(57)【要約】  本発明は、極低温推進源と燃焼推進源とを備え、極低温推進源および燃焼推進源は、航空機の推進力を発生させるために選択的および独立的に作動可能であるマルチソース航空機推進装置に関する。【選択図】図５
2022502316.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
極低温源を備え、
前記極低温源は、燃焼により航空機の推進力を発生、および／または、電気エネルギー生成により航空機の推進力を発生させるように、選択的および独立的に作動可能である、航空機推進装置。
【請求項２】
前記極低温源は、燃焼による航空機の推進力の発生および電気エネルギー生成による航空機の推進力の発生を同時に行うように作動可能である、請求項１に記載の航空機推進装置。
【請求項３】
前記極低温源は、極低温資源を有し、
前記極低温源は、燃焼により航空機の推進力を発生および電気エネルギー生成により航空機の推進力を発生させるために、極低温資源を航空機エンジンアレイに提供するように構成されている、請求項１または２に記載の航空機推進装置。
【請求項４】
燃焼を介して航空機の推進力をさらに発生させるために作動可能である燃焼源をさらに備える、請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機推進装置。
【請求項５】
前記極低温源および前記燃焼源は同時に作動可能である、請求項４に記載の航空機推進装置。
【請求項６】
前記燃焼源は、燃焼資源を有し、
前記極低温源および前記燃焼源は、推進力を発生させるために、各資源をエンジンアレイに提供するように構成されている、請求項４または５に記載の航空機推進装置。
【請求項７】
分散型推進システムの一部としての原動機を駆動するように構成されている航空機原動機システム内の極低温システムであって、
前記極低温システムは、極低温剤の収容に使用するように構成されている極低温剤容器を備える極低温システム。
【請求項８】
前記極低温剤は、熱交換機能の提供に使用するように構成されている、請求項７に記載の極低温システム。
【請求項９】
前記極低温剤は、除湿機能の提供に使用するように構成されている、請求項７または８に記載の極低温システム。
【請求項１０】
前記航空機原動機システムは、少なくとも１つの要素を備え、
前記極低温剤容器は、前記少なくとも１つの要素と流体連通しており、
前記極低温剤は、前記極低温剤容器から前記少なくとも１つの要素と熱接触するように制御可能に移動可能であり、
前記少なくとも１つの要素は、
超伝導装置と、
エンジンベアリングと、
導管と、
のうちの少なくとも１つである、請求項７から９のいずれか一項に記載の極低温システム。
【請求項１１】
前記極低温剤は、液体であり、
前記極低温システムは、
前記液体極低温剤から形成される気化した液体を貯蔵し、前記極低温剤容器と流体連通している貯蔵タンクと、
前記貯蔵タンクと前記気化した液体を燃焼するための燃焼器との間に流体連通を提供する導管と、
を備える、請求項７から１０のいずれか一項に記載の極低温システム。
【請求項１２】
電気エネルギーの生成を提供するためのパワーユニットを備え、
前記極低温剤容器は、前記パワーユニットと流体連通している、請求項７から１１のいずれか一項に記載の極低温システム。
【請求項１３】
前記極低温剤容器を前記パワーユニットに接続する通路を備え、
前記通路は、前記極低温剤が前記通路を通って、前記極低温剤容器から前記パワーユニットへ通過可能となるように前記極低温剤容器と前記パワーユニットとの間に流体連通を提供する、請求項１２に記載の極低温システム。
【請求項１４】
気化した極低温剤を凝結するように構成されている冷凍機をさらに備える、請求項７から１３のいずれか一項に記載の極低温システム。
【請求項１５】
少なくとも１つの燃焼原動機と、
少なくとも１つの極低温原動機と、
極低温剤の収容に使用するように構成されている極低温剤容器を備える極低温システムと、を備え、
前記少なくとも１つの燃焼原動機の１つおよび前記少なくとも１つの極低温原動機の１つは、同時に作動可能である、航空機原動機システム。
【請求項１６】
前記少なくとも１つの燃焼原動機および前記少なくとも１つの極低温原動機は、分散型推進システムの一部である、請求項１５に記載の航空機原動機システム。
【請求項１７】
前記少なくとも１つの極低温原動機は、非層流空気流を吸入するように構成されている、請求項１５または１６に記載の航空機原動機システム。
【請求項１８】
前記少なくとも１つの極低温原動機は、境界層吸入極低温原動機である、請求項１５から１７のいずれか一項に記載の航空機原動機システム。
【請求項１９】
前記境界層吸入極低温原動機は、想定される境界層と位置合わせされた境界層吸入口を備え、前記境界層吸入口は、前記境界層吸入極低温原動機の作動中に境界層から流体を吸入するように構成されている、請求項１８に記載の航空機原動機システム。
【請求項２０】
前記少なくとも１つの燃焼原動機は、化石燃料の燃焼原動機または化石燃料代替品の燃焼原動機である、請求項１５から１９のいずれか一項に記載の航空機原動機システム。
【請求項２１】
少なくとも２つの燃焼原動機および１つの極低温原動機を備える、請求項１５から２０のいずれか一項に記載の航空機原動機システム。
【請求項２２】
前記極低温剤容器は、液体極低温剤を収容し、
前記航空機原動機システムは、気化した液体極低温剤を前記極低温剤容器から輸送するための導管をさらに備え、
前記少なくとも２つの燃焼原動機の１つは、前記導管を介して、燃焼のために気化した液体極低温剤を受け取るように構成されている、請求項２１に記載の航空機原動機システム。
【請求項２３】
内燃エンジンと、
燃料電池と、
ガスタービンと、
のうちの少なくとも１つを備える、請求項１５から２２のいずれか一項に記載の航空機原動機システム。
【請求項２４】
燃料電池を備え、
前記燃料電池は、副生成物として飲用または非飲用の水源を生成するように構成されている、請求項２３に記載の航空機原動機システム。
【請求項２５】
前記少なくとも１つの燃焼原動機および前記少なくとも１つの極低温原動機は、電力を生成するように並行して作動する、請求項１５から２４のいずれか一項に記載の航空機原動機システム。
【請求項２６】
磁気変速装置と接続チューブとをさらに備え、
前記接続チューブは、前記極低温剤容器から極低温剤を前記磁気変速ギアボックスへ供給するためのものである、請求項１５から２５のいずれか一項に記載の航空機原動機システム。
【請求項２７】
前記極低温システムは、請求項７から１４のいずれか一項に記載の前記極低温システムである、請求項１５から２６のいずれか一項に記載の航空機原動機システム。
【請求項２８】
請求項１５から２７のいずれか一項に記載の前記航空機原動機システムと、
前部および後部を有する胴体と、を備え、
前記少なくとも１つの燃焼原動機および前記少なくとも１つの極低温原動機の少なくとも１つは、前記胴体の前記後部に配置されている、航空機。
【請求項２９】
前記極低温剤容器は、実質的に円筒形状または実質的に球形状である、請求項２８に記載の航空機。
【請求項３０】
前記極低温剤容器は、前記胴体の前記後部に配置されている、請求項２８または２９に記載の航空機。
【請求項３１】
前記極低温原動機は、前記胴体の前記後部に配置されている、請求項２８から３０のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項３２】
前記極低温原動機の少なくとも一部は、前記胴体の構造部を形成している、請求項３１に記載の航空機。
【請求項３３】
前記極低温原動機は、電気モータである、請求項２８から３２のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項３４】
前記電気モータは、１．５ＭＷを超える定格出力を有する、請求項３３に記載の航空機。
【請求項３５】
胴体搭載ランディングギアを備える、請求項２８から３４のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項３６】
前記胴体から突出している一対の翼を備え、
前記少なくとも１つの燃焼原動機は、前記一対の翼の少なくとも１つの近位に配置されている、請求項２８から３５のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項３７】
