JP2019023464A - 航空機用の推進システム - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジンと、該ガスタービンエンジンに結合した電気機械とを備えるハイブリッド電気推進システムにおいて、この推進システムを動作させるための方法を提供する。【解決手段】演算装置によってガスタービンエンジン１０２のベースライン出力を決定するステップと、前記演算装置によって前記ベースライン出力をもたらすように前記ガスタービンエンジンを動作させるステップと、前記演算装置によって前記ベースライン出力よりも大きく、あるいは前記ベースライン出力よりも小さい所望の出力を決定するステップと、前記ガスタービンエンジンの有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、電気機械１６２を使用して、前記演算装置によって前記ガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいは前記演算装置によって前記ガスタービンエンジンから力を抽出するステップとを含む。【選択図】図２

Description

本主題は、概して、航空機用のハイブリッド電気推進システム、および小サイクル損傷を最小限に抑えるように典型的な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動作させるための方法に関する。

従来からのヘリコプタは、一般に、メインロータアセンブリおよびテールロータアセンブリを備える。メインロータアセンブリおよびテールロータアセンブリを駆動するように構成された出力シャフトを有するガスタービンが備えられる。例えば固定翼の航空機と比較して、ヘリコプタは、その飛行エンベロープ（ｆｌｉｇｈｔ ｅｎｖｅｌｏｐｅ）が多数の小サイクル（ｍｉｎｏｒ ｃｙｃｌｅ）を定めるように運用されることがより多く、したがってガスタービンエンジンに対する出力需要が、ヘリコプタの飛行エンベロープの全体において比較的頻繁に増加および減少する。

出力需要が少なくとも或る程度増加すると、ガスタービンエンジンは、追加の出力をもたらすために速度を上昇させる。さらに、出力需要が少なくとも或る程度減少すると、ガスタービンエンジンは、速度を落として出力を減少させる。しかしながら、ガスタービンエンジンの回転速度のこれらの追加の上昇および低下は、ガスタービンエンジンの寿命において、ガスタービンエンジンに小サイクル損傷を生じさせる可能性がある。したがって、ヘリコプタの飛行エンベロープにおいて小サイクルの数を減らすようなやり方で推進システムのガスタービンエンジンを動作させるための方法が、有用であると考えられる。

米国特許出願公開第２０１７／００２２８９９号明細書

本発明の態様および利点は、以下の説明に一部が記載され、あるいは本明細書から明らかになり、あるいは本発明の実施を通じて習得することができる。

本開示の１つの典型的な実施形態において、航空機のハイブリッド電気推進システムを動作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、ガスタービンエンジンと、ガスタービンエンジンに結合した電気機械とを備える。本方法は、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンのベースライン出力を決定するステップと、１つ以上の演算装置によってベースライン出力をもたらすようにガスタービンエンジンを動作させるステップと、１つ以上の演算装置によってベースライン出力よりも大きく、あるいはベースライン出力よりも小さい所望の出力を決定するステップと、ガスタービンエンジンの有効出力が決定された所望の出力に一致するように、電気機械を使用して、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいは１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンから力を抽出するステップとを含む。

特定の典型的な態様において、ハイブリッド電気推進システムは、電気機械に電気的に接続された電気エネルギ貯蔵ユニットをさらに備える。

例えば、特定の典型的な態様において、ガスタービンエンジンの有効出力が決定された所望の出力に一致するように、電気機械を使用して、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいは１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンから力を抽出するステップは、１つ以上の演算装置によって電気エネルギ貯蔵ユニットから電気機械へと電力をもたらし、あるいは１つ以上の演算装置によって電気機械から電気エネルギ貯蔵ユニットへと電力を抽出するステップを含む。

例えば、特定の典型的な態様において、ガスタービンエンジンの有効出力が決定された所望の出力に一致するように、電気機械を使用して、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいは１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンから力を抽出するステップは、電気機械を使用して、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンへと差分の力をもたらし、あるいは１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンから差分の力を抽出するステップを含み、差分の力は、ベースライン出力の約１パーセント〜約２０パーセントの間である。

例えば、特定の典型的な態様において、本方法は、１つ以上の演算装置によって、所望の出力の平均がガスタービンエンジンのベースライン出力よりも大きいか、あるいは小さいかを決定するステップをさらに含み、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンのベースライン出力を決定するステップは、所望の出力の平均がガスタービンエンジンのベースライン出力よりも大きい、または小さいという決定に応答して、１つ以上の演算装置によってベースライン出力を変更するステップを含む。

例えば、特定の典型的な態様において、本方法は、１つ以上の演算装置によって、電気エネルギ貯蔵ユニットの充電の状態を決定するステップをさらに含み、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンのベースライン出力を決定するステップは、電気エネルギ貯蔵ユニットの充電の状態の決定に応答して１つ以上の演算装置によってベースライン出力を変更するステップを含む。

例えば、特定の典型的な態様において、１つ以上の演算装置によって電気エネルギ貯蔵ユニットの充電の状態を決定するステップは、１つ以上の演算装置によって充電の状態が所定のしきい値よりも上であるか、あるいは下であるかを決定するステップをさらに含む。

例えば、特定の典型的な態様において、１つ以上の演算装置によって電気エネルギ貯蔵ユニットの充電の状態を決定するステップは、１つ以上の演算装置によって或る時間期間における充電の状態の変化が所定のしきい値よりも大きいか、あるいは小さいかを決定するステップをさらに含む。

特定の典型的な態様において、ガスタービンエンジンは、出力シャフトを備えるターボシャフトエンジンであり、電気機械は、出力シャフトに結合している。例えば、特定の典型的な態様において、航空機は、プロペラを有するヘリコプタであり、出力シャフトは、プロペラを駆動する。例えば、特定の典型的な態様において、１つ以上の演算装置によってベースライン出力よりも大きく、あるいはベースライン出力よりも小さい所望の出力を決定するステップは、１つ以上の演算装置によってヘリコプタのコレクティブ（ｃｏｌｌｅｃｔｉｖｅ）からの入力を受信するステップと、１つ以上の演算装置によってビークルモデル（ｖｅｈｉｃｌｅ ｍｏｄｅｌ）およびヘリコプタのコレクティブから受信した入力に基づいて所望の出力を決定するステップとを含む。

特定の典型的な態様において、１つ以上の演算装置によってベースライン出力をもたらすようにガスタービンエンジンを動作させるステップは、ガスタービンエンジンのコアを第１の回転速度で回転させるステップを含み、ガスタービンエンジンの有効出力が決定された所望の出力に一致するように、電気機械を使用して、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいは１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンから力を抽出するステップは、ガスタービンエンジンのコアを実質的に第１の回転速度で回転させるステップを含む。

本開示の典型的な実施形態において、航空機用のハイブリッド電気推進システムが提供される。推進システムは、タービンと出力シャフトとを備えるガスタービンエンジンを備え、タービンは、出力シャフトに結合し、出力シャフトを駆動する。さらに、推進システムは、出力シャフトに結合した電気機械と、コントローラとを備える。コントローラは、メモリおよび１つ以上のプロセッサを含み、メモリは、１つ以上のプロセッサによって実行されたときにハイブリッド電気推進システムにいくつかの機能を実行させる命令を格納する。これらの機能は、ガスタービンエンジンのベースライン出力を決定すること、ベースライン出力をもたらすようにガスタービンエンジンを動作させること、ベースライン出力よりも大きく、あるいはベースライン出力よりも小さい所望の出力を決定すること、およびガスタービンエンジンの有効出力が決定された所望の出力に一致するように、電気機械を使用して、ガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいはガスタービンエンジンから力を抽出することを含む。

