JP6214851B2 - 航空機の騒音低減のための方法および装置 - Google Patents

Description

本開示は、概して航空機の構成に関し、より詳細には、航空機の騒音を低減するように航空機のエンジンを配置するための機構に関する。

燃料価格の上昇および炭素税といったますます厳しさを増す環境規制により、燃料効率が向上し、かつ、炭素消費量が低減した航空機の推進システムの開発が進められている。燃料効率の向上をもたらすとして知られているある推進システムまたは推進器構成として、オープンファン推進器がある。オープンファン推進器は、以下のことを除いて、民間航空機において一般に用いられているダクテッドターボファンエンジンと同様に構成されていてもよい。すなわち、エンジンナセルの内部に位置する１つ以上のファンを含むダクテッドターボファンエンジンとは対照的に、オープンファン推進器は、エンジンナセルの前部または外部に位置する互いに逆回転のローターを含んでいてもよい。

オープンファン推進器に付随する欠点の１つは、それらが大きい騒音を出すことである。研究によると、オープンファン推進器は、空港周辺の地域社会に悪影響を及ぼすであろう許容しがたい高レベルの騒音を発生することが分かっている。これに加えて、オープンファン推進器の高い騒音レベルは、航空機の急上昇中の航空機飛行経路の下に位置する地域社会に影響を及ぼしかねない。さらに、オープンファン推進器を有する航空機は、連邦航空局（ＦＡＡ）および国際民間航空機関（ＩＣＡＯ）といった管理機関により課されるますます厳しい騒音要件に従うこととなる。例えば、ＦＡＡは、ＩＣＡＯと整合した、離着陸中に航空機が発生する可能性のある騒音量を制限する騒音証明規制を施行している。

騒音証明について、ＦＡＡは、離陸騒音および着陸騒音を測定して、そのような騒音が規定値を下回っていることを証明するよう求めている。離陸騒音は、側方騒音および低空飛行騒音を含む。側方騒音は、航空機の離陸中に滑走路の中心線から所定の側方距離だけ離れて測定される。低空飛行騒音は、航空機が測定位置の上方を飛行する際に、飛行経路の下の滑走路下流末端から所定の距離だけ離れて測定される。着陸について、ＦＡＡは、航空機が滑走路末端に進入する際に、航空機のグライドスロープの下方の位置から測定される進入騒音の測定を求めている。しかしながら、進入騒音は、概して、着陸装置および翼フラップといった機体の構成部品の上方および周囲を流れる空気の影響だけではないが、その結果として生じる。エンジン騒音は、進入中の航空機エンジンの出力設定が比較的低いことにより航空機の累積進入騒音に相当する部分を占めている。

側方および低空飛行騒音を低減しようとして、オープンファン推進器に適用可能なエンジンレベル騒音低減技術を特定するための研究が行なわれてきた。特定されたエンジン技術は、主として、オープンファン推進器の互いに逆回転の前部ローターと後部ローターとの推進器構成および機構に関していた。例えば、ある騒音低減技術は、前部ローターと後部ローターとの間の間隔を増大させることを提案している。他の騒音低減技術は、ローターブレード円盤のうちの１つの直径全体を減じるためにブレードの縁を切り落とすこと、および、ローターから生じるブレード騒音を緩和するためにブレード形状および構成を変えることを含む。あいにく、騒音低減技術の各々は、オープンファン推進器の推力および燃料効率の低下という結果も生み出す。

理解できるように、当該技術分野において、オープンファン推進器によりもたらされる燃料効率の恩恵を維持しつつ、オープンファン航空機により発生される騒音を低減するための航空機機構が必要である。航空機上に非空力表面を導入することなく、かつ、騒音妨害目的で既存の空力表面の大きさまたは量を増大することなく、騒音の低減を達成することが理想的である。

オープンファン推進器に付随する上記必要性は、一実施形態において、胴体と、翼と、少なくとも１つの推進器とを含む航空機のための機構を提供する本開示により対処および緩和される。翼は、翼上側表面、後桁および翼後縁を含む構成部品を有する。推進器は、１つ以上のローターを含み、かつ、ローター直径とブレードが回りを回転するローター軸とを定める少なくとも１つのオープンファンを含む。好ましくは、推進器は、長手方向においては、ローター軸と一致する垂直面により定められた翼弦線に沿って測定した後桁と翼後縁との間に１つ以上のローターが位置するように装着されていてもよい。ローターは、垂直方向においては、ローター直径の最低点が翼上側表面の上方に存在するように位置していてもよい。

さらなる実施形態において、概ね管状の胴体と、翼端、翼上側表面、後桁および翼後縁を有する翼と、を含むオープンファン航空機の遮音のための機構が開示されている。上記機構は、ローター直径およびローター軸を定める互いに逆回転の前部および後部ローターを有し、かつ、ブレードが回りを旋回可能なブレードピッチ軸を各々が有する複数のローターブレードを含む推進器を含む。前部および後部ローターのブレードピッチ軸は、それらの間の中間点を定めていてもよい。推進器は、長手方向において、中間点が、ローター軸と一致する垂直面により定められた翼弦線に沿って測定された後桁と翼後縁との間に存在するように、ローターが位置するように装着されていてもよい。これに加えて、長手方向において、中間点が、翼が約１‐ｇの翼面荷重を受けて上向きに反っているときに翼端の最前点と最後点との間に存在するように、ローターが位置していてもよい。垂直方向において、ローター直径の最低点が翼上側表面の垂直方向上方に存在するように、ローターが位置していてもよい。

また、航空機の推進器により生じた騒音を減衰させる方法も開示されている。推進器は、ローター直径およびローター軸を有する少なくとも１つのオープンファンを含んでいてもよく。航空機は、翼上側表面、後桁および翼後縁を有する翼を含んでいてもよい。上記方法は、長手方向において、ローター軸と一致する垂直面により定められた翼弦線に沿って測定した後桁と翼後縁との間にローターを位置させる工程を含んでいてもよい。上記方法は、また、垂直方向において、ローター直径の最低点が翼上側表面の上方に存在するようにローターを位置させることを含んでいてもよい

さらなる実施形態において、航空機の推進器により生じた騒音を減衰させる方法であって、推進器が、ローター直径およびローター軸を定める互いに逆回転の前部および後部ローターを含む方法が開示されている。前部および後部ローターは、各々がブレードピッチ軸を有する複数のローターブレードを含んでいてもよい。前部および後部ローターのブレードピッチ軸は、それらの間の中間点を定めていてもよい。航空機は、翼端、後桁および翼後縁を有する翼を含んでいてもよい。上記方法は、ローター軸と一致する垂直面により定められた翼弦線に沿って測定した長手方向において後桁と翼後縁との間に中間点が存在するように、推進器を装着する工程を含んでいてもよい。上記方法は、また、翼が約１‐ｇの翼面荷重を受けて上向きに反っているときに長手方向において翼端の最前点と最後点との間に中間点を位置させる工程を含んでいてもよい。ローター直径の最低点は、翼上側表面の垂直方向上方に位置させてもよい。上記方法は、また、翼が約１‐ｇの翼面荷重を受けて上向きに反っているときにローター直径の最高点が翼端の下方に存在するように垂直方向において前部および後部ローターを位置させることを含んでいてもよい。

上で取り上げた特徴、機能および利点は、本開示のさまざまな実施形態において独立して達成可能であり、または、以下の説明および図面を参照してさらなる詳細が理解可能であるさらに他の実施形態において組み合わせてもよい。

