JP2018526559A - 吹出機能を備えた流入部ステータを有する後方フェアリング推進システムを備えた航空機 - Google Patents

Abstract

本発明は、機体（１）および推進アセンブリを備えた航空機であって、前記推進アセンブリが、機体（１）の後方に、機体の延長部分において、長手軸（ＸＸ）に沿って配置された少なくとも１つのファンロータ（７、８）と、内部に空気流（Ｆ）が通る、前記少なくとも１つのファンロータ（７、８）のためのフェアリングを形成するナセル（１４）と、を備え、前記少なくとも１つのファンロータ（７、８）の上流側に取り付けられ、機体（１）とナセル（１４）との間に延びる複数のラジアルステータアーム（１５）を備え、前記ラジアルアーム（１５）が、前記ラジアルアーム（１５）の後縁部（１５ｂ）の周囲において、後縁部（１５ｂ）の延長部分において、前記空気流（Ｆ）に加わる追加の空気流（Ｆｓ）を吹き出すように構成された吹出手段を備えていること、を特徴とする、航空機に関する。

Description

本発明は、機体の下流側に配置された１つまたは複数のファンによって推進される、飛行機、特に民間用飛行機などの、航空機に関する。より詳細には、本発明は、ナセルによってファンに空気が送られる場合に関する。本発明は、前記ナセル内に入る空気流を分配するための手段に関する。

ファンを機体の後部に有するタイプのタービンエンジンが、たとえば、仏国特許出願公開第２９９７６８１号明細書の特許出願および仏国特許発明第１３３９１４１号明細書の特許出願に提案されている航空機の構造に見られる。この場合では、タービンエンジンは、境界層の吸収を通して空力的抗力を制限しつつ、騒音公害および航空機の燃料消費を低減する観点から、前記機体の下流側の機体の延長部分に一体にされている。

そのような構造では、航空機は、互いに逆方向に回転するファンに空気が送られるタービンエンジンによって推進される。このタービンエンジンは、航空機の機体の後部と一体になっている。一般に、タービンエンジンは、出力タービンに供給する、少なくとも２つのガスジェネレータを備えている。この出力タービンは、ガスジェネレータの下流側に配置された２つのファンを駆動するための、互いに逆方向に回転する２つのロータを有する。ガスジェネレータは、各ガスジェネレータに供給するための、別個の側部の空気取入口を有している。

ファンは、航空機の機体の延長部分において、ガスジェネレータの下流側に配置され、概して、前記航空機に接続された環状リングを介して供給され、それにより、機体の周りに形成された境界層の一部を吸収するようになっている。ファンの直径は、およそ、機体のもっとも大である部分の直径である。ファンの回転速度は、概して、慣習的なタービンエンジンの回転速度よりも低くなっており、特に、これにより、ベーンヘッドにおける速度が亜音速とすることができるようになっている。

２つのファンは、圧縮比が低く、流量が高い推進アセンブリを形成する。この場合、前記推進アセンブリの動作および操作性は、ナセル内への空気流の導入に関する条件、特に、前記空気流の向きと一様性に関して特に繊細である。

仏国特許出願公開第２９９７６８１号明細書 仏国特許発明第１３３９１４１号明細書

本発明の目的は、ナセルに入る流れのパラメータの少なくともいくつかを、推進アセンブリの作動条件に適合させるための解決策を提供することである。

このため、本発明は、機体および推進アセンブリを備えた航空機であって、前記推進アセンブリが、出力タービンと、少なくとも２つの別個のガスジェネレータであって、各々が一次フローダクトに配置された、少なくとも２つの別個のガスジェネレータと、機体の後方に、機体の延長部分において、長手軸に沿って配置された少なくとも１つのファンロータであって、このファンロータが、出力タービンによって駆動される、少なくとも１つのファンロータと、空気流が通る、前記少なくとも１つのファンロータのためのフェアリングを形成するナセルと、を備え、各一次フローダクトが、タービンエンジンに供給する中心ダクトに向かって集まり、この航空機が、前記少なくとも１つのファンロータの上流側に取り付けられ、機体とナセルとの間に延びる複数のラジアルステータアームをさらに備え、前記ラジアルアームが、前記ラジアルアームの後縁部の近位において、後縁部の延長部分において、前記空気流に加わる追加の空気流を吹き出すように構成された吹出手段を備えている、航空機に関する。

後縁部の延長部分に吹き出す空気は、アームに関連付けられた流れの局所的な減速、すなわち「後流（ｗａｋｅ）」を制限する。この減速の制限は、前記流れに再びエネルギを与えることによる。特に、前記後流は、下流のファンロータのベーンに衝突する際の、ノイズの主要な発生源である。このため、前記後流を低減することにより、航空機の推進アセンブリによって生じるノイズが低減される。

有利には、吹出手段は、好ましくは、内側の径方向端部に近い部分よりも、外側の径方向端部に近い部分で、より多くの流れを提供することにより、ラジアルアームのスパンに沿って追加の空気流の流れを差動的に分配するように構成されている。

これにより、特に、機体から離れた位置で流速が大きくなるという事実を考慮することにより、後流を最小にするために、吹出を局所的な流れの条件に適合させることが可能になる。このため、航空機は、ラジアルアームの少なくとも２つの径方向の位置上の前記追加の流れの流量を差動的に調整するための手段を備えている。

有利には、吹出手段は、推進アセンブリの作動条件に応じて、経時的に、追加の空気流の流れを変化させるように構成されている。これにより、たとえば、追加の空気流がガスジェネレータの圧縮段から取り込まれた場合、低速におけるエンジンの損失を最小にすることができる。

