JP6363159B2

JP6363159B2 - ハイブリッド推進システム

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Inventors: モハメエド・エル・ハシン・セノウン
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Current assignee: General Electric Co
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Description

本発明の主題は、一般に、ハイブリッド航空推進システムに関する。

ガスタービンエンジンは、一般に、互いに流れ連通して配設されたファンおよびコアを含む。ガスタービンエンジンのコアは、一般に、直列的な流れ順に、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、および排気セクションを含む。運転中、ファンを通る空気の少なくとも一部がコアの吸気部に供給される。こうした空気の一部は、燃焼セクションに到達するまで、圧縮機セクションで連続的に圧縮される。燃料を圧縮空気と混合し、燃焼セクション内で燃焼することにより、燃焼ガスを得る。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションに送られ、タービンセクション内で１つ以上のタービンを駆動する。タービンセクション内の１つ以上のタービンは、圧縮機セクションの１つ以上の圧縮機に、それぞれのシャフト（複数可）を介して連結されうる。燃焼ガスは、次いで、排気セクションを介して、例えば大気に送られる。

効率よく生成された電力を用いて、コアからファンに供給される機械的エネルギーを増大させることができれば有益であるだろう。従来のウルトラキャパシタは、単発的なエネルギーを供給することができるが、持続したエネルギー量を供給する能力が低い。従来のウルトラキャパシタは、蓄積したエネルギー量を放電した後、続いてさらなる電気エネルギーを供給する前に電源から再充電されなければならない。

したがって、電力を、ガスタービンエンジンの例えばファンなどに供給するためのシステムは有用であるだろう。より詳細には、実質的に連続した電力量をガスタービンエンジンの１つ以上のコンポーネントに供給するためのシステムが、特に有益であるだろう。

米国特許第７２５２１６５号

本発明の態様および利点は、部分的に以下の説明に記載され、または以下の説明から明らかでありうるか、もしくは本発明の実施を通して知られうる。

本開示の一例示的な実施形態において、ガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、コアエンジンと、コアエンジンに機械的に連結されたファンと、コアエンジンおよびファンのうち少なくとも１つに駆動連結された電動機とを含む。また、ガスタービンエンジンは、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタであって、該化学的に再充電可能なウルトラキャパシタの作動中、電動機に、電気エネルギーの実質的に連続した流れを供給するための化学的に再充電可能なウルトラキャパシタを含む。

本開示の他の例示的な実施形態において、航空推進システムが提供される。航空推進システムは、複数のファンブレードを有するファンと、ファンに駆動連結された、複数のファンブレードを回転させるための電動機とを含む。航空推進システムは、さらに、運転中、電動機に電気エネルギーの実質的に連続した流れを供給するための化学的に再充電可能なウルトラキャパシタを含む。

本開示の例示的な態様において、航空推進システムを運転するための方法が提供される。該方法は、機械的動力を航空推進システムのファンに電動機を用いて供給すること、および電力を電動機に化学的に再充電可能なウルトラキャパシタを用いて供給することを含む。

本発明のこれらのおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の記述および添付の特許請求の範囲を参照してさらによく理解されるであろう。本明細書に組み込まれ、本明細書の一部をなす添付の図面は、本発明の実施形態を例示し、以下の記述と合わせて本発明の原理を説明するために役立つものである。

本発明の最良の形態を含み、当業者を対象にした、本発明の完全なおよび実施可能な程度の開示は、本明細書に記載され、本明細書は以下の添付の図面を参照する。
図１は、本開示の例示的な態様によるガスタービンエンジンの概略断面図である。図２は、本開示の他の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略図である。図３は、本開示のさらなる他の例示的な実施態様によるガスタービンエンジンの概略図である。図４は、本開示の例示的な実施形態による航空推進システムを組み込んだ航空機の上面概略図である。図５は、本開示の例示的な実施形態による化学的に再充電可能なウルトラキャパシタの概略図である。図６は、図５の例示的な化学的に再充電可能なウルトラキャパシタによって生成された電圧を示すグラフである。図７は、本開示の他の例示的な実施形態による化学的に再充電可能なウルトラキャパシタの第一の概略図である。図８は、図７の例示的な化学的に再充電可能なウルトラキャパシタの第二の概略図である。図９は、本開示の例示的な態様による航空推進装置を運転するための方法のフローチャートである。

以下、本発明の本実施形態を詳細に参照するが、その１つ以上の例が添付図面に示される。本詳細な説明には、図面における特徴を指し示す数字および文字表記が用いられる。図面および説明における類似または同様の表記は、本発明の類似または同様の部分を指し示すために使用されている。本明細書で使用する場合、用語「第一」、「第二」、および「第三」は、一構成要素を他と区別するために交換可能に使用される場合があるが、個々の構成要素の位置または重要性を表すことを意図しない。用語「上流」および「下流」は、流体経路における流体の流れに対する相対方向を意味する。例えば、「上流」は、流体が流れてくる方向を意味し、「下流」は流体が流れていく方向を意味する。

以下、図面を参照するが、同一の数字は、図面全体にわたって同一の要素を示し、図１は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図である。より詳細には、図１の実施形態として、ガスタービンエンジンは、本明細書で「ターボファンエンジン１０」と称される高バイパスターボファンジェットエンジン１０である。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（参考のために提供された長軸方向の中心線１２に対して平行に延在する）、および半径方向Ｒを画定する。一般に、ターボファン１０は、ファンセクション１４と、ファンセクション１４の下流に配置されたコアタービンエンジン１６とを含む。

