JP2024507365A - 航空宇宙ハイブリッドシステム及びその最適化した構成要素の柔軟なアーキテクチャ - Google Patents

Abstract

ハイブリッド式パワートレインシステムは、エンジンと、内部に動力シャフトを有する電気機械と、エンジンの出力と電気機械の動力シャフトとを解放可能に係合するように構成されたクラッチとを含む。電気機械は電気出力をさらに含む。動力シャフトは、推進装置に機械的に取り付けられ、推進装置に機械的動力を与えるように構成される。コントローラは、エンジン、電気機械、及びクラッチを制御して、１つ又は複数の動力出力モードを実現するように構成される。

Description

関連する特許出願の相互参照
本願は、２０２１年１１月１７日に出願した米国仮特許出願第６３／２８０，５４３号、２０２１年３月１９日に出願した米国仮特許出願第６３／１６３，１６５号、及び２０２１年２月２１日に出願した米国仮特許出願第６３／１５１，７６０号の利益を主張するものであり、それぞれの内容全体が参照により全体として本明細書に組み込まれる。

本願は、航空宇宙ハイブリッドシステム及びその最適化した構成要素の柔軟なアーキテクチャに関する。

プロペラ、タービン又はジェットエンジン、ロケット、又はラムジェット等、異なる種類の推進機構を使用して推進される様々な種類の航空機が存在する。異なるタイプの推進機構は、異なる方法で動力を供給され得る。例えば、プロペラ等の一部の推進機構は、内燃エンジン又は電気モータによって動力が供給され得る。そのため、推進機構とそれらの推進機構に動力を供給する方法との組合せは、多くの場合、特定の航空機のために特別に設計されており、それによって、推進機構及びそれらの推進機構に動力を供給する方法は、航空機を適切且つ安全に推進するために必要な仕様を満たす。

一実施形態では、ハイブリッド式パワートレインシステムは、エンジンと、内部に動力シャフトを有する電気機械と、エンジンの出力と電気機械の動力シャフトとを解放可能に係合するように構成されたクラッチとを含む。電気機械は電気出力をさらに含む。動力シャフトは、推進装置に機械的に取り付けられ、推進装置に機械的動力を与えるように構成される。コントローラは、エンジン、電気機械、及びクラッチを制御して、１つ又は複数の動力出力モードを実現するように構成される。

一実施形態では、ハイブリッド式パワートレインシステムは、エンジンと、動力シャフトと、内部に動力シャフトを有する電気機械とを含む。電気機械は電気入出力（electrical input/output）をさらに含む。ハイブリッド式パワートレインシステムは、エンジンの出力を動力シャフトに解放可能に係合するように構成されたクラッチをさらに含む。電気機械は、電気エネルギ蓄積装置から電気入出力を介して電力を受け取り、動力シャフトを駆動するように構成される。電気機械は、エンジンによる動力シャフトの回転時に電気入出力を介して電力を出力するように構成される。動力シャフトは、推進装置に機械的に取り付けられ、推進装置に機械的動力を与えるように構成される。

一実施形態では、ハイブリッド式パワートレインシステムは、エンジンと、内部に動力シャフトを有する電気機械とを含む。電気機械は電気入出力をさらに含む。動力シャフトは、推進装置に機械的に取り付けられ、推進装置に機械的動力を与えるように構成される。エンジンの出力によって動力シャフトを回転させるように構成される。エンジン及び電気機械は、電気機械が動力シャフトの回転に基づいて電気入出力を介して第１の電力を出力する第１のモードで動作するように構成され、動力シャフトはエンジンによって回転される。エンジン及び電気機械は、エンジンと電気機械との両方が動力シャフトを駆動する第２のモードで動作するように構成され、電気機械は、電気入出力を介して受け取った第２の電力に基づいて動力シャフトを駆動する。

一実施形態では、方法は、エンジンと内部に動力シャフトを有する電気機械とを第１のモードで動作するように制御するステップを含む。第１のモードには、エンジンによって動力シャフトを駆動することが含まれ、エンジンの出力によって動力シャフトを回転させるように構成される。第１のモードには、エンジンによる動力シャフトの回転に基づいて電気機械の電気入出力を介して電気機械から第１の電力を出力するステップがさらに含まれる。この方法は、エンジン及び電気機械によって動力シャフトを同時に駆動することを含む第２のモードで動作するようにエンジン及び電気機械を制御するステップをさらに含み、電気機械は、電気入出力を介して受け取った第２の電力に基づいて動力シャフトを駆動する。

例示的な実施形態による航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャの一例を示す図である。 例示的な実施形態による航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャの追加の例を示す図である。 例示的な実施形態による、航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャとともに使用するための第１の航空機制御システムを表すブロック図である。 例示的な実施形態による、航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャとともに使用するための第２の航空機制御システムを表すブロック図である。 例示的な実施形態による、航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャを使用することができる航空機の第１の例を示す図である。 例示的な実施形態による、航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャを使用することができる航空機の第２の例を示す図である。 例示的な実施形態による、航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャを使用することができる航空機の第３の例を示す図である。 例示的な実施形態による、メイン推進プロペラを備えた航空機の異なる飛行段階において航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャを使用するための第１の例示的な方法を示すフローチャートである。 例示的な実施形態による、メイン推進プロペラを備えた航空機の異なる飛行段階において航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャを使用するための第２の例示的な方法を示すフローチャートである。 例示的な実施形態によるフライホイールを有する航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャの例を示す図である。 例示的な実施形態による航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャの例の斜視図である。 例示的な実施形態による図９の柔軟なアーキテクチャの例の上面図である。 例示的な実施形態による図９の柔軟なアーキテクチャの例の側面図である。 例示的な実施形態による航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャの別の例の斜視図である。 例示的な実施形態による航空機を推進するための下流及び上流側部品の例を示す図である。 例示的な実施形態による、フライホイール及びばね連結器を有する航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャの例を示す図である。 例示的な実施形態による、コンピューティング環境の一例を示す図である。

航空機は、典型的に、カスタム設計した推進機構と、それらの推進機構に動力を供給する方法とを有する。このようにして、推進機構とそれらの推進機構に供給される動力を最適化して、航空機内の構成要素の重量を最小限に抑えながら、特定のタイプ及びサイズの航空機に必要な推進量を供給することができる。換言すれば、推進機構とそれらの推進機構の動力とは、多くの場合、特定のタイプ及びサイズの航空機に合わせて最適化されているため、ある航空機の構成要素を、直接駆動航空機、並列駆動航空機、及び直列駆動航空機等の異なるタイプの航空機駆動アーキテクチャで容易に使用することはできない。

本明細書では、航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャ及びその最適化した構成要素の様々な実施形態について説明する。ハイブリッドシステムは、燃料がピストン、ロータリ、タービン、又は他のエンジン内で燃焼され、ピストンエンジンの出力を発電機に動作可能に接続して電力を出力するシステムであってもよく、又はこのシステムを含んでもよい。本明細書で説明する実施形態は、多くの異なるタイプの航空機及び推進機構に動力を供給できる柔軟なシステムを含むことができる。このようなシステムは、有利には、異なるタイプの航空機の設計の複雑さを軽減し、カスタマイズが少ないことでシステムの量産における規模の経済性が可能になるため、そのようなシステムの製造コストを削減し、最終的には、本明細書で説明するシステムを使用する航空機の複雑さを軽減することができる。

本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャは、同じ航空機内又は異なる航空機内で、異なる方法で推進機構に動力を供給するためにさらに使用され得る。例えば、推進機構に動力を供給するための柔軟なアーキテクチャは、複数の異なるモードで動作して、異なるタイプの推進機構に動力を供給することができ得る。第１の航空機は、柔軟なアーキテクチャが動作できる複数の異なるモードのうちの１つ、一部、又は全てを利用することができる。第２の航空機は、複数の異なるモードのうちの１つ、一部、又は全てを利用することができ、第２の航空機が利用するモードは、第１の航空機が利用するモードとは異なる場合がある。

従って、異なる航空機は、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャによって提供される推進機構に動力を供給する異なるモードを利用することができる。柔軟なアーキテクチャの使用はこのようにカスタマイズすることができるが、柔軟なアーキテクチャの物理的ハードウェアは、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャの物理構成要素に最小限の変更を加えるか全く変更せずに、異なる航空機による使用に適合させることができる。代わりに、異なる航空機での異なるモードの使用は、主に、プロセッサ又はコントローラを使用して柔軟なアーキテクチャの構成要素をどの様に制御するかに基づいて達成され得る。従って、コンピュータ可読命令は、プロセッサ又はコントローラに動作可能に結合したメモリに格納してもよく、それによって、命令がプロセッサ又はコントローラによって実行されると、プロセッサ又はコントローラを含むコンピューティング装置が、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャの様々な構成要素を制御して、特定の実施態様、航空機、飛行段階等に望ましいあらゆる可能な使用モードを利用することができる。

航空機のための発電及び推進システムはまた、航空機の様々な構成要素が動作のために安全な温度に保たれることを保証するため、並びに構成要素がより効率的に動作できる温度範囲内に構成要素を維持することを保証するために、様々な冷却システムを利用することもできる。さらに、本明細書では、航空機の推進機構に動力を供給するための柔軟なアーキテクチャの構成要素を効率的に冷却するために、本明細書で説明するハイブリッド式アーキテクチャの様々な態様を利用する有利な冷却システムについて説明する。

異なるモードの動力を推進機構に供給するためのハードウェアを有する航空機は、冷却を与えることが望ましい様々な構成要素を有している可能性がある。こうして、異なる動力モードを可能にする様々な構成要素に空気を効率的に移動させる単一の冷却システムは、航空機の重量だけでなく、冷却システムの消費電力も削減することができる。図１～図８及びそれに付随する以下の説明は、特に、航空機の推進システムに動力を供給するための柔軟なアーキテクチャの例に関する。図９～図１２及びそれに付随する以下の説明は、柔軟なアーキテクチャの例のための冷却システムの様々な実施形態に関する。

図１Ａは、例示的な実施形態による航空宇宙ハイブリッドシステムのための柔軟なアーキテクチャ１０１の例を示す。本明細書で議論するように、柔軟なアーキテクチャ１０１は、航空機の要件及び飛行段階に応じて複数の方法で適用できる（例えば、異なるモードで使用される）単一のハイブリッド式発電機システムを備えた幅広い用途で効率的に使用することができる。

図１Ａの柔軟なアーキテクチャ１０１は、エンジン１０５、クラッチ１１５、発電機／モータ（電動機）１２１、及び動力シャフト１１１を含むハイブリッド式発電機である。以下でさらに説明するように、柔軟なアーキテクチャ１０１は、必要に応じて、特定の航空機の設置要件又は特定の飛行段階に応じて、様々な異なるモードを実現するために使用することができる。エンジン１０５は、内燃機関等の燃焼機関であってもよい。エンジン１０５はさらに具体的には、ピストン内燃機関、ロータリエンジン、又はタービンエンジンのうちの１つであってもよい。このようなエンジンは、標準的なガソリン、ジェット燃料（例えば、Ｊｅｔ Ａ、Ｊｅｔ Ａ－１、Ｊｅｔ Ｂ燃料）、ディーゼル燃料、バイオ燃料代替品等を使用することができる。様々な実施形態では、ドローンの実施態様の小型エンジン（Ｒｏｔａｘガソリンエンジン等）他のタイプのエンジンも使用することができる。

上述したように、エンジン１０５はピストン燃焼機関であってもよい。ピストン燃焼機関は、他のエンジンよりも発電機及び／又は推進機構（例えば、プロペラ）に動力を供給するための直接出力にとってより望ましい毎分回転数（ＲＰＭ）で出力ロータ又はシャフトを有利に回転させることができる。例えば、ピストン燃焼機関は、数千ＲＰＭ程度の出力を有する場合もある。例えば、ピストン燃焼機関の出力は２２００～２５００ＲＰＭの範囲にあり得、これはプロペラにとって望ましいＲＰＭとなり得る。特に、プロペラは、ピストン燃焼機関のＲＰＭ出力（例えば、２２００～２５００ＲＰＭ）に基づいて、プロペラの所望の先端速度をもたらすサイズを有するように設計され得る。タービンエンジン等の他のタイプのエンジンは、ピストン燃焼機関よりもはるかに高い、数万ＲＰＭ程度の回転パワーを出力する場合がある。別の実施形態は、効率、動力出力（power output）、又は他の重要な要因に利益をもたらすために、タービンエンジンのより高いＲＰＭでモータ／発電機を駆動することができる。いくつかの実施形態では、高ＲＰＭエンジンの出力と図１Ａの他の構成要素との間にギアボックスを追加して、エンジン１０５の出力ＲＰＭを下げることができる。しかしながら、ギアボックスの追加は、いくつかの実施形態では望ましくないシステムの重量を増大させる可能性もある。ピストン燃焼機関は、タービンエンジンと比較して、騒音に関してさらに有利である可能性がある。典型的に、タービンエンジンはピストン燃焼機関よりも音が大きく、人間が知覚するタービンエンジンからの騒音は、典型的に、ピストン燃焼機関によって発生する騒音よりも聴取者にとって不快である。騒音の低減が望まれる都市部又は密集環境では、より静かなエンジンの価値がより高まる場合もある。

