(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
一対の主翼（１１２）と、胴体（１１０）とを備える航空機のための航空推進システムであって、
前記一対の主翼の各々に取り付けられた一対のタービンエンジン（１２２、１２４）と、
前記胴体（１１０）の後端（１０８）に取り付けられ、ファン（１０８）を備える後部エンジン（１２６）と、
前記ファンに駆動結合された電気モータ（８２）と、
前記電気モータに電気エネルギーを供給するための燃料電池（８６）と、を備え、
前記燃料電池は、副産物として水を発生し、前記航空推進システムは、前記燃料電池によって発生した前記水を前記航空推進システムの作動中に前記一対のタービンエンジン（１２２、１２４）の一方又は両方に案内して前記航空推進システムの効率を高める、システム。
【請求項２】
前記電気モータは、ギヤボックスを介して前記ファンに機械的に結合する、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
前記燃料電池は、水素燃料を利用する、請求項１又は２に記載のシステム。
【請求項４】
前記燃料電池の上流に配置された、前記燃料電池用の水素燃料を生成するための改質器をさらに含む、請求項１乃至３のいずれか１項に記載のシステム。
【請求項５】
前記一対のタービンエンジンは、各々、圧縮機セクションを含み、前記一対のタービンエンジンの前記圧縮機セクションは、各々、第１の圧縮機と、前記第１の圧縮機の下流に配置された第２の圧縮機とを含み、前記燃料電池によって発生した前記水を、前記一対のタービンエンジンの前記圧縮機セクションの一方又は両方の前記第１の圧縮機と前記第２の圧縮機との間の位置に案内する、請求項１乃至４のいずれか１項に記載のシステム。
【請求項６】
前記一対のタービンエンジンは、各々、圧縮機セクション及びタービンセクションを含み、前記システムは、前記圧縮機セクションから前記タービンセクションに冷却空気を供給し、前記システムは、前記燃料電池によって発生した前記水を、前記一対のタービンエンジンの前記圧縮機セクションの一方又は両方からの前記冷却空気に案内する、請求項１乃至５のいずれか１項に記載のシステム。
【請求項７】
前記一対のタービンエンジンは、８：１を上回るバイパス比を定める、請求項１乃至６のいずれか１項に記載のシステム。
【請求項８】
一対の主翼（１１２）と、胴体（１１０）と、請求項１乃至７のいずれか１項に記載のシステムとを備える、航空機。
【請求項９】
一対の主翼（１１２）と、胴体（１１０）とを備える航空機のための航空推進システムを作動させる方法であって、
前記航空推進システムが、
前記一対の主翼の各々に取り付けられた一対のタービンエンジン（１２２、１２４）と、
前記胴体（１１０）の後端（１０８）に取り付けられ、ファン（１０８）を備える後部エンジン（１２６）と、
前記ファンに駆動結合された電気モータ（８２）と、
前記電気モータに電気エネルギーを供給するための燃料電池（８６）と、を備え、
前記方法が、
前記電気モータによって前記後部エンジン（１２６）に機械出力を供給するステップと、
前記燃料電池によって前記電気モータに電気エネルギーを供給するステップと、
電気エネルギー生成の副産物として前記燃料電池によって水を発生するステップと、
前記燃料電池によって発生した前記水を前記航空推進システムの作動中に前記一対のタービンエンジンの一方又は両方に供給するステップと、
を含む方法。
【請求項１０】
前記一対のタービンエンジンは、各々、圧縮機セクションを含み、前記圧縮機セクションは、第１の圧縮機と、前記第１の圧縮機の下流に配置された第２の圧縮機とを含み、前記燃料電池によって発生した前記水を前記一対のタービンエンジンの一方又は両方に供給するステップは、前記燃料電池によって発生した前記水を前記第１の圧縮機と前記第２の圧縮機との間の位置に供給することを含む、請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
前記一対のタービンエンジンは、圧縮機セクション及びタービンセクションを含み、前記航空推進システムは、前記圧縮機セクションから前記タービンセクションに冷却空気を供給するように構成され、前記燃料電池によって発生した前記水を前記一対のタービンエンジンの一方又は両方に供給するステップは、前記燃料電池によって発生した前記水を前記圧縮機セクションからの前記冷却空気に供給することを含む、請求項９又は１０に記載の方法。
【請求項１２】
前記航空推進システムは、８：１を上回るバイパス比を有し、前記電気モータは、前記ファンに機械的に結合する、請求項９乃至１１のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１３】
