Annular type tail-type aircraft

本発明はリア推進部および尾翼を含む航空機の分野に関するものである。

より詳細には本発明は、同じく航空機の後部内に位置する単数または複数の推進エンジンに連結されたセルフクローズアニュラー構造を形成する尾翼ユニットを含む構成を提供する。

ジェットエンジン、あるいはアンダクティドファン・エンジン、すなわち英語の用語によればＵｎｄｕｃｔｅｄ ＦａｎまたはＵＤＦなどのターボエンジンによって推進される輸送機においては、尾翼は、いわゆる基本形においては、ほぼ垂直な空力表面、垂直尾翼、ならびに胴体の後部に固定されたほぼ水平な空力表面、水平尾翼を含むことが最も多く、これらは飛行時の航空機の安定性を確保し、前記空力表面に固定された方向舵および昇降舵により航空機の制御を行うことができる空力表面である。

このような従来の基本尾翼形は、たとえばエアバスＡ３２０など多数の民間輸送機において広く用いられている。

特に民間輸送機において、採用される頻度が低い形状としては、たとえばＢａｅ１４６のように水平尾翼が垂直尾翼の上部に固定されてＴ字形尾翼を形成するか、たとえばＡｅｒｏｓｐａｔｉａｌｅ ＳＥ２１０ Ｃａｒａｖｅｌｌｅのように、高さ方向において中間位置に固定されて十字形尾翼を形成する。

同じく既知のその他の形態においては、垂直尾翼は、たとえばＮｏｒｄ２５００Ｎｏｒａｔｌａｓのように水平尾翼の端部に固定された２つの垂直空力表面を含みＨ字形尾翼を形成する。

別の既知の尾翼形状は、垂直面と水平面の間において傾斜し、Ｖ字形を形成し、その組み合せにより垂直および水平空力表面双方の機能を果たす２つの表面で構成されるものである。 バタフライとよばれるこの種の尾翼はＣＭ１７０ＦｏｕｇａＭａｇｉｓｔｅｒで特に用いられる。

一般的に、航空機の尾翼の形状の選択は空力的考察および構造的考察によって変わるが、推進エンジンの位置および種類にも影響される、というのはこれらの位置および種類には、同じく空力および構造に関する制約だけなく、タービンの破損などのエンジンの不良によって航空機の制御が不可能になるような結果を尾翼にもたらしてはならないという安全上の制約もあるからである。

現在の航空機では、基本形であって、尾翼の空力表面が胴体部に個別に固定されない種々の尾翼形状は、尾翼を有する航空機の構成に対応するものであるが、そうは言っても、Ｔ字形、十字形、Ｈ字形またはＶ字形など既知の形状は、推進エンジンを有する尾翼のアセンブリの全体的な空力的および構造的最適化が行われていないため、基本的形状の設計においてはきわめて相似している。

本発明は、航空機の後部のターボファン、特に高バイパス比を有する最新世代ターボファンまたはアンダクティドファン方式推進エンジンの取り付けと適合し、シングルまたはダブルアニュラー表面と呼ばれる閉じた表面を形成する前記尾翼の空力表面を組み合わせることにより尾翼を最適化する航空機の尾翼構成を提供するものである。

本発明によるアセンブリは、胴体と 、 尾翼ユニットと、航空機の前後軸Ｘ方向において翼の後方に位置する胴体後部に固定された少なくとも１つの推進エンジンとを有する航空機に適する。

尾翼ユニットは、胴体の後部に固定された空力表面を含み、前記少なくとも１つのエンジンが保持された胴体に固定された少なくとも１つのアニュラー部を含むアニュラー構造を形成するよう構成されたほぼ水平な空力表面およびほぼ垂直な空力表面を主構成部材とする。

好ましい実施形態においては、尾翼ユニットは、
− ほぼ平坦でほぼ水平な２つの下部空力表面であって、前記水平な下部空力表面のそれぞれの翼付け根部の側の胴体に 、航空機の垂直対称面ＸＺを基準としてほぼ対称的に固定された２つの下部空力表面と、
− ほぼ平坦でほぼ垂直な２つの空力表面であって、 前記２つの垂直空力表面の下方の端部が、前記水平な下部空力表面の翼付け根部とは反対側の端部とそれぞれ固定される２つの垂直空力表面と、
− 前記垂直空力表面の上端に、両端部で固定されたほぼ平坦でほぼ水平な上部空力表面と、
を含む。

