JP2017071387A - 航空機用後部エンジン - Google Patents

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Abstract

【課題】航空機エンジンの効率を実質的に低下させることなく航空機の抗力の量を低減するための推進システムを提供する。
【解決手段】航空機１０の後端で航空機１０に取り付けられるように構成された後部エンジンを有する航空機１０の推進システム１００が提供される。後部エンジンは、後部エンジンの中心軸の周りで回転可能であり、ファンシャフトに取り付けられた複数のファンブレードを有するファン１０６を含む。後部エンジンは、航空機１０に取り付けられる場合に、航空機１０の正味推力を高めることができる。
【選択図】図１

Description

本主題は、全体的に後部エンジンを含む航空機推進システムに関する。
従来の商用航空機は、概して胴体、一対の主翼、及び推力を提供する推進システムを含む。一般に、推進システムは、ターボファンジェットエンジン等の少なくとも２つの航空機エンジンを含む。各ターボファンジェットエンジンは、例えば主翼の真下の吊り下げ位置において、主翼及び胴体と切り離されて航空機の主翼のそれぞれに取り付けられている。このような構成により、ターボファンジェットエンジンは、主翼及び／又は胴体の影響を受けない独立した自由流の空気流と相互作用することができる。この構成により、それぞれのターボファンジェットエンジンの各々の入口に流入する空気内の変動量を低減することができ、このことは航空機の正味推進力に好ましい影響を与える。
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上の抗力は、同様に航空機の正味推進力に影響を及ぼす。表面摩擦、形状抗力、及び誘導抗力を含む航空機上の抗力の総量は、一般に航空機に近づく空気の自由流速度と航空機上の抗力が引き起こす航空機からの伴流下流の平均速度との差分に比例する。
抗力の影響を打ち消すための及び／又はターボファンジェットエンジンの効率を高めるためのシステムが提案されている。例えば、特定の推進システムは、例えば胴体及び／又は主翼にわたって境界層を形成する比較的速度が遅い空気の一部をターボファンジェットエンジンのファンセクションから上流でターボファンジェットエンジンに送る、境界層吸い込みシステムを組み込む。この構成は、航空機の下流からの境界層空気流を回復させることで抗力を低減できるが、ターボファンジェットエンジンに流入する境界層からの比較的速度が遅い空気流は、一般に不均一な又は変形した速度プロフィールを有する。結果的に、このようなターボファンジェットエンジは、効率損失を受ける可能性があり、航空機上の抗力低減の何らかの利点が最小になるか又無くなる。
従って、航空機の所定量の抗力の量を低減するための１又は２以上の構成要素を含む推進システムが有用であろう。詳細には、航空機エンジンの効率を実質的に低下させることなく航空機の抗力の量を低減するための１又は２以上の構成要素を含む推進システムが特に好都合であろう。
米国特許第９０３８３９８号明細書
本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、又はこの説明から明らかにすることができ、或いは本発明を実施することにより理解することができる。
本開示の１つの例示的な実施形態において、胴体を有する航空機の推進システムが提供される。推進システムは、航空機の後端で航空機に取り付けられるように構成された後部エンジンを含む。後部エンジンは中心軸を定め、後部エンジンの中心軸の周りで回転可能なファンを含む。ファンは、ファンシャフトに取り付けられた複数のファンブレードを含む。また、後部エンジンは、後部エンジンが航空機に取り付けられた場合に、ファンの複数のファンブレードを取り囲み、航空機の後端で航空機の中点線の周りに広がるナセルを含む。また、後部エンジンは、該後部エンジンを航空機に取り付けるための構造支持システムを含む。構造支持システムは、後部エンジンが航空機に取り付けられた場合に、航空機の胴体からファンシャフトを貫通してナセルまで延びる。
本開示の他の例示的な実施形態において、航空機の後端で航空機に取り付けられる境界層吸い込みファンが提供される。境界層吸い込みファンは、境界層吸い込みファンの中心軸の周りで回転可能なファンを含む。ファンは、ファンシャフトに取り付けられた複数のファンブレードを含む。また、境界層吸い込みファンは、ファンの複数のファンブレードを取り囲むナセルと、後部エンジンを航空機に取り付けるための構造支持システムとを含む。構造支持システムは、後部エンジンが航空機に取り付けられた場合に、航空機の胴体からファンシャフトを貫通してナセルまで延びる。
本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の請求項を参照するとより理解できるであろう。本明細書に組み込まれ且つその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。
