JP2023064430A - 航空機及びｂｌｉ推進部 - Google Patents

Abstract

【課題】ＢＬＩ推進技術において、推進効率を向上させることが可能な技術を提供すること。【解決手段】本技術に係る航空機は、胴体部と、ＢＬＩ推進部とを具備する。前記胴体部は、軸方向に長く、幅方向及び上下方向に短い筒状であり、前記軸方向の後部側に後端部を有する。前記ＢＬＩ推進部は、前記胴体部の後部側に設けられた、吸気口を有するＢＬＩ推進部であって、前記吸気口の中心位置が、前記上下方向及び幅方向のうち少なくとも一方で、前記後端部の中心位置からオフセットして配置される。【選択図】図１３

Description

本発明は、ＢＬＩ推進器をその後部側に有する航空機等の技術に関する。

近年、航空機における推力を発生させる推進器の一種としてＢＬＩ推進器（ＢＬＩ：Boundary Layer Ingestion）と呼ばれる機器が知られるようになってきている（下記非特許文献１参照）。

ＢＬＩ推進器は、航空機の表面付近において速度が遅い気流を取り込み、その取り込んだ気流を後方に向けて加速させて排出し、これにより、航空機の進行方向への推力を発生させている。ＢＬＩ技術は、速度が速い気流をさらに加速させて推力を得るよりも、速度が遅い気流を加速させて推力を得た方が効率がよいといった観点に基づく技術である。

Modeling Boundary Layer Ingestion Using a Coupled Aeropropulsive Analysis"JOURNAL OFAIRCRAFT Vol. 55, No. 3, May-June 2018

ＢＬＩ推進技術において、推進効率を向上させることが可能な技術が求められている。

以上のような事情に鑑み、本技術の目的は、ＢＬＩ推進技術において、推進効率を向上させることが可能な技術を提供することにある。

上記目的を達成するため、本技術に係る航空機は、胴体部と、ＢＬＩ推進部とを具備する。
前記胴体部は、軸方向に長く、幅方向及び上下方向に短い筒状であり、前記軸方向の後部側に後端部を有する。
前記ＢＬＩ推進部は、前記胴体部の後部側に設けられた、吸気口を有するＢＬＩ推進部であって、前記吸気口の中心位置が、前記上下方向及び幅方向のうち少なくとも一方で、前記後端部の中心位置からオフセットして配置される。

このように、吸気口の中心位置を、胴体部の後端部の中心位置からオフセットして配置することで、速度の遅い気流を吸気口から効率的に取り込むことができ、これにより、推進効率を向上させることができる。

上記航空機において、前記胴体部は、前記胴体部の後部側において前記後端部に向けて外径が徐々に小さくなる形状を有していてもよい。

上記航空機において、前記後端部の中心位置は、前記上下方向で、前記胴体部の中心位置よりも上側に位置していてもよい。

上記航空機において、前記吸気口の中心位置は、前記上下方向で、前記後端部の中心位置よりも下側にオフセットして配置されていてもよい。

上記航空機において、前記吸気口の中心位置は、前記上下方向で、前記胴体部の中心位置と、前記後端部の中心位置との間に配置されていてもよい。

上記航空機において、前記軸方向に平行な平行光が前記胴体部へ照射されたときの投影面と、前記平行光が前記吸気口に照射されたときの投影面とが重複しない非重複領域の面積が、６０％未満であってもよい。

上記航空機において、前記吸気口の前記幅方向の長さを２ａとし、前記吸気口の面積をＳｆａｎとしたとき、ＡＲ＝（２ａ）^２／Ｓｆａｎで表されるＡＲの値が、１．３以上であってもよい。

上記航空機において、前記ＢＬＩ推進部は、前記軸方向を向く軸を中心軸として回転可能な少なくとも１以上の羽根部を含んでいてもよい。

上記航空機において、前記ＢＬＩ推進部は、前記幅方向に並ぶ第１の羽根車及び第２の羽根車を含み、前記第１の羽根車及び前記第２の羽根車の回転方向が、逆回転であってもよい。

上記航空機において、前記第１の羽根車及び前記第２の羽根車の回転方向が、それぞれ、インボードアップに対応する回転方向であってもよい。

上記航空機において、前記ＢＬＩ推進部は、前記幅方向で前記第１の羽根車及び第２の羽根車の間の位置で、かつ、前記上下方向で前記第１の羽根車及び第２の羽根車よりも下側に配置された第３の羽根車を含んでいてもよい。

上記航空機において、前記羽根車は、回転の中心軸の位置が、前記上下方向で、前記吸気口の中心位置よりも上側に配置されていてもよい。

上記航空機において、前記羽根車は、回転の中心軸の位置が、前記幅方向で、前記吸気口の中心位置よりも外側に配置されていてもよい。

上記航空機において、前記胴体部の下側に設けられた降着部をさらに有し、前記幅方向に平行な平行光が前記胴体部及び降着部に対して照射されたときの投影面の形状において、降着部における地面への接地点及び前記ＢＬＩ推進部の最下点を結んだ接線と、前記軸方向とのなす角が１０．５°を超えてもよい。

上記航空機において、前記幅方向に平行な平行光が前記胴体部に対して照射されたときの投影面の形状において、前記胴体部の後部側における下側を示す曲線の形状が、２回微分可能かつ変曲点を有する形状であってもよい。

上記航空機において、前記吸気口は、前記軸方向において、前記変曲点以後に配置されていてもよい。

上記航空機において、前記吸気口は、前記軸方向において、前記胴体部の幅が前記胴体部の幅における最大値の５０％となる位置以後に配置されていてもよい。

上記航空機において、前記ＢＬＩ推進器において、前記吸気口の中心位置に対応する部分が、前記胴体部に対して非接合であってもよい。

上記航空機において、前記吸気口は、前記軸方向において、前記胴体部における前記軸方向に垂直な断面積が、断面積の最大値の２５％となる位置以後に配置されていてもよい。

上記航空機において、前記航空機は、発電機を有する主発動部をさらに有し、前記ＢＬＩ推進部は、前記発電機の電力により駆動されてもよい。

上記航空機において、前記発電機は、前記航空機の運転状態によらず、前記発電機の最大トルクに対して、１００％以下９０％以上の抽出トルクで運転されてもよい。

上記航空機において、航空機の高度が所定の高度以下であるという条件と、航空機の速度が所定の速度以下であるという条件のうち少なくとも一方の条件を満たす場合、発電機から抽出される動力が所定の値以下に制限されてもよい。

上記航空機において、前記主発動部は、前記発電機をそれぞれ有する複数の主発動機を含み、前記２つの条件のうち少なくとも一方の条件を満たすという条件に加え、前記複数の主発動機のうち少なくとも一つの主発動機が停止したという条件が満たされたときに、前記発電機から抽出される動力が所定の値以下に制限されてもよい。

上記航空機において、前記主発動部は、回転により前記発電機を発電させるエンジン軸を含み、前記主発動部のエンジン軸の回転数が、その高度における前記エンジン軸の最大回転数の６０％以下のとき、前記発動機から抽出される抽出トルクが、抽出トルクの最大値の１０％以下に制限されてもよい。

上記航空機において、主発動部のエンジン出力が、その高度におけるエンジン出力の最大値の６０％以下であるとき、前記発動機から抽出される抽出トルクが、抽出トルクの最大値の１０％以下に制限されてもよい。

本技術に係るＢＬＩ推進部は、軸方向に長く、幅方向及び上下方向に短い筒状であり、前記軸方向の後部側に後端部を有する胴体部の後部側に設けられた、吸気口を有するＢＬＩ推進部であって、前記吸気口の中心位置が、前記上下方向及び幅方向のうち少なくとも一方で、前記後端部の中心位置からオフセットして配置される。

以上のように、本発明によれば、ＢＬＩ推進技術において、推進効率を向上させることが可能な技術を提供することができる。

本発明の第１実施形態に係る航空機を示す上面図である。 航空機を示す側面図である。 航空機を示す正面図である。 主発動部の内部構成、並びに、主発動部及びＢＬＩ推進部の電気的な接続状態を示すブロック図である。 胴体部の後端部付近において、気流がどのような速度で流れているかのシミュレーションの結果を示す図である。 吸気口の中心位置を上下方向で変化させた場合における、吸気口から取り込まれる気流の平均速度を示す図である。 胴体部の投影面及びＢＬＩ推進部における吸気口の投影面を示す図である。 ＢＬＩ推進部における吸気口の中心位置を上下方向で変化させ、非重複領域の面積を変化させた場合における、吸気口への気流の平均速度を示す図である。 吸気口の形状を楕円で変化させたときの様子を示す図である。 吸気口（楕円）のＡＲ比を変化させたときの、吸気口への気流の平均速度を示す図である。 吸気口（超楕円）のＡＲ比を変化させたときの、吸気口への気流の平均速度を示す図である。 吸気口（矩形）のＡＲ比を変化させたときの、吸気口への気流の平均速度を示す図である。 吸気口に対する羽根車の位置及び羽根車の回転方向を示す図であり、航空機を後ろ側から見た図である。 航空機における機体の表面付近を流れる気流を、航空機の斜め後ろ側から見た図である。 ＢＬＩ推進部の他の例を示す図であり、ＢＬＩ推進部を後方から見た図である。 ＢＬＩ推進部の他の例を示す図であり、ＢＬＩ推進部を後方から見た図である。 ＢＬＩ推進部の他の例を示す図であり、ＢＬＩ推進部を後方から見た図である。 胴体部に対して、幅方向（Ｙ軸方向）に平行な平行光が照射されたときの投影面を示す図である。 胴体部及び吸気口に対して、軸方向に平行な平行光が照射されたときの投影図を示す図である。 気流がＢＬＩ推進部に吸い込まれて後方側に加速して排出されるときの気流の速度を示す図である。 胴体部の幅における最大値を基準とした場合における、軸方向でのある地点での胴体部１０の幅、並びに、胴体部の断面積の最大値を基準とした場合における、軸方向でのある地点での胴体部の面積を示す図である。 ＢＬＩ推進部が主発動部から抽出する動力が所定の値以下に設定される範囲を示す図である。 図２３は、主発動部のエンジン軸の回転数と、ＢＬＩ推進部が発電機から抽出する抽出トルクとの関係を示す図である。 図２４は、主発動部のエンジン出力と、ＢＬＩ推進が発電機から抽出する抽出トルクとの関係を示す図である。

