JP4890423B2 - ターボファンエンジンノズル組立体及びターボファンエンジン組立体 - Google Patents

Description

本発明は、一般に、ターボファンエンジンにおける空気の流れに関し、特に、ファン導管領域を通過する空気の流れを調整することに関する。

少なくとも１つの周知のターボファンエンジン組立体は、ファン組立体と環状コアカウルの中に封入されたコアガスタービンエンジンとを含む。更に、ファンナセルはコアガスタービンエンジンの一部を取り囲む。一般に、コアカウル及びファンナセルはファンノズル導管領域（Ａ１８）を形成する。ターボファンエンジン組立体を動作させている間、ファン組立体から流れる空気の一部はコアガスタービンエンジンを通って流れ、空気の別の部分はファンノズル導管領域を通って流れる。

いくつかのターボファンエンジン組立体においては、エンジン性能を変更するために、ファンノズル導管領域を操作できる。例えば、いくつかのターボファンエンジンは、ファンノズル導管領域を実質的に縮小することにより、ブロッカドアを有さない逆スラスト装置として並進運動コアカウルを利用する。

離陸部分及び降下部分におけるサイクル性能を向上するようにファンノズル導管領域を変化させるためには、更に別の方法及び組立体が必要とされる。
米国特許第５，２２１，０４８号公報 米国特許第５，２５１，４３５号公報 米国特許第５，８３３，１４０号公報 米国特許第５，８５３，１４８号公報 米国特許第６，５４６，７１６号公報 米国特許第６，８２０，４１０号公報 米国特許第６，９３８，４０８号公報

１つの面においては、ガスタービン航空機エンジンのノズル組立体が提供される。ノズル組立体は、ナセルと、少なくとも一部分がナセルの内部に配置されたコアカウルとを含み、ナセルとコアカウルとの間に環状ファンバイパス導管が規定されるように、コアカウル及びナセルは互いにほぼ同心に整列される。ノズル組立体は、ナセルをコアカウルに結合する第１の部材を更に含む。第１の部材は、互いに対向する側壁と、第１の部材の側壁の各々にヒンジ結合された第１のフラップとを含む。第１の部材に対向する第２の部材は、ナセルをコアカウルに結合する。第２の部材は互いに対向する側壁と、第２の部材の側壁の各々にヒンジ結合された第２のフラップとを含み、前記ファンバイパス導管のスロート面積を変化させるために、第１のフラップ及び第２のフラップは第１の動作位置と第２の動作位置との間で選択的に位置決め可能である。

別の面においては、ターボファンエンジン組立体が提供される。ターボファンエンジン組立体は、コアガスタービンエンジンと、ナセルと、少なくとも一部分がナセルの内部に配置されたコアカウルとを含み、ナセルとコアカウルとの間に環状ファンバイパス導管が規定されるように、コアカウル及びナセルは互いにほぼ同心に整列される。第１の部材はナセルをコアカウルに結合する。第１の部材は互いに対向する側壁と、第１の部材の側壁の各々にヒンジ結合された第１のフラップとを含む。第１の部材に対向する第２の部材は、ナセルをコアカウルに結合する。第２の部材は互いに対向する側壁と、第２の部材の側壁の各々にヒンジ結合された第２のフラップとを含み、ファンバイパス導管のスロート面積を変化させるために、第１のフラップ及び第２のフラップは第１の動作位置と第２の動作位置との間で選択的に位置決め可能である。

またここでは、コアガスタービンエンジンを含むターボファンエンジン組立体を動作させる方法が開示される。方法は、ターボファンエンジン組立体の動作速度を第１の動作速度から第２の動作速度に変化させることを含む。方法は、第２の動作速度におけるエンジン効率の改善を容易にするように、コアガスタービンエンジンの下流側に規定されたファンノズル導管のスロート面積を変化させるために、第１組のフラップ及び第２組のフラップのうち少なくとも一方を選択的に位置決めすることを更に含む。第１組のフラップ及び第２組のフラップは、コアガスタービンエンジンの下流側及びファンノズル導管の内側にある。

