JPH01501463A - 航空機の推進装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ■ユ■ 本発明は、航空機の推進装置に関するものであり、一層特に航空機の推進用推力 発生１０ペラを使用する推進装置に関する。

長年の間、はとんどの長距離事業用航空機や戦闘用航空機の大部分にターボファ ンエンジンを使用するのが背通であった。軽量コミューター、商用航空機及び使 用状況がより経済的であるフレイターのような特殊用途用航空機においては一般 にターボプロップエンジンが使用されてきた。しかしながら、今日長距離事業用 航空機においてターボファンエンジンをプロップフ・アンエンジンに置き換える ための開発に関心が持たれており、またターボプロップエンジンが効率良くしか も低運転コストで使用され得る中距離から短距離までの特殊用途用のターボプロ ップ駆動型航空機に対しても依然として需要がある。

プロペラ駆動型航空機は当然、相当以前から特にターボジェットエンジン及びタ ーボファンエンジンの導入される何年も前から航空機産業において開発され、ま たこれらのエンジン及びこれらのエンジンで駆動される推力発生プロペラを取り 付けるための非常に多くの提案がなされてきたが、はとんどの提案は通常幾つか の欠点の伴うことを犠牲にして特殊な利益を達成するなめになされた。

特に、航空機の胴体の後端部に取り付けられた一つまたはそれ以上のプロペラを 駆動する推進装置を採り入れるため種々の提案がなされてきた０例えば、約４０ 年も前にマクドネルダグラス社はＸＢ−４２Ａミツクスマスターとよばれる原型 機を開発し、その推力は、胴体の後尾に取り付けられ、胴体の先端で罰体内に取 り付けられた二基のピストンエンジンで駆動されるコントラプロペラよって得て いた。前方に取り付けられたエンジンで後方に取り付けられたプロペラを駆動す ることは明らかに設計上の問題を生じ、この航空機は製作された二部の原型機う ちの一部が墜落したため生産されなかった。

更に、英国特許明細書第１２３９６２９号に開示されているように外部物体から の衝撃に対する一基または複数のエンジンの保護を改善ししかもある一定の航空 力学的要求を満たすため航空機の胴体の後部の垂直安定板上にこの垂直安定板の 先端の前方に向かってプロペラを取り付けること及び胴体内部に取り付けられた 一基またはそれ以上のエンジンによりプロペラを駆動することが提案された。し かしながら、二基のエンジンが使用される場合にはそれらのエンジンは単一プロ ペラに対して共通の駆動装置に連結される。

英国特許明細書第２１２０８２３Ａ号に開示されているような従来提案された別 の装置では、互いに独立して作動し一方の故障時における安全を確保ししかも航 空力学的流れ状態を改善する二つの推進単位装置を設けるために、互いに独立し て作動する二基のターボプロップエンジンは胴体の後部における横方向拡張部に 収納され、これらの胴体横方向拡張部の後方に取り付けられた個々の横に離間し たプロペラを駆動するようにされている。しかしながら、これらの利点を採り入 れようと試みられた提案は、航空機の胴体が二基のエンジンを配置しかつ二つの プロペラを取り付けるために後端部において拡張され、また二つのプロペラの羽 根の接近のためプロペラの直径が制限されるという欠点を生じ、プロペラの直径 が制限されるという欠点は二つのプロペラの回転平面をずらすことにより一部解 決され得ることが提案される。

英国特許明細書第６０５６３８号に開示されたような更に別の提案では、二基の エンジンが設けられ、これらのエンジンは航空機の胴体の後方端部内に取り付け られ、そして胴体の先端に互いに前後に配置されたプロペラを駆動するように作 用する。１１体の後方端部内には第３のエンジンが配置され、胴体の後方端部に 装着された単一プロペラを駆動するように作用する。この提案では、航空機の正 確なトリム操作に関しである利益が得られると述べられているが、しかしプロペ ラが航空ａｒｔ体及び翼に沿って逆の空気流れ状態を生じる場合には１１１体の 前方部分にプロペラを取り付けることは不利益となる。

