胴体12と、翼上側表面48、後桁58および翼後縁54を有する翼30と、ローター直径113およびローター軸114を有する少なくとも1つのローター110を含む推進器100であって、ローター110が:長手方向においては、ローター軸114と一致する垂直面208により定められた翼弦線216に沿って測定した後桁58と翼後縁54との間に、かつ、垂直方向においては、ローター直径113の最低点125が翼上側表面48の上方に存在するように、位置するように装着されている推進器100とを含む、航空機10のための機構。横方向において、ローター直径113から胴体12までの最短距離144がローター直径113の約2つ分以下であるように、ローター110が位置している、請求項1に記載の機構。翼30が翼端34を含み、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに長手方向においてローター110が翼端34の最前点36と最後点38との間に位置するように翼30が構成されている、請求項1に記載の機構。ローター110が、長手方向においては翼後縁54の機尾側に、垂直方向においては、ローター直径113の最低点125が翼後縁54における翼弦線216の終端218を通過する水平面210より低くならないように、位置するように推進器100が装着されている、請求項3に記載の機構。翼30が翼端34を含み、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときにローター直径113の最高点126が翼端34より垂直方向において低くなるように、垂直方向においてローター110が位置している、請求項4に記載の機構。ローター軸114が翼上側表面48の上方の局所的流れ222に対して負の局所的迎え角226を有する、請求項1に記載の機構。胴体12が乗客用座席72を含む客室70を有し、ローター110が、乗客用座席72と概ね長手方向に並ばないように位置している、請求項4に記載の機構。推進器100が、ナセル152、および、インレット軸156とハイライト面160を定めるハイライト158とを有するインレット154を有するターボファン150として構成されており、ターボファン150が:長手方向においては、インレット軸156と一致する垂直面208により定められた翼弦線216に沿って測定した後桁58と翼後縁54との間にハイライト面160が存在するように、かつ、垂直方向においては、ハイライト158の最低点159が翼上側表面48の上方に存在するように、装着されている、請求項1に記載の機構。ナセル152が二次流れ出口164において終端し、ターボファン150が:長手方向においては、二次流れ出口164が翼前縁52の機尾側に存在するように、かつ、垂直方向においては、ナセル152の最低点153が翼上側表面48の上方に存在するように、装着されている、請求項8に記載の機構。航空機10の推進器100により生じた騒音を減衰させる方法であって、推進器100が、ローター直径113およびローター軸114を有する少なくとも1つのローター110を含み、航空機10が、翼上側表面48、後桁58および翼後縁54を有する翼30を含み、前記方法が、長手方向において、ローター軸114と一致する垂直面208により定められた翼弦線216に沿って測定した後桁58と翼後縁54との間にローター110を位置させる工程と、垂直方向において、ローター直径113の最低点125が翼上側表面48の上方に存在するようにローター110を位置させる工程とを含む方法。長手方向においてローター110を位置させる工程が、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに翼端34の最前点36と最後点38との間にローター110が存在するように、長手方向においてローター110を位置させることをさらに含む、請求項10に記載の方法。翼30が翼端34を含み、垂直方向においてローター110を位置させる工程が、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに翼端34の垂直方向下方にローター直径113を位置させることをさらに含む、請求項10に記載の方法。ローター110を位置させる工程が、長手方向においては、翼後縁54の機尾側にローター110を位置させることと、垂直方向においては、ローター直径113の最低点125が、翼後縁54における翼弦線216の終端218を通過する水平面210より低くならないようにローター110を位置させることとを含む、請求項10に記載の方法。ローター軸114が翼上側表面48の上方の局所的流れ222に対して負の局所的迎え角αrを有するように、推進器100を方向付ける工程をさらに含む、請求項10に記載の方法。推進器100が、各々がブレードピッチ軸124を有する複数のローターブレード122を含む前部ローター110aおよび後部ローター110bを含み、前部ローター110aおよび後部ローター110bのブレードピッチ軸124がそれらの間の中間点147を定め、長手方向においてローター110を位置させる工程が、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに翼端34の最前点36と最後点38との間に中間点147を位置させることを含む、請求項10に記載の方法。理解できるように、当該技術分野において、オープンファン推進器によりもたらされる燃料効率の恩恵を維持しつつ、オープンファン航空機により発生される騒音を低減するための航空機機構が必要である。航空機上に非空力表面を導入することなく、かつ、騒音妨害目的で既存の空力表面の大きさまたは量を増大することなく、騒音の低減を達成することが理想的である。オープンファン推進器に付随する上記必要性は、一実施形態において、胴体と、翼と、少なくとも1つの推進器とを含む航空機のための機構を提供する本開示により対処および緩和される。翼は、翼上側表面、後桁および翼後縁を含む構成部品を有する。推進器は、1つ以上のローターを含み、かつ、ローター直径とブレードが回りを回転するローター軸とを定める少なくとも1つのオープンファンを含む。好ましくは、推進器は、長手方向においては、ローター軸と一致する垂直面により定められた翼弦線に沿って測定した後桁と翼後縁との間に1つ以上のローターが位置するように装着されていてもよい。ローターは、垂直方向においては、ローター直径の最低点が翼上側表面の上方に存在するように位置していてもよい。さらなる実施形態において、概ね管状の胴体と、翼端、翼上側表面、後桁および翼後縁を有する翼と、を含むオープンファン航空機の遮音のための機構が開示されている。上記機構は、ローター直径およびローター軸を定める互いに逆回転の前部および後部ローターを有し、かつ、ブレードが回りを旋回可能なブレードピッチ軸を各々が有する複数のローターブレードを含む推進器を含む。前部および後部ローターのブレードピッチ軸は、それらの間の中間点を定めていてもよい。推進器は、長手方向において、中間点が、ローター軸と一致する垂直面により定められた翼弦線に沿って測定された後桁と翼後縁との間に存在するように、ローターが位置するように装着されていてもよい。これに加えて、長手方向において、中間点が、翼が約1‐gの翼面荷重を受けて上向きに反っているときに翼端の最前点と最後点との間に存在するように、ローターが位置していてもよい。垂直方向において、ローター直径の最低点が翼上側表面の垂直方向上方に存在するように、ローターが位置していてもよい。また、航空機の推進器により生じた騒音を減衰させる方法も開示されている。推進器は、ローター直径およびローター軸を有する少なくとも1つのオープンファンを含んでいてもよく。航空機は、翼上側表面、後桁および翼後縁を有する翼を含んでいてもよい。上記方法は、長手方向において、ローター軸と一致する垂直面により定められた翼弦線に沿って測定した後桁と翼後縁との間にローターを位置させる工程を含んでいてもよい。