JP2019039420A - 航空機用のハイブリッド電気推進システム - Google Patents

Abstract

【課題】航空機用のハイブリッド電気推進システムを動作させる方法を提供する。【解決手段】航空機１０の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップと、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップに応答して、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップとを含む。本方法はまた、航空機の飛行段階パラメータが、第１の値とは異なる第２の値に等しいと判定するステップと、航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップに応答して、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップとを含む。【選択図】図１

Description

本主題は一般に、エネルギー貯蔵ユニットを有する航空機用のハイブリッド電気推進システムに関し、より詳細には、ハイブリッド電気推進システムのエネルギー貯蔵ユニットを充電するための方法に関する。

従来の民間航空機は一般に、胴体と、一対の翼と、推力を与える推進システムとを含む。推進システムは典型的には、ターボファンジェットエンジンなどの少なくとも２つの航空機エンジンを含む。各ターボファンジェットエンジンは典型的には、航空機の翼のそれぞれ１つに、翼および胴体から離して、例えば、翼の下に吊り下げられた位置で取り付けられる。

ごく最近では、ハイブリッド電気設計の推進システムが提案されている。これらのハイブリッド電気推進システムでは、ターボ機械によって駆動される電気機械が電気ファンに電力を供給して電気ファンに動力を与えることができる。同様のハイブリッド電気推進システムが、ヘリコプタなどの他の航空機にも同じく提案されている。このようなハイブリッド電気推進システムは、例えば、電気ファン組立体を含む場合もあるし、含まない場合もある。しかしながら、これらのハイブリッド電気推進システムのそれぞれでは、特定の運転中、ターボ機械から動力を引き出して電力を発生させることがあまり望ましくない場合があることを本開示の発明者は見出した。したがって、ターボ機械から動力を引き出して電力を発生させることを調整するように設計されたハイブリッド電気推進システムは有用となろう。

米国特許第９５２７５０７号公報

本発明の態様および利点は、以下の説明で部分的に述べられ、またはその説明から明らかにされ、または本発明の実施を通じて学ぶことができる。

本開示の１つの例示的な態様では、航空機用のハイブリッド電気推進システムを動作させる方法が提供される。本方法は、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップと、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップに応答して、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップとを含む。ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップは、燃焼エンジンで電気機械を駆動して電力を発生させることと、燃焼エンジンで主推進器を駆動して推力を発生させることと、発生した電力の少なくとも一部分でエネルギー貯蔵ユニットを充電することとを含む。本方法はまた、航空機の飛行段階パラメータが、第１の値とは異なる第２の値に等しいと判定するステップと、航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップに応答して、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップとを含む。ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップは、電力をエネルギー貯蔵ユニットから、電気推進器組立体に供給して電気推進器組立体を駆動すること、または電気機械に供給して燃焼エンジンの１つまたは複数の構成部品を駆動することのうちの少なくとも１つを行うことを含む。

特定の例示的な態様では、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップは、エネルギー貯蔵ユニットから電気推進器組立体の電気モータに電力を供給することを含み、電気モータは電気推進器組立体の推進器に駆動可能に接続されている。

特定の例示的な態様では、第１の値は、航空機が離陸飛行段階にあることに対応し、第２の値は、航空機が最高上昇飛行段階にあることに対応する。

特定の例示的な態様では、第１の値は、航空機が第１の巡航飛行段階にあることに対応し、第２の値は、航空機が第２の巡航飛行段階にあることに対応する。

特定の例示的な態様では、第１の値は巡航飛行段階に対応し、第２の値は降下飛行段階に対応する。

特定の例示的な態様では、本方法は、航空機の飛行段階パラメータが第３の値に等しいと判定するステップと、航空機の飛行段階パラメータが第３の値に等しいと判定するステップに応答して、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップと、航空機の飛行段階パラメータが第４の値に等しいと判定するステップと、航空機の飛行段階パラメータが第４の値に等しいと判定するステップに応答して、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップとをさらに含む。

例えば、特定の例示的な態様では、第１の値は、航空機が離陸飛行段階にあることに対応し、第２の値は、航空機が最高上昇飛行段階にあることに対応し、第３の値は、航空機が巡航飛行段階にあることに対応し、第４の値は、航空機が降下飛行段階にあることに対応する。

特定の例示的な態様では、本方法は、航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップに応答して、燃焼エンジンの動作を修正するステップをさらに含むことができる。例えば、特定の例示的な態様では、燃焼エンジンの動作を修正するステップは、燃焼エンジンをアイドルまたはアイドルに近いモードで動作させることを含む。例えば、特定の例示的な態様では、燃焼エンジンは第１の燃焼エンジンであり、主推進器は第１の主推進器であり、電気機械は第１の電気機械であり、第１の燃焼エンジンの動作を修正するステップは、ハイブリッド電気推進システムの第２の燃焼エンジンを高出力モードで動作させて第２の主推進器を機械的に駆動し、さらに第２の電気機械を駆動して電力を発生させることをさらに含む。

特定の例示的な態様では、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップは、航空機の性能マップに基づいて飛行段階パラメータの値を判定することを含む。

特定の例示的な態様では、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップは、航空機の１つまたは複数の運転パラメータを判定することと、判定された航空機の運転パラメータに少なくとも部分的に基づいて飛行段階パラメータの値を判定することとを含む。例えば、特定の例示的な態様では、航空機の１つまたは複数の運転パラメータは、航空機の高度、航空機の高度の変化、航空機の対気速度、航空機の対気速度の変化、または航空機の現在の飛行時間のうちの１つまたは複数を含む。

特定の例示的な態様では、エネルギー貯蔵ユニットは１つまたは複数の電池を含む。

特定の例示的な態様では、航空機はヘリコプタであり、燃焼エンジンはターボシャフトエンジンであり、主推進器は主回転翼組立体である。例えば、特定の例示的な態様では、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップは、エネルギー貯蔵ユニットから電気機械に電力を供給して、ターボシャフトエンジンの出力シャフトの有効な動力出力を増大させることを含む。例えば、特定の例示的な態様では、第１の値は、航空機が降下飛行段階にあることに対応し、第２の値は、航空機が上昇飛行段階にあることに対応する。例えば、特定の例示的な態様では、ターボシャフトエンジンは、出力シャフトと、出力シャフトに機械的に結合された低圧シャフトとを含み、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップは、ターボシャフトエンジンで電気機械を駆動して電力を発生させ、出力シャフト、低圧シャフト、または両方の回転速度を下げることを含む。

本開示の例示的な実施形態では、航空機用のハイブリッド電気推進システムが提供される。本ハイブリッド電気推進システムは、電気機械と、主推進器と、主推進器に機械的に結合されて主推進器を駆動し、電気機械にさらに結合された燃焼エンジンと、電気機械に電気的に接続可能な電気エネルギー貯蔵ユニットと、電気エネルギー貯蔵ユニット、電気機械、または両方に電気的に接続可能な電気推進器組立体とを含む。本ハイブリッド電気推進システムはまた、メモリと、１つまたは複数のプロセッサとを有するコントローラを含み、１つまたは複数のプロセッサによって実行されるとき、メモリは、ハイブリッド電気推進システムに機能を実施させる命令を記憶する。これらの機能は、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップと、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップに応答して、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップとを含む。ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップは、燃焼エンジンで電気機械を駆動して電力を発生させることと、燃焼エンジンで主推進器を駆動して推力を発生させることと、発生した電力の少なくとも一部分でエネルギー貯蔵ユニットを充電することとを含む。機能はまた、航空機の飛行段階パラメータが、第１の値とは異なる第２の値に等しいと判定するステップと、航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップに応答して、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップとを含む。ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップは、エネルギー貯蔵ユニットから電気推進器組立体に電力を供給して、電気推進器組立体を駆動することを含む。

本開示の別の例示的な実施形態では、航空機用のハイブリッド電気推進システムが提供される。本ハイブリッド電気推進システムは、電気機械と、主回転翼組立体と、主回転翼組立体に機械的に結合されて主回転翼組立体を駆動し、電気機械にさらに結合されたターボ機械と、電気機械に電気的に接続可能な電気エネルギー貯蔵ユニットとを含む。本ハイブリッド電気推進システムはまた、メモリと、１つまたは複数のプロセッサとを有するコントローラを含み、１つまたは複数のプロセッサによって実行されるとき、メモリは、ハイブリッド電気推進システムに機能を実施させる命令を記憶する。これらの機能は、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップと、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップに応答して、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップとを含む。ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップは、ターボ機械で電気機械を駆動して電力を発生させることと、ターボ機械で主回転翼組立体を駆動して推力を発生させることと、発生した電力の少なくとも一部分でエネルギー貯蔵ユニットを充電することとを含む。機能はまた、航空機の飛行段階パラメータが、第１の値とは異なる第２の値に等しいと判定するステップと、航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップに応答して、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップとを含む。ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップは、エネルギー貯蔵ユニットから電気機械に電力を供給して、ターボ機械の１つまたは複数の構成部品を駆動することを含む。

本発明のこれらのおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照すれば、よりよく理解されるであろう。添付の図面は、この明細書に組み込まれ、その一部を構成するものであり、本発明の実施形態を例示して、本記述と併せて本発明の原理を説明する働きをしている。

当業者を対象として、最良の態様を含む本発明の完全かつ有効な開示を、添付の図を参照して本明細書で記載する。

本開示の様々な例示的な実施形態による航空機の上面図である。 図１の例示的な航空機に取り付けられるガスタービンエンジンの概略断面図である。 本開示の例示的な実施形態による電気ファン組立体の概略断面図である。 本開示の別の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システムを含む航空機の上面図である。 図４の例示的な航空機のポートサイドの図である。 本開示の別の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システムの概略図である。 本開示のさらに別の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システムの概略図である。 本開示のさらに別の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システムの概略図である。 本開示の別の例示的な実施形態による航空機の斜視図である。 本開示の別の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システムの概略図である。 本開示の例示的な態様による航空機用のハイブリッド電気推進システムを動作させるための方法のフロー図である。 本開示の別の例示的な態様による航空機用のハイブリッド電気推進システムを動作させるための方法のフロー図である。 本開示の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システムを含む航空機のための性能マップの概略例示図である。 本開示の別の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システムを含む航空機のための性能マップの概略例示図である。 本開示の別の例示的な態様による航空機用のハイブリッド電気推進システムを動作させるための方法のフロー図である。 本開示の別の例示的な態様による航空機用のハイブリッド電気推進システムを動作させるための方法のフロー図である。 本開示の例示的な態様によるコンピューティングシステムである。

次に、１つまたは複数の例が添付図に示されている本発明の実施形態を詳細に参照する。詳細な説明では、図面内の要素を指すために数字表示および文字表示を使用する。図面および記述における類似または同様の表示は、本発明の類似または同様の部品を指すために使用される。

用語「第１の」、「第２の」、および「第３の」は、本明細書で使用するとき、１つの構成部品を別の構成部品と区別するために交換可能に使用される場合があり、個々の構成部品の箇所または重要性を意味することを意図していない。

用語「前方」および「後方」は、ガスタービンエンジンまたは乗物内の相対位置を指し、ガスタービンエンジンまたは乗物の通常の運転姿勢を参照する。例えば、ガスタービンエンジンに関しては、前方は、エンジン入口に接近した位置を指し、後方は、エンジンノズルまたは排気部に接近した位置を指す。

用語「上流」および「下流」は、通路内の流れに関する相対的な方向を指す。例えば、流体の流れに関しては、「上流」は流体が流れて来る元の方向を指し、「下流」は流体が流れて行く先の方向を指す。しかしながら、用語「上流」および「下流」はまた、本明細書で使用するとき、電気の流れを指す場合もある。

単数形「１つ（ａ）」、「１つ（ａｎ）」、および「その（ｔｈｅ）」は、文脈においてそうでないことを明示しない限り、複数を言及していることを含む。

本明細書および特許請求の範囲を通じてここで用いる近似語は、関連する基本的機能に変化を生じさせることなく変化することが許容される任意の量的表示を修飾するために適用される。したがって、「約（ａｂｏｕｔ）」、「ほぼ（ａｐｐｒｏｘｉｍａｔｅｌｙ）」、および「実質的に（ｓｕｂｓｔａｎｔｉａｌｌｙ）」などの用語で修飾された値は、その特定された正確な値には限定されない。少なくともいくつかの場合には、近似語はその値を測定するための機器の精度、あるいは、構成部品および／またはシステムを構築または製造するための方法または機械の精度に対応する場合がある。例えば、近似語は、１０パーセントの差の範囲内であることを指すことができる。

ここで、ならびに本明細書および特許請求の範囲を通じて、範囲の限定は、組み合わされ、交換され、このような範囲は、文脈または表現がそうでないことを示さない限り、そこに含まれるすべての部分範囲として特定され、かつすべての部分範囲を含む。例えば、本明細書で開示するすべての範囲は端点を含み、端点は、独立して互いと組み合わされる。

本開示の特定の実施形態は、全体として、燃焼エンジン駆動の電気機械と、エネルギー貯蔵ユニットと、任意に電気推進器組立体とを有するハイブリッド電気推進システムを提供する。エネルギー貯蔵ユニットは、電気機械から電力を受け取ること、および貯蔵することの両方を行い、かつ、貯蔵した電力を、電気推進器組立体に供給して電気推進器組立体を駆動すること、および電気機械に戻して燃焼エンジンの１つまたは複数の構成部品を駆動する、または駆動を助けることの一方または両方を行うように構成されている。本開示はさらに、いつ、ハイブリッド電気推進システムを充電モード（電力が電気機械からエネルギー貯蔵ユニットに供給される）で動作させるか、放電モード（電力が、エネルギー貯蔵ユニットから電気推進器組立体に供給される、および／または電気機械に戻される）で動作させるかを判定するための方法を提供する。