前記燃料電池は、水素燃料を利用する、請求項９乃至１２のいずれか１項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本主題は、全体的には、ハイブリッド航空推進システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファンエンジンは、一般に、互いに流体連通して配置されるファン及びコアを含む。ターボファンエンジンのコアは、通常、直列流れ順に、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、及び排気セクションを含む。作動時、ファンを通過する空気の少なくとも一部がコアの入口に供給される。このような空気の一部は、燃焼セクションに達するまで圧縮機セクションによって徐々に圧縮される。燃焼セクション内で燃料が圧縮空気と混合され、燃やされて、燃焼ガスをもたらす。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションを通って送られ、タービンセクション内の１つ又はそれ以上のタービンを駆動する。タービンセクション内の１つ又はそれ以上のタービンは、それぞれのシャフトを介して圧縮機セクションの１つ又はそれ以上の圧縮機に結合することができる。次いで燃焼ガスは、排気セクションを通して、例えば大気へと送られる。
【０００３】
ガスの圧力、温度、及び体積の間の関係により、空気が圧縮機セクションによって圧縮されるにつれて、空気の温度は徐々に上昇する。圧縮プロセス中に空気の温度が所定の閾値温度に達すると、高温の空気は、該空気を所与の圧力まで圧縮するのに必要な仕事量を増大させることに加えて、例えば、圧縮機セクションの信頼性のある動作を妨害し、潤滑の困難さをもたらす場合がある。このことは、圧縮機セクションの効率に対する有害な影響をもたらす場合がある。結果として、特定のガスタービンエンジンの圧縮機セクションは、その全潜在能力で作動できない。
【０００４】
従って、ガスタービンエンジンの作動中に圧縮機セクションによって圧縮される空気から熱を除去することが可能なガスタービンエンジンは有用である。より詳細には、ガスタービンエンジンが専用水タンクを持つことを必要とすることなく、ガスタービンエンジンの作動中に圧縮機セクションによって圧縮される空気から熱を除去することが可能なガスタービンエンジンは、特に有益である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第8,047,006号明細書
【発明の概要】
【０００６】
本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、若しくはこの説明から明らかにすることができ、又は本発明を実施することにより理解することができる。
【０００７】
本開示の１つの例示的な実施形態において、ガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、コアタービンエンジンと、コアタービンエンジンに機械的に結合したファンと、コアタービンエンジン及びファンの少なくとも一方に機械的に結合した電気モータとを含む。ガスタービンエンジンはまた、電気モータに電気エネルギーを供給するための燃料電池を含み、該燃料電池は、副産物として水を発生し、ガスタービンエンジンは、燃料電池によって発生した水をガスタービンエンジンの作動中にコアタービンエンジンに案内してガスタービンエンジンの効率を高める。
【０００８】
本開示の別の例示的な実施形態において、タービンエンジンを含む航空推進システムが提供される。航空推進システムは、ファンと、ファンに駆動結合された電気モータと、燃料電池とを含む。燃料電池は、電気モータに電気エネルギーを供給し、副産物として水を発生する。航空推進システムは、燃料電池によって発生した水を航空推進システムの作動中にタービンエンジンに案内して前記航空推進システムの効率を高める。
【０００９】
本開示の例示的な態様において、ファン、タービンエンジン、電気モータ、及び燃料電池を含む航空推進システムを作動させる方法が提供される。該方法は、電気モータによってタービンエンジン又はファンの少なくとも一方に機械出力を供給するステップと、燃料電池によって電気モータに電気エネルギーを供給するステップと、を含む。該方法はまた、電気エネルギー生成の副産物として燃料電池によって水を発生するステップと、燃料電池によって発生した水を航空推進システムのタービンエンジンに供給するステップと、を含む。
【００１０】
本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の請求項を参照するとより理解できるであろう。本明細書に組み込まれ且つその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。
【００１１】
添付図を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全かつ有効な開示を説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本開示の例示的な態様によるガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】本開示の別の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略図。
