JP5996040B2 - 空気吸入推進エンジン用の空気取入口を備えた航空機 - Google Patents

Description

本発明は、少なくとも１つの空気吸入推進エンジン（air breathing propulsion engine）を収容する胴体（fuselage）を備えた航空機（aircraft）に関し、胴体には、それを通って吸気流（intake air stream）が作動中の少なくとも１つの空気吸入推進エンジンに供給される空気取入口（air intake）が設けられ、航空機は請求項１の特徴を含む。

ガスタービンエンジン、ガス推進式エンジン、又はディーゼルエンジンなどの空気吸入推進エンジンを備えた航空機では、基礎をなす駆動系統に必要な量の動力を送達するために、これらのエンジンが提供された空気／燃料混合気を適切に燃焼できるように、空気吸入推進エンジンへの十分な給気が保証されなければならない。しかし、空気吸入推進エンジンに入る吸気流が、例えば、圧力損失、温度、スワール、ひずみなどの特定のエンジン推奨値を満たさない場合、エンジンは、特に、否定的な影響を受ける可能性のある燃料消費量及び排気物質に関して、十分に又は予想通りに機能しない可能性がある。従って、航空機においてこのような空気吸入推進エンジン用の空気取入口を実現する時に、これらのエンジン推奨値を考慮しなければならない。

航空機が回転翼航空機（rotary-wing aircraft）として、例えば、ヘリコプタとして実現される場合、空気吸入推進エンジンをヘリコプタの胴体に一体化すると、本質的に、エンジン製造業者によって提供された基礎をなす性能仕様に関する性能劣化が発生し、即ち、対応する性能損失が発生する。ヘリコプタの胴体へのエンジンの取り付けによるこれらの性能損失は、「エンジン取り付け損失（engine installation loss）」とも呼ばれ、一般に、吸気損失、排気損失、及びブリード空気抽出損失に分けられ、吸気損失は、全圧降下、静温度上昇、スワール角度、圧力ひずみなどによって引き起こされる。

しかし、ヘリコプタ胴体は一般に限られた空間及び体積を呈するので、制約付きの空気取入域しか実現することができない。更に、空気吸入推進エンジン用の吸気流は、ヘリコプタ胴体の周囲外側領域からエンジンプレナム（engine plenum）内に向けられなければならない。更に、吸気流は塵、砂利などの異物で汚染される可能性があり、このような異物はエンジンを損傷し、それによりコスト、メンテナンス、及び信頼性の順に追加の労力をもたらす可能性があるので、理想的にはエンジン内に吸引してはならないものであるので、吸気流は浄化しなければならない。

その上、ヘリコプタは、複数の飛行モード、即ち、ホバリング、前進飛行、後退飛行、横向き飛行、クォータリングなどに適合しているので、空気吸入推進エンジンには、異なる圧力及び温度で様々な方向から流入空気が提供される。従って、通常、２つの異なるタイプの空気取入口が現在、ヘリコプタ上に実現され、それらはそれぞれ主に１つの特定の飛行状態（flight condition）のみのために設計され、いわゆる、静的取入口（static intake）と動的取入口（dynamic intake）である。これらの取入口は、それらの設計対象である特定の飛行状態で比較的良好なエンジン出力性能を保証するのに適しているが、もう一方の又は補足的な特定の飛行状態については性能不足が発生する可能性がある。

より具体的には、動的取入口は、前進飛行状態中に低い圧力損失を提供する空気取入口である。従って、動的取入口は、通常、動圧がエンジンプレナムに導入されるように、十分な高圧空気をエンジンプレナムに提供するためのある種のスクープ（scoop）を意味する。

欧州特許出願第２１３３２６５Ｂ１号という文献には、ヘリコプタのこのような動的取入口が記載されている。この動的取入口は、二重空気取入口として実現され、ヘリコプタの主エンジンに吸気流を送る外部空気取入口と、補助ユニット、例えば、オイルクーラに吸気流を送る内部空気取入口と、を含む。

それとは対照的に、静的取入口は、取り付けが損なわれていないために低速又はホバリング飛行状態中の取り付け損失が低い空気取入口であり、これは主に、エンジンプレナム内に動圧が全く導入されないか又は最小限の動圧のみが導入されるように、高い動圧を提供しないものである。このような静的取入口は、主にヘリコプタに使用され、これらの静的取入口が取り付け損失の増加により典型的な巡航飛行状態では理想的に機能しないことを把握して、通常、インレットバリアフィルタ（inlet barrier filter）が設けられる。

例として、米国特許第８１６３０５０Ｂ２号、米国特許第６５９５７４２Ｂ２号、米国特許出願第２００９／０２６１２０８Ａ１号、及び米国特許第５６９７３９４号という文献には、それぞれ、吸気流から汚染物質を除去するためにインレットバリアフィルタが設けられているこのような静的取入口が記載されている。米国特許第６５９５７４２Ｂ２号及び米国特許出願第２００９／０２６１２０８Ａ１号によれば、インレットバリアフィルタは異なる関連の動作位置間で移動可能であり、米国特許第５６９７３９４号によれば、インレットバリアフィルタの上流に位置する胴体カウリング（fuselage cowling）の一部はこのような異なる関連の動作位置間で移動可能である。

しかし、静的取入口は一般に、正しく機能することを保証するためにエンジンプレナム付近又はエンジンプレナムに位置するので、所与の静的取入口とそれに対応するエンジン排気装置（engine exhaust）とのそれぞれの距離は通常、比較的小さい。この小さい距離のために、エンジン排気装置から出る高温ガスは、ホバリング、後方飛行、又は後方突風中に空気吸入推進エンジンの静的取入口に入る可能性がある。このような高温ガスは５００℃から７００℃の間の温度になる可能性があるので、これはエンジンの大規模な性能低下だけでなくヘリコプタ全体の運用飛行及び認可の際に重大な問題を引き起こす可能性もある。従って、この問題を矯正するために、エンジン排気装置は、静的取入口からのその距離を増加するために頻繁に延伸されている。

動的取入口と比較して静的取入口について発生するもう１つの問題は、静的取入口はすべての種類の飛行状態においてすべての使用可能な周囲空気を吸い込むことである。これは、例えば、ホバリングの際に有利であるが、例えば、高速前進飛行状態において不利である。更に、低速から中速の前進飛行状態並びにその結果の低速から中速の空気流状態では、ヘリコプタの主回転翼の吹き下ろしが静的取入口と相互作用し、主回転翼に向かって向きを定められた静的取入口の上側部分はその下側部分より多くの質量流量を吸い込む可能性があるので、静的取入口に入る質量流量の変動が発生する。一般に、これは、エンジンプレナムにおける追加のスワールによりエンジン取り付け損失の増加を引き起こす。

更に、上記のように、静的取入口には、より多くのインレットバリアフィルタが装備され、潜在的に損傷を与える影響に対して空気吸入推進エンジンを保護するために、その他の通気性エンジン保護具（air-permeable engine protection）、例えば、異物損傷側溝、粒子分離装置、防除氷グリッドなども装備されている。しかし、これらの従来の通気性エンジン保護具のために、対応する静的取入口において動圧が十分に増加せず、従って、一般に、高速前進飛行状態中にその性能が不足する。

従って、本発明の一目的は、潜在的に損傷を与える影響に対する適切なエンジン保護具が設けられ、空気取入口に入る質量流量の制御を可能にし、基礎をなす高温ガス再吸い込みのリスクの低減を可能にするのに適しており、しかも流入空気用の単純かつ効率的なバイパス系統を提供する、エンジン取り付け損失が低減された１つ以上の空気取入口を備えた新しい航空機を提供することにある。

この目的は、少なくとも１つの空気吸入推進エンジンを収容する胴体を備えた航空機によって解決され、胴体には、それを通って吸気流が作動中の少なくとも１つの空気吸入推進エンジンに供給される空気取入口が設けられ、航空機は請求項１の特徴を含む。

より具体的には、本発明による航空機は、少なくとも１つの空気吸入推進エンジンを収容する胴体を含む。この胴体は、少なくとも１つの空気吸入推進エンジンの領域内で決定された最大胴体幅を有し、それぞれが少なくとも部分的に少なくとも１つの空気吸入推進エンジンを覆っている少なくとも１つの前部胴体カウリングと少なくとも１つの後部胴体カウリングとを含む。少なくとも１つの前部及び後部胴体カウリングは、それを通って吸気流が作動中の少なくとも１つの空気吸入推進エンジンに供給される動的空気取入口を規定するために、少なくとも１つの空気吸入推進エンジンの縦軸に対して横向きの方向に所定のカウリング・オフセット分だけ互いに間隔をおいて配置されている。動的空気取入口は、エンジン一体型エア・インレットに向かう少なくとも部分的に漏斗形のエアダクトを規定し、関連の保護モードにおいてエンジン一体型エア・インレットの上流の吸気流を浄化するように適合している少なくとも１つの通気性エンジン保護具が設けられている。少なくとも１つの通気性エンジン保護具は、所定の保護傾斜角で少なくとも１つの前部胴体カウリングに対して横向きに配置されている。

