JP2019023068A - 航空機用推進システム - Google Patents

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Abstract

【課題】ハイブリッド電気航空機推進システム内でターボ機械を始動させる方法を提供する。【解決手段】航空機（１０）用のハイブリッド電気推進システム（５０）は、推進器およびターボ機械を含む。ターボ機械は、高圧スプールを介して高圧圧縮機に駆動連結された高圧タービンを含む。ハイブリッド電気推進システムは第１の電気機械と、第２の電気機械と、第１および第２の電気機械に電気的に接続可能な電気エネルギー蓄積ユニット（５５）と、を含む電気システムをさらに含む。第１の電気機械は、ターボ機械の高圧スプールに連結され、第２の電気機械は、航空機に推進力の利益を提供するために推進器を駆動するために推進器に連結されている。ハイブリッド電気推進システムはまた、第１の電気機械を駆動してターボ機械を始動させる、または始動するのを補助するために、電源からの電力を第１の電気機械に供給するように構成されたコントローラを含む。【選択図】図１

Description

本主題は、一般的に、ハイブリッド電気航空機推進システム、およびハイブリッド電気航空機推進システム内でターボ機械を始動させるための方法に関する。
従来の商用航空機は、一般に、胴体と、一対の翼部と、推力を提供する推進システムと、を含む。推進システムは、通常、ターボファンジェットエンジンなどの少なくとも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、通常、翼部と胴体から分離された、翼部の下の吊下位置などの、航空機の翼部のそれぞれ１つに取り付けられている。
最初に、ターボファンジェットエンジンを始動させなければならない。さらに、ターボファンジェットエンジンの予定外の停止の場合、飛行中にターボファンジェットエンジンの１つまたは複数を始動させること、または特に再始動することが必要な場合がある。例えば、ターボファンジェットエンジンは、氷の摂取、鳥の打撃、乗務員の命令による不注意のエンジン停止などにより停止することがある。
最初の始動の間に、空気式スタータなどのスタータシステムは、ターボファンジェットエンジンの燃焼部の点火を開始するのに十分な速度にエンジンを回転させる。飛行中の始動に関しては、現在少なくとも２つのタイプが存在する。第１のタイプの飛行中エンジン始動は、エンジンを通る空気流と始動システムによって加えられるトルクの両方によってエンジンが回転される「補助された」始動である。第２のタイプの飛行中エンジン始動は、通常のエンジンスタータはエンジンを加速するために利用されないので、通常、「補助されない」始動と呼ばれる。代わりに、エンジンを通る周囲空気流のみがトルクを発生させ、エンジンを点火する前に最小速度に回転させる。エンジンを通る空気流に関連するこのトルクは、通常、「風車」トルクと呼ばれる。補助されない場合のトルクおよびその結果として生じる最小点火前速度は、通常、補助された始動動作で得られるものに比べて低い。
付加的な始動トルクにより、エンジンは、高い排気ガス温度などのためにエンジンがより速く、より確実に、より全体的なストレスが少ない状態でアイドリングを達成することができるので、補助された始動は通常、補助されない始動より好ましい。それにもかかわらず、エンジンは、スタータシステムに動力が供給されないために、特定の条件の下では補助なしで始動する必要がある。ほとんどの場合、スタータシステムは、他の航空機エンジンまたは補助動力ユニット（ＡＰＵ）によって提供される空気エネルギーによって駆動される。いずれも稼動していないか、効率的に稼動していない場合は、空気圧力がスタータシステムで利用できない可能性があり、したがって、再始動は補助されないタイプでなければならない。
補助されない始動を行う場合、エンジンの点火は、風車トルクによって決まる最小速度で行わなければならない。この最小速度は、補助される場合に比べて低いので、（コアの回転によって駆動される）主燃料ポンプは、この最小速度でエンジンを始動させるのに十分な燃料を供給することができるように、通常大きめのサイズである。さらに、補助されない場合のスタータシステムトルクの欠如は、より高い内部温度、より遅い加速率、および補助された始動と比較したときの任意の所与の加速率における圧縮機ストールマージンの減少をもたらす。これらの要因は、始動が成功する可能性を低減し、再始動を実施するのに必要な時間を増加させ、内部温度の上昇によりエンジン内の特定の部品の寿命を潜在的に低下させる可能性がある。
同様に、補助された始動中には、スタータシステムの制限されたトルク／動力能力と、エンジンアイドリング速度に近づくまたはそれを上回る速度でスタータを動作させる能力の欠如と、により、従来のスタータシステムは、しばしば最適下限トルクの寄与を与える。この最適下限トルクの寄与は、周囲圧力が低下したとき（すなわち、より高い高度で動作しているとき）、通常、スタータシステムに空気圧を供給するシステムが能力の減少を経験するので、高高度および飛行開始時に悪化する。
したがって、ガスタービンエンジンのより高い確率の始動、より効率的なガスタービンエンジンの始動、および／またはガスタービンエンジンのより迅速な始動を提供する特徴を有する推進システムが有用であろう。
米国特許出願公開第２０１７／００５７６５０号明細書
本発明の態様および利点は、その一部を以下の説明に記載しており、あるいはその説明から明らかになり、あるいは本発明の実施により学ぶことができる。
本開示の１つの例示的な実施形態では、航空機のためのハイブリッド電気推進システムが提供される。ハイブリッド電気推進システムは、推進器およびターボ機械を含む。ターボ機械は、高圧スプールを介して高圧圧縮機に駆動連結された高圧タービンを含む。ハイブリッド電気推進システムは第１の電気機械と、第２の電気機械と、第１および第２の電気機械に電気的に接続可能な電気エネルギー蓄積ユニットと、を含む電気システムをさらに含む。第１の電気機械は、ターボ機械の高圧スプールに連結され、第２の電気機械は、航空機に推進力の利益を提供するために推進器を駆動するために推進器に連結されている。ハイブリッド電気推進システムはまた、第１の電気機械を駆動してターボ機械を始動させる、または始動するのを補助するために、電源からの電力を第１の電気機械に供給するように構成されたコントローラを含む。
特定の例示的な実施形態では、ターボ機械は、第１のターボファンエンジンの一部として構成され、推進器は、第２のターボファンエンジンの一部として構成される。
特定の例示的な実施形態では、ターボ機械はターボファンエンジンの一部として構成され、推進器は電気推進器アセンブリの一部として構成される。
特定の例示的な実施形態では、高圧タービンおよび高圧圧縮機は、コア空気流路を少なくとも部分的に画定し、第１の電気機械は、コア空気流路の内側に配置される。
特定の例示的な実施形態では、電源は、電気エネルギー蓄積ユニットであり、電気エネルギー蓄積ユニットは、第１の電気機械と第２の電気機械の両方と選択的に電気的に連通する。
特定の例示的な実施形態では、コントローラは、ターボ機械の動作中に第１の電気機械から電力を抽出するようにさらに構成され、エネルギー蓄積ユニットは少なくとも約５０キロワット時の電力を蓄積するように構成され、第１の電気機械は、ターボ機械の動作中に少なくとも約５０キロワットを生成するように構成される。
特定の例示的な実施形態では、エネルギー蓄積ユニットは、少なくとも約６５キロワット時の電力を蓄積するように構成される。
本開示の１つの例示的な態様では、航空機のハイブリッド電気推進システムのターボ機械を始動させるための方法が提供される。ハイブリッド電気推進システムは、推進器、ターボ機械、および電気システムを含み、電気システムは、ターボ機械の高圧システムに連結された第１の電気機械と、推進器に連結された第２の電気機械と、電気エネルギー蓄積ユニットと、を含む。本方法は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エンジン始動コマンドを受信するステップと、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１の電気機械を駆動し、ターボ機械の高圧システムを少なくとも最小しきい値速度まで回転させるために、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップと、ターボ機械の高圧システムが少なくとも最小しきい値速度で回転すると、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部の燃焼器の点火を開始するステップと、推進器を駆動して航空機に推進力の利益を提供するために、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第２の電気機械に電力を供給するステップと、を含む。
特定の例示的な態様では、最小しきい値速度は、ターボ機械のアイドル速度の約５５％以内である。
特定の例示的な態様では、エンジン始動コマンドはエンジン再始動コマンドである。例えば、特定の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップは、第１の電気機械が、ターボ機械を通る周囲空気流との組み合わせだけでターボ機械の高圧システムを回転させるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップを含む。
特定の例示的な態様では、エネルギー蓄積ユニットは、少なくとも約５０キロワット時の電力を蓄積するように構成される。
本開示の別の例示的な態様では、航空機のハイブリッド電気推進システムのターボ機械を始動させるための方法が提供される。ハイブリッド電気推進システムは、推進器、ターボ機械、および電気システムを含み、電気システムは、ターボ機械の高圧システムに連結された第１の電気機械と、推進器に連結された第２の電気機械と、電気エネルギー蓄積ユニットと、を含む。本方法は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エンジン始動コマンドを受信するステップと、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エンジン始動パラメータ値を示すデータを受信するステップと、エンジン始動パラメータ値を示す受信データに応答して、第１の電気機械を駆動してターボ機械の高圧システムを回転させるために、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップと、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部の燃焼器の点火を開始するステップと、を含む。
特定の例示的な態様では、エンジン始動パラメータ値は、コア速度加速値、コア速度値、排気ガス温度値、またはストールマージン値のうちの少なくとも１つである。
特定の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップは、エンジン始動パラメータ値を示す受信データに応答して、第１の電気機械を駆動してターボ機械の高圧システムを回転させるために、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に供給される電力量を変更するステップを含む。
特定の例示的な態様では、エンジン始動パラメータ値は、コア速度加速値であり、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エンジン始動パラメータ値を示すデータを受信するステップは、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、コア速度加速値が始動のための所望のコア速度加速しきい値よりも低いと判定するステップを含み、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップは、コア速度加速値が始動のための所望のコア速度加速しきい値よりも低いと判定したことに応答して、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップを含む。
特定の例示的な態様では、エンジン始動パラメータ値は、排気ガス温度値であり、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エンジン始動パラメータ値を示すデータを受信するステップは、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、排気ガス温度値が始動のための所望の排気ガス温度しきい値よりも高いと判定するステップを含み、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップは、排気ガス温度値が始動のための所望の排気ガス温度しきい値よりも高いと判定したことに応答して、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップを含む。
特定の例示的な態様では、エンジン始動パラメータ値は、ストールマージン値であり、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エンジン始動パラメータ値を示すデータを受信するステップは、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ストールマージン値が始動のための所望のストールマージン範囲外であると判定するステップを含み、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップは、ストールマージンが始動のための所望のストールマージン範囲外であると判定したことに応答して、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップを含む。
特定の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップは、ターボ機械の高圧システムが第１の電気機械によって実質的に完全に回転されるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップを含む。
特定の例示的な態様では、本方法は、推進器を駆動して航空機に推進力の利益を提供するために、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第２の電気機械に電力を供給するステップをさらに含む。
本発明のこれらおよび他の特徴、態様および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照することによってよりよく理解されるであろう。添付の図面は、本明細書に組み込まれて、本明細書の一部を構成し、本発明の実施形態を例示し、説明と共に本発明の原理を説明するのに役立つ。
本発明の完全かつ可能な開示は、その最良の形態を含み、当業者に向けられて、本明細書に記載されており、それは以下の添付の図面を参照する。
本開示の様々な例示的な実施形態による航空機の上面図である。 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である。 本開示の別の例示的な実施形態による電動ファンアセンブリの概略断面図である。 本開示の別の例示的な実施形態による推進システムを含む航空機の上面図である。 図４の例示的な航空機の左側面図である。 本開示の別の例示的な実施形態による推進システムの概略図である。 本開示の例示的な態様による、航空機のハイブリッド電気推進システムのガスタービンエンジンを始動させるための方法の流れ図である。 本開示の別の例示的な態様による、航空機のハイブリッド電気推進システムのガスタービンエンジンを始動させるための方法の流れ図である。 本開示の例示的な態様によるコンピューティングシステムを示す図である。
