(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛行体推進システムであって：
エンジンコア；
エンジンコアに接続された動力軸；
エンジンコアに対応して動力軸によって駆動される外側翼列；
エンジンコアに対応して外側翼列に対して逆回転運動するように駆動される内側翼列；及び
制御装置に動作可能に接続され、動力軸と係合および配置するアクチュエータ
を含み、
飛行プロファイルの所定部分において、アクチュエータが間隔スケジュールに応じて制御装置から制御入力を受信し、動力軸および内側翼列に対する外側翼列の位置を動的に可変的に調整する、飛行体推進システム。
【請求項２】
内側翼列を搭載する逆回転変速装置をさらに含み、動力軸が逆回転変速装置を貫通して延び、逆回転変速装置によって支持される、
請求項１に記載の飛行体推進システム。
【請求項３】
逆回転変速装置が、外側翼列の並進移動のために調節可能である、内側翼列及び外側翼列間の可変の差動回転速度に対して連続的に可変の変速装置を含み、
逆回転変速装置が、内側翼列のピッチ制御装置と連動し、
外側翼列がさらにピッチ制御装置を含む、
請求項２に記載の飛行体推進システム。
【請求項４】
外側翼列および内側翼列が偶数の翼を有し、各翼列のためのピッチ制御装置は各列の交互の翼のピッチを変更するように順番付けされている、請求項３に記載の飛行体推進システム。
【請求項５】
外側翼列はけん引式において内側翼列の上流にあり、外側翼列のピッチ制御装置に制御されて動力軸によって外側翼列に分配される動力は、外側翼列が延伸位置にあるときに内側翼列のピッチ制御装置に制御されて内側翼列に分配される動力よりも小さい、請求項３に記載の飛行体推進システム。
【請求項６】
外側翼列に分配される動力の内側翼列に分配される動力に対する比率は約０．８である、請求項５に記載の飛行体推進システム。
【請求項７】
内側翼列の直径は、外側翼列の直径の５％未満だけクロッピングされている、請求項６に記載の飛行体推進システム。
【請求項８】
軸の並進移動が、引込位置から延伸位置まで漸増的に可変である、請求項１に記載の飛行体推進システム。
【請求項９】
逆回転変速装置が、内側翼列及び外側翼列間の可変の差動回転速度のための、連続的に可変の変速装置を含み、外側翼列の並進移動に対して調節可能であり、内側翼列のピッチ制御装置をさらに含み、外側翼列がピッチ制御装置を含み、そしてさらに：
外側翼列の並進移動を調節するコントローラであって、内側翼列及び外側翼列のピッチ制御装置を制御し、所定の操作スケジュールの可変の変速装置を制御するコントローラ
をさらに含む、請求項８に記載の飛行体推進システム。
【請求項１０】
外側翼列がけん引式において内側翼列の上流にある、または、
外側翼列がプッシャー構成において内側翼列の下流にある、
請求項１に記載の飛行体推進システム。
【請求項１１】
内側翼列及び外側翼列がダクテッドファンを含む、請求項９に記載の飛行体推進システム。
【請求項１２】
内側翼列及び外側翼列がエンジンコアから軸方向に変位しており、エンジンコアから延びており且つエンジンコアを相互接続して内側翼列及び外側翼列に動力を供給する動力取出し軸をさらに含む、請求項１に記載の飛行体推進システム。
【請求項１３】
飛行体の逆回転ファン推進方式においてノイズを低減する方法であって：
エンジンコアに対応して外側翼列をエンジンコアを用いて回転運動として駆動させるステップと；
エンジンコアに対応して内側翼列をエンジンコアを用いて逆回転運動として駆動させるステップと；
飛行プロファイルの所定部分における飛行体の操作中に、可変かつ動的な間隔スケジュールに応じて外側翼列を内側翼列に対する引込位置と延伸位置との間を漸増的に並進移動させるステップと；
並進移動された位置における外側翼列によってより小さい推力を生成するために、内側翼列及び外側翼列への動力分配を制御するステップと
を含む方法。
【請求項１４】
動力分配の制御には、翼列への動力を増加させるための交互のピッチ制御が含まれ、
動力分配の制御には、並進移動する翼列の揚力を一瞬低下させて必要な翼列の並進移動力を最小限に抑えることが含まれる、
請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
内側翼列及び外側翼列を駆動させるための動力交換のための逆回転変速装置を提供するステップをさらに含む、請求項１３に記載の方法。
【請求項１６】
間隔を最適にするための外側翼列の並進移動は、大気データシステム及び飛行管理システムのデータに基づいて制御される、請求項１３に記載の方法。
【請求項１７】
外側翼列及び内側翼列を、内側翼列が下流にあり且つ外側翼列よりも小さい直径を有するけん引式に配置するステップ、または、
外側翼列及び内側翼列を、外側翼列が下流にあり且つ内側翼列よりも小さい直径を有するプッシャー構成に配置するステップをさらに含む、請求項１３に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の実施形態は概して、航空機の推進システムの分野に関し、さらに具体的には可変の翼列間隔を有する逆回転ファンに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