西独国特許明細書ＤＥ３３４７６７９Ａ１及びそれに対応した米国特許明細書第 ４６７６４５９号に開示されたような更に別の提案では、二つの同軸プロペラは 航空機胴体の前方端部に取り付けられ、上流のプロペラは第１駆動機構により駆 動される中央プロペラ軸で支持され、また下流のプロペラは中央プロペラ軸と同 心でしかも第２駆動ｍ構により駆動される中空軸で支持されている。

開駆動機構は航空機胴体の前方部分に配置され、二つのプロペラを同方向に回転 させるようにされる。コントラプロペラによって発生される雑音について記述さ れ、雑音の軽減は、二つのプロペラを同じ方向に回転させ、上流のプロペラの羽 根を下流のプロペラの羽根より予定の角度だけ遅れ′Ｃ維持するのに有効である 解放可能なりラッチを介して二つのプロペラの駆動装置を相互に連結することに よって達成されると述べられている。単一のプロペラに対して共通の駆動装置に おいて作動する二つの駆動機構を使用する際の欠点についても記述されており、 クラッチは一方の駆動機構の故障時に解放できるようにされ、それで他方の駆動 機構はそれと組み合さったプロペラと共に作動し続けることができ、それにより 運転の安全性に寄与している。

上述の同軸プロペラ構成は二つのプロペラ間に静止羽根をまたプロペラを囲む覆 いを必要とするタービンの形態を採り得ると記載されている。

最近では推力発生プロペラを利用した推進単位装置の使用に関心が持たれており 、従来の提案の利点の全てまたはほとんどを包含ししかもそれらの欠点を最少に 止どめる航空機推進装置の必要性が明らかに生じている。

本発明によれば、航空機の胴体の後端部内に装着された第１、第２エンジンと、 航空機の胴体の後端部に装着された同軸の第１、第２プロペラと、第１エンジン から第１プロペラへ駆動力を伝達して第１プロペラを回転させる第１駆動列と、 第２エンジンから第２プロペラへ駆動力を伝達して第２１０ベラを回転させる第 ２駆動列とを有する、胴体と揚力発生面とを備えた航空機の推進装置が提供され る。

以下に記載する本発明の好ましい実施例では、各駆動列は、他の駆動列と駆動速 ＩＩｓまたは係合可能な駆動連結せず、それにより各駆動列によって伝達された 駆動力は他の駆動列における駆動力または駆動力のないことによって影響されな い。

以下に記載する本発明の好ましい実施例では、各駆動列は、減速装置を備え、こ の減速装置は他の駆動列の減速装置とは分離されている。

以下に記載する本発明の好ましい実施例では、第１駆動列は、第１エンジンから 第１１０ベラへ駆動力を伝達して第１プロペラを第１の方向に回転させ、また第 ２駆動列は、第２エンジンから第２プロペラへ駆動力を伝達して第２プロペラを 第１プロペラの回転方向と反対の第２回転方向に回転させる。

更に、以下に記載する本発明の好ましい実施例では、第１プロペラは内側駆動軸 に装着され、第２プロペラは中空の外側駆動軸に装着され、この中空の外側駆動 軸内に内側駆動軸が同心関係にのび、また推進装置は更に保Ｎ構造体を備え、こ の保護構造体は中空の外側駆動軸と内側駆動軸との間にのび、各駆動軸を他の駆 動軸の故障時に損傷しないように保護している。

好ましくは、保護構造体は内側駆動軸を回転可能に支持する内側駆動軸支持構造 体の一部を成し、また外側駆動軸内を後方へその後方端までのびるスリーブを備 え、このスリーブには内＠駆動軸の後方端を回転可能に支持する軸受が設けられ る。内側駆動軸支持構造体は内側駆動軸の前方端を支持する別の軸受を備えてい る。

以下に記載する本発明の実施例では、内側駆動軸及び内側駆動軸支持１１造体と は別個に中空の外側駆動軸を回転可能に支持する外側駆動軸支持構造体が設けら れる。この外ＯＩＩ駆動軸支持構造体は外方スリーブを備えることができ、この 外方スリーブ内に外１１１１駆動軸がのび、またこの外方スリーブは外側駆動軸 を支持するため離間した前方及び後方軸受を担持している。

