特表 2024-522020 適応流体推進システム

(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】2024-06-07

(54)【発明の名称】適応流体推進システム

(51)【国際特許分類】

   B64D 27/30 20240101AFI20240531BHJP

   B64C 29/00 20060101ALI20240531BHJP

   B64D 29/06 20060101ALI20240531BHJP

【ＦＩ】

B64D27/30

B64C29/00 Z

B64D29/06

【審査請求】未請求

【予備審査請求】未請求

(21)【出願番号】P 2023571966

(86)(22)【出願日】2022-05-19

(85)【翻訳文提出日】2024-01-04

(86)【国際出願番号】 US2022030134

(87)【国際公開番号】W WO2022251046

(87)【国際公開日】2022-12-01

(31)【優先権主張番号】63/190,762

(32)【優先日】2021-05-19

(33)【優先権主張国・地域又は機関】US

(81)【指定国・地域】

(71)【出願人】

【識別番号】518073310

【氏名又は名称】ジェトプテラ、インコーポレイテッド

(74)【代理人】

【識別番号】110003708

【氏名又は名称】弁理士法人鈴榮特許綜合事務所

(72)【発明者】

【氏名】エバレット、アンドレイ

(57)【要約】

推進システムは、少なくとも１つの圧縮機と、複数の導管と、多方弁と、少なくとも１つの推力増強デバイスとを含む。一連のフラップは、少なくとも１つの推力増強デバイスと連動して、格納、傾斜、および動作させることができる。弁と流体連通する収束チャネルは、好ましい単一方向に圧縮空気流の周囲への膨張を可能にするように構成される。少なくとも１つの推力増強デバイスは、それぞれ、混合部と、スロートセクションと、ディフューザとを含む。各前記増強デバイスは、導管のうちの少なくとも１つおよび弁を介して少なくとも１つの圧縮機から圧縮空気を受け取り、周囲空気を流体的に取り込み、それを原動ガスと混合し、ディフューザを介して原動ガスを高速で排出することによって推力を発生させるために、原動ガスとして加圧空気を使用する。
【選択図】図１

【特許請求の範囲】

【請求項1】

推進システムであって、
少なくとも１つの圧縮機と、
複数の導管と、
多方弁と、
少なくとも１つの推力増強デバイスとを備え、
ここで、前記少なくとも１つの圧縮機は、前記弁と流体連通する吸入開口部および少なくとも１つの出口ポートを含み、前記弁は、前記導管と流体連通し、
前記導管のうちの少なくとも１つは、前記少なくとも１つの推力増強デバイスの格納と、航空機または船舶の翼および胴体のそれぞれの内側および外側の露出とを可能にし、
一連のフラップは、最大の揚力および推力を発生させるために、前記少なくとも１つの推力増強デバイスと連動して格納、傾斜、および動作させることができ、
収束チャネルは、前記弁と流体連通し、好ましい単一方向に圧縮空気流を周囲に膨張させることができるように構成され、
前記少なくとも１つの推力増強デバイスは、それぞれ、混合部、スロートセクション、およびディフューザを含み、それによって、前記増強デバイスのそれぞれは、前記導管のうちの少なくとも１つおよび弁を介して前記少なくとも１つの圧縮機から圧縮空気を受け、周囲空気を流体的に取り込み、それを原動ガスと混合し、ディフューザを介して前記原動ガスを高速で排出することによって推力を発生させるために前記原動ガスとして加圧空気を使用する、システム。

【請求項2】

前記圧縮機は、電気モータまたは機械デバイスによって駆動される、請求項１に記載のシステム。

【請求項3】

前記複数の導管は、前記弁と連通しており、前記推進システムによって動力を供給される前記航空機の姿勢制御を補助するために、複数の推力増強デバイスへの流れを調節することができる、請求項１に記載のシステム。

