JP7497264B2 - Aircraft thrust generating device - Google Patents
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Description
本開示は、航空機用推力発生装置に関するものである。 This disclosure relates to a thrust generating device for an aircraft.
従来、航空機用ガスタービンエンジンにおいて、外気を取り込むファンを2段設け、1段目のファンと2段目のファンを逆方向に回転させる技術が知られている(例えば、特許文献1参照)。特許文献1によれば、1段目のファンと2段目のファンを逆方向に回転させることにより、ファンを1段のみ設けた航空機用ガスタービンエンジンや、1段目のファンと2段目のファンを同方向に回転させる場合に比べ、低燃費化と低騒音化を実現することができる。 Conventionally, in aircraft gas turbine engines, a technology is known in which a fan that takes in outside air is provided in two stages, and the first stage fan and the second stage fan rotate in opposite directions (see, for example, Patent Document 1). According to Patent Document 1, by rotating the first stage fan and the second stage fan in opposite directions, it is possible to achieve lower fuel consumption and lower noise compared to aircraft gas turbine engines with only one fan stage or when the first stage fan and the second stage fan rotate in the same direction.
しかしながら、特許文献1に記載された航空機用ガスタービンエンジンにおいては、低圧タービンの外側ドラムロータから1段目のファンに駆動力を伝達する機構と、低圧タービンの内側ドラムロータから2段目のファンに駆動力を伝達する機構とを備える。低圧タービンの駆動力をファンに伝達する機構は、支持構造や軸受構造が複雑となり、重量が増加し、メンテナンス性が低下してしまう。 However, the aircraft gas turbine engine described in Patent Document 1 includes a mechanism for transmitting driving force from the outer drum rotor of the low-pressure turbine to the first stage fan, and a mechanism for transmitting driving force from the inner drum rotor of the low-pressure turbine to the second stage fan. The mechanism for transmitting the driving force of the low-pressure turbine to the fan requires a complex support structure and bearing structure, which increases the weight and reduces maintainability.
本開示は、このような事情に鑑みてなされたものであって、重量の増加やメンテナンス性の低下を引き起こすことなく、低燃費化と低騒音化を実現することが可能な航空機用推力発生装置を提供することを目的とする。 This disclosure has been made in consideration of these circumstances, and aims to provide a thrust generating device for aircraft that can achieve low fuel consumption and low noise without increasing weight or reducing maintainability.
本開示の一態様に係る航空機用推力発生装置は、航空機用推力発生装置であって、航空機の進行方向に沿って延びる回転軸回りに回転する第1ファンと、前記第1ファンよりも前記進行方向の上流側に配置されるとともに前記回転軸回りに回転する第2ファンと、前記第1ファンおよび前記第2ファンを収容するファンケースと、前記ファンケースに取り付けられるとともに前記第1ファンを第1方向に回転させる第1駆動力と、前記第2ファンを前記第1方向の反対の第2方向に回転させる第2駆動力を発生するモータと、を備え、 前記ファンケースは、前記回転軸に沿って延びる円筒状に形成されるとともに前記第1ファンおよび前記第2ファンを内周側に収容するケース本体と、前記回転軸上に配置されるとともに前記モータを内部に収容するモータ収容部と、前記回転軸回りの周方向の複数箇所に配置されるとともに前記ケース本体の内周面と前記モータ収容部の外周面とを連結して前記モータ収容部を支持する支持部と、を有し、前記モータは、前記モータ収容部の内周面に取り付けられる外側軸受により前記回転軸回りに回転可能な状態で前記モータ収容部に取り付けられるとともに円筒状に形成される外側回転部と、前記回転軸回りに回転可能な状態で前記外側回転部の内周側に取り付けられる内側回転部と、を有し、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか一方にはコイルが巻き付けられており、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか他方には磁石が取り付けられており、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか一方は前記第1ファンに連結されるとともに前記第1駆動力を発生させ、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか他方は前記第2ファンに連結されるとともに前記第2駆動力を発生させる。 An aircraft thrust generating device according to one aspect of the present disclosure is an aircraft thrust generating device including: a first fan that rotates around a rotation axis extending along a traveling direction of an aircraft; a second fan that is arranged upstream of the first fan in the traveling direction and rotates around the rotation axis; a fan case that houses the first fan and the second fan; and a motor that is attached to the fan case and generates a first driving force that rotates the first fan in a first direction and a second driving force that rotates the second fan in a second direction opposite to the first direction, wherein the fan case is formed in a cylindrical shape extending along the rotation axis and includes a case main body that houses the first fan and the second fan on its inner side, a motor housing section that is arranged on the rotation axis and houses the motor therein; and a support portion that connects the inner surface of the case body and the outer surface of the motor accommodating portion to support the motor accommodating portion, and the motor has an outer rotating portion that is cylindrically formed and is attached to the motor accommodating portion in a state where it can rotate around the rotation axis by an outer bearing attached to the inner surface of the motor accommodating portion, and an inner rotating portion that is attached to the inner side of the outer rotating portion in a state where it can rotate around the rotation axis, and a coil is wound around one of the outer rotating portion and the inner rotating portion, and a magnet is attached to the other of the outer rotating portion and the inner rotating portion, and one of the outer rotating portion and the inner rotating portion is connected to the first fan and generates the first driving force, and the other of the outer rotating portion and the inner rotating portion is connected to the second fan and generates the second driving force.
本開示によれば、重量の増加やメンテナンス性の低下を引き起こすことなく、低燃費化と低騒音化を実現することが可能な航空機用推力発生装置を提供することができる。 This disclosure makes it possible to provide an aircraft thrust generating device that can achieve low fuel consumption and low noise without increasing weight or reducing maintainability.
