JP2017061305A - 航空機用の後部エンジンナセルの形状 - Google Patents

航空機用の後部エンジンナセルの形状 Download PDF

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Abstract

【課題】航空機に組み込むために特別に設計されたナセルを有する後部エンジンを提供する。【解決手段】航空機１０の胴体２０は、航空機の前方端から後方端１６に向かって延在する。後部エンジン２００は、後方端に近接して胴体に取り付けられ、ファン２２２およびナセル２２４を含む。ファンは、後部エンジンの中心軸２２０の周りに回転可能で複数のファンブレード２２８を含む。ナセルは、ファンブレードを囲み、前方端２４６を有する下部２４８を定め、前方端に湾曲面を定め、湾曲面は、湾曲面が最小の曲率半径を定める基準点を含む。ナセルはさらに、基準点から垂直に延在する垂直基準線を定める。垂直基準線は、後部エンジンの中心軸とゼロより大きな角度を定めて、例えば、後部エンジンに最大限の空気流量が入ることを可能にする。【選択図】図５

Description

本主題は一般に、航空機用の後部エンジンに関し、より詳細には、航空機に組み込むために特別に設計されたナセルを有する後部エンジンに関する。
従来の商用航空機は一般に、胴体、一対の翼、および推力を与える推進システムを含む。推進システムは典型的には、ターボファンジェットエンジンなどの少なくとも２つの航空機用エンジンを含む。各ターボファンジェットエンジンは、翼の下に吊り下げられる位置などに、航空機の翼のそれぞれ１つに翼および胴体から離して取り付けられる。このような構成によって、ターボファンジェットエンジンは、翼および／または胴体によって影響を受けない別々の自由流れの空気流と相互作用することができる。この構成は、各ターボファンジェットエンジンの入口に入る空気の乱れの量を低減することができ、このことは航空機の正味の推進力に良い効果を有する。
しかしながら、ターボファンジェットエンジンを含む航空機への抗力もまた航空機の正味の推進力に影響を与える。表面摩擦抗力、形状抗力、および誘導抗力を含む航空機への全抗力は一般に、航空機に近づく空気の自由流れの速度と、航空機の抵抗によって生じる航空機の下流のウェークの平均速度との間の差に比例する。
抗力の影響を相殺する、かつ／またはターボファンジェットエンジンの効率を改善するためのシステムが提案されてきた。例えば、特定の推進システムは、境界層吸い込みシステムを組み入れて、例えば、胴体および／または翼にわたって境界層を形成する比較的低速度で動く空気の一部分をターボファンジェットエンジンのファンセクションの上流でターボファンジェットエンジン内に送り込む。この構成は、航空機の下流で境界層の空気流を再付勢することによって抗力を低減することができるが、境界層からターボファンジェットエンジンに入る比較的低速度で動く空気の流れは一般に、不均一または乱れた速度プロフィールを有している。その結果、このようなターボファンジェットエンジンでは、航空機の抗力を低減するすべての利益を小さくする、または打ち消す、効率の損失が生じる可能性がある。
航空機に専用の境界層吸い込み推進器を付け加えることができる。しかしながら、境界層吸い込み空気を航空機の後端で吸い込むようにこのような境界層吸い込み推進器を配置した場合、このような境界層吸い込み推進器は航空機の離陸角度と干渉する場合がある。したがって、航空機の胴体にわたって境界層を形成する低速度で動く空気を再付勢することができる航空機は有用となろう。具体的には、航空機の離陸角度と干渉することなく、航空機の胴体にわたって境界層を形成する低速度で動く空気を再付勢することができる航空機は特に有益である。
米国特許第９０３８３９８号公報
本発明の態様および利点は、以下の説明で部分的に明らかにされ、またはその説明から理解することができ、または本発明の実施を通じて学ぶことができる。
本開示の１つの例示的な実施形態では、後部エンジンが提供される。後部エンジンは中心軸を定め、航空機の後方端で航空機に取り付けられるように構成される。後部エンジンは、中心軸の周りに回転可能で複数のファンブレードを含むファンを含む。後部エンジンはまた、ファンの複数のファンブレードを取り囲むナセルを含む。ナセルは、前方端を有する下部を定める。ナセルは下部の前方端に湾曲面を定め、湾曲面は、湾曲面が最小の曲率半径を定める基準点を含む。ナセルはさらに、基準点から垂直に延在する垂直基準線を定める。垂直基準線は、後部エンジンの中心軸とゼロより大きな角度を定める。
本開示の別の例示的な実施形態では、航空機が提供される。航空機は前方端と後方端との間を延在し、長手方向の中心線を定める。航空機は、航空機の前方端から航空機の後方端に向かって延在する胴体、および航空機の後方端に近接して胴体に取り付けられた後部エンジンを含む。後部エンジンは、航空機の長手方向の中心線に平行に延在する中心軸を定める。後部エンジンは、中心軸の周りに回転可能で複数のファンブレードを含むファン、およびファンの複数のファンブレードを取り囲むナセルを含む。ナセルは、前方端を有する下部を定める。ナセルは、下部の前方端に湾曲面を定め、湾曲面は、湾曲面が最小の曲率半径を定める基準点を含む。ナセルはさらに、基準点から垂直に延在する垂直基準線を定める。垂直基準線は、後部エンジンの中心軸とゼロより大きな角度を定める。