特定の典型的な実施形態において、ガスタービンエンジンは、ターボシャフトエンジンである。例えば、特定の典型的な実施形態において、航空機は、プロペラを有するヘリコプタであり、出力シャフトは、プロペラを駆動するように構成される。例えば、特定の典型的な実施形態において、所望の出力を決定することは、ヘリコプタのコレクティブから入力を受信することと、ビークルモデルおよびヘリコプタのコレクティブから受信した入力に基づいて所望の出力を決定することとを含む。

特定の典型的な実施形態において、推進システムは、電気機械に電気的に接続可能な電気エネルギ貯蔵ユニットをさらに備える。例えば、特定の典型的な実施形態において、ガスタービンエンジンの有効出力が決定された所望の出力に一致するように、電気機械を使用して、ガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいはガスタービンエンジンから力を抽出することは、電気エネルギ貯蔵ユニットから電気機械へと電力をもたらし、あるいは電気機械から電気エネルギ貯蔵ユニットへと電力を抽出することを含む。

特定の典型的な実施形態において、ガスタービンエンジンの有効出力が決定された所望の出力に一致するように、電気機械を使用して、ガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいはガスタービンエンジンから力を抽出することは、電気機械を使用して、ガスタービンエンジンへと差分の力をもたらし、あるいはガスタービンエンジンから差分の力を抽出することを含む。例えば、特定の典型的な実施形態において、差分の力は、ベースライン出力の約１パーセント〜約２０パーセントの間である。

本発明のこれらの特徴、態様、および利点、ならびに他の特徴、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して、よりよく理解されよう。本明細書に組み込まれて、本明細書の一部を構成する添付の図面は、本発明の実施形態を例示し、明細書における説明と併せて本発明の原理を説明するのに役立つ。

当業者へと向けられた本発明の最良の態様を含む本発明の充分かつ本発明を実施可能にする開示が、添付の図面を参照して、本明細書に記載される。

本開示の種々の典型的な実施形態による航空機の上面図である。 本開示の典型的な実施形態によるハイブリッド電気推進アセンブリの概略の断面図である。 本開示の典型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を動作させるための方法のフロー図である。 図３の方法の典型的な態様のフロー図である。 本開示の典型的な態様に従って動作する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の出力レベルを示すグラフである。 本開示の典型的な態様による演算システムである。

ここで、本発明の現在の実施形態を詳しく参照するが、その１つ以上の例が、添付の図面に示されている。詳細な説明においては、図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。

本明細書において使用されるとき、用語「第１の」、「第２の」、および「第３の」は、或る構成要素を別の構成要素から区別するために入れ換え可能に使用することができ、個々の構成要素の位置または重要性を示そうとするものではない。

用語「前方」および「後方」は、ガスタービンエンジンまたはビークルにおける相対位置を指し、ガスタービンエンジンまたはビークルの通常の動作姿勢を基準とする。例えば、ガスタービンエンジンに関して、前方は、エンジンの入口に近い位置を指し、後方は、エンジンのノズルまたは排気部に近い位置を指す。

用語「上流」および「下流」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、用語「上流」および「下流」は、本明細書において使用されるとき、電気の流れを指すこともある。

単数形「１つの（ａ、ａｎ）」、および「この（ｔｈｅ）」は、文脈がとくに明確に指示しない限り、言及の対象物が複数存在する場合を含む。

本明細書において使用されるとき、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おいて、関連の基本的機能に変化を引き起こすことなく変化することが許されるあらゆる量的な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、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、２０％の余裕の範囲内にあることを指すことができる。

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、さらには入れ換えられ、文脈および文言がとくに指示しない限り、このような範囲は識別され、そこに包含されるすべての部分範囲を含む。例えば、本明細書において開示されるすべての範囲は、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、一般に、航空機の飛行エンベロープの全体における小サイクルの数が低減されるようなやり方で、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動作させるための方法に関する。本開示の少なくとも特定の典型的な態様において、本方法は、ガスタービンエンジンのベースライン出力を決定するステップと、ベースライン出力をもたらすようにガスタービンエンジンを動作させるステップとを含む。ベースライン出力は、一般に、飛行エンベロープの該当の段階においてガスタービンエンジンについて期待される平均の所望の出力であってよい。

典型的な方法の少なくとも特定の態様は、もたらされるベースライン出力よりも大きく、あるいはもたらされるベースライン出力よりも小さい所望の出力を決定するステップと、これに応答して、ガスタービンエンジンの有効出力が所望の出力に一致するように、電気機械を使用して、ガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいはガスタービンエンジンから力を抽出するステップとを含む。例えば、電気機械は、ガスタービンエンジンの出力シャフトに機械的に結合でき、さらには電気エネルギ貯蔵ユニットに電気的に結合できる。電気機械に電力をもたらすことで、ガスタービンエンジンの出力シャフトの駆動を助け、ガスタービンエンジンの出力シャフトの有効出力を増大させることができる。対照的に、電気機械から電力を抽出することで、ガスタービンエンジンの出力シャフトに抵抗をもたらし、ガスタービンエンジンの出力シャフトの有効出力を減少させることができる。

より具体的には、このような典型的な態様によれば、例えば所望の出力がベースライン出力よりも大きい場合に、本方法は、電気エネルギ貯蔵ユニットから電気機械へと電力をもたらして、ガスタービンエンジンの有効出力が所望の出力に一致するように、ガスタービンエンジンの有効出力を増加させることができる。これに加え、あるいはこれに代えて、例えば所望の出力がベースライン出力よりも小さい場合に、本方法は、電気機械から電気エネルギ貯蔵ユニットへと電力を抽出して、ガスタービンエンジンの有効出力が所望の出力に一致するように、ガスタービンエンジンの有効出力を減少させることができる。

さらに、本開示の少なくとも特定の典型的な態様において、上述の方法を、ターボシャフトエンジンを有し、ヘリコプタに組み込まれるハイブリッド電気推進システムにおいて利用できることを、理解できるであろう。

このような典型的なやり方でハイブリッド電気推進システムを動作させることは、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について小サイクルの回数を減らし、したがってガスタービンエンジンの摩耗が低減され、ガスタービンエンジンの有用寿命が長くなるという効果を有することができる。

ここで図面を参照すると、図１は、本開示による典型的な航空機１０の斜視図を示している。航空機１０は、一般に、横方向Ｔ、長手方向Ｌ、および鉛直方向Ｖを定める。動作時に、航空機１０は、横方向Ｔ、長手方向Ｌ、および／または鉛直方向Ｖに沿って移動することができ、さらには／あるいは横方向Ｔ、長手方向Ｌ、および／または鉛直方向Ｖを中心にして運動することができる。

図１に示した実施形態において、航空機１０は、操縦室２０を定める機体１２を含む。操縦室２０は、拡大の円Ａ−Ａ内に示されているように、コレクティブピッチ入力装置２２、サイクリックピッチ入力装置２３、テールロータ入力装置２４、第１のスロットル入力装置２６、第２のスロットル入力装置２８、および計器盤３０を備える。さらに、航空機１０は、メインロータアセンブリ４０およびテールロータアセンブリ５０を備える。メインロータアセンブリ４０は、メインロータハブ４２および複数のメインロータブレード４４を備える。図示されているように、各々のメインロータブレード４４は、メインロータハブ４２から外向きに延びている。テールロータ部分５０は、テールロータハブ５２および複数のテールロータブレード５４を備える。各々のテールロータブレード５４は、テールロータハブ５２から外向きに延びている。

