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JP6437347B2 - 推力発生装置及び航空機 - Google Patents

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Description

本発明は、航空機に搭載され推力を発生させる推力発生装置及び航空機に関するものである。
航空機に搭載されるターボファンエンジンは、一般にバイパス比が大きいほど燃料効率が良くなることが知られている。ここで、バイパス比とは、コアエンジン部を通過する空気量に対するコアエンジン部以外を通過する空気量の比率である。しかし、コアエンジン部のサイズの縮小化には限界があることから、バイパス比を大きくするためには、エンジン本体の直径を大きくして、バイパスする空気量を増加させる必要がある。
ところが、図７に示すように、主翼５１の下方にエンジン５２を搭載する航空機５０の場合、地面とのクリアランスを確保しなければならないため、エンジン５２の本体の直径にも制限がある。したがって、ターボファンエンジンのバイパス比は、１０程度が上限となっている。
下記の特許文献１では、推力を発生する１基のターボファンエンジンと、推力を発生する少なくとも１基の電磁駆動ファンが、片翼に配設され、ターボファンエンジンに具備された発電部で発生した電力によって、電磁駆動ファンが駆動されることが記載されている。
特開２００６−２０５７５５号公報
航空機において、ターボファンエンジンと、ターボファンエンジンの回転力によって電力を発生する発電機と、発電機から供給される電力によってファンを駆動するモータ（電動機）を有するモータ駆動ファンとを備え、ターボファンエンジンとモータ駆動ファンの両方で推力を発生させることが検討されている。しかし、ターボファンエンジンとモータ駆動ファンの配置位置については、従来、詳細に検討されていない。
たとえば、発電機で発生した電力をモータ駆動ファンに供給し、モータ駆動ファンを推力発生装置として駆動する場合、供給電力は高電圧となる。そのため、電力供給ラインは、断面積の大きいものが望ましいが、航空機において重量物となるという問題がある。また、電力供給ラインの配置位置によっては航空機の機器類へ電磁干渉を発生させるという問題がある。そのため、ターボファンエンジンとモータ駆動ファンや、電力供給ラインは、適切に配置される必要がある。
また、ターボファンエンジンとモータ駆動ファンを翼に配置する場合の支持構造についても、従来、詳細に検討されていない。さらに、モータ駆動ファンが駆動することによって、ターボファンエンジンのコアエンジン部以外を通過する空気量が増加するため、ターボファンエンジンのバイパス比を従来どおりとしたまま、推力発生装置全体のバイパス比を増加させることができる。しかし、従来、航空機の飛行状態に応じたバイパス比の制御については検討されていない。
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、推力発生装置が、燃料によって推力を発生させる推進部と、電力によって推力を発生させる推進部を備える場合において、両者の推進部が適切かつ効率的に配置された推力発生装置及び航空機を提供することを目的とする。
上記課題を解決するために、本発明の推力発生装置及び航空機は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明に係る推力発生装置は、第１駆動軸の回転力によって電力を発生する発電部を有し、燃料が燃焼されて生成されるガスによって、前記第１駆動軸に設けられた第１ファンを駆動する第１推進部と、前記発電部から供給された電力によって駆動し、前記第１駆動軸と異なる直線上において前記第１駆動軸に並列に設けられた第２駆動軸を回転させる電動部を有し、前記第１推進部と並列に設けられて、前記電動部によって前記第２駆動軸に設けられた第２ファンを駆動する第２推進部と、前記発電部と前記電動部を結び、前記発電部で発生した電力を前記電動部に供給する導電部とを備え、前記第１推進部と前記第２推進部は、一つの筐体に収容されて一体化されており、前記導電部は、前記第１推進部と前記第２推進部の間に配置されている。
この構成によれば、第１推進部と第２推進部は一体化されていることから、翼に推力発生装置を取り付ける場合、第１推進部と第２推進部がそれぞれ個別に運搬や設置されるのではなく、一体物として同時に取り扱われる。また、第１推進部と第２推進部は、近接して配置されることになり、第１推進部と第２推進部の間に配置される導電部は、例えば、ほぼ直線状に、かつ、短い距離で配置される。その結果、第１推進部と第２推進部の間隔が長い場合に比べ、導電部の重量を低減でき、また電力損失を低減できる。さらにまた、導電部に電気が流れるときに発生する電磁波が低減され、航空機に設置される機器へ与える電磁干渉を抑制できる。
また、この構成によれば、第１推進部と第２推進部を一体物として容易に取り扱うことができ、また、筐体の遮蔽効果によって、電磁波が外部へ与える影響を低減できる。
上記発明において、前記第１推進部と前記第２推進部の推力を調整する制御部を更に備えてもよい。