本発明は、ターボファンエンジン及びノズル組立体に関する。本明細書中で使用される用語「ノズル組立体」は、少なくともターボファンエンジンの後方部分を含み、ナセル、コアカウル並びにファン導管及び排気導管の複数の部分／セクションを更に含むターボファンエンジンの一部を指す。

図１は、長手方向軸／中心線４４を有する航空機ターボファンエンジン組立体１０の一例を概略的に示した側面図である。ターボファンエンジン組立体１０は、パイロン１４を使用して航空機の翼１２に装着される。本実施形態においては、ターボファンエンジン組立体１０はコアガスタービンエンジン２０を含む。コアガスタービンエンジン２０は高圧圧縮機、燃焼器及び高圧タービン（全て図示せず）を含む。ターボファンエンジン組立体１０は、コアガスタービンエンジン２０の軸方向下流側に配置された低圧タービンと、コアガスタービンエンジン２０の軸方向上流側に配置されたファン組立体１６とを更に含む。

本実施形態においては、コアガスタービンエンジン２０は環状コアカウル２２の中に封入される。ナセル２４はファン組立体１６及びコアカウル２２の一部を取り囲む。コアカウル２２とナセル２４の内面２５との間に、環状バイパス導管２６（ファンノズル導管とも呼ばれる）が規定される。図１及び図２に示されるように、コアガスタービンエンジン２０の後方端部において、コアカウル２２はコアノズル３６の外面に隣接し且つ外面を取り囲む。

動作中、周囲空気２８はターボファンエンジン組立体１０の入口３０から流入し、ファン組立体１６を通過して流れる。空気２８の燃焼部分３２はコアガスタービンエンジン２０を通って搬送され、圧縮され、燃料と混合され、点火されて、燃焼ガス３４を生成する。燃焼ガス３４は、コアノズル３６と、長手方向軸／中心線４４（図２にも示される）の周囲にコアノズル３６と同軸又は同心に配置されたオプションの中央プラグ４２との間に規定された環状コア導管４１の出口４０から排出される。空気２８のバイパス部分３８は環状バイパス導管２６を通って下流側へ搬送され、出口４６においてバイパス導管２６から排出される。いくつかの別の実施形態においては、ターボファンエンジン組立体１０は逆スラスト装置（図示せず）を含んでもよい。

図２は、中心線４４（図１に示される）から見たノズル組立体１１の端面図を示す。一実施形態においては、ノズル組立体１１は分岐ノズル組立体である。ノズル組立体１１はナセル２４、コアカウル２２及びバイパス導管２６の出口４６を含む。本実施形態においては、ナセル２４及びコアカウル２２は、パイロン１４により翼１２（図１に示される）に結合される。ノズル組立体１１は、第１の部材５０及びそれに対向する第２の部材５４を含む。第１の部材５０はパイロン１４とほぼ同一の平面に位置し、ナセル２４の上方部分、バイパス導管２６、コアカウル２２及びコアノズル３６を貫通する。パイロン１４及び第１の部材５０の内部に管路（図示せず）が規定され、パイロン１４及び第１の部材５０を貫通する。この管路は、エンジン組立体１０と航空機の制御システムとの電気通信を可能にする。図２には２つの部材５０、５４が示されるが、ノズル組立体１１と組合わせて使用できる部材の数は任意である。

第２の部材５４はナセル２４の底部、コアノズル３６及びコアカウル２２を貫通し、パイロン１４とほぼ同一の平面に位置する。いくつかの実施形態においては、第２の部材５４は支柱又は支持部材を含む。図２に示されるように、部材５０、５４は線１００により定義される垂直平面とほぼ整列される。垂直平面は中心線４４を含み、一実施形態においては、翼１２（図１に示される）に対してほぼ垂直である。エンジン組立体１０の典型的な設置場所は図２に示される垂直平面から変わらないが、本発明の別の実施形態は存在する。例えば、エンジン組立体１０は水平方向パイロンによって航空機の胴体に装着されることも可能である。

