JP2006516230A - 航空機用の電気ベースの２次動力システムアーキテクチャ - Google Patents

Abstract

航空機システムに２次動力を提供するための方法およびシステムである。一実施例では、環境制御システムに動力を提供するための航空機システムアーキテクチャは、ジェットエンジンに作動可能に結合された発電機を含む。ジェットエンジンは航空機に推進力を提供するよう構成可能であり、発電機はジェットエンジンから軸動力を受取るよう構成可能である。環境制御システムは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に外部の空気を航空機の客室に提供するよう構成可能である。

Description

関連出願との相互参照
本願は、ここにその全体が引用により援用される、２００２年１０月２２日に出願された同時係属中の米国仮特許出願第６０／４２０，６３７号の優先権を主張する。本願は米国特許第６，５２６，７７５号の全体を引用により援用する。

技術分野
以下の開示は一般に、航空機用の２次動力システムに関し、より特定的には、航空機用の電気ベースの２次動力システムに関する。

背景
従来の輸送機は通常、飛行中、メインエンジンからの空気圧、油圧および電気による動力を利用してさまざまな航空機システムをサポートする。加えて、従来の輸送機は通常、地上操作中、搭載された補助動力ユニット（ＡＰＵ）からの空気圧および電気による動力を利用して航空機システムをサポートする。航空機空調システムは通常、商用輸送機において２次動力を最も使用する。従来の輸送機では、これらのシステムは、エンジンコンプレッサの段から抽出される高温／高圧の空気（抽気）を使用する。この空気は、温度、換気および与圧要求を満たすために、空調パックを通過して機体へと通る。調節された空気は次に、流出バルブまたは通常の客室漏洩を介して機体から放出される。地上操作中、ＡＰＵは、別個の軸駆動式の負荷コンプレッサから、またはパワーセクションコンプレッサから抽気を提供できる。メインエンジンからの抽気と同様に、ＡＰＵからの高温および高圧の空気は空調パックを通過して機体へと通る。

図１は、先行技術に従って構成された従来の空気圧ベースの２次動力システムアーキテクチャ１００を概略的に示している。システムアーキテクチャ１００は、航空機（図示せず）に推進力を提供するためのジェットエンジン１１０（第１のエンジン１１０ａおよび第２のエンジン１１０ｂとして示す）を含み得る。推力に加え、エンジン１１０は、抽気口１１２（第１の抽気口１１２ａおよび第２の抽気口１１２ｂとして個々に識別される）を介して、高温／高圧の空気を抽気マニフォールド１２０に提供することもできる。抽気口１１２は、エンジン１１０のコンプレッサの段から空気を受取ってその空気を熱交換器１１４（予冷器など）に通し、熱交換器１１４は、空気を冷却してから抽気マニフォールド１２０へと通す。

抽気マニフォールド１２０からの高圧の空気は、航空機の２次動力要求の大半をサポートする。たとえば、この空気の一部は、機体１０４の客室１０２に調節された空気を供給する空調パック１４０（第１の空調パック１４０ａおよび第２の空調パック１４０ｂとして示す）に流れる。空調パック１４０は、客室１０２の温度、換気および与圧要求を満たすように空気を調節する、一連の熱交換器、調節バルブおよび空気循環機器を含む。抽気マニフォールド１２０からの空気の別の部分は、高容量の油圧ポンプ１６８を駆動するタービン１６０に流れる。油圧ポンプ１６８は、着陸装置および航空機の他の油圧システムに油圧動力を提供する。この高圧の空気のさらに他の部分は、エンジンカウル防氷システム１５２および翼防氷システム１５０に向けられる。

翼防氷システム１５０は、翼前縁への抽気の流れを制御するバルブ（図示せず）と、翼前縁の防護された区域に沿って熱い空気を均一に分配する「ピッコロ」ダクト（同様に図示せず）とを含む。前縁スラットの防氷が必要である場合、スラットに熱い抽気を供給す
るために、テレスコープ型ダクトを、延ばした位置で使用することができる。防氷抽気は、翼またはスラットの下面にある穴を通して排出される。

システムアーキテクチャ１００は、エンジン１１０に加え、代替電源としてのＡＰＵ１３０も含み得る。ＡＰＵ１３０は通常、バッテリ１３６を用いて、ＤＣ始動モータ１３４により始動される。ＡＰＵ１３０は、エンジン始動および他の地上操作のために高圧の空気を抽気マニフォールド１２０に提供するコンプレッサ１３８を駆動する。エンジン始動のため、高圧の空気は、抽気マニフォールド１２０から、エンジン１１０の各々に作動可能に結合された始動タービン１５４に流れる。ＡＰＵ１３０の代替物として、エンジン１１０のうち運転中の一方からの抽気が、他方のエンジン１１０を再始動させるために使用できる。さらに別の代替物として、外部エアカート（図１には図示せず）が、地上でのエンジン始動のために高圧の空気を提供できる。

システムアーキテクチャ１００はさらに、エンジン１１０に作動可能に結合された、エンジン駆動の発電機１１６と、ＡＰＵ１３０に作動可能に結合された、ＡＰＵ駆動の発電機１３２とを含み得る。飛行中、エンジン駆動の発電機１１６は、従来の電気システム負荷、たとえば燃料ポンプ１０８、モータ駆動の油圧ポンプ１７８、およびさまざまなファン、給仕室システム、機内娯楽システム、照明システム、航空電子工学システムなどをサポートできる。ＡＰＵ駆動の発電機１３２は、これらの機能を、地上操作中および飛行中に要求に応じてサポートできる。エンジン駆動の発電機１１６およびＡＰＵ駆動の発電機１３２は通常、定格で９０−１２０ｋＶＡとなっており、１１５Ｖａｃの電圧を生成する。それらは、前述の電気負荷の多くのために１１５Ｖａｃを２８Ｖｄｃに変換する変圧器−整流器ユニットに動力を提供できる。この動力は、大部分が熱回路遮断器およびリレーに基づいた電気システム中に分配される。

システムアーキテクチャ１００は加えて、エンジン１１０に作動可能に結合された、エンジン駆動の油圧ポンプ１１８を含み得る。油圧ポンプ１１８は、飛行中に表面作動装置および他の航空機システムを制御する油圧動力を提供する。電気モータに駆動されるポンプ１７８は、地上での整備作業のために予備の油圧動力を提供できる。

図２は、図１の２次動力システムアーキテクチャ１００を含む先行技術の航空機２０２の概略的な上面図である。航空機２０２は、上述のシステムアーキテクチャ１００に関連する複数の電気負荷２２０に電力を分配する前方電子装置ベイ２１０を含む。飛行中、電子装置ベイ２１０は電力をエンジン発電機１１６およびＡＰＵから受取ることができる。地上では、電子装置ベイ２１０は電力をＡＰＵ１３０から、または、差込口２１３を介して外部電源２１２から受取ることができる。