好ましい実施形態によれば、各ラジアルアームが、中間プロファイルの両側において径方向に延びる２つの側面を備え、吹出手段は、後縁部の上流側で追加の空気流を吹き出すように、前記側面に配置されたオリフィスを備えている。

前記オリフィスの流出部に配置された、一方が他方に対してスライドする２つのグリッドは、追加の空気流を調整するための調整手段を形成することができる。

好ましくは、前記オリフィスの各々が、前記オリフィスが位置する径方向の距離に関して、ラジアルアームの弦の長さの５％から１０％の間の、長手軸に沿う延長部分を有している。

これにより、吹出の結果として生じるいずれの乱れをも最小にすることにより、追加の空気流を、後流における速度の損失を相殺するように適合された流量で導入することが可能になる。

代替的実施形態では、吹出手段は、後縁部から追加の空気流を吹き出すためのデバイスを備えている。

好ましくは、複数のラジアルアームが、ナセルを保持するように構成された、少なくとも複数の保持アームを備えている。

上流側の複数の保持アームを使用することにより、ナセルによって支持される力の吸収の一様性と対称性とを向上させることが可能になる。このため、前記ナセルの剛性を低減させることができる。このことは、アセンブリの質量を低減することの助けになる。

有利には、前記ラジアルアームの後縁部と、前記流れに沿ってすぐ下流に位置するファンロータとを分離する距離が、前記ファンロータのベーンのスパンの７０％に実質的に対応する径方向の距離で測定され、前記ファンロータの外径の２０分の３に少なくとも実質的に等しい。

特に、ナセルの保持アームの場合、これにより、後流の影響を最小にするために、流れを一様にすること、および、追加の吹き出された空気と、混合されることになるメインの流れとの間の混合が可能になる。

有利には、複数のラジアルアームが、前記空気流を軸方向にそらすように構成された可変ピッチの可動部を備えた、少なくとも複数のアームを備えている。

ファンロータに入る空気流をそらすことにより、特に、空気流が航空機の機体に沿って流れる際に形成される、前記空気流の周方向の非一様性または歪みを整えることが可能になる。

有利には、吹出オリフィスは、前記可動部の上流側に配置されている。

有利には、追加の空気流は、継続的に、間欠的に出されるか、吹き出される

有利には、そのような航空機は、一次流れを生成するように構成された少なくとも１つのガスジェネレータを備えたタービンエンジンを備えている。一次流れは、中心ダクトを介して、少なくとも１つの出力タービンに送られる。前記出力タービンは、機体の後方において、機体の延長部分に置かれ、前記出力タービンの周囲の前記少なくとも１つのファンロータを駆動する。

有利には、中心ダクトは、出力タービンの上流に配置されている。

有利には、中心ダクトは、ファンの上流に配置されている。

有利には、出力タービンは、機体の後方において、機体の延長部分に設置されている。

有利には、推進アセンブリは、機体の後方に配置されている。

有利には、吹出手段は、ファンロータの上流に配置されている。

添付図面を参照して、以下の非限定的な例の説明を読むことにより、本発明はよりよく理解され、本発明のさらなる詳細、特徴、および利点は、より明確に明らかとなる。

本発明による航空機の後部と、この航空機の推進アセンブリとの長手方向の概略断面図である。 本発明による航空機の後部と、この航空機の推進アセンブリとの概略側面図である。 本発明による航空機の後部と、可動フラップが取り付けられた保持アームを通過する平面内における長手断面の、この航空機の推進アセンブリとの概略図である。 本発明による航空機の後部と、可動ラジアルベーンを通過する平面内における長手断面の、この航空機の推進アセンブリとの概略図である。 本発明に適用可能な可動アームフラップまたはラジアルステータベーンのピッチを調整するためのデバイスの概略図である。 本発明による航空機の後部と、吹出デバイスが取り付けられた保持アームを通過する平面内における長手断面の、この航空機の推進アセンブリとの概略図である。 吹出手段の第１の変形形態が備えられた、本発明によるナセル保持アームの後縁部の部分の概略斜視図である。 吹出手段の第２の変形形態が備えられた、本発明によるナセル保持アームの後縁部の部分の概略斜視断面図である。 第１の位置に置かれ、吹出手段の第３の変形形態が備えられた、本発明によるナセル保持アームの、後縁部付近の概略断面図である。 第２の位置に置かれ、吹出手段の第３の変形形態が備えられた、本発明によるナセル保持アームの、後縁部付近の概略断面図である。 図８ａまたは図８ｂに対応し、入射角がつけられていない可動フラップに関連する、吹出手段の第３の変形形態が備えられた、本発明によるナセル保持アームの、後縁部付近の概略断面図である。 図８ａまたは図８ｂに対応し、入射角がつけられている可動フラップに関連する、吹出手段の第３の変形形態が備えられた、本発明によるナセル保持アームの、後縁部付近の概略断面図である。

航空機およびタービンエンジン
本発明は、図１または図２に示すタイプのタービンエンジンを備えた、飛行機などの航空機に特に適用可能である。

図１に示すように、タービンエンジンは、航空機の機体１の長手軸ＸＸ上で中心に置かれている。前記タービンエンジンは、その上流側から下流側の方向に、ガスの流れ方向で、単一の出力タービン３に同時に供給する、２つの別個のガスジェネレータ２ａ、２ｂを備えている。タービンエンジンは、航空機の機体１の下流側の端部に設置されている。

この文献を通して、軸方向および径方向との用語は、機体およびタービンエンジンの軸ＸＸに言及している。同様に、上流側および下流側との用語は、前記軸に沿う主な流れの方向に言及している。

