JP2023524952A - ホバリング可能な航空機 - Google Patents

Abstract

モーターベイ（８）、排出ダクト（１７）をもつモーターシステム（６）、前記モーターシステム（６）の外側に配置された熱交換器（２０）、第１の空気取り入れ口（２５）、それに沿って熱交換器（２０）が配置される第１のダクト（２６）、排出ダクト（１７）と第１のダクト（２６）とに流体的に接続された下流セクション（３９）を有し、熱交換器（２０）を冷却するように適合した空気の第１の流量を生成するような第１の先細ノズル（１５）、モーターベイ（８）で開いており第１の空気取り入れ口（２５）とは別個の第２の空気取り入れ口（１０）、排出ダクト（１７）とモーターベイ（８）とに流体的に接続された第２の下流セクション（４９）を有し、第２の空気取り入れ口（１０）から排出ダクト（１７）に向けられ、モーターシステム（６）を迂回するモーターベイ（８）の冷却空気の第２の流量を生成するような第２の先細ノズル（１６）、を備える航空機（１）が記載されている。

Description

関連出願の相互参照
本特許出願は、２０２０年４月２７日出願のイタリア特許出願第２０１７１４５８．１号に対する優先権を主張するものであり、当該出願の内容全体が参照により本明細書に組み込まれる。

本発明は、ホバリング可能な航空機に関し、特にヘリコプタまたは転換式航空機に関する。

ヘリコプタは、本質的に、胴体、第１の軸を中心に回転可能で胴体の上部に配置されたメインロータ、およびヘリコプタのテールエンドに配置され、第１の軸を横切って第２の軸を中心に回転可能なアンチトルクロータを備えることが知られている。

既知のタイプのヘリコプタはまた、モーターシステムと、モーターシステムの出口シャフトからメインロータに運動を伝達するための伝達グループとを備える。

より詳細には、この分野で「ターボシャフト」として知られているモーターシステムは、オープン熱力学サイクルを作りだす。

モーターシステムは、
－ 支持体と、
－ 空気の第１の流量の流入を可能にするように適合した空気取り入れ口と、
－ 空気取り入れ口に流体的に接続され、前記空気の第１の流量が供給され、前記空気の第１の流量を圧縮するように適合した、圧縮機と、
－ 圧縮機からの圧縮空気の第１の流量が、その中で燃料の第２の流量と混合され高温排気ガスの第３の流量を生成する燃焼プロセスを経る、燃焼室と、
－ １つまたは複数のタービンであって、燃焼室を出る高温排気ガスの第３の流量が、圧縮機とモーターシステムの出口シャフトとを互いに独立して回転駆動することによってその内部で膨張する、１つまたは複数のタービンと
を備える。

それぞれのモーターシステムはまた、
－ それぞれのタービンの下流に配置され、排気ガスの第３の流量を加速するように適合した、先細ノズルと、
－ 支持体のそれぞれの開口部で終わり、その内部に先細ノズルが配置された、排気ガス排出ダクトと
を備える。

既知のタイプのヘリコプタはまた、モーターシステムの潤滑を可能にし、モーターシステム自体の冷却に寄与するように適合した潤滑システムを備える。

より詳細には、潤滑システムは、
－ 潤滑液、例えば油のための収集タンクと、
－ モーターシステムの特定の領域に潤滑液を分配し、前記潤滑液をタンクに戻すことができるように構成された分配回路と
を備える。

この循環中に、潤滑液はモーターシステムの可動構成要素と接触し、その結果、潤滑液の温度が上昇する。

潤滑液の温度が過度に上昇しないように、潤滑システムは、既知の解決策において、
－ 外気の第４の流れを生成するように適合したファンと、
－ ファンによって生成された空気の第４の流れとの熱交換によって潤滑液を冷却できるようにする熱交換器と
を備える。

ファンまたは同様のアクティブシステムを使用すると、ヘリコプタの重量が増加することになる。

前記ファンまたはアクティブタイプの同様のシステムの作動には、例えば、車載システムから直接抽出された電気的な動力速度、またはモーターシステムによって利用可能であり、モーターシャフトで利用可能な機械動力の実際の値から差し引かれる機械的な動力速度も必要である。

ファンおよび関連する駆動グループはまた、ヘリコプタ内部にそれぞれのハウジングが必要であり、これにより、他のシステムとの統合、ならびに／または胴体自体の構造および形状との統合の問題が生じることがある。

最後に、ファンおよび関連する駆動グループは、必然的に故障のリスクにさらされ、したがって、ヘリコプタのモーターシステムの全体的な信頼性が低下する。既知のタイプのそのような解決策はまた、より頻繁な検査およびメンテナンス間隔を必要とし、したがってヘリコプタの全体的な運用コストを増加させる。

ＷＯ－Ａ－２００３／０３７７１５は、航空機の補助動力装置のための受動冷却システムを説明している。

補助動力装置は、航空機に搭載されたさまざまなシステムに電力と圧縮空気とを供給するように設計されている。

補助動力装置は基本的に、ナセル内部に収容された一対の圧縮機を備えるガスタービンシステムである。

前記補助動力装置は、潤滑液を冷却するための熱交換器も備える。

ガスタービンは、既知の方法では、ナセル内部に収容された排気ガスの混合物のためのさらなる排出ダクトを備える。

第１の実施形態では、ナセルは
－ 圧縮機と熱交換器とに空気の流れを供給するための、単一の空気取り入れ口と、
－ ガスタービンのさらなる排出ダクトの出口と
を定義する。

