JP2022518034A

JP2022518034A - 流体推進システム

Info

Publication number: JP2022518034A
Application number: JP2021541456A
Authority: JP
Inventors: エバレット、アンドレイ
Original assignee: ジェトプテラ、インコーポレイテッド
Priority date: 2019-01-18
Filing date: 2020-01-21
Publication date: 2022-03-11
Also published as: IL284905A; WO2020226708A3; EP3911569A4; EP3911569A2; BR112021014169A2; US20240150026A1; CA3126943A1; WO2020226708A2; KR20210118416A; CN113631478A; US20200339247A1; AU2020268690A1

Abstract

航空機は、胴体と、少なくとも１つの主翼とを含み、少なくとも１つの主翼は、上面と、上面内の少なくとも１つの凹部と、少なくとも１つの凹部と流体連通する少なくとも１つの導管とを有する。少なくとも１つのエジェクタは、少なくとも１つの凹部内に配置されており、少なくとも１つの導管を介して圧縮空気を受け取るように構成されている。【選択図】図１

Description

優先権主張

[0001]本願は、２０１９年１月１８日に出願された米国仮特許出願第６２／７９４，４６４号の優先権を主張するものであり、その内容全体が、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。

著作権表示

[0002]本開示は、米国著作権法及び／又は国際著作権法の下で保護されている。(c) 2019 Jetoptera. All rights reserved.（(c)は著作権マークを示す）。本特許文書の開示の一部には、著作権保護の対象となる資料が含まれている。著作権所有者は、特許及び／又は商標庁の特許ファイル又は記録に記載されているような特許文書又は特許開示のいずれかによる完全な複写に異議を唱えないが、それ以外についてはあらゆる著作権を留保する。

[0003]通常の翼形部から発生する揚力は、翼形部の周囲の気流条件と上記翼形部の幾何学的形状とに起因する。速度及び迎え角を変化させること並びにフラップなどの表面を変化させること（表面変化）によって、翼形部の揚力を制御することができ、その目的は、小型かつ軽量の翼での揚力発生を最大限にすることである。翼は、一般に、効率を向上させるために大型化しており、重量を抑えるために複合材料で作られている。

[0004]翼の重量を最小限にし、揚力発生を最大限にすることが望ましい。推力発生装置の設置面積及び重量を最小限にし、その出力（推力）を最大限にすることが望ましい。これは、燃料又はエネルギー消費の最小化につながる。

[0005]ほとんどの従来の航空機では、現在のところ、ジェット流出を翼形部又はウィングフォイル（wingfoil）に向けてその損失エネルギーを利用することは不可能である。ターボジェットの場合、ジェット流出が高温であるため、翼形部を介した揚力発生への使用は実際には不可能である。典型的なジェット排気温度は摂氏１０００度であり、ほとんどの軍用航空機に当てはまるように、推力増強のために後燃焼が利用される場合にはそれよりも高いこともある。ターボファンが使用される場合、最新の航空機では高バイパスが使用されているにもかかわらず、ファン及びコアの排気流体をほぼ軸方向に向けるベーンがあっても、ファンの回転により、非軸方向の残留性要素が依然としてかなり存在する。非常に高温のコアホットガスの存在及び噴出する混合物の残留回転運動に加え、ダウンウォッシュ内のジェットの円筒状の性質により、ターボファンエンジンの後方に直接配置された翼形部の使用は実現困難である。加えて、ターボファンなどのジェットエンジンからの高温流と低温流との混合長は、インチではなくマイル単位で発生している。他方で、現在の大型のターボプロップの使用は、プロペラの直径と同じ大きさの大きな下降円筒状空気流を発生させ、プロペラの後方の回転成分の速度はより高く、大量の空気を低速で移動させる。回転成分があるため、下流の運動エネルギーを推進以外の他の目的に利用することは難しく、従って運動エネルギーの一部は、失われて効率的に利用されない。大型のプロペラによって動かされる空気の一部はまた、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ジェット流出は、現在活用されていない残留エネルギー及び可能性を有する。

[0006]一実施形態による航空機の上面斜視図を例示する。 [0007]図１に例示される航空機の正面平面図である。 [0008]図１に例示される航空機の翼及びエジェクタアセンブリの分解組立図を例示する。 [0009]タービン及び圧縮機アセンブリを含む、図１に例示される航空機の翼及びエジェクタアセンブリの上面部分断面斜視図を例示する。 [0010]代替的な実施形態による航空機の上面図を例示する。 [0011]別の代替的な実施形態による航空機の上面斜視図を例示する。

