JP2014506545A - 環境影響が低減された航空機 - Google Patents

Abstract

本発明は、環境影響が低減された航空機であって、航空機の後部に取り付けられた２つのターボプロップエンジン１０を有する航空機に関する。音響マスキング装置は、翼内へと後退された位置と翼の後方へと伸長された位置との間で可動なフラップ３３のような音響マスキング要素３３を有する。その伸長された位置において、フラップ３３は、地上におけるノイズの知覚を低減するためにターボプロップエンジンによって前方へと生成されたノイズ領域１８を遮断する。

Description

本発明は、環境影響が低減された航空機に関する。

短距離から中距離の航空機の分野、及び、一般航空産業において、燃料使用の最適化は、収益のための重要項目である。

従来、こうした航空機は、エネルギーコストと環境影響との間の妥協案であるターボジェットが搭載されていた。実際、二重反転プロペラを有する推進エンジンのような他の推進システムは、２０％の燃料節約を可能とするが、これが生じる望ましくないノイズのため、無視されることが多い。この形式のエンジンのため考慮すべきノイズ源は、羽根の駆動周波数とその高調波とによるものであり、低周波形式のノイズであって、遮断（mask）が困難となる、それぞれのプロペラ自身のノイズ、及び、プロペラ間の相互作用ノイズである。

出願人は、それぞれのプロペラ自身のノイズは低減され得るため、支配的ノイズは、プロペラ間の相互作用から生じるノイズであるということを発見した。それは、経験的方法及び数値的方法で測定することもできており、二重反転プロペラを有するターボプロップエンジンのためのノイズ源領域は、そのターボプロップエンジンから前方へと向かい、その軸線に集中される第１の円錐ローブであってその頂点がプロペラの平面間の略中間に配置される第１の円錐ローブと、そのターボプロップエンジンから後方へと向かい、その軸線に集中される第２の円錐ローブであってその頂点がプロペラの平面間の略中間にある第２の円錐ローブと、によってモデル化され得る。

従って、仏国特許出願公開第２９０５３６６号明細書において、出願人は、翼部によって上流ノイズローブを遮断する利点を開示し、様々な解決法を示しており、特に、単に翼部を後方に移動させる、翼部を後方に移動させることによる飛行の質の低下を補償するため、先尾翼と呼ばれる付加的な翼部表面を付加する、従来のスイープ翼部と比較して空気力学的中心が後方移動する程度を減らすため、前進翼を用いる、といった解決策である。

本発明は、少なくとも１つの音響マスキング装置によって、エンジンで生成されるノイズの低減を可能とする新規な航空機構成を提案する。

より詳細には、本発明は、環境影響が低減された航空機であって、航空機の後部に取り付けられてノイズを前方に生成する少なくとも１つのプロペラエンジン又はジェットエンジンと、翼部と、を具備し、少なくとも１つのエンジンによって生成されたノイズがノイズ領域内に拡散される航空機において、航空機が、少なくとも１つの音響マスキング装置であって一方の後退位置と、他方の展開位置であって少なくとも１つのエンジンによるノイズの拡散の地上における知覚を低減させるため少なくとも１つのマスキング要素がノイズ領域を遮断する展開位置と、の間で可動な少なくとも１つのマスキング要素を有する音響マスキング装置を具備し、音響のマスキング要素が、展開位置において翼部のルートにおける翼弦を伸長させるために、後方に動かされることを特徴とする航空機に関する。

好適には、例えば燃料消費の顕著な低減を可能とするため、ターボプロップ形式の（ダクトなしプロペラ）エンジンが使用される。

出願人は、音響マスキングのパラメータの決定のため、翼表面及びエンジンに対するその位置、及び、ルートにおける翼弦が、最も重要であることを発見した。そのため、音響マスキングの効率は、翼弦をより後方に且つ幅広くすると向上する。実際、後方に動かされた翼部の理論的最適位置は、エンジンのわずか前方に位置するが、翼部に対するエンジンの位置（高さ）のためこれは実現し得ない。エンジン或いは、機体の後部におけるエンジンが配置された機体のエンジン室（ＲＦＮ）の位置よりも上方の位置において、尾翼ユニットの上部は、それぞれのエンジンの下流に放出されたノイズのためのマスキングとして機能し、このため、翼部によるマスキングにより適している。

その少なくとも１つの音響マスキング装置を移動させると、寸法（翼弦）を制限させ、翼部を後方移動させることが可能となる。

その少なくとも１つの展開可能な音響マスキング要素の使用は、実際、翼部の位置の変更を必要とすることなくノイズの低減を可能とし、エンジンの真下に配置することを必要としない。それにもかかわらず、音響減衰の効果を増すために、上述したように、翼部の位置を後方に移動させることも同様に可能である。

