JP7500611B2 - 音響処理を含む逆推力装置カスケード - Google Patents

Description

本発明は、航空機のターボ機械によって放射される音波の音響処理に関し、より詳細には、ターボ機械の逆推力装置における音波の処理に関する。

ターボ機械が動作しているとき、ターボ機械の流れと固体部分との間の相互作用は、ターボ機械の両側に伝播するノイズ生成の原因となる。

この音響放射を減衰させる手段の１つは、音波と接触する表面と一体化された音響処理手段である。

従来、ターボジェットの音響処理、より正確にはロータとその周囲環境との相互作用によって放射されるノイズの音響処理は、音波が伝播するダクトの濡れ面に配置された吸収パネルによって達成される。濡れ面とは、流体流と接触する表面を意味する。これらのパネルは、一般に、ハニカムを形成する吸音セルを閉じ込めるサンドイッチ型の複合材料である。

例えば、従来技術では、ターボ機械のナセルの壁を裏打ちする従来のハニカム音響処理構造を有する一つの自由度、すなわちＳＤＯＦを有する音響パネルが知られている。

共振空洞を使用する音響処理パネルの技術の動作原理のために、音響処理パネルの半径方向の嵩、すなわち半径方向の厚さは、音響減衰の最大有効性を得るために目標とされる処理周波数に依存する。

しかしながら、エンジンアーキテクチャでは、ブレード付きホイールの回転速度はますます遅くなり、ブレード付きホイール上のブレードの数はますます少なくなり、これにより、ファンおよび整流器段を含むモジュール、または「出口ガイドベーン」モジュールの場合はファン－ＯＧＶに関連するノイズの主要周波数の低下を引き起こす。その結果、音響パネルの最適な厚さとナセル内で利用可能な容積との間の整合は、現在満たされていない。

航空機を減速させるために、ターボ機械は、一般に、逆推力装置を備える。カスケードの作用に基づく逆推力装置の主に２つの技術が存在する。２つのタイプのカスケード型逆推力装置、すなわち、固定カスケード型逆推力装置および摺動接続を有するカスケード型逆推力装置が区別される。

それぞれ逆推力が非作動とされる位置および逆推力が作動される位置における、従来技術の第１の公知の実施形態にかかるターボ機械１の水平面内の概略断面図が図１Ａおよび図１Ｂに示されている。

ターボ機械１は、軸線方向Ｄ_Ａ、半径方向Ｄ_Ｒ、および周方向Ｄ_Ｃを画定する軸線Ｘの周りに軸対称性を有するナセル２と、ファン３と、一次流４と、二次流と、一次整流器段５と、二次整流器段６と、カスケード８を含むカスケード型逆推力装置７とを備える。

固定カスケード型逆推力装置を備えたターボ機械を示す図１Ａおよび図１Ｂに示すように、固定カスケード型逆推力装置では、カスケード８は、ナセル２の上流部分２１に埋め込まれ、すなわち固定されており、ナセル２の下流部分２２と摺動接続しており、上流および下流は、ターボ機械１内のガス流Ｆの流れ方向に対して画定されている。下流に並進すると、ナセル２の下流部分２２は、ナセル２の内部の流れとターボ機械１が移動する周囲の媒体との間の唯一の界面となるカスケード８を露出させる。

それぞれ逆推力が非作動とされる位置および逆推力が作動される位置における、従来技術の第２の実施形態にかかるターボ機械１の水平面内の概略断面図が図２Ａおよび図２Ｂに示されている。

摺動接続を有するカスケード型逆推力装置を備えたターボ機械１を示す図２Ａおよび図２Ｂに示すように、固定カスケード逆推力装置では、カスケード８は、ナセル２の上流部分２１に対して摺動接続し、ナセル２の下流部分２２に対して埋込接続している。下流に並進すると、ナセル２の下流部分２２は、カスケード８をナセル２から押し出して、ナセル２の内部の流れと周囲媒体との間の界面に位置する。

逆推力装置は、着陸段階の終わりにのみ使用されるが、推進アセンブリの性能にとって非常に不利なコスト、質量および嵩の双方を表す。ナセルにおいて使用される容積は、ターボ機械によって放射される音波の音響処理のために、従来技術では特に使用されることができない。

二次流れの内側に配置されて流れをナセルの外側の上流に偏向させるドア型逆推力装置を使用する推進アセンブリアーキテクチャでは、従来の音響処理を統合するための公知の慣行は、逆推力装置ドアのキャビティ内に音響パネルを統合することからなる。この慣行は、単に、ファンケーシングにおいて行われるように、従来の吸収パネルを利用可能な容積に統合することからなる。

本発明は、ナセルの外側のターボ機械の上流の空気の流れを再配向することと、逆推力装置が作動されたときにカスケードを通るヘッド損失を最小にすることと、逆推力装置が非作動のときに吸音の有効性を最大にすることとの双方を可能にするカスケード型逆推力装置を供給しようとするものである。

本発明の１つの目的は、航空機のターボ機械用のカスケード型逆推力装置を提案するものであり、この装置は、逆推力装置カスケードおよびケーシングを備える。カスケードは、第１の方向および第２の方向を画定する第１の平面内に延在し、第１のキャビティを含む。ケーシングは、前記第１の方向に直交する平面内に延在し且つ前記カスケードが前記第１の方向に挿入されることができるハウジングを画定する開口部を備える。ケーシングおよびカスケードは、カスケードが完全にハウジング内に配置される逆推力装置の第１の位置と、前記カスケードが少なくとも部分的に前記ハウジングの外側にある逆推力装置の第２の位置との間で、第１の方向に互いに対して相対的に並進する。