〔第1実施形態〕
以下、本開示の第1実施形態に係る航空機用推力発生装置100について、図面を参照して説明する。図1は、本実施形態に係る航空機用推力発生装置100を示す縦断面図である。図2は、図1に示す航空機用推力発生装置100を第1ファン10側からみた正面図である。図3は、図1に示す航空機用推力発生装置100のA-A矢視断面図である。図4は、図1に示す航空機用推力発生装置100のB-B矢視断面図である。
First Embodiment
Hereinafter, an
本実施形態の航空機用推力発生装置100は、航空機(図示略)に取り付けられるとともに航空機を進行方向TDに向けて移動させる推進力を発生する装置である。図1に示すように、本実施形態の航空機用推力発生装置100は、第1ファン10と、第2ファン20と、ファンケース30と、モータ40と、ガスタービン50と、バッテリー80と、制御部90と、を備える。
The aircraft
第1ファン10は、航空機の進行方向TDに沿って延びる回転軸X回りに回転する回転体である。図2に示すように、第1ファン10は、周方向CDに沿って等間隔で配置される複数のブレード11と、回転軸X上に配置されるとともにブレード11の基端が連結されるディスク12とを有する。第1ファン10は、回転軸X回りに時計回り方向(第1方向)CWに回転する。
The
第2ファン20は、航空機の進行方向TDに沿って延びる回転軸X回りに回転する回転体である。図3に示すように、第2ファン20は、周方向CDに沿って等間隔で配置される複数のブレード21と、回転軸X上に配置されるとともにブレード21の基端が連結されるディスク22とを有する。第2ファン20は、回転軸X回りに反時計回り方向(第2方向)CCWに回転する。第2ファン20は、第1ファン10よりも進行方向TDの上流側(空気の流れ方向の下流側)に配置されている。
The
ファンケース30は、第1ファン10および第2ファン20を収容する筐体であり、航空機の本体に取り付けられる。図1に示すように、ファンケース30は、ケース本体31と、モータ収容部32と、複数のストラット(支持部)33とを有する。ケース本体31は、回転軸Xに沿って延びる円筒状に形成されるとともに第1ファン10および第2ファン20を内周側に収容する筐体である。
The
ケース本体31は、回転軸Xに沿って延びる円筒状に形成されるとともに第1ファン10および第2ファン20を内周側に収容する筐体である。ケース本体31は、航空機の本体に取り付けられる。
The
モータ収容部32は、回転軸X上に配置されるとともにモータ40を内部に収容する筐体である。モータ収容部32は、モータ40の外周面を取り囲むよう形成される略円筒状の内周面を有する。
The
図1および図4に示すように、ストラット33は、回転軸X回りの周方向CDの複数箇所に配置されるとともにケース本体31の内周面31aとモータ収容部32の外周面32aとを連結してモータ収容部32を支持する部材である。ストラット33は、回転軸Xに直交する径方向に延びるように配置され、軸状に形成される部材である。
As shown in Figures 1 and 4, the
モータ40は、ファンケース30に取り付けられるとともに第1ファン10を時計回り方向CWに回転させる第1駆動力と、第2ファン20を時計回り方向CWの反対方向の反時計回り方向CCWに回転させる第2駆動力を発生する装置である。本実施形態のモータ40は、外側回転部41と、内側回転部42と、外側軸受43と、内側軸受44と、第1駆動軸45と、第2駆動軸46と、を備える。本実施形態のモータ40は、外側回転部41と内側回転部42とを反対方向に回転させる二重反転式のモータである。
The
外側回転部41は、回転軸X回りに回転可能な状態でファンケース30のモータ収容部32に取り付けられるとともに円筒状に形成される部材である。外側回転部41は、モータ収容部32の内周面に取り付けられる外側軸受43により回転軸X回りに回転可能な状態で支持される。
The outer rotating
外側回転部41には、バッテリー80から電力が供給されるコイル(図示略)が巻き付けられている。外側回転部41は、バッテリー80からコイルへ電力を供給してコイルを流れる電流により磁力を発生させる。外側回転部41は、コイルが発生させた磁力と、内側回転部42に取り付けられた磁石との反発力により反時計回り方向CCWに回転する第2駆動力を発生させる。
A coil (not shown) is wound around the outer rotating
外側回転部41は、筒状に形成される第2駆動軸46を介して第2ファン20のディスク22に連結されている。外側回転部41が発生させた第2駆動力は、第2駆動軸46を介して第2ファン20のディスク22に伝達される。
The outer rotating
内側回転部42は、回転軸X回りに回転可能な状態で外側回転部41に取り付けられるとともに円柱状に形成される部材である。内側回転部42は、外側回転部41の内周面に取り付けられる内側軸受44により回転軸X回りに回転可能な状態で支持される。
The inner rotating
内側回転部42には、磁石(図示略)が取り付けられている。内側回転部42は、外側回転部41のコイルが発生させた磁力と、内側回転部42に取り付けられた磁石との反発力により時計回り方向CWに回転する第1駆動力を発生させる。
A magnet (not shown) is attached to the inner rotating
内側回転部42は、軸状に形成される第1駆動軸45を介して第1ファン10のディスク12に連結されている。内側回転部42が発生させた第1駆動力は、第1駆動軸45を介して第1ファン10のディスク12に伝達される。
The inner rotating
ガスタービン50は、燃料を燃焼して燃焼ガスを発生し、航空機を進行方向TDに向けて移動させる推進力を発生する装置である。図1に示すように、本実施形態のガスタービン50は、第1ファン10および第2ファン20よりも航空機の進行方向TDの上流側(空気の流通方向の下流側)に配置されている。
The
図1に示すように、ガスタービン50は、圧縮機51と、燃焼器52と、高圧タービン53と、低圧タービン54と、ケース55と、発電機56と、を有する。圧縮機51は、第1ファン10および第2ファン20により搬送される空気を吸入して圧縮し、圧縮空気を生成する。
As shown in FIG. 1, the
燃焼器52は、圧縮機51により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する。高圧タービン53および低圧タービン54は、燃焼器52が生成する燃焼ガスによって駆動される回転体であり、回転軸X回りに配置される複数の動翼(図示略)を有する。
