JP6953352B2 - 航空機のための推進システム - Google Patents

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Description

本主題は、一般的には航空機推進システムに関し、より詳細には、電気推進アセンブリおよび電力バスを含む航空機推進システムに関する。
従来の商用航空機は、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、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。
より最近では、ハイブリッド電気設計の推進システムが提案されている。これらの推進システムでは、電源が電動ファンに電力を供給して、電動ファンを駆動することができる。これらのシステムは、推進システムを組み込んだ航空機が、巡航中には典型的である高い高度で運航される場合に、周囲の空気圧の低下によって高電圧システムが扱いにくくなることがあるので、比較的低い電圧で（例えば、２７０ボルト以下で）動作するように設計されている。
しかしながら、本開示の発明者は、比較的低い電圧システムを利用することは、電流の増加を運ぶのに必要なケーブルの重量を想定すると、実質的な量の電力を必要とする状況に対しては望ましくないことを見いだした。したがって、これらの障害を克服することができる推進システムが有用であろう。
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つの例示的な実施形態では、航空機のための推進システムが提供される。推進システムは、電源と、電動モータおよび推進器を有する電気推進アセンブリとを含み、推進器は電動モータによって駆動される。推進システムはまた、電源を電気推進アセンブリに電気的に接続する電力バスを含む。電源は、電力バスに電力を供給するように構成され、電力バスは、８００ボルトを超える電圧で電気推進アセンブリに電力を伝送するように構成される。
特定の例示的な実施形態では、電力バスは、約１，０００ボルト〜約２０，０００ボルトの電圧で電気推進アセンブリに電力を伝送するように構成される。
特定の例示的な実施形態では、電力バスは、約３０アンペア〜約１，２００アンペアの電流で電気推進アセンブリに電力を伝送するように構成される。
特定の例示的な実施形態では、電源は燃焼エンジンおよび発電機を含む。例えば、特定の例示的な実施形態では、燃焼エンジンは、ターボプロップエンジンまたはターボファンエンジンのうちの少なくとも一方である。
特定の例示的な実施形態では、電気推進アセンブリは、複数の電動モータと、各々が電動モータのそれぞれ１つによって駆動される複数の推進器とをさらに含む。例えば、特定の例示的な実施形態では、電力バスは、電源を複数の電動モータの各々に電気的に接続し、電力バスは、８００ボルトを超える電圧で複数の電動モータの各々に電力を伝送する。
特定の例示的な実施形態では、電力バスは、８００ボルトを超える電圧を有する電力を運ぶように構成された高電圧ケーブルを含む。例えば、特定の実施形態では、高電圧ケーブルは、導体と、導体を囲む半導電性の導体スクリーンと、導体スクリーンを囲む絶縁層と、絶縁層を囲む半導電性の絶縁体スクリーンとを含む。例えば、特定の実施形態では、高電圧ケーブルは、絶縁体スクリーンを囲む金属シールドをさらに含む。特定の例示的な実施形態では、金属シールドは、接地された金属シールドである。特定の例示的な実施形態では、電力バスは、冷却ラインを有する冷却剤システムをさらに含み、高電圧ケーブルの少なくとも一部は、冷却ラインと同軸に延びる。例えば、いくつかの実施形態では、冷却ラインは、高電圧ケーブルを冷却するために冷却ラインを流れるように構成された冷却剤を含む。
特定の例示的な実施形態では、電気推進システムは、境界層取り込みファンとして構成される。
特定の例示的な実施形態では、電気推進システムの推進器は、ファンとして構成される。
本開示の例示的な態様では、航空機のための推進システムを動作させるための方法が提供される。本方法は、電源により電力を発生させるステップと、電源により発生した電力を電力バスを介して８００ボルトを超える電圧で電気推進アセンブリに伝送するステップとを含む。この方法はまた、電気推進アセンブリにより航空機のための推力を発生させるステップとを含み、電気推進アセンブリは電力バスを介して伝送された電力によって駆動される。
特定の例示的な態様では、電源により発生した電力を電力バスを介して電気推進アセンブリに伝送するステップは、電源により発生した電力を電力バスを介して約１０００ボルト〜約２０，０００ボルトの電圧で電気推進アセンブリに伝送するステップを含む。
特定の例示的な態様では、電源により発生した電力を電力バスを介して電気推進アセンブリに伝送するステップは、電源により発生した電力を電力バスを介して約３０アンペア〜約１，２００アンペアの電流で電気推進アセンブリに伝送するステップを含む。
特定の例示的な態様では、電源により発生した電力を電力バスを介して電気推進アセンブリに伝送するステップは、電源により発生した電力を高電圧ケーブルを介して電気推進アセンブリに伝送するステップを含み、高電圧ケーブルは、導体と、導体を囲む半導電性の導体スクリーンと、導体スクリーンを囲む絶縁層と、絶縁層を囲む半導電性の絶縁体スクリーンとを含む。
特定の例示的な態様では、電源により発生した電力を電力バスを介して電気推進アセンブリに伝送するステップは、電源により発生した電力を、冷却剤システムの冷却ラインと同軸に延びる高電圧ケーブルを介して電気推進アセンブリに伝送するステップを含む。
本発明のこれらの、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図面を参照すれば、よりよく理解されよう。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している。
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的な断面図である。 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推進システムを含む航空機の上面図である。 本開示のさらに別の例示的な実施形態による推進システムを含む航空機の上面図である。 図５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推進システムの概略図である。 図７の例示的な推進システムの電力バスのケーブルの側面断面図である。 本開示の別の例示的な実施形態による推進システムの概略図である。 図９の例示的な推進システムの電力バスの一部の拡大した側面断面図である。 本開示の例示的な態様による推進システムを動作させるための方法のフローチャートである。
以下、本発明の本実施形態について詳しく説明するが、その１つまたは複数の例が、添付の図面に示されている。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。図面および説明の中で同じまたは類似の記号は、本発明の同じまたは類似の部品を参照するために使用されている。
