ホーム > 特許ランキング > ＬＩＬＩＵＭ ＧＭＢＨ
(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】2024-02-22
(54)【発明の名称】可変面積排気ノズルを備えた航空機エンジン
(51)【国際特許分類】
B64C 29/00 20060101AFI20240215BHJP
B64D 27/31 20240101ALI20240215BHJP
B64D 27/32 20240101ALI20240215BHJP
B64D 33/04 20060101ALI20240215BHJP
B64U 50/19 20230101ALI20240215BHJP
B64U 10/20 20230101ALI20240215BHJP
B64U 50/18 20230101ALI20240215BHJP
【ＦＩ】
B64C29/00 A
B64D27/31
B64D27/32
B64D33/04
B64U50/19
B64U10/20
B64U50/18
【審査請求】未請求
【予備審査請求】未請求
(21)【出願番号】P 2023553728
(86)(22)【出願日】2022-01-31
(85)【翻訳文提出日】2023-11-06
(86)【国際出願番号】 EP2022052238
(87)【国際公開番号】W WO2022184355
(87)【国際公開日】2022-09-09
(31)【優先権主張番号】21161126.4
(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】ファン デア メーア ピーター ローレンス
(72)【発明者】
【氏名】クヴァッハ ペトル
(72)【発明者】
【氏名】サインス デ ラ マーサ ハビエル
(72)【発明者】
【氏名】ブラス キリアン
(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、垂直離着陸航空機３００のエンジン３１０を提供する。エンジンは、航空機３００の航空機部品３４２に対して、離着陸のためのホバリング位置と前進飛行のための巡航位置との間で可動に構成される。エンジン３１０は、航空機の第１の運航状態に従う第１の位置３３６と、航空機の第２の運航状態に従う第２の位置３３８との間で可動な少なくとも１つの空力要素３３４を有する空力部品３３２を備え、空力要素は、エンジンを通る空気流に接触する空力面を規定する。
【特許請求の範囲】
【請求項1】
垂直離着陸航空機のエンジン（１１０～６１０）であって、前記エンジンは、前記航空機の航空機部品（１０２、３４２）に対して、離着陸のためのホバリング位置と前進飛行のための巡航位置との間で可動に構成され、前記エンジンは、前記エンジンの排気部分に取り付けられた可変面積排気ノズルを備え、前記可変面積排気ノズルは、前記エンジンに対して、開位置と閉位置との間で可動な少なくとも１つの空力要素（３３４）を備え、前記エンジンは、トランスミッション（３５０）を備え、前記トランスミッション（３５０）は、前記可変面積排気ノズルに接続された第１の端部（３５２）と、前記航空機部品（３４２）に接続されるように構成された第２の端部（３５４）とを有し、前記トランスミッション（３５０）は、前記航空機部品（３４２）に対する前記エンジン（３１０）の動きを前記少なくとも１つの空力要素（３３４）の動きに変換するように構成されている、エンジン。
【請求項2】
前記トランスミッション（３５０）は、前記エンジンが前記ホバリング位置をとるときに、前記空力要素を前記開位置に設定し、前記エンジンが前記巡航位置をとるときに、前記空力要素を前記閉位置に設定するように構成されている、請求項１に記載のエンジン。
【請求項3】
前記航空機部品は、翼形部又は航空機の胴体、あるいは翼形部又は航空機の胴体に固定された部品である、請求項１又は請求項２に記載のエンジン。
【請求項4】
ホバリング位置と巡航位置との間の前記航空機部品に対する前記エンジンの可動範囲は、第１の範囲と第２の範囲とを含み、前記トランスミッションは、前記エンジンが前記第１の範囲内で動くときに第１の伝達比を有し、前記エンジンが前記第２の範囲内で動くときに前記第１の伝達比より低い第２の伝達比を有するように構成されている、先行する請求項のうちの少なくとも１つに記載のエンジン。
【請求項5】
ホバリング位置と巡航位置との間の前記航空機部品に対する前記エンジンの可動範囲は、アイドル範囲（３７４ｂ）を含み、前記アイドル範囲内の前記エンジン（３１０）の動きは、前記空力要素の動き（３３４）に変換されない、先行する請求項のうちの少なくとも１つに記載のエンジン。
【請求項6】
前記アイドル範囲において、前記空力要素（５３４）又は前記トランスミッション（５５０）は、前記エンジン（５１０）に対して前記空力要素（５３４）の位置を固定するためのメカニカルストップ（５４９）に当接した状態に留まる、及び／又は、前記トランスミッションは、前記エンジンの動きが前記可変面積排気ノズル（５３４）の動きに変換されないように、前記航空機部品（５４２）に対する前記エンジン（５１０）の動きを前記アイドル範囲（５７４ｂ）内に調整するように配置された弾性部材（５６１）を備えている、請求項５に記載のエンジン。
【請求項7】
前記トランスミッション（３５０、４５０）は、リンク手段（３５６、４５６）、好ましくはロッド及び／又はカム機構（３５８、４５８）、例えば、スロット付きのカムを備えている、先行する請求項のうちの少なくとも１つに記載のエンジン。
【請求項8】
前記空力要素（５３４）は、弾性部材（５６５）によって、前記第１の位置（５３６）に向かって、又は前記第２の位置（５３８）に向かって付勢されている、先行する請求項のうちの少なくとも１つに記載のエンジン。
【請求項9】
前記トランスミッションは、プーリトランスミッション（６６７）を備えている、先行する請求項のうちのいずれかに記載のエンジン。
【請求項10】
前記プーリ機構は、前記空力要素（６３４）に接続された第１のプーリ（６６９）と、航空機部品に対して接続又は固定されるように構成された第２のプーリ（６７１）と、前記プーリの一方の動きを前記プーリの他方に伝達するためのベルト（６７３）とを少なくとも備え、好ましくは、前記プーリ（６６９、６７１）のうちの少なくとも一方は、非円形の断面を有する、請求項９に記載のエンジン。
【請求項11】
可変面積排気ノズル（３３０）は、第１の空力要素（３３４）と第２の空力要素（３３４）とを備え、前記第１及び第２の空力要素は、リンク機構（３８０）、好ましくはリンク及び／又はスロット付きのカムを備えているリンク機構によって互いに接続されていることで、前記第１の空力要素の動きが、前記第２の空力要素の動きを駆動する、先行する請求項のいずれかに記載のエンジン。