上述の２次動力システムアーキテクチャ１００の一欠点は、システム要求を常時満たすために十分な空気流が利用可能であることを確実にするために、最悪の場合の操作条件（典型的には、巡航速度、高い航空機負荷、暑い日、および一方のエンジンの抽気システムの故障）に備えて寸法が決められている、ということである。その結果、典型的な操作条件の下で、エンジン１１０は、空調パック１４０および他の航空機システムの需要よりも著しく高い圧力および温度で抽気を提供する。補償するため、予冷器１１４および空調パック１４０が、機体与圧、換気および温度制御に対する要求を満たすように、圧力および温度を調整して、値を必要に応じて低くする。したがって、この調整中、著しい量のエネルギが予冷器および調節バルブによって浪費される。最適な条件下でさえ、エンジン１１０から抽出される著しい量のエネルギが、抽気マニフォールド１２０と空調パック１４０とに関連するダクト系統、バルブ、および他の構成要素で起こる熱と圧力の低下という形
で浪費される。

概要
この発明は一般に、航空機用の２次動力システム、および、航空機システムに２次動力を提供するための方法に向けられている。一実施例では、この発明の一局面に従った航空機は、機体と、航空機に推進力を提供するよう構成されたジェットエンジンとを含む。この航空機はさらに、ジェットエンジンに作動可能に結合された発電機と、環境制御システムとを含む。環境制御システムは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に客室に外部の空気を提供するために発電機から電力を受取るよう構成された少なくとも１つのコンプレッサモータを含み得る。

この実施例の別の局面では、航空機は、機体から外側に延びる翼と、電熱式翼防氷システムとをさらに含み得る。電熱式翼防氷システムは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に翼の一部への氷の形成を少なくとも低減させるために発電機から電力を受取るよう構成可能である。この実施例のさらに別の局面では、発電機は第１の発電機であり得、この航空機はさらに、補助動力ユニットと、第２の発電機とを含み得る。第２の発電機は、補助動力ユニットに作動可能に結合可能であり、補助動力ユニットから軸動力を受取るよう構成可能である。この局面では、環境制御システムの少なくとも１つのコンプレッサモータは、補助動力ユニットからの圧縮空気がない場合に客室に外部の空気を提供するために第２の発電機から電力を受取るよう構成可能である。

別の実施例では、航空機の機体に調節された空気を提供するための方法は、機体と流動連通するコンプレッサファンを提供するステップと、コンプレッサファンに電気モータを作動可能に結合してコンプレッサファンを駆動するステップとを含み得る。この方法はさらに、航空機のジェットエンジンに発電機を作動可能に結合するステップと、電力を発電機から電気モータに提供してコンプレッサファンを駆動するステップとを含み得る。この実施例の一局面では、コンプレッサファンは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に空気を機体外部から機体内に流すよう駆動可能である。

詳細な説明
以下の開示は、航空機システムに動力を提供するためのシステムおよび方法を説明している。この発明のさまざまな実施例の完全な理解を提供するため、ある詳細が以下の説明および図３〜７において述べられている。航空機および／または航空機２次動力システムにしばしば関連する周知の構造およびシステムを説明する他の詳細は、この発明のさまざまな実施例の説明を不必要に不明瞭にしないよう、以下の開示では述べられていない。

図面に示す詳細、寸法、角度および他の特徴の多くは、この発明の特定の実施例の単なる例示である。したがって、他の実施例が、この発明の精神または範囲から逸脱することなく、他の詳細、寸法および特徴を有することがあり得る。加えて、以下に説明する詳細のいくつかがなくても、この発明のさらに別の実施例は実践され得る。

図面では、同一の参照番号は、同一の、または少なくとも概して同様の要素を識別している。任意の特定の要素の説明を容易にするため、任意の参照番号の最上位の数字は、その要素が最初に紹介された図面を指している。たとえば、要素３１０は、最初に図３を参照して紹介および説明されている。

図３は、この発明の一実施例に従って構成された、電気ベースの２次動力システムアーキテクチャ３００を示す概略図である。この発明の一局面では、システムアーキテクチャ
３００は、航空機（図示せず）に推進力を提供するための第１のエンジン３１０ａおよび第２のエンジン３１０ｂを含む。以下により詳細に説明するように、第１の始動器／発電機３１６ａおよび第２の始動器／発電機３１６ｂは、エンジン３１０の各々に作動可能に結合されて、複数の航空機システムに電力をオン・デマンド・ベースで提供することができる。始動器／発電機３１６は、図１において上に説明された抽気システムによって伝統的に行なわれた航空機機能の大半をサポートする。これらの機能は特に、機体空調および与圧、エンジン始動、ならびに翼防氷を含み得る。

この実施例の別の局面では、システムアーキテクチャ３００はさらに、地上操作中および飛行中、必要な場合に航空機システムに動力を提供するためのＡＰＵ３３０を含む。ＰＡＵ３３０を始動させるための動力は、航空機バッテリ３３６、外部の地上電源（図示せず）、または、エンジン駆動の始動器／発電機３１６のうちの１つ以上によって提供可能である。ＡＰＵ３３０からの動力は、ＡＰＵ３３０に各々作動可能に結合されている第１のＡＰＵ始動器／発電機３３２ａおよび第２のＡＰＵ始動器／発電機３３２ｂによって提供される。

図１を参照して上に説明した従来のＡＰＵ１３０とは対照的に、ＡＰＵ３３０はさまざまな航空機システムに電力のみを提供する。したがって、空気圧による動力伝達に関連する構成要素がすべていらなくなるため、それは、ＡＰＵ１３０よりもはるかに単純になり得る。この特徴は、ＡＰＵの信頼性の著しい向上、および必要な整備の低減をもたらし得る。

この実施例のさらに別の局面では、システムアーキテクチャ３００は、第１の空調パック３４０ａと第２の空調パック３４０ｂとを有する環境制御システム（ＥＣＳ）を含む。空調パック３４０は、機体３０４の客室３０２に調節された空気を提供して温度、圧力および空調要求を満たすよう構成されている。一実施例では、空調パック３４０は、ここにその全体が引用により援用される米国特許第６，５２６，７７５号に開示されている空調システムのうちの１つ以上に、少なくとも概して類似したものであり得る。別の実施例では、空調パック３４０は、飛行中にはエンジン３１０から、地上操作中にはＡＰＵ３３０から電力を受取るよう構成された、可変速電気コンプレッサモータ３８０を含み得る。コンプレッサモータ３８０は、ラム空気吸入口３４２を介して新鮮な外部の空気を受取るコンプレッサ（図示せず）を駆動する。新鮮な空気は圧縮され、空調パック３４０から機体３０４へと流れて、客室３０２の与圧および温度制御要求を満たす。一実施例では、システムアーキテクチャ３００は、任意の所与の時点で機体３０４の特定の要求を満たすよう、空気を機体３０４のさまざまな部分に異なる流量で分配する、１つ以上の可変速ファン（図示せず）を含み得る。このようにエンジン３１０からの動力引込みを調節することは、燃料効率をさらに高めることができる。