さらに、航空機１０は、以下でさらに詳しく説明されるように、ハイブリッド電気推進アセンブリ（参照番号なし；後述される図２の実施形態も参照のこと）を備える。ハイブリッド電気推進アセンブリは、一般に、第１のガスタービンエンジン６０および第２のガスタービンエンジン６２を備える。少なくとも特定の典型的な実施形態において、図１の航空機１０の第１および第２のガスタービンエンジン６０、６２の一方または両方を、図２に示されるガスタービンエンジン１０２と実質的に同じやり方で構成できること、およびハイブリッド電気推進システムが、図２に示される典型的なハイブリッド電気推進システムからの追加の構成要素のうちの１つ以上をさらに備えてよいことを、理解すべきである。

さらに図１を参照すると、第１および第２のガスタービンエンジン６０，６２を、第１および第２のガスタービンエンジン６０，６２が一緒に動作するように、互いに機械的に結合させることができる。例えば、第１および第２のガスタービンエンジン６０，６２を、それらが一緒に動作するように、例えば差動装置およびワンウェイクラッチ（スプラッグクラッチなど）によってギアボックスにおいて互いに連動させることができる。

さらに、第１および第２のガスタービンエンジン６０，６２は、一般に、メインロータブレード４４およびテールロータブレード５４を駆動して回転させるための動力を生成し、伝達することができる。とくには、メインロータブレード４４の回転が、航空機１０に揚力を生じさせる一方で、テールロータブレード５４の回転は、テールロータ部分５０において横方向の推力を生じさせ、機体１２に作用するメインロータブレード４４によるトルクに対抗する。

コレクティブピッチ入力装置２２は、航空機１０が所与のロータ速度においてメインロータブレード４４から引き出す揚力の量を増減させるために、メインロータブレード４４のピッチ角をまとめて（すなわち、すべてを同時に）調整する。したがって、コレクティブピッチ入力装置２２を操作することにより、航空機１０を、鉛直方向Ｖに沿った２つの反対向きの方向のうちの一方に移動させることができる。さらに詳しくは後述されるように、コレクティブピッチ入力装置２２の操作を、例えば航空機１０の所望の揚力を発生させるためのメインロータアセンブリ４０へのハイブリッド電気推進システムの所望の出力を先取りするために使用してもよいことを、理解すべきである。

さらに図１を参照すると、サイクリックピッチ入力装置２３は、長手方向Ｌおよび横方向Ｔを中心とする航空機１０の運動を制御する。とくには、サイクリックピッチ入力装置２３は、航空機１０の角度を調整して、航空機１０が長手方向Ｌに沿って前方または後方に移動し、あるいは側方へと横方向Ｔに移動することを可能にする。さらに、テールロータ入力装置２４は、テールロータブレード５４のピッチ角を制御する。動作時に、テールロータ入力装置２４を操作することにより、テールロータ部分５０を横方向Ｔに沿って移動させることで、航空機１０の向きを変え、航空機１０を鉛直方向Ｖを中心にして回転させることができる。

第１および第２のスロットル入力装置２６，２８を、飛行の開始時にオン位置へと移動させ、飛行の最中に航空機１０に所望の量の出力をもたらすように操作することができる。特定の実施形態においては、これらの入力装置２６，２８を、手動で操作することができ、あるいは１つ以上のコントローラ（後述）によって、例えばコレクティブピッチ入力装置２２からの入力に応答して作動させることができる。

ここで図２を参照すると、本開示の典型的な実施形態による航空機用のハイブリッド電気推進システム１００の概略図が示されている。典型的なハイブリッド電気推進システム１００を、図１を参照して上述した典型的な航空機１０と同様の航空機に組み込むことができる。しかしながら、他の典型的な実施形態においては、ハイブリッド電気推進システム１００を、後述されるように、任意の他の適切な航空機において利用してもよい。

図示の実施形態において、ハイブリッド電気推進システム１００は、一般に、ガスタービンエンジン１０２と、ガスタービンエンジン１０２に機械的に結合した主推進装置と、やはりガスタービンエンジン１０２に機械的に結合した電気機械１６２と、電気エネルギ貯蔵ユニット１６４と、コントローラ１６６とを備える。これらの構成要素の各々の機能は、次のとおりである。

まず、ガスタービンエンジン１０２を参照すると、断面図が示されている。図示のとおり、ガスタービンエンジン１０２は、基準として、ガスタービンエンジン１０２を通って延びる長手軸または中心軸１０３を定めている。ガスタービンエンジン１０２は、一般に、入口１０６を定める実質的に管状の外側ケーシング１０４を備える。外側ケーシング１０４は、ガスジェネレータ圧縮機１１０（または、高圧圧縮機）、燃焼部１３０、タービン部１４０、および排気部１５０を、直列な流れの関係にて取り囲んでいる。図示の典型的なガスジェネレータ圧縮機１１０は、入口ガイドベーン１１２の環状アレイと、圧縮機ブレード１１４の１つ以上の順次の段と、遠心ロータブレード１１８の段とを備える。図示されていないが、ガスジェネレータ圧縮機１１０は、複数の固定または可変のステータベーンをさらに備えることができる。

燃焼部１３０は、一般に、燃焼室１３２と、燃焼室１３２の中へと延びる１つ以上の燃料ノズル１３４と、燃料供給システム１３８とを含む。燃料供給システム１３８は、１つ以上の燃料ノズル１３４へと燃料をもたらすように構成され、燃料ノズル１３４は、燃焼室１３２へと進入するガスジェネレータ圧縮機１１０からの圧縮空気と混合するように燃料を供給する。さらに、燃料および圧縮空気の混合物は、燃焼室１３２において燃やされ、燃焼ガスを形成する。以下でさらに詳しく説明されるように、燃焼ガスは、ガスジェネレータ圧縮機１１０およびタービン部１４０のタービンの両方を駆動する。

より具体的には、タービン部１４０は、ガスジェネレータタービン１４２（または、高圧タービン）および出力タービン１４４（または、低圧タービン）を備える。ガスジェネレータタービン１４２は、タービンロータブレード１４６の１つ以上の順次の段を備え、ステータベーン（図示せず）の１つ以上の順次の段をさらに備えることができる。同様に、出力タービン１４４は、タービンロータブレード１４８の１つ以上の順次の段を備え、ステータベーン（やはり図示せず）の１つ以上の順次の段をさらに備えることができる。さらに、ガスジェネレータタービン１４２は、ガスジェネレータシャフト１５２を介してガスジェネレータ圧縮機１１０へと接続され、ガスジェネレータ圧縮機１１０を駆動し、出力タービン１４４は、出力タービンシャフト１５４を介して出力シャフト１５６へと接続され、出力シャフト１５６を駆動する。

動作時に、燃焼ガスは、ガスジェネレータタービン１４２および出力タービン１４４の両方を駆動する。ガスジェネレータタービン１４２が中心軸１０３を中心にして回転するとき、ガスジェネレータ圧縮機１１０およびガスジェネレータシャフト１５２の両者も、中心軸１０３を中心にして回転する。さらに、出力タービン１４４が回転するとき、出力タービンシャフト１５４が回転し、回転エネルギを出力シャフト１５６へと伝達する。したがって、ガスジェネレータタービン１４２がガスジェネレータ圧縮機１１０を駆動し、出力タービン１４４が出力シャフト１５６を駆動することを、理解できるであろう。

しかしながら、他の典型的な実施形態において、図２のガスタービンエンジン１０２が任意の他の適切な構成を有してもよいことを、理解すべきである。例えば、他の典型的な実施形態において、燃焼部１３０は、逆流燃焼器を備えてもよく、ガスタービンエンジンは、任意の適切な数の圧縮機、スプール、およびタービンなどを備えることができる。

