(57)【要約】      （修正有）【課題】オープンロータエンジンからの防音、衝撃防護システムを提供する。【解決手段】飛行機（１００）は、機首（１０４）と、機尾（１０６）と、中空部と、それらの間に延びる細長本体（１０８）とを含む胴体（１０２）と、胴体から横方向に延びる翼（１１０）で、通常飛行中は飛行機の動く方向（１１６）に前縁（１１４）と、翼の反対縁に後縁（１１８）を含む翼と、動翼付回転可能部材（１２２）を駆動するよう構成されたエンジン（１２０）で、翼及び胴体のうち少なくともひとつに結合する前記エンジンと、を含む。飛行機はさらに、エンジンの前方の点（１２４）で胴体から後方に、前記動翼付回転可能部材の後方の点（１２８）まで延びる、前方尾根部（１２３）及び点（１３４）から点（１３８）まで延びる後方尾根部（１３２）の少なくともひとつを含む。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
機首（１０４）と、機尾（１０６）と、中空部と、それらの間に延びる細長本体（１０８）とを含む胴体（１０２）と、
前記胴体（１０２）から横方向に延びる翼（１１０）で、通常飛行中は前記飛_GoBack_GoBack行機（１００）の動く方向（１１６）に前縁（１１４）と、前記翼の反対縁に後縁（１１８）を含む翼（１１０）と、
動翼付回転可能部材（１２２）を駆動するよう構成されたエンジン（１２０）で、前記翼（１１０）及び前記胴体（１０２）のうち少なくともひとつに結合するエンジン（１２０）と、
前記動翼付回転可能部材（１２２）の前方の点で前記胴体（１０２）から後方に、前記動翼付回転可能部材（１２２）の後方の点まで延びる、前方尾根部（１２３）及び後方尾根部（１３２）の少なくともひとつと、を含む飛行機（１００）。
【請求項２】
前記前方尾根部（１２３）及び後方尾根部（１３２）の少なくともひとつが、前記尾根部（１２３、１３２）内に音響処理を含む、請求項１に記載の前記飛行機（１００）。
【請求項３】
前記前方尾根部（１２３）及び後方尾根部（１３２）の少なくともひとつが、前記尾根部（１２３、１３２）内に衝撃防護システムを含む、請求項１に記載の前記飛行機（１００）。
【請求項４】
前記エンジン（１２０）が、オープンローター構成、ターボプロップ構成、前記動翼付回転可能部材（１２２）を取り囲むナセル、複数ファン構成のうち少なくともひとつを含む、請求項１に記載の前記飛行機（１００）。
【請求項５】
前記前方尾根部（１２３）及び後方尾根部（１３２）の少なくともひとつが、第１の方向に放出される音響波の波面が受動的に、前記胴体１０２で、第２の方向に放出される前記音響波の前記波面に、約１８０ー位相が異なって交差するよう構成された物理的特徴を含む、請求項１に記載の前記飛行機（１００）。
【請求項６】
前記第１の方向に放出される前記音響波が、前記胴体（１０２）まで、第２の方向に放出される前記音響波とは異なる距離を移動する、請求項5に記載の前記飛行機（１００）。
【請求項７】
前記異なる距離が、波長の半分もしくはその倍数にほぼ等しい、請求項6に記載の前記飛行機（１００）。
【請求項８】
前記第１の方向に放出される前記音響波が、前記胴体（１０２）まで、前記第２の方向に放出される前記音響波とは異なる速度で移動する、請求項5に記載の前記飛行機（１００）。
【請求項９】
前記第１の方向に放出される前記音響波が、前記胴体（１０２）まで空気中を移動し、前記第２の方向に放出される前記音響波が、前記飛行機（１００）の一部を通り前記胴体（１０２）まで移動する、請求項8に記載の前記飛行機（１００）。
【請求項１０】
前記前方尾根部（１２３）及び後方尾根部（１３２）の少なくともひとつが、前記動翼付回転可能部材（１２２）の回転面近傍で、前記翼（１１０）及び前記胴体（１０２）の間に融合表面外形を含む、請求項１に記載の前記飛行機（１００）。
【発明の詳細な説明】
【背景技術】
【０００１】
本記述は、ガスタービンエンジン動力の飛行機に関し、さらに特には、オープンローター又はターボプロップエンジンを有する飛行機における胴体保護及び消音の方法及びシステムに関する。
【０００２】
少なくとも既知のいくつかの飛行機は、飛行機の推力を発生させるよう構成したファンアセンブリを取り囲むナセルを含むガスタービンエンジンを動力とする。ナセルはファンアセンブリの前方位置からある距離を軸方向後方に、典型的にはファンアセンブリ又はコアエンジンの後方に、延びる。ナセルは、ファンアセンブリから生じるノイズを制限する音響パネルで処理されることができ、衝撃防護システムが、飛行中にファンアセンブリから離脱したファン動翼を保持するよう構成される。しかしながら、その他の飛行機は、ターボプロップエンジンのような、しかしこれに限らない、オープンロータータイプのガスタービンエンジンによって動力を得る。そのようなエンジンでは、離脱した動翼又はエンジンから放出された破片を捕捉、又は偏向させるナセルがない。放出された破片さらに、飛行機の衝突危険物になり得る。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】米国特許第６１４９１０１号
