JP6779624B2 - 航空機用ガス−電気推進システム - Google Patents

Description

本発明の主題は、全体的に、航空機用のガス−電気推進システムに関する。より詳細には、本発明の主題は、ガス動力式航空機エンジンからの回転エネルギーを低圧（ＬＰ）及び／又は高圧（ＨＰ）発電機を介して電気エネルギーに変換して、電動式境界層吸い込みファンを駆動するガス−電気推進システムに関する。

従来の商用航空機は、胴体（管状）及びウィング（翼）構成と、推力を提供する推進システムとを有する。推進システムは一般に、ターボファンのような１又はそれ以上のジェットエンジンを含む。ジェットエンジンは、様々な方式で航空機に装着することができる。例えば、ジェットエンジンは、ウィングの真下に懸架するか、ウィングと一体化させるか、或いは胴体に直接装着することができる。ジェットエンジンは通常、胴体及び／又はウィングからある距離に設置され、ジェットエンジン及び胴体が別個の自由流れ空気流と相互作用し、従って、ジェットエンジンの入口部分に流入する空気の乱流を低減するようにする。ジェットエンジンの正味推進力は、運行中のジェットエンジン排気速度とエンジンに接近する空気の自由流れ速度との間の差に正比例する。

表面摩擦、形状抗力、及び誘導抗力などの抗力は、推進システムの正味推進力に直接的な影響を及ぼす。全体の航空機抗力は、航空機に接近する空気の自由流れ速度と航空機から下流側で航空機に作用する抗力に起因して生成される伴流の平均速度との間の差にほぼ正比例する。ターボファンジェットエンジンのジェットエンジン直径、推進能力、ファン圧力比（ＦＰＲ）及び／又はジェットエンジン排気速度などのジェットエンジンの種々のパラメータは、全体の航空機抗力に対応するようなサイズ及び／又は設計にする必要がある。

ジェットエンジンの抗力の影響を相殺し及び／又は効率を改善するシステム及び／又は技法が提案されている。例えば、種々の推進システムは、ジェットエンジンのファンセクションにて又はその上流側にて胴体にわたって境界層を形成する相対的に低速で移動する空気の一部をジェットエンジン内に送る１又はそれ以上の境界層吸い込みファンなどの境界層吸い込みシステム及び／又は関連する技法を組み込んでいる。この技法は、航空機から下流側で境界層を再活性化することにより正味抗力を低減するが、ジェットエンジンに流入する境界層からの空気の流れは一般に、不均一な又は歪んだ速度プロファイルを有している。その結果、従来のターボファンジェットエンジン、特にウィング下に装着されるターボファンは、作動性又は効率の損失を生じ、従って、航空機に作用する低減された抗力の利点が最小化又は相殺される可能性がある。

従って、全体の推進システムの効率を改善しながら航空機に作用する正味抗力を低減し、及び／又はウィング装着ターボファンのエンジン直径及び／又はファン圧力比の低減を可能にするガス−電気推進システムが当該技術において望ましいことになる。

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。

１つの態様において、本発明の主題は、航空機用のガス−電気推進システムに関する。本システムは、航空機のウィングの真下に懸架されたジェットエンジンのペアと、ウィングの後方で航空機の胴体部分に結合された電動式境界層吸い込みファンと、ジェットエンジンのペア及び境界層吸い込みファンに電気的に結合された発電機と、を含む。発電機は、ジェットエンジンのペアのうちの少なくとも１つのジェットエンジンからの回転エネルギーを電気エネルギーに転換し、電気エネルギーの少なくとも一部を境界層吸い込みファンに提供する。

別の態様において、本発明の主題は、航空機のガス−電気推進システムに関する。本システムは、ターボファンジェットエンジンと、ターボファンジェットエンジンの後方で航空機の胴体部分に結合された電動式境界層吸い込みファンと、ターボファンジェットエンジン及び境界層吸い込みファンに電気的に結合された発電機と、を含むことができる。発電機は、ターボファンジェットエンジンからの回転エネルギーを電気エネルギーに転換し、電気エネルギーの少なくとも一部を境界層吸い込みファンに提供する。

