JP6435358B2 - 航空機用の推進システム - Google Patents

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Description

本主題は、一般に、航空機用の推進システム、およびそれを備えた航空機に関する。
一般に、従来の航空機は、胴体と、一対の翼と、推力を与える推進システムとを備える。典型的には、推進システムは、ターボファンジェットエンジンなどの少なくとも２つの航空機エンジンを備える。各ターボファンジェットエンジンは、航空機の翼のうちのそれぞれ１つに翼の真下のつり下げた位置などで取り付けられる。
小型旅客機の場合、２基の航空機エンジンは、比較的小さい低推力発生航空機エンジンであり得る。しかしながら、一般に理解されるように、航空機エンジンが完全にはスケーラブルでないとすれば、比較的小さい航空機エンジンは、比較的大きい航空機エンジンほど効率が良くないものであり得る。したがって、比較的大きい航空機エンジンに近い効率を実現することができる小型旅客機用の推進システムが有用である。
米国特許出願公開第２０１６／００６１０５３号公報
本発明の態様および利点は、以下の明細書の一部に記載されており、または明細書から明らかになり得、あるいは本発明の実施を通じて学ぶことができる。
本開示の例示的な一実施形態には、航空機用の推進システムが提供される。航空機は、第１の翼および第２の翼を備える。推進システムは、発電機と、航空機の第１の翼に取り付けられるように構成されたターボ機械とを備える。ターボ機械はタービンセクションおよびシャフトを備え、シャフトはタービンセクションの少なくとも一部と共に回転可能であり、ターボ機械は発電機と共に動作可能である。推進システムは、ターボ機械のシャフトに機械的に結合された第１の推進器と、ターボ機械および第１の推進器から離れた位置で第１の翼または第２の翼の一方に取り付けられるように構成された第２の推進器組立体とをさらに備える。発電機は、第２の推進器組立体に電力を供給するために第２の推進器組立体と電気的に通じている。
本開示の例示的な別の実施形態には、航空機が提供される。航空機は、胴体、第１の翼、および第２の翼を備える。第１の翼および胴体の一部は第１の側を画定し、第２の翼および胴体の別の一部は第２の側を画定する。航空機は、非対称の推進システムをさらに備える。非対称の推進システムは、発電機と、航空機の第１の側に取り付けられたターボ機械とを備える。ターボ機械はタービンセクションおよびシャフトを備え、シャフトはタービンセクションの少なくとも一部と回転可能であり、ターボ機械は発電機と共に動作可能である。推進システムは、ターボ機械のシャフトに機械的に結合された第１の推進器と、第２の側に取り付けられた第２の推進器組立体とをさらに備える。発電機は、第２の推進器組立体に電力を供給するために第２の推進器組立体と電気的に通じている。
本開示の例示的な態様には、航空機の推進システムを動作させる方法が提供される。方法は、ターボ機械がターボ機械と機械的に通じている第１の推進器に動力を供給するステップを含む。ターボ機械は、航空機の第１の側に取り付けられている。方法は、ターボ機械によって動力を供給された発電機が電力を発生させるステップも含む。方法は、航空機の第２の側に取り付けられた第２の推進器組立体に発電機が発生させた電力を供給するステップも含む。
本発明のこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の明細書および添付の特許請求の範囲を参照することでより良く理解されよう。添付図面は、本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成するものであり、本発明の実施形態を例示し、本明細書と共に本開示の原理を説明する役割を果たす。
最良の形態を含み当業者に向けられた本発明の十分かつ実施可能な開示が、本明細書に記載されており、これは以下の添付図面の参照を行う。
