(57)【要約】【課題】チョーキングを起こしにくく、雑音レベルの低い、航空機推進システムを提供すること。【解決手段】航空機推進システムは、回転軸周りに回転可能であり、複数の羽根を備える推進ロータ組立体と、推進ロータ組立体に隣接して配置され、回転軸周りに円周方向に配列される、回転方向に固定された翼板組立体とを有する。空気流が推進ロータ組立体に入ると、空気流の一部は、空気流をロータ羽根から離れるように案内し、それにより、ロータ羽根に対する、方向を変えられた空気流の相対速度を低減させるように構成される翼板組立体の上を通り過ぎる。このことは、推進ロータ組立体を通る空気流がチョークされる傾向を低減させる結果をもたらす。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転軸(２４)周りに回転可能であり、複数の第１のロータ羽根(２２)を備える第１の推進ロータ組立体(２０)と、
前記回転軸(２４)周りに回転方向に固定され、前記第１の推進ロータ組立体(２０)に隣接して配置され、前記回転軸(２４)周りに円周方向に配列された第１の翼板組立体(６０)とを備え、
前記第１の翼板組立体(６０)が、前記第１の推進ロータ組立体(２０)に入る空気流を方向づけし、前記第１のロータ羽根(２２)に対して、再度方向づけされた前記空気流の速度を低減させるように構成される、航空機推進システム。
【請求項２】
複数の第２のロータ羽根(８２)を備え、前記第１の推進ロータ組立体(２０)における、前記第１の翼板組立体(６０)に対する反対側に設置され、前記回転軸(２４)周りに回転可能である、第２の推進ロータ組立体(８０)をさらに備える、請求項１に記載の航空機推進システム。
【請求項３】
前記第１の推進ロータ組立体(２０)および前記第２の推進ロータ組立体(８０)が、互いに反対方向に回転する、請求項２に記載の航空機推進システム。
【請求項４】
前記第１の翼板組立体(６０)が複数の翼板(６２)を備え、前記複数の翼板(６２)のうちの少なくとも１つがエアロフォイルとして形成される、請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機推進システム。
【請求項５】
前記複数の翼板(６２)が、前記回転軸(２４)周りに非対称的に配列される、請求項４に記載の航空機推進システム。
【請求項６】
前記複数の翼板(６２)のそれぞれが、隣接する翼板(６２)の対応するスパン(６３)、翼弦(６７)、キャンバー(６９)、円周方向の傾き、または後退角(７０)とは異なるスパン(６３)、翼弦(６７)、キャンバー(６９)、円周方向の傾き、または後退角(７０)のうちの少なくとも１つを有する、請求項４または５に記載の航空機推進システム。
【請求項７】
前記複数の翼板(６２)のうちの１つまたは複数が、前記翼板（６２）の半径方向最外側部に形成される小翼を備える、請求項４から６のいずれか１項に記載の航空機推進システム。
【請求項８】
筐体をさらに備え、
前記複数の翼板(６２)のうちの少なくとも１つが、
前記少なくとも１つの翼板(６２)が少なくとも部分的に前記筐体の中に収容される第１の収容位置と、
前記少なくとも１つの翼板(６２)が前記筐体から突出して前記第１のロータ組立体(２０)に入る前記空気流の中に延びる第２の展開位置と
の間で移動可能である、請求項４から７のいずれか１項に記載の航空機推進システム。
【請求項９】
前記回転軸(２４)周りに回転方向に固定され、前記回転軸(２４)周りに円周方向に配列され、前記第１の推進ロータ組立体(２０)と前記第２の推進ロータ組立体(８０)との間に設置される第２の翼板組立体(９０)をさらに備え、
前記第２の翼板組立体(９０)が、前記第１の推進ロータ組立体(２０)を出る空気流を方向づけし、前記第２のロータ羽根(８２)に対して、再度方向づけされた前記空気流の速度を低減させるように構成される、請求項１から８のいずれか１項に記載の航空機推進システム。
【請求項１０】
回転軸(２４)周りに回転可能であり、複数の第１のロータ羽根(２２)を備える第１の推進ロータ組立体(２０)と、前記第１の推進ロータ組立体(２０)に隣接して配置され、前記回転軸(２４)周りに円周方向に配列される複数の翼板(６２)とを備える航空機推進システムを制御する方法であって、
前記第１の推進ロータ組立体(２０)に入る空気流を方向づけし、前記第１のロータ羽根(２２)に対して、再度方向づけされた前記空気流の速度を低減させるように、前記複数の翼板(６２)のピッチを集合的に変化させるステップを含む、方法。
【請求項１１】
前記航空機推進システムが筐体をさらに備え、前記複数の翼板(６２)が少なくとも部分的に前記筐体の中に収容され、前記方法は、
前記複数の翼板(６２)のそれぞれを、第１の収容位置から、各翼板(６２)が前記筐体から前記第１のロータ組立体(２０)に入る空気流の中に延びる第２の展開位置まで移動させる、追加の初期ステップを含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
