JP7233170B2 - 航空機のための推進システム - Google Patents

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冷却された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、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。

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。従来のシステムは、巡航動作中に典型的であるように、特に高い高度で、電動ファンに所望のレベルの電力を供給することに問題があった。これは、少なくとも部分的には周囲の空気圧の低下によるものであり、比較的高いレベルの電力の伝送を困難にする可能性がある。

したがって、電動ファンに電力を供給するための改良された電力バスを有する推進システムが有用であろう。より具体的には、所望の電力量を供給することができる電力バスを有する推進システムが、特に有益であろう。

米国特許出願公開第２０１５／０３６４２３２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、電動モータおよび航空機のための推力を発生させるように構成された推進器を有する電気推進器アセンブリと、電源が電気推進器アセンブリに電力を供給するように電源を電気推進器アセンブリに電気的に接続する電力バスと、を含む。電力バスは、電線および流体冷却システムを含み、流体冷却システムは、電線の長さの少なくとも一部に沿って延在する。流体冷却システムは、動作中に電線を冷却するために電線と熱伝達し、かつ、電気推進器アセンブリの電動モータを冷却するために電気推進器アセンブリの電動モータとさらに熱伝達する。

特定の例示的な実施形態では、流体冷却システムは、内部に冷却流体が配置された流体冷却導管を含み、電線の少なくとも一部が流体冷却導管と熱伝達して延在する。

例えば、特定の例示的な実施形態では、電線の少なくとも一部は、流体冷却導管内に延在する。

例えば、特定の例示的な実施形態では、電線は導体を含み、流体冷却導管は、導体内に延在する。

例えば、特定の例示的な実施形態では、電線の少なくとも一部は複数の導体を含み、流体冷却導管は複数の導体と共に編組されている。

例えば、特定の例示的な実施形態では、流体冷却システムは、流体冷却導管と流体連通する熱交換器をさらに含む。

例えば、特定の例示的な実施形態では、流体冷却システムは、第１の流体移送ボックスおよび第２の流体移送ボックスを含み、流体冷却導管は、第１の流体移送ボックスと第２の流体移送ボックスとの間に延在する。

例えば、特定の例示的な実施形態では、電線は、電源を電気推進器アセンブリに電気的に接続し、流体冷却導管は、電線の長さの少なくとも約５０パーセントに沿って延在する。

特定の例示的な実施形態では、電線は第１の電線であり、電力バスは第２の電線をさらに含み、流体冷却システムは、第１の流体冷却導管および第２の流体冷却導管を含み、第１の電線の少なくとも一部は、第１の流体冷却導管と熱伝達して延在し、第２の電線の少なくとも一部は、第２の流体冷却導管と熱伝達して延在する。例えば、ある例示的な実施形態では、第１の流体冷却導管は、電気推進器アセンブリに向かう冷却剤流れ方向を画定し、第２の流体冷却導管は、電源に向かう冷却剤流れ方向を画定する。

特定の例示的な実施形態では、流体冷却システムは、電源によって電力を供給されるポンプをさらに含む。

特定の例示的な実施形態では、流体冷却システムは、冷却剤としてオイルを利用するオイル冷却システムである。

本開示の別の例示的な実施形態では、航空機が提供される。航空機は、前端部と後端部との間に延在する。航空機は、胴体と、航空機の後端部にある尾翼と、胴体から延在する翼部アセンブリと、推進システムと、を含む。推進システムは、燃焼モータおよび発電機を含む電源を含み、燃焼モータは、胴体、尾翼、または翼部アセンブリのうちの少なくとも１つに取り付けられる。推進システムはまた、胴体、尾翼、または翼部アセンブリのうちの少なくとも１つに取り付けられ、航空機のための推力を発生させるように構成された電気推進器アセンブリを含む。推進システムはまた、電源が電気推進器アセンブリに電力を供給するように電源を電気推進器アセンブリに電気的に接続する電力バスを含み、電力バスは、電線と流体冷却システムとを含み、流体冷却システムは、電線の長さに沿って延在し、動作中に電線を冷却するために電線と熱伝達する。

特定の例示的な実施形態では、翼部アセンブリは、第１の翼部および第２の翼部を含み、燃焼エンジンは、第１の翼部に取り付けられ、電気推進器アセンブリは、第２の翼部、尾翼、または胴体のうちの少なくとも１つに取り付けられる。

例えば、特定の例示的な実施形態では、電気推進器アセンブリは、航空機の後端部の尾翼または胴体の少なくとも一方に取り付けられる。

例えば、特定の例示的な実施形態では、流体冷却システムは、内部に冷却流体が配置された流体冷却導管を含み、電線の少なくとも一部が流体冷却導管と熱伝達して延在する。例えば、特定の例示的な実施形態では、流体冷却導管は、第１の翼部から第２の翼部、尾翼、または胴体のうちの少なくとも１つまで延在する。例えば、特定の例示的な実施形態では、流体冷却システムは、流体冷却導管と流体連通する熱交換器をさらに含む。例えば、ある例示的な実施形態では、熱交換器は、航空機の胴体の外面または航空機の翼部の外面と熱伝達して配置される。