上記方法は、また、垂直方向において、ローター直径の最低点が翼上側表面の上方に存在するようにローターを位置させることを含んでいてもよいさらなる実施形態において、航空機の推進器により生じた騒音を減衰させる方法であって、推進器が、ローター直径およびローター軸を定める互いに逆回転の前部および後部ローターを含む方法が開示されている。前部および後部ローターは、各々がブレードピッチ軸を有する複数のローターブレードを含んでいてもよい。前部および後部ローターのブレードピッチ軸は、それらの間の中間点を定めていてもよい。航空機は、翼端、後桁および翼後縁を有する翼を含んでいてもよい。上記方法は、ローター軸と一致する垂直面により定められた翼弦線に沿って測定した長手方向において後桁と翼後縁との間に中間点が存在するように、推進器を装着する工程を含んでいてもよい。上記方法は、また、翼が約1‐gの翼面荷重を受けて上向きに反っているときに長手方向において翼端の最前点と最後点との間に中間点を位置させる工程を含んでいてもよい。ローター直径の最低点は、翼上側表面の垂直方向上方に位置させてもよい。上記方法は、また、翼が約1‐gの翼面荷重を受けて上向きに反っているときにローター直径の最高点が翼端の下方に存在するように垂直方向において前部および後部ローターを位置させることを含んでいてもよい。上で取り上げた特徴、機能および利点は、本開示のさまざまな実施形態において独立して達成可能であり、または、以下の説明および図面を参照してさらなる詳細が理解可能であるさらに他の実施形態において組み合わせてもよい。本開示のこれらおよびその他の特徴は、全体を通して同様の番号が同様の部品を指す図面を参照するとより明らかになるだろう。ここで、本開示の好適かつさまざまな実施形態を例示するために示されている図面を参照すると、図1には、オープンファン機構116において構成されている一対の推進器100を有する航空機10の機尾側斜視図が示されている。推進器100は、翼30を上向きに反らせ、かつ、湾曲させる約1‐gの翼面荷重46を受けた航空機10の翼30の自然屈曲を利用するように、航空機10の胴体12および翼30に対して配置されている。約1‐gの翼面荷重46は、離陸中に始まってもよく、残りの飛行中概ね続いてもよい。なお、翼面荷重は、飛行中概ね変化してもよい。例えば、離陸中、翼面荷重は、上昇速度およびその他の要因に依存していてもよい。翼30の屈曲および翼30の上向きの湾曲程度は、翼30により支持される総質量、翼30の剛性特徴およびその他の要因に依存していてもよい。ただし、一般的には、約1‐gの翼面荷重46は、下に説明する翼の上反角228と任意に組み合わせて、推進器100により発生する騒音に対する遮音をもたらすことが有利である翼30の反った構成を生じてもよい。この点において、翼30は、下でより詳細に説明する横方向における推進器騒音の反射遮音をもたらすことができる。さらに、翼30は、下に説明するように概ね上向きまたは垂直方向、および、その他の方向における推進器騒音の反射遮音をもたらすことができる。図2でもっともよく理解できるように、反っている翼44の上向き湾曲は、翼30の材料特性および構造に部分的に起因していることがある。例えば、翼30は、少なくとも部分的に、限定はされないが炭素繊維により補強されたポリマー材料を含む繊維補強材料といった複合材料から形成されていてもよい。翼30の複合構造は、従来の例えば金属の構造を有する翼によりもたらされる屈曲程度と比較して、荷重を受けた翼30の屈曲および上向き湾曲の程度が比較的大きくなりやすいことがある。図2は、反っている翼44の下方の想像線で示されている反っていない翼42を基準として、約1‐gの翼面荷重46を受けて反っている翼44の湾曲を示している。本開示において、約1‐gの翼面荷重46は、上で触れたように離陸中および残りの飛行中に積載の航空機10の質量を支持するにあたり、航空機10の翼30により発生する空力的揚力から生じる荷重を含んでいてもよい。この点において、ここで開示されている約1‐gの翼面荷重46は、翼30が晒される可能性のある突風荷重、操作荷重およびその他の荷重といった翼30にかかる荷重は除外してもよい。図1を参照すると、航空機10は、民間輸送航空機10として示されている。この点において、ここに開示されている推進器100機構は、限定されることなくあらゆる航空機10に適用してもよく、かつ、図示されている種類の民間航空機10に限定されないことに注意すべきである。図1に示されているように、航空機10は、航空機10の前側端14の機首18および機尾側端16の尾部20を有する概ね楕円形、円筒形または管状の胴体12を有していてもよい。尾部20は、偏揺れ制御用の垂直安定板22および方向舵24と、縦揺れ制御用の水平安定板26および昇降舵28とに限定はされないがこれらを含む従来の空力表面を含んでいてもよい。T形の尾構成で図示されているが、尾部20は、V形の尾構成、または、水平安定板26および/または昇降舵28が垂直安定板22および/または方向舵24の下側部分において胴体12に隣接して装着されている従来の尾構成といったいかなる機構で提供されていてもよい。引き続き図1を参照すると、航空機10は、胴体12の対向する側面から横方向外向きに延在している一対の翼30を含んでいてもよい。航空機10は、下でより詳細に説明するように、翼30が胴体12の下側部分において胴体12に接合されていることにより、翼30の概ね上方および/または機尾側に推進器100を装着しやすくなっている低翼機構で提供されていてもよい。翼30の各々は、翼上側表面48と、翼下側表面50と、翼前縁52と、翼後縁54とを有していてもよい。図4を簡潔に参照すると、翼前縁52および翼後縁54は、空力安定性および制御目的のため、ならびに、下で説明する遮音目的のためにそれぞれ参照番号230および232により示されている適切な後退角を有していてもよい。例えば、翼後縁54は、約0°~-15°の範囲の後退角232を有していてもよく、より好ましくは、約-5°~-10°の範囲の後退角232を有していてもよい。しかしながら、翼後縁54は、いかなる適切な後退角232を有していてもよい。この点において、翼30の後退角230、232は、下でより詳細に説明する推進器騒音の遮音を最大化するために推進器100の長手方向位置に関して最適化されていてもよい。翼30の各々は、図4にもっともよく示されているように、胴体12と推進器100のローター軸114の横方向位置により定められる翼30上の横方向位置との間に延在している翼30の部分として定めることができる機内側60セクションを含んでいてもよい。翼30の機外側62セクションは、ローター軸114の横方向位置と翼端34との間に延在していてもよい。図1で分かるように、翼端34の各々は、翼端装置40または翼端処理を任意で含んでいてもよい。例えば、図1は、翼30の各々の翼端34に装着された傾斜した先端として翼端装置40を示している。しかしながら、翼端装置40は、翼端34から概ね垂直方向上向きに延在していてもよい非平面ウィングレット構成を含め、限定されることなくあらゆる構成で提供されてもよい。翼端装置40は、また、翼30から省いてもよい。図1を参照すると、推進器100の各々は、胴体12から外向きに延在しているパイロン102により航空機10に装着されているものとして示されている。パイロン102は、図2においてもっともよく分かるように、胴体12の上側部分から概ね横方向外向きに延在しているものとして示されている。これに加えて、図2は、パイロン102の各々が、胴体12の上側部分から推進器100に向かってわずかに下向きに傾斜しているものとして示している。さらに、パイロン102は、前進または後退角が付けられていてもよい。ただし、パイロン102は、推進器100を装着するために適したいかなる向きおよび構成で提供されてもよく、図1~図4に示されているように胴体12から延在している単一のパイロン102に限定されない。