提出了一种磁性单元。磁性单元包括磁芯。磁芯包括第一肢体和靠近第一肢体设置的第二肢体,其中在第一肢体和第二肢体之间形成间隙。磁性单元还包括缠绕在第一肢体上的第一绕组。此外,磁性单元包括面向第一绕组的外周边设置的传导元件,其中传导元件被构造为控制在间隙处产生的边缘通量。此外,磁性单元包括可操作地联接到传导元件的散热器,其中传导元件还被构造为将热量从传导元件和第一绕组中的至少一个传递到散热器。此外,还提出了一种高频电力转换系统和一种磁性单元的操作方法。
提供了用于与来自喷气发动机压缩机的放气流体连通的冷却系统(100,700)的方法和装置。冷却系统包括：接收来自喷气发动机压缩机的放气的第一预冷器(210)；第一预冷器(210)下游的换热器(730)；第一预冷器(210)下游的冷却系统压缩机(220),其中换热器(730)和冷却系统压缩机(220)在从第一预冷器(210)分开的流动通路中；冷却系统压缩机(220)下游的冷却系统预冷器(230)；带有可变导向导叶VGT且在冷却系统预冷器(230)下游的冷却系统涡轮(240)；和冷却系统涡轮(240)与换热器(730)下游的排放管道(245)。还可包括旁通冷却系统涡轮(240)的旁通线路(290)。
本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷射器。所述燃料喷射器包括端壁、中心体、从所述端壁朝向所述燃料喷射器的下游端包围所述中心体的外部套管,以及热管理导管。所述中心体包括轴向延伸的外壁以及从所述端壁朝向所述燃料喷射器的下游端延伸的内壁。所述外壁、所述内壁和所述端壁一起限定沿朝向所述燃料喷射器的所述下游端的第一方向以及沿朝向所述燃料喷射器的上游端的第二方向延伸的流体导管。所述外部套管和所述中心体限定径向位于其间的预混合通道并且在所述预混合通道的所述下游端处限定出口。所述外部套管限定周向布置在所述外部套管的第一轴向部分处的多个径向定向的第一空气入口端口。
一种燃气涡轮发动机,该燃气涡轮发动机包括：以串行流动顺序布置的压缩机区段,燃烧区段和涡轮区段；壳体,该壳体包围压缩机区段,燃烧区段和涡轮区段；第一系统,该第一系统包括第一系统流体管线,第一系统流体管线包括其中的第一系统流体；第二系统,该第二系统包括液压马达,液压马达定位在壳体内并流体地联接到第一系统流体管线,使得通过第一系统流体管线的第一系统流体流驱动液压马达,第二系统进一步包括流体泵和第二系统流体管线,液压马达驱动地联接到流体泵,流体泵可与第二系统流体管线一起操作,用于在操作期间提供通过第二系统流体管线的第二系统流体流。
本发明涉及用于包括电推进发动机的飞行器的热管理系统。一种飞行器包括：飞行器热源；推进系统,其包括电推进发动机,电推进发动机包括电动机和能够通过电动机而旋转的风扇,电推进发动机进一步限定风扇空气流径；热管理系统,其包括与飞行器热源成热连通的热源换热器、与电推进发动机的风扇空气流径成热连通的散热器换热器,以及从热源换热器延伸到散热器换热器的热分配总线；以及控制系统,其可操作地连接到热管理系统,以用于将散热器换热器与热源换热器选择性地热耦合。
用于航空运载器的推进发动机限定径向方向和冷却空气流路。推进发动机包括：电源；和风扇,其包括风扇叶片,风扇叶片能够通过电源旋转并且大致沿径向方向延伸,风扇叶片限定入口、出口以及冷却空气通道,冷却空气通道在入口和出口之间延伸并且与冷却空气流路气流连通,入口沿径向方向从出口向内定位,以提供通过冷却空气流路的冷却气流。
一种热管理系统,包括：第一热源组件,其包括第一热源交换器,延伸到第一热源交换器的第一热流体入口管线和从第一热源交换器延伸的第一热流体出口管线；第二热源组件,其包括第二热源交换器,延伸到第二热源交换器的第二热流体入口管线和从第二热源交换器延伸的第二热流体出口管线；共享组件,其包括热流体管线和散热器交换器,该共享组件限定上游接合点和下游接合点,上游接合点与第一热流体出口管线和第二热流体出口管线流体连通,下游接合点与第一热流体入口管线和第二热流体入口管线流体连通；控制器,其被构造为将第一热源组件或第二热源组件选择性地流体连接到共享组件。
本发明题为“用于低温冷却器热管理的系统和方法”。本发明提供了一种热管理系统,该热管理系统包括冷头低温冷却器和冷却夹套。冷头低温冷却器被构造成能够操作地联接到MRI系统的氦容器,并且被构造成冷却MRI系统的超导磁体或热屏蔽罩中的至少一者。冷却夹套具有限定套筒外部的外表面,并且包括设置在由冷却夹套限定的套筒外部的径向内侧的通道。冷却夹套被构造成接收来自氦容器的蒸发气体以使其循环流过通道,由此冷却冷头低温冷却器。
一种用于操作发动机的永磁电机的方法,该方法包括：确定永磁电机的故障状况；响应于确定永磁电机的故障状况,通过增加一个或多个永磁体的温度来减小永磁电机的一个或多个永磁体的磁性。
本发明涉及控制燃气涡轮发动机来解决空气流畸变。具体而言,提供一种用于响应于燃气涡轮发动机(10)的空气流通路(64)中的空气流畸变来控制飞行器上的燃气涡轮发动机(10)的方法(900)。在一个实施例中,该方法(900)可包括(在904处)通过位于飞行器上的一个或更多个控制装置(500)来确定与燃气涡轮发动机相关联的畸变情况(606)。该方法(900)还可包括(在906处)通过一个或更多个控制装置(500)至少部分地基于畸变情况(606)来确定对于燃气涡轮发动机的失速裕度(604)。该方法(900)还可包括(在908处)通过一个或更多个控制装置(500)至少部分地基于失速裕度(604)来确定发动机控制参数。该方法(900)还可包括(在910处)通过一个或更多个控制装置至少部分地基于发动机控制参数来控制燃气涡轮发动机的构件。
根据一些实施例,提供了一种系统和方法,包括：在任务执行模块处接收飞行器任务的一个或多个任务目标,以及条件数据；经由任务执行模块生成任务计划,任务计划能够执行以经由操纵动力热管理系统(PTMS)来解决一个或多个任务目标中的至少一个任务目标；在PTMS处,直接从任务执行模块接收在PTMS处生成的所述任务计划；以及自动执行生成的任务计划以操作飞行器。提供了许多其他方面。
一种用于包括外发动机壳的燃气涡轮发动机的热交换器组件。该热交换器组件包括至少一个冷却通道,该至少一个冷却通道构造成接收待冷却的流体流。至少一个第一制冷剂流管道构造成接收第一制冷剂流,其中该至少一个冷却通道配置在第一进口和第一出口之间。热交换器组件还包括至少一个第二制冷剂流管道,该至少一个第二制冷剂流管道构造成接收第二制冷剂流,其中该至少一个冷却通道配置在第二进口和第二出口之间。
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