【発明の概要】
【０００４】
ある実施形態では、飛行機は機首、機尾、中空部、それらの間に延びる細長本体を含む。飛行機はまた、胴体から横方向に延びる翼を含み、その翼は、通常飛行中に飛行機の動く方向に前縁を、翼の反対縁に後縁を含む。飛行機はさらに、動翼付回転可能部材を駆動するよう構成したエンジンを含み、そのエンジンは翼及び胴体のうち少なくともひとつに結合する。飛行機はさらに、エンジンの前方の点において胴体から、角度的には後方に、動翼付回転可能部材の後方の点まで延びる前方尾根部材と、エンジンの後方の点において胴体から、角度的に前方に、動翼付回転可能部材の後方の点まで延びる後方尾根部材を含む。
別の実施形態では、飛行機は機首、機尾、中空部、それらの間に延びる細長い胴体を含み、その飛行機はさらに胴体から横方向に伸びる翼を含み、その翼は通常飛行中に飛行機が動く方向に前縁を含み、翼の反対側に後縁を含み、飛行機はまた、動翼付回転可能部材を駆動するよう構成したエンジンを含み、そのエンジンは翼及び胴体のうち少なくともひとつに結合し、飛行機を作動する方法が、エンジンの前方の点において胴体から、角度的には後方に、動翼付回転可能部材の後方の点まで延びる、前方尾根部材を形成することを含む。
さらに別の実施形態では、ひとつ又は複数のガスタービンエンジンによって動力を得る飛行機は、機首、機尾、中空部、それらの間に延びる細長本体を含む胴体を含む。飛行機はまた、胴体から横方向に延びる翼を含む。翼は、通常飛行中に飛行機が動く方向に前縁を含み、翼の反対縁に後縁を含む。飛行機はさらに、推力を発生させるひとつ又は複数のファンを駆動するよう構成したエンジンを含み、そのエンジンは翼及び機尾近傍の胴体のうち少なくともひとつに結合する。前方尾根部材は、エンジンの前方の点において胴体から、動翼付回転可能部材の後方の点に延びる。
【図面の簡単な説明】
【０００５】
図１から図１１は、ここで記述される方法及びシステムの例示的実施形態を示す。
【図１】図１は飛行機の斜視図である。
【図２】図２は、図１に示す飛行機の平面図である。
【図３】図３は、図１に示す飛行機の、エンジンアセンブリの左側の平面図である。
【図４】図４は、図１に示す飛行機の、エンジンアセンブリの左側の平面図である。
【図５】図５は、飛行機の前で、前方位置から後方を見た飛行機の軸方向図である。
【図６】図６は、回転面と胴体の交差部近傍の胴体の一部の側面図である。
【図７】図７は、入射音響の残余動力を除去するよう構成した追加遮蔽を使用し、位相の異なる音響負荷を移動させる効果を示す、飛行機の軸方向図である。
【図８Ａ】図８Ａは、本発明の実施形態例における、図１に示す飛行機の一部の斜視図である。
【図８Ｂ】図８Ｂは、本発明の別の実施形態例における、図１に示す飛行機の一部の斜視図である。
【図９Ａ】図９Ａは、図１で示す飛行機の一部の平面図である。
【図９Ｂ】図９Ｂは、図１で示す飛行機の一部の別の平面図である。
【図１０】図１０は、図１で示す飛行機の後方を見た、軸方向図である。
【図１１】図１１は、図１で示す飛行機の後方を見た、軸方向図である。
【０００６】
様々な実施形態の具体的な特徴は、一部の図面に示され、他の図面には示されていないことがあるが、これは単に便宜のためにすぎない。どの図面のどの特徴も、他の図面のどの特徴とも組み合させて参照及び／または特許請求することができる。
【０００７】
特に指示がない限り、ここで提供される図面は、本発明の実施形態の特徴の図示を意図している。これらの特徴は、本発明のひとつ又は複数の実施形態を含む多様なシステムに適用可能であると考えられる。このように、図面は、当業者によって知られた、ここで開示される実施形態の実践に必要となる従来の特徴すべてを含むことを意図していない。
［実施例の詳細な説明］
下記の詳細な説明は、限定の目的ではなく一例として、本発明の実施形態を図示する。本発明は、工業的、商業的、及び住宅用途における回転機械への一般的な適用を有することが理解されよう。
【０００８】
下記記述は添付図面を参照しており、反対の表現がない場合は、同じ番号は異なる図面でも類似要素を示す。
【０００９】