ナセルはまた、
－ 単一の空気取り入れ口の下流に配置された第１のダクトと、
－ 第１のダクトのそれぞれの分岐を画定する、第２のダクトおよび第３のダクトと
を収容する。

より詳細には、第２のダクトは、第１のダクトと圧縮機の１つの第１の吸引口との間に延びる。

第３のダクトは、次に、第１のダクトの下流に配置された第１のセクションと第２のセクションとに分岐する。

第１のセクションは、第１のダクトと圧縮機のもう一方の第２の吸引口とを流体的に接続する。

第２のセクションは、第１のダクトを流体的に接続し、ナセルの内容積内部に配置される。熱交換器は、第２のセクションに沿って介在する。

ガスタービンのさらなる排出ダクトは、次第に面積が減少していく先細ノズルを有する。ノズルは、次に、第２のセクションの下流でナセルの内容積と流体的に接続された下流セクションを有する。

このようにして、排出ダクト内の排気ガスの流れは、ノズルの下流セクションで排気ガスの速度を低下させ、それに伴う減圧を引き起こし、その結果、第２セクションの下流に位置するナセル領域内での減圧を引き起こす。

前記減圧により、熱交換器を通過する空気の第１の流れと、圧縮機の第１および第２の吸引口に向かう空気の第２の流れが生じる。

言い換えれば、ノズルはその下流セクションでエジェクタを画定する。

第２のセクションはナセルの容積内部で開いているので、第１の空気の流れは、熱交換器とナセルの内容積との両方を冷却する。

したがって、熱交換器の冷却とナセルの内容積の冷却を独立して制御することはできない。

ＷＯ－Ａ－２００３／０３７７１５は、さらなる実施形態を説明しており、そのそれぞれにおいて、ナセルの内容積の冷却空気の流れは、エジェクタによってモーターシステムの排出ダクト中に駆動される。

その結果、同じ空気の流れが熱交換器とナセルの内容積との両方を冷却する。

この分野では、モーターシステムのケーシングと熱交換器との冷却を独立して最適に制御する必要性が感じられる。

これは、寸法的および機能的な観点から、モーターシステムのナセルと熱交換器との冷却を最適化することを目的としている。

イタリア特許出願第２０１７１４５８．１号 国際公開第２００３／０３７７１５号

本発明の目的は、ホバリング可能な航空機を実現することであり、これにより、前述の要件を簡単で経済的な方法で満たすことができる。

本発明をよりよく理解するために、非限定的な例として、添付の図面を参照して、好ましい実施形態を以下に記載する。

本発明によるヘリコプタの斜視図である。 図１のヘリコプタおよび相対的なモーターシステムを大幅に拡大し、明確にするために部品を削除し大幅に拡大した上からの図である。 図１および図２のヘリコプタのモーターシステムのいくつかの構成要素を、第１の視角によりさらに拡大した正面斜視図である。 図３のモーターシステムの構成要素の分解図である。 図３および図４のモーターシステムの構成要素を、図３からのさらなる視角によりさらに拡大した後方斜視図である。 明確にするために部品を削除し図３から図５の構成要素をさらに拡大した斜視図である。 明確にするために部品を削除し図３から図５の構成要素をさらに拡大した斜視図である。 図３から図７のモーターシステムの構成要素の背面図である。 図１から図８のモーターシステムの構成要素の分解図である。 図３から図９のモーターシステムの構成要素の上面図である。 図３から図９のモーターシステムの構成要素の斜視図である。 図１から図１１のモーターシステムのさらなる構成要素の正面図である。 図１２のさらなる構成要素のさらなる実施形態を示す図である。 図１３のさらなる構成要素のさらなる実施形態を示す図である。

図１を参照すると、符号１は、本質的に、フロントノーズ５を備えた胴体２、胴体２の上部に配置され第１の軸を中心に回転可能なメインロータ３、およびノーズ５とは反対側で胴体２から突出するドリフトによって担持され、第１の軸を横切る第２の軸を中心に回転可能なテールロータ４を備える、ヘリコプタを示す。

以下の本明細書では、「上」、「下」、「前」、「後」などの表現は、図１に示すヘリコプタ１の高度な飛行または「ホバリング」状態を参照して使用され、図１ではメインロータ３は胴体２の上方に配置され、ノーズ５はテールロータ４の前方に配置されることに留意されたい。

ヘリコプタ１は、支持体７によって区切られたモーターベイ８に収容されたモーターシステム６を備える。

モーターベイ８は、冷却空気の流れをモーターベイ８自体に取り込むことができるように適合した空気取り入れ口１０と流体的に接続されている。

ヘリコプタ１はまた、モーターシステム６の出口シャフト（図示せず）を、軸Ａを中心に回転可能なメインロータ３を駆動するためのシャフトに接続するように適合した伝達グループ（それ自体が既知であり、本発明の一部ではないので、図示せず）を備える。

