JP7497264B2

JP7497264B2 - Aircraft thrust generating device

Info

Publication number: JP7497264B2
Application number: JP2020163502A
Authority: JP
Inventors: 公博貴志; 孝治水谷; 治木村; 充康前田
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Aero Engines Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Aero Engines Ltd
Filing date: 2020-09-29
Publication date: 2024-06-10
Anticipated expiration: 2040-09-29

Description

本開示は、航空機用推力発生装置に関するものである。 This disclosure relates to a thrust generating device for an aircraft.

従来、航空機用ガスタービンエンジンにおいて、外気を取り込むファンを２段設け、１段目のファンと２段目のファンを逆方向に回転させる技術が知られている（例えば、特許文献１参照）。特許文献１によれば、１段目のファンと２段目のファンを逆方向に回転させることにより、ファンを１段のみ設けた航空機用ガスタービンエンジンや、１段目のファンと２段目のファンを同方向に回転させる場合に比べ、低燃費化と低騒音化を実現することができる。 Conventionally, in aircraft gas turbine engines, a technology is known in which a fan that takes in outside air is provided in two stages, and the first stage fan and the second stage fan rotate in opposite directions (see, for example, Patent Document 1). According to Patent Document 1, by rotating the first stage fan and the second stage fan in opposite directions, it is possible to achieve lower fuel consumption and lower noise compared to aircraft gas turbine engines with only one fan stage or when the first stage fan and the second stage fan rotate in the same direction.

米国特許第６７３２５０２号明細書U.S. Pat. No. 6,732,502

しかしながら、特許文献１に記載された航空機用ガスタービンエンジンにおいては、低圧タービンの外側ドラムロータから１段目のファンに駆動力を伝達する機構と、低圧タービンの内側ドラムロータから２段目のファンに駆動力を伝達する機構とを備える。低圧タービンの駆動力をファンに伝達する機構は、支持構造や軸受構造が複雑となり、重量が増加し、メンテナンス性が低下してしまう。 However, the aircraft gas turbine engine described in Patent Document 1 includes a mechanism for transmitting driving force from the outer drum rotor of the low-pressure turbine to the first stage fan, and a mechanism for transmitting driving force from the inner drum rotor of the low-pressure turbine to the second stage fan. The mechanism for transmitting the driving force of the low-pressure turbine to the fan requires a complex support structure and bearing structure, which increases the weight and reduces maintainability.

本開示は、このような事情に鑑みてなされたものであって、重量の増加やメンテナンス性の低下を引き起こすことなく、低燃費化と低騒音化を実現することが可能な航空機用推力発生装置を提供することを目的とする。 This disclosure has been made in consideration of these circumstances, and aims to provide a thrust generating device for aircraft that can achieve low fuel consumption and low noise without increasing weight or reducing maintainability.

本開示の一態様に係る航空機用推力発生装置は、航空機用推力発生装置であって、航空機の進行方向に沿って延びる回転軸回りに回転する第１ファンと、前記第１ファンよりも前記進行方向の上流側に配置されるとともに前記回転軸回りに回転する第２ファンと、前記第１ファンおよび前記第２ファンを収容するファンケースと、前記ファンケースに取り付けられるとともに前記第１ファンを第１方向に回転させる第１駆動力と、前記第２ファンを前記第１方向の反対の第２方向に回転させる第２駆動力を発生するモータと、を備え、前記ファンケースは、前記回転軸に沿って延びる円筒状に形成されるとともに前記第１ファンおよび前記第２ファンを内周側に収容するケース本体と、前記回転軸上に配置されるとともに前記モータを内部に収容するモータ収容部と、前記回転軸回りの周方向の複数箇所に配置されるとともに前記ケース本体の内周面と前記モータ収容部の外周面とを連結して前記モータ収容部を支持する支持部と、を有し、前記モータは、前記モータ収容部の内周面に取り付けられる外側軸受により前記回転軸回りに回転可能な状態で前記モータ収容部に取り付けられるとともに円筒状に形成される外側回転部と、前記回転軸回りに回転可能な状態で前記外側回転部の内周側に取り付けられる内側回転部と、を有し、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか一方にはコイルが巻き付けられており、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか他方には磁石が取り付けられており、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか一方は前記第１ファンに連結されるとともに前記第１駆動力を発生させ、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか他方は前記第２ファンに連結されるとともに前記第２駆動力を発生させる。 An aircraft thrust generating device according to one aspect of the present disclosure is an aircraft thrust generating device including: a first fan that rotates around a rotation axis extending along a traveling direction of an aircraft; a second fan that is arranged upstream of the first fan in the traveling direction and rotates around the rotation axis; a fan case that houses the first fan and the second fan; and a motor that is attached to the fan case and generates a first driving force that rotates the first fan in a first direction and a second driving force that rotates the second fan in a second direction opposite to the first direction, wherein the fan case is formed in a cylindrical shape extending along the rotation axis and includes a case main body that houses the first fan and the second fan on its inner side, a motor housing section that is arranged on the rotation axis and houses the motor therein; and a support portion that connects the inner surface of the case body and the outer surface of the motor accommodating portion to support the motor accommodating portion, and the motor has an outer rotating portion that is cylindrically formed and is attached to the motor accommodating portion in a state where it can rotate around the rotation axis by an outer bearing attached to the inner surface of the motor accommodating portion, and an inner rotating portion that is attached to the inner side of the outer rotating portion in a state where it can rotate around the rotation axis, and a coil is wound around one of the outer rotating portion and the inner rotating portion, and a magnet is attached to the other of the outer rotating portion and the inner rotating portion, and one of the outer rotating portion and the inner rotating portion is connected to the first fan and generates the first driving force, and the other of the outer rotating portion and the inner rotating portion is connected to the second fan and generates the second driving force.

本開示によれば、重量の増加やメンテナンス性の低下を引き起こすことなく、低燃費化と低騒音化を実現することが可能な航空機用推力発生装置を提供することができる。 This disclosure makes it possible to provide an aircraft thrust generating device that can achieve low fuel consumption and low noise without increasing weight or reducing maintainability.

本開示の第１実施形態に係る航空機用推力発生装置を示す縦断面図である。1 is a longitudinal sectional view showing an aircraft thrust generating device according to a first embodiment of the present disclosure. FIG. 図１に示す航空機用推力発生装置を第１ファン側からみた正面図である。FIG. 2 is a front view of the aircraft thrust generating device shown in FIG. 1, as viewed from a first fan side. 図１に示す航空機用推力発生装置のＡ－Ａ矢視断面図である。2 is a cross-sectional view of the aircraft thrust generating device shown in FIG. 1 taken along the line AA. 図１に示す航空機用推力発生装置のＢ－Ｂ矢視断面図である。2 is a cross-sectional view of the aircraft thrust generating device shown in FIG. 1 taken along the line B-B. 本開示の第２実施形態に係る航空機用推力発生装置を示す縦断面図である。FIG. 4 is a longitudinal sectional view showing an aircraft thrust generating device according to a second embodiment of the present disclosure. 本開示の第３実施形態に係る航空機用推力発生装置を示す縦断面図である。FIG. 11 is a longitudinal sectional view showing an aircraft thrust generating device according to a third embodiment of the present disclosure. 本開示の第４実施形態に係る航空機用推力発生装置を示す縦断面図である。FIG. 11 is a longitudinal sectional view showing an aircraft thrust generating device according to a fourth embodiment of the present disclosure.

〔第１実施形態〕
以下、本開示の第１実施形態に係る航空機用推力発生装置１００について、図面を参照して説明する。図１は、本実施形態に係る航空機用推力発生装置１００を示す縦断面図である。図２は、図１に示す航空機用推力発生装置１００を第１ファン１０側からみた正面図である。図３は、図１に示す航空機用推力発生装置１００のＡ－Ａ矢視断面図である。図４は、図１に示す航空機用推力発生装置１００のＢ－Ｂ矢視断面図である。 First Embodiment
Hereinafter, an aircraft thrust generator 100 according to a first embodiment of the present disclosure will be described with reference to the drawings. Fig. 1 is a longitudinal sectional view showing the aircraft thrust generator 100 according to this embodiment. Fig. 2 is a front view of the aircraft thrust generator 100 shown in Fig. 1, viewed from the first fan 10 side. Fig. 3 is a sectional view taken along the line A-A of the aircraft thrust generator 100 shown in Fig. 1. Fig. 4 is a sectional view taken along the line B-B of the aircraft thrust generator 100 shown in Fig. 1.

