特表 2024-507242 航空機のための翼組立体

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】公表特許公報(A)

(11)【公表番号】

(43)【公表日】2024-02-16

(54)【発明の名称】航空機のための翼組立体

(51)【国際特許分類】

   B64C 3/44 20060101AFI20240208BHJP

   B64C 9/18 20060101ALI20240208BHJP

【ＦＩ】

B64C3/44

B64C9/18

【審査請求】未請求

【予備審査請求】未請求

(21)【出願番号】P 2023550308

(86)(22)【出願日】2022-02-01

(85)【翻訳文提出日】2023-10-16

(86)【国際出願番号】 EP2022052300

(87)【国際公開番号】W WO2022175071

(87)【国際公開日】2022-08-25

(31)【優先権主張番号】21158264.8

(32)【優先日】2021-02-19

(33)【優先権主張国・地域又は機関】EP

(31)【優先権主張番号】21158176.4

(32)【優先日】2021-02-19

(33)【優先権主張国・地域又は機関】EP

(31)【優先権主張番号】21161129.8

(32)【優先日】2021-03-05

(33)【優先権主張国・地域又は機関】EP

(81)【指定国・地域】

(71)【出願人】

【識別番号】523315441

【氏名又は名称】リリウム ゲーエムベーハー

【氏名又は名称原語表記】ＬＩＬＩＵＭ ＧＭＢＨ

(74)【代理人】

【識別番号】110000578

【氏名又は名称】名古屋国際弁理士法人

(72)【発明者】

【氏名】バンサル アマール

(72)【発明者】

【氏名】ウィーガンド ダニエル

(72)【発明者】

【氏名】メビウス アンドレアス

(72)【発明者】

【氏名】ベルメーレン セバスチャン

(57)【要約】

本発明は、胴体、および、少なくとも１対の翼を有する航空機のための翼組立体（１０）に関し、翼組立体（１０）は流れ方向（Ｆ）を定義し、流れ方向（Ｆ）に対して、翼組立体（１０）が航空機のための揚力を生み出すように構成され、翼の延伸方向に胴体から延伸するように、胴体に固定して取付けられるように構成される主要部（１２）と、各々が本体部（１６）を有する複数のフラップ部（１４）であって、枢動手段（１８）により、水平の向きおよび垂直の向きを含む角度の向きの範囲にわたり枢軸（Ａ）周りを個別に枢動可能となるように、主要部（１２）に枢動可能に取付けられ、水平の向きにおいては、フラップ部（１４）の本体部（１６）が、主要部（１２）と実質的に整列されて、細長く、実質的に連続した断面を形成し、垂直の向きにおいては、フラップ部（１４）が、主要部（１２）に対して下向きに角度をつけられる、複数のフラップ部（１４）と、を備える。本発明はさらに、少なくとも１対のそのような翼組立体を装備した航空機にも関する。
【選択図】図１

【特許請求の範囲】

【請求項1】

胴体（１０２）、および、少なくとも１対の翼（１０ａ、１０ｂ）を有する航空機（１００）のための翼組立体（１０）であって、前記翼組立体（１０）は流れ方向（Ｆ）を定義し、前記流れ方向（Ｆ）に対して、前記翼組立体（１０）が前記航空機のための揚力を生み出すように構成され、
前記翼（１０ａ、１０ｂ）の延伸方向（Ｗ）に前記胴体（１０２）から延伸するように、前記胴体（１０２）に固定して取付けられるように構成される、主要部（１２）と、
各々が本体部（１６）を有する複数のフラップ部（１４）であって、枢動手段（１８）により、水平の向きおよび垂直の向きを含む角度の向きの範囲にわたって枢軸（Ａ）周りを個別に枢動可能となるように、前記主要部（１２）に枢動可能に取付けられ、
前記水平の向きにおいては、前記フラップ部（１４）の前記本体部（１６）が、前記主要部（１２）と実質的に整列されて、細長く、実質的に連続した断面を形成し、
前記垂直の向きにおいては、前記フラップ部（１４）が、前記主要部（１２）に対して下向きに角度をつけられる、
複数のフラップ部（１４）と、を備え、
前記フラップ部（１４）の各々は、カウリング（２２）、吸気口（２４）および排気口（２６）を有する、単一のダクテッドファンエンジン（２０）を備え、前記単一のダクテッドファンエンジン（２０）は、作動中に所定の推力値範囲内の推力を発生させるように構成され、
前記ダクテッドファンエンジン（２０）の各々は、その対応するフラップ部（１４）の前記本体部（１６）と一体的に形成されて、前記本体部（１６）が前記少なくとも１つのダクテッドファンエンジン（２０）の前記カウリング（２２）の下部を構成する、翼組立体（１０）。