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。
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、左側および右側を含む翼部アセンブリとを含む。より具体的には、翼部アセンブリの左側は第１の、左側翼部２０であり、翼部アセンブリの右側は第２の、右側翼部２２である。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、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、追加的または代替的に、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。図示するように、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の各々は、翼部の下に取り付けられた推進器アセンブリとして構成されている。
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、航空機１０の第１の側２４、より具体的には航空機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ている。第１の推進器アセンブリ５２は、一般に、ターボ機械１０２および一次ファン（図２を参照して、単に「ファン１０４」と呼ぶ）を含む。より具体的には、図示する実施形態では、第１の推進器アセンブリ５２は、ターボファンエンジン１００（すなわち、ターボ機械１０２およびファン１０４はターボファン１００の一部として構成される）として構成される。
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の低圧（ＬＰ）タービン１１８および第２の高圧（ＨＰ）タービン１１６、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に動作可能に連結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１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、推進システム５０は、図示する実施形態では発電機５６として構成される電気機械をさらに含む。発電機５６およびターボファンエンジン１００は、一般に、本明細書では、推進システム５０の電源と呼ぶことができる。さらに、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、発電機は、ＬＰシャフト１２４を介して第１のＬＰタービン１１８によって駆動される。発電機５６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されている。したがって、発電機５６もまた、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。
しかし、他の例示的な実施形態では、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駆動されてもよい。例えば、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、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、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。
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は可変ピッチのファンでなくてもよく、さらに他の実施形態では、ＬＰシャフト１２４はファン１０４に直接機械的に連結されてもよい（すなわち、ターボファンエンジン１００は、ギヤボックス１３４を含まなくてもよい）。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として構成することができる。しかしながら、さらに、他の実施形態では、代わりに、ターボファンエンジン１００は、発電機５６を駆動するための任意の他の適切な燃焼エンジンとして構成されてもよい。例えば、他の実施形態では、ターボファンエンジンは、ターボシャフトエンジンまたは任意の他の適切な燃焼エンジンとして構成することができる。
引き続き図１および図２を参照すると、図示する推進システム５０は、発電機５６が推進システム５０および／または航空機１０の１つまたは複数の他の構成要素と電気的に連通することを可能にする電力バス５８をさらに含む。図示する実施形態では、電力バス５８は、発電機５６に接続され、図示する実施形態では、出口ガイドベーン１４０のうちの１つまたは複数を通って延在する１つまたは複数の電気ケーブルまたは電線６０を含む。以下でより詳細に説明するように、電力バスは一般に高電圧電力バスとして構成され、推進システム５０は一般に比較的高い電圧で動作することができる。
さらに、図示する推進システム５０は、例えば、第２の推進器アセンブリ５４に電力を供給し、および／または発電機５６から電力を受け取るために、電力バス５８に電気的に接続された１つまたは複数のエネルギー蓄積装置５５（例えば、１つまたは複数のバッテリまたは他の電気エネルギー蓄積装置）を含む。１つまたは複数のエネルギー蓄積装置５５を含めることによって、性能利得を提供することができ、例えば過渡動作中に推進システム５０の推進能力を増加させることができる。より具体的には、１つまたは複数のエネルギー蓄積装置５５を含む推進システム５０は、速度変化要求により迅速に応答することができる。
ここで特に図１および図３を参照すると、例示的な推進システム５０は、第１の推進器アセンブリ５２から離間した位置に配置された、またはその位置に配置されるように構成された第２の推進器アセンブリ５４をさらに含む。より具体的には、図示する実施形態では、第２の推進器アセンブリ５４は、横方向Ｌに沿って異なる空気流を取り込むように、横方向Ｌに沿って第１の推進器アセンブリ５２から離れた位置に取り付けられる。しかし、他の実施形態では、第１および第２の推進器アセンブリ５２、５４は、共通のマウントを使用して航空機１０にそれぞれ取り付けられてもよい。しかしながら、このような構成では、第１および第２の推進器アセンブリ５２、５４は、依然として、例えば横方向Ｌに沿って異なる空気流を取り込むように横方向Ｌに沿って、互いに離間してマウント上に配置することができる。