別の態様において、本発明の主題は、ガス−電気推進システムを介して航空機を推進させる方法に関する。本方法は、エネルギー蓄積装置からの電気エネルギーを、航空機のウィングの後方で航空機に装着される境界層吸い込みファンの電気モータに供給するステップを含む。本方法は更に、境界層吸い込みファンの電気モータを係合して航空機を推進させるのに十分な推力を生成するステップを含む。

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且つ有効な開示を説明する。

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の上面図。 図１に示す航空機の左舷図。 本発明の主題の種々の実施形態による、例示的な高バイパスターボファンジェットエンジンの概略断面図。 本発明の主題の種々の実施形態による例示的な境界層吸い込み（ＢＬＩ）ファンの概略側断面図。 本発明の種々の実施形態による、例示的なガス−電気推進システムの概略図。 本発明の主題の種々の実施形態による、図５に示すガス−電気推進システムを介して航空機を推進する例示的な方法のフロー図。

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。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。

一般に、本発明の主題は、限定ではないが、従来の商用航空機のような航空機用のガス−電気推進システムに関する。種々の実施形態において、ガス−電気推進システムは、ターボファンエンジンによって生成される電力を１又はそれ以上の電動式境界層吸い込み（ＢＬＩ）ファンに分配するため、高圧（ＨＰ）発電機、低圧（ＬＰ）発電機、又は（ＨＰ）及び（ＬＰ）発電機の組み合わせを利用するターボファンエンジン（可変又は固定ピッチ、ダクテッド又は非ダクテッド、ギア又は直接駆動）などの１又はそれ以上のジェットエンジンを含む。特定の実施形態において、（ＬＰ）及び／又は（ＨＰ）発電機に電気的に結合されたバッテリなどのエネルギー蓄積装置を用いてＢＬＩファンの駆動を助け、従って、特定の運転モードの間に航空機に推力を提供することができる。

種々の実施形態において、ＢＬＩファンは、飛行中に航空機の胴体にわたって流れる空気の境界層を吸い込むようなサイズにされ、これにより航空機抗力を低減し且つ推進効率の向上を可能にする。加えて、又は代替として、ＢＬＩファンを用いて、離陸、巡航及び降下時などの飛行中に航空機への追加の推力を生成することができる。結果として、抗力低減と組み合わせて推力を追加することにより、ウィング装着ターボファンの直径及び／又はファン圧力比を低減し、従って、燃料消費量を削減することによる推進効率の向上を可能にすることができる。加えて、又は代替として、ウィング装着ターボファンの直径の低減は、エンジン誘導抗力を最小限にし、従って、推進効率の向上を更にもたらすことができる。加えて、又は代替として、ＢＬＩファンは、地上走行など着陸状態で航空機を移動させるのに十分な推力を生成し、従って、全体のジェットエンジン燃料消費量を削減することができる。

ここで各図全体を通じて同じ符号が同じ要素を示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の上面図を示す。図２は、図１に示される航空機１０の左舷図を示す。図１及び図２に全体的に示されるように、航空機１０は、貫通して延びる長手方向中心線１４を有する胴体１２を含む。胴体１２は、航空機１０の前方又は機首セクション１６と、後方又は尾部セクション１８との間で長手方向に延びる。航空機１０は更に、胴体１２の左舷側２２から及び右舷側２４（図１）から長手方向中心線１４に対して横方向外向きに延びるウィング２０を含む。胴体１２は、外面又は外板２６を含む。

種々の実施形態において、図１に示すように、航空機１０は、本明細書では「システム１００」と呼ばれるガス−電気推進システム１００を含む。システム１００は、ウィング下構成でウィング２０の真下に懸架されたジェットエンジン１０２、１０４のペアと、ウィング２０及び／又はジェットエンジン１０２、１０４の後方で航空機１０に装着された少なくとも１つの境界層吸い込み（ＢＬＩ）ファン１０６とを含む。ＢＬＩファン１０６は、ウィング２０及び／又はジェットエンジン１０２、１０４から後方にある何れかの箇所にて胴体１２に固定接続することができる。例えば、特定の実施形態において、図１及び２に示すように、ＢＬＩファン１０６は、尾部セクション１８の後方で胴体に固定接続することができる。しかしながら、代替の実施形態において、ＢＬＩファン１０６は、尾部セクション１８の前方に位置付けることもでき、或いは、尾部セクション１８に組み込む又は一体化することができる点は理解されたい。