本質的に既知の方式で、各ガスジェネレータ２ａ、２ｂは、少なくとも１つのコンプレッサ、１つの燃焼チャンバ、および少なくとも１つの高圧タービン（図示されていない）を備えている。

各ガスジェネレータ２ａ、２ｂは、一次フローダクト３ａ、３ｂ内に収容されている。別個の空気取入口４ａ、４ｂは、各ガスジェネレータ２ａ、２ｂに供給するために、これらダクト３ａ、３ｂに対して設けられている。

図１に示す構成では、前記空気取入口４ａ、４ｂは、航空機の機体１に、ガスジェネレータ２ａ、２ｂの上流で接続されており、それにより、航空機の機体１の周りに形成された境界層の少なくとも一部を吸収するようになっている。より詳細には、前記空気取入口の内壁は、航空機の機体１に直接組み込まれている。

本明細書に示されていない他の構成では、空気取入口４ａ、４ｂは、ガスジェネレータ２ａ、２ｂのコンプレッサに、機体１の境界層によって乱されていない流れを供給するために、機体１から離間させることができる。３つ以上のガスジェネレータ、たとえば、３つを、出力タービン３に供給するために使用することも、考えられる。

いずれの場合でも、空気取入口４ａ、４ｂは、これら空気取入口４ａ、４ｂが、機体１の後ろに、以下に説明する推進アセンブリに入る流れＦの、下流に形成し得る乱れを制限するように設計されている。さらに、この場合、前記空気取入口は、機体１の、前記推進アセンブリに向かって狭まりつつ進出する部分の始点に位置し、それにより、前記空気取入口をこの進出する部分から分けるようになっている。

好ましくは、ガスジェネレータ２ａ、２ｂの２つの一次フローダクト３ａ、３ｂは、長手軸ＸＸ上で集まっており、上流方向でともに開口Ｖを形成している。この開口Ｖの開く角度は、好ましくは、８０度から１２０度の間である。

ガスジェネレータ２ａ、２ｂの２つの一次フローダクト３ａ、３ｂは、出力タービン３に供給する、中心の一次ダクト４で集まっている。ミキサ（図示されていない）は、好ましくは、ガスジェネレータ２ａ、２ｂを収容する２つのダクト３ａ、３ｂが集中する領域に配置されている。このミキサの目的は、中心の一次ダクト４の出口において単一の一様なガス流を形成するために、２つのガスジェネレータ２ａ、２ｂからのガス流を混合することである。

中心ダクト４の出口における前記一次流れによって供給される出力タービン３は、機体１の延長部分に配置されている。前記出力タービン３は、少なくとも１つのファンロータを駆動する。この場合、出力タービンには、互いに逆方向に回転する２つのファンロータ７、８に関し、互いに逆方向に回転する２つのタービンロータ５、６が設けられている。前記タービンロータ５、６は、同軸であり、長手軸ＸＸ上で中心付けられている。これらロータは、航空機の構造に固定された内部ケーシング９周りに回転する。

この場合、第１のタービンロータ５は、出力タービン３において、二次フローダクトから一次フローダクトを分離する筒状本体５ａに接続されたベーンに対応する。二次フローダクトには、ファンロータ７、８が配置されている。第１のロータ５のベーンおよび筒状本体５ａは、内部ケーシング９上で支持アーム１０により、ロータ５の支持ベアリングに接続されている。この支持アーム１０は、出力タービン３の上流で一次ダクトを通っている。

同じ例では、第２のロータ６が、タービン３の一次ダクトの径方向内側の壁に接続され、第１のロータ５のベーン間で長手方向に挿入されたベーンに対応している。

出力タービン３の下流には、第２のロータ６の径方向内側の部分が中心本体１１によって延びている。さらに、この部分は、下流側のファンロータ８のベーンを支持するために、支持アーム１２によってリング１３に接続されている。さらに、前記リング１３は、第１のロータ５の筒状本体５ａを延長し、後方の延長部分を備え、それにより、中心本体１１とともに、出力タービン３の流出部において一次排気パイプを形成するようになっている。

図示の例では、推進アセンブリは、航空機の構造に固定されたナセル１４によって空気が送られる２つのファンロータ７、８によって形成されている。ファンロータは、航空機の機体１の最大の外径に近い外径Ｄを有している。

この場合、第１の上流側のファンロータ７は、出力タービン３の取入口に配置されている。このファンロータ７は、アーム１０において、タービン３の第１のロータ５に接続されており、これにより、上流側の外部のシリンダ本体５ａを支持している。前記上流側のファンロータ７は、こうして、出力タービン３の第１のロータ５と同じ速度で回転する。

同じ例において、第２の下流側ファンロータ８は、出力タービン３の流出部に配置されている。このファンロータ８は、支持リング１３およびその支持アーム１２において、タービン３の第２のロータ６に接続されている。下流側のファンロータ８は、こうして、出力タービン３の第２のロータ６と同じ速度で回転する。

ファン７、８に入る空気が部分的に航空機の機体の境界層で形成されることから、吸気の速度は、慣習的なタービンエンジンのファンに比べて低く、出力速度も、同一の圧縮比において、低くなる。これにより、前記ファンの推進性能および音の性能を向上させる。さらに、ファン７、８の有意な外径Ｄは、ファン７、８の回転速度が、出力タービン３のロータ５、６の回転速度と同様に、やはり、慣習的なタービンエンジンに比べて低く維持されることになることを意味している。