【請求項2】

胴体（１０２）、および、少なくとも１対の翼（１０ａ、１０ｂ）を有する航空機（１００）のための翼組立体（１０）であって、前記翼組立体（１０）は流れ方向（Ｆ）を定義し、前記流れ方向（Ｆ）に対して、前記翼組立体（１０）が前記航空機（１００）のための揚力を生み出すように構成され、
前記翼（１０ａ、１０ｂ）の延伸方向（Ｗ）に前記胴体（１０２）から延伸するように、前記胴体（１０２）に固定して取付けられるように構成される、主要部（１２）と、
本体部（１６）を有する少なくとも１つのフラップ部（１４）であって、枢動手段（１８）により、水平の向きおよび垂直の向きを含む角度の向きの範囲にわたって枢軸（Ａ）周りを枢動可能となるように、前記主要部（１２）に枢動可能に取付けられ、
前記水平の向きにおいては、前記フラップ部（１４）の前記本体部（１６）が、前記主要部（１２）と実質的に整列されて、細長く、実質的に連続した断面を形成し、
前記垂直の向きにおいては、前記フラップ部（１４）が、前記主要部（１２）に対して下向きに角度をつけられる、
少なくとも１つのフラップ部（１４）と、を備え、
前記少なくとも１つのフラップ部（１４）は、カウリング（２２）、吸気口（２４）および排気口（２６）を有する、少なくとも１つのダクテッドファンエンジン（２０）を備え、前記少なくとも１つのダクテッドファンエンジン（２０）は、作動中に所定の推力値範囲内の推力を発生させるように構成され、
前記少なくとも１つのダクテッドファンエンジン（２０）は、前記フラップ部（１４）の前記本体部（１６）と一体的に形成されて、前記本体部（１６）が、前記少なくとも１つのダクテッドファンエンジン（２０）の前記カウリング（２２）の下部を構成し、
前記翼組立体（１０）の作動条件は、前記少なくとも１つのフラップ部（１４）の現在の角度の向きと、前記少なくとも１つのダクテッドファンエンジン（２０）により現在発生される推力と、を含み、
前記主要部（１２）、および、前記少なくとも１つのフラップ部（１４）は、前記翼組立体（１０）の作動条件の少なくともある範囲内において、前記少なくとも１つのフラップ部（１４）が、前記翼組立体（１０）の前記揚力の少なくとも約４０％を発生させるように構成される、翼組立体（１０）。

【請求項3】

請求項２に記載の翼組立体（１０）であって、複数のフラップ部（１４）が設けられ、前記複数のフラップ部（１４）の各々が個別に枢動可能で、各々が単一のダクテッドファンエンジン（２０）を備える、翼組立体（１０）。

【請求項4】

先行する請求項のいずれかに記載の翼組立体（１０）であって、前記少なくとも１つのフラップ部（１４）の前記枢軸（Ａ）の方向は、実質的に、前記翼（１０ａ、１０ｂ）の前記延伸方向（Ｗ）と一致する、翼組立体（１０）。

【請求項5】

先行する請求項のいずれかに記載の翼組立体（１０）であって、前記少なくとも１つのダクテッドファンエンジン（２０）の、前記カウリング（２２）の前記上部（２２ａ）、および／または、前記サイドパネル（２２ｂ）が、水平の向きにある前記少なくとも１つのフラップ部（１４）とともに、前記エンジン（２０）の作動中に揚力を発生させる、前記翼組立体（１０）の前記流れ方向（Ｆ）における断面を有するように形成される、翼組立体（１０）。

【請求項6】

請求項５に記載の翼組立体（１０）であって、前記翼組立体（１０）の前記流れ方向（Ｆ）における断面において、前記カウリング（２２）の前記上部（２２ａ）は、主に凸の湾曲を有するように形成され、好ましくは、前記主に凸の湾曲はキャンバ翼型断面の半分を含む、翼組立体（１０）。