添付図を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全かつ有効な開示を説明する。
本開示の種々の例示的な実施形態による航空機の上面図。 図１の例示的な航空機の左側面図。 図１の例示的な航空機に取り付けられたガスタービンエンジンの概略断面図。 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。 図４の例示的な後部エンジンの軸方向中心線に沿って見た、図４の例示的な後部エンジンの概略断面図。 本開示の他の例示的な実施形態による後部エンジンの概略断面図。 本開示の他の例示的な実施形態による後部エンジンの概略断面図。
ここで、その１つ又はそれ以上の実施例が添付図面に例示されている本発明の実施形態について詳細に説明する。詳細な説明では、図面中の特徴部を示すために参照符号及び文字表示を使用している。本発明の同様の又は類似の要素を示すために、図面及び説明において同様の又は類似の記号表示を使用している。本明細書で使用される用語「第１」、「第２」、及び「第３」は、ある構成要素を別の構成要素と区別するために同義的に用いることができ、個々の構成要素の位置又は重要性を意味することを意図したものではない。用語「上流」及び「下流」は、流体通路における流体流れに対する相対的方向を指す。例えば、「上流」は、流体がそこから流れる方向を指し、「下流」は流体がそこに向けて流れ込む方向を指す。
次に、図全体を通して同じ参照符号が同様の要素を表す図面を参照すると、図１は、本発明の種々の実施形態を組み込むことができる例示的な航空機１０の上面図を提示する。図２は、図１に示す航空機１０の左側面図を提示する。図１及び２に集合的に示すように、航空機１０は、これを貫通して延びる長手方向中心線１４、垂直方向Ｖ、横方向Ｌ、前端１６、及び後端１８を定める。さらに、航空機１０は、航空機１０の前端１６と後端１８との間で延びる中点線（中点線）１５を定める。本明細書で使用される場合、「中点線」は、航空機２００の長さに沿って延びる、航空機２００の付属物（例えば、以下に説明する主翼２０及び安定板）を考慮しない中間点線を意味する。
さらに、航空機１０は、航空機１０の前端１６から後端１８に向かって長手方向に延びる胴体１２と、一対の主翼２０とを含む。本明細書で使用される場合、「胴体」は、一般に航空機１０の尾部等の航空機１０の本体全てを含む。第１の主翼２０は、胴体１２の左舷から長手方向中心線１４に対して横方向外向きに延び、第２の主翼２０は、胴体１２の右舷から長手方向中心線１４４に対して横方向外向きに延びる。図示の例示的な実施形態に関する主翼２０の各々は、１又は２以上の前縁フラップ２６及び１又は２以上の後縁フラップ２８を含む。さらに、航空機１０は、ヨー制御用のラダーフラップ３２を有する垂直安定板３０と、各々がピッチ制御用のエレベータフラップ３６を有する一対の水平安定板３４とを含む。胴体１２は、外面又は外板３８をさらに含む。しかしながら、本開示の他の例示的な実施形態において、航空機１０は、追加的に又は代替的に、垂直方向Ｖ又は水平方向／横方向Ｌに沿って直接延びることができる又は延びなくてもよい何らかの他の適切な安定板の形態を含むことができることを理解されたい。
図１及び２の例示的な航空機１０は、本明細書では「システム１００」と呼ぶ、本開示の例示的な実施形態による推進システム１００を含む。例示的なシステム１００は、一対の航空機エンジン及び後部エンジンを含み、一対の航空機エンジンのうちの少なくとも１つは、一対の主翼２０の各々に取り付けられている。図示の実施形態に関して、航空機エンジンは、ターボファンジェットエンジン１０２、１０４として構成され、翼下（ｕｎｄｅｒ−ｗｉｎｇ）構成でもって主翼２０の真下に吊り下げられる。加えて、後部エンジンは、航空機１０の胴体１２の上に境界層を形成する空気を吸い込んで利用するように構成されたエンジンとして構成される。特に、後部エンジンは、ファン、すなわち境界吸い込み（ＢＬＩ）ファンとして構成され、航空機１０の胴体１２の上に境界層を形成する空気を吸い込んで利用するように構成される。ＢＬＩファン１０６は、主翼２０及び／又はジェットエンジン１０２、１０４の後方位置で航空機１０に取り付けられており、中点線１５はこれを通って延びる。詳細には、図示の実施形態に関して、ＢＬＩファン１０６は、後端１８において胴体１２に固定的に結合されるので、ＢＬＩファン１０６は、後端１８で尾部に組み込まれるか又は一体化される。しかしながら、幾つかを以下に説明する種々の他の実施形態において、ＢＬＩファン１０６は、代替的に後端１８の何らかの適切な位置に配置できることを理解されたい。
種々の実施形態において、ジェットエンジン１０２、１０４は、発電機１０８及び／又はエネルギ蓄積装置１１０に出力を供給するように構成することができる。例えば、一方又は両方のジェットエンジン１０２、１０４は、回転シャフト（例えば、ＬＰシャフト又はＨＰシャフト）から発電機１０８に対して機械的出力を供給するように構成することができる。加えて、発電機１０８は、機械的出力を電力に変換して、この電力をエネルギ蓄積装置１１０又はＢＬＩファン１０６のうちの一方又は両方に供給するように構成することができる。従って、このような実施形態において、推進システム１００は、ガス−エレクトリック推進システムと呼ぶことができる。しかしながら、図１及び２に示す航空機１０及び推進システム１００は、単なる例示目的であり、本開示の他の例示的な実施形態において、何らかの他の適切な方法で構成された推進システム１００を有する何らかの他の適切な航空機１０を提供できることを理解されたい。
