JP5070276B2 - 環境への影響を軽減する航空機 - Google Patents

Description

本発明は、環境への影響を軽減する航空機に関する。

本出願人名で２００５年１１月３日に出願されたフランス特願第０５ １１１７６号は、殆ど汚染を生ぜず、特に離着陸の際地上に僅かな騒音を出すだけの、低燃費の航空機を記載する。このような航空機には、好ましくはダクトのない、少なくとも１つのプロペラ・エンジンが、その軸を航空機の長手方向軸に少なくともほぼ平行にしてその後部の裏側に取り付けられている。このようなエンジンは、例えば、唯１つのプロペラを備えたターボプロップ・エンジンであるか、逆回転プロペラとファンとを備えたプロップファンである。加えて、航空機のセルは、その後部が１つの水平尾翼面と２つの垂直尾翼面とからなり、これらの垂直尾翼面は１つづつ上記の水平尾翼面の各端に位置し、上記の後部は下方および側方に向けられたエンジンの騒音に対する障壁となり、上記のプロペラは上記の後部と垂直方向一直線上に位置する。
フランス特願第０５ １１１７６号

上記のセルの後部により形成されるこのような騒音防止障壁は、プロペラの騒音が非常に指向性が高く、騒音の最大量がプロペラ面の近くで感知され、この面から距離が遠のくにつれ騒音は急激に軽減するので、特に効果的である。

更に、この航空機では、上記のプロペラは上記のエンジンの後部に位置し、航空機にスラスト(推力)を出すことができるのが好ましい。よって、プロペラは、航空機の胴体の断面積が小さい部分に位置して、それを設置するためより大きなスペースが残されている。加えて、プロペラは、それ故、客室から離れていて、乗客の快適さにとってはよい。

よって、そのような配置では、ターボマシンーンの回転部分が包まれない状態で、および／またはプロペラの１部が破裂すると、これから生じる破片が上記の水平尾翼面(および特に、これを支持し、セルの後部に位置する尾部箱)と垂直尾翼面とを破壊さえし、航空機の損失に到る状況が生じる。

勿論、そのような短所を克服するため、セルの上記の後部の構造を２重にしたり、強化したりおよび／または保護することを考えられるが、そのような工程は航空機の質量と費用を増加すると同時に性能を阻害する。

従って、本発明の目的は質量を増加せず、セルの後部によって形成される騒音防止障壁の効果を減少させずにより低いコストで上記の航空機を改良することである。

このため、本発明によれば、環境への影響を軽減する航空機は長手方向軸を有し、
− 航空機にスラストを出すことのできる少なくとも１つのプロペラがその後方に配置され、航空機の後部での背面に取り付けられる少なくとも１つのエンジンであって、その軸が航空機の上記長手方向軸に対し少なくともほぼ平行であり、上記のエンジンと上記のプロペラは、もし粉砕すると、それらの破片は、エンジンの軸と一直線上にあって、そのエンジンの軸に対して横断方向で、前方境界と後方境界により制限される粉砕領域に囲まれている経路を辿るようになされており、
− セルであって、その後部が１つの水平尾翼面と２つの垂直尾翼面とからなり、これらの垂直尾翼面は１つづつ上記の水平尾翼面の各端に位置し、上記のセルの後部は上記の水平尾翼面を支持する尾部箱を備え、上記のプロペラは上記のセルの後部と垂直方向一直線上にあり、よってセルの後部は少なくとも下方に向けられたエンジンの騒音に対し騒音防止障壁を形成し、
− 上記のエンジンが、上記のセルの後部に、上記の粉砕領域の後方境界が上記の尾部箱の中央部の前方に位置するように取り付けられ、
− 上記の水平尾翼面が前方に延びていることを特徴とする。

よって、本発明によれば、エンジンは上記のセルの後部に沿って前方に移動され、よって、粉砕しても、その破片およびプロペラからの破片は水平および垂直尾翼面の機能を過剰に損なうことができない。更に、セルの後部によって形成される騒音防止障壁は、エンジンを前方に移動させることにより性能が落ちない。その理由は水平尾翼面は前方に延びているので今や前を向いており、又、付随的に垂直尾翼面を前方に移動させるからである。騒音防止障壁に関する限り、エンジンを前方に移動するようにしても、その根元を前記した先願の航空機の水平尾翼面と同じ個所に位置できることになるから、水平尾翼面を前方に延ばすことにより補填される。

勿論、上記の先願の航空機および本発明の航空機において、各エンジンは、例えば、パイロンあるいは類似のタイプの固定システムを介して航空機の後ろ側に取り付けられている。

