(57)【要約】      （修正有）【課題】重量が低減され性能が高められたタービンエンジンの排気ノズルを提供する。【解決手段】タービンエンジン１０２のノズルは、エンジン１０２のコア領域からエンジンのテールコーンを取り囲む環状壁終端部まで延在し、コアノズル１１４を形成する主要な外側壁を含み、エンジンのコア領域から環状カウル終端部まで延在しコアコンパートメント排気ノズル１１６を形成し、シングルエンジンコアカウル１０６を含む。コアコンパートメント排気ノズル１１６は、シングルエンジンコアカウル１０６と主要な外側壁１０８との間の後縁においてコアコンパートメントからの空気を排出する。【選択図】図２Ｂ
2017096253.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンのコア領域からエンジンのテールコーンを取り囲む環状壁終端部まで延在し、コアノズルを形成する主要な外側壁、及び
前記エンジンのコア領域から環状カウル終端部まで延在し、コアコンパートメント排気ノズルを形成するシングルエンジンコアカウルを備え、
前記コアコンパートメント排気ノズルが、前記シングルエンジンコアカウルと前記主要な外側壁との間の後縁において、コアコンパートメントからの空気を排出する、タービンエンジンノズル。
【請求項２】
前記シングルエンジンコアカウルが、前記エンジンのコア領域から、前記環状壁終端部とほぼ平面的に配向された前記環状カウル終端部まで延在している、請求項１に記載のタービンエンジンノズル。
【請求項３】
前記コアコンパートメント排気ノズルが、前記シングルエンジンコアカウルと前記主要な外側壁との間に環状空間を形成している、請求項１に記載のタービンエンジンノズル。
【請求項４】
前記シングルエンジンコアカウルが、前記エンジンのコア領域から、前記環状壁終端部から引っ込んだ前記環状カウル終端部まで延在している、請求項１に記載のタービンエンジンノズル。
【請求項５】
ファン気流を排出するためのファン気流出口を備えたダクト内のファンと、
タービンエンジンコアとを備え、前記タービンエンジンコアが、
前記タービンエンジンコアからコア気流を排出するためのコアノズル、及び
コアコンパートメントからコアコンパートメント排気流を排出するためのコアコンパートメント排気ノズルを備え、前記コアコンパートメント排気ノズルは、前記ファン気流と前記コア気流との間の後縁においてコアコンパートメント排気流を排出する、航空エンジン。
【請求項６】
前記タービンエンジンコアが、
エンジンのコア領域からエンジンのテールコーンを取り囲む環状壁終端部まで延在し、前記コアノズルを形成する主要な外側壁、及び
前記エンジンのコア領域から環状カウル終端部まで延在し、前記コアコンパートメント排気ノズルを形成するシングルエンジンコアカウルを備えている、請求項５に記載の航空エンジン。
【請求項７】
前記シングルエンジンコアカウルが、前記エンジンのコア領域から、前記環状壁終端部とほぼ平面的に配向された前記環状カウル終端部まで延在している、請求項６に記載の航空エンジン。
【請求項８】
前記コアコンパートメント排気ノズルが、前記シングルエンジンコアカウルと前記主要な外側壁との間に環状空間を形成している、請求項６に記載の航空エンジン。
【請求項９】
前記シングルエンジンコアカウルが、前記エンジンのコア領域から、前記環状壁終端部から引っ込んだ前記環状カウル終端部まで延在している、請求項６に記載の航空エンジン。
【請求項１０】
少なくとも部分的に前記ダクト内のファン及び前記タービンエンジンコアを包囲するエンジンカバーを更に備えている、請求項５に記載の航空エンジン。
【請求項１１】
胴体及び少なくとも１つの翼を備える航空機本体と、
少なくとも１つの航空エンジンとを備え、
前記少なくとも１つの航空エンジンが、
ファン気流を排出するためのファン気流出口を備えたダクト内のファン、及び
タービンエンジンコアを備え、
前記タービンエンジンコアが、
前記タービンエンジンコアからコア気流を排出するためのコアノズル、及び
コアコンパートメントからコアコンパートメント排気流を排出するためのコアコンパートメント排気ノズルであって、前記ファン気流と前記コア気流との間の後縁においてコアコンパートメント排気流を排出する、コアコンパートメント排気ノズルを備えている、航空機。
【請求項１２】
前記タービンエンジンコアが、