図示された例示的なコアタービンエンジン１６は、一般に、環状の吸気部２０を画定する実質的に管状の外側ケーシング１８を含む。外側ケーシング１８は、直列的な流れ関係において、ブースターまたは低圧（ＬＰ）圧縮機２２、および高圧（ＨＰ）圧縮機２４を含む圧縮機セクションと；燃焼セクション２６と；高圧（ＨＰ）タービン２８および低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクションと；ジェット排気ノズルセクション３２とを収納する。高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動連結する。低圧（ＬＰ）シャフトまたはスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動連結する。圧縮機セクション、燃焼セクション２６、タービンセクション、およびノズルセクション３２は合わせて、コア空気流路３７を画定する。

図示された実施形態として、ファンセクション１４は、離隔した状態でディスク４２に連結した複数のファンブレード４０を有する可変ピッチファン３８を含む。図示したように、ファンブレード４０は、概して半径方向Ｒに沿ってディスク４２から外側に延在する。各ファンブレード４０は、ディスク４２に対して、ピッチ軸Ｐの周りを回転可能であるが、これはファンブレード４０が、ファンブレード４０のピッチをまとめて連動して変えるように構成された適切なピッチ変換機構４４に作動的に連結されているためである。ファンブレード４０、ディスク４２、およびピッチ変換機構４４は合わせて、パワーギヤボックス４６と交わるＬＰシャフト３６によって、長軸１２の周りを回転可能である。パワーギヤボックス４６は、ＬＰシャフト３６に対するファン３８の回転速度を、より効率的な回転ファン速度に調節するための複数のギヤを含む。

図１の例示的な実施形態をさらに参照すると、ディスク４２は、気流が複数のファンブレード４０を介して推進されるように空気力学的に成形された回転可能なフロントハブ４８でカバーされている。さらに、例示的なファンセクション１４は、ファン３８および／またはコアタービンエンジン１６の少なくとも一部を円周方向に包囲する環状のファンケーシングまたは外側ナセル５０を含む。例示的なナセル５０は、コアタービンエンジン１６に対して、外周に離間した複数の出口案内翼５２によって支持される。また、ナセル５０の下流のセクション５４は、その間のバイパス気流通路５６を画定するように、コアタービンエンジン１６の外側部分にわたって延在する。

ターボファンエンジン１０の運転中に、多量の空気５８が、ナセル５０および／またはファンセクション１４の関連吸気部６０を介してターボファン１０に流入する。多量の空気５８がファンブレード４０を通過する際に、矢印６２で示される空気５８の第一の部分が、バイパス気流通路５６に指向され、または送られ、矢印６４で示される空気５８の第二の部分が、コア空気流路３７、もしくはより具体的にはＬＰ圧縮機２２に指向され、または送られる。第一の空気部分６２と第二の空気部分６４との比は、バイパス比として一般的に知られている。図示された例示的な実施形態として、バイパス比は少なくとも約８：１であってもよい。したがって、ターボファンエンジン１０は、超高バイパスターボファンエンジンと称されうる。次いで、第二の空気部分６４の圧力は、第二の空気部分が高圧（ＨＰ）圧縮機２４を通り、燃焼ガス６６を供給するために燃料と混合されて燃焼する燃焼セクション２６内に送られるにつれて増加する。

燃焼ガス６６はＨＰタービン２８を通って送られ、そこで、燃焼ガス６６からの熱エネルギーおよび／または運動エネルギーの一部が、外側ケーシング１８に連結されたＨＰタービン静翼６８、およびＨＰシャフトまたはスプール３４に連結されたＨＰタービン動翼７０の一連の段を介して抽出される。その結果、ＨＰシャフトまたはスプール３４の回転をもたらし、ＨＰ圧縮機２４の作動を補助する。燃焼ガス６６は、次いでＬＰタービン３０を通って送られ、そこで、熱エネルギーおよび運動エネルギーの第二の部分が、燃焼ガス６６から、外側ケーシング１８に連結されたＬＰタービン静翼７２、およびＬＰシャフトまたはスプール３６に連結されたＬＰタービン動翼７４の一連の段を介して抽出される。その結果、ＬＰシャフトまたはスプール３６の回転をもたらし、ＬＰ圧縮機２２の作動および／またはファン３８の回転を補助する。

燃焼ガス６６は、続いて、コアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通って送られ、推進力を提供する。同時に、第一の空気部分６２の圧力は、第一の空気部分６２がバイパス気流通路５６を通って送られるにつれて実質的に増加した後に、ターボファン１０のファンノズル排気セクション７６から排気されて、同様に推進力を提供する。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０、およびジェット排気ノズルセクション３２は、燃焼ガス６６をコアタービンエンジン１６を介して送るための高温ガス経路７８を、少なくとも部分的に画定する。

図１に示す例示的なターボファンエンジン１０は、航空ガスタービンエンジンとして構成される。航空ガスタービンエンジンは、地上設置型ガスタービンエンジンと比較すると、動力出力および効率を最大化する一方で、ガスタービンエンジン自体ならびに任意の所要の付属システムの全体重量を最小化するように設計される。

しかしながら、図１に示した例示的なターボファンエンジン１０は単に一例として提供され、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は任意の他の適切な構成を有しうることを理解すべきである。また、さらに他の例示的な実施形態では、本開示の態様が任意の他の適切なガスタービンエンジンに組み込まれうることも理解すべきである。例えば、他の例示的な実施形態では、本開示の態様が、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、またはターボジェットエンジンに組み込まれうる。

ここで図２を参照して、本開示の例示的な実施形態による航空推進システムの概略図を提供する。図示された実施形態として、航空推進システムは、ガスタービンエンジン、またはより具体的にはターボファンエンジン１０として構成される。本明細書で使用する場合、「ガスタービンエンジン」および「ターボファンエンジン」は、一般に、エンジン自体ならびに任意の付属システムを意味する。特定の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０は、図１に関連して上述した例示的なターボファンエンジン１０と同様な、超高バイパス、ギヤード、ダクテッドターボファンエンジン１０として構成されてもよい。

