JP6664437B2 - 航空機用のハイブリッド電気推進システム - Google Patents

Description

本主題は、広くには、航空機の推進システムに関し、より詳細には、ハイブリッド電気推進エンジンを含む航空機の推進システムに関する。

従来からの民間の航空機は、一般に、胴体と、一対の翼部と、推力をもたらす推進システムとを含む。推進システムは、典型的には、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含む。各々のターボファンジェットエンジンは、航空機の翼部のうちの該当する一方へと、例えば翼部の直下の吊り下げ位置などに、翼部および胴体から離して取り付けられる。このような構成は、ターボファンジェットエンジンが、翼部および／または胴体による影響を受けない別個の自由な流れの気流と相互作用することを可能にする。この構成は、それぞれのターボファンジェットエンジンの取り入れ口に進入する空気における乱流の量を低減することができ、これは、航空機の正味の推進用の推力に好ましい効果をもたらす。

しかしながら、航空機への抗力も、航空機の正味の推進用の推力に影響を有する。航空機への抗力の総量は、一般に、航空機へと近付く空気の自由な流れの速度と、航空機への抗力に起因して生じる航空機の下流の伴流の平均速度との間の差に比例する。抗力の影響に対抗し、かつ／またはターボファンジェットエンジンの効率を改善す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、例えば胴体および／または翼部に境界層を形成する比較的低い速度で移動する空気の一部をターボファンジェットエンジンへとターボファンジェットエンジンのファン部分の上流に導くための境界層吸い込みシステムを備える。これらのシステムは、境界層の気流に再びエネルギを与えることによって航空機への抗力を低減することができるが、このようなシステムは、このようなシステムを駆動するために必要な燃焼エンジンを備えることに鑑み、非効率的なシステムとなる可能性がある。

したがって、航空機への抗力の量を低減するための１つ以上の構成要素を含む推進システムが、有用であると考えられる。より詳細には、航空機へ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、とくに有益であると考えられる。

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

本開示の１つの典型的な実施形態において、航空機用の推進システムが提供される。推進システムは、推進装置と、推進システムの燃焼運転モードにおいて推進装置に機械的に結合して推進装置を駆動し、推進システムの電気運転モードにおいて推進装置から機械的に切り離されるターボ機械と、電力源とを含む。推進システムは、電気機械をさらに含み、電気機械は、推進システムの電気運転モードにおいて推進装置が電気機械によって駆動されるように、推進システムの電気運転モードにおいて電力源に電気的に接続され、推進装置に機械的に結合する。

特定の典型的な実施形態において、ターボ機械は、取り入れ口を定め、ターボ機械は、推進システムが電気運転モードにて動作するときに取り入れ口を少なくとも部分的に閉鎖する前部可変ジオメトリ構成要素をさらに含む。例えば、特定の典型的な実施形態において、ターボ機械は、排気部をさらに定め、ターボ機械は、推進システムが電気運転モードにて動作するときに排気部を少なくとも部分的に閉鎖する後部可変ジオメトリ構成要素をさらに含む。

特定の典型的な実施形態において、推進装置は、後部ファンとして構成される。例えば、特定の典型的な実施形態において、後部ファンは、動作時に航空機の少なくとも一部分を覆う境界層の気流を吸い込むように構成された境界層吸い込みファンである。

特定の典型的な実施形態において、電気機械は、設置時に航空機の胴体の内部に位置するように構成された電気モータである。

特定の典型的な実施形態において、電力源は、電気エネルギ貯蔵ユニットである。例えば、特定の典型的な実施形態において、推進システムは、ターボ機械に機械的に結合した発電機をさらに含み、発電機は、電気エネルギ貯蔵ユニットに電気的に接続される。

例えば、特定の典型的な実施形態において、発電機は、ターボ機械の後端部の内部に配置される。

特定の典型的な実施形態において、推進システムは、推進システムが燃焼運転モードで動作できるときにターボ機械と推進装置とを機械的に結合させるように構成され、推進システムが電気運転モードで動作できるときにターボ機械を推進装置から機械的に切り離すようにさらに構成されたクラッチをさらに含む。

特定の典型的な実施形態において、電気機械は、推進システムが燃焼運転モードにあるときに電力を発生させるように構成され、推進システムが電気運転モードにあるときに推進装置を駆動するようにさらに構成された電気モータ／発電機である。

本開示の典型的な態様において、航空機用の推進システムを動作させるための方法が提供される。推進システムは、推進装置と、ターボ機械と、電力源と、電気機械とを含む。本方法は、推進システムを燃焼運転モードで動作させるステップを含み、推進システムを燃焼運転モードで動作させるステップは、推進装置をターボ機械で駆動して航空機に推進力の利益をもたらすステップを含む。さらに、本方法は、推進システムを電気運転モードで動作させるステップを含み、推進システムを電気運転モードで動作させるステップは、電力源から電気機械へと電力をもたらして推進装置を電気機械で駆動するステップを含む。

特定の典型的な態様において、推進システムを電気運転モードで動作させるステップは、ターボ機械を推進装置から切り離すステップをさらに含む。

特定の典型的な態様において、推進システムを電気運転モードで動作させるステップは、航空機を巡航運転モードで動作させるステップをさらに含む。

特定の典型的な態様において、推進システムを燃焼運転モードで動作させるステップは、航空機を高出力動作モードで動作させるステップを含む。

特定の典型的な態様において、推進システムは、発電機をさらに含み、推進システムを燃焼運転モードで動作させるステップは、推進システムの発電機をターボ機械で回転させて電力を発生させるステップを含む。例えば、特定の典型的な態様において、電力源は、電気エネルギ貯蔵ユニットであり、発電機をターボ機械で回転させて電力を発生させるステップは、発電機からの電力を電気エネルギ貯蔵ユニットへと運ぶステップを含む。

特定の典型的な態様において、電気機械は、電気モータ／発電機であり、推進システムを燃焼運転モードで動作させるステップは、電気モータ／発電機を使用してターボ機械から電力を抽出するステップをさらに含む。

特定の典型的な態様において、本方法は、推進システムを風力運転モードで動作させるステップをさらに含み、推進システムを風力運転モードで動作させるステップは、電気機械を推進装置で駆動して電力を発生させるステップと、電気機械からの電力を電力源へと運ぶステップとを含む。

特定の典型的な態様において、推進システムを電気運転モードで動作させるステップは、ターボ機械の可変ジオメトリ構成要素を使用してターボ機械への取り入れ口を閉じるステップをさらに含む。

本発明のこれらの特徴、態様、および利点、ならびに他の特徴、態様、および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照することによって、よりよく理解されるであろう。本明細書に組み込まれて、本明細書の一部を構成する添付の図面は、本発明の実施形態を例示し、本明細書における説明と併せて本発明の原理を解説するのに役に立つ。

当業者へと向けられた本発明の充分かつ本発明を実施可能にする開示が、本発明の最良の態様を含めて、添付の図面を参照して本明細書において説明される。

本開示の種々の典型的な実施形態による航空機の上面図である。 図１の典型的な航空機の左側面図である。 本開示の典型的な実施形態による航空機用の推進システムの概略図であり、１つ以上の可変ジオメトリ構成要素が開位置にある。 図３の典型的な推進システムの概略図であり、１つ以上の可変ジオメトリ構成要素が閉位置にある。 本開示の種々の典型的な実施形態による航空機の上面図である。 本開示の別の典型的な実施形態による航空機用の推進システムの概略図である。 本開示の典型的な態様による航空機の推進システムのハイブリッド電気推進エンジンを動作させるための方法のフロー図である。