[0012]本願は、本発明の１つ又は複数の実施形態を説明することを意図している。「～しなければならない（must）」、「～するであろう（will）」などの絶対的な用語及び特定の量の使用は、そのような実施形態のうちの１つ又は複数に適用可能であると解釈されるべきであるが、必ずしも全てのそのような実施形態に適用可能であると解釈されるべきではないことは理解されたい。そのため、本発明の実施形態は、そのような絶対的な用語の文脈で説明される１つ又は複数の特徴又は機能性を省略するか、又はそれらの修正を含み得る。加えて、本願中の見出しは、参照を目的としているにすぎず、本発明の意味にも解釈にも決して影響を及ぼすものではない。

[0013]一実施形態は、翼又は他の空気力学的表面などの揚力発生装置にスラスタ／エジェクタを埋め込むことによって推力及び揚力の両方を増強させる特徴を組み合わせる。そのようなエジェクタは、例えば、翼の上面に埋め込まれ得る。

[0014]エジェクタと呼ばれ得る推力増強装置は、例えば、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米国特許出願第１５／２５６,１７８号に記載されており、これは、圧縮空気などの加圧流体流を使用して、より多くの推力を発生させ、従ってエンタイトルメント推力（entitlement thrust）を増強するものであり、それ以外は、大気条件への膨張によって、しかしながら周囲空気の巻き込みとエネルギー伝達とを介して、特定量の推力（エンタイトルメント推力）を生み出し得る。エジェクタは、形状を非円形とすることができ、翼形部の上面に類似した形状が与えられ得、これにより、上記翼形部への埋め込みが容易になる。

[0015]本発明の一実施形態は、２つの要素を組み合わせる。これにより、例えば２．０の推力増強が揚力増強とまとめられ、翼形部が、失速することなく積極的な（aggressive）迎え角を持つことができるようになり、境界層吸い込みと吹き付けジェット表面との組合せによって少なくとも１．５倍の揚力増大を実現する。この組合せは、現在の個別システムの性能を超える航空機のＳＴＯＬ及び操縦性を可能にすることができる。

[0016]本発明の一実施形態では、エジェクタによって放出された流れは、揚力発生のための薄い翼形部（例えば、エジェクタの出口平面の後方に配置された翼の後縁面）にそれを真っ直ぐに向けることで、揚力発生に使用され得る。例えば、エジェクタ流出軸速度が航空機の対気速度よりも１２５％大きい場合、ジェット流出流を受ける翼の部分は、翼長が単に航空機の空気の対気速度によって気体が流れる（washed）場合と比較して、同じ翼長で５０％超高い揚力を発生させることができる。この例を使用すれば、エジェクタ流出速度が１５０％まで上昇すると、揚力は、例えばタービンからの加圧排気ガスが使用された場合の密度低下効果を含めても、航空機の対気速度での元の翼よりも４５％超高くなる。

[0017]図１及び図２は、本発明の一実施形態による航空機１００を例示する。航空機１００は、前方先尾翼１０２及び尾部垂直安定板１０３が取り付けられている胴体１０１を含む。航空機１００は更に、胴体１０１に取り付けられている一対の主翼１０４を含んでおり、その中にエジェクタ１０５が埋め込まれている。例示される実施形態では、各エジェクタ１０５の大きさは、胴体１０１から翼１０４の先端に配置されるにつれて次第に小さくなる。

[0018]図３に最もよく例示されているように、翼１０４は、エジェクタ１０５を受け入れて収容するとともに各エジェクタの前後の空気力学的表面として機能するように構成された凹部１０６を含む。図４を参照すると、航空機１００は、翼１０４の内部全体に及び図３に示すように導管１０９を介してエジェクタ１０５に圧縮空気を行き渡らせるガスタービン１０７及び圧縮機１０８を更に含み得る。