以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。

≪第１の実施形態≫
＜航空機１００の全体構成＞
図１は、本発明の第１実施形態に係る航空機１００を示す上面図である。図２は、航空機１００の側面図であり、図３は、航空機１００の正面図である。

図１～図３に示すように、航空機１００は、胴体部１０と、主翼部２０と、主発動部３０と、ＢＬＩ推進部４０と、降着部５０とを備えている。

胴体部１０は、軸方向（Ｘ軸方向）に長く、幅方向（Ｙ軸方向）及び上下方向（Ｚ軸方向）に短い円筒状を有している。また、胴体部１０は、軸方向において、その後部側に後端部１１を有しており、胴体部１０の後部側は、後端部１１側に向けて徐々にその外径が小さくなるように形成されている。

主翼部２０は、胴体部１０に設けられた左右で一対の主翼２１、２２を含む。２枚の主翼２１、２２は、胴体部１０の左右から幅方向（Ｙ軸方向）の外側に向けて延びるように設けられている。

なお、図面を見やすく表示するために省略しているが、胴体部１０の後端部１１付近には、尾翼が設けられている。尾翼の種類は、Ｔ字尾翼、十字尾翼、Ｖ字尾翼等どのようなタイプであっても構わない。

主発動部３０は、ＢＬＩ推進部４０と共に、航空機１００の飛行のための推力を発生させる。主発動部３０は、２機の主発動機３１、３２を含む。２機の主発動機３１、３２は、それぞれ、左右の主翼２１、２２の下側の位置に設けられている。なお、主発動機の数については、２機以上であってもよく、その数は特に限定されない。

図４は、主発動部３０の内部構成、並びに、主発動部３０及びＢＬＩ推進部４０の電気的な接続状態を示すブロック図である。主発動機３１、３２は、例えば、ジェットエンジンであり、ファン３３、圧縮機３４、燃焼機３５、タービン３６、発電機３７及びエンジン軸３８等を備えている。なお、ここでの例では、主発動部３０の一例として、ターボファンエンジンが挙げられているが、主発動部３０の種類については特に限定されない。

ファン３３は、回転により前方の空気を吸気して噴流を発生さる。圧縮機３４は、ファンからの噴流（一部）を圧縮して後方の燃焼機３５へ送る。燃焼機３５は、燃焼室内において燃料を燃焼させて、圧縮された空気を膨張させ、高温の噴流を後方のタービン３６へと送る。タービン３６は、燃焼機３５からの高温の噴流により回転されつつ、噴流を後方へ排気する。

タービン３６の回転によりエンジン軸３８が回転する。エンジン軸３８の回転力は、ファン３３及び圧縮機３４の回転の動力として利用され、また、発電機３７による発電の動力として利用される。また、発電機３７により発電された電力は、ＢＬＩ推進部４０のモータ４３を駆動させるための電力として利用される。

主発動機３１、３２と、ＢＬＩ推進部４０との間には、第１の遮断器１と、ＡＣ／ＤＣコンバータ２と、ＤＣ／ＡＣインバータ３と、第２の遮断器４とが介在されている。

第１の遮断器１及び第２の遮断器４は、必要に応じて、電気的な接続状態及び非接続状態を切り換える。ＡＣ／ＤＣコンバータ２は、発電機３７からの交流電圧を直流電圧に変換してＤＣ／ＡＣインバータ３へと出力する。ＤＣ／ＡＣインバータ３は、ＡＣ／ＤＣコンバータ２からの直流電圧を交流電圧に変換し、モータ４３へと出力する。

再び図１～３を参照して、ＢＬＩ推進部４０は、主発動部３０と共に、航空機１００の飛行のための推力を発生させる。ＢＬＩ推進部４０は、１機のＢＬＩ推進器４１を含む。ＢＬＩ推進器４１は、軸方向（Ｘ軸方向）において胴体部１０における後部側の後端部１１付近に設けられている。なお、ＢＬＩ推進器４１の数は、２機以上であてもよく、その数については特に限定されない。

ＢＬＩ推進器４１は、航空機１００の飛行のための推力を発生させるファンであり、羽根車４２（図１３等参照）と、羽根車４２を回転させるモータ４３（図４参照）と、羽根車４２及びモータ４３をその内部に収容するナセル４４（図４参照）とを含む。ＢＬＩ推進器４１の数は、１機であってもよいし、２機以上であってもよく、その数については特に限定されない。

羽根車４２は、軸方向（Ｘ軸方向）を向く軸を回転の中心軸として回転可能に構成されている。羽根車４２は、周方向（Ｘ軸回りの方向）に沿って規則的に配置された複数のファンブレード（不図示）を含む。羽根車４２の数は、１機のＢＬＩ推進器４１に対して、１つであってもよいし、２以上であってもよく、その数については特に限定されない。

モータ４３は、主発動部３０における発電機３７からの電力に基づき、羽根車４２を回転させる。ナセル４４は、その軸が軸方向（Ｘ軸方向）を向く円筒状であり、軸方向の前方側に気流を吸い込む吸気口４５を有しており、軸方向の後方側に、羽根車４２により加速された気流を排出する排出口４６を有している。

＜吸気口４５の中心位置＞
ここで、ＢＬＩ方式は、機体から離れた相対的に速い気流をさらに加速させて推進力を得るよりも、機体の表面付近を流れる相対的に遅い気流を加速させて推進力を得た方が、効率（エネルギー効率、燃料消費率）よく推進力を得ることができるといった考え方に基づいている。つまり、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５から取り込むべき気流は、相対的に遅い気流の方がよい。

本発明者らは、航空機１００の胴体部１０における後端部１１付近において、気流がどのような速度で流れているかのシミュレーションを行った。図５は、胴体部１０の後端部１１付近において、気流がどのような速度で流れているかのシミュレーションの結果を示す図である。

図５では、航空機１００を後側から見た様子が示されている。また、図５では、航空機１００における胴体部１０の形状における最大径が大きい円で示されており、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５の形状が小さい円で示されている。また、気流の速度については、グレースケールで示されており、黒が濃い方が、気流が遅いことを示している。

また、図５では、胴体部１０における後端部１１の中心位置（幅方向及び上下方向（ＹＺ方向））が、×印で示されており、吸気口４５における中心位置（幅方向及び上下方向（ＹＺ方向））が、黒丸により示されている。

図５に示すように、気流は、胴体部１０における後端部１１の中心位置（×印参照）よりも下側の領域、特に、胴体部１０における後端部１１の中心位置から見て、右斜め下の領域、左斜め下の領域において、その速度が遅くなっている（グレースケールにおいて濃い部分参照）。

従って、本実施形態では、ＢＬＩ推進部４０において、より遅い気流を吸気口４５から取り込むために、吸気口４５の中心位置を、胴体部１０の後端部１１の中心位置よりも下側にオフセットすることとしている。

図６は、吸気口４５の中心位置（図５の黒丸参照）を上下方向で変化させた場合における、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度を示す図である。

図６において、横軸は、上下方向（Ｚ軸方向）における吸気口４５の中心位置を示している。なお、胴体部１０における最大径の最下点（図５における大きな円の最下点）から１ｍ下側のポイントが０ｍで基準とされている。また、図６において、縦軸は、航空機１００の速度Ｖ０を基準としたときの、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅを示している。

また、図６では、吸気口４５の直径を０．４ｍ、０．８ｍ、１．２ｍ、１．６ｍ、２ｍの５パターンで変化させたときの結果が示されている。なお、本実施形態の説明では、胴体部１０のサイズや、吸気口４５のサイズ等について、具体的な数字を挙げて説明する場合があるが、これらは単なる一例である。つまり、胴体部１０のサイズ、吸気口４５のサイズ等は、例示されたものに限られず、適宜変更することができる。

図６に示すように、吸気口４５の中心位置を、上下方向で、基準（胴体部１０における最大径の最下点から１ｍ下側）から４ｍ～６ｍの間で変化させると、吸気口４５の中心位置が上昇するにつれて、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が徐々に上昇する。この傾向は、吸気口４５の直径に依らず現れる。