種々の実施形態において、ジェットエンジン１０２、１０４は、高バイパスターボファンジェットエンジンである。図３は、本明細書で「ターボファン２００」と呼ばれる例示的な高バイパスターボファンジェットエンジン２００の概略断面図であり、種々の実施形態においては、ジェットエンジン１０２、１０４を表すことができる。図３に示すように、ターボファン２００は、参照の目的で貫通して延びる長手方向又は軸方向中心軸線２０２を有する。一般に、ターボファン２００は、ファンセクション２０４と、該ファンセクション２０４から下流側に配置されたガス動力式航空機エンジン２０とを含むことができる。

コアタービンエンジン２０６は、一般に、環状入口２１０を定める実質的に管状の外側ケーシング２０８を含むことができる。外側ケーシング２０８は、直列流れ関係で、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２１２、高圧（ＨＰ）圧縮機２１４、燃焼セクション２１６、高圧（ＨＰ）タービン２１８、低圧（ＬＰ）タービン２２０、及びジェット排気セクション２２２を収容する。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール２２４は、ＨＰタービン２１８をＨＰ圧縮機２１４に駆動可能に接続し、低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール２２６は、ＬＰタービン２２０をＬＰ圧縮機２１２に駆動可能に接続する。低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール２２６はまた、ファンセクション２０４のファンスプール又はシャフト２２８に接続することができる。特定の実施形態において、図３に示すように、低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール２２６は、直接駆動構成のようにファンスプール又はシャフト２２８に直接接続することができる。代替の実施形態において、図５に示され、以下でより詳細に説明されるように、低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール２２６は、間接駆動又はギア駆動構成のように減速ギア２３０を介してファンスプール２２８に接続することができる。

図３に示すように、ファンセクション２０４は、ファンスプール２２８に結合され且つファンスプール２２８から半径方向外向きに延びる複数のファンブレード２３２を含む。環状ファンケーシング又はナセル２３４は、ファンセクション２０４を円周方向に囲む。ナセル２３４は、複数の円周方向に離間した出口ガイドベーン２３６によってコアタービンエンジン２０６に対して支持することができる点は、当業者であれば理解されるはずである。更に、ナセル２３４の下流側セクション２３８は、コアタービンエンジン２０６の外側部分にわたって延びて、バイパス空気流通路２４０を定めるようにすることができる。

ターボファン２００の作動中、所定容積の空気２４２が、自由流れ速度ＦＳＶ_１でナセル２３４及び／又はファンセクション２０４の関連の入口２４４を通ってターボファン２００に流入する。次いで、所定容積の空気２４２は、ファンブレード２３２を通過し、矢印２４６で示されるようにバイパス空気流通路２４０を通って移動する第１の容積の空気と、矢印２４８で示されるようにブースタ又はＬＰ圧縮機２１２に流入する第２の容積の空気とに分割される。第１の容積の空気２４６と第２の容積の空気２４８の比は、ファン圧力比すなわちＦＰＲとして一般に知られている。第２の容積の空気２４８の圧力は、高圧（ＨＰ）圧縮機２１４に向けて送られる（矢印２５０で示される）ときに増大する。第２の容積の空気２５０は、ＨＰ圧縮機２１４から燃焼セクション２１６に送られ、ここで燃料と混合されて燃焼し燃焼ガス２５２を提供する。

燃焼ガス２５２は、ＨＰタービン２１８を通って送られ、ここで燃焼ガス２５２からの熱及び／又は運動エネルギーが、ＨＰシャフト又はスプール２２４に結合されたＨＰタービンロータブレード２５４の種々の段を介して取り出されて、ＨＰシャフト又はスプール２２４が回転するようになり、これによりＨＰ圧縮機２１４の動作を維持する。次いで、燃焼ガス２５２は、ＬＰタービン２２０を通って送られ、ここで燃焼ガス２５２からの熱及び／又は運動エネルギーの第２の部分が、ＬＰシャフト又はスプール２２６に結合されたＬＰタービンロータブレード２５６の種々の段を介して取り出されて、ＬＰシャフト又はスプール２２６が回転するようになり、これによりＬＰ圧縮機２１２の動作及び／又はファンスプール又はシャフト２２８の回転を維持する。次に、燃焼ガス２５２は、コアタービンエンジン２０６のジェット排気ノズルセクション２２２を通って送られて、ターボファン２００の第１の排気速度ＥＶ１で第１の推進力Ｔ_１を提供する。同時に、第１の容積の空気２４６は、バイパス空気流通路２４０を通って送られるときにその圧力が実質的に増大した後に、ターボファン２００のファンノズル排気セクション２５８を介して第２の排気速度ＥＶ_２でそこから排出され、従って、第２の推進力Ｔ_２を提供する。