旅行の需要は運賃の値上げを最小限に抑える継続的なプレッシャーとともに増加し続けており、急騰する航空ジェット燃料費、炭素関連の課税規則の制定及び期待成長率により、航空業界全体においてプロペラファン、又はオープンファン技術の熱狂的な復活が起きている。これと同時に、旅行の増加に起因して、米国連邦航空局（ＦＡＡ）と国際（ＩＣＡＯ）機関によって課せられるエンジン及び航空機の認可に対するノイズの法定制限はさらに厳しくなっている。多くの国においては、地方の航空当局により、ノイズ暴露、及び防音住居を含む減税に伴う費用の増加を相殺する目的で、手数料、消灯令、及び定数の組み合わせを課してきた。これらを施行するために、多数の空港では、地方のノイズ政策の違反を避けるために、現在オペレータが有料荷重及び／又は範囲を犠牲にすることが強いられるノイズに敏感な地域にマイクを設置している。さらに、地方の大気環境又は他の炭素関連の環境コストも義務化されると予想される。
【０００３】
さらに、従来の幅の狭い機体の市場及び操作上の柔軟性を超えるポイントツーポイントサービス拡大のさらなる需要は、設計者を他の妥協点に対し燃料効率性をさらに上げるように駆りたてる。
【０００４】
燃料消費の向上は巡航速度を下げることによって得られるが、これによって飛行時間が延び得るため乗客にとっては望ましくないものであり、燃料の純利益は極めて小さく、航空交通の統一が難しく成り得、特定日の収入飛行の数が減る可能性があり、この方法は実際には航空会社の他の運営費を上げることにつながりかねない。単一の回転／段階のターボエンジンは固有推力が不十分なために実際にはマッハ０．７程度の巡航速度が限界のため、今日のジェットエンジンの航空機（〜マッハ０．８）の巡航速度に到達するには、逆回転オープンファン（ＣＲＯＦ）システムが必要である。
【０００５】
逆回転オープンファンには、単一回転ターボエンジンにはない複雑なノイズ源、具体的にはプロペラ後方干渉及び先端部の渦干渉ノイズ源を有している。これらノイズ源はいずれも、空港地域に影響を与える外部の環境ノイズ、乗客の乗り心地を左右する客室ノイズ、及び航空機の構造的な音響疲労につながる可能性がある。
【０００６】
様々な構成法にとって、これらのノイズ源と純推進効率との間には非常に複雑な駆け引きがある。望ましくない伴流干渉ノイズと、望ましい推進効率は、ファンの間の間隔が拡がるとともに減少／低下する。しかしながら、望ましくない渦干渉ノイズは、第１の翼列の後の流管収縮のために、自由流のマッハ数、局所流効果、迎え角及び下流プロペラ列の直径によっては、実際のところ間隔が広がるとともに増加し得る。
【０００７】
渦干渉を避けることは通常設計者にとって最も優先度の高いことであるが、今現在の構成においてこれを達成する唯一の手段は、後部の又は下流ロータの直径を「クロッピングする」又は縮小させることである。しかしこれもまた、スパン比／アスペクト比の損失により、固定翼と同じように、空気力学的効率が低下して性能が低下する恐れがある。設計者の主要課題は、渦干渉がいくつかの要因によって影響されるということである。渦の力は主に、翼端荷重によって左右され、先端渦の経路は自由流の運動量及び迎え角に大幅に影響される。巡航速度が遅ければ、先端渦は後部／下流ロータの根元に向かって崩壊し、後部／下流ロータとの相互作用が起きて渦干渉ノイズが発生する。このために、従来技術のＣＲＯＦエンジンの設計者は、例えば最大推力設定、及び最大渦プルーム収縮を伴う上昇軌道等の制限のある運航条件下において渦の相互作用が回避されるように、通常大きすぎるほどの間隔及びクロッピング（１０％以上）を選択する。これは、全ての運航条件に対する航空機の性能の低下につながりかねない。
【発明の概要】
【０００８】
例示の実施形態により、外側翼列を駆動させる動力軸を有するエンジンコアを内蔵する飛行体の推進システムが提供される。動力軸は、内側翼列を外側翼列に対して逆回転運動するように駆動する逆回転変速装置と連系運転するために相互接続されている。アクチュエータは第１の引込位置から第２の延伸位置への並進移動のために軸と係合する。
【０００９】
第１の例示の実施形態では、逆回転変速装置は、装置を貫通して延び装置によって支持される動力軸を有する内側翼列を搭載している。この実施形態の一態様は、内側翼列のピッチ制御装置及び外側翼列のピッチ制御装置を含む。
【００１０】
例示の実施形態の一実行形態においては、外側翼列が内側翼列の上流にあるけん引き式になっており、動力軸により外側翼列に供給される動力は、外側翼列が延在位置にある時に、逆回転変速装置によって内側翼列に供給される動力よりも小さい。例示の構成では、外側翼列及び内側翼列に供給される動力の比は、任務中のノイズに敏感な部分においては実質的に１．０未満である。この実行形態ではさらに、内側翼列の直径が外側翼列の直径の５％未満だけクロッピングされている。
【００１１】