前記複数の翼板(６２)のそれぞれを、第１の収容位置から、各翼板(６２)が前記筐体から前記第１のロータ組立体(２０)に入る空気流の中に延びる第２の展開位置まで移動させる前記ステップが、
前記複数の翼板(６２)のそれぞれを、第１の収容位置から、各翼板(６２)が前記筐体から前記第１のロータ組立体(２０)に入る空気流の中に延びる第２の展開位置まで半径方向に延ばすステップを含む、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記複数の翼板(６２)のそれぞれを、第１の収容位置から、各翼板(６２)が前記筐体から前記第１のロータ組立体(２０)に入る空気流の中に延びる第２の展開位置まで移動させる前記ステップが、
前記複数の翼板(６２)のそれぞれを、第１の収容位置から、各翼板(６２)が前記筐体から前記第１のロータ組立体(２０)に入る空気流の中に延びる第２の展開位置まで回転させるステップを含む、請求項１１に記載の方法。
【請求項１４】
複数のロータ羽根(２２：８２)を有し、回転軸(２４)周りに回転可能な少なくとも１つの推進ロータ組立体(２０：８０)を備える航空機推進システムによって発生する雑音を低減させる方法であって、
前記少なくとも１つの推進ロータ組立体(２０：８０)に入る空気流を方向づけし、前記ロータ羽根(２２：８２)に対して、再度方向づけされた前記空気流の速度を低減させるように、複数の翼板を前記回転軸(２４)周りに円周方向の配列で取り付けるステップと、
使用時に前記推進ロータ組立体(２０：８０)によって発生する前記雑音を低減させるように、前記推進ロータ組立体(２０：８０)を、少なくとも１つの追加のロータ羽根(２２：８２)を加えることによって修正するステップとを含む、方法。
【請求項１５】
請求項１から９のいずれか１項に記載の航空機推進システムを備えるナセル(１４)であって、前記ナセル(１４)の軸線が前記回転軸(２４)に整列される、ナセル(１４)。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機推進システム、特に、しかし排他的でなく、二重反転プロペラまたはオープンロータによって一般的に特徴付けられる、プロップファンタイプまたはアンダクテッドファン（unducted fan）タイプのエンジンを利用する航空機推進システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
従来のターボファンエンジンのバイパス比を増加させることで、その燃料消費量および結果的にＣＯ２排出のレベルを低減することができることが知られている。この特性は、現代のターボファンエンジンのバイパス比を漸次増加させることで、エンジン製造者によって利用されてきた。
【０００３】
しかし、最終的には、必要なエンジンナセルの大きさに付随する重量および抵抗（drag）による不利益が燃料消費量の低減を上回るので、バイパス比がどれだけ増加されうるかに対しては、限界が存在する。
【０００４】
高バイパスターボファンエンジンに変わるものが、オープンロータエンジンまたはアンダクテッドファンエンジンであり、そこでは、ロータまたはファンは、ナセル内に収容されない。このことは、ファンまたはプロペラが、直径においてより大きくなることを可能にし、そのことが、バイパス比を増加させると同時に、重くて抵抗を誘発するナセルの必要性をなくす。
【０００５】
このことが、結果として、オープンロータエンジンが著しく少ない燃料で（いくつかの例では３０％まで）燃焼することを可能にし、従来のターボファンエンジンと比較した場合に、付随する排出の低減を提供する。
【０００６】
オープンロータエンジンは、ターボプロップエンジンに類似するが、ターボプロップエンジンより高い巡航速度で効率的に動作するように設計される。ターボプロップエンジンとオープンロータエンジンとの間の主要な違いは、オープンロータエンジンのプロペラ羽根が、ターボプロップエンジンの羽根より高い剛率（solidity）（一般に、より多数のプロペラ羽根に基づく）を有することである。加えて、ターボプロップエンジンとは対照的に、オープンロータエンジンは、エンジンのコア排気からその全推力の一部を発生する。
【０００７】
オープンロータエンジンに伴う問題は、オープンロータエンジンが、ファンからの雑音（noise）がナセルで覆われて防音される従来のターボファンエンジンより高い雑音レベルを発生することである。
【０００８】
