JP2017200816A

JP2017200816A - 航空機用電気推進エンジン

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Publication number: JP2017200816A
Application number: JP2017069484A
Authority: JP
Inventors: ダニエル・アラン・ニーアガース; Alan Niergarth Daniel; ランディ・エム・ボンドレル; M Vondrell Randy; ブランドン・ウェイン・ミラー; Wayne Miller Brandon; パトリック・マイケル・マリナン; Michael Marrinan Patrick
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2016-04-11
Filing date: 2017-03-31
Publication date: 2017-11-09
Anticipated expiration: 2037-03-31
Also published as: CN107416188A; CN107416188B; EP3231711B1; CA2962647C; US20170291693A1; CA2962647A1; JP6471187B2; EP3231711A1

Abstract

【課題】電気推進エンジンを含む航空機推進システムを提供する。【解決手段】航空機（１０）の後端において航空機（１０）に取り付けるように構成された電気推進エンジンを含む航空機（１０）用の推進システム（１００）が提供される。電気推進エンジンは、電気推進エンジンの中心軸線（３０２）の周りで回転可能なファン（３０４）を含む。ファン（３０４）は、出力ギヤボックス（３３６）に機械的に結合したファンシャフト（３３０）を含む。また、電気推進エンジンは、駆動シャフトを有する電気モータ（３３４）を含み、電気モータ（３３４）は、前記駆動シャフト（３３２）を介して前記出力ギヤボックス（３３６）に結合する。電気モータ（３３４）は、出力ギヤボックス（３３６）を介して前記ファン（３０４）を回転させる。駆動シャフトは、電気モータ（３３４）と出力ギヤボックス（３３６）の位置不良に対応するための可撓性要素を備える。【選択図】図１

Description

本主題は、全体的に電気推進エンジンを含む航空機推進システム

従来の商用航空機は、概して胴体、一対の主翼、及び推力を提供する推進システムを含む。一般に、推進システムは、ターボファンジェットエンジン等の少なくとも２つの航空機エンジンを含む。各ターボファンジェットエンジンは、例えば主翼の真下の吊り下げ位置において、主翼及び胴体と切り離されて航空機の主翼のそれぞれに取り付けられている。このような構成により、ターボファンジェットエンジンは、主翼及び／又は胴体の影響を受けない独立した自由流の空気流と相互作用することができる。この構成により、それぞれのターボファンジェットエンジンの各々の入口に流入する空気内の変動量を低減することができ、このことは航空機の正味推進力に好ましい影響を与える。

しかしながら、ターボファンジェットエンジンを含む航空機上の抗力は、同様に航空機の正味推進力に影響を及ぼす。表面摩擦、形状抗力、及び誘導抗力を含む航空機上の抗力の総量は、一般に航空機に近づく空気の自由流速度と航空機上の抗力が引き起こす航空機からの伴流下流の平均速度との差分に比例する。

抗力の影響を打ち消すための及び／又はターボファンジェットエンジンの効率を高めるためのシステムが提案されている。例えば、特定の推進システムは、例えば胴体及び／又は主翼にわたって境界層を形成する比較的速度が遅い空気の一部をターボファンジェットエンジンのファンセクションから上流でターボファンジェットエンジンに送る、境界層吸い込みシステムを組み込む。この構成は、航空機の下流からの境界層空気流を回復させることで抗力を低減できるが、ターボファンジェットエンジンに流入する境界層からの比較的速度が遅い空気流は、一般に不均一な又は変形した速度プロフィールを有する。結果的に、このようなターボファンジェットエンジは、効率損失を受ける可能性があり、航空機上の抗力低減の何らかの利点が最小になるか又無くなる。

従って、航空機の所定量の抗力の量を低減するための１又は２以上の構成要素を含む推進システムが有用であろう。詳細には、航空機エンジンの効率を実質的に低下させることなく航空機の抗力の量を低減するための１又は２以上の構成要素を含む推進システムが特に好都合であろう。

米国特許第９０３８３９８号明細書

本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、又はこの説明から明らかにすることができ、或いは本発明を実施することにより理解することができる。

本開示の１つの例示的な実施形態において、構造部材を有する航空機のための推進システムが提供される。推進システムは、航空機に取り付けるように構成された電気推進エンジンを含む。電気推進エンジンは中心軸線を定め、電気推進エンジンの中心軸線の周りで回転可能でファンシャフトを有するファンを含む。さらに、電気推進エンジンは、ファンシャフトを介してファンに機械的に結合した出力ギヤボックスと、駆動シャフトを備える電気モータとを含む。電気モータは、駆動シャフトを介して出力ギヤボックスに結合し、電気モータは、出力ギヤボックスを介してファンを回転させるように構成される。駆動シャフトは、電気モータと出力ギヤボックスの位置不良に対応するための可撓性要素を備える。

本開示の他の例示的な実施形態において、後端及び構造部材を有する航空機用の境界層吸い込みファンが提供される。境界層吸い込みファンは、境界層吸い込みファンの中心軸線の周りで回転可能であり、ファンシャフトを有するファンを含む。さらに、境界層吸い込みファンは、ファンシャフトを介してファンに機械的に結合した出力ギヤボックスと、駆動シャフトを有する電気モータと含む。電気モータは、駆動シャフトを介して出力ギヤボックスに結合し、電気モータは、出力ギヤボックスを介してファンを回転させる。駆動シャフトは、電気モータと出力ギヤボックスとの間の位置不良に対応するための可撓性要素を備える。

本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の請求項を参照するとより理解できるであろう。本明細書に組み込まれ且つその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。

添付図を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全かつ有効な開示を説明する。

本開示の種々の例示的な実施形態による航空機の上面図。図１の例示的な航空機の左側面図。図１の例示的な航空機に取り付けられたガスタービンエンジンの概略断面図。本開示の例示的な実施形態による後部エンジンの概略断面図。図４の例示的な後部エンジンに組み込むことができる本開示の例示的な実施形態によるアタッチメント組立体の拡大概略断面図。図５のライン６−６に沿った例示的なアタッチメント組立体の断面図。図４の例示的な後部エンジンに組み込むことができる本開示の他の例示的な実施形態によるアタッチメント組立体の拡大概略断面図。本開示の例示的な実施形態による駆動シャフトに加えて、図４の例示的な後部エンジンに組み込むことができる本開示の他の例示的な実施形態によるアタッチメント組立体の拡大概略断面図。図４の例示的な後部エンジンに組み込むことができる本開示の他の例示的な実施形態による駆動シャフトの拡大概略断面図。図９のライン１０−１０に沿った例示的な駆動シャフトの一部の拡大概略断面図。

ここで、その１つ又はそれ以上の実施例が添付図面に例示されている本発明の実施形態について詳細に説明する。詳細な説明では、図面中の特徴部を示すために参照符号及び文字表示を使用している。本発明の同様の又は類似の要素を示すために、図面及び説明において同様の又は類似の記号表示を使用している。

本明細書で使用される用語「第１」、「第２」、及び「第３」は、ある構成要素を別の構成要素と区別するために同義的に用いることができ、個々の構成要素の位置又は重要性を意味することを意図したものではない。本明細書で使用される用語「前方」及び「後方」は、実際の又は予想される移動方向に基づいた構成要素の相対位置を指す。例えば、「前方」は、航空機の予想される移動方向に基づいた航空機の前部を指し、「後方」は航空機の予想される移動方向に基づいた航空機の後部を指すことができる。