前記胴体は、広胴体である、請求項２８から３６のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項３８】
前記胴体は、ダブルバブル胴体である、請求項２８から３７のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項３９】
複数の原動機を備える航空機における、前記複数の原動機の１つのための部分的な極低温燃料源の使用。
【請求項４０】
航空機の複数の原動機のための燃料源の一部を提供するための、非極低温源と併せた極低温源の使用。
【請求項４１】
請求項１５から２７のいずれか一項に記載の前記航空機原動機システムを使用する航空機内の分散型推進ネットワークの電気効率を増加させるための、極低温剤の使用。
【請求項４２】
推進力の発生と、
電気効率の増加と、
熱交換機能と、
除湿機能と、
のうちの少なくとも１つのための航空機における極低温剤の使用。
【請求項４３】
前記極低温剤が、推進力の発生、電気効率の増加、熱交換機能、および除湿機能のすべて同時のために使用される、請求項４２に記載の極低温剤の使用。
【請求項４４】
極低温源と燃焼源とを備え、
前記極低温源および前記燃焼源は、航空機の推進力を発生させるように選択的および独立的に作動可能であり、
前記極低温源は、第１段階で推進力を発生させるように作動するように構成され、前記燃焼源は、第２段階で推進力を発生させるように作動するように構成され、
前記第１段階は、前記第２段階よりも前である、マルチソース航空機推進装置。
【請求項４５】
前記第１段階は、地上走行および／または離陸の段階である、請求項４４に記載のマルチソース航空機推進装置。
【請求項４６】
前記第２段階は、巡航段階である、請求項４４または４５に記載のマルチソース航空機推進装置。
【請求項４７】
前記極低温源は、第３段階の間に推進力を発生させるように作動するように構成され、
前記第３段階は、降下および／または着陸の段階である、請求項４４から４６のいずれか一項に記載のマルチソース航空機推進装置。
【請求項４８】
前記極低温源は、所定の高度まで推進力を発生させるように作動するように構成され、
前記燃焼源は、前記所定の高度を超えて推進力を発生させるように作動するように構成されている、請求項４４から４７のいずれか一項に記載のマルチソース航空機推進装置。
【請求項４９】
航空機において推進力を発生させる方法であって、
極低温源を使用して初期の推進力を発生させることと、
燃焼源を使用して以降の推進力を発生させることと、
を備える方法。
【請求項５０】
請求項１から４９のいずれか一項に記載された、航空機のための推進力を提供するように操作可能である、エンジン制御装置。
【請求項５１】
請求項１から５０のいずれか一項に記載された装置を備える航空機を操作する方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機推進システムに関し、とりわけ、重大な有害ガス排出の原因である航空機推進装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
多くの概算によれば、航空会社の輸送量は１５年毎に２倍に設定され、陸上における推進システムと、それに続く空中における推進システムの運用における大幅な増加をもたらすため、それに伴なって排出の産出においても大幅な増加となる。排出は、地上で産出されても空中で産出されても有害であることが知られている。
【０００３】
国際航空運送協会により定められた排出削減目標を達成するためには、代替燃料の使用が検討可能な手段であると確認されている。代替燃料としては、バイオ燃料、合成灯油、圧縮天然ガスが挙げられる。加えて、２０５０年に向けたＡＣＡＲＥのロードマップは、一定範囲に及ぶ排出の大幅な削減の必要性を明確にし、その目的を設定している。これらの目標に近づき、またはこれらの目標を実現する機会が限られていることは、広く認識されている。
【０００４】
これらの問題点を解決するために多数の推進システムが様々な航空機において採用されている。殆どのシステムが、経済的理由のため、およびそれらの非常に高いエネルギー密度と比エネルギーから化石燃料源を使用している。ガスタービンの普及もまた化石燃料を航空機用の望ましい推進機構へと導いてきた。このことは化石燃料を燃焼するガスタービンの性能を向上するための発展へと導いてきた。
【０００５】
現在の航空機推進システムは、２以上のエンジンを使用するように進化しており、燃料は翼内に配置可能な燃料タンクからエンジンへと供給される。圧倒的多数の航空機システムがこの装置を使用して運用され、この装置が推進力発生に対する本産業の好適な解決策となったことを示している。航空用エンジンの性能および燃費における進歩と相まって、排出レベルは低減されてきている。
【０００６】
しかしながら、このような推進システムの欠点は、ランディングギアの位置および寸法、エンジンパイロン空力、ならびにガルウィングの使用のいずれかが含まれ得る航空機の形状における制限にある。
【０００７】
天然ガスおよび水素を含む代替的で持続可能なより環境に優しい燃料の使用について検討がなされている。水素を動力源とした航空機は１９５７年にマーティンＢ５７キャンベラとして飛行した。１９８８年にロシアの製造業者ツポレフは、液体水素（ＬＨ２）および液化天然ガス（ＬＮＧ）の使用可能性の実証としてＴｕ１５４を１５５へと転換した。これ以降の水素の発展は、水素（Ｈ２）の空間的な要求により妨げられている。これが実行可能な解決策となるには、典型的に、Ｈ２を収容するタンクが航空機内で過度な体積を占めなくてはならない。しかしながら、ＬＨ２はＨ２よりもより有益な体積エネルギー密度を有する。
【０００８】
同じエネルギーを作るためにより大きな体積のＨ２またはＬＨ２が必要となることで、化石燃料と比較して、より大きな貯蔵タンクが必要となる。この貯蔵問題に対する解決策が採用されており、これには航空機胴体上部に沿って大型の液体水素タンクを配置することを伴っている。
【０００９】
しかしながら、この解決策は、ぬれ面積および断面積の両方を増加させることにより胴体の抗力に結果的に有害な影響を与える。胴体の長さに沿って延びる複雑な縦方向の圧力境界が潜在的に必要となることにより、この装置からはさらに複雑な問題が生じる。
【００１０】
現在のタンク構成にはチューブおよび翼構成が含まれ、タンクが翼および胴体内に保持されている。このようなチューブおよび翼構成は、商業用航空機に広く普及している。しかしながら、このデザインは、揚力誘導抗力を抑制し、高レベルの自然層流を可能にするためのより高いアスペクト比とより薄い厚さの翼に対する現在の現在の優先傾向には適合しない。明らかに、タンク体積が小さいほど、これらの現在の優先傾向が容易に達成できる。つまり、これらの現在の優先傾向はＨ２またはＬＨ２を使用すると非常に得難くなる。
【００１１】
従って、これらの進歩にもかかわらず、航空機の排出削減に影響を及ぼしてきた多数の問題は残されたままである。しかしながら、本明細書中に説明されている発明の発明者らは、広範囲のこれまで利用できなかった利点を有する代替的な推進装置を創作し、これらは本明細書中に説明されている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
本発明の態様は添付の請求項に提示されている。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
第１の態様から見ると、極低温源を備える航空機推進装置が提供され、前記極低温源は、燃焼により航空機の推進力を発生および／または電気エネルギー生成により航空機の推進力を発生させるように、選択的および独立的に作動可能である。
【００１４】
従って、発明によれば、現代のシステムと比較して３０％の排出量を低減しつつ、航空機の推進力を提供できる。このことは、ひいては、飛行の環境的影響を軽減する。
【００１５】
さらに、極低温源は、飛行における動力発生および移送に伴う効率をさらに改善するように電気信号を改善するために使用されてもよい。
【００１６】
航空機の動力発生の方法の選択を可能にすることは、パイロットが航空移動の特定の段階に対し最も適した推進方法を選択することを可能にする。このようにして、有害な排出の量を低下させる推進の方法は、地上走行（taxiing）、離陸、および着陸で使用されて、人口密集地域の地上レベルで排出が産出されないようにしてもよい。このことは、ひいては、人口密集地域における飛行の環境的影響を軽減する。
