JP2013144545A

JP2013144545A - 航空エンジン

Info

Publication number: JP2013144545A
Application number: JP2013056075A
Authority: JP
Inventors: Anthony Brian Parry; パリー，アンソニー・ブライアン; Nicholas Howarth; ハワース，ニコラス; Mark David Taylor; テイラー，マーク・デイヴィッド
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 2007-02-10
Filing date: 2013-03-19
Publication date: 2013-07-25
Also published as: US8382430B2; CN101657607A; EP2118444B1; CN102390523A; RU2009133692A; RU2472942C2; CN101657607B; JP5489727B2; BRPI0807050A2; WO2008096124A3; CA2676850A1; GB0702608D0; JP2010517859A; WO2008096124A2; EP2118444A2; US20100047068A1

Abstract

【課題】前後のプロペラを持つ二重反転プロペラエンジンについて、プロペラが発生する騒音全体を減少するような作動方法を提供する。
【解決手段】エンジン１０は、少なくとも離陸段階、上昇段階、巡行段階、及び着陸進入段階に作動し、巡行段階において、エンジンは、ほぼ一定のプロペラ先端速度で作動する。プロペラ２３、２４の少なくとも一方の先端速度を、少なくとも離陸段階、上昇段階、又は着陸進入段階のうちのひとつの段階に、巡行段階の先端速度よりも大きくし、プロペラが発生する騒音全体を減少するようにエンジンを作動する工程を含む。
【選択図】図１

Description

本発明は、特に二重反転プロペラアレイを持つガスタービンエンジンであって、騒音を低減するため、これらのプロペラアレイのブレード数が異なり、プロペラアレイの間が特定の間隔のガスタービンエンジンに関する。本発明は、更に、二重反転プロペラエンジンを騒音を低減するように作動する方法に関する。

航空機を推進するためのオープンロータ型タービンエンジンの一つの欠点は、ダクト内で音響的処理が行われるダクテッド（ダクト付きの）ファン型ガスタービンエンジンと比較して騒音がひどいということである。

米国特許第４，８８３，２４０号には、周波数変調搬送波の形態の騒音を発生する航空機用二重反転プロペラ対が開示されている。周波数変調により、設計者は、例えば、音響エネルギの大部分を非可聴周波数範囲に入れるため、騒音のエネルギスペクトルを操作できる。これは、（ａ）Ｎ１枚のブレードを持つ第１プロペラ、及び（ｂ）Ｎ２枚のブレードを持つ第２プロペラを含む二重反転プロペラによって達成される。ここで、Ｎ１及びＮ２は、連続したブレードの交差部分が互いに隣接しないように選択される。Ｎ１及びＮ２は、ブレード数が異なることを示し、２だけ異なり、共通の分母を持たない。更に、第１プロペラは、後側の第２プロペラよりもブレード数が多い。一般的には第１プロペラのブレード数が多ければ多い程、数が多いけれども小さい後流渦を切る第２プロペラが発生する騒音が少なくなる。しかしながら重量と空力学的性能必要条件との間で妥協が考えられる。

この二重反転ブレードアレイのこの構成が発生する騒音は、他の構成よりも小さいが、今日の航空機の騒音制限は益々厳しく、及び従って、騒音を更に低減することが必要とされている。

米国特許第４，８８３，２４０号

従って、本発明の目的は、所与の出力定格に対して発生する騒音が小さい、航空機用二重反転プロペラ対を持つガスタービンエンジンを提供することである。

本発明によれば、前後のプロペラを持つ二重反転プロペラエンジンの作動方法であって、エンジンは、少なくとも離陸段階、上昇段階、巡行段階、及び着陸進入段階に作動し、巡行中、エンジンは、ほぼ一定のプロペラ先端速度で作動する、エンジン作動方法において、
プロペラのうちの少なくとも一方のプロペラの先端速度を、離陸段階、上昇段階、又は着陸進入段階のうちの少なくともひとつの段階おいて、巡行中の先端速度よりも大きくする工程を含む、ことを特徴とする方法が提供される。