一態様によれば、本発明の航空機は、エンジン取り付け損失が低減され、静的空気取入口と動的空気取入口の機能及び利点を組み合わせる、少なくとも１つの空気取入口を含む。より具体的には、少なくとも１つの空気取入口は、その動圧を増加するために千鳥状の前部及び後部カウリングによって規定され、千鳥状のカウリングに取り付けられる傾斜したエンジン保護具を備えた静的取入口を基礎として設計される。その結果、少なくとも１つの空気取入口は、基本的に静的取入口として実現されるが、空力的に動的取入口のように作用し、その結果として動的空気取入口を規定する。従って、少なくとも１つの空気取入口は以下「動的空気取入口」と呼ばれる。

有利なことに、傾斜した通気性エンジン保護具は、少なくとも塵、鳥、砂利、葉、石、プラスチック袋などの異物に対して動的空気取入口を保護する。しかし、本発明の文脈では、「異物」という用語は、上記で挙げた物体に限定されず、その最も広い意味に応じて、しかも空気を除いて、空気吸入推進エンジンにとって異質なものであり、空気吸入推進エンジンに損傷を与えるか又はその性能を低下させる可能性のある、雪、氷、小滴、湿気などの任意の物体を含む。

好ましくは、通気性エンジン保護具は篩様の空気浄化要素（screen-like air cleaning element）を含む。例として、この篩様の空気浄化要素は、フィルタマットを備えたインレットバリアフィルタとして実施される。しかし、本発明は、このようなインレットバリアフィルタに限定されず、異物損傷側溝、粒子分離装置、防除氷グリッドなどによって同様に実現することもできる。更に、このような篩様の空気浄化要素のうちの２つ以上の組み合わせも企図されている。例えば、異物損傷側溝はインレットバリアフィルタなどと組み合わせることができる。

一態様によれば、動的空気取入口は、空気流（airflow）に向かって傾斜している、大きいエンジン保護表面を備えた通気性エンジン保護具を実現することにより、低速及びホバリング飛行状態用に空力的に最適化されている。これは、前部胴体カウリング、例えば、前部メインギアボックス・カウリングと、後部胴体カウリング、例えば、機尾エンジン・カウリング（aft engine cowling）と、の間に発生するオフセットによって行われる。

エンジン保護表面自体の傾斜は、通気性エンジン保護具の前縁と後縁との高さの変動のために、動的空気取入口の基礎をなす動的作用を有利に増加する。更に、吸気流はより都合の良い角度で通気性エンジン保護具に入るので、所与の圧力低下は低減される。理想的には、吸気流は、特に前進飛行状態において、９０°の角度でエンジン保護表面に当たる。

しかし、特に、通気性エンジン保護具が、フィルタ業界で周知の一態様であるフィルタエレメントとして実現される場合、そのフィルタ効果により、傾斜角が大きいほど、発生する圧力低下は小さくなる。この態様は、吸気流が互いに直交するようにフィルタエレメントを通してフィルタエレメント内に吸い込まれるホバリング飛行状態において特に有利である静的取入口においてすでに活用されている。

その上、エンジン保護表面について選択可能な所与の縦の長さでは、任意の傾斜角αはｔａｎαだけ有効エンジン保護表面を増加することになる。これにより、より効果的な保護表面を提供することが可能になり、通気性エンジン保護具の閉塞が発生する前の持続時間の増加により、メンテナンスの労力が低減される。これは、高温の排気ガスの再吸い込みから空気吸入推進エンジンを更に保護し、動的空気取入口に入る質量流量の量の調節を可能にする。

有利なことに、エンジン一体型エア・インレットは動的空気取入口によって覆われている。従って、アコースティック及びノイズ・エミッション特性の改善を達成することができる。更に、本発明の動的空気取入口は追加の外部スクープを設ける必要がなく、従って、尾部振動などの空力的相互作用フロー現象の最小化及び有害抗力の低減を達成することができる。

好ましい一実施形態によれば、所定のカウリング・オフセットは最大胴体幅の＋０．０２５倍〜＋０．５倍の範囲から選択され、所定のカウリング・オフセットは好ましくは最大胴体幅の＋０．２倍を含む。

他の好ましい一実施形態によれば、所定の保護傾斜角は＋１°〜＋１００°の範囲から選択され、所定の保護傾斜角は好ましくは＋１５°を含む。

一態様によれば、少なくとも１つの通気性エンジン保護具は、本質的に平らな又は平面の空気浄化表面を規定する。代わって、少なくとも１つの通気性エンジン保護具は、湾曲した、ねじれた、及び／又は不連続の空気浄化表面を規定する。その他の変形例では、少なくとも１つの通気性エンジン保護具は、２つ以上の異なる形状を組み合わせた、即ち、部分的に平面で部分的に湾曲しているか、又は部分的にねじれていて部分的に不連続であるなどの空気浄化表面を有する。

他の好ましい一実施形態によれば、動的空気取入口は、エンジン一体型エア・インレットとは反対の方向に少なくとも１つの後部胴体カウリングから延びる外部取入口カバー（outer intake cover）を含み、外部取入口カバーは少なくとも部分的に漏斗形のエアダクトの外部スクープを規定する。

他の好ましい一実施形態によれば、外部取入口カバーは、所定の横方向カバー・オフセット（transverse cover offset）分だけ、少なくとも１つの空気吸入推進エンジンの縦軸に対して横向きの方向に少なくとも１つの後部胴体カウリングから突出している。所定の横方向カバー・オフセットは最大胴体幅の−０．１９倍〜＋１．０１倍の範囲から優先的に選択され、所定の横方向カバー・オフセットは好ましくは最大胴体幅の＋０．０１倍を含む。

他の好ましい一実施形態によれば、外部取入口カバーはカバー前縁を規定し、少なくとも１つの通気性エンジン保護具は保護前縁及び保護後縁を規定し、保護前縁は関連の保護モードにおいて少なくとも１つの前部胴体カウリングにおけるカバー前縁の上流に配置され、保護後縁は関連の保護モードにおいて少なくとも１つの後部胴体カウリングにおけるカバー前縁の下流に配置される。

他の好ましい一実施形態によれば、外部取入口カバーのカバー前縁は、所定の縦方向カバー・オフセット（longitudinal cover offset）分だけ、少なくとも１つの空気吸入推進エンジンの縦軸に対して平行な方向に少なくとも１つの通気性エンジン保護具の保護後縁から間隔をおいて配置されている。所定の縦方向カバー・オフセットは最大胴体幅の０倍〜＋１．２３倍の範囲から優先的に選択され、所定の縦方向カバー・オフセットは好ましくは最大胴体幅の＋０．２３倍を含む。

他の好ましい一実施形態によれば、少なくとも部分的に漏斗形のエアダクトは、直線の、湾曲した、ねじれた、及び／又は不連続の形状を備えた少なくとも１つの内部取入口スクープ（inner intake scoop）を含む。

有利なことに、内部取入口スクープは、排気装置までの距離を増加することにより、高温ガス再吸い込みから動的空気取入口を保護する。これらは、動的空気取入口の動圧を更に増加するために更に適しており、従って、基本的な静的取入口は、上記のようにその基礎をなす構成によってすでにそうであるように、動的空気取入口に更に変形されている。

その上、このような内部取入口スクープは、端部でシングルピースとして実現することができ、動的空気取入口に入る空気の量を調節するように並びにエンジン一体型エア・インレットの特定の領域内の質量流量を調節するように設計することができる。更に、動的空気取入口の既定の領域でこれらの内部取入口スクープを規定することにより、ホバリング及び低速飛行状態中に性能に及ぼすスクープの干渉又は否定的影響を回避することができる。

好ましくは、内部取入口スクープは、近づく気流速度を低減し、エンジン一体型エア・インレットに入る静圧を増加するために設計された特定の内部形状を含む。この特定の内部形状は基本的にディフューザを表し、これは内部取入口スクープの断面に一体化されている。

他の好ましい一実施形態によれば、少なくとも１つの内部取入口スクープは、所定の最上部傾斜角で少なくとも１つの通気性エンジン保護具の保護上縁に対して傾斜している内部最上部スクープと、所定の最下部傾斜角で少なくとも１つの通気性エンジン保護具の保護下縁に対して傾斜している内部最下部スクープと、所定の機尾傾斜角（aft inclination angle）で少なくとも１つの通気性エンジン保護具の保護下縁に対して傾斜している内部機尾スクープ（inner aft scoop）のうちの少なくとも１つを含む。所定の最上部傾斜角は０°〜＋１８０°の範囲から優先的に選択され、好ましくは＋１０°を含む。所定の最下部傾斜角は０°〜＋１８０°の範囲から優先的に選択され、好ましくは＋１０°を含む。所定の機尾傾斜角は＋５°〜＋１５０°の範囲から優先的に選択され、好ましくは＋８０°を含む。

