JP6866328B2 - 航空機用ハイブリッド電気推進システム - Google Patents

航空機用ハイブリッド電気推進システム Download PDF

Info

Publication number
JP6866328B2
JP6866328B2 JP2018108195A JP2018108195A JP6866328B2 JP 6866328 B2 JP6866328 B2 JP 6866328B2 JP 2018108195 A JP2018108195 A JP 2018108195A JP 2018108195 A JP2018108195 A JP 2018108195A JP 6866328 B2 JP6866328 B2 JP 6866328B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
spool
speed
computing devices
related parameters
changing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
JP2018108195A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2019031271A (ja
Inventor
スリダール・アディバトラ
ロバート・チャールズ・ホン
マイケル・トーマス・ガンスラー
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2019031271A publication Critical patent/JP2019031271A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP6866328B2 publication Critical patent/JP6866328B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • F02C3/113—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission with variable power transmission between rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • B64D35/021—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants
    • B64D35/022—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants of hybrid-electric type
    • B64D35/023—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants of hybrid-electric type of series-parallel type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/08—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission being driven by a plurality of power plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/42—Control of fuel supply specially adapted for the control of two or more plants simultaneously
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K5/00—Plants including an engine, other than a gas turbine, driving a compressor or a ducted fan
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Description