さらに、説明されていない、実施形態の変形形態では、出力タービン３は、単一のロータとステータとにより、既知の方式で形成することができ、推進アセンブリは、前記ロータに関連付けられた１つのファンを有するのみである。

ナセルの保持
図２を参照すると、ナセル１４は、複数の周方向に配置された保持アーム１５により、通常は３つか６つのアーム間で保持することができ、第１のファンロータ７の上流側のナセル１４を、航空機１の固定構造に接続している。保持アームは、ナセル１４をファンから、機体の分だけ延長する。保持アーム１５の数を増大させることにより、ナセル１４によって支えられる力の吸収の一様性および対称性を向上させることが可能になる。このため、ナセルの剛性を低減させることができる。このことは、アセンブリの質量を低減することの助けになる。

しかしながら、目的は、ナセル１４に入る流れＦに関する保持アーム１５の、乱れと抗力とを低減することである。前記保持アーム１５は、このため、プロファイルが定められたフェアリングを備えている。このフェアリングは、航空機の機体１からナセル１４に延びるラジアルベーンを形成する。図２に示す例では、前記ベーンは、その機体１との交差部における下方の細長いベースと、ナセル１４との交差部における短い外部のベースとの間に、実質的に台形の形状を有している。ナセル１４に入る流れＦの方向における上流では、前記ベーンは、前縁部１５ａを有している。この前縁部１５ａは、軸ＸＸに実質的に並行な方向において、機体１とナセル１４とを接続している。下流では、ナセル１４に入る流れＦに対して実質的に横断方向の前記ベーンの後縁部１５ｂは、機体１に対して、直角に近い角度を形成する方向に進んでいる。

可動フラップを有するアーム
図２および図３を参照すると、本発明の第１の態様によれば、ナセル１４の保持アーム１５には、その後縁部１５ｂにフラップ１６を設けることができる。前記フラップの各々は、実質的に径方向かつ、後縁部１５ｂに対して並行な軸Ｙ周りに自在に回転することができ、保持アーム１５のスパンで実質的に延びている。フラップは、図３に見ることができるように、ナセルの流入部に配置されている。

ファンロータ７、８に供給される流れＦは、機体１に沿い、機体の形状の変化によるとともに、たとえば、前記機体に接続されているウィングなどの、図示されていない要素により、上流側で向きがそらされる。後縁部のフラップ１６を可動にすることにより、前記流れＦをファンロータ７の前方に向けることが可能になり、ファンロータに感知される入射角および関連する歪を最小にすることができる。２つのファンロータ７、８が、低圧縮比かつ高流量の推進アセンブリを形成する場合、ナセル１４に入る空気流の歪みを最小にすることにより、前記推進アセンブリの動作および操作性を著しく向上させることができる。

図３に示すように、これら可動フラップ１６は、保持アーム１５のスパンのほとんどにわたって延び、それにより、ナセル１４に入る流れをすべて方向づけるようになっている。図３では、可動フラップ１６は、スパンに応じて実質的に一定である弦を有しているが、このことは、決して限定的ものではない。可動フラップの弦は、たとえば、上流側のファンロータ７のベーンの径方向端部に向かって流れＦをより有意に変更することが有益である場合、機体１からナセル１４に向かって増大させることができる。

可動フラップ１６のピッチ角は、すべての保持アーム１５に関して同じ値を使用することで、まとめて調整することができるか、各保持アーム１５の方位角の位置にしたがって、値を適合させることで、個別に調整することができる。この第２のオプションにより、推進アセンブリが、たとえば横風の場合など、非対称な流れＦを供給する条件に対処することが可能になる。

可動フラップ１６のピッチ角の調整は、やはり一時的に変化させることができ、かつ、推進アセンブリに供給するための条件の変化により、制御することができる。たとえば、横風の場合、これにより、この横風の強さまたは向きの変化を考慮することが可能になる。

可動ラジアルベーン
図４に示す、一実施形態の１つの変形形態では、機体１をナセル１４に接続する可変ピッチのラジアルステータベーン１７は、保持アーム１５間で、好ましくは、前記アームの可動フラップ１６と同じ軸方向のレベルで、方位角によって配置することができる。前記ベーンの各々は、軸ＸＸに対してある傾きで、軸Ｙ’周りに、自在に回転することができる。この傾きは、保持アーム１５の可動フラップ１６の回転軸Ｙの傾きに実質的に等しい。ベーンは、ナセル１４の流入部に配置されている。

この場合、ラジアルステータベーン１７は、ナセル１４を保持するための構造的機能を有していない。この例では、各ラジアルステータベーン１７は、細長い形状を有しており、この形状は、好ましくは、３次元で、径方向に延びている。各ラジアルステータベーン１７は、好ましくは、その長さにわたって実質的に一定であり、保持アーム１５上の可動フラップ１６の弦に実質的に等しい弦を有している。好ましくは、各ラジアルステータベーン１７は、ラジアルステータベーン１７によって受領されたいずれの流入空気流Ｆをもそらすために、前縁部１７ａおよび後縁部１７ｂを有する空力的ボディを形成する。

この場合、ラジアルベーン１７のピッチは、調整可能であり、かつ、任意選択的には、保持アーム１５の可動フラップ１６に関して説明した条件と同じ条件にしたがって、個別またはまとめて制御される。ラジアルベーン１７と可動フラップ１６とのアセンブリは、こうして、ナセル１４の流入部に、可変ピッチのラジアルステータアームのリングを形成している。