ここで図３を参照すると、少なくとも特定の実施形態において、ジェットエンジン１０２、１０４は、高バイパス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。図３は、本明細書では「ターボファン２００」と呼ぶ、例示的な高バイパスターボファンジェットエンジン２００の概略断面図である。種々の実施形態において、ターボファン２００は、ジェットエンジン１０２、１０４を代表することができる。図３に示すように、ターボファン２００は、軸方向Ａ１（参照として設けられる長手方向中心線２０１に対して平行に延びる）及び半径方向Ｒ１を定める。一般に、ターボファン２００は、ファンセクション２０２及び該ファンセクション２０２から下流に配置されたコアタービンエンジン２０４を含む。
概略的に示された例示的なコアタービンエンジン２０４は、環状入口２０８を定める略管状の外部ケーシング２０６を含む。外部ケーシング２０６は、直列流れ関係で、ブースタすなわち低圧（ＬＰ）圧縮機２１０及び高圧（ＨＰ）圧縮機２１２を含む圧縮機セクションと、燃焼器セクション２１４と、高圧（ＨＰ）タービン２１６及び低圧（ＬＰ）タービン２１８を含むタービンセクションと、ジェット排出ノズルセクション２２０とを収容する。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール２２２は、ＨＰタービン２１８をＨＰ圧縮機２１２に駆動結合する。低圧（ＬＰ）又はスプール２２４は、ＬＰタービン２１８をＬＰ圧縮機２１０に駆動結合する。
図示の実施形態に関して、ファンセクション２０２は、相隔たる様式でディスク２３０に結合した複数のファンブレード２２８を有する可変ピッチファン２２６を含む。図示のように、ファンブレード２２８は、略半径方向Ｒ１に沿ってディスク２３０から外向きに延びる。ファンブレード２２８のピッチを集合的に一斉に変えるように構成された適切な作動部材２３８に作動的に結合するファンブレード２２８に基づいて、各ファンブレード２２８は、ピッチ軸Ｐの周りでディスク２３０に対して回転可能である。ファンブレード２２８、ディスク２３０、及び作動部材２３２は、出力ギヤボックス２３４を横切るＬＰシャフト２２４によって長手方向軸線２０１の周りで一緒に回転可能である。出力ギヤボックス２３４、ＬＰシャフト２２４の回転速度をより効率的なファン回転速度に落とすための複数のギヤを含む。
さらに図３の例示的な実施形態を参照すると、ディスク２３０は、空気力学的に輪郭形成されて空気流が複数のファンブレード２２８を通るのを促進する、回転可能フロントハブ２３６でカバーされる。加えて、例示的なファンセクション２０２は、周方向でファン２２６及び／又はコアタービンエンジン２０４の少なくとも一部を囲む、環状ファンケーシング又は外側ナセル２３８を含む。ナセル２３８は、複数の周方向に離間した出口ガイドベーン２４０によってコアタービンエンジン２０４に対して支持されるようになっていることを理解されたい。さらに、ナセル２３８の下流セクション２４２は、コアタービンエンジン２０４の外部に広がり、その間にバイパス空気流通路２４４を定めることがで しかしながら、図３に示す例示的なターボファンエンジン２００は例証であり、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン２００は、何らかの他の適切な構成を含み得ることを理解されたい。さらに、他の例示的な実施形態において、ジェットエンジン１０２、１０４は、代わりに、何らかの他の適切な航空エンジンとして構成できることを理解されたい。
ここで図４を参照すると、本開示の種々の実施形態による後部エンジンの概略的な断面側面図が提示される。図示の後部エンジンは、航空機１０の尾部１８において航空機１０に取り付けられている。詳細には、図示の実施形態に関して、後部エンジンは、境界層吸い込み（ＢＬＩ）ファン３００として構成される。ＢＬＩファン３００は、図１及び２を参照して前述したＢＬＩファン１０６と実質的に同じ様式で構成することができ、航空機１０は、図１及び２を参照して前述した例示的な航空機１０と実質的に同じ様式で構成することができる。しかしながら、他の実施形態において、後部エンジンは、代わりに、何らかの他の適切な様式で構成することができる。
図４に示すように、ＢＬＩファン３００は、にこれを貫通する参照用の長手方向中心軸線３０２に沿って延びる軸方向Ａ２、並びに半径方向Ｒ２及び周方向Ｃ２（図５参照）を定める。
一般に、ＢＬＩファン３００は、中心軸線３０２の周りを回転可能なファン３０４、ファン３０４の一部の周りに延びるナセル３０６、及び構造支持システム３０８を含む。ファン３０４は、複数のファンブレード３１０及びファンシャフト３１２を含む。複数のファンブレード３１０は、ファンシャフト３１２に取り付けられ、ターボファンエンジン１０の周方向Ｃ２に沿って離間している（図５）。