さらに図２を参照すると、出力シャフト１５６は、図示の典型的な実施形態においてはメインロータアセンブリ１５８（図１の航空機１０の典型的なメインロータアセンブリ４０と実質的に同じやり方で構成されてよい）であるハイブリッド電気推進システム１００の主推進装置を回転させるように構成される。とりわけ、出力シャフト１５６は、ギアボックス１６０を介してメインロータアセンブリ１５８に機械的に結合する。しかしながら、他の典型的な実施形態においては、出力シャフト１５６を、任意の他の適切なやり方でメインロータアセンブリ１５８に結合させることができる。

さらに、すでに述べたように、典型的なハイブリッド電気推進システム１００は、電気モータ／発電機として構成されてよい電気機械１６２と、電気エネルギ貯蔵ユニット１６４とを備える。図示の実施形態において、電気機械１６２は、ガスタービンエンジン１０２の出力シャフト１５６に直接機械的に結合している（すなわち、電気機械１６２のロータが、出力シャフト１５６に取り付けられている）。しかしながら、他の典型的な実施形態においては、電気機械１６２を、適切な歯車列を介するなどの任意の他の適切なやり方で出力シャフト１５６に機械的に結合させることができる。したがって、電気機械１６２が、受け取った電力を機械的な力へと変換する（すなわち、電気モータとして機能する）ように構成されてよく、さらには機械的な力を受け取り、そのような機械的な力を電力へと変換する（すなわち、発電機として機能する）ように構成されてよいことを、理解できるであろう。したがって、電気機械１６２が、出力シャフト１５６へと力を加え、あるいは出力シャフト１５６から力を抽出することによって、ガスタービンエンジン１０２（より具体的には、ガスタービンエンジン１０２の出力シャフト１５６）の有効な機械的出力を増加または減少させるように構成されてよいことを、理解できるであろう。

とくには、図示の実施形態において、ハイブリッド電気推進システム１００は、電気モータ１６２と電気エネルギ貯蔵ユニット１６４との間の電気的接続により、電気機械１６２を使用してガスタービンエンジン１０２へと力を加え、あるいはガスタービンエンジン１０２から力を抽出するように構成される。電気エネルギ貯蔵ユニット１６４は、電力の受け取り、貯蔵、および供給に適した任意の構成要素であってよい。例えば、電気エネルギ貯蔵ユニット１６４は、複数のリチウムイオン電池など、バッテリパックであってよい。しかしながら、他の実施形態においては、電池の任意の他の適切な化学反応を利用することができる。さらに、少なくとも特定の典型的な実施形態においては、電気エネルギ貯蔵ユニット１６４を、少なくとも約２０キロワット時の電力を保持するように構成することができる。例えば、特定の典型的な実施形態においては、電気エネルギ貯蔵ユニット１６４を、少なくとも約３０キロワット時の電力を貯蔵するように構成することができ、例えば少なくとも約５０キロワット時の電力、例えば少なくとも約６０キロワット時の電力、例えば最大約５００キロワット時の電力、などを貯蔵するように構成することができる。さらに、電気機械１６２は、比較的強力な電気機械であってよい。例えば、特定の典型的な実施形態においては、電気機械１６２を、少なくとも約７５キロワットの電力または少なくとも約１００馬力の機械的な力を生成するように構成することができる。例えば、特定の典型的な実施形態においては、電気機械１６２を、最大で約７５０キロワットの電力および最大で少なくとも約１，０００馬力の機械的な力など、最大で約１５０キロワットの電力および最大で少なくとも約２００馬力の機械的な力を生成するように構成することができる。

より詳しくは、図示の実施形態において、コントローラ１６６は、例えば電気機械１６２および電気エネルギ貯蔵ユニット１６４に動作可能に接続され、これらの構成要素を電気的に接続し、これらの構成要素の間で電力を方向付けるように構成される。したがって、コントローラ１６６を、ハイブリッド電気推進システム１００を出力抽出モードと出力加算モードとの間で動作させるように構成することができる。出力抽出モードにおいては、出力シャフト１５６からの機械的な力が、電気機械１６２によって電力に変換され、電気エネルギ貯蔵ユニット１６４へと抽出される。このような電力の抽出は、出力シャフト１５６に対して抵抗として作用して、ガスタービンエンジン１０２の有効出力を減少させ、より詳しくはガスタービンエンジン１０２の出力シャフト１５６の有効出力を減少させることができる。これに対し、出力加算モードにおいては、電気エネルギ貯蔵ユニット１６４からの電力が、電気機械１６２へと供給され、出力シャフト１５６へと加えられる機械的な力に変換される。このような機械的な力の追加は、出力シャフト１５６に対する応援として作用して、ガスタービンエンジン１０２の有効出力を増加させ、より詳しくはガスタービンエンジン１０２の出力シャフト１５６の実効出力を増加させることができる。このような動作がどのように機能できるのかについて、典型的な態様を、図３の方法２００を参照して以下で説明する。

理解されるように、特定の典型的な実施形態において、ハイブリッド電気推進システム１００は、コントローラ１６６と協働し、電気エネルギ貯蔵ユニット１６４に対する電力の出し入れにおいてコントローラ１６６を手助けすることができる種々のパワーエレクトロニクス部品をさらに含むことができる。さらに、これらの種々のパワーエレクトロニクス部品は、必要に応じ、あるいは所望に応じて、これらの部品の間にもたらされる電力を変換および／または調整することができる。

一般に、１つ以上のこれらの実施形態に従って構成されたハイブリッド電気推進システムは、通常はガスタービンエンジンをベースライン出力レベルで動作させ、必要に応じて電気機械および電気エネルギ貯蔵ユニットを使用して出力シャフトへと力を追加し、あるいは出力シャフトから力を抽出することによって航空機の所望の出力を満たすことで、ガスタービンエンジンの小サイクル損傷（すなわち、飛行中の出力レベルまたは負荷の繰り返しの変化に起因するエンジンの種々の構成要素の損傷／摩耗）および／または低サイクル疲労の低減を可能にすることができる。例えば、ハイブリッド電気推進システムのコントローラを、一般に、所望の出力が動作中のガスタービンエンジンのベースライン出力よりも大きい場合に、ガスタービンエンジンの出力シャフトに結合した電気機械へと電力を導くことで、ガスタービンエンジンの有効出力を増加させるように構成することができ、所望の出力が動作中のガスタービンエンジンのベースライン出力よりも小さい場合に、ガスタービンエンジンの出力シャフトに結合した電気機械から力を抽出することで、ガスタービンエンジンの有効出力を下げるようにさらに構成することができる。

また、特定の航空機およびハイブリッド電気推進システムを図示および説明してきたが、他の構成および／または航空機においても上述の典型的な実施形態の１つ以上に従って構成されたハイブリッド電気推進システムが有益となり得ることを、理解すべきである。例えば、他の典型的な実施形態において、航空機は、典型的にはヘリコプタと称される任意の他の適切な回転翼機であってよい。これに加え、あるいはこれに代えて、航空機は、垂直離着陸機、一般的に飛行機と称される固定翼機、などとして構成されてもよい。

ここで図３を参照すると、本開示の典型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動作させるためのコンピュータによって実行される方法２００が示されている。特定の典型的な態様においては、図３の典型的な方法２００を、図２を参照して上述した典型的なハイブリッド電気推進システムにおいて利用することができる。したがって、典型的な方法２００に従って動作する典型的なハイブリッド電気推進システムは、一般に、電気機械が組み合わせられたガスタービンエンジンと、電気機械に電気的に接続することができる電気エネルギ貯蔵ユニットとを備えることができる。しかしながら、他の典型的な態様において、方法２００を、任意の他の適切なハイブリッド電気推進システムおよび／または航空機において利用することも可能である。

