(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機において２次動力を提供するための非推進ユーティリティ動力（ＮＰＵＰ）発生システムを提供する。【解決手段】航空機は、２次動力を必要とする少なくとも１つの２次動力システム６と、少なくとも２つの主エンジン２０ａ，ｂと、少なくとも３つの非推進ユーティリティ動力（ＮＰＵＰ）発生システム１３とを含み得る。ＮＰＵＰ発生システムは各々、航空機の運転時に常用２次動力を提供するように構成することができる。ＮＰＵＰ発生システムは、２次動力システムに必要な２次動力の少なくとも一部を提供するように構成することができる。【選択図】図１
2015107795.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
２次動力を必要とする少なくとも１つの２次動力システム（９１０）と、
少なくとも２つの主エンジン（９２０）と、
航空機の運転中に常用２次動力を提供するように各々構成される少なくとも３つの非推進ユーティリティ動力（ＮＰＵＰ）発生システム（９２４）であって、前記少なくとも１つの２次動力システムに必要な２次動力の少なくとも一部を提供するように構成される前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生システムと、
を備える航空機（９０２）。
【請求項２】
前記少なくとも２つの主エンジン（９２０）が、前記少なくとも１つの２次動力システムに必要な前記２次動力の一部を提供する、請求項１に記載の航空機（９０２）。
【請求項３】
前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生システム（９２４、１０２４、１２２４、１３２４）が、前記少なくとも１つの２次動力システム（９１０、１０１０、１２１０、１３１０）に必要な前記２次動力の略全てを提供する、請求項１に記載の航空機（９０２、１００２、１２０２、１３０２）。
【請求項４】
少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源（９２２）を更に備え、前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生システム（９２４）が各々、前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源の１つを含む、請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機（９０２）。
【請求項５】
前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源（９２２）の１つに各々連結される少なくとも３つのＮＰＵＰ発電機（９７２）を更に備え、前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発電機が、前記航空機に必要な略全ての電力を提供する、請求項４に記載の航空機（９０２）。
【請求項６】
前記少なくとも２つの主エンジン（９２０）の１つに各々連結される複数の主エンジン発電機（９７０）を更に備え、前記主エンジン発電機が、冗長な電力源である、請求項５に記載の航空機（９０２）。
【請求項７】
各々圧縮空気（２６０）を使用する複数の環境制御システム（ＥＣＳ）（２５０、９５０）を更に備える、請求項４又は５に記載の航空機（２０２、９０２）。
【請求項８】
前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源（２２２）の１つに各々連結される複数の空気圧縮機（２４４）を更に備え、前記空気圧縮機が、前記ＥＣＳ（２５０）に前記圧縮空気の少なくとも一部を提供するように構成され、抽気空気が前記少なくとも２つの主エンジン（２２０）から抽出され、前記抽気空気の一部が前記ＥＣＳに供給される、請求項７に記載の航空機（２０２）。
【請求項９】
油圧動力を必要とする少なくとも１つの油圧システム（９７８）を更に備える、請求項４に記載の航空機（９０２）。
【請求項１０】
前記少なくとも２つの主エンジン（１１２０）の１つに各々連結される複数の主エンジン油圧ポンプ（１１８４）を更に備える、請求項９に記載の航空機（１１０２）。
【請求項１１】
前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源（９２２、１３２２）の１つにより各々駆動される複数の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ（９９０、１３９０）を更に備える、請求項９に記載の航空機（９０２、１３０２）。
【請求項１２】
複数の電気的に駆動される補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ（１０９０、１１９０、１２９０）と、前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源（１０２２、１１２２、１２２２）の１つに各々連結された複数のＮＰＵＰ発電機（１０７２、１１７２、１２７２）とを更に備え、前記ＮＰＵＰ発電機が、前記電気的に駆動される補助ＮＰＵＰ油圧ポンプに電力を提供する、請求項９に記載の航空機（１００２、１１０２、１２０２）。
【請求項１３】
前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源（９２２、１０２２、１３２２）の１つに各々連結される複数のＮＰＵＰ油圧ポンプ（９８４、１０８４、１３８４）を更に備える、請求項９に記載の航空機（９０２、１００２、１３０２）。
【請求項１４】
前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生システム（９２４）の各々が、互いに対して独立して動作する、請求項１から１３のいずれか一項に記載の航空機（９０２）。
【請求項１５】
前記航空機の運転時に常用２次動力を提供するように構成された第４のＮＰＵＰ発生システム（１３２４）を更に備える、請求項１に記載の航空機（１３０２）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
開示のシステム及び方法は、航空機に関し、より詳細には、航空機の運転時に常用２次動力を提供するように各々構成された多数の非推進ユーティリティ動力（ＮＰＵＰ）発生システムを有する航空機に関する。
【背景技術】
【０００２】
非推進航空機システムは、通常、種々の手法を使用して航空機の主エンジンから全て抽出することができる、油圧動力、空気動力、電力、及び機械的動力などの２次動力の異なる種類の組み合わせにより駆動される。例えば、空気動力は、主エンジンの種々の圧縮機段から抽気空気を抽出することにより提供することができ、機械的動力は、主エンジンの出力軸により駆動されるギヤボックスから抽出することができる。しかしながら、エネルギーを抽出することにより、エンジンの総合効率が低下し、それにより、主エンジンの燃料消費率が増大する。更に、主エンジンからエネルギーを抽出するために使用される機械類は、収容空間が制限される航空機の非常に狭い領域内に配置する必要がある場合がある。具体的には、機械類は、主エンジン内及び主エンジンを囲む関連するナセル内に配置することができる。加えて、機械類はまた、ナセルの内壁から外壁までの厚さの増大をもたらす場合がある。そして、内壁から外壁までの厚さの増大により、ナセルに関連する重量及び抗力が増大する。また、機械類により、航空機のコスト及び重量が増す。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
非推進力を提供するために、１つ又は複数の補助動力装置（ＡＰＵ）を航空機に含めることができる。しかしながら、ＡＰＵは、通常はバックアップ動力源として扱われ、航空機の飛行中にはほとんど使用されない。例えば、１つの手法において、ＡＰＵは、主エンジン発電機又は主エンジンの１つが不作動状態となった際に、オンラインの非常用電力源としての機能を果たすことができる。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
一実施形態において、航空機は、２次動力を必要とする少なくとも１つの２次動力システムと、少なくとも２つの主エンジンと、少なくとも３つの非推進ユーティリティ動力（ＮＰＵＰ）発生システムとを含み得る。ＮＰＵＰ発生システムは各々、航空機の運転時に常用２次動力を提供するように構成することができる。ＮＰＵＰ発生システムは、２次動力システムに必要な２次動力の少なくとも一部を提供するように構成することができる。
【０００５】
別の実施形態では、航空機において２次動力を提供する方法を開示することができ、航空機は、少なくとも１つの２次動力システムと、少なくとも２つの主エンジンとを含み得る。２次動力システムは、２次動力を必要とし得る。方法は、少なくとも３つの非推進ユーティリティ動力（ＮＰＵＰ）発生システムにより、２次動力システムに必要な２次動力の少なくとも一部を発生させるステップを含み得る。各ＮＰＵＰ発生システムは、航空機の運転時に常用２次動力を提供するように構成することができる。
【０００６】
更に別の実施形態において、航空機は、電力を必要とする複数の電力システムと、油圧動力を必要とする少なくとも１つの油圧動力システムと、少なくとも２つの主エンジンと、少なくとも２つの非推進ユーティリティ動力（ＮＰＵＰ）発生システムとを含み得る。ＮＰＵＰ発生システムは各々、航空機の運転時に常用２次動力を提供するように構成することができる。ＮＰＵＰ発生システムは、電気システムに必要な電力の少なくとも一部を提供するように構成することができる。
【０００７】
本開示の方法及びシステムの他の目的及び利点は、以下の記述、添付の図面、及び添付の特許請求の範囲から明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】推進力システムと２次動力システムとを含む開示の航空機の実施形態のブロック図である。
【図２】２次動力システムが、空気動力システムと、電力システムと、油圧動力システムとを含み得る、図１に示す推進力システム及び２次動力システムのブロック図である。
【図３】２次動力システムが、２つの非推進ユーティリティ動力（ＮＰＵＰ）発生源と、空気圧システムと、電気システムと、油圧システムとを含み得る、航空機における開示の２次動力システムの実施形態の概略図である。
【図４】図３に示す２次動力システムの別の実施形態の概略図である。
【図５】２次動力システムが３つのＮＰＵＰ発生源を含む、図３に示す２次動力システムの更に別の実施形態の概略図である。
【図６】２次動力システムが３つのＮＰＵＰ発生源を含む、図３に示す２次動力システムの別の実施形態の概略図である。
【図７】２次動力システムが３つのＮＰＵＰ発生源を含む、図３に示す２次動力システムの更に別の実施形態の概略図である。
【図８】２次動力システムが４つのＮＰＵＰ発生源を含む、図３に示す２次動力システムの別の実施形態の概略図である。
【図９】２次動力システムが４つのＮＰＵＰ発生源を含む、図３に示す２次動力システムの更に別の実施形態の概略図である。
【図１０】２つのＮＰＵＰ発生源と、電気システムと、油圧システムとを含み得る、図３に示す２次動力システムの別の実施形態の概略図である。
【図１１】２つのＮＰＵＰ発生源と、電気システムと、油圧システムとを含み得る、図３に示す２次動力システムの更に別の実施形態の概略図である。
【図１２】２つのＮＰＵＰ発生源と、電気システムと、油圧システムとを含み得る、図３に示す２次動力システムの別の実施形態の概略図である。
【図１３】３つのＮＰＵＰ発生源と、電気システムと、油圧システムとを含み得る、図３に示す２次動力システムの更に別の実施形態の概略図である。
【図１４】３つのＮＰＵＰ発生源と、電気システムと、油圧システムとを含み得る、図３に示す２次動力システムの別の実施形態の概略図である。
【図１５】３つのＮＰＵＰ発生源と、電気システムと、油圧システムとを含み得る、図３に示す２次動力システムの更に別の実施形態の概略図である。
【図１６】４つのＮＰＵＰ発生源と、電気システムと、油圧システムとを含み得る、図３に示す２次動力システムの別の実施形態の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
図１に示すように、全体として符号２で示す開示の航空機は、推進力システム４と、２次動力システム６とを含み得る。推進力システム４は、航空機２に推力を提供するために使用することができ、２次動力システム６は、航空機２に２次動力を提供するために使用することができる。２次動力は、非推進力又はユーティリティ動力と呼ばれることもある。推進力システム４は、図１に左側の主エンジン２０ａ及び右側の主エンジン２０ｂとして図示する、２つの主エンジンを含み得る。２つの主エンジンが図示されているが、別の実施形態では、航空機２が３つ以上の主エンジンも含み得ることを理解すべきであることに留意すべきである。２次動力システム６は、少なくとも１つの２次動力発生システム１０と、少なくとも１つの２次分配システム１１と、少なくとも１つのユーティリティ又は消費システム１２とを含み得る。
【００１０】