エンジン１０５は、クラッチ１１５に回転力を出力することができ、クラッチ１１５は、動力シャフト１１１を係合又は係合解除するように制御され得る。換言すれば、動力シャフト１１１は、クラッチ１１５によってエンジン１０５の回転出力と係合され得、それによって、回転力がエンジン１０５の出力と動力シャフト１１１との間で伝達され得る。クラッチ１１５をエンジン１０５の出力と動力シャフト１１１とから係合解除すると、動力シャフト１１１はエンジン１０５の出力とは独立して回転することができる。クラッチ１１５は、エンジン１０５と発電機／モータ１２１との間に物理的に配置することができ、柔軟なアーキテクチャの全体的な設置面積を減らすために、エンジン１０５及び発電機／モータ１２１の反対側に接触することさえできる。図１Ａにおいて、クラッチ１１５が本明細書でさらに説明され、他の図に示される。しかしながら、様々な実施形態では、エンジン１０５と動力シャフト１１１とを解放可能に結合解除することができる任意の機構を、クラッチに加えて、又はクラッチに代えて使用することができる。例えば、この結合解除は、オーバーランニングクラッチ等における、エンジン１０５の出力と動力シャフト１１１との間の絶対回転数（ＲＰＭ）又は相対ＲＰＭに基づくことができる。

発電機／モータ１２１は、動力シャフト１１１と係合する、又は動力シャフト１１１との係合を解除することもできる。換言すれば、発電機／モータ１２１は、動力シャフト１１１の回転によって発電機／モータ１２１が電力を発生させないように、スイッチオフにするように制御してもよい。同様に、発電機／モータ１２１は、動力シャフトの回転によって発電機／モータ１２１が電力を発生させるように、スイッチオンにするように制御してもよい。発電機／モータ１２１は、発電機としてもモータとしても機能し得るため、発電機／モータと呼ばれる。様々な実施形態では、発電機／モータ１２１は電気機械と呼ばれ得、電気機械は、発電機、電気モータ、又はその両方であり得る。

柔軟なアーキテクチャは、発電機／モータ１２１に接続された電力入出力（Ｉ／Ｏ）１２５をさらに含む。本明細書でさらに説明するように、発電機／モータ１２１は、電力Ｉ／Ｏ１２５を介して出力される動力シャフト１１１の回転に基づいて電力を生成してもよく、又は動力シャフト１１１を駆動するために使用され得る電力を電力Ｉ／Ｏ１２５を介して受け取ってもよい。電力Ｉ／Ｏ１２５の配線は複数のワイヤを含んでもよい。様々な実施形態では、発電機／モータ１２１に電力を入力するための配線は、発電機／モータ１２１から電力を出力するために使用される配線と同じであってもよい。他の様々な実施形態では、第１の配線は電力の入力のために使用してもよく、異なる第２の配線は電力の出力のために使用してもよい（入力用及び出力用に異なる配線を使用する）。様々な実施形態では、発電機／モータ１２１はまた、発電機／モータ１２１の制御に使用され、発電機／モータ１２１の動作に関するセンサ又は他のデータをコントローラ等に中継するために接続される配線を有してもよい。

発電機／モータ１２１は、動力シャフト１１１のドライバとしても機能することができる。システム内の他の場所にあるバッテリ又は何らかの他の形態の電気エネルギ蓄積装置から電力Ｉ／Ｏ１２５を介して電力を受け取ると、発電機／モータ１２１は、動力シャフト１１１に回転力を与えて、動力シャフト１１１を駆動することができる。これは、発電機／モータ１２１が動力シャフト１１１と係合するようにスイッチオンにされるように制御されている限り起こり得る。発電機／モータ１２１が動力シャフト１１１と係合しないようにスイッチオフにされるように制御されると、動力シャフト１１１は、発電機／モータ１２１によって回転されなくなり得る。

電力Ｉ／Ｏ１２５からの電力出力は、電気推進機構（例えば、プロペラ）のための電気モータを駆動するために使用され得る。電力Ｉ／Ｏ１２５からの電力出力は、航空機又は航空宇宙機上の他の装置に電力を供給及び／又は充電するために使用することもできる。例えば、電力Ｉ／Ｏ１２５から出力される電力は、１つ又は複数のバッテリを充電するために使用され得る。電力Ｉ／Ｏ１２５からの電力出力は、航空機又は航空宇宙機上の他の装置又はアクセサリに電力を供給するために使用することもできる。電力Ｉ／Ｏ１２５も入力を有するため、動力シャフト１１１は、１つ又は複数のバッテリからの電力等、電力Ｉ／Ｏ１２５を介して受け取られる任意の電力によって駆動され得る。発電機／モータ１２１によって生成される電力は、交流（ＡＣ）電力であってもよい。そのＡＣ電力は、パワーエレクトロニクス（例えば、整流器又はインバータ）によって直流（ＤＣ）電力に変換され、ＤＣバスに出力され得る。このＤＣバスは、バッテリ及び／又は電気推進機構に接続され得る。このようにして、電気推進機構にＤＣバスを介して電力を供給することができる。様々な実施形態では、電気推進機構のモータはＡＣ電力を使用することができ、従って、ＤＣバスからのＤＣ電力は、電気推進機構（例えば、インバータ）によって使用される前に、ＤＣ電力からＡＣ電力に変換され得る。

動力シャフト１１１自体の任意の回転は、エンジン１０５によって駆動されるか又は発電機／モータ１２１によって駆動されるかにかかわらず、１つ又は複数の推進機構を駆動するために使用することもできる。例えば、動力シャフト１１１の回転は、プロペラを直接駆動するために使用してもよく、又は推進機構を駆動する電気モータに電力を供給するために使用してもよい。動力シャフト１１１の回転はまた、航空機の様々な用途のための１つ又は複数のプロペラ、１つ又は複数のロータ、又は他の回転装置等の別の構成要素に動作可能に接続されたギアボックスを駆動することもできる。

アクセサリパッド１３０は、エンジン１０５に結合することもでき、高電圧及び高電力Ｉ／Ｏのために構成され得る発電機／モータ１２１及び電力Ｉ／Ｏ１２５とは別個の電力用の低電圧直流（ＤＣ）発電機を含むことができる。いくつかの実施形態では、発電機／モータ１２１は２つの異なる巻線を有してもよく、電力Ｉ／Ｏ１２５は２つの異なる出力（例えば、高電圧及び低電圧）を有してもよい。アクセサリ電源は、アクセサリパッド１３０の出力に加えて、又はアクセサリパッド１３０の出力の代わりに、電力Ｉ／Ｏ１２５の出力のうちの１つに関連付けることができる。アクセサリパッド１３０は、電力Ｉ／Ｏ１２５において発電機／モータ１２１によって出力され得る高電圧又は電流出力を必要としない航空機又は航空宇宙機上の装置又はアクセサリに電力を供給するために使用され得る。航空機の電圧（ＨＶ）は、例えば４００ボルト（Ｖ）又は８００Ｖであり得るが、５０Ｖ～１２００Ｖの間のいずれかになることもあり得る。航空機の低電圧（ＬＶ）は、１２Ｖ、１４Ｖ、２８Ｖ、又は５０Ｖ未満の他の電圧であってもよい。

図１Ｂは、例示的な実施形態による航空宇宙ハイブリッドシステムのための柔軟なアーキテクチャ１５０の追加の例を示す。特に、図１Ｂの柔軟なアーキテクチャ１５０は、図１Ａに関して上述した構成要素と同一又は類似であり得るいくつかの構成要素を含み、柔軟なアーキテクチャ１５０は、エンジン１５５、クラッチ１７５、動力シャフト１８０、及び／又は発電機／モータ１８５を含む。柔軟なアーキテクチャ１５０は、クランクシャフト１６０の形態でエンジン１５５の出力をさらに示し、クランクシャフト１６０は、出力フランジ１６５に堅固に接続される。出力フランジ１６５は、ボルト１７０を用いてクラッチ１７５の片側に堅固に接続される。

クラッチ１７５は、動力シャフト１８０と係合して、クランクシャフト１６０及び出力フランジ１６５から動力シャフト１８０に回転運動を変換するように構成され得る。クラッチ１７５はさらに、動力シャフト１８０から係合を解除するように構成され得、それによって、動力シャフト１８０は、クランクシャフト１６０及び出力フランジ１６５に対して独立して回転することができる。さらに、図１Ｂは、どの様にして柔軟なアーキテクチャ１５０の回転可能な構成要素全てを単一の軸線１９０に沿って整列させるかを示している。図１Ａの回転可能な構成要素は、図１Ｂに示されるように、同様に単一の軸線に沿って整列され得る。さらに、動力シャフト１８０は、クラッチ１７５及び発電機／モータ１８５の内径開口部に嵌合するスプラインシャフトであってもよい。テーパ等、スプライン以外の他の特徴を使用してもよい。いずれの場合でも、発電機／モータ１８５及び／又はクラッチ１７５は、構成要素が互いに適切に係合できるように、動力シャフト１８０上のスプライン、テーパ、又は他の特徴に適合して接続するように構成され得る。

様々な実施形態では、クラッチ１７５は、エンジン１５５の出力から動力シャフト１８０を結合解除することができる、異なるタイプのクラッチ又は他の機構であってもよい。例えば、クラッチ１７５は、プレート式クラッチであってもよく、また、乾式又は湿式クラッチであってもよい。このようなプレート式クラッチは、機械的、油圧的、及び／又は電気的に（例えば、図２Ａ及び図２Ｂのコントローラ２０５、２２０、及び／又は２８０によって）係合／係合解除され、又はそうでなければ制御され得る。プレート式クラッチには、３枚、５枚、又は１０枚のプレート等、様々な数のプレートがある場合もある。様々な実施形態では、クラッチ１７５又は本明細書で説明する他のクラッチは、一方向クラッチ、オーバーランニング（overrunning）クラッチ、又はスプラグ（sprag）クラッチであってもよい。一方向クラッチ又はスプラグクラッチは、電気機械がエンジンの出力よりも速く動力シャフトを回転させている間に、エンジンの出力を動力シャフトから係合解除する（disengage：切り離す）ように構成され得る。換言すれば、エンジン１５５が発電機／モータ１８５よりも小さい動力を動力シャフト１８０に出力している場合に、クラッチ１７５は、例えばその係合解除を達成するために使用されるいかなる電気制御入力もなしに、エンジン１５５の出力を動力シャフト１８０から自動的に機械的に係合解除することができる。エンジン１５５がより高いＲＰＭを有するか、又は発電機／モータ１８５よりも多くの動力を出力すると、一方向クラッチ又はスプラグクラッチが係合するため、動力がエンジン１５５の出力から動力シャフト１８０に加えられる。使用できる別のタイプのクラッチは遠心クラッチであり、ＲＰＭが増加するにつれて、クラッチのプレートの重みによって１つ又は複数のレバーが徐々に作動し、遠心クラッチのプレートが圧迫され、プレートが係合して、例えばエンジン１５５の出力及び動力シャフト１８０が接続される。

有利には、図１Ａの発電機／モータ１２１及び／又は発電機／モータ１８５は、それぞれエンジン１０５又はエンジン１５５のスタータとして使用され得る。換言すれば、エンジン１５５を始動するためにクラッチ１７５が係合される間に、発電機／モータ１８５を使用してクランクシャフト１６０を回転させることができる。このようなシステムは、例えば発電機／モータ１８５にバッテリ又は他の電源によって電力を供給できる場合に有利となり得る。従って、エンジン１５５は、本明細書で説明するピストン燃焼機関であってもよく、別個のスタータ構成要素を必要とせず、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャの重量及び複雑さを軽減することができる。

図２Ａは、例示的な実施形態による、航空宇宙ハイブリッドシステムのための柔軟なアーキテクチャ２０１とともに使用される航空機制御システム２００を表すブロック図を示す。航空機制御システム２００は、例えば、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャを使用することができる、以下で議論する様々なモードのうちの１つ又は複数を実現するために使用され得る。柔軟なアーキテクチャ２０１は、図１Ａ及び／又は図１Ｂの柔軟なアーキテクチャ１０１及び／又は１５０の構成要素と同じ、類似のもの、又はそれらの構成要素の一部又は全てを有することができる。航空機制御システム２００は、１つ又は複数のプロセッサ又はコントローラ２０５（以下、コントローラ２０５と呼ぶ）、メモリ２１０、航空機メインコントローラ２２０、エンジン２３０、発電機／モータ２３５、クラッチ２４０、電力Ｉ／Ｏ２４５、アクセサリパッド２５０、及び１つ又は複数のセンサ２６０を含むことができる。図２Ａの接続は、航空機制御システム２００の構成要素同士の間の制御信号関連の接続を示している。図２Ａに示されない他の接続は、航空機の高電圧（ＨＶ）又は低電圧（ＬＶ）電力等の電力を供給するために、航空機及び／又は航空機制御システム２００の異なる態様の間に存在し得る。

