JP2017141018A

JP2017141018A - 航空機及び航空機の尾部セクション

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Publication number: JP2017141018A
Application number: JP2017018088A
Authority: JP
Inventors: ジェフェリー・グローバー; Glover Jeffrey; アラン・ロイ・スチュアート; Alan Roy Stuart; アンドリュー・ブリーズ−ストリングフェロー; Andrew Breeze-Stringfellow
Original assignee: MRA Systems LLC
Current assignee: MRA Systems LLC
Priority date: 2016-02-13
Filing date: 2017-02-03
Publication date: 2017-08-17
Also published as: EP3205581A1; CN107082120A; CA2956909A1; US20170233060A1

Abstract

【課題】エンジンストラットを水平安定板として使用することを可能にする、航空機及び航空機の尾部セクションを提供する。【解決手段】航空機１１０が、尾部１１６で終端する胴体１１２を有し、尾部１１６から上向きに延びるテール１１８を備える。エンジンストラット１２４は、尾部１１６から延び、エンジン１２２がエンジンストラット１２４に取り付けられ、可動操縦翼面１３０がエンジンストラット１２４上に設けられる。【選択図】図２

Description

本発明は、一般的には航空機に関し、より具体的には航空機の尾部セクションに関する。

航空機は、一般的には、胴体の後部から延びるテールを有する尾部を含む。従来のＴ字テール（Ｔ−ｔａｉｌ）方式は、飛行安定性を維持するために下向きの力を与えるのに有用な水平安定板を含むことができる。しかしながら、Ｔ字テールは、航空機全体の重量を付加するばかりでなく、空力抵抗も増大させる。

従来のＴ字テールは、フラッターを発生させる場合もある。フラッターは、航空機において発生する振動が構造体の固有振動数に合致する現象であり、適切な減衰がない場合、振幅が増大することがある。フラッターはさらに、航空機の空気力学的効率を低下させ、航空機の振動を引き起こし得る。

米国特許第８７０８２７４号明細書

一態様において、本開示は、尾部で終端する胴体を有し、尾部から上向きに延びるテールを備えた、航空機に関する。エンジンストラットが尾部から延び、エンジンがエンジンストラットに取り付けられ、可動操縦翼面がエンジンストラット上に設けられる。

別の態様において、本開示は、尾部から延び、水平安定板の少なくとも一部を定めるエンジンストラットを含み、がエンジンストラットに取り付けられたエンジンを備える、航空機の尾部セクションに関する。３メートルを上回る直径を有するプロペラ及び可動操縦翼面が、水平安定板及びエンジンの一方に設けられる。

さらに別の態様において、本開示は、尾部から延び、水平安定板の少なくとも一部を定めるエンジンストラットを含む航空機の尾部セクションに関する。エンジンストラットに取り付けられたエンジンナセル、エンジンナセルと回転可能に取り付けられたスタビレータ、及び可動操縦翼面は全て、水平安定板及びスタビレータの一方に設けられる。

従来技術の航空機の斜視図。本明細書で説明される種々の態様による、エンジンがエンジンストラットに取り付けられた航空機の斜視図。本明細書で説明される種々の態様による、航空機で利用できるエンジンストラットの例示的な構成の上面図。本明細書で説明される種々の態様による、航空機で利用できるエンジンストラットの例示的な構成の上面図。本明細書で説明される種々の態様による、航空機で利用できるエンジンストラットの例示的な構成の上面図。本明細書で説明される種々の態様による、自然条件に対して晒された複数のプロペラを有するエンジンの斜視図。

本発明の説明される実施形態は、例えば、航空機で使用できる、エンジンがその上に取り付けられたエンジンストラットに関する。本説明は、主として、航空機での使用に関するが、エンジンストラットを利用するいずれの輸送手段又は環境にも適用可能である。

図１に示されるように、従来技術の航空機１０は、外向きに延びる主翼１４を有する胴体１２を含む。胴体１２は、尾部１６において終端し、テール１８が尾部１６から上向きに延びている。テール１８は、Ｔ字テールであり、テール１８の垂直セクション２１の両側から水平方向に延びる水平安定板２０を含む。航空機１０は、航空機１０の後部付近の尾部１６に結合された少なくとも１つのエンジン２２を含む。