ここで、図６では、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から４．７ｍである箇所に破線の縦線が示されている。吸気口４５の中心位置が４．７ｍとなる箇所では、吸気口４５の中心位置（図５の黒丸）が、胴体部１０の後端部１１の中心位置（図５の×印）と略一致する。

また、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から４．７ｍ未満であれば、吸気口４５の中心位置が、胴体部１０の後端部１１の中心位置よりも下側にオフセットされる。逆に、吸気口４５の中心位置が、基準から４．７ｍの位置を超えれば、吸気口４５の中心位置が、胴体部１０の後端部１１の中心位置よりも上側にオフセットされる。

なお、図６において、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から４．７ｍ未満となる、破線の縦線よりも左側の領域で示される部分が本実施形態に対応する。

図６に示すように、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から４．７ｍ以上となり、吸気口４５の中心位置が、胴体部１０の後端部１１の中心位置から上側にオフセットされると、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が相対的に速くなる。この傾向は、吸気口４５の直径に依らず現れる。

一方、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から４．７ｍ未満であり、吸気口４５の中心位置が、胴体部１０の後端部１１の中心位置よりも下側にオフセットされると、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が相対的に遅くなる。この傾向は、吸気口４５の直径に依らず現れる。

つまり、本実施形態のように、吸気口４５の中心位置を、胴体部１０の後端部１１の中心位置よりも下側にオフセットすることで、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０を遅くすることができる。これにより、ＢＬＩ推進部４０において効率（エネルギー効率、燃料消費率）よく推力を発生させることができる。

＜吸気口４５の下側へのオフセットの割合＞
次に、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５を、どの程度下側にオフセットすべきかについて説明する。図７は、胴体部１０の投影面及びＢＬＩ推進部４０における吸気口４５の投影面を示す図である。

図７では、軸方向（Ｘ軸方向）に平行な平行光が胴体部１０に照射されたときの投影面の外輪が、大きな円で示されている（胴体部１０の最大径に対応）。また、図７では、軸方向（Ｘ軸方向）に平行な平行光が、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５に照射されたときの投影面の外輪が小さな円で示されている。

また、図７では、胴体部１０の投影面と、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５の投影面とが重複しない非重複領域がグレーで示されている。なお、ここでの説明では、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５の下側へのオフセットの割合を、上述の非重複領域（グレーの領域参照）の割合で定義している。

図８は、ＢＬＩ推進部４０における吸気口４５の中心位置を上下方向（Ｚ軸方向）で変化させ、非重複領域の面積を変化させた場合における、吸気口４５への気流の平均速度を示す図である。

図８において、横軸は、吸気口４５の投影面における全体の面積Ｓｆａｎを基準としたときの、非重複領域の面積Ｓｆａ＿ｐｒｏの割合を示している。つまり、横軸において、０の値は、非重複領域が０％であることを意味しており、また、横軸において１の値は、非重複領域が１００％であることを意味している。

また、図８において、縦軸は、航空機１００の速度Ｖ０を基準としたときの、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅを示している。

また、図８では、吸気口４５の直径を０．４ｍ、０．８ｍ、１．２ｍ、１．６ｍ、２ｍの５パターンで変化させたときの結果が示されている。

図８に示すように、ＢＬＩ推進部４０における吸気口４５の中心位置を上下方向（Ｚ軸方向）で変化させ、胴体部１０の投影面と、吸気口４５の投影面との間の非重複領域を０％～１００％の間で変化させる。すると、非重複領域の割合が上昇するにつれて、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が徐々に上昇するといった傾向が見られる。この傾向は、吸気口４５の直径に依らず現れる。

一方、胴体部１０の投影面と、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５の投影面との間の非重複領域が６０％未満とされれば、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が、吸気口４５の直径に依らず適切に遅くなる。

このため、本実施形態では、胴体部１０の投影面と、吸気口４５の投影面との間の非重複領域が６０％未満となるように、吸気口４５の中心位置を下側にオフセットすることとしている。これにより、ＢＬＩ推進部４０において効率（エネルギー効率、燃料消費率）よく推力を発生させることができる。

＜吸気口４５の形状＞
次に、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５の形状について説明する。図９は、吸気口４５の形状を楕円で変化させたときの様子を示す図である。図９では、楕円は、（ｙ／ａ）^ｎ＋（ｚ／ｂ）^ｎ＝１で表され、ｎ＝２であり、ａ＞ｂ＞０である。なお、ｎ＝２は、楕円であり、ｎ＞２は、超楕円である。

なお、吸気口４５の中心位置（黒丸参照）、つまり、楕円の原点は、上下方向で、胴体部１０における後端部１１の中心位置（×印参照）よりも下側に配置されており、また、幅方向で、胴体部１０における後端部１１の中心位置に対応する位置に配置されている。

また、図９において、ｙ軸は、幅方向に対応し、ｚ軸は、上下方向に対応している。また、ａは、楕円の長軸（ｙ軸方向）の半径を表し、ｂは、楕円の短軸（ｚ軸方向）の半径を表している。

図１０は、吸気口４５（楕円）のＡＲ比を変化させたときの、吸気口４５への気流の平均速度を示す図である。

図１０では、横軸が、吸気口４５（楕円）のＡＲ比（アスペクト比）を表している。ＡＲ比は、ＡＲ＝（２ａ）^２／Ｓｆａｎで定義され、吸気口４５（楕円）がどの程度横長であるかを示している。なお、２ａは、吸気口４５の幅方向の長さ（楕円の長軸の長さ）であり、Ｓｆａｎは、吸気口４５の面積（ＹＺ平面）である。

また、図１０では、縦軸は、航空機１００の速度Ｖ０を基準としたときの、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅを示している。

また、図１０では、吸気口４５の中心位置を、上下方向（Ｚ軸方向）で、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から、３．９ｍ、４．０５ｍ、４．２ｍ、４．３５ｍ、４．５ｍ、４．６５ｍ、４．８ｍの７パターンで変化させたときの結果が示されている。

なお、吸気口４５の中心位置が、胴体部１０における後端部１１の中心位置よりも下側になるのは、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から、３．９ｍ、４．０５ｍ、４．２ｍ、４．３５ｍ、４．５ｍ、４．６５ｍの６パターンであり、これが本実施形態に対応している。一方、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から４．８ｍとなるパターンは、吸気口４５の中心位置が、胴体部１０における後端部１１の中心位置よりも上側となるので比較例に対応している。

図１０に示すように、ＡＲ比を０～５の間で変化させると、ＡＲ比が大きくなる（吸気口４５が横長になる）に従って、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が徐々に下降する。

この傾向は、本実施形態に対応する、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から、３．９ｍ、４．０５ｍ、４．２ｍ、４．３５ｍ、４．５ｍ、４．６５ｍの６パターンにおいて現れる。一方、比較例に対応する、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から、４．８ｍのパターンでは、吸気口４５が速い気流も吸い込んでしまうので、ＡＲ比が大きくなるに従って、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が徐々に上昇するといった傾向が現れる。

図１０において、ＡＲ比が１．３の箇所に破線の縦軸が示されている。本実施形態において、ＡＲ比が１．３以上とされれば、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が適切に遅くなる。これにより、ＢＬＩ推進部４０において効率（エネルギー効率、燃料消費率）よく推力を発生させることができる。

図１１は、吸気口４５（超楕円）のＡＲ比を変化させたときの、吸気口４５への気流の平均速度を示す図である。図１１では、吸気口４５の形状が超楕円とされている。ここで、楕円は、（ｙ／ａ）^ｎ＋（ｚ／ｂ）^ｎ＝１で表され、ｎ＝５であり、ａ＞ｂ＞０である。

図１１では、横軸は、吸気口４５（超楕円）のＡＲ比（アスペクト比）を表しており、縦軸は、航空機１００の速度Ｖ０を基準としたときの、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅを示している。

また、図１１では、吸気口４５の中心位置を、上下方向（Ｚ軸方向）で、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から、３．９ｍ、４．０５ｍ、４．２ｍ、４．３５ｍ、４．５ｍ、４．６５ｍ、４．８ｍの７パターンで変化させたときの結果が示されている。

なお、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から、３．９ｍ、４．０５ｍ、４．２ｍ、４．３５ｍ、４．５ｍ、４．６５ｍとなる６パターンが本実施形態に対応している。一方、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から４．８ｍとなるパターンは、比較例に対応している。

図１１に示すように、ＡＲ比を０～５の間で変化させると、ＡＲ比が大きくなる（吸気口４５が横長になる）に従って、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が徐々に下降する。

この傾向は、本実施形態に対応する、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から、３．９ｍ、４．０５ｍ、４．２ｍ、４．３５ｍ、４．５ｍ、４．６５ｍの６パターンにおいて現れる。一方、比較例に対応する、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から、４．８ｍのパターンでは、吸気口４５が速い気流も吸い込んでしまうので、ＡＲ比が大きくなるに従って、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が徐々に上昇するといった傾向が現れる。