本開示の別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、航空機のための推力を発生させるように構成された電気推進器アセンブリと、電源が電気推進器アセンブリに電力を供給するように電源を電気推進器アセンブリに電気的に接続する電力バスと、を含む。電力バスは、第１の電線および第２の電線を含む。電力バスは、電気推進器アセンブリに向かう冷却剤流れ方向を画定する第１の流体冷却導管と、電源に向かう冷却剤流れ方向を画定する第２の流体冷却導管と、を有する流体冷却システムをさらに含み、第１の電線の少なくとも一部は、第１の流体冷却導管と熱伝達して延在し、第２の電線の少なくとも一部は、第２の流体冷却導管と熱伝達して延在する。

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６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。 本開示の別の例示的な実施形態による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。 図８の例示的な推進システムの電力バスの一部の、図８の線９－９に沿った断面図である。 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の電力バスの一部の拡大した斜視図である。 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の概略図である。 本開示のまたさらに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。

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。

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、左側および右側を含む翼部アセンブリを含む。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、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、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、燃焼エンジンとして構成され、胴体、尾翼１９、または航空機１０の翼部の一方のうちの少なくとも１つに取り付けられる。特に図１および図２の実施形態では、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に離間して結合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に機械的に結合される。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に機械的に結合され、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）によって動力が供給される。

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２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）によって動力が供給される。

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動力供給されてもよい。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）の両方によって動力供給されてもよい。それに加えて、またはその代わりに、他の実施形態では、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発電機を含んでもよい。さらに、発電機として説明されているが、特定の実施形態では、発電機５６は、電力が供給された場合にモータとして機能するように、「モータ／発電機」としてさらに構成されてもよい。

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、冷却された電力バス（以下に説明する点線で描かれた１つまたは複数の熱交換器３３２を含む）として一般的に構成される。

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、胴体１２、尾翼１９、または航空機１０の翼部の一方のうちの少なくとも１つに取り付けられる。より詳細には、図示する例示的な第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に機械的に結合され、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。

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、冷却された電力バスとして構成される。

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、他の例示的な実施形態では、電気推進アセンブリは、任意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、３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、任意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。

より具体的には、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は、任意の他の適切な位置に配置されてもよい。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および図５の例示的な航空機１０は、一般に、胴体１２、尾翼１９、および翼部アセンブリを含み、翼部アセンブリは、第１の左側翼部２０および第２の右側翼部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（例えば、後述する発電機６６、６８）を含む（推進システム５０の電源の一部として共に構成される）。さらに、推進システム５０は、電気推進器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および発電機は、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、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）としてそれぞれ構成される。さらに、図４および図５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、ジェットエンジン６２、６４の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動ファン７０を含み、したがって図示した電動ファン７０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動ファン７０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６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５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６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５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、内燃エンジン、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、図示する電力バス３０６は、電源３０２と電気推進アセンブリ３０４との間に延在して、電源３０２を電気推進アセンブリ３０４に電気的に接続する、より具体的には、電源３０２の発電機３１０と電気推進アセンブリ３０４の電動モータ３１２との間に延在して、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に電気的に接続する電線３１６を含む。電線３１６は、単一の電線として示されているが、他の実施形態では、電線３１６は、代わりに、直列に配置されて、任意の適切な方法で接続された、および／または並列に配置された複数の電線から形成されてもよい（例えば、図１１を参照）。

さらに、前述したように、電力バス３０６は、冷却された電力バス３０６として構成される。したがって、図６の実施形態では、電力バス３０６は、電線３１６などの電力バス３０６の電線の１つまたは複数を冷却するための流体冷却システム３１８をさらに含む。

より詳細には、流体冷却システム３１８は、電力バス３０６の１つまたは複数の電線（電線３１６など）の少なくとも一部と同心に延在する部分を少なくとも含む。例えば、図７を簡単に参照すると、図６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は電線３１６を含む。図７の例示的な電線３１６は、一般に、導体３２０と、電線３１６のための水密シールを提供するための封止層３２２と、を含む。封止層３２２は、それが設けられている場合には、特定の実施形態では、接地されてもよい。導体３２０は、編組導体または中実導体であってもよい。さらに、導体３２０は、例えば銅または他の適切な材料で形成することができる。図示していないが、電線３１６は、例えば、導体３２０を囲む接地された導体スクリーン、および導体３２０および（任意に）導体スクリーンを囲む絶縁層をさらに含むことができる。しかしながら、他の実施形態では、電線３１６の任意の他の適切な構成を提供することができる。例えば、他の例示的な実施形態では、例示的な電線３１６は、封止層３２２を含まなくてもよく、以下に説明するように、導体３２０（および上述の他の要素のうちの１つまたは複数）が冷却剤に曝されていてもよい。

図７にも示しているように、冷却システム３１８は、流体冷却導管３２４を含み、電線３１６の少なくとも一部が流体冷却システム３１８の流体冷却導管３２４内に延在する。流体冷却導管３２４は、内部に配置され、それを通って流れる冷却流体３２５を含む。より具体的には、図示する実施形態では、電線３１６は、システムの流体冷却導管３２４とほぼ同軸に延在し、流体冷却システム３１８の流体冷却導管３２４を通る冷却剤３３８の流れが、電線３１６の周りを流れ、例えば電線３１６から熱を受け取り、電線３１６を冷却するように動作することができる。