【請求項4】

航空機またはホバークラフトを飛行させる方法であって、
垂直ホバリング、離陸、および着陸のために、供給分配弁を用いて圧縮機を最大出力まで加速し、複数の推力増強デバイスに供給し、圧縮空気を推力増強デバイスに分配する制御弁を開閉することによって航空機の姿勢を平衡させることと、
前記航空機の必要な前進スピードを最小限に抑えながら、揚力の量を増大させるために、前記推力増強デバイスの流出を受けるように前記航空機のフラップを位置決めすることと、
境界層吸い込み結果が翼およびフラップの失速を防止するように、前記推力増強デバイスの低圧領域を利用するように前記航空機の翼を位置決めすることとを備える、方法。

【請求項5】

航空機またはホバークラフトを水平に飛行させる方法であって、
圧縮機出力からの圧縮空気が供給される推力増強機への流れを増減させるために、圧縮機を加速または減速させることと、
流体ネットワークと連通する前記推力増強機に前記圧縮空気の一部を供給または遮断するための分配弁を開閉することと、
ロール、ヨー、ピッチを制御するために、前記圧縮空気を推力増強機に分配する制御弁を開閉することと、
前記推力増強機と連通する導管をバイパスし、主に飛行方向と反対の方向を向いている推進ノズルに通じる導管に流れを向けるために、いくつかの導管を開閉することと、
前記航空機の翼および胴体の内外に推力増強デバイスを回転または旋回させることとを備える、方法。

【請求項6】

イジェクタは、短期間の間に推力を増大させるための１つ以上の燃料噴射ノズルを含む、請求項１に記載の推進システム。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

著作権表示
[0001]本開示は、米国著作権法および国際著作権法の下で保護されている。（C）Jetoptera, Inc.著作権所有。本特許文献の開示の一部分は、著作権保護を受ける資料を含む。著作権者は、特許文献または特許開示が特許商標庁の特許ファイルまたは記録に掲載されているので、何者かによるファクシミリ複製に異論を唱えないが、それ以外の場合は、如何なる著作権も全て留保する。

【0002】

優先権主張
[0002]この特許出願は、２０２１年５月１９日に出願された米国仮特許出願シリアル番号第６３／１９０，７６２号の優先権を主張し、それは、ここに完全に記載されるように、参照によってここに組み込まれる。

【背景技術】

【0003】

[0003]既存のＶＴＯＬおよびＳＴＯＬ推進器は、回転翼または傾斜ロータまたはダクトファンを伴う。ＶＴＯＬ航空機の課題は、推進器の選択である。ヘリコプターは、低速ＶＴＯＬのユビキタスな選択として、この議論から除外される。軍事用途における現在の高速Ｖ／ＳＴＯＬ航空機の推進器は、Ｖ－２２オスプレイなどの傾斜した大型ロータ、またはＦ－３５戦闘機ジェットなどの大型の固定ダクトファンに依存している。後者の課題は、非垂直飛行セグメントにあるとき、固定されたダクトファンがミッション時間の９９％にわたって載貨重量になることである。これは、ペイロード能力を制限し、より小さい有人または無人用途には非常に複雑であり、手が届かない。Ｖ２２ロータの課題は、それらが大きな設置面積を有し、高精度で傾斜しなければならないが、ロータの先端スピードの制限により最大スピードを制限することである。Ｖ２２の開発の歴史は、それが多くの生命を犠牲にする重大な欠点を有することも示している。高速対応ＶＴＯＬ推進器、すなわち４００ノットを超える速度で航空機を推進することができる推進器が必要とされている。ほとんどのｅＶＴＯＬ航空機は、傾斜した複数のプロペラを用いており、これらのプロペラは、プロペラの性質そのものに起因して、騒音が大きく、スピードが制限される。提案された何百ものｅＶＴＯＬプラットフォームの多くは、垂直離陸のために分散された複数の固定プロペラと、水平飛行のための単一の推進プロペラとを使用し、それらはスピードが厳しく制限される。