モーターシステム６は、オープンジュール・ブレイトン（Ｊｏｕｌｅ－Ｂｒａｙｔｏｎ）熱力学サイクルを実現するガスタービンプラントのように動作する。

モーターシステム６は本質的に、
－ 胴体２の側面に設けられた空気取り入れ口９であって、それを通して低温空気の第１の流量をモーターベイ８中に吸い込む、空気取り入れ口９と、
－ 空気取り入れ口９と流体的に接続され、前記空気の第１の流量を圧縮するように適合した、空気の第１の流量の吸入ダクト（図示せず）を備える、圧縮機１１（概略的にのみ図示）と、
－ 圧縮機１１によって圧縮された空気の第１の流量が燃料の第２の流量と反応して、高温排気ガスの第３の流量を生成する、燃焼室１３（概略的にのみ図示）と、
－ 一対のタービン１４（概略的にのみ図示）であって、燃焼室１３を出る高温排気ガスの第３の流量が、圧縮機１１と出口シャフトを回転駆動することによりその内部で膨張する、一対のタービン１４と
を備える（図２）。

特に、圧縮機１１、タービン１４、および出口シャフトは、軸Ａを中心に回転可能である。

空気取り入れ口９は、軸Ａに対して横方向に配置され、空気取り入れ口１０とは別個の。

モーターシステム６は、支持体７のそれぞれの口１８で終わる排気ガスの第３の流量を排出するためのダクト１７をさらに備える。

ヘリコプタ１はまた、潤滑を可能にし、モーターシステム６の冷却に寄与するように適合した潤滑システム（それ自体は既知であり、詳細には図示せず）を備える。

より詳細には、潤滑システムは、潤滑液の回収タンク（図示せず）と、モーターシステム６の特定の領域に潤滑液を分配し、前記潤滑液をタンクに戻すことができるように構成された分配回路（これも図示せず）とを備える。

前記循環中、潤滑液はモーターシステム６の可動構成要素と接触し、その温度が上昇する。

潤滑システムは、空気の流れとの熱交換によって潤滑液を冷却することができるようにする熱交換器２０をさらに備える。

言い換えると、熱交換器２０は、潤滑液によって交差され空気の流れによって冷却されるラジエータである。

熱交換器２０は、モーターシステム６の外側に配置される。

ヘリコプタ１はさらに、
－ 胴体２の側面に開いており空気の第４の流量を吸い込むように適合した、さらなる空気取り入れ口２５と、
－ 熱交換器２０がそれに沿って介在し空気の第４の流量がそれを通して流れる、ダクト２６と
を備える。

空気取り入れ口２５は空気取り入れ口１０とは別個の。

次に、ダクト２６は、
－ 吸気口２５と熱交換器２０との間に延びる入口セクション２７と、
－ 熱交換器２０から延び熱交換器２０に対してセクション２７の反対側に配置される、一対のチャネル２８（図２、図４、および図７から図１０）と
を備える。

ヘリコプタ１はさらに、タービン１４の下流に配置され排気ガスの第３の流量によって横切られる先細ノズル１５を備える。

ノズル１５は、軸Ａの管状形状を有し、
－ 軸Ａに対して半径方向内側にあり先細りの円錐のような形のタービン１４から排出ダクト１７に向かって延びる、表面３１と、
－ 軸Ａの周りに角度的に等間隔に配置され表面３１から軸Ａ自体に向かって片持ち式に突出する、複数のローブ３２と
を備える。

ノズル１５は、
－ タービン１４に流体的に接続された上流セクション３８と、
－ 上流セクション３８の反対側にあり排出ダクト１７の側に配置された下流セクション３９と
を備える（図３、図４、および図６から図９）。

ノズル１５の下流セクション３９は、ダクト２６のチャネル２８と排出ダクト１７とに流体的に接続される。

図２を参照すると、ヘリコプタ１は、ノズル１５の下流セクション３９とダクト２６のチャネル２８とによって形成されたエジェクタ８０を備える。

エジェクタまたはジェット・ポンプという用語は、本明細書において、流体の第１の流れがその内部に運ばれる先細ノズルによって形成され、ダクトに流体的に接続された下流セクションを有するポンプを意味する。ノズルの先細りの形状により、ノズルの下流セクションで静圧が低下し、ダクトを通して第２の流れを吸い込むことができるようになる。前記第１の流れと第２の流れはノズルの出口セクションで混合する。

チャネル２８は、熱交換器２０の反対側にそれぞれの開口部４３（図８）を備え、ノズル１５の下流セクション３９で開いている。

より正確には、ノズル１５は、下流セクション３９でタービン１４を出る排気ガスの第３の流量の静圧の低下を引き起こす。前記静圧の低下により、熱交換器２０を冷却し、下流セクション３９を通る排気ガスおよび空気の第５の流量を生じさせる排気ガスの第３の流量と下流セクションで混合する空気の第４の流量が、ダクト２６を通して引き込まれる。

ノズル１５は、ノズル１６の内部に部分的に収容され、排出ダクト１７の上流に配置される。

ノズル１５の下流セクション３９はチャネル２８と流体的に接続される。

有利には、ヘリコプタ１は、排出ダクト１７とモーターベイ８とに流体的に接続された下流セクション４９を有し、空気取り入れ口１０から排出ダクト１７に向けられ、モーターシステム６を迂回する、モーターベイ８自体の冷却空気の第６の流量を作り出すような、さらなる先細ノズル１６（図２から図７および図９から図１１）を備える。