以下で、本発明の現在の実施形態を詳しく参照するが、その１つ以上の例が、添付の図面に示されている。詳細な説明においては、図中の特徴を参照するために、数字および文字による符号を用いる。図中および説明における類似または同様の符号は、本発明の類似または同様の部分を指して使用されている。

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

用語「前方」および「後方」は、エンジンまたはビークル（ｖｅｈｉｃｌｅ）における相対位置を指し、エンジンまたはビークルの通常の動作姿勢を基準にする。例えば、エンジンに関して、前方は、エンジンの取り入れ口に近い位置を指し、後方は、エンジンノズルまたは排気部に近い位置を指す。

用語「上流」および「下流」は、流体経路における流体の流れに対する相対的な方向を指す。例えば、「上流」は、流体が流れてくる方向を指し、「下流」は、流体が流れていく方向を指す。

単数形「１つの（ａ、ａｎ）」および「この（ｔｈｅ）」は、そのようでないことが文脈から明らかでない限り、言及対象が複数である場合を含む。

「結合した」、「固定された」、「取り付けられた」、などの用語は、本明細書においてとくに明記されない限り、直接的な結合、固定、または取り付け、ならびに１つ以上の中間の構成要素または特徴を介する間接的な結合、固定、または取り付けの両方を指す。

近似を表す文言は、本出願において本明細書および特許請求の範囲の全体において用いられるとき、関連の基本的機能に変化をもたらすことなく許容可能に変化することができるあらゆる定量的表現を修飾するために適用される。したがって、「およそ（ａｂｏｕｔ）」、「約（ａｐｐｒｏｘｉｍａｔｅｌｙ）」、および「実質的に（ｓｕｂｓｔａｎｔｉａｌｌｙ）」、などの用語で修飾された値は、明記された厳密な値に限定されるものではない。少なくともいくつかの場合には、近似を表す文言は、値を測定するための機器の精度、あるいは構成要素および／またはシステムを構築もしくは製造するための方法または機械の精度に対応することができる。例えば、近似を表す文言は、１０％のマージンの範囲内にあることを指すことができる。

ここで、本明細書および特許請求の範囲の全体を通して、範囲の限定が組み合わせられ、さらには入れ換えられ、そのような範囲は識別され、文脈および文言がとくに指示しない限り、そのような範囲に含まれるすべての部分範囲を含む。例えば、本明細書に開示されるすべての範囲は、端点を含み、端点は、互いに独立して組み合わせ可能である。

本開示は、広くには、ターボ機械と、電気機械と、推進装置とを有する航空機用の推進システムに関する。電気機械およびターボ機械の各々が、推進装置に機械的に結合する。特定の動作においては、ターボ機械が、推進装置を駆動するように構成される一方で、他の動作においては、電気機械が、推進装置を駆動するように構成される。電気機械が推進装置を駆動するとき、ターボ機械を停止させてもよく、少なくとも特定の典型的な実施形態においては、可変ジオメトリ構成要素を、ターボ機械への気流を遮断するように動作させることができる。さらに、電気機械は、ターボ機械が動作しているときにターボ機械から電力を抽出するようにさらに構成された電気モータ／発電機であってよく、あるいは推進システムが、ターボ機械が動作しているときにターボ機械から電力を抽出するように構成された別の発電機を含むことができる。

ここで図面を参照すると、図面全体を通して同一の符号は同一の要素を示しており、図１が、本発明の種々の実施形態を取り入れることができる典型的な航空機１０の上面図を示している。図２は、図１に示した航空機１０の左側面図を示している。図１および図２の協働によって示されるように、航空機１０は、航空機１０を通って延びる長手方向中心線１４と、鉛直方向Ｖと、横方向Ｌと、前端部１６と、後端部１８とを定める。

さらに、航空機１０は、航空機１０の前端部１６から航空機１０の後端部１８に向かって長手方向に延びる胴体１２と、１対の翼部２０とを含む。本明細書において使用されるとき、用語「胴体」は、一般に、航空機１０の尾翼など、航空機１０の機体のすべてを含む。このような翼部２０のうちの第１の翼部は、胴体１２の左側２２から長手方向中心線１４に対して横方向外側へと延び、このような翼部２０のうちの第２の翼部は、胴体１２の右側２４から長手方向中心線１４に対して横方向外方へと延びる。図示の典型的な実施形態における各々の翼部２０は、１つ以上の前縁フラップ２６および１つ以上の後縁フラップ２８を含む。航空機１０は、ヨー制御用のラダーフラップ３２を有している垂直尾翼３０と、ピッチ制御用のエレベータフラップ３６をそれぞれが有している１対の水平尾翼３４とをさらに含む。胴体１２は、外面または外板３８をさらに含む。しかしながら、本開示の他の典型的な実施形態において、航空機１０が、上記に加え、あるいは上記に代えて、尾翼の任意の他の適切な構成を含んでよく、そのような尾翼が、鉛直方向Ｖまたは水平／横方向Ｌに直接的に沿って延びていても、延びていなくてもよいことを、理解すべきである。

図１および図２の典型的な航空機１０は、推進システム１００を含む。典型的な推進システム１００は、１つ以上の航空機エンジンと、１つ以上のハイブリッド電気推進エンジンとを含む。例えば、図示の実施形態は、それぞれが例えば１対の翼部２０のうちの一方などへと航空機１０に取り付けられるように構成された複数の航空機エンジンと、ハイブリッド電気推進エンジン１０６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構成され、より正確には、翼下配置にて翼部２０に取り付けられ、翼部２０の下方に吊り下げられたターボファンジェットエンジン１０２、１０４として構成される。さらに、ハイブリッド電気推進エンジン１０６は、航空機１０の後端部に取り付けられるように構成され、したがって図示のハイブリッド電気推進エンジンを、「後部エンジン」と呼ぶことができる。さらに、図示のハイブリッド電気推進エンジンは、航空機１０の胴体１２を覆って境界層を形成している空気を取り込み、消費するように構成される。したがって、図示の典型的なハイブリッド電気推進エンジン１０６を、境界層吸い込み（ＢＬＩ）ファンとさらに呼ぶことができる。ハイブリッド電気推進エンジン１０６は、翼部２０および／またはジェットエンジン１０２，１０４の後方の位置において航空機１０に取り付けられる。具体的には、図示の実施形態に関して、ハイブリッド電気推進エンジン１０６は、ハイブリッド電気推進エンジン１０６が後端部１８において尾部に組み込まれ、あるいは尾部に溶け込むように、後端部１８において胴体１２に固定に接続される。

しかしながら、図１および図２に示した航空機１０および推進システム１００が、あくまでも例として示されているにすぎず、本開示の他の典型的な実施形態において、任意の他の適切なやり方で構成された推進システム１００を有する任意の他の適切な航空機１０を用意できることを、理解すべきである。例えば、種々の他の実施形態において、ハイブリッド電気推進エンジン１０６を、代案として、航空機１０の後端部１８の付近の任意の適切な位置に配置できることを、理解すべきである。さらに、また別の実施形態において、ハイブリッド電気推進エンジン１０６は、航空機１０の後端部１８に位置しなくてもよく、したがって「後部エンジン」として構成されなくてもよい。例えば、他の実施形態においては、電気推進エンジンを、航空機１０の胴体へと組み込み、したがって「ポッド内エンジン（ｐｏｄｄｅｄ ｅｎｇｉｎｅ）」またはポッド設置エンジンとして構成することができる。さらに、また別の実施形態においては、電気推進エンジンを、航空機１０の翼部に組み込むことができ、したがって「ブレンデッドウィングエンジン（ｂｌｅｎｄｅｄ ｗｉｎｇ ｅｎｇｉｎｅ）」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なくてもよく、代わりに、自由流吸い込みファンとして航空機１０上の任意の適切な位置に取り付けられてよい。