第１の部材５０は互いに対向する側壁５６、５８を含み、第２の部材５４は互いに対向する側壁６０、６２を含む。図２に示される側壁５６、５８、６０、６２はバイパス導管２６を貫通し、エンジン組立体１０（図１に示される）の前端部に向かって延出する。各部材５０、５４は、対向する側壁５６、５８及び６０、６２の間にそれぞれ幅を更に規定する。一実施形態においては、第２の部材５４の幅は第１の部材５０の幅より狭い。部材５０、５４の管路は、ナセル２４及びコアカウル２２をほぼ対称の弓形ナセル部分６４、６６及び弓形カウル部分６８、７０にそれぞれ少なくとも部分的に分離する。いくつかの実施形態においては、ナセル２４の弓形ナセル部分６４、６６は第１の部材５０にヒンジ結合される。部材５０、５４はバイパス導管２６（図２には図示せず）を分割して、ほぼ対称の導管部分７２及び７４をそれぞれ形成する。対称の導管部分７２、７４は任意の従来の構成を有してもよい。一実施形態においては、導管部分７２は弓形ナセル部分６４の半径方向内側の面と、弓形カウル部分６８の半径方向外側の面と、第１の部材５０の側壁５８と、第２の部材５４の側壁６２とにより規定される。同様に、一実施形態においては、導管部分７４は弓形ナセル部分６６の半径方向内側の面と、弓形カウル部分７０の半径方向外側の面と、第１の部材５０の側壁５６と、第２の部材５４の側壁６０とにより規定される。

図３は、ノズル組立体１１を示した側面図である。コアカウル２２は、下流側へ延出する途中に、バイパス導管２６の形状に影響を及ぼす膨出部分７９を形成する。第１の部材５０の各側壁５６及び５８にフラップ８０がヒンジ結合される。このフラップ８０は１組のフラップ８０（図５〜図９にも示される）を形成する。いくつかの実施形態においては、フラップ８０は、膨出部分７９の頂点の手前で側壁５６、５８にヒンジ結合される。いくつかの実施形態（図３に示される）においては、フラップ８０は膨出部分７９が始まる場所の付近で（すなわち、エンジン組立体１０の前方部分に向かって）側壁５６、５８にヒンジ結合される。フラップ８０は、ほぼ第１の部材５０の縁部５１まで延出する。一実施形態においては、フラップ８０は側壁５６、５８の長さの約４５％〜約６５％の長さを有する。

同様に、第２の部材５４の各側壁６０及び６２には、１組のフラップ８２（図５〜図７にも示される）を形成するフラップ８２がヒンジ結合される。いくつかの実施形態においては、フラップ８２は、図３に示されるように膨出部分７９の上流側で側壁６０、６２にヒンジ結合される。他の実施形態においては、フラップ８２は、ほぼ膨出部分７９において側壁６０、６２にヒンジ結合される。フラップ８２は、ほぼ第２の部材５４の縁部５５まで延出する。一実施形態においては、フラップ８２は側壁６０、６２の長さの約４５％〜約６５％の長さを有する。

図２及び図３は２つの部材５０、５４を示すが、本発明の他の実施形態も存在する。例えば、エンジン組立体１０は４つの部材を含むことも可能であり、その場合、２つの部材は垂直平面にあり、残る２つは水平面にある。更に、４つの部材の各々はフラップを含む２つの互いに対向する側壁を有してもよい。

いくつかの実施形態においては、第１の部材５０の縁部５１は、長手方向軸４４に沿って第２の部材５４の縁部５５より先まで延出する。あるいは、部材５０、５４の縁部５１、５５は、それぞれ、ほぼ直線状であってもよい。更に、図２、図３及び図７に示されるように、一実施形態においては、第２の部材の側壁６０、６２はノズル組立体の後端部で接合して端部分５７を形成する。同様に、第１の部材の側壁５６、５８はノズル組立体の後端部で接合して端部分５９を形成する。端部分５９は三角形の形状であってもよい。