本実施形態の航空機用推力発生装置１００は、航空機（図示略）に取り付けられるとともに航空機を進行方向ＴＤに向けて移動させる推進力を発生する装置である。図１に示すように、本実施形態の航空機用推力発生装置１００は、第１ファン１０と、第２ファン２０と、ファンケース３０と、モータ４０と、ガスタービン５０と、バッテリー８０と、制御部９０と、を備える。 The aircraft thrust generating device 100 of this embodiment is a device that is attached to an aircraft (not shown) and generates a thrust force that moves the aircraft in the direction of travel TD. As shown in FIG. 1, the aircraft thrust generating device 100 of this embodiment includes a first fan 10, a second fan 20, a fan case 30, a motor 40, a gas turbine 50, a battery 80, and a control unit 90.

第１ファン１０は、航空機の進行方向ＴＤに沿って延びる回転軸Ｘ回りに回転する回転体である。図２に示すように、第１ファン１０は、周方向ＣＤに沿って等間隔で配置される複数のブレード１１と、回転軸Ｘ上に配置されるとともにブレード１１の基端が連結されるディスク１２とを有する。第１ファン１０は、回転軸Ｘ回りに時計回り方向（第１方向）ＣＷに回転する。 The first fan 10 is a rotor that rotates around a rotation axis X that extends along the flight direction TD of the aircraft. As shown in FIG. 2, the first fan 10 has a plurality of blades 11 arranged at equal intervals along the circumferential direction CD, and a disk 12 that is arranged on the rotation axis X and to which the base ends of the blades 11 are connected. The first fan 10 rotates in a clockwise direction (first direction) CW around the rotation axis X.

第２ファン２０は、航空機の進行方向ＴＤに沿って延びる回転軸Ｘ回りに回転する回転体である。図３に示すように、第２ファン２０は、周方向ＣＤに沿って等間隔で配置される複数のブレード２１と、回転軸Ｘ上に配置されるとともにブレード２１の基端が連結されるディスク２２とを有する。第２ファン２０は、回転軸Ｘ回りに反時計回り方向（第２方向）ＣＣＷに回転する。第２ファン２０は、第１ファン１０よりも進行方向ＴＤの上流側（空気の流れ方向の下流側）に配置されている。 The second fan 20 is a rotor that rotates around a rotation axis X that extends along the flight direction TD of the aircraft. As shown in FIG. 3, the second fan 20 has a plurality of blades 21 that are arranged at equal intervals along the circumferential direction CD, and a disk 22 that is arranged on the rotation axis X and to which the base ends of the blades 21 are connected. The second fan 20 rotates in a counterclockwise direction (second direction) CCW around the rotation axis X. The second fan 20 is arranged upstream of the first fan 10 in the flight direction TD (downstream in the air flow direction).

ファンケース３０は、第１ファン１０および第２ファン２０を収容する筐体であり、航空機の本体に取り付けられる。図１に示すように、ファンケース３０は、ケース本体３１と、モータ収容部３２と、複数のストラット（支持部）３３とを有する。ケース本体３１は、回転軸Ｘに沿って延びる円筒状に形成されるとともに第１ファン１０および第２ファン２０を内周側に収容する筐体である。 The fan case 30 is a housing that houses the first fan 10 and the second fan 20, and is attached to the main body of the aircraft. As shown in FIG. 1, the fan case 30 has a case body 31, a motor housing 32, and a number of struts (supports) 33. The case body 31 is formed in a cylindrical shape extending along the rotation axis X, and is a housing that houses the first fan 10 and the second fan 20 on its inner periphery.

ケース本体３１は、回転軸Ｘに沿って延びる円筒状に形成されるとともに第１ファン１０および第２ファン２０を内周側に収容する筐体である。ケース本体３１は、航空機の本体に取り付けられる。 The case body 31 is a housing formed in a cylindrical shape extending along the rotation axis X and housing the first fan 10 and the second fan 20 on the inner periphery side. The case body 31 is attached to the body of the aircraft.

モータ収容部３２は、回転軸Ｘ上に配置されるとともにモータ４０を内部に収容する筐体である。モータ収容部３２は、モータ４０の外周面を取り囲むよう形成される略円筒状の内周面を有する。 The motor housing 32 is a housing that is disposed on the rotation axis X and houses the motor 40 therein. The motor housing 32 has a substantially cylindrical inner surface that is formed to surround the outer surface of the motor 40.

図１および図４に示すように、ストラット３３は、回転軸Ｘ回りの周方向ＣＤの複数箇所に配置されるとともにケース本体３１の内周面３１ａとモータ収容部３２の外周面３２ａとを連結してモータ収容部３２を支持する部材である。ストラット３３は、回転軸Ｘに直交する径方向に延びるように配置され、軸状に形成される部材である。 As shown in Figures 1 and 4, the struts 33 are members that are arranged at multiple locations in the circumferential direction CD around the rotation axis X and connect the inner circumferential surface 31a of the case body 31 and the outer circumferential surface 32a of the motor housing 32 to support the motor housing 32. The struts 33 are arranged to extend in a radial direction perpendicular to the rotation axis X and are formed in a shaft shape.

モータ４０は、ファンケース３０に取り付けられるとともに第１ファン１０を時計回り方向ＣＷに回転させる第１駆動力と、第２ファン２０を時計回り方向ＣＷの反対方向の反時計回り方向ＣＣＷに回転させる第２駆動力を発生する装置である。本実施形態のモータ４０は、外側回転部４１と、内側回転部４２と、外側軸受４３と、内側軸受４４と、第１駆動軸４５と、第２駆動軸４６と、を備える。本実施形態のモータ４０は、外側回転部４１と内側回転部４２とを反対方向に回転させる二重反転式のモータである。 The motor 40 is attached to the fan case 30 and generates a first driving force that rotates the first fan 10 in a clockwise direction CW and a second driving force that rotates the second fan 20 in a counterclockwise direction CCW, which is the opposite direction to the clockwise direction CW. The motor 40 of this embodiment includes an outer rotating part 41, an inner rotating part 42, an outer bearing 43, an inner bearing 44, a first drive shaft 45, and a second drive shaft 46. The motor 40 of this embodiment is a counter-rotating motor that rotates the outer rotating part 41 and the inner rotating part 42 in opposite directions.

外側回転部４１は、回転軸Ｘ回りに回転可能な状態でファンケース３０のモータ収容部３２に取り付けられるとともに円筒状に形成される部材である。外側回転部４１は、モータ収容部３２の内周面に取り付けられる外側軸受４３により回転軸Ｘ回りに回転可能な状態で支持される。 The outer rotating part 41 is a cylindrical member that is attached to the motor housing part 32 of the fan case 30 in a state where it can rotate around the rotation axis X. The outer rotating part 41 is supported in a state where it can rotate around the rotation axis X by an outer bearing 43 that is attached to the inner peripheral surface of the motor housing part 32.

外側回転部４１には、バッテリー８０から電力が供給されるコイル（図示略）が巻き付けられている。外側回転部４１は、バッテリー８０からコイルへ電力を供給してコイルを流れる電流により磁力を発生させる。外側回転部４１は、コイルが発生させた磁力と、内側回転部４２に取り付けられた磁石との反発力により反時計回り方向ＣＣＷに回転する第２駆動力を発生させる。 A coil (not shown) is wound around the outer rotating part 41, which receives power from the battery 80. The outer rotating part 41 generates a magnetic force by the current flowing through the coil when power is supplied from the battery 80 to the coil. The outer rotating part 41 generates a second driving force that rotates in the counterclockwise direction CCW by the repulsive force between the magnetic force generated by the coil and the magnet attached to the inner rotating part 42.

外側回転部４１は、筒状に形成される第２駆動軸４６を介して第２ファン２０のディスク２２に連結されている。外側回転部４１が発生させた第２駆動力は、第２駆動軸４６を介して第２ファン２０のディスク２２に伝達される。 The outer rotating part 41 is connected to the disk 22 of the second fan 20 via a second drive shaft 46 formed in a cylindrical shape. The second driving force generated by the outer rotating part 41 is transmitted to the disk 22 of the second fan 20 via the second drive shaft 46.