特に、本開示の例示的な実施形態の１つまたは複数による流体冷却システム３１８を含むことによって、電力バス３０６内の、より具体的には、さもなければ電線３１６の温度要求に耐えることができない可能性がある電線３１６内の材料の使用が可能になる。例えば、流体冷却システム３１８を含むことによって、伝送ケーブル３２２の絶縁層を、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で形成することが可能になる。

ここで図６を再び参照すると、流体冷却システム３１８の流体冷却導管３２４は、電線３１６の長さの少なくとも一部に沿って延在し、さらに、推進システム３００の動作中に電線３１６を冷却するために電線３１６と熱伝達することが理解されよう。より具体的には、図示した実施形態では、流体冷却システム３１８の流体冷却導管３２４は、電線３１６の長さの少なくとも約５０パーセント、例えば電線３１６の長さの少なくとも約７５パーセントに沿って延在する。電線３１６の長さは、電源（例えば、発電機）と受電回路（例えば、電動モータ）との間に延在する電線３１６の全長を指してもよい。したがって、例えば、推進システム３００が図１および図２に示す例示的な推進システム５０と同様に構成されている場合には、流体冷却導管３２４は、一方の翼部から他方の翼部まで、例えば翼部２０から翼部２２まで延在することができる。これに加えて、またはこれに代えて、例えば、例示的な推進システム３００が、図４および図５に示す推進システム５０と同様に構成されている場合には、例示的な流体冷却導管３２４は、翼部２０、２２の一方または両方から航空機１０の尾翼１９または後端部１８の一方まで延在することができる。

さらに、図６にも示しているように、図示する電力バス３０６の例示的な流体冷却システム３１８は、閉ループシステムとして動作する。例えば、流体冷却システム３１８は、第１の移送ボックス３２６と第２の移送ボックス３２８とを含み、それらの間に流体冷却導管３２４が延在する（および電線３１６がそれと同心／同軸に延在する）。第１および第２の移送ボックス３２６、３２８は、電線３１６が流体冷却導管３２４と同心関係で出入りすることを可能にする。流体冷却システム３１８は、第１の移送ボックス３２６を第２の移送ボックス３２８に流体接続する外側ループ３３０をさらに含む。さらに、流体冷却システム３１８は、流体冷却導管３２４と流体連通する、より具体的には、そこを流れる冷却剤から熱を除去するために外側ループ３３０と熱伝達して配置された熱交換器３３２を含む。動作中に、冷却剤は、第１の移送ボックス３２６から流体冷却導管３２４を通って第２の移送ボックス３２８へ、そして第２の移送ボックス３２８から外側ループを通って第１の移送ボックス３２６へ実質的に連続して流れることができる（熱交換器３３２はそこから熱を除去するように動作する）。

熱交換器３３２は、冷却剤を冷却するための任意の適切な位置に配置することができ、任意の適切なヒートシンクを使用することができ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、熱交換器３３２は、航空機（図１に概略的に示す）の胴体の外面または航空機（図１に概略的に示す）の翼部の外面に接触していてもよい。

さらに、流体冷却システム３１８は、流体冷却システム３１８を通る冷却剤３３８の流れを発生させるように構成されたポンプ３３４を含む。ポンプ３３４は、電源３０２によって電力が供給され、より詳細には、電源３０２の発電機３１０によって電気的に駆動されるものとして示される。しかしながら、他の例示的な実施形態では、ポンプ３３４は、例えば、燃焼エンジン３０８（例えば、ガスタービンエンジン）の補助ギヤボックスに取り付けられてもよく、ポンプ３３４は電源３０２によって機械的に動力が供給される。

さらに、図示する実施形態では、流体冷却システム３１８は、オイル冷却システムとして構成され、冷却剤がオイルであることが理解されよう。例えば、流体冷却システムは、電源の燃焼エンジンの潤滑オイルシステムと同じ潤滑オイルを使用することができる。しかしながら、代替的に、流体冷却システムは、任意の他の適切なオイルを使用してもよい。さらに、流体冷却導管３２４内の導管の位置が与えられると、流体冷却システム内のオイルは、電気絶縁体として作用するように構成することができる。したがって、オイルは、所望の熱伝達特性に加えて、望ましい誘電特性を有することができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、オイルは、約１００ピコジーメンス／メートル（ｐＳ／ｍ）～２，０００ｐＳ／ｍの導電率と、約０．０９ＢＴＵ／（時）（フィート）（°Ｆ）～０．０５ＢＴＵ／（時）（フィート）（°Ｆ）の熱伝導率を有する。このようなオイルの適切な例には、２３８０タービンオイル、例えば、ＢＰ ｐ．ｌ．ｃ．によって製造される２３８０タービンオイルなどが含まれる。