可能な特徴によれば、マスキング要素は、巡航段階において後退位置にあり、離陸段階、着陸段階及び／又はアプローチ段階において展開位置にある。

従って、好適には、ノイズ低減は、ノイズが最も望ましくない、すなわち、航空機が地上により近いときの飛行段階において実行される。

更に本発明は、２つの対称な翼を備えた翼部を有する機体を更に具備し、少なくとも１つのエンジンが、航空機の後部において翼と航空機の後端との間に取り付けられた航空機に関する。

エンジンが翼の真上に配置されないという事実は、実際には、エンジン又はその回転シャフト（rotor mast）の完全性を失った場合において、（エンジンの回転要素、分離部等の故障）翼部を保護することを可能とし、それによって、そこに航空機の重量を増加させる補強部品を適用する必要がなくなる。

更に本発明は、航空機が、２つの対称な翼を備えた翼部を有する機体と、少なくとも１つの水平尾翼ユニットと、を更に具備し、少なくとも１つのエンジンが、航空機の後部において翼と水平尾翼ユニットとの間に取り付けられ、音響マスキング装置が、翼のそれぞれと関連付けられ、それぞれの音響マスキング装置の少なくとも１つのマスキング要素が、翼のそれぞれのルートにおける翼弦を伸長させるために後退位置と展開位置との間で可動である航空機に関する。

好適には、その少なくとも１つの装置は、その少なくとも１つのマスキング要素を１つの位置から別の位置へと移動させるための手段を具備する。

マスキング装置の位置及び可能な空間を最適化する実施形態によれば、その少なくとも１つの装置のその少なくとも１つのマスキング要素は、少なくとも１つのフラップで構成される。

この場合において、本発明は、従来の航空機構成において内部フラップを音響マスキング装置のフラップ（例えば翼ごとの少なくとも１つの音響フラップ）により交換することによって実現されることができ、それは、低速空力学的な機能（高揚力）及び音響マスキング要素機能を確実とする。

特徴によれば、その少なくとも１つのマスキング要素は、主フラップ及び少なくとも１つの第２フラップを具備する。

特定の実施形態によれば、主フラップは、剛体であり、少なくとも１つの第２フラップは、可撓性繊維から成る。

こうした機構は、展開位置において、非常に強力な後退移動を可能とし、それによって、非常に高効率な音響マスキングを可能とする。

可撓性繊維の利点は、巻かれて貯蔵されることができ、翼部の後部縦通材の後方に位置する空間のような、必要な空間の最適化を可能とすることにある。

この目的を達成するため、その少なくとも１つのマスキング装置は、必要に応じて可撓性繊維の巻き上げ及び展開を可能とする巻き上げ／展開システムを具備する。繊維は、展開位置において伸長される。

特徴によれば、その少なくとも１つの音響マスキング装置は、その少なくとも１つのマスキング要素の移動中に走行部の移動を案内するために機能する１又は複数の走行部及び１又は複数の走路のシステムを具備する。

本発明に係る航空機は、翼部に連結された少なくとも１つのフェアリングを具備し、１又は複数の走行部及び１又は複数の走路のシステムは、機体及びその少なくとも１つのフェアリング内にそれぞれ収容された２つの走路を具備する。この構成は、好適にはフェアリング内に収容された補助的着陸装置の位置との相乗効果の可能性を提供する。実際には、ノイズ低減は、燃料消費を低減させするための機会を提供する。これは、大きな翼範囲の翼部構成のための特定の場合であるが（このため航空機の地上での安定性は、長い走路を必要とする）、以下の、翼部が従来の航空機と比較してより後方に動かされる後部のエンジンを備え、高いアスペクト比及び小さなスイープを有する最適化された翼部を備えた所定の構成のためのものでもある。

好適には、大きな翼範囲の翼部を備えた構成は、高いアスペクト比及び小さなスイープを備えた最適化された翼部を有する構成と関連付けることができる。

特徴によれば、航空機は、翼部に連結された２つのフェアリングと、主要な中央着陸装置と、２つのフェアリング内にそれぞれ収容された衝撃補償ロッカービーム形式の２つの補助的着陸装置と、を具備することができる。

これは、特に燃料タンクを収容するための可能な体積の最適化と、翼部における過度の負荷の低減を可能とする。更に、補助的着陸装置の使用は、フェアリングの高さを最小化する一方で、大きな着陸装置走路が、地上において十分な安定性を提供することを可能とする。

