(57)【要約】【課題】双発のエンジンにおいて、エンジンの排出ガスを共用の（連結された）導管を通して流すことによる悪影響を解消する。【解決手段】ヘリコプタ型飛行モードと固定翼型飛行モードで作動可能で、かつ飛行中にこれらの飛行モードの間で移行可能な航空機１０用のエンジンシステム２０は、第１のエンジン２２、第２のエンジン２４および導管アッセンブリ３４を備えている。導管アッセンブリ３４は、第１のエンジン２２と連通した第１の排気サブアッセンブリおよび第２のエンジン２４と連通した第２の排気サブアッセンブリを備えている。第１の排気サブアッセンブリによって、第２の排気サブアッセンブリ内の流体の移送と実質的に独立して流体を移送することが可能である。【選択図】図１
2008002459.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１のエンジンと、
第２のエンジンと、
第１の供給用導管と第２の供給用導管が通って延びているリアクションロータと、
第１の排気ノズルと、
第２の排気ノズルと、
第１の流路と第２の流路を画定している流れ移送導管と
を備え、
前記流れ移送導管の前記第１の流路は、前記第１のエンジン、前記リアクションロータの前記第１の供給用導管および前記第１の排気ノズルと連通し、かつ前記流れ移送導管の前記第２の流路は、前記第２のエンジン、前記リアクションロータの前記第２の供給用導管および前記第２の排気ノズルと連通し、
ヘリコプタ型飛行モードと固定翼型飛行モードの両方が可能で、かつ飛行中に両方の飛行モードの間の移行が可能な航空機用のエンジンシステム。
【請求項２】
前記第１のエンジンと前記第２のエンジンの両方が、ガスタービンエンジンであることを特徴とする請求項１記載のエンジンシステム。
【請求項３】
前記第１の流路と前記第２の流路が、同軸上に配置されていることを特徴とする請求項１記載のエンジンシステム。
【請求項４】
前記第１の流路が、前記第２の流路の内側に位置することを特徴とする請求項３記載のエンジンシステム。
【請求項５】
前記第１の排気ノズルの一部を閉鎖可能な第１の分流バルブと、
前記第２の排気ノズルの一部を閉鎖可能な第２の分流バルブと、
をさらに備えることを特徴とする請求項１記載のエンジンシステム。
【請求項６】
リアクションロータを備え、かつヘリコプタ型飛行モードと固定翼型飛行モードの両方が可能な航空機用のエンジンシステムであって、
第１のターボエンジンと、
第２のターボエンジンと、
前記第１のターボエンジンと連通するとともに、前記リアクションロータ上にまたはその内部に位置する第１の移送導管と連通する第１の排気サブアッセンブリと、
前記第２のターボエンジンと連通するとともに、前記リアクションロータ上にまたはその内部に位置する第２の移送導管と連通する第２の排気サブアッセンブリと、
を備え、
前記第１の排気サブアッセンブリを通った流体の移送と前記第２の排気サブアッセンブリを通った流体の移送は実質的に独立していることを特徴とするエンジンシステム。
【請求項７】
前記第１の排気サブアッセンブリ内の流体の流れを選択的に案内するように、前記第１の排気サブアッセンブリに機能的に連結された第１の分流バルブをさらに備えることを特徴とする請求項６記載のエンジンシステム。
【請求項８】
前記第２の排気サブアッセンブリ内の流体の流れを選択的に案内するように、前記第２の排気サブアッセンブリに機能的に連結された第２の分流バルブをさらに備えることを特徴とする請求項６記載のエンジンシステム。
【請求項９】
先尾翼アッセンブリとリアクションロータアッセンブリとを備え、ヘリコプタ型飛行モードと固定翼型飛行モードで作動可能であり、かつ飛行中にこれらの飛行モードの間の移行が可能な航空機用のエンジンシステムであって、
第１のエンジンと、
第２のエンジンと、
前記第１のエンジンと連通する第１の排気サブアッセンブリおよび前記第２のエンジンと連通する第２の排気サブアッセンブリを有する導管アッセンブリと、
を備え、
前記第１の排気サブアッセンブリの流体の移送が、前記第２の排気サブアッセンブリ内の流体の移送から実質的に独立していることを特徴とするエンジンシステム。
【請求項１０】
前記ヘリコプタ型飛行モードでの飛行のために前記第１のエンジンから前記リアクションロータアッセンブリへ、または前記固定翼型飛行モードでの飛行のために第１の排気ノズルへ、選択的に流体を移送可能にするように、前記導管アッセンブリが構成されることを特徴とする請求項９記載のエンジンシステム。
【請求項１１】
前記ヘリコプタ型飛行モードでの飛行のために前記第２のエンジンから前記リアクションロータアッセンブリへ、または前記固定翼型飛行モードでの飛行のために第２の排気ノズルへ、選択的に流体を移送可能にするように、前記導管アッセンブリが構成されることを特徴とする請求項９記載のエンジンシステム。