本主題は、一般に、航空機用ハイブリッド電気推進システムおよびそれを動作させるための方法に関する。
従来の商用航空機は、一般に、胴体と、一対の翼部と、推力を提供する推進システムと、を含む。推進システムは、通常、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。各ターボファンジェットエンジンは、通常、翼部と胴体から分離された、翼部の下の吊下位置などの、航空機の翼部のそれぞれ１つに取り付けられている。
デュアルスプールターボファンジェットエンジンでは、低圧スプールが低圧圧縮機を低圧タービンに接続し、高圧スプールが高圧圧縮機を高圧タービンに接続する。低圧スプールはさらにファンに接続されてもよい。ターンダウン動作（例えば、エンジン減速または他の推力低減動作）の間、例えば低圧部品および／またはファンなどの低圧部品に取り付けられた機構のより大きな慣性により、高圧部品は低圧部品よりも迅速に減速することがある。したがって、高圧部品がより迅速に減速するときに低圧圧縮機が停止するのを防止するために、低圧圧縮機の下流で空気を抽気できるように抽気バルブドアが通常設けられている。
しかしながら、これらの抽気バルブドアおよび他の関連機器は、特にその使用頻度が低いため、比較的重い場合がある。したがって、抽気バルブドアを小型化または除去することができるガスタービンエンジンを有する推進システムが有用であろう。
米国特許第９５４８６３９号明細書
本発明の態様および利点は、その一部を以下の説明に記載しており、あるいはその説明から明らかになり、あるいは本発明の実施により学ぶことができる。
本開示の１つの例示的な態様では、第１のスプールと第２のスプールとを含むターボ機械を有する航空機用のハイブリッド電気推進システムを動作させる方法が提供される。本方法は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールがハイブリッド電気推進システムの主推進器を機械的に駆動するようにターボ機械を動作させるステップと、第１のスプールまたは第２のスプールか、あるいはその両方に機械的に連結された電気機械に電力を供給するか、または電気機械から電力を引き出すことによって、１つまたは複数のコンピューティングデバイスにより、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップと、を含む。
特定の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップは、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールの回転速度を示すデータを受信するステップと、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第２のスプールの回転速度を示すデータを受信するステップと、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲外であると判定するステップと、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって電気機械に電力を供給するか、または１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって電気機械から電力を引き出すステップと、を含む。
特定の例示的な態様では、本方法は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を変更するステップをさらに含む。このような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップは、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって電気機械に電力を供給するか、あるいは１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって電気機械から電力を引き出すステップを含む。
例えば、特定の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を変更するステップは、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第２のスプールの速度が第１のスプールの速度に対して低下するように、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を低減させるステップを含む。
例えば、特定の例示的な態様では、第１のスプールは低圧スプールであり、第２のスプールは高圧スプールであり、電気機械は、第１のスプールに機械的に連結され、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップは、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって電気機械から電力を引き出すステップを含む。
例えば、特定の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ガスタービンエンジンの燃焼部への燃料流量を低減させるステップは、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ガスタービンエンジンからの電力要求の低減を含む航空機の飛行フェーズを開始するステップを含む。
例えば、特定の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を変更するステップは、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第２のスプールの速度が第１のスプールの速度に対して増加するように、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を増加させるステップを含む。
例えば、特定の例示的な態様では、第１のスプールは低圧スプールであり、第２のスプールは高圧スプールであり、電気機械は、第２のスプールに機械的に連結され、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップは、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって電気機械に電力を供給するステップを含む。
例えば、特定の例示的な態様では、第１のスプールは低圧スプールであり、第２のスプールは高圧スプールであり、第１のスプールは、低圧圧縮機と低圧タービンとの間に延在し、第２のスプールは、高圧圧縮機と高圧タービンとの間に延在し、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップは、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、低圧圧縮機から高圧圧縮機への空気流の実質的にすべてを供給しながら速度関係パラメータを変更するステップを含む。
特定の例示的な態様では、速度関係パラメータは、第１のスプールと第２のスプールとの間の加速度不一致である。
特定の例示的な態様では、ハイブリッド電気推進システムは、電気エネルギー貯蔵ユニットをさらに含み、電気エネルギー貯蔵ユニットは、電気機械に電気的に接続可能であり、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールと第２のスプールとの間の速度関係パラメータを変更するステップは、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー貯蔵ユニットから電気機械に電力を供給することによって、または電気機械から電気エネルギー貯蔵ユニットに電力を引き出すことによって、速度関係パラメータを変更するステップを含む。例えば、特定の例示的な態様では、電気エネルギー貯蔵ユニットは、少なくとも約５０キロワット時の電力を貯蔵するように構成される。
特定の例示的な態様では、主推進器はファンであり、ファンおよびターボ機械は共にターボファンエンジンとして構成される。
本開示の例示的な実施形態では、航空機用ハイブリッド電気推進システムが提供される。ハイブリッド電気推進システムは、第１のスプールと、第２のスプールと、燃焼部と、を含むターボ機械を含む。ハイブリッド電気推進システムはまた、第１のスプールが動作中に主推進器を回転させるように、第１のスプールに機械的に連結された主推進器を含む。ハイブリッド電気推進システムはまた、第１のスプール、第２のスプール、またはその両方に機械的に連結された電気機械と、電気機械に電気的に接続可能な電気的な電気エネルギー貯蔵ユニットと、を含む。ハイブリッド電気推進システムはまた、メモリと１つまたは複数のプロセッサとを含むコントローラを含み、メモリは、１つまたは複数のプロセッサによって実行された場合にハイブリッド電気推進システムに機能を実行させる命令を格納する。この機能は、電気機械に電力を供給するか、または電気機械から電力を引き出すことによって、第１のスプールと第２のスプールとの間の速度関係パラメータを変更するステップを含む。
特定の例示的な実施形態では、ターボ機械は、第１のスプールに連結された低圧圧縮機と、第２のスプールに連結された高圧圧縮機と、低圧圧縮機から高圧圧縮機まで延在するダクトと、を含み、ダクトは、ターボ機械のすべての動作条件の間に定位置に固定されている。
特定の例示的な実施形態では、ターボ機械は、第１のスプールに連結された低圧圧縮機と、第２のスプールに連結された高圧圧縮機と、低圧圧縮機から高圧圧縮機まで延在するダクトと、を含み、ダクトは抽気バルブ開口部を画定しない。
特定の例示的な実施形態では、命令は、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を変更するステップをさらに含む。このような例示的な実施形態では、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップは、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、電気機械に電力を供給するか、または電気機械から電力を引き出すステップを含む。
特定の例示的な実施形態では、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップは、第１のスプールの回転速度を示すデータを受信するステップと、第２のスプールの回転速度を示すデータを受信するステップと、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲外であると判定するステップと、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になるように、電気機械に電力を供給するか、または電気機械から電力を引き出すステップと、を含む。
特定の例示的な実施形態では、第１のスプールは低圧スプールであり、第２のスプールは高圧スプールであり、第１のスプールは、低圧圧縮機と低圧タービンとの間に延在し、第２のスプールは、高圧圧縮機と高圧タービンとの間に延在し、速度関係パラメータを変更するステップは、低圧圧縮機から高圧圧縮機への空気流の実質的にすべてを供給しながら速度関係パラメータを変更するステップを含む。
特定の例示的な実施形態では、電気エネルギー貯蔵ユニットは、少なくとも約５０キロワット時の電力を貯蔵するように構成される。
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。添付の図面は、本明細書に組み込まれて、本明細書の一部を構成し、本発明の実施形態を例示し、説明と共に本発明の原理を説明するのに役立つ。
本発明の完全かつ可能な開示は、その最良の形態を含み、当業者に向けられて、本明細書に記載されており、それは以下の添付の図面を参照する。
本開示の様々な例示的な実施形態による航空機の上面図である。 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である。 本開示の別の例示的な実施形態による電動ファンアセンブリの概略断面図である。 本開示の別の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システムを含む航空機の上面図である。 図４の例示的な航空機の左側面図である。 本開示の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システムの概略図である。 本開示の別の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システムの概略図である。 本開示の例示的な態様による、航空機用のハイブリッド電気推進システムを動作させるための方法の流れ図である。 本開示の別の例示的な態様による、航空機用のハイブリッド電気推進システムを動作させるための方法の流れ図である。 本開示の例示的な態様によるコンピューティングシステムを示す図である。
本発明の実施形態を示すために、ここで詳細に参照を行うが、それの１つまたは複数の実施例を添付の図面に示す。詳細な説明では、図面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。図面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用いられている。
本明細書において、「第１の」、「第２の」、および「第３の」という用語は、１つの構成要素と別の構成要素とを区別するために交換可能に用いることができ、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ない。
「前方」および「後方」という用語は、ガスタービンエンジンまたは車両内の相対位置を指し、ガスタービンエンジンまたは車両の通常の動作姿勢を指す。例えば、ガスタービンエンジンに関しては、前方はエンジン入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。
「上流」および「下流」という用語は、経路における流れに対する相対的な方向を指す。例えば、流体の流れに対して、「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。しかしながら、本明細書で使用される「上流」および「下流」という用語はまた、電気の流れを指してもよい。
単数形「１つの（ａ、ａｎ）」、および「この（ｔｈｅ）」は、文脈が特に明確に指示しない限り、複数の言及を含む。
近似を表す文言は、本明細書および特許請求の範囲の全体にわたってここで用いられるように、それが関連する基本的機能の変更をもたらすことなく許容範囲で変化することができ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％のマージン内にあることを指すことができる。
ここで、ならびに明細書および特許請求の範囲の全体を通じて、範囲の限定は組み合わせられ、および置き換えられ、文脈および文言が特に指示しない限り、このような範囲は識別され、それに包含されるすべての部分範囲を含む。例えば、本明細書に開示す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、一般的に、主推進器（例えば、ファン）に連結されたターボ機械、電気機械、電気推進器アセンブリ（任意選択）および電気エネルギー貯蔵ユニットを有するハイブリッド電気推進システムを提供する。ターボ機械は、第１の低圧スプールおよび第２の高圧スプールのなどの少なくとも２つのスプールを含む。電気機械は、ターボ機械のスプールの一方または両方で回転可能であるようにターボ機械に連結される。加えて、電気エネルギー貯蔵ユニットは、電気機械および電気推進器アセンブリ（もしあれば）に電気的に接続可能である。このようにして、電気エネルギー貯蔵ユニットは、電気機械から電力を受け取って、貯蔵することができ、電気機械のうちの一方もしくは両方に（電気機械を駆動するために）、または電気推進器アセンブリに（電気推進器アセンブリを駆動するために）貯蔵した電力をさらに提供することができる。
さらに、本開示は、ターボ機械の第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になるように、またはその範囲内に維持するように、ハイブリッド電気推進システムを動作させる方法を提供する。例えば、例示的な方法は、第１のスプールが主推進器を機械的に駆動するようにターボ機械を動作させることができる。さらに、本方法は、第１のスプールまたは第２のスプールか、あるいはその両方に機械的に連結された電気機械に電力を供給するか、または電気機械から電力を引き出すことによって、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更することができる。さらに、特定の例示的な態様では、このようなことは、定常状態動作中（例えば、巡航中）または移行動作中（例えば、巡航から降下への移行中）に発生する可能性がある。
例えば、航空機が巡航から降下に移行し、ターボ機械への燃料流量を減少させるような一時的動作の間、第１のスプールは、より多くの慣性を有することができ、第２のスプールよりも遅いレートで減速する傾向がある。したがって、例えば、電気機械が第１のスプールに結合されている場合には、本方法は電気機械から電力を引き出し、第１のスプールに抗力を効果的に作り出して第１のスプールをより迅速に減速させることができる。対照的に、電気機械が第２のスプールに結合されている場合には、本方法は電気機械に電力を供給し、第２のスプールがより緩慢に減速するように電力を効果的に加えることができる。これにより、速度関係パラメータが、そのような移行動作中に所望の速度関係パラメータ範囲内に維持されるか、またはその範囲内に収まることが可能になる。さらに、後述するように、このような構成は、ターボ機械内の可変抽気バルブドアアセンブリを取り除くことを可能にすることができる。
同様に、定常状態動作中に、第１のスプールの速度が、自然に生じるよりも第２のスプールに対してより高速またはより低速に維持されることが望ましい場合がある。したがって、例えば、本方法は、電気機械から電力を引き出し、それが取り付けられているスプールに抗力を効果的に作り出して、そのようなスプールを他のスプールに対して減速させることができる。それに加えて、またはその代わりに、本方法は、電気機械に電力を供給し、それが取り付けられたスプールに効果的に電力を加えて、そのようなスプールを他のスプールに対して加速することができる。また、そのようにすることにより、そのような定常状態動作の間に、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内に維持されるか、またはその範囲内に収まるようにすることができる。
