JP2009514724A - 環境への衝撃を減少させる航空機 - Google Patents

Abstract

環境に対する衝撃を減少させる航空機が開示されている。本発明によれば、この航空機は、その尾部上にその後部が支持されている少なくとも１つのプロペラ(９、１０)を備え、このプロペラが、騒音偏向障壁を形成する航空機枠の後部(２Ｒ)と一直線上に配置されている。
【選択図】 図５

Description

本発明は環境への衝撃を減少させる航空機に関する。

プロペラ型推進システム、例えば、１つのプロペラを備えたターボプロップあるいは逆回転プロペラを備えたプロップ・ファンとが、タービン・エンジンよりエネルギー効率がより良いことは既知である。

然し、大抵の既存の航空機はタービン・エンジンにより推進され、このタービン・エンジンは一方では大量の燃料を消費し、他方ではその大気に出すものにより環境汚染の源となる。

よって、エネルギー節約と環境汚染の減少に関する限り、航空機は、タービン・エンジンよりむしろプロペラ型推進システムを備えることが望ましい。

然し、操作中は、プロペラ型推進システムはタービン・エンジンより騒音がひどい。即ち、タービン・エンジンをプロペラ型推進システムと換えた場合享有する、エネルギー節約と、その放出物による環境汚染の減少という利点には騒音公害増加という短所を伴う。このように生じる騒音公害は許容できず、いずれにせよ現在有効な法律に合わない。

更に、
− 航空機の尾部で、その後部が取り付けられた少なくとも１つのタービン・エンジンと、
− 機体であって、その後部が水平尾翼と、この水平尾翼の各端に１つづつ位置する２つの垂直尾翼とからなり、上記の後部が上記のタービン・エンジンによって下方に生じる騒音の障壁を形成するものと
からなる航空機は、例えば、英国特許第１,３９７,０６８号により既知である。
英国特許第１,３９７,０６８号

勿論、上記のようなレイアウトでは、上記のタービン・エンジンの軸は航空機の長手方向軸と平行である。即ち、上記の水平尾翼が上記のタービン・エンジンのナセルの出口の後方に位置するとしたら、上記のエンジンにより生じ、既知のように、このエンジンの前後に向けて出される騒音は航空機の前後に向けて広がり、この騒音の幾らかのみが上記の機体の後部分の上記の障壁面により遮断される。よって、機体の後部分によって形成される障壁の全体的効率は最適ではない。

本発明の要旨はその燃料消費が匹敵するプロペラ航空機のものに近く、その地上に向けられる騒音の放出が同様に匹敵するタービン・エンジン航空機のものとほぼ等しい航空機である。

このため、本発明によれば、環境への衝撃を減少させる航空機は長手方向軸を有し、
− 航空機の尾部で、その後部が、その軸を航空機の長手方向軸に少なくともほぼ平行にして取り付けられた少なくとも１つのエンジンと、
− 機体であって、その後部が水平尾翼と、この水平尾翼の各端に１つづつ位置する２つの垂直尾翼とからなり、上記の機体の後部が上記のエンジンによって下方に生じる騒音の少なくとも障壁を形成するものとからなり、
− 上記のエンジンが少なくとも１つのプロペラからなるタイプであり、
− 上記のプロペラは、騒音障壁を形成する機体の上記後部と垂直方向一直線上に位置することを特徴とする。

確かに、そして驚くべきことに、英国特許第１,３９７,０６８号に記載されている上記のタイプの航空機のレイアウトでは、タービン・エンジンをプロペラ・推進システムと換えて、(英国特許第１,３９７,０６８号では上記の障壁面はタービン・エンジンの出口に非常に近いのに対し)この障壁面をプロペラの真下に配置すると、上記の推進システムの騒音が素晴らしく軽減され、この軽減は、上記の推進システムにより出される騒音がタービン・エンジンのものより本質的にはより激しいが、機体の上記後部により、はるかに良く遮断され、よって航空機の周囲でははるかに弱くなるといったものであることを出願人の会社は発見した。

この素晴らしい結果の１つの理由は、プロペラの騒音が非常に指向的で、最大騒音はプロペラの平面近くで感知され、この平面から遠のくとこの騒音は急に軽減する。よって、本発明の望ましい実施例では、機体の上記後部の大きさは、上記のエンジンにより出される最大強度の所定割合(fraction)より高い音響強度を有する騒音の全ての部分に対し、プロペラの平面の各側部により障壁として作用する大きさである。例えば、上記の平面の各側では、機体の後部により遮断される音響強度は、上記の最大強度に対して、少なくともほぼ−５ｄＢに等しい。上記のプロペラはエンジンの後方に位置し、航空機に推力を出すことができるのが好ましい。よって、プロペラは航空機の胴体上の横断面積が小さい点に位置し、これを取り付けるためにより大きなスペースを残す。加えて、プロペラは乗客室からこのように離れており、これは乗客の快適さには有利である。

