JP6500002B2 - 航空機用後部エンジン - Google Patents

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Description

本主題は、全体的には、後部エンジンを含む航空機推進システムに関する。
従来の商用航空機は、概して胴体、一対の主翼、及び推力を提供する推進システムを含む。一般に、推進システムは、ターボファンジェットエンジン等の少なくとも２つの航空機エンジンを含む。各ターボファンジェットエンジンは、例えば主翼の真下の吊り下げ位置において、主翼及び胴体と切り離されて航空機の主翼のそれぞれに取り付けられている。このような構成により、ターボファンジェットエンジンは、主翼及び／又は胴体の影響を受けない独立した自由流の空気流と相互作用することができる。この構成により、それぞれのターボファンジェットエンジンの各々の入口に流入する空気内の変動量を低減することができ、このことは航空機の正味推進力に好ましい影響を与える。
付加的な航空機エンジンは、航空機の例えば垂直安定板に組み込んで航空機に追加的な推力を提供することができる。提供される航空機エンジンの各々は、主翼真下に取り付けられた航空機エンジン及び垂直安定板に組み込まれた航空機エンジンを含み、全ては最大能力での作動時に実質的に同じ大きさの推力を提供するような大きさである。さらに、航空機エンジンの各々は、作動時に、累積推力の大きさが普通に離陸するのに十分であるような大きである。
従って、前記の構成において、航空機エンジンの各々は、飛行ミッションを完結するために適切に作動できることが必要である。例えば、前記の構成において、航空機は、適切に作動している主翼真下に取り付けられた航空機エンジン及び垂直安定板に組み込まれた航空機エンジン無しでは普通に離陸できない。従って、垂直安定板に組み込まれた航空機エンジンは、航空機の全推力を増大させるが、航空機が機械的異常による飛行禁止になる可能性を同様に高める場合がある。
従って、航空機が機械的故障により飛行禁止になる可能性を高めることなく航空機の正味推力に寄与することができる、主翼真下に取り付けられた航空機エンジンとは別のエンジンを有する航空機用推進システムは有効であろう。特に、航空機の正味推力（又は他の利点）に寄与することができ、航空機の普通の離陸のために作動する必要がない、主翼真下に取り付けられた航空機エンジンとは別のエンジンを有する航空機用推進システムは、特に有用であろう。
米国特許第９０３８３９８号明細書
本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、又はこの説明から明らかにすることができ、或いは本発明を実施することにより理解することができる。
本開示の１つの例示的な実施形態において、一対の主翼及び尾部を有する航空機のための推進システムが提供される。推進システムは、複数の主エンジンを含み、複数の主エンジンは、少なくとも第１の主エンジン及び第２の主エンジンを含む。第１の主エンジンは、航空機の一対の主翼の一方に取り付くように構成され、第２の主エンジンは、航空機の一対の主翼の他方に取り付くように構成される。さらに、推進システムは、航空機の尾部に取り付くように構成された後部エンジンを含む。複数の主エンジンは、航空機が後部エンジンを使用することなく離陸するのに十分な所定量の推力を提供する大きさである。
本開示の別の例示的な実施形態において、航空機が提供される。航空機は、先端部と尾部との間に延びる胴体と、先端部と尾部との間の位置で胴体の両側から外向きに延びる一対の主翼と、複数の主エンジンとを含む。少なくとも複数の主エンジンの一方は一対の主翼の一方に取り付けられ、少なくとも複数の主エンジンの他方は一対の主翼の他方に取り付けられる。複数の主エンジンの各々は、最大能力で作動する場合に最大主エンジン推力を発生する大きさである。航空機は、さらに航空機の尾部に取り付けられた後部エンジンを含む。後部エンジンは、最大能力で作動する場合に最大後部エンジン推力を発生する大きさであり、最大後部エンジン推力は、最大主エンジン推力よりも少なくとも１０％大きいか又は小さい。
本開示の例示的な態様において、航空機を作動させる方法が提供される。航空機は、一対の主翼、航空機の尾部に取り付けられた後部エンジン、及び複数の主航空機エンジンを含む。複数の主航空機エンジンの少なくとも一方は一対の主翼の一方に取り付けられ、複数の主航空機エンジンの少なくとも他方は一対の主翼の他方に取り付けられている。本方法は、複数の主航空機エンジンを作動させて、航空機が離陸するのに十分な所定量の推力を発生させるステップと、後部エンジンを、航空機の離陸運転モード時に全能力未満で作動させるステップと、を含む。
本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の請求項を参照するとより理解できるであろう。本明細書に組み込まれ且つその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。