【００１７】
同様に、選択性推進は、パイロットが、たとえば、より大きな推力が必要な環境での飛行中に推進力を上昇させることを可能にする。
【００１８】
他の態様から見ると、分散型推進システム（distributed propulsion system）の一部としての原動機を駆動するように構成されている航空機原動機システム内の極低温システムが提供され、前記極低温システムは、極低温剤（cryogen）の収容に使用するように構成されている極低温剤容器（cryogen container）を備える。
【００１９】
さらに他の態様から見ると、少なくとも１つの燃焼原動機と、少なくとも１つの極低温原動機と、極低温剤の収容に使用するように構成されている極低温剤容器を備える極低温システムと、を備える航空機原動機システムが提供され、前記少なくとも１つの燃焼原動機の１つおよび前記少なくとも１つの極低温原動機の１つは同時に作動する。
【００２０】
さらなる態様から見ると、請求項１５から２６のいずれか一項に記載の前記航空機原動機システムと、前部および後部を有する胴体と、を備える航空機が提供され、前記少なくとも１つの燃焼原動機および前記少なくとも１つの極低温原動機の少なくとも１つは、前記胴体の前記後部に配置されている。
【００２１】
またさらなる態様から見ると、複数の原動機を備える航空機において、前記複数の原動機の１つのための部分的な極低温燃料源を使用することが提供される。
【００２２】
またさらなる態様から見ると、航空機の複数の原動機のための燃料源の一部を提供するために、非極低温源と併せて極低温源を使用することが提供される。
【００２３】
またさらなる態様から見ると、請求項１５から２６のいずれか一項に記載の前記航空機原動機システムを使用する航空機内の分散型推進ネットワーク（distributed propulsion network）の電気効率を増加させるために、極低温剤を使用することが提供される。
【００２４】
またさらなる態様から見ると、推進力の発生、電気効率の増加、熱交換機能、および除湿機能のうちの少なくとも１つのために航空機において極低温剤を使用することが提供される。
【００２５】
またさらなる態様から見ると、極低温源と燃焼源とを備えるマルチソース航空機推進装置が提供され、前記極低温源および前記燃焼源は、航空機の推進力を発生させるように選択的および独立的に作動可能であり、前記極低温源は、第１段階で推進力を発生させるように作動するように構成され、前記燃焼源は、第２段階で推進力を発生させるように作動するように構成され、前記第１段階は、前記第２段階よりも前である。
【００２６】
またさらなる態様から見ると、航空機において推進力を発生させる方法が提供され、方法は、極低温源を使用して初期の推進力を発生させることと、燃焼源を使用して以降の推進力を発生させることと、を備える。
【００２７】
またさらなる態様から見ると、上述の請求項に記載された航空機のための推進力を提供するように操作可能なエンジン制御装置が提供される。
【００２８】
またさらなる態様から見ると、上述の請求項に記載された装置を備える航空機を操作する方法が提供される。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
本発明の１以上の実施形態が、ほんの一例として、下記の図面を参照して以下に説明される。
【図１】現在の技術水準の従来の推進装置の模式図および現在の技術水準のハイブリッド電気境界層吸入エンジンの模式図を示す。
【図２】本発明の例による超伝導ハイブリッド電気境界層吸入推進装置の模式図を示す。
【図３】本発明の例による航空機内におけるマルチソース航空機推進装置の模式図を示す。
【図４】本発明の例によるマルチソース航空機推進装置で使用される極低温源の模式図を示す。
【図５】本発明の例によるマルチソース航空機推進装置の模式図を示す。
【図６】本発明の例によるマルチソース航空機推進装置の模式図を示す。
【図７】地上での走行から環境的境界を超えて巡航し、地上へと戻る航空飛行経路の模式図を示す。
【図８】本発明の例による航空機および推進システム装置の概略平面図を示す。
【図９】本発明の例による航空機および推進システム装置の概略側面図を示す。
【図１０】本発明の例によるマルチソース航空機推進装置の模式図を示す。
【図１１】本発明の例による航空機および推進装置の概略平面図を示す。
【発明を実施するための形態】
【００３０】
本明細書中における先行技術文書のいかなる参照も、かかる先行技術が広く既知であるまたは本技術分野において共通の一般的常識の一部を形成するということを認めると考えられるべきではない。本明細書中において使用されるように、「備える（comprises）」、「備えている（comprising）」等の単語は、排他的または包括的な意味に解釈されるべきではない。言い換えると、これらは「含むが限定されないこと（including, but not limited to）」を意味すると意図される。本発明はさらに下記の例を参照して説明されている。請求項に係る発明は、これらの例によっていかなる方法にも限定される意図はないことが理解されよう。また、本発明が個々の実施形態のみならず、本明細書中に説明されている実施形態の組み合わせも網羅することが認識されよう。
【００３１】
本明細書中で説明される様々な実施形態は、請求項に係る特徴の理解および教示を補助するのみの目的で提示されている。これらの実施形態は、実施形態の代表的なサンプルとして提供されるのみで、包括的および／または排他的ではない。利点、実施形態、例、機能、特徴、構造、および／または本明細書中に説明されているその他の態様は、請求項によって定義される本発明の範囲に対する限定または請求項の同等内容に対する限定と考えられるべきではないこと、ならびに請求項に係る発明の主旨および範囲から逸脱することなく、その他の実施形態が使用され得ることおよび変更が行われ得ることが理解されるべきである。本明細書中に具体的に説明されている内容以外に、本発明の様々な実施形態は適切に、開示された要素、コンポーネント、特徴、パーツ、ステップ、手段等の適当な組み合わせを備える、適当な組み合わせで構成されている、または適当な組み合わせで本質的に構成されてもよい。加えて、本開示は、現在は主張されていないが、将来主張され得るその他の発明も含み得る。
【００３２】
本明細書中に説明されている発明は、航空機のために推進力を発生させることに関する。航空機用の特定のエンジンシステムは複数のエンジンを含む。
【００３３】
図１は、現在の技術水準の従来の推進装置１０の簡易的な模式図および現在の技術水準のハイブリッド電気境界層吸入エンジン２０の模式図を示す。現在の技術水準の従来の推進装置１０は、第１燃焼エンジン１２および第２燃焼エンジン１４を有する。２つの燃焼エンジン１２、１４には燃料タンク１６内に収容される可燃燃料源が供給される。エンジン１２、１４および関連する推進器（propulsors）は、組み合わせられ、燃料と空気の混合物を着火して、この混合物を吐出することで航空機に推進力を与える。可燃燃料源は、灯油、バイオ燃料、または天然ガス等であってもよい。
【００３４】
現在の技術水準のハイブリッド電気境界層吸入エンジン２０は、第１燃焼エンジン２２および第２燃焼エンジン２４を有し、これらのそれぞれには各燃料タンク２６、２８内に収容される可燃燃料源が供給される。エンジン２２、２４（および接続されている推進器）は、上記の従来の推進装置１０におけるように作動する。第１燃焼エンジン２２は第１発電機３０に接続され、第２燃焼エンジン２４は第２発電機３２に接続される。各発電機３０、３２は各ジェネレーターコントロールユニット（ＧＣＵ）３４、３６に接続され、各ＧＣＵ３４、３６はパワーエレクトロニックモータドライブ（ＰＥＭＤ）３８およびモータ４０に接続される。モータ４０は、航空機に推進力を与えるための推進器に接続される。可燃燃料源は灯油、バイオ燃料、または天然ガス等であってもよい。
【００３５】