以下に記載する本発明の実施例では、エンジンは並置して装着される。しかしな がら、それらのエンジンは必要ならば上下に重ねて装着され得る。

同軸プロペラは好ましくは胴体の最後方端に装着され、胴体の垂直対称面内に位 置する軸線のまわりを回転する。

以下本発明の一実施例を例として添付図面について説明する。

第１図は本発明による推進装置を備えた航空機の概略斜視図であり、 第２図はエンジンの配置、本発明による推進装置のエンジン、ギャーゲース組立 体及びプロペラの配置を概略的に示す第１図の航空機の胴体の後方部分の概略□ 側面図であり、 第３図は簡潔にするため一部を外して推進装置の二基のエンジンの並置ｍ造及び それらとギャーゲース岨立体との相互連結を示す第２図の航空機の胴体の後方部 分を上から見た概略平面図であり、 第４図は第２図の線ＴＶ−ＩＶに沿って見た第２図に示す胴体の後方部分の概略 断面図であり、第５図は第２図のＩ！Ｖ−Ｖに沿って見た第２図に示すＦ１体の 後方部分の概略断面図であり、第６図は本発明による推進装置の二基のエンジン のｉ＆後方部分、ギャークース組立体及び二つのプロペラ駆動軸を概略的に示す 第１図〜第５図の推進装置の一部の概略平面図であり、 第７図は本発明による推進装置のギャーゲース組立ロベラの概略拡大平面図であ る。

まず第１図を参照すると、本発明による推進装置を備えた航空機１１は胴体１２ と、揚カ発生翼１３．１４と、尾部１Ｓとから成り、尾部１５は垂直安定板１６ 及び水平安定化装置構成要素１７．１８を備えている。航空機の推進装置は胴体 １２の後方部分１つに配置され、そして胴体１２の後方部分１９の後尾端に装着 された二つのコントラプロペラ２０．２１から航空機の推力を発生する。ｔｔ空 機１１は通常の引込み脚（図示してない）を備え、着陸時または離陸時にプロペ ラが地面に接触するのを防ぐため胴体の後方部分１９から後方へのびる尾部バン パー１０が設けられている。

次に、第２図〜第５図を参照すると、航空機の推進装置は更に、二基のガスター ビンエンジン２２．２３を有し、これらのガスタービンエンジン２２．２３は胴 体内に並置して取り付けられ、そして後で第６図及び第７図を参照して更に詳し く説明するギヤーボックス組立体２４の個々の駆動列及び伝動軸２５．２６を介 して二つの同軸に装着されたプロペラ２ｏ、２１を個々に駆動するようにされて いる。

ガスタービンエンジン２２．２３は、支柱２７〜３２によってギヤーボックス組 立体２４にしっかりと互いに連結され、そして第４図に示すように架台３３の下 側に支持されており、この架台３３は四つの緩衝用取付は部材３４〜３７を用い て胴体ｍ遺体に固定されている。ギヤーボックス組立体２４は第５図に示すよう に緩衝用ゴム取付は部材３８〜４０を用いて直接胴体梢遺体で支持されている。

衝撃吸収ＩＩ造体４１．４２は二基のエンジン２２．２３の間に設けられ、一方 のエンジンの故障によって生じる損傷から各エンジンを保護している。垂直安定 板１６は更に、漂積物によるエンジンの故障で生じられ得る損傷に酎えるように 設計され、構成される。この目的で、垂直安定板１６は三つの主桁１６Ａ　、１ ６Ｂ　、１６Ｃを支持し、これらの主桁１６＾、１６Ｂ　、１６Ｃは、エンジン の故障時に最前方の主桁１６Ａの分断の可能性が極めて少ないように配置されて いる。

エンジン２２．２３は架台３３及び支柱２７〜３２からはずして航空機から取り 外すことができる。保守または交換のためにエンジンを取り外しできるようにま た取り外し以外の目的でエンジンに触れることができるようにするドアー４３． ４４が設けられる。

第３図に示すように、前方端の開いた二本のダクト４５．４６は吸気口４７．４ ８からエンジン２２．２３へ空気を取り入れる。二本のダクト４５．４６は互い に独立しており、一方が故障すなわち閉鎖しても他方に影響しない、エンジン２ ２．２３からの排気は排気ダクト４９．５０を通って航空機の胴体１２から外へ 放出される。吸気口４７．４８及び排気ダクト４９．５０上の空気の流れはフェ アリング５１．５２によって滑らかにされる。