【請求項１２】
前記第１のエンジンと前記第２のエンジンが、ガスタービンエンジンであることを特徴とする請求項９記載のエンジンシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、エンジンシステムに関する。特に、ヘリコプタ型飛行と固定翼型飛行の両方が可能な航空機のエンジンシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
ヘリコプタ型飛行と固定翼型飛行の両方が可能な航空機が知られている。このような航空機の一つの例は、米国特許第５，４５４，５３０号明細書に記述されている。イリノイ州、シカゴのボーイング社製の単一のエンジンのＸ−５０“ドラゴンフライ”航空機が
【特許文献１】に記載される航空機に類似している。これらの航空機は、一般に先尾翼ロータウィング（ＣＲＷ）航空機と呼ばれている。
【０００３】
ＣＲＷ航空機は、先尾翼アッセンブリとリアクションロータとを備えている。リアクションロータは、垂直離着陸のような操縦を可能にする比較的低い速度のヘリコプタ型の飛行で駆動される（つまり、回転される）。リアクションロータは、実質的に水平飛行を可能にする比較的高い速度の翼が生じた（固定翼）飛行に対して所定の位置に固定され得る。先尾翼アッセンブリは、どちらからの切換えも同様であるが、ヘリコプタ型飛行と固定翼型飛行との間の切換え中に重要な揚力を発生させる。
【０００４】
しかし、現行の設計には多数の課題がある。例えば、単一のエンジン設計は、エンジンの配置、保守、組立などに関して制限がある。さらに、エンジン停止が生じたときに、単一のエンジンの設計では、部分的つまり緊急飛行に対して作動し続けることが可能な第２のエンジンを備える航空機よりも一般的に大きな安全性の危険がある。
【特許文献１】米国特許第５，４５４，５３０号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
既知の双発の設計は、共用の（連結された）導管を通ってエンジンの排出ガスを流しているが、これは、運転上の問題がある。例えば、隣接するエンジンの間の排気の流れの特性や稀に起こる不規則性（つまり、相違）によって起こり得るエンジンの排気ガスの流れの音響的な影響が、共用の連成した導管を介して起こり得る。さらに、一つのエンジンで起こる突然発生するストール即ちサージは十分に補正できず、共用の導管を介して連結された隣接するエンジンに望ましくない悪影響を与え得る。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
ヘリコプタ型飛行モードと固定翼型飛行モードで作動可能で、飛行中にこれらの飛行モードの間で移行が可能である航空機に利用される本発明のエンジンシステムは、第１のエンジン、第２のエンジンおよび導管アッセンブリを備えている。導管アッセンブリは、第１のエンジンと連通している第１の排気サブアッセンブリおよび第２のエンジンと連通している第２の排気サブアッセンブリを備えている。第１の排気サブアッセンブリによって、第２の排気サブアッセンブリ内の流体の移送と実質的に独立して流体を移送することが可能である。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
図１は、メインエアフレーム１２、先尾翼アッセンブリ１４、尾翼アッセンブリ１６、リアクションロータ１８および第１のガスタービンエンジン２２と第２のガスタービンエンジン２４を備えたエンジンシステム２０を有する航空機１０の斜視図である。航空機１０は、ヘリコプタ型飛行モードおよび固定翼型飛行モードで作動可能な先尾翼ロータウィング（ＣＲＷ）型航空機である。リアクションロータ１８は、ヘリコプタ型の飛行のときに選択的に回転し、固定翼型飛行では回転が固定される。リアクションロータ１８は、両方の飛行モードで所望の揚力を生み出すように空力的に形づけられている。図１に示されるように、リアクションロータ１８は、実質的に水平方向の固定翼飛行に適した回転位置に固定される。
【０００８】
リアクションロータ１８は、ヘリコプタ型飛行モードのときに、排気ガスが第１および第２のガスタービンエンジン２２，２４から選択的に流れることができる内部通路２６Ａ，２６Ｂを備えている。内部通路２６Ａ，２６Ｂは、リアクションロータ１８の両端またはその付近に位置する前／後の反対方向を向いた各排気口２８Ａ、２８Ｂで終端をなしている。流体（つまり、排気ガス）は、排気口２８Ａ，２８Ｂを通って流れることが可能で、両者の組み合わせによりリアクションロータのねじり荷重を生み出し、リアクションロータ１８を作動（つまり、回転）させる回転力を生み出す。
【０００９】
