(57)【要約】      （修正有）【課題】ＶＴＯＬ航空機に好適なガスタービン排気系統を提供する。【解決手段】エンジン組立体１０は第１のエンジン１０２を含む。第１のエンジンは第１のエンジンにのみ流体連通状態で結合された第１の排気導管１１４を含み、第１の排気導管は一次出口及び二次出口を含む。エンジン組立体１０は第２のエンジン１０４を更に含む。第２のエンジンは第２のエンジンにのみ流体連通状態で結合された第２の排気導管１１６を含む。第２の排気導管は一次出口及び二次出口を含み、第１のエンジンの二次出口の一部は第２のエンジンの二次出口の一部の内側にほぼ同心に整列される。【選択図】図１
2008151109.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１のエンジン（１０２）であって、前記第１のエンジンのみに流体連通する状態で結合された第１の排気導管（１１４）を具備し、前記第１の排気導管が一次出口及び二次出口を具備する第１のエンジン（１０２）と；
第２のエンジン（１０４）であって、前記第２のエンジンのみに流体連通する状態で結合された第２の排気導管（１１６）を具備し、前記第２の排気導管が一次出口及び二次出口を具備する第２のエンジン（１０４）と
を具備し、
前記第１のエンジンの二次出口の一部は前記第２のエンジンの二次出口の一部の内側にほぼ同心に整列されるエンジン組立体（１０）。
【請求項２】
前記エンジン組立体は、前記第１の排気導管（１１４）に結合された第１のプレナム（６２４）及び前記第２の排気導管（１１６）に結合された第２のプレナム（６４８）を更に具備し、前記第１のプレナムの一部は前記第２のプレナムの一部の内側にほぼ同心に整列される請求項１記載のエンジン組立体（１０）。
【請求項３】
前記第１のプレナム（６２４）は第１の翼出口（６３２）及び第１の回転翼出口のうち少なくとも一方に結合され、前記第２のプレナム（６４８）は第２の翼出口（６５４）及び第２の回転翼出口のうち少なくとも一方に結合され、前記第１の回転翼出口は少なくとも１つの第１の可変面積先端弁を具備し、前記第２の回転翼出口は少なくとも１つの第２の可変面積先端弁を具備する請求項２記載のエンジン組立体（１０）。
【請求項４】
前記第１のエンジンの一次出口は第１のクルーズノズル（１３０）に結合され、前記第２のエンジンの一次出口は第２のクルーズノズル（１４２）に結合される請求項１記載のエンジン組立体（１０）。
【請求項５】
前記第１の排気導管（１１４）は少なくとも１つの第１のリフトポストノズルに結合され、前記第２の排気導管（１１６）は少なくとも１つの第２のリフトポストノズルに結合され、前記少なくとも１つの第１のリフトポストノズルの一部は前記少なくとも１つの第２のリフトポストノズルの一部の内側にほぼ同心に整列される請求項１記載のエンジン組立体（１０）。
【請求項６】
前記第１の排気導管（１１４）及び前記第２の排気導管（１１６）のうち少なくとも一方に結合された少なくとも１つの方向制御部を更に具備する請求項１記載のエンジン組立体（１０）。
【請求項７】
航空機の推進システム（１００）において、
第１のエンジン（１０２）であって、前記第１のエンジンのみに流体連通する状態で結合された第１の排気導管（１１４）を具備する第１のエンジン（１０２）と；
第２のエンジン（１０４）であって、前記第２のエンジンのみに流体連通する状態で結合された第２の排気導管（１１６）を具備する第２のエンジン（１０４）と
を具備し、
前記第１の排気導管は一次排気口及び二次排気口を具備し、前記第２の排気導管は一次排気口及び二次排気口を具備し、前記第１のエンジンの二次排気口の一部は前記第２のエンジンの二次排気口の一部の内側にほぼ同心に整列される推進システム（１００）。
【請求項８】
前記第１のエンジンの一次排気口は第１のクルーズノズル（１３０）に結合され、前記第２のエンジンの一次排気口は第２のクルーズノズル（１４２）に結合される請求項７記載の推進システム（１００）。
【請求項９】
前記第１の排気導管（１１４）は少なくとも１つの第１のリフトポストノズルに結合され、前記第２の排気導管（１１６）は少なくとも１つの第２のリフトポストノズルに結合され、前記少なくとも１つの第１のリフトポストノズルは前記少なくとも１つの第２のリフトポストノズルの内側にほぼ同心に整列される請求項７記載の推進システム（１００）。
【請求項１０】
前記第１の排気導管（１１４）及び前記第２の排気導管（１１６）のうち少なくとも一方に結合された少なくとも１つの方向制御部を更に具備する請求項７記載の推進システム（１００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に航空機のタービンエンジンに関し、特に、多重タービンエンジン組立体と共に使用される推進システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
周知のいくつかの航空機においては、多様な航空機機能に合わせて排気ガスの流れを制御するために推進システムが使用される。例えば、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機、短距離離陸垂直着陸（ＳＴＯＶＬ）航空機及び／又は超短距離離着陸（ＥＳＴＯＬ）航空機に推力を与えるために推進システムを使用できる。少なくとも周知のいくつかのＳＴＯＶＬ及びＥＳＴＯＬは、短距離離着陸及び超短距離離着陸を容易にするために垂直スラストポストを使用する。垂直スラストポスト又はノズルを使用する航空機の場合、離着陸動作中共通プレナムからの排気はスラストポストへ搬送され、所定の高度に達すると、排気は一連の弁を介して共通プレナムからクルーズノズルへ搬送される。
【０００３】