添付図を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全かつ有効な開示を説明する。
本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図。 本開示の例示的な実施形態による後部エンジンの概略断面図。 本開示の種々の例示的な実施形態による航空機の上面図。 図３の例示的な航空機の左側側面図。 本開示の例示的な態様による航空機の作動方法のフロー図。
ここで、その１つ又はそれ以上の実施例が添付図面に例示されている本発明の実施形態について詳細に説明する。詳細な説明では、図面中の特徴部を示すために参照符号及び文字表示を使用している。本発明の同様の又は類似の要素を示すために、図面及び説明において同様の又は類似の記号表示を使用している。本明細書で使用される用語「第１」、「第２」、及び「第３」は、ある構成要素を別の構成要素と区別するために同義的に用いることができ、個々の構成要素の位置又は重要性を意味することを意図したものではない。用語「上流」及び「下流」は、流体通路における流体流れに対する相対的方向を指す。例えば、「上流」は、流体がそこから流れる方向を指し、「下流」は流体がそこに向けて流れ込む方向を指す。
本開示は、複数の主航空機エンジンと、航空機の正味推力に寄与することができる後部エンジンとを有する航空機のための推進システムを提供する。複数の主航空機エンジンは、航空機が通常の離陸を行うのに十分な所定量の推力をもたらすような大きさの、例えば主翼真下に取り付けられたターボファンジェットエンジンとすることができる。対照的に、後部エンジンは、航空機の尾部に取り付けることができ、航空機の上昇の終了時及び／又は航空機の巡航時に利用することができる。特に、この高高度飛行条件の間に、複数の主航空機エンジンを通る比較的高い修正流れが一般的であり、複数の主航空機エンジンの各々のそれぞれのファンは、比較的高度な修正流れ（ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ ｆｌｏｗ）に適応するサイズである。しかしながら、高高度飛行条件の間に後方ファンを使用すると、複数の主航空機エンジンを通る修正流れの量を低減することができるので、複数の主航空機エンジンのファンのサイズを低減することができる。結果として生じる、複数の主航空機エンジンを通る修正流れの低減によりもたらされる推力の低下は、後部エンジンで補うことができ、航空機の所望の正味推力をもたらすようになっている。特に、この複数の主航空機エンジンのファンサイズの低減は、複数の主航空機エンジンの全体重量を低減することができ、全体として推進システムの効率を高めることに貢献することができる。
各図を参照すると、図全体を通じて同じ符号は同じ要素を示す。詳細には、図１は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図を提示する。詳細には、図示の実施形態に関して、主航空機エンジンは、高バイパスターボファンジェットエンジンであり、本明細書では「ターボファンエンジン１０」と呼ぶ。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（参照用の長手方向中心線１２に対して平行に延びる）及び半径方向Ｒ１を定める。一般に、ターボファン１０は、ファンセクション１４及び該ファンセクション１４から下流に配置されたコアタービンエンジン１６を含む。
概略的に示された例示的なコアタービンエンジン１６は、環状入口２０を定める略管状の外部ケーシング１８を含む。外部ケーシング１８は、直列流れ関係で、ブースタすなわち低圧（ＬＰ）圧縮機２２及び高圧（ＨＰ）圧縮機２４を含む圧縮機セクションと、燃焼器セクション２６と、高圧（ＨＰ）タービン２８及び低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクションと、ジェット排出ノズルセクション３２とを収容する。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動結合する。低圧（ＬＰ）又はスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動結合する。圧縮機セクション、燃焼器セクション２６、タービンセクション、及びノズルセクション３２は、一緒になってコア空気流路３７を定める。
図示の実施形態に関して、ファンセクション１４は、相隔たる様式でディスク４２に結合した複数のファンブレード４０を有する可変ピッチファン３８を含む。図示のように、ファンブレード４０は、略半径方向Ｒに沿ってディスク４２から外向きに延びてファン径Ｄを定める。
ファンブレード４０のピッチを集合的に一斉に変えるように構成された適切な作動組立体４８に作動的に結合するファンブレード４０に基づいて、各ファンブレード４０は、ピッチ軸Ｐの周りでディスク４２に対して回転可能である。ファンブレード４０、ディスク４２、及び作動組立体４８は、出力ギヤボックス５０を横切るＬＰシャフト３６によって長手方向軸線１２の周りで一緒に回転可能である。出力ギヤボックス５０は、ＬＰシャフト３６の回転速度をより効率的なファン回転速度に落とすための複数のギヤを含む。