次に第６図を参照すると、エンジン２２は、エンジン伝動装置５３．５３°、伝 動軸２５及びギヤーボックス５４から成る駆動列を介して組合さったプロペラへ 駆動力を伝達し、ギヤーボックス５４は中間軸５５を備え、この中間軸５５は減 速装置５６．５１３゛によって駆動され、そして別の減速装？ｌ！５７．５７° を介してプロペラ２０の取り付けられたプロペラ駆動軸５８を駆動するように連 結されている。第６図に概略的に示すように、ギヤーボックス５４はハウジング ５９を備え、このハウジング５９で減速装置５６．５６゛、中間軸５５、別の減 速装置５７．５７°及びプロペラ駆動軸５８の前方端を完全に包囲している。エ ンジン２３も同様にエンジン伝動装置６０．６０°、６０°゛、伝動軸２６及び ギヤーボックス６１から成る駆動列を介して組合さったプロペラへ駆動力を伝達 し、ギヤーボックス６１は中間軸６２を備え、この中間軸６２は減速装置！６３ ．６３°によりて駆動され、そして別の減速装置６４．６４゜を介してプロペラ ２１の取り付けられた中空プロペラ駆動軸６５を駆動するように連結されている 。ギヤーボックス６１もハウジング６６を備え、このハウジング６６で減速装置 ６３．６３゛、中間軸６２、別の減速装置６４．６４°及びプロペラ駆動軸６５ の前方端を包囲している。

エンジン２３のエンジン伝動装置６０．６０’、６０°゛はエンジン２２のエン ジン伝動装置５３．５３°の場合に加えて反転遊動歯車６０’を備え、プロペラ 駆動軸６５及びこのプロペラ駆動軸６５で支持されたプロペラ２１をプロペラ駆 動軸５８及びプロペラ２０と反対方向に回転させるようにしている。しかしなが ら、プロペラ２０．２１の逆回転は他の仕方で達成され得る。

次に第７図を参照すと、ギヤーボックス５４の中間軸５５は、図示したように、 ギヤーボックス５４のケーシング５９の適当な突起部に取り付けられた軸受６７ ．６８で支えられている。プロペラ駆動軸５８は、図示したようにその最前端を ゲージング５９の適当な突起部に取り付けられた軸受７０で支えられ、また後端 は円筒状支持スリーブ７２の最前端の内側に取り付けられた軸受７１で支えられ °Ｃおり、円筒状支持スリーブ７２はケーシング５９の一部を成しかつゲージン グ５９から後方へ伸びている。

プロペラ駆動軸５８はその最後端にプロペラ２０を支持しており、プロペラ２０ はプロペラ駆動軸５８上の端フランジ６９にボルトまたは他の手段によって固定 されている。

ギヤーボックス６１の中間軸６２も同様に、ギヤーボックス６１のゲージング６ ６の適当な突起部に取り付けられた軸受７３．７４で支えられている。プロペラ 駆動軸６５は、ゲージング６６の一部を成す支持スリーブ７７の両端の内側に取 り付けられた軸受７５．７６で支えられている。プロペラ駆動軸６５はその最後 端にプロペラ２１を支持しており、プロペラ２１はフランジ７８にボルトまたは 他の手段によって固定されている。

支持スリーブ７２はプロペラ駆動軸５８．６５の間に挿置されてプロペラ駆動軸 ５８を支持すると共にプロペラ駆動軸５８．６５の一方及びプロペラの一方が故 障した場合に各プロペラ駆動軸５８．６５及びプロペラ２０．２１を保護する働 きをしている。

各プロペラ２０．２１のピッチはパイロットかまたは自動装置によって他方のプ ロペラのピッチに無間係に流体力で変えられる。プロペラ２０のピッチはカウン タバランス８０と組合さった公知のピッチ変動機構７９によって変えられ、この ピッチ変動機構７９にはプロペラ駆動軸５８内のダクト（図示してない）を通っ て作動流体が供給される。プロペラ２１のピッチも同様にカウンタバランス８１ と組合さった公知のピッチ変動機構（図示してない）によって変えられ、このピ ッチ変動機構にはゲージング６６内、プロペラ駆動軸６５内及びプロペラ駆動Ｉ Ｆｉ［Ｉ６５と支持スリーブ７２との間の開口（図示してない）を通って作動流 体が供給される。