【請求項12】
前記少なくとも１つの空力要素（３３４）は、前記エンジンの排気流を偏向させ、前記エンジンの排気領域を規定するように構成された前記可変面積排気ノズルのバッフルプレート又は顎部である、先行する請求項のうちの少なくとも１つに記載のエンジン。
【請求項13】
前記エンジンは、電気エンジン、好ましくは電動ダクテッドファンである、先行する請求項のうちの少なくとも１つに記載のエンジン。
【請求項14】
航空機部品と、先行する請求項のうちの少なくとも１つに記載のエンジンと、を備えている垂直離着陸航空機。
【請求項15】
翼形部と、列をなすように互いに隣接して前記翼形部に取り付けられた複数のエンジン、好ましくは５基よりも多いエンジン、より好ましくは１０基よりも多いエンジンと、を備えている、請求項１４に記載の垂直離着陸航空機。
【請求項16】
前記複数のエンジンの各々は、他のエンジンとは独立して前記翼形部に対して旋回可能である、請求項１４又は請求項１５に記載の垂直離着陸航空機。
【発明の詳細な説明】
【発明の詳細な説明】
【0001】
本発明は、垂直離着陸航空機のエンジンに関する。エンジンは、離着陸時のホバリング位置と前進飛行時の巡航位置との間で航空機の航空機部品に対して可動に構成される。さらに、本発明は、そのようなエンジンを備えた垂直離着陸航空機に関する。
【0002】
垂直離着陸航空機（ＶＴＯＬ機）は、都市部等のサイズの限られた領域で発進及び着陸できる能力によりここ数年でますます注目を集めている。ホバリングモード（離着陸時）と巡航モード（前進飛行時）の両方でエンジンの効率と性能を向上させるため、ＶＴＯＬ機のエンジンの最適化には広範な研究開発作業が行われている。ＶＴＯＬ機エンジンの設計における課題の１つは、ダクトの内壁、及び吸排気部における流動領域の形状、ロータブレード及びステータブレードの形状と角度等のエンジンの空気力学が、単一の流動状態に対してしか最適化できないことである。しかしながら、特にＶＴＯＬ機では、エンジンの動作要件と負荷の両方が、一方の離着陸時のホバリングモードと他方の前進飛行時の巡航モードとで大きく異なる。その結果、ＶＴＯＬ機のエンジンは通常、両方のモードで信頼性の高い動作を可能にするために大きめに設計されている。
【0003】
可動空力要素によってエンジン内の空力条件を変更する例として、従来のジェット機のガスタービンには、過去に可変面積排気ノズルが使用されており、異なる飛行状況に対応するために流動状態を最適化するようにエンジンの排気ノズル領域を変更していた。これにより、特定の飛行状況の特定の要求に適応した推力の生成を可能にしつつ、エネルギー消費の削減をもたらすことができる。特に、可変面積排気ノズルは、異なる動作条件に対し最適化された流動状態を作り出すために、エンジンの排気部で静圧を調整できる。従来、可変面積排気ノズルは、専用のアクチュエータにより調整されている。
【0004】
米国特許第４１７６７９２号は、４バーリンクシステムと、排気ノズル領域を変更するための複数の顎部用の複数のサーボアクチュエータとを備えた収束発散ノズルを開示している。このような可変面積排気ノズルは、複数の複雑な結合部品を有し、重量が重いためかなりの量の燃料を消費する。
【0005】
エンジン用の別の可変面積排気ノズルが、米国特許第１０５７０９２６号により知られている。別の可変面積排気ノズルは、飛行モードを考慮して専用のアクチュエータによって調整される顎部を備えている。ここでも、アクチュエータにより飛行機の重量が大幅に増加し、消費燃料が増加する。さらに、ノズルはかなりの設置スペースを必要とする。
【0006】
したがって、本発明の目的は、複雑さ及び／又は重量を制限しながら、異なる複数の動作モードにおいて改善された空力条件を有するエンジンを提供することである。
この目的は、垂直離着陸航空機のエンジンによって達成される。エンジンは、航空機の航空機部品に対して、離着陸のためのホバリング位置と前進飛行のための巡航位置との間で可動に構成される。エンジンは、エンジンの排気部分に取り付けられた可変面積排気ノズルを備える。可変面積排気ノズルは、エンジンに対して、開位置と閉位置との間で可動な少なくとも１つの空力要素を有する空力部品を備える。エンジンは、トランスミッションを備え、トランスミッションの第１の端部は、可変面積排気ノズルに接続されており、第２の端部は、航空機部品に接続されるように構成されている。トランスミッションは、航空機部品に対するエンジンの動きを少なくとも１つの空力要素の動きに変換するように構成されている。したがって、本発明の重要な特徴によれば、飛行モードに従って可動な空力要素を有する可変面積排気ノズルが提供されることにより、ホバリングモードと巡航モードの両方で、エンジン内の空力条件を変更し、エンジンの最適な動作に空気流を適合させることが可能になる。具体的には、空力要素を動かすことで、空力面、例えば流入する空気流に対する空力面の角度又はその空気流が空力面と衝突する角度も、排気領域又はエンジンの排気部分の空力断面を変更するように動くため、飛行モードに合わせてエンジンの動作特性が変更される。したがって、ホバリングモードと巡航モードの両方で、同等又は類似の流量係数及び低減された摩擦損失、並びにエンジンの実効動作点での動作を保証するように、空力部品を調整できる。
この目的は、垂直離着陸航空機のエンジンによって達成される。エンジンは、航空機の航空機部品に対して、離着陸のためのホバリング位置と前進飛行のための巡航位置との間で可動に構成される。エンジンは、エンジンの排気部分に取り付けられた可変面積排気ノズルを備える。可変面積排気ノズルは、エンジンに対して、開位置と閉位置との間で可動な少なくとも１つの空力要素を有する空力部品を備える。エンジンは、トランスミッションを備え、トランスミッションの第１の端部は、可変面積排気ノズルに接続されており、第２の端部は、航空機部品に接続されるように構成されている。トランスミッションは、航空機部品に対するエンジンの動きを少なくとも１つの空力要素の動きに変換するように構成されている。したがって、本発明の重要な特徴によれば、飛行モードに従って可動な空力要素を有する可変面積排気ノズルが提供されることにより、ホバリングモードと巡航モードの両方で、エンジン内の空力条件を変更し、エンジンの最適な動作に空気流を適合させることが可能になる。具体的には、空力要素を動かすことで、空力面、例えば流入する空気流に対する空力面の角度又はその空気流が空力面と衝突する角度も、排気領域又はエンジンの排気部分の空力断面を変更するように動くため、飛行モードに合わせてエンジンの動作特性が変更される。したがって、ホバリングモードと巡航モードの両方で、同等又は類似の流量係数及び低減された摩擦損失、並びにエンジンの実効動作点での動作を保証するように、空力部品を調整できる。
