JP2009541659A - 航空機推進一式装置による発生スラスト反転方法とその実施装置、同装置を装備したエンジン室ならびに航空機 - Google Patents

Abstract

本発明の対象はスラストに関与しうる流れ（Ｆｉ）の少なくとも一部分を偏向させて航空機の推進一式装置（１４）から出る少なくとも１つの空気の流れにより創出されるスラストの低減、相殺あるいは反転を目的とする方法である。これは、スラストに関与しうる流れの少なくとも一部分（Ｆｉ´）をエンジン室（１２）内部からエンジン室の外側方向に駆動作用により偏向するための推進一式装置の領域（３０）にスラスト反転流体と呼ばれる流体（Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３）が注入されることからなる。
【選択図】図１Ｂ

Description

本発明は、航空機推進一式装置により生ずるスラストの低減、相殺、あるいは反転方法、その実施装置に関するもので前記装置を組み込んだ航空機エンジン室にも関する。推進一式装置には、ほぼ同軸に配置される管路の形態のエンジン室、駆動装置、特に、その軸棒に取り付けられる送風機を駆動するターボエンジンが含まれる。エンジン室には、前方に空気取入口、燃焼に関与するための駆動装置を貫通する一次流れと呼ばれる第一取入空気流部分、送風機により駆動されると同時にエンジン室の内壁と駆動装置の外壁により境界が区切られる環状導管内に流れる二次流れと呼ばれる第二空気流部分が含まれる。

こうして、この推進一式装置により生成され、エンジン室のほぼ長手方向軸に沿う向きに向かうスラストは、駆動装置から吐き出される一次空気流と同時に送風機により推進される二次空気流により生ずる。

この発生スラストを反転させると同時に航空機を減速させるために航空機推進一式装置のエンジン室に機械的な機構を設けることが知られている。

この機構により、例えば雨水の存在状態における路面上への密着が減少する場合のブレーキ作用が補償できるが、このブレーキ装置では、減速継続時間の短縮が促進されにくく、前記ブレーキ装置のメンテナンスを減らしにくいと同時に着陸路の占有時間も短縮しにくい。

英国特許文書第１３５７３７０にはこの航空機推進一式装置により生ずるスラスト反転用の機械機構が説明されている。この文書によると、エンジン室は前方部分と平行移動状態の後方部分とから形成され、両部分間で開口部が調整される。

例えばトリムタブのような偏向板あるいは扉は開口部の下流環状管路内に展開されて二次流を遮断すると同時に開口部の方向に偏向させる。従って、前記二次流は開口部を経由してエンジン室外の放射方向に排出されてもはやスラストには関与せず減速となっては現れない。

別の変型例では、１枚あるいは複数枚の偏向板が二次流および/または一次流の偏向用に設けられる。

補完して、偏向空気流の向きを決めるための手段はエンジン室の外側に設けても良い。これらの手段により、スラストに対向すると同時に多少とも大きな減速を生じさせる余地のある偏向流によってエンジン室の長手軸に沿って生ずる合力の向きが決められる。

第１実施形態によると、この作用は偏向板を多少とも傾斜させて得られる。英国特許文書第１３５７３７０により例示される実施形態によるとコアンダ効果が利用される。

例えば、圧縮空気が、流れの向きを後方に向けて定めるよう開口部の前方あるいは後方に偏向空気流の向きを定めるために、開口部の前方のエンジン室の外面上に設けられる孔を経由して注入可能である。この圧縮空気はターボエンジンのコンプレッサーの領域で取り出されると同時に、管路を通ってエンジン室の外面の領域に設けられた孔まで送られるのが都合良い。

この文書によれば、コアンダ効果は偏向流の向きを定めるためにだけ利用されるが、機械的障害物により得られる空気流の偏向には関与しない。

英国特許文書第１３５７３７０

この少なくとも１つの機械的障害物を利用するタイプの逆噴射装置は次の理由で十分満足すべきものではない。

空気流を偏向するために利用される偏向板は、これらを操作する機構と合わせて、最大スラストと共に不都合な開放時に発生しうる外力に耐えるようその大きさが決められ、搭載質量を増大させると同時にエネルギー消費の点で航空機を不利にしてしまう。

偏向板および操作機構は比較的複雑であり、これによりメンテナンスと地上への張り付け時間が増大することになる。これらの移動部品、偏向板/操作機構は防音処理される表面積が縮小されて防音被覆とは一般的に両立できない。

そこで、これらの偏向板は飛行中にタイミング悪く展開されてはならないので１つあるいは複数の安全機構の設置が必要であって、搭載質量とメンテナンスを増やしエネルギー消費や営業時間の点で航空機を犠牲にする。

また、本発明は先行技術の欠点を緩和することを目的として、搭載質量とメンテナンスの低減を可能にしてエネルギー消費や航空機の地上への張り付け時間を短縮する考え方の単純な航空機推進一式装置によって発生スラストの低減、相殺、反転を可能にするものである。

このため、本発明は航空機推進一式装置に基づく少なくとも１ヵ所の空気流により発生するスラストの低減、相殺、あるいは反転を目的として、スラストに関与しうる流れの少なくとも一部を偏向する方法であって、スラストに関与しうる流れの少なくとも一部をエンジン室内部からエンジン室外部方向へ駆動により偏向するために推進一式装置の領域において反転流体と呼ばれる流体を注入することを特徴とする方法を対象とするものである。

このように、先行技術とは違って、流体タイプのスラスト反転機構が得られるものであって、少なくとも１ヵ所の障害物をベースにして管路内に配置されて流れの一部を偏向させられるものではない。