本開示の様々な例示的な実施形態による航空機の平面図である。 図１の例示的な航空機に取り付けることができる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。 図１の例示的な航空機に取り付けることができる本開示の例示的な実施形態による推進組立体の概略断面図である。 航空機の推進システムを動作させる方法の流れ図である。
次に、１つまたは複数の例が添付図面に示されている本発明の本実施形態を詳細に参照する。詳細な説明は図面中の特徴を指すために数字または文字の符号を使用する。図面および明細書中の同一または類似の符号は、本発明の同一または類似の部分を指すために使用されている。本明細書に使用されるとき、用語「第１の」、「第２の」、および「第３の」は、一の構成要素と他の構成要素を区別するために交換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意味するものではない。
次に図面を参照すると、同一の数字は全図面を通じて同じ要素を示しており、図１は、本開示の様々な実施形態を組み込むことができるような例示的な航空機１０の平面図を示す。図１に示されるように、航空機１０は、航空機１０を通じて延びる縦方向中心線１４と、横方向Ｌと、前端１６と、後端１８とを規定する。また、航空機１０は、航空機１０の前端１６から航空機１０の後端１８まで縦方向に延びる胴体１２と、第１の翼２０と、第２の翼２２とを備える。第１の翼２０および第２の翼２２は、縦方向中心線１４に対して横方向外側にそれぞれ延びる。第１の翼２０および胴体１２の一部は、航空機１０の第１の側２４を定め、第２の翼２２および胴体１２の別の一部は、航空機１０の第２の側２６を共に定める。図示の実施形態について、航空機１０の第１の側２４は、航空機１０の左舷側として構成され、航空機１０の第２の側２６は、航空機１０の右舷側として構成される。
図示された例示的な実施形態についての各翼２０、２２は、１つまたは複数の前縁フラップ２８と、１つまたは複数の後縁フラップ３０とを備える。航空機１０は、ヨー調整用のラダーフラップ（図示せず）を有する垂直スタビライザ３２と、ピッチ調整用の昇降舵フラップ３６をそれぞれ有する一対の水平スタビライザ３４とをさらに備える。胴体１２は、外面または外殻３８をさらに備える。いくつかの実施形態では、航空機１０は、例えば１０人未満の乗客を運ぶように構成された比較的小さい航空機１０であり得る。しかしながら、本開示の例示的な他の実施形態では、加えてまたは代替として、航空機１０は、任意の他の適切な構成を備えてもよいことを理解されたい。例えば、他の実施形態では、航空機１０は、スタビライザの任意の他の構成を備えることができる。
次に、図２および図３も参照すると、図１の例示的な航空機１０は、第１の推進器組立体５２および第２の推進器組立体５４を有する推進システム５０をさらに備える。図２は、第１の推進器組立体５２の概略断面図を示し、図３は、第２の推進器組立体５４の概略断面図を示す。
図１および図２を詳細に参照すると、第１の推進器組立体５２は、航空機１０の第１の側２４またはより詳細には航空機１０の第１の翼２０に取り付けられもしくは取り付けられるように構成されたターボ機械を備える。第１の推進器組立体５２は、ターボ機械に機械的に結合された第１の推進器をさらに備える。図示の本実施形態について、ターボ機械はコアタービンエンジン１０２として構成され、第１の推進器はファン１０４として構成される。さらに、コアタービンエンジン１０２およびファン１０４は共に形をなし、一般に、第１の推進器組立体５２は、ターボファンエンジン１００と呼ばれ得る。
図２に示されるように、ターボファン１００は、（基準のために与えられた縦方向中心線１０１に平行に延びる）軸方向Ａ1と、半径方向Ｒ1とを規定する。述べたように、ターボファン１００は、ファン１０４と、ファン１０４の下流に配設されたコアタービンエンジン１０２とを備える。
図示の例示的なコアタービンエンジン１０２は、概して、環状入口１０８を画定するほぼ管状の外側ケーシング１０６を備える。外側ケーシング１０６は、直列の流れの関係で、ブースタまたは低圧（ＬＰ）圧縮機１１０および高圧（ＨＰ）圧縮機１１２を含む圧縮機セクションと、燃焼セクション１１４と、高圧（ＨＰ）タービン１１６および低圧（ＬＰ）タービン１１８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１２０とを包む。
