JP6950971B2

JP6950971B2 - 航空機体のための垂直離着陸システムの構成

Info

Publication number: JP6950971B2
Application number: JP2018567028A
Authority: JP
Inventors: エブレット、アンドレイ
Original assignee: ジェトプテラ、インコーポレイテッド
Priority date: 2016-03-11
Filing date: 2017-03-10
Publication date: 2021-10-20
Anticipated expiration: 2037-03-10
Also published as: BR112018068259A2; EP3426557B1; JP2019513104A; NZ746143A; AU2017274156B2; CA3017263A1; WO2017209820A3; CN116002058B; IL261682A; WO2017209820A2; KR102416862B1; KR20210053356A; IL261682B; CN109071033A; CN116002058A; ES2906820T3; KR20180122678A; CN109071033B; KR102292343B1; NZ786055A

Description

著作権表示

[0001]本開示は、米国および／または国際著作権法の下で保護される。(c) 2017 Jetoptera, Inc. All Rights Reserved.この特許文書の開示の一部には、著作権保護の対象となる資料が含まれる。この著作権の所有者は、いかなる者による特許および／または商標局の特許包袋または記録に記載されたとおりの特許文書または特許開示のファクシミリ複製にも異議がないが、それ以外の場合には、何であれすべての著作権を留保する。

優先権の主張および関連出願への相互参照

[0002]本出願は、２０１６年３月１１日に提出された米国仮出願第６２／３０７，３１８号からの優先権を主張し、その出願の内容は、本明細書に完全に記載されているかのように、参照によりここに組み込まれる。この出願は、FLUIDIC PROPULSIVE SYSTEM AND THRUST AND LIFT GENERATOR FOR UNMANNED AERIAL VEHICLESと題する２０１５年９月２日に提出された米国仮特許出願第６２／２１３，４６５号からの優先権を主張する、２０１６年９月２日に提出された米国特許出願第１５／２５６，１７８号の一部継続出願でもあり、各出願の内容は、本明細書に完全に記載されているかのように、参照によりここに組み込まれる。

[0003]あらゆるＶＴＯＬ航空機は、エンジンの寸法および力の均衡という課題に直面している。Daniel Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach (AIAA Education Series), page 754 (5th ed. 2012)を参照されたい。

[0004]垂直離陸は、高い推力重量比とともに達成することができる。対照的に、水平飛行（巡航）中には、揚力が航空機に寄与しており、推力要件はずっと小さい。しかしながら、その意図が、ある時間期間、水平に飛行する航空機を設計することである場合、ＶＴＯＬ要件がエンジン要件を過剰に制限してしまい、機能性を伴わずに巡航状態(cruise conditions)においてその後運搬される多くの重量を追加することになるであろう。したがって、巡航主体のＶＴＯＬ航空機に見合ったエンジンおよび推力の寸法が主要な問題となる。

[0005]均衡は、ＶＴＯＬ航空機の設計のための最も重要な駆動機構(driver)の１つである。離陸局面(take-off phase)中、航空機が均衡を保つために、推力は航空機の周りに分散されねばならず、モーメントは質量中心の周りで均衡が取られている。推力源が１つの位置のみにある場合、航空機は均衡を取ることができない。例えばハリアーのような水平航空機は、モーメントを常時打ち消すために、空中で均衡が保たれているときでさえ、特別に選択された位置にいくつかの推力発生要素を採用する必要がある（力（推力）×航空機の質量中心周りのモーメントアームとして計算される）。このことは、例えば航空機の背部に推力の大半が位置付けられている場合（ＶＴＯＬ機において典型的に見られるように）、達成するのが難しい。

[0006]図１は、本発明の一実施形態の上面図を図示する。 [0007]図２は、図１に示される本発明の実施形態の背面図である。 [0008]図３は、図１に示される本発明の実施形態の前面図である。 [0009]図４は、本発明の代替実施形態を分解等角図で図示する。 [0010]図５は、本発明の代替実施形態を背面斜視図で図示する。 [0011]図６は、着陸／離陸面に対する離陸から水平飛行への本発明の一実施形態の進行を図示する。 [0012]図７は、本発明の一実施形態に従った、流動のステーションを強調したターボシャフト／ターボプロップエンジンの上半分を図示する。

[0013]この出願は、本発明の１以上の実施形態を説明することを意図している。「なければならない」、「ものである」などの絶対的用語および比状態量(specific quantities)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が、必ずしもそのような実施形態のすべてに適用可能ではないと解釈されるものであると理解されたい。それゆえ、本発明の実施形態は、そのような絶対的用語の文脈で説明された１つ以上の特徴または機能を省略してもよく、またはその変更を含んでもよい。加えて、この出願の見出しは、参考目的のみのためであり、決して本発明の意味または解釈に影響するものではない。

[0014]本出願は概して、無人航空機体の推力増強に関する。特に、この出願に開示された本発明の１つ以上の実施形態は、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）および短距離離着陸（ＳＴＯＬ）航空機の課題に対する独自の解決策を提供する。本明細書で使用される用語「テイルシッター」は、本発明の１つ以上の実施形態を指してもよい。