図１および図３の例示的な実施形態をさらに参照すると、第２の推進器アセンブリ５４は、航空機１０の第２の側２６に、またはむしろ航空機１０の第２の翼部２２に取り付けられる。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、電動モータおよび推進器を含む電気推進アセンブリとして構成される。より詳細には、図示する実施形態では、電気推進アセンブリは、電動ファン２００を含み、電動ファンは、電動モータ２０６および推進器／ファン２０４を含む。電動ファン２００は、半径方向Ｒ２と同様に、参照のために電動ファン２００を通って延在する長手方向中心線軸２０２に沿って延びる軸方向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、電動ファン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、図示する電動ファン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を介して電動ファン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、電動ファン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。
先に簡単に述べたように、電源（すなわち、図示した実施形態では第１の推進器アセンブリ５２の発電機５６）は、電気推進アセンブリに電力を供給するために、電気推進アセンブリ（すなわち、図示した実施形態では電動ファン２００の電動モータ２０６およびファン２０４）に電気的に接続される。より詳細には、電動ファン２００の電動モータ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を介して発電機５６と電気的に連通している。再び、以下でより詳細に説明するように、電力バス５８は、電気推進アセンブリを駆動するために電気推進アセンブリに比較的高電圧の電力を供給するように構成される。
上記の実施形態のうちの１つまたは複数による推進システムは、ガス電気推進システムまたはハイブリッド推進システムと呼ぶことができ、第１の推進器アセンブリは航空機の第１の側に取り付けられたターボファンエンジンとして構成され、第２の推進器アセンブリは航空機の第２の側に取り付けられた電気駆動ファンとして構成される。
しかし、他の例示的な実施形態では、例示的な推進システムは、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、ここで図４を参照すると、本開示の別の例示的な実施形態による航空機１０および推進システム５０が示されている。図４の例示的な航空機１０および推進システム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の例示的な航空機１０は、一般に、胴体１２および翼部アセンブリを含み、翼部アセンブリは、左側翼部２０および右側翼部２２を含む。さらに、推進システム５０は、第１の推進器アセンブリ５２を含む。第１の推進器アセンブリ５２は、例えば、ターボファンとして構成されてもよい。推進システム５０は、第１の推進器アセンブリ５２（例えば、図２を参照）によって機械的に駆動される発電機５６をさらに含む。さらに、推進システム５０は、電気推進アセンブリである第２の推進器アセンブリ５４を含む。発電機５６は、電気推進アセンブリを駆動するために電力バス５８を介して電気推進アセンブリに電気的に接続されている。
しかしながら、特に、図４の実施形態では、電気推進アセンブリは、複数の電動モータ２０６および複数の推進器を含み、各推進器は電動モータ２０６のそれぞれ１つによって駆動される。より具体的には、図示した実施形態では、電気推進アセンブリは、複数の電動ファン２００を含み、電源（すなわち、図示した実施形態では第１の推進器アセンブリ５２のターボファンエンジンおよび発電機５６）は電力バス５８を介して複数の電動ファン２００の各々の電動モータ２０６に電気的に接続される。
より具体的には、図４の電気推進アセンブリは、第１の推進器アセンブリ５２に対して胴体１２の横方向外側の位置で航空機１０の左側翼部２０に取り付けられた第１の電動ファン２００Ａを含む。図４の電気推進アセンブリは、右側翼部２２に取り付けられた第２の電動ファン２００Ｂと、右側翼部２２に取り付けられた第３の電動ファン２００Ｃとをさらに含む。第２および第３の電動ファン２００Ｂ、２００Ｃは、航空機１０の横方向Ｌに沿って離間されている。したがって、図４の例示的な実施形態では、電気推進アセンブリは、少なくとも３つの電動ファン２００を含む複数の電動ファン２００を含む。
しかしながら、他の例示的な実施形態では、特に、電気推進アセンブリは、任意の他の適切な数の電動ファン２００を含むことができる。例えば、他の例示的な実施形態では、電気推進アセンブリは、２つの電動ファン２００、４つの電動ファン２００、または任意の他の適切な数の電動ファン２００を含むことができる。さらに、複数の電動ファン２００は、他の適切な方法で配置され、任意の適切な位置（例えば、尾部取り付け構成を含む）で航空機１０に取り付けられてもよい。
さらにまた、さらに他の例示的な実施形態では、推進システム５０および／または航空機１０は、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、ここで図５および図６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および推進システム５０が示されている。図５および図６の例示的な航空機１０および推進システム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５および図６の例示的な航空機１０は、一般に、胴体１２および翼部アセンブリを含み、翼部アセンブリは、左側翼部２０および右側翼部２２を含む。さらに、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とを含む。さらに、推進システム５０は、電気推進アセンブリである第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は、電力バス５８を介して第２の推進器アセンブリ５４に電気的に接続され、第２の推進器アセンブリ５４に電力を供給するように構成される。
しかし、図５および図６の実施形態では、第１の推進器アセンブリ５２は、第１の航空機エンジン６２および第２の航空機エンジン６４を含む。図示する実施形態では、第１および第２の航空機エンジン６２、６４は、ガスタービンエンジンとして、またはむしろ、アンダーウイング構成で翼部２０、２２の下に取り付けられて吊り下げられたターボファンエンジン（例えば、図２を参照）として構成される。さらに、図５および図６の実施形態では、推進システム５０は、エンジン６２、６４と共に動作可能な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、推進システム５０は、第１のジェットエンジン６２と共に動作可能な第１の発電機６６と、第２のジェットエンジン６４と共に動作可能な第２の発電機６８とをさらに含む。特定の実施形態では、それぞれのジェットエンジン６２、６４の外部に概略的に示されているが、発電機６６、６８は、それぞれのジェットエンジン６２、６４内に配置されてもよい（例えば、図２を参照）。さらに、発電機５６、６８は、機械的動力を電力に変換し、電力バス５８を介して電気推進アセンブリにそのような電力を供給するように構成されていることが理解されよう。
