(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンと、
フリータービンと、
前記フリータービンにより駆動されるファンと、
推力を選択的に生成するために前記エンジンからの流体出力を前記フリータービンに選択的に供給するための手段とを有してなり、
前記選択的に供給するための手段が、前記エンジンからの前記流体出力を前記フリータービンに供給するための通路と、前記通路内に配置されたバルブとを有してなり、および
前記バルブは、前記流体出力が排気ノズルを経て機外に向けられる第１の位置と、前記流体出力が前記フリータービンに向けられて前記ファンが回転して推進力を生成する第２の位置との間で移動可能である、ことを特徴とする乗物用の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム。
【請求項２】
前記エンジンが前記乗物の胴体内に組み込まれており、また前記エンジンの吸気口に空気を供給するための前記胴体内の吸気口通路をさらに有してなる、ことを特徴とする請求項１記載の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム。
【請求項３】
前記フリータービンがケーシング内に設けられている、ことを特徴とする請求項１記載の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム。
【請求項４】
前記胴体の内面と前記ケーシングの外面との間に形成されたバイパス通路をさらに有してなり、また前記ファンが前記バイパス通路内に配置されている、ことを特徴とする請求項２記載の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム。
【請求項５】
前記バイパス通路が排気ノズルと連通しており、また前記システムが非ブースト推力モードにある時に前記排気ノズルを閉じるための軸方向に移動可能なプラグをさらに有してなる、ことを特徴とする請求項４記載の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム。
【請求項６】
前記システムがブースト推力モードにある時に前記バイパス通路に空気を供給するための手段をさらに有してなる、ことを特徴とする請求項４記載の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム。
【請求項７】
前記空気供給手段が、前記胴体内の吸気口と、前記胴体に接続されると共に開位置と閉位置との間で移動可能な吸気口フラップとを有してなる、ことを特徴とする請求項６記載の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム。
【請求項８】
前記バルブが回転可能なゲートバルブである、ことを特徴とする請求項１記載の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム。
【請求項９】
前記ファンがバイパス通路内に配置されており、また前記ファンにより生成された推力が前記エンジンの前記流体出力と混合されて推進力を生成する、ことを特徴とする請求項１記載の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム。
【請求項１０】
前記エンジンから少なくとも１つの航空機システムに動力を供給するための手段をさらに有してなる、ことを特徴とする請求項１記載の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム。
【請求項１１】
前記エンジンがコンプレッサ、タービン、および前記コンプレッサと前記タービンを接続する軸を有してなり、および前記動力供給手段が前記軸から動力を取り出して前記少なくとも１つの航空機システムに前記動力を供給するための機械的接続部を有してなる、ことを特徴とする請求項１０記載の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム。
【請求項１２】
前記エンジンがコンプレッサを有してなり、また前記動力供給手段が空気圧供給手段を有してなる、ことを特徴とする請求項１０記載の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム。
【請求項１３】
胴体と、前記胴体内に組み込まれた可変ブーストサイクルプロパルサーシステムとを有する航空機であって、
前記可変ブーストサイクルプロパルサーシステムが、
前記胴体内に組み込まれたエンジンと、