図４は、例示的なＢＬＩファン３００の概略側断面図を示し、種々の実施形態において、ＢＬＩファン１０６を表すことができる。図４に示すように、ＢＬＩファン３００は、参照の目的で貫通して延びる長手方向又は軸方向中心軸線３０２を有する。一般に、ＢＬＩファン３００は、電気モータ３０４、該電気モータ３０４に結合されたロータシャフト３０６、ロータシャフト３０６に結合された複数のファンブレード３０８、及びステータ又は支持ベーン３１０の１又はそれ以上の段を含む。特定の実施形態において、ＢＬＩファン３００は、外側ケーシング又はナセル３１２と、内側ケーシング３１４とを含むことができる。ファンダクト又は流れ通路３１６は、ナセル３１２と内側ケーシング３１４との間に少なくとも部分的に定められる。外側ケーシング３１２は、電気モータ３０４、ロータシャフト３０６、ファンブレード３０８、ステータベーン３１０、内側ケーシング３１４、又はＢＬＩファン３００の他の構成要素のうちの１又はそれ以上の何れかを少なくとも部分的に囲むことができる。外側ケーシング３１２は、ファンダクト３１６に対する入口３１８及び出口を少なくとも部分的に定める。

種々の実施形態において、入口３１８は、飛行中に胴体１２の外面又は外板２６（図１及び２）に沿って形成される空気の境界層流の少なくとも一部を吸い込むように胴体に対して配向される。特定の実施形態において、入口３１８は、空気の境界層流の吸い込みを最適にするようなサイズ及び／又は形状にされる。加えて、種々の実施形態において、ファンダクト３１６の出口３２０は、ＢＬＩファン３００からの最大の後方推力を提供するようなサイズ及び／又は形状にされ、従ってジェットエンジン１０２、１０４により提供される推力を補完して、及び／又はこれにより飛行時又は着陸状態の際に航空機１０を独立して推進又は移動させるのに十分な推力を提供する。

電気モータ３０４は、航空用途及びその使用目的に好適な比出力又は重量出力比を有する何れかの電気モータとすることができる。例えば、種々の実施形態において、電気モータ３０４は、超伝導モータとすることができる。特定の実施形態において、電気モータ３０４は、０．９９５を上回る効率、およそ３ＫＨＰの出力、及び約５〜６ＨＰ／ｌｂの比出力を有することができる。特定の実施形態において、電気モータ３０４は、直流（ＤＣ）モータ又は交流（ＡＣ）モータの何れかとすることができる。

ファンブレード３０８は、飛行環境で使用するのに好適な何らかの材料から形成することができる。特定の実施形態において、ファンブレード３０８は、少なくとも部分的には複合材料から形成される。特定の実施形態において、図４に示すように、ファンブレード３０８は、金属合金製の前縁３２２及び／又は後縁３２４を含むことができる。例えば、１つの実施形態において、前縁３２２及び後縁３２４のうちの少なくとも一方はチタン合金部分を含む。特定の実施形態において、ファンブレード３０８は、ファンブレード３０８は、整形特徴要素又は表面３２６を含むことができる。ファンブレード３０８の整形特徴要素又は表面３２６は、関連するファンブレードノイズを最小限にするよう形成することができる。