境界層吸入（Boundary layer ingestion）（ＢＬＩ）は、現在飛行している航空機と比較して８．５％ほど航空機燃料の燃焼を削減できる見込みがあることを示してきた。ＢＬＩは、エンジンにその作業負荷を低下させることを可能にし、従って、エンジンの燃料消費を削減する。ＰＥＭＤ３８、モータ４０、および接続されている推進器等の電気機器は、燃焼エンジン１２、１４よりも空力的なディストーションに対する耐性が良好であるため、ＢＬＩにより適している。
【００３６】
図１に示されている両方の装置は、分散型推進装置（distributed propulsion arrangement）で使用されてもよい。分散型推進装置は、エンジン装置２０の要素が互いから間隔をあけて位置付けられることを可能にする。このことは、たとえば、燃焼エンジンが異なる位置に位置付けられる一方で、効率的な電気モータがＢＬＩに適した位置に位置付けられることを可能にする。
【００３７】
図２はマルチソース航空機推進装置１００の簡易的な模式図を示す。図２に示される例における推進装置１００は、２つの関連燃料タンク１１２、１２２を有する２つの燃焼エンジン１１０、１２０を有する。エンジン１１０、１２０は、航空機における推進力を発生させるための各推進器にそれぞれ接続されている。エンジン１１０、１２０は、各発電機１１４、１２４にそれぞれ接続され、発電機１１４、１２４は各ＧＣＵ１１６、１２６にそれぞれ接続されている。ＧＣＵ１１６、１２６はＰＥＭＤ１３０およびモータ１３２に接続されている。モータ１３２は航空機における推進力を発生するための推進器に接続されている。図２に示される装置１００は、極低温源１４０の存在により、図１に示される装置２０とは異なる。
【００３８】
図２の例に示されるように、装置１００は、装置１００の様々な要素に供給され得る極低温源１４０内に極低温物質を貯蔵する。極低温物質は、発電機１１４、１２４およびＧＣＵ１１６、１２６とＰＥＭＤ１３０およびモータ１３２との間の電線管に供給されてもよい。電線管は、極低温物質によって導管が冷却されると、より効率的に電力を伝送する。さらに極低温要素は非極低温要素よりも質量が低い可能性があるため、航空機の空虚重量をより低くでき、航空機の効率を更に改善できる。
【００３９】
「極低温剤（cryogen）」、「極低温物質（cryogenic substance）」、および「極低温源（cryogenic source）」等の本明細書中の用語は、交換可能に使用されて、極低温度である実際の物質をいう。このような物質は、殆どの装置において、タンクまたは容器等内に収容される。極低温度は明らかに対象とする物質に依存するものであるが、極低温挙動は−５０°Ｃまでの物質において観測されている。従って、本明細書中で使用される極低温度とは−５０°Ｃを下回る温度をいう。
【００４０】
図２に示される装置１００は、分散型の推進力の効果的な使用を可能にする。図１でも分散型の推進力が使用され得るが、発電機３０、３２をモータ４０に接続する電線管内で重大な電気損失に遭うことになる。図１の燃焼エンジン２２、２４は、多くの場合、翼の下に位置し、一方でモータ４０は航空機のテール近傍に位置付けられる。従って、航空機の本体に沿って位置する電線管を通した電力の伝送が必要となる。つまり、導管が長ければ、損失が大きくなる。
【００４１】
図２に示される新規の装置の特定の例では、電線管は冷却、顕著に冷却、または極低温物質の熱交換機能を用いて超伝導されてもよい。超伝導装置（superconducting arrangement）は、翼搭載エンジン航空機の胴体に沿ってまたは胴体を通して行われ得る、電力の伝送が大きな電気損失となり得、そのため、このような損失を解決するために化石燃料（または合成灯油等の化石燃料の代替品）の燃焼の必要性が高まるという、図１の装置の重大な欠点を克服する。図１に示される装置の典型的なシステムは、約８０から９０％の伝送効率を有する。
【００４２】
超伝導電気システムは電気エネルギーを非常に効率的に伝送し、従って、非冷却または非超伝導システムと比較して、電気損失が少ない。超伝導電気システムは従って、非超伝導システムと比較して、化石燃料のさらなる燃焼の必要性を著しく低下させる。同じ種類の恩恵は、冷却されるが必ずしも超伝導でないシステムでも得られるが、その程度はより低い。つまり、極低温剤の使用は、所定レベルの推進力のために必要な航空機における燃焼を減少させる。
【００４３】
図２の例に示される装置１００は、極低温源１４０内を極低温条件に維持するように、冷凍機（cryocooler）を有してもよい。極低温物質は、液体水素（ＬＨ２）、液体窒素（ＬＮ）、液体ヘリウム（ＬＨＥ）、または液化天然ガス（ＬＮＧ）等のいずれであってもよい。図２に示されるように、装置においてこのような極低温物質を使用することにより得られる効率は、図１に示されるような同等の電気システムアーキテクチャでは５％以上の領域に収まる。
【００４４】
図２の装置の好適な実施形態では、極低温源１４０は、航空機における冷凍機の含有物に伴う質量およびエネルギー損失によって、バルク型消耗極低温剤（bulk consumable cryogen）を含むバルク源（bulk source）である。
【００４５】
例においては、非従来型の装置１００は、化石燃料の使用とＨ２およびＬＨ２両方の使用とを組み合わせている。Ｈ２は、燃焼における燃料として使用されて、推進力を発揮できる。従って、本明細書中には、航空機システムに多数の利益をもたらすマルチソース航空機推進装置が開示されている。
【００４６】
燃料の組み合わせは、複数のソースのための貯蔵タンクのチューブおよび翼構成を補完する。極低温燃料の使用は、（化石燃料の燃焼と比較して）排出量を低減し、上記で部分的に説明したように、極低温源は、摩擦の発生や低減を生じさせる傾向がある要素を冷却するだけでなく、超伝導現象を誘発する等の二次機能をサポートするために使用されてもよい。これらの利点は組み合わされることで、３０％もの排出削減が達成され得る非常に効率的なシステムを提供する。現在開示されているシステムを使用することでより高い削減率を得ることもできるかもしれない。
【００４７】
燃料タイプの組み合わせを使用することで、（純粋な化石燃料タンクと比較して）Ｈ２またはＬＨ２の過度に大きなタンクに伴う欠点が克服される。Ｈ２またはＬＨ２のタンクは、航空機の胴体内または翼に沿って適切にサイズ決めされ、配置されてもよい。一般的な設計で燃焼エンジンが航空機の翼の下に位置付けられるので、燃焼エンジンの近傍で翼に化石燃料タンクが位置付けられる一方、胴体にＨ２またはＬＨ２タンクが位置付けられてもよい。この装置は非常に空間的に有利である。
【００４８】
別の装置では、燃焼エンジンは、後部胴体にあってもよいＨ２タンクと化石燃料タンクとの間に位置してもよい。この装置は化石燃料とＨ２が燃焼で使用される前に輸送されなくてはならない距離を最適化することを試みる。極低温剤の輸送を減らすことは、極低温剤の蒸発損失（boil off）を減らすために重要である。
【００４９】
燃料タイプの組み合わせを使用することで、所定の旅程で燃焼される化石燃料（または、および全体にわたる化石燃料の言及は化石燃料の代替品を含むとみなされるべきである）の総量が低減される。このことは、化石燃料の燃焼に伴う有害な排出量の低減を介し、明確に有益なインパクトがある。
【００５０】
図１に示される装置に極低温源１４０を導入することで、極低温物質が燃焼エンジン１１０、１２０に供給され、熱交換機能を発揮してもよい。例においては、極低温物質は、たとえばＬＨ２からＨ２へと変換されてもよく、この点でＨ２は燃焼されて推進力を発揮できる。
【００５１】
気化した極低温剤は、化石燃料（または代替品）と並行してまたは別に燃焼エンジン１１０、１２０で燃焼されてもよい。確かに、エンジン１１０、１２０が１つの供給（たとえば灯油）からその他（たとえばＨ２）に切り替える例では、ある燃料の燃焼から他の燃料の燃焼へとスムーズに移行できるように燃焼は両方の燃料を使用して起こるべきである。代替的には、たとえば２段階燃焼器を使用して燃料の分離燃焼を行うこともできるだろう。しかしながら、サイズの利点はより小型な単段階燃焼器を使用することで得られ得る。
【００５２】
また、さらなる利点が図２の装置により提供され得る。極低温物質は、たとえば、パワーユニットへと供給され、推進において使用するためのエネルギーの生成を可能にする。パワーユニットは、たとえば、モータを動かすための電気エネルギーを生成するための、たとえば、燃料電池であってもよい。パワーユニットは、直接的に推進力を作り出してもよいし作り出さなくてもよい、水素（上述の通り）を動力源とする燃焼エンジンであってもよい。