【図３】本開示のさらに別の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略図。
【図４】本開示の例示的な実施形態による航空推進システムを組み込んだ航空機の概略平面図。
【図５】本開示の例示的な態様による航空推進装置の作動方法の流れ図。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
ここで、その１つ又はそれ以上の実施例が添付図面に例示されている本発明の実施形態について詳細に説明する。詳細な説明では、図面中の特徴部を示すために参照符号及び文字表示を使用している。本発明の同様の又は類似の要素を示すために、図面及び説明において同様の又は類似の記号表示を使用している。本明細書で使用される用語「第１」、「第２」、及び「第３」は、ある構成要素を別の構成要素と区別するために同義的に用いることができ、個々の構成要素の位置又は重要性を意味することを意図したものではない。用語「上流」及び「下流」は、流体通路における流体流れに対する相対的方向を指す。例えば、「上流」は、流体がそこから流れる方向を指し、「下流」は流体がそこに向けて流れ込む方向を指す。
【００１４】
各図を参照すると、図全体を通じて同じ符号は同じ要素を示し、図１は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図を提示する。より具体的には、図１の実施形態に関して、ガスタービンエンジンは、高バイパスターボファンジェットエンジン１０であり、本明細書では「ターボファンエンジン１０」と呼ぶ。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（参照用の長手方向中心線１２に対して平行に延びる）及び半径方向Ｒを定める。一般に、ターボファン１０は、ファンセクション１４及び該ファンセクション１４から下流に配置されたコアタービンエンジン１６を含む。
【００１５】
概略的に示された例示的なコアタービンエンジン１６は、環状入口２０を定める略管状の外部ケーシング１８を含む。外部ケーシング１８は、直列流れ関係で、ブースタすなわち低圧（ＬＰ）圧縮機２２及び高圧（ＨＰ）圧縮機２４を含む圧縮機セクションと、燃焼器セクション２６と、高圧（ＨＰ）タービン２８及び低圧（ＬＰ）タービン３０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３２とを収容する。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動結合する。低圧（ＬＰ）又はスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動結合する。圧縮機セクション、燃焼器セクション２６、タービンセクション、及びノズルセクション３２は、一緒になってコア空気流路３７を定める。
【００１６】
図示の実施形態に関して、ファンセクション１４は、離間した様式でディスク４２に結合した複数のファンブレード４０を有する可変ピッチファン３８を含む。図示のように、ファンブレード４０は、略半径方向Ｒに沿ってディスク４２から外向きに延びる。ファンブレード４０のピッチを集合的に一斉に変えるように構成された適切なピッチ変更機構４４に作動的に結合するファンブレード４０に基づいて、各ファンブレード４０は、ピッチ軸Ｐの周りでディスク４２に対して回転可能である。ファンブレード４０、ディスク４２、及びピッチ変更機構４４は、出力ギヤボックス４６を横切るＬＰシャフト３６によって長手方向軸線１２の周りで一緒に回転可能である。出力ギヤボックス４６は、ＬＰシャフト３６に対するファン３８の回転速度をより効率的なファン回転速度に調節するための複数のギヤを含む。
【００１７】
さらに図１の例示的な実施形態を参照すると、ディスク４２は、空気力学的に輪郭形成されて空気流が複数のファンブレード４０を通るのを促進する、回転可能フロントハブ４８でカバーされる。加えて、例示的なファンセクション１４は、円周方向でファン３８を囲む及び／又はコアタービンエンジン１６の少なくとも一部を囲む、環状ファンケーシング又は外側ナセル５０を含む。例示的なナセル５０は、複数の周方向に離間した出口ガイドベーン５２によってコアタービンエンジン１６に対して支持される。さらに、ナセル５０の下流セクション５４は、コアタービンエンジン１６の外部に広がり、その間にバイパス空気流通路５６を定めるようになっている。
【００１８】
ターボファンエンジン１０の作動中、ある体積の空気５８がナセル５０及び／又はファンセクション１４の関連付けられた入口６０を通ってターボファン１０に入る。該体積の空気５８がファンブレード４０を横切って通ると、矢印６２で示す空気５８の第１の部分は、バイパス空気流通路５６へ方向づけられ又は送られ、矢印６４で示す空気５８の第２の部分は、コア空気流路３７、又はより詳細にはＬＰ圧縮機２２へと方向づけられ又は送られる。空気の第１の部分６２と空気の第２の部分６４との比は、一般にバイパス比として知られる。図示の例示的な実施形態に関して、バイパス比は、少なくとも約８：１である。従って、ターボファンエンジン１０は、超高バイパスターボファンエンジンと呼ぶことができる。次に、空気の第２の部分６４の圧力は、高圧（ＨＰ）圧縮機２４及び燃焼セクション２６へ送られるにつれて増大し、そこで燃料と混合され燃焼して燃焼ガス６６をもたらす。