【請求項7】

先行する請求項のいずれかに記載の翼組立体（１０）であって、前記カウリング（２２）の前記上部（２２ａ）の翼弦長（ＣＬ）で正規化された、前記カウリング（２２）の前記上部（２２ａ）の前縁ノーズ（２３）の半径（Ｒ２３）は、１．８％から５％の間、好ましくは、約２％であり、かつ／または、前記翼弦長（ＣＬ）は６００ｍｍから９００ｍｍの間、好ましくは、約７８０ｍｍである、翼組立体（１０）。

【請求項8】

先行する請求項のいずれかに記載の翼組立体（１０）であって、水平の向きにある前記少なくとも１つのフラップ部（１４）を有する前記翼組立体（１０）の平面図において、前記少なくとも１つのフラップ部（１４）は、総揚力面の少なくとも約４０％を形成する、翼組立体（１０）。

【請求項9】

航空機（１００）であって、胴体（１０２）と、先行する請求項のいずれかに記載の少なくとも１対（１０ａ、１０ｂ）の翼組立体（１０）と、前記フラップ部（１４）の角度の向き、および、前記ダクテッドファンエンジン（２０）の推力出力を制御するための飛行制御ユニットと、を備える、航空機（１００）。

【請求項10】

請求項９に記載の航空機（１００）であって、
少なくとも２対（１０ａ、１０ｂ）の翼組立体（１０）を備え、請求項１から８に記載の前記少なくとも１対の翼組立体（１０）の前記主要部（１２）、および、前記少なくとも１つのフラップ部（１４）は、前記翼組立体（１０）の作動条件の少なくともある範囲内において、前記対の翼組立体（１０）の前記フラップ部（１４）が、前記航空機（１００）の前記全翼（１０ａ、１０ｂ）の総揚力の少なくとも約４０％を発生させるように構成される、航空機（１００）。

【請求項11】

請求項９および１０の１項に記載の航空機（１００）であって、請求項１から６のいずれかに記載の異なる翼長を有する２対（１０ａ、１０ｂ）の翼組立体（１０）を備え、好ましくは、前記航空機（１００）の水平飛行方向において、より短い翼長を有する前記翼の対（１０ｂ）が、もう一方の前記翼の対（１０ａ）の前に取付けられている、航空機（１００）。

【請求項12】

請求項９から１１の１項に記載の航空機（１００）であって、主要な翼の対（１０ａ）の前記フラップ部（１４）は、前記主翼（１０ａ）の総揚力面の３０％から５０％の間、特に、約３５％を構成し、先尾翼の対（１０ｂ）の前記フラップ部（１４）は、前記先尾翼（１０ｂ）の総揚力面の５０％から７０％の間、特に、約６１％を構成し、かつ／または、前記航空機（１００）の通常のトリム調節された巡航条件下では、前記主翼（１０ａ）の前記フラップ部（１４）は、前記主翼（１０ａ）の総揚力の約４５％から６０％の間、特に、約４９％に寄与し、かつ／または、前記先尾翼（１０ｂ）の前記フラップ部（１４）は、前記先尾翼（１０ｂ）の総揚力の６５％から８５％の間、特に、約７７％に寄与する、航空機（１００）。

【発明の詳細な説明】

【発明の詳細な説明】

【0001】

本発明は、概して、胴体、および、少なくとも１対の翼を有する航空機のための翼組立体に関するものであり、翼組立体は流れ方向を定義し、その流れ方向に対して、翼組立体は航空機のための揚力を生み出すように構成される。さらに、本発明は、胴体、および、少なくとも１対のそのような翼組立体を備える航空機にも関する。

【0002】

揚力の生成を翼に依存する航空機は、例えばヘリコプターとは対照的に、揚力生成翼面に加えて操縦翼面も必要とする。操縦翼面、および、航空機のエンジンにより提供される推力を併せて利用することにより、航空機の平行速度、垂直速度、および、姿勢は、パイロットから提供される入力に従い、その航空機の認可された作動範囲内で制御されることができる。前述した制御機能を実行できるようにするために、航空機においては、航空機に作用する力およびモーメントに変化を生じさせて、航空機の速度または姿勢を変更することができるアクチュエータが必要とされる。

