JP2021515726A - 航空機抗力低減システム及び内部冷却電気モータ・システム並びにこれらを使用する航空機 - Google Patents

Abstract

抗力低減部分を有する航空機推進システムは、航空機の外表面の少なくとも一部分上の表面摩擦を低減するように適合される。抗力低減部分は、空気流を吸入する入口を含むことができる。航空機は、航空車両内での使用に適合される内部冷却電気モータも有することができる。モータは、中心の方にステータを有し、外部ロータを有することができる。ロータ構造体は、空気冷却され、空気流のために適合される内部格子を有する複合構造体とすることができる。ステータ構造体は、液体冷却され、液体を中に流すように適合される内部格子を有する複合構造体とすることができる。流体ポンプは、モータ・ステータの非回転部分を通じて液体冷却剤を汲み上げ、次に、熱交換器に通すことができ、熱交換器は、モータ・ロータの回転部分を通じて流れる空気によって部分的に冷却される。抗力低減部分及び冷却電気モータ部分は、同じ入口を共有することができる。【選択図】図１Ｂ

Description

関連出願の相互参照
本出願は、米国仮特許出願第６２／６４３，７６３号、Ｂｅｖｉｒｔ等、２０１８年３月１６日出願に対する優先権を主張し、その全体が参照により本明細書に組み込まれる。本出願は、米国仮特許出願第６２／６９４，９１０号、Ｂｅｖｉｒｔ等、２０１８年７月６日出願に対する優先権を主張し、その全体が参照により本明細書に組み込まれる。

本発明は、航空機産業の分野、即ち、航空車両で使用される航空機推進システムに関する。

抗力低減部分を有する航空機推進システムは、航空機の外表面の少なくとも一部分上の表面摩擦を低減するように適合される。抗力低減部分は、空気流を吸入する入口を含むことができる。航空機は、航空車両内での使用に適合される内部冷却電気モータも有することができる。モータは、中心の方にステータを有し、外部ロータを有することができる。ロータ構造体は、空気冷却され、空気流のために適合される内部格子を有する複合構造体とすることができる。ステータ構造体は、液体冷却され、液体を中に流すように適合される内部格子を有する複合構造体とすることができる。流体ポンプは、モータ・ステータの非回転部分を通じて液体冷却剤を汲み上げ、次に、熱交換器に通すことができ、熱交換器は、モータ・ロータの回転部分を通じて流れる空気によって部分的に冷却される。抗力低減部分及び冷却電気モータ部分は、同じ入口を共有することができる。

本発明のいくつかの実施形態による推進システムの略図である。 本発明のいくつかの実施形態による推進システムの略図である。 本発明のいくつかの実施形態による離陸構成における垂直離着陸航空機の図である。 本発明のいくつかの実施形態による前進飛行構成における垂直離着陸航空機の図である。 本発明のいくつかの実施形態によるナセル及びロータの部分破断図である。 本発明のいくつかの実施形態によるナセル及びロータの部分破断図である。 本発明のいくつかの実施形態によるナセルの部分背面図である。 本発明のいくつかの実施形態によるナセル及びロータの陰影を付けた部分図である。 本発明のいくつかの実施形態によるナセル及びロータの図である。 本発明のいくつかの実施形態によるナセル内部の図である。 本発明のいくつかの実施形態によるナセル及びロータの陰影を付けた図である。 本発明のいくつかの実施形態によるナセル及びロータの陰影を付けた図である。 本発明のいくつかの実施形態によるバイパスを有するロータ及びナセルの陰影を付けた図である。 本発明のいくつかの実施形態によるバイパスを有するロータ及びナセルの図である。 本発明のいくつかの実施形態によるバイパスを有するロータ及びナセルの部分破断図である。 本発明のいくつかの実施形態によるバイパスを有するロータ及びナセルの陰影を付けた図である。 本発明のいくつかの実施形態によるバイパスを有するロータ及びナセルの図である。 本発明のいくつかの実施形態によるロータ及びプロペラ・ハブの図である。 本発明のいくつかの実施形態による液体冷却部を有するモータの部分破断図である。 本発明のいくつかの実施形態による液体冷却部を有するモータの部分破断図である。 本発明のいくつかの実施形態による液体冷却部及び関連付けた熱交換器を有するモータの部分破断図である。 本発明のいくつかの実施形態による内部冷却に適合されたロータ構造体の写真である。 本発明のいくつかの実施形態による内部冷却に適合されたロータ構造体の写真である。 本発明のいくつかの実施形態による内部冷却に適合されたロータ構造体の側面破断図である。 本発明のいくつかの実施形態による内部冷却に適合されたロータ構造体の部分上面図である。 本発明のいくつかの実施形態による冷却サブシステム流路の図である。 本発明のいくつかの実施形態によるバイパス機構の表現図である。 本発明のいくつかの実施形態によるディフューザの部分側断面図である。 本発明のいくつかの実施形態による流路の表現図である。 本発明のいくつかの実施形態による区分ファンを使用する流路の表現図である。 本発明のいくつかの実施形態による区分ファンに送る分割ディフューザを使用する流路の表現図である。 本発明のいくつかの実施形態による分割ディフューザを使用する流路の表現図である。 本発明のいくつかの実施形態による分割ディフューザを通る速度分布図である。 本発明のいくつかの実施形態による分割ディフューザを通る圧力分布図である。 ０％吸入速度比における吸入速度図である。 ０％吸入速度比における乱流強度図である。 １０％吸入速度比における吸入速度図である。 １０％吸入速度比における乱流強度図である。 ２０％吸入速度比における吸入速度図である。 ２０％吸入速度比における乱流強度図である。 本発明のいくつかの実施形態によるエネルギー損失対体積流量比のグラフである。

航空機推進システムは、ロータ・ナセル上及び全体として航空機上の抗力を低減することができる。抗力低減部分は、ロータ後部のナセル内で吸入空気を含むことができる。空気の吸入により、吸入空気入口後部の乱流境界層を弱める又はなくすことができる。吸入空気は、航空機への電力供給に使用される電気モータの冷却を支援する熱管理サブシステムでも使用することができる。熱管理サブシステムは、モータの内部にある冷却液体から、空気入口から吸入した流れている空気への熱交換を含むことができる。いくつかの態様では、吸入空気は、もっぱら抗力低減のために使用される。いくつかの態様では、吸入空気は、抗力低減及び航空機のモータ冷却の両方で使用される。

いくつかの態様では、吸入空気は、航空機上の抗力を低減するために使用され、抗力空気流は、モータを通じて冷却剤を駆動する液体ポンプに結合されるファンを駆動するために使用され、これにより、モータの熱管理サブシステムを駆動する電力の必要性をなくすか又は低減する。いくつかの態様では、吸入空気は、個別の空気流路に分離することができ、取り入れた空気の一部分は、熱管理サブシステムを通じて送られ、次に、熱交換器を通じて送られ、モータ冷却に使用した液体を冷却する。次に、熱交換器を通じて送られたこの同じ空気は、液体ポンプに結合されるファンを駆動することもでき、したがって、モータ冷却システムにおいて、液体流の対流冷却及び駆動の両方をもたらす。吸入空気の別の部分は、モータ冷却システムをバイパスすることができる。バイパスの使用により、吸入空気量の増大を可能にし、これにより、吸入空気量を同調して航空機の抗力を低減することを可能にする。

図１Ａ〜図１Ｂに示すように、航空機推進システム１００は、ロータ１０１と、抗力低減部分を含むナセル１０２と、ロータ及びナセルに結合される駆動機構１０３と、熱管理サブシステム１０４とを含み、熱管理サブシステム１０４は、駆動機構、及びシステムを取り囲む空気と熱伝達する。ロータは、ハブ１０６に結合される羽根１０５のセットを含み、カウル１０７を画定する。ナセル１０２は、外側表面１０８及び内腔１０９を画定し、抗力低減部分は、入口１１０と出口１１１とを含み、ディフューザ１１２を含むことができる。駆動機構は、ハブに強固に結合される回転部分１２２と、ナセルに結合される固定部分とを含む。熱管理サブシステム１０４は、液体冷却機構１２３と、熱交換器１２１（例えばラジエータ）とを含み、流れアクチュエータ１１３を含むことができる。