好適には、関連する１又は複数のフェアリングは、翼部のそれぞれの翼の略中間に位置した「キュッヘマン」フェアリングとして公知のフェアリングである。

「キュッヘマンキャロット」の利点は、ウィットカム領域ルールを用いることによって航空機の性能を向上させることが当業者に公知である。

フェアリングのこの形式の選択は、上述された相乗効果の範囲内となる。実際、キュッヘマンフェアリングは、この視点から補助的着陸装置の貯蔵に最も適しており、従って、非常に繊細な翼部及び／又は小さな相対厚さの翼部において実装が困難となり得る、翼部における公知の着陸装置を不要とする。

別の実施形態によれば、例えば少なくとも１つのフラップで構成されるその少なくとも１つのマスキング要素を移動させるための手段は、変形可能な平行四辺形を具備する。

この移動手段の主な利点は、少なくとも１つの剛体フラップの顕著な伸長を提供する一方で、これが非常に簡易であるという点にある（それほど複雑なものではなく且つ軽い）。非常に顕著な伸長は、展開されたときに翼部の翼弦を非常に長くすることを可能とし、マスキングすべきノイズ源に非常に近くすることを可能とする。特に、この形式の構成は、燃料消費、保守、及び、操作困難性に関し、既に最適化された構成を有する航空機の設計を顕著に変更することなく環境的制限に容易且つ効率的に応じることを可能とする。

特徴によれば、変形可能な平行四辺形は、トーションバーの回転によって案内されるその平行四辺形を動かす少なくとも１つのトーションバーと、少なくとも１つの案内アームと、少なくとも１つの可動ロッドと、を具備する。

好適には、航空機の翼は、低速及び高速における空気力学的な性能を向上させるために、小さなスイープ及び大きなアスペクト比を有し、それによって燃料消費を低減させる。付随する効果は、燃料タンクの体積の削減である。

例えば、体積は、６％削減することができ、スイープは、２２°以下とすることができ、アスペクト比は、１０以上とすることができる。好適には、スイープは、１５°と２２°との間の角度を有する。従って、航空機は、離着陸において優れた性能を有し、特に、より迅速に空へと上昇し、且つよりゆっくりと着陸する性能を有する。これは、離着陸において生成されたノイズの更なる低減にも貢献する。

更に本発明は後方に移動する翼部構成も有するため、航空機は、機体の前部において先尾翼と呼ばれる翼部表面を具備する。

他の特徴及び利点は、添付図面を参照しつつ非限定的な例示によって提供された以下の説明により明らかとなる。

本発明に係る航空機の概略的斜視図であり、その音響マスキング装置は後退位置にある。 図１ａの航空機であり、その音響マスキング装置は、展開位置にある。 図１ａ及び１ｂの航空機に搭載されたエンジンによって生成されたノイズ領域の、（プロペラ数が不足した）概略的モデルを示す。 図１ｂの航空機の部分上面図である。 図３の航空機の線Ａ−Ａに沿った断面における概略図である。 図４ａの概略図と類似しつつも、後退位置においてマスキング装置を備えた概略図である。 後退位置における音響マスキング装置の第１の実施形態の断面図である。 展開位置における図５ａのマスキング装置の断面図である。 後退位置における音響マスキング装置の第２の実施形態の断面図である。 展開位置における図６ａのマスキング装置の断面図である。 後退位置における音響マスキング装置の第３の実施形態の断面図である。 展開位置における図７ａのマスキング装置の断面図である。 図３の区分Ｂ−Ｂに沿った概略的斜視図である。 図８の区分Ｃ−Ｃの概略的断面図である。 後退位置における音響マスキング装置の第４の実施形態の概略的斜視図である。 展開位置における図１０ａのマスキング装置の概略的斜視図である。 図１ａの航空機の概略的前面図である。

図１ａ及び１ｂは、本発明に係る環境影響が低減された航空機の例を示す。

航空機１は、長手方向軸線ＸＸ’を有し、この軸線に沿った長細い機体２と、２つの対称な翼６及び７で構成される翼部４と、水平尾翼ユニット８と、を具備する。翼６、７は、この実施形態においてエンジンを搭載していない。

２つのピストンエンジン又はジェットエンジンは、機体２の後部に、取り付けられ、より詳細には、ターボプロッププロペラエンジン１０が、その航空機１の後部に、それらの軸線ＹＹ’（図２）を長手方向軸線ＸＸ’に対して平行にして構成される。ターボプロップエンジン１０は、パイロン１２によって支持され、翼部と尾翼ユニット８との間で対称に隣接して構成される。それぞれのターボプロップエンジン１０は、例えば２つのダクトなし推力生成プロペラ１４、１６のような二重反転プロペラを後部に具備する。装置が、機体の後方に配置されたより高効率のけん引式プロペラにも同様に適用可能であることに留意されたい。２つのプロペラ１４及び１６は、互いに対向し且つ水平尾翼ユニット８の位置より低い位置に構成される。

