JPH0238200A - プッシュ型航空機エンジン - Google Patents
プッシュ型航空機エンジンInfo
- Publication number
- JPH0238200A JPH0238200A JP1145565A JP14556589A JPH0238200A JP H0238200 A JPH0238200 A JP H0238200A JP 1145565 A JP1145565 A JP 1145565A JP 14556589 A JP14556589 A JP 14556589A JP H0238200 A JPH0238200 A JP H0238200A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- engine
- disk
- wake
- blade
- aircraft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type
- B64D27/12—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type within, or attached to, wings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Braking Arrangements (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
発明の背景
現代のガスタービンエンジン技術は、３０以上のバイパ
ス比を特徴とする高効率で大形のプロップおよびファン
・エンジンが設計され製作される段階に達している。こ
の形式のエンジンの先駆的な例は、航空機エンジン工業
で周知のように、ゼネラル・エレクトリック・カンバニ
イのダクトなしファン拳エンジンＵＤＦ （登録商標）
である。
ス比を特徴とする高効率で大形のプロップおよびファン
・エンジンが設計され製作される段階に達している。こ
の形式のエンジンの先駆的な例は、航空機エンジン工業
で周知のように、ゼネラル・エレクトリック・カンバニ
イのダクトなしファン拳エンジンＵＤＦ （登録商標）
である。
この形式のエンジンは超高バイパス比エンジンと称され
ることが多く、３０馬力／平方フィート以上の範囲の高
いディスク荷重を何する二重反転ファンまたはプロップ
としても特徴付けられる。この形式のエンジンを装着す
る特定の配置は、ファン・ブレードまたはプロップが航
空機の翼のすぐ後に位置する翼装着プッシャ型エンジン
である。
ることが多く、３０馬力／平方フィート以上の範囲の高
いディスク荷重を何する二重反転ファンまたはプロップ
としても特徴付けられる。この形式のエンジンを装着す
る特定の配置は、ファン・ブレードまたはプロップが航
空機の翼のすぐ後に位置する翼装着プッシャ型エンジン
である。
ＧＥ ＵＤＦの場合のように、ファン・ブレードはし
ばしばエンジンの後部または後部付近にモしてナセルの
外周または外周付近に装着される。プッシャ型エンジン
が遭遇する問題は、翼の伴流とファンまたはプロップ・
ブレードとの相互作用（干渉）であり、この伴流干渉は
エンジンの作動および構造的一体性に影響する。理想的
には、翼の伴流がエンジンのディスクにまったくかがら
ないことが好ましいが、翼装置エンジン航空機ではこれ
は避けられない。ここでディスクは、エンジンの中心か
らファンまたはプロップ・ブレードの先端まで引いた半
径により画定される。エンジンを翼の後方で地面から適
当な高さに装着して、離陸の際にブレード先端が地面に
ぶつかる恐れをなくしながら、しかも十分に低くしてエ
ンジン質量およびスラスト・ベクトル位置が望ましくな
い位置にくるのを避ける。理想的には、構造的観点から
、エンジンをできるだけ翼の近くに取り付けたい。しか
し、そのような設計では、翼体流がエンジンのディスク
に流れこみ、１回転２回の動的な問題を生じ、ブレード
応力を増加する。この発明はかかる応力を最小にするか
軽減するものである。
ばしばエンジンの後部または後部付近にモしてナセルの
外周または外周付近に装着される。プッシャ型エンジン
が遭遇する問題は、翼の伴流とファンまたはプロップ・