[0015]本発明の一実施形態は、推力の強化および増強を通してエンジンの推力重量比および寸法の問題に対処する。本発明の好ましい実施形態においては、２：１を超え３：１に近い増強を可能にするようにエジェクタ(ejectors)／スラスタ(thrusters)自体が設計されている。このことは、これらのスラスタが、従来のターボジェットによって生み出される推力よりも２〜３倍大きい推力を生み出すように設計されていることを意味する。推力増強設計は、FLUIDIC PROPULSIVE SYSTEM AND THRUST AND LIFT GENERATOR FOR UNMANNED AERIAL VEHICLESと題する２０１５年９月２日に提出された米国仮特許出願第６２／２１３，４６５号（「‘４６５仮出願」）および２０１６年９月２日に提出された米国特許出願第１５／２５６，１７８号（「‘１７８出願」）に開示されている。本明細書で使用される「スラスタ」は、‘４６５仮出願において説明されているような大幅な増強を伴うエジェクタ／スラスタおよび、それらのいかなる後続版または改良品をも指すものとする。

[0016]本発明の好ましい実施形態においては、一次流動(primary flows)源としてガス発生器とともにスラスタが使用される。本発明において一次流動を供給するガス発生器とともにこのようなスラスタを利用する必要はない一方で、このようなスラスタを利用することで推力増強の効果を強化することができる。

[0017]例えばシュラウド(shroud)として作用するテイルシッターの閉式／箱型翼(closed／box wing)と併用してスラスタからの排気を使用することによって形成することができる二次的な主エジェクタを通して、さらなる増強が達成しうる。翼は、スラスタの高速排気が翼（「シュラウド」）およびスラスタによって形成されるエジェクタの一次ノズルとしての役割を果たすことが可能であるように設計された、いかなる他の形状をも取り得る。シュラウドの効果は、推力を少なくとも１０〜２５％さらに増強させることができる。実際には、スラスタおよびシュラウドは、例えば（シュラウドスラスタからの）１．１倍×（スラスタからの）２．５倍の推力増強という複合効果を有することができ、それは結果として２．７５倍の総増強をもたらす。したがって、このようなシステムは、単純なターボジェットによって発生される通常２．７５倍までの推力を増強することによって、離陸時の航空機の重量に等しい推力を生み出すことができる。

[0018]尾を下にして(on its tail)垂直に離陸するいかなる航空機においても、一定の巡航速度で航空機を前方に飛行させ続けるために、許容可能な姿勢でレベルオフする(level off)よう姿勢を調整し、その推力を減少させることが当然必要であろう。スロットル減速(throttle reduction)による推力減少は、航空機を前方に推進させてその速度を維持するのに十分な、かつ航空機の抗力に打ち勝つのに必要な力を調整し得、このことは、システム全体のより少ない増強をも意味し得る。

[0019]本発明の一実施形態において、１５０ポンドの航空機は、ガス発生器となるように適合された７５重量ポンドのターボジェットを採用し得る。この概念は、MICRO-TURBINE GAS GENERATOR AND PROPULSIVE SYSTEMと題する２０１５年１２月４日に提出された米国仮特許出願第６２／２６３，４０７号（「‘４０７仮出願」）および２０１６年１２月２日に提出された米国特許出願第１５／３６８，４２８号（「‘４２８出願」）に開示されている。「‘４０７仮出願」および「‘４２８出願」は、参照によりそれらの全体が本明細書内に組み込まれる。この実施形態において、これらの推力増強エジェクタは、たとえば元の１．７５倍の増強を生み出すことができ、これは１．７５を掛けた７５を意味し、これは結果として１３１．２５重量ポンドの増強推力をもたらす。スラスタの周りにシュラウドを有さない場合、推力はこの値に限定され得、推力が航空機を地上から持ち上げることを可能にしないこともある。しかしながら、これらのスラスタを囲むように主スラスタの周りに箱型構造のような翼を有する場合、推力の全体的な増強は、例えば１３１．２５を掛けた１．１５となり、結果として１５０．９４重量ポンドをもたらし、よって、航空機の重量を超え、離陸を可能にする。

[0020]テイルシッター機内で燃料が消費されるにつれ、機体の重量がより軽くなり、機体の加速度がより大きくなるので、増加する速度および加速度で離陸が起こる。機体は人がいなくてもよいので、人間の安全および非致死的基準のために制限されている、人間によって限定された現在の加速度を超え得る。一実施形態において、加速度は重力加速度の２０倍を超え得る。それゆえ、短時間の後、スロットルおよび制御面の変更によって、機体がその姿勢を変更して水平飛行(level flight)を達成する能力を有し得る。機体がその姿勢を変更するにつれて揚力が増加する一方で、スロットルの引き戻しに起因して、複合増強の値も弱まる。テイルシッターは次いで、第１レベルにおけるスラスタへのエンジン負荷（それゆえガス発生器の一次流路(primary stream)）を付随的に減少させ、姿勢を維持するための適当な揚力を箱型翼が生み出すことを可能にすることによって、水平飛行を達成し得る一方で、スラスタは、抗力に打ち勝つのに十分な推力を生み出す。

[0021]逆に、目的地への進入の際は、前進速度が減少し、スラスタおよびその複合増強効果によって均衡が保たれて航空機が最終的に尾部を下にして垂直に着陸するにあたり、迎角が大きくなるのに伴って航空機の姿勢を調整することができ、推力補強が再び揚力の必要性を排除する。

[0022]本発明の１つまたは複数の実施形態は、質量中心の周りで力とモーメントの均衡を取るために必要とされるモーメントアームよりも小さなモーメントアームを有することによって、それらの均衡を保つという問題を克服することができ、このことは、航空機内の様々な位置にわたって推力を分散させることによって達成される。このことは次に、これらの実施形態がより多くの制御を行うことを可能にし、空中停止(hover)／直立位置を維持することをより容易にする。