システム１００は、任意で、ナセルの内腔内に少なくとも部分的に収容される傾斜機構１２０と、電源１１４と、あらゆる他の適切な構成要素とを含むことができる。システム１００は、航空機の外表面の少なくとも一部分上の表面摩擦を低減するように機能することができる。システムは、空気流（例えば外気流、内気流等）を処理し、システム構成要素を対流冷却することができる。システムは、更に又は代替的に、航空機表面上に形成された境界層を（例えば、航空機推進システムのロータとナセルとの間の位置で）吸入し、あらゆる他の適切な機能を実施するように機能することができる。

航空機推進システムは、回転翼航空機と共に使用することができる。回転翼航空機は、好ましくは、前進構成と空中停止構成との間で動作可能な、複数の航空機推進システム（例えばロータ組立体、ロータ・システム等）を有するティルトロータ航空機である。しかし、回転翼航空機は、代替的に、１つ又は複数のロータ組立体を有する固定翼航空機、１つ又は複数のロータ組立体を有するヘリコプタ（例えば、少なくとも１つのロータ組立体又は航空機推進システムが、水平推力をもたらすように実質的に軸方向に向けられる）、及び／又はあらゆる他の適切な回転翼航空機、若しくはロータによって推進される車両とすることができる。回転翼航空機は、好ましくは、１つ又は複数のロータ組立体を駆動する全て電動の動力伝達系（例えば、電池式電気モータ）を含むが、更に又は代替的に、ハイブリッド動力伝達系（例えば、内燃発電機を含む電気ガソリン・ハイブリッド）、内燃動力伝達系（例えば、ガスタービン・エンジン、ターボプロップ・エンジン等を含む）、及びあらゆる他の適切な動力伝達系を含むことができる。

航空機推進システム又はそれ以外に関連して本明細書で利用する用語「ロータ」は、ロータ、プロペラ及び／又はあらゆる他の適切な回転空気力学式アクチュエータを指すことができる。ロータは、関節ハブ又は半剛ハブを使用する回転空気力学式アクチュエータを指すことができ（例えば、羽根とハブとの接続は、関節接続、可撓接続、剛接続及び／又はそれ以外の方法の接続とすることができる）、プロペラは、剛ハブを使用する回転空気力学式アクチュエータを指すことができる（例えば、羽根とハブとの接続は、関節接続、可撓接続、剛接続及び／又はそれ以外の方法の接続とすることができる）一方で、本明細書で使用する際、そのような区別は明示的でも暗示的でもなく、「ロータ」の使用は、両方の構成、及び関節羽根若しくは剛羽根のあらゆる他の適切な構成、及び／又は羽根と中心部材若しくはハブとの接続のあらゆる他の適切な構成を指すことができる。同様に、「プロペラ」の使用は、両方の構成、及び関節羽根若しくは剛羽根のあらゆる他の適切な構成、及び／又は羽根と中心部材若しくはハブとの接続のあらゆる他の適切な構成を指すことができる。したがって、ティルトロータ航空機は、ティルトプロペラ航空機、ティルトプロップ航空機と呼ぶことができる、及び／又は適切に別様に呼ぶ若しくは説明することができる。

図１Ａ及び図１Ｂに示すように、航空機推進システム１００は、ロータと、ナセルと、ロータ及びナセルに結合される駆動機構と、駆動機構、及びシステムを取り囲む空気と熱伝達する熱管理サブシステムとを含む。ロータは、ハブに結合される羽根のセットを含む。ナセルは、外側表面、内腔、入口、ディフューザ及び出口を画定する。いくつかの態様では、ナセルは、熱管理サブシステムを通じて進行する空気のための第１の出口と、熱管理サブシステムをバイパスする空気のための第２の出口とを有することができる。駆動機構は、ハブに強固に結合される回転部分と、ナセルに結合される固定部分とを含む。熱管理サブシステムは、液体冷却機構と、熱交換器（例えばラジエータ）とを含み、流れアクチュエータを含むことができる。

システム１００は、任意で、ナセルの内腔内に少なくとも部分的に収容される傾斜機構と、電源と、あらゆる他の適切な構成要素とを含むことができる。ロータは、駆動機構の動力下、流体内で回転するように機能し、推力を（例えばロータを取り付けた航空機に）与えるようにする。ロータは、ハブに結合される羽根のセットと、ハブを少なくとも部分的に囲むカウル又はスピナとを含む。ロータは、任意で、ロータ表面を支持及び／又は制御するあらゆる適切な構成要素（例えば、羽根のピッチを変更するリンケージ及び／又は羽根のピッチを変化させるアクチュエータ、羽根及び／又はハブのセットを保持する構造要素等）を含むことができる。

羽根のセットは、ロータの回転運動量を流体に伝達するように機能し、これにより、流体の少なくとも一部分に軸方向運動量をもたらす（例えば、推力を提供する）。ロータは、あらゆる適切な数の羽根を有することができ、ロータは、好ましくは、５つの羽根を有するが、代替的に、３つの羽根、４つの羽根、６つの羽根、及びあらゆる他の適切な数の羽根を有することができる。羽根は、ハブに強固に固定し、（例えば、適切な可変ピッチ・リンケージ、周期的ピッチ制御等によって）可変ピッチ機能を含む、及び／又は１つ若しくは複数のヒンジ（例えば、抗力ヒンジ、フラップ・ヒンジ等）によってハブ若しくはロータ頭部に接続し、ロータの回転中、空気力学的荷重下、ハブ若しくはロータ頭部に対して羽根が先立つ、遅れる及び／又ははためくことを可能にし得る。しかし、羽根は、ロータの少なくとも一部分を形成するように、互いに別様に適切に結合する、及び／又は別様に適切に機械式に連結することができる。特定の例では、ロータは、５つの可変ピッチ羽根を含み、代替例では、ロータは、可変ピッチ又は固定ピッチを有するあらゆる適切な数の羽根を有することができる。

ロータ羽根は、好ましくは、（例えば、あらゆる種類の物理的構造によって）羽根先端部では制約されないが、ロータは、更に又は代替的に、羽根先端部（例えば、ダクテッド・ファンのダクト等）を取り囲むフェアリングを含むことができる。そのような変形形態では、フェアリングは、回転中に羽根先端部から発生する音響シグネチャ成分（例えば音波）を減衰するように機能することができる。しかし、ロータ羽根は、更に又は代替的に、あらゆる適切な様式で制約があっても、制約がなくてもよい。

ハブは、羽根のセットを相互に結合し、ロータが駆動機構に結合して回転力（例えば軸動力）を駆動機構から受ける領域をもたらすように機能する。変形形態では、ハブは、駆動機構（例えば、ロータとステータとを含む電気モータのロータ、電気モータのロータの一部等）の回転部分の少なくとも一部を画定することができる。更なる変形形態では、ハブは、駆動機構の出力軸に直接的又は間接的に結合することができる。

カウルは、ロータと外部流体（例えば周囲空気）との最前接触点、航空機の運航中に境界層を形成する表面、及び羽根セットの濡れ表面とは別のロータの濡れ表面を画定するように機能する。カウルは、推進システムの要素（例えば、駆動機構、熱管理サブシステム、ハブ等）の全て又は一部を収容する内腔を画定するようにも機能する。

カウルは、好ましくは、抗力を最小化するように成形する。変形形態では、カウルは、ナセルに対してロータと共に回転し、ナセルから間隙によって隔てられている。間隙は、ナセルへの入口（例えば、環状入口、区分化した部分環等）の少なくとも一部分を画定することができる。代替変形形態では、カウル及び／又はカウルの一部は、ロータ動作中、ナセルに対して静止したままとすることができる（例えば、カウルは、羽根セットが回転するスロットを画定する）。前方突出方向におけるカウルの直径は、好ましくは、前方突出方向におけるナセルの最前点（例えば、ナセルの、カウルに最も近い点）の直径よりも小さい。しかし、航空機推進システムの変形形態では、カウルの直径は、代替的に、前方突出方向におけるナセルの最前点の直径よりも大きくても、前方突出方向におけるナセルの最前点の直径に実質的に等しくても、別様に適切にサイズ決定してもよい。