ブレードとの相互作用（干渉）であり、この伴流干渉は
エンジンの作動および構造的一体性に影響する。理想的
には、翼の伴流がエンジンのディスクにまったくかがら
ないことが好ましいが、翼装置エンジン航空機ではこれ
は避けられない。ここでディスクは、エンジンの中心か
らファンまたはプロップ・ブレードの先端まで引いた半
径により画定される。エンジンを翼の後方で地面から適
当な高さに装着して、離陸の際にブレード先端が地面に
ぶつかる恐れをなくしながら、しかも十分に低くしてエ
ンジン質量およびスラスト・ベクトル位置が望ましくな
い位置にくるのを避ける。理想的には、構造的観点から
、エンジンをできるだけ翼の近くに取り付けたい。しか
し、そのような設計では、翼体流がエンジンのディスク
に流れこみ、１回転２回の動的な問題を生じ、ブレード
応力を増加する。この発明はかかる応力を最小にするか
軽減するものである。
発明のＬ１的
この発明の目的は、プッシャ型高バイパス比ガスタービ
ンエンジンををする燃料効率のよい最新の航空機を提供
することにある。
ンエンジンををする燃料効率のよい最新の航空機を提供
することにある。
この発明の別の目的は、プッシャ型ガスタービンエンジ
ンのプロパルサ・ブレードにかかる振動応力を減少させ
ることにある。
ンのプロパルサ・ブレードにかかる振動応力を減少させ
ることにある。
この発明の他の目的は、極めて高いバイパス比のエンジ
ンの効率よい低荷重装着構造を提供することにある。
ンの効率よい低荷重装着構造を提供することにある。
この発明のさらに他の目的は、翼装置プッシャ型高バイ
パス比ガスタービンエンジンを有する燃料効率のよい最
新の航空機を提供することにある。
パス比ガスタービンエンジンを有する燃料効率のよい最
新の航空機を提供することにある。
発明の要旨
この発明の航空機推進装置は、プロパルサ・ブレードを
含むプッシャ型エンジンと、伴流のプロパルサ・ブレー
ドへの干渉によるプロパルサ・ブレードの１回転２回の
起振を最小にするエンジン装着手段とを備える。この発
明の１形式の航空機エンジンでは、エンジン・ディスク
を画定する慢数個のプロパルサ・ブレードと、このディ
スクを横切ってディスク上に半径方向位置を有する伴流
干渉区域とを含み、上記ブレードに作用する動荷重の相
対強さが上記半径方向位置の関数で、上記ブレードの長
さに沿って少なくとも１つの相対極小値を有し、上記関
数の値が本質的に相対極小値となるように上記半径方向
位置が設定される。特に好適な形式は翼装置プッシャ型
航空機エンジンで、複数個のプロパルサ・ブレードがエ
ンジン・ディスクを画定し、航空機の翼から伴流が流れ
て上記ディスク上に半径方向位置を有する伴流干渉区域
をディスク上に生成し、上記ブレードに作用する動荷重
の相対強さが上記半径方向位置の関数で、上記ブレード
の長さに沿って少なくとも１つの相対極小値を有し、上
記関数の値が本質的に相対極小値となるように上記半径
方向位置が設定される。
含むプッシャ型エンジンと、伴流のプロパルサ・ブレー
ドへの干渉によるプロパルサ・ブレードの１回転２回の
起振を最小にするエンジン装着手段とを備える。この発
明の１形式の航空機エンジンでは、エンジン・ディスク
を画定する慢数個のプロパルサ・ブレードと、このディ
スクを横切ってディスク上に半径方向位置を有する伴流
干渉区域とを含み、上記ブレードに作用する動荷重の相
対強さが上記半径方向位置の関数で、上記ブレードの長
さに沿って少なくとも１つの相対極小値を有し、上記関
数の値が本質的に相対極小値となるように上記半径方向
位置が設定される。特に好適な形式は翼装置プッシャ型
航空機エンジンで、複数個のプロパルサ・ブレードがエ
ンジン・ディスクを画定し、航空機の翼から伴流が流れ
て上記ディスク上に半径方向位置を有する伴流干渉区域
をディスク上に生成し、上記ブレードに作用する動荷重
の相対強さが上記半径方向位置の関数で、上記ブレード
の長さに沿って少なくとも１つの相対極小値を有し、上
記関数の値が本質的に相対極小値となるように上記半径
方向位置が設定される。
好ましい実施例の記載
以下に、第１〜８図を参照しながら、この発明の好適な
実施態様による航空機およびその翼装置の推進用航空機
エンジンについて詳述する。図示のエンジンは翼に装着