様々な性能要件を満たすために、例示の実施形態の同心軸の並進移動は第１位置から第２位置まで漸増的に変化する。逆回転変速装置では、外側翼列の並進移動に対して調節可能な、内側翼列と外側翼列の間に可変の差動回転速度を得るための連続的に可変の変速装置が用いられている。逆回転変速装置は、内側翼列のピッチ制御装置を含み、外側翼列はピッチ制御装置を含む。外側翼列の並進移動を調節し、内側及び外側翼列のピッチ制御装置を制御し、所定の操作スケジュールに対して可変の変速装置を制御するために、コントローラが含まれている。
【００１２】
一代替実施形態では、内側及び外側翼列はダクテッドファンを含む。更なる代替実施形態では、外側翼列は内側翼列の下流にあり、プッシャー構成となっている。
【００１３】
逆回転ファンの推進におけるノイズ削減は、エンジンコアを提供し、エンジンコアから外側翼列を駆動し、エンジンコアから内側翼列を駆動することによって達成される。低速度での操作中は、外側翼列が内側翼列から離れるように並進移動し、内側翼列及び外側翼列への動力の分配は、低動力生成のために並進移動した位置にある上流の翼列によって制御される。
【００１４】
上述した特徴、機能及び利点は、本発明の様々な実施形態において個別に達成することができる、または下記の説明及び図面を参照することによってさらに詳細を理解することができる更に別の実施形態と組み合わせることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】図１は上流の翼列が引込位置にある、第１のけん引き式の実施形態の側面部分断面図である。
【図２】図２Ａは外側翼列が引込位置にある、図１に示す選択されたコンポーネントの側面図であり、図２Ｂは外側翼列が延伸位置にある、図２Ａに示す選択されたコンポーネントの側面図である。
【図３】図３は上流の翼列が延伸位置にある、図１の実施形態の部分側面断面図である。
【図４Ａ】図４Ａは外側翼列が引き込まれている、図２Ａ及び図２Ｂに示す選択されたコンポーネントの側面断面図である。
【図４Ｂ】図４Ｂは外側翼列が延伸されている、図２Ａ及び図２Ｂに示す選択されたコンポーネントの側面断面図である。
【図４Ｃ】図４Ｃは外側翼列が引込位置にある、関連するピッチ制御装置、及び軸の同心逆回転変速及びハブ装置を有する外側翼列と内側翼列の詳細断面図である。
【図４Ｄ】図４Ｄは外側翼列が延伸位置にある、関連するピッチ制御装置、及び軸の同心逆回転及びハブ装置を有する外側翼列と内側翼列の詳細断面図である。
【図４Ｅ】図４Ｅは外側翼列が引き込まれている、断面で示す翼列、ハブ及びスピナー要素を有する完成したエンジン配置の部分断面図である。
【図４Ｆ】図４Ｆは外側翼列が延伸されている、断面で示す翼列、ハブ及びスピナー要素を有する完成したエンジン配置の部分断面図であり、制御システムをブロック図の形で示す。
【図５】図５は翼列の制御操作間隔スケジュールを示すグラフである。
【図６】図６は上流及び下流の翼列の間の好適な軸馬力の比率スケジューリングを示すグラフである。
【図７】図７は上流の翼列によって発生した渦と、クロッピングされた従来設計の下流の翼列との相互作用の概略図である。
【図８】図８は開示の実施形態の上流の翼列によって発生した渦の縮小、及びクロッピングの少ない下流の翼列との相互作用の概略図である。
【図９】図９は上流及び下流の翼列の正規化揚力係数及び抗力係数のグラフである。
【図１０】図１０Ａは前部翼列を引込位置に並進移動させる、ダクテッド逆回転ファンの実施形態の側面断面図であり、図１０Ｂは前部翼列を延伸位置に並進移動させる、図１０Ａのダクテッド逆回転ファンの実施形態の側面断面図である。
【図１１Ａ】図１１Ａは外側翼列が引込位置にあるプッシャー構成を有する実施形態の側面断面図である。
【図１１Ｂ】図１１Ｂは外側翼列が延伸位置にある、図１１Ａのプッシャー構成を有する実施形態の側面断面図である。
【図１２】図１２はけん引き式のエンジンコアからオフセットされた逆回転オープンファンを有する実施形態の断面図である。
【図１３】図１３はプッシャー構成のエンジンコアからオフセットされた逆回転オープンファンを有する実施形態の断面図である。
【図１４】図１４は動作を最適化し、ノイズを低減するための逆回転ファンの運転制御のフロー図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
本明細書に開示された実施形態により、飛行プロファイルの選択部分において効率性とノイズのリアルタイムの最適化を図るための、運航中に隣接する翼の翼列の調節可能な位置付／間隔を有する逆回転オープンファン（ＣＲＯＦ）が提供されている。図１に示す第１実施形態は、外側上流ファン又は翼列１２と内側下流ファン又は翼列１４を駆動するエンジンコア１０を有するけん引き式を用いる。この実施形態では、上流翼列の直径は大きく、エンジンコアに対して外側の列であり、下流翼列はエンジンコアに対して内側の列であり、より小さい直径を有する。本明細書の説明のために、ファン、翼列及びロータの意味はほぼ同一である。エンジンコアは、コンバスタ２０とタービン部２２を有する多段式コンプレッサ部１８へ燃焼用空気を供給する吸気口１６を組み込んでいる。翼列１２及び１４への動力は、タービン部２２によって駆動される軸２４を通して供給される。下流翼列は、（図４Ｅ及び４Ｆに関してより詳しく説明するような）構造上の軸受及び支持リング３０に担持される前部ファン同心逆回転変速装置２８と一体化したブレードピッチ制御装置２６を組み込んでいる。軸２４は同心逆回転変速装置２８によって回転可能に支持されており、図４Ａ及び４Ｂに関して説明するように、変速装置を通して内側翼列と連系運転する。