雑音は、二重反転のロータ組立体を備える好ましいオープンロータ装置において、特別な関心事である。第１の（上流の）ロータで生み出された後流は、後の（下流の）ロータで「切り刻まれる（chopped）」。前部ロータと後部ロータとの間の後流の相互作用によって放出される雑音の強度は、前部ロータ羽根で生み出される後流の強さに比例する。前部ロータの羽根で生み出される後流の強さは、各個別の羽根によって発生される荷重（loading）または揚力（lift）を減少させることによって低減されうる。このことは、前部ロータ羽根の数を増加させることによって、エンジンで生み出される推力を弱めることなく達成可能であり、すなわち同じ合計エンジン推力を生み出すために、各ロータ羽根に必要とされる揚力は、より少ない。
【０００９】
オープンロータエンジン装置では、前部ロータは、航空機の前方飛行速度に等しい軸方向のマッハ数を受ける。ロータの回転速度と組み合わされた高い入口速度は、２つの隣接するロータ羽根の間の通路に入る空気がさらに高い相対マッハ数（約マッハ０．８）を有する結果をもたらす可能性がある。このことは、オープンロータを通る流れのレジームがチョーキング（choking；換言すれば、流れの閉そく）を引き起こす結果をもたらす可能性がある。
【００１０】
従来のターボファンエンジンでは、ナセルおよびファンへの吸気部が流れを拡散させ、それにより、入口流れのマッハ数は、巡航状態（cruise condition）にあるときは航空機の飛行速度より小さいが、離陸または着陸においては航空機の飛行速度より大きい。それゆえ、そのようなエンジンにおいては、ファン羽根のチョーキングの問題は一般に発生しない。
【００１１】
チョークマージン（choke margin）という用語が、しばしば、ロータのチョークポイント（choke point）に対する流れの状態の範囲を説明するために使用される。これは、以下のように定義されうる：
【００１２】
【数１】
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【００１３】
ロータ羽根に対する付加的な制約は、ロータ羽根が、鳥の衝突に対する必要条件を満たすのに必要な構造強度をもたらすために、最小厚さを有する必要があることである。この必要とされる最小厚さは、２つの隣接する羽根の間の面積（のど面積（throat area））の大きさに、上限を加える。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
高い相対入口マッハ数、および必要とされる最小羽根厚さによって加えられる、のど面積における制約は、ロータを通る空気流がチョークされる結果をもたらす可能性がある。チョーキングは、羽根の内側部分の上で特によく発生する。というのは、この領域では、のど面積が最も小さく、羽根が最も厚いからである。それゆえ、流れがチョークされるのを回避するために、多くの場合、ロータの羽根の数を制限することが必要である。しかし、ロータ雑音を低減させるためには、ロータの羽根の数を増加させることが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
本発明の第１の態様によれば、回転軸周りに回転可能で、複数の第１のロータ羽根を備える第１の推進ロータ組立体と、回転軸周りに回転方向に固定され、第１のロータ組立体に隣接して配置され、回転軸周りに円周方向に配列される第１の翼板組立体とを備え、第１の翼板組立体が、第１の推進ロータ組立体に入る空気流を方向づけし、第１のロータ羽根に対して、再度方向づけされた空気流の速度を低減させるように構成される、航空機推進システムが提供される。
【００１６】
本発明の一実施形態では、翼板組立体が、空気流の方向を変え、空気流が第１のロータ組立体のロータ羽根のそれぞれとよりよく整列されるように構成される。このことが第１のロータ組立体に入る空気流の相対速度ベクトルの大きさを減少させ、方向を変える。
【００１７】
第１のロータ組立体の羽根の上の空気流の相対速度の低減が、２つの隣接するロータ羽根の間の通路に入る空気流の相対マッハ数を低減させることにより、ロータのチョークマージンを改善する。このことが、ロータの羽根数を増加させることを可能にし、そのことが、システムの総合効率を改善しながらさらに、放出される雑音レベルを低減する。
【００１８】
また、相対速度ベクトルの方向の変化が、ロータの内側部分のねじれが戻る（untwisting）のを可能にする。言い換えると、羽根のエアロフォイル断面は、ロータ組立体の回転軸とより密接に整列されうる。このことは、２つの隣接するロータ羽根の間ののど面積を増加させ、そのことが、チョークマージンをさらに改善する結果をもたらす。
【００１９】
任意選択で、航空機推進システムは、複数の第２のロータ羽根を備え、第１の推進ロータ組立体における、第１の翼板組立体に対する反対側に設置され、回転軸周りに回転可能な第２の推進ロータ組立体をさらに備える。
【００２０】
任意選択で、第１の推進ロータ組立体および第２の推進ロータ組立体は、互いに反対方向に回転する。
任意選択で、第１の翼板組立体は複数の翼板を備え、複数の翼板のうちの少なくとも１つは、エアロフォイルとして形成される。
【００２１】