本発明の実施形態を示すために、ここで詳細に参照を行うが、それの１つまたは複数の実施例を添付の図面に示す。詳細な説明では、図面中の特徴を参照するために数字および文字による符号を用いる。図面および説明における類似または同様の符号は、本発明の類似または同様の部分を指して用いられている。
本明細書において、「第１の」、「第２の」、および「第３の」という用語は、１つの構成要素と別の構成要素とを区別するために交換可能に用いることができ、個々の構成要素の位置または重要性を示すことを意図しない。
「前方」および「後方」という用語は、ガスタービンエンジンまたは車両内の相対位置を指し、ガスタービンエンジンまたは車両の通常の動作姿勢を指す。例えば、ガスタービンエンジンに関しては、前方はエンジン入口に近い位置を指し、後方はエンジンノズルまたは排気部に近い位置を指す。
「上流」および「下流」という用語は、経路における流れに対する相対的な方向を指す。例えば、流体の流れに対して、「上流」は流体が流れてくる方向を指し、「下流」は流体が流れていく方向を指す。しかしながら、本明細書で使用される「上流」および「下流」という用語はまた、電気の流れを指す場合もある。
単数形「１つの（ａ、ａｎ）」、および「この（ｔｈｅ）」は、文脈が特に明確に指示しない限り、複数の言及を含む。
近似を表す文言は、本明細書および特許請求の範囲の全体にわたってここで用いられるように、それが関連する基本的機能の変更をもたらすことなく許容範囲で変化することができる定量的表現を修飾するために適用される。したがって、「およそ（ａｂｏｕｔ）」、「約（ａｐｐｒｏｘｉｍａｔｅｌｙ）」、および「実質的に（ｓｕｂｓｔａｎｔｉａｌｌｙ）」などの用語で修飾された値は、明記された厳密な値に限定されるものではない。少なくともいくつかの場合には、近似を表す文言は、値を測定するための機器の精度、あるいは、構成要素および／またはシステムを構築もしくは製造するための方法または機械の精度に対応することができる。例えば、近似を表す文言は、１０％のマージン内にあることを指すことができる。
ここで、ならびに明細書および特許請求の範囲の全体を通じて、範囲の限定は組み合わせられ、および置き換えられ、文脈および文言が特に指示しない限り、このような範囲は識別され、それに包含されるすべての部分範囲を含む。例えば、本明細書に開示するすべての範囲は端点を含み、端点は互いに独立して組み合わせ可能である。
本開示は、一般的に、推進器、ターボ機械、および電気システムを有するハイブリッド電気推進システムに関する。電気システムは、第１の電気機械と、第２の電気機械と、第１および第２の電気機械に電気的に接続可能な電気エネルギー蓄積ユニットと、を含む。第１の電気機械は、ターボ機械の高圧システムに連結され、第２の電気機械は、航空機に推進力の利益を提供するために推進器を駆動するために推進器に連結されている。例えば、特定の例示的な実施形態では、ターボ機械はターボファンエンジンの一部として構成することができ、推進器は電気推進器アセンブリ（例えば、電動ファン）の一部として構成することができる。あるいは、他の例示的な実施形態では、ターボ機械は第１のターボファンエンジンの一部として構成されてもよく、推進器は第２のターボファンエンジンの一部として構成されてもよい。あるいは、他の例示的な実施形態では、ターボ機械および推進器は、ターボファンエンジンの一部として共に構成されてもよい。さらに、他の例示的な実施形態では、これらの構成要素は、例えば、ターボプロップエンジン、または任意の他の適切なガスタービンエンジンの一部として構成されてもよい。
ハイブリッド電気推進システムの特定の動作では、ターボ機械は第１の電気機械を駆動して電力を生成し、次に電力は電気エネルギー蓄積ユニットまたは第２の電気機械の一方または両方に供給される。第２の電気機械は、電力を受け取り、推進器の少なくとも一部を駆動する。例えば、第２の電気機械は、電気エネルギー蓄積ユニットまたは第１の電気機械の一方または両方から電力を受けて、ファンなどの専用の推進器を駆動し、推力などの航空機のための推進力の利益を生成するように構成することができる。ハイブリッド電気推進システムの他の動作では、電気エネルギー蓄積ユニット内に蓄積された電力は、ターボ機械の始動を開始または補助するために第１の電気機械に転送されてもよい。
例えば、特定の例示的な態様では、電気エネルギー蓄積ユニットからの電力は、第１の電気機械に転送されて、ターボ機械の予定外の停止に応答して空中／飛行中の再始動を補助する。このような例示的な態様では、本方法は、燃焼部の燃焼器の再点火を開始する前に、電気エネルギー蓄積ユニットからの電力を使用して第１の電気機械でターボ機械の高圧システムを回転させることができる。例えば、特定の例示的な態様では、本方法は、再始動が成功する可能性を高め、および／または例えばターボ機械がターボ機械の排気ガス温度限界内で動作するのを防止するために、このような方法で高圧システムを特定の最小しきい値速度まで回転させることができる。この最小しきい値速度は、第１の電気エネルギー蓄積ユニットと電気機械の能力を考慮すると、比較的高くてもよい。再始動を開始する前に高圧システムを最小しきい値速度まで回転させることにより、一旦再点火が開始されたときにターボ機械を冷却する、例えば、そのような再始動の間に排気ガス温度を低下させるのに十分な量の空気流が供給されることを確実にすることができる。また、燃料ポンプは高圧システムと共に回転可能であるか、または高圧システムによって回転可能であり得るので、燃料ポンプのサイズを低減させることができる。
特に、同様の方法で、電気エネルギー蓄積ユニットからの電力を、ターボ機械の初期始動を補助するために、第１の電気機械に導くことができる。これは、初期始動と同様に、ターボ機械の始動時間を短縮させ、ターボ機械の始動が成功する可能性を増加させることなどができる。さらに、上記の状況のうちの１つまたは複数において、第１の電気機械は、ターボ機械用の従来のスタータシステムに加えてトルクを提供してもよく、あるいはターボ機械用の従来のスタータシステムの補助を借りずにトルクを提供してもよい。
さらに、特定の例示的な態様では、ハイブリッド電気推進システムは、ターボ機械の１つまたは複数の動作パラメータに応答して、第１の電気機械を介してターボ機械の高圧システムに電力を加えることができる。例えば、この方法は、コア速度加速値、コア速度値、排気ガス温度値、または圧縮機ストールマージン値が所望の始動範囲外であることに応答して、ターボ機械の高圧システムに電力を加える（またはそれに供給される電力量を変調する）ことができる。
ここで図面を参照すると、図面全体を通して同一符号は同一要素を示しており、図１は、本開示の様々な実施形態を組み込むことができる例示的な航空機１０の上面図である。図１に示すように、航空機１０は、それを通って延在する長手方向中心線１４、横方向Ｌ、前端部１６、および後端部１８を画定する。さらに、航空機１０は、航空機１０の前端部１６から航空機１０の後端部１８まで長手方向に延在する胴体１２と、航空機１０の後端部にある尾翼１９と、を含む。さらに、航空機１０は、第１の、左側翼部２０と第２の、右側翼部２２とを含む翼部アセンブリを含む。第１の翼部２０および第２の翼部２２はそれぞれ、長手方向中心線１４に対して横方向外向きに延在する。第１の翼部２０および胴体１２の一部は共に航空機１０の第１の側２４を画定し、第２の翼部２２および胴体１２の別の部分は共に航空機１０の第２の側２６を画定する。図示する実施形態では、航空機１０の第１の側２４は航空機１０の左側として構成され、航空機１０の第２の側２６は航空機１０の右側として構成される。
図示する例示的な実施形態の翼部２０、２２の各々は、１つもしくは複数の前縁フラップ２８および１つもしくは複数の後縁フラップ３０を含む。航空機１０は、またはむしろ、航空機１０の尾翼１９は、ヨー制御用のラダーフラップ（図示せず）を有する垂直スタビライザ３２と、ピッチ制御用のエレベータフラップ３６をそれぞれ有する一対の水平スタビライザ３４と、をさらに含む。胴体１２は、外面または外板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では、航空機１０は、それに加えてまたはその代わりに、任意の他の適切な構成を含むことができることを理解されたい。例えば、他の実施形態では、航空機１０は、任意の他の構成のスタビライザを含むことができる。
ここでまた図２および図３を参照すると、図１の例示的な航空機１０は、第１の推進器アセンブリ５２および第２の推進器アセンブリ５４を有するハイブリッド電気推進システム５０をさらに含む。図２は、第１の推進器アセンブリ５２の概略断面図を示し、図３は、第２の推進器アセンブリ５４の概略断面図を示す。図示した実施形態では、第１の推進器アセンブリ５２および第２の推進器アセンブリ５４は、それぞれアンダーウィング取り付け構成で構成される。しかし、以下に説明するように、第１および第２の推進器アセンブリ５２、５４の一方または両方は、他の例示的な実施形態では、任意の他の適切な位置に取り付けられてもよい。
図１〜図３を全体的に参照すると、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、一般に、燃焼エンジンおよび主推進器（図２の実施形態では、ターボファンエンジン１００として共に構成されている）を有する第１の推進器アセンブリ５２と、燃焼エンジンに駆動連結された第１の電気機械（図２の実施例ではモータ／発電機５６である）と、推進器と第２の電気機械（すなわち電気機械２０６、図３の実施形態では第２の推進器アセンブリ５４は電気推進器アセンブリとして２００として構成される）を有する第２の推進器アセンブリ５４と、電気エネルギー蓄積ユニット５５と、コントローラ７２と、電力バス５８と、を含む。第１の電気機械（すなわち、図示した実施形態ではモータ／発電機５６）、第２の電気機械（すなわち、第２の推進器アセンブリ５４に組み込まれた電気機械２０６）、および電気エネルギー蓄積ユニット５５は、本明細書では、共にハイブリッド電気推進システム５０の電気システムと呼ぶことができる。さらに、第１の電気機械、第２の電気機械、および電気エネルギー蓄積ユニット５５はそれぞれ、電力バス５８の１つまたは複数の電線６０を介して互いに電気的に接続可能である。例えば、電力バス５８は、ハイブリッド電気推進システム５０の様々な構成要素を選択的に電気的に接続するように移動可能な様々なスイッチまたは他の電力エレクトロニクスを含むことができ、任意選択的に、それを介して伝達されるそのような電力を変換または調整することができる。
以下でより詳細に説明するように、コントローラ７２は、一般に、ハイブリッド電気推進システム５０の様々な構成要素間に電力を分配するように構成される。例えば、コントローラ７２は、電力バス５８（１つまたは複数のスイッチまたは他の電力エレクトロニクスを含む）により、ハイブリッド電気推進システム５０を、例えば始動動作モードを含む様々な動作モードで動作させるために、様々な構成要素に電力を供給するか、または構成要素から電力を引き出すように動作可能であり得る。そのようなものは、コントローラ７２を通って延在する電力バス５８の電線６０として概略的に示されている。したがって、電気機械５６、電気エネルギー蓄積ユニット５５、および電気推進器アセンブリ２００の電動モータ２０６は、それぞれ互いに電気的に接続可能であり、より具体的には、コントローラ７２の動作によって互いに選択的に電気的に連通することが理解されよう。
コントローラ７２は、ハイブリッド電気推進システム５０に専用のスタンドアローンコントローラであってもよく、あるいは、航空機１０の１つまたは複数のメインシステムコントローラ、例示的なターボファンエンジン１００のための別個のコントローラ（例えば、ＦＡＤＥＣとも呼ばれる、ターボファンエンジン１００用の全機能デジタルエンジン制御システム）などに組み込まれてもよい。
さらに、電気エネルギー蓄積ユニット５５は、１つまたは複数のリチウムイオン電池などの、１つまたは複数の電池として構成されてもよく、あるいは他の適切な電気エネルギー蓄積装置として構成されてもよい。本明細書に記載のハイブリッド電気推進システム５０の場合、電気エネルギー蓄積ユニット５５は、比較的大きな電力量を蓄積するように構成されていることが理解されよう。例えば、特定の例示的な実施形態では、電気エネルギー蓄積ユニットは、少なくとも約５０キロワット時の電力、例えば、少なくとも約６５キロワット時の電力、例えば、少なくとも約７５キロワット時の電力、および最大約５００キロワット時の電力を蓄積するように構成される。
ここで特に図１および図２を参照すると、第１の推進器アセンブリ５２は、航空機１０の第１の翼部２０に搭載される、または搭載されるように構成された燃焼エンジンを含む。より具体的には、図２の実施形態では、燃焼エンジンはターボ機械１０２であり、第１の推進器アセンブリ５２は、主推進器、またはむしろ一次ファン（図２を参照して、単に「ファン１０４」と呼ぶ）をさらに含む。したがって、図示した実施形態では、ターボ機械１０２およびファン１０４は、ターボファンエンジン１００の一部として共に構成されている。
図２に示すように、ターボファン１００は、軸方向Ａ１（参照のために設けた長手方向中心線１０１に対して平行に延在する）および半径方向Ｒ１を規定する。上述したように、ターボファン１００は、ファン１０４と、ファン１０４の下流に配置されたターボ機械１０２と、を含む。
図示する例示的なターボ機械１０２は、一般に、環状入口１０８を画定する実質的に管状の外側ケーシング１０６を含む。外側ケーシング１０６は、直列の流れの関係で、ブースタもしくは低圧（ＬＰ）圧縮機１１０および高圧（ＨＰ）圧縮機１１２を含む圧縮機部と、燃焼部１１４と、第１の高圧（ＨＰ）タービン１１６および第２の低圧（ＬＰ）タービン１１８、ならびにジェット排気ノズル部１２０を収容する。圧縮機部、燃焼部１１４、およびタービン部は、共にコア空気流路１２１を少なくとも部分的に画定する。
ターボファン１００の例示的なターボ機械１０２は、タービン部の少なくとも一部、さらに図示する実施形態では、圧縮機部の少なくとも一部と共に回転可能な１つまたは複数のシャフトをさらに含む。より詳細には、図示する実施形態では、ターボファン１００は、ＨＰタービン１１６をＨＰ圧縮機１１２に駆動的に接続する高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール１２２を含む。さらに、例示的なターボファン１００は、ＬＰタービン１１８をＬＰ圧縮機１１０に駆動的に接続する低圧（ＬＰ）シャフトまたはスプール１２４を含む。
さらに、図示する例示的なファン１０４は、ディスク１３０に離間して連結された複数のファンブレード１２８を有する可変ピッチファンとして構成されている。図示するように、ファンブレード１２８は、ほぼ半径方向Ｒ１に沿ってディスク１３０から外向きに延在する。各ファンブレード１２８は、ファンブレード１２８のピッチを同時にまとめて変化させるように構成された適切な作動部材１３２に動作可能に連結されたファンブレード１２８により、それぞれのピッチ軸Ｐ１を中心としてディスク１３０に対して回転することができる。ファン１０４は、第２のＬＰタービン１１８によって機械的に駆動されるように、ＬＰシャフト１２４に機械的に連結される。より詳細には、ファン１０４は、ファンブレード１２８、ディスク１３０、および作動部材１３２を含み、動力ギヤボックス１３４を介してＬＰシャフト１２４に機械的に連結され、動力ギヤボックス１３４を横切るＬＰシャフト１２４によって長手方向軸１０１を中心に回転することができる。動力ギヤボックス１３４は、ＬＰシャフト１２４の回転速度をより効率的な回転ファン速度に低下させる複数のギヤを含む。したがって、ファン１０４は、ターボ機械１０２のＬＰシステム（ＬＰタービン１１８を含む）によって駆動される。