前記下部、垂直、および上部空力表面は、胴体により閉鎖され且つ内部に少なくとも１つのエンジンを備える少なくとも１つのアニュラー部を含むアニュラー構造を形成する。

有利には、下部空力表面、上部空力表面および垂直空力表面は、それらのうちの少なくともいくつかについては、飛行機の制御を行うことができる空力操縦翼面を形成する可動部材を具備する。

尾翼ゾーンにおける空力流を制御するために、尾翼ユニットの空力表面は彎曲した接続組付部材により相互に固定される。

一実施形態においては、強度および剛性が向上された２つのアニュラー部を有するアニュラー構造を尾翼ユニットが画定するよう、中央垂直安定板はその下部においては胴体に固定され、その上部においては上部空力表面に固定される。

エンジンのメンテナンス上の配慮を満たす目的から、アニュラー部の各構造は、
− 胴体のレベルまたは胴体の近傍に位置する下部空力表面の開口ゾーンであって、前記開口ゾーンの両側に位置する前記下部空力表面の部分のロック−アンロック手段を含む開口ゾーンと、
− 当該アニュラー部の一部分を形成する上部空力表面の部分のレベルの連接ゾーンであって、ロック−アンロック手段がアンロック位置にあるとき、前後方向軸Ｘにほぼ平行な軸の回転により上方への運動を可能にする連接ゾーンとを含む。

本発明は、中央垂直安定板のないそのような尾翼ユニットと、支持パイロンにより上部空力表面に、かつ前記上部空力表面の下に固定された推進エンジンとを含むアセンブリにも関する。

この場合、ほぼ垂直な保守用ピットであって、上部空力表面に固定された位置からまたはその位置まで前記ピットを通してエンジンをほぼ垂直に上下動できるような寸法であってそのような場所を有する保守用ピットが胴体を有効に貫通する。

胴体の空力的形状の連続性を確保するために、航空機の通常運行時、トラップによりピットの下部および上部開口部の閉動作が行われる。

本発明は、そのような尾翼ユニットと、尾翼ユニットで形成された単数または複数のアニュラー部内に配設された推進エンジンとを含み、前記エンジンが支持パイロンによりそれぞれ胴体に固定されるアセンブリにも関する。

本発明は、中央垂直安定板を有するそのような尾翼ユニットと、尾翼ユニットで形成されたアニュラー部に配設された推進エンジンとを含み、前記エンジンが支持パイロンにより中央垂直安定板に固定されるアセンブリにも関する。

以下、本発明による航空機についての種々のアニュラー型尾翼の構成の略図を示す図面を参照して、本発明の種々の実施形態の説明を行う。

一実施形態による尾翼を含む後部に固定された双発エンジン航空機を示す図である。

作動位置にある尾翼を示す、図１の航空機の後部ゾーンの詳細図である。

一側面におけるエンジンメンテナンス位置を示す、図１の航空機の後部ゾーンの詳細図である。

一実施形態による尾翼を含むリア双発ジェットエンジン航空機を示す図である。

リアジェットエンジンを有し別の実施形態による尾翼を含むリア３発ジェットエンジン航空機を示す図である。

図１は本発明による尾翼ユニットの構成例を含む航空機を示す図である。

尾翼ユニットという語は、尾翼を形成し、航空機の前後軸Ｘにおいて翼２の後方に位置し、飛行中の航空機の移動方向にほぼ対応する前方が正方向である空力表面の集合であると理解されたい。

ここでは「空力表面」という表現は、航空機の翼、水平尾翼または垂直安定板など、その形状が空力揚力の発生に適している構造という意味に理解するものとする。

従来、翼２および尾翼ユニット １は、長形の航空機胴体３に固定される。

取り決め上、航空機は、前後方向軸Ｘと、航空機が水平位置にあるとき航空機の下方がプラス方向となる垂直軸Ｚと、軸ＸおよびＺに対し直角であり、飛行方向において飛行機の右側に向かう方向がプラス方向の軸Ｙとにより画定される基準三面体を含む。

軸ＸおよびＺは航空機の垂直対称面を画定し、軸ＸおよびＹは航空機の水平基準面を画定する。

図１にて図示し図２ａに詳細を示す構成においては、尾翼ユニットは、ほぼ水平であって前記下部空力表面の翼付け根部により胴体３に固定された第１下部空力表面４１ａ、４１ｂを含む。