特定の例示的な実施形態において、複数のファンブレード３１０は、ファンシャフト３１２に対して固定様式で取り付けることができ、もしくは、複数のファンブレード３１０は、ファンシャフト３１２に対して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３１０は、可変ピッチ機構（図示せず）によって、複数のファンブレード３１０の各々のピッチを例えば一斉に変更できるようにファンシャフト３１２に取り付けることができる。複数のファンブレード３１０のピッチを変更することで、ＢＬＩファン３００の効率を高めること及び／又はＢＬＩファン３００が所望の推力特性を実現することができる。このような例示的な実施形態では、ＢＬＩファン３００は、可変ピッチＢＬＩファンと呼ぶことができる。
ファンシャフト３１２は、少なくとも部分的に航空機１０の胴体１２の中に設けられた動力源３１４に機械的に結合される。特定の例示的な実施形態において、ＢＬＩファン３００は、図１を参照して前述したガス−エレクトリック推進システム等のガス−エレクトリック推進システムで構成することができる。このような実施形態において、動力源３１４は、エネルギ蓄積装置又は発電機の一方又は両方から電力を受け取る電気モータとすることができ、例えば、エネルギ蓄積装置又は発電機は、図１及び２のエネルギ蓄積装置１１０又は発電機１０８であり、発電機１０８は、１又は２以上の翼下搭載式航空機エンジンから受け取った機械力を電力に変換する。特に、電気モータは、インランナー式電気モータ、又は代替的にアウトランナー式電気モータとすることができる。いずれの実施形態においても、電気モータは、該電気モータをファンシャフト３１２に機械的に連結するためのギヤボックスをさらに含む。加えて、他の例示的な実施形態において、動力源３１４は、代わりに何らかの他の適切な動力源とすることができる。例えば、動力源３１４は、代替的にガスタービンエンジン又は内燃エンジン等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において、動力源３１４は、航空機１０の胴体１２又はＢＬＩファン３００等の内部の何らかの他の適切な位置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において、動力源３１４は、少なくとも部分的にＢＬＩファン３００の内部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。
上記で簡単に説明したように、追加的に、ＢＬＩファン３００は、ＢＬＩファン３００を航空機１０に取り付けるための構造支持システム３０８を含む。構造支持システム３０８は、一般に、ＢＬＩファン３００が航空機１０に取り付けられる場合には、航空機１０の胴体１２からファンシャフト３１２を貫通してＢＬＩファン３００のナセル３０６まで延びる。詳細には、構造支持システム３０８は、一般に、第１の端部３１６と第２の端部３１７との間で延びる支持シャフト３１５を含む。特に、本明細書で使用される場合、用語「支持シャフト」は、一般に支持ビーム又はロッド等の何らかの構造部材を指す。第１の端部３１６において、支持シャフト３１５は、支持シャフト３１５の複数の前方取り付けアーム３１８によって航空機１０の胴体１２に取り付けられる。例えば、支持シャフト３１５の複数の前方取り付けアーム３１８は、支持シャフト３１５の第１の端部３１６において航空機１０の胴体１２のバルクヘッド３２２に取り付けることができる。
支持シャフト３１５は、第１の端部３１６から、後方向に、ファンシャフト３１２の少なくとも一部を貫通して延びる。図示の実施形態に関して、支持シャフト３１５は、ファンシャフト３１２の中心を通って延びる円筒形本体部分３１９を含む。支持シャフト３１５の円筒形本体部分３１９は、ファンシャフト３１２と同軸である。加えて、支持シャフト３１５の円筒形本体部分３１９は、ファンシャフト３１２を回転支持する。詳細には、図示の実施形態に関して、軸受組立体は、支持シャフト３１５の本体部分３１９とファンシャフト３１２との間に設けられる。図示の例示的な軸受組立体は、一般にボール軸受３２６の前方に配置されたローラ軸受３２４を含む。しかしながら、他の実施形態において、何らかの他の適切な軸受組立体を支持シャフト３１５とファンシャフト３１２との間に設けることができることを理解されたい。もしくは、ファンシャフト３１２は、何らかの他の適切な軸受組立体を使用して、何らかの他の適切な方法で回転支持することができる。
さらに図４を参照すると、構造支持システム３０８は、構造支持シャフト３１５からナセル３０６まで延びるさらに別の構造部材３２８を含む。詳細には、図示の実施形態に関して、構造支持シャフト３１５は、複数の後方支持アーム３２０及び円筒形支持リング３２１を含む。複数の後方支持アーム３２０は、支持シャフト３１５の円筒形本体部分３１９から円筒形支持リング３２１まで延び、１又は２以上の構造部材３２８は、円筒形支持リング３２１に取り付けられる。加えて、図示の実施形態に関して、１又は２以上の構造部材３２８は、支持シャフト３１５の第２の端部３１７すなわち円筒形支持リング３２１に取り付けられた、複数の周方向に離間した構造部材３２８を含む。１又は２以上の構造部材３２８は、ナセル３０６及び例えばＢＬＩファン３００のテールコーン３３０に対する構造支持をもたらすことができる。