図１１において、ＡＲ比が１．３の箇所に破線の縦軸が示されている。本実施形態において、ＡＲ比が１．３以上とされれば、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が適切に小さくなる。これにより、ＢＬＩ推進部４０において効率（エネルギー効率、燃料消費率）よく推力を発生させることができる。

図１２は、吸気口４５（矩形）のＡＲ比を変化させたときの、吸気口４５への気流の平均速度を示す図である。図１２では、吸気口４５の形状が矩形とされている。ここで、吸気口４５の形状が矩形とされる場合、ＡＲ比は、楕円及び超楕円と同様に、ＡＲ＝（２ａ）^２／Ｓｆａｎで定義されるが、２ａの値は、矩形の長辺（ｙ軸方向）の長さを意味する。

図１２では、横軸は、吸気口４５（矩形）のＡＲ比（アスペクト比）を表しており、縦軸は、航空機１００の速度Ｖ０を基準としたときの、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅを示している。

また、図１２では、吸気口４５（矩形）の中心位置を、上下方向（Ｚ軸方向）で、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から、３．９ｍ、４．０５ｍ、４．２ｍ、４．３５ｍ、４．５ｍ、４．６５ｍ、４．８ｍの７パターンで変化させたときの結果が示されている。

なお、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から、３．９ｍ、４．０５ｍ、４．２ｍ、４．３５ｍ、４．５ｍ、４．６５ｍとなる６パターンが本実施形態に対応している。一方、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から４．８ｍとなるパターンは、比較例に対応している。

図１２に示すように、ＡＲ比を０～５の間で変化させると、ＡＲ比が大きくなる（吸気口４５が横長になる）に従って、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が徐々に下降する。

この傾向は、本実施形態に対応する、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から、３．９ｍ、４．０５ｍ、４．２ｍ、４．３５ｍ、４．５ｍ、４．６５ｍの６パターンにおいて現れる。一方、比較例に対応する、吸気口４５の中心位置が、基準（胴体部１０の最大径の最下点から１ｍ下側）から、４．８ｍのパターンでは、吸気口４５が速い気流も吸い込んでしまうので、ＡＲ比が大きくなるに従って、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が徐々に上昇するといった傾向が現れる。

図１２において、ＡＲ比が１．３の箇所に破線の縦軸が示されている。本実施形態において、ＡＲ比が１．３以上とされれば、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度Ｖａｖｅ／Ｖ０が適切に遅くなる。これにより、ＢＬＩ推進部４０において効率（エネルギー効率、燃料消費率）よく推力を発生させることができる。

＜羽根車４２の位置及び回転方向＞
次に、吸気口４５に対する羽根車４２の位置及び羽根車４２の回転方向について説明する。図１３は、吸気口４５に対する羽根車４２の位置及び羽根車４２の回転方向を示す図であり、航空機１００を後ろ側から見た図である。

図１３では、吸気口４５が実線で示されており、羽根車４２が破線で示されている。また、吸気口４５の中心位置が黒丸で示されており、羽根車４２の中心軸が白丸で示されている。

ここで、速度の遅い気流を吸気口４５から吸い込んだＢＬＩ推進部４０は、羽根車４２によって総圧を増加させた気流を後方に噴き出し推力を得るため、羽根車４２は、面積（ＹＺ平面）が大きいほど高い効率を得ることができる。

一方、無為に羽根車４２を大きくして、羽根車４２を吸気口４５の形状とは異なる形状にしてしまうと、ナセル４４を含むＢＬＩ推進部４０の抗力が増加してしまう。この場合、返って燃費性能を損なうことになると共に、ＢＬＩ推進部４０内部で剥離などを誘発し効率を損なうため、羽根車４２は、吸気口４５の形状に近い形状を取ることが望ましい。

このため、図１３では、ＡＲ比が高く横長である楕円形の吸気口４５に対して、２つの羽根車４２を幅方向に沿って並べることとしている（あるいは、後述の図１６のように、逆三角形状の吸気口４５に対して、３つの羽根車４２をＶ字状に配置することとしている）。

図１３に示すように、ＢＬＩ推進部４０は、２つの羽根車４２を備えている。なお、図１３の説明では、便宜的に、右側の羽根車４２を第１の羽根車４２ａと呼び、左側の羽根車４２を第２の羽根車４２ｂと呼ぶ。

第１の羽根車４２ａ及び第２の羽根車４２ｂは、幅方向（Ｙ軸）に沿って並べられるように配置されている。また、第１の羽根車４２ａ及び第２の羽根車４２ｂの回転の中心軸（白丸参照）は、上下方向（Ｚ軸方向）において、吸気口４５の中心位置（黒丸参照）よりも上側にオフセットされている。また、第１の羽根車４２ａ及び第２の羽根車４２ｂの回転の中心軸（白丸参照）は、幅方向において、吸気口４５の中心位置（黒丸参照）よりも外側にオフセットされている。

また、第１の羽根車４２ａ及び第２の羽根車４２ｂは、回転方向が逆とされている。具体的には、第１の羽根車４２ａ（右側）は、その回転方向が時計回り（後方から見て）とされており、一方で、第２の羽根車４２ｂ（左側）は、その回転方向が反時計回り（後方から見て）とされている。

ここで、第１の羽根車４２ａ及び第２の羽根車４２ｂの回転の中心軸が、吸気口４５の中心位置に対して上下方向及び幅方向でオフセットされている点、並びに、第１の羽根車４２ａ及び第２の羽根車４２ｂの回転方向が逆回転とされている点について説明する。

図１４は、航空機１００における機体の表面付近を流れる気流を、航空機１００の斜め後ろ側から見た図である。

図１４において、胴体部１０における後端部１１の右下付近の領域に着目する。この領域では、機体の表面付近を流れる気流は、時計回り（後方から見て）に回転しながら後方へ向けて流れている（インボードアップ）。このため、本実施形態では、第１の羽根車４２ａ（右側）は、この気流の流れの回転方向に合わせて時計回りに回転される（インボードアップに対応する回転方向）。

一方、図示は省略されているが、胴体部１０における後端部１１の左下の領域では、機体の表面付近を流れる気流は、反時計回りに回転しながら後方へ向けて流れる（インボードアップ）。このため、本実施形態では、第２の羽根車４２ｂ（左側）は、この気流の流れに合わせて反時計回りに回転される（インボードアップに対応する回転方向）。

また、胴体部１０の後端部１１の右下付近を流れる気流は、巻き上りながら時計回りに回転して吸気口４５の右側に流れ込む。従って、本実施形態では、第１の羽根車４２ａの中心軸は、上下方向で、吸気口４５の中心位置よりも上側、かつ、幅方向で吸気口４５の中心位置よりも外側に配置されている。

これにより、第１の羽根車４２ａ（右側）が巻き上がりながら時計回りに流入する気流を効率よく捕らえることができ、従って、さらに効率よく推力を得ることができる。また、第１の羽根車４２ａをインボードアップに対応する回転方向とすることで、第１の羽根車４２ａに作用する気流角度を緩和することができ、第１の羽根車４２ａを駆動するモータ４３に要求されるトルクが低減されるので、航空機１００の機体を軽量化することができ、燃費性能をさらに向上させることができる。

同様に、胴体部１０の後端部１１の左下付近を流れる気流は、巻き上りながら反時計回りに回転して吸気口４５の左側に流れ込む。従って、本実施形態では、第２の羽根車４２ｂの中心軸は、上下方向で、吸気口４５の中心位置よりも上側、かつ、幅方向で吸気口４５の中心位置よりも外側に配置されている。

これにより、第２の羽根車４２ｂ（左側）が巻き上がりながら反時計回りに流入する気流を効率よく捕らえることができ、従って、さらに効率よく推力を得ることができる。また、第２の羽根車４２ｂをインボードアップに対応する回転方向とすることで、第２の羽根車４２ｂに作用する気流角度を緩和することができ、第２の羽根車４２ｂを駆動するモータ４３に要求されるトルクが低減されるので、航空機１００の機体を軽量化することができ、燃費性能をさらに向上させることができる。

ここでの説明では、吸気口４５から流れ込む気流の回転方向に合わせて第１の羽根車４２ａ及び第２の羽根車４２ｂが回転される場合について説明した。一方、吸気口４５から流れ込む気流の回転方向とは逆方向に第１の羽根車４２ａ（反時計回り）及び第２の羽根車４２ｂ（時計回り）を回転させることもできる。

ここでの説明では、１機のＢＬＩ推進器４１が２つの羽根車４２を備える場合について説明した。一方、ＢＬＩ推進部４０が、２機のＢＬＩ推進器４１を備え、この２機のＢＬＩ推進器４１がそれぞれ１つずつ羽根車４２を有していてもよい。

図１５は、ＢＬＩ推進部４０の他の例を示す図であり、ＢＬＩ推進部４０を後方から見た図である。ＢＬＩ推進部４０は、幅方向（Ｙ軸方向）に沿って並べられた２機のＢＬＩ推進器４１を有している。第１のＢＬＩ推進器４１ａ（右側）は、第１の吸気口４５ａを有しており、また、第１の羽根車４２ａを有している。同様に、第２のＢＬＩ推進器４１ｂ（左側）は、第２の吸気口４５ｂを有しており、また、第２の羽根車４２ｂを有している。