翼板をエアロフォイルとして形成することによって、到来する空気流は、より容易に方向を変えられ、相対速度ベクトルの方向および大きさを変えることができる。
本発明の一実施形態では、翼板のスパンは、ロータ羽根のスパンより小さい。
【００２２】
本発明の他の実施形態では、翼板は、ロータ羽根のスパンとほぼ同じスパンを有してよい。
本発明の別の実施形態では、翼板は、それらのスパンに沿ってねじられてよい。
【００２３】
任意選択で、複数の翼板が、回転軸周りに非対称的に配列される。
翼板を回転軸周りに非対称的に配列することによって、例えば、エンジン搭載パイロンから伝播する後流など、エンジン設置がロータに与える影響を緩和することができる。
【００２４】
任意選択で、複数の翼板のそれぞれは、隣接する翼板の対応するスパン、翼弦、キャンバー、円周方向の傾き（lean）、または後退角（sweep）とは異なるスパン、翼弦、キャンバー、円周方向の傾き、または後退角のうちの少なくとも１つを有する。
【００２５】
オープンロータファンエンジンが航空機に搭載されると、エンジン組立体周りの流れ場は、一般に、例えばエンジン搭載パイロンの影響を受ける結果として非対称的になる。
１つまたは複数の翼板の幾何学形状を変えることによって、ロータ組立体に入る空気流を非対称的に修正し、エンジンパイロンの影響を補償することが可能になる。チョークマージンにおける改善をもたらすことに加えて、そのような非対称的翼板配列もまた、羽根が、周期的に変化する流れ場を通過する必要性を低減することによって、雑音の低減をもたらす。
【００２６】
任意選択で、複数の翼板のうちの１つまたは複数が、１つまたは複数の翼板の半径方向最外側部に形成される小翼を備える。
翼板の先端に形成される小翼の使用は、翼板による先端の渦の強さを低減することを助ける。翼板先端の渦の強さを低減することで、ロータと渦との相互作用で引き起こされる雑音が低減する。渦の影響を制限することによって、ロータ内への空気流が平滑化され、そのことが、結果としてチョークマージンを改善し、それゆえロータ組立体の空気力学的効率を改善することができる。
【００２７】
任意選択で、複数の翼板のうちの１つまたは複数が、個別の１つまたは複数の可変ピッチ翼板を備える。
翼板のピッチを変える能力は、ロータを横切る空気流が修正される度合いが、推進システムの動作状態に応じて変えられることを可能にする。
【００２８】
それゆえ、翼板のピッチは、飛行速度の変化に対処するために、ロータ羽根のピッチに合わせて調整される。例えば、チョーキングは、より高い飛行マッハ数による巡航状態においてより問題となるので、飛行エンベロープのこの部分は、ロータおよび翼板のより大きなピッチ角調整を必要とする可能性がある。
【００２９】
任意選択で、航空機推進システムは、１つまたは複数の可変ピッチ翼板のそれぞれのピッチを集合的に変えるように動作可能な翼板制御モジュールをさらに備える。
任意選択で、航空機推進システムは、少なくとも１つの翼板が少なくとも部分的に筐体の中に収容される第１の収容位置と、少なくとも１つの翼板が筐体から突出して、第１の推進ロータ組立体に入る空気流の中に延びる第２の展開位置との間で、複数の翼板のうちの少なくとも１つが移動可能である筐体をさらに備える。
【００３０】
翼板が必要でないときに翼板を後退させることによって、空力抵抗の低減を達成し、推進システムをより効率的にさせることができる。
任意選択で、航空機推進システムは、回転軸周りに回転方向に固定され、回転軸周りに円周方向に配列され、第１の推進ロータと第２の推進ロータとの間に設置される第２の翼板組立体をさらに備え、第２の翼板組立体は、第１の推進ロータ組立体を出る空気流を方向づけし、第２のロータ羽根の表面に対して、再度方向づけされた空気流の速度を低減させるように構成される。
【００３１】
第２の翼板組立体は、前部ロータと後部ロータとの間のナセルに搭載され、回転軸周りに円周方向に配列されてよい。第２の翼板組立体は、第１のロータ組立体を出る高度に旋回する流れを受けて、この渦の一部を取り除き、それにより、第２のロータ組立体に入る空気流の相対速度（およびそれゆえ相対マッハ数）が低減される。第２の翼板組立体は、第１の翼板組立体を伴って実施されてよく、または伴わずに実施されてよい。
【００３２】
本発明の第２の態様によれば、回転軸周りに回転可能であり、複数の第１のロータ羽根を備える第１の推進ロータ組立体と、第１の推進ロータ組立体に隣接して配置され、回転軸周りに円周方向に配列された複数の翼板とを備え、複数の翼板が、第１の推進ロータ組立体に入る空気流を方向づけし、第１のロータ羽根に対して、再度方向づけされた空気流の速度を低減させるように構成される、航空機推進システムを制御する方法が提供され、方法は、複数の翼板のピッチを集合的に（collectively）変化させるステップを含む。
【００３３】
