JP6442548B2 - 航空機用推進エンジン - Google Patents

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Description

本主題は、全体的に電気推進エンジンを含む航空機推進システムに関する。
従来の商用航空機は、概して胴体、一対の主翼、及び推力を提供する推進システムを含む。一般に、推進システムは、ターボファンジェットエンジン等の少なくとも２つの航空機エンジンを含む。各ターボファンジェットエンジンは、例えば主翼の真下の吊り下げ位置において、主翼及び胴体と切り離されて航空機の主翼のそれぞれに取り付けられている。このような構成により、ターボファンジェットエンジンは、主翼及び／又は胴体の影響を受けない独立した自由流の空気流と相互作用することができる。この構成により、それぞれのターボファンジェットエンジンの各々の入口に流入する空気の変動量を低減することができ、このことは航空機の正味推進力に好ましい影響を与える。
しかしながら、ターボファンジェットエンジンを含む航空機上の抗力は、同様に航空機の正味推進力に影響を及ぼす。表面摩擦、形状抗力、及び誘導抗力を含む航空機上の抗力の総量は、一般に航空機に近づく空気の自由流速度と航空機上の抗力が引き起こす航空機からの伴流下流の平均速度との差分に比例する。
抗力の影響を打ち消すための及び／又はターボファンジェットエンジンの効率を高めるためのシステムが提案されている。例えば、特定の推進システムは、例えば胴体及び／又は主翼にわたって境界層を形成する比較的速度が遅い空気の一部をターボファンジェットエンジンのファンセクションから上流でターボファンジェットエンジンに送る、境界層吸い込みシステムを組み込んでいる。この構成は、航空機の下流からの境界層空気流を回復させることで抗力を低減できるが、ターボファンジェットエンジンに流入する境界層からの比較的速度が遅い空気流は、一般に不均一な又は変形した速度プロフィールを有する。結果的に、このようなターボファンジェットエンジは、効率損失を受ける可能性があり、航空機上の抗力低減の何らかの利点が最小になるか又無くなる。
従って、航空機の抗力の量を低減するための１又は２以上の構成要素を含む推進システムが有用であろう。詳細には、航空機エンジンの効率を実質的に低下させることなく航空機の抗力の量を低減するための効率的な推進エンジンを含む推進システムが特に好都合であろう。
米国特許第９０３８３９８号明細書
本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、又はこの説明から明らかにすることができ、或いは本発明を実施することにより理解することができる。
本開示の１つの例示的な実施形態において、胴体及び後端を有する航空機用の推進システムが提供される。推進システムは、航空機に取り付けられるように構成された推進エンジンを含む。推進エンジンは、中心軸線を定め、推進エンジンの作動時に電気機械先端速度を定める電気機械を含む。さらに、推進エンジンは、電気機械によって推進エンジンの中心軸線の周りを回転可能なファンを含む。ファンは、ファン圧力比（ＲFP）を定めかつ複数のファンブレードを含む。各ファンブレードは、推進エンジンの作動時にファンブレード先端速度を定め、推進エンジンは、電気機械先端速度に対するファンブレード先端速度の比を定める。推進エンジンの作動時、電気機械先端速度に対するファンブレード先端速度の比は、式：１．６８ｘＲFP−０．５１８の２０％以内である。
本開示の例示的な態様において、航空機用の推進システムを作動させる方法が提供される。推進システムは、電気機械及びファンを含む推進エンジンを備える。電気機械は電気機械先端速度を定め、ファンはファン先端速度を定める。本方法は、電気推進エンジンのファンを、１よりも大きくかつ約３よりも小さいファン圧力比（ＲFP）を定めるように作動させるステップを含む。電気機械先端速度に対するファンブレード先端速度の比は、式：１．６８ｘＲFP−０．５１８の２０％以内である。
本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の請求項を参照するとより理解できるであろう。本明細書に組み込まれ且つその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。
添付図を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全かつ有効な開示を説明する。
本開示の種々の例示的な実施形態による航空機の上面図。 図１の例示的な航空機の左側面図。 図１の例示的な航空機に取り付けられたガスタービンエンジンの概略断面図。 本開示の例示的な実施形態による後部エンジンの概略断面図。 本開示の例示的な実施形態による図４の後部エンジン用の電気モータの拡大断面図。 本開示の他の例示的な実施形態による後部エンジンの概略断面図。
ここで、その１つ又はそれ以上の実施例が添付図面に例示されている本発明の実施形態について詳細に説明する。詳細な説明では、図面中の特徴部を示すために参照符号及び文字表示を使用している。本発明の同様の又は類似の要素を示すために、図面及び説明において同様の又は類似の記号表示を使用している。
本明細書で使用される用語「第１」、「第２」、及び「第３」は、ある構成要素を別の構成要素と区別するために同義的に用いることができ、個々の構成要素の位置又は重要性を意味することを意図したものではない。本明細書で使用される用語「前方」及び「後方」は、実際の又は予想される移動方向に基づいた構成要素の相対位置を指す。例えば、「前方」は、航空機の予想される移動方向に基づいた航空機の前部を指し、「後方」は航空機の予想される移動方向に基づいた航空機の後部を指すことができる。用語「上流」及び「下流」は、流体通路における流体流れに対する相対的方向を指す。例えば、「上流」は、流体がそこから流れる方向を指し、「下流」は流体がそこに向けて流れ込む方向を指す。
本出願は、一般に、所望の効率及び出力密度を得るように構成されている、電気モータ及びファンを有する電気推進エンジンに関する。本開示の発明者らは、先端速度（すなわち、ファンブレード先端速度に対する電気機械先端速度）を適合させると、電気推進エンジンに関するファン及び電気モータの種々のサイズにわたって増大した効率及び出力密度の所望の増大をもたらし得ることを見出している。特に、発明者らは、所望の効率は、ファン３０４が、式：１．６８ｘＲFP−０．５１８の約２０％以内の先端速度比ＲTSを有するように構成することで達成できることを見出している。
次に、図全体を通して同じ参照符号が同様の要素を表す図面を参照すると、図１は、本発明の種々の実施形態を組み込むことができる例示的な航空機１０の上面図を提示する。図２は、図１に示す航空機１０の左側面図を提示する。図１及び２に集合的に示すように、航空機１０は、これを貫通して延びる長手方向中心線１４、垂直方向Ｖ、横方向Ｌ、前端１６、及び後端１８を定める。さらに、航空機１０は、航空機１０の前端１６と後端１８との間で延びる中点線（ｍｅａｎ ｌｉｎｅ）１５を定める。本明細書で使用される場合、「中点線」は、航空機２００の長さに沿って延びる、航空機２００の付属物（例えば、以下に説明する主翼２０及び安定板）を考慮しない中間点線を意味する。
さらに、航空機１０は、航空機１０の前端１６から後端１８に向かって長手方向に延びる胴体１２と、一対の主翼２０とを含む。本明細書で使用される場合、「胴体」は、一般に航空機１０の尾部等の航空機１０の本体全てを含む。第１の主翼２０は、胴体１２の左舷から長手方向中心線１４に対して横方向外向きに延び、第２の主翼２０は、胴体１２の右舷から長手方向中心線１４４に対して横方向外向きに延びる。図示の例示的な実施形態に関する主翼２０の各々は、１又は２以上の前縁フラップ２６及び１又は２以上の後縁フラップ２８を含む。さらに、航空機１０は、ヨー制御用のラダーフラップ３２を有する垂直安定板３０と、各々がピッチ制御用のエレベータフラップ３６を有する一対の水平安定板３４とを含む。胴体１２は、外面又は外板３８をさらに含む。しかしながら、本開示の他の例示的な実施形態において、航空機１０は、追加的に又は代替的に、垂直方向Ｖ又は水平方向／横方向Ｌに沿って直接延びることができる又は延びなくてもよい何らかの他の適切な安定板の形態を含むことができることを理解されたい。
図１及び２の例示的な航空機１０は、本明細書では「システム１００」と呼ばれる推進システム１００を含む。例示的なシステム１００は、１又は２以上の航空機エンジンと、１又は２以上の電気推進エンジンとを含む。例えば、図示の実施形態は、各々が航空機１０、例えば対の主翼２０のうちの１つに取り付けられた複数の航空機エンジンと電気推進エンジンとを含む。より具体的には、図示の実施形態に関して、航空機エンジンは、ガスタービンエンジンとして、厳密には翼下構成で主翼２０の真下に取り付けられかつ吊り下げられるターボファンジェットエンジン１０２、１０４として構成される。加えて、電気推進エンジンは、航空機１０の後端に取り付けられるように構成されるので、図示の電気推進エンジンは、「後部エンジン」と呼ぶことができる。さらに、図示の電気推進エンジンは、航空機１０の胴体１２上に境界層を形成する空気を吸い込んで利用するように構成される。従って、図示の例示的な後部エンジンは、境界層吸い込み（ＢＬＩ）ファン１０６と呼ぶことができる。ＢＬＩファン１０６は、主翼２０及び／又はジェットエンジン１０２、１０４の後方位置で航空機１０に取り付けられる。詳細には、図示の実施形態に関して、ＢＬＩファン１０６は、後端１８において胴体１２に固定的に結合されるので、ＢＬＩファン１０６は、後端１８で尾部に組み込まれるか又は一体化され、中点線１５はこれを通って延びるようになっている。しかしながら、他の実施形態において、電気推進エンジンは、何らかの他の様式で構成することができ、後方ファン又はＢＬＩファンとして構成する必要はないことを理解されたい。