好ましくは、両プロペラの先端速度は、巡行段階の先端速度よりも高い。
有利には、離陸段階、上昇段階、又は着陸進入段階の少なくとも一つの段階でのプロペラの先端速度は、巡行段階の先端速度よりも少なくとも１０％高い。

好ましくは、離陸段階又は着陸進入段階のうちの少なくとも一方の段階でのプロペラの先端速度は、巡行段階の先端速度よりも２０％±５％高い。
好ましくは、プロペラは可変ピッチブレードを含み、前記方法は、ブレードを、巡行時のピッチから着陸進入時のピッチまで閉鎖方向に移動する工程を含む。

好ましくは、プロペラは可変ピッチブレードを含み、前記方法は、ブレードを、離陸時のピッチから巡行時のピッチまで、開放方向に移動する工程を含む。
本発明の別の特徴では、前後のプロペラを持つ二重反転プロペラエンジンであって、前プロペラは少なくとも９枚のブレードを有し（Ｎｆ＝９）、直径がＤｆであり、後プロペラの最大ブレード数Ｎｒは、Ｎｆから少なくとも３を減じた数であり、前後のプロペラは軸線方向隙間ｘによって離間されている、二重反転プロペラエンジンにおいて、
比ｘ／Ｄｆは０．１５乃至０．４である、二重反転プロペラエンジンが提供される。

好ましくは、前プロペラは１２枚のブレードを有し、後プロペラは９枚のブレードを有する。
別の態様では、前プロペラは１２枚のブレードを有し、後プロペラは７枚のブレードを有する。

別の態様では、前プロペラは１２枚のブレードを有し、後プロペラは５枚のブレードを有する。
有利には、前プロペラの直径は後プロペラよりも大きい。好ましくは、後プロペラの直径は、前プロペラよりも０．０５Ｄｆ乃至０．２Ｄｆ小さい。

本発明を添付図面を参照して例として更に詳細に説明する。

図１は、本発明によるプロペラの二重反転対を持つガスタービンエンジンの概略断面図である。図２は、ロータ単独騒音を示すプロペラのブレードのアレイの概略図である。図３は、迅速的に減衰する空力学的ポテンシャル流れ場を示すプロペラのブレードのアレイの概略図である。図４は、代表的なプロペラブレードの揚力−抗力曲線を示すグラフである。図５は、可変ピッチブレードの概略端面図である。

図１を参照すると、ツインスプール付き二重反転プロペラガスタービンエンジンの全体に参照番号１０が付してある。このエンジン１０は、主回転軸線９を有する。エンジン１０は、コアエンジン１１を備えており、このコアエンジン１１は、軸線位置流れ方向で、空気取入口１２、中圧コンプレッサ１４（ＩＰＣ）、高圧コンプレッサ１５（ＨＰＣ）、燃焼器１６、高圧タービン１７（ＨＰＴ）、低圧タービン１８（ＩＰＴ）、自由出力タービン１９（ＬＰＴ）、及びコア排気ノズル２０を有する。ナセル２１が、コアエンジン１１をほぼ取り囲んでおり、空気取入口１２及びノズル２０と、びコア排気ダクト２２を形成している。エンジン１０は、更に、自由出力タービン１９に取り付けられており且つ自由出力タービン１９によって駆動される二つの二重反転プロペラ２３、２４を備えている。自由出力タービン１９は、二重反転ブレードアレイ（所定間隔で整列された一群のブレード）２５と、二重反転ブレードアレイ（所定間隔で整列された一群のブレード）２６を備えている。

ガスタービンエンジン１０は従来の方法で作動し、空気取入口１２に進入した空気が、中圧コンプレッサ１４（ＩＰＣ）によって圧縮され、高圧コンプレッサ１５（ＨＰＣ）に差し向けられ、ここで更に圧縮される。高圧コンプレッサ１５を出る圧縮された空気は、燃焼器１６に差し向けられ、ここで燃料と混合され、混合気の燃焼が行われる。結果的に発生した高温の燃焼生成物は、膨張し、これによって、ノズル２０を通して排出される前に、高圧タービン１７、低圧タービン１８、自由出力タービン１９を駆動し、推力を提供する。高圧タービン１７、低圧タービン１８、自由出力タービン１９は、夫々、高圧コンプレッサ１５及び中圧コンプレッサ１４と、プロペラ２３、２４を、適当な相互連結シャフトによって駆動する。プロペラ２３、２４は、通常は、推力の大部分を提供する。