任意選択で、航空機推進システムが筐体をさらに備え、複数の翼板が少なくとも部分的に筐体の中に収容され、方法が追加の初期ステップ：複数の翼板のそれぞれを、第１の収容位置から、各翼板が筐体から第１の推進ロータ組立体に入る空気流の中に延びる第２の展開位置まで移動させるステップ、を含む。
【００３４】
任意選択で、方法は、複数の翼板のそれぞれを収容位置から展開位置まで半径方向に延ばすステップを含む。
任意選択で、方法は、複数の翼板のそれぞれを収容位置から展開位置まで回転させるステップを含む。
【００３５】
本発明の第３の態様によれば、回転軸周りに回転可能な第１の推進ロータ組立体と、第１の推進ロータ組立体に隣接して設置され、回転軸周りに円周方向に配列される、回転方向に固定された第１の翼板組立体とを含む航空機推進システムを備えるナセルが提供され、ナセルの軸線は、回転軸と整列される。
【００３６】
本発明の第４の態様によれば、複数のロータ羽根を有し、回転軸周りに回転可能な少なくとも１つの推進ロータ組立体を備える航空機推進システムによって放射される雑音を低減させる方法であって、ロータ羽根の上の空気流の速度を低減させ、ロータ入口のマッハ数を低減させるように、複数の翼板を、回転軸周りに円周方向配列で取り付けるステップと、使用時にロータ組立体によって発生する雑音を低減させるように、推進ロータ組立体を、少なくとも１つの追加のロータ羽根を加えることによって修正するステップとを含む、方法が提供される。
【００３７】
次に、非限定的な例による本発明の一実施形態が、添付の図面を参照して説明される。
【図面の簡単な説明】
【００３８】
【図１】従来のオープンロータのターボファン航空機エンジンの概略的断面図である。
【図２】図１の従来技術のエンジンのオープンロータ羽根の上の空気流を表示する線図である。
【図３】本発明の第１の実施形態による、オープンロータのターボファン航空機エンジンの概略的断面図である。
【図４ａ】翼板およびロータ羽根を示す図３のエンジンの部分断面図である。
【図４ｂ】図３の実施形態の翼板の平面図である。
【図５】図３のエンジンのオープンロータ羽根の上の空気流を表示する線図である。
【図６ａ】図３の実施形態による、翼板組立体の対称的配列を示すエンジンナセルの概略的立面図である。
【図６ｂ】図３の実施形態による、翼組立体の非対称的配列を示すナセルの概略的立面図である。
【図６ｃ】図３の実施形態による、非対称的配列の翼板組立体を有する、パイロンで搭載されたナセルを有する航空機の概略的立面図である。
【図７】図３の実施形態の翼板の概略的斜視図である。
【図８】本発明の第２の実施形態による、オープンロータのターボファン航空機エンジンの概略的断面図である。
【図９】半径方向に展開可能な翼板組立体を有し、部分的に半径方向に後退された位置にある１つの翼板を示す、図８のエンジンの概略的な部分断面図である。
【図１０ａ】翼板組立体が回転可能に後退可能であり、後退された位置にある翼板を示すエンジンナセルの一部の概略的立面図である。
【図１０ｂ】延ばされた位置にある図１０ａの翼板組立体を示す図である。
【図１１】回転可能に後退可能な翼板組立体を有し、後退された翼板によって形作られるナセルを示す、図８のエンジンの概略的な部分断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００３９】
図１を参照すると、従来のオープンロータのターボファンエンジン組立体が、全体的に参照数字１０で示される。
オープンロータエンジン組立体１０は、エンジンコア１２、コア空気流１６を外部空気流１８から分離するナセル１４、複数の第１のロータ羽根２２を備える第１のロータ組立体２０、および複数の第２のロータ羽根８２を備える第２のロータ組立体８０を備える。
【００４０】
第１および第２の両ロータ組立体２０、８０は、回転軸２４周りに回転する。
所与の飛行状態に対して、外部空気流１８の速度は、図１に示されるように、第１のロータ２０のスパンの一部の上にチョーク領域２６を形成させるのに十分である。
【００４１】
図２は、エンジン組立体１０の第１のロータ組立体２０に入る空気流１８を、図の形で示す。速度三角形３０が、所与のロータ半径２８における空気流１８のベクトル成分を表す。
【００４２】
円周方向のロータ速度を表す回転方向速度ベクトル３２が、航空機の軸方向の飛行速度を表す軸方向の速度ベクトル３４に加えられ、軸方向の速度ベクトル３４に対して角度３８に向けられる相対速度ベクトル３６を生成する。
【００４３】
相対速度ベクトル３６は、軸方向の速度ベクトル３４より大きさが大である。このことは、ロータ羽根断面の平面内の空気流の速度が、ロータ軸に沿う空気流の速度より大きいことを意味する。
【００４４】
空気流速度は、よく知られている関係：
【００４５】
【数２】
2013043635.tif 000004
【００４６】
によってマッハ数に変換されてよく、ここで、
Ｍ＝マッハ数；
ｖ＝空気流速度；
γ＝比熱比；
Ｒ＝一般気体定数；および