前記胴体内に組み込まれたフリータービンと、
前記フリータービンに接続されたファンと、
前記フリータービンと前記ファンを駆動して前記航空機のための付加的な推力を生成するために前記エンジンからの流体出力を供給するための手段を有してなり、
前記流体出力供給手段が、前記エンジンと前記フリータービンとの間に延在する流体通路と、前記流体出力が前記フリータービンに供給される第１の位置と前記流体出力が機外に排出される第２の位置との間で移動可能であり前記流体通路内にあるバルブとを含んでいる、ことを特徴とする航空機。
【請求項１４】
前記可変ブーストサイクルプロパルサーシステムが前記胴体の尾部内に組み込まれている、ことを特徴とする請求項１３記載の航空機。
【請求項１５】
前記フリータービンがケーシング内に配置されており、前記胴体の内面と前記ケーシングの外面との間のバイパス通路をさらに有してなり、および前記ファンが前記バイパス通路内に配置されている、ことを特徴とする請求項１３記載の航空機。
【請求項１６】
前記バイパス通路と連通した排気ノズルと、前記可変ブーストサイクルプロパルサーシステムが非ブースト推進モードにある時に前記排気ノズルを閉じるための軸方向に移動可能なプラグをさらに有してなる、ことを特徴とする請求項１５記載の航空機。
【請求項１７】
前記バイパス通路に空気を供給するための手段をさらに有してなる、ことを特徴とする請求項１５記載の航空機。
【請求項１８】
前記空気供給手段が、前記胴体内の吸気口と、前記吸気口内に空気が導入される第１の位置と前記バイパス通路に空気が入るのを阻止する第２の位置との間で移動可能なフラップを有してなる、ことを特徴とする請求項１７記載の航空機。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機システムへの動力および種々の飛行状況において付加的ないし補助的な推力を選択的に供給するためのシステムに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
補助動力装置は航空機において航空機システムを動かすため、および航空機のエンジンを始動するための動力源として使用されている。補助動力装置はまた、エンジン故障の際の非常用の動力源として使用される。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
従来の補助動力装置は、しかしながら、離陸および上昇のような飛行の一部の間において推力を選択的に供給することができない。このため、航空機システムへの動力の供給および航空機の飛行の一部の間における推力の供給の両方を行うことができる、システムに対する必要性がある。
【０００４】
従って、本発明の目的は、航空機システムに動力を提供でき、また必要に応じて推力を選択的に供給できる、システムを提供することにある。
【０００５】
本発明の別の目的は、航空機の主エンジンの大きさを低減できる、上記のシステムを提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記の各目的は本発明の可変ブーストサイクルプロパルサーシステム、つまりブーストサイクルを可変とできるプロパルサーシステムにより達成できる。
本発明によれば、可変ブーストサイクルプロパルサーシステムが提供される。このシステムは、好ましくは航空機の胴体ないし機体内に組み込まれた、エンジン、タービン、このタービンに接続ないし結合されたファン、および、タービンおよびファンを駆動し、これにより離陸や飛行中などにおいて航空機に推力を供給するために、エンジンからタービンに流体出力を選択的に供給あるいは送るための手段を含んでいる。エンジンは、好ましくは、１つまたはそれ以上の航空機システムを駆動するために動力を供給するためにも使用される。
【０００７】
本発明の可変サイクルプロパルサーシステムの他の詳細、並びに付随する他の目的および特長は、以下の詳細な説明および図面に説明されている。添付図面において、同様な参照符号は同様な構成要素を示している。
【０００８】
【発明の実施の形態】
図１および図２を参照して、可変サイクルブーストプロパルサーシステム１０は、航空機の尾部（例えば尾翼部）内のような、航空機の胴体（機体）１２の内部に配置されている。システム１０は、コンプレッサ（圧縮機）１６、軸２０によってコンプレッサ１６に接続ないし結合されたタービン１８、および燃料を燃焼すると共にコンプレッサ１６から排出される空気の温度および圧力を増大するバーナー２２を含む、コアエンジン１４を含んでいる。胴体１内に形成された吸気口通路２４は、コアエンジン１４の入口（吸気口）２６に空気を供給する。