特定の例示的な態様では、本方法は概して、航空機の飛行段階に基づいて、エネルギー貯蔵ユニットを充電するか、エネルギー貯蔵ユニットから放電するかに関する決定を制御する。例えば、本方法は、まず、航空機が第１の飛行段階にある（すなわち、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しい）ことを判定することができる。これに応答して、本方法は、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させて、電気機械によって生じた電力の少なくとも一部分でエネルギー貯蔵ユニットを充電することができる。続いて、本方法は、航空機が第２の飛行段階にある（すなわち、航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しい）ことを判定することができる。これに応答して、本方法は、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させて、エネルギー貯蔵ユニット内に貯蔵された電力を、電気推進器組立体（もしあれば）に供給すること、または電気機械に戻すことの一方または両方を行うことができる。

本明細書で説明するように、特定の飛行に対して任意の適切な数の飛行段階があり、ハイブリッド電気推進システムは、例えば、各飛行段階で充電モードと放電モードを交互に行うことができる。さらに、本方法は、任意の適切な方法で、航空機がどの飛行段階にあるか（すなわち、飛行段階パラメータの値）を判定することができる。例えば、本方法は、航空機の１つまたは複数の運転パラメータ、あるいはそれらの組合せによって、特定の航空機、および／または特定の飛行に対する性能マップに基づいて、飛行段階パラメータの値を判定することができる。

次に、図全体を通して同一の数字が同じ要素を示している図面を参照すると、図１は、本開示の様々な実施形態を組み込むことができるような例示的な航空機１０の上面図を示している。図１に示すように、航空機１０はそれを通って延在する長手方向の中心線１４と、横方向Ｌと、前方端１６と、後方端１８とを定める。さらに、航空機１０は、航空機１０の前方端１６から航空機１０の後方端１８まで長手方向に延在する胴体１２と、航空機１０の後方端の尾翼１９とを含む。これに加えて、航空機１０は、第１のポートサイドの翼２０と第２のスターボードサイドの翼２２とを含む翼組立体を含む。第１および第２の翼２０、２２はそれぞれ、長手方向の中心線１４に関して横方向外向きに延在している。第１の翼２０と胴体１２の一部分とは一緒になって航空機１０の第１の側２４を画定し、第２の翼２２と胴体１２の別の部分とは一緒になって航空機１０の第２の側２６を画定する。図示の実施形態では、航空機１０の第１の側２４は、航空機１０のポートサイドとして構成され、航空機１０の第２の側２６は、航空機１０のスターボードサイドとして構成されている。

図示の例示的な実施形態の翼２０、２２のそれぞれは、１つまたは複数の前縁フラップ２８と１つまたは複数の後縁フラップ３０とを含む。航空機１０は、というよりもむしろ航空機１０の尾翼１９は、ヨー制御のための方向舵フラップ（図示せず）を有する垂直安定板３２と、それぞれがピッチ制御のための昇降舵フラップ３６を有する一対の水平安定板３４とをさらに含む。胴体１２は、外面または外板３８をさらに含む。しかしながら、本開示の他の例示的な実施形態では、航空機１０は、これに加えてまたはこれに代えて、任意の他の適切な構成を含むことができることを認識すべきである。例えば、他の実施形態では、航空機１０は、任意の他の構成の安定板を含むことができる。

次に、図２および３もまた参照すると、図１の例示的な航空機１０は、第１の推進器組立体５２と第２の推進器組立体５４とを有するハイブリッド電気推進システム５０をさらに含む。図２は、第１の推進器組立体５２の概略断面図を示し、図３は、第２の推進器組立体５４の概略断面図を示す。図示の実施形態では、第１の推進器組立体５２および第２の推進器組立体５４はそれぞれ翼下取付構成で構成されている。しかしながら、下記のように、他の例示的な実施形態では、第１および第２の推進器組立体５２、５４の一方または両方は、任意の他の適切な箇所に取り付けることができる。

図１から３を全体的に参照すると、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、全体として、燃焼エンジンおよび主推進器（図２の実施形態では、一緒になってターボファンエンジン１００として構成されている）を有する第１の推進器組立体５２と、燃焼エンジンに駆動可能に結合された電気機械（図２に示された実施形態では、電気機械５６）と、第２の推進器組立体５４（図３の実施形態では、電気機械に電気的に接続可能な電気推進器組立体２００として構成されている）と、エネルギー貯蔵ユニット５５と、コントローラ７２と、電力バス５８とを含む。電気推進器組立体２００、エネルギー貯蔵ユニット５５、および電気機械はそれぞれ、電力バス５８の１つまたは複数の電線６０を通じて電気的に接続可能である。例えば、電力バス５８は、ハイブリッド電気推進システム５０の様々な構成部品を選択的に電気的に接続するように可動な様々なスイッチまたは他のパワーエレクトロニクス機器を含むことができる。

下記でより詳細に説明するように、コントローラ７２は、ハイブリッド電気推進システム５０の様々な構成部品間に電力を分配するように全体的に構成されている。例えば、コントローラ７２は、（１つまたは複数のスイッチまたは他のパワーエレクトロニクス機器を含む）電力バス５８を使って、電力を様々な構成部品に供給する、またはそれらから引き出して、ハイブリッド電気推進システム５０を、下記でより詳細に説明するように、例えば、充電モードと放電モードとの間を動作させるように動作可能とすることができる。コントローラ７２を通って延在している電力バス５８の電線６０などが概略的に示されている。

コントローラ７２は、ハイブリッド電気推進システム５０専用のスタンドアローンのコントローラとすることができる、またはこれに代えて、航空機１０のメインシステムコントローラ、例示的なターボファンエンジン１００の別個のコントローラ（ターボファンエンジン１００の全ディジタル電子式エンジン制御システム、ＦＡＤＥＣ（ｆｕｌｌ ａｕｔｈｏｒｉｔｙ ｄｉｇｉｔａｌ ｅｎｇｉｎｅ ｃｏｎｔｒｏｌ）とも称される、などの）などのうちの１つまたは複数のコントローラ内に組み込むことができる。

さらに、エネルギー貯蔵ユニット５５は、電気エネルギーを貯蔵するための電気エネルギー貯蔵ユニットとして全体的に構成することができる。例えば、エネルギー貯蔵ユニット５５は、１つまたは複数のリチウムイオン電池などの１つまたは複数の電池として構成することができる、または、これに代えて、任意の他の適切な電気エネルギー貯蔵装置として構成することができる。本明細書で説明するハイブリッド電気推進システム５０では、エネルギー貯蔵ユニット５５は、比較的大量の電力を貯蔵するように構成されることが認識されよう。例えば、特定の例示的な実施形態では、エネルギー貯蔵ユニットは、少なくとも約５０キロワット時の電力、例えば、少なくとも約６５キロワット時の電力、少なくとも約７５キロワット時の電力、最大約５００キロワット時の電力、を貯蔵するように構成することができる。

次に、特に、図１および２を参照すると、第１の推進器組立体５２は、航空機１０の第１の翼２０に取り付けられた燃焼エンジン、または取り付けられるように構成された燃焼エンジンを含む。より詳細には、図示のように、図２の実施形態では、燃焼エンジンはターボ機械１０２であり、第１の推進器組立体５２は主ファン（図２を参照すると、単に「ファン１０４」と称される）をさらに含む。より詳細には、図示の実施形態では、ターボ機械１０２とファン１０４とは一緒になってターボファンエンジン１００の一部分として構成されている。

図２に示すように、ターボファン１００は、軸方向Ａ１（参考のために示した長手方向の中心線１０１に平行に延在している）および半径方向Ｒ１を定める。前記のように、ターボファン１００は、ファン１０４と、ファン１０４の下流に配置されたターボ機械１０２とを含む。

図示の例示的なターボ機械１０２は、全体として、環状の入口１０８を画定する実質的に管状の外側ケーシング１０６を含む。外側ケーシング１０６内には、直列流れ関係で、ブースタまたは低圧（ＬＰ：ｌｏｗ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機１１０および高圧（ＨＰ：ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機１１２を含む圧縮機セクションと、燃焼セクション１１４と、第１の高圧（ＨＰ）タービン１１６および第２の低圧（ＬＰ）タービン１１８を含むタービンセクションと、ジェット排気ノズルセクション１２０とが収まっている。

ターボファン１００の例示的なターボ機械１０２は、タービンセクションの少なくとも一部分、および、図示の実施形態では、圧縮機セクションの少なくとも一部分とともに回転可能な１つまたは複数のシャフトをさらに含む。より具体的には、図示の実施形態では、ターボファン１００は高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール１２２を含み、高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール１２２は、ＨＰタービン１１６をＨＰ圧縮機１１２に駆動可能に接続する。さらに、例示的なターボファン１００は低圧（ＬＰ）シャフトまたはスプール１２４を含み、低圧（ＬＰ）シャフトまたはスプール１２４は、ＬＰタービン１１８をＬＰ圧縮機１１０に駆動可能に接続する。

さらに、図示の例示的なファン１０４は、ディスク１３０に間隔を置いて結合された複数のファンブレード１２８を有する可変ピッチファンとして構成されている。ファンブレード１２８は、半径方向Ｒ１に概ね沿ってディスク１３０から外向きに延在する。ファンブレード１２８のピッチをまとめて変えるように構成された適切な作動部材１３２にファンブレード１２８が動作可能に結合されることによって、各ファンブレード１２８はディスク１３０に対してそれぞれのピッチ軸Ｐ１の周りを回転することができる。ファン１０４はＬＰシャフト１２４に機械的に結合され、その結果、ファン１０４は第２のＬＰタービン１１８によって機械的に駆動される。より具体的には、ファンブレード１２８と、ディスク１３０と、作動部材１３２とを含むファン１０４は、動力歯車装置１３４を介してＬＰシャフト１２４に機械的に結合され、動力歯車装置１３４を通るＬＰシャフト１２４によって長手方向の軸１０１の周りを回転することができる。動力歯車装置１３４は、ＬＰシャフト１２４の回転速度をより効率的なファン回転速度に下げるための複数の歯車を含む。したがって、ファン１０４は、ターボ機械１０２のＬＰシステム（ＬＰタービン１１８を含む）によって動力を与えられる。

図２の例示的な実施形態をさらに参照すると、ディスク１３０は、空気流が複数のファンブレード１２８を通りやすくなるように空気力学的な輪郭の回転可能な前面ハブ１３６によって覆われる。さらに、ターボファン１００は、ファン１０４および／またはターボ機械１０２の少なくとも一部分を周方向に取り囲む環状のファンケーシングまたは外側ナセル１３８を含む。したがって、図示の例示的なターボファン１００は、「ダクテッド」ターボファンエンジンと称することがある。さらに、ナセル１３８は、周方向に離間した複数の出口案内翼１４０によって、ターボ機械１０２に対して支持される。ナセル１３８の下流セクション１４２は、ターボ機械１０２の外側部分を覆って延在して、それらとの間にバイパス空気流通路１４４を画定する。

図２をさらに参照すると、ハイブリッド電気推進システム５０は電気機械５６をさらに含み、図示の実施形態では、電気機械５６は電気モータ／発電機として構成されている。電気機械５６は、図示の実施形態では、ターボファンエンジン１００のターボ機械１０２内に配置され、ターボファンエンジン１００のシャフトの１つと機械的に連通している。より詳細には、図示の実施形態では、電気機械は、ＬＰシャフト１２４を通じて第２のＬＰタービン１１８に機械的に結合されている。電気機械５６は、発電機として動作しているときは、ＬＰシャフト１２４の機械的動力を電力に変換するように構成され、さらに、電気モータとして動作しているときは、電力をＬＰシャフト１２４に対する機械的動力に変換するように構成されている。したがって、特定の動作中は、ターボ機械１０２のＬＰシステム（ＬＰタービン１１８を含む）は、電気機械５６に動力を与えることができ、さらに、他の動作では、電気機械５６は、ターボ機械１０２のＬＰシステムに動力を与える（または加える）ことができる。

電気機械５６は、比較的強力な電気機械とすることができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、電気機械５６は、少なくとも約７５キロワットの電力、または少なくとも約１００馬力の機械的動力を発生するように構成することができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、電気機械５６は、最大約１５０キロワットの電力および最大少なくとも約２００馬力の機械的動力、例えば、最大約１メガワットの電力および最大少なくとも約１３００馬力の機械的動力、を発生するように構成することができる。

しかしながら、他の例示的な実施形態では、その代わりに、電気機械５６は、ターボ機械１０２内の任意の他の適切な箇所またはその他の場所に配置されてもよく、また、例えば、任意の他の適切な態様で動力を与えられてもよいことを認識すべきである。例えば、電気機械５６は、他の実施形態では、タービンセクション内のＬＰシャフト１２４と同軸に取り付けられてもよく、または、これに代えて、ＬＰシャフト１２４からずらして適切な歯車列を介して駆動されてもよい。これに加えてまたはこれに代えて、他の例示的な実施形態では、電気機械５６は、その代わり、ＨＰシステムによって、すなわち、ＨＰシャフト１２２を介してＨＰタービン１１６によって動力を与えられてもよい、あるいは二重駆動システムを介してＬＰシステム（例えば、ＬＰシャフト１２４）とＨＰシステム（例えば、ＨＰシャフト１２２）との両方によって動力を与えられてもよい。これに加えてまたはこれに代えて、さらに他の実施形態では、電気機械５６は複数の電気機械を含んでもよく、例えば、１つはＬＰシステム（例えば、ＬＰシャフト１２４）に駆動可能に接続され、１つはＨＰシステム（例えば、ＨＰシャフト１２２）に駆動可能に接続される。さらに、電気機械として説明したが、他の実施形態では、電気機械５６は、その代わり、単に発電機として構成されてもよい。