ナセルは、航空機推進システムの構成要素を収容し、ロータから下流の航空機推進システムの部分の外側表面（例えば、濡れ表面、外表面）を画定するように機能する。ナセルは、外部の流れを吸入し、（例えば、出口を介して）流れを排出する前に（例えば、ディフューザを介して）流れを内部で減速させるようにも機能することができる。ナセルは、外側表面及び内腔を画定し、抗力低減部分を含むことができ、抗力低減部分は、入口、ディフューザ及び／又は出口を画定することができる。ナセルは、駆動機構及びロータの近くに配置され、これらを構造的に支持する機体のあらゆる構造部分（例えば、機首、翼、尾部等）と、航空機推進システムのあらゆる他の適切な構成要素とを含むと理解すべきである。

変形形態では、ナセルは、ナセルが取り付けられる（例えば、強固に搭載される、傾斜機構を介して回転可能に結合される、等）翼及び／又は尾部とは異なる構造部材である。そのような変形形態では、ナセルは、好ましくは、昇揚体として構成されないが、更に又は代替的に、飛行中、航空機に少なくとも何らかの揚力をもたらすように構成することができる。代替変形形態では、ナセルは、ナセルを取り付ける翼及び／又は尾部と統合することができる。そのような変形形態では、ナセルは、昇揚及び／又は制御表面を画定する（例えば、翼及び／又は尾部の一部として働く）ことができる。しかし、ナセルは、航空機に関連して別様に適切に構成及び／又は配置することができる。

外側表面は、ナセルの内部特徴部及び構成要素を外部空気流から分離するように機能する。外側表面は、入口及び／又は出口の少なくとも一部分を画定するようにも機能することができる。外側表面は、ロータ近くの航空機推進システムの濡れ表面（例えば、濡れ表面の実質的に全て、濡れ表面の大部分等）を画定するようにも機能することができる。外側表面は、抗力を最小化する形状を画定する（例えば、層状境界層の形成及び維持を促進する、流れの分離を防止する、等）ようにも機能することができる。外側表面は、好ましくは、層流を促進するように成形され、層流の促進には、望ましくない流れの分離を生じさせることがある軸方向での表面に沿った静圧の回復を最小化する断面を画定すること、層状境界層の安定性を促進するために外側表面の最大化下流部分に沿った流れを加速させること（例えば、外側表面方向に沿って向けられた負圧勾配を維持すること）、及び／又はナセル外側表面の最大部分に沿った層流を促進するように構成したあらゆる他の適切な形状特徴を含み得る。

内腔は、航空機推進システム及び／又は他の航空機サブシステムの構成要素を保持する体積部を画定するように機能する。保持されるそのような構成要素は、変形形態では、傾斜機構の少なくとも一部分、電源、電力供給サブシステム（例えば、配電ケーブル、導管等）、（例えば、航空機の制御面を作動する）機械式アクチュエータの全て又は一部分、駆動機構の全て又は一部、及びあらゆる他の適切な構成要素を含むことができる。

抗力低減部分は、運航中、航空機推進システム上、したがって、全体として航空機上の抗力を低減するように機能する。抗力低減部分は、好ましくは、前進飛行（例えば、航空機の前進構成での運航、前進構成での航空機推進システムの動作等）の間、抗力を低減するように構成されるが、更に又は代替的に、航空機のあらゆる適切な動作モード（例えば、空中停止、垂直離陸及び／又は着陸、前進構成と空中停止構成との間に航空機の航空機推進システムの少なくとも１つのサブセットを有する航空機の前進動作等）の間、抗力を低減することができる。抗力低減部分は、入口と出口とを含むことができる。抗力低減機構は、任意で、ディフューザ及び／又はバイパスを含むことができる。

いくつかの態様では、航空車両は、電気モータによって動力供給される羽根付きプロペラを使用し、離陸中、推力を供給することができる。プロペラ／モータ・ユニットは、ロータ組立体と呼ぶことができる。いくつかの態様では、航空車両の翼は、前縁が上を向いた状態で回転することができ、プロペラが、離着陸のための垂直推力をもたらすようにする。いくつかの態様では、翼上のモータ駆動プロペラ・ユニット自体が、固定翼に対して回転することができ、プロペラが、離着陸のための垂直推力をもたらすようにする。モータ駆動プロペラ・ユニットの回転により、プロペラ及び電気モータの両方を回転させることによって、推力方向の変更を可能にすることができ、したがって、回転結合部の周囲又は回転結合部を通るトルク駆動に対するジンバル又は他の方法を必要としない。

いくつかの態様では、本発明の実施形態による航空車両は、ロータ組立体からの垂直推力が垂直構成に展開した状態で、地面から離陸する。航空車両が高度を獲得し始めるにつれて、ロータ組立体は、前進加速を開始するため、傾斜前進し始めることができる。航空車両が前進速度を獲得するにつれて、翼上の空気流に揚力がもたらされ、垂直推力を使用して高度を維持するロータは不要になる。航空車両が十分な前進速度に達すると、離陸中に垂直推力をもたらすのに使用した羽根の一部又は全て、ナセルに沿って格納することができる。いくつかの態様では、垂直離着陸に使用される全てのロータ組立体は、前進飛行中にも使用される。ロータ組立体を支持するナセルは、凹部を有することができ、羽根を凹部に収納するようにし、使用中ではないロータ組立体の抗力を大幅に低減する。

離陸後、航空車両は、垂直推力の向きから、水平推力要素を含む位置にロータをつなぐことによって、前進飛行に移行し始める。航空車両が高速で前進移動し始めるにつれて、揚力が翼によって生じ、このため、ロータからの垂直推力はあまり必要ではない。ロータが前進飛行、水平推力構成に向けて更につながれると、航空車両は、より速い速度を得る。

電気モータ／プロペラの組合せが関節接合部の外側寄りにあることで、プロペラをモータに強固に搭載することを可能にし、モータは、プロペラを後部ナセル部分に対して様々な高度で移動させる時でさえ維持される。そのような構成の場合、モータからの回転力はジンバルを必要としないか、又は回転接合部にわたって伝達する必要がない。いくつかの態様では、展開は全部、モータ駆動ロータのものである。

本発明のいくつかの実施形態による第１の垂直構成では、図２Ａの垂直離陸構成に示すように、航空車両２００は、前進後退翼とすることができる固定翼２００、２０３を使用し、垂直離着陸及び前進飛行の両方に適合された、同じ又は異なる種類のロータを有する。航空機本体２０１は、左翼２０２及び右翼２０３を支持する。翼上のモータ駆動ロータ組立体２０６、２０７は、プロペラを含み、プロペラは、ナセル本体に格納、収納することができる。航空機本体２０１は、後方に延在し、隆起した後部安定板２０４にも取り付けられている。後部安定板は、後部安定板に取り付けられる後部ロータ組立体２０５を有する。２人用の乗客席が予期されるが、本発明の異なる実施形態では、他の人数の乗客を収容することができる。

いくつかの態様では、翼搭載ロータの全体または一部分は、前進飛行構成で使用するように適合することができる一方で、他の翼搭載ロータは、通常の前進飛行の間、完全に格納するように適合することができる。航空車両２００は、右翼２０３上に４つのロータと、左翼２０２上に４つのロータとを有することができる。各翼上の機内ロータ組立体は、翼搭載ロータ２０６を有することができ、翼搭載ロータ２０６は、垂直離着陸用の展開位置にはね上げ、前進飛行への移行中、格納位置に向かって戻り、次に、前進飛行中、羽根を格納、収納するように適合される。機外ロータ組立体２０７は、水平推力構成から垂直推力構成まで一斉に枢動することができる。