Ｔ＝絶対温度
である。
【００４７】
第１のロータ羽根２２のそれぞれは、最大厚さ４２を有し、相対速度ベクトル３６とほぼ整列される、エアロフォイル形の断面プロフィール２３を有する。第１のロータ羽根断面２３の整列角度は、食い違い角（stagger angle）４０と称される。
【００４８】
最大厚さ４２は、エンジン組立体１０の動作上の完全性（operational integrity）を損なうことなく、飛行中の鳥の衝突に耐えうるロータ羽根２２に対する構造的必要条件によって、主として決定される。
【００４９】
第１のロータ羽根２２の相対的間隔が、隣接する前部ロータ羽根２２の間に通路４４を形成し、のど面積４８として画定されるより小さい最小面積まで細くなる入口面積４６を有する。厚さ４２と食い違い角４０との組合せにおけるエアロフォイルプロフィール形を選択することで、のど面積４８の大きさが決定される。
【００５０】
所与のマッハ数においてチョーキング状態を発生させる、のど面積４８に対する入口面積４６の比が、知られている圧縮性流れの関係：
【００５１】
【数３】
2013043635.tif 000005
【００５２】
によって支配される。ここで、
Ａ＝入口面積；
Ａ＊＝チョーキングが発生するのど面積；
Ｍ＝ロータへの入口４６における相対マッハ数；および
γ＝比熱比
である。
【００５３】
第１のロータ２０に対して、のど面積４８に対する入口面積４６の比が、飛行状態における相対入口マッハ数に対するＡ／Ａ＊より大きいならば、すなわち
【００５４】
【数４】
2013043635.tif 000006
【００５５】
であるならば、チョーキングが発生する。このことは、効率の損失、抵抗の増加、およびエンジンが与えうる推力の限界を結果としてもたらす。したがって、チョーキングは、相対マッハ数および面積比
【００５６】
【数５】
2013043635.tif 000007
【００５７】
によって影響を受ける。
図３を参照すると、本発明の一実施形態によるオープンロータエンジン組立体が、全体として参照番号１００で示される。参照を容易にするために、エンジン組立体１０の特徴に対応するエンジン組立体１００の特徴は、対応する参照番号を与えられている。
【００５８】
エンジン組立体１００は、エンジン組立体１０の特徴のすべてを含み、複数の第１の翼板６２を備える第１の翼板組立体６０の付加を伴う。第１の翼板組立体６０は、ナセル１４上に搭載され、回転軸２４周りに円周方向に配列される。
【００５９】
図４ａに示されるように、第１の翼板６２は、チョーキングまたはチョークマージンが問題となる領域２６をわずかに超えて延びるスパン６３を有する。第１の翼板６２の断面プロフィール６４は、ロータ羽根入口マッハ数とスパン６３の中の任意の所与の点における面積比との望ましい組合せを達成するために、速度線図（図５参照）を使用することによって適切に設計されてよい。
【００６０】
第１のロータ２０のチョーク領域２６を超えて延びる、第１の翼板６２の先端断面６６（図４ｂ参照）は、翼板の先端において非常にわずかな揚力を生み出すように、または全く揚力を生み出さないように、ゼロのキャンバーで設計されてよい。ゼロの揚力を保持するようにエアロフォイルの先端領域６５を設計することで、翼の自由端において発生することが知られている先端渦の影響が制限される。第１の翼板６２によって発生されうる先端渦の強さを軽減する、他の知られている方法、小翼または楕円平面の成形など、が利用されてよい。
【００６１】
図５は、エンジン組立体１００の第１の翼板６２および第１のロータ組立体２０を通る空気流１８を、線図の形で示す。速度三角形１３０は、ロータ半径２８における空気流１８の成分を、ベクトルの形で表す。
【００６２】
第１の翼板組立体６０に入る、軸方向の速度ベクトル３４で表される自由流の空気流１８は、第１の翼板６２による小角度１５０を介して方向を変えられる。図５に示されるように、第１の翼板６２は、エアロフォイル形の断面プロフィール６４を有する。
【００６３】
翼板断面６４の上を通り過ぎると、空気流は、翼板出口速度ベクトル１３４を有する。第１のロータ２０の回転方向速度ベクトル３２は、翼板出口速度ベクトル１３４と結合して、軸方向の速度ベクトル３４に対して角度１３８で向けられる、新しい相対入口速度ベクトル１３６を生成する。
【００６４】
新しい相対入口速度ベクトル１３６は、エンジン１０（すなわち、第１の翼板組立体６０を持たない）に対して、対応する相対入口速度ベクトル３６より大きさが小さい。加えて、相対入口速度ベクトル１３６は、対応する相対入口速度ベクトル３６よりも、より軸方向に回転軸２４と整列される（すなわち、角度１３８は角度３８より小さい）。
【００６５】
エンジン１００のロータ断面２３は、新しい相対入口速度ベクトル１３６とほぼ整列され、新しい食い違い角１４０を生成する。
