JP7547213B2 - 圧縮流体エジェクタ及びプロペラ推進システムの組み合わせ - Google Patents

Description

著作権表示
[0001] この開示は、米国及び国際著作権法によって保護されている。２０１９Ｊｅｔｏｐｔｅｒａ。著作権所有。この特許文書の開示の一部には、著作権保護の対象である資料が含まれている。著作権所有者は、特許商標庁の特許ファイル又は記録に記載されているように、特許文書又は特許開示のいずれかによるファクシミリ複製に異議を唱えないが、それ以外の場合はすべての著作権を留保するものである。

優先権主張
[0002] この特許出願は、２０１８年５月１７日に出願された米国仮特許出願第６２／６７３，０９４号からの優先権を主張し、その内容は、本明細書に完全に記載されているかのように参照により本明細書に組み込まれる。

[0003] ＶＴＯＬ及びＳＴＯＬ航空機の場合、必要なものは、より優れた接地面積、より低いＶＴＯＬノイズ、よりコンパクトな着陸スペース要件、より優れた信頼性、及び運用コストを備えたパフォーマンスのレベルである。

本発明の一実施形態の上面図を示す。 図１に示す本発明の実施形態の背面図である。 図１に示す本発明の実施形態の正面図である。 本発明の一実施形態の背面斜視図を示す。 本発明の一実施形態による推進システムの上面斜視を示す。

[0009] この特許出願は、本発明の１つ以上の実施形態を説明することを意図している。「しなければならない」、「するであろう」などの絶対用語、ならびに特定の量の使用は、そのような実施形態の１つ以上に適用可能であると解釈されるべきであるが、必ずしもそのような実施形態のすべてにそうではないことを理解されたい。したがって、本発明の実施形態は、そのような絶対用語の文脈で説明される１つ以上の特徴又は機能を省略、又はそれらの修正を含むことができる。

[0010] １つ以上の実施形態は、ＦＰＳスラスタからターボプロップへ、及びその逆への切り替えを可能にするアーキテクチャ、タービンを遮断してガスを流体スラスタに、又はその逆に供給する機能、航空機のＶＴＯＬ及びＳＴＯＬの手順のオペランダム方法、ＶＴＯＬ航空機の燃料節約、複雑な旋回ターボプロップと比較した単純性、傾斜ロータと比較したそのようなシステムの軽量化を含むコンパクト性と一体化、バルブの単純な開閉による水平飛行からＶＴＯＬシステムを分離することによる航空機のダイナミクスの利点を提供する。このシステムは、より単純なメカニズムにより、より優れた設置面積、より低いＶＴＯＬノイズ、よりコンパクトな着陸スペース要件、より優れた信頼性と運用コストを備えた、航空機の前例のないレベルのパフォーマンスを可能にする可能性がある。

[0011] 一実施形態は、完全に閉じることができる可変フェースプレートを有する少なくとも１つのスラスタと流体的に接続されたガス発生器を含み、それにより、ガス発生器によって生成されたガスの流れをタービン上に促成する。ガス発生器は、航空機の中央にあるタービンに接続することができ、タービンには、高温の加圧ガスを加速して膨張させ、ガス発生器からタービンへのノズルを有する。その後、排気ガスは排気ポート５４０を介してシステムから排出される。

[0012] 極端な一例では、バルブがタービンへの通路を完全に遮断し、ガスを流体スラスタに向けさせ、例えば２：１を超える増強比を使用して垂直方向の力を発生させる。この場合（ＶＴＯＬフェーズ）、タービンへの流れは閉じたバルブ又はプラグによって遮断される可能性があるため、タービンは回転せず、したがってプロペラも同様に回転しない。航空機がＦＰＳスラスタを使用して上昇すると、当該スラスタのフェースプレートが閉じ始め、ガスがコアンダ表面上で加速し、航空機が空中に浮かび、遷移を開始するのに十分な高さになるまで推力が増加する。遷移は、タービンへのバルブをゆっくりと開くことによって、及び／又はタービンから排気ポート５４０のプラグ／障害物をゆっくりと取り除き、タービンからブレーキを引くことでタービン上の流れの遮断を解除することによって起き、タービンは加速し、プロペラの駆動を開始する。タービンとプロペラは、ギア機構を介して機械的に相互に接続され、タービンの高ＲＰＭから大型プロペラの低ＲＰＭまで正しいＲＰＭ（減速ギア）を駆動することができる。フェースプレートが閉じ続けている間、スラスタは同じ推力を生成して航空機を空中に保ち、燃料の燃焼により飛行機は軽くなり、プロペラは飛行機を前方に動かし始めるため、機体は揚力を生成し始める。