しかしながら、流体冷却システム３１８がオイルベースの冷却システムではない他の例示的な実施形態では、冷却システム３１８は、他の適切な冷却流体を冷却剤として利用してもよいことを理解されたい。さらに、他の例示的な実施形態では、推進システム３００および冷却システム３１８は、他の任意の適切な構成を有してもよい。例えば、他の例示的な実施形態では、電線３１６は、冷却流体ライン３１６および冷却流体導管３２４（図７と同様）の長さに沿って、他の任意の方法で流体冷却導管３２４と熱伝達してもよい。例えば、ここで図８を参照すると、別の例示的な実施形態による、電線３１６および流体冷却導管３２４の拡大した断面図が示されている。図８の実施形態では、冷却システム３１８は、冷却流体３２５が流れる流体冷却導管３２４を同様に含む。しかし、図示する実施形態では、冷却流体導管３２４は、電線３１６の導体３２０の内部に画定される。例えば、ここでも図９を参照すると、図８の例示的な冷却流体ライン３１６および流体冷却導管３２４の図８の線９－９に沿った断面図が示されている。図示するように、冷却流体導管３２４は、電線３１６の導体３２０とは別の構造でなくてもよく、その代わりに、冷却流体３２５が流れて導体３２０の温度を低下させることができる導体３２０の中空の内部部分であってもよい。

加えて、さらに他の実施形態では、例示的な冷却システム３１８の電線３１６および流体冷却導管３２４は、任意の他の適切な構成を有してもよい。例えば、図１０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電線３１６および流体冷却導管３２４が示されている。図示する実施形態では、電線３１６は、流体冷却導管３２４と共に編組された複数の導体３２０を含み、流体冷却導管３２４は、それを通る冷却流体３２５の流れを提供する。図示する実施形態では、流体冷却導管３２４の直径は、電線３１６の複数の導体３２０の直径と実質的に同じである。しかしながら、他の例示的な実施形態では、冷却流体導管３２４は、複数の導体３２０よりも大きな直径を画定してもよく、あるいは、複数の導体３２０よりも小さい直径を画定してもよい。

さらに、さらに他の例示的な実施形態では、推進システム３００および電力バス３０６は、さらに他の適切な構成を有してもよい。例えば、ここで図１１を参照すると、本開示の別の例示的な実施形態による推進システム３００および電力バス３０６が示されている。推進システム３００および電力バス３０６は、一般的に、図６を参照して上述した例示的な推進システム３００および電力バス３０６と実質的に同じ態様で構成することができる。例えば、推進システム３００は、電源３０２（燃焼エンジン３０８および発電機３１０を有する）、ならびに電気推進器アセンブリ３０４（電動モータ３１２および推進器３１４を有する）を含む。

推進システム３００は、電力バス３０６をさらに含む。電力バス３０６は、電源３０２を電気推進器アセンブリ３０４に電気的に接続し、電線３１６と流体冷却システム３１８とを含む。流体冷却システム３１８は、電線３１６の長さの少なくとも一部に沿って延在し、電線３１６を冷却するために電線３１６と熱伝達する。しかし、図示する実施形態では、電力バス３０６は、電源３０２と電気推進器アセンブリ３０４との間に延在し、電源３０２を電気推進器アセンブリ３０４に電気的に接続する複数の電線３１６をさらに含む。これは、例えば、冗長性のため、または交流（ＡＣ）電力を伝送するためであってもよい。

より具体的には、図示する実施形態では、電線３１６は第１の電線３１６Ａであり、流体冷却システム３１８は第１の流体冷却導管３２４Ａを含み、第１の電線３１６Ａの少なくとも一部は第１の流体冷却導管３２４Ａ内に延在する。さらに、流体冷却システム３１８は、第２の電線３１６Ｂおよび第２の流体冷却導管３２４Ｂをさらに含み、第２の電線３１６Ｂの少なくとも一部は第２の流体冷却導管３２４Ｂ内に延在する。さらに、流体冷却システム３１８は、図６の実施形態と同様に、第１の流体移送ボックス３２６および第２の流体移送ボックス３２８を含み、その間に第１の流体冷却導管３２４Ａが延在する。しかしながら、さらに、図１１の実施形態は、第３の流体移送ボックス３３５および第４の流体移送ボックス３３６を含み、その間に第２の流体冷却導管３２４Ｂが延在する。図７の例示的な実施形態と同様に、第１および第２の流体冷却導管３２４Ａ、３２４Ｂは、それぞれ、例えば航空機の１つまたは複数の翼部（例えば、航空機１０の翼部２０、２２）の間、および／または、１つまたは複数の翼部と航空機の尾翼もしくは航空機の後端部の胴体との間（例えば、航空機１０の翼部２０、２２と航空機１０の尾翼１９もしくは航空機１０の後端部１８の胴体１２との間）に延在することができる。特に、例示的な流体冷却導管３２４Ａ、３２４Ｂは、図６および図７の流体冷却導管３２４と同様に構成されて示されているが、他の例示的な実施形態では、例示的な流体冷却導管３２４Ａ、３２４Ｂの一方または両方が図８～図１０の例示的な流体冷却導管３２４の１つと同様に構成されてもよい。