この空気の第６の流量は、モーターベイ８を冷却する。

より詳細には、ノズル１６は、下流セクション４９の反対側にあり、ノズル１５の下流セクション３９と流体的に接続された上流セクション４８を備える。

下流セクション４９は、以下で詳細に説明するように、モーターベイ８と流体的に接続される。

ヘリコプタ１は、ノズル１６とモーターベイ８とによって形成されるさらなるエジェクタ９０を備える。

より正確には、ノズル１６は、下流セクション４９で空気および排気ガスの第５の流量の静圧の低下を引き起こす。前記静圧の低下により、モーターベイ８自体を冷却し、下流セクション４９を通る排気ガスおよび空気の第７の流量を生じさせる排気ガスおよび空気の第５の流量と、下流セクション４９で混合する空気の第６の流量が、モーターベイ８を通して引き込まれる。

図３から図１１を参照すると、ノズル１５は、ノズル１６の上流に配置され、タービン１４から排出ダクト１７に向かって延びる。

ノズル１５およびノズル１６は、軸Ａと同軸に配置される。

ノズル１５は、ノズル１６の内部に部分的に収容され、排出ダクト１７の上流に配置される。

ノズル１５はまた、ノズル１６から放射状に間隔を置いて配置される。

図３から図８、図１０および図１１を参照すると、ヘリコプタ１は、熱交換器２０を支持する支持体４０も備える。

支持体４０は、チャネル２８とノズル１６とを一体的に画定し、ノズル１５を収容する。

より詳細には、支持体４０は、タービン１４から排出ダクト１７に向かって延び、
－ 軸Ａに対して突出し、その内部にはノズル１５が収容されダクト１７のチャネル２８を画定する、部分４４と、
－ 部分４４内部に部分的に収容され、排出ダクト１７内部に部分的に収容され、それとともにノズル１６を画定する軸Ａに対する管状部分４５と
を一体的に備える。

部分４４は、熱交換器２０を支持し、チャネル２８を画定する。

特に、部分４４は、
－ 軸Ａに直交し、タービン１４の側で支持体４０を画定する円盤状壁４６と、
－ 軸Ａと半径方向反対側にある壁４６の終端７０から排出ダクト１７に向かって、片持ち式に突出する湾曲した壁４７と
を備える。

壁４６、壁４７は、部分４５の下部を取り囲み、部分４５の上で開いている。

壁４６はさらに、終端７０の半径方向内側で反対側の終端７２を備える。ノズル１５は終端７２（図７）の周囲に固定される。

壁４６はさらに、軸Ａに対して直線的であり直交し、部分４５の下で閉じている上端４１を備える。

壁４７は、軸Ａに平行で、端部４１に接続された一対の上端４２を備える。壁４７はまた、部分４５の下で閉じられる。

支持体４０は、さらに
－ 対応する壁４７のそれぞれの部分５１（図８）に面する一対の壁５０と、
－ 壁４６と軸方向に反対にある壁５２と
を備える（図７）。

壁４７と壁５０は、壁４６と壁５２との間の軸方向に介在する位置に延びる。

壁４７と壁５０は、軸Ａに直交し、使用時に垂直に配置された軸Ｂに関して互いに対称
に延びる。

より正確には、それぞれの壁５０は、
－ 熱交換器２０に固定された端部５７と、
－ 自由であり、それぞれの端部５７の反対側にある端部５９と
を備える。

それぞれの壁５２は、熱交換器２０に固定され、それぞれの端部５７に接続された端部５８を備える。

壁５０は、それぞれの共通端部５７から、自由であり間が離れているそれぞれの端部５９（図８）に向かって延びる発散カスプを画定する。

支持体４０は、開いていて熱交換器２０に固定された周辺縁部６０を画定する（図４）。

縁部６０は、壁４６の端部４１と壁５７の端部５８とによって、互いに軸方向に対向するそれぞれの部分によって区切られている。

縁部６０はまた、壁４７の端部４２によって画定される。

縁部６０は、図の場合、長方形である。

壁５０の端部５７は、端部４２に平行に配置され、縁部６０を横切る。

より詳細には、壁５０の端部５７は、縁部６０を２つの等しいエリアに分割し、それぞれの開口部４３に対向するそれぞれのチャネル２８のそれぞれの入口セクションを画定する。

端部４１、端部５８は互いに軸方向に対向している。

端部４２と端部５７とは互いに対向し、端部４１と端部４２との間に軸方向に介在する。

特に図８を参照すると、それぞれの開口部４３は、それぞれの壁５０の端部５９によって、および端部５８とは反対側のそれぞれの壁５２の端部によって、軸方向に画定される。

チャネル２８は、それぞれの壁５０に対して直交する方向に次第に薄くなり、端部５７からそれぞれの端部５９に向かって、すなわち熱交換器２０からそれぞれの開口部４３に向かって延びる。