同様に、各後部安定板２０４は、後部安定板２０４に搭載されるロータ・ユニットを有することができ、ロータ・ユニットの両方は、垂直離着陸及び移行モードの間に使用されるように適合される。いくつかの態様では、ロータ設計の全ては同じであり、前進飛行用主羽根を有するサブセットが使用される。いくつかの態様では、ロータ設計の全ては同じであり、全てのロータは、前進飛行用に使用される。いくつかの態様では、異なる数のロータ・ユニットを後部安定板２０４に搭載することができる。

いくつかの実施形態では、航空車両の電気モータは、充電可能電池によって動力供給される。多数の電池を使用して１つ又は複数の電力バスを駆動すると、１つの電池が故障した場合に信頼性を向上させる。いくつかの実施形態では、電池は、回転部分に沿って広げることができ、モータ／ダクト・ファン組立体のそれぞれに対して１つの電池があってよい。いくつかの実施形態では、１つ又は複数の電池は、航空機本体内に部分的又は完全に存在することができ、電力は、回転結合部を通じてモータに送られる。いくつかの実施形態では、電池は、車両本体内で、調節可能位置を有する台上に存在し、操縦士の体重に応じて車両の平衡を調節できるようにする。

図２Ｂは、前進飛行構成における航空車両２００を示す。

図３Ａは、ナセル３０３を部分図で示し、ナセル３０３は、本発明のいくつかの実施形態によるモータ駆動ロータ組立体の支持構造体のための空気力学的カバーをもたらす。スピナ又はカウル３０１は、ロータ３０２の前方に搭載される（この図ではプロペラを図示しない）。
図３Ｂは、ロータを示すナセル３０３の図であり、いくつかの他の部分は、明確にするために省略されている。いくつかの態様では、ナセルは、多路ナセルとすることができ、多路ナセルは、内部に搭載した展開機構を使用して、ナセルの前進部分を前向き水平構成から垂直離着陸構成に移行可能にするように適合される。いくつかの態様では、ナセルは、翼端搭載ナセルとすることができ、翼端搭載ナセルは、中心枢動ハブ周囲を回転させることによって、水平飛行構成と垂直飛行構成との間を移行するように適合される。

ロータ３０２は、内部ステータの周囲を回転する。ロータ３０２の外表面とナセル３０３との間の空隙３０４により、空気をナセル内側に取り込むことを可能にする。いくつかの態様では、ナセル３０２の外周面も、空気をロータ構造体の内側領域に送ることを可能にする空気入口を有する。いくつかの態様では、外部ロータ構造体は、外表面を有し、外表面は、表面の間に格子仕掛けの内部支持体を有し、これにより、空気を流し、この空気流を使用して構造体を冷却することを可能にする。このロータ構造体を流れる空気は、空隙３０４を通る流入空気に隣接する領域内で構造体から出る。この場合、これらの空気流は、モータの内部ステータを通る液体を冷却する熱交換器に流すために利用可能である。いくつかの態様では、外部ロータ構造体は、外部ロータ構造体内に空気を流すのは可能ではない。空隙３０４を通して取り入れた空気流は、航空車両の抗力を下げるように働くことができる。

図３Ｃは、ナセル３０３の後部分の図である。後部空気流出口３０５は、空隙３０４及びロータ構造体を通じてナセルに入った流入空気が出ることを可能にする。いくつかの態様では、ナセル３０３は、内部展開機構を有する分割ナセルとすることができ、分割ナセルは、前進飛行構成から垂直離着陸構成までナセル及びモータ駆動組立体の移行として分割することができる。ナセルを分割した後、モータ領域から出た空気は、ナセルに分割をもたらした間隙を通じて出ることができる。いくつかの態様では、ナセルは、中実ナセルとすることができ、前進飛行構成から垂直離着陸構成への移行には、固定枢軸回りのナセル全体の回転を伴う。いくつかの態様では、航空車両は、モータ駆動ロータ組立体の組合せを有することができ、モータ駆動ロータ組立体のいくつかは、分割ナセルを有し、いくつかは、固定枢軸回りに回転する。いくつかの態様では、以下で説明するように、１つ又は複数の更なる出口があってもよい。

図４Ａ、図４Ｂ、図４Ｃ、図５Ａ及び図５Ｂは、本発明のいくつかの実施形態によるロータ組立体２０５を示す。この例示的な実施形態では、プロペラ及びカウルは、回転構造体３０２に結合され、ナセル３０３の前方に存在する。空気は、ナセル３０３の前方領域及びロータの後方領域で、熱交換器３１９に入ることができる。いくつかの態様では、ナセル３０３の前縁は、空気がナセルに流れるのを可能にする空隙３０４を画定する。本実施形態では、ナセルの内部に流れる空気の全ては、空気流出口３０５を介して出る前に、熱交換器３１９を通じて流れる。熱交換器空気流開口の後端部における遮断構造体４０２は、空気が更に後方に流れ、熱交換器を過ぎてナセルに入らないようにする。遮断構造体は、図４Ｃではいくつかの楕円開口により示されているが、例えば、これらの開口は、電気ワイヤ等の物品のアクセスをもたらすことが予期され、それ以外の場合、使用中に空気流を通さない。空気は、熱交換器３１９に入り、次に、ナセル内の内部構造体４０４の内側に入る。次に、空気流は、通気穴４０５を通じて内部構造体４０４の内側から出て、次に、ナセル３０３内に流れ、空気流出口３０５から出る。展開機構４０３は、前進飛行構成から垂直離着陸構成にロータ組立体を枢動させるように適合される。支持構造体４１１は、熱交換器を支持し、熱交換器を流れている空気流を、次に、ナセルの内部構造体４０４に入れることを可能にする。

図６Ａ、図６Ｂ、図７Ａ及び図７Ｂは、ロータ組立体２０７の一実施形態を示し、空気流は、熱交換器を流れ、次に、主空気流出口５０１を通じて流れ出ることができるが、流れをバイパスさせ、熱交換器３１９の入口を過ぎて流し、バイパス出口５０５を通じて送り出すことも可能である。図６Ｃは、明確に見えるように外側ナセル面を除いたロータ組立体を示す。この例示的な実施形態では、空気流は、リング間隙３０４に入る。空気流の一部分は、入口を過ぎて熱交換器に送り、熱交換器背後の領域に入れることができ、この領域の後方への流れは、バイパス遮断構造体５０７によって遮断される。バイパス・ダクト５０６は、熱交換器後方及びバイパス遮断構造体５０７の前方の領域に流体結合する。バイパス・ダクトは、バイパス流をバイパス出口５０５に継続的に出すことを可能にする。

ナセルは、前進飛行構成から垂直離着陸構成まで枢動体５０２の回りを枢動可能であってよい。

バイパス流を追加することにより、熱管理サブシステムが使用し得る空気又は熱管理サブシステムが必要とする空気よりも多量の空気をリング間隙を通じて取り込むことを可能にする。より多量の空気流を可能にするというこの能力により、ユーザは、航空機のより低いエネルギー損失に抗力低減部分を同調することを可能にし得る。以下で説明するように、いくつかの態様では、取り込んだ空気流の体積流量と、入口前方の境界層の体積流量との比率は、抗力を低減するように設定することができる。いくつかの態様では、空気流をより多く取り込むことを可能にするため、バイパス流を利用する。

リング間隙３０４内の空気流の別の部分は、熱交換器３１９に入り、内側ナセル構造体５０４の内部から出ることができる。内側ナセル構造体５０４は、空気流路５０８を有することができ、空気流路５０８は、内側ナセル構造体内の空気を内側ナセル構造体の内部から出し、ナセル５０３の内部を進行することを可能にするように適合される。この場合、ナセルのこの領域内の空気は、主空気流出口５０１を通じてナセルから継続的に出すことができる。

図８は、明確にするため、いくつかの部品を省いたモータ及びプロペラ・ハブの図である。プロペラ・ハブ３１０は、ロータ３０２に搭載され、ロータと同時に回転する。プロペラ・ハブは、プロペラ・ハブの外周周囲に離間するプロペラ境界面３１１を有する。