【0007】
本発明によれば、エンジンは、航空機部品に対するエンジンの動きを、少なくとも１つの空力要素の動き、すなわち可変面積排気ノズルの開閉運動に、変換するように構成されたトランスミッションを備えている。したがって、そのようなエンジンを使用する垂直離着陸航空機では、巡航位置とホバリング位置との間のエンジンの動きを、可変面積排気ノズルの空力要素に直接伝達できるため、空力要素が動かされる。その結果、可変面積排気ノズルを、特定の飛行モード（ホバリング又は巡航）に適した構成に設定できる。具体的には、トランスミッションは、エンジンがホバリング位置をとるとき可変面積排気ノズル（すなわち、空力要素）を開位置に設定し、エンジンが巡航位置をとるとき可変面積排気ノズル（すなわち、空力要素）を閉位置に設定するように構成されてもよい。巡航時の排気ノズル領域、すなわちノズルの閉位置での排気断面積と、ホバリング時の排気ノズル領域、すなわちノズルの開位置での排気断面積との比率が、０．５３から０．７６の範囲内、好ましくは０．６１から０．６９の範囲内、最も好ましくは０．６５に設定された場合に、エンジン、したがって航空機が最適な性能を達成することがわかっている。
【0008】
トランスミッションの第１の利点として、可変面積排気ノズルを駆動するための別個のアクチュエータを省略できるため、エンジンの複雑さと重量とを軽減できる。トランスミッションは完全に機械的な装置であるため、アクチュエータ制御システム等の追加の電気又は電気機械部品を回避できる。トランスミッションの第２の利点として、可変面積排気ノズルの動きがエンジンの動きによって決定されるため、制御とテストに関する１つの自由度を省略でき、それが制御労力の軽減と安全性の向上をもたらす。さらに、ホバリングと巡航の間のエンジンのあらゆる旋回軸上の位置に対する可変面積排気ノズルのあらゆる位置又は開度をテストする必要がなくなるため、テストの労力も著しく減少する。
【0009】
エンジンが可動に取り付けられる可変面積排気ノズルは、翼や先尾翼等の翼形部であってもよいし、航空機の胴体、又は翼形部又は航空機の胴体に固定された部品であってもよい。したがって、航空機の主キャリアに対して固定された構造が、可変面積排気ノズルの動きを制御する基準点として選択されるのが好ましい。
【0010】
本発明の好ましい実施形態では、ホバリング位置と巡航位置との間の航空機部品に対するエンジンの可動範囲は、第１の範囲と第２の範囲とを含み、トランスミッションは、エンジンが第１の範囲内で動くときに第１の伝達比を有し、エンジンが第２の範囲内で動くときに第１の伝達比よりも低い第２の伝達比を有するように構成される。したがって、トランスミッションには、航空機部品に対するエンジンの位置に応じて異なる伝達比が提供される。例えば、エンジンが一定の角速度でホバリングモードから巡航モードに旋回する場合でも、関連する空力要素の旋回運動は、エンジンの位置に応じて２つ以上の異なる速さで実行され得る。したがって、可変面積排気ノズルの開度は、エンジンの各旋回軸上の位置に対して要求どおりに設定可能である。
【0011】
さらに、ホバリング位置と巡航位置との間の航空機部品に対するエンジンの可動範囲は、アイドル範囲を含んでもよく、アイドル範囲内でのエンジンの動きは、空力要素の動きに変換されない。特に、エンジンに対する空力要素の位置は、アイドル範囲内でエンジンが動く間、固定されてもよい。このようにして、可変面積排気ノズルの開度の調整は、ホバリング位置と巡航位置との間の中間の状態に適応可能である。
【0012】
単純な機械的手段でアイドル範囲の機能を実現するために、空力要素又はトランスミッションは、アイドル範囲内のエンジンに対する空力要素の位置を固定するためのメカニカルストップと当接した状態に留まってもよく、及び／又は、トランスミッションは、エンジンの動きが可変面積排気ノズルの開度の変化に変換されないように、航空機部品に対するエンジンの動きをアイドル範囲内に調整するように配置された弾性部材を備えてもよい。
【0013】
トランスミッションは、例えば、ロッド及び／又はカム機構、より具体的にはスロット付きのカム等のリンク手段を備えるのが好ましい。特にカム機構を使用する場合、カム機構のカム面の特定の形状（スロット付きカムのスロットの形状等）を選択することにより、空力要素の動きを、エンジンと航空機部品との間の相対位置に依存するものとして事前に規定できる。さらに、空力要素を、例えば引張ばね等の、弾性部材によって第１の位置又は第２の位置に向かって付勢し、単純な機械的手段によって空力要素を動かしてもよい。
【0014】
航空機部品と可変面積排気ノズルとの間の比較的長い距離を橋渡しするように設計された別の信頼性の高い機械式トランスミッションは、プーリトランスミッションを備えてもよい。プーリトランスミッションは、具体的には、空力要素に接続された少なくとも１つの第１のプーリと、航空機部品に接続又は固定されるように構成された第２のプーリと、一方のプーリの動きを他方のプーリに伝達するベルトと、を備える。航空機部品に対するエンジンの位置によって異なる伝達比を提供するために、少なくとも一方のプーリは、非円形の断面を有してもよい。非円形の断面は、単一の円から逸脱する任意の断面である。ベルトは、張力付与手段により張力がかけられてもよい。
【0015】
本発明の別の実施形態では、可変面積排気ノズルは、第１の空力要素と第２の空力要素とを備え、第１及び第２の空力要素は、第１の空力要素の動きにより第２の空力要素の動きが駆動されるように、リンク機構、好ましくはリンク及び／又はスロット付きのカムを備えたリンク機構によって互いに接続される。したがって、トランスミッションは、単に第１の空力要素のみを駆動するだけで、第２の空力要素（又は追加の空力要素）を、リンク機構を介して第１の空力要素によって駆動できる。したがって、第２の空力要素（又はさらなる空力要素）用の追加のトランスミッション又はアクチュエータを省略できる。
【0016】