本開示のさらに別の例示的な実施形態では、後部エンジンが提供される。後部エンジンは中心軸を定め、航空機の後方端で航空機に取り付けられるように構成される。後部エンジンは、中心軸の周りに回転可能であり、複数のファンブレードを含むファンを含む。後部エンジンはまた、ファンの複数のファンブレードを取り囲むナセルを含み、前方端を有する下部を定める。ナセルは、ナセルの下部の前方端によどみ点を定め、よどみ点から垂直に延在する垂直基準線を有する。垂直基準線は、後部エンジンの中心軸とゼロより大きな角度を定める。
本発明のこれらのおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照すればよりよく理解できるであろう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、その一部を構成するものであり、本記述と併せて本発明の実施形態を例示して本発明の原理を説明する働きをしている。
当業者を対象として、最良の態様を含む本発明の完全かつ有効な開示を、添付の図を参照して本明細書で説明する。
本開示の様々な例示的な実施形態による航空機の上面図である。 図１の例示的な航空機の左側面図である。 本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図である。 図１の例示的な航空機の後方端の拡大概略断面図である。 本開示の例示的な実施形態による後部エンジンの概略断面図である。 図５の例示的な後部エンジンの中心線軸に沿った図５の例示的な後部エンジンの入口の断面図である。 図５の例示的な後部エンジンの下部の拡大概略断面図である。
次に、１つまたは複数の例が添付図面に示されている本発明の実施形態を詳細に参照する。詳細な説明では、図面内の要素を指すために数字表示および文字表示を使用する。図面および記述における類似または同様の表示は、本発明の類似または同様の部品を指すために使用されている。本明細書で使用するとき、用語「第１の」、「第２の」、および「第３の」は、１つの構成部品を別の構成部品と区別するために交換可能に使用される場合があり、個々の構成部品の位置または重要性を意味することを意図していない。用語「上流」および「下流」は、流体経路での流体の流れに関する相対的な方向を指す。例えば、「上流」は流体が流れて来る元の方向を指し、「下流」は流体が流れて行く先の方向を指す。
次に、図全体を通して同一の数字が同じ要素を示している図面を参照すると、図１は、本発明の様々な実施形態を取り入れることができる例示的な航空機１０の上面図である。図２は、図１に示した航空機１０の左側２４の側面図である。図１および２にともに示すように、航空機１０は、航空機１０を通って延在する長手方向の中心線１２、鉛直方向Ｖ、横方向Ｌ、前方端１４、および後方端１６を定める。さらに、航空機１０は、航空機１０の前方端１４と後方端１６との間を延在する中央線１８を定める。本明細書で使用するとき、「中央線」は、航空機１０の付属物（翼２２および下記で論じる安定板など）を考慮しない航空機１０の長さに沿って延在する中央点の線を指す。
さらに、航空機１０は、航空機１０の前方端１４から航空機１０の後方端１６に向かって長手方向に延在する胴体２０および一対の翼２２を含む。このような翼２２のうちの第１の翼は、胴体２０の左側２４から長手方向の中心線１２に関して横方向外向きに延在し、このような翼２２のうちの第２の翼は、胴体２０の右側２６から長手方向の中心線１２に関して横方向外向きに延在する。図示の例示的な実施形態の翼２２のそれぞれは、１つまたは複数の前縁フラップ２８、および１つまたは複数の後縁フラップ３０を含む。航空機１０はさらに、ヨー制御のための方向舵フラップ３４を有する垂直安定板３２、およびピッチ制御のための昇降舵フラップ３８をそれぞれ有する一対の水平安定板３６を含む。胴体２０はさらに外面４０を含む。
図１および２の例示的な航空機１０はまた推進システムを含む。例示的な推進システムは複数の航空機エンジンを含み、それらのうちの少なくとも１つは一対の翼２２のそれぞれに取り付けられている。具体的には、複数の航空機エンジンは、一対の翼２２のうちの第１の翼に取り付けられた第１の航空機エンジン４２、および一対の翼２２のうちの第２の翼に取り付けられた第２の航空機エンジン４４を含む。少なくとも特定の例示的な実施形態では、航空機エンジン４２、４４は、翼下構成で翼２２の下に吊り下げられたターボファンジェットエンジンとして構成することができる。例えば、少なくとも特定の例示的な実施形態では、第１および／または第２の航空機エンジン４２、４４は、図３を参照して下記で説明する例示的なターボファンジェットエンジン１００と実質的に同じ態様で構成することができる。しかしながら、その代わりに、他の例示的な実施形態では、任意の他の適切な航空機エンジンを設けることができる。例えば、他の例示的な実施形態では、第１および／または第２の航空機エンジン４２、４４はその代わりに、ターボジェットエンジン、ターボシャフトエンジン、ターボプロップエンジンなどとして構成することができる。
さらに、推進システムは、航空機１０の後方端１６に近接して、より詳細には、翼２２および航空機エンジン４２、４４の後方の位置で航空機１０の胴体２０に取り付けられた後部エンジン２００を含む。例示的な後部エンジン２００は、中央線１８が後部エンジン２００を通って延在するように航空機１０の胴体２０に取り付けられる。後部エンジン２００については、図４から７を参照して下記でより詳細に論じる。