互いに逆方向に回転するファンロータ７、８を有する図示の例では、可変ピッチのプロファイルの数を増大させることにより、ナセル１４に入る流れＦの非均一性を、より正確に修正することが可能になり、保持アーム１５の数が制限される。可動フラップ１６とラジアルベーン１７のピッチ角の値は、好ましくは、通常は、絶対値で、１５度未満である低いレンジの値の中で変化する。

単一ファン
図示されていない、推進アセンブリがナセル１４内に単一のファンロータを備えている場合では、可動フラップ１６によって形成された可変ピッチのラジアルアームと、可変ピッチのラジアルベーン１７とのアセンブリは、流入ガイドホイールとして作用することができる。むしろ、ファンロータの上流に取り付けられた、複数の可動フラップ１６および複数の可変ピッチのステータベーン１７は、流入空気流Ｆをそらし、それにより、そらされた空気流Ｆが軸方向および接線方向の成分を含むようにすることができる。次いで、そらされた空気流Ｆは、ファンロータのベーンによって軸方向に整流され、ナセル１４を出る空気流が有利には、１つの支配的な軸方向の成分のみを含むように、圧縮される。

好ましくは、そのような整流アセンブリは、少なくとも２０の可変ピッチのラジアルベーン１７および可動フラップ１６のプロファイルを備えている。さらに、整流効果を得るために、ラジアルベーン１７および可動フラップ１６のピッチは、ファンロータに依存するが、少なくとも１５度でなければならない。一方、通常は６５度未満のままである。

同様に、「スペーシング」として知られている空力の基準が考慮される場合、この基準は、可動フラップ１６またはラジアルベーン１７の弦の長さの、ヘッドの位置で隣接する、２つの可動フラップ１６またはラジアルベーン１７間の距離に対する比によって規定される。「スペーシング」の値は、０．８より大であり、それにより、整流効果を得るようになっている。比較により、保持アーム１５に関し、流入する流れＦ上の前記保持アームの乱れを最小にするために、０．５未満の「スペーシング」の値が求められることになる。

ピッチ補助システムへの追加
複数のデバイスを、可動フラップ１６および／またはラジアルベーン１７に関し、それらのそれぞれの回転軸Ｙ、Ｙ’周りで、適合した個別のピッチを生じさせるように設置することができる。可動フラップ１６および／またはラジアルベーン１７のピッチを個別に調整するための手段の実施形態が、説明的意味で、非限定的例として本明細書に与えられる。

この例では、図３および図４を参照すると、可変ピッチを個別に調整するための調整手段が、好ましくは、機体１内の、図示されていない固定構造上に配置されている。

この例では、図５を参照すると、各可動フラップ１６および／またはラジアルベーン１７が、ピッチ軸Ｙ、Ｙ’とも呼ばれる各可動フラップ１６および／またはラジアルベーン１７の回転軸周りに回転可能であるように取り付けられている。前記ピッチ軸Ｙ、Ｙ’は、航空機の固定構造１８にしっかりと接続された旋回手段上に固定されている。さらに、制御リング１９は、航空機の固定構造１８に対し、長手軸Ｘ−Ｘ周りに回転可能であるように取り付けられている。

第１の接続ロッド２０は、この接続ロッド２０の端部の１つにおいて、実質的に径方向であり、制御リング１９にしっかりと接続されている第１の旋回シャフト２１周りに回転可能であるように取り付けられており、接続ロッド２０の他方の端部において、実質的に径方向であり、航空機の固定構造１８に取り付けられた第２の旋回シャフト２２周りに回転可能であるように取り付けられている。

第１の旋回シャフト２１は、たとえば、接続ロッド２０の端部における長手方向のスロット内に挿入されたピンとすることができる。この方法で、制御リング１９が回転すると、ピンの移動により、接続ロッド２０を第２の旋回シャフト２２周りに回転するように設定することができる。

第１の接続ロッド２０の第２の旋回シャフト２２は、可動フラップ１６のピッチ軸Ｙまたはラジアルベーン１７のピッチ軸Ｙ’に対し、この場合、前記ピッチ軸Ｙ、Ｙ’の上流に、方位角的にオフセットしている。

この場合、第１の接続ロッド２０は、長手軸Ｘ−Ｘに実質的に整列されており、このため、制御リングの位置Ｇａに関して、制御リング１９に対して実質的に垂直である。このことは、可動フラップ１６またはラジアルベーン１７の平均ピッチに対応している。

第２の接続ロッド２３は、第１の接続ロッド２０に、２つの接続ロッド間の関節シャフト２４周りで、関節シャフト２４の一方の端部近くで旋回するように取り付けられている。前記関節シャフト２４を支持する手段は、関節シャフト２４が第１の接続ロッド２０上で移動できるように構成することができる。

第２の接続ロッド２３は、その他方の端部の近位で、可動フラップ１６またはラジアルベーン１７に取り付けられた第３の旋回シャフト２５周りに旋回するように関節でつながれている。第３の旋回シャフト２５は、可動フラップ１６のピッチ軸Ｙまたはラジアルベーン１７のピッチ軸Ｙ’からのゼロではない距離ｄ０に置かれており、それにより、第２の接続ロッド２３の変移を、可動フラップ１６またはラジアルベーン１７の回転移動に変換し、こうして、そのピッチ角の変更へと変換することを可能にするレバーアームが提供されるようになっている。このオフセットは、可動フラップ１６またはラジアルベーン１７に対して固定された接続ロッド２６、または任意の他の手段によって提供することができる。この場合、第３の旋回シャフト２５は、可動フラップ１６またはラジアルベーン１７の弦上に実質的に配置されている。この例は、限定的意味ではない。図示の例では、第３の旋回シャフト２５は、可動フラップ１６のピッチ軸Ｙまたはラジアルベーン１７のピッチ軸Ｙ’の下流側に位置している。