本開示のこれらおよびその他の特徴は、全体を通して同様の番号が同様の部品を指す図面を参照するとより明らかになるだろう。

図１は、推進器の各々のローターのうちの少なくとも１つが、概ね翼の上方および／またはその後縁に隣接して位置するように装着された一対のオープンファン推進器を有する航空機の実施形態の機尾側斜視図である。 図２は、オープンファン推進器のアコースティックエミッションを表す横方向外向きに延びるベクトルを示し、かつ、約１‐ｇの翼面荷重を受けて反っている翼に突き当たってアコースティックエミッションが反射している様子、および、反っていない翼に対してアコースティックエミッションが反射していない様子をさらに示した航空機の正面図である。 図３は、約１‐ｇの翼面荷重を受けて上向きに反っているときの翼の機外側セクションによりもたらされるローターの遮音をもたらす航空機の実施形態を示した航空機の側面図である。 図４は、翼の後桁の概して機尾側の各推進器の前部ローターおよび後部ローターの位置を示し、かつ、航空機の実施形態における翼の機外側セクションと交差するアコースティックエミッション角度ベクトルをさらに示した航空機の平面図である。 図５は、図１の線５に沿った翼および推進器の拡大断面図であって、航空機の実施形態における前部ローターと後部ローターとのブレードピッチ軸間の中間点の位置を示した図である。 図６は、翼および推進器の拡大断面図であって、翼が自由流れに対して正の迎え角を有するように方向付けられているとき、上側翼表面の上方の局所的流れに対してローター軸の負の局所的迎え角をもたらす実施形態における推進器の装着を示した図である。 図７は、図３の線７に沿った航空機の部分切取断面平面図であって、ローターが航空機客室内の乗客用座席と概ね長手方向に並ばないように推進器を装着する実施形態を示した図である。 図８は、ローターが、後桁の長手方向機尾側に位置しており、かつ、翼が、アコースティックエミッション角度ベクトルが翼端の最前点と最後点との間の翼の機外側部と交差するように構成されている実施形態を示した航空機の平面図である。 図９は、推進式構成を有する推進器を示した航空機の平面図である。 図１０は、ターボファン構成を有する推進器を示した航空機の平面図である。 図１１は、ターボファンナセルの二次流出口が翼前縁より長手方向前方とはならないように装着されたターボファンを示した航空機の平面図である。 図１２は、航空機の実施形態におけるターボファンの垂直方向位置を示した航空機の正面図である。 図１３は、図１〜図５に示したように装着されたオープンファン推進器、および、図２に示したものと同様の反っていない形状の翼を有する航空機に対する騒音レベル減衰の等高線図である。 図１４は、図２に示したものと同様の反っている形状の翼を有する航空機に対する騒音レベル減衰の等高線図である。 図１５は、ローターが長手方向において後桁と後縁との間に位置する航空機に対する騒音レベル減衰の等高線図である。 図１６は、ローターの中間点が、長手方向において後桁と後縁との間に位置し、かつ、翼が、翼の機外側セクションが推進器により発せられる騒音の遮音をもたらすように後退角を有して構成されている航空機に対する騒音レベル減衰の等高線図である。 図１７は、航空機により発せられる騒音を減衰させる方法論において実施可能な１つ以上の動作を示したフローチャートである。

ここで、本開示の好適かつさまざまな実施形態を例示するために示されている図面を参照すると、図１には、オープンファン機構１１６において構成されている一対の推進器１００を有する航空機１０の機尾側斜視図が示されている。推進器１００は、翼３０を上向きに反らせ、かつ、湾曲させる約１‐ｇの翼面荷重４６を受けた航空機１０の翼３０の自然屈曲を利用するように、航空機１０の胴体１２および翼３０に対して配置されている。約１‐ｇの翼面荷重４６は、離陸中に始まってもよく、残りの飛行中概ね続いてもよい。なお、翼面荷重は、飛行中概ね変化してもよい。例えば、離陸中、翼面荷重は、上昇速度およびその他の要因に依存していてもよい。

翼３０の屈曲および翼３０の上向きの湾曲程度は、翼３０により支持される総質量、翼３０の剛性特徴およびその他の要因に依存していてもよい。ただし、一般的には、約１‐ｇの翼面荷重４６は、下に説明する翼の上反角２２８と任意に組み合わせて、推進器１００により発生する騒音に対する遮音をもたらすことが有利である翼３０の反った構成を生じてもよい。この点において、翼３０は、下でより詳細に説明する横方向における推進器騒音の反射遮音をもたらすことができる。さらに、翼３０は、下に説明するように概ね上向きまたは垂直方向、および、その他の方向における推進器騒音の反射遮音をもたらすことができる。

図２でもっともよく理解できるように、反っている翼４４の上向き湾曲は、翼３０の材料特性および構造に部分的に起因していることがある。例えば、翼３０は、少なくとも部分的に、限定はされないが炭素繊維により補強されたポリマー材料を含む繊維補強材料といった複合材料から形成されていてもよい。翼３０の複合構造は、従来の（例えば金属の）構造を有する翼によりもたらされる屈曲程度と比較して、荷重を受けた翼３０の屈曲および上向き湾曲の程度が比較的大きくなりやすいことがある。図２は、反っている翼４４の下方の想像線で示されている反っていない翼４２を基準として、約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて反っている翼４４の湾曲を示している。本開示において、約１‐ｇの翼面荷重４６は、上で触れたように離陸中および残りの飛行中に積載の航空機１０の質量を支持するにあたり、航空機１０の翼３０により発生する空力的揚力から生じる荷重を含んでいてもよい。この点において、ここで開示されている約１‐ｇの翼面荷重４６は、翼３０が晒される可能性のある突風荷重、操作荷重およびその他の荷重といった翼３０にかかる荷重は除外してもよい。

図１を参照すると、航空機１０は、民間輸送航空機１０として示されている。この点において、ここに開示されている推進器１００機構は、限定されることなくあらゆる航空機１０に適用してもよく、かつ、図示されている種類の民間航空機１０に限定されないことに注意すべきである。図１に示されているように、航空機１０は、航空機１０の前側端１４の機首１８および機尾側端１６の尾部２０を有する概ね楕円形、円筒形または管状の胴体１２を有していてもよい。尾部２０は、偏揺れ制御用の垂直安定板２２および方向舵２４と、縦揺れ制御用の水平安定板２６および昇降舵２８とに限定はされないがこれらを含む従来の空力表面を含んでいてもよい。Ｔ形の尾構成で図示されているが、尾部２０は、Ｖ形の尾構成、または、水平安定板２６および／または昇降舵２８が垂直安定板２２および／または方向舵２４の下側部分において胴体１２に隣接して装着されている従来の尾構成といったいかなる機構で提供されていてもよい。

引き続き図１を参照すると、航空機１０は、胴体１２の対向する側面から横方向外向きに延在している一対の翼３０を含んでいてもよい。航空機１０は、下でより詳細に説明するように、翼３０が胴体１２の下側部分において胴体１２に接合されていることにより、翼３０の概ね上方および／または機尾側に推進器１００を装着しやすくなっている低翼機構で提供されていてもよい。翼３０の各々は、翼上側表面４８と、翼下側表面５０と、翼前縁５２と、翼後縁５４とを有していてもよい。

図４を簡潔に参照すると、翼前縁５２および翼後縁５４は、空力安定性および制御目的のため、ならびに、下で説明する遮音目的のために（それぞれ参照番号２３０および２３２により示されている）適切な後退角を有していてもよい。例えば、翼後縁５４は、約０°〜−１５°の範囲の後退角２３２を有していてもよく、より好ましくは、約−５°〜−１０°の範囲の後退角２３２を有していてもよい。しかしながら、翼後縁５４は、いかなる適切な後退角２３２を有していてもよい。この点において、翼３０の後退角２３０、２３２は、下でより詳細に説明する推進器騒音の遮音を最大化するために推進器１００の長手方向位置に関して最適化されていてもよい。

翼３０の各々は、図４にもっともよく示されているように、胴体１２と推進器１００のローター軸１１４の横方向位置により定められる翼３０上の横方向位置との間に延在している翼３０の部分として定めることができる機内側６０セクションを含んでいてもよい。翼３０の機外側６２セクションは、ローター軸１１４の横方向位置と翼端３４との間に延在していてもよい。図１で分かるように、翼端３４の各々は、翼端装置４０または翼端処理を任意で含んでいてもよい。例えば、図１は、翼３０の各々の翼端３４に装着された傾斜した先端として翼端装置４０を示している。しかしながら、翼端装置４０は、翼端３４から概ね垂直方向上向きに延在していてもよい非平面ウィングレット構成を含め、限定されることなくあらゆる構成で提供されてもよい。翼端装置４０は、また、翼３０から省いてもよい。

図１を参照すると、推進器１００の各々は、胴体１２から外向きに延在しているパイロン１０２により航空機１０に装着されているものとして示されている。パイロン１０２は、図２においてもっともよく分かるように、胴体１２の上側部分から概ね横方向外向きに延在しているものとして示されている。これに加えて、図２は、パイロン１０２の各々が、胴体１２の上側部分から推進器１００に向かってわずかに下向きに傾斜しているものとして示している。さらに、パイロン１０２は、前進または後退角が付けられていてもよい。ただし、パイロン１０２は、推進器１００を装着するために適したいかなる向きおよび構成で提供されてもよく、図１〜図４に示されているように胴体１２から延在している単一のパイロン１０２に限定されない。例えば、推進器１００は、胴体１２のあらゆる位置から延在可能な複数のストラット（図示せず）により装着されていてもよい。またさらに、推進器１００は、翼３０から上向きかつ機尾側へ延在している１つ以上のパイロン１０２またはストラット（図示せず）により翼３０上で支持されていてもよいと考えられている。