運転中、ターボプロップエンジンのプロペラ１４及び１６は、図２に示された様々なノイズ領域に亘り広がる相互作用ノイズであって、以下のように、ターボプロップエンジンから前方へと向かい、その軸線ＹＹ’において集中する円錐ローブ１８によって形成される第１の領域であって、ローブの頂点２０がプロペラ１４及び１６の中間平面ａ−ａ及びｂ−ｂの中間における軸線ＹＹ’上に配置され、前方の円錐ローブ１８が、外部円錐表面２４であって軸線ＹＹ’から頂点２０周りに５０°と７０°との間の頂角Ａ２１（ターボプロップエンジンの特定の形式による）を有する外部円錐表面２４と、内部円錐表面２２であって軸線ＹＹ’から頂点２０周りに２０°と４０°との間の頂角Ａ２２（ターボプロップエンジンの特定の形式による）を有する内部円錐表面２２と、の間に画成された第１の領域、及び、ターボプロップエンジンから後方へと向かい、その軸線ＹＹ’において集中する円錐ローブ２６によって形成される第２の領域であって、ローブ２６の頂点が頂点２０と結合され、後方の円錐ローブ２６が、外部円錐表面２８であって軸線ＹＹ’から頂点２０周りに４０°と６０°との間の頂角Ａ２８（ターボプロップエンジンの特定の形式による）を有する外部円錐表面２８と、内部円錐表面３０であって軸線ＹＹ’から頂点２０周りに２０°と４０°との間の頂角Ａ３０（ターボプロップエンジンの特定の形式による）を有する内部円錐表面３０と、の間に画成された第２の領域、として定義される相互作用ノイズを生成する。

図１ａ及び図１ｂ、より詳細には図３に示されるように、音響マスキング装置３１は、翼６、７のそれぞれと関連付けられており、後退位置と展開位置との間で可動な少なくとも１つのマスキング要素３２を具備する。この目的を達成するため、マスキング要素を動かす手段は、以下で説明されるように提供される。

このマスキング要素は、その展開位置において、前述したような前方へと向かうノイズ領域を遮断することを目的とする。従って、地上でのターボプロップエンジンによるノイズ伝搬の知覚は、低減される。

ここで、マスキング要素は、例えば剛性主フラップ３３、及び、例えば可撓性第２フラップであって可動なフラップ３３の先端と後部との間で伸張され例えば翼部の縦通材に固定された、繊維３４で構成される可撓性第２フラップといった少なくとも１つのフラップを具備する。

図４ａ及び図４ｂにおいて示されるように、マスキング要素３２の主フラップ３３は、展開されたとき、ノイズの、前方の円錐ローブ１８を遮断する。

更に、図１ａ及び図１ｂを参照して前述されたように、ターボプロップエンジン１０が航空機の後方の、翼６、７及び水平尾翼ユニット８間に取り付けられているため、ノイズの、後方の円錐ローブ２０は、それ自体水平尾翼ユニット８によって遮断される。

従って、付加的に音響マスキング装置３１と協働する水平尾翼ユニット８の位置は、プロペラの相互作用によるノイズの地上での知覚の更なる低減を可能とする。しかしながら、他の構成において、尾翼ユニットは、様々に構成され得るため、従って、ターボプロップエンジンのノイズの、後方の円錐ローブ２０は遮断されないことに留意されたい。

第２フラップ３４は、音響的理由のため、可動な主フラップ（遮断フラップ）と固定された翼部との間の任意の自由な空間を遮断する手段を構成する。他方で、低速飛行の場合において、（部分的に遮断する）スロットのシステムは、改良された空気力学的な性能を得ることを可能とする。この自由な空間は、主フラップの寸法が、それが後方に最大限に動かされたときに（展開位置）その先端と翼部との間の空間全体を占めるのには不十分であるという事実によるものである。第２フラップを設けると、特に主フラップのサイズが固定されているとき、主フラップを更に後方に動かすことが可能となり、且つ、関連して、翼部のルートにおいて翼弦を伸長させることが可能となる。なお、自由な空間は、１又は複数の剛性フラップによって遮断され得る。

以下に説明されるように、マスキング要素が後退位置にあるとき、マスキング装置は、収容する目的のために構成された、航空機の翼の内側の空間、或いは、簡易的に翼の下部表面に接した翼の下の空間に収容される。後者の場合において、下部翼形状を可能な限り円滑に収容するため、フェアリング又はマスキング装置の特定の要素を覆う突出部を設ける必要であり、それによって、特に高速における翼の空気力学におけるそれらの存在の影響を低減する。

図５ａ及び図５ｂに示されたマスキング装置の第１の実施形態において、マスキング要素３２は、主フラップ３３と、その主フラップに固定された第２フラップ３４と、を具備する。フラップ３４は、図４ｂ及び図５ａに示されたような巻かれた位置で収納される可撓性繊維によって構成される。