ここで図面を参照すると、図面全体を通して同一符号は同一要素を示しており、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例示的な航空機１０の上面図である。図１に示すように、航空機１０は、それを通って延在する長手方向中心線１４、横方向Ｌ、前端部１６、および後端部１８を画定する。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まで長手方向に延在する胴体１２と、航空機１０の後端部にある尾翼１９と、を含む。さらに、航空機１０は、第１の、左側翼部２０と第２の、右側翼部２２とを含む翼部アセンブリを含む。第１の翼部２０および第２の翼部２２はそれぞれ、長手方向中心線１４に対して横方向外向きに延在する。第１の翼部２０および胴体１２の一部は、共に航空機１０の第１の側２４を画定し、第２の翼部２２および胴体１２の別の部分は、共に航空機１０の第２の側２６を画定する。図示する実施形態では、航空機１０の第１の側２４は航空機１０の左側として構成され、航空機１０の第２の側２６は航空機１０の右側として構成される。
図示する例示的な実施形態の翼部２０、２２の各々は、１つもしくは複数の前縁フラップ２８および１つもしくは複数の後縁フラップ３０を含む。航空機１０は、またはむしろ、航空機１０の尾翼１９は、ヨー制御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、ピッチ制御用のエレベータフラップ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、本開示の他の例示的な実施形態では、航空機１０は、それに加えてまたはその代わりに、任意の他の適切な構成を含む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、航空機１０は、任意の他の構成のスタビライザを含むことができる。
ここでまた図２および図３を参照すると、図１の例示的な航空機１０は、第１の推進器アセンブリ５２および第２の推進器アセンブリ５４を有するハイブリッド電気推進システム５０をさらに含む。図２は、第１の推進器アセンブリ５２の概略断面図を示し、図３は、第２の推進器アセンブリ５４の概略断面図を示す。図示する実施形態では、第１の推進器アセンブリ５２および第２の推進器アセンブリ５４は、それぞれアンダーウィング取り付け構成で構成される。しかし、以下に説明するように、第１および第２の推進器アセンブリ５２、５４の一方または両方は、他の例示的な実施形態では、任意の他の適切な位置に取り付けられてもよい。
図１〜図３を全体的に参照すると、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、一般に、ターボ機械および主推進器（図２の実施形態ではターボファンエンジン１００として一緒に構成されている）を有する第１の推進器アセンブリ５２と、ターボ機械に駆動連結された電気機械（図２の実施形態では電動モータ／発電機５６として構成されている）と、第２の推進器アセンブリ５４（図３の実施形態では電気機械に電気的に接続可能な電気推進器アセンブリ２００として構成されている）と、電気エネルギー貯蔵ユニット５５と、コントローラ７２と、電力バス５８と、を含む。電気推進器アセンブリ２００、電気エネルギー貯蔵ユニット５５、および電気機械はそれぞれ、電力バス５８の１つまたは複数の電線６０を介して電気的に接続可能である。例えば、電力バス５８は、ハイブリッド電気推進システム５０の様々な構成要素を選択的に電気的に接続するように移動可能な様々なスイッチまたは他の電力エレクトロニクスを含むことができる。
以下でより詳細に説明するように、コントローラ７２は、ハイブリッド電気推進システム５０の様々な構成要素間に電力を分配して特定の動作を実行するように一般的に構成される。例えば、コントローラ７２は、電力バス５８（１つまたは複数のスイッチまたは他の電力エレクトロニクスを含む）と共に動作可能であり、ハイブリッド電気推進システム５０を動作させるために様々な構成要素に電力を供給するか、またはそれらから電力を引き出して、ターボ機械のＬＰシステムとＨＰシステムとの間で規定された速度関係パラメータを所望の速度関係パラメータ範囲内に収めるか、または維持することができる。
コントローラ７２は、ハイブリッド電気推進システム５０の専用のスタンドアローンコントローラであってもよく、あるいは、航空機１０のメインシステムコントローラ、例示的なターボファンエンジン１００のための別個のコントローラ（例えば、ＦＡＤＥＣとも呼ばれる、ターボファンエンジン１００用の全機能デジタルエンジン制御システム）などの１つまたは複数に組み込まれてもよい。
さらに、電気エネルギー貯蔵ユニット５５は、１つまたは複数のリチウムイオン電池などの１つまたは複数の電池として構成されてもよく、あるいは他の任意の適切な電気エネルギー貯蔵装置として構成されてもよい。本明細書に記載のハイブリッド電気推進システム５０では、電気エネルギー貯蔵ユニット５５は比較的大きな量の電気エネルギーを貯蔵するように構成されていることが理解されよう。例えば、特定の例示的な実施形態では、電気エネルギー貯蔵ユニットは、少なくとも約５０キロワット時の電力、例えば、少なくとも約６５キロワット時の電力、例えば、少なくとも約７５キロワット時の電力、そして最大約５００キロワット時の電力を貯蔵するように構成することができる。
ここで特に図１および図２を参照すると、第１の推進器アセンブリ５２は、第１の推進器アセンブリ５２が航空機１０の第１の翼部２０に取り付けられるかまたは取り付けられるように構成されたターボ機械１０２を含む。より具体的には、図２の実施形態では、第１の推進器アセンブリ５２は、主推進器または主ファン（図２を参照すると単に「ファン１０４」と呼ばれる）をさらに含む。より具体的には、図示する実施形態では、ターボ機械１０２およびファン１０４は、ターボファンエンジン１００の一部として共に構成されている。
図２に示すように、ターボファン１００は、軸方向Ａ１（参照のために設けた長手方向中心線１０１に対して平行に延在する）および半径方向Ｒ１を規定する。上述したように、ターボファン１００は、ファン１０４と、ファン１０４の下流に配置されたターボ機械１０２と、を含む。
図示する例示的なターボ機械１０２は、一般に、環状入口１０８を画定する実質的に管状の外側ケーシング１０６を含む。外側ケーシング１０６は、直列の流れの関係で、ブースタもしくは低圧（ＬＰ）圧縮機１１０および高圧（ＨＰ）圧縮機１１２を含む圧縮機部と、燃焼部１１４と、第１の高圧（ＨＰ）タービン１１６および第２の低圧（ＬＰ）タービン１１８、ならびにジェット排気ノズル部１２０を収容する。
ターボファン１００の例示的なターボ機械１０２は、タービン部の少なくとも一部、さらに図示する実施形態では、圧縮機部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をさらに含む。より詳細には、図示する実施形態では、ターボファン１００は、ＨＰタービン１１６をＨＰ圧縮機１１２に駆動的に接続する高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール１２２を含む。さらに、例示的なターボファン１００は、ＬＰタービン１１８をＬＰ圧縮機１１０に駆動的に接続する低圧（ＬＰ）シャフトまたはスプール１２４を含む。
さらに、図示する例示的なファン１０４は、ディスク１３０に離間して連結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ている。図示するように、ファンブレード１２８は、ほぼ半径方向Ｒ１に沿ってディスク１３０から外向きに延在する。各ファンブレード１２８は、ファンブレード１２８のピッチを同時にまとめて変化させるように構成された適切な作動部材１３２に動作可能に結合されたファンブレード１２８により、それぞれのピッチ軸Ｐ１を中心としてディスク１３０に対して回転することができる。ファン１０４は、第２のＬＰタービン１１８によって機械的に駆動されるように、ＬＰシャフト１２４に機械的に連結される。より詳細には、ファン１０４は、ファンブレード１２８、ディスク１３０、および作動部材１３２を含み、動力ギヤボックス１３４を介してＬＰシャフト１２４に機械的に連結され、動力ギヤボックス１３４を横切るＬＰシャフト１２４によって長手方向軸１０１を中心に回転することができる。動力ギヤボックス１３４は、ＬＰシャフト１２４の回転速度をより効率的な回転ファン速度に低下させる複数のギヤを含む。したがって、ファン１０４は、ターボ機械１０２のＬＰシステム（ＬＰタービン１１８を含む）によって駆動される。
さらに図２の例示的な実施形態を参照すると、ディスク１３０は、複数のファンブレード１２８を通る空気流を促進するために空気力学的に輪郭づけされた回転可能なフロントハブ１３６で覆われている。さらに、ターボファン１００は、ファン１０４および／またはターボ機械１０２の少なくとも一部を円周方向に取り囲む環状のファンケーシングまたは外側ナセル１３８を含む。したがって、図示する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呼ばれることがある。さらに、ナセル１３８は、円周方向に離間した複数の出口ガイドベーン１４０によってターボ機械１０２に対して支持されている。ナセル１３８の下流側部分１４２は、ターボ機械１０２の外側部分の上に延在し、ターボ機械１０２の外側部分との間にバイパス空気流路１４４を画定する。
引き続き図２を参照すると、ハイブリッド電気推進システム５０は、図示する実施形態では電動モータ／発電機５６として構成される電気機械をさらに含む。電動モータ／発電機５６は、図示する実施形態では、ターボファンエンジン１００のターボ機械１０２内に配置され、ターボファンエンジン１００のシャフトの１つと機械的に連通している。より具体的には、図示する実施形態では、電動モータ／発電機５６は、特定の動作ではＬＰシャフト１２４を介して第２のＬＰタービン１１８によって駆動され、他の動作ではＬＰシャフト１２４を駆動する。電動モータ／発電機５６は、特定の動作では、ＬＰシャフト１２４の機械的動力を電力に変換するように構成することができ、他の動作では、電力を機械的動力に変換してＬＰシャフト１２４に加えるように構成することができる。
しかし、他の例示的な実施形態では、電動モータ／発電機５６は、代わりに、ターボ機械１０２または他の場所の他の任意の適切な位置に配置されてもよく、例えば、他の任意の適切な方法で動力供給されてもよい。例えば、電動モータ／発電機５６は、他の実施形態では、タービン部内のＬＰシャフト１２４と同軸に取り付けられてもよく、あるいは、ＬＰシャフト１２４からオフセットされ、適切な歯車列を介して駆動されてもよい。それに加えて、またはその代わりに、他の例示的な実施形態では、電動モータ／発電機５６は、代わりに、ＨＰシステムによって、すなわちＨＰシャフト１２２を介してＨＰタービン１１６によって（図７下を参照）、またはデュアル駆動システムを介してＬＰシステム（例えば、ＬＰシャフト１２４）とＨＰシステム（例えば、ＨＰシャフト１２２）の両方によって駆動されてもよい。それに加えて、またはその代わりに、他の実施形態では、電動モータ／発電機５６は、例えば、１つがＬＰシステム（例えば、ＬＰシャフト１２４）に駆動接続され、１つがＨＰシステム（例えば、ＨＰシャフト１２２）に駆動接続された複数の電動モータ／発電機５６を含んでもよい。さらに、モータ／発電機として説明しているが、特定の実施形態では、電動モータ／発電機５６は、代わりにモータとしてのみ、または発電機としてのみ構成されてもよい。
図２に示す例示的なターボファンエンジン１００は、他の例示的な実施形態では、他の適切な構成を有してもよいことをさらに理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態では、ファン１０４は、可変ピッチファンでなくてもよく、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く（すなわち、ターボファンエンジン１００は、ギヤボックス１３４を含まなくてもよい）、さらに他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１００は、任意の適切な数のスプールならびに関連する圧縮機およびタービン（例えば、３つ以上）をさらに含んでもよい。さらに、他の例示的な実施形態では、第１の推進器アセンブリ５２は、他の任意の適切なタイプのエンジンを含む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、代わりに、ターボファンエンジン１００を、ターボプロップエンジンまたはダクトのないターボファンエンジン、または他の任意の適切なタービンベースのエンジンとして構成することができる。
さらに図１および図２を参照すると、ターボファンエンジン１００は、コントローラ１５０と、図示されていないが、１つまたは複数のセンサとをさらに含む。コントローラ１５０は、ＦＡＤＥＣとも呼ばれる全機能デジタルエンジン制御システムであってもよい。ターボファンエンジン１００のコントローラ１５０は、例えば、作動部材１３２、燃焼部１１４（図示せず）への燃料供給システムなどの動作を制御するように構成することができる。さらに、コントローラ１５０は、センサからデータを受信し、ターボファンエンジン１００の様々な動作パラメータを決定するために、１つまたは複数のセンサに動作可能に接続され得る。例えば、コントローラ１５０は、（例えば、ＬＰシャフト１２４の）ＬＰシステムの回転速度、（例えば、ＨＰシャフト１２２の）ＨＰシステムの回転速度などの１つまたは複数を決定することができる。さらに、図１も参照すると、ターボファンエンジン１００のコントローラ１５０は、ハイブリッド電気推進システム５０のコントローラ７２に動作可能に接続されている。さらに、理解されるように、コントローラ７２は、適切な有線または無線通信システム（破線で描かれている）を介して、第１の推進器アセンブリ５２（コントローラ１５０を含む）、電動モータ／発電機５６、第２の推進器アセンブリ５４、および電気エネルギー貯蔵ユニット５５のうちの１つまたは複数に動作可能にさらに接続されてもよい。
ここで特に図１および図３を参照すると、先に述べたように、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、図示する実施形態では、航空機１０の第２の翼部２２に取り付けられた第２の推進器アセンブリ５４をさらに含む。特に図３を参照すると、第２の推進器アセンブリ５４は、一般に、電動モータ２０６および推進器／ファン２０４を含む電気推進器アセンブリ２００として構成される。電気推進器アセンブリ２００は、半径方向Ｒ２と同様に、参照のためにそれを通って延在する長手方向中心線軸２０２に沿って延在する軸方向Ａ２を画定する。図示する実施形態では、ファン２０４は、電動モータ２０６によって中心線軸２０２を中心に回転可能である。
ファン２０４は、複数のファンブレード２０８およびファンシャフト２１０を含む。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、それと共に回転可能であり、電気推進器アセンブリ２００（図示せず）の円周方向に沿って概ね離間している。特定の例示的な実施形態では、複数のファンブレード２０８は、固定された態様でファンシャフト２１０に取り付けられてもよく、あるいは、複数のファンブレード２０８は、図示する実施形態のように、ファンシャフト２１０に対して回転可能であってもよい。例えば、複数のファンブレード２０８はそれぞれのピッチ軸Ｐ２を各々画定し、図示する実施形態では、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２１１によって一斉に変更されるようにファンシャフト２１０に取り付けられている。複数のファンブレード２０８のピッチを変更することにより、第２の推進器アセンブリ５４の効率を向上させることができ、および／または第２の推進器アセンブリ５４が所望の推力プロファイルを達成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では、ファン２０４を可変ピッチファンと呼ぶことができる。
さらに、図示する実施形態では、図示する電気推進器アセンブリ２００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を介して電気推進器アセンブリ２００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をさらに含む。図示する実施形態では、外側ナセル２１２は、ファン２０４、特に複数のファンブレード２０８を実質的に完全に取り囲んでいる。したがって、図示する実施形態では、電気推進器アセンブリ２００をダクト付き電動ファンと呼ぶことができる。
依然として特に図３を参照すると、ファンシャフト２１０は、コア２１４内の電動モータ２０６に機械的に連結され、電動モータ２０６がファンシャフト２１０を介してファン２０４を駆動する。ファンシャフト２１０は、１つまたは複数のローラベアリング、ボールベアリング、または任意の他の適切なベアリングなどの１つまたは複数のベアリング２１８によって支持される。さらに、電動モータ２０６は、インランナー電動モータ（すなわち、ステータの半径方向内側に配置されたロータを含む）であってもよく、あるいは、アウトランナー電動モータ（すなわち、ロータの半径方向内側に配置されたステータを含む）であってもよいし、あるいは、軸方向磁束電動モータ（すなわち、ロータがステータの外側でもなくステータの内側でもなく、むしろ電動モータの軸に沿ってステータからオフセットされている）であってもよい。
簡単に上述したように、電源（例えば、発電機５６または電気エネルギー貯蔵ユニット５５）は、電気推進器アセンブリ２００（すなわち、電動モータ２０６）に電力を供給するために電気推進器アセンブリ２００に電気的に接続される。より具体的には、電動モータ２０６は、電力バス５８を介して、より具体的には、それらの間に延在する１つまたは複数の電気ケーブルまたは電線６０を介して、電動モータ／発電機５６および電気エネルギー貯蔵ユニット５５と電気的に連通している。
しかし、他の例示的な実施形態では、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、他の任意の適切な構成を有してもよく、さらに、他の任意の適切な方法で航空機１０に組み込まれてもよいことを理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態では、代わりにハイブリッド電気推進システム５０の電気推進器アセンブリ２００を複数の電気推進器アセンブリ２００として構成してもよく、および／またはハイブリッド電気推進システム５０は、複数の燃焼エンジン（ターボ機械１０２など）および電動モータ／発電機５６をさらに含んでもよい。さらに、他の例示的な実施形態では、電気推進器アセンブリ２００および／または燃焼エンジンおよび電動モータ／発電機５６は、任意の他の適切な方法（例えば、テールマウント構成を含む）で他の任意の適切な位置で航空機１０に取り付けられてもよい。さらに、他の例示的な実施形態では、依然として、ハイブリッド電気推進システム５０は、電気推進器アセンブリ２００をまったく含まなくてもよい。