さらに、図５および図６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に取り付けられるように構成された電動ファン７０を含み、したがって、図示された電動ファン７０は、「後部エンジン」と呼ぶことができる。さらに、図示された電動ファン７０は、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５および図６に示す例示的な電動ファン７０は、境界層取り込み（ＢＬＩ）ファンと呼ぶこともできる。電動ファン７０は、翼部２０、２２および／またはジェットエンジン６２、６４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、電動ファン７０は、後端部１８で胴体１２に固定して接続されて、電動ファン７０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。
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、電動ファン７０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、電動ファン７０を航空機１０の翼部に組み込むことができ、したがって、「混合翼部エンジン」として構成することができる。さらに、他の実施形態では、電動ファン７０は、境界層取り込みファンでなくてもよく、代わりに、フリーストリーム取り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てもよい。
さらに、特定の実施形態では、第１の推進器アセンブリ５２の第１および第２のエンジン６２、６４は、ターボファンエンジン、ターボプロップエンジン、ターボジェットエンジンなどの任意の適切なジェットエンジンとして構成することができる。さらに、第１の推進器アセンブリ５２は２つのジェットエンジンを含むが、他の実施形態では、第１の推進器アセンブリ５２は、他の任意の適切な数のジェットエンジンを有してもよく、それらのうちの１つまたは複数が発電機を駆動する。またさらに、他の実施形態では、推進システム５０は、例えば、ジェットエンジンを有する第１の推進器アセンブリ５２を含まなくてもよく、代わりに、発電機を回転させて電力を発生させるための他の任意の適切なエンジンを有してもよい（すなわち、他の任意の適切な動力源を有していてもよい）。
ここで図７を参照すると、本開示の例示的な実施形態による推進システム３００の概略図が示されている。例示的な推進システム３００は、図１から図６を参照して上述した例示的な実施形態の１つまたは複数に従って構成することができる。
図７の実施形態では、例示的な推進システム３００は、一般に、電源３０２と、電気推進アセンブリ３０４と、電源３０２を電気推進アセンブリ３０４に電気的に接続する電力バス３０６とを含む。より具体的には、図示した実施形態では、電源３０２は、燃焼エンジン３０８および発電機３１０を含む。図１〜図６の実施形態で上述したように、特定の実施形態では、燃焼エンジン３０８は、例えば、１つまたは複数のターボファンエンジン（例えば、図２を参照）、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、または他の任意の適切なエンジンであってもよい。発電機３１０は、燃焼エンジン３０８に機械的に連結されており、燃焼エンジン３０８は、発電機３１０を駆動する。さらに、図示する実施形態では、電気推進アセンブリ３０４は、電動モータ３１２および推進器３１４を含み、推進器３１４は、電動モータ３１２に機械的に連結され、電動モータ３１２によって駆動される。電気推進アセンブリ３０４は、単一の電動モータ３１２および推進器３１４を含むものとして示されているが、他の例示的な実施形態では、電気推進アセンブリ３０４は、代わりに複数の電動モータ３１２およびそれぞれの複数の推進器３１４を含んでもよい。
さらに、図示する実施形態では、推進システム３００は、高電圧推進システムとして構成され、電力バス３０６は、比較的高い電圧で電力の伝送を容易にするように構成される。より具体的には、電源３０２は、電力バス３０６に電力を供給するように構成され、電力バス３０６は、８００ボルト（「Ｖ」）を超える電圧で電気推進アセンブリ３０４に電力を伝送するように構成される。例えば、特定の例示的な実施形態では、電力バス３０６は、電源３０２から受け取った電力を約１０００Ｖ〜約２０，０００Ｖ、例えば約１，１００Ｖ〜約８，０００Ｖなどの電圧で電気推進アセンブリ３０４に伝送するように構成することができる。
電源３０２からの電力を（電力バス３０６を介して）比較的高い電圧で電気推進アセンブリ３０４に伝送することによって、電源３０２は、依然として所望の電力量を供給しながら、より低い電流でそのような電力を伝送することができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、電力バス３０６は、約３０アンペア（「Ａ」）〜約１，２００Ａ、例えば約１００Ａ〜約１，０００Ａなどの電流で電気推進アセンブリ３０４に電力を伝送するように構成することができる。このような例示的な実施形態では、電力バス３０６は、少なくとも約７５０キロワットの電力を、そして最大約１２メガワットの電力を電気推進アセンブリ３０４に伝達するように構成することができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、電力バス３０６は、少なくとも約１メガワットの電力、例えば約１メガワット〜約２メガワットなどの電力を電気推進アセンブリ３０４に伝送するように構成することができる。
引き続き図７を参照すると、図示する実施形態では、電力バス３０６は、１つまたは複数のインバータ・コンバータ・コントローラ（「ＩＣＣ」）をさらに含む。より具体的には、電力バス３０６は、電源３０２のすぐ下流の位置で電源３０２に電気的に接続された第１のＩＣＣ３１６と、電気推進アセンブリ３０４のすぐ上流の位置で電気推進アセンブリ３０４に電気的に接続された第２のＩＣＣ３１８とを含む。さらに、第１および第２のＩＣＣ３１６、３１８は、電力バス３０６の伝送ケーブル３２０を介して電気的に接続されている。