さらに、エンジンシステム２０は、第１のガスタービンエンジン２２に機能的に連結された第１の排気ノズル３０および第２のガスタービンエンジン２４に機能的に連結された第２の排気ノズル３２を備えている。第１および第２のガスタービンエンジン２２，２４からの流体（つまり、排気ガス）は、固定翼型モードで第１および第２の排気ノズル３０，３２それぞれを選択的に通って流れることが可能である。
【００１０】
第１および第２のガスタービンエンジン２２，２４は、適当などのような形式のガスタービンエンジンであっても良い。第１および第２のガスタービンエンジン２２，２４の特定の大きさと形状は、特定の用途により望ましいように変化する。一般的に、第１および第２のガスタービンエンジン２２，２４は実質的に同じものである。
【００１１】
航空機１０の２つの飛行モードは、以下のように理解され得る。第１および第２のガスタービンエンジン２２，２４からの流体は、リアクションロータ１８の内部通路２６Ａ，２６Ｂを通るか、または第１および第２の排気ノズル３０、３２を通るか、のどちらかを選択的に通過することが可能である。ヘリコプタ型飛行モードでは、リアクションロータ１８を作動させるために、第１および第２のガスタービンエンジン２２，２４から内部通路２６Ａ，２６Ｂを通って排気口２８Ａ，２８Ｂへ案内される。リアクションロータ１８の回転は、揚力を発生させ、垂直離着陸のような操縦を含むヘリコプタ型の飛行を可能にする。固定翼型飛行モードでは、流体は、第１および第２のガスタービンエンジン２２，２４から第１および第２の排気ノズル３０、３２それぞれを通って案内され、推力を生み出しており、揚力は回転が固定されたリアクションロータ１８（固定された翼として作用して）によって作られる。
【００１２】
ヘリコプタ型飛行モードから固定翼型飛行モードへの移行および逆方向の移行の切換動作は飛行中に可能である。飛行中にパイロットからの要求に応じて、リアクションロータ１８は、回転を阻止して固定翼飛行を可能にするために、メインエアフレーム１２に対して所定の位置に固定され得る。先尾翼アッセンブリ１４は、移行中に役立つ揚力を発生させている。ＣＲＷ飛行機の飛行モードの他の例は、特許文献１に記載されている。
【００１３】
図２および図３は、エンジンシステム２０の概略図である。図２は、エンジンシステム２０の概略の平面図であり、図３は、図２の線３−３に沿ったエンジンシステム２０の概略的な断面の側面図である。リアクションロータ１８が、参考として破線内に示されるが、航空機１０の他の部分は簡潔にするために省略する。
【００１４】
エンジンシステム２０は、第１および第２の切り離された導管サブアッセンブリを構成する導管アッセンブリ３４を備えている。第１の導管サブアッセンブリは、第１のガスタービンエンジン２２用のものであり、エンジン連結部３６、ロータ連結部３８およびノズル連結部４０を備えている。エンジン連結部３６は、第１のガスタービンエンジン２２に機能的に連結されている。ロータ連結部３８は、エンジン連結部３６とリアクションロータ１８の内部通路２６Ａに機能的に連結されている。ノズル連結部４０は、第１の排気ノズル３０とロータ連結部３８に機能的に連結されている。第１の流路４２が、第１のガスタービンエンジン２２から、エンジン連結部３６、ロータ連結部３８およびノズル連結部４０を通って画定される。第２の導管サブアッセンブリは、第２のガスタービンエンジン２４用のものであり、エンジン連結部４４、ロータ連結部４６およびノズル連結部４８を備えている。エンジン連結部４４は、第２のガスタービンエンジン２４に機能的に連結される。ロータ連結部４６は、エンジン連結部４４とリアクションロータ１８の内部通路２６Ｂに機能的に連結される。ノズル連結部４８は、第２の排気ノズル３２とロータ連結部４６に機能的に連結される。第２の流路５０が、第２のガスタービンエンジン２４から、エンジン連結部４４、ロータ連結部４６およびノズル連結部４８を通って画定される。
【００１５】
図３に示されるように、第１および第２の各導管サブアッセンブリのロータ連結部３８，４６は、リアクションロータ１８の回転軸である軸Ａ中心に同心円状に配列されている。これにより、第２の導管サブアッセンブリのロータ連結部４６は、第２の流路５０の概ね円筒形の部分を画定し、第１の導管サブアッセンブリのロータ連結部３８は、第１の流路４２の概ね環状の部分を画定している。
【００１６】
第１の分流バルブ５２が、第１の導管サブアッセンブリのノズル連結部４０と第１の排気ノズル３０との間に位置している。第２の分流バルブ５４が、第２の導管サブアッセンブリのノズル連結部４８と第２の排気ノズル３２との間に位置している。第１および第２の分流バルブ５２，５４は、第１および第２の流路４２，５０の各々に対して、ＯＮ／ＯＦＦ式の選択的な流体の流れの遮断物として機能している。一つの実施例では、第１および第２の分流バルブ５２，５４は、第１および第２の排気ノズル３０，３２の各々への流体の流れを選択的に許容または拒絶するベネシャンブラインドのように回転するベーンを備えるタイプの可変ベーンアッセンブリである。他のタイプの分流バルブも他の実施例で利用できる。