例えば、ここで図４および図５を参照すると、本開示のさらに別の例示的な実施形態による航空機１０およびハイブリッド電気推進システム５０が示されている。図４および図５の例示的な航空機１０およびハイブリッド電気推進システム５０は、図１から図３の例示的な航空機１０およびハイブリッド電気推進システム５０と実質的に同じに構成されてもよく、したがって、同じまたは類似の符号は同じまたは類似の部分を指すことができる。
例えば、図４および図５の例示的な航空機１０は、一般的に、胴体１２、尾翼１９、電気エネルギー貯蔵ユニット５５、第１の翼部２０、および第２の翼部２２を含む。さらに、ハイブリッド電気推進システム５０は、第１の推進器アセンブリ５２と、第１の推進器アセンブリ５２によって機械的に駆動される１つまたは複数の発電機（すなわち、後述する発電機５６Ａ、５６Ｂ）と、を含む。さらに、ハイブリッド電気推進システム５０は、電気推進器アセンブリ２００である第２の推進器アセンブリ５４を含む。第１の推進器アセンブリ５２および発電機５６Ａ、５６Ｂは、電力バス５８を介して第２の推進器アセンブリ５４および／または電気エネルギー貯蔵ユニット５５に電気的に接続され、それらに電力を供給するように構成される。
しかし、図４および図５の実施形態では、第１の推進器アセンブリ５２は、それぞれ第１のターボファンエンジン１００Ａおよび第２のターボファンエンジン１００Ｂとして構成された第１の航空機エンジンおよび第２の航空機エンジンを含む。例えば、ターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂは、アンダーウィング構成で翼部２０、２２の下に取り付けられ、翼部２０、２２の下に懸架されたターボファンエンジン（例えば、図２を参照）、または任意の他の適切なタイプのターボ機械として構成することができる。さらに、図４および図５の実施形態では、ハイブリッド電気推進システム５０は、ターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂの各々で動作可能な１つまたは複数の発電機をさらに含む。より具体的には、図示する実施形態では、ハイブリッド電気推進システム５０は、第１のターボファン１００Ａで動作可能な第１の発電機５６Ａと、第２のターボファン１００Ｂで動作可能な第２の発電機５６Ｂと、をさらに含む。それぞれのターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂの外部に概略的に示されているが、特定の実施形態では、発電機５６Ａ、５６Ｂは、それぞれのターボエンジン１００Ａ、１００Ｂ内に配置されてもよい（例えば、図２を参照）。
さらに、図４および図５の実施形態では、電気推進アセンブリは、航空機１０の後端部１８で、航空機１０の尾翼１９または航空機の胴体１２の少なくとも一方に取り付けられるように構成された電気推進器アセンブリ２００を含み、したがって図示した電気推進器アセンブリ２００は、「後部エンジン」と呼ぶことができる。より具体的には、図示した例示的な電気推進器アセンブリ２００は、航空機１０の後端部１８で航空機１０の胴体１２に取り付けられ、航空機１０の胴体１２上の境界層を形成す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４および図５に示す例示的な電気推進器アセンブリ２００は、境界層取り込み（ＢＬＩ）ファンとも呼ばれ得る。電気推進器アセンブリ２００は、翼部２０、２２および／またはターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂの後方の位置で航空機１０に取り付けられる。具体的には、図示した実施形態では、電気推進器アセンブリ２００は、後端部１８で胴体１２に固定して接続されて、電気推進器アセンブリ２００は、後端部１８の尾部に組み込まれるか、または後端部と混合される。
さらに、図４および図５の実施形態では、ハイブリッド電気推進アセンブリは、コントローラ７２をさらに含む。理解されるように、電気エネルギー貯蔵ユニット５５は、特定の動作条件では、第１の発電機５６Ａおよび第２の発電機５６Ｂの一方または両方から電力を受け取るように構成することができる。さらに、特定の動作条件では、電気エネルギー貯蔵ユニット５５は、貯蔵された電力を電気推進器アセンブリ２００に供給するように構成されてもよい。さらに、コントローラ７２は、ターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂ、発電機５６Ａ、５６Ｂ、電気推進器アセンブリ２００、および電気エネルギー貯蔵ユニット５５に動作可能に接続され、コントローラ７２は様々な構成要素間で電力を導くことができる。
特に、発電機５６Ａ、５６Ｂは、本明細書では「発電機」と記載されているが、特定の例示的な実施形態では、発電機５６Ａ、５６Ｂの一方または両方が電動モータとしてさらに機能し、電力が供給された場合には、「発電機」が、連結されているシャフト（または推進器）に動力を加えることができることが理解されよう。
しかし、本開示のさらに他の例示的な実施形態では、任意の他の適切な方法で構成されたハイブリッド電気推進システム５０を有する任意の他の適切な航空機１０を提供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、電気推進器アセンブリ２００を航空機１０の胴体に組み込み、したがって「ポッド付きエンジン」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、さらに他の実施形態では、電気推進器アセンブリ２００を航空機１０の翼部に組み込むことができ、したがって、「混合翼エンジン」として構成することができる。さらに、上述したように、航空機１０は、任意の他の適切な固定翼航空機、垂直離陸陸上航空機、ヘリコプターなどの任意の適切な航空機であってもよい。
さらに、特定の例示的な実施形態では、ハイブリッド電気推進システムは、純粋な電気推進器アセンブリ（すなわち、燃焼要素を備えない推進器アセンブリ）を含まなくてもよいことを理解されたい。例えば、特定の例示的な実施形態では、ハイブリッド電気推進システムは、一般的に、第１の推進器（第１の推進器アセンブリ５２）に結合された第１のターボ機械、第２の推進器（第２の推進器アセンブリ５４）に結合された第２のターボ機械、および電気システムを含むことができる。電気システムは、第１の推進器アセンブリ５２に統合された第１の電気機械、第２の推進器アセンブリ５４に統合された第２の電気機械、および第１の電気機械と第２の電気機械の両方に電気的に接続可能な電気エネルギー貯蔵ユニットを含むことができる。例えば、第１の電気機械は、第１のターボ機械および第１の推進器の一方または両方に連結されてもよく、第２の電気機械は、第２のターボ機械および第２の推進器の一方または両方に連結されてもよい。電力は、特定の動作中に第１の電気機械および第２の電気機械の一方または両方から引き出されてもよく、さらに、他の動作中に第１の電気機械および第２の電気機械の一方または両方に供給されてもよい。特に、特定の例示的な実施形態では、第１のターボ機械と第１の推進器とを合わせて第１のターボファンエンジンとして構成し、第２のターボ機械と第２の推進器とを合わせて第２のターボファンエンジンとして構成することができる。しかし、あるいは、これらの構成要素は、ターボプロップエンジンまたは任意の他の適切な推進器アセンブリとして構成されてもよい。
ここで、本開示の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システム５０の概略図を提供する図６を参照して、本開示の特定の態様を説明する。より具体的には、図６は、図１〜図３を参照して上述した例示的なハイブリッド電気推進システム５０の概略図を提供する。したがって、図６の例示的ハイブリッド電気推進システム５０は、一般に、ターボ機械１０２、主推進器１０４、電動モータ／発電機５６、電気エネルギー貯蔵ユニット５５、コントローラ７２、電力バス５８、および推進器もしくはファン２０４に駆動接続された電動モータ２０６を一般的に含む電気推進器アセンブリ２００を含む。ターボ機械１０２は、主推進器１０４を駆動して推力を発生させるために主推進器１０４に機械的に連結されている（図示する実施形態では、ターボファンエンジン１００として共に構成されたターボ機械１０２および主推進器１０４）。
さらに、ターボ機械１０２は、電動モータ／発電機５６に機械的に連結されて電力を生成する。電力バス５８は、一般的に、電動モータ／発電機５６と、電気エネルギー貯蔵ユニット５５と、電気推進器アセンブリ２００の電動モータ２０６と、を電気的に接続する。より詳細には、図示した例示的な実施形態では、電力バス５８は、コントローラ７２による命令に応答して、電動モータ／発電機５６、電気エネルギー貯蔵ユニット５５、および電動モータ２０６を選択的に電気的に接続する。特に、図示する実施形態では電力バス５８の電線６０がコントローラ７２を通って物理的に延在しているが、他の例示的な実施形態では、コントローラ７２は、代わりに、発電機５６と電気エネルギー貯蔵ユニット５５と電動モータ２０６との間に電力を導くための、例えば１つもしくは複数のスイッチまたは他のハードウェアに動作可能に接続されてもよいことを理解されたい。さらに、図示していないが、ハイブリッド電気推進システム５０は、ハイブリッド電気推進システム５０内およびその全体にわたって電力を調整または変換するための１つまたは複数の整流器、インバータ、コンバータ、または他の電力エレクトロニクスをさらに含むことができることを理解されたい。
さらに、概略的に示すように、ターボ機械１０２は、一般に、第１の、低圧スプール１２４と、第２の、高圧スプール１２２と、を含む。さらに、例示的なターボ機械１０２は、一般に、第１のスプール１２４にそれぞれ連結された低圧（ＬＰ）圧縮機１１０および低圧（ＬＰ）タービン１１８、ならびに第２のスプール１２２にそれぞれ連結された高圧（ＨＰ）圧縮機１１２および高圧（ＨＰ）タービン１１６を含む。さらに、図示した実施形態では、第１のスプール１２４は、ターボ機械１０２の動作中に第１のスプール１２４が主推進器１０４を回転させるように、主推進器１０４またはファンにさらに機械的に連結される。
さらに、電動モータ／発電機５６は、ターボ機械１０２の第１のスプール１２４、ターボ機械１０２の第２のスプール１２２、またはその両方に機械的に連結される。より詳細には、図示する実施形態では、電動モータ／発電機５６は、ターボ機械１０２の第１のスプール１２４に機械的に連結されている。例えば、例示的な電動モータ／発電機５６は、一般に、ロータ７４とステータ７６とを含み、ロータ７４は、第１のスプール１２４に機械的に連結され、それと共に回転可能である。
ターボ機械１０２は、燃焼部１１４をさらに含み、燃焼部１１４は、少なくとも１つの燃焼器１５２および複数の燃料ノズル１５４を含む。燃料ノズル１５４は、燃料供給システム１５６から燃料を受け取るように構成され、燃料供給システム１５６は、燃料ポンプ１５８と、燃料ポンプ１５８をそれぞれの燃料ノズル１５４に流体接続する複数の燃料ライン１６０と、を含む。図示していないが、燃料ポンプ１５８は、燃料タンクまたは他の燃料源に流体接続されてもよい。図示する実施形態では、燃料ポンプ１５８は、コントローラ７２に動作可能に接続され、コントローラ７２は、ハイブリッド電気推進システム５０の動作中に複数の燃料ノズル１５４に供給される燃料の量を増減することができる。燃料ノズル１５４は、燃焼器１５２への燃料の流れを供給するように構成され、燃焼器１５２では、燃料の流れが圧縮機からの圧縮空気と混合され、燃焼されて燃焼ガスを生成し、燃焼ガスはタービンを流れてタービンを駆動する。したがって、燃焼部１１４に供給される燃料の量は、第１のスプール１２４および第２のスプール１２２の回転速度に影響を及ぼす可能性があることが理解されよう。
航空機の特定の飛行フェーズの間に、ハイブリッド電気推進システム５０によって生成される推力の量を、特にターボファンエンジン１００によって（すなわち、ターボ機械１０２および主推進器１０４によって）生成される推力の量を増加させることが望ましい場合がある。しかしながら、航空機の他の飛行フェーズでは、ハイブリッド電気推進システム５０によって生成される推力の量を、特にターボファンエンジン１００によって（すなわち、ターボ機械１０２および主推進器１０４によって）生成される推力の量を減少させることが望ましい場合がある。例えば、巡航飛行フェーズの終わりに、航空機は降下フライトフェーズに移行することがあり得る。このような移行では、航空機が高度で降下しているか、その速度が低下しているか、またはその両方であるため、航空機に要求される推力の量が減少する。このような推力の低下に影響を及ぼすために、コントローラ７２は、燃焼部１１４への燃料流量を減少させることができる。燃焼部１１４への燃料流量のこのような減少は、タービンに供給される燃焼ガス内のエネルギー量を減少させて、第１のスプール１２４の回転速度および第２のスプール１２２の回転速度が低下する。
理解されるように、図６に示すように、第１のスプール１２４は、第２のスプール１２２が機械的に連結される部品よりもはるかに大きな慣性を有するより大きな部品に機械的に連結される。したがって、第１のスプール１２４は、燃焼部１１４への流れ燃料が減少すると、第２のスプール１２２よりも遅いレートで減速することができる。これは、第１のスプール１２４と第２のスプール１２２との間で規定された速度関係パラメータに望ましくないミスマッチを生じさせるおそれがあり、ＬＰ圧縮機１１０の圧縮機失速を引き起こす可能性がある（ＨＰ圧縮機１１２がＬＰ圧縮機１１０からの空気のすべてを受け入れない場合に、ＬＰ圧縮機１１０の両端の圧力差が高すぎることによって生じる）。
しかしながら、本開示は、速度関係パラメータを所望の範囲内に収める、および／または維持するためのシステムを提供し、上記の状況においてＬＰ圧縮機１１０の失速の可能性を低減する。より具体的には、本開示は、第１のスプール１２４に機械的に連結され、少なくとも特定の動作中に、第１のスプール１２４を減速させて速度関係パラメータを減少させるように構成された電動モータ／発電機５６を含む。例えば、燃焼部１１４への燃料流量の減少および／または速度関係パラメータが所望の範囲外にあるとの判定に応答して、コントローラ７２は、電動モータ／発電機５６から電力を引き出すように構成することができ、電動モータ／発電機５６がＬＰシステムおよび第１のスプール１２４に対して抗力として作用して、第１のスプール１２４の回転を減速して、第１のスプール１２４と第２のスプール１２２との間で規定される速度関係パラメータを低減させる。
しかし、他の例示的な実施形態では、ハイブリッド電気推進システム５０は、任意の他の適切な構成を有してもよいことを理解されたい。例えば、次に図７を参照すると、本開示の別の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システム５０が示されている。図７の例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、図６の例示的なハイブリッド電気推進システム５０と実質的に同じように構成されている。したがって、同じ符号は同じ部分を指す。
しかしながら、図７の例示的な実施形態の場合は、電動モータ／発電機５６は、代わりに、ターボ機械１０２の第２のスプール１２２に機械的に連結されている。より具体的には、電動モータ／発電機５６のロータ７４は、ターボ機械１０２の第２のスプール１２２に機械的に連結され、それと共に回転可能である。このような構成では、ハイブリッド電気推進システム５０は、ターボ機械１０２の燃焼部１１４への燃料流量が減少し、および／または速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲外にあると判定することに応答して、第１のスプール１２４と第２のスプール１２２との間で規定される速度関係パラメータを所望の速度関係パラメータ範囲内に収めるまたは維持するように構成することもできる。例えば、少なくとも特定の例示的な態様では、ハイブリッド電気推進システム５０のコントローラ７２は、電動モータ／発電機５６に電力を供給して第２のスプール１２２を駆動し、第２のスプール１２２にトルクを加えて、第２のスプール１２２が第１のスプール１２４と同様の速度に減速するようにして、第１のスプール１２４と第２のスプール１２２との間の速度関係パラメータを低減するように構成することができる。
しかしながら、さらに他の例示的な実施形態では、ハイブリッド電気推進システム５０は、他の適切な構成を有してもよいことをさらに理解されたい。
特に、上記の実施形態の１つまたは複数によるハイブリッド電気推進システム５０を含むことにより、ターボ機械１０２の第１および第２のスプール１２４、１２２の間の速度関係パラメータを所望の速度関係パラメータ範囲内に維持して、例えばＬＰ圧縮機１１０内の圧縮機失速を防止するか、またはその可能性を低減させることができる。例えば、ＬＰ圧縮機の速度がＨＰ圧縮機の速度に対して増加する場合（例えば、ＨＰ圧縮機がターンダウンする間）には、ＨＰ圧縮機は、ＬＰ圧縮機を通る流れのすべてを受け入れることができない場合がある。従来は、このような状況は、ＬＰ圧縮機の出口の下流の１つまたは複数の可変抽気バルブを通る抽気によって改善される。しかしながら、これは比較的重い可変抽気バルブドアアセンブリを必要とし、さらにターボ機械の効率を低下させる可能性がある。しかしながら、本開示の少なくともいくつかの例示的な実施形態では、ハイブリッド電気推進システム５０は、速度関係パラメータを所望の速度関係パラメータ範囲内に維持することを可能にし、潜在的にＬＰ圧縮機１１０からの抽気の必要性をなくすことができる。したがって、このような構成は、例えばＬＰ圧縮機１１０とＨＰ圧縮機１１２（図２を参照）との間に延在するダクト１１１内の抽気バルブドアアセンブリまたは可変抽気バルブドアアセンブリを取り除くことを可能にする。したがって、上記の例示的な実施形態のうちの１つまたは複数により、ＬＰ圧縮機１１０からＨＰ圧縮機１１２に延在するダクト１１１は、ターボ機械１０２のすべての動作状態の間に定位置に固定することができる。より具体的には、上記の例示的な実施形態のうちの１つまたは複数により、ＬＰ圧縮機１１０からＨＰ圧縮機に延在するダクト１１１は、１つまたは複数の可変抽気バルブドア用の抽気バルブドア開口部を画定しない。このような構成を図２に示す。
しかしながら、上述の例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、ターボ機械１０２の移行動作中にターボ機械１０２の第１のスプールと第２のスプールとの間の速度関係パラメータを所望の速度関係パラメータ範囲内に維持することができるものとして説明したが、システム５０は、さらに、定常状態動作中に速度関係パラメータを所望の速度関係パラメータ範囲内に維持することができる。より具体的には、ターボ機械１０２の効率または他の操作可能性パラメータを高めるために、ターボ機械１０２の第１のスプールの速度が、ターボ機械１０２の第２のスプールの速度に対して自然に発生する速度と異なることが望ましいことがあることが理解されよう。例えば、特定の例示的な実施形態では、第１のスプールが、巡航などの一定の定常状態動作中および／または移行状態中に第２のスプールより約２％〜約６％遅く回転することが有益であり得る。あるいは、他の例示的な実施形態では、第１のスプールが特定の定常状態動作または移行条件の間に第２のスプールよりも速く回転することが有益であり得る。