例えば、推進器100は、胴体12のあらゆる位置から延在可能な複数のストラット図示せずにより装着されていてもよい。またさらに、推進器100は、翼30から上向きかつ機尾側へ延在している1つ以上のパイロン102またはストラット図示せずにより翼30上で支持されていてもよいと考えられている。なお、空力的抗力を最小化し、かつ、空力的抗力を不都合に増大させかねない比較的大型のパイロンから胴体にかけてのフェアリング図示せずの必要性をなくすために、パイロン102は、非空力的構成および/または比較的薄い断面形状を有するように提供されることが好ましい。より好ましくは、ここで開示されている航空機10機構のパイロン102は、空力的抗力を最小化するために、比較的薄い断面形状を有するように、かつ/または、パイロン102と胴体12との交点において比較的小さい半径のフィレット図示せずを有する胴体12と一体化可能な揚力を発生しない構成を有するように提供される。しかしながら、パイロン102は、空力的恩恵をもたらす機構を含むあらゆる適切な機構を有するように提供することができることが分かっている。図1を参照すると、推進器100は、オープンファン機構116で示されている。例えば、図1は、各推進器100を、ローター軸114図4の周りで回転可能な複数のブレード122を各々が有する一対の互いに逆回転、かつ、同軸に並べられた前部ローター110aおよび後部ローター110bを含むものとして示している。さらに、図1は、前部ローター110aおよび後部ローター110bがコアケース104内に収容されているエンジンコア106の前方側に位置する牽引式機構120を有するように推進器100を示している。あるいは、推進器100は、下でより詳細に説明するように、前部ローター110aおよび後部ローター110bがエンジンコア106の機尾側に位置している図9に示された推進式機構118を有するように構成してもよい。またさらに、推進器100は、図10~図12に示され、かつ、下で説明するようにターボファン150機構を有するように構成してもよい。図2を参照すると、前部ローター110aおよび後部ローター110bの最大直径として定められ、かつ、ブレード122の回転中にブレード先端130の最外点において測定される参照番号113により示されたローター直径を有する推進器100を示している航空機10の正面図が示されている。図2~図9は、ローター直径113が等しい前部ローター110aおよび後部ローター110bを有する推進器100を示しているが、本開示は、単一の図示せずローターを有する推進器100について検討している。2つのローター110を有する推進器について、前部ローター110aおよび後部ローター110bは、ローター直径113が等しくないことがある。この点において、本開示では、直径113が等しくないローター110を有する複数ローター推進器100について、ローター直径113への言及は、最大のローター直径113に関するものであることにさらに注意すべきである。図1~図5を参照して、これらの図に示されている航空機座標系200に対する翼30および胴体12に関して、本開示における航空機10の推進器100の配置について下で説明する。航空機座標系200は、xが、航空機10の前側端14と機尾側端16との間に延在している長手方向軸202の方向に沿って機尾側を指している直交座標系として図1に示されている。y軸は、図2に示されている航空機10の前側端14から機尾側を見た際の横方向軸204の方向に沿って横方向左側を指している。z軸は、図2においてもっともよく分かるように、垂直方向軸206の方向に沿って上向きを指している。本開示において、各推進器100の配置は、翼30および胴体12に対する推進器100の1つ以上のローター110の長手方向、横方向および垂直方向位置に基づいている。例えば、前部ローター110aおよび後部ローター110bを有する推進器100について、前部ローター110aおよび後部ローター110bの長手方向位置は、前部ローター110aおよび後部ローター110bのブレード122の各々のブレードピッチ軸124図5の位置に基づいていてもよい。図5に示されているように、ブレード122は、ブレード付根128においてスピナ108から外向きに延在している。ブレード122は、ブレードピッチ軸124の回りを旋回して、ローター110の回転速度、推進器100の所望の推進出力および/またはその他のパラメータに応じて、ピッチを変えてもよい。ローター110は、ローター110の幾何学的中心として定められるローター中心112図2を含んでいてもよい。前部ローター110aのブレード122のブレードピッチ軸124は、後部ローター110bのブレード122のブレードピッチ軸124からある距離図5における参照番号145だけ離れて位置しており、かつ、前部ローター110aおよび後部ローター110bのブレードピッチ軸124同士の間の中間の距離図5における参照番号146にあるローター軸114上の中間点147を定める。図1~図9に示されている実施形態において、前部ローター110aおよび後部ローター110bの長手方向位置は、ブレードピッチ軸124同士の間の中間点147に基づいていてもよい。単一の図示せずローター110を有する推進器100について、ローター110の長手方向位置は、ブレード122のブレードピッチ軸124に位置していてもよい。引き続き図1~図5を参照すると、ローター110の横方向位置は、横方向軸204図2を基準として定められていてもよく、かつ、胴体12を基準としたローター直径113の横方向位置に基づいていてもよい。前部ローター110aおよび後部ローター110bの垂直方向位置は、垂直方向軸206を基準として定められていてもよく、かつ、翼端34を基準としたローター直径113の最高点126図2の垂直方向位置に基づくか、または、翼の上側表面48またはあらゆるその他適切な翼30の特徴を基準としたローター直径113の最低点125図2に基づいていてもよい。図5において理解できるように、推進器100の各々は、前部ローター110aおよび後部ローター110bの中間点147が、翼30の後桁58よりさらに長手方向前方ではなく位置できるように装着されていてもよい。後桁58と中間点147との間の長手方向距離は、参照番号140により示されている距離により定められてもよい。垂直面208に関して中間点147が位置できる後桁58上の位置は、図1においてもっともよく理解される。垂直面208は、ローター軸114が図1に示されている垂直面208上に存在するという意味において、ローター軸114と一致している。図1および図5に示されているように、垂直面208は、垂直面208が翼30と交差する位置において、翼断面214および翼弦線216を定めていてもよい。当該技術において知られているように、翼弦線216は、翼30断面の後縁54から翼30断面の前縁52の最前位置まで延在する線として定められる。また、中間点147が後桁58の長手方向機尾側に位置しているという説明は、翼幅に沿ったすべての位置において後桁58の機尾側にローター110を物理的に位置させていると解釈されてはならないことも注意すべきである。ここで開示されているようなローター110の長手方向位置は、長手方向軸202に沿ったローター110の位置であり、ローター110の横方向位置および垂直方向位置に関して推進器100を位置させていると解釈されてはならない。図5に示されているように、推進器100の各々は、前部ローター110aと後部ローター110bとの中間点147が、翼弦線216に沿って測定された後桁58の最後点よりさらに長手方向前方ではなく位置している実施形態において装着されていてもよい。後桁58は、翼30の最後桁として定められていてもよい。図5は、後桁58の前方に位置している翼30の前桁56を示している。図5は、前桁56および後桁58を示しているが、翼30は、前桁56と後桁58との間に1つ以上の追加の桁図示せずを含んでいてもよく、かつ/または、前桁56の前方に位置した追加の桁図示せずを含んでいてもよい。