本発明のいくつかの実施形態では、図９Ａ、図９Ｂ及び図９Ｃの破断図に示されるように、モータ冷却システムの態様が示される。いくつかの態様では、冷却システムは、ロータ構造体を通じた空気冷却システムと、ステータ構造体内の液体冷却システムとを有することができる。液体冷却システムは、熱交換器の羽根を流れる液体から空気流への熱伝達を促進する熱交換器を使用することができる。ロータ構造体を通る空気流は、ロータ構造体を出て次に熱交換器に入った後、液体も部分的に冷却することができる。更に、冷却システムは、ファンを利用し、更なる空気流を促進することができる。いくつかの態様では、ロータ構造体を通る空気流はない。

ステータ３４２は、軸受の内側レースに結合される。ロータ３４３は、外側レースに結合される。ロータ３４３は、ロータ支持構造体３１５を有し、ロータ支持構造体３１５は、磁石３１２を含む様々な構成要素を支持するように適合される。例示的な一実施形態では、ロータ支持構造体３１５は、内側格子構造体３６４を有する金属表面３６０、３６１を有することができ、内側格子構造体３６４は、ロータ支持構造体に加えられる機械的荷重を構造的に支持する一方で、構造体を通じて空気を流し、構造体を冷却することを可能にするように適合される。空気は、表面３６０内の隙間３６２を通じてロータ支持構造体に入ることができる。いくつかの態様では、空気進入間隙は、ロータ支持構造体の外周部の前方周囲にあってよい。ロータ支持構造体を通る空気流は、構造体の後部３６３を通じて出すことができる。

ステータ３４２は、ステータ巻線棒３１３の下の部分３１４等の内部流に適合した構造体を有することができる。繊維ガラス円筒形部分等の流体捕捉カバーがステータ巻線棒の外周部周辺にあってもよい。流体捕捉カバーは、ステータ巻線棒の間に流体を流すことを可能にし、ステータ巻線棒及び巻線の対流冷却を可能にする。ステータ内では、流体流構造体３１６は、流体を送り、流体ポンプ３１７から流体流構造体３１６に通し、ステータ支持構造体３１４に順方向に通し、ステータ巻線棒３１３の周囲に戻し、流体捕捉カバーの下に通し、熱交換器３１９に通す。

熱交換器を通る空気流は、ロータ支持構造体３１５の後部から出た空気と、ロータ３０２の外部面とナセル３０３との間の空隙３０４を通じて取り込んだ他の空気との組合せとすることができる。いくつかの態様では、中実ロータ支持構造体があり、熱交換器に入る空気流は、ロータ構造体を通じて進行しない。流体は、熱交換器３１９を流れた後、流体流構造体３１６を通じて流体ポンプ３１７に送り戻される。空気ファン３１８も空気流が熱交換器３１９を通るのを促進する。図９Ａでは拡大図で図示するが、空気ファン３１８は、ファン３１８に結合することができる。いくつかの態様では、流体ポンプ３１７は、モータによって駆動され、流体システムを通じて流体を駆動することができる。いくつかの態様では、空気ファン３１８は、モータによって駆動され、熱交換器を通じて空気を引っ張ることができる。いくつかの態様では、同じモータが空気ファン及び流体ポンプの両方を駆動することができる。いくつかの態様では、熱交換器を通じて流れ、取り込んだ空気が、次にファンを駆動し、ファンが流体ポンプを駆動することができる。

図１０Ａ及び図１０Ｂは、本発明のいくつかの実施形態によるロータ支持構造体の例示的部分の写真である。図１２の側面図及び図１０Ｃ及び図１０Ｄに示すように、ロータ支持構造体は、格子仕掛け支持構造体を間に有する上部中実面及び底部中実面を有する。いくつかの態様では、ロータ支持構造体は、金属の３Ｄ印刷を使用して構築した単体部品とすることができる。図１０Ｄに示すように、上部中実面の外周部内の一連の隙間は、空気流が内部格子仕掛けに入ることを可能にする。次に、空気流は、ロータ支持構造体の外側面を介してロータ支持構造体の内部格子仕掛けから出ることができる。

図１１は、本発明のいくつかの実施形態による液体冷却電気モータを通る空気及び流体の流れを示す。図１１は、明確にするため、分解図位置におけるポンプ３１７及びファン３１８を有する破断図である。例示的な一実施形態では、流体は、流体流構造体３１６内に存在し、ポンプ３１７から流れ、流体流構造体３１６内の流出通路内で径方向外側３３４に流れ、流出通路は、ステータ支持構造体の一部であるか又はステータ支持構造体に結合することができる。熱生成電気構成要素は、流体流構造体の前方側に搭載することができ、流体流構造体内の流体は、これらの構成要素を冷却することができる。次に、流体は、巻線棒及び巻線に隣接し、巻線棒及び巻線から径方向内側の領域でステータ支持構造体３１４内を流れる３３２。次に、流体は、ステータ支持構造体の前部でステータ支持構造体３１４の内部から出て、次に、巻線棒３１３及び巻線を通じて後方３３６に流体捕捉カバー内で径方向に送られる。流体は、次に、熱交換器３１９を通じて流れ３３７、流体は、熱交換器を通る空気流によって冷却される。最後に、流体は、流体流構造体内で戻り通路を通じて流れ３３８、ポンプ３１７に入る。

モータを通る空気流は、ロータ支持構造体３１５を通る経路３３１を通じて入る。次に、ロータ支持構造体から出た空気流の一部又は全部は、熱交換器３１９に入れることができる。空気流は、ロータの外部周囲にも流れ３３０、熱交換器３１９を通じて下に流れる３３３。外部空気流３３０及び内部空気流３３１の両方は、空気流間隙３０４を通じて入ることができる。中実ロータの場合、空気はロータ支持構造体を通じて流れない。空気ファン３１８は、上記の空気流システム内及び空気流システムを通じて空気を引き込むこともできる。いくつかの態様では、空気ファンを使用してかなりの量の空気を引き込み、有益な影響のある航空機空気力学的効果を有することができる。空中停止モード等のいくつかの態様では、空気ファンは、熱交換器に空気を流す主要駆動器とすることができる。モータとナセルとの間の比較的狭い間隙を使用し、モータ上に形成された境界層を取り込み、これにより、ナセル自体上で境界層の流れを清浄化するのを助け、ナセル上の層流を促進し、したがって、抗力を低減する。いくつかの態様では、ナセルは、この有益な影響を利用するように成形される。いくつかの実施形態では、ロータ構造体を通る空気流の流れはない。そのような実施形態では、熱交換器又はバイパス・ダクトに入る全ての空気流は、外部空気流３３０である。

例示的な一実施形態では、冷却剤ポンプは、冷却剤を１分あたり１０〜１５リットルの範囲で汲み上げることができ、冷却剤は、ポリオレフィン冷却剤とすることができる。熱交換器に入る冷却剤温度は、約８５℃であり、熱交換器から出る際は７０℃とすることができる。このことは、モータを７００ｒｐｍで稼働しながら７５．５ｋＷの連続安定電力及び１０３０Ｎｍトルクで稼働することにより行うことができる。モータは、このシナリオでは６．３ｋＷの熱を排除することができる。ファンの空気流は、８００〜１５００ｃｆｍの間で変動させることができる。

流れ調整器１８１は、バイパス・ダクト１８３に対して様々な位置で配置することができ、取り込んだ空気の流れ又は流量を調整又は導くために使用することができる。取り込んだ空気は、入口１８０に入ることができ、空気流の一部は、熱交換器１８４をバイパスし、バイパス・ダクト１８３に入ることができる。ファン１８２は、空気流の量を増すために使用することができる。いくつかの態様では、流れ調整器を使用し、バイパス・ダクトに入る流れの量の比率を変更することができる。いくつかの態様では、作動システムは、バイパス・ダクト１８３に入る流量を変更することができるルーバ等の機械式導流器を動かすことができる。いくつかの態様では、流れ調整器は、空気入口１８０を通って取り込まれる空気の総量も変更することができる。