【0004】

[0004]エンジニアは、プロペラがそのホバリング効率を最大化することを可能にするために、高度で高コストの技術を実装しているが、今日のより小型のプロペラは、低効率および高コストに悩まされている。貨物ドローンおよびアーバンエアモビリティフライングカー（Urban Air Mobility flying cars）（エアタクシー）のスピードは、低い値に制限され、プロペラは、それらのサイズでは騒音が大きく非効率的である。必要とされるのは、プロペラの欠点を伴わずに使用することができる推進の方法である。

【図面の簡単な説明】

【0005】

【図1】[0005] 図１は、適応流体推進システム全体を図示する。

【図2】[0006] 図２は、本発明のＶＴＯＬおよびＳＴＯＬ構成を図示する。

【図3】[0007] 図３は、本発明のＶＴＯＬから巡航構成を図示する。

【図4】[0008] 図４は、本システムの低速巡航構成を図示する。

【図5】[0009] 図５は、本システムの高速巡航構成を図示する。

【図6】[0010] 図６は、特定の航空機に配備されるような本システムを図示する。

【発明を実施するための形態】

【0006】

[0011] 本出願は、本発明の１つ以上の実施形態を説明することを意図している。「しなければならい（must）」、「こととなる（will）」等の絶対名辞、並びに具体的な数量の使用は、そのような実施形態の１つ以上に適用可能であると解釈されるべきであるが、必ずしもそのような実施形態全てに適用可能ではないことを理解されたい。従って、本発明の実施形態は、そのような絶対名辞との関連で説明される１つ以上の特徴または機能性を省略してもよく、もしくはそれらの修正を含んでいてもよい。さらに、本出願における見出しは、参照のみを目的としており、本発明の意味または解釈に決して影響しないものとする。

【0007】

[0012]本出願に開示される本実施形態は、空気圧縮機またはファンと連動して動作する適応型推進システムを提供する。典型的なターボファンエンジンのように空気の質量を可能な最高速度まで加速することによって推力を最大にしようとするのではなく、本発明の好ましい実施形態は、正確なミッションセクションの必要性のために正確なシーケンスで飛行の全ての段階で使用される力を生成するイジェクタおよび／または単純なノズルのアレイ内に加圧空気の幾つかのストリームを生成し、また、前記推進システムを使用する航空機の特定の能力を可能にする揚力発生面と関連して生成する。

【0008】

[0013]一実施形態による推進器は、特殊なイジェクタおよびアッパーサーフェスブロウン（Upper Surface Blown）揚力増強を使用する推力増強の原理から設計される。空気供給は、ターボ圧縮機、ターボファン、または、好ましくは、十分な量の空気の少なくとも１.５：１の圧縮比供給を生成する任意の空気圧縮機からもたらされてもよい。

【0009】

[0014]本発明の一実施形態のＶＴＯＬ構成１００を図示する図１では、圧縮空気は空気圧縮機１０１によって生成される。これらの圧縮機１０１は、ターボファンバイパス空気流、または具体的には周囲圧力に対して少なくとも１.５の圧力比で大量の流れを生成することができるあらゆるタイプのファンまたは圧縮機とすることができる。圧縮機によって圧縮された空気は、エジェクタ／スラスタにルーティングされてもよく、および／または冷却、推力の増強、キャビン加圧、または他の用途のために二次ノズルの吸気口１１０に導かれることを含む他の目的のために使用されてもよい。典型的なターボチャージャ圧縮機と同様に、圧縮機は、ピーク動作時に、好ましくは２.５以上の圧力比を有することができる。必要に応じて、圧縮空気を二次圧縮機またはガス発生器の外部のいずれかに導くために、圧縮機排出渦形室に弁が存在してもよい。

【0010】

[0015]圧縮空気は、それ自体の空気取入口１０２を使用し、圧縮機出口導管１０３を介して前記空気を３方弁または４方弁１０４に供給することができる。弁１０４は、圧縮機１０１からの圧縮空気の前記流れを、様々な推力発生デバイスにつながる一連の導管１０５に向けて分配する役割を果たすことができる。