【0003】

新しいタイプの航空機を設計および製造する際の主たる技術的課題の１つは、これらの機能を果たすために、アクチュエータ、揚力生成面、操縦翼面、および、エンジンの最良の可能な組み合わせを見つけることである。最高速度および巡航速度、航続距離、最大積載量、燃料消費量またはエネルギー消費量などの、航空機の意図する性能を念頭に置きつつ、前述した構成要素のパラメータの最良の可能な組み合わせを見つけるために、アクチュエータの数、アクチュエータの複雑さ、および、それらの制御システムの複雑さ、安全マージン、質量などの基準のうち、少なくともいくつかが最適化され得る。

【0004】

これらの原則的な検討は、あらゆるタイプの航空機に対して実施されなければならないが、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）能力を有する航空機は、ホバリング形態において操縦されることを可能にするために、ならびに、ホバリング飛行と巡航飛行との間、すなわち、実質的に垂直な飛行と実質的に平行な飛行との間を移行するために、追加の機能性を必要とする。

【0005】

ＶＴＯＬ能力、および、水平飛行モードにおける各航空機の制御性を併せて提供するために、いくつかの異なるアプローチがなされてきた。例えば、２つの特注の推力システムを有する航空機が提案されてきた。その航空機においては、推力システムの１つがホバリングのための垂直推力、および、一般的な揚力を提供し、一方、第２の推力システムが巡航飛行における推進力を提供する。しかし、二重の推力システムを設けることで、各航空機の重量および複雑さが増す。次に、推力ユニットが、それが取付けられている翼の他の部分を回転させることなく、ホバリング位置と巡航飛行位置との間で回転されるＶＴＯＬ航空機が知られている。この設計は、２つの推力システムを設けることの必要性および欠点を解決しているとはいえ、推力ユニットと一体化された回転可能な揚力面により提供される可能性のある、追加の可能な揚力を利用していない。最後に、翼に取付けられた推力システムを含む翼全体が、ホバリング形態と巡航飛行形態との間で回転されることが可能なＶＴＯＬ航空機が提案されている。しかし、翼全体を回転させるためには、巡航飛行モードにおいて、翼および推力ユニット自体が巡航飛行専用の位置に向けられている航空機を制御できるように、追加の操縦翼面が実装される必要がある。

【0006】

従って、そのような航空機のための翼組立体の設計においては未だ改善の余地があり、確実、軽量および高精度な、一体型の揚力、制御および推進力システムを提供するために、揚力面、操縦翼面および推力提供エンジンが、最適化される態様で一体化され得る。

【0007】

この目的のために、本発明の第１の局面によれば、胴体、および、少なくとも１対の翼を有する航空機のための翼組立体が提案され、翼組立体は、流れ方向を定義し、その流れ方向に対して、翼組立体が航空機のための揚力を生み出すように構成される。翼組立体は、主要部、および、複数のフラップ部を備える。主要部は、翼の延伸方向に胴体から延伸するように、胴体に固定して取付けられるように構成される。複数のフラップ部は、各々が本体部を有し、枢動手段により、水平の向きおよび垂直の向きを含む角度の向きの範囲にわたり枢軸周りを個別に枢動可能となるように、主要部に枢動可能に取付けられる。水平の向きにおいては、フラップ部の本体部は、主要部と実質的に整列され、細長く、実質的に連続した断面を形成する。垂直の向きにおいては、フラップ部は、主要部に対して下向きに角度をつけられる。フラップ部は、各々が、カウリング、吸気口および排気口を有する単一のダクテッドファンエンジンを備え、そのダクテッドファンエンジンは、作動中に所定の推力値範囲内の推力を発生させるように構成される。さらに、各々のダクテッドファンエンジンは、対応するフラップ部の本体部と一体的に形成されて、本体部は、ダクテッドファンエンジンのカウリングの下部を構成する。