図２は、主翼１１４が外向きに延びている胴体１１２を含む航空機１１０の例示的な実施形態を示す。テール１１８は、尾部１１６から垂直方向に延び、エンジンストラット１２４は、尾部１１６から横方向に延びる。従来技術の航空機１０のテール１８とは異なり、航空機１１０のテール１１８は、水平安定板を含まない。代わりに、航空機１１０のテール１１８は、航空機の安定性を向上させ、航空機の機首が左右に揺れること、すなわちヨー（ｙａｗ）を防止するのを助ける垂直安定板を含むだけである。垂直安定板１２１は、ヨーを制御するが、ヨーを変更するために、垂直安定板１２１の最後尾に方向舵１２３が配置される。

尾部１１６において、例えば３〜５メートル（１０〜１５フィート）の範囲の大径のプロペラ１３４を有するエンジン１２２を取り付けるには、適切なプロペラ先端間隙又はナセル間隙を得るために、尾部１１６から相当な距離を置いてエンジン１２２を取り付けることが必要である。この間隙を与える距離でエンジン１２２をエンジンストラット１２４に取り付けることで、エンジンストラット１２４の少なくとも一部が、尾部１１６とエンジン１２２との間に配置された水平安定板１２０を定めることが可能な長さを有することが可能になる。随意的に、外寄りウィングセクション１３６は、エンジンストラットの反対側にエンジン１２２からさらに延びており、外寄りウィングセクション１３６は、エンジン１２２を収容するエンジンナセル１３８に取り付けられる。

エンジン１２２は、吸気口、圧縮機、燃焼器、及びタービンを有する任意の航空機エンジンとすることができる。特に、説明されるように、ターボジェット、ターボプロップ、ターボシャフト、又はターボファンエンジンのような、大径のプロペラ、ブレード、又はファン吸気口を有するエンジンを取り付けることができる。エンジンの吸気部分は、エンジン及び航空機のタイプに応じて、ナセル１３８内に収容されるか、又は自然条件に対してさらされる場合がある（図６）。

図３を参照すると、エンジンストラット１２４は、前縁１２６から後縁１２８に延在する翼形部断面を含む。エンジンストラット１２４の翼形部断面は、巡航飛行中の航空機の上下変動又はピッチ安定性のために、水平安定板１２０として作用する所要の下向きの力を発生するように設計することができる。

図示のように、エンジンストラット１２４及び外寄りウィングセクション１３６の両方に、昇降舵１３０を設けることができる。昇降舵１３０は、ウィング１１４により与えられる突風揚力（ｇｕｓｔｉｎｇｌｉｆｔｆｏｒｃｅ）を相殺する可変補正下向き力を与えることによって、航空機のピッチ変動をさらに制御する。

昇降舵、トリムタブ、又は外寄りウィングセクションの配置及び包含に関する複数の構成が存在する。第２及び第３の実施形態は、第１の実施形態に類似しているので、同様の要素は、それぞれ１００及び２００ずつ増加する同様の番号により識別され、第１の実施形態の同様の要素の説明は、別途指示されていない限り、第２及び第３の実施形態にも適用されることが理解される。

図４は、エンジンストラット２２４を有する第２の実施形態を示す。１つの違いは、外寄りウィングセクション２３６がスタビレータ（ｓｔａｂｉｌａｔｏｒ）２３７を含むことである。本明細書で使用されるスタビレータという用語は、ピッチを制御する全可動テール又は完全可動航空機安定板を説明する。スタビレータ２３７は、図示のように外寄りウィングセクション２３６に回転可能に取り付けられることによって、又は直接エンジンナセル２３８に回転可能に取り付けられることによって垂直運動をもたらすことができる。回転可能に取り付けられるとは、離陸回転時及び低速飛行中に付加的な下向きの力を与える、航空機のエンジンストラット１２４の長さを通る横軸に対して平行な軸の周りに回転する能力を言う。

図５に示される第３の実施形態において、エンジンストラット３２４は、昇降舵３３０と、昇降舵３３０に統合されたトリムタブ３３２のうちの少なくとも１つを含む可動操縦翼面を含み、後縁３２８の少なくとも一部を定め、後縁３２８に沿って設けられる。トリムタブ３３２は、昇降舵３３０のための静止位置又は中立位置を確立するために配置される、昇降舵３３０用の制御装置である。