２次動力発生システム１０は、非推進ユーティリティ動力（ＮＰＵＰ）システム１３と、主エンジン抽出システム１４とを含み得る。主エンジン抽出システム１４は、主エンジン２０ａ、２０ｂから動力を抽出するために使用することができる。ＮＰＵＰシステム１３は、動力発生システム１５と、動力変換システム１６と、動力制御システム１７とを含み得る。一実施形態において、動力発生システム１５は、ＮＰＵＰ発生源２２ａ及びＮＰＵＰ発生源２２ｂとして図示する、少なくとも２つのＮＰＵＰ発生源を含み得る。図１は、２つのＮＰＵＰ発生源２２ａ、２２ｂを図示しているが、動力発生システム１５はまた、（図５〜図７及び図１２〜図１５に図示する）３つのＮＰＵＰ発生源又は（図８、図９及び図１６に図示する）４つのＮＰＵＰ発生源も含み得ることを理解されたい。ＮＰＵＰ発生源２２ａ、２２ｂは、例えば、ガスタービンエンジン、内燃機関、又は燃料電池などの、航空機２に非推進エネルギー又は２次エネルギーを提供することができる任意の装置とすることができる。非限定的な一実施形態において、ＮＰＵＰ発生源２２ａ、２２ｂは各々、エネルギー貯蔵システム（図示せず）に連結することができる。エネルギー貯蔵システムは、例えば、フライホイール、コンデンサ、油圧アキュムレータ、空気圧アキュムレータ、又はバッテリなどの、エネルギーを貯蔵することができる任意の種類の装置とすることができ、航空機２の負荷ピーク時に使用することができる。
【００１１】
図２を参照すると、一実施形態において、２次動力システム６は、空気動力システム６ａと、電力システム６ｂと、油圧動力システム６ｃとを含み得る。図２の説明図は本質的に例示的なものであり、２次動力システム６が他の種類の動力システムをも含み得ることに留意すべきである。例えば、一実施形態において、２次動力システム６はまた、機械的軸動力を提供するための機械的動力システム（図示せず）を含み得る。ＮＰＵＰ発生源２２ａ、２２ｂは、空気動力システム６ａ、電力システム６ｂ、油圧動力システム６ｃに動力を提供するために使用することができる。換言すれば、動力発生システム１５を種々の２次動力システム間で共有することができる。しかしながら、空気動力システム６ａ、電力システム６ｂ、及び油圧動力システム６ｃは各々、特有の動力変換システムと、動力制御システムと、主エンジン抽出システムとを含み得る。
【００１２】
一実施形態において、空気動力システム６ａは、空気動力変換システム１６ａと、空気動力制御システム１７ａとを含み得る。空気動力変換システム１６ａは、図３に空気圧縮機４４ａ、４４ｂとして図示する、少なくとも２つの空気圧縮機を含み得る。空気動力制御システム１７ａは、例えば、ＮＰＵＰ発生源２２ａ、２２ｂから抽出される空気動力の量を制御するために使用できる電子回路及びマイクロプロセッサなどの種々のコントローラ装置（図示せず）を含み得る。例えば、空気動力制御システム１７ａは、（図３に示す）１つ又は複数の空気圧弁４２ａ、４２ｂ、４２ｃの位置を制御することができる。空気圧主エンジン抽出システム１４ａは、主エンジン２０ａ、２０ｂの種々の圧縮機段（図示せず）から抽気空気を抽出するための構成部品（図示せず）を含み得る。
【００１３】
電力システム６ｂは、電力変換システム１６ｂと、電力制御システム１７ｂとを含み得る。電力変換システム１６ｂは、図３に左側のＮＰＵＰ発電機７２ａ及び右側のＮＰＵＰ発電機７２ｂとして図示する、ＮＰＵＰ発生源２２ａ、２２ｂの１つに各々連結された少なくとも２つの発電機を含み得る。電力制御システム１７ｂはまた、ＮＰＵＰ発生源２２ａ、２２ｂから抽出される電力の量を制御するための種々のコントローラ装置（図示せず）を含み得る。例えば、電力制御システム１７ｂは、（図３に示す）ＮＰＵＰ発電機７２ａ、７２ｂを作動させるために使用することができる。電気主エンジン抽出システム１４ｂは、図３にも示す、左側の推進エンジン発電機７０ａと右側の推進エンジン発電機７０ｂとを含み得る。
【００１４】
油圧動力システム６ｃは、油圧動力変換システム１６ｃと、油圧動力制御システム１７ｃとを含み得る。油圧動力変換システム１６ｃは、図７に左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ４８４ａ及び右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ４８４ｂとして図示する、少なくとも２つのＮＰＵＰ油圧ポンプを含み得る。油圧動力制御システム１７ｃはまた、ＮＰＵＰ発生源２２ａ、２２ｂから抽出される油圧動力の量を制御するための種々のコントローラ装置（図示せず）を含み得る。例えば、油圧動力制御システム１７ｃは、（図７に示す）ＮＰＵＰ油圧ポンプ４８４ａ、４８４ｂを作動させるために使用することができる。油圧主エンジン抽出システム１４ｃは、（図３に示す）左側の推進エンジン油圧ポンプ８４ａと右側の推進エンジン油圧ポンプ８４ｂとを含み得る。
【００１５】
図２を参照すると、空気動力システム６ａ、電力システム６ｂ、及び油圧動力システム６ｃはまた、各々、特有の２次分配システムと、特有の消費システムとを含み得る。例えば、空気動力システム６ａは、空気圧分配システム１１ａを含み得る。空気圧分配システム１１ａは、図３に左側の空気圧分配経路３６ａ及び右側の空気圧分配経路３６ｂとして図示する、少なくとも２つの空気圧分配経路を含み得る。空気動力システム６ａはまた、図３にＥＣＳ  ５０ａ、５０ｂとして図示する、例えば、環境制御システム（ＥＣＳ）などの消費システム１２ａを含み得る。電力システム６ｂは、配電システム１１ｂを含み得る。配電システム１１ｂは、図３に電気バス８８ａ〜８８ｄとして図示する、複数の電気バスを含み得る。電力システム６ｂはまた、電力を消費し得る電気消費システム１２ｂを含み得る。電気消費システム１２ｂのいくつかの例としては、限定されるものではないが、客室システム、ギャレーシステム、及び操縦室航空電子システムが挙げられる。油圧動力システム６ｃは、図３に左側の油圧分配経路８２ａ及び右側の油圧分配経路８２ｂとして図示する、油圧分配システム１１ｃを含み得る。油圧動力システム６ｃはまた、例えば、飛行制御装置及び着陸装置用のアクチュエータなどの油圧消費システム１２ｃを含み得る。油圧動力システム６ｃは、油圧動力を消費し、図３に左側の油圧システム７８ａ及び右側の油圧システム７８ｂとして図示されている。
【００１６】
図３を参照すると、航空機２の概略説明図が示されている。航空機２は、左側のＮＰＵＰ発生システム２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム２４ｂと、左側の主エンジン抽出システム２６ａと、右側の主エンジン抽出システム２６ｂとを含み得る。左側のＮＰＵＰ発生システム２４ａは、左側のＮＰＵＰ発生源２２ａを含み得る。同様に、右側のＮＰＵＰ発生システム２４ｂは、右側のＮＰＵＰ発生源２２ｂを含み得る。ＮＰＵＰ発生システム２４ａ、２４ｂの各々は、互いに対して独立して動作することができる。つまり、ＮＰＵＰ発生システム２４ａ、２４ｂの各々は、独立したシステムとして航空機２に設置することができ、これらのシステムにおいて、左側のＮＰＵＰ発生システム２４ａは、右側のＮＰＵＰ発生システム２４ｂから機能的及び物理的に分離させることができる。ＮＰＵＰ発生システム２４ａ、２４ｂは各々、航空機２の運転時に常用２次動力発生システムとして利用することができる。このことは、ＮＰＵＰ発生システム２４ａ、２４ｂは、航空機２が地上にあるときに及び全ての飛行段階中に、２次動力を提供することを意味する。したがって、主エンジン２０ａ、２０ｂは、通常、２次動力の１次供給源として使用しなくてもよい。
【００１７】
航空機２は、認可の目的で必要とされ得る、冗長性をもたらすように、少なくとも２つのＮＰＵＰ発生システム２４ａ、２４ｂを含み得る。例えば、ＮＰＵＰ発生システムの一方又は両方は、航空機２の通常運転時に、実質的に限度能力未満で動作させることができる。したがって、右側のＮＰＵＰ発生システム２４ｂの運転に影響を及ぼす過渡状態が発生する場合に、左側のＮＰＵＰ発生システム２４ａ又は主エンジン２０ａ、２０ｂは、航空機の主要負荷を維持することができる代替の独立した動力源として使用することができる。航空機の主要負荷は、航空機２の認可のために必要な負荷として定義することができる。同じように、非主要負荷は、航空機２の認可のために必要でない負荷として定義することができる。
【００１８】
ＮＰＵＰ発生システム２４ａ、２４ｂは、航空機２内に位置する（図１、図２に示す）消費システム１２に必要な２次動力の少なくとも一部を発生させることができる。上記のように、消費システム１２は、限定されるものではないが、油圧システムと、飛行制御システムと、燃料システムと、着陸装置システムと、ＥＣＳ  ５０ａ、５０ｂと、操縦室航空電子システムと、客室システムと、ギャレーシステムと、洗面所システムとを含み得る。ＮＰＵＰ発生システム２４ａ、２４ｂはまた、航空機２が地上走行するときに、航空機の車輪（図示せず）を駆動するために使用することができる。図３に示す例示的な実施形態において、航空機２は、空気圧システム３０と、電気システム３２と、２つの油圧システム３４ａ、３４ｂとを含み得る。空気圧システム３０は、ＥＣＳ  ５０ａ、５０ｂに空気動力を提供するために使用することができる。電気システム３２は、例えば、独立した電気バス８８ａ〜８８ｄに連結することができる飛行制御システム及び操縦室航空電子システムなどの（図３には図示しない）種々の電気消費システムに電力を提供するために使用することができる。同様に、油圧システム３４ａ、３４ｂは、各々、対応する左右の油圧システム７８ａ、７８ｂに油圧動力を提供するために使用することができる。
【００１９】
図３は、空気圧システム３０と、電気システム３２と、２つの油圧システム３４ａ、３４ｂとを含む航空機２を図示しているが、航空機２が他のシステム構成をも含み得ることを理解されたい。例えば、図１０〜図１６に示す実施形態において、航空機は、電気システムと油圧システムのみを含み、以下により詳細に記載されている。また、図３には２つの油圧システム３４ａ、３４ｂが図示されているが、航空機２が１つの油圧システムしか含まない場合もあることに留意すべきである。更に、別の実施形態では、航空機２は、電気軸、機械軸、又は空気圧源により動力を供給することができる、第３の油圧システム（図示せず）をも含み得る。
【００２０】
ＮＰＵＰ発生システム２４ａ、２４ｂは、航空機２に必要な２次動力又は非推進力の少なくとも一部を発生させるために使用することができる。具体的には、２次動力発生システム１０の特定の構造に応じて、ＮＰＵＰ発生システム２４ａ、２４ｂは、航空機２内に位置する（図１、図２に示す）消費システム１２に必要な２次動力の約５０パーセント〜約１００パーセントを発生させることができる。ＮＰＵＰ発生システム２４ａ、２４ｂにより提供されない残りの２次動力は、主エンジン抽出システム２６ａ、２６ｂにより主エンジン２０ａ、２０ｂから抽出することができる。しかしながら、いくつかの実施形態において、ＮＰＵＰ発生システムは、航空機２内に位置する（図１、図２に示す）消費システム１２に必要な２次動力の実質的に全てを提供するために使用することができ、したがって、一般に主エンジン２０ａ、２０ｂからエネルギーを抽出する必要がない。具体的には、図８、図１３、図１５、及び図１６に示す実施形態において、ＮＰＵＰ発生システムは、航空機に必要な２次動力又は非推進力の実質的に全てを提供する。
【００２１】
図３に示すような実施形態において、ＮＰＵＰ発生システム２４ａ、２４ｂは、通常運転時には、航空機２内に位置する（図１、図２に示す）消費システム１２に必要な２次動力の約５０パーセント〜約９０パーセントを提供することができる。ＮＰＵＰ発生システム２４ａ、２４ｂにより供給される２次動力の特定の割合は、航空機２の動力消費によって異なり得る。航空機２の動力消費に影響を及ぼすいくつかの要因としては、限定されるものではないが、航空機２の飛行段階（例えば、離陸、上昇、巡航、降下など）、航空機２における種々の負荷、及び環境条件が挙げられる。動力消費に影響を及ぼし得る環境条件のいくつかの例としては、限定されるものではないが、氷結条件、周囲温度、湿度、及び降水が挙げられる。動力消費に影響を及ぼし得る航空機２における負荷のいつくかの例としては、限定されるものではないが、ギャレー、オーブン、ヒータ、冷却ユニット、洗面所、飛行制御装置、航空電子機器、環境制御システム、及び照明器具が挙げられる。
【００２２】
空気圧システム３０は、左側の空気圧分配経路３６ａと、右側の空気圧分配経路３６ｂとを含み得る。それぞれの空気圧縮機４４ａ、４４ｂにより、圧縮空気を空気圧分配経路３６ａ、３６ｂに供給することができる。具体的には、左側の空気圧縮機４４ａは、左側の空気圧分配経路３６ａに空気を供給することができ、右側の空気圧縮機４４ｂは、右側の空気圧分配経路３６ｂに空気を供給することができる。各空気圧縮機４４ａ、４４ｂは、ＮＰＵＰ発生源２２ａ、２２ｂの１つに一体化させるか又は、ギヤボックス（図示せず）により、連結することができる。具体的には、左側のＮＰＵＰ発生源２２ａは、左側の空気圧縮機４４ａを駆動することができ、右側のＮＰＵＰ発生源２２は、右側の空気圧縮機４４ｂを駆動することができる。
【００２３】