【００１７】
図２Ａ及び２Ｂから良く分かるように、軸２４はプレッシャープレート３２によって係合されることにより、外側上流翼列１２を内側下流翼列１４に相対的に位置づけする。様々な実施形態においては油圧式、空気圧式、又は電気機械式であってよいアクチュエータ３４は、エンジンコア１０の外側周囲に設置され、線形作動ロッド３６とアングルアーム３８を通してプレッシャープレート３２を線形駆動する。図示した実施形態では、アクチュエータ３４はエンジンコアと一体化している後部取付けプレート４０に支持されており、これにより動力軸２４が回転し、続いて図４Ｅ及び４Ｆに関して説明するようにエンジンの追加支持点が提供される。図１及び図２Ａに、続いて説明するように、最大に最適化された性能を得るために、内側又は下流翼列１４に近接して外側又は上流翼列１２を配置する第１の引込位置にあるアクチュエータを示す。図２Ｂ及び３は、上流又は外側翼列１２と下流又は内側翼列１４を引き離すために、最大限に延伸された第２位置へ駆動軸２４を変位させる延伸位置にあるアクチュエータを示す。
【００１８】
図４Ａ〜４Ｄに、逆回転変速装置２８、関連の内側翼列ピッチ制御装置２６と、外側翼列１２のピッチ制御装置４２の構成を詳しく示す。主軸２４は、同心逆回転変速装置２８の前部ピッチ制御装置４２と逆回転ギア４４を回転させて、下流翼列の後部ピッチ制御装置２６に動力を送るためにスプライン４５を軸２４に係合させることによって主軸２４から動力が抽出される。ギアリングは外側翼列及び内側翼列それぞれの前部及び後部ピッチ制御装置へ動力を分配するためにギア比を変える連続的に可変の変速性能を組み込むことができる。各翼列の回転速度と、関連のピッチ制御の調節の組み合わせにより、各翼列によって提供される実際の推力スケジュールが得られる。
【００１９】
図４Ｃ及び４Ｄに詳しく示すように、捕捉カップ４７はスプライン４５と係合し、内側翼列のピッチ制御装置２６内部の軸受セット４９に同心的に支持される軸２４とともに回転する。外側翼列のピッチ制御装置４２は後部フランジ４３を組み込んでおり、捕捉カップが後部フランジ４３を引込位置で受ける。捕捉カップが軸と同時に回転することにより、軸のさらなる軸受支えとなり、係合のために捕捉カップと外側翼列の後部フランジ間の回転速度を一定に保つことによって、外側翼列が引き込まれる際の軸受のいかなる「スピンアップ」の必要をもなくす。
【００２０】
図４Ｅ及び４Ｆは、航空機との一体化について説明された実施形態の実例となる構成を示す。エンジンコア１０は、同心支持リング３０、代替実施形態では後部取り付けプレート４０によって補完される支持点２３及び２５を組み込んでおり、パイロン状の構造的接続部、又は要素３１として概して指定される構造的連結部を有する代替エンジン支持構造に取り付けられる。エンジンコア１０は、エンジンカバー１１に包含され、空力的スプリットスピナー１３ａ、１３ｂは、ピッチ制御装置４２及び２６と同心逆回転変速装置２８を収容する。
【００２１】
図示した実施形態では、外側翼列１２の上流翼４６は、内側翼列１４を構成する下流翼４８よりもわずかに低い活動度を有するように設計されている。活動度は、プロペラ（又はこの場合はオープンファン）が動力を吸収する能力の尺度である。活動度は、ロータ翼の面積のロータディスクの面積に対する割合として定義される。例示の実施形態では、上流翼列の最低活動比率は約１５０であり、上流翼列と下流翼列間の活動度の好適な比率は、０．９未満である。上流翼の先端部５０には、先端部の渦強度を低減するために成形又はその他の処理を組み込むことができる。
【００２２】
上流翼列と下流翼列間の軸馬力の分配は、翼の間隔、翼のピッチ又はこの２つの組み合わせを介して調節することができ、無意識的にパイロットが飛行管理システム（ＦＭＳ）及びフルオーソリティ・デジタル・エンジン・コントロール（ＦＡＤＥＣ）を使用することによって管理される。この比率への非常に細かい段階的な調節は、翼列の翼の数が偶数である場合、交互の翼のピッチを作動させることによって行うことができる。図５に示すように、上流／下流軸馬力の好ましい比率は、０．１〜０．４の飛行マッハ数に対して実質的に１未満（名目上０．８）である。これにより、離陸中、及びその他のノイズに敏感な運航フェーズにおいて下流翼列に全軸馬力の大部分を分配することができ、この実施形態における後部ロータの全体的なクロッピングが従来技術のものよりも少ないために、後部翼が遭遇する上流変形強度が低減される。０．４を超えるマッハ数からおおよその最高性能マッハ０．８までにおいては、上流／下流軸馬力の好ましい比率は１．２から１．３の間（名目上１．２５）であり、これにより、高い巡航速度において上流翼列に軸馬力の大部分を分配することが可能になる。揚力係数の抗力係数に対する好ましい比率（ＣＬ／ＣＤ）によって得られる伴流干渉ノイズの低減と、上流翼列の設計軸馬力の縮小を組み合わせることにより、上流翼列を第２位置又は高性能位置に引き込んで間隔をより狭くして、一定の伴流干渉ノイズと優れた推進効率を得ることができる。さらに、上流翼列の軸馬力と関連の先端部マッハ数を減らすことにより、先端部の渦強度とノイズが低減される。