さらに図２の例示的な実施形態を参照すると、ディスク１３０は、複数のファンブレード１２８を通る空気流を促進するために空気力学的に輪郭づけされた回転可能なフロントハブ１３６で覆われている。さらに、ターボファン１００は、ファン１０４および／またはターボ機械１０２の少なくとも一部を円周方向に取り囲む環状のファンケーシングまたは外側ナセル１３８を含む。したがって、図示する例示的なターボファン１００は、「ダクト付き」ターボファンエンジンと呼ばれることがある。さらに、ナセル１３８は、円周方向に離間した複数の出口ガイドベーン１４０によってターボ機械１０２に対して支持されている。ナセル１３８の下流側部分１４２は、ターボ機械１０２の外側部分の上に延在し、ターボ機械１０２の外側部分との間にバイパス空気流路１４４を画定する。
引き続き図２を参照すると、ハイブリッド電気推進システム５０は、図示する実施形態では電動モータ／発電機５６として構成される電気機械をさらに含む。電動モータ／発電機５６は、図示する実施形態では、ターボファンエンジン１００のターボ機械１０２内に配置され、ターボファンエンジン１００のシャフトの１つと機械的に連通している。より具体的には、図示した実施形態では、電動モータ／発電機５６は、コア空気流路１２１の内側に配置され、ＨＰシャフト１２２を介して第１の、ＨＰタービン１１６によって駆動される。電動モータ／発電機５６は、特定の動作中にＨＰシャフト１２２の機械的動力を電力に変換するように構成され、さらに、他の動作では電力を機械的動力に変換するように構成される。したがって、電動モータ／発電機５６は、特定の動作中にターボ機械１０２のＨＰシステム（ＨＰタービン１１６を含む）によって動力供給されてもよく、他の動作中にＨＰシステムに電力を供給してもよい。
特に、電動モータ／発電機５６は、比較的強力なモータ／発電機であってもよい。例えば、特定の動作中に、モータ／発電機５６は、少なくとも約５０キロワットの電力または少なくとも約６５馬力の機械的動力を生成するように構成されてもよい。
しかし、他の例示的な実施形態では、電動モータ／発電機５６は、代わりに、ターボ機械１０２または他の場所の他の任意の適切な位置に配置されてもよく、例えば、他の任意の適切な方法で動力供給されてもよい。例えば、電動モータ／発電機５６は、他の実施形態では、タービン部内のＨＰシャフト１２２と同軸に取り付けられてもよく、あるいは、ＨＰシャフト１２２からオフセットされ、適切な歯車列を介して駆動されてもよい。それに加えて、またはその代わりに、他の例示的な実施形態では、電動モータ／発電機５６は、代わりに、デュアルドライブシステムを介してＬＰシステム（例えば、ＬＰシャフト１２４）およびＨＰシステム（例えば、ＨＰシャフト１２２）の両方によって駆動されてもよい。それに加えて、またはその代わりに、他の実施形態では、電動モータ／発電機５６は、例えば、１つがＬＰシステム（例えば、ＬＰシャフト１２４）に駆動接続され、１つがＨＰシステム（例えば、ＨＰシャフト１２２）に駆動接続された、複数の電動モータ／発電機を含んでもよい。
図２に示す例示的なターボファンエンジン１００は、他の例示的な実施形態では、他の適切な構成を有してもよいことをさらに理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態では、ファン１０４は可変ピッチのファンでなくてもよく、さらに他の実施形態では、ＬＰシャフト１２４はファン１０４に直接機械的に連結されてもよい（すなわち、ターボファンエンジン１００は、ギヤボックス１３４を含まなくてもよい）。さらに、他の例示的な実施形態では、第１の推進器アセンブリ５２は、他の任意の適切なタイプのエンジンを含むことができることを理解されたい。例えば、他の実施形態では、代わりに、ターボファンエンジン１００を、ターボプロップエンジンまたはダクトのないターボファンエンジンとして構成することができる。さらに、他の実施形態では、代わりに、ターボファンエンジン１００は、電動モータ／発電機５６を駆動するための任意の他の適切な燃焼エンジンとして構成されてもよい。例えば、他の実施形態では、ターボファンエンジンは、ターボシャフトエンジンまたは任意の他の適切な燃焼エンジンとして構成することができる。
さらに図１および図２を参照すると、ターボファンエンジン１００は、コントローラ１５０と、図示されていないが、１つまたは複数のセンサと、をさらに含む。コントローラ１５０は、ＦＡＤＥＣとも呼ばれる全機能デジタルエンジン制御システムであってもよい。ターボファンエンジン１００のコントローラ１５０は、例えば、作動部材１３２、燃焼部１１４（図示せず）への燃料供給システムなどの動作を制御するように構成することができる。さらに、コントローラ１５０は、センサからデータを受信し、ターボファンエンジン１００の様々な動作パラメータを決定するために、１つまたは複数のセンサに動作可能に接続されてもよい。例えば、コントローラ１５０は、排気ガス温度、コアの回転速度（すなわち、ＨＰシステムの回転速度）、圧縮機吐出温度などのうちの１つまたは複数を決定することができる。さらに、戻って図１も参照すると、ターボファンエンジン１００のコントローラ１５０は、ハイブリッド電気推進システム５０のコントローラ７２に動作可能に接続されている。さらに、コントローラ７２は、第１の推進器アセンブリ５２、電動モータ／発電機５６、第２の推進器アセンブリ５４、およびエネルギー蓄積ユニット５５のうちの１つまたは複数に、適切な有線または無線通信システム（破線で描かれている）を介してさらに動作可能に接続されてもよい。
ここで特に図１および図３を参照すると、先に述べたように、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、図示した実施形態では、航空機１０の第２の翼部２２に取り付けられた第２の推進器アセンブリ５４をさらに含む。特に図３を参照すると、第２の推進器アセンブリ５４は、一般に、電動モータ２０６および推進器／ファン２０４を含む電気推進器アセンブリ２００として構成される。電気推進器アセンブリ２００は、半径方向Ｒ２と同様に、参照のために電気推進器アセンブリ２００を通って延在する長手方向中心線軸２０２に沿って延在する軸方向Ａ２を画定する。図示する実施形態では、ファン２０４は、電動モータ２０６によって中心線軸２０２を中心に回転可能である。
ファン２０４は、複数のファンブレード２０８およびファンシャフト２１０を含む。複数のファンブレード２０８は、ファンシャフト２１０に取り付けられ、それと共に回転可能であり、電気推進器アセンブリ２００（図示せず）のほぼ円周方向に沿って離間している。特定の例示的な実施形態では、複数のファンブレード２０８は、固定された態様でファンシャフト２１０に取り付けられてもよく、あるいは、複数のファンブレード２０８は、図示する実施形態のように、ファンシャフト２１０に対して回転可能であってもよい。例えば、複数のファンブレード２０８はそれぞれのピッチ軸Ｐ２を各々画定し、図示する実施形態では、複数のファンブレード２０８の各々のピッチが例えばピッチ変更機構２１１によって一斉に変更されるようにファンシャフト２１０に取り付けられている。複数のファンブレード２０８のピッチを変更することにより、第２の推進器アセンブリ５４の効率を向上させることができ、および／または第２の推進器アセンブリ５４が所望の推力プロファイルを達成することを可能にすることができる。そのような例示的な実施形態では、ファン２０４を可変ピッチファンと呼ぶことができる。
さらに、図示する実施形態では、図示する電気推進器アセンブリ２００は、１つまたは複数のストラットまたは出口ガイドベーン２１６を介して電気推進器アセンブリ２００のコア２１４に取り付けられたファンケーシングまたは外側ナセル２１２をさらに含む。図示する実施形態では、外側ナセル２１２は、ファン２０４、特に複数のファンブレード２０８を実質的に完全に取り囲んでいる。したがって、図示する実施形態では、電気推進器アセンブリ２００をダクト付き電動ファンと呼ぶことができる。
さらに特に図３を参照すると、ファンシャフト２１０は、コア２１４内の電動モータ２０６に機械的に連結され、電動モータ２０６がファンシャフト２１０を介してファン２０４を駆動する。ファンシャフト２１０は、１つまたは複数のローラベアリング、ボールベアリング、または任意の他の適切なベアリングなどの１つまたは複数のベアリング２１８によって支持される。さらに、電動モータ２０６は、インランナー電動モータ（すなわち、ステータの半径方向内側に配置されたロータを含む）であってもよく、あるいは、アウトランナー電動モータ（すなわち、ロータの半径方向内側に配置されたステータを含む）であってもよいし、あるいは、軸方向磁束電動モータ（すなわち、ロータがステータの外側でもなくステータの内側でもなく、むしろ電動モータの軸に沿ってステータからオフセットされている）であってもよい。
上記で簡単に述べたように、電源（例えば、電動モータ／発電機５６または電気エネルギー蓄積ユニット５５）は、電気推進器アセンブリ２００に電力を供給するために電気推進器アセンブリ２００（すなわち、電動モータ２０６）に電気的に接続される。より詳細には、電動モータ２０６は、電力バス５８を介して、より具体的には、それらの間に延在する１つまたは複数の電気ケーブルまたは電線６０を介して電動モータ／発電機５６と電気的に連通している。
しかし、他の例示的な実施形態では、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、他の任意の適切な構成を有してもよく、さらに、他の任意の適切な方法で航空機１０に組み込まれてもよいことを理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態では、ハイブリッド電気推進システム５０の電気推進器アセンブリ２００を、代わりに複数の電気推進器アセンブリ２００として構成することができ、および／またはハイブリッド電気推進システム５０は、複数の燃焼エンジン（ターボ機械１０２など）および電動モータ／発電機５６をさらに含んでもよい。さらに、他の例示的な実施形態では、電気推進器アセンブリ２００および／または燃焼エンジンおよび電動モータ／発電機５６は、任意の他の適切な方法（例えば、テールマウント構成を含む）で他の任意の適切な位置で航空機１０に取り付けられてもよい。
例えば、ここで図４および図５を参照すると、本開示のさらに別の例示的な実施形態による航空機１０およびハイブリッド電気推進システム５０が示されている。図４および図５の例示的な航空機１０およびハイブリッド電気推進システム５０は、図１から図３の例示的な航空機１０およびハイブリッド電気推進システム５０と実質的に同じに構成されてもよく、したがって、同じまたは類似の符号は同じまたは類似の部分を指すことができる。
例えば、図４および図５の例示的な航空機１０は、一般的に、胴体１２、尾翼１９、電気エネルギー蓄積ユニット５５、第１の翼部２０、および第２の翼部２２を含む。さらに、ハイブリッド電気推進システム５０は、第１の推進器アセンブリ５２および第２の推進器アセンブリ５４を含む。ハイブリッド電気推進システム５０の電気システムは、第１の推進器アセンブリ５２に機械的に連結された１つまたは複数の電気機械（例えば、後述する電気機械５６Ａ、５６Ｂ）と、第２の推進器アセンブリ５４に一体化された推進器（図示せず）に連結された１つまたは複数の電気機械（図示せず）と、を含む。図示した実施形態では、第２の推進器アセンブリ５４は、電気推進器アセンブリ２００として構成されていることが理解されよう。電気機械５６Ａ、５６Ｂは、電力バス５８を介して第２の推進器アセンブリ５４および／または電気エネルギー蓄積ユニット５５に電気的に接続され、それらに電力を供給するように構成されている。
しかし、図４および図５の実施形態では、第１の推進器アセンブリ５２は、第１のターボファンエンジン１００Ａおよび第２のターボファンエンジン１００Ｂとしてそれぞれ構成された複数の航空機エンジンをさらに含む。例えば、ターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂは、図２の例示的なターボファンエンジン１００と実質的に同様に構成されてもよく、あるいは、アンダーウィング構成で翼部２０、２２の下に取り付けられて翼部２０、２２の下に懸架された任意の他の適切なタイプのタービンエンジンとして構成されてもよい。さらに、図４および図５の実施形態では、ハイブリッド電気推進システム５０は、ターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂのそれぞれで動作可能な１つまたは複数の電気機械をさらに含む。より具体的には、図示した実施形態では、ハイブリッド電気推進システム５０は、ターボファンエンジン１００Ａで動作可能な第１の電動モータ／発電機５６Ａと、第２のターボファンエンジン１００Ｂで動作可能な第２の電動モータ／発電機５６Ｂと、をさらに含む。特定の実施形態では、各ターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂの外側に概略的に描かれているが、電動モータ／発電機５６Ａ、５６Ｂは、ターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂ（例えば、図２を参照）のそれぞれの１つの中に配置されてもよい。
さらに、図４および図５の実施形態では、ハイブリッド電気推進アセンブリ５０は、航空機１０の後端部１８において、航空機１０の尾翼１９または航空機の胴体１２の少なくとも一方に取り付けられた（または取り付けられるように構成された）電気推進器アセンブリ２００として構成された第２の推進器アセンブリ５４を含む。したがって、図示した電気推進器アセンブリ２００は、「船尾エンジン」と呼ばれることがある。より具体的には、図示した例示的な電気推進器アセンブリ２００は、航空機１０の後端部１８で航空機１０の胴体１２に取り付けられ、航空機１０の胴体１２上の境界層を形成する空気を取り込み消費するように構成される。したがって、図４および図５に示す例示的な電気推進器アセンブリ２００は、境界層取り込み（ＢＬＩ）ファンとも呼ばれ得る。電気推進器アセンブリ２００は、翼部２０、２２および／またはターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂの後方の位置で航空機１０に取り付けられる。具体的には、図示した実施形態では、電気推進器アセンブリ２００は、後端部１８で胴体１２に固定して接続されて、電気推進器アセンブリ２００は、後端部１８の尾部に組み込まれるか、または後端部と混合される。
さらに、図４および図５の実施形態では、ハイブリッド電気推進アセンブリ５０は、コントローラ７２をさらに含む。加えて、簡単に上述したように、電気推進器アセンブリ２００は、内部に一体化された推進器および電気機械（すなわち、ハイブリッド電気推進システム５０の電気システムの）を含む。電気機械は、第１および第２の電動モータ／発電機５６Ａ、５６Ｂのうちの１つもしくは複数、および電気エネルギー蓄積装置５５に電気的に接続可能である。理解されるように、エネルギー蓄積ユニット５５は、特定の動作条件において、第１の電動モータ／発電機５６Ａおよび第２の電動モータ／発電機５６Ｂの一方または両方から電力を受け取るように構成されてもよく、特定の動作条件において蓄積された電力を電気推進器アセンブリ２００に供給するようにさらに構成されてもよい。それに加えて、またはその代わりに、エネルギー蓄積ユニット５５は、特定の動作において、蓄積された電力をモータ／発電機５６Ａ、５６Ｂの一方または両方に供給するように構成されてもよい。さらに、コントローラ７２は、ターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂ、電動モータ／発電機５６Ａ、５６Ｂ、電気推進器アセンブリ２００、およびエネルギー蓄積ユニット５５に動作可能に接続され、例えば、種々の動作条件の間にハイブリッド電気推進システム５０の動作を制御し、ハイブリッド電気推進システム５０の構成要素を選択的に電気的に接続する。