本開示は、電気モータ、出力ギヤボックス、及びファンを含む後部エンジンを提供する。本開示の発明者らは、電気モータ及び／又は出力ギヤボックスを、発明者らが後部エンジンの作動時に当該構成要素上に作用する可能性があることを見出した振動及び他の力に適応するように取り付ける必要があることを見出した。加えて、本開示の発明者らは、
発明者らが後部エンジンの作動時に生じる可能性があることを見出したこれらの構成要素の潜在的な位置不良に適応するように電気モータ及び出力ギヤボックスを結合する駆動シャフトに可撓性部材を含む必要があることを見出した。

次に、図全体を通して同じ参照符号が同様の要素を表す図面を参照すると、図１は、本発明の種々の実施形態を組み込むことができる例示的な航空機１０の上面図を提示する。図２は、図１に示す航空機１０の左側面図を提示する。図１及び２に集合的に示すように、航空機１０は、これを貫通して延びる長手方向中心線１４、垂直方向Ｖ、横方向Ｌ、前端１６、及び後端１８を定める。さらに、航空機１０は、航空機１０の前端１６と後端１８との間で延びる中点線（ｍｅａｎｌｉｎｅ）１５を定める。本明細書で使用される場合、「中点線」は、航空機２００の長さに沿って延びる、航空機２００の付属物（例えば、以下に説明する主翼２０及び安定板）を考慮しない中間点線を意味する。

さらに、航空機１０は、航空機１０の前端１６から後端１８に向かって長手方向に延びる胴体１２と、一対の主翼２０とを含む。本明細書で使用される場合、「胴体」は、一般に航空機１０の尾部等の航空機１０の本体全てを含む。第１の主翼２０は、胴体１２の左舷から長手方向中心線１４に対して横方向外向きに延び、第２の主翼２０は、胴体１２の右舷から長手方向中心線１４４に対して横方向外向きに延びる。図示の例示的な実施形態に関する主翼２０の各々は、１又は２以上の前縁フラップ２６及び１又は２以上の後縁フラップ２８を含む。さらに、航空機１０は、ヨー制御用のラダーフラップ３２を有する垂直安定板３０と、各々がピッチ制御用のエレベータフラップ３６を有する一対の水平安定板３４とを含む。胴体１２は、外面又は外板３８をさらに含む。しかしながら、本開示の他の例示的な実施形態において、航空機１０は、追加的に又は代替的に、垂直方向Ｖ又は水平方向／横方向Ｌに沿って直接延びることができる又は延びなくてもよい何らかの他の適切な安定板の形態を含むことができることを理解されたい。

図１及び２の例示的な航空機１０は、本明細書では「システム１００」と呼ばれる推進システム１００を含む。例示的なシステム１００は、航空機エンジン、厳密には各々が一対の主翼２０の一方に取り付くように構成された一対の航空機エンジンと、電気推進エンジンとを含む。より具体的には、図示の実施形態に関して、航空機エンジンは、ガスタービンエンジンとして、厳密には翼下構成で主翼２０の真下に取り付けられかつ吊り下げられるターボファンジェットエンジン１０２、１０４として構成される。加えて、電気推進エンジンは、航空機１０の後端に取り付けられるように構成されるので、図示の電気推進エンジンは、「後部エンジン」と呼ぶことができる。さらに、図示の電気推進エンジンは、航空機１０の胴体１２上に境界層を形成する空気を吸い込んで利用するように構成される。従って、図示の例示的な後部エンジンは、境界層吸い込み（ＢＬＩ）ファン１０６と呼ぶことができる。ＢＬＩファン１０６は、主翼２０及び／又はジェットエンジン１０２、１０４の後方位置で航空機１０に取り付けられる。詳細には、図示の実施形態に関して、ＢＬＩファン１０６は、後端１８において胴体１２に固定的に結合されるので、ＢＬＩファン１０６は、後端１８で尾部に組み込まれるか又は一体化され、中点線１５はこれを通って延びるようになっている。しかしながら、他の実施形態において、電気推進エンジンは、何らかの他の様式で構成することができ、後方ファン又はＢＬＩファンとして構成する必要はないことを理解されたい。

さらに図１及び２の実施形態を参照すると、特定の実施形態において、推進システムは、ジェットエンジン１０２、１０４と共に作動できる１又は２以上の発電機１０８をさらに含む。例えば、ジェットエンジン１０２、１０４の一方又は両方は、回転シャフト（例えば、ＬＰシャフト又はＨＰシャフト）から発電機１０８に機械的出力を供給するように構成することができる。加えて、発電機１０８は、機械的出力を電力に変換するように構成することができる。図示の実施形態において、推進システム１００は、各ジェットエンジン１０２、１０４のための発電機１０８を含み、さらに電力調整器１０９及びエネルギ蓄積装置を含む。発電機１０８は、電力調整器１０９に電力を送ることができ、電力調整器１０９は電気エネルギを適切な形態に変換して、これをエネルギ蓄積装置１１０に蓄積するか、又はこの電気エネルギをＢＬＩファン１０６に送ることができる。図示の実施形態に関して、発電機１０８、電力調整器１０９、エネルギ蓄積装置１１０、及びＢＬＩファン１０６の全ては、電気通信バス１１１に接続されるので、発電機１０８は、ＢＬＩファン１０６及び／又はエネルギ蓄積装置１１０と電気通信することができ、発電機１０８は、エネルギ蓄積装置１１０又はＢＬＩファン１０６の一方又は両方に対して電力を供給することができる。従って、このような実施形態において、推進システム１００は、ガス−エレクトリック推進システムと呼ぶことができる。

しかしながら、図１及び２に示す航空機１０及び推進システム１００は、単に例示目的で提示されており、本開示の他の例示的な実施形態において、何らかの他の適切な様式で構成された推進システム１００を有する何らかの他の適切な航空機１０を提供できることを理解されたい。例えば、種々の他の実施形態において、ＢＬＩファン１０６は、代替的に、後端１８の近くの何らかの適切な位置に配置できることを理解されたい。さらに、別の実施形態において、電気推進エンジンは航空機１０の後端に配置する必要はなく、従って「後部エンジン」として構成する必要はない。例えば、他の実施形態において、電気推進エンジンは、航空機１０の胴体に組み込むことができ、従って、ＰＯＤエンジン又は「ポッド型エンジン」として構成することができる。さらに、別の実施形態において、電気推進エンジンは、航空機１０の主翼と組み合わせることができ、従って「融合型主翼エンジン」として構成すること、又は翼下構成で取り付けることができる。さらに、他の実施形態において、推進システム１００は、例えば、電力調整器１０９及び／又はエネルギ蓄積装置１１０を含む必要はなく、代わりに、発電機１０８をＢＬＩファン１０６に直接接続することができる。