メモリ２１０は、命令を記憶するように構成されたコンピュータ可読媒体であってもよい。このような命令は、本明細書の柔軟なアーキテクチャを使用する様々なモード及びこれらのモードの組合せを含む、本明細書で説明する様々な方法及びシステムを実現するためにコントローラ２０５によって実行されるコンピュータ実行可能コードであってもよい。コンピュータコードは、本明細書の柔軟なアーキテクチャの異なるモードを実現する様々な方法が、例えば、特定の飛行段階（例えば、着陸、離陸、巡航等）を示す様々な入力に基づいて自動的に実施されるように記述され得る。様々な実施形態では、コンピュータコードは、航空機又は航空宇宙機のユーザ又はパイロットからの入力に基づいて、本明細書の様々なモードを実現するように記述してもよく、又はユーザ入力と非人的入力（例えば、計画した飛行計画等に基づいて、航空機上又は航空機外のセンサから）に基づく自動実施との組合せに基づいて実現してもよい。コントローラ２０５は、アクセサリパッド１３０、１つ又は複数のバッテリ、電力Ｉ／Ｏ１２５の出力、任意の電源によって電力供給される航空機の電力バス、及び／又は利用可能な任意の他の電源等の、航空機又は航空宇宙機上の電源によって電力を供給され得る。

コントローラ２０５は、エンジン２３０、発電機／モータ２３５、クラッチ２４０、電力Ｉ／Ｏ２４５、アクセサリパッド２５０、及び／又はセンサ２６０のそれぞれと通信することもできる。このようにして、柔軟なアーキテクチャの構成要素を制御して、本明細書で説明する様々なモードを実現することができる。様々な実施形態では、エンジン２３０、発電機／モータ２３５、クラッチ２４０、電力Ｉ／Ｏ２４５、及びアクセサリパッド２５０は、図１Ａに示し、図１Ａに関して上述した同様の名前の構成要素と同様であってもよく、又は同様の名前が付いた構成要素であってもよい。電力Ｉ／Ｏ２４５はまた、例えば、本明細書で説明する直流（ＤＣ）バスを含む柔軟なアーキテクチャの電気部品を起動時の過剰な突入電流から保護するための、プリチャージ電子部品を含んでもよい。例えば、高電圧（ＨＶ）バスが４００Ｖであり、新しい構成要素が０ＶのＨＶバスに接続される場合に、瞬間的な突入電流が非常に大きくなり、ＨＶバス及び／又は構成要素に損傷を与える可能性がある。その結果、プリチャージ電子部品は、ＨＶバス又は他の電源に完全に接続する前に、構成要素の電圧をゆっくりと上昇させることができる。様々な実施形態では、ＨＶバスは、ＤＣバス又はＡＣバスであってもよく、或いはＤＣバス又はＡＣバスのいずれかである複数のバスが存在してもよい。ＡＣバスが使用される場合に、ＡＣ電力はモータ／発電機からＡＣバスに直接出力され得る。ＤＣバスが使用される場合に、インバータを使用してモータ／発電機からのＡＣ電力をＤＣ電力に変換し、ＤＣバスに出力することができる。

センサ２６０は、柔軟なアーキテクチャ２０１の異なる構成要素を監視するための様々なセンサを含むことができる。そのようなセンサには、例えば、クラッチ２５０の現在の状態、又は他のタイプのセンサを決定するために、温度センサ、タコメータ、流体圧力センサ、電圧センサ、電流センサ、状態センサ等が含まれ得る。例えば、電圧及び／又は電流センサは、モータ／発電機の機能及び設定、クラッチに選択された状態を知らせる、又はシステムの他の構成要素を調整するために使用され得る。状態センサは、柔軟なアーキテクチャが使用されている特定のモードを示すこともでき、システムは（例えば、パイロットから、自動飛行制御装置から）入力を受け取って、システムを今後の特定の飛行段階のための異なる状態又はモードに変更することができる。他のセンサには、航空機の対気速度を測定するためのピトー管、航空機の高度を測定するための高度計、及び／又は地上及び／又は既知の／マッピングされた構造物に対する位置を決定するための全地球測位システム（ＧＰＳ）又は同様の地理的位置センサが含まれ得る。

図２Ａの柔軟なアーキテクチャ２０１の破線内の構成要素は、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャに関連付けられ得る一方、航空機メインコントローラ２２０は、より広範な航空機システムに関連付けられ得る。換言すれば、航空機メインコントローラ２２０は、柔軟なアーキテクチャ２０１以外の航空機の態様を制御することができる一方、コントローラ２０５は、柔軟なアーキテクチャ２０１に関連する航空機の態様を制御することができる。航空機メインコントローラ２２０及びコントローラ２０５は、互いに通信して、航空機の様々な推進機構に動力を供給するように調整することができる。例えば、航空機メインコントローラ２２０は、１つ又は複数の特定の推進機構に対する特定の動力出力レベルを要求する信号を制御装置２０５に送信することができる。コントローラ２０５は、そのような制御信号を受信し、航空機メインコントローラ２２０からの制御信号に基づいて所望の動力レベルを出力するために柔軟なアーキテクチャ２０１をどの様に調整するか（例えば、どのモードに入るか、柔軟なアーキテクチャ２０１の要素をどの様に制御するか）を決定することができる。様々な実施形態では、航空機メインコントローラ２２０は、柔軟なアーキテクチャ２０１の特定の態様の制御に関連する信号を送信することができる。換言すると、コントローラ２０５は、所望の動力出力信号をコントローラ２０５に送信することに加えて、又はその代わりに、航空機メインコントローラ２２０からの制御信号を柔軟なアーキテクチャ２０１の構成要素に再送信するための中継器として機能することができ、コントローラ２０５は、その制御信号から柔軟なアーキテクチャ２０１の個々の構成要素をどの様に制御するかを決定する。

様々な実施形態では、航空機メインコントローラ２２０は、将来の所望の動力出力、将来の飛行段階又は飛行計画情報等に関連する制御信号を送信することもできる。このようにして、コントローラ２０５は、航空機の予想される動力要求に関する情報を受信してこれを使用して、現時点と将来との両方で柔軟なアーキテクチャ２０１の態様をどの様に制御するかを決定するすることができる。例えば、飛行計画情報は、いつバッテリ電力を使用すべきか、いつバッテリを充電すべきか等を決定するために使用され得る。別の例では、大きな電力需要が予想される場合に、コントローラ２０５は、所望のレベルの電力の供給を開始する前に、エンジン２３０が動作していることを保証し得る。

様々な実施形態では、コントローラ２０５はまた、１つ又は複数のバッテリと通信して、それらの充電レベルを監視し、バッテリをいつ充電又は放電するかを制御し、バッテリをいつ使用して発電機／モータ２３５に電力を供給するかを制御し、バッテリをいつ使用して航空機の別の態様に直接電力を供給するかを制御することもできる。しかしながら、他の実施形態では、航空機メインコントローラ２２０は、航空機のバッテリと通信することができ、及び／又はバッテリ及びその制御に関する情報をコントローラ２０５に中継することができる。同様に、航空機のバッテリがコントローラ２０５ではなく航空機メインコントローラ２２０を用いて制御される場合に、コントローラ２０５は、バッテリが柔軟なアーキテクチャ２０１の機能に関して必要又は所望に応じて制御され得るように、バッテリに関連する制御信号を航空機メインコントローラに送信することができる。

様々な実施形態では、電力Ｉ／Ｏ２４５は、発電機／モータ２３５の２つの異なる巻線に関連付けられた２つの異なる出力（例えば、高電圧（ＨＶ）出力及び低電圧（ＬＶ）出力）を含み得る。こうして、２つの異なる電圧（例えば、ＨＶ及びＬＶ）が、出力され、コントローラ２０５及び／又は航空機メインコントローラ２２０によって制御され得る。電力Ｉ／Ｏ２４５は、追加的に又は代替的に、２つ以上の異なる電圧を出力できるように電圧変換部品（例えば、ＤＣ／ＤＣコンバータ）を有することができる。このような実施形態では、２つの別個の巻線を使用することなく、２つの異なる出力を達成することができる。２つの異なる出力は、例えば、ＨＶバス及びＬＶバス等、航空機の異なる電力バスに出力される場合がある。電力Ｉ／Ｏ２４５の２つの出力は、コントローラ２０５によって個別に制御することもできる。そのため、（例えば、モータ／発電機の界磁電流をオフにすることで、発電機の動力シャフト及びロータをモータ／発電機の残りの部分に対して回転又はフリーホイール（freewheel：自由回転）させることによって）出力をオフにすることができる。様々な実施形態では、動力シャフトは、発電機／モータ２３５内で実際にフリーホイールしなくてもよい。代わりに、ステータが静止したままで、動力シャフトがモータ／発電機２３５のロータを回転させてもよいが、コントローラ２０５を使用して、モータ／発電機２３５によって実際に出力される電力が殆どない又は全くないように、出力を制御することができる。様々な実施形態では、コントローラ２０５は、動力シャフトによって残りの動力を（例えば、推進機構に）出力している間に、モータ／発電機２３５から所望のレベル又は閾値レベルの電力を出力するようにモータ／発電機２３５を制御することができる。例えば、コントローラ２０５は、エンジンから動力シャフトに出力される動力の０％～１００％までを電力として生成するようにモータ／発電機２３５を制御することができる。例えば、コントローラ２０５は、モータ／発電機２３５に、動力シャフトからの動力の０％、１％、２％、３％、４％、５％、６％、７％、８％、９％、１０％、１５％、２０％、２５％、３０％、３５％、４０％、４５％、５０％、５５％、６０％、６５％、７０％、７５％、８０％、８５％、９０％、９５％、９８％、９９％、又は１００％を電力として発生させてもよい。

いくつかの実施形態では、アクセサリパッドは、コントローラ２０５及び／又は航空機メインコントローラ２２０によって制御しなくてもよい。アクセサリパッドは、単にエンジン２３０が動作しているときに常にオンであってもよく、又は航空機のアクセサリにいつどの様に電力を供給するかを制御するために個別に（例えば、ユーザが切り替える手動スイッチによって）制御してもよい。

いくつかの実施形態では、コントローラ２０５は、航空機又は航空宇宙機に搭載され得る無線トランシーバと通信することができ、それによって、コントローラ２０５は、システム２００に配線接続されていない他のコンピューティング装置と通信することができる。このようにして、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャの様々なモードを実現するための命令又は入力を、リモート装置コンピューティング装置から無線で受信することもできる。他の実施形態では、システム２００は、航空機に搭載された構成要素とのみ通信することができる。

図２Ｂは、例示的な実施形態による、航空宇宙ハイブリッドシステムのための柔軟なアーキテクチャとともに使用される第２の航空機制御システム２７５を表すブロック図を示す。図２Ｂの例では、システム２７５は、図２Ａのような別個の航空機メインコントローラを有していない。その代わりに、航空機全体は、柔軟なアーキテクチャ及び航空機（例えば、航空機の推進機構２５５を含む）の全ての態様を制御する単一のメインコントローラ２８０を有する。

コントローラ２８５は、航空機上の１つ又は複数の推進機構２５５と通信して、それら推進機構２５５を制御することができる。コントローラ２８５は、航空機又は航空宇宙機上の１つ又は複数のセンサ２７０と通信することもでき、これらのセンサは、航空機のセンサ及び柔軟なアーキテクチャのセンサであってもよい。特に、センサ２６０は、上述した図１Ａ及び／又は図１Ｂの構成要素のいずれかに埋め込むこともでき、従って、図１Ａ及び／又は図１Ｂの装置がどの様に制御されるか、及び／又は本明細書で説明するモードがどの様に本明細書で説明するように実現されるかを知らせるために使用することができる。

図２Ａ又は図２Ｂのいずれにおいても、コントローラ２０５、コントローラ２８５、及び／又は航空機メインコントローラ２２０は、柔軟なアーキテクチャの任意の構成要素、１つ又は複数のバッテリ、又は航空機の他の態様を冷却及び／又は加熱するように構成された冷却システムと通信することもできる。そのため、冷却システムは、本明細書で説明する他のシステム及び方法と連携して制御することもできる。

本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャ（例えば、図１Ａ、図１Ｂ、図２Ａ、及び図２Ｂに示され、それらに関して説明した柔軟なアーキテクチャを含む）の様々な実施形態を使用して実現され得る５つの特定のモードについて以下に説明する。