その他の特徴や利点は本発明に関する以下の説明、すなわち、付録の図面を参照して例として挙げられル説明から明らかになろう。

はスラスト反転が効いていない場合の本発明による航空機の推進一式装置の長手方向半断面に沿う模式表示図である。 はスラスト反転が効いている場合の本発明による航空機の推進一式装置の長手方向半断面に沿う模式表示図である。 は示された例では、スラストの低減の場合の、スラストの低減、相殺、あるいは反転時の様々な流れを示す表示である。 は作動状態の下部部分、休止状態の上部部分の本発明による航空機の推進一式装置の長手方向断面図である。 はある実施形態による流体装置を詳細に示す模式図である。 は第二実施形態による航空機のエンジン室の透視図である。 は、休止状態と作動状態の図５の変型による本発明の装置を詳細に示す断面図である。 は、休止状態と作動状態の図５の変型による本発明の装置を詳細に示す断面図である。 は、中間位置における休止状態ならびに作動状態における本発明の別の変型によるスラスト反転用の装置を詳細に示す断面図である。 は、中間位置における休止状態ならびに作動状態における本発明の別の変型によるスラスト反転用の装置を詳細に示す断面図である。 は、中間位置における休止状態ならびに作動状態における本発明の別の変型によるスラスト反転用の装置を詳細に示す断面図である。 は本発明の別の変型例による航空機の推進一式装置の長手方向断面図である。 は休止状態の上部部分、作動状態下部部分における本発明の別の変型例による航空機の推進一式装置の長手方向断面図である。 は本発明の別の変型例を示す推進一式装置の透視図である。 は図１０に示される本発明の変型例を詳細に示すエンジン室の一部、図１０のＡ平面に沿う断面図である。 は図１０の変型例について利用されるトリムタブの透視図である。 は休止状態の上部部分、作動状態における下部部分の本発明の別の変型例による航空機の推進一式装置の長手方向断面図である。 は作動状態における本発明の別の変型例による航空機の推進一式装置の長手方向断面図である。

航空機用推進一式装置にはエンジン室１２が含まれてジェットエンジン１４のような駆動装置がほぼ同軸で配置される。

例えば、航空機には、胴体両側あるいは胴体後方上部部分の水平支持翼領域あるいは胴体に直接固定される１つあるいは複数の推進一式装置が含まれうる。

エンジン室内部に設置される長手軸Ｘのジェットエンジン１４には上流側（図の左側）の入口に、送風機２２のプロペラ羽根２０が取り付けられる軸棒１８を含むターボエンジン１６が含まれる。エンジン室１２は、図１に部分的に示されるように、その上流部分で前述のジェットエンジン１４を取り囲む一方でその下流部分がエンジン室下流部分に対して突出する。

さらに、特に、エンジン室１２には同軸にジェットエンジンを取り囲んで一緒にここでは空気である流体が流れる環状管路２６を構成する仕切り壁２４が含まれる。

エンジン室入口に到達する矢印Ｆにより示される空気はエンジン室内部に入り込むと同時に、第一次流と呼ばれる第一流れがジェットエンジン１６内に入り込み、燃焼に関与すると同時に軸棒１８を駆動させて送風機２２を回転させる。

このようにして、送風機により推進される二次流とよばれる第二空気流は環状管路２６を利用すると同時にエンジン室の下流部分から出て行くことで一次流と一緒に推進機構のスラストを構成する。

ある実施形態によると、エンジン室の仕切り壁２４は２つの部分、つまりいわば上流部分２４ａとエンジン室仕切り壁の翼後縁を含むと同時に第一部分に対して移動するいわば下流部分２４ｂに作られる。

図３に示されるように、第２部分２４ｂはこの図の上部部分のいわば畳まれる第一位置に示されると同時に、この位置に向けて、環状管路２６の内部流れがこの管路を通過して端部２６ａまで吹き抜ける。

図３の基部部分に、開口部２８が仕切り壁２４内に生み出されるいわば展開された第二位置に、下流または後部部分２４ｂが示された。この開口部は上流部分２４ａと下流部分２４ｂとの間の環状管路２６の外周に設置される。

エンジン室の仕切り壁の上流部分２４ｂはその一体化により１つの完全な環が形成されると同時に独立してそれぞれ移動できる複数の部分から構成できる点に注目すべきである。

こうして各部分が下流部分の方に移動することによってエンジン室の仕切り壁内において様々な開口部が生みだされる。

図３に示される実施例では、エンジン室の仕切り壁の下流部分２４ｂは、指令（例えば、操縦席から送られる信号をもとにして）に基づいて、仕切り壁内に複数の環状または半環状の開口部を生み出すため、畳まれた位置から展開位置までの平行移動により（例えば、Ｘ軸に平行な仕切り壁２４ａの部分に取り付けられる油圧ジャッキ作用のもとで）移動する。

この開口部創出機構により長手方向環状管路２６が塞がれずに、この通路を循環する流体の内部流れの一部が端部２６ａから出し続けられる点に注目されよう。

２つの部分から構成される一式装置が相互に接触する（図３上部部分）場合に胴付きにされて、エンジン室の仕切り壁の上流部分２４ａと下流部分２４ｂはお互いが接触状態になるよう仕向けられる範囲の領域で補完する形状、すなわち、例えば、部分２４ａについては凸面形状をまた部分２４ｂ部分については凹面形を呈する点も注目されよう。

本発明によると、推進一式装置の領域で、少なくとも二次流の一部を放射方向に沿ってエンジン室の外部へ偏向するためにスラスト反転流体といわれる流体が吸入されることで、前記偏向流が該推進一式装置を通して生じる減速のためのスラストには関与しなくなる。

先行技術とは違う流体タイプであって、流れの一部を偏向させるよう管路内に配置できる少なくとも１つの障害物をベースとはしないタイプのスラストの反転が得られる。

本発明によると、スラストに利用される流れの偏向は少なくともその一部はスラスト反転流体による前記流れ部分の駆動作用による特にコアンダ作用により得られる。

こうして、従来技術とは違って、コアンダ効果が利用されてスラストに利用される流れの一部の偏向が導入される。

翼後縁の少なくとも一部あるいは前記翼後縁の少し上流の領域においてスラスト反転流体が吸入されてコアンダ効果が得られることで、スラストに利用される流れの少なくとも一部が吸入されると同時に偏向される点が好ましい。

