KR20110083656A - 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬을 포함하는 하이브리드 추진 엔진 - Google Patents

적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬을 포함하는 하이브리드 추진 엔진 Download PDF

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KR20110083656A
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hybrid propulsion
fan
propulsion engine
rotatable
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KR1020117010500A
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글렌 비 포스터
로데릭 에이 하이드
뮤리엘 와이 이시가와
에드워드 케이 와이 정
조딘 티 카레
나단 피 마이어볼드
클라렌스 티 테그리네
토마스 알란 웨버
로웰 엘 2세 우드
빅토리아 와이 에이치 우드
Original Assignee
시리트 엘엘씨
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Abstract

일 양태는 적어도 하나의 축류 제트 엔진의 적어도 일부를 통하는 작동 유체의 유동과 관련된 적어도 일부의 제1 추력을 제공하는 것을 포함하는 하이브리드 추진 기술에 관련된다. 하이브리드 추진 기술은 전력으로 적어도 부분적으로 변환되는 에너지를 작동 유체로부터 추출하는 것과, 전력의 적어도 일부를 토크로 변환하는 것을 포함한다. 하이브리드 추진 기술은 전력의 적어도 일부를 토크로 변환하는 것에 적어도 부분적으로 응답하여 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬을 회전시키는 것을 더 포함하고, 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬의 회전은 적어도 일부의 제2 추력을 생성하도록 배열된다.

Description

적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬을 포함하는 하이브리드 추진 엔진{HYBRID PROPULSIVE ENGINE INCLUDING AT LEAST ONE INDEPENDENTLY ROTATABLE PROPELLER/FAN}
관련 출원의 상호 참조
본 출원은 이하에 열거된 출원(들)("관련 출원")에 관련되고 이들 출원들로부터 가장 빠른 이용 가능한 유효 출원일(들)의 이득을 청구한다[예를 들어, 가특허 출원 이외의 것에 대한 가장 빠른 이용 가능한 우선일을 청구하거나, 또는 관련 출원(들)의 임의의 및 모든 모출원, 모출원의 모출원, 모출원의 모출원의 모출원 등에 대한 가특허 출원에 대한 35 USC §119(e) 하에서의 이득을 청구함]. 관련 출원과 관련 출원의 임의의 및 모든 모출원, 모출원의 모출원, 모출원의 모출원의 모출원 등의 모든 요지는 이러한 요지가 본 명세서에서 불일치하지 않는 정도에서 본 명세서에 참조로서 포함되어 있다.
관련 출원:
USPTO 특별 규정 요건을 위해, 본 출원은 본 출원과 동일자로 출원된, 발명자가 글렌 비. 포스터(Glenn B. Foster), 로데릭 에이. 하이드(Roderick A. Hyde), 뮤리엘 와이. 이시카와(Muriel Y. Ishikawa), 에드워드 케이. 와이. 정(Edward K. Y. Jung), 조딘 티. 케어(Jordin T. Kare), 나단 피. 마이어볼드(Nathan P. Myhrvold), 클라렌스 티. 테그린(Clarence T. Tegreene), 토마스 앨런 위버(Thomas Allan Weaver), 로웰 엘. 우드 2세(Lowell L. Wood, Jr.), 빅토리아 와이. 에이치. 우드(Victoria Y. H. Wood)인 발명의 명칭이 "적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자를 포함하는 하이브리드 추진 엔진(HYBRID PROPULSIVE ENGINE INCLUDING AT LEAST ONE INDEPENDENTLY ROTATABLE COMPRESSOR ROTOR)"인 미국 특허 출원(출원 번호는 차후 부여됨)(0107A-035-002-000000)의 일부 계속 출원을 구성한다.
USPTO 특별 규정 요건을 위해, 본 출원은 본 출원과 동일자로 출원된, 발명자가 글렌 비. 포스터, 로데릭 에이. 하이드, 뮤리엘 와이. 이시카와, 에드워드 케이. 와이. 정, 조딘 티. 케어, 나단 피. 마이어볼드, 클라렌스 티. 테그린, 토마스 앨런 위버, 로웰 엘. 우드 2세, 빅토리아 와이. 에이치. 우드인 발명의 명칭이 "적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자를 포함하는 하이브리드 추진 엔진(HYBRID PROPULSIVE ENGINE INCLUDING AT LEAST ONE INDEPENDENTLY ROTATABLE COMPRESSOR STATOR)"인 미국 특허 출원(출원 번호는 차후 부여됨)(0107A-035-003-000000)의 일부 계속 출원을 구성한다.
USPTO 특별 규정 요건을 위해, 본 출원은 본 출원과 동일자로 출원된, 발명자가 글렌 비. 포스터, 로데릭 에이. 하이드, 뮤리엘 와이. 이시카와, 에드워드 케이. 와이. 정, 조딘 티. 케어, 나단 피. 마이어볼드, 클라렌스 티. 테그린, 토마스 앨런 위버, 로웰 엘. 우드 2세, 빅토리아 와이. 에이치. 우드인 발명의 명칭이 "적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자를 포함하는 하이브리드 추진 엔진(HYBRID PROPULSIVE ENGINE INCLUDING AT LEAST ONE INDEPENDENTLY ROTATABLE TURBINE STATOR)"인 미국 특허 출원(출원 번호는 차후 부여됨)(0107A-035-004-000000)의 일부 계속 출원을 구성한다.
미국 특허청(USPTO)은 USPTO의 컴퓨터 프로그램이 특허 출원이 출원 번호 및 출원이 계속 출원인지 일부 계속 출원인지 여부의 지시의 모두를 참조하도록 요구하는 것을 실행하는 고지를 발표하였다. 스티븐 지. 쿠닌(Stephen G. Kunin), 선출원의 이득, USPTO 관보 2003년 3월 18일, http://www.uspto.gov/web/offices/ com/sol/og/2003/week11/patbene.htm에서 입수 가능함. 본 출원인 객체(이하, "출원인")는 법령에 의해 인용된 바와 같이 우선권이 청구되는 출원(들)에 대한 특정 참조를 상기에 제공하고 있다. 출원인은 법령이 그 특정 참조 언어에서 명백하고, 미국 특허 출원의 우선권을 주장하기 위한 "계속" 또는 "일부 계속"과 같은 출원 번호 또는 임의의 특정화를 요구하지 않는다는 것을 이해한다. 상기 내용에도 불구하고, 출원인은 미국 특허청의 컴퓨터 프로그램이 특정 데이터 입력 요구를 갖고, 따라서 출원인은 전술된 바와 같은 그 모출원들의 일부 계속으로서 본 출원을 지정하고 있지만, 이러한 지정이 본 출원이 그 모출원(들)의 요지에 추가하여 임의의 신규 요지를 포함하는지 여부에 대한 임의의 유형의 논평 및/또는 승인으로 임의의 방식으로 해석되어서는 안된다는 것을 분명히 지적하고 있다는 것을 이해한다.
관련 출원 및 관련 출원의 임의의 및 모든 출원, 모출원, 모출원의 모출원, 모출원의 모출원의 모출원의 모든 요지는 이러한 요지가 본 출원에 불일치하지 않는 정도로 참조로서 본 명세서에 참조로서 포함되어 있다.
기술 분야
본 발명의 특정 양태는 이에 한정되는 것은 아니지만, 다양한 하이브리드 추진 엔진, 뿐만 아니라 관련 장치, 사용 및/또는 기술에 관한 것일 수 있다.
도 1은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진을 포함하는 차량(특히, 항공기)의 일 실시예의 다이어그램.
도 2는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진의 일 실시예의 블록 다이어그램.
도 3은 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 동력 공급되는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체를 포함하는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진의 일 실시예의 다이어그램.
도 4는 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 동력 공급되는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 실시예를 포함하는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진의 일 실시예의 다이어그램.
도 5는 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 동력 공급되는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 실시예를 포함하는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진의 일 실시예의 다이어그램.
도 6은 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 동력 공급되는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자의 실시예를 포함하는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진의 일 실시예의 다이어그램.
도 7은 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 동력 공급되는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자의 실시예를 포함하는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진의 일 실시예의 다이어그램.
도 8은 도 4의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진의 실시예를 포함하는 하이브리드 추진 엔진의 실시예의 블록 다이어그램.
도 9는 도 5의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 실시예를 포함하는 하이브리드 추진 엔진의 실시예의 블록 다이어그램.
도 10은 도 6의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자의 실시예를 포함하는 하이브리드 추진 엔진의 실시예의 블록 다이어그램.
도 11은 도 7의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 튜브 고정자의 실시예를 포함하는 하이브리드 추진 엔진의 실시예의 블록 다이어그램.
도 12는 발전기가 전기를 발생하는데 사용되고 토크 변환 기구가 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진의 적어도 하나를 구동하는데 사용되는 하이브리드 추진 엔진의 다른 실시예의 다이어그램.
도 13은 발전기가 전기를 발생하는데 사용되고 토크 변환 기구가 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진의 적어도 하나를 구동하는데 사용되는 하이브리드 추진 엔진의 다른 실시예의 다이어그램.
도 14는 발전기가 전기를 발생하는데 사용되고 토크 변환 기구가 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진의 적어도 하나를 구동하는데 사용되는 하이브리드 추진 엔진의 다른 실시예의 다이어그램.
도 15는 열 기관(heat engine)이 전기를 발생하는데 사용되고 토크 변환 기구가 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진의 적어도 하나를 구동하는데 사용되는 하이브리드 추진 엔진의 다른 실시예의 다이어그램.
도 16은 도 1 내지 도 15의 하이브리드 추진 엔진에 포함될 수 있는 제트 엔진의 일 실시예의 다이어그램.
도 17은 도 15의 단면 라인 1-1을 따라 취한 바와 같은 제트 엔진의 터빈 회전자의 일 실시예의 단면도.
도 18은 도 15의 단면 라인 2-2를 따라 취한 바와 같은 제트 엔진의 터빈 고정자의 일 실시예의 단면도.
도 19는 도 15의 단면 라인 2-2를 따라 취한 바와 같은 제트 엔진의 터빈 고정자의 다른 실시예의 단면도.
도 20은 도 15의 단면 라인 2-2를 따라 취한 바와 같은 제트 엔진의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자의 실시예의 단면도.
도 21은 도 15의 단면 라인 2-2를 따라 취한 바와 같은 제트 엔진의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자의 다른 실시예의 단면도.
도 22는 터빈 회전자의 실시예 및 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자를 포함하는 터빈 스테이지의 실시예의 분해 사시도.
도 23은 도 15의 단면 라인 3-3을 따라 취한 바와 같은 제트 엔진의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 일 실시예의 단면도.
도 24는 도 15의 단면 라인 4-4를 따라 취한 바와 같은 제트 엔진의 압축기 고정자의 일 실시예의 단면도.
도 25는 도 15의 단면 라인 4-4를 따라 취한 바와 같은 제트 엔진의 압축기 고정자의 다른 실시예의 단면도.
도 26은 도 15의 단면 라인 4-4를 따라 취한 바와 같은 제트 엔진의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자의 실시예의 단면도.
도 27은 도 15의 단면 라인 4-4를 따라 취한 바와 같은 제트 엔진의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자의 다른 실시예의 단면도.
도 28은 회전 가능한 압축기 요소의 실시예를 포함하는 압축기 스테이지의 실시예의 분해 사시도.
도 29는 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 실시예 및 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자의 실시예를 포함하는 압축기 스테이지의 다른 실시예의 분해 사시도.
도 30은 도 15에 관련하여 설명되어 있는 유형의 제트 엔진을 포함하는 하이브리드 추진 엔진의 일 실시예의 다이어그램.
도 31은 도 15에 관련하여 설명되어 있는 유형의 제트 엔진을 포함하는 하이브리드 추진 엔진의 다른 실시예의 다이어그램.
도 32는 도 15에 관련하여 설명되어 있는 유형의 제트 엔진을 포함하는 하이브리드 추진 엔진의 다른 실시예의 다이어그램.
도 33은 도 15에 관련하여 설명되어 있는 유형의 제트 엔진을 포함하는 하이브리드 추진 엔진의 다른 실시예의 다이어그램.
도 34는 토크 변환 기구가 도 15에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 제트 엔진의 회전 가능한 압축기 요소를 구동하는데 사용되는 하이브리드 추진 엔진의 다른 실시예의 다이어그램.
도 35는 토크 변환 기구가 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진을 구동하는데 사용되는 도 15에 관련하여 설명되어 있는 유형의 제트 엔진을 포함하는 하이브리드 추진 엔진의 또 다른 실시예의 다이어그램.
도 36은 토크 변환 기구가 도 15에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 제트 엔진의 회전 가능한 압축기 요소를 구동하는데 사용되는 하이브리드 추진 엔진의 다른 실시예의 다이어그램.
도 37은 토크 변환 기구가 도 15에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 제트 엔진의 회전 가능한 터빈 요소를 구동하는데 사용되는 하이브리드 추진 엔진의 다른 실시예의 다이어그램.
도 38은 토크 변환 기구가 도 15에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 제트 엔진의 회전 가능한 터빈 요소를 구동하는데 사용되는 하이브리드 추진 엔진의 다른 실시예의 다이어그램.
도 39는 하이브리드 추진 엔진의 특정 실시예와 함께 사용될 수 있는 바와 같은 스로틀 쿼드런트(throttle quadrant)의 일 실시예의 다이어그램.
도 40은 하이브리드 추진 엔진의 특정 실시예와 함께 사용될 수 있는 바와 같은 스로틀 쿼드런트의 다른 실시예의 다이어그램.
도 41은 하이브리드 추진 엔진의 특정 실시예와 함께 사용될 수 있는 바와 같은 스로틀 쿼드런트의 또 다른 실시예의 다이어그램.
도 42는 하이브리드 추진 엔진의 다양한 실시예에 적용될 수 있는 디스플레이의 실시예의 다이어그램.
도 43은 하이브리드 추진 엔진의 다양한 실시예에 적용될 수 있는 일 조건(예를 들어, 정상 이륙)을 위한 실제의 허용 가능한 파라미터를 도시하고 있는 도 42의 디스플레이의 다른 실시예의 다이어그램.
도 44는 하이브리드 추진 엔진의 다양한 실시예에 적용될 수 있는 일 조건(예를 들어, 경고 또는 비상 사태)을 위한 실제의 허용 가능한 파라미터를 도시하고 있는 도 42의 디스플레이의 다른 실시예의 다이어그램.
도 45는 동력이 다수의 에너지 저장 장치 내에 포함되어 있고 동력이 하이브리드 추진 엔진의 복수의 토크 변환 기구에 인가되는 것을 도시하고 있는 동력 공유의 실시예의 다이어그램.
도 46은 동력이 다수의 에너지 저장 장치 내에 포함되어 있고 동력이 하이브리드 추진 엔진의 복수의 토크 변환 기구에 인가되는 것을 도시하고 있는 동력 공유의 실시예의 다이어그램.
도 47은 동력이 다수의 에너지 저장 장치 내에 포함되어 있고 동력이 하이브리드 추진 엔진의 복수의 토크 변환 기구에 인가되는 것을 도시하고 있는 동력 공유의 실시예의 다이어그램.
도 48은 동력이 하이브리드 추진 엔진의 복수의 토크 변환 기구에 인가되는 것을 도시하고 있는 동력 공유의 실시예의 다이어그램.
도 49는 동력이 하이브리드 추진 엔진의 복수의 토크 변환 기구에 인가되는 것을 도시하고 있는 동력 공유의 실시예의 다이어그램.
도 50은 동력이 하이브리드 추진 엔진의 복수의 토크 변환 기구에 인가되는 것을 도시하고 있는 동력 공유의 실시예의 다이어그램.
도 51은 하이브리드 추진 엔진 기술의 실시예의 흐름도.
본 명세서의 본문(본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 청구범위, 상세한 설명 및/또는 도면을 포함함)의 적어도 특정 부분은 다양한 상이한 청구항 그룹 및/또는 다양한 상이한 용례를 지지할 수 있다. 그러나, 편의상 그리고 이해를 위해, 상세한 설명은 본 명세서에 포함되어 있는 청구범위 또는 일반적인 개념과 관련된 다양한 상이한 개념을 일반적으로 추적하는 섹션 표제를 포함할 수 있다. 상세한 설명은 각각의 특정 청구항에 의해 설명되어 있는 바와 같은 본 발명의 사상을 한정하도록 의도된 것은 아니다. 이에 의해 다양한 용례 또는 그 부분을 위한 지지는 섹션 표제와는 무관하게 본문, 청구범위 및/또는 도면 전체에 걸쳐 하나 이상의 위치에서 나타날 수 있다는 것이 이해되어야 한다.
1. 하이브리드 추진 엔진
가스 터빈 엔진의 부분 집합을 표현하는 제트 엔진은 통상적으로 차량에 적용된다. 제트 엔진은 일반적으로 수년에 걸쳐 상당한 개량 및 디자인 및 재료의 변동을 경험하고 있다. 제트 엔진(가스 터빈)의 특정 실시예는 일반적으로 브레이튼 사이클(Brayton cycle)에 기초하여 작동하고, 종종 "브레이튼 엔진"이라 칭한다. 항공기(75)[또는 다른 차량(98)]의 특정 실시예는 도 1에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 다양한 민간, 군사, 상업 및 다른 용례를 위해 사용될 수 있고, 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 사용하여 추진될 수 있다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 이에 한정되는 것은 아니지만 항공기(75)와 같은 이러한 차량(98)에 동력 공급하는데 사용될 수 있지만, 또한 보트, 호버크라프트(hovercraft), 선박, 육상 차량, 자동차, 트럭 및/또는 기차 등과 같은 차량에도 적용될 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 2개의 엔진, 적어도 하나의 제트 엔진(58) 및 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 동력 공급받도록 구성된다. 전기 모터와 같은 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 예를 들어 전력의 적어도 일부를 토크로 변환하도록 구성될 수 있다. 토크 변환 기구의 특정 실시예에 의해 제공된 토크는 이들에 한정되는 것은 아니지만, 적어도 하나의 프로펠러(터보프로펠러를 위한 것과 같은), 적어도 하나의 팬(터보팬을 위한 것과 같은), 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)와 같은 다양한 회전 가능한 요소를 구동하는데 사용될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는, 도 3에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 이들에 한정되는 것은 아니지만, 적어도 하나의 제트 엔진(58), 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66), 적어도 하나의 (선택적) 에너지 저장 장치(66), 적어도 하나의 토크 변환 기구(107) 및 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 포함할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 일 통상적인 구성 요소는 적어도 하나의 제트 엔진(58)이다. 제트 엔진의 특정 실시예는 이들에 한정되는 것은 아니지만, 터보제트 엔진, 축류(axial flow) 제트 엔진, 반경류(radial flow) 제트 엔진, 로켓 엔진, 램제트(ramjet) 제트 엔진, 외부 가열(예를 들어, 핵, 레이저, 마이크로파) 또는 연소 구동식 제트 엔진을 포함할 수 있다. 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 터빈 섹션을 통해 강제 이동되고 있는 연소 챔버 내의 작동 유체로부터 적어도 부분적으로 동력을 얻을 수 있고, 이에 의해 다양한 터빈 회전자 뿐만 아니라 부착된 터빈 블레이드가 회전되게 될 수 있다. 터빈 회전자의 회전은 압축기의 적어도 일부를 구동하기 위해 샤프트를 경유하여 전달될 것이다.
적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 예를 들어 적어도 하나의 토크 변환 기구(1007)에 발생된 전력을 인가하는 다양한 위치로부터 에너지를 추출할 수 있는 적어도 하나의 발전기를 포함할 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 제트 엔진을 통해 통과하는 작동 유체로부터 직접적으로 또는 간접적으로 에너지를 추출하도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 외부 가열되도록 구성될 수 있다(예를 들어, 핵 제트 엔진, 레이저 제트 엔진, 마이크로파 제트 엔진 등). 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 작동 유체로부터 에너지를 추출하고 이 에너지를 전력으로 적어도 부분적으로 변환하도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)의 다양한 실시예가 있을 수 있고, 그 특정의 실시예는 이에 한정되는 것은 아니지만, 터빈, 터빈 회전자, 샤프트, 터빈 블레이드 등의 이동과 관련된 동역학(예를 들어 회전) 에너지를 발생된 전기로 변환할 수 있는 적어도 하나의 터빈 회전 요소를 포함할 수 있다. 적어도 하나의 에너지 추출 기구의 다른 실시예는 이에 한정되는 것은 아니지만, 제트 엔진의 연소 챔버에 의해 생성된 바와 같은 열 에너지를 발생된 전기로 변환할 수 있는 랭킨 엔진(Rankine engine) 또는 다른 장치와 같은 적어도 하나의 열 기관을 포함할 수 있다. 적어도 하나의 에너지 추출 기구의 또 다른 실시예는 이에 한정되는 것은 아니지만, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 제트 엔진의 적어도 일부를 통해 통과하는 작동 유체의 이동과 관련된 동역학(예를 들어, 병진) 에너지를 발생된 전기로 변환할 수 있는 적어도 하나의 자기 유체 역학 장치를 포함할 수 있다.
적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 예를 들어 에너지 저장 장치(264)를 선택적으로 포함할 수 있다. 에너지 저장 장치(264)의 특정 실시예는 전기에 대한 요구를 초과하는 발생된 전기를 저장하도록 작용한다. 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)를 운전하기 위해 동력을 제공하기 위한 에너지 저장 장치의 특정 실시예를 사용하는 이러한 기술은, 일 특정 상황에서 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66) 상에 중간 전기 드레인을 두지 않고 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진의 요구 시간 중에 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 작동을 허용할 수 있다.
본 발명에 있어서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 하나 이상의(통상적으로, 복수의) 팬 또는 프로펠러 블레이드를 갖고 구성될 수 있다. 팬 또는 프로펠러 블레이드의 특정 실시예는 지상에서 또는 비행 중에 블레이드 축 둘레에서 회전하도록 각형성될 수 있고, 이러한 블레이드는 일반적으로 "정속 프로펠러"라 칭한다. 팬 또는 프로펠러의 다른 실시예는 예를 들어 블레이드 축 둘레의 임의의 회전을 제한하기 위해 고정되고, 이러한 실질적으로 고정된 블레이드는 일반적으로 "고정 프로펠러"라 칭한다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다양한 실시예를 구동하기 위해(예를 들어, 전기 모터와 같은 토크 변환 기구를 사용하여) 충분한 동력(예를 들어, 전력)을 제공하도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정 실시예는 프로펠러 또는 팬과 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 추가로 포함하는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 포함할 수 있다. 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정 실시예는 회전시에 그를 통해 통과하는 작동 유체를 압축할 수 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자를 포함할 수 있다. 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정 실시예는 적어도 하나의 압축기 회전자 또는 적어도 하나의 회전 가능한 압축기 회전자에 대해 구동식으로 회전될 수 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 포함할 수 있다. 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 또 다른 실시예는 하나 이상의 터빈 회전자에 대해 구동식으로 회전될 수 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 포함할 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 추력 또는 추진력을 제공하는데 사용될 수 있는 2개의 동력원을 제공하도록 구성될 수 있다. 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 통상의 제트 엔진(브레이튼 엔진으로도 알려짐)과 유사한 방식으로 터빈 섹션으로부터 구동되는 바와 같은 제1 추력을 제공할 수 있고, 다수의 방식으로 통상의 제트 엔진과 유사하게 구성될 수 있다. 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 이들에 한정되는 것은 아니지만, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 압축기의 프로펠러, 팬, 부분을 포함할 수 있는 바와 같은 다양한 회전 요소를 구동하도록 구성될 수 있다. 에너지 추출 기구의 특정 실시예는 적어도 하나의 제트 엔진(58)으로부터 독립적으로 작동 가능하고 독립적으로 제어 가능한 것으로서 고려될 수 있다(본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이). 이에 의해, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)은 2개의 독립적으로 제어 가능한 엔진[전기 모터를 포함할 수 있는 적어도 하나의 제트 엔진(58) 및 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)]에 의존하기 때문에 하이브리드 엔진 시스템으로서 각각 고려될 수 있다.
제트 엔진(58)에 동력 공급하는 터빈의 작동은 토크 변환 기구(107)와 제트 엔진의 적어도 하나의 터빈 회전자 사이의 기계적 연결에 무관할 수 있다(그 사이에 어떠한 직접적인 샤프트 및/또는 기어 박스 연결, 또는 다른 기계적 연결도 존재하지 않을 수 있는 점에서). 토크 변환 기구의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 및/또는 제트 엔진(58)의 적어도 하나의 압축기 회전 가능 요소와 같은 이러한 예시적인 비한정적인 회전 가능한 장치에 동력 공급할 수 있다. 따라서, 본 발명은 적어도 하나의 제트 엔진(58), 뿐만 아니라 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예에 의해 적어도 부분적으로 동력 공급받는 다른 회전 가능한 장치를 포함할 수 있는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 실시예를 제공한다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는, 도 2에 관련하여 및 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 전기의 형태의 동력을 발생할 수 있는 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)와 각각 관련될 수 있는 다수의 제트 엔진(58)을 갖고 구성될 수 있다. 작동 중에, 특히 예를 들어 항공기의 지상 자력 이동, 순항 또는 하강 중에 낮은 요구의 기간에, 특정의 적어도 하나의 제트 엔진(58)은 정지될 수 있다. 본 명세서는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 각각 회전될 수 있는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다양한 실시예를 설명하고 있기 때문에(이러한 회전은 제트 엔진의 회전으로부터 샤프트, 기어 배열 등을 경유하여 직접적으로 제공되지 않을 수 있음), 하이브리드 추진 엔진의 특정 실시예는 다수의 대응하는 통상의 제트 엔진과 비교할 때 시동을 위해 더 적은 토크를 필요로 할 수 있다. 특정의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 회전시키도록 작용하는 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 비행시에 또는 지상에서 하이브리드 추진 엔진의 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 시동하는 것을 지원하도록 구성될 수 있는 것으로 고려된다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예 내에서, 도 2에 관련하여 및 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 특정 제트 엔진(58)에 대해 에너지 추출 기구(66)로부터 발생되어 제공된 전기는 제트 엔진과 작동적으로 관련되거나 관련되지 않을 수 있는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107) 및/또는 하나 이상의 에너지 저장 장치(264)에 전기를 공급하는데 사용될 수 있는 것으로 고려된다. 대안적으로, 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66) 및/또는 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)는 작동적으로 관련되거나 작동적으로 관련되지 않은 토크 변환 기구(107)에 전기를 제공하거나 제공하지 않을 수도 있고, 이는 이어서 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 다양한 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 회전을 제공할 수 있다. 관련되거나 관련되지 않은 구성 요소에 전기를 제공하거나 전기를 발생시키는 이러한 개념은 본 명세서에서 일반적으로 "동력 공유"라 칭한다.
비행시에(뿐만 아니라 지상에서) 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 신뢰적으로 시동할 수 있는 것은, 도 2에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 제트 엔진(58), 연속적인 작동이 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)의 다수의 것들에 동력 공유할 수 있는 제트 엔진, 적어도 하나의 토크 변환 기구 및/또는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 적어도 일부가 적절하게 정지될 수 있게 한다. 저요구 조건 중의 적어도 하나의 제트 엔진의 이러한 정지(및 다른 연속적으로 작동하는 제트 엔진의 연속적인 작동을 허용하는 것)는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 회전시키기 위한 동력 공유를 허용할 수 있고 예를 들어 증가된 연료 절약 및 범위를 제공하기 위해 상당한 에너지를 절약할 수 있는 방식으로 수행될 수 있다. 관련된 제트 엔진(58)이 정지되고, 손상되고, 작동하지 않을 때에도, 도 2에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 중 특정의 것들의 연속적인 작동을 허용하는 것은 증가된 비행 안전성의 척도를 제공할 수 있다.
몇몇 경우에, 통상의 항공기 엔진에 비교할 때 하이브리드 추진 엔진(100)의 중량을 감소시키는 것은 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 조합할 때 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 중량 당 적어도 더 많은 동력 생성을 유지하는 것을 수반한다. 통상적으로 전기 모터에 의해 동력 공급받는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정 실시예는 전기 모터가 상당히 경량일 수 있기 때문에 상당히 경량으로 제조될 수 있다. 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정 실시예는 재생 또는 접지 기반 구성을 이용할 수 있는 에너지 저장 장치(리튬 이온 또는 다른 고출력 밀도 및 장기 지속 재료 및 디자인을 갖고 구성될 수 있는 배터리와 같은)를 포함한다. 이러한 에너지 저장 장치는 또한 중량이 경량이 되도록 구성될 수 있다. 토크 변환 기구(107)의 다양한 실시예는 다양한 발전 소스 또는 전기 재생 소스를 포함할 수 있는 다양한 적어도 하나의 에너지 추출 기구(68)로부터 그 전기를 얻을 수 있다.
하이브리드 추진 엔진의 특정 실시예는 다양한 구성 요소 사이의 독립적인 작동을 제공할 수 있어, 상대 회전 속도, 회전 속도의 비, 회전 방향 등이 조정될 수 있게 된다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 압축기의 다양한 부분(예를 들어, 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자, 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자 및/또는 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자 등)이 적어도 하나의 토크 변환 기구를 사용하여 독립적으로 동력 공급받을 수 있고, 압축기의 다른 부분은 예를 들어 터빈 섹션 내에서 제트 엔진의 다양한 구성 요소에 의해 구동될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 터빈의 다양한 부분은 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)를 사용하여 독립적으로 동력 공급받을 수 있고, 터빈의 다른 부분은 제트 엔진에 의해 구동될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 다양한 구성 뿐만 아니라 복잡성으로 구성될 수 있다. 예를 들어, 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 다양한 수의 스테이지, 블레이드의 치수, 회전자, 고정자 등을 포함하도록 구성될 수 있는 바와 같이, 제트 엔진(예를 들어, 브레이튼 사이클) 내에 터빈을 포함하도록 구성될 수 있다. 유사하게, 제트 엔진의 특정 실시예는 다양한 수의 스테이지, 블레이드의 치수, 회전자, 고정자 등을 갖고 구성될 수 있는 다양한 압축기를 포함할 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 프로펠러 또는 팬으로서 구성될 수 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 독립적인 작동 및 제어를 허용하도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 다양한 실시예를 포함하도록 구성될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 특정 실시예는 도 3에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 동력 공급받는 프로펠러(예를 들어, 터보프로펠러 엔진을 형성하기 위한 것과 같은 다수의 프로펠러 블레이드를 포함함)를 포함하도록 구성될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 특정 실시예는 도 4에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 동력 공급받는 팬(예를 들어, 터보팬 엔진을 형성하기 위한 것과 같은 다수의 팬 블레이드를 포함함)을 포함하도록 구성될 수 있다. 도 3의 프로펠러 블레이드 또는 도 4의 팬 블레이드의 특정 실시예는 이에 의해 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 전기 모터로서 이러한 토크 변환 기구(107)에 의해 적어도 부분적으로 구동될 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 프로펠러 또는 팬으로서 구성되는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 독립적인 작동 및 제어(예를 들어, 다른 파라미터 중에서 회전 속도의 제어)를 제공하도록 구성될 수 있다. 도 3 및 도 4에서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)는 토크 변환 기구에 의해 구동될 수 있는 적어도 하나의 프로펠러 및 적어도 하나의 팬을 각각 포함할 수 있다. 각각의 팬 블레이드는 프로펠러 블레이드의 것과 유사한 일반적인 구성 및 유체 변위 특징을 가질 수 있지만, 종종 덕티드(ducted) 구성으로 배열되고 고정되며 이와 같이 팬을 형성한다. 프로펠러는 일반적으로 덕티드 구성으로 배열되지 않고, 대신에 언덕티드(unducted) 구성으로 배열된다.
도 3 및 도 4는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)이 각각 터보프로펠러를 형성하기 위한 언덕티드 프로펠러로서 또는 터보팬을 형성하기 위한 덕티드 팬으로서 구성되어 있지만, 제공될 수 있는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다른 실시예가 존재한다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 의해 제공될 수 있는 동력은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)에 의해 제공될 수 있는 연속적인 동력에 의해 감소될 수 있다. 예를 들어, R lbs(R은 소정의 정수)의 추력을 갖는 통상의 터보프로펠러, 터보팬 또는 제트 엔진을 갖고 작동할 수 있는 특정 항공기를 고려한다. 또한, S lbs의 거의 연속적인 추력(S는 소정의 정수)을 제공하기 위한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)를 고려한다. 이들 상황 하에서, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 R-S lbs로 낮춰진 감소된 추력을 갖는 제트 엔진을 갖고 구성될 수 있다. 적은 추력을 제공하도록 구성된 이러한 제트 엔진(58)은 종종 더 경량으로 구성될 수 있다. 아마도, 유사하게 동력 공급받는 통상의 터보프로펠러 및 터보팬에 동력 공급하도록 사용되는 제트 엔진과 비교할 때 하이브리드 추진 엔진(100)에 사용되는 제트 엔진의 이러한 중량 차이는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)에 동력을 제공하는데 사용되는 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66), 적어도 하나의 (선택적) 에너지 저장 장치[66(264)] 및/또는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)의 조합의 중량을 초과할 수 있다.
예를 들어, 도 5 및 도 6은 적어도 하나의 회전 가능한 압축기 요소를 포함하는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 포함하는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 2개의 실시예의 다이어그램이다. 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 구동될 수 있는 다양한 적어도 하나의 회전 가능한 압축기 요소를 포함하는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다양한 실시예가 존재한다. 이러한 다양한 회전 가능한 압축기 요소의 특정 실시예는 이에 한정되는 것은 아니지만, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(또는 간단히 적어도 하나의 압축기 회전자)를 포함할 수 있다. 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 구동될 수 있는 적어도 하나의 회전 가능한 압축기 요소의 다른 실시예는 이에 한정되는 것은 아니지만, 본 명세서에서 설명되어 있는 바와 같이 인접한 압축기 회전자에 대해 독립적으로 구동되도록 구성될 수 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 포함할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 도 5의 실시예에 의해, 따라서 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자를 포함하는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 구동한다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 도 6의 실시예에 의해, 따라서 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 포함하는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 구동한다.
예를 들어, 도 7은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 포함하는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 포함하는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 실시예의 다이어그램이다. 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정 실시예에 의해, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 회전 속도가 특정 터빈 회전자의 회전 속도에 대해 독립적으로 제어될 수 있다.
이와 같이, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 a) 적어도 하나의 제트 엔진(58) 및 b) 적어도 하나의 전기 동력식 엔진(예를 들어, 축 둘레에서 회전 가능한, 원심성 등)으로서 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 적어도 부분적으로 동력 공급받을 수 있는 것과 같은 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 독립적으로 회전 가능한 엔진으로서 포함할 수 있다. 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다양한 실시예는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)(전기 모터와 같은)에 의해 적어도 부분적으로 동력 공급받을 수 있고, 이에 의해 이들에 한정되는 것은 아니지만, 본 명세서의 다수의 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 프로펠러 및/또는 팬을 포함할 수 있는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108), 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자, 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493), 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477) 및/또는 이들 요소의 조합을 포함할 수 있다. 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 적어도 부분적으로 동력 공급받는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다양한 다른 실시예는 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 다양한 회전 가능한 압축기 요소를 구동할 수 있다.
본 명세서에 있어서, "하이브리드 추진 엔진"(100)은 이에 의해 2개의 독립적으로 제어 가능한 엔진, 즉 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 제트 엔진과, 도 3 내지 도 6에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 구동되는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 이용하여 동력 공급받을 수 있다.
따라서, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는, 상당한 양의 추가의 동력이 도 3 내지 도 6에 관련하여, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)에 의해 제공될 수 있기 때문에, 적어도 하나의 제트 엔진이 비교적 소형이고 그리고/또는 경량이 되도록 구성될 수 있게 구성될 수 있다. 토크 변환 기구(107)에 의해 동력 공급받는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정 실시예는 제한된 동력을 갖는 특정 제트 엔진 디자인을 보상하기 위해 적절하게 강력하게 제조될 수 있다.
일반적으로 비행을 위해, 역사적으로 그 중량을 제한하면서 제트 엔진과 같은 엔진의 동력을 최대화하는 것이 바람직하다. 엔진이 더 강력할수록(중량과 같은 항공기 및 항공기 기체의 다른 양태는 유사함), 통상적으로 항공기가 더 빠르게 이동할 수 있고, 이륙 및 착륙을 위한 활주로의 길이가 더 짧고, 항공기에 의해 지탱될 수 있는 부하가 더 커진다. 그러나, 무거운 엔진으로부터 발생될 수 있는 바와 같은 너무 큰 중량은 항공기가 지상으로부터 벗어나서 비행하는 능력을 제한한다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 2개의 엔진, 즉 적어도 하나의 제트 엔진(58) 및 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 구동되는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)[예를 들어, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 또는 압축기 회전 가능 요소(103)]의 사용에 기초하여 상당히 강력하도록 구성될 수 있다. 몇몇 경우에, 최대 동력(또는 거의 최대 동력)에서 2개의 엔진을 조합하여 사용하는 것은 단일의 엔진과 비교할 때 상당한 또는 심지어 증가된 추력을 제공할 수 있다. 그러나, 통상적으로 이러한 조합된 최대 추력은 토크 변환 기구가 종종 단지 비교적 짧은 기간에 대해서만 최대 출력으로 작동할 수 있기 때문에 비교적 짧은 기간에 대해서 유지될 수 있다. 최대 동력을 필요로 하는 항공기에 대한 비행 시간의 비율은 다수의 비행에 대해 비교적 짧을 수 있다. 이와 같이, 특정 항공기에 대한 제트 엔진(58) 및 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 상대 및 총 동력이 구성되어 있을 때, 항공기의 동력이 다양한 비행 작동을 수행하도록 요구될 필요가 있는 것을 고려하는 것이 적합할 수 있다.
토크 변환 기구(107)(전기 모터와 같은)가 도 6에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다양한 실시예에 동력 공급하기 위한 토크를 제공하는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 일반화된 블록 다이어그램 실시예가 이제 도 8, 도 9, 도 10 및 도 11에 관련하여 더 상세히 설명된다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 도 8의 실시예에서, 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 포함하도록 구성된다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 도 9의 실시예에서, 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)를 포함하도록 구성된다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 도 10의 실시예에서, 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 포함하도록 구성된다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 도 11의 실시예에서, 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 포함하도록 구성된다.
도 2, 도 3, 도 4, 도 5 및 도 8에 대해, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)으로서 구성된 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정 실시예는 적어도 부분적으로 토크 변환 기구(107)를 사용하여 동력 공급받을 수 있다. 토크 변환 기구의 다양한 실시예는 터빈 회전 가능 요소와 함께 회전되는 발전기에 의해 발생된 전기에 응답하여 동력 공급받거나 충전될 수 있다. 따라서, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108), 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66), 적어도 하나의 토크 변환 기구(107), 뿐만 아니라 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 포함할 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)(프로펠러 또는 팬으로서 각각 구성됨)의 특정 실시예는, 항공기 디자인에서 일반적으로 공지되어 있는 바와 같이 그리고 본 명세서에서 더 상세히 설명되어 있는 바와 같이 적어도 부분적으로는 각각의 터보프로펠러 엔진 또는 터보팬 엔진을 형성할 수 있다.
비교로서, 도 5 및 도 9에 대해, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)를 구동하는데 사용될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 특정 실시예는 이에 의해 본 명세서에서 이하에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 부분적으로 토크 변환 기구(107)를 사용하여 동력 공급받을 수 있다.
추가적으로, 도 6 및 도 13에 대해, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 구동하는데 사용될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 이에 의해 본 명세서에서 이하에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 부분적으로 토크 변환 기구(107)를 사용하여 동력 공급받을 수 있다.
도 7 및 도 11에 대해, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 구동하는데 사용될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 이에 의해 본 명세서에서 이하에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 부분적으로 토크 변환 기구(107)를 사용하여 동력 공급받을 수 있다.
이에 의해 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는, 그에 공급된 전기가 도 2에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 제트 엔진(58)으로부터 소정 방식으로 전기를 추출하는 다양한 구성의 발전기로서 통상적으로 구성되는 에너지 추출 기구(66)로부터 적어도 부분적으로 발생되는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)를 이용할 수 있다. 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 도 3, 도 4 또는 도 5에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 터빈 회전 가능 요소(예를 들어, 터빈 회전자, 터빈 블레이드, 터빈 회전자에 의해 구동되는 샤프트 등)의 회전 운동에 응답하여 전기를 추출하도록 구성될 수 있다. 대안적으로, 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(예를 들어, 터빈 섹션의 상류측에, 하류측에, 또는 유동적으로 근접하여 위치될 수 있는 발전 터빈과 같은)와는 상이한 다른 터빈이 토크 변환 기구(107)를 위한 전기를 발생시킬 수 있다. 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 전기 에너지가 적어도 하나의 제트 엔진을 통해 작동 유체의 유동으로부터 발생되는 자기 유체 역학에 의해 발생된 전기를 수용할 수 있다.
토크 변환 기구(107)의 또 다른 실시예는 도 15에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 랭킨 엔진 또는 증기 터빈과 같은 열 기관(717)을 사용하여 발생된 전기를 수용할 수 있다. 열 기관의 특정 실시예는 증기 내에 포함된 바와 같은 열로부터 전기를 발생시키도록 작동할 수 있다. 랭킨 엔진, 뿐만 아니라 다른 열 기관에서, 전기 에너지는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 제트 엔진을 통한 작동 유체의 유동으로부터의 열에 응답하여 발생될 수 있다.
통상의 제트 엔진은 이들의 작동 특징 뿐만 아니라 이들의 연료 효율을 향상시키기 위한 노력으로 상당한 디자인, 성능 및 효율 수정을 경험하고 있다. 제트 엔진(58)을 사용하는 다수의 항공기(또는 다른 차량)의 범위 뿐만 아니라 성능은 이들의 제트 엔진의 효율에 거의 의존할 수 있다. 항공기(75)[또는 다른 차량(98)]의 제트 엔진(들)(58)의 증가된 연료 효율은, 소정량의 미연소 연료 뿐만 아니라 항공기에서 분위기 내로 방출되는 제트 엔진에 의해 생성될 수 있는 온실 가스로서 다른 이러한 바람직하지 않은 연소 부산물 가스를 제한하면서, 통상적으로 항공기가 더 멀리, 더 빠르게 그리고/또는 저비용으로(더 적은 연료 연소로) 비행할 수 있게 한다. 특정 제트 엔진(58)은 이들의 작동 중에 막대한 양의 연료를 소비할 수 있어, 연료가 상당한 비용을 나타내게 한다. 일반적으로, 제트 엔진 디자인 내의 효율은 일반적으로 더 효율적인 엔진이 통상적으로 더 적은 연료를 소비하고, 더 적은 방출물 및 온실 가스를 분위기 내로 배출하기 때문에 주요 고려 사항이다.
전기 모터와 같은 토크 변환 기구는, 내연 기관과 비교할 때 심지어 다양한 고도(주어진 전기 입력에 대한 비교적 일정한 출력 회전 속도와 같은)를 통해서도 비교적 예측 가능한 작동을 가질 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 제트 엔진과 적어도 하나의 토크 변환 기구 사이의 분별이 있는 선택은, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 다양한 하이브리드 기술 및 과학 기술을 이용하여 증가된 동력(통상적으로, 마찬가지로 항공기의 증가하는 안전성과 관련됨), 뿐만 아니라 효율의 증가를 제공할 수 있다. 가솔린 및 항공 연료의 가격의 증가는, 항공기 또는 제트 작동의 경제학과 함께 항공 및 운송 산업의 건전성에 실제 위협을 제공한다. 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정의 이러한 디자인 개량은 항공기(75)를 위한 증가된 속도, 항공기를 위한 증가된 상승률, 항공기의 향상된 안락함, 항공기의 더 빠르거나 더 신속한 비행, 더 안전하거나 더 신뢰적인 항공 여행, 항공기 내에서 더 높은 고도에서의 항공 여행, 항공기의 증가된 연료 효율 중 하나 이상을 제공할 수 있고, 덜 효율적인 항공기와 비교할 때 특정 항공기 내에서 더 많은 승객들이 여행할 수 있게 한다.
제트 엔진 디자인의 다양한 실시예는 상업용 제트, 군사용 제트, 사업용 제트, 뿐만 아니라 일반적인 항공 제트를 제공하고 있고, 더 새로운 그리고 현존하는 디자인은 일반적으로 도 16에 관련하여 설명되어 있는 것과 다수의 방식에서 유사하다. 비교적 효율적인 제트 엔진 디자인이 최근에 개발되어 왔고, "소형 제트 엔진" 또는 "소형 가스 터빈"으로서 일반적으로 칭해지고, 그 중 다수가 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 통합되거나 이용될 수 있다. 이러한 비교적 소형의 제트 엔진은 다양한 항공기를 더 강력하게 할 뿐만 아니라 더 에너지 효율적이 되게 하는데 사용될 수 있다. 이들의 비교적 소형 크기 및/또는 효율적인 재료의 사용에 의해, 이러한 소형 제트 엔진은 향상된 연료 효율을 제공하는 경향이 있다. 이러한 소형 제트 엔진, 뿐만 아니라 다른 크기의 제트 엔진의 특정 실시예는 예를 들어 다양한 크기의 제트 항공기를 통한 증가된 효율을 제공하도록 하이브리드 추진 엔진(100)으로서 구성될 수 있고, 뿐만 아니라 다양한 크기의 항공기에 적용될 수 있다. 항공기(75)의 다양한 특정 실시예는 예를 들어 도 3에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 하나 이상의 터보프로펠러 유형의 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 갖고 구성될 수 있다. 터보프로펠러 구성 또는 터보팬 구성 사이의 선택은 항공기의 크기, 중량, 요구되는 작동 특징과 같은 이러한 팩터에 따라 디자인 선택으로서 고려될 수 있다. 터보프로펠러 또는 터보팬 엔진으로서 구성되는 하이브리드 추진 엔진(100)의 실시예는 단독으로 작동하는 상응하는 제트 엔진과 비교할 때 비교적 효율적일 수 있다(더 적은 연료를 소비함). 다양한 통상의 비교적 비효율적인 제트 엔진, 터보프로펠러 및/또는 터보팬은 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 양태에 일치하는 방식으로 이들을 개장(retrofitting)함으로써 향상된 효율을 가질 수 있다.
일반적으로, 터보팬은 덕트에 의해 규정된 덕티드 포위체를 갖고, 덕트는 제트 엔진과 팬의 적어도 일부를 포위한다. 따라서, 터보팬은 제트 엔진을 통해 통과하는 작동 유체에 의해 나누어진 팬을 통해 통과하는 작동 유체를 고려하는 규정 가능한 바이패스비를 가질 수 있다. 일반적으로, 바이패스비를 증가시키는 것은 이륙 및 상승과 같은 이러한 기간 중에 제트 엔진의 연료 효율을 상당히 증가시키는 역할을 할 수 있다. 특정 상황에서, 예를 들어 바이패스비는 10 이상일 수 있는 것으로 고려된다.
제트 항공기(각각의 프로펠러 또는 팬이 추가되어 있는 제트 항공기의 유형을 각각 고려하는 터보프로펠러 및 터보팬을 포함함)와 비교할 때 프로펠러 구동식 항공기의 효율을 비교하면, 프로펠러 항공기는 통상적으로 비교적 짧은 거리를 이동할 때 더 낮은 고도에서 더 효율적이다. 제트 엔진은 통상적으로 더 높은 고도에서 이동할 때 또는 순항 중과 같이 비교적 긴 거리를 이동할 때 더 효율적이다. 다른 고려 사항들 중에서도 바이패스비에 의해 더 낮은 고도에서 더 효율적으로 작동하도록 구성되는 다양한 제트 엔진이 설계되어 있다(본 명세서에서 이하에 설명되어 있는 바와 같이). 일반적으로, 바이패스비는 제트 엔진(58)을 통해 통과하는 작동 유체의 질량으로 나누어진 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(258)를 통해 통과하는 작동 유체의 질량을 규정한다. 이와 같이, 6의 바이패스비를 갖는 터보팬은 예를 들어 제트 엔진(58)을 통해 유동하는 공기의 질량에 비해 6배의 회전 프로펠러/팬(258)을 통해 통과하는 공기의 질량을 가질 것이다. 비교로서, 터보프로펠러는 더 결정 불가능한 바이패스비를 갖지만, 바이패스비는 제트 엔진(258)을 통해 통과하는 공기의 질량으로 나누어진 프로펠러를 통해 통과하는 공기의 질량의 비로서 고려될 수도 있다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)에 의해 동력 공급받고 있는 소정 비율의 작동 유체는, 도 3 및 도 4에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 예를 들어 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 통해 유동하도록 작동 유체를 유도하도록 구성될 수 있다. 비교로서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)를 통해 유동하는 소정 비율의 작동 유체는 적어도 하나의 제트 엔진(58) 주위에서 유동하여, 이에 의해 적어도 하나의 압축기 섹션(102), 적어도 하나의 연소 챔버(109) 및 적어도 하나의 터빈 섹션(104)을 포함하는 제트 엔진(58)의 내부 부분을 바이패스하도록 구성될 수 있다.