図４は、図３の線４‐４に沿ったノズル組立体１１の輪郭図を示す。膨出部分７９は第１の領域Ａ_１、第２の領域Ａ_２及び第３の領域Ａ_３により示される。第１の領域Ａ_１はノズル組立体１１の上流側部分に位置し、第２の領域Ａ_２は第１の領域Ａ_１の下流側に位置し、第３の領域Ａ_３は第２の領域Ａ_２の下流側に位置する。本実施形態においては、第１の領域Ａ_１及び第３の領域Ａ_３は第２の領域Ａ_２より狭く、それにより、膨出部分７９を形成する。

本発明の実施形態は、空気がバイパス導管２６（又は導管部分７２、７４）を通って流れる際に、空気が排出される前に空気の流れ３８を変化させ且つ／又は空気の流れ３８を妨害するのを助ける（図５〜図７に示される）。バイパス導管２６における空気の流れを減少又は妨害するために、図８及び図９に示されるように、第１組のフラップ８０及び／又は第２組のフラップ８２は、第１の動作位置１３０からバイパス導管２６内部の第２の動作位置１３２へ（例えば、ヒンジ１０９に沿って）回動するように展開される。いくつかの実施形態においては、第１組のフラップ８０及び第２組のフラップ８２を互いに独立して展開することが可能である。

離陸又は降下などのある特定の動作条件の間にファンノズル導管の面積を縮小すると、ファンの動作線はピーク効率線の近くまで上昇するため、燃料の燃焼を改善できる。更に、ファン後流／出口案内羽根（ＯＧＶ）相互作用が減少した結果、騒音の低減が実現される。また、低高度などのある特定の動作条件の間にファンノズルを開放することにより、ジェット速度が低下するため、同様に騒音を低減できる。ファンノズルを変化させること（ＶＦＮ）により得られる騒音低減という利点は、ファン直径を更に縮小し、それに対応して燃料燃焼を減少することと置き換えられてもよい。

図５に示されるように、いくつかの実施形態においては、フラップ８０がナセル２４の内面２５に沿って自在に摺動できるように、各フラップ８０の上縁部は内面２５まで延出する。他の実施形態においては、上縁部は内面２５まで延出しない。

一実施形態においては、フラップ８０は線１００により示される中心線に関して２０°の角度で展開するように構成され、フラップ８２は１０°の角度で展開するように構成される。いくつかの実施形態においては、フラップ８２がナセル２４の内面２５に沿って自在に摺動できるように、各フラップ８２の下縁部は内面２５まで延出する。他の実施形態においては、下縁部は内面２５まで延出しない。

図６は第２の動作位置１３２にあるフラップ８０を示し、図７は第２の動作位置１３２にあるフラップ８２を示す。図５に示されるように、ノズル組立体が動作中であるとき、２組のフラップ８０、８２はそれぞれの側壁５６、５８及び６０、６２から離れて導管部分７２、７４の中へ（又は線２００により示される水平面に沿って）回動する。フラップ８０、８２を横方向外側へ再び位置決めすることにより、空気の流れ３８は減少され且つ／又は妨害される。従って、離陸中又は降下中などに航空機が空気力学的損失を受ける場合に、フラップ８０、８２を再位置決めして燃料燃焼を改善するか又はノズル組立体１１の騒音を低減できる。

図８及び図９に示されるように、一般に、フラップ８０、８２の展開はリンク、アクチュエータ又は他のメカニズムを使用して実現される。一実施形態においては、各フラップ８０、８２はヒンジ１０２により対応する側壁に結合される。部材５０、５４の管路の内部にアクチュエータ１０１を配置できる。あるいは、コアカウル２２の内部にアクチュエータ１０１を配置できる。図８に示されるように、アクチュエータ１０１はモータ１０４と、モータ１０４及びリンク１１０に結合された延長ロッド１０６とを含む。モータを動作させることにより、フラップが水平面に沿って外側方向又は内側方向のいずれかに動くように、リンク１１０は対応するフラップを溝穴１０８に接続する。本実施形態においては、アクチュエータ１０１は、対応するフラップを第１の動作位置、すなわち、フラップが対応する側壁に対して完全に後退される収納位置から、フラップが対応する側壁から外側方向へ側方に延出される第２の動作位置１３２（図８に示される）へ側方移動できるようにするために、電気、空気圧又は油圧により動力を与えられてもよい。