例えば、図４および図５の実施形態の飛行動作中に、電気推進器アセンブリ２００に一体化された電気機械は、電動モータ／発電機５６Ａ、５６Ｂおよび電気エネルギー蓄積装置５５のうちの１つまたは複数から電力を受け取り、電気推進器アセンブリ２００に組み込まれた推進器を駆動して、航空機１０のための推進力の利益を提供することができる。例えば、このようにして、電気推進器アセンブリ２００は、境界層空気流にエネルギーを与え、航空機１０の抗力を低減し、潜在的に航空機１０に追加の推力を提供することができる。
しかし、本開示のさらに他の例示的な実施形態では、任意の他の適切な方法で構成されたハイブリッド電気推進システム５０を有する任意の他の適切な航空機１０を提供することができることを理解されたい。例えば、他の実施形態では、ターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂは、他の適切な燃焼エンジン（例えば、ターボプロップエンジン、非ターボファンエンジン、ターボシャフトエンジン、ターボジェットエンジンなど）としてそれぞれ構成することができる。さらに、他の実施形態では電気推進器アセンブリ２００を航空機１０の胴体に組み込み、したがって「ポッド付きエンジン」またはポッド設置エンジンとして構成することができる。さらに、さらに他の実施形態では、電気推進器アセンブリ２００を航空機１０の翼部に組み込むことができ、したがって、「混合翼エンジン」として構成することができる。
さらに、他の例示的な実施形態では、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、さらに他の構成を有してもよい。例えば、ここで図６を簡単に参照すると、本開示のさらに別の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システム５０の概略図が示されている。図６に示す例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、図１〜図５を参照して上述した例示的なハイブリッド電気推進システム５０の１つまたは複数と同様であってもよい。
例えば、図６の例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、一般に、第１の推進器アセンブリ５２および第２の推進器アセンブリ５４を含む。第１の推進器アセンブリは、一般に、第１のターボ機械１０２Ａおよび第１の推進器１０４Ａを含み、同様に、第２の推進器アセンブリ５４は、一般に、第２のターボ機械１０２Ｂおよび第２の推進器１０４Ｂを含む。第１および第２のターボ機械１０２Ａ、１０２Ｂの各々は、一般に、低圧シャフト１２４を介して低圧タービン１１８に駆動連結された低圧圧縮機１１０を有する低圧システム、ならびに高圧シャフト１２２を介して高圧タービン１１６に駆動連結された高圧圧縮機１１２を有する高圧システムを含む。さらに、第１の推進器１０４Ａは、第１のターボ機械１０２Ａの低圧システムに駆動可能に連結され、第２の推進器１０４Ｂは、第２のターボ機械１０２Ｂの低圧システムに駆動連結される。特定の例示的な実施形態では、第１の推進器１０４Ａおよび第１のターボ機械１０２Ａは第１のターボファンエンジンとして構成されてもよく、同様に、第２の推進器１０４Ｂおよび第２のターボ機械１０２Ｂは第２のターボファンエンジンとして構成されてもよい。しかし、あるいは、これらの構成要素は、代わりに、ターボプロップエンジンまたは任意の他の適切なターボ機械駆動の推進装置の一部として構成されてもよい。さらに、特定の例示的な実施形態では、第１の推進器アセンブリ５２は航空機の第１の翼部に取り付けられてもよく、第２の推進器アセンブリ５４は航空機の第２の翼部に取り付けられてもよい（例えば、図１の例示的な実施形態と同様）。もちろん、他の例示的な実施形態では、任意の他の適切な構成が提供されてもよい（例えば、両方が同じ翼部に取り付けられてもよく、一方または両方が航空機の尾部に取り付けられてもよい、など）。
さらに、図６のハイブリッド電気推進システム５０は、電気システムをさらに含む。電気システムは、第１の電気機械５６Ａと、第２の電気機械５６Ｂと、第１の電気機械５６Ａおよび第２の電気機械５６Ｂに電気的に接続可能な電気エネルギー蓄積ユニット５５と、を含む。第１の電気機械５６Ａは、第１のターボ機械１０２Ａにさらに連結される。より具体的には、図示した実施形態では、第１の電気機械５６Ａは、第１のターボ機械１０２Ａの高圧システムに連結され、より具体的には、第１のターボ機械１０２Ａの高圧スプール１２２に連結される。このようにして、第１の電気機械５６Ａは、第１のターボ機械１０２Ａの高圧システムから動力を取り出し、および／または第１のターボ機械１０２Ａの高圧システムに動力を供給することができる。
しかしながら、上述の例示的な実施形態とは対照的に、第２の推進器アセンブリ５４は、純粋な電気推進器アセンブリとして構成されていない。代わりに、第２の推進器アセンブリ５４は、ハイブリッド電気推進器の一部として構成されている。より詳細には、第２の電気機械５６Ｂは、第２の推進器１０４Ｂに連結され、さらに、第２のターボ機械１０２Ｂの低圧システムに連結される。このようにして、第２の電気機械５６Ｂは、第２のターボ機械１０２Ｂの低圧システムから動力を取り出し、および／または第１のターボ機械１０２Ａの低圧システムに動力を供給することができる。より詳細には、特定の例示的な態様では、第２の電気機械５６は、第２の推進器１０４Ｂを駆動するか、またはそれの駆動を補助する。
図６にも示しているように、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、コントローラ７２および電力バス５８をさらに含む。第１の電気機械５６Ａ、第２の電気機械５６Ｂ、および電気エネルギー蓄積ユニット５５は、それぞれ、電力バス５８の１つまたは複数の電線６０を介して互いに電気的に接続可能である。例えば、電力バス５８は、ハイブリッド電気推進システム５０の様々な構成要素を選択的に電気的に接続するように移動可能な様々なスイッチまたは他の電力エレクトロニクスを含むことができ、任意選択的に、それを介して伝達されるそのような電力を変換または調整することができる。
さらに、他の例示的な実施形態では、例示的なハイブリッド電気推進システム５０が他の適切な構成を有してもよいことを理解されたい。例えば、図６の例示的な実施形態は、第１のターボ機械１０２Ａの高圧システムに連結された第１の電気機械５６Ａと、第２のターボ機械１０２Ｂの低圧システムに連結された第２の電気機械５６Ｂと、を含むが、他の例示的な実施形態では、電気機械５６Ａ、５６Ｂの各々は、低圧システムに連結されてもよく、あるいは、高圧システムに連結されてもよい。あるいは、他の例示的な実施形態では、電気システムは、第１のターボ機械１０２Ａの低圧システムに連結された追加の電気機械と、第２のターボ機械１０２Ｂの高圧システムに連結された追加の電気機械をさらに含むことができる。
ここで図７を参照すると、本開示の例示的な態様による航空機のハイブリッド電気推進システムのガスタービンエンジンを始動させるための方法３００が示されている。図７の例示的な方法３００は、図１から図６を参照して上述した１つまたは複数の例示的なハイブリッド電気推進システムで利用することができる。例えば、ハイブリッド電気推進システムは、推進器、ターボ機械、および電気システムを含み、電気システムは、ターボ機械の高圧システムに連結された第１の電気機械と、推進器に連結された第２の電気機械と、電気エネルギー蓄積ユニットと、を含むことができる。例えば、ターボ機械は、第１のターボファンエンジンの一部として構成されてもよく、推進器は、第２のターボファンエンジンの一部として構成されてもよい（例えば、図６を参照）。それに加えてまたはその代わりに、ターボ機械は、ターボファンエンジンの一部として構成されてもよく、推進器は、電気推進器アセンブリの一部として構成されてもよい（例えば、図１〜図５を参照）。
方法３００は、一般に、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エンジン始動コマンドを受信するステップ（３０２）を含む。ステップ（３０２）で受信されたエンジン始動コマンドは、初期エンジン始動コマンドであってもよいし、あるいは航空機の飛行中に受信されたエンジン再始動コマンドであってもよい。例えば、コマンドは、例えば、（鳥の打撃や氷結などの）取り込み、乗務員による不注意の停止などによる、コマンドによらないエンジン停止の後であってもよい。特定の実施形態では、ステップ（３０２）で航空機の飛行中に１つまたは複数のコンピューティングデバイスによってエンジン始動コマンドを受信するステップは、パイロットによって作動されるスイッチなどのユーザ入力デバイスからエンジン始動コマンドを受信するステップを含むことができ、あるいは、飛行中のターボ機械の停止条件を判定することに応答して、または始動シーケンスの一部として、自動的にエンジン始動を受信するステップを含むことができる。
方法３００は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１の電気機械を駆動し、ターボ機械の高圧システムを回転させるために、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３０４）をさらに含む。より具体的には、図示した例示的な態様では、ステップ（３０４）において、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップは、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１の電気機械を駆動し、ターボ機械の高圧システムを少なくとも最小しきい値速度まで回転させるために、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３０６）を含む。特定の例示的な態様では、最小しきい値速度は、ターボ機械のアイドル速度の約５５％以内であってもよい。例えば、特定の例示的な態様では、最小しきい値速度は、ターボ機械のアイドル速度の約５０パーセント以内、例えばターボ機械のアイドル速度の約４０パーセント以内、例えばターボ機械のアイドル速度の約３０パーセント以内、例えばターボ機械のアイドル速度の約２５％以内であってもよい。特に、本明細書で使用されるように、「ＸはＺの約Ｙ％以内にある」という語句は、「Ｚ」値に等しい「Ｘ」値または「Ｚ」値の「Ｙ／１００ ｘ Ｚ」以内を指す。
特に、特定の例示的な態様では、ステップ（３０４）において、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから電気機械に電力を供給するステップは、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ステップ（３０２）でエンジン始動コマンドを受信したことに応答して、電気エネルギー蓄積ユニットから電気機械に電力を供給するステップを含むことができる。
さらに、方法３００は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部の燃焼器の点火を開始するステップ（３０８）を含む。より具体的には、図示した例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部の燃焼器の点火を開始するステップ（３０８）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の高圧システムが少なくとも最小しきい値速度で回転すると、ターボ機械の燃焼部の燃焼器の点火を開始するステップ（３１０）を含む。例えば、図示していないが、特定の例示的な態様では、方法３００は、ターボ機械の高圧システムの回転速度を検出して、ターボ機械の高圧システムが少なくとも最小しきい値速度に達したときを決定するステップをさらに含むことができる。
上述したように、図７に示す方法３００の特定の例示的な態様では、ステップ（３０２）で受信したエンジン始動コマンドは、航空機の飛行中に受信したエンジン再始動コマンドであってもよい。このような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部の燃焼器の点火を開始するステップ（３０８）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部の燃焼器の再点火を開始するステップ（３１２）を含む。また、そのような例示的な態様では、例示的な方法３００は、ガスタービンエンジンのスタータシステムの補助なしに、ターボ機械および第１の電気機械を通る周囲空気流を使用してターボ機械の高圧システムを回転させることができる。より具体的には、そのような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３０４）は、第１の電気機械が、ターボ機械を通る周囲空気流との組み合わせだけでターボ機械の高圧システムを回転させるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３１４）をさらに含む。したがって、そのような例示的な態様では、ターボ機械の高圧システムは、補助動力ユニットまたは他のターボ機械によって動力を供給される空気圧スタータなどの他の任意のスタータシステムによって回転されず、代わりに、ターボ機械（「風車」とも呼ばれる）および第１の電気機械を通る周囲空気流によって完全に動力が供給される。
さらに、ターボ機械の燃焼器が点火され、ターボ機械が動作していると、方法３００は、推進器を駆動して航空機に推進力の利益を提供するために、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１の電気機械または電気エネルギー蓄積ユニットまたは両方から第２の電気機械に電力を供給するステップ（３１６）をさらに含む。例えば、特定の例示的な態様では、第２の電気機械は、推進器を駆動して航空機に推力を提供することができる。
燃焼器の始動／点火（または再始動／再点火）を開始する前に、第１の電気機械でターボ機械の高圧システムを少なくとも最小しきい値速度まで駆動することによって、ターボ機械内の特定の望ましくない状態を回避することができる。例えば、始動を開始する前にターボ機械の高圧システムを少なくとも最小しきい値速度まで駆動することによって、方法３００は、比較的低速で回転している（例えば、ターボ機械の様々な構成要素を冷却するのには空気流が不十分である）間に、ガスタービンエンジンを始動することまたは始動を試みることによって生じるターボ機械内の比較的高い排気ガス温度を回避することができる。さらに、エンジンを始動／再始動する前に高圧システムを少なくとも最小しきい値速度に駆動するために比較的高出力の電気エネルギー蓄積ユニットおよび第１の電気機械を使用することは、始動／再始動が成功する可能性を増加させ、さらに、（高圧システムで回転可能であり得る）燃料ポンプのサイズを縮小させることを可能にすることができる。
さらに、このような構成は、電気エネルギー蓄積ユニットが、エンジンを全部またはほとんどの動作時間で始動させるのに十分な充電量を維持するように構成することができるので、ターボ機械のための補助のない始動を行わなくてもよいことが理解されよう。これにより、より効率的に設計されたターボ機械が可能になる。
ここで図８を参照すると、本開示の別の例示的な態様による、航空機のハイブリッド電気推進システムのガスタービンエンジンを始動させるための方法３００が示されている。図８の例示的な方法３００は、図７の例示的な方法３００に類似していてもよく、さらに、図１から図６を参照して上述した１つまたは複数の例示的なハイブリッド電気推進システムで利用することができる。
例えば、例示的な方法３００は、一般に、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エンジン始動コマンドを受信するステップ（３０２）と、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給して第１の電気機械を駆動し、ターボ機械の高圧システムを回転させるステップ（３０４）と、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部の燃焼器の点火を開始するステップ（３０８）と、を含む。