さらに、第２の接続ロッド２３は、この場合、可動フラップ１６および／またはラジアルベーン１７の平均ピッチに対応している制御リング２４の位置に関し、第１の接続ロッド２５に対して実質的に垂直であるように取り付けられている。

そのようなアセンブリでは、コマンド変数Ｇａが、可動フラップ１６またはラジアルベーン１７の各々のピッチ角を変化させるために利用可能である。このコマンド変数は、前記制御リングが軸ＸＸ周りに回転する場合に、制御リング１９の位置に対応する。２つの調整可能なパラメータが、可動フラップ１６および／またはラジアルベーン１７の変位角の位置に係るコマンド変数Ｇａの影響を変更するために利用可能である。

第１のパラメータは、第２の接続ロッド２３上の、第３の旋回シャフト２５と、第１の接続ロッド２０に接続された関節シャフト２４との間の距離ｄ１に対応している。前記距離ｄ１は、図５に見ることができるように、制御リング１９の所与の位置Ｇａに関し、可動フラップ１６および／またはラジアルベーン１７のピッチ角に対し、直接的に影響する。前記距離ｄ１は、たとえば、第２の接続ロッド２３を変更することにより、変化させることができる。

第２のパラメータは、第１の接続ロッド２０上の、第２の旋回シャフト２２と、第２の接続ロッド２３に接続された関節シャフト２４との間の距離ｄ２に関連している。前記第２のパラメータｄ２は、制御リング１９の位置の変数Ｇａに対する、可動フラップ１６またはラジアルベーン１７のピッチ角の変化に関する大きさの増減倍率に、より具体的に関連している。距離ｄ２を低減すると、制御リング１９の同じ変位Ｇａのピッチ角の大きさが低減される。この逆もなりたつ。

そのようなデバイスは、ファンロータ７、８によって吸い込まれた境界層のいずれの非均一性をも整えるために使用することができる。境界層の低速の吸込（着陸または離陸）に起因して、低い歪みのレベルが観測され、対照的に、巡航飛行では高い歪みが観測される。可動フラップ１６および／またはラジアルベーン１７のピッチは、このため、コマンド位置Ｇａの第１の値を、ベーンのピッチに方位角的変位が必要とされていない、低速飛行と関連付けることと、コマンド位置Ｇａの第２の値を、ベーンのピッチに方位角的変位が、歪みを整えるために実施されている、巡航飛行と関連付けることと、によって調整することができる。

吹出を含む構造的アーム
本発明の別の態様によれば、図６を参照すると、保持アーム１５には、その後縁部１５ｂ付近に追加の空気Ｆｓを吹き出すためのデバイスを設けることができる。有利には、この場合、前記空気は、１つまたは複数のガスジェネレータ２ａのコンプレッサから取られ、保持アーム１５の内側を通過して、導管２７を介して吹出デバイスに向けられている。

追加の空気Ｆｓを吹き出すことにより、ナセル１４に入る流れＦにおいて、アームのフェアリングに沿って形成する境界層に起因する速度の損失を、理想的には完全に相殺することを可能とする。これにより、保持アーム１５の後ろに形成される後流が抑制されるか、実質的に減じられる。

しかしながら、前記後流の、後方で回転するファンロータ７、８のベーンとの相互作用は、ノイズの主要な発生源である。通常、これら相互作用によって形成されるノイズは、音色の成分と、広帯域の成分とに分けることができる。

音色の成分は、平均の後流と、主に、第１のファンロータ７との間の相互作用に対応する。この成分は、上流側のファンロータ７の固有周波数において表れる。ノイズレベルの著しい上昇は、ロータベーン７の基本移動周波数と、その高調波で観測される。

広帯域の成分は、主に、保持アーム１５の後流に含まれる乱流構造と、ファンロータ７のベーンの前縁部との間の相互作用に対応する。

航空規格は特に、ノイズの障害を制限し、環境的な衝撃を測定しつつ、前記ノイズの値に関する規制を発行するために、広い範囲で前記ノイズの値を低減することを試みている。感知されるノイズの評価は、周波数に関する強度の重み付けに対応しており、ＥＰＮｄＢ（感覚騒音効果デシベル）として知られる単位に関して測定される。例として、空気が送られていない、一対の互いに逆方向に回転するらせんの前方に置かれた固定アームが、航空機によって出されたノイズの約６ＥＰＮｄＢの罰則となる結果になることが確かめられている。しかしながら、このノイズの衝撃は、アームの後縁部に吹き出す空気で、部分的に３ＥＰＮｄＢに低減することができると見積もられている。

吹出デバイスの第１の実施形態では、図７ａを参照すると、保持アーム１５の後縁部１５ｂは、端部が切られ、追加の空気Ｆｓを吹き出すためのノズル２８のための空間が置かれている。このノズルは、保持アーム１５のスパンで分布している。前記ノズルには、前述の導管２７によって供給される。ノズル２８の空間は、導管２７によって運ばれた空気流に関し、それらの直径および形状は、後縁部１５ｂの後ろの速度の損失を相殺し、こうして、アームの後流を最小にするように、流れを駆動するジェットを形成するように構成されている。有利には、前記ノズル２８は、吹出が存在しない場合、後退可能である。