例として、異なる流れが図２に示された。本発明によると、スラスト反転流体を通じた駆動効果による二次流のほぼ６０％程度の偏向が可能である。従って、スラストの逆噴射装置の上流で８００ｋｇ／ｓ程度の流量を有する二次流ならびに７０ｋｇ／ｓ程度の流量を有するスラスト反転流体を利用して、５５０ｋｇ／ｓ程度の流量の偏向流が測定されうる。

スラスト反転流体は翼後縁の領域に割り当てられる１ヵ所あるいは複数ヵ所の注入地点で点状にあるいは翼後縁の一部分あるいは複数部分で線状に注入可能である。

この翼後縁は二次流を誘導する管路および/または一次流を誘導する管路または二次流を誘導する管路および／または一次流を誘導する管路領域に設けられる開口部の上流縁の管路の端部の翼後縁であって良い。

このように、本発明は二次流の偏向に限定されず一次流にも同様に利用される。

同様に、スラストにもはや関与しない流れの一部の偏向は管路の領域または管路の端部に生み出せる開口部を経由して実現される。

さらに、スラスト反転流体の注入は翼後縁の領域であるいは前記翼後縁の上流あるいは下流にずらして行える。

スラスト反転流体は通風管の形の出口を経由して注入されるのが都合良い。この流体はジェットエンジンのコンプレッサーの領域で取り出すのが好ましい。

スラストの反転とは後にスラストの低減、相殺、あるいは反転であるものと理解される。

スラストの低減時には、スラストに関与しうる流体の少なくとも一部がスラストの方向と鋭角をなす方向に沿って偏向される。この場合には、推進一式装置により後方に向かう方向のスラストが発生する。

スラストの相殺のためには偏向流合力が非偏向流の合力と等しくされる。この場合、推進一式装置に生じるスラストはほぼゼロである。

スラストの反転のためには、偏向流合力は非偏向流の流れのものよりも大きく、この場合には推進一式装置により前方に向けられるスラストが発生する。

偏向流量と非偏向流量との間の比はスラスト反転流体の少なくとも１つの航空力学あるいは熱力学上のパラメータ、例えば、スラスト反転流体の注入速度が調節されて調節できることが好ましい。

空気流の一部の偏向手段は機械的な障害物でないと同時に、これを操作する手段が何も含まれない限りスラスト反転機構は非常に単純になる。さらに、この機構により搭載質量ならびにそれ故に航空機の燃料消費の大幅な低減が可能となる。

さらに、エンジン室の部分が平行に滑動する場合にも、運動状態の部品数は比較的少なくなり、これによってメンテナンスや航空機の地上への張り付け時間の低減が可能となる。

結局、このスラスト反転機構により、防音の処理表面積の拡大とこの面積をスラスト反転に充てられるエンジン室の範囲まで拡げることができる。

変型例によると、偏向流の向きをエンジン室の前方または後方に向けて定める手段が利用できる。この目的で、先行技術と同様に偏向流の向きを定めるために開口部の上下流にあるエンジン室の外面領域に通じる管路が利用できる。こうして、空気が開口部上流に配置される孔を経由して注入される場合、斜め方向沿った偏向流はエンジン室の前方に向けて方向が定められる一方で、開口部の下流に配置される孔を経由して空気が注入される場合には、偏向流は斜め方向に沿ってエンジン室の後方に向きが定められる。

スラストに関与しうる流れの少なくとも一部の偏向手段は前記偏向流の向きを定めるためにも利用されることが好ましい。これらの手段は後に流体装置と呼ばれる。

このため、翼後縁にはエンジン室の放射方向開口部の上流および/または下流で、好ましくは凸面の曲面が含まれ、この上にスラスト反転流体が注入される。例として、スラスト反転流体の出口はエンジン室の管路内面と開口部の面との交差部により形成されるほぼ停止領域に配置され、この凸曲面にスラスト反転流体の出口に対して後方にずれた頂部部分が含まれる。

こうして、スラスト反転流体の航空力学と熱力学パラメータ、放射方向開口部の上流および/または下流の翼後縁の特性（形状、表面状態など）、エンジン室外面を流れる空気流の特性に応じて、この後者の空気流が翼後縁の面の領域に設けられる曲面と多少とも長く接触を継続する。

離陸点が頂部部分の後に配置される場合でかつスラスト反転流体の航空力学と熱力学パラメータが然るべきである場合には、偏向流はエンジン室前方の斜め方向（図３のＦ１を参照）に沿って向きが定められる。この場合、スラスト軸に沿う偏向流合力Ｘが非偏向流の合力よりも大きければ、スラストの反転が得られ、この推進一式装置による発生スラストは前方に向けられる。離陸点がほぼ頂部部分の領域に配置される場合でかつスラスト反転流体の航空力学と熱力学パラメータが然るべきである場合には、偏向流の向きは放射方向（図３のＦ２）に沿い定められる。この場合、スラストに関与する流れが完全に偏向されるとほぼゼロのスラスト、そうでない場合にはスラストの低減が得られる。

離陸点が頂部部分前方に配置される場合でかつスラスト反転流体の航空力学と熱力学のパラメータが然るべきである場合には、偏向流の向きはエンジン室後方の斜め方向（図３のＦ３参照）に沿って定められる。この場合にはスラストの低減が得られる。

様々な図に、様々な実施形態が示された。流体装置３０が放射方向開口部２８を通じたエンジン室外部への排出のための管路２６の内部流量あるいはその一部の取り出しを制御するためエンジン室の仕切り壁内に設けられる。しかしながら、本発明はこの実施形態に限定されず、この流体装置により取り出された流量あるいはその一部の制御ができない可能性もある。