【００５３】
図３は、本発明の例による航空機２００におけるマルチソース航空機推進装置の簡易的な模式図を示す。航空機２００は、燃焼推進システム２０２および低温推進システム２０４を有する。例において、航空機２００は、環境制御システム２０６を有していてもよい。燃焼推進システム２０２は、燃焼エンジン２１０と、燃焼源２１２と、前述の推進器とを有する。低温推進システム２０４は、極低温エンジン２２０と、極低温源２２２と、前述の推進器とを有する。環境制御システム２０６は、クルーおよび乗客のための空気供給、熱制御、および客室与圧等の数多くの機能を行ってもよい。
【００５４】
一連の推進器に接続されるよりも、燃焼エンジン２１０および極低温エンジン２２０は流体アクチュエータに追加的にまたは代替的に接続されてもよい。推進器という用語は、推進器が飛行の方向ではない力を発揮した場合、流体アクチュエータをいうために使用され得る。
【００５５】
図４は、本発明の例によるマルチソース航空機推進装置で使用される極低温源３００の簡易的な模式図を示す。極低温源３００は、ガス源３１０を有する。極低温源３００は、追加的にまたは代替的に液体源３２０を有してもよい。極低温源３００は、バルブまたは一連の数値を有して、ガス源３１０および液体源３２０を制御可能に開放できてもよい。このようにして、ガス源３１０および液体源３２０の航空機内の他の要素への輸送が制御されてもよい。
【００５６】
極低温源３００がガス源３１０と液体源３２０との両方を有する例では、極低温源３００はガス源３１０と液体源３２０との間で流体連通を提供する導管を有してもよい。導管は、液体源３２０からの蒸発損失がガス源３１０で収集できるようにしてもよい。
【００５７】
先に説明されたように、ガス源３１０および液体源３２０は、極低温源３００の外部のコンポーネントと流体連通されていてもよい。これらのコンポーネントは、燃焼エンジン、パワーユニット、燃料電池等を含んでもよい。コンポーネントは、ベアリング等の摩擦軽減コンポーネントまたは冷却の必要なコンポーネントであって、航空機内の効率を改善してもよい。
【００５８】
例においては、ガス源３１０は燃焼エンジンと流体連通しており、推進力を提供するための燃焼のため、Ｈ２（等）をエンジンに供給する。この燃焼エンジンは、化石燃料が供給される燃焼エンジンであってもよく、空気と、化石燃料と、ガス源３１０との混合物を燃焼エンジンに提供する。代替的にまたは追加的に、混合物は化石燃料が供給される燃焼エンジンに対して個別の燃焼エンジンに供給してもよい。
【００５９】
例においては、流体源３２０は、燃料電池等のパワーユニットと流体連通しており、エネルギーを生成する。例においては、液体源３２０は追加的にまたは代替的に使用されて、熱交換機能を発揮してもよい。たとえば、流体源３２０は、エンジン装置内で電子機器等の好適に冷却される要素、超伝導装置、またはベアリング等の摩擦軽減要素と流体連通していてもよい。現在の装置では、推力を生成するエンジンは空気および／またはオイルで冷却され、このことは損失を招き得るが、この損失は代わりに極低温剤を使用してエンジンを冷却することで克服でき、従って、極低温剤冷却はより効果的である。
【００６０】
代替的にまたは追加的に、熱交換機能は、燃焼エンジンの圧縮段階で発揮されてもよい。圧縮機段階の冷却は、より高い圧縮比の実現を可能にするため、燃焼エンジンの総サイクルの有効性を増加させる。圧縮機の冷却はまた、任意の燃焼器入口温度の圧縮機圧力比を上げて、燃焼エンジンの排出量を低減させる。流体源３２０もまた、空気を除湿するために使用されてもよく、これにより、環境制御または燃料電池の入口供給を行う。燃料電池の入口供給における空気の除湿は、水滴の凍結を好適に防ぎ、従って、燃料電池へ入るまたは燃料電池内部の経路の閉塞を防ぐ。
【００６１】
熱交換機能を発揮するように使用される場合、液体源３２０の温度は上昇する。液体はガス相へと移行してもよい。ガスは、冷却器へと送られて液体形態へと凝結されてもよい。ガスは、代替的にまたは追加的に燃焼エンジンへと送られて燃焼されてもよい。ガスが凝結されるのか燃焼されるのかの選択は、追加的な極低温剤貯蔵または適切な理論混合比の要求に対する追加的な燃焼に対する要求を観測可能な制御ユニットによって制御されてもよい。
【００６２】
熱交換機能を発揮する際、極低温剤を液体に凝結するために必要であれば、バルク型タンクまたは冷却器（たとえば冷凍機）に戻る前に、液体極低温剤は、同軸供給を介して等の閉ループの高温超伝導（ＨＴＳ）システムを通して供給されてもよい。
【００６３】
図５は、本発明の例によるマルチソース航空機推進装置１００の簡易的な模式図を示す。他の図に関連して先に説明された図５の特徴は、同じ参照番号を有し、読みやすさの点からここでは詳細に説明されていなくてもよい。
【００６４】
装置１００は、第１関連燃料タンク１１２と第２関連燃料タンク１２２とによってそれぞれ供給される第１燃焼エンジン１１０と第２燃焼エンジン１２０とを有する。装置１００は極低温源１４０を有する。例における極低温源１４０は、燃料電池１４２および／または第３燃焼エンジン１４４に供給するように配置されている。
【００６５】
極低温源１４０は、電力を生成するために液体極低温剤を燃料電池１４２に供給する。電力は導管に沿ってＰＥＭＤ１４６およびモータ１４８へと伝えられ、その後、推進力を発生する。それに沿って電力が伝えられる導管は、極低温源１４０により供給される極低温剤により過冷却されて、（先に説明された通り）伝送損失を軽減してもよい。極低温源１４０により供給される極低温剤によって、他の熱交換機能がＰＥＭＤ１４６およびモータ１４８に実施されてもよい。
【００６６】
極低温源１４０は、液体極低温剤から沸騰することから形成されてもよいガス源を燃焼エンジン１４４に供給する。ガス源は、代替的にまたは追加的に、燃料電池１４２とＰＥＭＤ１４６およびモータ１４８との間の導管上で液体源によって行われる熱交換機能から形成されてもよい。例においては、熱交換機能は中間冷却器（intercooler）により提供される。
【００６７】
極低温源１４０からガス源で供給される燃焼エンジン１４４は、発電機１５０およびＧＣＵ１５２に接続される。発電機１５０およびＧＣＵ１５２は、推進力を発生するためにＰＥＭＤ１５４およびモータ１５６に接続されている。発電機１５０、ＧＣＵ１５２、ＰＥＭＤ１５４、モータ１５６、およびこれらの要素を接続する導管は、極低温源１４０により供給される液体極低温剤により行われる熱交換機能によって冷却されてもよい。これは、先に説明したように電気効率を改善する。
【００６８】
２つの関連燃料タンク１１２、１２２およびモータ１４８、１５６によって供給される燃焼エンジン１１０、１２０の両方からのエネルギーは、推進器に送られて推進エネルギーを生成させてもよい。図５に示される例においては、燃料タンク１１２、１２２によって供給される２つの燃焼エンジン１１０、１２０それぞれに関連するものと極低温源１４０に関連するものとの３つの推進器が存在する。他の装置では、異なる数の推進器が存在してもよい。推進器の数および装置は、たとえば、航空機中に通す電力の効率的なルーティングを可能にするように優先的に選択される。
【００６９】
図６は、本発明の例によるマルチソース航空機推進装置１００の簡易的な模式図を示す。他の図面に関連して先に説明された図６の特徴は、同じ参照番号を有し、読みやすさの点からここでは詳細に説明されていなくてもよい。
【００７０】
装置１００は、第１関連燃料タンク１１２と第２関連燃料タンク１２２とによってそれぞれ供給される第１燃焼エンジン１１０と第２燃焼エンジン１２０とを有する。装置１００は、ガス源３１０および液体源３２０を有する極低温源３００を有する。極低温源３００は、燃料電池１４２およびバッテリ管理システムと流体連通して液体源３２０を使用して生成される電気エネルギーを生成および管理するだけでなく、燃焼エンジン１１０、１２０と流体連通して、推進力を発生させる。
【００７１】
装置１００は、熱交換を行うための冷凍機１４３を任意選択で有し、気化した液体極低温剤を凝結して液体極低温剤へと戻す。冷凍機１４３の使用は、特定の飛行中に最終的には失われる極低温剤の量を減らしてもよく、従って、装置１００のランニングコストを低減することができる。冷凍機１４３の無い装置１００の例では、気化した極低温剤はバルク源へと戻り、液体形態へと凝結されて戻り、または燃焼エンジンへと輸送され、推進力を発揮するために燃焼される。気化した極低温剤が輸送される燃焼エンジンは、燃焼エンジン１１０、１２０の１つであることが好ましいが、装置によっては、異なる燃焼エンジンであってもよい。