詳細に図２を参照すると、航空機１０は、胴体２０の下側および翼２２の下側から延在する車輪４６などの着陸装置をさらに含む。胴体２０は、後方端１６が地面をこすることなしに航空機１０が地面との離陸角度４８で離着陸できるように設計される。下記で論じるように、例示的な胴体２０および本明細書で説明する後部エンジン２００は、航空機１０の後方端１６に近接して後部エンジン２００を追加しても、航空機１０が所望の離陸角度４８を維持することができるように設計される。なお、図示の実施形態では、航空機１０の長手方向の中心線１２は、航空機１０が地上にあるときには地面に平行である。したがって、図示の最大離陸角度４８は代替的に、航空機１０の長手方向の中心線１２で定めることができる（図２の角度４８’として示す）。
次に、図３を参照すると、例示的な航空機エンジンの概略断面図が示されている。具体的には、図示の実施形態では、航空機エンジンは、本明細書では「ターボファンエンジン１００」と呼ぶ高バイパスターボファンジェットエンジンとして構成されている。下記で論じるように、図１および２で説明した例示的な航空機１０の第１および／または第２の航空機エンジン４２、４４の一方または両方は、図３の例示的なターボファンエンジン１００と実質的に同じ態様で構成することができる。
図３に示すように、ターボファンエンジン１００は、軸方向Ａ1（参考のために示した長手方向の中心線１０２に平行に延在する）および半径方向Ｒ1を定める。一般に、ターボファン１００は、ファンセクション１０４、およびファンセクション１０４の下流に配置されたコアタービンエンジン１０６を含む。
図示の例示的なコアタービンエンジン１０６は一般に、環状の入口１１０を定める実質的に管状の外側ケーシング１０８を含む。外側ケーシング１０８内には、直列流れ関係で、ブースタまたは低圧（ＬＰ：ｌｏｗ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機１１２および高圧（ＨＰ：ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機１１４を含む圧縮機セクション、燃焼セクション１１６、高圧（ＨＰ）タービン１１８および低圧（ＬＰ）タービン１２０を含むタービンセクション、ならびにジェット排気ノズルセクション１２２が収まっている。高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール１２４は、ＨＰタービン１１８をＨＰ圧縮機１１４に駆動可能に接続する。低圧（ＬＰ）シャフトまたはスプール１２６は、ＬＰタービン１２０をＬＰ圧縮機１１２に駆動可能に接続する。圧縮機セクション、燃焼セクション１１６、タービンセクション、およびノズルセクション１２２は一緒になってコア空気流路３７を定める。
図示の実施形態では、ファンセクション１０４は可変ピッチファン１２８を含み、可変ピッチファン１２８は、ディスク１３２に間隔を置くように結合された複数のファンブレード１３０を有する。図示のように、ファンブレード１３０は、半径方向Ｒ1に概ね沿ってディスク１３２から外向きに延在して、ファン直径Ｄを定める。ファンブレード１３０が、ファンブレード１３０のピッチを同時にまとめて変えるように構成された適切な作動部材１３４に動作可能に結合されることによって、各ファンブレード１３０はディスク１３２に対してピッチ軸Ｐの周りを回転することができる。ファンブレード１３０、ディスク１３２、および作動部材１３４は、動力歯車装置１３６を通るＬＰシャフト１２６によって、長手方向軸１０２の周りを一緒に回転することができる。動力歯車装置１３６は、ＬＰシャフト１２６に対してファン１２８の回転速度をより効率的なファン回転速度に調節するための複数の歯車を含む。
図３の例示的な実施形態をさらに参照すると、ディスク１３２は、空気流が複数のファンブレード１３０を通りやすくなるように空気力学的な輪郭をもつ回転可能な前面ハブ１３８によって覆われる。さらに、例示的なファンセクション１０４は、ファン１２８および／または少なくともコアタービンエンジン１０６の一部分を周方向に取り囲む環状のファンケーシングまたは外側ナセル１４０を含む。ナセル１４０は、周方向に離間した複数の出口案内翼１４２によって、コアタービンエンジン１０６に対して支持されるように構成することができることを理解されたい。さらに、ナセル１４０の下流セクション１４４は、コアタービンエンジン１０６の外側部分を覆って延在して、それらとの間にバイパス空気流通路１４６を定めることができる。
しかしながら、図３に示した例示的なターボファンエンジン１００は単なる一例にすぎず、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１００は、例えば、任意の適切な数のシャフトまたはスプール、圧縮機、ならびに／あるいはタービンを含む任意の他の適切な構成を有することができることを理解されたい。
次に、図４を参照すると、図１および２を参照して上記で説明した例示的な航空機１０の後方端１６の拡大図が示されている。上記で論じたように、航空機１０の胴体２０は全体として、航空機１０の前方端１４から航空機１０の後方端１６に向かって延在し、後部エンジン２００は航空機１０の後方端１６に近接して胴体２０に取り付けられている。胴体２０は、鉛直方向Ｖに沿って上側２０２および下側２０４を定める。