本発明の別の実施形態では、エンジンは、空力制御装置を備えてもよい。空力制御装置は、航空機部品に対するエンジンの動きに基づいて空力要素の動きを制御するように構成される。その結果、空力要素の動きは、制御装置を介した専用制御により、ホバリング位置と巡航位置との間のエンジンの動きに直結される。この意味での専用制御とは、制御装置が電子レベル及び／又はハードウェアレベルで動作し、少なくとも航空機の通常（非緊急）運航状態において、制御装置の動作が航空機のフライトコンピュータ及び／又はパイロットコマンドにより無効化されないことが保証されることを意味する。このようにして、制御及びテストに関する１つの自由度を省略でき、制御労力の軽減と安全性の向上をもたらす。さらに、エンジンのあらゆる旋回軸上の位置に対し可変面積排気ノズルのあらゆる位置又は開度をテストする必要がなくなるため、テストの労力も著しく減少する。
【0017】
例えば、制御装置は、ホバリング位置と巡航位置との間でエンジンを動かすエンジンモードアクチュエータから信号を受信するように接続されてもよい。加えて、又は代わりに、制御装置は、トランスミッション、例えば上記のさまざまな実施形態で説明したトランスミッション等の一部であってもよいし、あるいはトランスミッションに接続されてもよい。
【0018】
本発明の好ましい実施形態では、少なくとも１つの空力要素は、エンジンの排気流を偏向させ、エンジンの排気領域を規定するように構成されたバッフルプレート又は可変面積排気ノズルの顎部である。エンジンの排気領域を調整することにより、エンジン内の静圧を現在の負荷及び特定の飛行モードに適応させることができ、ホバリング中と巡航中の両方で同等又は少なくとも類似の実効動作点でエンジンを動作させることができる。
【0019】
より具体的には、空力要素は、エンジンの推力方向から見たときに一般的なＣ字形の顎部であってもよく、これにより顎部が排気領域を少なくとも部分的に取り囲むことができる。例えば、一般的なＣ字形の２つの顎部は、それらのＣ字形状が互いに向き合うように配置された場合に、排気領域を規定し、ノズルの開位置と閉位置との間で排気領域を変更可能にできる。さらに、少なくとも１つの顎部の特定のＣ字形状に応じて、排気領域を、円形、あるいは、実質的に多角形、例えば実質的に長方形の形状に構成してもよい。乱流を低減するために、実質的に多角形の形状は、丸みを帯びたエッジを有していてもよい。
【0020】
本発明はさらに、胴体、翼等の航空機部品と、上述した本発明の実施形態に従って構成された１つ以上のエンジンとを備える垂直離着陸航空機を提供する。垂直離着陸航空機は、翼形部と、複数のエンジン、好ましくは５基よりも多いエンジン、より好ましくは１０基よりも多いエンジンを備え、これらのエンジンは、隣接するエンジンの空気流が合流して互いに支え合うことを可能にする列をなすように、翼形部に互いに隣接して取り付けられる。これにより、分散推進が実現する。
【0021】
各エンジンは、他のエンジンとは独立して翼形部に対して旋回可能であってもよい。特に、各エンジンは、他のエンジンの位置、特にその隣接するエンジン又は他のすべてのエンジンとは異なる位置（翼形部に対する角度）をとるために、翼形部に対して旋回してもよい。これにより、操縦性及び動作の冗長性を高めることができる。
【0022】
あるいは、固定された複数のエンジン、例えば３基のエンジンを搭載するエンジン装置を使用して、エンジン装置を旋回させることによって複数のエンジンを同時に旋回させてもよい。さらに、そのようなエンジン装置は、複数のエンジンのすべてのエンジンの排気領域が、共通の可変面積排気ノズルによって制御されるように、１つの共通の可変面積排気ノズルを有してもよい。エンジン装置の複数のエンジンは、エンジンが互いに隣接して並んで配列されるように、一列に、特に横方向に延びる一列に配置されてもよい。
【0023】
本発明のすべての実施形態において、翼にかかる空気力学的負荷を制御するために、少なくとも１基のエンジン又は少なくとも１基のエンジン装置を翼形部の後端に取り付けてもよい。さらに、翼形部の上側の空気流を制御するために、少なくとも１基のエンジン又は少なくとも１基のエンジン装置を、翼形部の上部に取り付けてもよい。
【0024】
本発明を、添付の図面を参照しながら、特定の実施形態に関してさらに詳細に説明する。
【図面の簡単な説明】
【0025】
【図1】本発明の第１の実施形態に係るエンジン装置及び可変面積排気ノズルを備えた航空機の概略配置図を示す。
【図2a-2b】それぞれ、本発明の第１の実施形態及び第２の実施形態に係る可変面積排気ノズルを備えたエンジン装置の断面図を示す。
【図4a】本発明の第４の実施形態に係る閉位置にある可変面積排気ノズルを示す。
【図4b-4c】本発明の第４の実施形態に係る閉位置にある可変面積排気ノズルの変形例を示す。
【図5】本発明の第５の実施形態に係る閉位置にある可変面積排気ノズルを示す。
【発明を実施するための形態】
【0026】
本開示全体を通じて、方向は通常、航空機が駐機しているとき、又は地面と平行に飛行しているときの状況を指す。これは、航空機の進行方向Ｘが、航空機のロール軸に沿って延び、横方向Ｙが、航空機の横軸（ピッチ軸）に沿って水平に延び、垂直方向Ｚが、航空機の垂直軸（ヨー軸）に沿って上向きに延びることを意味する。
【0027】
図１では、垂直離着陸航空機（ＶＴＯＬ機）を概して参照符号１００で示す。航空機１００は、胴体１０１と翼形部１０２、例えば胴体１０１の後部に配置された一対の翼１０２ａと、胴体１０１の前部に配置された一対の先尾翼１０２ｂとを備える。各翼形部１０２は、少なくとも１つの、好ましくは複数のエンジン装置１０６を搭載し、各エンジン装置１０６は、少なくとも１基のエンジン１１０、具体的には電動ダクテッドファン等の電気エンジンを備える。図示した例では、各エンジン装置１０６は、３基のエンジン１１０を含む。
【0028】
複数のエンジン１１０、好ましくは５基よりも多いエンジンは、互いに隣接して一列に配置されているため、隣接するエンジンの空気流が合流して互いを支え合い、それにより横方向の幅が比較的大きい連続した流れを形成できる。図示した例では、後部の翼１０２ａはそれぞれ１０基よりも多い、具体的には１２基のエンジンを搭載し、先尾翼１０２ｂはそれぞれ５基よりも多い、具体的には６基のエンジンを搭載している。その結果、エンジンの総数は３０基よりも多く、具体的にはちょうど３６基であり、これにより、航空機は、高い冗長性、高効率、低騒音で運航できる。
【0029】
各エンジン装置１０６は、離着陸に適したホバリング位置と前進飛行に適した巡航位置との間で横方向のエンジン旋回軸を中心に旋回できるように、翼形部１０２に旋回可能に取り付けられている。ホバリング位置では、エンジン装置１０６の少なくとも１基のエンジン１１０の推力方向が垂直方向Ｚに向けられる。巡航位置では、エンジン装置１０６の少なくとも１基のエンジン１１０の推力方向が進行方向Ｘと実質的に平行に向けられる。