さらに、図示する実施形態では、第１の流体移送ボックス３２６は、流体接続ライン３３８を介して第３の流体移送ボックス３３５に流体接続され、同様に、第２の流体移送ボックス３２８は、流体接続ライン３４０を介して第４の流体移送ボックス３３６に流体接続される。このような構成によって、冷却剤が第１および第３の流体移送ボックス３２６、３３５と第２および第４の流体移送ボックス３２８、３３６との間を流れることができ、流体冷却システム３１８が閉じた連続ループで動作することができる。したがって、第１の流体冷却導管３２４Ａは第１の冷却剤流れ方向３４２を画定し、第２の流体冷却導管３２４Ｂは第２の冷却剤流れ方向３４４を画定し、第２の冷却剤流れ方向３４４は第１の冷却剤流れ方向３４２の反対になることが理解されよう。図示する実施形態では、第１の冷却剤流れ方向３４２は電気推進器アセンブリ３０４に向かっており、第２の冷却剤流れ方向３４４は電源３０２に向かっている。

さらに、図１１の実施形態では、流体冷却システム３１８は、第１の流体冷却導管３２４Ａと流体連通する熱交換器３３２を含む。より具体的には、図１１の実施形態では、流体冷却システム３１８は、第１の流体移送ボックス３２６の下流であって第２の流体移送ボックス３２８の上流の位置で、冷却流体を第１の電線３１６Ａから熱交換器３３２へおよびその逆に迂回させるように構成された中間流体移送ボックス３４６を含む。このような構成により、熱交換器３３２を航空機内の任意の適切な位置に配置することができる。例えば、このような構成により、熱交換器３３２を、電源３０２および／または電気推進器アセンブリ３０４から離れた位置に配置することができる。

しかしながら、他の例示的な実施形態では、流体冷却システム３１８は、代わりに他の任意の適切な熱交換器３３２の構成を有することを理解されたい。例えば、他の実施形態では、流体冷却システム３１８は、中間流体移送ボックス３４６を含まなくてもよく、その代わりに、第１および第２の流体移送ボックス３２６、３２８の間の第１の流体冷却導管３２４Ａと熱伝達する、および／または第３および第４の流体移送ボックス３３５、３３６の間の第２の流体冷却導管３２４Ｂと熱伝達する、別個の閉ループ冷却システムを含んでもよい。このような構成によっても、熱交換器３３２を航空機内の離れた位置に配置することが可能になる。

さらに、他の例示的な実施形態では、推進システム３００および電力バス３０６は、任意の他の適切な態様でさらに構成されてもよい。例えば、ここで図１２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電力バス３０６を含む推進システム３００が示されている。図１２の例示的な推進システム３００および電力バス３０６は、図１１の例示的な推進システム３００および電力バス３０６と実質的に同じ態様で構成することができる。例えば、例示的な推進システム３００は、電源３０２および電気推進器アセンブリ３０４を含み、電力バス３０６は、電源３０２を電気推進器アセンブリ３０４に電気的に接続する。さらに、図１２の実施形態では、電力バス３０６は、第１の流体移送ボックス３２６と第２の流体移送ボックス３２８との間に延在する第１の流体冷却導管３２４Ａを有する流体冷却システム３１８と、第３の流体移送ボックス３３５と第４の流体移送ボックス３３６との間に延在する第２の流体冷却導管３２４Ｂと、を含む。さらに、例示的な電力バス３０６は、第１の電線３１６Ａおよび第２の電線３１６Ｂを含み、各々は電源３０２と電気推進器アセンブリ３０４との間に延在し、電源３０２を電気推進器アセンブリ３０４に電気的に接続する。さらに、第１の電線３１６Ａは第１の流体冷却導管３２４Ａ内に延在し、第２の電線３１６Ｂは第２の流体冷却導管３２４Ｂ内に延在する。

さらに、図示する実施形態では、第１の流体移送ボックス３２６は、流体接続ライン３３８を介して第３の流体移送ボックス３３５に流体接続され、第２の流体移送ボックス３２８は、流体接続ライン３４０を介して第４の流体移送ボックス３３６に流体接続される。しかしながら、図１２の実施形態では、流体冷却システム３１８は、電気推進器アセンブリ３０４の電動モータ３１２を冷却するために電気推進器アセンブリ３０４の電動モータ３１２とさらに熱伝達する。より具体的には、図１２の実施形態では、流体冷却システム３１８の流体接続導管３４０は、第２の流体移送ボックス３２８から、電気推進器アセンブリ３０４の電動モータ３１２の周りを通って、第４の流体移送ボックス３３６まで延在する。さらに、図１２の実施形態では、流体冷却システム３１８は、流体接続導管３４０に熱的に接続された熱交換器３３２を含む。流体接続導管３４０は、単一の連続導管として示されているが、他の実施形態では、流体接続導管３４０は、複数の別個の冷却流体導管で形成されてもよい。それに加えて、またはその代わりに、流体冷却導管３４０は、他の任意の適切な方法で（例えば、オイル－オイル熱交換器を介して熱的に接続された別個の閉ループシステムによって）電気推進器アセンブリ３０４の電動モータ３１２と熱伝達してもよい。

さらに、他の例示的な実施形態では、任意の他の適切な電力バス３０６を設け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、電力バス３０６は、それに加えてまたはその代わりに、第１および第３の流体移送ボックス３２６、３３５の間に（すなわち、流体接続ライン３３８と熱伝達する）熱交換器３３２を含んでもよい。さらに、図示していないが、特定の実施形態では、図１１および図１２の流体冷却システム３１８は、図６の例示的なポンプ３３４と同様のポンプをさらに含むことができる。