第１のＢＬＩ推進器４１ａ（右側）における第１の吸気口４５ａの中心位置（黒丸）は、上下方向で、胴体部１０の後端部１１の中心位置（×印参照）よりも下側にオフセットされており、また、幅方向で、胴体部１０の後端部１１の中心位置よりも外側（右側）にオフセットされている。

また、第２のＢＬＩ推進器４１ｂ（左側）における第２の吸気口４５ｂの中心位置（黒丸）は、上下方向で、胴体部１０の後端部１１の中心位置（×印参照）よりも下側にオフセットされており、また、幅方向で、胴体部１０の後端部１１の中心位置よりも外側（左側）にオフセットされている。

図１５に示す場合も、図１４と示した場合と同様に、典型的には、第１の羽根車４２ａ（右側）は、時計回りに回転される（インボードアップ）。また、第１の羽根車４２ａの回転の中心軸（白丸参照）は、上下方向で、第１の吸気口４５ａの中心位置（黒丸参照）よりも上側、かつ、幅方向で第１の吸気口４５ａの中心位置よりも外側に配置される。

同様に、典型的には、第２の羽根車４２ｂ（左側）は、反時計回りに回転される（インボードアップ）。また、第２の羽根車４２ｂの回転の中心軸（白丸参照）は、上下方向で、第２の吸気口４５ｂの中心位置（黒丸参照）よりも上側、かつ、幅方向で第２の吸気口４５ｂの中心位置よりも外側に配置される。

ここで、第１の吸気口４５ａ及び第２の吸気口４５ｂを含む吸気口４５の全体におけるＡＲ比について説明する。この場合、第１の吸気口４５ａ及び第２の吸気口４５ｂを示す円の直径をＤとすると、吸気口４５の全体におけるＡＲ比は、ＡＲ＝（２Ｄ^２）／（２πＤ^２／４）≒２．５５であり、２．５５の値は、上記した１．３以上となる。従って、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度が適切に遅くなり、ＢＬＩ推進部４０において効率（エネルギー効率、燃料消費率）よく推力を発生させることができる。

つまり、ＢＬＩ推進部４０が複数の吸気口４５を有している場合、ＡＲ比は、複数の吸気口を含む吸気口４５全体のＡＲ比として求められ、その値が、１．３以上となればよい。

図１６は、ＢＬＩ推進部４０における他の例を示す図であり、航空機１００を後方から見た図である。

図１６に示す例では、ＢＬＩ推進部４０は、１機のＢＬＩ推進器４１を有している。このＢＬＩ推進器４１の吸気口４５の形状は、逆三角形状（ハート状）とされている。また、この吸気口４５の中心位置は、上下方向で、胴体部１０における後端部１１の中心位置（×印参照）よりも下側にオフセットして配置されており、幅方向で、胴体部１０における後端部１１の中心位置に対応する位置に配置されている。

図１６の説明では、便宜的に、右側の羽根車４２を第１の羽根車４２ａ、左側の羽根車４２を第２の羽根車４２ｂ、下側の羽根車４２を第３の羽根車４２ｃと呼ぶ。第１の羽根車４２ａ及び第２の羽根車４２ｂについては、図１３と同様である。

第３の羽根車４２ｃの回転の中心軸（白丸参照）は、上下方向で、吸気口４５の中心位置よりも下側にオフセットして配置され、幅方向で、吸気口４５の中心位置に対応する位置に配置される。第３の羽根車４２ｃの回転方向は、時計回りであってもよいし、反時計回りであってもよい（後方から見て）。

図１７は、ＢＬＩ推進部４０の他の例を示す図であり、ＢＬＩ推進部４０を後方から見た図である。ＢＬＩ推進部４０は、幅方向（Ｙ軸方向）に沿って並べられた第１のＢＬＩ推進器４１ａ（右側）及び第２のＢＬＩ推進器４１ｂ（左側）と、第１のＢＬＩ推進器４１ａ及び第２のＢＬＩ推進器４１ｂの下側に配置された第３のＢＬＩ推進器４１ｃとを有している。

第１のＢＬＩ推進器４１ａ及び第２のＢＬＩ推進器４１ｂは、図１５と同様である。第３のＢＬＩ推進器４１ｃは、第３の吸気口４５ｃと、第３の羽根車４２ｃとを有している。第３の吸気口４５ｃの中心位置（黒丸参照）は、上下方向で、胴体部１０における後端部１１の中心位置（×印参照）よりも下側にオフセットして配置されており、幅方向で、胴体部１０における後端部１１の中心位置に対応する位置に配置されている。

第３の羽根車４２ｃの回転の中心軸（白丸参照）は、第３の吸気口４５ｃの中心位置（黒丸）の位置に一致している。なお、第３の羽根車４２ｃの回転の中心軸は、第３の吸気口４５ｃの中心位置に対して、上下方向又は幅方向のうち少なくとも一方でオフセットして配置されていてもよい。第３の羽根車４２ｃの回転方向は、時計回りであってもよいし、反時計回りであってもよい（後方から見て）。

＜胴体部１０における幅方向の投影形状等＞
次に、胴体部１０に対して、幅方向（Ｙ軸方向）に平行な平行光が照射されたときの投影面の形状等について説明する。

図１８は、胴体部１０に対して、幅方向（Ｙ軸方向）に平行な平行光が照射されたときの投影面を示す図である。なお、図１８においては、胴体部１０の他に、ＢＬＩ推進部４０と、降着部５０とが示されている。図１９は、胴体部１０及び吸気口４５に対して、軸方向（Ｘ軸方向）に平行な平行光が照射されたときの投影図を示す図である。

図１８及び図１９において、一番上の図は、本実施形態に係る航空機１００を表している。また、図１８及び図１９において、中央の図は、第１の比較例に係る航空機１０１を表しており、下側の図は、第２の比較例に係る航空機１０２を表している。

図１８及び図１９の一番上の図を参照して、本実施形態に係る航空機１００では、胴体部１０は、その後部側の下側が切り上げられるようにして形成されており、後部側の径が後方側に向けて徐々に小さくなるように形成されている。また、胴体部１０の後端部１１の中心位置は、胴体部１０の最大径の上端部付近に配置されている。

また、本実施形態に係る航空機１００では、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５の中心位置（図１９黒丸参照）は、上下方向において、胴体部１０の後端部１１の中心位置（図１９×印参照）よりも下側にオフセットして配置されており、幅方向において、胴体部１０の中心位置に対応する位置に配置されている。

図１８及び図１９の中央の図を参照して、第１の比較例に係る航空機１０１では、胴体部１１０は、軸方向（Ｘ軸方向）の中心軸を対称軸として、軸対象に形成されており、後部側の径が後方側に向けて徐々に小さくなるように形成されている。また、胴体部１１０の後端部１１１の中心位置は、胴体部１１０の中心位置と略一致している。

また、第１の比較例に係る航空機１０１では、ＢＬＩ推進部１４０の吸気口１４５の中心位置（図１９黒丸参照）は、上下方向及び幅方向において、胴体部１１０の後端部１１１の中心位置（図１９×印参照）に対応する位置に配置されている。

図１８及び図１９の一番下の図を参照して、第２の比較例に係る航空機１０２では、胴体部２１０は、その後部側の下側が切り上げられるようにして形成されており、後部側の径が後方側に向けて徐々に小さくなるように形成されている。また、胴体部２１０の後端部２１１の中心位置は、胴体部２１０の最大径の上端部付近に配置されている。

また、第２の比較例に係る航空機１０２では、ＢＬＩ推進部２４０の吸気口２４５の中心位置（図１９黒丸参照）は、上下方向及び幅方向において、胴体部２１０の後端部２１１の中心位置（図１９×印参照）に対応する位置に配置されている。

図１８では、航空機１００、１０１、１０２の降着部５０、１５０、２５０における接地面が一点鎖線で表されており、また、離陸時に必要な、接地面に対する引き起こし角が実線の直線で示されている。また、図１８では、航空機１００、１０１、１０２の降着部５０、１５０、２５０における接地点と、ＢＬＩ推進部４０、１４０、２４０の最下点とを結んだ直線が点線で示されている。

引き起こし角は、航空機１００、１０１、１０２が離陸するときに、機体の後方側を地面にすらないようにするために必要な角度であり、ここでの例では、接地面に対して１０．５°とされている。

第１の比較例及び第２の比較例において、航空機１０１、１０２の降着部１５０、２５０における接地点と、ＢＬＩ推進部１４０、２４０の最下点とを結んだ直線は、引き起こし角を示す直線と一致しており、従って、軸方向（Ｘ軸方向）に対して１０．５°である。

一方、本実施形態では、航空機１００の降着部５０における接地点と、ＢＬＩ推進部４０の最下点とを結んだ直線は、引き起こし角を示す直線よりも上側であり、従って、軸方向（Ｘ軸方向）に対して１０．５°を超える。

ここで、図１８の一番上の図を参照して、本実施形態に係る航空機１００について、胴体部１０の幅方向投影面における、後部側の下側の曲線に着目する。この曲線は、第１の比較例及び第２の比較例よりも急な角度で切り上げられている。また、この曲線は、２回微分可能、かつ、変曲点を有する曲線とされている。