図３（図４にさらに詳細に）に示されるように、取り出しを制御する流体装置３０はエンジン室の仕切り壁内に、さらに特に、開口部２８の上流に位置する固定部分２４ａ内に設けられる。

この装置３０によりエンジン室の仕切り壁２４ａの内面２４ｃに設けられ、この内面が環状管路２６の外周で境界が仕切られる。装置３０により高エネルギー流体の内部流れＦｉ内への注入が可能となる。

この流体注入は偏向されるべき流れの範囲つまり部分２４ａの翼後縁上流の内面２４ｃにおいてほぼ接線方向に行われる。

さらに、特に、流体装置３０には、例えば、ジェットエンジンからくる圧縮空気である流体の導入管路が含まれる。この導入管路にはジェットエンジン２６の圧縮空気源と連絡する図示されていない部分と図３に断面で部分的に示される環状部分３２が含まれる。

この管路３２は環状管路２６の外面に延びると同時に、トーラスの１つあるいは複数の円弧あるいはエンジン室の仕切り壁の内面２４ｃに設けられる１つの完全なトーラスの形状で製作される。

流体装置３０にはさらに管路３２と連絡すると同時に内面２４ｃに通じる１つまたは複数の注入通風管３４が含まれるので、流体管路２６における内部流体Ｆｉ流れ内に、開口部２８の近傍における高エネルギー流体の注入が可能となる（図４）。

上流内壁２４ａの翼後縁を構成する曲面３５は注入通風管３４の出口の接線方向に設置される。長手方向断面（図４）によると、この面は例えば半円形状である。

この管路はトーラス状断面（トーラス弧）あるいは完全なトーラス形状で製作され、通風管は隙間の形態を取り得ると同時にトーラス断面の全長に沿って延びる点が注目される。

トーラスの同一断面に関して、あるいは全体トーラスに関して、当該断面またはトーラス上に割り付けられる複数の別々の注入通風管が存在し得る。

図３および図４に示されるように、管路３２を通じて搬送される加圧流体は、注入通風管３４を通してジェット流の形で流体の内部流れＦｉ内で内面２４ｃの接線方向に導入され、この流体流れの一部が制御されて修正される。

こうして、注入されるジェット流は、ここでは表面３５である曲がった翼後縁の接線方向に与えられる方向に通風管を出た後、この面から流れを切り離すことになる遠心力が仕切り壁とジェット流間に生ずる減圧とバランスする限り、図４に示されるように翼後縁の形状に合う。

こうして、注入流体ジェット流は曲面３５により偏向される。

バランスがくずれた場合、流れ中に注入されたジェット流は翼後縁をはずれると同時に分離点において外形後方の停止点を形成する。図４に示されるように、流体Ｆｉの内部流れの部分Ｆｉ'は注入通風管３４を横断してジェット流作用状態の軌跡から偏向されると同時に、面３５により偏向される。

注入通風管３４により注入される流体エネルギーの供給により分離点位置の制御が可能となる。

注入流体ジェット流の方向は面３５上のジェット流分離点位置を変動させることで制御されることが注目される。

こうして、ジェット流が離れる表面範囲３５に沿って取り出される流れのＦｉ'部分の向きが様々に定められる。

この流体ジェット流の分離点、つまりジェット流の方向は流体の熱力学と航空力学の少なくとも１つのパラメータ、すなわち、例えば、圧力および/または温度および/または流量および/または速度および/または乱流率などに応じて変動する。

例としては、流量と同時に導入流体の圧力を上げることで、流体のジェット流は長さの長い辺上の面３５に密着すると同時に、取り出された流れＦｉ´は図３の方向Ｆ１に沿ってエンジン室の上流の方に偏向される（スラストの反転）。

取り出された流体量に与えられる方向がほぼ矢印Ｆ２により示される方向、つまり、長手方向流れＦｉに対して放射状である場合には、取り出された流れの直接のスラストは相殺される。

さらに、取り出される内部流れ量Ｆｉ´の方向が矢印Ｆ３により示される方向に従ってつまりエンジン室の下流の方に定められる場合には、取り出される流れにより生ずる直接のスラストは低減される。

熱力学および航空力学パラメータのうち１つだけ、例えば、取り出される流体の量に影響を及ぼすための流量だけが変更できる点が注目される。

先に説明された実施形態例によると、スラストに関与しうる流れの少なくとも一部の部分を偏向させられる手段により、偏向流の方向を定めてスラストの反転と減速を調整する機能も確保される点が注目される。こうして、スラストの反転を調整するためには、偏向流の向きがスラスト反転流体の少なくとも１つの熱力学および航空力学パラメータを調節することで、偏向流と非偏向流の間の比に対応する少なくとも１つの判断基準項目を調節できる。

注入通風管の出口で注入孔のサイズを変動させることで、注入速度つまりは注入流体流量を変動させられる。

さらに、流体注入は連続する流れでも注入される流体の消費を制限するために取り出される流れでも行える。

推進機構のスラストベクトルの反転、相殺、あるいは低減を可能にする効果的な機構の実現は、エンジン室の仕切り壁の後方部分を平行移動させることで、ある一定の飛行段階中に行われる。このように、管路２６内を循環する二次流Ｆｉと雰囲気間でエンジン室横の１つまたは複数の開口部２８が開放される。

エンジン室の仕切り壁の後部部分が後方に移動した場合、二次流の出口通風管では強力なスラストベクトルの生成に見合う条件はもはや揃わない点に留意すべきである。

実際、そのときには通風管により末広の通風管が形成されると同時に、亜音速の流れである二次流はエンジン室を出るとそのエネルギーが失われる。

本発明によるスラストの相殺あるいは低減の反転装置は、ここで、エンジン室の仕切り壁の後方部分に一つの移動部品を設けることしかできず装置の動きが相当に単純化されることを勘案すれば、既知の機構よりも単純である。