[0013] 例えば、３０～６０ノットの範囲では、飛行機は空中に留まるのに十分な揚力を生成し、プロペラはガス発生器をスロットルバックする（タービンに送られるガスが少なくなる）ことで巡航状態に切り替えることができ、流体スラスタはフェースプレートが完全に閉鎖されることによって完全に閉鎖される。したがって、高温ガスの通路は、いずれも強制的にタービンを通る。必要に応じて、垂直に着陸するためには逆を使用する。スラスタのフェースプレートが開いている間、タービンバルブが閉じ始め、フェースプレートとコアンダ表面との間でスラスタに形成されたスロットから高温ガスを注入できるようになる。スラスタが垂直着陸に十分な推力を発生させ始める間、航空機の前進速度は遅くなり、着陸時にプロペラ／シャフト／ギア／シャフト／タービンが完全に遮断される。完全に開いたスラスタは、ＦＰＳを介して、ゆっくりとした降下と着陸に十分な推力を生成する。

[0014] 図１～図３は、異なる斜視方向から本発明の一実施形態による車両１００を示している。図１～図４において、車両１００は、ＶＴＯＬ能力に特に重点を置いたジェット増強推進システムを有する。より具体的には、車両１００は、前部１０２及びテール部分１０３を有する本体１０１を含む。本体１０１は、車両１００の有人操作を可能にするように構成されたコックピット部分（図示せず）を含み得る。全ての飛行／帆船と同様に、車両１００には右舷側と左舷側がある。流体発生器１０４は、本体１０１に結合され、流体流を生成する。一実施形態では、流体発生器１０４は、本体１０１内に配設されている。少なくとも１つの前部導管（図３の１１１）及び少なくとも１つの尾部導管１１２は、発電機１０４に流体的に結合されている。

[0015] 第１及び第２のフォアエジェクタ１０５、１０６は、少なくとも１つの前部導管１１１に流体的に結合され、前部１０２に結合され、それぞれ右舷側及び左舷側に結合される。フォアエジェクタ１０５、１０６はそれぞれ、出口構造１０７、１０８を含み、そこから、少なくとも１つの前部導管１１１からの流体が、所定の調整可能な速度で流れる。追加的に、フォアエジェクタ１０５、１０６の各々の全体は、フォアエジェクタの前縁に平行に配向された軸（すなわち、横軸）の周りで回転可能であり、例えば、前方及び上方の両方の構成要素で推力配向を提供し、車両１００を離陸させるとともに、より急な迎え角で上昇を続けることが可能となり、よって、必要な滑走路の長さが短縮される。上昇の終わり又は上昇中に、フォアエジェクタ１０５、１０６は、主飛行方向に再調整されるか、又はエンジン／ガス発生器１０４のブリードバルブをオフにし、それに応じてガス生成器の速度と動作を適合することによって完全に閉鎖することができ、後部推進システム（例えば、テールエジェクタ１０９、１１０）を駆動する。着陸後、フォアエジェクタ１０５、１０６を１８０度旋回させて、着陸の方向に対して逆推力を提供し、着陸の長さを短くすることができる。一実施形態では、フォアエジェクタ１０５、１０６の各々の全体は、フォアエジェクタの前縁に垂直に配向された軸の周りで回転可能である。

[0016] 第１及び第２のテールエジェクタ１０９、１１０は、少なくとも１つの尾部導管１１２に流体的に結合され、テール部分１０３に結合される。テールエジェクタ１０９、１１０は、出口構造１１３、１１４を含み、そこから、少なくとも１つの尾部導管１１２からの流体が、所定の調整可能な速度で流れる。追加的に、テールエジェクタ１０９、１１０の各々の全体は、テールエジェクタの前縁に平行に配向された軸（すなわち、横軸）の周りで回転可能である。一実施形態では、テールエジェクタ１０９、１１０の各々の全体は、テールエジェクタの前縁に垂直に配向された軸の周りで回転可能である。