【0008】

上記第１の局面によれば、個別に制御可能な複数のフラップ部が、航空機のための翼組立体に設けられる。フラップ部は、翼組立体の固定された主要部に対するフラップ部の角度に関して枢動可能、または、傾動可能である。また、フラップ部の各々に単一のダクテッドファンエンジンが設けられて、高度に一体化された翼組立体が提供される。その翼組立体においては、フラップ部、すなわち推進力エンジンと、固定された主要部、すなわち航空機の胴体との間の角度が可変であるために、推力の向きの変更が可能である。フラップ部はまた、操縦翼面として機能し、特に水平の向きにおいて、航空機の揚力に寄与する。ここで、本翼組立体のために定義される流れ方向は、実質的に、対応する航空機の水平飛行方向と一致することに留意されたい。ただ１つの個別に制御可能なダクテッドファンエンジンが各々に装備された、複数のフラップ部を提供することにより、翼組立体の操縦翼面および揚力面に関与するのみならず、複数のダクテッドファンエンジン間での推力の向きの高度に細やかな制御が可能となる。

【0009】

第２の様態によれば、本発明は、胴体、および、少なくとも１対の翼を有する航空機のための翼組立体に関し、翼組立体は流れ方向を定義し、その流れ方向に対して、翼組立体が航空機のための揚力を生み出すように構成される。翼組立体は、主要部、および、少なくとも１つのフラップ部を備える。主要部は、翼の延伸方向に胴体から延伸するように、胴体に固定して取付けられるように構成される。少なくとも１つのフラップ部は、本体部を有し、枢動手段により、水平の向きおよび垂直の向きを含む角度の向きの範囲にわたり枢軸周りを枢動可能となるように、主要部に枢動可能に取付けられる。水平の向きにおいては、フラップ部の本体部は、主要部と実質的に整列され、細長く、実質的に連続した断面を形成する。垂直の向きにおいては、フラップ部は、主要部に対して下向きに角度をつけられる。少なくとも１つのフラップ部は、カウリング、吸気口および排気口を有する少なくとも１つのダクテッドファンエンジンを備え、少なくとも１つのダクテッドファンエンジンは、作動中に所定の推力値範囲内の推力を発生させるように構成される。少なくとも１つのダクテッドファンエンジンは、フラップ部の本体部と一体的に形成されて、前述の本体部は、少なくとも１つのダクテッドファンエンジンのカウリングの下部を構成する。翼組立体の作動条件は、少なくとも１つのフラップ部の現在の角度の向き、および、少なくとも１つのダクテッドファンエンジンにより現在発生される推力を含む。主要部、および、少なくとも１つのフラップ部は、翼組立体の作動条件の少なくともある範囲内において、少なくとも１つのフラップ部が、翼組立体の揚力の少なくとも約４０％を発生させるように構成される。さらなる実施形態では、少なくとも１つのフラップ部が、翼組立体の揚力の少なくとも約５０％、約６０％または約７０％を発生させてもよい。

【0010】

本発明の第２の局面によれば、少なくとも１つのフラップ部の少なくとも現在の角度の向き、および、少なくとも１つのダクテッドファンエンジンにより現在発生される推力を含む作動条件の、少なくともある特定の範囲内において、組み込み型の少なくとも１つのダクテッドファンエンジンを有する少なくとも１つのフラップユニットが、翼組立体の唯一の制御要素および推進力要素としてだけではなく、実質的な揚力面、さらには、主たる揚力面としての役割を果たすことができる、翼組立体が提案される。したがって、本発明に係る翼組立体における制御および操縦性のために必要とされるすべての必要な力およびモーメントは、専用のアクチュエータによる推進推力の向きの変更と、空気力学的な力およびモーメントとの組み合わせに加え、対応する組立体が、少なくともいくつかの作動範囲において、実質的な揚力にも寄与することにより、生成され得る。

【0011】

本発明の両方の局面によれば、少なくとも１つのダクテッドファンは、そのロータの回転軸に対して実質的に垂直な軸周りを、枢動可能／傾動可能にされている。それにより、航空機の姿勢を制御する能力を強化しつつも、ダクテッドファンの推力の向きを、翼組立体の主要部、すなわち、航空機構造に対して方向付けし、制御することが可能となる。少なくとも１つのフラップ部が、その枢軸を中心として傾動されると、フラップ部により生み出される空気力学的な揚力も変更される。したがって、傾動の動作は、抗力の大きさだけではなく、推力方向および揚力方向の両方に対しても作用する。これに、推力の絶対値を制御および調整する能力を組み合わせると、そのような一体型組立体を有する航空機を制御する能力が著しく強化される。