典型的な方法は、一般に、（２０２）において１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンのベースライン出力を決定することを含む。（２０２）で決定されるベースライン出力は、ユーザ入力に基づいても、予想される飛行エンベロープに基づいて選択されても、任意の他の適切な方法で選択されてもよい。ベースライン出力は、一般に、現在または今後の飛行段階においてガスタービンエンジンについて期待される平均の所望の出力である。さらに、方法２００は、（２０４）において１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンをベースライン出力をもたらすように動作させることを含む。とりわけ、（２０４）において１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンをベースライン出力をもたらすように動作させることは、ベースライン出力をガスタービンエンジンの出力シャフトへともたらすことを含むことができる。

さらに、図３をさらに参照すると、典型的な方法２００は、１つ以上の演算装置によって所望の出力を決定することを含み、より具体的には、（２０２）において決定されたベースライン出力よりも大きく、あるいは（２０２）において決定されたベースライン出力よりも小さいガスタービンエンジンの所望の出力を、（２０６）において１つ以上の演算装置によって決定することを含む。

上述したように、図３に示される方法２００の典型的な態様などの特定の典型的な態様において、航空機はヘリコプタであってよい。したがって、図示された方法２００の典型的な態様において、ベースライン出力よりも大きく、あるいはベースライン出力よりも小さい所望の出力を（２０６）において１つ以上の演算装置によって決定することは、（２０８）において１つ以上の演算装置によってヘリコプタのコレクティブからの入力を受信することと、（２１０）において１つ以上の演算装置によって所望の出力をヘリコプタのビークルモデルおよび（２０８）においてヘリコプタのコレクティブから受信した入力に基づいて決定することとをさらに含む。ビークルモデルは、コレクティブ位置に少なくとも部分的に基づいて所望の出力を決定するための任意の適切なモデルであってよい。例えば、ビークルモデルは、周囲温度、高度、などのパラメータの所与の組に対する出力トルク対コレクティブ位置のモデルであってよい。しかしながら、とりわけ、他の典型的な態様において、方法２００は、任意の他の適切なやり方で（２０６）において所望の出力を決定することができる。例えば、他の典型的な態様において、方法２００は、電気エネルギ貯蔵装置の充電の状態、電気エネルギ貯蔵装置の充電率、などに少なくとも部分的に基づいて、（２０６）において所望の出力を決定することができる。

さらに、図３をさらに参照すると、典型的な方法２００は、ガスタービンエンジンの有効出力が（２０６）において決定された所望の出力に一致するように、（２１２）において、電気機械を使用して、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいは１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンから力を抽出することをさらに含む。例えば、特定の典型的な態様において、航空機は、メインロータを備えるヘリコプタ（図１を参照）であってよく、ガスタービンエンジンは、出力シャフトを備えるターボシャフトエンジンであってよく、出力シャフトがメインロータに結合して、メインロータを駆動し、電気機械は出力シャフトに結合する（図２を参照）。したがって、このような典型的な態様において、電気機械は、有効出力が所望の出力に一致するように、ガスタービンエンジンへと力を追加し、あるいはガスタービンエンジンから力を抽出することができ、さらに言えば、ガスタービンエンジンの出力シャフトへと力を追加し、あるいはガスタービンエンジンの出力シャフトから力を抽出することができる。

より具体的には、図３の典型的な態様において、ハイブリッド電気推進システムは、電気機械に電気的に接続された（または、接続可能な）電気エネルギ貯蔵ユニットをさらに備える。このような典型的な態様において、ガスタービンエンジンの有効出力が所望の出力に一致するように、（２１２）において、電気機械を使用して、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいは１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンから力を抽出することは、（２１４）において、１つ以上の演算装置によって電気エネルギ貯蔵ユニットから電気機械へと電力を供給し、あるいは１つ以上の演算装置によって電気機械から電気エネルギ貯蔵ユニットへと電力を抽出することを含む。このようなやり方で、電気機械は、ガスタービンエンジンの出力シャフトに対して抵抗として作用し（すなわち、電気エネルギ貯蔵ユニットが電気機械から電力を抽出する場合）、あるいはガスタービンエンジンの出力シャフトのための応援として作用する（すなわち、電気エネルギ貯蔵ユニットが電気機械へと電力を供給する場合）ことによって、ガスタービンエンジンの有効出力を増加または減少させることができる。

さらに、図示のとおり、特定の典型的な態様においては、（２１２）において、電気機械を使用して、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいは１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンから力を抽出することは、（２１６）において、電気機械を使用して、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンに差分の力をもたらし、あるいは１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンから差分の力を抽出することを含む。差分の力は、馬力で表したベースライン出力の約１％〜約２０％の間であってよい。

あくまでも一例として、方法２００の特定の典型的な態様において、方法２００は、（２０２）において３，０００馬力に等しいベースライン出力を決定することができ、（２０４）において３，０００馬力をもたらすようにガスタービンエンジンを動作させることができる。さらに、この特定の例において、方法２００は、（２０６）において３，２００馬力の所望の出力を決定することができる。したがって、方法２００は、ガスタービンエンジンの有効出力が所望の出力に一致するように、電気機械を使用してガスタービンエンジンに力をもたらすことができる。より具体的には、方法２００は、ガスタービンエンジン（さらに言えば、ガスタービンエンジンの出力シャフト）の有効出力が所望の出力に一致するよう、電気機械によってガスタービンエンジンの出力シャフトに追加の力をもたらすことができるように、電気エネルギ貯蔵ユニットから電気機械へと電力をもたらすことができる。とりわけ、そのような例において、電気機械によってガスタービンエンジンの出力シャフトへともたらされる差分の力は、約２００馬力に等しい。

やはりあくまでも一例として、別の典型的な態様において、方法２００は、（２０２）において４，０００馬力に等しいベースライン出力を決定することができ、（２０４）において４，０００馬力をもたらすようにガスタービンエンジンを動作させることができる。さらに、このような例において、方法２００は、（２０６）において３，６００馬力の所望の出力を決定することができる。したがって、方法２００は、ガスタービンエンジンの有効出力が所望の出力に一致するように、電気機械を使用してガスタービンエンジン（さらに言えば、ガスタービンエンジンの出力シャフト）から力を抽出することができる。より詳細には、方法２００は、ガスタービンエンジンの出力シャフトに結合し、このような力の抽出の際に出力シャフトへの抵抗として作用して出力シャフトの有効出力を減少させる電気機械から、電気エネルギ貯蔵ユニットへと電力を抽出することができる。したがって、電気機械は、ガスタービンエンジンの有効出力が所望の出力に一致するように、ガスタービンエンジンのベースライン出力を減少させることができる。

当然ながら、他の典型的な態様において、ベースライン出力は、任意の他の適切な値であってよく、同様に、差分の出力は、任意の他の適切な値であってよい。

ここで図４を参照すると、図３の方法２００の典型的な態様のフロー図が示されている。例えば、図４に示されるように、方法２００の特定の典型的な態様においては、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の動作の過程において、ベースライン出力の調整が必要であると判断される可能性がある。したがって、図４の典型的な態様に関して、（２０２）において１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンのベースライン出力を決定することは、（２１８）において１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンのベースライン出力を変更することをさらに含む。

より具体的には、特定の典型的な態様において、想像線で描かれているように、方法２００は、（２２０）において１つ以上の演算装置によって所望の出力の平均がガスタービンエンジンのベースライン出力よりも大きいか、あるいは小さいかを決定することを、さらに含むことができる。このような典型的な態様において、（２１８）において１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンのベースライン出力を変更することは、（２２２）において、１つ以上の演算装置によって、（２２０）における所望の出力の平均がガスタービンエンジンのベースライン出力よりも大きいか、あるいは小さいかの決定に応答して、ガスタービンエンジンのベースライン出力を変更することを、含むことができる。