本発明による装置の機能に結び付けられる航空力学的応力は、エンジン室の仕切り壁上に環状に設置される流体装置３０に主として集中し、これにより、エンジン室の構造内へのより良好な伝達応力分配ができるので、エンジン室のある一定部分を必要以上の大きさにする必要がなくなる。

さらに、流体装置により周囲の流れに対して下流仕切り壁２４ｂが覆い隠される傾向があることによってこの仕切り壁のサイズを必要以上に大きくせずに済ませる。

また、エンジン室の仕切り壁上における流体装置の組み込みによるエンジン室の内部および外部の騒音処理上の影響は非常に小さなものでしかない。

実際、図３の上部に示される、たたまれた状況における本発明による装置では、防音被覆の部分的組み込みがエンジン室の仕切り壁の、内外面のほぼ全体にわたり可能となる。

さらに、流体装置３０のサイズが比較的小さいことによりそのエンジン室内への組み込みが容易になる。

図５、図６Ａおよび図６Ｂには本発明の第二実施形態によるジェットエンジン４０が示される。

エンジン室４０は部分的に示されるパイロン４２を介して航空機の水平支持翼に取り付けられる。このエンジン室には、同軸に取り囲むエンジン室４４の仕切り壁、送風機２２に接続されるジェットエンジン１６の上流部分が含まれ、これら２つはいずれも図３に示されている。

この実施形態では、エンジン室４４の仕切り壁内の開口部創出機構は図３に示されるものとは異なる。

実際、この第二実施形態では、環状管路２６の長手方向に沿って長手方向の移動に適したエンジン室の仕切り壁部分によりこの仕切り壁の中間部品４６が構成される。図５では、この中間部品が引き出されて、流れが制御されて偏向されるための開口部が姿を見せている。

この部分４６はエンジン室の環状仕切り壁４４のある角度区間に沿って延びるとともに、図示されていない中間の別の部分がパイロン４２に関して対称に設けられることでエンジン室の仕切り壁内にもう１つの開口部が設置されても良い。

引っ込められる仕切り壁４６の中間部品はエンジン室の全周に沿って延びても良い点が注目される。

仕切り壁４６の中間部品には２枚のパネル４８、５０（図６Ａ）が含まれ、パネル４８および５０にほぼ垂直に配置される横架材５２および５４が形成されてこの２枚のパネルが相互に隔てられて放射方向に固定される。

こうして寸法が固定された空間５６がそれぞれ図６Ａの位置内でエンジン室の外部ならびに環状管路２６と接触する長手方向パネル４８および５０間に設けられる。

１つまたは複数のジャッキ、例えば、２つのジャッキ５８および６０がエンジン室の仕切り壁の内側、長手方向に配置される。

さらに、特に、図６Ａに示されるように、ジャッキ５８（ジャッキ６０も全く同様に）はエンジン室の上流部分４４ａ内に設置される収納空間６２内部の部品として配置される。

収納空間６２は少なくとも移動部品４６の対応する角度区間に沿って延びて設けられる。

ジャッキ５８の固定部品は収納空間６２の底部に端部５８ａを通じて固定される一方、ジャッキの移動軸棒５８ｂが中間部品４６の内部で延びると同時に、反対側端部５８ｃを通じて横架材５４（図６Ａ）に固定される。

図６Ａに示される第一位置では、仕切り壁４６の中間部品がエンジン室の仕切り壁の、２つの固定部品４４ａ（上流部品）と４４ｂ（下流部品）との間に設けられる。

中間部品４６には、その下流部分に、ほぼ横架材５４に固定される仕切り壁４６の端部から、これもまたこの横架材に固定される仕切り壁５０の端部まで延びるアール付きの翼後縁４６ａが含まれる。

中間仕切壁４６の拡がる位置では、この翼後縁４６ａは下流仕切り壁部分４４ｂ（図６Ａ）の翼前縁の対応形状の凹面と合う。

引っ込められた位置では翼後縁は収納空間６２（図６Ｂ）の外に突き出される。

ジャッキの退却時はこれらの軸棒が対応するジャッキ本体の内側に引っ込むと同時に、中間部品４６が図６Ｂに示されるように収納空間６２の少なくとも内側部分に持ってこられる点が注目される。

こうして引っ込められる中間仕切壁４６によりその翼後縁４６ａと下流部分４４ｂの翼前縁との間で開口部６４のエンジン室仕切り壁内への引き出しが可能となる。また上部溝車６６、６８ならびに下部溝車７０、７２は部品４６の上部部分と下部部分にそれぞれ固定される（図５）点も注目される。これらの溝車は図示されていないが、それぞれ上部および下部レール内側で滑動してジャッキ５８ならびに６０により作用が及ぶ中間部品４６の退却と展開の動きが誘導される。

仕切り壁４６の中間部品はまた、図３および図４の装置３０同様の流体装置７４も含み、取り出し流体の量とこの流体に与えられる空間の向きを制御することで管路２６の内部流体の一部を取り出すことを機能とする。

前述の装置３０と全く同様に、装置７４は仕切り壁４６の内面に設置され、トーラス円弧の形状で製作される高エネルギー流体の導入管路７６を含む。

装置７４にはまた管路２６の内部流体の接線方向への注入孔も含まれる。この孔は管路７６の長さに沿って延びる隙間７８の形態で製作される。

装置７４には、また、図３および図４の装置３０と全く同様に、例えば、柔軟性のある通風管または伸縮式空圧接合（図示されず）を介してターボエンジン１６からくる圧縮空気が供給される。