この新しい食い違い角１４０は、エンジン１０における対応する食い違い角４０より小さく、そのことが、通路４４が新しい入口面積１４６およびのど面積１４８を有する結果をもたらす。
【００６６】
上で説明されたように、エンジン１００の羽根断面２３は、エンジン１０の対応する羽根断面２３よりも、より軸方向に整列されるので、のど面積１４８は、エンジン１０ののど面積４８より大きくなりうる。このことが、通路４４を通る空気流の速度を低下させ、そのことが、空気流の相対マッハ数を減少させる効果を有する。
【００６７】
相対マッハ数におけるこの減少が、のど面積１４８の増加と併せて、チョークマージンにおける改善を結果としてもたらす。
本発明は、例えば、
【００６８】
【数６】
2013043635.tif 000008
【００６９】
または
【００７０】
【数７】
2013043635.tif 000009
【００７１】
の比を減少させることによって、羽根の通路の中のチョーキングを排除することなく、性能上の利点をエンジンにもたらすことができることに留意されたい。この状況では、式（１）によるチョークマージンの値はゼロとなり、すなわち翼板が存在せず、流れがチョークされる場合と同じである。しかし、翼板はやはり、羽根通路に対してマッハ数を減少させ、そのことが、結果として、通路ののどにおいて形成する衝撃の強さを減少させる。より弱い衝撃が、より少ない空力的損失を生み出し、それゆえシステム性能が改善される。
【００７２】
本発明の代替実施形態（図６ａ、図６ｂおよび図６ｃ参照）では、ナセル１４上に円周方向に配列される個別の第１の翼板６２は、それぞれ、エンジンナセル１４周りに非対称的流れ場を提供するために、互いに異なる形状を有することができる。
【００７３】
この非対称的流れ場は、空気流が、エンジン軸２４に対して対称的に配置されない航空機構造物１６０の上を通り過ぎることによって生じる。オープンロータエンジン１０によって経験される、流れ１８に与える１つの主要な影響は、前部ロータ組立体２０の入口平面付近に強い後流を生成する、エンジン搭載パイロン１６２によって引き起こされる影響である。
【００７４】
エンジン周りの空気流における速度場は、当技術分野で知られている近代的な計算方法を使用し、これらの設置物の影響を明らかにして解析されうる。そのような解析に基づいて、個別の第１の翼板６２のスパン６３、翼弦６７、スタック（stack）６８、キャンバー６９および後退角７０（図７参照）が、当業者によって適切に選択されうる。
【００７５】
図６ａは、それぞれが共通の形状を有する、軸対称分配の翼板６２を示すエンジンナセル１４の概略的立面図を示す。
図６ｂは、図６ａに類似するが、非軸対称分配の翼板６２を有する図を示し、また、多様な形状を有する翼板６２を示す。形状におけるこの変化は、例えば、より大きなスパンを有する翼板１７０、より小さなスパンの１７２、変化するスタック（円周方向の傾き１８０、１８２として示される）、および小翼１９０、１９２の追加を含んでよい。
【００７６】
図６ｃは、個別のパイロン１６２に搭載された２つのオープンロータエンジン１００を有する航空機１６０の概略的断面図を示す。エンジン１００は、第１のロータ組立体２０の上流である、図６ｂに示されるもののような非軸対称配列の第１の翼板６２を組み込む。図６ｃは、プッシャータイプ（pusher-type）およびプーラータイプ（puller-type）の両タイプのオープンロータ配列を表す。
【００７７】
他の実施形態（図１０ａ、図１０ｂおよび図１１）では、第１の翼板６２のそれぞれは、展開可能である。言い換えると、例えば、低速飛行動作の間、空気力学的利益を第１のロータ２０にもたらさない飛行エンベロープの部分に対して、翼板６２がナセルの中に後退されてよい。次いで、例えば巡航高度における飛行など、翼板が有益である飛行エンベロープの部分に対して、翼板６２が延ばされてよい。
【００７８】
一構成では、第１の翼板６２は、ナセル１４の外面内に完全に、またはほぼ完全に収容される後退された位置から、半径方向に延ばされてよい。例えば油圧シリンダまたは電気モータなど、なんらかの適切な作動機構（図示されず）が、翼板６２を延ばすためおよび後退させるために使用されてよい。
【００７９】
代替構成（図１０ａおよび図１０ｂに示される）では、第１の翼板６２は、ナセル構造３５１に接続された枢動軸３５０に、蝶番で留められてよい。翼板６２は、作動装置３５２によって翼板６２を円周方向に枢動させることによって後退されてよい。この構成では、翼板がその後退された位置にあるとき、翼板表面３５５のうちの１つが、ナセル１４の外面３５３と同一平面にある状態を維持する。
【００８０】
そのような実施形態では、第１の翼板６２は、枢動軸３５０付近で翼板６２にほぼ垂直に延びるように配列されるナセルフィラー（filler）３５４に取り付けられてよい。その結果、翼板６２が図１０ｂに示されるように延ばされる時、ナセルフィラー３５４が回転してナセル表面３５３と同一平面になり、延ばされた翼板６２によって残された空所を満たす。例えば滑動パネルなど、他の手段もまた、この空所を満たすために使用されてよい。