本明細書ではハイブリッド式発電機モードと呼ばれ得る第１のモードにおいて、クラッチ（例えば、図１Ａのクラッチ１１５及び／又は図１Ｂのクラッチ１７５）は、エンジン（例えば、図１Ａのエンジン１０５及び／又は図１Ｂのエンジン１５５）を、クラッチから発電機／モータ（例えば、図１Ａの発電機／モータ１２１及び／又は図１Ｂの発電機／モータ１８５）に延びる動力シャフト（例えば、図１Ａの動力シャフト１１１及び／又はクラッチ出力／動力シャフト１８０）に係合するように制御され得、それによって、エンジンが発電機／モータ内の動力シャフトを回転させて、電力Ｉ／Ｏ（例えば、図１Ａの電力Ｉ／Ｏ１２５）を介して、推進機構／システム等の航空機上の他のシステムに供給される電力を生成する。例えば、そのような推進機構／システムは、電気モータを使用して電力を供給され得、第１のモードにおいて発電機／モータによって出力された電力は、そのような推進機構／システムを駆動するために使用され得る。つまり、第１のモードでは、クラッチを用いてエンジンを動力シャフトに係合させて発電機／モータを駆動し、発電機／モータから電力を出力することができる。

本明細書では直接駆動エンジンモードと呼ばれ得る第２のモードでは、クラッチ（例えば、図１Ａのクラッチ１１５及び／又は図１Ｂのクラッチ１７５）は、エンジン（例えば、図１Ａのエンジン１０５及び／又は図１Ｂのエンジン１５５）出力を、発電機／モータ（例えば、図１Ａの発電機／モータ１２１及び／又は図１Ｂの発電機モータ１８５）を通って延びる動力シャフト（例えば、図１Ａの動力シャフト１１１及び／又はクラッチ出力／動力シャフト１８０）に係合して、航空機のプロペラのような推進機構に機械的動力を供給することができる。このようなモードでは、発電機／モータの動力シャフト及びロータが回転又はフリーホイーリングし、従って、発電機／モータの電力Ｉ／Ｏ（例えば、図１Ａの電力Ｉ／Ｏ１２５）が係合解除され、電力を出力しないように、発電機／モータから磁場を除去してもよい（例えば、発電機／モータがオフ又は係合解除されるように制御してもよい）。つまり、第２のモードでは、エンジンは動力シャフトを駆動して機械的又は他の方法で推進機構に動力を供給することができる一方、動力シャフトは電力Ｉ／Ｏで電力を受け取り又は出力することなく発電機／モータ内で回転する。本明細書で説明するように、コントローラは、動力シャフト上の残りの動力を推進装置に機械的な動力として出力できるようにしながら、電力Ｉ／Ｏで発電機／モータがどの位の電力の量を生成及び出力するかを制御するために使用することもできる。推進装置は、例えば、ロータ、プロペラ、ファン、又は推進力を与える他の手段のいずれであってもよい。そのため、例えば、航空機のバッテリがフル充電で、航空機の電気モータが使用されていない場合に、機械的動力のみを推進装置に出力し、動力シャフト上の動力を電力に一切変換しないことが望ましい場合がある。他の例では、動力シャフトからの機械的動力の一部だけを電力に変換することが望ましい場合がある。例えば、コントローラは、モータ／発電機に動力シャフトからの一定の割合の動力を電力に変換させることができ、又は動力シャフトを監視して、最小閾値の機械的動力が推進機構（例えば、特定の対気速度又は推進機構のＲＰＭを維持するため）に出力され、次に動力シャフトからの残りの動力を電力に変換する（例えば、航空機に搭載されたバッテリ又は他のエネルギ蓄積装置を充電するため）ことを保証することができる。そのため、本明細書で説明する様々な実施形態は、モータ／発電機の動力シャフト及びロータが回転している間でも発電機／モータが一定量の電力を出力するか、又は電力を出力しない／殆ど出力しないように制御できるため、航空機に搭載されたバッテリの過充電を防止するのに役立ち、全体の燃料消費量等を削減することができる。様々な実施形態では、これは、発電機を使用してどれ位の電気エネルギを出力するかを制御するためにコントローラによって制御してもよく、又はモータ／発電機のロータから動力シャフトを係合解除するか又は部分的に係合解除することによって（又はその逆に、動力シャフトからロータを係合解除することによって）制御してもよい。

本明細書では推力増強（augmented thrust）モードと呼ばれ得る第３のモードでは、クラッチ（例えば、図１Ａのクラッチ１１５及び／又は図１Ｂのクラッチ１７５）が、エンジン（例えば、図１Ａのエンジン１０５及び／又は図１Ｂのエンジン１５５）を、発電機／モータ（例えば、図１Ａの発電機／モータ１２１及び／又は図１Ｂの発電機モータ１８５）を通って延びる動力シャフト（例えば、図１Ａの動力シャフト１１１及び／又はクラッチ出力／動力シャフト１８０）に係合することができ、発電機／モータは、バッテリパック等の外部ソースからの電力Ｉ／Ｏ（例えば、図１Ａの電力Ｉ／Ｏ１２５）を介して電力を引き込むモータとして使用される。これにより、エンジン又は発電機／モータが供給できるよりも高い機械的動力出力が動力シャフトに与えられる。つまり、第３のモードでは、エンジンと発電機／モータとの両方を使用して動力シャフトを同時に駆動し、推進機構に動力（電力）を送る。

本明細書では直接駆動発電機／モータモードと呼ばれ得る第４のモードでは、クラッチ（例えば、図１Ａのクラッチ１１５及び／又は図１Ｂのクラッチ１７５）が、発電機／モータ（例えば、図１Ａの発電機／モータ１２１及び／又は図１Ｂの発電機／モータ１８５）からエンジン（例えば、図１Ａのエンジン１０５及び／又は図１Ｂのエンジン１５５）を係合解除することができ、それによって、電力が電力Ｉ／Ｏ（例えば、図１Ａの電力Ｉ／Ｏ１２５）を介して発電機／モータに供給され、発電機／モータをモータとして駆動し、機械的動力を動力シャフト（例えば、図１Ａの動力シャフト１１１及び／又はクラッチ出力／動力シャフト１８０）に供給することができる。つまり、第４のモードでは、発電機／モータのみが、電力Ｉ／Ｏで受け取った電力に基づいて動力（電力）を推進機構に供給することができる。

本明細書ではエンジン出力分割モードと呼ばれ得る第５のモードでは、クラッチ（例えば、図１Ａのクラッチ１１５及び／又は図１Ｂのクラッチ１７５）が、エンジン（例えば、図１Ａのエンジン１０５及び／又は図１Ｂのエンジン１５５）を、発電機／モータ（例えば、図１Ａの発電機／モータ１２１及び／又は図１Ｂの発電機／モータ１８５）に係合することができ、それによって、エンジンは、発電機／モータを発電機として回転させ、電力Ｉ／Ｏ（例えば、図１Ａの電力Ｉ／Ｏ１２５）を介して航空機上の他のシステムに電力を供給するだけでなく、機械的動力を動力シャフト（例えば、図１Ａの動力シャフト１１１及び／又はクラッチ出力／動力シャフト１８０）に与えて、プロペラのようなシステムを駆動することもできる。つまり、第５のモードでは、エンジンを使用して動力シャフト及び発電機／モータを駆動して、電力Ｉ／Ｏ及び動力シャフトを介して動力（電力）を出力することができる。

本明細書で説明するように、これらの５つのモード（又はその変形）のいずれも、本明細書で説明する単一の柔軟なアーキテクチャとともに使用することができる。さらに、特定のモード及び／又はモードの組合せは、特定の航空機又は航空宇宙機のタイプ、特定の推進機構タイプ、航空機又は航空宇宙機の特定の飛行段階等にとって有益であり得る。

例えば、電気モータ駆動プロペラを備えたハイブリッド式電気垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機では、本明細書の柔軟なアーキテクチャは、電力源としてのみ使用され得る。そのため、柔軟なアーキテクチャは、航空機の電力バス又は航空機の１つ又は複数のモータに電力を供給しなければならない飛行段階の任意の部分中に、航空機を第１のモード（例えば、ハイブリッド式発電機モード）で駆動することができる。

別の例では、単一の大きなメイン推進（pusher）プロペラ（例えば、航空機の胴体後部）と電気モータ／プロペラ（例えば、航空機の翼上）のアレイとを備えた航空機では、柔軟なアーキテクチャは、離陸中に第５のモード（例えば、エンジン出力分割モード）で使用され、メイン推進プロペラに機械的に動力を供給し、翼に取り付けられたモータに電気的に電力を供給することができる。図３及び図４は、例示的な実施形態による航空宇宙ハイブリッドシステムのための柔軟なアーキテクチャを使用することができるそのような航空機３００及び４００の２つの例を示す。例えば、航空機３００はメイン推進プロペラ３０５を有し、航空機４００はダクト推進ファンの形態のメイン推進プロペラ４０５を有する。両方の例において、本明細書で説明する第５のモードは、動力シャフトからメイン推進プロペラ３０５及び４０５に機械的に動力を供給するために使用され得る。さらに、翼に取り付けられた電気モータ／プロペラ３１０及び４１０は、本明細書で説明するようにモータ／発電機からの電力で駆動され得る。

あるいはまた、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャを使用して、図３及び図４に示すような構成に、離陸時にバッテリパックが翼に取り付けられた両方のモータに電力を供給することによる第３のモード（例えば、推力増強モード）で電力を供給し、メイン推進プロペラを駆動する動力シャフトに対するエンジン出力を増強することもできる。巡航飛行中に、航空機は、メイン推進プロペラのみを駆動するために第２のモード（例えば、直接駆動エンジンモード）を使用することができる。別の例では、巡航飛行中に、航空機は動力シャフトと推進プロペラとの間にクラッチを備えてもよく、コントローラは、動力シャフトを推進プロペラから係合解除し、発電機／モータから翼に取り付けられたモータに電力を出力することによって、航空機を、翼に取り付けられたモータを駆動する第１のモード（例えば、ハイブリッド式発電機モード）で動作させてもよい。別の例（例えば、エンジン故障等の緊急事態）では、推進プロップは、１つ又は複数のバッテリ等の電力Ｉ／Ｏへの電力入力を使用して、第４のモード（例えば、直接駆動発電機／モータモード）で駆動され得る。

別の例では、航空機は、動力を与えられても動力を与えられずに動作することができ、翼に取り付けられた前方推進モータ及びプロペラを有し得る、ジャイロコプタ型のメインロータを備えたＶＴＯＬ航空機であってもよい。一実施形態では、柔軟なアーキテクチャは、電力入力／出力（及び発電機／モータ）から供給される電力が、ジャイロコプタ型のメインロータに結合されたモータを駆動させ、電力を使用して翼に取り付けられたモータを駆動する、第１のモード（例えば、ハイブリッド式発電機モード）で完全に使用され得る。一実施形態では、航空機は、柔軟なアーキテクチャが第２のモード（例えば、直接駆動エンジンモード）又は第３のモード（例えば、推力増強モード）を使用して、ジャイロコプタ型のメインロータを回転させる（例えば、ジャイロコプタ型のロータを離陸速度に上げる）ことができるように、動力シャフトとジャイロコプタ型のメインロータとの間にクラッチを備えるように構成してもよい。このような例では、コントローラは、ジャイロコプタ型ロータが速度に達した後に、柔軟なアーキテクチャを第１のモード（例えば、ハイブリッド式発電機モード）に切り替えることができる（例えば、巡航飛行のために第１のモードに切り替える）。第４のモード（例えば、直接駆動発電機／モータモード）は、エンジン故障の場合に再び使用され、電力を使用して、１つ又は複数のバッテリ等の電源により動力シャフト（従ってジャイロコプタ型のロータ）を駆動することができる。

図５は、例示的な実施形態による、航空宇宙ハイブリッドシステムのための柔軟なアーキテクチャを使用することができる別の例示的な航空機５００を示す。例えば、航空機５００は、Ｔｉｌｔ翼上に複数（例えば、８個）の電気モータ／プロペラ５０５を含んでもよく、これらは、本明細書で説明する第１のモード（例えば、ハイブリッド式発電機モード）を使用して電力供給され得、エンジンは、クラッチを使用して動力シャフトと係合され、発電機／モータを駆動し、発電機／モータからＴｉｌｔ翼上の様々な電気モータ／プロペラ５０５に電力を出力することができる。

従って、本明細書では、推進機構に動力を供給するための様々なモードを達成することができる航空機のための有利な柔軟なアーキテクチャについて説明する。特定の航空機及び推進機構の構成は、柔軟なアーキテクチャが可能な本明細書で説明する各モードを利用しない場合があるが、柔軟なアーキテクチャは、依然として異なるモードを達成するために異なる航空機に実装することができる。同様に、推進機構に動力を供給するための５つの異なるモードを有する柔軟なアーキテクチャの一例を本明細書で詳細に説明するが、推進機構に動力を供給するためのより少ない、より多い、又は異なるモードを有する他の柔軟なアーキテクチャも本明細書で企図される。

