(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
２基以上の第１ターボファンエンジン(２、３)と第３のターボファンエンジン(７)とを備えた多発航空機であって、第３のターボファンエンジン(７)は、胴体の後部に設けられ、上記胴体は水平尾翼部分(９)と垂直尾翼部分(10)とを備えた尾翼部分に連結しており、この垂直尾翼部分は、胴体の長手方向垂直対称面と平行であり、上記の尾翼部分(９、10)は上記の胴体の長手方向面に対し対称である通路(11)を形成し、上記の長手方向面に対応する上記の通路の底面部分に第３のターボファンエンジンが配置され、上記の尾翼部分によって形成される通路(11)の入口にエンジン出口(７Ａ)の少なくとも一部が位置する状態で通路入口の前側に位置し、かつ上記の胴体の上方部分に隆起した状態で第３ターボファンエンジン(７)を上記の尾翼部分の前方に搭載し、上記の２基の第１ターボファンエンジン(２、３)は胴体の長手方向垂直対称面に対し対称に胴体翼にそれぞれ取り付けてあり、上記の水平尾翼部分(９)はそれぞれ胴体から突出したスタビライザー(12)を備えており、このスタビライザー(12)を平面視で胴体の後方に向け対称にわずかに傾斜して開いたＶ形となるように形成し、このＶ形の中心点が上記スタビライザー(12)の胴体後部との連結部に対応しており、かつ、このスタビライザー(12)の突出端にそれぞれ垂直尾翼部分(10)のフィン(16)が装着されていることを特徴とするもの。
【請求項２】
請求項１に記載の航空機であって、尾翼部分の水平尾翼部分(９)と垂直尾翼部分(10)とで形成された上記の通路(11)が胴体の前面視でほぼＵ形を有し、そのＵ形の底部は、胴体の後部で両側にそれぞれ突出する水平尾翼部分(９)の２つのスタビライザーに対応し、Ｕ形の側壁部は、上記のスタビライザーの端に位置する垂直尾翼部分(10)の２つのフィン(16)に対応することを特徴とするもの。
【請求項３】
請求項１に記載の航空機であって、水平尾翼部分(９)と垂直尾翼部分(10)とからなる尾翼部分が胴体の前面視でほぼＨ形を形成し、このＨ形の水平部分となるスチビライザーよりも上方部分が上記の通路(11)に対応することを特徴とするもの。
【請求項４】
請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機であって、上記の通路(11)の前方に配置された第３ターボファンエンジンの前後軸が、上記の長手方向垂直対称面上に位置した状態で上記の通路の底部近傍を通過するように配置されていることを特徴とするもの。
【請求項５】
請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機であって、上記の胴体(６)の後部が、胴体の上記長手方向垂直対称面と直交する面で平面に形成されていることを特徴とするもの。
【請求項６】
請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機であって、水平尾翼部分の上記スタビライザー(12)が対称な状態で僅かに上方向に傾斜されて、前面視で開いたＶ形を形成し、このＶ形の基端が上記のスタビライザーと上記の胴体の後部との連結部に対応することを特徴とするもの。
【請求項７】
請求項１から６のいずれか１項に記載の航空機であって、上記の第３ターボファンエンジン(７)が、補助電力発電機を作動できることを特徴とするもの。
【請求項８】
請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機であって、上記のターボファンエンジン(２、３、７)が同一であることを特徴とするもの。
【請求項９】
請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機であって、上記の第３ターボファンエンジン(７)が、主翼に装着される２つのターボファンエンジン(２、３)と異なっていることを特徴とするもの。
【請求項１０】
航空機胴体の垂直な長手方向対称面に対して互いに対称となるように配置されている少なくとも２基の第１ターボファンエンジン(２、３)を装着している長距離用の多発航空機が発する騒音レベルを低減する方法であって、
−  上記２基の第１ターボファンエンジン(２、３)の各々の出力を低減させ、
−  上記胴体の長手方向対称面に対して対称である通路(11)を尾翼部分(９、10)により胴体尾部に形成し、