更に、できる限りエンジンの燃料消費を制限するため、上記のプロペラが周囲のカウリングを有さないのが好ましい。

加えて、上記のエンジンが２つの同軸上の逆回転プロペラを備えるのが望ましい。何故なら、この場合、上記のプロペラの直径はより小さく、これにより上記のエンジンを航空機に統合するのがより簡単になるからである。

如何なる空力学的相互作用、およびプロペラと機体の後部との間での如何なる振動的、特に音響的相互作用をも回避するため、プロペラの端と上記機体の後部との最短距離が上記のプロペラの直径の少なくとも１０％に等しいのが望ましい。

勿論、本発明の航空機は単発航空機で、唯１つのプロペラ・エンジンが上記のように後部に取り付けられていてもよい。然し、このエンジンに加えて、航空機の主翼が少なくとも２つのタービン・エンジンを対称に備えていてもよい。このような配置は、さほど燃料を消費せず、本発明による騒音障壁によりさほど煩くない後方プロペラ・エンジンは、タービン・エンジンのパワー(よってその騒音と燃料消費)が減少せらるという点で望ましい。

然し、本発明による航空機の好ましい実施例では、２つのプロペラ・エンジンが設けられており、それらの軸を平行にして並置されている。

この場合、上記の２つのエンジン同士間のいずれの空気力学的および音響的相互作用を回避するため(そしてメンテナンス操作中、操作者が両プロペラ間に適合するように)少なくとも６０ｃｍのスペースがプロペラの対向面の端部同士の間に残される。

添付図面の図により本発明がどのように実施されるかを理解するのが簡単である。これらの図中、同一符号は類似の要素を示す。

図１から図３に略示されている本発明による民間飛行機１は、長手方向軸Ｘ−Ｘを有し、胴体３と、主翼４と、水平尾翼５と２つの垂直尾翼６とからなる機体２を備える。上記の主翼４はエンジンを保持せず、上記の垂直尾翼６は水平尾翼の両端に位置する。

上記の飛行機１の後部には２つのプロペラ・エンジン７が取り付けられて、それらの軸Ｌ−Ｌを長手方向軸Ｘ−Ｘに平行にして、その尾部に配置されている。エンジン７はパイロン８により支持され(図４と５とを参照)、並置されている。各エンジン７の後端には、直径(Ｄ)の２つのカバーされていない推力発生逆回転プロペラ９、１０を有する。一方では２つのプロペラ９同士が、また他方では、２つのプロペラ１０同士が、それらの間に少なくとも６０cmのスペース(ｅ)を開けて、相互に向かい合って配置されている。更に、プロペラ９、１０の端部と上記の機体２との間の最短距離(ｄ)は上記の直径(Ｄ)の少なくとも１０％に等しい。

胴体３の後部３Ｒ、水平尾翼５と垂直尾翼６とからなる機体２の後部２Ｒに対し、エンジン７のプロペラ９、１０とは上記の水平尾翼５と垂直方向に一直線上に位置している。

操作中、上記のプロペラ９、１０の各々は騒音を生じ、その音響強度は、その平面近くで最大で、この平面から軸Ｌ−Ｌに沿い離れると急激に減少する。この例では、上記の２対のプロペラ９と１０とはそれらの軸Ｌ−Ｌの周りに全騒音を生じ、その最大音響強度は、図４と図５とに描写されている各対のプロペラ９と１０との間を通過するほぼ平らな面１１の所である。これら２つの図中、最大音響強度の上記の面１１の各側部に位置する前制限１３と後制限１４とによって形成され、その内での音響強度が上記の最大音響強度に対し−５ｄＢに等しい騒音領域１２もまた描写されている。

よって、本発明によれば、水平尾翼５と垂直尾翼６とのプロペラ９、１０の相対的レイアウトは、上記のエンジン７近くでは、上記の騒音領域１２は、図５に明確に示されているように、上記の水平および垂直尾翼５と６とにより形成されている通路の内側に在り、図５では、上記の領域１２の形跡１２ｔが水平尾翼５上に描かれている。

こうして、エンジン７により出される騒音は、下方方向では水平尾翼５により、側部に対する１部は垂直尾翼６により遮断される。

その結果、離着陸中、地上に対し飛行機１のエンジン７により出される騒音は、水平尾翼５と、１部は垂直尾翼６とにより遮断されるので、大きく減少する。

図６から図８に描写されている本発明による民間飛行機２１は、又、長手方向軸Ｘ−Ｘと、胴体２３、主翼２４、水平尾翼２５と２つの垂直尾翼２６とからなる機体２２を備える。上記の主翼２４は各々タービン・エンジン２０を保持し、垂直尾翼２６は水平尾翼５の両端に位置する。