さらに、図示の例示的な胴体２０は、航空機１０の後方端１６に近接して配置された切頭体２０６を定める。具体的には、図示の実施形態では、切頭体２０６は航空機１０の一対の翼２２の後方に配置される。本明細書で使用するとき、用語「切頭体」は一般に、２つの平行面の間にある形状の一部分を指す。したがって、図示の実施形態では、切頭体２０６は、第１の面または前方面２０８と第２の面または後方面２１０との間に定められ、前方面２０８と後方面２１０とは互いに平行で、航空機１０の長手方向の中心線１２（図１および２参照）に垂直である。仮想線で示すように、切頭体２０６は、胴体２０の上側２０２で切頭体２０６に沿って延在する上基準線２１２、および胴体２０の下側２０４で切頭体２０６に沿って延在する下基準線２１４を定める。なお、図示の切頭体２０６は、航空機１０の後方端１６に近づくにつれて概ね先細の形状を有し、その結果、上基準線２１２と下基準線２１４とは切頭体２０６の後方の基準点２１５で交わる。具体的には、例示的な切頭体２０６は前方面２０８で鉛直方向Ｖに沿う高さを定め、その高さは後方面２１０で鉛直方向に沿う高さＶよりも高い。
図示の例示的な切頭体２０６は、前方面２０８と後方面２１０との間で直線状の上側と直線状の下側とを有する概ね円錐台形を定める。したがって、切頭体２０６の上基準線２１２は、胴体２０の上側２０２において切頭体２０６の表面に沿って（すなわち、胴体２０の表面４０に沿って）延在し、下基準線２１４は、胴体２０の下側２０４において切頭体２０６の表面に沿って（すなわち、これもまた、胴体２０の表面４０に沿って）延在する。しかしながら、他の実施形態では、切頭体２０６はその代わりに、胴体２０の上側２０２および／または胴体２０の下側２０４において前方面２０８と後方面２１０との間で曲線を有する表面を定めることができる。このような実施形態では、上基準線２１２および下基準線２１４は上記の代わりに、胴体２０の上側２０２および下側２０４において前方面２０８と後方面２１０との間を切頭体２０６の表面の中央線に沿って延在することができる。
さらに図４を参照すると、胴体２０はさらに切頭体２０６の後方に位置する凹陥部２１６を定める。凹陥部２１６は、胴体２０の下側２０４において下基準線２１４から内向きに（すなわち、航空機１０の中央線１８に向かって）窪んでいる。同様に、図示の実施形態では、凹陥部２１６はまた、胴体２０の上側２０２において上基準線２１２から内向きに窪んでいる。さらに、図示のように、凹陥部２１６は、下基準線２１４から見て下側凹部２１８を含む。さらに、胴体２０の下側２０４の凹陥部２１６は、長手方向の中心線１２と角度２１９を定めていることが理解される。胴体２０の下側２０４の凹陥部２１６によって定められた長手方向の中心線１２との角度２１９は、長手方向の中心線１２と定められた最大離陸角度４８（図２参照）より大きい。例えば、角度２１９は、最大離陸角度４８より少なくとも約１０パーセント大きくすることができる。
少なくとも特定の例示的な実施形態では、胴体２０の下側２０４の凹陥部２１６によって長手方向の中心線１２と定められた角度２１９はまた、通常の飛行中、後部エンジン２００が作動していなければ流れが剥離する閾角度より大きくすることができる。詳細には、角度２１９は、通常の飛行中（すなわち、航空機１０の通常の巡航速度および高度で）、後部エンジン２００が存在せず、作動していない場合、空気が胴体２０の下側２０４の凹陥部２１６から剥離するような角度にすることができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、角度２１９は少なくとも約１３度とすることができる。しかしながら、他の例示的な実施形態では、角度２１９はその代わりに、少なくとも約１４度、少なくとも約１５度、または少なくとも約１６度とすることができる。理解されるように、本明細書で使用するとき、用語「剥離」または「剥離する」は、流体流れを説明するために使用するときには、物体の周りの流体流れがその物体の表面から離れて、渦巻／渦の形態となり、その結果、このような物体への抗力を増大させ得る状態を指す。
なお、さらに図４を参照すると、図示の実施形態では、切頭体２０６は、胴体２０が円筒部分から先細になるところから始まって凹陥部２１６までの間の胴体２０の部分より形成される。これに応じて、切頭体２０６は、平均高さ（すなわち、前方面２０８における高さと後方面２１０における高さの平均高さ）に対する長さ（長手方向の中心線１２に沿った長さ）の比を約０．２以上、例えば、約０．２５、０．４、または０．５以上などに定めることができる。さらに、例えば、図２で分かるように、下基準線２１４は、長手方向の中心線１２との角度を、航空機１０の離陸角度４８と実質的に同じに定めることができる。本明細書で使用するとき、「おおよそ」、「実質的に」、または「約」などの近似の用語は、１０パーセントの誤差の範囲内にあることを指すことを理解されたい。
次に、図５も参照すると、図１および２の例示的な後部エンジン２００の拡大概略断面図が示されている。論じたように、例示的な後部エンジン２００は、航空機１０の後方端１６に近接して胴体２０に取り付けられている。図示の後部エンジン２００は、参考のために後部エンジン２００を通って延在する長手方向の中心線軸２２０に沿って延在する軸方向Ａ2、半径方向Ｒ2、および周方向Ｃ2を定める（図６参照）。
さらに、図示の実施形態では、後部エンジン２００は、航空機１０の胴体２０を覆う境界層を形成する空気を吸い込んで消費するように構成された境界層吸い込みエンジンとして構成される。具体的には、図示の実施形態では、後部エンジン２００は、航空機１０の胴体２０に取り付けられた境界層吸い込みファンとして構成される。