ここで図３を参照すると、少なくとも特定の実施形態において、ジェットエンジン１０２、１０４は、高バイパスターボファンジェットエンジンとして構成することができる。図３は、本明細書では「ターボファン２００」と呼ぶ、例示的な高バイパスターボファンジェットエンジン２００の概略断面図である。種々の実施形態において、ターボファン２００は、ジェットエンジン１０２、１０４を代表することができる。図３に示すように、ターボファン２００は、軸方向Ａ１（参照として設けられる長手方向中心線２０１に対して平行に延びる）及び半径方向Ｒ１を定める。一般に、ターボファン２００は、ファンセクション２０２及び該ファンセクション２０２から下流に配置されたコアタービンエンジン２０４を含む。

概略的に示された例示的なコアタービンエンジン２０４は、環状入口２０８を定める略管状の外部ケーシング２０６を含む。外部ケーシング２０６は、直列流れ関係で、ブースタすなわち低圧（ＬＰ）圧縮機２１０及び高圧（ＨＰ）圧縮機２１２を含む圧縮機セクションと、燃焼器セクション２１４と、高圧（ＨＰ）タービン２１６及び低圧（ＬＰ）タービン２１８を含むタービンセクションと、ジェット排出ノズルセクション２２０とを収容する。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール２２２は、ＨＰタービン２１８をＨＰ圧縮機２１２に駆動結合する。低圧（ＬＰ）又はスプール２２４は、ＬＰタービン２１８をＬＰ圧縮機２１０に駆動結合する。

図示の実施形態に関して、ファンセクション２０２は、相隔たる様式でディスク２３０に結合した複数のファンブレード２２８を有する可変ピッチファン２２６を含む。図示のように、ファンブレード２２８は、略半径方向Ｒ１に沿ってディスク２３０から外向きに延びる。ファンブレード２２８のピッチを集合的に一斉に変えるように構成された適切な作動部材２３８に作動的に結合するファンブレード２２８に基づいて、各ファンブレード２２８は、ピッチ軸Ｐの周りでディスク２３０に対して回転可能である。ファンブレード２２８、ディスク２３０、及び作動部材２３２は、出力ギヤボックス２３４を横切るＬＰシャフト２２４によって長手方向軸線２０１の周りで一緒に回転可能である。出力ギヤボックス２３４、ＬＰシャフト２２４の回転速度をより効率的なファン回転速度に落とすための複数のギヤを含む。

さらに図３の例示的な実施形態を参照すると、ディスク２３０は、空気力学的に輪郭形成されて空気流が複数のファンブレード２２８を通るのを促進する、回転可能フロントハブ２３６でカバーされる。加えて、例示的なファンセクション２０２は、周方向でファン２２６及び／又はコアタービンエンジン２０４の少なくとも一部を囲む、環状ファンケーシング又は外側ナセル２３８を含む。ナセル２３８は、複数の周方向に離間した出口ガイドベーン２４０によってコアタービンエンジン２０４に対して支持されるようになっていることを理解されたい。さらに、ナセル２３８の下流セクション２４２は、コアタービンエンジン２０４の外部に広がり、その間にバイパス空気流通路２４４を定めることができる。

しかしながら、図３に示す例示的なターボファンエンジン２００は例証であり、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン２００は、何らかの他の適切な構成を含み得ることを理解されたい。さらに、他の例示的な実施形態において、ジェットエンジン１０２、１０４は、代わりに、ターボプロップエンジン、ターボジェットエンジン、内燃エンジンなどの何らかの他の適切な航空エンジンとして構成できることを理解されたい。

ここで図４を参照すると、本開示の種々の実施形態による電気推進エンジンの概略的な断面側面図が提示される。図示の電気推進エンジンは、航空機１０の後端１８において航空機１０に取り付けられており、境界層空気を吸い込むように構成される。従って、図示の実施形態に関して、電気推進エンジンは、境界層吸い込み（ＢＬＩ）、後方ファン（以下、「ＢＬＩファン３００」と呼ぶ）として構成される。ＢＬＩファン３００は、図１及び２を参照して前述したＢＬＩファン１０６と実質的に同じ様式で構成することができ、航空機１０は、図１及び２を参照して前述した例示的な航空機１０と実質的に同じ様式で構成することができ、航空機１０は、図１及び２を参照して前述した例示的な航空機１０と実質的に同じ様式で構成することができる。しかしながら、電気推進エンジンは後方に取り付けられたＢＬＩファンとの関連において説明されるが、本開示の他の実施形態において、電気推進エンジンは、何らかの他の適切な様式で構成することができる。例えば、他の実施形態において、電気推進エンジンは、後方に取り付けられたエンジンである必要はなく、自由流空気を吸い込むように構成することができることを理解されたい。

図４に示すように、ＢＬＩファン３００は、これを貫通する参照用の長手方向中心軸線３０２に沿って延びる軸方向Ａ２、並びに半径方向Ｒ２及び周方向Ｃ２（図示しない、軸方向Ａ２の周りに延びる方向）を定める。加えて、航空機１０は、これを貫通する中点線１５を定める。

一般に、ＢＬＩファン３００は、中心軸線３０２の周りを回転可能なファン３０４、及びファンフレーム３０８を含む。ファンフレーム３０８は、ＢＬＩファン３００を航空機１０に取り付けるように構成され、図示の実施形態に関して、一般に、内側フレームサポート３１０、複数の前方サポート部材３１２、外側ナセル３１４、複数の後方サポート部材３１６、及びテールコーン３１８を含む。図示のように、内側フレームサポート３１０は、胴体１２のバルクヘッド３２０に取り付けられる。複数の前方サポート部材３１２は、内側フレームサポート３１０に取り付けられ、半径方向Ｒ２に沿ってナセル３１４まで略外向きに延びる。ナセル３１４は、ＢＬＩファン３００の内側ケーシング３２４と共に空気流通路３２２を定め、少なくとも部分的にファン３０４を囲む。さらに、図示の実施形態に関して、ナセル３１４は、航空機１０の中点線１５の周りで実質的に３６０度にわたって延びる。また、複数の後方サポート部材３１６は、概して半径方向Ｒ２に沿って、実質的に接触してナセル３１４からテールコーン３１８まで延びる。

特定の実施形態において、前方サポート部材３１２及び後方サポート部材３１６の各々は、概してＢＬＩファン３００の円周方向Ｃ２に沿って離間する。加えて、特定の実施形態において、前方サポート部材３１２は概して入口ガイドベーンとして構成すること、及び後方サポート部材３１６は概して出口ガイドベーンとして構成することができる。この様式で構成される場合、前方及び後方サポート部材３１２、３１６は、ＢＬＩファン３００の空気流通路３２２を通る空気流を案内及び／又は調和することができる。特に、前方サポート部材３１２又は後方サポート部材３１６の一方又は両方は、追加的に可変ガイドベーンとして構成することができる。例えば、サポート部材は、該サポート部材の後端に配置されてこれを横切って空気流れを案内するようになったフラップ（図示せず）を含むことができる。

しかしながら、他の例示的な実施形態において、代わりに、ファンフレーム３０８は、何らかの他の適切な構成を含むこと、及び、例えば上記に図示及び説明する構成要素の各々を含む必要はないことを理解されたい。もしくは、ファンフレーム３０８は上記で図示及び説明しない何らかの他の適切な構成要素を含むことができる。