さらに図１及び２の実施形態を参照すると、特定の実施形態において、推進システムは、ジェットエンジン１０２、１０４と共に作動できる１又は２以上の発電機１０８をさらに含む。例えば、ジェットエンジン１０２、１０４の一方又は両方は、回転シャフト（例えば、ＬＰシャフト又はＨＰシャフト）から発電機１０８に機械的出力を供給するように構成することができる。それぞれのジェットエンジン１０４、１０４の外部に概略的に示されているが、特定の実施形態において、発電機１０８は、それぞれのジェットエンジン１０２、１０４の内部に配置することができる。加えて、発電機１０８は、機械的出力を電力に変換するように構成することができる。図示の実施形態において、推進システム１００は、各ジェットエンジン１０２、１０４のための発電機１０８を含み、さらに電力調整器１０９及びエネルギ蓄積装置を含む。発電機１０８は、電力調整器１０９に電力を送ることができ、電力調整器１０９は電気エネルギを適切な形態に変換して、これをエネルギ蓄積装置１１０に蓄積するか、又はこの電気エネルギをＢＬＩファン１０６に送ることができる。図示の実施形態に関して、発電機１０８、電力調整器１０９、エネルギ蓄積装置１１０、及びＢＬＩファン１０６の全ては、電気通信バス１１１に接続されるので、発電機１０８は、ＢＬＩファン１０６及び／又はエネルギ蓄積装置１１０と電気通信することができ、発電機１０８は、エネルギ蓄積装置１１０又はＢＬＩファン１０６の一方又は両方に対して電力を供給することができる。従って、このような実施形態において、推進システム１００は、ガス−エレクトリック推進システムと呼ぶことができる。
しかしながら、図１及び２に示す航空機１０及び推進システム１００は、単に例示目的で提示されており、本開示の他の例示的な実施形態において、何らかの他の適切な様式で構成された推進システム１００を有する何らかの他の適切な航空機１０を提供できることを理解されたい。例えば、種々の他の実施形態において、ＢＬＩファン１０６は、代替的に、航空機１０の後端１８の近くの何らかの適切な位置に配置できることを理解されたい。さらに、別の実施形態において、電気推進エンジンは航空機１０の後端に配置する必要はなく、従って「後部エンジン」として構成する必要はない。例えば、他の実施形態において、電気推進エンジンは、航空機１０の胴体に組み込むことができ、従って、ＰＯＤエンジン又は「ポッド型エンジン」又はポッド装着エンジンとして構成することができる。さらに、別の実施形態において、電気推進エンジンは、航空機１０の主翼と組み合わせることができ、従って「融合型主翼エンジン」として構成することができる。さらに、他の実施形態において、 電気推進エンジンは、境界層吸い込みファンである必要はなく、代わりに、自由流噴出ファンとして航空機１０の何らかの適切な場所に取り付けることができる。さらに、他の実施形態において、推進システム１００は、例えば、電力調整器１０９及び／又はエネルギ蓄積装置１１０を含む必要はなく、代わりに、発電機１０８をＢＬＩファン１０６に直接接続することができる。
ここで図３を参照すると、本開示の例示的な実施形態による推進エンジンの概略断面図が提示される。特定の例示的な実施形態において、推進エンジンは、高バイパスターボファンジェットエンジン２００として構成することができ、以下、本明細書では「ターボファン２００」と呼ぶ。特に、少なくとも特定の実施形態において、ジェットエンジン１０２、１０４は、同様に高バイパスターボファンジェットエンジンとして構成することができる。種々の実施形態において、ターボファン２００はジェットエンジン１０２、１０４を代表することができる。しかしながら、代替的に、他の実施形態において、ターボファン２００は、何らかの他の適切な航空機１０又は推進システム１００に組み込むことができる。
図３に示すように、ターボファン２００は、軸方向Ａ１（参照として設けられる長手方向中心線２０１に対して平行に延びる）及び半径方向Ｒ１を定める。一般に、ターボファン２００は、ファンセクション２０２及び該ファンセクション２０２から下流に配置されたコアタービンエンジン２０４を含む。
概略的に示された例示的なコアタービンエンジン２０４は、環状入口２０８を定める略管状の外部ケーシング２０６を含む。外部ケーシング２０６は、直列流れ関係で、ブースタすなわち低圧（ＬＰ）圧縮機２１０及び高圧（ＨＰ）圧縮機２１２を含む圧縮機セクションと、燃焼器セクション２１４と、高圧（ＨＰ）タービン２１６及び低圧（ＬＰ）タービン２１８を含むタービンセクションと、ジェット排出ノズルセクション２２０とを収容する。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール２２２は、ＨＰタービン２１８をＨＰ圧縮機２１２に駆動結合する。低圧（ＬＰ）又はスプール２２４は、ＬＰタービン２１８をＬＰ圧縮機２１０に駆動結合する。
図示の実施形態に関して、ファンセクション２０２は、相隔たる様式でディスク２３０に結合した複数のファンブレード２２８を有する可変ピッチファン２２６を含む。図示のように、ファンブレード２２８は、略半径方向Ｒ１に沿ってディスク２３０から外向きに延びる。ファンブレード２２８のピッチを集合的に一斉に変えるように構成された適切な作動部材２３８に作動的に結合するファンブレード２２８に基づいて、各ファンブレード２２８は、ピッチ軸Ｐの周りでディスク２３０に対して回転可能である。ファンブレード２２８、ディスク２３０、及び作動部材２３２は、出力ギヤボックス２３４を横切るＬＰシャフト２２４によって長手方向軸線２０１の周りで一緒に回転可能である。出力ギヤボックス２３４、ＬＰシャフト２２４の回転速度をより効率的なファン回転速度に落とすための複数のギヤを含む。加えて、ファン２２６は、一般にファン圧力比を定めること（すなわち、全飛行エンベローブを通じて得られるようなファンの最大ファン圧力比といった、ファンに関するファン圧力比定格）、及び複数のファンブレード２２８の各々は、半径方向Ｒ１に沿った外側先端でのファンブレード先端速度を定めることを理解されたい。
さらに図３の例示的な実施形態を参照すると、ディスク２３０は、空気力学的に輪郭形成されて空気流が複数のファンブレード２２８を通るのを促進する、回転可能フロントハブ２３６でカバーされる。加えて、例示的なファンセクション２０２は、周方向でファン２２６及び／又はコアタービンエンジン２０４の少なくとも一部を囲む、環状ファンケーシング又は外側ナセル２３８を含む。ナセル２３８は、複数の周方向に離間した出口ガイドベーン２４０によってコアタービンエンジン２０４に対して支持されるようになっていることを理解されたい。さらに、ナセル２３８の下流セクション２４２は、コアタービンエンジン２０４の外部に広がり、その間にバイパス空気流通路２４４を定めることができる。
加えて、図示の例示的なターボファン２００は、ファン２２６と共に回転可能な電気機械２４６を含む。詳細には、図示の実施形態に関して、電気機械２４６は、ＬＰシャフト２２４に同軸上に取り付けられかつこれによって回転可能な発電機をとして構成することができる（また、ＬＰシャフト２２４は、図示の実施形態では出力ギヤボックス２３４を介してファン２２６を回転させる）。電気機械２４６は、ロータ２４８及びステータ２５０を含む。理解できるように、ロータ２４８は、ＬＰシャフト２２４に取り付けることができ、ステータ２５０は、コアタービンエンジン２０４の中で静止状態とすることができる。作動時、電気機械は、電気機械先端速度（すなわち、ロータの半径方向外縁でのロータ２４８の線速度）を定めることができる。特に、ターボファンエンジン２００が図１及び２を参照して前述した推進システム１００に組み込まれる場合、発電機１０８は、図３の電気機械２４６と実質的に同じ様式で構成することができる。
さらに、別の実施形態において、ターボファンエンジン２００は、電気機械先端速度に対するファンブレード先端速度の比が、ファン圧力比に対して所定の関連性を有することができるようにデザインすることができる。特に、電気推進装置３００との関連で以下に説明するこれらの要因の関連性は、ターボファンエンジン２００との関連で説明するこれらの要因の関連性に適用することができる（すなわち、ターボファンエンジン２００のファン圧力比に対する、ターボファンエンジン２００の電気機械先端速度に対するファンブレード先端速度の比の関連性）。
しかしながら、図３に示す例示的なターボファンエンジン２００は例証であり、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン２００は、何らかの他の適切な構成を含み得ることも理解されたい。さらに、他の例示的な実施形態において、ジェットエンジン１０２、１０４は、代わりに、ターボプロップエンジン、ターボジェットエンジン、内燃エンジンなどの何らかの他の適切な航空エンジンとして構成できることを理解されたい。
ここで図４を参照すると、本開示の種々の実施形態による電気推進エンジンの概略的な断面側面図が提示される。図示の電気推進エンジンは、航空機１０の後端１８において航空機１０に取り付けられており、境界層空気を吸い込むように構成される。従って、図示の実施形態に関して、電気推進エンジンは、境界層吸い込み（ＢＬＩ）、後方ファン（以下、「ＢＬＩファン３００」と呼ぶ）として構成される。ＢＬＩファン３００は、図１及び２を参照して前述したＢＬＩファン１０６と実質的に同じ様式で構成することができ、航空機１０は、図１及び２を参照して前述した例示的な航空機１０と実質的に同じ様式で構成することができる。
図４に示すように、ＢＬＩファン３００は、これを貫通する参照用の長手方向中心軸線３０２（又は中心軸線）に沿って延びる軸方向Ａ２、並びに半径方向Ｒ２及び周方向Ｃ２（図示しない、軸方向Ａ２の周りに延びる方向）を定める。加えて、航空機１０は、これを貫通する中点線１５を定める。