本発明の一般的な特徴によれば、ケーシングは、第１の平面に平行な第２の平面に延在する第２のキャビティを含む音響処理パネルを備え、各第１のキャビティは、音響処理セルを形成するように、逆推力装置が第１の位置にある場合に第２のキャビティに面する。

逆推力装置カスケードは、環状の一体型カスケードによって、または円形もしくは多角形の基部を有する中空シリンダを形成するように、一体に組み立てられることができる複数のカスケードセクションによって形成されることができる。

同様に、音響処理パネルは、単一ピースの環状パネルによって、または一体に組み立てられて円形または多角形基部を有する中空シリンダを形成することができる複数のパネルセクションによって形成されることができる。

逆推力装置カスケードは、通常、金属構造、逆推力段階中に受ける空気力学的負荷に耐える寸法によって特徴付けられる。この構造はまた、ヘッド損失を生成する。セルは、流体が循環することができる４つの壁から構成される容積である。セルの密度が高すぎると、空気の通過に対する抵抗が大きすぎるという事実に起因して、逆推力装置の有効性を損なう可能性がある。

一方、吸音パネル構造は、空気力学的負荷を受けない。それらを構成する仕切は非常に薄く、それらの小さい容積は、パネルのチューニング、すなわち最大減衰周波数を最適化することを可能にする。

したがって、逆推力および音響処理の２つの機能は、非常に異なるセル構造を必要とする。

カスケード型逆推力装置がターボジェットに取り付けられる場合、第１の方向は、ターボジェットの軸線方向に対応し、第２の方向は、カスケードが少なくとも部分的に環状である場合はターボジェットの周方向に対応し、カスケードが平坦である場合、換言すれば湾曲していない場合はターボジェットの周方向に接する方向に対応する。

したがって、逆推力装置が、逆推力が非作動である第１の位置にある場合、カスケードの第１のキャビティは、音響処理パネルの第２のキャビティを継続し、第２のキャビティは、共振キャビティである。第１の平面に直交する方向、例えば半径方向における第１のキャビティおよび第２のキャビティの重ね合わせは、その高さが第１の平面に直交する方向において第２のキャビティの高さよりも高い音響処理セルを形成することを可能にする。したがって、第２および第１のキャビティの重ね合わせによって形成された音響処理セルは、一方では音響波の吸収を増加させ、他方では音響処理パネルのみによるよりも低い周波数の音響波を吸収することを可能にする処理高さを備える。

逆推力装置の第１の態様では、逆推力装置カスケードは、第１の方向に連続して配置され且つ互いに平行である第１の仕切と、前記第１の仕切と交差し且つそれぞれが互いに平行で第１の方向に平行な平面内に延在する第１の横仕切とを備えることができる。音響処理パネルは、第１の方向に連続して配置され且つ互いに平行な第２の仕切と、前記第２の仕切と交差し且つそれぞれが互いに平行で第１の方向に平行な平面内に延在する第２の横仕切とを備えることができ、第１のキャビティは、それぞれ、２つの第１の仕切および２つの第１の横方向仕切によって画定され、第２のキャビティは、それぞれ、２つの第２の仕切および２つの第２の横仕切によって画定される。各第１の仕切は、第１の平面と交差する方向の第２の仕切の続きに配置されることができ、各第１の横仕切は、逆推力装置が前記第１の位置にある場合に第１の平面と交差する前記方向における第２の横仕切の続きに配置されることができる。

第１の仕切は、このタイプのカスケードを備えた逆推力装置を含むターボ機械の内側のガス流の流れ方向と交差する方向に配向されるように意図される。カスケードがターボ機械上の逆推力装置に取り付けられる場合、ターボ機械の方位角方向または半径方向に配向された第１の仕切は、逆推力の機能を保証するために不可欠である。実際に、これらの第１の仕切により、逆推力装置が取り付けられるナセルの内側において流れを循環する空気流が捕捉されることができ、ナセルの外側においてナセルの内側の流れの流れ方向に対してターボ機械の上流に再配向されることができる。

第１の横仕切は、このタイプのカスケードを備えた逆推力装置を含むターボ機械の内側のガス流の方向に配向されるように意図される。カスケードがターボ機械上の逆推力装置に取り付けられる場合、ターボ機械の軸線方向に配向された第１の横仕切は、逆推力の機能に不可欠ではない。一方、それらは、ターボ機械によって生成された音響波を減衰させることを可能にする共振キャビティの形成を可能にする。

逆推力装置の第２の態様では、音響処理パネルの第２の仕切は、前記逆推力装置カスケードに面する第１の端部と、第１の端部の反対側の第２の端部とを備えることができる。そして、各第２の仕切について、第２の仕切の第２の端部における第２の仕切への接線は、逆推力装置が前記第１の位置にある場合、前記第１の平面に平行な平面と第１の角度を形成することができ、第１の角度は、６０°と１２０°との間に含まれる。

逆推力装置カスケードに面する端部と反対側の端部への音響処理パネルの第２の仕切のこの配向は、音響処理セルの実質的に半径方向の配向を画定することを可能にし、仕切における望ましくない音響反射に起因する共振器の動作の不利益を回避する。

したがって、音響処理パネルの第２の仕切は、おそらく１つ以上の変曲点によって湾曲されることができる。音響処理パネルにおける第２の湾曲した仕切の使用は、第１の平面に直交する方向におけるカスケードに対するパネルの位置に関係なく、カスケードの推力反転の機能を低下させることなく音響処理の有効性を最大化することを可能にする。