したがって、図２の例示的な実施形態として、例示的なターボファンエンジン１０は、一般に、単にタービンエンジンまたはコアエンジンとも本明細書で称されるコアタービンエンジン１６と、コアタービンエンジン１６に機械的に連結されたファン３８とを含む。図示された実施形態として、ターボファンエンジン１０は、ギヤードおよびダクテッドターボファンエンジンとして構成され、よって、パワーギヤボックス４６（コアタービンエンジン１６がパワーギヤボックス４６を介してファン３８と機械的に連結している）、ならびに、ファン３８およびコアタービンエンジン１６の少なくとも一部を囲う外側ナセルアセンブリ（図示せず、図１を参照）を含む。

図２をさらに参照すると、例示的なターボファンエンジン１０は、ハイブリッド型ガス電気ターボファンエンジン１０としても構成される。したがって、ターボファンエンジン１０は、さらに、コアタービンエンジン１６およびファン３８のうち少なくとも１つと機械的に連結された、コアタービンエンジンおよびファンのうち少なくとも１つを少なくとも部分的に駆動するための（すなわち、駆動連結された）電動機８２を含む。具体的には、図示された実施形態として、電動機８２は、機械的連結ユニット８４を介してファン３８に機械的に連結される。機械的連結ユニット８４は、パワーギヤボックス４６と離間した、別個のものとして図示されている。しかし、他の例示的な実施形態では、機械的連結ユニット８４とパワーギヤボックス４６が組み合わされてもよい。機械的連結ユニット８４により、ファン３８を、コアタービン１６もしくは電動機８２、またはその両方によって駆動することが可能になりうる。しかし、典型的には、機械的連結ユニットにより、ファン３８を一度にコアエンジン１６または電動機８２のうちの１つによって駆動できるであろう。さらに、他の例示的な実施形態では、電動機８２は、代わりにコアタービンエンジン１６に、例えばＬＰシャフトまたはＨＰシャフト（図１を参照）のうちの一方または両方に、機械的に連結されてもよい。

さらに、図示された実施形態として、ターボファンエンジン１０は、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６であって、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６の作動中、電動機８２に、電気エネルギーの実質的に連続した流れを供給するように構成された化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６を含む。単一の化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６が図示されているが、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０が、直列流れ連通して、もしくは並列流れ連通して、または直列および並列流れ連通の組み合わせで配設された複数の化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６をさらに含んでもよい。以下に論じるように、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、ターボファンエンジン１０の少なくとも特定の運転条件の間、作動するように構成される。化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、エアダクト８８を介して空気の流れおよび水素（すなわち水素燃料）などの燃料の流れを受け、こうした空気および燃料の流れを利用して電力を発生させてもよい（すなわち、空気／Ｏ２および水素を反応物として利用してもよい）。エアダクト８８を介した空気の流れは、例えばターボファンエンジンのバイパス流路５６（図１を参照）、もしくはエンジン外側の箇所からのラムエア、または任意の他の適切な位置から生じうる。より詳細には、図５〜図８を参照して以下により詳細に論じるように、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタは、水素とエアダクト８８からの空気とを混合し、電気エネルギーの実質的に連続した流れを発生させる。例えば、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、ターボファンエンジン１０の少なくとも特定の運転条件の間、電動機８２に、調整された交流電力の実質的に連続した流れを供給しうる。本明細書で使用する場合、電力の「実質的に連続した流れ」は、電動機８２がファン３８またはコアタービンエンジン１６のうち少なくとも１つに、連続および持続した機械的動力を供給するのに十分な連続の程度を意味する。

図２の実施形態をさらに参照すると、図示された例示的なターボファンエンジン１０は、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６の上流に位置した、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６用の水素燃料を産するための改質器９０を含む。こうした例示的な実施形態で、改質器９０は、該改質器９０がコアタービンエンジン１６で使用される同じ燃料の流れを受けるように、ターボファンエンジン１０の燃料システムの燃料タンク９２と流れ連通してもよい。具体的には、燃料システムは、燃料タンク９２からコアタービンエンジン１６への第一の燃料の流れと、燃料タンク９２から改質器９０への第二の燃料の流れとを提供するように構成されうる。改質器９０は、燃料システムからの第二の燃料の流れを受け、かかる燃料からの水素化合物を抽出することができる。改質器９０は、次いで、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６に水素燃料の流れを供給することができる。特に、こうした例示的な実施形態で、ターボファンエンジン１０は、燃料として、天然ガス（ＮＧ）、液化天然ガス（ＬＮＧ）、圧縮天然ガス（ＣＮＧ）、水素、液体水素、航空タービン燃料（ジェットＡ燃料、ジェットＡ−１燃料など）、合成ガス（すなわち、ｓｙｎｇａｓ）、またはリフォーメートを利用するように構成されうる。

記載したように、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、少なくとも特定の運転条件の間、電気エネルギーを電動機８２に供給し、その結果として、電動機８２が機械的動力をファン３８およびコアタービンエンジン１６のうち少なくとも１つに供給することができる。特定の例示的な態様では、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、離陸操作モードおよび／または上昇操作モード中に、電力の実質的一定の流れを電動機８２に供給するように構成されうる。離陸操作モードおよび上昇操作モードは、例えば、ターボファンエンジン１０が組み込まれた航空機が離陸または上昇している際の「フルスロットル」操作モードに相当しうる。加えて、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、クルーズ操作モードなどの他の操作モード中に、電力の実質的一定の流れを電動機８２に供給するように構成されうる。クルーズ操作モードは、同様に、ターボファンエンジン１０が内部に組み込まれた航空機が、巡航速度で飛行している操作モードに相当しうる。