例えば、柔軟なアーキテクチャは、本明細書で説明するようなクラッチを有さなくてもよく、エンジン出力をシステムのモータ／発電機及び／又は動力出力シャフトに結合することが望ましい場合に、依然として本明細書で説明する様々なモードを実現することができる。例えば、第１のモードにおいて、エンジンが動力シャフトを回転させて、発電機によって電気を発生させることができる。第２のモードでは、エンジンは、例えば機械的推進部品を直接駆動することができるが、モータ／発電機をオフにする、又はモータ／発電機の動力シャフト及びロータをモータ／発電機内でフリーホイールさせることができるため、エンジンをモータ／発電機又は動力シャフトから係合解除する必要はない。第３のモードでは、エンジン及びモータ／発電機が動力シャフトの駆動に使用されるため、クラッチを使用してエンジン及びモータ／発電機を係合解除することは望ましくない。第５のモードでは、エンジンは動力シャフトを回転させて、発電機によって電気を発生させ、動力シャフトが推進機構に機械的に動力を供給することができる。そのため、上述の第１、第２、第３、及び／又は第５のモードのいずれかを利用する航空機では、動力シャフトをエンジン出力から係合解除する必要はない。そのため、第１、第２、第３、及び／又は第５のモード（第４のモードではない）の任意の組合せを使用する実施態様では、システムがエンジンの出力をモータ／発電機の動力シャフトに常に接続している可能性があるため、クラッチを使用しない場合がある。クラッチは重い、及び／又は信頼性が低い可能性があるため、そのような実施形態は価値があり得る。

図６は、例示的な実施形態による、メイン推進プロペラを備えた航空機の異なる飛行段階において航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャを使用するための第１の例示的な方法３００を示すフローチャートである。特に、航空機は、単一のより大型の推進プロペラと、翼上の電気モータ及び対応するより小型なプロペラのアレイとを備えた航空機であってもよい。６０２での離陸飛行段階中に、本明細書で説明する第５のモードを使用して、メイン推進プロペラに機械的に動力を供給し、翼に取り付けられたモータに電力を供給することができる。６０４での巡航飛行段階中に、本明細書で説明する第２のモードを使用して、メイン推進プロペラのみに機械的に動力を供給し、より小型の電気モータ／プロペラには電力を供給しないようにすることができる。

図７は、例示的な実施形態による、メイン推進プロペラを備えた航空機の異なる飛行段階において航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャを使用するための第２の例示的な方法４００を示すフローチャートである。特に、航空機は、単一のより大型の推進プロペラと、翼上の電気モータ及び対応するより小型プロペラのアレイとを備えた航空機であってもよい。７０２での離陸飛行段階中に、本明細書で説明する推力増強と呼ばれる第３のモードを使用して、発電機／モータを介してメイン推進プロペラに電力を供給し（バッテリから電力を引き出す）、エンジンからメイン推進プロペラに機械的に直接動力を供給することができる。さらに、離陸中に電力（発電機／モータによって生成される、及び／又はバッテリから直接生成される）を翼上の電気モータに供給することもできる。７０４での巡航飛行段階中に、本明細書で説明する第２のモードを使用して、メイン推進プロペラのみに機械的に動力を供給し、より小型の電気モータ／プロペラには電力を供給しないようにすることができる。

図１Ａに戻って参照すると、エンジン１０５が動力シャフト１１１に動力を加え、発電機／モータ１２１が作動しない、又はオンにならないようにクラッチ１１５が係合されている場合に、動力シャフト１１１は発電機／モータ１２１内で（例えば、上述の第２のモードで）フリーホイールすることができる。同様に、図１Ｂの動力シャフト１８０は、様々な実施形態において、発電機／モータ１８５内でフリーホイールすることができる。しかしながら、エンジン１０５及び／又はエンジン１５５は、クラッチ１１５及び／又はクラッチ１７５がそれぞれの動力シャフト１１１及び／又は１８０と係合する場合に、発電機／モータ１２１及び／又は発電機／モータ１８５等の発電機にとって危険となり得るトルクパルスを動力シャフト１１１及び／又は動力シャフト１８０上に発生させる可能性がある。換言すれば、あるタイプのエンジン（例えば、ディーゼルピストン内燃機関）が点火するときに発生し得るものと同様の大きなトルクパルスがシャフトに発生することによって、動力シャフト１１１及び／又は１８０に結合された発電機／モータ１２１及び／又は発電機／モータ１８５の構成要素に疲労又は損傷を生じさせ得る高い角加速度を引き起こす可能性がある。そのため、このトルクを緩和するための構成要素は、フライホイール又は他の強力な減衰又はばね結合システム等を使用して、動力シャフト１１１及び／又は１８０上のトルクを平滑化することができる。

図８は、例示的な実施形態による、振動トルクを吸収するためのフライホイールを有する航空宇宙ハイブリッドシステムのための柔軟なアーキテクチャ８００の例を示す。特に、柔軟なアーキテクチャ８００は、図１Ｂに示し、図１Ｂに関して説明したものと同様又は同じ構成要素を含むが、ボルト１７０を用いて出力フランジ１６５に堅固に接続されたフライホイール１９５を含む。フライホイール１９５はさらに、ボルト１９８によってクラッチ１７５の片側に堅固に接続される。従って、回転運動は、エンジン１５５からクランクシャフト１６０、出力フランジ１６５、及びフライホイール１９５を介してクラッチ１７５に移され得る。クラッチ１７５は、フライホイール１９５から受け取った回転運動を動力シャフト１８０に選択的に変換するために、動力シャフト１８０と係合又は係合解除することができる。フライホイール１９５はさらに、例えば二重質量フライホイール又はばね連結器であってもよい。

他の様々な実施形態では、フライホイールを使用しなくてもよい。例えば、動力シャフト（例えば動力シャフト１１１）上のトルクを減衰させることができるが、フライホイールを含まない減衰システム及び減衰装置の更なる実施形態を本明細書で説明する。さらに、様々な実施形態では、フライホイール及び他の減衰システム又は構成要素を組み合わせて使用して、動力シャフトに加えられるトルクを減衰又は平滑化することができる。

例えば、発電機／モータ自体内の動力シャフト又はロータは、発電機／モータのクランクシャフトに堅固に結合され得る。このようにして、クランクシャフト及びロータが一体となって動力シャフト又はロータ上のトルクパルスを減衰させることができ、エンジンからのトルクパルスによる接線方向の加速度を低減することができる。このような実施形態では、クラッチを省略してもよい。そのため、減衰システムは発電機／モータの内部にあり、減衰システムの設置面積及び重量は、発電機／モータの外部にあり得るフライホイール又は他の減衰システムよりも小さくすることができる。特に、動力シャフト又はロータとクランクシャフトとの堅固な結合は、動力シャフト又はロータの慣性を増大させる可能性があり、それによって、その追加の慣性は、動力シャフトが減速する、又はそうでなければエンジンのトルクパルスによる加速の影響を受けやすい方法で回転するのを防ぐのに役立つ。このような実施形態では、動力シャフト又はロータ及びクランクシャフトは、フライホイールと同様に機能することができる。

様々な実施形態では、静止した内側部分と回転する外側部分とを有する発電機／モータが使用され得る。これにより、その回転部分の慣性が増大し、発電機／モータ内の磁石が回転して、トルクス（登録商標）パイクによって外れるのを回避できる可能性がある。換言すれば、磁石は外側部分で既に回転している可能性があるため、トルクスパイク加速による接線方向の慣性力に加えて、一定の安定化する半径方向の力が加えられる可能性がある。

トルク減衰システムは、エンジンの出力を発電機／モータに接続する動力シャフト又はロータの一部として構成することもできる。例えば、発電機／モータの動力シャフト又はロータの間のハブには、ねじりばね特性及び／又は減衰特性を有する連結器が含まれ得る。ねじり減衰連結器には、潜在的に有害なトルクインパルスがエンジン出力から発電機の動力シャフト又はロータに伝わるのを低減する、エラストマ部品又はばね（例えば、鋼又は別の金属で作製された）が含まれ得る。ねじり減衰連結器は、共振減衰連結器と同様であるか、又は共振減衰連結器とも呼ばれ得る。例えば、そのようなねじり減衰連結器は、フライホイール又は他の大型減衰システムを使用するシステムとは対照的に、システム全体の重量及びサイズを削減することができる。１つ又は複数のねじり減衰連結器を、エンジン内、エンジンとクラッチとの間、クラッチ内、クラッチと発電機との間、及び／又は発電機内のいずれか１つ又は複数に設置して、動力シャフト又はロータが発電機自体の構成要素を損傷する前に減衰を達成することができる。

発電機の動力シャフト又はロータ上のトルクを減衰する他の方法も使用することができる。例えば、発電機上の磁場は、発電機の動力シャフト又はロータに作用して、エンジンによって動力シャフト又はロータに与えられるトルクパルスの一部又は全てを打ち消すようにパルス状に制御され得る。発電機の磁場上のそのようなパルスは、エンジンによって加えられるトルクパルスの測定に基づいて制御することができ、その結果、発電機の構成要素がディーゼルエンジンによって損傷されないようにすることができる。例えば、エンジンと発電機／モータとの両方が動力シャフトに動力（電力）を供給する上記の第３のモードでは、発電機から動力シャフトにパルスが供給され、動力シャフトに電力が供給され、発電機の構成要素が損傷するのを防ぐことができる。本明細書で説明する他のモードでは、動力シャフトが全体的にエンジンによって部分的に駆動されているときはいつでも、発電機を使用して動力シャフトにパルスを印加することができる。こうして、このような方法で発電機の部品を適切に保護するために、発電機の磁場によって動力シャフト又はロータに印加されるパルスは、エンジンのトルクパルスと相関してそれらのトルクパルスに適切に対抗するように構成され得る。

図１４は、例示的な実施形態による、振動トルクを吸収するためのフライホイール及びばね連結器を有する航空宇宙ハイブリッドシステムのための柔軟なアーキテクチャ１４００の例を示す。特に、柔軟なアーキテクチャ１４００は、図８に示し、図８に関して説明したものと類似又は同じ構成要素を含むが、フライホイール１９５及び動力シャフト１８０に堅固に接続されたばね連結器１９９を含む。フライホイール１９５のサイズ、重量等、並びにばね連結器１９９の特性は、エンジン１５５の出力及び互いの特性に従って調整することができため、振動トルクを所望の及び／又は可能な限り低減することができる。例えば、異なるエンジンは異なる量の振動トルクを生成する可能性があるため、本明細書の様々な実施形態は、クランクシャフト１６０から動力シャフト１８０に伝わる振動を低減するために、異なる特性を有するフライホイール及び／又はばね連結器を含む。様々な実施形態では、柔軟なアーキテクチャ１４００は、クランクシャフト１６０及び動力シャフト１８０が常に互いに結合されるように、クラッチを有さなくてもよい。様々な実施形態では、図１４のアーキテクチャと同様の柔軟なアーキテクチャはまた、エンジン１５５の出力を最終的に動力シャフト１８０から解放可能に係合解除することができるように、クラッチを含んでもよい。様々な実施形態では、そのようなクラッチは、ばね連結器１９９と動力シャフト１８０との間に接続され得、又は動力シャフトは、複数のシャフトにクラッチを接続して複数のシャフトに分割してもよく、又はエンジン１５５の出力を発電機／モータ１８５を介して伝わる動力シャフト１８０の部分から選択的に係合解除することができるように、クラッチをエンジン１５５と発電機／モータ１８５との間のいずれかの場所に配置してもよい。様々な実施形態では、動力シャフト１８０を負荷（例えば、航空機の推進機構）から係合解除することができるように、追加的又は代替的に、発電機／モータ１８５の後にクラッチを位置付けしてもよい。

さらに、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャが実際の航空機にどの様にパッケージ化及び／又は使用され得るかの例を以下に説明する。例えば、特定の航空機は推進システムを駆動するために電気モータを使用する場合があるため、それらの推進システムを駆動するために十分な機内電気エネルギを有する、又はそのような機内電気エネルギを生成する方法を備えている必要がある。さらに、特定の管轄区域の規制では、航空機の運用規制に準拠するために十分な予備エネルギが必要な場合もある。本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャは、本明細書で説明するシステムが様々な電動航空機で動作できるように、推進システムにそのような電気エネルギ及び／又は予備エネルギを供給することができる。例えば、本明細書の実施形態は、広く入手可能な燃料源を使用して電動航空機に電力を供給できるように、ジェット燃料（又は他の液体燃料又はガス燃料）の電気への効率的な変換を提供する。

図９は、例示的な実施形態による、航空宇宙ハイブリッドシステムの柔軟なアーキテクチャの例の斜視図９００を示す。このハイブリッドユニットは、様々な種類の航空機及び実施態様のコア発電プラント（powerplant）として使用することができる。図９のハイブリッドユニットは、図１Ａ、図１Ｂ、図２Ａ、図２Ｂ、及び／又は図８に示して説明したいくつかの要素、全ての要素、及び／又は追加の要素を含み得る、緊密に統合された発電プラントである。