空気圧縮機４４ａ、４４ｂは、それぞれのＥＣＳ  ５０ａ、５０ｂに圧縮空気を供給するために使用することができる。具体的には、左側の空気圧縮機４４ａは、左側の空気圧分配経路３６ａを通じて左側のＥＣＳ  ５０ａに接続することができ、右側の空気圧縮機４４ｂは、右側の空気圧分配経路３６ｂを通じて右側のＥＣＳ  ５０ｂに接続することができる。空気圧弁４２ａ、４２ｂ、４２ｃは、ＥＣＳ  ５０ａ、５０ｂに供給される圧縮空気の量を制御するために設けることができる。具体的には、空気圧弁４２ａは、ＥＣＳ  ５０ａに供給される圧縮空気の量を制御することができ、空気圧弁４２ｂは、ＥＣＳ  ５０ｂに供給される圧縮空気の量を制御することができ、中央に位置する空気圧弁４２ｃは、左側の空気圧分配経路３６ａを右側の空気圧分配経路３６ｂと相互接続するために設けることができる。
【００２４】
一実施形態において、抽気空気又は圧縮空気６０ａ、６０ｂは、主エンジン２０ａ、２０ｂの圧縮機（図示せず）から抽出することができる。圧縮空気６０ａ、６０ｂは、空気圧縮機４４ａ、４４ｂによりＥＣＳ  ５０ａ、５０ｂに提供される空気を補うことができる。主エンジン２０ａ、２０ｂから抽出される圧縮空気６０ａ、６０ｂは、高温である場合があり、それゆえ、ＥＣＳ  ５０ａ、５０ｂに流れる前に（図３には示さない）熱交換器により冷却することができる。しかしながら、空気圧縮機４４ａ、４４ｂは、ＥＣＳ  ５０ａ、５０ｂに必要な空気の大部分を提供することができる。一実施形態では、翼の防除氷を行うために圧縮空気６０ａ、６０ｂを使用することができる。具体的には、圧縮空気６０ａは、左側の空気ダクトを通して航空機２の左翼（図示せず）の前縁内に導くことができ、圧縮空気６０ｂは、右側の空気ダクトを通して航空機２の右翼（図示せず）の前縁内に導くことができる。各空気ダクトは、翼のうちの１つの翼の内面に高温の圧縮空気を導き、これにより、氷の形成を防止する孔を含む。代替的に、別の実施形態において、翼防除氷システムは、電気的システムであってもよい。氷を溶融させるために、加熱パッド又は加熱要素を左右の翼（図示せず）の前縁の内面に接着することができる。
【００２５】
図３に示す例示的な実施形態において、主エンジン２０ａ、２０ｂは、空気圧縮機４４ａ、４４ｂから空気圧システム３０に供給される空気によって空気圧で始動させることができる。具体的には、空気圧分配経路３６ａ、３６ｂからの圧縮空気を主エンジン２０ａ、２０ｂのスタータタービン（図示せず）に送給することができる。その結果、スタータタービンが回転し、これにより、始動すべき主エンジン２０ａ、２０ｂの軸（図示せず）に伝達される機械的軸出力を生じさせる。空気圧エンジンの始動について説明しているが、主エンジン２０ａ、２０ｂを始動するために他の手法も使用できることを理解されたい。例えば、主エンジンは、電気スタータ（図示せず）、油圧モータ（図示せず）、ジェット燃料スタータ（図示せず）、又は地上の空気圧源（例えば、スタートカート）により始動することができる。一実施形態において、主エンジンは、図４に示す実施形態で説明する、主エンジン始動発電機を使用して始動することができる。
【００２６】
電気システム３２は、左側の主エンジン発電機７０ａと、右側の主エンジン発電機７０ｂと、左側のＮＰＵＰ発電機７２ａと、右側のＮＰＵＰ発電機７２ｂと、給電線７６ａ〜７６ｄと、電気スイッチ８０ａ〜８０ｉとを含み得る。ギヤボックス（図示せず）により、左側の主エンジン発電機７０ａは、左側の主エンジン２０ａに機械的に連結することができ、右側の主エンジン発電機７０ｂは、右側の主エンジン２０ｂに機械的に連結することができる。代替的に、別の実施形態において、主エンジン発電機７０ａ、７０ｂは、主エンジン２０ａ、２０ｂの１つと一体化させることができる。同じように、ＮＰＵＰ発電機７２ａ、７２ｂは、ＮＰＵＰ発生源２２ａ、２２ｂのそれぞれに一体化させるか又は連結することができる。
【００２７】
航空機２は、認可要件を満たすために及び安全上の理由から、多数の独立した電気主エンジン発電機７０ａ、７０ｂと、ＮＰＵＰ発電機７２ａ、７２ｂと、関連する給電線７６ａ、７６ｂとを含み得る。例えば、図３に示す実施形態において、航空機２は、４つの独立した発電機と給電線と（例えば、電気主エンジン発電機７０ａ、７０ｂと、ＮＰＵＰ発電機７２ａ、７２ｂと、関連する給電線７６ａ、７６ｂと）を含む。スイッチ８０ａ〜８０ｉは、航空機２に位置する特定の電気バス８８ａ〜８８ｄに電力を送るために使用することができる。電気バス８８ａ〜８８ｄは、特定の電気バス８８ａ〜８８ｄに連結することができる（図３には図示しない）種々の電気消費システムに電力を伝送するために使用することができる。航空機２は、認可要件のために及び安全上の理由から、独立した電気バス８８ａ〜８８ｄを含み得る。
【００２８】
独立した動力発生システムは、航空機２の認可のために必要な航空機の主要な電気負荷に動力を供給することが可能であり得る。独立した動力発生システムのいくつか又は全ては、主要な電気負荷と非主要な電気負荷の両方に動力を供給することが可能であり得る。例えば、図３に示す実施形態において、航空機２は、４つの独立した動力発生システム、すなわち、２つの主エンジン発電機７０ａ、７０ｂ及び２つＮＰＵＰ発電機７２ａ、７２ｂを含む。スイッチ８０ｅ〜８０ｉは、主エンジン発電機７０ａ、７０ｂの１つ又はＮＰＵＰ発電機７２ａ、７２ｂが不作動状態となった際に、航空機２における種々の電気バス８８ａ〜８８ｄに動力を送るために使用することができる。
【００２９】
ＮＰＵＰ発電機７２ａ、７２ｂは、電気システム３２並びに航空機２における主要な電気負荷及び非主要な電気負荷の全てに必要な動力の実質的に全てを発生させるような定格とすることができる。しかしながら、主エンジン発電機７０ａ、７０ｂは、主要負荷にのみ動力を供給するような定格とされた冗長な電力源として使用することができる。例えば、一実施形態において、主エンジン発電機７０ａ、７０ｂは、ＮＰＵＰ発電機７２ａ、７２ｂの運転に影響を及ぼし得る過渡状態が発生する場合に、主要な航空機負荷に動力を提供するような大きさとすることができる。代替的に、別の実施形態において、主エンジン発電機７０ａ、７０ｂは、ＮＰＵＰ発電機７２ａ、７２ｂの運転に影響を及ぼし得る過渡状態が発生する際に、主要負荷及び非主要負荷にそれぞれ動力を提供するような大きさとすることができる。図３は、冗長な動力源として使用される２つの主エンジン発電機を図示しているが、他の実施形態では、ＮＰＵＰ発電機が、図８、図９、及び図１３〜図１６に記載する、航空機における電気負荷の実質的に全てに動力を供給するために使用することができることを理解されたい。
【００３０】
左側の油圧システム３４ａは、左側の油圧分配経路８２ａを介して左側の主エンジン油圧ポンプ８４ａに接続された左側の油圧システム７８ａを含み得、右側の油圧システム３４ｂは、右側の油圧分配経路８２ｂを介して右側の主エンジン油圧ポンプ８４ｂに接続された右側の油圧システム７８ｂを含み得る。主エンジン油圧ポンプ８４ａ、８４ｂは、主エンジン２０ａ、２０ｂの１つに一体化させるか又は、ギヤボックス（図示せず）により、連結することができる。具体的には、左側の主エンジン２０ａは、主エンジン油圧ポンプ８４ａを駆動することができ、右側の主エンジン２０ｂは、右側の主エンジン油圧ポンプ８４ｂを駆動することができる。主エンジン油圧ポンプ８４ａ、８４ｂは、油圧システム３４ａ、３４ｂに油圧動力を供給するために使用することができる。図３に示す実施形態において、主エンジン油圧ポンプ８４ａ、８４ｂは、航空機２に必要な油圧動力の実質的に全てを提供するような定格とすることができる。具体的には、左側の主エンジン油圧ポンプ８４ａは、左側の油圧システム７８ａに必要な油圧動力を提供するために使用することができ、右側の主エンジン油圧ポンプ８４ｂは、左側の油圧システム７８ｂに必要な油圧動力を提供するために使用することができる。
【００３１】
一実施形態において、電動油圧ポンプ９０ａ、９０ｂは、主エンジン油圧ポンプ８４ａ、８４ｂが不作動状態である時間帯に、又は高需要条件時に、主エンジン油圧ポンプ８４ａ、８４ｂを補完するために使用することができる。電動油圧ポンプ９０ａ、９０ｂは、任意選択とすることができ、仮想線で図示されている。ＮＰＵＰ発電機７２ａ、７２ｂは、電動油圧ポンプ９０ａ、９０ｂに電力を提供するために使用することができる。具体的には、電力は、左側の電力変換器９２ａを介して左側の電動油圧ポンプ９０ａに提供することができ、右側の電力変換器９２ｂを介して右側の電動油圧ポンプ９０ｂに提供することができる。電力変換器９２ａ、９２ｂは、ＡＣ−ＤＣ変換器、又は電圧値を変更するための電圧変換器などの、電力を１つの形態から別の形態に変換するための任意の種類の装置とすることができる。
【００３２】
図４は、２次動力システム１１０の別の実施形態を図示している。航空機１０２は、左側のＮＰＵＰ発生システム１２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム１２４ｂと、左側の主エンジン抽出システム１２６ａと、右側の主エンジン抽出システム１２６ｂとを含み得る。図３に示す実施形態と同様に、２次動力システム１１０は、左側の航空機主エンジン１２０ａと、右側の航空機主エンジン１２０ｂと、２つのＮＰＵＰ発生源１２２ａ、１２２ｂと、空気圧システム１３０と、電気システム１３２と、２つの油圧システム１３４ａ、１３４ｂとを含み得る。ＮＰＵＰ発生システム１２４ａ、１２４ｂは、通常運転時には、航空機１０２内に位置する（図１、図２に示す）消費システム１２に必要な２次動力の約６０パーセント〜約９０パーセントを提供することができる。図４に示す例示的な実施形態において、主エンジン１２０ａ、１２０ｂは、電気スタータ、油圧モータ、ジェット燃料スタータ、地上の空気圧源、又は主エンジン発電機１７０ａ、１７０ｂにより始動することができる。
【００３３】
空気圧システム１３０は、左側の空気圧分配経路１３６ａと、右側の空気圧分配経路１３６ｂと、複数の空気圧弁１４２ａ〜１４２ｃとを含み得る。それぞれの空気圧縮機１４４ａ、１４４ｂにより、圧縮空気を空気圧分配経路１３６ａ、１３６ｂに供給することができる。空気圧縮機１４４ａ、１４４ｂは、ＥＣＳ  １５０ａ、１５０ｂに必要な空気を供給するために使用することができる。図３に示す実施形態とは異なり、圧縮空気は、主エンジン１２０ａ、１２０ｂの圧縮機（図示せず）から抽気しなくてもよい。その代わりに、空気圧縮機１４４ａ、１４４ｂは、ＥＣＳ  １５０ａ、１５０ｂに必要な圧縮空気の実質的に全てを提供するために使用することができる。圧縮空気は圧縮機から抽気されないので、流体ベース若しくは電気機械の除氷装置、ヒータパッド又はヒータ要素などの他の装置は、左右の翼（図示せず）に位置することができ及び翼の防除氷を行うために使用することができる。
【００３４】
電気システム１３２は、左側の主エンジン発電機１７０ａと、右側の主エンジン発電機１７０ｂと、左側のＮＰＵＰ発電機１７２ａと、右側のＮＰＵＰ発電機１７２ｂと、給電線１７６ａ〜１７６ｄと、複数の電気スイッチ１８０ａ〜１８０ｉとを含む。ＮＰＵＰ発電機１７２ａ、１７２ｂは、一般に、航空機１０２における電気負荷の実質的に全てに動力を提供するような定格とすることができる。しかしながら、図３に示す実施形態と同様に、主エンジン発電機１７０ａ、１７０ｂは、主要負荷にのみ動力を供給するような定格とされた冗長な動力源として使用することができる。例えば、一実施形態において、主エンジン発電機１７０ａ、１７０ｂは、主エンジン１２０ａ、１２０ｂの始動を支援するような大きさとすることができる。別の実施形態において、主エンジン発電機１７０ａ、１７０ｂは、ＮＰＵＰ発電機１７２ａ、１７２ｂが不作動状態である場合に、航空機の主要負荷を維持するような大きさとすることができる。代替的に、別の実施形態において、主エンジン発電機１７０ａ、１７０ｂは、ＮＰＵＰ発電機１７２ａ、１７２ｂが不作動状態である際に、航空機の主要負荷及び非主要負荷を維持するような大きさとすることができる。
【００３５】
左側の油圧システム１７８ａは、左側の油圧分配経路１８２ａを介して左側の主エンジン油圧ポンプ１８４ａに接続することができ、右側の油圧システム１７８ｂは、右側の油圧分配経路１８２ｂを介して右側の主エンジン油圧ポンプ１８４ｂに接続することができる。主エンジン油圧ポンプ１８４ａ、１８４ｂは、一般に、航空機１０２に必要な油圧動力の実質的に全てを提供するような定格とすることができる。具体的には、左側の主エンジン油圧ポンプ１８４ａは、左側の油圧システム１７８ａに必要な油圧動力を提供するために使用することができ、右側の主エンジン油圧ポンプ１８４ｂは、右側の油圧システム１７８ｂに必要な油圧動力を提供するために使用することができる。一実施形態において、電動油圧ポンプ１９０ａ、１９０ｂは、主エンジン油圧ポンプ１８４ａ、１８４ｂが不作動状態である際に、又は高需要条件時に、主エンジン油圧ポンプ１８４ａ、１８４ｂを補完するために使用することができる。ＮＰＵＰ発電機１７２ａ、１７２ｂは、電動油圧ポンプ１９０ａ、１９０ｂに電力を提供するために使用することができる。具体的には、電力は、電力変換器１９２ａを介して左側の電動油圧ポンプ１９０ａに提供することができ、右側の電力変換器１９２ｂを介して右側の油圧ポンプ１９０ｂに提供することができる。
【００３６】