The
高圧タービン53は、筒状に形成される高圧シャフト53aを介して圧縮機51に連結されている。高圧タービン53は、燃焼ガスにより回転軸X回りに回転する駆動力を発生するとともに発生した駆動力を圧縮機51に伝達する。圧縮機51は、高圧タービン53から伝達される駆動力により回転軸X回りに回転し、圧縮空気を生成する。
The high-
低圧タービン54は、軸状に形成される低圧シャフト54aを介して発電機56に連結されている。発電機56は、低圧タービン54に連結されて低圧タービン54の駆動により発電するとともにバッテリー80を介してモータ40に電力を供給する。
ケース55は、圧縮機51と、燃焼器52と、高圧タービン53と、低圧タービン54とを内周側に収容する筒状に形成される筐体である。
The low-
The
バッテリー80は、発電機56から供給される電力を蓄電する装置である。バッテリー80は、制御部90から伝達される制御信号に応じてモータ40へ電力を供給する。
The
制御部90は、モータ40およびバッテリー80を含む航空機用推力発生装置100の各部を制御する装置である。制御部90は、航空機の運航状態に応じて航空機用推力発生装置100が適切な推力を発生するよう航空機用推力発生装置100の各部を制御する。
The
例えば、制御部90は、航空機が離陸する際には、巡航中よりも高い推力が得られるように航空機用推力発生装置100の各部を制御する。制御部90は、ガスタービン50を動作させて発電機56からバッテリー80を介してモータ40に電力が供給され、かつバッテリー80に蓄電された電力もモータ40に供給されるように制御する。
For example, when the aircraft takes off, the
例えば、制御部90は、航空機の巡航中には、ガスタービン50を動作させて発電機56からバッテリー80を介してモータ40に電力が供給されるように制御する。この場合、バッテリー80に蓄電された電力はモータ40に供給しないようにし、発電機56が発生する電力に余剰がある場合には、バッテリー80に蓄電するのが望ましい。なお、制御部90は、航空機の巡航中において、バッテリー80に十分な蓄電量がある場合には、ガスタービン50を停止させ、バッテリー80から供給する電力によってモータ40を駆動するようにしてもよい。
For example, while the aircraft is cruising, the
なお、制御部90は、航空機の実速度や目標速度等の各種のパラメータに応じて、第1ファン10および第2ファン20の回転数が適切な回転数となるように、モータ40をインバータ制御回路(図示略)により制御するのが望ましい。制御部90は、第1ファン10のブレード11の先端速度および第2ファン20のブレード21の先端速度がそれぞれ音速を超えないようにモータ40を制御するのが望ましい。
The
以上説明した本実施形態の航空機用推力発生装置100が奏する作用及び効果について説明する。
本実施形態の航空機用推力発生装置100によれば、モータ40は、ファンケース30に取り付けられる外側回転部41と、外側回転部41の内周側に取り付けられる内側回転部42とを有する。内側回転部42は第1ファン10を時計回り方向CWに回転させる第1駆動力を発生し、外側回転部41は第2ファン20を反時計回り方向CCWに回転させる第2駆動力を発生する。
The actions and effects achieved by the aircraft
According to aircraft thrust generating
本実施形態に係る航空機用推力発生装置100によれば、外側回転部41に取り付けられるコイルが発生する磁力と、内側回転部42に取り付けられる磁石の磁力とが作用し、第1ファン10および第2ファン20が回転軸X回りに反対方向に回転する。第1ファン10と第2ファン20が反対方向に回転するため、これらを同方向に回転させる場合に比べ、ファンが発生させる気流の広がりを抑制することができる。そのため、重量の増加やメンテナンス性の低下を引き起こすことなく気流に直進性を持たせ、低騒音化を実現することができる。
According to the aircraft
また、本実施形態の航空機用推力発生装置100によれば、第1ファン10および第2ファン20を駆動するモータ40が支持部によりケース本体31の内周面と連結されるモータ収容部32に収容される。モータ40が第1ファン10および第2ファン20を収容するファンケース30のモータ収容部32に収容されるため、ファンケース30とは異なる場所にモータ40を配置する場合に比べ、構造を簡素化して軽量化を実現することができる。
In addition, according to the aircraft
また、本実施形態の航空機用推力発生装置100によれば、ガスタービン50の燃焼器52により燃料を燃焼して生成された燃焼ガスにより低圧タービン54が駆動され、低圧タービン54の駆動により発電機56が発電し、発電機56からモータ40に電力が供給される。これにより、ガスタービン50により燃焼させた燃料のエネルギーを利用してモータ40に電力を供給して第1ファン10および第2ファン20を駆動し、航空機を推進させる推力を得ることができる。
In addition, according to the aircraft
また、本実施形態の航空機用推力発生装置100によれば、制御部90により第1ファン10および第2ファン20の先端速度が音速を超えないようにすることで、第1ファン10および第2ファン20の先端速度が音速を超えて衝撃波が発生しエネルギー損失が発生することを適切に防止することができる。
In addition, according to the aircraft
〔第2実施形態〕
次に、本開示の第2実施形態に係る航空機用推力発生装置100Aについて、図面を参照して説明する。図5は、本実施形態に係る航空機用推力発生装置100Aを示す縦断面図である。本実施形態は、第1実施形態の変形例であり、以下で特に説明する場合を除き、第1実施形態と同様であるものとし、以下での説明を省略する。
Second Embodiment
Next, an
第1実施形態の航空機用推力発生装置100は、第1ファン10および第2ファン20をモータ収容部32よりも進行方向TDの下流側(空気の流通方向の上流側)に配置するものであった。それに対して、本実施形態の航空機用推力発生装置100Aは、第1ファン10をモータ収容部32よりも進行方向TDの下流側に配置し、第2ファン20をモータ収容部32よりも進行方向TDの上流側に配置するものである。