【００２３】
説明した実施形態により、引込位置又は最小間隔位置において最高性能が得られる。上流翼列と下流翼列間の好ましい運航間隔スケジュールを提供する図６に示すように、翼は初期には上流翼ディスクの直径の約０．１〜０．２倍の最小間隔位置にあり、上流翼列を延伸させると約マッハ０．４における上流翼ディスクの直径の約０．４〜０．５倍の位置となる。これにより、翼列の間隔を最適化して、低速度での飛行中、離陸中、そして初期の上昇運航段階においてノイズを最小限に抑えることができる。図示した実施形態では、所望の間隔及び軸馬力の分配を得るための翼列の延伸位置と引込位置との間の漸増的な並進移動は、迎え角（ＡＯＡ）及び対気速度又はマッハ数の関数としてのフルオーソリティ・デジタル・エンジン・コントロール（ＦＡＤＥＣ）の運航表によって制御される。流管の収縮は一定であり、航空機の大気データシステム（ＡＤＳ）によって提供されるデータから計算することができ、飛行管理システム（ＦＭＳ）からの入力とともに、航空機制御装置のＦＡＤＥＣへ組み込まれるＡＯＡ及びマッハ数の測定可能な関数である。間隔の理論によれば、その結果、流管から続く上流ロータによって発生した先端部の渦との相互作用から下流ロータを名目上守ることとなる。一体化したピッチ制御装置（ＰＣＵ）コントローラとＦＡＤＥＣシステムの理論に基づく、並進移動する列の翼によって発生する揚力を部分的に低減する能力はしたがって、列を並進移動させるためにアクチュエータが必要とする動力を低減する。図１〜４Ｆに関して説明した構成により、アクチュエータを延伸させて上流翼列を延伸位置に配置することが可能になる。
【００２４】
翼列を固定するため、又は上流翼列を引き込ませるために、システムの異常状態を補うことが可能である。具体的には、航空機が飛行任務のノイズに敏感な部分を通過する時に、ロッキング機構を用いて前部のプロペラディスクを適所に維持することにより、油圧又は空気圧の減少が起きた場合に航空機の安定性に影響し得る、又はエンジンの運転に影響し得る前部ロータディスクの突然の延伸を避けることができる。ロータディスクが完全に引き込まれている状況においては機械的なロッキングシステムが好ましいが、前部ディスクが部分的に延伸している間にアクチュエータシステムの故障が起きた状況においてはチェック弁でできた流体システムが推奨される。例示のシステムはそれぞれ前部ディスクロータの突然の延伸を防止する。
【００２５】
従来のＣＲＯＦシステムにおいては、上流翼列によって引き起こされた渦コア５２には、翼列が伴流干渉ノイズを最小限に抑えるために離れている時に、渦ノイズの相互作用を低減するために、図７に示すように下流翼列のクロッピングが必要となる。先端部の渦の移動は、前部の対気速度及び流入物の迎え角によって制御されるため、クロッピングは通常ノイズに敏感な部分を飛行中に、限定的な条件において渦相互作用が防止されるレベルに設定される。３ＥＰＮｄＢほどのノイズを低減するために、下流翼の全体幅５４の約１０〜２０％をクロッピングすることが通常要求され、これは当技術分野において一般的なことである。さらに厳しいノイズ要件により、ノイズコンプライアンスのために必要なクロッピングがさらに増加する可能性があるが、全てのクロッピングには大幅な性能ペナルティが付き物である。開示された実施形態においては、図８に示す先端部の渦５２’の低減により、下流の翼の全体幅５４’を上流翼列の直径の５％以下だけクロッピングすることが可能になる。
【００２６】
多くの逆回転オープンファンの設計において、ほとんどのオープンロータ伴流干渉ノイズが下流ロータの翼先端部近辺で発生することをデータが示している。伴流干渉ノイズの強度は、上流ロータの伴流が速度不足になる大きな要素である。同様に、上流ロータ伴流の速度不足は主に、抗力係数と上流ロータの後縁からの距離の関数である。翼の揚力係数（すなわち推力）が増加すると、あるポイントにおいて抗力が大幅に増加し、第２ロータがこの伴流に遭遇した場合に、結果的に伴流の速度が大幅に不足してノイズが増加する。これは図９に示されている。本実施形態においては、上流ロータと下流ロータ間の推力のブレークダウンをスケジューリングし、必要な離陸推力を確保しながらも上流ロータの抗力（したがって伴流の速度不足）を最小化することによって離陸ノイズを最低限に抑えることができる。これは図９に図示されており、ここでは上流ロータは抗力バケットでの操作中に数字５５で示す約０．６５の正規化した翼先端部分の揚力係数（ＣＬ）を有する一方、下流ロータは、必要な離陸推力を得るために数字５６で示す約０．８の高いＣＬにおいて（それに応じた高い抗力で）操作される。図９は図５に示す離陸及び低速運航に関して前述したように、約０．８の上流ロータ及び下流ロータ間の推力比を示す。離陸状態における下流ロータのＣＬが上流ロータのＣＬよりも高いことにより、離陸時の効率性の低下を許容範囲にとどめながら、同等の伴流干渉ノイズに対して翼間隔を狭めることが可能になる。
