JP2018526287A - 航空機のための流体推進システムならびに推力および揚力発生装置 - Google Patents

Abstract

乗物は、主本体と、ガスストリームを発生させるガス発生装置とを含む。少なくとも１つの前部導管および尾部導管が、発生装置に流体的に結合される。第１の前部エジェクタおよび第２の前部エジェクタが、少なくとも１つの前部導管に流体的に結合される。少なくとも１つの尾部エジェクタが、少なくとも１つの尾部導管に流体的に結合される。前部エジェクタはそれぞれ、少なくとも１つの前部導管からのガスが流れる放出口構造を含む。少なくとも１つの尾部エジェクタは、少なくとも１つの尾部導管からのガスが流れる放出口構造を含む。第１の一次エアフォイル要素および第２の一次エアフォイル要素は、第１の前部エジェクタおよび第２の前部エジェクタのすぐ下流に設置された前縁をそれぞれ有する。少なくとも１つの二次エアフォイル要素は、少なくとも１つの尾部エジェクタの放出口構造のすぐ下流に設置された前縁を有する。

Description

著作権表示
[0001]本開示は、米国著作権法および国際著作権法の下で保護されている。（Ｃ）２０１６ Ｊｅｔｏｐｔｅｒａ。著作権所有。本特許文献の開示の一部分は、著作権保護を受ける資料を含む。著作権者は、特許文献または特許開示が特許商標庁特許ファイルまたは記録に記載されるので、何者かによる特許文献または特許開示の複写に対する異議を持たないが、他の場合は、いかなる著作権もすべて保有する。

優先権主張
[0002]本出願は、２０１５年９月２日に出願された米国仮特許出願第６２／２１３，４６５号の優先権を主張するものであり、その開示全体は、本明細書に完全に記載されているかのように参照により本明細書に組み込まれる。

[0003]ホバリングし、垂直に離陸および着陸可能な航空機は、一般に、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機と呼ばれる。この分類としては、固定翼航空機、ならびに傾動可能な動力付きロータを有するヘリコプターおよび航空機がある。いくつかのＶＴＯＬ航空機は、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）などの他のモードでも動作することができる。ＶＴＯＬは、Ｖ／ＳＴＯＬ（垂直および／または短距離離着陸）のサブセットである。

[0004]説明の目的で、ＶＴＯＬ能力を有する現在の航空機の一例がＦ−３５ Ｌｉｇｈｔｎｉｎｇである。垂直揚力気流を特定方向に向ける従来の方法としては、互いに対して９０度に配列され、外部ノズルに設置された平坦なフラッパーベーンの２つのセットの使用に加えて、単一の方向に旋回可能なノズルの使用がある。Ｆ−３５ Ｌｉｇｈｔｎｉｎｇの推進システムは、同様に、タービンエンジンからの特定方向に向けられた推力と垂直に配向された揚力ファンの組み合わせを使用して、垂直に持ち上げる力を提供する。揚力ファンは、上側クラムシェルドアと下側クラムシェルドアを有するベイ内でコックピットの後ろに設置される。エンジンは、水平から垂直のすぐ前方に推力をそらすことができる３軸受旋回ノズルを通して排気する。ロール制御ダクトは、各翼内に延び、エンジンファンから空気とともに推力が供給される。ピッチ制御は、揚力ファン／エンジン推力分割を介して影響される。ヨー制御は、エンジン旋回ノズルのヨー運動による。ロール制御は、２つのロール制御ダクトの端にある開口を異なって開閉することによって提供される。揚力ファンは、前後方向に推力偏向を提供するために入れ子型「Ｄ」字形ノズルを有する。Ｄノズルは、出口開口に固定ベーンを有する。

[0005]航空機またはドローンの設計は、より一般に、その推進要素と、それらの要素が内蔵される機体からなる。従来、航空機内の推進デバイスは、ターボジェット、ターボファン、ターボプロップ、またはターボシャフト、ピストンエンジン、またはプロペラを装備した電気モータであり得る。小型無人航空機（ＵＡＶ）内の推進システム（プロパルサー（propulsor））は、従来、シャフトを介して１つまたはいくつかのプロペラに動力を提供するピストンエンジンまたは電気モータである。大型航空機用のプロパルサーは、有人であろうと無人であろうと、伝統的に、ジェットエンジンまたはターボプロップである。プロパルサーは、一般に、航空機に力を送り荷重を支持することが可能なパイロンすなわち支柱を介して、航空機の胴体または本体または翼に取り付けられる。出現する空気およびガスの混合噴出物（噴出流出物（jet efflux））は、噴出流出物の流れとは反対方向に航空機を推進するものである。

[0006]従来、大型プロペラの空気流流出物は、水平飛行では揚力目的で使用されず、したがって、航空機が、現在存在する適用例のうちのいくつか（すなわち、Ｂｅｌｌ Ｂｏｅｉｎｇ Ｖ−２２ Ｏｓｐｒｅｙ）と同様に旋回されない限り、かなりの量の運動エネルギーは、航空機の利点に利用されない。むしろ、大部分の存在する航空機上の揚力は、翼および尾部によって発生される。さらに、Ｏｓｐｒｅｙにおいて見られるそれらの特定のＶＴＯＬ適用例（たとえば、水平飛行への移行による離陸）においてすら、プロペラ自体によって引き起こされる揚力は、水平飛行中、最小であり、それにもかかわらず、揚力の大部分は翼からのものである。

[0007]航空機上で揚力を発生させるための現在の先端技術は、翼および翼要素の上で高速気流を生成することであり、これらは、全体的にエアフォイルである。エアフォイルは、主に軸方向に、エアフォイルの前縁から後縁に延びる翼弦線によって特徴付けられる。入ってくる気流と翼弦線との間に形成される迎角に基づいて、およびエアフォイル揚力生成の原理に従って、圧力のより低い空気が、吸引（上）側の上を流れており、逆に、ベルヌーイの法則によって、圧力の低い側（圧力側）よりも速いスピードで移動する。航空機の対気速度が低いほど、揚力も低くなり、翼の表面積が大きくなる、または、離陸の場合も含めて、より大きい入射角が必要とされる。

[0008]大型ＵＡＶも、この規則の例外ではない。揚力は、適切な迎角と翼弦と翼幅とキャンバーラインとを有する翼エアフォイルを設計することによって、生成される。フラップ、スロット、および多くの他のデバイスは、翼の揚力係数および表面積の増加を介して揚力を最大にするために使用される他の従来のツールであるが、それは、航空機の対気速度に対応する揚力を生成する（面積（Ｓ）および揚力係数（Ｃ_L）を増加させることによって、式Ｌ＝１／２ρＶ²ＳＣ_Lに従って、より低い航空機対気速度（Ｖ０）における類似の量の揚力が生成可能になるが、より高い抗力および重量が犠牲になる）。これらの現在の技法も、強い横風の条件下における効率の著しい低下を伴って、不十分に実行する。

[0009]小型ＵＡＶは、おそらく間違いなく、乗物を持ち上げるためにプロペラによって生成された推力を使用するが、現在の技術は、電気モータスピードの制御に厳密に依存し、小型ＵＡＶは、推力と揚力とを生成するためにモータを回転させる能力、またはプロペラを傾けることによって水平飛行に移行する能力を持ってもよいし、持たなくてもよい。そのうえ、これらの推進要素を使用する小型ＵＡＶは、バッテリ、電力密度、および大型プロペラに関連する非効率さに苦しみ、大型プロペラは、ホバリングでは効率的であるが、水平飛行では非効率であり、高速で動くブレードの先端により、動作時に困難と危険とをもたらし得る。最新のクアッドコプタおよび他の電動式航空機は、非常に短期間の飛行のみが可能であり、電気モータシステムおよびバッテリの重量がすでに飛行の間いつも乗物の重量の７０％を優に超える場合があるので、大きなペイロードを効率的に持ち上げるまたは運ぶことはできない。一般的に運搬に使用されるジェット燃料または他の任意の炭化水素燃料を使用する類似の乗物は、少なくとも１桁大きい、より多くの使用可能な燃料を運ぶ。これは、バッテリシステムと比較して、炭化水素燃料のはるかに高いエネルギー密度（少なくとも１桁）、ならびに炭化水素燃料ベースシステムのより低い重量対乗物総重量比によって説明可能である。

[0010]したがって、航空機における、特にＵＡＶおよびいくつかの有人航空機に対する、向上した効率、改善した機能、および他の技術的進歩が必要とされている。

[0011]図１Ａは、クアッドコプタと本発明の一実施形態との、構造、力、および制御の差のうちのいくつかを示す図。図１Ｂは、クアッドコプタと本発明の一実施形態との、構造、力、および制御の差のうちのいくつかを示す図。図１Ｃは、来の電気クアッドコプタと本発明の一実施形態との、構造、力、および制御の差のうちのいくつかを示す図。 [0012]図２Ａは従来の翼および飛行機の構造の上面図。図２Ｂは、従来の翼および飛行機の構造の正面図。 [0013]図３は、エジェクタの上半分のみを示し、内部流れ内の速度および温度のプロファイルを示す、本発明の一実施形態の断面図。 [0014]図４は、エアフォイルの前に置かれたプロパルサー／エジェクタを示す、本発明の一実施形態を示す図。 [0015]図５は、プロパルサー／エジェクタが別の翼エアフォイルの一部として制御表面の前に置かれた、本発明の別の実施形態を示す図。 [0016]図６Ａは、図５に示される本発明を、異なる視点から示す図。 図６Ｂは、図５に示される本発明を、異なる視点から示す図。 図６Ｃは、図５に示される本発明を、異なる視点から示す図。 [0017]図７Ａは、航空機を前方に押すためにその航跡において噴出流出物とエアフォイルとを利用し、揚力を生成し、翼の上のエンジンを置き換える、本発明の別の実施形態を示す図。[0018]図７Ｂは、図７Ａに示される本発明の正面図。 [0019]図７Ｃは、タンデム翼を特徴とする本発明の別の実施形態を示す図。 [0020]図８Ａは、前面推力増強エジェクタが先尾翼を用いて推力を発生させ、後面推力増強エジェクタが尾翼領域において推力と揚力とを発生させているタンデム推力／揚力生成システムを特徴とする、本発明の別の実施形態の側面図。[0021]図８Ｂは、図８Ａに示される本発明の斜視図。 [0022]図９は、図８Ａおよび８Ｂに示される本発明の斜視図。航空機尾部構成と、ガス発生装置マウントとを特徴とする。 [0023]図１０Ａは、失速迎え角を示す入射角の関数としてエアフォイルの一定の対気速度における揚力係数の変動を示す図。図１０Ｂは、失速迎え角を示す入射角の関数としてエアフォイルの一定の対気速度における揚力係数の変動を示す図。図１０Ｃは、失速迎え角を示す入射角の関数としてエアフォイルの一定の対気速度における揚力係数の変動を示す図。図１０Ｄは、失速迎え角を示す入射角の関数としてエアフォイルの一定の対気速度における揚力係数の変動を示す図。図１０Ｅは、失速迎え角を示す入射角の関数としてエアフォイルの一定の対気速度における揚力係数の変動を示す図。 [0024]図１１Ａは、本発明の異なる配置での失速マージン改善を示す図。図１１Ｂは、本発明の異なる配置での失速マージン改善を示す図。 [0025]図１２Ａは、翼に対する相対位置におけるプロパルサーのエジェクタ構成要素を特徴とする本発明のさらに別の実施形態を示す図。 図１２Ｂは、翼に対する相対位置におけるプロパルサーのエジェクタ構成要素を特徴とする本発明のさらに別の実施形態を示す図。 図１２Ｃは、翼に対する相対位置におけるプロパルサーのエジェクタ構成要素を特徴とする本発明のさらに別の実施形態を示す図。 [0026]図１３は、本発明がどのようにして、エジェクタの航跡内に置かれた薄型エアフォイルに関連して推力増強エジェクタを使用して航空機のピッチとロールとヨーを制御することができるかを示す図。 [0027]図１４は、それ自体が２つの半分に分割されるコアンダエジェクタのディフューザ壁に対するフラップ様要素を有する、本発明の一実施形態を示す図。 [0028]図１５Ａは、本発明の一実施形態の３Ｄ特徴を、異なる視点から示す図。図１５Ｂは、本発明の一実施形態の３Ｄ特徴を、異なる視点から示す図。図１５Ｃは、本発明の一実施形態の３Ｄ特徴を、異なる視点から示す図。 [0029]図１６Ａは、性能と失速マージンとを改善するための、本発明の別の実施形態を示す図。 [0030]図１６Ｂは、図１６Ａに示される本発明を、異なる視点から示す図。図１６Ｃは、図１６Ａに示される本発明を、異なる視点から示す図。図１６Ｄは、図１６Ａに示される本発明を、異なる視点から示す図。 [0031]図１７Ａは、本発明のさらに別の実施形態を示す図。図１７Ｂは、図１７Ａの実施形態を示す図。図１７Ｃは、図１７Ａの実施形態を示す図。 [0032]図１８Ａは、コアンダタイプエジェクタのための典型的な従来の構成を示す図。図１８Ｂは、コアンダタイプエジェクタのための典型的な従来の構成を示す図。図１８Ｃは、コアンダタイプエジェクタのための典型的な従来の構成を示す図。図１８Ｄは、単純な一次ノズル要素を有する円形のコアンダエジェクタを示す、本発明の一実施形態を示す図。 [0033]図１９Ａは、より優れた性能を有する一次ノズルを特徴とする、本発明のさまざまな実施形態を示す図。図１９Ｂは、より優れた性能を有する一次ノズルを特徴とする、本発明のさまざまな実施形態を示す図。図１９Ｃは、より優れた性能を有する一次ノズルを特徴とする、本発明のさまざまな実施形態を示す図。図１９Ｄは、より優れた性能を有する一次ノズルを特徴とする、本発明のさまざまな実施形態を示す図。 [0034]図１９Ｅは、その中心において一次ノズルの内部に置かれた三角翼障害物の上の流れを示す図。 [0035]図２０は、本発明の一実施形態の熱力学を説明する図。 [0036]図２１は、本発明のさらに別の実施形態と、流れ分離遅延を改善するための特徴とを示す図。 [0037]図２２Ａは、本発明の実施形態の３Ｄ特徴を示す図。図２２Ｂは、図２２Ａの実施形態の異なる３Ｄ特徴を示す図。図２２Ｃは、図２２Ａの実施形態の異なる３Ｄ特徴を示す図。図２２Ｄは、図２２Ａの実施形態の異なる３Ｄ特徴を示す図。図２２Ｅは、図２２Ａの実施形態の異なる３Ｄ特徴を示す図。 図２２Ｆは、図２２Ａの実施形態の異なる３Ｄ特徴を示す図。 [0038]図２３は、本発明の一実施形態によるいくつかの特徴を示す図。 [0039]図２４は、ＶＴＯＬ専用の航空機に適用されるコアンダタイプエジェクタを示す図。 [0040]図２５は、エジェクタの代替構成を本発明の別の実施形態として示す図。 [0041]図２６Ａは、高バイパスターボファンを示す図。 [0042]図２６Ｂは、ガス発生装置として働く修正されたターボファンを本発明の一実施形態として示す図。 [0043]図２７Ａは、ブリードおよび導管のネットワークを特徴とする本発明の一実施形態を示す図。 [0044]図２７Ｂは、ブリードおよび導管のネットワークの別の実施形態を示す図。 [0045]図２７Ｃは、コントローラとセンサとを示す、ブリードおよび導管のネットワークのさらに別の実施形態を示す図。 [0046]図２７Ｄは、コントローラと識別されたセンサとを示す、ブリードおよびのネットワークのさらに別の実施形態を示す図。 [0047]図２８Ａは、本発明の可能な形状のプロパルサーを示す図。図２８Ｂは、本発明の可能な形状のプロパルサーを示す図。図２８Ｃは、本発明の可能な形状のプロパルサーを示す図。 図２８Ｄは、本発明の可能な形状のプロパルサーを示す図。図２８Ｅは、本発明の可能な形状のプロパルサーを示す図。 [0048]図２９は、本発明の一実施形態における離陸またはホバリング時の推進システムの可能な構成を示す図。 [0049]図３０Ａは、ジェットエンジンの熱力学サイクルを示す図。 図３０Ｂは、ジェットエンジンの熱力学サイクルを示す図。 [0050]図３１は、本発明の一実施形態を示す図。

[0051]本出願は、本発明の１つまたは複数の実施形態について説明することを意図したものである。「〜しなければならない」、「〜であろう」などの絶対的用語ならびに特定の量の使用は、そのような実施形態のうちの１つまたは複数に適用可能であると解釈されるべきであるが、必ずしもすべてのそのような実施形態に適用されるとは限らないことが理解されるべきである。したがって、本発明の実施形態は、そのような絶対的用語の文脈で説明される１つまたは複数の特徴または機能を省略してもよいし、その修正形態を含んでもよい。さらに、本出願における見出しは、参照のみを目的としており、本発明の意味または解釈に決して影響しないものとする。

