程度的提高。此外，由于航空发动机使用化学
燃料作为其动力来源，在燃烧中必然会产生NOx、CO、UHC等污染物，造成环境的污染。
[0004] 包括锂
电池、高温
燃料电池等在内的新
能源电池正在被越来越多地受到关注。相比起普通
内燃机，新能源电池具有较高的
能量转化率，并且可采用模
块化的设计方法，结构简单，易于维护。对于锂电池而言，使用过程中不会产生任何污染物；对于燃料电池，由于其产生的是电化学反应，也基本不排放氮
氧化合物或硫化物。根据研究报告，针对于150座的客机，巡航所需要的功率为5-10MW，300座级别的宽体客机巡航所需功率则大于10MW。相关评估指出，满足航空推进系统的能量
密度至少应在750Wh/kg以上，目前锂电池的最大
能量密度在150～250Wh/kg，而新型电池，如空气-锂电池在航空领域中的实际能量密度已经达到363Wh/kg。按
现有技术的发展趋势，预计在10～25年后不远的将来，
电池组的能量密度可以完全满足航空
飞行器的能源需求，从而提高飞机推进系统的经济性，同时满足绿色环保的相关要求。
发明内容
[0005] 本发明的目的在于提供一种涡轮电动式发动机推进系统。
[0006] 根据本发明的涡轮电动式发动机推进系统包括能源管理模块、电池组以及发动机，所述发动机包括
燃气发生器、
动力涡轮、发
电机、
风扇组和电机组；所述推进系统具有第一工况模式，在所述第一工况模式，所述能源管理模块控制所述电池组向所述电机组提供动力，来驱动所述风扇组产生动力，并控制所述燃气发生器停止工作；所述推进系统还具有第二工况模式，在所述第二工况模式，所述能源管理模块控制所述燃气发生器工作，以使进入发动机中的空气经所述燃气发生器生成燃气后驱动所述动力涡轮，所述动力涡轮带动所述发电机发电，将化学能转换为
电能，所述电能部分被输出到所述电机组以驱动所述风扇组产生动力，部分储存在所述电池组中。
[0007] 在一
实施例中，所述推进系统还具有第三工况模式，在所述第三工况模式，所述能源管理模块控制所述电池组向所述风扇组提供动力，来驱动所述风扇组产生动力，同时还控制所述燃气发生器工作，以使动力涡轮带动所述发电机，向所述电机组提供动力，来驱动所述风扇组产生动力。
[0008] 在一实施例中，所述风扇组包括前排风扇和后排风扇，所述电机组包括前风扇电机以及后风扇电机，前风扇电机驱动所述前排风扇，后风扇电机驱动所述后排风扇。
[0009] 在一实施例中，所述能源管理模块还根据
油门杆
传感器和/或大气参数传感器的输出
信号来控制所述风扇组的输入功率，从而来控制所述后排风扇和所述前排风扇转速，使两者维持在设定的较优转速范围内。
[0010] 在一实施例中，所述第一工况模式为
起飞或爬升或降落工况模式。
[0011] 在一实施例中，所述第三工况模式为起飞或爬升工况模式。
[0012] 在一实施例中，所述第二工况模式为巡航工作模式。
[0013] 在一实施例中，所述发动机包括整流锥，在所述整流锥内设置所述前风扇电机、后风扇电机，后风扇电机通过后风扇轴来驱动所述后排风扇转动，所述前风扇电机通过前风扇轴来驱动所述前排风扇转动。
[0014] 在一实施例中，所述发动机包括整流锥，在所述整流锥内设置所述前风扇电机、后风扇电机，所述前排风扇连接前轴，通过安装在所述整流锥的尾椎的所述前风扇电机带动；所述后风扇电机经过传动
齿轮组件和后空
心轴来驱动所述后排风扇。
[0015] 根据本发明的技术方案，可以获得以下技术效果：
[0016] 由于电池组在使用中不产生任何化学污染物，在起飞、爬升和降落时，可启用第一工作模式，可以避免因为化学燃料燃烧而产生的污染物排放，因此减小了对环境的污染。在不同工况模式下，通过能量管理模块控制分别对风扇转速进行控制，可以使得风扇转速维持在最佳的匹配范围，从而达到降低噪声和功耗的目的。
附图说明
[0017] 本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
[0018] 图1为根据本发明的涡轮电动式发动机推进系统的方
框图。
[0019] 图2为该涡轮电动式发动机推进系统的发动机的剖视示意图。
[0020] 图3为涡轮电动式发动机推进系统的发动机的另一个实施例的剖视示意图。
[0021] 图4为图3中传动齿轮组件的示意图。
[0022] 图5为该涡轮电动式发动机推进系统安装在飞行器的
机体上的示意图。
具体实施方式
[0023] 下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。
[0024] 如图1所示，在本发明的一实施例中，涡轮电动式发动机推进系统包括发动机18、能源管理模块16、电池组17，另外油门杆传感器14，大气参数传感器15也可设计系统的一部分。
[0025] 如图2所示，发动机18包括燃气发生器、动力涡轮15、前排风扇4和后排风扇3，燃气发生器包括