本発明のいくつかの実施形態では、図１３に示すように、多路ディフューザ１９６を使用し、取り込んだ空気１９１がシステム内のバイパス・ダクト１９５に入ると取り込んだ空気１９１を遅くし、ロータは、軸１９７回りに回転する。多路ディフューザ１９６は、空気入口に隣接して又は空気入口の背後に、バイパス・ダクト１９５の前方領域内でナセル１９４内に存在することができる。この例示的な実施形態では、流れている空気１９０から取り込んだ空気１９１の全ては、ディフューザを通じて流れ、ダクトに入る。いくつかの態様では、多路ディフューザは、取り込んだ空気流内で使用することができ、次に、この空気流は、熱制御システムに入るものとバイパスに入るものとの間で分離する。いくつかの態様では、多路ディフューザは、取り込んだ空気流内で使用することができ、この空気流は全体的に熱制御システムを通る。

図１４は、単一流路に対する多路ディフューザの利点を示す。単一流路では、取り込んだ空気２６０は、通路の体積が拡大するにつれて、通路の内側面から分離することがある２６１。多路ディフューザでは、空気流２７０ａ、２７０ｂ、２７０ｃは、ディフューザ層２７１ａ、２７１ｂによって隔てられた通路を通る。多路ディフューザ内の通路から出た空気２７１ａ、２７１ｂ、２７１ｃは、通路の内側面から分離していない。

一変形形態では、図１５Ａに示すように、空気流路は、区分ファン１８０に流れ込むことができる。区分ファン１８０は、好ましくは、図１５Ｂに示すように、ナセルの区分ディフューザに対応するように構成されるが、適切に別様に構成してもよい。この変形形態では、区分ファン１８０は、第１の区分１８１（例えば、同心区分の外側区分）での流れから運動量を抽出し、第２の区分１８３（例えば、同心区分の内側区分）での流れに運動量を供給するように機能することができる。区分ファン１８０は、円筒形分離器等の分離器１８２を含むことができる。例示的なケースでは、取り込んだ空気１８５ａ、１８５ｂは、ディフューザ板１８９の様々な側上を進行することができる。ディフューザ板１８９は、ナセル１８６の前方領域において、熱交換器１８８の外側寄りで始まることができる。ディフューザ板は、流れを２つの空気流経路１８５ａ、１８５ｂに同心状に分離する。ディフューザ板が供給する通路化された空気流は、熱交換器を通過し続け、ナセルの内部に入ることができる。

本発明のいくつかの実施形態では、図１５Ｃに示すように、多路ディフューザは、複数のディフューザ板１８９ａ、１８９ｂ、１８９ｃ、１８９ｄ、１８９ｅ、１８９ｆ、１８９ｇを有する。ディフューザ板は、ナセル１８６の前方領域において、熱交換器１８８の外側寄りで始まることができる。ディフューザ板は、異なる空気流路に流れを同心状に分離する。ディフューザ板が供給する通路化された空気流は、熱交換器を通過し続け、ナセルの内部に入ることができる。いくつかの態様では、ディフューザ板構造は、空気流の転向羽根としても働く。通路化ディフューザの機能は、異なる全圧を有する空気流領域を分離するものであることに留意されたい。ディフューザの機能は、ナセル内側の流れを遅くし、流れの圧力を増大させるものである。

抗力低減部分は、ナセルの外側表面の少なくとも一部分にわたる層流を促進することによって、好ましくは、抗力を低減するように機能し、このことは、ロータとナセルとの間の位置（例えば、境界層が、ロータとナセルとの間の物理的な構造分離のために完全にロータの乱流下流である可能性が最も高い位置）で境界層（例えば、乱流境界層）を吸入することによって物理的に促進される。内部空気流を（例えば、入口／空隙を介して）吸入した後、好ましくは、（例えば、ディフューザを介して）膨張、減速させ、内部空気流と抗力低減機構との間の表面摩擦が（例えば、流れ速度の低減に比例して）低減するようにする。このことにより、入口下流の外側面に沿った層流の維持（及び例えば、これに付随する、乱流と比較した表面摩擦の低減）と共に、正味の抗力低減をもたらすことができる。抗力低減部分は、好ましくは、（例えば、ディフューザ内、結合した熱交換器内等の）内圧損失も最小化する。しかし、抗力低減部分は、更に又は代替的に、あらゆる他の適切な様式で抗力を低減することができる。

変形形態では、抗力低減部分は、完全バイパス・モード、部分バイパス・モード及び非バイパス・モードを含む様々なモード間で動作することができる。完全バイパス・モードでは、抗力低減部分を通る流れは、熱管理サブシステムの熱交換器を通じて駆動されない（例えば、流れは、熱交換器をバイパスする）。非バイパス・モードでは、抗力低減部分を通る流れの全体は、熱管理サブシステムの熱交換器を通じて駆動される。部分バイパス・モードでは、バイパス比（例えば、熱交換器をバイパスする抗力低減機構を通る流れの割合）を調整する。部分バイパス・モードは、熱交換器内の圧力損失の可能性を管理するように機能することができる。この圧力損失は、特定の航空機速度において、非バイパス・モードでの動作から生じることがあり、そのようなケースでは、部分バイパス・モードを利用し、入口と出口との間の吸入空気の何分の１かを導き、空気が熱交換器を通過しないようにし、多すぎる空気流が熱交換器に供給されないようにする（並びに例えば、圧力損失又は他の抗力誘発及び／又は効率低減損失を生じさせないようにする）ことができる。バイパス比は、受動的に調整する（例えば、流速に応じて流れ場自体によって作動する）、及び／又は能動的に調整することができる（例えば、可変サイズの開口部、弁等の調節可能な流れアクチュエータによって流れを調整する）。抗力低減部分は、好ましくは、電気機械アクチュエータによって駆動されるルーバ等のバイパス機構等の動作モードとの間で動作し、電気機械アクチュエータは、抗力低減部分を通じて、及び／又は図１２の例によって示すように、抗力低減機構から離して空気流を向け直すことができる。しかし、抗力低減部分は、更に又は代替的に、様々な動作モードとあらゆる他の適切な動作モードとの間を別様に適切に移行させることができる。

変形形態では、抗力低減部分は、受動的に動作させることができる。この変形形態の一例では、抗力低減部分の構成要素は、好ましくは、静的であり（例えば、入口のサイズは固定である、ディフューザの形状及びサイズは固定である、出口のサイズは固定である等）、抗力低減部分を通る空気流は、システムの速度（例えば航空機の対気速度）により決定することができる。この変形形態の別の例では、抗力低減部分の構成要素は、流れ場によって動的に作動させることができる（例えば、流れ場の圧力が出口に力を加え、対気速度に応じて出口のサイズを増大又は低減させる）。しかし、抗力低減部分は、更に又は代替的に、あらゆる適切な様式で受動的に動作させる及び／又は（例えば、作動可能な可変サイズの出口等によって）能動的に動作させることができる。

抗力低減部分の入口は、ロータ・カウルの後縁を過ぎて移動する空気流を吸入するように機能する。入口は、好ましくは、入口下流のナセル外側表面上の層流を促進するため、流れの分離を最小化及び／又は防止するように成形される。しかし、入口は、別様に適切に成形してもよい。抗力低減部分は、設計された対気速度で吸入空気の量を同調するように設計することができ、これにより、抗力を最小化する。

入口は、好ましくは、ロータ・システムの回転する外表面（例えばロータ）とロータ・システムの静的な外表面（例えばナセルの外側表面）との間の分離領域（例えば間隙）の近位に配置される。特に、入口は、好ましくは、入口の不在下ではロータ・システム上でロータ下流の流れが沈滞する場所の近位に配置され、沈滞部から得られる高圧力区域を活用して空気流を駆動して入口に入れる（例えば、更に又は代替的に、流れアクチュエータ、又は出口と入口との間の大きな負圧勾配を介して等、流れの作動を活性化する）。入口は、好ましくは、環状領域であるが、更に又は代替的に、部分的な環、区分化した環とすることができる、及び／又はあらゆる他の適切な形状構成を有することができる。