[0052]本出願に開示されている本発明は、独立して、および連携してのいずれかで、ＵＡＶが、乗物の自立性と、範囲と、ペイロード対総重量比も最大にしながら、大型プロペラまたはファンを使用せずに電気ＵＡＶの操縦を実行することを可能にする。クアッドコプタなどの電気ＵＡＶは、ホバリング、垂直に離陸、および着陸し、したがって、それに取り付けられたプロペラの回転スピードを制御するだけでループなどを実行することができる。本発明は、プロペラまたは大型ファンの必要性をなくし、プロペラの回転スピードの制御ロジックを、主に、乗物に搭載されているガス発生装置からの原動力となる（motive）流体が供給される旋回する推力増強エジェクタの流体制御に置き換える。ジェットエンジンを用いる非電気ＵＡＶが、一般的に、低いスピードでまたは効率的に動作せず、電気ＵＡＶと比較すると、操縦性が制限される。図１Ａ〜図１Ｃは、従来の電気クアッドコプタと本発明の実施形態のうちの１つである流体クアッドコプタとの、構造、力、および回転スピードの差のうちのいくつかを示す。

[0053]本発明は、非電気ＵＡＶの操縦性を著しく増加させるいくつかの要素を導入する。たとえば、本発明の一実施形態は、航空機上で配備できる新規な推進デバイス（プロパルサー）を開示する。別の実施形態は、プロパルサーの一部としてエジェクタ内で実施される新規な３Ｄ要素について説明する。さらに別の実施形態は、両方とも航空機上で配備できる推力発生装置（プロパルサー）と薄型エアフォイル翼（持ち上げ要素）とを組み合わせたタンデムシステムを開示する。さらに別の実施形態は、エジェクタノズルと、このノズルの航跡内に置かれた薄型エアフォイルからなる特定のタンデムシステムについて説明し、推力および揚力生成のためにノズルからの噴出流出物を使用する。別の実施形態は、高入射角飛行を可能にするために、翼の上でのエジェクタの新規な配置を開示する。もう１つの実施形態は、効率を増加させ推進システムの全重量を減少させる任意選択で有利な特徴を有する推進システムの熱力学サイクルの適用例を開示する。最後に、別の実施形態が、ＶＴＯＬ性能をターボ機械ならびに航空機のピッチ、ロール、およびヨーの制御と組み合わせる推力生成システムについて説明する。前述の実施形態および本出願に開示されている本発明の多数のより多くの実施形態は各々、以下のセクションにおいてさらに説明されるであろう。

推進デバイスおよび推力システム
[0054]図２Ａおよび図２Ｂは、推力を発生させ、それが航空機の加速とスピードとを生成し、翼上での揚力の生成をもたらす翼に搭載されたエンジンを有する従来の航空機について説明する。エンジンの機能は推力を発生させることであり、エンジンからの噴出流出物は、揚力のさらなる生成のために使用されないが、周囲に失われる。噴出流出物は、航空機の速度よりも高い速度を有し、したがって、翼によって生成される揚力は、航空機の対気速度の関数であり、現在の適用例の目的であるローカルエンジン噴出流出物スピードの関数ではない。

[0055]本発明の一実施形態は、周囲空気の引き込み（entrainment）および加速のために流体を利用し、プロパルサージェットにすぐ続いて直接的にプロパルサーの真後ろに置かれたエアフォイルの方へ工学的なやり方で、および対称的または非対称的なやり方で、高圧ガス（ガス発生装置からプロパルサーに供給された）と引き込まれた（entrained）周囲空気との混合物の高速噴出流出物を送達するプロパルサーを含む。

[0056]図３は、エジェクタ２００の上半分のみの断面図を示す。プレナム２１１は、周囲よりも熱い空気が供給される。非限定的な例として化石燃料燃焼エンジンまたは電動圧縮機によって発生され得る加圧された原動力となるガスストリーム６００は、導管（conduits）を介して、一次ノズル２０３と、エジェクタの内側に対して通信する。一次ノズルは、原動力となる流体６００を、一次ノズル２０３の設計に従って、エジェクタ性能によって必要とされるスピードに加速させる。一次（原動力となる）流体６００は、壁ジェットとしてコアンダ表面２０４の上で高速で発生し、静止してもよいし図の左から非ゼロのスピードでエジェクタに接近していてもよい周囲空気１を引き込む。ストリーム６００と周囲１の混合物が、エジェクタの喉セクション２２５において単に軸方向に移動している。ディフューザ２１０内の拡散によって、混合およびスムーズアウトプロセスが継続し、そのため、温度（７５０）および軸方向（７００）における速度のプロファイルはもはや、喉セクション２２５において持っていた高い値と低い値とを持たないが、エジェクタの出口においてより均一になる。１と６００の混合物が出口平面に接近すると、温度プロファイルおよび速度プロファイルはほぼ均一である。特に、混合物の温度は、翼または制御表面などのエアフォイルの方へ向けられるのに十分なほど低い。

[0057]図４では、本発明の別の実施形態が示されており、プロパルサー／エジェクタ２００がエアフォイル１００の前に置かれ、揚力４００を生成する。エアフォイル１００上での局所的流れは、航空機対気速度５００と比較したプロパルサー２００出口噴出流出物のより速い速度３００により、航空機のスピードよりも高速である。プロパルサーは、ガス発生装置によって提供されるより熱い原動力となるストリームを、高い引き込み率で入ってくる空気の冷たい周囲ストリームと激しく混合させる。混合物は、エジェクタ温度の熱い原動力となるストリーム６００を、機械的または構造的にエアフォイル１００または１５０に影響しないであろう混合物温度プロファイル７５０まで低下させるのに十分なほど均質である。プロパルサー２００から出る流出噴出物の速度プロファイルは、それによって、より多くの揚力４００が、より高い局所的スピードによりエアフォイル１００によって生成可能であるようなものである。本明細書に示される昇降舵表面１５０などのさらなる制御表面が、エアフォイル１００上で実施可能である。そのような表面１５０の角度を変更することによって、航空機の姿勢は、噴出流出物３００のより速い局所的速度を考えると、ほとんど労力をかけずに急速に変更可能である。

[0058]図５は、プロパルサー／エジェクタ２００は別の翼エアフォイル１０１の一部として制御表面１５２の前にも置かれてよいことを示す。プロパルサーは非軸対称形状であってよく、制御表面は、ちょうど前記プロパルサー２００の航跡内に置かれてよい。プロパルサーは、ガス発生装置によって提供されるより熱い原動力となるストリームを、高い引き込み率で入ってくる空気の冷たい周囲ストリームと激しく混合させる。同様に、混合物は、エジェクタ温度の熱い原動力となるストリーム６００を、機械的または構造的に制御表面に影響しないであろう混合物温度プロファイルまで低下させるのに十分なほど均質である。本実施形態では、ヨーは、制御表面１５２の方位を変更することによって制御可能である。プロパルサー２００の主な機能は、推力を生成することであるが、揚力または姿勢制御も生成することである。本実施形態では、ヨー制御は、航空機軸１０のまわりで回転を生じさせる方向１５１である。

[0059]図６Ａから図６Ｃは、図５における例示を異なる視点から示す。

[0060]たとえば、プロパルサーの方形の排出平面により方形パターンを有する出現ジェットはまた、プロペラおよび電気モータよりも多くの方向に、特定方向に向けることがはるかに容易に可能である。別の例では、プロパルサーの方形の排出平面により方形パターンを有する出現ジェットは、揚力利益を最大にするためにプロパルサーの後ろにある距離のところに置かれた短翼の前縁の方へ向けられる。本発明において説明されるように、プロパルサーは、したがって、航空機が前方すなわち大部分は噴出流出物の方向とは反対の方向に進むために必要な推力を生成することができる。さらに、航空機のスピードよりも高速で移動し、前記プロパルサーまたはエジェクタから生じる噴出流出物は、前記プロパルサーまたはエジェクタの後ろに置かれたエアフォイルの上でのその流れから生じる揚力を増強するために使用される。ジェットの速度は、航空機の速度を超えることが常に必要であり、２つの速度の差は、推進効率を最大にするために最小であることが必要である。したがって、より低速であるが航空機のスピードよりもさらに速く、推力を提供する流れの質量が高いほど、推進効率が高くなるという結果になる。たとえば、当業者によって知られている、以下の推進効率式
ＰＥ＝２Ｖ０／（Ｖ＋Ｖ０）
（ここで、Ｖはプロパルサー出口ジェット速度、Ｖ０は航空機の対気速度である）を使用すると、推進ジェット速度が航空機対気速度の１５０％である場合、航空機の対気速度はプロパルサーの出現ジェット速度の５０％の速度となり、推進効率は８０％となろう。飛行機のプロパルサーの排出セクションから出た後、大部分の従来のジェット機の排出ストリームは環境から消え、効果は残余のジェットから引き出されないが、たとえば、ジェットエンジンからのジェットは、依然として航跡内のエネルギーを運ぶ。排出の流れは、一般的には、より高速（およびしたがって、エネルギー）の円形ジェットであり、より低速の平行な流れと混合し、最終的には、航空機後渦ペアと混合する。それが飛行機エンジンから排気として出ると、噴出流出物はもはや航空機に利益を与えず、排出噴出物の速度が速いほど、推進効率が低くなり、エネルギーの周囲への浪費が少なくなる。

[0061]本発明の一実施形態は、揚力生成または航空機姿勢変更の目的で、それを薄型エアフォイル翼もしくは前記プロパルサーの真後ろに置かれた他の表面に垂直に向けることによって揚力を生成するまたは方向変更能力をもたらすために、従来の航空機では周囲に失われるであろう、本発明のプロパルサーから出現する混合ストリームを利用する。加圧ガスの供給は、さらに、航空機胴体および翼によって含まれるネットワークを介してセグメント化された仕方で調節または使用可能であるので、流出噴出物の引き込みおよび速度は、一次方法または二次方法を介してダイヤル調整可能である。一次方法は、圧力、流れ、温度、および／またはセグメント化の調節を指す（複数が、航空機全体にわたって分散された複数のプロパルサーに供給する）。セグメント化の概念は、好都合には航空機の全体にわたって置かれる複数のプロパルサー要素の使用、すなわち、導管のネットワークを介して加圧ガスが供給されている複数の小型プロパルサーへの、単一の大型プロパルサーの機能のセグメント化を含む。二次方法は、プロパルサーの外形またはそのプロパルサーの中立位置に対する位置を変更することを含み得る。たとえば、水平飛行では、適切なガス圧力と流れとをプロパルサーに供給することは、航空機の対気速度の１２５％での噴出流出物をもたらす。航空機対気速度よりも速い、１２５％の噴出流出物軸速度の場合、推進効率は８８％になる。出現速度が、周囲空気の引き込みを介して生成される同じ推力レベルを持って、より高速で１１０％になる場合、推進効率は９５％に改善される。

推力および揚力発生装置
[0062]本発明の別の実施形態は、一般に、大部分は軸方向の速度成分を有する高速で非円形の流出噴出物を流出噴出物の下流に設置された薄型エアフォイルの上に向ける推力生成要素から構成されるタンデムシステムを介して取得される推力と揚力の組み合わせに関する。この流出噴出物の局所的な高い軸方向速度は、約（ジェットストリーム速度）²として、航空機スピード通常翼の揚力よりもかなり高いレベルで揚力を生成する。流出噴出物は、高圧ガス発生装置放出口から導管を介して推力発生装置に提供され、周囲空気が引き込まれた、高温高エネルギーガスの混合物である。引き込まれた空気は、推力生成要素の内部の推力発生装置に供給される高圧ガスによって、運動量輸送を介して、高い運動エネルギーレベルの流れに至らされる。結果として生じる空気とガスの混合物は、推力発生装置から出現し、主に軸下流方向に、薄型エアフォイル前縁および／またはエアフォイルの圧力側の方へ向くように向けられ得る。

[0063]大部分の従来の航空機では、現在、その失われたエネルギーを利用するために噴出流出物をエアフォイルまたは翼フォイルに向けることは可能でない。ターボジェットの場合、噴出流出物の高温は、エアフォイルを介した揚力生成のためのその使用を実際に妨げる。大部分の軍用機に当てはまることだが、一般的な噴出物排出温度は摂氏１０００度であり、ポストコンバスション（post-combustion）が推力増強に利用されるとき、より高いこともある。ターボファンが使用されるとき、現代の航空機における高いバイパスの使用にもかかわらず、著しい非軸方向の残余要素が、ファン回転により、ファンおよびコア排出流体を大部分軸方向に向けるベーンにもかかわらず、依然として存在する。吹き下ろしにおける噴出物の円筒状性に加えて、非常に高い温度でのコア高温ガスおよび出現する混合物の残余の回転運動の存在は、ターボファンエンジンの真後ろに置かれたエアフォイルの使用を非現実的なものにする。さらに、ターボファンなどのジェットエンジンからの高温ストリームと低温ストリームの混合距離は、インチ単位ではなく、マイル単位で生じている。一方、大型ターボプロップの現在の使用は、大きな吹き下ろしの円筒状気流を生成し、プロペラ直径の大きさ、プロペラの後ろの高度の回転成分速度を生じさせ、より低速で大量の空気を移動させる。回転成分は、推進以外の他の目的に下流運動エネルギーを利用することを困難にし、したがって、運動エネルギーの一部が失われ、効率的に利用されない。大型プロペラによって移動される空気のうちのいくらかも、エンジンのコアに向けられる。要約すると、現在の推進システムからの噴出流出物は、残余エネルギーおよび可能性を現在利用されなくする。

[0064]本発明の本実施形態では、ストリームは、それを揚力生成のために薄型エアフォイルに垂直に向けることによって、揚力生成ストリームとして使用可能である。たとえば、航空機対気速度よりも１２５％大きい噴出流出物軸方向速度の場合、翼の、噴出流出物ストリームを受け入れる部分は、翼幅が航空機空気の対気速度によって押し流される場合と比較して、同じ翼幅に対して５０％以上高い揚力を生成することができる。この例を使用すると、噴出流出物速度が１５０％に増加される場合、揚力は、たとえば、タービンからの加圧排出ガスが使用された場合、密度低下効果を含めて、航空機対気速度において本来の翼よりも４５％以上高くなる。

[0065]あるいは、軽量翼フォイルなどの翼は、乗物が離陸操縦を完了した直後に、プロパルサーのエジェクタ出口平面の真後ろに配備可能であり、水平飛行に移行し、エンジンからのより少ない動力のために、より多くの揚力を生成する助けとなる。

[0066]あるいは、本発明の本実施形態を使用して、翼は、翼幅の長さと同じである必要はなく、同じコードの場合、翼幅は、同じ揚力を生成するために４０％以上減少可能である。当業者によって知られているこの揚力式において、
Ｌ＝１／２ρＶ²ＳＣ_L
ここで、Ｓは翼の表面積、ρは密度、Ｖは航空機（翼）の速度、Ｃ_Lは揚力係数である。たとえば１０フィートの翼幅を有するＵＡＶは、噴出物が水平飛行中に常に翼に直接的に配向されるならば、翼幅をただ６フィートに減少することができ、翼は薄く、本来の翼に類似した翼弦とキャンバーとＣ_Lとを有する。混合比（または引き込み比）が大きい場合、密度に対する温度の有害な影響は、はるかに小さく、したがって、噴出物は、温度がわずかに高いだけである。

[0067]図７Ａは、ジェットエンジンを翼上に置かせ、独立して推力を生じさせる、１つの代替手法について説明する。図７Ａでは、ジェットエンジンはもはや、航空機を前方に押す噴出流出物を発生していないが、代わりに、ガス発生装置として使用され、前方推進のために翼に埋め込まれた一連のエジェクタに動力を供給するために原動力となる空気のストリームを発生している。本実施形態では、ガス発生装置（図示せず）は航空機の胴体に埋め込まれ、緑色部分は吸入口と、ガス発生装置と、赤色のエジェクタに至る導管とを示し、これらは、平坦であり、フラップまたは補助翼と同様に、必要とされる推力を提供することに加えて、航空機の姿勢を制御するために作動可能である。図７Ａは、推力増強エジェクタを含む第１の（主）翼を有するタンデムの、前記エジェクタのすぐ後ろに置かれた別の（副）翼をさらに示す。副翼は、したがって、航空機の対気速度よりもはるかに高い速度を受け、したがって、揚力は対気速度の二乗に比例するので、副翼は高い揚力を生じさせる。本発明の本実施形態では、副翼は、ガス発生装置（一次流体とも呼ばれる）によって発生される原動力となる流体と、各一次流体パーツあたり５〜２５パーツの二次流体の割合で原動力となる流体によって引き込まれた、周囲空気である、二次流体との混合により、適度な、より高い温度を経験する。したがって、副翼が経験する温度は、周囲温度よりも少し高いが、原動力となる流体よりも著しく低く、副翼の材料が、次の式により、揚力荷重を支持および維持することを可能にする。Ｔ_mix＝（Ｔ_motive＋ＥＲ×Ｔ_amb）／（１＋ＥＲ）ここで、Ｔ_mixはエジェクタから出現する噴出流出物の最終流体混合温度、ＥＲは原動力となる空気のパーツあたり引き込まれた周囲空気のパーツの引き込み率、Ｔ_motiveは高温の原動力となる流体すなわち一次流体、Ｔ_ambは、接近しつつある周囲空気温度である。