【００２７】
図４Ｆを再び見ると、航空機の飛行管理システム（ＦＭＳ）と、翼のスケジューリングシステム６０を制御するフルオーソリティ・デジタル・エンジン・コントロール（ＦＡＤＥＣ）を組み合わせた働きによって、翼列の間隔、ピッチ及び付与される軸馬力が制御される。航空機の状態及び構成データ；パイロット制御入力６２及び大気データ６４はＦＭＳ及びＦＡＤＥＣによって同時に処理され、エンジン制御装置への入力６３によってエンジンコアが制御される。前部ピッチ制御装置４２と後部ピッチ制御装置２６のピッチ設定は、それぞれＦＡＤＥＣからの制御入力６４及び６６によって行われる。アーティキュレーション装置２８のギアボックス／連続的に可変の変速装置４４への制御入力６８は、エンジンコアによって生成された軸馬力をピッチ制御装置２６及び４２を通して上流翼列と下流翼列へ分配する。変位アクチュエータ３４の制御は、制御入力７０を通してＦＡＤＥＣによって行われる。ＦＡＤＥＣが馬力の分配、翼列の間隔及びピッチを制御することにより、最大限の渦からの立ち直りと効率性をもたらす最適な下流翼列の間隔を得ることが可能になり、渦からの立ち直りと効率性は上流ロータの軸馬力と前部速度に左右される。図６に例示的に間隔スケジューリングプロファイルを示したが、前述のように、ＦＡＤＥＣによって提供される可変のリアルタイムの間隔スケジュールにより、飛行体制全体においてノイズ制限領域内で最も効率的なプロペラ構成が可能になり、全ての認可対気速度及び飛行軌道角度に対して間隔を飛行中に継続的に最適化することができる。これには、プロペラが最大動作位置に閉じている離陸又は着陸の際の非常事態が含まれる。例示の実施形態により、「固定」ＣＲＯＦシステムのノイズ要件を満たすのに必要な間隔とクロッピングの組み合わせに対し少なくとも１．０％のファン効率性の利点が提供され得る。このようなファン効率性の改善は、１％の燃料消費率の改善に匹敵する。
【００２８】
図１０Ａ及び１０Ｂは、上流ファン７０と下流ファン７２間の間隔が可変であるダクテッド逆回転ファンの一実施形態を示す。この実施形態では、上流ファンはエンジンコアに対して外側の列であり、軸７１によって駆動される。下流ファンはエンジンコアに対して内側の列であり、エンジンコアによって動力が供給される逆回転変速装置７３によって駆動され、軸７１を同心的に支持する。図１０Ａは、引込位置にある外側のファンを示し、図１０Ｂは延伸位置にあるファンを示す。この実施形態では、前述した実施形態のもの、又は図１１Ａ及び１１Ｂに関して詳しく説明するものと同程度の間隔あけアクチュエータを用いることができる。下流ファン７２の回転面は、低圧コンプレッサ（ＬＰＣ）の操作性を妨げないように固定される。ファン先端部とファンダクト間の間隔が、上流ファンの移動によって変化しないように、上流ファンが並進移動するファンダクト８０の前部７８は一定断面積となっている。強化ファンケース８２もまたこの作動間隔の中へ前方に延びている。飛行領域におけるファンの間隔の継続的な調節は、ＣＲＯＦの実施形態に関して前述したように行われ、この実施形態により、この領域のノイズに敏感な部分の外においてファンの効率性に最適な間隔を維持して、横風又は高い迎え角（高いアルファ）操作等の重要なオフデザイン吸気口の性能の問題に対応することができる。
【００２９】
本明細書に記載されたダクテッド逆回転ファンの実施形態については、上流及び下流ファンの好ましい間隔範囲は、約０．２、及び最大約０．４のファンの直径に対する最小限の間隔比率を有するファンダクトの構造設計の実際的な制限に起因して狭まる。同じような物理特性に起因して、図９に規定されたＣＲＯＦの実施形態の好ましいＣＬ／ＣＤの比率もまたあてはまるが、図示した実施形態においてはファンブレードにはピッチ変更装置が用いられないため、間隔あけの機能性によってのみ維持される。
【００３０】
図１１Ａ及び１１Ｂに、逆回転オープンファンの「プッシャー」構成の別の実施形態を示す。エンジンコア９０は、流路が高圧タービン部９４及び出力タービン部９６に続くコンバスタ９２を含む。軸１０２は同心的に回転し、逆回転変速装置１０４と連系運転する。逆回転変速装置は出力タービン部によって駆動され内側翼列９８に動力を供給する。軸１０２は、ハブ１０８を介して外側又は下流翼列１００に動力を供給する。この実施形態では、下流翼列又はロータはエンジンコアに対して外側の列であり、上流翼列又はロータはエンジンコアに対して内側の列である。軸１０２と一体化したピストン１１０を駆動する圧力円筒１０９による軸の並進移動により、上流及び下流ロータ間の間隔を調節するために外側ロータを後ろ向きに延ばす。(図１１Ｂから良く分かるように)排気ダクト１１２の並進移動により、エンジンコアからの排気の継続的な流れが可能になる。図示した実施形態では、プラグ１１４を回転させることにより、排気の流れを空気力学的になびかせることができる。回転シール１１６がエンジンケースと回転する翼列の間に設けられている。また図示した実施形態では、前部ピッチ制御装置１１８は上流翼列の翼ピッチ制御を司り、後部ピッチ制御装置１２０は、下流翼列の翼ピッチ制御を司る。