[0023]‘４６５および‘４０７仮出願において論じられているように、この独自の技術は、航空機の様々な位置にわたった推力の分散を可能にし、様々なスラスタ（例えば、前部における、離着陸中の空中停止局面で採用され、水平飛行でオフに切り替えられる、先尾翼(canard wings)の後ろの「前エジェクタ」および、後部における、推力の塊を発生させる「尾エジェクタ」）において増強レベルが達成される。

[0024]従来の小型の（２５０重量ポンドより小さい推力の）ミニジェットエンジンは通常、単一の位置で、典型的には排気部の中心で推力を提供する。一部の小型のターボファンは、航空機上の集中点においても推力を提供する。本発明の１つ以上の実施形態は、円形様態とは対照的な、ほぼ直線および／または非円形様態の推力の分布を可能にし、よって、航空機の翼(wing)または他のエアフォイル(airfoils)および／または制御面の長さあたりの推力を分散させる。テイルシッターにおいては、高温の主流路と圧縮器からの流路の抽気部分との両方がスラスタを増強するための原動流体(motive fluids)として使用される。この実施形態は、直線状かつ主に非円形状の、集中点ではなく分散型の推力の分散を可能にするので、航空機のより良好な推進効率を達成する。加えて、より良好な性能を得るためにエアフォイルの形状に従ってスラスタを成型(mold)および成形(shape)するという任意に有利な特徴がある（例えば、スラスタが所与の先尾翼の下流に設置されている場合には、その失速余裕(stall margin)を増加させるか、またはスラスタが主翼の上流の最適な位置に設置されている場合には、該主翼上の揚力を増強する）。分散された推力はしたがって、ターボジェットエンジンの後部の集中位置から、たとえば航空機上の少なくとも４つの位置へと７５重量ポンドのターボジェットの高温かつ高速の流路を分散させることによって、航空機の性能を向上させる。この例においてスラスタは、（１）圧縮器抽気システムおよびガス発生器の排気口から加圧空気またはガス流路をそれぞれ受け取り、（２）４つの一次流路の単純等エントロピー膨張(simple isentropic expansion)から通常生じるであろう４つの推力の各々を１．５〜３倍増強するように、機体上のこれら４つの位置に最適な様態で搭載されている。これは結果として、４つの位置からの有利な分散流動および推力をもたらし、よって、航空機の操縦性および推進効率を強化する。

[0025]本発明の実施形態（ターボプロップのＳＴＯＬ版）は、ガス発生器の抽気システムによって提供される原動流体に基づく推力の増強を含む。該抽気システムは、左舷および右舷の前スラスタに抽気からの原動空気(motive air)を提供する。前スラスタは、抽気システムによって提供される原動空気１ポンド／秒に対し、１００〜３００重量ポンドの比推力(specific thrust)に対応する増強を提供する。この値は、構成要素の限定的な効率および高度な技術の欠如に起因して、小型ターボジェットエンジンで得られる典型的な５０〜６５重量ポンド／ポンド／秒の比推力をはるかに超える。ガス発生器に変換されたときには、システムの前後にスラスタを採用することによって圧縮空気の値が利用され、結果として２：１を上回る増強比をもたらす。それゆえ、より多くの推力を同じエネルギー入力から得ることができる。

[0026]このような実施形態においては、左舷スラスタと右舷スラスタとの間に流動の均衡を提供するために制御弁が採用される。空気の調節は、エンジン抽気と制御弁箱(control valve box)との間に設置された弁によって得ることができる。弁は、前スラスタの一方または両方への通路を開いたり閉じたりして原動流体の供給を変化させることによって、各スラスタ上の流動の制御および／または２つの前スラスタ間の原動空気の流動の均衡を可能にする。これは次に、推力の不均衡を発生させ、この不均衡が結果として航空機の姿勢の変化をもたらす。スラスタは、その主軸の周りを旋回することができる一方で、同時に一次流動（原動流体の流動）のために調節される。このことは、偏揺れ(yaw)の限定的な制御だけでなく、縦揺れ(pitch)および横揺れ(roll)の制御およびそれらの組み合わせを可能にする。

[0027]一実施形態において、スラスタには、移行部位(transition piece)または管(conduit)を介して発生器によって送達される高圧かつ高温の排気ガス流路が（抽気を差し引いて）供給される。移行部位は、ガス発生器の排気口を該背スラスタに接続する。スラスタは、推力を増強するための原動空気としてこの送達を使用する。このジェット増強システムは、追加の燃料消費を犠牲にして機体の高速移動を可能にするように特別に設計されており、結果として時速２００マイルを超える機体の対気速度および８０〜９０％に近い推進効率をもたらす。このシステムは結果として、発生された１重量ポンドあたり０．８〜１．１ポンド／時間の燃料という典型的な燃料消費率(specific fuel consumption)をもたらしており、これは低バイパスファンの典型であるが、ファンまたはファンを駆動するタービンは有していない。これらのレベルは、現在のドローン市場の大半である小型ターボジェットで通常得られる、１重量ポンドあたり１．５ポンド／時間という典型的なものよりもはるかに高性能である。このシステムは、低バイパスターボファンの燃料消費率の性能をも、はるかに小型の規模で、かつフリータービンおよびファン自体を採用することなく達成することができ、よって、推進システム全体の重量および複雑性を減少させ、ファン／フリータービン組立体のような大型かつ移動式の組立体を排除する。