[0068]図７Ｂは、図７Ａに示される航空機の正面図を示し、矢印は、より短いタンデム翼によって生成されたさらなる揚力を示し、翼上にエンジンはない。

[0069]図７Ｃは、タンデム翼を特徴とする本発明の別の実施形態を示す。本実施形態では、推進システムの一部である推力増強エジェクタ７０１は、主翼（前進翼）７０３上に置かれ、導管を介して接続され、胴体の内部に置かれたガス発生装置から原動力となる流体を受け入れる。エジェクタは、推力を生成し、その力を航空機に機械的に伝える。流出噴出物は、さらなる揚力を発生させるために副翼（灰色の翼）７０２によって使用される、高速の一定のストリームを生成する。２つの短い翼の組み合わせは、推力を発生させるために、はるかに大きな翼幅の翼に取り付けられたジェットエンジンに依拠するエジェクタ推力増強を欠いた、前記大きな翼の揚力よりも多くの揚力を発生させる。

[0070]図８Ａおよび図８Ｂは、本発明のさらに別の実施形態を示す。図８Ａおよび図８Ｂに示されるように、タンデム推力／揚力生成システムが航空機８０４に取り付けられ、前縁と上流空気の吸入のための吸入口部分とを含む前面推力増強エジェクタ８０１は、先尾翼のすぐ後ろで推力を発生させており、そのようなエジェクタの各１個は、乗物の右側およびポート側に位置決めされている。先尾翼は、大きな入射角で配向され、水平で飛行しているとき失速に近く、推力増強エジェクタの存在は、前記先尾翼８０３の失速マージンを拡大する。推力増強エジェクタ８０１は、推力の力を構造８０４に機械的に伝え、十分に混合された一次空気流および二次空気流からなる下流噴出流出物を発生させ、これは、著しく高い揚力を翼８０２上で生成するために使用される。システムは、航空機の尾部上でも類似の様式で繰り返される。推力増強エジェクタ８０１は、ガス発生装置８００から圧縮機ブリードストリームを受け入れるが、尾部推力増強機エジェクタは、ガス発生装置８００のガスタービンから出る加圧された高温ガスを受け入れる。圧縮機ブリード空気を８０１エジェクタに使用することと一次流体として高温排出ガスを尾部エジェクタに使用することの組み合わせは、それぞれ、（１）周囲空気のエジェクタ引き込みによる水平飛行における推力増強と、（２）前縁を有する翼８０２などの前記エジェクタの後ろに置かれた表面上で生成されるさらなる揚力をもたらす。エジェクタの後ろに置かれたこれらの要素は、全体的に薄い構造であり、限定するものではないがセラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）を含む複合材料から構築され得る。この構成は、離陸から水平飛行へのホバリングおよび着陸への移行中に切り換える大きい柔軟性を提供する。

[0071]図９は、図８Ａおよび図８Ｂにおける例示の尾部（または高温）セクションのさらなる詳細を提供する。前縁を有する薄型構造９０４は、高温推力増強エジェクタ９０１のセットの航跡内に置かれ、推力増強エジェクタ９０１は前縁を有し、コックピット８０５の近くに据えられエジェクタ９０１の吸入口９０２内の空気を引き込むガス発生装置８００から高温排出ガスとして一次（原動力となる）流体を受け入れる。ガス発生装置８００の排気を要素９０１につなぐ導管は、垂直フィン構造９５０に埋め込まれる。エジェクタ９０１は、入ってくる周囲空気を吸入口エリア９０２に引き込み、高速の、引き込まれた空気と原動力となるガスの混合物を放出口９０３で主に薄型尾部構造９０４の方へ放出し、尾部構造９０４は、さらなる揚力を生成する。図８Ａおよび図８Ｂにおける要素８０１と図９における９０１の両方は、ＶＴＯＬおよびホバリング制御のために主軸のまわりで旋回することができる。さらに、エジェクタセット９０１の各エジェクタは、他のエジェクタと同じ軸のまわりで、および／または他のエジェクタとは無関係に、回転することができる。

[0072]図１０Ａから図１０Ｅは、さまざまな流れと、ならびに各事例で強調された入射角に対応する点とともに揚力対入射角とを示す。所与のエアフォイルの入射角が増加されるにつれて、エアフォイル上の境界層の分離が最大揚力点の直後に失速を決定するまで（図１０Ｄを参照）、揚力も増加する。

[0073]図１０Ａは、図８Ａおよび図８Ｂにおいてゼロ度（０°）入射角で示された先尾翼構造８０３の揚力と入射角を示し、ドットは揚力を表し、流線は先尾翼エアフォイルのまわりでの流れを表す。図１０Ｂから図１０Ｄは、図１０Ｄで完全に示される失速点まで入射角または迎角が増加するにつれての、構造８０３の揚力の増加の結果を示す。図１０Ｄに示される（入射角に対する）エアフォイルの位置を越えて、たとえば、図１０Ｅに示される位置において、流れが乱流になると揚力は急激に減少し、分離することがあり、流線はもはや滑らかではない。揚力は、入射角が増加されるにつれて、ほぼ直線的に増加するが、図１０Ｄに示される入射角では、揚力は最大値に到達し、最大値を越えると、流れは、エアフォイルの上側で分離する。図１０Ｅでは、再循環および増加された抗力、対向する流れによって生成される揚力の損失、ならびに境界層の分離の発生が存在する。これは、揚力を著しく低下させ、失速に至る。

[0074]図１１Ａおよび図１１Ｂは、図１０Ａから図１０Ｅの特徴的な揚力曲線を示し、第２の曲線は、失速マージンの拡大を示し、これは、分離を遅延させて高い迎角における境界層の吸い込みを容易にするようにエジェクタが翼に対して置かれる場合の、失速点を越えた揚力対入射角の改善を示す。図１１Ｂでは、揚力は、エジェクタの存在により、入射角を用いて失速せずに引き続き増加する。エアフォイルの頂点を越えたエジェクタの配置は、前記エアフォイルの高い入射角により、上部境界層を吸い込むエジェクタの非存在下で分離するであろう前記境界層の再アタッチメントまたは流れの分離回避を可能にする。エジェクタは、その吸入口に低圧の局所的エリアを導入しており、翼エアフォイルの上側に発生された境界層の吸い込みを強制する。失速のマージンは、図７Ｃ、図８Ａ、および図８Ｂの先尾翼またはエアフォイル８０３の頂点を越えて推力増強機エジェクタを置くことによって、はるかに大きくなる。これらの結果は、エジェクタの存在が失速マージンを拡大し、エジェクタの存在なしで前記エアフォイルの失速迎角値を超えて迎角を増加させることによって、より大きな揚力を生成することを可能にすることを示す。さらに、図１１Ａおよび図１１Ｂは、エアフォイルのまわりの流れを再び流線形にするためにエアフォイル翼弦に対するエジェクタの可能な配置を示す。

[0075]図１２Ａから図１２Ｃは、本発明のさらに別の実施形態を示す。主翼および推力増強エジェクタシステムは、前進推力と、二次エアフォイル（図示されないが、航跡またはエジェクタの下流の流出物内に置かれ得る）と結合されるとさらなる揚力生成に使用可能な高速噴出流出物状況とを発生させる。図１２Ａに示されるように、エジェクタは、２つの（２）エアナイフ状の半分によって形成され、これらの半分はともに、一次流体または原動力となる流体を使用し、一次流体と二次流体の最終混合物を高速で放出することによって、周囲空気の引き込みと、運動量輸送と、加速とを生成する。２つの半分１２０１および１２０２は、航空機の姿勢および飛行目標（または飛行目標における点）、一次流体の状態（流量、圧力、および温度）に基づいていつでも増強を最適化しているようなやり方で、独立して回転し、自身を翼に対して位置決めするために平行移動させることができる。これは、２つの半分によって形成される喉が、１つの事例では、ある値を有するが、別の事例では、より大きいまたは小さい値を有することを可能にする。たとえば、離陸時、２つの半分は、航空機が垂直に離陸することを可能にするために、両方とも下方向に向いてよい。２つの半分は、独立して移動し、最大一次流体流量および最大引き込み率で推力を最大にするために互いに対して適所にあり、推力を最大にするのに好都合な一定のエリア吸入口対喉比を生成してよい。さらに、水平に飛行しているとき、２つのエジェクタ半分は、代わりに、両方とも水平で、翼と流線形にされてよく、一次流体のより小さい圧力、温度、および流量のための小さい方の喉エリアは、推力増強を再び最大にする。喉エリア、出口エリア、吸入口エリア、およびそれらの比はまた、推力の最大化アルゴリズムによって調整されてよい。１２０１と１２０２の両方は、導管に接続され、たとえばガス発生装置の圧縮機ブリードポートから前記一次流体を受け入れるプレナム１２１１および１２１２をそれぞれ含む。２つの半分は、前記推力を最大にするように流れを最適に拡散するために、可変の吸入口エリア１２０１ａと、可変の出口エリア１２０１ｂと、壁１２１３および１２１４それぞれによって形成される拡散形状とを一緒に形成する。一次流れは、連続的なやり方またはパルス化されたやり方で、プレナム１２１１および１２１２それぞれから、複数の特別に設計されたノズル１２０３および１２０４それぞれを介して、喉エリアへと導入される。

[0076]図１２Ｃは、航空機の水平飛行のためのこのエジェクタの構成についてさらに説明する。図１２Ｃは、本開示において説明されるすべての要素が最高効率のために使用されるとき、平坦なエジェクタは翼エアフォイルの厚さの中に挿入され得ることを示す。図１２Ｃは、前記エジェクタ内側表面およびエジェクタ外側表面の輪郭を示し、図１２Ｂは、翼と統合される、開示される平坦なコアンダエジェクタの１２０１および１２０２の上側半分および下側半分の３Ｄモデルを示す。独立して作動可能な２つの半分は、吸入口１２０１ａと放出口１２０１ｂとをともに形成する。この２つの半分は、コアンダ表面１２０４上の一次ノズル１２０３を通る一次流体の高速導入を可能にする。

[0077]図１３Ａから図１３Ｃは、本発明がどのようにして、エジェクタの航跡内に置かれた薄型エアフォイルに関連して推力増強エジェクタを使用して航空機のピッチとロールとヨーを制御することができるかを示す。ピッチに関して、低温エジェクタおよび高温エジェクタは、航空機を前部または後部で縦揺れさせるために、主軸のまわりで独立して回転されてよい。ピッチ制御は、エジェクタに供給される原動力となる流体の流れの前部／後部エジェクタ推力分割および／または調節を介して影響される。ロールに関して、エジェクタは、航空機を回転させるために、主軸のまわりで独立して回転されてよい。ヨーに関して、垂直軸のまわりでのさらなる回転の、噴出流出物の航跡内での薄型エアフォイルの位置決めとの組み合わせは、航空機姿勢の変更を引き起こすために使用されてよい。本発明の本実施形態は、旋回し、荷重を伝達し、前記エジェクタへの一次流体の通過を可能にすることができる特殊な継手を使用して、これらの操縦を可能にする。

コアンダデバイス
[0078]本発明のさらに別の実施形態では、タンデムシステムのプロパルサーおよび／または推力発生装置は、大量の空気を引き込み、それを噴出流出物スピードまで加速する能力を有する。これは、コアンダデバイスの採用によって達成される。これらの流れ増強デバイスは、以下でより詳細に説明されるであろうさまざまな公報によって全体的に説明されている。たとえば、「Ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ Ｒｅｍａｒｋｓ ｏｎ Ｔｈｒｕｓｔ Ａｕｇｍｅｎｔａｔｉｏｎ」（Ｒｅｉｓｓｎｅｒ Ａｎｎｉｖｅｒｓａｒｙ Ｖｏｌｕｍｅ、Ｃｏｎｔｒｉｂｕｔｉｏｎｓ ｔｏ Ａｐｐｌｉｅｄ Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ、１９４９年、４６１〜４６８ページ）という論文において、ｖｏｎ Ｋａｒｍａｎは、なぜコアンダデバイスが複数の噴出物を介して著しく高い推力増強をもたらすかについて非常に詳しく説明している。同様に、米国特許第３，７９５，３６７号（Ｍｏｃａｒｓｋｉ）は、１．８を超える高い増強率を有する空気引き込みのためのデバイスを開示しており、米国特許第４，４４８，３５４号（Ｒｅｚｎｉｃｋ）は、直線形コアンダデバイスをジェットエンジンのＶＴＯＬ能力に適用している。これらの前述の公報および本明細書で言及されていない他の参考文献では、コアンダデバイスの適用例は限られており、ＶＴＯＬについてのみ説明されており、水平飛行については説明されていない。１つの主な教示は、特に、大型航空機の場合に大きさが抗力増加を誘発するであろうコアンダタイプの軸対称デバイスの場合、水平飛行に対するスケーラビリティおよび適用は実用的でないというものであった。しかしながら、小型ＵＡＶに対する適用は、高度の統合により、より適切であることがある。本発明の実施形態は、乗物が大きな座席容量を考慮する必要がないので、エジェクタを胴体およびエンジンまたは推進システムと統合することができる。これらの実施形態に開示されている統合は、現在、大規模な民間航空便では、実用的でないまたは商業的に合理的でない。

[0079]本発明の本実施形態は、コアンダデバイスを改善し、デバイス内部でのその積極的なターンにおけるより良い引き込みおよび分離の遅延または回避のための新しい技法を使用して、そのコアンダデバイスを適用する。これらのデバイスの小型性は、航空機産業および他の分野における展開にとって重要であるが、空気引き込みを向上させるために、吸入口パーツが大きいことが必要である。Ｒｅｚｎｉｃｋは、円形要素は直線要素よりも効率的であると主張する。Ｍｏｃａｒｓｋｉは、引き込みが推力増強に重要であることを示す。ディフューザパーツは、境界層の分離がデバイスの内部で発生せず、混合はデバイスの出口で終わることを保証するのに十分なほど長いことが必要である。従来、これらのディフューザは、境界分離リスクを最小にするために非常に緩やかな傾斜を持ち、長かった。

[0080]本発明は、コアンダデバイス内の３Ｄ幾何学的効果および流体流れ効果ならびに分離回避技法の利用に依拠する新規要素による、デバイス内の改善された引き込みを示す。本発明の好ましい実施形態は、３〜１５の、高い方が好ましい引き込み率を有する。本発明の別の実施形態では、デバイスは、ガス発生装置、ピストンエンジン（パルス化動作のための）、または圧縮機もしくは過給機などの加圧源から、原動力となるガスを受け入れる。本発明の別の特徴は、航空機飛行目標のあらゆる点で最大性能が得られるように外形を修正するために表面を後退および拡張することによって、推進に利用される平坦なエジェクタのディフューザ壁の形状を変更する能力である。さらに、ＶＴＯＬおよびホバリングのためにエジェクタ全体を９０度旋回させる必要性は、完全に展開されたディフューザ壁が、噴出流出物を下方に向けるために使用されるとき、もはや必要とされない。

[0081]本発明の別の実施形態は、コアンダエジェクタのディフューザ壁にフラップ状要素を導入し、このコアンダエジェクタ自体が、図１４において、各々がエアナイフに類似している上半分エジェクタ１４０１および下半分エジェクタ２０１として示されるように、２つの半分に分割されている。要素１１５および２１５は、アクチュエータまたはリンケージであり、それぞれ、１１０ａと２１０ａの両方における所望のディフューザ位置への前記表面の移動を可能にする。

[0082]本発明のさらに別の実施形態は、どのようにしてステージング３Ｄ吸入口外形および／または一次流体スロット３Ｄ特徴が、独立してまたは連携してのどちらかで、プロパルサー上での流れ分離回避パターンの導入とともに、プロパルサーの性能を著しく改善するかを開示する。たとえば、図１５Ａから図１５Ｃに示されるように、２Ｄ吸入口は、３Ｄ吸入口によって置き換えられる。図１５Ａから図１５Ｃは、ベースラインを超えてその性能を改善する、開示されるエジェクタの複数の３Ｄ要素と、同じ平面内にそれぞれ吸入口と喉とディフューザとを有する２Ｄエジェクタとをさらに示す。

[0083]吸入口は、航空機の主翼エアフォイルの頂点の後ろに形成される境界層プロファイル形状にさらに適合してよく（図１６Ａに示されるように）、したがって、境界層を吸い込み、全体的な失速（すべてのマージンにわたって改善する）を遅延させる助けとなり、エアフォイルに対する位置については、図２５にさらに示される。図１１Ａおよび図１１Ｂは、エアフォイルおよびその境界層プロファイルに対して吸入口をそのようなものとして置くことの利益を示す。

[0084]図１６Ａは、その高い入射角性能と失速のマージンとを改善するために、翼構造に対する平坦なエジェクタの一実施形態を示す。エジェクタは、たとえばガス発生装置から一次流体が送られ、失速を遅延させるために前記エアフォイル上の流れを流線形にするような位置である。

[0085]図１６Ｂから図１６Ｄは、図１６Ａに示される例示の異なる角度を示し、翼上でのエジェクタの位置決め、一次流体をエジェクタに供給するプレナム、ならびに互いおよびエアフォイルに対するそれらの相対位置の詳細が示されている。