以上図面を参照して説明してきたように胴体内に収納した後部取付はエンジン及 び後部取付は同軸プロペラを用いることにより得られることになる多くの効果の うちの幾つかを挙げると次の通りである。

１）エンジンナセル及び（または）プロペラ後流及び翼間の干渉の影響がなくし かも翼及び制御面上の空気の流れが中断されずに滑らかであることによって翼掲 効率が改善される。

２）航空機内部の騒音は二つの要素から成り得、すなわち第１の騒音要素は航空 機の構造体を介して直接伝達され、第２のすなわちより強い騒音要素はエンジン を翼に取り付けた形式の場合には空気を介して胴体側部に伝達される。しかし、 航空機の後部にエンジン及びプロペラを移すことにより第１の騒音要素は軽減さ れ、第２の騒音要素は除去され、操縦室及び客室の騒音は大幅に軽減される。

３）航空機の胴体の後部にエンジンを収納して設けることにより、従来のプロペ ラ駆動型航空機の外部エンジン及び組合さったナセルと比較して抗力は有効に減 少され、またエンジンを機首に取り付けた形式と比較して機首から胴体に掛けて よりｉｊＬ″ｉ！ｌな流線形が得られる。

４）エンジンを機首に取り付けた形式では機首装着エンジンの後流の範囲内に位 置した航空機の構成要素により付加的な抗力が生じるが、胴体の後部内部にエン ジンを装着することでこの付加的な抗力は除去される。

５）プロペラ流入気流は全出力設定時に後部刷体上における分流を最少にし、こ のような分流に伴う抗力を軽減できる。

６）単一エンジン離陸及び上昇性能並びに臨界動作飛行マージンは、翼または機 首にエンジンを取り付けた形式のものより、 ｉ）ロール軸線及びヨー軸線における非対称飛行−制御要求が最小であること ｉｉ）固有の皐−エンジン取扱い安全装置をもちかつ臨界制御力が減少されるこ と によって改善される。

７）着陸性能は、 １）航空機の操縦特性においていかなる衝撃もなしに５０フイートスクリーンか ら接地までの着陸経路においてプロペラ抗力を増大できること（低グロベラピッ チ及びエンジン飛行アイドル燃料設定）ｉｉ）最大逆推力を用いることができし かも航空機における非対称または方向安定性作用により制限されないので、着陸 時の接地走行を減少できること によって改善される。

８）臨界“エンジン停止”非対称状態すなわち方向安定性作用及びそれに伴う制 御問題がないため加速−停止操作が簡単となる。

９）比較的効率的なロイター（１ｏｉｔｅｒ）及び長距離巡航能カニ一方のエン ジンを飛行アイドルに設定し、他方のエンジンを水平飛行用出力に設定する組み 合わせにより、両方のエンジンを低出力状態及び低効率で作動する従来の二基の エンジンの場合より消費燃料を低減できる。これに関連して上記４）で述べたよ うに逆徒流の影響がないことは更に有利である。

上記の全ての結果として、本発明による推進装置を備えた航空機は、燃料を低減 でき、従って重量ｌ軽減できることにより翼の面積を減少でき、着陸装置を軽量 化でき、そしてエンジンを小形化でき、それにより全体としてより有利に設計す ることができる。旅客機の場合、乗客当たりの運航空重量は軽減され、有料荷重 範囲能力が改善され、また全体の直接運航コストは同じ座席数容量をもつ砧の航 空機に比べて単位座席当たり２５％まで低減できる。

以上図面を参照して説明してきた実施例においては、二基のエンジンを胴体の後 部内に取り付けて胴体の後部端に取り付けた二つの同軸プロペラを駆動するよう にされている。この形態は上記の全ての利益を得ると共に欠点を避けることがで きるが、必要ならば二基以上のエンジンを胴体の後部内に取り付けて二つの同軸 プロペラまたは追加のプロペラを駆動するようにすることらできる。更に、例え ば離陸しそして巡航高度まで上昇するに付加的なパワーが必要とされる場合には 、−基またはそれ以上の外付は型のターボファン、ターボプロップまたはプロッ プファンの形式の一基またはそれ以上の付加的なエンジンを設けることもできる 。