ここで図３を参照すると、本開示の典型的な実施形態によるハイブリッド電気推進エンジン２００の概略の断面図が示されている。例えば、図３の典型的なハイブリッド電気推進エンジン２００を、図１および図２を参照して上述した典型的なハイブリッド電気航空機エンジン１０６として構成することができる。したがって、図３の典型的なハイブリッド電気推進エンジン２００が、後部ファンとして構成された構成要素を含み、より詳細には、動作時に航空機１０の胴体１２の少なくとも一部分を覆う境界層空気流を吸い込むように構成された後部境界層吸い込みファン（さらに詳しくは後述）として構成された構成要素を含むことを、理解できるであろう。

図示のとおり、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、図３の実施形態においてはターボ機械２０２として構成された燃焼エンジンと、図３の実施形態においてはファン２０４として構成された推進装置とを含む。さらに、図３に示されるように、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、（長手方向中心線に平行に延びる）軸方向Ａと、半径方向Ｒとを定める。

図示の典型的なターボ機械２０２は、一般に、環状の取り入れ口２０８を定める実質的に管状の外側ケーシング２０６を含む。外側ケーシング２０６は、ブースタまたは低圧（ＬＰ）圧縮機２１０と高圧（ＨＰ）圧縮機２１２とを含む圧縮機部、燃焼部２１４、第１の高圧（ＨＰ）タービン２１６と第２の低圧（ＬＰ）タービン２１８とを含むタービン部、およびジェット排気ノズル部２２０を、直列な流れの関係にて取り囲む。ＬＰ圧縮機２１０、ＨＰ圧縮機２１２、燃焼部２１４、ＨＰタービン２１６、およびＬＰタービン２１８が協働して、ターボ機械２０２を通るコア空気流路２２１を少なくとも部分的に定める。

さらに、ハイブリッド電気推進エンジン２００の典型的なターボ機械２０２は、タービン部の少なくとも一部分と一緒に回転でき、図示の実施形態においては圧縮機部の少なくとも一部分とも一緒に回転できる１つ以上のシャフトを含む。より詳細には、図示の実施形態において、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、ＨＰタービン２１６をＨＰ圧縮機２１２に駆動可能に接続する高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール２２２を含む。さらに、典型的なハイブリッド電気推進エンジン２００は、ＬＰタービン２１８をＬＰ圧縮機２１０に駆動可能に接続する低圧（ＬＰ）シャフトまたはスプール２２４を含む。

さらに、典型的なファン２０４は、互いに間隔を空けた様相でディスク２２８に結合した複数のファンブレード２２６を含む。ファンブレード２２６は、ディスク２２８からおおむね半径方向Ｒに沿って外側へと延びる。ファン２０４は、ファン２０４が第２のＬＰタービン２１８によって機械的に駆動されるように、ＬＰシャフト２２４に機械的に結合する。より詳細には、ファンブレード２２６とディスク２２８とを含むファン２０４は、動力ギアボックス２３０を介してＬＰシャフト２２４に機械的に結合し、動力ギアボックス２３０を横切るＬＰシャフト２２４によって長手軸を中心にして回転することができる。より具体的には、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、動力ギアボックス２３０を横切ってＬＰシャフト２２４に結合したファンシャフト２３２をさらに含み、複数のファンブレード２２６およびディスク２２８は、ファンシャフト２３２に機械的に結合する。理解されるとおり、動力ギアボックス２３０は、ＬＰシャフト２２４に対するファンシャフト２３２の回転速度を変更するための複数のギアを含む。したがって、ファン２０４は、ターボ機械２０２のＬＰシステム（ＬＰタービン２１８を含む）によって駆動される。

図３の典型的な実施形態をさらに参照すると、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、ファン２０４および／またはターボ機械２０２の少なくとも一部分を周状に取り囲む環状のファンケーシングまたは外側ナセル２３４を含む。したがって、図示の典型的なハイブリッド電気推進エンジン２００を、「ダクト式（ｄｕｃｔｅｄ）」と呼ぶことができる。さらに、ナセル２３４は、円周方向に間隔を空けつつ位置する複数の出口ガイドベーン２３６によってターボ機械２０２に対して支持される。ナセル２３４の下流側部分は、バイパス空気流路２３８を間に定めるようにターボ機械２０２の外側部分を覆って延びる。

さらに、図示の実施形態に関して、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、航空機１０の後端部１８に取り付けられる。したがって、図示の実施形態に関して、ファン２０４は、後部ファンとして構成される。より詳細には、図示の実施形態に関して、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、航空機１０の胴体１２の後端部１８に取り付けられ、外側ナセル２３４によって定められる取り入れ口２３５が、航空機１０の少なくとも一部分を覆う（すなわち、図示の実施形態においては航空機１０の胴体１２を覆う）境界層の気流をハイブリッド電気推進エンジン２００によって吸い込んで消費できるように、胴体１２を取り囲む。このようにして、ファン２０４は、境界層吸い込みファンとしてさらに構成される。

とりわけ、図３の実施形態に関して、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、クラッチ２４０と、ターボ機械２０２への取り入れ口２０８、ターボ機械２０２の排気部２２０、またはその両方に配置された１つ以上の可変ジオメトリ構成要素とをさらに含む。クラッチ２４０は、ＬＰシャフト２２４をファンシャフト２３２に選択的に機械的に結合させ、ＬＰシャフト２２４をファンシャフト２３２から機械的に切り離すように構成される。例えば、クラッチ２４０が係合位置にあるとき、ＬＰシャフト２２４はファンシャフト２３２に固定に結合でき、したがってＬＰシャフト２２４の回転によってファンシャフト２３２が回転し、逆も同様である。対照的に、クラッチ２４０が非係合位置にあるとき、ファンシャフト２３２はＬＰシャフト２２４から切り離され、したがってファンシャフト２３２およびＬＰシャフト２２４は互いに独立して回転することができる。

さらに、図３の典型的なハイブリッド電気推進エンジン２００の別の図を示している図４をさらに参照すると、１つ以上の可変ジオメトリ構成要素は、前部可変ジオメトリ構成要素２４２および後部可変ジオメトリ構成要素２４４を含む。前部可変ジオメトリ構成要素２４２は、図示の実施形態においては、おおむね半径方向Ｒに沿って開位置（図３）と閉位置（図４）との間を移動可能である。前部可変ジオメトリ構成要素２４２は、閉位置にあるとき、特定の動作条件におけるターボ機械２０２の取り入れ口２０８を少なくとも部分的に閉鎖するように構成される。同様に、後部可変ジオメトリ構成要素２４４は、図示の実施形態においては、やはりおおむね半径方向Ｒに沿って開位置（図３）と閉位置（図４）との間を移動可能である。後部可変ジオメトリ構成要素２４４は、閉位置にあるとき、特定の動作条件におけるターボ機械２０２の排気部２２０を少なくとも部分的に閉鎖するように構成される。より詳細には、図３および図４に示した構成において、前部および後部可変ジオメトリ構成要素２４２，２４４は、閉位置にあるとき、取り入れ口２０８および排気部２２０のそれぞれを実質的に完全に閉じる。したがって、前部および後部可変ジオメトリ構成要素２４２，２４４の各々が開位置にあるとき、外側ナセル２３４の取り入れ口２３５を通る境界層の気流などの気流の一部が、ターボ機械２０２の取り入れ口２０８を通って流れ、さらにターボ機械２０２の排気部２２０を通って流出できることを、理解できるであろう。対照的に、前部および後部可変ジオメトリ構成要素２４２，２４４の各々が閉位置にあるとき、外側ナセル２３４の取り入れ口２３５からの空気流は、実質的に、ターボ機械２０２の取り入れ口２０８を通って流れることができず、あるいはターボ機械２０２の排気部２２０を通って流出することができない。このようにして、前部および後部可変ジオメトリ構成要素２４２，２４４は、閉位置にあるとき、ターボ機械２０２を通るすべての気流を効果的に遮断することができる。

