(57)【要約】一体化されたおよびモジュール方式の高速航空機(２００)およびその設計および製造の方法。航空機(２００)は、超音速または近音速の巡航マッハ数を有することができる。一実施形態では、航空機(２００)は、デルタ翼(２０４)に一体化される後部ボディーおよび後方に向かって細くなる胴体(２０２)を備えて滑らかな前方−後方断面積分布を形成する。推進システム(２０６)は、エンジン(２１６)、吸気口(２２０)、および排気ノズル(２２２)を備え、上記後部ボディーに一体化されて少なくとも一部が上記翼(２０４)の後方に隠れる。一実施形態では、上記吸気口の入り口は翼(２０４)の下側に位置することができ、上記排気ノズル(２２２)の出口は翼(２０４)の上に位置することができる。Ｓ字状の吸気ダクト(２２１)は、後方に備え付けの一体化されたエンジンに空気を送ることができる。
2004526619.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
有効搭載量を収容するよう構成された胴体部と、
前記胴体部によって支持される翼部であって、前縁を備えた前方領域および後縁を備えた後方領域を有し、さらに上面および下面を有した翼部と、
前記翼部の後方領域に少なくとも隣接した推進システムであって、その少なくとも一部が前記翼部の前記上面と前記下面との間に位置し、前記翼部下面の下または前記翼部上面の上に位置する少なくとも１つの吸気開口、前記少なくとも１つの吸気開口に対して垂直にずれ、かつ後方に位置する少なくとも１つのエンジン、および前記少なくとも１つのエンジンの後方における少なくとも１つの排気ノズルを有した推進システムと、
前記推進システムの前方で前記胴体部によって支持される少なくとも１つの先尾翼と、
を備えたことを特徴とする航空機。
【請求項２】
前記胴体部は胴体軸線に沿って延在し、前記推進システムは、２つの吸気開口、少なくとも２つのエンジン、および２つの排気ノズルを備え、ここで、一方の吸気開口、少なくとも１つのエンジン、および１つの排気ノズルは前記胴体部の一方の側にあり、他方の吸気開口、少なくとも１つの他方のエンジン、および他方の排気ノズルは前記胴体部の他方の側にあり、前記胴体軸線は前記２つのエンジンの間を通り、前記航空機は、前記翼部の前記後方領域に一体化された２つの略水平な制御面をさらに備え、一方の制御面は一方の排気ノズルより中央寄りに位置し、他方の制御面は他方の排気ノズルより中央寄りに位置することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
前記推進システムは、前記少なくとも１つの吸気開口と前記少なくとも１つのエンジンとの間に、略上方かつ後方に曲がったＳ字状のダクトを備えたことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項４】
前記翼後縁に可動のエレボンをさらに備えたことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項５】
前記胴体部は、前端、後端、および前記前端と前記後端との間で前記推進システムより前方の中間部を備え、前記胴体部は、略連続的かつ単調に前記前端から前記中間部にかけて傾斜し、また、略連続的かつ単調に前記中間部から前記後端にかけて傾斜したことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項６】
前記排気ノズルは、前記翼後縁の後方に位置したことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項７】
前記吸気開口は、前記翼前縁の後方に位置したことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項８】
前記胴体部は、最も前方の点、最も後方の点、前記最前方点に隣接した傾斜した前方部、前記最後方点に隣接した傾斜した後方部、および前記前方部と前記後方部との間の中間部を備え、前記中間部は略一定の断面積を有したことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項９】
前記胴体部は、約１０から５００人の乗客を収容するよう構成されたことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項１０】
前記翼部および前記推進システムは、持続する約０．９５から約０．９９の少なく１つの巡航マッハ数で運行できるよう構成されたことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項１１】
前記胴体部は、最大約０．９９のマッハ数で持続する亜音速飛行用に構成された第１機首部を備えたモジュール構成を有し、前記第１機首部は超音速用の第２機首部と互換性があることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項１２】
前記エンジンは、バイパス比が約１．０より大きいことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項１３】
前記推進システムは、最大０．９９のマッハ数で持続する亜音速飛行用に構成された第１ナセルを備え、前記第１ナセルは持続する超音速飛行用に構成された第２ナセルと互換性があることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項１４】
前記翼部および前記推進システムは、持続する約１．５から約３．０の少なく１つの巡航マッハ数で動作できるよう構成されたことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項１５】
前記胴体部は、営業用旅客の有効搭載量、営業用貨物の有効搭載量、および／または商業用ジェット機の有効搭載量のために構成されたことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項１６】
前記胴体部は軍事用の有効搭載量のために構成されたことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項１７】
前記翼部はデルタの平面形状を有したことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項１８】
前記翼部は、前記胴体部に隣接し第１後退角を有した第１部分と前記第１部分より外側寄りで前記第１後退角より小さな第２後退角を有した第２部分を備えた２重デルタの平面形状を有したことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項１９】
前記翼部は投影された前面部分を有し、前記エンジンの少なくとも一部は前記投影された前面部分の直接後方に位置することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項２０】
前記翼部は、前記推進システム用の燃料を収容するよう構成された燃料容積を有し、前記エンジンは回転部品を備え、さらに、前記エンジンの総ての回転部品は前記燃料容積の後方に位置することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項２１】
前記胴体部は与圧部分を備え、前記エンジンは回転部品を備え、さらに、前記エンジンの総ての回転部品は前記胴体部の前記与圧部分の後方に位置することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項２２】
前記推進システムは、騒音レベルが側線で約９８．５から約１０２．５ｄＢより大きくならず、スロットル縮小時で約９２から約９５ｄＢより大きくならないことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項２３】
前記胴体部、前記翼部および前記推進システムの組合せは、約２０００海里から約１１０００海里の航続距離を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項２４】
前記胴体部は円形の断面形状を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項２５】
前記胴体部は楕円形の断面形状を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項２６】
前記エンジンの少なくとも一部は前記翼後縁に備え付けられることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項２７】
前記胴体部は有効搭載容積を有し、前記エンジンは前記有効搭載容積の後方に位置することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項２８】
前記吸気開口は取り入れた空気を少なくとも２つのエンジンに供給するような位置にあることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項２９】
前記胴体部は、高超音速の巡航マッハ数での持続した運行用に構成された概略尖っていない機首を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３０】
前記胴体部は、超音速の巡航マッハ数での持続した運行用に構成された概略尖った機首を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３１】
前記推進システムは、前記胴体部の一方の側の第１エンジンと前記胴体部の他方の側の第２エンジンを備え、前記航空機はさらに、
水平線に対して傾き、前記第１エンジンとおおよそ同じバトックラインで連結される第１尾翼面と、
水平線に対して傾き、前記第２エンジンとおおよそ同じバトックラインで連結される第２尾翼面と、
を備えたことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３２】
前記胴体部に関して反対側に備え付けられる第１および第２尾翼面をさらに備え、それぞれの尾翼面は、前記胴体部に対して内側に傾き、前記胴体部に対して外側に傾き、または前記胴体部に対して略垂直であることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３３】
前記翼部前縁は、約２８度から約７５度の後退角を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３４】
前記排気ノズルは、少なくとも１つの可動の、排気を特定方向に向けるノズル面を備え、前記エンジンから噴出された排気流の少なくとも一部を選択した方向に向けることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３５】
前記エンジンは唯一の主エンジンであることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３６】
前記エンジンは、２つ、３つまたは４つの主エンジンの１つであることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３７】
前記胴体部分は胴体軸線に沿って延在し、前記航空機は、さらに、
少なくとも１つの排気ノズルと前記胴体軸線との間のピッチ制御面と、
前記胴体部によって支持される先尾翼と、
前記翼部の前記後方領域のエレボンと、を備え、前記ピッチ制御面、前記エレボンおよび前記先尾翼は可動であり、前記航空機のピッチ姿勢および／または揚力を制御することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３８】