2008년 3월 1일의 데이빗 놀란드(David Noland)의 에어 앤드 스페이스 매거진(Air & Space Magazine)의 논문 "누가 제트가 저가가 될 수 없다고 말하는가(Who Says a Jet Can't Be Cheap)"(본 명세서에 그대로 참조로서 포함되어 있음)에 설명되어 있는 바와 같이, 예를 들어 비교적 큰 바이패스비를 이용함으로써 다양한 향상된 구성 및 재료를 구비하고 있는 다양한 통상의 터보팬이 존재한다. 이들 효율적인 통상의 엔진의 일부는 증명되고 있고 그리고/또는 상업적으로 경쟁적인 어려움을 갖고 있다. 추가적으로, 특정의 통상의 제트 엔진은 예를 들어 요구된 압력차를 제공하는 것에 대해 높은 온도에서 작동하거나 적합한 공차를 갖고 작동함으로써 비교적 효율적인 작동을 제공하기 위해 다양한 재료, 세라믹, 합금 등을 이용할 수 있다. 프로펠러 구동식 항공기의 특정 실시예는 회전 가능 요소의 상대 중량 및 관성에 기인하여 스풀업(spool up)하기 위해 상당한 시간을 필요로 하는 특정 제트 엔진과 비교할 때 비교적 제어 가능하거나 응답성이 있는(예를 들어, 엔진이 가속하는데 상당한 시간을 필요로 하지 않음) 것으로서 고려될 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는, 토크 변환 기구(107)가 터보프로펠러 또는 터보팬으로서 구성된 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 회전을 적어도 부분적으로 구동하는 이들 상황에서 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 블록 다이어그램 형태로 구성될 수 있다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는, 토크 변환 기구(107)가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 회전을 적어도 부분적으로 구동하는 이들 상황에서 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 블록 다이어그램 형태로 구성될 수 있다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는, 토크 변환 기구(107)가 적어도 하나의 회전형 압축기 회전자의 회전을 적어도 부분적으로 구동하는 이들 상황에서 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 블록 다이어그램 형태로 구성될 수 있다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는, 토크 변환 기구(107)가 적어도 하나의 회전형 터빈 고정자의 회전을 적어도 부분적으로 구동하는 이들 상황에서 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 블록 다이어그램 형태로 구성될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 다양한 기구 및 기술을 사용하여 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)를 적어도 부분적으로 사용하여 제어될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)에 의한 이러한 제어 기술은 항공기 내에 조종사, 조작자 또는 승객이 있는지 여부, 항공기의 구성, 조종사 또는 조작자의 선호도, 제어의 정교성 또는 유형, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 작동에 수반되는 자동화의 레벨 및/또는 다양한 다른 디자인 상세와 같은 이러한 팩터에 의존할 수 있다.
도 17 내지 도 22는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 도 16의 단면 라인 1-1 또는 2-2를 따라 도시되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 회전 가능한 또는 정적 터빈 요소 구성의 다수의 실시예를 도시하고 있다. 도 23 내지 도 29는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 도 16의 단면 라인 3-3 또는 4-4를 따라 도시되어 있는 바와 같이, 제트 엔진(58)의 회전 가능한 또는 정적 압축기 요소 구성의 다수의 실시예를 도시하고 있다. 도 16 및 도 17 내지 도 22에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 제트 엔진(58)의 터빈 섹션(104)의 다양한 실시예는 전기로 변환될 수 있는 바와 같은 항공기 또는 다른 차량을 위한 추력의 적어도 일부를 수용하는 것을 제공한다.
적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예에서, 터빈 회전 가능 요소(105)는 전기를 발생시키기 위해 그 회전 운동과 관련된 동력의 적어도 일부를 제공할 수 있고, 이러한 전기는 도 2 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 토크 변환 기구(107)를 운전하는데 사용될 수 있다. 추가적으로, 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 다양한 추가의 동력 제공 터빈(714)은 예를 들어 동력을 발생시키기 위해 터빈 섹션(104)의 상류측에, 하류측에, 또는 근접하여 위치될 수 있다. 특정의 이러한 추가의 동력 제공 터빈은 터빈 섹션(104) 내에 포함된 이들 터빈의 경우에서와 같이, 압축기 섹션(102)을 구동하도록 구성되지 않을 수도 있다.
본 명세서는 도 8에 관련하여 블록 형태로 설명되어 있는 바와 같이 회전 가능한 프로펠러/팬에 동력 공급할 수 있는 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 실시예를 제공한다. 제트 엔진(58)의 다양한 실시예는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 다양한 실시예에 관련하여 개별적으로 제어될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)은 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)를 적어도 부분적으로 사용하여 동력 공급받을 수 있다.
도 8 내지 도 11에 관련하여 블록 형태로 설명되어 있는 바와 같이, 뿐만 아니라 도 2 내지 도 5에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 개략적으로 설명되어 있는 바와 같이, 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 터빈 섹션(104)에 대해 이동하는 적어도 하나의 회전 가능한 터빈 요소의 운동, 터빈 섹션과는 별개의 다른 터빈의 운동 및/또는 제트 엔진(58)을 통해 적어도 부분적으로 통과하는 작동 유체의 운동 또는 열에 적어도 부분적으로 의존하여 전기를 발생시킬 수 있다. 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)의 이러한 실시예는 전기를 직접적으로 또는 간접적으로 발생하는데 사용될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 일 위치에 위치된 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 전기 에너지를 발생시킬 수 있고[예를 들어, 에너지 추출 기구(66)로서 구성된 발전기를 사용하여], 다른 분리된 별개의 위치[예를 들어, 적어도 하나의 터빈 섹션(104)]에서 제트 엔진(58)에 의해 추력을 발생시킬 수 있다. 2개의 별개의 위치에서 발생된 추력은 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서 상대적으로 제어될 수 있다. 예를 들어, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 전력 발생은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 내에서 적어도 부분적으로 터보 교류 발전기 및/또는 추력 발생기에 의해 제공될 수 있다. 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 배터리와 같은 하나 이상의 에너지 저장 장치, 뿐만 아니라 항공기 내의 체스트 엔진(chest engine)에 대해 다양한 위치에서 토크 변환 기구에 의해 구동되는 다수의 회전 가능한 장치를 포함하기 위한 설비를 포함할 수 있다.
도 12, 도 13, 도 14 및 도 15는 다양한 기계적 에너지, 동역학 에너지, 열 에너지 등을 전기 에너지로 변환할 수 있는 에너지 추출 기구(66)(그 다양한 것이 발전기로서 고려될 수 있음)의 다양한 실시예를 도시하고 있다. 에너지 추출 기구(66)(발전기를 포함할 수 있음)의 특정 실시예는, 도 12 및 도 13에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 발전기 회전자(1062)[터빈 회전 가능 요소(105)에 대해 회전 가능하게 결합되어 있음]의 회전형 터빈 기계적 에너지를 적어도 부분적으로 적어도 하나의 발전기 권선(1064)을 통해 이어지는 전기 에너지로 변환할 수 있다. 도 12의 실시예에서, 발전기 회전자는 샤프트(64)에 회전 가능하게 결합될 수 있다. 터빈 회전자(132)의 회전 운동에 적어도 부분적으로 기초하여 전기를 발생시키도록 구성된 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 적어도 하나의 에너지 추출 기구가 샤프트에 연결된 별개의 발전기 또는 몇몇 다른 회전 가능한 부재를 포함하는 도 12에 관련하여 설명되어 있다. 이러한 에너지 추출 기구(107)(전기 모터와 같은)는 적어도 부분적으로는 제트 엔진의 작동 상태 내에서 또는 그에 근접하여 작동하도록 구성되어야 할 수도 있다.
비교로서, 도 13에서, 발전기 회전자는 적어도 하나의 발전기 권선(1064)이 그에 밀접하게 근접하여 위치되어 있는 상태로 터빈 회전 가능 요소 중 적어도 하나에 부착된다. 발전기 회전자(1064)를 적어도 부분적으로 형성하는 자석의 이러한 이동은 예를 들어 발전기 권선(1064) 내의 전자의 안정한 흐름을 생성하도록 구성될 수 있는 도 12 및 도 13에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 터빈 회전 가능 구성 요소의 회전으로부터 발생할 수 있다. 발전기의 특정 실시예는 적어도 하나의 발전기 회전자와 적어도 하나의 발전기 권선 사이의 전자기 유도에 의존한다. 발전기 회전자 내에서, 발전기 권선의 전기 전도체가 자기장에 대해(예를 들어, 자기장을 통해) 이동할 수 있으면, 전류가 발전기 권선의 전도체 내에서 흐를(유도될) 수 있다. 이와 같이, 이동 전도체의 기계적 에너지는 발전기 권선의 전기 전도체 내에서 흐르는 전류의 전기 에너지로 변환될 수 있다.
발전기(106)와 같은 에너지 추출 기구(66)를 포함하도록 구성된 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)의 실시예의 특정 실시예에서, 기계적 에너지는 제트 엔진을 통해 유동하는 작동 유체에 의해 제공되고, 이는 이어서 터빈, 샤프트, 뿐만 아니라 압축기를 회전시키도록 작용할 수 있다. 패러데이식을 고려하면 자기장을 통해 전도체를 이동시키는 것은 전도체 내에서 전류가 흐를 수 있게 하고, 이는 전기가 생성되게 한다는 것을 지시한다. 발전기의 특정 실시예는 통상적으로 정류자(commutator)를 갖는 직류(DC) 발전기 또는 통상적으로 정류자 없이 동작하는 교류 발전기로서 구성될 수 있다.
도 14에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 발전기(106)를 포함할 수 있는 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 제트 엔진(58)을 통해 통과하는 작동 유체(1054)의 기계적 동역학 에너지를 적어도 하나의 발전기 권선(1064)을 통해 적어도 부분적으로 이어지는 전기 에너지로 변환할 수 있다. 특정의 첨가된 성분을 갖는 공기와 같은 유체의 이동에 기초하는 이러한 전기의 발생의 기술은 일반적으로 자기 유체 역학이라 칭한다. 특정 재료 또는 세슘과 같은 원소가 예를 들어 자기 유체 역학의 효용성을 향상시키기 위해 제트 엔진의 적어도 일부를 통해 통과하는 작동 유체에 적용될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 제트 엔진(58)을 나오는 작동 유체의 열로부터 에너지를 발생시킬 수 있는 도 15에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 랭킨 엔진(713)과 같은 열 기관을 포함할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 이러한 실시예는 그 출력된 가열된 작동 유체가 랭킨 엔진(713)의 적어도 일부에 적용되는 제트 엔진(58)(브레이튼 사이클로도 알려짐)을 포함하는 조합된 사이클로서 구성될 수 있다. 조합된 사이클 엔진은, 제트 엔진/가스 터빈을 통해 통과하는 작동 유체 내에 포함된 열로부터의 많은 에너지 손실이 랭킨 엔진/증기 터빈을 사용하여 재생될 수 있기 때문에 고도로 효율적인 경향이 있다. 도 15에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 열 기관(713)(예를 들어 증기 터빈 엔진과 같은 랭킨 엔진으로서 구성될 수 있는)의 특정 실시예는 이들에 한정되는 것은 아니지만, 보일러(715), 증기 터빈(717), 증기 터빈 전기 모터(719), 응축기(721) 및 에너지 전달 유체 경로(723)를 포함할 수 있다. 보일러(715)의 특정 실시예는 제트 엔진(58)으로부터 에너지 전달 유체 경로(723) 둘레에서 순환하는 에너지 전달 유체에 배기열을 전달하고, 이에 의해 증기 터빈(717)에 적용되고 있는 열 에너지 전달 유체가 증기의 형태가 되게 한다. 보일러(715), 응축기(721) 및/또는 에너지 전달 유체 경로(723)의 특정 실시예는 적어도 하나의 열 기관 내에 포함되어 있는 것으로서 고려될 수 있는 것과 같은 적어도 하나의 열 수용 유체를 포함할 수 있다. 열 기관(713)의 특정 실시예는 에너지 전달 유체의 증기 형태의 에너지를 증기 터빈(717)(예를 들어, 회전자)의 회전 기계적 운동으로 변환할 수 있고, 이는 이에 의해 증기 터빈 발전기 회전자(717)의 회전으로서 전달된다(이는 이어서 발전기 기술을 사용하여 전기로 변환됨). 응축기(721)의 특정 실시예는 증기 터빈을 나오는 에너지 전달 유체를 그 가스 형태로부터 그 액체 형태로 변환할 수 있다. 랭킨 사이클과 같은 열 기관(713)에 의존하는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 증기 터빈(717)은 비교적 소형이고 경량일 수 있고, 예를 들어 노즐을 통해 통과하는 작동 유체를 통한 열 에너지 손실의 소정의 비율을 회수하도록 구성되고 치수 설정될 수 있다.
도 12, 도 13 또는 도 14의 발전기 회전자(1064) 및/또는 작동 유체(1054)와 관련된 적어도 하나의 자석을 적어도 하나의 발전기 권선(1064)의 전도체 부근에서 이동시킴으로써, 자기장이 전도체 내의 전자의 합력의 결과로서 전도체 내에서 전기 흐름을 발생시킬 수 있다. 발전기의 특정 실시예는 적어도 하나의 발전기 권선(1064)의 전기 전도체 부근에서의 도 12, 도 13 또는 도 14의 발전기 회전자(1064) 및/또는 작동 유체(1054)와 관련된 자석의 이동에 적어도 부분적으로 의존하는 장치로서 고려될 수 있다. 이러한 전기 전도체(들)는 터빈 회전 가능한 요소 내에 일체화될 수 있고, 또는 제트 엔진(58)을 통해 흐르거나 나오는 작동 유체 내에 적용된 재료 내에 포함될 수 있다.
따라서, 도 12, 도 13, 도 14 또는 도 15는 이들에 한정되는 것은 아니지만, 적어도 하나의 모터 회전자(1074) 및 적어도 하나의 모터 권선(1072)을 포함하는 토크 변환 기구(107)의 다양한 예시적인 실시예의 구조를 도시하고 있다. 발전기(106)로부터 적어도 부분적으로 공급된 전류는 적어도 하나의 모터 회전자(1074)를 회전시키기 위해 제공될 수 있다[통상적으로, 전기의 인가를 제어하는데 사용될 수 있는 구동 전자 기기(66)를 경유하여]. 전류가 적어도 하나의 모터 권선을 통해 통과할 때, 회전은 이에 의해 인식된 모터 기술을 사용하여 적어도 하나의 모터 회전자(1074)(및 연결된 회전 가능한 구조체)에 부여될 수 있다.
도 12, 도 13, 도 14 또는 도 15의 토크 변환 기구(107)의 모터 회전자(1074)의 회전은 이에 의해 도 3, 도 4 및 도 8에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 다양한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258), 도 5 및 도 9에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 다양한 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자, 도 6 및 도 10에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 다양한 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자, 또는 도 7 내지 도 11에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 다양한 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자를 회전시키도록 제공될 수 있다.
따라서, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 이들에 한정되는 것은 아니지만, 적어도 하나의 제트 엔진(58)[특정 경우에 터빈 동력식 엔진(118)을 포함하거나 포함하지 않을 수 있음], 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 및 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)를 포함할 수 있다. 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 도 3, 도 4, 도 9 및 도 10에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 터빈 섹션(104)의 운동에 의해, 터빈 섹션과는 별개의 다른 터빈의 운동에 의해 그리고/또는 제트 엔진(58)을 통해 적어도 부분적으로 통과하는 작동 유체의 운동에 의해 발생된 동력을 적어도 부분적으로 이용하여 항공기(78) 또는 도 1의 다른 차량(98)을 추진하기 위해 제1 제어 가능한 추력, 기전력 또는 동력을 제공하도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)로부터 공급된 동력에 적어도 부분적으로 이용되는 제2 제어 가능한 추력, 기전력 또는 동력을 항공기(75) 또는 다른 차량(98)에 제공하도록 구성될 수 있다.
제트 엔진(58)의 특정 실시예는 도 16에 관련하여 상세히 설명되어 있는 바와 같이, 이들에 한정되는 것은 아니지만, 적어도 하나의 압축기 섹션(102), 적어도 하나의 터빈 섹션(104) 및 적어도 하나의 연소 챔버(109)를 포함할 수 있다. 제트 엔진(58)의 특정 실시예[뿐만 아니라 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예]에 의해 통과하거나 작용하는 작동 유체는 적어도 하나의 제트 엔진(58) 및/또는 엔진(58 및/또는 62)을 구동하는데 사용되는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 통해 통과하는 유체(통상적으로, 주로 가스 및/또는 액체)로서 고려될 수 있다. 입구 베인, 입구 가이드 또는 입구 블레이드(미도시)가 제트 엔진(들)(58)(터보팬 또는 터보프로펠러의) 내의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 상류측에 위치되어 압축기 섹션(102)의 압축기 입구와 같이 제트 엔진으로 입구 작동 유체의 유동을 안내할 수 있다. 작동 유체는 이에 한정되는 것은 아니지만, 항공 연료 또는 다른 성분과 같은 연료와 혼합되거나 혼합되지 않을 수 있는 공기를 포함할 수 있다. 작동 유체는 터빈으로부터 노즐로 가속될 수 있다. 노즐 챔버(59)로부터의 작동 유체의 이러한 가속은 노즐 챔버에서의 작동 유체 및 그로부터 하류측의 배기물의 압력을 감소시키는 경향이 있다.
통상적으로, 통상의 제트 엔진에서, 작동 유체는 적어도 하나의 압축기 섹션(102)으로부터 적어도 하나의 연소 챔버(109)를 경유하여 통과하고, 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소가 쇄도하는 작동 유체에 의해 구동되는 적어도 하나의 터빈 섹션(104)을 통해 가속된다. 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 일반적으로 열을 효과적으로 인가하고 그리고/또는 작동 유체를 팽창시킴으로써, 그리고 이에 의해 작동 유체를 노즐 챔버(59)로부터(배기부로) 강제 이동시키거나 가속함으로써 추력을 설정할 수 있다.
도 16은 제어 가능한 추력을 제공하도록 작동적으로 제어될 수 있고 이들에 한정되는 것은 아니지만 적어도 하나의 압축기부(102), 적어도 하나의 연소 챔버(109) 및/또는 적어도 하나의 터빈 섹션(104)을 포함하는 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 일 실시예를 도시하고 있다. 적어도 하나의 압축기부(102), 적어도 하나의 연소 챔버(109)를 통한 적어도 하나의 터빈 섹션(104)으로의 이 경과는 입구로부터 제트 엔진(58)을 통해 배기되도록 유동할 때 작동 유체가 일반적으로 유동하는 경로를 표현한다. 작동 중에, 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 적어도 하나의 압축기 섹션(102), 적어도 하나의 연소 챔버(109) 및 적어도 하나의 터빈 섹션(104) 사이(입구로부터 배기부로의)의 상호 작용을 이용하여 도 16의 항공기(65)에 추력을 제어 가능하게 제공하게 작용하도록 구성될 수 있다.
따라서, 적어도 하나의 압축기 섹션(102)의 특정 실시예는 압축기 섹션(102)의 하류측의 이들 영역에서 더 높은 압력으로 적어도 하나의 제트 엔진(58) 내의 입구에서 작동 유체를 압축하도록 구성될 수 있다. 압축 섹션에 의해 제공된 바와 같은 작동 유체의 압축 후에, 작동 유체는 압축기 섹션(102)(이는 이어서, 터빈 섹션의 적어도 하나의 터빈 입구와 유체 연통할 수 있음)의 하류측의 제트 엔진의 특정 영역 내에서 적어도 하나의 연소 챔버(109)에 인가될 수 있다. 적어도 하나의 연소 챔버(109) 내의 연소는 통상적으로 실질적으로 연속적인 프로세스의 형태를 취할 수 있다. 공기 및 항공 연료를 포함하는 작동 유체는 연소 챔버(109)의 작동 영역에서 혼합물이 거의 효과적으로 연소를 경험할 수 있는 14:1의 인식된 대략적인 공연비에서 혼합되지만, 다수의 실용적인 터빈 또는 연소기 재료는 14:1의 대략적인 공연비에 의해 생성되는 바와 같이 연속적인 기초로 이러한 강렬한 열을 견딜 수 없다. 대략 14:1의 공연비는 또한 마찬가지로 다양한 피스톤 내연 기관에 특히 적합된다.
동시에 연소를 경험하는 전체 연소 챔버로부터 발생하는 연소 챔버에 발생하는 이 잠재적인 손상은 연소 챔버(109)의 디자인의 특정 실시예에서, 압축기 내에서 유동하는 작동 유체를 본 명세서에서 예시의 목적으로 1차 스트림 및 2차 스트림이라 칭하는 2개 이상의 스트림으로 분리함으로써 제한될 수 있다. 1차 스트림은 대략 14:1의 대략적으로 가장 효과적인(예를 들어, 이론) 공연비에서 연료를 연소하는데 사용될 수 있고, 2차 스트림은 이어서 1차 스트림으로부터의 고온 연소 생성물과 혼합되어 연소 챔버(109) 내의 연속 작동 온도를 그에 대한 손상을 제한하기 위한 이러한 높은 레벨 미만으로 제한한다. 작동 유체의 다중 온도 성분을 함께 혼합하는 이 프로세스는 "희석" 또는 대안적으로 "온도 희석"이라 칭할 수 있고, 일반적으로 가스 터빈 디자인 또는 제트 엔진 디자인 분야의 숙련자들에 의해 이해된다. 따라서, 연소 챔버의 작동 유체의 하나 이상의 유동의 이러한 설계는 연소 챔버 기술 분야의 숙련자들에게 이해된다. 이는 연료의 더 완전하고 효율적인 연소 및 터빈의 설계 작동 온도로 균일하게 가열된 압축 공기의 전체 질량을 초래한다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예 내에서, 공기 내에 기화된 가솔린, 제트 연료 또는 항공 연료와 같은 연료는 따라서 점화되어 적어도 하나의 연소 챔버(109) 내에서 연소될 수 있다. 연소 챔버 내의 작동 유체 내에 포함된 연료의 연소는 통상적으로 작동 유체의 온도의 증가를 초래하여, 이에 의해 작동 유체가 적어도 하나의 터빈 섹션을 통해 팽창된 작동 유체로서 자체로 팽창되어 강제 이동될 수 있게 한다. 작동 유체가 증가된 온도의 결과로서 팽창함에 따라, 따라서 팽창된 작동 유체는 상당한 압력 및 온도 하에서 적어도 하나의 터빈 섹션(104)의 입구부(112)에 유도된다. 작동 유체는, 상당한 온도 뿐만 아니라 요구된 팽창을 통한 온도 하에서, 작동 유체를 터빈의 블레이드를 통해 강제 이동되게 하여, 적어도 하나의 터빈 섹션(104)의 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(105)를 회전 구동한다.
적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예 내에서, 적어도 하나의 연소 챔버(109)는 적어도 하나의 터빈 섹션(104)의 입구부(112)와 유체 연통한다. 적어도 하나의 연소 챔버(109)의 특정 실시예는 공기인 연료를 점화하여 작동 유체를 형성하고, 작동 유체를 팽창시키고, 가열하고, 작동 유체가 적어도 하나의 터빈 섹션(104) 내에 위치되거나 그와 관련될 수 있는 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(105)(터빈 회전자, 터빈 회전자 블레이드 등을 포함함)를 가속하는데 충분한 속도를 갖고 터빈 섹션을 통해 강제 이동될 수 있게 하는데 충분한 에너지를 제공하도록 구성될 수 있다. 연소 챔버의 특정 실시예는 점화기 또는 연소기(임의의 상세로 도시되어 있지는 않지만, 일반적으로 관련 기술 분야의 숙련자들에 의해 이해됨)를 포함할 수 있다. 따라서, 연소 챔버(109)의 목적은 원하는 혼합물로 작동 유체 내에 연료를 인가하고 이어서 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(들)(105)에 인가되어 있는 작동 유체의 팽창을 발생시키도록 작동 유체의 연소 가능한 성분(예를 들어, 제트 연료, 항공 가스)을 점화시키고, 연소시키고, 이 성분을 수반하는 연소를 유지하는 것이다. 도 17의 적어도 하나의 터빈 회전자 조립체(129)를 포함하도록 구성될 수 있는 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(105)의 특정 실시예는 이어서 적어도 하나의 터빈 회전자(130) 뿐만 아니라 관련된 터빈 회전자 블레이드(134)를 포함할 수 있다. 가스 터빈은 일반적으로, 그리고 특히 제트 엔진(58)은 도 17의 적어도 하나의 터빈 회전자 조립체(129)를 포함하도록 구성될 수 있는 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(105)의 회전에 의해 작동하여 이에 의해 또한 샤프트(64) 및 종종 도 23의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자 조립체(155)와 함께 회전한다.
본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 도 8 내지 도 11 및 도 12 내지 도 15에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 에너지 추출 기구(66)를 이용하는 터빈 회전 가능 요소(105) 및/또는 샤프트(65)의 회전은 일반적으로 이해되는 발전 기술 및 기구를 이용하여 전기를 발생시키는데 사용될 수 있다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 전기는 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 통해 통과하는 에너지 함유 유체를 이용하는 것에 적어도 부분적으로 기초하여 발생될 수 있다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 전기는 일반적으로 이해되는 발전 기술 및 프로세스를 이용하여, 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 통해 통과하는 에너지 함유 유체를 이용하는 것과 터빈 회전 가능 요소(105) 및/또는 샤프트(65)의 회전의 조합에 적어도 부분적으로 기초하여 발생될 수 있다.
특정 신경 과민성 승객은 엔진 정지가 발생하면 항공기에 무슨 일이 일어나는지를 질문할 수 있다. 이러한 것이 발생할 확률은 대단히 작지만, 항공 뿐만 아니라 다수의 차량 시스템에서 실용적인 경우에 임계 시스템(추진 시스템과 같은)을 위한 백업을 제공하는 것이 매우 바람직하다. 게다가, 예비 시스템(redundant system)이 정상 작동 중에 이들이 양호하게 작동하는 것을 보장하기 위한 것과 같이 특정 항공 시스템에서 신뢰적으로 보강하는 것으로 고려된다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 관련된 하나 이상의 제트 엔진(58)이 작동하지 않고, 파괴되거나, 정지되더라도(나머지 제트 엔진이 항공기의 비행을 지원할 수 있는 것으로 가정함) 계속 작동할 수 있다. 중량이 또한 항공의 팩터이고, 항공기에 너무 많은 중량을 추가하는 것들(항공기의 유형, 제트 엔진의 능력 등에 의존하여)은 비행 특징 및 심지어 항공기의 비행 능력에 영향을 미칠 수 있게 된다. 토크 변환 기구는 주어진 동력에 대해 비교적 경량인 경향이 있고, 무거운 연료 뿐만 아니라 중량이 무거운 샤프트 등의 필요성이 없다.
본 명세서는 하나 이상의 제트 엔진이 고장난 경우에도 부분[예를 들어, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)]이 비교적 짧을 수 있는 기간 동안 계속 작동할 수 있어 예를 들어 조작, 특정 거리 비행, 착륙, 접근, 상승 등을 허용하도록 구성될 수 있는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예를 설명하고 있다. 에너지 저장 장치와 토크 변환 기구의 조합이 더 강력하고 더 오래 지속될수록, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 추진을 더 많이 지원하는 것으로 기대될 수 있다.
추가적으로, 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 이들이 다양한 고도를 통해 비교적 일관적으로 작동할 수 있는 것과 같은 다양한 바람직한 작동을 제공할 수 있다. 통상의 피스톤 엔진은 예를 들어 5,000 내지 20,000 피트(1.5 내지 6.1 km)와 같은 더 높은 고도로 항공기가 상승함에 따라 이들의 동력의 상당한 양을 손실한다. 피스톤 엔진의 이러한 성능의 감소는 디자인 제한으로 고려될 수 있다. 특정 제트 엔진은 상승 중에 비교적 비효율적일 수도 있다. 비교로서, 토크 변환 기구의 특정 실시예는, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 관련하여 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 고도의 상승을 갖는 이러한 급속한 비율에서 이들의 성능을 손실하지 않을 수 있다.
도 16에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 제트 엔진(58)은 연소 챔버(109)로부터 터빈 섹션(462)을 경유하여 노즐(59)로의 그 진로를 강제하는 높은 온도 및 압력의 작동 유체에 의해 회전 구동되는 적어도 하나의 터빈 섹션(104)을 포함할 수 있다. 각각의 터빈 섹션(104)은 그 각각이 하나 이상의 터빈 스테이지(464)와 배열되어 있는 적어도 하나의 터빈(462)을 포함한다. 작동 중에, 각각의 터빈 스테이지(464)에 인접하여 위치된 작동 유체의 압력은 터빈 입구(112)에 인접하여 위치된 이들 터빈 스테이지로부터 노즐 또는 배기부(59)에 인접하여 위치된 이들 터빈 스테이지로 감소한다.
터빈은 직렬로 배열된 다수의 터빈 스테이지(464)를 포함한다. 하나 이상의 터빈 스테이지(464)의 각각은 상황에 따라 터빈 고정자 조립체(131)와 사이에 공간을 두는 터빈 회전자 조립체(129)를 포함할 수 있다. 터빈 회전자 조립체(129)의 특정 실시예는 통상적으로 적어도 하나의 터빈(462)이 그 둘레에 작동적으로 위치되어 있는 샤프트(64)의 적어도 일부에 실질적으로 견고하게 장착되고 그와 함께 회전한다. 터빈 회전자 조립체(129)의 특정 실시예는 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 이들에 한정되는 것은 아니지만 터빈 회전자(130) 및 다수의 터빈 회전자 블레이드(134)를 포함할 수 있다. 적어도 하나의 터빈 회전자 블레이드(134)의 특정 실시예는 터빈 회전자(130)의 주위면 둘레에 견고하게 장착되고(이 주위면으로부터 반경방향으로 연장함), 이 터빈 회전자는 이어서 샤프트(64)에 견고하게 장착된다. 제트 엔진(58)의 특정 실시예에서, 도 16, 도 17 및 도 22에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 제트 엔진 케이싱(146)과 터빈 회전자 블레이드(134)의 외부면 사이에 공간이 제공된다.
따라서, 적어도 하나의 터빈(462)의 특정 실시예는 통상적으로 도 16, 도 17 및 도 22에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 터빈 회전자 조립체(129) 및 도 16 및 도 18 내지 도 22에 관련하여 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 터빈 고정자 조립체(131)를 포함하는 일련의 터빈 스테이지(464)를 갖고 형성된다. 각각의 터빈 회전자 조립체(129)는 통상적으로 그로부터 연장하는 일련의 실질적으로 반경방향으로 연장하는 터빈 회전자 블레이드(134)를 갖는 터빈 회전자(130)로서 각각 배열된다. 각각의 터빈 고정자 조립체(131)는 도 16 및 도 18 내지 도 22에 관련하여 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 통상적으로 제트 엔진 케이싱(146)(또는 그에 고정된 장착 부재)에 대해 장착되어 반경방향으로 연장하는 일련의 실질적으로 반경방향으로 연장하는 터빈 고정자 블레이드(136)를 갖는 터빈 고정자(132)로서 각각 배열된다. 일반적으로, 터빈 회전자(130)[관련된 터빈 회전자 블레이드(134)와 함께]를 포함하는 적어도 몇몇 터빈 회전자 조립체(131)가 견고하게 부착되고, 하나 이상의 샤프트(64)를 회전시키도록 구성될 수 있다. 이와 같이, 터빈 회전자는 하나 이상의 샤프트(64)와 실질적으로 정렬된 축에 실질적으로 동심이고 이 축 둘레에서 회전 가능할 수 있다. 비교로서, 터빈 고정자(132)[관련된 터빈 고정자 블레이드(136)와 함께]를 포함하는 적어도 하나의 터빈 고정자 조립체(130)는 적어도 하나의 터빈(462)의 제트 엔진 케이싱(146)에 대해 실질적으로 고정되어 유지되고, 적어도 하나의 샤프트(64)와 실질적으로 정렬된 축 둘레에서 실질적으로 동심일 수 있지만, 반드시 동심이어야 하는 것은 아니다.
터빈 고정자 조립체(131)의 다양한 구성이 존재하고, 그 특정의 것이 도 16 및 도 18 내지 도 22에 관련하여 설명되어 있다. 터빈 고정자 조립체(131)의 도 18의 실시예를 고려하면, 원형 공간(610)이 적어도 하나의 터빈 고정자 블레이드(136)와 고정자 부재(611) 사이에 위치될 수 있다. 고정자 부재(611)는 이 실시예에서 통상적으로 샤프트(64)와 함께 회전하고, 특정 실시예는 터빈 회전자(130)에 부착되거나 터빈 회전자(130)의 부분을 형성할 수 있다. 원형 공간(610)은 실제로 도면에 도시되어 있는 것보다 상당히 작은데, 이는 그 사이에 상대 회전을 제공하면서 그를 통해 통과하는 작동 유체의 양을 제한하면서 인접한 부재 사이의 회전을 허용하는 것이 요구되기 때문이다. 원형 공간(610)은 이에 의해 특정 경우에 고정자 부재(611)가 적어도 하나의 터빈 고정자 블레이드(136)에 대해 이동할 수 있게 하도록 구성된다. 특정 경우에, 도 18에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 고정자 부재(611)는 도 16 및 도 18에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 인접한 터빈 회전자(130)를 축방향으로 이격하고 지지하도록(샤프트에 평행한 방향으로 축이 취해짐) 구성될 수 있다. 적어도 하나의 상대 회전하는 터빈 회전 블레이드(134)에 대해 적어도 하나의 터빈 고정자 블레이드(136)를 위치시킴으로써, 터빈 섹션(104)을 통해 유동하는 충분한 작동 유체가 터빈 고정자 조립체(131)에 대한 터빈 회전자 조립체(129)의 상대 운동을 제공할 수 있다.
터빈 고정자 조립체(131)의 도 19의 실시예를 고려하면, 적어도 하나의 터빈 고정자 블레이드(136)에 장착된 고정자 부재(613)와 샤프트(64) 사이에 공간(612)이 위치될 수 있다. 밀봉, 베어링 또는 다른 부재가 공간(612)과 일체로 형성될 수 있다. 고정자 부재(613)의 특정 실시예는 그에 대해 정지 상태로 유지될 수 있고, 하나 이상의 장착 부재(미도시)가 제트 엔진 케이싱(146)에 대해 터빈 고정자 블레이드(136)를 장착하는데 사용될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 터빈 고정자 블레이드(136)는 제트 엔진 케이싱에 부착될 수 있거나 그 부분을 형성할 수 있다. 공간(612)은 이에 의해 정지형 고정자 부재(613) 내에서 샤프트가 회전할 수 있게 하고, 너무 많은 작동 유체가 그를 통해 통과하지 않도록 한다. 특정 경우에, 도 19에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 고정자 부재(613)는 도 16 및 도 17에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 인접한 터빈 회전자(130)로부터 축방향으로 이격될 수 있다. 적어도 하나의 상대 회전하는 터빈 회전자 블레이드(134)에 대해 적어도 하나의 터빈 고정자 블레이드(136)를 위치시킴으로써, 터빈 섹션(104)을 통해 유동하는 충분한 작동 유체가 터빈 고정자 조립체(131)의 터빈 고정자 블레이드(136)에 대해 도 17의 터빈 회전자 블레이드(134)의 상대 운동을 제공할 수 있다.
본 명세서 내에서, 특정 터빈 고정자는 실제로 터빈 회전자 및 하이브리드 추진 시스템(100) 자체의 모두에 대해 회전되도록 구성된다. 회전하도록 구성된 터빈 고정자의 특정 실시예는 도 20 및 도 21에 관련하여 설명되어 있는 제트 엔진 케이싱(146)에 대해 회전 작동하도록 구성될 수 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)로서 배열된다. 근접한 터빈 회전자 및 하이브리드 추진 시스템(100) 자체의 모두에 대한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 이러한 회전은, 특정 터빈 회전자에 대한 특정(예를 들어, 바람직하게는 제어 가능한) 회전 속도에서의 특정 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자의 회전이 제트 엔진(48)의 터빈 섹션을 통해 통과하는 작동 유체 유동의 적은 난류를 생성할 수 있기 때문에 증가된 효율을 유도할 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)에 대한 적어도 특정 실시예는 하나 이상의 베어링(479)(예를 들어, 통상적으로 다수의 베어링) 상에서 회전하도록 장착될 수 있다. 본 명세서 내에서, 용어 "독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자"는 회전할 수 있고 그리고/또는 구동될 수 있고 터빈 회전자에 인접하여 위치되고 예를 들어 고정자로서 작용하도록 작동 유체를 재지향시키기 위해 유동적으로 상호 작용하도록 구성된 부재를 지시한다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는 도 20에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 외주부 둘레에 위치된 하나 이상의 베어링(479) 둘레에서 회전하도록 구성될 수 있다. 비교로서, 하나 이상의 베어링(479) 둘레에서 회전하도록 구성된 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는 도 21에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자의 내주부 둘레에 위치된다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는 도 20 및 도 21에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 토크 변환 기구에 의해 구동될 수 있는 바와 같은 회전 가능한 터빈 요소로서 작동하도록 구성될 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)는 구동 샤프트 또는 터빈 회전 속도를 제어하는데 적절할 수 있는 바와 같은 정확한 회전 속도(예를 들어, RPM의 수)에서 정확하게 구동될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는 또한 예를 들어 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)에 적용된 바와 같은 전기 극성을 선택적으로 제어함으로써 터빈 회전 가능 요소를 제동하거나 위치 설정하도록 구성될 수 있다.
도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 샤프트가 회전함에 따라 회전 샤프트와 함께 샤프트(64) 둘레에서의 이들 부재의 회전을 용이하게 하는 방식으로, 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)[각각의 부착된 압축기 회전자 블레이드(124)를 포함함] 및 터빈 회전자(130)[각각의 부착된 터빈 회전자 블레이드(134)를 포함함]를 견고하게 부착하는 하나의 샤프트(64)를 포함할 수 있다. 압축기 고정자(122)의 특정 실시예는 이격 부재에 부착될 수 있고, 압축기 고정자는 다수의 압축기 고정자 블레이드(126)와 배열될 수 있다. 터빈 고정자(132)의 특정 실시예는 터빈 고정자 블레이드(136)와 배열될 수 있다. 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 상황에 따라 하나 또는 다수의 샤프트로 세분될 수 있는 샤프트(64)를 사용하여 터보프로펠러용 프로펠러 또는 터보팬용 팬을 구동하는데 사용될 수 있다. 다수의 샤프트 중 각각의 샤프트는 도 8, 도 9 및 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 터빈 섹션(104)의 터빈 회전 가능 요소(105)의 적어도 일부를 포함하는 하이브리드 추진 엔진(100)의 하나 이상의 부분을 구동하도록 구성될 수 있다.
터빈 회전자, 터빈 고정자 및 회전형 터빈 고정자 뿐만 아니라 압축기 회전자, 압축기 고정자 및 회전형 압축기 고정자의 적어도 일부의 특정 실시예는 다양한 구성으로 샤프트(64) 또는 샤프트의 특정 부분 둘레에서 회전하도록 배열될 수 있다. 샤프트(64)의 특정 실시예는 예를 들어 상이한 샤프트 부분 사이의 상대 회전을 제공하기 위해 서로에 대해 동심적으로 장착될 수 있는 다수의 샤프트 또는 섹션, 뿐만 아니라 상이한 샤프트 부분의 각각에 견고하게 부착된 부재로 세분될 수 있다. 상대 회전은 또한 항공기(75)와 같은 차량(98)에 대해 다수의 샤프트 섹션 사이에 제공될 수 있다. 예를 들어, 하나의 샤프트 섹션은 고압 터빈 섹션[예를 들어, 연소 챔버에, 따라서 도 16에 도시되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 터빈 섹션(104)의 좌측에 근접한 터빈 회전자]을 압축기 섹션(102)의 하나 이상과 기계적으로 연결할 수 있다. 따라서, 이러한 다수의 샤프트 섹션은 "이중 스풀링" 및/또는 "다중 스풀링"을 허용할 수 있고, 여기서 하이브리드 추진 엔진(100)의 상이한 부분은 다양한 회전 속도에서 개별적으로 시동될 수 있고, 도 3 내지 도 5에서와 같이 회전형 프로펠러 팬(258), 회전 가능한 압축기 요소(103) 또는 심지어 다른 회전 가능한 부재의 적어도 일부 부분은 상이한 회전 가능한 터빈 요소(105)(또는 구동되는 것과 같은 다른 회전 가능한 부재)와는 상이한 회전 속도 및/또는 방향에서 구동될 수 있다. 예를 들어, 압축기 회전 가능 요소(103)는 회전형 프로펠러/팬(258)으로부터 독립적으로 그리고 회전형 프로펠러/팬(258)에 대해 다양한 회전 속도비에서 회전될 수 있다.
그에 인가되는 소정의 동력을 갖는 샤프트에 대해, 샤프트에 부착된 회전형 부재의 중량 및/또는 관성 모멘트가 감소함에 따라, 샤프트를 위한 스풀링 시간이 증가될 수 있고, 그 반대의 경우도 마찬가지로 성립한다. 터빈 회전 가능 요소(105)[회전형 프로펠러 팬(258)은 아님]로부터 샤프트를 경유하여 압축기 회전 가능 요소(103)(적은 총 관성 모멘트를 가짐)의 적어도 일부의 단지 몇몇만을 스풀링하는 것은 이것이 제트 엔진의 시동 및 가속 중에 더 신속한 가속을 제공할 수 있기 때문에 요구될 수 있다. 추가적으로, 더 적은 총 관성 모멘트를 가질 수 있는 것과 같은 압축기 회전 가능 요소(103)의 몇몇 부분을 계속 회전시키기 위해 더 적은 에너지를 요구할 수도 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 부분적으로 토크 변환 기구(107)를 사용하여 터보제트 또는 터보프로펠러 조립체와 관련된 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 회전형 프로펠러 팬(258)을 가속하도록 작용할 수 있다. 따라서, 샤프트에 연결되어 있는(그리고, 토크 변환 기구에 의해 유도되지 않은) 적어도 하나의 제트 엔진과 관련된 덜 기계화된 구조가 시동 및 스풀링 중에 회전 가속될 수 있다. 시동 중에 초기에 구동된 초기 회전 가능 부재는 통상적으로 예를 들어 작동 유체 압력이 제트 엔진 내에 형성될 수 있게 하는 압축기 회전 가능 부재를 포함한다. 제트 엔진(58)의 초기 부분의 시동 및 가속은 통상적으로 다수의 통상의 터보제트 또는 터보프로펠러 조립체에서와 같이 모든 회전 가능 요소를 시동하고 가속하는 것보다 더 신속하고 더 적은 에너지를 갖고 수행될 수 있다(특정의 이러한 회전 가능 부재가 고정된 회전 속도의 비에서 그 사이의 상대 회전을 제공할 수 있는 것과 같은 기어비를 통해 구동되더라도).
터보프로펠러 또는 터보팬 엔진 내에서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 통해 통과하는 모든 작동 유체가 또한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬과 관련된(예를 들어, 동일 선상에 있는) 제트 엔진을 통해 통과하는 것은 아니다. 제트 엔진(58)을 통해 통과하지 않는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 통해 통과하는 이들 작동 유체는 제트 엔진과 관련된 바이패스부(144)를 통해 통과하는 것과 동등하게 간주될 수 있다. 본 명세서는 도 16 내지 도 29에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 상황 및 구성에 따라 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 제트 엔진 케이싱(146)의 외부에 적어도 부분적으로 형성될 수 있는 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 관련된 바이패스부(들)(144)의 다양한 실시예를 설명하고 있다. 바이패스부는 특히 터보프로펠러 또는 터보팬과 같은 제트 엔진(58) 및 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 포함하는 하이브리드 추진 엔진(100)의 이들 실시예 또는 대안적으로 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 이용될 수 있다.
바이패스부(144)는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 통해 유동하는 공기 및/또는 작동 유체의 단지 일부 비율만이 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 통해 계속되고(화살표 54로 지시되어 있음), 반면에 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 통해 유동하는 공기 및/또는 작동 유체의 일부 비율은 바이패스부(144)를 통해 계속되고(화살표 56으로 지시되어 있음), 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 적어도 하나의 압축기 섹션(102), 연소부(109) 및/또는 적어도 하나의 터빈 섹션(104)에 의해 작동하지 않도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 제트 엔진(58) 및 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 포함하는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 터보팬 실시예에서, 바이패스부(144)는 상황에 따라, 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 제트 엔진 케이싱(146)과 도 33 내지 도 36에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 터보팬 케이싱(148) 사이에 형성될 수 있다. 제트 엔진(58) 및 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 포함하는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 터보프로펠러 실시예에서, 바이패스부(144)는 상황에 따라 제트 엔진 케이싱(146)의 외부에 형성될 수 있다.
적어도 하나의 제트 엔진(58)이 스풀링 중에 그리고 계속 작동 중에 거기서 작동되어, 작동 유체가 제트 엔진 작동 유체 유동(54)에 의해 지시되어 있는 바와 같이 연속적으로 증가하는 속도에서 노즐(59)로부터 가속되고, 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 배기부의 적어도 일부를 형성하는 노즐(59)에 그리고 그에 인접하여 상당히 감소하는 압력을 생성한다(작동 유체의 압력이 증가되는 작동 유체 이동에 기초하여 감소되는 베르누이식에 따라).
스풀링 등 중에 제트 엔진(58) 중 적어도 하나를 더 신속하게 가속하기 위해, 관성 및/또는 질량을 제한하기 위한 임의의 요구가 가속화된다. 예를 들어, 단지 압축기만이 스풀링 중에 가속될 수 있는 압축기의 부분인 것으로 고려한다(프로펠러 또는 팬은 아님). 도 1 및 도 2에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 단일 스풀링 작동을 제공하기 위해 도 16에 관련하여 그리고 본 명세서에의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 구성되어 있는 주요 샤프트(64)를 포함할 수 있고, 또는 대안적으로 이중 스풀링을 제공할 수 있는 다중 샤프트를 포함할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 터빈 회전 가능 요소(105)는 제1 스풀링 중에 하나 이상의 압축기 회전 가능 요소(103)를 가속할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100) 내에서의 제1 스풀링(다중 스풀링 중에)은 상황에 따라 적어도 하나의 압축기 섹션(102)의 회전 가능한 가속을 초래할 수 있고, 이는 일반적으로 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 초기 시동 단계 중에 수행되는 것으로 이해된다. 이러한 제1 스풀링은 이에 의해 적어도 부분적으로는 제1 스풀링을 제공하기 위해 사용되는 노즐(59) 및 배기 영역에서의 제트 엔진 작동 유체 유동(54)으로의 압력을 감소시킬 수 있다(작동 유체의 연소 및 압축에 기인하여).