第１のＩＣＣ３１６は、例えば、交流（「ＡＣ」）電力構成から直流（「ＤＣ」）電力構成に電力を変換するように、またはその逆に構成することができる。さらに、特定の実施形態では、第１のＩＣＣは、電源３０２から比較的低い電圧で電力を受け取り、比較的高い電圧でそのような電力を伝送ケーブル３２０に伝送するように構成することもできる。例えば、特定の実施形態では、第１のＩＣＣ３１６は、電源３０２から受け取った電力の電圧を少なくとも２０％、例えば少なくとも４０％、例えば少なくとも８０％、例えば少なくとも１００％増加させるように構成することができる。例えば、特定の実施形態では、第１のＩＣＣ３１６は、電源３０２から受け取った電力の電圧を最大１０００％まで増加させるように構成することができる。さらに、特定の例示的な実施形態では、第２のＩＣＣ３１８は、同様に、例えば、ＤＣ電力構成からＡＣ電力構成へ電力を変換し、またはその逆にするように構成することができ、さらに、比較的高い電圧で伝送ケーブル３２０から電力を受け取り、比較的低い電圧で電気推進アセンブリ３０４にそのような電力を伝送するように構成することができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、第２のＩＣＣ３１８は、伝送ケーブル３２０から受け取った電力の電圧を少なくとも２０％、例えば少なくとも４０％、例えば少なくとも８０％、例えば少なくとも１００％減少させるように構成することができる。例えば、特定の実施形態では、第２のＩＣＣ３１８は、伝送ケーブル３２０から受け取った電力の電圧を最大１０００％減少させるように構成することができる。
しかしながら、他の例示的な実施形態では、推進システム３００の電力バス３０６は、他の任意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、他の例示的な実施形態では、電力バス３０６は、第１のＩＣＣ３１６または第２のＩＣＣ３１８の一方または両方を含まなくてもよい。例えば、特定の例示的な実施形態では、伝送ケーブル３２０は、電源３０２を電気推進アセンブリ３０４に直接電気的に接続する（すなわち、電源３０２の発電機３１０を電気推進アセンブリ３０４の電動モータ３１２に直接接続する）ように構成することができる。それに加えて、またはその代わりに、特定の実施形態では、第１および第２のＩＣＣ３１６、３１８は、それを通って供給される電力の電圧を実質的に変更するように構成されなくてもよい。したがって、このような実施形態では、電源３０２によって生成された電力は、生成されたのと実質的に同じ電圧で、電力バス３０６を介して電気推進アセンブリ３０４に伝送され、供給することができる。このような構成は、システムの全体的な重量を減少させることができる。
上述したように、推進システム３００内の電力を比較的高い電圧で伝送することにより、依然として所望の電力量を提供しながら、そのような電力を低減された電流で伝送することができる。理解されるように、そのような構成は、減少した厚さまたは直径を有するケーブルを可能にすることができ、例示的な推進システム３００を含む航空機の重量を節約することができる。より詳細には、図７に示す例示的な推進システム３００では、そのような構成により、例えば、電力バス３０６の伝送ケーブル３２０の厚さまたは直径を減少させて、重量を節約することができる。特に、特定の例示的な推進システムでは、伝送ケーブル３２０は、比較的長い距離で延在することが要求され得るので、厚さまたは直径を減少させることでかなりの量の重量を節約することができる（例えば、図１、図４、図５、および図６の実施形態を参照）。
しかし、電力バス３０６を比較的高い電圧で動作させることにより、部分放電またはコロナ放電の危険性が増加することがさらに理解されよう。さらに、推進システム３００が比較的高い高度（すなわち、周囲の圧力が低下している）で動作することを考えると、この部分放電またはコロナ放電の危険性はさらに高まる。
したがって、図７に示す例示的な推進システム３００では、電力バス３０６の伝送ケーブル３２０は、電源３０２からの比較的高い電圧を有する電力を電気推進アセンブリ３０４に運ぶように構成された高電圧ケーブルとして構成される。より詳細には、ここで図８を参照すると、図７の例示的な電力バス３０６と共に利用することができる、本開示の例示的な実施形態による伝送ケーブル３２０の一部の断面図が示されている。図８の実施形態では、伝送ケーブル３２０は、導体３２２と、導体３２２を囲む導体スクリーン３２４と、導体スクリーン３２４を囲む絶縁層３２６とを含む。図示する実施形態では、導体３２２は、編組銅線または編組アルミニウム線などの編組導体として構成されている。そのような構成は、伝送ケーブル３２０の柔軟性を高めることができる。さらに、導体スクリーン３２４は、半導電性の導体スクリーンとして構成され、理解されるように、概ね導体３２２を囲む電界勾配を平滑化することによって、部分放電またはコロナ放電の危険性を最小限にするように構成される。本明細書で使用する「半導電性」という用語は、一般に、約１オームメートル〜約１，０００，０００オームメートルの体積抵抗率を有する任意の材料を指していることを理解されたい。
特に、図示する実施形態に関して、導体３２２は編組導体であり、本質的に、外面（例えば、素線間）にエアギャップが存在する。これらのエアギャップ、より具体的にはエアギャップを画定する素線は、例えば導体３２２の素線の外径において比較的高い密度の電気力線を提供することができる。導体スクリーン３２４は、これらの比較的高い密度の電気力線を分散させ、エアギャップが高度で破壊される可能性をさらに低減する。これは、エアギャップを半導電性の導体スクリーン３２４で満たすか、または導体３２２の外径を効果的に広げて電界勾配を緩和することによって達成される。特定の実施形態では、導体スクリーン３２４は、炭素含浸ポリエチレン、ＥＰＲ（エチレンプロピレンゴム）、ケイ素ゴムなどの炭素含浸材料であってもよく、あるいは任意の他の適切な材料で形成されてもよい。さらに、特定の実施形態では、導体スクリーン３２４は、約２０００分の１インチ（「ミル」）〜約１００ミルの厚さを有することができる。例えば、導体スクリーン２２４は、約４ミル〜約５０ミルの厚さを有することができる。
さらに、図示する実施形態では、絶縁層３２６は、例えば、ＥＰＲ（エチレンプロピレンゴム）、ＸＬＰＥ（架橋ポリエチレン）、またはシリコーンゴム絶縁層であってもよい。さらに、図示する実施形態では、伝送ケーブル３２０は、絶縁層３２６を囲む絶縁体スクリーン３２８をさらに含む。導体スクリーン３２４と同様に、絶縁体スクリーン３２８は、概ね絶縁層３２６を囲む潜在的な電界勾配を平滑化し／比較的高い密度の電気力線を分散させることによって、部分放電またはコロナ放電の危険性を最小限に抑えるように構成された半導電性の絶縁体スクリーンとして構成される。特定の実施形態では、絶縁体スクリーン３２８は、上述した導体スクリーン３２４と実質的に同じ方法で構成することができる。
特に、伝送ケーブル３２０は、絶縁スクリーン３２８を囲む金属シールド３３０と、金属シールドを囲む外側シース３３１とをさらに含む。金属シールド３３０は、接地された金属シールド（図８に概略的に示す）である。絶縁スクリーン３２８および導体スクリーン３２４の一方または両方（構成に依存する）は、例えば金属シールド３３０（すなわち、金属層）と絶縁層３２６との間の浅い電界勾配および強い電気機械的結合を提供する。外側シース３３１は、伝送ケーブル３２０に対する一般的な保護を提供するための任意の適切な構成を有することができる。しかしながら、他の例示的な実施形態では、伝送ケーブル３２０は、本明細書に記載されていない追加の層をさらに有してもよく、あるいは、本明細書に記載される１つまたは複数の層を含まなくてもよい。