部分４５は、タービン１４から排出ダクト１７に向かって延び（図６、図８および図１１）、
－ ノズル１５を取り囲む壁６５と、
－ ノズル１５に対して軸方向にオフセットされた壁６６と
を備え、壁６６自体の半径方向内側６９から軸Ａに向かって片持ち式に突出する複数のローブ６７と、複数の貫通開口部６８とを与える。

特に図８を参照すると、壁６５は、軸Ａと同軸の円弧のような形状をしている。

壁６５は、それぞれの壁５１の端部５９の間に延びる。

壁６５は、ノズル１５の対応する角度幅の弓形部分を取り囲む。

図の場合、壁６５は、約９０度の円弧に渡って延び、軸Ａに直交する軸Ｂに対して対称的に延び、ヘリコプタ１の通常の飛行構成において垂直に配置される。

壁６６は壁５２にフィレットされる。

ローブ６７は、軸Ａの周りに角度を成して等間隔に配置され、ノズル１５のそれぞれのローブ３２に配置され、軸Ａに平行に延びる。

開口部６８は、軸Ａの周りに角度を成して等間隔に配置され、軸Ａに沿って細長くなっている。

それぞれの開口部６８は、それぞれのローブ６７に関連付けられる。

ローブ６７は、それぞれの開口部６８において壁６６から片持ち式に突出する。

壁６６は、排出ダクト１７の内部に部分的に収容される。

より具体的には、排出ダクト１７は、口１８の反対側に環状端部７１を備える。端部７１は、壁４６と軸方向に反対側の壁６５をもつ環状溝８１を画定する。

特に、排出ダクト１７は、端部７１から口１８に向かって延び、軸Ａに関して収束する部分７３、一定の直径をもつ部分７４、および軸Ａに関して放射状に広がる部分７５を有する。

溝８１および開口部６８は、モーターベイ８をノズル１６の下流セクション４９と流体的に接続する。

壁６６は、排出ダクト１７の内側に収容され、前記排出ダクト１７から放射状に間隔を置いて配置された、壁４６と軸方向反対側の環状端部８２を備える。

特に（図１２）、部分４４は、軸Ａに直交する軸Ｂに対して対称的に延び、ヘリコプタ１の通常の動作構成に関して、軸Ａの上方に配置される。空気取り入れ口２５は、メインロータ３の下に配置される。このようにして、メインロータ３によって生成された下降流は、空気取り入れ口２５内部に動的な流れを引き起こし、これは熱交換器２０の冷却にさらに寄与する。

図１３に示す別の実施形態によると、部分４４は、軸Ａに対して傾斜した軸Ｃに対して対称的に延び、ヘリコプタ１の通常の動作構成を基準として、軸Ａの上部に配置される。

図１４に示す別の実施形態によると、部分４４は、軸Ａに対して傾斜した軸Ｄに対して対称的に延び、ヘリコプタ１の通常の動作構成を基準として、軸Ａの下部に配置される。

支持体４０はまた、モーターシステム６によって伝達される熱が引き起こす可能性のある損傷から熱交換器２０を保護するために提供される、放熱装置１００を備える。

より詳細には、装置１００は、
－ 熱交換器２０とノズル１５との間に放射状に介在する位置で壁６５に適用されるグリッド１０１と、
－ 壁６６と壁５２との間に介在するグリッド１０２と
を備える（図７）。

特に、グリッド１０１は、軸Ａに対して対称形の円弧のような形状であり壁６５のより低い角度延長を有する。

グリッド１０１は壁５０の下部に配置される。

グリッド１０２は軸Ａに対して斜めに延びる。

ヘリコプタ１はまた、熱交換器２０中に存在するオイルを一時的に過熱することがある、起こり得る「ヒートショック」から熱交換器２０を保護するための装置５５を備える。前記過剰な熱は高温のガスによって引き起こされることがあり、したがって、モーターシステム６が非作動状態になると、ノズル１５の中、または排出ダクト１７に沿ってわずかに停滞する傾向がある。熱交換器２０の予期しない過熱が発生する別の状況は、例えば、モーターシステム６の故障および／またはモーターベイ８での火災に続く、チャネル２８内部での火災の発生である。

より詳細には、装置５５は、
－ 熱交換器２０と排出ダクト１７との間の流体的な接続を可能にする開放構成と、
－ 熱交換器２０と排出ダクト１７との間の流体的な接続を遮断する閉鎖構成と
の間で、選択的に移動可能である。

より正確には、装置５５は、モーターシステム６の通常動作中および／またはチャネル２８内部に火災が発生していないとき、開放構成で配置される。

逆に、装置５５は、モーターシステム６が非作動状態であるとき、またはチャネル２８内部に火災が発生しているとき、閉鎖構成で配置される。

本発明の一実施形態によれば、装置５５は、パッシブシステム（例えば、弾性要素、形状記憶金属合金など）を通して、または、アクティブシステム（例えば、電気、油圧もしくは空気圧のアクチュエータ、または本明細書で言及された原理の適切な組み合わせ）を通して、開放構成から閉鎖構成に可逆的に移動可能である。

ヘリコプタ１はさらに、
－ モーターシステム６が非作動状態である、および／またはチャネル２８内部に火災が発生しているという事実を検出するように適合した、センサー５４（図８に概略的にのみ図示）と、
－ センサーによって制御され、センサーによって検出されたものに従って、装置５５を開放構成と閉鎖構成との間で変位させるように適合した、アクチュエータ（図示せず）と
を備える。