−  胴体尾部の上部に第３のターボファンエンジン(７)を、
・  胴体尾部の上部に隆起した位置であって、
・  エンジン出口(７Ａ)が前記通路(11)の入口部分に位置する状態に
搭載するようにした多発航空機が発する騒音レベルを低減する方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、多発エンジン航空機、特に、これに限定するものではないが、３つのエンジンを備えた航空機に関する。これら３つのエンジンのうち２つは、胴体の垂直長手方向面に対し、対称に胴体翼にそれぞれ結合され、第３のものは、尾翼部分にある胴体の後部に設けられている。
【背景技術】
【０００２】
ロッキードＬ１０１１およびマクドネル・ダグラスＤＣ−１０、あるいはＭＤ−１１のような３つのエンジンを備え、上記の構造を備えた航空機は既知である。特に、第３のエンジンは、構造的および幾何学的に、水平尾翼部分と垂直尾翼部分との間に配置されて、上記の垂直尾翼部分のフィン(垂直安定板)を保持する。これらの航空機は、その設計が１９７０年代にまでさかのぼり、その幾つかはまだ運行中であり、長距離飛行を提供する強力なエンジンを備えている。然しこれらが設計された時代が時代だけに、これらのエンジンはかなりの騒音を生じ、高燃費である。特に、第３のエンジンによって生じる騒音は、この第３のエンジンの位置は、胴体の後部近辺で騒音が発散されることを意味するので、機内の後部に位置する乗客および航空機が離着陸する段階時に空港近くに住む居住者には特に不快である。
【０００３】
よって、この構造は徐々に放棄されて、より簡単で、同等の性能を有するツイン−ジェット型構造に変えられてきている。
【０００４】
エアバスＡ−３４０およびボーイング７４７のような極長距離型航空機を除いて、現在起こっていることは、旅客機は大部分、胴体翼が、ターボファンのような２つのエンジンを、それぞれ対称に持つ構造になされているということである。特に、強力な高性能ターボファンを発展させ得る技術の進歩は、これら２つの双発ジェット航空機が、短距離飛行および中距離飛行ができるだけでなく、そのうちの最大のものは、２つのエンジンしか使わないのに、また、その片方が作動しなくても全く安全に長距離飛行をおこなうことを保証することを意味する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
然しながら、他方、これらの強力なターボファンはどんどん質量と大きさを増やし、それ故ストレス(応力)に耐え得るよう航空機の構造(特に、胴体、翼および着陸装置)を設計する必要があり、また、その過大化のため、エンジン製造者によりこの技術分野において為された進歩にも拘らず、乗客および空港近くに住む居住者の両方にかなりのレベルの騒音を生じる。
【０００６】
本発明の目的は、これらの短所を克服することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
このため、本発明によれば、２基以上の第１ターボファンエンジンと第３のターボファンエンジンとを備えた多発航空機であって、第３のターボファンエンジンは、胴体の後部に設けられ、上記胴体は水平尾翼部分と垂直尾翼部分とを備えた尾翼部分に連結しており、この垂直尾翼部分は、胴体の長手方向垂直対称面と平行であり、上記の尾翼部分は上記の胴体の長手方向面に対し対称である通路を形成し、上記の長手方向面に対応する上記の通路の底面部分に第３のターボファンエンジンが配置され、上記の尾翼部分によって形成される通路の入口にエンジン出口の少なくとも一部が位置する状態で通路入口の前側に位置し、かつ上記の胴体の上方部分に隆起した状態で第３ターボファンエンジンを上記の尾翼部分の前方に搭載し、上記の２基の第１ターボファンエンジンは胴体の長手方向垂直対称面に対し対称に胴体翼にそれぞれ取り付けてあり、上記の水平尾翼部分はそれぞれ胴体から突出したスタビライザーを備えており、このスタビライザーを平面視で胴体の後方に向け対称にわずかに傾斜して開いたＶ形となるように形成し、このＶ形の中心点が上記スタビライザーの胴体後部との連結部に対応しており、かつ、このスタビライザーの突出端にそれぞれ垂直尾翼部分のフィンが装着されていることを特徴とする。
【発明の効果】
【０００８】