【００１７】
第１および第２の分流バルブ５２，５４は、所望の飛行モードに基づいて開閉される。第１および第２の分流バルブ５２，５４が閉じた状態では、第１および第２の排気ノズル３０，３２への流体の流れは遮断され（つまり、拒絶される）、流体の流れは、リアクションロータ１８の内部流路２６Ａ，２６Ｂを通って案内され、排気口２８Ａ，２８Ｂから排出される。従って、ヘリコプタ型飛行が可能となる。第１および第２の分流バルブ５２，５４が開いた状態では、主な流体の流れは、第１および第２の排気ノズル３０，３２を通過する。従って、固定翼型飛行が可能となる。第１および第２の分流バルブ５２，５４が開いた状態で、リアクションロータ１８の内部通路２６Ａ，２６Ｂへ流体がいくらか流入し得るが、流体の大部分は自然に第１および第２の排気ノズル３０，３２を通って流れる傾向があることに留意されたい。しかし、他の実施例では、固定翼型飛行に対するリアクションロータ１８への流体の流れを選択的に遮断するようにバルブ（図示せず）が使用され得る。
【００１８】
第１および第２の導管サブアッセンブリが切り離されているので、導管アッセンブリ３４の第１および第２の流路４２，５０は独立している。つまり、第１および第２のガスタービンエンジン２２，２４からの流体の流れ（つまり、排気ガス）は、独立し分離している。この分離は多数の利点をもたらしている。例えば、各エンジンに対する流路（つまり、流れの回路）は独立しており、エンジン間の流れの相互作用が想定されないので、一方のエンジンに関連するエンジンの現象が他のエンジンに関連する流体の流れに影響を及ぼさない。他方のエンジンが流体の流れの悪影響を受けずに作動し続けながら、一方のエンジンを停止することができる。さらに、本発明は、安全性、救命生存性および設置パッケージングに利点がある。
【００１９】
図４は、図２の線４−４に沿ったエンジンシステム２０の一部の断面図である。図４に示されるように、第１の軸受セット６０と第２の軸受セット６２が、第２の導管サブアッセンブリのロータ連結部４６をリアクションロータ１８と内部通路２６Ｂに対し支持している。第１の軸受セット６０はころ軸受のセットであり、第２の軸受セット６２は玉軸受のセット（スラスト軸受）である。第１の流路４２に対し第２の流路５０をシールするために、シール６４が、第２の軸受セット６２に隣接して位置している。
【００２０】
第３の軸受セット６６および第４の軸受セット６８が、第１の導管サブアッセンブリのロータ連結部３８をリアクションロータ１８と内側の通路２６Ａに対し支持している。第３の軸受セット６６はころ軸受のセットであり、第４の軸受セット６８は玉軸受のセット（スラスト軸受）である。環境空気に対し第１の流路４２をシールするために、シール７０が、第４の軸受セット６８に隣接して位置している。シール６４，７０の双方は、例えば、通常のブラシシールまたはカーボンシールであり得る。
【００２１】
軸受の配列および導管サブアッセンブリ３４の回転部品間のインタフェースは、特定の用途に望ましいように変化し得ることに留意されたい。図４に示される特定の実施例は、制限的なものではなく、例示的なものである。
【００２２】
本発明の最良の実施例を説明したが、当業者は、修正が本発明の範囲を逸脱することなく実施されることを理解できるであろう。例えば、分離した導管の流路の特定の大きさ、形状および配列は要求に応じて変化し、特定の航空機で利用されるエンジンの数によって２つ以上の独立した流路が構成され得る。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】本発明のエンジンシステムを備えた航空機の斜視図。
【図２】エンジンシステムの概略の平面図。
【図３】図２の線３−３に沿ったエンジンシステムの概略的な断面図。
【図４】図２の線４−４に沿ったエンジンシステムの一部の断面図。
【符号の説明】
【００２４】
１０…航空機
１２…メインエアフレーム
１４…先尾翼アッセンブリ
１６…尾翼アッセンブリ
１８…リアクションロータ
２０…エンジンシステム
２２，２４…ガスタービンエンジン
２６Ａ，２６Ｂ…内部通路
２８Ａ，２８Ｂ…排気口
３０，３２…排気ノズル
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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