後部エンジン２００は、中心線軸２２０の周りに回転可能なファン２２２、ファン２２２の一部分の周りを延在するナセル２２４、およびナセル２２４と航空機１０の胴体２０との間を延在する１つまたは複数の構造部材２２６を含む。ファン２２２は周方向Ｃ2に概ね沿って離間した複数のファンブレード２２８を含む。さらに、ナセル２２４は複数のファンブレード２２８の周りを延在して取り囲み、胴体２０の凹陥部２１６に隣接して延在する。詳細には、ナセル２２４は、図５に示すように、後部エンジン２００が航空機１０に取り付けられたとき、航空機１０の胴体２０の少なくとも一部分の周りを延在する。
図５にまた示すように、ファン２２２はさらにファンシャフト２３０を含み、ファンシャフト２３０には複数のファンブレード２２８が取り付けられている。図示はしていないが、ファンシャフト２３０は、複数のファンブレード２２８の前方に配置された１つまたは複数の軸受、および、任意に、複数のファンブレード２２８の後方に配置された１つまたは複数の軸受によって回転可能に支持することができる。このような軸受は、ころ軸受、玉軸受、スラスト軸受などの任意の適切な組み合わせとすることができる。
特定の例示的な実施形態では、複数のファンブレード２２８は、ファンシャフト２３０に固定するように取り付けることができる、または、その代わりに、複数のファンブレード２２８はファンシャフト２３０に回転可能に取り付けることができる。例えば、複数のファンブレード２２８は、複数のファンブレード２２８のそれぞれのピッチを、ピッチ変更機構（図示せず）によって、例えば同時に変えるように、ファンシャフト２３０に取り付けることができる。
ファンシャフト２３０は、航空機１０の胴体２０の中に少なくとも部分的に配置された動力源２３２に機械的に結合される。図示の実施形態では、ファンシャフト２３０は、歯車装置２３４を通じて動力源２３２に機械的に結合される。歯車装置２３４は、後部エンジン２００のファン２２２が所望の回転速度で回転するように、動力源２３２の回転速度、またはむしろ動力源２３２のシャフト２３６の回転速度を変えるように構成することができる。歯車装置２３４は、固定比の歯車装置とすることができる、または、その代わりに、歯車装置２３４は可変歯車比とすることができる。
動力源２３２は任意の適切な動力源とすることができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、動力源２３２は電源とすることができる（例えば、後部エンジン２００は、第１および／または第２の航空機エンジン４２、４４を有するガス−電気推進システムの一部として構成することができる）。しかしながら、他の例示的な実施形態では、動力源２３２はその代わりに、ガスタービンエンジンなどの専用のガスエンジンとして構成することができる。さらに、特定の例示的な実施形態では、動力源２３２は、例えば、航空機１０の胴体２０、または後部エンジン２００の中の任意の他の適切な場所に配置することができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、動力源２３２は、少なくとも部分的に後部エンジン２００内に配置されたガスタービンエンジンとして構成することができる。
さらに図４および５を参照すると、１つまたは複数の構造部材２２６は、複数のファンブレード２２８の前方の位置で、ナセル２２４と航空機１０の胴体２０との間を延在する。図示の実施形態の１つまたは複数の構造部材２２６は、後部エンジン２００を航空機１０の胴体２０に取り付けるために、ナセル２２４と航空機１０の胴体２０との間を実質的に半径方向Ｒ2に沿って延在する。しかしながら、他の例示的な実施形態では、１つまたは複数の構造部材２２６はその代わりに、実質的に軸方向Ａ2に沿って、または軸方向Ａ2と半径方向Ｒ2との間の他の任意の方向で延在することができることも理解されたい。
図示の１つまたは複数の構造部材２２６はファン２２２のための入口案内翼として構成され、その結果、１つまたは複数の構造部材２２６は、後部エンジン２００に入る空気の流れを方向づけて、調節して後部エンジン２００の効率を上昇させるような形状および向きにされる。特定の例示的な実施形態では、１つまたは複数の構造部材２２６は、ナセル２２４と航空機１０の胴体２０との間を延在する固定入口案内翼として構成することができる、または、その代わりに、１つまたは複数の構造部材２２６は可変入口案内翼として構成することができる。
さらに、後部エンジン２００は、１つまたは複数の出口案内翼２３８およびテールコーン２４０を含む。図示の実施形態の１つまたは複数の出口案内翼２３８はナセル２２４とテールコーン２４０との間を延在して、例えば、後部エンジン２００に強度と剛性を加えるとともに後部エンジン２００を通る空気の流れを方向づける。出口案内翼２３８は、周方向Ｃ2に沿って均等に間隔を置いて配置することができる（図６参照）、または任意の他の適切な間隔で配置することができる。さらに、出口案内翼２３８は固定出口案内翼とすることができる、または、その代わりに、可変出口案内翼とすることができる。
複数のファンブレード２２８の後方に、図示の実施形態では、１つまたは複数の出口案内翼２３８の後方に、後部エンジン２００はさらに、ナセル２２４とテールコーン２４０との間にノズル２４２を定める。ノズル２４２は、ノズル２４２を通って流れる空気からある程度の推力を発生するように構成することができ、テールコーン２４０は、後部エンジン２００への抗力の量を最小にするような形状とすることができる。しかしながら、他の実施形態では、テールコーン２４０は任意の他の形状を有することができ、例えば、ナセル２２４の後方端の前方で終端となって、その結果、テールコーン２４０がナセル２２４によって後方端で囲い込まれるようにすることができる。さらに、他の実施形態では、後部エンジン２００は、測定可能な推力をまったく発生しないように構成することができる、また、その代わりに、航空機１０の胴体２０の空気の境界層から空気を吸い込んで、このような空気にエネルギーを加えて／速度を増加させて、航空機１０への抗力全体を低減する（したがって、航空機１０の正味の推力を増大させる）ように構成することができる。
