JP2011527253A - 翼のスパン幅方向において互いに離隔されて配置された少なくとも２つのプロペラ駆動部を有する航空機 - Google Patents

Abstract

機体（３）と、それぞれがプロペラ回転軸（１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａ）を有して翼幅方向において互いに離隔された少なくとも２つのプロペラ駆動部（１１、１２、１３、１４）を収容できる２つの空気力学翼とを有し、プロペラ駆動部（１１、１２、１３、１４）を稼働させるためのコントローラを有する航空機（１）において、推進力を発生させるためのコントローラの１つの作動モードにおいて、各プロペラ回転軸に対して固定されたプロペラの外側部分が機体（３）に面した側において上から下に動かされるように、プロペラ駆動部（１１、１２、１３、１４）が稼働される。

Description

本発明は、航空機に関し、該航空機の空気力学翼は、プロペラ回転軸をそれぞれ有して翼幅方向において互いに離隔された少なくとも２つの駆動エンジンをそれぞれ有する。

それぞれの翼幅方向において互いに離隔され且つそれぞれがプロペラ回転軸を有する少なくとも２つの駆動エンジンを有する航空機において、航空機関連の検討と相まって個々のエンジンによって発生される空気力学的効果が複雑であるため、双発航空機についての特殊構造基準が認められていない。

一般的な先行技術から知られているものは、各翼上に総計少なくとも２つのプロペラ駆動部を有する輸送機である。ここで、それらのプロペラ回転軸１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａが同一回転方向に回転して航空機１の推進力を発生させるように、プロペラ駆動部１１、１２、１３、１４が図２に設けられている。図２の描写において、矢印は、航空機１についての推進力を発生させるためのプロペラ回転軸１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａの回転方向を図式的に示している。推進目的で提供されるプロペラ回転軸１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａの回転方向は、空気力学及び制御工学の観点からは最適ではない。なぜなら、これらの回転方向を前提とすると、機体３の長手方向軸に関して非対称の空気力学的効果をプロペラが生じるためだが、これはフラップの対応する位置決め動作によって補償される必要があり、また、これらの位置決め動作は制御目的で要求されるそれらの位置決め動作に加えて導入される必要がある。この事実にもかかわらず、プロペラ駆動部は、通常は、図２に示される推進回転方向によって実現される。なぜなら、翼５ａ、５ｂ上の全ての駆動部が、同一エンジン、同一ギア及び同一プロペラ等の同一部品及びサブシステムによって実現可能であるからだ。そのため、この解決策は大幅なロジスティック、したがってコスト的な利点を生み出す。これらのロジスティック的な利点を考慮すると、駆動部の製造コストは全体的に削減可能であり、部品及びサブシステムの修理及び保守についても同様のことがいえる。

プロペラ駆動航空機１のプロペラの回転方向は、さらに、上述したロジスティック的な利点なしで、巡航形態に基づいて決定することができる。さらに、図３及び図４に描かれた２つのプロペラ回転方向はまた、一般に、航空機１の推進にとっても可能である。何よりもまずここで提供されるのは、機体の長手方向に関して対称である図３に描かれたプロペラ回転方向の配置である。というのも、この構造が空気力学的レイアウトに関して巡航に有益であって、また、フラップ動作が非対称に生じる空気力学的効果をオフセットするようにいかなる追加の補償動作も実行する必要がないために、プロペラ回転方向の対称配置を前提とすると、制御技術の観点からもまた有益であるからだ。これらのプロペラ駆動回転方向を有する航空機が空気力学及び制御技術の双方の観点から有利であることから、先行技術は、プロペラ駆動部１１、１２、１３、１４の共通性を介したコスト削減に特に重点を置く必要がない場合には、図２にかかるプロペラ回転方向の配置の代わりとして、この配置を使用している。