上述の例示的なハイブリッド電気推進システム５０の少なくともいくつかの例示的な態様では、システム５０は、第１のスプール、第２のスプール、またはその両方に連結された電気機械から電力を引き出すか、または電気機械に電力を供給することによって、動作中にその速度関係パラメータを所望の速度関係パラメータ範囲内に収めるまたは維持することができることがさらに理解されよう。さらに、本明細書で使用される場合、第１のスプールおよび第２のスプールに関して「速度関係パラメータ」という用語は、第２のスプールの回転速度に対する第１のスプールの回転速度に関係する任意の速度派生パラメータを指すことが理解されよう。例えば、特定の例示的な実施形態では、速度関係パラメータは、第１のスプールと第２のスプールとの間の回転速度差であってもよい。それに加えて、またはその代わりに、特定の例示的な実施形態では、速度関係パラメータは、第１のスプールと第２のスプールとの間の回転加速度差であってもよい。
ここで図８を参照すると、航空機用のハイブリッド電気推進システムを動作させる方法４００が提供される。例示的な方法４００は、上記の例示的なハイブリッド電気推進システムの１つまたは複数で利用することができる。したがって、図８の方法４００は、ターボ機械、主推進器、電気機械、電気エネルギー貯蔵ユニット、コントローラ、および任意選択的に電気推進器アセンブリを有するハイブリッド電気推進システムと共に利用することができる。ハイブリッド電気推進システムのターボ機械は、少なくとも第１のスプールと第２のスプールとを含み、方法４００は、ターボ機械の第１のスプールと第２のスプールによって規定される速度関係パラメータを、所望の速度関係パラメータ範囲内に収めるまたは維持することができる。第１のスプールは低圧スプールであってもよく、第２のスプールは高圧スプールであってもよい。
方法４００は、一般に、第１のスプールがハイブリッド電気推進システムの主推進器を機械的に駆動するように、ターボ機械を１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって動作させるステップ（４０２）を含む。特、特定の例示的な実施形態では、ターボ機械と主推進器が合わせてターボファンエンジンとして構成されてもよい。しかし、他の例示的な態様では、代わりに、ターボ機械および主推進器を、ターボプロップエンジンなどの他の任意の適切なエンジンとして構成することができる。
方法４００は、ステップ（４０４）において、第１のスプールまたは第２のスプールか、あるいはその両方に機械的に連結された電気機械に電力を供給するか、または電気機械から電力を引き出すことによって、１つまたは複数のコンピューティングデバイスにより、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップをさらに含む。特に、特定の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、定常状態条件（例えば、巡航動作モード）の間のハイブリッド電気推進システムの動作中に発生することがあり、あるいは、移行動作条件（例えば、巡航動作モードから降下動作モードに移行する。図９を参照して以下でより詳細に説明する）の間のハイブリッド電気推進システムの動作中に発生することもある。
より具体的には、図８に示す例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定される速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールの回転速度を示すデータを受信するステップ（４０６）と、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第２のスプールの回転速度を示すデータを受信するステップ（４０８）と、を含む。さらに、図示した例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲外であると判定するステップ（４１０）と、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって電気機械に電力を供給するか、または１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって電気機械から電力を引き出すステップ（４１２）と、をさらに含む。電気機械からの電力を引き出すことにより、取り付けられているスプールに抗力を生じさせ、そのようなスプールの減速を増加させて減速させることができる。これに対して、電気機械に電力を供給することにより、取り付けられているスプールに動力が加わり、そのスプールの加速および速度を増加させることができる。
しかしながら、他の例示的な態様では、方法４００は、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲外であると肯定的に決定しないことがあることを理解されたい。例えば、他の例示的な態様では、方法４００は、代わりに、スロットル入力、関連するスプールの加速および／または減速率などの様々な入力を受け取り、受け取ったこれらの入力に応じて以下の是正措置を講じることができる。
さらに、先に簡単に論じたように、このような例示的な態様によるハイブリッド電気推進システムを動作させることにより、可変抽気バルブドアを使用することなく所望の速度関係パラメータを維持することができる。例えば、特定の例示的な態様では、第１のスプールは、低圧圧縮機と低圧タービンとの間に延在する低圧スプールであってもよく、第２のスプールは、高圧圧縮機と高圧タービンとの間に延在する高圧スプールであってもよい。このような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、低圧圧縮機から高圧圧縮機への空気流の実質的にすべてを供給しながら速度関係パラメータを変更するステップ（４１４）を含む。
さらに、上述したように、図８の例示的な態様では、ハイブリッド電気推進システムは、電気機械に電気的に接続可能な電気エネルギー貯蔵ユニットと、電気推進器アセンブリ（含まれる場合）と、を含む。したがって、そのような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気エネルギー貯蔵ユニットから電気機械に電力を供給することによって、または電気機械から電気エネルギー貯蔵ユニットに電力を引き出すことによって、第１のスプールと第２のスプールとの間の速度関係パラメータを変更するステップ（４１６）を含む。さらに、特定の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、電気機械から電気エネルギー貯蔵ユニットへ電力を引き出すステップは、電気エネルギー貯蔵ユニットを充電するステップをさらに含むことができる。しかしながら、他の例示的な実施形態では、電気エネルギー貯蔵ユニットは最大充電レベルであってもよく、あるいは追加の電力を受け入れる状態になくてもよいことが理解されよう。したがって、特定の例示的な態様では、電気機械から電力を引き出すステップは、電力を熱に変換するように構成された負荷バンクに電気機械から電力を引き出すステップをさらに含むことができる。
さらに図９を参照すると、上述の方法４００の別の例示的な実施形態が示されている。より具体的には、図９に示す方法４００の例示的な態様は、ハイブリッド電気推進システムが搭載される航空機の移行動作条件に適用される方法４００の特定の態様である。したがって、図９の例示的な方法４００は、図８を参照して上述した例示的な方法４００と同様であってもよい。
例えば、図９の例示的な方法４００は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールがハイブリッド電気推進システムの主推進器を機械的に駆動するようにターボ機械を動作させるステップ（４０２）と、第１のスプールまたは第２のスプールか、あるいはその両方に機械的に連結された電気機械に電力を供給するか、または電気機械から電力を引き出すことによって、１つまたは複数のコンピューティングデバイスにより、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）と、を一般的に含む。
しかしながら、特に、図９に示す方法４００の例示的な態様は、移行動作条件に適用される。したがって、図９に示す方法４００の例示的な態様は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を変更するステップ（４１８）をさらに含む。さらに、このような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって電気機械に電力を供給するか、あるいは１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって電気機械から電力を引き出すステップ（４２０）をさらに含む。
例えば、１つの例示的な態様では、図示するように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を変更するステップ（４１８）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第２のスプールの速度が第１のスプールの速度に対して低下するように、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を低減させるステップ（４２２）を含む。より具体的には、図示する例示的な態様では、第１のスプールは低圧スプールであり、第２のスプールは高圧スプールであり、電気機械は第１のスプールに連結される。したがって、上述したように、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を減少させると、第２のスプールに連結された部品と比較して第１のスプールに結合された部品のより大きな慣性により、第２のスプールの速度が第１のスプールの速度に対して減少する。
図９をさらに参照すると、そのような例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって電気機械から電力を引き出すステップ（４２６）をさらに含む。例えば、上述したように、特定の例示的な態様では、本方法は、電力を電気エネルギー貯蔵ユニット、または例えば電力を熱に変換するように構成された負荷バンクに引き出すことができる。このようにして、電気機械は、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内に収まるまたは維持されるように、第１のスプールの減速を補助するために第１のスプール上の抗力として働くことができる。例えば、電気機械から電力を引き出すステップ（４２６）は、速度関係パラメータが所望の範囲外であると判定するステップに応答して電力を引き出すステップを含むことができ（例えば、ステップ（４０６）〜ステップ（４１２）を参照）、あるいは、速度関係パラメータが所望の範囲内に維持されるように、燃料流量を減少させるステップ（４２２）に応答して自動的に電力を引き出すステップを含むことができる。
簡単に言えば、図示するように、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を減少させるステップ（４２２）は、図９の実施形態では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって航空機の降下飛行フェーズを開始するステップ（４２４）を含む。しかしながら、他の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を減少させるステップ（４２２）は、代わりに、ガスタービンエンジンからの電力要求の減少を含む他の任意の飛行フェーズを開始するステップを含んでもよい。
しかし、他の例示的な態様では、方法４００は、他の移行状態に適用されてもよいことを理解されたい。例えば、破線で示すように、特定の例示的な態様では、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を変更するステップ（４１８）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第２のスプールの速度が第１のスプールの速度に対して増加するように、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を増加させるステップ（４２８）を含むことができる。前述の例示的な態様と同様に、第１のスプールは低圧スプールであってもよく、第２のスプールは高圧スプールであってもよい。このような例示的な態様では、同様に破線で示すように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって電気機械に電力を供給するステップ（４３０）をさらに含むことができる。例えば、特定の例示的な態様では、方法４００は、電気エネルギーを電気エネルギー貯蔵ユニットから電気機械に供給して、電気機械を駆動することができる。このような例示的な態様では、電気機械は、第１のスプールがより迅速に加速し、速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内に収まりまたは維持されるように、第１のスプールに電力を加えることができる。例えば、電気機械に電力を加えるステップ（４３０）は、速度関係パラメータが所望の範囲外であると判定するステップに応答して電力を加えるステップを含むことができ（例えば、ステップ（４０６）〜ステップ（４１２）を参照）、あるいは、速度関係パラメータが所望の範囲内に維持されるように、燃料流量を増加させるステップ（４２８）に応答して自動的に電力を加えるステップを含むことができる。
さらに他の例示的な態様では、方法４００は、任意の他の適切な方法で速度関係パラメータを所望の速度関係パラメータ範囲内に収めるか維持するために電気機械を利用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では、電気機械は代わりに第２のスプールに機械的に連結されてもよく、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、第２のスプールに機械的に連結された電気機械に電力を供給するか、または電気機械から電力を引き出すことによって、１つまたは複数のコンピューティングデバイスにより、第１のスプールと第２のスプールとの間で規定された速度関係パラメータを変更するステップを含むことができる。例えば、そのような例示的な態様では、方法４００が、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を減少させるステップ（４２２）を含む場合には、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、電気機械に電力を供給するステップを含むことができる。同様に、そのような例示的な態様では、方法４００が、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、ターボ機械の燃焼部への燃料流量を増加させるステップ（４２８）を含む場合には、１つまたは複数のコンピューティングデバイスによって、速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、電気機械から電力を引き出すステップを含むことができる。
図８および／または図９の例示的な態様によるハイブリッド電気推進システムを動作させることにより、例えば、抽気するためのターボ機械の圧縮機の間のダクト内の１つまたは複数の可変ブリードバルブドアを必要とせずに、ターボ機械の複数のシャフトによって規定される速度関係パラメータを所望の速度関係パラメータ範囲内に収めるまたは維持することができる。このような構成は、ハイブリッド電気推進システムの重量、複雑さ、およびコストを節約することができる。さらに、図８および／または図９の例示的な態様によるハイブリッド電気推進システムを動作させることにより、ターボ機械の効率を高め、および／または他の動作上の利点を提供することができる定常状態および移行動作条件の間に、ターボ機械の複数のシャフトによって規定される速度関係パラメータを所望の速度関係パラメータ範囲内に収めるまたは維持することができる。
ここで図１０を参照すると、本開示の例示的な実施形態によるコンピューティングシステム５００の一例が示されている。コンピューティングシステム５００は、例えば、ハイブリッド電気推進システム５０内のコントローラ７２として使用することができる。コンピューティングシステム５００は、１つまたは複数のコンピューティングデバイス５１０を含むことができる。コンピューティングデバイス５１０は、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａ、ならびに１つまたは複数のメモリデバイス５１０Ｂを含むことができる。１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａは、マイクロプロセッサ、マイクロコントローラ、集積回路、論理デバイス、および／または他の適切な処理デバイスなどの任意の適切な処理デバイスを含むことができる。１つまたは複数のメモリデバイス５１０Ｂは、非一時的コンピュータ可読媒体、ＲＡＭ、ＲＯＭ、ハードドライブ、フラッシュドライブ、および／または他のメモリデバイスを含むが、これらに限定されない、１つまたは複数のコンピュータ可読媒体を含むことができる。
１つまたは複数のメモリデバイス５１０Ｂは、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａによって実行することができるコンピュータ可読命令５１０Ｃを含む、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａによってアクセス可能な情報を格納することができる。命令５１０Ｃは、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａによって実行された場合に、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａに動作を実行させる任意の命令セットであってもよい。いくつかの実施形態では、命令５１０Ｃは、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａによって実行されて、コンピューティングシステム５００および／またはコンピューティングデバイス５１０が構成される動作および機能、本明細書で説明したターボ機械のスプール間の速度パラメータ不一致を低減させるための動作（例えば、方法４００）、ならびに／あるいは１つまたは複数のコンピューティングデバイス５１０の任意の他の動作または機能のいずれかなどの動作を、１つまたは複数のプロセッサ５１０Ａに実行させることができる。命令５１０Ｃは、任意の適切なプログラミング言語で書かれたソフトウェアであってもよく、あるいはハードウェアで実現されてもよい。それに加えて、および／またはその代わりに、命令５１０Ｃは、プロセッサ５１０Ａ上の論理的および／または仮想的に別個のスレッドで実行することができる。したがって、いくつかの例示的な態様では、方法３００は、コンピューティングシステム５００などの１つまたは複数のコンピューティングデバイスを使用して上記のステップの１つまたは複数を行うことができるように、コンピュータにより実施される方法であってもよい。