적어도 하나의 제트 엔진(58)이 초기 또는 제1 스풀링 중에 회전 가능하게 계속 가속함에 따라, 작동 유체는 증가적으로 더 큰 속도에서 작동 유체 라인(54)을 따라 지시되어 있는 바와 같이 가속되고, 그 후에 2차 스풀링이 특정의 토크 변환 기구 및/또는 특정의 적어도 하나의 터빈 섹션(104)[예를 들어, 더 저압 회전자(들)]이 도 8 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 에너지 추출 기구(66)로부터 전기를 수용하는 에너지 저장 장치(264)를 충전함으로써 가속되기 시작하고, 에너지 추출 기구(66)로부터 전기를 수용하는 에너지 저장 장치(264)의 충전시에, 토크 변환 기구(107)는 도 9 및 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 일부 회전 가능한 압축기부, 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 및/또는 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 가속할 수 있다.
이 방식으로 에너지 저장 장치(264)를 충전함으로써, 도 9 및 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 일부 회전 가능한 압축기부, 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 및/또는 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 회전 속도는 이에 의해 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 제공된 동력의 결과로서 증가될 수 있다. 압축기 회전 가능 요소의 특정 실시예 및/또는 특정의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 가속하는 것에 의한 이 제2 스풀링은 노즐(59)의 저압 영역, 뿐만 아니라 이들의 하류측의 배기부를 충전하도록 가속되고 있는 터보프로펠러/터보팬 작동 유체 유동(56)에 의해 향상될 수 있다.
이들의 결과로서, 압축기 회전 요소(103) 뿐만 아니라 하이브리드 추진 엔진(100)의 제트 엔진(58)의 터빈 회전 요소(105)의 가속은 이에 의해 제트 엔진의 노즐 및 배기 영역을 통한 작동 유체의 유량을 증가시킬 수 있다(이에 의해 작동 유체의 속도를 증가시킴). 제트 엔진의 노즐 및 배기 영역을 통한 작동 유체의 속도의 증가는 제트 엔진의 노즐 및 배기 영역에서 작동 유체의 압력을 감소시키도록 작용하기 때문에, 제트 엔진의 노즐 및 배기 영역에서의 이러한 압력의 감소는 추가적으로 제트 엔진의 노즐 및 배기 영역을 향해 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 통해 작동 유체를 가속할 수 있고, 이에 의해 추가적으로 적어도 하나의 바이패스부(144)를 통해 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 통한 작동 유체의 유동을 부분적으로 가속한다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 제1 스풀링과 관련된 회전 가능한 구성 요소가 통상의 터보프로펠러 또는 터보팬 엔진보다 적은 관성을 시동 및/또는 스풀링 중에 필요로 할 수 있기 때문에 상당히 효율적일 수 있고, 터빈 회전 가능 요소(105)를 통해 통과하는 작동 유체에 의해 적어도 부분적으로 동력 공급받는 제1 스풀링은 따라서 더 적은 관성을 수반하고, 이러한 제1 스풀링은 따라서 다수의 경우에 더 신속하게 수행될 수 있다. 특정 경우에, 제2 스풀링은 터빈(특히, 터빈 섹션)을 통해 유동하는 작동 유체 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 특정 실시예를 동력 공급하는 토크 변환 기구 및/또는 적어도 하나의 특정 압축기 회전 가능 요소(103)의 특정 실시예의 몇몇 조합에 의해 동력 공급받을 수 있다. 이러한 이중 스풀링 기술은 일반적으로 더 적은 부재(및 가능하게는 모든 부재와 관련된 적은 관성)가 터빈의 가속 중의 결과로서 가속되어야 하고 반면에 제1 스풀링에서 스풀링되지 않은 부재의 일부가 토크 변환 기구(107)(제트 엔진, 터보팬 또는 터보프로펠러의 시동을 용이하게 해야 함)에 의해 가속될 수 있기 때문에 제1 스풀링 중에 제트 엔진(58)의 적어도 일부 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 더 신속한 가속을 허용할 수 있다.
예를 들어, 시동 중에, 적어도 하나의 연소 챔버(109) 내에서의 연소는 초기에 예를 들어 터빈 회전자 블레이드(134)와 터빈 고정자 블레이드(136) 사이의 공간을 통해 그 진로로 강제 이동하는[이에 의해, 터빈 회전 가능 요소(105)에 회전 운동을 제공함] 작동 유체에 의해 고압 터빈 섹션[이들 터빈 회전자 조립체(129)를 포함함]을 통해 인가되는 유체 압력에 응답하여 회전 가속될 수 있다. 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(105)의 적어도 일부(초기에 고압 터빈 섹션 내의 것들)의 가속은 적어도 몇몇 터빈 회전 가능 요소(105)에 의해 회전되는 샤프트에 부착되어 있는 적어도 하나의 압축기 섹션(102)의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 적어도 일부의 회전을 초래할 수 있다. 압축기 회전 가능 요소의 가속은 이에 의해 압축을 발생시키고, 이에 의해 작동 유체(예를 들어, 초기에는 이들에 한정되는 것은 아니지만 공기 및/또는 연료를 포함할 수 있음)가 터빈(462)을 통해 그 진로를 강제 이동하여 노즐 챔버(59)를 통해 나오게 하는 적어도 하나의 제트 엔진(58) 내의 압축의 증가를 발생시킨다. 노즐 챔버(59) 또는 배기부를 가로지르는 압력 구배의 결과로서, 더 많은 작동 유체가 적어도 하나의 제트 엔진(58), 뿐만 아니라 바이패스 영역(144)을 통해 노즐(59) 및 이들의 하류측의 저압 영역을 향해 가속된다.
도 16 및 도 23 내지 도 28에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 압축기(472)를 포함하는 적어도 하나의 압축기 섹션(102)의 다양한 구성이 존재한다. 적어도 하나의 압축기(472)의 특정 실시예는 하나 이상의 압축기 스테이지(119)를 갖고 형성될 수 있다(압축기는 1개 내지 10개 또는 심지어 더 많은 압축기 스테이지를 포함할 수 있음). 각각의 압축기 스테이지(119)는 하나의 압축기 회전자 조립체(155)(도 16 및 도 23에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이) 및 하나의 압축기 고정자 조립체(157)(도 16 및 도 24 내지 도 28에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이)의 일련의 교번적인 경우를 포함할 수 있다. 각각의 압축기 스테이지(119)에 대해, 압축기 회전자 조립체(155)는 적어도 하나의 압축기 고정자 조립체(157)와 축방향을 따라 교대로 배열된다. 도 16 및 도 23에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 각각의 압축기 회전자 조립체(155)는 일반적으로 일련의 실질적으로 반경방향으로 연장하는 압축기 회전자 블레이드(124)와 통상적으로 각각 배열되고 그에 부착되어 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)를 포함한다.
도 16 및 도 24 내지 도 28에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 각각의 압축기 고정자 조립체(157)는 통상적으로 제트 엔진 케이싱(146)으로부터 반경방향 내향으로 연장하고 종종 그에 장착되는 일련의 실질적으로 반경방향으로 연장하는 압축기 고정자 블레이드(126)로서 구성될 수 있는 압축기 고정자(122)[제트 엔진 케이싱(146)에 대해 정지되어 있을 수 있고 심지어 제트 엔진 케이싱(146)을 포함할 수 있음]를 포함한다. 각각의 연속적인 압축기 스테이지(119)는 통상적으로 압축기 입구로부터 압축기 출구[연소 챔버(112)에 유동적으로 대응함]로 더 고압의 작동 유체를 취급하도록 구성된다. 일반적으로, 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)[관련된 반경방향으로 연장하는 압축기 회전자 블레이드(124)와 함께]는 하나 이상의 샤프트와 함께 회전하고, 하나 이상의 샤프트(64)와 실질적으로 정렬된 축 둘레에서 실질적으로 동심적일 수 있다. 비교로서, 압축기 고정자(122)[반경방향으로 연장하는 압축기 고정자 블레이드(126)와 관련됨]는 압축기(472)의 제트 엔진 케이싱(146)에 대해 실질적으로 고정 유지되도록 배열되고, 하나 이상의 샤프트(64)와 실질적으로 정렬된 축 둘레에서 실질적으로 동심적으로 배열될 수 있지만, 반드시 이렇게 배열되어야 하는 것은 아니다.
적어도 하나의 압축기 섹션(102)의 특정 실시예는 통상적으로 일련의 교번적인 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120) 및 압축기 고정자(122) 중 하나 이상을 갖고 형성된다. 일반적으로, 압축기 회전자 블레이드(124)는 통상적으로 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)로부터 실질적으로 반경방향 외향으로 다소 만곡된 방식으로 연장되고, 그에 부착된다. 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 특정 실시예는 하나 이상의 샤프트(64)와 실질적으로 정렬된 축 둘레에서 회전하고, 이 축 둘레에서 실질적으로 동심적일 수 있다. 비교로서, 도 16 및 도 24 내지 도 28의 압축기 고정자(122)의 특정 실시예[압축기 고정자(122)를 형성하는 방식으로 제트 엔진 케이싱(146)으로부터 실질적으로 반경방향 내향으로 통상적으로 연장되는 압축기 고정자 블레이드(126)와 함께]는 하나 이상의 샤프트(64)와 실질적으로 정렬된 축에 대해 실질적으로 회전 불가능하게 유지되고 이 축 둘레에서 실질적으로 동심일 수 있다.
각각의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120) 및 각각의 압축기 고정자(122)는 통상적으로 일련의 실질적으로 반경방향으로 연장하는 압축기 회전자 블레이드(124) 및 실질적으로 반경방향으로 연장하는 압축기 고정자 블레이드(126)를 포함하도록 각각 배열된다. 적어도 하나의 압축기 회전 가능 요소(103)의 특정 실시예는 도 9 및 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 도 16 및 도 23에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120) 및 관련된 압축기 회전자 블레이드(124)의 적어도 회전 가능한 부분을 포함할 수 있다.
압축기 고정자 조립체(131)의 다양한 구성이 존재할 수 있고, 그 특정한 구성이 도 24 내지 도 28에 관련하여 설명된다. 압축기 고정자 조립체(157)의 도 24의 실시예를 고려하면, 원형 공간(614)이 적어도 하나의 압축기 고정자 블레이드(126)와 회전 고정자 부재(661) 사이에 위치될 수 있다. 도 24의 회전 고정자 부재(661)는 통상적으로 샤프트(64)와 함께 회전하고, 특정 실시예는 예를 들어 실질적으로 그와 함께 회전하도록 도 23에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)에 부착되고, 그와 일체이고, 또는 그 부분을 형성할 수 있다. 도 24의 원형 공간(614)은 이에 의해 회전 고정자 부재(661)가 적어도 하나의 압축기 고정자 블레이드(126)에 대해 이동할 수 있게 한다. 밀봉부(미도시)가 회전 고정자 부재 내에 일체화될 수 있다. 원형 공간(614)의 도시된 치수는 실제 제트 엔진에서보다 클 수 있지만, 공간을 통한 작동 유체의 통과를 제한하기 위해 치수 설정되어야 한다(또는 밀봉부가 제공되어야 함). 특정 경우에, 도 24에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 회전 고정자 부재(661)는 도 23에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 도 23의 인접한 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)를 축방향으로 이격하도록 구성될 수 있다. 도 23의 적어도 하나의 비교적 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자 블레이드(124)에 대해 적어도 하나의 압축기 고정자 블레이드(126)를 위치시킴으로써, 압축기 섹션(102)을 통해 유동하는 충분한 작동 유체가 도 16 및 도 24 내지 도 28의 압축기 고정자 조립체(157)에 대해 도 16 및 도 23의 압축기 회전자 조립체(155)의 상대 운동을 제공하는 제트 엔진을 통해 통과하는 작동 유체를 압축할 수 있다.
정지형 압축기 고정자 조립체(157)의 도 25의 실시예를 고려하면, 공간(616)이 정지형 고정자 부재(661)와 샤프트(64) 사이에 위치될 수 있다(원하는 바에 따라 구성되고, 이격되거나, 밀봉될 수 있음). 고정자 부재(661)의 특정 실시예는 적어도 하나의 압축기 고정자 블레이드(126)에 견고하게 장착될 수 있다. 이들 실시예에서, 고정자 부재(661)는 통상적으로 제트 엔진 케이싱(146)과 정지 상태로 유지될 수 있고, 특정 실시예에서 정지형 압축기 고정자 조립체(159)는 제트 엔진 케이싱에 부착되고, 그와 일체로 형성되거나, 그 부분을 형성할 수 있다. 공간(616)은 이에 의해 정지형 고정자 부재(661) 내에서 샤프트(64)가 회전할 수 있게 한다. 특정 경우에, 정지형 고정자 부재(661)는 도 25에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 이들 사이의 상대 회전을 허용하기 위해 도 23에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 인접한 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)로부터 축방향으로 이격될 수 있다. 적어도 하나의 상대 회전하는 압축기 회전자 블레이드(124)에 대해 적어도 하나의 압축기 고정자 블레이드(126)를 위치시킴으로써, 압축기 섹션(102)을 통해 유동하는 충분한 작동 유체는 도 25의 압축기 고정자 조립체(157)의 압축기 고정자 블레이드(126)에 대한 도 23의 압축기 회전자 블레이드(124)의 상대 운동을 제공할 수 있다.
도 26 및 도 27은 도 23의 압축기 회전자 조립체(155)의 회전에 무관하게 회전할 수 있는 적어도 하나의 압축기 회전 가능 고정자(493)를 포함하는 압축기 회전 가능 고정자 조립체(457)의 다수의 실시예를 도시한다. 도 26 및 도 27의 압축기 회전 가능 고정자(493)의 특정 실시예는 다수의 베어링(495) 상에 지지될 수 있고, 샤프트(64)로부터 가변 회전 속도에서 독립적으로 회전 구동될 수 있다. 압축기 회전 가능 고정자 조립체(457)의 도 26의 실시예의 베어링(495)은 적어도 하나의 압축기 회전 가능 고정자(493)의 외주부 둘레에 장착된다. 압축기 회전 가능 고정자 조립체(457)의 도 27의 실시예의 베어링(495)은 적어도 하나의 압축기 회전 가능 고정자(493)의 내주부 둘레에 장착된다. 도 26 및 도 27에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 베어링(495)의 특정 실시예는 볼 베어링, 레이스 베어링, 또는 제트 엔진의 부재의 회전 속도와 같은 부하를 지지하도록 구성된 다른 유형의 베어링일 수 있다.
제트 엔진 케이싱(146)에 대해 회전하도록 구성된 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 도 26 및 도 27에 관련하여 설명되어 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 하나 이상의 베어링(495)(예를 들어, 통상적으로, 다수의 베어링) 상에서 회전하도록 장착된다. 본 명세서에 내에서, 용어 "독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자"는 회전되고 그리고/또는 구동될 수 있고 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자에 인접하여 위치되고 압축기 스테이지를 통한 작동 유체의 압축을 향상시키도록 작동하기 위해 그와 상호 작용하도록 구성된 압축기 회전 가능한 고정자 조립체(457)의 부재를 지시한다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 도 26 및 도 27에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 도 2 내지 도 5 및 도 8 내지 도 15에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 토크 변환 기구(107)에 의해 구동될 수 있는 바와 같이 압축기 회전 가능 요소의 일 실시예로서 작동하도록 구성될 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)는 구동 샤프트 또는 압축기 회전 속도를 제어하는데 적합할 수 있는 바와 같이 정확한 회전 속도(예를 들어, RPM의 수)에서 정확하게 구동될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 또한 예를 들어 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)에 인가된 바와 같은 전기 극성을 선택적으로 제어함으로써 압축기 회전 가능 요소를 제동하거나 위치 설정하도록 구성될 수 있다.
이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)[압축기 고정자 블레이드(126)와 함께]의 특정 실시예는 샤프트(64) 및 제트 엔진 케이싱(146)의 모두에 대해 독립적으로 회전하도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)는 압축기 고정자 블레이드와 함께, 도 26 및 도 27에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 회전하거나 회전 구동되도록 구성될 수 있다. 각각의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)는 고정자의 진정한 정의(예를 들어, 정지 유지됨)를 만족시키지 않을 수 있고, 이와 같이 이들 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)는 압축기 역회전 고정자, 압축기 자유 휠링 고정자, 압축기 회전 구동식 고정자, 회전형 고정자 조립체 등으로서 고려될 수 있다. 이와 같이, 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자의 이들 실시예는 제트 엔진 케이싱(146)에 대해 구동될 수 있고, 따라서 정지되지 않을 수 있고, 따라서 이들이 도 23 및 도 25 내지 도 28에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 압축기 회전자 조립체(155)와 인터페이스하는 점을 제외하고는 진정한 고정자일 수 있다.
이와 같이, 도 26에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 본 명세서 내에서, 적어도 하나의 압축기 회전 가능한 고정자 조립체(457)는 적어도 하나의 회전 가능한 고정자 부재(582), 적어도 하나의 회전 가능한 고정자 블레이드(584) 및 적어도 하나의 회전 가능한 고정자 베어링 부재(586)를 포함할 수 있다. 도 28에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 압축기 회전 가능한 고정자 조립체(457)의 특정 실시예는 도 8 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 구동될 수 있다. 도 28에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 도 16 및 도 23의 적어도 하나의 압축기 회전자 조립체(155)는 제1 방향으로 회전하도록 제트 엔진(58) 내에서 구동될 수 있고, 반면 도 26의 적어도 하나의 압축기 회전 가능한 고정자 조립체(457)는 제2 방향으로 회전하도록 토크 변환 기구에 의해 구동될 수 있다.
도 26 및 도 27에 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 압축기 회전 가능 고정자 조립체(457)는 적어도 하나의 압축기 회전자 조립체(155)로부터 반대 방향에서 회전하도록 구성될 수 있기 때문에, 반대 방향에서 회전하는 이들 2개의 부재는 적어도 하나의 압축기 회전자 조립체(155)와 적어도 하나의 압축기 회전 가능한 고정자 조립체(457) 사이의 유효 상대 회전을 초래하는데 기여한다. 압축기 섹션의 압축기 스테이지를 통해 통과하는 작동 유체의 유체 압축의 양은 압축기 회전자 조립체(155)와 인접한 압축기 회전 가능 고정자 조립체(457) 사이의 유효 상대 회전의 함수이다.
이와 같이, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 도 26, 도 27 및 도 28에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 구성될 수 있어 압축기 회전자 조립체(155) 및 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)(예를 들어, 이들 모두는 본 명세서 내에서 압축기 회전 가능 요소로서 고려될 수 있음)가 상당히 낮은 회전 속도에서 반대 회전 방향에서 회전할 수 있고, 여전히 유사한 유체 압축을 성취할 수 있게 된다. 예를 들어, 미리 정해진 압축을 성취하기 위해 원하는 회전 속도(예를 들어, 1800 RPM)에서 회전하는 압축기 회전자 조립체 대신에, 작동 유체의 실질적으로 동일한 압축을 성취하기 위해 모두 반대 방향으로 회전하는(각각 900 RPM에서 회전하지만, 하나는 요구되는 바와 같이 또는 설계되는 바와 같이 다른 것보다 빠르게 회전할 수 있음) 압축기 회전자 조립체(155) 및 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 고려한다. 대안적으로, 압축기 회전자 조립체(155)는 1200 RPM에서 회전할 수 있고, 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)는 예를 들어 600 RPM에서 역회전할 수 있다.
추가적으로, 적어도 하나의 압축기 회전자 조립체(155)의 다양한 구성 요소의 특정 실시예는 더 낮은 각속도에서 작동함으로써 더 낮은 응력 및 피로를 경험할 수 있다. 압축기 회전자 조립체(155), 관련된 회전 터빈 조립체 및 샤프트 상의 관련된 마모는 각각 더 낮은 부하, 응력 하중 및 피로를 경험할 수 있다. 이러한 부품들의 분해 검사와 예측된 작동 수명 사이의 시간은 연장될 수 있는 가능성이 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예와 관련된 연료 비용이 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 감소될 수 있을 뿐만 아니라, 수리, 분해 검사 및 교체 비용이 마찬가지로 제한될 수 있다.
제트 엔진(58)의 압축기 회전 가능 요소(103), 터빈 회전 가능 요소(105) 및 샤프트(64)는 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 공동 회전을 허용하는 방식으로 모두 서로 부착될 수 있고 제트 엔진은 동일한 압축을 성취하는 압축기 섹션을 갖고 더 낮은 회전 속도에서 작동할 수 있기 때문에, 더 적은 에너지가 더 낮은 회전 속도에서 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(105)를 회전할 때 터빈 섹션에 의해 제공될 수 있어, 이어서 공동 회전하는 압축기 회전 가능 요소의 실시예로서 고려될 수 있다. 이와 같이, 가스 터빈 또는 제트 엔진의 특정 실시예는 적어도 하나의 압축기 회전 가능한 고정자 조립체(457)가 적어도 하나의 압축기 회전자 조립체로부터 역회전하는 제트 엔진[적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)에 일체화될 수 있음]의 이들 실시예에서 더 적은 연료를 소비하도록 구성될 수 있다. 본 명세서의 다른 부분은 압축기 회전 가능 고정자 조립체(457)의 특정 실시예와 관련된 작동, 효율 및 동력에 대한 더 많은 상세를 제공한다.
추가적으로, 적어도 하나의 압축기 회전자 조립체(155)로부터 반대 방향에서 회전하도록 구성되어 있는 도 26 및 도 27의 적어도 하나의 압축기 회전 가능 고정자 조립체(457)에 의해, 도 28에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 이러한 동력으로서 특정 양의 비대칭 추력(제트 엔진 뿐만 아니라 특정의 관련된 자이로스코픽 효과에 의해 생성되는 바와 같은)은 감소되고 그리고/또는 제한될 수 있다. 이러한 비대칭 추력, 뿐만 아니라 관련된 자이로스코픽 효과의 특정한 것은 특정 상황 하에서 항공기가 비행하는데 더 문제가 있게 하고, 뿐만 아니라 항공기 기체 뿐만 아니라 하이브리드 추진 엔진(100)[또는 관련된 엔진 파일론(engine pylon)]의 다양한 부분 상의 바람직하지 않은 힘, 응력 및/또는 피로를 제공하는 것과 같은 특정의 악영향을 가질 수 있다. 상당한 토크(단일 축 둘레에서)를 제공하는 것은 엔진, 엔진 파일론, 날개, 제어 표면, 동체(fuselage) 등과 같은 항공기의 부재를 통해 상당한 토크, 힘, 응력 피로 등을 제공할 수 있다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 다수의 구성 요소[적어도 하나의 압축기 회전 가능 요소(103) 및/또는 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(105)와 같은]의 회전 속도를 감소시키는 것은 이들 부재에 인가되는 힘, 응력 및 피로를 제한하는 효과를 가질 수 있다.
적어도 하나의 압축기 회전자 조립체(155)와는 반대 방향에서 회전하도록 구성되어 있는 적어도 하나의 압축기 회전 가능 고정자 조립체(457)의 구성 요소에 의해, 제트 엔진이 속도에 도달하는 스풀링 기간이 제한될 수 있다. 전술되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 압축기 회전 가능 요소(103)[압축기 회전자 조립체(155)와 같은]의 특정의 것의 정상 작동 회전 속도는 적어도 하나의 압축기 회전 가능 고정자 조립체(457)를 역회전함으로써 제한될 수 있고, 따라서 적어도 하나의 압축기 회전 가능 요소(103)와 관련된 질량 및 관성이 감소될 수 있고, 압축기 회전자 조립체를 원하는 작동 회전 속도로 가속하기 위한 시간의 양이 제한될 수 있다.
따라서, 적어도 하나의 압축기 회전 가능 고정자 조립체(457)를 회전시키는데 사용되는 에너지가 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)(가능하게는, 배터리와 같은 관련된 에너지 저장 장치)로부터 적어도 부분적으로 제공될 수 있고, 따라서 제트 엔진, 더 구체적으로는 터빈 회전 가능 요소로부터 직접 에너지를 유도하지 않을 수 있다.
도 8 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 토크 변환 기구에 동력을 적어도 부분적으로 제공할 수 있는 전기는 자기 유체 역학 원리에 기초하여 제트 엔진을 통한 특정 작동 유체의 통과 또는 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(105)의 회전으로부터 적어도 부분적으로 발생될 수 있다. 따라서, 발전기(106)를 포함할 수 있는 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(들)(105), 제트 엔진을 통해 또는 노즐/배기 영역 내에서 통과하는 작동 유체 또는 이들의 몇몇 조합의 회전 운동을 적어도 부분적으로 초래하는 전기를 발생시킬 수 있다. 전기를 발생시키는데 사용되는 구성 요소는 이들에 한정되는 것은 아니지만, 에너지 추출 기구(66) 및 토크 변환 기구(107)를 포함할 수 있다. 토크 변환 기구(107)의 특정 구성 요소는 전기 에너지를, 압축기 회전 가능 요소(103)의 회전 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 회전과 같은 기계적 에너지로 변환할 수 있다. 따라서, 특정의 에너지 추출 기구(66)와 함께 포함된 바와 같은 발전기(106)의 특정 실시예는 일반적으로 특정 발전기와 같이, 유사하게 구성될 수 있고 토크 변환 기구(107)에 역 프로세스를 수행할 수 있다.
에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 전기 에너지를 생성하기 위해 기계적 에너지를 변환하는 프로세스를 수행하도록[예를 들어, 적어도 하나의 제트 엔진(58) 내의 작동 유체의 통과 뿐만 아니라 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(105)의 회전으로부터] 구성될 수 있고, 이에 의해 에너지 추출 기구(66) 및 토크 변환 기구(107)의 모든 작업을 수행할 수 있다. 특정 차량 기반 에너지 추출 기구(토크 변환 기구를 운전하기 위해 전기를 발생시키는데 사용될 수 있는 것과 같은)는, 하이브리드 자동차가 동역학 브레이크를 구비하면 기관차, 뿐만 아니라 소정의 전기 및 하이브리드 자동차[도요다 프리우스(Toyota Prius)를 포함함] 상에 사용되는 트랙션 모터와 같은 다양한 모터와 작동적으로 관련될 수 있다.
도 8 내지 도 11에 대해 블록 형태로 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66) 및/또는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)의 다양한 구성 및 실시예가 이제 도 12, 도 13, 도 14 및 도 15에 관련하여 개략적으로 설명된다. 따라서, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 내의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)에 동력 공급하기 위한 토크 변환 기구(107)를 포함할 수 있다. 토크 변환 기구의 특정 실시예는 이에 의해 기계적 에너지를 생성하기 위해 전기 에너지를 이용할 수 있다. 본 명세서의 특정 실시예에서, 전기 에너지는 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예에 의해 발생된 전기에 대응한다. 도 12는 예를 들어, 샤프트(64)에 직접 연결되는 에너지 추출 기구(66)[발전기(106)를 포함할 수 있음]를 포함하는 하이브리드 추진 엔진(100)의 실시예의 일 개략 다이어그램을 도시하고 있다. 에너지 추출 기구(66)[예를 들어, 발전기(106)]의 특정 실시예는 이들에 한정되는 것은 아니지만, 압축기 섹션과 터빈 섹션 사이, 터빈 섹션의 하류측, 압축기 섹션의 상류측을 포함하는 회전하는 임의의 위치에서 샤프트(64)에 대해 위치될 수 있고, 또는 심지어 제트 엔진 내에 위치된 별개의 터빈에 연결될 수 있다.
에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 도 12 및 도 13에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 발전기 회전자(1062) 및 발전기 권선(1064)을 포함한다. 발전기 회전자의 특정 실시예는 발전기 권선(1064)에 대해 회전되는 것과 같이 변위될 수 있는 자기 또는 전기 전도성 재료를 포함할 수 있다. 발전기 권선(1064)에 대한 발전기 회전자(1062)의 적절한 운동[예를 들어, 도 12 및 도 13의 발전기 회전자의 회전]은 발전기 권선(1064) 내의 전류의 발생을 초래할 수 있다.
본 명세서의 특정 실시예에서, 기계적 에너지는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 내의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 특정 실시예의 회전에 대응한다. 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)의 다양한 실시예가 본 명세서의 의도 내에서 남아 있을 수 있는 것으로 고려된다.
발전기(106)를 포함할 수 있는 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 도 12 및 도 13에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 발전기 회전자(1062)의 운동(예를 들어, 회전)의 형태의 에너지를 전기 에너지로 변환하도록 구성될 수 있다. 항공기(75)의 경우에, 예를 들어 발전기로서 에너지 추출 기구(66)에 의해 제공된 전기 에너지는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 전기를 제공할 수 있고, 이는 그 후에 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 구동하거나 또는 대안적으로(미도시) 다양한 압축기 회전 가능 요소, 터빈 회전 가능 요소를 구동하고, 항공기(또는 다른 차량) 시스템 또는 도구 등에 동력을 제공하는데 사용될 수 있다. 에너지 추출 기구(66)의 발전기 회전자(1062)의 특정 실시예는 터빈 회전 가능 요소(105)의 운동에 의존하도록 구성된 회전 가능하게 직접 기계적으로 결합될(그에 회전 응답하여) 수 있고, 이 회전은 샤프트(64)의 회전 운동으로부터 전달될 수 있다. 특정 실시예에서, 샤프트(64)는 강성 구조체로서 구성될 수 있고, 이에 의해 터빈 회전자(132)의 적어도 일부[터빈 회전자 블레이드(134)의 적어도 일부를 포함함]에 대해 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 적어도 일부[압축기 회전자 블레이드(124)의 적어도 일부를 포함함]를 비교적 정적으로 또한 공동으로 회전 가능하게 부착한다.
본 명세서는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)와 함께 포함되는 다양한 제트 엔진을 제공한다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 특정 실시예는 예를 들어, 터빈프로펠러 엔진을 위한 프로펠러로서 또는 터보팬 엔진을 위한 팬 섹션으로서 도 1의 항공기 또는 다른 차량에 구성될 수 있다. 일반적으로, 터빈 변환 기구(107)는 예를 들어 결합 해제된 엔진의 동력을 향상시키기 위해 하이브리드 추진 엔진(100)의 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 전방 또는 후방에 구성될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)를 통해 유동하는 모든 작동 유체(예를 들어, 공기)가 또한 하이브리드 추진 엔진(100)의 다른 부분을 통과하도록 구성될 수 있는 것은 아니다.
따라서, 터빈 회전 요소(105)로서 구성된 터빈 회전자의 회전 운동에 적어도 부분적으로 기초하여 전기를 발생시키도록 구성된 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 발전기 권선(1064)이 터빈 회전 가능 요소(105)에 근접하여 장착되고 그에 대해 회전하는 도 13에 관련하여 설명되어 있다. 이와 같이, 발전기 회전자(1062)의 특정 실시예는 도 16의 터빈 회전 가능 요소(105)에 대해 적어도 부분적으로 일체화되고, 장착되고, 관련되고, 또는 다른 방식으로 형성될 수 있고, 그리고/또는 이 터빈 회전 가능 요소(105)와 함께 회전할 수 있고, 다른 발전기 권선은 터빈 회전자 또는 터빈 회전자(예를 들어, 케이싱)에 근접하여 제트 엔진의 부분 내에 위치된다. 적어도 하나의 터빈 회전자, 터빈 회전자 블레이드 또는 적어도 하나의 다른 터빈 회전 가능 요소의 회전은 이에 의해 적어도 하나의 발전기 권선(1064) 내에 전류를 발생시키도록 구성될 수 있고, 이 전류는 이어서 도 8 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 토크 변환 기구(107)에 인가될 수 있다(도 2의 에너지 저장 장치에 저장될 수 있음).
발전기(106)를 포함할 수 있는 에너지 추출 기구(66)의 전술된 실시예는 터빈 회전 가능 요소(107) 또는 그와 함께 회전하는 다른 회전 가능 요소로부터 그 에너지를 동력화하도록 구성될 수 있다. 비교로서, 발전기의 특정 실시예는 제트 엔진(58)을 통해 통과하는 작동 유체의 에너지로부터 전기를 발생시킬 수 있다. 이러한 발전기는 도 14에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 자기 유체 역학 발전기로서 구성된다. 자기 유체 역학 발전기는 본 명세서에 적용 가능한 바와 같이, 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 일반적으로 제트 엔진(58)의 노즐 영역(59) 내에 또는 그 부근에서 고온 배기 스트림으로부터 동력을 추출함으로써 작동할 수 있다. 자기 유체 역학 발전기의 특정 실시예는 요오드 또는 세슘과 같은 전기 전도체가 노즐 영역의 상류측에서 제트 엔진 내에 주입될 수 있는 자기 유체 역학 양태를 향상시킬 수 있다. 자기장은 그 후에 배기 스트림을 가로질러 인가될 수 있고, 전류가 그 후에 왼손 법칙에 기초하여 인가된 자기장에 대해 90도로 설정된다. 작동 유체 에너지 발전기에 의해 발생된 전류는 이어서 토크 변환 기구를 구동하기 위해 인가될 수 있다.
발전기를 포함하는 하나 이상의 유형의 에너지 추출 기구(66)는 이에 의해 전기를 발생시키는데 사용될 수 있고, 이는 그 후에 하나 이상의 전기 모터를 포함할 수 있는 바와 같이 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예를 구동할 수 있다.
본 명세서는 예를 들어 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 적어도 하나의 압축기 섹션(102) 및/또는 적어도 하나의 터빈 섹션(104)의 회전으로부터 독립적으로(예를 들어, 결합 해제되어) 회전 가능하게 작동할 수 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체를 가짐으로써, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)로부터 결합 해제되고 그리고/또는 제어 가능하게 결합될 수 있는 하이브리드 추진 엔진(100)의 다수의 실시예를 제공한다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 이에 의해 샤프트(64)(주요 샤프트 및/또는 다수의 샤프트를 포함할 수 있음)가 적어도 하나의 터빈 섹션(104)의 하나 이상의 터빈 회전 가능 요소와 적어도 하나의 압축기 섹션(102)의 하나 이상의 압축기 회전 가능 요소 사이의 상대 운동을 제공하도록 구성될 수 있다. 샤프트(64)의 특정 실시예는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)에 상대 회전을 제공하도록(또는 대안적으로 단지 시간의 부분 동안에만 회전을 제공함) 연장될 필요는 없다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 따라서 샤프트(64)는 프로펠러/팬 섹션(62)과 적어도 하나의 터빈 섹션(104) 사이, 적어도 하나의 압축기 섹션(102)과 터빈 섹션 사이의 연속적인 기계적 연결을 제공하지 않도록 구성되거나 분리될 수 있고, 회전 운동 뿐만 아니라 작동의 자유도가 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 뿐만 아니라 제트 엔진(58)의 회전 가능 요소 사이에 제공될 수 있다. 본 명세서는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)과 제트 엔진(58) 사이의 작동의 자유도 및/또는 다양한 이러한 회전 운동의 자유도(연속적일 수 있고, 또는 대안적으로 비행과 같은 차량 작동의 특정 단계 중에 제어될 수 있음)를 설명하고 있다.
도 8 내지 도 11은 토크 변환 기구(107)에 제공된 전기가 실질적으로 순간적인 방식으로 발전기(106)와 같은 에너지 추출 기구(66)로부터 터빈 회전 가능 요소(105)의 운동에 기초하여 유도되는[그리고 선택적 에너지 저장 장치(264)를 포함하지 않음] 하이브리드 추진 엔진(100)의 일 실시예를 도시하는 블록 다이어그램이다. 이와 같이, 전기는 에너지 저장 장치에서와 같이 상당한 기간 동안 저장되는 것이 가능하지 않다. 이와 같이, 발전기(106)와 같은 다양한 에너지 추출 기구(66)에 의해 발생된 전기는 하이브리드 추진 엔진(100)의 다수의 실시예에서 하나 초과의 토크 변환 기구(107)에 의해 공유될 수 있다.
도 8 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 특정의 이들 하이브리드 추진 엔진(100)은 비교로서, 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)에 의해 발생된 에너지의 적어도 일부를 얻을 수 있고 소정 기간 동안 이를 저장할 수 있는 선택적 에너지 저장 장치(264)를 포함하는 하이브리드 추진 엔진(100)의 다른 실시예를 도시하고 있다. 기간은 에너지 저장 장치(264)의 다양한 실시예에서, 순간적인 저장으로부터 몇 분, 며칠 등의 범위일 수 있다. 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 이에 의해 다양한 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)와 작동적으로 관련되도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)의 특정 실시예는 예를 들어, 적어도 하나의 고전력 등급 배터리, 재충전 가능 배터리, 적어도 하나의 플라이휠, 적어도 하나의 초고용량 캐패시터, 또는 적어도 하나의 다른 적합한 에너지 저장 장치 등, 또는 이들의 조합을 포함할 수 있다.
에너지 저장 장치의 특정 실시예는 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)에 의해 발생된 동력을 중간적으로 저장하도록 구성될 수 있어, 토크 변환 기구(107)에 즉시 또는 그 후에 동력을 제공하는데 사용될 수 있게 된다. 이와 같이, 에너지 저장 장치(264)의 특정 실시예는 이 전기를 위한 수요를 초과하는 발생된 전기를 저장하기 위한 설비로서 작용한다. 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)를 운전하기 위해 에너지 저장 장치의 특정 실시예를 사용하는 이러한 기술은 몇몇 상황에서 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66) 상에 즉시적인 전기 드레인을 배치하지 않고 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진의 수요의 시간 중에 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(62)의 작동을 허용할 수 있다.
에너지를 저장하기 위한 에너지 저장 장치(264)의 능력을 증가시키는 것은(예를 들어, 상당한 전기 공급을 생성할 수 있는 것과 같은 재생 기술을 사용하여) 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 전체 효율을 증가시키는 경향이 있을 수 있다. 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 최고 수요 중에 공급될 낮은 수요 중에 얻어진 에너지를 제공하는 것이 가능하고, 이와 같이 임의의 시간에 생성되도록 요구되는 최대 에너지의 양(제트 엔진으로부터)이 제한될 수 있는 것을 고려하라. 더 크거나 더 많은 효율적인 에너지 저장 장치(264)가 더 큰 요구의 기간 중에 회수될 수 있는 바와 같이 더 큰 양의 전기 에너지를 저장하는 것으로 기대될 수 있다.
최고 수요 중에 공급될 낮은 수요 중에 얻어진 에너지를 제공하는 것이 가능한 에너지 저장 장치(264)의 특정 실시예는 재생 장치의 유형으로서 고려될 수 있다. 다수의 비행 중에, 예를 들어 전기는 낮은 수요 기간 중에 에너지 저장 장치(264) 내에 저장될 수 있고, 높은 수요 기간 중에 토크 변환 기구(107)에 인가되도록 에너지 저장 장치로부터 회수될 수 있다.
도요다 프리우스와 같은 특정의 통상의 하이브리드 자동차는 최고 수요 중에 공급될 수 있는 방식으로 그 후에 저장될 낮은 수요 중에 얻어진 에너지를 제공하도록 구성된다. 프리우스는 다른 통상의 하이브리드 자동차 및 스포츠 유틸리티 차량에서와 같이, 대안적인 구동 에너지 추출 기구를 제공하기 위해 배터리와 같은 에너지 저장 요소를 이용할 수 있다. 프리우스와 같은 특정 하이브리드 차량은 낮은 수요의 기간 중에 그 가스 엔진을 정지시킬 수 있어, 이에 의해 전기 모터를 운전하기 위해 배터리의 에너지를 소비한다.
본 명세서는 이들 제트 엔진이 재시동될 수 있고 예를 들어 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 동력 공유 기술을 사용함으로써 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 적어도 일부가 다른 작동하는 제트 엔진 및/또는 적어도 일부 에너지 저장 장치(264)로부터 운전될 수 있는 방식으로 비행 중에 제트 엔진의 적어도 일부를 정지할 수 있는 다수의 하이브리드 추진 엔진(100)을 설명하고 있다. 배터리(특히, 재충전 가능한 배터리), 플라이휠, 캐패시터 소자, 연료 전지 등과 같은 다수의 이러한 에너지 저장 장치의 디자인 및 에너지 저장 용량은 향상되고 있고, 일반적으로 예를 들어 차량에서 더 유용하도록 더 경량이고 더 큰 충전 밀도를 갖는다. 특정의 이러한 배터리는 또한 예를 들어 지상에 있을 때, 공항에 있는 동안 등에 향상된 충전을 얻기 위해 에너지 추출 기구에 "플러그인"될 수 있다. 이러한 향상된 충전은 예를 들어 이륙 중에와 같은 특히 최고 성능을 위한 요건 중에 특정 에너지 절차 등을 수행하기 위해 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예를 지원할 수 있다.
에너지 저장 장치(264)의 역할은 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예와 인터페이스함에 따라 도 8 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 영구 운동 기계와 혼란되지 않도록 하는 것이다. 영구 운동 기계는 그에 제공되어 있는 것보다 더 많은 에너지가 생성되는 장치로서 고려될 수 있다. 비교로서, 에너지 저장 장치(264)의 특정 실시예는 그에 미리 인가된 에너지의 적어도 일부를 효율적으로 저장하고 이어서 효율적으로 제공하도록 구성될 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)의 특정의 비교적 효율적인 실시예는 제트 엔진(58) 뿐만 아니라 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)이 모두 공회전 상태 또는 비교적 낮은 레벨(하강, 저속 순항 또는 지상 자력 이동 중에와 같은)에 있을 때와 같은 비교적 낮은 에너지 유인의 기간 동안 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)에 의해 발생되고 있는 에너지를 저장하도록 구성될 수 있다. 낮은 수요의 기간 동안 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)로부터 회수된 이러한 에너지는 예를 들어, 이륙, 상승, 비상 사태 절차 등 중에와 같은 비교적 높은 수요의 기간 중에 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 토크 변환 기구(107)에 동력을 인가하도록(적어도 일부 전기를 제공하도록) 인가될 수 있다.
따라서, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 예를 들어 에너지 추출 기구(66)와 같은 기내 탑재형 에너지 추출 기구(66)에 의해 발생되고 전기 모터 추진을 구동하는데 사용되는 몇몇/모든 에너지를 갖는 전기 항공기 엔진을 포함하도록 구성될 수 있다. 따라서, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 도 8 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 예를 들어 에너지 추출 기구(66)를 사용함으로써 에너지 추출 기구(66)를 포함하도록 구성될 수 있다. 에너지 추출 기구(66)는 토크 변환 기구(10)와 조합하여 에너지 추출 기구(66)와 직렬로 또는 병렬로 배열될 수 있다. 에너지 저장 장치의 특정 실시예는 이에 의해 에너지의 하이브리드 추진 사용으로부터 에너지의 발생으로 시간 분리하는 기능을 할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 바이패스비가 비교적 큰(특정 경우에, 10 초과의 바이패스를 갖는) 상당한 효율을 얻을 수 있다. 바이패스비는 적어도 하나의 제트 엔진(58)(예를 들어, "고온부")을 통해 유동하는 작동 유체로 나누어진 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)(예를 들어, "저온부")를 통해 유동하는 작동 유체의 비로서 고려될 수 있다. 이와 같이, 비교적 큰 유효 바이패스비는 터빈 엔진 구동식 에너지 추출 기구(예를 들어, 가능하게는 중간 저장 및 동력 조절을 이용하여)에 의해 제공된 전기 에너지에 의해 적어도 부분적으로 동력 공급받는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)를 사용함으로써 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서 실행될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 관련된 엔진과는 상이한 샤프트 속도 편차 또는 상당히 상이한 순간 샤프트 마력에서 작동하는 팬의 설비를 갖고 구성될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 유효 바이패스비 및 거의 일정한 원동기 샤프트 속도를 증가시킴으로써(몇몇 실시예에서, 팬 블레이드 각도 또는 샤프트 속도 중 하나/모두를 상당히 변경시킴으로써, 뿐만 아니라 동적 브레이크로의 기민한 엔진 동력 덤핑에 의해) 상당히 더 큰 하이브리드 추진 효율을 얻을 수 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)를 포함하도록 구성될 수 있다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)를 포함하는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 이에 의해 추력 레벨이 하나 이상의 샤프트 및/또는 기계적 기어비의 구성의 함수인 엔진 동력 레벨의 소정의 비에 종속되지 않도록 하는 것을 가능하게 함으로써 작동 안전 마진을 증가시킬 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 주파수 응답에 더 기민하고, 또한 예를 들어 비상 상태 조작 중에 엔진 동력 레벨보다 더 신속하게 최고 추력 레벨을 얻을 수 있다. 이 응답성의 증가는 원격 전기 소스로부터의 바이패스 팬(프로펠러)을 운전하는 결과에 의한 것은 아니다. 이는 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 대한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 결합 해제 또는 제어 가능한 결합을 허용하는 방식으로 제트 엔진과 일체화된 바이패스 팬이다.
하이브리드 추진 엔진(100) 내에서, 동력 제어 장치(302)의 다양한 실시예가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)에 대해 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 제어하는데 사용될 수 있는 것이 고려된다. 통상의 항공기(75)에서, 예를 들어 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 동력은 통상의 단일의 엔진 제트에 대해 도 39, 도 40 및 도 41에 대한 도시되어 있는 바와 같이, 각각의 엔진을 위한 스로틀을 포함하는 스로틀 쿼드런트를 사용하여 통상적으로 제어되지만, 유사한 스로틀 동력 쿼드런트가 2개, 3개, 4개 또는 그 이상의 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)을 갖는 항공기를 제공할 수 있다. 비교로서, 하이브리드 추진 엔진(100)을 포함하는 항공기(75)의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 제어를 제공할 뿐만 아니라 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 제어하도록 구성될 수 있다.
스로틀 쿼드런트는 통상적으로 단일의 엔진 제트에 대해 도 39, 도 40 및 도 41에 대해 도시되어 있는 바와 같이 각각의 엔진을 위한 스로틀을 포함한다. 항공기 또는 다른 차량의 특정 실시예는 도 42 내지 도 44에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 가능하게는 도시되어 있지 않은 소위 "스트림 게이지"의 형태, 또는 대안적으로 디지털 해독의 형태로 제트 엔진(58) 및 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 각각에 대한 회전 속도(예를 들어, RPM)를 표시하는 지시기를 포함할 수 있다. 스로틀 쿼드런트의 특정 실시예는 또한 도 8 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 컴퓨터 인터페이스, 그래픽 사용자 인터페이스, 컴퓨터화된 제어기, 메뉴, 슬라이더 또는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 입력 출력 인터페이스(811) 내에서 적당하게 기대될 수 있는 바와 같은 다른 구성을 사용하여 또한 선택될 수 있다. 전기 엔진 RPM 지시기(350)는 기계적 LED, LCD, 헤드업 디스플레이(heads-up-display), 뿐만 아니라 다른 지시기, 뿐만 아니라 제트 엔진 RPM 지시기(352)와 같은 다양한 지시기에 표시될 수 있다. 특정 회전 속도(예를 들어, RPM) 지시기는 예를 들어 도 43 또는 도 44에 관련하여 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 소정의 실제값보다는, 최대 작동값의 비율로서 정량화될 수 있거나 정량화되지 않을 수도 있다.
적어도 하나의 제트 엔진(58) 뿐만 아니라 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 특정 실시예는 다양한 항공기(75)를 위한 상이한 비행 단계 중에 제어될 수 있다. 예를 들어, 이들에 한정되는 것은 아니지만, 엔진 오프, 엔진 온 상태이지만 항공기(75)가 정지된 상태, 주차 중이지만 작동 상태, 지상 자력 이동, 이륙, 전체 또는 다중 고도에서의 상승, 순항, 하강, 착륙 준비, 정지(예를 들어, 가능하게는 역방향 추력)를 포함하는 다양한 비행 조건이 존재한다. 이들 비행 조건의 특정의 예시적이지만 비한정적인 예가 이에 설명되고, 이들 조건은 특정 유형, 조건, 작동 및 다른 이러한 항공기(75)의 양태에 의존하여 변경될 수 있다는 것이 이해되어야 한다.