出口は、（例えばディフューザからの）内部空気流を外部自由流に再導入するように機能する。出口は、（例えば、出口形状を介して受動的に、出口サイズの作動を介して能動的に、等）抗力低減機構を通じて流量を制限するようにも機能することができる。出口は、ナセルの外側表面に対して様々な位置に配置することができる。出口は、外側表面、入口近く、及びナセルの後縁又は後領域の上流に配置することができる。一代替変形形態では、出口は、（例えば、ナセルのすぐ後に続いて）ナセルの後縁又は後領域に配置することができる。出口は、空気流下流の出口を通る流出の影響を最小化するため、（例えば、入口と同様の）環状領域、区分化した環状領域、入口に近位の位置する領域とすることができる、及び／又はナセルの形状に対してあらゆる他の適切な形状分布若しくは構成を有することができる。

出口は、固定形状又は可変形状（例えば、断面サイズ、直径、形状等）とすることができる。出口が可変サイズである変形形態では、サイズは、（例えば、制御リンケージを介して、絞り開口部若しくは他の開口部等の手動調節可能な機械式絞りを介して、フライ・バイ・ワイヤ・アクチュエータを介して等）手動で変更するか、又は（例えば、閉ループ制御器を介して、速度依存性可変スロットルを介して等）自動的に変更することができる。

図１６Ａは、ディフューザ２８９を通る空気流がナセル２８６の内部に入る際の空気流の速度に関する速度大きさモデル化の出力である。空気流は、ロータ２９１の外表面を過ぎて流れ、ロータ２９１とナセル２８６との間の空隙に入る。ディフューザ２８９は、複数のディフューザ板を有する多路ディフューザである。図１６Ａに示すように、空気流の速度は、ナセルを通じてディフューザ内で遅くなる。図１６Ｂの圧力分布モデル化出力からわかるように、ディフューザのちょうど外側、並びにディフューザ及びナセル全体にわたって圧力の増大が見られる。図１６Ｂに示すように、複数のディフューザ板を有する多路ディフューザを使用すると、より高い圧力を軸方向後方の通路に分離し、全体的な流路内で空気が再循環しないようにする。ディフューザ板の後方端部において、ファンは、上記で説明したように、運動量輸送によってファン後方の圧力を均一にするように働く。ディフューザ路内の圧力差は、外部流動圧の何分の１かである。いくつかの態様では、ディフューザ路内の圧力差は、外部動圧の５％から１００％の範囲である。いくつかの態様では、ディフューザ路内の圧力差は、外部動圧の１０％から５０％の範囲である。

本発明のいくつかの実施形態によるシステムの抗力低減部分の設計及び同調のための設計パラメータは、体積流量比である。体積流量比は、ロータの後部で取り込んだ空気の体積流量と、入口前方の境界層の体積流量比との比率として定義される。図２０は、エネルギー損失２７０対体積流量比２７１を示す。水平軸２７１は、取り込んだ空気の吸入を伴わない基準線系で見られるエネルギー損失レベルで設定される。図示のように、空気が取り込まれると、エネルギー損失は、内部損失のために上がる２７２。より多くの空気が取り込まれると、エネルギー損失が下がる点に達する２７３。このことは、図１９Ａに示すように、ナセルの外側表面上の層流が回復するためである。低エネルギー損失点２７４に到達すると、エネルギー損失が、取り込んだ空気の吸入を伴わない基準線系よりも少ないことを表すことができる。取り込む空気がなお一層多いと、内部損失は上昇し、全体のエネルギー損失は増大する２７５。いくつかの態様では、体積流量比は、０．１よりも大きい。いくつかの態様では、体積流量比は、０．２よりも大きい。いくつかの態様では、体積流量比は、０．５よりも大きい。いくつかの態様では、体積流量比は、１．０よりも大きい。いくつかの態様では、体積流量比は、２．０よりも大きい。

航空機のエネルギー損失を低減する方法は、ロータの後方領域内に空気を吸入するステップと、空気をディフューザに送るステップと、空気を排出させるステップとを含むことができる。ディフューザは、吸入空気の全て又は一部を熱管理システムに送ることができる。バイパス通過ダクトを利用し、吸入空気の体積流量を増大することができる。

図１７Ａ、図１８Ａ及び図１９Ａは、それぞれ、０％、１０％及び２０％の吸入速度比における乱流強度を示す。乱流強度は、自由流内の乱流エネルギー変動に対する、流れのエネルギー密度の比である。より明るい領域は、より多くの乱流を示す。吸入速度比は、自由流の吸入速度比を表す。０％の吸入速度比において、図１７Ａに示すように、スピナ４０１には乱流境界層があまりない。流れが空隙入口４０２に近づくにつれて、乱流が始まる。この例では、空隙入口４０２における吸入速度はない。乱流層４０３は、ただナセル４０４に沿って見られる。１０％の吸入速度比において、図１８Ａに示すように、スピナ４０１には、乱流境界層があまりない。流れが空隙入口４０２に近づくにつれて、乱流が始まる。この例では、空隙入口４０２における吸入速度比は１０％である。乱流層４０５の減厚は、空隙入口４０２の直後、ただナセル４０４に沿って見られる。後に、乱流層は下流４０６で厚くなる。２０％の吸入速度比において、図１９Ａに示すように、スピナ４０１には、乱流境界層があまりない。流れが空隙入口４０２に近づくにつれて、乱流が始まる。この例では、空隙入口４０２における吸入速度比は２０％である。乱流層４０５はなくならないとしても、著しい減厚４０７が、空隙入口４０２の直後、ただナセル４０４に沿って見られる。次に、乱流層が始まり４０８、その後、下流４０６で厚くなる。

図１７Ｂ、図１８Ｂ及び図１９Ｂは、それぞれ、０％、１０％及び２０％の吸入速度比における速度を示す。これらの結果は、ナセル外側の流れの写真には、吸入速度比の変化に伴う変化があまりないことを示す。

いくつかの実施形態では、航空機は、空気を能動的に引き込み、空隙入口における吸入速度を増大させることができる。いくつかの態様では、上記したように、空気を能動的に引き込み、電気モータを冷却することができる。いくつかの態様では、空気を特にモータ冷却のために使用するかどうかにかかわらず、空気を能動的に引き込むことができる。

図示のように、ナセル上の流れの質は、１０％の吸入から２０％の吸入の間で劇的に変化する。いくつかの態様では、吸入速度比は、１０％よりも大きい。いくつかの態様では、吸入速度比は、１５％よりも大きい。いくつかの態様では、吸入速度比は、２０％よりも大きい。

上記の説明から明らかであるように、多種多様な実施形態を本明細書に示す説明から構成することができ、更なる利点及び修正形態は、当業者であれば容易に思い付くであろう。したがって、本発明は、より広範な態様では、特定の詳細に限定されず、図示及び説明する例を示すものである。したがって、出願人の全体的な発明の趣旨又は範囲から逸脱することなく、そのような詳細からの逸脱を行うことができる。

Claims (38)