ターボファン１００の例示的なコアタービンエンジン１０２は、タービンセクションの少なくとも一部と共に回転可能な１つまたは複数のシャフトと、図示の本実施形態については、圧縮機セクションの少なくとも一部とをさらに備える。より詳細には、図示の本実施形態については、ターボファン１００は、高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール１２２を備え、この高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール１２２は、ＨＰタービン１１６をＨＰ圧縮機１１２に駆動可能に接続する。さらに、例示的なターボファン１００は、低圧（ＬＰ）シャフトまたはスプール１２４を備え、この低圧（ＬＰ）シャフトまたはスプール１２４は、ＬＰタービン１１８をＬＰ圧縮機１１０に駆動可能に接続する。
述べたように、図示の本実施形態については、第１の推進器は、ファン１０４として構成される。さらに、例示的なファン１０４は、離間した形でディスク１３０に結合された複数のファンブレード１２８を有する可変ピッチファンとして構成される。ファンブレード１２８は、半径方向Ｒ1にほぼ沿ってディスク１３０から外側に延びる。各ファンブレード１２８は、ファンブレード１２８のピッチを集合的に変えるように構成された適切なアクチュエーション部材１３２に動作可能に結合されるファンブレード１２８によってピッチ軸Ｐを中心としてディスク１３０に対して回転可能である。ファン１０４は、ＬＰシャフト１２４に機械的に結合される。より詳細には、ファンブレード１２８、ディスク１３０、およびアクチュエーション部材１３２を含むファン１０４は、パワーギヤボックス１３４を通じてＬＰシャフト１２４に機械的に結合され、パワーギヤボックス１３４にわたってＬＰシャフト１２４によって縦軸１０６を中心として回転可能である。パワーギヤボックス１３４は、より効率的な回転ファン速度へＬＰシャフト１２４の回転速度を減速させるための複数のギヤを備える。
図２の例示的な実施形態をさらに参照すると、ディスク１３０は、複数のファンブレード１２８を通る気流を促進するために空気力学的輪郭の回転可能なフロントハブ１３６によって覆われている。さらに、ターボファン１００は、ファン１０４および／またはコアタービンエンジン１０２の少なくとも一部を円周で囲む環状ファンケーシングまたは外側ナセル１３８を備える。したがって、図示の例示的なターボファン１００は、「ダクト付き」ターボファンエンジンとして呼ばれ得る。ナセル１３８は、複数の周方向に間隔をおいて配置した出口ガイドベーン１４０によってコアタービンエンジン１０２に対して指示されるように構成することができることを理解されたい。また、ナセル１３８の下流セクション１４２は、コアタービンエンジン１０２の外側部分にわたってその間にバイパス気流通路１４４を画定するように延びることができる。
図２をさらに参照すると、推進システム５０は、発電機５６と、発電機５６と共に動作可能なターボ機械１００とをさらに備える。より詳細には、発電機５６は、ターボファンエンジン１００のコアタービンエンジン１０２内に配置され、ターボファンエンジン１００のシャフトのうちの１つと機械的に通じている。発電機５６は、１つまたは複数のシャフトの機械的動力を電力へ変換するように構成されている。図示の通り、いくつかの実施形態では、発電機５６は、ＬＰシャフト１２４が発電機５６を駆動するようにＬＰシャフト１２４と機械的に通じていることができる。しかしながら、他の実施形態では、発電機５６は、代わりに、例えば、ＨＰシャフト１２２が発電機５６を駆動するようにＨＰシャフト１２２と機械的に通じていてもよいことを理解されたい。加えてまたは代替として、発電機５６は、コアタービンエンジン１０２内または他の所で任意の適切な位置に配置することができる。特に、いくつかの実施形態では、発電機５６は、電気モータとしても機能するように構成することができる。したがって、そのような構成を用いると、発電機５６は、ターボファンエンジン１００のＬＰシャフト１２４（および第１の推進器／ファン１０４）を回転させることがさらにできる。