図５は、２次動力システム２１０の更に別の実施形態を図示している。航空機２０２は、左側のＮＰＵＰ発生システム２２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム２２４ｂと、中央のＮＰＵＰ発生システム２２４ｃと、左側の主エンジン抽出システム２２６ａと、右側の主エンジン抽出システム２２６ｂとを含み得る。図３に示す実施形態と同様に、２次動力システム２１０は、左側の航空機主エンジン２２０ａと、右側の航空機主エンジン２２０ｂと、空気圧システム２３０と、電気システム２３２と、油圧システム２３４ａ、２３４ｂとを含み得る。２次動力システム２１０はまた、３つのＮＰＵＰ発生源２２２ａ、２２２ｂ、２２２ｃを含む。ＮＰＵＰ発生システム２２４ａ〜２２４ｃは、通常運転時には、航空機２０２内に位置する（図１、図２に示す）消費システム１２に必要な２次動力の約６０パーセント〜約９０パーセントを提供することができる。図５に示す例示的な実施形態において、主エンジン２２０ａ、２２０ｂは、空気圧縮機２４４ａ、２４４ｂから空気圧システム２３０に供給される空気によって空気圧で始動させることができる。
【００３７】
空気圧システム２３０は、左側の空気圧分配経路２３６ａと、右側の空気圧分配経路２３６ｂと、空気圧弁２４２ａ〜２４２ｃとを含み得る。それぞれの空気圧縮機２４４ａ、２４４ｂにより、圧縮空気を空気圧分配経路２３６ａ、２３６ｂに供給することができる。空気圧縮機２４４ａ、２４４ｂは、それぞれのＥＣＳ  ２５０ａ、２５０ｂに空気を供給するために使用することができる。図３に示す実施形態と同様に、圧縮空気２６０ａ、２６０ｂは、主エンジン２２０ａ、２２０ｂの圧縮機（図示せず）から抽気することができる。圧縮空気２６０ａ、２６０ｂは、空気圧縮機２４４ａ、２４４ｂによりＥＣＳ  ２５０ａ、２５０ｂに提供される空気を補うことができる。しかしながら、空気圧縮機２４４ａ、２４４ｂは、通常の運転条件下で、ＥＣＳ  ２５０ａ、２５０ｂに空気の実質的に全てを提供することができる。一実施形態では、翼の防除氷を行うために圧縮空気２６０ａ、２６０ｂを使用することができる。
【００３８】
電気システム２３２は、左側の主エンジン発電機２７０ａと、右側の主エンジン発電機２７０ｂと、左側のＮＰＵＰ発電機２７２ａと、右側のＮＰＵＰ発電機２７２ｂと、中央のＮＰＵＰ発電機２７２ｃと、給電線２７６ａ〜２７６ｅと、電気スイッチ２８０ａ〜２８０ｋとを含み得る。左側のＮＰＵＰ発生源２２２ａ及び右側のＮＰＵＰ発生源２２２ｂは、２次動力用の１次動力源としての役割を果たす。中央に位置するＮＰＵＰ発生源２２２ｃは、２つのＮＰＵＰ発生源２２２ａ、２２２ｂに比べて、大きさを小さくすることができる。ＮＰＵＰ発電機２７２ａ、２７２ｂは、一般に、航空機２０２における電気負荷の実質的に全てに動力を提供するような定格とすることができ、第３のＮＰＵＰ発電機２７２ｃは、主要負荷を維持することができる。主エンジン発電機２７０ａ、２７０ｂは、主要負荷を維持するような大きさとすることができる。主エンジン発電機２７０ａ、２７０ｂは、２つの１次ＮＰＵＰ発生源２２２ａ、２２２ｂ又はＮＰＵＰ発電機２７２ａ、２７２ｂが不作動状態になった後にのみ利用することができる。
【００３９】
左側の油圧システム２７８ａは、左側の油圧分配経路２８２ａを介して左側の主エンジン油圧ポンプ２８４ａに接続することができ、右側の油圧システム２７８ｂは、右側の油圧分配経路２８２ｂを介して右側の主エンジン油圧ポンプ２８４ｂに接続することができる。主エンジン油圧ポンプ２８４ａ、２８４ｂは、航空機２０２に必要な油圧動力の実質的に全てを提供するような定格とすることができる。具体的には、左側の主エンジン油圧ポンプ２８４ａは、左側の油圧システム２７８ａに必要な油圧動力を提供するために使用することができ、右側の主エンジン油圧ポンプ２８４ｂは、左側の油圧システム２７８ｂに必要な油圧動力を提供するために使用することができる。一実施形態において、電動油圧ポンプ２９０ａ、２９０ｂは、主エンジン油圧ポンプ２８４ａ、２８４ｂが不作動状態である際に、又は高需要条件時に、主エンジン油圧ポンプ２８４ａ、２８４ｂを補完するために使用することができる。ＮＰＵＰ発電機２７２ａ、２７２ｂは、電動油圧ポンプ２９０ａ、２９０ｂに電力を提供するために使用することができる。具体的には、電力は、電力変換器２９２ａを介して左側の電動油圧ポンプ２９０ａに提供することができ、右側の電力変換器２９２ｂを介して右側の油圧ポンプ２９０ｂに提供することができる。
【００４０】
図６は、２次動力システム３１０の別の実施形態を図示している。航空機３０２は、左側のＮＰＵＰ発生システム３２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム３２４ｂと、中央のＮＰＵＰ発生システム３２４ｃと、左側の主エンジン抽出システム３２６ａと、右側の主エンジン抽出システム３２６ｂとを含み得る。図５に示す実施形態と同様に、２次動力システム３１０は、左側の航空機主エンジン３２０ａと、右側の航空機主エンジン３２０ｂと、３つのＮＰＵＰ発生源３２２ａ、３２２ｂ、３２２ｃと、空気圧システム３３０と、電気システム３３２と、油圧システム３３４ａ、３３４ｂとを含み得る。ＮＰＵＰ発生システム３２４ａ〜３２４ｃは、通常運転時には、航空機３０２内に位置する（図１、図２に示す）消費システム１２に必要な２次動力の約８０パーセント〜約１００パーセントを提供することができる。図６に示す例示的な実施形態において、主エンジン３２０ａ、３２０ｂは、電気式スタータ、油圧モータ、ジェット燃料スタータ、又は地上の空気圧源により始動することができる。
【００４１】
空気圧システム３３０は、左側の空気圧分配経路３３６ａと、右側の空気圧分配経路３３６ｂと、中央の空気圧分配経路３３６ｃと、空気圧弁３４２ａ〜３４２ｃとを含み得る。それぞれの空気圧縮機３４４ａ〜３４４ｃにより、圧縮空気を空気圧分配経路３３６ａ〜３３６ｃに供給することができる。空気圧縮機３４４ａ〜３４４ｃは、ＥＣＳ  ３５０ａ、３５０ｂに空気を供給するために使用することができる。図４に示す実施形態と同様に、圧縮空気は、主エンジン３２０ａ、３２０ｂの圧縮機（図示せず）から抽気しなくてもよい。その代わりに、空気圧縮機３４４ａ、３４４ｂは、ＥＣＳ  ３５０ａ、３５０ｂに必要な圧縮空気の実質的に全てを提供するために使用することができる。圧縮空気は圧縮機から抽気されないので、流体ベース若しくは電気機械の除氷装置、ヒータパッド又はヒータ要素などの他の装置は、左右の翼（図示せず）に位置することができ及び翼の防除氷を行うために使用することができる。
【００４２】
電気システム３３２は、左側の主エンジン発電機３７０ａと、右側の主エンジン発電機３７０ｂと、左側のＮＰＵＰ発電機３７２ａと、右側のＮＰＵＰ発電機３７２ｂと、中央のＮＰＵＰ発電機３７２ｃと、給電線３７６ａ〜３７６ｅと、電気スイッチ３８０ａ〜３８０ｋとを含む。左側のＮＰＵＰ発生システム３２４ａ及び右側のＮＰＵＰ発生システム３２４ｂは、２次動力用の１次動力源としての役割を果たすことができる。ＮＰＵＰ発電機３７２ａ、３７２ｂは、一般に、航空機３０２における電気負荷の実質的に全てに動力を提供するような定格とすることができ、ここで、第３のＮＰＵＰ発電機３７２ｃは、不作動の主エンジン発電機３７０ａ、３７０ｂ、又は不作動のＮＰＵＰ発生源３２２ａ、３２２ｂと共に飛行を支援する。主エンジン発電機３７０ａ、３７０ｂは、主要負荷を維持するような大きさとすることができる。主エンジン発電機３７０ａ、３７０ｂは、２つの１次ＮＰＵＰ発生源３２２ａ、３２２ｂ又はＮＰＵＰ発電機３７２ａ、３７２ｂが不作動状態になった後にのみ動かすことができる。
【００４３】
左側の油圧システム３７８ａは、左側の油圧分配経路３８２ａを介して左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ３８４ａに接続することができ、右側の油圧システム３７８ｂは、右側の油圧分配経路３８２ｂを介して右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ３８４ｂに接続することができる。ＮＰＵＰ油圧ポンプ３８４ａ、３８４ｂは、一般に、通常運転時に航空機３０２に必要な油圧動力の実質的に全てを提供するような定格とすることができる。具体的には、左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ３８４ａは、左側の油圧システム３７８ａに必要な油圧動力を提供するために使用することができ、右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ３８４ｂは、右側の油圧システム３７８ｂに必要な油圧動力を提供するために使用することができる。一実施形態において、任意選択の主エンジン油圧ポンプ３９０ａ、３９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ３８４ａ、３８４ｂが不作動状態である際に、又は高需要条件時に、ＮＰＵＰ油圧ポンプ３８４ａ、３８４ｂを補完するために使用することができる。主エンジン油圧ポンプ３９０ａ、３９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ３８４ａ、３８４ｂに比べて、大きさを小さくすることができる。
【００４４】
図７は、２次動力システム４１０の更に別の実施形態を図示している。航空機４０２は、左側のＮＰＵＰ発生システム４２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム４２４ｂと、中央のＮＰＵＰ発生システム４２４ｃと、左側の主エンジン抽出システム４２６ａと、右側の主エンジン抽出システム４２６ｂとを含み得る。２次動力システム４１０は、左側の航空機主エンジン４２０ａと、右側の航空機主エンジン４２０ｂと、３つのＮＰＵＰ発生源４２２ａ、４２２ｂ、４２２ｃと、空気圧システム４３０と、電気システム４３２と、油圧システム４３４ａ、４３４ｂとを含み得る。図７に示す例示的な実施形態において、ＮＰＵＰ発生システム４２４ａ〜４２４ｃは、通常運転時には、航空機４０２内に位置する消費システム１２（図１、図２）に必要な２次動力の約８０パーセント〜約１００パーセントを提供することができる。図７に示す例示的な実施形態において、主エンジン４２０ａ、４２０ｂは、空気圧縮機４４４ａ、４４４ｂから空気圧システム４３０に供給される空気によって空気圧で始動させることができる。
【００４５】
空気圧システム４３０は、左側の空気圧分配経路４３６ａと、右側の空気圧分配経路４３６ｂと、空気圧弁４４２ａ〜４４２ｃとを含み得る。それぞれの空気圧縮機４４４ａ、４４４ｂにより、圧縮空気を空気圧分配経路４３６ａ、４３６ｂに供給することができる。空気圧縮機４４４ａ、４４４ｂは、それぞれのＥＣＳ  ４５０ａ、４５０ｂに空気を供給するために使用することができる。抽気空気又は圧縮空気４６０ａ、４６０ｂは、主エンジン４２０ａ、４２０ｂの圧縮機（図示せず）から抽出することができる。圧縮空気４６０ａ、４６０ｂは、空気圧縮機４４４ａ、４４４ｂにより提供される空気を補うことができる。しかしながら、空気圧縮機４４４ａ、４４４ｂは、ＥＣＳ  ４５０ａ、４５０ｂに空気の多くを提供することができる。翼の防除氷を行うために圧縮空気４６０ａ、４６０ｂを使用することができる。
【００４６】
電気システム４３２は、左側の主エンジン発電機４７０ａと、右側の主エンジン発電機４７０ｂと、左側のＮＰＵＰ発電機４７２ａと、右側のＮＰＵＰ発電機４７２ｂと、中央のＮＰＵＰ発電機４７２ｃと、給電線４７６ａ〜４７６ｅと、複数の電気スイッチ４８０ａ〜４８０ｋとを含む。左側のＮＰＵＰ発生システム４２４ａ及び右側のＮＰＵＰ発生システム４２４ｂは、２次動力用の１次動力源としての役割を果たすことができる。中央に位置するＮＰＵＰ発生源４２２ｃは、２つのＮＰＵＰ発生源４２２ａ、４２２ｂに比べて、大きさを小さくすることができる。ＮＰＵＰ発電機４７２ａ、４７２ｂは、一般に、航空機４０２における電気負荷の実質的に全てに動力を提供するような定格とすることができ、ここで、第３のＮＰＵＰ発電機４７２ｃは、ＮＰＵＰ発電機４７２ａ、４７２ｂの１つが不作動状態である際に主要負荷を維持することができる。主エンジン発電機４７０ａ、４７０ｂは、主要負荷を維持するような大きさとすることができる。主エンジン発電機４７０ａ、４７０ｂは、２つの１次ＮＰＵＰ発生源４２２ａ、４２２ｂ又はＮＰＵＰ発電機４７２ａ、４７２ｂが不作動状態になった後にのみ動かすことができる。
【００４７】