操作モードにかかわらず、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、作動中の副産物として水を生成する。図示された実施形態として、例示的なターボファンエンジン１０は、かかる水をターボファンエンジン１６の効率を上げるために利用するように構成される。具体的には、例示的なターボファンエンジン１０は、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６で生成された水が、作動中に排出送水管９４を介してコアタービンエンジン１６へ指向するように構成され、ターボファンエンジン１０の効率を向上させ、またはより詳細には、ターボファンエンジン１０の１つ以上の面を冷却する。一方で、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０は、任意の他の適正な目的に対して、かかる水を利用してもよい。例えば他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０は、かかる水を、例えばターボファンエンジン１０が組み込まれた航空機に、種々の用途（例えば、乗客の消費用途、乗客の衛生用途など）として提供するように構成されてもよい。

図２の例示的なターボファンエンジン１０は、単に一例として提供されていることも理解すべきである。例えば、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０は、任意の他の適正な構成を有してもよい。例えば、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０は、ギヤードターボファンエンジン１０でなくてもよく（すなわち、ファン３８とコアタービンエンジン１６とを機械的に連結するパワーギヤボックス４６を含まなくてもよく）、ダクテッドターボファンエンジン１０であってもなくてもよく（すなわち、ファン３８およびコアタービンエンジン１６の一部を囲うナセルアセンブリを含まなくてもよく）、および超高バイパスターボファンエンジン１０でなくてもよい（すなわち、バイパス比を約８：１未満に画定してもよい）。

さらに、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０は、任意に他の適切な方法で、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６に燃料を供給するように構成されてもよい。例えば、ここで、本開示の他の例示的な実施形態によるターボファンエンジン１０の概略図を提供する図３を参照すると、ターボファンエンジン１０は、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６用に別個の専用の燃料源を含んでもよい。具体的には、図３の実施形態として、ターボファンエンジン１０は、水素（すなわち水素燃料）を化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６に供給するための水素燃料タンク９６を含む。したがって、図３の例示的なターボファンエンジン１０は、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６の上流に位置した、または燃料システムの燃料タンク９２と流れ連通した改質器９０（図２を参照）を含まない。しかしながら、図３のターボファンエンジン１０は、他の点で、図２の例示的なターボファンエンジン１０と実質的同様に構成されうる。

さらに、他の例示的な実施形態では、航空推進システムは、単一のターボファンエンジンまたは他のガスタービンエンジンとして構成されなくてもよい。例えば、航空推進システムは、複数のターボファンエンジンと、かかるターボファンエンジンのファンを駆動させるための複数の対応する電動機を含んでもよい。あるいは、航空推進システムは、１つ以上のターボファンエンジンまたは他のガスタービンエンジン、および１つ以上の他の推進装置の組み合わせを含んでもよい。例えば、ここで図４を参照して、本開示のさらに他の例示的な実施形態による航空推進システム１００を提供する。具体的には、図４は、例示的な航空推進システム１００が内部に組み込まれた航空機１０２の概略上面図を提供する。

図４に示すように、航空機１０２は、それを貫通して延在する長軸方向の中心線１０４、前方端１０６、および後方端１０８を画定する。また、航空機１０２は、航空機１０２の前方端１０６から航空機１０２の後方端１０８に向かって長軸方向に延在する胴体１１０と、一対の翼１１２とを含む。第一のかかる翼１１２は、長軸方向の中心線１０４に対して胴体１１０の左側１１４から外側へ横方向に延在し、第二のかかる翼１１２は、長軸方向の中心線１０４に対して胴体１１０の右側１１６から外側へ横方向に延在する。航空機１０２は、さらに垂直安定板（図示せず）および一対の水平安定板１２０を含む。しかしながら、本開示の他の例示的な実施形態において、航空機１０２は、加えてまたは代わりに、任意の他の適切な安定板の構成を含みうることを理解すべきである。

図４の例示的な航空推進システム１００は、一対のガスタービン航空機エンジンであって、その少なくとも１つが一対の翼１１２のそれぞれに搭載されたガスタービン航空機エンジンと、後方エンジンとを含む。図示された実施形態として、ガスタービン航空機エンジンは、翼下の構成において、翼１１２の下に吊設されたターボファンエンジン１２２、１２４として構成され、各ターボファンエンジン１２２、１２４は、ファン、およびコアタービンエンジンとも称されるタービンエンジンを含む（例えば、ターボファンエンジン１２２、１２４のそれぞれが、図１のターボファンエンジン１０と実質的同様に構成されてもよい）。さらに、後方エンジンは、ファン１２６として構成されてもよく、または図示された実施形態としてより具体的には、航空機１０２の胴体１１０の上に境界層を形成する空気を吸入および消費するように構成された境界層吸い込みファンとして構成されてもよい。図示される例示的なファン１２６は、ファン１２６が後方端１０８の尾部に組み込まれるかまたは尾部と一体化するように、後方端１０８で胴体１１０に連結固定される。したがって、ファン１２６は「後方ファン」と称されてもよい。しかしながら、種々の他の実施形態において、ファン１２６が、代わりに後方端１０８の任意の適切な位置に配置されてもよいことを理解すべきである。

ターボファンエンジン１２２、１２４およびファン１２６に加えて、図示される航空推進システム１００は、ファン１２６に機械的に連結された、すなわち（シャフト１２８を介して）駆動連結された電動機８２と、電動機８２に（電線１３０を介して）電気エネルギーを供給するための化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６とを含む。図４に示す化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、図２を参照して上述したおよび／または図５〜図８を参照して以下に述べる例示的な化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６と実質的に同様に構成されうる。特に、図示された例示的な航空推進システム１００は、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６によって副産物として生成された水を、ターボファンエンジン１２２、１２４のタービンエンジンの一方または両方に送水管１３２を介して送るように構成される。しかし、上述したように、他の実施形態では、航空推進システム１００は、加えてもしくは代わりに、任意の他の適正な目的に対してかかる水を利用してもよく、またはかかる水を例えば大気に廃棄してもよい。

