(57)【要約】  航空機は、主推進エンジンと、主推進エンジンのための第１の燃料供給源とを有する。航空機はさらに、補助推進エンジンと、補助推進エンジンのための第２の燃料供給源とを有し、この第２の燃料供給源は、第１の燃料供給源とは別個である。補助推進エンジンは、主推進エンジンとは独立してスイッチを入れることができる。このような航空機は、全ての主推進エンジンが故障したとしても、特に高度にあるときに飛行を維持することが可能であるため、安全性が向上している。【特許請求の範囲】
【請求項１】
主推進エンジンと、前記主推進エンジンのための第１の燃料供給源とを有する航空機であって、
補助推進エンジンと、前記補助推進エンジンのための第２の燃料供給源とをさらに有し、
前記第２の燃料供給源は前記第１の燃料供給源から完全に分離され、前記補助推進エンジンのみを供給するための専用であり、
前記補助推進エンジンは、前記主推進エンジンとは独立してスイッチオンすることができる航空機。
【請求項２】
前記主推進エンジンおよび前記補助推進エンジンは、ジェットエンジンである、請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
前記補助推進エンジンは、高度を維持するのに十分に強力である、請求項１又は請求項２に記載の航空機。
【請求項４】
個別の前記主推進エンジンに比べて、前記補助推進エンジンの動力が劣る、請求項１〜３のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項５】
飛行中に前記補助推進エンジンの吸気および排気開口部を覆い、かつ、飛行中に開放されるように制御可能な保護カバー要素を更に備える、請求項１〜４のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項６】
補助動力ユニットと、前記補助動力ユニットにより電力を生み出す発電機とを更に備え、
前記補助動力ユニットは、前記補助推進エンジンとは異なる燃料消費エンジンから構成され、前記第２の燃料供給源とは異なる燃料供給源から燃料を供給される、
請求項１〜５のいずれか一項に記載の航空機。
【請求項７】
請求項１〜６のいずれか一項に記載の航空機を運航する方法であって、
前記主推進エンジンから提供される推進力により、前記補助推進エンジンが切られた状態で、通常の飛行を行うステップと、
全ての前記主推進エンジンが故障した場合に、前記補助推進エンジンによって提供される推進力を用いて緊急飛行を実行するステップと、
を含む、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般に、航空機設計の分野に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機は典型的には推進エンジンを備えており、本発明は、グライダーに関するものではない。
【０００３】
推進エンジンは、大まかにはプロペラエンジンおよびジェットエンジンとして区別することができる。より大きな距離、特に大陸間飛行に向けられたより大きな航空機は、常にジェットエンジンを有する。
【０００４】
エンジンの数は変えることができる。多くの設計は２つのエンジンを含み、幾つかは４つのエンジンを含む。また、各翼に１つ、尾部に１つずつの３つの推進ジェットエンジンを有する設計もある。
【０００５】
エンジンは故障する可能性がある。原因は技術的な性質のものであり得るが、これは通常、１つのエンジンのみに影響を及ぼす。航空機は、１つのエンジンをオフにして安全に継続できるように設計されている。
【０００６】
２つ以上のエンジンが故障する事象、特に全てのエンジンが故障する事象は、典型的には燃料不足またはエンジンに入る物体などの共通の原因によって引き起こされる。
【０００７】
全てのエンジンが故障すると、航空機は推力なしに放置され、下降する。それは今やグライダーとして振る舞う。滑走路の到達範囲内に着陸場所があれば、安全に着陸することができる。これは、例えば、２００９年の有名なハドソン川事件（ＵＳエアウェイズ１５４９号）および１９８３年のギムリ滑空事件（エアカナダ航空１４３号）によって実証されている。
【０００８】
ＵＳエアウェイズ１５４９便は、離陸直後、数百メートルの高度でガチョウの群れに当たった。下降は約３分間継続した。このような状況では、現実的な選択肢は存在しない。
【０００９】
エアカナダ１４３便は高度で燃料切れになり、その結果、より長い時間がかかったが、空港が不足している地域を巡航していたため、利用可能な滑走路の数が少なかった。
【００１０】
どちらの飛行も運が良かった。機長は普通ではないが適切な着陸場所を見つけることができ、安全な着陸を行うことができたという意味でだった。このような事故の結果は、下降航空機の到達範囲内に適切な着陸場所がない場合にははるかに破滅的であると想像することは容易である。船長は、推力がない場合、下降角度に影響を及ぼす可能性は限られている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
本発明は、適切な着陸地点を見つける機会を増加させ、それによって生存の機会を増加させるという意味で、この問題に対する解決策を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
もちろん、適切なランディングスポットを生成したり、位置を変えたりすることはできない。船長は既存の場所で対応しなければならない。本発明によれば、航空機は、主推進エンジンの停止後でさえ飛行を継続することを可能にする安全対策を備える。
【００１３】