【００１９】
燃焼ガス６６は、ＨＰタービン２８を通って送られ、そこで熱及び／又は運動エネルギーの一部が、外部ケーシング１８に結合されたＨＰタービンステータベーン６８及びＨＰシャフト又はスプール３４に結合されたＨＰタービンロータブレード７０の連続した段を介して燃焼ガス６６から抽出され、かくしてＨＰシャフト又はスプール３４を回転させ、それによりＨＰ圧縮機２４の動作を助ける。次に、燃焼ガス６６は、ＬＰタービン３０を通って送られ、そこで熱及び運動エネルギーの第２の部分が、外部ケーシング１８に結合されたＬＰタービンステータベーン７２及びＬＰシャフト又はスプール３６に結合されたＬＰタービンロータブレード７４の連続した段を介して燃焼ガス６６から抽出され、かくしてＬＰシャフト又はスプール３６を回転させ、それによりＬＰ圧縮機２２の動作及び／又はファン３８の回転を助ける。
【００２０】
その後、燃焼ガス６６は、コアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通って送られて推進推力をもたらす。同時に、空気の第１の部分６２の圧力は、空気の第１の部分６２がターボファン１０のファンノズル排気セクション７６から排出される前にバイパス空気流通路５６を通って送られるにつれて実質的に高まり、これも推進推力をもたらす。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０及びジェット排気ノズルセクション３２は、少なくとも部分的に、コアタービンエンジン１６を通して燃焼ガス６６を送るための高温ガス通路７８を定める。
【００２１】
図１の例示的なターボファンエンジン１０は、圧縮機セクションから燃焼セクション２６及びタービンセクションへの冷却空気の流れを与えるようにさらに構成される。より具体的には、ＬＰ圧縮機２２から下流のブリード空気の流れは、冷却ダクト８０を通して、例えば燃焼セクション２６及びタービンセクションへ案内さられる。例示的な冷却空気流及び冷却ダクト８０は、半径方向Ｒに沿ってコア空気流路３７の外側に示されているが、他の実施形態において、冷却空気流及び冷却ダクト８０は、代わりに、半径方向Ｒに沿ってコア空気流路３７の内側に配置することができる。加えて、他の例示的な実施形態において、冷却空気流は、圧縮機セクション内の他のいずれかの場所から、例えばＬＰ圧縮機２２又はＨＰ圧縮機２４から、空気を取得することができる。
【００２２】
図１に示す例示的なターボファンエンジン１０は、航空ガスタービンエンジンとして構成される。航空ガスタービンエンジンは、陸上用ガスタービンエンジンと比べて、ガスタービンエンジン自体並びに何らかの所要の付属システムの全重量を最小化すると同時に動力出力及び効率を最大化するように設計される。
【００２３】
しかしながら、図１に示す例示的なターボファンエンジン１０は、単に例示の目的で提示したものであり、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、他のいずれかの適切な構成を有することができることを理解されたい。さらに他の例示的な実施形態において、本開示の態様を他のいずれかの適切なガスタービンエンジンに組み込むことができることもまた理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態において、本開示の態様は、例えばターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、又はターボジェットエンジンに組み込むことができる。
【００２４】
ここで図２を参照すると、本開示の例示的な実施形態による航空推進システムの概略図が提示される。図示の実施形態に関して、航空推進システムは、ガスタービンエンジンとして、より具体的にはターボファンエンジン１０として構成される。本明細書において、「ガスタービンエンジン」及び「ターボファンエンジン」は、一般にエンジン自体、並びに何らかの付属システムを指す。特定の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、図１を参照して上で説明した例示的なターボファンエンジン１０と同様の、超高バイパス、減速型、ダクテッドターボファンエンジン１０として構成することができる。
【００２５】
従って、図２の例示的な実施形態に関して、例示的なターボファンエンジン１０は、一般に、本明細書では単にタービンエンジン又はコアエンジンとも呼ばれるコアタービンエンジン１６と、該コアタービンエンジン１６に機械的に結合されたファン３８とを含む。図示の実施形態に関して、ターボファンエンジン１０は、減速型ダクテッドターボファンエンジンとして構成され、従って出力ギヤボックス４６を含み、コアタービンエンジン１６は該出力ギヤボックス４６を通してファン３８に機械的に結合され、さらに、ファン３８及びコアタービンエンジン１６の少なくとも一部を囲む外側ナセル組立体（図示せず。図１参照）を含む。