図２に示された例示的なターボファンエンジン１００は、他の例示的な実施形態では、任意の他の適切な構成を有してもよいことをさらに認識すべきである。例えば、他の例示的な実施形態では、ファン１０４は可変ピッチファンでなくてもよく、さらに、他の例示的な実施形態では、ＬＰシャフト１２４はファン１０４に直接機械的に結合されてもよい（すなわち、ターボファンエンジン１００は歯車装置１３４を含まなくてもよい）。さらに、他の例示的な実施形態では、第１の推進器組立体５２は任意の他の適切なタイプのエンジンを含んでもよいことを認識すべきである。例えば、他の実施形態では、ターボファンエンジン１００は、その代わり、ターボプロップエンジンまたはアンダクテッドターボファンエンジンとして構成されてもよい。しかしながら、さらに、他の実施形態では、ターボファンエンジン１００は、その代わり、電気機械５６を駆動するための任意の他の適切な燃焼エンジンとして構成されてもよい。例えば、他の実施形態では、ターボファンエンジンは、ターボシャフトエンジン、または任意の他の適切な燃焼エンジンとして構成されてもよい。

図１および２をさらに参照すると、ターボファンエンジン１００は、コントローラ１５０と、図示はしていないが１つまたは複数のセンサとをさらに含む。コントローラ１５０は、ＦＡＤＥＣとも称する全ディジタル電子式エンジン制御システムとすることができる。ターボファンエンジン１００のコントローラ１５０は、例えば、作動部材１３２、燃焼セクション１１４への燃料供給システム（図示せず）などの動作を制御するように構成することができる。さらに、コントローラ１５０は、１つまたは複数のセンサに動作可能に接続されて、センサからのデータを受け取って、ターボファンエンジン１００の様々な運転パラメータを判定することができる。例えば、コントローラ１５０は、排気ガス温度、回転コア速度、圧縮機出口温度などのうちの１つまたは複数を判定することができる。さらに、また図１に戻って参照すると、ターボファンエンジン１００のコントローラ１５０は、ハイブリッド電気推進システム５０のコントローラ７２に動作可能に接続される。さらに、認識されるように、コントローラ７２はさらに、適切な有線または無線通信システム（想像線で示す）を通じて第１の推進器組立体５２（コントローラ１５０を含む）、電気機械５６、第２の推進器組立体５４、およびエネルギー貯蔵ユニット５５のうちの１つまたは複数に動作可能に接続することができる。

次に、特に図１および３を参照すると、前述したように、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、図示の実施形態では、航空機１０の第２の翼２２に取り付けられた第２の推進器組立体５４をさらに含む。特に図３を参照すると、第２の推進器組立体５４は、電気モータ２０６と推進器／ファン２０４とを含む電気推進器組立体２００として全体的に構成されている。電気推進器組立体２００は、参考のために、それを通って延在する長手方向の中心線軸２０２に沿って延在する軸方向Ａ２、および半径方向Ｒ２を定める。図示の実施形態では、ファン２０４は、電気モータ２０６によって中心線軸２０２の周りに回転可能である。

ファン２０４は、複数のファンブレード２０８とファンシャフト２１０とを含む。複数のファンブレード２０８は、ファンシャフト２１０に取り付けられ、ファンシャフト２１０とともに回転可能であり、電気推進器組立体２００の周方向（図示せず）に概ね沿って間隔を空けられている。特定の例示的な実施形態では、複数のファンブレード２０８は、ファンシャフト２１０に固定された態様で取り付けられてもよいし、または、これに代えて、複数のファンブレード２０８は、図示の実施形態のようにファンシャフト２１０に対して回転可能であってもよい。例えば、複数のファンブレード２０８はそれぞれ、各ピッチ軸Ｐ２を定め、図示の実施形態では、複数のファンブレード２０８のそれぞれのピッチをピッチ変更機構２１１によって、例えば、同時に変更することができるように、ファンシャフト２１０に取り付けられている。複数のファンブレード２０８のピッチを変更すると、第２の推進器組立体５４の効率を向上させることができる、かつ／または、第２の推進器組立体５４に所望の推力形態を与えることができる。このような例示的な実施形態では、ファン２０４は可変ピッチファンと称することがある。

さらに、図示の実施形態では、図示の電気推進器組立体２００は、１つまたは複数のストラットまたは出口案内翼２１６を介して電気推進器組立体２００のコア２１４に取り付けられたファンケーシングまたは外側ナセル２１２をさらに含む。図示の実施形態では、外側ナセル２１２はファン２０４、特に複数のファンブレード２０８を実質的に完全に取り囲む。したがって、図示の実施形態では、電気推進器組立体２００はダクテッド電気ファンと称することがある。

さらに特に図３を参照すると、ファンシャフト２１０は、コア２１４内の電気モータ２０６に機械的に結合され、その結果、電気モータ２０６は、ファンシャフト２１０を介してファン２０４を駆動する。ファンシャフト２１０は、１つまたは複数のころ軸受、玉軸受、または任意の他の適切な軸受などの１つまたは複数の軸受２１８によって支持されている。さらに、電気モータ２０６は、インランナ型電気モータ（すなわち、ステータの半径方向内側に配置されたロータを含む）、または、これに代えて、アウトランナ型電気モータ（すなわち、ロータの半径方向内側に配置されたステータを含む）であってもよく、またはその代わりに、さらに、軸方向磁束の電気モータ（すなわち、ロータは、ステータの外側にもステータの内側にもなく、むしろ電気モータの軸に沿ってステータからずらされている）としてもよい。

上記で簡単に述べたように、電力源（例えば、電気機械５６またはエネルギー貯蔵ユニット５５）は、電力を電気推進器組立体２００に供給するために、電気推進器組立体２００（すなわち、電気モータ２０６）と電気的に接続されている。より具体的には、電気モータ２０６は、電力バス５８を介して、より具体的には、間を延在する１本または複数本の電気ケーブルまたは電線６０を介して、電気機械５６と電気的に連通している。

しかしながら、他の例示的な実施形態では、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は任意の他の適切な構成を有してもよく、さらに、任意の他の適切な態様で航空機１０に一体化されてもよいことを認識すべきである。例えば、他の例示的な実施形態では、ハイブリッド電気推進システム５０の電気推進器組立体２００は、その代わりに、複数の電気推進器組立体２００として構成されてもよく、かつ／または、ハイブリッド電気推進システム５０は、複数の燃焼エンジン（ターボ機械１０２など）と電気機械５６とをさらに含んでもよい。さらに、他の例示的な実施形態では、電気推進器組立体２００、ならびに／または燃焼エンジンおよび電気機械５６は、任意の他の適切な態様で任意の他の適切な箇所で航空機１０に取り付けられてもよい（例えば、尾部取付構成を含む）。

例えば、次に、図４および５を参照すると、本開示のさらに別の例示的な実施形態による航空機１０およびハイブリッド電気推進システム５０が示されている。図４および５の例示的な航空機１０およびハイブリッド電気推進システム５０は、図１から３の例示的な航空機１０およびハイブリッド電気推進システム５０と実質的に同じように構成することができ、したがって、同じまたは同様な数字は同じまたは同様な部品を指す。

例えば、図４および５の例示的な航空機１０は、全体として、胴体１２と、尾翼１９と、エネルギー貯蔵ユニット５５と、第１の翼２０と、第２の翼２２とを含む。さらに、ハイブリッド電気推進システム５０は、第１の推進器組立体５２と、第１の推進器組立体５２によって機械的に駆動される１つまたは複数の電気機械（すなわち、下記で説明する発電機５６Ａ、５６Ｂ）とを含む。さらに、ハイブリッド電気推進システム５０は、第２の推進器組立体５４を含み、第２の推進器組立体５４は電気推進器組立体２００である。

しかしながら、図４および５の実施形態では、第１の推進器組立体５２は、第１のターボファンエンジン１００Ａおよび第２のターボファンエンジン１００Ｂとしてそれぞれ構成された第１の航空機エンジンおよび第２の航空機エンジンを含む。例えば、ターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂは、翼下構成で翼２０、２２に取り付けられ、それらの下に吊り下げられたターボファンエンジン（例えば、図２参照）または任意の他の適切なタイプの燃焼エンジンとして構成することができる。さらに、図４および５の実施形態では、ハイブリッド電気推進システム５０は、ターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂのそれぞれと動作可能な１つまたは複数の電気機械をさらに含む。より詳細には、図示の実施形態では、ハイブリッド電気推進システム５０は、第１のターボファンエンジン１００Ａと動作可能な第１の電気機械５６Ａと、第２のターボファンエンジン１００Ｂと動作可能な第２の電気機械５６Ｂとをさらに含む。電気機械５６Ａ、５６Ｂは、それぞれのターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂの外側に概略的に示されているが、特定の実施形態では、それぞれのターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂ内に配置されてもよい（例えば、図２参照）。

さらに、図４および５の実施形態では、電気推進組立体は、航空機１０の後方端１８で、航空機１０の尾翼１９、または航空機の胴体１２のうちの少なくとも１つに取り付けられるように構成された電気推進器組立体２００を含み、したがって、図示の電気推進器組立体２００は、「後部エンジン」と称することがある。より詳細には、図示の例示的な電気推進器組立体２００は、航空機１０の後方端１８で航空機１０の胴体１２に取り付けられ、航空機１０の胴体１２を覆う境界層を形成する空気を吸い込んで消費するように構成されている。したがって、図４および５に示された例示的な電気推進器組立体２００はまた、境界層吸い込み（ＢＬＩ：ｂｏｕｎｄａｒｙ ｌａｙｅｒ ｉｎｇｅｓｔｉｏｎ）ファンと称することがある。電気推進器組立体２００は、翼２０、２２および／またはターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂの後方の箇所で航空機１０に取り付けられる。詳細には、図示の実施形態では、電気推進器組立体２００は、後方端１８で胴体１２に固定接続され、その結果、電気推進器組立体２００は、後方端１８で尾部と一体化される、または尾部と融合される。

さらに、図４および５の実施形態では、ハイブリッド電気推進組立体はコントローラ７２をさらに含む。認識されるように、エネルギー貯蔵ユニット５５は、特定の運転条件では、第１の電気機械５６Ａおよび第２の電気機械５６Ｂの一方または両方から電力を受け取るように構成することができる。さらに、特定の運転条件では、エネルギー貯蔵ユニット５５は、貯蔵した電力を電気推進器組立体２００に供給するように構成することができる。さらに、コントローラ７２は、ターボファンエンジン１００Ａ、１００Ｂ、電気機械５６Ａ、５６Ｂ、電気推進器組立体２００、エネルギー貯蔵ユニット５５、および電力バス５８に動作可能に接続され、その結果、コントローラ７２は、例えば、ハイブリッド電気推進システム５０の様々な構成部品間に電力を導くことができる。

しかしながら、本開示のさらに他の例示的な実施形態では、任意の他の適切な態様に構成されたハイブリッド電気推進システム５０を有する任意の他の適切な航空機１０を提供することができることを認識すべきである。例えば、他の実施形態では、電気推進器組立体２００は、航空機１０の胴体内に組み込まれ、したがって、「ポッドエンジン」またはポッド搭載エンジンとして構成されてもよい。さらに、さらに他の実施形態では、電気推進器組立体２００は、航空機１０の翼内に組み込まれ、したがって、「ブレンデッドウィングエンジン」として構成されてもよい。

次に本開示の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システム５０の概略図を提示している図６を参照して、本開示の特定の態様を説明する。より詳細には、図６は、図１から３を参照して上記で説明した例示的なハイブリッド電気推進システム５０の概略図を提示している。したがって、図６の例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、全体として、燃焼エンジンと、主推進器１０４と、電気機械５６と、エネルギー貯蔵ユニット５５と、コントローラ７２と、電力バス５８と、電気推進器組立体２００とを含み、電気推進器組立体２００は、全体として、推進器またはファン２０４に駆動可能に接続された電気モータ２０６を含む。燃焼エンジンはターボ機械１０２として構成され、主推進器１０４に機械的に結合されて主推進器１０４を駆動し推力を発生させる（ターボ機械１０２と主推進器１０４とは一緒になってターボファンエンジン１００として構成されている）。さらに、ターボ機械１０２は、電気機械５６に機械的に結合されて電力を発生する。電力バス５８は、全体として、電気機械５６と、エネルギー貯蔵ユニット５５と、電気推進器組立体２００の電気モータ２０６とを電気的に接続する。より詳細には、図示の例示的な実施形態では、電力バス５８は、電気機械５６と、エネルギー貯蔵ユニット５５と、電気モータ２０６とをすべてコントローラ７２を介して電気的に接続する。なお、図示の実施形態では、電力バス５８の電線６０は、物理的にコントローラ７２を通って延在しているが、他の例示的な実施形態では、コントローラ７２は、その代わり、例えば、１つまたは複数のスイッチ、あるいは他のハードウェアに動作可能に接続されて、電気機械５６と、エネルギー貯蔵ユニット５５と、電気モータ２０６との間で電力を導いてもよいことを認識すべきである。さらに、図示はしていないが、ハイブリッド電気推進システム５０は、１つまたは複数の整流器、インバータ、コンバータ、あるいは他のパワーエレクトロニクス機器をさらに含んで、ハイブリッド電気推進システム５０内、およびハイブリッド電気推進システム５０全体で電力を調整または変換することができることを認識すべきである。