した二重反転型のダクトなしファンエンジンであるが、
この発明はプロップまたはブレードと称することのでき
るファンまたはプロペラを用いる、多数の他の形式のエ
ンジンに適用できることを理解されたい。エンジンも翼
装置以外の、パイロンへの側部装着または、たとえば第
７図および第８図に示し後述するような胴体装着にする
ことができる。これらの他の搭載例の伴流は、パイロン
、翼、または尾翼または安定板または伴流発生要素の組
合せのような空気力学的制御用エアーホイルによるもの
となる。
実施態様による航空機およびその翼装置の推進用航空機
エンジンについて詳述する。図示のエンジンは翼に装着
した二重反転型のダクトなしファンエンジンであるが、
この発明はプロップまたはブレードと称することのでき
るファンまたはプロペラを用いる、多数の他の形式のエ
ンジンに適用できることを理解されたい。エンジンも翼
装置以外の、パイロンへの側部装着または、たとえば第
７図および第８図に示し後述するような胴体装着にする
ことができる。これらの他の搭載例の伴流は、パイロン
、翼、または尾翼または安定板または伴流発生要素の組
合せのような空気力学的制御用エアーホイルによるもの
となる。
第１図に示す航空機１０は、ダクトなしファン・エンジ
ン１２を翼１４に装着している。エンジン１２は、パイ
ロン１８または他の適当なエンジン装着手段により翼１
４に装着されている。エンジン１２は前部および後部二
重反転ファン・ブレード列２０および２２を備える。前
部および後部ブレード列２０および２２はそれぞれ前部
ブレード２４および後部ブレード２６からなり、これら
は通常プロパルサ・ブレード（推進動翼）またはプロッ
プと呼ばれる。エンジン１２はＷ１４に対して、翼の伴
流１６が前部ブレード列２０の頂部に流れるように装着
される。慣例に従って、この配置をここでは翼下装着ま
たは配置と呼ぶことにする。エンジン中心線は、エンジ
ンおよび翼の幾同学的形状によるが、おそらく翼の下側
に位置する。
ン１２を翼１４に装着している。エンジン１２は、パイ
ロン１８または他の適当なエンジン装着手段により翼１
４に装着されている。エンジン１２は前部および後部二
重反転ファン・ブレード列２０および２２を備える。前
部および後部ブレード列２０および２２はそれぞれ前部
ブレード２４および後部ブレード２６からなり、これら
は通常プロパルサ・ブレード（推進動翼）またはプロッ
プと呼ばれる。エンジン１２はＷ１４に対して、翼の伴
流１６が前部ブレード列２０の頂部に流れるように装着
される。慣例に従って、この配置をここでは翼下装着ま
たは配置と呼ぶことにする。エンジン中心線は、エンジ
ンおよび翼の幾同学的形状によるが、おそらく翼の下側
に位置する。
第２図は、第１図の航空機と同様の航空機１０に装着し
たダクトなしファンエンジン１２を示すが、この例では
、エンジンが、翼の伴流１６がディスクの底部に流れ、
必ずではないが、エンジン中心線が翼の上側に位置する
ように装着されている。この配置では、最低地上高を大
きくとれ、エンジンに更に長いブレードを使用できる。
たダクトなしファンエンジン１２を示すが、この例では
、エンジンが、翼の伴流１６がディスクの底部に流れ、
必ずではないが、エンジン中心線が翼の上側に位置する
ように装着されている。この配置では、最低地上高を大
きくとれ、エンジンに更に長いブレードを使用できる。
エンジン１２は二重反転ファン−ブレードの前部および
後部列２０および２２を備える。エンジン１２は、パイ
ロン１８または他の適当なエンジン装着手段により翼１
４に装着されている。この配置により翼の伴流１６がデ
ィスクの底部に流れる。ここでも慣例に従って、この配
置をここでは翼上装着または配置と呼ぶことにする。
後部列２０および２２を備える。エンジン１２は、パイ
ロン１８または他の適当なエンジン装着手段により翼１
４に装着されている。この配置により翼の伴流１６がデ
ィスクの底部に流れる。ここでも慣例に従って、この配
置をここでは翼上装着または配置と呼ぶことにする。
第３図に示すように、ディスク３０は、エンジン中心線
Φからブレード２４の先端まで引いた半径Ｒで規定され
る円周３２をａする。ディスクは、プロパルサ・ブレー