【００２６】
さらに図２を参照すると、例示的なターボファンエンジン１０はまた、ハイブリッドガス電気ターボファンエンジン１０として構成される。従って、ターボファンエンジン１０は、コアタービンエンジン１６及びファン３８のうちの少なくとも一方を少なくとも部分的に駆動させるために、コアタービンエンジン１６及びファン３８のうちの少なくとも一方に機械的に結合された電気モータ８２をさらに含む（すなわち駆動接続される）。詳細には、図示の実施形態に関して、電気モータ８２は、ギヤボックス８４を介してファン３８に機械的に結合される。ファンギヤボックス８４は、出力ギヤボックス４６から分離した別個のものとして示されている。しかしながら、他の例示的な実施形態において、ファンギヤボックス８４及び出力ギヤボックス４６を組み合わせることができる。加えて、他の例示的な実施形態において、電気モータ８２は、代わりに、ターボファンエンジン１０に、例えばＬＰシャフト又はＨＰシャフト（図１参照）に機械的に結合することができる。
【００２７】
さらに、図示の実施形態に関して、ターボファンエンジン１０は、ターボファンエンジン１０の少なくとも特定の動作条件時に電気モータ８２に電気エネルギーを供給するように構成された燃料電池８６を含む。単一の燃料電池８６が図示されているが、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、直列流構成、並列流構成、又はそれら２つの組合せで配置された複数の燃料電池８６を含むことができる。燃料電池８６は、空気ダクト８８を通して空気流を受け入れ、水素（すなわち水素燃料）を利用して電気エネルギーを発生させることができる。空気ダクト８８を通る空気流は、例えばターボファンエンジン１０のバイパス通路５６（図１参照）又は他のいずれかの適切な場所から到来することができる。詳細には、例示的な燃料電池８６は、燃料電池８６に水素（又は他の適切な燃料）と、空気ダクト８８を介して受け取った空気流からの酸素とを供給することによって、典型的には比較的高効率で、水素を用いて電気を発生させることができる。限定しないが、燃料電池８６は、プロトン交換膜燃料電池、固体酸化物形燃料電池、直接メタノール燃料電池、アルカリ燃料電池、溶融炭酸塩形燃料電池、又はリン酸形燃料電池とすることができる。あるいは、燃料電池８６は、全ての関連した目的で参照により全体が本明細書に組み入れられる２００４年９月２１日に付与された米国特許第６，７９４，０８０号に記載されている電気化学的エネルギー変換装置のような、あらゆる適切な電気化学的エネルギー変換装置とすることができる。
【００２８】
図２の実施形態をさらに参照すると、図示の例示的なターボファンエンジン１０は、燃料電池８６の上流に配置された、該燃料電池８６用の水素燃料を生成するための改質器９０（水素以外の燃料を用いることを可能にする）を含む。このような例示的な実施形態では、改質器９０がコアタービンエンジン１６で利用されるのと同じ燃料の流れを受け取ることができるように、改質器９０は、ターボファンエンジン１０の燃料システムの燃料タンク９２と流体連通することができる。詳細には、燃料システムは、燃料タンク９２からの第１の燃料流をコアタービンエンジン１６に供給し、燃料タンク９２からの第２の燃料流を改質器９０に供給するように構成することができる。改質器９０は、燃料システムから第２の燃料流を受け取り、その燃料から水素化合物を抽出することができる。次に改質器９０は、燃料電池８６に水素燃料流を供給することができる。特に、このような例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０は、その燃料として、液化天然ガス（ＬＮＧ）、航空タービン燃料（例えばＪｅｔ  Ａ燃料、Ｊｅｔ  Ａ−１燃料等）、又は合成ガス（すなわちシンガス）を利用するように構成することができる。
【００２９】
上述のように、燃料電池８６は、少なくとも特定の動作条件時に電気モータ８２に電気エネルギーを供給し、次いで電気モータ８２がファン３８及びコアタービンエンジン１６の少なくとも一方に機械出力を付与するようになっている。特定の例示的な態様において、燃料電池８６は、離陸運転モード及び／又は上昇運転モード中に電気モータ８２に実質的に一定の電力の流れを供給するように構成することができる。離陸運転モード及び上昇運転モードは、例えば、ターボファンエンジン１０を装備した航空機が離陸又は上昇するときの「フルスロットル」運転モードに対応することができる。加えて、燃料電池８６は、巡航運転モードなどの他の運転モード中に電気モータ８２に実質的に一定の電力の流れを供給するように構成することができる。巡航運転モードは、同様に、ターボファンエンジン１０を装備した航空機が巡航中の運転モードに対応することができる。
【００３０】