図４および５を参照しながら、次に図６もまた参照すると、後部エンジン２００またはむしろナセル２２４は、ナセル２２４の前方端２４６に入口２４４を定める。入口２４４は、ナセル２２４と胴体２０とによって定められる、すなわち、ナセル２２４と胴体２０との間に定められる。上記のように、後部エンジン２００のナセル２２４は、後部エンジン２００のファン２２２の複数のファンブレード２２８の周りを延在して取り囲む。図示の実施形態では、ナセル２２４はまた、後部エンジン２００の中心軸２２０の周りを少なくとも部分的に、航空機１０の中央線１８の周りを少なくとも部分的に、かつ、航空機１０の胴体２０の凹陥部２１６の周りを少なくとも部分的に延在する。具体的には、図示の実施形態では、ナセル２２４は、後部エンジン２００の中心軸２２０の周りを実質的に３６０度（３６０°）、航空機１０の中央線１８の周りを実質的に３６０度（３６０°）、かつ、航空機１０の胴体２０の凹陥部２１６の周りを実質的に３６０度（３６０°）延在する。
なお、後部エンジン２００のナセル２２４が胴体２０の凹陥部２１６の周りを少なくとも部分的に延在するように後部エンジン２００を配置することによって、ナセル２２４の下部２４８が、例えば、航空機１０の離陸角度４８（図２も参照）と干渉しないようにすることができる。例えば、図示のように、後部エンジン２００のナセル２２４は、少なくとも、切頭体２０６によって定められた下基準線２１４の内側に位置する部分を含む（図３も参照）。図示の実施形態では特に、ナセル２２４の下部２４８の全体が、切頭体２０６の下基準線２１４と一直線状に、または下基準線２１４の内側に配置されている。少なくとも特定の従来技術の航空機では、切頭体２０６の下基準線２１４は、航空機の後方端での胴体の下部の従来の形状を示している。
しかしながら、後部エンジン２００のナセル２２４は胴体２０の凹陥部２１６の周りに配置され、少なくともナセル２２４の下部２４８は切頭体２０６の下基準線２１４より沈み込んでいるので、胴体２０の下部から後部エンジン２００に入る空気は後部エンジン２００の中心軸２２０に平行な方向には流れることはできない（平行な方向に流れるのは航空機エンジンでは普通である、例えば、図１および２の第１および第２の航空機エンジン４２、４４参照）。したがって、ナセル２２４の下部２４８は、このような空気の流れをより完全に取り入れるような形状および向きとなっている。例えば、図示の実施形態では、ナセル２２４の下部２４８は、前方端２４６と後方端２５２との間を延在する弦線２５０を定める。ナセル２２４の下部２４８は、ナセル２２４の下部２４８によって定められた弦線２５０が、切頭体２０６によって定められた下基準線２１４に実質的に平行に延在するように向けられる。同様に、ナセル２２４の下部２４８は、内面２５４および外面２５６を定める。図示の実施形態では、ナセル２２４の下部２４８の外面２５６の少なくとも一部もまた、切頭体２０６の下基準線２１４に実質的に平行に延在する。
さらに、図６も参照すると、胴体２０に定められた切頭体２０６の後方に位置する胴体２０の凹陥部２１６の形状を考えると、胴体２０を覆う境界層の空気は、胴体２０の周方向Ｃ2に沿って一様に分布して後部エンジン２００に流入することはできない。具体的には、後部エンジン２００に流入する境界層の空気の運動量は、胴体２０の下側２０４では、胴体２０の上側２０２に比べると小さくなる可能性がある（図４参照）。したがって、ナセル２２４と航空機１０の胴体２０とによって定められた入口２４４は、後部エンジン２００の中心軸２２０に関して非軸対称形に定めることができる。例えば、胴体２０の周りを実質的に３６０度（３６０°）延在する入口２４４は、中心軸２２０より上に配置された上半分２５８、および中心軸２２０より下に配置された下半分２６０を含む。入口２４４の上半分２５８および下半分２６０は、中心軸２２０を通って延在する水平基準線２６２によって分けられているように示されている。さらに、入口２４４の上半分２５８は上半分入口区域を定め、入口２４４の下半分２６０は下半分入口区域を定める。下半分入口区域は上半分入口区域より大きく、その結果、入口２４４は、胴体２０の下側２０４を覆って流れ、より小さな運動量を有する境界層の空気を十分取り入れるように構成することができる。
さらに、図示の実施形態では、入口２４４の非対称形状は、所望の境界層の空気量を取り入れるために下半分２６０を上半分２５８より大きくした結果である。したがって、他の実施形態では、入口２４４は、半径方向Ｒ2に沿った高さＨおよび中点２４５（すなわち、半径方向Ｒ2に沿った入口２４４の中間点）を定めることができる。上半分２５８は、その代わり、中点２４５より上に配置された入口２４４の一部分として定めることができ、下半分２６０は、その代わり、中点２４５より下に配置された入口２４４の一部分として定めることができる。上記で論じた実施形態に関しては、入口２４４の上半分２５８は上半分入口区域を定め、入口２４４の下半分２６０は下半分入口区域を定め、下半分入口区域は上半分入口区域より大きい。例えば、この実施形態では（または、上記の実施形態では）、下半分入口区域は上半分入口区域より少なくとも約１０パーセント大きくすることができる。