可変速コンプレッサモータ３８０により、客室の空気圧および空気流は、客室の体積、乗客数、および／または所望の客室圧力高度に基づいて変更可能である。たとえば、より低い客室高度（より高い圧力）が望まれる場合、この発明の電気ＥＣＳシステムは、可変速コンプレッサモータ３８０を用いて流入を増加させ、および／または機体３０４からの流出を減少させることによって、これに対処可能である。一般に、従来の空気圧システムは、その設計点（たとえば８０００ｆｔ）をはるかに下回るように客室高度を低くすることはできない。なぜなら、これらのシステムは通常、その設計点用に寸法が決められているためである。従来の空気圧によるアプローチをしのぐ、空調への電気的アプローチの別の利点は、電気的アプローチのためにエンジンから抽出されるエネルギが空調パック３４０内の予冷器および調節バルブによって浪費されないことである。代わりに、コンプレッサモータ３８０は、客室３０２の即時の与圧要求を満たすよう、可変速コンプレッサによって必要に応じてエンジン３１０から十分な電力を引込むだけである。このリアルタイム
のエネルギ最適化は、燃料効率を高めるために、航空機プラットフォーム全体にわたる他の電力使用装置にも拡張できる。以下に説明するように、たとえば、そのような使用装置は、再循環ファン、化粧室および給仕室の換気扇、貨物暖房、翼防氷、および油圧作動を含み得る。必要なエネルギを引込むだけで、燃料節約を増やすことができる。

この発明の別の局面では、システムアーキテクチャ３００はさらに、エンジン３１０からの電力を利用する翼防氷システム３５０を含む。翼防氷システム３５０は、翼３５２の一部への氷の形成を防止する、または少なくとも低減させるよう、この発明の少なくとも２つの実施例に従って構成され得る。電熱式の防氷の実施例では、ブランケット（図示せず）などの加熱要素を、翼前縁の内側部分に近接して結合させるかまたは他の態様で位置付けることができる。翼の防氷のために、加熱ブラケットは、翼前縁を加熱するよう順次通電可能で、いかなる氷の蓄積も溶け、および／または翼前縁から外れるようになる。この方法は、翼前縁の所望の部分が同時というよりも順次加熱されるため、従来の抽気システムよりも著しく効率がよくなり得る。したがって、防氷のための動力引込みが著しく低減する。加えて、抽気システムとは対照的に、翼には抽気排出穴がない。この結果、従来のシステムに比べ、航空機の抗力および地域騒音が低減する。

翼防氷システム３５０はまた、この発明の別の実施例に従った電気機械式システムとしても作動可能である。この実施例では、翼前縁の内側部分にある電気機械式作動装置（図示せず）は、翼前縁を短時間振動させるよう構成可能であり、いかなる氷の蓄積も外れて落ちるようにする。この実施例は、上述の電熱による実施例よりも必要な電力が著しく少なくなり得る。いずれの実施例でも、翼防氷システム３５０は別個のセグメントに分割可能であり、それらは翼またはスラットの前縁の別個の領域に対応する。その方が、翼前縁の一部が防氷を必要としない場合に、翼防氷システム３５０のそのセクションをオフにすることができ、エンジンからの動力需要のさらなる低減をもたらす。加えて、動力使用を最適化しつつ氷を十分に低減させるために、必要に応じて、別個のスケジュールに従って防氷システムの別個のセクションを循環させることができる。

この実施例の別の局面では、始動器／発電機３１６は、発電機として動作する場合には航空機システムのために電力を提供し、始動器として動作する場合にはエンジン始動のために軸動力を提供する、二重機能装置であり得る。この電気始動機能は、通常の飛行動作中にメインエンジン３１０の１つ以上が停止した場合に、エンジン３１０の飛行中の始動手順を強化することができる。たとえば、典型的な、高いバイパス比のエンジンは、飛行中の風車効果が十分なトルクを提供しない場合があるため、飛行体制中ずっと、再始動が困難であるかもしれない。これに対し、この発明の始動器／発電機３１６は、追加の始動トルクを提供することによって、飛行中の再始動の最中にエンジン３１０を支援するよう、航空機上の任意の数の電源から電力を受取るように構成されている。

エンジン３１０を始動させるために、始動器／発電機３１６は、始動プロセスがエンジン始動コンバータ（図示せず）によって制御される同期始動モータとして運転可能である。エンジン始動コンバータは、最適な始動性能のために、始動プロセス中、制御された電力（たとえば調節可能な電圧および周波数）を始動器／発電機３１６に提供可能である。エンジン始動コンバータはまた、客室与圧コンプレッサモータ３８０および／または航空機上の他の可変速モータ用のモータコントローラとしても機能可能である。同様に、ＡＰＵ始動コンバータ（図示せず）は、搭載された不活性ガス生成システム（ＯＢＩＧＧＳ）３０９などの、航空機上の他の可変速モータ用のモータコントローラとして機能可能である。エンジン始動のために始動器／発電機３１６に通電するのに必要な動力は、航空機バッテリ３３６、ＡＰＵ３３０、ラム空気タービン（ＲＡＴ）３６７、燃料タンク（図示せず）、または他の源から到達し得る。始動器／発電機３１６の二重機能の局面は、図１を参照して上に説明された空気タービンエンジン−始動器１５４では提供されない。始動器
／発電機３１６とは異なり、空気タービンエンジン−始動器１５４は、エンジン１１０の運転中、何の目的も達さない。

この実施例のさらに別の局面では、始動器／発電機３１６は、エンジン速度に比例する周波数（たとえば３６０〜７００Ｈｚ）で動作するよう、エンジン３１０のギヤボックスに直接結合可能である。この種の発電機は、複雑な定速駆動を含まないため、最も単純でかつ最も効率的なアプローチであり得る。その結果、この実施例では、始動器／発電機３１６は、複雑な定速駆動を有する従来の発電機よりも信頼性が高く、予備部品のコストが低くなり得る。しかしながら、他の実施例では、他の種類の発電機が使用可能である。たとえば、定速が望ましい他の実施例では、定速発電機が使用可能である。