なお、空力的抗力を最小化し、かつ、空力的抗力を不都合に増大させかねない比較的大型のパイロンから胴体にかけてのフェアリング（図示せず）の必要性をなくすために、パイロン１０２は、非空力的構成および／または比較的薄い断面形状を有するように提供されることが好ましい。より好ましくは、ここで開示されている航空機１０機構のパイロン１０２は、空力的抗力を最小化するために、比較的薄い断面形状を有するように、かつ／または、パイロン１０２と胴体１２との交点において比較的小さい半径のフィレット（図示せず）を有する胴体１２と一体化可能な揚力を発生しない構成を有するように提供される。しかしながら、パイロン１０２は、空力的恩恵をもたらす機構を含むあらゆる適切な機構を有するように提供することができることが分かっている。

図１を参照すると、推進器１００は、オープンファン機構１１６で示されている。例えば、図１は、各推進器１００を、ローター軸１１４（図４）の周りで回転可能な複数のブレード１２２を各々が有する一対の互いに逆回転、かつ、同軸に並べられた前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂを含むものとして示している。さらに、図１は、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂがコアケース１０４内に収容されているエンジンコア１０６の前方側に位置する牽引式機構１２０を有するように推進器１００を示している。あるいは、推進器１００は、下でより詳細に説明するように、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂがエンジンコア１０６の機尾側に位置している図９に示された推進式機構１１８を有するように構成してもよい。またさらに、推進器１００は、図１０〜図１２に示され、かつ、下で説明するようにターボファン１５０機構を有するように構成してもよい。

図２を参照すると、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂの最大直径として定められ、かつ、ブレード１２２の回転中にブレード先端１３０の最外点において測定される（参照番号１１３により示された）ローター直径を有する推進器１００を示している航空機１０の正面図が示されている。図２〜図９は、ローター直径１１３が等しい前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂを有する推進器１００を示しているが、本開示は、単一の（図示せず）ローターを有する推進器１００について検討している。２つのローター１１０を有する推進器について、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂは、ローター直径１１３が等しくないことがある。この点において、本開示では、直径１１３が等しくないローター１１０を有する複数ローター推進器１００について、ローター直径１１３への言及は、最大のローター直径１１３に関するものであることにさらに注意すべきである。

図１〜図５を参照して、これらの図に示されている航空機座標系２００に対する翼３０および胴体１２に関して、本開示における航空機１０の推進器１００の配置について下で説明する。航空機座標系２００は、ｘが、航空機１０の前側端１４と機尾側端１６との間に延在している長手方向軸２０２の方向に沿って機尾側を指している直交座標系として図１に示されている。ｙ軸は、図２に示されている航空機１０の前側端１４から機尾側を見た際の横方向軸２０４の方向に沿って横方向左側を指している。ｚ軸は、図２においてもっともよく分かるように、垂直方向軸２０６の方向に沿って上向きを指している。

本開示において、各推進器１００の配置は、翼３０および胴体１２に対する推進器１００の１つ以上のローター１１０の長手方向、横方向および垂直方向位置に基づいている。例えば、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂを有する推進器１００について、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂの長手方向位置は、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂのブレード１２２の各々のブレードピッチ軸１２４（図５）の位置に基づいていてもよい。図５に示されているように、ブレード１２２は、ブレード付根１２８においてスピナ１０８から外向きに延在している。ブレード１２２は、ブレードピッチ軸１２４の回りを旋回して、ローター１１０の回転速度、推進器１００の所望の推進出力および／またはその他のパラメータに応じて、ピッチを変えてもよい。ローター１１０は、ローター１１０の幾何学的中心として定められるローター中心１１２（図２）を含んでいてもよい。

前部ローター１１０ａのブレード１２２のブレードピッチ軸１２４は、後部ローター１１０ｂのブレード１２２のブレードピッチ軸１２４からある距離（図５における参照番号１４５）だけ離れて位置しており、かつ、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂのブレードピッチ軸１２４同士の間の中間の距離（図５における参照番号１４６）にあるローター軸１１４上の中間点１４７を定める。図１〜図９に示されている実施形態において、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂの長手方向位置は、ブレードピッチ軸１２４同士の間の中間点１４７に基づいていてもよい。単一の（図示せず）ローター１１０を有する推進器１００について、ローター１１０の長手方向位置は、ブレード１２２のブレードピッチ軸１２４に位置していてもよい。

引き続き図１〜図５を参照すると、ローター１１０の横方向位置は、横方向軸２０４（図２）を基準として定められていてもよく、かつ、胴体１２を基準としたローター直径１１３の横方向位置に基づいていてもよい。前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂの垂直方向位置は、垂直方向軸２０６を基準として定められていてもよく、かつ、翼端３４を基準としたローター直径１１３の最高点１２６（図２）の垂直方向位置に基づくか、または、翼の上側表面４８またはあらゆるその他適切な翼３０の特徴を基準としたローター直径１１３の最低点１２５（図２）に基づいていてもよい。

図５において理解できるように、推進器１００の各々は、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂの中間点１４７が、翼３０の後桁５８よりさらに長手方向前方ではなく位置できるように装着されていてもよい。後桁５８と中間点１４７との間の長手方向距離は、参照番号１４０により示されている距離により定められてもよい。垂直面２０８に関して中間点１４７が位置できる後桁５８上の位置は、図１においてもっともよく理解される。垂直面２０８は、ローター軸１１４が図１に示されている垂直面２０８上に存在するという意味において、ローター軸１１４と一致している。図１および図５に示されているように、垂直面２０８は、垂直面２０８が翼３０と交差する位置において、翼断面２１４および翼弦線２１６を定めていてもよい。当該技術において知られているように、翼弦線２１６は、翼３０断面の後縁５４から翼３０断面の前縁５２の最前位置まで延在する線として定められる。また、中間点１４７が後桁５８の長手方向機尾側に位置しているという説明は、翼幅に沿ったすべての位置において後桁５８の機尾側にローター１１０を物理的に位置させていると解釈されてはならないことも注意すべきである。ここで開示されているようなローター１１０の長手方向位置は、長手方向軸２０２に沿ったローター１１０の位置であり、ローター１１０の横方向位置および垂直方向位置に関して推進器１００を位置させていると解釈されてはならない。

図５に示されているように、推進器１００の各々は、前部ローター１１０ａと後部ローター１１０ｂとの中間点１４７が、翼弦線２１６に沿って測定された後桁５８の最後点よりさらに長手方向前方ではなく位置している実施形態において装着されていてもよい。後桁５８は、翼３０の最後桁として定められていてもよい。図５は、後桁５８の前方に位置している翼３０の前桁５６を示している。図５は、前桁５６および後桁５８を示しているが、翼３０は、前桁５６と後桁５８との間に１つ以上の追加の桁（図示せず）を含んでいてもよく、かつ／または、前桁５６の前方に位置した追加の桁（図示せず）を含んでいてもよい。

当該技術分野において知られているように、航空機１０の翼３０の桁は、概して、空力的揚力の結果として航空機１０の翼３０が晒される可能性のある曲げ荷重の大部分を支えるための主要構造部材である。翼３０の桁はまた、翼３０が空力的荷重を受けていないときに静荷重および動荷重を支えることもある。本開示において、１つ以上のローター１１０を後桁５８の概ね機尾側に配置することにより、推進器１００の動作中にローター１１０のブレード１２２に異常が起こった場合に後桁５８の完全性が損なわれることを含め翼３０の構造的完全性が損なわれる危険性を緩和すると有利である。

図３〜図４を参照すると、ローター１１０はまた、翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６（図２）を受けて上向きに反っているときに、前部ローター１１０ａと後部ローター１１０ｂとの中間点１４７が翼端３４の最前点３６よりさらに長手方向前方側にはないように装着されても好ましい。しかしながら、中間点１４７は、翼端３４の最前点３６のわずかに前方側に位置していてもよいと考えられている。図４に示されているように、翼端３４の最前点３６は、翼前縁５２と図４に示されている傾斜した先端のような翼端装置４０を除く翼端３４との交点として定められていてもよい。中間点１４７が翼端３４の最前点３６よりさらに前方側にはないように推進器１００を配置することにより、図２においてもっともよく分かるように推進器１００の騒音の遮音がもたらされると有利である。