内側回転部４２は、回転軸Ｘ回りに回転可能な状態で外側回転部４１に取り付けられるとともに円柱状に形成される部材である。内側回転部４２は、外側回転部４１の内周面に取り付けられる内側軸受４４により回転軸Ｘ回りに回転可能な状態で支持される。 The inner rotating part 42 is a cylindrical member that is attached to the outer rotating part 41 in a state in which it can rotate around the rotation axis X. The inner rotating part 42 is supported in a state in which it can rotate around the rotation axis X by an inner bearing 44 that is attached to the inner peripheral surface of the outer rotating part 41.

内側回転部４２には、磁石（図示略）が取り付けられている。内側回転部４２は、外側回転部４１のコイルが発生させた磁力と、内側回転部４２に取り付けられた磁石との反発力により時計回り方向ＣＷに回転する第１駆動力を発生させる。 A magnet (not shown) is attached to the inner rotating part 42. The inner rotating part 42 generates a first driving force that rotates in the clockwise direction CW due to the repulsive force between the magnetic force generated by the coil of the outer rotating part 41 and the magnet attached to the inner rotating part 42.

内側回転部４２は、軸状に形成される第１駆動軸４５を介して第１ファン１０のディスク１２に連結されている。内側回転部４２が発生させた第１駆動力は、第１駆動軸４５を介して第１ファン１０のディスク１２に伝達される。 The inner rotating part 42 is connected to the disk 12 of the first fan 10 via a first drive shaft 45 formed in an axial shape. The first driving force generated by the inner rotating part 42 is transmitted to the disk 12 of the first fan 10 via the first drive shaft 45.

ガスタービン５０は、燃料を燃焼して燃焼ガスを発生し、航空機を進行方向ＴＤに向けて移動させる推進力を発生する装置である。図１に示すように、本実施形態のガスタービン５０は、第１ファン１０および第２ファン２０よりも航空機の進行方向ＴＤの上流側（空気の流通方向の下流側）に配置されている。 The gas turbine 50 is a device that burns fuel to generate combustion gas and generate thrust to move the aircraft in the direction of travel TD. As shown in FIG. 1, the gas turbine 50 of this embodiment is disposed upstream of the first fan 10 and the second fan 20 in the direction of travel TD of the aircraft (downstream of the air flow direction).

図１に示すように、ガスタービン５０は、圧縮機５１と、燃焼器５２と、高圧タービン５３と、低圧タービン５４と、ケース５５と、発電機５６と、を有する。圧縮機５１は、第１ファン１０および第２ファン２０により搬送される空気を吸入して圧縮し、圧縮空気を生成する。 As shown in FIG. 1, the gas turbine 50 has a compressor 51, a combustor 52, a high-pressure turbine 53, a low-pressure turbine 54, a case 55, and a generator 56. The compressor 51 takes in and compresses the air transported by the first fan 10 and the second fan 20 to generate compressed air.

燃焼器５２は、圧縮機５１により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する。高圧タービン５３および低圧タービン５４は、燃焼器５２が生成する燃焼ガスによって駆動される回転体であり、回転軸Ｘ回りに配置される複数の動翼（図示略）を有する。 The combustor 52 burns the compressed air generated by the compressor 51 together with fuel to generate combustion gas. The high-pressure turbine 53 and the low-pressure turbine 54 are rotating bodies driven by the combustion gas generated by the combustor 52, and have multiple rotor blades (not shown) arranged around the rotation axis X.

高圧タービン５３は、筒状に形成される高圧シャフト５３ａを介して圧縮機５１に連結されている。高圧タービン５３は、燃焼ガスにより回転軸Ｘ回りに回転する駆動力を発生するとともに発生した駆動力を圧縮機５１に伝達する。圧縮機５１は、高圧タービン５３から伝達される駆動力により回転軸Ｘ回りに回転し、圧縮空気を生成する。 The high-pressure turbine 53 is connected to the compressor 51 via a cylindrical high-pressure shaft 53a. The high-pressure turbine 53 generates a driving force for rotating around the rotation axis X by the combustion gas and transmits the generated driving force to the compressor 51. The compressor 51 rotates around the rotation axis X by the driving force transmitted from the high-pressure turbine 53, and generates compressed air.

低圧タービン５４は、軸状に形成される低圧シャフト５４ａを介して発電機５６に連結されている。発電機５６は、低圧タービン５４に連結されて低圧タービン５４の駆動により発電するとともにバッテリー８０を介してモータ４０に電力を供給する。
ケース５５は、圧縮機５１と、燃焼器５２と、高圧タービン５３と、低圧タービン５４とを内周側に収容する筒状に形成される筐体である。 The low-pressure turbine 54 is connected to a generator 56 via a low-pressure shaft 54a formed in an axial shape. The generator 56 is connected to the low-pressure turbine 54 to generate electricity by driving the low-pressure turbine 54, and supplies electric power to the motor 40 via a battery 80.
The case 55 is a housing formed in a cylindrical shape that houses the compressor 51, the combustor 52, the high-pressure turbine 53, and the low-pressure turbine 54 on its inner periphery.

バッテリー８０は、発電機５６から供給される電力を蓄電する装置である。バッテリー８０は、制御部９０から伝達される制御信号に応じてモータ４０へ電力を供給する。 The battery 80 is a device that stores the power supplied from the generator 56. The battery 80 supplies power to the motor 40 in response to a control signal transmitted from the control unit 90.

制御部９０は、モータ４０およびバッテリー８０を含む航空機用推力発生装置１００の各部を制御する装置である。制御部９０は、航空機の運航状態に応じて航空機用推力発生装置１００が適切な推力を発生するよう航空機用推力発生装置１００の各部を制御する。 The control unit 90 is a device that controls each part of the aircraft thrust generating device 100, including the motor 40 and the battery 80. The control unit 90 controls each part of the aircraft thrust generating device 100 so that the aircraft thrust generating device 100 generates an appropriate thrust according to the operating status of the aircraft.

例えば、制御部９０は、航空機が離陸する際には、巡航中よりも高い推力が得られるように航空機用推力発生装置１００の各部を制御する。制御部９０は、ガスタービン５０を動作させて発電機５６からバッテリー８０を介してモータ４０に電力が供給され、かつバッテリー８０に蓄電された電力もモータ４０に供給されるように制御する。 For example, when the aircraft takes off, the control unit 90 controls each part of the aircraft thrust generating device 100 so that a higher thrust is obtained than during cruising. The control unit 90 operates the gas turbine 50 so that power is supplied from the generator 56 to the motor 40 via the battery 80, and also controls so that the power stored in the battery 80 is supplied to the motor 40.

例えば、制御部９０は、航空機の巡航中には、ガスタービン５０を動作させて発電機５６からバッテリー８０を介してモータ４０に電力が供給されるように制御する。この場合、バッテリー８０に蓄電された電力はモータ４０に供給しないようにし、発電機５６が発生する電力に余剰がある場合には、バッテリー８０に蓄電するのが望ましい。なお、制御部９０は、航空機の巡航中において、バッテリー８０に十分な蓄電量がある場合には、ガスタービン５０を停止させ、バッテリー８０から供給する電力によってモータ４０を駆動するようにしてもよい。 For example, while the aircraft is cruising, the control unit 90 controls the gas turbine 50 to operate so that power is supplied from the generator 56 to the motor 40 via the battery 80. In this case, it is preferable that the power stored in the battery 80 is not supplied to the motor 40, and that if there is surplus power generated by the generator 56, it is stored in the battery 80. Note that, while the aircraft is cruising, if there is sufficient power stored in the battery 80, the control unit 90 may stop the gas turbine 50 and drive the motor 40 with power supplied from the battery 80.