他の周知のＳＴＯＶＬ及びＥＳＴＯＬは、垂直離着陸を容易にするために、回転翼端ガス反応駆動回転翼及び回転翼端駆動回転翼を使用する。そのような回転翼駆動航空機の中には、飛行中に固定翼航空機に変形可能なものもある。そのような航空機のうちのいくつかにおいては、エンジン排気ガスは、後部に装着された可変面積排気ノズルを介してヨーを制御するために使用されてもよい。他の周知の航空機は、推進システムを使用して航空機に対する抗力を減少し且つ／又は航空機の翼を冷却する。そのような航空機においては、ガスは航空機の翼を通って搬送され、翼の後部分に規定された複数の開口部を通って排出される。そのような航空機は「吹出し翼」を有すると言われる場合もある。
【０００４】
エンジン出力損失が起こった場合、エンジンを１つしか含まないエンジン組立体は航空機の残存能力を制限することもあるので、上述の推進システムは、多重エンジン組立体、特に２エンジン組立体と共にそれぞれ使用されるのが好ましい。単一エンジン組立体においては、エンジンはプレナムの中へ排気し、排気は推進システムを経て搬送され、航空機により使用される。２エンジン推進制御システムの場合には、各エンジンが共通プレナムの中へ排気し、排気は航空機により使用されるように搬送される。しかし、排気は共通プレナムにおいて混合されるため、一方のエンジンが停止するか、故障するか又は何らかの理由により動作不能状態に陥った場合には、そのエンジンからの排気流れはプレナムに流入しなくなる。それに関連して起こるプレナム内部の圧力降下は推進システムの動作に悪影響を及ぼし、動作不能状態のエンジンへの排気ガスの逆流を防止するために弁が設けられなければならない。
【０００５】
また、動作可能なエンジンが停止するのを防止するために、それらの弁を高い旋回速度で作動するための制御システムを設けなければならない。そのような制御システムの能力は考慮されてきたが、実証されたことは知られていない。そのような制御システムは、動作不能状態のエンジンによるプレナム圧力の損失を防止するために弁を閉鎖することを含めて、推進システムにおける主要な気流調整を実行すること及び飛行の安定性を保持するのを助けるようにノズル面積の修正を試みることが要求されるであろう。そのようなノズル面積形状の著しく大きな再調整の結果、動作中のエンジンが停止し、揚力が完全に失われる場合もある。更に、制御システムが動作可能なエンジンの出力設定を非常時レベルまで増加することは困難であろう。
【０００６】
制御システムを開発し、共通プレナムに排気する複数のエンジンを有する推進システムにより生じる機械的複雑さを実現するためには時間と費用がかかるため、そのような推進システムは、単一エンジン組立体と共に使用される推進システムと比較してはるかにコスト高である。例えば、排気制御を実行するために、そのような推進システムは、動作不能エンジンを隔離するために選択的に作動可能である複数のセンサ及び弁を含む。特に、２エンジン組立体と共に使用される周知の推進システムは、エンジン出力損失の場合に排気ガスの方向を規定する複数の蝶形弁及び作動システムを含む。動作不能状態のエンジンを介する逆流を防止するために、弁によって動作不能エンジンを隔離できる。更に、隔離弁は非常時飛行を可能にし、動作不能エンジンによる航空機制御を制限することができる。しかし、そのような弁は高温で動作しなければならないので、弁及び関連する作動システムは大きな作動力を必要とするであろう。更に、周知の推進システムにおいては、動作不能エンジンを隔離するために弁が閉鎖されてしまうと、動作不能エンジンの再始動を試みることは不可能である。
【特許文献１】米国特許第６，８４８，６４９号公報
【特許文献２】米国特許第７，０７０，１４５号公報
【特許文献３】米国特許第６，３８２，５６０号公報
【特許文献４】米国特許第６，６２９，６７０号公報
【特許文献５】米国特許第６，７２９，５７５号公報
【特許文献６】米国特許第５，９９６，９３５号公報
【特許文献７】米国特許第６，８８６，７７６号公報
【特許文献８】米国特許第６，９７４，１０６号公報
【特許文献９】米国特許第６，９１８，２４４号公報
【特許文献１０】米国特許第６，８４５，９３９号公報
【特許文献１１】米国特許出願公開第２００３／０１８３７２３号
【発明の開示】
【０００７】
１つの面においては、エンジン組立体が提供される。エンジン組立体は第１のエンジンを含み、第１のエンジンは、第１のエンジンにのみ流体連通状態で結合された第１の排気導管を含む。第１の排気導管は一次出口及び二次出口を含む。エンジン組立体は第２のエンジンを更に含み、第２のエンジンは、第２のエンジンにのみ流体連通状態で結合された第２の排気導管を含む。第２の排気導管は一次出口及び二次出口を含む。第１のエンジンの二次出口の一部は、第２のエンジンの二次出口の一部の内側にほぼ同心に整列される。
【０００８】
別の面においては、航空機の推進システムが提供される。推進システムは第１のエンジンを含み、第１のエンジンは、第１のエンジンにのみ流体連通状態で結合された第１の排気導管を含む。推進システムは第２のエンジンを更に含み、第２のエンジンは、第２のエンジンにのみ流体連通状態で結合された第２の排気導管を含む。第１の排気導管は一次排気口及び二次排気口を含む。第２の排気導管は一次排気口及び二次排気口を含む。第１のエンジンの二次排気口の一部は、第２のエンジンの二次排気口の一部の内側にほぼ同心に整列される。
【０００９】
またここでは、航空機のエンジン組立体からガスを排出する方法が開示される。この方法は、第１の排気導管を第１のエンジンにのみ流体連通状態で結合することを含む。第１の排気導管は一次出口及び二次出口を含む。方法は、第２の排気導管を第２のエンジンにのみ流体連通状態で結合することを更に含む。第２の排気導管は一次出口及び二次出口を含む。方法は、第１のエンジンの二次出口の一部を第２のエンジンの二次出口の一部の内側に同心に整列することを更に含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