図１は飛行機１００の斜視図である。図２は飛行機１００の平面図である。例示的実施形態では、飛行機１００は、機首１０４、機尾１０６、中空部、それらの間に延びる細長本体１０８を含む胴体１０２を含む。飛行機１００はまた、胴体１０２から横方向１１２に延びる翼１１０を含む。翼１１０は、通常飛行中に飛行機１００が動く方向１１６に前方前縁１１４と、翼１１０の反対縁に後方後縁１１８を含む。飛行機１００はさらに、推力を発生させる動翼付回転可能部材１２２又はファンを駆動するよう構成される少なくともひとつのエンジン１２０を含む。エンジン１２０は、例えば機尾１０６近傍で推進式に、翼１１０及び胴体１０２のうち少なくともひとつに結合する。図１及び２では、ともに同一の胴体１０２上に示されているが、アンダーウィング内のエンジンは一般に、エンジン１２０とは推進式では使用されない。本構成は、説明の目的のために示される。様々な実施形態では、前方尾根部材１２３は、エンジン１２０前方に所定距離１２６となる点１２４において、胴体１０２から延びる。前方尾根部材１２３は、動翼付回転可能部材１２２後方に、第２の所定距離１３０となる点１２８まで後方に延びる。後方尾根部材１３２は、後方エンジン１２０前方に所定距離１３６となる点１３４において、胴体１０２から延びる。後方尾根部材１３２は、後方動翼付回転可能部材１２２の後方に所定距離１３９となる点１３８まで、後方に延びる。いくつかの実施形態では、エンジン１２０は、少なくともひとつのオープンローター構成、ターボプロップエンジン、動翼付回転可能部材１２２を取り囲むナセル、複数ファン構成を含む。
【００１０】
いくつかの実施形態では、前方尾根部材１２３及び後方尾根部材１３２のうち少なくとも一方が、前方尾根部材１２３及び後方尾根部材１３２のうち少なくとも一方の尾根部材内に、音響処理を含む。胴体１０２、前方尾根部材１２３、後方尾根部材１３２のうち少なくともひとつは、以下でより詳しく説明されている通り、エンジン１２０から入射する音波に対し、胴体１０２上で破壊的に干渉し、部分的に除去するよう構成した、音響錯乱構成を含む。
【００１１】
ある実施形態では、胴体１０２、前方尾根部材１２３、後方尾根部材１３２のうち少なくともひとつは、エンジン１２０から放出される破片を偏向する、及び／又は吸収するよう構成した衝撃防護システム１４０を含む。前方尾根部材１２３及び後方尾根部材１３２の角度位置は、 胴体１０２の上又は下に破片を容易に偏向することができるよう、エンジン１２０から放出される最も一般的な、特定の破片の所定入射角度を提供するよう選択することができる。前方尾根部材１２３及び後方尾根部材１３２の選択した角度位置は、エンジン１２０から放出される破片を効果的に吸収する衝撃防護システムの能力を基に決定することもできる。
【００１２】
図３は、飛行機１００（図１に図示）のエンジンアセンブリ３００の左側の平面図である。エンジンアセンブリの右側（図示なし）はエンジンアセンブリ３００の左側に類似していることに留意されたい。例示的実施形態では、エンジンアセンブリ３００は、例えば、二つのファンアセンブリ、すなわち、前方ファンアセンブリ３０４及び後方ファンアセンブリ３０６だが、これらに限らない、複数のファンアセンブリ３０２を含む。いくつかの実施形態では、ファンアセンブリ３０２は、互いに対して二重反転式に構成される。その他の実施形態では、ファンアセンブリ３０２は同一方向に回転する。その他の実施形態では、後方ファンアセンブリ３０６は静止していてもよい。その他の実施形態では、従来のターボプロップのように、後方動翼列がなくてもよい。
【００１３】
図４は、飛行機１００（図１に図示）のエンジンアセンブリ３００の左側の平面図である。エンジンアセンブリの右側（図示なし）は、エンジンアセンブリ３００の左側に類似していることに留意されたい。例示的実施形態では、衝撃防護システム１４０は、面１４２と、前方尾根部材１２３及び／又は胴体１０２の交差部４０２近傍で、軸方向位置に、前方尾根部材１２３及び／又は胴体１０２の中に形成される。衝撃防護システム１４０は、第１の所定距離４０４だけ交差部４０２の前方に延び、第２の所定距離４０６だけ交差部４０２の後方に延びる。衝撃防護システム１４０は、前方尾根部材１２３及び／又は胴体１０２の表面４０８内に形成される耐衝撃性及び耐貫通性素材の複数の層を含む。その他の実施形態では、耐衝撃性及び耐貫通性素材の複数の層は、前方尾根部材１２３及び／又は胴体１０２の表面４０８の表面下に形成される。さらにその他の実施形態では、衝撃防護システム１４０は、耐衝撃性及び耐貫通性素材のパネルで形成される。耐衝撃性及び耐貫通性素材のパネルは、耐衝撃性及び耐貫通性素材とエネルギー吸収素材の複数の層の組み合わせを含んでもよい。
【００１４】