この点において、図２は、約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて反っている翼４４に対して上向きに反射した横向きに延在するアコースティックエミッション角度ベクトル２１２を示している。アコースティックエミッション角度ベクトル２１２は、推進器１００のアコースティックエミッションを表している。図２はさらに、屈曲が限られた従来の金属構造の翼３０で生じる可能性のある反っていない翼４２で得られる遮音の減少と比較した、反っている翼４４の上向きの湾曲から生じる遮音量の増大を示している。さらに、図２は、翼３０が０°から約１５°以上の角度で、より好ましくは、約５°から１０°の角度で上向きに方向付けられている場合の遮音を促進する可能性のある翼３０の（参照番号２２８により示されている）上反角を示している。翼３０の該上反角（参照番号２２８）は、空力的荷重のかかっていない翼３０を用いて、ローター軸１１４の機内側６０の翼３０上のある位置において測定してもよい。この点において、上反角２２８は、翼付根３２において、または、翼３０と胴体１２との接合部もしくは交点において測定してもよい。

図１〜図５を参照すると、推進器１００は、翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときに、中間点１４７が翼端３４の最後点３８（図４）よりさらに長手方向機尾側にはないように装着されてもよい。図４は、ローター１１０から横方向外側に延在しているアコースティックエミッション角度ベクトル２１２を示した航空機１０の平面図を示している。図４において、アコースティックエミッション角度ベクトル２１２は、上に示したような推進器１００により発せられた騒音を概して表していてもよく、かつ、中間点１４７におけるローター１１４の交点に沿って発生するとして定められてもよい。

図４において、中間点１４７から延在するアコースティックエミッション角度ベクトル２１２は、概ね翼端３４の最前点３６と最後点３８との間の位置において翼３０と交差していると考えることができ、この結果、約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて翼３０が反っている間（図２）、アコースティックエミッション角度ベクトル２１２が翼上側表面４８から反射される際に翼３０がローター１１０により生み出される騒音に対する遮音をもたらす。前に示したように、翼端３４の最後点３８は、翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときの翼端３４と翼後縁５４との交点として定められてもよい。

単一ローターの推進器１００構成（図示せず）について、図５に示した前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂの機構について例示したものと同様に、単一ローター（図示せず）のブレードピッチ軸１２４（図５）が後桁５８よりさらに長手方向前方にないように、推進器１００を位置させてもよい。これに加えて、単一ローターのブレードピッチ軸１２４は、翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っている（図２）ときに、翼端３４の最前点３６よりさらに前方側にないように長手方向に沿って位置していることが好ましい。これに加えて、単一ローター（図示せず）のブレードピッチ軸１２４は、翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときに、翼端３４の最後点３８よりさらに機尾側にないように長手方向に沿って位置していることが好ましい。

図２および図５を参照すると、ローター１１０の垂直方向位置は、ローター１１０が、上側翼３０表面の垂直方向上方に、または、該表面より高いところに位置するようになっていてもよい。図２および図５に示されている推進器１００の互いに逆回転の前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂについて、推進器１００は、図５においてもっともよく分かるように、ローター直径１１３の最低点１２５が翼上側表面４８の垂直方向上方に、または、該表面より高いところに位置するように装着されていてもよい。この点において、図５は、図１に示されているように垂直面２０８が翼３０と交差している場合の翼３０に沿った横方向位置におけるローター直径１１３の相対位置を示している。

図５は、翼上側表面４８の上方に比較的大きい間隔または距離１４２を有するようにローター直径１１３を示しているが、ローター直径１１３が翼上側表面４８に対して何らかの垂直方向位置に位置するように推進器１００を配置してもよい。例えば、ローター直径１１３は、翼上側表面４８から１インチ未満の垂直方向距離１４２に位置していてもよい。ある実施形態において、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂのうちの少なくとも一方のローター直径１１３の最低点１２５が、翼後縁５４における翼弦線２１６の終端２１８を通過する水平面２１０より低くならないように、垂直方向において推進器１００を位置させてもよい。さらに、かつ、図２を参照して、図２に示されているように翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときに、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂのうちの少なくとも一方のローター直径１１３の最高点１２６が、翼端３４より垂直方向において低くなるように、垂直方向において推進器１００を位置させてもよい。

引き続き図２を参照すると、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂのうちの少なくとも一方のローター直径１１３が、胴体１２からローター直径１１３の約２つ分以下の距離１４４で横方向に位置しているように、推進器１００の各々を装着してもよい。ローター直径１１３から胴体１２への距離１４４は、ローター軸１１４（図５）に垂直に向けられ、かつ、中間点１４７を通過する垂直面（図示せず）に沿って測定することができる。好適な実施形態において、ローター直径１１３が、胴体１２からローター直径１１３の約１つ分未満の距離１４４で横方向に位置しているように、推進器１００を横方向に位置させてもよい。胴体１２から比較的短い距離１４４（例えば、ローター直径１１３の１つ分未満）を有して前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂを位置させることにより、胴体１２が、下に説明するように推進器１００の騒音に対して追加の遮音の恩恵をもたらすと有利である。

図６を参照すると、ローター軸１１４が翼３０表面の上方を通過している局所的流れ２２２に対して負の局所的迎え角２２６を有するように推進器１００が方向付けられている翼３０に対して配置されている推進器１００の実施形態の模式図が示されている。図６において分かるように、翼３０は、航空機１０の離陸および急上昇中に生じる可能性のある自由流れ２２０に対して正の迎え角２２４を有しているとして示されている。離陸および急上昇は、側方騒音および低空飛行騒音が上に触れたように騒音証明の目的のために典型的に測定されるときの飛行部分である。自由流れ２２０に対する翼３０の正の迎え角２２４にも関わらず、上側翼３０表面の空力的湾曲により、局所的流れ２２２を下向きに湾曲させて、局所的流れ２２２に対するローター軸１１４の負の局所的迎え角２２６をもたらすと有利である。

引き続き図６を参照すると、局所的流れ２２２に対するローター軸１１４の負の局所的迎え角２２６は、ローター軸１１４が局所的流れ２２２に対して正の迎え角２２６を有していた場合に生じる騒音と比較して、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂの騒音出力を低減させる。一般的に、ある角度に至るまで、迎え角が負方向に１°ずつ増えるにしたがって、ローター１１０により発生する騒音が約１ｄＢだけ概ね減衰する。ある実施形態において、ローター軸１１４が約０°から−４°の負の局所的迎え角２２６を有するように、推進器１００が装着されていてもよい。ただし、推進器１００は、ローター軸１１４が、−４°より大きい（すなわち、−５°以上）局所的迎え角２２６を含めて局所的流れ２２２に対してあらゆる適切な局所的迎え角２２６を有するように方向付けられていてもよい。しかしながら、推進器１００は、ローター軸１１４が、翼上側表面４８の上方で局所的流れ２２２に対して中立の迎え角２２６または正の局所的迎え角２２６を有するように装着されていてもよい。

引き続き図６を参照すると、ローター軸１１４が局所的流れ２２２に対して負の局所的迎え角２２６を有するように推進器１００を配置することにより、離陸および急上昇中といった航空機１０により発生する騒音レベルを低減すると有利である。従来のオープンファン構成では、ブレード１２２は、側方騒音および低空飛行騒音の増大につながる不安定状態においてブレード１２２上に非軸対称荷重をもたらす迎え角を有するように方向付けられている可能性のある流入流に晒されてもよい。さらに、従来のオープンファン推進器は、翼３０の前方に典型的に装着されている結果、翼型の空力的湾曲がブレード１２２に吹き上げをもたらすことにより、騒音が増大する。しかしながら、図５に示されているように前部ローター１１０ａが後桁５８の機尾側に位置するようにオープンファン推進器１００を良好に配置することにより、翼上側表面４８上方の局所的流れ２２２は、ローター軸１１４に対して負の局所的迎え角２２６を有するように方向付けられる結果、騒音出力が減少する。

図２を簡潔に参照すると、推進器１００は、ローター軸１１４（図５）が胴体１２の最上点より垂直方向下方に存在するように、垂直方向に位置していてもよい。しかしながら、前に触れたように、ローター１１０は、ローター直径１１３の最低点が翼上側表面４８の垂直方向上方に（すなわち、該表面より高いところに）位置するように、垂直方向に位置していてもよい。さらに、推進器１００は、図２に示したようにローター直径１１３の最高点が翼端３４より垂直方向に沿って高くならないように、装着されていてもよい。この点において、ローター１１０は、翼３０および胴体１２が推進器１００の騒音の遮音をもたらすいかなる適切な垂直方向位置にあってもよい。