なお、制御部９０は、航空機の実速度や目標速度等の各種のパラメータに応じて、第１ファン１０および第２ファン２０の回転数が適切な回転数となるように、モータ４０をインバータ制御回路（図示略）により制御するのが望ましい。制御部９０は、第１ファン１０のブレード１１の先端速度および第２ファン２０のブレード２１の先端速度がそれぞれ音速を超えないようにモータ４０を制御するのが望ましい。 The control unit 90 preferably controls the motor 40 using an inverter control circuit (not shown) so that the rotation speeds of the first fan 10 and the second fan 20 are appropriate in accordance with various parameters such as the actual speed and target speed of the aircraft. The control unit 90 preferably controls the motor 40 so that the tip speeds of the blades 11 of the first fan 10 and the tip speeds of the blades 21 of the second fan 20 do not exceed the speed of sound.

以上説明した本実施形態の航空機用推力発生装置１００が奏する作用及び効果について説明する。
本実施形態の航空機用推力発生装置１００によれば、モータ４０は、ファンケース３０に取り付けられる外側回転部４１と、外側回転部４１の内周側に取り付けられる内側回転部４２とを有する。内側回転部４２は第１ファン１０を時計回り方向ＣＷに回転させる第１駆動力を発生し、外側回転部４１は第２ファン２０を反時計回り方向ＣＣＷに回転させる第２駆動力を発生する。 The actions and effects achieved by the aircraft thrust generating device 100 of the present embodiment described above will now be described.
According to aircraft thrust generating device 100 of this embodiment, motor 40 has an outer rotating part 41 attached to fan case 30, and an inner rotating part 42 attached to the inner circumferential side of the outer rotating part 41. The inner rotating part 42 generates a first driving force that rotates first fan 10 in the clockwise direction CW, and the outer rotating part 41 generates a second driving force that rotates second fan 20 in the counterclockwise direction CCW.

本実施形態に係る航空機用推力発生装置１００によれば、外側回転部４１に取り付けられるコイルが発生する磁力と、内側回転部４２に取り付けられる磁石の磁力とが作用し、第１ファン１０および第２ファン２０が回転軸Ｘ回りに反対方向に回転する。第１ファン１０と第２ファン２０が反対方向に回転するため、これらを同方向に回転させる場合に比べ、ファンが発生させる気流の広がりを抑制することができる。そのため、重量の増加やメンテナンス性の低下を引き起こすことなく気流に直進性を持たせ、低騒音化を実現することができる。 According to the aircraft thrust generating device 100 of this embodiment, the magnetic force generated by the coil attached to the outer rotating part 41 and the magnetic force of the magnet attached to the inner rotating part 42 act to rotate the first fan 10 and the second fan 20 in opposite directions around the rotation axis X. Because the first fan 10 and the second fan 20 rotate in opposite directions, the spread of the airflow generated by the fans can be suppressed compared to when they are rotated in the same direction. Therefore, the airflow can be made straight without increasing weight or reducing maintainability, and low noise can be achieved.

また、本実施形態の航空機用推力発生装置１００によれば、第１ファン１０および第２ファン２０を駆動するモータ４０が支持部によりケース本体３１の内周面と連結されるモータ収容部３２に収容される。モータ４０が第１ファン１０および第２ファン２０を収容するファンケース３０のモータ収容部３２に収容されるため、ファンケース３０とは異なる場所にモータ４０を配置する場合に比べ、構造を簡素化して軽量化を実現することができる。 In addition, according to the aircraft thrust generating device 100 of this embodiment, the motor 40 that drives the first fan 10 and the second fan 20 is housed in the motor housing 32 that is connected to the inner circumferential surface of the case body 31 by a support portion. Since the motor 40 is housed in the motor housing 32 of the fan case 30 that houses the first fan 10 and the second fan 20, the structure can be simplified and weight can be reduced compared to when the motor 40 is located in a location other than the fan case 30.

また、本実施形態の航空機用推力発生装置１００によれば、ガスタービン５０の燃焼器５２により燃料を燃焼して生成された燃焼ガスにより低圧タービン５４が駆動され、低圧タービン５４の駆動により発電機５６が発電し、発電機５６からモータ４０に電力が供給される。これにより、ガスタービン５０により燃焼させた燃料のエネルギーを利用してモータ４０に電力を供給して第１ファン１０および第２ファン２０を駆動し、航空機を推進させる推力を得ることができる。 In addition, according to the aircraft thrust generating device 100 of this embodiment, the low-pressure turbine 54 is driven by the combustion gas generated by burning fuel in the combustor 52 of the gas turbine 50, and the generator 56 generates electricity by driving the low-pressure turbine 54, and electricity is supplied from the generator 56 to the motor 40. As a result, the energy of the fuel burned by the gas turbine 50 can be used to supply electricity to the motor 40, which drives the first fan 10 and the second fan 20, thereby generating thrust to propel the aircraft.

また、本実施形態の航空機用推力発生装置１００によれば、制御部９０により第１ファン１０および第２ファン２０の先端速度が音速を超えないようにすることで、第１ファン１０および第２ファン２０の先端速度が音速を超えて衝撃波が発生しエネルギー損失が発生することを適切に防止することができる。 In addition, according to the aircraft thrust generating device 100 of this embodiment, the control unit 90 prevents the tip speeds of the first fan 10 and the second fan 20 from exceeding the speed of sound, thereby appropriately preventing the tip speeds of the first fan 10 and the second fan 20 from exceeding the speed of sound, which would cause shock waves and energy loss.

〔第２実施形態〕
次に、本開示の第２実施形態に係る航空機用推力発生装置１００Ａについて、図面を参照して説明する。図５は、本実施形態に係る航空機用推力発生装置１００Ａを示す縦断面図である。本実施形態は、第１実施形態の変形例であり、以下で特に説明する場合を除き、第１実施形態と同様であるものとし、以下での説明を省略する。 Second Embodiment
Next, an aircraft thrust generator 100A according to a second embodiment of the present disclosure will be described with reference to the drawings. Fig. 5 is a vertical cross-sectional view showing the aircraft thrust generator 100A according to this embodiment. This embodiment is a modified example of the first embodiment, and is the same as the first embodiment except as otherwise specifically described below, and therefore the description below will be omitted.

第１実施形態の航空機用推力発生装置１００は、第１ファン１０および第２ファン２０をモータ収容部３２よりも進行方向ＴＤの下流側（空気の流通方向の上流側）に配置するものであった。それに対して、本実施形態の航空機用推力発生装置１００Ａは、第１ファン１０をモータ収容部３２よりも進行方向ＴＤの下流側に配置し、第２ファン２０をモータ収容部３２よりも進行方向ＴＤの上流側に配置するものである。 In the aircraft thrust generating device 100 of the first embodiment, the first fan 10 and the second fan 20 are arranged downstream of the motor housing 32 in the traveling direction TD (upstream of the air flow direction). In contrast, in the aircraft thrust generating device 100A of this embodiment, the first fan 10 is arranged downstream of the motor housing 32 in the traveling direction TD, and the second fan 20 is arranged upstream of the motor housing 32 in the traveling direction TD.

図５に示すように、本実施形態の航空機用推力発生装置１００Ａは、第１ファン１０をモータ収容部３２よりも進行方向ＴＤの下流側に配置し、第２ファン２０をモータ収容部３２よりも進行方向ＴＤの上流側に配置している。外側回転部４１は、軸状に形成される第２駆動軸４６Ａを介して第２ファン２０のディスク２２に連結されている。内側回転部４２は、軸状に形成される第１駆動軸４５を介して第２ファン２０のディスク２２に連結されている。本実施形態において、第１ファン１０を時計回り方向ＣＷに回転させ、第２ファン２０を反時計回り方向ＣＣＷに回転させるのは第１実施形態と同様である。 As shown in FIG. 5, in the aircraft thrust generating device 100A of this embodiment, the first fan 10 is disposed downstream of the motor housing 32 in the traveling direction TD, and the second fan 20 is disposed upstream of the motor housing 32 in the traveling direction TD. The outer rotating part 41 is connected to the disk 22 of the second fan 20 via the second drive shaft 46A formed in an axial shape. The inner rotating part 42 is connected to the disk 22 of the second fan 20 via the first drive shaft 45 formed in an axial shape. In this embodiment, the first fan 10 is rotated in the clockwise direction CW, and the second fan 20 is rotated in the counterclockwise direction CCW, as in the first embodiment.