本開示の１つまたは複数の例示的な実施形態による冷却システムを有する電力バスを含むことによって、電力バスの温度を所望の動作温度範囲内に維持することが可能になる。例えば、電力バスの温度、より具体的には電力バス３０６の１つまたは複数の電線の温度を所望の動作温度範囲内に維持することにより、電線の抵抗損失を低減して、より効率的な推進システム３００を提供することができ、より高い電力レベルで電気を伝送することができる。さらに、このような流体冷却システムは、電気推進器アセンブリの電動モータ（例えば、図１２）などの離れた熱源に冷却流体を供給することができる。さらに、特定の例示的な実施形態では、流体冷却システムは、利用される冷却流体の特定の誘電特性によれば、１つまたは複数の電線のための絶縁体としてさらに機能することができる。

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、いくつかの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、前記航空機（１０）のための推力を発生させるように構成された推進器（３１４）と、を含む電気推進器アセンブリ（３０４）と、
前記電源（３０２）が前記電気推進器アセンブリ（３０４）に電力を供給するように前記電源（３０２）を前記電気推進器アセンブリ（３０４）に電気的に接続する電力バス（３０６）と、を含み、前記電力バス（３０６）は、電線（３１６）と流体冷却システム（３１８）とを含み、前記流体冷却システム（３１８）は、前記電線（３１６）の長さの少なくとも一部に沿って延在し、前記流体冷却システム（３１８）は、動作中に前記電線（３１６）を冷却するために前記電線（３１６）と熱伝達し、かつ、前記電気推進器アセンブリ（３０４）の前記電動モータ（３１２）を冷却するために前記電気推進器アセンブリ（３０４）の前記電動モータ（３１２）とさらに熱伝達する、
推進システム（３００）。
［実施態様２］
前記流体冷却システム（３１８）は、内部に冷却流体（３２５）が配置された流体冷却導管（３２４）を含み、前記電線（３１６）の少なくとも一部が前記流体冷却導管（３２４）と熱伝達して延在する、実施態様１に記載の推進システム（３００）。
［実施態様３］
前記電線（３１６）の少なくとも一部は、前記流体冷却導管（３２４）内に延在する、実施態様２に記載の推進システム（３００）。
［実施態様４］
前記電線（３１６）は導体（３２０）を含み、前記流体冷却導管（３２４）が前記導体（３２０）内に延在する、実施態様２に記載の推進システム（３００）。
［実施態様５］
前記電線（３１６）の少なくとも一部は複数の導体（３２０）を含み、前記流体冷却導管（３２４）は前記複数の導体（３２０）と共に編組されている、実施態様２に記載の推進システム（３００）。
［実施態様６］
前記流体冷却システム（３１８）は、前記流体冷却導管（３２４）と流体連通する熱交換器（３３２）をさらに含む、実施態様２に記載の推進システム（３００）。
［実施態様７］
前記流体冷却システム（３１８）は、第１の流体移送ボックス（３２６）および第２の流体移送ボックス（３２８）を含み、前記流体冷却導管（３２４）は、前記第１の流体移送ボックス（３２６）と前記第２の流体移送ボックス（３２８）との間に延在する、実施態様２に記載の推進システム（３００）。
［実施態様８］
前記電線（３１６）は、前記電源（３０２）を前記電気推進器アセンブリ（３０４）に電気的に接続し、前記流体冷却導管（３２４）は、前記電線（３１６）の長さの少なくとも約５０パーセントに沿って延在する、実施態様２に記載の推進システム（３００）。
［実施態様９］
前記電線（３１６）は第１の電線（３１６Ａ）であり、前記電力バス（３０６）は第２の電線（３１６Ｂ）をさらに含み、前記流体冷却システム（３１８）は、第１の流体冷却導管（３２４Ａ）および第２の流体冷却導管（３２４Ｂ）を含み、前記第１の電線（３１６Ａ）の少なくとも一部は、前記第１の流体冷却導管（３２４Ａ）と熱伝達して延在し、前記第２の電線（３１６Ｂ）の少なくとも一部は、前記第２の流体冷却導管（３２４Ｂ）と熱伝達して延在する、実施態様１に記載の推進システム（３００）。
［実施態様１０］
前記第１の流体冷却導管（３２４Ａ）は、前記電気推進器アセンブリ（３０４）に向かう冷却剤流れ方向（３４２）を画定し、前記第２の流体冷却導管（３２４Ｂ）は、前記電源（３０２）に向かう冷却剤流れ方向（３４４）を画定する、実施態様９に記載の推進システム（３００）。