지상 자력 이동의 적어도 일부에 있어서, 예를 들어 제트 엔진의 적어도 일부가 작동하지 않고 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 자체를 사용하여 항공기(75)에 동력 공급하도록 요구될 수 있다. 이는 주로 항공기(75)에서 지상 자력 이동하기 위한 힘의 양이 비교적 작기 때문이다. 매우 종종, 예를 들어 혼잡한 공항에서, 항공기(75)는 연장된 기간 동안 줄을 서서 방치되거나 대기하도록 강요된다. 지상 자력 이동이 제트 엔진(58) 중 하나 이상의 작동을 제한하면서 적어도 다양한 토크 변환 기구(107) 구동된 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62), 압축기 회전 가능 요소(103) 등을 주로 사용하여 수행될 수 있으면, 상당한 에너지 및 비용 절약이 실현될 수 있다. 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 토크 변환 기구(107)에 전기 배터리, 전기 연료 전지 또는 다른 전기 공급기(미도시)를 관련시키는 것이 바람직할 수 있다. 이러한 전기 배터리, 연료 전지 또는 다른 전기 공급기는 그 자신의 동력을 사용하여 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)를 작동시키고(예를 들어, 회전시키고), 특정 항공기(75)를 지상 자력 이동시키고, 뿐만 아니라 전기 및 공기 조화 시스템과 같은 특정 항공기 시스템을 작동시키기 위해 전기를 제공하도록 적합하게 구성될 수 있다. 이 구성 하에서, 항공기(75)는 상당한 항공 연료를 연소할 필요 없이 지상 자력 이동시키고, 제동하고, 대기하는 등을 할 수 있다.
토크 변환 기구(107)에 적어도 부분적으로 동력 공급하는 배터리에 기초하는 에너지 저장 장치의 특정 실시예는 하이브리드 자동차로부터의 배터리로부터 더 통상적으로 이해되는 바와 같이, 적어도 부분적으로 수요에 기초하여 작동할 수 있다. 예를 들어, 제트 엔진이 운전하는 시간의 적어도 일부 동안, 토크 변환 기구(107)에 수요가 거의 없거나 전혀 없다(예를 들어, 공회전, 지상 자력 이동, 제동, 하강, 저속 순항 등 중에). 비교로서, 제트 엔진이 운전하는 많은 시간에, 예를 들어 이륙, 상승, 고속 순항, 특정 비상 사태 상황 등 중에, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)에 동력 공급하기 위해 토크 변환 기구(107)로부터 동력에 대한 상당한 수요가 존재한다. 이와 같이, 특정의 이러한 배터리는 낮은 수요 시간 동안 전기를 저장할 수 있고, 높은 수요 시간 중에 이러한 전기를 제공할 수 있다[이는 이들 하이브리드 추진 엔진(100) 뿐만 아니라 하이브리드 자동차의 효율적인 양태 중 하나임].
높은 수요 시간 중에 복구되어야 하는 낮은 수요 시간 중에 전기를 저장하는 이러한 배터리가 특히 유용할 수 있는 다양한 상황이 존재한다. 공항에서의 대부분의 항공기 작동은, 그 시간 동안에 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)가 더 많이 충전되게 될 수 있는 낮은 수요인 것을 고려하라. 비교로서, 이륙 및 상승 작동은, 그 시간 동안에 항공기가 제트 엔진(58) 뿐만 아니라 배터리로부터 전체 동력을 사용할 수 있어 실용적인 바와 같이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)에 많은 동력을 제공할 수 있는 높은 수요이다. 대안적으로, 대부분의 항공기 하강 작동은, 그 시간 동안에 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)와 관련된 배터리가 더 많이 충전되게 될 수 있는 낮은 수요이다. 비교로서, 특정 비상 사태 상승 작동은, 그 시간 동안에 항공기가 제트 엔진(58) 뿐만 아니라 배터리로부터 전체 동력을 사용할 수 있어 적절할 때 실용적인 바와 같이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)에 많은 동력을 제공할 수 있는 높은 수요이다.
가스 터빈 사용의 효율(또는 소정의 작동 조건을 위한 감소된 연료 연소 또는 사용)은 제트 엔진에 의해 구동되는 항공기가 동일한 연료로 더 많은 거리를 이동할 수 있게 하기 때문에 제트 엔진 디자인에서 중요하다. 추가적으로, 더 효율적인 제트 엔진을 갖는 항공기(75)는 기내에 더 적은 연료를 갖고 소정의 거리를 이용할 수 있다. 소정의 항공기(75)가 예를 들어 적은 연료를 휴대하고 그리고/또는 그 자체로 작은 중량이 됨으로써 중량이 작으면, 항공기는 통상적으로 뉴튼의 제2 법칙인 수학식 1에 기초하여 더 빠르게 가속되고 더 신속하게 상승할 수 있다.
[수학식 1]
힘 = 질량 × 가속도
이는 물체의 질량이 더 클수록, 소정의 가속도에 대해 더 많은 힘이 필요하다는 것을 암시한다. 이와 같이, 소정의 항공기(75)에 대한 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 연장된 샤프트, 특정 제어 표면, 역방향 추력에 대해 사용되는 바와 같은 특정 기계적 덕트 및 베인, 사용된 적은 에너지의 결과로서의 소정의 연료 등과 같은 특정 항공기의 사용 또는 크기를 제한하는 것에 기인하여 중량이 작도록 구성될 수 있기 때문에, 이러한 항공기는 더 고속으로 비행할 뿐만 아니라 더 적은 연료를 사용하는 것으로 기대될 수 있다.
수학식 1의 뉴튼의 제2 법칙은 수학식 2에 따라 적어도 하나의 제트 엔진(58) 뿐만 아니라 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 회전 가능한 구성 요소와 같은 본체의 회전 가속도를 인가하도록 수정될 수 있다.
Figure pct00001
여기서, τ는 물체의 토크이고, I는 물체의 관성 모멘트이고, α는 물체의 회전 가속도이다. 따라서, 터빈 회전자 조립체(129), 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 샤프트(65) 등의 특정 실시예를 회전 가능하게 가속하기 위한 에너지는 하이브리드 추진 엔진(100)의 각각의 특정 회전 가능한 요소의 관성 모멘트에 관련된다. 제트 엔진의 효율의 다양한 시도가 존재하여 왔고, 따라서 가스 터빈 디자인은 각각이 가동 또는 회전 부분의 질량 및/또는 관성을 제한할 수 있고 여전히 이러한 제한을 수반할 수 있다.
본 명세서 내에서, 상황에 따라 프로펠러는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)에 의해 고려되는 바와 같이 팬과 유사하게, 그리고 실제로 팬과 동등하게 작동하는 것으로서 고려될 수 있다. 프로펠러 및 팬의 모두는 예를 들어 가스 터빈 또는 제트 엔진과 같이 열의 추가 없이 추력을 제공한다. 이와 같이, 도 3에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 하나 이상의 터보프로펠러 유형의 적어도 하나의 제트 엔진(58), 또는 도 4에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 하나 이상의 터보팬 유형의 적어도 하나의 제트 엔진(58)은 본 명세서에서 통틀어 엔진 또는 하이브리드 추진 엔진(100)이라 칭할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 이에 의해 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 포함한다. 본 명세서 내에서, 상황에 따라 용어 "터보팬"은 "터보프로펠러"와 상호 교환 가능하게 사용되거나 사용되지 않을 수 있고, 단지 "팬"이 대안적으로 "프로펠러"로서 사용되거나 사용되지 않을 수도 있다. 다양한 비교적 효율적인 항공기가 예를 들어 복합 재료, 알루미늄, 티타늄 또는 다른 적합한 재료 또는 합금을 사용하여 설계될 수 있다. 유사하게, 다양한 제트 엔진이 비교적 효율적인 기술을 사용하여 설계될 수 있다. 이러한 연료 효율성 또는 심지어 극단적으로 더 적은 연료 효율성 항공기 디자인의 에너지 효율이 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해 제공되는 바와 같은 다양한 기술을 이용하여 이들의 에너지 효율이 향상될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 상당히 효율적일 수 있고, 상당한 다양한 작동의 상당한 제어를 제공할 수 있다. 다양한 프로펠러 또는 팬 식이 존재하고, 이들 식은 프로펠러/팬에 적용되어 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)가 종종 저속에서 효율적이지만, 적어도 하나의 제트 엔진(58)은 통상적으로 고속에서 더 효율적이라는 것을 나타낸다.
수학식 3은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 뿐만 아니라 적어도 하나의 제트 엔진(58), 또는 이들의 조합에 의한 추력에 관련된 일반화된 식을 제공한다.
[수학식 3]
추력 = (질량 유량) × (Vout - Vin)
여기서,
Vout은 제트 엔진, 터보제트 또는 터보프로펠러의 출력 속도를 나타내고,
Vin은 제트 엔진, 터보제트 또는 터보프로펠러의 입력 속도를 나타내고,
추력은 제트 엔진, 터보제트 또는 터보프로펠러에 의해 인가된 힘이고,
(질량 유량)은 제트 엔진, 터보제트 또는 터보프로펠러에 인가된 작동 유체 또는 공기의 질량 유량이다.
이와 같이, 제트 엔진(58) 뿐만 아니라 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)는 추력을 제공하도록 구성될 수 있다. 추력은 비행 중에 항공기 상에 작용하는 4개의 힘 중 하나이고, 그 비행 방향을 향해 항공기를 가속하는 경향이 있다. 이와 같이, 제트 엔진(58) 뿐만 아니라 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 추력의 방향은 일반적으로 항공기의 비행 방향 또는 차량의 이동 방향에 따라 지향된다. 수학식 4는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 뿐만 아니라 제트 엔진 또는 이들의 조합의 에너지에 관련하는 일반화된 식을 제공한다.
[수학식 4]
에너지 = ½ 질량 × (Vout 2 - Vin 2)
비교적 높은 바이패스비를 갖지 않는 터보제트가 통상적으로 저속에서 비교적 열악한 효율을 갖는 것으로서 고려된다. 이 제한된 효율은 속도가 높을 때보다 속도가 낮을 때 상당히 낮은 에너지를 생성하는 수학식 4의 제곱 함수의 결과이지만, 바이패스를 갖지 않는 터보프로펠러의 효율은 고속에서 비교적 양호하다. 프로펠러 및 팬의 특정 실시예는 저속에서 비교적 높은 효율을 갖지만, 수학식 3이 에너지 증가를 지시하는데 사용될 수 있기 때문에 고속에서 일부 효율을 손실한다.
2. 다수의 하이브리드 추진 엔진 사이의 상호 작용
다양한 통상의 제트 엔진, 뿐만 아니라 통상의 터보제트 및 통상의 터보프로펠러는 하나 이상의 샤프트를 경유하여 하나 이상의 터빈에 의해 구동될 수 있다. 이와 같이, 통상의 제트 엔진, 통상의 터보제트 또는 통상의 터보프로펠러 내의 터빈이 회전을 정지하면, 샤프트 및 관련된 회전 가능한 압축기 요소, 팬 및/또는 프로펠러도 회전을 정지할 것이다. 이와 같이, 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 중 하나와 같은 중요한 구성 요소의 고장은 특정의 통상의 제트 엔진, 통상의 터보제트 및 통상의 터보프로펠러의 작동을 중지시킬 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 이들 독립적으로 회전 가능한 구성 요소의 적어도 일부를 독립적으로 회전시키도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예의 다양한 회전 구성 요소는 별개의 회전 터빈 요소에 의해 각각 구동되는 하나 이상의 샤프트에 의해 구동되도록 구성될 수 있다. 따라서, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)에 의해 제어될 수 있는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예의 작동은 도 3, 도 4, 도 8에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에서 설명되어 있는 바와 같이 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 중 적어도 하나와 같은 이러한 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 비한정적인 실시예에, 도 5, 도 16, 도 9, 도 28, 도 29에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120) 중 적어도 하나에, 도 5, 도 16, 도 10, 도 28, 도 29에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 중 적어도 하나에, 그리고 도 5, 도 11, 도 16, 도 28, 도 29에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477) 중 적어도 하나에 전기를 공급하는 것을 수반할 수 있다.
비교로서, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 전기 모터를 포함할 수 있는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 구동될 수 있는 다양한 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)[예를 들어, 전술된 바와 같이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62), 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)]을 포함할 수 있다. 그 결과, 다양한 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정 실시예는 따라서 제트 엔진이 작동하지 않더라도 작동할 수 있다. 이 섹션은 토크 변환 기구(107)에 의해 구동될 수 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 다수의 실시예를 설명하고 있다.
적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)에 의해 발생된 전기는 도 8에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 도 1의 항공기의 적어도 하나의 다양한 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)[예를 들어, 전술된 바와 같이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62), 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)] 중 임의의 하나에 인가될 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예 내에서, 토크 변환 기구(107)로부터 동력을 적어도 부분적으로 차단하는 이들 다양한 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 중 다수의 엔진이 종종 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 다른 구성 요소로부터 독립적으로 작동하도록 구성될 수 있다.
추가적으로, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예 내에서, 토크 변환 기구(107)로부터의 동력을 적어도 부분적으로 차단하는 다양한 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진[예를 들어, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 이들에 한정되는 것은 아니지만, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62), 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)] 중 다수의 엔진이 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)로부터 동력을 공유할 수 있고, 이에 의해 대응 제트 엔진이 고장나고, 정지되거나, 심지어 의도적으로 또는 비의도적으로 정지되더라도 계속 작동할 수 있다. 역으로, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예 내에서, 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)는 관련된 제트 엔진과 관련된 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66) 또는 제트 엔진과 관련되지 않은 적어도 하나의 다른 에너지 추출 기구로부터 전기를 얻을 수 있다.
따라서 토크 변환 기구(107)로부터의 전기가 하나 이상의 전기 수요 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)[예를 들어, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62), 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)]에 동력 공급하는데 사용될 수 있는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는, 이들이 전기 수요 구성 요소에 대해 전기를 공유할 수 있기 때문에 상황에 따라 동력 공유 장치로서 구성되고 그리고/또는 고려될 수 있다. 동력 공유 특징에 대한 다양한 양태는 하나 이상의 제트 엔진(58)이 하나 초과의 토크 변환 기구(107)[및/또는 배터리 등과 같은 에너지 저장 장치(264)]에 동력을 공급하도록 구성될 수 있다. 특정 경우에, 예를 들어 특정의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)과 물리적으로 관련되는 적어도 하나의 제트 엔진은 특정의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진과 관련된 토크 변환 기구에 동력을 공급하는 것이 아닐 수도 있다.
다양한 예시적이지만 비한정적인 동력 공급 체계가 이제 도 45 내지 도 50에 관련하여 설명된다. 이러한 동력 공유 체계의 특정 실시예는 적어도 하나의 제트 엔진의 하나 이상의 비관련된 것들의 부분으로부터 적어도 일부의 전기를 얻도록 구성되어 있는 특정 토크 변환 기구(107)[또는 관련된 에너지 저장 장치(264)]의 구성 또는 작동에 의존할 수 있다. 적어도 하나의 제트 엔진 중 하나 이상의 비관련된 것들의 부분으로부터 적어도 일부의 전기를 얻도록 구성되어 있는 이러한 것은 동적일 수 있는데, 이는 각각의 토크 변환 기구가 시간 경과에 따라 전기를 수용할 수 있는 이들 제트 엔진이 예를 들어 사용자 선호도, 에너지 저장 장치의 충전, 정지하거나 고장나 있는 하나 이상의 제트 엔진 또는 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 하나 이상에 의한 전기의 사용과 같은 이러한 팩터에 기초하여 변경될 수 있기 때문이다.
도 45는 예를 들어 동력 공유 체계가 배터리와 같은 그 개별의 에너지 저장 장치(264)에 동력을 제공하는 항공기의 제트 엔진(58)을 제공하는 하이브리드 추진 엔진(100)의 실시예를 도시하고 있다. 이 실시예에서, 각각의 에너지 저장 장치(264)는 원하는 회전 속도에서 그 각각의 토크 변환 기구(107)[이어서 그 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 또는 회전 가능한 압축기 요소에 동력 공급하는]에 개별적으로 동력 공급하도록 이용될 수 있다. 이러한 동력 공유 체계는 그 각각의 관련된 제트 엔진[또는 더 구체적으로는 관련된 제트 엔진(58)의 관련된 터빈 섹션]에 의해 발생된 전기를 사용하여 각각의 토크 변환 기구(66)에 기초할 수 있다.
도 46은 예를 들어 항공기의 제트 엔진(58)에 대해 그 각각이 그 각각의 에너지 저장 장치(264)(예를 들어, 배터리)에 동력을 개별적으로 제공하는 동력 공유 체계의 하이브리드 추진 엔진(100)의 실시예를 도시하고 있다. 예를 들어, 도 46의 제3 제트 엔진이 비작동 상태가 되거나, 다른 방식으로 정지하는(가능하게는 에너지 절약 기술로서 의도적으로) 것을 고려한다. 대안적으로, 제3 에너지 저장 레벨 또는 요소는 비작동 상태가 되거나 다른 방식으로 정지할 수 있다. 제3 토크 변환 기구는 그 후에 하나 이상의 다른 제트 엔진 또는 저장 장치 또는 도 11의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)와 같은 제트 엔진(58)의 적어도 일부로부터 그 전기를 수용할 수 있다[도 8의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)과 같은 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 또는 도 9 또는 도 10의 각각의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120) 또는 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)와 같은 제트 엔진(58)의 적어도 일부를 사용할 수 있음]. 이러한 동력 공유 체계의 일 양태는 하나 이상의 제트 엔진 및/또는 에너지 저장 장치로부터 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 각각에 이용 가능한 동력의 차이를 제한할 수 있다.
추가적으로, 낮은 충전을 갖는 특정의 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)는 도 8 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 하나 이상의 제트 엔진으로부터 전하를 수용할 수 있다(도 46의 제트 엔진 2로부터 제트 엔진 4까지 전기 또는 그와 관련된 동력을 전달함). 하나 이상의 레벨에서의 이러한 동력 공유는 감지된 전기 레벨 뿐만 아니라 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)를 적어도 부분적으로 사용하여 수행될 수 있어, 예를 들어 다수의 에너지 저장 장치 사이의 불균일한 에너지 상태를 감지하고, 다른 것들에 비교할 때 저충전된 에너지 저장 장치로의 동력 공급을 증가시키고, 뿐만 아니라 다른 것들에 비교할 때 저충전된 에너지 저장 장치로의 드레인을 제한할 수 있다. 에너지 저장 장치(264)의 특정 실시예에서의 에너지 상태의 이러한 불균일성은 다양한 토크 변환 기구(107)에 의한 전기의 편차, 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 현재 상태, 특정 제트 엔진(58)에 의한 전기 공급의 편차 등과 같은 이러한 팩터에 기초할 수 있다. 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 상이한 것들 사이의 이러한 동력 공유는 예를 들어 원하는 바와 같이 낮은 동력을 갖거나 또는 작동하지 않는 이들 배터리를 지시하는 조종실 내의 지시기를 관찰하는 조종사 또는 비행 엔지니어에 의해 수동적으로, 또는 예를 들어 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예 중 하나 이상을 사용함으로써 자동적으로 수행될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예에 의한 이러한 자동 제어는 상이한 하이브리드 추진 엔진(58)의 대응 구성 요소에 공급되거나 인가되고 있는 전기의 편차를 감소시키도록 사용될 수 있다.
도 47은 항공기 제트 엔진(58)에 대해 단일의 에너지 저장 장치(예를 들어, 배터리의 단일의 뱅크 또는 배터리)에 동력을 각각 개별적으로 제공할 수 있는 동력 공유 체계에서 하이브리드 추진 엔진(100)의 실시예를 도시하고 있다. 예를 들어, 단일의 배터리 또는 다른 에너지 저장 장치는 모든 토크 변환 기구(또는 적어도 다수의 기구)에 모든 전기를 공급하는데 사용될 수 있다. 예를 들어, 항공기 기체 내의 모든 항공기 하이브리드 요구들을 위한 하나의 중앙화된 에너지 저장 장치를 제공하고, 또는 날개 내에 또는 항공기 기체 내에 위치된 하이브리드 추진 엔진(100)의 것들을 위한 중앙화된 에너지 저장 장치를 제공하는 것이 가능할 수 있다.
도 48, 도 49 및 도 50은 항공기 제트 엔진(58)에 대해 각각의 에너지 추출 기구(66)가 하나 이상의 토크 변환 기구(107)에 동력을 개별적으로 제공하도록 구성될 수 있는 동력 공유 체계에서 하이브리드 추진 엔진(100)의 다수의 엔진의 다수의 실시예를 도시하고 있다. 예를 들어, 하이브리드 추진 엔진(100)의 도 48, 도 49 및 도 50의 실시예의 각각의 에너지 추출 기구(66)와 각각의 토크 변환 기구(107) 사이에는 에너지 저장 장치(들)가 존재하지 않는다. 이와 같이, 도 48은 그 각각의 토크 변환 기구에 동력을 공급하기 위해 적어도 일부 전기를 제공하는 각각의 제트 엔진(58)을 도시하고 있다. 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 제트 엔진과 하이브리드 추진 엔진(100)의 토크 변환 기구 사이의 동력 공유 양태를 제어할 수 있고(감지 뿐만 아니라 작동 또는 제어), 또는 대안적으로 조종사, 조작자 또는 제어기가 특히 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)에 동력 공급하는데 사용된 이들 토크 변환 기구(107)에 이러한 동력 공유 양태를 제어할 수 있다.
도 45 및 도 46은 하나 이상의 제트 엔진(원하는 세트의 토크 변환 기구의 특정의 것들과 관련될 수 있는)이 비작동 상태이거나 다른 방식으로 정지되게 될 때에도, 동력이 원하는 세트의 토크 변환 기구에 유지되는 동력 공유 체계를 이용하는 하이브리드 추진 엔진(100)의 실시예를 도시하고 있다. 이 경우에, 제3 토크 변환 기구는 원하는 순간적인 작동을 제공하기 위해 제3 제트 엔진(도 45의 다이어그램에서, 제2 및 제4 제트 엔진) 이외의 것으로부터 그 동력을 끌어당긴다. 도 46은, 토크 변환 기구가 도 45의 토크 변환 기구의 정상 작동과 비교할 때 역방향 추력을 제공하는데(예를 들어, 반대 방향 회전) 사용되는 것을 제외하고는, 도 45에서와 유사한 동력 공유 시나리오를 도시하고 있다.
따라서, 본 명세서는 제트 엔진으로부터 작동적으로 분리될 수 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 다양한 비교적 에너지 효율적인 동력 공유 양태를 제공한다. 예를 들어, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 제트 엔진으로부터 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)에 연결하는 하나 이상의 샤프트(또는 관련된 기어 박스)와 같은 이러한 기계적 링크 장치 없이 구성될 수 있다. 에너지 추출 기구(66)(예를 들어, 기계적 링크 장치, 기계적 샤프트, 기어 박스 등을 제외함)의 하나 이상으로부터 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(358)의 특정 실시예의 이러한 동력 공급은 제트 엔진을 작동하거나 시동하기 위해 제트 엔진(58)의 구성 요소를 회전 가능하게 가속하도록 인가된 에너지의 양을 제한할 수 있다. 이와 같이, 제트 엔진은 상당히 신속하게 시동될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 자동차, 소형 트럭 및 다른 차량에 인가되어 있는 하이브리드 에너지 소스의 특정의 에너지 효율 양태 특징을 이용할 수 있다. 에너지 소스의 특정 실시예는 예를 들어 1차 배터리 또는 연료 구동식 에너지 추출 기구 등으로서 구성될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 다수의 에너지/동력 공급부[제트 엔진(56)과 작동적으로 조합되는 상태의 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)]에 기인하여 하이브리드 차량으로서 구성될 수 있다. 토크 변환 기구에 의한 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 이러한 구동은 연장된 샤프트 및 기어 박스와 같은 다양한 무거운 성가신 기계적 링크 장치의 사용을 특히 과제가 되게 할 수 있다.
연장된 샤프트, 기계적 커넥터 및 기어 박스와 같은 이러한 기계적 링크 장치는 종종 통상의 터보프로펠러/터보팬에서 사용되는 바와 같이 상당한 중량을 추가하는 경향이 있는데, 이는 특히 이들이 제트 엔진 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)에 대한 충분한 회전 속도에서 작동해야 하기 때문이고, 이들이 비행시에 고장나지 않도록 충분한 구조적 완전성을 갖고 설계되어야 하기 때문이다. 게다가, 이러한 기계적 링크 장치, 기계적 커넥터 및 기어 박스는 통상적으로 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)과 제트 엔진(58) 사이의 터보프로펠러 또는 터보팬 내에서 관련 요소들 사이의 이러한 독립적인 작동을 허용하지 않는다. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)에 동력 공급하기 위해 토크 변환 기구(107)를 이용하는 것은(연장된 샤프트 및 기어 박스와 관련된 기계적 링크 장치 대신에) 도 8 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 강력한 배터리 및 토크 변환 기구(107)의 사용에 기초할 수 있다(특정의 배터리 또는 토크 변환 기구는 상당한 동력을 제공할 수 있는 바와 같이 다수의 또는 최근에 개발된 또는 다른 양태를 수반할 수 있음). 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 등에 동력 공급하기 위한 토크 변환 기구의 사용은 하이브리드 추진 엔진(100)의 전체 중량을 제한할 수 있고, 이에 의해 도 1에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 항공기(75)의 더 효율적인 작동 및 가능하게는 더 긴 범위, 증가된 유효 하중 등을 허용할 수 있고, 게다가 특정 경우에 항공기의 안전한 작동에 추가될 수 있다. 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예를 사용하는 것은 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)에 동력 공급한다. 이러한 동력 공유는 관련된 제트 엔진(58)이 비작동 상태이더라도 예를 들어 다수의 토크 변환 기구(107) 사이에 상당한 양의 독립적인 작동을 제공할 수 있다.
도 8 내지 도 11의 다수의 각각의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)에 동력 공급하기 위한 다수의 각각의 토크 변환 기구(107) 사이의 동력 공유와 같은 이러한 독립적인 작동은 다수의 하이브리드 추진 엔진(100)에 의해 동력 공급되는 항공기(75)에 대한 비대칭적 추력을 제한하는데 유용할 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)이 느려지고, 정지되거나, 임의의 이유로 윈드밀(windmill) 상태이면, 각각의 하이브리드 추진 엔진(100)에 의해 생성되는 추력이 제한될 뿐만 아니라, 회전하지 않을 때 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 개별 블레이드가 "항력"으로서 작용하여 항공기를 (가능하게는 균일하지 않게) 제동하거나 항공기가 비작동 상태의 제트 하이브리드 추진 엔진(100)의 방향에서 요잉(yaw), 피치(pitch) 또는 뱅크(bank)할 수 있게 한다. 토크 변환 기구(107)가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)에 동력 공급하는 것을 허용함으로써, 제트 엔진(58)이 부적절하게 작동하거나 전혀 작동하지 않더라도 완전히 작동하지 않는 하이브리드 추진 엔진(100)의 추력 특징 뿐만 아니라 항력 특징은 일반적으로 통상의 터보프로펠러, 터보제트 등의 경우인 완전히 작동하는 하이브리드 추진 엔진과 더 유사할 수 있다.
에너지 추출 기구(66)에 의해 발생된 전기의 다수의 토크 변환 기구(107) 사이의 동력 공유를 제공함으로써, 단일의 제트 엔진(58)이 소정의 시간에 다수의 토크 변환 기구(107)와 작동적으로 관련될 수 있게 하는 것이 가능하고, 이 토크 변환 기구(107)의 각각은 도 8 내지 도 11의 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 중 개별의 것들에 적어도 일부의 동력을 제공할 수 있다. 이는 예를 들어 하나 이상의 동축 및/또는 하나 이상의 비동축 회전 가능한 프로펠러/팬(258)이 정상 순항 중에 제트 엔진(58)과 실질적으로 정렬될 수 있게 할 수 있다. 예를 들어, 비행기의 각각의 날개에서, 제트 엔진(58)은 특정의 터보프로펠러/터보팬 구성에서 제트 엔진을 통해 통과하는 작동 유체가 회전 가능한 터빈 요소(105)에 동력 공급할 수 있는 실질적으로 동축으로 위치된 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)[예를 들어, 회전 가능한 프로펠러/팬(258)]에 동력 공급할 수 있다. 특정 경우에, 하나 이상의 회전 가능한 프로펠러/팬은 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)에 동력 공급하는 제트 엔진의 특정 회전 가능한 터빈 요소(105)의 다양한 실시예와 실질적으로 일치하지 않지만 가능하게는 적어도 부분적으로 일치하여 기내 또는 기외에서 날개 상에 장착될 수 있다.
적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 적어도 하나의 압축기 섹션(102)의 적어도 일부 및 적어도 하나의 터빈 섹션(104)(통상적으로, 고압측에서)의 적어도 일부가 제1 스풀링 중에 가속하고, 반면에 이들 압축기 회전 요소 및 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 적어도 일부의 적어도 하나의 터빈 섹션(104)(통상적으로, 저압측에서)의 적어도 일부는 제2 스풀링 중에 가속되는 이중 스풀링 엔진으로서 구성될 수 있다. 이중 또는 다중 스풀링 하이브리드 추진 엔진(100)[적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)과 같은 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)이 제트 엔진에 의해 기계적으로 또는 전기적으로 구동되는지간에]은 종종 더 빠르게 시동하고, 시동을 위해 동일하거나 적은 에너지를 필요로 하고, 단일 스풀링 통상의 터보프로펠러/터보팬 엔진과 같은 유사하게 치수 설정되고 구성된 통상의 엔진보다 가속 또는 스풀링하는데 더 응답성이 있다.
편차가 제2 스풀링의 상세에 적어도 부분적으로 기초하는 다양한 다중 스풀링 구성이 제공되어 있을 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체는 예를 들어 토크 변환 기구(107)에 의해 동력 공급받는 바와 같이 자체로 가속하도록 구성될 수 있고, 몇몇 지원에 의해 가능하게는 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정 실시예는 제트 엔진(58)을 통한 작동 유체의 유동을 제공하거나 향상시킨다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 제2 실시예에서, 압축기 회전형 요소의 적어도 제2 부분은 제2 스풀링 중에 가속한다(예를 들어, 스테이지의 하나 이상의 회전 가능한 부분을 포함하는 압축기 회전형 요소의 제1 부분은 제1 스풀링 중에 가속됨). 제2 압축기 부분은 제1 스풀링 중에 가속되지 않기 때문에, 제1 스풀링은 더 신속하게 수행될 수 있다. 제2 스풀링의 제3 실시예는 최초 2개의 실시예의 구성 요소를 포함한다.
증가된 스풀링율이 얼마나 중요한지를 지시하는 것은 제트 엔진(58) 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 원하는 속도로 얼마나 빠르게 가속할 수 있는지에 관련될 수 있다. 공항 위에서 비교적 낮은 고도에서 접근하면서 항공기 하강의 이들 경우를 고려한다. 이들 상황 하에서, 항공기의 제트 엔진의 동력 세팅은 상당히 낮을 수 있는데, 이는 항공기가 하강되고 하강 중에 양력을 유지하기 위해 많은 추력을 필요로 하지 않기 때문이다. 다른 항공기 또는 장애물이 착륙 활주로 상에 있거나 또는 가능하게는 조종사가 접근의 종료시에 공항을 시각적으로 검출할 수 없고 따라서 실패 접근(missed approach)을 실행해야 하는 경우를 고려한다. 또한, 항공기가 원하지 않는 또는 불특정의 위치에서 구름으로부터 돌발적으로 나타날 때 안개 또는 구름이 많은 날에서의 저계기 접근을 고려하고, 실패 접근을 수행하기 위해 신속하게 추력을 인가하는 것이 중요하다. 조정사 또는 승무원은 스로틀을 전방으로 압박하고 항공기를 가속함으로써 항공기가 상승할 수 있게 하려고 시도할 수 있고, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 스풀링 중에 증가하는 엔진 속도와 관련된 적은 관성에 기인하여 비교적 신속하게 가속되고 그리고/또는 스풀링될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해 생성된 실제 추력은 이들 스풀링 기간 중에 원하는 추력보다 상당히 작을 수 있기 때문에, 항공기가 스풀링 기간 중에 원하는 바에 따라 또는 필요에 따라 마찬가지로 수행되는 것이 가능할 수 있다(예를 들어, 원하는 속도로 상승함).
비교적 낮은 스풀링율(엔진이 스풀링 업되기 위한 상당한 시간)이 잠재적으로 위험한 상황을 제공하는 조종사에 의해 인식되고, 제트 엔진 제조업자, 항공기 제조업자, 뿐만 아니라 비행 승무원은 가능한 한 실용적으로 회전 가능한 엔진 속도의 비율의 증가를 요구할 수 있다(스풀링 중에). 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 주로 가속되는 터보프로펠러/터보팬의 관련된 관성을 감소시킴으로써 스풀링 중에 회전 가능한 엔진 속도의 비율을 증가시키고, 이에 의해 항공기가 신속하게 원하는 상승 비율과 같은 제트 엔진의 회전 속도에 관련된 그 원하는 비행 구성을 성취할 수 있게 하도록 구성될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 감소된 소음으로 작동되도록 구성될 수 있다. 일반적으로, 통상의 프로펠러 항공기는 제트 항공기보다 이륙 중에 주변에 대해 더 조용하다. 소리 민감성 항공기 용례(예를 들어, 더 많은 공항에서의 이륙 및/또는 착륙하는 항공기에 더 통상적임)에서, 더 적은 제트 엔진이 작동될 수 있는 것을 고려하라. 추가적으로, 이들 더 적은 제트 엔진으로부터의 더 많은 동력이 작동하는 제트 엔진으로부터 동력 공유될 수 있고, 도 8 내지 도 11 및 도 45 내지 도 50과 관련하여, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 선택된 작동 특징 내에서 남아 있으면서 제트 엔진과 관련된 소음을 감소시키기 위해 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 중 다수의 것들에 제공될 수 있다. 대안적으로, 제트 엔진은 더 낮은 동력 세팅에서 작동할 수 있고, 항공기로의 동력의 일부는 작동하는 제트 엔진으로부터 동력 공유될 수 있고 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 의해 제공될 수 있다.
터보 엔진 뿐만 아니라 터보팬 엔진은 통상적으로 상응하는 제트 엔진 단독과 비교할 때 비교적 에너지 효율적이 되는 것으로 그 자체로 입증되어 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 증가된 스풀링율과 같은 비교적 빠른 스풀링 가속도 응답을 얻을 수 있다. 특히 더 낮은 고도에서 상승 특징을 향상시킬 수 있는 각각의 프로펠러 또는 팬을 갖고 구성되는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 더 많은 급속한 응답은 더 짧은 거리 내에서 이륙 및 비상 상태 상승, 뿐만 아니라 짧은 거리 이륙 및 착륙과 같은 이러한 양태를 제공할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 디자인을 고려하면 각각의 프로펠러 또는 팬을 통해 통과하는 작동 유체(예를 들어, 공기)의 비율은 도 8 내지 도 11에 관련하여 상대적으로 설명되어 있는 바와 같이 기준 특징(54)마다 제트 엔진(달리 말하면, 터빈 동력식 엔진)을 통해 통과한다. 터보프로펠러 또는 터보제트의 각각의 프로펠러 또는 팬은 통상적으로 도 8 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 제트 엔진의 회전 가능한 구성 요소보다 상당히 큰 직경일 수 있기 때문에, 각각의 프로펠러 또는 팬을 통해 통과하는 공기의 몇몇 비율은 또한 기준 특징(56)마다 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 입구 주위에서 유동할 수 있고, 이에 의해 바이패스 구역(44)을 통해 통과하는 바이패스 유동으로서 특징화될 수 있다.
3. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진을 포함하는 하이브리드 추진 엔진
본 명세서는 이제 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)으로서 구성된 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다수의 실시예를 설명한다. 이와 같이, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 중 적어도 하나를 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용되는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)가 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)으로서 특히 구성되도록 구성된다. 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)이 특히 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)으로서 특히 구성되는 이들 실시예가 특히 도 3, 도 4, 도 8, 도 30, 도 31 및 도 32, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명된다. 이는 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 하나 이상이 작동 불가능하게 되거나 정지되더라도 적어도 하나의 토크 변환 기구의 동력 하에서 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 적어도 일부의 계속되는 작동을 허용할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정의 이러한 실시예는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 의해 제공되는 추력이 제트 엔진에 대해 특정 실시예에서 변경될 수 있기 때문에 향상된 작동 비효율을 제공할 수 있다.
독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예의 이러한 독립적인 구동은 상황에 따라, 도 2에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 토크 변환 기구(107)(예를 들어, 전기 모터)의 특정 실시예에 의해 제공될 수 있는 바와 같이, 방향 뿐만 아니라 소정의 제어 가능한 회전 속도일 수 있다. 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)가 증가된 에너지 효율을 허용하는 방식으로 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 중 적어도 하나를 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용될 수 있는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예가 구성될 수 있는데, 이는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 및 적어도 하나의 제트 엔진(58)이 각각 예를 들어 항공기의 현재의 작동 조건, 고도, 원하는 속도 등에 적어도 부분적으로 의존하도록 작동을 향상시키거나 최적화하려는 시도시에 서로로부터 독립적인 회전 속도에서 작동될 수 있기 때문이다. 이와 같이, 하이브리드 추진 엔진 제어기(97) 뿐만 아니라 항공기의 조종사 또는 조작자의 특정 실시예는 각각의 순간적인 조건에 대해 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 사이의 회전 속도의 조합을 효과적으로 성취하려는 시도시에 작동할 수 있다. 예를 들어, 프로펠러 및 팬은 더 낮은 고도에서 상승하면서 더 낮은 고도에서 제트 엔진보다 일반적으로 더 효율적이고, 반면에 제트 엔진은 일반적으로 더 높은 고도에서 프로펠러 및 팬보다 더 효율적이고 강력하다. 더 낮은 고도에서 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 대한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 의해 제공된 동력의 비를 증가시킴으로써, 그리고 더 높은 고도에서 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 대한 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 의해 제공된 동력의 비를 증가시킴으로써 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 효율을 변경하거나 제어하는 것이 바람직할 수 있다.
본 명세서는 제트 엔진(들)(58)에 대해 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 다양한 독립적인 회전 가능한 작동을 제공한다. 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 대한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 이러한 독립적인 회전의 특정 경우는 다양한 기술을 사용하여 하이브리드 추진 엔진(100)의 증가된 효율을 제공할 수 있고, 특정의 이러한 기술은 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 하이브리드 자동차 또는 다른 효율적인 항공기 또는 차량 디자인의 설계자 및/또는 사용자에 인식 가능할 수 있다. 따라서, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66) 및 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)의 조합에 의해 적어도 부분적으로 동력 공급받는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)를 포함하고 가질 수 있다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 의해 구동되는 바와 같은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 심지어 더 높은 고도에서 수행될 수 있다. 통상적으로, 피스톤 구동식 내연 기관은 10,000 또는 20,000 피트(3.0 km 또는 6.1 km)와 같은 덜 조밀한 산소의 결과로서 더 높은 고도에서 감소된 성능을 겪게될 수 있다. 비교로서, 전기 모터에 의존하는 것들과 같은 특정의 토크 변환 기구는 더 높은 고도에서 이러한 성능 제한을 겪게되지 않고, 이러한 토크 변환 기구가 심지어 우주 환경에서 일관적으로 작동할 수 있는 것으로 기대될 수 있다(관련된 프로펠러 또는 팬이 마찬가지로 수행될 수 없음).
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 추가하여 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 도 3, 도 4 및 도 8에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 다양한 터보프로펠러 엔진 및/또는 터보팬 엔진에 일체화될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서 적어도 하나의 제트 엔진(58)[도 11의 노즐(59)에 인접함]의 특정 실시예의 전방(도 3 및 도 4에서와 같이 제트 엔진 입구에 근접하여) 또는 후방에 상이한 실시예에서 위치될 수 있다. 본 명세서는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)이 제트 엔진 입구에 근접하여 위치되지만 특정 디자인 수정을 대표할 수 있는[예를 들어, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진의 부분이 제트 엔진(58)으로부터의 배기물의 열 및 속도를 견딜 수 있게 함] 더 통상의 구성의 가능성이 있는 것을 설명한다.
특정의 통상의 터보프로펠러 또는 통상의 터보팬에 의해, 각각의 적어도 하나의 프로펠러 또는 팬은 제트 엔진의 터빈에 의해 적어도 하나의 샤프트를 경유하여 기계적으로 구동되도록 연결될 수 있다(직접적으로 또는 더 통상적으로는 기어 박스를 경유하여). 이와 같이, 통상의 터보프로펠러/터보팬의 특정의 통상의 프로펠러/팬의 회전 속도는 종종 제트 엔진의 적어도 하나의 회전 가능 요소의 소정의 고정된 비율(기어 박스 또는 그 래크의 구성에 기초함)에 종종 제한된다.
독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는, 도 3, 도 4, 도 8, 도 30, 도 31 및 도 32에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 이들에 한정되는 것은 아니지만 적어도 하나의 토크 변환 기구(107) 및 적어도 하나의 회전형 프로펠러/팬(258)을 포함할 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 특정 실시예에 의해, 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)는 적어도 하나의 회전형 프로펠러/팬(258)을 회전 구동한다. 통상적으로, 더 큰 제트가 팬 조립체(통상적으로, 팬 허브 및 덕트가 있는 팬 블레이드를 포함함)가 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 작동적으로 관련되는 터보팬 엔진을 구비할 수 있다. 비교로서, 중간 및/또는 더 작은 제트는 통상적으로 터보프로펠러 엔진[회전형 프로펠러/팬(258)이 도시되어 있지 않은 프로펠러 블레이드 및 프로펠러 허브를 갖는 프로펠러를 포함하는] 또는 터보팬 엔진을 구비할 수 있지만, 예외가 존재한다. 제트 엔진은 항공기 용례를 위해 주로 사용되지만, 또한 그 모두가 범주에 따라 본 명세서의 교시에 의해 커버되도록 의도되어 있는 육상 및 해상 차량[하이도크래프트(hydocraft)를 포함함]에 적용되어 있다.
적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 항공기 또는 다른 차량에 추력을 제공하기 위한 자립형 장치로서 구성될 수 있고, 또는 대안적으로 각각의 팬 또는 프로펠러와 독립적으로 관련되어 예를 들어 하이브리드 추진 엔진(100)을 형성하도록 구성될 수 있다. 이와 같이, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 사이의 독립적인 작동을 제공하도록 구성될 수 있다. 추가적으로, 특정의 통상의 제트 엔진 뿐만 아니라 통상의 터보제트 또는 터보프로펠러는 실제로 하이브리드 추진 엔진(100)의 실시예가 되도록 개장될 수 있다[예를 들어, 관련된 조종사, 조작자 및/또는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)에 의해 제어될 수 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 추가에 의해].
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)에 대한 제트 엔진(58)의 회전 가능한 부분의 이러한 독립적인 회전 가능한 작동은 하이브리드 터보프로펠러 또는 하이브리드 터보팬 디자인의 특정 실시예를 대표하는 것으로서 고려될 수 있다. 이 하이브리드 터보프로펠러 또는 하이브리드 터보팬 디자인은 이에 의해 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 사이의 독립적인 회전 작동을 제공하기 위한 것으로서 고려될 수 있다. 이러한 독립적인 작동은 제트 엔진(58)이 상이한 제어 가능한 회전 속도에서 작동하거나 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)으로부터 동일한 또는 반대 방향으로 작동하는 것을 지시하거나 또는 지시하지 않을 수도 있다. 용어 "하이브리드"는 본 명세서에 적용되는 바와 같이, 상황에 따라 하이드리드 자동차와 사용이 유사한 것으로서 고려될 수 있고, 가스 엔진(예를 들어, 제트 엔진) 및 토크 변환 기구 중 하나 또는 모두 또는 어느 것도 특정의 작동 시간에 차량을 추진하기 위해 임의의 소정의 시간 및/또는 조건에서 동력을 인가하도록 구성될 수 있다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 방향을 반전시킬 수 있게 함으로써, 역방향 추력과 비교할 때 정상 추력 사이의 변경이 실행될 수 있다. 이러한 전기 모터의 방향 또는 극성의 이러한 변경은, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)과 관련될 수 있는 바와 같이, 다수의 역방향 추력 용례와 관련된 기계적 구조를 용이하게 하도록 유용할 수 있는 바와 같이 신속하게 수행될 수 있다. 다양한 전기 모터는 이륙 및 상승 등과 같이 동력의 비교적 신속한 파열을 위해 유용할 수 있는 바와 같이, 비교적 짧은 기간 동안 상당한 동력을 제공할 수 있다. 특정 전기 모터와 관련된 성능의 유형은 특정 항공기 성능 및 용례에 관련하여 고려될 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 오기능하거나 작동하지 않는 적어도 하나의 제트 엔진(58)은 심지어 정지될 수 있고 그리고/또는 적절하게 처리될 수 있고, 항공기는 도 45 내지 도 50과 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 동력 공유 개념을 사용하여 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)으로부터 보충 동력 하에서 작동할 수 있다. 항공기가 에너지 저장 장치(264)를 갖는 하나 이상의 비교적 강력한 하이브리드 추진 엔진(100)을 가지면, 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 비행의 덜 에너지 집약적 부분(예를 들어, 착륙 등)에 유도된 추가의 동력이 비행의 더 에너지 집약적 부분(예를 들어, 이륙, 순항, 비상 사태 등)을 위한 동력을 제공하도록 작동될 수 있는 것이 제공될 수 있다.
추가적으로, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 항공기(다중 엔진 항공기에 대해)의 공기 역학을 제어하거나 영향을 주도록 구성될 수 있다.
예를 들어, 통상의 제트, 터보프로펠러 또는 터보팬 엔진의 특정 실시예의 엔진 정지는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)(다중 엔진 항공기용)이 정지되면 비대칭 추력을 초래할 수 있다. 잔여 작동 엔진의 평균화된 추력과 정렬된 축이 항공기의 질량 중심과 정렬되지 않는 이러한 비대칭 추력은 특정 항공기가 비행하기 어렵게 할 수 있고, 또는 심지어 제어가 불가능하게 할 수 있다. 비대칭 추력은 항공기를 비행하기 더 어렵게 할 수 있고, 다수의 항공기 추락의 기여 팩터로서 고려되어 왔다. 제트 엔진이 오기능하거나 정지되더라도 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)이 계속 작동하게 함으로써, 비대칭 추력 효과가 감소될 수 있다.
이와 같이, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)은 관련된 제트 엔진(58)이 정지될 때에도 계속 작동하고 추력을 발생시킬 수 있고, 오기능 또는 정지된 하이브리드 추진 엔진과 다른 것들 사이의 추력차가 제한될 수 있다. 특정 경우에, 특정 하이브리드 추진 엔진(100)이 정지되면, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)은 기능과 비기능 하이브리드 추진 엔진 사이의 총 추력의 차이를 제한하도록 전체 속도에서 가속되거나 심지어 운전될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 도 3 및 도 4에 도시되어 있는 바와 같이, 실질적으로 정렬된 위치(실선으로 도시되어 있음)로부터 실질적으로 경사진 위치(점선으로 도시되어 있음)로 경사질 수 있는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 도시하고 있다. 실질적으로 정렬된 위치 뿐만 아니라 경사진 위치 사이의 선택은 임의적일 수 있고, 하이브리드 추진 엔진(100)의 각각의 특정의 것의 구성에 따라 상이할 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)로부터의 입력으로부터 발생하는 실질적으로 정렬된 위치(실선으로 도시되어 있음)에 있을 때 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305) 둘레에서 회전하도록 구성될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)이 그 실질적으로 정렬된 위치 내에서 회전할 때, 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305)은 작동 유체가 제트 엔진(58)을 통해 통과하는 방향과 실질적으로 동일 선상에 있을 수 있고, 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305)에 실질적으로 평행한 추력을 제공하도록 구성된다. 경사 가능한 대신에, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 제트 엔진에 대해 고정된 각도에서 고정 장착될 수 있을 뿐만 아니라 조정 가능할 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 의해 제공된 바와 같은 추력이 제트 엔진(58)의 회전축(예를 들어, 샤프트)에 실질적으로 평행할 때[도 3 및 도 4에 도시되어 있는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 실선 위치에서], 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 의해 제공된 추력은 제트 엔진에 의해 제공된 추력에 직접 추가된다.