[0017] 一実施形態では、流体発生器１０４は、流体流が低温である第１の領域と、流体流が高温である第２の領域と、を含む。少なくとも１つの前部導管１１１は、第１の領域からフォアエジェクタ１０５、１０６に流体を提供し、少なくとも１つの尾部導管１１２は、第２の領域からテールエジェクタ１０９、１１０に流体を提供する。

[0018] 一次翼型要素１１５は、テール部分１０３に結合されている。要素１１５は、フォアエジェクタからの流体が一次翼型要素の少なくとも１つの空力面上を流れるように、フォアエジェクタ１０５、１０６のすぐ下流に配置されている。一実施形態では、一次翼型要素１１５は、前縁１２１及び後縁１２２を有する閉じた翼であり、閉じた翼の前縁及び後縁は、内部領域１２３を画定する。テールエジェクタ１０９、１１０は、少なくとも部分的に内部領域１２３内（すなわち、前縁１２１と後縁１２２との間）に配設され、翼型要素１１５に対して内部領域内で制御可能に移動可能（例えば、前進、後退など）である。このように、シュラウドは、テールエジェクタ１０９、１１０の周りの一次翼型要素１１５によって形成され、それによってマクロエジェクタを形成する。

[0019] 車両１００は、前部１０２に結合され、それぞれ右舷側及び左舷側に結合された第１及び第２のカナード翼１１７、１１８をさらに含む。カナード翼１１７、１１８は、車両１００が動いているときにカナード翼上を流れる周囲空気の境界層を発達させるように構成される。カナード翼１１７、１１８は、それぞれ、フォアエジェクタ１０５、１０６のすぐ上流に配置されているため、フォアエジェクタは、境界層に流体的に結合される。フォアエジェクタ１０５、１０６は、それぞれ、入口部分（すなわち、前縁）１１９、１２０を含み、フォアエジェクタは、境界層が入口部分によって取り込まれるように位置決めされる。

[0020] 図４は、車両１００を後方斜視図で示している。車両１００は、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）能力に特に重点を置いたターボプロペラ推進システムを含む。車両１００は、流体発生器１０４によって動力を供給されるタービン５１１によって駆動されるプロペラ５１０を含む。一実施形態は、車両５００が静止しているときにプロペラ５１０と着陸／離陸面との間に十分なスペース及び／又はオフセットがあるように車両５００に支持を提供する、脚又は他の適切なデバイスなどの支持アセンブリ５２０を含むことができる。支持アセンブリ５２０は、好ましくは、テール部分１０３から延在し、本体１０１に実質的に平行である。

[0021] １つ以上の実施形態は、主に、ＶＴＯＬ又はＳＴＯＬ操作のために流体推進エジェクタ／スラスタシステム（ＦＰＳ）を使用する。例示的なＦＰＳシステムは、例えば、米国特許出願第１５／４５６，４５０号、同第１５／２２１，３８９号及び同第１５／２５６，１７８号に記載されており、これらは、本明細書にその全体が記載されているかのように参照により本明細書に組み込まれる。図５に最もよく示されるように、ガス発生器１０４からの高温ガスは、ＦＰＳスラスタ１０９、１１０からリダイレクトされて、ギア５１２及びプロペラ５１０に機械的に接続された自由タービン５１１上を流れることができる。そのようなシステムは、導管１１２を介して発電機１０４から圧縮流体を受け取り、垂直飛行を可能にするために垂直方向に地上に向けられ、垂直位置と水平位置との間で旋回可能であってもよいＦＰＳスラスタ１０９、１１０のみを使用して航空機１００がリフトオフ中に高度を得るように、離陸時に発電機１０４からタービン／プロペラ５１１、５１０への流れを遮断する１つ以上のプラグ５１３又は他の遮断要素を含む。車両の離陸後の遷移期間中、発電機ガスは、ＦＰＳスラスタ１０９、１１０及びタービン５１１の両方に流入することができ、後者は、結果として加速される。ＦＰＳシステムスラスタ１０９、１１０（又は同様の目的を果たす他の閉塞デバイス／システム）のフェースプレート５３０はゆっくりと閉じ始めることができ、所定の高度で、航空機１００はすべての発電機ガス流をタービン５１１に向け、プロペラ５１０を駆動させ、かつ航空機を、速度を増加させて前進させる。ＦＰＳスラスタ１０９、１１０が、例えば、スラスタのコアンダ表面に供給するすべての通路を閉じるフェースプレート５３０を介して完全に閉鎖されるまでに、ガス発生器１０４からの全質量流量は、プロペラ５１０を駆動するタービン５１１上に向けられる。スラスタ１０９、１１０を除くと、航空機１００は、ＦＰＳスラスタを使用しなくても、揚力自体を支持する速度（例えば、４０～５０ノット）を有しており、プロペラ５１０を巡航状態にして、システム全体をターボプロップとして機能させ、スロットルをダイヤルバックさせて経済的に有利な状態にすることができる。燃費は、水平飛行のＦＰＳの半分でよい。