装置７４の特徴と機能は装置３０のものと同一であるのでここでは繰り返さない。

図７Ａから図７Ｃには引っ込められるエンジン室仕切り壁８０中間部品の実施例の変型が示される。

中間部品８０は図７Ａに示されるように、エンジン室仕切り壁の固定仕切り壁８２ａ（上流部分）と８２ｂ（下流部分）の２つの部品間に設けられる。

上流部分８２ａはこれが図７Ｃに示されるような引っ込められる位置にある場合には、中間部品８０の少なくとも一部分の受け入れのために設けられる内部収納空間８４を呈する。

長手方向に移動可能な部分８０には、相互に放射方向に隔てられた（図７Ａ）二枚のパネル８６、８８が含まれるが、その隔たりは図５、図６Ａ、および図６Ｂの、実施形態の差のように変動しうる。

二枚のパネル８６、８８はその例えば、アール付き翼後縁８０ａと図５、図６Ａおよび図６Ｂの実施形態のものと同じ流体装置７４が含まれる下流支持材９０上にある下流端部８６ａ、８８ａの一端を通じてそれぞれ回転接合される。

ジャッキ９２には本体９４とエンジン室仕切り壁の内側に設けられる軸棒９６が含まれる。本体９４は前記本体の端部で頭部９４ａを呈して、この頭部は支持材９０と一体の中空部９８の内側に収納されると同時に二枚のパネル８６、８８により境界が区切られる内部空間内に延びる。

本体９４は例えば、回転接合される２本の小連接棒１００および１０２を介してパネル８６、８８の上流端部８６ｂ、８８ｂの反対側端部９４ｂに固定される。

ジャッキの軸棒９６は本体９４とは固定されていないその端部９６ａでエンジン室仕切り壁の固定構造に固定される。

こうして、仕切り壁８０の中間部品の退却制御によりジャッキ９２の退却が作動する場合には、このジャッキ本体９４は、上流に向けて、図７Ｂに示される長手方向移動に沿って収納空間８４の内側に持ってこられる。回転接合された小連接棒１００および１０２が傾斜しながら本体端部９４ｂを追う間に、ジャッキ本体の頭部９４ａが中空部９８を通過して前記中空部の開口部縁の棚部を介して停止するようになる。

その結果、パネル８６および８８は本体９４に、つまりは相互に近づく。

これらの縮まった隔たり（図７Ｂ）は内側収納空間８４の境界を区切る仕切り壁８２ａの上流部分の、パネルの隔たりよりも狭まる。

ジャッキは相変わらず作動されて、その本体９４は仕切り壁８２ａ（図７Ｃ）の上流部分内部の上流の方に持ってこられることによって、これと一緒に回転接合される仕切り壁８０の区画が運ばれる。

この仕切り壁中間区画は、こうして、放射方向と同様に長手方向に引っ込められうるので二重に引っ込められて、パネル８６および８８は退却時に実際は相互に近づけられる点が注目される。

長手方向への退却により、上流８２ａ、下流８２ｂの仕切り壁の固定要素間でエンジン室仕切り壁内の開口部１０４の創出が可能となって、前出の実施形態の説明時に示された機能が確保される。

さらに、放射方向あるいは横方向の退却により中間仕切壁部分が図５、図６Ａおよび図６Ｂに示される仕切り壁４６の中間部品よりも上流部分８２ａの内側に容易に収納できる。

実際、図５、図６Ａおよび図６Ｂの実施形態ではパネル４８と５０との間の距離は上流部分４４aの内部収納空間６２を定める仕切り壁間に存在する距離よりも短くなくてはならない。

内部流れの一部が制御されて管路２６に取り出される流体装置に関して説明されたすべては図７Ａから図７Ｃに示される変型例に関しても有効である。

本発明によるエンジン室の第三実施形態が示される図８では、開口部の創出機構に、図５、図６Ａ、図６Ｂ、図７Ａから図７Ｃに示されるようにエンジン室の下流方向に向かい上流には向かわない平行移動により長手方向に移動可能であるエンジン室の仕切り壁部品が含まれる。

さらに、特に、仕切り壁部品１１０は、２ヵ所の位置、すなわち、図８上部に示される、エンジン室１１２の仕切り壁の、２つの固定部品１１２ａ（上流部分）ならびに１１２ｂ（エンジン室の翼後縁を含む下流部分）間に設けられる第一位置と、この同一図の下方に示される第二位置との間を移動する。この第二位置において、移動部品１１０が後方に向けて滑動されることによって開口部１１４がこの仕切り壁内に創出されて偏向流が可能となる。

この実施形態では仕切り壁１１０の中間部品には放射方向に相互に隔てられた二枚のパネルが含まれ、その片方１１６は外部と接触する一方で、他方１１８は環状管路と接触する点が注目される。

図には示されない１つあるいは複数のジャッキ作用のもとで、二重仕切り壁機構１１０は例えば下流仕切り壁１１２ｂの固定部品を部分的に覆いながら下流に向かって滑動する。

二枚のパネル１１６および１１８によりこうして例えば仕切り壁１１２ｂの固定部品の各内面ならびに外面が覆われるようになる。

エンジン室の上流仕切り壁の固定部品において、図５、図６Ａ、図６Ｂ、図７Ａから図７Ｃの実施形態のジャッキ類がそうであったように図に示されない１つあるいは複数のジャッキが仕切り壁１１２ｂの固定部品内に設置される点が注目される。

図示されていない実施変型によると、二枚の仕切り壁１１６および１１８はまた、図７Ａから図７Ｃに例示されるように１つあるいは複数のジャッキを利用して放射方向に引っ込められてこれらの間の隔たりを短縮できる。

中間部品１１０のパネル１１６および１１８はこうして固定下流部品１１２ｂの少なくとも内部部分に収納される。

図８に示される実施形態では、図５、図６Ａ、図６Ｂ、図７Ａ、図７Ｂに示される実施形態におけるように流体装置３０がエンジン室の仕切り壁の移動部分に設けられてはいない点が注目される。