種々の実施形態において、ＢＬＩファン３００は、ファンブレード３０８の上流側のファンダクト又は流れ通路３１６内で内側ケーシング３１４とファンナセル３１２との間に半径方向に延びる入口又はステータベーン３２８の少なくとも１つの段又は列を含むことができる。特定の実施形態において、ステータベーン３２８は、所定位置に固定することができる。他の実施形態において、ステータベーン３２８は、入口３１８に流入する空気及び／又は境界層空気の流れに影響を与えるよう可変又は調整可能とすることができる。

図５は、本発明の種々の実施形態による、ガス−電気推進システム１００又はシステム１００の概略図を示す。種々の実施形態において、図５に示すように、システム１００は更に、ジェットエンジン１０２、１０４の一方又は両方並びにＢＬＩファン１０６に結合された発電機１０８を含む。１つの実施形態において、発電機１０８は、ジェットエンジン１０２、１０４のペアの一方又は両方のジェットエンジンのＬＰシャフト又はスプール２２６からの回転エネルギーを転換するように構成された低圧（ＬＰ）発電機である。１つの実施形態において、発電機１０８は、ジェットエンジン１０２、１０４のペアの一方又は両方のジェットエンジンのＨＰシャフト又はスプール２２４からの回転エネルギーを転換するように構成された高圧（ＨＰ）発電機である。発電機１０８は、ＤＣ発電機又はＡＣ発電機とすることができる。発電機１０８は、様々な飛行条件時にＢＬＩファン１０６に電気エネルギーを提供することができる。例えば、発電機１０８は、航空機の地上走行、離陸、巡航、降下、及び／又は着陸時にＢＬＩファン１０６に電気エネルギーを提供することができる。

種々の実施形態において、図５に示すように、システム１００は、発電機１０８に電気的に結合されたエネルギー蓄積装置１１０を含むことができる。特定の実施形態において、エネルギー蓄積装置１１０は、大容量バッテリを含む。種々の実施形態において、エネルギー蓄積装置１１０は、発電機１０８から電気エネルギーを受け取って蓄積し、必要に応じてＢＬＩファン１０６に蓄積した電気エネルギーを提供するよう構成される。エネルギー蓄積装置１１０は、特定の飛行条件時に蓄積した電気エネルギーをＢＬＩファン１０６に提供することができる。例えば、エネルギー蓄積装置１１０は、航空機の地上走行、離陸、巡航、降下、及び／又は着陸時にＢＬＩファン１０６に電気エネルギーを提供することができる。

種々の実施形態において、図５に示すように、システム１００は更に、エネルギー管理システム又はコントローラ１１２を含むことができる。エネルギー管理システム１１２は、種々のシステム状態を監視するよう構成又はプログラムすることができる。例えば、エネルギー管理システム１１２は、発電機１０８のエネルギー生成、エネルギー蓄積装置１１０の残存のエネルギー蓄積容量、ＬＰシャフト又はスプール２２６及び／又はＨＰシャフト又はスプール２２４の回転速度を監視することができる。

また、本明細書で使用される場合、用語「エネルギー管理システム」は一般に、当該技術分野で公知の何れかの好適なコンピュータデバイス及び／又はプロセッシングユニットを指す点は理解されたい。従って、本明細書で記載されるエネルギー管理システム１１２は、例えば、コンピュータに実装された様々な機能を実施する（例えば、本明細書で記載される種々の機能を実施する）よう構成された１又はそれ以上のプロセッサ及び関連するメモリデバイスを含むことができる。本明細書で使用される場合、用語「プロセッサ」は、コンピュータに含まれるものとして当該技術分野において呼ばれる集積回路だけでなく、コントローラ、マイクロコントローラ、マイクロコンピュータ、プログラマブル論理制御装置（ＰＬＣ）、特定用途向け集積回路、及び他のプログラム可能回路を指す。

加えて、所与のコントローラ内に含まれる１又は複数のメモリデバイスは、一般に、限定ではないが、コンピュータ可読媒体（例えば、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ））、コンピュータ可読不揮発性媒体（例えば、フラッシュメモリ）、フロッピー（登録商標）ディスク、コンパクトディスクリードオンリーメモリ（ＣＤ−ＲＯＭ）、光磁気ディスク（ＭＯＤ）、デジタル多用途ディスク（ＤＶＤ）及び／又は他の好適なメモリ要素を含む、１又は複数のメモリ要素を含むことができる。かかる１又は複数のメモリデバイスは、一般に、１又は複数のプロセッサによって実装されたときに、発電機１０８によるエネルギー生成の監視、エネルギー蓄積装置１１０に蓄積された残存するエネルギー、ＢＬＩファン１０６によるエネルギー消費率、及び他のシステム変数の監視及び／又は算出など、種々の機能を関連のエネルギー管理システム１１２に実施させるよう構成された好適なコンピュータ可読命令を格納するよう構成することができる。