【００３１】
けん引き式のＣＲＯＦについて前述したように、逆回転変速装置１０４は、連続的に可変な変速を用いて、翼のピッチ制御を通して、回転速度に合わせて上流翼列と下流翼列間の軸馬力入力両方の最適化を可能にする。さらに、上流及び下流翼列の間に位置するベントを介した大気のダクティングを利用して、下流翼列の回転部品が熱にさらされる度合いを低減することができる。圧力円筒１０８の空気圧式作動又は油圧式作動においては、アクチュエータが故障すると外側翼列の推力によって、自然に翼列が引き込まれ、最小の間隔を置いた位置に配置されることが可能になる。
【００３２】
図１２及び１３に示すさらなる実施形態では、翼列をエンジンコアから軸方向に変位させる。これらの実施形態は、コアガスジェネレータエンジンを航空機の外側モールド線の内側に完全に又は部分的に埋没させる、例えば翼胴をブレンド構成とする必要がある飛行体に特に有利な性能を提供する。図示した実施形態は、垂直離陸及び着陸（ＶＴＯＬ）航空機等の直径の大きいプロペラが必要とされる飛行体にさらに適用可能である。エンジンコア１３０は、エンジンの中央ラインから延びる動力取出し軸１３２を組み込んでいる。例示の実施形態では、動力取出し軸はタービン後部フレームの分岐管を介してエンジンに接合されている。ギアボックス１３４は、図４Ａ〜４Ｄに関して前述したように、内側翼列１４２と接続している同心逆回転変速装置１４０を介して延びる中央軸１３６への電力変換を行う。中央軸によって駆動される外側翼列又は上流翼列１４４は、アクチュエータ１４６によって内側翼列又は下流翼列から変位させることが可能であり、アクチュエータ１４６は前述したように軸を変位させる。代替実施形態では、ギアボックス１３４は逆回転変速装置の中に内蔵することができる。
【００３３】
図１３にプッシャー構成を示す。プッシャー構成では、図１１Ａ及び１１Ｂの実施形態に関して説明したように、外側翼列又は上流翼列１５０は同心軸１５２上を後方に並進移動する。内側又は上流翼列１５４及び下流翼列間の軸馬力の比率の制御と、下流翼列のクロッピング制限は、初期の実施形態に関して前述したように行われる。図１２及び１３に示す実施形態は、どちらのプロペラ翼列のセットもガスコアジェネレータからの排気汚染の影響を受けず、エンジンコアの吸気流路に影響を与える又は打撃を与えないため、有利であり得る。
【００３４】
開示された実施形態の並進移動システムの操作は、図１４に示すように行われる。ステップ１４０２で規定されるように動力を生成するためにエンジンコアが配設される。エンジンコアからの動力は低圧タービンによって抽出され、ステップ１４０４に規定するように軸で外側翼列を駆動させ、ステップ１４０６に示すように、軸を同心的に支持する逆回転変速装置で内側翼列を駆動させる。空気力学的性能及びノイズのために内側翼列及び外側翼列の間隔を最適化するために、大気データシステム及び飛行管理システムからのデータがステップ１４０８において監視され、ステップ１４１０に示すようにＡＤＳ及びＦＭＳデータに基づきコントローラによって定められたように、離陸プロファイルにおける低速飛行を特に含む操作を最適化するために、外側翼列が内側翼列に対して並進移動する。内側翼列と外側翼列への動力の分配は、上流翼列と下流翼列間の動力生成比率を最適化するために、ステップ１４１２に示すように、並進移動した位置に基づいて制御される。動力の分配は特定の実施形態においては、翼列への動力を増加させるためにピッチを交互に制御することによって行うことができる。さらに、必要とされる翼列の並進移動力を最小限に抑えるために、並進移動している翼列の揚力を一瞬低下させることができる。
【００３５】
特許法に要求されるように、本発明の様々な実施形態を詳細にここで説明したが、当業者は本明細書に開示された特定の実施形態の修正例及び代替例を認識するであろう。上記修正例は、下記の請求項に規定される本発明の範囲及び意図に沿ったものである。
また、本発明は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
飛行体推進システムであって：
エンジンコア；
エンジンコアに接続された動力軸；
エンジンコアに対応して動力軸によって駆動される外側翼列；
エンジンコアに対応して外側翼列に対して逆回転運動するように駆動される内側翼列；及び
制御装置に動作可能に接続され、動力軸と係合および配置するアクチュエータ
を含み、
飛行プロファイルの所定部分において、アクチュエータが間隔スケジュールに応じて制御装置から制御入力を受信し、動力軸および内側翼列に対する外側翼列の位置を動的に可変的に調整する、飛行体推進システム。
（態様２）
内側翼列を搭載する逆回転変速装置をさらに含み、動力軸が逆回転変速装置を貫通して延び、逆回転変速装置によって支持される、
態様１に記載の飛行体推進システム。
（態様３）