In the aircraft
図5に示すように、本実施形態の航空機用推力発生装置100Aは、第1ファン10をモータ収容部32よりも進行方向TDの下流側に配置し、第2ファン20をモータ収容部32よりも進行方向TDの上流側に配置している。外側回転部41は、軸状に形成される第2駆動軸46Aを介して第2ファン20のディスク22に連結されている。内側回転部42は、軸状に形成される第1駆動軸45を介して第2ファン20のディスク22に連結されている。本実施形態において、第1ファン10を時計回り方向CWに回転させ、第2ファン20を反時計回り方向CCWに回転させるのは第1実施形態と同様である。
As shown in FIG. 5, in the aircraft
本実施形態の航空機用推力発生装置100Aによれば、モータ40を内部に収容するモータ収容部32に対して第1ファン10および第2ファン20が進行方向TDの上流側と下流側とのそれぞれに配置される。そのため、第1ファン10および第2ファン20を進行方向の下流側に配置する場合に比べ、モータ収容部32を基準とした進行方向TDの上流側と下流側の重量の偏りを抑制することができる。
According to the aircraft
〔第3実施形態〕
次に、本開示の第3実施形態に係る航空機用推力発生装置100Bについて、図面を参照して説明する。図6は、本実施形態に係る航空機用推力発生装置100Bを示す縦断面図である。本実施形態は、第1実施形態の変形例であり、以下で特に説明する場合を除き、第1実施形態と同様であるものとし、以下での説明を省略する。
Third Embodiment
Next, an
第1実施形態の航空機用推力発生装置100は、ガスタービン50が低圧タービン54を回転させる駆動力により発電機56を駆動して発電させ、バッテリー80を介して発電機56が発電した電力をモータ40へ供給するものであった。それに対して、本実施形態の航空機用推力発生装置100Bは、ガスタービン50が低圧タービン54を回転させる駆動力を直接的に第1ファン10に伝達する連結状態と、ガスタービン50が低圧タービン54を回転させる駆動力を直接的に第1ファン10に伝達しない非連結状態とを切り替えるクラッチ60を備えるものである。
In the first embodiment of the aircraft
図6に示すように、本実施形態の航空機用推力発生装置100Bは、クラッチ60を備える。クラッチ60は、内側回転部42に連結される連結軸47と発電機56に連結される連結軸57とを連結した連結状態(図6に実線で示す状態)と、連結軸47と連結軸57とを連結しない非連結状態(図6に点線で示す状態)とを切り替える装置である。クラッチ60は、制御部90から伝達される制御信号に応じて、連結状態と非連結状態とを切り替える。
As shown in FIG. 6, the aircraft
連結軸47と連結軸57とを連結した連結状態においては、内側回転部42と低圧タービン54を連結した状態となる。内側回転部42が第1ファン10に連結されているため、低圧タービン54が回転軸X回りに回転する動力は、第1ファン10に直接的に伝達される。連結軸47と連結軸57とを連結しない非連結状態においては、内側回転部42と低圧タービン54とを連結しない状態となる。
In a connected state where the connecting
本実施形態において、制御部90は、航空機が離陸する際には、巡航中よりも高い推力が得られるように航空機用推力発生装置100の各部を制御する。制御部90は、ガスタービン50を動作させてクラッチ60を連結状態とし、低圧タービン54の駆動力が第1ファン10に直接的に伝達されるようにする。また、制御部90は、バッテリー80に蓄電された電力がモータ40に供給されるように制御する。
In this embodiment, the
また、制御部90は、航空機の巡航中には、ガスタービン50を動作させてクラッチ60を連結状態とし、低圧タービン54の駆動力が第1ファン10に直接的に伝達されるようにする。また、制御部90は、ガスタービン50を動作させて発電機56からバッテリー80を介してモータ40に電力が供給されるように制御する。
In addition, while the aircraft is cruising, the
なお、航空機の巡航中に高い推力が必要な場合には、クラッチ60を連結状態とし、低圧タービン54の駆動力が第1ファン10に直接的に伝達されるようにしてもよい。なお、制御部90は、航空機の巡航中において、バッテリー80に十分な蓄電量がある場合には、ガスタービン50を停止させ、バッテリー80から供給する電力によってモータ40を駆動するようにしてもよい。
When high thrust is required while the aircraft is cruising, the clutch 60 may be engaged so that the driving force of the low-
〔第4実施形態〕
次に、本開示の第4実施形態に係る航空機用推力発生装置100Cについて、図面を参照して説明する。図7は、本実施形態に係る航空機用推力発生装置100Cを示す縦断面図である。本実施形態は、第2実施形態の変形例であり、以下で特に説明する場合を除き、第2実施形態と同様であるものとし、以下での説明を省略する。
Fourth Embodiment
Next, an
第2実施形態の航空機用推力発生装置100Aは、ガスタービン50が低圧タービン54を回転させる駆動力により発電機56を駆動して発電させ、バッテリー80を介して発電機56が発電した電力をモータ40へ供給するものであった。それに対して、本実施形態の航空機用推力発生装置100Cは、ガスタービン50が低圧タービン54を回転させる駆動力を直接的に第1ファン10に伝達する連結状態と、ガスタービン50が低圧タービン54を回転させる駆動力を直接的に第1ファン10に伝達しない非連結状態とを切り替えるクラッチ60を備えるものである。
The aircraft
図7に示すように、本実施形態の航空機用推力発生装置100Cは、クラッチ60を備える。クラッチ60は、内側回転部42に連結される連結軸47と発電機56に連結される連結軸57とを連結した連結状態(図7に実線で示す状態)と、連結軸47と連結軸57とを連結しない非連結状態(図7に点線で示す状態)とを切り替える装置である。クラッチ60は、制御部90から伝達される制御信号に応じて、連結状態と非連結状態とを切り替える。
As shown in FIG. 7, the aircraft