本明細書で記載され例示される種々の実施形態は、ガス−電気推進システム１００を介して航空機１０を推進させる方法を提供することができる点は、当業者には理解されるはずである。図６は、ガス−電気推進システム１００を介して航空機１０を推進させる例示的な方法４００の流れ図を示す。４０２において、方法４００は、エネルギー蓄積装置１１０からの電気エネルギーをウィング２０の後方で航空機１０に装着された境界層吸い込みファン１０６，３００の電気モータ３０４に提供するステップを含む。４０４において、方法４００は、境界層吸い込みファン１０６，３００のファンブレード３０８を回転させるよう電気モータ３０４を係合して、航空機１０を推進させるのに十分な推力を生成するステップを含む。

他の実施形態において、方法４００は更に、発電機１０８を介して電気エネルギーをエネルギー蓄積装置１１０に提供するステップを含むことができる。方法４００は、ターボファンジェットエンジン２００の高圧スプール２２４に結合された高圧発電機を介して電気エネルギーをエネルギー蓄積装置１１０に提供するステップを含むことができる。１つの実施形態において、方法４００は、ターボファンジェットエンジン２００の低圧スプール２２６に結合された低圧発電機を介して電気エネルギーをエネルギー蓄積装置１１０に提供するステップを含むことができる。１つの実施形態において、方法４００は、ジェットエンジン１０２、１０４のうちの１又はそれ以上を介して航空機を推進させるための追加の推力を提供するステップを含むことができる。特定の実施形態において、方法４００は、ターボファンジェットエンジン２００の高圧スプール２２４に結合された高圧発電機を介して電気エネルギーを境界層吸い込みファン１０６、３００に直接提供するステップを含むことができる。特定の実施形態において、方法４００は、ターボファンジェットエンジン２００の低圧スプール２２６に結合された低圧発電機を介して電気エネルギーを境界層吸い込みファン１０６、３００に直接提供するステップを含むことができる。

本明細書で記載され参照図面において例示されたガス−電気推進システム１００は、従来の航空機推進システムに優る様々な技術的利点を提供する。例えば、種々の実施形態において、境界層吸い込みファンは、胴体境界層を再活性化することにより航空機抗力を低減し、従って、ウィング下ターボファンでの推力要件を低減することができる。結果として、所与のターボファンエンジン直径で必要とされるファン圧力比が小さくなり、従って、推進システムの推進効率が向上する。

エネルギー蓄積装置１１０と連動した高比出力のＬＰ発電機及び／又は高比出力のファンモータ３０４を有することにより、ＢＬＩファン１０６を用いて航空機を地上走行させ、従って、全体の燃料消費量を低減することができる。加えて、又は代替として、高比出力のＨＰ発電機及び／又はファンモータ３０４を有することにより、コア出力抽出を用いて、巡航時のＨＰ圧縮機動作ラインを引き上げ、従って、全体のシステム効率を向上させることができる。加えて、又は代替として、高比出力のＨＰ発電機及び／又はファンモータ３０４は、通常はターボファンジェットエンジン１０２、１０４に必要なスタータ／発電機を排除することができ、ラムエアタービン（ＲＡＴ）の必要性を排除することができ、ＢＬＩファン１０６に動力供給するためのファン搭載補機ギアボックス（ＡＧＢ）の必要性を排除し、ＴＢＶを排除することができ、電気式防氷及び環境制御システム（ＥＣＳ）を可能にし、関連の発電機を駆動するためにＢＬＩファンを利用することによりエンジン再点火の改善された代替手段を提供することができる。

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有する場合、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。