本発明のもう１つの重要な特徴によれば、上記のような固定システムは又上記の尾部箱の中央部の前方に位置する。

よって、上記の尾部箱は上記の固定システムとは全く独立しており、これは上記の水平尾翼面が、その入射角が調節できる、一般にはＴＨＳ(Trimmable Horizonal Stabilizer)タイプとして、フランス語では(ＰＨＲ) (Plan Horizonale R▼e▲glable)として知られているタイプのものでよいことを意味する。

本発明の１つの望ましい実施例では、上記のセルの後部と上記の前方の延長とは、プロペラの面の各側において、上記のエンジンにより出される最大強度より少し高い音響強度を有する騒音の全ての部分に対する障壁として作用するように設計されている。例えば、上記の面の各側のセルの後部により遮蔽される音響強度は上記の最大強度に対し少なくとも約−５dBに等しい。

そのような騒音の部分は、既知の方法では、エンジンの軸と一直上であり、この軸に対し横断方向で、前方境界および後方境界により制限される騒音領域を形成する。そこで、上記の水平尾翼面の前方に延びる先縁は、上記の騒音領域の上記の前方境界線を少なくともほぼ辿ることが望ましい。よって、前方に延びる水平尾翼面の根元に対する、上記のプロペラエンジンの所定の相対的位置に対する騒音遮蔽潜在能力を最大にすることができる。

経験では、上記の水平尾翼面と上記の先縁が前方に延ばされている角度とは、それぞれ、約２０度および約１５度が望ましいことを示している。

勿論、本発明による航空機は、上記のように後部に取り付けられた唯一のプロペラエンジンを有する１つのエンジンの航空機でもよい。然し、プロペラエンジンに加えて、又、その両翼に対称に保持された少なくとも２つのターボシャフト・エンジンを備えてもよい。このような配置は、セルの後部により形成される騒音防止遮蔽により、主翼に取り付けられたターボシャフト・エンジンのパワー(よって騒音と燃費)を減少することができるので、低燃費で非常にはうるさくない尾翼プロペラエンジンに関する限り望ましい。

然し、本発明による航空機の好ましい実施例では、エンジンの後部にその軸を平行にして並んで位置する２つのプロペラエンジンが設けられている。

添付図面の図により本発明がどのように実施されるかを理解するのが簡単になる。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
図１から図３に略示されている本発明による民間飛行機１は長手方向軸Ｘ−Ｘを有し、胴体３からなるセル２と、主翼４と、水平尾翼面５と、２つの垂直尾翼面６とからなる。両主翼４は、各々、ターボプロップ・エンジン７を保持し、垂直尾翼面６は水平尾翼面５の端部に位置する。

上記の水平尾翼面５は、傾斜角度が変化する既知のＴＨＳ(あるいはＰＨＲ)タイプのもので、尾部箱８により支持されている。この尾部箱８の中央部８Cは胴体３の後部３R内に収容されている。加えて、水平尾翼面５はその基準線が飛行機１の長手方向軸Ｘ−Ｘに対して角度φeで前方に延ばされている。同様に、水平尾翼面５の先縁９は飛行機１の長手方向軸Ｘ−Ｘに対して角度φbをもって前方に延びている。

(胴体３の後部３Rと、水平尾翼面５と垂直尾翼面６とからなる)セル２の後部２Rには、プロペラ・エンジン10が、その軸Ｌ−Ｌを飛行機１の長手方向軸Ｘ−Ｘと平行にして胴体３の後部３Rでの背中(上面)側に、同じ垂直面内で取り付けられている。エンジン10は尾部箱８の中央部８Cの前方に位置するスラット11等により支持されている。エンジン10は、その後部に、上記の水平尾翼面５と垂直方向一直線上に位置するダクトのない逆回転プロペラ12および13を有する。

エンジンが運行し、プロペラ12および13が回転している間に、１つが粉砕すると、上記のエンジンおよび／または上記のプロペラからの破片が、上記のエンジンの軸Ｌ−Ｌと一直線上にあり、この軸に対し横断方向で、前方境界15と後方境界(図４参照)により制限されている粉砕領域14の内側に含まれている経路を辿る。