図７を簡潔に参照すると、胴体１２の対向する側面上に装着された一対の推進器１００を示した胴体１２の部分切取平面図が示されている。理解できるように、胴体１２は、乗客用座席７２を有する客室７０セクションを含んでいてもよい。客室７０は、民間航空機１０（図１）に共通に見られる１つ以上の洗面室７６および／またはギャレー７４領域をさらに含んでいてもよい。ある実施形態において、推進器１００の１つ以上は、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂが乗客用座席７２と概ね長手方向に並ばないように、装着されていてもよい。例えば、図７に示されているように、推進器１００は、客室７０の洗面室７６および／またはギャレー７４領域と長手方向に並んでいてもよい。具体的には、推進器１００は、前部ローター１１０ａのローターインレット面１３６および後部ローター１１０ｂのローターアウトレット面１３８が、長手方向において乗客用座席７２の列間に位置するように、長手方向において配置されてもよい。しかしながら、各推進器１００は、胴体１２に長手方向に沿ってあらゆる位置に長手方向に配置してもよく、図７に示されている長手方向位置には限定されない。図７において、ローターインレット面１３６は、前部ローター１１０ａのブレード１２２(図６)のブレード前縁１３２（図６）の最前点３６（図４）として定めることができる。ローターアウトレット面１３８は、後部ローター１１０ｂのブレード１２２のブレード後縁１３４（図６）の最後点３８（図４）として定めることができる。

図１３および図１４を参照すると、図２に示したものと同様の上向きに反っている翼４４によりもたらされる遮音の恩恵を示すために、航空機１０（図１）の推進器騒音の減衰の音響解析結果が示されている。例えば、図１３は、図２の想像線で示されている沿っていない翼４２形状と同様に翼３０が沿っていない４２’構成を有した状態での、航空機１０の翼に対する近似前方象限（approximate forward quadrant）の騒音レベル減衰の等高線図２５０である。図１３は、前方方向１４’（すなわち、図１のｘ軸に平行な方向）に沿った、かつ、機外側方向６２’（すなわち、図１のｙ軸に平行な方向）に沿った推進器１００（図１）の騒音の減衰を示している。図１３において分かるように、騒音減衰は、約１０００Ｈｚにおける約１５ｄＢの騒音減衰をもたらす最大遮蔽領域２５２を有する推進器１００より概ね前方側の位置において最大である。図１３においてまた分かるように、減衰は、機外側方向６２’に沿って概して減少する。図１３の減衰２５６はまた、概ね翼後縁５４（図１）へ向かって、または、翼後縁５４の概ね機尾側へ向かってローター１１０（図１）を装着することによりもたらされる音響陰影に起因して、翼前縁５２（図４）へ向かう方向に沿って概して減少する。これに加えて、図１３における減衰２５８は、翼後縁５４（図４）へ向かう方向に沿って比較的急速に概ね減少していると考えることができる。

図１４は、図１３により表されている同じローター１１０（図１）位置に対する騒音レベル減衰の等高線図２５０であるが、翼が約１‐ｇの翼面荷重を受けて上向きに反っている４６’ことにより、翼３０（図１）は、図２における実線で示されているものと同様の反った翼４４’形状を有している。理解できるように、図１４は、反っている翼４４’の上向きの湾曲に起因して遮音領域が大幅に増大していることを示している。これに加えて、図１４は、図１３の線の傾斜が増大していることと比較して、図１４における２５６および２５８により示されている傾斜が減少または線が平坦化していることを示している。上に示されているように、線２５６および２５８は、翼前縁５２および翼後縁５４（図４）の後退に関連している。この点において、図１４は、反っていない翼４２’に対する図１３に示されている減衰等高線２５０の概ね三角形の形状と比較して、図１４では減衰等高線２５０が概ね矩形の形状を有するように、反っている翼４４’が騒音レベル減衰等高線２５０の傾斜を減少させる効果を示している。また図１４から分かるように、最大遮蔽領域２５２の大きさは、図１３により表されている遮蔽領域に対して概ね増大している。さらに、図１４における遮蔽領域は、図１３に示されている遮蔽領域に対して、機外側方向６２’に沿って、かつ、前方方向１４’に沿って増大している。遮音の増大は、翼３０の機外側６２セクション（図２）を推進器１００（図２）近傍へ引き寄せ、これにより、翼３０の騒音遮蔽効果を増大させる反っている翼４４の上向きの湾曲から生じる。

図１４において、上向きに湾曲した翼３０（図１）による騒音減衰領域の増大は、アコースティックエミッション角度ベクトル２１２が反っている翼４４（図２）により上向き方向へ反射されることに部分的に起因している。この点において、本開示は、約２００から５００Ｈｚの周波数範囲内で約２ｄＢ以上の遮音をもたらすように推進器１００が配置されている航空機１０（図１）機構を提供している。さらに、ここに開示されている航空機１０機構は、図２に示されているように約３０°から９５°の間の（図２の参照番号２１３により示されている）エミッション角度内の前述の周波数の上記遮音を助長する。図２において、機尾側を向いている航空機の右側面上に位置している推進器１００について、アコースティックエミッション角度２１３の０°の位置は、ローター軸１１４（図５）の直下に存在している。アコースティックエミッション角度（図２の参照番号２１３）の９０°の位置は、ローター１１０を図２における機尾側へ向かって見たときに、右側の翼３０の翼端３４へ向かって横方向外側へ延在している。ここに開示されている航空機１０機構は、約３０°から９５°のエミッション角度（図２の参照番号２１３）内のアコースティックエミッションの遮蔽をもたらすが、推進器１００は、図２に示されているものと比較して、より大きな角度範囲の、または、異なる範囲のエミッション角度（図２の参照番号２１３）における遮音をもたらすよう配置されてもよいと考えられている。

図１３〜図１６の音響減衰図を参照して、該図は、約１０００Ｈｚの周波数の騒音減衰を示していることに注意すべきである。騒音減衰レベルは、前述の１０００Ｈｚの周波数より高い周波数について概ね増大してもよい。同様に、減衰レベルは、１０００Ｈｚより低い周波数について概ね低減してもよい。図１〜図９に示されているオープンファン機構１１６および図１０〜図１２に示されているターボファン１５０機構について、推進器１００により発せられる騒音シグネチャーは、典型的な人間の可聴範囲（すなわち、約２０Ｈｚから２００００Ｈｚ）全体にわたる可能性があることにも注意すべきである。ただし、騒音減衰に対するもっとも重要な周波数は、約５００Ｈｚから約６０００Ｈｚまでの範囲内である。

図８を参照すると、ローター１１０が翼３０の翼後縁５４の長手方向機尾側に位置するように推進器１００が装着されている代替の実施形態を示す航空機１０の平面図が示されている。ある実施形態において、図８に示されている中間点１４７は、後桁５８の長手方向機尾側に位置していてもよい（図５）。図８に示されている実施形態において、翼３０はまた、中間点１４７が翼端３４の最前点３６よりさらに長手方向前方側にはならないように翼前縁５２の後退角２３０を有するよう構成されていることが好ましい。同様に、翼後縁５４の後退角２３０は、中間点１４７が好ましくは翼端３４の最後点３８よりさらに長手方向機尾側にはならないように構成されていることが好ましい。

図８の実施形態において、反っている翼４４は、図４に示されている航空機１０機構によりもたらされる遮蔽と同様の程度の遮音をもたらす。この点において、図８の実施形態について、推進器１００および翼３０は、翼３０が図２に示されているように約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているとき、ローター直径１１３の最高点１２６が翼端３４より垂直方向下方になるように構成されていることが好ましい。長手方向においては、前部ローター１１０ａと後部ローター１１０ｂとの両方が翼後縁５４の長手方向機尾側に存在するように推進器１００を配置することにより、ブレード１２２異常の場合の翼３０の構造的完全性が損なわれる危険性を大幅に低減すると有利である。さらに、図８の実施形態は、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂが翼上側表面４８の垂直方向上方に位置し、かつ、中間点１４７が後桁５８の長手方向機尾側にある（図５）図４に示した機構によりもたらされるものと実質的に同様の遮音をもたらすことができる。

図１５および図１６を参照すると、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂが図１〜図５に示されているように位置している場合の音響解析結果が示されている。図１５および図１６において、該音響解析は、図２に示されているものと同様の反っている翼４４形状に基づいている。図１５および図１６は、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂが後桁５８（図５）と後縁５４（図５）との間に位置している場合の騒音レベル減衰等高線２５０を示している。図１５は、翼端３４の最後点３８の長手方向機尾側に位置する中間点１４７での騒音減衰を示している。これに対して、図１６は、中間点１４７が長手方向において翼端の最前点３６（図８）と最後点３８（図８）との間に位置するように翼端３４を機尾側へ移動させた好適な実施形態を示している。