一般に、ＢＬＩファン３００は、中心軸線３０２の周りを回転可能なファン３０４、及び構造サポートシステム３０８を含む。構造サポートシステム３０８は、ＢＬＩファン３００を航空機１０に取り付けるように構成され、図示の実施形態に関して、一般に、内側フレームサポート３１０、複数の前方サポート部材３１２、外側ナセル３１４、複数の後方サポート部材３１６、及びテールコーン３１８を含む。図示のように、内側フレームサポート３１０は、胴体１２のバルクヘッド３２０に取り付けられる。複数の前方サポート部材３１２は、内側フレームサポート３１０に取り付けられ、半径方向Ｒ２に沿ってナセル３１４まで略外向きに延びる。ナセル３１４は、ＢＬＩファン３００の内側ケーシング３２４と共に空気流通路３２２を定め、少なくとも部分的にファン３０４を囲む。さらに、図示の実施形態に関して、ナセル３１４は、航空機１０の中点線１５の周りで実質的に３６０度にわたって延びる。また、複数の後方サポート部材３１６は、概して半径方向Ｒ２に沿って、実質的に接触してナセル３１４からテールコーン３１８まで延びる。
特定の実施形態において、前方サポート部材３１２及び後方サポート部材３１６の各々は、概してＢＬＩファン３００の円周方向Ｃ２に沿って離間する。加えて、特定の実施形態において、前方サポート部材３１２は概して入口ガイドベーンとして構成すること、及び後方サポート部材３１６は概して出口ガイドベーンとして構成することができる。この様式で構成される場合、前方及び後方サポート部材３１２、３１６は、ＢＬＩファン３００の空気流通路３２２を通る空気流を案内及び／又は調和することができる。特に、前方サポート部材３１２又は後方サポート部材３１６の一方又は両方は、追加的に可変ガイドベーンとして構成することができる。例えば、サポート部材は、該サポート部材の後端に配置されてこれを横切って空気流れを案内するようになったフラップ（図示せず）を含むことができる。
しかしながら、他の例示的な実施形態において、代わりに、構造サポートシステム３０８は、何らかの他の適切な構成を含むこと、及び、例えば上記に図示及び説明する構成要素の各々を含む必要はないことを理解されたい。もしくは、構造サポートシステム３０８は上記で図示及び説明しない何らかの他の適切な構成要素を含むことができる。
加えて、ＢＬＩファン３００は、ナセル３１４とテールコーン３１８との間にノズル３２６を定める。ノズル３２６は、これを通って流れる空気から所定の大きさの推力を発生するように構成することができ、テールコーン３１８は、ＢＬＩファン３００の抗力の大きさを最小にするように形作ることができる。しかしながら、他の実施形態において、テールコーン３１８は、何らかの他の形状を有することができ、さらにテールコーン３１８の後端がナセル３１４で囲まれるようにナセル３１４の後端の前方で終端することができる。加えて、他の実施形態において、ＢＬＩファン３００は、何らかの一定の大きさの推力を発生するように構成する必要はなく、代わりに、航空機１０の胴体１２の空気の境界層から空気を吸い込んで、この空気のエネルギ及び速度を増大させて航空機１０の全体的な抗力を低減する（従って、航空機１０の正味推力を高める）ように構成することができる。
さらに図４を参照すると、ファン３０４は、複数のファンブレード３２８及びファンシャフト３３０を含む。複数のファンブレード３２８は、ファンシャフト３３０に取り付けられており、概してＢＬＩファン３００の円周方向Ｃ２に沿って離間する。図示のように、複数のファンブレード３２８は、図示の実施形態に関して、少なくとも部分的にナセル３１４で囲まれる。
ＢＬＩファン３００のファン３０４は、ファン圧力比（ＲFP）を定める。本明細書で使用される場合、用語「ファン圧力比」は、ファン作動時のファンの入口圧力に対するファンの吐出圧力の比を意味する。従って、図４に示す例示的なＢＬＩファン３００に関して、ファン圧力比ＲFPは、ＢＬＩファン３００の作動時のファン３０４の直下流側の圧力に対するファン３０４の上流側の比を意味する。ＢＬＩファン３００が発生する推力量は、ファン３０４のファン圧力比ＲFPに直接関連する。特に、本明細書で使用される場合、用語「ファン圧力比」は、一般に、全飛行エンベロープを通じて得られるようなファンの最大ファン圧力比といった、ファンに関するファン圧力比レーティングを意味する。
特定の例示的な実施形態において、複数のファンブレード３２８は、固定様式でファンシャフト３３０に取り付けることができ、代替的に、複数のファンブレード３２８は、ファンシャフト３３０に対して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３２８は、複数のファンブレード３２８の各々のピッチをピッチ変更機構（図示せず）によって一斉に変更できるように、ファンシャフト３３０に取り付けることができる。複数のファンブレード３２８のピッチを変更すると、ＢＬＩファン３００の効率を高めることができ、及び／又はＢＬＩファン３００が所望の推力特性を実現できる。このような例示的な実施形態では、ＢＬＩファン３００は、可変ピッチＢＬＩファンと呼ぶことができる。
加えて、複数のファンブレード３２８の各々は、それぞれのファンブレード３２８の外端において半径方向Ｒ２に沿った先端３３２を定める。従って、ＢＬＩファン３００の作動時、各ファンブレード３２８は、ファンブレード先端速度ＳＦＢを定めることができる。理解できるように、一般に、ファンブレード先端速度ＳFBは、ファンブレード３２８及びファンシャフト３３０の回転速度に、半径方向Ｒ２に沿ったそれぞれのファンブレード３２８の先端３３２の半径３３４（中心線軸３０２に対する）を乗算することで求めることができる。さらに、特定の実施形態において、ファンブレード先端速度ＳFBは、標準日状態（ｓｔａｎｄａｒｄ ｄａｙ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ）に補正することができるので、本明細書に示されるファンブレード先端速度ＳFMは、ＳFB,ACT×√（Ｔ＿ＡＭＢ÷５１８．６７°Ｒａ）に等しく、ＳFB,ACTは、実際のファンブレード先端速度に等しく、ＴＡＭＢは、周囲ランキン温度に等しい。
さらに、図示の実施形態に関して、ファン３０４は、電気モータによってＢＬＩファン３００の中心軸線３０２の周りを回転することができる。より具体的には、図示に実施形態に関して、電気機械は電気モータ３３６であり、ＢＬＩファン３００は、追加的に電気モータ３３６に機械的に結合した出力ギヤボックス３３８を含む。加えて、ファン３０４は、出力ギヤボックス３３６に機械的に結合する。例えば、図示の実施形態に関して、ファンシャフト３３０は、出力ギヤボックス３３８まで延びてこれに結合し、同様に電気モータ３３６の駆動シャフト３４０は、出力ギヤボックス３３８まで延びてこれに結合する。従って、図示の実施形態に関して、ファン３０４は、出力ギヤボックス３３８を介して電気モータ３３６によってＢＬＩファン３００の中心軸線３０２の周りを回転可能である。
出力ギヤボックス３３８は、駆動シャフト３４０とファンシャフト３３０との間の回転速度を変更するための何らかのタイプのギヤ装置システムを含むことができる。例えば、出力ギヤボックス３３８は、星形歯車機構又は遊星歯車機構、又は何らかの他の歯車機構として構成することができる。加えて、出力ギヤボックス３３８は、本明細書で使用される場合はファンシャフト３３０の回転速度に対する駆動シャフト３４０の回転速度の比と呼ばれる、ギヤ比を定めることができる。特定の例示的な実施形態において、出力ギヤボックス３３８のギヤ比は、約１：１よりも大きく、約１：５よりも小さくてもよい。例えば、特定の実施形態において、出力ギヤボックス３３８のギヤ比は、約１：１．５から約１：３．５の間、例えば約１：１．２から約１：２．７５の間とすることができる。本明細書で使用される場合、近似用語、例えば「約」又は「ほぼ」は、１０％の許容誤差内にあることを意味することを理解されたい。
さらに図４の例示的な実施形態を参照すると、電気モータ３３６は、航空機１０の胴体１２の中に少なくとも一部が配置される。詳細には、ファン３０４は、ＢＬＩファン３００の中心軸線３０２に沿って出力ギヤボックス３３８の前方に配置され、電気モータ３３６は、ＢＬＩファン３００の中心軸線３０２に沿ってファン３０４の前方に配置される。従来のデザインは、出力ギヤボックスが作動用の潤滑油を必要としかつ前方位置が潤滑油の供給及び潤滑油の排出に関して利便性をもたらすことができるので、出力ギヤボックス３３８は前方位置に配置する必要があることを教示する。しかしながら、本開示の発明者らは、ＢＬＩファン３００の後端の近くに出力ギヤボックス３３８を位置決めすると、出力ギヤボックス３３８は、例えば出力ギヤボックス３３８の補修のためのアクセスが比較的容易になることを見出した。例えば、特定の実施形態において、ＢＬＩファン３００のテールコーン３１８は、補修のために出力ギヤボックス３３８が露出するように、取り外し可能とすることができる（又は１又は２以上の可動セクションを含むことができる）。
さらに、特定の例示的な実施形態において、ＢＬＩファン３００は、図１及び２を参照して前述したガス−電気推進システム１００などの、ガス−電気推進システムで構成することができる。このような実施形態において、電気モータ３３６は、図１及び２のエネルギ蓄積装置１１０又は発電機１０８などの、エネルギ蓄積装置又は発電機の一方又は両方から電力を受け取ることができる。
さらに、ここで電気モータ３３６の概略的断面図を提示する図５を参照すると、一般的に電気モータ３３６は、インランナー型電気モータ３３６として構成することができる。より詳細には、図示の例示的な電気モータ３３６は、ステータ３４２、該ステータ３４２の中に配置されたロータ３４４、及び該ステータ３４２及びロータ３４４を取り囲むアウターケーシング３４６を含む。しかしながら、他の実施形態において、電気モータ３３６は、代わりにアウターランナー（又はアウトラニング）型電気モータとして構成することができ、ステータ３４２及びロータ３４４が逆になっており、ロータ３４４は、代わりにステータ３４２の半径方向外側に配置される。