压气机8、燃烧室12、高压涡轮9，发动机18为开式
转子构型发动机或者桨扇式发动机或螺桨式发动机。前排风扇4和后排风扇3组成风扇组，风扇组在另一个实施例中也可以仅包括一排风扇。该风扇组由电机组驱动，电机组包括前风扇电机23和后风扇电机1。电池组17可以包括锂电池。
[0026] 燃气发生器中，压气机8通过高压轴22与高压涡轮9相连接，动力涡轮25通过低压轴26和发电机减速器5与发电机10相连。
[0027] 发动机18还包括整流锥21，在整流锥21内，后风扇电机1通过后风扇轴6来驱动后排风扇3的转动。前风扇电机23通过前风扇轴24来驱动前排风扇4的转动。后风扇电机1、前风扇电机23起到驱动风扇3、4的功能，其可以是超导电机。
[0028] 图3示出了另一个实施例，前排风扇4连接前轴30，通过安装在尾锥附近的前风扇电机1带动；后风扇电机23经过传动齿轮组件29和后空心轴6来驱动后排风扇3转动。传动齿轮组件29的结构示意见图4，其包括由从动轮
轴承34
支撑的从动
锥齿轮32、由主动轮轴承33支撑的主动锥齿轮31，两个锥齿轮32、31
啮合传动。
[0029] 该涡轮电动式发动机推进系统具有第一工况模式，在该第一工况模式，能源管理模块16控制电池组向电机组17提供动力，来驱动风扇组产生动力，并控制燃气发生器停止工作。
[0030] 该涡轮电动式发动机推进系统还具有第二工况模式，在第二工况模式，能源管理模块16控制燃气发生器工作，以使进入发动机中的空气经燃气发生器生成燃气后驱动动力涡轮25，动力涡轮25带动发电机10发电，将化学能转换为电能，电能部分被输出到电机组以驱动风扇组产生动力，部分储存在电池组17中。可以理解的是，根据具体的应用场合，可以在电能的输送路径中设置各种电力元件，例如
变压器、
变频器、输电线路等。
[0031] 为适应特别的场合该涡轮电动式发动机推进系统还具有第三工况模式，在第三工况模式，能源管理模块16控制电池组17向风扇组提供动力，来驱动风扇组产生动力，同时还控制燃气发生器工作，以使动力涡轮25带动发电机10，向电机组提供动力，来驱动风扇组产生动力。
[0032] 在后面的内容中，将举例说明该涡轮电动式发动机推进系统的应用场合，例如在起飞、爬升工况，该涡轮电动式发动机推进系统切换到第一工况模式，发动机依靠安装在飞机上的电池组17提供动力，分别通过前风扇电机23和后风扇电机1来带动前排风扇4和后排风扇3转动而获得推力。此时，不对燃烧室12注入燃油进行燃烧，由于没有使用常规化学燃料燃烧获得能量，可以消除飞机起飞、爬升过程中的污染排放。
[0033] 再如，在起飞、爬升工况，如果所需大推力工况维持时间较长，则该涡轮电动式发动机推进系统可切换到第三工作模式，可燃烧燃油，将化学能转化为电能，通过后风扇电机1和前风扇电机23，驱动前排风扇4、后排风扇3转动，多余的电能将储存在电池组17中。
[0034] 又如，在巡航工况，该涡轮电动式发动机推进系统可切换到第二工作模式，将燃油化学能转换为电能向发动机提供能源。同时，额外的电能被储存在电池组17中。具体方式为，压气机8将空气进行压缩，压缩后的空气进入到燃烧室12，被注入的燃油在燃烧室12内与空气一起进行燃烧。高温高压的燃气离开燃烧室12后先后带动高压涡轮9和动力涡轮25，动力涡轮25通过发电机减速器5来带动发电机10旋转，将燃气的能量转化为电能向前排电机23和后排电机1提供能源，额外的电能被储存在电池组17中。
[0035] 再如，在降落工况，该涡轮电动式发动机推进系统可切换到第一工作模式，发动机依靠安装在飞机上的电池组17提供动力。此时，不再使用燃油进行燃烧，因此降落过程中不产生污染物排放。
[0036] 在各个工作模式中，根据大气参数传感器15测量获得的大气温度、压力等
气动参数，以及油门杆传感器14(用以
感知推力级别)的相关信号，能源管理模16块将由发动机18所处大气环境条件和推力需求，控制电池组17的输出功率，通过调节电机1和电机23的转速，进行前排风扇4和后排风扇3的转速匹配，使两者始终保持在最佳工作转速范围内，从而得到降低噪声和功耗的作用。同时，能源管理模块16将根据情况，设置电池组17各分组模块冲、放电状态。当处于如上所述的起飞、爬升和下降阶段，能源管理模块16将整个电池组17设置为放电状态；当飞机处于巡航状态过程中，能源管理模块16选取电池组17的部分组块处于充电状态，部分组块处于放电状态。当组块充电完成时，能源管理模块16还将控制组块充、放电状态的切换。
[0037] 图5示出了安装在飞行器27上的涡轮电动式发动机推进系统，其可以通过吊架28与飞行器27的尾部相连。
[0038] 本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和
修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明
权利要求所界定的保护范围之内。