実際、装置３０は開口部の上流に設けられると同時に、ここでは移動仕切り壁１１０の部品は下流の方に移動される。

図９には、また、仕切り壁の移動中間部品がエンジン室１２２の仕切り壁の後方に向けて移動される実施変型例が示された。

仕切り壁１２０の中間部品には、ここでは図９の上部部分に示される第一位置内において、エンジン室の仕切り壁の上流１２２ａと下流１２２ｂの二つの固定部品間に設けられる唯一のパネルが含まれる。この図の下部部分に示される第二位置では、移動部品１２０は下流に向けて平行移動により移動されると同時に少なくとも部分的に固定部品１２２ｂの外面を覆う。

さらに、下流固定部品１２２ｂが放射方向に移動部品１２０のパネルの放射方向位置に関してエンジン室内側に向けてずらされて、パネルが固定部分１２２ｂに当たらずに長手方向に平行移動できる点が注目される。

ここでさらに、エンジン室の仕切り壁の移動中間部品によりエンジン室内に開口部１２４の創出が可能となり、環状管路２６の内部流体の、流れの一部分が制御されて偏向できる。

取り出し流体装置３０はまた、図５、図６Ａ、図６Ｂ、図７Ａから図７Ｃまでに設けられる構成とは違って、移動仕切り壁の部品とは独立して管路に対して固定して設けられる。移動中間仕切壁１１０および１２０がエンジン室の全周にわたるかあるいはその１つあるいは複数の角度区間にわたり環状に延びることができる点に注目すべきである。

さらに、すべての場合において、エンジン室の仕切り壁の後方部分は平行移動しないで、制御された取り出しによるスラストの反転、相殺あるいは低減に関して意味のある効果を得るには内部流れの少なくとも２０％から３０％が環状管路に取り出されるのが好ましい点が注目される。

図１０から図１４には、前出で説明された流体タイプのスラスト反転装置の効果の向上を狙った追加装置が含まれる変型が示された。

図１０から図１２に示される実施形態によると、１つあるいは複数のトリムタブ１３０は、空圧式で航空機の減速を得るためにスラストに関与しうる少なくとも一部の流れを偏向させられる流体装置１３４が配置される領域に翼後縁１３２の上流に持ってこられる。

この実施形態によると、エンジン室には開口部１３６に合わされる形状のトリムタブ１３０により塞がれうる少なくとも開口部１３６が含まれ、前記トリムタブはスラスト軸に対応するエンジン室の長手軸１４０にほぼ垂直な面内の開口部の上流に配置される回転軸１３８に沿ってエンジン室に関して回転接合される。こうして、トリムタブ１３０はこれが開口部１３６を塞ぐ第一位置ならびに流体装置１３４の二次流の少なくとも一部を偏向できる開口部１３６を引き出す第二位置を占有できる。

トリムタブの形状は外面とエンジン室の内部管路の連続性が確保されるものが都合良い。

エンジン室にはその周囲にわたり割り付けられそのそれぞれがトリムタブ１３０により塞がれうる複数の開口部１３６が含まれると都合良い。

開口部１３６の上流にあるトリムタブ１３０の存在により、少なくとも一部の二次流の吸入に味方すると同時に流体装置１３４の効率を向上させる開口部領域のトリムタブ１３０の下流に航空力学上の減圧と乱流を創出できる。

図１３に例示されるその他の変型例によると、エンジン室には２つの部品、一つは上流部品１４２と開口部１４６の創出を可能にする平行移動で移動する下流部品１４４が含まれ、上流部品の翼後縁には流体装置１４８が含まれる。このエンジン室は図３に示されるものとほぼ同一である。

少なくとも１つのトリムタブ１５０が、エンジン室の長手軸１５４にほぼ垂直な平面内に配置される前記開口部の上流に軸１５２に関して回転接合される開口部１４６の上流でエンジン室の外側に設けられ得る。このトリムタブ１５０は、そのエンジン室の航空力学上の外面１５６により連続性が確保されて畳まれるいわば第一位置と、開口部１４６の領域に減圧および乱流を創出して流体装置１４８の効率を向上させるエンジン室の外面に関して突出して展開されるいわば第二位置を占有しうる。

一般的に、エンジン室には開口部１４６の上流に付加される複数のトリムタブ１５０が含まれる。

図１４に示されるその他の変型例によると、１つあるいは複数のトリムタブ１５８が開口部１６０の下流縁に関して回転接合されると同時に前記開口部１６０の下流に展開できる。この、またはこれらのトリムタブにより、前記開口部１６０領域に生じる航空力学的乱流による開口部１６０の上流領域に配置される流体装置１６２の効果の向上ができる。

図１４に示されるように、このあるいはこれらのトリムタブ１５８には、二次管路１６６の内側に多少とも大きく突き出る余地のある縁１６４が含まれうる。

符合の説明

Ｆ：エンジン室入口に到達する空気
Ｆ１：エンジン室前方の斜め方向偏向流
Ｆ２：エンジン室放射方向偏向流
Ｆ３：エンジン室後方の斜め方向偏向流
Ｆｉ：流体管路における内部流体
Ｆｉ´： スラストに関与しうる流れの少なくとも一部分
Ｘ：スラスト軸に沿う偏向流合力

Claims (25)