図５は、飛行機１００の前で前方位置から後方を見た飛行機１００の軸方向図である。例示的実施形態では、翼１１０は、胴体１０２から横方向に延び、単一エンジン１２０及び単一ファンアセンブリ又はその他の動翼付回転可能部材１２２を含む。動翼付回転可能部材１２２は、様々なスピードで回転するため、動翼付回転可能部材１２２は複数の周波数のノイズ５０２を発生させ、そのうちのいくつかは、法的騒音規制、乗客の快適性、公共の快適性、及び構造上の配慮のため、懸念される。発生したノイズは、動翼付回転可能部材１２２から様々なレベルへ、あらゆる方向に移動する。胴体１０２の方へ向かう発生したノイズは、前方尾根部材１２３の外形部分によって胴体１０２からそらされ、それによって、少なくとも胴体１０２に入り込む可能性のあるノイズ量が減少する。
【００１５】
例示的実施形態では、ノイズ５０２は、ソース５０４から波状に移動し、そのソース５０４は、説明目的のため、点状のソースであると想定する。ノイズ５０２の波は、それらのソースが点のソースであるという想定のため、円状に図示されているが、ノイズソースが回転し、衝撃と圧力波が不均一な空気学的流れで伝播するため、実際は三次元の形状である。ノイズ５０２は、ソース５０４から、例えば、第１経路５０６に沿って前方尾根部材１２３に移動し、それから、点５１０で胴体１０２と交差する経路５０８に沿って胴体１０２まで移動する。ノイズ５０２はまた、点５１０で胴体１０２と直接交差する経路５１２に沿って移動する。既知の、又は計算可能なノイズ５０２の周波数には、経路５０６及び５０８が、経路５１２とはノイズ５０２の波長の約半分だけ距離が異なるように、前方尾根部材１２３を選択する。従って、点５１０、及び同様に、図示されていないその他の点すべてと交差する波は、少なくとも一部分が点５１０で除去され、それにより、胴体１０２のキャビン内のノイズに寄与しない。波の完全除去が可能であることが理想的だが、しかしながら、実際の用途においては、部分的な除去のみが期待される。波の部分的な除去でも、胴体１０２に伝送されるノイズの大幅な軽減に寄与する。ソース５０４及び胴体１０２上の点５１０の間の二つの経路のみが図示されているが、ノイズ５０２は波現象であるため、そのような除去が起こる点が、胴体１０２上に多数存在することが理解されよう。ノイズ５０２の波長が異なるようにノイズ５０２の周波数が変化しても、点５１０とは異なるレベル及び異なる配置であるに関わらず、それでもノイズ除去は起こる。
【００１６】
図６は、面１４２及び胴体１０２の交差部４０２近傍の胴体１０２の一部の側面図である。例示的実施形態では、胴体１０２に入射する音圧レベル音響波パターン６００は、入射音響波パターン６００の、交互に起こる複数のピーク６０２とトラフ６０４を図示する。胴体１０２に入射する音波の幅又は音圧レベルは、交差部４０２近郊で最も高くなり、音波が交差部４０２のさらに前方及び後方の胴体１０２に影響するところで幅が小さいことがわかる。例えば、入射波は、動翼が回転する際、動翼へ接近する距離が最も近いところで最もうるさくなり、この範囲は典型的に、交差部４０２に対して垂直に延び、回転面においては緩やかに減少し、上流及び下流方向では急速に減少する。音圧レベル波は、交差部４０２のエリア内で胴体からエンジン１２０の方へ横方向に外側に延びる尾根上の表面特徴を利用して、強制的に位相をずらすことができる。音圧レベル音響波パターン６００の異相要素６０６は、ピーク６０２及びトラフ６０４に重ね合わせた円で図示されている。加算異相要素６０６を示す「プラス」記号を使用し、また、減算異相要素６０６を示す「マイナス」記号を使用して、円を表示する。従って、ピーク６０２が減算異相要素６０６と作用する場合は、ピーク６０２に関係する音圧レベルが減少する傾向にあり、胴体１０２の皮部内に伝送される音が減少する。同様に、トラフ６０４が加算異相要素６０６と作用する場合は、トラフ６０４に関係する音圧レベルが増加する傾向があり、胴体１０２の皮部内に伝送される音が減少する。
【００１７】
図７は、胴体１０２に入射する音響動力を除去する追加遮蔽構造７０２を使用し、位相の異なる音響負荷を移動させる効果を示す、飛行機１００の軸方向図である。例示的実施形態では、前方尾根部材１２３の先端が（揚力を最小限にするため、薄く、主気流と同方向の状態のままで）延び、胴体１０２に到達するよりも早く、入射音響エネルギーの一部を受け取る。空気中の音響音速と比べると、構成内の振動音速が異なることを考慮して前方尾根部材１２３の外側に延びるスパン長を設計することにより、胴体の外側のエネルギーが、胴体１０２の隣接する表面に直接入射する、隣接する音響エネルギーを破壊的に妨害することを達成できる。別の実施形態では、能動的ノイズ制御７０４を使用し、胴体１０２上の入射ノイズをさらに低減する。例えば、追加音響ソースを使用するよりむしろ、ハーシェル−クインケチューブを手配する。様々な実施形態では、ハーシェル−クインケチューブの配列又は複数の配列が、入射ノイズをさらに低減するのに使用される。さらには、その他の内部処理方法を、効果的に内部ノイズを低減できるよう、前方尾根部材１２３及び／または後方尾根部材１３２と組み合わせる。そのような処理は、受動型及び／又は適応型同調振動吸収器（ＴＶＡ）と動的振動制御システムを含む。