メモリデバイス５１０Ｂは、プロセッサ５１０Ａによってアクセス可能なデータ５１０Ｄをさらに格納することができる。例えば、データ５１０Ｄは、ターボ機械のスプールの回転速度を示すデータ、任意のユーザ入力、ならびに／あるいは本明細書に記載の他の任意のデータおよび／または情報を含むことができる。
コンピューティングデバイス５１０はまた、例えば、システム５００の他の構成要素と（例えば、ネットワークを介して）通信するために使用されるネットワークインターフェース５１０Ｅを含むことができる。ネットワークインターフェース５１０Ｅは、例えば、送信器、受信器、ポート、コントローラ、アンテナ、および／または他の適切な構成要素を含む１つまたは複数のネットワークとインターフェースするための任意の適切な構成要素を含むことができる。１つまたは複数の外部表示装置（図示せず）は、１つまたは複数のコンピューティングデバイス５１０から１つまたは複数のコマンドを受信するように構成することができる。
本明細書で説明した技術は、コンピュータベースのシステム、ならびにコンピュータベースのシステムにより行われる動作、およびそれとの間でやりとりされる情報を参照する。当業者であれば、コンピュータベースのシステムの固有の柔軟性によって、構成要素間の多種多様な可能な構成、組み合わせ、ならびにタスクおよび機能の分割が可能になることを認識するであろう。例えば、本明細書で説明した処理は、単一のコンピューティングデバイスまたは組み合わせて働く複数のコンピューティングデバイスを使用して実施することができる。データベース、メモリ、命令、およびアプリケーションは、単一のシステムに実装してもよいし、複数のシステムに分散してもよい。分散した構成要素は、順次または並列に動作することができる。
様々な実施形態の具体的な特徴がいくつかの図面には示されており、他の図面には示されていないが、これは単に便宜上のものである。本開示の原理によれば、図面の任意の特徴は、他の任意の図面の任意の特徴と組み合わせて参照および／または請求することができる。
本明細書は、本発明を最良の態様を含めて開示すると共に、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。このような他の実施例が請求項の字義通りの文言と異ならない構造要素を含む場合、または、それらが請求項の字義通りの文言と実質的な差異がない等価な構造要素を含む場合には、このような他の実施例は特許請求の範囲内であることを意図している。
［実施態様１］
ターボ機械（１０２）を有する航空機（１０）用のハイブリッド電気推進システム（５０）を動作させる方法（４００）であって、前記ターボ機械（１０２）は、第１のスプール（１２４）と第２のスプール（１２２）とを含み、前記方法（４００）は、
１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）が前記ハイブリッド電気推進システム（５０）の主推進器（１０４）を機械的に駆動するように前記ターボ機械（１０２）を動作させるステップ（４０２）と、
第１のスプール（１２４）または第２のスプール（１２２）か、あるいはその両方に機械的に連結された電気機械に電力を供給するか、または前記電気機械から電力を引き出すことによって、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）により、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）と、を含む方法（４００）。
［実施態様２］
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された前記速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）の回転速度を示すデータを受信するステップ（４０６）と、
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第２のスプール（１２２）の回転速度を示すデータを受信するステップ（４０８）と、
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲外であると判定するステップ（４１０）と、
前記速度関係パラメータが前記所望の速度関係パラメータ範囲内になるように、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって前記電気機械に電力を供給するか、または前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって前記電気機械から電力を引き出すステップ（４１２）と、を含む、実施態様１に記載の方法（４００）。
［実施態様３］
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ターボ機械（１０２）の燃焼部（１１４）への燃料流量を変更するステップ（４１８）をさらに含み、
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された前記速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、前記速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって前記電気機械に電力を供給するか、あるいは前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって前記電気機械から電力を引き出すステップ（４２０）を含む、実施態様１に記載の方法（４００）。
［実施態様４］
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ターボ機械（１０２）の前記燃焼部（１１４）への前記燃料流量を変更するステップ（４１８）は、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第２のスプール（１２２）の速度が前記第１のスプール（１２４）の速度に対して低下するように、前記ターボ機械（１０２）の前記燃焼部（１１４）への前記燃料流量を低減させるステップ（４２０）を含む、実施態様３に記載の方法（４００）。
［実施態様５］
前記第１のスプール（１２４）は低圧スプールであり、前記第２のスプール（１２２）は高圧スプールであり、前記電気機械は、前記第１のスプール（１２４）に機械的に連結され、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された前記速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、前記速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって前記電気機械から電力を引き出すステップ（４２６）を含む、実施態様４に記載の方法（４００）。
［実施態様６］
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ガスタービンエンジンの前記燃焼部（１１４）への前記燃料流量を低減させるステップ（４２２）は、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ガスタービンエンジンからの電力要求の低減を含む前記航空機（１０）の飛行フェーズを開始するステップ（４２４）を含む、実施態様５に記載の方法（４００）。
［実施態様７］
前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ターボ機械（１０２）の前記燃焼部（１１４）への前記燃料流量を変更するステップ（４１８）は、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第２のスプール（１２２）の速度が前記第１のスプール（１２４）の速度に対して増加するように、前記ターボ機械（１０２）の前記燃焼部（１１４）への前記燃料流量を増加させるステップ（４２８）を含む、実施態様３に記載の方法（４００）。
［実施態様８］
前記第１のスプール（１２４）は低圧スプールであり、前記第２のスプール（１２２）は高圧スプールであり、前記電気機械は、前記第２のスプール（１２２）に機械的に連結され、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された前記速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、前記速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって前記電気機械に電力を供給するステップ（４３０）を含む、実施態様７に記載の方法（４００）。
［実施態様９］
前記第１のスプール（１２４）は低圧スプールであり、前記第２のスプール（１２２）は高圧スプールであり、第１のスプール（１２４）は、低圧圧縮機（１１０）と低圧タービン（１１８）との間に延在し、第２のスプール（１２２）は、高圧圧縮機（１１２）と高圧タービン（１１６）との間に延在し、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された前記速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記低圧圧縮機（１１０）から前記高圧圧縮機（１１２）への空気流の実質的にすべてを供給しながら前記速度関係パラメータを変更するステップ（４１４）を含む、実施態様３に記載の方法（４００）。
［実施態様１０］
前記速度関係パラメータは、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間の加速度不一致である、実施態様１に記載の方法（４００）。
［実施態様１１］
前記ハイブリッド電気推進システム（５０）は、電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）をさらに含み、前記電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）は、前記電気機械に電気的に接続可能であり、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間の前記速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）から前記電気機械に電力を供給することによって、または前記電気機械から前記電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）に電力を引き出すことによって、前記速度関係パラメータを変更するステップ（４１６）を含む、実施態様１に記載の方法（４００）。
［実施態様１２］
前記電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）は、少なくとも約５０キロワット時の電力を貯蔵するように構成される、実施態様１１に記載の方法（４００）。
［実施態様１３］
前記主推進器（１０４）はファンであり、前記ファン（１０４）およびターボ機械（１０２）は共にターボファンエンジン（１００）として構成される、実施態様１に記載の方法（４００）。
［実施態様１４］
航空機（１０）用のハイブリッド電気推進システム（５０）であって、
第１のスプール（１２４）と、第２のスプール（１２２）と、燃焼部（１１４）と、を含むターボ機械（１０２）と、
前記第１のスプール（１２４）が動作中に主推進器（１０４）を回転させるように前記第１のスプール（１２４）に機械的に連結された前記主推進器（１０４）と、
前記第１のスプール（１２４）、前記第２のスプール（１２２）、またはその両方に機械的に連結された電気機械と、
前記電気機械に電気的に接続可能な電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）と、
メモリ（５１０Ｂ）と１つまたは複数のプロセッサ（５１０Ａ）とを含むコントローラ（７２，１５０）と、を含み、前記メモリ（５１０Ｂ）は、前記１つまたは複数のプロセッサ（５１０Ａ）によって実行された場合に前記ハイブリッド電気推進システム（５０）に機能を実行させる命令を格納し、前記機能は、
前記電気機械に電力を供給するか、または前記電気機械から電力を引き出すことによって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間の速度関係パラメータを変更するステップを含む、ハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様１５］
前記ターボ機械（１０２）は、前記第１のスプール（１２４）に連結された低圧圧縮機（１１０）と、前記第２のスプール（１２２）に連結された高圧圧縮機（１１２）と、前記低圧圧縮機（１１０）から前記高圧圧縮機（１１２）まで延在するダクト（１１１）と、を含み、前記ダクト（１１１）は、前記ターボ機械（１０２）のすべての動作条件の間に定位置に固定されている、実施態様１４に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様１６］
前記ターボ機械（１０２）は、前記第１のスプール（１２４）に連結された低圧圧縮機（１１０）と、前記第２のスプール（１２２）に連結された高圧圧縮機（１１２）と、前記低圧圧縮機（１１０）から前記高圧圧縮機（１１２）まで延在するダクト（１１１）と、を含み、前記ダクト（１１１）は、抽気バルブ開口部を画定しない、実施態様１４に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様１７］
前記命令は、
前記ターボ機械（１０２）の燃焼部（１１４）への燃料流量を変更するステップをさらに含み、
前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された前記速度関係パラメータを変更するステップは、前記速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、前記電気機械に電力を供給するか、または前記電気機械から電力を引き出すステップを含む、実施態様１４に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様１８］
前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された前記速度関係パラメータを変更するステップは、
前記第１のスプール（１２４）の回転速度を示すデータを受信するステップと、
前記第２のスプール（１２２）の回転速度を示すデータを受信するステップと、
前記速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲外であると判定するステップと、
前記速度関係パラメータが前記所望の速度関係パラメータ範囲内になるように、前記電気機械に電力を供給するか、または前記電気機械から電力を引き出すステップと、を含む、実施態様１４に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様１９］
前記第１のスプール（１２４）は低圧スプールであり、前記第２のスプール（１２２）は高圧スプールであり、第１のスプール（１２４）は、低圧圧縮機（１１０）と低圧タービン（１１８）との間に延在し、第２のスプール（１２２）は、高圧圧縮機（１１２）と高圧タービン（１１６）との間に延在し、前記速度関係パラメータを変更するステップは、前記低圧圧縮機（１１０）から前記高圧圧縮機（１１２）への空気流の実質的にすべてを供給しながら前記速度関係パラメータを変更するステップを含む、実施態様１４に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様２０］
前記電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）は、少なくとも約５０キロワット時の電力を貯蔵するように構成される、実施態様１４に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 長手方向中心線
１６ 前端部
１８ 後端部
１９ 尾翼
２０ 第１の翼部／左側翼部
２２ 第２の翼部／右側翼部
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 エレベータフラップ
３８ 外面／外板
５０ ハイブリッド電気推進システム
５２ 第１の推進器アセンブリ
５４ 第２の推進器アセンブリ
５５ 電気エネルギー貯蔵ユニット
５６ 電動モータ／発電機
５６Ａ 第１の発電機
５６Ｂ 第２の発電機
５８ 電力バス
６０ 電線
７２ コントローラ
７４ ロータ
７６ ステータ
１００ ターボファンエンジン
１００Ａ 第１のターボファンエンジン
１００Ｂ 第２のターボファンエンジン
１０１ 長手方向中心線
１０２ ターボ機械
１０４ 主推進器／ファン
１０６ 外側ケーシング
１０８ 入口
１１０ 低圧（ＬＰ）圧縮機／ブースタ
１１１ ダクト
１１２ 高圧（ＨＰ）圧縮機／ブースタ
１１４ 燃焼部
１１６ 第１の高圧（ＨＰ）タービン
１１８ 第２の低圧（ＬＰ）タービン
１２０ ジェット排気ノズル部
１２２ 高圧（ＨＰ）シャフト／第２のスプール
１２４ 低圧（ＬＰ）シャフト／第１のスプール
１２８ ファンブレード
１３０ ディスク
１３２ 作動部材
１３４ 動力ギヤボックス
１３６ 回転可能なフロントハブ
１３８ ファンケーシング／外側ナセル
１４０ 出口ガイドベーン
１４２ 下流側部分
１４４ バイパス空気流路
１５０ コントローラ
１５２ 燃焼器
１５４ 燃料ノズル
１５６ 燃料供給システム
１５８ 燃料ポンプ
１６０ 燃料ライン
２００ 電気推進器アセンブリ
２０２ 長手方向中心線軸
２０４ 推進器／ファン
２０６ 電動モータ
２０８ ファンブレード
２１０ ファンシャフト
２１１ ピッチ変更機構
２１２ ファンケーシング／外側ナセル
２１４ コア
２１６ ストラット／出口ガイドベーン
２１８ ベアリング
４００ 方法
５００ コンピューティングシステム
５１０ コンピューティングデバイス
５１０Ａ プロセッサ
５１０Ｂ メモリデバイス
５１０Ｃ コンピュータ可読命令
５１０Ｄ データ
５１０Ｅ ネットワークインターフェース