運転モードにかかわらず、燃料電池８６は、作動時の副産物として水を発生させる。副産物として発生したこのような水を例えば大気中に放出する代わりに、図示した例示的なターボファンエンジン１０は、この水を利用してターボファンエンジン１０の効率を高めるように構成される。詳細には、図示の実施形態に関して、ターボファンエンジン１０は、燃料電池８６によって発生した水を作動中に出口水ライン９４を通してコアタービンエンジン１６に案内して、ターボファンエンジン１０の効率を向上させるように、又はより具体的には、ターボファンエンジン１０の１つ又はそれ以上の態様を冷却するように構成され、又はＬＰ圧縮機２２とＨＰ圧縮機２４との間の中間圧縮機流体として用いるように構成される。
【００３１】
特定の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、燃料電池８６によって発生した水を、コアタービンエンジン１６を中間冷却するために、出口水ライン９４を通してコアタービンエンジン１６に案内するように構成することができる。例えば、図１を再び参照すると、ターボファンエンジン１０は、燃料電池８６によって発生した水を、第１の圧縮機（例えばＬＰ圧縮機２２）と第２の圧縮機（例えばＨＰ圧縮機２４）との間の位置に案内するように構成することができる。より具体的には、ターボファンエンジン１０は、水をＬＰ圧縮機２２とＨＰ圧縮機２４との間のコア空気流路３７に直接注入して、そこを通る空気流の温度を下げるように構成することができる。このような例示的な実施形態では、水は、空気流の中へ消費され／蒸発することによって空気の温度を下げることができる。
【００３２】
圧縮機セクション内の空気流の温度を下げることで、この空気流の温度をコアタービンエンジン１６内の種々の構成要素に対する所定の温度限界未満に維持すると同時に空気流をより高圧まで圧縮することを可能にすることができる。加えて、圧縮機セクション内の空気流の温度を下げることで、それに対応してこの空気流を所望の圧力まで圧縮するのに必要な仕事量を低減することができ、さらにＮＯｘ放出量を低減することができる。従って、圧縮機セクション内の空気流の温度を下げることは、コアタービンエンジン１６の、特に圧縮機セクションの、全体効率の向上に寄与することができる。
【００３３】
しかしながら、他の実施形態において、ターボファンエンジン１０は、燃料電池８６の動作の副産物として発生した水を、ターボファンエンジン１０の効率を他のいずれかの適切な様式で高めるように利用することができる。例えば、他の実施形態において、水は、圧縮機セクションの前端といった圧縮機セクション内の他のいずれかの適切な位置でコア空気流路３７内に注入することができる。付加的に又は代替的に、水は、例えば、圧縮機セクションを通る空気流を冷却するために圧縮機セクションの１つ又はそれ以上のステータベーンを通して循環させることができる。さらに、水は、例えば、タービンセクションの特定の構成要素を所定温度閾値未満に維持するために、同様の様式でタービンセクションに供給することができる。付加的に又は代替的に、ターボファンエンジン１０は、燃料電池８６によって発生した水を、圧縮機セクションからの冷却ダクト８０内の冷却空気の流れに案内する／注入するように構成することができる。例えば、ターボファンエンジン１０は、燃料電池８６によって発生した水を、圧縮機セクションから燃焼セクション２６及びタービンセクションに向かって設けられた冷却ダクト８０内の冷却空気の流れに案内するように構成することができる。
【００３４】
しかしながら、図２の例示的なターボファンエンジン１０は、単に例示の目的で提示したものであることを理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、他のいずれかの適切な構成を有することができる。例えば、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、減速型ターボファンエンジン１０でなくてもよく（すなわち、ファン３８及びコアタービンエンジン１６に機械結合した出力ギヤボックス４６を含まなくてもよい）、ダクテッド形ターボファンエンジン１０であってもなくてもよく（すなわち、ファン３８及びコアタービンエンジン１６の一部を囲むナセル組立体を含まなくてもよい）、超高バイパスターボファンエンジン１０でなくてもよい（すなわち、約８：１未満のバイパス比を定めることができる）。
【００３５】
さらに、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、燃料電池８６の燃料を他のいずれかの適切な様式で供給するように構成することができる。例えば、図３を参照すると、本開示の別の例示的な実施形態によるターボファンエンジン１０の概略図が提示され、ターボファンエンジン１０は、燃料電池８６用の別個の専用燃料源を含むことができる。詳細には、図３の実施形態に関して、ターボファンエンジン１０は、燃料電池８６に水素（すなわち水素燃料）を供給するための水素燃料タンク９６を含む。従って、図３の例示的なターボファンエンジン１０は、燃料電池８６の上流に配置された又は燃料システム（図２参照）の燃料タンク９２と流体連通する改質器９０を含まない。しかしながら、図３のターボファンエンジン１０は、他の点では図２の例示的なターボファンエンジン１０と実質的に同様の様式で構成することができる。