図１は、ＶＴＯＬ、ＥＳＴＯＬ及び／又はＳＴＯＶＬ固定翼航空機（図示せず）と共に使用される多重エンジン組立体１０と組合わせて使用されてもよい推進システム１００の一例を示した概略平面図である。本実施形態においては、エンジン組立体１０は第１のエンジン１０２及び第２のエンジン１０４を含む。推進システム１００は、このエンジン組立体１０の代わりに、３つ以上のエンジンを有するエンジン組立体１０と共に使用できる。一実施形態においては、第１のエンジン１０２は第１の入口１０６を含み、第２のエンジン１０４は第２の入口１０８を含む。入口１０６及び１０８は、それぞれ対応するエンジン１０２及び１０４への空気の搬送を可能にする。第１のエンジン１０２からの排気ガス１１０は、第１の排気導管１１４を通って排出され、第２のエンジン１０４からの排気ガス１１２は、第２の排気導管１１６を通って排出される。
【００１１】
本実施形態においては、第１の排気導管１１４は第１のリフト導管１１８及び第１のクルーズ導管１２０に流体連通状態で結合される。排気ガス１１０を第１の排気導管１１４から第１のリフト導管１１８へ搬送できるようにするために、第１の流路１２２は第１の排気導管１１４に結合される。本実施形態においては、第１のリフト導管１１８の少なくとも一部は、エンジン１０２及び１０４の間に延出する中心線１２４に対してほぼ垂直の向きを有する。エンジン組立体１０及び推進システム１００は、中心線１２４の両側において対称である。本実施形態においては、第１のリフト導管１１８は右側リフトノズル１２６及び左側リフトノズル１２８に流体連通状態で結合される。あるいは、リフトノズル１２６及び１２８は、中心線１２４の右側及び左側以外の位置に配置されてもよい。更に、推進システム１００は３つ以上又は１つ以下のリフトノズル１２６及び１２８を有してもよい。本実施形態においては、以下に更に詳細に説明されるリフトノズル１２６及び１２８、リフトノズル１３６及び１３８、並びにクルーズノズル１３０及び１４２は、それぞれ可変面積ノズルである。可変面積ノズルの設計、構成及び制御は、当該技術において周知である。ノズル１２６、１２８、１３０、１３６、１３８及び１４２は、当該技術において周知のクラムシェル弁構造又はシャッタ弁構造を利用してもよい。ノズル１２６、１２８、１３０、１３６、１３８及び１４２の作動方法は、油圧式、電動式又は当該技術において周知の他の任意の方式であってもよい。あるいは、推進システム１００は３つ以上又は１つ以下のリフトノズル１２６及び１２８を有してもよい。リフトノズル１２６及び１２８は、リフト導管１１８からほぼ地上（図示せず）に向かって延出する。特に、本実施形態においては、事前に定義されたエンジン動作中、エンジンから排出される排気ガス１１０が航空機のほぼ垂直の離着陸（ＶＴＯＬ）、短距離離陸及び垂直着陸（ＳＴＯＶＬ）及び／又は超短距離利離着陸（ＥＳＴＯＬ）をほぼ可能にするように、リフトノズル１２６及び１２８は、それぞれ向きを規定されている。
【００１２】
第１のクルーズ導管１２０は、第１の排気導管１１４に流体連通状態で結合され、中心線１２４とほぼ平行に延出する。本実施形態においては、事前に定義されたエンジン動作中、排気ガス１１０は第１の排気導管１１４から第１のクルーズ導管１２０へ搬送され、航空機から推力を生成するために、排気ガス１１０は第１のクルーズノズル１３０を経て排出されてもよい。特に、第１のクルーズノズル１３０は、中心線１２４とほぼ平行である方向に航空機を推進するのを助ける。
【００１３】
本実施形態においては、第２の排気導管１１６は、第２の流路１３４を介して第２のリフト導管１３２に流体連通状態で結合される。事前に定義されたエンジン動作中、エンジン１０４から排出された排気ガス１１２は、導管１１６から流路１３４を経てリフト導管１３２へ搬送されてもよい。本実施形態においては、第２のリフト導管１３２の少なくとも一部は中心線１２４に対してほぼ垂直の向きを有する。更に本実施形態においては、第２のリフト導管１３２は、第２の右側リフトノズル１３６及び第２の左側リフトノズル１３８に流体連通状態で結合される。あるいは、リフトノズル１３６及び１３８は、中心線１２４の右側及び左側以外の位置に配置されてもよい。更に、推進システム１００は３つ以上又は１つ以下のリフトノズル１３６及び１３８を有してもよい。リフトノズル１３６及び１３８はリフト導管１３２から延出し、リフトノズル１３６及び１３８から排出された排気ガス１１２がほぼ地上に向かって排出されるように向きが規定される。特に、一実施形態においては、事前に定義されたエンジン動作中、リフトノズル１３６及び１３８から排出される排気ガス１１２により、航空機のほぼ垂直の離着陸、ＳＴＯＶＬ及び／又はＥＳＴＯＬが可能になるように、第２のリフトノズル１３６及び１３８はそれぞれ向きを規定される。更に、本実施形態においては、第２のリフトノズル１３６及び１３８の各々の一部は、対応する第１のリフトノズル１２６及び１２８の各々の一部の内側でほぼ同心に延出する。あるいは、第１のリフトノズル１２６及び１２８の各々の一部は、対応する第２のリフトノズル１３６及び１３８の各々の一部の内側でほぼ同心に延出する。
【００１４】
本実施形態においては、第２の排気導管１１６は第２のクルーズ導管１４０に結合される。第２のクルーズ導管１４０は、中心線１２４とほぼ平行に延出し、第１のクルーズ導管１２０に隣接して配置される。本実施形態においては、事前に定義されたエンジン動作中、排気ガス１１２は第２の排気導管１１６から第２のクルーズ導管１４０へ搬送され、排気ガス１１２は第２のクルーズノズル１４２を通って排出されてもよい。特に、第２のクルーズノズル１４２は、中心線１２４とほぼ平行である方向へ航空機を推進するのを助ける。
【００１５】