当該技術分野において知られているように、航空機10の翼30の桁は、概して、空力的揚力の結果として航空機10の翼30が晒される可能性のある曲げ荷重の大部分を支えるための主要構造部材である。翼30の桁はまた、翼30が空力的荷重を受けていないときに静荷重および動荷重を支えることもある。本開示において、1つ以上のローター110を後桁58の概ね機尾側に配置することにより、推進器100の動作中にローター110のブレード122に異常が起こった場合に後桁58の完全性が損なわれることを含め翼30の構造的完全性が損なわれる危険性を緩和すると有利である。図3~図4を参照すると、ローター110はまた、翼30が約1‐gの翼面荷重46図2を受けて上向きに反っているときに、前部ローター110aと後部ローター110bとの中間点147が翼端34の最前点36よりさらに長手方向前方側にはないように装着されても好ましい。しかしながら、中間点147は、翼端34の最前点36のわずかに前方側に位置していてもよいと考えられている。図4に示されているように、翼端34の最前点36は、翼前縁52と図4に示されている傾斜した先端のような翼端装置40を除く翼端34との交点として定められていてもよい。中間点147が翼端34の最前点36よりさらに前方側にはないように推進器100を配置することにより、図2においてもっともよく分かるように推進器100の騒音の遮音がもたらされると有利である。この点において、図2は、約1‐gの翼面荷重46を受けて反っている翼44に対して上向きに反射した横向きに延在するアコースティックエミッション角度ベクトル212を示している。アコースティックエミッション角度ベクトル212は、推進器100のアコースティックエミッションを表している。図2はさらに、屈曲が限られた従来の金属構造の翼30で生じる可能性のある反っていない翼42で得られる遮音の減少と比較した、反っている翼44の上向きの湾曲から生じる遮音量の増大を示している。さらに、図2は、翼30が0°から約15°以上の角度で、より好ましくは、約5°から10°の角度で上向きに方向付けられている場合の遮音を促進する可能性のある翼30の参照番号228により示されている上反角を示している。翼30の該上反角参照番号228は、空力的荷重のかかっていない翼30を用いて、ローター軸114の機内側60の翼30上のある位置において測定してもよい。この点において、上反角228は、翼付根32において、または、翼30と胴体12との接合部もしくは交点において測定してもよい。図1~図5を参照すると、推進器100は、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに、中間点147が翼端34の最後点38図4よりさらに長手方向機尾側にはないように装着されてもよい。図4は、ローター110から横方向外側に延在しているアコースティックエミッション角度ベクトル212を示した航空機10の平面図を示している。図4において、アコースティックエミッション角度ベクトル212は、上に示したような推進器100により発せられた騒音を概して表していてもよく、かつ、中間点147におけるローター114の交点に沿って発生するとして定められてもよい。図4において、中間点147から延在するアコースティックエミッション角度ベクトル212は、概ね翼端34の最前点36と最後点38との間の位置において翼30と交差していると考えることができ、この結果、約1‐gの翼面荷重46を受けて翼30が反っている間図2、アコースティックエミッション角度ベクトル212が翼上側表面48から反射される際に翼30がローター110により生み出される騒音に対する遮音をもたらす。前に示したように、翼端34の最後点38は、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときの翼端34と翼後縁54との交点として定められてもよい。単一ローターの推進器100構成図示せずについて、図5に示した前部ローター110aおよび後部ローター110bの機構について例示したものと同様に、単一ローター図示せずのブレードピッチ軸124図5が後桁58よりさらに長手方向前方にないように、推進器100を位置させてもよい。これに加えて、単一ローターのブレードピッチ軸124は、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っている図2ときに、翼端34の最前点36よりさらに前方側にないように長手方向に沿って位置していることが好ましい。これに加えて、単一ローター図示せずのブレードピッチ軸124は、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに、翼端34の最後点38よりさらに機尾側にないように長手方向に沿って位置していることが好ましい。図2および図5を参照すると、ローター110の垂直方向位置は、ローター110が、上側翼30表面の垂直方向上方に、または、該表面より高いところに位置するようになっていてもよい。図2および図5に示されている推進器100の互いに逆回転の前部ローター110aおよび後部ローター110bについて、推進器100は、図5においてもっともよく分かるように、ローター直径113の最低点125が翼上側表面48の垂直方向上方に、または、該表面より高いところに位置するように装着されていてもよい。この点において、図5は、図1に示されているように垂直面208が翼30と交差している場合の翼30に沿った横方向位置におけるローター直径113の相対位置を示している。図5は、翼上側表面48の上方に比較的大きい間隔または距離142を有するようにローター直径113を示しているが、ローター直径113が翼上側表面48に対して何らかの垂直方向位置に位置するように推進器100を配置してもよい。例えば、ローター直径113は、翼上側表面48から1インチ未満の垂直方向距離142に位置していてもよい。ある実施形態において、前部ローター110aおよび後部ローター110bのうちの少なくとも一方のローター直径113の最低点125が、翼後縁54における翼弦線216の終端218を通過する水平面210より低くならないように、垂直方向において推進器100を位置させてもよい。さらに、かつ、図2を参照して、図2に示されているように翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに、前部ローター110aおよび後部ローター110bのうちの少なくとも一方のローター直径113の最高点126が、翼端34より垂直方向において低くなるように、垂直方向において推進器100を位置させてもよい。引き続き図2を参照すると、前部ローター110aおよび後部ローター110bのうちの少なくとも一方のローター直径113が、胴体12からローター直径113の約2つ分以下の距離144で横方向に位置しているように、推進器100の各々を装着してもよい。ローター直径113から胴体12への距離144は、ローター軸114図5に垂直に向けられ、かつ、中間点147を通過する垂直面図示せずに沿って測定することができる。好適な実施形態において、ローター直径113が、胴体12からローター直径113の約1つ分未満の距離144で横方向に位置しているように、推進器100を横方向に位置させてもよい。胴体12から比較的短い距離144例えば、ローター直径113の1つ分未満を有して前部ローター110aおよび後部ローター110bを位置させることにより、胴体12が、下に説明するように推進器100の騒音に対して追加の遮音の恩恵をもたらすと有利である。図6を参照すると、ローター軸114が翼30表面の上方を通過している局所的流れ222に対して負の局所的迎え角226を有するように推進器100が方向付けられている翼30に対して配置されている推進器100の実施形態の模式図が示されている。