有効搭載量を収容するよう構成され、胴体軸線に沿って延在する胴体部と、
前記胴体部によって支持される翼部であって、前縁を備えた前方領域および後縁を備えた後方領域を有し、さらに上面および下面を有した翼部と、
前記翼部の後方領域に少なくとも隣接した推進システムであって、前記翼部下面の下または前記翼部上面の上に位置する少なくとも１つの吸気開口、前記少なくとも１つの吸気開口に対して垂直にずれ、かつ後方に位置する少なくとも１つのエンジン、および前記少なくとも１つのエンジンの後方における少なくとも１つの排気ノズルを有し、さらに、前記吸気開口と前記エンジンとの間に略Ｓ字状の吸気ダクトを備えた推進システムと、
前記排気ノズルと前記胴体軸線との間に前記排気ノズルより中央側に位置する後方後縁を有したピッチ制御面と、
を備えたことを特徴とする航空機。
【請求項３９】
前記胴体部は胴体軸線に沿って延在し、前記推進システムは、前記胴体部の一方の側にある、第１の吸気開口、第１のエンジン、および第１の排気ノズル、および、前記胴体部の他方の側にある、第２の吸気開口、第２のエンジン、および第２の排気ノズルを備え、さらに、前記ピッチ制御面は、前記第１排気ノズルと前記胴体軸線との間に位置する第１部分と、前記第２排気ノズルと前記胴体軸線との間に位置する第２部分を備えたことを特徴とする請求項３８に記載の航空機。
【請求項４０】
前記胴体部によって支持された先尾翼と、
前記翼部の後方領域にあるエレボンと、をさらに備え、前記ピッチ制御面、前記エレボン、および前記先尾翼は可動であり、前記航空機のピッチ姿勢および／または揚力を制御することを特徴とする請求項３８に記載の航空機。
【請求項４１】
前記推進システムは、前記少なくとも１つの吸気開口と前記少なくとも１つのエンジンとの間に、略上方かつ後方に曲がったＳ字状のダクトを備えたことを特徴とする請求項３８に記載の航空機。
【請求項４２】
前記吸気開口は、前記翼前縁の後方に位置することを特徴とする請求項３８に記載の航空機。
【請求項４３】
前記翼部および前記推進システムは、持続する約０．９５から約０．９９の少なく１つの巡航マッハ数で動作できるよう構成されたことを特徴とする請求項３８に記載の航空機。
【請求項４４】
前記翼部および前記推進システムは、持続する約１．５から約３．０の少なく１つの巡航マッハ数で動作できるよう構成されたことを特徴とする請求項３８に記載の航空機。
【請求項４５】
前記胴体部は、営業用旅客の有効搭載量、営業用貨物の有効搭載量、および／または商業用ジェット機の有効搭載量のために構成されたことを特徴とする請求項３８に記載の航空機。
【請求項４６】
前記翼部はデルタの平面形状を有したことを特徴とする請求項３８に記載の航空機。
【請求項４７】
前記胴体部は与圧部分を備え、前記エンジンは回転部品を備え、さらに、前記エンジンの総ての回転部品は前記胴体部の前記与圧部分の後方に位置することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項４８】
有効搭載量を収容するよう構成された胴体部と、
前記胴体部によって支持される翼部であって、前縁を備えた前方領域および後縁を備えた後方領域を有し、さらに上面および下面を有した翼部と、
前記翼部に備え付けられた推進システムであって、前記翼部上面にまたはその上に位置するとともに前記翼部前縁の後方に位置する少なくとも１つの吸気開口、前記少なくとも１つの吸気開口の後方に位置する少なくとも１つのエンジン、および前記少なくとも１つのエンジンの後方における少なくとも１つの排気ノズルを有し、ここで、前記エンジンの少なくとも一部は前記翼部上面と前記翼部下面とのとの間に位置することを特徴とする航空機。
【請求項４９】
前記胴体部は胴体軸線に沿って延在し、前記推進システムは、２つの吸気開口、少なくとも２つのエンジン、および２つの排気ノズルを備え、ここで、一方の吸気開口、少なくとも１つのエンジン、および１つの排気ノズルは前記胴体部の一方の側にあり、他方の吸気開口、少なくとも１つの他方のエンジン、および他方の排気ノズルは前記胴体部の他方の側にあり、前記航空機は、前記翼部の前記後方領域に一体化された２つの略水平な制御面をさらに備え、一方の制御面は一方の排気ノズルより中央寄りに位置し、他方の制御面は他方の排気ノズルより中央寄りに位置することを特徴とする請求項４８に記載の航空機。
【請求項５０】
前記推進システムは、前記少なくとも１つの吸気開口と前記少なくとも１つのエンジンとの間に、略下方かつ後方に曲がったＳ字状のダクトを備えたことを特徴とする請求項４８に記載の航空機。
【請求項５１】
前記翼部および前記推進システムは、持続する約０．９５から約０．９９の少なく１つの巡航マッハ数で動作できるよう構成されたことを特徴とする請求項４８に記載の航空機。
【請求項５２】
前記翼部および前記推進システムは、持続する約１．５から約３．０の少なく１つの巡航マッハ数で動作できるよう構成されたことを特徴とする請求項４８に記載の航空機。
【請求項５３】
前記翼部は、前記推進システム用の燃料を収容するよう構成された燃料容積を有し、前記エンジンは回転部品を備え、さらに、前記エンジンの総ての回転部品は前記燃料容積の後方に位置することを特徴とする請求項４８に記載の航空機。
【請求項５４】
前記胴体部は与圧部分を備え、前記エンジンは回転部品を備え、さらに、前記エンジンの総ての回転部品は前記胴体部の前記与圧部分の後方に位置することを特徴とする請求項４８に記載の航空機。
【請求項５５】
前記胴体部、前記翼部および前記推進システムの組合せは、約２０００海里から約１１０００海里の航続距離を有することを特徴とする請求項４８に記載の航空機。
【請求項５６】
前記胴体部分は胴体軸線に沿って延在し、前記航空機は、さらに、
少なくとも１つの排気ノズルと前記胴体軸線との間のピッチ制御面と、
前記胴体部によって支持される先尾翼と、
前記翼部の前記後方領域のエレボンと、を備え、前記ピッチ制御面、前記エレボンおよび前記先尾翼は可動であり、前記航空機のピッチ姿勢および／または揚力を制御することを特徴とする請求項４８に記載の航空機。
【請求項５７】
有効搭載量を収容するよう構成された胴体部と、
前記胴体部によって支持される翼部であって、前縁を備えた前方領域および後縁を備えた後方領域を有し、さらに上面および下面を有した翼部と、
前記翼部に備え付けられた推進システムであって、前記翼部上面にまたはその上に位置するとともに前記翼部前縁の後方に位置する少なくとも１つの吸気開口、前記少なくとも１つの吸気開口の後方に位置する少なくとも１つのエンジン、および前記少なくとも１つのエンジンの後方における少なくとも１つの排気ノズルを有し、前記推進システムは、さらに、前記翼部の前記上面から間隔を置きかつ前記エンジンの第１部分と燃料で連通する第１吸気ダクトを備え、前記推進システムは、またさらに前記第１ダクトと前記翼部の前記上面との間に位置する第２ダクトを備えるとともに、前記第２ダクトは前記エンジンの第２部分と燃料で連通していることを特徴とする航空機。
【請求項５８】
前記少なくとも１つのエンジンの少なくとも一部は前記翼部上面と前記翼部下面との間に位置することを特徴とする請求項５７に記載の航空機。
【請求項５９】
営業用旅客の有効搭載量および／または営業用貨物の有効搭載量を収容するよう構成された胴体部と、
前記胴体部によって支持される翼部であって、前縁、後縁および前記後縁に隣接した後部領域を有し、さらに上面および下面を有するとともに、約０.９５から約０.９９の範囲のマッハ数の少なくとも１つで持続した巡航運行するよう構成された翼部と、
前記翼部の前記後方領域に位置するとともに前記翼部の前記上面と前記下面との間で当該翼部によって少なくとも一部が囲まれた推進システムであって、前記翼部下面の下または前記翼部上面の上に位置する少なくとも１つの吸気開口、前記少なくとも１つの吸気開口に対して垂直にずれ、かつ後方に位置する少なくとも１つのエンジン、および前記少なくとも１つのエンジンの後方もおける少なくとも１つの排気ノズルを有するとともに、約０.９５から約０.９９の範囲のマッハ数の少なくとも１つで持続した巡航運行するよう構成された推進システムと、
を備えたことを特徴とする航空機。
【請求項６０】
前記推進システムは、２つの吸気開口、少なくとも２つのエンジン、および２つの排気ノズルを備え、ここで、一方の吸気開口、少なくとも１つのエンジン、および１つの排気ノズルは前記胴体部の一方の側にあり、他方の吸気開口、少なくとも１つの他方のエンジン、および他方の排気ノズルは前記胴体部の他方の側にあり、前記胴体部は前記２つのエンジンの間を通り、前記航空機は、前記翼部の前記後方領域に一体化された２つの略水平な制御面をさらに備え、一方の制御面は一方の排気ノズルより中央寄りに位置し、他方の制御面は他方の排気ノズルより中央寄りに位置することを特徴とする請求項５９に記載の航空機。
【請求項６１】
前記推進システムは、前記少なくとも１つの吸気開口と前記少なくとも１つのエンジンとの間に、略上方かつ後方に曲がったＳ字状のダクトを備えたことを特徴とする請求項５９に記載の航空機。
【請求項６２】
前記胴体部分は胴体軸線に沿って延在し、前記航空機は、さらに、
少なくとも１つの排気ノズルと前記胴体軸線との間のピッチ制御面と、
前記胴体部によって支持される先尾翼と、
前記翼部の前記後方領域のエレボンと、を備え、前記ピッチ制御面、前記エレボンおよび前記先尾翼は可動であり、前記航空機のピッチ姿勢および／または揚力を制御することを特徴とする請求項５９に記載の航空機。
【請求項６３】
前記胴体部は後方に向かって細くなる後方領域を含み、前記推進システムは前記胴体部の前記後方領域に軸が隣接していることを特徴とする請求項５９に記載の航空機。
【請求項６４】
営業用の有効搭載量を収容するよう構成された胴体部であって、最も前方の点、最も後方の点、および前記最前方点と前記最後方点との間の中間領域を有し、前記最前方点から前記中間領域にかけて概略単調に増加し、前記中間領域で一定であり、また、前記中間領域から前記最後方点にかけて概略単調に減少する断面積分布を有した胴体部と、
前記胴体部によって支持される翼部であって、前縁を備えた前方領域および後縁を備えた後方領域を有した翼部と、
前記翼部の後方領域に一体に備え付けられた推進システムであって、前記翼部の下で前記翼前縁の後方に位置する少なくとも１つの吸気開口、前記少なくとも１つの吸気開口の後方でかつ上方に位置する少なくとも１つのエンジン、および前記少なくとも１つのエンジンの後方における少なくとも１つの排気ノズルを有し、さらに、前記エンジンの前方に略Ｓ字状の吸気ダクトを備え、持続する約０．９５から約０．９９の巡航マッハ数で運行できるよう構成された推進システムと、
を備えたことを特徴とする商業用旅客機。
【請求項６５】
前記胴体部、前記翼部および前記推進システムの組み合わせた断面積分布は、前記胴体部の前記最前方点から前記胴体部の中間領域にかけて概略単調に増加し、前記胴体部の前記中間領域から前記胴体部の前記最後方点にかけて概略単調に減少することを特徴とする請求項６４に記載の商業用旅客機。
【請求項６６】
営業用の有効搭載量を収容するよう構成され、最も前方の点、最も後方の点、および前記最前方点と前記最後方点との間の中間領域を有し、ここで、前記最前方点が、高亜音速の巡航マッハ数用に構成された略尖っていない機首の一部を形成した胴体部であって、前記最前方点から前記中間領域にかけて概略単調に増加し、前記中間領域で一定であり、また、前記中間領域から前記最後方点にかけて概略単調に減少する断面積分布を有した胴体部と、