【0012】

本発明の第２の局面に係る翼組立体において、単一のフラップ部上で複数のダクテッドファンの集まりをグループ化することはもちろん可能であるが、第２の局面に係る翼組立体において、各々が個別に枢動可能で、各々がただ１つのダクテッドファンエンジンを備える、複数のフラップ部が設けられる場合に、本発明の第１および第２の局面の一般的発明概念はまた、有益に組み合わせることができる。

【0013】

また、本発明の両方の局面によれば、少なくとも１つのフラップ部の枢軸の方向は、実質的に翼の延伸方向と一致してもよいことに留意されたい。

【0014】

特定の向きにおいて翼組立体の主要部の断面の延長として機能する本体部を有する、少なくとも１つのフラップ部は、どのような場合においても、発明に係る翼組立体を装備する航空機の水平飛行における揚力を生み出す一方で、一体型フラップ部の揚力性能をさらに高めるために、少なくとも１つのダクテッドファンエンジンの、カウリングの上部および／またはサイドパネルが、水平の向きにある少なくとも１つのフラップ部とともに、エンジンの作動中にフラップ／エンジン組立体の前述の部分もまた揚力を発生させるような、航空機の流れ方向における断面を有するように形成されてもよい。したがって、対応するフラップ部の本体部に加えて揚力を発生させるための、ダクテッドファンエンジンに関連する追加の構造要素を設計することは、ある特定の範囲の作動条件おいて、少なくとも１つのフラップ部が、翼組立体の揚力の少なくとも約４０％を発生させることに寄与し得る。

【0015】

特に、翼組立体の流れ方向における断面において、カウリングの上部は、主に（すなわち、一次的に）凸の湾曲を有するように形成されてもよく、好ましくは、その主に凸の湾曲はキャンバ翼型断面の半分を含む。前述の断面は、反転していてもよいし、反転していなくてもよい。そのような形状は、ホバリング条件における最小のインレットディストーション、および、巡航条件における最大揚力のために最適化されている。

【0016】

追加的または代替的に、カウリングの翼弦長で正規化された、カウリングの上部の前縁ノーズの半径は、１．８％から５％の間、好ましくは、約２％である。カウリングの上部の前縁ノーズの半径のそのような選択は、ホバリング条件においてインレットディストーションを最小化することに寄与する。また、翼弦長は、典型的には６００ｍｍから９００ｍｍの範囲でもよく、および、好ましくは、約７８０ｍｍでもよい。

【0017】

代替的または追加的に、水平の向きにある少なくとも１つのフラップ部を有する翼組立体の平面図において、少なくとも１つのフラップ部は、総揚力面の少なくとも約４０％を形成してもよい。ここで、翼組立体に関連する翼平面形は、翼組立体と航空機の胴体との間の移行部まで延伸するように、または、さらに航空機の中心線まで延伸するように、定義されてもよい。

【0018】

さらに、本発明は、胴体、本発明の第１の局面および／または第２の局面に係る少なくとも１対の翼、ならびに、フラップ部の角度の向き、および、ダクテッドファンエンジンの推力出力を制御するための飛行制御ユニットを備える航空機に関する。前述の航空機は、特に、上述のＶＴＯＬ能力を有してもよい。

【0019】

特に、本発明に係る航空機は、少なくとも２対の翼組立体を備えてもよく、本発明の第１の局面および／または第２の局面に係る少なくとも１対の翼の、主要部、および、少なくとも１つのフラップ部は、翼組立体の作動条件の少なくともある範囲内において、翼組立体の対のフラップ部が、航空機の全翼の総揚力の少なくとも約４０％を発生させるように構成される。

【0020】

ある一実施形態においては、航空機は、２つの異なる翼長を有する２対の、本発明の第１の局面および／または第２の局面に係る翼組立体を備えてもよく、好ましくは、航空機の水平飛行方向において、より短い翼長を有する翼の対が、もう一方の翼の対の前に取付けられて、航空機が主たる翼の対、および、先尾翼の対を有する構成を示す。