図6において分かるように、翼30は、航空機10の離陸および急上昇中に生じる可能性のある自由流れ220に対して正の迎え角224を有しているとして示されている。離陸および急上昇は、側方騒音および低空飛行騒音が上に触れたように騒音証明の目的のために典型的に測定されるときの飛行部分である。自由流れ220に対する翼30の正の迎え角224にも関わらず、上側翼30表面の空力的湾曲により、局所的流れ222を下向きに湾曲させて、局所的流れ222に対するローター軸114の負の局所的迎え角226をもたらすと有利である。引き続き図6を参照すると、局所的流れ222に対するローター軸114の負の局所的迎え角226は、ローター軸114が局所的流れ222に対して正の迎え角226を有していた場合に生じる騒音と比較して、前部ローター110aおよび後部ローター110bの騒音出力を低減させる。一般的に、ある角度に至るまで、迎え角が負方向に1°ずつ増えるにしたがって、ローター110により発生する騒音が約1dBだけ概ね減衰する。ある実施形態において、ローター軸114が約0°から-4°の負の局所的迎え角226を有するように、推進器100が装着されていてもよい。ただし、推進器100は、ローター軸114が、-4°より大きいすなわち、-5°以上局所的迎え角226を含めて局所的流れ222に対してあらゆる適切な局所的迎え角226を有するように方向付けられていてもよい。しかしながら、推進器100は、ローター軸114が、翼上側表面48の上方で局所的流れ222に対して中立の迎え角226または正の局所的迎え角226を有するように装着されていてもよい。引き続き図6を参照すると、ローター軸114が局所的流れ222に対して負の局所的迎え角226を有するように推進器100を配置することにより、離陸および急上昇中といった航空機10により発生する騒音レベルを低減すると有利である。従来のオープンファン構成では、ブレード122は、側方騒音および低空飛行騒音の増大につながる不安定状態においてブレード122上に非軸対称荷重をもたらす迎え角を有するように方向付けられている可能性のある流入流に晒されてもよい。さらに、従来のオープンファン推進器は、翼30の前方に典型的に装着されている結果、翼型の空力的湾曲がブレード122に吹き上げをもたらすことにより、騒音が増大する。しかしながら、図5に示されているように前部ローター110aが後桁58の機尾側に位置するようにオープンファン推進器100を良好に配置することにより、翼上側表面48上方の局所的流れ222は、ローター軸114に対して負の局所的迎え角226を有するように方向付けられる結果、騒音出力が減少する。図2を簡潔に参照すると、推進器100は、ローター軸114図5が胴体12の最上点より垂直方向下方に存在するように、垂直方向に位置していてもよい。しかしながら、前に触れたように、ローター110は、ローター直径113の最低点が翼上側表面48の垂直方向上方にすなわち、該表面より高いところに位置するように、垂直方向に位置していてもよい。さらに、推進器100は、図2に示したようにローター直径113の最高点が翼端34より垂直方向に沿って高くならないように、装着されていてもよい。この点において、ローター110は、翼30および胴体12が推進器100の騒音の遮音をもたらすいかなる適切な垂直方向位置にあってもよい。図7を簡潔に参照すると、胴体12の対向する側面上に装着された一対の推進器100を示した胴体12の部分切取平面図が示されている。理解できるように、胴体12は、乗客用座席72を有する客室70セクションを含んでいてもよい。客室70は、民間航空機10図1に共通に見られる1つ以上の洗面室76および/またはギャレー74領域をさらに含んでいてもよい。ある実施形態において、推進器100の1つ以上は、前部ローター110aおよび後部ローター110bが乗客用座席72と概ね長手方向に並ばないように、装着されていてもよい。例えば、図7に示されているように、推進器100は、客室70の洗面室76および/またはギャレー74領域と長手方向に並んでいてもよい。具体的には、推進器100は、前部ローター110aのローターインレット面136および後部ローター110bのローターアウトレット面138が、長手方向において乗客用座席72の列間に位置するように、長手方向において配置されてもよい。しかしながら、各推進器100は、胴体12に長手方向に沿ってあらゆる位置に長手方向に配置してもよく、図7に示されている長手方向位置には限定されない。図7において、ローターインレット面136は、前部ローター110aのブレード122のブレード前縁132図6の最前点36図4として定めることができる。ローターアウトレット面138は、後部ローター110bのブレード122のブレード後縁134図6の最後点38図4として定めることができる。図13および図14を参照すると、図2に示したものと同様の上向きに反っている翼44によりもたらされる遮音の恩恵を示すために、航空機10図1の推進器騒音の減衰の音響解析結果が示されている。例えば、図13は、図2の想像線で示されている沿っていない翼42形状と同様に翼30が沿っていない42’構成を有した状態での、航空機10の翼に対する近似前方象限approximateforwardquadrantの騒音レベル減衰の等高線図250である。図13は、前方方向14’すなわち、図1のx軸に平行な方向に沿った、かつ、機外側方向62’すなわち、図1のy軸に平行な方向に沿った推進器100図1の騒音の減衰を示している。図13において分かるように、騒音減衰は、約1000Hzにおける約15dBの騒音減衰をもたらす最大遮蔽領域252を有する推進器100より概ね前方側の位置において最大である。図13においてまた分かるように、減衰は、機外側方向62’に沿って概して減少する。図13の減衰256はまた、概ね翼後縁54図1へ向かって、または、翼後縁54の概ね機尾側へ向かってローター110図1を装着することによりもたらされる音響陰影に起因して、翼前縁52図4へ向かう方向に沿って概して減少する。これに加えて、図13における減衰258は、翼後縁54図4へ向かう方向に沿って比較的急速に概ね減少していると考えることができる。図14は、図13により表されている同じローター110図1位置に対する騒音レベル減衰の等高線図250であるが、翼が約1‐gの翼面荷重を受けて上向きに反っている46’ことにより、翼30図1は、図2における実線で示されているものと同様の反った翼44’形状を有している。理解できるように、図14は、反っている翼44’の上向きの湾曲に起因して遮音領域が大幅に増大していることを示している。これに加えて、図14は、図13の線の傾斜が増大していることと比較して、図14における256および258により示されている傾斜が減少または線が平坦化していることを示している。上に示されているように、線256および258は、翼前縁52および翼後縁54図4の後退に関連している。この点において、図14は、反っていない翼42’に対する図13に示されている減衰等高線250の概ね三角形の形状と比較して、図14では減衰等高線250が概ね矩形の形状を有するように、反っている翼44’が騒音レベル減衰等高線250の傾斜を減少させる効果を示している。また図14から分かるように、最大遮蔽領域252の大きさは、図13により表されている遮蔽領域に対して概ね増大している。さらに、図14における遮蔽領域は、図13に示されている遮蔽領域に対して、機外側方向62’に沿って、かつ、前方方向14’に沿って増大している。遮音の増大は、翼30の機外側62セクション図2を推進器100図2近傍へ引き寄せ、これにより、翼30の騒音遮蔽効果を増大させる反っている翼44の上向きの湾曲から生じる。図14において、上向きに湾曲した翼30図1による騒音減衰領域の増大は、アコースティックエミッション角度ベクトル212が反っている翼44図2により上向き方向へ反射されることに部分的に起因している。この点において、本開示は、約200から500Hzの周波数範囲内で約2dB以上の遮音をもたらすように推進器100が配置されている航空機10図1機構を提供している。