逆回転変速装置が、外側翼列の並進移動のために調節可能である、内側翼列及び外側翼列間の可変の差動回転速度に対して連続的に可変の変速装置を含み、
逆回転変速装置が、内側翼列のピッチ制御装置と連動し、
外側翼列がさらにピッチ制御装置を含む、
態様２に記載の飛行体推進システム。
（態様４）
外側翼列および内側翼列が偶数の翼を有し、各翼列のためのピッチ制御装置は各列の交互の翼のピッチを変更するように順番付けされている、態様３に記載の飛行体推進システム。
（態様５）
外側翼列はけん引式において内側翼列の上流にあり、外側翼列のピッチ制御装置に制御されて動力軸によって外側翼列に分配される動力は、外側翼列が延伸位置にあるときに内側翼列のピッチ制御装置に制御されて内側翼列に分配される動力よりも小さい、態様３に記載の飛行体推進システム。
（態様６）
外側翼列に分配される動力の内側翼列に分配される動力に対する比率は約０．８である、態様５に記載の飛行体推進システム。
（態様７）
内側翼列の直径は、外側翼列の直径の５％未満だけクロッピングされている、態様６に記載の飛行体推進システム。
（態様８）
軸の並進移動が、引込位置から延伸位置まで付加的に可変である、態様１に記載の飛行体推進システム。
（態様９）
逆回転変速装置が、内側翼列及び外側翼列間の可変の差動回転速度のための、連続的に可変の変速装置を含み、外側翼列の並進移動に対して調節可能であり、内側翼列のピッチ制御装置をさらに含み、外側翼列がピッチ制御装置を含み、そしてさらに：
外側翼列の並進移動を調節するコントローラであって、内側翼列及び外側翼列のピッチ制御装置を制御し、所定の操作スケジュールの可変の変速装置を制御するコントローラ
をさらに含む、態様８に記載の飛行体推進システム。
（態様１０）
外側翼列がけん引式において内側翼列の上流にある、または、
外側翼列がプッシャー構成において内側翼列の下流にある、
態様１に記載の飛行体推進システム。
（態様１１）
内側翼列及び外側翼列がダクテッドファンを含む、態様９に記載の飛行体推進システム。
（態様１２）
内側翼列及び外側翼列がエンジンコアから軸方向に変位しており、エンジンコアから延びており且つエンジンコアを相互接続して内側翼列及び外側翼列に動力を供給する動力取出し軸をさらに含む、態様１に記載の飛行体推進システム。
（態様１３）
飛行体の逆回転ファン推進方式においてノイズを低減する方法であって：
エンジンコアに対応して外側翼列をエンジンコアを用いて回転運動として駆動させるステップと；
エンジンコアに対応して内側翼列をエンジンコアを用いて逆回転運動として駆動させるステップと；
飛行プロファイルの所定部分における飛行体の操作中に、可変かつ動的な間隔スケジュールに応じて外側翼列を内側翼列に対する引込位置と延伸位置との間を漸増的に並進移動させるステップと；
並進移動された位置における外側翼列によってより小さい推力を生成するために、内側翼列及び外側翼列への動力分配を制御するステップと
を含む方法。
（態様１４）
動力分配の制御には、翼列への動力を増加させるための交互のピッチ制御が含まれ、
動力分配の制御には、並進移動する翼列の揚力を一瞬低下させて必要な翼列の並進移動力を最小限に抑えることが含まれる、
態様１３に記載の方法。
（態様１５）
内側翼列及び外側翼列を駆動させるための動力交換のための逆回転変速装置を提供するステップをさらに含む、態様１３に記載の方法。
（態様１６）
間隔を最適にするための外側翼列の並進移動は、大気データシステム及び飛行管理システムのデータに基づいて制御される、態様１３に記載の方法。
（態様１７）
外側翼列及び内側翼列を、内側翼列が下流にあり且つ外側翼列よりも小さい直径を有するけん引式に配置するステップ、または、
外側翼列及び内側翼列を、外側翼列が下流にあり且つ内側翼列よりも小さい直径を有するプッシャー構成に配置するステップをさらに含む、態様１３に記載の方法。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４Ａ】
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【図４Ｂ】
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【図４Ｃ】
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【図４Ｄ】
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【図４Ｅ】
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【図４Ｆ】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１Ａ】
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【図１１Ｂ】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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