したがって、第２の仕切の第２の端部は、第１の平面に垂直な方向、すなわち半径方向における逆推力装置カスケードに対する音響処理パネルの位置に応じて、音響処理セルへの入口または音響処理セルの出口のいずれかとすることができる。

逆推力装置の第３の態様では、逆推力装置カスケードの第１の仕切は、音響処理パネルに面する第１の端部と、第１の端部の反対側の第２の端部とを備えることができる。そして、各第１の仕切について、逆推力装置が前記第１の位置にある場合、第１の仕切の第１の端部における第１の仕切の接線は、第２の仕切の第１の端部における第２の仕切の接線と第２の角度を形成することができ、第２の角度は、－２０°～＋２０°の間に含まれる。

逆推力装置カスケードの第１の仕切および音響処理パネルに面する一端のこの配向は、逆推力装置カスケードと音響処理パネルとの間の界面におけるセルの配向に関して比較的小さなギャップを画定することを可能にし、したがって、逆推力の機能を乱すことなく、仕切における望ましくない音響反射に起因する共振器の動作の不利益を回避することができる。

逆推力装置の第４の態様では、カスケードの第１の仕切は、前記第１の平面に直交する方向の第１の曲率を備えることができ、パネルの第２の仕切は、第１の曲率とは異なる前記第１の平面に直交する方向の第２の曲率を備えることができる。逆推力装置の第１の位置に形成された音響処理セルは、第１の方向に直交し且つそれぞれが互いに連続して第１の仕切および第２の仕切によって形成された２つの波状壁を備えることができる。

したがって、音響処理セルの前記２つの壁は、起伏、すなわち、逆推力装置カスケードが逆推力に使用されるときに逆推力装置カスケードの逆推力の有効性をなおも維持しながら、セルによる音響吸収を最大化することを可能にする変曲点を有する曲線を有する。

逆推力装置の第５の態様では、第１のキャビティおよび第２のキャビティは、前記第１の平面に平行な断面において同じ形状を有することができる。

逆推力装置の第６の態様では、ケーシングはまた多孔質界面を具備することができ、多孔質界面は、少なくとも１つの多孔質材料層から形成され且つ逆推力装置が第１の位置にある場合に音響処理パネルとカスケードとの間の界面に配置された、０．５～２０ｍｍの間に含まれる厚さを有し、厚さは、前記第１の平面に垂直な方向に延在している。

多孔質界面の追加は、音響処理パネルの仕切と逆推力装置カスケードの仕切との間の接合部におけるより良い封止を確保するとともに、逆推力装置の機能が使用されている場合、すなわち装置が第２の位置にある場合、逆推力装置カスケードの摺動を改善するための有用なクリアランスをなおも提供しながら、２つのセル構造、すなわち音響処理パネルと逆推力装置カスケードとの間の界面を改善することを可能にする。

逆推力装置の第７の態様では、音響処理セルは、１０～１００ｍｍの間に含まれる高さを具備することができ、高さは、第１の平面に垂直な方向において測定される。

逆推力装置の第８の態様では、ケーシングは、それぞれが前記第１の平面に平行に延在する穿孔壁および音響反射壁を備えることができ、カスケードおよび音響処理パネルは、逆推力装置が第１の位置にある場合に穿孔壁と音響反射壁との間に配置される。

逆推力装置の第９の態様では、穿孔壁は、前記カスケードまたは前記１つの音響処理パネルに接着することによって、すなわち直接接着することによって直接組み立てられることができる。

逆推力装置の第１０の態様では、音響処理パネルは、逆推力装置が第１の位置にある場合に穿孔壁と逆推力装置カスケードとの間に配置されることができる。

逆推力装置の第１１の態様では、音響処理パネルは、逆推力装置が第１の位置にある場合に音響反射壁と逆推力装置カスケードとの間に配置されることができる。

逆推力装置の第１２の態様では、摺動接続を有するカスケード型逆推力装置を備えたターボ機械では、カスケードが移動可能であり、ケーシングが固定されて逆推力装置を使用することができ、または固定されたカスケード逆推力装置を備えたターボ機械では、カスケードが固定されることができ、ケーシングが移動可能であり、逆推力装置を使用することができる。

本発明の別の目的では、航空機に取り付けられるように意図されたターボ機械であって、ターボ機械が、軸線方向および半径方向を画定する軸対称ナセルを備え、ナセルが、半径方向の厚さを含み、ハウジングがカスケード型逆推力装置のカスケードを受け入れるためにその厚さにおいて軸線方向に延在する、ターボ機械が提案される。

本発明のこの目的の一般的な特徴によれば、ターボ機械は、上記で定義されたカスケード型逆推力装置を備えることができ、カスケードは、逆推力が必要とされない場合、ターボ機械のナセルの対応するハウジング内に配置される。