これに加え、あるいはこれに代えて、やはり想像線で示されるように、方法２００は、（２２４）において１つ以上の演算装置によって電気エネルギ貯蔵ユニットの充電の状態を判断することを含むことができる。（２２４）において１つ以上の演算装置によって電気エネルギ貯蔵ユニットの充電の状態を判断することは、（２２６）において１つ以上の演算装置によって電気エネルギ貯蔵ユニットの充電の状態が所定のしきい値よりも上であるか、あるいは下であるかを判断することをさらに含むことができる。これに加え、あるいはこれに代えて、他の典型的な態様において、（２２４）において１つ以上の演算装置によって電気エネルギ貯蔵ユニットの充電の状態を判断することは、（２２８）において１つ以上の演算装置によって或る時間期間における充電の状態の変化が所定のしきい値よりも大きいか、あるいは小さいか（すなわち、充電の状態の変化率が所定のしきい値よりも大きいか、あるいは小さいか）を判断することを、さらに含むことができる。

したがって、特定の典型的な態様において、（２１８）において１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンのベースライン出力を変更することが、（２３０）において、１つ以上の演算装置によって、（２２６）における電気エネルギ貯蔵ユニットの充電の状態が所定のしきい値よりも上または下であるとの判断、ならびに／あるいは（２２８）における或る時間期間における充電の状態の変化が所定のしきい値よりも大または小であるとの判断に応答するなど、（２２４）における電気エネルギ貯蔵ユニットの充電の状態の判断に応答して、ガスタービンエンジンのベースライン出力を変更することをさらに含むことができることを、理解できるであろう。

上述した方法２００の１つ以上の典型的な態様に従って航空機の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、ガスタービンエンジンのベースライン出力とガスタービンエンジンの所望の出力との間の航空機にとって必要な差分の力を、電気機械および電気エネルギ貯蔵ユニットによってもたらすことを可能にできる（例えば、少なくとも約３０分、例えば少なくとも約１時間、例えば少なくとも約２時間、例えば特定の飛行の飛行時間の最大約９５％）。これにより、ガスタービンエンジンを、より長い時間にわたって一貫した状態で、すなわち一貫した出力レベルで動作させることができる。これは、飛行エンベロープの間のハイブリッド電気推進システムの動作の全体を通してガスタービンエンジンの小サイクルの回数を大幅に減少させ、ガスタービンエンジンの寿命を長くすることができる。

例えば、再び図３を参照すると、図示の実施形態において、（２０４）において１つ以上の演算装置によってベースライン出力をもたらすようにガスタービンエンジンを動作させることは、（２３２）において例えばガスジェネレータ圧縮機およびガスジェネレータタービンなどのガスタービンエンジンのコアを第１の回転速度で回転させることをさらに含む。さらに、図示の典型的な態様に関して、（２１２）において、ガスタービンエンジンの有効出力が所望の出力に一致するように、電気機械を使用して、１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンへと力をもたらし、あるいは１つ以上の演算装置によってガスタービンエンジンから力を抽出することは、（２３４）においてガスタービンエンジンのコアを実質的に第１の回転速度（例えば、５パーセントの余裕の範囲内）で回転させることを含む。したがって、これらの状況における有効出力の違いが、ガスタービンエンジンの出力シャフトに結合した電気機械に電力を供給すること、およびガスタービンエンジンの出力シャフトに結合した電気機械から電力を抽出することによって構成されることを、理解できるであろう。

さらに、図５を簡単に参照すると、本開示の典型的な態様に従って動作する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の出力レベルを示すグラフ３００が示されている。グラフ３００は、有効出力を、第１のｙ軸３０２上に、ｘ軸３０４上の時間に対して示している。図示されているように、ガスタービンエンジンは、一般に、第１の時間期間においては第１のベースライン出力３０６で運転され、第２の時間期間においては第２のベースライン出力３０８で運転され、第３の時間期間においては第３のベースライン出力３１０で運転される。

とりわけ、グラフ３００は、想像線にて、所望の出力を表す線３１２をさらに示している。図示されているように、所望の出力は、飛行エンベロープの全体において、はるかに多くのサイクル（すなわち、出力の量の増加および減少）を経る。ベースライン出力と有効出力との間の差は、ガスタービンエンジンの出力シャフトに結合した電気機械、ならびに電気機械に電気的に接続することができる電気エネルギ貯蔵ユニットを使用して、ガスタービンエンジンへと力を追加し、あるいはガスタービンエンジンから力を抽出することによって補われる。

グラフ３００は、ｘ軸３０４上の同じ時間期間に対して、第２のｙ軸３１５上の飛行エンベロープにおける電気エネルギ貯蔵ユニットの充電の状態を、線３１４にてさらに示している。図示されるように、図示の典型的な態様に関して、ベースライン出力は、充電の状態に基づいて変更される（すなわち、充電の状態がしきい値を下回って低下したときに増やされ、充電の状態がしきい値を上回ったときに減らされる）。例えば、３０６における第１のベースライン出力から３０８における第２のベースライン出力への増加は、図示の実施形態において、充電の状態が最小しきい値を下回って低下したことに応答しており、同様に、３０８における第２のベースライン出力から３１０における第３のベースライン出力への減少は、図示の実施形態において、充電の状態が最大しきいち値を超えたことに応答している。しかしながら、他の典型的な態様においては、とりわけ、ベースライン出力のこれらの変化のうちの１つ以上は、例えば所定の量の時間について平均の所望の出力がベースライン出力よりも大きく、あるいは小さいことに応答でき、充電状態の変化率に応答でき、あるいはこれらの組み合わせに応答できる。

ここで図６を参照すると、本開示の典型な実施形態による典型的な演算システム４００が示されている。演算システム４００を、例えば、ハイブリッド電気推進システム１００のコントローラ１６６として使用することができる。演算システム４００は、１つ以上の演算装置４１０を含むことができる。演算装置４１０は、１つ以上のプロセッサ４１０Ａ、および１つ以上のメモリデバイス４１０Ｂを含むことができる。１つ以上のプロセッサ４１０Ａ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つ以上のメモリデバイス４１０Ｂは、これらに限られるわけではないが非一時的な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など、１つ以上のコンピュータ可読媒体を含むことができる。

１つ以上のメモリデバイス４１０Ｂは、１つ以上のプロセッサ４１０Ａによって実行することができるコンピュータ可読命令４１０Ｃを含む１つ以上のプロセッサ４１０Ａ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４１０Ｃは、１つ以上のプロセッサ４１０Ａによって実行された場合に１つ以上のプロセッサ４１０Ａに動作を実行させる任意の命令セットであってよい。いくつかの実施形態において、命令４１０Ｃは、１つ以上のプロセッサ４１０Ａによって実行され、演算システム４００および／または演算装置４１０に係る動作および機能のいずれか、本明細書に記載の航空機のハイブリッド電気推進システムを動作させるための動作（例えば、方法２００）、ならびに／あるいは１つ以上の演算装置４１０の任意の他の動作または機能などの動作を、１つ以上のプロセッサ４１０Ａに実行させることができる。したがって、１つ以上の典型的な実施形態において、典型的な方法２００は、コンピュータによって実行される方法であってよい。命令４１０Ｃ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よく、あるいはハードウェアで実現されてもよい。これに加え、さらには／あるいはこれに代えて、命令４１０Ｃは、プロセッサ４１０Ａ上の論理的および／または仮想的に別個のスレッドにて実行可能である。メモリデバイス４１０Ｂは、プロセッサ４１０Ａによってアクセスすることができるデータ４１０Ｄをさらに格納することができる。例えば、データ４１０Ｄは、力の流れを表すデータ、ハイブリッド電気推進システムにおける種々の負荷の出力の需要を表すデータ、出力の需要、ガスタービンエンジンの回転速度、電気エネルギ貯蔵ユニットの電力レベルなどのハイブリッド電気推進システムの動作パラメータを表すデータ、などを含むことができる。