図示の実施形態においては、前部および後部可変ジオメトリ構成要素２４２，２４４の各々が、取り入れ口２０８および排気部２２０をそれぞれ閉じるための複数のフラップを含んでいるが、他の典型的な実施形態においては、任意の他の適切な可変ジオメトリ構成要素を利用することができる。

さらに、少なくとも特定の典型的な実施形態において、クラッチ２４０、前部可変ジオメトリ構成要素２４２、および後部可変ジオメトリ構成要素２４４の各々を、ハイブリッド電気推進エンジン２００、ハイブリッド電気推進エンジン２００を含む推進システム（推進システム１００など）、またはハイブリッド電気推進エンジン２００が組み込まれた航空機１０のコントローラ（図示せず）に動作可能に接続できることを、理解できるであろう。このようにして、コントローラ（図示せず）は、ファンシャフト２３２をＬＰシャフト２２４に選択的に結合させ、あるいはファンシャフト２３２をＬＰシャフト２２４から選択的に切り離すことができるとともに、前部および後部可変ジオメトリ構成要素２４２，２４４を開位置と閉位置との間で移動させることができる。

さらに図３および図４を参照すると、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、電気システムをさらに含む。このような電気システムを利用して、ハイブリッド電気推進エンジン２００を含む推進システムは、燃焼運転モードと電気運転モードとの間で動作可能である。

図３および図４の実施形態において、電気システムは、一般に、電力源２４６と、第１の電気機械２４８と、第２の電気機械２５０とを含む。第１の電気機械２４８は、電力源２４６から電力を受け取ることができるように、電力源２４６に電気的に接続される。さらに、第１の電気機械２４８は、ファン２０４に機械的に結合し、あるいはより詳細には、図示の実施形態においては、ファンシャフト２３２を介してファン２０４に機械的に結合する。第２の電気機械２５０は、ターボ機械２０２に機械的に結合し、さらに電力源２４６に電気的に接続される。とくには、図示の実施形態において、電力源２４６は、電気エネルギ貯蔵ユニットであり、第１の電気機械２４８は、電気モータとして構成され、第２の電気機械２５０は、発電機として構成される。電力源２４６および第１の電気機械２４８の各々が、図示の実施形態において、航空機１０に設置される場合に航空機１０の胴体１２内に配置される一方で、第２の電気機械２５０は、図示の実施形態において、ターボ機械２０２の後端部に取り付けられる。より具体的には、図示の実施形態において、第２の電気機械２５０は、ターボ機械２０２のコア空気流路２２１の内側かつターボ機械２０２の燃焼部２１４の後部の位置において、ＬＰシャフト２２４と同軸に取り付けられる。

上述したように、ハイブリッド電気推進エンジン２００を含む推進システムは、燃焼運転モードと電気運転モードとの間で動作可能である。燃焼運転モードで動作する推進システムを示している図３をとくに参照すると、燃焼動作モードで動作しているとき、前部および後部可変ジオメトリ構成要素２４２，２４４は、開位置にある。このようにして、空気は、ターボ機械２０２の取り入れ口２０８を通ってターボ機械２０２へと流れることができ、さらにターボ機械２０２の排気部２２０を通ってターボ機械２０２から流出することができる。さらに、推進システムが燃焼運転モードで動作しているとき、クラッチ２４０は、ターボ機械２０２とファン２０４とを機械的に結合させるために係合位置にある。より具体的には、クラッチ２４０は、ＬＰシャフト２２４の回転に対応してファンシャフト２３２およびファン２０４が回転するよう、ターボ機械２０２のＬＰシャフト２２４をファンシャフト２３２に機械的に結合させるために、係合位置にある。さらに、ＬＰシャフト２２４に結合した第２の電気機械２５０は、燃焼運転モードにおける推進システムの動作の際に、ターボ機械２０２によって駆動され、より具体的にはターボ機械２０２のＬＰシャフト２２４によって駆動される。このようにして、第２の電気機械２５０は、推進システムが燃焼運転モードで動作しているときに電力を発生させることができ、さらには、そのような電力の少なくとも一部を電力源２４６（すなわち、図示の実施形態における電気エネルギ貯蔵ユニット）に転送することができる。

対照的に、今度は、電気運転モードで動作するハイブリッド電気推進エンジン２００を含む推進システムを示している図４をとくに参照すると、電気動作モードで動作しているとき、前部および後部可変ジオメトリ構成要素２４２，２４４は、閉位置にあり、クラッチ２４０は、非係合位置にある。このようにして、空気は、ターボ機械２０２の取り入れ口２０８を通ってターボ機械２０２へと流入することができず、さらには、ターボ機械２０２の排気部２２０を通ってターボ機械２０２から流出することができない。さらに、クラッチ２４０は、ファンシャフト２３２がＬＰシャフト２２４とは独立して回転することができるよう、ターボ機械２０２が推進装置（すなわち、図示の実施形態においてはファン２０４）から機械的に切り離され、より具体的にはＬＰシャフト２２４がファンシャフト２３２から機械的に切り離されるように、非係合位置にある。さらに、電気運転モードでの動作時に、電力源２４６からの電力を、第１の電気機械２４８によってファンシャフト２３２を駆動し、さらにファン２０４を駆動して航空機１０に推進力の利益をもたらすことができるよう、（図示の実施形態においては電気モータとして構成された）第１の電気機械２４８へと運ぶことができる。このようにして、第１の電気機械２４８は、ハイブリッド電気推進エンジン２００を含む推進システムの電気運転モードにおいて、ハイブリッド電気推進エンジン２００のファン２０４を駆動する。

とくには、以下でさらに詳しく論じられるとおり、本開示のさらに他の典型的な実施形態において、推進システム１００は、さらに風力運転モードで動作できることを、理解すべきである。このような動作モードにおいて、推進システム１００は、ハイブリッド電気推進エンジン２００を本質的にエアブレーキとして利用することができる。例えば、少なくとも特定の典型的な態様において、風力運転モードで動作するとき、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、前部および後部可変ジオメトリ構成要素２４２，２４４を閉位置に移動させ、あるいは閉位置に保つことができ、さらにクラッチ２４０を非係合位置に移動させ、あるいは非係合位置に保つことができる。しかしながら、第１の電気機械２４８を使用してファン２０４を駆動する代わりに、電気システムは、第１の電気機械２４８を使用してファン２０４から電力を抽出することができる。より詳細には、第１の電気機械２４８が、むしろ発電機として動作して、ファン２０４を横切る周囲の気流に起因するファン２０４の回転から電力を抽出することができる。このようにして、第１の電気機械２４８は、ファンシャフト２３２への抗力として作用でき、したがってファンシャフト２３２が、ファン２０４への抗力として作用し、したがってファン２０４が、航空機１０への抗力として作用する。第１の電気機械２４８を使用して抽出された電力を、例えば電力源２４６または任意の他の電力シンクへともたらすことができる。