本発明の別の目的では、上記定義された少なくとも１つのターボ機械を備える航空機が提案される。

本発明は、添付の図面を参照して、限定ではなく、示唆として、以下に行われるものを読むと、よりよく理解されるであろう：

既に説明された図１Ａは、逆推力装置が非作動の位置における、従来技術の第１の公知の実施形態にかかるターボ機械の長手方向平面における概略断面図を示している。 既に説明された図１Ｂは、逆推力装置が作動される位置における、従来技術の第１の公知の実施形態にかかるターボ機械の長手方向平面における概略断面図を示している。 既に説明された図２Ａは、逆推力装置が非作動の位置における、従来技術の第２の公知の実施形態にかかるターボ機械の長手方向平面における概略断面図を示している。 既に説明された図２Ｂは、逆推力装置が作動される位置における、従来技術の第２の公知の実施形態にかかるターボ機械の長手方向平面における概略断面図を示している。 図３は、本発明の第１の実施形態にかかる、逆推力装置が非作動の位置におけるカスケード型逆推力装置の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図を示している。 図４は、本発明の第１の実施形態にかかる、逆推力装置が作動される位置におけるカスケード型逆推力装置の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図を示している。 図５は、逆推力装置のカスケードの軸線方向および周方向を含む平面における断面図を概略的に示している。 図６は、逆推力装置の音響処理パネルの軸線方向および周方向を含む平面における断面図を概略的に示している。 図７は、本発明の第２の実施形態にかかる、逆推力装置が非作動の位置における逆推力装置の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図を示している。 図８は、本発明の第２の実施形態にかかる、逆推力装置が作動される位置におけるカスケード型逆推力装置の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図を示している。 図９は、装置の第１の位置における第１の仕切および第２の仕切の配置を示す図７の拡大図である。 図１０は、本発明の第３の実施形態にかかる、逆推力装置が非作動の位置におけるカスケード型逆推力装置の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図を示している。 図１１は、本発明の第３の実施形態にかかる、逆推力装置が作動される位置におけるカスケード型逆推力装置の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図を示している。 図１２は、装置の第１の位置における第１の仕切および第２の仕切の配置を示す図１０の拡大図である。 図１３は、本発明の第４の実施形態にかかる、逆推力装置が非作動の位置におけるカスケード型逆推力装置の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図を示している。 図１４は、本発明の第４の実施形態にかかる、逆推力装置が作動される位置におけるカスケード型逆推力装置の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図を示している。 図１５は、本発明の第５の実施形態にかかる、逆推力装置が作動される位置におけるカスケード型逆推力装置の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図を示している。 図１６は、本発明の第５の実施形態にかかる、逆推力装置が作動される位置におけるカスケード型逆推力装置の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図を示している。 図１７は、本発明の第６の実施形態にかかる、逆推力装置が非作動の位置におけるカスケード型逆推力装置の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図を示している。 図１８は、本発明の第６の実施形態にかかる、逆推力装置が作動される位置におけるカスケード型逆推力装置の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図を示している。

図３～図１２において、ターボ機械１は、図２Ａおよび図２Ｂに記載の動作にしたがって動作することができる逆推力装置７０を備える。ターボ機械は、軸線方向Ｄ_Ａ、半径方向Ｄ_Ｒ、および周方向Ｄ_Ｃを画定する軸線Ｘの周りに軸対称性を有するナセルを備える。

図３および図４には、それぞれ逆推力装置が非作動の位置および逆推力装置が作動される位置における、本発明の第１の実施形態にかかる航空機のターボ機械に取り付けられたカスケード型逆推力装置の、軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図が示されている。

逆推力装置７０は、カスケードリングを形成するように組み立てられた複数のカスケード８０を備える。リングは、円筒形基部または多角形基部を有することができ、カスケード８０は、ターボ機械の軸線方向Ｄ_Ａおよび周方向Ｄ_Ｃを含む曲面、または軸線方向Ｄ_Ａおよび周方向Ｄ_Ｃに接する方向を含む直線面のいずれかにそれぞれ延在している。

図示の実施形態では、カスケード８０は、説明およびラベルを容易にするために湾曲されており、軸線方向Ｄ_Ａおよび周方向Ｄ_Ｃを含む、以下では第１の平面と呼ばれる湾曲平面内に主に延在している。

第１の平面に平行な断面におけるカスケード８０の断面図である図５に示すように、各カスケード８０は、内部において第１の仕切８２を周方向Ｄ_Ｃに延在させ、第１の横仕切８３を軸線方向Ｄ_Ａに延在させるフレーム８１を備える。フレーム８１、第１の仕切８２、および第１の横仕切８３は、５ｍｍ～５０ｍｍの間に含まれる半径方向Ｄ_Ｒの高さを有する。

第１の仕切８２の厚さは、それらが受ける負荷に耐えるのに十分な厚さであるが、カスケード内の質量およびヘッド損失を最小限に抑えるために可能な限り薄いように、０．５ｍｍ～５ｍｍの間に含まれる。

第１の仕切８２は、逆推力装置が作動されたときに推力を反転させるために、ガス流Ｆをナセル２の外側およびターボ機械１の上流に配向するように意図された方位角仕切である。第１の横仕切８３は、逆推力装置が非作動であるときに、ターボ機械によって生成される音波を吸収するために、第１の仕切８２と共に、第１のキャビティ８４を画定するように意図された軸線方向仕切である。

互いに隣接する２つの第１の横仕切８３を隔てる周方向Ｄ_Ｃの距離は、２つの第１の仕切８２を隔てる軸線方向Ｄ_Ａの距離に等しく、したがって、キャビティ内の平面波の音響伝播に有利に働く。

カスケード８０は、装置７０が取り付けられるターボ機械１の軸線方向Ｄ_Ａにおいて、第１の軸線方向端部８１０および第２の軸線方向端部８１２を備える。図３および図４に示すように、図３～図１２に示され且つ図２Ａおよび図２Ｂに記載される動作にしたがって動作することができる実施形態では、カスケード８０の第２の軸線方向端部８１２は、ナセル２の上流部分２１に対して移動可能なナセル２の下流部分２２に固定される。

ターボ機械１のナセル２の上流部分２１に収容された逆推力装置７０は、パネルリングを形成するように組み立てられた複数のケーシング７１を備える。リングは、円筒形基部または多角形基部を有することができ、ケーシング７１は、ターボ機械１の軸線方向Ｄ_Ａおよび周方向Ｄ_Ｃを含む曲面、または軸線方向Ｄ_Ａおよび周方向Ｄ_Ｃに接する方向を含む直線平面のいずれかにそれぞれ延在している。