図１５において分かるように、図１５における最大遮蔽領域２５２の幾何学的大きさは、図１４に示されている最大遮蔽領域２５２の幾何学的大きさに対して概ね低減されている。これに対して、図１６は、図８の好適な実施形態の音響性能を示しており、ここで、翼前縁５２および翼後縁５４の後退角２３０および２３２により、翼端３４が機尾側へ移動し、ローター１１０を後桁５８（図５）のすぐ機尾側へ移動させることで始めに失われた遮音を回復している。この点において、図１６は、図８に示されている翼端３４の機尾側への移動から生じる追加の遮蔽を表す遮蔽回復領域２５４を示している。図１６において分かるように、最大遮蔽領域２５２の幾何学的大きさは、図１５に示されている最大遮蔽領域２５２と比較してより大きい。

図２を簡潔に参照すると、航空機１０は、胴体１２が（参照番号１１３により示されている）ローター直径の約１つ分以上の幅または直径（参照番号１３により示されている）を有するように構成されていてもよい。胴体１２の幅または直径は、前部ローター１１０ａまたは後部ローター１１０ｂの長手方向位置において測定することができる。好適な実施形態において、ローター直径１１３が胴体１２に対して約２４インチ以上の横方向間隔または距離１４４（図２）を有するような前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂの横方向位置となるように、航空機１０を構成してもよい。ただし、前に触れたように、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂは、胴体１２に対していかなる配置で横方向に位置していてもよい。

図４を簡潔に参照すると、ここで開示されている航空機１０機構は、胴体１２に対してローター１１０が比較的近接している結果として遮音の利点を含むことに注目すべきである。この点において、胴体１２は、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂの各々に、所与の推進器１００に対して胴体１２の反対側において知覚または測定される推進器１００騒音に対する遮音をもたらす。胴体１２と反っている翼４４の上向き湾曲との組み合わせにより、各推進器１００に対して横方向に知覚される騒音が各推進器１００により生じる騒音のほんの何分の一かという程度まで遮音がもたらされる。

さらに、胴体１２は、ローター１１０により生じる騒音に加えて、推進器１００（図２）騒音の遮音をもたらす。例えば、胴体１２は、推進器１００により生じ、かつ、概して機尾側方向へ放射されるジェットまたは排気（図１０）騒音の遮音をもたらす。さらに、胴体１２は、推進器１００の内部で発生する可能性のあるタービン騒音、および、内部で発生する可能性のある燃焼室騒音の遮音をもたらす。ある実施形態において、胴体１２は、推進器１００の排気騒音（図示せず）の直径の約１０倍までの距離にわたりジェット騒音、タービン騒音および燃焼室騒音の遮音をもたらすことができる。ここで開示されている航空機１０（図１）機構は、胴体１２が推進器１００同士を互いに物理的に分離することにより、推進器１００の一方に異常が起こった場合に両推進器１００に対する損傷を回避するという点でさらなる利点をもたらすかもしれない。

図９を簡潔に参照すると、推進器１００が推進式機構１１８を有するように構成されている航空機１０の代替の実施形態が示されている。図９に示されている推進式機構１１８において、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂは、推進器１００のコアケース１０４内に収容されているエンジンコア１０６（例えば、タービン）の機尾側に位置している。前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂは、図１〜図８に示され、かつ、上で説明された牽引式機構１２０と同様に長手方向、横方向および／または垂直方向に位置していてもよい。

図１０および図１１を参照すると、推進器１００の各々が低バイパスまたは高バイパスターボファン１５０といったターボファン１５０として構成されていてもよい航空機１０のさらなる代替の実施形態が示されている。図１０および図１１において分かるように、ターボファン１５０は、複数のファンブレードを有していてもよいファンを収容するためのナセル１５２をふくんでいてもよい。ナセル１５２は、インレット軸１５６を定めるインレット１５４を有していてもよい。これに加えて、インレット１５４は、インレット１５４の概して曲線的な管状形状の前縁の最前位置に位置した境界のある平坦領域として定められてもよいハイライト（hilite）１５８を含んでいてもよい。ハイライト１５８は、ハイライト面１６０上に存在していてもよく、かつ、図１２に示されているように幾何学的中心１６２を有していてもよいハイライト直径１６１（図１２）を有していてもよい。ターボファン１５０は、図４〜図５に示されているように前部ローター１１０ａと後部ローター１１０ｂとのブレードピッチ軸１２４間に位置している中間点１４７により前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂを位置させるのと同様に、ハイライト１５８、ハイライト面１６０およびハイライト１５８の幾何学的中心１６２に基づいて長手方向、横方向および垂直方向に位置させていてもよい。

例えば、図１０に示されているように、垂直面２０８により定められる翼弦線２１６（図１）に沿って測定されるときハイライト面１６０が後桁５８と翼後縁５４との間に長手方向に位置するように、ターボファン１５０を装着してもよい。図１に示され、かつ、上で説明したように、垂直面２０８は、ローター軸１１４（図５）と一致してもよい平面である。さらに、ハイライト面１６０は、図１０においてもっともよく分かるように、長手方向に沿って翼端３４の最前点３６と翼端３４の最後点３８との間に位置することが好ましい。

図１１を簡潔に参照すると、ターボファン１５０が翼３０の前縁５２に隣接して装着されている代替の実施形態において航空機１０が示されている。より具体的には、ターボファン１５０は、ナセル１５２の最後点における二次流れ出口１６４が翼３０の前縁５２よりさらに前方にはなく、かつ、前縁５２の機尾側へ比較的短い距離１４０に位置することができるように装着されていてもよい。そのような長手方向位置において、二次流れ出口１６４および一次流れ排気口１６６において発生する騒音は、反っている翼４４によりもたらされる遮音により減衰されることがある。そのような遮音は、図２に示され、かつ、オープンファン機構１１６（図２）について上で説明したものと同様に翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けているときに助長されてもよい。

図１０〜図１１に示されているターボファン機構について、ターボファン１５０は、図５に示されているオープンファン機構１１６に関して上で説明したものと同様にナセル１５２が翼上側表面４８の垂直方向上方に位置していてもよい図１２に示されたように垂直方向に位置していてもよい。具体的には、ナセル１５２の最低点１５３は、翼上側表面４８の垂直方向上方に位置していてもよい。さらに、翼３０が約１‐ｇの翼面荷重を受けて上向きに反って、横方向における遮音を最大化しているときに、ハイライト１５８の幾何学的中心１６２が翼端３４の垂直方向下方に位置するように、図１０〜図１１に示されているターボファン１５０機構を装着してもよい。さらなる実施形態において、ターボファン１５０は、ハイライト１５８の最低点１５９が翼上側表面４８の上方に存在するように垂直方向に位置されてもよい。これに加えて、ナセル１５２の最大幅においてナセル１５２と胴体１２との間の最大距離１６８がナセル１５２の直径を２つ分おおよそ組み合わせた長さより短くなるように、ターボファン１５０を装着してもよい。ターボファン１５０は、限定はされないが、ギヤードターボファンおよびダクテッドターボファンを含むいかなる適切なターボファン１５０機構を有するように構成されてもよい。

図１〜図１１にさらに言及しつつ図１７を参照すると、図１〜図１１に示されている航空機１０の推進器１００により生じる音響騒音を減衰させる方法論３００において実施可能な１つ以上の動作を示すフローチャートが示されている。図１７に示されている方法論の工程３０２は、航空機１０（図１）上に装着するための推進器１００を提供することを含んでもよい。上に示されているように、推進器１００（図１〜図１１）は、各々が複数のブレード１２２（図１〜図９）を含む１つ以上のローター１１０（図１〜図１１）を含んでもよい。各推進器１００は、ローター直径１１３（図２）を定めていてもよく、かつ、ローター１１０が回転可能なローター軸１１４（図１）を含んでいてもよい。例えば、推進器１００は、図１に示したように互いに逆回転の前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂを含んでいてもよい。中間点１４７（図４）は、前部ローター１１０ａと後部ローター１１０ｂとのブレードピッチ軸１２４間の中間の距離１４６（図５）においてローター軸１１４上に位置しているとして定めてもよい。

図１７の工程３０４は、１つ以上のパイロン１０２（図４）によるなどして、翼３０および／または胴体１２のうちの少なくとも一方に推進器１００（図１〜図１１）を装着し、ローター軸１１４（図５）と一致する垂直面２０８（図１）により定められた翼弦線２１６に沿って測定した場合、中間点１４７が航空機１０の翼３０の後桁５８（図５）よりさらに長手方向前方には存在せず、かつ、後縁５４よりさらに機尾側には存在しないように、長手方向においてローター１１０を位置させることを含んでもよい。さらに、方法論の工程３０４は、図４に示したように翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときに、中間点１４７が長手方向において翼端３４の最前点３６と最後点３８との間に存在するように、長手方向においてローター１１０を位置させることを含んでもよい。