本発明は、胴体及び揚力発生面を備えた航空機において従来提案されてきたもの の利点の全てまたはほとんどをもち従来提案されてきたものの欠点をもたない推 進装置を提供するものである。更に、本発明は、従来提案されてきた。ものでは 見出されなかった別の利点をもつ推進装置を提供する。

国際調査報告 ＧＢ　８７００ｇ６７

Claims (20)

【特許請求の範囲】
1. １．航空機の胴体の後端部内に装着された第１、第２エンジンと、航空機の胴体 の後端部に装着された同軸の第１、第２プロペラと、第１エンジンから第１プロ ペラへ駆動力を伝達して第１プロペラを回転させる第１駆動列と、第２エンジン から第２プロペラへ駆動力を伝達して第２プロペラを回転させる第２駆動列とを 有する、胴体と揚力発生面とを備えた航空機の推進装置。
2. ２．各駆動列が他の駆動列と駆動連結または係合可能な駆動連結せず、それによ り各駆動列によって伝達された駆動力が他の駆動列における駆動力または駆動力 のないことによって影響されない請求項１に記載の装置。
3. ３．各駆動列の減速装置が他の駆動列の減速装置と分離されている請求項１また は２に記載の装置。
4. ４．第１駆動列が第１エンジンから第１プロペラへ駆動力を伝達して第１プロペ ラを第１の方向に回転させ、また第２駆動列が第２エンジンから第２プロペラへ 駆動力を伝達して第２プ口ペラを第１プロペラと反対の第２の方向に回転させる 請求項１〜３のいずれかに記載の装置。
5. ５．第１プロペラが内側駆動軸に装着され、第２プロペラが中空の外側駆動軸に 装着され、中空の外側駆動軸に対して内側駆動軸が同心的にのび、更に中空の外 側駆動軸と内側駆動軸との間にのび各駆動軸を他方の駆動軸の故障時に損傷から 保護する保護構造体を有する請求項１〜４のいずれかに記載の装置。
6. ６．保護構造体が内側駆動軸を回転自在に支持する内側駆動軸支持構造体の一部 を成している請求項５に記載の装置。
7. ７．保護構造体が外側駆動軸内を後方にその後端までのびたスリーブから成り、 上記後端には内側駆動軸の後端を回転自在に支持する軸受が設けられている請求 項６に記載の装置。
8. ８．内側駆動軸支持構造体が内側駆動軸の後端を支持する軸受を備えている請求 項７に記載の装置。
9. ９．内側駆動軸及び内側駆動軸支持構造体に無関係に中空の外側駆動軸を回転自 在に支持する外側駆動軸支持構造体を有する請求項６〜８のいずれかに記載の装 置。
10. １０．外側駆動軸支持構造体が、外側駆動軸を通しかつ外側駆動軸支持構造体の 離間した前方及び後方軸受を支持する外側スリーブを備えている請求項９に記載 の装置。
11. １１．同軸の第１、第２プロペラが胴体の最後端に取付けられている請求項１〜 １０のいずれかに記載の装置。
12. １２．同軸の第１、第２プロペラが胴体の垂直対称面内に位置する軸線のまわり を回転するように取付けられる請求項１〜１１のいずれかに記載の装置。
13. １３．同軸の第１、第２プロペラが航空機の長手方向軸線と一致する軸線のまわ りを回転するようにされている請求項１２に記載の装置。
14. １４．エンジンが横に並置して取り付けられている請求項１〜１３のいずれかに 記載の装置。
15. １５．エンジンが上下に取り付けられている請求項１〜１３のいずれかに記載の 装置。
16. １６．エンジンがガスタービンエンジンである請求項１〜１５のいずれかに記載 の装置。
17. １７．二基のエンジン間で胴体に設けられ、各エンジンを他方のエンジンの故障 で生じる損傷から守る保護障壁を備えている請求項１〜１６のいずれかに記載の 装置。
18. １８．胴体と揚力発生面とを備え、また請求項１〜１７のいずれかに記載の推進 装置を備えた航空機。
19. １９．添付図面について記載した航空機の推進装置。
20. ２０．添付図面について記載した航空機。