ここで図５を参照して、本開示の例示的な実施形態による化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６の単一セルの概略拡大図を提供する。化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、複数のセルが所望の電位をもたらすことを可能にする単一セルの積層（例えば図示されたものなど）を含みうる。複数のセルの各セルは、所望の電流量または電流密度（アンペア／単位面積）を供給するように寸法決定されうる。図示された実施形態として、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６のセルは、一般に、第一の燃料セル部分２０２と、第二の燃料セル部分２０４とを含む。さらに、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６のセルは、第一の反応物Ｒ１の流れを供給するための第一の反応物供給部２０６、および第二の反応物Ｒ２の流れを供給するための第二の反応物供給部２０８と連通している。第一の反応物Ｒ１は水素であってよく、第二の反応物Ｒ２は空気または酸素であってよい。第一のセル部分２０２は、第一の触媒電極２１０と、第一の触媒電極２１０に接合された第一の電解質性または分極性の誘電体部２１２とを含む。第二のセル部分２０４は、同様に、第二の触媒電極２１４と、第二の触媒電極２１４に接合された第二の電解質性または分極性の誘電体部２１６とを含む。化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６のセルは、イオン（アニオンまたはカチオン）が、第一の電解質性または分極性の誘電体部２１２から第二の電解質性または分極性の誘電体部２１６へ、実質的全て移動するのを阻害するように構成される。加えて、第一の反応物分配器２１８および第二の反応物分配器２２０が、第一の拡散媒体電極２２２および第二の拡散媒体電極２２４と連通して提供され、実質的に均一な反応ガス分布を第一の触媒電極２１０および第二の触媒電極２１４上に作り出す。

第一の反応物供給部２０６および第二の反応物供給部２０８は、第一の触媒電極２１０および第二の触媒電極２１４と連通している。より具体的には、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６のセルは、第一の反応物供給部２０６および第二の反応物供給部２０８が、第一の触媒電極２１０および第二の触媒電極２１４と選択的に連通できるように構成される。図示された例示的な実施形態として、第一の反応物供給部２０６および第二の反応物供給部２０８の第一の触媒電極２１０および第二の触媒電極２１４との選択的な連通は、反応物供給流路の切替に帰する。より詳細には、図示された実施形態として、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６のセルは、第一の電磁弁２２６と、第二の電磁弁２２８とを含む。第一の電磁弁２２６は、第一の反応物供給部２０６と流れ連通し、ならびに第一の反応物分配器２１８および第二の反応物分配器２２０と選択的に流れ連通する。さらに、第二の電磁弁２２８は、第二の反応物供給部２０８と流れ連通し、ならびに第一の反応物分配器２１８および第二の反応物分配器２２０とも選択的に流れ連通する。加えて、第一の電磁弁２２６および第二の電磁弁２２８は、コントローラ２３０に作動可能に接続され、これは、第一の燃料セル部分２０２および第二の燃料セル部分２０４に、例えば第一の電磁弁２２６および第二の電磁弁２２８を作動させることによって、第一の反応物Ｒ１または第二の反応物Ｒ２の流れを選択的に供給するように構成される。

図５をさらに参照すると、作動中に、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６のセルは、基本的に２つの異なる作動段階を有する。第一の作動段階では、第一の反応物Ｒ１は水素（Ｈ２）であり、第一の反応物分配器２１８に供給される。水素は、第一の触媒電極２１０により、水素プロトンと水素電子とに分離される。水素プロトンは蓄積され、水素電子は該セルから負荷２３６を介して第二のセル部分２０４へ流出する。この時点で、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は正に帯電する。また、第一の作動段階では、第二の反応物Ｒ２は酸素（Ｏ２）を含む空気であり、第二の反応物分配器２２０に供給される。酸素は、第一の反応物分配器２１８からの水素電子を触媒作用的に誘引し、負に帯電して第二のセル部分２０４に蓄積される。その結果、正に帯電した水素プロトンを蓄積する第一のセル部分２０２との電荷バランスを保つ。

第二の作動段階２３８では、第一の反応物Ｒ１、すなわち水素は、代わって第二の反応物分配器２２０に供給され、第二の反応物Ｒ２、すなわち酸素を含む空気は、第一の反応物分配器２１８に供給される。水素は、すでに負に帯電した酸素を蓄積している第二の触媒電極２１４により、水素プロトンと水素電子とに分離される。水素プロトンと酸素カチオンは反応して水（Ｈ２Ｏ）を形成し、水素によって遊離した電子は、第一のセル部分２０２に、すでにそこに蓄積した水素プロトンによって誘引され、負荷２３６を介して移動する。ここで、水素プロトンは電子と再結合して水素を生成し、次いで第一のセル部分２０２に流入する空気（Ｏ２を含む）と結合して水（Ｈ２Ｏ）を生成する。

第一のセル部分２０２で生成されて第二のセル部分２０４に送られ、続いて第二のセル部分２０４で再生成されて第一のセル部分２０２に再送される電子の流れは、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタとして作用する２つの燃料セルの充電および放電をもたらす。充電された状態から放電された状態へと変化する化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、負荷２３６に交流電流および電圧を発生させる。