昇降舵の位置に関係なく、昇降舵及びトリムタブは、離陸回転時及び低速飛行中に付加的な下向きの力を与えるために組み込まれている。

上述の実施形態は、これに限られるものではないが、エンジンストラットの長さが、エンジンストラットを水平安定板として使用することを可能にすることなどの、種々の利点を提供する。エンジンストラットを水平安定板としての使用することが、従来のＴ字テールの水平安定板の機能に取って代わる。Ｔ字テールの従来の水平部分はもはや必要ないので、航空機の重量を減らすことができ、抗力も減らすことができる。さらに、従来のＴ字テール設計と関連したフラッターをなくすことができる。プロペラ直径とコアエンジン直径の比が増大するにつれて、航空機のさらなる軽量化を実現することができる。

図６において、テール１１８に付加された小さな水平安定板４２０及び昇降舵４３０を用いることにより、付加的なピッチ制御を提供することができる。水平安定板４２０及び昇降舵４３０は、従来技術のＴ字テールの水平安定板より小さくすることができ、依然として現在のＴ字テールの水平安定板の設計と関連したフラッターを低減させることができる。図６は、自然条件に対して晒された複数のプロペラ４３４を有するエンジン１２２も示し、このエンジン１２２は、上述の実施形態のいずれにおいても企図することができる。こうしたエンジン１２２は、晒されたすなわちシュラウド付きでないプロペラ４３４を有するものと考えることができる。

上記で記載されていない範囲では、種々の実施形態の様々な特徴要素及び構造は、必要に応じて互いに組み合わせて用いることができる。実施形態の全てにおいてある特徴要素が例示されていない場合があることは、存在しなくてもよいとみなされることを意味するのではなく、説明を簡潔にするためになされたものである。従って、異なる実施形態の種々の特徴要素は、新しい実施形態が明示的に説明されているかどうかに関わらず、新しい実施形態を形成するために必要に応じて組み合わせて適合させることができる。

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有する場合、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、請求項の範囲内にあるものとする。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
尾部で終端する胴体と、
上記尾部から上向きに延びるテールと、
上記尾部から延びるエンジンストラットと、
上記エンジンストラットに取り付けられたエンジンと、
上記エンジンストラット上に設けられる可動操縦翼面と、
を備える航空機。
［実施態様２］
上記エンジンストラットは、上記尾部から横方向に延びる、実施態様１に記載の航空機。
［実施態様３］
上記テールは、上記尾部から垂直方向に延びる、実施態様２に記載の航空機。
［実施態様４］
上記エンジンストラットは、翼形部断面を含む、実施態様３に記載の航空機。
［実施態様５］
上記翼形部断面は後縁で終端し、上記可動操縦翼面は上記後縁に沿って設けられる、実施態様４に記載の航空機。
［実施態様６］
上記可動操縦翼面は、上記後縁の少なくとも一部を定める、実施態様５に記載の航空機。
［実施態様７］
上記可動操縦翼面は、昇降舵又はトリムタブの少なくとも１つを含む、実施態様５に記載の航空機。
［実施態様８］
上記エンジンストラットは翼形部断面を含み、上記可動操縦翼面は、上記翼形部断面の後縁の少なくとも一部を定める、実施態様１に記載の航空機。
［実施態様９］
上記可動操縦翼面は、昇降舵又はトリムタブの少なくとも１つを含む、実施態様１に記載の航空機。
［実施態様１０］
上記エンジンストラットの少なくとも一部は、水平安定板を定める、実施態様１に記載の航空機。
［実施態様１１］
上記エンジンストラットの反対側に上記エンジンから延びるスタビレータをさらに備える、実施態様１０に記載の航空機。
［実施態様１２］
上記エンジンは、３メートルを上回る直径を有するプロペラを含む、実施態様１に記載の航空機。
［実施態様１３］
航空機の尾部セクションであって、
尾部と、
上記尾部から延び、水平安定板の少なくとも一部を定めるエンジンストラットと、
上記エンジンストラットに取り付けられ、３メートルを上回る直径を有するプロペラを有するエンジンと、
上記水平安定板及び上記エンジンストラットの一方に設けられる可動操縦翼面と、
を備える、尾部セクション。
［実施態様１４］
上記エンジンストラットは、翼形部断面を含む、実施態様１３に記載の尾部セクション。
［実施態様１５］
上記可動操縦翼面は、上記水平安定板の後縁の少なくとも一部を定める、実施態様１３に記載の尾部セクション。
［実施態様１６］
上記可動操縦翼面は、昇降舵又はトリムタブの少なくとも１つを含む、実施態様１３に記載の尾部セクション。
［実施態様１７］
上記エンジンストラットの反対側に上記エンジンから延びるスタビレータをさらに備える、実施態様１３に記載の尾部セクション。
［実施態様１８］
航空機のストラットセクションであって、
可動操縦翼面がその上に設けられたエンジンストラットを備え、上記エンジンストラットは、尾部から延び、エンジンがそこに取り付けられるように構成される、ストラットセクション。
［実施態様１９］
上記可動操縦翼面は、昇降舵又はトリムタブの少なくとも１つを含む、実施態様１８に記載のストラットセクション。
［実施態様２０］
上記エンジンストラットは翼形部断面を含み、上記可動操縦翼面は、上記翼形部断面の後縁の少なくとも一部を定める、実施態様１９に記載のストラットセクション。