さらに図１の例示的な実施形態を参照すると、ディスク４２は、空気力学的に輪郭形成されて空気流が複数のファンブレード４０を通るのを促進する、回転可能フロントハブ４８でカバーされる。加えて、例示的なファンセクション１４は、円周方向でファン３８を囲む及び／又はコアタービンエンジン１６の少なくとも一部を囲む、環状ファンケーシング又は外側ナセル５０を含む。ナセル５０は、複数の周方向に離間した出口ガイドベーン５２によってコアタービンエンジン１６に対して支持されるようになっていることを理解されたい。さらに、ナセル５０の下流セクション５４は、コアタービンエンジン１６の外部に広がり、その間にバイパス空気流通路５６を定めるようになっている。
しかしながら、図１に示す例示的なターボファンエンジン１０は例証であり、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、例えば、何らかの適切な数のシャフト又はスプール、圧縮機、及び／又はタービンを含む何らかの他の適切な構成を含み得ることを理解されたい。
図２を参照すると、図２は、本開示の種々の実施形態による後部エンジンの概略的な断面側面図を提示する。図示の後部エンジンは、航空機１１０の尾部１１１において航空機１１０に取り付けられる。詳細には、図示の実施形態に関して、後部エンジンは、境界層吸い込み（ＢＬＩ）ファン１００として構成される。図２に示すように、ＢＬＩファン１００は、参照用にその中を通って延びる長手方向の中心軸線１０２に沿って延びる軸方向Ａ２と、半径方向Ｒ２とを定める。
一般に、ＢＬＩファン１００は、中心軸線１０２の周りを回転可能なファン１０４、ファン１０４の一部の周りを延びるナセル１０６、及びＢＬＩファン１００が取り付けられる航空機１１０のナセル１０６と胴体１０９との間に延びる１又は２以上の構造部材１０８を含む。ファン１０４は、概して円周方向に沿って離間した複数のファンブレード１１２を含む。加えて、１又は２以上の構造部材１０８は、複数のファンブレード１１２の前方位置で航空機１１０のナセル１０６と胴体１０９の間に延びる。さらに、ナセル１０６は、複数のファンブレード１１２、並びに航空機１１０の胴体１０９の少なくとも一部（尾部１１１において）及び図２のようにＢＬＩファン１００が航空機１１０に取り付けられる場合の航空機１１０の中点線（ｍｅａｎ ｌｉｎｅ）の周りに延びてこれを囲む。特に図示の実施形態に関して、ナセル１０６は、胴体１０９及び平均線の周りで実質的に３６０度にわたって広がる。
また、図２に示すように、ファン１０４は、追加的に複数のファンブレード１１２が取り付けられたファンシャフト１１３を含む。図示しないが、ファンシャフト１１３は、複数のファンブレード１１２の前方に設けられた１又は２以上の軸受、及び随意的に複数のファンブレード１１２の後方に設けられた１又は２以上の軸受によって回転可能に支持される。このような軸受は、ローラ軸受、ボール軸受、スラスト軸受等の何らかの適切な組み合わせとすることができる。
特定の例示的な実施形態において、複数のファンブレード１１２は、ファンシャフト１１３に対して固定様式で取り付けることができ、もしくは、複数のファンブレード１１２は、ファンシャフト１１３に対して回転可能に取り付けることができる。例えば、複数のファンブレード１１２は、可変ピッチ機構（図示せず）によって、複数のファンブレード１１２の各々のピッチを例えば一斉に変更できるようにファンシャフト１１３に取り付けることができる。複数のファンブレード１１２のピッチを変更することで、ＢＬＩファン１００の効率を高めること及び／又はＢＬＩファン１００が所望の推力特性を実現することができる。このような例示的な実施形態では、ＢＬＩファン１００は、可変ピッチＢＬＩファンと呼ぶことができる。
ファンシャフト１１３は、少なくとも部分的に航空機１１０の胴体１０９の中に設けられた動力源１１４に機械的に結合される。図示の実施形態に関して、ファンシャフト１１３は、ギヤボックス１１６を介して動力源１１４に機械的に結合する。ギヤボックス１１６は、動力源１１４、厳密には動力源１１４のシャフト１１５の回転速度を変更するように構成することができ、ＢＬＩファン１００のファン１０４は所望の回転速度で回転する。ギヤボックス１１６は、固定ギヤ比のギヤボックスとすること、もしくはギヤボックス１１６は可変ギヤ比とすることができる。
動力源１１４は何らかの適切な動力源とすることができる。例えば、特定の例示的な実施形態において、動力源は電気動力源とすることができる（例えば、ＢＬＩファン１００は、図３及び４を参照して以下に説明するガス−エレクトリック推進システム２５０等のガス−エレクトリック推進システムの一部として構成することができる）。しかしながら、他の例示的な実施形態において、動力源１１４は、代替的にガスタービンエンジン等のガスエンジンとして構成することができる。さらに、特定の例示的な実施形態において、動力源１１４は、航空機１１０の胴体１０９又はＢＬＩファン１００の中の任意の他の位置に設けることができる。例えば、特定の例示的な実施形態において、動力源１１４は、ＢＬＩファン１００の中に少なくとも部分的に設けられたガスタービンエンジンとして構成することができる。