ここで図６を参照して、図５に関連して記載された例示的な化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６を用いて発生されうる電圧のグラフを提供する。図示したように、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、負荷２３６に交流電気エネルギーの実質的に連続した流れを発生させることができる。より詳細には、このように作動することによって、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、負荷２３６に、正のピーク電圧と負のピーク電圧の間で交流電気エネルギーの流れを発生させることができる。正のピーク電圧は約１．２Ｖ以上であってもよく、負のピーク電圧は約−１．２Ｖ以下であってもよい。代わりに、他の実施形態では、正のピーク電圧は約１．６Ｖ以上であってもよく、負のピーク電圧は約−１．６Ｖ以下であってもよい。図示された負荷２３６は、少なくとも特定の実施形態では、電動機（すなわち電動機８２）であってもよい。

特に、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、一方のセルに蓄積された正に帯電したプロトンが他方のセルに蓄積された負に帯電した電子によって釣り合いを取った状態に化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６を維持するだけで、電荷を蓄積することができる。再充電可能なキャパシタ８６は常に充電され、２つのセル間の流れを切り替えることによって、図６に示す充電−放電カーブを得る。反応物の流れを切り替える頻度によって、電流および電圧の充電／放電周波数および振幅が変化する。したがって、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、「キャパシタ」とみなすことができる。さらに、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、燃料の流れにより充電および再充電されるため、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は「化学的に再充電可能」とみなすことができる。

しかしながら、図５に示した例示的な化学的に再充電可能なウルトラキャパシタは単に一例として提供され、他の例示的な実施形態において、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタは任意の他の適切な構成を有しうることを理解すべきである。例えば、他の例示的な実施形態では、第一の反応物供給部２０６および第二の反応物供給部２０８の第一の触媒電極２１０および第二の触媒電極２１４との選択的な連通は、代わって例えば第一の触媒電極２１０および第二の触媒電極２１４の動きに帰することができる。例えば、ここで図７および図８を参照して、本開示の他の例示的な実施形態による化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６を提供する。以下に記載する場合を除き、図７および図８の化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、図５の例示的な化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６と実質的に同様に構成されうる。したがって、同じまたは同様な番号付けが、同じまたは同様な部分を指し示しうる。

図７および図８の例示的な化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、第一の触媒電極２１０および第二の触媒電極２１４を動かすことによって、第一の反応物Ｒ１および第二の反応物Ｒ２を、第一のセル部分２０２および第二のセル部分２０４と選択的に連通して設置する。具体的には、図示された例示的な化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６は、第一の触媒電極２１０および第二の触媒電極２１４を形成する導電性材料の層２４２を含む。第一の触媒電極２１０および第二の触媒電極２１４は、化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ８６の第一の電解質部分２１２および第二の電解質部分２１６を構成する電解質支持層２４４の上に形成される。

第一の触媒電極２１０および第二の触媒電極２１４を形成する導電性材料の層２４２は、反応物Ｒ１、Ｒ２の存在によって画定される２つの異なる反応物区域Ｒ１、Ｒ２を通って回転しうるため、本明細書では回転電極と称される。導電層が回転する際に、導電性材料の層２４２の一部は、実質的に第一の反応物供給部２０６および第一の反応物Ｒ１のみと連通し、導電性材料の層２４２の他の部分は、実質的に第二の反応物供給部２０８および第二の反応物Ｒ２のみと連通する。回転電極の連続回転箇所で、導電性材料の層２４２の連続する部分は、実質的に第一の反応物供給部２０６および第二の反応物供給部２０８ならびに第一反応物Ｒ１および第二の反応物Ｒ２のみと連通する。その結果、第一の触媒電極２１０の動的な物理的境界は、導電層のどの部分が第一の反応物供給部２０６と連通しているかに従って画定される。同様に、第二の触媒電極２１４の動的な物理的境界は、導電層のどの部分が第二の反応物供給部２０８と連通しているかに従って画定される。各電極で生じる反応によって、本開示の固定電極の実施形態に関する説明にて上述したように（図５を参照）、電子がＴ１およびＴ２で模式的に示された端子で収集および分配されるので、負荷２３６に電流の流れが生じる。端子Ｔ１およびＴ２は、実質的に平坦な回転電極構造が回転する際に、第一の触媒電極２１０から電子を収集し、第二の触媒電極２１４にイオンを分配するように構成される。

１つ以上の上記の実施形態による航空推進システムは、推進力をより効率的な方法で発生させるように構成されうる。より詳細には、本開示の１つ以上の態様を含めることで、航空推進システムが、電気エネルギーを効率的に発生させる化学的に再充電可能なウルトラキャパシタと、かかる電気エネルギーを推進システムの機械的作用に変換する電動機とを利用することによって、効率を向上することができる。

ここで図９を参照して、本開示の１つ以上の例示的な態様による航空推進システムを運転するための方法（３００）を提供する。図示された例示的な方法（３００）は、（３０２）において、機械的動力を航空推進システムのファンに電動機を用いて供給することを含む。さらに、例示的な方法（３００）は、（３０４）において、電力を電動機に化学的に再充電可能なウルトラキャパシタを用いて供給することを含む。少なくとも特定の例示的な態様では、（３０４）において、電力を電動機に化学的に再充電可能なウルトラキャパシタを用いて供給することは、作動中、電動機に交流電力の実質的に連続した流れを供給することを含みうる。しかしながら、他の実施形態では、（３０４）において、電力を電動機に化学的に再充電可能なウルトラキャパシタを用いて供給することは、作動中、電動機に直流電力の実質的に連続した流れを供給することを含みうる。

さらに、特定の例示的な態様では、（３０４）において、電力を電動機に化学的に再充電可能なウルトラキャパシタを用いて供給することは、離陸操作モード、上昇操作モード、またはクルーズ操作モードのうち少なくとも１つの間に、電力を電動機に供給することを含みうる。上述したように、離陸操作モードおよび／または上昇操作モードは、該航空推進システムが組み込まれた航空機の離陸操作モードおよび／または上昇操作モードに相当しうる。同様に、クルーズ操作モードは、該航空推進システムが組み込まれた航空機のクルーズ操作モードに相当しうる。