プロペラアレイ２３、２４は、夫々の前ピッチ変化軸線２３ｐと後ピッチ変化軸線２４ｐとの間の軸線方向間隔ｘだけ離間されている。通常は、プロペラアレイ２３、２４の直径はほぼ同じであるが、本発明の範囲内にある限り、直径が異なっていてもよい。

好ましい実施例では、前プロペラ２３は１２枚のブレードを持つように設計されており、後プロペラ２４は９枚のブレードを持つように設計されている。前後のピッチ変化軸線２３ｐと２４ｐとの間の軸線方向間隔ｘは、前プロペラの直径Ｄｆの１／４である（即ち、ｘ＝Ｄｆ／４）。

主騒音源は、各ブレードアレイ２３、２４が発生するロータ単独音３０（図２参照）であり、追加の騒音源は、各プロペラアレイ２３、２４の周囲の空力学的流れ場間の相互作用によって発生する音３２である。流れ場３２は、「ポテンシャル」成分及び粘性成分の両方を含む。本発明は、離陸時、上昇時、及び／又は着陸進入時にブレードの先端２３Ｔ、２４Ｔの速度を変化させ、ブレードアレイ２３、２４の抗力を最適（最小）にし、かくして各ブレードからの後流３４の強さを減少し、これによって、後流３４が下流側ブレード２４及び周囲との相互作用によって発生する騒音を、減少させる。

追加の騒音源（音３２）は、前後のプロペラアレイ２３、２４の両方のブレードの数を適当に選択することによって、軸線方向隙間ｘ（図１参照）を適当に選択することによって、及びブレード先端速度を適当に選択することによって、制御される。ポテンシャル場３２（プロペラアレイ２３、２４のいずれかからの）の強さは、数１に示すように変化する。

ここで、Ｂはブレード数であり、Δｘは、好ましい実施例における二つの列間の軸線方向距離の変化であり、Ｄｆは前プロペラ２３の直径である。この関係は、ブレード数及び間隔の変化による好ましい実施例からの適当な変化を決定するのに使用できる。更に、ロータ単独騒音の（最も）重要な基本振動は、ブレード数及び先端に関して数２に示すように変化する。

ここで、Ｍ_ｔは、ブレード先端の回転マッハ数である。上掲の数１及び数２における表現を使用することによって、ブレード数、ブレード先端速度、及びブレード間軸線方向隙間ｘを変化させて、ポテンシャル場相互作用及び個々のロータブレードの両方からの騒音を、前後のブレードアレイ２３、２４間の後流相互作用によって発生する騒音のレベルよりも遥かに低いレベルまで減少できる。

ブレード数が増大すると、各プロペラ（前プロペラ及び後プロペラの両方）からの「ロータ単独」騒音（即ち、各列が、他方の列から離して作動させた場合でも発生する騒音）が大幅に減少する。ブレード数が適当である（比較的多い）と、各プロペラの周囲の空力学的ポテンシャル流れ場の強さが減少し、このことが、前後のアレイ２３、２４間の本発明による適当な（増大した）軸線方向隙間ｘとあいまって、いずれかのブレードアレイと他方のブレードアレイの「ポテンシャル場」との間の空力学的相互作用によって発生する騒音を、残りの（大きな）騒音源に対して大幅に減少する。これは、後アレイ２４と、前アレイ２３から発生した粘性／渦様後流３４との間の相互作用によって発生する。

通常の設計実務では、プロペラは、特定の先端速度について設計されており、飛行エンベロープに亘って実質的に同じ先端速度を維持するということは理解されるべきである。ブレードのピッチを変更することによって、航空機の飛行速度が変化する飛行サイクル（flight cycle）の異なる区分に亘り、荷重（推力）を、必要とされるように変化する。