この構成によれば、第１推進部で発生する推力と第２推進部で発生する推力が、それぞれ調整されることから、第１推進部における燃料の燃焼に用いない空気の量が占める割合を増減させることができる。その結果、例えば飛行状態に応じて、バイパス比を増減でき、燃料効率を向上させたり、騒音を低減させたりすることができる。
上記発明において、前記導電部は、バスバーと、前記バスバーに接続され前記バスバーの位置変化を吸収する柔軟部とを有してもよい。
この構成によれば、バスバーが用いられるため、導電部において高電圧の電気を流すことができる。また、柔軟部が、例えばばね部材やベアリングであり、バスバーの位置変化を吸収することによって、第１推進部、第２推進部又は導電部に外部からの力がかかったときも導電部の破損を回避できる。
本発明に係る航空機は、上述の推力発生装置と、前記推力発生装置を吊り下げて支持する一つの第１支持部とを備える。
この構成によれば、航空機において、一つの第１支持部によって吊り下げて支持される、第１推進部と第２推進部が一体化した推力発生装置が搭載される。
上記発明において、前記第１推進部と主翼とに結合され、引張荷重を負担する第２支持部を更に備えてもよい。
この構成によれば、第２推進部よりも第１推進部で発生する推力が高いとき、上記の第１支持部にはヨーイング方向のモーメントがかかるところ、第２支持部が引張荷重を負担することで、第１支持部の変形を抑制できる。
本発明によれば、推力発生装置が、燃料によって推力を発生させる推進部と、電力によって推力を発生させる推進部を備える場合において、両者の推進部が適切かつ効率的に配置される。
本発明の一実施形態に係る推力発生装置を搭載した航空機を示す正面図である。 本発明の一実施形態に係る推力発生装置を示す横断面図である。 本発明の一実施形態に係る推力発生装置を示す背面図である。 図２のＡ−Ａ’線で切断した縦断面図である。 図２のＢ−Ｂ’線で切断した縦断面図である。 図２のＣ−Ｃ’線で切断した縦断面図である。 従来のターボファンエンジンを搭載した航空機を示す正面図である。
以下、本発明の一実施形態に係る航空機に搭載される推力発生装置について説明する。
推力発生装置１は、図１に示すように、例えば、航空機１０の主翼１２の下方に設置され、航空機１０を推進させる推力を発生する。推力発生装置１は、片方の主翼１２に例えば１台設置され、両方の主翼１２で対となるように設置される。推力発生装置１は、ターボファンエンジン部２と、モータ駆動ファン部３とを有する。ターボファンエンジン部２と、モータ駆動ファン部３は、並列して設けられる。
図１及び図２では、ターボファンエンジン部２が航空機１０の胴体１１側に設けられ、モータ駆動ファン部３がターボファンエンジン部２よりも外側に設けられている。推力発生装置１は、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３が左右対称になるように、両方の主翼１２に設置される。なお、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３の配置位置は、図１及び図２で示した例とは反対に、モータ駆動ファン部３が胴体１１側に設けられてもよい。
推力発生装置１が発生する最大推力は、例えば１ｔから１００ｔである。推力発生装置１は、図３及び図４などに示すように、例えば１本のパイロン（第１支持部）４によって主翼１２から吊り下げられる。パイロン４は、例えばトラス構造などの構造体を有する。パイロン４は、一端側で推力発生装置１のほぼ中央部分と接続され、他端側で主翼１２の構造体（リブ（図示せず。）、前桁１３、後桁１４など）と接続される。パイロン４は、パイロン４にかかる上下方向、前後方向、左右方向の力に耐えることができる。
ターボファンエンジン部２は、ファン５と、コアエンジン部６と、発電機７などを備える。ターボファンエンジン部２は、駆動軸の軸線上に設けられるコアエンジン部６と、コアエンジン部６の周囲であってファン５のみを通過した空気が流れるバイパス部に分けられる。コアエンジン部６は、圧縮機と、タービンと、燃焼器などから構成される。ファン５と圧縮機とタービンと発電機７は、同一の駆動軸に設けられる。
コアエンジン部６の燃焼器は、燃料を燃焼し、燃焼によって高温高圧の排ガスを生成する。高温高圧の排ガスはノズルから噴出され、この排ガスの噴流が推進力の一部となる。また、燃焼によって生成された排ガスは、タービンを回転させる。タービンの回転力によって、ファン５と圧縮機が回転駆動する。圧縮機は、ターボファンエンジン部２の空気取り入れ口から取り入れられた空気を圧縮し、圧縮した空気を燃焼器に送る。
ファン５は、ダクテッドファンであり、ファン５を通過した空気は、ファンノズルから噴出され、推進力を発生させる。
発電機７は、タービンの回転力によって回転し、電力を発生する。発電機７において発生した電力は、モータ駆動ファン部３等に供給される。
モータ駆動ファン部３は、ファン８と、モータ９などを備える。ファン８とモータ９は、同一の軸に設けられる。
モータ９は、ターボファンエンジン部２の発電機７から供給された電力によって、回転駆動する。モータ９の回転力によって、ファン８が回転駆動する。ファン８は、ダクテッドファンであり、ファン８を通過した空気は、ファンノズルから噴出され、推進力を発生させる。