他の好ましい一実施形態によれば、少なくとも１つの通気性エンジン保護具は上縁と下縁とを含む。上縁は＋１５°〜＋１５５°の範囲から選択される所定の上縁傾斜角だけ航空機の水平面に対して優先的に傾斜しており、所定の上縁傾斜角は好ましくは＋４５°を含む。下縁は−１４０°〜＋５５°の範囲から選択される所定の下縁傾斜角だけ航空機の水平面に対して優先的に傾斜しており、所定の下縁傾斜角は好ましくは＋１０°を含む。

他の好ましい一実施形態によれば、少なくとも部分的に漏斗形のエアダクトの内部ダクト表面は所定の内部ダクト傾斜角で少なくとも１つの前部胴体カウリングに対して傾斜しており、所定の内部ダクト傾斜角は０°〜＋３５°の範囲から選択され、好ましくは＋５°を含む。

他の好ましい一実施形態によれば、少なくとも部分的に漏斗形のエアダクトの外部ダクト表面は所定の外部ダクト傾斜角で少なくとも１つの後部胴体カウリングに対して傾斜しており、所定の外部ダクト傾斜角は−５°〜＋３５°の範囲から選択され、好ましくは＋５°を含む。

他の好ましい一実施形態によれば、少なくとも１つの保護アクチュエータ（protection actuator）は、関連の保護モードに関連する閉位置と、吸気流が少なくとも部分的に洗浄されずにエンジン一体型エア・インレット内に流れるバイパス・モードに関連する開位置との間で少なくとも１つの通気性エンジン保護具を移動するために設けられている。

好ましくは、保護アクチュエータは、少なくとも１つの通気性エンジン保護具を、保護後縁に隣接して配置されている少なくとも１つの回転軸を中心にして回転させるために適合している。代わって、少なくとも１つの通気性エンジン保護具は、直線運動又は複合直線／回転運動によって転移することができる。

例えば、プラスチック袋、砂、草などによる作動中の通気性エンジン保護具の潜在的な閉塞のために、動的空気取入口内に流れる吸気流は、適切なバイパス・チャネルを介して閉塞した通気性エンジン保護具をバイパスする能力を必要とする。このようなバイパス・チャネルは好ましくは、通気性エンジン保護具をその開位置に、即ち、通気性エンジン保護具が非活動状態であり、追加の動圧を発生できる位置に移動することにより形成され、従って、基本的な静的取入口は、上記のようにその基礎をなす構成によってすでにそうであるように、動的空気取入口に更に変形されている。バイパス・チャネルは、従来のバイパス・チャネルに比べてバイパス表面の増加を可能にし、従って、すべての飛行状態で、また清浄空気状況でも、所与のエンジン性能を増加することができる。

有利なことに、バイパス・チャネルを形成するための手段は動的空気取入口の一部であり、従って、その両方が単一系統に一体化される。更に、通気性エンジン保護具の自浄化機能は、その開位置で、即ち、空気吸入推進エンジンの取り付け損失が有利に低減されるバイパス・モードで実現することができる。

一態様によれば、その閉位置と開位置との間で通気性エンジン保護具の位置を調節することにより、本発明の動的空気取入口は様々な異なる運転条件に適合することができる。より具体的には、閉位置では、通気性エンジン保護具は保護モードで活動状態であり、動的空気取入口は低い航空機速度及びホバリング状態に特に適している。開位置では、通気性エンジン保護具は非活動状態であり、希望する場合の高出力需要の必要性のために又は清浄な周囲空気状態中に燃料消費量の低減及び／又は範囲の増加の必要性のためにのみ、高い航空機速度並びにエンジン出力の増加を必要とする飛行状態に、例えば、単一エンジン運転モード、緊急モードに特に適している。特に、例えば、通気性エンジン保護具が異物によって閉塞したので、通気性エンジン保護具がバイパス・チャネルを形成するために開位置にある場合、通気性エンジン保護具は非活動状態及びバイパス・モードであり、吸気流は妨げられずに空気吸入推進エンジン内に流れ込むことができる。

他の好ましい一実施形態によれば、動的空気取入口は、少なくとも１つの前部胴体カウリング上に設けられた二次取入口（secondary intake）を含み、二次取入口は少なくとも、動的空気取入口に向かって少なくとも１つの前部胴体カウリング上を流れる水及び／又は境界層（boundary layer）を吸い込むように及び／又は未洗浄空気（uncleansed air）を吸い込むように適合している。

一般に物理的に存在する空力境界層は分離され、エンジンプレナム内に吸い込まれないので、このような二次取入口は本発明の動的空気取入口の全体的な空気取入口取り付け性能を改善するものである。この二次取入口は、吸気流から境界層を分離するだけでなく、降雨状態において前部胴体カウリング上に存在する水も収集するので、空気吸入推進エンジンの全体的な性能も改善する。空気吸入推進エンジンは通常、水を吸い込むことができるように設計されているので、エンジンプレナム内への水の吸い込みは大きい問題ではないが、それにもかかわらず、このような水の吸い込みを回避するか又は少なくとも低減すると、空気取入口取り付けが改善される。

更に、二次取入口を介して発生する気流（air stream）は、機外に送るか又は前部エンジンベイ体積内に導入することができる。このため、この気流は、機械部品及び電気部品の冷却目的に又は電気エンジンなどの他の補助装置のために使用することができる。

他の好ましい一実施形態によれば、二次取入口は少なくとも１つの前部胴体カウリングと境界層セパレータ（boundary layer separator）との間に設けられ、境界層セパレータは、最大胴体幅の＋０．００４倍〜＋０．０１５倍の範囲から選択される所定のセパレータ・オフセット分だけ少なくとも１つの前部胴体カウリングから間隔をおいて配置され、所定のセパレータ・オフセットは好ましくは最大幅の＋０．００５倍を含む。

好ましくは、少なくとも部分的に漏斗形のエアダクトは少なくとも１つの後部胴体カウリングの領域において開口部を含み、開口部は少なくとも１つの後部胴体カウリングの上流に配置され、気流除去異物の通過を可能にするように適合している。従って、通気性エンジン保護具の閉塞は少なくとも本質的に回避することができ、従って、必要なメンテナンス及びクリーニング間隔を延長することができる。

添付図面に関連して以下の説明において例として本発明の好ましい諸実施形態について概説する。これらの添付図面では、同一の又は同一機能のコンポーネント及び要素は同一参照番号及び文字で示され、その結果として、以下の説明では１回しか説明しない。

本発明による少なくとも１つの空気吸入推進エンジン及び関連の動的空気取入口を備えたヘリコプタの側面図を示している。 図１のヘリコプタの平面図を示している。 図１の矢印ＩＩＩの方向から見た図１及び図２の空気吸入推進エンジン及び関連の動的空気取入口の簡略区分平面図を示している。 第１の実施形態による内部取入口スクープを備え、図３の矢印ＩＶの方向から見た図３の動的空気取入口の簡略区分側面図を示している。 可動型通気性エンジン保護具が閉位置にある図３の動的空気取入口の簡略区分平面図を示している。 可動型通気性エンジン保護具が開位置にある図５の動的空気取入口を示している。 異なる視角から図５の動的空気取入口を示している。 第１の実施形態による保護アクチュエータを備えた図５乃至図７の可動型通気性エンジン保護具の斜視図を示している。 第２の実施形態による保護アクチュエータを備えた図５乃至図７の可動型通気性エンジン保護具の斜視図を示している。 第３の実施形態による保護アクチュエータを備えた図５乃至図７の可動型通気性エンジン保護具の斜視図を示している。 二次取入口を備えた図３の動的空気取入口を示している。 第１の実施形態による定置型通気性エンジン保護具を備えた図３の動的空気取入口を示している。 第２の実施形態による定置型通気性エンジン保護具を備えた図３の動的空気取入口を示している。 第２の実施形態による内部取入口スクープを備えた図３の動的空気取入口の簡略区分側面図を示している。 保護モードの図３の動的空気取入口の簡略版を備えた図１及び図２の空気吸入推進エンジンの簡略区分平面図を示している。 バイパス・モードの図１５の配置の簡略区分平面図を示している。

図１は胴体２を備えた航空機１を示している。一態様によれば、航空機１は発動システム８を装備している。好ましくは、この発動システム８は、関連のガス排気装置（gas exhaust）１０を備えた少なくとも１つの空気吸入推進エンジン８ａを含む。少なくとも１つの空気吸入推進エンジン８ａは、好ましくは、少なくとも１つの関連の動的空気取入口９により吸気流（図１３の１４）が供給される。この少なくとも１つの動的空気取入口９は、例示的に、ヘリコプタ１のメインギアボックス７の領域内に、特にメインギアボックス７のわずかに下流に設けられるが、代わって、胴体２上のその他の位置に特定用途向けに位置決めすることもできる。

例として、航空機１は回転翼航空機として、詳細にはヘリコプタとして示されている。従って、単純かつ明瞭にするために、航空機１は以下「ヘリコプタ１」とも呼ばれる。しかし、本発明はヘリコプタに限定されず、その他の回転翼航空機並びにその特定の構成とは無関係に１つ以上の空気吸入推進エンジンを装備する航空機全般に同様に適用できることに留意されたい。