前記で簡単に説明したように、ＢＬＩファン１００は、該ＢＬＩファン１００を航空機１１０の取り付けるための１又は２以上の構造部材１０８を含む。図示の実施形態に関する１又は２以上の構造部材１０８は、航空機１１０のナセル１０６と胴体１０９との間でＢＬＩファン１００の半径方向Ｒ２に沿って実質的に延び、ＢＬＩファン１００を航空機１１０の胴体１０９に取り付けるようになっている。本明細書で使用される場合、「約」及び「実質的に」などの近似用語は、許容誤差の１０％以内にあることを意味することを理解されたい。
加えて、図示の実施形態に関して、１又は２以上の構造部材１０８は、ファン１０４に関する入口ガイドベーンとして構成される。詳細には、１又は２以上の構造部材１０８は、ＢＬＩファン１００の効率を高めるために空気流をＢＬＩファン１００に案内して調節を行うように形作られている及び／又はそのように意図されている。特定の例示的な実施形態において、１又は２以上の構造部材１０８は、航空機１１０のナセル１０６と胴体１０９との間で延びる固定式入口ガイドベーンとして構成することができる。しかしながら、図示の実施形態に関して、１又は２以上の構造部材１０８は、可変式入口ガイドベーンとして構成することができる。詳細には、１又は２以上の構造部材１０８の各々は後端にフラップ１２４を含み、フラップ１２４は、半径軸の周りで種々の位置に回転して、その上を流れる空気の流れを変更するように構成されている。
さらに図２を参照すると、ＢＬＩファン１００は、前端１３６において、航空機１１０のナセル１０６と胴体１０９との間で入口１３４を定める。前述のように、ＢＬＩファン１００のナセル１０６は、航空機１１０の後端において航空機１１０の胴体１０９の周りに広がる。従って、図示の実施形態に関して、ＢＬＩファン１００の入口１３４は、図示の実施形態のようにＢＬＩファン１００が航空機１１０に取り付けられる場合、航空機１１０の胴体１０９の周りで実質的に３６０度にわたって広がる。特に、特定の実施形態において、１又は２以上の構造部材１０８は、ＢＬＩファン１００の円周方向に沿って等間隔に離間する。しかし、他の例示的な実施形態において、構造部材１０８は、円周方向に沿って等間隔で離間しなくてもよい。
さらに、ＢＬＩファン１００は、１又は２以上の出口ガイドベーン１３８及びテールコーン１４０を含む。図示の実施形態に関して、１又は２以上の出口ガイドベーン１３８は、ナセル１０６とテールコーン１４０との間に延び、ＢＬＩファン１００に対して強度及び剛性を付与するだけでなく、ＢＬＩファン１００を通る空気流を案内するようになっている。出口ガイドベーン１３８は、円周方向に沿って等間隔に離間すること、又は何らかの他の間隔を有することができる。加えて、出口ガイドベーン１３８は、固定式出口ガイドベーンとすること、代替的に可変式出口ガイドベーンとすることができる。
複数のファンブレード１１２の後方において、及び図示の実施形態に関して１又は２以上の出口ガイドベーン１３８の後方において、ＢＬＩファン１００は、追加的に、ナセル１０６とテールコーン１４０との間にノズル１４２を定める。ノズル１４２は、その中を通る空気から所定量の推力を発生させるように構成することができ、テールコーン１４０は、ＢＬＩファン１００上の抗力の量を最小にするように形作ることができる。しかしながら、他の実施形態において、テールコーン１４０は、何らかの他の形状とすること、例えば、テールコーン１４０の後端がナセル１０６で囲まれるようにナセル１０６の後端の前方で終端することができる。加えて、別の実施形態において、ＢＬＩファン１００は、何らかの一定量の推力を発生するように構成する必要はなく、代わりに、航空機１１０の胴体１０９の境界層から空気を吸い込んで、この空気にエネルギを付与して、すなわち空気を加速して航空機１１０の全体的な抗力を低減する（結果的に航空機１１０の正味推力を増大させる）ように構成することができる。
図２に示すＢＬＩファン１００は、単なる例示目的であり、他の例示的な実施形態において、何らかの他の適切なＢＬＩファン又は後部エンジンを設けることができることを理解されたい。他の例示的な実施形態において、例えば、ＢＬＩファン１００は、何らかの他の適切な構成とすることができる。例えば、他の例示的な実施形態において、ＢＬＩファン１００の１又は２以上の構造部材１０８は、図示の半径方向の構造とは対照的に、軸方向に延びることができる。さらに、図示の例示的なＢＬＩファン１００は、複数のファンブレード１１２の下流に設けられた複数の出口ガイドベーン１３８を含むが、他の例示的な実施形態において、ＢＬＩファン１００は、複数の出口ガイドベーン１３８を含む必要はない。このような構成では、テールコーン１４０は、長手方向中心線１０２の周りを、例えばファンシャフト１１３及び複数のファンブレード１１２と一緒に回転することができるが、回転しなくてもよい。さらに、特定の例示的な実施形態において、ＢＬＩファン１００が取り付けられる航空機１１０の垂直安定板及び／又は水平安定板は、航空機１１０の胴体１０９とＢＬＩファン１００のナセル１０６との間に延びて、１又は２以上の構造部材１０８の一部を形成することができる。もしくは、さらに他の実施形態において、ＢＬＩファン１００が取り付けられる航空機１１０の垂直安定板及び／又は水平安定板は、代わりに、ＢＬＩファン１００のナセル１０６に取り付けることができる。