加えて、ＢＬＩファン３００は、ナセル３１４とテールコーン３１８との間にノズル３２６を定める。ノズル３２６は、これを通って流れる空気から所定の大きさの推力を発生するように構成することができ、テールコーン３１８は、ＢＬＩファン３００の抗力の大きさを最小にするように形作ることができる。しかしながら、他の実施形態において、テールコーン３１８は、何らかの他の形状有することができ、さらにテールコーン３１８の後端がナセル３１４で囲まれるようにナセル３１４の後端の前方で終端することができる。加えて、他の実施形態において、ＢＬＩファン３００は、何らかの一定の大きさの推力を発生するように構成する必要はなく、代わりに、航空機１０の胴体１２の空気の境界層から空気を吸い込んで、この空気のエネルギ及び速度を増大させて航空機１０の全体的な抗力を低減する（従って、航空機１０の正味推力を高める）ように構成することができる。

さらに図４を参照すると、ファン３０４は、複数のファンブレード３２８及びファンシャフト３３０を含む。複数のファンブレード３２８は、ファンシャフト３３０に取り付けられており、概してＢＬＩファン３００の円周方向Ｃ２に沿って離間する。図示のように、複数のファンブレード３２８は、図示の実施形態に関して、少なくとも部分的にナセル３１４で囲まれる。

特定の例示的な実施形態において、複数のファンブレード３２８は、固定様式でファンシャフト３３０に取り付けることができ、代替的に、複数のファンブレード３２８は、ファンシャフト３３０に対して回転可能に取り付けることができる。例えば、複数のファンブレード３２８は、複数のファンブレード３２８の各々のピッチをピッチ変更機構（図示せず）によって一斉に変更できるように、ファンシャフト３３０に取り付けることができる。複数のファンブレード３２８のピッチを変更すると、ＢＬＩファン３００の効率を高めることができ、及び／又はＢＬＩファン３００が所望の推力特性を実現できる。このような例示的な実施形態では、ＢＬＩファン３００は、可変ピッチＢＬＩファンと呼ぶことができる。

さらに、図示の実施形態に関して、ファン３０４は、電気モータ３３４によってＢＬＩファン３００の中心軸線３０２の周りを回転することができる。より具体的には、図示に実施形態に関して、ＢＬＩファン３００は、追加的に電気モータ３３４に機械的に結合した出力ギヤボックス３３６を含み、ファン３０４は、出力ギヤボックス３３６に機械的に結合する。例えば、図示の実施形態に関して、ファンシャフト３３０は、出力ギヤボックス３３６まで延びてこれに結合し、同様に電気モータ３３４の駆動シャフト３４０は、出力ギヤボックス３３６まで延びてこれに結合する。従って、図示の実施形態に関して、ファン３０４は、出力ギヤボックス３３６を介して電気モータ３３４によってＢＬＩファン３００の中心軸線３０２の周りを回転可能である。

出力ギヤボックス３３６は、駆動シャフト３４０とファンシャフト３３０との間の回転速度を変更するための何らかのタイプのギヤ装置システムを含むことができる。例えば、出力ギヤボックス３３６は、星形歯車機構又は遊星歯車機構、又は何らかの他の歯車機構として構成することができる。加えて、出力ギヤボックス３３６は、本明細書で使用される場合はファンシャフト３３０の回転速度に対する駆動シャフト３４０の回転速度に比と呼ばれる、ギヤ比を定めることができる。

さらに図４の例示的な実施形態において、電気モータ３３４は、出力ギヤボックス３３６の前方に配置され、出力ギヤボックス３３６は、ファン３０４の前方に配置される。この構成により、電気モータ３３４は、作動時に電力を受け取るのに好都合に配置することができる。特に、特定の例示的な実施形態において、ＢＬＩファン３００は、図１及び２を参照して説明したガス−エレクトリック推進システム１００などのガス−エレクトリック推進システムで構成することができる。このような実施形態において、電気モータ３３４は、エネルギ蓄積装置又発電機の一方又は両方から電力を受け取ることができる（例えば、図１及び２のエネルギ蓄積装置１１０又は発電機１０８）。

さらに、図４を参照すると、ＢＬＩファン３００は、追加的に、電気モータ３３４又は出力ギヤボックス３３６のうちの少なくとも一方を取り付けるための、より具体的には、電気モータ３３４又は出力ギヤボックス３３６のうちの少なくとも一方をファンフレーム３０８又は航空機の構造部材（例えば、航空機１０のバルクヘッド３２０）のうちの少なくとも一方に取り付けるためのアタッチメント組立体を含む。また、図４に示しかつ以下に詳細に説明するように、駆動シャフト３３２は、電気モータ３３４と出力ギヤボックス３３６との間に延び、かつ電気モータ３３４と出力ギヤボックス３３６との位置不良に対応するための可撓性部材３３５を含む。

詳細には、図示の実施形態に関して、ＢＬＩファン３００は、電気モータ３３４をファンフレーム３０８に取り付けるための第１のアタッチメント組立体３３８と、出力ギヤボックス３３６を同様にファンフレーム３０８に取り付けるための第２のアタッチメント組立体３４０とを含む。特に、第１及び第２のアタッチメント組立体３３８、３４０の各々は、ＢＬＩファン３００の作動時に電気モータ３３４又は出力ギヤボックス３３６のねじり振動を含む、振動に対応するためのねじりダンパ３４２を含む。本明細書で使用される場合、用語「ねじり振動」は、円周方向Ｃ２に沿って作用する振動又は他の力を指すことができる。より具体的には、本開示の発明者らは、電気機械（例えば、電気モータ）を電気推進エンジン（例えば、図示のＢＬＩファン３００）と一緒に使用すると、磁極通過周波数に起因してトルク振動又は「リップル」が発生する場合があることを見出した。このトルク振動は、近くに取り付けられたハードウェアの望ましくない動的周波数応答を引き起こす場合がある。従って、ねじり振動（又はトルク振動）を低減することは、この開示された電気推進装置では特に望ましいであろう。

図５及び６を参照すると、電気モータ３３４をファンフレーム３０８に取り付ける第１のアタッチメント組立体３３８を含む電気推進装置の拡大図が提示される。特定の例示的な実施形態において、電気推進装置は、図４を参照して前述した例示的なＢＬＩファン３００と実質的に同じ様式で構成されたＢＬＩファン３００とすることができるので、同じ又は類似の符号は同じ又は類似の要素を指すことができる。しかしながら、他の実施形態において、電気推進装置は、何らかの他の適切な様式で構成することができる。

図５は、例示的なＢＬＩファン３００の第１のアタッチメント組立体３３８の拡大概略図を提示し、図６は、図５のライン６−６に沿った例示的なＢＬＩファン３００の第１のアタッチメント組立体３３８の拡大概略図を提示する。図示のように、例示的なＢＬＩファン３００は、軸方向Ａ２、半径方向Ｒ２、及び円周方向Ｃ２（図６参照）を定める。加えて、ＢＬＩファン３００は、概してファンフレーム３０８と駆動シャフト３３２に機械的に結合した電気モータ３３４とを含む。第１のアタッチメント組立体３３８は、電気モータ３３４とファンフレーム３０８との間に延び、電気モータ３３４をファンフレーム３０８に取り付ける。第１のアタッチメント組立体３３８は、ＢＬＩファン３００の作動時にファンフレーム３０８に対する電気モータ３３４のねじり振動に対応するためのねじりダンパ３４２を含む。