図示の実施形態では、ケーシングの７１は、説明およびラベルを容易にするために湾曲されており、軸線方向Ｄ_Ａおよび周方向Ｄ_Ｃを含む湾曲平面内に主に延在している。

各ケーシング７１は、穿孔壁７２、音響反射壁７３、および音響処理パネル７４を含む。ケーシング７１は、ターボ機械１の回転軸から離れて移動する半径方向平面Ｄ_Ｒにおいて、穿孔壁７２、音響処理パネル７４、カスケード８０を収容するように構成されたハウジング７５、および音響反射壁７３を連続して備える。

ケーシング７１はまた、ハウジング７５と連通する開口部７６を備え、開口部は、ナセル２の下流部分２２に面するケーシング７１の軸線方向端部において半径方向Ｄ_Ｒおよび周方向Ｄ_Ｃを含む平面内に延在している。

逆推力装置が非作動であるとき、逆推力装置７０は、カスケード８０がケーシング７１のハウジング７５内に配置される図３に示す第１の位置にある。

逆推力装置が作動されると、逆推力装置７０は、カスケード８０がナセルの下流部分２２と並進してケーシング７１から軸線方向Ｄ_Ａに引き出され、ハウジング７５を少なくとも部分的に自由にする、図４に示す第２の位置にある。

音響処理パネル７４は、カスケード８０が延在する第１の平面に平行な第２の平面においてケーシング７１内に配置され、音響パネル７４は、穿孔壁７２に接着されている。

各ケーシング７１の音響処理パネル７４は、第２の仕切７４２および第２の横仕切を備える。

第１の平面に平行な断面における音響処理パネル７４の断面図である図６に示すように、各音響処理パネル７４は、その内側において、周方向Ｄ_Ｃに第２の仕切７４２をおよび軸線方向Ｄ_Ａに第２の横仕切７４３を延在させるフレーム７４１を備える。

第２の仕切７４２は、方位角仕切であり、第２の横仕切７４３は、軸線方向仕切である。第２の仕切７４２および第２の横仕切７４３は、逆推力装置がその第１の位置にある場合に、ターボ機械によって生成される音響波の吸収のためにそれらの間に第２のキャビティ７４４を画定する。

互いに隣接する２つの第２の横仕切７４３を隔てる周方向Ｄ_Ｃの距離は、２つの第２の仕切７４２を隔てる軸線方向Ｄ_Ａの距離に等しく、したがって、キャビティ内の平面波の音響伝播に有利に働く。

さらに、音響処理パネル７１とカスケード８０との間の界面において、各ケーシング７０は多孔質界面７７を備え、多孔質界面７７は、並進中のハウジング７５におけるカスケード８０の摺動をなおも容易にしながら、異なる仕切間のより良い封止を確実にすることによって２つのセルラー構造間の界面を改善するために、いくつかの多孔質材料層から形成され、且つ半径方向Ｄ_Ｒにおいて０．５ｍｍ～２０ｍｍの間に含まれる厚さＥを有する。

図３に示すように、逆推力装置７０がその第１の位置にある場合、第１のキャビティ８４、第１の仕切８２および第１の横仕切８３は、それぞれ、第２のキャビティ７４４、第２の仕切７４２および第２の横仕切７４３と重ね合わされ、したがって、共振キャビティ７１０、または音響処理セルを形成し、そのそれぞれの容積は、第１のキャビティ８４の容積および第２のキャビティ７４４の容積の合計に対応する。したがって、音響処理セル７１０は、音響処理パネル７４の高さ、多孔質界面７７の厚さＥ、およびカスケード８０の高さの合計に対応する半径方向Ｄ_Ｒの高さＨにおいて延在している。音響処理セルの高さＨは、１０ｍｍ～１００ｍｍの間に含まれる。

図３および図４に示される第１の実施形態では、第１のキャビティ８４および第２のキャビティ７４４は、軸線方向Ｄ_Ａおよび周方向Ｄ_Ｃを含む断面において同一の形状を有し、第１の仕切８２および第２の仕切７４２は、それぞれ、純粋に半径方向に延在している。したがって、逆推力装置７０の第１の位置では、第１の横仕切８３のそれぞれは、第２の横仕切７４３の１つに続くだけでなく、より正確には、第２の横仕切７４３の１つと位置合わせされる。

図７および図８に示されているのは、それぞれ逆推力装置が非作動の位置および逆推力装置が作動される位置における、本発明の第２の実施形態にかかる航空機のターボ機械に取り付けられたカスケード型逆推力装置７０の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図である。

図７および図８に示される第２の実施形態の逆推力装置７０は、カスケード８０の第１の横仕切８３および音響処理パネル７０の第２の横仕切７４３が、それぞれ、仕切が半径方向Ｄ_Ｒにおいて直線である、すなわちそれらが半径方向に延在している第１の実施形態とは異なり、半径方向Ｄ_Ｒおよび軸線方向Ｄ_Ａを含む断面において曲率を有するという点で、図３および図４に示される第１の実施形態とは異なる。

第２の実施形態における逆推力装置７０の第１の位置における第１の仕切８２および第２の仕切７４２の配置を示す図７の拡大図である図９に示すように、音響処理パネル７４の第２の仕切７４２の曲率は、図９に第１の曲線Ｃ１によって示され、カスケード８０の第１の仕切８２の曲率は、第２の曲線Ｃ２によって示されている。