ここで図３及び４を参照すると、図３は、本発明の種々の実施形態を組み込むことができる例示的な航空機２００の上面図を提示し、図４は、図３に例示した航空機２００の左側側面図を提示する。
図３及び４で示すように、航空機２００は、航空機２００の前方部又は先端部２０６と後端部又は尾部２０８との間で長手方向に延びる胴体２０２を含む。加えて、航空機２００は、長手方向の中心線２０４及び中点線（ｍｅａｎ ｌｉｎｅ）２０５を定め、中点線２０５は、先端部２０６と尾部２０８との間で延びる。本明細書で用いる場合、「中点線」は、航空機２００の長さに沿って延びる、航空機２００の付属物（例えば、以下に説明する主翼及び安定板）を考慮しない中間点線を意味する。
さらに、航空機２００は、一対の主翼２１０を含む。第１の主翼２１０は、胴体２０２の左側から長手方向中心線２０４に対して横方向外向きに延び、第２の主翼２１０は、胴体２０２の右側から長手方向中心線２０４に対して横方向外向きに延びる。図示の例示的な実施形態に関する主翼２１０の各々は、１又は２以上の前縁フラップ２１６及び１又は２以上の後縁フラップ２１８を含む。さらに、航空機２００は、ヨー制御用のラダーフラップ２２２を有する垂直安定板２２０と、各々がピッチ制御用のエレベータフラップ２２６を有する一対の水平安定板２２４とを含む。胴体２０２は、外面又は外板２２８をさらに含む。
さらに、図３及び４の例示的な航空機２００は、本明細書では「システム２５０」と呼ぶ、本開示例示的な実施形態による推進システム２５０を含む。例示的なシステム２５０は、各々が主翼２１０に取り付くようになっている複数の主航空機エンジンを含む。詳細には、図示の例示的なシステムは、第１の主航空機エンジン２５２及び第２の主航空機エンジン２５４を含む。第１の主航空機エンジン２５２は、航空機２００の一対の主翼２１０の一方に取り付くようになっており、第２の主航空機エンジン２５４は、航空機２００の一対の主翼２１０の他方に取り付くようになっている。詳細には、第１及び第２の主航空機エンジン２５２、２５４の各々は、翼下構成でもってそれぞれの主翼２１０の真下に吊り下げられる。特定の例示的な実施形態において、第１及び／又は第２の主航空機エンジン２５２、２５４は、図１を参照して前述した例示的なターボファンエンジン１０のような、ターボファンエンジンとして構成することができる。しかしながら、代替的に、他の例示的な実施形態において、第１及び／又は第２の主航空機エンジン２５２、２５４は、代わりに、ターボジェットエンジン、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、ターボコアエンジン等の、何らかの他の適切な航空機エンジンとして構成することができる。さらに、別の例示的な実施形態において、システム２５０は、何らかの他の適切な数の主航空機エンジンを含むことができる。
加えて、例示的な推進システム２５０は、主翼２１０及び／又は主航空機エンジン２５２、２５４の後方位置において、例えば航空機２００の尾部２０８において航空機２００に取り付くように構成された、後部エンジン２５６を含む。少なくとも１つの特定の例示的な実施形態において、後部エンジン２５６は、図２を参照して説明したＢＬＩファン１００のような、境界層吸い込み（ＢＬＩ）ファンとして構成することができる。従って、後部エンジン２５６は、航空機２００の尾部２０８において、航空機２００の胴体２０２に固定的に結合することができる。このような構成において、後部エンジン２５６は、尾部２０８に組み込まれるか又は一体化されている。しかしながら、種々の他の実施形態において、後部エンジン２５６は、代替的に尾部２０８の何らかの適切な場所に設けること及び／又は何らかの他の適切な後部エンジンを備えることができることを理解されたい。
種々の実施形態において、主航空機エンジン２５２、２５４は、発電機２５８及び／又はエネルギ蓄積装置２６０に出力を供給するように構成することができる。例えば、一方又は両方のジェットエンジン２５２、２５４は、回転シャフト（例えば、ＬＰシャフト又はＨＰシャフト）から発電機２５８に対して機械的出力を供給するように構成することができる。加えて、発電機２５８は、機械的出力を電力に変換して、この電力をエネルギ蓄積装置２６０又は後部エンジン２５６のうちの一方又は両方に供給するように構成することができる。従って、このような実施形態において、推進システム２５０は、ガス−エレクトリック推進システムと呼ぶことができる。しかしながら、図３及び４に示す航空機２００及び推進システム２５０は、単なる例示目的であり、本開示の他の例示的な実施形態において、何らかの他の適切な方法で構成された推進システム２５０を有する何らかの他の適切な航空機２００を提供できることを理解されたい。