記載したこの記述は、例を用いて、最良の形態を含むこの発明を開示して、かつ、いかなる当業者に対しても、任意の装置またはシステムを作成し用いることおよび任意の統合された方法を実行することを含んだこの発明の実施をすることができるようにもする。特許を受けることができるこの発明の範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の実施例を含みうる。そうした他の実施例は、特許請求の範囲の字義どおりの用語と異なるものではない構造的要素を含む場合、または特許請求の範囲の字義どおりの用語と実体のない差異をもつ同等の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内であることが意図される。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
コアエンジン（１６）と；
前記コアエンジン（１６）に機械的に連結されたファン（３８）と；
前記コアエンジン（１６）および前記ファン（３８）のうち少なくとも１つに駆動連結された電動機（８２）と；
化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）であって、前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）の作動中、前記電動機（８２）に、電気エネルギーの実質的に連続した流れを供給するための前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）と、を含むガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様２］
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が燃料によって再充電可能であり、および前記燃料が水素、液化天然ガス、圧縮天然ガス、液化水素、合成ガス、航空タービン燃料、またはリフォーメートのうち少なくとも１つである、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様３］
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）の作動中、前記電動機（８２）に、交流電力の実質的に連続した流れを供給する、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様４］
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、第一の触媒電極（２１０）を有する第一のセル部分（２０２）と、第二の触媒電極（２１４）を有する第二のセル部分（２０４）とを含み、前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、第一の反応物供給部（２０６）および第二の反応物供給部（２０８）と連通し、ならびに前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、前記第一の反応物供給部（２０６）および前記第二の反応物供給部（２０８）を、前記第一のセル部分（２０２）の前記第一の触媒電極（２１０）および前記第二のセル部分（２０４）の前記第二の触媒電極（２１４）と選択的に連通させることを可能にする、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様５］
燃料タンク（９２）と；
前記燃料タンク（９２）および前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）と流れ連通した改質器（９０）であって、前記改質器（９０）が、前記燃料タンク（９２）から燃料の流れを受けるように構成され、および水素、合成ガス、またはリフォーメートのうち少なくとも１つの流れを前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）に供給するように構成された、前記改質器（９０）と、をさらに含む、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様６］
前記燃料タンク（９２）が、さらに前記コアエンジン（１６）と流れ連通した、実施態様５に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様７］
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）と流れ連通した水素燃料タンク（９６）をさらに含む、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様８］
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、離陸操作モード、上昇操作モード、またはクルーズ操作モードのうち少なくとも１つの間に、前記電動機（８２）に、電気エネルギーの実質的に連続した流れを供給する、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様９］
前記電動機（８２）が、前記ファン（３８）に機械的連結ユニット（８４）を介して駆動連結された、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様１０］
複数のファンブレード（４０）を有するファン（３８）と；
前記ファン（３８）に駆動連結された、前記複数のファンブレード（４０）を回転させるための電動機（８２）と；
作動中、前記電動機（８２）に、電気エネルギーの実質的に連続した流れを供給するための化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）と、を含む航空推進システム（１００）。
［実施態様１１］
前記電動機（８２）が、前記ファン（３８）に機械的連結ユニット（８４）を介して駆動連結された、実施態様１０に記載のシステム（１００）。
［実施態様１２］
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が燃料によって再充電可能であり、および前記燃料が水素、合成ガス、またはリフォーメートのうち少なくとも１つである、実施態様１０に記載のシステム（１００）。
［実施態様１３］
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、作動中、前記電動機（８２）に、交流電力の実質的に連続した流れを供給するように構成された、実施態様１０に記載のシステム（１００）。
［実施態様１４］
燃料タンク（９２）と；
前記燃料タンク（９２）および前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）と流れ連通した改質器（９０）であって、前記改質器（９０）が、前記燃料タンク（９２）から燃料の流れを受けるように構成され、および水素、合成ガス、またはリフォーメートのうち少なくとも１つの流れを前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）に供給するように構成された、前記改質器（９０）と、をさらに含む、実施態様１０に記載のシステム（１００）。
［実施態様１５］
前記ファン（３８）が、航空推進装置を組み込んだ航空機（１０２）の後方端（１０８）に搭載されるように構成された後方ファン（１２６）である、実施態様１４に記載のシステム（１００）。
［実施態様１６］
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）と流れ連通した水素燃料タンク（９６）をさらに含む、実施態様１０に記載のシステム（１００）。
［実施態様１７］
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、第一の触媒電極（２１０）を有する第一のセル部分（２０２）と、第二の触媒電極（２１４）を有する第二のセル部分（２０４）とを含み、前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、第一の反応物供給部（２０６）および第二の反応物供給部（２０８）と連通し、ならびに前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、前記第一の反応物供給部（２０６）および前記第二の反応物供給部（２０８）を、前記第一のセル部分（２０２）の前記第一の触媒電極（２１０）および前記第二のセル部分（２０４）の前記第二の触媒電極（２１４）と選択的に連通させることを可能にする、実施態様１０に記載のシステム（１００）。
［実施態様１８］
航空推進システム（１００）を運転するための方法（３００）であって、前記方法（３００）が、
機械的動力を前記航空推進システム（１００）のファン（３８）に電動機（８２）用いて供給することと；
電力を前記電動機（８２）に化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）を用いて供給することと、を含む、前記方法（３００）。
［実施態様１９］
電力を前記電動機（８２）に化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）を用いて供給することが、作動中、前記電動機（８２）に交流電力の実質的に連続した流れを供給することを含む、実施態様１８に記載の方法（３００）。
［実施態様２０］
電力を前記電動機（８２）に化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）を用いて供給することが、離陸操作モード、上昇操作モード、またはクルーズ操作モードのうち少なくとも１つの間に、電力を前記電動機（８２）に供給することを含む、実施態様１８に記載の方法（３００）。