さらに、ここに開示されている航空機10機構は、図2に示されているように約30°から95°の間の図2の参照番号213により示されているエミッション角度内の前述の周波数の上記遮音を助長する。図2において、機尾側を向いている航空機の右側面上に位置している推進器100について、アコースティックエミッション角度213の0°の位置は、ローター軸114図5の直下に存在している。アコースティックエミッション角度図2の参照番号213の90°の位置は、ローター110を図2における機尾側へ向かって見たときに、右側の翼30の翼端34へ向かって横方向外側へ延在している。ここに開示されている航空機10機構は、約30°から95°のエミッション角度図2の参照番号213内のアコースティックエミッションの遮蔽をもたらすが、推進器100は、図2に示されているものと比較して、より大きな角度範囲の、または、異なる範囲のエミッション角度図2の参照番号213における遮音をもたらすよう配置されてもよいと考えられている。図13~図16の音響減衰図を参照して、該図は、約1000Hzの周波数の騒音減衰を示していることに注意すべきである。騒音減衰レベルは、前述の1000Hzの周波数より高い周波数について概ね増大してもよい。同様に、減衰レベルは、1000Hzより低い周波数について概ね低減してもよい。図1~図9に示されているオープンファン機構116および図10~図12に示されているターボファン150機構について、推進器100により発せられる騒音シグネチャーは、典型的な人間の可聴範囲すなわち、約20Hzから20000Hz全体にわたる可能性があることにも注意すべきである。ただし、騒音減衰に対するもっとも重要な周波数は、約500Hzから約6000Hzまでの範囲内である。図8を参照すると、ローター110が翼30の翼後縁54の長手方向機尾側に位置するように推進器100が装着されている代替の実施形態を示す航空機10の平面図が示されている。ある実施形態において、図8に示されている中間点147は、後桁58の長手方向機尾側に位置していてもよい図5。図8に示されている実施形態において、翼30はまた、中間点147が翼端34の最前点36よりさらに長手方向前方側にはならないように翼前縁52の後退角230を有するよう構成されていることが好ましい。同様に、翼後縁54の後退角230は、中間点147が好ましくは翼端34の最後点38よりさらに長手方向機尾側にはならないように構成されていることが好ましい。図8の実施形態において、反っている翼44は、図4に示されている航空機10機構によりもたらされる遮蔽と同様の程度の遮音をもたらす。この点において、図8の実施形態について、推進器100および翼30は、翼30が図2に示されているように約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているとき、ローター直径113の最高点126が翼端34より垂直方向下方になるように構成されていることが好ましい。長手方向においては、前部ローター110aと後部ローター110bとの両方が翼後縁54の長手方向機尾側に存在するように推進器100を配置することにより、ブレード122異常の場合の翼30の構造的完全性が損なわれる危険性を大幅に低減すると有利である。さらに、図8の実施形態は、前部ローター110aおよび後部ローター110bが翼上側表面48の垂直方向上方に位置し、かつ、中間点147が後桁58の長手方向機尾側にある図5図4に示した機構によりもたらされるものと実質的に同様の遮音をもたらすことができる。図15および図16を参照すると、前部ローター110aおよび後部ローター110bが図1~図5に示されているように位置している場合の音響解析結果が示されている。図15および図16において、該音響解析は、図2に示されているものと同様の反っている翼44形状に基づいている。図15および図16は、前部ローター110aおよび後部ローター110bが後桁58図5と後縁54図5との間に位置している場合の騒音レベル減衰等高線250を示している。図15は、翼端34の最後点38の長手方向機尾側に位置する中間点147での騒音減衰を示している。これに対して、図16は、中間点147が長手方向において翼端の最前点36図8と最後点38図8との間に位置するように翼端34を機尾側へ移動させた好適な実施形態を示している。図15において分かるように、図15における最大遮蔽領域252の幾何学的大きさは、図14に示されている最大遮蔽領域252の幾何学的大きさに対して概ね低減されている。これに対して、図16は、図8の好適な実施形態の音響性能を示しており、ここで、翼前縁52および翼後縁54の後退角230および232により、翼端34が機尾側へ移動し、ローター110を後桁58図5のすぐ機尾側へ移動させることで始めに失われた遮音を回復している。この点において、図16は、図8に示されている翼端34の機尾側への移動から生じる追加の遮蔽を表す遮蔽回復領域254を示している。図16において分かるように、最大遮蔽領域252の幾何学的大きさは、図15に示されている最大遮蔽領域252と比較してより大きい。図2を簡潔に参照すると、航空機10は、胴体12が参照番号113により示されているローター直径の約1つ分以上の幅または直径参照番号13により示されているを有するように構成されていてもよい。胴体12の幅または直径は、前部ローター110aまたは後部ローター110bの長手方向位置において測定することができる。好適な実施形態において、ローター直径113が胴体12に対して約24インチ以上の横方向間隔または距離144図2を有するような前部ローター110aおよび後部ローター110bの横方向位置となるように、航空機10を構成してもよい。ただし、前に触れたように、前部ローター110aおよび後部ローター110bは、胴体12に対していかなる配置で横方向に位置していてもよい。図4を簡潔に参照すると、ここで開示されている航空機10機構は、胴体12に対してローター110が比較的近接している結果として遮音の利点を含むことに注目すべきである。この点において、胴体12は、前部ローター110aおよび後部ローター110bの各々に、所与の推進器100に対して胴体12の反対側において知覚または測定される推進器100騒音に対する遮音をもたらす。胴体12と反っている翼44の上向き湾曲との組み合わせにより、各推進器100に対して横方向に知覚される騒音が各推進器100により生じる騒音のほんの何分の一かという程度まで遮音がもたらされる。さらに、胴体12は、ローター110により生じる騒音に加えて、推進器100図2騒音の遮音をもたらす。例えば、胴体12は、推進器100により生じ、かつ、概して機尾側方向へ放射されるジェットまたは排気図10騒音の遮音をもたらす。さらに、胴体12は、推進器100の内部で発生する可能性のあるタービン騒音、および、内部で発生する可能性のある燃焼室騒音の遮音をもたらす。ある実施形態において、胴体12は、推進器100の排気騒音図示せずの直径の約10倍までの距離にわたりジェット騒音、タービン騒音および燃焼室騒音の遮音をもたらすことができる。ここで開示されている航空機10図1機構は、胴体12が推進器100同士を互いに物理的に分離することにより、推進器100の一方に異常が起こった場合に両推進器100に対する損傷を回避するという点でさらなる利点をもたらすかもしれない。図9を簡潔に参照すると、推進器100が推進式機構118を有するように構成されている航空機10の代替の実施形態が示されている。図9に示されている推進式機構118において、前部ローター110aおよび後部ローター110bは、推進器100のコアケース104内に収容されているエンジンコア106例えば、タービンの機尾側に位置している。前部ローター110aおよび後部ローター110bは、図1~図8に示され、かつ、上で説明された牽引式機構120と同様に長手方向、横方向および/または垂直方向に位置していてもよい。