この収納は、航空機の翼内においてこの目的のために構成された空間３５において（後縁を含む後方部において）主フラップ３３がその後退位置にあるときに、翼（ここでは下翼）の外部表面と同一平面で配置されるように実行される。より詳細には、フラップの下部３３ａは、それ自体下翼の上流側固定部６ａから延在する下翼の一部を構成する。後方空間３５は、燃料タンクが設置されることを可能とするため、翼の内部に十分な空間を残すように設計される。従って、空間３５の上流に位置する翼の内部領域６ｂは、燃料タンクを収容するために使用され得る。

更に航空機は、繊維３４がマスキングの必要に応じて回転され或いは回転されないことを可能とする巻き上げ／展開システム３６を有する。このシステムは、図５ａ、図５ｂ、図６ａ、及び、図６ｂにより詳細に示される。

巻き上げ／展開システム３６は、空間３５内に収容され、周りに繊維３４が巻かれるスピンドル３６ａを具備する。スピンドル３６ａは、ばね機構（図示せず）によって回転して駆動され得る。なお、スピンドルは、１又は複数の走行部のシステムの１又は複数の走行部と、マスキング要素３２の移動の手段を構成し得る１又は複数の走路と、を動かすために機械的に支援される。こうしたシステムは、以下に説明され、図８及び図９に示される。

こうした実施形態の利点は、１又は複数の繊維製ではない剛体フラップを構成する第２フラップと比較したときの、その非常に軽量な重量にある。

図６ａ及び図６ｂに示された第２の実施形態において、マスキング要素３２は、主フラップ３３と、半剛体繊維５１によって構成された第２フラップと、を具備する。繊維５１は、ドメスティックローラーシャッターの方式でスピンドル周りで回転され得るように互いにヒンジ連結された中空スラットによって構成される。

前述された実施形態において、更に繊維５１は、巻き上げ／展開システム３６と同等の方法で収納の目的のために翼６に設けられた空間３５において回転されて収納される。

この第２の実施形態は、布の繊維（cloth fabric）と比較してよりスラットされた繊維（slatted fabric）の強度が高いため、マスキング装置により高い堅牢性を提供する。

第３の実施形態においてマスキング要素３２は、複数の、例えば図７ａ及び図７ｂにおいて３つの剛性フラップ（３３、３３’、３３’’）を具備する。これらの３つのフラップ（３３、３３’、３３’’）は、例えば相似関係にあり、互いの上方に摺動することができる。

この場合において、それぞれのフラップは、例えば、以下で説明され且つ図８に示される１又は複数の走行部及び１又は複数の走路（この図において図示せず）のシステムを用いて展開され且つ後退される。

後退位置において、フラップ（３３、３３’、３３’’）は、翼の内部（図７ａ）において後方内部空間３５内に重ねられる。展開位置において、翼６に最も近い最小のフラップ３３’’の下流縁は、中間フラップ３３’の上流縁に重なる。中間フラップ３３’の下流縁は、翼から最も離間した最大のフラップ３３の上流縁に重なる。

フラップの重なりは、フラップの結合された上部表面の曲線がより円滑とされることを可能とし、従って、それらが有するマスキング要素を全体においてより空気力学的にする。好適には、展開位置において、フラップ間のスロットは、音響マスキングの効果を最大化するために減らされる。しかしながら、スロットの空気力学により、音響効率と収益との間に妥協点が発見された。

第３の実施形態は、巻き上げ／展開システムを不要とし、巻き上げ／展開システムを備える前述した２つの実施形態のような空間３５の体積と略同等の内部体積を占めることを可能とする。

従って、展開位置において、３つの前述した実施形態のマスキング要素３２の伸長は、それぞれの翼のルートにおいて顕著に翼弦を伸長させる。

図７ａ及び図７ｂに示された実施形態は、より堅牢であるため好適である。マスキング要素の様々な手段は、図８、図９、図１０ａ及び図１０ｂにより詳細に示される。

図８及び図９は、これらの移動手段を生成するための第１の可能性を示す。

従って、音響マスキング装置３１は、１又は複数のマスキング要素、例えばここでは、フラップ３３の移動中に、走行部の移動を案内するために機能する走行部及び走路のシステム３９を具備する。図５ａ、図５ｂ、図６ａ、図６ｂ、図７ａ及び図７ｂの実施形態において走行部及び走路のシステムは、主フラップ３３を案内し、それに固定された第２の要素は、その移動に沿って支えられる。

図８、更に、図１ａ、図１ｂ、図３、図４ａ及び図４ｂに示されたように、航空機１は、翼部４に連結されたフェアリング３７を具備することができる。この場合において、これらは、「キュッヘマン」フェアリングとして公知のフェアリングであり、翼部４のそれぞれの翼６、７の略中間に位置する。