この発明のさらに別の局面では、システムアーキテクチャ３００は、左チャネル、右チャネルおよび中央チャネルを有する油圧システムを含む。左および右のチャネル用の油圧動力は、エンジン３１０の各々に作動可能に結合されたエンジン駆動の油圧ポンプ３１８によって提供可能である。加えて、より小さい、電気モータ駆動の油圧ポンプ３１９も、地上操作のために、およびエンジン駆動のポンプ３１８を補うために、左および右のチャネルに油圧動力を提供可能である。エンジン駆動のポンプ３１８は、飛行制御作動装置、安定板トリム作動装置、および他の機能のために油圧動力を提供可能である。中央のチャネル用の油圧動力は、電気モータ駆動の大容量の２つの油圧ポンプ３６８によって提供される。ピーク油圧需要を満たすようエンジン抽気によって駆動される、図１を参照して上に説明された油圧ポンプ１６８とは対照的に、油圧ポンプ３６８は、エンジン３１０からの電力によって駆動される。油圧ポンプ３６８は、着陸装置システム３６９、および、飛行制御作動、逆推力装置、ブレーキ、前縁／後縁フラップ、および前輪操縦システム（図示せず）を含む他のシステムのために油圧動力を提供可能である。この発明のさらなる別の局面では、飛行中ずっと、油圧ポンプ３６８の一方のみが作動し、一方、他方のポンプは離陸および着陸中のみ動作する。

この発明の別の局面では、システムアーキテクチャ３００は、燃料を燃料タンク３９０からエンジン３１０の１つ以上に、または別の燃料タンク（図示せず）に移送するための複数の可変速燃料ポンプ３０８を含み得る。典型的な商用機は、燃料ポンプを用いて燃料を翼の一区域から別の区域に移送する。これにより、航空機は、航空機の性能を最大化する重心を維持するようになる。図１を参照して上に説明した従来の空気圧ベースのシステムアーキテクチャ１００では、燃料を１つのタンクから次のタンクに、またはエンジン１１０に移送するために、定速燃料ポンプが通常含まれている。これらの定速燃料ポンプは通常、常時最大圧力で動作するよう構成されており、この最大圧力に対応する流量が、タンク間またはエンジン１１０に燃料を適切に移送するのに必要とされることがまれにしかなくてもそうなっている。このため、そのような燃料システムは通常、過剰の燃料圧力を抜取るだけの圧力調整器を含む。この過剰の燃料圧力はエンジン動力の浪費に対応する。これに対し、図３の電気ベースのアーキテクチャ３００では、燃料ポンプの速度は、移送が必要な燃料の量、および移送を行なうのに必要な速度に基づいて、燃料を１つのタンクから次のタンクに移送するように変更可能であり、通常飛行条件中の航空機の全体的な重心を最適化する。このように飛行セグメント全体を通して最適な重心を維持する能力は、任意の所与の時点で燃料ポンプによって実際に必要とされる量の動力を引込むだけで、航空機範囲および燃料効率をさらに向上させることができる。

エンジン３１０から抽出される動力をさらに低減させるために、多数の他のシステムをシステムアーキテクチャ３００に取り入れることが可能である。たとえば、一実施例では、ファンの速度に基づいてエンジン３１０から抽出された動力を調整する空調パック３４０において、速度が調整可能な、または可変速のファンを使用できる。別の実施例では、従来のシステムで使用される抽気の代わりに抵抗ヒータを使用して貨物室（図示せず）を
暖めることが可能である。これらの抵抗ヒータはパルス幅変調される能力を有することが可能で、より良好に温度を制御し、かつエネルギ消費をさらに低減させる。同様に、貨物空調システムは、客室冷房のために、外部の空気にそれほど頼らず、再循環される空気により頼るように構成可能である。このように、外部の空気に関連するエネルギ損失がなくなり、再循環される空気を冷却するために必要な動力のみが消費される。

図１を参照して上に説明したように、従来のシステムアーキテクチャ１００では、エンジン１１０は２次航空機動力の大半を抽気からの空気圧の形で提供する。これに対し、この発明のシステムアーキテクチャ３００では、エンジン３１０は２次航空機動力の大半を電気の形で始動器／発電機３１６から提供する。エンジン３１０のコンプレッサ部分から空気圧抽気口をなくすことは、コンプレッサ容量要件を低減させ、動作サイクルを改良することによって、より効率のよいエンジン設計をもたらす。さらに、整備の手間がかかる抽気システムをなくすことは、航空機の整備の必要性を削減し、航空機の信頼性を高めることが期待されている。なぜなら、エンジンの構成要素はより少なくなり、分配システムの空気圧ダクト、予冷器およびバルブはより少なくなるためである。加えて、電気ベースのシステムアーキテクチャ３００では、ダクト破裂および適正温度を超えた状態に対して防護する手段は不必要である。

電気ベースのシステムアーキテクチャ３００のさらなる利点は、それがモータコントロールを利用して個々の負荷を調整し、必要な最少量の動力のみを任意の操作条件でエンジン３１０から抽出することができるということである。これらの負荷は単にオンまたはオフにするというよりもむしろ調節可能であるため、エンジン３１０から引込まれる動力は少なくなる。任意の電力負荷のために電力消費を調整する能力は、航空機の燃料効率を直接向上させることができる。電気ベースのシステムアーキテクチャ３００に関連する他の利点は、リアルタイム動力抽出最適化、およびエンジン抽気に関連する浪費の排除、空気の質の向上、多重エンジン抽気システムの認可に関連する非反復エンジニアリングの潜在的な削減を含み得る。

図３を参照して上に説明したシステムアーキテクチャ３００は２つのエンジンと各エンジンにつき２つの始動器／発電機とを含んでいるが、他の実施例では、この発明に従って構成されたシステムアーキテクチャは、特定の用途の要求に依存して、２つより多いかまたは少ない発電機を有する、２つより多いかまたは少ないエンジンを含むことが可能である。たとえば、他の一実施例では、この発明に従って構成されたシステムアーキテクチャは４つのジェットエンジンを含み、その各々が１つの始動器／発電機を含むことが可能である。さらに別の実施例では、この発明に従って構成されたシステムアーキテクチャは、２つ以上の発電機または始動器／発電機を有するたった１つのエンジンを含むことが可能である。したがって、この発明は、特定の数のエンジンまたは始動器／発電機を有する航空機に限定されない。

図４は、この発明の一実施例に従って構成された図３の電気ベースのシステムアーキテクチャ３００を含む航空機４０２の概略的な上面図である。航空機４０２は、２つのエンジン３１０に結合された４つの始動器／発電機３１６と、航空機４０２の尾部に取付けられたＡＰＵ３３０に結合された２つの始動器／発電機３３２とを含み得る。この実施例の一局面では、航空機４０２はさらに、外部電源４１２ａおよび４１２ｂから１１５Ｖａｃまたは２３０Ｖａｃの電力をそれぞれ受けるよう構成されている２つの地上差込口４１３（第１の地上差込口４１３ａおよび第２の地上差込口４１３ｂとして識別される）を含み得る。

この発明の別の局面では、航空機４０２は、前方電気装置ベイ４１０ａと後方電気装置ベイ４１０ｂとを含み得る。４つの遠隔動力分配ユニット（ＲＰＤＵ）４２４ａ〜ｄは、
電力を装置ベイ４１０から、システムアーキテクチャ３００に関連する複数のシステム負荷４２０に分配可能である。ＲＰＤＵ４２４は、伝統的な熱回路遮断器およびリレーの代わりに、大部分が固体電力制御装置に基づき得る。