左側の油圧システム４７８ａは、左側の油圧分配経路４８２ａを介して左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ４８４ａに接続することができ、右側の油圧システム４７８ｂは、右側の油圧分配経路４８２ｂを介して右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ４８４ｂに接続することができる。一実施形態では、２つの任意選択の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ４９０ａ、４９０ｂを設けることができる。任意選択の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ４９０ａ、４９０ｂは両方とも、中央に位置するＮＰＵＰ発生源４２２ｃにより駆動することができる。左側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ４９０ａは、左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ４８４ａを補完するために使用することができ、右側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ４９０ｂは、右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ４８４ｂを補完するために使用することができる。ＮＰＵＰ油圧ポンプ４８４ａ、４８４ｂは、一般に、航空機４０２に必要な油圧動力の大部分を提供するような定格とすることができ、補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ４９０ａ、４９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ４８４ａ、４８４ｂを補完するために使用することができる。補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ４９０ａ、４９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ４８４ａ、４８４ｂに比べて、大きさを小さくすることができる。
【００４８】
図８は、２次動力システム５１０の別の実施形態を図示している。航空機４０２は、左側のＮＰＵＰ発生システム５２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム５２４ｂと、２つの中央に位置するＮＰＵＰ発生システム５２４ｃ、５２４ｄとを含み得る。２次動力システム５１０は、４つのＮＰＵＰ発生源を５２２ａ〜５２２ｄと、空気圧システム５３０と、電気システム５３２と、油圧システム５３４ａ、５３４ｂとを含み得る。ＮＰＵＰ発生システム５２２ａ〜５２２ｄは、通常運転時には、航空機５０２内に位置する消費システム１２（図１、図２）に必要な２次動力の実質的に全て（すなわち、１００パーセント）を提供することができる。したがって、航空機主エンジン５２０ａ、５２０ｂは、２次動力システム５１０の一部でなくてもよい。図８に示す例示的な実施形態において、主エンジン５２０ａ、５２０ｂは、ジェット燃料スタータ又は地上の空気圧源により始動することができる。
【００４９】
空気圧システム５３０は、左側の空気圧分配経路５３６ａと、右側の空気圧分配経路５３６ｂと、２つの中央の空気圧分配経路５３６ｃ、５３６ｄと、空気圧弁５４２ａ〜５４２ｅとを含み得る。それぞれの空気圧縮機５４４ａ〜５４４ｄにより、圧縮空気を空気圧分配経路５３６ａ〜５３６ｄに供給することができる。空気圧縮機５４４ａ〜５４４ｄは、ＥＣＳ  ５５０ａ、５５０ｂに空気を供給するために使用することができる。抽気空気又は圧縮空気は、主エンジン５２０ａ、５２０ｂの圧縮機（図示せず）から抽出することができる。その代わりに、空気圧縮機５４４ａ〜５４４ｄは、ＥＣＳ  ５５０ａ、５５０ｂに必要な圧縮空気の実質的に全てを提供するために使用することができる。圧縮空気は圧縮機から抽気されないので、流体ベース若しくは電気機械の除氷装置、ヒータパッド又はヒータ要素などの他の装置は、左右の翼（図示せず）に位置することができ及び翼の防除氷を行うために使用することができる。
【００５０】
電気システム５３２は、左側のＮＰＵＰ発電機５７２ａと、右側のＮＰＵＰ発電機５７２ｂと、２つの中央のＮＰＵＰ発電機５７２ｃ、５７２ｄと、給電線５７６ａ〜５７６ｄと、複数の電気スイッチ５８０ａ〜５８０ｉとを含み得る。ＮＰＵＰ発電機５７２ａ〜５７２ｄは、航空機５０２における電気負荷に必要な動力の実質的に全てを提供するような定格とすることができる。
【００５１】
左側の油圧システム５７８ａは、左側の油圧分配経路５８２ａを介して左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ５８４ａに接続することができ、右側の油圧システム５７８ｂは、右側の油圧分配経路５８２ｂを介して右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ５８４ｂに接続することができる。一実施形態では、２つの任意選択の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ５９０ａ、５９０ｂを設けることもできる。具体的には、左側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ５９０ａは、左側中央のＮＰＵＰ発生源５２２ｃにより駆動することができ、右側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ５９０ｂは、右側中央のＮＰＵＰ発生源５２２ｄにより駆動することができる。一実施形態において、ＮＰＵＰ油圧ポンプ５８４ａ、５８４ｂは、一般に、航空機５０２に必要な油圧動力の実質的に全てを提供するような定格とすることができ、ここで、補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ５９０ａ、５９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ５８４ａ、５８４ｂに比べて、大きさを小さくすることができる。補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ５９０ａ、５９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ５８４ａ、５８４ｂを補完するために使用することができる。別の実施形態において、補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ５９０ａ、５９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ５８４ａ、５８４ｂに比べて、大きさを等しくすることができる。
【００５２】
図９は、２次動力システム６１０の更に別の実施形態を図示している。航空機６０２は、左側のＮＰＵＰ発生システム６２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム６２４ｂと、２つの中央に位置するＮＰＵＰ発生システム６２４ｃ、６２４ｄと、左側の主エンジン抽出システム６２６ａと、右側の主エンジン抽出システム６２６ｂとを含み得る。２次動力システム６１０は、左側の航空機主エンジン６２０ａと、右側の航空機主エンジン６２０ｂと、４つのＮＰＵＰ発生源６２２ａ〜６２２ｄと、空気圧システム６３０ａ、６３０ｂと、電気システム６３２と、油圧システム６３４ａ、６３４ｂとを含み得る。ＮＰＵＰ発生源６２２ａ〜６２２ｄは、通常運転時には、航空機６０２内に位置する消費システム１２（図１、図２）に必要な２次動力の約８５パーセント〜約９５パーセントを提供することができる。図９に示す例示的な実施形態において、主エンジン６２０ａ、６２０ｂは、空気圧縮機６４４ａ〜６４４ｄから空気圧システム６３０に供給される空気によって空気圧で始動させることができる。
【００５３】
左側の空気圧システム６３０ａは、左側の空気圧分配経路６３６ａ及び空気圧弁６４２ａを含み得、右側の空気圧システム６３０ｂは、右側の空気圧分配経路６３６ｂ及び空気圧弁６４２ｂを含み得る。空気圧縮機６４４ａ及び６４４ｃにより、圧縮空気を左側の空気圧分配経路６３６ａに供給することができ、空気圧縮機６４４ｂ及び６４４ｄにより、圧縮空気を右側の空気圧分配経路６３６ｂに供給することができる。図８に示す実施形態とは異なり、圧縮空気６６０ａ、６６０ｂは、主エンジン６２０ａ、６２０ｂの圧縮機（図示せず）から抽気することができる。翼の防除氷を行うために圧縮空気６６０ａ、６６０ｂを使用することができる。しかしながら、空気圧縮機６４４ａ〜６４４ｄは、ＥＣＳ  ６５０ａ、６５０ｂに必要な空気の実質的に全てを提供するために使用することができる。具体的には、空気圧縮機６４４ａ及び６４４ｃはＥＣＳ  ６５０ａに圧縮空気を提供し、空気圧縮機６４４ｂ及び６４４ｄはＥＣＳ  ６５０ｂに圧縮空気を提供する。
【００５４】
電気システム６３２は、左側のＮＰＵＰ発電機６７２ａと、右側のＮＰＵＰ発電機６７２ｂと、２つの中央のＮＰＵＰ発電機６７２ｃ、６７２ｄと、給電線６７６ａ〜６７６ｄと、複数の電気スイッチ６８０ａ〜６８０ｉとを含み得る。ＮＰＵＰ発電機６７２ａ〜６７２ｄは、一般に、航空機６０２における電気負荷の実質的に全てに動力を提供するような定格とすることができる。
【００５５】
左側の油圧システム６７８ａは、左側の油圧分配経路６８２ａを介して左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ６８４ａに接続することができ、右側の油圧システム６７８ｂは、右側の油圧分配経路６８２ｂを介して右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ６８４ｂに接続することができる。一実施形態では、２つの任意選択の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ６９０ａ、６９０ｂを設けることもできる。具体的には、左側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ６９０ａは、左側中央のＮＰＵＰ発生源６２２ｃにより駆動することができ、右側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ６９０ｂは、右側中央のＮＰＵＰ発生源６２２ｄにより駆動することができる。一実施形態において、ＮＰＵＰ油圧ポンプ６８４ａ、６８４ｂは、一般に、航空機６０２に必要な油圧動力の実質的に全てを提供するような定格とすることができ、補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ６９０ａ、６９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ６８４ａ、６８４ｂに比べて、大きさを小さくすることができる。補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ６９０ａ、６９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ６８４ａ、６８４ｂを補完するために使用することができる。別の実施形態において、補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ６９０ａ、６９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ６８４ａ、６８４ｂに比べて、大きさを等しくすることができる。
【００５６】
図１０は、２次動力システム７１０の更に別の実施形態を図示している。航空機７０２は、左側のＮＰＵＰ発生システム７２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム７２４ｂと、左側の主エンジン抽出システム７２６ａと、右側の主エンジン抽出システム７２６ｂとを含み得る。２次動力システム７１０は、左側の航空機主エンジン７２０ａと、右側の航空機主エンジン７２０ｂと、ＮＰＵＰ発生源７２２ａ、７２２ｂと、電気システム７３２と、油圧システム７３４ａ、７３４ｂとを含み得る。ＮＰＵＰ発生システム７２４ａ、７２４ｂは、通常運転時には、航空機７０２内に位置する消費システム１２（図１、図２）に必要な２次動力の約６０パーセント〜約８０パーセントを提供することができる。
【００５７】
図３〜図９に示す実施形態とは異なり、２次動力システム７１０は、空気圧システムを含まなくてもよく、主エンジン７２０ａ、７２０ｂの圧縮機（図示せず）から空気を抽気しなくてもよいことに留意すべきである。更に、２次動力システム７１０は、圧力空気を提供するのに、ＮＰＵＰ発生システム７２４ａ、７２４ｂに依存しなくてもよい。その代わりに、電動モータ駆動式圧縮機（ＥＭＤＣｓ）７３０ａ〜７３０ｄは、ＥＣＳ  ７５０ａ、７５０ｂに必要な圧縮空気の実質的に全てを提供するために使用することができる。圧縮空気は主エンジン７２０ａ、７２０ｂの圧縮機から抽気されないので、流体ベース若しくは電気機械の除氷装置、ヒータパッド又はヒータ要素などの他の装置は、左右の翼（図示せず）に位置することができ及び翼の防除氷を行うために使用することができる。
【００５８】
電気システム７３２は、左側の主エンジン発電機７７０ａと、右側の主エンジン発電機７７０ｂと、左側のＮＰＵＰ発電機７７２ａと、右側のＮＰＵＰ発電機７７２ｂと、給電線７７６ａ〜７７６ｄと、複数の電気スイッチ７８０ａ〜７８０ｉと、電気バス７８８ａ〜７８８ｄと、電力変換器７９２ａ〜７９２ｄとを含む。ＮＰＵＰ発電機７７２ａ、７７２ｂは、電気バス７８８ｂ、７８８ｃ及び電力変換器７９２ａ〜７９２ｄを介してＥＭＤＣ  ７９２ａ〜７９２ｄに電力を供給することができる。主エンジン発電機７７０ａ、７７０ｂは、主エンジン７２０ａ、７２０ｂの始動を支援するような大きさとすることができる。代替的に、主エンジン発電機７７０ａ、７７０ｂは、主要負荷を維持するような大きさとすることができる。主エンジン発電機７７０ａ、７７０ｂの実際の負荷は、主エンジン７２０ａ、７２０ｂから抽出される動力の量を最小限に抑えるように管理することができる。つまり、主エンジン発電機７７０ａ、７７０ｂは、主エンジン７２０ａ、７２０ｂを始動するために使用するか又は飛行中に発電機として機能するように使用することができる。