詳細には、図示の実施形態に関して、アタッチメント組立体のねじりダンパ３４２は、ＢＬＩファン３００の軸方向Ａ２及び半径方向Ｒ２、並びに円周方向Ｃ２に沿った電気モータ３３４の減衰をもたらす。例えば、図示の例示的な第１のアタッチメント組立体３３８は、電気モータ３３４に結合した第１のアタッチメント部材３４３及びファンフレーム３０８に結合した第２のアタッチメント部材３４４を含む。第１のアタッチメント部材３４３及び第２のアタッチメント部材３４４は一緒になって複数の相互嵌合部材で構成されて、減衰材料３４８が相互嵌合部材の間に少なくとも部分的に設けられた、取付け境界面３４６を定める。

例えば、特に図６を参照すると、第１のアタッチメント部材３４３は、略半径方向Ｒ２に沿って外向きに延びる、複数の円周方向に離間した歯部３５０を含む。同様に、第２のアタッチメント部材３４４は、略半径方向Ｒ２に沿って内向きに延びる、対応する相補的な複数の円周方向に離間した歯部３５２を含む。第１のアタッチメント部材３４３の歯部３５０は、第２のアタッチメント部材３４４の隣接する歯部３５２の間に定められた円周方向間隙に延び、反対に、第２のアタッチメント部材３４４の歯部３５２は、第１のアタッチメント部材３４３の隣接する歯部３５０の間に定められた円周方向間隙に延びる。加えて、減衰材料３４８は、第１のアタッチメント部材３４３の歯部３５０と、第２のアタッチメント部材３４４の歯部３５２との間に設けられる。

再度図５を参照すると、第１のアタッチメント部材３４３は、略半径方向Ｒ２に沿って外向きに延びる前方リップ３５４を含み、第２のアタッチメント部材３４４は、略半径方向Ｒ２に沿って内向きに延びる後方リップ３５６を含む。第１のアタッチメント部材３４３の前方リップ３５４は、第２のアタッチメント部材３４４と相互結合するように構成され、第２のアタッチメント部材３４４の後方リップ３５６は、第１のアタッチメント部材３４３と相互結合するように構成される。このような構成により、第１のアタッチメント部材３４３の第２のアタッチメント部材３４４に対する軸方向Ａ２に沿った所定量を超える移動を防止することができる。特に、第１のアタッチメント組立体３３８は、前方リップ３５４と第２のアタッチメント部材３４４との間、及び後方リップ３５６と第１のアタッチメント部材３４３との間に設けられた減衰材料３４８をさらに含む。しかしながら、他の実施形態において、第１のアタッチメント組立体３３８は、代替的に又は追加的に、軸方向Ａ２に沿った移動を制限するための何らかの他の手段を含むことができる。例えば、他の例示的な実施形態において、第１のアタッチメント組立体３３８は、第１のアタッチメント部材３４３と第２のアタッチメント部材３４４との間で略半径方向Ｒ２に沿って延びる１又は２以上のピン、ボルトなどを含むことができる。１又は２以上のピン、ボルトなどは、軸方向Ａ２に沿った減衰を可能にするために減衰材料３４８の中に閉じ込めることができる。

減衰材料３４８は、力及び／又は振動を吸収するのに適した何らかの材料とすることができる。例えば、減衰材料３４８は、エラストマー材料などの何らかの弾性材料とすることができる。しかしながら、他の実施形態において、何らかの他の適切な材料又は構造を用いることができる。例えば、他の実施形態において、ねじりダンパ３４２は、粘性減衰又は空圧減衰を用いることができる。例えば、特定の実施形態において、減衰材料３４８は、オイルとすることができ、ねじりダンパ３４２は、スクイーズフイルムダンパ又は他の類似の構造を含む。

前述のように、図示の例示的な第１のアタッチメント組立体３３８のねじりダンパ３４２は、ＢＬＩファン３００の軸方向Ａ２、半径方向Ｒ２、及び円周方向Ｃ２に沿った力を吸収することができる。従って、本開示の１又は２以上の実施形態によるアタッチメント組立体は、例えば電気モータ３３４（又は、近くに取り付けられた構成要素）上の応力又は歪みの量を低減することで、電気モータ３３４の寿命を延ばすことができる。

図７を参照すると、電気モータ３３４をファンフレーム３０８に取り付けるための第１のアタッチメント組立体３３８を含む本開示の他の例示的な実施形態による電気推進エンジンの拡大図が提示される。図７に示す例示的な電気推進エンジンは、図４を参照して前述した例示的なＢＬＩファン３００と実質的に同じ様式に構成されたＢＬＩファン３００とすることができる。従って、同じ又は類似の符号は同じ又は類似の要素を指すことができる。しかしながら、他の実施形態において、電気推進装置は、何らかの他の適切な様式で構成することができる。

図７の例示的なＢＬＩファン３００は、軸方向Ａ２、半径方向Ｒ２、及び円周方向Ｃ２（図示せず）を定める。加えて、ＢＬＩファン３００は、概してファンフレーム３０８と駆動シャフト３３２に機械的に結合した電気モータ３３４とを含む。第１のアタッチメント組立体３３８は、電気モータ３３４とファンフレーム３０８との間に延び、電気モータ３３４をファンフレーム３０８に取り付ける。加えて、例示的な第１のアタッチメント組立体３３８は、ＢＬＩファン３００の作動時にファンフレーム３０８に対する電気モータ３３４のねじり振動に対応するためのねじりダンパ３４２を含む。

加えて、図示の実施形態に関して、第１のアタッチメント組立体３３８のねじりダンパ３４２は、ＢＬＩファン３００の軸方向Ａ２及び半径方向Ｒ２、並びに円周方向Ｃ２に沿った電気モータ３３４の減衰をもたらす。図示の実施形態に関して、ねじりダンパ３４２は、１又は２以上の可撓性カップリングを備える。詳細には、例示的なねじりダンパ３４２は、ＢＬＩファン３００（図示せず）の円周方向Ｃ２に沿って離間した複数の可撓性カップリングを含む。図示のように、各可撓性カップリングは、電気モータ３３４とファンフレーム３０８との間の力を吸収するよう撓む又は屈曲するように設計された可撓性ばね部材３５８と、ファンフレーム３０８上のブラケット３６２とばね部材３５８との間に延びてこれらを結合する延長部材３６０とを含む。次に、ばね部材３５８は、延長部材３６０と電気モータ３３４上のブラケット３６４との間に延びる。ばね部材３５８は、力に応じて撓む又は屈曲することができる比較的弾性のある材料で作ることができる。従って、ばね部材３５８は、ＢＬＩファン３００の半径方向Ｒ２、軸方向Ａ２、及び円周方向Ｃ２に沿った力を吸収することができる。

ここで図８を参照すると、本開示の例示的な実施形態による、出力ギヤボックス３３６をファンフレーム３０８に取り付ける第２のアタッチメント組立体３４０を含む電気推進エンジンの拡大図が提示される。図７に示す例示的な電気推進エンジンは、図４を参照して前述した例示的なＢＬＩファン３００と実質的に同じ様式で構成されたＢＬＩファン３００とすることができる。従って、同じ又は類似の符号は同じ又は類似の要素を指すことができる。しかしながら、他の実施形態において、電気推進装置は、何らかの他の適切な様式で構成することができる。