図５は、この発明の一実施例に従って構成された航空機電力分配システム５００の概略図である。この実施例の一局面では、動力分配システム５００は、航空機エンジン５１０に作動可能に結合された第１の発電機５１６ａおよび第２の発電機５１６ｂを含む。一実施例では、第１の発電機５１６ａおよび第２の発電機５１６ｂは、高電圧ＡＣ発電機（たとえば２３０Ｖａｃ発電機）であってもよい。別の実施例では、２つの発電機５１６の一方は高電圧ＤＣ発電機（たとえば±２７０Ｖｄｃ発電機）であってもよい。ＡＣ発電機５１６ａは、供給周波数の影響を受けない航空機装置に電力を提供可能である。ＤＣ発電機５１６ｂは、可変速モータを含む航空機システムのこれらの構成要素に、電力を供給可能である。他の実施例では、発電機５１６は他の種類の発電機であってもよい。たとえば、他の一実施例では、発電機５１６の双方がＡＣ発電機であってもよい。この実施例では、システムのＤＣ電力要求は好適なＡＣ−ＤＣ変換装置で満たされ得る。別の実施例では、発電機５１６の双方がＤＣ発電機であってもよく、このシステムのＡＣ電力要求は好適なＤＣ−ＡＣ変換装置で満たされ得る。

この実施例の別の局面では、動力分配システム５００はさらに、第１の発電機５１６ａから動力を受けるよう構成された第１のバス５１５ａと、第２の発電機５１６ｂから動力を受けるよう構成された第２のバス５１５ｂとを含む。一実施例では、第１のバス５１５ａは、複数の定格が大きいＡＣ負荷５５０に動力を直接提供するよう構成された、２３０Ｖａｃバスなどの高電圧ＡＣバスであり得る。そのような負荷は、翼防氷装置、油圧ポンプ、燃料ポンプ、給仕室システムなどに関連する場合がある。加えて、第１のバス５１５ａはまた、降圧変圧器５２２を介して、第３のバス５１５ｃに動力を直接提供可能である。一実施例では、第３のバス５１５ｃは、１１５Ｖａｃバスなどのより低い電圧のＡＣバスであり得る。第３のバス５１５ｃは、複数のＲＰＤＵ（第１のＲＰＤＵ５２４ａおよび少なくとも第２のＲＰＤＵ５２４ｂとして識別される）を介して、航空機上の複数の定格が小さいＡＣ装置負荷５４４に動力を提供可能である。そのような定格が小さい負荷５４４は、機内娯楽システム、内部および外部照明システム、センサヒータなどに関連する場合がある。

この実施例のさらに別の局面では、第２のバス５１５ｂは、航空機上の複数の可変速モータ５５２に電力を供給可能である。そのようなモータは、客室与圧コンプレッサ、環境制御システムファン、気体または空気循環ＥＣＳパック、大型油圧ポンプ、飛行作動装置などを含み得る。高電圧ＤＣシステムの使用により、モータコントローラにしばしば関連する潜在的な高調波歪みの問題を回避することができ、電気静圧作動装置にしばしば関連する再生エネルギに対処するための手段を提供することができる。加えて、高電圧ＤＣシステムの使用により、軽量のＤＣ発電機の利用による著しい軽量化と、高調波歪み処理装置および再生エネルギ吸収装置の排除とを提供することもできる。

図６は、この発明の別の実施例に従って構成された航空機電力分配システム６００の概略図である。この実施例の一局面では、動力分配システム６００は、第１の航空機エンジン６１０ａと、第２の航空機エンジン６１０ｂと、ＡＰＵ６３０とを含む。動力分配システム６００はさらに、３つのＡＣ発電機６１６（第１のＡＣ発電機６１６ａ、第２のＡＣ発電機６１６ｂおよび第３のＡＣ発電機６１６ｃとして個々に識別される）と、３つのＤＣ発電機６１８（第１のＤＣ発電機６１８ａ、第２のＤＣ発電機６１８ｂおよび第３のＤＣ発電機６１８ｃとして個々に識別される）とを含み得る。第１のＡＣ発電機６１６ａと第１のＤＣ発電機６１８ａとは、第１のエンジン６１０ａに作動可能に結合され得る。同様に、第２のＡＣ発電機６１６ｂと第２のＤＣ発電機６１８ｂとは、第２のエンジン６１
０ｂに作動可能に結合され得る。第３のＡＣ発電機６１６ｃと第３のＤＣ発電機６１８ｃとは、ＡＰＵ６３０に作動可能に結合され得る。第３のＡＣ発電機６１６ｃは電力をＡＰＵ６３０から２つのＡＣバス６１５ａに提供して、地上操作中および飛行中に必要に応じてＡＣ負荷（図示せず）に供給できる。ＡＰＵ６３０に作動可能に結合された第３のＤＣ発電機６１８ｃは、電力を２つのＤＣバス６１５ｂに提供して、地上操作中および飛行中に必要に応じて可変速モータ（同様に図示せず）に供給できる。加えて、第３のＡＣ発電機６１６ｃも、ＡＣ−ＤＣ変換装置６２４を介して、２つのＤＣバス６１５ｂに動力を提供できる。２つのＤＣバス６１５ｂの各々は、対応するモータコントローラ６６０（第１のモータコントローラ６６０ａおよび第２のモータコントローラ６６０ｂとして個々に識別される）に作動可能に接続され得る。モータコントローラ６６０は、客室与圧コンプレッサ６８０（第１のコンプレッサ６８０ａおよび第２のコンプレッサ６８０ｂとして個々に識別される）またはエンジン始動回路６６２（第１の始動回路６６２ａおよび第２の始動回路６６２ｂとして個々に識別される）のいずれかに電力を選択的に提供するよう構成可能である。この実施例の別の局面では、動力分配システム６００は、外部の地上電源から動力を受取るよう構成されている第１の電気差込口６１３ａおよび第２の電気差込口６１３ｂを含み得る。一実施例では、第１の差込口６１３ａは地上電源から１１５Ｖａｃの電力を受取るよう構成可能であり、第２の差込口６１３ｂは外部の地上電源から２３０Ｖａｃの電力を受取るよう構成可能である。

一実施例では、第２の差込口６１３ｂを通して受取られた高電圧（たとえば２３０Ｖａｃ）の地上電力を用いてエンジン６１０を始動させることができる。この実施例では、モータコントローラ６６０は、ＤＣバス６１５ｂからの動力が対応するエンジン始動回路６６２に向けられるよう切換えられる。この動力は対応するＡＣ発電機６１６に向けられ、ＡＣ発電機６１６を、始動のために対応するエンジン６１０のエンジンをかける同期モータとして運転させるために使用される。エンジン６１０が一旦始動すると、モータコントローラ６６０は元に戻るよう切換えられて、電力を客室与圧コンプレッサ６８０に提供する。