Claims (15)

  1. ターボ機械（１０２）を有する航空機（１０）用のハイブリッド電気推進システム（５０）を動作させる方法（４００）であって、前記ターボ機械（１０２）は、第１のスプール（１２４）と第２のスプール（１２２）とを含み、前記方法（４００）は、
    １つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）が前記ハイブリッド電気推進システム（５０）の主推進器（１０４）を機械的に駆動するように前記ターボ機械（１０２）を動作させるステップ（４０２）と、
    前記第１のスプール（１２４）および前記第２のスプール（１２２）のうちの一方の減速レートを維持しつつ、前記第１のスプール（１２４）および前記第２のスプール（１２２）のうちの他方に機械的に連結された電気機械に電力を供給するか、または前記電気機械から電力を引き出すことによって、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）により、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）と、を含み、
    前記第１のスプール（１２４）は低圧スプールであり、前記第２のスプール（１２２）は高圧スプールであり、
    前記第１のスプール（１２４）の減速レートが、前記第２のスプール（１２２）の減速レートより小さい、方法（４００）。
  2. 前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された前記速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、
    前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）の回転速度を示すデータを受信するステップ（４０６）と、
    前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第２のスプール（１２２）の回転速度を示すデータを受信するステップ（４０８）と、
    前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲外であると判定するステップ（４１０）と、
    前記速度関係パラメータが前記所望の速度関係パラメータ範囲内になるように、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって前記電気機械に電力を供給するか、または前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって前記電気機械から電力を引き出すステップ（４１２）と、を含む、請求項１に記載の方法（４００）。
  3. 前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ターボ機械（１０２）の燃焼部（１１４）への燃料流量を変更するステップ（４１８）をさらに含み、
    前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された前記速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、前記速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって前記電気機械に電力を供給するか、あるいは前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって前記電気機械から電力を引き出すステップ（４２０）を含む、請求項１に記載の方法（４００）。
  4. 前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ターボ機械（１０２）の前記燃焼部（１１４）への前記燃料流量を変更するステップ（４１８）は、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第２のスプール（１２２）の速度が前記第１のスプール（１２４）の速度に対して低下するように、前記ターボ機械（１０２）の前記燃焼部（１１４）への前記燃料流量を低減させるステップ（４２０）を含む、請求項３に記載の方法（４００）。
  5. 前記電気機械は、前記第１のスプール（１２４）に機械的に連結され、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された前記速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、前記速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって前記電気機械から電力を引き出すステップ（４２６）を含む、請求項４に記載の方法（４００）。
  6. 前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、ガスタービンエンジンの前記燃焼部（１１４）への前記燃料流量を低減させるステップ（４２２）は、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ガスタービンエンジンからの電力要求の低減を含む前記航空機（１０）の飛行フェーズを開始するステップ（４２４）を含む、請求項５に記載の方法（４００）。
  7. 前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記ターボ機械（１０２）の前記燃焼部（１１４）への前記燃料流量を変更するステップ（４１８）は、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第２のスプール（１２２）の速度が前記第１のスプール（１２４）の速度に対して増加するように、前記ターボ機械（１０２）の前記燃焼部（１１４）への前記燃料流量を増加させるステップ（４２８）を含む、請求項３に記載の方法（４００）。
  8. 前記電気機械は、前記第２のスプール（１２２）に機械的に連結され、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された前記速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、前記速度関係パラメータが所望の速度関係パラメータ範囲内になり、または維持されるように、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって前記電気機械に電力を供給するステップ（４３０）を含む、請求項７に記載の方法（４００）。
  9. 第１のスプール（１２４）は、低圧圧縮機（１１０）と低圧タービン（１１８）との間に延在し、第２のスプール（１２２）は、高圧圧縮機（１１２）と高圧タービン（１１６）との間に延在し、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間で規定された前記速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記低圧圧縮機（１１０）から前記高圧圧縮機（１１２）への空気流の実質的にすべてを供給しながら前記速度関係パラメータを変更するステップ（４１４）を含む、請求項３に記載の方法（４００）。
  10. 前記速度関係パラメータは、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間の加速度不一致である、請求項１に記載の方法（４００）。
  11. 前記ハイブリッド電気推進システム（５０）は、電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）をさらに含み、前記電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）は、前記電気機械に電気的に接続可能であり、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間の前記速度関係パラメータを変更するステップ（４０４）は、前記１つまたは複数のコンピューティングデバイス（５１０）によって、前記電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）から前記電気機械に電力を供給することによって、または前記電気機械から前記電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）に電力を引き出すことによって、前記速度関係パラメータを変更するステップ（４１６）を含む、請求項１に記載の方法（４００）。
  12. 航空機（１０）用のハイブリッド電気推進システム（５０）であって、
    低圧スプールである第１のスプール（１２４）と、高圧スプールである第２のスプール（１２２）と、燃焼部（１１４）と、を含むターボ機械（１０２）と、
    前記第１のスプール（１２４）が動作中に主推進器（１０４）を回転させるように前記第１のスプール（１２４）に機械的に連結された前記主推進器（１０４）と、
    前記第１のスプール（１２４）、前記第２のスプール（１２２）、またはその両方に機械的に連結された電気機械であって、推力低減動作中に、前記第１のスプール（１２４）が、第１のレートで減速し、前記第２のスプール（１２２）が、前記第１のレートよりも速い第２のレートで減速する、電気機械と、
    前記電気機械に電気的に接続可能なエネルギー貯蔵ユニット（５５）と、
    メモリ（５１０Ｂ）と１つまたは複数のプロセッサ（５１０Ａ）とを含むコントローラ（７２，１５０）と、を含み、
    前記メモリ（５１０Ｂ）は、前記１つまたは複数のプロセッサ（５１０Ａ）によって実行された場合に前記ハイブリッド電気推進システム（５０）に機能を実行させる命令を格納し、前記機能は、
    前記第２のスプール（１２２）の前記第２のレートを維持しつつ、前記第１のスプール（１２４）に機械的に連結された前記電気機械のみから電力を引き出すことによって、前記第１のスプール（１２４）と前記第２のスプール（１２２）との間の速度関係パラメータを変更するステップを含む、ハイブリッド電気推進システム（５０）。
  13. 前記ターボ機械（１０２）は、前記第１のスプール（１２４）に連結された低圧圧縮機（１１０）と、前記第２のスプール（１２２）に連結された高圧圧縮機（１１２）と、前記低圧圧縮機（１１０）から前記高圧圧縮機（１１２）まで延在するダクト（１１１）と、を含み、前記ダクト（１１１）は、前記ターボ機械（１０２）のすべての動作条件の間に定位置に固定されている、請求項１２に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
  14. 前記ターボ機械（１０２）は、前記第１のスプール（１２４）に連結された低圧圧縮機（１１０）と、前記第２のスプール（１２２）に連結された高圧圧縮機（１１２）と、前記低圧圧縮機（１１０）から前記高圧圧縮機（１１２）まで延在するダクト（１１１）と、を含み、前記ダクト（１１１）は、抽気バルブ開口部を画定しない、請求項１２に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
  15. 前記エネルギー貯蔵ユニット（５５）は、少なくとも約５０キロワット時の電力を貯蔵するように構成される、請求項１２に記載のハイブリッド電気推進システム（５０）。
JP2018108195A 2017-06-08 2018-06-06 航空機用ハイブリッド電気推進システム Active JP6866328B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/617,080 US11230385B2 (en) 2017-06-08 2017-06-08 Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
US15/617,080 2017-06-08