図８に示す例示的なＢＬＩファン３００は、軸方向Ａ２、半径方向Ｒ２、及び円周方向Ｃ２（図示せず）を定める。加えて、ＢＬＩファン３００は、概して駆動シャフト３３２に機械的に結合した電気モータ３３４（図示せず）を含み、駆動シャフト３３２は、出力ギヤボックス３３６まで延びてこれに機械的に結合する。加えて、ＢＬＩファン３００は、ファンフレーム３０８と、出力ギヤボックス３３６をファンフレーム３０８に取り付ける第２のアタッチメント組立体３４０とを含む。第２のアタッチメント組立体３４０は、出力ギヤボックス３３６とファンフレーム３０８との間に延び、出力ギヤボックス３３６をファンフレーム３０８に取り付ける。

図示の実施形態に関して、出力ギヤボックス３３６は、概して半径方向内側のサンギヤ３６６、半径方向外側のリングギヤ３６８、及びこれらの間に配置された複数の遊星ギヤ３７０を含む遊星ギヤボックスとして構成されている。駆動シャフト３３２は、サンギヤ３６６に取り付けられてこれと一緒に回転するが、ファン３０４のシャフトは、リングギヤ３６８に取り付けられてこれと一緒に回転する。出力ギヤボックス３３６は、複数の遊星ギヤ３７０を介して取り付けられる。詳細には、第２のアタッチメント組立体３４０は、１又は２以上のピン３７３を介して遊星ギヤ３７０に結合された１又は２以上のアタッチメント部材３７２（遊星ギヤ３７０がアタッチメント部材３７２に対してピン３７３の周りで回転するのを可能にする）を含む。

加えて、第２のアタッチメント組立体３４０は、ＢＬＩファン３００の作動時にファンフレーム３０８に対する出力ギヤボックス３３６の振動に対応するためのねじりダンパ３４２を含む。図示の実施形態に関して、ねじりダンパ３４２は、第２のアタッチメント組立体３４０のアタッチメント部材３７２内に形成され、出力ギヤボックス３３６とファンフレーム３０８との間に配置されたベローズ３７４として構成される。特定の実施形態において、アタッチメント組立体は、出力ギヤボックス３３６をファンフレーム３０８に対して取り付けるために円周方向Ｃ２に沿って離間された複数のアタッチメント部材３７２を含むことができる。これらのアタッチメント部材３７２の各々は、ベローズ３７４又は他の適切なねじりダンパ３４２を含むことができる。特に、図示の例示的なねじりダンパ３４２は、軸方向Ａ２及び半径方向Ｒ２、並びに円周方向Ｃ２に沿った振動に対応することができる。

前述のように、ねじりダンパ３４２を第１及び第２のアタッチメント組立体３３８、３４０に含めると、さもなければ電気モータ３３４及び／又は出力ギヤボックス３３６に作用する振動及び他の力を吸収することで、電気モータ３３４及び出力ギヤボックス３３６の寿命を延ばすことができる。しかしながら、他の例示的な実施形態において、第１及び／又は第２のアタッチメント組立体３３８、３４０は、電気モータ３３４とファンフレーム３０８との間、又は出力ギヤボックス３３６とファンフレーム３０８との間の力又は振動を吸収するための何らかの他の適切な構成を有することができることを理解されたい。例えば、特定の例示的な実施形態において、例示的な第２のアタッチメント組立体３４０は、図５から図７を参照して前述した例示的な第１のアタッチメント組立体３３８のうちの１又は２以上と実質的に同じ様式で構成できる。追加的に又は代替的に、他の例示的な実施形態において、第１のアタッチメント組立体３３８は、図８を参照して説明した例示的な第２のアタッチメント組立体３４０と実質的に同じ様式で構成することができる。さらに、別の例示的な実施形態において、第１及び／又は第２のアタッチメント組立体３３８、３４０は、電気モータ３３４又は出力ギヤボックス３３６とファンフレーム３０８との間、もしくは電気モータ３３４又は出力ギヤボックス２３６と航空機１０の構造部材との間のねじり振動又は他の力を吸収するのに適した何らかの他の様式で構成することができる。

さらに図８を参照すると、図示の例示的な駆動シャフト３３２は、追加的に電気モータ３３４と出力ギヤボックス３３６との間の位置不良に対応するための可撓性要素３３５を含む。図示の実施形態に関して、可撓性要素３３５はベローズ３７６を含む。より詳細には、図示の実施形態に関して、可撓性要素３３５は一対のベローズ３７６を備える。一対のベローズ３７６を含めると、駆動シャフト３３２は、電気モータ３３４と出力ギヤボックス３３６との間の角度位置不良、並びに電気モータ３３４と出力ギヤボックス３３６との間の半径方向位置不良又は軸方向変位に対応することができる。本開示の発明者らは、本実施形態に関するＢＬＩファン３００の駆動シャフト３３２を含めると、ＢＬＩファン３００が特定の運動を受けること、又はＢＬＩファン３００がさもなければ耐えることができない他の力に耐えることができることを見出している。

しかしながら、他の実施形態において、駆動シャフト３３２は、何らかの他の適切な可撓性要素３３５を含むことができることを理解されたい。例えば、ここで図９を参照すると、本開示の他の例示的な実施形態による可撓性要素３３５を有する駆動シャフト３３２を含む電気推進エンジンの拡大図が提示される。図９に示す例示的な電気推進エンジンは、図４を参照して前述した例示的なＢＬＩファン３００と実質的に同じ様式で構成されたＢＬＩファン３００とすることができる。従って、同じ又は類似の符号は同じ又は類似の要素を指すことができる。しかしながら、他の実施形態において、電気推進装置は、何らかの他の適切な様式で構成することができる。

図９に示すように、例示的なＢＬＩファン３００は、軸方向Ａ２、半径方向Ｒ２、及び円周方向Ｃ２（図１０参照）を定める。加えて、ＢＬＩファン３００は、概して駆動シャフト３３２に機械的に結合した電気モータ３３４（図示せず）を含み、駆動シャフト３３２は、出力ギヤボックス３３６まで延びてこれに機械的に結合する。駆動シャフト３３２は、電気モータ３３４と出力ギヤボックス３３６との間の位置不良に対応するための可撓性要素３３５を含む。加えて、図示の実施形態に関して、可撓性要素３３５はねじりダンパを含む。より詳細には、図示の実施形態に関して、可撓性要素３３５は、スプライン付きカップリング３７８の中に収容されるスプライン付きシャフトを含み、さらに、スプライン付きシャフトとスプライン付きカップリング３７８との間に設けられた減衰材料３８０を含む。

詳細には、図示の実施形態に関して、駆動シャフト３３２の可撓性要素３３５のスプライン付きシャフトは、前方セグメント３８２と別個の後方セグメント３８４とを含む。駆動シャフト３３２の前方セグメント３８２は、スプライン付きシャフトセクション３８６を含み、同様に、駆動シャフト３３２の後方セグメント３８４は、スプライン付きシャフトセクション３８８を含む。駆動シャフト３３２の前方セグメント３８２のスプライン付きシャフトセクション３８６は、スプライン付きカップリング３７８の中に収容され、同様に、後方セグメント３８４のスプライン付きシャフトセクション３８８は、スプライン付きカップリング３７８の中に収容される。