ほぼ垂直の離着陸、ＳＴＯＶＬ及び／又はＥＳＴＯＬを実現するために、クルーズノズル１３０及び１４２は第１の位置から閉鎖された第２の位置へ閉鎖され、リフトノズル１２６、１２８、１３６及び１３８は第１の位置から開いた第２の位置へ開放される。事前に定義されたエンジン動作中にノズル１２６、１２８、１３０、１３６、１３８及び１４２を徐々に作動するために必要とされる制御構造及び制御法則は、当該技術において周知である。第１のクルーズノズル１３０が閉鎖されると、排気ガス１１０は第１の排気導管１１４から第１の流路１２２内へ強制的に排出され、排気ガス１１０は第１のリフト導管１１８の中へ排出される。次に、排気ガス１１０は第１のリフト導管１１８から第１のリフトノズル１２６及び１２８を経て排出され、垂直推力を助長する。同様に、本実施形態においては、第２のクルーズノズル１４２が閉鎖されると、排気ガス１１２は第２の排気導管１１６から第２の流路１３４を経て第２のリフト導管１３２の中へ強制的に排出され、排気ガス１１２は第２のリフトノズル１３６及び１３８を通って排出される。第２のリフトノズル１３６及び１３８を経て排出される排気ガス１１２からの推力は、第１のリフトノズル１２６及び１２８を経て排出される排気ガス１１０の推力と組合されて、航空機のほぼ垂直の離着陸及び／又はＳＴＯＬＶ及び／又はＥＳＴＯＬを助ける。
【００１６】
本実施形態においては、航空機が所定の高度に到達したならば、クルーズノズル１３０及び１４２は閉鎖された第２の位置から第１の位置へ開放され、リフトノズル１２６、１２８、１３６及び１３８は開放された第２の位置から第１の位置へ閉鎖される。リフトノズル１２６、１２８、１３６及び１３８が閉鎖されているため、排気ガス１１０及び１１２は、第１の排気導管１１４及び第２の排気導管１１６からクルーズ導管１２０及び１４０の中へそれぞれ搬送される。排気ガス１１０及び１１２は、クルーズノズル１３０及び１４２を経てそれぞれ排出される。排気ガス１１０及び１１２がクルーズノズル１３０及び１４２を通って排出される間、排気ガス１１０及び１１２からの推力は、中心線１２４とほぼ平行である方向に航空機を推進するのを助ける。中心線１２４とほぼ平行ではない方向への推進が中心線１２４とほぼ平行である方向への推進に変更される事前に定義されたエンジン動作中、推進システム１００により、揚力又は推力の不均衡を生じることなくエンジン１０２又は１０４は動作不能状態になることが可能である。更に、本実施形態においては、推進システム１００は、中心線１２４とほぼ平行である方向への推進を制御下で実行するか又は中心線１２４とほぼ平行ではない方向への降下を制御下で実行することができる。
【００１７】
本実施形態においては、各エンジンは、均衡が保たれた状態で上昇を助ける右側リフトノズル及び左側リフトノズルを含む。例えば、航空機の動作中に一方のエンジンが動作不能状態になった場合、他方のエンジンからの排気ガスにより、継続して均衡上昇を実行できる。均衡上昇を維持するために、内部で又はリフトノズルにおいて排気ガスの方向を再度規定するために制御を介在させること及び／又はいずれかの排気弁を作動することは不要である。総揚力は減少するであろうが、リフトノズルが対称に配置され且つノズルへの排気ガスの供給が対称に実行されるため、均衡が保たれ、制御された状態で上昇を実現できる。単純な制御指令により、飛行継続を可能にするために機能中のエンジンの出力を増加できる。上述の実施形態においては、いずれか一方のエンジンが動作不能状態に陥った場合でも、推進システムは、制御技術の改善及び内部流れ回路への空気制御弁の配置を必要とせずに、航空機の制御維持を助け且つ／又は航空機残存の確率を向上できる。
【００１８】
航空機が翼支持状態で前方へ飛行中である場合、エンジン出力が失われても、機能中のエンジンから動作不能状態のエンジンへの逆流を防止するために、システム中に存在する弁を作動する必要はない。制御システムの動作なしに、クルーズノズルを介して前進推力は維持される。更に、航空機の継続動作を脅かすことなく、動作不能状態のエンジンを再始動するための努力を実行できる。更に、リフトノズルを経てガスを搬送する状態からクルーズノズルを経てガスを搬送する状態への移行中、推進システムにより、不均衡な揚力又は推力を生じることなく、いずれか一方のエンジンの動作不能状態が許容されるので、航空機の動作を継続できるであろう。
【００１９】
図２は、多重エンジン組立体２０を有する固定翼航空機に転換する回転翼航空機と共に使用されてもよい推進システム２００の別の実施形態を示した概略平面図である。図３は、図２に示される推進システム２００の一部を示した図である。図４は、図２に示される推進システム２００の回転翼羽根２０２と関連する回路に排気ガスを供給するために使用されてもよいプレナム構成の一例を示した斜視図である。
【００２０】
本実施形態においては、エンジン組立体２０は回転翼羽根２０２、第１のエンジン２０４及び第２のエンジン２０６を含む。あるいは、推進システム２００は３つ以上のエンジンを有するエンジン組立体２０と組合わせても使用できる。一実施形態においては、第１のエンジン２０４は第１の入口２０８を含み、第２のエンジン２０６は第２の入口２１０を含む。入口２０８はエンジン２０４へ空気を搬送でき、入口２１０はエンジン２０６へ空気を搬送できる。第１のエンジン２０４からの排気ガス２１２は、第１のエンジン２０４に流体連通状態で結合された第１の排気導管２１６を経て排出される。同様に、第２のエンジン２０６からの排気ガス２１４は、第２のエンジン２０６に流体連通状態で結合された第２の排気導管２１８を経て排出される。
【００２１】
本実施形態においては、第１の排気導管２１６は第１の回転翼導管２２０及び第１のクルーズ導管２２２に流体連通状態で結合される。第１の回転翼導管２２０は第１の回転翼プレナム２２４に流体連通状態で結合される。本実施形態においては、回転翼プレナム２２４の少なくとも一部は、エンジン２０４及び２０６の間に延出する中心線２２６に対してほぼ垂直に且つ中心線２２６から上向きに向きが規定される。エンジン組立体２０及び推進システム２００は、中心線２２６の両側において対称である。第１の回転翼プレナム２２４は、回転翼プレナム中心２３５から回転翼羽根端部２３６に至るように向きがほぼ規定された方向に回転翼羽根２０２を貫通して延出する複数の第１の回転翼羽根導管２２８に流体連通状態で結合される。本実施形態においては、回転翼プレナム２２４は４つの第１の回転翼羽根導管２２８に流体連通状態で結合される。それらの回転翼羽根導管のうち２つは回転翼羽根２０２の一部分を貫通し、残る第１の回転翼羽根導管２２８は回転翼羽根２０２の残る部分を貫通する。あるいは、推進システム２００は５つ以上又は３つ以下の第１の回転翼羽根導管２２８を含んでもよい。