독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진의 특정 실시예는 제1 정렬된 위치[예를 들어, 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305)이 제트 엔진(58)을 통해 통과하는 작동 유체의 일반화된 유동 방향에 실질적으로 평행함]로부터 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305)이 제트 엔진을 통해 통과하는 작동 유체의 일반화된 유동 방향에 대해 경사지는 실질적으로 경사진 위치(점선으로 도시됨)로 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 각도를 조정하기 위해 경사 조정기(미도시)를 사용할 수 있다. 이러한 경사진 조정기는 조종사로부터의 입력으로서 또는 대안적으로 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예를 사용하여 이러한 경사 기능을 제공하기 위해 피벗, 지레 작용, 유압, 전자식 비행 제어(fly-by-wire) 또는 다른 공지의 시스템과 같은 공지의 기술을 사용할 수 있는 것이 고려된다.
독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)이 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305)으로부터 경사진 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305a)으로 경사짐에 따라, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 의해 제공된 바와 같은 추력은 또한 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305)에 평행한 것으로부터 경사진 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305a)에 평행한 것으로 경사진다.
독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 제공되는 바와 같은 추력이 제트 엔진(58)의 회전축에 대해 경사질 때[도 3 및 도 4에 도시되어 있는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 점선 위치에서], 추력의 수평 성분(가능하게는 추력의 수직 성분에 추가하여)은 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 의해 제공될 수 있고, 프로펠러/팬 엔진 추력의 수평 성분은 이에 의해 실질적으로 제트 엔진에 의해 제공된 제트 엔진 추력에 추가될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예에 의해 제공된 바와 같은 프로펠러/팬 엔진의 수평 성분은 지면, 제트 엔진 또는 항공기에 대해 취해질 수 있다. 비교로서, 추력의 수직 성분은 항공기의 날개의 양력에 추가될 수 있을 뿐만 아니라, 항공기의 중량(또는 무게)을 극복하는 것으로서 고려될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예에 의해 제공되는 바와 같은 프로펠러/팬 엔진의 수직 성분은 지면, 제트 엔진 또는 항공기에 대해 취해질 수 있다.
이와 같이, 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305)과 실질적으로 정렬되는 것으로부터 경사진 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305a)과 실질적으로 정렬되는 것까지 회전 가능한 프로펠러/팬 축이 경사지도록 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 경사시킴으로써, (예를 들어, 정방향) 추력이 감소될 수 있고, 반면에 추력의 상향 성분이 증가될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 이러한 경사는 예를 들어 큰 수평 가속 또는 수직 속도를 제공하는 것으로부터 큰 양력을 제공하는 것으로 스위칭하도록 요구될 수 있으면 특정 경우 또는 구성에서 적절할 수 있다.
이러한 경사 구성 및 추력의 수직 성분뿐만 아니라 추력의 수평 성분의 최종적인 수정은 본질적으로 예시적이지만 범주가 한정적인 것은 아닌 것으로 의도된다. 추력의 수평 성분에 대한 추력의 수직 성분을 상대적으로 조정하기 위한 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 이러한 경사는 항공기의 특정 성능 양태를 조정하기 위해 특정 경우에 사용될 수 있다. 예를 들어, 항공기 또는 제트 엔진과 정렬된 방향에서 더 신속하게 가속하거나 더 빠르게 진행하도록 요구되면(회전에 앞서 이륙 중에 활주로를 따라 가속될 때와 같이), 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 상황에 따라 예를 들어 도 3 및 도 4에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 추력의 수평 성분을 증가시키기 위해 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305)과 정렬될 수 있다. 비교로서, 더 신속하게 상승하고, 더 큰 하중을 지탱할 수 있고, 더 느린 속도에서 비행하는 등이 요구되면, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 상황에 따라 도 3 및 도 4에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 예를 들어 추력의 수직 성분을 증가시키기 위해 경사진 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305a)과 더 정렬될 수 있다. 예를 들어, 회전 중에, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)이 예를 들어 추력의 증가된 수직 성분을 제공하고 항공기가 중량이 적은 것처럼 작동하게 하고, 이에 의해 특정 실시예에서 예를 들어 더 신속한 상승 속도, 더 짧은 이륙 주행, 더 짧은 풍속 및 가능하게는 다른 이러한 성능 특징을 갖고 회전 후에 이륙할 수 있다.
예를 들어, 비행기가 활주로를 따른 초기의 이륙 중에 이륙할 때, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305)과 실질적으로 정렬될 수 있다. 항공기가 그 회전 지점(비행기가 이륙하는)에 도달하도록 가속함에 따라, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 회전 가능한 프로펠러/팬 축(305)과 실질적으로 정렬될 수 있다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 경사시킴으로써, 다양한 하이브리드 추진 엔진의 성능 파라미터가 수정될 수 있다. 예를 들어, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 하향으로 경사시킴으로써, 항공기는 예를 들어 하강하도록 하향으로 조향되는 더 많은 경향을 가질 수 있다. 항공기가 가능하게는 활주로에 "교착"되도록 구성되어 있는 바와 같이 중량 효과를 더 가질 수 있도록 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예를 착지 후에 하향으로 경사시키는 것이 요구될 수 있다.
적어도 하나의 제트 엔진(58)에 대한 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예에 제공될 수 있는 다른 "변위"는 하이브리드 추진 엔진 또는 항공기의 나머지에 대한 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진을 측방향으로 편위하는 것(수직 편위, 수평 편위 또는 이들의 소정의 조합으로)을 수반할 수 있다. 도면은 이러한 편위를 도시하고 있지 않지만, 제트 엔진을 통해 유동하는 작동 유체의 방향에 실질적으로 수직인 방향에서 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 적어도 하나의 변위를 수반할 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 고정된 편위 위치에 위치될 수 있고, 또는 대안적으로 비행 중에 또는 지상에서 변위 가능하게 편위될 수 있다.
독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 경사의 특정 실시예는 조종사 또는 조작자에 의해 다양한 감지된, 결정된 및/또는 계산된 파라미터에 의해 적어도 부분적으로 제어될 수 있고, 또는 대안적으로 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)에 의해 적어도 부분적으로 제어될 수 있다. 피벗된 링크 장치, 유압 장치, 공압 장치, 스텝퍼 모터 등과 같은 다양한 일반적으로 공지된 비한정적인 기구 또는 액추에이터가 사용될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 이러한 특정의 경사 구성 및 작동은 비한정적인 범주에서 본질적으로 예시적으로 의도된다. 전기 모터와 같은 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)과 조합하여 비교적 용이하게 경사지고, 편위되고, 각형성되고, 또는 다른 방식으로 변위될 수 있기 때문에, 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 실시예를 위한 이러한 변위를 제공할 수 있는 바와 같이 비교적 구조가 간단할 수 있다(예를 들어 통상의 제트 엔진으로부터 토크를 전달하기 위해 샤프트, 기어링 등과 같은 이러한 기계적 연결에 의존할 필요가 없음).
토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 도 2에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다양한 실시예가 정지되고, 뿐만 아니라 지상에서 또는 비행시에 재시동되도록 구성될 수 있다. 가속되도록 구성되고 그 후에 적어도 하나의 제트 엔진(58)이 가속되거나 시동되게 할 수 있는 이러한 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정예는 이들에 한정되는 것은 아니지만, 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258), 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493), 뿐만 아니라 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 포함할 수 있다. 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 대한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 더 적합한 구성을 제공함으로써, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정의 실시예는 항공기의 연료 효율을 상당히 증가시키도록 구성될 수 있다. 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다양한 실시예는 비교적 신속하게 가속될 수 있는데, 이는 제트 엔진(58)이 아니라 토크 변환 기구(107)에 의해 가속되어 이에 의해 제트 엔진의 스풀링을 감소시키기 때문이다. 다수의 제트 엔진을 갖는 항공기에서, 제트 엔진의 적어도 일부는 최고 수요 미만에서 정지될 수 있고 수요가 증가할 때 재시동될 수 있다. 대안적으로, 제트 엔진의 작동과 관련된 에너지의 적어도 일부 비율은 전기로 변환될 수 있고, 이는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 동력 공급하는데 사용될 수 있다.
독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예는 제트 엔진(58)의 작동의 손실 중에 하이브리드 추진 엔진(100)의 구성에 따라 몇몇 미리 정해진 기간 동안 작동될 수 있다. 예를 들어, 항공기 이륙 및 이륙 직후의 동력 손실을 고려한다. 항공기가 손상되더라도 예를 들어 비행 및/또는 착륙 중에 향상된 제어를 허용하기 위해 적합하게 추진 및/또는 조종성을 허용하도록 제어 시나리오에 다른 어려운 이러한 항공기에 충분한 동력을 제공하는 것이 매우 바람직할 수 있다[예를 들어, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 사용하여].
항공기의 상이한 실시예는 상이한 유형의 작동을 위해 구성되고 상이한 유형의 비행 특징을 제공하도록 구성될 수 있다는 것이 주목되어야 한다. 예를 들어, 하이브리드 추진 엔진의 특정 실시예를 구비한 특정 제트 전투기는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예의 경사성 및/또는 편위를 이용하여 예를 들어 향상된 조작성, 증가된 가속 및/또는 감소된 스풀링 등을 제공할 수 있다. 비교로서, 하이브리드 추진 엔진의 특정 실시예를 구비한 특정의 제트 항공기 또는 비즈니스 전용기(business jet)는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예의 경사성 및/또는 편위를 이용하여 예를 들어 증가된 연료 경제, 특정의 향상된 이륙, 상승 또는 착륙 특징 등을 제공할 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 예를 들어 토크 변환 기구(107)를 사용하여 적어도 하나의 회전형 프로펠러/팬(258)의 적어도 일부의 회전 속도를 선택적으로 가속하거나 감속함으로써, 뿐만 아니라 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 중 적어도 특정의 것들을 편위하거나 경사지게 함으로써 제공하고, 또는 향상시키고, 조종하도록 작동될 수 있다. 이러한 조종은 정상 뿐만 아니라 비상 사태 조건을 위해 사용될 수 있다. 도 1의 항공기를 고려하면, 항공기의 일 측면(예를 들어, 좌측)에 위치된 터보프로펠러, 터보팬 또는 제트 엔진이 항공기의 다른 측면(예를 들어, 우측)의 것들보다 더 강력하게 작동하면, 항공기의 좌측에서 더 강한 비대칭 추력이 존재할 수 있고, 평면은 우측으로 요잉하는 경향이 있을 수 있다. 비대칭 추력의 레벨이 충분히 크면, 항공기는 제어 불가능하게 될 수 있다. 적어도 특정의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 작동하는 것은 이러한 비대칭 추력 뿐만 아니라 그 효과를 감소시키고, 제한하거나, 심지어 제거할 수 있다. 이러한 비대칭 추력은 특정 경우에 제어 불능성을 제공하기 위해 바람직하지 않을 수 있지만, 한계 내에 있을 때 항공기(75) 또는 다른 차량에 조종을 제공하도록 요구될 수도 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 이에 의해 다양한 항공기에 특정 유형의 조종을 제공하거나 보장하도록 구성될 수 있다. 항공기의 좌측의 특정의 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100), 뿐만 아니라 특정의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)이 항공기의 우측의 것들보다 높은 속도에서 작동되는 경우를 고려한다. 항공기가 가속되고 있는 제트 엔진이 위치되어 있는 측면에 대향하는 방향(즉, 우측으로)에서 요잉하는 경향이 있을 수 있다. 예를 들어, 좌측 날개가 우측 날개보다 빠르게 이동하기 때문에 항공기가 마찬가지로 우측으로 뱅크되는 다른 경향이 있을 수 있고, 따라서 더 빠른 좌측 날개는 더 느린 우측 날개보다 더 큰 양력을 가질 수 있다(다른 모든 것은 동일하고 더 빠르게 이동하는 날개가 더 느린 날개보다 양력에 기여하는 큰 힘을 갖기 때문에). 이와 같이, 항공기의 다른 측면에서 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 유지하면서 항공기(통상적으로, 다중 엔진 항공기)의 일 측면에서 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 가속하는 것은 가속된 항공기로부터 항공기의 반대 측면을 향한 뱅크 및 최종적인 회전을 초래할 수 있다. 유사하게, 항공기의 다른 측면에서 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진을 유지하면서 항공기의 일 측면의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 회전 속도를 감속하는 것은 감속되고 있는 항공기의 측면으로의 뱅크 및 최종적인 회전을 유발할 수 있다.
회전부의 이러한 동력 공급은 특히 상당한 제어 표면의 적용 없이 조화되도록 수행될 수 있다. 본 명세서 내에서, 예를 들어 비행기의 제어 표면은 이들에 한정되는 것은 아니지만 조종사 또는 조작자가 항공기의 경로를 제어하는데 사용될 수 있는 에어레런(airleron), 방향타(rudder) 및 엘리베이터를 포함할 수 있다. 항공기의 무게 중심에 대한 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 선택적인 위치 설정에 의해, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진에 의해 제공된 바와 같은 조종은 항공기의 요잉, 피치 또는 뱅크축 중 적어도 하나에 대해 실행될 수 있다. 피치축 둘레에서의 이러한 조종은 예를 들어 하이브리드 추진 엔진(100)의 엔진의 각각을 통해 다소의 동력을 동시에 제공함으로써 성취될 수 있다. 가능하게는 무인 비행기 및 다른 무인 항공기를 포함하는 항공기의 특정 실시예는 조종을 성취하기 위해 이들 기술을 이용할 수 있고, 특정 경우에 방향타, 에어레런, 엘리베이터, 플랩 등과 같은 적합한 제어 표면의 사용을 제한할 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 다양한 항공기에 대한 특정 유형의 트림을 제공하거나 향상시키도록 구성될 수 있다. 항공기에서, 트림은 소위 "트림 탭"을 약간 변위시킴으로써 제한될 수 있는 조종사, 사용자 또는 원격 항공기 제어기가 예를 들어 제어 표면으로부터 제어 요크 또는 스틱에 인가된 제어 압력을 선택하거나 입력할 수 있는 제어 조정 기구를 칭한다. 트림 탭은 예를 들어 트림의 필요성을 제한하기 위해 특정 제어 표면에 걸쳐 기류를 변경함으로써 작동할 수 있다. 트림이 없이 유인 또는 무인 비행기를 비행하는 것은 과도한 제어력 및 제어 표면 적용이 트림이 없는 항공기를 제어하는데 필요할 수 있기 때문에 비효율적일 수 있다. 부적절하게 적용될 때, 트림 탭 또는 트림 표면은 과도한 제어력 및 제어 표면 적용이 필요하게 되고 조화되지 않은 방식으로 비행하는 항공기를 필요로 할 수 있기 때문에 실제로 속도 브레이크로서 작용할 수 있다.
트림 탭은 피치축을 따라 그리고 요잉축을 따라 특정 항공기에서 제어 압력을 제한하도록 가장 빈번하게 사용된다. 예를 들어, 항공기가 항공기의 일 측면(예를 들어, 좌측)으로 요잉하는 경향이 있으면, 항공기의 해당 측면(예를 들어, 좌측)의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 중 하나 이상이 증가될 수 있다. 비교로서, 트림은 특정의 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100), 특히 특정의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 상대 작동을 제어함으로써 실행된 조대한 또는 미세한 조정을 수반할 수 있다. 조종 및/또는 트림을 제공하거나 향상시킬 수 있는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 실시예를 제공함으로써, 특정의 제어 표면 및/또는 트림 탭을 위한 크기 및/또는 필요성이 예를 들어 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정의 실시예의 제어 가능한 작동에 의해 상당히 제한될 수 있다. 특정의 제어 표면 및/또는 트림 탭의 사용 및/또는 크기를 제한함으로써, 특정의 항공기가 공기를 통해 더 효율적으로 유동할 수 있어 증가된 연료 경제를 초래하는 것으로 고려된다.
가능하게는 무인 비행기 등을 포함하는 특정의 항공기는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정의 적어도 하나의 제트 엔진(58) 또는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 적어도 특정의 것들을 동력 공급하거나 동력 공급 해제함으로써 상기 제어 기술을 적어도 부분적으로 사용하여 제공되어 있는 조종을 갖고 하나 이상의 비행축 둘레에서 감소된 제어 표면 및/또는 트림 표면 등을 갖고 설계될 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)이 항공기를 가속시키기 위해 예를 들어 착륙 중에 역방향 추력을 제공할 수 있도록 구성될 수 있다. 이러한 역방향 추력은 예를 들어 관련된 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)의 방향(예를 들어, 극성)을 반전시킴으로써 실행될 수 있는 바와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 회전 방향을 반전시킴으로써 제공될 수 있다. 이러한 역방향 추력은 정방향 추력과 마찬가지로, 예를 들어 그 용례를 제어하기 위해 조정 가능해야 한다. 토크 변환 기구는 상당히 신속하게 역방향으로 가속할 수 있기 때문에, 이들은 역방향 추력 모드로 또는 역방향 추력 모드로부터 신속하게 스위칭할 수 있다(통상적으로, 특정의 통상의 제트 엔진에 대한 스풀링을 위한 시간보다 더 신속하게). 또한, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 특정 실시예는, 도 3 내지 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 역방향 추력을 위한 통상의 터보팬 및 터보프로펠러에 수반된 비교적 복잡한 베인 및 덕트의 작동 없이 역방향 추력 모드에 진입할 수 있다. 전기 모터로서 구성될 수 있는 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 종종 전기 모터의 극성을 스위칭하기 위한 스위치 또는 접점을 누름으로써 회전 방향을 스위칭하도록 구성될 수 있다. 추가적으로, 통상의 터보팬 및 터보프로펠러에 수반된 베인 및 덕트는 항공기의 상당한 중량 및 디자인의 복잡성을 추가시킬 수 있는데, 이들의 모두는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)으로서 구성된 토크 변환 기구의 사용에 의해 제한될 수 있다.
자동 조종 장치의 사용은 항공기의 연료 효율에 상당히 추가될 수 있는데, 이는 다수의 자동 조종 장치가 제어 표면의 편차 및 조종사 또는 조작자에 의해 인가된 편차에 비교할 때(특히, 조종사 또는 조작자에 의해 경험되지 않은) 요잉, 피치 및/또는 뱅크의 양의 최종적인 편차를 제한하기 때문이다. 예를 들어, 원하는 코스의 좌측 및 우측으로 멀리 연속적으로 항공기를 회전하고 뿐만 아니라 원하는 고도를 초과하여 상승하거나 원하는 고도 미만으로 하강하는 것은 감소된 연료 효율을 제공할 수 있다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 특히 자동 조종 장치와 조합하여 사용될 때 상당한 연료 효율을 생성할 수 있다. 다수의 경우에, 조종사/조작자가 가능한 한 일정한 경로로 비행할 수 있게 하여(원하는 경로로부터 과도하게 좌측 또는 우측으로 회전하거나 상승 또는 하강 없이) 항공기의 연료 효율을 증가시키는 것이 바람직하다. 또한, 제어 표면, 트림 탭, 액추에이터, 링크 장치, 케이블 부재, 제어 로드 등의 상대 크기가 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예를 사용하여 제한될 수 있는 것을 고려한다. 항공기 디자인에서, 이러한 제어 표면, 트림 탭 등의 이러한 제어의 크기를 제한하는 것은 관련된 부재의 복잡성을 제한하면서 항공기(75)의 중량의 전체적인 제한을 초래할 수 있다.
특정의 제트 항공기는 통상적으로 특히 더 높은 고도에서 긴 거리를 이동할 때 더 높은 고도에서 더 효율적이다(그러나, 고도로 상승하기 위해 상당한 양의 에너지를 필요로 함). 프로펠러 구동식 항공기는 예를 들어 통상적으로 10,000 내지 20,000 피트(3.0 km 내지 6.1 km) 초과의 고도에서 작동하는 것이 가능하지 않을 수 있는 바와 같이 비교적 낮은 서비스 상승 한계를 갖지만, 특정의 강력한 군사용 피스톤 항공기와 같은 강력한 피스톤 항공기는 더 높은 서비스 상승 한계를 가질 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 특정의 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)이 향상된 고도 성능을 제공할 수 있게 할 수 있는데, 이는 가장 효율적인 엔진[적어도 하나의 제트 엔진(58)과 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 사이에서]이 작동될 수 있기 때문이다. 특정 고도의 선택은 밀도 고도, 압력, 원하는 풍속 등과 같은 이러한 고려 사항에 기초하여 선택될 수 있다. 예를 들어, 20,000 피트(6.1 km) 초과에서, 제트 엔진(58)이 주로 사용될 수 있다. 10,000 피트(3.0 km) 미만에서 그리고 소음 민감성 공항에서의 작동 중에, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예가 사용될 수 있다.
따라서, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 비교적 효율적인 엔진을 제공하기 위해 프로펠러 및/또는 팬의 특정의 효율을 갖는 제트 엔진의 특정의 효율을 이용하도록 구성된다. 이와 같이, 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예, 뿐만 아니라 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예, 또는 이들의 조합은 특정의 비행 활동, 고도, 조건, 작동 등에서 효율적인 작동을 위해 구성될 수 있다.
비교적 효율적인 디자인을 갖는 특정의 제트 엔진 또는 가스 터빈은 비교적 효율적인 작동을 제공하기 위해 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 실시예에 통합될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 실시예의 구조 및 작동은 이에 한정되는 것은 아니지만 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 본 명세서에서 이하에 설명된다. 본 명세서 내에서, 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 비교할 때 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 상대 동력, 회전 속도 및 다른 특징 및/또는 파라미터가 변경되거나 상대적으로 조정될 수 있다. 예를 들어, 특정의 항공기에서, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)은 충분히 강인할 수 있고 그리고/또는 도 8의 (선택적) 에너지 저장 장치(264)는 항공기를 특정의 순항 레벨에서 유지하고 또는 심지어 적어도 하나의 제트 엔진(62)의 하나 이상이 비작동 상태일 때 프로펠러 및/또는 팬이 특히 효과적인 약간의 상승(특히, 더 낮은 고도에서)을 허용하기 위해 충분히 충전되지 않을 수 있다. 비교로서, 항공기의 특정 실시예에서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)은 (그 자체로) 충분히 강인하지 않을 수 있고 또는 관련된 배터리가 항공기를 특정의 순항 레벨에서 유지하기 위해 충분히 충전되지 않을 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)이 특정의 고도에서 항공기를 유지하기 위해 또는 특정 속도로 상승하기 위해 불충분하더라도, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 사용은 제트 엔진 정지 활주 거리를 증가시키게 충분해야 한다. 예를 들어 항공기의 엔진 정지 활주 거리의 이러한 증가에 의해, 항공기는 적합한 또는 바람직한 공항 또는 착륙 위치를 포함할 수 있는 바와 같이, 증가된 거리에 대해 활주할 수 있을 것이다. 이와 같이, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예의 상대 동력, 뿐만 아니라 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)의 특정 실시예의 에너지 저장 능력은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예의 적합한 작동 특징을 제공하기 위해 제트 엔진과 인터페이스할 수 있다.
특정 항공기 또는 다른 차량은 특정 차량의 효율을 향상시키기 위해 소정의 유형의 요소를 이용하고 여기할 수 있다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 제트 엔진(58)의 적어도 일부에 의해 발생된 전기[에너지 추출 기구(66)를 사용하여]가 배터리 또는 플라이휠 등과 같은 적어도 하나의 선택적 에너지 저장 장치(264)에 의해 저장될 수 있게 하기 위한 배터리, 플라이휠, 캐패시터 등과 같은 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)를 포함할 수 있고, 그 후에 전기는 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 토크 변환 기구(107)에 제공될 수 있다. 비교로서, 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 선택적 에너지 저장 장치를 포함하지 않고, 대신에 적어도 하나의 제트 엔진(58)으로부터 발생된 전기[에너지 추출 기구(66)를 사용하여]가 그 후에 토크 변환 기구(107)에 동력 공급하도록 실질적으로 순간적으로 인가된다. 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)로부터 저장된/회수될 수 있는 에너지의 양은 적어도 일부 적합한 회전 속도에서 소정의 적합한 기간 동안 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 작동하도록 에너지의 양에 기초하여 선택될 수 있다. 도 3, 도 4, 도 30 및 도 31에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 소정의 적합한 및 구조적으로 강성의 구성의 장착부(42)가 예를 들어 토크 변환 기구 및/또는 물리적으로 관련된 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 물리적으로 지지하고 그리고/또는 고정하기 위해 제트 엔진(58) 또는 항공기 기체의 소정의 다른 적합한 부분에 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)[통상적으로 토크 변환 기구(107) 및/또는 물리적으로 관련된 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 포함함]을 물리적으로 부착하는데 사용될 수 있다. 장착부(42)는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)이 제트 엔진(58)에 대해 회전 운동[적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 적어도 부분적으로 제공될 수 있는]을 갖게 하는 방식으로 토크 변환 기구(107) 및/또는 관련된 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 지지하기 위한 하나 또는 다수의 지지 부재, 로드, 바아, 장착부, 체결구 등을 포함할 수 있다.
본 명세서는 하이브리드 추진 엔진 제어기의 도 8의 입력 출력 인터페이스(811) 및/또는 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 조종사 또는 조작자에 의해 작동되거나 고려될 수 있는 그리고/또는 하이브리드 추진 엔진 제어기의 다양한 실시예를 사용하여 자동화될 수 있는 바와 같이 다양한 수동 레버, 선택기 및/또는 지시기 등을 사용하여 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 회전 속도가 제트 엔진(58) 내의 터빈 회전 가능 요소(들)(105)의 회전 속도에 대해 제어될 수 있는 다양한 기술을 제공한다. 이러한 회전 속도는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 및 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 회전 속도가 각각 개별적으로 제어되는 절대적일 수 있고, 또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 회전 속도가 적어도 하나의 제트 엔진(258)에 대해 제어되는 상대적일 수 있다.
정상 또는 응력 상황에서, 특정 상황 하에서 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 뿐만 아니라 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 대해 수동으로 동력 세팅(조종사, 비행 승무원에 의해 및/또는 원격으로 설정된 바와 같은 원하는 RPM)을 적절하게 제어하고 그리고/또는 조종사가 기억하는 것이 과제가 될 수 있다. 그러나, 동력 세팅은 다수의 경우에 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정의(예를 들어, 수동 또는 자동) 실시예를 적어도 부분적으로 이용하여, 뿐만 아니라 기록된 또는 디지털 점검 리스트의 사용에 의해 더 적절하게 또는 신뢰적으로 결정되거나 제어될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예의 작동, 입력/출력, 뿐만 아니라 구조는 본 명세서 내에 설명되어 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 제트 엔진(58)이 따라서 스풀링 중에 가속할 수 있고[적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소(105) 및 적어도 하나의 압축기 회전 가능 요소(103)를 포함함], 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)이 토크 변환 기구(107)에 의해 제공된 힘을 사용하여 가속할 수 있도록 배열될 수 있다. 다단 스풀링이 단일단 스풀링보다 더 신속하게 성취될 수 있는데, 이는 터보프로펠러/터보팬에서 더 많은 터빈 회전 가능 요소(105), 압축기 회전 가능 요소(103) 및/또는 회전형 프로펠러/팬(258)이 동일한 인가된 힘(예를 들어, 터빈으로부터)을 사용하여 동시에 스풀링될 때 더 큰 관성을 총계로 하는 더 많은 회전 가능한 요소가 시동되어야 하기 때문이다. 터보프로펠러/터보팬의 특정의 통상의 프로펠러/팬은 종종 제트 엔진의 터빈으로부터 인가된 힘으로부터 모두 가속될 수 있는 고정된 기계적 링크 장치(가능하게는 하나 이상의 샤프트 및/또는 기어 박스를 포함함)를 갖는다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 하나 이상의 샤프트(64)를 경유하는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)은 적어도 하나의 압축기 섹션(102)과 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 적어도 하나의 터빈 섹션(104) 및 샤프트(64)의 회전을 허용하기 위해 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 대해 소정의 방식으로 위치 고정될 수 있다. 샤프트(64)를 경유하는 이러한 회전의 전달은 이들 사이의 기계적인 회전 가능한 연결을 제공하는 것에 동등할 수 있다. 샤프트의 기계적 연결은 도 11에 도시되어 있는 터빈 회전자(130)의 적어도 일부로부터 다른 회전 가능한 부재[예를 들어, 적어도 일부의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120) 또는 적어도 하나의 압축기 섹션(102)의 연결된 압축기 회전자 블레이드(122)와 같은]에 대한 도 11에 도시되어 있는 터빈 회전자(130)로의 샤프트(58) 연결 사이의 소정의 일정한 기어비를 제공하는 샤프트(64)의 회전 불가능한 연장부에 직접적으로(또는 대안적으로, 기어 박스를 경유하여) 다른 회전 가능한 부재[예를 들어, 적어도 일부의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120) 또는 적어도 하나의 압축기 섹션(102)의 연결된 압축기 회전자 블레이드(122), 또는 대안적으로 샤프트 또는 다수의 샤프트 섹션]로 샤프트(64)의 회전이 직접적으로 전달될 수 있게 할 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 터빈 섹션(104)의 회전 구성 요소로부터 발생된 전기를 사용하는 하이브리드 추진 엔진의 실시예는, 상황에 따라 적어도 하나의 압축기 섹션(102), 뿐만 아니라 적어도 하나의 터빈 섹션(104)으로부터 간접적으로 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 작동시킬 수 있는 전기를 제공하도록 구성될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예, 특히 여객용 항공기를 추진하는 것들은 예를 들어 적어도 하나의 제트 엔진의 고장시에도 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)이 원하는 바에 따라 계속 작동하게 함으로써 안전하게 작동하도록 의도된다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)이 원하는 것보다 느린 속도로 작동하게 하거나 비행 중에 회전을 정지시키는 것은 명백하게 항공기(75)의 바람직한 비행 특징에 반할 수 있다. 프로펠러-구동식 항공기에서의 프로펠러의 경우와 마찬가지로, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 느리게 하거나 정지시키는 것은 특정 속도에서 항공기(75)의 공기 역학을 감소시킬 수 있다(예를 들어, 실속 속도가 증가할 수 있음).
비회전 프로펠러가 양력을 발생하는 것이 가능하지 않고, 대신에 비회전 프로펠러의 정면 영역에 비례하는 공기 저항을 제공하여, 이에 의해 항력을 증가시킬 수 있다는 것을 고려하라. 터보프로펠러/터보팬의 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 적어도 일부는 비작동 상태가 되고 소위 "압축기 실속"과 같은 원하는 또는 설계된 추력을 제공하지 않는다는 것을 고려하라. 이러한 압축기 실속에 의해, 적어도 하나의 제트 엔진(58) 및 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 모두의 작동은 통상적으로 제트 엔진을 통한 작동 유체의 유동을 느리게 하거나 정지시킴으로써 영향을 받을 수 있고, 이들 모두는 터빈 회전 가능 요소(105) 및 압축기 회전 가능 요소(103)의 더 느린 회전 속도의 결과로서 유사한 조합된 추력을 발생시키면서 적은 연료를 소비하는 것으로 기대될 수 있다.
이륙 중과 같이 항공기가 상승하기 위해 사용되는 에너지의 양은 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예에 의해 감소될 수 있다. 특정 실시예에서, 배터리는 예를 들어 지상 자력 이동 중에 충전될 수 있고, 또는 배터리는 이륙에 앞서 플러그인 된다. 이와 같이, 하이브리드 추진 엔진(100)에 의해 제공된 추력은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 의해 제공된 바와 같은 토크 변환 기구(107)(예를 들어, 전기 모터)의 제1 추력과 제트 엔진에 의해 제공된 제2 추력의 총합을 포함할 수 있다. 토크 변환 기구는 제트 엔진으로부터 독립적으로 작동할 수 있고(어떠한 토크도 예를 들어 통상의 터보프로펠러 또는 터보팬을 갖는 샤프트를 경유하여 전달되지 않음), 이와 같이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 제공된 추력은 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 의해 발생된 추력을 제한하지 않는다.
특정 구성에 따라, 환경 하에서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)은 실속할 수 있고, 정지 상태가 될 수 있고, 또는 원하는 양력을 생성하기 위해 적합하지 않은 작동을 다른 방식으로 가능하게는 바람직하지 않게 제공할 수 있다. 제트 엔진(58)은 토크 변환 기구(107)에 의해 동력 공급받는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)와 조합될 때 제트 엔진의 조합된 추력이 통상의 제트 엔진과 유사한 추력을 제공할 수 있기 때문에, 제트 엔진(58)이 통상의 제트 엔진보다 다소 적은 동력을 생성하기 위해 더 소형이고 그리고/또는 더 경량이 되도록 구성될 수 있는 것이 기대될 수 있다. 추가적으로, 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 사이의 샤프트(64)의 제한된 연결의 결과로서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 회전 작동은 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 회전에 의존한다.
본 명세서의 특정 실시예는, 도 3, 도 48, 도 30, 도 31 및 도 32에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 대한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 독립적으로 회전 가능한 작동을 제공할 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 특정 실시예[전기 모터와 같은 토크 변환 기구(107)에 제공된 전력의 제약에 따라]는 동일한 회전 속도에서 회전할 수 있고, 단지 하나는 회전 속도에서 작동하고 반면에 다른 것은 정지되어 있고, 각각은 상이한 회전 속도에서 작동하고, 각각은 동일한 방향에서 작동하고, 또는 각각은 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 반대 방향에서 작동한다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 뿐만 아니라 제트 엔진의 회전 속도의 이러한 제어는 조종사 또는 비행 승무원에 의해, 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)로부터 적어도 부분적으로 또는 심지어 원격 제어를 통해 적어도 부분적으로(지상으로부터 제어되는 무인 비행기의 경우에서와 같이) 수행될 수 있다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)로부터 적어도 부분적으로 제공된 기동력을 가질 수 있어, 터빈 블레이드(132)를 포함하는 터빈 회전자(130)의 회전으로부터 발생된 전기로부터 동일한 방식으로 발생된 전기를 발생시킬 수 있다.
적어도 하나의 제트 엔진(58)에 대한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 독립적인 회전 작동은 조종사 또는 비행 승무원에 의해 특정 실시예에서 제어될 수 있고, 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)는 항공기 상에 또는 항공기로부터 이격하여 위치될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)에 대한 제트 엔진의 회전 가능한 부분의 이러한 독립적인 회전 가능한 작동은 하이브리드 터보프로펠러 또는 터보팬 디자인의 특정 실시예를 대표하는 것으로서 고려될 수 있다. 하이브리드 터보프로펠러 또는 터보팬 디자인은 이에 의해 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 사이의 독립적인 작동을 제공하기 위한 것으로서 고려될 수 있다. 용어 "하이브리드"는 본 명세서에 적용되는 바와 같이, 상황에 따라 하이브리드 자동차와 함께 사용되는 것과 유사할 수 있고, 가스 엔진 및 토크 변환 기구 중 하나 또는 모두 또는 어느 것도 특정의 작동 시간에 차량을 추진하기 위해 동력을 인가하도록 구성될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정의 이러한 하이브리드 실시예에 의해, 제트 엔진(58) 및 토크 변환 기구(107)에 의해 제공된 동력의 타이밍 및 비율은 차량의 속도, 토크 변환 기구에 이용 가능한 전기, 차량이 상승하는지 하강하는지의 여부 등과 같은 팩터에 따라 변경될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)에 대한 제트 엔진의 회전 가능한 부분의 이러한 독립적인 회전 가능한 작동은 예를 들어 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)에 회전 운동을 제공하기 위해 연장된 샤프트, 기어 박스 및 다른 기계적인 링크 장치를 제한함으로써 증가된 유효 하중을 갖고 일반적으로 향상되고 연장된 비행 작동을 제공할 수 있다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)에 대한 제트 엔진(58)의 회전 가능한 부분의 이러한 독립적으로 회전 가능한 작동의 특정 실시예는 또한 하나 이상의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 사이에 공유되도록 일 제트 엔진으로부터 발생된 동력(전기)의 동력 공유를 제공할 수 있다. 역으로, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)에 대한 제트 엔진(58)의 회전 가능한 부분의 이러한 독립적인 회전 가능한 작동의 특정 실시예는 하나 초과의 제트 엔진 내에 포함된 회전 가능한 터빈 구성 요소 및/또는 작동 유체로부터 발생된 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)에 의해 이용된 동력(전기)의 동력 공유를 또한 제공할 수 있다. 에너지 추출 기구 동력 공급된 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 중 하나 이상의 하나 이상의 제트 엔진(58) 사이의 이러한 동력 공유는 통상의 작동 뿐만 아니라 비상 상태 조건에 이용될 수 있다.
예를 들어, 특정의 적어도 하나의 제트 엔진(58)(예를 들어, 4-제트 엔진 항공기에서 기내 탑재 2개의 하이브리드 추진 엔진 또는 2개의 기외 탑재 제트 엔진)을 정지하는 것이 효율의 이유로 요구될 수 있다. 비교적 효율적인 동력 공유 목적으로 특정의 제트 엔진을 정지시킴으로써, 도 45 내지 도 50에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 작동하는 엔진으로부터의 에너지(예를 들어, 발생된 에너지)가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 전체에 회전력을 제공하기 위해 전기를 발생하는데 사용될 수 있어, 예를 들어 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 이들의 개별적인 토크 변환 기구(107)에 의해 요구되는 바에 따라 또는 필요에 따라 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 중 하나 이상의 동력 공급을 실행할 수 있다. 각각의 토크 변환 기구(107)[제트 엔진(58) 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 특정의 것과 관련됨]가 이 특정 에너지 추출 기구(66)로부터 동력을 수용하는 것이 필요하지 않을 수 있다. 발생된 전기의 형태의 동력은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 중 상이한 것들에 힘이 인가되게 하는 것 사이에서 시프트될 수 있다. 대응 힘이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 상이한 것들에 인가되도록 하는 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)로부터의 동력의 이 시프트는 또한 적어도 하나의 제트 엔진에 의해 발생된 동력이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 하나 초과에 분배될 수 있는 동력 공유로서 또는 대안적으로 하나 이상의 제트 엔진(58)에 의해 제공되는 바와 같은 다수의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 사이의 동력 차이가 감소되는 동력 평형화로서 칭할 수 있다.
도 45 내지 도 50에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 특정의 동력 공유 또는 동력 평형화 체계에 대해, 예를 들어 관련 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 공급된 전기를 제어함으로서 특정의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 회전 속도(분당 회전수 또는 RPM에 의해 측정될 수 있는 바와 같은 회전 속도)가 다른 것보다 크거나 작도록 증가시키는 것이 또한 요구될 수 있다. 하나 이상의 제트 엔진이 비행 중에 소정의 시간에 작동되지 않거나, 비작동 상태에 있으면, 관련된 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)은 더 큰 회전 속도로 가속될 수 있어(또는 더 작은 회전 속도로 감속됨) 예를 들어 그 제트 엔진이 작동하는 이들 하이브리드 추진 엔진(100)과 비교할 때 그 제트 엔진이 작동하지 않는 이들 엔진(100) 사이에 더 균등한 추진을 유지할 수 있다.
적어도 하나의 축 둘레에서 항공기를 조향하기 위해 특정의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 중 특정의 것들의 회전 속도를 상대적으로 제어하는 것이 요구될 수 있다. 예를 들어, 항공기의 다른 측면으로(예를 들어, 그 좌측) 항공기를 효과적으로 요잉시키기 위해, 도 1에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 항공기의 일 측면(예를 들어, 우측)에 위치된 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 것들을 가속하는 것이 요구될 수도 있다. 비교로서, 항공기(78)를 우측으로 요잉하기 위해, 항공기의 좌측의 하이브리드 추진 엔진(100) 중 적어도 하나는 우측의 것들에 비교할 때 회전 가속될 수 있고(RPM 증가됨), 좌측의 것들이 감속될 수 있다. 이와 같이, 항공기(75) 또는 다른 차량(98)의 특정 실시예는 하이브리드 추진 엔진(100), 특히 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 특정 실시예의 선택적인 제어에 의해 조향되거나 다른 방식으로 작동되도록 구성될 수 있다. 우측의 것들과 비교할 때 항공기의 좌측의 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 회전 속도의 증가는 예를 들어 좌측 날개가 우측 날개보다 빠르게(더 많은 추력을 갖고) 가속하게 하고, 또한 가능하게는 우측 날개보다 좌측 날개로 상당히 더 많은 양력을 발생시킬 가능성이 있다. 항공기의 우측의 날개가 항공기의 좌측의 것보다 더 빠르게 가속되면, 그 반대도 또한 성립한다.
항공기의 전체 속도를 증가시키기 위해, 항공기의 양 측면에서 하이브리드 추진 엔진의 적어도 일부는 예를 들어 유사한 RPM의 수에 의해 유사하게 증가될 수 있다. 순항 중에, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬이 작동하는 상대 회전 속도 및 따라서 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬의 추력을 제어하는 것이 가능한 것이 바람직할 것이다. 다수의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 회전 속도의 이러한 상대적인 제어는 동력 공유라 칭할 수 있고, 본 명세서의 특정 부분은 이 프로세스를 동력 공유라 설명하고 있다. 동력 공유의 가장 기본적인 형태는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 상이한 것들 사이의 회전 가속도 및/또는 추력의 평형화(또는 이들 사이의 차이의 제한)하는 것을 수반한다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 다른 하나가 고장나거나 또는 다른 방식으로 오기능하면, 예를 들어 제트 엔진(58) 또는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 작동을 허용함으로써 연료 부족을 제한하도록 구성된다. 이러한 연료 부족의 원인은 이들에 한정되는 것은 아니지만, 폐색된 연료 라인, 파괴된 연료 라인, 제트 연료의 고갈 등을 포함할 수 있다.
이와 같이, 따라서 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 하나 이상과 관련된 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 하나 이상이 작동하지 않더라도, 일정한 회전 속도에서 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 작동시키는 것이 요구될 수 있다. 향상된 작동 효율을 제공하기 위해 더 많은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 작동을 유지하면서 특정의 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 이러한 정지는 항공기(75)의 범위를 증가시키고, 공기 내의 시간을 증가시키는 등의 경향이 있는데, 그 각각은 순항, 이륙, 착륙 또는 비상 사태 작동 구성 중에 항공기(75) 또는 다른 차량(98)의 효율의 향상으로 고려될 수 있다. 예를 들어 특정의 소음 제한 공항에서 작동하는 동안, 가능하게는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 수 또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)(통상적으로 더 조용한)의 작동 회전 속도를 최대화하면서, 작동하는 제트 엔진(58)의 수를 제한하고, 또는 제트 엔진(통상적으로 비교적 소음이 있는)의 회전 속도를 제한하는 것이 요구될 수 있다.
본 명세서는 이에 의해 적어도 작동의 일부 중에 토크 변환 기구(107) 및 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 의해 동력 공급받을 수 있는 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 실시예를 설명하고 있다. 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 이들에 한정되는 것은 아니지만, 적어도 하나의 압축기 섹션(102), 적어도 하나의 터빈 섹션(104) 및 에너지 추출 기구(66)를 포함할 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)에 포함될 수 있는 바와 같은 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 에너지 추출 기구(66)로부터 그 동력의 적어도 일부를 얻을 수 있다. 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 터빈 섹션(104) 내에 적어도 부분적으로 일체화될 수 있다. 터빈 회전자(132)의 회전 운동에 적어도 부분적으로 기초하여 전기를 발생시키도록 구성된 에너지 추출 기구(66)의 다양한 실시예가 존재한다.
도 2, 도 3, 도 4, 도 8, 도 30, 도 31 및 도 32는 토크 변환 기구(107)에 동력 공급하는데 사용될 수 있는 전기를 제공하는 에너지 추출 기구(66)(도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은)의 다수의 실시예를 포함하는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예를 도시하고 있다. 특정 실시예는 에너지 추출 기구(66) 및 선택적 에너지 저장 장치(264)를 포함한다. 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예(도 12 내지 도 15에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 일반적으로 발전기로서 고려될 수 있음)는 터빈 회전 가능 요소(105)의 회전에 적어도 부분적으로 기초하여 전기를 발생시킬 수 있다. 터빈 회전 가능 요소(105)의 특정 실시예는 터빈 또는 샤프트(64)의 운동 및/또는 제트 엔진을 통해 통과하는 작동 유체에 의존하는 에너지 추출 기구(66)를 포함할 수 있다. 에너지 저장 장치(264)의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)에 의해 이용될 때까지 에너지 추출 기구(66)에 의해 발생된 에너지를 저장할 수 있다. 토크 변환 기구(107)는 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 회전형 프로펠러/팬(258)을 적어도 부분적으로 구동한다. 적어도 하나의 회전형 프로펠러/팬(258)의 특정 실시예는 예를 들어 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)로부터 외부 에너지를 추출하도록 구성될 수 있지만, 다른 것들은 그렇지 않을 수도 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예의 특정 요소는 도 2, 도 3 및 도 4에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 다른 하이브리드 추진 엔진의 특정 요소와 작동적으로 관련될 수 있다. 예를 들어, 비행 중에, 특정 제트 엔진(58)을 정지시키고, 다른 엔진은 운전하도록 허용하고, 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)를 특정 실시예에서 사용하여 그로부터 에너지를 추출하고, 추출된 에너지(전기의 형태)를 가능하게는 에너지 저장 장치(264) 뿐만 아니라 토크 변환 기구(107)에 인가하는 것이 요구될 수 있다. 이러한 추출된 에너지는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 포함할 수 있는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 구동하는데 사용될 수 있다. 순항 및/또는 하강과 같은 이러한 낮은 수요 기간 중에 더 적은 제트 엔진(58)을 작동하는 것은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 연비 및 효율을 향상시킬 뿐만 아니라, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진의 특정의 구성 요소의 마모, 응력, 피로 등을 제한하는 것으로 기대될 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 회전형 프로펠러/팬(258)의 특정 실시예는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 동력 공유의 양태로서 고려될 수 있는 하나 이상의 에너지 추출 기구(66)로부터 동력을 수용할 수 있다. 유사하게, 각각의 에너지 추출 기구는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 동력 공유의 다른 양태로서 고려될 수 있는 하나 이상의 별개의 제트 엔진(58)으로부터 발생된 동력을 수용할 수 있다.
추가적으로, 적어도 하나의 회전형 프로펠러/팬(258)의 특정 실시예는 원격 시동기 없이 제트 엔진의 시동을 용이하게 하도록 구성될 수 있다. 제트 엔진의 이러한 시동 또는 시동의 시도는 지상에서 발생할 수 있고, 또는 대안적으로 비행시에 발생할 수도 있다. 이러한 재시동의 용이성은 부분적으로는, 적어도 하나의 회전형 프로펠러/팬(258), 뿐만 아니라 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다른 구성 요소가 각각 재시동을 위한 높은 회전 속도를 필요로 하지 않을 수 있고, 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 적어도 특정의 것들의 질량이 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 제트 엔진(58)이 아니라 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 가속될 수 있기 때문에 발생할 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 시동하는 것은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서 더 적은 관성을 필요로 할 수 있고, 이와 같이 적어도 하나의 제트 엔진의 특정 실시예는 적어도 하나의 회전형 프로펠러/팬(258)의 특정 실시예의 사용에 의해 지원되는 방식으로 비행시에 시동되도록 구성될 수 있다.
적어도 하나의 제트 엔진의 특정 실시예가 비행 중에 더 용이하게 시동될 수 있으면, 이들이 재시동될 수 있는 기대를 갖고 이들이 비행 중에 정지될 수 있는 것도 또한 사실이다. 특정의 하이브리드 자동차가 이들의 연비를 증가시키는 방식은 비최고점(토크) 수요의 특정 시간 중에 이들의 가스 모터를 턴오프하는 것이라는 것을 고려하라. 유사하게, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)과 관련된 적어도 하나의 제트 엔진의 특정 실시예의 적어도 일부는 순항 및 하강과 같은 최고 수요 미만의 시간 중에 정지하도록 구성될 수 있고, 단지 이들 작동하는 제트 엔진(58)에 의해 발생된 전기는 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예를 사용하여 추출된다. 적어도 하나의 제트 엔진(58) 중 특정의 것으로부터 추출된 전기는 도 45 내지 도 50에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 특정의 적어도 하나의 제트 엔진과 관련되거나 관련되지 않을 수 있는 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264) 및/또는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 인가될 수 있다. 유사하게, 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정의 것으로부터 추출된 전기는 궁극적으로는 도 45 내지 도 50에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 이 특정의 제트 엔진(58)과 작동적으로 관련되거나 관련되지 않을 수 있는 하나 이상의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)[적어도 하나의 회전형 프로펠러/팬(258)으로서 구성됨]을 회전시키는데 사용될 수 있다.