さらに、ハイブリッドユニットは、ハイブリッドユニットの様々な態様、ハイブリッドユニットに関連する熱交換器、又はハイブリッドユニットの任意の態様に関するフィン付きアタッチメント等のヒートシンクを冷却する統合冷却システム９０５を含んでもよい。動力出力９１０は、回転動力がハイブリッドユニットから推進システム又は航空機の他の態様に出力されるように、動力シャフト（例えば、図１Ａの動力シャフト１１０、図１Ｂ又は図８の動力シャフト１８０）であってもよく、又は動力シャフトに接続してもよい。電気コネクタ９１５は、本明細書で説明するように、電力を出力する（又は電力を入力する）ために使用してもよい。電気コネクタ９１５は、例えば、Ａｍｐｈｅｎｏｌ Ｓｕｒｌｏｋ Ｐｌｕｓ（商標）コネクタ又は同等品であってもよく、或いは他の任意のタイプの適切なコネクタであってもよい。このようにして、ハイブリッドユニットの直流（ＤＣ）バス等のメインバスは、電気コネクタ９１５（例えば、図１の電力入力／出力１２５、図２Ａ又は図２Ｂの電力Ｉ／Ｏ２４５）を介して接続され得る。これら又は他のコネクタは、コントローラエリアネットワーク（ＣＡＮ）バス、ＣＡＮ２．０バス、及び／又はＳＡＥ Ｊ１９３９バスの使用等、ハイブリッドユニットの構成要素への接続及び制御を容易にすることもできる。このような通信バスは、２５０キロバイト／秒（ｋｂｐｓ）、５００ｋｂｐｓ、１０００ｋｂｐｓ等の異なる速度で動作することができる。様々な実施形態では、電気コネクタ９１５及び／又は他のコネクタは、様々な種類の航空機と、それらの航空機が使用する通信及び電力システム等の所与の用途に合わせてカスタマイズすることができる。

電力出力９１０及び電気コネクタ９１５のおかげで、図９のハイブリッドユニットは、電力出力９１０を介して機械的動力を出力し、及び／又はハイブリッドユニット内の電気コネクタ９１５及びＤＣバス（例えば、図１の電力入力／出力１２５、図２Ａ又は図２Ｂの電力Ｉ／Ｏ２４５）を介して電力を出力することができる。同様に、機械的動力を動力出力９１０を介して受け取って電気コネクタ９１５を介して出力するための電気を生成するのと同様に、電力を電気コネクタ９１５を介して受け取って動力出力９１０を駆動することができる。例えば、航空機が１つ又は複数のバッテリを有している場合に、バッテリからの追加電力を電気コネクタ９１５を介して受け取って、動力出力９１０に加えられる動力（電力）を高めることができ、これにより、本明細書で説明するように、電力出力９１０がエンジンと航空機のバッテリからの電力との両方によって駆動されるようになる。

図９のハイブリッドユニットは、エンジンを燃料源に接続するためのコネクタ９２５をさらに含むことができる。コネクタ９２５は、ＡＮ６クイック燃料接続等のクイック燃料接続であってもよい。このようにして、エンジンには燃料が供給されて、動力出力９１０に動力を供給し、及び／又は電気コネクタ９１５を介して出力される電気を生成することができる。図９のハイブリッドユニットは、ハイブリッドユニットを航空機に取り付けるための取付ハードウェア９２０をさらに含むことができる。図９では、取付ハードウェア９２０がハイブリッドユニットの上部に示されているが、他の実施形態では、取付ハードウェア９２０は、ハイブリッドユニットを航空機に所望通りに取り付けることができるように、ハイブリッドユニットの上部、底部、側面等のいずれかに追加的又は代替的に配置することができる。

図１０は、例示的な実施形態による図９の柔軟なアーキテクチャの例の上面図１０００を示す。図１１は、例示的な実施形態による図９の柔軟なアーキテクチャの例の側面図１１００を示す。

従って、本明細書で説明するハイブリッドユニットは、電動航空機又はハイブリッド式電動航空機に電力を供給するために使用することができ、バッテリパック単独よりも優れた電力を提供することができる。例えば、図９～図１１に示されるようなハイブリッドユニットはバッテリよりも優れたエネルギ密度（例えば、５～７倍優れたエネルギ密度）を提供することができる。例えば、本明細書で説明するハイブリッドユニットは、６００～１２００以上のワット時／キログラム（Ｗｈ／ｋｇ）以上の等価エネルギ密度を有し得る。また、本明細書で説明するハイブリッドユニットは、他のシステムよりも優れた燃費（例えば、タービンエンジンよりも４０％優れた燃費）を有利に有し、Ｊｅｔ－Ａ、ディーゼル、灯油、バイオ燃料代替品、或いは他の適切な又は所望の燃料等の容易に入手可能な燃料を使用することができる。換言すれば、本明細書のハイブリッドユニットは、コンパクトなパッケージ内に、エンジン、発電機、インバータ、及び空冷を使用する熱管理を含むことができ、それによって、柔軟なアーキテクチャが搭載された航空機は、これらの構成要素を発電プラントとして有利に利用することができる。様々な電圧（例えば、４００ボルト（Ｖ）、８００Ｖ、１０００Ｖ、１２００Ｖ等）の出力がハイブリッド式アーキテクチャから供給されるだけでなく、他のアクセサリ又はシステム電源（例えば、２８Ｖ）用の接続も有している。本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャは、他のシステムよりも静か（例えば、タービンエンジンシステムよりも静か）であり得る。例えば、現在のシステムから１００フィート以下の距離では、騒音が７０デシベル（ｄＢ）未満になり得る。

本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャは、拡張可能でもあり得る。例えば、より大型の航空機では、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャのうちの２つ以上を使用してもよい。この柔軟なアーキテクチャは、様々な機能及び目的に合わせて設計された様々な航空機にも使用することができる。例えば、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャは、電動式垂直離着陸（ｅＶＴＯＬ）航空機、電動式短距離離着陸（ｅＳＴＯＬ）航空機、従来の電動式離着陸（ｅＣＴＯＬ）航空機等のアーバンエアモビリティ（ＵＡＭ）システムにおいて有用であり得る。図９～１１に示されるもの等の柔軟なアーキテクチャの一例は、以下の表１に示す仕様を有することができる。

＊最大バーストシャフトパワーはバッテリ構成に依存する。
＊＊乾燥質量は、エンジン、発電機、インバータ、及び熱システムを含む。

上に示したように、１８５ｋＷのハイブリッドユニットを設けることができる。従って、３７０ｋＷの電力を供給するために、所与の航空機に２つのハイブリッドユニットを設けることができる。

図１２は、例示的な実施形態による航空宇宙ハイブリッドシステムのための柔軟なアーキテクチャの別の例の斜視図１２００を示す。図１２の柔軟なアーキテクチャは、エンジン１２０５及び発電機を含むが、これらはシステムの冷却ダクト等の他の構成要素により隠れているか見えない。しかしながら、図９～図１１のハイブリッドユニットと同様に、機械的動力出力１２１０及び電気的出力１２２０（これらは両方ともオプションで同様に電力を受け取ることもできる）が提供される。

このように、本明細書の様々な実施形態は、航空宇宙市場における様々な異なるタイプの航空機に組み込むことができるハイブリッド式発電プラントを提供する。そうすることで、航空機メーカーは、航空機に電力を供給するためのエンジン、発電機、パワーエレクトロニクス、冷却システム、及び／又は制御システムで構成される独自のシステムを構築する必要がなくなる可能性がある。発電システムを形成し、それを航空宇宙規格に適合させるための開発プロセスには４年以上かかり、１，０００万ドル以上の費用がかかる可能性があるため、これは有利となり得る。

このように、本明細書で説明するハイブリッド式発電プラント又は柔軟なアーキテクチャは、航空機の設計とは切り離して設計、製造等することができる。柔軟なアーキテクチャのいくつかの態様は、航空機メーカーの要望に応じてカスタマイズできるが、システム全体の再設計又は再構成を生じさない方法でカスタマイズすることができる。従って、本明細書の実施形態は、航空機に搭載される１つのパッケージ内にエンジン、発電機、パワーエレクトロニクス、冷却システム、及び／又は制御システムを含める統合ユニットを提供する。これらの要素を単一のスタンドアロンユニットに組み合わせると、そのユニットがシステムとして連邦航空局（ＦＡＡ）の認証プロセスを通過できるようになり、さらに有利になる。そうすれば、複数の航空機メーカーが認証システムを使用できるようになり、航空機開発者の認証の負担及び開発の負担が軽減されるだけでなく、複数の航空機メーカーが自社の航空機用に特別に設計した多くの異なる発電システムの認証を取得する必要がなくなり、効率が向上する。

エンジン、発電機、パワーエレクトロニクス、冷却システム、及び／又は制御システムを有する複合ユニットを提供することにより、本明細書で説明するハイブリッド式の柔軟なアーキテクチャは、個別の構成要素としてではなくシステム全体として最適化され得る。部分の最適化ではなく、システム全体を最適化する。さらに、このようなハイブリッドユニットは複数の航空機設計で使用され得るが、航空機設計プロセスの一部として設計されたシステムは、他の場所で再適用することが難しいように構成される。複数の市場セグメント及び共通の電力要件を有する航空機設計に適用できるハイブリッドユニットを搭載すると、航空機の主要部品（例えば、ハイブリッドユニット又は柔軟なアーキテクチャ等）が既に認証され、生産される航空機の開発が迅速化される。

航空用のハイブリッド電気システムは、歴史的に、各用途／航空機に対してゼロから設計されてきた。このようなプロセスは非効率的であり、本明細書の実施形態によって対処される。例えば、一部の航空機には、その航空機用に特別に設計された独自の発電プラントが搭載されている。このような解決策には、カスタムエンジン、発電機、パワーエレクトロニクス、制御システム、冷却システム、バッテリパック、推進モータ、及び／又はプロペラが含まれ得る。本明細書の実施形態は、航空機の動力及び推進システム内の２つの別個の半分、すなわちパワートレイン（本明細書で説明するハイブリッド式パワートレイン等）の上流端及び下流端のうちの半分を構成することができる、航空機用のコンパクトなハイブリッドシステムを提供する。

図１３は、例示的な実施形態による、航空機１３００を推進するための下流側部品１３０５、１３１０及び上流側部品１３１５、１３２０の例を示す。例えば、航空機システムの下流側部品１３０５、１３１０は、航空機の特定の設計により関連するモータ、ロータ／プロペラ、姿勢制御部品等を含み得る。異なる航空機内で反復可能であり得る航空機の上流側部品１３１５、１３２０は、エンジン、発電機、バッテリ、配電、燃料、発電機騒音軽減等のいずれかを含み得る。

具体的には、パワートレインの上流端は、電力の生成を担うハイブリッド式パワートレイン要素を含むことができる。このような構成要素には、エンジン、発電機、パワーエレクトロニクス、制御システム（上流の発電構成要素用）、冷却システム（上流側部品用）、バッテリパック、及び／又は燃料が含まれ得る。パワートレインの下流端には、電力を推力、姿勢制御、及び／又は空力学のアクティブ制御に変換する役割を担うハイブリッド式パワートレイン要素が含まれ得る。これらの下流側部品には、電気モータ、プロペラ、モータコントローラ、及び／又は推進システムのための制御システムがさらに含まれ得る。

そのため、同様のサイズ及び総電力要件を有する非常に異なる電動航空機設計に亘って共通の上流側パワートレインのニーズが存在し得る。ただし、下流側パワートレインは航空機の間で一貫性が殆どないため、これらの構成要素は上流側構成要素のように多くの航空機設計で機能するように標準化されていない可能性がある。さらに、標準化に役立つ上流側要素には、総エネルギ要件ではなく電力要件に関連する構成要素が含まれ得る。エンジン、発電機、パワーエレクトロニクス、冷却システム、及び／又は制御システムの場合に、上流側パワートレインのこれらの要素は、航空機の特定の電力要件（ｋＷ又はｈｐ）に適合するようにサイズ決めすることができる。ただし、燃料の量とバッテリパックのサイズとが総エネルギ要件（ｋＷｈ又はｈｐ ｈｒ）によって決まる場合があり、これらは航空機毎に異なる場合がある。このような実施形態では、航空機設計の要件に適合するように燃料タンクのサイズを変更することによって燃料の体積を調整することができ、ｋＷｈ単位でのバッテリパックの容量は、バッテリパック内のセルの並列スタックの数を調整するか、又は追加のバッテリパックを追加することによって調整することができる。

従って、本明細書では、エンジン、発電機、パワーエレクトロニクス、制御システム（発電システム用）、及び／又は冷却システムを、重量効率及びスペース効率の高い方法で緊密に統合するハイブリッド式発電プラントを供給するための実施形態を提供し、そのハイブリッド式発電プラントは、航空機から分離可能な、推進力を提供するように設計されたスタンドアロンユニットとして認証され得る。