【０００９】
航空機据付型の補機駆動部（ＡＭＡＤ）あるいはエンジン据付型の補機駆動部（ＥＭＡＤ）のような１またはそれ以上の航空機システム２７を駆動するためにコアエンジン１４から動力が供給される。動力は軸駆動力の形態、あるいは空気圧の形態で供給される。動力が軸駆動力の形態で供給される場合、軸と歯車装置のような機械的接続部６０は、コンプレッサ１６に接続された軸２０から動力を取り出すと共に、駆動されるべきシステム２７にこの動力を供給する。動力が空気圧の形態で供給される場合、空気はコンプレッサ１６から取り出されると共にシステム２７を駆動するためにシステム２７に接続されたタービン（図示せず）に供給される。
【００１０】
このシステム１０はさらに、コアケーシング３３の内部に形成された通路３２内に回転自在に据え付けられたフリータービン３０を有している。通路３２はエンジン１４の出口（排気口）からフリータービン３０の入口（吸気口）まで延在している。ファン３４がフリータービン３０に接続されている。ファン３４は、胴体１２の内面３８とコアケーシング３３の外面４０との間に形成されたバイパス通路３６の内部で回転する。通路３２およびバイパス通路３６は合流して出口ノズル（排気ノズル）４２を形成している。システム１０が非ブースト推力モード、つまり推力を増大しないモードにある時には、軸方向に移動可能な可変プラグ４４が出口ノズル４３に接近して配置される。
【００１１】
システム１０がブースト推力モード、つまり推力を増大するモードにある時にバイパス通路３６に空気を供給するために、入口（吸気口）８０が胴体１２内に設けられている。入口フラップ（吸気口フラップ）８２は、胴体１２に接続されており、また入口８０を通って空気が流入できる開位置（図１）と、空気が入口８０に入ることができない閉位置（図２）との間で移動自在である。
【００１２】
回転自在なゲートバルブ（仕切り弁）４６が通路３２の内部に配置されている。ゲートバルブ４６は、流体出力つまりコアエンジン１４の排気が出口ノズル（排気ノズル）８４を経て機外（船外）に向けられる第１の位置（図２）と、流体出力がフリータービン３０に向けられる第２の位置（図１）との間で移動する。
【００１３】
ゲートバルブ４６が第２の位置にある時には、流体出力、つまりコアエンジン１４の排気はフリーエンジン３０に供給される。流体出力はフリータービン３０を駆動し、これによりファン３４が回転して、推進力または推力が生成される。コアエンジン１４の流体出力は、フリータービン３０を通って流れた後、つまりフリータービン３０から出た後、ファン３４により生成された流体流れと合流し、これにより、システム１０により作り出される推力が追加される。
【００１４】
ゲートバルブ４６が第１の位置にある時には、ゲートバルブ４６が出力流体のフリータービン３０への流れを阻止する。この結果、フリータービン３０およびファン３４は駆動されない。ゲートバルブ４６を第１の位置に移動することで、通常は出口ノズル８４を閉じているプレート８６が開く。この時、ゲートバルブ４６はコアエンジン１４の流体出力を、開いた出口ノズル８４を通って機外に向ける。図２から明らかなように、ゲートバルブ４６が第１の位置にある時には、プラグ４４はノズルが閉じられた位置にあり、また入口フラップ８２は閉じた位置にある。ゲートバルブ４６の動きをプレート８６にリンクないし関連させるために当業分野において公知の適切な手段（図示せず）が使用される。
【００１５】
上記の説明から、本発明の可変サイクルブーストプロパルサーシステムは、機内に搭載された１つまたはそれ以上の航空機システムを駆動するための動力（電力）を提供する一方、離陸や上昇、下降のような、航空機の飛行の重要な期間の間に付加的ないし補助的な推力を提供することもできる。
【００１６】
なお、本発明の可変サイクルブーストプロパルサーシステム１０は航空機の胴体１２の内部に配置することが好ましいが、航空機の他の場所にこのシステム１０を配置することも可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】ブースト推力供給モードにある可変サイクルブーストプロパルサーシステムの断面図である。
【図２】非ブースト推力供給モードにある図１の可変サイクルブーストプリパルサーシステムの断面図である。
【符号の説明】
１０  可変サイクルブーストプロパルサーシステム
１２  胴体
１４  コアエンジン
１６  コンプレッサ
１８  タービン
２７  航空機システム
３０  フリータービン
３４  ファン
【図１】
0003930413.tif 000002
【図２】
0003930413.tif 000003