各仕切７４２および８２が、半径方向Ｄ_Ｒに直交する平面で取られた、無限の断面の半径方向の積み重ねによって形成されると考えられる場合、各断面の中心を通り且つ音響処理セル７の高さＨにわたって第１の曲線Ｃ１と第２の曲線Ｃ２とのアセンブリによって形成される音響処理セル７１０の全高Ｈにわたって延在する曲線を定義することが可能である。

音響処理パネル７４の第２の仕切７４２は、前記逆推力装置カスケード８０に面する第１の端部７４２０と、第１の端部７４２０の反対側で多孔質壁７２に面する第２の端部７４２５とを備える。

そして、カスケード８０の第１の仕切８２は、それぞれ、音響処理パネル７４に面する第１の端部８２０と、第１の端部８２０の反対側で音響反射壁７３に面する第２の端部８２５とを備える。

したがって、第２の仕切７４２の第２の端部７４２５は、音響処理セル７１０の入口にある。

さらに、各第２の仕切７４２について、軸線方向Ｄ_Ａおよび半径方向Ｄ_Ｒを含む断面において、第２の端部７４２５で取られた第２の仕切７４２への接線Ｔ１１は、６０°と１２０°との間に含まれる前記第１の平面に平行な平面と第１の角度Ａを形成し、穿孔壁７２は、前記第１の平面において、第２の仕切７４２の第２の端部７４２５まで延在している。

ナセルの内側を循環する流れに面する、第２の端部７４２５における音響処理パネル７４の第２の仕切７４２のこの配向は、音響処理セル７１０の実質的に半径方向の配向を画定することを可能にし、仕切における望ましくない音響反射に起因する共振器の動作の不利益を回避する。

したがって、音響処理パネルの第２の仕切７４２は湾曲している。音響処理パネル７４における湾曲した第２の仕切７４２の使用は、第１の平面に直交する方向におけるカスケードに対するパネルの位置に関係なく、カスケードの逆推力の機能を低下させることなく音響処理の有効性を最大化することを可能にする。

さらに、各第１の仕切８２について、軸線方向Ｄ_Ａおよび半径方向Ｄ_Ｒを含む断面において、第１の端部８２０における第１の仕切８２への接線Ｔ２は、逆推力装置７０が前記第１の位置にある場合に第１の端部７４２０における第２の仕切７４２への接線Ｔ１と第２の角度Ｂを形成する。第２の角度Ｂは、－２０°～＋２０°の間に含まれる。

第１の曲線Ｃ１は、第１の平面との第１の角度Ａを画定する。第１の角度Ａは、第１の平面と、第２の曲線Ｃ２に面する端部とは反対側の第１の曲線Ｃ１の端部への接線との間に形成される。

逆推力装置カスケード８０の第１の仕切８２のこの配向、およびそれらが互いに面する位置、すなわちカスケードとパネル７４との間の界面における第２の仕切７４２のこの配向は、音響処理セル７１０の連続性を有することを可能にし、したがって、逆推力の機能を乱すことなく、仕切における望ましくない音響反射に起因する共振器の動作の不利益を回避する。

逆推力装置カスケード８０の第１の仕切８２は全て同じ形状を有し、音響処理パネル７４の第２の仕切７４２も全て同じ形状を有し、音響処理セル７１０は、全て同じプロファイルを有し、このプロファイルは、第１および第２の仕切８２および７４２のプロファイルにしたがう。

第１および第２の曲線Ｃ１およびＣ２は、第２の角度Ｂを画定する。第２の角度Ｂは、第２の曲線Ｃ２に面する第１の曲線Ｃ１の端部における第１の曲線Ｃ１への接線と第１の曲線Ｃ１に面する第２の曲線Ｃ２の端部における第２の曲線Ｃ２への接線との間に形成される。

図１０および図１１には、それぞれ逆推力装置が非作動の位置および逆推力装置が作動される位置における、本発明の第３の実施形態にかかる航空機のターボ機械１４に取り付けられたカスケード型逆推力装置７０の軸線方向および半径方向を含む平面における概略断面図が示されている。

図１０および図１１に示される第３の実施形態の逆推力装置７０は、音響処理パネル７４およびカスケード８０の半径方向Ｄ_Ｒの位置が逆になるという点で、図７および図８に示される第２の実施形態とは異なる。

第３の実施形態では、カスケード８０は、半径方向Ｄ_Ｒにおいて、音響処理パネル７４の内側にある。したがって、図１０に示される逆推力装置７０の第１の位置では、カスケード８０は、ケーシング７１の穿孔壁７２と音響処理パネル７４との間において半径方向Ｄ_Ｒに延在し、多孔質界面７７は、半径方向Ｄ_Ｒにおいてパネル７４とカスケード８０との間に延在している。

第２の実施形態に関しては、カスケード８０の第１の横仕切８３および音響処理パネル７０の第２の横仕切７４３は、それぞれ、半径方向Ｄ_Ｒおよび軸線方向Ｄ_Ａを含む断面において湾曲している。

第２の実施形態における逆推力装置７０の第１の位置における第１の仕切８２および第２の仕切７４２の配置を示す図１０の拡大図である図１２に示すように、音響処理パネル７４の第２の仕切７４２の湾曲は、図１２に第１の曲線Ｃ１によって示され、カスケード８０の第１の仕切８２の湾曲は、第２の曲線Ｃ２によって示されている。

各仕切７４２および８２が、半径方向Ｄ_Ｒに直交する平面で取られた、無限の断面の半径方向の積み重ねによって形成されると考えられる場合、各断面の中心を通り且つ音響処理セル７の高さＨまで第１の曲線Ｃ１と第２の曲線Ｃ２とのアセンブリによって形成される音響処理セル７１０の全高Ｈにわたって延在する曲線を定義することが可能である。