ここで図１０を参照すると、図９のライン１０−１０に沿った駆動シャフト３３２の断面図が提示され、駆動シャフト３３２の前方セグメント３８２のスプライン付きシャフトセクション３８６は、概して半径方向Ｒ２に沿って外向きに延びかつ円周方向Ｃ２に沿って離間した複数の軸方向歯部３９０を含む。同様に、スプライン付きカップリング３７８は、概して半径方向Ｒ２に沿って内向きに延びかつ円周方向Ｃ２に沿って離間した、対応する相補的な複数の軸方向歯部３９２を含む。減衰材料３８０は、スプライン付きシャフトセクション３８６の軸方向歯部３９０と、スプライン付きカップリング３７８の軸方向歯部３９２との間に延び、この間の力を吸収するようになっている。また、図９に示すように、後方セグメント３８４のスプライン付きシャフトセクション３８８は、概して半径方向Ｒ２に沿って外向きに延びる複数の軸方向歯部を含む。特定の実施形態において、減衰材料３８０は、エラストマー材料などの何らかの弾性材料とすることができる。しかしながら、他の実施形態において、何らかの他の適切な材料を用いることができる。

図９及び１０の例示的な実施形態による可撓性材料を含む駆動シャフトは、電気モータ３３４と出力ギヤボックス３３６との間の角度位置不良、並びに電気モータ３３４と出力ギヤボックス３３６との間の半径方向位置不良又は軸方向変位に対応することができる。さらに、図９及び１０の例示的な実施形態による可撓性要素３３５を有する駆動シャフト３３２を含めると、駆動シャフト３３２は、出力ギヤボックス３３６と電気モータ３３４との間の円周方向の力、すなわちねじり力を吸収することができる。本開示の発明者らは、本実施形態に関するＢＬＩファン３００の駆動シャフト３３２を含めると、ＢＬＩファン３００が特定の運動を受けること、又はＢＬＩファン３００がさもなければ耐えることができない他の力に耐えることができることを見出している。

本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を含む場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
構造部材を有する航空機用の推進システムであって、
上記航空機に取り付けるように構成されて、中心軸線を定める電気推進エンジンを備え、
電気推進エンジンは、
上記電気推進エンジンの中心軸線の周りで回転可能であり、ファンシャフトを備えるファンと、
上記ファンシャフトを介して上記ファンに機械的に結合した出力ギヤボックスと、
駆動シャフトを備える電気モータと、
を備え、
上記電気モータは、上記駆動シャフトを介して上記出力ギヤボックスに結合し、上記電気モータは、上記出力ギヤボックスを介して上記ファンを回転させるように構成され、上記駆動シャフトは、上記電気モータと上記出力ギヤボックスの位置不良に対応するための可撓性要素を備える、推進システム。
［実施態様２］
上記可撓性要素は、ベローズを備える、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様３］
上記可撓性要素は、一対のベローズを備える、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様４］
上記可撓性要素は、ねじりダンパを備える、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様５］
上記ねじりダンパは、スプライン付きカップリングの中に収容されるスプライン付きシャフトを備え、上記ねじりダンパは、上記スプライン付きシャフトと上記スプライン付きカップリングとの間に設けられた減衰材料をさらに備える、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様６］
上記減衰材料は、エラストマー材料から成る、実施態様５に記載の推進システム。
［実施態様７］
上記駆動シャフトの上記可撓性要素の上記スプライン付きシャフトは、前方セグメント及び後方セグメントを備え、上記前方セグメント及び上記後方セグメントの各々は、スプライン付き部分を備え、上記前方セグメント及び上記後方セグメントの上記スプライン付き部分は、少なくとも部分的に上記スプライン付きカップリングの中に収容される、実施態様５に記載の推進システム。
［実施態様８］
上記電気推進エンジンは、境界層吸い込みファンとして構成される、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様９］
上記電気推進エンジンは、上記航空機の中点線に沿って、上記航空機に取り付けられるように構成される、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様１０］
上記電気モータ又は上記出力ギヤのうちの少なくとも一方に取り付けられるアタッチメント組立体をさらに備え、上記アタッチメント組立体は、上記電気モータ又は上記出力ギヤの振動に対応するためのねじりダンパを含む、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様１１］
上記電気推進エンジンは、ファンフレームをさらに備え、上記アタッチメント組立体は、上記電気モータを上記ファンフレーム又は上記航空機の上記構造部材のうちの少なくとも一方に取り付けるように構成される、実施態様１０に記載の推進システム。
［実施態様１２］
上記電気推進エンジンは、軸方向、半径方向、及び円周方向を定め、上記アタッチメント組立体の上記ねじりダンパは、上記電気推進エンジンの上記軸方向、半径方向、及び円周方向の各々に沿った減衰をもたらす、実施態様１１に記載の推進システム。
［実施態様１３］
後端及び構造部材を有する航空機に取り付けるための境界層吸い込みファンであって、
上記境界層吸い込みファンの中心軸線の周りで回転可能であり、ファンシャフトを備えるファンと、
上記ファンシャフトを介して上記ファンに機械的に結合した出力ギヤボックスと、
駆動シャフトを備える電気モータと、
を備え、
上記電気モータは、上記駆動シャフトを介して上記出力ギヤボックスに結合し、上記電気モータは、上記出力ギヤボックスを介して上記ファンを回転させるように構成され、上記駆動シャフトは、上記電気モータと上記出力ギヤボックスとの間の位置不良に対応するための可撓性要素を備える、境界層吸い込みファン。
［実施態様１４］
上記可撓性要素は、ベローズを備える、実施態様１３に記載の境界層吸い込みファン。
［実施態様１５］
上記可撓性要素は、一対のベローズを備える、実施態様１３に記載の境界層吸い込みファン。
［実施態様１６］
上記可撓性要素は、ねじりダンパを備える、実施態様１３に記載の境界層吸い込みファン。
［実施態様１７］
上記ねじりダンパは、スプライン付きカップリングの中に収容されるスプライン付きシャフトを備え、上記ねじりダンパは、上記スプライン付きシャフトと上記スプライン付きカップリングとの間に設けられた減衰材料をさらに備える、実施態様１６に記載の境界層吸い込みファン。
［実施態様１８］
上記減衰材料は、エラストマー材料から成る、実施態様１７に記載の境界層吸い込みファン。
［実施態様１９］
上記境界層吸い込みファンは、上記航空機の後端に取り付けられるように構成される、実施態様１３に記載の推進システム。
［実施態様２０］
上記電気推進エンジンは、上記航空機の中点線に沿って取り付けられるように構成される、実施態様１３に記載の推進システム。