【００５９】
左側の油圧システム７７８ａは、左側の油圧分配経路７８２ａを介して左側の主エンジン油圧ポンプ７８４ａに接続することができ、右側の油圧システム７７８ｂは、右側の油圧分配経路７８２ｂを介して右側の主エンジン油圧ポンプ７８４ｂに接続することができる。主エンジン油圧ポンプ７８４ａ、７８４ｂは、一般に、航空機７０２に必要な油圧動力の全てを提供するような定格とすることができる。具体的には、左側の主エンジン油圧ポンプ７８４ａは、左側の油圧システム７３４ａに必要な油圧動力を提供するために使用することができ、右側の主エンジン油圧ポンプ７８４ｂは、右側の油圧システム７３４ｂに必要な油圧動力を提供するために使用することができる。一実施形態において、補助電動油圧ポンプ７９０ａ、７９０ｂは、主エンジン油圧ポンプ７８４ａ、７８４ｂが不作動状態である際に、又は高需要条件時に、主エンジン油圧ポンプ７８４ａ、７８４ｂを補完するために使用することができる。ＮＰＵＰ発電機７７２ａ、７７２ｂは、電動油圧ポンプ７９０ａ、７９０ｂに電力を提供するために使用することができる。具体的には、ＮＰＵＰ発電機７７２ａ、７７２ｂの１つからの電力は、電力変換器７９２ａを介して左側の電動油圧ポンプ７９０ａに提供することができ、右側の電力変換器７９２ｂを介して右側の油圧ポンプ７９０ｂに提供することができる。
【００６０】
図１１は、２次動力システム８１０の別の実施形態を図示している。航空機８０２は、左側のＮＰＵＰ発生システム８２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム８２４ｂと、左側の主エンジン抽出システム８２６ａと、右側の主エンジン抽出システム８２６ｂとを含み得る。２次動力システム８１０は、左側の航空機主エンジン８２０ａと、右側の航空機主エンジン８２０ｂと、２つのＮＰＵＰ発生源８２２ａ、８２２ｂと、電気システム８３２と、油圧システム８３４ａ、８３４ｂとを含み得る。ＮＰＵＰ発生システム８２４ａ、８２４ｂは、通常運転時には、航空機８０２内に位置する消費システム１２（図１、図２）に必要な２次動力の約７０パーセント〜約９０パーセントを提供することができる。図１０に示す実施形態と同様に、２次動力システム８１０は、空気圧システムを含まなくてもよく、ＥＣＳ  ８５０ａ、８５０ｂに必要な圧縮空気の実質的に全てを提供するためのＥＭＤＣ  ８３０ａ〜８３０ｄを含む。圧縮空気は主エンジン８２０ａ、８２０ｂの圧縮機から抽気されないので、流体ベース若しくは電気機械の除氷装置、ヒータパッド又はヒータ要素などの他の装置は、左右の翼（図示せず）に位置することができ及び翼の防除氷を行うために使用することができる。
【００６１】
電気システム８３２は、左側の主エンジン発電機８７０ａと、右側の主エンジン発電機８７０ｂと、左側のＮＰＵＰ発電機８７２ａと、右側のＮＰＵＰ発電機８７２ｂと、給電線８７６ａ〜８７６ｄと、複数の電気スイッチ８８０ａ〜８８０ｉと、電気バス８８８ａ〜８８８ｄと、電力変換器８９２ａ〜８９２ｄとを含む。ＮＰＵＰ発電機８７２ａ、８７２ｂは、電気バス８８８ｂ、８８８ｃ及び電力変換器８９２ａ〜８９２ｄを介してＥＭＤＣ  ８３０ａ〜８３０ｄに電力を供給することができる。主エンジン発電機８７０ａ、８７０ｂは、主エンジン８２０ａ、８２０ｂの始動を支援するような大きさとすることができる。代替的に、主エンジン発電機８７０ａ、８７０ｂは、主要負荷を維持するような大きさとすることができる。主エンジン発電機８７０ａ、８７０ｂの実際の負荷は、主エンジン８２０ａ、８２０ｂから抽出される動力の量を最小限に抑えるように管理することができる。
【００６２】
左側の油圧システム８７８ａは、左側の油圧分配経路８８２ａを介して左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ８８４ａに接続することができ、右側の油圧システム８７８ｂは、右側の油圧分配経路８８２ｂを介して右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ８８４ｂに接続することができる。ＮＰＵＰ油圧ポンプ８８４ａ、８８４ｂは、一般に、航空機８０２に必要な油圧動力の実質的に全て又は油圧動力の大部分を提供するような定格とすることができる。具体的には、左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ８８４ａは、左側の油圧システム８７８ａに必要な油圧動力を提供するために使用することができ、右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ８８４ｂは、左側の油圧システム８７８ｂに必要な油圧動力を提供するために使用することができる。一実施形態において、任意選択の主エンジン油圧ポンプ８９０ａ、８９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ３８４ａ、３８４ｂを補完するために、又はＮＰＵＰ油圧ポンプ３８４ａ、３８４ｂが不作動状態である際に、代替となるように使用することができる。主エンジン油圧ポンプ８９０ａ、８９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ８８４ａ、８８４ｂに比べて、大きさを小さくすることができる。
【００６３】
図１２は、航空機９０２に２次動力を提供するために使用できる２次動力システム９１０の更に別の実施形態を図示している。航空機９０２は、左側のＮＰＵＰ発生システム９２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム９２４ｂと、中央のＮＰＵＰ発生システム９２４ｃと、左側の主エンジン抽出システム９２６ａと、右側の主エンジン抽出システム９２６ｂとを含み得る。２次動力システム９１０は、左側の航空機主エンジン９２０ａと、右側の航空機主エンジン９２０ｂと、３つのＮＰＵＰ発生源９２２ａ〜９２２ｃと、電気システム９３２と、油圧システム９３４ａ、９３４ｂとを含み得る。ＮＰＵＰ発生システム９２４ａ、９２４ｂは、通常運転時には、航空機９０２内に位置する消費システム（図１、図２）に必要な２次動力の約９５パーセント〜約１００パーセントを提供することができる。２次動力システム９１０は、空気圧システムを含まなくてもよく、代わりに、ＥＣＳ  ９５０ａ、９５０ｂに必要な圧縮空気の実質的に全てを提供するためのＥＭＤＣ  ９３０ａ〜９３０ｄを含む。圧縮空気は主エンジン９２０ａ、９２０ｂの圧縮機から抽気されないので、流体ベース若しくは電気機械の除氷装置、ヒータパッド又はヒータ要素などの他の装置は、左右の翼（図示せず）に位置することができ及び翼の防除氷を行うために使用することができる。図１２に示す例示的な実施形態において、主エンジン９２０ａ、９２０ｂは、ジェット燃料スタータ又は地上の空気圧源により始動することができる。
【００６４】
電気システム９３２は、左側の主エンジン発電機９７０ａと、右側の主エンジン発電機９７０ｂと、左側のＮＰＵＰ発電機９７２ａと、右側のＮＰＵＰ発電機９７２ｂと、中央のＮＰＵＰ発電機９７２ｃと、給電線９７６ａ〜９７６ｅと、複数の電気スイッチ９８０ａ〜９８０ｋと、電気バス９８８ａ〜９８８ｄと、電力変換器９９２ａ〜９９２ｄとを含む。左側のＮＰＵＰ発生源９２２ａ及び右側のＮＰＵＰ発生源９２２ｂは、２次動力用の１次動力源としての役割を果たすことができる。中央に位置するＮＰＵＰ発生源９２２ｃは、２つのＮＰＵＰ発生源９２２ａ、９２２ｂに比べて、大きさを小さくすることができる。ＮＰＵＰ発電機９７２ａ、９７２ｂは、航空機９０２における電気負荷の実質的に全てを維持するような定格とすることができ、ここで、第３のＮＰＵＰ発電機９７２ｃは、主要負荷を維持することができる。主エンジン発電機９７０ａ、９７０ｂは、主要負荷をも維持するような大きさとすることができる。
【００６５】
左側の油圧システム９７８ａは、左側の油圧分配経路９８２ａを介して左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ９８４ａに接続することができ、右側の油圧システム９７８ｂは、右側の油圧分配経路９８２ｂを介して右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ９８４ｂに接続することができる。一実施形態では、２つの任意選択の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ９９０ａ、９９０ｂを設けることができる。任意選択の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ９９０ａ、９９０ｂは両方とも、中央に位置するＮＰＵＰ発生源９２２ｃにより駆動することができる。左側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ９９０ａは、左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ９８４ａを補完するために使用することができ、右側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ９９０ｂは、右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ９８４ｂを補完するために使用することができる。ＮＰＵＰ油圧ポンプ９８４ａ、９８４ｂは、航空機９０２に必要な機械的油圧動力の実質的に全てを供給するような定格とすることができ、並びに、補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ９９０ａ、９９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ９８４ａ、９８４ｂの１つが不作動状態である際に、代替となるように使用することができ、及び高需要時に使用することができる。補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ９９０ａ、９９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ９８４ａ、９８４ｂに比べて、大きさを小さくすることができる。
【００６６】
図１３は、２次動力システム１０１０の別の実施形態を図示している。航空機１００２は、左側のＮＰＵＰ発生システム１０２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム１０２４ｂと、中央のＮＰＵＰ発生システム１０２４ｃとを含み得る。２次動力システム１０１０は、３つのＮＰＵＰ発生源を１０２２ａ〜１０２２ｃと、電気システム１０３２と、油圧システム１０３４ａ、１０３４ｂとを含み得る。ＮＰＵＰ発生システム１０２４ａ〜１０２４ｃは、通常運転時には、航空機１００２内に位置する消費システム１２（図１、図２）に必要な２次動力の実質的に全てを提供することができる。したがって、航空機主エンジン１０２０ａ、１０２０ｂは、２次動力システム１０１０の一部でなくてもよい。更に、２次動力システム１０１０は、空気圧システムを含まなくてもよく、代わりに、ＥＣＳ  １０５０ａ、１０５０ｂに必要な圧縮空気の実質的に全てを提供するためのＥＭＤＣ  １０３０ａ〜１０３０ｄを含む。圧縮空気は主エンジン１０２０ａ、１０２０ｂの圧縮機から抽気されないので、流体ベース若しくは電気機械の除氷装置、ヒータパッド又はヒータ要素などの他の装置は、左右の翼（図示せず）に位置することができ及び翼の防除氷を行うために使用することができる。図１３に示す例示的な実施形態において、主エンジン１０２０ａ、１０２０ｂは、ジェット燃料スタータ又は地上の空気圧源により始動することができる。
【００６７】
電気システム１０３２は、左側のＮＰＵＰ発電機１０７２ａと、右側のＮＰＵＰ発電機１０７２ｂと、中央のＮＰＵＰ発電機１０７２ｃ、１０７２ｄと、給電線１０７６ａ〜１０７６ｄと、複数の電気スイッチ１０８０ａ〜１０８０ｉと、電気バス１０８８ａ〜１０８８ｄと、電力変換器１０９２ａ〜１０９２ｆ（電力変換器１０９２ｅ、１０９２ｆについては、任意選択とすることができ、後に説明する）とを含み得る。中央のＮＰＵＰ発生源１０２２ｃは、ＮＰＵＰ発電機１０７２ｃと１０７２ｄの両方に連結することができる。ＮＰＵＰ発電機１０７２ａ〜１０７２ｄは、航空機１００２における電気負荷の全てを維持するような定格とすることができる。
【００６８】