理解できるように、ステータ３４２は、１又は２以上の電磁石コイル（図示せず）を含むことができ、ロータ３４４は、交番磁極を有する複数のセグメント化された永久磁石（図示せず）を含むことができる。ロータ３４４及びステータ３４２は、協働してその間に半径方向Ｒ２に沿った空隙３４８を定める。ロータ３４４は、軸又が出力シャフトに取り付けられ、図示の実施形態に関しては、これは駆動シャフト３４０として構成されるか又はこれに結合する。加えて、電気モータ３３６は、アウターケーシング３４６の中にロータ３４４の回転を助ける複数の軸受３５０を含む。しかしながら、他の例示的な実施形態において、電気モータ３３６は、代わりに何らかの他の適切な構成を有することができることを理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態において、電気モータ３３６は、例えば航空機１０の胴体１２又はＢＬＩファン３００の内部の何らかの他の適切な位置に配置できる。
加えて、例示的な電気モータ３３６は、ＢＬＩファン３００及び電気モータ３３６の作動時に、電気機械先端速度ＳEMを定める。電気機械先端速度ＳEMは、ロータ３４４の空隙３４８との境界面でのロータ３４４の速度を意味する（例えば、ロータ３４４の表面速度又は線速度）。従って、図示の電気モータ３３６はインランナー型電気モータとして構成されるので、電気機械先端速度ＳEMは、ロータ３４４の外縁３５２の速度を意味する。理解できるように、このような電気機械先端速度ＳEMは、電気モータ３３６のロータ３４４の回転速度に、半径方向Ｒ２に沿ったロータ３４４の外縁３５２の半径３５４（中心線軸３０２に対する）を乗算することで計算することができる。
特に、図示の例示的なＢＬＩファン３００は、電気機械先端速度ＳEMに対するファンブレード先端速度ＳFBの比を定める（ＳFB：ＳEM、（先端速度比、ＲTS））。先端速度比ＲTSは、ファン圧力比ＲFPとの関係を定め、これは本開示の発明者らが求めており、ファン３０４及びＢＬＩファン３００の効率に影響を与える可能性がある。詳細には、本開示の発明者らは、ＢＬＩファン３００の効率を高くするために、所望のファン圧力比ＲFPに相当する先端速度比ＲTSを有するようにデザインすることが好都合であることを見出している。例えば、ＢＬＩファン３００の作動時、発明者らは、所望の効率は、ファン３０４が、式：１．６８ｘＲFP−０．５１８の約２０％以内の先端速度比ＲTSを有するように構成することで達成できることを見出している。より詳細には、特定の実施形態において、所望の効率は、ファン３０４が、式１．６８ｘＲFP−０．５１８の約１５％以内、さらには約５％以内の先端速度比ＲTSを有するように構成することで達成できる。
特定の例示的な実施形態において、上記のファン圧力比ＲFPと先端速度比ＲTSとの間の関係は、ファン圧力比ＲFPが１よりも大きくかつ約３よりも小さい場合に、ファン３０４が所望の効率となることを可能にする。例えば、上記のファン圧力比ＲFPと先端速度比ＲTSとの間の上記の関係は、ファン圧力比ＲFPが１よりも大きく、かつ約２．７５、約２．５、又は約２よりも小さい場合に、ファン３０４が所望の効率となることを可能にする。
加えて、前述の例示的な電気機械、厳密には電気モータ３３６で構成された電気機械は、標準日状態、電気機械先端速度ＳEMが約３５０（ｆｔ／ｓ）から約７５０ｆｔ／ｓの最大速度状態の間に作動することができる。より詳細には、本開示の１又は２以上の例示的な実施形態による電気機械は、標準日状態、電気機械先端速度ＳEMが約４５０（ｆｔ／ｓ）から約７００（ｆｔ／ｓ）、例えば約５５０（ｆｔ／ｓ）から約６５０ｆｔ／ｓの最大速度状態の間に作動することができる。
従って、本開示の非限定的で例示的な実施形態において、ＢＬＩファン３００のファン３０４は、約１．２５のファン圧力比ＲFPを定めることができる。式：ＲTS＝１．６８ｘＲFP−０．５１８を用いると、先端速度比ＲTSは約１．５８である。従って、電気モータ３３６、出力ギヤボックス３３８、及びファン３０４は、有効な先端速度比ＲTSが約１．５８であるような大きさとすることができる。本開示の電気機械（例えば、電気モータ３３６）による電気機械先端速度ＳEMは、約６００（ｆｔ／ｓ）とすることができる。従って、この例示的な実施形態では、ファンブレード先端速度ＳＦＢは、９４８（ｆｔ／ｓ）とすることができる。
本開示の例示的な態様によれば、航空機用の推進システムを作動させるための方法が提示される。推進システムは、図１から５を参照して説明される例示的な推進システム１００とすることができる。従って、例示的な推進システムは、電気モータ及びファンを含む例示的なＢＬＩファン３００といった電気推進エンジンを含むことができる。電気モータは、電気機械先端速度を定めることができ、ファンは、ファン先端速度を定めることができる。本方法は、電気推進エンジンのファンを作動させて、１よりも大きくかつ約３よりも小さいファン圧力比を定める。電気機械先端速度に対するファンブレード先端速度の比は、式：１．６８ｘＲFP−０．５１８の２０％以内である。
本開示の１又は２以上の実施形態による電気推進エンジンは、所望の効率及び出力密度（例えば、電気推進機械を通過する空気の単位容積あたりの推力量）を有する電気推進エンジンを可能にすることができる。詳細には、本開示の発明者らは、前述の１又は２以上の実施形態による電気推進エンジンのファンのファン圧力比に関係する先端速度比を定める電気推進エンジンは、ファン及び電気モータの種々のサイズにわたって増大した効率及び出力密度を有する電気推進エンジンをもたらし得ることを見出している。このような構成は、エンジン作動時の予期されるファン圧力比に基づいて、電気モータ、ファンブレード、及び必要であれば、所定のギヤ比を有する出力ギヤボックスの内包物のサイズを決定することで実現することができる。
ここで図６を参照すると、本開示の他の例示的な実施形態によるＢＬＩファン３００が示されている。図６に示される例示的なＢＬＩファン３００は、前述の図４に示す例示的なＢＬＩファン３００と実質的に同じ様式で構成することができる。従って、同じ又は類似の符号は同じ又は類似の要素を指すことができる。
図示のように、一般に、例示的なＢＬＩファン３００は、ファン３０４及び構造サポートシステム３０８を含む。前述の実施形態と同様に、構造サポートシステム３０８は、複数のストラット３１０、複数の前方サポート部材３１２、外側ナセル３１４、複数の後方サポート部材３１６、及びテールコーン３１８を含む。加えて、ファン３０４は、一般に、少なくとも一部が外側ナセル３１４内に閉じ込められた複数のファンブレード３２８と、ファンシャフト３３０とを含む。図示の実施形態に関して、例示的なファン３０４は、電気モータ３３６によってＢＬＩファン３００の中心軸線の周りを回転可能であり、より詳細には、ファン３０４は、出力ギヤボックス３３８を介して電気モータ３３６によってＢＬＩファン３００の中心軸線の周りを回転可能である。電気モータ３３６は、出力ギヤボックス３３８へのアタッチメントにまで及び駆動シャフト３４０に機械的に結合する。結果として、出力ギヤボックス３３８は、ファンシャフト３３０に取り付けられ、ファンシャフト３３０を回転させる。
しかしながら、図６に示す実施形態に関して、ファン３０４、出力ギヤボックス３３８、及び電気モータ３３６の相対的な位置が変更されている。より詳細には、図６に示す実施形態に関して、出力ギヤボックス３３８は、ＢＬＩファン３００の中心軸線３０２に沿って、ファン３０４の前方かつ電気モータ３３６の前方に配置される。さらに、図示に実施形態に関して、ファン３０４は、ＢＬＩファン３００の中心軸線３０２に沿って、電気モータ３３６の前方に配置される。しかしながら、他の実施形態において、ファン３０４は、中心軸線に沿って電気モータ３３６とオーバーラップすること、又は中心軸線に沿って電気モータ３３６の後方に配置することもできる。何れにしても、このような構成によって、電気モータ３３６の例えば保守又は補修時に、電気モータ３３６へのアクセスが極めて容易になる。例えば、特定の例示的な実施形態において、テールコーン３１８、又はその一部は、取り外すことができ、電気モータ３３６は、保守又は補修作業時に比較的容易にアクセスすることができる。
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を含む場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
胴体及び後端を有する航空機用の推進システムであって、
上記航空機に取り付けられるように構成された推進エンジンを備え、
上記推進エンジンは、中心軸線を定め、
上記推進エンジンの作動時に電気機械先端速度を定める電気機械と、
上記電気機械によって上記推進エンジンの中心軸線の周りを回転可能なファンと、
を備え、
上記ファンは、ファン圧力比（ＲFP）を定めかつ複数のファンブレードを備え、上記ファンブレードの各々は、上記推進エンジンの作動時にファンブレード先端速度を定め、上記推進エンジンは、上記電気機械先端速度に対する上記ファンブレード先端速度を定め、
上記推進エンジンの作動時、上記電気機械先端速度に対する上記ファンブレード先端速度の比は、式：１．６８ｘＲFP−０．５１８の２０％以内である、推進システム。
［実施態様２］
上記電気機械先端速度に対する上記ファンブレード先端速度の比は、式：１．６８ｘＲFP−０．５１８の１０％以内である、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様３］