１０ 航空機
１００ ガス−電気推進システム
１０２、１０４ ジェットエンジン
１０６ 境界層吸い込み（ＢＬＩ）ファン
１０８ 発電機
１１０ エネルギー蓄積装置
２００ ターボファン
２０４ ファンセクション
３００ 境界層吸い込み（ＢＬＩ）ファン
３０４ 電気モータ
３０８ ファンブレード

Claims (34)

1. 航空機（１０）のガス−電気推進システム（１００）であって、
   前記航空機のウィング（２０）の真下に懸架されたジェットエンジン（１０２、１０４）のペアと、
   前記ウィングの後方で前記航空機の胴体（１２）部分に結合される電動式境界層吸い込みファン（１０６）と、
   前記ジェットエンジンのペア及び前記境界層吸い込みファンに電気的に結合された発電機（１０８）と、
   を備え、前記発電機が、前記ジェットエンジンのペアのうちの少なくとも１つのジェットエンジンからの回転エネルギーを電気エネルギーに転換し、前記発電機が、前記電気エネルギーの少なくとも一部を前記境界層吸い込みファンに提供し、前記境界層吸い込みファンが、前記航空機の尾部セクション（１８）から少なくとも部分的に下流側で前記胴体に結合される、ガス−電気推進システム（１００）。
2. 前記ジェットエンジンのペアの各ジェットエンジンが、高バイパス比ターボファンジェットエンジンである、請求項１に記載のシステム（１００）。
3. 前記高バイパス比ターボファンジェットエンジンが複数のファンブレード（２３２）を有するファンセクション（２０４）を含み、前記ファンブレードが可変又は固定ピッチである、請求項２に記載のシステム（１００）。
4. 前記高バイパス比ターボファンジェットエンジンが、ギア駆動又は直接駆動である、請求項２に記載のシステム（１００）。
5. 前記境界層吸い込みファンが、前記航空機に推力を提供するよう構成されている、請求項１に記載のシステム（１００）。
6. 前記境界層吸い込みファンにより提供される推力が、前記航空機を独立して推進するのに十分である、請求項５に記載のシステム（１００）。
7. 前記境界層吸い込みファンが、前記発電機に電気的に結合された電気モータ（３０４）を含む、請求項１に記載のシステム（１００）。
8. 前記電気モータが、超伝導モータである、請求項７に記載のシステム（１００）。
9. 前記発電機が、高圧力発電機であり、前記ジェットエンジンのペアのうちの少なくとも１つのジェットエンジンの高圧スプール（２２４）に結合される、請求項１に記載のシステム（１００）。
10. 前記発電機が、低圧力発電機であり、前記ジェットエンジンのペアのうちの少なくとも１つのジェットエンジンの低圧スプール（２２６）に結合される、請求項１に記載のシステム（１００）。
11. 前記発電機及び前記境界層吸い込みファンに電気的に結合されたエネルギー蓄積装置（１１０）を更に備える、請求項１に記載のシステム（１００）。
12. エネルギー管理システム（１１２）を更に備える、請求項１に記載のシステム（１００）。
13. 前記システムが更に、前記発電機及び前記境界層吸い込みファンに電気的に結合されたエネルギー蓄積装置（１１０）を更に備え、前記エネルギー管理システムが、前記ジェットエンジンのペア、前記発電機、前記境界層吸い込みファン、及び前記エネルギー蓄積装置のうちの少なくとも１つに電気的に結合されている、請求項１２に記載のシステム（１００）。
14. 航空機（１０）のガス−電気推進システム（１００）であって、
    ターボファンジェットエンジン（１０２、１０４）と、
    前記ターボファンジェットエンジンの後方で前記航空機の胴体（１２）部分に結合された電動式境界層吸い込みファン（１０６）と、
    前記ターボファンジェットエンジン及び前記境界層吸い込みファンに電気的に結合された発電機（１０８）と、
    を備え、前記発電機が、前記ターボファンジェットエンジンからの回転エネルギーを電気エネルギーに転換し、前記発電機が、前記電気エネルギーの少なくとも一部を前記境界層吸い込みファンに提供し、前記境界層吸い込みファンが、前記航空機の尾部セクション（１８）から少なくとも部分的に下流側で前記胴体に結合される、ガス−電気推進システム（１００）。