ターボファンエンジン部２の発電機７と、モータ駆動ファン部３のモータ９とは、電気が流れる導電部２０によって接続され、発電機７からモータ９へ電力が供給される。導電部２０は、モータ駆動ファン部３が最大推力を発揮するときに流れる電流（例えば数千Ａから数万Ａ）が耐えられる構造やサイズを有する。
導電部２０は、例えば、金属製のバスバー２１及び柔軟部２２などによって構成され、バスバー２１と柔軟部２２は互いに接続される。導電部２０の一端側は、発電機７に接続され、他端部はモータ９に接続される。バスバー２１は、例えば金属製の板部材又は棒部材であり、柔軟部２２は、例えば金属製の線部材が網組みされた網状部材や、弾性を有するばね部材などである。
柔軟部２２は、図２及び図３に示すように、導電部２０の中間部分、すなわち、２本のバスバー２１間に設けられる。なお、柔軟部２２は、導電部２０の端部、すなわち、発電機７とバスバー２１の間、又は、モータ９とバスバー２１の間に設けられてもよい。柔軟部２２が設けられることで、外力がかかってターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３の相対的な位置が変化したとしても、柔軟部２２が弾性変形して、導電部２０が切断されることなく、導電部２０などの破損を回避できる。
なお、柔軟部２２としてベアリングを用いてもよい。ベアリングは、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３の相対的な位置が変化したとしても、バスバー２１の電気的接続が保たれるように配置される。
導電部２０は、筐体３０内に設置される。これにより、導電部２０が外部に露出することなく、導電部２０に対して絶縁性を確保できる。また、筐体３０、又は、筐体３０とは別に導電部２０を覆う部材（図示せず。）にシールド材料（例えば金属製の板部材または網状部材）を用いることで、航空機１０に設置される機器へ与える電磁干渉を抑制できる。
さらに、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３は、近接して配置されることから、導電部２０は、主翼１２などに迂回して設置することなく、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３との間でほぼ直線状に、かつ、短い距離で配置される。したがって、導電部２０の長さが短いことから、導電部２０の重量を減らすことができるため、航空機１０全体の重量の減少に寄与し、かつ、電力損失を低減できる。またさらに、導電部２０に電気が流れるときに発生する電磁波が低減され、航空機１０に設置される機器へ与える電磁干渉を抑制できる。
ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３は、一体化されており、主翼１２に推力発生装置１を取り付ける場合、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３がそれぞれ個別に運搬や設置されるのではなく、一体物として同時に取り扱われる。ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３は、例えば両者を囲む一つの筐体３０内に収容される。このとき、導電部２０は、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３が収容されている同一の筐体３０内に設置される。これにより、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３を一体物として容易に取り扱うことができ、また、筐体３０の遮蔽効果によって、電磁波が外部へ与える影響を低減できる。
なお、筐体３０内において、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３の間には、仕切板が設けられてもよい。これにより、ターボファンエンジン部２からモータ駆動ファン部３への延焼を防止したり、推力発生装置１の強度を向上させることができる。筐体３０は、例えば金属又は炭素繊維強化プラスチック製の板である。
推力発生装置１のターボファンエンジン部２と主翼１２との間には、図２、図３及び図５に示すように、ストラット（第２支持部）２４が設けられる。ストラット２４は、ターボファンエンジン部２の軸線に対して平行であり、一端側がターボファンエンジン部２に接続され、他端側が取付金具２５を介して主翼１２の構造体（リブ、前桁１３など）に接続される。ストラット２４は、引張荷重に耐えられる構造体であり、例えば線部材である。
モータ駆動ファン部３が停止しターボファンエンジン部２のみ駆動している場合や、モータ駆動ファン部３よりもターボファンエンジン部２のほうが推力が大きい場合、ターボファンエンジン部２がモータ駆動ファン部３よりも前方に出ようとするため、パイロン４にはヨーイング方向のモーメントがかかる。ストラット２４が設けられて引張荷重を負担することによって、パイロン４の変形を抑制できる。
推力制御装置２６は、図２及び図６に示すように、筐体３０内に設けられ、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３それぞれの推進力を調整する。推力制御装置２６は、制御線２７を介して、発電機７とモータ９に接続され、発電機７又はモータ９との間で制御信号を送受信する。