なお、ナセル２２４もまた、ナセル２２４によって定められた入口２４４の非軸対称形に適応するために、後部エンジン２００の中心軸２２０に関して前方端２４６で非軸対称形を定める。例えば、ナセル２２４は、後部エンジン２００の前方端２４６によって定められた後部エンジン２００の突出面２４７で非軸対称形を定めることができる。図示のように、図示の実施形態では、突出面２４７は鉛直面ではない。さらに他の例示的な実施形態では、ナセル２２４はさらに、鉛直方向Ｖおよび横方向Ｌ（図１および２参照）に延在する鉛直基準面（符号なし）を定めることができる。ナセル２２４はさらに、基準面で非対称形を定めることができる。本明細書で使用するとき、中心線軸２２０に関して「非軸対称」という用語は、中心線軸２２０の周りに対称ではない断面形状を指し、「非対称」という用語は単に、中心点の周りに対称ではない断面形状を指すことを理解されたい。
図５に戻り、次に、図７も参照して、後部エンジン２００のナセル２２４の下部２４８の前方端２４６について説明する。特に、図７は、図５の後部エンジン２００のナセル２２４の下部２４８の拡大断面図を示す。
上記で説明したように、図示の後部エンジン２００に入る空気は、後部エンジン２００の中心軸２２０に平行な方向に流れない可能性がある。それは、胴体２０の凹陥部２１６、および少なくとも後部エンジン２００のナセル２２４の下部２４８の沈み込んだ構成の結果である。後部エンジン２００によって取り入れられる空気量を最大にするために、例示的なナセル２２４の下部２４８の前方端２４６は、後部エンジン２００が受け入れるように設計された軸からずれた空気流に適応するように特に構成される。
具体的には、ナセル２２４の下部２４８の前方端２４６は基準点を定め、その基準点は図示の実施形態ではよどみ点２６４である。用語「よどみ点」は一般には、流体の局所的な速度がゼロに等しい流れ場における点を指す。図示のよどみ点２６４は、後部エンジン２００が最大能力で作動しているとき、最小の曲率半径２６６を有する前方端２４６の点と位置が合っている。さらに、よどみ点２６４は、ナセル２２４の下部２４８の外面２５６に近接して位置する（すなわち、よどみ点２６４は、ナセル２２４の下部２４８の内面２５４よりナセル２２４の下部２４８の外面２５６の近くに位置する）。さらに、ナセル２２４の下部２４８の前方端２４６は、ナセル２２４の下部２４８の前方端２４６上のよどみ点２６４から垂直に延在する垂直基準線２６８を定める。垂直基準線２６８は、後部エンジン２００の中心軸２２０とゼロより大きな角度２７０を定める。なお、本明細書で使用するとき、垂直基準線２６８と後部エンジン２００の中心軸２２０との間の角度は、（図示のように）垂直基準線２６８が後部エンジン２００の中心軸２２０から外向きに延在するとき、ゼロより大きいとする。例えば、特定の例示的な実施形態では、垂直基準線２６８と後部エンジン２００の中心軸２２０との間に定められた角度２７０は、約５度より大きく、約１０度より大きく、約１５度より大きく、または約２０度より大きくすることができる。
さらに、前述したように、ナセル２２４の下部２４８は弦線２５０を定める。図示の実施形態では、よどみ点２６４から垂直に延在する垂直基準線２６８はまた、弦線２５０とゼロより大きい角度２７２を定める。さらに、ナセル２２４の下部２４８は、最大の境界層の空気量を取り入れるとともに、例えば、航空機１０の離陸角度４８に適応するような向きにされている。したがって、図示のように、弦線２５０もまた、中心軸２２０とゼロより大きな角度２７４を定める。例えば、少なくとも特定の例示的な実施形態では、角度２７４は、約５度以上、約１０度以上、約１５度以上、または約２０度以上とすることができる。
上記のような形状の胴体、および／または上記のように構成された後部エンジンを有する航空機は、航空機の離陸角度に悪影響を及ぼすことなく、かつ胴体からの境界層の空気の流れを効果的に取り入れて、航空機の推進システムに後部エンジンを組み入れることによって全体的な推進効率を増大させることが可能になる。
本明細書では、最良の態様を含む例を用いて本発明を開示し、また、任意の装置またはシステムの作製および使用、ならびに任意の組み入れられた方法の実施を含め、当業者が本発明を実施できるように本発明を開示している。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の例を含むことができる。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を含む場合、または特許請求の範囲の文言と実質的に相違ない等価の構成要素を含む場合、特許請求の範囲内であることを意図されている。
１０ 航空機
１２ 長手方向の中心線
１４ 航空機の前方端
１６ 航空機の後方端
１８ 中央線
２０ 胴体
２２ 翼
２４ 左側
２６ 右側
２８ 前縁フラップ
３０ 後縁フラップ
３２ 垂直安定板
３４ 方向舵フラップ
３６ 水平安定板
３８ 昇降舵フラップ
４０ 表面
４２ 第１の航空機エンジン
４４ 第２の航空機エンジン
４６ 車輪
４８ 離陸角度
１００ ターボファンジェットエンジン
１０２ 長手方向または軸方向の中心線
１０４ ファンセクション
１０６ コアタービンエンジン
１０８ 外側ケーシング
１１０ 入口
１１２ 低圧圧縮機
１１４ 高圧圧縮機
１１６ 燃焼セクション
１１８ 高圧タービン
１２０ 低圧タービン
１２２ ジェット排気セクション
１２４ 高圧シャフト／スプール