理論上は、図４にかかるプロペラ回転方向の配置も考えられる。この配置においても、４つのプロペラ駆動部間の構造的設計の共通性はない。さらに、プロペラ回転方向のこのような配置における空気力学的構造は、巡航の観点から図３にかかる配置よりも有益ではない。しかしこの配置は、図３にかかる配置よりも航空機１についてより良好な低速飛行特性を生み出す。さらに、このプロペラ回転方向の配置は、プロペラ回転方向の対称配置を前提とすると、制御技術の観点から有利である。図３における配置と比較して、図４にかかるプロペラ回転方向の配置の他の利点は、機体内に到達する騒音が低いということである。というのも、内側にある、すなわち機体に隣接するプロペラ駆動部１２、１３のプロペラの端プロペラ部分の上昇動作を前提とすると、例えば図２に示されるように内側プロペラ駆動部１２、１３のプロペラ末端部が後者と機体との間の領域において下方に動くようにプロペラ回転方向が配置された場合より、プロペラ駆動部１２、１３と機体との間の領域においてプロペラから生じる乱流が少ないからである。特別な個々の場合において、これらの利点は、駆動部の共通性を提供する他の構造よりも図４における構造を好むように考察することができる。

本発明の目的は、最適で完全な航空機を実現することが可能な代替航空機構造を見出すことである。

この目的は、請求項１の特徴によって実現される。さらなる実施形態は、後半に関する従属項において示される。
本発明によって提供される航空機の双方の翼は、それぞれがプロペラ回転軸を有して翼幅方向において互いに離隔された少なくとも２つのプロペラ駆動部を有する。ここで、コントローラは、各プロペラ回転軸に対して固定されたプロペラの外側部分が機体に面した側において上から下に動かされるように設計されている。

本発明にかかる航空機の各翼における翼幅方向において互いに離隔されたプロペラ駆動部を配置した場合、機体に対してより近くにある第１のプロペラ駆動部は、１５％から４０％の翼幅範囲内の各翼上に位置付けられる一方で、外側プロペラ駆動部は、４０％から８０％の翼幅範囲に設置されるということが特に提供されることができる。ここで、機体から突き進む翼幅方向が定義され、外側翼端は、翼幅の１００％によって定義される地点に位置付けられる。

本発明の他の実施形態において、各プロペラ駆動部は、同様のプロペラ回転軸上に単一のプロペラディスクを有する。
他の典型的な実施形態において、プロペラディスクが翼幅の少なくとも３０％を占めるということが提供されることができる。

本発明は、航空機の翼が＋１０°から＋４０°の間の後退角を形成しているということを提供することができる。
代わりに又は追加的に、本発明は、プロペラディスクが翼幅の少なくとも５０％を占めるということを提供することができる。

他の典型的な実施形態において、航空機は、翼前縁に最も近接するプロペラディスクの位置が、局所的に、すなわち、この位置において現れる翼前縁に対して局所翼弦の少なくとも５％の局所距離を有するように設計されることができる。

他の典型的な実施形態において、航空機は、プロペラハブにおけるプロペラ回転軸の距離若しくはずれ、又は、プロペラディスクによって画定される面と交差するプロペラ回転軸のずれが、航空機の垂直面において翼型の前縁に向かってみて上方から下方においてプロペラ径の最大でも３０％であるように設計されることができる。

本発明を、以下の図面に基づいて説明する。
本発明にかかるプロペラ回転方向の構造を有する航空機の概略図を示す。 一般的な先行技術から知られているプロペラ回転方向の構造を有する航空機の概略図を示す。 一般的な先行技術から知られているプロペラ回転方向の構造を有する航空機の概略図を示す。 、プロペラ回転方向の他の可能な構造を有する航空機の概略図を示す。

これらの図面は、それぞれ提供されるプロペラの回転方向を描写するために矢印を使用している。図面において、同一又は同様の機能を有する図示された航空機の部品又は部分には、同一参照符号が与えられている。