【0011】

[0016]一実施形態では、圧縮空気は、航空機の翼およびフラップ１０８と位置合わせされた流体スラスタまたはイジェクタと呼ばれる一連のスラスタ１０６に流れを分配する２つの導管に向けられる。静的または弱風状態では、この原動空気は、大量の取り込まれた二次空気を生成して推力を生成するが、フラップ１０８に隣接するパターンで、かつ前記フラップの吸い込み側に壁噴流も生成し、したがって、アッパーサーフェスブロウンウイングまたはフラップ（Upper Surface Blown Wing or Flaps）という名称になる。圧縮空気の流量の５から２０倍に増幅されたそのような流れは、フラップ１０８上に１５０から３００ｍｐｈのスピードで噴出され、向かい風の状態のフラップと比較して少なくとも５０％の追加の揚力を生成し、１０.０を超える揚力係数を生成することができる。

【0012】

[0017]圧縮空気は、単純ノズル１０７に向かって流れることを防止され、弁１０４によって周囲に膨張されてもよい。弁１０４の構成は、離陸、着陸、またはホバリング時（すなわち、ミッションの垂直飛行部分の間）にのみ、イジェクタ１０６システムへの流れを可能にするようなものである。弁１０４は、飛行中にいくつかの位置を有することができ、要素１０６への流れを厳密に遮断し、ノズル１０７への流れのみを可能にすることによって、より高い高度での水平飛行における高速を可能にすることができる。

【0013】

[0018]さらに、ノズル１０７は、前方における空気のそれらの取り込みから生じる流出を分配し、それをフラップおよび翼幅１０８の高い部分にわたって吹き付け、より良好な循環を作り出す低圧領域を生成する。このシステムは、揚力発生の追加の要因が前記推力増強エジェクタ１０６の前の低圧領域によって導入されることを除いて、過去に使用された高揚力システムまたは動力揚力システムと同様の結果をもたらす。それが導入される方法によって、圧縮機１０１からの原動空気は、スラスタ１０６の前に減圧（a depression）を発生させ、したがって境界層吸込み現象を容易にし、それは、そのようなシステムの翼１０８全体が失速または分離なしに極めて高い迎え角で動作することを可能にする。したがって、１ｌｂ／ｓの流れがあり、１.８の圧力比（ＰＲ）が４つの推力増強エジェクタ１０６に供給され、１５０ｍｐｈの流出がエアフォイルおよびフラップ１０８の上面に隣接するように吹き付けられる例では、結果として生じる揚力は、そのような推力増強機を使用しないクリーン翼に対して、非常に低速で１００％高いものから１００ノットスピードで２５％高いものまでの間になる。前方への力は、前記イジェクタ１０６によって依然として生成されるが、同時に、追加の揚力が前方への推力とともに生成され、実際には、「クリーンな」翼と比較して２倍だけ揚力を増強させる。図５では、前記推力増強機が翼の中に格納され、したがって翼が「クリーン」であり、抗力がより低く、推力増強機１０６が露出されたときよりも大きい全体的な揚力抗力比を有するクリーン翼を観察することができる。

【0014】

[0019]一例において、１ｌｂ／ｓの原動空気流は、２．０：１の最大圧縮比および８５％を超える等エントロピー効率で動作する、ターボチャージャまたは電動圧縮機において典型的に用いられるものなどの圧縮機を使用して生成され、一実施形態において、空気圧縮機を駆動するのに必要な入力機械または電力は、３８馬力（ＨＰ）であり、展開されたフラップ上にアッパーサーフェスブロウン構成で翼にわたって正しい傾斜角で展開されるとき、１０ノットほどの低いスピードで生成される揚力は、クリーン翼が同じ向かい風速度（１０ノット）で使用されるが、推力増強機がアクティブでないかまたは存在しない場合と比較して、２倍になる。これにより、航空機は、超短距離の離陸および着陸を行うことができ、または最終的には、例えば風の中に置かれた船のデッキ上で、向かい風で垂直に離陸することができる。１０ノットの向かい風条件でフラップが展開された吹かれた翼の例で得られる揚力の典型的な値は、３８ＨＰの入力に対して約２００ｌｂｆであり、５.２６ｌｂｆ／ＨＰの比をもたらし、これは、Maiseletらの- NASA SP-2000-4517, “The History of the XV-15 Tilt Rotor Research Aircraft: From Concept to Flight” (Bibliographic data) http: //history.nasa.gov/monograph17.pdf.によって説明されたＶ２２オスプレイまたはヘリコプターなどの傾斜ロータのホバリング効率性に対する一般的な値である。