このために、本発明による航空機は、補助推進エンジンと、補助推進エンジン専用に指定され、主推進エンジンの燃料供給源とは独立した補助燃料供給源とを備える。また、補助推進エンジン用の電気回路は、完全に独立していなければならない。他方、計器及び油圧は、補助推進エンジンから動力を供給されることができなければならない。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
ほとんどの商用航空機は補助動力ユニット（ＡＰＵ）を有し、この補助動力ユニットは燃料消費エンジン、通常はタービンを含み、このタービンは、主エンジンがゲートでオフのときに発電するための発電機を駆動することに留意されたい。これは、計器、空調などのための動力を提供する。それはまた、主タービンエンジンを始動させるための動力を提供する。そして、完全なエンジン故障の場合には、計器及び他の全ての飛行システムに電力を供給するためにスイッチを入れることができるという意味で、それ自体が安全機能である。しかしながら、このような補助動力装置は飛行推進エンジンではない。さらに、このような補助動力ユニットは、推進エンジンと同じ燃料供給源から供給されることに留意されたい。
【００１５】
タクシー（ｔａｘｉ）中にＡＰＵによって動力を供給されるが、飛行中は推進力ではない、車輪内に電気モータを有する航空機が提案されている。
【００１６】
本発明者によって提供された発明概念は基本的に、レンジエクステンダ（ｒａｎｇｅ  ｅｘｔｅｎｄｅｒ）の機能を有する予備推進エンジンを含む。通常の条件下では、予備推進エンジンは、例えば全ての運転中のエンジンに影響を及ぼす劇的な事象が発生したときにこのエンジンが作動の準備ができたままであることを保証するために、使用されないであろう。さもなければ、他のエンジンを停止させるのと同じ原因によって影響を受ける可能性のある、主推進エンジンの追加の１つにすぎないであろう。別個の燃料供給源を有していない場合、燃料の消耗も「追加の」エンジンに影響を及ぼすことになる。もしそれが作動しており、従って燃焼のために空気を受け取っているならば、空気中の任意の物体（例えば鳥）もまた「追加の」エンジンを損傷することがある。この予備エンジンを安全に保ち、航空機を守ることができるようにすることが、全体的なアイデアである。
【００１７】
したがって、本発明者によって提案された航空機設計では、航空機が２つまたは３つまたは４つ（またはそれ以上）の主エンジンと、電力用の発電機を駆動する少なくとも１つのＡＰＵと、予備推進エンジンとを有することになる。
【００１８】
予備推進エンジンを保護するために、予備推進エンジンは好ましくはその吸気開口部の上に、好ましくはその排気開口部の上にも、保護キャップまたはカバーまたは蓋を備える。この保護要素は対応するエンジンを保護する通常の保護位置を有し、この保護要素は、飛行中、その通常の保護位置にある。保護要素はまた、対応するエンジン開口部を覆わない解放位置を有する。保護要素は制御可能であり、飛行中に通常の保護位置から解放位置に変位されるように、機長および／またはシステムのコンピュータによって制御することができる。
【００１９】
予備推進エンジンのサイズは、設計上の選択事項であり得る。それが大きければ大きいほど、提供することができる推力は大きくなるが、それはまた、航空機のデッド荷重（ｄｅａｄ  ｗｅｉｇｈｔ）を増加させる。
【００２０】
飛行を維持することができるためには、予備推進エンジンはメインエンジンほど強力である必要はない。最も高い動力要件は、離陸及び低高度飛行中に生じる。空気の密度がより低い高度で巡航する場合、低高度と比較して、空気抵抗を克服し、高度を維持するために必要とされる動力はより少ない。高度を維持することは安全上の問題である。
【００２１】
このような予備推進エンジンが実際に高度を維持するために必要とされるよりも少ない動力を提供する場合でも、いずれにしても下降角度を減少させ、従って残りの飛行距離を増加させ、その結果、適切な着陸地点を見つける機会を増加させるので、既に改善されている。
【００２２】
設計選択のさらなる問題は、予備推進エンジンがどれだけ長く作動すると予想されるかという問題である。これは、関連する重量を有する補助燃料供給の対応するサイズに換算される。
【００２３】
例えば、エアカナダ１４３便は、Ｗｉｎｎｉｐｅｇから約２００キロメートルと報告されている高度で巡航していた。全てのエンジンが故障し、滑空路（ｇｌｉｄｅ  ｐａｔｈ）が始動したとき、それは約１２ｋｍの高さであった。降下速度は、約１０：１の比で約６００ｍ／分であった。これは、約２４分の降下持続時間および約１２０ｋｍの降下範囲が利用可能であることを意味する。比較的小型の予備推進エンジンが下降速度が例えば１００ｍ／分に低減されるように十分な推力を提供することができる場合、残りの範囲は約２．５時間の下降持続時間で約７００ｋｍであり、換言すれば、約２．５時間の持続時間の燃料供給が必要とされる。
【００２４】
本発明は上述の例示的な実施形態に限定されず、添付の特許請求の範囲に定義される本発明の保護範囲内でいくつかの変形および修正が可能であることは当業者には明らかであろう。特定の特徴が異なる従属請求項に記載されている場合であっても、本発明は、これらの特徴を共通に含む実施形態にも関する。特定の特徴が互いに組み合わせて説明されている場合であっても、本発明は、これらの特徴のうちの１つまたは複数が省略されている実施形態にも関する。必須であるとして明示的に説明されていない特徴も省略されてもよい。
【国際調査報告】
2021517532.tif 000002
2021517532.tif 000003
2021517532.tif 000004