例示的に、ヘリコプタ１の胴体２は着陸装置（landing gear）６に接続され、尾部支材（tail boom）２ａ及び機室（cabin）２ｂを規定する。ヘリコプタ１は、運転中に揚力及び前進又は後退推力を提供するために少なくとも１つの多羽根回転翼（multi-blade rotor）１ａを更に含む。少なくとも１つの多羽根回転翼１ａは、関連のロータ軸（rotor axis）を中心にしてヘリコプタ１の作動中に回転する、関連の回転翼取り付け部（rotor head）１ｆで回転翼シャフト（rotor shaft）１ｇに装着される複数の回転翼羽根（rotor blade）１ｂ、１ｃ（並びに図２の１ｄ、１ｅ）を含む。

例として、ヘリコプタ１は、運転中に逆トルクを提供するように、即ち、偏揺れに関してヘリコプタ１のバランスを取るために少なくとも１つの多羽根回転翼１ａの回転によって引き起こされたトルクに逆らうように構成された少なくとも１つの優先的シュラウド付き逆トルク装置（counter-torque device）３を更に含む。少なくとも１つの逆トルク装置３は、例示的に、好ましくはバンパ４と尾翼（tail wing）５ａとフィン５を更に含む尾部支材２ａの機尾セクションに設けられる。尾翼５ａは、好ましくはその傾斜を調節可能であり、従って、水平安定板の機能を追い越す可能性がある。代わって又は加えて、ヘリコプタ１には適切な水平安定板が設けられる。

図２は、本発明の発動システム８と、少なくとも１つの多羽根回転翼１ａの２つの追加の回転翼羽根１ｄ、１ｅとを備えた図１のヘリコプタ１を示している。一態様によれば、発動システム８は、それぞれに関連の動的空気取入口９が設けられ、好ましくは少なくとも所定の製作公差内で同様に構築される２つの空気吸入推進エンジン８ａを含む。これらの２つの空気吸入推進エンジン８ａの領域では、ヘリコプタ１の最大胴体幅ＡＷを測定又は決定することができる。

２つの空気吸入推進エンジン８ａは例示的にヘリコプタ１上のかなり側方に位置することに留意されたい。しかし、これらのエンジンは代わって、例えば、ヘリコプタ１のより中心寄りの最上部領域などのその他の位置に位置することもできる。

図３は、図１及び図２の発動システム８の単一の空気吸入推進エンジン８ａを示しており、これは最大胴体幅ＡＷを有する図１及び図２のヘリコプタ１の胴体２に収容されている。単一の空気吸入推進エンジン８ａは、図１及び図２による単一の動的空気取入口９及び単一のガス排気装置１０に関連付けられる。以下の説明では、図１及び図２の２つの空気吸入推進エンジン８ａのそれぞれについて代表的なものとして、単一の動的空気取入口９及び単一のガス排気装置１０を備えたこの単一の空気吸入推進エンジン８ａの模範的な構成について説明する。

空気吸入推進エンジン８ａは、簡潔にするために以下「エンジンプレナム８ｂ」とも呼ばれ、提供された空気／燃料混合気を燃焼するためにそれを通って吸気が燃焼室に供給される、エンジン一体型エア・インレット８ｂを含む任意の推進エンジンとして構成することができる。換言すれば、空気吸入推進エンジン８ａは、例えば、任意の既知のガスタービンエンジン、ガス推進式エンジン、ディーゼルエンジンなどによって実現することができる。例示的に、空気吸入推進エンジン８ａは、エンジン一体型ガス排気装置８ｃを含み、縦軸８ｄ及び横軸８ｅを規定する。

横軸８ｅは縦軸８ｄに対して垂直であり、図２のもう一方の空気吸入推進エンジン８ａの対応する横軸と同軸であることに留意されたい。従って、横軸８ｅは本発明の文脈では「水平軸８ｅ」とも呼ばれる。

一態様によれば、空気吸入推進エンジン８ａは、胴体２の少なくとも１つの前部胴体カウリング１２ａ及び少なくとも１つの後部胴体カウリング１２ｂによって少なくとも部分的に覆われている。例示的に、単一の前部胴体カウリング１２ａは、おおよそエンジンプレナム８ｂまで空気吸入推進エンジン８ａの前部部分を覆い、単一の後部胴体カウリング１２ｂは、おおよそエンジンプレナム８ｂから空気吸入推進エンジン８ａの後部部分を覆う。

後部胴体カウリング１２ｂは好ましくはガス排気ダクト１０ａと接続されたガス排気装置１０を収容し、この排気ダクトは、単純かつ明瞭にするために、以下「排気ノズル１０ａ」とも呼ばれる。この排気ノズル１０ａは、作動中の空気吸入推進エンジン８ａによって生成された高温ガス流１０ｂを、後者からガス排気装置１０を介して胴体２の外側にダクトで送るために適合している。基礎をなす飛行モード次第で、高温ガス流１０ｂは、例えば後退飛行モードでは矢印１０ｄで示されているように動的空気取入口９の方向に流れ、例えば前進飛行モードでは矢印１０ｃで示されているように反対方向に流れることになる。動的空気取入口９に向かって流れる高温ガス流１０ｄは、潜在的に、矢印１０ｅによって示されているように動的空気取入口９内に再吸い込みされる可能性がある。

一態様によれば、前部及び後部胴体カウリング１２ａ、１２ｂは動的空気取入口９を規定する。より具体的には、前部及び後部胴体カウリング１２ａ、１２ｂは好ましくは、縦軸８ｄに対して横向きの方向に、即ち、水平軸８ｅの方向に、所定のカウリング・オフセットＷ分だけ互いに間隔をおいて配置されている。従って、内部ダクト表面１１ａ及び外部ダクト表面１１ｂを備えた吸気ダクト９ａは、前部及び後部胴体カウリング１２ａ、１２ｂによって形成され、これは好ましくはエンジンプレナム８ｂに向かって少なくとも部分的に漏斗形である。それを通って吸気流１４が作動中の空気吸入推進エンジン８ａに、より具体的にはエンジンプレナム８ｂに供給されるこの吸気ダクト９ａは、水平軸８ｅの方向に所定のカウリング・オフセットＷに対応する幅を有する。

所定のカウリング・オフセットＷは、最大胴体幅ＡＷの＋０．０２５倍〜＋０．５倍の範囲から優先的に選択される。好ましくは、所定のカウリング・オフセットＷは最大胴体幅ＡＷの＋０．２倍に達する。

一態様によれば、動的空気取入口９には、浄化された吸気流１４ａが関連の保護モードでエンジンプレナム８ｂに供給されるように、エンジンプレナム８ｂの上流で吸気流１４を浄化するように適合している１つ以上の、例示的には１つのみの、通気性エンジン保護具１３が設けられる。通気性エンジン保護具１３は、少なくとも異物（図１１の２９）に対して動的空気取入口９を優先的に保護する。

好ましくは、通気性エンジン保護具１３は、本質的に平らな又は平面の空気浄化表面を有する篩様の空気浄化要素によって規定される。「本質的に平らな又は平面の」という用語は本発明の文脈では、図７に関連して以下により詳細に説明するように、１つの寸法又は方向において少なくともほぼ直線であり、他の寸法又は方向において、例えば、湾曲することができる、２次元の形を指すことに留意されたい。代わって、少なくとも１つの通気性エンジン保護具１３は、湾曲した、ねじれた、及び／又は不連続の空気浄化表面を規定する。その他の変形例では、少なくとも１つの通気性エンジン保護具１３は、２つ以上の異なる形状を組み合わせた、即ち、部分的に平面で部分的に湾曲しているか、又は部分的にねじれていて部分的に不連続であるなどの空気浄化表面を有する。例として、その他の可能な変形例すべてについて代表的なものとして、湾曲した通気性エンジン保護具１３ａも示されている。

例として、通気性エンジン保護具１３はフィルタマットを備えたインレットバリアフィルタを含む。しかし、本発明は、このようなインレットバリアフィルタに限定されず、異物損傷側溝、粒子分離装置、防除氷グリッドなどによって同様に実現することもできる。更に、このような要素のうちの２つ以上の組み合わせも実現することができる。例えば、異物損傷側溝はインレットバリアフィルタなどと組み合わせることができる。

通気性エンジン保護具１３は好ましくは所定の保護傾斜角αで動的空気取入口９内の前部胴体カウリング１２ａに対して横向きに配置されている。この所定の保護傾斜角αは、＋１°〜＋１００°の範囲から優先的に選択される。好ましくは、前部胴体カウリング１２ａと通気性エンジン保護具１３との間の所定の保護傾斜角αは＋１５°に達する。

一態様によれば、動的空気取入口９は、エンジンプレナム８ｂとは反対の方向に後部胴体カウリング１２ｂから延びる外部取入口カバー１６を含む。この外部取入口カバー１６は好ましくは吸気ダクト９ａの外部スクープを規定する。