[0086]図１４で説明されるエジェクタは、外形が平坦であり、上部分と下部分とを含み、この両方は、多数のスロットにおいて、流線の噴出流出物方向に略垂直に、壁噴出物として原動力となる流体を導入し、または、軸１０２および２０２のまわりで独立して回転可能な要素１４０１と２０１とを流線形にする。コアンダ壁１０４および２０４と名付けられた湾曲した壁は、一次噴出物が、湾曲に追従し、一般に翼の上側表面境界層などのエアフォイルの上の流れから到着する二次空気を、プロセス内で３：１を超える比で引き込むことを可能にする。一次ノズル１０３および２０３は、図２２Ｂのデルタミニ−翼２１２などの引き込み比を最大にするためにさまざまな３Ｄ効果を持つさまざまな形状をしており、または、コアンダ壁上での原動力となる流体噴射のパルス化動作を生成するために原動力となる流体が供給される前記プレナムによって送られる流体振動子であってよい。混合流体は、純粋な軸方向に、喉エリア（エジェクタの最小エリア）に到着する。この点を越えて、本発明は、その性能を特定方向づけおよび／または最大化することによって前記エジェクタの性能において主要な役割を有する、フラップのみなどの、セグメント化された移動可能ディフューザセクションを導入する。

[0087]たとえば、離陸時、前記エジェクタの吸入口は固定され、依然として、前方を示す図１７Ａではエアフォイル１７００の上にある。図１７Ａは、上部半分エジェクタ（半分のエジェクタ）（１４０１）および下部（２０１）エジェクタによって形成され、ドローンの航空機の主翼に関連する、そのようなエジェクタの展開を示す。２つの半分のエジェクタは、それぞれ軸１０２および２０２のまわりで回転することができ、飛行目標要件により平行移動することもできる。図１７Ｂおよび図１７Ｃは、上部半分エジェクタ２０１は一次流体とともに能動的に使用されるが、１４０１は単純なフラップによって置き換えられる場合を示す。上記のように、２０１は、軸２０２のまわりで回転し、軸方向位置に対して平行移動することができる。半分のエジェクタは、たとえばガスタービンなどのガス発生装置からの圧力下で一次流体を受け入れ、一次流体の一次ノズルの通過を可能にし、一次ノズルは、流体振動子を用いてよい（すなわち、二次流れの脈動性引き込みを生成するために、２０００Ｈｚを含むそれ以下などの、ある周波数で脈動する）。

[0088]図１４では、エジェクタ上半分ディフューザ２１０は、曲面２１０ａを形成するために延長され、混合された一次流れと二次流れとを下方に案内する。同時に、下部ディフューザ１１０も、１１０ａへと延び、航空機によって必要とされる最大推力を取得するために、エリア成長と混合特性の適切な比を維持する。１１０ａおよび２１０ａのうちのいくつかの部分が展開されないことがあり、１１０および２１０は、それでも、適切なスケジュールに従って独立して制御される。さらに、上部２０１要素は、飛行目標の必要性に従うために、軸方向に移動されてもよいし移動されなくてもよい。一実施形態では、異なる量の一次流体および／または異なる条件で送達されるものは、連続的な様式またはパルス化された様式で上部２０１要素または下部１４０１要素に供給されてよい。１１０ａおよび２１０ａディフューザ表面は、くぼみと、境界層の分離を遅延または回避する他の要素とを含んでよい。さらなる二次ノズルはまた、完全に延びた１１０ａが利用される場合、特定の場所で開き、潜在的にぐらぐらすることがあり、パルス動作モードをエジェクタに供給するために、流体振動子の動作モードに従ってパルス化されることがある。

[0089]流体が圧縮機ブリードから受け入れられるとき、原動力となる空気は温度が低い。ガス発生装置の高温端からの排出ガス（タービンからの排出）は、たとえば３０ｐｓｉ圧縮機空気放出の圧力および５：１の引き込み比、ならびに１００Ｆの周囲温度における、１５００Ｆの、原動力となるガス温度の場合であり、混合の温度は３３５Ｆ（１８０Ｃ）になり、そのために、空気の密度は１．６Ｅ−３スラッグ（slug）／ｆｔ３すなわち０．８４ｋｇ／ｍ３であり、周囲から約３０％の低下である。したがって、全体的な翼幅は、エアフォイルが主プロパルサーの後ろで展開されるとき、密度低下影響を考慮に入れても、約１０％減少可能である。１０：１の引き込み率（５：１の設計よりも良い）の場合、類似の条件および航空機の対気速度の１２５％の出現噴出物に対して、混合密度は現在、約２００Ｆ混合温度で大きくなり、噴出物によって押し流される翼幅上で生成される揚力は約１６％であるので、揚力利益は高くなる。この例では、翼は、したがって、長さが減少可能である。

推力発生装置
[0090]本発明の別の実施形態は、一般に、プレナムから加圧ガスを受け入れ、静止条件または移動条件（限定するものではないが、０．０５マッハよりも大きいそれらの条件を含む）において周囲空気を引き込み、高圧ガスを用いた運動量およびエネルギー伝達を介して空気を加速し、十分に混合された流体を、大部分は軸方向の速度成分を有する高速の非円形流出噴出物に向けることが可能である新規な３Ｄ推力発生装置に関する。流出噴出物は、高圧ガス発生装置放出口から導管を介して推力発生装置に提供され、周囲温度空気が引き込まれた、高温高エネルギーガスの混合物であってよい。引き込まれた空気は、推力発生装置内部の推進デバイスに供給される高圧ガスを用いて、運動量輸送を介して、高い運動エネルギーレベルの流れに至らされ得る。結果として生じる空気とガスの混合物は、推力発生装置から出現し、主に、乗物軌道の方向とは反対に、軸方向下流方向を向く。十分に混合されたストリームは、高速で、低温ガスの、大部分は一方向性のストリームを提供し、このストリームは、低温噴出物の航跡内に置かれたエアフォイルを介して、推進、ホバリング、揚力生成、および姿勢制御のために使用可能である。これは、いかなる従来のジェット燃料エンジン推進式乗物でも見られない。この推力発生装置は、胴体から離れてスタンドアロンであってもよいし、乗物の前面または背面において胴体とともに埋め込まれてもよいし、および／または失速マージン改善のために翼に埋め込まれてもよい。

[0091]Ｒｅｚｎｉｃｋは、コアンダ表面から切り離され、したがって壁噴出物を生成しない一次ノズルを有する、円形デバイスを発明した。Ｒｅｚｎｉｃｋは、さらなる二次流体がコアンダ表面に対するオフセットによりに流入していることを教示しているが、その適用例は形状が厳密に円形であり、したがって、より大規模な流れの航空機のためのより実用的な適用例ではスケールアップ不可能であり、たとえば、抗力がますます大きくなるとき、依然として翼と統合可能である。さらに、スロットも、外形が単純であり、混合向上のためのいかなる特定の３Ｄ特徴も提示しないように思われる。本発明は、薄型エアフォイル内でのさらなる揚力生成、Ｒｅｚｎｉｃｋの円形適用例からの改善および発展にエネルギーを使用するために、出口平面で方形形状の流出物を生成する流線形にされたプロパルサーを導入する。Ｒｅｚｎｉｃｋの円形適用例は、本発明の実施形態のうちの１つのように、それ自体の直径以外で水平飛行における揚力生成のためにより長いエアフォイルに沿って効果的に使用不可能であり、翼の境界層を吸い込むために翼上で展開不可能である。

一次ノズルの外形
[0092]説明される特許のすべてにおいて、発明者らは、一次噴出物対二次流れの面積を増加させるであろう特徴を用いておらず、したがって、説明される発明の制限が存在することが留意される。さらに、コアンダデバイス上に置かれないが代わりにコアンダ一次ノズルの吸入口外周の中心に置かれるＴｈｒｏｎｄｓｏｎの中央一次ノズルの存在は例外として、コアンダデバイス内での一次ノズルのぐらつきは存在しない。一次ノズルは、したがって、一般に同じ軸平面内に置かれ、ぐらつかず、隣接するノズルと大きさも異ならず、同じ大きさおよび形状である。円形コアンダデバイスに対して、これが任意選択で有利な場合、その吸入口平面最大寸法の長さに沿ってコアンダ一次ノズルの両側間に一定のギャップを有する非円形デバイスに対して、それから生じる推力は、理想的な状況では均等に分散されるであろうが、水平飛行中に、そのようなデバイスが推力生成に用いられる場合、入ってくる二次空気は、デバイスへと不均等に流入し、したがって、推力生成は、翼構造およびその設計に難題を課す。これは、主に、前述の従来技術では、これらのデバイスは、航空機の飛行の初期段階および最終段階で使用され、ホバリングと水平飛行とを含む離陸から着陸までの飛行目標の全体に対して単一の推力生成プロパルサーとして使用されないと想定されたからである。実際、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎの発明は、垂直離陸のみにおよび着陸およびホバリングに適用可能であり、主動力プラントが、ターボジェットまたはターボファンを介して推力を提供する水平飛行機能を引き継ぐ。したがって、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎの発明では、コアンダエジェクタを含むデバイスは、水平飛行において止められ、翼のエアフォイルを形成する、すなわち、離陸からの移行後、水平飛行中に動作可能またはアクティブでない。一方、Ｒｅｚｎｉｃｋは、推力増強のための一次ノズルを有するが、それを水平飛行のために翼に組み込まず、推力を生成すること以外にデバイスの吸い込みおよび出口の両方を利用しない円形デバイスを教示するが、これは、本発明である。

[0093]図１８Ａから図１８Ｄは、コアンダタイプエジェクタのための従来の構成を示す。図１８Ａは、従来技術からの、円形形状の伝統的なコアンダエジェクタを示す。図１８Ｂは、従来技術からの、翼に埋め込まれた平坦なコアンダタイプのエジェクタを示す。一次流体の源はガスタービンであり、エジェクタは、任意選択で、有利には垂直離陸に使用され、水平飛行中に停止されることを意味する。図１８Ｂは、直径と角度と長さとを含む、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎの変数として開示される要素を含む。

[0094]図１８Ｃは、Ｒｅｚｎｉｃｋの図３であり、過度混合（hypermixing）ノズルが用いられ、一次流体ノズルがエジェクタの壁から離れている別の円形実施形態を示す。したがって、一次噴出物は、もはや、壁噴出物ではない。Ｒｅｚｎｉｃｋは、スケーラビリティ制限により離陸支援に使用されることを明らかに意味する、エジェクタの円形の外形のみを包含する。

[0095]図１８Ｄは、円形のコアンダノズル要素を有する本発明の一実施形態を示し、プレナム２１１は一次流体が供給され、一次流体は、一次ノズル２０３を通して加速され、表面２０４の上で壁噴出物として噴射される。

[0096]Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎは、非円形形状のエジェクタを使用するが、方形スロットも使用する。方形スロットは、そのような適用例では有用であるが、接近しつつある二次空気の剪断噴出物引き込みのための制限された表面をもたらす。実際、上記の発明者によって説明される方形スロットは、所与の寸法２Ｌ＋２ｈ＝２（Ｌ＋ｈ）の方形スロット外周に噴出物引き込み特性をもたらし、ここで、Ｌは各スロットの長さ、ｈは各スロットの高さである。３Ｄ特徴の影響を含めて、より大きな外周の一次ノズルが使用される場合、はるかに大量の二次流れが引き込まれる。図１８Ａから図１８Ｄに示されるように一次ノズルのジグザグまたは波状の（正弦波）壁の頂点を軸方向に互い違いに配置することは、本開示において教示されるように、二次空気の引き込みを大きく向上させる。流体振動子を一次ノズルとともに埋め込むことを介したパルス化動作は、エジェクタの効率と引き込み特性とをさらに向上させる。

[0097]図１９Ａから図１９Ｄは、より良い性能のために提案された一次ノズルの変更のうちのいくつかを示す。図１９Ａは、エジェクタの吸入口エリアの円周に沿った一次ノズルのジグザグ構成を示すが、二次流れにさらされる一次噴出物の外周は、単純スロットの外周と比較して２倍であり、したがって、一次ノズルの前記ジグザグ壁の中間に発達させられた乱流剪断層を介した引き込みを増加させる。図１９Ｂは、さらなる乱流を生成するために増加された、粗面化された外周を有する方形スロットを示し、したがって、方形スロットの元の滑らかな壁と比較して引き込みを１．５〜４倍増加させる。図１９Ｂは、二次空気または引き込まれた空気に対する一次噴出物表面のエリアの増加について概略的に説明し、スパイクの３Ｄ構造は軸方向に説明される。通常、方形スロット構成では、二次空気は、主に、２つの隣接スロットの中間と外径スロット側に引き込まれるが、引き込みは、現在、表面および３Ｄ効果を介して大きく向上される。図１９Ｃは、一次噴出と二次噴出それぞれについて説明し、３Ｄ特徴によって生成された乱流は、より短距離における二次流れに対する一次流れの混合物と運動量付与を大きく改善する。図１９Ｃは、前記隣接する粗い壁スロットから生じる相互作用と流れとを示し、赤色の矢印は一次流体を示し、青色の矢印は、引き込まれた二次流体を示す。剪断層は、壁に沿って形成され、増加された外周は、同じ入力された一次流れ条件に対する二次流れの著しく高い引き込みをもたらす。一次ノズルのパルス化動作は、引き込み比をさらに向上させる。

[0098]本発明の別の特徴の一実施形態は、一次ノズルの内部の有利な特徴の導入である（図１９Ｄと図１９Ｅとを参照）。三角翼の上での流れが、三角翼の中心に向かう方向に対向させて置かれた渦を発生させることは、よく知られている。小型の特徴が、一次ノズルから出現するそのような渦を生成するために、一次ノズルのうちのいくつかまたはすべての中に置かれる。この場合、渦は、有利には、著しく大量の二次空気をエジェクタへと引き込み、その混合と、連続的なやり方またはパルス化されたやり方で一次ノズルから来る一次流体によって運ばれる運動量の付与とを向上させる。

[0099]図１９Ｅは、一次ノズルの内部のその中心に置かれた三角翼障害上での流れを説明すし、これは、圧力の流量および温度の変更を必要とすることなく、通常の一次ノズルスロットの引き込み比を著しく増加させるように、流れのパターンを変更する。特に、一次渦コアは、前記スロットまたは三角翼の中心に向かう方向に対向させられ、スロットの中間のエリアからの著しい二次流体を引き込む。

[00100]図２０は、高い熱力学的効率を得るための作用および引き込まれた流体の進化とともに、本開示の熱力学サイクルについて説明する。図２０は、空気の引き込みが、推進熱力学サイクル図において、左に、ならびに温度およびエントロピーの低い値における、一次ガスと二次空気との混合状態を表す点Ｄの移動を決定するであろうことを示す。これは、任意選択で、高推進効率デバイスに有利であり、大量の空気が引き込まれ、比較的低い出口噴出物速度に加速され、高い推進効率を実現するために主要な要素である、より高い大量の流量により、高い推力レベルを維持する。図１９Ａでは、外周の２倍への増加は、同じ平面において、通常の方形スロット外周の各長さを、外周が２倍長い正三角形に置き換えることによって、示されている。外周は、さまざまな平面においてスロット壁のすべての頂点を互い違いに配置する（stagger）ことによってさらに増加可能である（図１９Ｂを参照）。そのような一次ノズルの結果は、形成された剪断層内部での密接な混合によって、二次流体として引き込まれる流体の量を少なくとも１５〜５０％増加させることである。二次空気初期条件が低速である場合、方形外周形状の性能と非方形外周形状の性能は、あまり変わらないことがあるが、エジェクタが前方に移動しつつあり、接近する二次空気速度が、マッハ０．０からマッハ０．２５の間など、著しく大きいとき、一次ノズルのスパイク付きプロファイル形状も、一次ノズルの最も内側のスパイクおよび最も外側のスパイクを前記方形スロットの軸方向平面の前後に置くことによって、著しく改善することがある。言い換えれば、各一次ノズルは、現在、効率的な様式で二次空気の引き込みを遅延または予想し、したがって全体的な引き込み率を改善する３Ｄ構造になる。コアンダエジェクタでは、二次空気引き込みおよび運動量輸送のための一次空気との混合が急速に、短距離にわたって発生することは、任意選択で有利である。この３Ｄ要素および他の３Ｄ要素を一次ノズルに追加することは、前記エジェクタの性能を改善する助けとなる。

[00101]本実施形態で用いられる一次ノズルに関連する別の特徴は、一次ノズル流路内での流体振動子の導入である。これらの流体振動子は、壁噴出物流れを交互にし、原動力となる流体のパルス化動作を介して引き込み率を改善するために、２つの隣接する一次ノズル間の、たとえば最大２０００Ｈｚの切り換えを提供する。

[00102]本発明において実施されるさらに別の特徴は、コアンダ表面に沿ったさまざまな場所に置かれることによる、したがって、壁噴出物様式で、および二次流体の引き込みと混合とを増加させるパターンで、壁に隣接する複数の軸方向場所における一次流れの導入を介した、その特徴を有するノズルのぐらつきである。たとえば、図２１は、通常の方形スロットと比較するとＶ字形渦生成特徴が互い違いに配置され、一次流体マスフローのバランスが直後に噴射される前に全一次流体の少なくとも２５％を噴射するそのような一実施形態を示す。方形スロットの前のこの噴射は、エジェクタの性能を著しく増加させるのに十分な、より高い引き込み率をもたらす。さらに、図２１では、ノズル２０５は、一次ノズル２０３の前に、一次流体を噴射する。ノズル２０５は、剪断層を介してより好ましい二次流れの引き込みを導入する特徴を有し、これらのノズル２０５は、一次ノズル２０３と比較すると、軸方向と周方向の両方に互い違いに配置される。一次ノズル２０３は、その最も内側において一次スロット構造の中点に接続された支持脚を備える三角翼特徴を有し、その三角翼構造を、方向が対向された２つの渦を生成するために一次流体流れに逆らって向かせ、ノズル２０５から生じるすでに引き込まれた一次流体流れと二次流体流れの混合物を一次ノズル２０３の両側から強く引き込まれる。渦および一次ノズルのＶ字構造は、方形の交互配置されない（non-staggered）スロットと比較して１０〜１００％の引き込みの改善と、一次流れから二次流れへの運動量輸送の全体的な改善をもたらす。