図１は、機体３と、２つの空気力学翼５ａ、５ｂとを有する航空機を示しており、これらの空気力学翼５ａ、５ｂは、プロペラ回転軸１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａを有して翼幅方向において互いに離隔された少なくとも２つの個別のプロペラ駆動部１１、１２、１３、１４をそれぞれ収容できる。プロペラ（図示しない）は、回転軸１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａに対して固定されている。プロペラ駆動部１１、１２、１３、１４は、プロペラ駆動エンジンを稼働するためのコントローラによって稼働される。

コントローラ及びプロペラ駆動部１１、１２、１３、１４は、推進力を発生させるためにコントローラの１つの作動モードにおいて、各プロペラ軸に対してそれぞれ固定されたプロペラの外側部分が機体に面した側において上から下に動かされるように（図１）、プロペラ駆動エンジンが稼働されるように設計されている。推進力を発生させるためのコントローラの作動モードは、航空機が空中で作動される作動モードである。

したがって、本発明は、機体３と、それぞれがプロペラ回転軸１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａを有して翼幅方向において互いに離隔された少なくとも２つの個別のプロペラ駆動部１１、１２、１３、１４を収容できる２つの空気力学翼とを有する航空機１を提供する。ここで、航空機１は、プロペラ駆動部１１、１２、１３、１４を稼働するためのコントローラを有する。推進力を発生させるためのコントローラの作動モードにおいて、各プロペラ回転軸に対してそれぞれ固定されたプロペラの外側部分が機体３に面した側において上から下に動かされるように、プロペラ駆動部１１、１２、１３、１４が稼働される。

特に、これは、固定翼機であり得る。特に、本発明にかかる航空機は、高翼機として設計されることができる。
さらに、本発明は、各プロペラ回転軸１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａに対して固定されたプロペラが機体３に面した側において下から上に動かされる回転方向に、各プロペラ回転軸１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａもまた動かされることができるように、コントローラ及びプロペラ駆動部１１、１２、１３、１４が構成されるものを提供することができる。

これらの実施形態において、本発明によれば、その代替的に又は追加的に、それぞれ機体の長手方向軸に関して互いに対称にある２つのプロペラ駆動部１１、１２、１３、１４が一回転方向に動かされることができるように、コントローラ及びプロペラ駆動部１１、１２、１３、１４が構成されるものを提供することができ、その回転方向に、各プロペラ回転軸に対してそれぞれ固定されたプロペラが機体３に面した側において下から上に動かされる。一方、他方のプロペラ駆動部１１、１２、１３、１４は、各プロペラ軸に対してそれぞれ固定されたプロペラの外側部分が機体３に面した側において上から下に動かされるように稼働される。

図１に示される構造では、内側にあるプロペラ駆動部１２、１３及び翼５ａ、５ｂのプロペラの重なり合った後流に起因して生じる流動抵抗をより大きく発生させることから、図１にかかるプロペラ回転方向の配置は、航空機１の巡航レイアウトに関しては好ましくない。さらに、図１にかかる所定のプロペラ回転方向の配置により、プロペラ駆動部１１、１２、１３、１４はまた、共通性の利点を提供しない。このプロペラ回転方向の構造はまた、航空機の機体内に届く騒音に関しては好ましくない。ここで、図２又は図４にかかるプロペラ回転方向の構造は有利であろう。

そのため、本発明にかかるプロペラ回転方向の構造は、先行技術からは知られていない。
予想に反して、図１にかかるプロペラ回転方向の構造は、内側にあるプロペラ駆動部１２、１３のプロペラの後流における翼上の流れが、このプロペラと翼型との間における干渉のために、図２にかかるプロペラ回転方向の構造についてのものよりも大きな迎角でのみ剥離する状況をもたらす。これは、航空機１についてのより大きな最大揚力を実現するのを可能とする。本発明によれば、この特別な利点は、図１にかかるプロペラ回転方向の構造をもたらす。ここで、航空機１についてのこの構造は、対応する性能範囲を実現するためのより小さな翼５ａ、５ｂとともに、より簡便な高揚力システムの提供を可能とする。結果として、付随する高揚力システムを有する翼が、よりコスト効率よく実現されることができる。さらに、航空機１がまたその飛行性能に関してより好ましく実現されることができるように、付随する高揚力システムを有する翼は、より低重量で実現されることができる。