１０航空機
１２胴体
１４ウィング
１６尾部
１８テール
２０水平安定板
２１垂直セクション
２２エンジン
１１０航空機
１１２胴体
１１４ウィング
１１６尾部
１１８テール
１２０水平安定板
１２１垂直安定板
１２２エンジン
１２３方向舵
１２４エンジンストラット
１２６前縁
１２８後縁
１３０昇降舵
１３２プロペラ
１３６ウィングセクション
１３８エンジンナセル
２１６尾部
２１８テール
２２０水平安定板
２２１垂直安定板
２２２エンジン
２２３方向舵
２２４エンジンストラット
２２６前縁
２２８後縁
２３０昇降舵
２３４プロペラ
２３６ウィングセクション
２３７スタビレータ
２３８エンジンナセル
３１６尾部
３１８テール
３２０水平安定板
３２１垂直安定板
３２２エンジン
２３２方向舵
３２４エンジンストラット
３２６前縁
３２８後縁
３３０昇降舵
３３２トリムタブ
３３４プロペラ
３３６ウィングセクション
３３８エンジンナセル
４２０水平安定板
４３０昇降舵

Claims

尾部（１６、１１６）で終端する胴体（１０、１１０）と、
前記尾部（１６、１１６）から上向きに延びるテール（１８、１１８）と、
前記尾部（１６、１１６）から延びるエンジンストラット（１２４、２２４、３２４）と、
前記エンジンストラット（１２４、２２４、３２４）に取り付けられたエンジン（１２２、２２２、３２２）と、
前記エンジンストラット（１２４、２２４、３２４）上に設けられる可動操縦翼面（１３０、２３０、３３０、３３２）と、
を備える航空機（１０、１１０）。
前記エンジンストラット（１２４、２２４、３２４）は、前記尾部から横方向に延びる、請求項１に記載の航空機（１０、１１０）。
前記テール（１８、１１８）は、前記尾部（１６、１１６）から垂直方向に延びる、請求項２に記載の航空機（１０、１１０）。
前記エンジンストラット（１２４、２２４、３２４）は、翼形部断面を含む、請求項３に記載の航空機（１０、１１０）。
前記翼形部断面は後縁（１２８、２２８、３２８）で終端し、前記可動操縦翼面（１３０、２３０、３３０、３３２）は前記後縁（１２８、２２８、３２８）に沿って設けられる、請求項４に記載の航空機（１０、１１０）。
前記可動操縦翼面（１３０、２３０、３３０、３３２）は、前記後縁（１２８、２２８、３２８）の少なくとも一部を定める、請求項５に記載の航空機（１０、１１０）。
前記可動操縦翼面（１３０、２３０、３３０、３３２）は、昇降舵又はトリムタブ（１３０、２３０、３３０、３３２）の少なくとも１つを含む、請求項５に記載の航空機（１０、１１０）。
前記エンジンストラット（１２４、２２４、３２４）は翼形部断面を含み、前記可動操縦翼面（１３０、２３０、３３０、３３２）は、前記翼形部断面の後縁（１２８、２２８、３２８）の少なくとも一部を定める、請求項１に記載の航空機（１０、１１０）。
前記可動操縦翼面（１３０、２３０、３３０、３３２）は、昇降舵又はトリムタブ（１３０、２３０、３３０、３３２）の少なくとも１つを含む、請求項１に記載の航空機（１０、１１０）。
前記エンジンストラット（１２４、２２４、３２４）の少なくとも一部は、水平安定板を定める、請求項１に記載の航空機（１０、１１０）。