前記下部空力表面は航空機の垂直対称面ＸＺを基準としてほぼ対称的に配置され、下部水平尾翼を形成する。

図１および図２ａのイラストにあるように、下部空力表面４１ａ、４１ｂは必ずしも厳密に水平基準面ＸＹに平行であるわけではなく、全体的な空力挙動の理由から作製されることが多い二面体を形成することもある。

垂直空力表面とよばれるほぼ垂直な２つの第２空力表面４２ａ、４２ｂは、前記２つの垂直表面が下部空力表面の上方、すなわち負のＺの方向に延伸するよう、下部空力表面４１ａ、４１ｂの翼付け根部とは反対側の端部に配置される。

ほぼ水平な第３の上部空力表面４３も下部空力表面の上方に配置され、垂直表面４２ａ、４２ｂの上端に固定された前記上部空力表面の全幅の端部により保持される。

ここまで記述してきた構成において、下部空力表面４１ａ、４１ｂ、垂直空力表面４２ａ、４２ｂおよび上部空力表面４３はアニュラー構造を形成し、空力管路を画定し、下部空力表面の翼付け根部のレベルにおける胴体３に固定され、胴体はアニュラー構造を閉鎖する。

好ましくは、空力表面４１ａ、４１ｂ、４２ａ、４２ｂ、４３は、ほぼ平坦なエアフォイルプロファイルタイプの翼面であり、空力的かつ段階構造的接続を行う彎曲した空力形状４１２ａ、４１２ｂ、４２３ａ、４２３ｂにより相互に結合される。

好ましい実施形態においては、尾翼ユニット （１）の空力表面の全てまたは一部は、前記空力表面の後縁ゾーン内に、空力操縦翼面、すなわち航空機を制御するのに使用される可動部材を具備する。

より詳細には、垂直空力表面４２ａ、４２ｂは、垂直軸Ｚを中心とする飛行機の制御のための、ほぼ垂直なヨーイング(yawing)制御翼面と呼ばれる制御翼面４２１ａ、４２１ｂを具備し、下部空力表面４１ａ、４１ｂおよび／または上部空力表面４３は、軸Ｙを中心とする飛行機の制御のための、ほぼ水平なピッチング制御翼面と呼ばれる制御翼面４３１ａ、４３１ｂを具備する。

一実施例では、昇降舵は下部空力表面上にのみ存在するか、図示するように、上部空力表面上にのみ存在する。

図１、図２ａ、図２ｂに示すように２つのリアエンジンを有する航空機の作製に特に適する実施形態においては、中央垂直安定板と呼ばれる第４の垂直空力表面４４が、航空機のほぼ垂直対称面ＸＺ内に配置され、翼付け根部と呼ばれる飛行機の一端部と、胴体３と、上端と呼ばれるもう一方の端部と、上部空力表面４３とに固定される。

中央垂直安定板４４を含むこの構成においては、アニュラー型尾翼ユニットは、前記中央垂直安定板により分割された２つの空力管路を画定する二重環構造を有する。

中央垂直安定板４４により尾翼ユニット １の構造強度および剛性を向上させることができ、また同安定板は単数または複数の方向舵を含む場合がある。

本発明によれば、図１、図３および図４に示すように、アニュラー型尾翼ユニットの単数または複数の空力管路内に単数または複数のエンジン５、５ａ、５ｂが配設される。

エンジンはたとえば、最新の高バイパス比ターボファン・エンジンなどのターボファン・エンジンであるか、 プロペラが航空機の高速亜音速推進用に設計されたターボプロップ・エンジンなど、アンダクティドファン・エンジンである。

２基のリアエンジン５ａ、５ｂを有する構成の場合、中央垂直安定板４４が使用される時には、同中央垂直安定板は、破裂があった場合、他方のエンジンによって飛散する破片からエンジンを保護するために補強されるのが有利である。

各エンジンは、胴体３ （図１に示すケース）、アニュラー型尾翼の空力表面、特に上部空力表面４３（図４に示すケース）あるいは中央垂直安定板４４（図３に示すケース）に固定された固定パイロンなどの支持構造５１ａ、５１ｂ、５２ａ、５２ｂ、５３により保持される。

航空機のリアエンジンのこれらの構成においては、前記エンジンから放射状に伝播する騒音、すなわち前記推進エンジンのアンダクティドファンまたは空気取入口またはノズルから放射状に伝播する騒音は、尾翼の種々の表面により少なくとも部分的に遮蔽されるよう、エンジン５、５ａ、５ｂは前後軸Ｘの方向に設置されるのが好ましい。