エンジンのコア領域からエンジンのテールコーンを取り囲む環状壁終端部まで延在し、前記コアノズルを形成する主要な外側壁、及び
前記エンジンのコア領域から環状カウル終端部まで延在し、前記コアコンパートメント排気ノズルを形成するシングルエンジンコアカウルを備えている、請求項１１に記載の航空機。
【請求項１３】
前記シングルエンジンコアカウルが、前記エンジンのコア領域から、前記環状壁終端部とほぼ平面的に配向された前記環状カウル終端部まで延在している、請求項１２に記載の航空機。
【請求項１４】
前記コアコンパートメント排気ノズルが、前記シングルエンジンコアカウルと前記主要な外側壁との間に環状空間を形成し、
前記シングルエンジンコアカウルが、前記エンジンのコア領域から、前記環状壁終端部から引っ込んだ前記環状カウル終端部まで延在している、請求項１２に記載の航空機。
【請求項１５】
少なくとも部分的に前記ダクト内のファン及び前記タービンエンジンコアを包囲するエンジンカバーを更に備えている、請求項１１に記載の航空機。
【発明の詳細な説明】
【背景技術】
【０００１】
現在、航空エンジンのノズルは、後方の環状排気口を通してコアコンパートメントの空気を排出する。通常、コアコンパートメント排気口が、エンジンのコアカウルを前方部分と後方部分に分離する。従来の配置では、主要なノズルの外側壁が、高音速疲労荷重に晒され、高音速疲労荷重に耐えるためにより厚くなることが必要となり得る。更に、後方フェアリング熱シールドが、該後方フェアリング熱シールドと主要なノズルの外側壁との間の隙間を許容するように設計されることが必要であり得る。より長いノズルのために、後方フェアリング及びその熱シールドは、より長くなる必要があり得る。
【発明の概要】
【０００２】
本開示の態様は、タービンエンジンノズルに関する。タービンエンジンノズルは、エンジンのコア領域からエンジンのテールコーンを取り囲む環状壁終端部まで延在し、コアノズルを形成する主要な外側壁を含む。タービンエンジンノズルは、エンジンのコア領域から環状カウル終端部まで延在しコアコンパートメント排気ノズルを形成する、シングルエンジンコアカウルも含む。コアコンパートメント排気ノズルは、シングルエンジンコアカウルと主要な外側壁との間の後縁において、コアコンパートメントからの空気を排出する。
【０００３】
本開示の態様は、航空エンジンに関する。航空エンジンは、ファンの気流を排出するためのファン気流出口を備えたダクト内のファンと、タービンエンジンコアとを含む。タービンエンジンコアは、該タービンエンジンコアからコア気流を排出するためのコアノズルを含む。タービンエンジンコアは、コアコンパートメントからコアコンパートメント排気流を排出するためのコアコンパートメント排気ノズルも含む。コアコンパートメント排気ノズルは、ファン気流とコア気流との間の後縁からコアコンパートメント排気流を排出する。
【０００４】
本開示の態様は、航空機に関する。航空機は、胴体及び少なくとも１つの翼を備えた航空機本体と、少なくとも１つのエンジンとを含む。少なくとも１つの航空エンジンは、ファン気流を排出するためのファン気流出口を備えたダクト内のファンと、タービンエンジンコアとを含む。タービンエンジンコアは、該タービンエンジンコアからコア気流を排出するためのコアノズルを含む。タービンエンジンコアは、コアコンパートメントからコンパートメント排気流を排出するためのコアコンパートメント排気ノズルも含む。コアコンパートメント排気ノズルは、ファン気流とコア気流との間の後縁からコアコンパートメント排気流を排出する。
【図面の簡単な説明】
【０００５】
【図１】本開示の様々な態様による、航空機の一実施例を示す。
【図２Ａ】本開示の様々な態様による、航空機のエンジンの三次元（３Ｄ）の部分図を示す。
【図２Ｂ】本開示の様々な態様による、航空機のエンジンの三次元（３Ｄ）の部分図を示す。
【図３】本開示の様々な態様による、航空機のエンジンの二次元（２Ｄ）の断面図を示す。
【図４】従来のコアコンパートメント排気口の配置の一実施例を示す。
【図５】従来のエンジンと本開示の態様との間の比較を示す。
【発明を実施するための形態】
【０００６】