【００７２】
極低温源３００のガス源３１０は、燃焼のためにソース（源）１１２、１２２によって提供される燃料に加えまたは代わりに燃焼エンジン１１０、１２０の一方または両方に提供されて、推進力を発生してもよい。代替的な装置１００では、ガス源は、燃焼のためにガス源３１０で排他的に作動する、（バランスのために胴体のいずれの側に位置してもよい）たとえば、２つの他の燃焼エンジンに提供される。しかしながら、重量および効率を考慮すると、ガス源３１０は、化石燃料でも作動する燃焼エンジン１１０、１２０へと配送されることが好ましい。
【００７３】
装置１００はまた、一連のバッテリ１４５を有し、化学形態でエネルギーを蓄える。この化学エネルギーは、いずれかの時点で電気エネルギーとして出力され、変換して推進力となる追加のエネルギーを提供してもよい。極低温源３００は、バッテリの効率を改善するように一連のバッテリで熱交換機能を発揮するために使用されてもよい。燃料電池１４２および一連のバッテリ１４５は、極低温源３００によって冷却されてもよい接続を介してＰＥＭＤ１４６およびモータ装置１４８に接続されて、再度、電気効率を上げてもよい。前の装置のように、ＰＥＭＤ１４６およびモータ１４８は推進器に接続される。
【００７４】
装置１００は、オプションで、極低温源３００と燃焼エンジン１１０、１２０との間に接続を含んでもよい。熱交換機能は、先に説明されているように、極低温源３００によって摩擦軽減ベアリング等のエンジン１１０、１２０内の要素に提供されてもよい。
【００７５】
特定の装置では、極低温源３００は航空機の後方胴体に位置付けられている。極低温源３００は、航空機の後方圧力隔壁の後部の実装密度の高くないスペースに位置してもよい。後方圧力隔壁は、自然な構造バリアとして好適に機能し、最近の装置ではすでに存在している。後方圧力隔壁の後部の燃料タンクの位置は、客室との圧力差によってガス分離のメリットをもたらし、従って、タンクコンパートメントおよび分配コンパートメントにおける不活性化、排出、または十分な換気を可能とする能力をもたらしている。他のメリットは後方隔壁の構造的近接性による耐衝撃性である。この装置の他のメリットは、推進システム、境界層（中央または非対称）、または補助タンク（pod-ed）への近接性である。他のメリットは、着陸等における追加的な安定性のため、ランディングギアと比較したタンクの位置に関する。航空機の最近の装置では、このスペースは航空機内で最も効率的に利用されていないスペースである。さらに、航空機の後方胴体の極低温源３００の位置は、航空機の内部容積の効果的な使用を提供する。特に、後方胴体の円筒形状は円筒（または球）形状の極低温源タンクに適している。円筒（または球）形状の極低温源タンクはまた、タンク内に保持される極低温源の低い蒸発損失を有益な結果としてもたらす。球状タンクは、タンクの観点から最も低い質量の解決策である。
【００７６】
代替的に、航空機は、たとえば「ダブルバブル（double-bubble）」型胴体等の広胴体（wide fuselage）を有してもよい。ダブルバブル胴体は、より通常の円環状胴体断面と対照的に、２つの交差する円形形状から成る。ダブルバブル型胴体は広胴体タイプである。広胴体構造は、航空機の後方胴体により大きな容積を可能にする。従って、ＬＨ２の入ったより大きなタンクを航空機内に提供できる。このようにして、航空機は、より多くの量の極低温源３００を備えて、極低温源３００を独占的に使用することで広域の飛行を可能にしてもよい。この装置によって、航空機は中距離航空機には十分に長距離飛行と考えられる２５００ｎｍの飛行が可能である。極低温源３００の貯蔵は１つのタンクであっても区分化されたタンクであっても複数のタンクであってもよい。タンクは、必要に応じて圧力フロア下に延びることができる。この装置は、後方胴体に取り付けられている２つの燃料電池推進システムによく適している。
【００７７】
タンクは、航空機（および内容物）の重心を制御可能に動かし、または調整するような方法で航空機内に分散されてよい。重心がたとえばランディングギアの上に実質的に来るように制御することは、地上走行、離陸、着陸中に不安定となることを防止することを支援する。さらに、より均一にバランスを取っている航空機は、トリム（航空機の力の安定化）の必要性がより少ない、より効率的なエネルギー利用とより効率的な飛行経験を有する。従って、重心制御するための複数のタンク（または区分化されたタンクまたはタンク）の位置は有利である。
【００７８】
開示の推進システムと組み合わせた場合のダブルバブル装置の利点としては、単通路型の２５００海里以上（Ａ３２０またはＢ７３７と同等）等の従来の航空機の航続距離に十分な容積の供給が挙げられる。このことは続いて、結果的に環境に優しい長距離航空機を実現する。他の利点としては、以下が挙げられる。
ＥＴＯＰｓのための伝統的な双発構成。
水素（またはメタン、アンモニア、または他の燃料）システムの乗客室からの分離、ここでは追加的に燃料を翼にあるエンジンに通す必要がない（しかしながら任意選択で可能である）。
胴体着陸に対する燃料システムの安全な配置位置。
ハイブリッド推進コンポーネントの最適な配置位置。
境界層吸入の有益性。
ノイズシールドの有益性。
【００７９】
これらの多くは、商業用飛行システムにおいて重大な関心である安全における有益性または効率における有益性である。これはＬＨ２等の極低温源３００に当てはまることかもしれないが、これは、アンモニアの分離を実現するためにＮＨ４燃料システムに適用されてもよい。
【００８０】
ダブルバブル胴体はまた、境界層吸入に関連するさらに効率における有益性を有し、具体的には、好都合な胴体圧力分布および二重境界層吸入推進器から利益を得る。これは、水平ダブルバブルまたは垂直ダブルバブル胴体であってもよい。装置はＢＬＩに関して軸対称設計であってもよい。本例では、境界層は軸対称に分布し、すなわち、方位角的な観点から一様に分布している。他の例では、装置は非対称の装置であってもよく、ここでは境界層は方位角的な観点から一様に分布していない。非対称の装置の境界層はファンの底部近傍の装置であってもよい。
【００８１】
胴体のこの位置への極低温源タンクの取り付けは、胴体の使用スペースへの影響が比較的に小さく、胴体の幾何学的長さにおける増大を必要としない。タンクが維持しなくてはならない相対的な圧力が、ガスタンクでは７００バール程度であるのに対し液体源では１から３バールであることを理由として、低温タンクは、ガスタンクほど構造的に複雑である必要がない。さらに、後部胴体における位置と適切に配置されたパワーユニットおよびモータとによって、液体極低温剤は航空機の与圧室へと流れる必要がない。ガス源３１０および液体源３２０が輸送される距離を減少させることも、装置１００の全体的な安全性を高める。
【００８２】
極低温源タンクを胴体内に含むことは、航空機の翼に必要なタンク容積を減少させる。次に、このことは、胴体搭載ランディングギアだけでなく、高アスペクト比の層流翼を航空機に含むことを有益に可能にする。このことは、必要な燃焼燃料資源容積が低下することで起こり、結果的に翼内部容積が少なくて済むので、翼をより薄くして、潜在的に胴体燃料タンクをなくすことができる。さらに、燃料の総重量が減少することは、電気推進システムの追加的な重量をオフセットすることに役立ち、装置１００がさらにいっそう実行可能となる。本発明の特定の装置では、航空機の胴体に化石燃料タンクが配置されない。このことは、タンクのこのような配置位置に伴う抗力を減らし、ひいては、装置１００の効率を向上させる。
【００８３】
上記で開示された装置は、３０から４０％の化石燃料により提供されるエネルギーを削減し、このエネルギーを極低温システムにより作られるエネルギーで置き換えることを可能にする。このエネルギー分割は、シングルおよびツインガスタービンエンジン装置の両方に対するガスタービンの選定および不具合回復の考慮（自動パフォーマンスリザーブに関し、他のエンジンの不具合をカバーするエンジンの過定格推力）にもよく適する。両方のガスタービンが故障した場合、極低温源３００を介して作動する推進器はまだ作動している。同様に、パワーユニットが故障して、発電が停止した場合、ガスタービンまたは複数のガスタービンはまだ動力を生成して航空機を駆動してもよい。好適な装置では、パワーユニットは電力のみを生成し、ガスタービンまたは複数のガスタービンは動力を生成して航空機のみを駆動する。