さらに、さらに他の例示的な実施形態では、電力バス３０６は、推進システム３００によって要求される比較的高い電圧で電力を伝送するための他の任意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、図９を参照すると、特定の例示的な実施形態では、電力バス３０６は、伝送ケーブル３２０などの電力バス３０６のケーブルの１つまたは複数を冷却するための冷却剤システム３３２をさらに含むことができる。図９の例示的な電力バス３０６は、図７の例示的な電力バス３０６と実質的に同じ方法で構成することができる。例えば、図９の電力バス３０６は、電源３０２を電気推進アセンブリ３０４に電気的に接続する伝送ケーブル３２０を含み、電源３０２から伝送ケーブル３２０を介して電気推進アセンブリ３０４に、例えば８００Ｖを超える電圧で電力を伝送するように構成される。
しかしながら、図９の実施形態では、電力バス３０６は、冷却剤システム３３２をさらに含む。冷却剤システム３３２は、電力バス３０６（例えば、伝送ケーブル３２０）の１つまたは複数のケーブルの少なくとも一部と同心に延びる少なくとも一部を含む。例えば、図１０を簡単に参照すると、図９の例示的な電力バス３０６の一部の拡大された側面断面図が示されている。図示するように、電力バス３０６は伝送ケーブル３２０を含む。図１０の例示的な伝送ケーブル３２０は、図８に示す例示的な伝送ケーブルと実質的に同じ方法で構成することができる。しかしながら、図１０の実施形態では、伝送ケーブル３２０は、伝送ケーブル３２０のための防水シールを提供するための封止層３３４をさらに含む。
さらに、図示する実施形態では、伝送ケーブル３２０の少なくとも一部は、冷却剤システム３３２の冷却ライン３３６内に延在する。より具体的には、図示する実施形態では、伝送ケーブル３２０はシステムの冷却ライン３３６とほぼ同軸に延在し、コアシステム３３０の冷却ライン３３６を通る冷却剤３３８の流れが伝送ケーブル３２０の周りを流れ、例えば、伝送ケーブル３２０から熱を受け取って伝送ケーブル３２０を冷却するように動作することができる。特に、冷却剤システム３３２を含むことにより、電力バス３０６内で、より具体的には伝送ケーブル３２０内で、そうでなければ伝送ケーブル３２０の温度要求に耐えられない材料の使用が可能になる。例えば、冷却剤システム３３２を含むことにより、例えばシリコーンゴム、またはさらにＥＰＲまたはＸＬＰＥ（これらの各々は、シリコーンゴムより低温の材料である）で形成される伝送ケーブル３２０の絶縁層３２６を可能にすることができる。
ここで図９に戻ると、電力バス３０６の冷却剤システム３３２は、閉ループシステムとして動作することが理解されよう。例えば、冷却剤システム３３２は、第１の移送ボックス３４０と第２の移送ボックス３４２とを含み、冷却ライン３３６がそれらの間に延在している（および伝送ケーブル３２０がそれらと同心／同軸に延在する）。第１および第２の移送ボックス３４０、３４２は、伝送ケーブル３２０が冷却ライン３３６と同心関係で出入りすることを可能にする。冷却剤システム３３２は、第１の移送ボックス３４０を第２の移送ボックス３４２に流体接続する外側ループ３４４をさらに含む。さらに、熱交換器３４６は、それを通って流れる冷却剤３３８から熱を除去するために、外側ループと熱伝達するように配置される。動作中に、冷却剤３３８は、第１の移送ボックス３４０から冷却ライン３３６を通って第２の移送ボックス３４２へ、そして第２の移送ボックス３４２から外側ループを通って第１の移送ボックス３４０へ実質的に連続して流れることができる（熱交換器３４６はそこから熱を除去するように動作する）。図示していないが、特定の実施形態では、冷却剤システム３３２を通る冷却剤３３８のこのような流れを生じさせるためのポンプまたは他の手段が設けられてもよい。
特に、図９の例示的な電力バス３０６は、ＩＣＣ３１６、３１８などのＩＣＣを含まないが、他の実施形態では、１つまたは複数のＩＣＣが含まれてもよい。
ここで図１１を参照すると、本開示の例示的な態様による、航空機のための推進システムを動作させるための方法４００のフローチャートが示されている。いくつかの例示的な態様では、例示的な方法４００は、図１から図１０を参照して上述した例示的な推進システムの１つまたは複数で利用することができる。
図１１に示すように、例示的な方法４００は、電源により電力を発生させるステップ（４０２）を含む。特定の例示的な態様では、電源により電力を発生させるステップ（４０２）は、電源の燃焼エンジンを用いて電源の発電機を回転／駆動するステップを含むことができる。
さらに、例示的な方法４００は、電源により発生した電力を電力バスを介して８００ボルトを超える電圧で電気推進アセンブリに伝送するステップ（４０４）を含む。より具体的には、図１１に示す例示的な態様では、電源により発生した電力を電力バスを介して電気推進アセンブリに伝送するステップ（４０４）は、電源により発生した電力を電力バスを介して約８００ボルト〜約２０，０００ボルトの電圧で電気推進アセンブリに伝送するステップ（４０６）を含む。さらに、図１１に示す例示的な態様では、電源により発生した電力を電力バスを介して電気推進アセンブリに伝送するステップ（４０４）は、電源により発生した電力を電力バスを介して約３０アンペア〜約１，２００アンペアの電流で電気推進アセンブリに伝送するステップ（４０８）をさらに含む。
さらに、上述したように、例示的な方法４００は、上述の例示的な推進システムの１つまたは複数で利用することができる。したがって、図示されていないが、特定の例示的な態様では、電源により発生した電力を電力バスを介して電気推進アセンブリに伝送するステップ（４０４）は、電源により発生した電力を高電圧ケーブルを介して電気推進アセンブリに伝送するステップをさらに含み、高電圧ケーブルは、導体と、導体を囲む導体スクリーンと、導体スクリーンを囲む絶縁層と、導体を囲む絶縁体スクリーンと、絶縁体スクリーンを囲む金属シールドとを含むことができる。それに加えて、またはその代わりに、他の例示的な態様では、電源により発生した電力を電力バスを介して電気推進アセンブリに伝送するステップ（４０４）は、電源により発生した電力を、冷却剤システムの冷却ラインと同軸に延びる高電圧ケーブルを介して電気推進アセンブリに伝送するステップを含むことができる。
図１１に示す例示的な態様をさらに参照すると、例示的な方法４００は、電気推進アセンブリにより航空機のための推力を発生させるステップ（４１０）をさらに含み、電気推進アセンブリは電力バスを介して伝送された電力によって駆動される。例えば、特定の例示的な態様では、航空機のための推力を発生させるステップ（４１０）は、電気推進アセンブリの電動モータにより電気推進アセンブリの推進器を回転させるステップを含むことができ、電動モータは電力バスから電力を受け取る。
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。このような他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を含む場合、または特許請求の範囲の文言と実質的な差異を有さない等価の構造要素を含む場合、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］