連結軸47と連結軸57とを連結した連結状態においては、内側回転部42と低圧タービン54を連結した状態となる。内側回転部42が第1ファン10に連結されているため、低圧タービン54が回転軸X回りに回転する動力は、第1ファン10に直接的に伝達される。連結軸47と連結軸57とを連結しない非連結状態においては、内側回転部42と低圧タービン54とを連結しない状態となる。
In a connected state where the connecting
本実施形態において、制御部90は、航空機が離陸する際には、巡航中よりも高い推力が得られるように航空機用推力発生装置100の各部を制御する。制御部90は、ガスタービン50を動作させてクラッチ60を連結状態とし、低圧タービン54の駆動力が第1ファン10に直接的に伝達されるようにする。また、制御部90は、バッテリー80に蓄電された電力がモータ40に供給されるように制御する。
In this embodiment, the
また、制御部90は、航空機の巡航中には、ガスタービン50を動作させてクラッチ60を連結状態とし、低圧タービン54の駆動力が第1ファン10に直接的に伝達されるようにする。また、制御部90は、ガスタービン50を動作させて発電機56からバッテリー80を介してモータ40に電力が供給されるように制御する。
In addition, while the aircraft is cruising, the
なお、航空機の巡航中に高い推力が必要な場合には、クラッチ60を連結状態とし、低圧タービン54の駆動力が第1ファン10に直接的に伝達されるようにしてもよい。なお、制御部90は、航空機の巡航中において、バッテリー80に十分な蓄電量がある場合には、ガスタービン50を停止させ、バッテリー80から供給する電力によってモータ40を駆動するようにしてもよい。
When high thrust is required while the aircraft is cruising, the clutch 60 may be engaged so that the driving force of the low-
〔他の実施形態〕
以上の説明において、モータ40には、外側回転部41にコイルが巻き付けられており、内側回転部42に磁石が取り付けられているものとしたが、他の態様であってもよい。例えば、モータ40には、内側回転部42にコイルが巻き付けられており、外側回転部41に磁石が取り付けられていてもよい。すなわち、外側回転部41および内側回転部42のいずれか一方にコイルが巻き付けられており、外側回転部41および内側回転部42のいずれか他方に磁石が取り付けられていればよい。
Other Embodiments
In the above description, the
以上の説明において、モータ40の内側回転部42が第1ファン10に連結され、モータ40の外側回転部41が第2ファン20に連結されるものとしたが、他の態様であってもよい。例えば、モータ40の外側回転部41が第1ファン10に連結され、モータ40の内側回転部42が第2ファン20に連結されていてもよい。すなわち、外側回転部41および内側回転部42のいずれか一方が第1ファン10に連結され、外側回転部41および内側回転部42のいずれか他方が第2ファン20に連結されていればよい。
In the above description, the inner
以上の説明において、ガスタービン50は、第1ファン10および第2ファン20に対して航空機の進行方向TDの上流側に配置され、第1ファン10および第2ファン20により搬送される空気を吸入するものとしたが、他の態様であってもよい。例えば、ガスタービン50は、第1ファン10および第2ファン20に対して航空機の進行方向TDの上流側以外の他の場所に配置してもよい。
In the above description, the
例えば、ガスタービン50は、第1ファン10および第2ファン20により搬送される空気を吸入しない位置に配置してもよい。この場合、ガスタービン50は、燃料を燃焼したエネルギーを航空機の推力として利用するとともにバッテリー80へ蓄電される電力として利用する。第1ファン10および第2ファン20は、バッテリー80へ蓄電された電力によって推力を発生させる推力発生器となる。
For example, the
以上の説明において、第1ファン10は回転軸X回りに時計回り方向CWに回転し、第2ファン20は回転軸X回りに反時計回り方向CCWに回転するものとしたが、他の態様であってもよい。例えば、第1ファン10は回転軸X回りに反時計回り方向CCWに回転し、第2ファン20は回転軸X回りに時計回り方向CWに回転するものであってもよい。
In the above description, the
以上説明した本実施形態に記載の航空機用推力発生装置は、例えば以下のように把握される。
本開示に係る航空機用推力発生装置(100)は、航空機の進行方向(TD)に沿って延びる回転軸(X)回りに回転する第1ファン(10)と、前記第1ファンよりも前記進行方向の上流側に配置されるとともに前記回転軸回りに回転する第2ファン(20)と、前記第1ファンおよび前記第2ファンを収容するファンケース(30)と、前記ファンケースに取り付けられるとともに前記第1ファンを第1方向に回転させる第1駆動力と、前記第2ファンを前記第1方向の反対の第2方向に回転させる第2駆動力を発生するモータ(40)と、を備え、前記モータは、前記回転軸回りに回転可能な状態で前記ファンケースに取り付けられるとともに円筒状に形成される外側回転部と、前記回転軸回りに回転可能な状態で前記外側回転部(41)の内周側に取り付けられる内側回転部(42)と、を有し、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか一方にはコイルが巻き付けられており、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか他方には磁石が取り付けられており、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか一方は前記第1ファンに連結されるとともに前記第1駆動力を発生させ、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか他方は前記第2ファンに連結されるとともに前記第2駆動力を発生させる。
The aircraft thrust generating device according to the present embodiment described above can be understood, for example, as follows.