本実施形態の航空機用推力発生装置１００Ａによれば、モータ４０を内部に収容するモータ収容部３２に対して第１ファン１０および第２ファン２０が進行方向ＴＤの上流側と下流側とのそれぞれに配置される。そのため、第１ファン１０および第２ファン２０を進行方向の下流側に配置する場合に比べ、モータ収容部３２を基準とした進行方向ＴＤの上流側と下流側の重量の偏りを抑制することができる。 According to the aircraft thrust generating device 100A of this embodiment, the first fan 10 and the second fan 20 are disposed on the upstream side and downstream side of the traveling direction TD with respect to the motor housing section 32 that houses the motor 40 inside. Therefore, it is possible to suppress the weight imbalance between the upstream side and the downstream side of the traveling direction TD with respect to the motor housing section 32 as a reference, compared to the case where the first fan 10 and the second fan 20 are disposed on the downstream side of the traveling direction.

〔第３実施形態〕
次に、本開示の第３実施形態に係る航空機用推力発生装置１００Ｂについて、図面を参照して説明する。図６は、本実施形態に係る航空機用推力発生装置１００Ｂを示す縦断面図である。本実施形態は、第１実施形態の変形例であり、以下で特に説明する場合を除き、第１実施形態と同様であるものとし、以下での説明を省略する。 Third Embodiment
Next, an aircraft thrust generator 100B according to a third embodiment of the present disclosure will be described with reference to the drawings. Fig. 6 is a vertical cross-sectional view showing the aircraft thrust generator 100B according to this embodiment. This embodiment is a modified example of the first embodiment, and is the same as the first embodiment except as otherwise specifically described below, and therefore the description below will be omitted.

第１実施形態の航空機用推力発生装置１００は、ガスタービン５０が低圧タービン５４を回転させる駆動力により発電機５６を駆動して発電させ、バッテリー８０を介して発電機５６が発電した電力をモータ４０へ供給するものであった。それに対して、本実施形態の航空機用推力発生装置１００Ｂは、ガスタービン５０が低圧タービン５４を回転させる駆動力を直接的に第１ファン１０に伝達する連結状態と、ガスタービン５０が低圧タービン５４を回転させる駆動力を直接的に第１ファン１０に伝達しない非連結状態とを切り替えるクラッチ６０を備えるものである。 In the first embodiment of the aircraft thrust generating device 100, the gas turbine 50 drives the generator 56 with the driving force that rotates the low-pressure turbine 54 to generate electricity, and the electricity generated by the generator 56 is supplied to the motor 40 via the battery 80. In contrast, the aircraft thrust generating device 100B of this embodiment is equipped with a clutch 60 that switches between a connected state in which the gas turbine 50 transmits the driving force that rotates the low-pressure turbine 54 directly to the first fan 10, and a disconnected state in which the gas turbine 50 does not transmit the driving force that rotates the low-pressure turbine 54 directly to the first fan 10.

図６に示すように、本実施形態の航空機用推力発生装置１００Ｂは、クラッチ６０を備える。クラッチ６０は、内側回転部４２に連結される連結軸４７と発電機５６に連結される連結軸５７とを連結した連結状態（図６に実線で示す状態）と、連結軸４７と連結軸５７とを連結しない非連結状態（図６に点線で示す状態）とを切り替える装置である。クラッチ６０は、制御部９０から伝達される制御信号に応じて、連結状態と非連結状態とを切り替える。 As shown in FIG. 6, the aircraft thrust generating device 100B of this embodiment includes a clutch 60. The clutch 60 is a device that switches between a connected state (shown by a solid line in FIG. 6) in which the connecting shaft 47 connected to the inner rotating part 42 and the connecting shaft 57 connected to the generator 56 are connected, and a non-connected state (shown by a dotted line in FIG. 6) in which the connecting shaft 47 and the connecting shaft 57 are not connected. The clutch 60 switches between the connected state and the non-connected state in response to a control signal transmitted from the control unit 90.

連結軸４７と連結軸５７とを連結した連結状態においては、内側回転部４２と低圧タービン５４を連結した状態となる。内側回転部４２が第１ファン１０に連結されているため、低圧タービン５４が回転軸Ｘ回りに回転する動力は、第１ファン１０に直接的に伝達される。連結軸４７と連結軸５７とを連結しない非連結状態においては、内側回転部４２と低圧タービン５４とを連結しない状態となる。 In a connected state where the connecting shaft 47 and the connecting shaft 57 are connected, the inner rotating part 42 and the low-pressure turbine 54 are connected. Since the inner rotating part 42 is connected to the first fan 10, the power of the low-pressure turbine 54 rotating around the rotation axis X is directly transmitted to the first fan 10. In a non-connected state where the connecting shaft 47 and the connecting shaft 57 are not connected, the inner rotating part 42 and the low-pressure turbine 54 are not connected.

本実施形態において、制御部９０は、航空機が離陸する際には、巡航中よりも高い推力が得られるように航空機用推力発生装置１００の各部を制御する。制御部９０は、ガスタービン５０を動作させてクラッチ６０を連結状態とし、低圧タービン５４の駆動力が第１ファン１０に直接的に伝達されるようにする。また、制御部９０は、バッテリー８０に蓄電された電力がモータ４０に供給されるように制御する。 In this embodiment, the control unit 90 controls each part of the aircraft thrust generating device 100 so that when the aircraft takes off, a higher thrust is obtained than during cruising. The control unit 90 operates the gas turbine 50 to bring the clutch 60 into an engaged state so that the driving force of the low-pressure turbine 54 is directly transmitted to the first fan 10. The control unit 90 also controls so that the electricity stored in the battery 80 is supplied to the motor 40.

また、制御部９０は、航空機の巡航中には、ガスタービン５０を動作させてクラッチ６０を連結状態とし、低圧タービン５４の駆動力が第１ファン１０に直接的に伝達されるようにする。また、制御部９０は、ガスタービン５０を動作させて発電機５６からバッテリー８０を介してモータ４０に電力が供給されるように制御する。 In addition, while the aircraft is cruising, the control unit 90 operates the gas turbine 50 to engage the clutch 60 so that the driving force of the low-pressure turbine 54 is directly transmitted to the first fan 10. In addition, the control unit 90 operates the gas turbine 50 to control the supply of power from the generator 56 to the motor 40 via the battery 80.

なお、航空機の巡航中に高い推力が必要な場合には、クラッチ６０を連結状態とし、低圧タービン５４の駆動力が第１ファン１０に直接的に伝達されるようにしてもよい。なお、制御部９０は、航空機の巡航中において、バッテリー８０に十分な蓄電量がある場合には、ガスタービン５０を停止させ、バッテリー８０から供給する電力によってモータ４０を駆動するようにしてもよい。 When high thrust is required while the aircraft is cruising, the clutch 60 may be engaged so that the driving force of the low-pressure turbine 54 is directly transmitted to the first fan 10. When the battery 80 has sufficient stored power while the aircraft is cruising, the control unit 90 may stop the gas turbine 50 and drive the motor 40 using power supplied from the battery 80.

〔第４実施形態〕
次に、本開示の第４実施形態に係る航空機用推力発生装置１００Ｃについて、図面を参照して説明する。図７は、本実施形態に係る航空機用推力発生装置１００Ｃを示す縦断面図である。本実施形態は、第２実施形態の変形例であり、以下で特に説明する場合を除き、第２実施形態と同様であるものとし、以下での説明を省略する。 Fourth Embodiment
Next, an aircraft thrust generator 100C according to a fourth embodiment of the present disclosure will be described with reference to the drawings. Fig. 7 is a vertical cross-sectional view showing the aircraft thrust generator 100C according to this embodiment. This embodiment is a modified example of the second embodiment, and is the same as the second embodiment except as otherwise specifically described below, and therefore the description below will be omitted.