また、図示の推進システム５０は、発電機５６が推進システム５０および／または航空機１０の１つまたは複数の他の構成要素と通信することを可能にする電気通信バス５８をさらに備える。図示の本実施形態については、電気通信バス５８は、発電機５６に接続され図示の本実施形態については出口ガイドベーン１４０のうちの１つまたは複数を通じて延びる１つまたは複数の電気路６０を備える。
例示的な他の実施形態において、図２に示した例示的なターボファンエンジン１００は、任意の他の適切な構成を有することができることも理解されたい。例えば、例示的な他の実施形態では、ファン１０４は、可変ピッチファンでなくてもよく、さらに、例示的な他の実施形態では、ＬＰシャフト１２４は、ファン１０４に直接機械的に結合されてもよい（すなわち、ターボファンエンジン１００は、ギヤボックス１３４を備えなくてもよい）。さらに、例示的な他の実施形態では、ターボファンエンジン１００は、代わりに、ターボ機械および推進器を含む任意の他の適切な航空機エンジンとして構成することができることを理解されたい。例えば、他の実施形態では、ターボファンエンジン１００は、代わりに、ターボプロップエンジン（すなわち、第１の推進器は、プロペラとして構成することができ）、ダクト無しターボファンエンジン（すなわち、ガスタービンエンジンは、外側ナセル２３８を備えなくてもよい）などとして構成することができる。
次に、図１および図３を詳細に参照すると、例示的な推進システム５０は、（例えば、ターボ機械および第１の推進器を含む）第１の推進器組立体５２から離れた位置で航空機１０の第１の側２４または第２の側２６の一方、例えば、航空機１０の第１の翼２０または第２の翼２２の一方に取り付けられたまたはそれに取り付けられるように構成された第２の推進器組立体５４をさらに備える。特に、図１中の図示した本実施形態については、第２の推進器組立体５４は、航空機１０の第２の側２６またはむしろ航空機１０の第２の翼２２に取り付けられる。
図３に示されるように、第２の推進器組立体５４は、概して、電気駆動されるファンとして構成され、基準のためにそこを通じて延びる縦方向中心線軸２０２に沿って延びる軸方向Ａ2と共に、半径方向Ｒ2を規定する。さらに、概して、第２の推進器組立体５４は、第２の推進器と電源とを備える。図示の本実施形態については、第２の推進器は中心線軸２０２を中心にして回転可能なファン２０４としても構成され、電源は電気モータ２０６として構成される。ファン２０４は、複数のファンブレード２０８とファンシャフト２１０とを備える。複数のファンブレード２０８は、ファンシャフト２１０に取り付けられ、第２の推進器組立体５４の円周方向（図示せず）にほぼ沿って間隔をおいて配置される。
いくつかの例示的な実施形態では、複数のファンブレード２０８は、固定のやり方でファンシャフト２１０に取り付けることができ、または代替として、複数のファンブレード２０８は、ファンシャフト２１０に回転可能に取り付けることができる。例えば、複数のファンブレード２０８は、複数のファンブレード２０８の各々のピッチが、例えば、ピッチ変更機構（図示せず）によって一斉に変更することができるように、ファンシャフト２１０に取り付けることができる。複数のファンブレード２０８のピッチの変更は、第２の推進器組立体５４の効率を増加させることができ、および／または第２の推進器組立体５４が所望の推力特性を実現することを可能にすることができる。そのような例示的な実施形態に関しては、ファン２０４は、可変ピッチファンとして呼ばれ得る。