前記胴体部によって支持される翼部であって、前縁を備えた前方領域および後縁を備えた後方領域を有し、前記前縁が第１後退角を有した中央寄り部分と前記第１後退角より小さな第２後退角を有した外側寄り部分とを備えるデルタ形状の翼部と、
前記翼部の後方領域に一体に備え付けられ、持続する約０．９５から約０．９９の巡航マッハ数で運行できるよう構成された推進システムであって、前記胴体部の一方側の第１ナセルと前記胴体部の他方側の第２ナセルとを備え、それぞれのナセルが、
前記翼部の下で前記翼部前縁の後方に位置する吸気開口と、
前記吸気開口の後方でかつ上方に位置するエンジンであって少なくとも１.０のバイパス比を有し、また、その少なくとも一部が前記翼部後縁の後方に位置するエンジンと、
前記吸気開口と前記エンジンとの間に位置した、上方にかつ後方に曲がった略Ｓ字状の吸気ダクトと、
前記エンジンの後方に位置する排気ノズルと、
を備えた、推進システムと、
を備えたことを特徴とする近音速商業用旅客機。
【請求項６７】
前記排気ノズルは、少なくとも１つの可動流面を備えて前記エンジンから排出された排気ガスを方向付けることを特徴とする請求項６６に記載の近音速商業用旅客機。
【請求項６８】
前記エンジンは約５.０から約７.０のバイパス比を有したことを特徴とする請求項６６に記載の近音速商業用旅客機。
【請求項６９】
それぞれのエンジンは、約７５０００ポンドから約１０００００ポンドの推力を発生することを特徴とする請求項６６に記載の近音速商業用旅客機。
【請求項７０】
有効搭載量部分を有した胴体部と、
前記胴体部によって支持され、上面および下面を有した後退翼部と、
前記胴体部で交換可能に位置することができる第１機種部分と第２機首部分であって、前記第１機首部分は最大約０.９９までのマッハ数の亜音速飛行用に構成され、前記第２機首部分は超音速飛行用に構成された第１および第２機種部分と、
前記翼部の後方に交換可能に結合することができる第１ナセルと第２ナセルであって、前記第１ナセルは最大約０.９９までのマッハ数の亜音速飛行用に構成され、前記第２ナセルは超音速飛行用に構成された第１および第２ナセルと、
を備えたことを特徴とするモジュール方式航空機システム。
【請求項７１】
前記前記第１および第２ナセルのそれぞれは、前記翼部の前記上面の上または前記翼部の前記下面の下に吸気開口を備え、さらに、前記上面と前記下面との間におけるエンジン、および前記エンジンと前記吸気開口との間におけるＳ字状吸気ダクトを備えたことを特徴とする請求項７０に記載の航空機システム。
【請求項７２】
前記胴体部と前記第１ナセルまたは前記第２ナセルのいずれかとの間にピッチ制御面をさらに備えたことを特徴とする請求項７０に記載の航空機システム。
【請求項７３】
前記胴体部によって支持される先尾翼をさらに備えたことを特徴とする請求項７０に記載の航空機システム。
【請求項７４】
前記第２ナセルが前記翼部の前記後方に結合されるとき、前記胴体部と前記翼部との間に翼グラブが位置することを特徴とする請求項７０に記載の航空機システム。
【請求項７５】
前記胴体部の第１および第２部分の間に位置することができ当該胴体部を長くすることができる胴体プラグと、
前記胴体プラグが前記胴体の前記第１および前記第２部分の間に位置するとき、当該胴体部と前記翼部との間に位置する翼グラブと、
をさらに備えたことを特徴とする請求項７０に記載の航空機システム。
【請求項７６】
有効搭載量部分を有した胴体部と、
前記胴体部によって支持される先尾翼と、
前記胴体部によって支持された中央寄りの翼部と、
前記中央寄り翼部および前記胴体部の少なくとも１つによって支持される尾翼と、
前記胴体部で交換可能に位置することができる第１機種部分と第２機首部分であって、前記第１機首部分は最大約０.９９までのマッハ数の亜音速飛行用に構成され、前記第２機首部分は超音速飛行用に構成された第１および第２機種部分と、
前記中央寄り翼部に交換可能に位置することができる第１外側翼部と第２外側翼部であって、前記第１外側翼部は最大約０.９９までのマッハ数の亜音速飛行用に構成され、前記第２外側翼部は超音速飛行用に構成された第１および第２外側翼部と、
前記第１外側翼部および／または前記第２外側翼部の後方に交換可能に組み合わされる第１ナセルと第２ナセルであって、前記第１ナセルは最大約０.９９までのマッハ数の亜音速飛行用に構成され、前記第２ナセルは超音速飛行用に構成された第１および第２ナセルと、
を備えたことを特徴とするモジュール方式航空機システム。
【請求項７７】
前記胴体部の第１および第２部分の間に位置することができ当該胴体部を長くすることができる胴体プラグと、
前記胴体プラグが前記胴体の前記第１および前記第２部分の間に位置するとき、当該胴体部と前記翼部との間に位置する翼グラブと、
をさらに備えたことを特徴とする請求項７６に記載の航空機システム。
【請求項７８】
航空機を製造する方法において、
翼部を胴体部に取り付ける工程であって、前記翼部は、前縁を備えた前方領域および後縁を備えた後方領域、さらに上面および下面を有し、前記胴体部は、有効搭載量を収容するよう構成され、胴体軸線に沿って延在する工程と、
推進システムを前記翼部の後方領域に備え付けるとともに、当該推進システムの少なくとも１部が前記翼部の前記上面と前記下面との間に位置するようにすることによって、当該推進システムを前記翼部に結合する工程であって、前記推進システムは、前記翼部下面の下または前記翼部上面の上に位置する少なくとも１つの吸気開口、さらに、前記少なくとも１つの吸気開口に対して垂直にずれ、かつ後方に位置する少なくとも１つのターボファンエンジン、前記少なくとも１つのエンジンの後方における少なくとも１つの排気ノズル、および前記少なくとも１つのエンジンと前記少なくとも１つの吸気開口との間の概略Ｓ字状のダクトと有する工程と、
前記推進システムと前記胴体軸線との間にピッチ制御面を位置させる、または前記胴体部に先尾翼を取り付ける工程と、
を有したことを特徴とする製造方法。
【請求項７９】
前記推進システムは、２つの吸気開口、少なくとも２つのエンジン、および２つの排気ノズルを備え、前記推進システムを結合する工程は、一方の吸気開口、少なくとも１つのエンジン、および１つの排気ノズルを前記胴体部の一方の側に位置させ、他方の吸気開口、少なくとも１つの他方のエンジン、および他方の排気ノズルを前記胴体部の他方の側に位置させる工程を含み、さらに、２つの略水平な制御面を前記翼部の前記後方領域に一体化する工程を有し、一方の制御面は一方の排気ノズルより中央寄りに位置し、他方の制御面は他方の排気ノズルより中央寄りに位置することを特徴とする請求項７８に記載の製造方法。
【請求項８０】
前記少なくとも１つの吸気開口と前記少なくとも１つのエンジンとの間に、略上方かつ後方に曲がったＳ字状のダクトを結合する工程をさらに有したことを特徴とする請求項７８に記載の製造方法。
【請求項８１】
前記吸気開口を前記翼前縁の後方に位置させる工程をさらに有したことを特徴とする請求項７８に記載の製造方法。
【請求項８２】
前記胴体部は、最も前方のおよび最も後方の点を備え、前記最前方点に隣接した前記胴体部の前方部を傾斜させ、前記最後方点に隣接した前記胴体部の後方部を傾斜させ、および前記前方部と前記後方部との間に中間部を与える工程をさらに有し、前記中間部は略一定の断面積を有したことを特徴とする請求項７８に記載の製造方法。
【請求項８３】
前記翼部および前記推進システムを、持続する約０．９５から約０．９９の少なく１つの巡航マッハ数で運行できるよう構成する工程をさらに有したことを特徴とする請求項７８に記載の製造方法。
【請求項８４】
前記翼部および前記推進システムを、持続する約１．５から約３．０の少なく１つの巡航マッハ数で動作できるよう構成する工程をさらに有したことを特徴とする請求項７８に記載の製造方法。
【請求項８５】
前記翼部は、前記推進システム用の燃料を収容するよう構成された燃料容積を有し、前記エンジンは回転部品を備え、前記エンジンの総ての回転部品を前記燃料容積の後方に位置させる工程をさらに有したことを特徴とする請求項７８に記載の製造方法。
【請求項８６】
前記胴体部は与圧部分を備え、前記エンジンは回転部品を備え、前記エンジンの総ての回転部品を前記胴体部の前記与圧部分の後方に位置させる工程をさらに有したことを特徴とする請求項７８に記載の製造方法。
【請求項８７】
前記胴体部に円形の断面形状を与える工程をさらに有したことを特徴とする請求項７８に記載の製造方法。
【請求項８８】
前記吸気開口を取り入れた空気を少なくとも２つのエンジンに供給するよう位置させる工程をさらに有したことを特徴とする請求項７８に記載の製造方法。
【請求項８９】
少なくとも１つの排気ノズルと前記胴体軸線との間にピッチ制御面を位置させる工程と、
先尾翼を前記胴体部に結合する工程と、
エレボンを前記翼部の前記後方領域に備え付ける工程とをさらに有し、前記ピッチ制御面、前記エレボンおよび前記先尾翼は可動であり、前記航空機のピッチ姿勢および／または揚力を制御することを特徴とすることを特徴とする請求項７８に記載の製造方法。
【請求項９０】
前記エンジンは第１部分と第２部分を備え、前記吸気ダクトは第１吸気ダクトであり、
前記推進システムの吸気開口を、前記翼部上面に位置させる工程と、
前記第１吸気ダクトを翼部の前記上面から間隔を置きかつ前記エンジンの第１部分と燃料で連通するよう位置させる工程と、
第２吸気ダクトを記第１吸気ダクトと前記翼部の前記上面との間に位置させる工程をさらに有し、前記第２吸気ダクトは前記エンジンの第２部分と燃料で連通していることを特徴とする請求項７８に記載の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
開示された実施形態は、高度に一体化されたおよび／またはモジュール式の高速航空機の構造、およびそのような構造を設計し製造する方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
民間の航空輸送産業の１つの目標は旅客や貨物をある地点から他の地点へできるだけ速く運ぶことである。従って、民間の輸送機の多くは約０．８−０．８５の巡航マッハ数で運行している。航空会社およびその顧客に対する時間の制約が増すに連れ、経済的に旅客や貨物を高速で運ぶことは有利なこととなる。しかし、航空機が（マッハ０．８５より速い）遷音速または超音速で飛行する場合、同じサイズの亜音速航空機と較べてより大きな推力を持つことになる。対応して増加する抗力を減じつつ高い高度および高いマッハ数で十分な推力を発生するため、従来の遷音速や超音速の航空機はバイパス比の低いターボファンエンジンや直線型ターボジェトエンジンを備えている。このような構成は、一般に巡航状態で燃料消費率が高く、これは一般に、空力的な効率が本来持っている利点のどのようなものにも勝るものである。その結果、速度の遅い航空機と較べて正味の燃料効率が顕著に低いものとなる。また、この低い燃料効率によって大気中の排気が増すことにもなる。
【０００３】
従来の遷音速や超音速の航空機は極めて高い噴射速度で動作し、離陸のための十分な推力を発生する。その結果、空港および近隣の騒音が大きな問題となる。騒音を減らす１つの取り組みは、エンジンの吸気口およびノズルダクトを長くし、また、上記のダクトに騒音軽減装置を組み合わせることである。この取り組みの１つの難点は、上記のような軽減装置は一般に推力システムの重量を増すものであり、それによって翼の構造荷重が増しまた航空機が翼フラッタになり易くなることがあることである。翼を厚くしその可搬重量を増すようにすると、航空機の造波抵抗が同様に増す傾向にある。また、翼の重量が増すことによって航空機が携帯しなければならない燃料の量が増し、それによって、今度は燃料を支持する構造の重量が増し、またさらに燃料が必要となる。従って、効果的かつ効率的で、環境的に受け入れることのできる、遷音速および／または超音速のマッハ数で運行する航空機を開発することは困難である場合がある。