走行部及び走路のシステム３９は、一方でそれぞれ機体２及びフェアリング３７内に位置した２つの走路４２、４３を具備し、他方で走路の１つに対して（図８で機体２の走行部４１及び走路４２のみが示される）摺動可能に構成された２つの走行部を具備する。

より詳細には、機体の走路４２は、空気力学的な理由により、機体のパネル４６の外部表面に対して突出しないようにするため、機体２のフレーム４４において構成された空洞部内に位置する。

走行部は、主フラップ３３の後方並進運動（展開）及び前方並進運動（後退）を案内することを目的とする一方で、そこに付与された主に動圧による応力及び空気力学的なリフトによる応力が吸収されることを確実とする。

走行部は、例えばナット及びボルト組立体を用いて、或いは、プッシュロッドによって制御されたウォームギヤ機構により、移動に沿って支えられる。これらの２つの解決法は、特にＡ３００Ｂ及びＡ３２０形式の商用航空機において示された高揚力のシステムの分野においてそれ自体公知である。

図９の概略的断面図に示されたように、システムは、可能な限り静的な（hyperstatic）機械的接続を設けるため、主フラップ３３と（部分的に示された）走行部４１との間にボールジョイント接続部を具備する。フラップと走路４３と関連付けられた走行部との間に同等な接続が用いられる（図８）。

遊び及び摩擦のない移動を提供するため、図９の走行部４１のような走行部は、様々なローラー５０を具備する。

リップシール５２は、走行部の１つ及び走路の１つ４２、４３を受容するそれぞれの空洞部へと水及び空気が浸透するのを防ぐため、主フラップ３３の上部表面及び下部表面とそれぞれ接触する。

図１０ａ、図１０ｂに示された第２の可能な実施形態によれば、音響マスキング装置３１のマスキング要素３２を移動させる手段は、変形可能な平行四辺形５４を具備する。これらの図面において、マスキング要素３２は、１つのフラップ５５によって構成される。

この変形可能な平行四辺形５４は、２つの案内アーム５６と２つの可動ロッド５８とによって構成される。

小さな厚さ及び幅の、同等な、細長い形状を有する案内アーム５６は、ロッドの一端から他端へと漸次的に大きくなる。

案内アーム５６の一端Ａは、その内面によってマスキング要素３２に、その上流端近傍ではあるが、上流端から離間して固定される。案内アーム５６の対向する端部Ｄは、自由のままである。

それぞれの案内アームは、摺動可能な可動ロッド５８と１点で永久接触したままである。

可動ロッド５８は、案内アーム５６の形状と類似した一般的な形状を有する。

それらの端部Ｂの１つはその内面によってマスキング要素３２の上流端に固定され、それらの対向する端部Ｃは、それらの長手方向軸線に対して垂直に配向されたトーションバー６０に、例えば組み込みによって固定される。

トーションバー６０は、管の形式で示される。図１０ａ及び図１０ｂに示された軸線Ｙ周りのその移動は、翼部のフラップと縦通材との間に収容された伸縮自在のシリンダー（図示せず）によって、或いは、機体に収容された回転シリンダー（図示せず）によって案内される。

荷重支承ロッド６２は、案内アーム５６の平面に対して垂直な荷重を吸収し、従って、ロッドの惰性を制限することを可能とする。

音響マスキング装置は、翼の下方に配置され、トーションバー６０は、強力リブによって且つ支持（図示せず）を用いて縦通材に連結される。

なお、第１の実施形態の変形例（図示せず）において、案内アーム５６の重量は、荷重支承ロッド６２をなくすため、増加される。

第２の変形例に係る実施形態（図示せず）において、マスキング要素３２は、２つのフラップを具備し、第１フラップを翼に連結する支持間の付加的支持中間部（half-way）が付加される。

第３の変形例に係る実施形態（図示せず）において、トーションバー６０は、移動を実行するためにもはや用いられないが、可動ロッド及び案内アームの移動を同期するために用いられる。次いでシリンダーは、それぞれの支持の位置において付加される。

変形可能な平行四辺形で構成される機構は、翼部４の厚さ内に広く収容される利点を有する。下翼の肌（skin）の２つの小さな突起部のみが、形状を越えてわずかに延在する端部Ａ及びＢを包囲するのに必要である。これは、翼部の下部表面の位置におけるフラップ走路及び関連したフェアリングの付加の回避を可能とする。

この第２の可能な実施形態は、後縁の膝と機体との間の「ユーディ（Yehudi）」（後縁の膝の内側に位置する内部体積）として公知な大きな内部体積を有する翼部に特に好適である。更に、この第２の可能性の構成要素は、簡易であるという利点を有し、その重量は、生じる空気力学的なペナルティ（penalties）と同様に小さい。