１０ターボファンジェットエンジン
１２長軸方向の中心線または軸中心線
１４ファンセクション
１６コアタービンエンジン
１８外側ケーシング
２０吸気
２２低圧圧縮機
２４高圧圧縮機
２６燃焼セクション
２８高圧タービン
３０低圧タービン
３２ジェット排気セクション
３４高圧シャフト／スプール
３６低圧シャフト／スプール
３７コア空気流路
３８ファン
４０羽根
４２ディスク
４４作動部
４６パワーギヤボックス
４８ナセル
５０ファンケーシングまたはナセル
５２出口案内翼
５４下流のセクション
５６バイパス気流通路
５８空気
６０吸気
６２第一の空気部分
６４第二の空気部分
６６燃焼ガス
６８静翼
７０タービン動翼
７２静翼
７４タービン動翼
７６ファンノズル排気セクション
７８高温ガス経路
８０冷却ダクト
８２電動機
８４ファンギヤボックス
８６燃料セル
８８エアダクト
９０改質器
９２燃料タンク
９４排出送水管
９６
９８
１００航空推進システム
１０２航空機
１０４中心線
１０６前方端
１０８後方端
１１０胴体
１１２翼
１１４左側
１１６右側
１１８垂直安定板
１２０水平安定板
１２２航空機エンジン
１２４航空機エンジン
１２６後方ファン
１２８シャフト
１３０電線
１３２送水管
２００
２０２第一の燃料セル部分
２０４第二の燃料セル部分
２０６第一の反応物供給部
２０８第二の反応物供給部
２１０第一の触媒電極
２１２第一の誘電体部
２１４第二の触媒電極
２１６第二の誘電体部
２１８第一の反応物分配器
２２０第二の反応物分配器
２２２第一の拡散媒体電極
２２４第二の拡散媒体電極
２２６第一の電磁弁
２２８第二の電磁弁
２３０コントロール
２３２第一の操作モード
２３４第二の操作モード
２３６負荷
２３８第三の操作モード
２４０第四の操作モード
２４２導電性材料の層
２４４電解質支持層
２４６
２４８
２５０

Claims

航空機（１０２）の推進システム（１００）であって、
前記航空機の一対の主翼（１１２）に設けられた一対の主翼タービンエンジン（１２２、１２４）と、
前記航空機の胴体（１１０）の後方端（１０８）に設けられた、後方タービンエンジン（１２６）と
を備え、
前記後方タービンエンジン（１２６）は、
コアエンジン（１６）と；
前記コアエンジン（１６）に機械的に連結されたファン（１２６）と；
前記コアエンジン（１６）および前記ファン（１２６）のうち少なくとも１つに駆動連結された電動機（８２）と；
化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）であって、前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）の作動中、前記電動機（８２）に、電気エネルギーの実質的に連続した流れを供給するための前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）と、
を含み、
前記推進システム（１００）は、前記主翼タービンエンジン（１２２、１２４）の一方または両方に、前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）によって副産物として生成された水を送る送水管（１３２）をさらに備える
推進システム（１００）。
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が燃料によって再充電可能であり、および前記燃料が水素、液化天然ガス、圧縮天然ガス、液化水素、合成ガス、航空タービン燃料、またはリフォメートのうち少なくとも１つである、請求項１に記載の推進システム（１００）。
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）の作動中、前記電動機（８２）に、交流電力の実質的に連続した流れを供給する、請求項１又は２に記載の推進システム（１００）。
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、第一の触媒電極（２１０）を有する第一のセル部分（２０２）と、第二の触媒電極（２１４）を有する第二のセル部分（２０４）とを含み、前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、第一の反応物供給部（Ｒ１）および第二の反応物供給部（Ｒ２）と連通し、ならびに前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、前記第一の反応物供給部（Ｒ１）および前記第二の反応物供給部（Ｒ２）を、前記第一のセル部分（２０２）の前記第一の触媒電極（２１０）および前記第二のセル部分（２０４）の前記第二の触媒電極（２１４）と選択的に連通させることを可能にする、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の推進システム（１００）。
燃料タンク（９２）と；
前記燃料タンク（９２）および前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）と流れ連通した改質器（９０）であって、前記改質器（９０）が、前記燃料タンク（９２）から燃料の流れを受けるように構成され、および水素、合成ガス、またはリフォメートのうち少なくとも１つの流れを前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）に供給するように構成された、前記改質器（９０）と、をさらに含む、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の推進システム（１００）。
前記燃料タンク（９２）が、さらに前記コアエンジン（１６）と流れ連通した、請求項５に記載の推進システム（１００）。
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）と流れ連通した水素燃料タンクをさらに含む、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の推進システム（１００）。
前記化学的に再充電可能なウルトラキャパシタ（８６）が、離陸操作モード、上昇操作モード、またはクルーズ操作モードのうち少なくとも１つの間に、前記電動機（８２）に、電気エネルギーの実質的に連続した流れを供給する、請求項１乃至７のいずれか１項に記載の推進システム（１００）。
前記電動機（８２）が、前記ファン（１２６）に機械的連結ユニットを介して駆動連結された、請求項１乃至８のいずれか１項に記載の推進システム（１００）。
前記胴体（１１０）と、前記一対の主翼（１１２）と、請求項１乃至９のいずれか１項に記載の推進システム（１００）と、を備える航空機（１０２）。