【0030】
本発明の第１の実施形態によれば、各エンジン装置１０６は、エンジン装置１０６の排気部分に取り付けられた可変面積排気ノズル１３０を備える。可変面積排気ノズル１３０は、比較的大きな排気ノズル領域を規定する開位置と、比較的小さな排気ノズル領域を規定する閉位置との間で動くように構成された少なくとも１つの可動顎部１３４、好ましくは２つの顎部、を有する顎部装置１３２を備えるのが好ましい。
【0031】
１基のエンジン装置が、可変面積排気ノズル１３０を１つだけ有し、１基のエンジン装置１０６が複数のエンジン、例えば３基のエンジン１１０を含む場合に、すべてのエンジンの排気領域が、共通の可変面積排気ノズルによって制御されるのが好ましい。
【0032】
可変排気ノズル１３０を動かして、異なる排気ノズル領域、具体的には、閉じた構成又は巡航構成に設定された場合の巡航排気ノズル領域と、開かれた構成又はホバリング構成に設定された場合のホバリング排気ノズル領域とに対応する異なる開度を規定できる。巡航時とホバリング時の排気ノズル領域を変えることにより、排気部分の静圧が変化し、空力特性を巡航位置及びホバリング位置に適合させることができる。したがって、エンジン１１０は、特に巡航飛行とホバリング飛行の両方の間、類似の実効動作点及び／又は類似の流動状態で、所望通りに効率的に動作できる。巡航時とホバリング時の排気ノズル領域の比率が０．５３から０．７６の範囲内、好ましくは０．６１から０．６９の範囲内、最も好ましくは０．６５に設定された場合に、エンジン、したがって航空機が最適な性能を達成することがわかっている。
【0033】
図２ａは、巡航位置にある第１の実施形態のエンジン装置１０６の詳細を示す。エンジン１１０は、入口部分１１４から排気部分１１６へ進行方向Ｘに延びるエンジンハウジング１１２を備える。エンジンハウジング１１２内には、ロータブレード１２４及びステータブレード１２６を有するロータ１２２が配置されている。ステータブレード１２６は、エンジンハウジング１１２の中心にロータ１２２を保持する。
【0034】
排気部分１１６に隣接して、可変面積排気ノズル１３０が、エンジンハウジング１１２に取り付けられている。可変面積排気ノズル１３０は、顎部装置１３２を備える。顎部装置１３２は、横方向Ｙに配置されてもよい顎部旋回軸１３４ａを中心に可動な少なくとも１つの顎部１３４を有する。顎部旋回軸１３４ａは、一点鎖線の十字で示されている。顎部装置１３２は、開位置１３６（図示せず）と閉位置１３８との間で可動である。
【0035】
閉位置１３８では、２つの隣接する顎部１３４は、実質的に垂直方向Ｚに互いに当接し得る。さらに、隣接する顎部１３４の周面１３５の間の距離１３３は、ロール軸Ｘの方向の排気部分１１６の端部から反対側の端部に向かって減少している。少なくとも１つの顎部１３４は、ロール軸Ｘの方向から見たときにＣ字形の断面を有するように形成されてもよい。
【0036】
エンジン装置及び可変面積排気ノズルの第２の実施形態を図２ｂに示す。図２ｂは、図２ａの実施形態に実質的に対応している。したがって、図２ｂでは、類似する部品には図２ａと同じ参照番号に１００を加えた番号が付されている。例えば、図２ｂに示す閉位置２３８は、図２ａに示す閉位置１３８に対応する。さらに、エンジン装置２０６及び可変面積排気ノズル２３０は、図２ａの第１の実施形態の可変面積排気ノズル１３０及びエンジン装置１０６と異なる場合に限り以下に説明され、他のすべての特徴及び機能に関しては、第１の実施形態の説明を参照する。
【0037】
エンジン装置２０６は、入口部分２１４から排気部分２１６へ延びるエンジンハウジング２１２を備える。さらに、エンジンハウジング２１２は、ロータブレード２２４及びステータブレード２２６を有するロータ２２２を収容する。
【0038】
エンジンハウジング２１２に隣接して、可変面積排気ノズル２３０が配置される。可変面積排気ノズル２３０は、顎部装置２３２を備える。顎部装置２３２は、顎部旋回軸２３４ａを中心に可動な少なくとも１つの顎部２３４を有する。この顎部旋回軸２３４ａは、横方向Ｙに配置されてもよい。
【0039】
第２の実施形態によれば、顎部装置は、破線で示す閉位置２３８で互いに接近する２つの顎部２３４を有してもよく、それらの間に閉距離又は巡航排気ノズル領域２３８ａが形成される。実線で示される開位置２３６にある顎部装置２３２は、２つの顎部２３４の間に、開距離又はホバリング排気ノズル領域２３６ａを形成する。少なくとも１つの顎部２３４は、横方向Ｙから見て実質的に台形形状を有してもよい。
【0040】
排気ノズル領域２３８ａ、２３６ａは、可変面積排気ノズルの断面の形状及び距離ｄによって決定される。可変面積排気ノズル２３０は、ロール軸Ｘの方向から見て長方形の断面を有してもよい。
【0041】
図３ａ及び図３ｂは、図２ａ及び図２ｂの第１の実施形態及び第２の実施形態に実質的に対応する、可変面積排気ノズルの第３の実施形態を示す。したがって、図３ａ及び図３ｂでは、類似する部品には図２ａと同じ参照番号に２００を加えた番号が付されており、図２ｂについては１００を加えた番号が付されている（例えば、顎部旋回軸３３４ａは、顎部旋回軸１３４ａ及び顎部旋回軸２３４ａに類似し、航空機３００は、航空機１００に類似し、エンジン装置３０６は、エンジン装置１０６に類似する）。さらに、可変面積排気ノズル３３０は、図２ａの可変面積排気ノズル１３０及び図２ｂの可変面積排気ノズル２３０と異なる場合に限り以下に説明される。
【0042】
第３実施形態の顎部装置３３２は、取付部３４０でエンジン３１０の排気部分３１６、又はエンジンハウジング３１２、に取り付けられた少なくとも１つの顎部３３４を備える。取付部３４０は、ヒンジやリンク機構等であってもよい。少なくとも１つの顎部３３４は、破線で示される開位置３３６と実線で示される閉位置３３８との間で可動である。
【0043】
図３ａ及び図３ｂを参照すると、巡航位置３０６ａでは、エンジン３１０の推力方向ＴＨは、進行方向Ｘ又はロール軸と平行であってもよく、あるいは進行方向Ｘ又はロール軸に対して１５度未満の角度で傾斜していてもよい。さらに、ホバリング位置３０６ｂでは、エンジン３１０の推力方向ＴＶは、垂直方向Ｚと平行であってもよく、あるいは垂直軸Ｚに対して１５度未満の角度で傾斜していてもよい。エンジン３１０が、巡航位置３０６ａからホバリング位置３０６ｂに回転する場合、少なくとも１つの顎部３３４が、閉位置３３８から開位置３３６に動く。
【0044】
エンジン３１０は、航空機部品３４２に対してエンジン旋回軸３４４を中心に可動である。このエンジン３１０の動きは、モータ（図示せず）により周知の方法で駆動されてもよい。