図８の場合、装置５５は壁５０によって形成され、軸Ａに平行な共通軸の周りで支持体４０にヒンジで取り付けられ、それぞれの壁５０の共通端部５７と一致する。

端部５９は、装置５５が閉鎖構成にあるときそれぞれの開口部４３を自由にしておき、装置５５が開放構成にあるとき前記開口部４３を自由にしておく。

使用時、空気の第１の流量は、空気取り入れ口９から吸い込まれ、吸気ダクトを通ってモーターシステム６の圧縮機１１に到達する。

空気取り入れ口１０はモーターベイ８への空気の流れの流入を可能にする。

空気の第１の流量は圧縮機１１の内部で圧縮され、燃焼室１３の内部で燃料の第２の流量と反応して、高温高圧の排気ガスおよび空気の第３の流量を生成する。

続いて、排気ガスおよび空気の第３の流量は、圧縮機１１と出口シャフトを軸Ａの周りで回転駆動することによって、タービン１４内部で膨張する。

前記第３の流量は、下流セクション３９においてその静圧を低下させることによって、ノズル１５中にさらに膨張する。

下流セクション３９における前記静圧の低下により、空気取り入れ口２５とダクト２６とを通して空気の第４の流量が引き込まれる。前記第４の流量は、ノズル１５の下流セクション３９と流体的に接続しているチャネル２８の開口部４３に達する。

前記空気の第４の流量は、熱交換器２０を横断し、これを冷却し、ノズル１５の下流セクション３９で第３の流量と混合して、第５の流量を形成する。

排気ガスおよび空気の第５の流量は、ノズル１６中でさらに膨張し、したがってノズル１６自体の下流セクション４９におけるそれ自体の静圧を低下させる。

前記静圧の低下のおかげで、エジェクタ９０は、下流セクション４９において、モーターベイ８の内部で空気取り入れ口１０を通して低温の空気の第６の流量を生成する。

前記空気の第６の流量は、圧縮機１１、燃焼室１３およびタービン１４をバイパスし、モーターベイ８を冷却する。

前記空気の第６の流量は、モーターベイ８を冷却するように、溝８１および部分４５の開口部６８を通ってモーターベイ８から下流セクション４９に流れる（図２）。

前記空気の第６の流量は、下流セクション４９で空気の第５の流量と混合し空気の第７の流量を形成する。

前記空気の第７の流量は、排出ダクト１７を横断して口１８に到達し、口１８を通って大気中に放出される。

装置５５は、モーターシステム６の通常作動中、および／またはチャネル２８内に火災が発生していない時、開放構成で配置される。

前記開放構成では、装置５５は、チャネル２８中の空気の流れを妨げない。

センサー５４が、モーターシステム６が非作動状態であるか、チャネル２８内部で火災が発生していることを識別した場合、装置５５は、例えば相対アクチュエータによって、例えば支持体４０にヒンジで取り付ける壁５０を共通軸の周りに回転させることによって、閉鎖構成で配置される。

前記閉鎖構成では、装置５５は、チャネル２８を通って熱交換器２０に向かう火災の戻りを防ぎ、チャネル２８と熱交換器２０との完全性を維持する。

装置１００は、好ましくはモーターベイ８内のモーターシステム６によって生成された熱の放散に有利に働き、熱交換器２０の完全性を維持することにさらに寄与する。

より正確には、モーターシステム６によって加熱された空気は、グリッド１０１、１０２に到達するまでノズル１５内部で上昇し、それにより空気を逃がして廃棄することができる。

本発明に従って製造されたヘリコプタ１の特性を調べると、得られる利点は明らかである。

特に、ノズル１５の下流セクション３９は熱交換器２０と流体的に接続され、ノズル１６の下流セクション４９はモーターベイ８と流体的に接続される。

その結果、エジェクタ８０は、熱交換器２０を横断して冷却する空気の第４の流量を生成する。

エジェクタ９０は、モーターベイ８を横断して冷却する空気の第６の流量を生成する。

空気の第４および第６の流量は、排出ダクト１７の上流のそれぞれ別の経路を通って移動するので、既知のタイプの解決策とは異なり、本明細書の導入部で説明されているように、熱交換器２０の冷却とモーターベイ８の冷却とを独立して制御することが可能である。

その結果、既知のタイプの解決策に見られることがあり、本明細書の導入部で説明されているような、追加の装置をインストールすることなく、モーターシステム６および／またはモーターベイ８の温度をより精密で正確に制御することが可能になる。

ローブ６７は、ノズル１５、ノズル１６の延長を画定する。特にローブ６７は、ノズル１５とノズル１６との間の相互作用の流体力学的観点からの完成を表す。

実際、前述のように、ローブ６７は、軸Ａに平行に延びるノズル１５のそれぞれのローブ３２に配置されることが好ましい。

このおかげで、ノズル１５内部の空気および排気ガスの第３の流量、およびノズル１６内部の空気および排気ガスの第５の流量の流れによる乱流および流体力学的損失を低減することが可能である。