【００１８】
図８Ａは、本発明の例示的実施形態における飛行機１００（図１に図示）の一部の斜視図である。図８Ｂは、本発明の例示的実施形態における飛行機１００（図１に図示）の一部の斜視図である。例示的実施形態では、飛行機１００は胴体１０２を含む。図８Ａは、胴体１０２と、動翼付回転可能部材１２２の回転面８０４の交差部８０２近傍において胴体１０２から横方向に外側に延びるチャイン（尾根部）８００を図示する。チャイン８００は、方向１１６に対して、面８０４前方の点８０８から、方向１１６に対して面８０４後方の点８１０まで、胴体１０２の側面８０６に沿って延びる。点８１０は、チャイン８００が翼１１０から独立した要素となるよう、翼１１０の前方に位置する。その他の実施形態では、図８Ｂに図示されるように、チャイン８００が翼１１０の前縁１１４を越えて後方に延びる。いくつかの実施形態では、図８Ａに図示されるように、チャイン８００が、前縁１１４の前方の点まで後方に延びるのみである。
【００１９】
チャイン８００は、点８０８で胴体１０２に融合する前端部８１２と、交差部８０２近傍の最大幅部８１４と、点８１０で胴体１０２に融合する後端部８１６とを含む。図１０の通り、チャイン８００はまた、チャイン８００の上辺１０００と、チャイン８００の下辺１００２にて、胴体に融合する。いくつかの実施形態では、チャイン８００はまた、チャイン８００から胴体１０２への空気力学的移行が接触点すべてにおいてスムーズになるよう、翼１１０に融合する。いくつかの実施形態では、チャイン８００はまた、動翼付回転可能部材１２２からの圧力波の衝突から、胴体１０２を少なくとも部分的に防護するため、外形エリア８１８で翼１１０に融合されてもよい。ここで使用されるように、防護する、とは、胴体１０２から圧力波をそらし、圧力波を妨害し、エンジン１２０と胴体１０２の間に、圧力波を減衰させる傾向のある質量を提供することを述べるのに使用される。
【００２０】
図９Ａは、図８Ａに示されるチャイン８００の構成を図示した飛行機１００の一部の平面図である。図９Ｂは、図８Ｂに示されるチャイン８００の構成を図示する平面図である。例示的実施形態では、飛行機１００は胴体１０２を含む。図９Ａは、胴体１０２と動翼付回転可能部材１２２の回転面８０４の近似交差部８０２にて、胴体１０２から横方向に外側に延びるチャイン部８００を図示する。チャイン８００は、方向１１６に対して、面８０４前方の点８０８から、方向１１６に対して面８０４後方の点８１０まで、胴体１０２の側面８０６に沿って延びる。点８１０は、チャイン８００が翼１１０から独立した要素となるよう、翼１１０の前方に位置する。その他の実施形態では、図９Ｂに図示されるように、チャイン８００は、少なくとも翼１１０の前縁１１４まで後方に延びる。いくつかの実施形態では、図９Ａに図示されるように、チャイン８００は、前縁１１４の前方の点まで後方に延びるのみである。
【００２１】
チャイン８００は、点８０８で胴体１０２に融合する前端部８１２と、近似交差部８０２の最大幅部８１４と、点８１０で胴体１０２に融合する後端部８１６とを含む。図１０の通り、チャイン８００はまた、チャイン８００の上辺１０００と、チャイン８００の下辺１００２にて、胴体に融合する。いくつかの実施形態では、図９Ｂで示される通り、チャイン８００はまた、チャイン８００から胴体１０２への空気力学的移行が接触点８１８すべてにおいてスムーズになるよう、翼１１０に融合する。いくつかの実施形態では、チャイン８００はまた、動翼付回転可能部材１２２からの圧力波の衝突から胴体１０２を少なくとも部分的に防護するため、外形エリア８１８で翼１１０に融合されてもよい。ここで使用されるように、防護する、とは、胴体１０２から圧力波をそらし、圧力波を妨害し、エンジン１２０と胴体１０２の間に圧力波を減衰させる傾向のある質量を提供することを述べるため使用される。
【００２２】
図１０は、飛行機１００の後方を見た軸方向図である。例示的実施形態では、飛行機１００は胴体１０２を含む。チャイン８００は、胴体１０２と動翼付回転可能部材１２２の回転面８０４の間の近似交差部８０２にて、胴体１０２から横方向に外側に延びる。チャイン８００は、方向１１６に対して、面８０４前方の点８０８から、方向１１６に対して、面８０４の後方の点８１０まで、胴体１０２の側面８０６に沿って延びる。その他の実施形態では、チャイン８００は、翼１１０の前縁１１４を越えて後方に延びる。いくつかの実施形態では、チャイン８００は、前縁１１４の前方の点まで後方に延びるのみである。