【0021】

上記実施形態においては、主翼のフラップ部は、例えば主翼の総揚力面の３０％から５０％の間、特に、約３５％を構成してもよく、先尾翼のフラップ部は、先尾翼の総揚力面の５０％から７０％の間、特に、約６１％を構成してもよい。代替的または追加的に、航空機の通常のトリム調節された巡航条件下では、前述した、フラップ／エンジン組立体における追加の揚力面を一体化することにより提供される追加の揚力によって、主翼のフラップ部は、主翼の総揚力の約４５％から６０％の間、特に、約４９％に寄与してもよく、かつ／または、先尾翼のフラップ部は、先尾翼の総揚力の６５％から８５％の間、特に、約７７％に寄与してもよい。

【図面の簡単な説明】

【0022】

本発明のさらなる特徴および効果は、実施形態の以下の説明を添付図面と併せ読むことにより、さらに明らかとなる。図面は、具体的には以下のとおりである。

【図1】本発明に係る翼組立体の断面図。

【図2】本発明に係る翼組立体の、単一の一体型フラップユニットの等角図。

【図3】３つのそのような一体型フラップユニットの正面図。

【図4】２対の翼を有する、本発明に係る航空機の平面図。

【図5】異なる角度の向きにある複数のフラップユニットを有する翼組立体の正面図。

【図6】図１のダクテッドファンエンジンの上部カウリングの概略的な断面図。

【発明を実施するための形態】

【0023】

図１において、本発明に係る翼組立体を断面図で示し、大まかに参照符号１０を付す。翼組立体は、例えば図４に示すように、翼組立体１０の延伸方向Ｗに胴体から延伸するように、航空機の胴体に固定して取付けられるように構成される主要部１２を備える。翼組立体１０は流れ方向Fを定義し、その流れ方向に対して、翼組立体１０が、水平飛行にある航空機のための揚力を生み出すように構成される。

【0024】

さらに、翼組立体１０は、本体部１６を有するフラップ部１４を備える。フラップ部１４は、図１に単に概略的に示され、例えばサーボモータにより具体化され得る枢動手段１８により枢軸Ａ周りを枢動可能となるように、翼組立体１０の主要部１２に枢動可能に取付けられる。

【0025】

図１に、水平の向きにあるフラップ部１４を示す。水平の向きにおいては、フラップ部１４の本体部１６は、翼組立体１０の主要部１２と実質的に整列され、細長く、実質的に連続した断面を形成する。フラップ部１４は、例えば９０°の範囲にわたり、枢軸Ａ周りを枢動可能であってもよく、フラップ部１４が下向きに角度をつけられて、垂直の向きとなってもよい。垂直の向きにおいては、主要部１２と、フラップ部１４の本体部１６とが互いに実質的に垂直となる。

【0026】

フラップ部１４は、カウリング２２、前縁ノーズ２３、吸気口２４、排気口２６、回転可能なロータ２８、および、固定されたステータ３０を有するダクテッドファンエンジン２０をさらに備える。ダクテッドファンエンジン２０は、作動中に、ロータ２８の回転により、推力軸Ｔに沿って推力を発生させる。

【0027】

さらに、ダクテッドファンエンジン２０は、フラップ部１４の本体部１６と一体的に形成されて、前述の本体部１６は、ダクテッドファン２０のカウリング２２の下部を構成し、カウリングの上部２２ａはまた、フラップ部１４により提供される揚力にも寄与するような、翼組立体１０の流れ方向Ｆにおける断面を形成することに留意されたい。

【0028】

フラップ部１４を主要部１２に対して枢軸Ａ周りに傾けることにより、フラップ部１４が翼組立体１０の操縦翼面としての役割を果たしてもよく、同時に推力軌道Ｔが回転されて、フラップ部１４により提供される揚力にも変化を生じさせる。したがって、枢動可能なフラップ部１４をダクテッドファンエンジン２０と一体化することにより、前述のフラップ部１４は、空気力学的な操縦翼面としての役割を果たすと同時に、推力の向きを変えることが可能であり、それにより、単一のユニット内で２自由度が提供される。フラップ部１４がさらに翼組立体１０の揚力面の実質的な割合に寄与することにより、従来の設計と比較して、操縦性が大いに改良され、より速い飛行速度で飛行することが可能となる。