簡明さと例示を目的として、本教示の原理は、主として様々な実施態様の実施例を参照することによって説明される。しかし、同じ原理が、あらゆるタイプの情報及びシステムに等しく適用可能であり、あらゆるタイプの情報及びシステム内に実装され、そのような任意の変形例が本教示の真の精神及び範囲から逸脱しないことを、当業者は容易に理解するだろう。更に、以下の詳細な説明では、添付の図面が参照され、それらの図面は様々な実施態様の特定の実施例を示す。本教示の精神及び範囲から逸脱することなしに、様々な実施態様の実施例に合理的且つ構造的な変更が行われ得る。したがって、後述の詳細な説明は、限定的な意味で捉えるべきではなく、本教示の範囲は、添付の特許請求の範囲及びその等価物によって規定される。
【０００７】
図１は、コアカウルの後縁をコアコンパートメントの後方環状排気口と組み合わせることによって、エンジン１０２がより小さくより軽い構成へとパッケージされた構成要素を含む結果として、重量が低減され性能が高められ得る、本開示の態様による航空機１００の一実施例を示す。図１は、航空機１００内に含まれた様々な構成要素を示しているが、図１は、航空機の一実施例を示しているのであり、更なる構成要素が追加され、既存の構成要素が除去され得る。
【０００８】
図１で示されるように、航空機１００は、エンジン１０２を含み得る。エンジン１０２は、航空機１００に推力を与え、航空機１００の電気システムに動力を提供する。エンジン１０２は、あらゆるタイプの航空エンジン、例えば、ターボファン（又はファンジェット）エンジンであり得る。図１は１つのエンジンを示しているが、航空機１００は、航空機１００によって必要とされる任意の数のエンジンを含み得る。図１で示されるように、エンジン１０２は、航空機１００の翼に連結され得る。図１は、翼に連結されているエンジン１０２を示しているが、エンジン１０２は、必要に応じて航空機１００の任意の場所に配置され得る。
【０００９】
ある態様では、エンジン１０２が、あらゆるタイプの航空エンジン、例えば、ターボファンエンジンであり得る。例えば、ターボファンでは、エンジン１０２が、（コアとも呼ばれる）タービンエンジンとダクト内のファンとを含み得る。タービンは、燃焼から機械的なエネルギーを取得し、そのエネルギーを推力に変換することができる。ダクト内のファンは、タービンからの機械的なエネルギーを使用して、空気を後方へ加速することができる。この実施例では、エンジン１０２を通過する空気のファン部分が、コアをバイパスし得る。ファン空気とコア空気との両方が、推力に貢献し得る。エンジン１０２は、協働するこれらの２つの部分の組み合わせを介して推力を生み出し得る。エンジン１０２は、コアコンパートメント排気口を介してエンジン１０２の構成要素を通るように、空気の一部分を通すこともできる。通気流を必要とするこのコンパートメントは、コアコンパートメントと呼ばれ得る。何故ならば、コアコンパートメントは、エンジンのコアを取り囲み、エンジンのコアは、エンジンの動作のために必要とされる多くの構成要素を含むからである。これらの構成要素の多くは、それらのそれぞれの温度制限未満で動作するために、冷却空気の流れを必要とし得る。本開示の態様によれば、コアカウルの後縁をコアコンパートメントの後方環状排気口と組み合わせることによって、該構成要素がより小さくより軽い構成へとパッケージされる結果として、重量が低減され性能が高められ得る。コアコンパートメントの通気は、エンジン１０２の構成要素に冷却を提供することができる。
【００１０】
図２Ａ及び図２Ｂは、本開示の態様による、エンジン１０２の三次元（３Ｄ）の部分図を示す。図２Ａ及び図２Ｂは、エンジン１０２内に含まれる様々な構成要素を示しているが、図２Ａ及び図２Ｂは、航空エンジンの一実施例を示しているのであり、更なる構成要素が追加され、既存の構成要素が除去され得る。更に、図２Ａ及び図２Ｂは、エンジン１０２の半分のみを示しているが、エンジン１０２は、示された半分と対称に形成され得る更なる半分を含むことが理解されるだろう。
【００１１】
図２Ａで示されるように、エンジン１０２は、一般的にナセルと呼ばれるエンジンカバー１０４を含み得る。ナセル１０４は、円筒形状に構成され得る。ナセル１０４は、エンジン１０２の構成要素をカバーし得る。ナセル１０４は、任意の材料から製造され、エンジン１０２のための構造的な覆いを提供し得る。
【００１２】
エンジン１０２は、コア又はコアコンパートメントを含み得る。コアは、タービンと、タービンを制御しタービンに動力を提供する関連システムとを含み得る。コアは、任意の材料から製造され、コアの機能を提供し得る。コアは、ナセル１０４の内側に配置され得る。ナセル１０４とコアとの間の環状空間は、エンジン１０２のファンからの気流のバイパス通路を形成し得る。ナセル１０４及びコアは、ナセル１０４の終端部分においてファン出口１１２を形成し得る。バイパス通路からの空気は、ファン出口１１２から出ることができる。