本出願人は、各アレイ２３、２４のブレード数を選択することによって、後流／後アレイ２４相互作用の騒音レベル及び遠位場騒音指向性（far-field noise directivity）を
或る程度制御できるということを発見した。前後のアレイ２３、２４のブレード数が等しい又はほぼ等しい二重反転プロペラは、強い指向性を発生し、大きな騒音を前方及び後方の両方に直接発生する。各アレイのブレード数が２枚又はそれ以上異なるプロペラは、ピーク騒音レベルが低下し、前方から後方への指向性パターンが滑らかになる。前プロペラ２３の１２枚のブレード及び後プロペラ２４の９枚のブレードの組み合わせは、高い前後のブレード数を維持し、３枚のブレード数の差により所要の滑らかな指向性を発生できる。前アレイ２３のブレード数が多ければ多い程、粘性後流３４が比較的小さくなり、下流方向で比較的迅速に減衰する。

所要のブレード数及び軸線方向隙間ｘを選択した後に唯一残る大きな騒音源は、後流３４が下流アレイ２４と相互作用することによる。この騒音源は、離陸時、上昇段階、及び着陸進入状態時のブレード先端速度が（空力学的に）最適である場合に、大幅に減少できる。通常の実務では、各プロペラは、巡行状態（高空を高速で前進する）での先端速度が適当であるように設計されており、この場合、揚抗比（lift-drag ratio）Ｃ_Ｌ／Ｃ_Ｄが
最大になるようにブレード断面を設計する。ここで、Ｃ_Ｌは断面揚力係数であり、Ｃ_Ｄは断面抗力係数である（図４参照）。通常の設計実務におけるようにブレード先端速度を離陸時（又は着陸進入時）に維持した場合、プロペラブレード断面揚力係数が（巡行状態での係数に対して）増大し、その結果、プロペラブレード断面抗力係数が大幅（比例以上）に増大する。抗力の増大は性能に対してそれ程大きい作用を及ぼさない（全飛行サイクルの小さな部分に亘ってしか発生しないため）けれども、この増大は騒音については大きい作用を及ぼす。これは、プロペラブレード列と任意の下流ブレード列又は静的構造との間の空力学的相互作用の「後流」部分の強さに影響を及ぼすためである。静的構造は、例えばエンジンの任意の静的部分、又は後部ブレード列の下流のエアフレーム(airframe)である。これには、パイロンや翼等のエーロホイル区分が含まれるが、これらに限定されない。

かくして、離陸時、上昇時、及び／又は着陸進入時の、前プロペラ２３及び／又は後プロペラ２４のプロペラ先端速度を、巡行時の先端速度に対して増大することによって、直感に反するけれども、騒音（又は、少なくとも全騒音の後流相互作用成分）が減少することになる。これは、後流強度が減少するためであり、また、後流３４と下流ブレードアレイ２４又は下流の静的構造との間の相互作用によって結果的に発生する騒音に及ぼされる後流強度の減少の影響が、比較的高い先端速度が騒音に及ぼす効果を相殺する以上であるためである。

上文中に説明した理論的根拠は、特に、前アレイ２３のブレード数が１１枚乃至１５枚であり且つ後アレイ２４のブレード数が５枚乃至１０枚のプロペラに適用されるが、これに限定されない。好ましくは、ブレード数の差は、少なくとも３枚であるが、差がこれよりも大きくても利点が提供される。軸線方向隙間ｘ／Ｄ＝０．１５乃至ｘ／Ｄ＝０．４の範囲の二重反転プロペラにも適用される。前アレイのブレード数及び後アレイのブレード数と、軸線方向隙間の適切な選択を、上掲の数１及び数２から、データに対して決定できる。

前プロペラアレイ２３及び後プロペラアレイ２４についての二つの他の特定のブレード数は、第１に１２枚及び５枚であり、第２に１２枚及び７枚の夫々である。これらの二つのブレード数組み合わせは、前記１２枚及び９枚形体の利点の多くを提供し（ロータ単独騒音成分、ポテンシャル場相互作用によって発生した騒音、及び先端速度の上昇による後流相互作用騒音を減少するのに十分に大きいブレード数）、前プロペラブレードアレイ２３と後プロペラブレードアレイ２４との間の同時の及び／又は隣接した相互作用がないようにする。