音響処理セル７４の第２の仕切７４２は、前記逆推力装置カスケード８０に面する第１の端部７４２０と、第１の端部７４２０の反対側で音響反射壁７３に面する第２の端部７４２５とを備える。

そして、カスケード８０の第１の仕切８２は、それぞれ、音響処理パネル７４に面する第１の端部８２０と、第１の端部８２０の反対側で多孔質壁７２に面する第２の端部８２５とを備える。

したがって、第１の仕切８２の第２の端部８２５は、音響処理セル７１０の入口にある。

さらに、各第２の仕切７４２について、軸線方向Ｄ_Ａおよび半径方向Ｄ_Ｒを含む断面において、第２の端部７４２５で取られた第２の仕切７４２への接線Ｔ１１は、６０°と１２０°との間に含まれる前記第１の平面に平行な平面と第１の角度Ａを形成し、音響反射壁７３は、前記第１の平面において、第２の仕切７４２の第２の端部７４２５まで延在している。

第１の曲線Ｃ１は、第１の平面との第１の角度Ａを画定する。第１の角度Ａは、第１の平面と、第２の曲線Ｃ２に面する端部とは反対側の第１の曲線Ｃ１の端部への接線との間に形成される。

第２の端部７４２５における音響処理パネル７４の第２の仕切７４２のこの配向は、音響処理セル７１０の実質的に半径方向の配向を画定することを可能にし、仕切における望ましくない音響反射に起因する共振器の動作の不利益を回避する。

さらに、各第１の仕切８２について、軸線方向Ｄ_Ａおよび半径方向Ｄ_Ｒを含む断面において、第１の端部８２０における第１の仕切８２への接線Ｔ２は、逆推力装置７０が前記第１の位置にある場合に、第１の端部７４２０における第２の仕切７４２への接線Ｔ１と第２の角度Ｂを形成する。第２の角度Ｂは、－２０°～＋２０°の間に含まれる。

第１および第２の曲線Ｃ１およびＣ２は、第２の角度Ｂを画定する。第２の角度Ｂは、第２の曲線Ｃ２に面する第１の曲線Ｃ１の端部における第１の曲線Ｃ１への接線と、第１の曲線Ｃ１に面する第２の曲線Ｃ２の端部における第２の曲線Ｃ２への接線との間に形成される。

図１３～図１８において、ターボ機械１は、この場合、図１Ａおよび図１Ｂに記載の動作にしたがって動作することができる逆推力装置７０を備える。

図１３および図１４には、それぞれ逆推力装置が非作動の位置および逆推力装置が作動される位置における、本発明の第４の実施形態にかかる航空機のターボ機械１に取り付けられたカスケード型逆推力装置の、軸線方向Ｄ_Ａおよび半径方向Ｄ_Ｒを含む平面における概略断面図が示されている。

第４の実施形態は、カスケード８０がターボ機械１のナセル２の上流部分２１に固定され、ケーシング７１がナセル２の下流部分２２に作製される点で、第１の実施形態とは異なる。したがって、図１４、図１６および図１８に示すように、図１３～図１８に示され且つ図１Ａおよび図１Ｂに記載される動作にしたがって動作することができる実施形態では、カスケード８０の第１の軸線方向端部８１０は、ナセル２の下流部分２２に対して移動可能なナセル２の上流部分２１に固定される。

ケーシング７１は、ハウジング７５と連通する開口部７６を備え、開口部は、ナセル２の上流部分２１に面するケーシング７１の軸線方向端部において半径方向Ｄ_Ｒおよび周方向Ｄ_Ｃを含む平面内に延在している。

逆推力装置が非作動である場合、逆推力装置７０は、カスケード８０がケーシング７１のハウジング７５内に配置される図１３に示す第１の位置にある。

逆推力装置が作動されると、逆推力装置７０は、カスケード８０がケーシング７１から軸線方向Ｄ_Ａに引き出され、ケーシング７１がナセル２の下流部分２１と並進して、ハウジング７５を少なくとも部分的に自由にする、図１４に示す第２の位置にある。

図１５および図１６に示されるのは、それぞれ逆推力装置が非作動の位置および逆推力装置が作動される位置における、本発明の第５の実施形態にかかる航空機のターボ機械１に取り付けられたカスケード型逆推力装置の、軸線方向Ｄ_Ａおよび半径方向Ｄ_Ｒを含む平面における概略断面図である。

第５の実施形態は、カスケード８０がターボ機械１のナセル２の上流部分２１に固定され、ケーシング７１がナセル２の下流部分２２に作製される点で、第２の実施形態とは異なる。

図１７および図１８に示されるのは、それぞれ逆推力装置が非作動の位置および逆推力装置が作動される位置における、本発明の第６の実施形態にかかる航空機のターボ機械１に取り付けられたカスケード型逆推力装置の、軸線方向Ｄ_Ａおよび半径方向Ｄ_Ｒを含む平面における概略断面図である。

第６の実施形態は、カスケード８０がターボ機械１のナセル２の上流部分２１に固定され、ケーシング７１がナセル２の下流部分２２に作製される点で、第３の実施形態とは異なる。

したがって、本発明は、ナセルの外側のターボ機械の上流の空気流を再配向することと、逆推力装置が作動されたときにカスケードを通るヘッド損失を最小にすることと、逆推力装置が非作動のときに吸音の有効性を最大にすることとの双方を可能にするカスケード型逆推力装置を提供する。

Claims (16)