【０００４】
図１Ａおよび図１Ｂは、従来技術による超音速巡航の航空機１００ａのそれぞれ頂部投影図および底部投影図を示している。航空機１００ａは、胴体１０２ａ、デルタ翼１０４ａ、翼１０４ａから吊り下げられた推進システム１０６ａ、および後部に取り付けられたピッチコントロールシステム１０７を備えることができる。あるいは航空機１００ａは、尾翼のないカナードピッチ構成を備えることもできる。どちらの構造でも、航空機における露出部分断面積の軸方向分布および平面図形の軸方向分布は、遷音速や超音速の造波抵抗（すなわち、空気の圧縮性の効果によって約マッハ０．８５を超えると受ける抵抗の増加）に対して支配的である。従って、胴体１０２ａは、長く、薄くされ、また、エリアルールが適用されて超音速における造波抵抗の効果を減じることができる。
【０００５】
胴体１０２ａに対するエリアルールの適用によって、胴体の中央部がその前方や後部よりも細く（すなわち、くびれた形状と）なることがある。この胴体のくびれにより、翼１０４ａや推進システム１０６ａが存在することによる断面積の増加を補償している。推進システム１０６ａは４つのエンジンナセルポッド１０８ａを備え、これらは翼１０４ａの下で、不都合な空力上の干渉抗力を最小限にするよう、また、主翼桁や翼内の燃料タンクからエンジンの回転機構が離れるように備え付けられている。騒音抑制ノズル１１０ａは、多くの場合、翼１０４ａの後縁１１２ａを大きく越えて片持ち梁のように取り付けられ、また、これによって翼１０４ａに大きな片持ち梁荷重がかかることになる。
【０００６】
図１Ｃ−Ｅは、高速の遷音速巡航輸送機１００ｂの構造の側面図、平面図、および胴体の断面図をそれぞれ示しており、この輸送機は従来技術の胴体１０２ｂ、後退翼１０４ｂ、および翼１０４ｂから吊り下げされたエンジンナセル１０６ｂを有したものである。胴体１０２ｂは、翼と本体との結合部１０５の近傍に顕著に細いあるいはくびれた部分を有している。従って、胴体１０２ｂは、図１Ａおよび１Ｂを参照して上述したものと概略同様の仕方で抗力の増大を免れ、あるいは増大する抗力を減じるよう構成されている。この構成にはいくつかの問題がある場合があり、それらの問題には、構造重量が増すこと、フラッタ荷重が増大する可能性、および有効搭載能力の低下が含まれる。図１Ａ−１Ｅに示される構成は、構造的に効率的でなく、また、遷音速や超音速での抗力を減じるべく求められる胴体のくびれの結果として有効搭載能力が低下してしまうことがある。
【０００７】
（発明の概要）
本発明は、高速航空機および航空機製造方法に関するものである。本発明の一側面では、航空機は、有効搭載量を収容するよう構成された胴体部と、前記胴体部によって支持される翼部とを備えることができる。上記翼部は、前縁を備えた前方領域および後縁を備えた後方領域、さらに上面および下面を有することができる。上記航空機は、さらに、前記翼部の後方領域に少なくとも隣接し、その少なくとも一部が前記翼部の前記上面と前記下面との間に位置する推進システムを備えることができる。この推進システムは、前記翼部下面の下または前記翼部上面の上に位置する少なくとも１つの吸気開口、前記少なくとも１つの吸気開口に対して垂直にずれ、かつ後方に位置する少なくとも１つのエンジンを備えることができる。上記推進システムはさらに、上記記少なくとも１つのエンジンの後方における少なくとも１つの排気ノズルを備えることができる。本発明の他の側面では、上記航空機は、上記推進システムの前方で上記胴体部によって支持される少なくとも１つの先尾翼を備えることができる。本発明の他の側面では、上記胴体部は、胴体軸に沿って延在したものであり、また、上記航空機は、上記排気ノズルと上記胴体軸線との間において上記排気ノズル側より中央寄りに位置する後方後縁を有したピッチ制御面を備えることができる。
【０００８】
本発明のさらに他の側面では、上記推進システムは、前記少なくとも１つの吸気開口と前記少なくとも１つのエンジンとの間に、後方に曲がったＳ字状のダクトを備えることができる。上記航空機は、持続する約０．９５から約０．９９の巡航マッハ数で運行できるよう構成することができる。あるいは、これに代わり、航空機は、持続する約１．５から約３．０の巡航マッハ数で動作できるよう構成することができる。上記胴体部は、前方領域、上記推進システムに隣接する後方領域、および上記前方領域と上記後方領域との間における上記推進システムの前方の中間領域を備えることができる。上記胴体部は、上記中間領域から上記後方領域にかけて連続的に細くなることができる。
【０００９】
本発明は、また、モジュール式の航空機システムに関し、このシステムは、有効搭載量部分を有した胴体部と、前記胴体部によって支持され、上面および下面を有した後退翼部を備えることができる。上記航空機システムは、さらに、前記胴体部で交換可能に位置することができる第１機種部分と第２機首部分であって、前記第１機首部分は最大約０.９９までのマッハ数の亜音速飛行用に構成され、前記第２機首部分は超音速飛行用に構成された第１および第２機種部分を備えることができる。上記システムは、さらに、前記翼部の後方に交換可能に結合することができる第１ナセルと第２ナセルであって、前記第１ナセルは最大約０.９９までのマッハ数の亜音速飛行用に構成され、前記第２ナセルは超音速飛行用に構成された第１および第２ナセルを備えることができる。
【００１０】
本発明は、さらに航空機を製造する方法に関する。本発明の一側面では、上記方法は、翼部を胴体部に取り付ける工程であって、前記翼部は、前縁を備えた前方領域および後縁を備えた後方領域、さらに上面および下面を有する工程を遊佐売ることができる。上記胴体部は、有効搭載量を収容するよう構成され、胴体軸線に沿って延在するよう構成することができる。上記方法さらに、推進システムを前記翼部の後方領域に備え付けるとともに、当該推進システムの少なくとも１部が前記翼部の前記上面と前記下面との間に位置するようにすることによって、当該推進システムを前記翼部に結合する工程を有することができる。上記前記翼部下面の下または前記翼部上面の上に位置する少なくとも１つの吸気開口、さらに、前記少なくとも１つの吸気開口に対して垂直にずれ、かつ後方に位置する少なくとも１つのターボファンエンジンを備えることができる。上記推進システムは、さらに、前記少なくとも１つのエンジンの後方における少なくとも１つの排気ノズル、および前記少なくとも１つのエンジンと前記少なくとも１つの吸気開口との間の概略Ｓ字状のダクトを備えることができる。上記方法は、さらに、前記推進システムと前記胴体軸線との間にピッチ制御面を位置させるか、または前記胴体部に先尾翼を取り付ける工程を有することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
以下、本発明の実施形態の十分な理解が具体的な詳細として説明され、また、本発明の実施形態を実施可能に説明される。ただし、当業者であれば、本発明はこれらのある詳細無しで実施できることは理解できることである。ある場合には、公知の構造および機能を詳細に示さず、また、説明しないことにより、本発明の実施形態の説明が不必要に不明瞭になることを避けるようにしている。
【００１２】
図において、同じ参照符号は同じ要素または実質的に同じ要素を指している。特定の要素について説明していることを容易に識別できるよう、参照番号の最上位の複数の数字または単一の数字は図の番号を参照するものであり、要素はその参照番号に最初に導入される（例えば、要素１２０２は最初に導入されるものであり、図１２を参照して説明される）。図に示される寸法、角度、および他の仕様は本発明の特定の実施形態の代表的なものである。このような点から、他の実施形態による構成は別の仕様となる。
【００１３】
図２−１１Ｃおよびそれに関連した説明は、本発明の実施形態による後部に実装される一体化された推進システムを備えた超音速航空機に言及したものである。図１２−１７Ａおよびそれに関連にした説明は、本発明の他の実施形態による後部に備え付けられる一体化された推進システムを備えた近音速航空機に言及したものである。図１７Ｂおよびそれに関連した説明は、本発明のさらに他の実施形態による後部に備え付けられる一体化された推進システムを備えた超音速事業用ジェット機に概略言及したものである。図１８−２３およびそれに関連した説明は本発明のさらに他の実施形態による一体化された推進システムの構成部品に言及したものである。図２４およびそれに関連した説明は本発明のさらに他の実施形態によるモジュール式の航空機構成に言及したものである。
【００１４】
図２は本発明の実施形態による一体化された推進システムおよび後部ボディーを備えた超音速航空機２００をある程度模式的に示す投影図である。一実施形態では、航空機２００は３００人の旅客を巡航マッハ数約２．４で輸送するよう構成することができる。他の実施形態では、航空機２００は、他のペイロードで別の巡航マッハ数、例えば、約１．５から３．０の巡航マッハ数のものとすることができる。
【００１５】
図３は、図２に示されるものと概略同じであるがより短くされた胴体２０２を備えた航空機２００をある程度模式的に示す上面投影図である。図４Ａ−Ｃは、図２に示されるもの略同様の航空機２００をある程度模式的に示すそれぞれ上面図、正面図、および側面図である。図３および４Ａ−Ｃを参照すると、実施形態の航空機２００は、（胴体軸２０３に沿って延在する）胴体２０２、デルタ翼２０４、および後部ボディー２１４に一体化された推進システム２０６を備えている。本実施形態の（図４Ｂに示される）一側面では、胴体２０２は概略楕円形の断面形状を有し、これにより、座席通路が２本の構成とすることをより容易にすることができる。他の実施形態では、胴体２０２は円形の断面形状など、他の形状をとることもできる。いずれの実施形態でも、胴体２０２はその中央部分から後部部分にかけて連続的に細くなり、これにより、以下でより詳細に説明されるように、航空機２００の抗力特性を向上させることができる。翼２０４は、図３および４Ａに示される３部のデルタ翼構造のような、概略デルタの形状を有する。あるいは、翼２０４は１つまたは２部のデルタ形状、または連続的に湾曲したオジーブまたはオギー形状とすることができる。本航空機は、さらに前方に備え付けられる傾斜した先尾翼２２８と垂直の尾翼２３０を備える。他の実施形態では、尾翼は、図８および９でさらに詳しく説明されるように、他の形状であってもよい。
【００１６】
図４Ａ−Ｃを参照すると、推進システム２０６は、比較的長いナセル２１８（図４Ｃ）内に位置するエンジン２１６（図４Ａ）を備える。本実施形態の１つの側面では、それぞれのナセル２１８は、翼２０４の下面２３７の下に位置する吸気開口２２３ならびに吸気開口２２３とエンジン２１６とを連結するＳ字状吸気ダクト２２１を有した吸気口２２０を備える。ナセル２１８は、さらに翼２０４の位置またはその上部に位置する排気ダクトすなわちノズル２２２を備える。他の実施形態では、吸気開口２２３は、図１８および１９を参照して以下でより詳細に説明されるように、翼２０４の上部に位置してもよい。図４Ａ−Ｃに示される実施形態のさらに他の側面では、吸気口２２０および排気ノズル２２２は従来の翼が備え付けられる位置よりかなり後部の方に位置する。例えば、吸気口２２０は翼弦位置で３０％後部の方に位置するようにすることができる。排気ノズル２２２は、翼２０４の後縁２２４（図４Ａ）より後部の方に位置するようにすることができる。エンジン２１６は、図５を参照してより詳細に説明されるように、翼主筐体（ｗｉｎｇ  ｂｏｘ）２２６より後方に位置し、翼後縁２２４より後部の方に延在するようにすることができる。