【００２２】
複数の回転翼羽根導管２２８の各々は、回転翼ノズル２３０に流体連通状態で結合される。本実施形態においては、各回転翼ノズル２３０の面積は可変である。特に、本実施形態においては、各回転翼ノズル２３０の面積は、上部フラップ２３２及び下部フラップ２３４によって変化する。上部フラップ２３２及び下部フラップ２３４は、回転翼羽根２０２の端部２３６に回転自在に結合される。回転翼ノズル２３０の面積を増加又は減少するために、上部フラップ２３２及び下部フラップ２３４を回転翼羽根２０２に関して回転できる。本実施形態においては、複数の回転翼ノズル２３０の面積を均一に制御できるように、複数の回転翼ノズル２３０が単一の上部フラップ２３２及び単一の下部フラップ２３４を共有する。回転翼先端ノズル２３０、上部フラップ２３２及び／又は下部フラップ２３４の作動方法は、油圧式、電動式又は他の周知の作動装置によるものであってもよい。回転翼先端ノズル２３０、上部フラップ２３２及び／又は下部フラップ２３４は、当該技術において周知である。
【００２３】
本実施形態においては、事前に定義されたエンジン動作中、排気ガス２１２は航空機の方向制御を助けるために使用されてもよい。特に、本実施形態においては、第１のクルーズ導管２２２は第１のヨー導管２３８及び第１のクルーズノズル２４０に流体連通状態で結合される。本実施形態においては、以下に更に詳細に説明されるように、クルーズノズル２４０及び２５６はそれぞれ可変面積ノズルである。可変面積ノズルの設計、構成及び制御は、当該技術において周知である。クルーズノズル２４０及び２５６は、当該技術において周知のクラムシェル弁構造又はシャッタ弁構造を利用してもよい。ノズル２４０及び２５６の作動方法は、油圧式、電動式又は当該技術において周知の他の任意の方法であってもよい。更に、第１のクルーズ導管２２２は、その内部に規定された右側ヨー制御部２４２を含む。本実施形態においては、第１のヨー導管２３８は、クルーズ導管２２２に対してほぼ垂直の向きを有し、左側ヨー制御部２４４に結合される。事前に定義されたエンジン動作中、排気ガス２１２は、第１のクルーズ導管２２２から排出され、右側ヨー制御部２４２、左側ヨー制御部２４４及びクルーズノズル２４０のうち少なくとも１つを通過する。
【００２４】
本実施形態においては、第２の排気導管２１８は、第２の回転翼導管２４６と第１のクルーズ導管２２２に隣接して配置された第２のクルーズ導管２４８とに流体連通状態で結合される。第２の回転翼導管２４６は、第２の回転翼プレナム２５０に流体連通状態で結合される。本実施形態においては、第２の回転翼プレナム２５０の少なくとも一部は、中心線２２６に対してほぼ垂直に且つ中心線２２６から上向きに向きが規定される。本実施形態においては、第１の回転翼プレナム２２４の一部は、第２の回転翼プレナム２５０の一部の内側でほぼ同心に延出する。あるいは、第２の回転翼プレナム２５０の一部は、第１の回転翼プレナム２２４の一部の内側でほぼ同心に延出する。第２の回転翼プレナム２５０は、回転翼プレナム中心２３５から回転翼羽根端部２３６に至るようにほぼ向きが規定された方向に回転翼羽根２０２を貫通して延出する複数の第２の回転翼羽根導管２５２に流体連通状態で結合される。本実施形態においては、第２の回転翼プレナム２５０は、４つの第２の回転翼羽根導管２５２に流体連通状態で結合される。それらの回転翼羽根導管のうち２つは回転翼羽根２０２の一部分を貫通し、残る第２の回転翼羽根導管２５２は回転翼羽根２０２の残る部分を貫通する。あるいは、推進システム２００は５つ以上又は３つ以下の第２の回転翼羽根導管２５２を含んでもよい。複数の第２の回転翼羽根導管２５２の各々は、以下に更に詳細に説明されるように、１つの回転翼ノズル２３０に結合される。
【００２５】
本実施形態においては、事前に定義されたエンジン動作中、排気ガス２１４は航空機の方向制御を助けるために使用されてもよい。特に、本実施形態においては、第２のクルーズ導管２４８は第２のヨー導管２５４及び第２のクルーズノズル２５６に流体連通状態で結合される。更に、第２のクルーズ導管２４８は、その内部に規定された左側ヨー制御部２４４を有する。本実施形態においては、第２のヨー導管２５４は、第２のクルーズ導管２４８に対してほぼ垂直の向きを有し、右側ヨー制御部２４２に結合される。事前に定義されたエンジン動作中、右側ヨー制御部出口２５８において、第１のクルーズ導管２２２を通って排出された排気ガス２１２は、第２のヨー導管２５４を通って排出された排気ガス２１４と組合わされて、航空機のヨーを制御する。同様に、左側ヨー制御部出口２６０において、第１のヨー導管２３８を通って排出された排気ガス２１２は、第２のクルーズ導管２４８を通って排出された排気ガス２１４と組合わされて航空機のヨーを制御する。あるいは、推進システム２００は、航空機のヨー以外の方向を制御するために使用されてもよい。更に、本実施形態においては、排気ガス２１４は第２の排気導管２１８を経てクルーズ導管２４８の中へ排出され、その後、右側ヨー制御部２４２、左側ヨー制御部２４４及び第２のクルーズノズル２５６のうち少なくとも１つを通過してもよい。
【００２６】