図３及び４を参照すると、例示的な推進システム２５０は、主航空機エンジン２５２、２５４が、航空機２００が後部エンジン２５６を使用することなく通常の離陸を行うのに十分な所定量の推力を、航空機２００に供給するように構成される。
例えば、第１の主航空機エンジン２５２及び第２の主航空機エンジン２５４の各々は、最大能力（最大主エンジン推力ＴＰＥ）で作動する場合に所定量の推力を発生する大きさとすることができる。対照的に、後部エンジン２５６は、異なる能力のエンジンとすることができ、主航空機エンジンとは異なる量の推力を発生する。例えば、後部エンジン２５６は、最大能力（最大後部エンジン推力ＴＡＥ）で作動する場合に最大後部エンジン推力を発生する大きさとすることができ、この最大後部エンジン推力ＴＡＥは、最大主エンジン推力ＴＰＥとは異なる。例えば、特定の例示的な実施形態において、最大後部エンジン推力ＴＡＥは、最大主エンジン推力ＴＰＥよりも少なくとも１０％だけ大きいか又は小さいものとすることができる。しかしながら、具体的には、図示の実施形態に関して、後部エンジン２５６は、低能力エンジンとして構成され、主航空機エンジンよりも小さな推力を発生する。例えば、後部エンジン２５６は、最大主エンジン推力ＴＰＥよりも小さな最大後部エンジン推力ＴＡＥを発生する大きさとすることができる。例えば、最大後部エンジン推力ＴＡＥは、最大主エンジン推力ＴＰＥの最大約８５％とすることができる（すなわち、後部エンジン２５６は、最大能力で作動する場合、最大主エンジン推力ＴＰＥの８５％又はそれ未満の所定量の推力を発生する大きさとすることができる。）。
本明細書で用いる場合、「最大能力で作動する」とは、それぞれのエンジンがフルスロットルで作動して、エンジンが通常の運転状態で安全に発生する、最大推力量を発生することを意味することを理解されたい。さらに、一方のエンジンの最大推力量が別のエンジン（又は複数のエンジン）の最大推力量と比較される場合、これらの最大量は、同じ又は類似の条件（すなわち、高度、温度、マッハ数の差に対して補正された）での最大量を意味する。
加えて、特定の例示的な実施形態において、複数の主航空機エンジン（図示の実施形態に関しては第１の主航空機エンジン２５２及び第２の主航空機エンジン２５４を含む）は、主航空機エンジンの各々が最大能力で作動する場合（最大主エンジン推力ＴＰＥ，ＴＯＴＡＬ）、協働して累積最大推力量を発生するように構成することができる。最大主エンジン推力ＴＰＥ，ＴＯＴＡＬは、通常状態で航空機２００を離陸させるのに十分な所定量の推力とすることができる。例えば、最大主エンジン推力ＴＰＥ，ＴＯＴＡＬは、所定の大きさ及び重量の航空機２００に関して従来通りの大きさの滑走路又はランウェイから従来通りの速度で、航空機２００が離陸するのに十分なものとすることができる。このような実施形態に関して、後部エンジン２５６は、最大主エンジン推力ＴＰＥ，ＴＯＴＡＬの何分の１かの大きさとすることができる。例えば、特定の実施形態において、最大後部エンジン推力ＴＡＥは、最大主エンジン推力ＴＰＥ，ＴＯＴＡＬの約３５％未満とすることができる。
しかしながら、他の例示的な実施形態において、後部エンジン２５６は、複数の主エンジンに対して何らかの他の適切なサイズとすることができることを理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態において、最大後部エンジン推力ＴＡＥは、最大主推力ＴＰＥの最大約８５％、最大主推力ＴＰＥの最大約７５％、又は最大主推力ＴＰＥの最大約７０％とすることができる。同様に、別の実施形態において、最大後部エンジン推力ＴＡＥは、代わりに、累積最大主エンジン推力ＴＰＥ，ＴＯＴＡＬの約３０％未満、累積最大主エンジン推力ＴＰＥ，ＴＯＴＡＬの約２０％未満、累積最大主エンジン推力ＴＰＥ，ＴＯＴＡＬの約１５％未満、又は累積最大主エンジン推力ＴＰＥ，ＴＯＴＡＬの約１０％未満とすることができる。
前述の構成に関して、後部エンジン２５６は、非主要信頼性エンジンと見なすことができる。本明細書で用いる場合、「非主要信頼性」とは、エンジンが通常の離陸では必要とされず、最終目的地に到達するためのものであることを意味する。従って、非主要信頼性エンジンを用いて、航空機２００は、エンジン故障時に最終目的地に到達することができる。
本開示の１又は２以上の実施形態による後部エンジンを含む推進システムにより、推進システム全体の効率を高めることができる。例えば、本開示の１又は２以上の実施形態による後部エンジンを含むことで、複数の主航空機エンジンのファン径を小さくすることができ、主航空機エンジンの重量も減少する。（特に、後方ファンを備えると推進システムの正味重量が増加につながるが、全体的な効率向上は、増加した正味重量を打ち消す）。