しかしながら、特に、図８に示す方法３００の例示的な態様では、方法３００は一般に、ターボ機械のリアルタイム動作状態に基づいて電力量を提供するように構成されていることが理解されよう。例えば、図８の例示的な方法３００は、エンジン始動パラメータ値を示すデータを、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって受信するステップ（３１８）をさらに含む。特定の例示的な態様では、エンジン始動パラメータ値を示すデータを１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって受信するステップ（３１８）は、ターボ機械内の、またはターボ機械と共に動作可能な１つまたは複数のセンサからデータを受信するステップを含むことができる。特定の例示的な態様では、エンジン始動パラメータ値は、コア速度加速値、コア速度値、排気ガス温度値、またはストールマージン値のうちの少なくとも１つであってもよい。コア速度加速値は、ターボ機械の高圧システムの速度加速値を指してもよく、同様に、コア速度値は、ターボ機械の高圧システムの速度値を指してもよい。
さらに、図８に示す方法３００の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３０４）は、エンジン始動パラメータ値を示す受信データに応答して、第１の電気機械を駆動してターボ機械の高圧システムを回転させるために、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３２０）を含む。より具体的には、図示した例示的な態様では、エンジン始動パラメータ値を示す受信データに応答して、第１の電気機械を駆動してターボ機械の高圧システムを回転させるために、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３２０）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エンジン始動パラメータ値を示す受信データに応答して電気エネルギー蓄積ユニットから供給される電力量を変更するステップ（３２２）を含む。例えば、方法３００は、ステップ（３２２）で第１の電気機械に供給される電力量を増減することができる。
一例として（点線で示すように）、特定の例示的な態様では、エンジン始動パラメータ値はコア速度加速値であってもよい。このような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エンジン始動パラメータ値を示すデータを受信するステップ（３１８）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、コア速度加速値が始動のための所望のコア速度の加速しきい値よりも低い（例えば、エンジンが低速で始動しているか、思わぬ障害にあっているか）と判定するステップ（３２４）を含むことができる。このような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３２０）は、コア速度加速値が始動のための所望のコア速度加速しきい値よりも低いと判定したことに応答して、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３２６）を含む。
例えば、図示していないが、特定の例示的な態様では、エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３２６）は、コア速度加速値が始動のための所望のコア速度加速しきい値よりも低いと判定したことに応答して、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１の電気機械に供給される電力量を増加させるステップを含むことができる。より具体的には、１つの例示的な態様では、コア速度加速しきい値はゼロであってもよく、そのようにして、例えばターボ機械のコアの加速がゼロ未満に低下した場合には、方法３００は、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給する（または、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に供給される電力量を増加させる）。例えば、特定の例示的な態様では、航空機は、スタータモータを駆動する補助動力ユニットを含み、スタータモータが停止すると、ターボ機械の高圧システムの加速度が低下することがある。このような例示的な実施形態では、方法３００は、ターボ機械の始動時間を短縮するために、電気エネルギー蓄積ユニットで電気機械を作動させることができる。
しかしながら、例示的な方法３００は、特定の例示的な態様において、例えば、コア速度加速度が最小しきい値を上回っていると判定したことに応答して、第１の電気機械に供給される電力量をさらに減少させることができることを理解されたい。これにより、必要に応じてシステム３００が電力を節約することが可能になる。
さらに、他の例示的な態様（点線で示す）において、エンジン始動パラメータ値は、排気ガス温度値であってもよい。このような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エンジン始動パラメータ値を示すデータを受信するステップ（３１８）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、排気ガス温度値が始動のための所望の排気ガス温度しきい値よりも高いと判定するステップ（３２８）を含むことができる。このような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３２０）は、排気ガス温度値が始動のための所望の排気ガス温度しきい値よりも高いと判定したことに応答して、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３３０）を含む。
例えば、図示していないが、特定の例示的な態様では、エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３３０）は、排気ガス温度値が始動のための所望の排気ガス温度しきい値を上回っていると判定したことに応答して、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１の電気機械に供給される電力量を増加させるステップを含むことができる。１つの例示的な態様では、例えば、ターボ機械の始動が特に遅い場合には、ターボ機械の高圧システムは、排気ガス温度を排気ガス温度しきい値未満に維持するのに十分な空気流を含まないことがある。排気ガス温度しきい値は、特定の材料の温度限界であってもよく、あるいは、特定の材料の寿命を維持するように設計されたより低いしきい値であってもよい。したがって、方法３００は、ステップ（３２８）において排気ガス温度が排気ガス温度しきい値を上回っていると判定した場合には、方法３００は、第１の電気機械を作動させて、高圧システムに電力を加え（または、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に供給される電力量を増加させ）、高圧システムの速度を増加させて、始動時間を短縮し、追加の空気流を流入させて排気ガス温度を低下させることができる。
しかしながら、例示的な方法３００は、特定の例示的な態様において、例えば、排気ガス温度が特定のしきい値を下回ると判定したことに応答して、第１の電気機械に供給される電力量をさらに減少させることができることを理解されたい。これにより、必要に応じてシステム３００が電力を節約することが可能になる。
さらに、他の例示的な態様では、エンジン始動パラメータ値はストールマージン値であってもよい。このような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エンジン始動パラメータ値を示すデータを受信するステップ（３１８）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ストールマージン値が始動のための所望のストールマージン範囲外であると判定するステップ（３３２）を含むことができる。このような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３２０）は、ストールマージン値が始動のための所望のストールマージン範囲外であると判定したことに応答して、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３３４）を含む。例えば、図示していないが、特定の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を提供するステップ（３３２）は、ストールマージン値が始動のための所望のストールマージン範囲外であると判定したことに応答して、第１の電気機械に供給される電力量を増加させるステップを含むことができる。
例えば、ターボ機械の始動中に、ターボ機械の様々な動作パラメータが、ターボ機械のストールマージンが所望のしきい値未満であることを示す場合には、方法３００は、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給して、第１の電気機械を作動させ、ターボ機械の高圧システムに動力を加えて、ターボ機械のストールマージンを増加させることができる（あるいは、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機器に供給される電力量を増加させることができる）。第１の電気機械に電力を供給することは、ターボ機械のストールマージンを直接的に増加させることができず、むしろストールマージンを増加させる動作を可能にすることができることが理解されよう。例えば、少なくとも特定の実施形態では、第１の電気機械に電力を供給することによって、加速を維持しつつ、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を減少させることが可能になり、それによって、通常、ストールマージンが増加する。それに加えて、またはその代わりに、第１の電気機械に電力を供給することにより、ターボ機械をより高速に駆動することができ、それによって、通常、ターボ機械がストールマージンを本来的に得ることができる。
しかしながら、特に、他の例示的な態様では、エンジン始動パラメータ値は、他の適切なエンジンパラメータの値であってもよい。例えば、他の例示的な態様では、エンジン始動パラメータ値は、ターボ機械内の内圧、電気エネルギー蓄積ユニットの充電状態などの値であってもよい。
本開示から、特定の例示的な態様では、方法３００は、エンジン始動パラメータ値の関数として第１の電気機械に電力量を供給するか、またはむしろそれに供給される電力量を変調することができ、特定のしきい値を上回るまたは下回るエンジン始動パラメータに単に基づいているわけではない。さらに、提供される電力のこの供給または変調は、必ずしも、（図８に示すように）１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部の燃焼器の点火を開始するステップ（３０８）の前に行う必要はなく、代わりに、これらの態様（ステップ（３２２）、ステップ（３２６）、ステップ（３３０）およびステップ（３３４））のうちの１つまたは複数が、それに加えて、またはその代わりに、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部の燃焼器の点火を開始するステップ（３０８）の後に、またはそれと同時に行われてもよい。
特に、図８の例示的な方法３００を参照すると、これらの例示的な態様のうちのいくつかでは、方法３００は、ターボ機械用の既存のスタータを補うために第１の電気機械および電気エネルギー蓄積ユニットを利用するステップを含む。しかし、これらの例示的な態様のうちの他のものでは、ハイブリッド電気推進システムの電気機械および電気エネルギー蓄積ユニットは、ターボ機械用の主（および唯一の）スタータとして構成することができる。例えば、図８をさらに参照すると、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３０４）は、ターボ機械の高圧システムが第１の電気機械によって、および（飛行中の始動／再始動の場合には）エンジンコアを通る周囲空気流によって、実質的に完全に回転されるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー蓄積ユニットから第１の電気機械に電力を供給するステップ（３３６）を含む。したがって、このような例示的な態様では、ハイブリッド電気推進システムは、ターボ機械を始動させるために、補助動力ユニットによって動力を与えられる、スタータモータまたは空気圧スタータなどの補助スタータを必要としなくてもよい。
これらの例示的な実施形態の１つまたは複数に基づいてハイブリッド電気推進システムを動作させることにより、必要に応じて、特定の始動動作中にハイブリッド電気推進システムが電力を節約することが可能になることが理解されよう。
ここで図９を参照すると、本開示の例示的な実施形態によるコンピューティングシステム５００の一例が示されている。コンピューティングシステム５００は、例えば、ハイブリッド電気推進システム５０内のコントローラ７２として使用することができる。コンピューティングシステム５００は、１つまたは複数のコンピューティングデバイス５１０を含むことができる。コンピューティングデバイス５１０は、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａ、ならびに１つまたは複数のメモリデバイス５１０Ｂを含むことができる。１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａは、マイクロプロセッサ、マイクロコントローラ、集積回路、論理デバイス、および／または他の適切な処理デバイスなどの任意の適切な処理デバイスを含むことができる。１つまたは複数のメモリデバイス５１０Ｂは、非一時的コンピュータ可読媒体、ＲＡＭ、ＲＯＭ、ハードドライブ、フラッシュドライブ、および／または他のメモリデバイスを含むが、これらに限定されない、１つまたは複数のコンピュータ可読媒体を含むことができる。
１つまたは複数のメモリデバイス５１０Ｂは、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａによって実行することができるコンピュータ可読命令５１０Ｃを含む、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａによってアクセス可能な情報を格納することができる。命令５１０Ｃは、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａによって実行された場合に、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａに動作を実行させる任意の命令セットであってもよい。いくつかの実施形態では、命令５１０Ｃは、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａによって実行されて、コンピューティングシステム５００および／またはコンピューティングデバイス５１０が構成される動作および機能、本明細書で説明したターボ機械を始動させるための動作（例えば、方法３００）、ならびに／あるいは１つまたは複数のコンピューティングデバイス５１０の任意の他の動作または機能のいずれかなどの動作を、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａに実行させることができる。したがって、方法３００は、コンピュータにより実施される方法であってもよい。命令５１０Ｃは、任意の適切なプログラミング言語で書かれたソフトウェアであってもよく、あるいはハードウェアで実現されてもよい。それに加えて、および／またはそれに代えて、命令５１０Ｃは、プロセッサ５１０Ａ上の論理的および／または仮想的に別個のスレッドで実行することができる。メモリデバイス５１０Ｂは、プロセッサ５１０Ａによってアクセス可能なデータ５１０Ｄをさらに格納することができる。例えば、データ５１０Ｄは、電力の流れを示すデータ、ハイブリッド電気推進システムにおける様々な負荷の電力需要を示すデータ、ハイブリッド電気推進システム（ハイブリッド電気推進システムのターボ機械を含む）の動作パラメータを示すデータを含むことができる。