第２の実施形態では、図７ｂを参照すると、追加の空気Ｆｓを吹き出すための排出オリフィス２９が、後縁部１５ｂの上流側に、この場合では保持アーム１５のプロファイルの各面に配されている。前記排出オリフィス２９は、卵形の穴か、後縁部１５ｂに対して実質的に水平に延びるスロットの形状とすることができる。空気供給導管２７は、排出オリフィス２９と連通している内部キャビティ３０に現れている。このデバイスでは、排出オリフィス２９を通って出る追加の空気Ｆｓの吹出は、保持アーム１５の壁に沿ってすぐに引っ張られ、注入された空気流により、後縁部１５ｂの後方の速度の損失を相殺することを可能とする。内部キャビティ３０および排出オリフィス２９の形状は、この効果を最適にするように構成されている。

この設計では、保持アーム１５のプロファイルの弦に沿う吹出オリフィス２９の延長部分は、好ましくは、およそ、前記プロファイルの周りの流れＦに発現する、境界層の厚さの大きさである。通常は、ナセル１４の保持アーム１５上の１ｍの弦の長さおよび乱れの境界層に関し、弦に沿う吹出オリフィス２９の延長部分は、約５ｃｍから１０ｃｍである。吹出オリフィス２９の長手軸ＸＸに沿う、前記軸ＸＸから所与の径方向の距離に位置する延長部分は、したがって、好ましくは、前記径方向の距離に関する、保持アーム１５の弦の長さの５％から１０％の間である。

さらに、保持アーム１５の後縁部１５ｂは、好ましくは、吹出ジェットが、保持アーム１５をバイパスする主流Ｆと混ざり、後流の影響を減じるために、上流側のファンロータ７から十分に離れて位置している。この場合、前記空間は、後縁部１５ｂと上流側のファンロータ７との間で測定される距離ｄによって測定され、流線Ｌをたどり、上流側のファンロータ７のベーンのスパンの一定のパーセンテージを超える。通常は、この距離ｄは、前記ファンロータのベーンのスパンＥの７０％において上流側のファンロータ７の直径Ｄの約１５％である。

有利には、アセンブリは、吹き出された流れが、スパンＥ上の位置に応じて変化し、かつ／または、経時的に制御されることを許容する手段をさらに備えている。

第１の変形形態によれば、図示されていない１つまたは複数のバルブを、ノズル２８または排出オリフィス２９に供給する導管２７に配置することができる。各バルブの開口は、この開口が接続されている１つまたは複数の導管２７を通る空気流を制御するために、制御することができる。対応するノズル２８または排出オリフィス２９によって吹き出される空気流Ｆｓは、こうして、個別に、または、前記ノズルまたはオリフィスの、保持アーム１５のスパン上の位置に応じたグループとして調整される。

図８ａ、８ｂを参照すると、第２の変形形態は、好ましくは、排出オリフィス２９が、連続しているか連続していないかに関わらず、後縁部１５ｂと並行なスロットを形成する場合に適用可能である。この変形形態では、排出スロット２９は、第１の固定されたグリッド３１および、保持アーム１５のプロファイルの表面に沿って平行移動可能である第２のグリッド３２により、カバーされている。２つのグリッド３１、３２は、有利には、特にこれらグリッドのオリフィスおよびこれらオリフィスを分けるバーの幾何学形状に関し、実質的に同じ幾何学形状を有している。この場合、第１のグリッド３１は、外部にあり、第２のグリッド３２は、第１のグリッドの下でスライドする。第２のグリッド３２の位置は、図示されていないアクチュエータによって制御される。

第２のグリッド３２の第１の位置では、図８ａを参照すると、２つのグリッド３１、３２のオリフィスは、重なっている。排出スロット２９はこうして、導管２７からの供給条件に適合する最大の吹出流れＦｓを通すことを許容する。

第２のグリッド３２の第２の位置では、図８ｂを参照すると、グリッド３１、３２の各々のオリフィスは、他方のグリッドのバーと対向して位置している。有利には、この重ね合わせにより、供給導管２７から来る空気流の、排出スロット２９を通しての通路が完全に閉じられる。

このため、第１の位置と第２の位置との間のグリッド３２の平行移動を制御することにより、実質的に連続した方式で、排出スロット２９を通って吹き出る空気の流れＦｓを、最小値と最大値との間で変化させることが可能である。

特定の実施形態では、グリッド３２、３１、および、任意選択的には、スロット２９は、後縁部１５ｂのスパンに沿って複数の部分に分けることができ、可動グリッド３２の平行移動を区別して制御することができる。このため、時間および空間により、後縁部１５ｂに吹き出る流れを変化させることが可能である。

スパンに沿って吹き出る空気の流れＦｓの変化は、主として、流れがもっとも速い後縁部１５ｂの径方向外側に空気が吹き出ることを可能にする。

吹き出る空気の流れＦｓを経時的に変化させることにより、飛行条件に適合させることを可能にし、必要であれば、吹き出る空気の流れＦｓを低減することにより、エンジンの損失を最小にすることが可能になる。

吹出／整流器の結合
有利には、前述の吹出手段は、保持アーム１５上に、可動フラップ１６と組み合わせて設置することができる。

図９ａ、９ｂを参照すると、排出開口２９は、可動フラップ１６の前方に配置されている。この場合、可動フラップ１６は、下流方向において、スロットの形状の、排出オリフィス２９に供給するキャビティ３０を閉じる。可動フラップ１６の後縁部は、保持アーム１５の後縁部１５ｂである。

図示の例では、スロット２９によって吹き出される空気の流れＦｓを変化させるためにオフセットしたスロット３１、３２のシステムが、図８ａ、図８ｂを参照して与えられた説明にしたがって設置されている。