【0045】
エンジン３１０の動きを少なくとも１つの顎部３３４の動きに変換するために、リンク手段３５６とカム機構３５８を備えたトランスミッション３５０が提供される。例えば、リンク手段３５６は、ロッドであり、カム機構３５８は、スロット付きのカムである。トランスミッション３５０は、第１の端部３５２で顎部装置３３２に接続され、第２の端部３５４で航空機部品３４２に接続される。航空機部品３４２は、航空機１００の翼形部３０２であってもよい。
【0046】
第２の端部３５４で、リンク手段３５６は、エンジン旋回軸３４４に対してオフセット距離３６２においてヒンジジョイントによって航空機部品３４２に接続される。リンク手段３５６は、別のヒンジジョイントによってカム機構３５８に接続される。カム機構３５８は、少なくとも１つの顎部３３４に接続される。カム機構３５８は、一点鎖線の十字で示されるカム軸３６６を中心に可動である。
【0047】
エンジン３１０は、図３ｂに示すホバリング位置と図３ａに示す巡航位置との間で、航空機部品３４２に対し約９０°可動である。エンジン３１０が、エンジン旋回軸３４４を中心に動くと、リンク手段３５６も移動を実行する。ヒンジジョイントにより、エンジン３１０が回転すると、カム機構３５８は、カム軸３６６を中心に回転する。
【0048】
第３の実施形態によれば、カム機構３５８は、相互に係合するスロット付きのカム３７０とピン３６４ａとを備える。ピン３６４ａは、顎部装置３３２に固定接続される。スロット付きのカム３７０が動くと、ピン３６４ａが、スロット付きのカム３７０のスロットの形状に応じて動く。この動きにより、顎部装置３３２と少なくとも１つの顎部３３４が動く。エンジンの製造中に、例えば、顎部３３４を（例えば、シミュレーション又は幾何学計算で）巡航モードとホバリングモードの間のエンジンの各位置に対して所望の角度まで回転させ、ピン３６４ａの対応する経路を決定してスロットのパスを規定することにより、スロットの形状を設計してもよい。動作中、エンジンが旋回しているときに、ピン３６４ａは、強制的にこの経路をたどる。
【0049】
カム機構３５８、特にスロット付きのカム３７０のスロットは、第１の伝達比を規定する第１の形状を有する第１の部分３７２ａと、第２の伝達比を規定する第２の形状を有する第２の部分３７２ｂとを備えてもよい。第１の部分３７２内でのピン３６４ａの動きは、顎部３３４の動きをより高速にし、第２の部分３７２ｂ内でのピン３６４ａの動きは、顎部３３４の動きをより低速にし得る。これは、航空機部品３４２に対するエンジン３１０の動きに関する限り、例えば、巡航位置又はその近くに、顎部３３４が比較的高速で開閉する第１の範囲が設けられ、例えば、ホバリング位置あるいはその近くに、顎部３３４が比較的低速で開閉する第２の範囲が設けられることを意味する。その結果、顎部３３４の動く速さは、エンジンの動きに厳密に線形ではなく、エンジンの位置が異なれば異なり得る。したがって、排気ノズル領域は、顎部３３４の開き角度αに応じて、航空機部品３４２とエンジン３１０との間のエンジン角度βに関して決定される。
【0050】
さらに、スロット付きのカム３７０のスロットは、スロットがカム軸３６６を中心とした一定半径の円形断面をたどる第３の部分（図示せず）を備えてもよい。これにより、円形断面内のスロット付きのカム３７０とピン３６４ａとの間の相対運動は、顎部軸３３４ａを中心としたピン３６４ａの動きにつながらず、顎部３３４の角度位置がエンジン３１０に対して固定した状態に保たれる。換言すれば、ピン３６４ａが、スロットの第３の部分内を動く限り、航空機部品３４２に対するエンジン３１０の動きは、顎部３３４の動きに変換されない。
【0051】
顎部装置３３２は、複数の顎部、例えば、２つの顎部３３４ｂ、３３４ｃを備えてもよい。これらの顎部３３４ｂ、３３４ｃは、リンク機構３８０によって互いに接続されてもよい。リンク機構３８０は、顎部３３４ｂ、３３４ｃに固定されたヒンジであってもよい。一方の顎部３３４ｂの動きは、リンク機構３８０を介して、少なくとも１つの他方の顎部３３４ｃに伝達される。そのため、顎部３３４ｂ、３３４ｃの両方が、エンジン３１０の動きに従って、且つエンジン３１０の動きにより駆動されて、例えば、閉位置３３８から開位置３３６に動く。２つの顎部３３４ｂ、３３４ｃの動きは、基本的に同時であってもよい。あるいは、２つの顎部３３４ｂ、３３４ｃを交互に開閉してもよい。
【0052】
図４ａは、図３ａ及び図３ｂの第３の実施形態に実質的に対応する可変面積排気ノズルの第４の実施形態を示す。したがって、図４ａでは、類似する部品には図３ａ及び図３ｂと同じ参照番号に１００を加えた番号が付されている（例えば、エンジン４１０は、エンジン３１０に類似する）。さらに、可変面積排気ノズル４３０は、図３ａ及び図３ｂの可変面積排気ノズル３３０と異なる場合に限り以下に説明され、他のすべての特徴及び機能に関しては、第３の実施形態の説明を参照する。
【0053】
第４の実施形態の変形例を図４ｂ及び図４ｃに示す。第４の実施形態の変形例は、図４ａに関して図示及び説明されたトランスミッションの概念に関連する。したがって、図４ｂ及び図４ｃの参照番号は、主に図４ａに類似するが、アポストロフィが追加されている（例えば、エンジン４１０’）。図４ａ及び図４ｂは、横方向Ｙから見たエンジン４１０、４１０’を示し、図４ｃは、エンジン４１０’の斜視図である。
【0054】
図４ａでは、顎部装置４３２が、取付部４４０でエンジン４１０の排気部分４１６に取り付けられている。少なくとも１つの顎部４３４を備えた顎部装置４３２の動きを制御し、エンジン４１０の動きを少なくとも１つの顎部４３４の動きに変換するために、トランスミッション４５０が、可変面積排気ノズル４３０に関連付けられている。その結果、可変面積排気ノズル４３０の動きが、エンジン４１０の動きに直結される。エンジン４１０を、実質的に垂直推力方向のホバリング位置（図示せず）から進行方向Ｘに実質的に平行又は略平行な推力方向ＴＨの巡航位置に回転してもよい。
【0055】
トランスミッションの第１の端部４５２と第２の端部４５４とは、リンク手段４５６で互いに接続されている。トランスミッションは、第１の端部４５２で、ヒンジジョイントによって少なくとも１つの顎部４３４、具体的には顎部装置４３２の第１の顎部４３４ｂに接続される。各顎部４３４は、横方向Ｙに配向された顎部旋回軸４３４ａを中心に可動である。図４ａでは、トランスミッション４５０は、顎部旋回軸４３４ａに対して顎部オフセット距離４９２において第１の顎部４３４ｂに接続されている。
【0056】