도 39는 예를 들어 적어도 하나의 제트 엔진(58) 뿐만 아니라 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 의해 출력되고 있는 동력을 제어하는데 사용될 수 있는 스로틀의 사용에 의해, 항공기(75)의 조종사 또는 비행 승무원에 의해 사용될 수 있는 동력 쿼드런트(902)의 일 실시예를 도시하고 있다. 스로틀 쿼드런트(902)의 특정 실시예는 도 39에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 항공기(75)의 각각의 하이브리드 추진 엔진(100)에 대해 하나의 각각의 제트 엔진 스로틀(904) 및 프로펠러/팬 전기 엔진 스로틀(906)을 포함할 수 있다. 스로틀 쿼드런트(912)의 특정 실시예는 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 회전 속도가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 특정 실시예로부터 독립적으로 제어 가능할 수 있다(제트 엔진이 특정 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진과 작동적으로 관련될 때에도).
제트 엔진 스로틀(904)의 특정 실시예의 운동은 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 제트 엔진(58)의 압축기 회전 가능한 요소(들)(103) 및/또는 터빈 회전 가능 요소(들)(105)를 가속하거나 감속하도록 구성될 수 있다. 프로펠러/팬 전기 엔진 스로틀(906)의 특정 실시예의 운동은 토크 변환 기구(107) 및 따라서 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)을 가속하거나 감속하도록 구성된다. 도 23에 도시되어 있는 바와 같은 스로틀 쿼드런트(902)의 실시예는 단일의 하이브리드 추진 엔진(100)[하나의 제트 엔진(58) 뿐만 아니라 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)]을 갖는 항공기에 적용된다. N개(N은 1 내지 4, 또는 심지어 예를 들어 8 초과의 정수)의 하이브리드 추진 엔진(100)을 갖는 항공기에 대해, 적어도 하나의 제트 엔진(58) 뿐만 아니라 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 회전 속도(RPM)를 적절하게 제어하기 위한 N개의 제트 엔진 스로틀(904) 및 N개의 프로펠러/팬 전기 엔진 스로틀(906)이 존재할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 적어도 일부 시간 동안 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 세팅이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 설정하는데 사용될 수 있도록 구성될 수 있다. 예를 들어, 다수의 센서(미도시)가 제트 엔진 작동, 비행 조건, 외부 조건, 스로틀 세팅, 비행 조건(예를 들어, 이륙, 순항 등) 등에 관련된 파라미터를 감지하기 위해 항공기 주위에 배열될 수 있고, 적어도 특정의 세팅에 기초하여 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 적절하게 설정할 수 있다.
6. 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자를 포함하는 하이브리드 추진 엔진
본 명세서는 이제 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)(도 5, 도 9 및 도 28에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이)를 회전시키도록 구성된 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다수의 실시예를 설명한다. 본 명세서 내에서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 2개의 실시예는 터빈 회전자, 샤프트 등에 의해 제공된 회전에 무관하게 회전되도록 동력 공급될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 중 적어도 하나에 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용될 수 있도록 구성되고, 이어서 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)로서 구성된다. 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 특정 실시예의 이러한 독립적인 구동은 상황에 따라 도 2에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 토크 변환 기구(107)(예를 들어, 전기 모터)의 특정 실시예에 의해 제공될 수 있는 바와 같이 일 방향 뿐만 아니라 소정의 제어 가능한 회전 속도일 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 그 모두가 압축기 섹션을 통한 적어도 일부의 작동 유체를 구동하기 위해 회전하도록 구성되어 있는 2개의 유형의 압축기 회전자, 즉 a) 도 12 내지 도 15에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 샤프트(64) 중 적어도 하나에 부착되어 그에 의해 구동되는 것들과, 상황에 따라 "독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자"라 본 명세서에 언급될 수 있는 적어도 하나의 샤프트(64)의 회전에 독립적으로 구동되는 것들을 포함할 수 있다. 특정의 압축기 회전자는 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자로서 구성되는 것과 샤프트 회전 가능 압축기 회전자로서 구성되는 것 사이에서 스위칭하도록 구성될 수 있다. 예를 들어, 특정의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자는 예를 들어 적어도 하나의 샤프트와 일체로 회전하여 이에 의해 샤프트 회전 가능 압축기 회전자(통상의 압축기 회전자와 유사함)로서 기능하기 위해 적어도 하나의 샤프트(64)에 회전 체결되고, 회전 부착되고, 회전 자기적으로 고정되고, 또는 다른 방식으로 회전 고정될 수 있다. 비교로서, 샤프트에 부착된 이러한 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 회전 체결 해제, 회전 탈착 또는 회전 자기적 고정 해제는 이들이 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자로서 재차 작용할 수 있게 한다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 도 12 내지 도 15에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 토크 변환 기구(107) 중 적어도 하나가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)에 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용되도록 구성된다(특히 도 5, 도 9 및 도 28, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이). 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 이러한 동력 공급은 샤프트(64)(도 12 내지 도 16에 도시되어 있는)를 경유하여 구동되는 이들 샤프트 구동식 압축기 회전자로부터의 독립적인 작동 및 회전을 허용할 수 있다. 이와 같이, 초기 작동 단계 중에, 단지 특정의 압축기 회전자만이 샤프트 구동될 수 있어, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)로서 구성된 압축기 회전자의 다른 것은 샤프트에 의해 가속될 필요가 없어 더 적은 질량 및 관성이 샤프트에 의해 가속되게 한다. 이는 적어도 하나의 토크 변환 기구의 동력 하에서 적어도 일부의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 시동, 연속적인 작동, 뿐만 아니라 회전 가속(예를 들어, 스풀링)을 허용할 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 특정 실시예는 제트 엔진(58)이 작동 불가능하게 되거나 정지되더라도 계속 작동될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정의 이러한 실시예는 적어도 일부 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)에 의해 제공된 회전 속도 및 추력이 제트 엔진에 대해 특정 실시예에서 변경될 수 있기 때문에 향상된 작동 비효율을 제공할 수 있다.
도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 압축기 섹션(102)의 특정 실시예는 다수의 압축기 스테이지(119)를 포함할 수 있다. 각각의 압축기 스테이지(119)의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120) 및 적어도 하나의 압축기 고정자(122)를 포함할 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 특정 실시예는 샤프트(64)[터빈 섹션(105)의 터빈 회전자(130)로부터 회전되는]에 부착될 수 있고, 그와 함께 회전한다. 적어도 하나의 압축기 고정자(122)의 특정 실시예[도 6 및 도 29에 관련하여 다음의 섹션에 설명되어 있는 바와 같이 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)와 비교할 때]는 샤프트(64)의 적어도 일부와 함께 회전할 필요는 없고, 실제로 통상적으로 제트 엔진(58)의 비회전부에 대해 실질적으로 고정되어 유지된다.
도 5, 도 9 및 도 28에 관련하여, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같은 하이브리드 추진 엔진(100)의 실시예는 적어도 하나의 압축기 회전자(120)에 적어도 부분적으로 동력 공급하기 위해 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)와 조합하여, 또는 임의의 대안으로 사용될 수 있다. 적어도 하나의 토크 변환 기구가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)에 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용될 수 있는 하이브리드 추진 엔진(100)의 다수의 실시예가 존재한다.
이와 같이, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 특정의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)는 터빈 섹션의 터빈 회전자의 적어도 일부로부터 샤프트를 경유하여 구동될 수 있고, 반면에 특정의 터빈 회전자는 샤프트(64)의 회전으로부터 독립적으로 회전하도록 구동될 수 있다. 예를 들어, 고압 압축기 스테이지(예를 들어, 도 16의 연소 챔버에 더 근접한) 내에 포함된 것들과 같은 특정의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)는 샤프트와 함께 회전하도록 구성될 수 있고, 반면에 저압 압축기 스테이지(예를 들어, 도 16의 연소 챔버로부터 더 멀리 있는) 내에 포함된 것들과 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 다른 것은 예를 들어 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 구동되도록 샤프트로부터 독립적으로 회전하도록 구성될 수 있다. 압축기 스테이지가 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)를 갖고 구성되는 것과 샤프트 구동식 압축기 회전자를 갖고 구성되는 것의 선택은 디자인 또는 엔지니어링 선택이다.
정지되지 않은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 이들 부분은 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 구동될 수 있다. 제트 엔진을 통해 통과하는 작동 유체를 가열하고 팽창시키기 위해 연소 챔버를 경유하여 적용된 연료는 비교적 낮은 효율(통상적으로, 20 퍼센트 미만)을 갖는다. 제트 엔진으로부터의 많은 에너지는 증가된 효율을 갖고 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)에 적어도 부분적으로 기초하여 전기로 변환될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 특정 실시예는 예를 들어 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)로부터 외부 에너지를 추출하도록 구성될 수 있지만, 다른 것들은 그렇지 않을 수도 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예의 특정 요소는 도 2 및 도 28에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 다른 하이브리드 추진 엔진의 특정 요소와 작동적으로 관련될 수 있다. 예를 들어, 비행 중에, 특정 제트 엔진(58)을 정지시키고, 다른 엔진은 운전하도록 허용하고, 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)를 특정 실시예에서 사용하여 그로부터 에너지를 추출하고, 추출된 에너지(전기의 형태)를 가능하게는 에너지 저장 장치(264) 뿐만 아니라 토크 변환 기구(107)에 인가하는 것이 요구될 수 있다. 이러한 추출된 에너지는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)를 포함할 수 있는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 구동하는데 사용될 수 있다. 순항 및/또는 하강과 같은 이러한 낮은 수요 기간 중에 더 적은 제트 엔진(58)을 작동하는 것은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 연비 및 효율을 향상시킬 뿐만 아니라, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진의 특정의 구성 요소의 마모, 응력, 피로 등을 제한하는 것으로 기대될 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 특정 실시예는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 동력 공유의 양태로서 고려될 수 있는 하나 이상의 에너지 추출 기구(66)로부터 동력을 수용할 수 있다. 유사하게, 각각의 에너지 추출 기구는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 동력 공유의 다른 양태로서 고려될 수 있는 하나 이상의 별개의 제트 엔진(58)으로부터 발생된 동력을 수용할 수 있다.
추가적으로, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 특정 실시예는 원격 시동기 없이 제트 엔진의 시동을 용이하게 하도록 구성될 수 있다. 제트 엔진의 이러한 시동 또는 시동의 시도는 지상에서 발생할 수 있고, 또는 대안적으로 비행시에 발생할 수도 있다. 이러한 재시동의 용이성은 부분적으로는, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 뿐만 아니라 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다른 구성 요소가 각각 재시동을 위한 높은 회전 속도를 필요로 하지 않을 수 있고, 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 적어도 특정의 것들의 질량이 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 제트 엔진(58)이 아니라 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 가속될 수 있기 때문에 발생할 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 시동하는 것은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서 더 적은 관성을 필요로 할 수 있고, 이와 같이 적어도 하나의 제트 엔진의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 특정 실시예의 사용에 의해 지원되는 방식으로 비행시에 시동되도록 구성될 수 있다.
적어도 하나의 제트 엔진의 특정 실시예가 비행 중에 더 용이하게 시동될 수 있으면, 이들은 이들이 재시동될 수 있는 기대를 갖고 비행 중에 정지될 수 있다는 것이 또한 사실이다. 특정 하이브리드 자동차가 이들의 연비를 증가시키는 방식은 비최고점(토크) 수요의 특정 시간 중에 이들의 가스 모터를 턴오프하는 것이라는 것을 고려하라. 유사하게, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)과 관련된 적어도 하나의 제트 엔진의 특정 실시예의 적어도 일부는 순항 및 하강과 같은 최고 수요 미만의 시간 중에 정지하도록 구성될 수 있고, 단지 이들 작동하는 제트 엔진(58)에 의해 발생된 전기는 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예를 사용하여 추출된다. 적어도 하나의 제트 엔진(58) 중 특정의 것으로부터 추출된 전기는 도 45 내지 도 50에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 특정의 적어도 하나의 제트 엔진과 관련되거나 관련되지 않을 수 있는 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264) 및/또는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 인가될 수 있다. 유사하게, 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정의 것으로부터 추출된 전기는 궁극적으로는 도 45 내지 도 50에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 이 특정의 제트 엔진(58)과 작동적으로 관련되거나 관련되지 않을 수 있는 하나 이상의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)[적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)로서 구성됨]을 회전시키는데 사용될 수 있다.
상이한 토크 변환 기구(66)[예를 들어, 에너지 추출 기구(66)를 포함하는 것과 같은] 및/또는 상이한 토크 변환 기구(예를 들어, 전기 모터를 각각 포함할 수 있는 것과 같은)로부터 상이한 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 동력 공급은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진이 계속 작동할 수 있는 가능성을 증가시킬 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는, 토크 변환 기구(107)에 의해 구동된 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 부분이 작동 유체의 원하는 압축을 설정하는데 더 적합할 수 있는 원하는 회전 속도에서 작동하도록 제어될 수 있기 때문에 향상된 동력을 제공할 수 있다. 각각의 압축기 회전자가 동일한 회전 속도에서 작동하는 대신에, 예를 들어 적어도 특정 회전자가 예를 들어 효율을 향상시키기 위해 원하는 회전 속도에서 작동하도록 선택될 수 있다. 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 압축기 회전자 중 하나 이상은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진에 증가된 효율을 제공하기 위해 제트 엔진의 회전으로부터 독립적으로 회전 가능하게 구동될 수 있다. 샤프트(및 회전 가능한 터빈 요소)로부터 직접 제트 엔진에 의해 구동되지 않는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 이들 부분은 통상의 제트 엔진(예를 들어, 브레이튼 사이클)과 같은 에너지 효율의 제한을 갖지 않는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 구동된다.
제트 엔진으로부터의 더 많은 에너지가 증가된 효율을 갖고 독립적으로 작동 가능한 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자를 구동하는 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)의 작동에 적어도 부분적으로 기초하여 전기로 변환될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 적어도 일부가 독립적으로 제어 가능하게 함으로써, 이러한 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자는 제트 엔진이 비교적 낮은 수요의 기간(하강, 지상 자력 이동 또는 순항시와 같은)에 있을 때 이러한 높은 회전 속도에서 구동될 필요가 없다. 비교적 낮은 수요의 기간으로부터 비교적 높은 수요의 기간 중에 에너지의 이러한 사용은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 재생 작동으로서 고려될 수 있다. 추가적으로, 도 9의 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 적어도 일부를 적어도 부분적으로 구동할 때의 이러한 기간 중에, 이러한 구동력은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자를 구동하기 위해 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 의해 공급될 필요는 없다. 이와 같이, 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자를 구동하기 위해 제트 엔진으로부터 인가된 힘은 대응적으로 감소될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 적어도 하나를 특정 회전 속도로 가속하기 위해 인가된 힘의 이러한 감소는 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자, 뿐만 아니라 제트 엔진의 다른 부분의 더 신속한 가속 또는 스풀링율을 허용하는 효과를 가질 수 있다. 이러한 증가된 스풀링율은 특정 경우에서 항공기가 더 신속하게 상승하게 할 수 있고, 가능하게는 위험한 또는 정해진 상황으로부터 더 신속하게 상승할 수 있게 한다(가능하게는 더 효율적으로).
순항 중에, 예를 들어 특정의 압축기 회전자는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자로서 작동하도록 구성될 수 있고, 더 적은 노력이 잔여 샤프트 구동 압축기 회전자를 구동하는 적어도 하나의 샤프트(64)를 회전시키는데 사용될 수 있다.
따라서, 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 특정 실시예는 동일 방향, 역방향에서 회전하도록 구성될 수 있고, 또는 샤프트에 의해 구동되는 바와 같이 압축기 회전 가능 요소(130)에 대해 고정 유지될 수 있다. 따라서, 압축기 섹션의 압축 효과는 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자의 상대 회전의 함수이다. 이와 같이, 특정 압축 효과는 샤프트가 특정의 통상의 압축기보다 상당히 느린 회전 속도에서 회전하더라도 성취될 수 있다.
독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 특정 실시예는 향상된 효율을 제공할 수 있는데, 이는 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)가 토크 변환 기구(107)에 의해 구동될 수 있고 재생 에너지, 낮은 수요 기간으로부터 높은 수요 기간으로의 에너지의 회수, 뿐만 아니라 다른 에너지 효율 기술에 의존하기 때문이다. 추가적으로, 증가된 효율을 제공할 수 있는 하나 이상의 스테이지에 대해 샤프트 회전 가능 압축기 회전자와 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120) 사이에 상대 회전 속도가 존재할 수 있다. 샤프트 회전 가능 압축기 회전자와 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120) 사이의 이러한 효율적인 동력 세팅은 상대 회전 속도에 기초하여 연산적으로 또는 예를 들어 하이브리드 추진 엔진(100)에 대한 시험 스탠드를 설정함으로써 실험적으로 결정될 수 있다.
적어도 하나의 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 도 16 및/또는 도 28에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 하나 이상의 압축기 스테이지(119)의 압축기 회전 가능 요소를 구동하도록 구성될 수 있다. 이와 같이, 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120) 중 하나 이상에 동력 공급하는 토크 변환 기구(107) 대신에, 본 명세서는 또한 제트 엔진(58)의 다양한 실시예가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 다양한 실시예에 대해 개별적으로 제어될 수 있는 다양한 하이브리드 추진 엔진(100)을 제공할 수 있다.
토크 변환 기구에 의해 구동되는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 특정 실시예는 토크 변환 기구의 극성의 적절한 제어에 의해 클러치 기능, 브레이크 기능, 또는 적소 체결 기능을 제공하기 위한 방식으로 극성을 제어하는 것을 이용할 수 있다. 토크 변환 기구의 회전 속도, 모드 및 방향의 제어가 잘 이해되고, 도 9의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 이러한 제동 또는 적소 체결 기능의 적용은 유용한 작동을 제공할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 적어도 일부는 이에 의해 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)를 적어도 부분적으로 사용하여 동력 공급받을 수 있다. 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)에 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용되는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 샤프트 뿐만 아니라 터빈 회전 가능 요소가 임의의 이유로 작동을 중지하더라도 비교적 연료 효율적인 작동 뿐만 아니라 계속될 수 있는 작동을 허용할 수 있다.
7. 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자를 포함하는 하이브리드 추진 엔진
본 명세서는 이제 도 6, 도 10 및 도 29에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 회전시키도록 구성된 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다수의 실시예를 설명한다. 이와 같이, 본 명세서 내에서, 용어 "독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자"는 특정의 적어도 하나의 압축기 회전자에 대해 원하는 회전 속도에서 회전할 수 있는 바와 같이, 독립적으로 회전 가능한 장치로서 구성될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)로서 특히 구성된(특히 도 6, 도 10 및 도 29에 관련하여, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이) 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 중 적어도 하나를 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용되도록 구성될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자의 특정 실시예의 이러한 독립적인 구동은 상황에 따라, 도 2에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 토크 변환 기구(107)(예를 들어, 전기 모터)의 특정 실시예에 의해 제공될 수 있는 바와 같이, 일 방향 뿐만 아니라 몇몇 제어 가능한 회전 속도에 의존할 수 있다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는, 특히 도 6, 도 10 및 도 29에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명된다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)가 도 12 내지 도 16에 도시되어 있는 샤프트(64) 뿐만 아니라 적어도 하나의 터빈 회전자(130)로부터의 독립적인 작동 및 회전을 허용할 수 있는 방식으로 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)에 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용되도록 구성된다. 이는 제트 엔진(58)이 작동 불가능하게 되거나 정지되더라도 적어도 하나의 토크 변환 기구의 동력 하에서 적어도 일부의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(493)의 시동, 연속적인 작동, 뿐만 아니라 증가된 가속을 허용할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정의 이러한 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)에 의해 제공된 회전 속도 및 추력이 제트 엔진에 대해 특정 실시예에서 변경될 수 있기 때문에 향상된 작동 비효율을 제공할 수 있다.
도 6, 도 10 및 도 29에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같은 하이브리드 추진 엔진(100)의 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)에 적어도 부분적으로 동력 공급하기 위해 적어도 하나의 토크 변환 기구를 사용하여 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)와 조합하여 또는 임의의 대안으로 사용될 수 있다. 적어도 하나의 토크 변환 기구가 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용될 수 있는 하이브리드 추진 엔진(100)의 다수의 실시예가 존재한다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 클러치가 고정될 때, 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)가 정지되도록 회전 가능하게 고정되고 통상의 압축기 고정자로서 작용할 때 그와 함께 정지 상태로 유지되도록 클러치 기구(미도시)를 이용할 수 있다. 대안적으로, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 클러치는 도 10과 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 토크 변환 기구(107)의 다양한 실시예에 의해 구동될 수 있도록 정지 상태로부터 해제되거나 느슨해질 수 있다. 단지 특정의 압축기 섹션 내의 압축기 고정자만이 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 구동되도록 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)로서 구성될 수 있고, 반면에 다른 압축기 고정자는 예를 들어 하이브리드 추진 엔진(100)의 하우징에 대해 정적으로 유지되기 위해 정지 상태가 되도록 통상의 고정자로서 구성될 수 있는 것이 가능하다. 이와 같이, 가능하게는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 압축기 고정자의 저압(예를 들어, 도 16의 연소 챔버로부터 가장 멀리 있는 것들) 실시예가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)로서 구성될 수 있고, 반면에 고압(예를 들어, 도 16의 연소 챔버에 가장 근접한 것들) 압축기 고정자는 정지부로서 구성될 수 있고, 그 반대의 경우도 역시 마찬가지이다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 하나 이상은 제트 엔진의 정지 위치로부터 독립적으로 회전 구동될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 이러한 회전의 독립성은 효율의 증가, 스풀링율의 감소와 같은 다양한 안전 관련 양태의 향상, 뿐만 아니라 증가된 전체 동력(짧은 시간 동안 또는 장기간에 걸쳐)의 허용과 같은 양태를 유도할 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 하나 이상은 도 29에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 예를 들어 압축기 회전자(120)와 반대의 회전 방향에서, 제트 엔진의 고정된 위치로부터 독립적으로 회전 구동될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 압축기 회전자(120)와 반대의 회전 방향에서 회전 구동되게 하는 것은 2개의 회전 속도의 합에 동일한 이들 사이의 상대 회전을 제공할 수 있다. 이와 같이, 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 적어도 하나의 압축기 회전자가 상당히 감소된 회전 속도에서 작동할 수 있는 동안 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)와 적어도 하나의 압축기 회전자(120) 사이의 상대 회전 속도를 제공하게 할 수 있다. 상당히 감소된 회전 속도에서 적어도 하나의 압축기 회전자(120)를 구동함으로써, 압축기 회전자[뿐만 아니라 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 관련된 샤프트(64) 및/또는 터빈 회전 요소]를 회전시키기 위한 힘 및 에너지가 추가적으로 감소될 수 있다. 상당히 감소된 회전 속도에서 적어도 하나의 압축기 회전자(120)를 구동함으로써, 압축기 회전자[뿐만 아니라, 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 관련된 샤프트(64) 및/또는 터빈 회전 요소]에 인가된 응력 및 피로가 제한될 수 있고, 이러한 구성 요소의 파괴 가능성이 제한될 수 있다. 샤프트(및 회전 가능한 터빈 요소)로부터 직접 제트 엔진에 의해 구동되지 않는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 이들 부분은 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 구동된다. 제트 엔진을 통해 통과하는 작동 유체를 가열하고 팽창시키기 위해 연소 챔버를 경유하여 적용된 연료는 비교적 낮은 효율(통상적으로, 20 퍼센트 미만)을 갖는다. 제트 엔진으로부터의 많은 에너지는 증가된 효율을 갖고 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)에 적어도 부분적으로 기초하여 전기로 변환될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 예를 들어 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)로부터 외부 에너지를 추출하도록 구성될 수 있지만, 다른 것들은 그렇지 않을 수도 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예의 특정 요소는 도 2 및 도 29에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 다른 하이브리드 추진 엔진의 특정 요소와 작동적으로 관련될 수 있다. 예를 들어, 비행 중에, 특정 제트 엔진(58)을 정지시키고, 다른 엔진은 운전하도록 허용하고, 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)를 특정 실시예에서 사용하여 그로부터 에너지를 추출하고, 추출된 에너지(전기의 형태)를 가능하게는 에너지 저장 장치(264) 뿐만 아니라 토크 변환 기구(107)에 인가하는 것이 요구될 수 있다. 이러한 추출된 에너지는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 포함할 수 있는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 구동하는데 사용될 수 있다. 순항 및/또는 하강과 같은 이러한 낮은 수요 기간 중에 더 적은 제트 엔진(58)을 작동하는 것은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 연비 및 효율을 향상시킬 뿐만 아니라, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진의 특정의 구성 요소의 마모, 응력, 피로 등을 제한하는 것으로 기대될 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 동력 공유의 양태로서 고려될 수 있는 하나 이상의 에너지 추출 기구(66)로부터 동력을 수용할 수 있다. 유사하게, 각각의 에너지 추출 기구는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 동력 공유의 다른 양태로서 고려될 수 있는 하나 이상의 별개의 제트 엔진(58)으로부터 발생된 동력을 수용할 수 있다.
추가적으로, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 원격 시동기 없이 제트 엔진의 시동을 용이하게 하도록 구성될 수 있다. 제트 엔진의 이러한 시동 또는 시동의 시도는 지상에서 발생할 수 있고, 또는 대안적으로 비행시에 발생할 수도 있다. 이러한 재시동의 용이성은 부분적으로는, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493), 뿐만 아니라 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다른 구성 요소가 각각 재시동을 위한 높은 회전 속도를 필요로 하지 않을 수 있고, 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 적어도 특정의 것들의 질량이 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 제트 엔진(58)이 아니라 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 가속될 수 있기 때문에 발생할 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 시동하는 것은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서 더 적은 관성을 필요로 할 수 있고, 이와 같이 적어도 하나의 제트 엔진의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예의 사용에 의해 지원되는 방식으로 비행시에 시동되도록 구성될 수 있다.
적어도 하나의 제트 엔진의 특정 실시예가 비행 중에 더 용이하게 시동될 수 있으면, 이들은 이들이 재시동될 수 있는 기대를 갖고 비행 중에 정지될 수 있다는 것이 또한 사실이다. 특정 하이브리드 자동차가 이들의 연비를 증가시키는 방식은 비최고점(토크) 수요의 특정 시간 중에 이들의 가스 모터를 턴오프하는 것이라는 것을 고려하라. 유사하게, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)과 관련된 적어도 하나의 제트 엔진의 특정 실시예의 적어도 일부는 순항 및 하강과 같은 최고 수요 미만의 시간 중에 정지하도록 구성될 수 있고, 단지 이들 작동하는 제트 엔진(58)에 의해 발생되는 전기는 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예를 사용하여 추출될 수 있다. 적어도 하나의 제트 엔진(58) 중 특정의 것으로부터 추출된 전기는 도 45 내지 도 50에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 특정의 적어도 하나의 제트 엔진과 관련되거나 관련되지 않을 수 있는 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264) 및/또는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 인가될 수 있다. 유사하게, 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정의 것으로부터 추출된 전기는 궁극적으로는 도 45 내지 도 50에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 이 특정의 제트 엔진(58)과 작동적으로 관련되거나 관련되지 않을 수 있는 하나 이상의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)[적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)로서 구성됨]을 회전시키는데 사용될 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 하나 이상은 회전 구동될 수 있다. 따라서, 샤프트(및 회전 가능한 터빈 요소)로부터 직접 제트 엔진에 의해 구동되지 않는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 이들 부분은 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 구동될 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)에 대응하는 압축기 섹션의 부분은 계속 작동할 수 있고, 반면에 터빈 회전 가능 요소에 의해 구동되는 다른 부분은 계속 작동하지 않을 수 있다. 상이한 토크 변환 기구(66)[에너지 추출 기구(66)를 포함하는 것과 같은] 및/또는 상이한 토크 변환 기구(전기 모터를 각각 포함할 수 있는 것과 같은)로부터의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 이러한 동력 공급은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진의 안전성을 증가시킬 수 있다. 제트 엔진을 통해 통과하는 작동 유체를 가열하고, 팽창하기 위해 연소 챔버를 경유하여 인가된 연료는 비교적 낮은 효율(통상적으로, 20 퍼센트 미만)을 갖는다. 제트 엔진으로부터의 많은 에너지는 증가된 효율을 갖고 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)에 적어도 부분적으로 기초하여 전기로 변환될 수 있다.
따라서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 동일 방향, 역방향에서 회전하도록 구성될 수 있고, 또는 샤프트에 의해 구동되는 바와 같이 압축기 회전자(120)에 대해 고정 유지될 수 있다. 따라서, 압축기 섹션의 압축 효과는 압축기 회전자(120)에 대한 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 상대 회전의 함수이다. 이와 같이, 압축기 효과 기반은 샤프트가 특정의 통상의 압축기보다 상당히 느린 회전 속도에서 회전하더라도 성취될 수 있다.
예를 들어, (정지형) 압축기 고정자에 대해 위치되어 있는 압축기 회전 가능 요소(103) 대신에, 압축기 회전 가능 요소는 N rpm(N은 정수, 예를 들어 1800 RPM)에서 작동해야 한다. 비교로서, 압축기 회전자(120) 및 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 포함하는 적어도 하나의 스테이지를 포함하는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 이들 실시예는 대신에 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 적어도 하나의 압축기 회전자(120) 사이의 상대 회전 속도에 의해 제공되는 상대 회전을 가질 수 있다. 예를 들어, 1800 RPM의 상대 회전을 성취하기 위해, 압축기 회전자는 900 RPM의 회전 속도에서 회전할 수 있고, 반면 인접한 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)는 역방향으로 900 RPM의 회전 속도에서 회전할 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)(토크 변환 기구에 의해 구동되는 바와 같은)에 대한 압축기 회전자(120)(터빈으로부터 샤프트에 의해 구동되는 바와 같은)의 이러한 역회전은 터빈 섹션으로부터 인가된 압축된 작동 유체의 압력을 유지하면서 1800 RPM의 출력 회전을 제공할 수 있다.
스테이지내 압축기 회전 가능 요소의 특정 실시예는 향상된 효율을 제공할 수 있는데, 이는 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)가 토크 변환 기구(107)에 의해 구동될 수 있고 재생 에너지, 낮은 수요 기간으로부터 높은 수요 기간으로의 에너지의 회수, 뿐만 아니라 다른 에너지 효율 기술에 의존하기 때문이다. 추가적으로, 증가된 효율을 제공할 수 있는 하나 이상의 스테이지에 대해 압축기 회전자(120)와 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 사이에 상대 회전 속도가 존재할 수 있다. 압축기 회전자(120)와 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(493) 사이의 이러한 효율적인 동력 세팅은 상대 회전 속도에 기초하여 연산적으로 또는 예를 들어 하이브리드 추진 엔진(100)에 대한 시험 스탠드를 설정함으로써 실험적으로 결정될 수 있다.
압축기 회전자(120)의 회전 속도가 더 느리게 구동될 수 있게 함으로써[독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)를 제어 가능하게 역회전하는 것에 의해], 샤프트는 더 느린 회전 속도에서 구동될 수 있다. 이와 같이, 소정의 관련된 구성 요소가 감소된 회전 속도에서 작동할 수 있어, 관련된 회전 가능한 압축기 요소의 더 낮은 회전 속도 성분의 결과로서, 더 적은 소음이 제공되고, 회전 구성 요소에 인가된 힘, 응력 및 피로가 제한되게 된다. 작동 중에 회전 터빈 및 압축기 구성 요소 파괴의 경우가 존재하고, 더 느린 회전 속도에서 샤프트 및 관련된 압축기 회전 요소를 작동하는 것은 이러한 손상을 제한하고, 가능하게는 이들 회전 가능한 압축기 요소 및 관련된 구조체의 작동 수명을 연장하는 것으로 기대될 수 있다.
독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)로부터 독립적으로 동력 공급받고 제어될 수 있다. 이와 같이, 특정의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)는 상당히 신속하게 가속되고 스풀링될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 이러한 독립적인 작동은 또한, 압축기 회전자(120)의 회전 속도가 상응하는 통상의 압축기 회전자의 회전 속도(예를 들어, 통상의 압축기 회전 가능 요소에서와 같이 상대 회전 속도에 대해 1800 RPM과 비교할 때 900 RPM)보다 느릴 수 있기 때문에, 압축기 회전 가능 요소가 그 작동 속도를 비교적 신속하게 성취할 수 있게 할 수 있다.
도 29에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 따라서 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소에 대한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 독립적인 작동을 제공하도록 구성될 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 적어도 특정한 것들의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)를 적어도 부분적으로 사용하여 회전 가능하게 회전될 수 있다.
적어도 하나의 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 도 6, 도 10, 도 16 및/또는 도 29에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 하나 이상의 압축기 스테이지(119)의 압축기 회전 가능 요소를 구동하도록 구성될 수 있다. 이와 같이, 본 명세서는 또한 제트 엔진(58)의 다양한 실시예가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 다양한 실시예에 대해 개별적으로 제어될 수 있는 다양한 하이브리드 추진 엔진(100)을 설명할 수 있고, 그 특정예가 도 10에 관련하여 블록 형태로 설명되어 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 실시예에 의해, 적어도 하나의 토크 변환 기구를 사용하는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 이러한 동력 공급은 대안적으로, 조합하여, 또는 서로로부터 별개로 다양한 기간 또는 비행 조건에 수행될 수 있다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 이들이 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 구동되기 때문에 특정 회전 속도에서 회전하도록 구성될 수 있다. 센서, 지시기 및/또는 제어기가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 회전 속도를 모니터링하고 그리고/또는 제어하도록 제공될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예의 실제 회전 속도가 소정량만큼 원하는 또는 설정된 회전 속도로부터 변경되면, 토크 변환 기구는 회전 속도를 적합하게 조정하도록 작동될 수 있다.
토크 변환 기구에 의해 구동되는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 토크 변환 기구의 극성의 적절한 제어에 의해 클러치 기능, 브레이크 기능, 또는 적소 체결 기능을 제공하기 위한 방식으로 극성을 제어하는 것을 이용할 수 있다. 토크 변환 기구의 회전 속도, 모드 및 방향의 제어와, 도 10 및 도 29의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 이러한 제동 또는 적소 체결 기능의 적용은 일반적으로 잘 이해된다.
도 2의 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정 실시예는 적어도 하나의 토크 변환 기구로부터 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)에 제공된 토크 변환 기구 동력과 비교할 때 적어도 하나의 제트 엔진으로부터 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)에 제공된 제트 엔진 동력 사이의 비를 조정하도록 구성될 수 있는 클러치 기구(372)(도 32 및 도 33에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은)를 수반할 수 있다. 이러한 클러치 기구(372)는 도 8의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62), 도 9의 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 도 10의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및 도 11의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(477)와 같은 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 이러한 실시예에 적용될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 적어도 일부는 이에 의해 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)를 적어도 부분적으로 사용하여 동력 공급받을 수 있다. 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)에 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용되는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 샤프트 뿐만 아니라 터빈 회전 가능 요소가 임의의 이유로 작동을 중지하더라도 비교적 연료 효율적인 작동 뿐만 아니라 계속될 수 있는 작동을 허용할 수 있다.
8. 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자를 포함하는 하이브리드 추진 엔진
본 명세서는 이제 도 7, 도 11 및 도 22에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 회전시키도록 구성된 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다수의 실시예를 설명한다. 통상의 터빈 고정자는, 도 18에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 통상적으로 제트 엔진(58)의 케이싱에 대해 정지 상태로 유지된다. 비교로서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)는 도 17에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 터빈 회전자에 대한 상대 속도에서 또는 제어 가능한 회전 속도에서 토크 변환 기구에 의해 회전 구동될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예의 이러한 독립적인 구동은 상황에 따라, 도 2에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 토크 변환 기구(107)(예를 들어, 전기 모터)의 특정 실시예에 의해 제공될 수 있는 바와 같이, 일 방향 뿐만 아니라 몇몇 제어 가능한 회전 속도에 의존할 수 있다.
이와 같이, 본 명세서 내에서, 용어 "독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자"는 특정 터빈 회전자에 대해 원하는 회전 속도에서 회전할 수 있는 바와 같이, 독립적으로 회전 가능한 장치로서 구성될 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)로서 특히 구성된(특히 도 7, 도 11 및 도 22에 관련하여, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이) 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 중 적어도 하나를 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용되도록 구성된다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는, 특히 도 7, 도 11 및 도 22에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)에 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용된다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 이러한 동력 공급은 도 12 내지 도 16에 도시되어 있는 샤프트(64), 뿐만 아니라 적어도 하나의 터빈 회전자(130)로부터의 독립적인 작동 및 회전을 허용할 수 있는 방식으로 수행될 수 있다.
이는 제트 엔진(58)이 작동 불가능하게 되거나 정지되더라도 적어도 하나의 토크 변환 기구의 동력 하에서 적어도 일부의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 시동, 연속적인 작동, 뿐만 아니라 증가된 가속을 허용할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정의 이러한 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)에 의해 제공된 회전 속도 및 추력이 제트 엔진에 대해 특정 실시예에서 변경될 수 있기 때문에 향상된 작동 비효율을 제공할 수 있다.
도 7, 도 11 및 도 22에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같은 하이브리드 추진 엔진(100)의 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)에 적어도 부분적으로 동력 공급하기 위해 적어도 하나의 토크 변환 기구를 사용하여 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)와 조합하여 또는 임의의 대안으로 사용될 수 있다. 적어도 하나의 토크 변환 기구가 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용될 수 있는 하이브리드 추진 엔진(100)의 다수의 실시예가 존재한다.
적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는 클러치가 고정될 때, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)가 정지되도록 회전 가능하게 고정되고 통상의 터빈 고정자로서 작용할 때 그와 함께 정지 상태로 유지되도록 클러치 기구(미도시)를 이용할 수 있다. 대안적으로, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 클러치는 도 11과 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 토크 변환 기구(107)의 다양한 실시예에 의해 구동될 수 있도록 정지 상태로부터 해제되거나 느슨해질 수 있다. 단지 특정의 터빈 섹션 내의 터빈 고정자만이 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 구동되도록 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)로서 구성될 수 있고, 반면에 다른 터빈 고정자는 예를 들어 하이브리드 추진 엔진(100)의 하우징에 대해 정적으로 유지되기 위해 정지 상태가 되도록 통상의 고정자로서 구성될 수 있는 것이 가능하다. 이와 같이, 가능하게는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 터빈 고정자의 저압(예를 들어, 도 16의 연소 챔버로부터 가장 멀리 있는 것들) 실시예가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)로서 구성될 수 있고, 반면에 고압(예를 들어, 도 16의 연소 챔버에 가장 근접한 것들) 터빈 고정자는 정지부로서 구성될 수 있고, 그 반대의 경우도 역시 마찬가지이다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 하나 이상은 제트 엔진의 정지 위치로부터 독립적으로 회전 구동될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 이러한 회전의 독립성은 효율의 증가, 스풀링율의 감소와 같은 다양한 안전 관련 양태의 향상, 뿐만 아니라 증가된 전체 동력(짧은 시간 동안 또는 장기간에 걸쳐)의 허용과 같은 양태를 유도할 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 하나 이상은 도 30에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 예를 들어 터빈 회전자(130)와 반대의 회전 방향에서, 제트 엔진의 고정된 위치로부터 독립적으로 회전 구동될 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 터빈 회전자(130)와 반대의 회전 방향에서 회전 구동되게 하는 것은 2개의 회전 속도의 합에 동일한 이들 사이의 상대 회전을 제공할 수 있다. 적어도 하나의 터빈 회전자(130)는 터빈 섹션을 통해 통과하는 작동 유체의 결과로서 적어도 부분적으로 회전하기 때문에(즉, 통상의 압축기 회전자와 같이 샤프트에 의해 구동되지 않음), 다수의 상황에서 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 회전 속도를 제어하는 것이 적절할 수 있다.
독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)에 샤프트에 의해 연결된 터빈 회전자의 이들 실시예에서, 도 29에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 압축기 회전자(120)의 회전 속도는 전술된 바와 같이 제한될 수 있다. 압축기 회전자(120)는 종종 다수의 통상의 제트 엔진에서보다 느린 각속도에서 회전하기 때문에, 도 17에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 터빈 회전자는 대응적으로 더 느리게 구동될 수 있다. 상당히 감소된 회전 속도에서 적어도 하나의 터빈 회전자(130)를 구동함으로써, 터빈 회전자[뿐만 아니라 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 관련된 샤프트(64) 및/또는 터빈 회전 요소]를 회전시키기 위한 힘 및 에너지가 추가적으로 감소될 수 있다. 상당히 감소된 회전 속도에서 적어도 하나의 터빈 회전자(130)를 구동함으로써, 터빈 회전자[뿐만 아니라, 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 관련된 샤프트(64) 및/또는 터빈 회전 요소]에 인가된 응력 및 피로가 제한될 수 있고, 이러한 구성 요소의 파괴 가능성이 제한될 수 있다. 또한, 증가된 연료 효율은 적어도 하나의 터빈 회전자가 낮은 회전 속도에서 구동되기 때문에 발생될 수 있다. 샤프트(및 회전 가능한 터빈 요소)로부터 직접 제트 엔진에 의해 구동되지 않는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 이들 부분은 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 구동된다. 제트 엔진을 통해 통과하는 작동 유체를 가열하고 팽창시키기 위해 연소 챔버를 경유하여 적용된 연료는 비교적 낮은 효율(통상적으로, 20 퍼센트 미만)을 초래한다. 제트 엔진으로부터의 많은 에너지는 증가된 효율을 갖고 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)에 적어도 부분적으로 기초하여 전기로 변환될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는 예를 들어 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)로부터 외부 에너지를 추출하도록 구성될 수 있지만, 다른 것들은 그렇지 않을 수도 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예의 특정 요소는 도 2 및 도 22에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 다른 하이브리드 추진 엔진의 특정 요소와 작동적으로 관련될 수 있다. 예를 들어, 비행 중에, 특정 제트 엔진(58)을 정지시키고, 다른 엔진은 운전하도록 허용하고, 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)를 특정 실시예에서 사용하여 그로부터 에너지를 추출하고, 추출된 에너지(전기의 형태)를 가능하게는 에너지 저장 장치(264) 뿐만 아니라 토크 변환 기구(107)에 인가하는 것이 요구될 수 있다. 이러한 추출된 에너지는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 포함할 수 있는 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 구동하는데 사용될 수 있다. 순항 및/또는 하강과 같은 이러한 낮은 수요 기간 중에 더 적은 제트 엔진(58)을 작동하는 것은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 연비 및 효율을 향상시킬 뿐만 아니라, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진의 특정의 구성 요소의 마모, 응력, 피로 등을 제한하는 것으로 기대될 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 동력 공유의 양태로서 고려될 수 있는 하나 이상의 에너지 추출 기구(66)로부터 동력을 수용할 수 있다. 유사하게, 각각의 에너지 추출 기구는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 동력 공유의 다른 양태로서 고려될 수 있는 하나 이상의 별개의 제트 엔진(58)으로부터 발생된 동력을 수용할 수 있다.
추가적으로, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는 원격 시동기 없이 제트 엔진의 시동을 용이하게 하도록 구성될 수 있다. 제트 엔진의 이러한 시동 또는 시동의 시도는 지상에서 발생할 수 있고, 또는 대안적으로 비행시에 발생할 수도 있다. 이러한 재시동의 용이성은 부분적으로는, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477), 뿐만 아니라 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 다른 구성 요소가 각각 재시동을 위한 높은 회전 속도를 필요로 하지 않을 수 있고, 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 적어도 특정의 것들의 질량이 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 제트 엔진(58)이 아니라 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 가속될 수 있기 때문에 발생할 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 시동하는 것은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서 더 적은 관성을 필요로 할 수 있고, 이와 같이 적어도 하나의 제트 엔진의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예의 사용에 의해 지원되는 방식으로 비행시에 시동되도록 구성될 수 있다.
적어도 하나의 제트 엔진의 특정 실시예가 비행 중에 더 용이하게 시동될 수 있으면, 이들은 이들이 재시동될 수 있는 기대를 갖고 비행 중에 정지될 수 있다는 것이 또한 사실이다. 특정 하이브리드 자동차가 이들의 연비를 증가시키는 방식은 비최고점(토크) 수요의 특정 시간 중에 이들의 가스 모터를 턴오프하는 것이라는 것을 고려하라. 유사하게, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)과 관련된 적어도 하나의 제트 엔진의 특정 실시예의 적어도 일부는 순항 및 하강과 같은 최고 수요 미만의 시간 중에 정지하도록 구성될 수 있고, 단지 이들 작동하는 제트 엔진(58)에 의해 발생되는 전기는 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예를 사용하여 추출될 수 있다. 적어도 하나의 제트 엔진(58) 중 특정의 것으로부터 추출된 전기는 도 45 내지 도 50에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 특정의 적어도 하나의 제트 엔진과 관련되거나 관련되지 않을 수 있는 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264) 및/또는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 인가될 수 있다. 유사하게, 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 특정의 것으로부터 추출된 전기는 궁극적으로는 도 45 내지 도 50에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 이 특정의 제트 엔진(58)과 작동적으로 관련되거나 관련되지 않을 수 있는 하나 이상의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)[적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)로서 구성됨]을 회전시키는데 사용될 수 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 하나 이상은 회전 구동될 수 있다. 따라서, 샤프트(및 회전 가능한 터빈 요소)로부터 직접 제트 엔진에 의해 구동되지 않는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 이들 부분은 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 구동될 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)에 대응하는 터빈 섹션의 부분은 계속 작동할 수 있고, 반면에 터빈 회전 가능 요소에 의해 구동되는 다른 부분은 계속 작동하지 않을 수 있다. 상이한 토크 변환 기구(66)[에너지 추출 기구(66)를 포함하는 것과 같은] 및/또는 상이한 토크 변환 기구(전기 모터를 각각 포함할 수 있는 것과 같은)로부터의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 이러한 동력 공급은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진의 안전성을 증가시킬 수 있다. 제트 엔진을 통해 통과하는 작동 유체를 가열하고, 팽창하기 위해 연소 챔버를 경유하여 인가된 연료는 비교적 낮은 효율(통상적으로, 20 퍼센트 미만)을 갖는다. 제트 엔진으로부터의 많은 에너지는 증가된 효율을 갖고 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)에 적어도 부분적으로 기초하여 전기로 변환될 수 있다.
특정 실시예에서, 터빈 회전자(130)가 (정지형) 터빈 고정자에 근접하여 위치되어 그에 대해 회전하는 대신에, 터빈 회전자는 N rpm(N은 정수, 예를 들어 1800 RPM)에서 작동하도록 구성된다. 비교로서, 적어도 하나의 터빈 스테이지[터빈 회전자(130) 및 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 포함함]가 대신에 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477) 및/또는 적어도 하나의 터빈 회전자(130) 사이의 상대 회전 속도에 의해 제공되는 상대 회전을 가질 수 있는 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 이들 실시예를 고려한다. 예를 들어, 1800 RPM의 상대 회전을 성취하기 위해, 터빈 회전자는 900 RPM의 회전 속도에서 회전할 수 있고, 반면 인접한 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)는 역방향으로 900 RPM의 회전 속도에서 회전할 수 있다. 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)(토크 변환 기구에 의해 구동될 수 있는 바와 같은)에 대한 터빈 회전자(130)(터빈 섹션을 통해 통과하는 작동 유체에 의해 구동되는 바와 같은)의 이러한 역회전은 이에 의해 터빈 섹션으로부터 인가된 압축된 작동 유체의 압력을 유지하면서 N RPM의 출력 상대 회전을 제공할 수 있다.