[0028]一実施形態において、航空機の任務が、より高い推進効率でのより長い持続時間／範囲およびより低速の対気速度である場合には、推進システムの背部は、共通かつ同一のガス発生器（推進システムの前部）を保持して「低温」スラスタを増強する一方で、タービン／プロペラシステムに置き換えられるのに十分な柔軟性を有することができる。タービンは、ジェット増強システムの場合と同じ流動を受けるものであるが、エジェクタ型スラスタ内の流動を流体的に増強させるのではなく、ガス発生器の排気流動からエネルギーを抽出して、プロペラを回転させるために使用される機械的作用にそれを変換することができる。インターフェース(interfaces)は非常に似ており、置き換えは、移行部位管から、プロペラを駆動するフリータービンに向かって高温加圧ガスを誘導する管への取り換えから成り、その後、排気ガスはプロペラの洗流(wash)へと下流方向に吐出される。このような柔軟なシステムの利点は、同様の構成を有していれば、ターボプロペラ推進式(pusher)またはジェット増強システムが交換可能なことであり、目前の任務に基づいてユーザがシステムを選択することが可能になる。それゆえ、説明したようなターボプロペラ推進式システムは、達成された１馬力または同等推力の重量ポンドあたり０．６ポンド／時間未満の燃料消費率レベルを達成することができる。本発明の一実施形態において、ＵＡＶは、時速１５０マイルの平均巡航速度で移動し、２００マイル離れた先まで小包を配達することが可能であり得る。

[0029]さらにまたプロペラは、たとえば本明細書に説明される箱型翼システムに完全に包含されることができ、よって、ターボプロップによって発生される騒音は、直接的（箱型翼）および間接的手段（翼内の騒音緩和材料）によって大幅に減少されうる。加えてターボプロップは、前スラスタの存在および前スラスタに動力を与えるための抽気の使用からの恩恵を依然として受け、ＶＴＯＬを可能にするだけでなく、適切かつＶＴＯＬが不要な場合には、短距離離着陸をも可能にする。

[0030]本発明の１つ以上の実施形態において、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）の概念は、前スラスタの採用によって達成されることができ、離陸に要求される滑走路の距離を大幅に低下させることができる。スラスタを旋回させることにより、従来の航空機と比較して、離陸中の縦揺れを増加させ、必要な距離を減少させるように追加のベクトル推力を向けることができる。前スラスタは、揚力もしくは推力、またはその両方を増強させるために、巡航中または徘徊(loitering)中に停止され得るか、または飛行の様々な段階で再起動され得る。推力の増強は、まさにスラスタの設計によって達成することができる。揚力の増強は、先尾翼（前翼）および主箱型翼の両方に対して前スラスタを設置することによって達成することができる。前スラスタの下流位置は、先尾翼の失速を遅らせ、失速が発生する前のより高い迎角およびより高い揚力係数での運転を可能にする。このことは、スラスタの前部で引き起こされるより低い圧力に起因しており、高い迎角でのほとんどの翼の失速の主な原因である、翼の上部での剥離(separation)を遅らせる。主翼に起因する揚力増強は主として、機体の対気速度よりも局所的に高い前スラスタから結果としてもたらされる増加した流動に起因するものであり、この流動は、箱型翼の底部上へと導かれ、この事柄に精通している者には知られているように、主翼の揚力を増強させる。

[0031]図１〜図３は、本発明の実施形態に従った機体１００を異なる斜視点から図示している。図１〜図８において、機体１００はＶＴＯＬ性能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、機体１００は前部１０２と尾部１０３とを有する本体１０１を含む。本体１０１は、機体１００の有人運転を可能にするように構成された操縦席部分（図示せず）を含み得る。すべての飛行／帆走機がそうであるように、機体１００は右舷側と左舷側とを有する。流体発生器１０４は本体１０１に結合され、流体流路を生み出す。一実施形態において、流体発生器１０４は本体１０１内に配設される。少なくとも１つの前管（図３の１１１）および少なくとも１つの尾管１１２が発生器１０４に流体的に結合される。

[0032]第１および第２の前エジェクタ１０５、１０６は、少なくとも１つの前管１１１に流体的に結合され、前部１０２に結合され、右舷側および左舷側にそれぞれ結合される。前エジェクタ１０５、１０６はそれぞれ、少なくとも１つの前管１１１からの流体が所定の調整可能な速さで流出する出口構造１０７、１０８を含む。加えて、各前エジェクタ１０５、１０６の全体は、例えば前方部品と上方部品の両方に推力の向き(thrust orientation)を提供するために前エジェクタの前縁に平行に向けられた軸（つまり横軸）の周りを回転可能であり、機体１００がさらに急な迎角で離陸し、上昇し続けることを可能にし、よって、必要とされる滑走路の距離を減少させることを可能にする。上昇の終了時または上昇中に、エンジン／ガス発生器１０４の抽気弁をオフに切り替え、それに応じてガス発生器の速度および運転を適合させることにより、前エジェクタ１０５、１０６は主飛行方向に再配置されるか、または完全に停止されることができ、背推進システム（例えば尾エジェクタ１０９、１１０）が駆動される。着陸後、着陸方向に対して逆の推力を提供するために、前エジェクタ１０５、１０６は１８０度旋回されることができ、着陸距離を短縮できる。一実施形態において、各前エジェクタ１０５、１０６の全体が、前エジェクタの前縁に垂直に向けられた軸の周りを回転可能である。

[0033]第１および第２の尾エジェクタ１０９、１１０は、少なくとも１つの尾管１１２に流体的に結合され、尾部１０３に結合される。尾エジェクタ１０９、１１０は、少なくとも１つの尾管１１２からの流体が所定の調整可能な速さで流出する出口構造１１３、１１４を含む。加えて、各尾エジェクタ１０９、１１０の全体は、尾エジェクタの前縁に平行に向けられた軸（すなわち、横軸）の周りを回転可能である。一実施形態においては、各尾エジェクタ１０９、１１０の全体が、尾エジェクタの前縁に垂直に向けられた軸の周りを回転可能である。