【0029】

結果として、フラップ部１４は、個別に変更されることが可能な、推力の大きさ、および、推力の向きの変更を提供することに加えて、総航空機揚力のうちのかなりの割合を発生させる。したがって、前述のフラップ部１４は、飛行速度が遅い時のエンジンへの推力要求を低減するため、または、ペイロードを増加させるために、すべての飛行段階において利用される。後述する図２および図３からさらに分かるように、ダクテッドファンエンジン２０の吸気口２４の設計は、フラップ部１４の残りの要素の幾何学的特性と併せると、全フラップ部角度での清浄な吸気条件を可能にする。

【0030】

前述の図２および図３において、一体型ダクテッドファンエンジン２０を有する単一のフラップ部１４の等角図、ならびに、３つのそのようなフラップ部１４の正面図を、それぞれ示す。フラップ部１４の各々が、ただ１つのダクテッドファンエンジン２０を搭載することが分かるが、示した実施形態の他の修正形態においては、単一のフラップ部において複数のダクテッドファンエンジンが一体化されてもよい。図２および図３から、ダクテッドファンエンジン２０のカウリング２２が、その上部２２ａにおいて、ならびに、ダクテッドファンエンジン２０のサイドパネル２２ｂの部分において、空気力学的にどのように成形されているかが、断面によりさらに分かる。その断面は、エンジン２０の作動中に、フラップ部１４とともに揚力を生成することにも寄与するであろう。

【0031】

さらに、図４において、胴体１０２、および、２対の翼１０ａおよび翼１０ｂを有する航空機１００の平面図を示す。翼１０ａおよび翼１０ｂの各々は、前述のとおりフラップ部を装備し、翼１０ａの第１の対が主翼として機能し、より短い翼長を有する翼１０ｂの第２の対が、主翼１０ａの前に位置する先尾翼として機能する。

【0032】

主翼１０ａの翼平面形全体は、フラップ部が、四角枠１０４で示す主翼平面形全体の約３５％に寄与するように選択され、一方で、先尾翼１０ｂのフラップ部は、四角枠１０６で示す先尾翼１０ｂの総翼平面形表面の約６１％に寄与する。各々の翼平面形は、航空機１００の中心線Ｃに向かって延伸するように定義される。

【0033】

翼１０ａおよび翼１０ｂに設けられたフラップ部１４の前述した特有の設計が寄与する追加の揚力のために、航空機１００の名目上の、トリム調節された巡航条件においては、主翼１０ａのフラップ部が、前述の主翼１０ａの総揚力の約４９％に寄与し、先尾翼１０ｂのフラップ部が、先尾翼１０ｂにより発生させられる総揚力の約７７％に寄与するであろう。したがって、前述の条件下においては、主翼１０ａのフラップ部と、先尾翼１０ｂのフラップ部との組み合わせは、航空機１００の全体の揚力の５０％超を発生させる。

【0034】

追加的に、図５において、主翼１０ａのうちの１つの正面図を、その複数のフラップユニット１４のすべてが異なる角度の向きとなっているものとともに示すことで、複数のフラップユニット１４が有する、ある範囲にわたり角度の向きを個別に枢動し得る能力を明示する。

【0035】

最後に、図６において、図１のダクテッドファンエンジン２０のカウリング２２の上部２２ａの、流れ方向Ｆにおける概略的な断面を示す。その断面により、ホバリング形態においてエンジン２０内に吸い込まれる空気のインレットディストーションが最小となり、各フラップユニット１４の巡航形態における揚力が最大となる。特に、カウリング２２の上部２２ａは、キャンバラインＣＡを有するキャンバ翼型輪郭の半分としての主に凸の湾曲を有するように形成される。図６における破線は、前述の断面の理論的な下半分を示す。

【0036】

さらに、翼弦長ＣＬで正規化された、カウリング２２の上部２２ａの前縁ノーズ２３の半径Ｒ２３は、１．８％から５％の間、好ましくは、約２％であるとともに、典型的には、そのようなエンジン２０の翼弦長ＣＬは、６００ｍｍから９００ｍｍの間の範囲であり、特に、約７８０ｍｍでもよい。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【国際調査報告】