よって、本発明により、尾翼部分の設計と、第３ターボファンエンジンを上記の通路の入り口に配置することにより、胴体の第３ターボファンエンジンによって生じる騒音が通路によって吸収され、これに沿って胴体から上方に、即ち、機内の後部に位置する乗客や空港近くに住む居住者から遠く離れて放出されるので、前記の音響問題をかなり軽減することができる。よって、生じる騒音は、音響遮蔽を構成する、胴体の尾翼部分によってマスク(掩蔽)される。
【０００９】
従って、本発明は、騒音被害に結びつく問題を部分的に克服するので、３つのエンジンの構造に戻り、大きなエンジンを備えた双発航空機と同様の全体的力を保持しながら、サイズが小さく、よって、軽くて、うるさくない翼エンジンを備えた航空機を設計することが出来る。
【００１０】
更に、(翼エンジンは小さいので)、３つのエンジンを用いても２つのエンジンを有する航空機に比べて航空機の質量の増加はない。また、尾翼部分によって形成される通路の設計に伴う追加の質量は、着陸装置の質量の低下によって大幅に相殺される。その理由は、エンジンが小さいのだから、着陸装置の寸法は小さくなり、容積は少なくなるからである。
【００１１】
尾翼部分によって形成される通路は、略Ｕ形をするのが好ましく、その基部は、胴体の後部の両側にそれぞれ突出する、水平尾翼部分の２つのスタビライザーに対応し、その側方の分枝部は、上記スタビライザーの端に位置する垂直尾翼部分の２つのフィンに対応する。
【００１２】
別の変形例によれば、尾翼部分は、Ｈ形で、その水平尾翼部よりも上方部が上記の通路に対応する。
【００１３】
上記の通路の前方に配置された第３のターボファンエンジンは、その幾何学上の前後軸が上記の垂直長手方向面に含まれる上記の通路の底部近傍を通過するように配置されるのが好ましい。こうすれば、エンジンを出て行くガスは通路の底部に「捕獲」され、機尾部分に沿って流れ、その過程で強度を失って行く。
【００１４】
上記の胴体の後部の上方部を、胴体の垂直長手方向面に直交する面で平面にするのが好ましい。そうすると、上記の通路がＵ字形をしている場合、水平尾翼部分が、ほぼ連続的に胴体の平らになった後部を長くする。
【００１５】
更に、エンジンを出て行くガスが通路によって最適に吸い込まれるように、よって、生じる騒音を最大にマスクするために、水平尾翼部分のスタビライザーは上方向対称に僅かに傾斜されていて、前面視で開いたＶ形を形成し、このＶ形の先端は、スタビライザーと胴体の後部との連結部に対応する。
【００１６】
更に、民間航空機は、特に、地上にある時補助システムを操作するためエンジンに追加して補助電力発電機を備えていることは既知である。本発明によれば、上記の第３のターボファンエンジンが上記の補助電力発電機を作動できる。
【００１７】
加えて、第３のターボファンエンジンは、主翼に装着される２つのターボファンエンジンと同一でも異なっていてもよい。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
添付図面の図により本発明がどのように実施できるかが明確に理解できる。これらの図中、同一の符号を同一の要素を示すのに使用する。
【００１９】
図１〜図４に示されている実施例では、航空機(１)は(ターボファン型の)３つのエンジンを備え、そのうちの２つエンジン(２，３)は胴体(６)の翼(４，５)の下方に、胴体の長手方向垂直対称面(Ｐ)に対し対称に、それぞれ配置されている。第３のエンジン(７)は、長手方向面(Ｐ)に沿い、水平および垂直尾翼部分(９、10)を含む胴体の後部(８)に設けられている。符号(13)は、このような航空機の通常の着陸装置を示す。
【００２０】
特に、図１、図４および図５に示されているように、水平および垂直尾翼部分(９、10)は、本発明によれば、通路(11)を形成し、この通路は、この実施例では、略Ｕ形で、胴体(６)の長手方向垂直対称面(Ｐ)に対し幾何学的に対称である。第３のエンジン(７)は、通路の対称面、即ち長手方向垂直対称面(Ｐ)に配置されており、特に、図２および図３に示されているように、その出口(７Ａ)が通路(11)の入り口に位置するように、水平尾翼部分(９)および垂直尾翼部分(10)の前方での胴体の後部(８)の上方部(８Ａ)に配置するのが好ましい。
【００２１】
構造的には、水平尾翼部分(９)は、胴体の後部に固定され、その長手方向垂直対称面(Ｐ)の両側に対称にそれぞれ配置されている２つのスタビライザー(12)から構成されている。これらのスタビライザー(12)は上記の通路(11)のＵ形の底部を形成し、エンジンにより生じる騒音の伝播を最適に向けるため、胴体に対し上方且つ後方に傾斜されている。
【００２２】