15. 前記ターボファンジェットエンジンが高バイパス比ターボファンジェットエンジンであり、該高バイパス比ターボファンジェットエンジンが、複数のファンブレード（２３２）を有するファンセクション（２０４）を含み、前記ファンブレードが可変又は固定ピッチである、請求項１４に記載のシステム（１００）。
16. 前記高バイパス比ターボファンジェットエンジンが、ギア駆動又は直接駆動ターボファンジェットエンジンである、請求項１５に記載のシステム（１００）。
17. 前記境界層吸い込みファンが、前記航空機に推力を提供するよう構成されている、請求項１４に記載のシステム（１００）。
18. 前記境界層吸い込みファンにより提供される推力が、前記航空機を独立して推進するのに十分である、請求項１７に記載のシステム（１００）。
19. 前記境界層吸い込みファンが、前記発電機に電気的に結合された電気モータ（３０４）を含む、請求項１４に記載のシステム（１００）。
20. 前記電気モータが、超伝導モータである、請求項１９に記載のシステム（１００）。
21. 前記発電機が、高圧力発電機であり、前記ターボファンジェットエンジンの高圧スプール（２２４）に結合される、請求項１４に記載のシステム（１００）。
22. 前記発電機が、低圧力発電機であり、前記ターボファンジェットエンジンの低圧スプール（２２６）に結合される、請求項１４に記載のシステム（１００）。
23. 前記発電機及び前記境界層吸い込みファンに電気的に結合されたエネルギー蓄積装置（１１０）を更に備える、請求項１４に記載のシステム（１００）。
24. 前記エネルギー蓄積装置がバッテリを備える、請求項２３に記載のシステム（１００）。
25. エネルギー管理システム（１１２）を更に備える、請求項１４に記載のシステム（１００）。
26. 前記システムが更に、前記発電機及び前記境界層吸い込みファンに電気的に結合されたエネルギー蓄積装置（１１０）を更に備え、前記エネルギー管理システムが、前記ターボファンジェットエンジン、前記発電機、前記境界層吸い込みファン、及び前記エネルギー蓄積装置のうちの少なくとも１つに電気的に結合されている、請求項２５に記載のシステム（１００）。
27. ガス−電気推進システム（１００）を介して航空機（１０）を推進させる方法（４００）であって、
    ジェットエンジン（１０２、１０４）に結合された発電機（１０８）を介してエネルギー蓄積装置（１１０）に電気エネルギーを供給するステップと、
    前記エネルギー蓄積装置（１１０）からの電気エネルギーを、前記航空機のウィング（２０）の後方で前記航空機に装着される電動式境界層吸い込みファン（１０６）の電気モータ（３０４）に供給するステップと、
    前記境界層吸い込みファンの電気モータを係合して前記航空機を推進させるのに十分な推力を生成するステップと、
    を含み、
    前記境界層吸い込みファンが、前記航空機の尾部セクション（１８）から少なくとも部分的に下流側で前記航空機の胴体に結合される、方法（４００）。
28. 前記ジェットエンジンが、前記航空機のウィングの真下に懸架される、請求項２７に記載の方法（４００）。
29. 前記ジェットエンジンが高バイパスターボファンジェットエンジンである、請求項２７に記載の方法（４００）。
30. ターボファンジェットエンジンの高圧スプール（２２４）に結合された高圧力発電機を介して前記エネルギー蓄積装置に電気エネルギーを供給するステップを更に含む、請求項２７に記載の方法（４００）。
31. ターボファンジェットエンジンの低圧スプール（２２６）に結合された低圧力発電機を介して前記エネルギー蓄積装置に電気エネルギーを供給するステップを更に含む、請求項２７に記載の方法（４００）。
32. １又はそれ以上のジェットエンジンを介して前記航空機を推進させる追加の推力を提供するステップを更に含む、請求項２７に記載の方法（４００）。
33. ターボファンジェットエンジンの高圧スプール（２２４）に結合された高圧力発電機を介して前記境界層吸い込みファンに電気エネルギーを直接供給するステップを更に含む、請求項２７に記載の方法（４００）。
34. ターボファンジェットエンジンの低圧スプール（２２６）に結合された低圧力発電機を介して前記境界層吸い込みファンに電気エネルギーを直接供給するステップを更に含む、請求項２７に記載の方法（４００）。