上記ファン圧力比ＲFPは、上記電気推進エンジンの作動時に１よりも大きくかつ約３よりも小さい、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様４］
上記推進エンジンは電気推進エンジンであり、上記電気機械は電気モータであり、上記ファンは、上記電気モータによって上記電気推進エンジンの中心軸線の周りを回転可能である、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様５］
上記電気機械に機械的に結合した出力ギヤボックスをさらに備え、上記ファンは、上記出力ギヤボックスに機械的に結合して、上記出力ギヤボックスを介して上記電気機械によって上記電気推進エンジンの上記中心軸線の周りを回転可能である、実施態様４に記載の推進システム。
［実施態様６］
上記出力ギヤボックスは、約１：１から約１：５の間のギヤ比を定める、実施態様５に記載の推進システム。
［実施態様７］
上記ファンは、上記電気推進エンジンの上記中心軸線に沿って上記出力ギヤボックスの前方に配置される、実施態様５に記載の推進システム。
［実施態様８］
上記電気機械は、上記電気推進エンジンの上記中心軸線に沿って上記ファンの前方に配置される、実施態様７に記載の推進システム。
［実施態様９］
上記出力ギヤボックスは、上記電気推進エンジンの上記中心軸線に沿って上記ファンの前方に配置され、上記電気推進エンジンの上記中心軸線に沿って上記電気機械の前方に配置される、実施態様５に記載の推進システム。
［実施態様１０］
上記ファンは、上記電気推進エンジンの上記中心軸線に沿って上記電気機械の前方に配置される、実施態様９に記載の推進システム。
［実施態様１１］
上記電気推進エンジンは、境界層吸い込みファンとして構成される、実施態様４に記載の推進システム。
［実施態様１２］
上記電気推進システムは、上記航空機の後端において上記航空機の中点線に沿って取り付けられるように構成された後方ファンとして構成される、実施態様４に記載の推進システム。
［実施態様１３］
ガスタービンエンジンと、
上記ガスタービンエンジンで作動する発電機と、
をさらに備え、上記電気機械は、上記発電機と電気通信を行う、実施態様４に記載の推進システム。
［実施態様１４］
上記ガスタービンエンジンは、上記航空機の一対の主翼の一方に取り付けられるように構成される、実施態様１３に記載の推進システム。
［実施態様１５］
上記ファンによって定められた上記ファン圧力比は、上記ファンの上記ファン圧力比レーティングである、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様１６］
構造サポートシステムをさらに備え、上記構造サポートシステムは、上記推進エンジンが上記航空機に取り付けられる場合に、上記航空機の上記胴体のバルクヘッドに取り付くように構成される、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様１７］
航空機用の推進システムを作動させる方法であって、上記推進システムは、電気機械及びファンを含む推進エンジンを備え、上記電気機械は電気機械先端速度を定め、上記ファンはファン先端速度を定めるようになっており、上記方法は、
上記電気推進エンジンの上記ファンを、１よりも大きくかつ約３よりも小さいファン圧力比（ＲFP）を定めるように作動させるステップ、
を含み、上記電気機械先端速度に対する上記ファンブレード先端速度の比は、式：１．６８ｘＲFP−０．５１８の２０％以内である、方法。
［実施態様１８］
上記電気機械先端速度に対する上記ファンブレード先端速度の比は、式：１．６８ｘＲFP−０．５１８の約１０％以内である、実施態様１７に記載の方法。
［実施態様１９］
上記電気機械先端速度に対する上記ファンブレード先端速度の比は、式：１．６８ｘＲFP−０．５１８の約５％以内である、実施態様１７に記載の方法。
［実施態様２０］
上記推進エンジンは、境界層吸い込み後部エンジンである、実施態様１７に記載の方法。
１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 長手方向中心軸線
１５ 中点線
１６ ノーズセクション
１８ テールセクション
２０ 主翼
２２ 右舷
２４ 左舷
２６ 前縁フラップ
２８ 後縁フラップ
３０ 垂直安定板
３２ ラダーフラップ
３４ 水平安定板
３６ エレベータフラップ
３８ 胴体外面
１００ 推進システム
１０２ ジェットエンジン
１０４ ジェットエンジン
１０６ ＢＬＩファン
１０８ 発電機
１１０ エネルギ蓄積装置
１１１ 電気通信バス
２００ ターボファンジェットエンジン
２０１ 長手方向又は軸方向中心線
２０２ ファンセクション
２０４ コアタービンエンジン
２０６ 外部ケーシング
２０８ 入口
２１０ 低圧圧縮機
２１２ 高圧圧縮機
２１４ 燃焼セクション
２１６ 高圧タービン
２１８ 低圧タービン
２２０ ジェット排出セクション
２２２ 高圧シャフト／スプール
２２４ 低圧シャフト／スプール
２２６ ファン
２２８ ブレード
２３０ ディスク
２３２ 作動部材
２３４ 出力ギヤボックス
２３６ ナセル
２３８ ファンケーシング又はナセル
２４０ 出口ガイドベーン
２４２ 下流セクション
２４４ バイパス空気流通路
２４６ 電気機械
２４８ ロータ
２５０ ステータ
３００ ＢＬＩファン
３０２ 中心軸線
３０４ ファン
３０６ ナセル
３０８ 構造サポートシステム
３１０ ストラット
３１２ 前方サポート部材
３１４ 外側ナセル
３１６ 後方サポート部材
３１８ テールコーン
３２０ バルクヘッド
３２２ 空気流通路
３２４ インナーケーシング
３２６ ノズル
３２８ ファンブレード
３３０ ファンシャフト
３３２ ファンブレード先端
３３４ 先端半径
３３６ 電気モータ
３３８ 出力ギヤボックス
３４０ 駆動シャフト
３４２ ステータ
３４４ ロータ
３４６ アウターケーシング
３４８ 空隙
３５０ 軸受
３５２ 外縁

Claims (15)

  1. 胴体（１２）及び後端を有する航空機（１０）用の推進システム（１００）であって、
    前記航空機（１０）に取り付けられるように構成された推進エンジンを備え、
    前記推進エンジンは、中心軸線（３０２）を定め、
    前記推進エンジンの作動時に電気機械先端速度を定める電気機械と、
    前記電気機械によって前記推進エンジンの中心軸線（３０２）の周りを回転可能なファン（３０４）と、
    を備え、
    前記ファン（３０４）は、ファン圧力比（ＲＦＰ）を定めかつ複数のファンブレード（３２８）を備え、前記ファンブレード（３２８）の各々は、前記推進エンジンの作動時にファンブレード先端速度を定め、前記推進エンジンは、前記電気機械先端速度に対する前記ファンブレード先端速度の比を定め、
    前記推進エンジンの作動時、前記電気機械先端速度に対する前記ファンブレード先端速度の比は、式：１．６８ｘＲＦＰ−０．５１８の２０％以内である、推進システム（１００）。
  2. 前記電気機械先端速度に対する前記ファンブレード先端速度の比は、式：１．６８ｘＲＦＰ−０．５１８の１０％以内である、請求項１に記載の推進システム（１００）。
  3. 前記ファン圧力比ＲＦＰは、前記電気推進エンジンの作動時に１よりも大きくかつ約３よりも小さい、請求項１又は２に記載の推進システム（１００）。
  4. 前記推進エンジンは電気推進エンジンであり、前記電気機械は電気モータ（３３６）であり、前記ファン（３０４）は、前記電気モータ（３３６）によって前記電気推進エンジンの中心軸線（３０２）の周りを回転可能である、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）。
  5. 前記電気機械に機械的に結合した出力ギヤボックス（３３８）をさらに備え、前記ファン（３０４）は、前記出力ギヤボックス（３３８）に機械的に結合して、前記出力ギヤボックス（３３８）を介して前記電気機械によって前記電気推進エンジンの前記中心軸線（３０２）の周りを回転可能である、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）。
  6. 前記出力ギヤボックス（３３８）は、約１：１から約１：５の間のギヤ比を定める、請求項５に記載の推進システム（１００）。
  7. 前記ファン（３０４）は、前記電気推進エンジンの前記中心軸線（３０２）に沿って前記出力ギヤボックス（３３８）の前方に配置される、請求項５に記載の推進システム（１００）。
  8. 前記電気機械は、前記電気推進エンジンの前記中心軸線（３０２）に沿って前記ファン（３０４）の前方に配置される、請求項７に記載の推進システム（１００）。
  9. 前記出力ギヤボックス（３３８）は、前記電気推進エンジンの前記中心軸線（３０２）に沿って前記ファン（３０４）の前方に配置され、前記電気推進エンジンの前記中心軸線（３０２）に沿って前記電気機械の前方に配置される、請求項５に記載の推進システム（１００）。
  10. 前記ファン（３０４）は、前記電気推進エンジンの前記中心軸線（３０２）に沿って前記電気機械の前方に配置される、請求項９に記載の推進システム（１００）。
  11. 前記電気推進エンジンは、前記航空機（１０）の後端において前記航空機（１０）の中点線（１５）に沿って取り付けられるように構成された境界層吸い込みファン（３００）として構成される、請求項４乃至１０のいずれか１項に記載の推進システム（１００）。
  12. ガスタービンエンジンと、
    前記ガスタービンエンジンで作動する発電機（１０８）と、
    をさらに備え、前記電気機械は、前記発電機（１０８）と電気通信を行う、請求項４乃至１１のいずれか１項に記載の推進システム（１００）。