1. 抗力低減システムを有する航空車両であって、前記航空車両は、
   モータ駆動ロータ組立体
   を備え、前記モータ駆動ロータ組立体は、
   ロータと、
   ステータと、
   ナセルと
   を備え、前記ロータは、前記ステータに回転結合され、前記ナセルは、前記モータ駆動ロータ組立体に結合されるナセル構造体を備え、前記ナセルは、外側表面を画定し、前記ナセルの前記外側表面の前方縁部は、前記ロータの背後に空気入口間隙を画定し、前記空気入口間隙は、前記ナセルの内部に流体結合される、航空車両。
2. 前記モータ駆動ロータ組立体は、ディフューザを更に備え、前記ディフューザは、前記空気入口間隙に流体結合され、前記ディフューザは、前記ナセルの前記内部に流体結合される、請求項１に記載の航空車両。
3. 前記空気入口間隙は、前記ロータの外周部の背後にリング間隙を備える、請求項１に記載の航空車両。
4. 前記空気入口間隙は、前記ロータの外周部の背後にリング間隙を備える、請求項２に記載の航空車両。
5. 前記ナセルは、空気流出口を備え、前記空気流出口は、前記ナセルの内部に流体結合される、請求項１に記載の航空車両。
6. 前記ナセルは、空気流出口を備え、前記空気流出口は、前記ナセルの内部に流体結合される、請求項２に記載の航空車両。
7. 前記ナセルは、空気流出口を備え、前記空気流出口は、前記ナセルの内部に流体結合される、請求項４に記載の航空車両。
8. 前記モータ駆動ロータ組立体は、１つ又は複数の環状リング熱交換器を更に備え、前記１つ又は複数の環状リング熱交換器は、前記空気入口間隙に第１の側で流体結合され、前記１つ又は複数の環状リング熱交換器は、前記ナセルの前記内部に第２の側で流体結合される、請求項１に記載の航空車両。
9. 前記モータ駆動ロータ組立体は、１つ又は複数の環状リング熱交換器を更に備え、前記１つ又は複数の環状リング熱交換器は、前記空気入口間隙に第１の側で流体結合され、前記１つ又は複数の環状リング熱交換器は、前記ナセルの前記内部に第２の側で流体結合される、請求項７に記載の航空車両。
10. 前記モータ駆動ロータ組立体は、空気取り入れファンを更に備え、前記空気取り入れファンは、前記空隙内に空気を吸い込むように適合され、前記空気取り入れファンは、前記ステータに構造的に結合される、請求項１に記載の航空車両。
11. 前記モータ駆動ロータ組立体は、空気取り入れファンを更に備え、前記空気取り入れファンは、前記空隙内に空気を吸い込むように適合され、前記空気取り入れファンは、前記ステータに構造的に結合される、請求項２に記載の航空車両。
12. 前記モータ駆動ロータ組立体は、空気取り入れファンを更に備え、前記空気取り入れファンは、前記空隙内に空気を吸い込むように適合され、前記空気取り入れファンは、前記ステータに構造的に結合される、請求項９に記載の航空車両。
13. 前記モータ駆動ロータ組立体は、飛行中、０．２を超える流量比で前記空隙に空気を吸入するように適合される、請求項１に記載の航空車両。
14. 前記モータ駆動ロータ組立体は、飛行中、０．２を超える流量比で前記空隙に空気を吸入するように適合される、請求項２に記載の航空車両。
15. 前記モータ駆動ロータ組立体は、飛行中、０．５を超える流量比で前記空隙に空気を吸入するように適合される、請求項２に記載の航空車両。
16. 前記モータ駆動ロータ組立体は、
    前記ファンを通る空気流の第１の部分の運動量を、前記ファンを通る空気流の第２の部分に伝達するように適合される区分ファンと、
    前記ディフューザを通じて前記区分ファンの異なる取り入れ領域内に空気流を流通させるように適合される空気流路構造体と
    を更に備える、請求項１１に記載の航空車両。
17. 前記モータ駆動ロータ組立体は、
    前記空気入口間隙に流体結合されるバイパス・ダクトと、
    バイパス空気流出口と
    を更に備える、請求項９に記載の航空車両。
18. 前記モータ駆動ロータ組立体は、飛行中、０．２を超える流量比で前記空隙に空気を吸入するように適合される、請求項１７に記載の航空車両。
19. 前記モータ駆動ロータ組立体は、飛行中、０．５を超える流量比で前記空隙に空気を吸入するように適合される、請求項１７に記載の航空車両。
20. 前記モータ駆動ロータ組立体は、飛行中、１．０を超える流量比で前記空隙に空気を吸入するように適合される、請求項１７に記載の航空車両。
21. 流体冷却電気モータ組立体であって、前記モータ組立体は、
    外部ロータであって、前記外部ロータは、
    主軸受の外側レースに結合されるロータ支持構造体と、
    前記ロータ支持構造体の内部表面に結合される複数の磁石と
    を備える、外部ロータと、
    内部ステータであって、前記内部ステータは、
    複数の巻線棒に対して径方向内側にある流体流路を備えるステータ支持構造体と、
    前記ステータ支持構造体に結合される複数の巻線棒と、
    前記複数の巻線棒の外周表面の周囲の流体捕捉カバーと
    を備える、内部ステータと、
    冷却流体と、
    前記流体流路に流体結合される１つ又は複数の熱交換器と、
    流体ポンプと
    を備える、流体冷却電気モータ組立体。
22. 前記ロータ支持構造体は、
    外側中実表面と、
    内側中実表面と、
    前記外側中実表面と前記内側中実表面との間の支持ラビリンスと
    を備える、請求項２１に記載の流体冷却電気モータ組立体。
23. 前記１つ又は複数の熱交換器は、１つ又は複数の環状リング熱交換器を備える、請求項２１に記載の流体冷却電気モータ組立体。
24. 空気取り入れファンを更に備え、前記空気取り入れファンは、前記１つ又は複数の環状リング熱交換器の径方向外側領域から前記１つ又は複数の環状リング熱交換器の径方向内側領域まで前記１つ又は複数の環状リング熱交換器内に空気を吸い込むように適合される、請求項２３に記載の航空車両。
25. 前記流体ポンプは、前記空気取り入れファンに回転結合される、請求項２４に記載の航空車両。
26. 前記流体ポンプのための駆動モータを更に備える、請求項２１に記載の航空車両。
27. 前記流体ポンプのための駆動モータを更に備える、請求項２３に記載の航空車両。
28. 前記空気取り入れファンに回転結合される駆動モータを更に備える、請求項２４に記載の航空車両。
29. 前記空気取り入れファンに回転結合される駆動モータを更に備える、請求項２５に記載の航空車両。
30. 複数の電気モータ駆動ロータ組立体を備える航空車両であって、前記電気モータ駆動ロータ組立体は、
    外部ロータであって、前記外部ロータは、
    主軸受の外側レースに結合されるロータ支持構造体と、
    前記ロータ支持構造体の内部表面に結合される複数の磁石と
    を備える、外部ロータと、
    内部ステータであって、前記内部ステータは、
    複数の巻線棒に対して径方向内側にある流体流路を備えるステータ支持構造体と、
    前記ステータ支持構造体に結合される複数の巻線棒と、
    前記複数の巻線棒の外周表面の周囲の流体捕捉カバーと
    を備える、内部ステータと、
    冷却流体と、
    前記流体流路に流体結合される熱交換器と、
    流体ポンプと
    を備える、航空車両。
31. 前記電気モータ駆動ロータ組立体に結合されるナセル構造体を更に備え、前記ナセルは、外側表面を画定し、前記外側表面の前方縁部は、前記ロータの背後に空隙を画定する、請求項３０に記載の航空車両。
32. 前記１つ又は複数の熱交換器は、１つ又は複数の環状リング熱交換器を備える、請求項３０に記載の航空車両。
33. 前記１つ又は複数の熱交換器は、１つ又は複数の環状リング熱交換器を備える、請求項３１に記載の航空車両。
34. 前記１つ又は複数の環状リング熱交換器の外側表面は、前記空隙に流体結合される、請求項３２に記載の航空車両。
35. 前記１つ又は複数の環状リング熱交換器の外側表面は、前記空隙に流体結合される、請求項３３に記載の航空車両。
36. 空気取り入れファンを更に備え、前記空気取り入れファンは、前記１つ又は複数の環状リング熱交換器の径方向外側領域から前記１つ又は複数の環状リング熱交換器の径方向内側領域まで前記１つ又は複数の環状リング熱交換器内に空気を吸い込むように適合される、請求項３４に記載の航空車両。
37. 前記ロータ支持構造体は、
    外側中実表面と、
    内側中実表面と、
    前記外側中実表面と前記内側中実表面との間の支持ラビリンスと
    を備える、請求項１０に記載の航空車両。
38. 前記ロータ支持構造体は、
    外側中実表面と、
    内側中実表面と、
    前記外側中実表面と前記内側中実表面との間の支持ラビリンスと
    を備える、請求項３６に記載の航空車両。
    

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