図４に示されているように、エンジン10はセル２の後部２Rに取り付けられており、粉砕領域14の上記の後方境界16は尾部箱８の中央部８Cの前方に存在する。

よって、エンジンおよび／またはプロペラ12、13が粉砕しても、尾部箱は完全には損傷せず、尾翼面５および６の一部が損傷する危険があるだけである。

加えて、操作中、上記のプロペラ12および13の各々は騒音を発生し、その騒音の強度はそのプロペラ面の近くで最大であり、軸Ｌ−Ｌに沿って離れていくにつれて急激に減少する。この場合、プロペラ12および13は上記の軸Ｌ−Ｌの周囲に全騒音を発生し、その騒音は、プロペラ12と13との間を通過するほぼフラットな面上で最大音響強度となる。

エンジン10と一直線上にあり、上記の軸に対し横断方向で、前方境界18と後方境界19とに制限されている騒音領域17が図５に描写されている。この騒音領域17での音響強度は例えば最大音響強度に対し−５dBである(図５参照)。

水平尾翼面５と垂直尾翼面６とのプロペラ12と13との相対的レイアウト(配置)では、上記のエンジン10の近辺で、上記の騒音領域17は、上記の水平および垂直尾翼面５および６により形成される通路の内側にある。図５に描写されたレイアウトでは、水平尾翼面５の先縁９は、騒音領域17の少なくともほぼ前方境界18に在る。

よって、エンジン10により出される騒音は、下方向では、水平尾翼面５により、一部分は、側方向で、垂直尾翼面６により遮蔽される。

その結果、離着陸の際、地上に向け飛行機１のエンジン10により出される騒音は、水平尾翼面５と、一部分は、垂直尾翼面６とにより遮蔽されるので、非常に軽減される。

同じ性能の従来の双発ターボシャフト・エンジン飛行機と比べると、上記の飛行機１は、尾翼にエンジン10が存在する故、パワーが低い(よって騒音はすくない)。従って、全体的には上記飛行機１は、このように、双発ターボシャフト・エンジンより騒音が少なく、燃費も低い。

図６および図７に略示されている本発明による民間飛行機21は又長手方向軸Ｘ−Ｘを有し、胴体23、主翼24、水平尾翼面25、およびこの水平尾翼面25の両端に位置する２つの垂直尾翼面26とからなるセル22からなる。

水平尾翼面５とまさしく同じように、水平尾翼面25はＴＨＳ(ＰＨＲ)タイプであり、尾部箱28に支持されており、その尾部箱28の中央部28Cは胴体23の後部23Rの内側に収容されている。水平尾翼面25とその先縁26とは、それぞれ、角度φeとφbで前方に延ばされている。

勿論、(胴体23の後部23Rと、水平尾翼面25と垂直尾翼面26とからなる)セル22の後部22Rには、２つのプロペラ・エンジン10Gと10Dが取り付けられ、これらのエンジン10Gと10Dとはそれらの軸を飛行機21の長手方向軸に平行に胴体23の上記の後部23Rの裏側に並んで位置する。これらのエンジン10Gと10Dとは、それぞれ、尾部箱28の中央部28Cの前方に位置するストラット11Gと11D等とにより保持されている。エンジン10Gと10Dとは、それらの後部に、上記の水平尾翼面25と垂直方向に一直線に位置する、ダクトの無い、2つの逆回転プロペラ32と33とを有する。

上記の飛行機１に関し上記したのと同様の方法で、
− エンジン10Gと10Dとは、これら両方のための全粉砕領域34の後方境界36が尾部箱28の中央部28Cの前方に、(粉砕領域14の後方境界16が尾部箱28の中央部28Cの前方にあるように)存在し、
− セル22の後部22Rと、水平尾翼面25が前方に延ばされている角度φeとは、プロペラ32，33の面の各側で、上記のエンジンにより出される最大強度の所定分数より大きい音響強度を有する、エンジン10Gと10Dとの全騒音の全ての部分に対する障壁として作用するように設計されており、
− プロペラ面の各側で、セルの上記の後部により遮蔽される音響強度が最大強度に対し少なくともほぼ−５dBに等しく、
− 上記の水平尾翼面25の前方に延ばされた先縁29は、エンジン10Gと10Dとの全騒音領域の前方境界線を少なくともほぼ辿る。

特に、図６と図７の実施例では、水平尾翼面25が前方に延ばされている角度φeが約２０度であり、先縁29が前方に延ばされている角度φbが約１５度であると望ましいことが判明した。

本発明による航空機の第１実施例を略示する側面図である。 本発明による航空機の第１実施例を略示する正面図である。 図１及び図２に示すの航空機の後部の拡大縮尺での略平面図である。 エンジンの粉砕に対する尾翼面の保護とプロペラエンジンからの騒音の遮蔽を示す図３に対応する略平面図である。 エンジンの粉砕に対する尾翼面の保護とプロペラエンジンからの騒音の別の遮蔽を示す図３に対応する略平面図である。 本発明による航空機の好ましい実施例を略示する正面図である。 本発明による航空機の好ましい実施例を略示するび拡大部分平面図である。