図１８の一番上の図では、この曲線が下側に凸から上側に凸に切り替わる変曲点に星印が付されている。本実施形態では、ＢＬＩ推進部４０（吸気口４５）は、変曲点以後において、胴体部１０の下側が凹んでいる箇所に配置される。

ここで、航空機の形状が第１の比較例及び第２の比較例のような形状の場合、ＢＬＩ推進部１４０、２４０の位置が引き起こし角を決定付ける要因となっている。従って、第１の比較例及び第２の比較例において、離陸時における引き起こし角１０．５°を確保するためには、航空機１０１、１０２の降着部１５０、２５０を大きくする必要がある。

航空機１００の全体の重量に対する降着部５０の重量の比率は、比較的に大きいため、降着部５０が大きく且つ重くなってしまうと、航空機１００全体の重量が大きくなってしまい、結果として燃費性能が低下してしまう。

これに対して、本実施形態では、ＢＬＩ推進部４０が変曲点よりも後方側の凹部に配置されており、航空機１００の降着部５０における接地点と、ＢＬＩ推進部４０の最下点とを結んだ直線が、引き起こし角を示す直線よりも上側となっている。これにより、降着部５０を大型化せずとも、１０．５°以上の引き起こし角を適切に確保でき、航空機１００の燃費性能が低下してしまうことを防止することができる。

また、本実施形態では、胴体部１０の後方側の速度の遅い気流を吸気口４５から適切に吸い込むことができるのと同時に、１０．５°以上の引き起こし角を適切に確保できるため、高い推進性能と高い離陸性能を両立することができる。特に、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５の位置を、軸方向（Ｘ軸方向）で、変曲点以後に設置することで、より効果的に減速された気流を吸気口４５に導くことができ推進効率のさらなる改善が可能となる。

ここで、本実施形態では、ＢＬＩ推進部４０において、吸気口４５の中心位置に対応する部分（例えば、ファンハブ、モータ等を含む、ナセル中心部のコア部分）が、胴体部に対して非接合とされている（図１８上側）。一方、第１の比較例及び第２の比較例では、ＢＬＩ推進部１４０、２４０において、吸気口１４５、２４５の中心位置に対応する部分（例えば、ファンハブ、モータ等を含む、ナセル中心部のコア部分）が、胴体部に対して接合されている（図１８中央、下側）。

従って、第１の比較例及び第２の比較例では、航空機１０１、１０２の機体の上部側を流れる比較的に速い気流を吸気口１４５、２４５から取り込むような構成となっているので推進効率が悪い。さらに、第１の比較例及び第２の比較例では、ＢＬＩ推進部１４０、２４０の羽根車が、胴体部１１０、１２０の上側の回転位相では高速の気流を、胴体部１１０、１２０下側の回転位相では低速の気流を受けることになる。従って、ＢＬＩ推進部１４０、２４０の羽根車が、激しい周期荷重にされることにより、疲労破壊が誘発される。

これに対して、本実施形態では、吸気口４５の中心位置が胴体部１０の後端部の中心位置よりも下側にオフセットされ、かつ、ＢＬＩ推進部４０において吸気口４５の中心位置に対応する部分（ナセル中心部のコア部分）が、胴体部１０に対して非接合とされている。従って、胴体部１０上部からの高速の気流が吸気口４０に入り難く、これにより、推進効率を向上させつつ、上記のような疲労破壊を防止することができる。

図２０は、気流がＢＬＩ推進部４０に吸い込まれて後方側に加速して排出されるときの気流の速度を示す図である。図２０において、一番上の図は、本実施形態に係る航空機１００を表しており、中央の図は、第１の比較例に係る航空機１０１を表しており、下側の図は、第２の比較例に係る航空機１０２を表している。

図２０に示すように、第１の比較例及び第２の比較例では、胴体部１１０、２１０の後部側の比較的に遅い気流を吸気口１４５、２４５から取り込んでいるが、取り込まれる気流の速度は本実施形態よりも速い。従って、第１の比較例及び第２の比較例は、本実施形態よりも推進性能が低い。

一方、本実施形態では、胴体部１０の後部側の比較的に遅い気流を吸気口４５から取り込んでおり、取り込まれる気流の速度は第１の比較例及び第２の比較例よりも遅いので、本実施形態は、第１の比較例及び第２の比較例よりも推進性能が高い。

つまり、本実施形態におけるＢＬＩ技術では、機体の表面に限らず、機体各部との干渉により機体後方側に発生する速度が遅い気流（図５、図１４等も参照）をＢＬＩ推進部４０により効率的に吸い込ませて推力を得ることができる。従って、本実施形態に係るＢＬＩ推進部は、第１の比較例及び第２の比較例に係るＢＬＩ推進部１４０、２４０よりも高い推進効率を得ることができる。
＜吸気口４５を軸方向（Ｘ軸方向）でどの程度後方側に配置するか＞
次に、ＢＬＩ推進部４０における吸気口４５を、軸方向（Ｘ軸方向）で胴体部１０に対してどの程度後方側に配置するかについて説明する。

本実施形態では、吸気口４５の軸方向の位置は、以下の３つのポイントのうちいずれか１つのポイント以後に配置される。
（１）軸方向において、上記変曲点以後
（２）軸方向において、胴体部１０の幅（Ｙ軸方向）が胴体部１０の幅における最大値の５０％となる位置以後
（３）軸方向において、胴体部１０における軸方向（Ｘ軸方向）に垂直な断面積が、断面積の最大値の２５％となる位置以後

（１）については、上述の通りであるので、（２）及び（３）について説明する。図２１は、胴体部１０の幅における最大値を基準とした場合における、軸方向でのある地点での胴体部１０の幅、並びに、胴体部１０の断面積の最大値を基準とした場合における、軸方向でのある地点での胴体部１０の面積を示す図である。

図２１において、黒で塗りつぶされた領域は、胴体部１０における軸方向に垂直な断面（ＹＺ平面）を示しており、白の円は、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５を示している。

図２１における各図では、軸方向（Ｘ軸方向）の位置が変化されており、胴体部１０の先端部の位置がｘ＝０とされている。また、図２１において、胴体部１０の表面付近を流れる気流の速度がグレースケールで表されている（黒が濃い方が遅い）。

図２１に示すように、吸気口４５の位置を軸方向で後方側にずらしていくと、徐々に、速度の遅い気流を吸気口４５から適切に吸入することができるようになる。ここで、図２１の上から２段目の右側の図と、図２１の最下段の左側の図に着目する。

図２１の上から２段目の右側の図は、胴体部１０の先端部から３０ｍ地点での胴体部１０の断面積を示している。また、胴体部１０の先端部から３０ｍの地点では、胴体部１０の幅が、胴体部１０の最大幅に対して、５７％となり、胴体部１０の断面積が、胴体部１０の最大面積に対して３２％となる。この地点に吸気口４５を配置した場合、速度の遅い気流（グレーの濃い箇所）をあまり効率よく取り込むことができない。

一方、図２１の最下段の左側の図は、胴体部１０の先端部から３１ｍ地点での胴体部１０の断面積を示している。また、胴体部１０の先端部から３１ｍの地点では、胴体部１０の幅が、胴体部１０の最大幅に対して、４９％となり、胴体部１０の断面積が、胴体部１０の最大面積に対して２０％となる。この地点に吸気口４５を配置した場合、速度の遅い気流を効率よく取り込むことができる。

従って、本実施形態では、吸気口４５は、軸方向において、胴体部１０の幅（Ｙ軸方向）が胴体部１０の幅における最大値の５０％となる位置以後に設けられる。あるいは、吸気口４５は、軸方向において、胴体部１０における軸方向（Ｘ軸方向）に垂直な断面積が、断面積の最大値の２５％となる位置以後に設けられる。これにより、速度の遅い気流を吸気口４５から効率よく取り込むことができ、ＢＬＩ推進部４０において、効率（エネルギー効率、燃料消費率）よく推力を発生させることができる。

＜その他＞
ＢＬＩ推進部４０は、主翼部２０の下側等に設置された主発動部３０に比べ、高い推進効率を得ることができる。従って、航空機１００全体の推力について、ＢＬＩ推進部４０の推力配分を大きくすることで推進効率を大きくすることができる。

一方で、ＢＬＩ推進部４０の推力配分を大きくすると、図４に示される、発電機３７、コンバータ２、インバータ３、モータ４３、電力配線等からなる電動推進系の重量が増加し、航空機１００全体の燃費性能を損なってしまう。また、離陸時は、巡航時に比べてエンジン軸３８の動力が大きくなくなるので、離陸時はＢＬＩ推進部４０において抽出トルクを大きくすることができるが、そのためには発電機３７の電子部品を対応するサイズに大型化させる必要がある。一方、巡航時には、そのような大きな抽出トルクを必要としないので、巡航時においては大型化された発電機３７の電子部品の重量がデッドウェイトとなってしまう。

これに対し、本実施形態では、巡航時において航空機１００全体の燃費性能を最も高くする推力配分に対応した抽出トルクに、離陸時の抽出トルクを合わせることとしている。すなわち、発電機３７の最大トルクに対し、離陸時、巡航時を問わず１００％～９０％に抽出トルクを維持できる発電機３７構成としている。これにより、上記デッドウェイトの増加を防ぎつつ巡航時の動作を担保することができる。