コンピューティングデバイス５１０はまた、例えば、システム５００の他の構成要素と（例えば、ネットワークを介して）通信するために使用されるネットワークインターフェース５１０Ｅを含むことができる。ネットワークインターフェース５１０Ｅは、例えば、送信器、受信器、ポート、コントローラ、アンテナ、および／または他の適切な構成要素を含む１つまたは複数のネットワークとインターフェースするための任意の適切な構成要素を含むことができる。１つまたは複数の外部表示装置（図示せず）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイス５１０から１つまたは複数のコマンドを受信するように構成することができる。
本明細書で説明した技術は、コンピュータベースのシステム、ならびにコンピュータベースのシステムにより行われる動作、およびそれとの間でやりとりされる情報を参照する。当業者であれば、コンピュータベースのシステムの固有の柔軟性によって、構成要素間の多種多様な可能な構成、組み合わせ、ならびにタスクおよび機能の分割が可能になることを認識するであろう。例えば、本明細書で説明した処理は、単一のコンピューティングデバイスまたは組み合わせて働く複数のコンピューティングデバイスを使用して実施することができる。データベース、メモリ、命令、およびアプリケーションは、単一のシステムに実装してもよいし、複数のシステムに分散してもよい。分散した構成要素は、順次または並列に動作することができる。
様々な実施形態の具体的な特徴がいくつかの図面には示されており、他の図面には示されていないが、これは単に便宜上のものである。本開示の原理によれば、図面の任意の特徴は、他の任意の図面の任意の特徴と組み合わせて参照および／または請求することができる。
本明細書は、本発明を最良の態様を含めて開示すると共に、あらゆる装置またはシステムの製作および使用ならびにあらゆる関連の方法の実行を含む本発明の実施を当業者にとって可能にするために、実施例を用いている。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到す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、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を含む場合、または特許請求の範囲の文言と実質的な差異を有さない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内であることを意図している。
［実施態様１］
航空機（１０）のためのハイブリッド電気推進システム（５０）であって、
推進器（１０４）と、
高圧スプール（１２２）を介して高圧圧縮機（１１２）に駆動連結された高圧タービン（１１６）を含むターボ機械（１０２）と、
第１の電気機械（５６Ａ）と、第２の電気機械（５６Ｂ）と、前記第１および第２の電気機械（５６Ａ，５６Ｂ）に電気的に接続可能な電気エネルギー蓄積ユニット（５５）と、を含む電気システムであって、前記第１の電気機械（５６Ａ）は、前記ターボ機械（１０２）の前記高圧スプール（１２２）に連結され、前記第２の電気機械（５６Ｂ）は、前記航空機（１０）に推進力の利益を提供するために前記推進器（１０４）を駆動するために前記推進器（１０４）に連結されている、電気システムと、
前記第１の電気機械（５６Ａ）を駆動して前記ターボ機械（１０２）を始動させる、または始動するのを補助するために、電源からの電力を前記第１の電気機械（５６Ａ）に供給するように構成されたコントローラ（７２、１５０）と
を含むハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様２］
前記ターボ機械（１０２）は、第１のターボファンエンジン（１００Ａ）の一部として構成され、前記推進器（１０４）は、第２のターボファンエンジン（１００Ｂ）の一部として構成される、実施態様１に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様３］
前記ターボ機械（１０２）は、ターボファンエンジン（１００）の一部として構成され、前記推進器（１０４）は、電気推進器アセンブリ（２００）の一部として構成される、実施態様１に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様４］
前記高圧タービン（１１６）および前記高圧圧縮機（１１２）は、コア空気流路（１２１）を少なくとも部分的に画定し、前記第１の電気機械（５６Ａ）は、前記コア空気流路（１２１）の内側に配置される、実施態様１に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様５］
前記電源は、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）であり、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）は、前記第１の電気機械（５６Ａ）と前記第２の電気機械（５６Ｂ）の両方と選択的に電気的に連通する、実施態様１に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様６］
前記コントローラ（７２、１５０）は、前記ターボ機械（１０２）の動作中に前記第１の電気機械（５６Ａ）から電力を抽出するようにさらに構成され、前記エネルギー蓄積ユニット（５５）は、少なくとも約５０キロワット時の電力を蓄積するように構成され、前記第１の電気機械（５６Ａ）は、前記ターボ機械（１０２）の動作中に少なくとも約５０キロワットを生成するように構成される、実施態様１に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様７］
前記エネルギー蓄積ユニット（５５）は、少なくとも約６５キロワット時の電力を蓄積するように構成される、実施態様１に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様８］
航空機（１０）のハイブリッド電気推進システム（５０）のターボ機械（１０２）を始動させるための方法（３００）であって、前記ハイブリッド電気推進システム（５０）は、推進器（１０４）、ターボ機械（１０２）、および電気システムを含み、前記電気システムは、前記ターボ機械（１０２）の高圧システムに連結された第１の電気機械（５６Ａ）と、前記推進器（１０４）に連結された第２の電気機械（５６Ｂ）と、電気エネルギー蓄積ユニット（５５）と、を含み、前記方法（３００）は、
１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、エンジン始動コマンドを受信するステップ（３０２）と、
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１の電気機械（５６Ａ）を駆動し、前記ターボ機械（１０２）の高圧システムを少なくとも最小しきい値速度まで回転させるために、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップ（３０６）と、
前記ターボ機械（１０２）の前記高圧システムが少なくとも前記最小しきい値速度で回転すると、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ターボ機械（１０２）の燃焼部（１１４）の燃焼器の点火を開始するステップ（３１０）と、
前記推進器（１０４）を駆動して前記航空機（１０）に推進力の利益を提供するために、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第２の電気機械（５６Ｂ）に電力を供給するステップ（３１６）と
を含む方法（３００）。
［実施態様９］
前記最小しきい値速度は、前記ターボ機械（１０２）のアイドル速度の約５５％以内である、実施態様８に記載の方法（３００）。
［実施態様１０］
前記エンジン始動コマンドは、エンジン再始動コマンドである、実施態様８に記載の方法（３００）。
［実施態様１１］
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップは、前記第１の電気機械（５６Ａ）が、前記ターボ機械（１０２）を通る周囲空気流との組み合わせだけで前記ターボ機械（１０２）の前記高圧システムを回転させるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップ（３１４）を含む、実施態様１０に記載の方法（３００）。
［実施態様１２］
前記エネルギー蓄積ユニット（５５）は、少なくとも約５０キロワット時の電力を蓄積するように構成される、実施態様８に記載の方法（３００）。
［実施態様１３］
航空機（１０）のハイブリッド電気推進システム（５０）のターボ機械（１０２）を始動させるための方法（３００）であって、前記ハイブリッド電気推進システム（５０）は、推進器（１０４）、ターボ機械（１０２）、および電気システムを含み、前記電気システムは、前記ターボ機械（１０２）の高圧システムに連結された第１の電気機械（５６Ａ）と、前記推進器（１０４）に連結された第２の電気機械（５６Ｂ）と、電気エネルギー蓄積ユニット（５５）と、を含み、前記方法（３００）は、
１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、エンジン始動コマンドを受信するステップ（３０２）と、
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、エンジン始動パラメータ値を示すデータを受信するステップ（３１８）と、
前記エンジン始動パラメータ値を示す前記受信データに応答して、前記第１の電気機械（５６Ａ）を駆動して前記ターボ機械（１０２）の前記高圧システムを回転させるために、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップ（３２０）と、
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ターボ機械（１０２）の燃焼部（１１４）の燃焼器の点火を開始するステップ（３０８）と
を含む方法（３００）。
［実施態様１４］
前記エンジン始動パラメータ値は、コア速度加速値、コア速度値、排気ガス温度値、またはストールマージン値のうちの少なくとも１つである、実施態様１３に記載の方法（３００）。
［実施態様１５］
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップは、前記エンジン始動パラメータ値を示す前記受信データに応答して、前記第１の電気機械（５６Ａ）を駆動して前記ターボ機械（１０２）の前記高圧システムを回転させるために、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に供給される電力量を変更するステップ（３２２）を含む、実施態様１３に記載の方法（３００）。
［実施態様１６］
前記エンジン始動パラメータ値は、コア速度加速値であり、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記エンジン始動パラメータ値を示すデータを受信するステップは、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記コア速度加速値が始動のための所望のコア速度加速しきい値よりも低いと判定するステップ（３２４）を含み、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップは、前記コア速度加速値が始動のための前記所望のコア速度加速しきい値よりも低いと判定したことに応答して、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップ（３２６）を含む、実施態様１３に記載の方法（３００）。
［実施態様１７］
前記エンジン始動パラメータ値は、排気ガス温度値であり、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記エンジン始動パラメータ値を示すデータを受信するステップは、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記排気ガス温度値が始動のための所望の排気ガス温度しきい値よりも高いと判定するステップ（３２８）を含み、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップは、前記排気ガス温度値が始動のための前記所望の排気ガス温度しきい値よりも高いと判定したことに応答して、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップ（３３０）を含む、実施態様１３に記載の方法（３００）。
［実施態様１８］
前記エンジン始動パラメータ値は、ストールマージン値であり、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記エンジン始動パラメータ値を示すデータを受信するステップは、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ストールマージン値が始動のための所望のストールマージン範囲外であると判定するステップ（３３２）を含み、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップは、前記ストールマージンが始動のための前記所望のストールマージン範囲外であると判定したことに応答して、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップ（３３４）を含む、実施態様１３に記載の方法（３００）。
［実施態様１９］
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップは、前記ターボ機械（１０２）の前記高圧システムが前記第１の電気機械（５６Ａ）によって実質的に完全に回転されるように、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップ（３３６）を含む、実施態様１３に記載の方法（３００）。
［実施態様２０］
前記推進器（１０４）を駆動して前記航空機（１０）に推進力の利益を提供するために、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第２の電気機械（５６Ｂ）に電力を供給するステップ
をさらに含む、実施態様１３に記載の方法（３００）。
１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 長手方向中心線
１６ 前端部
１８ 後端部
１９ 尾翼
２０ 第１の／左側翼部、翼部
２２ 第２の／右側翼部、翼部
２４ 第１の側
２６ 第２の側
２８ 前縁フラップ
３０ 後縁フラップ
３２ 垂直スタビライザ
３４ 水平スタビライザ
３６ エレベータフラップ
３８ 外面／外板
５０ ハイブリッド電気推進システム、ハイブリッド電機推進アセンブリ
５２ 第１の推進器アセンブリ
５４ 第２の推進器アセンブリ