かくして、本発明は、二重反転プロペラエンジンの作動方法に関するものであって、巡行段階にエンジンがほぼ一定のプロペラ先端速度で作動し、離陸段階、上昇段階、又は着陸進入段階に、プロペラアレイ２３、２４の一方又は両方の先端速度を、巡行段階の速度よりも高い所定の速度まで上昇する、二重反転プロペラエンジンの作動方法に関する。本出願人は、離陸時、上昇時、又は着陸進入時の先端速度が、巡行時の先端速度よりも大きい場合に、騒音減少の利点が明らかであり、離陸時、上昇時、又は着陸進入時の先端速度が、巡行時の先端速度よりも少なくとも１０％大きい場合に、騒音減少の利点が特に顕著になり、先端速度が巡行時よりも２０％±５％であるときに最適の騒音減少が得られるものと考える。

プロペラアレイ２３、２４のいずれか又は両方のブレードの先端速度を上昇する際、発生する推力の量を調節するのが望ましく、エンジン及びその作動に可変ピッチブレードが含まれるということは当業者には明らかであるべきである。図５を参照すると、ブレード２３、２４はベアリングハブ３６に取り付けられている。このベアリングハブが回転することによりピッチ角θを変えることができる。これらのブレードは、推力Ｔ及び揚力Ｌを発生する。離陸時、上昇時、又は着陸進入時の先端速度を、巡行時の設計先端速度よりも大きくする場合には、ブレードを閉鎖方向に回転し、先端速度の増大を行わない設計で必要とされるよりも「ピッチを小さくする」。ブレードの揚力係数が或る程度減少すること（揚力自体を変化させる必要はない）に伴ったブレード速度の上昇によってブレードの抗力が大幅に減少する。
しかしながら、先端速度の上昇及びブレードピッチの適当な変化の組み合わせを使用し、プロペラがその揚力及び推力の要件を確実に満たすようにする。

コミュニティ騒音（community noise）の減少に対する変形例として、本発明によるエ
ンジンを、所与の受容可能な騒音レベルでの作動よりも高い性能レベルで作動させてもよい。追加の利点は、関連した航空機が更に高い高度に更に迅速に達することができ、従って、地上で知覚される騒音レベルを減少するということである。

本発明を、ほぼ同じ直径を持つ前プロペラアレイ２３及び後プロペラアレイ２４に関して説明し且つ図示したが、これらのプロペラアレイ２３、２４のいずれかの直径が他方のプロペラアレイよりも大きくてもよい。詳細には、後プロペラアレイ２４は、前プロペラアレイ２３よりも直径が小さいように設計されている。これは、図１において、破線２４_Ｔ’及びプロペラ直径Ｄ_Ｒ’でわかる。特定の強い渦又は後流が、前プロペラブレードの半径方向外先端２３_Ｔで発生し、ここから離脱するということは理解されよう。先端が発生したこの渦を下流にある後プロペラアレイ２４が切り裂くことによって、強い騒音源が発生する。かくして、後プロペラアレイ２４を、先端が発生した渦又は後流を部分的に又は完全に切らないように設計することにより、騒音を大幅に減少する。

後方プロペラアレイ２４の直径の減少量は、渦又は後流の強さ及び大きさと、プロペラアレイ２３、２４間の距離とで決まるということは理解されるべきである。更に、上流側のプロペラアレイ２３のブレードの特にその先端の形体と、各ブレードのピッチとにより、渦又は後流の強さ及び大きさが決まる。更に、エンジンの作動条件及び航空機の飛行モードは、全て、先端での渦又は後流の発生の要因である。一つの例示の実施例として、前後のプロペラアレイ２３、２４は、０．１５Ｄｆ乃至０．４Ｄｆの軸線方向隙間ｘによって離間されており、後プロペラアレイ２４の直径は、０．５Ｄｆ乃至０．２Ｄｆの範囲で減少してあってもよい。