本発明は、コアガスタービンエンジンを含むターボファンエンジン組立体を動作させる方法を更に含む。方法は、ターボファンエンジン組立体の動作速度を第１の動作速度から第２の動作速度に変化させることを含む。方法は、第２の動作速度においてエンジン効率を向上するのを助けるように、コアガスタービンエンジンの下流側に規定されたファンノズル導管のスロート面積を変化させるために、第１組のフラップ及び第２組のフラップの少なくとも一方を選択的に位置決めすることを更に含む。第１組のフラップ及び第２組のフラップは、コアガスタービンエンジンの下流側及びファンノズル導管の内側にある。

航空機に結合される多様なターボファンガスタービンエンジンにおいて利用されてもよいノズル組立体を説明した。特に、本明細書中で説明されたバイパスファン導管の内部に配置されるフラップを有するノズル組立体は、空気がバイパス導管を通って流れるのを阻止して燃料燃焼を改善するか又は騒音を低減するようにバイパス導管の寸法を縮小する（すなわち、空気の流れを減少し且つ／又は妨害する）ことにより、ある特定の飛行条件の間のエンジン性能を向上する。特に、第２の動作位置にある間、フラップは、空気が流れるために利用できる空間を縮小する。ノズル組立体は、ターボファンエンジンに使用される相対的に安価で軽量な変形構造である。ノズル組立体の使用に伴って離陸中及び降下中のエンジン効率が改善されるため、エンジンは、コアカウルとナセルとの間に規定される固定の寸法を有する他の周知のエンジンより約１．０％優れた燃料燃焼を有する。

以上、ガスタービンエンジンのノズル組立体の一実施形態を詳細に説明した。示された組立体は本明細書中で説明された特定の実施形態に限定されず、各組立体の構成要素は本明細書中で説明された他の構成要素から独立して別個に利用されてもよい。

本発明を種々の特定の実施形態によって説明したが、特許請求の範囲の趣旨の範囲内で変形を伴って本発明を実施できることは当業者により認識されるであろう。

航空機ターボファンエンジン組立体の一例を概略的に示した側面図である。 図１のタービンエンジンと共に使用されるノズル組立体の一例を示した端面図である。 図２のノズル組立体を示した側面図である。 図３のノズル組立体を示した輪郭図である。 フラップが展開されている間のノズル組立体を示した別の端面図である。 フラップが展開されている間の図３のノズル組立体を示した輪郭図である。 フラップが展開されている間の図３のノズル組立体を示した輪郭図である。 第２の動作位置にある図２のノズル組立体を示した部分輪郭図である。 第１の動作位置にある図２のノズル組立体を示した部分輪郭図である。

符号の説明

１０…ターボファンエンジン組立体、１１…ノズル組立体、２０…コアガスタービンエンジン、２２…コアカウル、２４…ナセル、２６…バイパス導管、５０…第１の部材、５４…第２の部材、５６、５８…第１の部材の側壁、６０、６２…第２の部材の側壁、７２、７４…導管部分、８０、８２…フラップ、１０１…アクチュエータ、１０２…ヒンジ、１０６…延長ロッド、１０９…ヒンジ、１１０…リンク、１３０…第１の動作位置、１３２…第２の動作位置

Claims (10)