さらに、本明細書で説明するように、発電機内のロータは、ハイブリッド式発電プラントの文脈において複数の目的を果たすように最適化することができる。従来の内燃機関は、動作の滑らかさを高めるために、回転シャフトにフライホイール質量が取り付けられている場合がある。ただし、航空宇宙システムの文脈では、余分な質量を追加することは好ましくない場合がある。本明細書で説明するように、エンジンがハイブリッド式発電プラントの発電機に結合される場合に、発電機のロータは、エンジンからのトルクインパルスに耐えるように設計され得、エンジンが動作を滑らかにするために利用する回転質量となるように設計され得る。

さらに、補助電力ユニットは従来技術で知られているが、これらのシステムは、航空機の主な推進力源としてとは異なる目的のために設計されている場合があり、従って、推進に使用するために必要である規格に認証することができる制御システムを有していない可能性がある。さらに、このようなシステムは冷却システムなしで設計することもでき、その点は機体設計者に委ねられる。そのため、これらのシステムはパート３３（航空機発電プラントに関するＦＡＡ規制）の認定を受けていない。また、これらの補助電力ユニットシステムは、飛行の全ての段階で使用される高効率の推進システムではなく、断続的に使用される軽量の補助システムとして設計される。さらに、補助電力ユニットは交流（ＡＣ）電力を生成するように設計され得るが、本明細書で説明するハイブリッド式発電プラントは直流（ＤＣ）電力を生成することができるため、ハイブリッド式発電プラントは、バッテリパックがＤＣ電源を使用して電力供給及び充電されるので、大型の推進用バッテリパックに結合され得る。

タービン発電機は、ハイブリッド電力用に提案されている適合型補助電力ユニットの一種である。このようなシステムには、ハイブリッド式発電プラントの一部である冷却システムを機体開発者に提供する冷却システムの統合を欠いている。そのため、機体開発者は、タービン発電機の使用に伴う独自の冷却システムを設計する必要があり得る。本明細書の実施形態を使用すると、そのような冷却システムが本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャに既に含まれているため、本明細書で説明するハイブリッド式発電プラントを冷却するための別個の冷却システムを特定の機体用に設計又は開発する必要がなくなるという利点があり得る。

そのため、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャ及びハイブリッド式発電プラントは、液体燃料（又は気体燃料）を回転機械動力に変換するエンジン、回転機械動力を電気に変換するように構成されたエンジンに結合された発電機、及び／又は発電機の直接ＡＣ出力を高電圧ＤＣ電力に変換するように構成された発電機に結合されたパワーエレクトロニクスを有利に提供する。本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャ及びハイブリッド式発電プラントは、航空機の電力需要を満たすために、航空機のメイン推進電気バスの電力需要に適合するようにエンジンの動力出力を変更するように構成された制御システムをさらに有利に提供する。

本明細書で説明するハイブリッド式発電プラント制御システム、パワーエレクトロニクス、発電機、及び／又はエンジン設計は、航空宇宙推進システムの信頼性に関する規制要件にさらに準拠することができる（例えば、故障の確率は１０^－６未満又は１０のマイナス６乗でなければならない）。柔軟なアーキテクチャ及びハイブリッド式発電プラントは、柔軟なアーキテクチャ又はハイブリッド式発電プラントが乗り物（vehicle）レベルの飛行制御システムと通信して、推進力コマンドを乗り物レベルの飛行制御システムからハイブリッド式発電プラント制御システムに提供するのを可能にする制御インターフェイスをさらに含むことができ、ハイブリッド式発電プラント制御システムがステータスメッセージを乗り物レベルの飛行制御システムに送り返す（例えば、柔軟なアーキテクチャ又はハイブリッド式発電プラントの制御に使用するためのフィードバック）ことも有利に提供することができる。柔軟なアーキテクチャ及びハイブリッド式発電プラントは、本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャ及びハイブリッド式発電プラントの動作出力の全範囲に亘って、発電機、パワーエレクトロニクス、及び／又はエンジンの温度範囲を維持する冷却システムをさらに含むことができる。

本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャ又はハイブリッド式発電プラントの様々な実施形態は、エンジントルクを変化させることによって動力出力を変化させる、及び／又は動力出力のかなりの範囲に亘って毎分回転数（ＲＰＭ）を実質的に一定に維持する制御システムをさらに含むことができる。このような実施形態は、システムの回転慣性に関するスロットル遅れ及びより長い応答時間を排除することによって、柔軟なアーキテクチャ又はハイブリッド式発電プラントのより速い応答を提供することができる。

本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャ又はハイブリッド式発電プラントの様々な実施形態は、エンジンの動力出力の一部を機械的なシャフト動力として提供し、一部をＤＣ電力として提供するオプションをさらに含むことができる。本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャ又はハイブリッド式発電プラントの様々な実施形態は、エンジンがピストンエンジン、ディーゼルピストンエンジン、タービンエンジン、ロータリエンジン、又は他の形態の燃焼機関であり得る実施形態をさらに含み得る。本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャ又はハイブリッド式発電プラントの様々な実施形態は、発電機のロータがエンジンのフライホイールとなるように設計される例をさらに含み得る。本明細書で説明する柔軟なアーキテクチャ又はハイブリッド式発電プラントの様々な実施形態は、本明細書で説明するいくつかのタイプの並列ハイブリッド設備においてエンジンが停止している間に発電機をモータとして動作させることができるように、エンジンと発電機との間にクラッチをさらに含んでもよい。

図１５は、デスクトップコンピュータ、ラップトップ、スマートフォン、タブレット、又は命令を実行する能力を有する他の同様の装置等の汎用コンピューティングシステム環境１００を含むコンピューティング環境の一例の線図であり、そのような命令は非一時的なコンピュータ可読媒体内に保存される。本明細書で開示する様々なコンピューティング装置（例えば、プロセッサ／コントローラ２０５、航空機メインコントローラ２２０、プロセッサ／コントローラ２８０、又はこれらのコントローラと通信する任意の他のコンピューティング装置、コントローラは、航空機に搭載されているか、航空機から離れているかにかかわらず、航空機の他の構成要素又は航空機の制御システムの一部であってもよい）は、コンピューティングシステム１００と同様であってもよく、又はコンピューティングシステム１００のいくつかの構成要素を含んでもよい。また、単一のコンピューティングシステム１００の文脈で説明し図示しているが、当業者であれば、以下に説明する様々なタスクが、ローカル又はワイドエリアネットワークを介してリンクされた複数のコンピューティングシステム１００を有する分散環境で実施できることも理解されよう。そして、実行可能命令は、複数のコンピューティングシステム１００のうちの１つ又は複数に関連付けられ、及び／又はそれによって実行され得る。

その最も基本的な構成では、コンピューティングシステム環境１００は、典型的に、バス１０６を介してリンクされ得る少なくとも１つの処理ユニット１０２及び少なくとも１つのメモリ１０４を含む。コンピューティングシステム環境の正確な構成及びタイプに応じて、メモリ１０４は、揮発性（ＲＡＭ１１０等）、不揮発性（ＲＯＭ１０８、フラッシュメモリ等）、又はこれら２つの組合せであってもよい。コンピューティングシステム環境１００は、追加の特徴及び／又は機能を有することができる。例えば、コンピューティングシステム環境１００は、磁気ディスク又は光ディスク、テープドライブ及び／又はフラッシュドライブを含むがこれらに限定されない追加の記憶装置（リムーバブル及び／又は非リムーバブル）を含むこともできる。このような追加のメモリ装置は、例えば、ハードディスク駆動インターフェイス１１２、磁気ディスク駆動インターフェイス１１４、及び／又は光ディスク駆動インターフェイス１１６によって、コンピューティングシステム環境１００にアクセス可能にすることができる。理解されるように、これらの装置は、それぞれシステムバス３０６にリンクされ、ハードディスク１１８に対する読み書き、リムーバブル磁気ディスク１２０に対する読み書き、及び／又はＣＤ／ＤＶＤ ＲＯＭ又は他の光媒体等のリムーバブル光ディスク１２２に対する読み書きを可能にする。駆動インターフェイス及びそれらに関連するコンピュータ可読媒体は、コンピュータシステム環境１００のためのコンピュータ可読命令、データ構造、プログラムモジュール及び他のデータの不揮発性記憶を可能にする。さらに、当業者であれば、データを保存できる他のタイプのコンピュータ可読媒体がこの同じ目的に使用できることを理解するだろう。このような媒体装置の例には、磁気カセット、フラッシュメモリカード、デジタルビデオディスク、ベルヌーイカートリッジ、ランダムアクセスメモリ、ナノドライブ、メモリスティック、他の読み取り／書き込み及び／又は読み取り専用メモリ、及び／又はコンピュータ可読命令、データ構造、プログラムモジュール、又は他のデータ等の情報を保存するための他の方法又は技術含まれるが、これらに限定されない。このようなコンピュータ記憶媒体はいずれも、コンピューティングシステム環境１００の一部であってもよい。

多くのプログラムモジュールが、１つ又は複数のメモリ／媒体装置に格納され得る。例えば、起動中等、コンピューティングシステム環境１００内の要素同士の間で情報を転送するのに役立つ基本ルーチンを含む基本入出力システム（ＢＩＯＳ）１２４は、ＲＯＭ１０８に記憶され得る。同様に、ＲＡＭ１１０、ハードドライブ１１８、及び／又は周辺メモリ装置は、オペレーティングシステム１２６、１つ又は複数のアプリケーションプログラム１２８（例えば、本明細書に開示する機能を含み得る）、他のプログラムモジュール１３０、及び／又はプログラムデータ１２２を含むコンピュータ実行可能命令を記憶するために使用され得る。さらに、コンピュータ実行可能命令は、必要に応じて、例えばネットワーク接続を介してコンピューティング環境１００にダウンロードしてもよい。

エンドユーザは、キーボード１３４及び／又はポインティング装置１３６等の入力装置を介して、コンピューティングシステム環境１００にコマンド及び情報を入力することができる。図示していないが、他の入力装置には、マイクロホン、ジョイスティック、ゲームパッド、スキャナ等が含まれ得る。これら及び他の入力装置は、典型的に、バス１０６に結合される周辺インターフェイス１３８によって処理ユニット１０２に接続される。入力装置は、直接的又は間接的に、例えば、パラレルポート、ゲームポート、ファイアワイヤ、又はユニバーサルシリアルバス（ＵＳＢ）等のインターフェイスを介してプロセッサ１０２に接続され得る。コンピューティングシステム環境１００からの情報を見るために、ビデオアダプタ１３２等のインターフェイスを介して、モニタ１４０又は他のタイプの表示装置をバス１０６に接続してもよい。モニタ１４０に加えて、コンピューティングシステム環境１００は、スピーカ及びプリンタ等、図示していない他の周辺出力装置も含み得る。

コンピューティングシステム環境１００は、１つ又は複数のコンピューティングシステム環境への論理接続を利用することもできる。コンピューティングシステム環境１００とリモートコンピューティングシステム環境との間の通信は、ネットワークルーティングを担当するネットワークルータ１５２等の更なる処理装置を介して交換され得る。ネットワークルータ１５２との通信は、ネットワークインターフェイス構成要素１５４を介して実行され得る。こうして、そのようなネットワーク環境、例えば、インターネット、ワールドワイドウェブ、ＬＡＮ、又は他の同様のタイプの有線又は無線ネットワーク内では、コンピューティングシステム環境１００に関して示したプログラムモジュール、又はその一部が、コンピューティングシステム環境１００のメモリ記憶装置に記憶され得ることが理解されよう。

コンピューティングシステム環境１００は、コンピューティングシステム環境１００の位置を決定するための位置特定ハードウェア１８６を含むこともできる。場合によっては、位置特定ハードウェア１５６は、例えば、ＧＰＳアンテナ、ＲＦＩＤチップ又はリーダー、ＷｉＦｉアンテナ、又はコンピューティングシステム環境１００の位置を決定するために使用され得る信号を捕捉又は送信するために使用され得る他のコンピューティングハードウェアを含み得る。

本開示は特定の実施形態を説明してきたが、特許請求の範囲に明示的に記載している場合を除き、特許請求の範囲はこれらの実施形態に限定されることを意図していないことが理解されよう。逆に、本開示は、本開示の精神及び範囲内に含まれ得る代替物、修正物及び均等物を網羅することを意図している。さらに、本開示の詳細な説明では、開示した実施形態の完全な理解を与えるために、多くの特定の詳細を記載している。しかしながら、当業者には、本開示と一致するシステム及び方法が、これらの特定の詳細がなくても実施し得ることが明らかであろう。他の場合には、本開示の様々な態様を不必要に曖昧にしないように、周知の方法、手順、構成要素、及び回路については詳細に説明していない。