さらに、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、様々な異なるモードで動作可能である。例えば、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、全体として、電気機械５６によって生じた電力の少なくとも一部分が電力バス５８を通ってエネルギー貯蔵ユニット５５に移動してエネルギー貯蔵ユニット５５を充電する、充電モードで動作可能とすることができる。充電モードのとき、電気機械５６によって生じた電力の少なくとも一部分は、電力バス５８を通って電気推進器組立体２００の電気モータ２０６にさらに移動することができる。電気モータ２０６に移動する電力量に対するエネルギー貯蔵ユニット５５に移動する電力量の比率は、固定した比率にすることができる、または、これに代えて、ハイブリッド電気推進器組立体２００の１つまたは複数の運転パラメータに基づいて変えることができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、その比率は、約１：１０と約１０：１との間、例えば、約１：５と約５：１との間とすることができる。

さらに、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、エネルギー貯蔵ユニット５５内に貯蔵された電力が電力バス５８を通って電気推進器組立体２００の電気モータ２０６に移動する、放電モードでさらに動作可能とすることができる。放電モードのとき、電気推進器組立体２００の電気モータ２０６は、エネルギー貯蔵ユニット５５だけから電力を受け取ることができる、または、エネルギー貯蔵ユニット５５からの電力と電気機械５６からの電力との合わさった電力を受け取ることができる。エネルギー貯蔵ユニット５５は、放電モード中には電気機械５６から電力を受け取ることはできない。これに加えてまたはこれに代えて、他の例示的な実施形態では、エネルギー貯蔵ユニット５５は、放電モード中に電気機械５６に電力をさらに供給してターボ機械１０２の１つまたは複数の構成部品を駆動することができる。

さらに、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、これに加えて、維持モードで動作可能とすることができる。維持モードのとき、電力はエネルギー貯蔵ユニット５５に移動しないし、エネルギー貯蔵ユニット５５からも移動しないで、その代わり、エネルギー貯蔵ユニット５５内の任意の充電量は維持される。維持モードで動作しているとき、電気機械５６によって生じる電力（もしあれば）の実質的にすべては電気推進器組立体２００の電気モータ２０６に直接移動することができる。

上記のように、他の例示的な実施形態では、ハイブリッド電気推進システム５０は、任意の他の適切な態様で構成されてもよいことを認識すべきである。例えば、次にまた、図７を参照すると、図４および５の例示的なハイブリッド電気推進システム５０が概略的に示されている。上記のように、図７に概略的に示された図４および５のハイブリッド電気推進システム５０は、図６に概略的に示された図１から３のハイブリッド電気推進システム５０と同様に構成されている。例えば、例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、全体として、燃焼エンジン（すなわち、図示の実施形態ではターボ機械１０２）と、主推進器１０４と、電気機械５６と、エネルギー貯蔵ユニット５５と、コントローラ７２と、電力バス５８と、電気推進器組立体２００とを含み、電気推進器組立体２００は、全体として、推進器２０４に駆動可能に接続された電気モータ２０６を含む。

しかしながら、図７の実施形態では、ターボ機械１０２は、その代わり、複数のターボ機械１０２として構成され、電気機械５６は、その代わり、複数の電気機械５６として構成されている。より詳細には、図７の実施形態では、ターボ機械１０２は、第１のターボ機械１０２Ａおよび第２のターボ機械１０２Ｂとして構成され、電気機械５６は、第１の電気機械５６Ａおよび第２の電気機械５６Ｂとして構成されている。第１のターボ機械１０２Ａは、第１の電気機械５６Ａが電力を発生することができるように第１の電気機械５６Ａに結合されて第１の電気機械５６Ａを機械的に駆動し、第２のターボ機械１０２Ｂは、第２の電気機械５６Ｂが電力を発生することができるように第２の電気機械５６Ｂに結合されて第２の電気機械５６Ｂを機械的に駆動する。第１および第２の電気機械５６Ａ、５６Ｂのそれぞれは、電力バス５８に電気的に結合されている。

より詳細には、このような例示的な実施形態では、電力バス５８は、したがって、第１の電気機械５６Ａと、第２の電気機械５６Ｂと、エネルギー貯蔵ユニット５５と、電気推進器組立体２００の電気モータ２０６とをすべてコントローラ７２を介して電気的に接続する。さらに、図７の例示的な実施形態の例示的なハイブリッド電気推進システム５０はまた、充電モード、維持モード、および放電モードの間で動作可能とすることができる。充電モードでは、第１の電気機械５６Ａおよび第２の電気機械５６Ｂの一方または両方によって生じた電力の少なくとも一部分は、電力バス５８を通ってエネルギー貯蔵ユニット５５に移動してエネルギー貯蔵ユニット５５を充電する。例えば、特定の例示的な実施形態では、第１の電気機械５６Ａおよび第２の電気機械５６Ｂの一方または両方によって生じた電力の実質的にすべてがエネルギー貯蔵ユニット５５に移動して、エネルギー貯蔵ユニット５５を充電することができる。例えば、１つの例示的な態様では、第１の電気機械５６Ａによって生じた電力の実質的にすべてがエネルギー貯蔵ユニット５５に移動して、エネルギー貯蔵ユニット５５を充電することができ、一方、第２の電気機械５６Ｂからの電力の実質的にすべてが電気モータ２０６に移動して電気モータ２０６を駆動することができる。あるいは、他の例示的な実施形態では、第１の電気機械５６Ａおよび第２の電気機械５６Ｂの一方または両方によって生じた電力の一部分がエネルギー貯蔵ユニット５５に移動して、エネルギー貯蔵ユニット５５を充電することができる。

対照的に、維持モードで動作しているとき、電力はエネルギー貯蔵ユニット５５に移動しないし、エネルギー貯蔵ユニット５５からも移動しないで、その代わり、エネルギー貯蔵ユニット５５内の任意の充電量は維持される。さらに、放電モードのとき、エネルギー貯蔵ユニット５５内に貯蔵された電力は、電力バス５８を通って電気推進器組立体２００の電気モータ２０６に移動することができる。放電モードのとき、電気推進器組立体２００の電気モータ２０６は、エネルギー貯蔵ユニット５５だけから電力を受け取ることができる、または、エネルギー貯蔵ユニット５５からの電力と第１の電気機械５６Ａおよび第２の電気機械５６Ｂの一方または両方からの電力との合わさった電力を受け取ることができる。

これに加えてまたはこれに代えて、特定の例示的な実施形態では、放電モードでハイブリッド電気推進システムが動作中、第１の電気機械５６Ａおよび第２の電気機械５６Ｂの一方または両方は、エネルギー貯蔵ユニット５５から電力を受け取ることができる。さらに、特定の例示的な実施形態では、放電モードでハイブリッド電気推進システムが動作中、第１のターボ機械１０２Ａまたは第２のターボ機械１０２Ｂの一方は「低出力」モードで動作させることができ、他方は「高出力」モードで動作させることができる。低出力モードで動作させられたターボ機械１０２に結合された電気機械５６は、そのようなターボ機械１０２の１つまたは複数の構成部品を駆動する（例えば、主推進器を駆動する、またはその駆動を補助する）ように電力を受け取ることができ、一方、高出力モードで動作させられたターボ機械１０２に結合された電気機械５６は、電力を発生して、そのような電力の少なくとも一部分を、エネルギー貯蔵ユニット５５、電気推進器組立体２００、および／または低出力モードで動作しているターボ機械１０２に結合された他の電気モータ５６のうちの１つまたは複数に供給することができる。

さらに、次に、図８を参照すると、本開示のさらに別の例示的な実施形態によるハイブリッド電気推進システム５０の概略図が提示されている。図８の例示的なハイブリッド電気推進システム５０は、図６の例示的なハイブリッド電気推進システム５０と実質的に同じように構成されている。しかしながら、図８の実施形態では、電気推進器組立体２００は、その代わり、複数の電気推進器組立体２００として構成され、複数の電気推進器組立体２００のそれぞれは、各推進器２０４に駆動可能に接続された電気モータ２０６を含む。より詳細には、図８の実施形態では、電気推進器組立体２００は、第１の電気推進器組立体２００Ａおよび第２の電気推進器組立体２００Ｂとして構成されている。第１の電気推進器組立体２００Ａは、第１の推進器２０４Ａに駆動可能に接続された第１の電気モータ２０６Ａを含み、同様に、第２の電気推進器組立体２００Ｂは、第２の推進器２０４Ｂに駆動可能に接続された第２の電気モータ２０６Ｂを含む。

さらに、このような例示的な実施形態では、電力バス５８は、電気機械５６と、エネルギー貯蔵ユニット５５と、第１の電気推進器組立体２００Ａの第１の電気モータ２０６Ａと、第２の電気推進器組立体２００Ｂの第２の電気モータ２０６Ｂとを電気的に接続する。より詳細には、図示の例示的な実施形態では、電力バス５８は、電気機械５６と、エネルギー貯蔵ユニット５５と、第１および第２の電気モータ２０６Ａ、２０６Ｂとをすべてコントローラ７２を介して電気的に接続する。さらに、図８の例示的な実施形態の例示的なハイブリッド電気推進システム５０はまた、充電モード、維持モード、および放電モードの間で動作可能である。充電モードでは、電気機械５６によって生じた電力の少なくとも一部分は、電力バス５８を通ってエネルギー貯蔵ユニット５５に移動してエネルギー貯蔵ユニット５５を充電する。さらに、特定の例示的な態様では、電力の少なくとも一部分はまた、任意に、第１の電気モータ２０６および第２の電気モータ２０６の一方または両方に移動することができる。維持モードでは、電力はエネルギー貯蔵ユニット５５に移動しないし、エネルギー貯蔵ユニット５５からも移動しないで、その代わり、エネルギー貯蔵ユニット５５内の任意の充電量は維持される。

対照的に、放電モードのとき、エネルギー貯蔵ユニット５５内に貯蔵された電力は、電力バス５８を通って第１の電気モータ２０６Ａおよび第２の電気モータ２０６Ｂの一方または両方に移動することができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、第１の電気モータ２０６Ａまたは第２の電気モータ２０６Ｂの一方は、エネルギー貯蔵ユニット５５から電力を受け取ることができ、第１の電気モータ２０６Ａまたは第２の電気モータ２０６Ｂの他方は、電気機械５６から電力を直接受け取ることができる。あるいは、第１の電気モータ２０６Ａおよび第２の電気モータ２０６Ｂの両方は、エネルギー貯蔵ユニット５５だけから電力を受け取ることができる、または、それぞれ、エネルギー貯蔵ユニット５５および電気機械５６の両方から電力を受け取ることができる。あるいは、さらに、他の例示的な実施形態では、放電モードでハイブリッド電気推進システムが動作中、電気機械５６は、エネルギー貯蔵ユニット５５から電力を受け取ってターボ機械１０２の１つまたは複数の構成部品を駆動することができる。

さらに他の例示的な実施形態では、任意の他の適切なハイブリッド電気推進システム５０を提供することができることをさらに認識すべきである。

例えば、次に、図９および１０を参照すると、別の例示的な実施形態による航空機およびハイブリッド電気推進システムが提示されている。より具体的には、まず図９を参照すると、本開示のさらに別の例示的な実施形態による例示的な航空機３００の斜視図が提示されている。航空機３００は、横方向Ｔ、長手方向Ｌ、および鉛直方向Ｖを概ね定める。動作時、航空機３００は、横方向Ｔ、長手方向Ｌ、および／または鉛直方向Ｖに沿って、あるいはそれらの周りを動くことができる。

図９に示した実施形態では、航空機３００は、操縦室３２０を画定する機体３１２を含む。航空機３００は、主回転翼組立体３４０と尾部回転翼組立体３５０とをさらに含む。主回転翼組立体３４０は、主回転翼ハブ３４２と複数の主回転翼ブレード３４４とを含む。図示のように、各主回転翼ブレード３４４は、主回転翼ハブ３４２から外向きに延在する。尾部回転翼セクション３５０は、尾部回転翼ハブ３５２と複数の尾部回転翼ブレード３５４とを含む。各尾部回転翼ブレード３５４は、尾部回転翼ハブ３５２から外向きに延在する。

さらに、航空機３００は、下記でより詳細に説明するように、ハイブリッド電気推進組立体（符号なし）を含む。ハイブリッド電気推進組立体は、全体として、第１のガスタービンエンジン３６０と第２のガスタービンエンジン３６２とを含む。少なくとも特定の例示的な実施形態では、図９の航空機３００の第１および第２のガスタービンエンジン３６０、３６２の一方または両方は、下記で説明する図１０に示されたガスタービンエンジン４０２と実質的に同じように構成することができ、さらに、ハイブリッド電気推進システムは、図１０に示された例示的なハイブリッド電気推進システムからの追加の構成部品の１つまたは複数をさらに含むことができることを認識すべきである。

図９をさらに参照すると、第１および第２のガスタービンエンジン３６０、３６２は、互いに機械的に結合され、その結果、第１および第２のガスタービンエンジン３６０、３６２は一緒に動作することができる。例えば、第１および第２のガスタービンエンジン３６０、３６２は、例えば、差動装置または一方向クラッチ（スプラグクラッチなど）によって歯車装置内で連動させることができ、その結果、一緒に動作する。