ほぼ垂直の離着陸、ＳＴＯＶＬ及び／又はＥＳＴＯＬを実現するために、クルーズノズル２４０及び２５６は第１の位置から第２の位置へ閉鎖され、回転翼ノズル２３０は、上部フラップ２３２及び下部フラップ２３４を閉鎖位置から開放位置へ動かすことにより開放される。クルーズノズル２４０及び２５６の動きは回転翼ノズル２３０の動きと協調される。事前に定義されたエンジン動作中にノズル２３０、２４０及び２５６を徐々に作動するために必要とされる制御構造及び制御法則は、当該技術において周知である。事前に定義されたエンジン動作中、排気ガス２１２は第１の排気導管２１６から第１の回転翼導管２２を経て搬送され、更に第１の回転翼プレナム２２４の中へ搬送される。排気ガス２１２は第１の回転翼プレナム２２４から第１の回転翼羽根導管２２８を通って搬送され、その後、推進システム２００から回転翼ノズル２３０を経て排出されて、回転翼羽根２０２を回転するのを助ける。回転翼羽根２０２の回転により、航空機は、中心線２２６とほぼ平行ではない方向に推進される。
【００２７】
同様に、本実施形態においては、第２のクルーズノズル２５６が第１の位置から第２の位置へ閉鎖され、上部フラップ２３２及び下部フラップ２３４を動かすことによって、回転翼ノズル２３０が閉鎖位置から開放位置へ開放されると、排気ガス２１４は第２の排気導管２１８から第２の回転翼導管２４６を通って搬送され、その後、第２の回転翼プレナム２５０の中へ搬送される。事前に定義されたエンジン動作中、排気ガス２１４は第２の回転翼プレナム２５０から第２の回転翼羽根導管２５２を通って搬送され、更に回転翼ノズル２３０を経て推進システム２００から排出される。特に、本実施形態においては、回転翼ノズル２３０を経て排出される排気ガス２１２は、回転翼羽根２０２を回転するのを助け、回転翼羽根２０２の回転は、中心線２２６とほぼ平行ではない方向に航空機を推進するのを助ける。
【００２８】
本実施形態においては、航空機が所定の高度に到達すると、クルーズノズル２４０及び２５６は第２の位置から第１の位置へ開放され、回転翼ノズル２３０は上部フラップ２３２及び下部フラップ２３４によって閉鎖される。クルーズノズル２４０及び２５６の動きは回転翼ノズル２３０の動きと協調される。回転翼ノズル２３０が閉鎖されると、回転翼羽根２０２が中心線２２６に対してほぼ垂直の向きになるように、回転翼羽根２０２は回転を中止し、航空機は固定翼航空機に変形する。航空機が固定翼航空機として動作している場合、上部フラップ２３２及び下部フラップ２３４は閉鎖し、排気ガス２１２及び２１４が回転翼ノズル２３０を通って排出されるのを防止すると共に、前方に向いている回転翼ノズル２３０に対する抗力を減少するのを助ける。フラップ２３２及び２３４が閉鎖されているとき、推進システム２００は、中心線２２６とほぼ平行である方向にある速度で航空機を推進することに関して、より大きな能力を有するであろう。一実施形態においては、回転翼羽根２０２を翼としてより有効に機能させるために、制御システム（図示せず）が回転翼羽根２０２のピッチを修正してもよい。
【００２９】
事前に定義されたエンジン動作中、回転翼ノズル２３０が閉鎖状態にある場合、排気ガス２１２及び２１４は回転翼導管２２０及び２４６からクルーズ導管２２２及び２４８を通ってそれぞれ搬送され、その後、クルーズノズル２４０及び２５６を経てそれぞれ搬送される。排気ガス２１２及び２１４がクルーズノズル２４０及び２５６を経てそれぞれ排出される間、排気ガス２１２及び２１４からの推力は、中心線２２６とほぼ平行に航空機を推進するのを助ける。本実施形態においては、右側ヨー制御部２４２及び／又は左側ヨー制御部２４４を開閉することにより、航空機のヨーを変化させるために排気ガス２１２及び２１４を使用できる。事前に定義されたエンジン動作中にヨー制御部２４２及び２４４を作動するために必要とされる制御構造及び制御法則は、当該技術において周知である。あるいは、排気ガス２１２及び２１４は、他の方向制御用途のために推進システム２００を介して搬送されてもよい。
【００３０】
以上説明された推進システムは、いずれかのエンジンが動作不能になった場合に、当該技術において現在周知であるレベルを超えた航空機／エンジン制御システムを必要とすることなく、回転翼端推力の均衡損失を実現するのを助ける。回転翼端推力の均衡損失を実現するために、エンジン排気ガスは各エンジンから各々の回転翼羽根先端ノズルへ別個に搬送される。また、推進システムは航空機の安定性を維持できる。更に、排気ガスをヨーノズルに供給するために、ヨー流れ回路はエンジン排気回路の交差を含む。ヨー回路を各エンジン排気回路と交差させることにより、一方のエンジンが動作不能状態である場合に重大な航空機／エンジン制御システムアクションを実行せずに、要求されたヨー力を維持できる。
【００３１】
図５は、多重エンジン組立体６０と共に使用されてもよい推進システム６００の更に別の実施形態を示した概略平面図である。本実施形態においては、エンジン組立体６０は、翼６０２、第１のエンジン６０４及び第２のエンジン６０６を含む。あるいは、推進システム６００は、３つ以上のエンジンを有するエンジン組立体６０と組合わせて使用されてもよい。一実施形態においては、第１のエンジン６０４は第１の入口６０８を含み、第２のエンジン６０６は第２の入口６１０を含む。入口６０８はエンジン６０４に空気を供給でき、入口６１０はエンジン６０６に空気を供給できる。第１のエンジン６０４からの排気ガス６１２は、第１のエンジン６０４に流体連通状態で結合された第１の排気導管６１６を通って排出され、第２のエンジン６０６からの排気ガス６１４は、第２のエンジン６０６に流体連通状態で結合された第２の排気導管６１８を通って排出される。
【００３２】
本実施形態においては、第１の排気導管６１６は、第１のプレナム導管６２０及び第１のクルーズ導管６２２に流体連通状態で結合される。第１のプレナム導管６２０は、第１のプレナム６２４に流体連通状態で結合される。本実施形態においては、プレナム６２４の少なくとも一部は、エンジン６０４及び６０６の間に延出する中心線６２６に対してほぼ垂直に且つ中心線から６２６から上向きに向きが規定される。エンジン組立体６０及び推進システム６００は、中心線６２６の両側において対称である。本実施形態においては、第１のプレナム６２４は、図４に示される第１の回転翼プレナム２２４に類似する構成を有する。
【００３３】