【００１３】
エンジン１０２は、シングルコアカウル１０６を含み得る。シングルコアカウル１０６は、コアの終端部に連結され得る。シングルコアカウル１０６は、エンジン１０２の設計のために必要とされる任意の形状で形成され得る。例えば、シングルコアカウル１０６は、円筒形状又は円錐形状で形成され得る。シングルコアカウル１０６は、任意の材料から製造され、シングルコアカウル１０６の機能を提供し得る。
【００１４】
エンジン１０２は、主要な外側壁１０８も含み得る。主要な外側壁１０８は、エンジン１０２の設計のために必要とされる任意の形状で形成され得る。例えば、主要な外側壁１０８は、円筒形状又は円錐形状で形成され得る。主要な外側壁１０８は、主要な即ちコア空気の気流通路を規定し得る。主要な外側壁１０８は、任意の材料から製造され、主要な外側壁１０８の機能を提供し得る。エンジン１０２は、プラグ（即ちテールコーン）１１０も含み得る。プラグ１１０は、任意の材料から製造され、プラグ１１０の機能を提供し得る。主要な外側壁１０８及びプラグ１１０は、コアノズル１１４を形成し得る。コアノズル１１４は、タービンからのコア気流をエンジン１０２の後方に出すように導き得る。
【００１５】
ある態様では、シングルコアカウル１０６と主要な外側壁１０８との間の環状空間が、コアコンパートメント排気ノズル１１６を形成し得る。図２Ｂで示されるように、コアコンパートメント排気ノズル１１６は、コアコンパートメントから、ファン気流とコア気流との間の大きな後縁領域を通って、コアコンパートメント排気流を排出するように構成され得る。図２Ｂで示されるように、コアコンパートメント排気ノズル１１６は、エンジン１０２後方の完全な円周の周りの丸い環状空間を形成する。コアコンパートメント排気流は、エンジンの全体の円周の周りで、ファン気流とコア気流との間の後縁を通って排出され得る。
【００１６】
図３は、本開示のある態様による、エンジン１０２の二次元（２Ｄ）の断面図を示す。図３は、エンジン１０２内に含まれる様々な構成要素を示しているが、図３は、航空エンジンの一実施例を示しているのであり、更なる構成要素が追加され、既存の構成要素が除去され得る。
【００１７】
図３で示されるように、シングルコアカウル１０６と主要な外側壁１０８との間の環状空間が、コアコンパートメント排気ノズル１１６を形成し得る。コアコンパートメント排気ノズル１１６は、コアコンパートメントから、ファン気流とコア気流との間の大きな後縁を通って、気流を排出するように構成され得る。ある態様では、シングルコアカウル１０６の終端部及び主要な外側壁１０８の終端部が、ほぼ平面的に配向されるように形成され得る。ある態様では、シングルコアカウル１０６の終端部が、主要な外側壁１０８の終端部から引っ込んでいるように形成され得る。
【００１８】
図４は、従来のエンジン２００の従来のコアコンパートメント排気口の配置の一実施例を示す。図４で示されているように、従来のエンジン２００の従来のコアコンパートメント排気口の配置は、前方コアカウル２０２及び後方コアカウル２０４を含む。前方コアカウル２０２及び後方コアカウル２０６は、コアコンパートメント排気ノズル２０６を形成する。更に、従来のエンジン２００の従来のコアコンパートメント排気口は、コウモリの翼のような形の傾斜（ｂａｔｗｉｎｇ  ｒａｍｐ）２０８を含む。従来のエンジン２００は、熱シールドギャップ２１０を形成する熱シールド２０９も含む。従来のエンジン２００は、後方フェアリング２１２も含む。従来の排気口の配置では、コアノズルの外側壁が、音速疲労問題に晒され、高熱負荷に耐えるためにより厚くなることが必要であり得る。更に、後方フェアリングの熱シールドは、エンジンと（番号を付けられていない）後方フェアリング及び（番号を付けられていない）熱シールドとの間の相対的な動きに適合するために、熱シールドとコアノズルの外側壁との間の隙間を許容するように設計される必要があり得る。より長いノズルのために、後方フェアリング及びそれらの熱シールドは、より長くなる必要があり得る。
【００１９】