  13. 前記ファン（３０４）によって定められた前記ファン圧力比は、前記ファン（３０４）の前記ファン圧力比レーティングである、請求項１乃至１２のいずれか１項に記載の推進システム（１００）。
  14. 構造サポートシステムをさらに備え、前記構造サポートシステムは、前記推進エンジンが前記航空機（１０）に取り付けられる場合に、前記航空機（１０）の前記胴体（１２）のバルクヘッド（３２０）に取り付くように構成される、請求項１乃至１３のいずれか１項に記載の推進システム（１００）。
  15. 航空機（１０）用の推進システム（１００）を作動させる方法であって、前記推進システム（１００）は、電気機械及びファン（３０４）を含む推進エンジンを備え、前記電気機械は電気機械先端速度を定め、前記ファン（３０４）はファン先端速度を定めるようになっており、前記方法は、
    前記電気推進エンジンの前記ファン（３０４）を、１よりも大きくかつ約３よりも小さいファン圧力比（ＲＦＰ）を定めるように作動させるステップ、
    を含み、前記電気機械先端速度に対する前記ファンブレード先端速度の比は、式：１．６８ｘＲＦＰ−０．５１８の２０％以内である、方法。
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Families Citing this family (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10000293B2 (en) 2015-01-23 2018-06-19 General Electric Company Gas-electric propulsion system for an aircraft
US10252810B2 (en) 2016-04-19 2019-04-09 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US11014513B2 (en) * 2016-05-18 2021-05-25 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Control of low pressure generator for gas turbine engine
US10800539B2 (en) * 2016-08-19 2020-10-13 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US11022042B2 (en) 2016-08-29 2021-06-01 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Aircraft having a gas turbine generator with power assist
US10392106B2 (en) 2016-09-08 2019-08-27 General Electric Company Tiltrotor propulsion system for an aircraft
US10252797B2 (en) 2016-09-08 2019-04-09 General Electric Company Tiltrotor propulsion system for an aircraft
US10384773B2 (en) 2016-09-08 2019-08-20 General Electric Company Tiltrotor propulsion system for an aircraft
US10017266B2 (en) * 2016-09-22 2018-07-10 Top Flight Technologies, Inc. Power generation and distribution for vehicle propulsion
US11473441B2 (en) * 2016-09-28 2022-10-18 General Electric Company Embedded electric machine
US10647438B2 (en) 2016-12-07 2020-05-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Variable pitch for coordinated control
US10823056B2 (en) * 2016-12-07 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Boundary layer excitation aft fan gas turbine engine
US10815886B2 (en) * 2017-06-16 2020-10-27 General Electric Company High tip speed gas turbine engine
US11255215B2 (en) 2017-07-06 2022-02-22 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine with microchannel cooled electric device
WO2019164933A1 (en) * 2018-02-20 2019-08-29 Wright Electric, Inc, Electric motors for aircraft propulsion and associated systems and methods
US11098678B2 (en) 2018-04-05 2021-08-24 Raytheon Technologies Corporation Aft counter-rotating boundary layer ingestion engine
GB201807770D0 (en) * 2018-05-14 2018-06-27 Rolls Royce Plc Electric ducted fan
GB201807773D0 (en) * 2018-05-14 2018-06-27 Rolls Royce Plc Aircraft propulsion system
GB201807769D0 (en) * 2018-05-14 2018-06-27 Rolls Royce Plc Electric ducted fan
US10759545B2 (en) 2018-06-19 2020-09-01 Raytheon Technologies Corporation Hybrid electric aircraft system with distributed propulsion
US10906657B2 (en) * 2018-06-19 2021-02-02 Raytheon Technologies Corporation Aircraft system with distributed propulsion
FR3083206A1 (fr) * 2018-06-29 2020-01-03 Airbus Operations Groupe propulseur d'aeronef comprenant un assemblage d'au moins deux arbres coaxiaux, l'un etant relie a la soufflante et l'autre a l'ensemble d'aubes fixes
FR3084646B1 (fr) * 2018-08-01 2021-10-22 Safran Procede de gestion de la puissance propulsive d’un aeronef
US11156128B2 (en) 2018-08-22 2021-10-26 General Electric Company Embedded electric machine
US11097849B2 (en) * 2018-09-10 2021-08-24 General Electric Company Aircraft having an aft engine
GB201818683D0 (en) 2018-11-16 2019-01-02 Rolls Royce Plc Boundary layer ingestion fan system
GB201818681D0 (en) 2018-11-16 2019-01-02 Rolls Royce Plc Boundary layer ingestion fan system
GB201818687D0 (en) 2018-11-16 2019-01-02 Rolls Royce Plc Boundary layer ingestion fan system
GB201818682D0 (en) 2018-11-16 2019-01-02 Rolls Royce Plc Boundary layer ingestion fan system
GB201818680D0 (en) 2018-11-16 2019-01-02 Rolls Royce Plc Boundary layer ingestion fan system
GB201818684D0 (en) 2018-11-16 2019-01-02 Rolls Royce Plc Boundary layer ingestion fan system
GB201818686D0 (en) 2018-11-16 2019-01-02 Rolls Royce Plc Boundary layer ingestion fan system
US11338901B2 (en) * 2019-04-26 2022-05-24 Rolls-Royce Corporation Nacelle for a boundary layer ingestion propulsor