図４に示す実施形態に関して、複数の構造部材３２８は、実質的に半径方向Ｒ２に沿ってナセル３０６まで延び、ナセル３０６に対する構造支持をもたらす。加えて、図示しないが、特定の実施形態において、各構造部材３２８は周方向Ｃ２に沿って均等に離間する（図５）。しかしながら、図示の例示的な構造支持システム３０８は、単に例示目的で提示され、他の例示的な実施形態において、何らかの他の適切な構造支持システム３０８を設けることができることを理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態において、構造部材３２８は、代わりに、半径方向Ｒ２に対して角度を定めることができ、さらに周方向Ｃ２に沿って不均等に離間することができる。加えて、支持シャフト３１５は、何らかの他の適切な構成を有することができる。例えば、他の例示的な実施形態において、支持シャフト３１５は、全体に円筒形本体部分から形成することができ、円筒形本体部分は、前方端部で航空機１０の胴体１２に直接取り付けることができる。同様に、他の実施形態において、支持シャフト３１５は、取り付けアーム３２０又は円筒形支持リング３２１の一方又は両方を含む必要はない。例えば、特定の例示的な実施形態において、１又は２以上の構造部材３２８は、支持シャフト３１５の円筒形本体部分３１９に直接取り付けることができる。さらに、他の実施形態において、支持システム３０８は、ファンシャフト３１２の半径方向内側、例えば支持シャフト３１５の中に配置された、又は構造部材３２８及びナセル３０６に対する所望の支持量をもたらす他の場所に配置された静止支持特徴部といった、追加の支持特徴部を含むことができる。
特に、さらに図４の実施形態を参照すると、１又は２以上の構造部材３２８は、複数のファンブレード３１０の後方位置において、ナセル３０６に取り付けられて支持シャフト３１５からナセル３０６に延びる。１又は２以上の構造部材３２８は、図示のように実質的に半径方向Ｒ２に沿って延びると共にＢＬＩファン３００の周方向Ｃ２に沿って実質的に均等に離間する（図５）、複数の構造部材３２８を含むことができる。例えば、１又は２以上の構造部材３２８は、３又は４以上の構造部材３２８、５又はそれ以上の構造部材３２８、８又はそれ以上の構造部材３２８、又は１２又はそれ以上の構造部材３２８を含むことができる。しかしながら、他の例示的な実施形態において、１又は２以上の構造部材３２８は、何らかの他の適切な構造部材３２８の部材を含むこと、及び長手方向中心軸線３０２に対して何らかの適切な角度を定めることができる。加えて、他の例示的な実施形態において、１又は２以上の構造部材３２８は、周方向Ｃ２に沿って何らかの適切な配置で離間することができる。本明細書で使用される場合、「約」、「実質的に」、又は「およそ」などの近似用語は、許容誤差の１０％以内にあることを意味することを理解されたい。
さらに、少なくとも特定の例示的な実施形態において、１又は２以上の構造部材３２８の各々は、出口ガイドベーンとして構成することができる。出口ガイドベーンとして構成される場合、１又は２以上の構造部材３２８は、ＢＬＩファン３００を通る空気流を案内するように構成することができる。加えて、このような構成では、１又は２以上の構造部材３２８は、固定出口ガイドベーンとして、又は可変出口ガイドベーンとして構成することができる。例えば、１又は２以上の構造部材３２８の各々は、後方端部に配置されて実質的に半径方向軸の周りで回転可能なフラップ（図示せず）を含むことができ、構造部材（出口ガイドベーンとして構成された）が空気流を配向する方向を変更するようになっている。
複数のファンブレード３１０の後方並びに構造支持システム３０８の１又は２以上の構造部材３２８の後方において、ＢＬＩファン３００は、追加的にナセル３０６とテールコーン３３０との間のノズル３３８を定める。ノズル３３８は、その中を通る空気から所定量の推力を発生させるように構成することができ、テールコーン３３０は、ＢＬＩファン３００上の抗力の量を最小にするように形作ることができる。しかしながら、他の実施形態において、テールコーン３３０は、何らかの他の形状とすること、及び、例えば、テールコーン３３０がナセル３０６の後端で囲まれるようにナセル３０６の後端の前方で終端することができる。加えて、別の実施形態において、ＢＬＩファン３００は、何らかの一定量の推力を発生するように構成する必要はなく、代わりに、航空機１０の胴体１２の境界層から空気を吸い込んで、この空気にエネルギを付与して、すなわち空気を加速して航空機１０の全体的な抗力を低減する（結果的に航空機１０の正味推力を増大させる）ように構成することができる。