このようにして、推進システム１００は、一般に、例えば巡航運転モードなどの比較的低出力の運転モードにおいて、ハイブリッド電気推進エンジン２００を電力のみにて動作させるように推進システム１００を電気運転モードで動作させることができるため、より効率的となり得る。対照的に、離陸または最大上昇（ｔｏｐ ｏｆ ｃｌｉｍｂ）動作モードなどの比較的高出力の動作モードにおいて、推進システム１００は、より大きな出力をもたらすために燃焼運転モードで動作でき、余分な出力があれば電気運転モードにおける使用のために貯蔵することができる。

しかしながら、他の典型的な実施形態において、ハイブリッド電気推進エンジン２００および推進システム全体が、任意の他の適切なやり方で構成されてもよいことを、理解すべきである。例えば、他の典型的な実施形態において、ターボ機械２０２は、任意の他の適切な数の圧縮機またはタービン、スプールなど、任意の他の適切な構成を有することができる。さらに、ダクト式ハイブリッド電気推進エンジン２００として図示されているが、他の典型的な実施形態において、エンジンは、ダクトなしであってもよい。さらに、他の典型的な実施形態において、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、任意の他の適切なやり方で搭載または収容され、あるいは任意の他の適切な場所に搭載または収容された構成要素を有することができる。例えば、図示のような片持ち梁のやり方で搭載されたターボ機械２０２の代わりに、他の典型的な実施形態においては、ターボ機械２０２を、少なくとも部分的に航空機１０の胴体１２の内部に配置してもよい。

さらに、本開示のまた別の典型的な実施形態において、推進システム１００は、任意の他の適切な電力源２４６を利用することができる。例えば、ここで図５および図６を参照すると、本開示の別の典型的な実施形態が示されている。具体的には、図５は、本開示の別の典型的な実施形態による推進システム１００を組み込んだ航空機１０の概略の上面図を示しており、図６は、図５に示した典型的な推進システム１００に組み込むことができるハイブリッド電気推進エンジン２００の概略の側面図を示している。

最初にとくに図５を参照すると、図示の典型的な航空機１０を、図１および図２を参照して上述した免除的な典型的な航空機１０と実質的に同じやり方で構成することができる。例えば、航空機１０は、一般に、航空機１０を通って延びる長手方向中心線１４と、鉛直方向Ｖと、横方向Ｌと、前端部１６と、後端部１８とを定める。さらに、航空機１０は、航空機１０の前端部１６から航空機１０の後端部１８に向かって長手方向に延びる胴体１２と、１対の翼部２０とを含む。このような翼部２０のうちの第１の翼部は、胴体１２の左側２２から長手方向中心線１４に対して横方向外側へと延び、このような翼部２０のうちの第２の翼部は、胴体１２の右側２４から長手方向中心線１４に対して横方向外方へと延びる。図示の典型的な実施形態における各々の翼部２０は、１つ以上の前縁フラップ２６および１つ以上の後縁フラップ２８を含む。航空機１０は、ヨー制御用のラダーフラップを有している垂直尾翼（図示せず）と、ピッチ制御用のエレベータフラップ３６をそれぞれが有している１対の水平尾翼３４とをさらに含む。胴体１２は、外面または外板３８をさらに含む。しかしながら、本開示の他の典型的な実施形態において、航空機１０が、上記に加え、あるいは上記に代えて、尾翼の任意の他の適切な構成を含んでよく、そのような尾翼が、鉛直方向Ｖおよび／または水平／横方向Ｌに直接的に沿って延びていても、延びていなくてもよいことを、理解すべきである。

さらに、典型的な航空機１０は、推進システム１００を含む。図１および図２の典型的な実施形態と同様に、図５の典型的な推進システム１００は、１つ以上の航空機エンジンと、１つ以上のハイブリッド電気推進エンジンとを含む。例えば、図示の実施形態は、それぞれが例えば１対の翼部２０のうちの一方などへと航空機１０に取り付けられるように構成された複数の航空機エンジンと、ハイブリッド電気推進エンジン１０６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構成され、より正確には、翼下配置にて翼部２０に取り付けられ、翼部２０の下方に吊り下げられたターボファンジェットエンジン１０２、１０４として構成される。

さらに、図５および図６の実施形態において、推進システム１００は、ジェットエンジン１０２、１０４で動作することができる１つ以上の発電機１０８をさらに含む。例えば、ジェットエンジン１０２、１０４の一方または両方を、回転シャフト（ＬＰシャフトまたはＨＰシャフトなど）から発電機１０８へ機械的な動力をもたらす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１０２、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の内部に配置されてもよい。さらに、発電機１０８を、機械的な動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、各々のジェットエンジン１０２，１０４について発電機１０８を含み、電力調整器１０９およびエネルギ貯蔵装置１１０をさらに含む。発電機１０８は、電力調整器１０９へと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、エネルギをエネルギ貯蔵装置１１０に貯蔵し、あるいは電気エネルギをハイブリッド電気推進エンジン１０６へと送ることができる。図示の実施形態において、発電機１０８、電力調整器１０９、エネルギ貯蔵装置１１０、およびハイブリッド電気推進エンジン１０６はすべて、発電機１０８がハイブリッド電気推進エンジン１０６および／またはエネルギ貯蔵装置１１０に電気的につながることができ、発電機１０８がエネルギ貯蔵装置１１０またはハイブリッド電気推進エンジン１０６の一方または両方に電力を供給できるように、電気通信バス１１１へと接続される。

ここでとくに図６を参照すると、本開示の別の実施形態によるハイブリッド電気推進エンジン２００の典型的な実施形態が示されている。図６の典型的なハイブリッド電気推進エンジン２００を、図５の典型的な推進システム１００に（例えば、ハイブリッド電気推進エンジン１０６として）組み込むことができ、さらには、図３および図４を参照して上述した典型的なハイブリッド電気推進エンジン２００と実質的に同じやり方で構成することができる。例えば、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、一般に、ターボ機械２０２およびファン２０４を含む。図示の実施形態において、ファン２０４は、後部ファンとして構成され、より具体的には、境界層吸い込みファンとして構成される。

さらに、典型的なハイブリッド電気推進エンジン２００は、電気システムを含む。電気システムは、第１の電気機械２４８および電力源２４６を含む。しかしながら、図３および図４の典型的な実施形態とは対照的に、図６の実施形態において、電力源２４６は、専用の電気エネルギ貯蔵ユニットではない。代わりに、第１の電気機械２４８は、第１の電気機械２４８が例えば発電機１０８のうちの１つ以上または電気エネルギ貯蔵ユニットから電力を受け取ることができるように、電力バス１１１に電気的に接続される。したがって、図３および図４の実施形態において、ハイブリッド電気推進エンジン２００の電気システムの電力源２４６は、電気エネルギ貯蔵装置１１０、発電機１０８、または両者の組み合わせであってよい。

さらに、図示の実施形態において、電気システムは、ハイブリッド電気推進エンジン２００のための電力を生成するための専用の第２の電気機械２５０を、必ずしも必要としない。代わりに、ハイブリッド電気推進エンジン２００は、電力バス１１１を介して電力を受け取ることができ、あるいは第１の電気機械２４８を、推進システム１００が燃焼飛行モード（または、風力運転モード）で動作しているときにターボ機械２０２から電力を抽出でき、さらには電気運転モードで動作しているときにファン２０４を駆動すべくファン２０４に動力を供給できるように、モータ／発電機として構成することができる。

ここで図７を参照すると、本開示の典型的な態様による航空機の推進システムのハイブリッド電気推進エンジンを動作させるための方法４００のフロー図が示されている。図７に記載の典型的な方法４００を、図１〜図６を参照して上述した１つ以上の典型的なハイブリッド電気推進エンジンを動作させるために利用することができる。したがって、ハイブリッド電気推進エンジンは、一般に、推進装置（例えば、ファン）と、ターボ機械と、電力源と、電気機械とを含むことができる。