第２実施形態の航空機用推力発生装置１００Ａは、ガスタービン５０が低圧タービン５４を回転させる駆動力により発電機５６を駆動して発電させ、バッテリー８０を介して発電機５６が発電した電力をモータ４０へ供給するものであった。それに対して、本実施形態の航空機用推力発生装置１００Ｃは、ガスタービン５０が低圧タービン５４を回転させる駆動力を直接的に第１ファン１０に伝達する連結状態と、ガスタービン５０が低圧タービン５４を回転させる駆動力を直接的に第１ファン１０に伝達しない非連結状態とを切り替えるクラッチ６０を備えるものである。 The aircraft thrust generating device 100A of the second embodiment drives the generator 56 with the driving force of the gas turbine 50 rotating the low-pressure turbine 54 to generate electricity, and supplies the electricity generated by the generator 56 to the motor 40 via the battery 80. In contrast, the aircraft thrust generating device 100C of this embodiment is equipped with a clutch 60 that switches between a connected state in which the gas turbine 50 transmits the driving force that rotates the low-pressure turbine 54 directly to the first fan 10, and a disconnected state in which the gas turbine 50 does not transmit the driving force that rotates the low-pressure turbine 54 directly to the first fan 10.

図７に示すように、本実施形態の航空機用推力発生装置１００Ｃは、クラッチ６０を備える。クラッチ６０は、内側回転部４２に連結される連結軸４７と発電機５６に連結される連結軸５７とを連結した連結状態（図７に実線で示す状態）と、連結軸４７と連結軸５７とを連結しない非連結状態（図７に点線で示す状態）とを切り替える装置である。クラッチ６０は、制御部９０から伝達される制御信号に応じて、連結状態と非連結状態とを切り替える。 As shown in FIG. 7, the aircraft thrust generating device 100C of this embodiment includes a clutch 60. The clutch 60 is a device that switches between a connected state (a state shown by a solid line in FIG. 7) in which the connecting shaft 47 connected to the inner rotating part 42 and the connecting shaft 57 connected to the generator 56 are connected, and a non-connected state (a state shown by a dotted line in FIG. 7) in which the connecting shaft 47 and the connecting shaft 57 are not connected. The clutch 60 switches between the connected state and the non-connected state in response to a control signal transmitted from the control unit 90.

〔他の実施形態〕
以上の説明において、モータ４０には、外側回転部４１にコイルが巻き付けられており、内側回転部４２に磁石が取り付けられているものとしたが、他の態様であってもよい。例えば、モータ４０には、内側回転部４２にコイルが巻き付けられており、外側回転部４１に磁石が取り付けられていてもよい。すなわち、外側回転部４１および内側回転部４２のいずれか一方にコイルが巻き付けられており、外側回転部４１および内側回転部４２のいずれか他方に磁石が取り付けられていればよい。 Other Embodiments
In the above description, the motor 40 has a coil wound around the outer rotating part 41 and a magnet attached to the inner rotating part 42, but other configurations are also possible. For example, the motor 40 may have a coil wound around the inner rotating part 42 and a magnet attached to the outer rotating part 41. That is, it is sufficient that a coil is wound around one of the outer rotating part 41 and the inner rotating part 42 and a magnet is attached to the other of the outer rotating part 41 and the inner rotating part 42.

以上の説明において、モータ４０の内側回転部４２が第１ファン１０に連結され、モータ４０の外側回転部４１が第２ファン２０に連結されるものとしたが、他の態様であってもよい。例えば、モータ４０の外側回転部４１が第１ファン１０に連結され、モータ４０の内側回転部４２が第２ファン２０に連結されていてもよい。すなわち、外側回転部４１および内側回転部４２のいずれか一方が第１ファン１０に連結され、外側回転部４１および内側回転部４２のいずれか他方が第２ファン２０に連結されていればよい。 In the above description, the inner rotating part 42 of the motor 40 is connected to the first fan 10, and the outer rotating part 41 of the motor 40 is connected to the second fan 20, but other configurations are also possible. For example, the outer rotating part 41 of the motor 40 may be connected to the first fan 10, and the inner rotating part 42 of the motor 40 may be connected to the second fan 20. That is, it is sufficient that either one of the outer rotating part 41 and the inner rotating part 42 is connected to the first fan 10, and the other of the outer rotating part 41 and the inner rotating part 42 is connected to the second fan 20.

以上の説明において、ガスタービン５０は、第１ファン１０および第２ファン２０に対して航空機の進行方向ＴＤの上流側に配置され、第１ファン１０および第２ファン２０により搬送される空気を吸入するものとしたが、他の態様であってもよい。例えば、ガスタービン５０は、第１ファン１０および第２ファン２０に対して航空機の進行方向ＴＤの上流側以外の他の場所に配置してもよい。 In the above description, the gas turbine 50 is disposed upstream of the first fan 10 and the second fan 20 in the direction of flight TD of the aircraft, and takes in air transported by the first fan 10 and the second fan 20, but other configurations are also possible. For example, the gas turbine 50 may be disposed at a location other than upstream of the first fan 10 and the second fan 20 in the direction of flight TD of the aircraft.

例えば、ガスタービン５０は、第１ファン１０および第２ファン２０により搬送される空気を吸入しない位置に配置してもよい。この場合、ガスタービン５０は、燃料を燃焼したエネルギーを航空機の推力として利用するとともにバッテリー８０へ蓄電される電力として利用する。第１ファン１０および第２ファン２０は、バッテリー８０へ蓄電された電力によって推力を発生させる推力発生器となる。 For example, the gas turbine 50 may be positioned so that it does not take in the air transported by the first fan 10 and the second fan 20. In this case, the gas turbine 50 uses the energy generated by burning fuel as thrust for the aircraft and as electricity to be stored in the battery 80. The first fan 10 and the second fan 20 function as thrust generators that generate thrust using the electricity stored in the battery 80.

以上の説明において、第１ファン１０は回転軸Ｘ回りに時計回り方向ＣＷに回転し、第２ファン２０は回転軸Ｘ回りに反時計回り方向ＣＣＷに回転するものとしたが、他の態様であってもよい。例えば、第１ファン１０は回転軸Ｘ回りに反時計回り方向ＣＣＷに回転し、第２ファン２０は回転軸Ｘ回りに時計回り方向ＣＷに回転するものであってもよい。 In the above description, the first fan 10 rotates clockwise CW around the rotation axis X, and the second fan 20 rotates counterclockwise CCW around the rotation axis X, but other configurations are also possible. For example, the first fan 10 may rotate counterclockwise CCW around the rotation axis X, and the second fan 20 may rotate clockwise CW around the rotation axis X.

以上説明した本実施形態に記載の航空機用推力発生装置は、例えば以下のように把握される。
本開示に係る航空機用推力発生装置（１００）は、航空機の進行方向（ＴＤ）に沿って延びる回転軸（Ｘ）回りに回転する第１ファン（１０）と、前記第１ファンよりも前記進行方向の上流側に配置されるとともに前記回転軸回りに回転する第２ファン（２０）と、前記第１ファンおよび前記第２ファンを収容するファンケース（３０）と、前記ファンケースに取り付けられるとともに前記第１ファンを第１方向に回転させる第１駆動力と、前記第２ファンを前記第１方向の反対の第２方向に回転させる第２駆動力を発生するモータ（４０）と、を備え、前記モータは、前記回転軸回りに回転可能な状態で前記ファンケースに取り付けられるとともに円筒状に形成される外側回転部と、前記回転軸回りに回転可能な状態で前記外側回転部（４１）の内周側に取り付けられる内側回転部（４２）と、を有し、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか一方にはコイルが巻き付けられており、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか他方には磁石が取り付けられており、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか一方は前記第１ファンに連結されるとともに前記第１駆動力を発生させ、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか他方は前記第２ファンに連結されるとともに前記第２駆動力を発生させる。 The aircraft thrust generating device according to the present embodiment described above can be understood, for example, as follows.
An aircraft thrust generating device (100) according to the present disclosure includes a first fan (10) that rotates around a rotation axis (X) extending along a flight direction (TD) of an aircraft, a second fan (20) that is arranged upstream of the first fan in the flight direction and rotates around the rotation axis, a fan case (30) that houses the first fan and the second fan, and a motor (40) that is attached to the fan case and generates a first driving force that rotates the first fan in a first direction and a second driving force that rotates the second fan in a second direction opposite to the first direction, and the motor drives the fan in a state that is rotatable around the rotation axis. the first fan and the inner rotating part (42) are connected to the second fan case and are formed in a cylindrical shape, and an inner rotating part (42) is attached to the inner peripheral side of the outer rotating part (41) in a state where it can rotate around the rotation axis, a coil is wound around one of the outer rotating part and the inner rotating part, a magnet is attached to the other of the outer rotating part and the inner rotating part, one of the outer rotating part and the inner rotating part is connected to the first fan and generates the first driving force, and the other of the outer rotating part and the inner rotating part is connected to the second fan and generates the second driving force.