[0034]一実施形態において、流体発生器１０４は、流体流路が低温である第１の領域と、流体流路が高温である第２の領域とを含む。少なくとも１つの前管１１１は、第１の領域から前エジェクタ１０５、１０６に流体を提供し、少なくとも１つの尾管１１２は、第２の領域から尾エジェクタ１０９、１１０に流体を提供する。

[0035]一次エアフォイル要素１１５は尾部１０３に結合されている。要素１１５は、前エジェクタからの流体が一次エアフォイル要素の少なくとも１つの空気力学的表面上を流れるように、前エジェクタ１０５、１０６の直ぐ下流に位置付けられる。一実施形態においては、一次エアフォイル要素１１５は、前縁１２１と後縁１２２とを有する閉式翼であり、閉式翼の前縁および後縁が内部領域１２３を画定する。尾エジェクタ１０９、１１０は、内部領域１２３内に（つまり前縁１２１と後縁１２２との間に）少なくとも部分的に配設され、エアフォイル要素１１５に対して内部領域内において制御可能に移動可能である（例えば前進、後退など）。それゆえ、一次エアフォイル要素１１５によって尾エジェクタ１０９、１１０の周りにシュラウドが形成され、それによってマクロエジェクタが形成される。

[0036]機体１００はさらに、前部１０２に結合され、それぞれ右舷側および左舷側に結合された第１および第２の先尾翼１１７、１１８を含む。先尾翼１１７、１１８は、機体１００が動作中のとき、先尾翼の上を流れる周囲空気(ambient air)の境界層を築くように構成されている。先尾翼１１７、１１８はそれぞれ、前エジェクタが境界層に流体的に結合されるように、前エジェクタ１０５、１０６の直ぐ上流に位置付けられる。前エジェクタ１０５、１０６はそれぞれ、入口部（つまり前縁）１１９、１２０を含み、前エジェクタは、境界層が入口部によって吸い込まれるように位置決めされる。

[0037]図４は、代替実施形態に従った機体４００を分解図で図示する。簡潔さのために、図１〜３に図示されている対応物と同一の特性を有する図４に図示されている要素は、同じ参照番号を使用して表示されている。機体４００は、流体発生器１０４と、尾エジェクタ１０９、１１０と、高温加圧排気ガスを尾エジェクタに誘導する尾管１１２と、背スラスタ支持柱４０１とを含む。機体４００はさらに、先尾翼１１７、１１８と、抽気マニホルド(bleed air manifold)４０２と、前エジェクタ１０５、１０６への流体流動と前エジェクタ間の一次流動の供給の均衡との両方を調節するモータ制御弁４０４を有する制御弁箱４０３に抽気マニホルドを連結する前管１１１とを含む。柔軟線(flexible line)４０５は、制御弁箱４０３からの圧縮抽気を前エジェクタ１０５、１０６に誘導する。前エジェクタ１０５、１０６の各々は、シャフト４０８の周りに前エジェクタを旋回させるためのフランジ４０６およびモータ４０７を含む。

[0038]機体４００はさらに、方向舵(rudders)、エレボン(elevons)、昇降舵(elevators)などの制御面を有する一次エアフォイル要素１１５と、追加の閉式翼エアフォイル要素４０９と、二次閉式翼エアフォイル要素４１０とを含む。二次エアフォイル要素４１０は、尾エジェクタからの流体が少なくとも１つの二次エアフォイル要素の表面上を流れるように、尾エジェクタ１０９、１１０の出口構造１１３、１１４の直ぐ下流に位置付けられる前縁を有する。機体４００はさらに、中央フィンおよび方向舵１２４、タンクを運搬する尾部１０３、流体発生器１０４、ならびに制御部および前部１０２を含む。

[0039]図５は、代替実施形態に従った機体５００を図示する。簡潔さのために、図１〜３に図示されている対応物と同一の特性を有する図５に図示されている要素は、同じ参照番号を使用して表示されている。機体５００は、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）性能を特に重視したターボプロペラ推進システムを含む。機体５００は、尾エジェクタ１０９、１１０を除いて機体１００のすべての特徴を含む。代わりに機体５００は、タービン（図示せず）によって駆動されるプロペラ５１０を含み、これは次に流体発生器１０４によって動力を供給される。一実施形態は、機体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空間および／またはオフセット(offset)があるように、機体５００に支持を提供する脚部または他の適切な装置などの支持組立体５２０を含みうる。支持組立体５２０は好ましくは、尾部１０３から延び、本体１０１に実質的に平行である。

[0040]図６は、機体１００の着陸／離陸面６００に対する離陸から水平飛行への進行（Ａ〜Ｄ）を図示する。可動式前エジェクタ１０５、１０６は、水平飛行（巡航）までの機体１００の飛行中姿勢の微調整を担い得る。この実施形態の１つの態様は、姿勢を制御するために、より大型で一次流体として高温ガスを採用する尾エジェクタ１０９、１１０が必ずしも旋回する必要はない一方で、機体１００の高度および姿勢を維持して所望の位置および姿勢へと飛行中の向きを駆動するために、圧縮器の排出または抽気からのより小型でより低温のガスで動作する前エジェクタ１０５、１０６が旋回されうるということである。前エジェクタ１０５、１０６はその後、抽気口を閉じる中央制御弁から遮断され、かつ／または前部１０２の内部に引き込まれてもよく、スロットルが引かれた状態（１００％未満の速度）で流体発生器１０４が動作すること、および、抽気弁を閉じた状態で尾エジェクタ１０９、１１０に一次流体を供給するために後部において依然として高温ガスを発生させることを可能にする。尾エジェクタ１０９、１１０およびエアフォイル要素１１５自体によって形成された、より大型またはマクロエジェクタのためのシュラウドとして作用する箱型翼からの寄与が軽微であってもなくても、水平飛行においては２：１の増強が依然として可能である。