ある態様では、図２Ａ、図２Ｂ、及び図３で上述されたように、コアコンパートメント排気流は、シングルコアカウル１０６と主要な外側壁１０８との間の後縁において排出される。図５Ａ及び図５Ｂは、図５Ａで示されるエンジン１０２内の気流と図５Ｂで示される従来のエンジン２００内の気流との間の差異の一例を示す。図５Ｂで示されるように、従来のエンジンは、前方コアカウル２０２、後方コアカウル２０４、及びプラグ２０５を含み得る。図５Ａで示されるように（且つ、図３を参照して上述されたように）、エンジン１０２は、シングルコアカウル１０６、主要な外側壁１０８、及びプラグ１１０を含み得る。エンジン１０２では、従来のエンジンン２００と比較したときに、後方コアカウル２０４が除去され、コアコンパートメント排気流が、ファン気流及びコア気流の間の大きな後縁を通って排出され得る。更に、後方フェアリングの熱シールドとコアノズルとの間の通常存在する隙間が、シングルコアカウル１０６と（番号が付けられていない）後方フェアリングとの間の相対的な動きの欠如のために除去され得る。前方コアカウル２０２から後方コアカウル２０４へファン空気を遷移させるコウモリの翼のような形の傾斜２０８は除去され得る。
【００２０】
そのようにして、エンジン１０２は、より短いコアノズル、後方コアカウルの除去、コアノズルから熱シールドまでの隙間の除去、及びコアノズルの単純化を可能にする。例えば、図５Ａで示されるように、後方コアカウル２０４の除去は、後方コアカウル２０４と比較して、主要な外側壁１０８の長さの相違を許容する。すなわち、エンジン１０２の主要な外側壁１０８は、従来のエンジン２００内の後方コアカウル２０４よりも短くなり得る。エンジン１０２では、コアノズル１１４が晒される熱応力が低減され、コアノズル１１４がより短くより軽くなり得る。更に、プラグ１１０が、より短くより軽くなり得る。長さの低減が期待されるので、ノズルはより軽くなり得る。低減された長さのために、後方フェアリングもより短くより軽くなり得る。したがって、エンジン１０２は、低減された重量、及び低減された表面摩擦損失を介したより高いノズル性能を可能にし得る。
【００２１】
条項１
エンジンのコア領域からエンジンのテールコーンを取り囲む環状壁終端部まで延在し、コアノズルを形成する主要な外側壁、及び
前記エンジンのコア領域から環状カウル終端部まで延在し、コアコンパートメント排気ノズルを形成するシングルエンジンコアカウルを備え、
前記コアコンパートメント排気ノズルが、前記シングルエンジンコアカウルと前記主要な外側壁との間の後縁において、コアコンパートメントからの空気を排出する、タービンエンジンノズル。
条項２
前記シングルエンジンコアカウルが、前記エンジンのコア領域から、前記環状壁終端部とほぼ平面的に配向された前記環状カウル終端部まで延在している、条項１に記載のタービンエンジンノズル。
条項３
前記コアコンパートメント排気ノズルが、前記シングルエンジンコアカウルと前記主要な外側壁との間に環状空間を形成している、条項１に記載のタービンエンジンノズル。
条項４
前記シングルエンジンコアカウルが、前記エンジンのコア領域から、前記環状壁終端部から引っ込んだ前記環状カウル終端部まで延在している、条項１に記載のタービンエンジンノズル。
条項５
ファン気流を排出するためのファン気流出口を備えたダクト内のファンと、
タービンエンジンコアとを備え、前記タービンエンジンコアが、
前記タービンエンジンコアからコア気流を排出するためのコアノズル、及び
コアコンパートメントからコアコンパートメント排気流を排出するためのコアコンパートメント排気ノズルを備え、前記コアコンパートメント排気ノズルは、前記ファン気流と前記コア気流との間の後縁においてコアコンパートメント排気流を排出する、航空エンジン。
条項６
前記タービンエンジンコアが、
エンジンのコア領域からエンジンのテールコーンを取り囲む環状壁終端部まで延在し、前記コアノズルを形成する主要な外側壁、及び
前記エンジンのコア領域から環状カウル終端部まで延在し、前記コアコンパートメント排気ノズルを形成するシングルエンジンコアカウルを備えている、条項５に記載の航空エンジン。
条項７
前記シングルエンジンコアカウルが、前記エンジンのコア領域から、前記環状壁終端部とほぼ平面的に配向された前記環状カウル終端部まで延在している、条項６に記載の航空エンジン。
条項８
前記コアコンパートメント排気ノズルが、前記シングルエンジンコアカウルと前記主要な外側壁との間に環状空間を形成している、条項６に記載の航空エンジン。
条項９