左側の油圧システム１０７８ａは、左側の油圧分配経路１０８２ａを介して左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ１０８４ａに接続することができ、右側の油圧システム１０７８ｂは、右側の油圧分配経路１０８２ｂを介して右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ１０８４ｂに接続することができる。一実施形態では、２つの任意選択の電動補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１０９０ａ、１０９０ｂを設けることができる。左側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１０９０ａには、ＮＰＵＰ発電機１０７２ａ〜１０７２ｃの１つにより、電気バス１０８８ｂ及び任意選択の電力変換器１０９２ｅを介して電気エネルギーを提供することができ、右側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１０９０ｂには、ＮＰＵＰ発電機１０７２ａ〜１０７２ｃの１つにより、電気バス１０８８ｃ及び任意選択の電力変換器１０９２ｆを介して、電気エネルギーを提供することができる。左側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１０９０ａは、左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ１０８４ａを補完するために使用することができ、右側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１０９０ｂは、右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ１０８４ｂを補完するために使用することができる。ＮＰＵＰ油圧ポンプ１０８４ａ、１０８４ｂは、航空機１００２に必要な機械的油圧動力の実質的に全てを提供するような定格とすることができ、並びに、補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１０９０ａ、１０９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ１０８４ａ、１０８４ｂが不作動状態である際に、代替となるように使用することができ、及び高需要時に使用することができる。
【００６９】
図１４は、２次動力システム１１１０の更に別の実施形態を図示している。航空機１１０２は、左側のＮＰＵＰ発生システム１１２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム１１２４ｂと、中央のＮＰＵＰ発生システム１１２４ｃと、左側の主エンジン抽出システム１１２６ａと、右側の主エンジン抽出システム１１２６ｂとを含み得る。２次動力システム１１１０は、左側の航空機主エンジン１１２０ａと、右側の航空機主エンジン１１２０ｂと、３つのＮＰＵＰ発生源１１２２ａ〜１１２２ｃと、電気システム１１３２と、油圧システム１１３４ａ、１１３４ｂとを含み得る。ＮＰＵＰ発生源１１２２ａ〜１１２２ｃは、通常運転時には、航空機１１０２内に位置する消費システム１２（図１、図２）に必要な２次動力の約８５パーセント〜約９５パーセントを提供することができる。２次動力システム１１１０は、空気圧システムを含まなくてもよく、代わりに、ＥＣＳ  １１５０ａ、１１５０ｂに必要な圧縮空気の実質的に全てを提供するためのＥＭＤＣ  １１３０ａ〜１１３０ｄを含む。圧縮空気は主エンジン１１２０ａ、１１２０ｂの圧縮機から抽気されないので、流体ベース若しくは電気機械の除氷装置、ヒータパッド又はヒータ要素などの他の装置は、左右の翼（図示せず）に位置することができ及び翼の防除氷を行うために使用することができる。図１４に示す例示的な実施形態において、主エンジン１１２０ａ、１１２０ｂは、油圧モータ、ジェット燃料スタータ、又は地上の空気圧源により始動することができる。
【００７０】
電気システム１１３２は、左側のＮＰＵＰ発電機１１７２ａ、１１７２ｂと、右側のＮＰＵＰ発電機１１７２ｃ、１１７２ｄと、中央のＮＰＵＰ発電機１１７２ｅ、１１７２ｆと、給電線１１７６ａ〜１１７６ｆと、複数の電気スイッチ１１８０ａ〜１１８０ｊと、電気バス１１８８ａ〜１１８８ｄと、電力変換器１１９２ａ〜１１９２ｆ（電力変換器１１９２ｅ、１１９２ｆについては、任意選択とすることができ、後に説明する）とを含む。中央のＮＰＵＰ発生源１１２２ｃは、ＮＰＵＰ発電機１１７２ｅと１１７２ｆの両方に連結することができる。ＮＰＵＰ発電機１１７２ａ〜１１７２ｄは、航空機１１０２における電気負荷の全てを維持するような定格とすることができる。
【００７１】
左側の油圧システム１１７８ａは、左側の油圧分配経路１１８２ａを介して左側の主エンジン油圧ポンプ１１８４ａに接続することができ、右側の油圧システム１１７８ｂは、右側の油圧分配経路１１８２ｂを介して右側の主エンジン油圧ポンプ１１８４ｂに接続することができる。一実施形態では、２つの電気的に駆動される任意選択の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１１９０ａ、１１９０ｂを設けることができる。左側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１１９０ａには、ＮＰＵＰ発電機１１７２ａ〜１１７２ｃの１つにより、電気バス１１８８ｂ及び任意選択の電力変換器１１９２ｅを介して電気エネルギーを提供することができ、右側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１１９０ｂには、ＮＰＵＰ発電機１１７２ａ〜１１７２ｃの１つにより、電気バス１１８８ｃ及び任意選択の電力変換器１１９２ｆを介して、電気エネルギーを提供することができる。左側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１１９０ａは、左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ１１８４ａを補完するために使用することができ、右側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１１９０ｂは、右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ１１８４ｂを補完するために使用することができる。主エンジン油圧ポンプ１１８４ａ、１１８４ｂは、航空機１１１８に必要な機械的油圧動力の実質的に全てを提供するような定格とすることができ、並びに、補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１１９０ａ、１１９０ｂは、主エンジン油圧ポンプ１１８４ａ、１１８４ｂが不作動状態である際に、代替となるように使用することができ、及び高需要時に使用することができる。
【００７２】
図１５は、２次動力システム１２１０の別の実施形態を図示している。航空機１２０２は、左側のＮＰＵＰ発生システム１２２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム１２２４ｂと、中央のＮＰＵＰ発生システム１２２４ｃとを含み得る。２次動力システム１２１０は、３つのＮＰＵＰ発生源を１２２２ａ〜１２２２ｃと、電気システム１２３２と、油圧システム１２３４ａ、１２３４ｂとを含み得る。ＮＰＵＰ発生システム１２２４ａ〜１２２４ｃは、通常運転時には、航空機１２０２内に位置する消費システム１２（図１、図２）に必要な２次動力の実質的に全てを提供することができる。したがって、２次動力システム１２１０は、航空機主エンジン１２２０ａ、１２２０ｂを含まなくてもよい。更に、２次動力システム１２１０は、空気圧システムを含まなくてもよく、代わりに、ＥＣＳ  １２５０ａ、１２５０ｂに必要な圧縮空気の実質的に全てを提供するためのＥＭＤＣ  １２３０ａ〜１２３０ｄを含む。圧縮空気は主エンジン１２２０ａ、１２２０ｂの圧縮機から抽気されないので、流体ベース若しくは電気機械の除氷装置、ヒータパッド又はヒータ要素などの他の装置は、左右の翼（図示せず）に位置することができ及び翼の防除氷を行うために使用することができる。図１５に示す例示的な実施形態において、主エンジン１２２０ａ、１２２０ｂは、ジェット燃料スタータ又は地上の空気圧源により始動することができる。
【００７３】
電気システム１２３２は、左側のＮＰＵＰ発電機１２７２ａ、１２７２ｂと、右側のＮＰＵＰ発電機１２７２ｃ、１２７２ｄと、中央のＮＰＵＰ発電機１２７２ｅ、１２７２ｆと、給電線１２７６ａ〜１２７６ｆと、複数の電気スイッチ１２８０ａ〜１２８０ｋと、電気バス１２８８ａ〜１２８８ｄと、電力変換器１２９２ａ〜１２９２ｆ（電力変換器１２９２ｅ、１２９２ｆについては、任意選択とすることができ、後に説明する）とを含む。中央のＮＰＵＰ発生源１２２２ｃは、ＮＰＵＰ発電機１２７２ｅと１２７２ｆの両方に連結することができる。ＮＰＵＰ発電機１２７２ａ〜１２７２ｄは、ＥＭＤＣ  １２９２ａ〜１２９２ｄ並びに航空機１２０２における電気負荷の実質的に全てに必要な電力の実質的に全てを供給することができる。
【００７４】
左側の油圧システム１２７８ａは、左側の油圧分配経路１２８２ａを介して左側の主エンジン油圧ポンプ１２８４ａに接続することができ、右側の油圧システム１２７８ｂは、右側の油圧分配経路１２８２ｂを介して右側の主エンジン油圧ポンプ１２８４ｂに接続することができる。一実施形態では、２つの任意選択の電気的に駆動される補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１２９０ａ、１２９０ｂを設けることができる。左側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１２９０ａには、ＮＰＵＰ発電機１２７２ａ〜１２７２ｃの１つにより、電気バス１２８８ｂ及び任意選択の電力変換器１２９２ｅを介して電気エネルギーを提供することができ、右側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１２９０ｂには、ＮＰＵＰ発電機１２７２ａ〜１２７２ｃの１つにより、電気バス１２８８ｃ及び任意選択の電力変換器１２９２ｆを介して、電気エネルギーを提供することができる。左側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１２９０ａは、左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ１２８４ａを補完するために使用することができ、右側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１２９０ｂは、右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ１２８４ｂを補完するために使用することができる。主エンジン油圧ポンプ１１８４ａ、１１８４ｂは、航空機１２０２に必要な機械的油圧動力の実質的に全てを提供するような定格とすることができ、並びに、補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１２９０ａ、１２９０ｂは、主エンジン油圧ポンプ１１８４ａ、１１８４ｂが不作動状態である際に、代替となるように使用することができ、及び高需要時に使用することができる。
【００７５】
図１６は、２次動力システム１３１０の更に別の実施形態を図示している。航空機１３０２は、左側のＮＰＵＰ発生システム１３２４ａと、右側のＮＰＵＰ発生システム１３２４ｂと、２つの中央に位置するＮＰＵＰ発生システム１３２４ｃ、１３２４ｄとを含み得る。２次動力システム１３１０は、４つのＮＰＵＰ発生源を１３２２ａ〜１３２２ｄと、電気システム１３３２と、油圧システム１３３４ａ、１３３４ｂとを含み得る。ＮＰＵＰ発生システム１３２４ａ〜１３２４ｄは、通常運転時には、航空機１３０２内に位置する消費システム１２（図１、図２）に必要な２次動力の実質的に全てを提供することができる。したがって、２次動力システム１３１０は、航空機主エンジン１３２０ａ、１３２０ｂを含まなくてもよい。更に、２次動力システム１３１０は、空気圧システムを含まなくてもよく、代わりに、ＥＣＳ  １３５０ａ、１３５０ｂに必要な圧縮空気の実質的に全てを提供するためのＥＭＤＣ  １３３０ａ〜１３３０ｄを含む。圧縮空気は主エンジン１３２０ａ、１３２０ｂの圧縮機から抽気されないので、流体ベース若しくは電気機械の除氷装置、ヒータパッド又はヒータ要素などの他の装置は、左右の翼（図示せず）に位置することができ及び翼の防除氷を行うために使用することができる。図１６に示す例示的な実施形態において、主エンジン１３２０ａ、１３２０ｂは、ジェット燃料スタータ又は地上の空気圧源により始動することができる。
【００７６】
電気システム１３３２は、左側のＮＰＵＰ発電機１３７２ａと、右側のＮＰＵＰ発電機１３７２ｂと、２つの中央のＮＰＵＰ発電機１３７２ｃ、１３７２ｄと、給電線１３７６ａ〜１３７６ｄと、複数の電気スイッチ１３８０ａ〜１３８０ｉと、電気バス１３８８ａ〜１３８８ｄと、電力変換器１３９２ａ〜１３９２ｄとを含み得る。ＮＰＵＰ発電機１３７２ａ〜１３７２ｄは、ＥＭＤＣ  １３９２ａ〜１３９２ｄ並びに航空機１３０２における電気負荷の実質的に全てに必要な電力の実質的に全てを供給することができる。
【００７７】