２基のリアエンジンおよび中央垂直安定板４４を有する航空機の場合の本発明の好ましい形態においては、エンジン５ａ、５ｂの固定パイロンは胴体３または中央垂直安定板４４に固定される。

この場合、尾翼ユニット １は、２つのアニュラー部、すなわち、下部空力表面４１ａ、垂直空力表面４２ａ、航空機の垂直対称面ＸＺを基準として想定される下部空力表面側に位置する上部空力表面４３の一部分４３ａおよび中央垂直安定板４４で形成される第１アニュラー部と、もう一方の下部空力表面４１ｂ、もう一方の垂直空力表面４２ａ、航空機の垂直対称面ＸＺを基準として想定される下部空力表面側に位置する上部空力表面の一部分４３ｂおよび中央垂直安定板４４で形成される第２アニュラー部を画定する。

保守上の必要性、特にエンジンの保守作業、取り付け作業、取り外し作業の理由から、各アニュラー部は開くことができ、そのために、図２ｂに示すように、２つのアニュラー部のうちの一方について、
− 胴体３の近傍に位置する下部空力表面４１ａの開口ゾーン４１１と、
− 中央垂直安定板４４の上端と、当該アニュラー部側に位置する上部空力表面の一端部との間に位置する部分４３ａの連接ゾーン４３２とを含む。

連接ゾーン４３２は、航空機の前後方向軸Ｘにほぼ平行な軸を中心として尾翼ユニット １の連接サブユニットが上方に回転することができるよう構成される。

航空機の通常の運転条件下ではアニュラー部は閉じており、図示しないロック−アンロック手段により、「ロック」状態において、開口ゾーン４１１内への下部空力表面４１ａの構造的連続性が確保される。

開口ゾーン４１１は、胴体３の近傍か、極端な例では、胴体３と下部空力表面４１ａの間に位置する。

航空機の保守作業時間に相当する「アンロック」状態においては、開口ゾーン４１１によりアニュラー部の連接サブユニットが開放されるので、連接ゾーン４３２を中心として、航空機の上方にこのサブユニットを移動することができる。

このようにアニュラー部の連接サブユニットを上方に移動することにより、エンジンのブレードの点検、保守、場合によっては交換を行うために、当該アニュラー部に連結されたエンジン５ａに接近することが可能になり、エンジンを取り外すことなく保守作業を行う目的で内部の装置に接近するために前記エンジンのカバーを開くことができるほか、エンジン５ａの下に位置する空間からは一切の障害物が排除され、前記エンジンは、取り付けまたは交換を行うために従来の起重手段により取り外しまたは再取り付けをすることができる。

好ましい一実施形態においては、連接ゾーン４３２が中央垂直安定板４４の上端の近くに配設されるので、高い剛性を発揮することができる単一構造体ユニットによりアニュラー部の連接部分を作製することが可能になる。

対称的に同一または同等の構成により、他方のエンジン５ｂ上で保守作業を実施することができる。

たとえば翼下エンジンも有する航空機の場合のように、図４に示すようなリアエンジン５が１基のみの構成においては、エンジン５は上部空力表面の下の軸方向位置に固定されるのが有利である。 この場合、中央垂直安定板は使用されない。

図示しない保守用ピットは、胴体にエンジンに対し垂直に配設されるのが有利である。 航空機の通常使用条件下において、保守用ピットはトラップにより塞がれ、ピットの寸法は、ピットのトラップが開けられた時、胴体を通してエンジンをほぼ垂直に上下動できるような寸法である。

このように、提案した本発明により、航空機の後部内に位置する単数または複数のエンジンを有する航空機に対し、空力および構造面上において連続形状を有し、エンジン上で必要な保守作業を犠牲することなく空力および音響面において有利なエンジンの組み付けが可能な尾翼ユニットを作製することができる。

１ 尾翼ユニット
２ 翼 ３ 胴体
５ エンジン ５ａ、５ｂ リアエンジン ４１ａ、４１ｂ 下部空力表面 ４２ａ、４２ｂ 垂直空力表面 ４３ 上部空力表面 ４４ 中央垂直安定板 ５１ａ、５１ｂ 支持パイロン ５２ａ、５２ｂ 支持パイロン ５３ 支持パイロン ４１１ 開口ゾーン ４１２ａ、４１２ｂ、４２３ａ、４２３ｂ 彎曲した空力形状 ４３２ 連接ゾーン