方法４００は、一般に、（４０２）において燃焼運転モードで推進システムを動作させることを含む。（４０２）において推進システムを燃焼運転モードで動作させることは、（４０４）においてターボ機械で推進装置を駆動して航空機に推進力の利益をもたらすことを含む。とくには、少なくとも特定の典型的な態様において、（４０４）においてターボ機械で推進装置を駆動して航空機に推進力の利益をもたらすことは、推進装置をターボ機械に結合させること（例えば、ターボ機械のシャフトがファンに接続されたファンシャフトを回転させるように、クラッチを係合位置へと移動させることによってターボ機械を推進装置に結合させること）を含むことができる。

さらに、図示の典型的な態様において、（４０２）において推進システムを燃焼運転モードで動作させることは、（４０６）において航空機を高出力動作モードで動作させることをさらに含む。例えば、特定の典型的な態様において、高出力動作モードは、離陸動作モードであってよい。しかしながら、代案において、高出力動作モードは、比較的大量の推力を必要とする航空機の任意の他の動作モードであってよい。このようにして、推進システムが、一般に、（４０２）における燃焼運転モードでの動作時に、より大きな推力を生み出すことができることを、理解できるであろう。

さらに、図７に示す方法４００の典型的な態様において、電気機械は、第１の電気機械であり、ハイブリッド電気推進エンジンは、第２の電気機械をさらに含み、第２の電気機械は、発電機として構成される。このような典型的な態様において、（４０２）において推進システムを燃焼運転モードで動作させることは、（４０８）においてターボ機械で推進システムの発電機を回転させて電力を生成することをさらに含む。より具体的には、少なくとも特定の典型的な態様において、電力源は、電気エネルギ貯蔵ユニットであってよく、（４０８）においてターボ機械で発電機を回転させて電力を生成することは、（４１０）において発電機から電気エネルギ貯蔵ユニットへと電力を運ぶことをさらに含むことができる。このようにして、推進システムは、一般に、燃焼運転モードで動作するときにターボ機械から電力を取り出すことができる。

しかしながら、とくには、他の典型的な態様において、第１の電気機械を、燃焼運転モードの際にターボ機械から電力を抽出するように構成された電気モータ／発電機として構成することができる（例えば、図６を参照）。例えば、破線で図示されているように、少なくとも特定の（代案の）典型的な態様においては、電気機械を電気モータ／発電機として構成でき、（４０２）において推進システムを燃焼運転モードで動作させることは、（４１１）において電気モータ／発電機を使用してターボ機械から電力を抽出することをさらに含むことができる。

さらに、図７に示した方法４００の典型的な態様は、（４１２）において推進システムを電気運転モードで動作させることをさらに含む。（４１２）において推進システムを電気運転モードで動作させることは、（４０２）において推進システムを燃焼運転モードで動作させることの後または前に行われてよい。図示されているように、（４１２）において推進システムを電気運転モードで動作させることは、（４１４）において電力源から電気機械（すなわち、図示の態様においては第１の電気機械）へと電力を供給すること、および（４１６）において電気機械（すなわち、図示の態様においては第１の電気機械）で推進装置を駆動することを含む。例えば、方法４００は、（４１２）において推進システムを電気運転モードで動作させるとき、推進装置を電気機械で実質的に完全に駆動することができる。とくに、図示の方法４００の典型的な態様などの少なくとも特定の典型的な態様において、（４１２）において推進システムを電気運転モードで動作させることは、（４１８）において航空機を巡航運転モードで動作させることを含む。

さらに、（４１２）において推進システムを電気運転モードで動作させるとき、方法４００は、一般に、ターボ機械を休止（および、停止）させてよいことを、理解できるであろう。例えば、図示の典型的な態様において、（４１２）において推進システムを電気運転モードで動作させることは、（４２０）においてターボ機械を推進装置から切り離すこと、（４２２）においてターボ機械の前部可変ジオメトリ構成要素を使用してターボ機械への取り入れ口を閉じること、および（４２４）においてターボ機械の後部可変ジオメトリ構成要素を使用してターボ機械の排気部を閉じることをさらに含む。このようなやり方で、空気のターボ機械への流入またはターボ機械からの流出を許さぬように、気流をターボ機械の周囲に導くことができる。とくには、少なくとも特定の典型的な態様において、（４２０）においてターボ機械を推進装置から切り離すことは、一般に、ターボ機械のシャフトがファンに接続されたファンシャフトとは独立に回転できるように、クラッチを非係合位置へと動かすことを含むことができる。（４１２）において推進システムを電気運転モードで動作させる際にターボ機械をファンから切り離すことによって、ファンをより少ない抵抗で回転させることができ、したがってより効率的に回転させることができる。

さらに、図７に示した方法４００の典型的な態様をさらに参照すると、方法４００は、（４２６）において推進システムを風力運転モードで動作させることをさらに含む。（４２６）において推進システムを風力運転モードで動作させることは、（４２８）において電気機械（すなわち、図示の態様においては第１の電気機械）を推進装置で駆動して電力を発生させること、および（４３０）において電気機械（すなわち、図示の態様においては第１の電気機械）から電力源へと（４２８）において発生させた電力を運ぶことを含む。さらに、図示の典型的な態様において、（４２６）において推進システムを風力運転モードで動作させることは、（４３２）においてターボ機械を推進装置から切り離し、あるいはターボ機械を推進装置から切り離された状態に保つことをさらに含む。このようにして、ターボ機械を、休止または停止の状態に保つことができる。（４２６）において推進システムを風力運転モードで動作させることで、推進システムをエアブレーキとして機能させ、そのような動作の際に航空機の速度を落とすために航空機への抗力を増大させる一方で、電気を発生させることもできる。