[00103]そのうえ、図２１は、有利には滑らかな壁の方形一次スロットと比較して引き込み比を２倍以上増加させる特定の三角翼流れと剪断層とを形成するために、滑らかな壁スロットの内部にペース（pace）された三角ウィングレットを使用するより単純な構造を示す。すべてのこれらの要素は、最良の引き込み比のために組み合わせ可能である。本発明は、要素２２１を介した流れ分離遅延のために表面を改善する。コアンダ表面２０４の上にくぼみを置くことによって、前記コアンダ表面２０４は、一次ノズル２０３から、推力方向に対向する軸方向に、喉２２５に向かって、径方向に生じる、一次流れ方向の最短距離変更に対して、比較的積極的なターンを有する。くぼみは、図１９Ｄおよび図１９Ｅに示される三角タービュレータとともに、流れの分離を防止し、エジェクタの性能を著しく向上させる。

[00104]図２３は、本発明の一実施形態によるいくつかの特徴を示す。特に、図２３は、本発明の本実施形態の改善点を示すために、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎによって使用される類似の一次スロット高さを、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎによって使用される比と比較する。本実施形態のターンの半径対スロット高さは５：１未満であり、改善された分離遅延くぼみが、コアンダ表面上に置かれる。図２３では、類似のスロット高さの場合、半径Ｒ’は、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎによる特許からのＲ半径の約２分の１〜３分の１である。したがって、流れを一次スロットからの出口における純粋な径方向から喉における純粋に軸方向により積極的にターンさせるために、湾曲したコアンダ表面上でのくぼみの採用とともに、対数的プロファイルの使用により、５：１よりも小さい比は可能であるということになる。その結果、流れ分離のないはるかに速いターンという結果になり、そのため、デバイスの喉は、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎによって指定された喉よりも少なくとも２５〜１００％大きいことがある。ディフューザの半角も、従来技術よりも著しく積極的にすることができ、はるかに短いディフューザを実施することと、一次と二次流れとの間でのより急速な運動量輸送とを可能にする。したがって、図２３は、特にタービュレータ、一次ノズル、くぼみ、および可動壁などのより積極的な要素が従来技術を改善する場合、本発明と従来技術との差を強調したものである。

コアンダエジェクタ
[00105]一般に、航空機に適用されるコアンダエジェクタの設計は、多くの公報によって記載されている。たとえば、米国特許第３，６６４，６１１号（Ｈａｒｒｉｓ）は、垂直離着陸目的で翼に組み込まれたコアンダタイプのエジェクタについて教示する。デバイスは、巡航中はアクティブでない。図２４を参照。Ｈａｒｒｉｓは、タンデムタイプ構成においてより多くの揚力を生成するための流出物の使用に関して述べていない。さらに、Ｈａｒｒｉｓは、水平飛行条件における使用に、デバイスを適用していない。むしろ、従来の慣行と一致して、デバイスは、水平飛行条件中、エアフォイル翼へと折りたたまれる。

[00106]一方、Ｍｏｃａｒｓｋｉは、コアンダエジェクタでは、原動力となる流体とも呼ばれる一次の高エネルギー流体が、壁噴出物として噴射され、そのようなデバイスの原理は、周囲空気が引き込まれる低圧ゾーンと、それに続く、喉の方への混合、収束ゾーンと、それに続く、混合物を高速で周囲圧力に膨張させるディフューザとを決定することであると教示している。米国特許第３，８１９，１３４号（Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎ）は、Ｍｏｃａｒｓｋｉにおいて記載されたこの概念を修正および改善するものである。

[00107]Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎは、二次流体をさらに引き込み、全一次流体の３０〜７０％とコアンダタイプのパラメトリックノズルで使用されるバランスとを使用して一次の中心ノズルを用いてノズルの性能を向上させるために、一次流れをコアンダタイプエジェクタの中心に追加することによって、技術の向上について説明する。Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎは、推力増強は、この組み合わせによって大きく向上されると主張し、単純なスロットまたはオリフィスのように見える一次流体ノズル外形に関してはコメントしていない。さらに、スロットは、連続的または不連続的であるように見え、特殊な特徴はない。Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎは、揚力生成下流のための流出噴出物の使用について述べておらず、実際、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎは、Ｈａｒｒｉｓによく似て、離陸および移行および着陸にのみデバイスを用い、巡航条件では用いていない。

[00108]本発明は、コアンダデバイスの旋回を介してあらゆる飛行条件において推力を生成することによって、および噴出流出物内に薄型エアフォイルを置き、したがって、より多くの揚力を生成することによって、コアンダエジェクタをさらに改善する。そのようなターボファンは、一般に、ＨａｒｒｉｓおよびＴｈｒｏｎｄｓｏｎに勝る少なくとも２つの利点を用いる。

[00109]第１に、翼の空気力学的性能を改善し、高い入射角を可能にし、したがって、その全体的な性能を増加させる、巡航条件でその有害な境界層を吸い込むような、翼の下流におけるエジェクタの使用。本発明は、離陸からホバリング、移行、巡航、および着陸までの飛行のあらゆるフェーズにおけるエジェクタの動作も可能にする。一実施形態は、前記境界層の外縁のみにおける境界層の引き込みを有する非対称的なコアンダエジェクタを形成するために、翼のフラップに関連した半分のエジェクタ（ＴｈｒｏｎｄｓｏｎまたはＨａｒｒｉｓによって記載された平坦なエジェクタの１／２）の使用と、離陸および着陸のためにフラップとエアナイフタイプのコアンダエジェクタとを協調して移動させることによってスラスタを特定方向に向けることを含めて、翼の前記フラップとともにディフューザを形成することも可能にする。

[00110]第２に、より高速のストリームにおけるさらなる揚力生成のために、水平飛行中に、また飛行の他の条件でも、下流で（エジェクタのウォッシュ内で）薄型エアフォイルを最小限に使用することによって、本発明は、前述の特許に開示されているものと比較してかなりの揚力を生成しながら、エアフォイルおよびプロパルサータンデムを、より小型に、より効率的にすることを可能にする。本発明の本実施形態では、プロパルサー流出噴出物の形状およびプロファイルは、その新規な効率と機能とを達成するために重要である。前記薄型エアフォイルは、揚力を最大にするために、また、流出噴出物のエネルギーが周囲に放散される前に、前記エジェクタ／プロパルサーの出口平面から好都合な距離のところに置かれる。これは、任意の噴出物推進デバイスのエネルギーは通常、航空機の後ろに非常に長い距離にわたってのみ放散するので、好都合で実用的である。

[00111]前記タンデムの両方の要素が、概念に好ましいある角度および速度で移動することを含めて、効率的で最適化された様式で協働することが必要であると理解することも重要である。スラスタ／プロパルサーは、航空機の胴体またはその主翼に推力成分を機械的に伝達するが、プロパルサーの下流の薄型エアフォイルは、胴体と機械的に接触するものの、プロパルサーとは接触せず、それでも、航空機の揚力を最大にし、前記薄型エアフォイル上である表面の移動を介した操縦を可能にするように、その流出噴出物を受け入れる。

[00112]本発明の別の特徴は、ホバリングおよび着陸ならびに巡航の目的で航空機を持ち上げるために同じノズルを使用する能力を提供する。米国特許第８，９１０，４６４号（Ａｍｂｒｏｓｅ）に開示されている揚力システムは、ＶＴＯＬジェット戦闘機の共通バックボーンを示している。この揚力システムは、巡航モードで運ばれる過度の重量、すなわち、揚力ファンおよびその補助物による制限を有する。現在のＶＴＯＬ技術の下で、低温ノズル（前方ノズル）および揚力ファンは、巡航などの前方移動条件で航空機を前方に推進するために主要排出ノズルに反力を提供させる水平飛行中に停止される。本発明の一実施形態は、コアンダノズル推力生成要素を、航空機の推進システムと組み合わせて、重量最小化および移動パーツの除去とともに飛行のあらゆる段階で翼エジェクタが用いられることを可能にする。さらに、本発明の一実施形態は、そのようなエジェクタの使用が、水平飛行中に独自の様式で抗力を最小にし、揚力を最大にすることを可能にする。

[00113]Ｍｏｃａｒｓｋｉは、主に円形または直線形である、連続的または不連続的な一次流体スロットを有するコアンダデバイスのための同じ技術を示す。すべてのこれらの特許では、コアンダ表面は、引き込みを向上させる、コアンダ表面の積極的なターンを増加させる、またはその分離を遅延することができる特定の要素なしでの、単純な境界層取付けを決定するために、円形または２Ｄの滑らかなプロファイルである。コアンダタイプのエジェクタでは、壁噴出物の境界層が成長し、二次空気と混合し、分離されないことを可能にする表面のターンが重要である。一次ノズルからの一次流れ噴出物が分離されると、コアンダエジェクタは、効率的にまたはまったく動作しない。したがって、表面湾曲が、壁における分離なしで、最大境界層成長および二次流体の引き込みおよびそれとの混合を可能にするようなものであることは、優れている。

[00114]一方、湾曲が大きすぎる場合、デバイスは、非実際的に長くなり、直径も大きくなり、二次流体引き込みの量と、混合も制限し、デバイスの非常に長い拡散部分を誘発する。スロット対コアンダターンの半径の比は、１：５〜１：１５であるとＴｈｒｏｎｄｓｏｎによって記載されているが、１：５よりも小さい比が、急速なターンに理想的であるはずである。コアンダ曲線のターンは、理想的にはデバイスの軸と比較して３０〜１１０度であると、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎによってはっきりと述べられている。拡散セクションが大きくなりすぎている場合、これは、ディフューザの長さが、著しいさらなる抗力と重量とを航空機に負わせるので、水平飛行中の航空機のための技術を展開することの重要な制限である。ターンが１１０度よりも大きくなることがあれば、ディフューザは短くなり、はるかに短い距離における混合を向上させ、密接な混合と、デバイスからの混合物の出口の前での二次流れへのエネルギーおよび運動量の輸送とを保証し得る。ディフューザの壁も平坦であり、混合プロセスの向上のための３Ｄ要素がないことが留意される。本発明の一実施形態は、喉セクションを越えて、特にエジェクタの拡散エリア内で、航空機の垂直離着陸に好ましい様式で、その水平軸のまわりでエジェクタ全体を移動させる必要なく、むしろ以下で説明される様式で、セグメント化されたディフューザ表面を延ばすことによって、移動する壁を導入する。

コアンダ表面
[00115]コアンダ表面は、Ｒｅｚｎｉｃｋ、Ｍｏｃａｒｓｋｉ、およびＴｈｒｏｎｄｓｏｎによって教示されるように、円い湾曲であるべきであり、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎは、１：５から１：１５までのスロット高さ対半径の比の範囲である、さらに一層正確な詳細を提供する。対数プロファイルは、壁噴出物の分離なしで最も速い境界層成長を提供するので、当業者によって好ましい。しかしながら、本発明の一実施形態は、混合し、混合物を喉およびディフューザへと移動させながら、流れを伴ったままにするために、コアンダ表面のターンを著しく改善するように、表面上でくぼみを導入することによって、はるかに積極的なターンを達成する。積極的なターンは、すばやく混合し、流れを軸方向に、喉を通って、ディフューザセクションへと向ける能力を可能にするので、好ましい。急速に移動する流体のターンは、実際、境界層が成長し、中央の流れと混合する間、境界層を伴ったままにしておくことができる。

[00116]本発明におけるくぼみは、異なる大きさであってよく、互い違いに配置または位置合わせされてよく、ターンがより積極的なエリア内に設置されてよく、流体のターンがあまり積極的でないエリア内に設置されなくてよい。図１４において要素１０５によって示されるように、ディフューザの半角が一定ではなく可変であり、成長して、次いで０に減少する場合、くぼみは、より積極的なディフューザ上でも用いられてよい。

[00117]図１４は、特にＴｈｒｏｎｄｓｏｎと比較したときの、本発明によって達成される改善点のうちの１つを示す。図１４は、本発明の改善点を示すために、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎによって使用される類似の一次スロット高さを、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎにおいて提供される比と比較する。特に、図１４は、垂直離陸およびホバリングと巡航条件での水平飛行の両方に適合可能である、より優れた、より柔軟で高性能のエジェクタをともに形成する、半分のエジェクタの上半分と下半分とを示す。下側（１４０１）半分のエジェクタ壁は、流れを軸１０２のまわりで、表面１０３、コアンダ吸入口表面上でより積極的に向けるために、一次ノズル壁噴出物をより積極的に利用している。この曲線の最大高さ点は、要素２０１の湾曲した壁の類似の最低位置（青色で示される軸に近い）からおよそ「Ｇ」距離のところにある点に、軸方向に位置決めされる。したがって、２つの半分のエジェクタ（またはエアナイフエジェクタ壁）１４０１および２０１は互い違いに配置される、すなわち、それらの吸入口は、軸方向に同じ場所に位置決めされない。同様に、１１０と２１０とを形成する平坦なセグメント化された表面がそれぞれ、湾曲した断面１１０ａおよび２１０ａになり、前記エジェクタの内部の流れを下方向に、または飛行目標によって規定されるさまざまな方向に向ける場合、１４０１および２０１の最小距離軸方向場所は、距離「Ｇ」だけ互い違いに配置され、それらのディフューザ１１０および２１０は、それぞれアクチュエータ１１５および２１５によって形状を変更することができる。図１４は、従来技術と比較した比の変更も示す。

[00118]そのうえ、本発明のターンの半径対スロット高さは５：１未満であり、改善された分離遅延くぼみが、コアンダ表面上に置かれる。その結果、流れ分離のないはるかに速いターンという結果になり、そのため、デバイスの喉は、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎによって指定された喉よりも少なくとも２５〜１００％大きいことがある。さらに、ディフューザパーツの半角の一定の変動（すなわち、中心線から離れる、壁の非線形成長）を適用し、くぼみのある表面を前記ディフューザ内へと用いることによって、その寸法は、より積極的に流れの分離なしに成長し、デバイスの全長の短縮をもたらし得る。

[00119]さらに、エジェクタの上半分と下半分の両方が、流体供給および機能に対して別個に作用するが、退出プレナムへの混合物の引き込み、混合、および拡散に協働することができる場合、性能は、平坦なディフューザの上側表面と下側表面の両方でのさらなるディフューザ移動壁によって大きく改善される。これは、次に、より小型のデバイスが、構造全体を回転させる必要なく、水平飛行または垂直離陸、ホバリング、および着陸において、推進の理由で、翼構造とともに実施されることも可能にする。

[00120]さらに、くぼみの使用は、前記エジェクタの外周の至る所での初期点から出口までの壁の変動を可能にし、したがって、翼構造との良好な統合を可能にする。異なる構造は、エジェクタの円い端で使用され、一次ノズル上のくぼみまたは特殊な特徴が、エジェクタが十分に実行するために必要とされないことがある。図２２Ａは、本発明で説明されるかなりの３Ｄ特徴を有するエジェクタを示す。さらに、ディフューザの下壁上でのターンの最も積極的なゾーンでは、くぼみ（図２１の要素２２１）の使用は、より大きなターンが下方向に９０度またはさらに一層向きを変えることも可能にする。これは、従来技術（たとえば、Ｔｈｒｏｎｄｓｏｎ；Ｆｅｒｎｈｏｌｚ， Ｈ．Ｈ． “Ｚ． Ｆｌｕｇｗｉｓｓ． １５、１９６７年、Ｈｅｆｔ ４、１３６〜１４２ページ）よりも積極的である。図１４は、本開示で説明されるかなりの３Ｄ特徴を有するエジェクタの断面を示す。図１４は、エジェクタ流出噴出物を向け直し、ディフューザエリアおよび混合ゾーンの変化からのその性能を最大にすることが可能である、ディフューザ上の大部分がセグメント化された壁も示す。エジェクタの吸入口平面は平面内になく（平面上でない）、したがって、エジェクタ上半分とエジェクタ下半分の２つの吸入口の間に寸法Ｇ（ギャップ）を有する図１４で見られるように、境界層の吸い込みが翼エアフォイル性能を改善しているように、エジェクタを翼構造の上に置くことが可能である。したがって、コアンダ表面（図１４の１０３、図２２Ａの２０４）は、同じ軸方向位置ではなく、間もなくエアフォイル表面に近接して、後で翼エアフォイル表面から離れるように、軸方向の時間履歴方向に、一次流体壁噴出物を流入させている。

[00121]図２２Ａから図２２Ｆは、３Ｄ特徴が吸入口で使用される、本発明のさまざまな実施形態を示す。図２２Ｆは、上側半分のエジェクタを特徴とする。図２２Ｂは、二次流れの引き込みをかなり向上させる、一次ノズルの内部に置かれた三角タービュレータとしての、要素２１２と、図２２Ａから図２２Ｆおよび図１４のコアンダ湾曲壁８０３の最も積極的なターンにおいてすら、アタッチメントを向上させ、分離を防止する、２２２などの、くぼみとを示す。