【００２３】
チャイン８００は、点８０８で胴体１０２に融合する前端部８１２と、近似交差部８０２の最大幅部８１４と、点８１０で胴体１０２に融合する後端部８１６とを含む。図１０の通り、チャイン８００はまた、チャイン８００の上辺１０００と、チャイン８００の下辺１００２にて、胴体に融合する。いくつかの実施形態では、チャイン８００はまた、チャイン８００から胴体１０２への空気力学的移行が接触点すべてにおいてスムーズになるよう、翼１１０に融合する。いくつかの実施形態では、チャイン８００はまた、動翼付回転可能部材１２２からの圧力波の衝突から胴体１０２を少なくとも部分的に防護するため、翼１１０に融合されてもよい。ここで使用されるように、防護する、とは、胴体１０２から圧力波をそらし、圧力波を妨害し、エンジン１２０と胴体１０２の間に、圧力波を減衰させる傾向のある質量を供給することを述べるため使用される。
【００２４】
図１１は、飛行機１００の後方を見た軸方向図である。例示的実施形態では、飛行機１００は、機首１０４と、胴体１０２から延びる翼１１０を含む胴体１０２を含む。翼１１０は、推力を発生させる動翼付回転可能部材１２２又はファンを駆動するよう構成した少なくともひとつのエンジン１２０を含む。「バスタブ」型フェアリング１１００は、胴体１０２の下部分１１０２から延びる。チャイン１１０１は、胴体１０２と、動翼付回転可能部材１２２の回転面の間の近似交差部にて、胴体１０２から横方向に外側に延びる。チャイン１１０１は、胴体１０２の側面１１０６に沿って延びる。
【００２５】
チャイン１１０１は、 胴体１０２とチャイン１１０１に融合する外形を有する前端部１１０８を含む。図１１の通り、チャイン１１０１はまた、チャイン１１０１の上側１１１０で胴体１０２に融合し、チャイン１１０１の下側１１１２にて、胴体１０２及び／又はバスタブ型フェアリング１１００に融合する。いくつかの実施形態では、チャイン１１０１はまた、チャイン１１０１から胴体１０２、翼１１０、バスタブ型フェアリング１１００への空気力学的移行が接触点すべてにおいてスムーズになるよう、翼１１０に融合する。
【００２６】
特に詳細に述べてきた上記実施形態は、単なる例又は可能な実施形態であり、その他多くの、含むことができる組合せ、追加、代替があることが理解されよう。
【００２７】
明細書および特許請求の範囲全体を通じて、ここで使用する近似の言い回しは、関連する基本的な機能に変化をもたらすことなく変えることができる任意の量的表現を修飾するために適用することができる。したがって、「約（ａｂｏｕｔ）」や「実質的に（ｓｕｂｓｔａｎｔｉａｌｌｙ）のような用語によって修飾される値は、指定された正確な値に限定されるものではない。少なくともいくつかの例では、近似の言い回しは、値を測定するための機器の精度に対応することができる。本書及び明細書と特許請求の範囲全体を通じて、範囲の限定は組合せ及び又は交換することができ、そのような範囲は特定され、文脈又は言い回しが別の意味を示していない限り、すべての副範囲を含む。
【００２８】
飛行機を作動させる方法及びシステムの上述の実施形態は、胴体の衝撃保護及び胴体のノイズ軽減を向上させる、コスト効率の優れた信頼できる方法を提供する。さらに具体的には、ここで述べられる方法及びシステムは、エンジンから離脱した動翼の衝撃から胴体を防護するのを容易にする。さらに、上述の方法及びシステムは、胴体とエンジンの回転可能な動翼の間に横方向に延びるチャイン（尾根部）を使用してノイズ除去及び／又は軽減の提供を容易にする。受動的なノイズ除去のメカニズムを提供することに加え、本発明の実施形態は、能動的なノイズ除去と音響減衰を組み合わせて提供する。結果として、ここで述べられる方法及びシステムは、コスト効果の優れた、信頼できる方法で、飛行機作動の向上を容易にする。
【００２９】
ガスタービンエンジンの作動について方法例及びシステム例は上記に詳細が述べられている。図示された装置は、ここで述べる具体的な実施形態に制限されず、むしろ、各実施形態の要素はここに述べる他の要素から独立して別途利用することができる。各システム要素はまた、その他のシステム要素と組み合わせて使用することもできる。
【００３０】