스테이지내 터빈 회전 가능 요소의 특정 실시예는 향상된 효율을 제공할 수 있는데, 이는 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)가 토크 변환 기구(107)에 의해 구동될 수 있고 재생 에너지, 낮은 수요 기간으로부터 높은 수요 기간으로의 에너지의 회수, 뿐만 아니라 다른 에너지 효율 기술에 의존하기 때문이다. 추가적으로, 증가된 효율을 제공할 수 있는 하나 이상의 스테이지에 대해 터빈 회전자(130)와 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477) 사이에 상대 회전 속도가 존재할 수 있다. 터빈 회전자(130)와 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477) 사이의 이러한 효율적인 동력 세팅은 상대 회전 속도에 기초하여 연산적으로 또는 예를 들어 하이브리드 추진 엔진(100)에 대한 시험 스탠드를 설정함으로써 실험적으로 결정될 수 있다.
터빈 회전자(130)의 회전 속도가 더 느리게 구동될 수 있게 함으로써[독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 제어 가능하게 역회전하는 것에 의해], 샤프트는 더 느린 회전 속도에서 구동될 수 있다. 이와 같이, 소정의 관련된 구성 요소가 감소된 회전 속도에서 작동할 수 있어, 관련된 회전 가능한 터빈 요소의 더 낮은 회전 속도 성분의 결과로서, 더 적은 소음이 제공되고, 회전 구성 요소에 인가된 힘, 응력 및 피로가 제한되게 된다. 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는 터빈 회전자(130)에 대해 역회전하도록 구성되지만, 터빈 회전자가 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)와 동일한 방향에서 작동될 수 있는 상황이 존재할 수 있는 것이 고려된다. 특정 작동을 위한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)와 적어도 하나의 터빈 회전자(130) 사이의 특정 상대 회전 속도의 결정은 실험적으로, 경험적으로 또는 이들의 조합으로 결정될 수 있다. 작동 중에 회전 터빈 및 터빈 구성 요소 파괴의 경우가 존재하고, 더 느린 회전 속도에서 샤프트 및 관련된 터빈 회전 요소를 작동하는 것은 이러한 손상을 제한하고, 가능하게는 이들 회전 가능한 터빈 요소 및 관련된 구조체의 작동 수명을 연장하는 것으로 기대될 수 있다.
독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)로부터 독립적으로 동력 공급받고 제어될 수 있다. 이와 같이, 특정의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)는 상당히 신속하게 가속하고 스풀링할 수 있다. 제트 엔진을 시동할 때 특정 방향에서의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 회전은 제트 엔진(58)을 시동하는 것을 지원할 수 있다. 이러한 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예의 독립적인 작동은 터빈 회전자가 이들의 작동 회전 속도를 비교적 신속하게 성취하는 것을 허용할 수 있다. 터빈 회전자(130)의 회전 속도는 특정 경우에 상응하는 통상의 터빈 회전자의 회전 속도(예를 들어, 통상의 터빈 회전 가능 요소와 같이 상대 회전 속도에 대해 1800 RPM에 비교될 때 900 RPM)보다 느릴 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는 이들이 적어도 하나의 토크 변환 기구에 의해 구동되기 때문에 특정 회전 속도로 회전하도록 구성될 수 있다. 센서, 지시기 및/또는 제어기가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 회전 속도를 모니터링하고 그리고/또는 제어하도록 제공될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예의 실제 회전 속도가 소정량만큼 원하는 또는 설정된 회전 속도로부터 변경되면, 토크 변환 기구는 회전 속도를 적합하게 조정하도록 작동될 수 있다.
도 22에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 따라서 적어도 하나의 터빈 회전 가능 요소에 대한 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 독립적인 작동을 제공하도록 구성될 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 적어도 특정의 것의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)의 적어도 하나를 적어도 부분적으로 사용하여 회전될 수 있고, 그 일부가 도 2 및 도 11에 관련하여 설명되어 있다.
적어도 하나의 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 도 7, 도 11 및 도 22에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 하나 이상의 터빈 스테이지(119)의 터빈 회전 가능 요소를 구동하도록 구성될 수 있다. 이와 같이, 본 명세서는 또한 제트 엔진(58)의 다양한 실시예가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 다양한 실시예에 관련하여 개별적으로 제어될 수 있는 다양한 하이브리드 추진 엔진(100)을 제공할 수 있고, 그 특정의 예가 도 11에 관련하여 블록 형태로 설명되어 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 실시예에 의해, 적어도 하나의 토크 변환 기구를 사용하여 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 이러한 동력 공급은 서로 교대로, 조합하여 또는 별개로 다양한 기간 또는 비행 조건에서 수행될 수 있다.
토크 변환 기구에 의해 구동되는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 특정 실시예는 토크 변환 기구의 극성의 적절한 제어에 의해 클러치 기능, 브레이크 기능 또는 적소 체결 기능을 제공하는 것과 같은 방식으로 극성의 제어를 이용할 수 있다. 토크 변환 기구의 회전 속도, 모드 및 방향의 제어 및 도 7, 도 11 및 도 22의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 이러한 제동 또는 적소 체결의 용례는 일반적으로 잘 알려져 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 회전 속도, 뿐만 아니라 터빈 회전자의 회전 속도는 특정 항공기 작동을 위해 제트 엔진에 의해 발생되는 특정 추력을 설정하기 위해 적절할 수 있는 바와 같이, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 대해 정확하게 제어될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 적어도 일부는 이에 의해 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)를 적어도 부분적으로 사용하여 동력 공급받을 수 있다. 특정 실시예에서 따라서 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)가 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 적어도 부분적으로 동력 공급하는데 사용되는 하이브리드 추진 엔진(100)은 샤프트 뿐만 아니라 터빈 회전 가능 요소가 임의의 이유로 작동을 중단하더라도 비교적 연료 효율적인 작동, 뿐만 아니라 계속될 수 있는 작동을 허용할 수 있다.
9. 하이브리드 추진 엔진의 효율/비상 사태 양태
용어 "하이브리드"는 에너지 효율적인 작동을 지시하는 것으로서 차량에 적용된 바와 같다. 일반적으로 제트 엔진(58)의 특정 실시예는, 다른 형태의 내연 기관과 같이, 비교적 비효율적일 수 있다. 평균 내연 기관은 단지 그 에너지의 약 15 내지 25 퍼센트만을 내연 기관의 출력에서 유용한 기동력으로 변환시킨다는 것을(나머지는 열 손실, 소음 등을 통해 소비됨) 고려하라. 내연 기관의 형태인 제트 엔진은 유사한 효율을 갖는다. 터보프로펠러 및 터보팬은 본 명세서에 언급되어 있는 바와 같이, 일반적으로 단독으로 작동하는 제트 엔진과 비교할 때 비교적 효율적인 엔진을 나타낸다. 또한 차량은 일반적으로 동력 전달 계통 비효율성, 공회전, 정지, 부적절하게 팽창된 타이어, 급가속 등시에 상당한 양의 에너지를 소비한다는 것을 고려하라. 또한, 대부분의 비행 중에, 제트 엔진에 의해 제공된 많은 에너지의 상당한 비율이 효율적으로 폐기된다는 것을 고려하라(예를 들어, 시동, 비행전 검검, 하강, 지상 자력 이동, 특정 순항 고려 사항 등). 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 소정 비율의 허비된 에너지가 토크 변환 기구(107)[및 이어서 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)]에 동력 공급하는데 사용되게 할 수 있다.
이와 같이, 특정의 통상의 차량 내연 기관은 일반적으로(그리고, 특히 통상의 터보프로펠러 및 통상의 터보팬을 포함하는 통상의 제트 엔진) 상당히 비효율적일 수 있고, 몇몇 경우에 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예를 사용하여 효율을 제공하기에 적절할 수 있다. 따라서, 하이브리드 추진 엔진(100) 내에 포함된 적어도 하나의 작동 유체 변위 엔진(74)의 특정 실시예는 예를 들어 지상 자력 이동, 효율적인 순항, 하강 등과 같은 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 비교적 낮은 수요 부분 중에 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 동력 공급할 수 있는 전기를 발생시킴으로써 전체 효율을 증가시킬 수 있다. 비교로서, 비교적 높은 수요의 기간(이륙, 상승, 특정 비상 사태 절차) 중에 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 이러한 작동은 비행의 비교적 낮은 수요 부분 중에 발생된 전기의 적어도 일부를 사용한다.
하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 사이의 비교적 효율적인 동력 세팅을 결정하도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 사이의 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 이러한 동력 세팅의 특정 실시예는 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)의 특정 실시예의 존재 또는 상태를 고려할 수 있다. 비교로서, 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 사이의 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 이러한 동력 세팅의 특정 실시예는 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)의 존재 없이 작동할 수 있다.
따라서, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 도 8의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러, 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)를 포함할 수 있는 제트 엔진(58)의 상이한 세팅을 설정에 기초하여 다양한 효율 및 성능을 제공할 수 있다. 이와 같이, 다수의 동력, 성능 및/또는 효율값이 예를 들어 단독으로 또는 도 1의 항공기(75) 또는 다른 차량(98)에 일체화된 상태로 하이브리드 추진 엔진(100)을 시험함으로써 실험적으로 결정될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 사용자가 하이브리드 추진 엔진(100)을 어떠한 방식으로 효율적으로 작동시키는지를 이해할 수 있게 하는 디스플레이를 제공할 수 있다. 예를 들어, 얼마나 많은 동력이 가스 엔진에 의해 발생되고, 전기 엔진에 의해 발생되고, 그리고/또는 배터리에 의해 제공되거나 소비되고, 뿐만 아니라 엔진이 특정 순간적인 시간에 작동하지 않는지를 설명하는 2세대 도요다 프리우스와 같은 다수의 하이브리드 자동차용 디스플레이를 고려한다. 구성 요소가 동력을 제공하는 것을 지시하는 유사한 디스플레이(예를 들어, 도 45 내지 도 50과 유사함)는 에너지가 에너지 저장 장치(264) 뿐만 아니라 제트 엔진(58)에 의해 제공되거나 소비되고 있고 얼마나 많은 에너지가 에너지 추출 기구에 의해 제공되고 있는지와 같은 예시적이지만 비한정적인 양태를 지시할 수 있는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서 제공될 수 있다. 이러한 디스플레이는 조종사와 같은 사용자가 항공기(75) 또는 다른 차량을 효율적으로 조작하는 것을 지원할 수 있다. 도 42, 도 43 및 도 44는 그래픽 사용자 인터페이스(GUI), LED 디스플레이, LED 디스플레이, 헤드업 디스플레이, 홀로그래픽 디스플레이 등 상에 제공될 수 있는 디스플레이의 예를 도시한다.
디스플레이의 특정 실시예는 적어도 하나의 제트 엔진(58), 적어도 하나의 토크 변환 기구(107) 및 적어도 하나의 에너지 추출 기구(66)의 작동 뿐만 아니라 에너지 레벨을 표시할 수 있다. 이러한 디스플레이는 제트 엔진에 의해 제공되고 있는 추력, 뿐만 아니라 제트 엔진(예를 들어, 터빈, 압축기 및/또는 샤프트)의 다양한 회전 요소의 회전 속도의 비율을 지시할 수 있다.
통상의 터보프로펠러 또는 터보팬을 갖는 항공기를 위한 이륙을 위한 통상의 기술은 통상적으로 터빈의 적어도 일부로부터 얻어지는 바와 같이(하나 이상의 샤프트를 경유하여), 터보프로펠러 또는 터보팬의 각각 내에 전체 동력을 인가하는 것을 수반한다. 비교로서, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 각각의 2개의 독립적으로 작동 가능한 엔진으로부터 동력을 얻을 수 있기 때문에, 2개의 동력원의 각각 중에 전체 동력을 인가해야 하는지 여부에 대한 소정의 선택이 존재한다. 전체 동력 미만에서의 적어도 하나의 제트 엔진(58) 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 이러한 작동은 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예의 효율을 증가시킬 뿐만 아니라, 소음 민감성 항공에서와 같이 발생된 소음을 감소시키기 위한 시도일 수 있다. 예를 들어, 프로펠러 팬이 높은 고도에서보다 제트 엔진과 비교할 때 더 효율적인 경향이 있는 비교적 낮은 고도에서(특히, 이륙, 착륙, 접근, 출발 및 지면 부근에서 작동할 때), 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(258)가 전체 동력에서 작동하는 동안 모든 제트 엔진이 전체 동력 미만에서 이륙 및/또는 상승하도록 요구될 수도 있다.
비교로서, 프로펠러 및 팬이 제트 엔진과 비교할 때 덜 효율적인 경향이 있는 비교적 높은 고도에서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(258)의 각각이 전체 동력 미만에서 작동하도록 구성될 수 있는 동안 모든 제트 엔진(58)이 전체 동력에서 이륙하고 그리고/또는 상승하는 것이 요구될 수 있다. 소음 민감성 공항 및 영역에서의 이륙 및 착륙에 있어서, 제트 엔진(58)에 의해 제공되는 동력을 최소화하면서 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 동력 공급하기 위해 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)에 의해 제공된 동력을 최대화하기 위한 동력 세팅을 설정하는 것이 요구될 수 있다. 다양한 세팅이 특정 거리 내에서 이륙 또는 착륙(활주로 상에서의 이륙 또는 착륙, 또는 특정 높이를 갖는 장애물 상에서의 이륙 또는 착륙)을 허용하도록 제공될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 각각의 2개의 동력 엔진[제트 엔진(58)의 터빈 섹션(104), 뿐만 아니라 토크 변환 기구(107)]으로부터 동력을 얻을 수 있기 때문에, 2개의 동력 엔진의 각각 중에 전체 동력을 인가해야 하는지의 여부에 대한 선택은 예를 들어 항공기의 제안된 조작 교범 또는 작동 특징 뿐만 아니라 조종사 및/또는 항공기 조작자의 특정 조작 기술 사이의 소정의 균형에 기초하여 조종사 기반일 수 있다. 제안된 항공기의 조작 교범 또는 작동 특징은 조종사 또는 항공기 조작자에 의해 설정될 수 있는 종이 교범 또는 데이터베이스에 포함될 수 있다. 이러한 다양한 조작 교범은 조종사에 의해 일반적으로 이해되고 거의 기억되어 있고 그리고/또는 점검 리스트(전자식이거나 기록되어 있을 수 있음) 내에 포함될 수 있다.
특정 디스플레이는 어떠한 방식으로 효율적으로 비행하는지에 대해 조종사 또는 조작자를 "교육"하는 방식으로 에너지 소비를 지시할 수 있다. 예를 들어 토크 변환 기구, 가스 모터 및/또는 배터리에 의해 제공되거나 소비된 에너지의 양을 운전자/승객에 지시하는 도요다 프리우스와 같은 이러한 하이브리드 자동차의 디스플레이를 고려한다. 예를 들어, 도 8 및 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 입력 출력 인터페이스(811)의 특정 실시예에 의해, 조종사 또는 항공기 조작자는 항공기 및/또는 하이브리드 추진 엔진(100)에 대해 도 42 내지 도 50에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 현재의 작동 상태를 선택하거나 지시함으로써 그리고 항공기 및/또는 하이브리드 추진 엔진(100)이 이들 미리 정해진 또는 제안된 상태 또는 조건 내에서 작동하는지 여부를 관찰함으로써 각각의 비행 단계에 대해 제안된 작동 파라미터를 관찰할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 상태, 파라미터 또는 조건의 이러한 모니터링의 특정 실시예는 조종사 또는 비행 승무원이 이륙 또는 효율 순항과 같은 현재의 비행 상태를 지시하는 것과 같이 주로 수동적일 수 있다. 비교로서, 하이브리드 추진 엔진(100)의 상태, 파라미터 또는 조건의 이러한 모니터링의 특정 실시예는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)가 적어도 부분적으로 이륙 또는 효율 순항과 같은 현재의 비행 상태를 판정하는 것과 같이 주로 자동화될 수 있다.
예를 들어, 조종사, 승무원 또는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)가 도 42의 좌측에서의 비행 조건 중 어느 것이 임의의 주어진 시간 또는 비행 조건에 항공기에 대해 가장 적절한지를 판정하도록 구성될 수 있다는 것을 고려하라. 조종사, 승무원 또는 추진 엔진 제어기(97)는 항공기가 이륙하는 것으로 판정하고, 이어서 현재 파라미터 뿐만 아니라 파라미터 한계(괄호 내에)의 적어도 일부가 도 43 및 도 44에서와 같이 지시될 수 있다는 것을 고려하라. 현재 파라미터가 특정 파라미터 한계에 접근하거나 초과하는 이들 경우에, 예를 들어 이 조건을 조종사에게 경고하도록 경고가 제공될 수 있고, 대안적으로 이와 같이 프로그램되면 자동으로 변경될 수 있다. 도 42 내지 도 44에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 디스플레이, 사용자 인터페이스, 경고, 위험 등의 특정 실시예는 도 8, 도 9, 도 10 및 도 11에 관련하여 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 추진 엔진 제어기(97)의 입력 출력 인터페이스(811)에 일체화될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 이에 의해 동력 발생[예를 들어, 적어도 하나의 터빈 섹션(104)으로부터의] 및 추력 발생[예를 들어, 터빈 섹션(102)으로부터의]을 결합 해제하도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 터빈 섹션(102)으로부터의 적어도 하나의 터빈 섹션(104)의 이러한 회전식 결합 해제는 대용량 기계적 전송의 사용 없이 존재할 수 있는 바와 같은, 상당한 상대 샤프트 속도 및/또는 샤프트 속도 비율 편차를 제공할 수 있다. 이러한 링크 장치 및 커플링이 비교적 큰 부피로 제조되는 하나의 이유는 이들이 각각의 구성 요소의 임의의 고장의 가능성을 제한하기 위해 과잉 가공되기 때문이다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 하나 이상의 토크 변환 기구의 각각이 동력 공급되는 품목[예를 들어, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 및/또는 터빈 회전 가능 요소(103)]에 근접하게 위치되도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 터빈 섹션(102)으로부터 적어도 하나의 터빈 섹션(104)의 회전식 결합 해제는 또한 발생되고 있는 동력(통상적으로, 항상은 아니지만, 전력)의 최고점을 갖고 통상적으로 비동기적으로 발생할 가능성이 있는(항상은 아님) 추력의 최고점을 제공할 수 있다. 이러한 회전식 결합 해제는 시간 평균화된 하이브리드 추진 에너지 효율의 상당한 이득 및 작동시 안전 마진을 제공할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)와 하이브리드 추진 엔진(100) 사이의 비교적 효율적인 작동을 허용하도록 구성될 수 있고, 이에 의해 적어도 부분적으로는 동력이 토크 변환 기구(107)에 의해 뿐만 아니라 적어도 부분적으로는 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 의해 제공될 수 있기 때문에 하이브리드 엔진으로서 고려될 수 있다. 이러한 중복에 의해, 특정의 현존하는 제트 엔진 구성 요소는 이러한 구성 요소의 고장이 임계적인 영향을 갖지 않을 수 있기 때문에 부피가 크지 않게 설계될 수 있다. 다중 엔진 항공기에 대해, 심지어 단일 엔진 또는 트윈 엔진 항공기에 대해, 하이브리드 추진 엔진(100)의 각각에 대해 듀얼 동력 엔진을 제공하는 것은 제트 엔진 고장을 갖는 항공기가 적어도 가까운 공항, 필드 등으로 복귀할 수 있게 할 수 있다. 이와 같이, 항공기(75)와 같은 차량(98)은 적어도 하나의 제트 엔진(58) 뿐만 아니라 토크 변환 기구(107)의 소정의 조합으로부터 제공된 동력에 의존할 수 있고, 과잉 가공과 관련된 다수의 구성 요소의 중량을 또한 감소시키면서 안전을 제공할 수 있다. 토크 변환 기구(107) 뿐만 아니라 적어도 하나의 제트 엔진(58) 사이의 이러한 독립적인 동력의 제공은 상업적인 수락을 허용하여, 이에 의해 시장으로의 도입 뿐만 아니라 상업적인 수락을 용이하게 하고, 뿐만 아니라 다양한 구성 및 속도에 걸쳐 강력한 이륙/상승 추력 및 에너지 효율 사이의 균형에 중요할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 이에 의해 추력 방향성을 더 용이하게 하기 위해 토크 변환 기구(107) 및 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 상대 위치설정을 초래할 수 있는 바와 같이, 토크 변환 기구(107)와 적어도 하나의 제트 엔진(58) 사이의 이 하이브리드 분리를 이용할 수 있다. 예를 들어, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 토크 변환 기구(107)의 회전 가능한 회전 방향은 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 것과 대향될 수 있고, 그 배향은 분리 유닛으로서 비행 중에 용이하게 변경될 수 있다.
터보팬 엔진으로서 구성된 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)는 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 적어도 하나의 터빈 섹션(104)에 직접적으로 종속되지 않을 가능성이 있을 것이다. 2차 팬이 1차 팬에 직접적으로 결합되지 않는 제트 엔진 디자인의 특정 실시예는 따라서 하이브리드 추진 엔진(100)이 토크 변환 기구(107)와 적어도 하나의 제트 엔진(58) 사이에서 요구되는 바와 같이 동력 분배를 위해 최적화되도록 구성될 수 있다. 특정 경우에, 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 의해 발생된 적어도 일부 에너지는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)에 동력 공급하도록 인가될 수 있다. 항공기(75)의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)로부터의 동력의 분배를 갖고 구성될 수 있고, 적어도 하나의 제트 엔진(58)은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 중 적어도 하나에 의해 동력의 손실의 경우에 예를 들어 방향 안정성을 향상시킴으로써 이동 안전성을 향상시킬 수 있는데, 이는 토크 변환 기구(107)가 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 하나 이상이 작동을 실패하는 경우에도 계속 운전될 수 있기 때문이다. 따라서, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 의해 제공되는 바와 같이 동력 발생 섹션으로부터 토크 변환 기구(107)에 의해 제공된 바와 같은 추력 섹션을 분리하도록 구성될 수 있다. 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 의해 제공되는 바와 같은 동력 발생 섹션으로부터 토크 변환 기구(107)에 의해 제공되는 바와 같은 추력 섹션의 이 분리는 가능하게는 승객 운송 항공기(75)에 유용할 수 있다. 이는 적어도 하나의 제트 엔진(58)으로부터 작동적으로 결합 해제되어 있는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 사용을 지원할 수 있는 것과 같이 토크 변환 기구(107)를 사용하여 더 효율적으로 허용할 수 있다. 결합 해제 또는 다른 작동적인 분리와 관련하여, 이는 제트 엔진의 동력 발생 이외의 위치로부터 도래하는 팬을 구동하기 위해 소정의 동력을 허용할 수 있고, 이와 같이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 위한 배터리 제공된 전력은 제트 엔진(58)으로부터 발생된 동력보다 상당히 조용한 가능성이 있고, 이는 제트 엔진보다는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진의 사용에 의해 가능하게는 중요한 소음 감소를 초래할 수 있고, 여기서 하나의 흥미 있는 양태는 제트의 1차 팬으로의 동력의 피드백이라는 것을 주목하라.
게다가, 다수의 이러한 고수요 상승, 착륙 또는 비상 상태 작동 중에, 제트 엔진(58) 뿐만 아니라 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)으로부터의 추력은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)에 동력 공급하도록 토크 변환 기구(107)로부터의 동력을 가장 유용하게 이용하도록 유도될 수 있다. 예를 들어, 단거리 이륙 또는 착륙 또는 부정지 이륙 또는 착륙 중에, 항공기가 이륙하거나 착륙하기 위한 활주로에 필요한 거리를 제한하고, 뿐만 아니라 활주로를 따라 작동하는 항공기에 의해 생성되는 소리를 제한하는 것이 요구될 수 있다. 이와 같이, 항공기(75)의 특정 실시예는 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258), 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)와 같은 이러한 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 포함하도록 구성될 수 있다. 도 8에 관련하여 그리고 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬의 특정 실시예는 낮은 고도에서 상당한 응답성 동력을 제공할 수 있다. 이러한 특징은 상당한 동력이 인가되는 실패 접근 또는 우회에 유용할 수 있다. 이러한 추력의 증가는 정상지보다 짧은 곳, 항공기 캐리어 등으로부터 특정 항공기를 이륙하게 할 수 있는 바와 같은, "단거리 이륙 및 착륙"을 제공하기 위해 특히 유용할 수 있다. 이러한 "단거리 이륙 및 착륙"은 다수의 경우에 주로 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 상향 지향 가능한 추력이 이륙 중에 항공기의 "중량"의 효과를 효과적으로 제한할 수 있고 항공기가 더 낮은 속도로 이륙할 수 있게 할 수 있기 때문에 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)이 사용될 수 있는 특정 항공기에서 매우 낮은 풍속으로 성취될 수 있다.
항공기(75)의 특정 실시예는 일정한 양의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)이 항공기가 가속함에 따라 활주로를 따라 사용될 수 있도록 구성될 수 있다. 특정 통상의 항공기(통상적으로, 더 대형의 항공기 또는 화물 수송기 등)가 이륙 중에 미리 정해진 플랩 세팅을 갖고, 플랩 세팅은 날개의 캠버(곡률)를 증가시킬 뿐만 아니라 날개의 받음각을 증가시키는 것을 고려한다. 이들 모두가 양력을 증가시키고 따라서 항공기가 더 낮은 풍속에서 이륙할 수 있게 하는 캠버를 증가시킬 뿐만 아니라 받음각을 증가시키는 것은 또한 날개 상에서의 기류의 항력을 증가시키고 따라서 항공기가 이륙 속도로 가속하는 것을 더 어렵게 하여, 이에 의해 임의의 소정의 조건에 대해 이륙을 위해 요구되는 활주로 길이를 증가시킬 수 있다. 이륙 주행 중에 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 동력을 유지함으로써, 항공기의 특정 실시예는 항공기가 더 짧은 거리에서 이륙할 수 있게 하기 위해 날개에 제공된 증가된 양력을 가질 수 있다. 이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 특정 실시예의 사용은 상당히 변경된 날개/플랩 디자인을 제공할 수 있을 뿐만 아니라 예를 들어 이륙 중에 항력을 제한하고 이륙 중에 항공기의 가속도를 증가시킴으로써 비행의 증가된 효용성을 제공할 수 있다.
이륙, 비상 사태 또는 최대 동력 조건의 적어도 일부에서, 최대 추력 및/또는 동력에서 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 및 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 모두에 최대 동력을 인가하도록 요구될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)가 에너지 추출 기구(66)(배터리가 충전되어 있는)에 전력을 제공하는 배터리에 의해 동력 공급받는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 대해, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)는 직접적으로 또는 간접적으로 제트 연료를 소비하지 않고 작동될 수 있다(간접적으로는 에너지 추출 기구로부터 발생된 전기로 변환되는 것에 동등한 것으로 고려됨).
이와 같이, 항공기에 최대 동력을 제공하기 위해 또는 토크 변환 기구에 의해 인가되고 있는 동력의 비율을 최대화하기 위해, 적어도 하나의 에너지 저장 장치(264)(도 8 내지 도 11 및 본 명세서의 다른 위치에서의)를 포함하거나 포함하지 않을 수 있는 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)의 효율을 향상시키는 것이 바람직할 수 있다. 배터리와 같은 에너지 저장 장치 디자인[뿐만 아니라 토크 변환 기구(107)]의 특정 실시예에 대해, 소정의 배터리 중량에 대해 동력 출력 및 동력 출력의 기간을 증가시키는 리튬 이온 배터리 및 다른 효율적인 배터리와 같은 비교적 최근의 배터리 기술을 이용하는 것이 바람직할 수도 있다.
이와 같이, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)로부터 동력 공급받을 수 있고, 반면에 제트 엔진은 터빈의 회전으로부터 동력 공급받을 수 있다. 제트 엔진은 통상의 터보프로펠러/터보팬과 같이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 모두에 동력 공급할 필요는 없기 때문에, 더 적은 에너지가 이륙 중에 제트 엔진으로부터 소비되어야 하고, 더 많은 동력이 적어도 하나의 터빈 섹션(102)을 회전시키기 위해 적어도 하나의 터빈 섹션(104)으로부터 유도될 수 있다. 이와 같이, 더 많은 총 동력이 최대 동력 중에 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 및 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 조합으로부터 제공되어야 하고, 이는 항공기(75)가 더 급속한 풍속에서 더 빠르게 상승할 수 있게 해야 한다. 게다가, 상승 중에 소비되는 항공 연료의 비율이 감소되어야 한다. 상승 중의 증가된 상승률 및 감소된 연료 소비의 이들 팩터[토크 변환 기구(107)에 의해 제공되고 있는 상승을 위한 에너지의 적어도 일부에 의해, 이는 비행의 적은 에너지 수요 부분 중에 또는 지상에서 충전될 수 있음]는 항공기(75)가 더 많은 항공 연료를 기내에 탑재하고 이들의 의도된 순항 고도에 도달할 수 있게 하고, 이에 의해 항공기가 그 순항 고도에서 그 범위를 증가시킬 수 있게 한다.
순항, 하강 또는 다른 조건의 적어도 일부에서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 또는 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 소정의 조합으로 부분 동력을 적용하도록 요구될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 또는 적어도 하나의 제트 엔진(58) 중 어느 것이 어느 동력에서 실행될 수 있는지에 대한 이러한 판정은 적어도 하나의 제트 엔진(58)과 비교할 때 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)의 전체 효율에 종종 의존할 수 있다.
접근, 우회 또는 다른 조건의 적어도 일부에서, 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 또는 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 소정의 조합으로 실용적으로 신속하게 부분 동력 세팅으로부터 소정의 증가된 또는 최대 동력으로 증가하도록 요구될 수도 있다.
적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 비행 중에 제트 엔진(58) 중 하나 이상을 시동하거나 재시동하도록 구성될 수 있다. 이러한 제트 엔진의 하나 이상의 시동 또는 재시동의 특정 실시예는 예를 들어 시동 중에, 활주로 상에서 또는 효율의 이유로 비행시에 제트 엔진을 다운시켜 설정한 후에 정규적으로 수행될 수 있다. 대안적으로, 제트 엔진(58)의 하나 이상의 시동 또는 재시동의 특정 실시예는 예를 들어 적어도 하나의 엔진의 동력의 의도되지 않은 손실 또는 터빈 실속 중에 비상 사태 상황에서 수행될 수 있다. 이러한 시동 또는 재시동은, 예를 들어 적어도 하나의 토크 변환 기구(107)를 사용하여 적어도 부분적으로 동력 공급받는 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 시동함으로써 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에서 성취될 수 있고, 그 동안에 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 터빈 회전 요소(들)(105)를 회전시키는데 충분할 수 있는 작동 유체의 유동이 제트 엔진을 통해 그 후에 터빈 회전 요소(들)(103)를 회전시키는 샤프트를 경유하여 설정될 수 있다. 터빈 회전 요소(들)(105) 및 터빈 회전 요소(들)(103)의 충분한 회전 후에, 연소 챔버는 그에 충분한 연료의 인가 및 점화 중에 열의 인가에 의해 점화될 수 있다.
이에 한정되는 것은 아니지만 도 42 내지 도 50에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 그래픽 사용자 인터페이스(402)와 같은 다양한 디스플레이 및/또는 사용자 인터페이스가 하이브리드 추진 엔진(100)을 제어하기 위해 항공기(75)에 포함될 수 있다.
10. 하이브리드 추진 엔진 제어기
본 명세서는 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258), 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)와 같은 이러한 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 회전 속도가 예를 들어 조종사 또는 조작자 입력 또는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 작동에 기초하여 제어될 수 있는 다양한 기술을 제공한다. 본 명세서는 또한 토크 변환 기구(107)에 의해 구동된 바와 같은 제트 엔진(58)의 적어도 하나의 압축기 회전 가능 요소의 회전 속도가 예를 들어 조종사 입력 또는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 작동에 기초하여 제어될 수 있는 다양한 기술을 제공한다. 이러한 제어는 조종사로부터 올 수 있고, 예를 들어 하이브리드 추진 엔진 제어기의 입력 출력 인터페이스(811)에 의해 조종사에 의해 작동되거나 관찰될 수 있고 그리고/또는 도 8, 도 9, 도 10 및/또는 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 하이브리드 추진 엔진 제어기의 다양한 실시예를 사용하여 자동화될 수 있고, 또는 대안적으로 무인 비행기의 경우에서와 같이 원격으로 또는 자동으로 또는 다르게는 하이브리드 추진 엔진 제어기를 사용하여 제어될 수 있는 바와 같이, 다양한 수동 레버, 선택기, 그래픽 사용자 인터페이스(GUI), 지시기 등을 사용할 수 있다. 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258) 뿐만 아니라 엔진의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)에 대한 동력 세팅(원하는 RPM을 성취하기 위한 스로틀 위치)이 어떠한 방식으로 조종사가 특정 상황 하에서 기억하거나 제어하기 위한 과제가 될 수 있는지를 이해할 수 있다. 이와 같이, 제어는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예를 적어도 부분적으로 이용하여 더 정확하고, 신뢰적으로, 또는 적절하게 이루어질 수 있다.
하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 조종되는 항공기에 대한 상이한 조종사들 사이의 다양한 선호도, 숙련 기술, 선택 등을 허용하도록 구성될 수 있다. 특정 조종사는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)에 의해 모니터링된 조건에 기초하여 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258), 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)와 같은 적어도 하나의 제트 엔진(58) 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 작동을 제어하는 것을 선호할 수 있다. 비교로서, 특정 조종사는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예가 거의 완전히 또는 조종사 또는 비행 승무원으로부터의 제한된 입력에 기초하여, 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258), 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)와 같은 적어도 하나의 제트 엔진(58) 및/또는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)의 조건을 모니터링할 뿐만 아니라 그 상태를 설정할 수 있게 하는 것을 선호할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 작동 뿐만 아니라 항공기의 특정 실시예를 제공하도록 구성될 수 있다. 예를 들어, 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)의 특정 실시예는 도 3 및 도 4에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 가속되고, 감속되고, 정지되고, 재시동되고, 경사지고, 편위되거나, 다른 방식으로 변경될 수 있다. 비교로서, 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)[및 가능하게는 에너지 저장 요소(264)]에 의해 동력 공급받을 수 있어 예를 들어 적어도 하나의 제트 엔진(58)으로부터 적은 토크 입력으로 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120)의 가속을 허용할 수 있다. 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)[및 가능하게는 에너지 저장 요소(264)]에 의해 동력 공급받을 수 있어 예를 들어 적어도 하나의 제트 엔진(58)으로부터 적은 토크 입력으로 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493)의 가속을 허용할 수 있다. 마지막으로, 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 독립적으로 회전 가능한 압축기 터빈(477)의 특정 실시예는 토크 변환 기구(107)[및 가능하게는 에너지 저장 요소(264)]에 의해 동력 공급받을 수 있어 예를 들어 적어도 하나의 제트 엔진(58)으로부터 적은 토크 입력으로 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)의 가속을 허용할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예와 함께 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예를 사용하는 일 장점은, 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258), 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 뿐만 아니라 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 다양한 실시예가 다양한 정상 작동 뿐만 아니라 다른 비상 사태 상황을 포함하는 다수의 비행 상황을 위한 다수의 동력 세팅을 가질 수 있다는 것이다. 조종사가 적합한 동력 세팅 뿐만 아니라 관련된 풍속 등을 기억하는 것은 어려울 수 있다. 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258), 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)와 같은 적어도 하나의 독립적으로 제어 가능한 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)을 추가함으로써, 적합한 세팅을 적절하게 적용하는 가능성이 증가된다. 특정 비행 조건에 대해 적절한 적합한 동력 세팅을 사용하는 것은 안전 문제이고, 정확한 동력 세팅을 사용하지 않는 것은 특정 비행 조건에 대해 위험할 수 있다. 실제로, 적절한 동력 세팅을 사용하는 것은 항공기가 항공기 또는 다른 차량, 뿐만 아니라 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 설계자 또는 제조업자에 의해 설계된 바와 같이 작동되는 것을 보장한다.
특정 비행 상황 하에서, 적어도 하나의 제트 엔진 중 하나 이상을 공회전 하거나 턴오프시키고, 모든 제트 엔진 미만으로부터 발생된 전력을 사용하여 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258), 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74)에 전력을 제공하는 것이 심지어 적합하거나 바람직할 수도 있다는 것을 고려한다. 특정 비행 조건이 제트 엔진의 이러한 정지를 허용할 수 있는지 여부를 이해하는 것이 매우 바람직할 것이다. 추가적으로, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 예를 들어 비행 중에 제트 엔진의 시동 뿐만 아니라 제트 엔진의 재시동을 제공할 수 있기 때문에, 제트 엔진이 특정 상황 및 비행 조건 하에서 시동될 수 있는지 여부를 판정하는 것이 매우 바람직할 수 있다.
디스플레이의 특정 실시예는 적절한 전력 세팅이 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 뿐만 아니라 적어도 하나의 제트 엔진(58)에 대한 특정 비행 조건을 위한 것일 수 있는지, 뿐만 아니라 제트 엔진이 시동될 수 있는지 재시동될 수 있는지 여부에 대한 지시를 제공할 수 있다. 이러한 고려 사항은 마찬가지로 안전 문제로서 고려될 수 있고, 조종사에게 더 양호하게 표시될 수 있다[예를 들어, 그래픽 사용자 인터페이스(GUI)와 같은 디스플레이의 형태로].
적어도 부분적으로 자동화된 비행 뿐만 아니라 무인 비행기의 경우에, 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 뿐만 아니라 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 적합한 동력 세팅을 선택하고 적용하는 것을 제공할 수 있다. 관성 네비게이션 유닛 및/또는 원격 센서, 뿐만 아니라 다른 이러한 장치가 예를 들어 실제 비행 조건을 확인하기 위해 수동 뿐만 아니라 자동화 비행에 사용될 수 있다. 일단, 실제 비행 조건이 결정되면, 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258), 도 9에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자(120), 도 10에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자(493) 및/또는 도 11에 관련하여 설명되어 있는 바와 같은 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자(477)와 같은 적어도 하나의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진(74) 및/또는 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 적합한 동력 세팅이 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예를 사용하여 컴퓨팅되거나 유도될 수 있다. 추가적으로, 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 조종사 뿐만 아니라 프로세서, 제어기, 컴퓨터 등으로부터 입력을 수신하여 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62) 및/또는 적어도 하나의 제트 엔진(58)을 설정할 수 있다.
본 명세서는 도 8, 도 9, 도 10 및/또는 도 11에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 이들 모두가 하이브리드 추진 엔진(100) 내에 포함되어 있는 것으로 고려되는 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108) 및/또는 적어도 하나의 제트 엔진(58)의 회전 속도를 제어하고 그리고/또는 조정하도록 의도된 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 다수의 실시예를 설명하고 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97) 없이 그리고/또는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)로부터의 상호 작용이 거의 없이 작동할 수 있고, 대신에 사용자(조종사) 입력에 거의 의존할 수 있다. 비교로서, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)로부터 상당한 입력을 이용하고 그리고/또는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)로부터의 입력을 전적으로 이용할 수 있고, 일반화된 비행 작동(지상 자력 이동, 이륙, 순항, 하강, 비상 사태 등)으로서 이러한 사용자 입력에 단지 부분적으로만 의존할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예와 관련된 몇몇 작동은 디지털 기반 기술을 사용하여 제어될 수 있고, 반면 다른 실시예는 아날로그 기반 기술을 사용하여 제어될 수 있다. 예를 들어, 대부분 디지털 및/또는 마이크로프로세서 기반인 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)를 포함하는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 하이브리드 추진 엔진(100)으로 및/또는 하이브리드 추진 엔진(100)으로 일반적인 작동 및/또는 신호의 거의 자동화된 작동을 제공할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 다수의 구성 요소는 충분한 전력을 갖는 신호를 발생할 수 있는 아날로그 및/또는 디지털 제어기 및/또는 컴퓨터에 의존할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)으로부터 다른 저전력 공급된 신호는 아날로그 및/또는 디지털 제어될 수 있다. 예를 들어 특정 회로를 턴온 또는 턴오프하도록 구성된 특정 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)는 디지털 기반인 경우에 특히 효율적이고 그리고/또는 효과적일 수 있다. 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)와 관련된 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 비교적 적절하고, 원활하거나 원하는 작동을 보장하도록 구성될 수 있다. 도 2, 도 8, 도 9, 도 10 및 도 11, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치는 상대 회전 속도, 입력 혼합물 또는 각각의 제트 엔진 또는 토크 변환 기구 또는 몇몇 다른 관련 작동으로의 전기 공급과 같은 하이브리드 추진 엔진(100)의 작동을 제어하고 그리고/또는 조정하기 위한 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)를 포함할 수 있는 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 각각의 실시예의 블록 다이어그램을 표현할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 비행 조건 또는 작동(예를 들어, 조종사에 의해 선택된 바와 같은 또는 존재하는 바와 같은) 및/또는 하이브리드 추진 엔진(100)의 구성에 적어도 부분적으로 기초하여 하이브리드 추진 엔진(100)의 적합한 파라미터의 제어 및/또는 조정 가능성을 제공하도록 구성될 수 있다. 예를 들어, 사용자가 작동 또는 검출된 파라미터를 제어하고 그리고/또는 조정하기를 원하면, 사용자는 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)에 적합한 입력을 제공할 수 있다. 이러한 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)로의 입력은 특정 실시예에서 예를 들어 그래픽 사용자 인터페이스(GUI)일 수 있는 입력/출력 인터페이스를 경유하여 제공될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 이에 의해 이에 한정되는 것은 아니지만, 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 다양한 구성을 포함할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 또한 적어도 부분적으로는 컴퓨터 기반, 제어기 기반, 모트(mote) 기반, 휴대폰 기반 및/또는 전자 기기 기반일 수 있다. 결합 해제된 하이브리드 추진 엔진 제어기의 특정 실시예는 모듈로 분할될 수 있고, 다양한 무선 통신 및/또는 네트워킹 기술을 이용하여 정보, 데이터 등이 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 별개의 부분 또는 실시예에 전달될 수 있게 할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 일체형 장치, 네트워킹된 장치, 자립형 장치 및/또는 이들의 임의의 조합 및 다른 공지된 유형의 장치로서 구성될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 이들의 자동화, 복잡성 및/또는 정교화에 대해 다양할 수 있고, 항공기, 제트 엔진 또는 프로펠러/팬 작동(들) 중에 다수의 통신 장치 사이의 통신을 제어하고, 셋업하고, 설정하고, 그리고/또는 유지하도록 이용될 수 있다. 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 하이브리드 추진 엔진(100)의 상이한 실시예 중 다수의 실시예는 통신, 모니터링 및/또는 다른 활동과 관련될 수 있는 바와 같이 원격 위치 및/또는 몇몇 중간 장치에 대한 통신 링크에 관련하는 정보 또는 데이터를 전달할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 (일반적으로) 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 적용되는 바와 같은 별개의 펌웨어, 하드웨어 및/또는 소프트웨어 기술을 이용할 수 있다. 예를 들어, 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 모트 기반 기술, 마이크로프로세서 기반 기술, 마이크로컴퓨터 기반 기술, 디스플레이 기술, 영상화 기술, 범용 컴퓨터 기술, 특정 용도 컴퓨터 기술, 응용 특정 집적 회로(ASIC) 및/또는 다양한 다른 컴퓨터, 전자, 전자기, 영상화, 시각화, 검출 및/또는 정보 제공 기술 중 하나 이상을 적어도 부분적으로 이용하여 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예를 감지하고 그리고/또는 제어할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 도 8, 도 9, 도 10 및/또는 도 11에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 중앙 처리 유닛(CPU)과 같은 프로세서(803), 메모리(807), 회로 또는 회로부(809) 및 버스(미도시)를 포함할 수 있는 입력 출력 인터페이스(I/O)(811)를 상황에 따라 포함할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 제어기(97)의 특정 실시예는 범용 컴퓨터, 특정 용도 컴퓨터, 마이크로프로세서, 마이크로제어기, 개인 휴대 정보 단말(PDA), 휴대폰, 무선 통신 장치, 유선 통신 장치 및/또는 하드웨어, 소프트웨어, 전자 기계적 장치 및/또는 펌웨어에 구현될 수 있는 임의의 다른 공지된 적합한 유형의 통신 장치 또는 전화기, 컴퓨터 및/또는 제어기의 부분을 포함하고 그리고/또는 이 부분일 수 있다. 프로세서(803)의 특정 실시예는 도 8, 도 9, 도 10 및 도 11에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예를 위한 처리 및 산술 연산을 수행할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 신호 처리, 데이터베이스 질의 및 응답, 연산, 타이밍, 데이터 전달 및 하이브리드 추진 엔진(100)의 일반적인 조명과 관련된 다른 프로세스를 제어할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 메모리(807)의 특정 실시예는 하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예의 작동을 제어하는 컴퓨터 프로그램, 피연산자 및 다른 파라미터를 함께 저장할 수 있는 랜덤 액세스 메모리(RAM) 및/또는 판독 전용 메모리(ROM)를 포함할 수 있다. 메모리(807)는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이, 특정 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)에 의해 얻어지고, 보유되거나 포착될 수 있는 데이터, 정보, 이미지, 시각화물, 이미지 정보 등을 포함하도록 구성될 수 있다.
버스의 특정 실시예는 프로세서(803), 회로(809), 메모리(807), I/O(811), 시각화, 영상화 및/또는 제공된 정보 메모리 또는 저장 장치(일체형이거나 제거 가능할 수 있음), 하이브리드 추진 엔진(100) 내의 다른 부분 및/또는 하이브리드 추진 엔진(100)의 외부의 다른 부분 사이의 디지털 정보 전송을 제공하도록 구성될 수 있다. 본 명세서에서, 메모리(807)는 RAM, 플래시 메모리, 반도체 기반 메모리, 또는 하이브리드 추진 엔진 작동에 속하는 데이터를 저장하도록 구성될 수 있는 임의의 다른 유형의 메모리로서 구성될 수 있다. 버스의 특정 실시예는 또한 하이브리드 추진 엔진(100)의 다른 부분 또는 그와 관련된 다른 시스템 및/또는 네트워킹 구성 요소로부터 디지털 정보를 수신할 수 있거나 또는 그에 디지털 정보를 전송할 수 있는 하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예의 부분에 I/O(811)를 접속할 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 도 8, 도 9, 도 10 및/또는 도 11에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예의 부분으로서 포함될 수 있는 개별의, 별개의, 조합된, 및/또는 관련된 송신기부(미도시)를 포함할 수 있다. 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 대안적으로 개별 및/또는 조합된 유닛으로서 제공될 수 있다(예를 들어, 특정 실시예는 프로세서 기반 및/또는 통신 기술 기반일 수 있음).
하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예는 도 8, 도 9, 도 10 및/또는 도 11에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이, 하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예의 부분으로서 포함될 수 있거나 대안적으로 개별 또는 조합된 유닛으로서 제공될 수 있는 작동 변경 또는 제어부를 포함할 수 있다.
메모리(807)의 특정 실시예는 메모리 저장부의 예를 제공할 수 있다. 특정 실시예에서, 모니터링된 값은 이들에 한정되는 것은 아니지만, 메모리(807)의 비율, 메모리(807) 내에 저장되거나 저장될 수 있는 데이터의 지시 또는 데이터 저장 또는 기록 간격을 포함한다. 이러한 메모리는 일반적인 조명 세팅에 대한 정보, 영역 등을 사용하는 개인(들)의 원하는 일반적인 조명 양태를 포함할 수 있고, 또한 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예에 의해 제공되는 바와 같은 하나 이상의 일반적인 조명 세팅을 포함할 수 있다.
특정 실시예에서, 일반적인 조명 통신 링크가 하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예 사이에 설정될 수 있다. 일반적인 조명 통신 링크는 통신 링크와 유사하게 구성될 수 있고, 또는 대안적으로 네트워크 기반 컴퓨터 접속, 인터넷 접속 등을 이용하여 하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예 사이의 정보 및/또는 데이터 전달을 제공할 수 있다.