複数の主航空機エンジンのファン径の減少は、例えば航空機の上昇及び／又は巡航運転の間に発生する推力量の低減につながる可能性がある（複数の主航空機エンジンを通る是正された流量の低減に起因して）。しかしながら、後部エンジンは、このような運転状態時の主航空機エンジンの推力発生量を補うことができ、航空機のための所望の正味推力量が発生するようになる。本開示の例示的な態様による航空機の運転方法のフロー図が提示される。図５に示す例示的な方法（３００）は、図３及び４を利用して説明した航空機及び／又は推進システムに利用することができる。従って、特定の例示的な態様において、図５に示す方法（３００）は、複数の主翼、複数の主航空機エンジン、及び後部エンジンを有する航空機に適用することができる。加えて、複数の主エンジンのうちの第１のエンジンは、一対の主翼のうちの一方に取り付けること、及び複数の主エンジンのうちの第２のエンジンは、一対の主翼のうちの他方に取り付けることができる。さらに、後部エンジンは、航空機の尾部に取り付けることができる。
図示のように、概して、方法（３００）は、（３０２）において複数の主航空機エンジンを作動させて、離陸運転モード時に航空機が離陸するのに十分な所定量の推力を発生させる。さらに、図５に示す例示的な方法（３００）は、（３０４）において、航空機の離陸運転モード時に後部エンジンを全能力未満で作動させる。例えば、（３０４）において、航空機の離陸運転モード時に後部エンジンを全能力未満で作動させることは、後部エンジンの全能力の約８０％未満、後部エンジンの全能力の約６５％未満、後部エンジンの全能力の約５０％未満、後部エンジンの全能力の約３５％未満、又は後部エンジンの全能力の約２０％未満で後部エンジンを作動させることを含む。従って、このような例示的な方法では、航空機は、複数の主航空機エンジンが発生する推力を主に使用して離陸することができる。
しかしながら、離陸後、例示的な方法（３００）は、後部エンジンを全能力といったより高い能力で作動させる。例えば、図示の例示的な態様は、追加的に、（３０６）において航空機の上昇運転モード又は航空機の巡航運転モードの少なくとも一方の間に、後部エンジンを５０％以上の能力で作動させる。詳細には、少なくとも特定の例示的な実施形態において、（３０６）において後部エンジンを作動させることは、後部エンジンを７５％以上、９０％以上、９５％以上の能力で作動させることを含む。航空機の上昇運転モード及び航空機の巡航運転モードの各々は、離陸の後で起こる。特に、後部エンジンは、離陸後の（３０６）において、後部エンジンのより効率の高い作動を行うことができる。詳細には、上昇及び巡航運転モード時に、胴体の周りを流れるより多くの境界層空気が存在することができ、後部エンジンはより多くの境界層空気を取り込むことができ、後部エンジンの効率が高くなる。
さらに、図３及び３に関して簡単に教示したように、少なくとも特定の例示的な態様において、後部エンジンは、複数の主航空機エンジンのうちの１又は２以上から少なくとも部分的に動力を供給することができる。従って、特定の例示的な態様において、航空機を作動させる方法（３００）は、複数の主航空機エンジンから後部エンジンにエネルギを供給して、航空機の離陸が終了した後に後部エンジンを作動させることを含み得る。
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を含む場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
１０ ターボファンジェットエンジン
１２ 長手方向又は軸方向中心線
１４ ファンセクション
１６ コアタービンエンジン
１８ 外部ケーシング
２０ 入口
２２ 低圧圧縮機
２４ 高圧圧縮機
２６ 燃焼器セクション
２８ 高圧タービン
３０ 低圧タービン
３２ ジェット排出セクション
３４ 高圧シャフト／スプール
３６ 低圧シャフト／スプール
３７ コア空気流路
３８ ファン
４０ ブレード
４２ ディスク
４４ 作動部材
４６ 出力ギヤボックス
４８ ナセル
５０ ファンケーシング又はナセル
５２ 出口ガイドベーン
５４ 下流セクション
５６ バイパス空気流通路
１００ ＢＬＩファン
１０２ 中心軸線
１０４ ファン
１０６ ナセル
１０８ 構造部材
１１０ ファンブレード
１１２ ファンシャフト
１１４ 動力源
１１６ ギヤボックス
１１８ ＩＧＶ前端
１２０ ＩＧＶ後端
１２２ 本体
１２４ フラップ
１２６ 半径方向軸
１２８ 第１の位置
１３０ 中立位置
１３２ 第２の位置
１３４ 入口
１３６ ＢＬＩファン前端
１３８ ＯＧＶ
１４０ テールコーン
１４２ ノズル
２００ 航空機
２０２ 胴体
２０４ 長手方向中心線
２０６ 先端部
２０８ 尾部
２１０ 主翼
２１２ 左側
２１４ 右側
２１６ 前縁フラップ
２１８ 後縁フラップ
２２０ 垂直安定板
２２２ ラダーフラップ
２２４ 水平安定板
２２６ エレベータフラップ
２２８ 胴体外面
２５０ 推進システム
２５２ ジェットエンジン
２５４ ジェットエンジン
２５６ ＢＬＩファン
２５８ 発電機
２６０ エネルギ蓄積装置

Claims (10)

  1. 胴体（１０９）、 一対の主翼（２１０）及び尾部（２０８）を有する航空機（２００）のための推進システムであって、
    少なくとも第１の主エンジン（２５２）及び第２の主エンジン（２５４）を含む複数の主エンジンであって、前記第１の主エンジン（２５２）は、前記航空機（２００）の前記一対の主翼（２１０）の一方に取り付くように構成され、前記第２の主エンジン（２５４）は、前記航空機（２００）の前記一対の主翼（２１０）の他方に取り付くように構成された、複数の主エンジンと、