より具体的には、外部取入口カバー１６は好ましくは、通気性エンジン保護具１３の保護モードにおいて、通気性エンジン保護具１３の保護前縁１５ａの下流かつ通気性エンジン保護具１３の保護後縁１５ｂの上流に優先的に配置されているカバー前縁１６ａを規定する。保護前縁１５ａは関連の保護モードにおいて前部胴体カウリング１２ａに優先的に配置され、保護後縁１５ｂは後部胴体カウリング１２ｂに優先的に配置される。

好ましくは、外部取入口カバー１６のカバー前縁１６ａは、所定の縦方向カバー・オフセットＯ１分だけ、空気吸入推進エンジン８ａの縦軸８ｄに対して平行な方向に通気性エンジン保護具１３の保護後縁１５ｂから間隔をおいて配置されている。この所定の縦方向カバー・オフセットＯ１は、最大胴体幅ＡＷの０倍〜＋１．２３倍の範囲から優先的に選択される。所定の縦方向カバー・オフセットＯ１は好ましくは最大胴体幅ＡＷの＋０．２３倍に達する。

更に、外部取入口カバー１６は好ましくは、所定の横方向カバー・オフセットＯ２分だけ、空気吸入推進エンジン８ａの縦軸８ｄに対して横向きの方向に、即ち、水平軸８ｅの方向に後部胴体カウリング１２ｂから突出している。この所定の横方向カバー・オフセットＯ２は最大胴体幅ＡＷの−０．１９倍〜＋１．０１倍の範囲から優先的に選択される。好ましくは、所定の横方向カバー・オフセットＯ２は最大胴体幅ＡＷの＋０．０１倍に達する。

図４は、図３の動的空気取入口９とともに、図３の吸気ダクト９ａの外部ダクト表面１１ｂを規定する後部胴体カウリング１２ｂを示している。動的空気取入口９は、その縦軸８ｄと、例示的に縦軸８ｄに対して垂直であり、図３の水平軸８ｅに対しても垂直である横軸８ｆとともに示されている。従って、横軸８ｆは本発明の文脈では「垂直軸８ｆ」とも呼ばれる。

一態様によれば、動的空気取入口９には、図５に関連して以下により詳細に説明するように、二次取入口２０が設けられ、例示的に上縁１５ｃと下縁１５ｄとを含む図４の通気性エンジン保護具１３が設けられる。上縁１５ｃは好ましくは、通気性エンジン保護具１３がヘリコプタ１上にぴったり合うように、所定の上縁傾斜角（図７のβ）だけ図１及び図２のヘリコプタ１の水平面（図７の２４ａ）に対して傾斜している。下縁１５ｄは好ましくは、通気性エンジン保護具１３がヘリコプタ１上にぴったり合うように、所定の下縁傾斜角（図７のγ）だけこの水平面（図７の２４ａ）に対して傾斜している。

所定の上縁傾斜角（図７のβ）は＋１５°〜＋１５５°の範囲から優先的に選択され、好ましくは＋４５°を含む。所定の下縁傾斜角（図７のγ）は−１４０°〜＋５５°の範囲から優先的に選択され、好ましくは＋１０°を含む。

一態様によれば、動的空気取入口９、詳細には吸気ダクト９ａは、直線の、湾曲した、ねじれた、及び／又は不連続の形状を有する少なくとも１つの内部取入口スクープを含む。好ましくは、吸気ダクト９ａは、内部機尾スクープ１９ａ、内部最下部スクープ１９ｂ、及び内部最上部スクープ１９ｃのうちの少なくとも１つを含む。しかし、１つ以上の内部取入口スクープの実現は好ましくは、図３の高温ガス流１０ｄ、１０ｅの再吸い込みに対して動的空気取入口９を保護するために図３の排気ノズル１０までの基礎をなす距離を増加するため、吸気流１４の所与の動圧を増加するため、図３のエンジンプレナム８ｂに入る吸気流１４の量を調節するため並びに動的空気取入口９の特定の領域内の質量流量を調節するため、及び／又は、これらの内部取入口スクープがホバリング及び低速飛行状態中に図３の空気吸入推進エンジン８ａの性能に干渉しないか又は否定的影響を及ぼさないようにするため、のその適格性に依存する。

好ましくは、内部取入口スクープは、近づく気流速度を低減し、図３のエンジンプレナム８ｂに入る静圧を増加するために特定の内部形状を含む。この特定の形状は優先的かつ基本的にディフューザであり、これは内部取入口スクープの断面に一体化されている。しかし、それぞれの実現された内部取入口スクープのそれぞれの構成並びにそれぞれの実現された内部取入口スクープを位置決めしなければならない吸気ダクト９ａ内の特定の位置は、特定用途向けに動的空気取入口９の開発中に決定しなければならないことに留意されたい。

より具体的には、この構成及び特定の位置は、ヘリコプタ設計全般の大幅な変動により全体として図１及び図２のヘリコプタ１の基礎をなす構成次第で変化する可能性がある。それぞれの実現された内部取入口スクープの基礎をなす構成及び特定の位置は、当業者にとって周知の設計事項であり、従って、以下の基本的な特性を除いて以下により詳細に説明しないことに更に留意されたい。

例として、吸気ダクト９ａは、所定の機尾傾斜角δで通気性エンジン保護具１３の保護下縁１５ｄに対して傾斜している内部機尾スクープ１９ａと、所定の最下部傾斜角ψで保護下縁１５ｄに対して傾斜している内部最下部スクープ１９ｂと、所定の最上部傾斜角φで通気性エンジン保護具１３の保護上縁１５ｃに対して傾斜している内部最上部スクープ１９ｃと、を含む。しかし、内部機尾スクープ１９ａ、内部最下部スクープ１９ｂ、及び内部最上部スクープ１９ｃのうちの１つのみ又は２つの実現が好ましい可能性があり、上記で説明したように、動的空気取入口９の開発中に決定しなければならない。

所定の最上部傾斜角φは、０°〜＋１８０°の範囲から優先的に選択され、好ましくは＋１０°を含む。所定の最下部傾斜角ψは、０°〜＋１８０°の範囲から優先的に選択され、好ましくは＋１０°を含む。所定の機尾傾斜角δは、＋５°〜＋１５０°から優先的に選択され、好ましくは＋８０°を含む。

好ましくは、所定の最上部傾斜角φ、所定の最下部傾斜角ψ、及び所定の機尾傾斜角δの特定の値は、内部機尾スクープ１９ａ、内部最下部スクープ１９ｂ、及び内部最上部スクープ１９ｃが依然として図１及び図２のヘリコプタ１のホバリングに有利であるように決定され、これは動的空気取入口９の性能上の主な問題である。従って、吸気ダクト９ａ内に内部機尾スクープ１９ａ、内部最下部スクープ１９ｂ、及び／又は内部最上部スクープ１９ｃを設けた後に使用可能な通気性エンジン保護具１３の配置のための開放表面は、肯定的影響を受けるはずであり、図１及び図２の多羽根主回転翼１ａの対応する回転翼吹き下ろし１７並びに図１及び図２のヘリコプタ１のホバリング又は低速飛行中の平穏な周囲空気（図５の１７ａ）を吸い込むために適したものでなければならない。

図５は、図３及び図４の動的空気取入口９とともに、通気性エンジン保護具１３が設けられている図３及び図４の吸気ダクト９ａの内部及び外部ダクト表面１１ａ、１１ｂを規定する前部及び後部胴体カウリング１２ａ、１２ｂを示している。一態様によれば、後者は、例示的に少なくとも１つのアクチュエーション・ロッド２２ｂにより少なくとも１つのアクチュエータ２２に接続されている構造フレーム１８を含む。

アクチュエータ２２は好ましくは、例示的に通気性エンジン保護具１３の後縁１５ｂに隣接して配置されている少なくとも１つの回転軸２１を中心にして回転方向２２ａに通気性エンジン保護具１３を旋回させるために適合している。従って、通気性エンジン保護具１３は少なくとも、通気性エンジン保護具１３が活動状態である保護モードに関連する例示されている閉位置と、図６に示されているように、吸気流１４が少なくとも部分的に未洗浄で図３のエンジンプレナム８ｂ内に流れるように通気性エンジン保護具１３が非活動状態であるバイパス・モードに関連する開位置との間で移動することができる。例示されている閉位置では、吸気流１４は通気性エンジン保護具１３を通過し、従って、浄化され、異物（図１１の２９）が除去され、その結果、浄化された吸気流１４ａが図３のエンジンプレナム８ｂに入る。

しかし、少なくとも１つの回転軸２１は必ずしも後縁１５に隣接して配置する必要はなく、代わって、例えば、通気性エンジン保護具の前縁１５ａに隣接して配置することができるか又は任意のその他の軸によって実現できることに留意されたい。更に、本発明は１つ以上の回転軸を中心にして通気性エンジン保護具１３を旋回させることに限定されないことに留意されたい。その代わりに、通気性エンジン保護具の転移のための直線及び／又は複合直線回転運動も企図されている。