本開示に係る航空機用推力発生装置によれば、第１ファンと、第１ファンよりも航空機の進行方向の上流側に配置される第２ファンとが、モータにより駆動されて回転軸回りに回転する。ファンが２段設けられるため、ファンを１段のみ設ける場合に比べ、同一の推力を得るために必要なファンの外径サイズ小さくすることができる。そのため、重量の増加やメンテナンス性の低下を引き起こすことなくファンの前面抵抗を減少させ、低燃費化を実現することができる。 According to the aircraft thrust generating device of the present disclosure, a first fan and a second fan, which is disposed upstream of the first fan in the direction of aircraft travel, are driven by a motor and rotate around a rotation axis. Because two stages of fans are provided, the outer diameter size of the fan required to obtain the same thrust can be made smaller than when only one stage of fans is provided. Therefore, the front resistance of the fan can be reduced without increasing weight or reducing maintainability, and low fuel consumption can be achieved.

本開示に係る航空機用推力発生装置によれば、モータは、ファンケースに取り付けられる外側回転部と、外側回転部の内周側に取り付けられる内側回転部とを有する。外側回転部および内側回転部のいずれか一方は第１ファンを第１方向に回転させる第１駆動力を発生し、外側回転部および内側回転部のいずれか他方は第２ファンを第１方向の反対の第２方向に回転させる第２駆動力を発生する。 According to the aircraft thrust generating device of the present disclosure, the motor has an outer rotating part attached to the fan case and an inner rotating part attached to the inner peripheral side of the outer rotating part. Either the outer rotating part or the inner rotating part generates a first driving force that rotates the first fan in a first direction, and the other either the outer rotating part or the inner rotating part generates a second driving force that rotates the second fan in a second direction opposite to the first direction.

本開示に係る航空機用推力発生装置によれば、外側回転部と内側回転部のいずれか一方に取り付けられるコイルが発生する磁力と、外側回転部および内側回転部のいずれか他方に取り付けられる磁石の磁力とが作用し、第１ファンおよび第２ファンが回転軸回りに反対方向に回転する。第１ファンと第２ファンが反対方向に回転するため、これらを同方向に回転させる場合に比べ、ファンが発生させる気流の広がりを抑制することができる。そのため、重量の増加やメンテナンス性の低下を引き起こすことなく気流に直進性を持たせ、低騒音化を実現することができる。 According to the aircraft thrust generating device of the present disclosure, the magnetic force generated by the coil attached to either the outer rotating part or the inner rotating part acts on the magnetic force of the magnet attached to the other of the outer rotating part or the inner rotating part, causing the first fan and the second fan to rotate in opposite directions around the rotation axis. Because the first fan and the second fan rotate in opposite directions, the spread of the airflow generated by the fans can be suppressed compared to when they rotate in the same direction. Therefore, the airflow can be made straight without increasing weight or reducing maintainability, and low noise can be achieved.

本開示に係る航空機用推力発生装置において、前記ファンケースは、前記回転軸に沿って延びる円筒状に形成されるとともに前記第１ファンおよび前記第２ファンを内周側に収容するケース本体（３１）と、前記回転軸上に配置されるとともに前記モータを内部に収容するモータ収容部（３２）と、前記回転軸回りの周方向（ＣＤ）の複数箇所に配置されるとともに前記ケース本体の内周面と前記モータ収容部の外周面とを連結して前記モータ収容部を支持する支持部（３３）と、を有する構成としてもよい。 In the aircraft thrust generating device according to the present disclosure, the fan case may have a case body (31) formed in a cylindrical shape extending along the rotation axis and housing the first fan and the second fan on the inner periphery side, a motor housing section (32) disposed on the rotation axis and housing the motor therein, and support sections (33) disposed at multiple locations in the circumferential direction (CD) around the rotation axis and connecting the inner periphery of the case body and the outer periphery of the motor housing section to support the motor housing section.

本構成の航空機用推力発生装置によれば、第１ファンおよび第２ファンを駆動するモータが支持部によりケース本体の内周面と連結されるモータ収容部に収容される。モータが第１ファンおよび第２ファンを収容するファンケースのモータ収容部に収容されるため、ファンケースとは異なる場所にモータを配置する場合に比べ、構造を簡素化して軽量化を実現することができる。 In the aircraft thrust generating device of this configuration, the motor that drives the first fan and the second fan is housed in a motor housing that is connected to the inner circumferential surface of the case body by a support. Because the motor is housed in the motor housing of the fan case that houses the first fan and the second fan, the structure can be simplified and weight reduced compared to when the motor is located in a location other than the fan case.

上記構成の航空機用推力発生装置において、前記第１ファン（１０）は、前記モータ収容部（３２）よりも前記進行方向（ＴＤ）の下流側に配置されており、前記第２ファン（２０）は、前記モータ収容部（３２）よりも前記進行方向（ＴＤ）の上流側に配置されている構成としてもよい。 In the aircraft thrust generating device having the above configuration, the first fan (10) may be arranged downstream of the motor housing (32) in the direction of travel (TD), and the second fan (20) may be arranged upstream of the motor housing (32) in the direction of travel (TD).

本構成の航空機用推力発生装置によれば、モータを内部に収容するモータ収容部に対して第１ファンおよび第２ファンが進行方向の上流側と下流側とのそれぞれに配置される。そのため、第１ファンおよび第２ファンを進行方向の下流側に配置する場合に比べ、モータ収容部を基準とした進行方向の上流側と下流側の重量の偏りを抑制することができる。 In this configuration of aircraft thrust generating device, the first fan and the second fan are disposed upstream and downstream in the traveling direction, respectively, with respect to the motor housing section that houses the motor inside. Therefore, it is possible to suppress the weight imbalance between the upstream and downstream sides in the traveling direction with respect to the motor housing section, compared to when the first fan and the second fan are disposed downstream in the traveling direction.

本開示に係る航空機用推力発生装置においては、燃料を燃焼して燃焼ガスを生成するガスタービン（５０）を備え、前記ガスタービンは、空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機（５１）と、前記圧縮機により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器（５２）と、前記燃焼器が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービン（５３）と、前記タービンに連結されて前記タービンの駆動により発電するとともに前記モータに電力を供給する発電機（５６）と、を有する構成としてもよい。 The aircraft thrust generating device according to the present disclosure may include a gas turbine (50) that burns fuel to generate combustion gas, and the gas turbine may have a compressor (51) that compresses air to generate compressed air, a combustor (52) that burns the compressed air generated by the compressor together with fuel to generate combustion gas, a turbine (53) that is driven by the combustion gas generated by the combustor, and a generator (56) that is connected to the turbine to generate electricity by driving the turbine and to supply electricity to the motor.

本構成の航空機用推力発生装置によれば、ガスタービンの燃焼器により燃料を燃焼して生成された燃焼ガスによりタービンが駆動され、タービンの駆動により発電機が発電し、発電機からモータに電力が供給される。これにより、ガスタービンにより燃焼させた燃料のエネルギーを利用してモータに電力を供給して第１ファンおよび第２ファンを駆動し、航空機を推進させる推力を得ることができる。 According to the thrust generating device for aircraft of this configuration, the turbine is driven by the combustion gas generated by burning fuel in the combustor of the gas turbine, the driving of the turbine generates electricity in the generator, and the generator supplies electricity to the motor. In this way, the energy of the fuel burned by the gas turbine is used to supply electricity to the motor to drive the first fan and the second fan, thereby generating thrust to propel the aircraft.

本開示に係る航空機用推力発生装置においては、前記内側回転部と前記タービンとを連結した連結状態と、前記内側回転部と前記タービンとを連結しない非連結状態とを切り替えるクラッチ（６０）を備える構成としてもよい。 The aircraft thrust generating device according to the present disclosure may be configured to include a clutch (60) that switches between a connected state in which the inner rotating part and the turbine are connected and a non-connected state in which the inner rotating part and the turbine are not connected.