航空機（１０）のための推進システム（３００）であって、
電源（３０２）と、
電動モータ（３１２）と、前記電動モータ（３１２）によって駆動される推進器（３１４）とを含む電気推進アセンブリ（３０４）と、
前記電源（３０２）を前記電気推進アセンブリ（３０４）に電気的に接続する電力バス（３０６）とを含み、前記電源（３０２）は、前記電力バス（３０６）に電力を供給するように構成され、前記電力バス（３０６）は、８００ボルトを超える電圧で前記電気推進アセンブリ（３０４）に前記電力を伝送するように構成されている、
推進システム（３００）。
［実施態様２］
前記電力バス（３０６）は、約１，０００ボルト〜約２０，０００ボルトの電圧で前記電気推進アセンブリ（３０４）に前記電力を伝送するように構成されている、実施態様１に記載の推進システム（３００）。
［実施態様３］
前記電力バス（３０６）は、約３０アンペア〜約１，２００アンペアの電流で前記電気推進アセンブリ（３０４）に前記電力を伝送するように構成されている、実施態様１に記載の推進システム（３００）。
［実施態様４］
前記電源（３０２）は、燃焼エンジン（３０８）および発電機（３１０）を含む、実施態様１に記載の推進システム（３００）。
［実施態様５］
前記燃焼エンジン（３０８）は、ターボプロップエンジンまたはターボファンエンジン（１００）のうちの少なくとも一方である、実施態様４に記載の推進システム（３００）。
［実施態様６］
前記電気推進アセンブリ（３０４）は、複数の電動モータ（３１２）と、各々が前記電動モータ（３１２）のそれぞれ１つによって駆動される複数の推進器（３１４）とをさらに含む、実施態様１に記載の推進システム（３００）。
［実施態様７］
前記電力バス（３０６）は、前記電源（３０２）を前記複数の電動モータ（３１２）の各々に電気的に接続し、前記電力バス（３０６）は、８００ボルトを超える電圧で前記複数の電動モータ（３１２）の各々に電力を伝送するように構成されている、実施態様６に記載の推進システム（３００）。
［実施態様８］
前記電力バス（３０６）は、８００ボルトを超える電圧を有する前記電力を運ぶように構成された高電圧ケーブルを含む、実施態様１に記載の推進システム（３００）。
［実施態様９］
前記高電圧ケーブルは、
導体（３２２）と、
前記導体（３２２）を囲む半導電性の導体スクリーン（３２４）と、
前記導体スクリーン（３２４）を囲む絶縁層（３２６）と、
前記絶縁層（３２６）を囲む半導電性の絶縁体スクリーン（３２８）と
を含む、実施態様８に記載の推進システム（３００）。
［実施態様１０］
前記高電圧ケーブルは、
前記絶縁体スクリーン（３２８）を囲む金属シールド（３３０）
をさらに含む、実施態様９に記載の推進システム（３００）。
［実施態様１１］
前記金属シールド（３３０）は、接地された金属シールド（３３０）である、実施態様１０に記載の推進システム（３００）。
［実施態様１２］
前記電力バス（３０６）は、冷却ライン（３３６）を有する冷却剤システム（３３２）をさらに含み、前記高電圧ケーブルの少なくとも一部は、前記冷却ライン（３３６）と同軸に延びている、実施態様８に記載の推進システム（３００）。
［実施態様１３］
前記冷却ライン（３３６）は、前記高電圧ケーブルを冷却するために前記冷却ライン（３３６）を流れるように構成された冷却剤（３３８）を含む、実施態様１２に記載の推進システム（３００）。
［実施態様１４］
前記電気推進システム（３００）は、境界層取り込み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（３００）。
［実施態様１５］
前記電気推進システム（３００）の前記推進器（３１４）は、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（３００）。
［実施態様１６］
航空機（１０）のための推進システム（３００）を動作させるための方法（４００）であって、
電源（３０２）により電力を発生させるステップ（４０２）と、
前記電源（３０２）により発生した前記電力を電力バス（３０６）を介して８００ボルトを超える電圧で電気推進アセンブリ（３０４）に伝送するステップ（４０４）と、
前記電気推進アセンブリ（３０４）により前記航空機（１０）のための推力を発生させるステップ（４１０）とを含み、前記電気推進アセンブリ（３０４）は前記電力バス（３０６）を介して伝送された前記電力によって駆動される、
方法（４００）。
［実施態様１７］
前記電源（３０２）により発生した前記電力を前記電力バス（３０６）を介して前記電気推進アセンブリ（３０４）に伝送するステップ（４０４）は、前記電源（３０２）により発生した前記電力を前記電力バス（３０６）を介して約１０００ボルト〜約２０，０００ボルトの電圧で前記電気推進アセンブリ（３０４）に伝送するステップ（４０６）を含む、実施態様１６に記載の方法（４００）。
［実施態様１８］
前記電源（３０２）により発生した前記電力を前記電力バス（３０６）を介して前記電気推進アセンブリ（３０４）に伝送するステップ（４０４）は、前記電源（３０２）により発生した前記電力を前記電力バス（３０６）を介して約３０アンペア〜約１，２００アンペアの電流で前記電気推進アセンブリ（３０４）に伝送するステップ（４０８）を含む、実施態様１６に記載の方法（４００）。
［実施態様１９］
前記電源（３０２）により発生した前記電力を前記電力バス（３０６）を介して前記電気推進アセンブリ（３０４）に伝送するステップ（４０４）は、前記電源（３０２）により発生した前記電力を高電圧ケーブルを介して前記電気推進アセンブリ（３０４）に伝送するステップを含み、前記高電圧ケーブルは、導体（３２２）と、前記導体（３２２）を囲む半導電性の導体スクリーン（３２４）と、前記導体スクリーン（３２４）を囲む絶縁層（３２６）と、前記絶縁層（３２６）を囲む半導電性の絶縁体スクリーン（３２８）とを含む、実施態様１６に記載の方法（４００）。
［実施態様２０］
前記電源（３０２）により発生した前記電力を前記電力バス（３０６）を介して前記電気推進アセンブリ（３０４）に伝送するステップ（４０４）は、前記電源（３０２）により発生した前記電力を、冷却剤システム（３３２）の冷却ライン（３３６）と同軸に延びる高電圧ケーブルを介して前記電気推進アセンブリ（３０４）に伝送するステップを含む、実施態様１６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 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 外板
５０ 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 エネルギー蓄積装置
５６ 発電機
５８ 電力バス
６０ 電気ケーブル／電線
６２ 第１の航空機エンジン／第１のジェットエンジン
６４ 第２の航空機エンジン／第２のジェットエンジン
６６ 第１の発電機