[00122]図２２Ａから図２２Ｆでは、要素２１２も、引き込みを向上させるために一次ノズルに導入され、条件に応じて、性能を向上させるために、エジェクタの反対側で用いられてもよいし、用いられなくてもよい。くぼみ２２１は、最短長さにおける良好な運動量輸送と、一次流体と二次流体の混合物の可能な限り均一な出口速度および温度プロファイルを生成することとを保証し、流れの分離を回避するために、輪郭２０４およびディフューザ上に置かれる。これらの一次流体は、圧縮機ブリードからの加圧空気であってもよいし、ガスタービンからの加圧排出ガスであってもよいし、両方の混合物であってもよく、エジェクタ上半分１４０１とエジェクタ下半分２０１に別個に送られ、推力生成の効率を最大にすることに対して、さらなる自由度を追加することができる。

[00123]図２２Ａでは、３Ｄ特徴は、流れにさらされる外周を増加させ、より高い引き込み比を可能にする。図２２Ｂおよび図２２Ｃでは、一次スロットの中央に置かれた三角翼などの、特別に設計されたタービュレータは、たとえばガス発生装置によって常に供給される、一次流体プレナムからの流れを、通路内で加速させ、前記三角タービュレータ２１２の上を強制的に流れさせる。要素２１２は、流れを、剪断層と、乱流を回転および逆回転させることと、前記一次ノズル２０３の増加された濡らされた外周とを含む一連の機構を介して二次流れの引き込みを大きく改善するパターンに押し込む。流体振動子を一次ノズルに埋め込むことは、隣接する一次ノズル上でのパルス化動作を介した引き込みのためのさらなる機能も提供する。

[00124]図２５は、上側エアフォイル壁側２０により近く、前記エアフォイルの頂点を越え、軸方向に互い違いに配置され、エアフォイル表面２０からさらに離れて前記エジェクタの上側リップ（２３）の前方に位置決めされるエジェクタの下側リップ（２２）を有する３Ｄ吸入口を持つという利点を有するエジェクタの構成を示す。リップの位置は、エアフォイルの近くの気流から生じる最確境界層速度プロファイル（２１）に適合するようにモデル化される。リップ２２を有するエアフォイル壁に最も近いストリームの引き込みを予想することによって、リップ２３の境界層の引き込みと比較して、吸入口およびエジェクタ性能におけるより良い分布が得られる。本発明の一実施形態では、エジェクタは、性能を最適化するために、上下に（上側エアフォイル壁に対して垂直方向に）移動可能である。これは、より優れた引き込みプロセスによって、より高い迎角におけるエアフォイルのより優れた性能と、エジェクタ自体のより優れた性能を可能にする。本開示を従来技術と区別する３Ｄ要素としては、吸入口リップ２２および２３の位置、湾曲した壁２０４の相対位置、喉エリア２４およびディフューザ壁２５の位置決めがある。一実施形態では、エジェクタの２つの半分は、互いに対して、およびエアフォイルに対して独立して移動し、航空機の性能に関して常に最適化された位置をもたらすことができる。

[00125]図１７Ａから図１７Ｃは、翼を形成するエアフォイル上に置かれ、独立して移動可能な２つの半分を有する平坦なエジェクタ（図１７Ａを参照）と、エジェクタの上半分のみがエアナイフに類似して使用されるが、エアフォイル上に置かれた翼のフラップとともに喉とディフューザとを形成し、必要とされる性能に合致する一実施形態も示す（図１７Ｂを参照）。これらの実施形態では、フラップは、一次ノズルを含んでも含まなくてもよく、フラップは、エアナイフとも説明される上側エジェクタ半分から独立して動く。そのようなシステムの利点は、そのようなシステムはより単純で、依然として、本開示において説明されるように境界層の吸い込みを介して翼失速を回避することによる翼上での高い入射角と、性能と操縦性とを最適化するためにフラップとエアナイフとを独立して回転させる可能性とを可能にすることである。

[00126]特に、図１７Ａは、上記で翼の上の翼の頂点の後ろのくぼみなどの要素とともに説明され、したがって、翼の上側表面よりも上の境界層を大部分は吸い込む、平坦なエジェクタの実施形態を示す。一方、図１７Ａから図１７Ｃは、翼よりも上から（二次流体として）吸い込まれた空気を強制的に加速し、航空機を前方へ推進させる、エアナイフタイプのエジェクタの使用を示す。すべてのこれらの実施形態では、エジェクタは旋回し得る。さらに、別の実施形態では、エジェクタの吸入口も、限られた様式で旋回し得るが、それらのディフューザ壁は、図１４においてさらに説明されるように延び、飛行の条件によって規定されるように、角度と排出のエリアなどとを変更することができる。１４０１および２０１はそれぞれ、軸１０２および２０２のまわりで独立して回転することができる。

流体推進システムおよびサイクル
[00127]本発明のさらに別の実施形態は、一般に、推進サイクルと、流体運動量輸送を介して推力を提供するシステムに関する。推進システムは、高圧空気源またはガス源のいくつかのストリームを提供する１）ガス発生装置、前記圧縮流体を向けさせる２）導管ネットワーク、航空機上でさまざまなステーションに据え付けられた３）増強推力生成要素、からなる。増強推力生成要素は、主に軸方向の速度成分を有する高速流出噴出物を所望の方向に向け、したがって、対向する推力を生成する。流出噴出物は、圧縮機ブリード、燃焼ブリード、タービンブリード、および／または排出ノズルなどの高圧ガス発生装置場所からの導管を介して推力生成要素に提供される高温高エネルギーガスの混合物であり、非常に高い引き込み率で周囲空気を引き込むようにそのように設計される。引き込まれた空気は、前記推力生成要素に供給された高圧ガスとともに運動量輸送を介して、推力生成要素の内部で、高い運動エネルギーレベルの流れに至らされる。結果として生じる空気とガスの混合物は、推力生成要素から出現し、主に軸方向に、前記薄型エアフォイル前縁と、主に好ましくは前記下流エアフォイル上での揚力を最大にする方向においてエアフォイルの圧力側の方へ、向けられる。

[00128]図２〜７は、ＶＴＯＬ構成における推進デバイスを特徴とする、本発明の一実施形態を示す。エジェクタ２０１および３０１は下方向に配向され、推力は航空機を上向きに移動させている。エジェクタは、同期して回転しており、一次流体の流れは、エジェクタ２０１のための圧縮機ブリードからの前後のエジェクタに対する推力およびエジェクタ３０１のための排出ガスのニーズに合うように調節される。

[00129]中長距離航空機エンジンのための最も効率的な従来の推進システムは、ハイバイパスターボファンである。従来のターボファンは、少なくとも２つのシャフト、すなわち、ファンと低圧タービンに共通のシャフトと、コアに共通するシャフトを用い、ブースタ、高圧圧縮機、および高圧タービンからなってよい。ターボファンの高効率は、高い推進効率を決定するために高いバイパス比、低いファン圧力比によって、および高い熱効率のための高い全体圧力比によって、至らされる。航空機の具体的な燃料消費量は、熱効率と推進効率の積に反比例する。ターボファンにおける熱損失は、主に、圧縮機、タービンなどの構成要素内での燃焼損失および熱力学的損失と、１００％よりも低い機械効率によるものである。燃焼プロセスの非可逆性は、一般に、より低い熱効率につながる主な構成要素であり、一般的な高圧比動力プラントは、４０％の熱効率にすぎない。実用性および他の航空機の制限（重量、抗力など）は、当技術分野で知られている、中間冷却、熱回収などの熱効率改善のための方法の実装を妨げる。

[00130]一方、プロパルサーが、航空機の対気速度よりもすぐ上で、これに可能な限り近い、低い軸方向速度で、大量の空気質量流れを加速させるとき、推進効率は最大にされる。これは、非常に大きいファン直径と、高いファンスピードとを有し、抗力と航空機の重量とを増加させる必要性をもたらす。現在、ファンの直径は、大きさが１１フィートを超えるので、大部分の最高効率ターボファンは非常に大きい。増加されたファン直径は推進効率を改善するが、カウリングの大きさにより抗力が増加し、トレードオフが、一般に、理想的なシステムを得るために実行される。推進効率の現在のレベルは８５％を超え、努力は、推進効率を最大にするために、スラスタを翼の上で分散させることに特化している。当技術分野における１つの普及したアイデアは、分散された推進要素という概念である。スラスタは、航空機の翼および胴体の上で分散されてよい。大部分は、スラスタは、翼の上に置かれ、中央ユニットから機械仕事または電力を受け取る、電気的または機械的に駆動されるファンである。そのような概念は、関係するネットワークの複雑さ、電気モータの重量、および高い高度における電気モータの操作性、ならびに機械的伝動ネットワークの場合には、効率、複雑さ、および重量により、実施するのが困難である。主な設計は、２エンジン設計のままである。

[00131]現在の主な設計の１つの欠点は、ターボファンが重く、複雑なことである。その全重量の３０％超が、ファン附属物とファンシステムを駆動する低圧タービンとを含む、ファンシステム単体である。大型の回転パーツは、先端スピードの制限と、低圧タービン重量および寸法に対する制約と、ならびに低圧タービンに対する吸入口温度とを含む、さらなる設計制限が存在することを意味する。ファンブレードは、適格であり、専用のファンブレード吸い込み検査およびファンブレードアウト（Fan Blade Out）検査において認定されることが必要である。さらに、ファンケースは、そのようなファンブレードの解放を含み、航空機の完全性を保護することが必要である。より小型のシステムでは、効率が維持されるべきである場合、複雑なターボファンシステムを縮小するという難題が重要である。特に、ＵＡＶおよび小型航空機の場合、バイパス比（ＢＰＲ）レベルは、材料の制限により、はるかに低い。直径が縮小するにつれて、ファンは、効率を保持するために、より高速でスピンすることが必要であり、先端損失は、より低い効率を駆動する、より高いスピードで発生する。小型ターボファンでは、難題は、ファン（および圧縮機）を縮小することが、回転スピードが劇的に増加しなければならないことを意味することである。当業者は、ファンの直径は、流体の質量流れの平方根に正比例して拡大縮小するが、ファンのブレード先端スピードは、直径と回転スピードの積（たとえば、Ｐｉ×Ｄｉａｍ×ＲＰＭ）に正比例することを理解する。したがって、ファンの直径が著しく減少される場合、逆に、回転スピードは、同じ先端スピードを保つために増加することが必要であり（機械および圧縮率の理由で）、そうでない場合、性能の低下は著しく増加する。たとえば、５０インチの直径のファンが２０００ＲＰＭでスピンする場合、同じ先端スピードに対して、２０インチのファンは５０００ＲＰＭでスピンすることが必要であり、１０インチのファンは１００００ＲＰＭでスピンし、以下同様である。これは、それに応じてファン圧力比（ＦＰＲ）が増加し、より小さい直径の範囲で、より低効率のファンを駆動することも暗示する。さらに、そのような高応力下のファン構成要素の格納は、達成が困難であり、より厚いファンケースを招き、重量を跳ね上がらせ、システムおよびそのベアリングサブシステムのロータ動力学に関する著しい複雑化を引き起こすであろう。この理由は、大型ファンは、小型ファンよりもはるかに効率的であるからである。小型ターボファンの現状は、大型システムよりも著しく低く、大型ファンのＢＰＲの少なくとも４分の１〜３分の１、性能を発揮しており、高いＦＰＲでは、低い効率（高い燃料燃焼）と、高い回転スピード（高い応力およびメンテナンス）と、困難な操作性および熱管理とを引き起こす。本当に小型のシステムでは、ターボプロップが最良の推進効率を持つにもかかわらず、ターボプロップも、同じ難題に直面する。ターボプロップの主な欠点は、大量の空気を移動させるために必要とされるプロペラの大きい大きさと、ＶＴＯＬ能力を有するシステムにおいて実施することを困難にすることである。現代のターボプロップは、プロペラを駆動するために低圧タービンを使用し、ギアおよびベアリングおよびサブシステム、ピッチ制御などの、さらなる補助システムを用いる。

[00132]ターボファンおよびターボプロップなどの現代の航空機推進噴出の別の要素は、ある量のブリード空気が、客室与圧、タービン冷却、およびエンジン自体の操作性のための機外への放出のために、圧縮機に要求されていることである。一般的な現代のジェットエンジンの圧縮機ブリード空気は、全圧縮機放出空気の２０％までである。航空機が低高度で飛行するまたは無人の場合、客室与圧に向けられる圧縮機ブリードは必要とされず、この部分は、全ブリードの少なくとも１０％を構成する。タービンが冷却されない場合、圧縮機空気の別の約１０％が、より低い点火温度およびしたがってサイクル効率を犠牲にして、燃焼に到達する前に取り出し可能である。しかしながら、新しい非金属材料の進歩およびこれら材料の高い温度および応力能力により、タービンと、実際には、高温セクションの大部分は、空気を冷却する必要性をなくすだけでなく、より高い点火温度も可能にする、セラミックマトリックス複合材料から製造されてよい。たとえば、現在の非冷却金属構成要素によるタービン吸入口温度制限は、この話題に精通している人によって、約１７５０Ｆであると知られているが、現在のＣＭＣ材料は、非冷却２０００Ｆタービン点火温度またはそれ以上をサポートすることができる。これは、はるかに高い効率サイクルと、たいていの場合は減少されたエンジンの重量につながり、全体的な利益が航空機にもたらされる。２０％圧縮機ブリード空気を有する、１７５０Ｆ点火温度サイクルで非冷却の、全金属構成要素エンジンが、セラミック構成要素を有する、２０００Ｆで点火する５０％空気ブリード圧縮機によって置き換えられる場合、サイクルの効率は匹敵し得るが、圧縮空気の５０％は、圧縮機放出ステーションにおいて他の目的に利用可能である。

[00133]表１は、同じ単位流れ（すなわち１ｋｇ／ｓ）を用いた２つの非冷却エンジンのためのさまざまな空気ブリードならびにさまざまなブリードパーセンテージおよび必要とされる入力パワーを圧縮機に供給するタービンの同じパワー出力に関するそのような比較を示す。第１の行はサイクルの圧力比を示し、第２の行は圧縮機ブリードを示し、金属エンジンの熱効率の計算が行３に示されており、金属バージョンと比較した同じ効率における類似のブリードおよび最大ブリードを有するＣＭＣバージョンの熱効率が最後の２行に示されている。一般的な仮定は、タービンはすべての場合で非冷却であるが、空気は、他の目的で圧縮機から放出されることである。表は、ブリードパーセントが、金属バージョンとＣＭＣバージョンとの間で同じように維持される場合、８を超えるサイクル圧力比では、ＣＭＣエンジンはより効率的になることを示す。逆に、エンジンの効率が金属の効率と同様に維持されることが可能である場合、ブリード空気パーセンテージは、劇的に増加可能である。これは、燃焼への同じ燃料流れを維持するが、点火温度が１７５０Ｆ（最高金属非冷却技術）から２０００Ｆ（ＣＭＣ非冷却技術）になるまで空気の流れを減少させることによっても説明可能である。圧縮機パワー吸入口のバランスをとるためにタービンからの同じパワー放出口を発生させることによって、より多くの圧縮機空気が、より高い点火温度に対して利用可能にすることができる。これに基づいて、発明者は、航空機の類似またはより優れた熱効率および総合効率において、大量の圧縮機ブリードが、流れネットワークを介して送られ、現在の最新技術による推進効率を向上および改善する場所に置かれた分散された増強推力デバイスのアレイを供給することを可能にするサイクルを考えた。

[00134]したがって、従来のプロパルサーは、効率への著しい妥協なしに縮小不可能である。本発明の一実施形態は、低圧タービンとともにファンサブシステムを除去する改善されたサイクルの使用によって現在の欠点を克服する。したがって、本発明の本実施形態、その効率的でコンパクトな、高度に統合されたパワープラントのために、より小型の航空機システムおよびＵＡＶ、特にＶＴＯＬ動作およびＳＴＯＬ動作が可能であることが必要なものに特に適しているシステム。

[00135]プロパルサーは、ガス発生装置と、エジェクタに接続された導管のネットワークと、推力増強エジェクタとを形成するために、高圧タービンを有する同じシャフト上に置かれた「改造された」ファンおよび高圧圧縮機からなる。サイクルは、改造されたファン（コアのみ圧縮前）および高圧の単一または多段圧縮機、好ましくはいくつかのブリードポートを有する遠心圧縮機からなる圧縮機システムを利用する。圧縮機ブリードポートは、システム内の全気流の最大５０％抜き取られてよく、残りは、燃焼器システムに向けられる。燃焼は、熱を燃料の形で一定の圧力または体積にて追加し、タービンの方へ向けられるガスの高温ストリームを生成する。高圧タービンは、高温流体を、従来の膨張プロセスにおいてタービン吸入口の圧力および温度よりも低い圧力および温度に膨張させる。好ましくは、タービンおよび燃焼は、現代のＣＭＣなどの冷却流れをほとんどまたはまったく必要としない高温材料である。少なくとも１つの段においてラジアル（centripetal）または軸のいずれかであるタービンは、圧縮システムを駆動するために必要とされる仕事を供給する。タービンから出る排出ガスは、タービンに対する吸入口条件よりも低い圧力および温度であるが、少なくとも現在のターボファン低圧タービンレベルを代表する周囲空気の圧力および温度の２倍、すなわち１５００〜１８００Ｆである。したがって、高圧タービンの膨張プロセスは、依然として、低圧タービンに向けられる代わりに、高エネルギー、高温、および高圧の流れをもたらし、導管を介して、航空機のさまざまな場所へ、流体推力生成プロパルサーへ向けられる。