本発明をガスタービンエンジンを参照して説明したが、本発明は、二重反転プロペラアレイを駆動できるディーゼルエンジン、ガソリンエンジン、燃料電池、又は他のエンジンで実施してもよい。

９主回転軸線
１０ツインスプールド二重反転プロペラガスタービンエンジン
１１コアエンジン
１２空気取入口
１４中圧コンプレッサ（ＩＰＣ）
１５高圧コンプレッサ（ＨＰＣ）
１６燃焼器
１７高圧タービン（ＨＰＴ）
１８低圧タービン（ＩＰＴ）
１９自由出力タービン（ＬＰＴ）
２０コア排気ノズル
２１ナセル
２２コア排気ダクト
２３、２４二重反転プロペラアレイ
２５、２６二重反転ブレードアレイ

本発明をガスタービンエンジンを参照して説明したが、本発明は、二重反転プロペラアレイを駆動できるディーゼルエンジン、ガソリンエンジン、燃料電池、又は他のエンジンで実施してもよい。
本願発明は、次のように構成しても良い。
［形態１］
前後のプロペラ（２３、２４）を持つ二重反転プロペラエンジンの作動方法であって、
前記エンジンは、少なくとも離陸段階、上昇段階、巡行段階、及び着陸進入段階に作動し、巡行段階、エンジンはほぼ一定のプロペラ先端速度で作動する、エンジン作動方法において、
前記プロペラのうちの少なくとも一方のプロペラの先端速度を、離陸段階、上昇段階、又は着陸進入段階のうちの少なくとも一つの段階の間、巡行段階の先端速度よりも大きくする工程を含む、ことを特徴とする方法。
［形態２］
形態１に記載の方法において、
両プロペラの前記先端速度は、巡行段階の先端速度よりも大きい、方法。
［形態３］
形態１又は２に記載の方法において、
離陸段階、上昇段階、又は着陸進入段階のうちの少なくとも一つの段階での前記プロペラの先端速度が、巡行段階の先端速度よりも少なくとも１０％大きい、方法。
［形態４］
形態１又は２に記載の方法において、
離陸段階又は着陸進入段階のうちの少なくとも一方の段階での前記プロペラの先端速度が、巡行段階の先端速度よりも２０％±５％大きい、方法。
［形態５］
形態１乃至４のうちのいずれか一項に記載の方法において、
前記プロペラは、可変ピッチブレードを含み、
前記方法は、前記ブレードを、巡行時のピッチから着陸進入時のピッチまで閉鎖方向に移動する工程を含む、方法。
［形態６］
形態１乃至５のうちのいずれか一項に記載の方法において、
前記プロペラは可変ピッチブレードを含み、
前記方法は、前記ブレードを、離陸時のピッチから巡行時のピッチまで開放方向に移動する工程を含む、方法。
［形態７］
前後のプロペラ（２３、２４）を持つ二重反転プロペラエンジンであって、
前プロペラ（２３）は少なくとも９枚のブレードを有し（Ｎｆ＝９）、直径がＤｆであり、
後プロペラ（２４）の最大ブレード数Ｎｒは、Ｎｆから少なくとも３を減じた数であり、
前記前後のプロペラ（２３、２４）は軸線方向隙間ｘによって離間されている、二重反転プロペラエンジンにおいて、
比ｘ／Ｄｆは０．１５乃至０．４である、二重反転プロペラエンジン。
［形態８］
形態７に記載の二重反転プロペラエンジンにおいて、
前記前プロペラ（２３）は１２枚のブレードを有し、前記後プロペラ（２４）は９枚のブレードを有する、二重反転プロペラエンジン。
［形態９］
形態８に記載の二重反転プロペラエンジンにおいて、
前記前プロペラ（２３）は１２枚のブレードを有し、前記後プロペラ（２４）は７枚のブレードを有する、二重反転プロペラエンジン。
［形態１０］
形態８に記載の二重反転プロペラエンジンにおいて、
前記前プロペラ（２３）は１２枚のブレードを有し、前記後プロペラ（２４）は５枚の
ブレードを有する、二重反転プロペラエンジン。
［形態１１］
形態７乃至１０のうちのいずれか一項に記載の二重反転プロペラエンジンにおいて、
前記前プロペラ（２３）の直径は、前記後プロペラ（２４）の直径よりも大きい、二重反転プロペラエンジン。
［形態１２］
形態１１に記載の二重反転プロペラエンジンにおいて、
前記後プロペラ（２４）の直径は、前記前プロペラ（２３）よりも、０．０５Ｄｆ乃至０．２Ｄｆ小さい、二重反転プロペラエンジン。