本開示の詳細な説明のいくつかの部分は、コンピュータ又はデジタルシステムメモリ内のデータビットに対する操作の手順、論理ブロック、処理、及び他の記号表現に関して提示されている。これらの説明及び表現は、データ処理技術の当業者がその仕事の内容を他の当業者に最も効果的に伝えるために使用する手段である。手順、論理ブロック、プロセス等は、本明細書では、そして一般に、所望の結果につながるステップ又は命令の自己一貫性のあるシーケンスであると考えられる。これらのステップは、物理量の物理的操作を必要とするステップである。必ずではないが、通常、これらの物理的操作は、コンピュータシステム又は同様の電子計算装置で保存、転送、結合、比較、他に操作が可能な電気又は磁気データの形式をとる。便宜上の理由から、一般的な使用法を参照して、このようなデータは、現在開示している様々な実施形態に関して、ビット、値、要素、記号、文字、用語、数字等と呼ばれる。

しかしながら、これらの用語は物理的な操作及び量を指すものとして解釈すべきであり、当技術分野で一般的に使用される用語を考慮してさらに解釈すべき単なる便宜的なラベルであることに留意すべきである。特に明記しない限り、本明細書の議論から明らかなように、本実施形態の議論を通じて、「決定する」、又は「出力する」、又は「送信する」、又は「記録する」、又は「位置特定する」、又は「記憶する」、又は「表示する」、又は「受信する」、又は「認識する」、又は「利用する」、又は「生成する」、又は「提供する」、又は「アクセスする」、又は「確認する」、又は「通知する」又は「配信する」等の用語を利用した議論は、データを操作及び変換するコンピュータシステム又は同様の電子計算装置の動作及びプロセスを指す理解される。データは、コンピュータシステムのレジスタ及びメモリ内で物理的（電子）量として表され、コンピュータシステムのメモリ又はレジスタ、又は本明細書で説明する又はそうでなければ当業者には理解される他のそのような情報記憶装置、送信装置、又は表示装置内で同様に物理量として表される他のデータに変換される。

例示的な実施形態では、本明細書で説明する動作のいずれも、コンピュータ可読媒体又はメモリに格納されたコンピュータ可読命令として少なくとも部分的に実装され得る。プロセッサによってコンピュータ可読命令が実行されると、コンピュータ可読命令はコンピューティング装置に動作を実行させることができる。

例示的な実施形態の前述の説明は、例示及び説明の目的で提示したものである。その説明は、開示した正確な形態に関して網羅的又は限定的なものではなく、上記の教示に照らして、又は開示した実施形態の実践から修正及び変更が可能である。本発明の範囲は、添付の特許請求の範囲及びその均等物によって規定されることを意図している。

Claims (37)

1. ハイブリッド式パワートレインシステムであって、当該ハイブリッド式パワートレインシステムは、
   エンジンと、
   内部に動力シャフトを有する電気機械と、を含み、
   該電気機械は電気入出力をさらに含み、
   前記動力シャフトは、推進装置に機械的に取り付けられ、該推進装置に機械的動力を与えるように構成されており、
   前記エンジンの出力によって、前記動力シャフトを回転させるように構成され、
   前記エンジン及び前記電気機械は、前記電気機械が前記エンジンによる前記動力シャフトの回転による可変量の動力を第１の電力に変換するように制御される一方、前記動力シャフトが前記動力シャフトの残りの機械的動力を前記推進装置に出力するように構成される第１のモードで動作するように構成され、
   前記エンジン及び前記電気機械は、前記エンジンと前記電気機械との両方が前記動力シャフトを駆動する第２のモードで動作するように構成され、前記電気機械は、前記電気入出力を介して受け取った第２の電力に基づいて前記動力シャフトを駆動する、
   ハイブリッド式パワートレインシステム。
2. 前記第１の電力は、航空機の電気推進装置に出力されるように構成される、請求項１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
3. 前記航空機の前記電気推進装置は、前記航空機の電気推進に使用される少なくとも１つのバッテリ及び少なくとも１つの電気モータを含み、前記少なくとも１つのバッテリ及び前記少なくとも１つの電気モータは、前記航空機に取り付けられる、請求項２に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
4. 前記第１のモードにおいて、前記電気機械は、前記動力シャフトからの動力を前記第１の電力に変換しないように制御される、請求項１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
5. 前記第１のモードにおいて、前記電気機械は、前記動力シャフトからの全ての動力を前記第１の電力に変換するように制御される、請求項１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
6. 前記第１のモードにおいて、前記電気機械は、前記動力シャフト上の前記動力の０％から１００％の間のいくらかを前記第１の電力に変換するように制御される、請求項１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
7. 前記電気機械によって前記動力シャフトから前記第１の電力に変換される電力のパーセンテージを前記電気機械に変更させるように構成されたコントローラをさらに含む、請求項５に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
8. 前記エンジン及び前記電気機械を制御して、第１の所望の量の前記機械的動力を推進機構に出力し、前記推進機構から第２の所望の量の前記第１の電力を出力するように構成されたコントローラをさらに含む、請求項１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
9. 前記動力シャフト又は前記エンジンの前記出力のうちの少なくとも一方に接続されたフライホイールをさらに含む、請求項１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
10. 前記フライホイールに接続されたばね連結器をさらに含み、該ばね連結器は、前記フライホイールから前記動力シャフトに伝達される振動を低減するように構成される、請求項９に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
11. 前記第２の電力は、前記第２のモード中に航空機の１つ又は複数のバッテリから受け取られる、請求項１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
12. 前記第１の電力は、電気モータ又はバッテリのうちの少なくとも１つに出力される、請求項１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
13. 前記動力シャフト又は前記エンジンの前記出力のうちの少なくとも１つは、当該ハイブリッド式パワートレインシステムの冷却システムに回転力をさらに供給する、請求項１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
14. 方法であって、当該方法は、
    エンジンと内部に動力シャフトを有する電気機械とを第１のモードで動作するように制御するステップであって、前記第１のモードには、
    前記エンジンによって前記動力シャフトを駆動し、前記エンジンの出力によって前記動力シャフトを回転させるように構成されること、及び
    前記エンジンによる前記動力シャフトの前記回転に基づいて、前記電気機械の電気入出力を介して前記電気機械から第１の電力を出力すること、が含まれる、ステップと、
    前記エンジン及び前記電気機械を第２のモードで動作するように制御するステップであって、前記第２のモードには、前記エンジン及び前記電気機械によって前記動力シャフトを同時に駆動することが含まれる、ステップと、を含み、
    前記電気機械は、前記電気入出力を介して受け取った第２の電力に基づいて前記動力シャフトを駆動する、
    方法。
15. 前記第１の電力は、航空機の電気推進モータを駆動するために出力されるか、又は前記航空機の推進バッテリに出力され、該推進バッテリは、前記電気推進モータに電力を供給するために使用される、請求項１４に記載の方法。
16. 前記動力シャフトは、推進装置に機械的に取り付けられ、該推進装置に機械的動力を与えるように構成される、請求項１４に記載の方法。
17. フライホイールが前記動力シャフト又は前記エンジンの前記出力のうちの少なくとも１つに接続される、請求項１４に記載の方法。
18. ばね連結器が前記フライホイールに接続されており、前記ばね連結器は、前記フライホイールから前記動力シャフトに伝達される振動を低減するように構成される、請求項１７に記載の方法。
19. 前記第１のモード中に、前記エンジンによって前記動力シャフトに加えられる回転力の第１の部分が前記電気機械によって電力に変換され、前記回転力の第２の部分が前記動力シャフトを介して推進装置に供給される、請求項１４に記載の方法。
20. 前記第１のモードと前記第２のモードとの両方の間にクラッチを係合するステップをさらに含み、該クラッチは、前記エンジンの前記出力を前記動力シャフトに解放可能に係合するように構成される、請求項１４に記載の方法。
21. ハイブリッド式パワートレインシステムであって、当該ハイブリッド式パワートレインシステムは、
    エンジンと、
    内部に動力シャフトを有する電気機械と、
    前記エンジンの出力と前記電気機械の前記動力シャフトとを解放可能に係合するように構成されたクラッチと、を含み、
    前記電気機械は電気出力をさらに含み、
    前記動力シャフトは、推進装置に機械的に取り付けられ、該推進装置に機械的動力を与えるように構成され、
    コントローラが、前記エンジン、前記電気機械、及び前記クラッチを制御して、１つ又は複数の動力出力モードを実現するように構成される、
    ハイブリッド式パワートレインシステム。
22. 前記電気機械は電気入力をさらに含み、前記１つ又は複数の動力出力モードのうちのモードにおいて、前記電気機械は、前記電気入力を介して電気エネルギ蓄積装置から電力を受け取って、動力シャフトを駆動するように構成される、請求項２１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
23. 前記モード中に、前記クラッチは、前記エンジンの前記出力によって前記動力シャフトを回転させないように、係合解除される、請求項２２に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
24. 前記モード中に、前記クラッチは、前記エンジンの前記出力によって前記動力シャフトを回転させるように、係合される、請求項２２に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
25. 前記電気機械は電気入力をさらに含み、前記１つ又は複数の動力出力モードは、少なくとも、
    前記電気機械が、前記動力シャフトの回転に基づいて前記電気出力を介して第１の電力を出力する第１のモードであって、前記クラッチを係合して前記エンジンの出力と前記動力シャフトとを結合している間に、前記動力シャフトが前記エンジンによって回転されることと、
    前記エンジンと前記電気機械との両方が前記動力シャフトを駆動する第２のモードであって、前記電気機械が、前記電気入力を介して受け取った第２の電力に基づいて前記動力シャフトを駆動し、前記クラッチは前記エンジンの前記出力と前記動力シャフトとを結合するために係合されることと、を含む、請求項２１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
26. 前記１つ又は複数の動力出力モードのうちの１つのモードにおいて、
    前記クラッチは係合され、前記エンジンは前記動力シャフトを回転させ、
    前記電気機械は、前記動力シャフトを介して動力を受け取り、前記動力シャフトの回転力の第１の部分を、前記電気出力を介して出力される電力に変換するように構成され、
    前記動力シャフトの前記回転力の第２の部分が、前記機械的動力として前記推進装置に加えられる、請求項２１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
27. 前記１つ又は複数の動力出力モードのうちの１つのモードにおいて、
    前記クラッチは係合され、前記エンジンは前記動力シャフトを回転させ、
    前記動力シャフトは、前記電気機械が前記動力シャフトの回転力を電力に変換することなく、前記電気機械内で回転するように構成され、
    前記動力シャフトの前記回転力は前記機械的動力として前記推進装置に加えられる、請求項２１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
28. ハイブリッド式パワートレインシステムであって、当該ハイブリッド式パワートレインシステムは、
    エンジンと、
    動力シャフトと、
    内部に前記動力シャフトを有する電気機械であって、電気入出力をさらに含む電気機械と、
    前記エンジンの出力を前記動力シャフトに解放可能に係合するように構成されたクラッチと、を含み、
    前記電気機械は、電気エネルギ蓄積装置から前記電気入出力を介して電力を受け取り、前記動力シャフトを駆動するように構成され、
    前記電気機械は、前記エンジンによる前記動力シャフトの回転時に前記電気入出力を介して電力を出力するように構成され、
    前記動力シャフトは、推進装置に機械的に取り付けられ、該推進装置に機械的動力を与えるように構成される、
    ハイブリッド式パワートレインシステム。
29. 前記電気機械は、前記電気入出力を介して電気モータ又は前記電気エネルギ蓄積装置のうちの少なくとも１つに電力を出力するようにさらに構成される、請求項２８に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
30. 前記電気機械は、前記電気機械を駆動するための電力を受け取り、同時に電気モータ又は前記電気エネルギ蓄積装置の少なくとも一方に電力を出力することができない、請求項２８に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
31. 前記電気機械は、前記動力シャフトの回転にもかかわらず、前記電気機械によって電力が殆ど又は全く出力されないように制御可能である、請求項２８に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
32. 前記電気機械は、前記電気機械によって電力が殆ど又は全く出力されないように制御可能である一方で、前記電気入出力において前記電気機械によって電力が殆ど又は全く入力又は出力されない、請求項３１に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
33. 前記電気機械は、前記エンジンによる前記動力シャフトの回転時に前記電気入出力を介して電力を出力する一方、前記電気機械は、前記動力シャフトによって供給される回転エネルギの一部のみを、前記電気入出力で出力される電力に変換するように構成される、請求項２８に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
34. 前記クラッチは、前記電気機械が前記電気入出力を介して受け取った電力を用いて前記動力シャフトを駆動している間に、前記エンジンの前記出力を前記動力シャフトから係合解除するように構成される、請求項２８に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
35. 前記動力シャフトは、前記クラッチを係合して前記エンジンの前記出力を前記動力シャフトに接続している間に、前記電気機械及び前記エンジンによって同時に駆動されるように構成される、請求項２８に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
36. 前記クラッチは、前記電気機械が前記エンジンの前記出力よりも速く前記動力シャフトを回転させている間に、前記動力シャフトから前記エンジンの前記出力を係合解除するように構成された一方向クラッチを含む、請求項２８に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
37. 一方向クラッチはスプラグクラッチを含む、請求項２８に記載のハイブリッド式パワートレインシステム。
    

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