ここで図５を簡単に参照すると、図５は、ＢＬＩファン３００の前端３３６の単純化された概略的な断面図を提示する。図示のように、ＢＬＩファン３００は、ＢＬＩファン３００の前端３３６において、ナセル３０６と航空機１０の胴体１２との間で入口３３４を定める。前述のように、ＢＬＩファン３００のナセル３０６は、航空機１０の後端１８において、航空機１０の中点線１５及び航空機１０の胴体１２の周りに広がる。詳細には、図示の実施形態に関して、ＢＬＩファン３００の入口３３４は、図示の実施形態のようにＢＬＩファン３００が航空機１０に取り付けられる場合、航空機１０の中点線１５及び航空機１０の胴体１２の周りで周方向Ｃ２に実質的に３６０度にわたって広がる。
ここで図６を参照すると、本開示の他の例示的な実施形態によるＢＬＩファン３００が提示される。図６の例示的なＢＬＩファン３００は、図４を参照した前述した例示的なＢＬＩファン３００と実質的に同じ方法で構成することができる。従って、同じ又は類似の符号は、同じ又は類似の構成要素を指すことができる。
図示のように、図６の例示的なＢＬＩファン３００は、一般に、中心軸線３０２の周りで回転可能なファン３０４、ファン３０４の一部の周りに広がるナセル３０６、及び構造支持システム３０８を含む。ファン３０４は、一般に、複数のファンブレード３１０及びファンシャフト３１２を含み、複数のファンブレード３１０は、ファンシャフト３１２に取り付けられる。加えて、ナセル３０６は、周方向Ｃ２に沿って複数のファンブレード３１０の周りに広がり、複数のファンブレード３１０を囲む。
構造支持システム３０８は、図４の例示的な構造支持システム３０８と類似の方法で構成することができる。例えば、例示的な構造支持システム３０８は、一般に、第１の端部３１６で航空機１０の胴体１２に取り付けられた支持シャフト３１５と、支持シャフト３１５の第２の端部３１７に取り付けられた１又は２以上の構造部材３２８とを含むことができる。１又は２以上の支持部材３２８は、支持シャフト３１５の第２の端部３１７からＢＬＩファン３００のナセル３０６まで延びて、ＢＬＩファン３００、特にＢＬＩファン３００のナセル３０６を支持するようになっている。
加えて、図示の実施形態に関して、ＢＬＩファン３００は、複数の前方支持部材３４０を含む。前方支持部材３４０は、ＢＬＩファン３００、特にＢＬＩファン３００のナセル３０６に対する構造支持及び剛性をもたらす構造的前方支持部材とすることができる。追加的に又は代替的に、前方支持部材３４０は、入口ガイドベーンとして構成することができる。詳細には、１又は２以上の前方支持部材３４０は、例えば、ＢＬＩファン３００の効率を高めるために又はＢＬＩファン３００に流入する空気の歪曲を低減するために、空気流をＢＬＩファン３００に案内して調節するように形作ること及び方向付けることができる。特定の例示的な実施形態において、１又は２以上の前方支持部材３４０は（入口ガイドベーンとして構成された）、固定入口ガイドベーン又は可変入口ガイドベーンとして構成することができる。例えば、前方支持部材３４０の各々は、後方端部に配置されて実質的に半径方向軸の周りで回転可能なフラップ（図示せず）を含むことができ、前方支持部材３４０（入口ガイドベーンとして構成された）が空気流を案内する方向を変更するようになっている。
さらに、ここで図７を参照すると、本開示の別の例示的な実施形態によるＢＬＩファン３００の概略的な断面図が提示される。図７の例示的なＢＬＩファン３００は、図４の例示的なＢＬＩファン３００と実質的に同じ方法で構成されており、同じ又は類似の符号は同じ又は類似の構成要素を指す。
しかしながら、図７の実施形態に関して、ＢＬＩファン３００は、ＢＬＩファン３００の構造支持システム３０８に組み込まれた、航空機１０の垂直安定板３０を含む。詳細には、図示の実施形態に関して、航空機１０の垂直安定板３０は、航空機１０の胴体１２とＢＬＩファン３００のナセル３０６との間に延びて、ＢＬＩファン３００、詳細にはＢＬＩファン３００のナセル３０６に対する構造支持をもたらす。このような例示的な実施形態により、垂直安定板３０は、図７のＢＬＩファン３００の例示的な構造支持システム３０８の前方支持部材として構成することができる。図示しないが、他の例示的な実施形態において、水平安定板（例えば、図１及び２の水平安定板３４）及び／又は何らかの他の適切な方向に方向付けされた何らかの他の適切な安定板は、追加的に又は代替的にＢＬＩファン３００のための前方支持部材として構成することができる。
本開示の例示的実施形態による後方ファンを含む航空機では、後方ファンは、効率的に推力を発生すること及び／又は航空機の空気の境界層に対してエネルギを加えることができる。詳細には、本開示の例示的な実施形態による後部エンジンを含む航空機により、ＢＬＩファンのファンに対する空気流は、この空気流がファンの複数のファンブレードの前方に設けられた１又は２以上の構造部材の上を又はその回りを流れることを必要としない。
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を含む場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