本明細書は、本発明を最良の態様を含めて開示するとともに、あらゆる装置またはシステムの製作および使用ならびにあらゆる関連の方法の実行を含む本発明の実施を当業者にとって可能にするために、実施例を用いている。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含むことができる。そのような他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言から相違しない構造要素を含み、あるいは特許請求の範囲の文言から実質的には相違しない同等の構造要素を含む場合、特許請求の範囲の技術的範囲に包含される。
［実施態様１］
航空機（１０）用の推進システム（１００）であって、
推進装置（２０４）と、
当該推進システム（１００）の燃焼運転モードにおいて前記推進装置（２０４）に機械的に結合して該推進装置（２０４）を駆動し、当該推進システム（１００）の電気運転モードにおいて前記推進装置（２０４）から機械的に切り離されるターボ機械（２０２）と、
電力源（２４６）と、
当該推進システム（１００）の前記電気運転モードにおいて前記推進装置（２０４）を駆動するように、当該推進システム（１００）の前記電気運転モードにおいて前記電力源（２４６）に電気的に接続され、前記推進装置（２０４）に機械的に結合する電気機械（２４８）と
を備える推進システム（１００）。
［実施態様２］
前記ターボ機械（２０２）は、取り入れ口（２０８）を定め、前記ターボ機械（２０２）は、当該推進システム（１００）が前記電気運転モードにて動作するときに前記取り入れ口（２０８）を少なくとも部分的に閉鎖する前部可変ジオメトリ構成要素（２４２）をさらに備える、実施態様１に記載の推進システム（１００）。
［実施態様３］
前記ターボ機械（２０２）は、排気部（２２０）をさらに定め、前記ターボ機械（２０２）は、当該推進システム（１００）が前記電気運転モードにて動作するときに前記排気部（２２０）を少なくとも部分的に閉鎖する後部可変ジオメトリ構成要素（２４４）をさらに備える、実施態様２に記載の推進システム（１００）。
［実施態様４］
前記推進装置（２０４）は、後部ファンとして構成されている、実施態様１に記載の推進システム（１００）。
［実施態様５］
前記後部ファンは、動作時に前記航空機（１０）の少なくとも一部分を覆う境界層の気流を吸い込むように構成された境界層吸い込みファンである、実施態様４に記載の推進システム（１００）。
［実施態様６］
前記電気機械（２４８）は、設置時に前記航空機（１０）の胴体（１２）の内部に配置されるように構成された電気モータである、実施態様１に記載の推進システム（１００）。
［実施態様７］
前記電力源（２４６）は、電気エネルギ貯蔵ユニットである、実施態様１に記載の推進システム（１００）。
［実施態様８］
前記ターボ機械（２０２）に機械的に結合した発電機（２５０）
をさらに備え、
該発電機（２５０）は、前記電気エネルギ貯蔵ユニットに電気的に接続される、実施態様７に記載の推進システム（１００）。
［実施態様９］
前記発電機（２５０）は、前記ターボ機械（２０２）の後端部の内部に配置される、実施態様８に記載の推進システム（１００）。
［実施態様１０］
当該推進システム（１００）が前記燃焼運転モードで動作できるときに前記ターボ機械（２０２）と前記推進装置（２０４）とを機械的に結合させるように構成され、当該推進システム（１００）が前記電気運転モードで動作できるときに前記ターボ機械（２０２）を前記推進装置（２０４）から機械的に切り離すようにさらに構成されたクラッチ（２４０）
をさらに備える、実施態様１に記載の推進システム（１００）。
［実施態様１１］
前記電気機械（２４８）は、当該推進システム（１００）が前記燃焼運転モードにあるときに電力を発生させるように構成され、当該推進システム（１００）が前記電気運転モードにあるときに前記推進装置（２０４）を駆動するようにさらに構成された電気モータ／発電機である、実施態様１に記載の推進システム（１００）。
［実施態様１２］
推進装置（２０４）と、ターボ機械（２０２）と、電力源（２４６）と、電気機械（２４８）とを備える航空機（１０）用の推進システム（１００）を動作させる方法であって、
前記推進システム（１００）を燃焼運転モードで動作させるステップ（４０２）であって、前記推進装置（２０４）を前記ターボ機械（２０２）で駆動して航空機（１０）に推進力の利益をもたらすステップ（４０４）を含むステップ（４０２）と、
前記推進システム（１００）を電気運転モードで動作させるステップ（４１２）であって、前記電力源（２４６）から前記電気機械（２４８）へと電力をもたらして前記推進装置（２０４）を前記電気機械（２４８）で駆動するステップ（４１４、４１６）を含むステップ（４１２）と
を含む方法（４００）。
［実施態様１３］
前記推進システム（１００）を前記電気運転モードで動作させるステップ（４１２）は、前記ターボ機械（２０２）を前記推進装置（２０４）から切り離すステップ（４２０）をさらに含む、実施態様１２に記載の方法（４００）。
［実施態様１４］
前記推進システム（１００）を前記電気運転モードで動作させるステップ（４１２）は、前記航空機（１０）を巡航運転モードで動作させるステップ（４１８）をさらに含む、実施態様１２に記載の方法（４００）。
［実施態様１５］
前記推進システム（１００）を前記燃焼運転モードで動作させるステップ（４０２）は、前記航空機（１０）を高出力動作モードで動作させるステップ（４０６）を含む、実施態様１２に記載の方法（４００）。
［実施態様１６］
前記推進システム（１００）は、発電機（２５０）をさらに備え、前記推進システム（１００）を前記燃焼運転モードで動作させるステップ（４０２）は、前記推進システム（１００）の前記発電機（２５０）を前記ターボ機械（２０２）で回転させて電力を発生させるステップ（４０８）を含む、実施態様１２に記載の方法（４００）。
［実施態様１７］
前記電力源（２４６）は、電気エネルギ貯蔵ユニットであり、前記発電機（２５０）を前記ターボ機械（２０２）で回転させて電力を発生させるステップ（４０８）は、前記発電機（２５０）からの電力を前記電気エネルギ貯蔵ユニットへと運ぶステップ（４１０）を含む、実施態様１６に記載の方法（４００）。
［実施態様１８］
前記電気機械（２４８）は、電気モータ／発電機であり、前記推進システム（１００）を前記燃焼運転モードで動作させるステップ（４０２）は、前記電気モータ／発電機を使用して前記ターボ機械（２０２）から電力を抽出するステップ（４１１）をさらに含む、実施態様１２に記載の方法（４００）。
［実施態様１９］
前記推進システム（１００）を風力運転モードで動作させるステップ（４２６）
をさらに含み、
前記推進システム（１００）を風力運転モードで動作させるステップ（４２６）は、前記電気機械（２４８）を前記推進装置（２０４）で駆動して電力を発生させるステップ（４２８）と、前記電気機械（２４８）からの電力を前記電力源（２４６）へと運ぶステップ（４３０）とを含む、実施態様１２に記載の方法（４００）。
［実施態様２０］
前記推進システム（１００）を前記電気運転モードで動作させるステップ（４１２）は、前記ターボ機械（２０２）の可変ジオメトリ構成要素（２４２）を使用して前記ターボ機械（２０２）への取り入れ口（２０８）を閉じるステップ（４２２）をさらに含む、実施態様１２に記載の方法（４００）。

１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 長手方向中心線
１６ 前端部
１８ 後端部
２０ 翼部
２２ （胴体の）左側
２４ （胴体の）右側
２６ 前縁フラップ
２８ 後縁フラップ
３０ 垂直尾翼
３２ ラダーフラップ
３４ 水平尾翼
３６ エレベータフラップ
３８ 外面／外板
１００ 推進システム
１０２ ターボファンジェットエンジン
１０４ ターボファンジェットエンジン
１０６ ハイブリッド電気推進エンジン／ハイブリッド電気航空機エンジン
１０８ 発電機
１０９ 電力調整器
１１０ エネルギ貯蔵装置／電気エネルギ貯蔵装置
１１１ 電気通信バス／電力バス
２００ ハイブリッド電気推進エンジン／ダクト式ハイブリッド電気推進エンジン
２０２ ターボ機械
２０４ 推進装置／ファン
２０６ 外側ケーシング
２０８ 環状の取り入れ口
２１０ 低圧（ＬＰ）圧縮機／ブースタ／ＬＰ圧縮機
２１２ 高圧（ＨＰ）圧縮機／ブースタ／ＨＰ圧縮機
２１４ 燃焼部
２１６ 第１の／高圧（ＨＰ）タービン／ＨＰタービン
２１８ 第２の／低圧（ＬＰ）タービン／ＬＰタービン
２２０ ジェット排気ノズル部／排気部
２２１ コア空気流路
２２２ 高圧（ＨＰ）シャフト／スプール
２２４ 低圧（ＬＰ）シャフト／スプール／ＬＰシャフト
２２６ ファンブレード
２２８ ディスク
２３０ 動力ギアボックス
２３２ ファンシャフト
２３４ ファンケーシング／外側ナセル
２３５ 取り入れ口
２３６ 出口ガイドベーン
２３８ バイパス空気流路
２４０ クラッチ
２４２ 前部可変ジオメトリ構成要素
２４４ 後部可変ジオメトリ構成要素
２４６ 電力源
２４８ 第１の電気機械
２５０ 第２の電気機械
４００ 方法
４０２ 方法の一ステップ
４０４ 方法の一ステップ
４０６ 方法の一ステップ
４０８ 方法の一ステップ
４１０ 方法の一ステップ
４１１ 方法の一ステップ
４１２ 方法の一ステップ
４１４ 方法の一ステップ
４１６ 方法の一ステップ
４１８ 方法の一ステップ
４２０ 方法の一ステップ
４２２ 方法の一ステップ
４２４ 方法の一ステップ
４２６ 方法の一ステップ
４２８ 方法の一ステップ
４３０ 方法の一ステップ
４３２ 方法の一ステップ