さらに、演算装置４１０は、例えばシステム４００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４１０Ｅを含むことができる。ネットワークインターフェース４１０Ｅ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つ以上のネットワークとやりとりを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つ以上の外部表示装置（図示せず）を、演算装置４１０から１つ以上の指令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って行われる動作、およびコンピュータベースのシステムとの間でやりとりされる情報に言及している。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、理解できるであろう。例えば、本明細書で説明した処理は、単一の演算装置または組み合わせにて働く複数の演算装置を使用して実行することができる。データベース、メモリ、命令、およびアプリケーションは、単一のシステム上に実装されても、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。

種々の実施形態の具体的な特徴が、いくつかの図に示され、他の図には示されていないかもしれないが、これは単に便宜上のものである。本開示の原理によれば、図のあらゆる特徴は、任意の他の図の任意の特徴と組み合わせて参照および／または請求が可能である。

本明細書は、本発明を最良の態様を含めて開示するとともに、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、当業者であれば想到できる他の実施例を含むことができる。そのような他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言から相違しない構造要素を含んでおり、あるいは特許請求の範囲の文言から実質的には相違しない同等の構造要素を含んでいる場合、特許請求の範囲の技術的範囲に包含される。
［実施態様１］
ガスタービンエンジン（１０２）と、該ガスタービンエンジン（１０２）に結合した電気機械（１６２）とを備える航空機（１０）のハイブリッド電気推進システム（１００）を動作させるための方法（２００）であって、
１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ガスタービンエンジン（１０２）のベースライン出力を決定するステップ（２０２）と、
前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ベースライン出力をもたらすように前記ガスタービンエンジン（１０２）を動作させるステップ（２０４）と、
前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ベースライン出力よりも大きく、あるいは前記ベースライン出力よりも小さい所望の出力を決定するステップ（２０６）と、
前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出するステップ（２１２）と
を含む方法（２００）。
［実施態様２］
前記ハイブリッド電気推進システム（１００）は、前記電気機械（１６２）に電気的に接続された電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）をさらに備える、実施態様１に記載の方法（２００）。
［実施態様３］
前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出するステップ（２１２）は、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）から前記電気機械（１６２）へと電力をもたらし、あるいは前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記電気機械（１６２）から前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）へと電力を抽出するステップ（２１４）を含む、実施態様２に記載の方法（２００）。
［実施態様４］
前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出するステップ（２１２）は、前記電気機械（１６２）を使用して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）へと差分の力をもたらし、あるいは前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）から差分の力を抽出するステップ（２１６）を含み、前記差分の力は、前記ベースライン出力の約１パーセント〜約２０パーセントの間である、実施態様２に記載の方法（２００）。
［実施態様５］
前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、所望の出力の平均が前記ガスタービンエンジン（１０２）の前記ベースライン出力よりも大きいか、あるいは小さいかを決定するステップ（２２０）
をさらに含み、
１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ガスタービンエンジン（１０２）のベースライン出力を決定するステップ（２０２）は、前記所望の出力の平均が前記ガスタービンエンジン（１０２）の前記ベースライン出力よりも大きい、または小さいという決定に応答して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ベースライン出力を変更するステップ（２２２）を含む、実施態様２に記載の方法（２００）。
［実施態様６］
前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）の充電の状態を決定するステップ（２２４）
をさらに含み、
１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ガスタービンエンジン（１０２）のベースライン出力を決定するステップ（２０２）は、前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）の充電の状態の決定に応答して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ベースライン出力を変更するステップ（２３０）を含む、実施態様２に記載の方法（２００）。
［実施態様７］
前記１つ以上の演算装置によって、前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）の充電の状態を決定するステップ（２２４）は、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、充電の状態が所定のしきい値よりも上であるか、あるいは下であるかを決定するステップ（２２６）をさらに含む、実施態様６に記載の方法（２００）。
［実施態様８］
前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）の充電の状態を決定するステップ（２２４）は、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、或る時間期間における充電の状態の変化が所定のしきい値よりも大きいか、あるいは小さいかを決定するステップ（２２８）をさらに含む、実施態様６に記載の方法（２００）。
［実施態様９］
前記ガスタービンエンジン（１０２）は、出力シャフト（１５６）を備えるターボシャフトエンジンであり、前記電気機械（１６２）は、前記出力シャフト（１５６）に結合している、実施態様１に記載の方法（２００）。
［実施態様１０］
前記航空機（１０）は、プロペラを有するヘリコプタであり、前記出力シャフト（１５６）は、前記プロペラを駆動する、実施態様９に記載の方法（２００）。
［実施態様１１］
前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ベースライン出力よりも大きく、あるいは前記ベースライン出力よりも小さい所望の出力を決定するステップ（２０６）は、
前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ヘリコプタのコレクティブからの入力を受信するステップ（２０８）と、
前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、ビークルモデルおよび前記ヘリコプタのコレクティブから受信した入力に基づいて、前記所望の出力を決定するステップ（２１０）と
を含む、実施態様１０に記載の方法（２００）。
［実施態様１２］
前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ベースライン出力をもたらすように前記ガスタービンエンジン（１０２）を動作させるステップ（２０４）は、前記ガスタービンエンジン（１０２）のコアを第１の回転速度で回転させるステップ（２３２）を含み、前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出するステップ（２１２）は、前記ガスタービンエンジン（１０２）のコアを実質的に前記第１の回転速度で回転させるステップ（２３４）を含む、実施態様１に記載の方法（２００）。
［実施態様１３］
航空機（１０）用のハイブリッド電気推進システム（１００）であって、
タービン（１４４）および出力シャフト（１５６）を備えており、前記タービン（１４４）は、前記出力シャフト（１５６）に結合し、前記出力シャフト（１５６）を駆動するガスタービンエンジン（１０２）と、
前記出力シャフト（１５６）に結合した電気機械（１６２）と、
メモリおよび１つ以上のプロセッサ（４１０Ａ）を備えており、前記メモリは、前記１つ以上のプロセッサ（４１０Ａ）によって実行されたときに当該ハイブリッド電気推進システム（１００）に機能を実行させる命令を格納しているコントローラ（１６６）と
を備えており、
前記機能は、
前記ガスタービンエンジン（１０２）のベースライン出力を決定すること、
前記ベースライン出力をもたらすように前記ガスタービンエンジン（１０２）を動作させること、
前記ベースライン出力よりも大きく、あるいは前記ベースライン出力よりも小さい所望の出力を決定すること、および
前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出すること
を含む、ハイブリッド電気推進システム（１００）。
［実施態様１４］
前記ガスタービンエンジン（１０２）は、ターボシャフトエンジンである、実施態様１３に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。
［実施態様１５］
前記航空機（１０）は、プロペラを有するヘリコプタであり、前記出力シャフト（１５６）は、前記プロペラを駆動するように構成されている、実施態様１４に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。
［実施態様１６］
前記所望の出力を決定することは、
前記ヘリコプタのコレクティブから入力を受信することと、
ビークルモデルおよび前記ヘリコプタのコレクティブから受信した入力に基づいて、前記所望の出力を決定することと
を含む、実施態様１５に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。
［実施態様１７］
前記電気機械（１６２）に電気的に接続することができる電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）
をさらに備える、実施態様１３に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。
［実施態様１８］
前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出することは、前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）から前記電気機械（１６２）へと電力をもたらし、あるいは前記電気機械（１６２）から前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）へと電力を抽出することを含む、実施態様１７に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。
［実施態様１９］
前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出することは、前記電気機械（１６２）を使用して、前記ガスタービンエンジン（１０２）へと差分の力をもたらし、あるいは前記ガスタービンエンジン（１０２）から差分の力を抽出することを含む、実施態様１３に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。
［実施態様２０］
前記差分の力は、前記ベースライン出力の約１パーセント〜約２０パーセントの間である、実施態様１９に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。