よって、スタビライザー(12)が水平に対し、僅かに上方に対称に傾斜せられて、広く開いたＶを形成し、その基端が、これらを連結する、胴体の後部の区域(14)に対応することが図１、図４および図５から見られる。よって、Ｕ形の通路(11)の底部は僅かに窪んでいる。更に、図３のように上から見ると、これらのスタビライザー(12)は、また、後方向に対称に傾斜せられて、広く開いたＶ形を形成し、このＶ形は胴体から出ていて、その先端は連結区域(14)に対応する。勿論、水平尾翼部分(９)のスタビライザー(12)はそれぞれ昇降舵(15)を備える。
【００２３】
垂直尾翼部分(10)は、長手方向垂直対称面(Ｐ)に対称で、スタビライザー(12)の自由端の先端に固定されている２つのフィン(16)で構成されている。上記の自由端は胴体から出ている端部に対向している。これらのフィン(16)は相互に平行で、垂直に配置されていて、特に、図４に示されているように、上記の通路のＵ形の側壁部を形成する。方向舵(17)がフィンの後縁に加えられていて、これらのフィンの前縁は、図２に示すようにその上方端縁の方向に狭まるように傾斜されている。
【００２４】
更に、胴体の後部(８)の上方部(８Ａ)は、垂直長手方向垂直対称面(Ｐ)に直交する面で僅かに平らにされており、水平尾翼部分のスタビライザー(12)は、特に、図５に示されているように、後部の平らにされた連結区域(14)の上方の輪郭にほぼ連続している。
【００２５】
尾翼部分(９、10)とにより形成された通路の前に位置する第３のエンジン(７)は、長手方向垂直対称面(Ｐ)に合致しているその幾何学上の前後方向軸(長手方向軸)(Ａ)が上記の通路のＵ形の底部を通るように配置されている。
【００２６】
よって、上記を可能にするため、第３のターボファンエンジンは胴体の平らにされた後部に対し隆起して搭載され、その入り口(７Ｂ)は図２および図４に示されているように、胴体の上方に位置し、その出口(７Ａ)は、上記通路(11)のＵ字の底部に、即ち、水平尾翼部分との連結区域(14)の近辺だが、それから距離を置いて開口している。
【００２７】
よって、エンジン(７)のノズルによって排気されるガスの温度は周囲の構造に影響を与えず、生じる音響波は図２および図３にＢ１およびＢ２(下記参照)として略示されているプロフィールで通路(11)に向けられる。
【００２８】
Ｕ形通路(11)の形に形成された機尾部分と、その通路の前方で、長手方向垂直対称面へ第３のターボファンエンジンを配置することとの組み合わせにより、エンジンにより生じ、ノズルとファンから出て行く音響波が、胴体の後部(８)の平らにされた端部(14)とスタビライザー(12)との上方に、示されたプロフィールで拡散され、上記のスタビライザーの開いたＶ形配置により、垂直フィン(17)に向くと共にこれに沿い(図２から図４に)略示されている矢印(ｆ)の方向に上昇し、そこから上方且つ後方、即ち後方の乗客および空港近くに住む居住者から離れて放散されるので、このエンジンの位置に伴う音響問題は大幅に解消される。
【００２９】
第３のターボファンエンジンを使うことにより、通常の双発航空機よりスラスト(推力)が小さく、従って、騒音が少なく、質量も少ない２つのターボファンエンジンを翼下に使うことが出来、よって、着陸装置(13)(主翼ギアおよび機首ギア)の質量が減少し、この質量の減少がＵ形尾翼部分によって生じる追加の質量を大幅に相殺する。
【００３０】
更に、第３のターボファンエンジンは、補助電力発電機を作動するのに使用される。
【００３１】
勿論、第３のターボファンエンジンは、他の２つのターボファンエンジンと異なるパワーを有することが出来る。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
【図１】本発明の多発航空機の実施例の斜視図である。
【図２】図１の航空機の側面図である。
【図３】図１の航空機の平面図である。
【図４】図１の航空機の正面図である。
【図５】第３エンジンを備えた、上記胴部の後部の斜視図である。
【符号の説明】
【００３３】
２・３…第１エンジン、６…胴体、７…第３のエンジン、７Ａ…第３エンジンの出口、９・10…尾翼部分(９…水平尾翼部分、10…垂直尾翼部分)、11…通路、12…スタビライザー、16…フィン。
【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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