Claims (16)

1. 航空機（１０）用の推進システム（１００）であって、
   推進装置（２０４）と、
   当該推進システム（１００）の燃焼運転モードにおいて前記推進装置（２０４）に機械的に結合して該推進装置（２０４）を駆動し、当該推進システム（１００）の電気運転モードにおいて前記推進装置（２０４）から機械的に切り離されるターボ機械（２０２）と、
   電力源（２４６）と、
   当該推進システム（１００）の前記電気運転モードにおいて前記推進装置（２０４）を駆動するように、当該推進システム（１００）の前記電気運転モードにおいて前記電力源（２４６）に電気的に接続され、前記推進装置（２０４）に機械的に結合する電気機械（２４８）と
   を備え、
   前記ターボ機械（２０２）は、取り入れ口（２０８）を定め、前記ターボ機械（２０２）は、当該推進システム（１００）が前記電気運転モードにて動作するときに前記取り入れ口（２０８）を少なくとも部分的に閉鎖する前部可変ジオメトリ構成要素（２４２）をさらに備える推進システム（１００）。
2. 前記ターボ機械（２０２）は、排気部（２２０）をさらに定め、前記ターボ機械（２０２）は、当該推進システム（１００）が前記電気運転モードにて動作するときに前記排気部（２２０）を少なくとも部分的に閉鎖する後部可変ジオメトリ構成要素（２４４）をさらに備える、請求項１に記載の推進システム（１００）。
3. 前記推進装置（２０４）は、後部ファンとして構成されている、請求項１に記載の推進システム（１００）。
4. 前記後部ファンは、動作時に前記航空機（１０）の少なくとも一部分を覆う境界層の気流を吸い込むように構成された境界層吸い込みファンである、請求項３に記載の推進システム（１００）。
5. 前記電気機械（２４８）は、設置時に前記航空機（１０）の胴体（１２）の内部に配置されるように構成された電気モータである、請求項１に記載の推進システム（１００）。
6. 前記電力源（２４６）は、電気エネルギ貯蔵ユニットである、請求項１に記載の推進システム（１００）。
7. 前記ターボ機械（２０２）に機械的に結合した発電機（２５０）
   をさらに備え、
   該発電機（２５０）は、前記電気エネルギ貯蔵ユニットに電気的に接続される、請求項６に記載の推進システム（１００）。
8. 前記発電機（２５０）は、前記ターボ機械（２０２）の後端部の内部に配置される、請求項７に記載の推進システム（１００）。
9. 当該推進システム（１００）が前記燃焼運転モードで動作できるときに前記ターボ機械（２０２）と前記推進装置（２０４）とを機械的に結合させるように構成され、当該推進システム（１００）が前記電気運転モードで動作できるときに前記ターボ機械（２０２）を前記推進装置（２０４）から機械的に切り離すようにさらに構成されたクラッチ（２４０）
   をさらに備える、請求項１に記載の推進システム（１００）。
10. 前記電気機械（２４８）は、当該推進システム（１００）が前記燃焼運転モードにあるときに電力を発生させるように構成され、当該推進システム（１００）が前記電気運転モードにあるときに前記推進装置（２０４）を駆動するようにさらに構成された電気モータ／発電機である、請求項１に記載の推進システム（１００）。
11. 推進装置（２０４）と、ターボ機械（２０２）と、電力源（２４６）と、電気機械（２４８）とを備える航空機（１０）用の推進システム（１００）を動作させる方法であって、
    前記推進システム（１００）を燃焼運転モードで動作させるステップ（４０２）であって、前記推進装置（２０４）を前記ターボ機械（２０２）で駆動して航空機（１０）に推進力の利益をもたらすステップ（４０４）を含むステップ（４０２）と、
    前記推進システム（１００）を電気運転モードで動作させるステップ（４１２）であって、前記電力源（２４６）から前記電気機械（２４８）へと電力をもたらして前記推進装置（２０４）を前記電気機械（２４８）で駆動するステップ（４１４、４１６）を含むステップ（４１２）と
    を含み、
    前記ターボ機械（２０２）は、取り入れ口（２０８）を定め、前記ターボ機械（２０２）は、当該推進システム（１００）が前記電気運転モードにて動作するときに前記取り入れ口（２０８）を少なくとも部分的に閉鎖する前部可変ジオメトリ構成要素（２４２）をさらに備える方法（４００）。
12. 前記推進システム（１００）を前記電気運転モードで動作させるステップ（４１２）は、前記ターボ機械（２０２）を前記推進装置（２０４）から切り離すステップ（４２０）をさらに含む、請求項１１に記載の方法（４００）。
13. 前記推進システム（１００）を前記電気運転モードで動作させるステップ（４１２）は、前記航空機（１０）を巡航運転モードで動作させるステップ（４１８）をさらに含む、請求項１１に記載の方法（４００）。
14. 前記推進システム（１００）を前記燃焼運転モードで動作させるステップ（４０２）は、前記航空機（１０）を高出力動作モードで動作させるステップ（４０６）を含む、請求項１１に記載の方法（４００）。
15. 航空機（１０）用の推進システム（１００）であって、
    推進装置（２０４）と、
    当該推進システム（１００）の燃焼運転モードにおいて前記推進装置（２０４）に機械的に結合して該推進装置（２０４）を駆動し、当該推進システム（１００）の電気運転モードにおいて前記推進装置（２０４）から機械的に切り離されるターボ機械（２０２）と、
    電力源（２４６）と、
    当該推進システム（１００）の前記電気運転モードにおいて前記推進装置（２０４）を駆動するように、当該推進システム（１００）の前記電気運転モードにおいて前記電力源（２４６）に電気的に接続され、前記推進装置（２０４）に機械的に結合する電気機械（２４８）と
    を備え、
    前記ターボ機械（２０２）は、排気部（２２０）をさらに定め、前記ターボ機械（２０２）は、当該推進システム（１００）が前記電気運転モードにて動作するときに前記排気部（２２０）を少なくとも部分的に閉鎖する後部可変ジオメトリ構成要素（２４４）をさらに備える推進システム（１００）。
16. 推進装置（２０４）と、ターボ機械（２０２）と、電力源（２４６）と、電気機械（２４８）とを備える航空機（１０）用の推進システム（１００）を動作させる方法であって、
    前記推進システム（１００）を燃焼運転モードで動作させるステップ（４０２）であって、前記推進装置（２０４）を前記ターボ機械（２０２）で駆動して航空機（１０）に推進力の利益をもたらすステップ（４０４）を含むステップ（４０２）と、
    前記推進システム（１００）を電気運転モードで動作させるステップ（４１２）であって、前記電力源（２４６）から前記電気機械（２４８）へと電力をもたらして前記推進装置（２０４）を前記電気機械（２４８）で駆動するステップ（４１４、４１６）を含むステップ（４１２）と
    を含み、
    前記ターボ機械（２０２）は、排気部（２２０）をさらに定め、前記ターボ機械（２０２）は、当該推進システム（１００）が前記電気運転モードにて動作するときに前記排気部（２２０）を少なくとも部分的に閉鎖する後部可変ジオメトリ構成要素（２４４）をさらに備える方法（４００）。