５５ 電気エネルギー蓄積ユニット、エネルギー蓄積ユニット、電気エネルギー蓄積装置
５６ 電気機械、発電機
５６Ａ 電気機械、発電機
５６Ｂ 電気機械、発電機
５８ 電力バス
６０ 電線
７２ コントローラ
１００ ターボファンエンジン、ターボファン
１００Ａ 第１のターボファンエンジン
１００Ｂ 第２のターボファンエンジン
１０１ 長手方向中心線、長手方向中心軸
１０２ ターボ機械
１０２Ａ 第１のターボ機械
１０２Ｂ 第２のターボ機械
１０４ 推進器／ファン
１０４Ａ 第１の推進器
１０４Ｂ 第２の推進器
１０６ 外側ケーシング
１０８ 環状入口
１１０ 低圧（ＬＰ）圧縮機／ブースタ、低圧圧縮機、ＬＰ圧縮機
１１２ 高圧（ＨＰ）圧縮機／ブースタ、高圧圧縮機、ＨＰ圧縮機
１１４ 燃焼部
１１６ 第１の／高圧（ＨＰ）タービン、高圧タービン、ＨＰタービン
１１８ 第２の／低圧（ＬＰ）タービン、低圧タービン、ＬＰタービン
１２０ ジェット排気ノズル部
１２１ コア空気流路
１２２ 高圧（ＨＰ）シャフト／スプール、高圧シャフト、ＨＰシャフト
１２４ 低圧（ＬＰ）シャフト／スプール、低圧シャフト、ＬＰシャフト
１２８ ファンブレード
１３０ ディスク
１３２ 作動部材
１３４ 動力ギヤボックス、ギヤボックス
１３６ 回転可能なフロントハブ
１３８ ファンケーシング／外側ナセル、ナセル
１４０ 出口ガイドベーン
１４２ 下流側部分
１４４ バイパス空気流路
１５０ コントローラ
２００ 電気推進器アセンブリ
２０２ 長手方向中心線、長手方向中心線軸、中心線軸
２０４ 推進器／ファン
２０６ 電動モータ、電気機械
２０８ ファンブレード
２１０ ファンシャフト
２１１ ピッチ変更機構
２１２ ファンケーシング／外側ナセル
２１４ コア
２１６ ストラット／出口ガイドベーン
２１８ ベアリング
３００ 方法、システム
３０２ 方法ステップ
３０４ 方法ステップ
３０６ 方法ステップ
３０８ 方法ステップ
３１０ 方法ステップ
３１２ 方法ステップ
３１４ 方法ステップ
３１６ 方法ステップ
３１８ 方法ステップ
３２０ 方法ステップ
３２２ 方法ステップ
３２４ 方法ステップ
３２６ 方法ステップ
３２８ 方法ステップ
３３０ 方法ステップ
３３２ 方法ステップ
３３４ 方法ステップ
３３６ 方法ステップ
５００ コンピューティングシステム、システム
５１０ コンピューティングデバイス
５１０Ａ プロセッサ
５１０Ｂ メモリデバイス
５１０Ｃ コンピュータ可読命令、命令
５１０Ｄ データ
５１０Ｅ ネットワークインターフェース

Claims (12)

  1. 航空機（１０）のためのハイブリッド電気推進システム（５０）であって、
    推進器（１０４）と、
    高圧スプール（１２２）を介して高圧圧縮機（１１２）に駆動連結された高圧タービン（１１６）を含むターボ機械（１０２）と、
    第１の電気機械（５６Ａ）と、第２の電気機械（５６Ｂ）と、前記第１および第２の電気機械（５６Ａ，５６Ｂ）に電気的に接続可能な電気エネルギー蓄積ユニット（５５）と、を含む電気システムであって、前記第１の電気機械（５６Ａ）は、前記ターボ機械（１０２）の前記高圧スプール（１２２）に連結され、前記第２の電気機械（５６Ｂ）は、前記航空機（１０）に推進力の利益を提供するために前記推進器（１０４）を駆動するために前記推進器（１０４）に連結されている、電気システムと、
    前記第１の電気機械（５６Ａ）を駆動して前記ターボ機械（１０２）を始動させる、または始動するのを補助するために、電源からの電力を前記第１の電気機械（５６Ａ）に供給するように構成されたコントローラ（７２、１５０）と
    を含むハイブリッド電気推進システム（５０）。
  2. 前記ターボ機械（１０２）は、第１のターボファンエンジン（１００Ａ）の一部として構成され、前記推進器（１０４）は、第２のターボファンエンジン（１００Ｂ）の一部として構成される、請求項１に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
  3. 前記ターボ機械（１０２）は、ターボファンエンジン（１００）の一部として構成され、前記推進器（１０４）は、電気推進器アセンブリ（２００）の一部として構成される、請求項１に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
  4. 前記高圧タービン（１１６）および前記高圧圧縮機（１１２）は、コア空気流路（１２１）を少なくとも部分的に画定し、前記第１の電気機械（５６Ａ）は、前記コア空気流路（１２１）の内側に配置される、請求項１に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
  5. 前記電源は、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）であり、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）は、前記第１の電気機械（５６Ａ）と前記第２の電気機械（５６Ｂ）の両方と選択的に電気的に連通する、請求項１に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
  6. 前記コントローラ（７２、１５０）は、前記ターボ機械（１０２）の動作中に前記第１の電気機械（５６Ａ）から電力を抽出するようにさらに構成され、前記エネルギー蓄積ユニット（５５）は、少なくとも約５０キロワット時の電力を蓄積するように構成され、前記第１の電気機械（５６Ａ）は、前記ターボ機械（１０２）の動作中に少なくとも約５０キロワットを生成するように構成される、請求項１に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
  7. 前記エネルギー蓄積ユニット（５５）は、少なくとも約６５キロワット時の電力を蓄積するように構成される、請求項１に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
  8. 航空機（１０）のハイブリッド電気推進システム（５０）のターボ機械（１０２）を始動させるための方法（３００）であって、前記ハイブリッド電気推進システム（５０）は、推進器（１０４）、ターボ機械（１０２）、および電気システムを含み、前記電気システムは、前記ターボ機械（１０２）の高圧システムに連結された第１の電気機械（５６Ａ）と、前記推進器（１０４）に連結された第２の電気機械（５６Ｂ）と、電気エネルギー蓄積ユニット（５５）と、を含み、前記方法（３００）は、
    １つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、エンジン始動コマンドを受信するステップ（３０２）と、
    前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１の電気機械（５６Ａ）を駆動し、前記ターボ機械（１０２）の高圧システムを少なくとも最小しきい値速度まで回転させるために、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップ（３０６）と、
    前記ターボ機械（１０２）の前記高圧システムが少なくとも前記最小しきい値速度で回転すると、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ターボ機械（１０２）の燃焼部（１１４）の燃焼器の点火を開始するステップ（３１０）と、
    前記推進器（１０４）を駆動して前記航空機（１０）に推進力の利益を提供するために、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第２の電気機械（５６Ｂ）に電力を供給するステップ（３１６）と
    を含む方法（３００）。
  9. 前記最小しきい値速度は、前記ターボ機械（１０２）のアイドル速度の約５５％以内である、請求項８に記載の方法（３００）。
  10. 前記エンジン始動コマンドは、エンジン再始動コマンドである、請求項８に記載の方法（３００）。
  11. 前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップは、前記第１の電気機械（５６Ａ）が、前記ターボ機械（１０２）を通る周囲空気流との組み合わせだけで前記ターボ機械（１０２）の前記高圧システムを回転させるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー蓄積ユニット（５５）から前記第１の電気機械（５６Ａ）に電力を供給するステップ（３１４）を含む、請求項１０に記載の方法（３００）。
  12. 前記エネルギー蓄積ユニット（５５）は、少なくとも約５０キロワット時の電力を蓄積するように構成される、請求項８に記載の方法（３００）。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPWO2021039902A1 (ja) * 2019-08-30 2021-03-04
JP7399978B2 (ja) 2019-03-15 2023-12-18 サフラン エアークラフト エンジンズ ターボ機械の排気ガスの温度を制御する方法

Families Citing this family (49)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10780988B2 (en) * 2014-08-11 2020-09-22 Amazon Technologies, Inc. Propeller safety for automated aerial vehicles
US10671094B2 (en) 2014-08-11 2020-06-02 Amazon Technologies, Inc. Virtual safety shrouds for aerial vehicles
US11022042B2 (en) * 2016-08-29 2021-06-01 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Aircraft having a gas turbine generator with power assist
GB2558228B (en) * 2016-12-22 2020-05-20 Rolls Royce Plc Aircraft electrically-assisted propulsion control system
US10352189B2 (en) * 2017-05-10 2019-07-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for setting an acceleration schedule for engine start
US10569759B2 (en) * 2017-06-30 2020-02-25 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10476417B2 (en) 2017-08-11 2019-11-12 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine generator torque DC to DC converter control system
US10491145B2 (en) 2017-08-11 2019-11-26 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine generator speed DC to DC converter control system
US10483887B2 (en) * 2017-08-11 2019-11-19 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine generator temperature DC to DC converter control system
US10378452B1 (en) * 2018-02-26 2019-08-13 The Boeing Company Hybrid turbine jet engines and methods of operating the same
US11091272B2 (en) * 2018-07-19 2021-08-17 Raytheon Technologies Corporation Aircraft hybrid propulsion fan drive gear system DC motors and generators
US10968765B2 (en) * 2018-12-04 2021-04-06 General Electric Company Power system with a coordinated power draw
FR3092317B1 (fr) * 2019-02-01 2021-01-08 Safran Electrical & Power Systeme de propulsion d’aeronef
WO2020180376A2 (en) * 2019-03-01 2020-09-10 United Technologies Advanced Projects, Inc. Aircraft having hybrid-electric propulsion system with electric storage located in wings
GB201906526D0 (en) * 2019-05-09 2019-06-26 Rolls Royce Plc Hybrid electric aircraft propulsion system
US20210016888A1 (en) * 2019-07-15 2021-01-21 United Technologies Corporation Modulated combustor bypass for hybrid idle
US11549464B2 (en) * 2019-07-25 2023-01-10 Raytheon Technologies Corporation Hybrid gas turbine engine starting control
US11548651B2 (en) 2019-07-25 2023-01-10 Raytheon Technologies Corporation Asymmeiric hybrid aircraft idle
US20210025335A1 (en) * 2019-07-25 2021-01-28 United Technologies Corporation Low power hybrid turbofan drag reduction
US11821369B2 (en) * 2019-08-12 2023-11-21 Rtx Corporation Electric power assist for in-flight engine re-start
US11557995B2 (en) * 2019-08-12 2023-01-17 Raytheon Technologies Corporation Aircraft engine power-assist start stability control
US20210054782A1 (en) * 2019-08-20 2021-02-25 United Technologies Corporation Power system for rotary wing aircraft
US10941707B1 (en) 2019-10-18 2021-03-09 The Boeing Company Hybrid turbine engines, aircraft including the same, and associated methods