装置１００は、モーターベイ８内部のモーターシステム６の動作によって生成された熱を放散することを可能にし、熱交換器２０への損傷のリスクを低減する。

熱放散は対流によって起こり、グリッド１０１がモーターシステム６の上部に位置するという事実によってより効率的になる。前記位置のおかげで、「熱い」空気、したがって、モーターベイ８に存在する密度が低い空気とモーターシステム６に存在する空気は、当然、グリッド１０１、グリッド１０２に向かって移動し、熱交換器２０から離れる傾向にある。

装置５５は、
－ チャネル２８を通して熱交換器２０と排出ダクト１７との間の流体的な接続を可能にする開放構成と、
－ チャネル２８を通して熱交換器２０と排出ダクト１７との間の流体的な接続を遮断する閉鎖構成と
の間で、選択的に移動可能である。

このようにして、直火の存在下でモーターシステム６が非作動状態になると、チャネル２８内部の熱気の停滞に続く、熱交換器２０の損傷リスクをさらに低減することが可能である。

添付の図１２に詳細が示されているように、部分４４は、軸Ａに直交する軸Ｂに対して対称的に延び軸Ａの上部に配置される。したがって、空気取り入れ口２５を通る外気の流入は、メインロータ３によって生成された下向きの空気取り入れ口２５に向かう流れによって引き起こされる動的な流れから利益を得る。前記動的な流れは、熱交換器２０を通してエジェクタ８０で生成される第４の流量、およびモーターベイ８を通してエジェクタ９０によって生成される第６の流量と同じオーダーである。

特に、図１３を参照すると、部分４４は軸Ａに対して傾斜した軸Ｃに対称的に延びる。この状態では、前述の動的な流れの寄与は図１２の構成よりも小さく、エジェクタ８０は熱交換器２０を通して第４の流量の大部分を生成し、エジェクタ９０はモーターベイ８を通して第６の流量の大部分を生成する。

図１４を参照すると、部分４４は、ヘリコプタ１の通常の動作構成に関して、軸Ａに対して傾斜し、軸Ａの下部に配置された軸Ｄに対称的に延びる。

この前記構成では、ロータ３の動的寄与は実質的に無視できる。したがって、空気の第４の流量の引き込みはエジェクタ８０を通して、空気の第６の流量の引き込みはエジェクタ９０を通してのみ効果的に得られる。

最後に、前述のヘリコプタ１に対して修正および変更を加えることができることは明らかであり、これにより、本発明の保護範囲から逸脱するものではない。

特に、ヘリコプタ１は、メインロータ３に動作可能に接続されたそれぞれの出口シャフトを有する一対のモーターシステム６を備えることができる。

ホバリング可能な航空機は、ヘリコプタ１の代わりに転換式飛行機である可能性がある。

１ ヘリコプタ
２ 胴体
３ メインロータ
４ テールロータ
５ フロントノーズ
６ モーターシステム
７、４０ 支持体
８ モーターベイ
９、１０、２５ 空気取り入れ口
１１ 圧縮機
１３ 燃焼室
１４ タービン
１５、１６ 先細ノズル
１７、２６ ダクト
１８ 口
２０ 熱交換器
２７ 入口セクション
２８ チャネル
３１ 表面
３２、６７ ローブ
３８、４８ 上流セクション
３９、４９ 下流セクション
４１、４２ 上端
４３、６８ 開口部
４４、５１、７４、７５ 部分
４５ 管状部分
４６ 円盤状壁
４７、５０、５２ 壁
５４ センサー
５７、５８、５９、６８ 端部
６０ 周辺縁部
６９ 半径方向内側
７０、７２ 終端
７１、８２ 環状端部
８０、９０ エジェクタ
８１ 環状溝
１００ 放熱装置
１０１、１０２ グリッド

Claims (15)