他の要因は、本発明によって提供される回転方向が、さらに、特に補助翼に関して、翼型の外側領域における上から下への機体側における翼型の外側操縦面について改善された制御効率を有するプロペラを生み出すということである。これは、外側プロペラによって発生される空気流が上述した操縦翼面の空気力学的効果に干渉し、それにより、外側操縦翼面、特に補助翼に関する制御効率をさらに改善するという事実から生じる。内側にあるプロペラ駆動部によって発生される空気流に起因する上述した利点と相まって、この利点は、先行技術から知られる解決策と比較したとき、巡航中及び離着陸中の双方、つまり低速飛行中においても、空気力学的に特に有利な本発明にかかる解決策を提供する。

本発明によれば、図１にかかるプロペラ回転方向の構造は、高翼機及び中又は低翼機、並びにここでは特に輸送機のために提供されることができる。
上述した欠点は、図１によって配置されたプロペラ回転方向について起きる。しかしながら、これらの欠点は、対応する翼及び高揚力システムの設計によって、つまり、その全体における航空機構造の予期しない利点によって補償される。本発明によって提供される図１にかかるプロペラ回転方向の構造の特別な利点は、特に、航空機１についての以下のパラメータを前提とすると実現される。

すなわち、プロペラエンジンは、プロペラ回転軸１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａ上の単一のプロペラディスクによって実現される。すなわち、プロペラ回転軸１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａのうちの１つにおいて１つのプロペラディスクが他方のプロペラディスクの後方に並ぶという（「二重反転プロペラ」）プロペラディスクの複数型レイアウトはない。

翼型５ａ、５ｂは、基本的に、−４０°から＋４０°の範囲にある後退角を示すことができる。しかしながら、図１に描写されたような本発明にかかるプロペラ回転方向の構造にとって、＋１０°から＋４０°の間の翼の後退角を有することは特に有利である。結果として、本発明にかかるプロペラ回転方向の構造を前提とした場合に生じる高い流動抵抗にもかかわらず、航空機の巡航範囲は、より高い飛行速度範囲にあることができる。本発明によれば、この後退角の範囲は、特に、同様のプロペラ回転軸１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａ上の単一のプロペラディスク又は単一若しくは複数のプロペラによって提供される。

これに関連して、後退角という用語は、従来の定義に由来しており、特に、意図したとおりに生じる流れ又は航空機１の横軸に対して翼５ａ、５ｂの前縁間における上方からみた角度であり得る。

上述した実施形態に対し代替的に又は追加的に、プロペラ流れが翼幅全幅の少なくとも３０％にわたって通過する場合に、又は、プロペラディスクが前面から見て翼幅全幅の少なくとも３０％を占める場合に、本発明にかかる効果が既に起きる。しかしながら、プロペラ流れが翼幅全幅の少なくとも５０％にわたって通過する場合には、又は、プロペラディスクが翼の翼幅全幅の少なくとも５０％を占める場合には、本発明にかかる構造は、特に好ましい形で実現されることができる。この翼の範囲は、有利には翼幅の７０％までにわたって、特別な個々の場合においてはそれよりもさらに多くにわたって提供されることができる。

本発明によれば、プロペラディスクは、翼型５ａ、５ｂの前面に配置される。本発明にかかる１つの典型的な実施形態において、プロペラ駆動部１１、１２、１３、１４は、翼の前縁に最も近接する位置における翼の前縁に対してこの位置において現れる翼弦の少なくとも５％の局所距離をプロペラディスクが有するように、ここでは設計される。この局所距離は、翼の前縁に対してこの位置において現れる局所翼弦の最大でも７０％であり得る。