1. スラストに関与しうる流れの少なくとも一部を偏向させることにより、航空機の推進一式装置から出る少なくとも１ヵ所の空気流により発生スラストを低減、相殺あるいは反転する方法であって、該推進一式装置の領域にスラスト反転流体と呼ばれる流体を注入して、スラストに関与しうる該流れの少なくとも一部を駆動作用によりエンジン室内部からエンジン室外部方向に偏向させることからなることを特徴とする方法。
2. スラストに関与しうる該流れを誘導する少なくとも１本の管路の翼後縁の、少なくとも一部あるいは前記管路の領域に設置される開口部の高さあるいはその少し上流にスラスト反転流体を注入することからなることを特徴とする請求項１に記載の方法。
3. 該スラスト反転流体の少なくとも１つの航空力学または熱力学パラメータを調整して、偏向される流れと偏向されない流れ間の比を調整することからなることを特徴とする請求項１または請求項２に記載の方法。
4. 該スラスト反転流体の出口に対して後面に向けてずらされる頂部部分を利用した上流への凸曲面の該スラスト反転流体の注入からなることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか１項に記載の方法。
5. 該スラスト反転流体の少なくとも１つの航空力学または熱力学パラメータを調整して該偏向流れの向きを調節することからなることを特徴とする請求項４に記載の方法。
6. 前記開口部の上流の翼後縁の、少なくとも一部の上流の高さまたはその少し上流において、該スラスト反転流体を偏向させると同時に、注入する該流れを誘導する管路領域に生じ得る一時的開口部を経由するスラストに関与しうる該流れの少なくとも一部を偏向させることからなることを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか１項に記載の方法。
7. 該開口部領域における航空力学上の乱流の生成からなることを特徴とする請求項６に記載の方法。
8. スラストに関与しうる該流れの少なくとも一部の偏向手段が含まれる航空機の推進一式装置の少なくとも一部の管路を出る少なくとも一部の空気流により生成されるスラストの低減、相殺、あるいは反転を目的とした請求項１から請求項７のいずれか１項に記載の方法の実施装置であって、スラストに関与しうる該流れの少なくとも一部の流れをエンジン室内部からエンジン室外部の方向に向けて、駆動作用により偏向させるためにスラスト反転流体と呼ばれる流体を該推進一式装置の領域において注入する手段が含まれることを特徴とする装置。
9. 該スラスト反転流体の該注入手段がスラストに関与しうる流れを誘導する少なくとも１本の管路の翼後縁の、少なくとも一部あるいは前記管路の領域に設置される開口部の少なくとも一部の高さあるいはその少し上流に配置されることを特徴とする請求項８に記載の装置。
10. 翼後縁の領域に設けられる凸曲面と前記曲面と該偏向流れを誘導する管路の下部面との交差部の領域にほぼ配置されるスラスト反転流体の出口とが含まれ、該曲面に該スラスト反転流体の出口に対して後面の方にずれた頂部部分が含まれることを特徴とする請求項９に記載の装置。
11. スラスト反転流体の出口形状が通風管であることを特徴とする請求項８から請求項１０のいずれか１項に記載の装置。
12. スラスト反転流体に関する少なくとも１つの航空力学あるいは熱力学パラメータの調整手段が含まれることを特徴とする請求項８から請求項１１のいずれか１項に記載の装置。
13. 請求項８から請求項１２のいずれか１項に記載の装置が含まれる航空機エンジン室。
14. 同軸にタービンエンジンが配置される管路が含まれる航空機エンジン室であって、該偏向流れを誘導する管路の内外部の連絡を可能にさせる少なくともヵ所の一時開口部ならびに前記開口部上流の翼後縁領域の少なくとも一部に配置される請求項８から請求項１２のいずれか１項に記載の装置が含まれることを特徴とする請求項１３に記載の航空機エンジン室。
15. 該開口部にその上流縁領域で凸曲面ならびに前記凸曲面と該偏向流れを誘導する該管路の下部面のほぼ交差部領域に配置されるスラスト反転流体の出口が含まれ、該凸曲面に該スラスト反転流体出口に対して後面の方にずれた頂部部分が含まれることを特徴とする請求項１４に記載の航空機エンジン室。
16. 該スラスト反転流体出口の形状が通風管であることを特徴とする請求項１３から請求項１５のいずれか１項に記載の航空機エンジン室。
17. 該開口部領域に航空力学流れの乱すことができる少なくとも１ヵ所のトリムタブが含まれることを特徴とする請求項１３から請求項１６のいずれか１項に記載の航空機エンジン室。
18. 前記少なくとも１ヵ所のトリムタブが該開口部の上流に配置されることを特徴とする請求項１７に記載の航空機エンジン室。
19. 前記少なくとも１ヵ所のトリムタブが該開口部の下流に配置されることを特徴とする請求項１７に記載の航空機エンジン室。
20. 前記少なくとも１ヵ所のトリムタブによりその外面がエンジン室の該外面の延長部にある第一位置ならびにエンジン室の該外面に対して突き出ている第二位置が占有されうることを特徴とする請求項１７から請求項１９のいずれか１項に記載の航空機エンジン室。
21. 少なくとも１ヵ所のトリムタブにより塞がれる余地のある少なくとも１ヵ所の開口部が含まれ、
    前記の少なくとも１ヵ所のトリムタブが該開口部を塞ぐ第一位置と該開口部が露出される第二位置を占有しうることを特徴とする請求項１３から請求項２０のいずれか１項に記載の航空機エンジン室。
22. 少なくとも１ヵ所の固定部と前記少なくとも１ヵ所の固定部に関して平行移動できて平行移動後に少なくとも１ヵ所の開口部を生み出せる少なくとも１ヵ所の移動部が含まれることを特徴とする請求項１３から請求項２０のいずれか１項に記載の航空機エンジン室。
23. 上流固定部分と少なくとも下流移動部分が含まれ、前記の少なくとも１ヵ所の下流移動部分の平行移動後、上流部分と下流部分との間に少なくとも１ヵ所の開口部を生み出せることを特徴とする請求項２２に記載の航空機エンジン室。
24. エンジン室の仕切り壁内に設置される開口部が露出されるようにエンジン室の仕切り壁に対して平行移動しうる少なくとも１枚のパネルが含まれることを特徴とする請求項２３に記載の航空機エンジン室。
25. 請求項１３から請求項２４のいずれか１項に記載の少なくとも１ヵ所のエンジン室が含まれる航空機。

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