US11203439B2 (en) 2019-10-18 2021-12-21 The Boeing Company Rotary electric engines, aircraft including the same, and associated methods
EP3944977A1 (en) * 2020-07-31 2022-02-02 Volvo Car Corporation Operating point controller
US11725594B2 (en) 2020-08-31 2023-08-15 General Electric Company Hybrid electric engine speed regulation
US20220063826A1 (en) * 2020-08-31 2022-03-03 General Electric Company In-flight hybrid electric engine shutdown
US20220065175A1 (en) * 2020-08-31 2022-03-03 General Electric Company Compressor stall mitigation
US20220063824A1 (en) * 2020-08-31 2022-03-03 General Electric Company Hybrid electric propulsion system load share
CN112046762B (zh) * 2020-09-07 2021-10-22 南京航空航天大学 基于涡桨发动机的混合动力无人机及其起降控制方法
FR3115825A1 (fr) * 2020-11-04 2022-05-06 Airbus Helicopters Procédé de pilotage d’une installation motrice d’un giravion comprenant au moins deux turbomoteurs
US20220204171A1 (en) * 2020-12-28 2022-06-30 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid propulsion systems
US20220220900A1 (en) * 2021-01-14 2022-07-14 The Boeing Company Automated Initiation of Starter Motor Operation for Starting an Aircraft Engine
US11859554B2 (en) * 2021-07-29 2024-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Fast engine re-start for multi-engine system and method
US20230042497A1 (en) * 2021-08-06 2023-02-09 Raytheon Technologies Corporation Energy optimization for a hybrid electric engine
GB2610567A (en) * 2021-09-08 2023-03-15 Rolls Royce Plc An improved gas turbine engine
GB2610565A (en) 2021-09-08 2023-03-15 Rolls Royce Plc An improved gas turbine engine
GB2610571A (en) 2021-09-08 2023-03-15 Rolls Royce Plc An improved gas turbine engine
US20230138476A1 (en) * 2021-10-29 2023-05-04 Raytheon Technologies Corporation Hybrid electric single engine descent restart
GB202118041D0 (en) * 2021-12-14 2022-01-26 Rolls Royce Plc Restarting a gas turbine engine
FR3131573B1 (fr) * 2022-01-06 2024-03-29 Safran Helicopter Engines Système propulsif hybride pour aéronef
WO2023134865A1 (en) * 2022-01-14 2023-07-20 Merien BV Hybrid aircraft propulsion
FR3134079A1 (fr) * 2022-03-29 2023-10-06 Airbus Helicopters Avion à hélices
US11634232B1 (en) * 2022-04-30 2023-04-25 Beta Air, Llc Hybrid propulsion systems for an electric aircraft
US11639230B1 (en) * 2022-04-30 2023-05-02 Beta Air, Llc System for an integral hybrid electric aircraft
US20240003300A1 (en) * 2022-07-01 2024-01-04 Rtx Corporation In-flight engine re-start
US20240017823A1 (en) * 2022-07-18 2024-01-18 Textron Innovations Inc. Optimizing usage of supplemental engine power
EP4328439A1 (en) * 2022-08-22 2024-02-28 General Electric Company Propulsion system including an electric machine for starting a gas turbine engine
US20240060452A1 (en) * 2022-08-22 2024-02-22 General Electric Company Propulsion system including an electric machine for starting a gas turbine engine

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009516793A (ja) * 2005-11-09 2009-04-23 プラット アンド ホイットニー カナダ コーポレイション 航空機のタキシング方法および装置
EP2452878A2 (en) * 2010-11-16 2012-05-16 Rolls-Royce Corporation Aircraft, propulsion system, and system for taxiing an aircraft
US20140338352A1 (en) * 2012-11-06 2014-11-20 Rolls-Royce Plc Electrical generation arrangement for an aircraft
EP2985901A1 (en) * 2014-07-23 2016-02-17 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid electric pulsed-power propulsion system for aircraft
EP2995555A1 (en) * 2014-09-02 2016-03-16 Hamilton Sundstrand Corporation Propulsion system
US20160176534A1 (en) * 2014-12-19 2016-06-23 Hamilton Sundstrand Corporation Emergency power sources for propulsion systems
JP2016135671A (ja) * 2015-01-23 2016-07-28 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 航空機用ガス−電気推進システム
JP2016159692A (ja) * 2015-02-27 2016-09-05 三菱重工業株式会社 推力発生装置及び航空機

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5325042A (en) 1993-01-29 1994-06-28 Allied Signal Inc. Turbine engine start system with improved starting characteristics
US6909263B2 (en) 2002-10-23 2005-06-21 Honeywell International Inc. Gas turbine engine starter-generator exciter starting system and method including a capacitance circuit element
US7690205B2 (en) 2005-09-20 2010-04-06 Honeywell International Inc. Gas turbine engine cold start mechanization
US8010250B2 (en) 2007-06-05 2011-08-30 The Boeing Company Life-optimal power management methods for battery networks system
KR20110063683A (ko) * 2008-09-23 2011-06-13 에어로바이론먼트 인크 발전 장치와 그에 관련된 제어 시스템 및 방법
US9051881B2 (en) 2010-12-28 2015-06-09 Rolls-Royce Corporation Electrical power generation and windmill starting for turbine engine and aircraft
US9157372B2 (en) 2013-03-11 2015-10-13 Bell Helicopter Textron Inc. Series battery start controller
WO2014143218A1 (en) * 2013-03-13 2014-09-18 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and electrical system comprising electrical buses
FR3015571B1 (fr) 2013-12-23 2018-11-23 Safran Helicopter Engines Procede et systeme de demarrage fiabilise de turbomachine
US9428267B2 (en) * 2014-01-06 2016-08-30 Sikorsky Aircraft Corporation In-flight mechanically assisted turbine engine starting system
US9643729B2 (en) 2014-06-20 2017-05-09 Electronair Llc Energy cell regenerative system for electrically powered aircraft
GB201506473D0 (en) 2015-04-16 2015-06-03 Rolls Royce Plc Aircraft propulsion system
JP6730842B2 (ja) 2015-05-05 2020-07-29 ロールス−ロイス コーポレイション 航空機の推進およびリフトのための電気直結駆動装置
US11230385B2 (en) * 2017-06-08 2022-01-25 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
US10953995B2 (en) * 2017-06-30 2021-03-23 General Electric Company Propulsion system for an aircraft

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009516793A (ja) * 2005-11-09 2009-04-23 プラット アンド ホイットニー カナダ コーポレイション 航空機のタキシング方法および装置
EP2452878A2 (en) * 2010-11-16 2012-05-16 Rolls-Royce Corporation Aircraft, propulsion system, and system for taxiing an aircraft
US20140338352A1 (en) * 2012-11-06 2014-11-20 Rolls-Royce Plc Electrical generation arrangement for an aircraft
EP2985901A1 (en) * 2014-07-23 2016-02-17 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid electric pulsed-power propulsion system for aircraft
EP2995555A1 (en) * 2014-09-02 2016-03-16 Hamilton Sundstrand Corporation Propulsion system
US20160176534A1 (en) * 2014-12-19 2016-06-23 Hamilton Sundstrand Corporation Emergency power sources for propulsion systems
JP2016135671A (ja) * 2015-01-23 2016-07-28 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 航空機用ガス−電気推進システム
JP2016159692A (ja) * 2015-02-27 2016-09-05 三菱重工業株式会社 推力発生装置及び航空機

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7399978B2 (ja) 2019-03-15 2023-12-18 サフラン エアークラフト エンジンズ ターボ機械の排気ガスの温度を制御する方法
JPWO2021039902A1 (ja) * 2019-08-30 2021-03-04
WO2021039902A1 (ja) * 2019-08-30 2021-03-04 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジン
JP7174169B2 (ja) 2019-08-30 2022-11-17 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジン
US11802513B2 (en) 2019-08-30 2023-10-31 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Gas turbine engine having electrically operated accessory

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