［実施態様１１］
前記流体冷却システム（３１８）は、前記電源（３０２）によって電力を供給されるポンプ（３３４）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１２］
前記流体冷却システム（３１８）は、冷却剤としてオイルを利用するオイル冷却システムである、実施態様１に記載の推進システム（３００）。
［実施態様１３］
前端部（１６）と後端部（１８）との間に延在する航空機（１０）であって、
胴体（１２）と、
前記航空機（１０）の前記後端部（１８）にある尾翼（１９）と、
前記胴体（１２）から延在する翼部アセンブリと、
推進システム（３００）と、を含み、前記推進システム（３００）は、
燃焼モータおよび発電機（３１０）を含む電源（３０２）であって、前記燃焼モータは、前記胴体（１２）、前記尾翼（１９）、または前記翼部アセンブリのうちの少なくとも１つに取り付けられた、電源（３０２）と、
前記胴体（１２）、前記尾翼（１９）、または前記翼部アセンブリのうちの少なくとも１つに取り付けられ、前記航空機（１０）のための推力を発生させるように構成された電気推進器アセンブリ（３０４）と、
前記電源（３０２）が前記電気推進器アセンブリ（３０４）に電力を供給するように前記電源（３０２）を前記電気推進器アセンブリ（３０４）に電気的に接続する電力バス（３０６）と、を含み、前記電力バス（３０６）は、電線（３１６）と流体冷却システム（３１８）とを含み、前記流体冷却システム（３１８）は、前記電線（３１６）の長さに沿って延在し、動作中に前記電線（３１６）を冷却するために前記電線（３１６）と熱伝達する、
航空機（１０）。
［実施態様１４］
前記翼部アセンブリは、第１の翼部（２０）および第２の翼部（２２）を含み、前記燃焼エンジン（３０８）は、前記第１の翼部（２０）に取り付けられ、前記電気推進器アセンブリ（３０４）は、前記第２の翼部（２２）、前記尾翼（１９）、または前記胴体（１２）のうちの少なくとも１つに取り付けられる、実施態様１３に記載の航空機（１０）。
［実施態様１５］
前記電気推進器アセンブリ（３０４）は、前記航空機（１０）の前記後端部（１８）の前記尾翼（１９）または前記胴体（１２）の少なくとも一方に取り付けられる、実施態様１４に記載の航空機（１０）。
［実施態様１６］
前記流体冷却システム（３１８）は、内部に冷却流体（３２５）が配置された流体冷却導管（３２４）を含み、前記電線（３１６）の少なくとも一部が前記流体冷却導管（３２４）と熱伝達して延在する、実施態様１４に記載の航空機（１０）。
［実施態様１７］
前記流体冷却導管（３２４）は、前記第１の翼部（２０）から前記第２の翼部（２２）、前記尾翼（１９）、または前記胴体（１２）のうちの少なくとも１つまで延在する、実施態様１６に記載の航空機（１０）。
［実施態様１８］
前記流体冷却システム（３１８）は、前記流体冷却導管（３２４）と流体連通する熱交換器（３３２）をさらに含む、実施態様１６に記載の航空機（１０）。
［実施態様１９］
前記熱交換器（３３２）は、前記航空機（１０）の前記胴体（１２）の外面または前記航空機（１０）の前記翼部の外面と熱伝達して配置される、実施態様１８に記載の航空機（１０）。
［実施態様２０］
航空機（１０）のための推進システム（３００）であって、
電源（３０２）と、
前記航空機（１０）のための推力を発生させるように構成された電気推進器アセンブリ（３０４）と、
前記電源（３０２）が前記電気推進器アセンブリ（３０４）に電力を供給するように前記電源（３０２）を前記電気推進器アセンブリ（３０４）に電気的に接続する電力バス（３０６）と、を含み、前記電力バス（３０６）は、第１の電線（３１６Ａ）および第２の電線（３１６Ｂ）を含み、前記電力バス（３０６）は、前記電気推進器アセンブリ（３０４）に向かう冷却剤流れ方向（３４２）を画定する第１の流体冷却導管（３２４Ａ）と、前記電源（３０２）に向かう冷却剤流れ方向（３４４）を画定する第２の流体冷却導管（３２４Ｂ）と、を有する流体冷却システム（３１８）をさらに含み、前記第１の電線（３１６Ａ）の少なくとも一部は、前記第１の流体冷却導管（３２４Ａ）と熱伝達して延在し、前記第２の電線（３１６Ｂ）の少なくとも一部は、前記第２の流体冷却導管（３２４Ｂ）と熱伝達して延在する、
推進システム（３００）。