[00136]導管はまた、絶縁され、ＣＭＣなどの高温材料を利用してもよい。加圧空気または高温ガスを受け入れているプロパルサー要素は、第１セクション内の周囲空気の引き込みおよび加速に流体を用いており、原動力となる流体と周囲空気を混合し、高エネルギーから低エネルギー（周囲空気）への十分な運動量輸送を完了した後、混合された流れを第２の、拡散セクション内で加速する、したがって、高速噴出流出物を、高圧ガス（ガス発生装置からプロパルサーに供給される）と引き込まれた周囲空気の混合物として高速で、好ましくはおよび大部分は軸方向に、当技術分野で知られている特定の軸流速度プロファイルを用いて、送達する。前記プロパルサー要素の引き込み率は、送達される高圧流体の各パーツあたり３〜１５、最高２５である。高い引き込みおよび乱流、流れの十分な混合により、噴出流出物は、したがって、温度がはるかに低い。混合および運動量輸送に関する物理の法則に従って、プロパルサー要素からの噴出流出物の速度は、航空機対気速度に近いが、これを超える。噴出流出物はまた、性質が非円形であり、ほとんどまたはまったく回転成分がなく（ターボプロップさらにはターボファンの大型プロペラとは反対に）、推力を発生した後、そのエネルギーの一部をさらに回収するためにエアフォイルに向けられ得る、たとえば、さらなる揚力を生成するためにプロパルサーの後ろの特定の距離のところに置かれた短翼の前縁の方へ向けられ得る。すべての実施形態では、ガス発生装置は、コア流れのみを提供するようにファンが改造された修正されたターボファンである。

[00137]図２６Ａは、流れの大部分をバイパスして、ターボファンの出口でコアとバイパス流れを混合する伝統的なバイパスターボファンを示す。図２６Ｂは、圧縮機から離れたコアのみおよびブリード流れが推進に必要とされる推力を発生させることを可能にする改造されたファンを有するターボファンを示す。圧縮機から離れたブリードは、好都合には、動作中にいつでも最大効率を可能にするように、発生装置の高温セクション２６０２とは反対に、ガス発生装置８００の低温セクション２６０１全体にわたって設置される。たとえば、離陸時、圧縮機から離れたより多くのブリードが必要とされることがあり、ロータのより速いスピードが、任意選択で、有利なことがある。飛行目標のこの部分では、ブリードポートは、ブリードが存在しなかった場合よりも有利な条件で圧縮機動作がサージ線から離れるように開いている。図２６Ａに示されるなどの現在のターボファンは、飛行目標全体を通じて最大１５％のブリードのみを可能にすることがあるが、改造されたファン設計を好ましい方法で変更することによって、より多くのコア流れおよび圧縮機から離れたより多くのブリードが、本発明において、エンジンを横断する全空気の５０％以下のブリードが誘発されることがある。当業者が認識するであろうように、システムの効率を向上させ、下位段においてブリードを最大にし、より高圧でブリードを最小にするために、複数のブリードが関係させられることもある。しかしながら、本発明では、ブリードのためのサイクルのみに意図的に関係させられる流れの量が特に適用される。圧縮機ブリードポートから離れたブリード空気は、増強された推力のために、導管を介して、高い入射角でエアフォイルの上側表面とともにまたはエアフォイルのすぐ後ろに置かれたプロパルサーに向けられる。

[00138]図２７Ａは、本発明において実施されるブリードおよび導管ネットワークの一例を示す。ネットワークは、それぞれ圧縮機ブリードポート２５１および３５１を介していくつかの低温推力増強エジェクタ８０１と高温推力増強エジェクタ９０１を供給するガス発生装置８００を含む。要素１７０２（低温）および１７０７（高温）からの信号がマイクロコントローラ９００（図示されず）に送られると、圧力センサおよび温度センサが流れの測定を行ってよい。圧縮機ブリード導管２５１を介したガス発生装置８００から推力増強エジェクタ８０１への流れは、マイクロコントローラ９００によって制御される制御弁１７０３によって規定される。同じコントローラは、回り継手１７０１（要素８０１のための）および１７０５（要素９０１のための）の作動を規定する。図２７Ａは、前記ガス発生装置８００の圧縮機の同じポート２５１から供給され、マイクロコントローラ９００によって制御される一連の４つの（４）低温推力増強エジェクタ８０１をさらに示す。

[00139]図２７Ｂは、図２７Ａに示されたものと類似のネットワークを示しているが、ガス発生装置８００から離れた圧縮機ブリードポートによって供給される２つの低温推力増強エジェクタのみを有する。回り継手１７０１は、複数の方向における要素８０１の回転を可能にし、前記エジェクタ８０１への流体の通過も可能にしてよい。航空機に対する前記エジェクタの位置は、マイクロコントローラ９００から電気的手段または空気式手段または機械的手段を介して制御される。ブリードポート２５１の下流の導管内の流量と圧力と温度とを測定するためのセンサ１７０２は、マイクロコントローラに情報を与えるために使用される。次に、マイクロコントローラは、制御弁１７０３を介した流れの調整を命令するのと同時に、回り継手１７０１のまわりでの要素８０１の回転を命令する。同様に、要素９０１の推力の大きさおよび方位は、航空機の位置が許容可能になるまで、制御弁１７０７を介した流量の調整および回り継手１７０５のまわりでの方位調整を介して調整され得る。したがって、コントローラは、ガス発生装置動作パラメータならびに推力増強エジェクタの各々の上での推力の方位および大きさに加えて、推進システム導管ネットワークから情報が与えられている。

[00140]図２７Ｃは、マイクロコントローラ９００とそのネットワークとを示し、少なくとも１２の（１２）入力と少なくとも４つの（４）出力とを示す。出力は、主に、その飛行目標中にいつでも航空機の姿勢を制御するように、流量と、推力（エジェクタ）方位を制御する。

[00141]図２７Ｄは、ネットワークのさらなる詳細を提供する。圧縮機ブリードポート２５１および排出装置３５１からの流れは、推力増強エジェクタ８０１および９０１に送られる。マイクロコントローラ９００への入力としては、入力１１を介したガス発生装置のパラメータ（ｒｐｍ、圧縮機ブリード空気の温度および圧力、排出装置の圧力および温度など）がある。入力２６としては、システムに含まれる加速度計からの供給がある。入力３０はジャイロスコープである。入力４０は、航空機の高度を知らせる超音波または気圧高度センサ入力である。入力５０はＧＰＳ入力である。入力７０はＢｌｕｅｔｏｏｔｈ(登録商標)入力である。入力８０はＲ／Ｃレシーバである。

[00142]さらに、図２７Ｄは、制御弁１７０３および１７０７の作動を介した流れの調整のためのコントローラへの、フィード情報２７０２および２７０６として示される、導管上のセンサからのフィードバックを示す。制御弁は、それぞれケーブル２７０３および２７０７を介してコントローラに接続され、コントローラから受け取られた入力に基づいて調整する。それに応じて、流れが、センサ１７０２および１７０６によって調整および測定され、センサ１７０２および１７０６は、それに応じて調整が行われたことを知らせるために、コントローラにフィードバック情報を提供する。同様に、他のセンサ１１、２６、３０、４０、５０、６０、７０、および８０は、個々にまたは一緒にのどちらかで、コントローラによって処理され、エジェクタ８０１および９０１の位置の調整は、ケーブル２７０１および２７０５を介して送信される。

[00143]本発明の別の実施形態では、プロパルサーは、垂直離陸または短距離離陸のために航空機の姿勢を変更する目的で推力を方向づけるために、下方向に旋回可能である。図２８Ａ〜図２８Ｅは、本発明におけるプロパルサーの可能な形状を示す。図２８Ａは、比較的単純なクアドロエジェクタシステムを示し、エジェクタは、中央のガス発生装置によって供給されている。エジェクタ（低温）のうちの２つは、原動力となる（すなわち一次）空気として、圧縮空気を有する圧縮機ブリードポートから供給されるが、高温エジェクタは、ガス発生装置の排出ポートから排出ガスを受け取る。４つのエジェクタはすべて、ホバリングモードで下方向を向くが、航空機の姿勢の調整は、図２７Ａ〜図２７Ｄで言及されるパラメータの変更を介して可能である。図２８Ｂは、デバイスが航空機に埋め込み可能である本発明の一実施形態を示す。図２８Ｂでは、２つの低温エジェクタのみが示されている（４つのうち）。エジェクタは平坦で、主翼の頂点の後ろに置かれ、主翼の失速マージンを拡張し、下流揚力生成構造において使用するための高速流出物を生成するように働く。平坦なエジェクタはまた、ホバリング（主に、地面に向かって下を向く）のために、または飛行中の高度を調整するために、翼の主軸に沿って回転してよい。図２８Ｃは、４つのエジェクタ（２つは高温で、尾部に設置され、２つは低温で、先尾翼エアフォイルの後ろに置かれる）および先尾翼（低温）エジェクタ側のハウジングシステムの内部に埋め込まれたエジェクタからなる、より複雑な先尾翼タイプのシステムを示す。エジェクタは平坦で、主に飛行の軸方向において、出口平面において形状が方形である噴出流出物を発生させている。あるいは、３Ｄ要素を有するエジェクタが図２８Ｄに示されており、吸入口および喉およびディフューザは、性質が（２Ｄではなく）３Ｄであり、このことは、引き込みと全体的な性能とを向上させる。図２８Ｅでは、平坦なエジェクタの上半分のみが翼の上に示されており、一次流体のみがエジェクタの上半分（半分のエジェクタ、翼のフラップとペアになる）に導入される完全な構造を形成するために、前記翼のフラップとペアになる。

[00144]図２９は、本発明の一実施形態における離陸またはホバリング時の推進システムの１つの可能な構成を示す。エジェクタは、機体を持ち上げ、それをホバリング位置に維持するために、下方向を向いている。

[00145]図１３は、推進システムを装備するＵＡＶの操縦性を示す。エジェクタのピッチ、ロール、およびヨーの位置決めが、尾部（高温）エジェクタと低温（先尾翼）エジェクタの両方に対して、示されている。

[00146]本発明の一実施形態では、圧縮機放出空気（少なくとも周囲空気圧力において２倍）と高圧タービンからの高温ガス流出物（少なくとも周囲圧力の２倍）の両方を受け入れるプロパルサーは、本実施形態では、離陸時に下方向を向いており、したがって、離昇のためにＵＡＶ重量を超える対向する推力を生成する。米国特許第８，０８７，６１８号（Ｓｈｍｉｌｏｖｉｃｈら）は、翼システムに埋め込まれ、離陸時にのみ排出または圧縮空気と、翼の上でのさらなる流れ制御のために圧縮機ブリード空気（１５％未満が言及されている）のほんの一部とを方向づけるためにターボジェットエンジン排出を利用する、そのようなデバイスの使用について開示している。特に、彼らは、推力を増強しておらず、離陸中に圧縮空気を用いて排出ストリームを制御することによって排出ストリームを向け直すにすぎない。本発明の一実施形態は、特に２０％を超えるブリード空気を圧縮機から取り出し、それを飛行中の全体にわたって離陸から着陸まで前記プロパルサーに向ける、特別に設計されたパワープラントを利用する。これが達成される特定の手段は、より多くの流れに対応可能なより開いた第１の段を有する圧縮機を設計し、それに続いて、全気流の最大５０％などの大量の、流れの一部分のブリードを行い、この部分をいつでも低温ガスプロパルサーに向け、高温ガスプロパルサーに向けられた高圧タービン後の流れの残余エネルギーとともに熱力学サイクルに残りの流れの部分全体を利用することによるものである。圧縮機ブリード流れは、プロパルサーへの流れの送達を調節する制御弁または流体弁などの、流れ制御の採用を介しても調節可能である。両方のタイプのプロパルサー、すなわち低温および高温は、飛行の前進方向と比較して、独立して、少なくとも９０度から１２０度上下を向いて旋回可能である。低温ガスプロパルサーは、翼とともに埋め込まれてもよいし、翼内に、好ましくは、非常に高い入射角の第１の翼（先尾翼）の航跡内に埋め込まれてよく、プロパルサーの吸入口を先尾翼エアフォイルに近接して、好ましくは、その翼弦の最後の３分の１の中に、後縁により近く、置くことによって、その失速マージンを著しく向上させてよい。高い入射角は分離と失速とを引き起こし得るが、前記場所におけるプロパルサーの追加は、その操作性を、失速点を十分に超えて拡張する。

[00147]別の実施形態では、高温プロパルサーに送達された高温ガスを冷却するための水または液体窒素などの流体の注入は、原動力となる空気の質量流量の増加を通して前記プロパルサーによって生成される離陸推力を増加させ得る。推進システムがＵＡＶに埋め込まれている場合、航空機に搭載される水の量は、離陸後、および飛行目標の終了時、搭載されている燃料がほぼ消費されているとき、着陸は、さらなる推力を少なくとも２５％、最高５０％必要としないようなものである。

[00148]さらに別の実施形態では、一次／原動力となる流体としての高圧タービンから高温エジェクタへの排出ガスの使用は、特に水平飛行中に、特に主高温プロパルサーの一次ノズルへのより低温の混合フィードを維持するために、さらなる低温空気圧縮機ブリードを用いて増強され得る。このようにして、一定の圧力における混合およびガス混合物の温度の低下により、より長い寿命および／またはより安価な材料が、導管内で利用され得る。低温圧縮機空気ブリードの調節は、低温プロパルサーに供給することから高温プロパルサーに供給する導管に流れを切り換える弁を介して、またはその寿命を延ばすために高温プロパルサーのプレナムへの二次吸入口を介して、実行され得る。この場合、低温プロパルサーは、主翼システムと位置合わせされるようになる、または胴体内部へ引っ込められてよく、したがって、推力生成に関与しない。

[00149]一般的なジェットエンジンの熱力学サイクルが図３０Ａに示されている。作業流体の展開は、圧縮プロセスを介して吸入口の端（点２）から３に、燃料の追加、および３〜４の、等圧プロセスを介した一定の圧力における燃焼、４〜５の、タービン上での膨張で説明されている。後者は、ターボジェットの場合、圧縮機によって必要とされる仕事と、ターボファンのための（ファンに接続されたタービンを介して）ファンを駆動することまたは大気へのノズルによる直接膨張のどちらかに利用可能なさらなるエネルギーとを提供する。本発明の本実施形態は、ファンを駆動するために必要とされる自由タービンを除去し、改造されたファンをエンジンの主シャフトに接続し、航空機の飛行目標中のあらゆる点において（離陸、移行、水平飛行、ホバリング、および着陸）、航空機とともに埋め込まれた特別に設計されたエジェクタを介して推力を引き込みおよび増強するために点４５において燃焼ガスのエネルギーを使用する。発明されたサイクルの熱力学的展開は、タービンを通る膨張よりもはるかに高く、高効率におけるより低圧へのほぼ等エントロピーの膨張を介して、４５のガスを必要とする。プロセス４５−Ａ’は、展開について説明し、このタイプのノズル膨張は非常に高い効率を有することが知られているので、ほぼ等エントロピーと認識可能である。作業流体の展開４５−Ａ’は、上記で説明されたエジェクタ内に設置された多数の一次スロットを介して発生する。膨張は、Ｐ_2static条件において接近している周囲空気と混合する一定の圧力または一定の面積によって継続される。展開は、作業流体の場合はＡ’−Ｄ’をたどるが、周囲空気は、吸入条件点ＣからＤ’まで、一定の圧力でもたらされる。一定の圧力で混合するこのプロセスでは、混合物の最終温度は、エジェクタへの周囲空気の引き込み比に依存する。以下で説明されるように、５：１（一次作業流体の各パーツあたり引き込み空気の５つのパーツ）を超える値まで前記一次ノズルのいくつかの要素およびエジェクタの混合セクションを介して引き込み比を最大にする特別に設計されたエジェクタが、本発明において利用される。次に、ポンプ効果が、より高温の一次流体および引き込まれた周囲空気の混合物の温度と圧力とを、それぞれＴ_mixと、ｐ_ambよりも高いＰ_mixに上昇させる。これが、図３０Ｂの図における点Ｄである。混合物のほぼ等エントロピーの拡散および吐出は展開Ｄ〜Ｅであり、それぞれＴ_exitおよびＰ_exitの最終温度および圧力に達し、ここで、Ｐ_exitは、航空機スピードにおける周囲圧力に等しい。点Ｄの場所は、点２と点５の中間にあり、より高い引き込み比の場合は、点２の方に近い。次いで、より低い混合物温度および速度で推力を発生させるために大量の空気が引き込みおよび活性化可能であることに留意すれば、システムの利点は明らかである。次に、これは、そのような熱力学サイクルの排出が、推力生成だけでなく、サイクルの出口で、有利にはさらなる揚力生成のためにそれをさまざまなエアフォイルの上に向けること、または航空機のＶＴＯＬ機能およびＳＴＯＬ機能のためにそれを特定方向に向けることに利用されることを可能にする。さらに、いくつかの実施形態における前記エジェクタの引き込み吸入口の配置は、翼などのエアフォイルから生じる境界層吸い込みという結果になるようなものであってよく、補助エアフォイル翼の失速マージンに対するさらなる利益が得られる。一実施形態では、翼エアフォイルの第１のセットは、非常に高い入射角で動作するように位置決めされ、非常に小さい、失速に対するマージンを有する。前記エアフォイル頂点のすぐ後ろに前記エジェクタを置くことによって、境界層の分離を発生しやすいエリア内で、吸引側（すなわち、引き込み側またはエジェクタの吸入口側）が、失速マージンが著しく向上され、前記エアフォイル／翼上での非常に高い揚力生成が得られ、失速がないことを決定する。