【００１７】
図５は、航空機２００の後部の図４Ａの５−５線に沿った断面をある程度模式的に示す側部断面図である。図５に示すように、ナセル２１８の最大断面積は翼主筐体２２６より後ろにあり、これにより、ナセル２１８は少なくとも一部が翼２０４の前面の後ろに隠れるようにすることができる。ナセル２１８の少なくとも一部およびエンジン２１６の回転部品は、また貨物または客室の領域より後部の方に位置することができる。例えば、エンジンの回転部品（例えば、ファンブレード、コンプレッサーブレード、また、タービンブレード）が胴体２０２の与圧部分より後部側に位置し、これにより、回転部品が破損したような場合に客室が減圧する可能性を少なくすることができる。エンジン２１６の回転部品は、また、翼２０４内の燃料よりも後部側に位置し、回転部品が破損した場合に火災の可能性を少なくすることができる。いずれの実施形態においても、エンジン２１６は、図５に示すようにわずかに下方に傾けるか、あるいは略水平にすることができる。別の実施形態では（例えば、図１８および１９を参照して後述するように、吸気口が翼の上に備え付けられる場合）、エンジン２１６は上方に傾けることができる。
【００１８】
図５に示される実施形態の一側面では、着陸装置２３４は客室領域２３２の後ろでかつナセル２１８の前方に格納することができる。本実施形態の他の側面では、着陸装置フェアリング２３５は、その位置を着陸装置２３４を格納する位置とすることができるとともに、胴体２０２がナセル２１８の前方で細くなる領域に位置することができる。もう一方のフェアリング２３６はナセル２１８の上部と翼２０４の上面とを滑らかに交じり合わせることができる。
【００１９】
本実施形態の一側面では、ナセル２１８（ある実施形態ではこれと着陸装置フェアリング２３５）により断面積が増加するとき胴体２０２の断面積が減少し、これにより、正味の前面面積が小さい滑らかな総面積分布を形成することができる。従って、この構成は、別の推進システムの配置を有した構成と較べて、近音速で顕著に抗力が増大する可能性を少なくすることができる。
【００２０】
図６Ａは、本発明の実施形態による構成の面積分布の一例を示している。翼と胴体の組合せ、および（航空機の後部部分に向かって）翼、胴体およびナセルの組合せの面積分布は、滑らかに変化する関数を形成し、この関数により近音速および超音速での造波抗力の影響を顕著に減じることができる。
【００２１】
図６Ｂは本発明の実施形態による胴体２０２の座席配列を示している。比較のため、図６Ｂは略同じ座席収容能力であるがくびれのある形状の胴体２０２ａをも図示している。図６Ｃはさらに２つの実施形態であるくびれのない形状の胴体２０２ｂおよび２０２ｃを示している。
【００２２】
図４Ａに戻ると、航空機２００の後部ボディー２１４は、それぞれの排気ノズル２２０より中央寄りの平らな部分すなわち“ビーバテール”２４０を備えることができる。平らな部分２４０はナセル２１８を構造上支持するものであり、また、一体の水平尾翼を形成することができる。平らな部分２４０は後部ボディー２１４と一体化され、全揚力の一部を発生することができる。この一部の揚力はエンジン２１６の静荷重および慣性重量の一部に対抗することができるものである。後部ボディー２１４は、さらに可動昇降蛇面２４２を備えることができ、この昇降蛇面は、外側よりの翼エレボン２４４および先尾翼２２８と組合せて用いられ、縦（すなわち、ピッチ軸）の姿勢修正や制御を行うことができる。
【００２３】
本実施形態の他の側面では、３つの面（昇降蛇２４２、エレボン２４４および先尾翼２２８）を使用することによって、広い範囲の重心条件で動作することができる。重心条件を広い範囲とすることは、逆に航空機の後方に備え付けられる大きく重いエンジンを備えた構成に適応することが困難となり、または実用的でないものとなる。本実施形態のさらに他の側面では、先尾翼２２８、エレボン２４４および昇降蛇２４２は同時に曲げられて３つの総ての面に揚力を発生し、航空機２００の重心を持ち上げることができる。他の実施形態では、昇降蛇２４２は排気ノズル２２２と一体化され、図１０および１１Ａ−Ｃを参照して以下でより詳細に説明される、推力ベクトル制御を行うことができる。さらに他の実施形態では、例えば、エレボン２４４と昇降蛇２４２によって適切なピッチ制御をできる場合には、先尾翼２２８を除くことができる。このような構成は、空中給油機、爆撃機、事業用ジェット機あるいは飛行の間または飛行と飛行との間の重心の移動が限られているタイプの航空機に適したものとなり得る。
【００２４】
航空機２００の実施形態の一側面では、尾翼２３０は垂直で、エンジン２１６を支持する構造と同じ構造に対し、そのエンジン２１６と略同じバトックラインで備え付けることができる。これにより、エンジンと尾翼の支持構造を別とする構成と較べて航空機２００の全重量を減らすことが可能となる。あるいは、１つの尾翼が後部ボディー２１４の近くで胴体２０２に直接備え付けられてもよい。いずれの実施形態においても、尾翼２３０は総てが動くものであってもよく、あるいは可動方向蛇を備えた固定部分を含むものであってもよい。
【００２５】
図２−６Ｃを参照して上述した航空機２００の実施形態の１つの特徴は、推進システム２０６を後部ボディー２１４に一体化することにより、胴体２０２の断面積に与える影響を他のエンジンを備え付ける構成と較べて減じることができることである。これにより、胴体２０２をその中央部で細くする必要がなくなる。この中央部で胴体が細くなることは、積載容量、構造上の特性、また、衝撃波特性について悪影響を及ぼすものである。
【００２６】
図２−６Ｃを参照して上述した航空機２００の実施形態の他の利点は、上述のエリアルールに悪影響を及ぼすことなく、また、翼後縁２２４の後方に対する片持ち梁荷重を実質的に増すことなく、推進システム２０６の全長を他の構成に較べて長くすることができる。これにより、吸気口２２０とノズル２２２の両方とも、音響パネルあるいは他の騒音減少機器で処理し、航空機２００から発生する騒音の環境影響を少なくすることができる。例えば、図７は、図２−６Ｃを参照して上述したタイプの航空機について予想されるデータを示し、推進システムが一体化されて後部に備え付けられた航空機とそれらが備え付けられない航空機の騒音レベルを比較したものである。これらの航空機は両方とも、超音速の略同じ巡航マッハ数で３００人の旅客を５５００海里運ぶよう構成されたものである。図７に示すように、推進システムが一体化されて後部に備え付けられていない航空機は、（離陸後の）スロットル縮小時の騒音レベルをＦＡＲ  Ｐａｒｔ  ３６のステージＩＩＩ  騒音規則より５ｄＢから７ｄＢ低くすると、最大離陸重量が７５３，５００ポンドから７９６，８００ポンドに増える。これに対して、推進システムが一体化されて後部に備え付けられている航空機は、重量が６５２，１０９ポンドから６７２，４１１ポンドに増えて、騒音レベルは上記縮小時に上記規則より１０ｄＢ低くなり、また、（滑走路の端の）側線騒音レベルは上記騒音規則より６ｄＢ低くなる。これにより、本発明の実施形態による一体化した推進システムを有する航空機は、（ａ）他の構成に較べてより小さい総離陸重量とすることができ、また、（ｂ）騒音の観点で、他の構成と較べてより頑健なものとなる。これは騒音レベルを、航空機の重量を大きく増すことなくより大きいマージンで減少させることができるからである。
【００２７】
図２−６Ｃを参照して上述した航空機２００の実施形態のさらに他の特徴は、ナセル２１８の少なくとも一部が、翼２０４の投影された前面面積の後ろに隠れ、また、翼２０４に一体化されることである。これにより、航空機２００は、一体化されない構成よりも（より大きな推力および／またはより高いバイパス比のために）より大きな直径のエンジンを、大きな空力上の不利益無しに収容することができる。また、ナセル２１８を一体化することにより、ナセル２１８の露出し濡れた部分を少なくすることができ、また、それによって、航空機全体の表面摩擦を小さくすることができる。さらに、吸気ダクト２２１のＳ形状は航空機の外の領域を、エンジンファンおよび／または他のエンジン部品から発生した前方に伝わる騒音に対して隠すことができるものである。
【００２８】
ナセル２１８を航空機の翼２０４と後部ボディー２１４に一体化することの他の特徴は、この構成がより効果的にエンジン２１６を支持することである。例えば、エンジン２１６は、翼２０４の下側で片持ち梁のように支持されあるいは吊り下げられる必要がなく、また、ノズル２２２は、翼２０４の後ろ側で片持ち梁のように支持されるのではなく後部ボディー２１４に一体化される。上述したように、この特徴の１つの利点は、（音響処理が増すことがあっても）ノズルによって生じる構造上の荷重を実質的に増すことなしにノズル２２２を長くすることができることである。例えば、一実施形態では、吊り下げ式の翼備え付けのナセルを有した構成と較べてノズル２２２を約１５０インチ長くすることができる。
【００２９】
図２−６Ｃを参照して上述した航空機２００の実施形態のさらに他の特徴は、この航空機が後部ボディー２１４に平らなピッチ制御部分または“ビーバーテール”２４０を備えることである。平らな部分２４０の１つの利点は、胴体中心寄りの翼の弦長の全体を長くでき、これにより、弦に対する厚みの比率（および従って抗力を）を小さくすることができ、また、翼筐体の深さを増すことができる。他の利点は、平らな部分２４０は後部ボディーの空力的揚力の一部を担い、また、それによって翼筐体の構造上の荷重を減らすことができることである。後部の平らな部分２４０のさらに他の利点は、デルタ翼の平面形状との組合せにおいて、この特徴のない他の構成と比較して、高い迎え角での頭上げ運動による不安定問題を低減するかまたは遅らせることができることである。
【００３０】
図２−６Ｃを参照して上述した航空機２００の実施形態のさらに他の特徴は、デルタ翼の平面形状が十分な揚力を発生して、溝穴付きおよび／または溝穴のない、前縁フラップおよび／または後縁フラップのような揚力増大装置の必要性を減らすか、除去することができることである。これにより、翼の機械的な複雑さを従来の構成と較べて減らすことができる。
【００３１】
図２−６Ｃを参照して上述した航空機２００の実施形態のさらに他の特徴は、胴体２０２のくびれすなわち断面積の減少を必要とせずに翼２０４および／または推進システム２０６を存在させることができることである。これにより、より短く、より大きな直径の胴体を用いて同じ数の客座席を囲むことができる。胴体がより短くなることによって、より長い（また、より撓みやすい）胴体の航空機と較べて、航空機の全重量を減らし、また、航空機の乗り心地を向上させることができる。
【００３２】
他の実施形態では、航空機２００は図２−６Ｃを参照して上述したものと異なる特徴を有することができる。例えば、吸気開口２２３は（図４Ｂに示されるように）概略楕円形状を有するが、これに代わり、吸気開口２２３は、図２０Ａ−２０Ｇを参照して以下でより詳細に説明されるような、他の形状または構成を有することができる。実施形態によっては、吸気開口２２３の幅に対する高さの比を小さくしてその吸気口をより完全に航空機に一体化させることは都合のよいことである。それぞれの吸気口２２０は１つのエンジンに空気を供給し、あるいはこれに代わって、それぞれの吸気口２２０が、図１０を参照して以下でより詳細に説明されるように、複数のエンジンに空気を供給することができる。吸気口２２０は超音速用の可動の内壁面を有することができ、また、これに代わり、例えば、図１２−１７Ａを参照して以下で説明されるような、亜音速航空機に搭載される場合の固定構造を有することができる。