本構成の航空機用推力発生装置によれば、クラッチを用いて、内側回転部とタービンとを連結した連結状態と非連結状態とを切り替えることができる。そのため、航空機の離陸時など第１ファンが高い推力を発生する必要がある場合に連結状態とし、航空機の巡航時など第１ファンが高い推力を発生する必要がない場合に非連結状態とし、航空機の運航状態に応じて適切に第１ファンの駆動源を切り替えることができる。 According to the thrust generating device for aircraft of this configuration, a clutch can be used to switch between a connected state in which the inner rotating part and the turbine are connected and a disconnected state. Therefore, the first fan is in the connected state when it is necessary for the first fan to generate high thrust, such as when the aircraft is taking off, and in the disconnected state when it is not necessary for the first fan to generate high thrust, such as when the aircraft is cruising, making it possible to switch the drive source of the first fan appropriately according to the operating state of the aircraft.

本開示に係る航空機用推力発生装置において、前記モータを制御する制御部（９０）を備え、前記制御部は、前記第１ファンおよび前記第２ファンの先端速度が音速を超えないように前記モータを制御する構成としてもよい。 The aircraft thrust generating device according to the present disclosure may include a control unit (90) that controls the motor, and the control unit may be configured to control the motor so that the tip speeds of the first fan and the second fan do not exceed the speed of sound.

本構成の航空機用推力発生装置によれば、制御部により第１ファンおよび第２ファンの先端速度が音速を超えないようにすることで、第１ファンおよび第２ファンの先端速度が音速を超えて衝撃波が発生しエネルギー損失が発生することを適切に防止することができる。 With this configuration of aircraft thrust generating device, the control unit prevents the tip speeds of the first and second fans from exceeding the speed of sound, thereby appropriately preventing the tip speeds of the first and second fans from exceeding the speed of sound, generating shock waves and causing energy loss.

１０第１ファン
１１ブレード
１２ディスク
２０第２ファン
２１ブレード
２２ディスク
３０ファンケース
３１ケース本体
３２モータ収容部
３３ストラット（支持部）
４０モータ
４１外側回転部
４２内側回転部
４３外側軸受
４４内側軸受
５０ガスタービン
５１圧縮機
５２燃焼器
５３高圧タービン
５４低圧タービン
５５ケース
５６発電機
５７連結軸
６０クラッチ
８０バッテリー
９０制御部
１００，１００Ａ，１００Ｂ，１００Ｃ航空機用推力発生装置
ＣＣＷ反時計回り方向
ＣＤ周方向
ＣＷ時計回り方向
ＴＤ進行方向
Ｘ回転軸 10 First fan 11 Blade 12 Disk 20 Second fan 21 Blade 22 Disk 30 Fan case 31 Case body 32 Motor housing 33 Strut (support)
Reference Signs List 40 Motor 41 Outer rotating portion 42 Inner rotating portion 43 Outer bearing 44 Inner bearing 50 Gas turbine 51 Compressor 52 Combustor 53 High pressure turbine 54 Low pressure turbine 55 Case 56 Generator 57 Connecting shaft 60 Clutch 80 Battery 90 Control unit 100, 100A, 100B, 100C Aircraft thrust generating device CCW Counterclockwise direction CD Circumferential direction CW Clockwise direction TD Direction of travel X Rotation axis

Claims

航空機用推力発生装置であって、
航空機の進行方向に沿って延びる回転軸回りに回転する第１ファンと、
前記第１ファンよりも前記進行方向の上流側に配置されるとともに前記回転軸回りに回転する第２ファンと、
前記第１ファンおよび前記第２ファンを収容するファンケースと、
前記ファンケースに取り付けられるとともに前記第１ファンを第１方向に回転させる第１駆動力と、前記第２ファンを前記第１方向の反対の第２方向に回転させる第２駆動力を発生するモータと、を備え、
前記ファンケースは、
前記回転軸に沿って延びる円筒状に形成されるとともに前記第１ファンおよび前記第２ファンを内周側に収容するケース本体と、
前記回転軸上に配置されるとともに前記モータを内部に収容するモータ収容部と、
前記回転軸回りの周方向の複数箇所に配置されるとともに前記ケース本体の内周面と前記モータ収容部の外周面とを連結して前記モータ収容部を支持する支持部と、を有し、
前記モータは、
前記モータ収容部の内周面に取り付けられる外側軸受により前記回転軸回りに回転可能な状態で前記モータ収容部に取り付けられるとともに円筒状に形成される外側回転部と、
前記回転軸回りに回転可能な状態で前記外側回転部の内周側に取り付けられる内側回転部と、を有し、
前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか一方にはコイルが巻き付けられており、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか他方には磁石が取り付けられており、
前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか一方は前記第１ファンに連結されるとともに前記第１駆動力を発生させ、前記外側回転部および前記内側回転部のいずれか他方は前記第２ファンに連結されるとともに前記第２駆動力を発生させる航空機用推力発生装置。 A thrust generating device for an aircraft, comprising:
a first fan that rotates about a rotation axis extending along a traveling direction of the aircraft;
a second fan that is disposed upstream of the first fan in the traveling direction and rotates about the rotation axis;
a fan case that houses the first fan and the second fan;
a motor attached to the fan case and configured to generate a first driving force for rotating the first fan in a first direction and a second driving force for rotating the second fan in a second direction opposite to the first direction,
The fan case includes:
a case main body formed in a cylindrical shape extending along the rotation axis and accommodating the first fan and the second fan on an inner circumferential side;
a motor housing portion that is disposed on the rotation shaft and that houses the motor therein;
a support portion that is disposed at a plurality of positions in a circumferential direction about the rotation axis and that connects an inner peripheral surface of the case body and an outer peripheral surface of the motor accommodating portion to support the motor accommodating portion,
The motor is
an outer rotating portion that is attached to the motor accommodating portion in a state in which the outer rotating portion can rotate around the rotation shaft by an outer bearing that is attached to an inner circumferential surface of the motor accommodating portion and that is formed in a cylindrical shape;
an inner rotating part attached to an inner peripheral side of the outer rotating part in a state rotatable about the rotation axis,
a coil is wound around one of the outer rotating part and the inner rotating part, and a magnet is attached to the other of the outer rotating part and the inner rotating part,
one of the outer rotating portion and the inner rotating portion is connected to the first fan and generates the first driving force, and the other of the outer rotating portion and the inner rotating portion is connected to the second fan and generates the second driving force.

前記第１ファンは、前記モータ収容部よりも前記進行方向の下流側に配置されており、
前記第２ファンは、前記モータ収容部よりも前記進行方向の上流側に配置されている請求項１に記載の航空機用推力発生装置。 The first fan is disposed downstream of the motor housing in the traveling direction,
The thrust generating device for an aircraft according to claim 1 , wherein the second fan is disposed upstream of the motor housing in the traveling direction.

燃料を燃焼して燃焼ガスを生成するガスタービンを備え、
前記ガスタービンは、
空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、
前記圧縮機により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、
前記燃焼器が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービンと、
前記タービンに連結されて前記タービンの駆動により発電するとともに前記モータに電力を供給する発電機と、を有する請求項１または請求項２に記載の航空機用推力発生装置。 a gas turbine that burns fuel to generate combustion gas;
The gas turbine comprises:
A compressor that compresses air to generate compressed air;
a combustor that burns the compressed air generated by the compressor together with fuel to generate combustion gas;
a turbine driven by combustion gas produced by the combustor;
3. The thrust generating device for an aircraft according to claim 1, further comprising: a generator connected to the turbine for generating electricity by driving the turbine and supplying the electric power to the motor.

前記内側回転部と前記タービンとを連結した連結状態と、前記内側回転部と前記タービンとを連結しない非連結状態とを切り替えるクラッチを備える請求項３に記載の航空機用推力発生装置。 4. The thrust generating device for an aircraft according to claim 3 , further comprising a clutch that switches between a connected state in which the inner rotating part and the turbine are connected and a non-connected state in which the inner rotating part and the turbine are not connected.

前記モータを制御する制御部を備え、
前記制御部は、前記第１ファンおよび前記第２ファンの先端速度が音速を超えないように前記モータを制御する請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の航空機用推力発生装置。 A control unit for controlling the motor is provided.
5. The thrust generating device for an aircraft according to claim 1, wherein the control unit controls the motors so that tip speeds of the first fan and the second fan do not exceed the speed of sound.