前記シングルエンジンコアカウルが、前記エンジンのコア領域から、前記環状壁終端部から引っ込んだ前記環状カウル終端部まで延在している、条項６に記載の航空エンジン。
条項１０
少なくとも部分的に前記ダクト内のファン及び前記タービンエンジンコアを包囲するエンジンカバーを更に備えている、条項５に記載の航空エンジン。
条項１１
胴体及び少なくとも１つの翼を備える航空機本体と、
少なくとも１つの航空エンジンとを備え、
前記少なくとも１つの航空エンジンが、
ファン気流を排出するためのファン気流出口を備えたダクト内のファン、及び
タービンエンジンコアを備え、
前記タービンエンジンコアが、
前記タービンエンジンコアからコア気流を排出するためのコアノズル、及び
コアコンパートメントからコアコンパートメント排気流を排出するためのコアコンパートメント排気ノズルであって、前記ファン気流と前記コア気流との間の後縁においてコアコンパートメント排気流を排出する、コアコンパートメント排気ノズルを備えている、航空機。
条項１２
前記タービンエンジンコアが、
エンジンのコア領域からエンジンのテールコーンを取り囲む環状壁終端部まで延在し、前記コアノズルを形成する主要な外側壁、及び
前記エンジンのコア領域から環状カウル終端部まで延在し、前記コアコンパートメント排気ノズルを形成するシングルエンジンコアカウルを備えている、条項１１に記載の航空機。
条項１３
前記シングルエンジンコアカウルが、前記エンジンのコア領域から、前記環状壁終端部とほぼ平面的に配向された前記環状カウル終端部まで延在している、条項１２に記載の航空機。
条項１４
前記コアコンパートメント排気ノズルが、前記シングルエンジンコアカウルと前記主要な外側壁との間に環状空間を形成している、条項１２に記載の航空機。
条項１５
前記シングルエンジンコアカウルが、前記エンジンのコア領域から、前記環状壁終端部から引っ込んだ前記環状カウル終端部まで延在している、条項１２に記載の航空機。
条項１６
少なくとも部分的に前記ダクト内のファン及び前記タービンエンジンコアを包囲するエンジンカバーを更に備えている、条項１１に記載の航空機。
条項１７
前記少なくとも１つの航空エンジンが、前記少なくとも１つの翼に連結されている、条項１１に記載の航空機。
【００２２】
本教示の例示的な実施態様を参照しながら本教示が説明されたが、当業者は、真の精神及び範囲から逸脱することなしに、説明された実施態様に対する様々な変形を行うことができるだろう。本明細書で使用されている用語及び記述は、説明のみを目的としたもので、限定を意図していない。特に、プロセスは実施例によって説明されているが、プロセスの工程は例示とは異なる順序で、或いは同時に実行されることがある。更に、「含んでいる（ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ）」、「含む（ｉｎｃｌｕｄｅ）」、「有している（ｈａｖｉｎｇ）」、「有する（ｈａｖｅ）」、「伴う（ｗｉｔｈ）」という用語又はそれらの変形は、詳細な説明で使用される限りにおいて、そのような用語は、「備える（ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ）」という用語と類似したやり方で包括的であることが企図される。本明細書で使用されるように、例えば、Ａ及びＢなどの項目の一覧に関して「の少なくとも１以上」及び「の内の少なくとも１つ」は、Ａだけ、Ｂだけ、又はＡ及びＢを意味する。更に、特に明示されていなければ、「組（ｓｅｔ）」という用語は、「１以上」として解釈されるべきである。更に、「連結する（ｃｏｕｐｌｅ）」又は「連結する（ｃｏｕｐｌｅｓ）」は、間接的又は直接的な連結を意味する。したがって、第１のデバイスが第２のデバイスと連結されるならば、その連結は、直接的な連結、又は他のデバイス、構成要素、及びコネクションを介した間接的な連結であり得る。
【図１】
2017096253.tif 000003
【図２Ａ】
2017096253.tif 000004
【図２Ｂ】
2017096253.tif 000005
【図３】
2017096253.tif 000006
【図４】
2017096253.tif 000007
【図５】
2017096253.tif 000008
【外国語明細書】
2017096253000001.pdf
2017096253000002.pdf
2017096253000003.pdf
2017096253000004.pdf