さらに、第１および第２のガスタービンエンジン３６０、３６２は、全体として、主回転翼ブレード３４４および尾部回転翼ブレード３５４を回転駆動するように動力を発生して伝達することができる。具体的には、主回転翼ブレード３４４の回転は、航空機３００に対して揚力（または鉛直方向の推力）を発生させ、一方、尾部回転翼ブレード３５４の回転は、尾部回転翼セクション３５０において側方の推力を発生させて、主回転翼ブレード３４４によって機体３１２にかかるトルクを打ち消す。尾部回転翼ブレード３５４の回転はまた、鉛直方向Ｖの回りに航空機３００を旋回させることができる。

次に、図１０を参照すると、本開示の例示的な実施形態による航空機用のハイブリッド電気推進システム４００の概略図が提示されている。例示的なハイブリッド電気推進システム４００は、図９を参照して上記で説明した例示的な航空機３００と同様な航空機に組み込むことができる。しかしながら、他の例示的な実施形態では、ハイブリッド電気推進システム４００は、その代わり、下記のように、任意の他の適切な航空機で使用することができる。

図示の実施形態では、ハイブリッド電気推進システム４００は、全体として、ガスタービンエンジン４０２と、ガスタービンエンジン４０２に機械的に結合された主推進器と、これもガスタービンエンジン４０２に機械的に結合された電気機械４６２と、エネルギー貯蔵ユニット４６４と、コントローラ４６６とを含む。これらの構成部品のそれぞれの機能は以下のとおりである。

まず、ガスタービンエンジン４０２を参照すると、断面図が提示されている。図示のように、ガスタービンエンジン４０２は、参考のため、それを貫通して延在する長手方向軸または中心線軸４０３を定める。ガスタービンエンジン４０２は、全体として、環状の入口４０６を画定する実質的に管状の外側ケーシング４０４を含む。外側ケーシング４０４は、直列流れ関係で、ガス発生器圧縮機４１０（または、高圧圧縮機）と、燃焼セクション４３０と、タービンセクション４４０と、排気セクション４５０とを囲む。図示の例示的なガス発生器圧縮機４１０は、入口案内翼４１２の環状列と、圧縮機ブレード４１４の１つまたは複数の連続した段と、遠心ロータブレード４１８の段とを含む。図示されてはいないが、ガス発生器圧縮機４１０はまた、複数の固定または可変ステータベーンを含むことがある。

燃焼セクション４３０は、全体として、燃焼室４３２と、燃焼室４３２内に延在する１つまたは複数の燃料ノズル４３４と、燃料供給システム４３８とを含む。燃料供給システム４３８は、１つまたは複数の燃料ノズル４３４に燃料を供給するように構成され、燃料ノズル４３４は、燃焼室４３２に入るガス発生器圧縮機４１０からの圧縮空気と混合するように燃料を供給する。さらに、燃料と圧縮空気との混合物は、燃焼室４３２内で点火されて燃焼ガスを形成する。下記でより詳細に説明するように、燃焼ガスは、ガス発生器圧縮機４１０、およびタービンセクション４４０内のタービンの両方を駆動する。

より詳細には、タービンセクション４４０は、ガス発生器タービン４４２（または、高圧タービン）と、パワータービン４４４（または、低圧タービン）とを含む。ガス発生器タービン４４２は、タービンロータブレード４４６の１つまたは複数の連続した段を含み、ステータベーン（図示せず）の１つまたは複数の連続した段をさらに含むことがある。同様に、パワータービン４４４は、タービンロータブレード４４８の１つまたは複数の連続した段を含み、ステータベーン（これも図示せず）の１つまたは複数の連続した段をさらに含むことがある。さらに、ガス発生器タービン４４２は、ガス発生器シャフト４５２を介してガス発生器圧縮機４１０に駆動可能に接続され、パワータービン４４４は、パワータービンシャフト４５４を介して出力シャフト４５６に駆動可能に接続されている。

動作時、燃焼ガスは、ガス発生器タービン４４２およびパワータービン４４４の両方を駆動する。ガス発生器タービン４４２が中心線軸４０３の周りを回転すると、ガス発生器圧縮機４１０およびガス発生器シャフト４５２の両方もまた中心線軸４０３の周りを回転する。さらに、パワータービン４４４が回転すると、パワータービンシャフト４５４が回転して、回転エネルギーを出力シャフト４５６に伝達する。したがって、ガス発生器タービン４４２はガス発生器圧縮機４１０を駆動し、パワータービン４４４は出力シャフト４５６を駆動することが認識されよう。

しかしながら、他の例示的な実施形態では、図１０のガスタービンエンジン４０２は、その代わり、任意の他の適切な構成を有してもよいことを認識すべきである。例えば、他の例示的な実施形態では、燃焼セクション４３０は逆流型燃焼器を含んでもよいし、ガスタービンエンジンは任意の適切な数の圧縮機、スプール、およびタービンなどを含んでもよい。

図１０をさらに参照すると、出力シャフト４５６は、ハイブリッド電気推進システム４００の主推進器を回転するように構成され、この主推進器は、図示の例示的な実施形態では、主回転翼組立体４５８（図９の航空機３００の例示的な主回転翼組立体３４０と実質的に同じように構成することができる）である。なお、出力シャフト４５６は、歯車装置４６０を介して主回転翼組立体４５８に機械的に結合されている。しかしながら、他の例示的な実施形態では、出力シャフト４５６は、任意の他の適切な態様で主回転翼組立体４５８に結合されてもよい。

さらに、前述したように、例示的なハイブリッド電気推進システム４００は、これに加えて、電気モータ／発電機として構成することができる電気機械４６２と、エネルギー貯蔵ユニット４６４とを含む。図示の実施形態では、電気機械４６２は、ガスタービンエンジン４０２の出力シャフト４５６に直接機械的に結合されている（すなわち、電気機械４６２のロータは出力シャフト４５６に取り付けられている）。しかしながら、他の例示的な実施形態では、電気機械４６２は、その代わりに、適切な歯車列を介して結合されるなど、任意の他の適切な態様で出力シャフト４５６に機械的に結合されてもよい。したがって、電気機械４６２は、受け取った電力を機械的動力に変換（すなわち、電気モータとして機能）し、さらに、機械的動力を受け取って、このような機械的動力を電力に変換（すなわち、電気機械として機能）するように構成することができることが認識されよう。したがって、電気機械４６２は、出力シャフト４５６に動力を加えることによって、または出力シャフト４５６から動力を取り出すことによって、ガスタービンエンジン４０２、より具体的には、ガスタービンエンジン４０２の出力シャフト４５６の有効な機械的動力出力を増減するように構成することができることが認識されよう。

エネルギー貯蔵ユニット４６４は、電力を受け取り、貯蔵し、供給するための任意の適切な構成部品とすることができる。例えば、エネルギー貯蔵ユニット４６４は、複数のリチウムイオン電池などの電池パックとすることができる。しかしながら、他の実施形態では、任意の他の適切な化学構造の電池を利用することができる。さらに、少なくとも特定の例示的な実施形態では、エネルギー貯蔵ユニット４６４は、上記のエネルギー貯蔵ユニット５５と実質的に同じように構成することができ（例えば、少なくとも約５０キロワット時の電力を貯蔵することができ）、電気機械４６２もまた、上記の電気機械５６と実質的に同じように比較的強力な電気機械として構成することができる。例えば、電気機械４６２は、少なくとも約７５キロワットの電力、または少なくとも約１００馬力の機械的動力を発生するように構成することができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、電気機械４６２は、最大約１５０キロワットの電力および最大少なくとも約２００馬力の機械的動力、例えば、最大約１メガワットの電力および最大少なくとも約１３００馬力の機械的動力、を発生するように構成することができる。

さらに、図示の実施形態では、コントローラ４６６は、例えば、電気機械４６２およびエネルギー貯蔵ユニット４６４に動作可能に接続され、これらの構成部品を電気的に接続してこれらの構成部品間に電力を導くように構成されている。具体的には、図示の実施形態では、ハイブリッド電気推進システム４００は、電気機械４６２とエネルギー貯蔵ユニット４６４との間の電気的な接続によって、電気機械４６２を使ってガスタービンエンジン４０２に動力を加える、またはガスタービンエンジン４０２から動力を取り出すように構成されている。より具体的には、図示の実施形態では、ハイブリッド電気推進システムは、充電モード、放電モード、および任意に維持モードの間で動作可能である。充電モードで動作しているとき、電気機械４６２を電気機械として動作させることによって、動力をガスタービンエンジン４０２から取り出すことができ、その結果、電気機械４６２は、電力を発生させ、このような電力をエネルギー貯蔵ユニット４６４に供給する。対照的に、放電モードで動作しているとき、電気機械４６２を電気モータとして動作させることによって、ガスタービンエンジン４０２に動力を供給することができ、その結果、エネルギー貯蔵ユニット４６４から電気機械４６２に供給された電力は、追加の機械的動力をターボシャフトエンジン４０２の出力シャフト４５６に供給する。

認識されるように、特定の例示的な実施形態では、ハイブリッド電気推進システム４００は、コントローラ４６６（および／または電力バス、符号なし）で動作可能な様々なパワーエレクトロニクス機器構成部品をさらに含んで、コントローラ４６６が、電力をエネルギー貯蔵ユニット４６４に、および／またはエネルギー貯蔵ユニット４６４から導くことを容易にする。これらの様々なパワーエレクトロニクス機器構成部品は、必要に応じて、または望むように、これらの構成部品間で、供給された電力をさらに変換する、かつ／または調整することができる。

特定の航空機およびハイブリッド電気推進システムを図示して説明してきたが、他の構成および／または航空機が、１つまたは複数の上記の例示的な実施形態にしたがって構成されたハイブリッド電気推進システムから恩恵を受けることができることもまた認識すべきである。例えば、他の例示的な実施形態では、航空機は、典型的にはヘリコプタと称する任意の他の適切な回転翼航空機とすることができる。これに加えてまたはこれに代えて、航空機は、その代わりに、垂直離着陸航空機、飛行機と一般に称する固定翼航空機（図１から８の実施形態と同様）などとして構成することができる。

次に、図１１を参照すると、航空機用のハイブリッド電気推進システムを動作させるための方法５００のフロー図が提示されている。特定の例示的な態様では、方法５００によって動作させるハイブリッド電気推進システムは、図１から１０を参照して上記で説明した例示的なハイブリッド電気推進システムのうちの１つまたは複数と実質的に同じように構成することができる。

図示のように、例示的な方法５００は、全体として、（５０２）において、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップと、（５０２）で航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップに応答して、（５０４）において、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップとを含む。より具体的には、図示の例示的な態様では、（５０４）でハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップは、（５０５）において、燃焼エンジンで電気機械を駆動して電力を発生させることと、（５０６）において、燃焼エンジンで主推進器を駆動して推力を発生させることと、（５０７）において、発生した電力の少なくとも一部分でエネルギー貯蔵ユニットを充電することとを含む。さらに、下記でより詳細に説明するように、特定の例示的な態様では、飛行段階パラメータ値は、離陸飛行段階、最高上昇飛行段階、巡航飛行段階、降下飛行段階のうちの１つまたは複数に対応することができる。

さらに、図１１をさらに参照すると、例示的な方法５００は、（５０８）において、航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップをさらに含む。第２の値は第１の値とは異なる。さらに、方法５００は、（５０８）で航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップに応答して、（５１０）において、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップを含む。なお、図示の例示的な態様では、（５１０）でハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップは、（５１２）において、電力をエネルギー貯蔵ユニットから、電気推進器組立体に供給して電気推進器組立体を駆動すること、または電気機械に供給して燃焼エンジンの１つまたは複数の構成部品を駆動することのうちの少なくとも１つを行うことを含む。より詳細には、図１１に示された方法５００の例示的な態様では、ハイブリッド電気推進システムは、電気推進器組立体を含み、（５１２）でエネルギー貯蔵ユニットから電力を供給するステップは、（５１３）において、エネルギー貯蔵ユニットから電気推進器組立体に電力を供給して、電気推進器組立体を駆動して航空機に推力を発生させることを含み、より具体的には、エネルギー貯蔵ユニットから電気推進器組立体の電気モータに電力を供給して、その結果、電気モータが電気推進器組立体の推進器（例えば、ファン）を駆動することができることを含む。

さらに、図示の例示的な態様では、方法５００は、（５１４）において、航空機の飛行段階パラメータが第３の値に等しいと判定するステップと、（５１４）で航空機の飛行段階パラメータが第３の値に等しいと判定するステップに応答して、（５１５）において、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップと、（５１６）において、航空機の飛行段階パラメータが第４の値に等しいと判定するステップと、（５１６）で飛行段階パラメータが第４の値に等しいと判定するステップに応答して、（５１８）において、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップとをさらに含む。

（５１５）でハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップは、（５０４）でハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップと同様とすることができ、同様に、（５１８）でハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップは、（５１０）でハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップと同様とすることができることを認識すべきである。さらに、特定の例示的な態様では、（５０２）で航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップ、（５０８）で航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップ、（５１４）で航空機の飛行段階パラメータが第３の値に等しいと判定するステップ、および（５１８）で航空機の飛行段階パラメータが第４の値に等しいと判定するステップはそれぞれ順次生じてもよいことを認識すべきである。