[0019]この構成の結果として、本発明の少なくとも１つの実施形態は、例えば、非常に積極的な空気力学的な幾何学的形状の翼形部のように近似的に形成された揚力発生表面１０４を、例えば排気ガスの空気などの加圧流体の供給源を使用するエジェクタ１０５と組み合わせた揚力及び推力増強装置を提供する。エジェクタ１０５は、それらの組合せが、個別の翼形部形状の装置１０４及びエジェクタを別々に使用した場合よりも多くの揚力及び推力を発生させるように、上記揚力発生装置に一致するように幾何学的及び機能的に形成される。

[0020]そのような実施形態では、エジェクタ１０５の入口は、翼１０４の上面上に翼長に沿って最適に配置及び分散され、翼の上面の前縁上に、翼の上面に沿って流れ方向に形成される境界層吸い込みを可能にして、境界層剥離をなくし、従って増加した迎え角に対する失速を遅らせるか又はなくす。

[0021]そのような実施形態では、エジェクタ１０５の出口は、翼１０４の上面上に翼長に沿って最適に配置及び分散され、境界層がエネルギーを与えられ、翼の上面に沿って流れ方向に壁ジェットとして噴出されることを可能にして、翼の上面の揚力発生を制御する。

[0022]そのような実施形態では、加圧流体が、流体ネットワークにおいて翼１０４を通してエジェクタ１０５に供給され、この流体ネットワークは、エジェクタの各々を個別に調整及び遮断することを可能にし、従って、推力だけでなく揚力も、必要なときに必要な場所に分配する。

[0023]代替的に、車両が離陸操縦を完了して水平飛行に移行した直後に、軽量ウィングフォイルなどの翼をエジェクタ出口平面のすぐ後ろに配備して、エンジンからのより少ない動力でより多くの揚力を発生させるのを助けることができる。

[0024]代替的に、本発明のこの実施形態を使用すると、翼は翼長がそれ程長くなくてもよく、コード（cord）が同じ場合、翼長を４０％超縮小しても、同じ揚力を発生させることができる。当業者に知られているこの揚力Ｌの方程式（式１）では、次の通りである：
Ｌ＝１／２ρＶ２ＳＣ_Ｌ式（１）

[0025]ここで、Ｓは翼の表面積であり、ρは密度であり、Ｖは航空機（翼）の速度であり、Ｃ_Ｌは揚力係数である。例えば、１０フィートの翼長を有するＵＡＶは、ジェットが水平飛行中は常に翼に直接方向付けられ、翼が薄く、元の翼と同様の翼弦、キャンバ、及びＣ_Ｌを有するのであれば、翼長をわずか６フィートに縮小することができる。混合比（又はエントレインメント比）が大きく、従ってジェットの温度がほんの少し高い場合、密度に対する温度の有害な影響ははるかに小さくなる。

[0026]図５は、推力を生み出すために航空機の翼上にジェットエンジンを配置する従来のアプローチの代替を提供する実施形態を例示する。図５では、ガス発生器５０１が、直接一次翼形部の後縁からガス流を放出することによる前方推進のために翼５０３などの一次翼形部に埋め込まれている一連のエジェクタ５０２に動力供給するための駆動空気の流れを生み出す。この実施形態では、ガス発生器５０１は、航空機の本体の胴体５０４に埋め込まれているとともに、導管５０５を介してエジェクタ５０２に流体結合されており、航空機の唯一の推進手段である。エジェクタ５０２は、円形であっても非円形であってもよく、終端部１０１に類似する対応する形状の出口構造を有し、所定の調整可能な速度で、発生器５０１及び導管５０５からガス流を提供する。追加的に、エジェクタ５０２は、フラップ又は補助翼のものと同様の方法で可動であり、１８０度の角度で回転可能であり、必要な推力の提供に加えて、航空機の姿勢を制御するように作動させられ得る。前縁５０７を有する二次翼形部５０６は、エジェクタ５０２からのガス流が二次翼形部５０６上を流れるように、エジェクタ５０２の直後に、翼５０３と直列に配置される。従って、二次翼形部５０６は、航空機の対気速度よりもはるかに高い速度を受けるため、対気速度の二乗に比例して、高い揚力を生み出す。二次翼形部５０６の全体は、前縁５０７に平行に方向付けられた軸を中心として回転可能であり得る。