図３に関連して上記したように、通気性エンジン保護具１３は好ましくは図３の所定の保護傾斜角αだけ吸気ダクト９ａ内で傾斜している。従って、通気性エンジン保護具１３の効果的な保護表面の有効長ＳＥは、ＳＬ＝ＳＥ／ｃｏｓαのように、ｔａｎαだけその実際の長さＳＬに対して増加することができる。換言すれば、通気性エンジン保護具１３の所与の実際の長さＳＬでは、吸気ダクト９ａ内の所定の保護傾斜角αを増加することにより、図３の排気ノズル１０までの基礎をなす距離を増加することができる。

好ましくは、内部及び外部ダクト表面１１ａ、１１ｂを備えた吸気ダクト９ａは、図１及び図２のヘリコプタ１のホバリング又は低速飛行中の吸気流１４及び平穏な周囲空気１７ａを空力的に最適化された方法で図３のエンジンプレナム８ｂ内に誘導するように規定される。従って、内部ダクト表面１１ａが所定の内部ダクト傾斜角μで前部胴体カウリング１２ａに対して優先的に傾斜しているか、及び／又は外部ダクト表面１１ｂが所定の外部ダクト傾斜角ρで後部胴体カウリング１２ｂに対して優先的に傾斜している。

所定の内部ダクト傾斜角μは、０°〜＋３５°の範囲から優先的に選択され、好ましくは＋５°を含む。所定の外部ダクト傾斜角ρは、−５°〜＋３５°の範囲から優先的に選択され、好ましくは＋５°を含む。

所定の内部ダクト傾斜角μ及び所定の外部ダクト傾斜角ρは好ましくは、吸気ダクト９ａによってディフューザ効果が得られるように、即ち、吸気流１４の内部速度が低減され、静圧が増加するように決定されることに留意されたい。これは、図３の空気吸入推進エンジン８ａの性能にとって少なくとも部分的に有利であり、取り付け損失全般並びに特定の領域内の境界層はがれの可能性を低下させるものである。

上述のディフューザ効果は、外部取入口カバー１６、詳細には外部ダクト表面１１ｂにディフューザ形状を与えることによって少なくとも部分的に得られる。後者は好ましくは後部胴体カウリング１２ｂの形状全体に相関するので、所定の外部ダクト傾斜角ρは負の値を有する可能性がある。

図４に関連して上記したように、動的空気取入口９は好ましくは、一態様によれば前部胴体カウリング１２ａ上に設けられた二次取入口２０を含む。この二次取入口２０は好ましくは、少なくとも動的空気取入口９に向かって前部胴体カウリング１２ａ上を流れる水及び／又は境界層の流れ２０ｂを吸い込むように適合している。二次取入口２０は好ましくは、未洗浄空気２０ｂを吸い込むように更に適合している。

一態様によれば、二次取入口２０は通気性エンジン保護具１３の前縁１５ａの上流の位置に配置される。より具体的には、二次取入口２０は好ましくは前部胴体カウリング１２ａと境界層セパレータ２０ａの間に設けられ、その境界層セパレータ２０ａは好ましくは所定のセパレータ・オフセットＯ３分だけ前部胴体カウリング１２ａから間隔をおいて配置されている。後者は、図２のヘリコプタ１の最大胴体幅ＡＷの＋０．００４倍〜＋０．０１５倍の範囲から優先的に選択され、好ましくはこの最大胴体幅ＡＷの＋０．００５倍を含む。

図６は、図３の空気吸入推進エンジン８ａ及び図５の動的空気取入口９とともに、図５の吸気ダクト９ａの内部及び外部ダクト表面１１ａ、１１ｂを規定する前部及び後部胴体カウリング１２ａ、１２ｂを示している。動的空気取入口９には、例示的にその開位置で示されている図５の通気性エンジン保護具１３が設けられている。

開位置では吸気流１４は浄化されない。このため、開放された通気性エンジン保護具１３は、バイパスとして使用され、動的空気取入口９の特性を改善する。更に、通気性エンジン保護具１３は好ましくは開位置では気密性ではなく、従って、漏れ空気２３は吸気ダクト９ａから開放された通気性エンジン保護具１３を通って図１及び図２の胴体２の外側に向かって流れることができる。従って、後者が適合している場合、これは潜在的に閉塞している通気性エンジン保護具１３を浄化するものである。

より具体的には、一態様によれば、通気性エンジン保護具１３は、その閉位置に対する関連の回転角度λだけ回転軸２１を中心にしてアクチュエータ２２によって回転し、その回転角度λは−９０°〜＋９０°の範囲内に優先的に含まれ、好ましくは＋１５°を含む。例示的に、関連の回転角度λは＋２２°を含み、通気性エンジン保護具１３のそれ以上の回転は外部取入口カバー１６によってブロックされる。最大達成可能回転角度λは外部取入口カバー１６によって規定され、通気性エンジン保護具１３は開放モードの時にそのカバーに当たるので、これらの角度値は変化する可能性があることに留意されたい。通気性エンジン保護具１３は必要な場合に更に外側に回転する可能性があるので、回転角度λは負になる可能性もある。

通気性エンジン保護具１３は前進飛行方向に逆らって回転するので、強い負荷がそれだけでなくその構造フレーム１８にも作用し、従って、アクチュエータ２２に作用することになる。このような負荷を低減するために、図４の内部取入口スクープ１９ａ、１９ｂ、１９ｃ及び／又は外部取入口カバー１６は、その開位置にある通気性エンジン保護具１３のための制限装置（limit stop）として作用し、このため、前進飛行運転中に発生する負荷及び応力を吸収することになる。

しかし、最大達成可能回転角度λは一般に図４の実現された内部取入口スクープ１９ａ、１９ｂ、１９ｃに依存し、前進飛行状態に十分なものになるように規定しなければならない吸気ダクト９ａの必要な正面取入口表面を空気吸入推進エンジン８ａに供給できることに留意されたい。しかし、回転角度λは前部及び後部胴体カウリング１２ａ、１２ｂの設計に強く依存するので、上記の値の範囲の上の方の値と下の方の値によって完全な１８０°の回転が可能になるであろう。

図７は、動的空気取入口９とともに、図３及び図４の吸気ダクト９ａ内に配置され、構造フレーム１８並びに上縁及び下縁１５ｃ、１５ｄを有する図３及び図４の通気性エンジン保護具１３を示している。図７は、アクチュエーション・ロッド２２ｂを備えたアクチュエータ２２と、吸気ダクト９ａ内の図５の回転軸２１の模範的な位置並びにその中でその閉位置にある通気性エンジン保護具１３の模範的な配置とを更に示している。

図４に関連して上記したように、上縁１５ｃは好ましくは所定の上縁傾斜角βだけ図１及び図２のヘリコプタ１の水平面２４ａに対して傾斜しており、下縁１５ｄは好ましくは所定の下縁傾斜角γだけこの水平面２４ａに対して傾斜している。水平面２４ａは図３の縦軸８ｄ及び図３の水平軸８ｅによって規定されるか又は張られる。

動的空気取入口９のおそらく傾斜している配置の例示のため、水平面２４ａに対して垂直な垂直面２４ｂも示されている。この垂直面２４ｂは図３の縦軸８ｄ及び図４の垂直軸８ｆによって規定されるか又は張られる。

図７は、通気性エンジン保護具１３の本質的に平らな又は平面の形状もより詳細に示している。より具体的には、通気性エンジン保護具１３は、縦軸８ｄの方向に見た時に直線形状を有し、従って、通気性エンジン保護具１３が垂直面２４ｂで湾曲している場合でも本質的に平ら又は平面であると見なされる。

図８は、構造フレーム１８を備えた図５の通気性エンジン保護具１３を示しており、その構造フレーム１８は、一態様によれば、少なくとも１つの出力カム（output cam）２６と、少なくとも１つの伝動軸（transmission shaft）２７と、少なくとも１つの入力カム（input cam）２５ａとを介して図５のアクチュエータ２２のアクチュエーション・ロッド２２ｂに接続されている。好ましくは、アクチュエータ２２は図１及び図２のヘリコプタ１の胴体２に装着される。

例示的に、構造フレーム１８は２つの出力カム２６に接続され、その出力カム２６は単一伝動軸２７に強固に装着され、次にその伝動軸２７は単一入力カム２５ａに強固に装着される。後者は、例えば、適切な球面軸受又は玉軸受により、アクチュエーション・ロッド２２ｂに回転可能に装着される。

作動中に、アクチュエーション・ロッド２２ｂは好ましくは、入力カム２５ａを押したり引いたりするために、アクチュエーション・ロッド移動方向２２ｃに直線的に移動する。例えば、入力カム２５ａが引かれた場合、その入力カム２５ａは関連の伝動軸回転軸２７ｂを中心にして回転方向２７ａに伝動軸２７ａを回転させる。従って、出力カム２６は、構造フレーム１８に逆らって回転方向２７ａに押され、後者を押し、その結果、通気性エンジン保護具１３は、例えば、図６の開位置になるように図５の回転軸２１を中心にして回転方向２２ａに回転する。上記の構成の通気性エンジン保護具１３をその閉位置に戻すために、アクチュエーション・ロッド２２ｂによって入力カム２５ａを押さなければならない。