[0041]追加の推力増強を発生させるために高速気流を生み出す尾エジェクタ１０９、１１０を一次エアフォイル要素１１５と組み合わせることの有利な効果は、テイルシッター構成における離陸時に特に有用である。尾エジェクタ１０９、１１０は、古典的なエジェクタの一次ノズルとなる。一次エアフォイル要素１１５はその後、尾エジェクタ１０９、１１０とともにマクロエジェクタを形成するために、シュラウドを有さない単純なスラスタと比較しておよそ１．１〜１．２倍の推力増強を発生させる。尾エジェクタ１０９、１１０自体も、２を超える、おそらくは３：１に近い推力増強を生み出すことができる。それゆえ、単純に２つのターボジェットを使用して推力の単位を得る代わりに、最小で２×１．１＝２．２の総推力増強かつ最大で３×１．２＝３．６までの増強係数が得られ、より重い機体の離陸を可能にする。巡航状態へとレベルオフするにつれ、エンジンは減速(throttle back)されてもよく、抗力と一致させ、それに打ち勝って水平飛行において機体を前方に推進させるために増強も低減する。

[0042]図７は、流動のステーションを強調したターボシャフト／ターボプロップエンジンの上半分を図示する。下半分は、シャフトと、シャフトを駆動するタービン（この場合、プロペラを駆動するフリータービン）とが除去され、本発明の好ましい実施形態のジェット増強システムを駆動するためのガス発生器を使用する、同じエンジンを包含する。図７は、ターボシャフト設計エンジンをジェット増強システムのためのガス発生器に転換するために任意に有利であろう変更を示しており、開示されたシステムの交換可能性を強調する。

[0043]図７において、上半分に牽引式(puller)プロペラの構成が示されている。対照的に、本発明の一実施形態は、推進式プロペラが位置付けられている右側を指したシャフトを有する。上半分は圧縮器、燃焼器、および２つのタービンを包含しており、一つは圧縮器に接続され、一つはシャフトを介してプロペラに接続される。ステーション２は圧縮器入口を表す。圧縮器出口ステーションが３、燃焼器入口が３１、燃焼器出口が４、（圧縮器に接続され圧縮器を駆動する）第１のタービンの入口が４１、第１のタービンの出口が４４、フリータービンへの入口が４５、フリータービンからの出口が５、タービンおよび排気口からの出口が６、（システム全体からの）排気口が８である。ステーション３からの抽気システムは、この実施形態においては、システムの前スラスタのための原動流体として使用される。作動流体(working fluid)の残りは、プロペラを駆動するための力を抽出している、フリータービンを駆動するためのガス発生器によって使用される。下半分において、システムは、フリータービンとシャフト（および暗黙的にプロペラ）とが除去されているが、他のすべての要素は同じままである。このシステムは、フリータービンが排除されていることを除けば、圧縮器を駆動する第１のタービンと同様であり、ステーション４４で該システムが１２４８．６５ケルビンの全温度で２０２．５１４キロパスカルの全圧を生み出すガス発生器になることを可能にする。今やこのエネルギー運搬流動は、本発明の好ましい実施形態のジェット増強システムの尾エジェクタ１０９、１１０のための原動流体として使用することができる。

[0044]他のガス発生器は、通常の運転条件で、約２の圧力比を生み出すように設計することができる。本発明の一実施形態は、結果として１．５を超える増強比をもたらすことができ、スラスタの様々な設計は、２．７５：１を含むそれ以下の増強比に達することができる。それゆえ、これらの状態で動作する本実施形態のジェット増強システムは、推力を１．４〜３倍増加させることができる。逆に、ステーション４４での状態を生み出すために同じ量の燃料が使用されるにつれ、燃料消費率が減少され、その状態で排気ガスから１．４倍大きい推力が得られ、背スラスタおよび前スラスタの原動流体として使用される。典型的に１重量ポンドあたり１．５ポンド／時間である従来の小型ターボジェットの燃料消費量と比較したとき、開示されたジェット増強システムによる燃料消費率は、生み出された１重量ポンドあたり約１．０７ポンド／時間の燃料へと１．４倍低下する。１つ以上の実施形態は、生み出された１重量ポンドあたり１．５ポンド／時間の燃料という元のものと比較して、２．０倍以下の減少を示しており、フリータービンを使用せずとも、生み出された１重量ポンドの推力あたり０．７５ポンド／時間という高性能燃料をシステムにもたらす。

[0045]前述の文章は幾多の異なる実施形態の詳細な説明を記載しているものの、保護の範囲は以下の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。全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実用的であるため、詳細な説明は例示的なものに過ぎず、全ての可能な実施形態を説明するものではないと解釈されたい。現在の技術またはこの特許の出願日後に開発された技術のいずれかを使用して多数の代替実施形態を実施することができるであろうが、それらも依然として特許請求の範囲内に含まれるであろう。

[0046]よって、本請求項の精神および範囲から逸脱することなく、本明細書に説明および図示された技術および構造に対して多くの修正および変更を加え得る。従って、本明細書に説明された方法および装置は例示的なものにすぎず、特許請求の範囲を限定するものではないことを理解されたい。