さらに、特定の例示的な態様では、（５０２）で飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップは、飛行段階パラメータを判定するための任意の適切な手段を含むことができることを認識すべきである。例えば、図１２を簡単に参照すると、方法５００の例示的な態様が示されている。より詳細には、図示のように、特定の例示的な態様では、（５０２）で飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップは、（５２０）において、航空機の性能マップに基づいて飛行段階パラメータの値を判定することを含むことができる。例えば、航空機の性能マップは、特定の飛行に対する様々な飛行段階を時間に対して示す図表とすることができる。同様に、図１１および１２には示されていないが、このような例示的な態様では、（５０８）で飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップ、（５１４）で航空機の飛行段階パラメータが第３の値に等しいと判定するステップ、および（５１８）で航空機の飛行段階パラメータが第４の値に等しいと判定するステップもまたそれぞれ、航空機の性能マップに基づいて飛行段階パラメータの値を判定することを含むことができる。

例えば、次に、図１３もまた参照すると、特定の飛行に対する例示的な航空機の性能マップ６００が示されている。図１３の実施形態に対する性能マップ６００は、高度（Ｙ軸）を時間（Ｘ軸）に対して示している。図示のように、この性能マップは４つの個別の飛行段階を同定する、すなわち、離陸飛行段階６０２、最高上昇飛行段階６０４、巡航飛行段階６０６、および降下段階６０８である。したがって、図１１の例示的な方法５００にまた戻って参照すると、特定の例示的な態様では、飛行段階パラメータの第１の値は、航空機が離陸飛行段階６０２にあることに対応することができ、飛行段階パラメータの第２の値は、航空機が最高上昇飛行段階６０４にあることに対応することができ、飛行段階パラメータの第３の値は、航空機が巡航飛行段階６０６にあることに対応することができ、飛行段階パラメータの第４の値は、航空機が降下飛行段階６０８にあることに対応することができる。したがって、このような例示的な態様では、ハイブリッド電気推進システムは、離陸飛行段階６０２の少なくとも一部分の間、エネルギー貯蔵ユニットを充電することができ、最高上昇飛行段階６０４の間、エネルギー貯蔵ユニットから放電することができ、巡航飛行段階６０６の少なくとも一部分の間、エネルギー貯蔵ユニットを再充電することができ、さらに、降下飛行段階６０８の間、エネルギー貯蔵ユニットから放電することができる。

なお、特定の例示的な態様では、（５２０）で航空機の性能マップに基づいて飛行段階パラメータの値を判定するステップは、（５２１）において、航空機の性能マップと、高度、飛行時間などの航空機の１つまたは複数の運転パラメータとに基づいて飛行段階パラメータの値を判定することをさらに含むことができることを認識すべきである。

これに加えてまたはこれに代えて、他の例示的な態様では、（５０２）で航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップは、任意の他の適切なステップまたは方法を含んでもよい。例えば、図１２を再び参照すると、特定の例示的な態様では、仮想線で示すように、（５０２）で航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップは、（５２２）において、航空機の１つまたは複数の運転パラメータを判定することと、（５２４）において、判定された航空機の運転パラメータに少なくとも部分的に基づいて飛行段階パラメータの値を判定することとを含むことができる。例えば、特定の例示的な態様では、航空機の１つまたは複数の運転パラメータは、航空機の高度、航空機の高度の変化、航空機の対気速度、航空機の対気速度の変化、航空機の現在の飛行時間、または航空機の飛行段階を示すことができる任意の他の適切な運転パラメータのうちの１つまたは複数を含むことができる。

しかしながら、他の例示的な態様では、（５０２）、（５０８）、（５１４）、および（５１６）において、飛行段階パラメータが第１の値、第２の値、第３の値、および第４の値に等しいと判定するステップはそれぞれ、判定された航空機の運転パラメータに少なくとも部分的に基づいて飛行段階パラメータの値を判定することもまた含んでもよく、さらにそれらは順次生じなくてもよく、その代わりに、任意の他の適切な順序で生じてもよいことをさらに認識すべきである。例えば、特定の例示的な態様では、飛行段階パラメータが第１の値に等しいことが、航空機が巡航飛行段階６０６にあることに対応することができ、飛行段階パラメータが第２の値に等しいことが、航空機が降下飛行段階６０８にあることに対応することができる。これに加えてまたはこれに代えて、さらに他の例示的な態様では、飛行段階パラメータが任意の他の適切な値を有すると判定されてもよい。例えば、他の例示的な態様では、飛行段階パラメータが第１の値に等しいことが、航空機が第１の巡航飛行段階にあることに対応してもよく、飛行段階パラメータが第２の値に等しいことが、航空機が第２の巡航飛行段階にあることに対応してもよい。第２の巡航飛行段階は、第１の巡航飛行段階に続くものとすることができる。例えば、次に、別の例示的な実施形態の態様による航空機の性能マップ６００を提示している図１４を簡単に参照すると、飛行段階パラメータの第１および第２の値は、巡航部分の連続した段階（すなわち、第１の巡航飛行段階６０６Ａおよび第２の巡航飛行段階６０６Ｂ）に対応する。さらに、図１４に示された例示的な態様では、航空機は、２つの降下飛行段階６０８Ａ、６０８Ｂをさらに規定することが認識されよう。したがって、他の例示的な態様では、航空機は任意の適切な数の飛行段階を規定することができることが認識されよう。さらに、図１１から１４を参照して説明していないが、他の例示的な態様では、方法５００は、飛行段階パラメータの値の１つまたは複数に応答して、ハイブリッド電気推進を維持モードで動作させるステップをさらに含んでもよいことを認識すべきである。

次に、図１５を参照すると、本開示の別の例示的な態様が示されている。より詳細には、図１５は、図１１を参照して上記で説明した例示的な方法５００の別の例示的な態様のフロー図を提示している。図１５の例示的な方法５００は、したがって、図１１の例示的な方法５００と同様とすることができる。例えば、図１５の方法５００は、全体として、（５０２）において、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップと、（５０２）で航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップに応答して、（５０４）において、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップとを含む。さらに、図１５に示された方法５００の例示的な態様は、（５０８）において、航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップと、（５０８）で航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップに応答して、（５１０）において、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップとをさらに含む。

しかしながら、図１５の例示的な態様では、例示的な方法は、航空機の飛行段階パラメータの値を判定するステップに応答して、燃焼エンジンの動作を修正するステップをさらに含む。より詳細には、図示の例示的な態様では、例示的な方法５００は、（５０８）で航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップに応答して、（５２６）において、燃焼エンジンの動作を修正するステップを含む。

例えば、図示の例示的な態様では、（５２６）で燃焼エンジンの動作を修正するステップは、（５２８）において、燃焼エンジンを低出力モードで動作させることを含む。（５２８）で燃焼エンジンを低出力モードで動作させることは、燃焼エンジンをアイドルまたはアイドルに近いモード（例えば、最大回転速度の約４０パーセント以下など、最大回転速度の約５０パーセント以下の回転速度）で動作させることを含むことができる。特定の例示的な態様では、このようなことは、主推進器で最小の推力量を発生させるために、または、単に燃焼エンジンをより効率的に動作させるために行うことができる。最小の推力量は、最大推力量の約２５パーセント以下の推力とすることができる。

これに加えてまたはこれに代えて、特定の例示的な態様では、前述したように、方法５００は、航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップに応答して、（５１０）において、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップを含む。図１５に示された方法５００の例示的な態様では、（５１０）において、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップは、（５２９）において、エネルギー貯蔵ユニットから電気機械に電力を供給して燃焼エンジンの１つまたは複数の構成部品を駆動することをさらに含む。このようにして、（５２８）で燃焼エンジンが低出力モードで動作しているとき、電気機械は、燃焼エンジンの出力動力を補い、動力を供給して主推進器を駆動することができる。

さらに、図示の例示的な態様では、燃焼エンジンは第１の燃焼エンジンであり、主推進器は第１の主推進器であり、電気機械は第１の電気機械である。ハイブリッド電気推進システムは、第２の燃焼エンジンと、第２の主推進器と、第２の電気機械とをさらに含む。第２の燃焼エンジンは、第２の主推進器に機械的に結合され、さらに第２の電気機械に機械的に結合されている。

特定の例示的な態様では、第２の燃焼エンジンは、第１の燃焼エンジンと同じように動作させることができる。しかしながら、図１５に示された方法５００の例示的な態様では、第２の燃焼エンジンは、第１の燃焼エンジンを補足するように動作させられる。より詳細には、図１５に示された方法５００の例示的な態様では、（５２６）で第１の燃焼エンジンの動作を修正するステップは、（５３４）において、第２の燃焼エンジンが第１の燃焼エンジンとは異なって（例えば、異なるコア回転速度で）動作するように、ハイブリッド電気推進システムの第２の燃焼エンジンの動作を修正することをさらに含み、より詳細には、（５３６）において、第２の燃焼エンジンを高出力モードで動作させて第２の主推進器を機械的に駆動し、さらに第２の電気機械を駆動して電力を発生させることをさらに含む。例えば、（５３６）で第２の燃焼エンジンを高出力モードで動作させることは、（５２８）で低出力モードで動作させるとき、第１の燃焼エンジンの回転速度より少なくとも５０パーセント高い回転速度（コア速度を指す回転速度Ｎ２）で第２の燃焼エンジンを動作させることを含むことができる。なお、第２の燃焼エンジンを第１の燃焼エンジンと異なって動作させるにもかかわらず、第２の燃焼エンジンの有効動力出力は、第１の燃焼エンジンの有効動力出力と実質的に等しくすることができ、その差異は各電気機械よりなる。有効動力出力は、例えば、各主推進器に供給される有効動力を指すことができる。

ハイブリッド電気推進システムをこのような例示的な態様で動作させることによって、ハイブリッド電気推進システムの動作をより効率的にすることができることを認識すべきである。例えば、１つの例示的な態様では、航空機が降下飛行段階であると判定するステップに応答して、ハイブリッド電気推進システムは、電気貯蔵ユニットからの貯蔵されたエネルギーを少なくとも部分的に使って電気推進器組立体に動力を与えることができ、燃焼エンジンの一方（例えば、ターボファンエンジンの一方）を事実上、停止することができ、第２の燃焼エンジンが最も効率的に動作する比較的高い出力で第２の燃焼エンジンを引き続き動作させることができる。

次に、図１６を参照すると、本開示の別の例示的な態様が示されている。図１６に示された方法５００の例示的な態様は、図９および１０の例示的なハイブリッド電気推進システムを使った運転に最も適する場合がある。しかしながら、他の例示的な実施形態では、図１６に示された方法５００の例示的な態様は、これに加えてまたはこれに代えて、任意の他の適切なハイブリッド電気推進システムと動作可能とすることができる。

より詳細には、図１６は、図１１を参照して上記で説明した例示的な方法５００の別の例示的な態様のフロー図を提示している。図１６の例示的な方法５００は、したがって、図１１の例示的な方法５００と同様とすることができる。例えば、図１６の方法５００は、全体として、（５０２）において、航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップと、（５０２）で航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップに応答して、（５０４）において、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップとを含む。これに加えて、（５０４）において、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップは、（５０５）において、燃焼エンジンで電気機械を駆動して電力を発生させることと、（５０６）において、燃焼エンジンで主推進器を駆動して推力を発生させることと、（５０７）において、発生した電力の少なくとも一部分でエネルギー貯蔵ユニットを充電することとを含む。

さらに、図１６に示された方法５００の例示的な態様は、（５０８）において、航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップと、（５０８）で航空機の飛行段階パラメータが第２の値に等しいと判定するステップに応答して、（５１０）において、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップとをさらに含む。図示の例示的な態様でもまた、（５１０）でハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップは、（５１２）において、電力をエネルギー貯蔵ユニットから、電気推進器組立体に供給して電気推進器組立体を駆動すること、または電気機械に供給して燃焼エンジンの１つまたは複数の構成部品を駆動することのうちの少なくとも１つを行うことを含む。

しかしながら、図１６に示された方法５００の例示的な態様では、ハイブリッド電気推進システムは、図１０を参照して上記で説明した例示的なハイブリッド電気推進システム６００と同様の態様で構成することができる。したがって、図１６に示された方法５００の例示的な態様では、航空機はヘリコプタであり、燃焼エンジンはターボシャフトエンジンであり、ハイブリッド電気推進システムは電気推進器組立体を含まなくともよい。さらに、ターボシャフトエンジンは、出力シャフトと、出力シャフトに機械的に結合された低圧シャフトとを含むことができる。このような例示的な態様では、（５０４）でハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップは、（５３８）において、ターボシャフトエンジンで電気機械を駆動して電力を発生させ、出力シャフト、低圧シャフト、または両方の回転速度を下げることをさらに含む。例えば、このように電気機械を動作させることは、出力シャフト、低圧シャフト、または両方に対する抵抗として働いて、このような構成部品の回転速度を下げることができる。

さらに、図１６の例示的な態様では、（５１０）でハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップは、（５４０）において、エネルギー貯蔵ユニットから電気機械に電力を供給して、ターボシャフトエンジンの出力シャフトへの有効な動力出力を増大させることを含む。例えば、特定の例示的な態様では、エネルギー貯蔵ユニットから電気機械に電力を供給することは、エネルギー貯蔵ユニットから電気機械に電力を供給して、ターボシャフトエンジンの出力シャフトを駆動することを含むことができる。しかしながら、これに代えて、他の例示的な態様では、エネルギー貯蔵ユニットから電気機械に電力を供給することは、ターボシャフトエンジンのコアを駆動することを含むことができ、これは、認識されるように、ターボシャフトエンジンを通る空気流を増大させることができ、したがって、ターボシャフトエンジンの出力シャフトへの有効な動力出力を増大させることができる。したがって、このように電気機械を動作させることは、出力シャフト、ＬＰシャフト、または両方への動力増大として働いて、出力シャフトへの有効な動力出力を増大させることができる。