トランスミッション４５０は、第２の端部４５４で、カム機構４５８により航空機部品に接続される。カム機構４５８は、リンク手段４５６に接続された作動ピンと係合して航空機部品に固定されたスロット付きのカムで構成されてもよい。さらに、カム機構４５８は、エンジン旋回軸４４４の周りに配置される。
【0057】
図４ａに示すように、エンジン４１０が巡航位置からホバリング位置又はその逆への旋回する時、リンク手段４５６は、第２の端部４５４において、エンジン旋回軸４４４を中心にカム機構４５８によってガイドされて動く。トランスミッション４５０の第１の端部４５２と顎部旋回軸４３４ａとの間の顎部オフセット距離４９２により、エンジン４１０の動きは、第１の顎部４３４ｂの顎部旋回軸４３４ａを中心とした動きに変換される。
【0058】
この動きを少なくとも１つの他の顎部４３４ｃに変換するために、第１の顎部４３４ｂと少なくとも１つの他の顎部４３４ｃは、リンク機構４８０によって互いに接続される。第４の実施形態によれば、このリンク機構４８０は、スロット付きのカム機構４８４であってもよい。したがって、作動ピン４８６は、少なくとも１つの他の顎部４３４ｃ内に突出する第１の顎部４３４ｂに取り付けられる。作動ピン４８６は、第１の顎部４３４ｂに一体的に接続されてもよい。少なくとも１つの他の顎部４３４ｃに、スロット付きのカム機構４８４のスロットが設けられる。作動ピン４８６は、スロット付きのカム機構４８４のスロットに係合している。スロットは、顎部装置４３２を開閉するように反対方向に顎部４３４ｂ、４３４ｃを回転させるために、傾きのある曲線として形成されてもよい。もちろん、第１の顎部４３４ｂに、スロット付きのカム機構４８４のスロットが設けられてもよく、少なくとも１つの他の顎部４３４ｃに、作動ピン４８６が設けられてもよい。
【0059】
図４ａに対し、図４ｂ及び図４ｃは、代替となる顎部設計を示し、さらに、エンジン４１０’の旋回運動時、可変面積排気ノズル４３０’に関連付けられたトランスミッション４５０’と航空機部品４４２’との間の相互作用を含むカム機構４５８’を特定する。図４ａに示した顎部４３４に対してに、顎部装置４３２’の顎部４３４ｂ’、４３４ｃ’は、進行方向Ｘにおける長さが実質的により短いことで、顎部４３４ｂ’、４３４ｃ’の重量を軽くしていてもよい。顎部４３４’の面取り形状と組み合わせることにより、エンジン４１０’の排気部分の空力断面は、さらに最適化できる。図４ｂ及び図４ｃに示した代替の顎部設計は、他の実施形態にも適用してもよく、対応するエンジン４１０’は、図４ａに示す顎部４３４を備えてもよい。
【0060】
各エンジン４１０’は、接続部４４６’、例えば２つの接続部４４６’を介して航空機部品４４２’と回転可能に係合し、共通の軸（図示せず）により、エンジン旋回軸４４４’を中心としたエンジン４１０’の旋回運動を制御できるように構成されている。第１の端部４５２’を介してトランスミッション４５０’を顎部装置４３２’、具体的には顎部４３４ｂ’に接続する第１のリンク手段４５６ａ’に加え、第２のリンク手段４５６ｂ’を設けてもよい。第１のリンク手段４５６ａ’よりも短いこのような第２のリンク手段４５６ｂ’は、ピン４６２’を介して、第２の端部４５４’で航空機部品４４２’の接続部４４６’に回転可能に接続され、それにより、エンジン４１０’の旋回方向に従って第２のリンク手段４５６ｂ’を回転可能にする。カム機構４５８’は、第１及び第２のリンク手段４５６ａ’、４５６ｂ’との間に配置され、カム軸４６６’でエンジン４１０’に回転可能に固定される。
【0061】
それぞれ第１及び第２の中間端部４６０ａ’、４６０ｂ’を介してカム機構４５８’のスロット付きプレートに接続された第１及び第２のリンク手段４５６ａ’、４５６ｂ’は、主延在方向に対して実質的に整列し、エンジン４１０’が旋回する間もその状態を維持する。第１の中間端部４６０ａ’で第１のリンク手段４５６ａ’に取り付けられたピン４７０’は、カム機構４５８’のガイドパス４６８’によってガイドされる。航空機部品４４２’に対してエンジン４１０’が旋回運動するとき、すなわち、巡航位置からホバリング位置又はその逆へ動くとき、スロット付きのカムは、カム軸４６６’を中心に回転するが、その向きは、航空機部品４４２’に対して実質的に一定のままであってもよい。
【0062】
エンジン４１０’の旋回運動とスロット付きのカムのカム軸４６６’を中心とした回転とにより、ガイドパス４６８’の事前規定されたパスに沿った、第１のリンク手段４５６ａ’の第１の中間端部４６０ａ’でのピン４７０’の相対的な動きが開始される。このパスは、ピン４７０’がエンジン４１０’の旋回方向に従って動き、ガイドパス４６８’の第１、第２及び第３の角度範囲を横切るように配置される。推力方向ＴＨに対しエンジン４１０’が実質的に平行に配置されることに似ている巡航位置と、エンジン４１０が実質的に垂直に整列されるホバリング位置との間の総角度範囲に対し、第１の角度範囲は、０°から３０°、第２の角度範囲は、３０°から６０°、第３の角度範囲は６０°から９０°として規定されてもよく、第３の角度範囲は、１２０°まで拡張されてもよい。
【0063】
図４ｂ及び図４ｃに示す閉位置４３８’では、カム軸４６６’へのガイドパス４６８’の距離は、第１の角度範囲で最も短いが、対応する距離は、第２の角度範囲で徐々に増加する。その結果、ピン４７０’が第２の角度範囲を横断する間、ピン４７０’及び第１のリンク手段４５６ａ’は、徐々にエンジン４１０’の後部に向かって、すなわち、顎部装置４３２’に向かって、押し進められる。第３の角度範囲では、ガイドパス４６８’からカム軸４６６’への距離は最大となるため、ピン４７０’は、第３の角度範囲にある間、カム軸４６６’から最も遠い。
【0064】
ガイドパス４６８’の第２の角度範囲で、ピン４７０’及び第１のリンク手段４５６ａ’のカム軸４６６’への距離が、徐々に変化しているとき、第１のリンク手段４５６ａ’の動きが、第１の端部４５２’での顎部４３４ｂ’の動き、すなわち閉位置４３８’から開位置へ又はその逆の動きに変換される。したがって、顎部４３４ｂ’の動きは、エンジン４１０’の旋回運動によって支配される。リンク機構４８０’は、顎部４３４ｂ’の動きを顎部４３４ｃ’の動きに変換するために使用される。リンク機構４８０’は、第３の実施形態について記載されるように、あるいは図４ａに示すリンク機構４８０について記載されるように、スロット付きのカム機構４８４とピン４８６とを含むように構成されてもよい。さらに、顎部４３４’は、顎部旋回軸４３４ａ’を中心に旋回するように配置されてもよい。図４ｂ及び図４ｃに示す顎部装置４３２’の代わりに、顎部４３４ｂ’は、図４ａに示すオフセット距離４９２において第１の端部４５２’でトランスミッション４５０’に接続されてもよい。