【００８４】
図６に示される装置１００により提供される更なるメリットとしては、ＰＥＭＤ１４６、モータ１４８、および接続された推進器は、先に説明されたように空力的なディストーションに対して良好な耐性を持つため、ＢＬＩと共に使用することに適切である。胴体中の電線管を冷却するための極低温源の使用は、電気効率において顕著な損失を経験せずして胴体にわたって推進器を分布させることを可能にする。従って、このことは、次に、典型的な燃焼システムと並んでＢＬＩシステムの非常に効率的な統合を可能にする。ＢＬＩシステムは、よりゆっくりした境界層気流のエンジンへの進入を可能にするように配置されている入口を有してもよい。よりゆっくりした境界層空気を使用することは、エンジンがそこまで激しく働く必要がないことを意味し、燃料の消費が減る。このような装置は、境界層吸入低温エンジン（boundary layer ingestion cryogenic engine）と呼ばれてもよい。全体として、正しく一体化されたＢＬＩを有する図６の装置を使用して可能な化石燃料の燃焼の削減は、４０％の領域に収まる。図６に示される装置１００内のエンジン１１０、１２０は、非層流空気流（non-laminar airflow）を吸入するように配置されてもよい。非層流空気流は、自由に流れる空気よりも低い運動量を有する乱れた気流である。自由に流れる空気は、たとえば、航空機の翼の下に位置するエンジンに進入してもよい。対照的に非層流空気流は、たとえば、航空機の胴体の上を流れて乱されていてもよい。非層流空気流は、空気流の通り道における乱れによって起こり得る。このような乱れは航空機の要素によってまたは編隊飛行等によって引き起こされ得る。
【００８５】
さらに、燃料電池を使用して電力を提供することは、標準の燃焼エンジンにより有害なガスが排出されることとは対照的に、結果的にＨ２Ｏを排出するのみである。このＨ２Ｏは回収されて、飲用または非飲用Ｈ２Ｏとして航空機内で使用されてもよい。Ｈ２Ｏの回収は、水蒸気の排出による雲の形成を防ぎ、このことは、次に航空機によって作られる放射強制力を軽減する。
【００８６】
パワーユニット１４２から回収されるＨ２Ｏは、装置１００の燃焼エンジン１１０、１２０と流体連通するように送られてもよい。この熱エネルギーを推力に変換するようにまたはノズルにおける、より好都合な吐出状態を可能にするように、水注入を利用して燃焼エンジンの特定部分を冷却してもよい。この技術は、必要時に短時間だけ推力を上げるために利用されてもよい。追加的な推力は、高温乾燥条件にある航空機に必要となる場合があり、従って、この技術は、このような環境で使用されると好都合であるかもしれない。水注入は、ＮＯｘ等の有害なガスの排出量を低減するために利用されてもよい。水注入は、燃焼および燃焼排気温度を減少させるために利用されてもよい。
【００８７】
例においては、装置１００は、移動する距離によって飛行を行うように最適化されてもよい。このような最適化は、下記の特徴を考慮してもよい。
（１）運用に極低温剤のエネルギー容量より高いエネルギーレベルが必要な航空機の場合、この航空機は灯油および極低温源の両方を備える。
（２）搭載エネルギーが極低温剤のエネルギー容量以下となるように運用される航空機の場合、この航空機は極低温燃料のみを備え、従って、灯油を貯蔵または必ずしも使用する能力を持たずに配備することができる。
【００８８】
このようなアプローチは、使用される燃料の種類以外、一方のタイプの航空機の質量がより小さく、混合燃料とは対照的に極低温用に最適化された燃焼エンジンを利用してもよい、ほとんど全体的に同一な２種類の航空機のフリート（fleet）に至る可能性がある。そのため、その種類の航空機は任意の運用条件に対しエネルギーの消費がより少なくなる。
【００８９】
他の最適化は、たとえば、飛行の異なる段階における動力発生を最適にすることを含んでもよい。図７は、地上での走行から環境的境界を超えて巡航し、地上に戻る航空飛行経路の簡易的な模式図を示す。
【００９０】
図７には、飛行の７つの識別された段階が示されている（しかし実際のところはもっと多く、これらは本開示の実施形態の説明を目的として強調されている）。
Ａは、離陸前の地上での航空機の地上走行を示す。
Ｂは、航空機の離陸を示す。
Ｃは、環境的境界を通過して巡航高度への航空機の上昇を示す。
Ｄは、環境的境界を超えて巡航高度および巡航速度に到達した航空機の巡航を示す。
Ｅは、環境的境界を通過して戻る航空機の降下を示す。
Ｆは、航空機の着陸を示す。
Ｇは、着陸して最終的に動きが停止した航空機の地上走行を示す。
【００９１】
図７に示される環境的境界（Environmental Boundary）は、持続的な飛行機雲が飛行中に航空機によって形成される高度および／または条件の模式的表現である。環境的境界の正確な高度は、エンジンの吸気および吐き出し条件、圧力における変化、温度および湿度で変動する。
【００９２】
飛行段階中の推力生成の最適化例では、地上走行および離陸段階ＡおよびＢの推力は、液体源３２０またはガス源３１０のいずれかまたは両方によって提供されてもよい極低温源３００から独占的に作られてもよい。上昇段階Ｃの推力もまた、極低温源３００を使用して生成されてもよい。航空機が一旦飛行し、環境的境界を通過し、巡航段階Ｄになると、化石燃料を用いる燃焼に作動を切り換えてもよい。降下段階Ｅおよび着陸段階Ｆは、極低温源３００を独占的に使用して作動させてもよい。地上走行段階Ｇの推力は、極低温源３００によって独占的に供給されてもよい。
【００９３】
推力生成のこの区切りによって多くの利益がもたらされる。有害なガスの排出の産出は、地平線より上、住宅や事業所等から離れて行われる。さらに、降下中、燃焼エンジン１１０、１２０が、ロックを防止するように、エンジンコアの十分な回転が提供された状態でアイドルモードに入ってもよい。この作動モードは燃焼エンジン１１０、１２０内で化石燃料を燃焼することに伴うノイズを除去するため、著しく低下したノイズレベルで着陸が行われ得る。環境的境界を超えて推進力を提供するために燃焼エンジン内で化石燃料を燃焼することは、極低温源３００よりもむしろ、たとえば、水素を用いて推進力を作る場合に起こり得る飛行機雲の発生を減らす。このことは、次に、航空機により作られる放射強制力を減らす。
【００９４】
装置１００は、すべてのエンジンが同時にまたは個別におよびそれらの任意の組み合わせで作動可能であってもよい。この柔軟性は、飛行の段階に対してパイロットがエンジンの選択を最適化することを可能にする。このことはまた、飛行状態における変化を乗り超えるまたは飛行状態における変化に適応するために、たとえば、飛行中の任意の段階で推力の変更が所望される場合にパイロットを特定のエンジンに制限しないだろう。
【００９５】
図８は、本発明の例による航空機４００の簡易的な模式図を示す。図８に示される航空機４００は平面図で示される。他の図面に関連して先に説明されている図８の特徴は、同じ参照番号を有し、読みやすさの点からここでは詳細に説明されていなくてもよい。
【００９６】
図８に示される例における航空機４００は、胴体および客室部４０２と与圧されていない後部胴体４０６とを有する。マルチソース航空機推進装置のコンポーネントは、航空機４００内に位置付けられていることが示されている。燃焼エンジン１１０、１２０は、航空機４００の翼４０８周辺に配置されている。極低温源１４０は、航空機４００の後部胴体４０６内に含まれる。燃焼エンジン１１０、１２０と、極低温源１４０との間の導管も、破線で示されている。
【００９７】
図９は、本発明の例による航空機４００の簡易的な模式図を示す。図９に示される航空機４００は、側面断面図で示される。他の図面に関連して先に説明されている図９の特徴は、同じ参照番号を有し、読みやすさの点からここでは詳細に説明されていなくてもよい。
【００９８】
図９に示される航空機４００は、図８に示されるように、胴体および客室４０２と、後部胴体４０６とを有する。図９はまた、航空機４００のこれらの部位間に圧力境界４０４を示す。航空機の圧力フロアが圧力境界４０４を形成してもよい。航空機によっては、翼が圧力境界４０４を通過してもよい。