[00150]さらに、短い離陸距離が望ましいいくつかの場合では、ターボファンからの排出ガスは、エアフォイルの吸引側（フラップなど）に向けられ得る。いくつかの概念がこの技法を使用してきたが、結果は限られている。本発明の本実施形態では、それが、より高い運動エネルギーの流体（排出ガスの混合物の空気）を吸引側の代わりに翼の圧力側すなわちフラップに直接的に、またはターボ機械エアフォイル（タービンなど）の様式において大部分を前縁に直接的に向けることの利益を利用するので、少なくとも翼の、推力要素が発生させる噴出にさらされる部分に対して、より高い局所的速度の二乗に比例するより高い揚力が存在する。

[00151]さらに、著しくより低い温度で、対気速度よりもさらにより高い平均出口速度であるエジェクタの排出が、二次の下流薄型エアフォイルに向けられ得る。エジェクタは、それらの流出噴出物を、薄型であり強化複合材料から製造されてよいエアフォイルの方へ向ける。より高い流出物噴出速度は、前記エアフォイルによって生成される揚力と比較して前記エアフォイル上での高い揚力が、次いで、航空機の対気速度流れのみを受けることを決定する。逆に、エアフォイルの大きさおよび形状は、非常に大型の翼に類似した揚力を発生させるために著しく減少され得る。ここでエジェクタの吸入口を戻し、エアフォイル８０３のすぐ上にエジェクタの配置に留意すれば、境界層の吸い込みは前記エアフォイル８０３の頂点を越えてエジェクタへと展開し、この境界層が前記エジェクタによって吸引されることは、エアフォイル８０３のより良い失速マージンを決定し、それが、より高い入射角において効率的に動作することを可能にする。

[00152]図３１に示される別の実施形態では、前記低温エジェクタ８０１は、エアフォイル８０３の後ろおよびエアフォイル８０２の前に置かれ、前記エアフォイル８０３の境界層の吸引により８０３の上での失速マージンと、エアフォイル８０２の方へ効率的に向けられる８０１の出口における流出噴出物のより速いスピードにより揚力とを増加させることによって、依然として両方に影響する。これは、エアフォイル８０３と８０２の両方のより積極的な水平飛行位置、同じ揚力に対するより短いエアフォイル、ならびに航空機の垂直離陸、ホバリング、および操縦のためのエジェクタの旋回を可能にする。それは、現在の最新技術によるジェットエンジンの場合と同様に、熱力学的デバイスの流出噴出物のより有益な使用が、揚力生成に向けて使用され、環境に浪費されないことも可能にする。

[00153]これは、網羅的なリストであることは意図しないが、本発明のさまざまな実施形態は、以下の改善点および利点のうちのいくつかまたはすべてを提供するように設計される。

[00154]あらゆる飛行の条件における、推力増強とコアンダタイプの平坦なエジェクタからの噴出流出物を特定方向に向けることとを最大にする機能の向上、
[00155]一次ノズルおよびコアンダ表面における特定の３Ｄ特徴の導入を介した航空機の翼または胴体とのより良い統合のために、効率を向上させ、デバイスを縮小する、
[00156]航空機の効率を向上させるために翼の特定の外形を利用するために、そのようなデバイスを翼とともに埋め込む、
[00157]二次流体を引き込ませ、さらなる特徴を介してデバイスの最短の期間および長さにおいて混合するために、一次ノズルの効率を向上させる、
[00158]航空機の推進効率を向上させ、航空機の翼および胴体におけるナセルおよび主推進エンジンの存在を除去しながら、離陸、ホバリング、および着陸に加えて、航空機の水平飛行において、その効率的な動作を可能にするために、非円形様式で全体的な外形を向上させる、
[00159]通常は機械的接続を介して推力のみを生成する噴出流出物の残余運動エネルギーを使用することによって、翼の上での噴出のより速い局所的速度により、さらなる推力と揚力とを生成する、
[00160]プロパルサーのディフューザ壁の伸張によって推進および揚力生成デバイスと同じ揚力を維持しながら、翼を縮小する、
[00161]固定外形エジェクタの理想的な条件から離れた条件でより良く機能するように、エジェクタを改善する（たとえば、エジェクタの２つの半分を使用し、それらを互いに対して移動させることを可能にし、エジェクタディフューザ壁を完全に伸張させ折りたたむためにフラップ状の特徴を追加することの使用によって、動作と推進熱力学サイクルとを最適化する）、
[00162]プロパルサーから出現する噴出流出混合物の比較的低温および航空機の速度よりも高い値における軸流速度成分により、翼幅あたりの揚力比を増加させる、
[00163]それがより高い温度の出現する混合噴出流出物に耐えることができることにより、薄型エアフォイルにおいて使用されるあるタイプの材料として複合物を含む、
[00164]エアフォイルは、応力への高い機械抵抗を持ち、幅がより薄く、翼幅がより短くすることができるので、航空機の全体的な寸法と重量とを減少させる、
[00165]プロパルサーとエアフォイルの両方の流れを旋回および調整することを介して、Ｖ／ＳＴＯＬおよびホバリングを可能にすることを含めて、航空機の操縦性と汎用性とを著しく改善する、ならびに／または
[00166]特にＵＡＶ、ＵＡＳ、およびドローンにおいて、小型の翼と分散された推進システムとを有するコンパクトなシステムを可能にすることによって、航空機姿勢制御、ホバリング、およびＶＴＯＬの能力を向上させる。

[00167]そのうえ、上記で言及された多数の特徴に加えて、本発明のさまざまな実施形態は、以下の改善点および利点のうちのいくつかまたはすべても有してよい。

[00168]熱力学サイクルはより単純で、エジェクタ／エダクタタイプの要素が、ファンおよび低圧タービンサブシステム機能全体を置き換え、したがって、システムの重量を少なくとも３０％減少させる。これは、上記で説明された理由によりターボファンが効率的でない場合、より小型のＵＡＶタイプのシステムにとって特に有利である、
[00169]大型の回転パーツを移動させることなく、エダクタタイプのプロパルサーを独立して旋回または特定の方向に向け、垂直に離着陸することを可能にする可能性、
[00170]離陸中および水平飛行中ならびに着陸時および緊急時にこれらのプロパルサーへの流れを調節し、したがって、航空機のさまざまな場所に異なる推力レベルを適用し、任意の数の前記プロパルサーを完全に隔離する可能性、
[00171]同じ機能の非可動パーツを用いて大型回転パーツ構成要素を除去する可能性、すなわち、ファンが流体プロパルサー／エダクタによって置き換えられ、特にファンの寸法が非常に高速を要求する小型ＵＡＶおよび飛行機の場合、構成要素の寿命における直接的な改善が、非可動パーツ対回転パーツから予想される、
[00172]導管およびプロパルサーに、複合材料、炭素繊維系材料、およびＣＭＣなどの軽量で高温の材料を使用する可能性、
[00173]水平飛行時に高温プロパルサーのみに高温ガスまたは高温排出ガスとガス発生装置からのより低温の圧縮機空気ブリードの混合物が供給されるようにブリードを調節する可能性、
[00174]ガス発生装置が、サージ線または失速線から遠く離れて、離陸と巡航の間でのＲＰＭの大きな偏位なしに、任意選択で有利には同じ回転スピードで動作されるという利益、
[00175]プロパルサーに任意の形状を与え、航空機の胴体および翼と大幅に統合することができるという利益、
[00176]排出からの噴出流出物が、より高速の噴出を使用してより多くの揚力を生成することを含めて、揚力または航空機の姿勢制御のためのエアフォイルが適切に存続および機能するのに十分なほど温度が低いように、前記プロパルサー内部での大きな引き込みおよび乱流混合を有するという利益、ならびに／または
[00177]そうでなければ境界層が高い入射角で分離するであろう翼のキャンバー頂点所在地の後ろで翼へとプロパルサーを埋め込み、それによって、前記境界層を吸い込み、その分離を遅延させ、水平飛行時の前記翼の失速マージンを増加させるという利益。

[00178]エジェクタ７０１、８０１、９０１のいずれも、本明細書において説明される任意のエジェクタ外形を使用して構成可能であることが留意されるべきである。

[00179]前述のテキストは、多数の異なる実施形態の詳細な説明について説明しているが、保護の範囲は後に続く特許請求の範囲の文言によって定義されることが理解されるべきである。詳細な説明は、例示的にすぎないと解釈されるべきであり、あらゆる可能な実施形態について説明することは、実行不可能な場合、非実用的であるので、あらゆる可能な実施形態について説明するものではない。多数の代替実施形態が、現在の技術または本特許の出願日以降に開発される技術のどちらかを使用して実施可能であり、依然として特許請求の範囲に含まれる。

[00180]したがって、多数の修正および変形が、本特許請求の範囲の趣旨および範囲から逸脱することなく、本明細書において説明および図示される技法および構造においてなされ得る。したがって、本明細書において説明される方法および装置は例示にすぎず、特許請求の範囲を限定するものではないことが理解されるべきである。

Claims (23)

1. 前部部分と、尾部部分と、スターボードサイドと、ポートサイドとを有する主本体と、
   前記主本体に結合され、ガスストリームを発生させるガス発生装置と、
   前記発生装置に流体的に結合された少なくとも１つの前部導管と、
   前記発生装置に流体的に結合された少なくとも１つの尾部導管と、を備え、
   前記少なくとも１つの前部導管に流体的に結合され、前記前部部分に結合され、前記スターボードサイドおよび前記ポートサイドにそれぞれ結合された第１の前部エジェクタと第２の前部エジェクタと、前記前部エジェクタがそれぞれ、前記少なくとも１つの前部導管からのガスが所定の調製可能な速度で流れる放出口構造を備え、
   前記少なくとも１つの尾部導管に流体的に結合され、前記尾部部分に結合された少なくとも１つの尾部エジェクタと、前記少なくとも１つの尾部エジェクタが、前記少なくとも１つの尾部導管からのガスが所定の調製可能な速度で流れる放出口構造を備え、
   前縁を有する第１の一次エアフォイル要素と第２の一次エアフォイル要素と、前記一次エアフォイル要素がそれぞれ前記スターボードサイドおよび前記ポートサイドに結合され、前記第１の一次エアフォイル要素および前記第２の一次エアフォイル要素の前記前縁がそれぞれ、前記前部エジェクタからの前記ガスが前記一次エアフォイル要素の前記前縁の上で流れるように、前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタのすぐ下流に設置され、
   前縁を有し、前記主本体に結合された少なくとも１つの二次エアフォイル要素と、前記少なくとも１つの二次エアフォイル要素の前記前縁が、前記少なくとも１つの尾部エジェクタからの前記ガスが前記少なくとも１つの二次エアフォイルの前記前縁の上で流れるように、前記少なくとも１つの尾部エジェクタの前記放出口構造のすぐ下流に設置される、
   乗物。
2. 前記前部部分に結合され、それぞれ前記スターボードサイドおよび前記ポートサイドに結合された第１の先尾翼と第２の先尾翼をさらに備え、前記先尾翼が、前記乗物が運転中であるとき前記先尾翼の上を流れる周囲空気の境界層を発達させるように構成され、前記先尾翼がそれぞれ、前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタが前記境界層に流体的に結合されるように、前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタのすぐ上流に設置される、請求項１に記載の乗物。
3. 前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタがそれぞれ第１の吸入口部分と第２の吸入口部分とを備え、前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタが、前記境界層が前記吸入口部分によって吸い込まれるように位置決めされる、請求項２に記載の乗物。
4. 前記ガス発生装置が前記主本体内に配設される、請求項１に記載の乗物。
5. 前記発生装置によって発生される前記ガスストリームが前記乗物の推進の唯一の手段である、請求項１に記載の乗物。
6. 前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタが各々、前縁を有し、前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタの各々の全体が、前記前縁と平行に方位づけられた軸まわりで回転可能である、請求項１に記載の乗物。
7. 前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタが各々、前縁を有し、前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタの各々の全体が、前記前縁と垂直に方位づけられた軸まわりで回転可能である、請求項１に記載の乗物。
8. 前記少なくとも１つの尾部エジェクタが前縁を有し、前記少なくとも１つの尾部エジェクタの全体が、前記前縁と平行に方位づけられた軸まわりで回転可能である、請求項１に記載の乗物。
9. 前記少なくとも１つの尾部エジェクタが前縁を有し、前記少なくとも１つの尾部エジェクタの全体が、前記前縁と垂直に方位づけられた軸まわりで回転可能である、請求項１に記載の乗物。
10. 前記放出口構造のうちの少なくとも１つが非円形である、請求項１に記載の乗物。
11. 前記乗物の有人操作を可能にするように構成されたコックピット部分をさらに備える、請求項１に記載の乗物。
12. 前記ガス発生装置が、前記ガスストリームが低温である第１の領域と、前記ガスストリームが高温である第２の領域を備え、
    前記少なくとも１つの前部導管が、前記第１の領域から前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタにガスを提供し、
    前記少なくとも１つの尾部導管が、前記第２の領域から前記少なくとも１つの尾部エジェクタにガスを提供する、
    請求項１に記載の乗物。
13. 前部部分と、尾部部分と、スターボードサイドと、ポートサイドとを有する主本体と、
    前記主本体に結合され、ガスストリームを発生させるガス発生装置と、前記ガス発生装置が、前記ガスストリームが低温である第１の領域と、前記ガスストリームが高温である第２の領域とを含み、
    前記発生装置に流体的に結合された少なくとも１つの前部導管と、
    前記発生装置に流体的に結合された少なくとも１つの尾部導管と、を備え、
    前記少なくとも１つの前部導管に流体的に結合され、前記前部部分に結合され、前記スターボードサイドおよび前記ポートサイドにそれぞれ結合された第１の前部エジェクタと第２の前部エジェクタと、前記前部エジェクタがそれぞれ、前記少なくとも１つの前部導管からのガスが所定の調製可能な速度で流れる放出口構造を備え、前記少なくとも１つの前部導管が、前記第１の領域から前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタにガスを提供し、
    前記少なくとも１つの尾部導管に流体的に結合され、前記尾部部分に結合された少なくとも１つの尾部エジェクタと、前記少なくとも１つの尾部エジェクタが、前記少なくとも１つの尾部導管からのガスが所定の調製可能な速度で流れる放出口構造を備え、前記少なくとも１つの尾部導管が、前記第２の領域から前記少なくとも１つの尾部エジェクタにガスを提供する、
    乗物。
14. 前縁を有する第１の一次エアフォイル要素と第２の一次エアフォイル要素とをさらに備え、前記一次エアフォイル要素がそれぞれ前記スターボードサイドおよび前記ポートサイドに結合され、前記第１の一次エアフォイル要素および前記第２の一次エアフォイル要素の前記前縁がそれぞれ、前記前部エジェクタからの前記ガスが前記一次エアフォイル要素の前記前縁の上を流れるように、前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタのすぐ下流に設置される、請求項１３に記載の乗物。
15. 前記前部部分に結合され、それぞれ前記スターボードサイドおよび前記ポートサイドに結合された第１の先尾翼と第２の先尾翼をさらに備え、前記先尾翼が、前記乗物が運転中であるとき前記先尾翼の上を流れる周囲空気の境界層を発達させるように構成され、前記先尾翼がそれぞれ、前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタが前記境界層に流体的に結合されるように、前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタのすぐ上流に設置される、請求項１３に記載の乗物。
16. 前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタがそれぞれ第１の吸入口部分と第２の吸入口部分とを備え、前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタが、前記境界層が前記吸入口部分によって吸い込まれるように位置決めされる、請求項１５に記載の乗物。
17. 前記ガス発生装置が前記主本体内に配設される、請求項１３に記載の乗物。
18. 前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタが各々、前縁を有し、前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタの各々の全体が、前記前縁と平行に方位づけられた軸まわりで回転可能である、請求項１３に記載の乗物。
19. 前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタが各々、前縁を有し、前記第１の前部エジェクタおよび前記第２の前部エジェクタの各々の全体が、前記前縁と垂直に方位づけられた軸まわりで回転可能である、請求項１３に記載の乗物。
20. 前記少なくとも１つの尾部エジェクタが前縁を有し、前記少なくとも１つの尾部エジェクタの全体が、前記前縁と平行に方位づけられた軸まわりで回転可能である、請求項１３に記載の乗物。
21. 前記少なくとも１つの尾部エジェクタが前縁を有し、前記少なくとも１つの尾部エジェクタの全体が、前記前縁と垂直に方位づけられた軸まわりで回転可能である、請求項１３に記載の乗物。
22. 前記放出口構造のうちの少なくとも１つが非円形である、請求項１３に記載の乗物。
23. 前記乗物の有人操作を可能にするように構成されたコックピット部分をさらに備える、請求項１３に記載の乗物。