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2019031271A JP2019031271A (ja) 2019-02-28
JP6866328B2 true JP6866328B2 (ja) 2021-04-28

Family

ID=62620668

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2018108195A Active JP6866328B2 (ja) 2017-06-08 2018-06-06 航空機用ハイブリッド電気推進システム

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11230385B2 (ja)
EP (1) EP3412575B1 (ja)
JP (1) JP6866328B2 (ja)
CN (1) CN109018380B (ja)
CA (1) CA3006123C (ja)

Families Citing this family (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11230385B2 (en) 2017-06-08 2022-01-25 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
US10676199B2 (en) 2017-06-12 2020-06-09 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
CN109229361A (zh) * 2017-07-11 2019-01-18 深圳市道通智能航空技术有限公司 电机控制系统及无人机
US10814990B2 (en) * 2018-06-28 2020-10-27 The Boeing Company Aircraft propulsion system with a low-fan-pressure-ratio engine in a forward over-wing flow installation, and method of installing the same
US11964750B2 (en) * 2019-03-07 2024-04-23 General Electric Company Propeller speed overshoot preventing logic
FR3094043B1 (fr) * 2019-03-18 2022-07-08 Safran Aircraft Engines Prélèvement de puissance sur corps BP et système d’évacuation de débris
FR3097012B1 (fr) * 2019-06-06 2022-01-21 Safran Aircraft Engines Procédé de régulation d’une accélération d’une turbomachine
GB2588074A (en) * 2019-06-12 2021-04-21 Rolls Royce Plc Reducing idle thrust in a propulsive gas turbine
GB2584692A (en) 2019-06-12 2020-12-16 Rolls Royce Plc Improving acceleration of a gas turbine
GB2584694B (en) 2019-06-12 2024-01-03 Rolls Royce Plc Preventing surge
EP3751117B1 (en) * 2019-06-12 2024-05-29 Rolls-Royce plc Increasing compression efficiency via shaft power transfer
GB2588073A (en) * 2019-06-12 2021-04-21 Rolls Royce Plc Limiting spool speeds in a gas turbine engine
GB2584693A (en) 2019-06-12 2020-12-16 Rolls Royce Plc Improving deceleration of a gas turbine
GB2584695A (en) 2019-06-12 2020-12-16 Rolls Royce Plc Reducing low flight Mach number fuel consumption
US11136899B2 (en) * 2019-06-14 2021-10-05 Raytheon Technologies Corporation Integrated electro-aero-thermal turbine engine
FR3098254B1 (fr) * 2019-07-03 2021-06-11 Safran Helicopter Engines Turbogénérateur avec système de régulation simplifié pour aéronef
US11261751B2 (en) 2019-07-15 2022-03-01 Raytheon Technologies Corporation Compressor operability control for hybrid electric propulsion
US10934880B1 (en) * 2019-09-04 2021-03-02 The Boeing Company Electrical generation from turbine engines
US11215117B2 (en) 2019-11-08 2022-01-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine having electric motor applying power to the high pressure spool shaft and method for operating same
FR3103854B1 (fr) * 2019-12-03 2022-01-28 Safran Aircraft Engines Raccordement electrique d’une machine electrique dans une turbomachine d’aeronef
FR3103853B1 (fr) * 2019-12-03 2021-11-05 Safran Aircraft Engines Raccordement electrique d’une machine electrique dans une turbomachine d’aeronef
US11519289B2 (en) 2019-12-06 2022-12-06 Raytheon Technologies Corporation Systems and methods for hybrid electric turbine engines
US11362567B2 (en) 2020-01-16 2022-06-14 The Boeing Company Electrical power generation from turbine engines
US11073107B1 (en) 2020-01-24 2021-07-27 Raytheon Technologies Corporation Systems and methods for hybrid electric turbine engines
FR3108945B1 (fr) * 2020-04-03 2022-11-11 Safran Aircraft Engines Module de turbomachine equipe d’une machine electrique
US11193426B2 (en) 2020-04-16 2021-12-07 The Boeing Company Electrically geared turbofan
US11448135B2 (en) 2020-07-23 2022-09-20 Ge Aviation Systems Llc Systems and methods of power allocation for turboprop and turboshaft aircraft
US11725594B2 (en) * 2020-08-31 2023-08-15 General Electric Company Hybrid electric engine speed regulation
US11618580B2 (en) * 2020-08-31 2023-04-04 General Electric Company Hybrid electric aircraft engine
US12031479B2 (en) 2020-08-31 2024-07-09 General Electric Company Hybrid electric propulsion system load share
JP7430134B2 (ja) * 2020-12-22 2024-02-09 本田技研工業株式会社 航空機用推進システム
FR3122702B1 (fr) * 2021-05-06 2023-05-12 Safran Procédé de contrôle d’une turbomachine comportant au moins une machine électrique, système de contrôle associé
US12060834B2 (en) * 2021-05-07 2024-08-13 Rtx Corporation Hybrid electric idle and braking for an aircraft
US20220396365A1 (en) * 2021-06-11 2022-12-15 Raytheon Technologies Corporation Hybrid electric engine power distribution
US20230047326A1 (en) * 2021-08-13 2023-02-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Control for electrically assisted turbines
EP4148263A1 (en) 2021-09-08 2023-03-15 Rolls-Royce plc An improved gas turbine engine
EP4148265A1 (en) * 2021-09-08 2023-03-15 Rolls-Royce plc An improved gas turbine engine
EP4148250A1 (en) 2021-09-08 2023-03-15 Rolls-Royce plc An improved gas turbine engine
US20230095723A1 (en) * 2021-09-24 2023-03-30 General Electric Company Turbine engine with variable pitch fan
WO2023134865A1 (en) * 2022-01-14 2023-07-20 Merien BV Hybrid aircraft propulsion
US12077308B2 (en) 2022-04-14 2024-09-03 Textron Innovations Inc. Supplemental engine transition control
US11649763B1 (en) * 2022-06-23 2023-05-16 Raytheon Technologies Corporation Rating control architecture and method for hybrid electric engine
US12054245B2 (en) * 2022-07-18 2024-08-06 Textron Innovations Inc. Optimizing usage of supplemental engine power
US12006880B2 (en) 2022-09-12 2024-06-11 General Electric Company High bandwidth control of turbofan/turboprop thrust response using embedded electric machines
CN117644979A (zh) * 2024-01-30 2024-03-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 双电机的混合动力航空发动机

Family Cites Families (46)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4651563A (en) * 1985-10-16 1987-03-24 Sperry Corporation Jet engine testing apparatus
US4900231A (en) 1986-05-30 1990-02-13 The Boeing Company Auxiliary compressor air supply for an aircraft
US5622045A (en) * 1995-06-07 1997-04-22 Allison Engine Company, Inc. System for detecting and accommodating gas turbine engine fan damage
FR2761412B1 (fr) * 1997-03-27 1999-04-30 Snecma Groupe turbopropulseur double corps a regulation isodrome
US6647724B1 (en) * 2002-07-30 2003-11-18 Honeywell International Inc. Electric boost and/or generator
US6931856B2 (en) * 2003-09-12 2005-08-23 Mes International, Inc. Multi-spool turbogenerator system and control method
EP1831073A2 (en) * 2004-12-22 2007-09-12 Aurora Flight Sciences Corporation System and method for utilizing stored electrical energy for vtol aircraft thrust enhancement and attitude control
US7552582B2 (en) * 2005-06-07 2009-06-30 Honeywell International Inc. More electric aircraft power transfer systems and methods
US7621117B2 (en) 2006-06-19 2009-11-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Apparatus and method for controlling engine windmilling
US7788898B2 (en) * 2006-12-06 2010-09-07 General Electric Company Variable coupling of turbofan engine spools via open differential gear set or simple planetary gear set for improved power extraction and engine operability, with torque coupling for added flexibility
US7791235B2 (en) * 2006-12-22 2010-09-07 General Electric Company Variable magnetic coupling of rotating machinery
US8015828B2 (en) * 2007-04-03 2011-09-13 General Electric Company Power take-off system and gas turbine engine assembly including same
FR2914697B1 (fr) * 2007-04-06 2012-11-30 Turbomeca Dispositif d'assistance aux phases transitoires d'acceleration et de deceleration
US20130139519A1 (en) * 2007-05-03 2013-06-06 Icr Turbine Engine Corporation Multi-spool intercooled recuperated gas turbine
GB0809336D0 (en) 2008-05-23 2008-07-02 Rolls Royce Plc A gas turbine engine arrangement
US20100162720A1 (en) 2008-12-31 2010-07-01 Bowman Ray F Gas turbine engine
WO2012003471A2 (en) * 2010-07-02 2012-01-05 Icr Turbine Engine Corporation Improved multi-spool intercooled recuperated gas turbine
US8561413B2 (en) 2010-12-29 2013-10-22 Ge Aviation Systems, Llc System for powering a vehicle
WO2013003481A1 (en) * 2011-06-27 2013-01-03 Icr Turbine Engine Corporation High efficiency compact gas turbine engine
US9200592B2 (en) 2011-06-28 2015-12-01 United Technologies Corporation Mechanism for turbine engine start from low spool
WO2013004595A1 (en) * 2011-07-07 2013-01-10 Kasi Technologies Ab Hybrid system comprising a supercharging system and method for operation
US8459038B1 (en) 2012-02-09 2013-06-11 Williams International Co., L.L.C. Two-spool turboshaft engine control system and method
JP5941744B2 (ja) 2012-04-27 2016-06-29 株式会社Ｉｈｉエアロスペース 発電システム
JP5568596B2 (ja) 2012-05-30 2014-08-06 川崎重工業株式会社 航空機用エンジンのギヤボックス一体型発電装置
FR2992630B1 (fr) * 2012-06-29 2015-02-20 Turbomeca Procede et configuration d'apport d'energie propulsive et/ou non propulsive dans une architecture d'helicoptere par un moteur auxiliaire de puissance
ITFI20120292A1 (it) * 2012-12-24 2014-06-25 Nuovo Pignone Srl "gas turbines in mechanical drive applications and operating methods"
US10094295B2 (en) * 2013-01-30 2018-10-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with transmission
EP2895742B1 (en) * 2013-09-18 2016-07-13 Artemis Intelligent Power Limited Hydraulic transmission
US9527499B2 (en) * 2014-07-17 2016-12-27 GM Global Technology Operations LLC Power-split hybrid powertrain using turbine generator
US20160023773A1 (en) 2014-07-23 2016-01-28 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid electric pulsed-power propulsion system for aircraft
FR3024755B1 (fr) 2014-08-08 2019-06-21 Safran Aircraft Engines Hybridation des compresseurs d'un turboreacteur
US9777642B2 (en) * 2014-11-21 2017-10-03 General Electric Company Gas turbine engine and method of assembling the same
US10000293B2 (en) 2015-01-23 2018-06-19 General Electric Company Gas-electric propulsion system for an aircraft
US10837312B2 (en) * 2015-02-27 2020-11-17 Pratt & Whitney Canada Corp. System for braking a low pressure spool in a gas turbine engine
GB201506473D0 (en) 2015-04-16 2015-06-03 Rolls Royce Plc Aircraft propulsion system
JP6730842B2 (ja) 2015-05-05 2020-07-29 ロールス−ロイス コーポレイション 航空機の推進およびリフトのための電気直結駆動装置
GB201508139D0 (en) * 2015-05-13 2015-06-24 Rolls Royce Plc Aircraft propulsion system
EP3124379B1 (de) * 2015-07-29 2019-05-01 Airbus Defence and Space GmbH Hybrid-elektrischer antriebsstrang für vtol drohnen
US20170044989A1 (en) * 2015-08-14 2017-02-16 General Electric Company Gas turbine engine stall margin management
GB201518929D0 (en) * 2015-10-27 2015-12-09 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US10180080B2 (en) * 2016-03-09 2019-01-15 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Electromagnetic propeller brake
US10883424B2 (en) * 2016-07-19 2021-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-spool gas turbine engine architecture
US10465611B2 (en) * 2016-09-15 2019-11-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse flow multi-spool gas turbine engine with aft-end accessory gearbox drivingly connected to both high pressure spool and low pressure spool
US10526975B2 (en) * 2016-11-30 2020-01-07 The Boeing Company Power extraction system and method for a gas turbine engine of a vehicle
US10808624B2 (en) * 2017-02-09 2020-10-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine rotor with low over-speed requirements
US11230385B2 (en) 2017-06-08 2022-01-25 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
CA3006123A1 (en) 2018-12-08
US20180354631A1 (en) 2018-12-13
US11230385B2 (en) 2022-01-25
CN109018380B (zh) 2022-05-24
JP2019031271A (ja) 2019-02-28
CN109018380A (zh) 2018-12-18
EP3412575A1 (en) 2018-12-12
EP3412575B1 (en) 2021-08-04
CA3006123C (en) 2022-03-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6866328B2 (ja) 航空機用ハイブリッド電気推進システム
CA3008982C (en) Propulsion system for an aircraft
CA3009019C (en) Propulsion system for an aircraft
EP3360783B1 (en) Propulsion system for an aircraft
CA3009004C (en) Propulsion system for an aircraft
JP6703036B2 (ja) 航空機用のハイブリッド電気推進システム
JP6710242B2 (ja) 航空機用の推進システム
JP2019048615A (ja) 航空機用推進システム

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20180928

RD03 Notification of appointment of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7423

Effective date: 20190402

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20190830

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20190924

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20191224

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20200601

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20200901

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20201124

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20210127

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20210308

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20210407

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 6866328

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250