【００３３】
排気ノズル２２２は固定のまたは可動の排気抑圧機構造を有し、また、概略円形、長方形または他の形状を有することができる。一実施形態では、ノズル２２２は増大したノイズを抑制する構造で、２０００年９月２７日に出願され参照によってその全体がここに組み込まれている、継続するアメリカ合衆国出願０９／６７１，８７０により詳細に説明されているジェットブレード排気ノズルを備えることができる。他の実施形態では、ノズル２２２は、図１０および１１Ａ−Ｃを参照して以下でより詳細に説明されるように、推力ベクトルを与えることができる。一実施形態では、翼は、ナセル２１８の外側で約２８度から約３８度の前縁後退角を有し、また、ナセル２１８の内側で約４５度から約７５度以上の前縁後傾角を有する。他の実施形態では、翼の後退は他の値とすることができる。
【００３４】
さらに他の実施形態では、航空機はさらに他の構造を有することができる。例えば、図８に示されるように、本発明の実施形態による航空機８００は一体化された後部ボディー８１４を有し、これは図２−６Ｃを参照して上述した後部ボディー２１４と概略同じものである。航空機８００は、また、外側に傾いた尾翼８３０を備えることができる。あるいは、これに代わり、図９に示されるように、航空機８００は内側に傾いた尾翼９３０を有した後部ボディー８１４を備えることができる。尾翼に選択された特有の構造は、航空機の他の特徴の空力上および制御の特性によるものである。
【００３５】
図１０は、本発明の実施形態による、一体化されたナセル１０１８および後部ボディー１０１４を有する航空機をある程度模式的に示す上面図である。図解のため、航空機１０００の平面図が一体化されない推進システムを有した（図１Ａに示されるものと略同様の）航空機１００ａの平面図に重ねられている。図１０に示される実施形態の一側面では、航空機１０００は、胴体１００２、翼１００４および２つのナセル１０１８を備え、それぞれのナセル１０１８は胴体１００２および／または翼１００４の下に備え付けられる吸気口１０２０を有したものである。それぞれの吸気口１０２０は、２つのエンジン１０１６に空気を供給することができる。本実施形態の他の側面では、航空機１０００は後部ボディー１０１４の上面近傍にノズル１０２２を備えることができる。エレボン１０４２はノズル１０２２の後方に位置し、エンジン１０１６が生じさせる推力を特定の方向に向けることができる。例えば、図１１Ａのある程度模式的な断面図に示されるように、エレボン１０４２は、エンジン１０１６の直接後ろで、上流のノズル上部フラップ１０４３の下に位置することができる。エレボン１０４２および上部フラップ１０４３の位置を調節し、上流のノズルスロート１０４５の領域を航空機の速度に応じて制御することができる。図１１Ａに示される設定は、典型的な超音速巡航状態に対応したものである。図１１Ｃに示される設定は、（選択的な排気流を伴った）亜音速巡航状態に対応し、また、図１１Ｂに示される設定は、典型的な離陸状態に対応したものである。他の実施形態では、ノズル１０２２は他の推力ベクトル構造を有することができる。例えば、上部フラップ１０４３は後方へ延在して追加の推力方向付けを行うことができる。他の代わりの構造では、推力の方向づけを、ピッチング平面の外、ヨーイングおよび／またはローリングの方向でも行うことができる。
【００３６】
図１２は、本発明の実施形態による後方備え付けの一体化された推進システムを有した近音速の航空機１２００をある程度模式的に示す右前方からの投影図である。図１３は、図１２に示される航空機の左前方からの側部投影図である。図１４は、図１２および１３に示される航空機１２００の実施形態を表す形状データの表である。図１５Ａ−Ｃは、図１２および１３に示されるものと略同様の航空機１２００の実施形態を示すそれぞれ平面図、側面図および正面図である。図１２−１５Ｃを参照すると、航空機１２００は、胴体１２０２、翼１２０４およびナセル１２１８を備え、これらのナセルは、図２−６Ｃを参照して上述したものと概略同様にして、後部ボディー１２１４に一体化される。これにより、（図１５Ｃを参照すると）、それぞれのナセル１２１８は、翼１２０４の下にされる吸気開口１２２３を有する吸気口１２２０、吸気口１２２０の後方エンジン１２１６、および翼の上面１２３８の上に延在するノズル１２２２を備えることができる。航空機１２００は、さらに尾翼１２３０を備え、これらの尾翼は、図１５Ｂに示されるように、わずかに内側に傾いたものである。あるいは、これに代わり、尾翼は、他の実施形態において、外側に傾いてまたは垂直に位置してもよい。航空機１２００は、さらに先尾翼１２２８を備えることができ、これらの先尾翼は、昇降蛇１２４２やエレボン１２４４と協働し、図２−６Ｃを参照して上述したものと略同様にして、航空機のピッチ姿勢を制御することができる。
【００３７】
図１５Ｄ−Ｆは、図１５Ａ−Ｃに示されるものとは異なるいくつかの特徴を有した近音速航空機１２００を示すそれぞれ上面図、正面図および側面図である。図１５Ａ−Ｃの形状は比較のため、図１５Ｄ−Ｆにおいて破線で示されている。図１５Ｄ−Ｆに示される航空機１２００が有する胴体１２０２ａは、図１５Ａ−Ｃに示される胴体１２０２と比較してより長くされたものである。この実施形態の一側面では、胴体１２０２ａは断面積が一定の部分を有して胴体を長くすることを実現している。図１５Ｄ−Ｆに示される航空機１２００は吸気口１２２０ａを備えることができ、この吸気口は側面図において後ろに伸び吸気口１２２０よりも長方形の形をしたものである。また、航空機１２００はナセル１２１８ａを備え、このナセルはナセル１２１８よりも長くされて混成流ノズル収容することができる。航空機１２００の後部ボディー１２１４ａはわずかな湾曲し、着陸装置フェアリング１２３５ａと滑らかにかつ連続的に交わる。翼１２０４ａは、図１５Ａ−Ｃに示される翼１２０４の対応する部分と較べて、それぞれ、わずかに異なる端部形状や、スパン方向でより大きく後退しまた短いストレーキ１２０６ａを備えることができる。図１５Ｄ−Ｆに示される航空機１２００は、ノーズ１２０５ａを備え、このノーズは、図１５Ａ−Ｃに示される対応する構成よりも、より折れ曲がり、また、尖ったものとすることができる。図１５Ｄ−Ｆに示される先尾翼１２２８ａおよび尾翼１２３０ａは、図１５Ａ−Ｃに示される対応する構成と比較すると、後退角が小さく、縦横比が小さく、また、サイズが大きい。他の実施形態では、航空機１２００は、別のサイズ、形状および構造による特徴および要素を持つこともできる。
【００３８】
図１２−１５Ｆに示される実施形態の一側面では、航空機１２００は近音速の巡航を有している。例えば、一実施形態では巡航速度はマッハ約０．８５からマッハ約０．９９であり、この実施形態の具体的な側面では巡航速度はマッハ０．９５から０．９８とすることができる。航空機１２００は約２５０フィートの長さを有し、約５０００海里から１１０００海里の航続距離を約２１０から約２６０人の乗客を運ぶよう構成されている。他の実施形態では、航空機１２００は３５０フィートあるいはそれ以上の長さを有し、同じ航続距離を５００人あるいはそれ以上の乗客を運ぶことができる者とすることができる。さらに他の実施形態では、航空機は、より短い航続距離、例えば、約２０００海里から５０００海里の航続距離とすることもできる。
【００３９】
１つの実施形態では、近音速航空機１２００は、超音速航空機２００を参照して上述した特徴の多くを備えることができる。これにより、航空機１２００は、図２−６Cを参照して上述した利点の多くあるいは総てを実現することができる。例えば、航空機の胴体１２０２は、その後部で細くなり、これと一体化された後部ボディー１２１４と組合せた場合、全体にわたって均一な断面積分布を得ることができる。ナセル１２１８およびエンジン１２１６は、上述したように、それらの少なくとも一部が翼１２０４に隠れることができる。エンジン１２１６が後部で一体化されることにより、ナセル１２１８と増大する吸気口およびノズルのダクト長さに対する、より効率的な構造的支持体を得ることができる。ここで、このダクト長さの増大によって、増大する騒音の扱いに適応することができる。ナセル１２１８は、エンジン１２１６を収納し、このエンジンはバイパス比が１．０以上、例えば、約５から約７あるいは９、または、亜音速巡航旅客機に典型的な他のバイパス比とすることができる。エンジン１２１６が発生する推力のレベルはその航空機の構成による。例えば、１つの実施形態では、推力レベルは約７５０００ポンドから約１０００００ポンドである。図２−６Ｃを参照して上述したように、翼の中央寄りの空力的細長比が向上し(すなわち、翼筐体の深さが増大し)、また、複雑な前縁および後縁フラップや前縁および後縁の溝付き穴のシステムのような高揚力システムを減らすか、または除去することができる。デルタ翼１２０４および後部ボディー１２１４が一体化されることにより、大きい迎え角での頭上げによる不安定問題を軽減するか、または遅らせることができる。
【００４０】
図１２−１５Ｆを参照して上述した航空機１２００の実施形態のさらに他の利点は、この航空機が従来の亜音速旅客機と較べてより効率的で経済的なことである。例えば、図１６Ａは、本発明の実施形態による構成の航続距離と区間時間を２つの従来構成と比較して図表で表している。ここで用いられる場合の区間時間は、離陸のために航空機を後ろへ移動させる前に車輪止めを除いたときと着陸の後車輪止めを置いたときとの間の時間間隔を指す。図１６Ａは、本発明の実施形態による航空機によってなされる８５００海里の移動について予測される区間時間(文字“Ａ”で示される)と従来の２つの亜音速旅客機によってなされる同じ区間時間(文字“Ｂ”および“Ｃ”で示される)との比較を示している。本発明の実施形態による航空機についての予測は、従来の亜音速旅客機と較べて区間時間が最大１５％減ることを示している。他の実施形態では、減少値は別の値になる。いずれの実施形態でも、上記の減少は、これに比例した、乗務員原価、燃料原価などのような航空機関連の現金原価(ＣＡＲＯＣ)の減少に換算することができる。
【００４１】
図１６Ｂは、本発明の実施形態による航空機の予測される航続距離(文字“Ａ”で示される)を従来の２つの亜音速旅客機の航続時間 (文字“Ｂ”および“Ｃ”で示される)と比較して示している。図１６Ｂに示されるように、一定の１６時間の区間時間に対して、本発明の実施形態による航空機は従来の亜音速旅客機より最大１５パーセント長い航続時間を有することができる。他の実施形態では、航空機は別の航続距離を持つことができる。例えば、１つの実施形態では、航空機は約２００から３００人の乗客を最大約１１０００海里運ぶことができる。このような構成の利点は、世界の至るところを飛行時間が２０時間より少ない時間で無着陸飛行できることである。
【００４２】
さらに他の実施形態では、後方に備え付けられる一体化された推進システムを有した航空機は他の構成を有することができる。例えば、図１７Ａは、図１２−１５Ｃを参照して上述した航空機１２００と概略同様であるが、有効搭載量がより小さく、また、胴体１２０２ａが後部ボディー１２１４ａ後縁の前方位置を制限する航空機１２００ａを示す右後方の投影図である。図１７Ｂは、約１０人の乗客を運ぶよう構成された胴体１７０２、翼１７０４、先尾翼１７２８、および尾翼１７３０を有した超音速の事業用ジェット機１７００をある程度模式的に示す後方の投影図である。航空機１７００は、さらに２つのエンジンナセル１７１８を備え、それぞれは１つのエンジン(図１７Ｂには不図示)を収容し、また、後部ボディー１７１４に対し、より大きな超音速の商業用旅客機や近音速の商業用旅客機について上述したものと概略同様にして、一体化される。これにより、近音速の航空機１２００ａや超音速の事業用ジェット機１７００のようなより小さい航空機の実施形態は上記の構成を参照して上述した特徴の多くを備えること(および利点の総てまたは多くを実現すること)ができる。