ファンシャフト２１０は、電気モータ２０６に機械的に結合される。電気モータ２０６は、インランナ電気モータとすることができ、または代替としてアウトランナ電気モータとすることができる。いずれの実施形態でも、電気モータ２０６は、電気モータ２０６をファンシャフト２１０に機械的に結合するギヤボックス（図示せず）をさらに備えることができる。電気モータ２０６は、電気通信バス５８と電気的に通じており、図示の本実施形態については、電気通信バス５８は、電気モータ２０６に接続された１つまたは複数の電気路６０を備える。電気通信バス５８は、電気モータ２０６を駆動するためにパワーを電気モータ２０６に送り届け、ファン２０４を駆動する。
しかしながら、図示の第２の推進器組立体５４は、例によって与えられているものにすぎないことを理解されたい。例えば、模型に示されるように、いくつかの実施形態では、第２の推進器組立体５４は、１つまたは複数のストラットまたは出口ガイドベーン２１６を介して第２の推進器組立体５４のコア２１４に取り付けられたファンケーシングまたは外側ナセル２１２を備えることができる。
再び特に図１を参照すると、前述したように、推進システム５０は電気通信バス５８を備え、図示の通りのこの電気通信バス５８は、発電機５６および第２の推進器組立体５４を電気的に接続する。より詳細には、電気通信バス５８は、発電機５６（図２参照）および第２の推進器組立体５４の電気モータ２０６（図３参照）を接続する１つまたは複数の電気路６０を備える。したがって、推進システム５０の発電機５６は、第２の推進器組立体５４に電力を供給するために電気通信バス５８を介して第２の推進器組立体５４と電気的に通じている。
また、図１に示した例示的な実施形態をさらに参照すると、推進システム５０は、発電機５６と第２の推進器組立体５４の電気モータ２０６との両方と電気的に通じている蓄電装置６２をさらに備える。いくつかの例示的な実施形態では、蓄電装置６２は、１つまたは複数のバッテリあるいは電力を貯蔵するための他の適切な装置を備えることができる。さらに、図示の本実施形態については、蓄電装置６２は、航空機１０の第２の翼２２内に取り付けられるまたはその内に取り付けられるように構成されている。蓄電装置６２は、含まれる場合、任意の適切なやり方で発電機５６および電気モータ２０６に電気的に結合することができることを理解されたい。例えば、いくつかの実施形態では、発電機５６、蓄電装置６２、および電気モータ２０６は、電気モータ２０６が蓄電装置６２を介して発電機５６と電気的に通じているように直列の流れの中に配置することができる。代替として、他の実施形態では、蓄電装置６２は、発電機５６および電気モータ２０６と並列の流れで通じていてもよい。
第１の推進器組立体が航空機の第１の側に取り付けられたターボファンエンジンとして構成されるとともに第２の推進器組立体が航空機の第２の側に取り付けられた電気駆動されるファンとして構成されるのであれば、上記実施形態の１つまたは複数による推進システムは、非対称ガス電気推進システムと呼ばれ得る。そのような構成は、単一の比較的大きいエンジンが（例えばファン、プロペラなどとして構成され得る）２つ以上の推進器に動力を供給することを可能にすることができる。したがって、本開示の１つまたは複数の実施形態による推進システムは、比較的大きいエンジンを含むことを可能にすることができ、これは、（比較的小さいエンジンに比べて）効率が向上したエンジンを可能にすることができる。
さらに、推進システム５０が非対称の推進システム５０として構成され得るとすれば、推進システム５０は、任意の重量バランスをずらす特徴を含むことができる。具体的には、推進システム５０は、第１の推進器組立体５２がターボファンエンジンとして構成される一方、第２の推進器組立体５４が電気駆動されるファン２０４として構成されるのであれば、不均衡な重量配分を最初に有することができる。例えば、蓄電装置６２を航空機１０の第２の側に（例えば、航空機１０の第２の翼２２内に）取り付けることは、第１の推進器組立体５２および第２の推進器組立体５４が異なる構成であることにより、最初の重量不均衡をずらすのを助けることができる。