胴体を有する航空機の推進システムであって、
上記航空機の後端で上記航空機に取り付けられるように構成され、中心軸を定める後部エンジンを備え、
上記後部エンジンが、
上記後部エンジンの上記中心軸の周りで回転可能であり、ファンシャフトに取り付けられた複数のファンブレードを含むファンと、
上記後部エンジンが上記航空機に取り付けられた場合に、上記ファンの上記複数のファンブレードを取り囲み、上記航空機の上記後端で上記航空機の中点線の周りに広がるナセルと、
上記後部エンジンが上記航空機に取り付けられた場合に、上記後部エンジンを上記航空機に取り付けるために、上記航空機の上記胴体から上記ファンシャフトを貫通して上記ナセルまで延びる構造支持システムと、
を備える、推進システム。
［実施態様２］
上記後部エンジンは、境界層吸い込みファンとして構成される、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様３］
上記構造支持システムは、上記ファンシャフトを貫通して延びる支持シャフトを含む、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様４］
上記支持シャフトは、上記ファンシャフトと同軸であり、上記推進システムは、上記ファンシャフトと上記支持シャフトとの間に軸受組立体をさらに含む、実施態様３に記載の推進システム。
［実施態様５］
上記構造支持システムは、上記構造支持シャフトから上記ナセルまで延びる１又は２以上の構造部材をさらに含む、実施態様３に記載の推進システム。
［実施態様６］
上記１又は２以上の構造部材の各々は、出口ガイドベーンとして構成される、実施態様５に記載の推進システム。
［実施態様７］
上記構造支持システムは、上記複数のファンブレードの後方位置で上記ナセルに取り付けられた１又は２以上の構造部材を含む、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様８］
上記ファンシャフトは、上記航空機の上記胴体の中に少なくとも部分的に配置された動力源に対して機械的に結合される、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様９］
上記動力源は、電気モータとして構成される、実施態様８に記載の推進システム。
［実施態様１０］
上記動力源は、アウトランナー式電気モータとして構成される、実施態様８に記載の推進システム。
［実施態様１１］
上記推進システムは、２又は３以上の航空機ンジンをさらに含み、上記２又は３以上の航空機ンジンは、少なくとも一部が発電機を駆動し、上記動力源は、上記発電機に電気的に接続した電気モータとして構成される、実施態様８に記載の推進システム。
［実施態様１２］
上記ファンは、可変ピッチファンとして構成される、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様１３］
上記ナセルは、上記後部エンジンが上記航空機に取り付けられた場合に、上記航空機の上記中点線の周りで実質的に３６０度にわたって広がる入口を定める、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様１４］
上記後部エンジンは、一対の主翼を有する航空機に取り付けられるように構成され、推進システムは、各々が上記航空機の上記一対の主翼の一方に取り付けられる２又は３以上の航空機エンジンをさらに含む、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様１５］
上記構造支持システムは、上記後部エンジンが上記航空機に取り付けられた場合に、上記航空機の上記胴体のバルクヘッドに取り付けられるように構成される、実施態様１に記載の推進システム。
［実施態様１６］
航空機の後端において上記航空機に取り付けられる境界層吸い込みファンであって、
上記境界層吸い込みファンの中心軸の周りで回転可能であり、ファンシャフトに取り付けられた複数のファンブレードを含むファンと、
上記ファンの上記複数のファンブレードを取り囲むナセルと、
後部エンジンが上記航空機に取り付けられた場合に、上記後部エンジンを上記航空機に取り付けるために、上記航空機の上記胴体から上記ファンシャフトを貫通して上記ナセルまで延びる構造支持システムと、
を備える、境界層吸い込みファン。
［実施態様１７］
上記構造支持システムは、上記ファンシャフトを貫通して延びる支持シャフトを含む、実施態様１６に記載の境界層吸い込みファン。
［実施態様１８］
上記支持シャフトは、上記ファンシャフトと同軸であり、上記推進システムは、上記ファンシャフトと上記支持シャフトとの間に軸受組立体をさらに含む、実施態様１７に記載の境界層吸い込みファン。
［実施態様１９］
上記構造支持システムは、上記構造支持シャフトから上記ナセルまで延びる１又は２以上の構造部材をさらに含む、実施態様１７に記載の境界層吸い込みファン。
［実施態様２０］
上記１又は２以上の構造部材の各々は、出口ガイドベーンとして構成される、実施態様１９に記載の境界層吸い込みファン。