    前記航空機（２００）の尾部（２０８）に取り付くように構成された、ナセル（１０６）を含む後部エンジンと、
    を備え、
    前記複数の主エンジンは、前記航空機（２００）が、前記後部エンジンを使用することなく離陸するのに十分な所定量の推力を提供する大きさであり、
    前記後部エンジンは、
    前記航空機（１１０）の前記胴体（１０９）の中に少なくとも部分的に設けられた動力源（１１４）に機械的に結合されたファンシャフト（１１３）と、
    前記ナセル（１０６）と前記航空機（１１０）の前記胴体（１０９）との間で延びて可変式入口ガイドベーンとして構成される１又は２以上の構造部材（１０８）と
    を備え、
    前記１又は２以上の構造部材（１０８）は、後端にフラップ（１２４）を含み、該フラップ（１２４）は、半径軸の周りで種々の位置に回転して、その上を流れる空気の流れを変更するように構成されている、推進システム。
  2. 前記第１の主エンジン（２５２）及び前記第２の主エンジン（２５４）の各々は、ターボファンジェットエンジンとして構成される、請求項１に記載の推進システム。
  3. 前記後部エンジンは、境界層吸い込みファン（２５６）であり、前記ナセル（１０６）が、該境界層吸い込みファン（２５６）の入口（１３４）を定め、前記ナセル（１０６）は、前記境界層吸い込みファン（２５６）が前記航空機（２００）に取り付けられた場合、前記航空機（２００）の尾部（２０８）において、航空機（２００）の前記胴体の周りで約３６０度にわたって広がる、請求項１又は２に記載の推進システム。
  4. 前記第１の主エンジン（２５２）及び前記第２の主エンジン（２５４）の各々は、最大能力で作動する場合に最大主エンジン推力を発生する大きさであり、前記後部エンジンは、最大能力で作動する場合に前記最大主エンジン推力の最大約７５％又は約８５％を発生する大きさである、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の推進システム。
  5. 前記推進システムは、
    前記複数の主航空機エンジンを作動させて、前記航空機が離陸するのに十分な所定量の推力を発生させ、
    前記後部エンジンを、前記航空機の離陸運転モード時に全能力未満で作動させ、
    前記複数の主航空機エンジンのうちの１又は２以上から前記後部エンジンにエネルギを供給して、前記航空機の離陸が終了した後に前記後部エンジンを作動させるよう構成された
    請求項１乃至４のいずれか１項に記載の推進システム。
  6. 航空機を作動させる方法であって、
    前記航空機は、胴体（１０９）、一対の主翼、該航空機の尾部に取り付けられた、ナセル（１０６）を含む後部エンジン、及び複数の主航空機エンジンを有し、前記複数の主航空機エンジンの少なくとも一方が前記一対の主翼の一方に取り付けられ、前記複数の主航空機エンジンの少なくとも他方が前記一対の主翼の他方に取り付けられ、
    前記後部エンジンは、
    前記航空機（１１０）の前記胴体（１０９）の中に少なくとも部分的に設けられた動力源（１１４）に機械的に結合されたファンシャフト（１１３）と、
    前記ナセル（１０６）と前記航空機（１１０）の前記胴体（１０９）との間で延びて可変式入口ガイドベーンとして構成される１又は２以上の構造部材（１０８）と
    を備え、
    前記１又は２以上の構造部材（１０８）は、後端にフラップ（１２４）を含み、該フラップ（１２４）は、半径軸の周りで種々の位置に回転して、その上を流れる空気の流れを変更するように構成されており、
    前記航空機を作動させる方法は、
    前記複数の主航空機エンジンを作動させて、前記航空機が離陸するのに十分な所定量の推力を発生させるステップと、
    前記後部エンジンを、前記航空機の離陸運転モード時に全能力未満で作動させるステップと、
    を含む方法。
  7. 前記後部エンジンを、前記航空機の離陸運転モード時に全能力未満で作動させるステップは、前記後部エンジンを、前記航空機の離陸運転モード時に７５％未満の能力で作動させるステップを含む、請求項６に記載の方法。
  8. 前記航空機の上昇運転モード又は前記航空機の巡航運転モードの少なくとも一方の間に、５０％の能力で前記後部エンジンを作動させる、請求項６又は７に記載の方法。
  9. 前記複数の主航空機エンジンは、全能力で作動する場合に、協働して累積最大主エンジン推力を発生し、前記後部エンジンは、全能力で作動する場合に最大後部エンジン推力を定め、前記最大後部エンジン推力は、前記累積最大主エンジン推力の約３０％未満である、請求項６乃至８のいずれか１項に記載の方法。
  10. 前記複数の主航空機エンジンのうちの１又は２以上から前記後部エンジンにエネルギを供給して、前記航空機の離陸が終了した後に前記後部エンジンを作動させるステップをさらに含む、請求項６乃至９のいずれか１項に記載の方法。
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