【００４３】
さらに他の実施形態では、航空機は追加の構成を有することができる。例えば、航空機は、有効搭載量について、小サイズ、中サイズ、または大サイズの事業用ジェット機のものから乗客定員が５００席あるいはそれ以上までのいずれも有することができる。他の実施形態では、航空機は、戦闘、対地攻撃、あるいは長距離の爆撃または偵察の任務用に構成することもできる。航空機は、持続する巡航マッハ数として約０．９から約２．７までを有している。航空機は、１つ、２つ、３つ、または４つの主エンジンを備えるよう構成され、または、他の実施形態では他の数の主エンジンを備えるよう構成される。ここで用いられる場合の主エンジンは、ＡＰＵなどの補助エンジンと区別されるものである。
【００４４】
図１８は、本発明の他の実施形態による胴体１８０２、翼１８０４、および翼１８０４に一体化されたナセル１８１８を有した航空機の後部をある程度模式的に示す側断面図である。この実施形態の一側面では、ナセル１８１８は吸気口１８２０を備え、この吸気口は翼１８０４の上面１８３８の上方に位置する吸気開口１８２３を有している。本実施形態の他の側面では、吸気開口１８２３は翼上面１８３８からずれて、翼１８０４の前方面上に成長した境界層の空気を取り込む可能性を低減することができる。あるいは、これに代わり、吸気開口１８２３が翼上面１８３８と同一面で備え付けられるとともに、翼上面１８３８および／または吸気口１８２０が抽気システムのような境界層制御システムを備えることもできる。いずれの実施形態でも、吸気口１８２０は、さらに吸気開口１８２３をエンジン１８１６に連結する概略Ｓ字状の吸気ダクト１８２１を備えることができる。これにより、エンジン１８１６の少なくとも一部は翼１８０４の上面１８３８と下面１８３７との間に位置することができる。
【００４５】
吸気開口１８２３を翼１８０４の下でなく上に備え付けることの１つの利点は、吸気開口１８２３が、例えば離陸や着陸のときに着陸装置(図１８では不図示)によって打ち上げられた異物を取り込む可能性を小さくすることができることである。逆に、(図２−１７Ｂを参照して上述したように)吸気開口１８２３を翼下面に位置させることの利点は、吸気口に入る流れが、高い迎え角のときに翼面から離れる可能性が少なくなることである。いずれの実施形態でも、翼後部に向かうナセルの位置取り、および少なくとも部分的にナセルが翼に隠れるようにすることによって、図２−１７Ｂを参照して上述した利点の総てあるいは多くを得ることができる。また、図１８に示される航空機１８００の実施形態は、上述した他の特徴、例えば、くびれのない胴体、ナセル１８１８と胴体１８０２の間のピッチ制御面、および／または先尾翼を備えることができる。
【００４６】
他の実施形態では、航空機は、吸気口が上部にある翼構成を有することができる。例えば、図１９に示されるように、航空機１９００は、胴体１９０２、デルタ翼１９０４、および一対のナセル１９１８を備えることができ、それぞれのナセルは、翼１９０４の上面１９３８の近傍に備え付けられた吸気口１９２０を有することができる。エンジン(図１９で不図示)および排気ノズル１９２２は翼上面１９３８にまたはその上方に位置させることができ、および／または翼上面１９３８の下、および／または翼下面１９３７の下まで延在することができる。それぞれのナセル１９１８は、分流器あるいはスクープ１９２１を備えて、吸気口１９２０の前方の翼１９０４で成長した境界層の空気を移動させることができる。本実施形態の１つの側面では、境界層の空気をエンジンの１つの部分に向けることができる。吸気口１９２０によってエンジンの空気を別の部分に向けることもでき、そこでは境界層の影響を受けることがない。他の実施形態では、吸気スクープ１９２１は、境界層の空気を排除し、または、能動的な境界層制御システムの補助を受けるか、あるいはこれに置き換えることができる。このシステムは、吸気口１９２０の上流の入り口境界層にエネルギーを与えおよび／またはこれを移動させるものである。一実施形態では、図１９に示されるものと概略同じように構成された吸気口およびターボファンエンジンを有した航空機は、巡航マッハ数が約０．９５から約０．９８の場合に最適なものである。あるいは、これに代わり、そのような吸気口およびターボファンエンジン構成を有した航空機は、巡航マッハ数が約１．２であるように構成されてもよい。さらに他の実施形態では、航空機は別の巡航マッハ数について構成されてもよい。
【００４７】
図２０Ａ−２０Ｇは、本発明の他の実施形態による、図２−１９を参照して上述した吸気開口のいずれによっても代用できる吸気開口を、ある程度模式的に示している。例えば、図２０Ａは、半円の吸気開口２０２３ａを示している。図２０Ｂは、長方形の吸気開口２０２３ｂを示している。図２０Ｃは、分岐２０２７を有した吸気開口２０２３を示し、この分岐によって１つの吸気開口からの吸気を複数のエンジンに与えることができる。図２０Ｄは、概略楕円の吸気開口２０２３ｄを示し、この開口は分流器２０２８を備えた翼下面２０３７からずれた位置にある。他の実施形態では、図２０Ａ−２０Ｄに示される吸気開口の形態は、先の図または以下に続く図の形態と組み合わせることができる。例えば、楕円の吸気開口２０２３ｄは分岐を備えおよび／または長方形の吸気開口２０２３ｂは分流器を備えることができる。
【００４８】
図２０Ｅは、本発明の実施形態による、後ろに伸びず、また、スカーフのように用いない(例えば、吸気開口の側壁の縁は少なくとも略垂直である)吸気開口２０２３を示している。図２０Ｆは、本発明の実施形態による、スカーフのように用いた吸気開口２０２３ｆを示している。図２０Ｇはスカーフのように用い、また、後ろに伸ばした吸気開口２０２３ｇを示している。上述のように、このような吸気開口の種々の形態は、本発明のさらに他の実施形態で組み合わせることができる。上記構成のいずれにおいても吸気ダクトがＳ字状に曲がりの程度は、着陸装置の高さ、分流器の存在あるいは非存在、離陸における航空機のロールの程度、および／または吸気の流れが吸気ダクトの曲がった壁から離れる位置などの種々の要因に応じて変わるものである。
【００４９】
図２１は、本発明の実施形態によるナセル２１１８を有した航空機の一部をある程度模式的に示す投影図である。この実施形態のひとつの側面では、ナセル２１１８は、翼２１０４の下側に位置する吸気開口２１２３を有した吸気口２１２０、および概略上述のＳダクトと同じで吸気開口２１２３の後ろにある、概略Ｓ字状の吸気ダクト２１２１を備えることができる。本実施形態の他の側面では、吸気ダクト２１２１は１つまたはそれ以上の吸い込みドアを備え、この吸い込みドアは、離陸のような低速で高推力の動作の間にエンジン(図２１では不図示)への空気流を増すように構成されたものである。例えば、吸気ダクト２１２１は、エンジン前方でそのダクト２１２１の上面に位置する吸い込みドア２１２９ａを備えることができる。他の実施形態では、吸気ダクト２１２１は、上部に備え付けられる吸い込みドア２１２９ａに加え、あるいはこれの代わりに、吸気ダクト２１２１の下面上に吸い込みドア２１２９ｂを備えることができる。さらに他の実施形態では、ナセル２１１８は、吸気ダクト２１２１の(図２１に示されるように)中央寄り側面、または外側寄りの側面に吸い込みドア２１２９ｃを備えることができる。さらに他の実施形態では、ナセル２１１８は他の吸い込みドア構成または他の空気流を増大させる装置を備えることができる。
【００５０】
図２２は、本発明の実施形態による、胴体２２０２、デルタ翼２２０４、および３つのナセル２２１８(ナセル２２１８ａ−ｃで示される)を有した航空機２２００の後部をある程度模式的に示す投影図である。この実施形態の一側面では、第１および第２のナセル２２１８ａ、２２１８ｂが胴体２２０２に関して反対側に位置し、また、第３のナセル２２１８ｃが第１ナセル２２１８ａと第２ナセル２２１８ｂとの間で、胴体軸線２２０３に沿って位置することができる。本実施形態の他の側面では、第３ナセル２２１８ｃは、胴体２２０２の上に位置する吸気開口２２２３を備えることができる。吸気開口２２２３は胴体２２０２と同一平面に備え付けることができ、あるいは、これに代わり、吸気開口２２２３は、図２２に示されるように、分流器を備えた胴体２２０２からずらすことができる。いずれの実施形態でも、第３ナセル２２１８ｃはＳ字状の吸気ダクトを有して、吸気開口２２２３からの空気をエンジンに供給することができ、このエンジンは少なくともその一部が、図１８を参照して上述したのと略同様にして翼２２０４の上面および／または胴体２２０２の下方に隠れたものである。本実施形態の他の側面では、航空機２２００は１つの垂直尾翼２２３０を備える。さらに他の実施形態では、第１および第２ナセル２２１８ａ、２２１８ｂは、単一の(または複数エンジンで単一ナセル)構成の場合は除くことができる。このような構成は、一般の航空機、営業用ジェト機、戦闘機、あるいは対地攻撃機に適したものである。
【００５１】
図２３は、胴体２３０２、デルタ翼２３０４、および昇降蛇面２３４２を備えた後部ボディー２３１４を有した航空機２３００の後部をあるい程度模式的に示す投影図である。航空機２３００は、さらに、本発明の実施形態による、少なくとも一部が翼２３０４に隠れる２つのナセル２３１８、およびテールブーム２３３１上に位置してナセル２３１８より後ろに延在する２つの垂直尾翼２３３０を備える。本実施形態の他の側面では、テールブーム２３３１はナセル２３１８の外側寄りに備え付けられる。あるいは、これに代わり、テールブーム２３３１はナセル２３１８より中央寄りで胴体２３０２より外側寄りに備え付けることもできる。垂直尾翼２３３０をテールブーム２３３１上後方に位置させることの利点は、それら尾翼が、航空機２３００の重心に対するモーメントの腕をより長くできることによって制御に対する影響力が増すことである。
【００５２】
さらに他の実施形態では、航空機の選ばれた構成部品がモジュラー方式のものである。例えば、航空機の選ばれた構成部品は、その航空機が亜音速または超音速の巡航のどちらに構成されているかに応じた仕方で他の構成部品と組み合わされる。一実施形態では、航空機は、たいていは変わることのない、キャビン、先尾翼、尾翼、および中央寄りの翼構造を有することができ、これらは亜音速と超音速の両方の航空機に共通のものである。外側寄りの翼、機首、およびナセルは、その航空機が亜音速または超音速巡航のいずれに向けられたものであるかに応じて、生産ライン上の与えられた航空機用に選択される(または航空機が製造された後に置き換えられる)。１つの実施形態では、翼の中央寄りと外側寄りとの間の境界をナセルの位置とすることができる。他の実施形態では、境界は別の位置とすることができる。いずれの実施形態でも、モジュール構造の特徴の利点は、多くの構成部品(例えば、キャビン、先尾翼、尾翼、および／または中央寄りの翼部分)を亜音速航空機と超音速航空機の両方に共通のものとすることができる。これにより、亜音速および超音速航空機の両方をより効率的に製造でき、また、整備することができる。
【００５３】