また、本開示の例示的な実施形態による蓄電装置６２を含むことは、推進システム５０にさらなる冗長を与えることを可能にする。例えば、蓄電装置６２を含むことで、推進システム５０の電気的故障の場合に推進器組立体５２、５４の少なくとも１つが動作することを可能にし、推進システム５０の機械的故障の場合に推進組立体５２、５４の少なくとも１つが動作することを可能にすることもできる。特に、上述の本実施形態については、第１の推進器組立体５２は、ターボファンエンジンとして構成され、推進システム５０の電気的故障の場合に動作することができ、逆に、第２の推進器組立体５４は、電気駆動されるファンとして構成され、推進システム５０の機械的故障の場合に動作する（例えば、そのような事態では蓄電装置６２によって電力が供給される）ことができる。さらに、発電機５６が電気モータとして機能することもできる例では、第１の推進器組立体５２の第１の推進器は、コアタービンエンジン１０２が動作していない状況中（例えば、第１の推進器組立体５２のある種の機械的故障中）に動作できる可能性もある。
しかしながら、図１から図３に示した例示的な航空機１０および推進システム５０は、例によって与えられたものにすぎず、他の実施形態では、航空機１０および／または推進システム５０は、任意の他の適切な構成を有することもできることを理解されたい。例えば、例示的な他の実施形態では、第１の推進器組立体５２および第２の推進器組立体５４は、代わりに、例えば航空機１０の後端１８において、例えば胴体１２の両側に取り付けることもできる。加えてまたは代替として、他の実施形態では、例示的な推進システム５０は、さらなる推進器組立体を備えてもよい。例えば、他の実施形態では、例示的な推進システム５０は、任意の他の適切な位置に取り付けられた電気駆動されるファン２０４として構成される第３の推進器組立体を備えてもよい。さらに、さらなる他の実施形態では、例示的な推進システム５０は、航空機１０の一方の側に取り付けられた（ターボファンエンジンおよび電気駆動されるファン２０４としてそれぞれ構成された）第１の推進器組立体および第２の推進器組立体を備えることができるとともに、航空機１０の他方の側に取り付けられた（例えば、ターボファンエンジンおよび電気駆動されるファン２０４としてそれぞれ構成された）第３の推進器組立体および第４の推進器組立体をさらに備えることができる。
次に図４を参照すると、航空機の推進システムを動作させる方法（３００）の流れ図が示されている。例示的な方法（３００）は、図１から図３を参照して上述した例示的な推進システム５０の１つまたは複数の実施形態と共に利用することができる。
図示の例示的な態様について、例示的な方法（３００）は、（３０２）において、ターボ機械を用いてこのターボ機械と機械的に通じている第１の推進器に動力を供給することを含む。ターボ機械は、航空機の第１の側に取り付けることができる。例示的な方法（３００）は、（３０４）において、発電機を用いて電力を発生させることをさらに含む。発電機は、ターボ機械によって動力が供給され、ターボ機械と機械的に通じていることができる。さらに、例示的な方法（３００）は、（３０６）において、航空機の第２の側に取り付けられた第２の推進器組立体に（３０２）において発電機が発生した電力を供給することを含む。ある例示的な態様では、第２の推進器組立体は、概して、ファンまたはプロペラなどの第２の推進器と、電気モータとを備えることができる。そのような例示的な態様の場合、（３０６）において第２の推進器組立体に動力を供給することは、電気モータで動力を供給することを含むことができ、電気モータが第２の推進器を駆動する。
さらに、図示の例示的な態様の場合、例示的な方法（３００）は、（３０８）において、（３０４）で発電機が発生した電力の一部を蓄電装置に貯蔵することを含む。蓄電装置は、発電機および第２の推進器組立体に電気的に結合することができる。ある例示的な態様では、蓄電装置は、例えば、１つまたは複数のバッテリまたは電気エネルギーを貯蔵するための他の適切な装置を備えることができる。蓄電装置は、例えば、ターボ機械の機械的故障の場合の最中などに発電機がほとんどまたは全く電力を発生しないときに、第２の推進器組立体に電力を供給するように構成することができる。加えてまたは代替として、蓄電装置は、航空機から高出力が要求される場合の最中に第２の推進器組立体に電力を供給するように構成することができる。さらに、いくつかの実施形態では、蓄電装置は、発電機に電力を逆供給するように構成されてもよく、いくつかの実施形態において、発電機は、電気モータとして機能することができる可能性がある。そのような構成の場合、蓄電装置は、発電機／モータが第１の推進器を駆動することができるように発機／モータに電力を供給することができる。