図７は、この発明の別の実施例に従った、ＡＣ発電機のみを有する電力分配システム７００の概略図である。動力分配システム７００は、第１のエンジン７１０ａと、第２のエンジン７１０ｂと、ＡＰＵ７３０とを含む。この実施例の一局面では、第１のＡＣ発電機７１６ａおよび第２のＡＣ発電機７１６ｂは第１のエンジン７１０ａに作動可能に結合され、第３のＡＣ発電機７１６ｃおよび第４のＡＣ発電機７１６ｄは第２のエンジン７１０ｂに作動可能に結合され、第５のＡＣ発電機７１６ｅおよび第６のＡＣ発電機７１６ｆはＡＰＵ７３０に作動可能に結合されている。ＤＣ電圧要求を満たすため、エンジン７１０およびＡＰＵ７３０からの高電圧ＡＣ電力は、ＡＣバス７１５からＡＣ電力を受取る、自動変圧整流ユニット（ＡＴＲＵ）７２４などの１つ以上のＡＣ−ＤＣ変換装置によって、高電圧ＤＣ電力に変換され得る。ＡＴＲＵ７２４の使用により、動力分配システム７００は、高電圧のＡＣ電力およびＤＣ電力の双方を提供して、従来の１１５Ｖａｃおよび２８Ｖｄｃのバスアーキテクチャをサポートするようになる。加えて、ＡＣ発電機７１６の１つ以上からのＡＣ電力はまた、調整されていない変圧整流ユニット７２５および調整されている変圧整流ユニット７２６によって、２８Ｖｄｃバス７１９のためにＤＣ電力に変換され得る。この実施例の別の局面では、エンジン７１０の各々に２つのＡＣ発電機７１６が結合されることにより、ＡＣ発電機７１６の双方が、所望すれば、エンジン始動動力追加のための同期始動モータとして使用されるようになる。図３を参照して上に説明したように、図５〜７を参照して上に説明したこの発明の実施例は、図示された特定数のエンジンおよび／または始動器／発電機に限定されておらず、他の数量の異なる構成のエンジンおよび始動器／発電機にも適用される。

図８Ａ〜８Ｃは、この発明の一実施例に従って構成された、エンジン始動回路を有する
電力分配システム８００を示す概略図である。まず図８Ａを参照すると、この実施例の一局面では、動力分配システム８００は、エンジン８１０に作動可能に結合された発電機８１６と、環境制御システム８４０に作動可能に結合されたコンプレッサモータ８８０とを含む。発電機８１６は、ＡＣバス８１５ａ、ＡＣ−ＤＣ変換装置８２４、および高電圧ＤＣバス８１５ｂを介して、電力をモータコントローラ８６０に提供することができる。図８Ａに示すような通常動作中、モータコントローラ８６０は、ＥＣＳ８４０の動作のために、電力をコンプレッサモータ８８０に選択的に向けることができる。

図８Ｂは、動力分配システム８００のエンジン始動構成を示す。この構成ではエンジン８１０は最初動作していないため、動力は、発電機８１６というよりも代替ＡＣ電源８３０によってモータコントローラ８６０に提供される。一実施例では、代替電源８３０はＡＰＵまたは外部電源を含み得る。この実施例の一局面では、モータコントローラ８６０は電力を代替電源８３０からエンジン始動回路８６２に選択的に向ける。エンジン始動回路８６２は電力を発電機８１６に提供し、それはエンジン８１０を始動させるための同期モータとして動作するよう構成されている。

図８Ｃは、動力分配システム８００の別のエンジン開始構成を示す。ここでは、エンジン８１０を始動させるための動力はバッテリ８３６によって提供される。この実施例の一局面では、モータコントローラ８６０は高電圧ＤＣバス８１５ｂに回路を選択的に開き、それが電力をバッテリ８３６から受取ることができるようにする。バッテリ８３６に接続後、モータコントローラは、上述のようなエンジン始動回路８６２を介して、電力を発電機８１６に向ける。

前述の事項から、この発明の特定の実施例が例示のためにここに説明されてきたが、この発明の精神および範囲から逸脱することなくさまざまな変更が行なわれてもよいことが理解されるであろう。したがって、この発明は、添付される請求項によるものを除き、限定されない。

先行技術に従って構成された従来の空気圧ベースの２次動力システムアーキテクチャの概略図である。 図１のシステムアーキテクチャを有する従来の航空機の概略的な上面図である。 この発明の一実施例に従って構成された電気ベースの２次動力システムアーキテクチャを示す概略図である。 この発明の一実施例に従って構成された図３のシステムアーキテクチャを有する航空機の概略的な上面図である。 この発明の一実施例に従って構成された航空機電力分配システムの概略図である。 この発明の別の実施例に従って構成された航空機電力分配システムの概略図である。 この発明のさらに別の実施例に従った、ＡＣ発電機のみを有する航空機電力分配システムの概略図である。 この発明の一実施例に従って構成された、エンジン始動回路を有する電力分配システムを示す概略図である。 この発明の一実施例に従って構成された、エンジン始動回路を有する電力分配システムを示す概略図である。 この発明の一実施例に従って構成された、エンジン始動回路を有する電力分配システムを示す概略図である。

Claims (36)