JP7297574B2 (ja) * 2019-07-12 2023-06-26 三菱重工業株式会社 ガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US20220333553A1 (en) * 2021-04-14 2022-10-20 General Electric Company Three-stream gas turbine engine with embedded electric machine
US11492918B1 (en) 2021-09-03 2022-11-08 General Electric Company Gas turbine engine with third stream

Family Cites Families (100)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2812912A (en) 1953-08-06 1957-11-12 Northrop Aircraft Inc Inclined engine installation for jet aircraft
US3286470A (en) 1963-11-14 1966-11-22 Gen Electric Tip-turbine fan with thrust reverser
US3312448A (en) 1965-03-01 1967-04-04 Gen Electric Seal arrangement for preventing leakage of lubricant in gas turbine engines
US3844110A (en) 1973-02-26 1974-10-29 Gen Electric Gas turbine engine internal lubricant sump venting and pressurization system
US4089493A (en) 1976-09-29 1978-05-16 Paulson Allen E Aircraft with combination power plant
US4446696A (en) 1981-06-29 1984-05-08 General Electric Company Compound propulsor
US4605185A (en) 1983-10-17 1986-08-12 Daniel Reyes Airplane powered by vehicular motor
US4704862A (en) 1985-05-29 1987-11-10 United Technologies Corporation Ducted prop engine
US4815273A (en) 1985-12-31 1989-03-28 Peter Rudolph Single propeller turboprop propulsion apparatus
US4913380A (en) 1988-10-13 1990-04-03 Omac, Inc. Fuel system for Canard aircraft
US5183222A (en) * 1991-08-12 1993-02-02 Tacticon Corp. Electric powered tip-driven fan with metal/air battery assembly therefor
US6082670A (en) 1997-06-26 2000-07-04 Electric Boat Corporation Method and arrangement for fluidborne vehicle propulsion and drag reduction
US5927644A (en) 1997-10-08 1999-07-27 General Electric Company Double failsafe engine mount
JPH11200888A (ja) 1998-01-19 1999-07-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃料電池式タービンエンジン
US6247668B1 (en) 1999-07-15 2001-06-19 The Boeing Company Auxiliary power and thrust unit
US6732502B2 (en) * 2002-03-01 2004-05-11 General Electric Company Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
GB2394991B (en) 2002-11-06 2006-02-15 Rolls Royce Plc Mounting arrangement
US7387189B2 (en) 2003-08-14 2008-06-17 United Technologies Corp. Emergency lubrication system
FR2873096B1 (fr) 2004-07-15 2007-11-23 Airbus France Sas Avion multimoteur
GB0418454D0 (en) 2004-08-19 2004-09-22 Rolls Royce Plc An engine mounting assembly
EP1825112B1 (en) 2004-12-01 2013-10-23 United Technologies Corporation Cantilevered tip turbine engine
WO2006059989A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine support structure
US7267300B2 (en) 2005-02-25 2007-09-11 The Boeing Company Aircraft capable of vertical and short take-off and landing
US7805947B2 (en) * 2005-05-19 2010-10-05 Djamal Moulebhar Aircraft with disengageable engine and auxiliary power unit components
US7493754B2 (en) 2005-10-19 2009-02-24 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
FR2899200B1 (fr) 2006-03-28 2008-11-07 Airbus France Sas Aeronef a impact environnemental reduit
FR2903666B1 (fr) 2006-07-11 2008-10-10 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un capotage aerodynamique de jonction monte sur deux elements distincts
US7752834B2 (en) 2006-10-25 2010-07-13 United Technologies Corporation Aircraft propulsion systems
DE102006055426A1 (de) * 2006-11-22 2008-05-29 Evonik Röhm Gmbh Verfahren zur Herstellung von Alkyl(meth)acrylaten unter Verwendung einer enzymatischen Cyanhydrinhydrolyse
US7665689B2 (en) 2006-11-24 2010-02-23 The Boeing Company Unconventional integrated propulsion systems and methods for blended wing body aircraft
DE102006056354B4 (de) 2006-11-29 2013-04-11 Airbus Operations Gmbh Hybridantrieb für ein Flugzeug
DE102007055336A1 (de) 2007-01-15 2008-08-21 GIF Gesellschaft für Industrieforschung mbH Flugzeugpropellerantrieb, Verfahren zum Antreiben eines Flugzeugpropellers und Verwendung eines Lagers eines Flugzeugpropellerantriebs sowie Verwendung einer Elektromaschine
US20130125561A1 (en) * 2007-11-30 2013-05-23 Frederick M. Schwarz Geared turbofan with distributed accessory gearboxes
US8727271B2 (en) 2008-01-11 2014-05-20 Ival O. Salyer Aircraft using turbo-electric hybrid propulsion system
FR2928137B1 (fr) 2008-02-29 2010-08-20 Airbus France Systeme de propulsion arriere d'avion fixe par poutres et avion comportant un tel systeme.