【００３６】
さらに、他の例示的な実施形態において、航空推進システムは、単一のターボファン又はその他のガスタービンエンジンとして構成されない場合がある。例えば、航空推進システムは、複数のターボファンエンジンを含むことができる。あるいは航空推進システムは、１つ又はそれ以上のターボファン若しくは他のガスタービンエンジンと、１つ又はそれ以上の他の推進装置との組合せを含むことができる。例えば、ここで図４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推進システム１００が提示される。詳細には、図４は、例示的な航空推進システム１００を組み込んだ航空機の概略平面図を提示する。
【００３７】
図４に示すように、航空機１０２は、その中を通って延びる長手方向中心線１０４、前端１０６、及び後端１０８を定める。さらに、航空機１０２は、航空機１０２の前端１０６から航空機１０２の後端１０８に向かって長手方向に延びた胴体１１０と、一対の主翼１１２とを含む。第１の主翼１１２は、胴体１１０の左側１１４から長手方向中心線１０４に対して横方向外向きに延び、第２の主翼１１２は、胴体１１０の右側１１６から長手方向中心線１０４に対して横方向外向きに延びる。航空機１０２は、垂直安定板（図示せず）と、一対の水平安定版１２０とをさらに含む。しかしながら、本開示の他の例示的な実施形態において、航空機１０２は、付加的に又は代替的に、他のいずれかの適切な構成の安定板を含むことができる。
【００３８】
図４の例示的な航空推進システム１００は、その少なくとも１つが一対の主翼１１２の各々に取り付けられた一対のガスタービン航空機エンジンと、後部エンジンとを含む。図示の実施形態に関して、ガスタービン航空機エンジンは、翼下構成で主翼１１２の真下に吊り下げられたターボファンエンジン１２２、１２４として構成され、各ターボファンエンジン１２２、１２４は、ファンと、コアタービンエンジンとも呼ばれるタービンエンジンとを含む（例えば、ターボファンエンジン１２２、１２４の各々は、図１のターボファンエンジン１０と同じ様式で構成することができる）。加えて、後部エンジンは、ファン１２６として構成することができ、又は、図示の実施形態に関してより詳細には、航空機１０２の胴体１１０上に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た境界層吸込みファンとして構成することができる。図示の例示的なファン１２６は、後端１０８で胴体１１０に固定的に接続され、ファン１２６が後端１０８で尾部に組み込まれるか又は一体化するようになっている。従って、ファン１２６は、「後部ファン」と呼ぶことができる。しかしながら、種々の他の実施形態において、ファン１２６は、代替的に、後端１０８のいずれかの適切な位置に配置することができることを理解されたい。
【００３９】
ターボファンエンジン１２２、１２４及びファン１２６に加えて、図示の航空推進システム１００は、（ファン１２６にシャフト１２８を介して）機械的に結合された、すなわち駆動結合された電気モータ８２と、該電気モータ８２に（電気ライン１３０を介して）電気エネルギーを供給するための燃料電池８６とを含む。図４に示す燃料電池８６及び電気モータ８２は、図２を参照して上述した例示的な燃料電池８６及び電気モータ８２と実質的に同じ様式で構成することができる。従って、航空推進システム１００の作動中、又は、より具体的には燃料電池８６の作動中、燃料電池８６は副産物として水を発生するように構成される。航空推進システム１００は、燃料電池８６によって副産物として発生した水を、水ライン１３２を介して、ターボファンエンジン１２２、１２４の一方又は両方のタービンエンジンに案内するように構成される。航空推進システムは、このような水を利用して、例えばターボファンエンジン１２２、１２４のタービンエンジンを冷却することにより、航空推進システムの効率を高めることができる。
【００４０】
１つ又はそれ以上の上記実施形態による航空推進システムは、より効率的な様式で推力を発生するように構成することができる。より具体的には、本開示の１つ又はそれ以上の態様を含めることは、効率的に電気エネルギーを発生させる燃料電池と、そうした電気エネルギーを推進システムのための機械仕事に転換する電気モータとを利用することにより、航空推進システムがその効率を高めることを可能にすることができる。加えて、本開示の１つ又はそれ以上の態様を含めることは、航空推進システムが、燃料電池によってその動作の副産物として発生した水を利用して、推進システムの効率をさらに高めることを可能にする。例えば、本開示の１つ又はそれ以上の態様を含めることは、推進システムが、該推進システムが組み込まれた航空機がこのような用途のための別個の水タンクを持つことを必要とせずに（水タンクを持つことは、そのような水を利用することによる何らかの効率利得を相殺し得る）、消費可能な水を利用して推進システムの特定の態様（すなわち、推進システムのタービンエンジン）を冷却することから利益を得ることを可能にすることができる。さらに、本開示の１つ又はそれ以上の態様を、超高バイパス減速型ターボファンエンジンに含めることにより、特に高効率の航空推進システムをもたらすことができる。