１０ 航空機
１２ 機体
２０ 操縦室
２２ コレクティブピッチ入力装置
２３ サイクリックピッチ入力装置
２４ テールロータ入力装置
２６ 第１のスロットル入力装置
２８ 第２のスロットル入力装置
３０ 計器盤
４０ メインロータアセンブリ
４２ メインロータハブ
４４ メインロータブレード
５０ テールロータアセンブリ、テールロータ部分
５２ テールロータハブ
５４ テールロータブレード
６０ 第１のガスタービンエンジン
６２ 第２のガスタービンエンジン
１００ ハイブリッド電気推進システム
１０２ ガスタービンエンジン
１０３ 長手軸／中心軸
１０４ 管状の外側ケーシング
１０６ 入口
１１０ ガスジェネレータ（高圧）圧縮機
１１２ 入口ガイドベーン
１１４ 圧縮機ブレード
１１８ 遠心ロータブレード
１３０ 燃焼部
１３２ 燃焼室
１３４ 燃料ノズル
１３８ 燃料供給システム
１４０ タービン部
１４２ ガスジェネレータ（高圧）タービン
１４４ 出力（低圧）タービン
１４６ タービンロータブレード
１４８ タービンロータブレード
１５０ 排気部
１５２ ガスジェネレータシャフト
１５４ 出力タービンシャフト
１５６ 出力シャフト
１５８ メインロータアセンブリ
１６０ ギアボックス
１６２ 電気機械、電気モータ
１６４ 電気エネルギ貯蔵ユニット
１６６ コントローラ
２００ 方法
３００ グラフ
３０２ 第１のｙ軸
３０４ ｘ軸
３０６ 第１のベースライン出力
３０８ 第２のベースライン出力
３１０ 第３のベースライン出力
３１２ 線
３１４ 線
３１５ 第２のｙ軸
４００ 演算システム
４１０ 演算装置
４１０Ａ プロセッサ
４１０Ｂ メモリデバイス
４１０Ｃ コンピュータ可読命令
４１０Ｄ データ
４１０Ｅ ネットワークインターフェース

Claims (15)

1. ガスタービンエンジン（１０２）と、該ガスタービンエンジン（１０２）に結合した電気機械（１６２）とを備える航空機（１０）のハイブリッド電気推進システム（１００）を動作させるための方法（２００）であって、
   １つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ガスタービンエンジン（１０２）のベースライン出力を決定するステップ（２０２）と、
   前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ベースライン出力をもたらすように前記ガスタービンエンジン（１０２）を動作させるステップ（２０４）と、
   前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ベースライン出力よりも大きく、あるいは前記ベースライン出力よりも小さい所望の出力を決定するステップ（２０６）と、
   前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出するステップ（２１２）と
   を含む方法（２００）。
2. 前記ハイブリッド電気推進システム（１００）は、前記電気機械（１６２）に電気的に接続された電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）をさらに備える、請求項１に記載の方法（２００）。
3. 前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出するステップ（２１２）は、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）から前記電気機械（１６２）へと電力をもたらし、あるいは前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記電気機械（１６２）から前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）へと電力を抽出するステップ（２１４）を含む、請求項２に記載の方法（２００）。
4. 前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出するステップ（２１２）は、前記電気機械（１６２）を使用して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）へと差分の力をもたらし、あるいは前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ガスタービンエンジン（１０２）から差分の力を抽出するステップ（２１６）を含み、前記差分の力は、前記ベースライン出力の約１パーセント〜約２０パーセントの間である、請求項２に記載の方法（２００）。
5. 前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、所望の出力の平均が前記ガスタービンエンジン（１０２）の前記ベースライン出力よりも大きいか、あるいは小さいかを決定するステップ（２２０）
   をさらに含み、
   １つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ガスタービンエンジン（１０２）のベースライン出力を決定するステップ（２０２）は、前記所望の出力の平均が前記ガスタービンエンジン（１０２）の前記ベースライン出力よりも大きい、または小さいという決定に応答して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ベースライン出力を変更するステップ（２２２）を含む、請求項２に記載の方法（２００）。
6. 前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）の充電の状態を決定するステップ（２２４）
   をさらに含み、
   １つ以上の演算装置（４１０）によって、前記ガスタービンエンジン（１０２）のベースライン出力を決定するステップ（２０２）は、前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）の充電の状態の決定に応答して、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって前記ベースライン出力を変更するステップ（２３０）を含む、請求項２に記載の方法（２００）。
7. 前記１つ以上の演算装置によって、前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）の充電の状態を決定するステップ（２２４）は、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、充電の状態が所定のしきい値よりも上であるか、あるいは下であるかを決定するステップ（２２６）をさらに含む、請求項６に記載の方法（２００）。
8. 前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）の充電の状態を決定するステップ（２２４）は、前記１つ以上の演算装置（４１０）によって、或る時間期間における充電の状態の変化が所定のしきい値よりも大きいか、あるいは小さいかを決定するステップ（２２８）をさらに含む、請求項６に記載の方法（２００）。
9. 航空機（１０）用のハイブリッド電気推進システム（１００）であって、
   タービン（１４４）および出力シャフト（１５６）を備えており、前記タービン（１４４）は、前記出力シャフト（１５６）に結合し、前記出力シャフト（１５６）を駆動するガスタービンエンジン（１０２）と、
   前記出力シャフト（１５６）に結合した電気機械（１６２）と、
   メモリおよび１つ以上のプロセッサ（４１０Ａ）を備えており、前記メモリは、前記１つ以上のプロセッサ（４１０Ａ）によって実行されたときに当該ハイブリッド電気推進システム（１００）に機能を実行させる命令を格納しているコントローラ（１６６）と
   を備えており、
   前記機能は、
   前記ガスタービンエンジン（１０２）のベースライン出力を決定すること、
   前記ベースライン出力をもたらすように前記ガスタービンエンジン（１０２）を動作させること、
   前記ベースライン出力よりも大きく、あるいは前記ベースライン出力よりも小さい所望の出力を決定すること、および
   前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出すること
   を含む、ハイブリッド電気推進システム（１００）。
10. 前記ガスタービンエンジン（１０２）は、ターボシャフトエンジンである、請求項９に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。
11. 前記航空機（１０）は、プロペラを有するヘリコプタであり、前記出力シャフト（１５６）は、前記プロペラを駆動するように構成されている、請求項１０に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。
12. 前記所望の出力を決定することは、
    前記ヘリコプタのコレクティブから入力を受信することと、
    ビークルモデルおよび前記ヘリコプタのコレクティブから受信した入力に基づいて、前記所望の出力を決定することと
    を含む、請求項１１に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。
13. 前記電気機械（１６２）に電気的に接続することができる電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）
    をさらに備える、請求項９に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。
14. 前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出することは、前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）から前記電気機械（１６２）へと電力をもたらし、あるいは前記電気機械（１６２）から前記電気エネルギ貯蔵ユニット（１６４）へと電力を抽出することを含む、請求項１３に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。
15. 前記ガスタービンエンジン（１０２）の有効出力が前記決定された所望の出力に一致するように、前記電気機械（１６２）を使用して、前記ガスタービンエンジン（１０２）へと力をもたらし、あるいは前記ガスタービンエンジン（１０２）から力を抽出することは、前記電気機械（１６２）を使用して、前記ガスタービンエンジン（１０２）へと差分の力をもたらし、あるいは前記ガスタービンエンジン（１０２）から差分の力を抽出することを含む、請求項９に記載のハイブリッド電気推進システム（１００）。