図10および図11を参照すると、推進器100の各々が低バイパスまたは高バイパスターボファン150といったターボファン150として構成されていてもよい航空機10のさらなる代替の実施形態が示されている。図10および図11において分かるように、ターボファン150は、複数のファンブレードを有していてもよいファンを収容するためのナセル152をふくんでいてもよい。ナセル152は、インレット軸156を定めるインレット154を有していてもよい。これに加えて、インレット154は、インレット154の概して曲線的な管状形状の前縁の最前位置に位置した境界のある平坦領域として定められてもよいハイライトhilite158を含んでいてもよい。ハイライト158は、ハイライト面160上に存在していてもよく、かつ、図12に示されているように幾何学的中心162を有していてもよいハイライト直径161図12を有していてもよい。ターボファン150は、図4~図5に示されているように前部ローター110aと後部ローター110bとのブレードピッチ軸124間に位置している中間点147により前部ローター110aおよび後部ローター110bを位置させるのと同様に、ハイライト158、ハイライト面160およびハイライト158の幾何学的中心162に基づいて長手方向、横方向および垂直方向に位置させていてもよい。例えば、図10に示されているように、垂直面208により定められる翼弦線216図1に沿って測定されるときハイライト面160が後桁58と翼後縁54との間に長手方向に位置するように、ターボファン150を装着してもよい。図1に示され、かつ、上で説明したように、垂直面208は、ローター軸114図5と一致してもよい平面である。さらに、ハイライト面160は、図10においてもっともよく分かるように、長手方向に沿って翼端34の最前点36と翼端34の最後点38との間に位置することが好ましい。図11を簡潔に参照すると、ターボファン150が翼30の前縁52に隣接して装着されている代替の実施形態において航空機10が示されている。より具体的には、ターボファン150は、ナセル152の最後点における二次流れ出口164が翼30の前縁52よりさらに前方にはなく、かつ、前縁52の機尾側へ比較的短い距離140に位置することができるように装着されていてもよい。そのような長手方向位置において、二次流れ出口164および一次流れ排気口166において発生する騒音は、反っている翼44によりもたらされる遮音により減衰されることがある。そのような遮音は、図2に示され、かつ、オープンファン機構116図2について上で説明したものと同様に翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けているときに助長されてもよい。図10~図11に示されているターボファン機構について、ターボファン150は、図5に示されているオープンファン機構116に関して上で説明したものと同様にナセル152が翼上側表面48の垂直方向上方に位置していてもよい図12に示されたように垂直方向に位置していてもよい。具体的には、ナセル152の最低点153は、翼上側表面48の垂直方向上方に位置していてもよい。さらに、翼30が約1‐gの翼面荷重を受けて上向きに反って、横方向における遮音を最大化しているときに、ハイライト158の幾何学的中心162が翼端34の垂直方向下方に位置するように、図10~図11に示されているターボファン150機構を装着してもよい。さらなる実施形態において、ターボファン150は、ハイライト158の最低点159が翼上側表面48の上方に存在するように垂直方向に位置されてもよい。これに加えて、ナセル152の最大幅においてナセル152と胴体12との間の最大距離168がナセル152の直径を2つ分おおよそ組み合わせた長さより短くなるように、ターボファン150を装着してもよい。ターボファン150は、限定はされないが、ギヤードターボファンおよびダクテッドターボファンを含むいかなる適切なターボファン150機構を有するように構成されてもよい。図1~図11にさらに言及しつつ図17を参照すると、図1~図11に示されている航空機10の推進器100により生じる音響騒音を減衰させる方法論300において実施可能な1つ以上の動作を示すフローチャートが示されている。図17に示されている方法論の工程302は、航空機10図1上に装着するための推進器100を提供することを含んでもよい。上に示されているように、推進器100図1~図11は、各々が複数のブレード122図1~図9を含む1つ以上のローター110図1~図11を含んでもよい。各推進器100は、ローター直径113図2を定めていてもよく、かつ、ローター110が回転可能なローター軸114図1を含んでいてもよい。例えば、推進器100は、図1に示したように互いに逆回転の前部ローター110aおよび後部ローター110bを含んでいてもよい。中間点147図4は、前部ローター110aと後部ローター110bとのブレードピッチ軸124間の中間の距離146図5においてローター軸114上に位置しているとして定めてもよい。図17の工程304は、1つ以上のパイロン102図4によるなどして、翼30および/または胴体12のうちの少なくとも一方に推進器100図1~図11を装着し、ローター軸114図5と一致する垂直面208図1により定められた翼弦線216に沿って測定した場合、中間点147が航空機10の翼30の後桁58図5よりさらに長手方向前方には存在せず、かつ、後縁54よりさらに機尾側には存在しないように、長手方向においてローター110を位置させることを含んでもよい。さらに、方法論の工程304は、図4に示したように翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに、中間点147が長手方向において翼端34の最前点36と最後点38との間に存在するように、長手方向においてローター110を位置させることを含んでもよい。図17に示されている方法論の工程306は、図4に示したものと同様に、ローター直径113図2の最低点125図2が翼上側表面48の垂直方向上方に存在するように、垂直方向において前部ローター110aおよび後部ローター110b図2を位置させることを含んでもよい。これに加えて、図5に示したように、ローター直径113の最低点125が翼後縁54における翼弦線216の終端218を通過する水平面210より低くならないように、垂直方向においてローター110を位置させてもよい。方法論の工程308は、図2に関して上で説明したように、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに、垂直方向においてローター直径113図2の最高点126図2を翼端34の垂直方向下方に位置させることを含んでもよい。例えば、図2は、垂直方向においてローター直径113の最高点126が翼端34と同じ高さに存在する航空機10機構を示している。ただし、ローター直径113の最高点126が翼端34の高さより低くなるように、垂直方向においてローター110を位置させてもよい。ローター軸114図5が垂直方向において胴体12の頂部表面または頭頂部とほぼ同じ高さに位置するように、垂直方向において任意にローター110を位置させてもよい。上記説明および関連図面において提示された教示の恩恵を得て、本開示が属する当該技術分野における当業者は、本開示の数多くの修正および他の実施形態に想到するだろう。ここに説明されている実施形態は、例示を意図するものであり、限定的または網羅的であることを意図していない。ここでは特定の用語が使用されているが、これらは、包括的かつ記述的な意味でのみ用いられており、限定を目的とはしていない。本発明はまた、以下の事項にも関している。1.