独占的な財産または権利を請求する発明の実施形態は、以下のように定義される。

ここに、出願当初の特許請求の範囲の記載事項を付記する。
［１］機体であって、
前部、尾部、右舷側および左舷側を有する本体と、
前記本体に結合され、流体流路を生み出す流体発生器と、
前記発生器に流体的に結合された少なくとも１つの前管と、
前記発生器に流体的に結合された少なくとも１つの尾管と、
前記少なくとも１つの前管に流体的に結合され、前記前部に結合され、前記右舷側および左舷側にそれぞれ結合された第１および第２の前エジェクタであって、前記前エジェクタがそれぞれ、所定の調整可能な速さで前記少なくとも１つの前管から流体が流出する出口構造を備えた、第１および第２の前エジェクタと、
前記少なくとも１つの尾管に流体的に結合されるとともに前記尾部に結合された少なくとも１つの尾エジェクタであって、前記少なくとも１つの尾エジェクタが、前記少なくとも１つの尾管からの流体が所定の調整可能な速さで流出する出口構造を備えている、少なくとも１つの尾エジェクタと、
表面を有する一次エアフォイル要素であって、前記一次エアフォイル要素は前記尾部に結合されており、前記一次エアフォイル要素の前記表面は、前記第１および第２の前エジェクタからの前記流体が前記一次エアフォイル要素の前記表面上を流れるように前記第１および第２の前エジェクタの直ぐ下流に位置付けられる、一次エアフォイル要素と、を備える機体。
［２］前記前部に結合されるとともに前記右舷側および左舷側にそれぞれ結合された第１および第２の先尾翼をさらに備え、前記先尾翼は、前記機体が動作中のとき前記先尾翼上を流れる周囲空気の境界層を築くように構成され、前記先尾翼は、前記第１および第２の前エジェクタが前記境界層に流体的に結合されるように、前記第１および第２の前エジェクタの直ぐ上流にそれぞれ位置付けられていることを特徴とする、［１］に記載の機体。
［３］前記第１および第２の前エジェクタが第１および第２の入口部をそれぞれ備え、前記第１および第２の前エジェクタは、前記境界層が前記入口部によって吸い込まれるように位置決めされる、［２］に記載の機体。
［４］前記流体発生器が前記本体内に配設されることを特徴とする、［１］に記載の機体。
［５］前記発生器によって生み出された前記流体流路が前記機体の推進の唯一の手段である、［１］に記載の機体。
［６］前記第１および第２の前エジェクタは各々、前縁を有しており、前記第１および第２の前エジェクタの各々の全体が前記前縁に平行に向けられた軸の周りを回転可能である、［１］に記載の機体。
［７］表面を有するとともに前記本体に結合された少なくとも１つの二次エアフォイル要素をさらに備え、前記少なくとも１つの尾エジェクタからの前記流体が前記少なくとも１つの二次エアフォイル要素の前記表面上を流れるように、前記少なくとも１つの二次エアフォイル要素の前縁が前記少なくとも１つの尾エジェクタの前記出口構造の直ぐ下流に位置付けられている、［１］に記載の機体。
［８］前記少なくとも１つの尾エジェクタが前縁を有しており、前記少なくとも１つの尾エジェクタの全体が前記前縁に平行に向けられた軸の周りを回転可能である、［１］に記載の機体。
［９］前記一次エアフォイル要素が前縁および後縁を有する閉式翼を備えており、前記閉式翼の前記前縁および後縁が内部領域を画定する、［１］に記載の機体。
［１０］前記少なくとも１つの尾エジェクタが前記内部領域内に少なくとも部分的に配設されている、［９］に記載の機体。
［１１］前記エジェクタが前記内部領域内で制御可能に移動可能である、［１０］に記載の機体。
［１２］前記閉式翼が複数の制御面をさらに備える、［９］に記載の機体。
［１３］前記流体発生器は、流体流路が低温である第１の領域と、流体流路が高温である第２の領域とを備え、
前記少なくとも１つの前管は、前記第１の領域から前記第１および第２の前エジェクタに流体を提供し、
前記少なくとも１つの尾管は、前記第２の領域から前記少なくとも１つの尾エジェクタに流体を提供する、［１］に記載の機体。
［１４］機体であって、
前部、尾部、右舷側および左舷側を有する本体と、
前記本体に結合され、流体流路を生み出す流体発生器と、
前記発生器に流体的に結合された少なくとも１つの前管と、
前記発生器に流体的に結合された少なくとも１つの尾管と、
前記少なくとも１つの前管に流体的に結合され、前記前部に結合され、前記右舷側および左舷側にそれぞれ結合された第１および第２の前エジェクタであって、前記前エジェクタがそれぞれ、所定の調整可能な速さで前記少なくとも１つの前管から流体が流出する出口構造を備えた、前エジェクタと、
前記少なくとも１つの尾管に流体的に結合され、前記尾部に結合された少なくとも１つのプロペラと、
表面を有する一次エアフォイル要素であって、前記一次エアフォイル要素は前記尾部に結合されており、前記一次エアフォイル要素の前記表面は、前記第１および第２の前エジェクタからの前記流体が前記一次エアフォイル要素の前記表面上を流れるように前記第１および第２の前エジェクタの直ぐ下流に位置付けられる、一次エアフォイル要素と、を備える機体。
［１５］前記前部に結合されるとともに前記右舷側および左舷側にそれぞれ結合された第１および第２の先尾翼をさらに備え、前記先尾翼は、前記機体が動作中のとき前記先尾翼上を流れる周囲空気の境界層を築くように構成され、前記先尾翼は、前記第１および第２の前エジェクタが前記境界層に流体的に結合されるように、前記第１および第２の前エジェクタの直ぐ上流にそれぞれ位置付けられていることを特徴とする、［１４］に記載の機体。
［１６］前記第１および第２の前エジェクタが第１および第２の入口部をそれぞれ備え、前記第１および第２の前エジェクタは、前記境界層が前記入口部によって吸い込まれるように位置決めされる、［１５］に記載の機体。
［１７］前記流体発生器が前記本体内に配設されることを特徴とする、［１４］に記載の機体。
［１８］前記第１および第２の前エジェクタは各々、前縁を有しており、前記第１および第２の前エジェクタの各々の全体が前記前縁に平行に向けられた軸の周りを回転可能である、［１４］に記載の機体。
［１９］前記一次エアフォイル要素が、前縁および後縁を有する閉式翼を備えており、前記閉式翼の前記前縁および後縁が内部領域を画定する、［１４］に記載の機体。
［２０］前記少なくとも１つのプロペラが前記内部領域内に少なくとも部分的に配設されている、［１９］に記載の機体。
［２１］前記閉式翼が複数の制御面をさらに備える、［１９］に記載の機体。
［２２］前記流体発生器は、流体流路が低温である第１の領域と、流体流路が高温である第２の領域とを備え、
前記少なくとも１つの前管は、前記第１の領域から前記第１および第２の前エジェクタに流体を提供し、
前記少なくとも１つの尾管は、前記第２の領域から前記少なくとも１つのプロペラに連結されたタービンに流体を提供する、［１４］に記載の機体。
［２３］前記尾部から延びており前記本体に平行である支持組立体をさらに備える、［１４］に記載の機体。