図１７に示されている方法論の工程３０６は、図４に示したものと同様に、ローター直径１１３（図２）の最低点１２５（図２）が翼上側表面４８の垂直方向上方に存在するように、垂直方向において前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂ（図２）を位置させることを含んでもよい。これに加えて、図５に示したように、ローター直径１１３の最低点１２５が翼後縁５４における翼弦線２１６の終端２１８を通過する水平面２１０より低くならないように、垂直方向においてローター１１０を位置させてもよい。

方法論の工程３０８は、図２に関して上で説明したように、翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときに、垂直方向においてローター直径１１３（図２）の最高点１２６（図２）を翼端３４の垂直方向下方に位置させることを含んでもよい。例えば、図２は、垂直方向においてローター直径１１３の最高点１２６が翼端３４と同じ高さに存在する航空機１０機構を示している。ただし、ローター直径１１３の最高点１２６が翼端３４の高さより低くなるように、垂直方向においてローター１１０を位置させてもよい。ローター軸１１４（図５）が垂直方向において胴体１２の頂部表面または頭頂部とほぼ同じ高さに位置するように、垂直方向において任意にローター１１０を位置させてもよい。

上記説明および関連図面において提示された教示の恩恵を得て、本開示が属する当該技術分野における当業者は、本開示の数多くの修正および他の実施形態に想到するだろう。ここに説明されている実施形態は、例示を意図するものであり、限定的または網羅的であることを意図していない。ここでは特定の用語が使用されているが、これらは、包括的かつ記述的な意味でのみ用いられており、限定を目的とはしていない。

本発明はまた、以下の事項にも関している。
１． 胴体１２と、
翼上側表面４８、後桁５８および翼後縁５４を有する翼３０と、
ローター直径１１３およびローター軸１１４を有する少なくとも１つのローター１１０を含む推進器１００であって、
長手方向においては、ローター軸１１４と一致する垂直面２０８により定められた翼弦線２１６に沿って測定した後桁５８と翼後縁５４との間に、かつ、
垂直方向においては、ローター直径１１３の最低点１２５が翼上側表面４８の上方に存在するように、
ローター１１０が位置するように装着されている推進器１００と、
を含む、航空機１０のための機構。
２． ローター直径１１３から胴体１２までの最短距離１４４がローター直径１１３の約２つ分以下であるように、横方向にローター１１０が位置している項目１に記載の機構。
３． 翼３０が翼端３４を含み、
翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときに長手方向において翼端３４の最前点３６と最後点３８との間に
ローター１１０が位置するように、翼３０が構成されている項目１に記載の機構。
４． 翼後縁５４が、約−５度から−１０度の範囲の後退角を有する
項目２または３に記載の機構。
５． 長手方向においては、翼後縁５４の機尾側に、
垂直方向においては、ローター直径１１３の最低点１２５が翼後縁５４における翼弦線２１６の終端２１８を通過する水平面２１０より低くならないように、
ローター１１０が位置するように推進器１００が装着されている項目３に記載の機構。
６． 翼３０が、約１０度以下の上反角を有する項目１に記載の機構。
７． 翼３０が翼端３４を含み、
翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときにローター直径１１３の最高点１２６が翼端３４より垂直方向において低くなるように、垂直方向において
ローター１１０が位置している項目１に記載の機構。
８． ローター軸１１４が、翼上側表面４８の上方の局所的流れ２２２に対して負の局所的迎え角２２６を有する項目１に記載の機構。
９． 局所的迎え角が、約０度から−４度である項目８に記載の機構。
１０． 胴体１２が乗客用座席７２を含む客室７０を有し、
ローター１１０が乗客用座席７２と概ね長手方向に並ばないように、
ローター１１０が位置している項目１に記載の機構。
１１． 推進器１００が、ナセル１５２、および、インレット軸１５６とハイライト面１６０を定めるハイライト１５８とを有するインレット１５４を有するターボファン１５０として構成されており、
長手方向においては、インレット軸１５６と一致する垂直面２０８により定められた翼弦線２１６に沿って測定した後桁５８と翼後縁５４との間にハイライト面１６０が存在するように、かつ、
垂直方向においては、ハイライト１５８の最低点１５９が翼上側表面４８の上方に存在するように、
ターボファン１５０が装着されている項目１に記載の機構。
１２． ナセル１５２が二次流れ出口１６４において終端し、
長手方向においては、二次流れ出口１６４が翼前縁５２の機尾側に存在するように、かつ、
垂直方向においては、ナセル１５２の最低点１５３が翼上側表面４８の上方に存在するように、
ターボファン１５０が装着されている項目１１に記載の機構。
１３． 概ね管状の胴体１２と、
翼端３４、翼上側表面４８、後桁５８および翼後縁５４を有する翼３０と、
ローター直径１１３およびローター軸１１４を定める互いに逆回転の前部および後部ローター１１０ｓを有し、かつ、各々がブレードピッチ軸を有する複数のローター１１０ブレードを含む推進器１００であって、前部および後部ローター１１０ｓのブレードピッチ軸がそれらの間の中間点１４７を定め、
長手方向においては、中間点１４７が、ローター軸１１４と一致する垂直面２０８により定められた翼弦線２１６に沿って測定された後桁５８と翼後縁５４との間に存在するように、
長手方向においては、中間点１４７が、翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときに翼端３４の最前点と最後点３８との間に存在するように、かつ、
垂直方向においては、ローター直径１１３の最低点１２５が翼上側表面４８の垂直方向上方に存在するように、
前部および後部ローター１１０ｓが位置するように装着されている推進器１００と、
を含む、オープンファン航空機の遮音のための機構。
１４． 航空機１０の推進器１００により生じた騒音を減衰させる方法であって、推進器１００が、ローター直径１１３およびローター軸１１４を有する少なくとも１つのローター１１０を含み、航空機１０が、翼上側表面４８、後桁５８および翼後縁５４を有する翼３０を含み、前記方法が、
長手方向において、ローター軸１１４と一致する垂直面２０８により定められた翼弦線２１６に沿って測定した後桁５８と翼後縁５４との間にローター１１０を位置させる工程と、
垂直方向において、ローター直径１１３の最低点１２５が翼上側表面４８の上方に存在するようにローター１１０を位置させる工程と
を含む方法。
１５． 長手方向においてローター１１０を位置させる工程が、
翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときに翼端３４の最前点３６と最後点３８との間にローター１１０が存在するように、長手方向においてローター１１０を位置させることをさらに含む項目１４に記載の方法。
１６． 約１０度以下の上反角を有する翼３０を設ける工程
をさらに含む項目１４に記載の方法。
１７． 翼３０が翼端３４を含み、垂直方向においてローター１１０を位置させる工程が、
翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときに翼端３４の垂直方向下方にローター直径１１３を位置させること
をさらに含む項目１４に記載の方法。
１８． ローター１１０を位置させる工程が、
長手方向においては、翼後縁５４の機尾側にローター１１０を位置させることと、
垂直方向においては、ローター直径１１３の最低点１２５が、翼後縁５４における翼弦線２１６の終端２１８を通過する水平面２１０より低くならないように、ローター１１０を位置させることと
を含む項目１４に記載の方法。
１９． ローター軸１１４が翼上側表面４８の上方の局所的流れ２２２に対して負の局所的迎え角α_ｒを有するように、推進器１００を方向付ける工程
をさらに含む項目１４に記載の方法。
２０． 推進器１００が、各々がブレードピッチ軸１２４を有する複数のローターブレード１２２を含む前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂを含み、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂのブレードピッチ軸１２４が、それらの間の中間点１４７を定め、長手方向においてローター１１０を位置させる工程が、
翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときに翼端３４の最前点３６と最後点３８との間に中間点１４７を位置させること
を含む項目１４に記載の方法。
２１． 航空機１０の推進器１００により生じた騒音を減衰させる方法であって、推進器１００が、ローター直径１１３およびローター軸１１４を定め、かつ、各々がブレードピッチ軸を有する複数のローター１１０ブレードを含む互いに逆回転の前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂを有し、前部ローター１１０ａおよび後部ローター１１０ｂのブレードピッチ軸が、それらの間の中間点１４７を定め、航空機が、翼端３４、後桁５８および翼後縁５４を有する翼３０を含み、前記方法が、
ローター軸１１４と一致する垂直面２０８により定められた翼弦線２１６に沿って測定した長手方向において後桁５８と翼後縁５４との間に中間点１４７を位置させる工程と、
翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときに長手方向において翼端３４の最前点と最後点３８との間に中間点１４７を位置させる工程と、
ローター直径１１３の最低点１２５が翼上側表面４８の上方に存在するように垂直方向において前部および後部ローター１１０ｓを位置させる工程と、
翼３０が約１‐ｇの翼面荷重４６を受けて上向きに反っているときにローター直径１１３の最高点１２６が翼端３４の下方に存在するように垂直方向において前部および後部ローター１１０ｓを位置させる工程と、
を含む方法。