【００４１】
ここで図５を参照すると、ファン、タービンエンジン、電気モータ、及び燃料電池を含む航空推進システムを作動させる方法（２００）が提供される。例示的な方法（２００）は、一般に、（２０２）において電気モータによってタービンエンジン又はファンの少なくとも一方に機械出力を供給することを含む。加えて、例示的な方法（２００）は、（２０４）において燃料電池によって電気モータに電気エネルギーを供給すること、及び（２０６）において電気エネルギー生成の副産物として燃料電池によって水を発生することを含む。
【００４２】
さらに、例示的な方法（２００）は、（２０８）において、（２０６）において燃料電池によって発生した水を航空機推進システムのタービンエンジンに供給することを含む。（２０８）においてタービンエンジンに供給された水は、例えばタービンエンジンの１つ又はそれ以上の態様を冷却することにより、タービンエンジンの効率を高めるために利用することができる。例えば、特定の例示的な態様において、タービンエンジンは、圧縮機セクションを含むことができ、（２０８）において燃料電池により発生した水を供給することは、燃料電池により発生した水をタービンエンジンの中間冷却のためにタービンエンジンの圧縮機セクションに供給することを含むことができる。詳細には、圧縮機セクションは、第１の圧縮機と、第１の圧縮機の下流に配置された圧縮機とを含むことができる。このような態様では、（２０８）において燃料電池により発生した水をタービンエンジンに供給することは、燃料電池により発生した水を第１の圧縮機と第２の圧縮機との間の位置に供給することを含むことができる。付加的に又は代替的に、他の例示的な態様において、タービンエンジンは、タービンセクションをさらに含むことができ、航空推進システムは、タービンセクションに圧縮機セクションから冷却空気を供給するように構成することができる。このような例示的な対応では、（２０８）において燃料電池により発生した水をタービンエンジンに供給することは、燃料電池により発生した水を圧縮機セクションからの冷却空気に供給／注入することを含むことができる。
【００４３】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、更に、あらゆる当業者があらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること及びあらゆる包含の方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。定冠詞「前記（ｓａｉｄ）」を請求項において要素の前に使用する場合、このような使用は、特許請求した要素を、定冠詞「ｔｈｅ」で識別される、特許請求される主題に含まれない環境要素から区別するためのものである。加えて、定冠詞「ｓａｉｄ」を含まない請求項に関して、定冠詞「ｔｈｅ」が、特許請求した要素を識別するために用いられる。
【符号の説明】
【００４４】
１０  ターボファンジェットエンジン
１２  長手方向又は軸方向中心線
１４  ファンセクション
１６  コアタービンエンジン
１８  外部ケーシング
２０  入口
２２  低圧圧縮機
２４  高圧圧縮機
２６  燃焼器セクション
２８  高圧タービン
３０  低圧タービン
３２  ジェット排気セクション
３４  高圧シャフト／スプール
３６  低圧シャフト／スプール
３７  コア空気流路
３８  ファン
４０  ブレード
４２  ディスク
４４  始動部材
４６  出力ギヤボックス
４８  ナセル
５０  ファンケーシング又はナセル
５２  出口ガイドベーン
５４  下流セクション
５６  バイパス空気流通路
５８  空気
６０  入口
６２  空気の第１の部分
６４  空気の第２の部分
６６  燃焼ガス
６８  ステータベーン
７０  タービンロータブレード
７２  ステータベーン
７４  タービンロータブレード
７６  ファンノズル排気セクション
７８  熱ガス路
８０  冷却ダクト
８２  電気モータ
８４  ファンギヤボックス
８６  燃料電池
８８  空気ダクト
９０  改質器
９２  燃料タンク
９４  出口水ライン
９６  水素燃料タンク
１００  航空推進システム
１０２  航空機
１０４  中心線
１０６  前端
１０８  後端
１１０  胴体
１１２  主翼
１１４  左側
１１６  右側
１１８  垂直安定板
１２０  水平安定版
１２２  航空機エンジン
１２４  航空機エンジン
１２６  後部ファン
１２８  シャフト
１３０  電気ライン
１３２  水ライン
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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