一般的な構成において、図１ａ、図１ｂのような航空機の翼は、エンジンを搭載しておらず、航空機特に商用航空機におけるそれらの位置と比較して、航空機の後方に動かされておらず、（翼の後方移動位置は、機首から更に離れた翼の位置を意味する）その翼は、航空機の機首から離間した位置に位置し、機体の長さの５０％と５５％との間に構成され、従って、後方移動は、この場合において、機体の長さの５５％を超えて位置する翼を意味し、任意の場合において、本発明に係る音響マスキングシステムの付加によってわずかに後方に動かされただけの位置にある翼を意味する。この一般的な構成は、以下のように、航空機の最大の空気力学的な揚力の増加及びそれにより低速性能を向上させる、スイープの低減、及び、それらに高い揚効比を付与する翼のアスペクト比（翼の表面の四角形に対する翼幅の比）の増大、といった空気力学的な特徴を可能とする。

従って、航空機は、離着陸において、特により迅速に空に上昇し、よりゆっくりと着陸する能力といった優れた性能を有する。これは、離着陸時に生成されたノイズの更なる低減にも貢献する。

更に、この最適化された構成は、燃料消費及び抗力低減に関する航空機の性能を顕著に向上させることを可能とする。実際、アスペクト比は、生じる抗力を低減させ、スイープの低減は、部分的に流線型の翼部を想定する（envisage）ことを可能とする。こうした構成の場合において、１又は複数の走行部及び１又は複数の走路の移動を用いるフラップのシステムは、いわゆるキュッヘマンフェアリングの使用と同様に好適である。

好適には、スイープは、２２°以下であり、アスペクト比は、１０以上である。好適には、アスペクト比は、１０と１４との間で構成され、スイープは、１７°と２２°との間で構成される（低すぎるスイープは、巡航速度を低くする必要がある）。

図１１において示されるように、航空機１は、更に、フェアリング３７と、着陸装置３８と、衝撃補償ロッカービーム形式の２つの補助的着陸装置４０と、を有する。

なお、着陸装置は、フェアリング３７内に収容される。

衝撃補償ロッカービーム形式の補助的着陸装置４０は、例えばＢ−４７、Ｂ−５２、Ｕ−２という名称、或いは、これらとは異なり得る名称で当業者に公知である。

図１１に示された構成の利点は、翼部４が中央着陸装置の支持を必要とせず、従って、荷重を低減し、且つ、フェアリング３７の寸法の最小化を可能とするという点である。

こうして、性能を向上させるため、地上での安定性を提供するために十分な走路を有する着陸装置を収容することを可能とするのに翼部は十分に大きな体積であることを必要としないため、翼のスイープを更に低減させ、アスペクト比を更に増すことが可能となる。

しかしながら、本発明は、翼部が先尾翼と呼ばれる翼部表面を機体の前方に付加する必要のある範囲で後方に動かされる必要がある場合を除外しないということに留意されたい。

音響マスキング装置は、地上で認識されるノイズの低減に大きく貢献し、翼部を後退設定し或いは翼弦を伸長するといった他の要素も構成する。特定の構成によれば、１．５ｍの長さ（最大は２．２ｍのオーダーとなる）を有するマスキング要素は、尾翼ユニット及び２０％の翼部の翼弦のジョイント伸長と同等の効果を有する。

図面はプロペラを備えたターボプロップエンジンを有する航空機の例示にすぎないが、本コンセプトは、機体後部の翼部に配置されたターボファンのような他の形式のエンジンを搭載した航空機に適用され得る。

これらの航空機は、２つのエンジンが機体の後部のその両側（又はＲＦＮ）に位置するＳＦＮ（側部機体エンジン室）形式の概して航空機である。

ファンによって生成された上流ノイズ領域の場合において、航空機の軸線に対するエンジンの所定の位置は、翼ルートの位置に位置する。従って、本発明に係る音響マスキング装置によって遮断され得る。

Claims (17)