上記の飛行機２１の後部の中央には、逆回転プロペラ９と１０とを備えた単１のエンジン７が取り付けられており、その軸Ｌ−Ｌは上記の軸Ｘ−Ｘに平行で、同じ垂直平面に位置する。

図１から図５に関し記載されたものと同様、プロペラ９、１０と尾翼２５、２６とのレイアウトでは、上記のプロペラにより生じる騒音が、上記の尾翼２５と２６とがその一部を形成する上記の機体２２の後部分により、上記の飛行機２１の下方向で遮断される。

同じ性能の従来の双発タービン・エンジン飛行機と比べると、上記の飛行機２１は、後部にエンジン７があるためパワーの弱い(よって騒音がすくない)タービン・エンジン２０を用いることができる。全体として、飛行機２１は、上記の双発タービン・エンジン飛行機より騒音が少なく、燃料の消費も少ない。

本発明による航空機の好ましい実施例の側面を示す略図である。 本発明による航空機の好ましい実施例の正面を示す略図である。 本発明による航空機の好ましい実施例の平面を示す略図である。 図１から図３に示す航空機の後部の拡大縮尺での概略側面図である。 図４に対応する概略平面図である。 本発明による航空機のもう１つの好ましい実施例の側面を示す略図である。 本発明による航空機のもう１つの好ましい実施例の正面を示す略図である。 本発明による航空機のもう１つの好ましい実施例の平面図を示す略図である。

符号の説明

１・２１…航空機、２・２２…機体、２Ｒ・２２Ｒ…機体後部、４・２４…主翼、５・２５…水平尾翼、６・２６…垂直尾翼、７…エンジン、９・１０…プロペラ、Ｘ−Ｘ…航空機の長手方向軸、 Ｌ−Ｌ…エンジンの軸、ｄ…プロペラの端と機体後部との最短距離、Ｄ…プロペラの直径、ｅ…プロペラの両端同士間の距離。

Claims (10)

1. 環境への衝撃を減少させる航空機(１、２１)は長手方向軸(Ｘ−Ｘ)を有し、
   − 航空機の尾部で、その軸(Ｌ−Ｌ)を上記の航空機の長手方向軸(Ｘ−Ｘ)に少なくともほぼ平行にして、その後部に取り付けられた少なくとも１つのエンジン(７)と、
   − 機体(２、２２)であって、その後部(２Ｒ、２２Ｒ)が水平尾翼(５、２５)と、この水平尾翼の各端に１つづつ位置する２つの垂直尾翼(６、２６)とからなり、上記の機体の後部が上記のエンジンによって下方に生じる少なくとも騒音の障壁を形成するものとからなり、
   − 上記のエンジン(７)が、少なくとも１つのプロペラ(９、１０)からなるタイプであり、
   − 上記のプロペラ(９、１０)は、騒音障壁を形成する機体(２、２２)の上記後部(２Ｒ、２２Ｒ)と垂直方向一直線上に位置することを特徴とする航空機。
2. 機体(２、２２)の上記後部(２Ｒ、２２Ｒ)の大きさは、上記のエンジンにより出される最大強度の所定割合より高い音響強度を有する騒音の全ての部分に対し、プロペラの平面の各側部により障壁として作用する大きさであることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
3. 上記のプロペラの平面の各側部では、機体の後部(２Ｒ、２２Ｒ)により遮断される音響強度は、上記の最大強度に対して、少なくともほぼ−５ｄＢに等しいことを特徴とする請求項２に記載の航空機。
4. 上記のプロペラ(９、１０)はエンジン(７)の後方に位置し、航空機に推力を出すことができることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機。
5. 上記のプロペラ(９、１０)が周囲のカウリングを有さないことを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機。
6. 上記のプロペラ(９、１０)の端と上記の機体の後部(２Ｒ、２２Ｒ)との最短距離(ｄ)が上記のプロペラの直径(Ｄ)の少なくとも１０％に等しいことを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機。
7. 上記のエンジン(７)は２つの同軸上の逆回転プロペラ(９、１０)を有し、これらは両方とも騒音障壁を形成する上記の後部と垂直方向に一直線上に位置していることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の航空機。
8. 航空機の尾部で、その後部に取り付けられている唯１つのプロペラ・エンジン(７)と、上記の航空機(２１)の主翼(２４)により対称に保持された少なくとも２つのタービン・エンジンとを備えることを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機。
9. 航空機の尾部でその後部に取り付けられていて、それらの軸を平行にして並置された２つのプロペラ・エンジン(７)を備えていることを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機。
10. 上記のエンジン(７)のプロペラの両端同士の間の距離(ｅ)が少なくとも６０cmに等しいことを特徴とする請求項９に記載の航空機。

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