プロペラ回転軸１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａは、翼の上方又は下方にあり得る。本発明にかかる１つの典型的な実施形態において、プロペラハブにおけるプロペラ回転軸の距離若しくはずれ、又は、航空機の垂直面において翼型の前縁に向かって見たプロペラディスクによって画定される面と後者が交差する位置におけるプロペラ回転軸のずれは、プロペラ径の上方又は下方において最大でも３０％である。

他の典型的な実施形態において、互いのエンジンのプロペラディスクのプロペラ先端間の距離は、翼幅の少なくとも５％である。これは、プロペラから生じる境界渦が破壊的な干渉を引き起こすのを防止する。

他の典型的な実施形態において、機体の外側に対する内側エンジンのプロペラ先端間の距離は、プロペラ径の少なくとも１０％であって最大でも８０％である。
上述した実施形態において、本発明にかかる航空機は、０．６マッハ、最大でも０．８５マッハまでの亜音速領域における巡航速度で作動するのが望ましい。

Claims (9)

1. 機体（３）と、それぞれがプロペラ回転軸（１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａ）を有して翼幅方向において互いに離隔された少なくとも２つのプロペラ駆動部（１１、１２、１３、１４）を収容する２つの空気力学翼とを有し、プロペラ駆動部（１１、１２、１３、１４）を稼働させるためのコントローラを有する航空機（１）であって、
   推進力を発生させるためのコントローラの１つの作動モードにおいて、前記各プロペラ回転軸（１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａ）に対して固定されたプロペラの外側部分が前記機体（３）に面した側において上から下に動かされるように、前記プロペラ駆動部（１１、１２、１３、１４）が稼働されることを特徴とする航空機（１）。
2. 各プロペラ駆動部（１１、１２、１３、１４）が、同様のプロペラ回転軸（１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａ）上に単一のプロペラディスクを有することを特徴とする請求項１に記載の航空機（１）。
3. 前記プロペラディスクが翼幅全幅の少なくとも３０％を占めることを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機（１）。
4. 前記航空機（１）の翼（５ａ、５ｂ）が、＋１０°から＋４０°の間の後退角を形成していることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載の航空機（１）。
5. 前記プロペラディスクが、翼幅全幅の少なくとも５０％を占めることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載の航空機（１）。
6. 前記プロペラディスクが、翼の前縁に最も近接する位置における、前記翼の前縁に対する局所翼弦の少なくとも５％の局所距離を有することを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載の航空機（１）。
7. 前記航空機の垂直面において翼型の前縁に向かって見た前記プロペラディスクによって画定される面と交差する位置におけるプロペラ回転軸の距離が、プロペラ径の上方又は下方において最大でも３０％であることを特徴とする請求項１〜６のいずれか一項に記載の航空機（１）。
8. 前記各プロペラ回転軸（１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａ）に対して固定されたプロペラが機体（３）に面した側において下から上に動かされる回転方向に、各プロペラ回転軸（１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａ）もまた動かされることができるように、前記コントローラ及びプロペラ駆動部（１１、１２、１３、１４）が構成されることを特徴とする請求項１〜７のいずれか一項に記載の航空機（１）。
9. それぞれ機体の長手方向軸に関して互いに対称にある２つのプロペラ駆動部（１１、１２、１３、１４）が一回転方向に動かされることができるように、前記コントローラ及びプロペラ駆動部（１１、１２、１３、１４）が構成され、前記回転方向に、各プロペラ回転軸に対してそれぞれ固定された前記プロペラが前記機体（３）に面した側において下から上に動かされ、一方で、他方のプロペラ駆動部（１１、１２、１３、１４）は、各プロペラ軸に対してそれぞれ固定されたプロペラの外側部分が前記機体（３）に面した側において上から下に動かされるように稼働されることを特徴とする請求項１〜８のいずれか一項に記載の航空機（１）。

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