６８ 第２の発電機
７０ 電動ファン
１００ ターボファンエンジン／ターボファン
１０１ 長手方向中心線／長手方向軸
１０２ ターボ機械
１０４ ファン
１０６ 外側ケーシング
１０８ 環状入口
１１０ ＬＰ圧縮機
１１２ ＨＰ圧縮機
１１４ 燃焼部
１１６ ＨＰタービン
１１８ ＬＰタービン
１２０ ジェット排気ノズル部
１２２ ＨＰシャフト／スプール
１２４ ＬＰシャフト／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 フロントハブ
１３８ 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
２００ 電動ファン
２００Ａ 第１の電動ファン
２００Ｂ 第２の電動ファン
２００Ｃ 第３の電動ファン
２０２ 長手方向中心線軸
２０４ 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 外側ナセル
２１４ コア
２１６ 出口ガイドベーン
２１８ ベアリング
２２４ 導体スクリーン
３００ 推進システム
３０２ 電源
３０４ 電気推進アセンブリ
３０６ 電力バス
３０８ 燃焼エンジン
３１０ 発電機
３１２ 電動モータ
３１４ 推進器
３１６ 第１のＩＣＣ
３１８ 第２のＩＣＣ
３２０ 伝送ケーブル
３２２ 導体
３２４ 導体スクリーン
３２６ 絶縁層
３２８ 絶縁体スクリーン／絶縁スクリーン
３３０ 金属シールド／コアシステム
３３１ 外側シース
３３２ 冷却剤システム
３３４ 封止層
３３６ 冷却ライン
３３８ 冷却剤
３４０ 第１の移送ボックス
３４２ 第２の移送ボックス
３４４ 外側ループ
３４６ 熱交換器
４００ 方法

Claims (13)

  1. 航空機（１０）のための推進システム（３００）であって、
    電源（３０２）と、
    電動モータ（３１２）と、前記電動モータ（３１２）によって駆動される推進器（３１４）とを含む電気推進アセンブリ（３０４）と、
    前記電源（３０２）を前記電気推進アセンブリ（３０４）に電気的に接続する電力バス（３０６）とを含み、前記電源（３０２）は、前記電力バス（３０６）に電力を供給するように構成され、前記電力バス（３０６）は、８００ボルトを超える電圧で前記電気推進アセンブリ（３０４）に前記電力を伝送するように構成されており、
    前記推進システム（３００）はさらに、前記電源（３０２）の下流かつ前記電気推進アセンブリ（３０４）の上流の位置に直列に配置されると共に前記電源（３０２）に電気的に接続された第１および第２のインバータ・コンバータ・コントローラ（３１６，３１８）を含み、前記第１のインバータ・コンバータ・コントローラ（３１６）は前記電源（３０２）から受け取った電力の電圧を増加させるよう構成されており、かつ、前記第２のインバータ・コンバータ・コントローラ（３１８）は前記第１のインバータ・コンバータ・コントローラ（３１６）から受け取った電力の電圧を減少させるよう構成されている、
    推進システム（３００）。
  2. 前記電力バス（３０６）は、約１，０００ボルト〜約２０，０００ボルトの電圧で前記電気推進アセンブリ（３０４）に前記電力を伝送するように構成されている、請求項１に記載の推進システム（３００）。
  3. 前記電力バス（３０６）は、約３０アンペア〜約１，２００アンペアの電流で前記電気推進アセンブリ（３０４）に前記電力を伝送するように構成されている、請求項１に記載の推進システム（３００）。
  4. 前記電源（３０２）は、燃焼エンジン（３０８）および発電機（３１０）を含む、請求項１に記載の推進システム（３００）。
  5. 前記燃焼エンジン（３０８）は、ターボプロップエンジンまたはターボファンエンジン（１００）のうちの少なくとも一方である、請求項４に記載の推進システム（３００）。
  6. 前記電気推進アセンブリ（３０４）は、複数の電動モータ（３１２）と、各々が前記電動モータ（３１２）のそれぞれ１つによって駆動される複数の推進器（３１４）とをさらに含む、請求項１に記載の推進システム（３００）。
  7. 前記電力バス（３０６）は、前記電源（３０２）を前記複数の電動モータ（３１２）の各々に電気的に接続し、前記電力バス（３０６）は、８００ボルトを超える電圧で前記複数の電動モータ（３１２）の各々に電力を伝送するように構成されている、請求項６に記載の推進システム（３００）。
  8. 前記電力バス（３０６）は、８００ボルトを超える電圧を有する電力を運ぶように構成された高電圧ケーブルを含み、かつ、
    前記高電圧ケーブルは、
    導体（３２２）と、
    前記導体（３２２）を囲む半導電性の導体スクリーン（３２４）と、
    前記導体スクリーン（３２４）を囲む絶縁層（３２６）と、
    前記絶縁層（３２６）を囲む半導電性の絶縁体スクリーン（３２８）と
    を含む、請求項１に記載の推進システム（３００）。
  9. 前記高電圧ケーブルは、
    前記絶縁体スクリーン（３２８）を囲む金属シールド（３３０）
    をさらに含む、請求項８に記載の推進システム（３００）。
  10. 前記金属シールド（３３０）は、接地された金属シールド（３３０）である、請求項９に記載の推進システム（３００）。
  11. 冷却ライン（３３６）が、前記高電圧ケーブルを冷却するために前記冷却ライン（３３６）を流れるように構成された冷却剤（３３８）を含む、請求項８に記載の推進システム（３００）。
  12. 前記推進システム（３００）は、境界層取り込み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（３００）。
  13. 航空機（１０）のための推進システム（３００）を動作させるための方法（４００）であって、
    電源（３０２）により電力を発生させるステップ（４０２）と、
    前記電源（３０２）により発生した前記電力を電力バス（３０６）を介して８００ボルトを超える電圧で電気推進アセンブリ（３０４）に伝送するステップ（４０４）と、
    前記電気推進アセンブリ（３０４）により前記航空機（１０）のための推力を発生させるステップ（４１０）とを含み、前記電気推進アセンブリ（３０４）は前記電力バス（３０６）を介して伝送された前記電力によって駆動され、
    前記推進システム（３００）はさらに、前記電源（３０２）の下流かつ前記電気推進アセンブリ（３０４）の上流の位置に直列に配置されると共に前記電源（３０２）に電気的に接続された第１および第２のインバータ・コンバータ・コントローラ（３１６，３１８）を含み、前記第１のインバータ・コンバータ・コントローラ（３１６）は前記電源（３０２）から受け取った電力の電圧を増加させるよう構成されており、かつ、前記第２のインバータ・コンバータ・コントローラ（３１８）は前記第１のインバータ・コンバータ・コントローラ（３１６）から受け取った電力の電圧を減少させるよう構成されている、
    方法（４００）。
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