１２６ 低圧シャフト／スプール
１２８ ファン
１３０ ブレード
１３２ ディスク
１３４ 作動部材
１３６ 動力歯車装置
１３８ 前面ハブ
１４０ ファンケーシングまたはナセル
１４２ 出口案内翼
１４４ 下流セクション
１４６ バイパス空気流通路
２００ 後部エンジン
２０２ 胴体の上側
２０４ 胴体の下側
２０６ 切頭体
２０８ 前方面
２１０ 後方面
２１２ 上基準線
２１４ 下基準線
２１５ 基準点
２１６ 凹陥部
２１８ 凹部
２１９ 角度
２２０ 中心線軸
２２２ ファン
２２４ ナセル
２２６ 構造部材
２２８ ファンブレード
２３０ ファンシャフト
２３２ 動力源
２３４ 歯車装置
２３６ 駆動シャフト
２３８ 出口案内翼
２４０ テールコーン
２４２ ノズル
２４４ 入口
２４５ 中点
２４６ ナセルの前方端
２４７ 突出面
２４８ ナセルの下部
２５０ 弦線
２５２ ナセルの後方端
２５４ 内面
２５６ 外面
２５８ 入口の上半分
２６０ 入口の下半分
２６２ 基準線
２６４ よどみ点
２６６ 曲率半径
２６８ 垂直基準線
２７０ ２６８と２２０との間の角度
２７２ ２６８と２５０との間の角度
２７４ ２５０と２２０との間の角度

Claims (10)

  1. 中心軸（２２０）を定め、航空機（１０）の後方端（１６）で前記航空機（１０）に取り付けられるように構成される後部エンジン（２００）であって、
    前記中心軸（２２０）の周りに回転可能で複数のファンブレード（２２８）を含むファン（２２２）と、
    前記ファン（２２２）の前記複数のファンブレード（２２８）を取り囲み、前方端（２４６）を有する下部（２４８）を定めるナセル（２２４）であって、前記ナセル（２２４）が前記下部（２４８）の前記前方端（２４６）に湾曲面を定め、前記湾曲面は、前記湾曲面が最小の曲率半径（２６６）を定める基準点を含み、前記ナセル（２２４）がさらに、前記基準点から垂直に延在する垂直基準線（２６８）を定め、前記垂直基準線（２６８）が、前記後部エンジン（２００）の前記中心軸（２２０）とゼロより大きな角度を定める、ナセル（２２４）と
    を備える後部エンジン（２００）。
  2. 前記ナセル（２２４）の前記下部（２４８）が、内面（２５４）および外面（２５６）を含み、前記基準点が、内面（２５４）より外面（２５６）の近くに位置する、請求項１記載の後部エンジン（２００）。
  3. 前記ナセル（２２４）の前記下部（２４８）の前記前方端（２４６）がよどみ点（２６４）を定め、前記よどみ点（２６４）が、前記後部エンジン（２００）が最大能力で作動しているとき、最小の曲率半径（２６６）を有する前記前方端（２４６）の前記基準点と位置が合っている、請求項１記載の後部エンジン（２００）。
  4. 前記垂直基準線（２６８）が、前記後部エンジン（２００）の前記中心軸（２２０）との角度（２７０）を約１０度より大きく定める、請求項１記載の後部エンジン（２００）。
  5. 前記垂直基準線（２６８）が、前記後部エンジン（２００）の前記中心軸（２２０）との角度（２７０）を約２０度より大きく定める、請求項１記載の後部エンジン（２００）。
  6. 前記ナセル（２２４）が入口（２４４）を定め、前記ナセル（２２４）によって定められた前記入口（２４４）が、前記航空機（１０）の胴体（２０）に取り付けられたとき、前記航空機（１０）の前記胴体（２０）の周りを実質的に３６０度延在する、請求項１記載の後部エンジン（２００）。
  7. 前記ナセル（２２４）が前記後部エンジン（２００）の前記中心軸（２２０）を取り囲む、請求項１記載の後部エンジン（２００）。
  8. 前方端（１４）と後方端（１６）との間を延在し、長手方向の中心線（１２）を定める航空機（１０）であって、
    前記航空機（１０）の前記前方端（１４）から前記航空機（１０）の前記後方端（１６）に向かって延在する胴体（２０）と、
    前記航空機（１０）の前記後方端（１６）に近接して前記胴体（２０）に取り付けられ、前記航空機（１０）の前記長手方向の中心線（１２）に平行に延在する中心軸（２２０）を定める後部エンジン（２００）であって、
    前記中心軸（２２０）の周りに回転可能で複数のファンブレード（２２８）を含むファン（２２２）、および
    前記ファン（２２２）の前記複数のファンブレード（２２８）を取り囲み、前方端（２４６）を有する下部（２４８）を定めるナセル（２２４）であって、前記ナセル（２２４）が前記下部（２４８）の前記前方端（２４６）に湾曲面を定め、前記湾曲面は、前記湾曲面が最小の曲率半径（２６６）を定める基準点含み、前記ナセル（２２４）がさらに、前記基準点から垂直に延在する垂直基準線（２６８）を定め、
    前記垂直基準線（２６８）が、前記後部エンジン（２００）の前記中心軸（２２０）とゼロより大きな角度を定める、ナセル（２２４）
    を備える後部エンジン（２００）と
    を備える航空機（１０）。
  9. 前記航空機（１０）が前記前方端（１４）から前記後方端（１６）に延在する中央線（１８）を定め、前記ナセル（２２４）が前記航空機（１０）の前記中央線（１８）の周りを実質的に３６０度延在する、請求項８記載の航空機（１０）。
  10. 前記ナセル（２２４）の前記下部（２４８）がさらに弦線（２５０）を定め、前記垂直基準線（２６８）が、弦線（２５０）とゼロより大きな角度（２７２）を定める、請求項８記載の航空機（１０）。
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