また、本実施形態では、主発動部３０のエンジン軸３８からＢＬＩ推進部４０のモータ４３の動力を抽出しているため、上記電動推進系に不具合が生じた場合には、主発動部３０からの動力を抽出しながらも、ＢＬＩ推進部４０が推力を発生しないといった状態に陥る可能性が考えられる。この場合において、離陸時に片方の主発動機３１、３２が停止してしまうと、推力が不足してしまい航空機１００が墜落する危険性がある。

そこで、本実施形態では、航空機１００の高度Ｈ及び速度Ｖが所定の範囲にある場合には、ＢＬＩ推進部４０が主発動部３０から抽出する動力(電力)が、所定の値（ゼロ、あるいは、ＢＬＩ推進部４０が主発動部３０に対して抗力を発生しない値）以下に制限される。

図２２は、ＢＬＩ推進部４０が主発動部３０から抽出する動力が所定の値（ゼロ、あるいは、ＢＬＩ推進部４０が抗力を発生しない値）以下に設定される範囲（グレーの箇所参照）を示す図である。なお、図２２には、離陸時における航空機１００の速度及び高度の軌跡が点線の曲線で示されている。

図２２に示すように、航空機１００の高度Ｈが所定の高度以下であるという条件、及び、速度Ｖが所定の速度以下であるという条件の２つの条件のうち少なくとも一方を満たす場合、ＢＬＩ推進部４０が主発動機３１、３２から抽出する動力が所定の値（ゼロ、あるいは、ＢＬＩ推進部４０が抗力を発生しない範囲）以下に制限される。

また、上記２つの条件のうち少なくとも一方の条件を満たすという条件に加え、複数の主発動機３１、３２のうち少なくとも一つの主発動機が停止したという条件が満たされたときに、ＢＬＩ推進部４０が主発動機３１、３２から抽出する動力が所定の値（ゼロ、あるいは、ＢＬＩ推進部４０が抗力を発生しない範囲）以下に制限されてもよい。

これにより、片方の主発動機３１、３２が停止しまった場合における電動推進系の故障確率を抑制することができ、航空機１００の信頼性を担保することができる。

また、航空機１００の降下時においては、主発動部３０の推力あるいは回転数を、アイドル近くまで下げることができるが、このとき、ＢＬＩ推進部４０がエンジン軸３８から動力を抽出してしまうと、わずかな抽出動力の変動でエンジンを停止させてしまう可能性がある。

そこで、本実施形態では、主発動部３０のエンジン軸３８の回転数Ｎ１が、エンジン軸３８の最大回転数（飛行高度に応じて決定される値）の６０％以下であるとき、ＢＬＩ推進部４０が発電機３７から抽出する抽出トルクτgenを、１０％以下に制約することとしている。

あるいは、主発動部３０のエンジン出力が、エンジン出力の最大値（飛行高度に応じて決定される値）の６０％を下回る場合には、ＢＬＩ推進部４０が発電機３７から抽出する抽出トルクτgenを、１０％に制約することとしている。

図２３は、主発動部３０のエンジン軸３８の回転数Ｎ１と、ＢＬＩ推進部４０が発電機３７から抽出する抽出トルクτgenとの関係を示す図である。図２３に示すように、主発動部３０のエンジン軸３８の回転数Ｎ１が、エンジン軸３８の最大回転数の６０％以下であるとき、ＢＬＩ推進部４０が発電機３７から抽出する抽出トルクτgenが、抽出トルクの最大値の１０％以下に制限される。これにより、例えば、下降時において、不意に主発動部３０が停止してしまうといった問題を解消することができる。

図２４は、主発動部３０のエンジン出力と、ＢＬＩ推進部４０が発電機３７から抽出する抽出トルクτgenとの関係を示す図である。図２４に示すように、主発動部３０のエンジン出力が、エンジン出力の最大値（飛行高度に応じて決定される値）の６０％以下であるとき、ＢＬＩ推進部４０が発電機３７から抽出する抽出トルクτgenが、抽出トルクの最大値の１０％以下に制限される。これにより、下降時において、不意に主発動部３０が停止してしまうといった問題を解消することができる。

＜作用等＞
以上説明したように、本実施形態では、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５の中心位置が、上下方向で、胴体部１０の後端部１１の中心位置から下側にオフセットして配置される。これにより、吸気口４５から取り込まれる気流の平均速度を適切に遅くすることができ、これにより、ＢＬＩ推進部４０において効率（エネルギー効率、燃料消費率）よく推力を発生させることができる。

また、本実施形態では、胴体部１０は、胴体部１０の後部側において後端部１１に向けて外径が徐々に小さくなる形状を有しており、胴体部１０の後端部１１の中心位置は、上下方向で、胴体部１０の中心位置よりも上側に位置している。そして、本実施形態では、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５の中心位置が、上下方向で、胴体部１０の中心位置と、後端部１１の中心位置との間に配置されている。これにより、ＢＬＩ推進部４０において、さらに効率よく推力を発生させることができる。

ここで、本実施形態における胴体部１０の幅方向の投影面の形状は、胴体部１０の後部側の下側が切り上げられるような形状となっている。このため、本実施形態では、胴体部１０の後端部１１の中心位置よりも下側の領域が、速度の遅い気流が流れる領域となっている。一方、速度の遅い気流が流れる領域は、航空機１００の機体の形状に応じて異なる可能性がある。例えば、速度の遅い気流が流れる領域は、航空機１００の形状に応じて、胴体部１０の後端部１１の中心位置の上側、下側、右側又は左側の領域となる可能性がある。

従って、航空機１００の形状に応じて、速度の遅い気流が流れる領域が胴体部１０の後端部１１の中心位置から見てどのような位置であるかを解析し、これに合わせて吸気口４５の中心位置をオフセットする方向（ＹＺ方向）を決定すればよい。つまり、典型的には、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５の中心位置は、上下方向及び幅方向のうち少なくとも一方の方向で、胴体部１０の後端部１１の中心位置からオフセットして配置されればよい。

なお、例えば、図１５に示したように、第１のＢＬＩ推進器４１ａ及び第２のＢＬＩ推進器４１ｂが幅方向に並べられるような形態の場合、第１のＢＬＩ推進器４１ａの第１の吸気口４５ａ及び第２のＢＬＩ推進器４１ｂの第２の吸気口４５ｂは、その中心位置（黒丸参照）が、上下方向及び幅方向の両方の方向で、胴体部１０の後端部１１の中心位置（×印参照）からオフセットして配置されている。

また、本実施形態では、軸方向（Ｘ軸方向）に平行な平行光が胴体部１０へ照射されたときの投影面と、平行光が吸気口４５に照射されたときの投影面とが重複しない非重複領域の面積が、６０％未満とされている（吸気口４５の中心位置が下側にオフセットされる割合）。これにより、速度が遅い気流を吸気口４５から適切に取り込むことができ、ＢＬＩ推進部４０において、さらに効率よく推力を発生させることができる。

また、本実施形態では、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５の幅方向の長さを２ａとし、吸気口４５の面積をＳｆａｎとしたとき、ＡＲ＝（２ａ）^２／Ｓｆａｎで表されるＡＲ（アスペクト比）の値が、１．３以下とされている（吸気口４５がどの程度横長であるか）。これにより、速度が遅い気流を吸気口４５から適切に取り込むことができ、ＢＬＩ推進部４０において、さらに効率よく推力を発生させることができる。

また、本実施形態において、ＢＬＩ推進部４０が、幅方向に並ぶ第１の羽根車４２ａ及び第２の羽根車４２ｂを含む場合、第１の羽根車４２ａ及び前記第２の羽根車４２ｂの回転方向が、逆回転とされ、また、第１の羽根車４２ａ及び前記第２の羽根車４２ｂの回転方向が、それぞれ、インボードアップに対応する回転方向とされる。これにより、第１の羽根車４２ａ、第２の羽根車４２ｂを駆動するモータ４３に要求されるトルクが低減されるので、航空機１００の機体を軽量化することができ、燃費性能をさらに向上させることができる。

また、本実施形態において、第１の羽根車４２ａ及び第２の羽根車４２ｂは、回転の中心軸の位置が、上下方向で、吸気口４５の中心位置よりも上側に配置されており、また、回転の中心軸の位置が、幅方向で、吸気口４５の中心位置よりも外側に配置されている。これにより、第１の羽根車４２ａ及び第２の羽根車４２ｂが、吸気口４５へ巻き上がりながら流入する気流を効率よく捕らえることができ、従って、ＢＬＩ推進部４０において、さらに効率よく推力を得ることができる。

また、本実施形態では、幅方向に平行な平行光が胴体部１０及び降着部５０に対して照射されたときの投影面の形状において、降着部５０における地面への接地点及びＢＬＩ推進部４０の最下点を結んだ接線と、軸方向（Ｘ軸方向）とのなす角が１０．５°を超える。これにより、高い推進性能と高い離陸性能を両立することができる。