특정 실시예에서, I/O(811)는 하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예에서 각각의 구성 요소 사이의 디지털 정보의 전송을 제어하기 위한 인터페이스를 제공한다. I/O(811)는 또한 하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 특정 실시예의 구성 요소 사이의 인터페이스를 제공한다. 회로(809)는 디스플레이 및/또는 키보드와 같은 이러한 다른 사용자 인터페이스 장치를 포함할 수 있다. 다른 실시예에서, 하이브리드 추진 엔진(100)의 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)는 응용 특정 집적 회로(ASIC), 마이크로프로세서, 마이크로컴퓨터 또는 다른 유사한 장치와 같은 특정 용도 컴퓨터로서 구성될 수 있다.
11. 관련 흐름도를 갖는 하이브리드 추진 엔진의 특정 실시예
본 명세서 내에서, 본 명세서에 설명되어 있는 유형의 흐름도는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예 내에 포함될 수 있는 바와 같이 컴퓨터 또는 제어기에 의해 수행되는 바와 같은 방법 단계에 적용된다. 추가적으로, 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 흐름도는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같은 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예와 같은 기계적 장치, 전자 기계적 장치 등을 전적으로 그리고/또는 주로 이용하여 수행될 수 있는 동작 또는 절차를 적용한다. 흐름도는 또한 그 구조가 소프트웨어, 펌웨어, 전자 기계적 장치 및/또는 하드웨어와 함께 흐름도 내에 설명되어 있는 프로세스 또는 기술을 수행할 수 있는 예를 들어 범용 컴퓨터 또는 특정 용도 컴퓨터를 포함할 수 있는 안테나 또는 그와 관련된 노드와 같은 장치에 적용될 수 있다.
하이브리드 추진 엔진(100)의 실시예는 도면을 참조하여, 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치 및 본 명세서의 다른 부분에 설명되어 있는 바와 같이 하이브리드 추진 엔진(100)의 작동을 제공하도록 작용할 수 있다. 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 정보 등을 시각화하고, 영상화하거나 제공하는데 사용될 수 있는 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 실시예가 있을 수 있다. 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 실시예가 있을 수 있다.
도 47은 이에 한정되는 것은 아니지만, 도 1의 하이브리드 추진 엔진(100) 및 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같은 하이브리드 추진 엔진 기술(4600)의 특정 실시예를 도시하고 있다. 일반적인 조명 기술(4600)의 고레벨 흐름도의 특정 실시예가 도 47에 관련하여 설명되어 있고, 이들에 한정되는 것은 아니지만, 동작 4602, 4604, 4606 및 4608을 포함할 수 있다. 동작 4602의 특정 실시예는 이에 한정되는 것은 아니지만, 적어도 하나의 축류 제트 엔진의 적어도 일부를 통한 작동 유체의 유동과 관련된 적어도 몇몇 제1 추력을 포함할 수 있다. 예를 들어, 제트 엔진(58)의 특정 실시예는 도 8 및 도 16에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 압축기 섹션(102), 연소부(109) 및 터빈 섹션(104)을 사용하여 추력을 제공하도록 구성될 수 있다. 동작 4604의 특정 실시예는 이에 한정되는 것은 아니지만, 적어도 부분적으로는 전력으로 변환되는 작동 유체로부터의 에너지를 추출하는 것을 포함할 수 있다. 예를 들어, 도 2 및 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 에너지 추출 기구(66)의 특정 실시예는 이들에 한정되는 것은 아니지만, 제트 엔진을 통해 통과하는 작동 유체의 유동과 관련된 동역학 에너지로부터 전기를 얻기 위해 터빈 또는 샤프트, 자기 유체 역학 장치와 같은 관련 요소의 회전과 관련되는 발전기, 뿐만 아니라 도 12 내지 도 15에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 제트 엔진 또는 그 하류측을 통해 통과하는 작동 유체의 열 에너지로부터 전기를 얻을 수 있는 열 기관을 포함하는 다양한 위치로부터 전기를 발생하는 발전기로서 구성될 수 있다. 동작 4606의 특정 실시예는 이에 한정되는 것은 아니지만, 전력의 적어도 일부를 토크로 변환하는 것을 포함할 수 있다. 예를 들어, 토크 변환 기구(107)의 특정 실시예는 도 2, 도 8 및 도 12 내지 도 15에 관련하여 뿐만 아니라 본 명세서의 다른 위치에 설명되어 있는 바와 같이 전기 입력에 기초하여 토크를 발생시킬 수 있는 전기 모터를 포함할 수 있다. 동작 4608의 특정 실시예는 이에 한정되는 것은 아니지만, 전력의 적어도 일부를 토크로 변환하는 것에 적어도 부분적으로 응답하여 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬을 회전시키는 것을 포함할 수 있고, 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬의 회전은 적어도 몇몇 제2 추력을 발생시키도록 배열된다. 예를 들어, 도 2의 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진의 특정 실시예는 도 3, 도 4 및 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체(108)로서 구성될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)을 구동하도록 구성된 하이브리드 추진 엔진(100)의 특정 실시예는 터보프로펠러 또는 터보팬 엔진으로서 배열될 수 있다. 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진(62)의 상대 작동은 예를 들어 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬(258)에 원하는 작동을 제공하기 위해 제트 엔진(58)의 것에 대해 제어될 수 있고, 도 8에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진 제어기에 적용된 바와 같은 사용자 입력 또는 감지된 파라미터에 기초하여 경사짐, 편위, 하이브리드 기술과 같은 이러한 기술을 사용할 수 있다.
하나 이상의 다양한 양태에서, 관련 시스템은 이들에 한정되는 것은 아니지만, 본 명세서에 참조된 방법 양태를 실행하기 위한 회로 및/또는 프로그래밍을 포함하고, 회로 및/또는 프로그래밍은 시스템 설계자의 디자인 선택에 따라 본 명세서에 참조된 방법 양태를 실행하도록 구성 가능한 하드웨어, 소프트웨어, 전자 기계 시스템 및/또는 펌웨어의 실질적으로 임의의 조합일 수 있다.
12. 결론
본 명세서는 본 명세서에 설명되어 있는 바와 같이 항공기 또는 다른 차량의 다양한 비교적 효율적인 작동을 제공하도록 구성될 수 있는 하이브리드 추진 엔진(100)의 다수의 실시예를 제공한다. 하이브리드 추진 엔진의 실시예는 본 명세서에 관련하여 설명되어 있는 바와 같이, 본질적으로 예시적인 것으로 의도되고, 그 범주를 한정하는 것은 아니다. 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 상이한 실시예는 유인 또는 무인(뿐만 아니라, 조종사가 있는 또는 조종사가 없는) 항공기 또는 다른 차량의 다양한 실시예에 대한 다양한 제어를 제공할 수 있다.
당 기술 분야의 숙련자들은 컴퓨터, 제어기, 통신, 네트워킹 및 다른 유사한 기술의 기술 분야가 하이브리드 추진 엔진 제어기(97)의 실시예를 사용하여 모니터링되고 그리고/또는 제어될 수 있는 바와 같이, 결합 해제된 엔진 내에서 이용될 수 있는 바와 같은 시스템의 양태의 하드웨어, 펌웨어 및/또는 소프트웨어 구현 사이에 거의 구별이 남아 있지 않은 점으로 진보되어 있다는 것을 인식할 수 있을 것이다. 따라서, 하드웨어, 펌웨어 및/또는 소프트웨어의 사용은 일반적으로 적어도 하나의 하이브리드 추진 엔진(100)의 다양한 실시예의 디자인 선택 표현 비용 대 효율 절충안을 표현할 수 있다(항상은 아니지만, 특정 상황에서 하드웨어와 소프트웨어 사이의 선택은 중요하게 될 수 있음). 당 기술 분야의 숙련자들은 본 명세서에 설명되어 있는 프로세스 및/또는 시스템 및/또는 다른 기술이 실행될 수 있는 다양한 매개물(예를 들어, 하드웨어, 소프트웨어 및/또는 펌웨어)이 존재하고, 이 매개물은 프로세스 및/또는 시스템 및/또는 다른 기술이 전개되는 상황에 따라 다양할 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다. 예를 들어, 구현자가 속도 및 정확성을 주요한 것으로 결정하면, 결합 해제된 하이브리드 추진 엔진의 구현자 및/또는 설계자는 일반적인 조명을 제어하고 그리고/또는 제공하기 위해 주로 하드웨어 및/또는 펌웨어 구현을 선택할 수 있다. 대안적인 실시예에서, 가요성이 주요하면, 구현자 및/또는 설계자는 일반적인 조명을 제어하고 그리고/또는 제공하기 위해 주로 소프트웨어 및/또는 기계적 구현예를 선택할 수 있다. 또 다른 실시예에서, 구현자 및/또는 설계자는 하이브리드 추진 엔진(100)을 제어하고 그리고/또는 제공하기 위해 하드웨어, 소프트웨어, 펌웨어 및/또는 기계적 구현의 몇몇 조합을 선택할 수 있다. 따라서, 본 명세서에 설명되어 있는 프로세스 및/또는 장치 및/또는 다른 기술이 실행될 수 있는 다수의 가능한 기술이 존재하고, 이용될 임의의 매개물이 전개될 수 있는 상황에 의존하는 선택 및 구현자의 특정 관심(예를 들어, 속도, 가요성 또는 예측성)이고, 이들 중 임의의 것이 변경될 수 있는 점에서 이들 중 어느 것도 다른 것보다 고유적으로 우수하지 않다.
상기 상세한 설명은 블록 다이어그램, 흐름도 및/또는 예의 사용을 통해 장치 및/또는 프로세스의 다양한 실시예를 설명하였다. 이러한 블록 다이어그램, 흐름도 및/또는 예가 하나 이상의 기능 및/또는 작업을 포함하는 한, 이러한 블록 다이어그램, 흐름도 또는 예 내의 각각의 기능 및/또는 작업은 타겟 개별적으로 및/또는 광범위한 하드웨어, 소프트웨어, 펌웨어 또는 실질적으로 이들의 임의의 조합에 의해 집합적으로 구현될 수 있다는 것이 당 기술 분야의 숙련자들에 의해 이해될 수 있을 것이다. 특정 실시예에서, 본 명세서에 설명되어 있는 요지를 조명하는 일반적인 조명의 다수의 부분은 응용 특정 집적 회로(ASIC), 필드 프로그램 가능 게이트 어레이(FPGA), 디지털 신호 프로세서(DSP) 또는 다른 집적 형태를 통해 구현될 수 있다. 그러나, 당 기술 분야의 숙련자들은 본 명세서에 개시된 실시예가 전체적으로 또는 부분적으로 하나 이상의 컴퓨터 상에서 실행되는 하나 이상의 컴퓨터 프로그램으로서(예를 들어, 하나 이상의 컴퓨터 시스템 상에서 실행되는 하나 이상의 프로그램으로서), 하나 이상의 프로세서 상에서 실행되는 하나 이상의 프로그램(예를 들어, 하나 이상의 마이크로프로세서 상에서 실행되는 하나 이상의 프로그램으로서), 펌웨어로서, 또는 실질적으로 이들의 조합으로서 표준 집적 회로에서 동등하게 구현될 수 있고, 회로를 설계하고 소프트웨어 및/또는 펌웨어를 위한 코드를 기록하는 것이 본 명세서의 견지에서 당 기술 분야의 숙련자의 숙련 기술 내에서 양호하게 이루어질 수 있다는 것을 인식할 수 있을 것이다. 게다가, 당 기술 분야의 숙련자들은 본 명세서에 설명되어 있는 요지의 시스템이 다양한 형태의 프로그램 제품으로서 분배될 수 있고, 본 명세서에 설명되어 있는 요지의 예시적인 실시예가 분배를 실제로 수행하는데 사용된 특정 유형의 신호 담지 매체에 무관하게 동등하게 적용된다는 것을 이해할 수 있을 것이다. 신호 담지 매체의 예는 이들에 한정되는 것은 아니지만, 플로피 디스크, 하드 디스크 드라이브, CD ROM, 디지털 테이프 및 컴퓨터 메모리와 같은 기록형 매체와, TDM 또는 IP 기반 통신 링크(예를 들어, 패킷 링크)를 사용하는 디지털 및 아날로그 통신 링크와 같은 전송형 매체를 포함한다.
본 명세서에 언급되고 그리고/또는 임의의 출원 데이터 시트에 열거되어 있는 상기 미국 특허들, 미국 특허 출원 공개들, 미국 특허 출원들, 외국 특허들, 외국 특허 출원들 및 비특허 공보들은 그대로 본 명세서에 참조로서 포함되어 있다.
일반적으로, 도면 및 첨부된 청구범위를 포함하는 본 명세서에 사용되는(그리고, 특히 첨부된 청구범위의 본문에 사용되는 바와 같은) 용어는 일반적으로 "개방형" 용어로서 의도된다는 것이 당 기술 분야의 숙련자들에 의해 이해되어야 한다. 예를 들어, 용어 "포함하는"은 "포함하지만, 이에 한정되는 것은 아닌"으로서 해석되어야 하고, 용어 "갖는"은 "적어도 갖는"으로서 해석되어야 하고, "포함한다"는 "포함하지만, 이에 한정되는 것은 아니다"로서 해석되어야 한다. 본 명세서 및 첨부된 청구범위에서, 단수 표현의 용어 및 하나 이상의 상품, 품목 및/또는 서비스의 앞에 기재된 "적어도 하나"는 하나 또는 복수의 이들 상품, 품목 및/또는 서비스를 포함하여 적용되도록 의도된다.
더욱이, "A, B 및 C 등 중 적어도 하나"와 유사한 규약이 사용되는 이들 상황에서, 일반적으로 이러한 구성은 당 기술 분야의 숙련자들이 규약을 이해할 수 있는 개념에서 의도된다(예를 들어, "A, B 및 C 중 적어도 하나를 갖는 시스템"은 이에 한정되는 것은 아니지만, A만, B만, C만, A 및 B를 함께, A 및 C를 함께, B 및 C를 함께 및/또는 A, B 및 C를 함께 가질 수 있는 등의 시스템을 포함할 수 있음). "A, B 또는 C 등 중 적어도 하나"와 유사한 규약이 사용되는 이들 상황에서, 일반적으로 이러한 구성은 당 기술 분야의 숙련자들이 규약을 이해할 수 있는 개념에서 의도된다(예를 들어, "A, B 또는 C 중 적어도 하나를 갖는 시스템"은 이에 한정되는 것은 아니지만, A만, B만, C만, A 및 B를 함께, A 및 C를 함께, B 및 C를 함께 및/또는 A, B 및 C를 함께 가질 수 있는 등의 시스템을 포함할 수 있음).
당 기술 분야의 숙련자들은 본 명세서에 설명된 특정 예시적인 프로세스 및/또는 장치 및/또는 기술이 본 명세서의 다른 위치, 예를 들어 본 명세서와 함께 출원된 청구범위 및/또는 본 출원의 다른 위치에 교시된 더 일반적인 프로세스 및/또는 장치 및/또는 기술을 대표한다는 것을 이해할 수 있을 것이다.
다양한 양태 및 실시예가 본 명세서에 개시되어 있지만, 다른 양태 및 실시예가 당 기술 분야의 숙련자들에게 명백할 것이다. 본 명세서에 개시된 다양한 양태 및 실시예는 예시를 위한 것이고 한정이 되도록 의도되는 것은 아니며, 진정한 범주 및 사상은 이하의 청구범위에 의해 지시되어 있다.
58: 제트 엔진 59: 노즐 챔버
62: 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 엔진
64: 샤프트 65: 샤프트
66: 에너지 추출 기구 74: 회전 가능한 작동 유체 변위 엔진
75: 항공기 97: 하이브리드 추진 엔진 제어기
98: 차량 100: 하이브리드 추진 엔진
102: 압축기 섹션 104: 터빈 섹션
105: 터빈 회전 가능 요소 106: 발전기
107: 토크 변환 기구
108: 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체
109: 연소 챔버 112: 입구부
119: 압축기 스테이지
120: 독립적으로 회전 가능한 압축기 회전자
122: 압축기 고정자 124: 압축기 회전자 블레이드
126: 압축기 고정자 블레이드 129: 터빈 회전자 조립체
130: 터빈 회전자 131: 터빈 고정자 조립체
132: 터빈 회전자 134: 터빈 회전자 블레이드
136: 터빈 고정자 블레이드 144: 바이패스부
146: 제트 엔진 케이싱 148: 터보팬 케이싱
155: 압축기 회전자 조립체 157: 압축기 고정자 조립체
258: 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬
264: 에너지 저장 장치 457: 압축기 회전 가능 고정자 조립체
462: 터빈 464: 터빈 스테이지
477: 독립적으로 회전 가능한 터빈 고정자
479: 베어링 495: 베어링
493: 독립적으로 회전 가능한 압축기 고정자
584: 회전 가능한 고정자 블레이드 611: 고정자 부재
613: 고정자 부재 661: 회전 고정자 부재
713: 랭킨 엔진 714: 터빈
715: 보일러 717: 열 기관
719: 증기 터빈 모터 721: 응축기
723: 에너지 전달 유체 경로 1062: 발전기 회전자
1064: 발전기 권선 1072: 모터 권선

Claims (57)

  1. 적어도 하나의 축류 제트 엔진의 적어도 일부를 통해 통과하는 작동 유체와 관련된 적어도 일부의 제1 추력을 제공하도록 구성된 적어도 하나의 축류 제트 엔진과,
    상기 작동 유체로부터 에너지를 추출하고, 이 에너지를 전력으로 적어도 부분적으로 변환하도록 구성된 적어도 하나의 에너지 추출 기구와,
    상기 전력의 적어도 일부를 토크로 변환하도록 구성된 적어도 하나의 토크 변환 기구와,
    적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬을 포함하는 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체
    를 포함하고,
    상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체는 전력의 적어도 일부를 토크로 변환하도록 구성된 적어도 하나의 토크 변환 기구에 적어도 부분적으로 응답하여 회전하도록 동력 공급받고, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 회전은 적어도 일부 제2 추력을 생성하도록 배열되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  2. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 에너지 추출 기구는 적어도 하나의 발전기를 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  3. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 에너지 추출 기구는 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진 내의 작동 유체의 운동으로부터 에너지를 추출하도록 구성된 적어도 하나의 터빈 회전 요소를 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  4. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 토크 변환 기구는 적어도 하나의 전기 모터를 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  5. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 에너지 추출 기구는 적어도 하나의 터빈 회전 요소의 회전으로부터 에너지를 추출하도록 구성된 적어도 하나의 전기 에너지 추출 기구를 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  6. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체는 적어도 하나의 터빈 회전 요소에 대해 독립적으로 제어 가능한 회전을 위해 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  7. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 에너지 추출 기구는 적어도 하나의 열 수용 유체에 적어도 부분적으로 적용되는 작동 유체로부터 적어도 일부의 열을 추출하도록 구성된 적어도 하나의 열 기관을 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  8. 제7항에 있어서, 상기 적어도 하나의 열 수용 유체는 위상 변화를 경험하도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  9. 제7항에 있어서, 상기 적어도 하나의 열 수용 유체는 온도 상승을 경험하도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  10. 제7항에 있어서, 상기 적어도 하나의 열 수용 유체는 폐루프 주위에서 적어도 부분적으로 유동하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  11. 제7항에 있어서, 상기 적어도 하나의 열 수용 유체는 개방 루프 주위에서 적어도 부분적으로 유동하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  12. 제7항에 있어서, 상기 적어도 하나의 에너지 추출 기구는 상기 작동 유체로부터 열 에너지를 추출하도록 구성된 적어도 하나의 열전 열 기관을 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  13. 제7항에 있어서, 상기 적어도 하나의 에너지 추출 기구는 상기 적어도 하나의 열 수용 유체로부터 열 에너지를 추출하도록 구성된 적어도 하나의 열전 열 기관을 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  14. 제7항에 있어서, 상기 제트 엔진은 터빈 섹션을 더 포함하고, 상기 터빈 섹션은 상기 적어도 하나의 열 수용 유체로부터 전력을 추출하도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  15. 제7항에 있어서, 상기 적어도 하나의 에너지 추출 기구는 상기 적어도 하나의 열 수용 유체로부터 전력을 추출하도록 구성되는 적어도 하나의 자기 유체 역학 장치를 더 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  16. 제1항에 있어서, 제2 토크를 발생시키도록 구성된 제2 토크 변환 기구를 더 포함하고, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체는 전력의 적어도 일부를 토크로 변환하도록 구성된 상기 적어도 하나의 토크 변환 기구에 추가하여 제2 토크를 발생시키도록 구성된 상기 제2 토크 변환 기구에 적어도 부분적으로 응답하여 회전하기 위해 동력 공급받도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  17. 제16항에 있어서, 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진 내의 작동 유체에 적어도 부분적으로 응답하여 회전하도록 구성된 적어도 하나의 터빈 회전 요소를 더 포함하고, 상기 제2 토크 변환 기구는 회전하도록 구성된 적어도 하나의 터빈 회전 요소에 응답하여 제2 토크를 발생시키도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  18. 제16항에 있어서, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체를 회전을 위해 동력 공급하는 토크 및 제2 토크의 비를 조정하도록 구성된 클러치 기구를 더 포함하는 하이브리드 추진 엔진.
  19. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 에너지 추출 기구는 상기 작동 유체의 유동으로부터 동역학 에너지를 추출하도록 구성된 적어도 하나의 자기 유체 역학 장치를 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  20. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진은 적어도 하나의 터보제트를 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  21. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진은 적어도 하나의 실질적으로 축류 제트 엔진을 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  22. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진은 적어도 하나의 램제트 제트 엔진을 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  23. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진은 적어도 하나의 외부 가열식 제트 엔진을 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  24. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진은 적어도 하나의 연소 구동식 제트 엔진을 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  25. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬은 적어도 하나의 실질적으로 축류 회전 가능한 프로펠러/팬을 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  26. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 에너지 추출 기구는 열 수용 유체에 적어도 부분적으로 적용된 작동 유체로부터 적어도 일부의 열을 추출하도록 구성된 적어도 하나의 열 기관을 포함하고, 상기 적어도 하나의 에너지 추출 기구는 상기 작동 유체로부터 열의 형태의 에너지를 추출하도록 구성된 랭킨 사이클 에너지 추출 기구를 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  27. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 토크 변환 기구에 에너지를 공급하도록 구성된 적어도 하나의 2차 전기 에너지의 소스를 더 포함하는 하이브리드 추진 엔진.
  28. 제27항에 있어서, 상기 적어도 하나의 2차 전기 에너지의 소스는 적어도 하나의 1차 에너지 소스로부터 적어도 일부의 전기를 얻는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  29. 제27항에 있어서, 상기 적어도 하나의 2차 전기 에너지의 소스는 적어도 하나의 재충전 가능한 에너지 저장 장치를 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  30. 제29항에 있어서, 상기 적어도 하나의 재충전 가능한 에너지 저장 장치는 상기 적어도 하나의 에너지 추출 기구로부터 적어도 부분적으로 충전되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  31. 제29항에 있어서, 상기 적어도 하나의 재충전 가능한 에너지 저장 장치는 전력의 적어도 일부를 토크로 변환하도록 구성된 적어도 하나의 토크 변환 기구로부터 적어도 부분적으로 충전되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  32. 제29항에 있어서, 상기 적어도 하나의 재충전 가능한 에너지 저장 장치는 적어도 하나의 외부 동력원으로부터 적어도 부분적으로 충전되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  33. 제1항에 있어서, 상기 하이브리드 추진 엔진의 시동을 향상시키기 위해 충분한 회전 속도에서 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 적어도 일부를 회전시키도록 구성된 하이브리드 추진 엔진 시동기를 더 포함하는 하이브리드 추진 엔진.
  34. 제1항에 있어서, 상기 하이브리드 추진 엔진의 시동을 향상시키기 위해 충분한 회전 속도에서 적어도 하나의 회전 가능한 압축기 요소의 적어도 일부를 회전시키도록 구성된 하이브리드 추진 엔진 시동기를 더 포함하는 하이브리드 추진 엔진.
  35. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진은 적어도 하나의 터빈 회전 요소를 포함하는 터빈 섹션을 포함하고, 상기 적어도 하나의 터빈 회전 요소는 상기 적어도 하나의 제트 엔진의 적어도 일부를 통해 통과하는 작동 유체의 적어도 일부를 수신할 때 터빈 회전 운동을 응답적으로 제공하도록 배열되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  36. 제1항에 있어서, 적어도 일부의 제1 추력을 제공하도록 구성된 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진은 적어도 일부의 제2 추력을 생성하도록 배열된 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체에 적어도 부분적으로 응답하여 적어도 일부의 제1 추력을 생성하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  37. 제1항에 있어서, 상기 작동 유체의 적어도 일부는 상기 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체를 통해 통과하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  38. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진은 압축기 섹션을 더 포함하고, 상기 압축기 섹션은 적어도 하나의 압축기 회전 가능 요소를 포함하고, 상기 적어도 하나의 압축기 회전 가능 요소는 작동 유체의 적어도 일부를 압축하도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  39. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체는 제1 방향에서 또는 대안적으로 상기 제1 방향으로부터 반대되는 제2 방향에서 제어 가능한 회전을 위해 동력 공급받도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  40. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체는 가변 속도 회전을 위해 가변적으로 동력 공급받도록 구성되는 하이브리드 추진 엔진.
  41. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 회전축은 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진의 적어도 일부를 통해 통과하는 작동 유체의 실질적인 방향에 대해 경사지도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  42. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 회전축은 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진의 적어도 일부를 통해 통과하는 작동 유체의 실질적인 방향에 대해 가변적으로 경사지도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  43. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 회전축은 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진에 대해 측방향으로 편위되도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  44. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 회전축은 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진에 대해 가변적으로 편위되도록 가변적으로 측방향으로 변위되도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  45. 제1항에 있어서, 터보팬으로서 구성되고, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체는 쉬라우드 팬(shrouded fan)으로서 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  46. 제1항에 있어서, 터보프로펠러로서 구성되고, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체는 언쉬라우드 프로펠러(unshrouded propeller)로서 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  47. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체는 적어도 하나의 압축 팬을 포함하는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  48. 제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체는 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진을 향해 유체의 적어도 제1 부분을 유도하기 위해 충분히 회전하여, 이에 의해 상기 적어도 하나의 축류 제트 엔진을 바이패스하도록 유체의 적어도 제2 부분을 유도하면서 작동 유체의 적어도 일부를 제공하도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  49. 제1항에 있어서, 항공기에 적용되는 하이브리드 추진 엔진.
  50. 제1항에 있어서, 보트 또는 선박에 적용되는 하이브리드 추진 엔진.
  51. 제1항에 있어서, 호버크라프트에 적용되는 하이브리드 추진 엔진.
  52. 제1항에 있어서, 육상 차량에 적용되는 하이브리드 추진 엔진.
  53. 제1항에 있어서, 원하는 비행 조건을 지시하는 사용자 입력에 적어도 부분적으로 기초하여 사용자가 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 적합한 회전 속도를 제어할 수 있게 하는 제어 회로를 더 포함하는 하이브리드 추진 엔진.
  54. 제53항에 있어서, 상기 제어 회로는 적어도 하나의 감지된 비행 파라미터에 적어도 부분적으로 기초하여 사용자가 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 적합한 회전 속도를 제어할 수 있게 하도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  55. 제53항에 있어서, 상기 제어 회로는 바이패스비에 적어도 부분적으로 기초하여 사용자가 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 적합한 회전 속도를 제어할 수 있게 하도록 구성되는 것인 하이브리드 추진 엔진.
  56. 제1항에 있어서, 원하는 비행 조건을 지시하는 사용자 입력에 적어도 부분적으로 기초하여 사용자가 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 적합한 회전 극성을 제어할 수 있게 하도록 하는 제어 회로를 더 포함하는 하이브리드 추진 엔진.
  57. 적어도 하나의 축류 제트 엔진의 적어도 일부를 통하는 작동 유체의 유동과 관련된 적어도 일부의 제1 추력을 제공하는 것과,
    전력으로 적어도 부분적으로 변환되는 에너지를 상기 작동 유체로부터 추출하는 것과,
    상기 전력의 적어도 일부를 토크로 변환하는 것과,
    상기 전력의 적어도 일부를 토크로 변환하는 것에 적어도 부분적으로 응답하여 상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬을 회전시키는 것
    을 포함하고,
    상기 적어도 하나의 회전 가능한 프로펠러/팬 조립체의 적어도 하나의 독립적으로 회전 가능한 프로펠러/팬의 회전은 적어도 일부의 제2 추력에서 생성되도록 배열되는 것인 하이브리드 추진 방법.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101127119B1 (ko) * 2011-09-02 2012-03-22 정재훈 헬리콥터를 이용한 현수식 활선애자 세정장치

Families Citing this family (124)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8636241B2 (en) 2005-04-20 2014-01-28 Richard H. Lugg Hybrid jet/electric VTOL aircraft
US20130019585A1 (en) * 2007-05-11 2013-01-24 Brian Merry Variable fan inlet guide vane for turbine engine
US20140157754A1 (en) 2007-09-21 2014-06-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine compressor arrangement
EP2361350A1 (en) * 2008-08-19 2011-08-31 Sonic Blue Aerospace, Inc. Magnetic advanced generation jet electric turbine
US9181900B1 (en) * 2008-08-19 2015-11-10 Sonic Blue Aerospace, Inc. Fully advanced superconducting segmented turbo-electric rotormachine (fasster)
US20100126178A1 (en) * 2008-10-08 2010-05-27 Searete Llc, A Limited Liability Corporation Of The State Of Delaware Hybrid propulsive engine including at least one independently rotatable turbine stator
US8549833B2 (en) * 2008-10-08 2013-10-08 The Invention Science Fund I Llc Hybrid propulsive engine including at least one independently rotatable compressor stator
US20100115912A1 (en) * 2008-11-07 2010-05-13 General Electric Company Parallel turbine arrangement and method
GB0903423D0 (en) * 2009-03-02 2009-04-08 Rolls Royce Plc Variable drive gas turbine engine
FR2957585B1 (fr) * 2010-03-17 2012-03-02 Airbus Operations Sas Procede et dispositif d'entrainement d'au moins une roue de train d'atterrissage d'un aeronef par un moteur de roue
US8631638B2 (en) 2010-08-11 2014-01-21 Rene Carlos Method, system and apparatus for providing water to a heat engine via a dammed water source
US20120134783A1 (en) 2010-11-30 2012-05-31 General Electric Company System and method for operating a compressor
US9051881B2 (en) * 2010-12-28 2015-06-09 Rolls-Royce Corporation Electrical power generation and windmill starting for turbine engine and aircraft
FR2969861B1 (fr) * 2010-12-28 2014-02-28 Hispano Suiza Sa Module de conversion de tension entre un reseau electrique haute tension d'un aeronef et un element de stockage d'energie
US8800936B2 (en) * 2011-01-14 2014-08-12 Aerovironment, Inc. Unmanned aerial vehicle drag augmentation by reverse propeller rotation
GB201104733D0 (en) * 2011-03-21 2011-05-04 Lee Christopher J Charging unit for hybrid electrically powered aircraft
US8909454B2 (en) * 2011-04-08 2014-12-09 General Electric Company Control of compression system with independently actuated inlet guide and/or stator vanes
US9254922B2 (en) * 2012-03-05 2016-02-09 Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. Hybrid clutch assembly for an aircraft
US9239007B2 (en) * 2012-05-31 2016-01-19 General Electric Company Gas turbine compressor inlet pressurization having a torque converter system
DE102012209803A1 (de) * 2012-06-12 2013-12-12 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Bereitstellen einer vorbestimmten Antriebscharakteristik in einem Flugzeug und zugehörige Antriebsvorrichtung
US10100745B2 (en) * 2012-10-08 2018-10-16 United Technologies Corporation Geared turbine engine with relatively lightweight propulsor module
US9045996B2 (en) 2012-11-20 2015-06-02 Honeywell International Inc. Gas turbine engine optimization by electric power transfer
WO2014163678A2 (en) 2013-03-12 2014-10-09 Dierksmeier Douglas D Gas turbine engine and active balancing system
WO2014158240A2 (en) 2013-03-14 2014-10-02 Rolls-Royce Corporation Hybrid turbo electric aero-propulsion system control
US10830085B2 (en) * 2013-06-06 2020-11-10 Ge Aviation Systems Llc Jet engine assembly and method for generating electricity
FR3007790B1 (fr) * 2013-06-28 2018-10-19 Airbus Operations Groupe turbopropulseur d'aeronef comprenant un circuit de recuperation et de conversion d'energie thermique
US9666781B2 (en) * 2013-08-19 2017-05-30 The Boeing Company Methods for recovering waste energy from bleed air ducts
US9371776B2 (en) * 2013-08-20 2016-06-21 Darren Levine Dual flow air injection intraturbine engine and method of operating same
EP2840022B1 (en) * 2013-08-21 2016-04-27 Gatewing NV An unmanned aircraft with failsafe system
IL228274A (en) 2013-09-03 2016-10-31 Israel Aerospace Ind Ltd Fan Turbo Engine and Method of Removing Fan Fan Turbo
US9561867B2 (en) * 2013-10-11 2017-02-07 The Boeing Company Modular equipment center lightning threat reduction architecture
US10267228B2 (en) * 2013-10-31 2019-04-23 United Technologies Corporation Geared turbofan arrangement with core split power ratio
US9114887B2 (en) * 2013-10-31 2015-08-25 Gulfstream Aerospace Corporation Methods and systems for displaying aircraft information
EP3063385A4 (en) 2013-11-01 2017-07-12 United Technologies Corporation Geared turbofan arrangement with core split power ratio
US10502163B2 (en) 2013-11-01 2019-12-10 United Technologies Corporation Geared turbofan arrangement with core split power ratio
CN107211287A (zh) * 2014-08-29 2017-09-26 峰鸟航空科技公司 使用混合电动飞机实现区域性空中运输网络的系统和方法
US10822076B2 (en) 2014-10-01 2020-11-03 Sikorsky Aircraft Corporation Dual rotor, rotary wing aircraft
WO2016053408A1 (en) 2014-10-01 2016-04-07 Sikorsky Aircraft Corporation Acoustic signature variation of aircraft utilizing a clutch
CN104595032B (zh) * 2014-11-19 2016-08-24 上海交通大学 一种多风扇超大涵道比涡轮推力系统
US10000293B2 (en) 2015-01-23 2018-06-19 General Electric Company Gas-electric propulsion system for an aircraft
JP6437347B2 (ja) 2015-02-27 2018-12-12 三菱重工業株式会社 推力発生装置及び航空機
US20160304214A1 (en) * 2015-04-20 2016-10-20 Hamilton Sundstrand Corporation Emergency power sources for propulsion systems
US9821917B2 (en) 2015-09-21 2017-11-21 General Electric Company Aft engine for an aircraft
US9637217B2 (en) 2015-09-21 2017-05-02 General Electric Company Aircraft having an aft engine
US9815560B2 (en) 2015-09-21 2017-11-14 General Electric Company AFT engine nacelle shape for an aircraft
US9957055B2 (en) 2015-09-21 2018-05-01 General Electric Company Aft engine for an aircraft
US9884687B2 (en) 2015-09-21 2018-02-06 General Electric Company Non-axis symmetric aft engine
US10017270B2 (en) 2015-10-09 2018-07-10 General Electric Company Aft engine for an aircraft
US10370118B1 (en) 2015-10-31 2019-08-06 Simon Saito Nielsen Lighting apparatus for remote controlled device
JP2017100651A (ja) * 2015-12-04 2017-06-08 株式会社Ｓｏｋｅｎ 飛行装置
US9874190B2 (en) * 2016-01-26 2018-01-23 Cummins Power Generation Ip, Inc. Crank only exercise mode
EP3400374B1 (de) * 2016-02-12 2020-02-26 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbinen-strang mit startmotor
US9764848B1 (en) 2016-03-07 2017-09-19 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10392119B2 (en) 2016-04-11 2019-08-27 General Electric Company Electric propulsion engine for an aircraft
US10392120B2 (en) * 2016-04-19 2019-08-27 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US10252810B2 (en) 2016-04-19 2019-04-09 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US10005561B2 (en) * 2016-06-16 2018-06-26 Ge Aviation Systems Llc Controlling aircraft using thrust differential trim
US20210284348A1 (en) * 2016-08-08 2021-09-16 Lord Corporation Mounting systems, devices, and methods for aircraft engines
US10676205B2 (en) 2016-08-19 2020-06-09 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US10800539B2 (en) 2016-08-19 2020-10-13 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US11105340B2 (en) 2016-08-19 2021-08-31 General Electric Company Thermal management system for an electric propulsion engine
US10308366B2 (en) 2016-08-22 2019-06-04 General Electric Company Embedded electric machine
US10487839B2 (en) 2016-08-22 2019-11-26 General Electric Company Embedded electric machine
US10093428B2 (en) 2016-08-22 2018-10-09 General Electric Company Electric propulsion system
US10071811B2 (en) 2016-08-22 2018-09-11 General Electric Company Embedded electric machine
US10260367B2 (en) * 2016-11-02 2019-04-16 Jay HASKIN Power transmission system for turbines or compressors having counter-rotating blades
US10162680B2 (en) * 2016-12-13 2018-12-25 GM Global Technology Operations LLC Control of data exchange between a primary core and a secondary core using a freeze process flag and a data frozen flag in real-time
CN108252807B (zh) * 2016-12-28 2019-12-17 中国航发商用航空发动机有限责任公司 涡轮电动式的发动机推进系统
US10968782B2 (en) * 2017-01-18 2021-04-06 Raytheon Technologies Corporation Rotatable vanes
US11149578B2 (en) 2017-02-10 2021-10-19 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10793281B2 (en) 2017-02-10 2020-10-06 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10822103B2 (en) 2017-02-10 2020-11-03 General Electric Company Propulsor assembly for an aircraft
US10137981B2 (en) 2017-03-31 2018-11-27 General Electric Company Electric propulsion system for an aircraft
US10352189B2 (en) * 2017-05-10 2019-07-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for setting an acceleration schedule for engine start
DE202017103131U1 (de) * 2017-05-23 2018-08-24 ENGIRO GmbH Luftfahrzeug mit mindestens einem Range-Extender
US11124311B2 (en) * 2017-05-23 2021-09-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine assembly with a dedicated voltage bus
GB201708297D0 (en) 2017-05-24 2017-07-05 Rolls Royce Plc Preventing electrical breakdown
GB201708289D0 (en) * 2017-05-24 2017-07-05 Rolls Royce Plc Preventing electrical breakdown
FR3066983B1 (fr) * 2017-06-06 2019-06-28 Airbus Group Sas Methode de gestion et architecture de systeme de propulsion hybride
US10800536B2 (en) * 2017-06-09 2020-10-13 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10762726B2 (en) * 2017-06-13 2020-09-01 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
US20180372588A1 (en) * 2017-06-23 2018-12-27 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US20180372003A1 (en) * 2017-06-23 2018-12-27 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10822100B2 (en) 2017-06-26 2020-11-03 General Electric Company Hybrid electric propulsion system for an aircraft
US20190002117A1 (en) * 2017-06-30 2019-01-03 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10378452B1 (en) 2018-02-26 2019-08-13 The Boeing Company Hybrid turbine jet engines and methods of operating the same
US10931168B2 (en) 2018-03-27 2021-02-23 Williams International Co., L.L.C. Radial-flux shrouded-fan generator
GB201807771D0 (en) * 2018-05-14 2018-06-27 Rolls Royce Plc Hybrid electric aircraft propulsion system
GB201807773D0 (en) * 2018-05-14 2018-06-27 Rolls Royce Plc Aircraft propulsion system
WO2020009871A1 (en) 2018-07-02 2020-01-09 Joby Aero, Inc. System and method for airspeed determination
US11149649B2 (en) 2018-08-17 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Hybrid gas turbine engine system powered warm-up
US10995674B2 (en) * 2018-08-17 2021-05-04 Raytheon Technologies Corporation Modified aircraft idle for reduced thermal cycling
US10773812B2 (en) * 2018-08-17 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Hybrid electric aircraft battery charging
US11015480B2 (en) * 2018-08-21 2021-05-25 General Electric Company Feed forward load sensing for hybrid electric systems
US11332256B2 (en) * 2018-08-21 2022-05-17 General Electric Company Fault tolerant hybrid electric propulsion system for an aerial vehicle
US11156128B2 (en) 2018-08-22 2021-10-26 General Electric Company Embedded electric machine
US11142330B2 (en) * 2018-08-30 2021-10-12 Aurora Flight Sciences Corporation Mechanically-distributed propulsion drivetrain and architecture
US11097849B2 (en) 2018-09-10 2021-08-24 General Electric Company Aircraft having an aft engine
US11323214B2 (en) 2018-09-17 2022-05-03 Joby Aero, Inc. Aircraft control system
US10724395B2 (en) * 2018-10-01 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Turbofan with motorized rotating inlet guide vane
US12024302B2 (en) * 2018-10-26 2024-07-02 Rolls-Royce Corporation Hybrid starter motor-generator
CN109533352A (zh) * 2018-11-07 2019-03-29 中国航发湖南动力机械研究所 飞行器及其发动机
GB201819694D0 (en) * 2018-12-03 2019-01-16 Rolls Royce Methods and apparatus for controlling at least part of a start-up or re-light process of a gas turbine engine
US10968765B2 (en) * 2018-12-04 2021-04-06 General Electric Company Power system with a coordinated power draw
JP7275272B2 (ja) 2018-12-07 2023-05-17 ジョビー エアロ，インコーポレイテッド 航空機制御システム及び方法
GB201820936D0 (en) * 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
DE102018222890A1 (de) 2018-12-21 2020-06-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksbaugruppe und Betriebsverfahren
CA3132260A1 (en) * 2019-03-01 2020-09-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft propulsion system having hybrid-electric powerplant and combustion powerplant
CA3132256A1 (en) 2019-03-01 2020-09-10 Frank Becker Aircraft having hybrid-electric propulsion system with electric storage located in fuselage
CN109901600A (zh) * 2019-03-08 2019-06-18 宁波天擎航天科技有限公司 一种航天器飞行控制方法、系统及装置
US10907540B2 (en) * 2019-03-12 2021-02-02 Raytheon Technologies Corporation Independently controllable wheel for a turbine section of a gas turbine engine
US10731557B1 (en) 2019-04-19 2020-08-04 Hamilton Sundstrand Corporation Cyclonic dirt separator for high efficiency brayton cycle based micro turbo alternator
US11230384B2 (en) * 2019-04-23 2022-01-25 Joby Aero, Inc. Vehicle cabin thermal management system and method
KR20240043816A (ko) 2019-04-23 2024-04-03 조비 에어로, 인크. 배터리 열 관리 시스템 및 방법
JP7426204B2 (ja) * 2019-08-28 2024-02-01 株式会社Subaru 空陸両用乗物
GB2587668A (en) * 2019-10-02 2021-04-07 Advanced Mobility Res And Development Ltd Systems and methods for aircraft
US10941707B1 (en) 2019-10-18 2021-03-09 The Boeing Company Hybrid turbine engines, aircraft including the same, and associated methods
US11203439B2 (en) 2019-10-18 2021-12-21 The Boeing Company Rotary electric engines, aircraft including the same, and associated methods
US11781506B2 (en) 2020-06-03 2023-10-10 Rtx Corporation Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines
DE102021201627A1 (de) 2020-08-05 2022-02-10 MTU Aero Engines AG Wärmekraftmaschine mit Dampfzufuhrvorrichtung
US11668253B2 (en) * 2020-10-16 2023-06-06 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for providing in-flight reverse thrust for an aircraft
JP7430133B2 (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
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
US11698032B1 (en) 2022-05-06 2023-07-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Systems and methods for controlling noise in aircraft powered by hybrid-electric gas turbine engines

Family Cites Families (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3527055A (en) * 1968-04-15 1970-09-08 Jose Dominguez Rego Magnetoplasmadynamic jet engine
FR2085190B1 (ko) 1970-01-15 1973-12-07 Snecma
FR2076450A5 (ko) * 1970-01-15 1971-10-15 Snecma
US3955780A (en) * 1973-02-02 1976-05-11 Steven Postelson-Apostolescu Flying platform
US3937424A (en) 1973-11-16 1976-02-10 Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker Gmbh Electrically powered aircraft
US4159624A (en) * 1978-02-06 1979-07-03 Gruner George P Contra-rotating rotors with differential gearing
US4232515A (en) * 1978-03-06 1980-11-11 The Boeing Company Supersonic cruise airplane and engine
US4455121A (en) * 1982-11-01 1984-06-19 Avco Corporation Rotating turbine stator
US4605185A (en) * 1983-10-17 1986-08-12 Daniel Reyes Airplane powered by vehicular motor
US5082421A (en) * 1986-04-28 1992-01-21 Rolls-Royce Plc Active control of unsteady motion phenomena in turbomachinery
US5823468A (en) 1995-10-24 1998-10-20 Bothe; Hans-Jurgen Hybrid aircraft
US5932940A (en) * 1996-07-16 1999-08-03 Massachusetts Institute Of Technology Microturbomachinery
JPH11200888A (ja) * 1998-01-19 1999-07-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃料電池式タービンエンジン
US6568633B2 (en) 2000-08-24 2003-05-27 James P. Dunn Fuel cell powered electric aircraft
GB2409936B (en) * 2001-02-09 2005-09-14 Rolls Royce Plc Gas turbine with electrical machine
US6628006B2 (en) * 2001-05-03 2003-09-30 Ford Motor Company System and method for recovering potential energy of a hydrogen gas fuel supply for use in a vehicle
US6966174B2 (en) * 2002-04-15 2005-11-22 Paul Marius A Integrated bypass turbojet engines for air craft and other vehicles
GB2400411B (en) 2003-04-10 2006-09-06 Rolls Royce Plc Turbofan arrangement
IL165233A (en) * 2004-11-16 2013-06-27 Israel Hirshberg Energy conversion facility
JP4092728B2 (ja) 2005-01-25 2008-05-28 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 航空機用推進システム
JP4039529B2 (ja) * 2005-01-25 2008-01-30 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 電磁回転機
US7055327B1 (en) * 2005-03-09 2006-06-06 Fibonacci Anstalt Plasma-vortex engine and method of operation therefor
US7661271B1 (en) * 2005-03-18 2010-02-16 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Integrated electric gas turbine
US7211906B2 (en) 2005-04-04 2007-05-01 Tma Power, Llc Rankine—microturbine for generating electricity
US7140832B2 (en) 2005-04-04 2006-11-28 General Electric Company Method and system for rotating a turbine stator ring
US7805947B2 (en) * 2005-05-19 2010-10-05 Djamal Moulebhar Aircraft with disengageable engine and auxiliary power unit components
EP1934457A2 (en) * 2005-09-09 2008-06-25 Richard H. Lugg Advanced hypersonic magnetic jet/electric turbine engine
US7802757B2 (en) 2005-11-09 2010-09-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for taxiing an aircraft
US20070214795A1 (en) 2006-03-15 2007-09-20 Paul Cooker Continuous real time EGT margin control
US7603864B2 (en) 2006-11-29 2009-10-20 General Electric Company Blade tip electric machine
US7514810B2 (en) * 2006-12-15 2009-04-07 General Electric Company Electric power generation using power turbine aft of LPT
US7966826B2 (en) 2007-02-14 2011-06-28 The Boeing Company Systems and methods for reducing noise from jet engine exhaust
US7926287B2 (en) * 2007-05-08 2011-04-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of operating a gas turbine engine
US7854582B2 (en) * 2007-05-08 2010-12-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Operation of an aircraft engine after emergency shutdown
FR2920483B1 (fr) * 2007-08-30 2009-10-30 Snecma Sa Generation d'electricite dans une turbomachine
US8146369B2 (en) * 2007-11-06 2012-04-03 Borealis Technical Limited Integrated direct drive starter/generator for turbines

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101127119B1 (ko) * 2011-09-02 2012-03-22 정재훈 헬리콥터를 이용한 현수식 활선애자 세정장치

Also Published As

Publication number Publication date
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US8291716B2 (en) 2012-10-23
US20100083631A1 (en) 2010-04-08
US20100083669A1 (en) 2010-04-08
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