1. ガスタービン航空機エンジンのノズル組立体（１１）において、
   ナセル（２４）と；
   少なくとも一部分が前記ナセルの内部に配置されたコアカウル（２２）であって、前記ナセルと前記コアカウルとの間に環状ファンバイパス導管（２６）が規定されるように、前記コアカウル及び前記ナセルが互いにほぼ同心に整列されるコアカウル（２２）と；
   互いに対向する側壁（５６、５８）及び前記側壁の各々にヒンジ結合された第１のフラップ（８０）を具備し、前記ナセルを前記コアカウルに結合する第１の部材（５０）と；
   前記第１の部材に対向し、互いに対向する側壁（６０、６２）及び前記側壁の各々にヒンジ結合された第２のフラップ（８２）を具備し、前記ナセルを前記コアカウルに結合する第２の部材（５４）とを具備し、前記ファンバイパス導管のスロート面積を変化させるために、前記第１のフラップ及び前記第２のフラップは、第１の動作位置（１３０）と第２の動作位置（１３２）との間で選択的に位置決め可能であるノズル組立体（１１）。
2. 前記第１の部材（５０）及び前記第２の部材（６２）は互いに関してほぼ同一平面において整列され、前記ファンバイパス導管（２６）をほぼ同一の流れ面積を有する２つの導管部分（７２、７４）に分割する請求項１記載のノズル組立体（１１）。
3. 前記第１のフラップ（８０）及び前記第２のフラップ（８２）の各フラップは、前記ガスタービン航空機エンジンを通る中心線（４４）に関して測定された０°〜２０°の角度で選択的に位置決め可能である請求項１記載のノズル組立体（１１）。
4. 前記第１の部材（５０）の前記第１のフラップ（８０）は前記第２の部材（５４）の前記第２のフラップ（８２）より長い請求項１記載のノズル組立体（１１）。
5. 前記第１の部材（５０）及び前記第２の部材（５２）の各々は幅を有し、前記第２の部材の幅は前記第１の部材の幅より狭い請求項１記載のノズル組立体（１１）。
6. 前記ノズル組立体は複数のアクチュエータ（１０１）を更に具備し、前記アクチュエータの各々は前記フラップ（８０、８２）のうち１つを前記対応する側壁（５６、６０）に結合する請求項１記載のノズル組立体（１１）。
7. 各アクチュエータ（１０１）は作動機構と、前記作動機構を動作させることにより、前記フラップ（８０、８２）が移動するように、前記作動機構をリンク（１１０）に接続する延長ロッド（１０６）とを含む請求項６記載のノズル組立体（１１）。
8. コアガスタービンエンジン（２０）と；
   ナセル（２４）と；
   少なくとも一部分が前記ナセルの内部に配置されたコアカウル（２２）であって、前記ナセルと前記コアカウルとの間に環状ファンバイパス導管（２６）が規定されるように、前記コアカウル及び前記ナセルが互いにほぼ同心に整列されるコアカウル（２２）と；
   互いに対向する側壁（５６、５８）及び前記側壁の各々にヒンジ結合された第１のフラップ（８０）を具備し、前記ナセルを前記コアカウルに結合する第１の部材（５０）と；
   前記第１の部材に対向し、互いに対向する側壁（６０、６２）及び前記側壁の各々にヒンジ結合された第２のフラップ（８２）を具備し、前記ナセルを前記コアカウルに結合する第２の部材（５４）とを具備し、前記ファンバイパス導管のスロート面積を変化させるために、前記第１のフラップ及び前記第２のフラップは第１の動作位置（１３０）と第２の動作位置（１３２）との間で選択的に位置決め可能であるターボファンエンジン組立体（１０）。
9. 前記第１の部材（５０）及び前記第２の部材（５４）は互いに関してほぼ同一平面において整列され、前記ファンバイパス導管（２６）をほぼ同一の流れ面積を有する２つの導管部分（７２、７４）に分割する請求項８記載のターボファンエンジン組立体（１０）。
10. 前記第１のフラップ（８０）及び前記第２のフラップ（８２）の各フラップは、前記ターボファンエンジン組立体を通る中心線（４４）に関して測定された約０°〜約２０°の角度で選択的に位置決め可能である請求項８記載のターボファンエンジン組立体（１０）。

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