記載したこの記述は、例を用いて、最良の形態を含むこの発明を開示して、かつ、いかなる当業者に対しても、任意の装置またはシステムを作成し用いることおよび任意の統合された方法を実行することを含んだこの発明の実施をすることができるようにもする。特許を受けることができるこの発明の範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の実施例を含みうる。そうした他の実施例は、特許請求の範囲の字義どおりの用語と異なるものではない構造的要素を有する場合、または特許請求の範囲の字義どおりの用語と実体のない差異をもつ同等の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内であることが意図される。
【００３１】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
【００３２】
［実施態様１］
機首と、機尾と、中空部と、それらの間に延びる細長本体とを含む胴体と、
前記胴体から横方向に延びる翼で、通常飛行中は前記飛行機の動く方向に前縁と、前記翼の反対縁に後縁を含む翼と、
動翼付回転可能部材を駆動するよう構成されたエンジンで、前記翼及び前記胴体のうち少なくともひとつに結合するエンジンと、
前記動翼付回転可能部材の前方の点で前記胴体から後方に、前記動翼付回転可能部材の後方の点まで延びる、前方尾根部材及び後方尾根部材の少なくともひとつと、を含む飛行機。
【００３３】
［実施態様２］
前記前方尾根部材及び後方尾根部材の少なくともひとつが、前記エンジンからの衝突圧力波から前記胴体を防護するよう構成された、実施態様１に記載の前記飛行機。
【００３４】
［実施態様３］
前記前方尾根部材及び後方尾根部材の少なくともひとつが、前記尾根部材内に音響処理を含む、実施態様１に記載の前記飛行機。_Ref437929174
［実施態様４］
前記尾根部材内の前記音響処理が、同調振動吸収器（ＴＶＡ）及び振動制御システムのうち少なくともひとつを含む、実施態様３に記載の前記飛行機。
【００３５】
［実施態様５］
前記尾根部材内の前記音響処理が、受動型及び適応型同調振動吸収器（ＴＶＡ）うち少なくともひとつを含む、実施態様３に記載の前記飛行機。
【００３６】
［実施態様６］
前記前方尾根部材及び後方尾根部材の少なくともひとつが、前記尾根部材内に衝撃防護システムを含む、実施態様１に記載の前記飛行機。
【００３７】
［実施態様７］
前記エンジンが、オープンローター構成、ターボプロップ構成、前記動翼付回転可能部材を取り囲むナセル、複数ファン構成のうち少なくともひとつを含む、実施態様１に記載の前記飛行機。
【００３８】
［実施態様８］
前記前方尾根部材及び後方尾根部材の少なくともひとつが、第１の方向に放出される音響波の波面が受動的に、前記胴体で、第２の方向に放出される前記音響波の前記波面に、約１８０ー位相が異なって交差するよう構成された物理的特徴を含む、実施態様１に記載の前記飛行機。
【００３９】
［実施態様９］
前記第１の方向に放出される前記音響波が、前記胴体まで、第２の方向に放出される前記音響波とは異なる距離を移動する、実施態様８に記載の前記飛行機。_Ref436587697
［実施態様１０］
前記異なる距離が、波長の半分もしくはその倍数にほぼ等しい、実施態様９に記載の前記飛行機。
【００４０】
［実施態様１１］
前記第１の方向に放出される前記音響波が、前記胴体まで、前記第２の方向に放出される前記音響波とは異なる速度で移動する、実施態様８に記載の前記飛行機。
【００４１】
［実施態様１２］
前記第１の方向に放出される前記音響波が、前記胴体まで空気中を移動し、前記第２の方向に放出される前記音響波が、前記飛行機の一部を通り前記胴体まで移動する、実施態様１１に記載の前記飛行機。
【００４２】
［実施態様１３］
前記前方尾根部材及び後方尾根部材の少なくともひとつが、前記動翼付回転可能部材の回転面近傍で、前記翼及び前記胴体の間に融合表面外形を有する、実施態様１に記載の前記飛行機。
【００４３】
［実施態様１４］
飛行機を作動する方法_Ref185324103で、前記飛行機は、機首と、機尾と、中空部と、それらの間に延びる細長本体とを有する胴体を含み、前記飛行機はさらに、前記胴体から横方向に延びる翼を含み、前記翼は、通常飛行中は前記飛行機の動く方向に前縁と、前記翼の反対縁に後縁を含み、前記飛行機はまた、動翼付回転可能部材を駆動するよう構成されたエンジンを含み、前記エンジンは前記翼及び前記胴体のうち少なくともひとつに結合し、前記方法が、前記エンジンの前方の点で前記胴体から後方に、前記動翼付回転可能部材の後方の点まで延びる、前方尾根部材及び後方尾根部材のうち少なくともひとつを形成するステップを含む_Ref201563007、方法。
［実施態様１５］
さらに、前記前方尾根部材と前記後方尾根部材のうち少なくともひとつの内側に、前記少なくともひとつの尾根部材に対し、音響的に処理するステップを含む、実施態様１４に記載の前記方法。
【００４４】