本明細書は、最良の形態を含む本発明を開示するために例を用いており、任意の装置またはシステムを作製および使用し、任意の組み込まれた方法を実行するなど当業者が本発明を実施することを可能にもする。本開示の特許性のある範囲は、特許請求の範囲によって定められ、当業者が想到する他の例を含み得る。そのような他の例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構成要素を含む場合、またはそれらが特許請求の範囲の文言からわずかに異なる均等な構成要素を含む場合、特許請求の範囲内にあることが意図される。
１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 縦方向中心線
１６ 前端
１８ 後端
２０ 第１の翼
２２ 第２の翼
２４ 第１の側
２６ 第２の側
２８ 前縁フラップ
３０ 後縁フラップ
３２ 垂直スタビライザ
３４ 水平スタビライザ
３６ 昇降舵フラップ
３８ 胴体の外面
５０ 推進システム
５２ 第１の推進器組立体
５４ 第２の推進器組立体
５６ 発電機
５８ 電気通信バス
６０ 電気路
６２ 蓄電装置
１００ ターボファン、ターボファンエンジン、ターボ機械
１０２ コアタービンエンジン
１０４ ファン
１０６ 外側ケーシング
１０８ 入口
１１０ 低圧圧縮機
１１２ 高圧圧縮機
１１４ 燃焼セクション
１１６ 高圧タービン
１１８ 低圧タービン
１２０ ジェット排気セクション
１２２ 高圧シャフト／スプール
１２４ 低圧シャフト／スプール
１２８ ブレード
１３０ ディスク
１３２ アクチュエーション部材
１３４ パワーギヤボックス
１３６ ナセル
１３８ ファンケーシングまたはナセル
１４０ 出口ガイドベーン
１４２ 下流セクション
１４４ バイパス気流通路
２００ 電気駆動ファン
２０２ 中心線
２０４ ファン
２０６ 電気モータ
２０８ ファンブレード
２１０ ファンシャフト
２１２ 外側ナセル
２１４ コア
２１６ 出口ガイドベーン

Claims (13)

  1. 第１の翼（２０）および第２の翼（２２）を備えた航空機（１０）用の推進システム（５０）であって、
    発電機（５６）と、
    前記航空機（１０）の前記第１の翼（２０）に取り付けられるように構成されたターボ機械（１００）であって、タービンセクションおよびシャフト（１２２、１２４）を備え、前記シャフト（１２２、１２４）は前記タービンセクションの少なくとも一部と共に回転可能であり、前記発電機（５６）と共に動作可能なターボ機械（１００）と、
    前記ターボ機械（１００）の前記シャフト（１２２、１２４）に機械的に結合された第１の推進器と、
    前記ターボ機械（１００）および前記第１の推進器から離れた位置で前記第２の翼（２２）に取り付けられるように構成された第２の推進器組立体（５４）と
    を備え、前記発電機（５６）は、前記第２の推進器組立体（５４）に電力を供給するために前記第２の推進器組立体（５４）と電気的に通じており、
    前記第２の推進器組立体（５４）は電気モータ（２０６）をさらに備える、推進システム（５０）。
  2. 前記第１の推進器はファン（１０４）であり、前記ターボ機械（１００）および前記ファン（１０４）はターボファンエンジン（１００）を共に形成する、請求項１記載の推進システム（５０）。
  3. 前記第２の推進器組立体（５４）は第２の推進器を備え、前記第２の推進器はファン（２０４）として構成された、請求項１または２に記載の推進システム（５０）。
  4. 前記ターボ機械（１００）はパワーギヤボックス（１３４）を備え、前記第１の推進器は、前記パワーギヤボックス（１３４）を介して前記ターボ機械（１００）の前記シャフト（１２２、１２４）に機械的に結合されている、請求項１乃至３のいずれかに記載の推進システム（５０）。