[0022] 前述の文では、多くの異なる実施形態を詳細に説明しているが、保護の範囲は、続く特許請求の範囲の言葉によって定義されることを理解されたい。詳細な説明は例示としてのみ解釈されるべきであり、すべての可能な実施形態を説明することは不可能ではないにしても非現実的であるため、すべての可能な実施形態を説明するわけではない。現在の技術、又はこの特許の出願日以降に開発された技術のいずれかを使用して、多数の代替の実施形態を実施することができ、それは依然として特許請求の範囲内にある。

[0023] したがって、本特許請求の範囲の精神及び範囲から逸脱することなく、本明細書に記載及び図示されている技術及び構造に多くの修正及び変形を加えることができる。したがって、本明細書に記載の方法及び装置は、例示にすぎず、特許請求の範囲の範囲を限定するものではないことを理解されたい。

Claims (4)

1. 圧縮流体の供給源と、
   前記供給源と流体連通し、前縁を有する少なくとも１つのスラスタであって、前記前縁に平行に配向された軸の周りに回転可能に構成されている少なくとも１つのスラスタと、
   前記供給源と流体連通し、プロペラに結合された少なくとも１つのタービンと、
   前記少なくとも１つのスラスタ及び前記少なくとも１つのタービンの一方又は両方に前記圧縮流体を選択的に供給するための装置と、を備え、
   前記装置は、前記少なくとも１つのスラスタ及び前記少なくとも１つのタービンと流体連通する少なくとも１つの排気ポートと、前記少なくとも１つの排気ポートを開閉するように制御可能に動作可能な少なくとも１つのプラグデバイスと、を備え、
   前記少なくとも１つのプラグデバイスが前記少なくとも１つの排気ポートを閉じることにより、前記少なくとも１つのタービン上の前記圧縮流体の流れを遮断して前記圧縮流体の流れを前記少なくとも１つのスラスタに向けさせ、
   前記少なくとも１つのプラグデバイスが前記少なくとも１つの排気ポートを開けることにより、前記少なくとも１つのタービン上の前記圧縮流体の流れの遮断を解除する、推進システム。
2. 前記装置は、前記供給源から前記少なくとも１つのスラスタへの流体の流れを有効及び無効にするように制御可能に動作可能である、前記少なくとも１つのスラスタに結合された少なくとも１つの閉塞デバイスを備える、請求項１に記載の推進システム。
3. 圧縮流体の供給源と、
   前記供給源と流体連通し、前縁を有する少なくとも１つのスラスタであって、前記前縁に平行に配向された軸の周りに回転可能に構成されている少なくとも１つのスラスタと、
   前記供給源と流体連通し、プロペラに結合された少なくとも１つのタービンと、
   前記少なくとも１つのスラスタ及び前記少なくとも１つのタービンの一方又は両方に前記圧縮流体を選択的に供給するための装置と、を備え、
   前記装置は、前記少なくとも１つのスラスタ及び前記少なくとも１つのタービンと流体連通する少なくとも１つの排気ポートと、前記少なくとも１つの排気ポートを開閉するように制御可能に動作可能な少なくとも１つのプラグデバイスと、を備え、
   前記少なくとも１つのプラグデバイスが前記少なくとも１つの排気ポートを閉じることにより、前記少なくとも１つのタービン上の前記圧縮流体の流れを遮断して前記圧縮流体の流れを前記少なくとも１つのスラスタに向けさせ、
   前記少なくとも１つのプラグデバイスが前記少なくとも１つの排気ポートを開けることにより、前記少なくとも１つのタービン上の前記圧縮流体の流れの遮断を解除する、航空機。
4. 前記装置は、前記供給源から前記少なくとも１つのスラスタへの流体の流れを有効及び無効にするように制御可能に動作可能である、前記少なくとも１つのスラスタに結合された少なくとも１つの閉塞デバイスを備える、請求項３に記載の航空機。

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