【００８１】
図１０ａおよび図１１で例示される、この実施形態の変形形態では、回転可能に展開可能な第１の翼板６２の表面３５５が、翼板がそれらの後退された位置にあるときに、ナセル１４の外面３５３を超えて突出する。この配列では、入口流れ１８に曝される翼板６２の表面３５５は、第１のロータ２０に入る流れ１８に空気力学的利益をもたらすように適切に形作られる（すなわち、ナセル成形（nacelle shaping））。
【００８２】
さらに別の実施形態（図示されず）では、第１の翼板６２は、可変ピッチを有するように構成されてよい。可変ピッチは、翼板６２が入口空気流１８を修正し、それにより、もたらされる入口流れの速度ベクトル１３６が、例えば離陸、上昇および巡航など、航空機の動作状態の範囲に対して最適化されることを可能にする。翼板６２のピッチにおけるこの変化は、ロータ羽根２２のピッチ角における変化と関係づけられてよく、または関係づけられなくてよい。
【００８３】
図８を参照すると、本発明の第２の実施形態によるオープンロータエンジン組立体は、全体として参照番号２００で示される。エンジン組立体１００の特徴に対応するエンジン組立体２００の特徴は、参照を容易にするために、対応する参照番号を与えられている。
【００８４】
エンジン組立体２００は、エンジン組立体１００の特徴をすべて含み、複数の第２の翼板１６２を備える第２の翼板組立体９０の付加を伴う。第２の翼板組立体９０は、第１のロータ組立体２０と第２のロータ組立体８０との間でナセル１４上に搭載され、回転軸２４周りに円周方向に配列される。
【００８５】
本発明は、その本質的特徴から逸脱することなく、他の特定の形態において具現化されてよい。説明された実施形態は、あらゆる点で、制限的ではなく単に例示であるものとみなされるべきである。それゆえ、本発明の範囲は、前の説明によるのではなく、添付される特許請求の範囲によって示される。特許請求の範囲の等価物の意味および範囲の中に入るすべての変化は、特許請求の範囲の中に包含される。
【符号の説明】
【００８６】
１０  オープンロータターボファンエンジン組立体
１２  エンジンコア
１４  ナセル
１６  コア空気流
１８  外部空気流
２０  第１のロータ組立体
２２  第１のロータ羽根
２３  第１のロータ羽根断面プロフィール
２４  回転軸
２６  チョーク領域
２８  所与のロータ半径
３０  速度三角形
３２  回転方向速度ベクトル
３４  軸方向の速度ベクトル
３６  相対速度ベクトル
３８  角度
４０  食い違い角
４２  最大厚さ
４４  通路
４６  入口面積
４８  のど面積
６０  第１の翼板組立体
６２  第１の翼板
６３  スパン
６４  第１の翼板６２の断面プロフィール
６５  エアロフォイルの先端領域
６６  第１の翼板６２の先端断面
６７  翼弦
６８  スタック
６９  キャンバー
７０  後退角
８０  第２のロータ組立体
８２  第２のロータ羽根
９０  第２の翼板組立体
１００  エンジン組立体
１３０  速度三角形
１３４  翼板出口速度ベクトル
１３６  相対入口速度ベクトル
１３８  角度
１４０  食い違い角
１４６  入口面積
１４８  のど面積
１５０  第１の翼板６２による小角度
１６０  航空機構造物
１６２  エンジン搭載パイロン
１７０  翼板
１７２  より小さなスパン
１８０  円周方向の傾斜
１８２  円周方向の傾斜
１９０  小翼
１９２  小翼
２００  エンジン組立体
３５０  枢動軸
３５１  ナセル構造
３５２  作動装置
３５３  ナセル１４の外面
３５４  ナセルフィラー
３５５  翼板表面
【図１】
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【図２】
2013043635.tif 000011
【図３】
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【図４ａ】
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【図４ｂ】
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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】
2013043635.tif 000019
【図８】
2013043635.tif 000020
【図９】
2013043635.tif 000021
【図１０ａ】
2013043635.tif 000022
【図１０ｂ】
2013043635.tif 000023
【図１１】
2013043635.tif 000024
【外国語明細書】
2013043635000001.pdf