US9237437B2 (en) * 2008-07-22 2016-01-12 Futurewei Technologies, Inc. Method and apparatus for home agent redirect
CZ2008500A3 (cs) 2008-08-20 2009-07-15 Vycítal@Jirí Hybridní pohon letadla
US8226040B2 (en) 2008-08-25 2012-07-24 Embraer S.A. Continuous fuel management system for automatic control of aircraft center of gravity
DE102008048915B4 (de) 2008-09-26 2017-05-18 Airbus Operations Gmbh Leistungsverteilungssystem
US8549833B2 (en) 2008-10-08 2013-10-08 The Invention Science Fund I Llc Hybrid propulsive engine including at least one independently rotatable compressor stator
US8099944B2 (en) 2008-10-08 2012-01-24 The Invention Science Fund I, Llc Hybrid propulsive engine including at least one independently rotatable propeller/fan
US8128019B2 (en) 2008-12-12 2012-03-06 Honeywell International Inc. Hybrid power for ducted fan unmanned aerial systems
WO2010123601A1 (en) * 2009-01-27 2010-10-28 Kuhn Ira F Jr Purebred and hybrid electric vtol tilt rotor aircraft
US20100207478A1 (en) * 2009-02-06 2010-08-19 D-Star Engineering Corporation Tip-located axial-gap (tag) motor/generator
GB0903423D0 (en) * 2009-03-02 2009-04-08 Rolls Royce Plc Variable drive gas turbine engine
FR2945268B1 (fr) 2009-05-05 2013-05-17 Airbus France Generateur electrique sur une partie tournante de turbopropulseur
GB0909158D0 (en) 2009-05-29 2009-07-08 Rolls Royce Plc An aircraft having a lift/propulsion unit
GB0911100D0 (en) * 2009-06-29 2009-08-12 Rolls Royce Plc Propulsive fan system
DE102010014637B4 (de) 2010-04-12 2016-05-04 MTU Aero Engines AG Verfahren zum Konservieren eines Kraftstoffsystems und eines Ölsystems
DE102010021022A1 (de) 2010-05-19 2011-11-24 Eads Deutschland Gmbh Kippflügel-Flugzeug
GB2483217A (en) * 2010-06-04 2012-03-07 Joseph O'kane Retractable tag line
US9702254B2 (en) 2010-09-14 2017-07-11 Manuel M. Saiz Lift propulsion and stabilizing system and procedure for vertical take-off and landing aircraft
US8727270B2 (en) 2010-11-16 2014-05-20 Rolls-Royce Corporation Aircraft, propulsion system, and system for taxiing an aircraft
US8684304B2 (en) 2010-11-16 2014-04-01 Rolls-Royce Corporation Aircraft, propulsion system, and system for taxiing an aircraft
US9212625B2 (en) * 2010-11-19 2015-12-15 Rudolph Allen SHELLEY Hybrid gas turbine propulsion system
US20120209456A1 (en) 2011-02-15 2012-08-16 Government Of The United States, As Represented By The Secretary Of The Air Force Parallel Hybrid-Electric Propulsion Systems for Unmanned Aircraft
GB201104733D0 (en) 2011-03-21 2011-05-04 Lee Christopher J Charging unit for hybrid electrically powered aircraft
US8552575B2 (en) 2011-04-03 2013-10-08 Tma Power, Llc Hybrid electric power for vehicular propulsion
US9540998B2 (en) 2011-05-27 2017-01-10 Daniel K. Schlak Integral gas turbine, flywheel, generator, and method for hybrid operation thereof
FR2977030B1 (fr) 2011-06-22 2013-07-12 Airbus Operations Sas Procede d'equilibrage pour systeme propulsif a helices contrarotatives coaxiales non carenees
FR2978124B1 (fr) 2011-07-18 2013-08-02 Eurocopter France Procede de controle d'un groupe de moteurs et aeronef
FR2978728B1 (fr) 2011-08-03 2014-07-04 Eads Europ Aeronautic Defence Architecture de propulsion d'aeronef integrant un systeme de recuperation d'energie
US8500064B2 (en) 2011-08-10 2013-08-06 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid power system architecture for an aircraft
US9828105B2 (en) 2011-08-24 2017-11-28 United Technologies Corporation Nacelle assembly having integrated afterbody mount case
US20130062885A1 (en) 2011-09-08 2013-03-14 General Electric Company Method and apparatus for extracting electrical power from a gas turbine engine
GB201117104D0 (en) 2011-10-05 2011-11-16 Rolls Royce Plc A duct
US8723349B2 (en) 2011-10-07 2014-05-13 General Electric Company Apparatus for generating power from a turbine engine
US8723385B2 (en) 2011-10-07 2014-05-13 General Electric Company Generator
GB201117692D0 (en) 2011-10-13 2011-11-23 Rolls Royce Plc A distributed propulsion system and method of control
US9038398B2 (en) 2012-02-27 2015-05-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine buffer cooling system
US9254922B2 (en) 2012-03-05 2016-02-09 Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. Hybrid clutch assembly for an aircraft
US9340299B2 (en) 2012-03-30 2016-05-17 W. Morrison Consulting Group, Inc. Long range electric aircraft and method of operating same
US9296288B2 (en) 2012-05-07 2016-03-29 Separation Design Group Llc Hybrid radiant energy aircraft engine
DE102012209807A1 (de) 2012-06-12 2013-12-12 Siemens Aktiengesellschaft Flugzeug und Verfahren zum Herstellen eines Flugzeugs
CA2820254C (en) 2012-07-09 2020-02-18 Mcmaster University Hybrid powertrain system
FR2993727B1 (fr) * 2012-07-19 2017-07-21 Eurocopter France Machine electrique reversible pour aeronef
US8939399B2 (en) 2012-07-31 2015-01-27 Textron Innovations Inc. System and method of augmenting power in a rotorcraft
FR2997681B1 (fr) 2012-11-08 2015-05-15 Snecma Avion propulse par un turboreacteur a soufflantes contrarotatives
US9476385B2 (en) * 2012-11-12 2016-10-25 The Boeing Company Rotational annular airscrew with integrated acoustic arrester
FR2999150B1 (fr) * 2012-12-10 2015-10-09 Bermond Gerome Maurice Paul Aeronef convertible pourvu de deux rotors carenes en bout d'aile et d'un fan horizontal dans le fuselage
WO2014163688A1 (en) 2013-03-09 2014-10-09 Rolls-Royce Corporation Aircraft power plant
FR3003514B1 (fr) 2013-03-25 2016-11-18 Eurocopter France Aeronef a voilure tournante a motorisation hybride.
US9193451B2 (en) 2013-04-22 2015-11-24 Ival O. Salyer Aircraft using turbo-electric hybrid propulsion system for multi-mode operation
GB2506464B (en) * 2013-04-24 2015-08-19 Rolls Royce Plc An Aircraft Powerplant
FR3006997B1 (fr) 2013-06-14 2016-12-23 Airbus Aeronef a moyens de propulsion electriques
US10144524B2 (en) 2013-06-14 2018-12-04 Rohr, Inc. Assembly for mounting a turbine engine to a pylon
DE102013219724A1 (de) * 2013-09-30 2015-04-02 Siemens Aktiengesellschaft Elektrisch angetriebenes Flugzeug
US9776714B2 (en) * 2013-10-15 2017-10-03 Sandor Wayne Shapery Engine system for vertical and short take off and landing (V/STOL) aircraft
US9701395B2 (en) 2014-01-06 2017-07-11 United Technologies Corporation Contra-rotating open rotor distributed propulsion system
US10381889B2 (en) 2014-06-27 2019-08-13 General Electric Company Permanent magnet machine with segmented sleeve for magnets
GB201412188D0 (en) * 2014-07-09 2014-08-20 Rolls Royce Plc Two-part gas turbine engine
DE102014215038A1 (de) * 2014-07-31 2016-02-04 Robert Bosch Gmbh Mikromechanischer Sensor und Verfahren zur Herstellung eines mikromechanischen Sensors
ES2644782T3 (es) 2014-09-17 2017-11-30 Airbus Operations, S.L. Motor híbrido de aeronave
US10000293B2 (en) 2015-01-23 2018-06-19 General Electric Company Gas-electric propulsion system for an aircraft
GB201508138D0 (en) * 2015-05-13 2015-06-24 Rolls Royce Plc Aircraft
US9957055B2 (en) 2015-09-21 2018-05-01 General Electric Company Aft engine for an aircraft
US10017270B2 (en) 2015-10-09 2018-07-10 General Electric Company Aft engine for an aircraft
US10392119B2 (en) 2016-04-11 2019-08-27 General Electric Company Electric propulsion engine for an aircraft
US20170291693A1 (en) 2016-04-11 2017-10-12 General Electric Company Electric propulsion engine for an aircraft
US10252810B2 (en) 2016-04-19 2019-04-09 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft

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