１０航空機
１２胴体
１４長手方向中心軸線
１５中点線
１６ノーズセクション
１８テールセクション
２０主翼
２２右舷
２４左舷
２６前縁フラップ
２８後縁フラップ
３０垂直安定板
３２ラダーフラップ
３４水平安定板
３６エレベータフラップ
３８胴体外面
１００推進システム
１０２ジェットエンジン
１０４ジェットエンジン
１０６ＢＬＩファン
１０８発電機
１１０エネルギ蓄積装置
２００ターボファンジェットエンジン
２０１長手方向又は軸方向中心線
２０２ファンセクション
２０４コアタービンエンジン
２０６外部ケーシング
２０８入口
２１０低圧圧縮機
２１２高圧圧縮機
２１４燃焼セクション
２１６高圧タービン
２１８低圧タービン
２２０ジェット排出セクション
２２２高圧シャフト／スプール
２２４低圧シャフト／スプール
２２６ファン
２２８ブレード
２３０ディスク
２３２作動部材
２３４出力ギヤボックス
２３６ナセル
２３８ファンケーシング又はナセル
２４０出口ガイドベーン
２４２下流セクション
２４４バイパス空気流通路
２４６空気
２４８入口
２５０空気の第１の部分
２５２空気の第２の部分
２５４燃焼ガス
２５６ステータベーン
２５８タービンロータブレード
２６０ステータベーン
２６２タービンロータブレード
２６４ファンノズル排出セクション
３００ＢＬＩファン
３０２中心軸線
３０４ファン
３０６ナセル
３０８構造サポートシステム
３１０ストラット
３１２前方サポート部材
３１４外側ナセル
３１６後方サポート部材
３１８テールコーン
３２０バルクヘッド
３２２空気流通路
３２４内側ケーシング
３２６ノズル
３２８ファンブレード
３３０ファンシャフト
３３２駆動シャフト
３３４電気モータ
３３５可撓性要素
３３６ギヤボックス
３３８第１のアタッチメント組立体
３４０第２のアタッチメント組立体
３４２第１のアタッチメント部材
３４４第２のアタッチメント部材
３４６取付け境界面
３４８減衰材料
３５０第１のアタッチメント部材の歯部
３５２第２のアタッチメント部材の歯部
３５４前方リップ
３５６後方リップ
３５８ばね部材
３６０延長部材
３６２ファンフレーム上のブラケット
３６４電気モータ上のブラケット
３６６サンギヤ
３６８リングギヤ
３７０遊星ギヤ
３７２第２のアタッチメント組立体のアタッチメント部材
３７４ベローズ
３７６駆動シャフト上のベローズ
３７８スプライン付きカップリング
３８０減衰材料
３８２前方セグメント
３８４後方セグメント
３８６前方セグメントのスプライン付きシャフトセクション
３８８後方セグメントのスプライン付きシャフトセクション
３９０前方セグメントのスプライン付きシャフトセクションの歯部
３９２後方セグメントのスプライン付きシャフトセクションの歯部

Claims

構造部材を有する航空機（１０）用の推進システム（１００）であって、
前記航空機に取り付けるように構成されて、中心軸線（３０２）を定める電気推進エンジン（１０）を備え、
電気推進エンジンは、
前記電気推進エンジンの中心軸線（３０２）の周りで回転可能であり、ファンシャフト（３３０）を備えるファン（３０４）と、
前記ファンシャフト（３３０）を介して前記ファン（３０４）に機械的に結合した出力ギヤボックス（３３６）と、
駆動シャフト（３３２）を備える電気モータ（３３４）と、
を備え、
前記電気モータ（３３４）は、前記駆動シャフト（３３２）を介して前記出力ギヤボックス（３３６）に結合し、前記電気モータ（３３４）は、前記出力ギヤボックス（３３６）を介して前記ファン（３０４）を回転させるように構成され、前記駆動シャフト（３３２）は、前記電気モータ（３３４）と前記出力ギヤボックス（３３６）の位置不良に対応するための可撓性要素を備える、推進システム（１００）。
前記可撓性要素は、ベローズ（３７６）を備える、請求項１に記載の推進システム（１００）。
前記可撓性要素は、一対のベローズ（３７６）を備える、請求項１に記載の推進システム（１００）。
前記可撓性要素は、ねじりダンパを備える、請求項１に記載の推進システム（１００）。
前記ねじりダンパは、スプライン付きカップリング（３７８）の中に収容されるスプライン付きシャフトを備え、前記ねじりダンパは、前記スプライン付きシャフトと前記スプライン付きカップリング（３７８）との間に設けられた減衰材料（３８０）をさらに備える、請求項１に記載の推進システム（１００）。
前記減衰材料（３８０）は、エラストマー材料から成る、請求項５に記載の推進システム（１００）。
前記駆動シャフトの前記可撓性要素の前記スプライン付きシャフトは、前方セグメント（３８２）及び後方セグメント（３８４）を備え、前記前方セグメント（３８２）及び前記後方セグメント（３８４）の各々は、スプライン付き部分を備え、前記前方セグメント及び前記後方セグメントの前記スプライン付き部分は、少なくとも部分的に前記スプライン付きカップリング（３７８）の中に収容される、請求項５に記載の推進システム（１００）。
前記電気推進エンジンは、境界層吸い込みファン（３００）として構成される、請求項１に記載の推進システム（１００）。
前記電気推進エンジンは、前記航空機（１０）の中点線（１５）に沿って、前記航空機（１０）に取り付けられるように構成される、請求項１に記載の推進システム（１００）。
前記電気モータ（３３４）又は前記出力ギヤ（３３６）のうちの少なくとも一方に取り付けられるアタッチメント組立体をさらに備え、前記アタッチメント組立体は、前記電気モータ（３３４）又は前記出力ギヤ（３３６）の振動に対応するためのねじりダンパを含む、請求項１に記載の推進システム（１００）。
前記電気推進エンジンは、ファンフレーム（３０８）をさらに備え、前記アタッチメント組立体は、前記電気モータ（３３４）を前記ファンフレーム（３０８）又は前記航空機（１０）の前記構造部材のうちの少なくとも一方に取り付けるように構成される、請求項１０に記載の推進システム（１００）。
前記電気推進エンジンは、軸方向（Ａ２）、半径方向（Ｒ２）、及び円周方向（Ｃ２）を定め、前記アタッチメント組立体の前記ねじりダンパは、前記電気推進エンジンの前記軸方向（Ａ２）、半径方向（Ｒ２）、及び円周方向（Ｃ２）の各々に沿った減衰をもたらす、請求項１１に記載の推進システム（１００）。
後端及び構造部材を有する航空機（１０）に取り付けるための境界層吸い込みファン（３０４）であって、
前記境界層吸い込みファン（３０４）の中心軸線（３０２）の周りで回転可能であり、ファンシャフト（３３０）を備えるファン（３０４）と、
前記ファンシャフト（３３０）を介して前記ファン（３０４）に機械的に結合した出力ギヤボックス（３３６）と、
駆動シャフト（３３２）を備える電気モータ（３３４）と、
を備え、
前記電気モータ（３３４）は、前記駆動シャフト（３３２）を介して前記出力ギヤボックス（３３６）に結合し、前記電気モータ（３３４）は、前記出力ギヤボックス（３３６）を介して前記ファン（３０４）を回転させるように構成され、前記駆動シャフト（３３２）は、前記電気モータ（３３４）と前記出力ギヤボックス（３３６）との間の位置不良に対応するための可撓性要素を備える、境界層吸い込みファン（３０４）。
前記可撓性要素は、ベローズを備える、請求項１３に記載の境界層吸い込みファン（３０４）。
前記可撓性要素は、一対のベローズを備える、請求項１３に記載の境界層吸い込みファン（３０４）。