１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 長手方向中心線
１５ 中点線
１６ 先端部
１８ 尾部
２０ 主翼
２２ 左舷
２４ 右舷
２６ 前縁フラップ
２８ 後縁フラップ
３０ 垂直安定板
３２ ラダーフラップ
３４ 水平安定板
３６ エレベータフラップ
３８ 胴体外面
１００ 推進システム
１０２ ジェットエンジン
１０４ ジェットエンジン
１０６ ＢＬＩファン
１０８ 発電機
１１０ エネルギ蓄積装置
２００ ターボファンジェットエンジン
２０１ 長手方向又は軸方向中心線
２０２ ファンセクション
２０４ コアタービンエンジン
２０６ 外部ケーシング
２０８ 入口
２１０ 低圧圧縮機
２１２ 高圧圧縮機
２１４ 燃焼セクション
２１６ 高圧タービン
２１８ 低圧タービン
２２０ ジェット排出セクション
２２２ 高圧シャフト／スプール
２２４ 低圧シャフト／スプール
２２６ ファン
２２８ ブレード
２３０ ディスク
２３２ 作動部材
２３４ 出力ギヤボックス
２３６ ナセル
２３８ ファンケーシング又はナセル
２４０ 出口ガイドベーン
２４２ 下流セクション
２４４ バイパス空気流通路
２４６ 空気
２４８ 入口
２５０ 空気の第１の部分
２５２ 空気の第２の部分
２５４ 燃焼ガス
２５６ ステータベーン
２５８ タービンロータブレード
２６０ ステータベーン
２６２ タービンロータブレード
２６４ ファンノズル排出セクション
３００ ＢＬＩファン
３０２ 中心軸線
３０４ ファン
３０６ ナセル
３０８ 構造支持システム
３１０ ファンブレード
３１２ ファンシャフト
３１４ 動力源
３１５ 支持シャフト
３１６ 支持シャフトの第１の端部
３１７ 支持シャフトの第２の端部
３１８ 前方アーム
３１９ 円筒形本体
３２０ 後方アーム
３２１ 円筒形支持リング
３２２ 胴体のバルクヘッド
３２４ ローラ軸受
３２６ ボール軸受
３２８ 構造部材
３３０ テールコーン
３３４ 入口
３３６ ＢＬＩファンの前端
３３８ ノズル
３４０ 前方支持部材

Claims (10)

  1. 胴体（１２）を有する航空機（１０）の推進システム（１００）であって、
    前記航空機（１０）の後端で前記航空機（１０）に取り付けられるように構成され、中心軸を定める後部エンジンを備え、
    前記後部エンジンが、
    前記後部エンジンの前記中心軸の周りで回転可能であり、ファンシャフト（３１２）に取り付けられた複数のファンブレード（３１０）を含むファン（３０４）と、
    前記後部エンジンが前記航空機（１０）に取り付けられた場合に、前記ファン（３０４）の前記複数のファンブレード（３１０）を取り囲み、前記航空機（１０）の前記後端で前記航空機（１０）の中点線（１５）の周りに広がるナセル（３０６）と、
    前記後部エンジンが前記航空機（１０）に取り付けられた場合に、前記後部エンジンを前記航空機（１０）に取り付けるために、前記航空機（１０）の前記胴体（１２）から前記ファンシャフトを貫通して前記ナセル（３０６）まで延びる構造支持システム（３０８）と、
    を備える、推進システム（１００）。
  2. 前記後部エンジンは、境界層吸い込みファン（３００）として構成される、請求項１に記載の推進システム（１００）。
  3. 前記構造支持システム（３０８）は、前記ファンシャフト（３１２）を貫通して延びる支持シャフト（３１５）を含む、請求項１に記載の推進システム（１００）。
  4. 前記支持シャフト（３１５）は、前記ファンシャフト（３１２）と同軸であり、前記推進システム（１００）は、前記ファンシャフト（３１２）と前記支持シャフト（３１５）との間に軸受組立体をさらに含む、請求項３に記載の推進システム（１００）。
  5. 前記構造支持システム（３０８）は、前記構造支持シャフト（３１５）から前記ナセル（３０６）まで延びる１又は２以上の構造部材（３２８）をさらに含む、請求項３に記載の推進システム（１００）。
  6. 前記１又は２以上の構造部材（３２８）の各々は、出口ガイドベーンとして構成される、請求項５に記載の推進システム（１００）。
  7. 前記構造支持システム（３０８）は、前記複数のファンブレード（３１０）の後方位置で前記ナセル（３０６）に取り付けられた１又は２以上の構造部材（３２８）を含む、請求項１に記載の推進システム（１００）。
  8. 前記ファンシャフト（３１２）は、前記航空機（１０）の前記胴体（１２）の中に少なくとも部分的に配置された動力源（３１４）に対して機械的に結合される、請求項１に記載の推進システム（１００）。
  9. 前記動力源（３１４）は、アウトランナー式電気モータとして構成される、請求項８に記載の推進システム（１００）。
  10. 前記推進システム（１００）は、２又は３以上の航空機ンジンをさらに含み、前記２又は３以上の航空機ンジンは、少なくとも一部が発電機を駆動し、前記動力源（３１４）は、前記発電機に電気的に接続した電気モータとして構成される、請求項８に記載の推進システム（１００）。
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