Claims

前後のプロペラ（２３、２４）を持つ二重反転プロペラエンジンの作動方法であって、
前記エンジンは、少なくとも離陸段階、上昇段階、巡行段階、及び着陸進入段階に作動し、巡行段階、エンジンはほぼ一定のプロペラ先端速度で作動する、エンジン作動方法において、
前記プロペラのうちの少なくとも一方のプロペラの先端速度を、離陸段階、上昇段階、又は着陸進入段階のうちの少なくとも一つの段階の間、巡行段階の先端速度よりも大きくする工程を含む、ことを特徴とする方法。
請求項１に記載の方法において、
両プロペラの前記先端速度は、巡行段階の先端速度よりも大きい、方法。
請求項１又は２に記載の方法において、
離陸段階、上昇段階、又は着陸進入段階のうちの少なくとも一つの段階での前記プロペラの先端速度が、巡行段階の先端速度よりも少なくとも１０％大きい、方法。
請求項１又は２に記載の方法において、
離陸段階又は着陸進入段階のうちの少なくとも一方の段階での前記プロペラの先端速度が、巡行段階の先端速度よりも２０％±５％大きい、方法。
請求項１乃至４のうちのいずれか一項に記載の方法において、
前記プロペラは、可変ピッチブレードを含み、
前記方法は、前記ブレードを、巡行時のピッチから着陸進入時のピッチまで閉鎖方向に移動する工程を含む、方法。
請求項１乃至５のうちのいずれか一項に記載の方法において、
前記プロペラは可変ピッチブレードを含み、
前記方法は、前記ブレードを、離陸時のピッチから巡行時のピッチまで開放方向に移動する工程を含む、方法。
前後のプロペラ（２３、２４）を持つ二重反転プロペラエンジンであって、
前プロペラ（２３）は少なくとも９枚のブレードを有し（Ｎｆ＝９）、直径がＤｆであり、
後プロペラ（２４）の最大ブレード数Ｎｒは、Ｎｆから少なくとも３を減じた数であり、
前記前後のプロペラ（２３、２４）は軸線方向隙間ｘによって離間されている、二重反転プロペラエンジンにおいて、
比ｘ／Ｄｆは０．１５乃至０．４である、二重反転プロペラエンジン。
請求項７に記載の二重反転プロペラエンジンにおいて、
前記前プロペラ（２３）は１２枚のブレードを有し、前記後プロペラ（２４）は９枚のブレードを有する、二重反転プロペラエンジン。
請求項８に記載の二重反転プロペラエンジンにおいて、
前記前プロペラ（２３）は１２枚のブレードを有し、前記後プロペラ（２４）は７枚のブレードを有する、二重反転プロペラエンジン。
請求項８に記載の二重反転プロペラエンジンにおいて、
前記前プロペラ（２３）は１２枚のブレードを有し、前記後プロペラ（２４）は５枚の
ブレードを有する、二重反転プロペラエンジン。
請求項７乃至１０のうちのいずれか一項に記載の二重反転プロペラエンジンにおいて、
前記前プロペラ（２３）の直径は、前記後プロペラ（２４）の直径よりも大きい、二重反転プロペラエンジン。
請求項１１に記載の二重反転プロペラエンジンにおいて、
前記後プロペラ（２４）の直径は、前記前プロペラ（２３）よりも、０．０５Ｄｆ乃至０．２Ｄｆ小さい、二重反転プロペラエンジン。