An aircraft thrust generating device (100) according to the present disclosure includes a first fan (10) that rotates around a rotation axis (X) extending along a flight direction (TD) of an aircraft, a second fan (20) that is arranged upstream of the first fan in the flight direction and rotates around the rotation axis, a fan case (30) that houses the first fan and the second fan, and a motor (40) that is attached to the fan case and generates a first driving force that rotates the first fan in a first direction and a second driving force that rotates the second fan in a second direction opposite to the first direction, and the motor drives the fan in a state that is rotatable around the rotation axis. the first fan and the inner rotating part (42) are connected to the second fan case and are formed in a cylindrical shape, and an inner rotating part (42) is attached to the inner peripheral side of the outer rotating part (41) in a state where it can rotate around the rotation axis, a coil is wound around one of the outer rotating part and the inner rotating part, a magnet is attached to the other of the outer rotating part and the inner rotating part, one of the outer rotating part and the inner rotating part is connected to the first fan and generates the first driving force, and the other of the outer rotating part and the inner rotating part is connected to the second fan and generates the second driving force.
本開示に係る航空機用推力発生装置によれば、第1ファンと、第1ファンよりも航空機の進行方向の上流側に配置される第2ファンとが、モータにより駆動されて回転軸回りに回転する。ファンが2段設けられるため、ファンを1段のみ設ける場合に比べ、同一の推力を得るために必要なファンの外径サイズ小さくすることができる。そのため、重量の増加やメンテナンス性の低下を引き起こすことなくファンの前面抵抗を減少させ、低燃費化を実現することができる。 According to the aircraft thrust generating device of the present disclosure, a first fan and a second fan, which is disposed upstream of the first fan in the direction of aircraft travel, are driven by a motor and rotate around a rotation axis. Because two stages of fans are provided, the outer diameter size of the fan required to obtain the same thrust can be made smaller than when only one stage of fans is provided. Therefore, the front resistance of the fan can be reduced without increasing weight or reducing maintainability, and low fuel consumption can be achieved.
本開示に係る航空機用推力発生装置によれば、モータは、ファンケースに取り付けられる外側回転部と、外側回転部の内周側に取り付けられる内側回転部とを有する。外側回転部および内側回転部のいずれか一方は第1ファンを第1方向に回転させる第1駆動力を発生し、外側回転部および内側回転部のいずれか他方は第2ファンを第1方向の反対の第2方向に回転させる第2駆動力を発生する。 According to the aircraft thrust generating device of the present disclosure, the motor has an outer rotating part attached to the fan case and an inner rotating part attached to the inner peripheral side of the outer rotating part. Either the outer rotating part or the inner rotating part generates a first driving force that rotates the first fan in a first direction, and the other either the outer rotating part or the inner rotating part generates a second driving force that rotates the second fan in a second direction opposite to the first direction.
本開示に係る航空機用推力発生装置によれば、外側回転部と内側回転部のいずれか一方に取り付けられるコイルが発生する磁力と、外側回転部および内側回転部のいずれか他方に取り付けられる磁石の磁力とが作用し、第1ファンおよび第2ファンが回転軸回りに反対方向に回転する。第1ファンと第2ファンが反対方向に回転するため、これらを同方向に回転させる場合に比べ、ファンが発生させる気流の広がりを抑制することができる。そのため、重量の増加やメンテナンス性の低下を引き起こすことなく気流に直進性を持たせ、低騒音化を実現することができる。 According to the aircraft thrust generating device of the present disclosure, the magnetic force generated by the coil attached to either the outer rotating part or the inner rotating part acts on the magnetic force of the magnet attached to the other of the outer rotating part or the inner rotating part, causing the first fan and the second fan to rotate in opposite directions around the rotation axis. Because the first fan and the second fan rotate in opposite directions, the spread of the airflow generated by the fans can be suppressed compared to when they rotate in the same direction. Therefore, the airflow can be made straight without increasing weight or reducing maintainability, and low noise can be achieved.
本開示に係る航空機用推力発生装置において、前記ファンケースは、前記回転軸に沿って延びる円筒状に形成されるとともに前記第1ファンおよび前記第2ファンを内周側に収容するケース本体(31)と、前記回転軸上に配置されるとともに前記モータを内部に収容するモータ収容部(32)と、前記回転軸回りの周方向(CD)の複数箇所に配置されるとともに前記ケース本体の内周面と前記モータ収容部の外周面とを連結して前記モータ収容部を支持する支持部(33)と、を有する構成としてもよい。 In the aircraft thrust generating device according to the present disclosure, the fan case may have a case body (31) formed in a cylindrical shape extending along the rotation axis and housing the first fan and the second fan on the inner periphery side, a motor housing section (32) disposed on the rotation axis and housing the motor therein, and support sections (33) disposed at multiple locations in the circumferential direction (CD) around the rotation axis and connecting the inner periphery of the case body and the outer periphery of the motor housing section to support the motor housing section.