１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 前側端
１６ 機尾側端
１８ 機首
２０ 尾部
２２ 垂直安定板
２４ 方向舵
２６ 水平安定板
２８ 昇降舵
３０ 翼
３２ 翼付根
３４ 翼端
３６ 最前点
３８ 最後点
４０ 翼端装置
４２ 反っていない翼
４４ 反っている翼
４６ 翼面荷重
４８ 翼上側表面
５０ 翼下側表面
５２ 翼前縁
５４ 翼後縁
５６ 前桁
５８ 後桁
６０ 機内側
６２ 機外側
７０ 客室
７２ 乗客用座席
７４ ギャレー
７６ 洗面室
１００ 推進器
１０２ パイロン
１０４ コアケース
１０６ エンジンコア
１０８ スピナ
１１０ ローター
１１０ａ 前部ローター
１１０ｂ 後部ローター
１１２ ローター中心
１１３ ローター直径
１１４ ローター軸
１１６ オープンファン機構
１１８ 推進式機構
１２０ 牽引式機構
１２２ ブレード
１２４ ブレードピッチ軸
１２５ 最低点
１２６ 最高点
１２８ ブレード付根
１３０ ブレード先端
１３２ ブレード前縁
１３４ ブレード後縁
１３６ ローターインレット面
１３８ ローターアウトレット面
１５０ ターボファン
１５２ ナセル
１５４ インレット
１５６ インレット軸
１５８ ハイライト
１６０ ハイライト面
１６２ 幾何学的中心
１６４ 二次流れ出口
１６６ 一次流れ排気口
２００ 航空機座標系
２０２ 長手方向軸
２０４ 横方向軸
２０６ 垂直方向軸
２０８ 垂直面
２１０ 水平面
２１２ アコースティックエミッション角度ベクトル
２１４ 翼断面
２１６ 翼弦線
２１８ 終端
２２０ 自由流れ
２２２ 局所的流れ
２２４ 正の迎え角
２２６ 負の局所的迎え角
２２８ 上反角
２３０ 後退角
２３２ 後退角

Claims (13)

1. 胴体（１２）と、
   翼上側表面（４８）、後桁（５８）および翼後縁（５４）を有する翼（３０）と、
   ローター直径（１１３）およびローター軸（１１４）を有する少なくとも１つのローター（１１０）を含む推進器（１００）であって、ローター（１１０）が：
   長手方向においては、ローター軸（１１４）と一致する垂直面（２０８）により定められた翼弦線（２１６）に沿って測定した後桁（５８）と翼後縁（５４）との間に、かつ、
   垂直方向においては、ローター直径（１１３）の最低点（１２５）が翼上側表面（４８）の上方に存在するように、
   位置するように装着されている推進器（１００）と
   を含み、
   翼（３０）は、離陸中および残りの飛行中に航空機（１０）の質量を支持するにあたり、翼（３０）により発生する空力的揚力から生じる荷重を含む翼面荷重（４６）を受けて、ローター軸（１１４）上の中間点（１４７）から横方向外側に延在する、推進器（１００）により発せられる騒音の反射遮音をもたらすように、上向きに反り、かつ、湾曲するように構成されている、
   航空機（１０）のための機構。
2. 横方向において、ローター直径（１１３）から胴体（１２）までの最短距離（１４４）がローター直径（１１３）の２つ分以下であるように、ローター（１１０）が位置している、請求項１に記載の機構。
3. 翼（３０）が翼端（３４）を含み、
   翼（３０）が翼面荷重（４６）を受けて上向きに反っているときに長手方向においてローター（１１０）が翼端（３４）の最前点（３６）と最後点（３８）との間に位置するように翼（３０）が構成されている、請求項１に記載の機構。
4. 翼（３０）が翼端（３４）を含み、
   翼（３０）が翼面荷重（４６）を受けて上向きに反っているときにローター直径（１１３）の最高点（１２６）が翼端（３４）より垂直方向において低くなるように、垂直方向においてローター（１１０）が位置している、請求項１に記載の機構。
5. 翼（３０）が、航空機（１０）の離陸および急上昇中に自由流れ（２２０）に対して正の迎え角（２２４）を有する場合、ローター軸（１１４）が翼上側表面（４８）の上方の局所的流れ（２２２）に対して負の局所的迎え角（２２６）を有するように構成されている、請求項１に記載の機構。
6. 胴体（１２）が乗客用座席（７２）を含む客室（７０）を有し、
   ローター（１１０）が、乗客用座席（７２）と長手方向に並ばないように位置している、請求項１に記載の機構。
7. 推進器（１００）が、ナセル（１５２）、および、インレット軸（１５６）とハイライト面（１６０）を定めるハイライト（１５８）とを有するインレット（１５４）を有するターボファン（１５０）として構成されており、ハイライト（１５８）が、インレット（１５４）の曲線的な管状形状の前縁の最前位置に位置した境界のある平坦領域であり、
   ターボファン（１５０）が：
   長手方向においては、インレット軸（１５６）と一致する垂直面（２０８）により定められた翼弦線（２１６）に沿って測定した後桁（５８）と翼後縁（５４）との間にハイライト面（１６０）が存在するように、かつ、
   垂直方向においては、ハイライト（１５８）の最低点（１５９）が翼上側表面（４８）の上方に存在するように、
   装着されている、請求項１に記載の機構。
8. ナセル（１５２）が二次流れ出口（１６４）において終端し、
   ターボファン（１５０）が：
   長手方向においては、二次流れ出口（１６４）が翼前縁（５２）の機尾側に存在するように、かつ、
   垂直方向においては、ナセル（１５２）の最低点（１５３）が翼上側表面（４８）の上方に存在するように、
   装着されている、請求項７に記載の機構。
9. 航空機（１０）の推進器（１００）により生じた騒音を減衰させる方法であって、推進器（１００）が、ローター直径（１１３）およびローター軸（１１４）を有する少なくとも１つのローター（１１０）を含み、航空機（１０）が、翼上側表面（４８）、後桁（５８）および翼後縁（５４）を有する翼（３０）を含み、前記方法が、
   長手方向において、ローター軸（１１４）と一致する垂直面（２０８）により定められた翼弦線（２１６）に沿って測定した後桁（５８）と翼後縁（５４）との間にローター（１１０）を位置させる工程と、
   垂直方向において、ローター直径（１１３）の最低点（１２５）が翼上側表面（４８）の上方に存在するようにローター（１１０）を位置させる工程と
   を含み、
   翼（３０）が、離陸中および残りの飛行中に航空機（１０）の質量を支持するにあたり、翼（３０）により発生する空力的揚力から生じる荷重を含む翼面荷重（４６）を受けて、ローター軸（１１４）上の中間点（１４７）から横方向外側に延在する、推進器（１００）により発せられる騒音の反射遮音をもたらすように、上向きに反り、かつ、湾曲する、
   方法。
10. 長手方向においてローター（１１０）を位置させる工程が、
    翼（３０）が翼面荷重（４６）を受けて上向きに反っているときに翼端（３４）の最前点（３６）と最後点（３８）との間にローター（１１０）が存在するように、長手方向においてローター（１１０）を位置させること
    をさらに含む、請求項９に記載の方法。
11. 翼（３０）が翼端（３４）を含み、垂直方向においてローター（１１０）を位置させる工程が、
    翼（３０）が翼面荷重（４６）を受けて上向きに反っているときに垂直方向において翼端（３４）より低くなるようにローター直径（１１３）を位置させること
    をさらに含む、請求項９に記載の方法。
12. ローター軸（１１４）が翼上側表面（４８）の上方の局所的流れ（２２２）に対して負の局所的迎え角αｒを有するように、推進器（１００）を方向付ける工程
    をさらに含む、請求項９に記載の方法。
13. 推進器（１００）が、各々がブレードピッチ軸（１２４）を有する複数のローターブレード（１２２）を含む前部ローター（１１０ａ）および後部ローター（１１０ｂ）を含み、前部ローター（１１０ａ）および後部ローター（１１０ｂ）のブレードピッチ軸（１２４）がそれらの間の中間点（１４７）を定め、長手方向においてローター（１１０）を位置させる工程が、
    翼（３０）が翼面荷重（４６）を受けて上向きに反っているときに翼端（３４）の最前点（３６）と最後点（３８）との間に中間点（１４７）を位置させること
    を含む、請求項９に記載の方法。

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