更に、本実施形態においては、第１のプレナム６２４は、翼６０２を軸方向に貫通する複数の第１の翼導管６２８及び６３０に流体連通状態で結合される。第１の翼導管６２８及び６３０は、中心線６２６とほぼ平行でない向きを有する。本実施形態においては、プレナム６２４は第１の右側翼導管６２８及び第１の左側翼導管６３０に結合される。右側翼導管６２８は、中心線６２６から翼右側端部６３６に向かって翼６０２の一部分を貫通して延出する。左側翼導管６３０は、中心線６２６から翼左側端部６４０に向かって翼６０２の残る部分を貫通して延出する。あるいは、推進システム６００は、３つ以上又は１つ以下の第１の翼導管６２８及び６３０を含んでもよい。第１の翼導管６２８は第１の翼出口６３２に結合され、第１の翼導管６３０は第１の翼出口６３８に結合される。本実施形態においては、右側翼出口６３２は、翼６２０の後部側６３４の右側端部６３６に規定される。同様に、左側翼出口６３８は、翼６０２の後部側６３４の左側端部６４０に規定される。
【００３４】
あるいは、排気ガス６１２は第１の排気導管６１６の中へ搬送されてもよく、エンジンファン（図示せず）からの空気（図示せず）は第１のファン排気導管（図示せず）へ搬送されてもよい。排気ガス６１２より低い温度で翼導管６２８及び６３０に流体を供給するために、第１のファン排気導管からの空気は第１のプレナム６２４の中へ排出される。一実施形態においては、翼６０２の冷却を助けるために、空気は翼導管６２８及び６３０を通って搬送される。その後、空気は翼６０２から翼導管６２８及び６３０の端部にある出口（図示せず）を経て排出される。同様に、排気ガス６１４は第２の排気導管６１８の中へ搬送されてもよく、エンジンファン（図示せず）からの空気（図示せず）は第２のファン排気導管（図示せず）へ搬送されてもよい。排気ガス６１４より低い温度で翼導管６５０及び６５２に流体を供給するために、第２のファン排気導管からの空気は第２のプレナム６４８の中へ排出される。一実施形態においては、翼６０２の冷却を助けるために、空気は翼導管６５０及び６５２を通って搬送される。その後、空気は翼６０２から翼導管６５０及び６５２の端部にある出口（図示せず）を経て排出される。
【００３５】
本実施形態においては、第１の排気導管６１６は第１のクルーズ導管６２２に流体連通状態で結合される。本実施形態においては、クルーズ導管６２２の少なくとも一部は中心線６２６とほぼ平行な向きを有する。本実施形態においては、事前に定義されたエンジン動作中、排気ガス６１２は排気導管６１６から第１のクルーズ導管６２２を通って排出される。第１のクルーズ導管６２２は第１のクルーズノズル６４２に流体連通状態で結合される。本実施形態においては、以下に更に詳細に説明されるように、クルーズノズル６４２及び６５８はそれぞれ可変面積ノズルである。可変面積ノズルの設計、構成及び制御は、当該技術において周知である。クルーズノズル６４２及び６５８は、当該技術において周知のクラムシェル弁構造又はシャッタ弁構造を利用してもよい。ノズル６４２及び６５８の作動方法は、油圧式、電動式又は当該技術において周知の他の任意の方法であってもよい。中心線６２６とほぼ平行である方向に航空機を推進するのを助けるために、クルーズノズル６４２は、クルーズノズル６４２を通して排気ガス６１２を排出できるような向きに規定される。
【００３６】
本実施形態においては、第２の排気導管６１８は、第２のプレナム導管６４４及び第２のクルーズ導管６４６に流体連通状態で結合される。第２のプレナム導管６４４は、第２のプレナム６４８に流体連通状態で結合される。本実施形態においては、プレナム６４８の少なくとも一部は、中心線６２６に対してほぼ垂直に且つ中心線６２６から上向きに向きが規定される。本実施形態においては、第１のプレナム６２４の一部は、第２のプレナム６４８の一部の内側でほぼ同心に延出する。あるいは、第２のプレナム６４８の一部は、第１のプレナム６２４の一部の内側でほぼ同心に延出する。更に、本実施形態においては、第２のプレナム６４８は、図４に示される第２の回転翼プレナム２５０に類似する構成を有する。
【００３７】
更に、本実施形態においては、第２のプレナム６４８は、翼６０２を軸方向に貫通する複数の第２の翼導管６５０及び６５２に流体連通状態で結合される。第２の翼導管６５０及び６５２は、中心線６２６とほぼ平行ではない方向に向きを規定される。本実施形態においては、第２のプレナム６４８は、第２の右側翼導管６５０及び第２の左側翼導管６５２に流体連通状態で結合される。右側翼導管６５０は、中心線６２６から翼右側端部６３６に向かって翼６０２の一部分を貫通して延出する。左側翼導管６５２は、中心線６２６から翼左側端部６４０に向かって翼６０２の残る部分を貫通して延出する。あるいは、推進システム６００は、３つ以上又は１つ以下の第２の翼導管６５０及び６５２を含んでもよい。第２の翼導管６５０は第２の翼出口６５４に流体連通状態で結合され、第２の翼導管６５２は第２の翼出口６５６に流体連通状態で結合される。本実施形態においては、右側翼出口６５４は、翼６０２の後部側６３４において、第１の右側翼出口６３２と中心線６２６との間の右側端部６３６に規定される。同様に、左側翼出口６５６は、翼６０２の後部側６３４において、第１の左側翼出口６３８と中心線６２６との間の左側端部６４０に規定される。事前に定義されたエンジン動作中の航空機に対する抗力を減少するのを助けるために、出口６３２、６３８、６５４及び６５６を通して排気ガス６１２及び６１４をそれぞれ排出できるように、第２の右側翼出口６５４及び第２の左側翼出口６５６の向きが規定される。翼導管６２８、６３０、６５０及び６５２を有する推進システム６００は、ヨー制御、翼後縁部スラストノズル又は翼冷却などの他の機能を実行するのを助けてもよい。尚、機能はそれらに限定されない。
【００３８】