左側の油圧システム１３７８ａは、左側の油圧分配経路１３８２ａを介して左側のＮＰＵＰ油圧ポンプ１３８４ａに接続することができ、右側の油圧システム１３７８ｂは、右側の油圧分配経路１３８２ｂを介して右側のＮＰＵＰ油圧ポンプ１３８４ｂに接続することができる。一実施形態では、２つの任意選択の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１３９０ａ、１３９０ｂを設けることができる。一実施形態では、２つの任意選択の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１３９０ａ、１３９０ｂを設けることもできる。具体的には、左側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１３９０ａは、左側中央のＮＰＵＰ発生源１３２２ｃにより駆動することができ、右側の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１３９０ｂは、右側中央のＮＰＵＰ発生源１３２２ｄにより駆動することができる。一実施形態において、ＮＰＵＰ油圧ポンプ１３８４ａ、１３８４ｂは、一般に、航空機１３０２に必要な油圧動力の実質的に全てを提供するような定格とすることができ、補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１３９０ａ、１３９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ１３８４ａ、１３８４ｂに比べて、大きさを小さくすることができる。補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１３９０ａ、１３９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ１３８４ａ、１３８４ｂを補完するために使用することができる。別の実施形態において、補助ＮＰＵＰ油圧ポンプ１３９０ａ、１３９０ｂは、ＮＰＵＰ油圧ポンプ１３８４ａ、１３８４ｂに比べて、大きさを等しくすることができる。
【００７８】
現在利用可能ないくつかの種類の補助動力装置（ＡＰＵ）とは異なり、図１〜図１６に記載し示す開示の２次動力システムは、航空機内に位置する動力システムの少なくとも１つに常用２次動力源を提供する。具体的には、現在利用可能ないくつかの種類のＡＰＵは、バックアップ用又は非常用の２次動力源としてしか使用できない。その代わりに、２次動力を航空機の主エンジンから抽出することができるが、このことは、エンジンの総合効率を低下させ、それにより、主エンジンの燃料消費率が増大する。対照的に、更に、図３〜図７、図９〜図１２、及び図１４に示す実施形態は、航空機に必要な非推進力の一部を提供し、その結果、航空機主エンジンから抽出されるエネルギーの量が低減され得る多数のＮＰＵＰ発生システムを開示している。更に、図８、図１３、図１５及び図１６に示す実施形態は、航空機に必要な２次動力又は非推進力の実質的に全てを提供し、これにより、一般に主エンジンからエネルギーを抽出することを不要にする多数のＮＰＵＰ発生システムを開示している。主エンジンから抽出されるエネルギーを低減するか又は排除することにより、結果として、より低い燃料消費率（ＳＦＣ）をもたらし、ひいては主エンジン排気を低減する、より高い主エンジン効率がもたらされ得る。
【００７９】
更に、本開示は以下の項による実施形態を含む。
【００８０】
項１．  ２次動力を必要とする少なくとも１つの２次動力システムと、少なくとも２つの主エンジンと、前記航空機の運転中の常用２次動力を提供するように各々構成される少なくとも３つの非推進ユーティリティ動力（ＮＰＵＰ）発生システムであって、前記少なくとも１つの２次動力システムに必要な２次動力の少なくとも一部を提供するように構成される前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生システムとを備える航空機。
項２．  前記少なくとも２つの主エンジンが、前記少なくとも１つの２次動力システムに必要な前記２次動力の一部を提供する、項１に記載の航空機。
項３．  前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生システムが、前記少なくとも１つの２次動力システムに必要な前記２次動力の略全てを提供する、項１に記載の航空機。
項４．  少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源を更に備え、前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生システムが各々、前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源の１つを含む、項１に記載の航空機。
項５．  前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源の１つに各々連結される少なくとも３つのＮＰＵＰ発電機を更に備える、項４に記載の航空機。
項６．  前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発電機が、前記航空機に必要な略全ての電力を提供する、項５に記載の航空機。
項７．  前記少なくとも２つの主エンジンの１つに各々連結される複数の主エンジン発電機を更に備え、前記主エンジン発電機が、冗長な電力源である、項５に記載の航空機。
項８．  各々圧縮空気を使用する複数の環境制御システム（ＥＣＳ）を更に備える、項４に記載の航空機。
項９．  前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源の１つに各々連結される複数の空気圧縮機を更に備え、前記空気圧縮機が、前記ＥＣＳに前記圧縮空気の少なくとも一部を提供するように構成される、項８に記載の航空機。
項１０．  抽気空気が、前記少なくとも２つの主エンジンから抽出され、前記抽気空気の一部が前記ＥＣＳに供給される、項９に記載の航空機。
項１１．  前記抽気空気が、翼の防除氷を行うために使用される、項１０に記載の航空機。
項１２．  油圧動力を必要とする少なくとも１つの油圧動力システムを更に備える、項４に記載の航空機。
項１３．  前記少なくとも２つの主エンジンの１つに各々連結される複数の主エンジン油圧ポンプを更に備える、項１２に記載の航空機。
項１４．  前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源の１つにより各々駆動される複数の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプを更に備える、項１３に記載の航空機。
項１５．  複数の電気的に駆動される補助ＮＰＵＰ油圧ポンプと、前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源の１つに各々連結された複数のＮＰＵＰ発電機とを更に備え、前記ＮＰＵＰ発電機が、前記電気的に駆動される補助ＮＰＵＰ油圧ポンプに電力を提供する、項１３に記載の航空機。
項１６．  前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源の１つに各々連結される複数のＮＰＵＰ油圧ポンプを更に備える、項１２に記載の航空機。
項１７．  前記少なくとも２つの主エンジンの１つにより各々駆動される複数の追加の油圧ポンプを更に備える、項１６に記載の航空機。
項１８．  前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生源の１つにより各々駆動される複数の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプを更に備える、項１６に記載の航空機。
項１９．  前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生システムの各々が、互いに対して独立して動作する、項１に記載の航空機。
項２０．  航空機の運転時に常用２次動力を提供するように構成された第４のＮＰＵＰ発生システムを更に備える、項１に記載の航空機。
項２１．  航空機において２次動力を提供する方法であって、
前記航空機が、前記２次動力を必要とする少なくとも１つの２次動力システムと、少なくとも２つの主エンジンとを含み、
前記方法が、少なくとも３つの非推進ユーティリティ動力（ＮＰＵＰ）発生システムにより、前記少なくとも１つの２次動力システムに必要な２次動力の少なくとも一部を発生させるステップであって、前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生システムが、前記航空機の運転時に常用２次動力を提供するように構成される前記ステップを備える方法。
項２２．  前記少なくとも２つの主エンジンにより、前記少なくとも１つの２次動力システムに必要な２次動力の一部を発生させるステップを含む、項２１に記載の方法。
項２３．  前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発生システムにより、前記少なくとも１つの２次動力システムに必要な前記２次動力の略全てを発生させるステップを含む、条項２１に記載の方法。
項２４．  電力を必要とする複数の電力システムと、油圧動力を必要とする少なくとも１つの油圧動力システムと、少なくとも２つの主エンジンと、前記航空機の運転中の常用２次動力を提供するように各々構成される少なくとも２つの非推進ユーティリティ動力（ＮＰＵＰ）発生システムであって、前記電力システムに必要な前記電力の少なくとも一部を提供するように構成される前記少なくとも２つのＮＰＵＰ発生システムとを備える航空機。
項２５．  前記少なくとも２つのＮＰＵＰ発生システムが、前記少なくとも１つの油圧動力システムに必要な前記油圧動力の少なくとも一部を提供する、項２４に記載の航空機。
項２６．  前記少なくとも２つのＮＰＵＰ発生システムが、前記少なくとも１つの油圧動力システムに必要な前記油圧動力の実質的に全てを提供する、項２４に記載の航空機。
項２７．  少なくとも２つのＮＰＵＰ発生源を更に備え、前記少なくとも２つのＮＰＵＰ発生システムが各々、前記少なくとも２つのＮＰＵＰ発生源の１つを含む、項２４に記載の航空機。
項２８．  前記少なくとも２つのＮＰＵＰ発生源の１つに各々連結された少なくとも２つのＮＰＵＰ発電機を更に備える、項２７に記載の航空機。
項２９．  前記少なくとも２つの主エンジンの１つに各々連結された複数の主エンジン発電機を更に備え、前記主エンジン発電機が、冗長な電力源である、項２８に記載の航空機。
項３０．  第３のＮＰＵＰ発生源を更に備え、少なくとも３つのＮＰＵＰ発電機が各々、前記少なくとも２つのＮＰＵＰ発生源の１つに連結される、項２７に記載の航空機。
項３１．  前記少なくとも３つのＮＰＵＰ発電機が、前記航空機に必要な略全ての電力を提供する、項３０に記載の航空機。
項３２．  前記少なくとも２つの主エンジンの１つに各々連結される複数の主エンジン油圧ポンプを更に備える、項２７に記載の航空機。
項３３．  複数の電気的に駆動される補助ＮＰＵＰ油圧ポンプと、前記少なくとも２つのＮＰＵＰ発生源の１つに各々連結された複数のＮＰＵＰ発電機とを更に備え、前記ＮＰＵＰ発電機が、前記電気的に駆動される補助ＮＰＵＰ油圧ポンプに電力を提供する、項３２に記載の航空機。
項３４．  前記少なくとも２つのＮＰＵＰ発生源の１つに各々連結される複数のＮＰＵＰ油圧ポンプを更に備える、項２７に記載の航空機。
項３５．  前記少なくとも２つのＮＰＵＰ発生源の１つにより各々駆動される複数の補助ＮＰＵＰ油圧ポンプを更に備える、項３４に記載の航空機。
項３６．  複数の環境制御システム（ＥＣＳ）に圧縮空気を提供するように構成された複数の電動モータ駆動式圧縮機（ＥＭＤＣ）を更に備える、項３４に記載の航空機。
【００８１】
本明細書に記載した装置及び方法の形態は、本発明の好ましい実施形態を構成するが、本発明はこれらの装置及び方法の厳密な形態に限定されず、本発明の範囲から逸脱することなく、本明細書において変更を加えることができることを理解されたい。
【符号の説明】
【００８２】
２  航空機
４  推進力システム
６  ２次動力システム
１０  ２次動力発生システム
１１  ２次分配システム
１２  消費（ユーティリティ）システム
１３  ＮＰＵＰシステム
１４  主エンジン抽出システム
１５  動力発生システム
１６  動力変換システム
１７  動力制御システム
２０ａ  左側の主エンジン
２０ｂ  右側の主エンジン
２２  ＮＰＵＰ発生源
２４ａ，２４ｂ  ＮＰＵＰ発生システム
２６ａ，２６ｂ  主エンジン抽出システム
３０  空気圧システム
３２  電気システム
３４ａ，３４ｂ  油圧システム
３６ａ，３６ｂ  空気圧分配経路
４２ａ，４２ｂ，４２ｃ  空気圧弁
４４ａ，４４ｂ  空気圧縮機
５０ａ，５０ｂ  ＥＣＳシステム
７０ａ，７０ｂ  主エンジン発電機
７２ａ，７２ｂ  ＮＰＵＰ発電機
７８ａ，７８ｂ  油圧システム
８２ａ，８２ｂ  油圧分配経路
８４ａ，８４ｂ  主エンジン油圧ポンプ
【図１】
2015107795.tif 000003
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
2015107795.tif 000014
【図１３】
2015107795.tif 000015
【図１４】
2015107795.tif 000016
【図１５】
2015107795.tif 000017
【図１６】
2015107795.tif 000018
【外国語明細書】
2015107795000001.pdf