【0015】

[0020]航空機は、機械的または電気的または２つの動力源の組み合わせによって動力を供給されてもよい複数の３８ＨＰ圧縮機を採用することによって、低速向かい風において２００ｌｂｆの倍数の垂直推力を生成することが可能であってもよいということになる。したがって、補助動力ユニットの圧縮機に向けられた３８０ＨＰの負荷は、流体推力増強機およびブロウンウイングのフラップと組み合わせて、周囲に対する１.８の圧力比で１０ｌｂ／ｓの原動空気流を用いることによって、２０００ｌｂｆの鉛直力を生成することができる。

【0016】

[0021]その場合、いったん浮遊して前進スピードを得ると、推力増強機またはイジェクタ１０６のアレイが徐々に翼の中に格納されることが有利である。図２では、垂直離陸状態または超短離陸状態で、すべてのスラスタ１０６が展開され、圧縮機空気を能動的に受け取るが、いったん空気中に入ると、弁１０４が分岐のうちの１つへの流れを遮断し、低減された流れの大部分を翼１０８上に依然として残されている残りのスラスタに向けた後、大部分が翼の中に格納される。同時に、航空機がスピードを増し、前進スピードによる翼の揚力寄与が増加するにつれて、フラップは格納される。しかしながら、流体スラスタは、翼の上面およびより小さいフラップ上の吹き付けの組み合わせによって、ならびに前部における吸引および境界層吸い込みによって、揚力を依然として増強しており、翼が、そうでなければ、クリーン翼が失速し、所定のスピードにおいてクリーン翼によって達成不可能な攻勢な迎え角となるであろう条件において動作することを可能にする。航空機は、フラップがもはや必要でなくなり、スピードが飛行安定性およびさらなる加速に十分な揚力を保証するまで、飛行中に加速し続けるが、スラスタはもはや加速を提供することができず、抗力および推力は互いに打ち消し合う。

【0017】

[0022]一実施形態では、図５に示されるような融合翼体は、図１から図４に説明および図示されるようなすべてのスラスタ１０６およびフラップの展開によって垂直に離陸し、ここでは１００ノットを超えるが３００ノット未満のスピードに達しており、スラスタへの流れを増加させることによってより高いスピードにさらに加速することはできない。その特定の点まで、スラスタは、フラップと共に完全に展開されて使用され、次いで、徐々に格納され、分配弁１０４によって非アクティブにされ、分配弁は、単純な膨張ノズル導管１０７を非アクティブに保ち、スラスタ供給導管の一部を遮断し、空気を、残りの露出されたスラスタのみを通して押し出す。さらなる加速が利用できない場合、残りのスラスタは、翼の中に格納させられているので、ここで非アクティブにされ、流れが遮断される。全てのスラスタを翼の中に格納する動作に付随して、航空機の胴体および翼はより空気力学的になり、スラスタの格納による抗力の減少によって揚力抗力比が増加する。徐々に、残りのスラスタに供給される全ての空気は、ここでは導管１０７に供給され、周囲への前記空気の膨張によって形成されるジェットは、ここでは航空機の全ての推力を生成している。抗力の急激な低下は、全ての条件で推力を増強させるスラスタで生成される推力のより少ない必要性を決定する。したがって、同じ飛行条件（一定スピード、高度、および姿勢）を維持することができ、一方、出現する膨張ジェットは、必要な推力を生成する。この時点で、典型的には２０から２５の揚力抗力性能を生じる混合翼体航空機は、４００ノットを超える高速まで航空機をさらに加速するために、小さな推力しか必要としない。