[0027]本発明のこの実施形態では、二次翼形部５０６は、ガス発生器５０１によって生成された駆動流体（一次流体とも呼ばれる）と、一次流体部分１つあたり５～２５の二次流体部分という割合で駆動流体によって巻き込まれた周囲空気である二次流体との混合により、適度に高い温度を経験する（see）こととなる。そのため、二次翼形部５０６が経験する温度は、周囲温度よりもわずかに高いが、駆動流体よりは大幅に低く、副翼の材料が、Ｔ_ｍｉｘ＝（Ｔ_{ｍｏｔｉｖｅ}＋ＥＲ×Ｔ_ａｍｂ）／（１＋ＥＲ）という式に従って揚力荷重を支持及び維持することを可能にするものであり、ここで、Ｔ_ｍｉｘは、エジェクタ５０２から噴出されるジェット流出の最終の流体混合物の温度であり、ＥＲは、駆動空気の１部分あたりに巻き込まれる周囲空気の部分の巻き込み率であり、Ｔ_{ｍｏｔｉｖｅ}は、駆動流体又は一次流体うちの高い方の温度であり、Ｔ_ａｍｂは、接近している周囲空気の温度である。

[0028]図６は、タンデム翼を特徴とする本発明の代替的な実施形態を描写している。例示される実施形態では、二次翼形部１０１０は、一次翼形部７０１上を流れる流体及び増強翼形部からのガス流が二次翼形部上を流れるように、増強翼形部７０２、９０２のすぐ下流に配置される。２つの比較的短い翼７０１，１０１０の組合せは、増強翼形部７０２，９０２を有さず、より大きな翼に取り付けられたジェットエンジンに依存して推力を生成するはるかに大きい翼長の翼の揚力よりも多くの揚力を生み出す。

[0029]前述の文章は、多数の異なる実施形態の詳細な説明を記載しているが、保護の範囲が以下の特許請求の範囲の文言によって定義されることは理解されたい。詳細な説明は、例示的なものとしてのみ解釈されるべきであり、全ての可能な実施形態を説明することは、不可能でないとしても非実用的であるため、全ての可能な実施形態を説明するものではない。現在の技術又は本特許の出願日以降に開発される技術のいずれかを使用して、多数の代替的な実施形態が実装され得、これらは依然として特許請求の範囲内にある。

[0030]従って、本特許請求の範囲の趣旨及び範囲から逸脱することなく、本明細書で説明及び例示された技法及び構造に対して多くの修正及び変形が行われ得る。従って、本明細書で説明された方法及び装置が例示的なものにすぎず、特許請求の範囲を限定するものではないことは理解されたい。

Claims

胴体と、
上面と、前記上面内の少なくとも１つの凹部と、前記少なくとも１つの凹部と流体連通する少なくとも１つの導管とを有する少なくとも１つの主翼と、
前記少なくとも１つの凹部内に配置されており、前記少なくとも１つの導管を介して圧縮空気を受け取るように構成されている少なくとも１つのエジェクタと
を備える航空機。
非常に積極的な空気力学的な幾何学的形状の翼形部のように近似的に形成された揚力発生表面と、例えば排気ガスの空気などの加圧流体の供給源を使用するエジェクタとを組み合わせた一般的な揚力及び推力増強装置であって、前記エジェクタは、それらの前記組み合せが、個別の翼形部形状の装置及びエジェクタを別々に使用した場合よりも多くの揚力及び推力を発生させるように、幾何学的及び機能的に揚力発生装置に大部分が一致するように形成される、一般的な揚力及び推力増強装置。
前記エジェクタの入口は、前記翼形部の上面に翼長に沿って最適に配置及び分散され、前記翼形部の前記上面の前縁上に、前記翼形部の上面に沿って流れ方向に形成される境界層吸い込みを可能にして、境界層剥離をなくし、従って増加した迎え角に対する失速を遅らせるか又はなくす、請求項２に記載の構造。
前記エジェクタの出口は、前記翼形部の上面に翼長に沿って最適に配置及び分散され、境界層がエネルギーを与えられ、前記翼形部の上面に沿って流れ方向に壁ジェットとして噴出されることを可能にして、前記翼形部の前記上面の揚力発生を制御する、請求項２に記載の構造。
加圧流体が、流体ネットワークにおいて前記翼形部を通してそのルートを介して前記エジェクタに供給され、前記流体ネットワークは、前記エジェクタの各々を個別に調整及び遮断することを可能にし、従って、推力だけでなく揚力も、必要なときに必要な場所に分配する、請求項２に記載のエジェクタ。