図９は、構造フレーム１８を備えた図８の通気性エンジン保護具１３を示しており、その構造フレーム１８は単一伝動軸２７に強固に装着された２つの出力カム２６に接続され、次にその伝動軸２７は図８のアクチュエータ２２のアクチュエーション・ロッド２２ｂに回転可能に装着された単一入力カム２５ａに強固に装着される。しかし、図８とは対照的に、アクチュエータ２２はこの時点で構造フレーム１８に装着される。

図１０は、構造フレーム１８を備えた図５の通気性エンジン保護具１３を示しており、その構造フレーム１８は、一態様によれば、機械的支柱（mechanical strut）２８ｂ、２８ａによりベルクランク・レバー・メカニズム又は同様のメカニズムを介して図５のアクチュエータ２２のアクチュエーション・ロッド２２ｂに接続される。好ましくは、アクチュエータ２２は、図８の配置と同様に、図１及び図２のヘリコプタ１の胴体２に装着され、機械的支柱２８ａ、２８ｂ及びアクチュエーション・ロッド２２ｂは適切な蝶番により相互接続される。

作動中に、アクチュエーション・ロッド２２ｂは好ましくは、機械的支柱２８ａを押したり引いたりするために、アクチュエーション・ロッド移動方向２２ｃに直線的に移動する。例えば、機械的支柱２８ａが押された場合、その機械的支柱２８ａは図５の回転軸２１を中心にして回転方向２２ａに構造フレーム１８を回転させるために、機械的支柱２８ｂを方向２８ｃに押し、従って、例えば、図６の開位置になるように通気性エンジン保護具１３を押す。上記の構成の通気性エンジン保護具１３をその閉位置に戻すために、アクチュエーション・ロッド２２ｂによって機械的支柱２８ａを引かなければならない。

図１１は、空気吸入推進エンジン８ａとともに、図４の二次取入口２０が設けられた動的空気取入口９を規定する前部及び後部胴体カウリング１２ａ、１２ｂを含む図３の胴体２を示している。動的空気取入口９には、後縁１５ｂを有する図３の通気性エンジン保護具１３が設けられている。後部胴体カウリング１２ｂには、図３の外部取入口カバー１６が設けられている。

一態様によれば、その前縁１６ａを備えた外部取入口カバー１６は後部胴体カウリング１２ｂと同一平面上にある。好ましくは、外部取入口カバー１６及び／又は後部胴体カウリング１２ｂには開口部１６ｂが設けられ、その開口部１６ｂは、それぞれの構成次第で外部取入口カバー１６及び／又は後部胴体カウリング１２ｂの間に配置されたチャネル要素（channel element）を含むことができる。開口部１６ｂは例示的に通気性エンジン保護具１３の後縁１５ｂの上流の領域において吸気ダクト９ａ内に設けられる。好ましくは、開口部１６ｂは、好ましい排出方向２９ａに吸気流１４から除去しなければならない異物２９の通過を可能にするように適合している。

図１２は、空気吸入推進エンジン８ａとともに、図３の動的空気取入口９を規定する前部及び後部胴体カウリング１２ａ、１２ｂを含む図３の胴体２を示している。後者には、後縁１５ｂを有する図３の通気性エンジン保護具１３が設けられている。後部胴体カウリング１２ｂには、前縁１６ａを有する図３の外部取入口カバー１６が設けられている。一態様によれば、通気性エンジン保護具１３の後縁１５ｂは、外部取入口カバー１６の前縁１６ａに配置されるか又は少なくともそれに近接して配置される。

図１３は、空気吸入推進エンジン８ａとともに、前部及び後部胴体カウリング１２ａ、１２ｂを含む図３の胴体２を示しており、図３の動的空気取入口９の通気性エンジン保護具１３を更に示している。一態様によれば、前部胴体カウリング１２ａは後部胴体カウリング１２ｂと同一平面上にあり、通気性エンジン保護具１３は前部及び後部胴体カウリング１２ａ、１２ｂの両方と同一平面上にある。この場合、外部取入口カバー１６は動的空気取入口９の外部スクープを規定する。

図１４は、内部機尾スクープ１９ａ、内部最下部スクープ１９ｂ、及び内部最上部スクープ１９ｃを備えた図４の動的空気取入口９を示している。一態様によれば、これらのスクープ１９ａ、１９ｂ、１９ｃには非直線の前縁、例示的には湾曲した前縁が設けられる。しかし、その他の形状も企図されていることに留意されたい。

図１５は、空気吸入推進エンジン８ａとともに、前部及び後部胴体カウリング１２ａ、１２ｂを含む図１３の胴体２を示しており、図１３の動的空気取入口９の通気性エンジン保護具１３を更に示している。通気性エンジン保護具１３は図５のアクチュエータ２２により作動可能であり、前部胴体カウリング１２ａは後部胴体カウリング１２ｂと同一平面上にあり、通気性エンジン保護具１３はその閉位置にあり、即ち、保護モードであり、前部及び後部胴体カウリング１２ａ、１２ｂの両方と同一平面上にある。この構成では、横向きに通過する気流３０が空気吸入推進エンジン８ａ内に吸い込まれる。

図１６は図１５の配置を示しており、通気性エンジン保護具１３はアクチュエータ２２によってその開位置に移動している。従って、通気性エンジン保護具１３はバイパス・モードであり、吸気流１４が未洗浄で空気吸入推進エンジン８ａに入る。しかし、このモードでは、図６に関連して上記で説明したように、横向きに通過する気流３０によって通気性エンジン保護具１３を浄化することができる。

上記の諸実施形態に対する変更は当業者の常識の範囲内であり、従って、本発明の一部であると見なされることに留意されたい。より具体的には、動的空気取入口９の多様な構成が上記で記載されており、通気性エンジン保護具１３は作動可能又は作動不能にすることができ、多様な方法で配置することができる。しかし、これらの構成及び配置はいずれも、所与の航空機について実現しなければならない動的空気取入口の基礎をなす特性次第で、特定用途向けに当業者によって変更することができ、変更しなければならないものである。

１ 航空機
１ａ 多羽根主回転翼
１ｂ、１ｃ、１ｄ、１ｅ 回転翼羽根
１ｆ 回転翼取り付け部
１ｇ 回転翼シャフト
２ 胴体
２ａ 尾部支材
２ｂ 機室
３ 逆トルク装置
４ バンパ
５ フィン
５ａ 尾翼
６ 着陸装置
７ メインギアボックス
８ 発動システム
８ａ 空気吸入推進エンジン
８ｂ エンジン一体型エア・インレット（プレナム）
８ｃ エンジン一体型ガス排気装置
８ｄ 推進エンジン縦軸
８ｅ 水平推進エンジン横軸
８ｆ 垂直推進エンジン横軸
９ 空気取入口
９ａ 吸気ダクト
１０ ガス排気装置
１０ａ ガス排気ダクト（排気ノズル）
１０ｂ 高温排出ガス流
１０ｃ 前進飛行排出ガス流方向
１０ｄ 後退飛行排出ガス流方向
１０ｅ 排出ガス再吸い込み方向
１１ａ 空気取入口内部ダクト表面
１１ｂ 空気取入口外部ダクト表面
１２ａ 前部胴体カウリング
１２ｂ 後部胴体カウリング
１３ 通気性エンジン保護具
１３ａ 通気性エンジン保護具変形例
１４ 吸気流
１４ａ 浄化された吸気流
１５ａ 保護前縁
１５ｂ 保護後縁
１５ｃ 保護上縁
１５ｄ 保護下縁
１６ 外部取入口カバー
１６ａ 外部取入口カバー前縁
１６ｂ 外部取入口カバー開口部
１７ 回転翼吹き下ろし
１７ａ 周囲吸気流
１８ 保護構造フレーム
１９ａ 空気取入口機尾スクープ
１９ｂ 空気取入口最下部スクープ
１９ｃ 空気取入口最上部スクープ
２０ 二次取入口
２０ａ 境界層セパレータ
２０ｂ 空気及び／又は水の流れ及び／又は境界層
２１ 保護回転軸
２２ 保護アクチュエータ
２２ａ 保護回転方向
２２ｂ アクチュエーション・ロッド
２２ｃ アクチュエーション・ロッド移動方向
２３ 漏れ空気
２４ａ 水平面
２４ｂ 垂直面
２５ａ 入力カム
２６ 出力カム
２７ 伝動軸
２７ａ 伝動軸回転方向
２７ｂ 伝動軸回転軸
２８ａ、２８ｂ 機械的支柱
２８ｃ 機械的支柱移動方向
２９ 異物
２９ａ 異物排出方向
３０ 横向きに通過する気流
α 保護具の傾斜角
β 保護上縁の終了角度
γ 保護下縁の開始角度
δ 空気取入口機尾スクープの傾斜角
ψ 空気取入口最下部スクープの傾斜角
φ 空気取入口最上部スクープの傾斜角
ρ 空気取入口外部ダクトの傾斜角
μ 空気取入口内部ダクトの傾斜角
λ 保護具の回転角度
ＡＷ 航空機幅
Ｗ 取入口幅
Ｏ１ 縦方向カバー・オフセット
Ｏ２ 横方向カバー・オフセット
Ｏ３ 境界層セパレータ・オフセット
ＳＥ 保護範囲
ＳＬ 保護具長