図２４は、本発明の他の実施形態による、モジュール航空機構成をある程度模式的に示す平面図である。この実施形態の一側面では、航空機２４００は、超音速と近音速の両方の巡航マッハ数での運行のために構成された胴体２４０２、翼２４０４、および先尾翼２４２８を備えることができる。航空機２４００は、さらに、近音速と超音速の巡航マッハ数での運行の両方のために構成された、互換性のあるナセル２４１８を備えることができる。この実施形態の他の側面では、航空機２４００は、その航空機が近音速巡航マッハ数での運行用に構成されるとき、胴体２４０２に取り付けられる近音速機首部分２４０５ａを備えることができ、また、その航空機が超音速巡航マッハ数での運行用に構成されるとき、胴体２４０２に取り付けられる超音速機首部分２４０５ｂを備えることができる。翼グラブ２４０４ａは航空機２４００が超音速用に構成されるとき付け加えることができる。翼グラブ２４０４ａは、また、近音速構成の航空機が、例えば、胴体プラグ２４０２ａが胴体２４０２の前方部分と後方部分との間に付け加えられるときのように基本構成より長くされるときに、翼２４０４に付け加えることができる。他の実施形態では、航空機２４００は、近音速および超音速使用の航空機にｌ共通した特徴を生かす別のモジュール構成をとることもできる。
【００５４】
以上のことから、本発明の具体的な実施形態が説明のために述べられたが、種々の変形が本発明の趣旨と範囲を離れることなく可能であることが理解できる。例えば、特定の航空機という点で上述された多くの特徴および構成部品は本発明の他の実施形態における他の航空機構成に組み入れることができる。従って、本発明は、本願に付加されている特許請求の範囲および／または本願に優先権を主張する出願における特許請求の範囲によるものを除いて、制限されることはない。
【図面の簡単な説明】
【００５５】
【図１Ａ】細くなった胴体を有する従来技術の超音速輸送機構造を示す図である。
【図１Ｂ】細くなった胴体を有する従来技術の超音速輸送機構造を示す図である。
【図１Ｃ】細くなった胴体を有する従来技術の超／遷音速輸送機を示す図である。
【図１Ｄ】細くなった胴体を有する従来技術の超／遷音速輸送機を示す図である。
【図１Ｅ】細くなった胴体を有する従来技術の超／遷音速輸送機を示す図である。
【図２】本発明の実施形態による一体化された推進システムおよび後部ボディーを有する超音速旅客機のある程度模式的な側部投影図である。
【図３】本発明の実施形態による、概略図２に示されるものと同様の航空機のある程度模式的な後部投影図である。
【図４Ａ】本発明の実施形態による、概略図２に示されるものと同様の航空機のある程度模式的な上面図である。
【図４Ｂ】本発明の実施形態による、概略図２に示されるものと同様の航空機のある程度模式的な正面図である。
【図４Ｃ】本発明の実施形態による、概略図２に示されるものと同様の航空機のある程度模式的な側面図である。
【図５】本発明の実施形態による、航空機の後部ボディーに一体化された推進システムをある程度模式的に示す側断面図である。
【図６Ａ】本発明の実施形態による一体化された推進システムを有した航空機の、総断面積と抜粋された構成要素の断面積を示す図である。
【図６Ｂ】くびれを持った胴体構成と本発明の実施形態によるくびれの無い胴体構成との比較を示す図である。
【図６Ｃ】本発明の他の実施形態による他のくびれの無い客座席配列を示す図である。
【図７】予測される全備重量と本発明の実施形態による航空機に対応した騒音レベルとの比較を示す図である。
【図８】本発明の実施形態による、尾翼が外側に傾いている構成の高速航空機の後部部分をある程度模式図で示す投影図である。
【図９】本発明の実施形態による、尾翼が内側に傾いている構成の高速航空機の後部部分をある程度模式図で示す投影図である。
【図１０】本発明の他の実施形態による一体に後部に備え付けられる推進システムを備えた高速輸送機をある程度模式的に示し、推進システムが一体化されていない航空機に重ねて示す上面図である。
【図１１Ａ】本発明の他の実施形態による高速航空機の後部ボディーおよびノズルをある程度模式的に示す側断面図である。
【図１１Ｂ】本発明の他の実施形態による高速航空機の後部ボディーおよびノズルをある程度模式的に示す側断面図である。
【図１１Ｃ】本発明の他の実施形態による高速航空機の後部ボディーおよびノズルをある程度模式的に示す側断面図である。
【図１２】本発明の実施形態による近音速の輸送機をある程度模式的に示す右前方の投影図である。
【図１３】本発明の実施形態による図１２に示す近音速輸送機をある程度模式的に示す左前方の投影図である。
【図１４】本発明の実施形態による近音速輸送機の代表的なデータを記載した表である。
【図１５Ａ】本発明の実施形態による図１２および１３に示したものと概略同様の音速に近い輸送機をある程度模式的に示す上面図である。図１５Ｄ−Ｆは本発明の他の実施形態による近音速輸送機をある程度模式的に示す上面図、正面図、および側面図である。
【図１５Ｂ】本発明の実施形態による図１２および１３に示したものと概略同様の音速に近い輸送機をある程度模式的に示す正面図である。図１５Ｄ−Ｆは本発明の他の実施形態による近音速輸送機をある程度模式的に示す上面図、正面図、および側面図である。
【図１５Ｃ】本発明の実施形態による図１２および１３に示したものと概略同様の音速に近い輸送機をある程度模式的に示す側面図である。
【図１５Ｄ】本発明の他の実施形態による近音速輸送機をある程度模式的に示す上面図である。
【図１５Ｅ】本発明の他の実施形態による近音速輸送機をある程度模式的に示す正面図である。
【図１５Ｆ】本発明の他の実施形態による近音速輸送機をある程度模式的に示す側面図である。
【図１６Ａ】従来の亜音速航空機と本発明の実施形態による近音速輸送機との予測ブロックタイムを比較するデータを示す図である。
【図１６Ｂ】従来の亜音速航空機と本発明の実施形態による近音速輸送機との予測航続距離を比較するデータを示す図である。
【図１７Ａ】本発明の他の実施形態による近音速航空機をある程度模式的に示す投影図である。
【図１７Ｂ】本発明の実施形態による後部ボディーに一体化された推進システムを備えた超音速の事業用ジェット機をある程度模式的に示す投影図である。
【図１８】本発明の他の実施形態による、翼の上部に位置する吸気口に一体化される推進システムを備えた航空機の後部部分をある程度模式的に示す図である。
【図１９】本発明のさらに他の実施形態による、翼の上部に位置する吸気口に一体化される推進システムを備えた近音速の輸送機をある程度模式的に示す投影図である。
【図２０Ａ】本発明のさらに他の実施形態による近音速または超音速航空機の吸気口構成をある程度模式的に示す図である。
【図２０Ｂ】本発明のさらに他の実施形態による近音速または超音速航空機の吸気口構成をある程度模式的に示す図である。
【図２０Ｃ】本発明のさらに他の実施形態による近音速または超音速航空機の吸気口構成をある程度模式的に示す図である。
【図２０Ｄ】本発明のさらに他の実施形態による近音速または超音速航空機の吸気口構成をある程度模式的に示す図である。
【図２０Ｅ】本発明のさらに他の実施形態による近音速または超音速航空機の吸気口構成をある程度模式的に示す図である。
【図２０Ｆ】本発明のさらに他の実施形態による近音速または超音速航空機の吸気口構成をある程度模式的に示す図である。
【図２０Ｇ】本発明のさらに他の実施形態による近音速または超音速航空機の吸気口構成をある程度模式的に示す図である。
【図２１】本発明の他の実施形態による、後部ボディーに一体化され吸気口の吸引ドアを備えたナセルをある程度模式的に示す上面投影図である。
【図２２】本発明の他の実施形態による１つまたは３つの一体化されたナセルを備えるよう構成された後部ボディーをある程度模式的に示す上面投影図である。
【図２３】本発明の他の実施形態による、テールブーム上に取り付けられる尾翼を備えた航空機をある程度模式的に示す上面投影図である。
【図２４】本発明のさらに他の実施形態による、近音速または超音速の巡航マッハ数で運行するモジュール式航空機をある程度模式的に示す上面投影図である。
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
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【図１Ｃ】
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【図１Ｄ】
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【図１Ｅ】
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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５】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図６Ｃ】
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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１１Ｃ】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５Ａ】
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【図１５Ｂ】
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【図１５Ｃ】
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【図１５Ｄ】
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【図１５Ｅ】
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【図１５Ｆ】
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【図１６Ａ】
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【図１６Ｂ】
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【図１７Ａ】
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【図１７Ｂ】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０Ａ】
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【図２０Ｂ】
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【図２０Ｃ】
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【図２０Ｄ】
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【図２０Ｅ】
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【図２０Ｆ】
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【図２０Ｇ】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【国際公開パンフレット】
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【国際公開パンフレット（コレクトバージョン）】
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【国際調査報告】
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