［実施態様１６］
さらに、衝撃防護システムを前記前方尾根部材及び前記後方尾根部材の少なくともひとつに結合するステップを含み、前記衝撃防護システムは、耐衝撃性及び耐貫通性素材の層と、耐衝撃性及び耐貫通性素材とエネルギー吸収素材の複数の層のパネルのうち少なくともひとつを含み、前記衝撃防護システムは、前記前方尾根部材又は胴体の表面内、及び前記前方尾根部材又は胴体の内部の少なくとも一方に形成される、実施態様１４に記載の前記方法。
［実施態様１７］
前記エンジンから入射する音響波及び前記胴体からの音響波の少なくともひとつを受動的に攪乱し、前記エンジンから入射する前記音響波をほぼ除去する、実施態様１４に記載の前記方法。
【００４５】
［実施態様１８］
ひとつ又は複数のガスタービンエンジンによって動力を得る飛行機で、
機首と、機尾と、中空部と、それらの間に延びる細長本体とを含む胴体と、
前記胴体から横方向に延びる翼で、通常飛行中は前記飛行機の動く方向に前縁と、前記翼の反対縁に後縁を含む翼と、
推力を発生させるひとつ又は複数のファンを駆動するよう構成したエンジンで、前記翼及び前記機尾近傍の前記胴体のうち少なくともひとつに結合するエンジンと、
前記エンジンの前方の点で前記胴体から後方に、前記動翼付回転可能部材の後方の点まで延びる、前方尾根部材及び後方尾根部材の少なくともひとつと、を含む飛行機。
【００４６】
［実施態様１９］
前記前方尾根部材及び前記後方尾根部材の少なくともひとつが、前記少なくともひとつの尾根部材内に音響処理を含む、実施態様１８に記載の前記飛行機。
【００４７】
［実施態様２０］
前記前方尾根部材及び前記後方尾根部材の少なくともひとつが、前記少なくともひとつの尾根部材内に衝撃防護システムを含む、実施態様１８に記載の前記飛行機。
【００４８】
［実施態様２１］
前記胴体と、前記前方尾根部材と前記後方尾根部材の少なくともひとつのうち、少なくともひとつが、前記エンジンから入射する音響波をほぼ除去する音響波を受動的に発生させるよう構成された音響錯乱特徴を含む、実施態様１８に記載の前記飛行機。
【００４９】
［実施態様２２］
前記胴体と、前記前方尾根部材と前記後方尾根部材の少なくともひとつのうち、少なくともひとつが、前記エンジンから入射する音響波をほぼ除去するよう構成された、ひとつ又は複数の内部音響処理を含む、実施態様１８に記載の前記飛行機。
【００５０】
［実施態様２３］
前記前方尾根部材及び前記後方尾根部材の前記少なくともひとつが、前記動翼付回転可能部材の回転面近傍で、前記翼及び前記胴体の間に融合表面外形を含む、実施態様１８に記載の前記飛行機。
【符号の説明】
【００５１】
１００  飛行機
１０２  胴体
１０４  機首
１０６  機尾
１０８  本体
１１０  翼
１１２  横方向
１１４  前方前縁
１１６  方向
１１８  後方後縁
１２０  エンジン
１２２  動翼付回転可能部材
１２３  前方尾根部材
１２４  点
１２６  第１所定距離
１２８  点
１３０  第２所定距離
１３２  後方尾根部材
１３４  点
１３６  所定距離
１３８  点
１３９  所定距離
１４０  衝撃防護システム
１４２  面
３００  エンジンアセンブリ
３０２  ファンアセンブリ
３０４  前方ファンアセンブリ
３０６  後方ファンアセンブリ
４０２  交差部
４０４  第１所定距離
４０６  第２所定距離
４０８  表面
５０２  ノイズ
５０４  ソース
５０６  第１経路
５０８  経路
５１０  点
５１２  経路
６０２  ピーク
６０４  トラフ
７０２  遮蔽構造
７０４  能動的ノイズ制御
８００  チャイン（尾根部）
８０２  交差部
８０４  面
８０６  側面
８０８  点
８１０  点
８１２  前端部
８１４  最大幅部
８１６  後端部
１０００  上側
１００２  下側
【図１】
2017119507.tif 000003
【図２】
2017119507.tif 000004
【図３】
2017119507.tif 000005
【図４】
2017119507.tif 000006
【図５】
2017119507.tif 000007
【図６】
2017119507.tif 000008
【図７】
2017119507.tif 000009
【図８Ａ】
2017119507.tif 000010
【図８Ｂ】
2017119507.tif 000011
【図９Ａ】
2017119507.tif 000012
【図９Ｂ】
2017119507.tif 000013
【図１０】
2017119507.tif 000014
【図１１】
2017119507.tif 000015
【外国語明細書】
2017119507000001.pdf