本構成の航空機用推力発生装置によれば、第1ファンおよび第2ファンを駆動するモータが支持部によりケース本体の内周面と連結されるモータ収容部に収容される。モータが第1ファンおよび第2ファンを収容するファンケースのモータ収容部に収容されるため、ファンケースとは異なる場所にモータを配置する場合に比べ、構造を簡素化して軽量化を実現することができる。 In the aircraft thrust generating device of this configuration, the motor that drives the first fan and the second fan is housed in a motor housing that is connected to the inner circumferential surface of the case body by a support. Because the motor is housed in the motor housing of the fan case that houses the first fan and the second fan, the structure can be simplified and weight reduced compared to when the motor is located in a location other than the fan case.
上記構成の航空機用推力発生装置において、前記第1ファン(10)は、前記モータ収容部(32)よりも前記進行方向(TD)の下流側に配置されており、前記第2ファン(20)は、前記モータ収容部(32)よりも前記進行方向(TD)の上流側に配置されている構成としてもよい。 In the aircraft thrust generating device having the above configuration, the first fan (10) may be arranged downstream of the motor housing (32) in the direction of travel (TD), and the second fan (20) may be arranged upstream of the motor housing (32) in the direction of travel (TD).
本構成の航空機用推力発生装置によれば、モータを内部に収容するモータ収容部に対して第1ファンおよび第2ファンが進行方向の上流側と下流側とのそれぞれに配置される。そのため、第1ファンおよび第2ファンを進行方向の下流側に配置する場合に比べ、モータ収容部を基準とした進行方向の上流側と下流側の重量の偏りを抑制することができる。 In this configuration of aircraft thrust generating device, the first fan and the second fan are disposed upstream and downstream in the traveling direction, respectively, with respect to the motor housing section that houses the motor inside. Therefore, it is possible to suppress the weight imbalance between the upstream and downstream sides in the traveling direction with respect to the motor housing section, compared to when the first fan and the second fan are disposed downstream in the traveling direction.
本開示に係る航空機用推力発生装置においては、燃料を燃焼して燃焼ガスを生成するガスタービン(50)を備え、前記ガスタービンは、空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機(51)と、前記圧縮機により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器(52)と、前記燃焼器が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービン(53)と、前記タービンに連結されて前記タービンの駆動により発電するとともに前記モータに電力を供給する発電機(56)と、を有する構成としてもよい。 The aircraft thrust generating device according to the present disclosure may include a gas turbine (50) that burns fuel to generate combustion gas, and the gas turbine may have a compressor (51) that compresses air to generate compressed air, a combustor (52) that burns the compressed air generated by the compressor together with fuel to generate combustion gas, a turbine (53) that is driven by the combustion gas generated by the combustor, and a generator (56) that is connected to the turbine to generate electricity by driving the turbine and to supply electricity to the motor.
本構成の航空機用推力発生装置によれば、ガスタービンの燃焼器により燃料を燃焼して生成された燃焼ガスによりタービンが駆動され、タービンの駆動により発電機が発電し、発電機からモータに電力が供給される。これにより、ガスタービンにより燃焼させた燃料のエネルギーを利用してモータに電力を供給して第1ファンおよび第2ファンを駆動し、航空機を推進させる推力を得ることができる。 According to the thrust generating device for aircraft of this configuration, the turbine is driven by the combustion gas generated by burning fuel in the combustor of the gas turbine, the driving of the turbine generates electricity in the generator, and the generator supplies electricity to the motor. In this way, the energy of the fuel burned by the gas turbine is used to supply electricity to the motor to drive the first fan and the second fan, thereby generating thrust to propel the aircraft.
本開示に係る航空機用推力発生装置においては、前記内側回転部と前記タービンとを連結した連結状態と、前記内側回転部と前記タービンとを連結しない非連結状態とを切り替えるクラッチ(60)を備える構成としてもよい。 The aircraft thrust generating device according to the present disclosure may be configured to include a clutch (60) that switches between a connected state in which the inner rotating part and the turbine are connected and a non-connected state in which the inner rotating part and the turbine are not connected.
本構成の航空機用推力発生装置によれば、クラッチを用いて、内側回転部とタービンとを連結した連結状態と非連結状態とを切り替えることができる。そのため、航空機の離陸時など第1ファンが高い推力を発生する必要がある場合に連結状態とし、航空機の巡航時など第1ファンが高い推力を発生する必要がない場合に非連結状態とし、航空機の運航状態に応じて適切に第1ファンの駆動源を切り替えることができる。 According to the thrust generating device for aircraft of this configuration, a clutch can be used to switch between a connected state in which the inner rotating part and the turbine are connected and a disconnected state. Therefore, the first fan is in the connected state when it is necessary for the first fan to generate high thrust, such as when the aircraft is taking off, and in the disconnected state when it is not necessary for the first fan to generate high thrust, such as when the aircraft is cruising, making it possible to switch the drive source of the first fan appropriately according to the operating state of the aircraft.
本開示に係る航空機用推力発生装置において、前記モータを制御する制御部(90)を備え、前記制御部は、前記第1ファンおよび前記第2ファンの先端速度が音速を超えないように前記モータを制御する構成としてもよい。 The aircraft thrust generating device according to the present disclosure may include a control unit (90) that controls the motor, and the control unit may be configured to control the motor so that the tip speeds of the first fan and the second fan do not exceed the speed of sound.