Claims

機体であって、
前部、尾部、右舷側および左舷側を有する本体と、
前記本体に結合され、流体流路を生み出す流体発生器と、
前記流体発生器に流体的に結合された少なくとも１つの前管と、
前記流体発生器に流体的に結合された少なくとも１つの尾管と、
前記少なくとも１つの前管に流体的に結合され、前記前部に結合され、前記右舷側および左舷側にそれぞれ結合された第１および第２の前エジェクタであって、前記前エジェクタがそれぞれ、所定の調整可能な速さで前記少なくとも１つの前管から流体が流出する出口構造を備えた、第１および第２の前エジェクタと、
前記少なくとも１つの尾管に流体的に結合されるとともに前記尾部に結合された少なくとも１つの尾エジェクタであって、前記少なくとも１つの尾エジェクタが、前記少なくとも１つの尾管からの流体が所定の調整可能な速さで流出する出口構造を備えている、少なくとも１つの尾エジェクタと、
表面を有する一次エアフォイル要素であって、前記一次エアフォイル要素は前記尾部に結合されており、前記一次エアフォイル要素の前記表面は、前記第１および第２の前エジェクタからの前記流体が前記一次エアフォイル要素の前記表面上を流れるように前記第１および第２の前エジェクタの直ぐ下流に位置付けられる、一次エアフォイル要素と、を備え、
前記一次エアフォイル要素が前縁および後縁を有する閉式翼を備えており、前記閉式翼の前記前縁および後縁が内部領域を画定し、
前記少なくとも１つの尾エジェクタが前記内部領域内に少なくとも部分的に配設されている、
機体。
前記前部に結合されるとともに前記右舷側および左舷側にそれぞれ結合された第１および第２の先尾翼をさらに備え、前記先尾翼は、前記機体が動作中のとき前記先尾翼上を流れる周囲空気の境界層を築くように構成され、前記先尾翼は、前記第１および第２の前エジェクタが前記境界層に流体的に結合されるように、前記第１および第２の前エジェクタの直ぐ上流にそれぞれ位置付けられていることを特徴とする、請求項１に記載の機体。
前記第１および第２の前エジェクタが第１および第２の入口部をそれぞれ備え、前記第１および第２の前エジェクタは、前記境界層が前記入口部によって吸い込まれるように位置決めされる、請求項２に記載の機体。
前記流体発生器が前記本体内に配設されることを特徴とする、請求項１に記載の機体。
前記流体発生器によって生み出された前記流体流路が前記機体の推進の唯一の手段である、請求項１に記載の機体。
前記第１および第２の前エジェクタは各々、前縁を有しており、前記第１および第２の前エジェクタの各々の全体が前記前縁に平行に向けられた軸の周りを回転可能である、請求項１に記載の機体。
表面を有するとともに前記本体に結合された少なくとも１つの二次エアフォイル要素をさらに備え、前記少なくとも１つの尾エジェクタからの前記流体が前記少なくとも１つの二次エアフォイル要素の前記表面上を流れるように、前記少なくとも１つの二次エアフォイル要素の前縁が前記少なくとも１つの尾エジェクタの前記出口構造の直ぐ下流に位置付けられている、請求項１に記載の機体。
前記少なくとも１つの尾エジェクタが前縁を有しており、前記少なくとも１つの尾エジェクタの全体が前記前縁に平行に向けられた軸の周りを回転可能である、請求項１に記載の機体。
前記少なくとも１つの尾エジェクタが前記内部領域内で制御可能に移動可能である、請求項１に記載の機体。
前記閉式翼が複数の制御面をさらに備える、請求項１に記載の機体。
前記流体発生器は、流体流路が低温である第１の領域と、流体流路が高温である第２の領域とを備え、
前記少なくとも１つの前管は、前記第１の領域から前記第１および第２の前エジェクタに流体を提供し、
前記少なくとも１つの尾管は、前記第２の領域から前記少なくとも１つの尾エジェクタに流体を提供する、請求項１に記載の機体。