1. 環境影響が低減された航空機であって、
   当該航空機の後部に取り付けられてノイズを前方に生成する少なくとも１つのエンジン（１０）と、
   翼部（４）と、を具備し、
   前記少なくとも１つのエンジンによって生成された前記ノイズがノイズ領域（１８）に拡散される航空機において、
   当該航空機が、
   少なくとも１つの音響マスキング装置（３１）であって
   一方の後退位置と、
   他方の展開位置であって前記少なくとも１つのエンジン（１０）による前記ノイズの拡散の地上における知覚を低減させるため少なくとも１つのマスキング要素が前記ノイズ領域（１８）を遮断する展開位置と、
   の間で可動な少なくとも１つの前記マスキング要素（３２）を有する
   音響マスキング装置（３１）を具備し、
   音響の前記マスキング要素（３２）が、前記展開位置において前記翼部（４）のルートにおける翼弦を伸長させるために、後方に動かされることを特徴とする航空機。
2. 前記マスキング要素（３２）が巡航段階において後退位置にあり、離陸段階、着陸段階及び／又はアプローチ段階において展開位置にあることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
3. ２つの対称な翼（６、７）を備えた翼部（４）を有する機体（２）を更に具備し、
   前記少なくとも１つのエンジン（１０）が、当該航空機の後部において前記翼（６、７）と当該航空機の後端との間に取り付けられたことを特徴とする請求項１又は請求項２のいずれか１つに記載の航空機。
4. 当該航空機が、２つの対称な翼（６、７）を備えた翼部（４）を有する機体（２）と、少なくとも１つの水平尾翼ユニット（８）と、を更に具備し、
   前記少なくとも１つのエンジン（１０）が、当該航空機の後部において前記翼（６、７）と前記水平尾翼ユニット（８）との間に取り付けられ、
   音響マスキング装置（３１）が、前記翼（６、７）のそれぞれと関連付けられ、
   それぞれの前記音響マスキング装置（３１）の少なくとも１つの前記マスキング要素（３２）が、前記翼（６、７）のそれぞれのルートにおける前記翼弦を伸長させるために後退位置と展開位置との間で可動であ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つに記載の航空機。
5. 少なくとも１つの前記音響マスキング装置（３１）が、少なくとも１つの前記マスキング要素（３２）を動かす手段を具備することを特徴とする請求項１から請求項４のいずれか１つに記載の航空機。
6. 少なくとも１つの前記音響マスキング装置の少なくとも１つの前記マスキング要素（３２）が、少なくとも１つのフラップ（３３）で構成され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つに記載の航空機。
7. 少なくとも１つの前記マスキング要素（３２）が、主フラップ（３３）及び少なくとも１つの第２フラップ（３３’、３３’’、３４）を具備することを特徴とする請求項６に記載の航空機。
8. 前記主フラップ（３３）が剛体であり、少なくとも１つの前記第２フラップが可撓性繊維（３４）から成ることを特徴とする請求項７に記載の航空機。
9. 少なくとも１つの前記音響マスキング装置（３１）が、前記可撓性繊維（３４）の巻き上げ及び展開を可能とする巻き上げ／展開システム（３６）を具備することを特徴とする請求項８に記載の航空機。
10. 少なくとも１つの前記音響マスキング装置（３１）が、少なくとも１つの前記マスキング要素（３２）が動かされるときに走行部（４１）の移動を案内するために機能する、１又は複数の走行部及び１又は複数の走路のシステム（３９）を具備することを特徴とする請求項１から請求項９のいずれか１つに記載の航空機。
11. 当該航空機が前記翼部（４）に連結された少なくとも１つのフェアリング（３７）を更に具備し、
    前記１又は複数の走行部及び１又は複数の走路のシステム（３９）が、前記機体（２）及び少なくとも１つの前記フェアリング（３７）においてそれぞれ収容された２つの走路（４２、４３）を具備することを特徴とする請求項１０に記載の航空機。
12. 当該航空機が前記翼部（４）に連結された２つのフェアリング（３７）と、中央着陸装置（３８）と、それぞれ２つの前記フェアリング（３７）内に収容された衝撃補償ロッカービーム形式の２つの補助的着陸装置（４０）と、を更に具備することを特徴とする請求項１０又は請求項１１のいずれか１つに記載の航空機。
13. １又は複数の前記フェアリング（３７）が、前記翼部（２）のそれぞれの前記翼（６、７）の略中間に位置した「キュッヘマン」フェアリングとして公知のフェアリングであることを特徴とする請求項１１又は請求項１２のいずれか１つに記載の航空機。
14. 少なくとも１つの前記マスキング要素（３２）の移動手段が、変形可能な平行四辺形（５４）を具備することを特徴とする請求項５に記載の航空機。
15. 変形可能な前記平行四辺形（５４）が、少なくとも１つのトーションバー（６０）と、少なくとも１つの案内アーム（５６）と、少なくとも１つの可動ロッド（５８）と、を具備し、前記平行四辺形（５４）の移動は、前記トーションバー（６０）の回転によって案内されることを特徴とする請求項１４に記載の航空機。
16. 燃料消費を低減するために、前記翼（６、７）が、小さなスイープと、高いアスペクト比と、を有することを特徴とする請求項３又は請求項４のいずれか１つに記載の航空機。
17. 当該航空機が、機体（２）の前部において先尾翼と呼ばれる翼部表面を更に具備することを特徴とする請求項１から請求項１６のいずれか１つに記載の航空機。

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