したがって、図１６に示された方法５００の例示的な態様では、第１の値は、航空機が降下飛行段階にあることに対応することができ、第２の値は、航空機が上昇飛行段階にあることに対応することができることを認識すべきである。より具体的には、降下飛行段階にあるとき、ターボシャフトエンジンは、典型的には、「無負荷」状態に下げられ、主回転翼組立体は、実質的にこのような主回転翼組立体を通る空気流だけによって回転させられることができることが認識されよう。このように、降下飛行段階の間、主回転翼組立体は、最大主回転翼速度で回転する（これは調整されなければならない）。無負荷状態は、概ね、エンジンが、最低燃料流量スケジュールまたは最低持続速度など、最低出力レベルで動作している状態を指す。したがって、最大主回転翼速度を下げるために、少なくとも特定の例示的な態様では、方法５００は、ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させることができ、その結果、電気機械は、例えば、ターボシャフトエンジンの出力シャフトまたは低圧シャフトからの機械的な回転動力を電力に変換して、出力シャフトおよび低圧シャフトの一方または両方への抵抗として働いて、このような出力シャフトまたは低圧シャフトの回転速度を下げる。

対照的に、航空機が降下飛行段階から上昇飛行段階に切り替わるときには、動力を出力シャフトに加え始めて主回転翼組立体を回転させるために、ターボ機械を（例えば、無負荷状態から）迅速に再加速しなければならない。ターボシャフトエンジンの加速スケジュールのため、望むようにすばやく再加速することができない場合がある。したがって、方法５００の少なくとも特定の例示的な態様では、方法５００は、このような飛行段階の間、ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させることができ、その結果、電力は電気機械に供給され、電気機械は、このような電力を変換して、ターボシャフトエンジンの出力シャフトまたは低圧シャフトに対して付加の機械的な回転動力を実質的に即座に与え、ターボシャフトエンジンの有効な動力出力およびターボシャフトエンジンの応答性を向上させることができる。あるいは、電気機械は、ターボシャフトエンジンのコアに結合することができ、その場合、電気機械は、コアを通る空気流を増大させることができ、それによって、低圧タービンおよび低圧シャフトをより迅速に再加速して主回転翼組立体への出力動力を増大させることができる。

次に、図１７を参照すると、本開示の例示的な実施形態による例示的なコンピューティングシステム７００が示されている。コンピューティングシステム７００は、ハイブリッド電気推進システム５０では、例えば、コントローラ７２として使用することができる。コンピューティングシステム７００は、１つまたは複数コンピューティング装置７１０を含むことができる。コンピューティング装置７１０は、１つまたは複数のプロセッサ７１０Ａと、１つまたは複数のメモリ装置７１０Ｂとを含むことができる。１つまたは複数のプロセッサ７１０Ａは、マイクロプロセッサ、マイクロコントローラ、集積回路、ロジック装置、および／または他の適切な処理装置などの任意の適切な処理装置を含むことができる。１つまたは複数のメモリ装置７１０Ｂは、限定するものではないが、非一時的コンピュータ読取可能な媒体、ＲＡＭ、ＲＯＭ、ハードドライブ、フラッシュドライブ、および／または他のメモリ装置を含む１つまたは複数のコンピュータ読取可能な媒体を含むことができる。

１つまたは複数のメモリ装置７１０Ｂは、１つまたは複数のプロセッサ７１０Ａによってアクセス可能な情報を記憶することができ、これらの情報は、１つまたは複数のプロセッサ７１０Ａによって実行することができるコンピュータ読取可能な命令７１０Ｃを含む。命令７１０Ｃは、１つまたは複数のプロセッサ７１０Ａによって実行されるとき、１つまたは複数のプロセッサ７１０Ａに動作を行わせる任意の組の命令とすることができる。いくつかの実施形態では、命令７１０Ｃは、１つまたは複数のプロセッサ７１０Ａによって実行されて、１つまたは複数のプロセッサ７１０Ａに動作を行わせることができる。それらの動作は、例えば、コンピューティングシステム７００および／またはコンピューティング装置７１０がそのために構成される動作および機能、本明細書で説明された、航空機のハイブリッド電気推進システムを動作させるための動作（例えば、方法５００）、および／または、１つまたは複数のコンピューティング装置７１０の任意の他の動作または機能のうちのいずれかである。このように、上記の例示的な方法５００はコンピュータ実施方法とすることができ、その結果、方法５００のステップの１つまたは複数は、コンピューティング装置７１０のうちの１つまたは複数など、１つまたは複数のコンピューティング装置を用いて実行することができる。

命令７１０Ｃは、任意の適切なプログラミング言語で記述されたソフトウェアとすることができる、またはハードウェアに実装することができる。これに加えておよび／またはこれに代えて、命令７１０Ｃは、プロセッサ７１０Ａの論理的および／または仮想的な個別のスレッドで実行することができる。メモリ装置７１０Ｂは、プロセッサ７１０Ａによってアクセスすることができるデータ７１０Ｄをさらに記憶することができる。例えば、データ７１０Ｄは、航空機および／またはハイブリッド電気推進システムの運転パラメータを示すデータ、航空機および／またはハイブリッド電気推進システムの性能マップを示すデータ、飛行段階データなどの任意のユーザ入力、ならびに／あるいは、本明細書で説明した任意の他のデータおよび／または情報を含むことができる。

コンピューティング装置７１０はまた、例えば、システム７００の他の構成部品と（例えば、ネットワークを介して）通信するために使用されるネットワークインターフェース７１０Ｅを含むことができる。ネットワークインターフェース７１０Ｅは、例えば、送信器、受信器、ポート、コントローラ、アンテナ、および／または他の適切な構成部品を含む、１つまたは複数のネットワークと接続するための任意の適切な構成部品を含むことができる。１つまたは複数の外部表示装置（図示せず）は、コンピューティング装置７１０から１つまたは複数のコマンドを受け取るように構成することができる。

本明細書で説明した技術は、コンピュータを基にしたシステム、およびコンピュータを基にしたシステムによって採られる動作、それに送られる、またはそれから送られる情報に言及している。当業者は、コンピュータを基にしたシステムの固有の柔軟性によって、構成部品間の作業および機能の可能な構成、組合せ、および分割は非常に多種多様とすることができることを認識するであろう。例えば、本明細書で説明したプロセスは、単一のコンピューティング装置、または組み合わされて働く複数のコンピューティング装置を使用して実施することができる。データベース、メモリ、命令、およびアプリケーションは、単一のシステムで実施することができる、または複数のシステムにわたって分散することができる。分散された構成部品は、順次、または並行して動作することができる。

様々な実施形態の特定の特徴は、いくつかの図面には示され、他の図面には示されないことがあるが、これは単に便宜上のことである。本開示の原理にしたがって、ある図面の任意の特徴を、他の任意の図面の任意の特徴と組み合わせて参照および／または特許請求することができる。

本明細書では、最良の態様を含む例を用いて本発明を開示し、また、任意の装置またはシステムの作製および使用、ならびに任意の組み入れられた方法の実施を含め、当業者が本発明を実施できるようにしている。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の例を含むことができる。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言と実質的に相違ない等価の構成要素を含む場合、特許請求の範囲内であることを意図されている。

最後に、代表的な実施形態を以下に示す。
［実施態様１］
航空機用のハイブリッド電気推進システム（４００）を動作させる方法（５００）であって、
前記航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップ（５０２）と、
前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第１の値に等しいと判定するステップ（５０２）に応答して、前記ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップ（５０４）であって、燃焼エンジンで電気機械を駆動して電力を発生させること（５０５）、前記燃焼エンジンで主推進器を駆動して推力を発生させること（５０６）、および発生した前記電力の少なくとも一部分でエネルギー貯蔵ユニットを充電すること（５０７）を含む、ステップ（５０４）と、
前記航空機の前記飛行段階パラメータが、前記第１の値とは異なる第２の値に等しいと判定するステップ（５０８）と、
前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第２の値に等しいと判定するステップ（５０８）に応答して、前記ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップ（５１０）であって、電力を前記エネルギー貯蔵ユニットから電気推進器組立体に供給して前記電気推進器組立体を駆動すること、または前記電気機械に供給して前記燃焼エンジンの１つまたは複数の構成部品を駆動することのうちの少なくとも１つを行うこと（５１２）を含む、ステップ（５１０）と
を含む方法。
［実施態様２］
前記ハイブリッド電気推進システムを前記放電モードで動作させるステップ（５１０）が、前記エネルギー貯蔵ユニットから前記電気推進器組立体の電気モータに電力を供給すること（５１３）を含み、前記電気モータが前記電気推進器組立体の推進器に駆動可能に接続されている、実施態様１に記載の方法（５００）。
［実施態様３］
前記第１の値が、前記航空機が離陸飛行段階（６０２）にあることに対応し、前記第２の値が、前記航空機が最高上昇飛行段階（６０４）にあることに対応する、実施態様１に記載の方法（５００）。
［実施態様４］
前記第１の値が、前記航空機が第１の巡航飛行段階（６０６Ａ）にあることに対応し、前記第２の値が、前記航空機が第２の巡航飛行段階（６０６Ｂ）にあることに対応する、実施態様１に記載の方法（５００）。
［実施態様５］
前記第１の値が巡航飛行段階（６０６）に対応し、前記第２の値が降下飛行段階（６０８）に対応する、実施態様１に記載の方法（５００）。
［実施態様６］
前記航空機の前記飛行段階パラメータが第３の値に等しいと判定するステップ（５１４）と、
前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第３の値に等しいと判定するステップ（５１４）に応答して、前記ハイブリッド電気推進システムを前記充電モードで動作させるステップ（５１５）と、
前記航空機の前記飛行段階パラメータが第４の値に等しいと判定するステップ（５１６）と、
前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第４の値に等しいと判定するステップ（５１６）に応答して、前記ハイブリッド電気推進システムを前記放電モードで動作させるステップ（５１８）と
をさらに含む、実施態様１に記載の方法（５００）。
［実施態様７］
前記第１の値が、前記航空機が離陸飛行段階（６０２）にあることに対応し、前記第２の値が、前記航空機が最高上昇飛行段階（６０４）にあることに対応し、前記第３の値が、前記航空機が巡航飛行段階（６０６）にあることに対応し、前記第４の値が、前記航空機が降下飛行段階（６０８）にあることに対応する、実施態様６に記載の方法（５００）。
［実施態様８］
前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第２の値に等しいと判定するステップ（５１０）に応答して、前記燃焼エンジンの動作を修正するステップ（５２６）をさらに含む、実施態様１に記載の方法（５００）。
［実施態様９］
前記燃焼エンジンの動作を修正するステップ（５２６）が、前記燃焼エンジンをアイドルまたはアイドルに近いモードで動作させることを含む、実施態様８に記載の方法（５００）。
［実施態様１０］
前記燃焼エンジンが第１の燃焼エンジンであり、前記主推進器が第１の主推進器であり、前記電気機械が第１の電気機械であり、前記第１の燃焼エンジンの動作を修正するステップ（５２６）が、前記ハイブリッド電気推進システムの第２の燃焼エンジンを高出力モードで動作させて第２の主推進器を機械的に駆動し、さらに第２の電気機械を駆動して電力を発生させること（５３６）をさらに含む、実施態様９に記載の方法（５００）。
［実施態様１１］
前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第１の値に等しいと判定するステップ（５０２）が、前記航空機の性能マップに基づいて前記飛行段階パラメータの前記値を判定すること（５２０）を含む、実施態様１に記載の方法（５００）。
［実施態様１２］
前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第１の値に等しいと判定するステップ（５０２）が、
前記航空機の１つまたは複数の運転パラメータを判定すること（５２２）と、
前記判定された前記航空機の運転パラメータに少なくとも部分的に基づいて前記飛行段階パラメータの値を判定すること（５２４）と
を含む、実施態様１に記載の方法（５００）。
［実施態様１３］
前記航空機の前記１つまたは複数の運転パラメータが、前記航空機の高度、前記航空機の高度の変化、前記航空機の対気速度、前記航空機の対気速度の変化、または前記航空機の現在の飛行時間のうちの１つまたは複数を含む、実施態様１２に記載の方法（５００）。
［実施態様１４］
前記エネルギー貯蔵ユニットが１つまたは複数の電池を備える、実施態様１に記載の方法（５００）。
［実施態様１５］
前記航空機がヘリコプタであり、前記燃焼エンジンがターボシャフトエンジンであり、前記主推進器が主回転翼組立体である、実施態様１に記載の方法（５００）。
［実施態様１６］
前記ハイブリッド電気推進システムを前記放電モードで動作させるステップ（５１０）が、前記エネルギー貯蔵ユニットから前記電気機械に電力を供給して、前記ターボシャフトエンジンの出力シャフトの有効な動力出力を増大させること（５４０）を含む、実施態様１５に記載の方法（５００）。
［実施態様１７］
前記第１の値が、前記航空機が降下飛行段階にあることに対応し、前記第２の値が、前記航空機が上昇飛行段階にあることに対応する、実施態様１５に記載の方法（５００）。
［実施態様１８］
前記ターボシャフトエンジンが、出力シャフトと、前記出力シャフトに機械的に結合された低圧シャフトとを備え、前記ハイブリッド電気推進システムを前記充電モードで動作させるステップ（５０４）が、前記ターボシャフトエンジンで前記電気機械を駆動して電力を発生させ、前記出力シャフト、前記低圧シャフト、または両方の回転速度を下げること（５３８）をさらに含む、実施態様１５に記載の方法（５００）。
［実施態様１９］
電気機械（５６）と、
主推進器（１０４）と、
前記主推進器（１０４）に機械的に結合されて前記主推進器（１０４）を駆動し、前記電気機械（５６）にさらに結合された燃焼エンジンと、
前記電気機械（５６）に電気的に接続可能な電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）と、
前記電気エネルギー貯蔵ユニット（５５）、前記電気機械（５６）、または両方に電気的に接続可能な電気推進器組立体（２００）と、
メモリ（７１０Ｂ）、および１つまたは複数のプロセッサ（７１０Ａ）を備えるコントローラ（７２）と
を備える航空機（１０）用のハイブリッド電気推進システム（５０）であって、前記１つまたは複数のプロセッサ（７１０Ａ）によって実行されるとき、前記メモリ（７１０Ｂ）が、前記ハイブリッド電気推進システム（５０）に機能を実施させる命令を記憶し、前記機能が、
前記航空機（１０）の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップ（５０２）と、
前記航空機（１０）の前記飛行段階パラメータが前記第１の値に等しいと判定するステップ（５０２）に応答して、前記ハイブリッド電気推進システム（５０）を充電モードで動作させるステップ（５０４）であって、前記燃焼エンジンで前記電気機械（５６）を駆動して電力を発生させること（５０５）、前記燃焼エンジンで前記主推進器（１０４）を駆動して推力を発生させること（５０６）、および発生した前記電力の少なくとも一部分で前記エネルギー貯蔵ユニット（５５）を充電すること（５０７）を含むステップ（５０４）と、
前記航空機（１０）の前記飛行段階パラメータが、前記第１の値とは異なる第２の値に等しいと判定するステップ（５０８）と、
前記航空機（１０）の前記飛行段階パラメータが前記第２の値に等しいと判定するステップ（５０８）に応答して、前記ハイブリッド電気推進システム（５０）を放電モードで動作させるステップ（５１０）であって、前記エネルギー貯蔵ユニット（５５）から前記電気推進器組立体（２００）に電力を供給して、前記電気推進器組立体（２００）を駆動すること（５１３）を含むステップ（５１０）と
を含む、航空機（１０）用のハイブリッド電気推進システム（５０）。
［実施態様２０］
電気機械（４６２）と、
主回転翼組立体（４５８）と、
前記主回転翼組立体（４５８）に機械的に結合されて前記主回転翼組立体（４５８）を駆動し、前記電気機械（４６２）にさらに結合されたターボ機械と、
前記電気機械（４６２）に電気的に接続可能な電気エネルギー貯蔵ユニット（４６４）と、
メモリ（７１０Ｂ）、および１つまたは複数のプロセッサ（７１０Ａ）を備えるコントローラ（４６６）と
を備える航空機（３００）用のハイブリッド電気推進システム（４００）であって、前記１つまたは複数のプロセッサ（７１０Ａ）によって実行されるとき、前記メモリ（７１０Ｂ）が、前記ハイブリッド電気推進システム（４００）に機能を実施させる命令を記憶し、前記機能が、
前記航空機（３００）の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップ（５０２）と、
前記航空機（３００）の前記飛行段階パラメータが前記第１の値に等しいと判定するステップ（５０２）に応答して、前記ハイブリッド電気推進システム（４００）を充電モードで動作させるステップ（５０４）であって、前記ターボ機械で前記電気機械（４６２）を駆動して電力を発生させること（５０５）、前記ターボ機械で前記主回転翼組立体（４５８）を駆動して推力を発生させること（５０６）、および発生した前記電力の少なくとも一部分で前記エネルギー貯蔵ユニット（４６４）を充電すること（５０７）を含むステップ（５０４）と、
前記航空機（３００）の前記飛行段階パラメータが、前記第１の値とは異なる第２の値に等しいと判定するステップ（５０８）と、
前記航空機（３００）の前記飛行段階パラメータが前記第２の値に等しいと判定するステップ（５０８）に応答して、前記ハイブリッド電気推進システム（４００）を放電モードで動作させるステップ（５１０）であって、前記エネルギー貯蔵ユニット（４６４）から前記電気機械（４６２）に電力を供給して、前記ターボ機械の１つまたは複数の構成部品を駆動すること（５１２）を含むステップ（５１０）と
を含む、航空機（３００）用のハイブリッド電気推進システム（４００）。