本実施形態においては、第２の排気導管６１８は第２のクルーズ導管６４６に流体連通状態で結合される。本実施形態においては、クルーズ導管６４６の少なくとも一部は、中心線６２６とほぼ平行な向きを有し、第１のクルーズ導管６２２に隣接して配置される。本実施形態においては、排気ガス６１４は第２の排気導管６１８から第２のクルーズ導管６４６の中へ搬送される。本実施形態においては、第２のクルーズ導管６４６は第２のクルーズノズル６５８に流体連通状態で結合される。事前に定義されたエンジン動作中、航空機を中心線６２６とほぼ平行な方向に推進するのを助けるために、第２のクルーズノズル６５８を通して排気ガス６１４を排出できるように、クルーズノズル６５８の向きが規定される。
【００３９】
本実施形態においては、航空機が動作中であるとき、空気は入口６０８及び６１０を経てエンジン６０４及び６０６へそれぞれ搬送される。排気ガス６１２及び６１４は、エンジン６０４及び６０６から排気導管６１６及び６１８を通ってそれぞれ排出される。排気ガス６１２及び６１４の一部は、プレナム導管６２０及び６４４を経てそれぞれ搬送される。排気ガス６１２及び６１４の残る部分は、クルーズ導管６２２及び６４６を経てそれぞれ搬送される。プレナム導管６２０及び６４４へ搬送された排気ガス６１２及び６１４の部分は、その後、プレナム６２４及び６４８を通ってそれぞれ搬送される。排気ガス６１２及び６１４は、プレナム６２４及び６４８から翼導管６２８、６３０、６５０及び６５２へそれぞれ搬送され、翼出口６３２、６３８、６５４及び６５６を経てそれぞれ排出される。排気ガス６１２及び６１４が翼出口６３２、６３８、６５４及び６５６を通って排出されるとき、航空機に対する抗力は減少される。クルーズ導管６２２及び６４６へそれぞれ搬送された排気ガス６１２及び６１４の部分は、クルーズノズル６４２及び６５８を経てそれぞれ排出される。事前に定義されたエンジン動作中にクルーズノズル６４２及び６５８を作動するために必要とされる制御構造及び制御法則は、当該技術において周知である。中心線６２６とほぼ平行である方向に航空機を推進するのを助けるために、排気ガス６１２及び６１４はクルーズノズル６４２及び６５８を経てそれぞれ排出される。
【００４０】
以上説明された方法及び装置は、多重エンジン組立体と共に使用できる推進システムを単純化する。推進システムは、各エンジンに他のエンジンの排気回路から独立した排気回路を装備することにより、航空機の多重エンジン組立体に対してそれぞれ独立した排気回路を維持できる。各エンジンは、そのエンジンから少なくとも２つの出口に至る排気回路を有する。推進システムは、組立体内部において１つのエンジンを他のエンジンから隔離できる。排気回路の構造によりエンジンが隔離されているため、隔離弁、作動装置及び油圧ラインは省略され、それにより、多重エンジン装置の複雑さが軽減される。各エンジンが隔離されているので、１つのエンジンが動作不能状態に陥った場合、動作不能エンジンを再始動することは可能であり、エンジンが動作不能である間に航空機の制御を維持できる。排気の量は減少するが、分配割合はほぼ一定に保持されるため、推進システムは低下した推力レベルで最大限の制御を実行できる。また、排気回路を隔離することにより、排気力の均衡は保持されたままであるので、航空機の制御を向上できる。更に、推進システムは、組立体内部の他のエンジンの動作に影響を及ぼすことなく、動作不能エンジンの再始動を試みることを可能にする。本発明の推進システムを使用することにより、パイロットは弁を作動する必要なく動作不能のエンジンの再始動を試みるだけでよいので、航空機のパイロットの操作は単純化される。
【００４１】
以上、多重エンジン推進システムのための方法及び装置の実施形態を詳細に説明した。方法及び装置は、本明細書中で説明された特定の実施形態に限定されず、方法及び装置の構成要素は、本明細書中で説明された他の構成要素から独立して別個に利用されてもよい。例えば、推進システムは他の航空機排気ガス機能と組合わせて使用されてもよく、ほぼ水平の推進機能、ほぼ垂直の離着陸、ＳＴＯＶＬ及び／又はＥＳＴＯＬの各機能、及び／又は本明細書中で説明されたような抗力低減機能のみと組合わせた実施に限定されない。本発明は他の多くの航空機推進用途と関連して実現され、利用される。
【００４２】
種々の特定の実施形態によって本発明を説明したが、特許請求の範囲の趣旨の範囲内で変形を伴って本発明を実施できることは当業者により認識されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】多重エンジン組立体と共に使用されてもよい推進システムの一例を示した概略平面図である。
【図２】多重エンジン組立体と共に使用されてもよい推進システムの別の実施形態を示した概略平面図である。
【図３】図２に示される推進システムの一部を示した斜視図である。
【図４】図２に示される推進システムと共に使用されてもよいプレナムの一例を示した斜視図である。
【図５】多重エンジン組立体と共に使用されてもよい推進システムの更に別の実施形態を示した概略平面図である。
【符号の説明】
【００４４】
１０…エンジン組立体、２０…エンジン組立体、６０…エンジン組立体、１００…推進システム、１０２…第１のエンジン、１０４…第２のエンジン、１１４…第１の排気導管、１１６…第２の排気導管、１２０…第１のクルーズ導管、１３０…第１のクルーズノズル、１４０…第２のクルーズ導管、１４２…第２のクルーズノズル、２００…推進システム、２０２…回転翼羽根、２０４…第１のエンジン、２０６…第２のエンジン、２１６…第１の排気導管、２１８…第２の排気導管、６００…推進システム、６０２…翼、６０４…第１のエンジン、６０６…第２のエンジン、６１６…第１の排気導管、６１８・・・第２の排気導管、６２４…第１のプレナム、６３２…第１の右側翼出口、６４８…第２のプレナム、６５４…第２の右側翼出口
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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