1. 航空機であって、
   客室を有する機体と、
   航空機に推進力を提供するよう構成されたジェットエンジンと、
   ジェットエンジンに作動可能に結合され、ジェットエンジンから軸動力を受取るよう構成された発電機と、
   ジェットエンジンからの抽気がない場合に客室に外部の空気を提供するために発電機から電力を受取るよう構成されている少なくとも１つのコンプレッサモータを含む環境制御システムとを含む、航空機。
2. 機体から外側に延びる翼と、
   ジェットエンジンからの抽気がない場合に翼の一部への氷の形成を少なくとも低減させるよう構成された電熱式翼防氷システムとをさらに含み、電熱式翼防氷システムは発電機から電力を受取るよう構成されている、請求項１に記載の航空機。
3. 機体から外側に延びる翼と、
   ジェットエンジンからの抽気がない場合に翼の一部への氷の形成を少なくとも低減させるよう構成された電気機械式翼防氷システムとをさらに含み、電気機械式翼防氷システムは発電機から電力を受取るよう構成されている、請求項１に記載の航空機。
4. 機体から外側に延びる翼と、
   ジェットエンジンからの抽気がない場合に翼の一部への氷の形成を少なくとも低減させるよう構成された翼防氷システムとをさらに含み、翼防氷システムは発電機から電力を循環する態様で受取るよう構成されている、請求項１に記載の航空機。
5. 航空機から下向きに延長可能な、油圧で作動される着陸装置と、
   着陸装置に油圧動力を提供するよう構成された油圧ポンプと、
   油圧ポンプに作動可能に結合され、ジェットエンジンからの空気圧による動力がない場合に油圧ポンプを駆動させるために発電機から電力を受取るよう構成されている電気モータとをさらに含む、請求項１に記載の航空機。
6. 発電機は、空気圧による動力がない場合にジェットエンジンを始動させる同期モータとして作動可能な始動器／発電機である、請求項１に記載の航空機。
7. 発電機は、ジェットエンジンを始動させる同期モータとして作動可能な始動器／発電機であり、ジェットエンジンは、空気圧で作動可能な始動タービンがない場合、始動器／発電機によって始動されるよう構成されている、請求項１に記載の航空機。
8. ジェットエンジンに作動可能に結合された発電機は第１の発電機であり、前記航空機はさらに、
   補助動力ユニットと、
   補助動力ユニットに作動可能に結合され、補助動力ユニットから軸動力を受取るよう構成された第２の発電機とを含み、環境制御システムの少なくとも１つのコンプレッサモータは、補助動力ユニットからの圧縮空気がない場合に客室に外部の空気を提供するために第２の発電機から電力を受取るよう構成されている、請求項１に記載の航空機。
9. 環境制御システムのコンプレッサモータは、機体の与圧需要の変化に応じてコンプレッサの速度を変更するよう構成された可変速モータである、請求項１に記載の航空機。
10. 燃料タンクと、
    ジェットエンジンによる燃料に対する需要に基づいて、燃料を燃料タンクからジェットエンジンに可変速度で移送するよう構成された可変速燃料ポンプとをさらに含み、燃料ポンプは発電機から電力を受取るよう構成されている、請求項１に記載の航空機。
11. 環境制御システムは、流量および機体の与圧需要のうちの少なくとも１つにおける変化に応じて、空気を客室に複数の流量で流すよう構成された、少なくとも１つの可変速ファンをさらに含む、請求項１に記載の航空機。
12. 航空機であって、
    機体と、
    機体から外側に延びる翼と、
    航空機に推進力を提供するよう構成されたジェットエンジンと、
    ジェットエンジンに作動可能に結合され、エンジンから軸動力を受取るよう構成された発電機と、
    ジェットエンジンからの抽気がない場合に機体の少なくとも一部に調節された空気を提供するよう構成された環境制御システムとを含み、環境制御システムは、発電機から電力を受取るよう構成された少なくとも１つのファンモータを含み、前記航空機はさらに、
    翼の一部への氷の形成を少なくとも低減させるよう構成された翼防氷システムを含み、翼防氷システムは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に発電機から電力を受取るよう構成されている、航空機。
13. ジェットエンジンに作動可能に結合された発電機は第１の発電機であり、前記航空機はさらに、
    補助動力ユニットと、
    補助動力ユニットに作動可能に結合され、補助動力ユニットから軸動力を受取るよう構成された第２の発電機とを含み、翼防氷システムは、補助動力ユニットからの圧縮空気がない場合に第２の発電機から電力を受取るよう構成されている、請求項１２に記載の航空機。
14. 翼防氷システムは、翼の内側部分に少なくとも近接して位置付けられた少なくとも１つの加熱要素を含む電熱式システムであり、加熱要素は、発電機からの電力で通電されて翼の前記部分を暖め、翼の前記部分への氷の形成を少なくとも低減させ得る、請求項１２に記載の航空機。
15. 翼防氷システムは、翼の内側部分に少なくとも近接して位置付けられた少なくとも１つの機械式作動装置を含む電気機械式システムであり、作動装置は、発電機からの電力で作動されて翼の前記部分を振動させ、翼の前記部分への氷の形成を少なくとも低減させ得る、請求項１２に記載の航空機。
16. 地上で航空機の少なくとも一部を可動に支持するよう構成された、油圧で作動する着陸装置システムをさらに含み、着陸装置システムは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に電気モータによって駆動される油圧ポンプを含み、電気モータは発電機から電力を受取るよう構成されている、請求項１２に記載の航空機。
17. 航空機は商用旅客機であり、機体は客室と貨物室とを含む、請求項１２に記載の航空機。
18. 航空機であって、
    機体と、
    航空機に推進力を提供するよう構成されたジェットエンジンと、
    ジェットエンジンに作動可能に結合され、エンジンから軸動力を受取るよう構成された発電機と、
    ジェットエンジンからの抽気がない場合に機体の少なくとも一部に調節された空気を提供するよう構成された環境制御システムとを含み、環境制御システムは、発電機から電力を受取るよう構成された少なくとも１つのファンモータを含み、前記航空機はさらに、
    地上で航空機の少なくとも一部を可動に支持するよう構成された、油圧で作動する着陸装置を含み、着陸装置は、ジェットエンジンからの抽気がない場合に電気モータによって駆動される油圧ポンプから油圧動力を受取り、電気モータは発電機から電力を受取る、航空機。
19. ジェットエンジンに作動可能に結合された発電機はＤＣ発電機であり、前記航空機はさらに、
    ジェットエンジンに作動可能に結合され、ジェットエンジンから軸動力を受取るよう構成されたＡＣ発電機と、
    機体から外側に延びる翼と、
    翼の一部への氷の形成を少なくとも低減させるよう構成された電熱式翼防氷システムとを含み、電熱式翼防氷システムは、ジェットエンジンからの抽気がない場合にＡＣ発電機から電力を受取るよう構成されている、請求項１８に記載の航空機。
20. ジェットエンジンに作動可能に結合された発電機はＤＣ発電機であり、前記航空機はさらに、
    ジェットエンジンに作動可能に結合され、ジェットエンジンから軸動力を受取るよう構成されたＡＣ発電機を含み、さらに、
    ＡＣ発電機は、空気圧による動力がない場合にジェットエンジンを始動させる同期モータとして作動可能である、請求項１８に記載の航空機。
21. ジェットエンジンに作動可能に結合された発電機はＤＣ発電機であり、前記航空機はさらに、
    ジェットエンジンに作動可能に結合され、ジェットエンジンから軸動力を受取るよう構成されたＡＣ発電機と、
    ＡＣ発電機からＡＣ電力を受取り、ＤＣ電力を環境制御システムのファンモータに向けるよう構成されたＡＣ−ＤＣ変換装置とを含む、請求項１８に記載の航空機。
22. ジェットエンジンに作動可能に結合された発電機はＤＣ発電機であり、前記航空機はさらに、