図９ａを参照すると、可動フラップ１６が、保持アーム１５のプロファイルの全体の軸に整列されると、追加の空気Ｆｓを吹き出すためのデバイスは、保持アーム１５の延長部分における保持アーム１５の後流を制限するために、図８ａを参照して説明した方式と同じ方式で動作する。

図９ｂを参照すると、可動フラップ１６が所与のピッチ角だけ回転すると、全体の流れＦ、ひいては流れＦの後流を、可動フラップ１６のピッチ角に実質的に等しい角度だけそらす。可動フラップ１６の上流の、保持アーム１５の両側のスロット２９によって吹き出された空気Ｆｓは、常に、前記スロット２９と同じ進出角度で出る。しかしながら、可動フラップ１６の圧力面の圧力、および、吸引面上の吸引の影響により、可動フラップ１６のピッチの向きにしたがって、吹き出した空気の流れＦｓをメインの流れＦに運ぶ。こうして、スロット２９を通して影響される吹出は、依然として、保持アーム１５の後流における速度の損失を制限する吹出の機能を果たしている。

さらに、可変ピッチのラジアルベーン１７が、図４を参照して示したように、保持アーム１５間に周方向に配置されている場合、可変ピッチのラジアルベーン１７にも吹出手段を備えることができる。この場合、図７ｂ、または図８ａおよび図８ｂの構成に関し、可動フラップ１６のない保持アーム１５に関して説明したデバイスなどのデバイスを設置することが有利である場合がある。吹き出された空気を供給する導管２７は、ピッチ軸Ｙ’の近位に配置することができる。この場合、可変ピッチのラジアルベーン１７の弦を縮小することにより、保持アーム１５に関し、このベーンの後流の影響が低減され、こうして、吹出デバイスの設計の制限を低減することができることに留意されたい。

Claims (10)

1. 機体（１）および推進アセンブリを備えた航空機であって、前記推進アセンブリが、出力タービン（３）と、少なくとも２つの別個のガスジェネレータ（２ａ、２ｂ）であって、各々が一次フローダクト（３ａ、３ｂ）に配置された、少なくとも２つの別個のガスジェネレータ（２ａ、２ｂ）と、機体（１）の後方に、機体の延長部分において、長手軸（ＸＸ）に沿って配置された少なくとも１つのファンロータ（７、８）であって、ファンロータ（６、７）が、出力タービン（３）によって駆動される、少なくとも１つのファンロータ（７、８）と、空気流（Ｆ）が通る、前記少なくとも１つのファンロータ（７、８）のためのフェアリングを形成するナセル（１４）と、を備え、各一次フローダクト（３ａ、３ｂ）が、タービンエンジン（３）に供給する中心ダクト（４）に向かって集中することと、航空機が、前記少なくとも１つのファンロータ（７、８）の上流側に取り付けられ、機体（１）とナセル（１４）との間に延びる複数のラジアルステータアーム（１５、１７）を備え、前記ラジアルアーム（１５、１７）が、前記ラジアルアーム（１５、１７）の後縁部（１５ｂ、１７ｂ）の近位において、後縁部（１５ｂ、１７ｂ）の延長部分において、前記空気流（Ｆ）に加わる追加の空気流（Ｆｓ）を吹き出すように構成された吹出手段を備えていることと、を特徴とする、航空機。
2. 吹出手段が、好ましくは、内側の径方向端部に近い部分よりも、外側の径方向端部に近い部分で、より多くの流れを提供することにより、ラジアルアーム（１５）のスパンに沿って追加の空気流（Ｆｓ）の流れを差動的に分配するように構成されている、請求項１に記載の航空機。
3. 吹出手段が、推進アセンブリの作動条件にしたがって、経時的に、追加の空気流（Ｆｓ）の流れを変化させるように構成されている、請求項１または請求項２に記載の航空機。
4. 中間プロファイルの両側において径方向に延びる２つの側面を備えた各ラジアルアーム（１５、１７）とともに、吹出手段が、後縁部（１５ｂ、１７ｂ）の上流側で追加の空気流（Ｆｓ）を吹き出すように、前記側面に配置されたオリフィス（２９）を備えている、請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の航空機。
5. 前記オリフィス（２９）の流出部に配置された、一方が他方に対してスライドする２つのグリッド（３１、３２）が、追加の空気流（Ｆｓ）を調整するための調整手段を形成する、請求項４に記載の航空機。
6. 前記オリフィス（２９）の各々が、前記オリフィス（２９）が位置する径方向の距離に関して、ラジアルアーム（１５）の弦の長さの５％から１０％の間の、長手軸（ＸＸ）に沿う延長部分を有している、請求項４または請求項５に記載の航空機。
7. 複数のラジアルアームが、ナセル（１４）を保持するように構成された、少なくとも複数の保持アーム（１５）を備えている、請求項１から請求項６のいずれか一項に記載の航空機。
8. 前記ラジアルアーム（１５）の後縁部（１５ｂ）と、前記流れ（Ｆ）に沿ってすぐ下流に位置するファンロータ（７）とを分離する距離が、前記ファンロータ（７）のベーンのスパン（Ｅ）の７０％に実質的に対応する径方向の距離で測定され、前記ファンロータ（７）の外径（Ｄ）の２０分の３に少なくとも実質的に等しい、請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の航空機。
9. 複数のラジアルアームが、前記空気流（Ｆ）を軸方向にそらすように構成された可変ピッチの可動部（１６）を備えた、少なくとも複数のアーム（１５）を備えている、請求項８に記載の航空機。
10. 吹出オリフィス（２９）が、前記可動部（１６）の上流に位置している、請求項４と組み合わせられた、請求項９に記載の航空機。

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