また、本実施形態では、幅方向に平行な平行光が胴体部１０に対して照射されたときの投影面の形状において、胴体部１０の後部側における下側を示す曲線の形状が、２回微分可能かつ変曲点を有する形状とされており、吸気口４５が、軸方向（Ｘ軸方向）において、変曲点以後に配置される。これにより、高い推進性能と高い離陸性能を両立することができる。

また、本実施形態では、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５は、軸方向（Ｘ軸方向）において、胴体部１０の幅が胴体部１０の幅における最大値の５０％となる位置以後に配置される。これにより、速度の遅い気流を吸気口４５から効率よく取り込むことができ、ＢＬＩ推進部４０において、効率よく推力を発生させることができる。

また、本実施形態では、ＢＬＩ推進部４０の吸気口４５は、軸方向において、胴体部１０における軸方向に垂直な断面積が、断面積の最大値の２５％となる位置以後に配置される。これにより、速度の遅い気流を吸気口４５から効率よく取り込むことができ、ＢＬＩ推進部４０において、効率よく推力を発生させることができる。

また、本実施形態では、軸方向（Ｘ軸方向）で吸気口４５が設けられた位置における、前軸方向に垂直な方向での胴体部１０及び吸気口４５の断面について、胴体部１０の断面及び吸気口４５の断面は、非重複とされている。これにより、ＢＬＩ推進部４０において、さらに効率よく推力を発生させることができる。

また、本実施形態では、主発動部３０の発電機３７は、航空機１００の運転状態（離陸時、巡航時等）によらず、発電機３７の最大トルクに対して、１００％以下９０％以上の抽出トルクで運転される。これにより、デッドウェイトの増加を防ぎつつ巡航時の動作を担保することができる。

また、本実施形態では、航空機１００の高度が所定の高度以下であるという条件と、航空機１００の速度が所定の速度以下であるという条件のうち少なくとも一方の条件を満たす場合、発電機３７から抽出される動力が所定の値以下に制限される。これにより、片方の主発動機３１、３２が停止しまった場合における電動推進系の故障確率を抑制することができ、航空機１００の信頼性を担保することができる。

また、本実施形態では、主発動部３０のエンジン軸３８の回転数が、その高度におけるエンジン軸３８の最大回転数の６０％以下のとき、発動機から抽出される抽出トルクが、抽出トルクの最大値の１０％以下に制限される。これにより、例えば、下降時において、不意に主発動部３０が停止してしまうといった問題を解消することができる。

また、本実施形態では、主発動部３０のエンジン出力が、その高度におけるエンジン出力の最大値の６０％以下であるとき、前記発動機から抽出される抽出トルクが、抽出トルクの最大値の１０％以下に制限される。これにより、例えば、下降時において、不意に主発動部３０が停止してしまうといった問題を解消することができる。

１０…胴体部
２０…主翼部
３０…主発動部
４０…ＢＬＩ推進部
４２…羽根車
４５…吸気口
５０…降着部
１００…航空機

Claims (26)

1. 軸方向に長く、幅方向及び上下方向に短い筒状であり、前記軸方向の後部側に後端部を有する胴体部と、
   前記胴体部の後部側に設けられた、吸気口を有するＢＬＩ推進部であって、前記吸気口の中心位置が、前記上下方向及び前記幅方向のうち少なくとも一方で、前記後端部の中心位置からオフセットして配置されるＢＬＩ（Boundary Layer Ingestion）推進部と
   を具備する航空機。
2. 請求項１に記載の航空機であって、
   前記胴体部は、前記胴体部の後部側において前記後端部に向けて外径が徐々に小さくなる形状を有する
   航空機。
3. 請求項２に記載の航空機であって、
   前記後端部の中心位置は、前記上下方向で、前記胴体部の中心位置よりも上側に位置する
   航空機。
4. 請求項３に記載の航空機であって、
   前記吸気口の中心位置は、前記上下方向で、前記後端部の中心位置よりも下側にオフセットして配置される
   航空機。
5. 請求項４に記載の航空機であって、
   前記吸気口の中心位置は、前記上下方向で、前記胴体部の中心位置と、前記後端部の中心位置との間に配置される
   航空機。
6. 請求項１～５のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
   前記軸方向に平行な平行光が前記胴体部へ照射されたときの投影面と、前記平行光が前記吸気口に照射されたときの投影面とが重複しない非重複領域の面積が、６０％未満である
   航空機。
7. 請求項１～６のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
   前記吸気口の前記幅方向の長さを２ａとし、前記吸気口の面積をＳｆａｎとしたとき、ＡＲ＝（２ａ）^２／Ｓｆａｎで表されるＡＲの値が、１．３以上である
   航空機。
8. 請求項１～７のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
   前記ＢＬＩ推進部は、前記軸方向を向く軸を中心軸として回転可能な少なくとも１以上の羽根部を含む
   航空機。
9. 請求項８に記載の航空機であって、
   前記ＢＬＩ推進部は、前記幅方向に並ぶ第１の羽根車及び第２の羽根車を含み、
   前記第１の羽根車及び前記第２の羽根車の回転方向が、逆回転である
   航空機。
10. 請求項９に記載の航空機であって、
    前記第１の羽根車及び前記第２の羽根車の回転方向が、それぞれ、インボードアップに対応する回転方向である
    航空機。
11. 請求項１０に記載の航空機であって、
    前記ＢＬＩ推進部は、前記幅方向で前記第１の羽根車及び第２の羽根車の間の位置で、かつ、前記上下方向で前記第１の羽根車及び第２の羽根車よりも下側に配置された第３の羽根車を含む
    航空機。
12. 請求項７～１１のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
    前記羽根車は、回転の中心軸の位置が、前記上下方向で、前記吸気口の中心位置よりも上側に配置される
    航空機。
13. 請求項７～１２のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
    前記羽根車は、回転の中心軸の位置が、前記幅方向で、前記吸気口の中心位置よりも外側に配置される
    航空機
14. 請求項３～１３のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
    前記胴体部の下側に設けられた降着部をさらに有し、
    前記幅方向に平行な平行光が前記胴体部及び降着部に対して照射されたときの投影面の形状において、降着部における地面への接地点及び前記ＢＬＩ推進部の最下点を結んだ接線と、前記軸方向とのなす角が１０．５°を超える
    航空機。
15. 請求項３～１４のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
    前記幅方向に平行な平行光が前記胴体部に対して照射されたときの投影面の形状において、前記胴体部の後部側における下側を示す曲線の形状が、２回微分可能かつ変曲点を有する形状である
    航空機。
16. 請求項１５に記載の航空機であって、
    前記吸気口は、前記軸方向において、前記変曲点以後に配置される
    航空機。
17. 請求項３～１６のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
    前記吸気口は、前記軸方向において、前記胴体部の幅が前記胴体部の幅における最大値の５０％となる位置以後に配置される
    航空機。
18. 請求項１～１７のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
    前記ＢＬＩ推進部において、前記吸気口の中心位置に対応する部分が、前記胴体部に対して非接合である
    航空機。
19. 請求項３～１８のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
    前記吸気口は、前記軸方向において、前記胴体部における前記軸方向に垂直な断面積が、断面積の最大値の２５％となる位置以後に配置される
    航空機。
20. 請求項１～１９のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
    前記航空機は、発電機を有する主発動部をさらに有し、
    前記ＢＬＩ推進部は、前記発電機の電力により駆動される
    航空機。
21. 請求項２０に記載の航空機であって、
    前記発電機は、前記航空機の運転状態によらず、前記発電機の最大トルクに対して、１００％以下９０％以上の抽出トルクで運転される
    航空機。
22. 請求項２０又は２１に記載の航空機であって、
    航空機の高度が所定の高度以下であるという条件と、航空機の速度が所定の速度以下であるという条件のうち少なくとも一方の条件を満たす場合、前記発電機から抽出される動力が所定の値以下に制限される
    航空機。
23. 請求項２２に記載の航空機であって、
    前記主発動部は、前記発電機をそれぞれ有する複数の主発動機を含み、
    前記２つの条件のうち少なくとも一方の条件を満たすという条件に加え、前記複数の主発動機のうち少なくとも一つの主発動機が停止したという条件が満たされたときに、前記発電機から抽出される動力が所定の値以下に制限される
    航空機。
24. 請求項２０～２３のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
    前記主発動部は、回転により前記発電機を発電させるエンジン軸を含み、
    前記主発動部のエンジン軸の回転数が、その高度における前記エンジン軸の最大回転数の６０％以下のとき、前記発動機から抽出される抽出トルクが、抽出トルクの最大値の１０％以下に制限される
    航空機。
25. 請求項２０～２４のうちいずれか１項に記載の航空機であって、
    主発動部のエンジン出力が、その高度におけるエンジン出力の最大値の６０％以下であるとき、前記発動機から抽出される抽出トルクが、抽出トルクの最大値の１０％以下に制限される
    航空機。
26. 軸方向に長く、幅方向及び上下方向に短い筒状であり、前記軸方向の後部側に後端部を有する胴体部の後部側に設けられた、吸気口を有するＢＬＩ推進部であって、前記吸気口の中心位置が、前記上下方向及び幅方向のうち少なくとも一方で、前記後端部の中心位置からオフセットして配置される
    ＢＬＩ推進部。

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