    ジェットエンジンに作動可能に結合され、ジェットエンジンから軸動力を受取るよう構成されたＡＣ発電機と、
    ＡＣ発電機からＡＣ電力を受取るよう構成されたＡＣ−ＤＣ変換装置と、
    ＡＣ−ＤＣ変換装置からＤＣ電力を受取り、ＤＣ電力を環境制御システムのファンモータに向けるよう構成されたモータコントローラとを含み、モータコントローラはさらに、空気圧による動力がない場合にジェットエンジンを始動させる同期モータとしてＡＣ発電機を作動させるために、ＤＣ電力をＡＣ発電機以外の源からＡＣ発電機に選択的に向けるよう構成されている、請求項１８に記載の航空機。
23. 航空機であって、
    翼と、
    航空機に推進力を提供するよう構成されたジェットエンジンと、
    ジェットエンジンに作動可能に結合され、エンジンから軸動力を受取るよう構成された発電機と、
    翼の一部への氷の形成を少なくとも低減させるよう構成された翼防氷システムとを含み、翼防氷システムは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に発電機から電力を受取るよう構成されており、前記航空機はさらに、
    地上で航空機の少なくとも一部を可動に支持するよう構成された、油圧で作動する着陸装置システムを含み、着陸装置システムは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に電気モータによって駆動される油圧ポンプを含み、電気モータは発電機から電力を受取るよう構成されている、航空機。
24. ジェットエンジンに作動可能に結合された発電機は第１の発電機であり、前記航空機はさらに、
    補助動力ユニットと、
    補助動力ユニットに作動可能に結合され、補助動力ユニットから軸動力を受取るよう構成された第２の発電機とを含み、翼防氷システムは、補助動力ユニットからの圧縮空気がない場合に第２の発電機から電力を受取るよう構成されている、請求項２３に記載の航空機。
25. 翼防氷システムは、翼の内側部分に少なくとも近接して位置付けられた少なくとも１つの加熱要素を含む電熱式システムであり、加熱要素は、発電機からの電力で通電されて翼の前記部分を暖め、翼の前記部分への氷の形成を少なくとも低減させ得る、請求項２３に記載の航空機。
26. 翼防氷システムは、翼の内側部分に少なくとも近接して位置付けられた少なくとも１つの機械式作動装置を含む電気機械式システムであり、作動装置は、発電機からの電力で作動されて翼の前記部分を振動させ、翼の前記部分への氷の形成を少なくとも低減させ得る、請求項２３に記載の航空機。
27. 航空機の機体に調節された空気を提供するための方法であって、航空機は、航空機に推進力を提供するよう構成されたジェットエンジンを含み、前記方法は、
    ジェットエンジンに発電機を作動可能に結合するステップを含み、発電機はジェットエンジンから軸動力を受取るよう構成されており、前記方法はさらに、
    コンプレッサファンに電気モータを作動可能に結合してコンプレッサファンを駆動するステップを含み、コンプレッサファンは機体と流動連通するよう位置付けられており、前記方法はさらに、
    電力を発電機から電気モータに提供して、ジェットエンジンからの抽気がない場合に、コンプレッサファンを駆動して空気を機体外部から機体内に流すステップとを含む、方法。
28. コンプレッサファンの下流に抵抗ヒータを位置付けるステップと、
    外部の空気が機体内に流れる前に外部の空気を暖めるために、電力を発電機から抵抗ヒータに伝導するステップとをさらに含む、請求項２７に記載の方法。
29. コンプレッサファンに電気モータを作動可能に結合するステップは、コンプレッサファンに可変速電気モータを作動可能に結合するステップを含み、前記方法はさらに、機体の与圧要件の変化に応じて電気モータの速度を調整するステップを含む、請求項２７に記載の方法。
30. コンプレッサファンに電気モータを作動可能に結合するステップは、コンプレッサファンに可変速電気モータを作動可能に結合するステップを含み、前記方法はさらに、機体の温度要件の変化に応じて電気モータの速度を調整するステップを含む、請求項２７に記載の方法。
31. 機体と、機体から外側に延びる翼と、推進力を提供するためのジェットエンジンとを有する輸送航空機において、環境制御システム、翼防氷システムおよび着陸装置システムを含む複数の航空機システムにジェットエンジンから２次動力を提供するための方法であって、２次動力を提供するための前記方法は、
    ジェットエンジンに発電機を作動可能に結合するステップを含み、発電機はジェットエンジンから軸動力を受取るよう構成されており、前記方法はさらに、
    電力を発電機から環境制御システムのファンモータに提供するステップを含み、環境制御システムは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に機体の少なくとも一部に調節された空気を提供するよう構成されており、前記方法はさらに、
    電力を発電機から翼防氷システムの加熱要素に提供するステップを含み、翼防氷システムは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に翼の一部への氷の形成を少なくとも低減させるよう構成されており、前記方法はさらに、
    電力を発電機から着陸装置システムの電気モータ駆動の油圧ポンプに提供するステップを含み、油圧ポンプは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に着陸装置を作動させるよう構成されている、方法。
32. ジェットエンジンに作動可能に結合された発電機は第１の発電機であり、前記方法はさらに、
    航空機に補助動力ユニットを取付けるステップと、
    補助動力ユニットに第２の発電機を作動可能に結合するステップとを含み、第２の発電機は補助動力ユニットから軸動力を受取るよう構成されており、前記方法はさらに、
    電力を第２の発電機から環境制御システムのファンモータに提供するステップを含み、環境制御システムは、補助動力ユニットからの圧縮空気がない場合に機体の少なくとも一部に調節された空気を提供するよう構成されている、請求項３１に記載の方法。
33. ジェットエンジンに作動可能に結合された発電機は第１の発電機であり、前記方法はさらに、
    航空機に補助動力ユニットを取付けるステップと、
    補助動力ユニットに第２の発電機を作動可能に結合するステップとを含み、第２の発電機は補助動力ユニットから軸動力を受取るよう構成されており、前記方法はさらに、
    電力を発電機から着陸装置システムの電気モータ駆動の油圧ポンプに提供するステップを含み、油圧ポンプは、補助動力ユニットからの空気圧による動力がない場合に着陸装置を作動させるよう構成されている、請求項３１に記載の方法。
34. 機体と、推進力を提供するよう構成されたジェットエンジンとを有する航空機において、機体に調節された空気を提供するためのシステムであって、
    機体と流動連通するコンプレッサファンに外部の空気を提供するための手段と、
    ジェットエンジンから電力を抽出するための手段と、
    ジェットエンジンからの抽気がない場合に外部の空気をコンプレッサファンから航空機の機体内に流すために電力の少なくとも一部をコンプレッサファンに提供するための手段とを含む、システム。
35. 電力の少なくとも一部を発電機から翼防氷システムの加熱要素に提供するための手段をさらに含み、翼防氷システムは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に翼の一部への氷の形成を少なくとも低減させるよう構成されている、請求項３４に記載のシステム。
36. 電力の少なくとも一部を発電機から着陸装置システムの電気モータ駆動の油圧ポンプに提供するための手段をさらに含み、油圧ポンプは、ジェットエンジンからの抽気がない場合に着陸装置を作動させるよう構成されている、請求項３４に記載のシステム。

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