１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 長手方向の中心線
１６ 前方端
１８ 後方端
１９ 尾翼
２０ 第１の翼
２２ 第２の翼
２４ 第１の側
２６ 第２の側
２８ 前縁フラップ
３０ 後縁フラップ
３２ 垂直安定板
３４ 水平安定板
３６ 昇降舵フラップ
３８ 胴体の外面
５０ 推進システム
５２ 第１の推進器組立体
５４ 第２の推進器組立体
５５ エネルギー貯蔵ユニット
５６ 電気機械
５８ 電力バス
６０ 電線
７２ コントローラ
１００ ターボファン
１０１ 長手方向の中心線
１０２ ターボ機械
１０４ ファン
１０６ 外側ケーシング
１０８ 入口
１１０ 低圧圧縮機
１１２ 高圧圧縮機
１１４ 燃焼セクション
１１６ 高圧タービン
１１８ 低圧タービン
１２０ ジェット排気セクション
１２２ 高圧シャフト／スプール
１２４ 低圧シャフト／スプール
１２８ ブレード
１３０ ディスク
１３２ 作動部材
１３４ 動力歯車装置
１３６ 前面ハブ
１３８ ファンケーシングまたはナセル
１４０ 出口案内翼
１４２ 下流セクション
１４４ バイパス空気流通路
１５０ コントローラ
２００ 電気推進器組立体
２０２ 中心線
２０４ ファン
２０６ 電気モータ
２０８ ファンブレード
２１０ ファンシャフト
２１１ ピッチ変更機構
２１２ 外側ナセル
２１４ コア
２１６ ストラット
２１８ 軸受
３００ 航空機
３１２ 機体
３２０ 操縦室
３４０ 主回転翼組立体
３４２ 主回転翼ハブ
３４４ 主回転翼ブレード
３５０ 尾部回転翼セクション
３５２ 尾部回転翼ハブ
３５４ 尾部回転翼ブレード
３６０ 第１のガスタービンエンジン
３６２ 第２のガスタービンエンジン
４００ ハイブリッド電気推進システム
４０２ ガスタービンエンジン
４０３ 中心線軸
４０４ 外側ケーシング
４０６ 入口
４１０ ガス発生器圧縮機
４１２ 入口案内翼
４１４ 圧縮機ブレード
４１８ 遠心ロータブレード
４３０ 燃焼セクション
４３２ 燃焼室
４３４ 燃料ノズル
４３８ 燃料供給システム
４４０ タービンセクション
４４２ ガス発生器タービン
４４４ パワータービン
４４６ タービンロータブレード
４４８ タービンロータブレード
４５０ 排気セクション
４５２ ガス発生器シャフト
４５４ パワータービンシャフト
４５６ 出力シャフト
４５８ 主回転翼組立体
４６０ 歯車装置
４６２ 電気機械
４６４ エネルギー貯蔵ユニット
４６６ コントローラ
５００ 方法
５０２ ステップ
５０４ ステップ
５０５ ステップ
５０６ ステップ
５０７ ステップ
５０８ ステップ
５１０ ステップ
５１２ ステップ
５１３ ステップ
５１４ ステップ
５１５ ステップ
５１６ ステップ
５１８ ステップ
５２０ ステップ
５２１ ステップ
５２２ ステップ
５２４ ステップ
５２６ ステップ
５２８ ステップ
５２９ ステップ
５３４ ステップ
５３６ ステップ
５３８ ステップ
５４０ ステップ
６００ 性能マップ
６０２ 離陸飛行段階
６０４ 最高上昇飛行段階
６０６ 巡航飛行段階
６０８ 降下飛行段階
７００ コンピューティングシステム
７１０ コンピューティング装置
７１０Ａ プロセッサ
７１０Ｂ メモリ装置
７１０Ｃ 命令
７１０Ｄ データ
７１０Ｅ ネットワークインターフェース

Claims (15)

1. 航空機用のハイブリッド電気推進システム（４００）を動作させる方法（５００）であって、
   （５０２）において、前記航空機の飛行段階パラメータが第１の値に等しいと判定するステップと、
   前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第１の値に等しいと判定するステップに応答して、（５０４）において、前記ハイブリッド電気推進システムを充電モードで動作させるステップであって、（５０５）において、燃焼エンジンで電気機械を駆動して電力を発生させること、（５０６）において、前記燃焼エンジンで主推進器を駆動して推力を発生させること、および（５０７）において、発生した前記電力の少なくとも一部分でエネルギー貯蔵ユニットを充電することを含む、ステップと、
   （５０８）において、前記航空機の前記飛行段階パラメータが、前記第１の値とは異なる第２の値に等しいと判定するステップと、
   前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第２の値に等しいと判定するステップに応答して、（５１０）において、前記ハイブリッド電気推進システムを放電モードで動作させるステップであって、（５１２）において、電力を前記エネルギー貯蔵ユニットから電気推進器組立体に供給して前記電気推進器組立体を駆動すること、または前記電気機械に供給して前記燃焼エンジンの１つまたは複数の構成部品を駆動することのうちの少なくとも１つを行うことを含む、ステップと
   を含む方法。
2. （５１０）で前記ハイブリッド電気推進システムを前記放電モードで動作させるステップが、（５１３）において、前記エネルギー貯蔵ユニットから前記電気推進器組立体の電気モータに電力を供給することを含み、前記電気モータが前記電気推進器組立体の推進器に駆動可能に接続されている、請求項１記載の方法（５００）。
3. 前記第１の値が、前記航空機が離陸飛行段階（６０２）にあることに対応し、前記第２の値が、前記航空機が最高上昇飛行段階（６０４）にあることに対応する、請求項１記載の方法（５００）。
4. 前記第１の値が、前記航空機が第１の巡航飛行段階（６０６Ａ）にあることに対応し、前記第２の値が、前記航空機が第２の巡航飛行段階（６０６Ｂ）にあることに対応する、請求項１記載の方法（５００）。
5. 前記第１の値が巡航飛行段階（６０６）に対応し、前記第２の値が降下飛行段階（６０８）に対応する、請求項１記載の方法（５００）。
6. （５１４）において、前記航空機の前記飛行段階パラメータが第３の値に等しいと判定するステップと、
   前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第３の値に等しいと判定するステップに応答して、（５１５）において、前記ハイブリッド電気推進システムを前記充電モードで動作させるステップと、
   （５１６）において、前記航空機の前記飛行段階パラメータが第４の値に等しいと判定するステップと、
   前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第４の値に等しいと判定するステップに応答して、（５１８）において、前記ハイブリッド電気推進システムを前記放電モードで動作させるステップと
   をさらに含む、請求項１記載の方法（５００）。
7. 前記第１の値が、前記航空機が離陸飛行段階（６０２）にあることに対応し、前記第２の値が、前記航空機が最高上昇飛行段階（６０４）にあることに対応し、前記第３の値が、前記航空機が巡航飛行段階（６０６）にあることに対応し、前記第４の値が、前記航空機が降下飛行段階（６０８）にあることに対応する、請求項６記載の方法（５００）。
8. 前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第２の値に等しいと判定するステップに応答して、（５２６）において、前記燃焼エンジンの動作を修正するステップをさらに含む、請求項１記載の方法（５００）。
9. （５２６）で前記燃焼エンジンの動作を修正するステップが、前記燃焼エンジンをアイドルまたはアイドルに近いモードで動作させることを含む、請求項８記載の方法（５００）。
10. 前記燃焼エンジンが第１の燃焼エンジンであり、前記主推進器が第１の主推進器であり、前記電気機械が第１の電気機械であり、（５２６）で前記第１の燃焼エンジンの動作を修正するステップが、（５３６）において、前記ハイブリッド電気推進システムの第２の燃焼エンジンを高出力モードで動作させて第２の主推進器を機械的に駆動し、さらに第２の電気機械を駆動して電力を発生させることをさらに含む、請求項９記載の方法（５００）。
11. （５０２）で前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第１の値に等しいと判定するステップが、（５２０）において、前記航空機の性能マップに基づいて前記飛行段階パラメータの前記値を判定することを含む、請求項１記載の方法（５００）。
12. （５０２）で前記航空機の前記飛行段階パラメータが前記第１の値に等しいと判定するステップが、
    （５２２）において、前記航空機の１つまたは複数の運転パラメータを判定することと、
    （５２４）において、前記判定された前記航空機の運転パラメータに少なくとも部分的に基づいて前記飛行段階パラメータの値を判定することと
    を含む、請求項１記載の方法（５００）。
13. 前記航空機の前記１つまたは複数の運転パラメータが、前記航空機の高度、前記航空機の高度の変化、前記航空機の対気速度、前記航空機の対気速度の変化、または前記航空機の現在の飛行時間のうちの１つまたは複数を含む、請求項１２記載の方法（５００）。
14. 前記エネルギー貯蔵ユニットが１つまたは複数の電池を備える、請求項１記載の方法（５００）。
15. （５１０）で前記ハイブリッド電気推進システムを前記放電モードで動作させるステップが、（５４０）において、前記エネルギー貯蔵ユニットから前記電気機械に電力を供給して、前記ターボシャフトエンジンの出力シャフトの有効な動力出力を増大させることを含む、請求項１５記載の方法（５００）。