  5. 前記発電機（５６）と前記第２の推進器組立体（５４）との両方と電気的に通じている蓄電装置（６２）
    をさらに備え、
    前記蓄電装置（６２）は、前記航空機（１０）の前記第２の翼（２２）内に取り付けられるように構成されている、請求項１乃至４のいずれかに記載の推進システム（５０）。
  6. 前記発電機（５６）は、前記ターボ機械（１００）内に配置される、請求項１乃至５のいずれかに記載の推進システム（５０）。
  7. 胴体（１２）、第１の翼（２０）、および第２の翼（２２）であって、前記第１の翼（２０）および前記胴体（１２）の一部は第１の側（２４）を画定し、前記第２の翼（２２）および前記胴体（１２）の別の一部は第２の側（２６）を画定する、胴体（１２）、第１の翼（２０）、および第２の翼（２２）と、
    非対称の推進システム（５０）と
    を備えた航空機（１０）であって、
    前記非対称の推進システム（５０）は、
    発電機（５６）と、
    前記航空機の前記第１の側（２４）に取り付けられたターボ機械（１００）であって、タービンセクションおよびシャフト（１２２、１２４）を備え、前記シャフト（１２２、１２４）は前記タービンセクションの少なくとも一部と共に回転可能であり、前記発電機（５６）と共に動作可能なターボ機械（１００）と、
    前記ターボ機械（１００）の前記シャフト（１２２、１２４）に機械的に結合された第１の推進器と、
    前記第２の側（２６）に取り付けられた第２の推進器組立体（５４）と
    を備え、前記発電機（５６）は、前記第２の推進器組立体（５４）に電力を供給するために前記第２の推進器組立体（５４）と電気的に通じている航空機（１０）。
  8. 前記ターボ機械（１００）は、前記航空機（１０）の前記第１の翼（２０）に取り付けられ、前記第２の推進器組立体（５４）は、前記航空機（１０）の前記第２の翼（２２）に取り付けられる、請求項７記載の航空機（１０）。
  9. 前記第１の推進器はファン（１０４）であり、前記ターボ機械（１００）および前記ファン（１０４）はターボファンエンジン（１００）を共に形成し、
    前記第２の推進器組立体（５４）は第２の推進器を備え、前記第２の推進器はファン（２０４）として構成され、
    前記第２の推進器組立体（５４）は電気モータ（２０６）をさらに備え、前記電気モータ（２０６）は前記発電機（５６）と電気的に通じている、請求項７または８に記載の航空機（１０）。
  10. 前記ターボ機械（１００）はパワーギヤボックス（１３４）を備え、前記第１の推進器は、前記パワーギヤボックス（１３４）を介して前記ターボ機械（１００）の前記シャフト（１２２、１２４）に機械的に結合されている、請求項７乃至９のいずれかに記載の航空機（１０）。
  11. 前記発電機（５６）と前記第２の推進器組立体（５４）との両方と電気的に通じている蓄電装置（６２）
    をさらに備え、
    前記蓄電装置（６２）は、前記航空機（１０）の前記第２の翼（２２）内に取り付けられる、請求項７乃至１０のいずれかに記載の航空機（１０）。
  12. 前記発電機（５６）は、前記ターボ機械（１００）内に配置される、請求項７乃至１１いずれかに記載の航空機（１０）。
  13. 航空機（１０）の推進システム（５０）を動作させる方法であって、
    前記航空機（１０）の第１の側（２４）の第１の翼（２０）に取り付けられたターボ機械（１００）で、前記ターボ機械（１００）と機械的に通じている第１の推進器に動力を供給するステップ（３０２）と、
    前記ターボ機械（１００）によって動力を供給された発電機（５６）が電力を発生させるステップ（３０４）と、
    前記航空機（１０）の第２の側（２６）の第２の翼（２２）に取り付けられた第２の推進器組立体（５４）に備えられた電気モータ（２０６）に前記発電機（５６）が発生させた前記電力を供給するステップ（３０６）と
    を含む方法。
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