【0065】
図４ｂ及び図４ｃに示す第４の実施形態の変形例の構成によれば、顎部装置４３２’は、第１の角度範囲の間、閉位置４３８’に留まり、第２の角度範囲で閉位置４３８’から開位置に移行し、第３の角度範囲で開位置に留まる。逆に、すなわち、エンジン４１０’がホバリング位置から巡航位置に旋回するとき、顎部装置４３２’は、第３の角度範囲の間、開位置に留まり、第２の角度範囲の間に閉位置４３８’に移行し、第１の角度範囲の間、閉位置４３８’に留まる。
【0066】
図５は、図３ａ及び図３ｂの第３の実施形態に実質的に対応する可変面積排気ノズルの第５の実施形態を示す。したがって、図５では、類似する部品には図３ａ及び図３ｂと同じ参照番号に２００を加えた番号が付されている（例えば、エンジン５１０は、エンジン３１０に類似する）。さらに、可変面積排気ノズル５３０は、図３ａ及び図３ｂの可変面積排気ノズル３３０と異なる場合に限り以下に説明され、他のすべての特徴及び機能に関しては、第３の実施形態の説明を参照する。
【0067】
第５の実施形態に係るトランスミッション５５０は、顎部旋回軸５３４ａに対してオフセット距離５９２において、顎部装置５３２の顎部５３４に、第１の端部５５２で接続された弾性部材５６１、例えばバネ、を備える。弾性部材５６１は、エンジン旋回軸５４４に対してオフセット距離５６２で、航空機部品５４２（図示せず、航空機部品３４２に対応する）に、第２の端部５５４で接続される。
【0068】
顎部５３４の位置を固定するために、メカニカルストップ５９４が設けられる。エンジンがアイドル範囲で旋回すると、顎部５３４は、弾性部材５６１によりメカニカルストップ５９４に当接して保持される一方、弾性部材５６１は、圧縮又は伸張される。したがって、エンジン５１０が、第１の角度範囲内でエンジン旋回軸５４４を中心に回転すると、トランスミッション５５０は、顎部５３４を回転させるために、航空機部品５４２に対するエンジン５１０の動きを顎部５３４に伝達する。対照的に、エンジン５１０が、第２の角度範囲（アイドル範囲）内でエンジン旋回軸５４４を中心に回転すると、エンジン５１０に対する顎部５３４の位置が、固定される。
【0069】
エンジン５１０は、開位置又は閉位置５３８に向かって顎部５３４にあらかじめ張力をかけるための弾性手段５６５を更に備えてもよい。弾性手段５６５は、第１の端部５６５ａで少なくとも１つの顎部５３４に接続される。引張ばねであってもよい弾性手段５６５は、第２の端部５６５ｂ上で、エンジンハウジング部５１２ａに接続される。
【0070】
例えば、弾性手段５６５は、閉位置５３８で顎部５３４にあらかじめ張力をかける。エンジン５１０は、顎部５３４が閉位置５３８にある巡航位置から顎部５３４が開位置にあるホバリング位置に下向きに回転してもよい。最初に、エンジン５１０は、顎部５３４が閉位置５３８に留まるアイドル範囲で動く。その後、エンジンは、第１の範囲に動き、弾性手段５６５が伸張される。その結果、顎部５３４は、最大で開位置に到達するまでエンジン５１０の動きに応じて開かれる。
【0071】
図６ａ及び図６ｂは、図３ａ及び図３ｂの第３の実施形態に実質的に対応する可変面積排気ノズルの第６の実施形態を示す。したがって、図６ａ及び図６ｂでは、類似する部品には、図３ａ及び図３ｂと同じ参照番号に３００を加えた番号が付されている（例えば、エンジン６１０は、エンジン６１０に類似する）。さらに、可変面積排気ノズル６３０は、図３ａ及び図３ｂの可変面積排気ノズル３３０と異なる場合に限り以下に説明され、他のすべての特徴及び機能に関しては、第３の実施形態の説明を参照する。
【0072】
第６の実施形態は、トランスミッション６５０を備え、トランスミッション６５０は、プーリトランスミッション６６７を備える。プーリトランスミッション６６７は、顎部装置６３２の顎部６３４の顎部旋回軸６３４ａに接続された第１のプーリ６６９と、エンジン６１０に向かってエンジン旋回軸６４４に接続された別の第２のプーリ６７１とを有してもよく、可動である。第１のプーリ６６９と第２のプーリ６７１とは、少なくとも１つの接続手段６７３で接続されてもよい。さらに、第２のプーリ６７１は、非円形の断面、好ましくは小半径部６７１ｃと大半径部６７１ｄを含む楕円形の断面を有してもよい。
【0073】
第６の実施形態によれば、第１のプーリ６６９及び第２のプーリ６７１は、ベルト装置６７３、具体的には、張り側ベルト６７３ａ及び緩み側ベルト６７３ｂに接続される。張り側ベルト６７３ａと緩み側ベルト６７３ｂとは、各プーリ６６９、６７１に、具体的には、互いに反対側で固定される。例えば、緩み側ベルト６７３ｂは、右側６６９ａで第１のプーリ６６９に接続され、左側６７１ｂで第２のプーリ６７１に接続され、張り側ベルト６７３ａは、第１のプーリの左側６６９ｂ、及び第２のプーリ６７１の右側６７１ａに接続される。その結果、張り側ベルト６７３ａ及び緩み側ベルト６７３ｂは、第１のプーリ６６９と第２のプーリ６７１との間の交差部分６７５で互いに交差する。
【0074】
張り側ベルト６７３ａと緩み側ベルト６７３ｂとの間の距離を維持し、緩み側ベルト６７３ｂの緩んだ部分を収容するために、緩み側ベルト６７３ｂに接触したベルト張力装置６７９を設けてもよい。
【0075】
図６ａの巡航位置で、小半径部６７１ｃが第１のプーリ６６９に面した状態に、第２のプーリ６７１が配向される。エンジン６１０を、ホバリング位置（図６ｂ）に向かってエンジン旋回軸６４４を中心に航空機部品６４２（図示せず）に対して回転すると、第１のプーリ６６９は、エンジン旋回軸６４４を中心としてエンジンとともに回転するが、第２のプーリ６７１は、航空機部品に固定されているためこの回転に追随しない。その結果、第２のプーリ６７１の大半径部６７１ｄが、第１のプーリ６６９に面する。結果として、張り側ベルト６７３ａは張力をかけられ、緩み側ベルト６７３ｂは排出されて、第１のプーリ６６９が、エンジンに対して回転する。これにより、顎部６３４が、閉位置６３８から開位置６３６へ動く。
【0076】
張り側ベルト６７３ａ及び緩み側ベルト６７３ｂを利用する代わりに、上述した構成は、プーリ６６９、６７１の両方を取り囲み、摩擦係合する１本の連続ベルトを使用してもよい。実施形態のさらなる変形では、１本又は２本のベルトの代わりに、１本の連続した又は２本の別々のケーブル、チェーン又は他の縦長の伝動部材を使用してもよい。
【図1】
【図2a】
【図2b】
【図3a】
【図3b】
【図4a】
【図4b】
【図4c】
【図5】
【図6a】
【図6b】
【国際調査報告】