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 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 一次ファン
１０６ 外側ケーシング
１０８ 環状入口
１１０ 低圧（ＬＰ）圧縮機／ブースタ
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／スプール
１２４ 低圧（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 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
２００ 電動ファン
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 出口ガイドベーン
２１８ ベアリング
３００ 推進システム
３０２ 電源
３０４ 電気推進アセンブリ／電気推進器アセンブリ
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 電線／冷却流体ライン
３１６Ａ 第１の電線
３１６Ｂ 第２の電線
３１８ 流体冷却システム
３２０ 導体
３２２ 封止層／伝送ケーブル
３２４ 流体冷却導管／冷却流体導管
３２４Ａ 第１の流体冷却導管
３２４Ｂ 第２の流体冷却導管
３２５ 冷却流体
３２６ 第１の流体移送ボックス
３２８ 第２の流体移送ボックス
３３０ 外側ループ
３３２ 熱交換器
３３４ ポンプ
３３５ 第３の流体移送ボックス
３３６ 第４の流体移送ボックス
３３８ 流体接続ライン／冷却剤
３４０ 流体接続ライン／流体冷却導管／流体接続導管
３４２ 第１の冷却剤流れ方向
３４４ 第２の冷却剤流れ方向
３４６ 中間流体移送ボックス

Claims (9)

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、前記航空機（１０）のための推力を発生させるように構成された推進器（３１４）と、を含む電気推進器アセンブリ（３０４）と、
   前記電源（３０２）が前記電気推進器アセンブリ（３０４）に電力を供給するように前記電源（３０２）を前記電気推進器アセンブリ（３０４）に電気的に接続する電力バス（３０６）と、を含み、前記電力バス（３０６）は、電線（３１６）と流体冷却システム（３１８）とを含み、前記流体冷却システム（３１８）は、前記電線（３１６）の長さの少なくとも一部に沿って延在し、前記流体冷却システム（３１８）は、動作中に前記電線（３１６）を冷却するために前記電線（３１６）と熱伝達し、かつ、前記電気推進器アセンブリ（３０４）の前記電動モータ（３１２）を冷却するために前記電気推進器アセンブリ（３０４）の前記電動モータ（３１２）とさらに熱伝達しており、
   前記流体冷却システム（３１８）は、内部に冷却流体（３２５）が配置された流体冷却導管（３２４）を含み、前記電線（３１６）の少なくとも一部が前記流体冷却導管（３２４）と熱伝達して延在しており、
   前記電線（３１６）は導体（３２０）を含み、前記流体冷却導管（３２４）が前記導体（３２０）内に延在しており、
   前記流体冷却導管（３２４）は、前記電線（３１６）の中心に配置される、
   推進システム（３００）。
2. 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、前記航空機（１０）のための推力を発生させるように構成された推進器（３１４）と、を含む電気推進器アセンブリ（３０４）と、
   前記電源（３０２）が前記電気推進器アセンブリ（３０４）に電力を供給するように前記電源（３０２）を前記電気推進器アセンブリ（３０４）に電気的に接続する電力バス（３０６）と、を含み、前記電力バス（３０６）は、電線（３１６）と流体冷却システム（３１８）とを含み、前記流体冷却システム（３１８）は、前記電線（３１６）の長さの少なくとも一部に沿って延在し、前記流体冷却システム（３１８）は、動作中に前記電線（３１６）を冷却するために前記電線（３１６）と熱伝達し、かつ、前記電気推進器アセンブリ（３０４）の前記電動モータ（３１２）を冷却するために前記電気推進器アセンブリ（３０４）の前記電動モータ（３１２）とさらに熱伝達しており、
   前記流体冷却システム（３１８）は、内部に冷却流体（３２５）が配置された流体冷却導管（３２４）を含み、前記電線（３１６）の少なくとも一部が前記流体冷却導管（３２４）と熱伝達して延在しており、
   前記電線（３１６）の少なくとも一部は複数の導体（３２０）を含み、前記流体冷却導管（３２４）は前記複数の導体（３２０）と共に編組されている、推進システム（３００）。
3. 前記流体冷却システム（３１８）は、前記流体冷却導管（３２４）と流体連通する熱交換器（３３２）をさらに含む、請求項１又は２に記載の推進システム（３００）。
4. 前記流体冷却システム（３１８）は、第１の流体移送ボックス（３２６）および第２の流体移送ボックス（３２８）を含み、前記流体冷却導管（３２４）は、前記第１の流体移送ボックス（３２６）と前記第２の流体移送ボックス（３２８）との間に延在する、請求項１又は２に記載の推進システム（３００）。
5. 前記電線（３１６）は、前記電源（３０２）を前記電気推進器アセンブリ（３０４）に電気的に接続し、前記流体冷却導管（３２４）は、前記電線（３１６）の長さの少なくとも約５０パーセントに沿って延在する、請求項１又は２に記載の推進システム（３００）。
6. 前記電線（３１６）は第１の電線（３１６Ａ）であり、前記電力バス（３０６）は第２の電線（３１６Ｂ）をさらに含み、前記流体冷却システム（３１８）は、第１の流体冷却導管（３２４Ａ）および第２の流体冷却導管（３２４Ｂ）を含み、前記第１の電線（３１６Ａ）の少なくとも一部は、前記第１の流体冷却導管（３２４Ａ）と熱伝達して延在し、前記第２の電線（３１６Ｂ）の少なくとも一部は、前記第２の流体冷却導管（３２４Ｂ）と熱伝達して延在する、請求項１又は２に記載の推進システム（３００）。
7. 前記第１の流体冷却導管（３２４Ａ）は、前記電気推進器アセンブリ（３０４）に向かう冷却剤流れ方向（３４２）を画定し、前記第２の流体冷却導管（３２４Ｂ）は、前記電源（３０２）に向かう冷却剤流れ方向（３４４）を画定する、請求項６に記載の推進システム（３００）。
8. 前記流体冷却システム（３１８）は、前記電源（３０２）によって電力を供給されるポンプ（３３４）をさらに含む、請求項１又は２に記載の推進システム（３００）。
9. 前記流体冷却システム（３１８）は、冷却剤としてオイルを利用するオイル冷却システムである、請求項１又は２に記載の推進システム（３００）。

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