【００９９】
図９に示される例における極低温源１４０は、圧力境界４０４の下に配置されている。これは、貨物室を狭くする恐れがあるが、翼および胴体を基本としたタンク装置と比較して、極低温源１４０のために使用できる余地を増やす。そこで、極低温源１４０は、たとえば、後部胴体４０６というよりはむしろ、圧力フロアの下にあってもよい。
【０１００】
本装置の特定の例では、装置１００は、磁気変速装置を含んでもよい。高速電気モータを使用するシステムでは、ギアボックスを使用して、シャフト速度を減速し、ファンの使用を可能にすることが有益である。特定の例では、遊星ギアボックスが磁気ギアボックスの代わりに使用されてもよい。このようなギアボックスは、集約的かつ重い整備を行うことができる複雑な歯を持つギア装置を使用する。磁気ギアボックスは、遊星ギアボックスに伴ういくつかの欠点を克服するために使用されてもよい。例においては、極低温源は、ギアボックスの過冷却を可能にして、磁気ギアボックスを超伝導磁気状態まで冷却してギアボックスの効率を向上する。ギアボックスのサイズはこのような磁気ギアボックスによって縮小されてもよい。
【０１０１】
本装置の特定の例では、装置１００は、１．５ＭＷ、２ＭＷ、または２．５ＭＷ等を超える定格出力を有する電気モータに接続されてもよい。これは、巡航モードで１００から１６０席の航空機に必要な推力の、たとえば、１／３までを提供できてもよい。異なる例では、装置１００は、８つの２５０ｋＷモータに接続されてもよい。モータのサイズおよび数は、装置１００が一体化されている航空機によって行われる飛行に応じて選択されてもよい。
【０１０２】
燃料電池、ＰＥＭＤ、および電気モータの機能は、燃料電池モータドライブ内で組み合わせることができる。このようにして、空間要件は縮小され、全体的なシステムが簡略化され、これらのコンポーネント間で分離した配電系統の必要性を低減させる。このようなシステムでは、機械の一体化部分として、（超伝導）モータ巻線の電流が燃料電池スタックにより供給されて、ロータを駆動させるために燃料電池モータドライブ内に一体化された界磁巻線へと電流が供給されるようにする。このロータはそれからＢＬＩファンへと回転力（またはトルク）を発揮するために使用される。
【０１０３】
さらに、本システムは、タービンまたは圧縮機が燃料電池スタックへと冷却風を提供するだけでなく、加圧空気を（たとえば客室サービスまたは熱交換のため）提供するように拡張できる。そのため、統合環境制御システムの一環として使用できる。
【０１０４】
例においては、本明細書中で説明されている、航空機において推進力を提供する方法は次の工程を含む。
Ａ．極低温推進源を使用して初期の推進を生成させること。
Ｂ．燃焼推進源を使用して以降の推進力を発生させること。
【０１０５】
図１０は、本発明の例によるマルチソース航空機推進装置１００の簡易的な模式図を示す。図１０に示されている例では、装置は２つの燃料電池推進システムである。示されているシステムは２つの極低温剤タンクを有し、それぞれが各バッテリ管理システムに接続されている。図面は、バッテリ管理システム１に接続されている極低温剤タンク１およびバッテリ管理システム２に接続されている極低温剤タンク２を示している。バッテリ管理システム１は、バスを介してバッテリ管理システム２に接続されている。極低温剤タンクはまた、クロスフィードバルブ（cross feed valve）を介して接続されている。
【０１０６】
極低温剤タンクは、各燃料電池ドライブに接続されている。極低温剤タンク１は燃料電池ドライブ１に接続されている。極低温剤タンク２は燃料電池ドライブ２に接続されている。２つの燃料電池ドライブは各エンジンに接続されている。示されているように、燃料電池ドライブ１はエンジン１のＰＥＭＤ、モータ、および推進器に接続されている。燃料電池ドライブ２はエンジン２のＰＥＭＤ、モータ、および推進器に接続されている。エンジン１のＰＥＭＤはバスによりバッテリ管理システム１に接続されている。エンジン２のＰＥＭＤはバスによりバッテリ管理システム２に接続されている。極低温剤タンクはそれぞれ、これらのバスに接続されて、電気効率を上げる。極低温剤タンクはまた、それぞれ、ＰＥＭＤに接続されている。極低温剤は、上記で詳細に説明したように、電気効率等に関連する極低温の利益を提供するだけでなく、両方の燃料電池に電力を供給するために使用されてもよい。エンジンの推進器は、上記で詳細に説明した本装置に伴う利益を有するＢＬＩ推進器である。
【０１０７】
本システムは、たとえば、図１０に示すような、システムと並ぶ１つの大きな極低温燃料タンクと共に航空機の後部胴体内に取付可能である。大きな極低温燃料タンクは、たとえば、航空機のダブルバブル胴体に、たとえば、航空機の後方圧力隔壁の後ろに取付けられてもよい。
【０１０８】
図１１は、例による、航空機４００の広胴体の適所にある図１０のシステムを示す。図１１の胴体は、ダブルバブル胴体であってもよい。大きな極低温燃料タンクは、第１燃料電池および第２燃料電池に接続されている。燃料電池のそれぞれは、モータまたはモータドライブに接続されている。モータのそれぞれは、その後、航空機４００の後方にある各エンジンに（エンジン１およびエンジン２に示されるように）接続されている。考察の通り、このことは境界層吸入および上述のそれに伴う利益を可能にしてもよい。
【０１０９】
例においては、広胴型航空機は２つの極低温原動機を有してもよい。別の例では、広胴型航空機は、２つの燃焼原動機を有してもよい。
【０１１０】
本明細書中で使用されるように、極低温源または極低温剤という用語は、非制限的な用語とみなされるので、液体水素、液化天然ガス、液体窒素、液体ヘリウム等のいずれを指してもよい。極低温剤は、必ずしも上記の１つのみである必要はない。多数の極低温剤が使用される例では、すべての極低温剤が可燃燃料である必要はない。例においては、Ｈ２が代替燃料源として使用されてもよく、一方で極低温冷却は液体窒素により供給される。
【０１１１】
本明細書中で使用されるように、化石燃料という用語は、非制限的な用語と見なされるので、灯油、バイオ燃料、合成灯油等のいずれを指してもよい。化石燃料は、必ずしも上記の１つのみである必要はない。「非極低温源（non-cryogenic source）」という用語も、本明細書中に説明されているように、化石燃料を指してもよい。
【０１１２】
本明細書中に説明されている用途は航空機の推進システムに関連しているが、化石燃料の消費を低下させおよび／または水の生成と並行して、有害な排出なくエネルギーの生成が必要となる用途にも適用され得る。
【０１１３】
これらの適用には、自動車、宇宙、家庭内、商業利用等が挙げられる。
【０１１４】
噴霧エンジンオイルによる微粒子およびＮＭＶＯＣの削減に導くガスタービン等からのオイル除去のおかげで、さらなる利益が現在開示されたシステムにより提供される。これはエアロトクシック症候群として知られている。これが、もはやガスタービンエンジンからブリードエアを供給しない主な理由の１つである。すなわち健康効果が原因である。
【０１１５】
本明細書中で開示されている極低温燃料の使用のさらなる利益は、既存の航空機の灯油燃料タンクで発生する微生物コロニーの形成が回避されることである。このようなタンクの清掃は、多少なりと環境を破壊する洗浄剤が現在は必要である。場合によっては、この清掃は各長距離飛行後かもしれない。そのため、清掃を減らすことはさらなる環境的な利益がある。
【図１】
2022502316.tif 000003
【図２】
2022502316.tif 000004
【図３】
2022502316.tif 000005
【図４】
2022502316.tif 000006
【図５】
2022502316.tif 000007
【図６】
2022502316.tif 000008
【図７】
2022502316.tif 000009
【図８】
2022502316.tif 000010
【図９】
2022502316.tif 000011
【図１０】
2022502316.tif 000012
【図１１】
2022502316.tif 000013
【国際調査報告】
2022502316.tif 000014
2022502316.tif 000015
2022502316.tif 000016