1. ホバリング可能な航空機（１）であって、
   モーターベイ（８）と、
   前記モーターベイ（８）の内側に部分的に収容され、前記モーターベイ（８）の外側に少なくとも部分的に延びる排出ダクト（１７）を備える、モーターシステム（６）と、
   前記モーターシステム（６）の外側に配置された熱交換器（２０）と、
   前記熱交換器（２０）に流体的に接続された第１の空気取り入れ口（２５）と、
   前記第１の空気取り入れ口（２５）と前記排出ダクト（１７）との間に延び、それに沿って前記熱交換器（２０）が配置される、第１のダクト（２６）と、
   前記排出ダクト（１７）と前記第１のダクト（２６）とに流体的に接続された下流セクション（３９）を有し、前記熱交換器（２０）を冷却し、使用時に前記第１のダクト（２６）を横切るように適合した空気の第１の流量を生成するような、第１の先細ノズル（１５）と、
   前記モーターベイ（８）内で開いており、前記第１の空気取り入れ口（２５）とは別個の第２の空気取り入れ口（１０）と、
   を備え、前記排出ダクト（１７）と前記モーターベイ（８）とに流体的に接続された第２の下流セクション（４９）を有し、前記第２の空気取り入れ口（１０）から前記排出ダクト（１７）に向けられ、前記モーターシステム（６）を迂回する前記モーターベイ（８）の冷却空気の第２の流量を生成するような、第２の先細ノズル（１６）を備えることを特徴とする、航空機。
2. 前記第１のノズル（１５）と前記第２のノズル（１６）とが互いに同軸であることを特徴とする、請求項１に記載の航空機。
3. 前記第１のノズル（１５）が、前記第２のノズル（１６）内部に少なくとも部分的に収容されることを特徴とする、請求項１または２に記載の航空機。
4. 前記第２の下流セクション（４９）と前記排出ダクト（１７）との間に介在し、前記空気の第２の流量の第１の通過経路を画定するために前記モーターベイ（８）と流体連通する、第１の環状開口部（８１）を備えることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機。
5. 前記第２のノズル（１６）を通過し前記モーターベイ（８）と流体的に接続され、前記空気の第２の流量の第２の通過経路を画定するための複数の第２の開口部（６８）を備えることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載の航空機。
6. 前記第１のノズル（１５）が、使用時に前記空気の第１の流量と相互作用する複数の第１のローブ（３２）を備え、
   前記第２のノズル（１６）が、使用時に前記空気の第２の流量と相互作用し、それぞれの前記第１のローブ（３２）のそれぞれの延長を画定する、複数の第２のローブ（６７）を備えることを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の航空機。
7. それぞれの前記第２のローブ（６７）が、それぞれの前記第２の開口部（６８）に配置される、請求項５に従属する請求項６に記載の航空機。
8. 前記第２のノズル（１６）を画定し前記熱交換器（２０）が固定される単一の支持体（４０）を備え、前記単一の支持体（４０）は、前記第２の空気取り入れ口（２５）に関して前記熱交換器（２０）の反対側にある前記第１のダクト（２６）の少なくとも１つのチャネル（２８）をさらに画定することを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載の航空機。
9. 前記単一の支持体（４０）が、
   前記第２のノズル（１６）を画定する第１の壁（４６）と、
   前記第１のノズル（１５）を少なくとも部分的に取り囲み、前記熱交換器（２０）と流体連通する一対のチャネル（２８）と、
   を備え、前記チャネル（２８）は、前記熱交換器（２０）の反対側の開口部（４３）で前記第１の下流セクション（３９）と流体連通していることを特徴とする、請求項８に記載の航空機。
10. 前記支持体（４０）が、前記第１の壁（４６）を横切る一対の第２の壁（５０）を備え、前記第２の壁（５０）は、それぞれの前記チャネル（２８）を画定し、前記熱交換器（２０）から延び、それぞれの前記開口部（４３）で中断されることを特徴とする、請求項９に記載の航空機。
11. 前記支持体（４０）が、前記モーターベイ（８）に向かって開いており、前記第１のノズル（１５）と前記第２のノズル（１６）のうちの少なくとも１つと熱的に結合された放熱装置（１００）を備え、前記モーターシステム（６）から前記熱交換器（２０）への熱の伝達を封じ込めることを特徴とする、請求項８から１０のいずれか一項に記載の航空機。
12. 前記モーターシステム（６）が非作動状態である、および／または前記チャネル（２８）の１つの内部で火災が発生しているという事実を検出するように適合したセンサー（５４）と、
    前記センサー（５４）の検出に基づいて、選択的に
    前記チャネル（２８）を通して前記交換器（２０）と前記排出ダクト（１７）との間の流体的な接続を可能にする開放構成と、
    前記チャネル（２８）を通して前記交換器（２０）と前記排出ダクト（１７）との間の流体的な接続を遮断する閉鎖構成と
    の間で移動可能な前記第２の壁（５０）と、
    を備えることを特徴とする、請求項１０または１１に記載の航空機。
13. 前記熱交換器（２０）が、使用時に前記モーターシステム（６）を潤滑する前記流体を冷却するように適合したラジエータであることを特徴とする、請求項１から１２のいずれか一項に記載の航空機。
14. 前記モータシステム（６）が、
    前記第１の空気取り入れ口（２５）および第２の空気取り入れ口（１０）とは別個の第３の空気取り入れ口（９）と、
    使用時に前記第３の空気取り入れ口（９）から空気の第３の流量を吸い込む圧縮機（１１）と、
    使用時に前記圧縮機（１１）から圧縮空気の第３の流量を受け取り、使用時に出口で前記空気および排気ガスの第４の流量を提供する、燃焼器（１３）と、
    使用時に前記空気および排気ガスの第４の流量を膨張させるように適合した、少なくとも１つのタービン（１４）と、
    使用時に前記少なくとも１つのタービン（１４）によって前記第４の流量を供給される、前記第１のノズル（１５）と、
    使用時に、前記第１のノズル（１５）によって前記第４の流量と前記第１の流量とを供給され、出口で第５の流量を提供する、前記第２のノズル（１６）と、
    使用時に前記第１のノズル（１５）によって前記第５の流量と前記第２の流量とを供給され、出口で第６の流量を提供する、前記第２のノズル（１６）と、
    前記第２のノズル（１６）によって前記第６の流量を供給される、前記排出ダクト（１７）と
    を備えることを特徴とする、請求項１から１３のいずれか一項に記載の航空機。
15. ヘリコプタまたは転換式航空機であることを特徴とし、および／または使用時に前記第１のダクト（２６）を通る空気の流れを生成するように、前記第１の空気取り入れ口（２５）の上部に配置されたメインロータ（３）を備えることを特徴とする、請求項１から１４のいずれか一項に記載の航空機。

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