【0018】

[0023]逆に、ミッションのセグメントが高速で完了した後、翼および胴体に隠されているスラスタを使用せずに、翼のスラスタを部分的に露出させることによって、航空機は減速し、その一方で、空気は、単純な膨張ノズル導管からスラスタ１０６に供給する導管に再分配される。さらに、さらに遅いスピードでは、弁１０４が開いて、翼および胴体上のスラスタを含むすべてのスラスタに供給し、フラップも同様に展開され、再びかなりの推力および揚力の増強を生成し、航空機がホバリングおよび垂直着陸まで減速することを可能にする。このアプローチにより、いくつかの成果が得られる：

【0019】

[0024]スラスタ／増強機は、垂直飛行のために展開され、フラップと協働し、前記フラップおよび翼の上面に空気を吹き付けることなく揚力をエンタイトルメントの少なくとも２倍に増強する。

【0020】

[0025]スラスタおよびフラップは、垂直から水平への移行および加速飛行中に徐々に格納させられ、安定した滑らかな飛行動的移行および加速をもたらす。フラップおよびスラスタの格納は、良好に制御された圧縮機空気送達と併せて行われてもよい。

【0021】

[0026]図５は、翼１０８上のアクティブスラスタ１０６を用いた流体推進を使用する巡航状態の航空機を図示する。揚力と推力の両方の増強が依然として達成され、最終的には航空機の最終前進速度が達成され、その時点では、圧縮機からの空気流の増加は追加の推力を発生させることができない。この点は、推力増強が抗力の増強により加速の目的にもはや役立たなくなることであり、したがって、航空機は、弁１０４を使用して流れを単純なノズルに向けることによってより空気力学的になる。図６は、クリーンな翼および胴体を有し、抗力が低く、導管１０７および収束ノズルを介して膨張された圧縮空気によって推進される航空機の高速構成を示す。

【0022】

[0027]図６は、実際には、ＢＷＢアーキテクチャを有し、ターボファンを動力源とした航空機と同様に推進される航空機を示しており、ターボファンは、実際には、２：１未満のファン圧力比を有する小型ターボファンと同様に、２：１未満の圧力比で動作する１つの圧縮機または一連の圧縮機１０１である。

【0023】

[0028]ＢＷＢ航空機は、顕著な揚力抗力比を生成することが実証されているので、前方への推力の必要性は小さく、２５以上のＬ／Ｄは、垂直離着陸も可能にしながら、高い耐久性、著しい航続距離およびスピードを保証することができる。このような組み合わせは、現在の回転翼航空機には存在しない。

【0024】

[0029]搭載された空気圧縮機は、電気的または機械的に駆動され、したがって入力にとらわれない。

【0025】

[0030]図６はまた、航空機および３－ｉｎ－１推進器に動力を供給することができる潜在的な燃料タンク、発電機、および搭載されたバッテリを示す。

【0026】

[0031]３－ｉｎ－１推進器は、ＶＴＯＬ、ＳＳＴＯＬ、ＳＴＯＬ、またはＣＴＯＬ動作を供給することができ、一実施形態では、ＦＰＳがアッパーサーフェスブロウンシステム内のフラップと共に展開されて、非常に低いまたはゼロの前進スピードで十分な垂直揚力を生成する構成１でホバリングする。構成２では、それは、前方推力を厳密に提供し、ＦＰＳスラスタを胴体および翼の中に部分的に格納させている。そして、第３の構成では、全てのＦＰＳスラスタが格納されて隠され、非常に高いＬ／Ｄ数を提供し、回転翼航空機によって達成できないスピードまでの加速を可能にする。

【0027】

[0032] 本発明の好ましい実施形態を図示し、説明してきたが、上記で着目したように、本発明の主旨および範囲から逸脱することなく、多くの変更を行うことができる。したがって、本発明の範囲は、好ましい実施形態の開示によっては限定されない。その代わりに、後に続く特許請求の範囲を参照することにより、本発明を完全に決定するべきである。排他的な権利または特権が主張される本発明の実施形態は、以下のように定義される。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【国際調査報告】