Claims (13)

1. 少なくとも１つの空気吸入推進エンジン（８ａ）を収容する胴体（２）を備えた航空機（１）であって、
   前記胴体（２）が、前記少なくとも１つの空気吸入推進エンジン（８ａ）の領域内で決定された最大胴体幅（ＡＷ）を有し、それぞれが少なくとも部分的に前記少なくとも１つの空気吸入推進エンジン（８ａ）を覆っている少なくとも１つの前部胴体カウリング（１２ａ）と少なくとも１つの後部胴体カウリング（１２ｂ）とを含み、
   前記少なくとも１つの前部及び後部胴体カウリング（１２ａ、１２ｂ）が、それを通って吸気流（１４）が作動中の前記少なくとも１つの空気吸入推進エンジン（８ａ）に供給される動的空気取入口（９）を規定するために、前記少なくとも１つの空気吸入推進エンジン（８ａ）の縦軸（８ｄ）に対して横向きの方向に所定のカウリング・オフセット（Ｗ）分だけ互いに間隔をおいて配置され、
   前記動的空気取入口（９）が、エンジン一体型エア・インレット（８ｂ）に向かう少なくとも部分的に漏斗形のエアダクト（９ａ）を規定し、関連の保護モードにおいて前記エンジン一体型エア・インレット（８ｂ）の上流の前記吸気流（１４）を浄化するように適合している少なくとも１つの通気性エンジン保護具（１３）が設けられ、
   前記少なくとも１つの通気性エンジン保護具（１３）が、所定の保護傾斜角（α）で前記少なくとも１つの前部胴体カウリング（１２ａ）に対して横向きに配置されており、
   前記動的空気取入口（９）が、前記エンジン一体型エア・インレット（８ｂ）とは反対の方向に前記少なくとも１つの後部胴体カウリング（１２ｂ）から延びる外部取入口カバー（１６）を含み、
   前記外部取入口カバー（１６）が、前記少なくとも部分的に漏斗形のエアダクト（９ａ）の外部スクープを規定するとともに、カバー前縁（１６ａ）を規定し、
   前記少なくとも１つの通気性エンジン保護具（１３）が、保護前縁（１５ａ）及び保護後縁（１５ｂ）を規定し、
   前記保護前縁（１５ａ）が、前記関連の保護モードにおいて前記少なくとも１つの前部胴体カウリング（１２ａ）における前記カバー前縁（１６ａ）の上流に配置され、
   前記保護後縁（１５ｂ）が、前記関連の保護モードにおいて前記少なくとも１つの後部胴体カウリング（１２ａ）における前記カバー前縁（１６ａ）の下流に配置される、航空機（１）。
2. 前記所定のカウリング・オフセット（Ｗ）が、前記最大胴体幅（ＡＷ）の＋０．０２５倍〜＋０．５倍の範囲から選択される、請求項１記載の航空機（１）。
3. 前記所定の保護傾斜角（α）が、＋１°〜＋１００°の範囲から選択される、請求項１記載の航空機（１）。
4. 前記外部取入口カバー（１６）が、所定の横方向カバー・オフセット（Ｏ２）分だけ、前記少なくとも１つの空気吸入推進エンジン（８ａ）の前記縦軸（８ｄ）に対して横向きの方向に前記少なくとも１つの後部胴体カウリング（１２ｂ）から突出し、
   前記所定の横方向カバー・オフセット（Ｏ２）が、前記最大胴体幅（ＡＷ）の−０．１９倍〜＋１．０１倍の範囲から選択される、請求項１記載の航空機（１）。
5. 前記外部取入口カバー（１６）の前記カバー前縁（１６ａ）が、所定の縦方向カバー・オフセット（Ｏ１）分だけ、前記少なくとも１つの空気吸入推進エンジン（８ａ）の前記縦軸（８ｄ）に対して平行な方向に前記少なくとも１つの通気性エンジン保護具（１３）の前記保護後縁（１５ｂ）から間隔をおいて配置され、
   前記所定の縦方向カバー・オフセット（Ｏ１）が、前記最大胴体幅（ＡＷ）の０倍〜＋１．２３倍の範囲から選択される、請求項１記載の航空機（１）。
6. 前記少なくとも部分的に漏斗形のエアダクト（９ａ）が、直線の、湾曲した、ねじれた、又は不連続の形状を備えた少なくとも１つの内部取入口スクープ（１９ａ、１９ｂ、１９ｃ）を含む、請求項１記載の航空機（１）。
7. 前記少なくとも１つの内部取入口スクープ（１９ａ、１９ｂ、１９ｃ）が、所定の最上部傾斜角（φ）で前記少なくとも１つの通気性エンジン保護具（１３）の保護上縁（１５ｃ）に対して傾斜している内部最上部スクープ（１９ｃ）と、所定の最下部傾斜角（ψ）で前記少なくとも１つの通気性エンジン保護具（１３）の保護下縁（１５ｄ）に対して傾斜している内部最下部スクープ（１９ｂ）と、所定の機尾傾斜角（δ）で前記少なくとも１つの通気性エンジン保護具（１３）の保護下縁（１５ｄ）に対して傾斜している内部機尾スクープ（１９ａ）と、のうちの少なくとも１つを含み、
   前記所定の最上部傾斜角（φ）が、０°〜＋１８０°の範囲から選択され、
   前記所定の最下部傾斜角（ψ）が、０°〜＋１８０°の範囲から選択され、
   前記所定の機尾傾斜角（δ）が、＋５°〜＋１５０°の範囲から選択される、請求項６記載の航空機（１）。
8. 前記少なくとも１つの通気性エンジン保護具（１３）が、上縁（１５ｃ）と下縁（１５ｄ）とを含み、
   前記上縁（１５ｃ）が、＋１５°〜＋１５５°の範囲から選択される所定の上縁傾斜角（β）だけ前記航空機（１）の水平面（２４ａ）に対して傾斜しており、
   前記下縁（１５ｄ）が、−１４０°〜＋５５°の範囲から選択される所定の下縁傾斜角（γ）だけ前記航空機（１）の前記水平面（２４ａ）に対して傾斜している、請求項１記載の航空機（１）。
9. 前記少なくとも部分的に漏斗形のエアダクト（９ａ）の内部ダクト表面（１１ａ）が、所定の内部ダクト傾斜角（μ）で前記少なくとも１つの前部胴体カウリング（１２ａ）に対して傾斜しており、
   前記所定の内部ダクト傾斜角（μ）が、０°〜＋３５°の範囲から選択される、請求項１記載の航空機（１）。
10. 前記少なくとも部分的に漏斗形のエアダクト（９ａ）の外部ダクト表面（１１ｂ）が、所定の外部ダクト傾斜角（ρ）で前記少なくとも１つの後部胴体カウリング（１２ｂ）に対して傾斜しており、
    前記所定の外部ダクト傾斜角（ρ）が、−５°〜＋３５°の範囲から選択される、請求項１記載の航空機（１）。
11. 少なくとも１つの保護アクチュエータ（２２）が、前記関連の保護モードに関連する閉位置と、前記吸気流（１４）が少なくとも部分的に洗浄されずに前記エンジン一体型エア・インレット（８ｂ）内に流れるバイパス・モードに関連する開位置と、の間で前記少なくとも１つの通気性エンジン保護具（１３）を移動するために設けられる、請求項１記載の航空機（１）。
12. 前記動的空気取入口（９）が、前記少なくとも１つの前部胴体カウリング（１２ａ）上に設けられた二次取入口（２０）を含み、
    前記二次取入口（２０）が、少なくとも、前記動的空気取入口（９）に向かって前記少なくとも１つの前部胴体カウリング（１２ａ）上を流れる水（２０ｂ）及び／又は境界層を吸い込むように、及び／又は、未洗浄空気（２０ｂ）を吸い込むように、適合している、請求項１記載の航空機（１）。
13. 前記二次取入口（２０）が、前記少なくとも１つの前部胴体カウリング（１２ａ）と境界層セパレータ（２０ａ）との間に設けられ、
    前記境界層セパレータ（２０ａ）が、前記最大胴体幅（ＡＷ）の＋０．００４倍〜＋０．０１５倍の範囲から選択される所定のセパレータ・オフセット（Ｏ３）分だけ前記少なくとも１つの前部胴体カウリング（１２ａ）から間隔をおいて配置される、請求項１２記載の航空機（１）。
    

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