1. 航空機のターボ機械用のカスケード型逆推力装置であって、逆推力装置カスケードおよびケーシングを備え、カスケードが、第１の方向および第２の方向を画定する第１の曲面内に延在し、且つ第１のキャビティを含み、ケーシングが、第１の方向および第３の方向を画定する第２の曲面内に延在する開口部を備え、開口部は、前記第１の方向に直交する第３の方向に延在し、且つカスケードが前記第１の方向に挿入されることができるハウジングを画定し、ケーシングおよび前記カスケードが、カスケードが完全にハウジング内に配置される装置の第１の位置と、前記カスケードが少なくとも部分的に前記ハウジングの外側にある装置の第２の位置との間で、第１の方向に互いに対して相対的に並進し、
   ケーシングが、第１の曲面に平行な第３の曲面内に延在する第２のキャビティを含む音響処理パネルを備え、第１のキャビティの各キャビティは、装置が音響処理セルを形成するように第１の位置にある場合に第２のキャビティの各キャビティに面することを特徴とする、カスケード型逆推力装置。
2. 前記逆推力装置カスケードは、第１の方向に連続して配置され且つ互いに平行である第１の仕切と、前記第１の仕切と交差し且つそれぞれが互いに平行で第１の方向に平行な平面内に延在する第２の横仕切とを備え、前記音響処理パネルが、第１の方向に連続して配置され且つ互いに平行である第３の仕切と、前記第３の仕切と交差し且つそれぞれが互いに平行で第１の方向に平行な平面内に延在する第４の横仕切と、を備え、第１のキャビティが、それぞれ２つの第１の仕切および２つの第２の横仕切によって画定され、第２のキャビティが、それぞれ２つの第３の仕切および２つの第４の横仕切によって画定され、各第１の仕切が、第１の曲面と交差する方向において第３の仕切の続きに配置され、各第２の横仕切が、装置が前記第１の位置にある場合に第１の曲面と交差する前記方向において第４の横仕切の続きに配置される、請求項１に記載のカスケード型逆推力装置。
3. 前記音響処理パネルの第３の仕切は、前記逆推力装置カスケードに面する第１の端部と、第１の端部の反対側の第２の端部とを備え、第２の端部における各第３の仕切への接線が、逆推力装置が前記第１の位置にある場合、前記第１の曲面に平行な曲面と第１の角度を形成し、第１の角度が、６０°と１２０°との間に含まれる、請求項２に記載のカスケード型逆推力装置。
4. 前記逆推力装置カスケードの第１の仕切は、前記音響処理パネルに面する第１の端部と、第１の端部の反対側の第２の端部とを備え、第１の仕切の第１の端部における各第１の仕切への接線が、逆推力装置が前記第１の位置にある場合、第３の仕切の第１の端部における第３の仕切への接線と第２の角度を形成し、第２の角度が、－２０°～＋２０°の間に含まれる、請求項３に記載のカスケード型逆推力装置。
5. カスケードの第１の仕切は、第１の曲面に直交する方向における第１の曲率を備え、音響処理パネルの第３の仕切が、第１の曲率とは異なる第１の曲面に直交する方向における第２の曲率を備え、逆推力装置の第１の位置に形成された音響処理セルが、第１の方向に直交し且つそれぞれが互いに連続して第１の仕切および第３の仕切によって形成される２つの波状壁を備える、請求項２に記載のカスケード型逆推力装置。
6. 第１のキャビティおよび第２のキャビティは、前記第１の曲面に平行な断面において同じ形状を有する、請求項１に記載のカスケード型逆推力装置。
7. ケーシングは多孔質界面をも備え、多孔質界面は、０．５ｍｍ～２０ｍｍの間に含まれる厚さを有し且つ少なくとも１つの多孔質材料層から形成され、且つ逆推力装置が第１の位置にある場合に前記音響処理パネルと前記カスケードとの間の界面に配置され、厚さが前記第１の曲面に垂直な方向に延在している、請求項１に記載のカスケード型逆推力装置。
8. 音響処理セルは、第１の曲面に垂直な方向において１０ｍｍ～１００ｍｍの間に含まれる高さを有する、請求項１に記載のカスケード型逆推力装置。
9. ケーシングは、それぞれが前記第１の曲面に平行に延在する穿孔壁および音響反射壁を備え、カスケードおよび音響処理パネルは、逆推力装置が第１の位置にある場合に穿孔壁と音響反射壁との間に配置される、請求項１に記載のカスケード型逆推力装置。
10. 前記穿孔壁は、前記カスケードまたは前記音響処理パネルに接着することによって直接組み立てられる、請求項９に記載のカスケード型逆推力装置。
11. 音響処理パネルは、逆推力装置が第１の位置にある場合に穿孔壁と逆推力装置カスケードとの間に配置される、請求項９に記載のカスケード型逆推力装置。
12. 音響処理パネルは、逆推力装置が第１の位置にある場合に音響反射壁と逆推力装置カスケードとの間に配置される、請求項９に記載のカスケード型逆推力装置。
13. カスケードは移動可能であり、ケーシングは固定されている、請求項１に記載の装置。
14. カスケードは固定され、ケーシングは移動可能である、請求項１に記載の装置。
15. 航空機に取り付けられるように意図されたターボ機械であって、ターボ機械が、軸線方向および半径方向を画定する軸対称ナセルを備え、ナセルが、半径方向の厚さを含み、ハウジングがカスケード型逆推力装置のカスケードを受け入れるようにハウジングの厚さにおいて軸線方向に延在し、
    ターボ機械は、請求項１４に記載のカスケード型逆推力装置を備え、カスケードは、逆推力が必要とされない場合に、ターボ機械のナセルの対応するハウジング内に配置されることを特徴とする、ターボ機械。
16. 請求項１５に記載の少なくとも１つのターボ機械を備える航空機。

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