本構成の航空機用推力発生装置によれば、制御部により第1ファンおよび第2ファンの先端速度が音速を超えないようにすることで、第1ファンおよび第2ファンの先端速度が音速を超えて衝撃波が発生しエネルギー損失が発生することを適切に防止することができる。 With this configuration of aircraft thrust generating device, the control unit prevents the tip speeds of the first and second fans from exceeding the speed of sound, thereby appropriately preventing the tip speeds of the first and second fans from exceeding the speed of sound, generating shock waves and causing energy loss.
10 第1ファン
11 ブレード
12 ディスク
20 第2ファン
21 ブレード
22 ディスク
30 ファンケース
31 ケース本体
32 モータ収容部
33 ストラット(支持部)
40 モータ
41 外側回転部
42 内側回転部
43 外側軸受
44 内側軸受
50 ガスタービン
51 圧縮機
52 燃焼器
53 高圧タービン
54 低圧タービン
55 ケース
56 発電機
57 連結軸
60 クラッチ
80 バッテリー
90 制御部
100,100A,100B,100C 航空機用推力発生装置
CCW 反時計回り方向
CD 周方向
CW 時計回り方向
TD 進行方向
X 回転軸
10
Claims (5)
航空機の進行方向に沿って延びる回転軸回りに回転する第1ファンと、
前記第1ファンよりも前記進行方向の上流側に配置されるとともに前記回転軸回りに回転する第2ファンと、
前記第1ファンおよび前記第2ファンを収容するファンケースと、
前記ファンケースに取り付けられるとともに前記第1ファンを第1方向に回転させる第1駆動力と、前記第2ファンを前記第1方向の反対の第2方向に回転させる第2駆動力を発生するモータと、を備え、
前記ファンケースは、
前記回転軸に沿って延びる円筒状に形成されるとともに前記第1ファンおよび前記第2ファンを内周側に収容するケース本体と、
前記回転軸上に配置されるとともに前記モータを内部に収容するモータ収容部と、
前記回転軸回りの周方向の複数箇所に配置されるとともに前記ケース本体の内周面と前記モータ収容部の外周面とを連結して前記モータ収容部を支持する支持部と、を有し、
前記モータは、
前記モータ収容部の内周面に取り付けられる外側軸受により前記回転軸回りに回転可能な状態で前記モータ収容部に取り付けられるとともに円筒状に形成される外側回転部と、
前記回転軸回りに回転可能な状態で前記外側回転部の内周側に取り付けられる内側回転部と、を有し、
前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか一方にはコイルが巻き付けられており、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか他方には磁石が取り付けられており、
前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか一方は前記第1ファンに連結されるとともに前記第1駆動力を発生させ、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか他方は前記第2ファンに連結されるとともに前記第2駆動力を発生させる航空機用推力発生装置。 A thrust generating device for an aircraft, comprising:
a first fan that rotates about a rotation axis extending along a traveling direction of the aircraft;
a second fan that is disposed upstream of the first fan in the traveling direction and rotates about the rotation axis;
a fan case that houses the first fan and the second fan;
a motor attached to the fan case and configured to generate a first driving force for rotating the first fan in a first direction and a second driving force for rotating the second fan in a second direction opposite to the first direction,
The fan case includes:
a case main body formed in a cylindrical shape extending along the rotation axis and accommodating the first fan and the second fan on an inner circumferential side;
a motor housing portion that is disposed on the rotation shaft and that houses the motor therein;
a support portion that is disposed at a plurality of positions in a circumferential direction about the rotation axis and that connects an inner peripheral surface of the case body and an outer peripheral surface of the motor accommodating portion to support the motor accommodating portion,
The motor is
an outer rotating portion that is attached to the motor accommodating portion in a state in which the outer rotating portion can rotate around the rotation shaft by an outer bearing that is attached to an inner circumferential surface of the motor accommodating portion and that is formed in a cylindrical shape;
an inner rotating part attached to an inner peripheral side of the outer rotating part in a state rotatable about the rotation axis,
a coil is wound around one of the outer rotating part and the inner rotating part, and a magnet is attached to the other of the outer rotating part and the inner rotating part,
one of the outer rotating portion and the inner rotating portion is connected to the first fan and generates the first driving force, and the other of the outer rotating portion and the inner rotating portion is connected to the second fan and generates the second driving force.
前記第2ファンは、前記モータ収容部よりも前記進行方向の上流側に配置されている請求項1に記載の航空機用推力発生装置。 The first fan is disposed downstream of the motor housing in the traveling direction,
The thrust generating device for an aircraft according to claim 1 , wherein the second fan is disposed upstream of the motor housing in the traveling direction.
前記ガスタービンは、
空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、
前記圧縮機により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、
前記燃焼器が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービンと、
前記タービンに連結されて前記タービンの駆動により発電するとともに前記モータに電力を供給する発電機と、を有する請求項1または請求項2に記載の航空機用推力発生装置。 a gas turbine that burns fuel to generate combustion gas;
The gas turbine comprises:
A compressor that compresses air to generate compressed air;
a combustor that burns the compressed air generated by the compressor together with fuel to generate combustion gas;
a turbine driven by combustion gas produced by the combustor;
3. The thrust generating device for an aircraft according to claim 1, further comprising: a generator connected to the turbine for generating electricity by driving the turbine and supplying the electric power to the motor.
前記制御部は、前記第1ファンおよび前記第2ファンの先端速度が音速を超えないように前記モータを制御する請求項1から請求項4のいずれか一項に記載の航空機用推力発生装置。 A control unit for controlling the motor is provided.
5. The thrust generating device for an aircraft according to claim 1, wherein the control unit controls the motors so that tip speeds of the first fan and the second fan do not exceed the speed of sound.
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