胴体12と、翼上側表面48、後桁58および翼後縁54を有する翼30と、ローター直径113およびローター軸114を有する少なくとも1つのローター110を含む推進器100であって、長手方向においては、ローター軸114と一致する垂直面208により定められた翼弦線216に沿って測定した後桁58と翼後縁54との間に、かつ、垂直方向においては、ローター直径113の最低点125が翼上側表面48の上方に存在するように、ローター110が位置するように装着されている推進器100と、を含む、航空機10のための機構。2.ローター直径113から胴体12までの最短距離144がローター直径113の約2つ分以下であるように、横方向にローター110が位置している項目1に記載の機構。3.翼30が翼端34を含み、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに長手方向において翼端34の最前点36と最後点38との間にローター110が位置するように、翼30が構成されている項目1に記載の機構。4.翼後縁54が、約-5度から-10度の範囲の後退角を有する項目2または3に記載の機構。5.長手方向においては、翼後縁54の機尾側に、垂直方向においては、ローター直径113の最低点125が翼後縁54における翼弦線216の終端218を通過する水平面210より低くならないように、ローター110が位置するように推進器100が装着されている項目3に記載の機構。6.翼30が、約10度以下の上反角を有する項目1に記載の機構。7.翼30が翼端34を含み、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときにローター直径113の最高点126が翼端34より垂直方向において低くなるように、垂直方向においてローター110が位置している項目1に記載の機構。8.ローター軸114が、翼上側表面48の上方の局所的流れ222に対して負の局所的迎え角226を有する項目1に記載の機構。9.局所的迎え角が、約0度から-4度である項目8に記載の機構。10.胴体12が乗客用座席72を含む客室70を有し、ローター110が乗客用座席72と概ね長手方向に並ばないように、ローター110が位置している項目1に記載の機構。11.推進器100が、ナセル152、および、インレット軸156とハイライト面160を定めるハイライト158とを有するインレット154を有するターボファン150として構成されており、長手方向においては、インレット軸156と一致する垂直面208により定められた翼弦線216に沿って測定した後桁58と翼後縁54との間にハイライト面160が存在するように、かつ、垂直方向においては、ハイライト158の最低点159が翼上側表面48の上方に存在するように、ターボファン150が装着されている項目1に記載の機構。12.ナセル152が二次流れ出口164において終端し、長手方向においては、二次流れ出口164が翼前縁52の機尾側に存在するように、かつ、垂直方向においては、ナセル152の最低点153が翼上側表面48の上方に存在するように、ターボファン150が装着されている項目11に記載の機構。13.概ね管状の胴体12と、翼端34、翼上側表面48、後桁58および翼後縁54を有する翼30と、ローター直径113およびローター軸114を定める互いに逆回転の前部および後部ローター110sを有し、かつ、各々がブレードピッチ軸を有する複数のローター110ブレードを含む推進器100であって、前部および後部ローター110sのブレードピッチ軸がそれらの間の中間点147を定め、長手方向においては、中間点147が、ローター軸114と一致する垂直面208により定められた翼弦線216に沿って測定された後桁58と翼後縁54との間に存在するように、長手方向においては、中間点147が、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに翼端34の最前点と最後点38との間に存在するように、かつ、垂直方向においては、ローター直径113の最低点125が翼上側表面48の垂直方向上方に存在するように、前部および後部ローター110sが位置するように装着されている推進器100と、を含む、オープンファン航空機の遮音のための機構。14.航空機10の推進器100により生じた騒音を減衰させる方法であって、推進器100が、ローター直径113およびローター軸114を有する少なくとも1つのローター110を含み、航空機10が、翼上側表面48、後桁58および翼後縁54を有する翼30を含み、前記方法が、長手方向において、ローター軸114と一致する垂直面208により定められた翼弦線216に沿って測定した後桁58と翼後縁54との間にローター110を位置させる工程と、垂直方向において、ローター直径113の最低点125が翼上側表面48の上方に存在するようにローター110を位置させる工程とを含む方法。15.長手方向においてローター110を位置させる工程が、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに翼端34の最前点36と最後点38との間にローター110が存在するように、長手方向においてローター110を位置させることをさらに含む項目14に記載の方法。16.約10度以下の上反角を有する翼30を設ける工程をさらに含む項目14に記載の方法。17.翼30が翼端34を含み、垂直方向においてローター110を位置させる工程が、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに翼端34の垂直方向下方にローター直径113を位置させることをさらに含む項目14に記載の方法。18.ローター110を位置させる工程が、長手方向においては、翼後縁54の機尾側にローター110を位置させることと、垂直方向においては、ローター直径113の最低点125が、翼後縁54における翼弦線216の終端218を通過する水平面210より低くならないように、ローター110を位置させることとを含む項目14に記載の方法。19.ローター軸114が翼上側表面48の上方の局所的流れ222に対して負の局所的迎え角αrを有するように、推進器100を方向付ける工程をさらに含む項目14に記載の方法。20.推進器100が、各々がブレードピッチ軸124を有する複数のローターブレード122を含む前部ローター110aおよび後部ローター110bを含み、前部ローター110aおよび後部ローター110bのブレードピッチ軸124が、それらの間の中間点147を定め、長手方向においてローター110を位置させる工程が、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに翼端34の最前点36と最後点38との間に中間点147を位置させることを含む項目14に記載の方法。21.航空機10の推進器100により生じた騒音を減衰させる方法であって、推進器100が、ローター直径113およびローター軸114を定め、かつ、各々がブレードピッチ軸を有する複数のローター110ブレードを含む互いに逆回転の前部ローター110aおよび後部ローター110bを有し、前部ローター110aおよび後部ローター110bのブレードピッチ軸が、それらの間の中間点147を定め、航空機が、翼端34、後桁58および翼後縁54を有する翼30を含み、前記方法が、ローター軸114と一致する垂直面208により定められた翼弦線216に沿って測定した長手方向において後桁58と翼後縁54との間に中間点147を位置させる工程と、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときに長手方向において翼端34の最前点と最後点38との間に中間点147を位置させる工程と、ローター直径113の最低点125が翼上側表面48の上方に存在するように垂直方向において前部および後部ローター110sを位置させる工程と、翼30が約1‐gの翼面荷重46を受けて上向きに反っているときにローター直径113の最高点126が翼端34の下方に存在するように垂直方向において前部および後部ローター110sを位置させる工程と、を含む方法。