符号の説明

２・22…セル、２R・22R…セルの後部、４…主翼、５・25…水平尾翼面、６・26…垂直尾翼面、７…ターボシャフト・エンジン、８・28…尾部箱、８・28C…尾部箱中央部、９・29…尾翼面の先縁、10・10G・10D…エンジン、11・11G・11D…固定システム、12・13・32・33…プロペラ、14・34…粉砕領域、15…粉砕領域の前方境界、16・36…粉砕領域の後方境界、17…騒音領域、18…騒音領域の前方境界、19…騒音領域の後方境界、Ｘ−Ｘ…航空機の長手方向軸、Ｌ−Ｌ…エンジンの軸。

Claims (10)

1. 環境への影響を軽減する航空機は長手方向軸(Ｘ−Ｘ)を有し、
   − 航空機に推力を与えることのできる少なくとも１つのプロペラがその後方に配置され、航空機の後部背面に取り付けられる少なくとも１つのエンジン(10、10G、10D)であって、その軸が航空機の上記長手方向軸(Ｘ−Ｘ)に対し少なくともほぼ平行であり、上記のエンジンと上記のプロペラがもし粉砕すると、エンジン軸(Ｌ−Ｌ)の横方向にそのエンジンの軸(Ｌ−Ｌ)と提携して、前方境界(15)と後方境界(16)とにより限定されている粉砕領域(14)に含まれている経路をそれらの破片が辿るようになされており、
   − セル(２、22)であって、その後部(２R、22R)が１つの水平尾翼面(５、25)と２つの垂直尾翼面(６、26)とからなり、これらの垂直尾翼面(６、26)は１つづつ上記の水平尾翼面の各端に位置し、上記のセルの後部は上記の水平尾翼面を支持する尾部箱(８、28)を備え、上記のプロペラは上記のセルの後部で水平尾翼面に対して垂直方向一直線上にあり、よってセルの後部は少なくとも下方に向けられたエンジンの騒音に対し騒音防止障壁を形成し、
   − 上記のエンジン(10、10G、10D)が、上記のセルの後部(２R、22R)に、上記の粉砕領域(14、34)の後方境界(16、36)が上記の尾部箱(８、28)の中央部(28C)の前方に位置するように取り付けられ、
   − 上記の水平尾翼面(５、25)が前進角度(φe)を有する前進翼形状に形成されていることを特徴とする航空機。
2. エンジンを上記のセルの後部に取り付けるための固定システム(11、11G、11D)も上記の尾部箱(８、28)の中央部(８C、28C)の前方に位置することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
3. 上記の前進翼形状に形成された水平尾翼面(５、25)の前進角度が調節自在であることを特徴とする請求項２に記載の航空機。
4. セルの後部と水平尾翼面の前方への延出部分とが、上記のエンジンにより発せられる騒音の最大強度に対する予め設定された割合より大きな音響強度を有するエンジン騒音に対する障壁としてプロペラ面の各側で作用するように設計されていることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機。
5. プロペラ面の各側でセルの後部により遮蔽される音響強度が上記の最大騒音強度に対し少なくともほぼ−５dBに等しいことを特徴とする請求項４に記載の航空機。
6. 上記のエンジン前後軸(Ｌ−Ｌ)の横方向でこの前後軸(Ｌ−Ｌ)と提携して前方境界(18)と後方境界(19)とにより限定されている騒音領域(17)を上記騒音の大きさが形成し、
   上記の水平尾翼面の前進翼形状の先縁(９、29)が上記の騒音領域(17)の前方境界(18)の線を少なくともほぼ辿ることを特徴とする請求項４又は５に記載の航空機。
7. 上記の水平尾翼面が前進翼形状の前進角度(φe)が約２０度であることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の航空機。
8. 上記の水平尾翼面の上記先縁(９、29)が前進翼形状の前進角度(φb)が約１５度であることを特徴とする請求項６又は７に記載の航空機。
9. 後部に唯一のエンジン(10)が取り付けられており、その主翼(４)により少なくとも２つのターボシャフト・エンジン(７)が対称に保持されていることを特徴とする請求項１から８のいずれか１項に記載の航空機。
10. 少なくとも２つのプロペラ・エンジン(10G、10D)が、後方で背面に取り付けられており、それらの軸を平行にして並んで位置することを特徴とする請求項１から８のいずれか１項に記載の航空機。

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