推力制御装置２６は、航空機１０の離陸時、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３の合計の推進力を最大にする。一方、巡航時、推力制御装置２６はターボファンエンジン部２の推力を優先的に下げる。これにより、巡航時は、ターボファンエンジン部２を通る空気量に比べてモータ駆動ファン部３を通る空気量が相対的に多くなり、巡航時のバイパス比は離陸時のバイパス比に比べ大きくなる。
本実施形態に係る推力発生装置１によれば、推力発生装置１の駆動時、モータ駆動ファン部３から空気が噴出されるため、従来のターボファンエンジンのみが搭載される場合に比べ、ターボファンエンジン部２のコアエンジン部６を通過しない空気量が増加する。その結果、図１に示すように、地面とのクリアランスを確保したまま、従来よりもバイパス比を大きくすることができる。バイパス比を大きくした場合、燃料効率を向上させることができ、騒音も低減できる。また、従来のターボファンエンジンのみの場合と同様のバイパス比を実現すればよい場合、ターボファンエンジン部２のコアエンジン部６を通過しない空気量は、モータ駆動ファン部３によって補完できるため、推力発生装置１全体の高さを抑えることができる。
また、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３それぞれの推進力の割合を適宜調整できるため、バイパス比を可変とすることができる。したがって、離陸時、巡航時、着陸時など飛行状態に応じて最適なバイパス比での飛行が可能となる。
本実施形態に係る推力発生装置１は、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３が一体化されていることにより、それぞれ個別に設置する場合に比べて、航空機１０に対する推力発生装置１の設置作業や、航空機１０の構造を簡素化することができる。すなわち、推力発生装置１が片方の主翼１２に１台設置される場合、主翼１２に取り付けられるパイロンは１本のみでよく、設置作業も片翼につき１箇所となる。
また、ターボファンエンジンが設置されている既存の航空機に対して、ターボファンエンジンを取り外し、本実施形態に係る推力発生装置１に置き換えることも可能である。この場合、パイロンも取り換える必要があるが、主翼の補強構造の大幅な変更が不要である。
また、本実施形態によれば、ターボファンエンジン部２と主翼１２の間にストラット２４が設けられるため、パイロン４にかかるヨーイング方向の荷重を低減できる。
モータ駆動ファン部３が最大推力を発揮するときに流れる電流に鑑み、導電部２０のサイズや構造を考慮すると、導電部を主翼１２に配置する場合、複雑な構造となったり、発生する電磁波によって、航空機１０に設置される機器に電磁干渉を発生させるおそれがある。一方、本実施形態によれば、ターボファンエンジン部２とモータ駆動ファン部３が近接して配置され、導電部２０が直線状に、かつ、短い距離で配置されるため、簡素な構造とすることができ、重量と電力損失を低減でき、かつ、電磁干渉の影響を低減できる。また、導電部２０としてバスバー２１だけでなく柔軟部２２を設置することで、導電部２０などの破損を回避できる。
１ 推力発生装置
２ ターボファンエンジン部
３ モータ駆動ファン部
４ パイロン（第１支持部）
５ ファン（第１ファン）
６ コアエンジン部
７ 発電機（発電部）
８ ファン（第２ファン）
９ モータ（電動部）
１０ 航空機
１１ 胴体
１２ 主翼
１３ 前桁
１４ 後桁
２０ 導電部
２１ バスバー
２２ 柔軟部
２４ ストラット（第２支持部）
２６ 推力制御装置（制御装置）
２７ 制御線
３０ 筐体

Claims (5)

  1. 第１駆動軸の回転力によって電力を発生する発電部を有し、燃料が燃焼されて生成されるガスによって、前記第１駆動軸に設けられた第１ファンを駆動する第１推進部と、
    前記発電部から供給された電力によって駆動し、前記第１駆動軸と異なる直線上において前記第１駆動軸に並列に設けられた第２駆動軸を回転させる電動部を有し、前記第１推進部と並列に設けられて、前記電動部によって前記第２駆動軸に設けられた第２ファンを駆動する第２推進部と、
    前記発電部と前記電動部を結び、前記発電部で発生した電力を前記電動部に供給する導電部と、
    を備え、
    前記第１推進部と前記第２推進部は、一つの筐体に収容されて一体化されており、
    前記導電部は、前記第１推進部と前記第２推進部の間に配置されている推力発生装置。
  2. 前記第１推進部と前記第２推進部の推力を調整する制御部を更に備える請求項１に記載の推力発生装置。
  3. 前記導電部は、バスバーと、前記バスバーに接続され前記バスバーの位置変化を吸収する柔軟部とを有する請求項１又は２に記載の推力発生装置。
  4. 請求項１から３のいずれか１項に記載の推力発生装置と、
    前記推力発生装置を吊り下げて支持する一つの第１支持部と、
    を備える航空機。
  5. 前記第１推進部と主翼とに結合され、引張荷重を負担する第２支持部を更に備える請求項４に記載の航空機。
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