ド２４が回転する環状領域で、エンジン設計者がプロパ
ルサ・ブレードの性能を分析するためによく用いる。こ
の例では、エンジン１２は翼１４に翼下配置にて装着さ
れている。
Φからブレード２４の先端まで引いた半径Ｒで規定され
る円周３２をａする。ディスクは、プロパルサ・ブレー
ド２４が回転する環状領域で、エンジン設計者がプロパ
ルサ・ブレードの性能を分析するためによく用いる。こ
の例では、エンジン１２は翼１４に翼下配置にて装着さ
れている。
第１図に示した翼伴流１６はディスク３０の区域３６に
沿って流れる。区域３６の半径方向位置は通常円周の弦
に対応する区域中心線３８によって規定される。この中
心線は、伴流干渉区域３６の位置を規定するのに用いる
パラメータの１つである。他のパラメータまたは特徴を
用いて、ディスク３０上の伴流干渉区域３６の半径方向
位置を規定してもよい。中心線の半径方向位置ｒは、ｒ
／Ｒの形で表わすことかできる。この発明によれば、エ
ンジンは、翼伴流が所定の飛行状態または様式、好まし
くは巡航状態の際に区域３６に沿ってディスク３０に流
れ、相互作用（干渉）するように配置されている。翼伴
流の位置は、ブレードが回転する際にディスクに流れる
翼伴流の為にブレードが最大動荷重を経験する、２つの
ブレード位置間の中心角Ａによって表現することもでき
る。ブレード２４には、ブレード半径Ｒに沿って、伴流
による力の中心である点２６が存在する。同じ力がブレ
ードの１回転中に２回起こり、これら２つのブレード位
置を中心角Ａで規定することができる。
沿って流れる。区域３６の半径方向位置は通常円周の弦
に対応する区域中心線３８によって規定される。この中
心線は、伴流干渉区域３６の位置を規定するのに用いる
パラメータの１つである。他のパラメータまたは特徴を
用いて、ディスク３０上の伴流干渉区域３６の半径方向
位置を規定してもよい。中心線の半径方向位置ｒは、ｒ
／Ｒの形で表わすことかできる。この発明によれば、エ
ンジンは、翼伴流が所定の飛行状態または様式、好まし
くは巡航状態の際に区域３６に沿ってディスク３０に流
れ、相互作用（干渉）するように配置されている。翼伴
流の位置は、ブレードが回転する際にディスクに流れる
翼伴流の為にブレードが最大動荷重を経験する、２つの
ブレード位置間の中心角Ａによって表現することもでき
る。ブレード２４には、ブレード半径Ｒに沿って、伴流
による力の中心である点２６が存在する。同じ力がブレ
ードの１回転中に２回起こり、これら２つのブレード位
置を中心角Ａで規定することができる。
中心角Ａの値は、１回転当り２回の起振または共振振動
数の影響を最小にするために、約９０度とするのが好ま
しい。
数の影響を最小にするために、約９０度とするのが好ま
しい。
第４図は航空機１０の前方から見た図で、第１図の実施
例の、翼１４により生成する伴流１６に対するエンジン
１２およびそのディスク３０の位置を示す。ディスク３
０は前部ブレード２４によりエンジン中心線に対して画
定される。本発明のこの特定の実施態様は、翼下装着エ
ンジンと通常呼ばれる。
例の、翼１４により生成する伴流１６に対するエンジン
１２およびそのディスク３０の位置を示す。ディスク３
０は前部ブレード２４によりエンジン中心線に対して画
定される。本発明のこの特定の実施態様は、翼下装着エ
ンジンと通常呼ばれる。
第５図は航空機１０の前方から見た図で、第２図の実施
例の、翼１４により生成する伴流１６に対するエンジン
１２およびそのディスク３０の位置を示す。ディスク３
０は前部ブレード２４によりエンジン中心線に対して画
定される。本発明のこの特定の実施例は、翼上装着エン
ジンと通常呼ばれる。
例の、翼１４により生成する伴流１６に対するエンジン
１２およびそのディスク３０の位置を示す。ディスク３
０は前部ブレード２４によりエンジン中心線に対して画
定される。本発明のこの特定の実施例は、翼上装着エン
ジンと通常呼ばれる。
第６図は、１回転２回の振動数での共振に基づいてブレ
ードに作用する力の相対強度を、伴流干渉区域３６の中
心線３８の半径方向位置ｒ ／ Ｒの関数として示すグ
ラフである。グラフに示す動荷重または動的力を半径方
向位置ｒ ／ Ｒの関数としてプロットしである。パラ
メータｒは、ディスク半径Ｒに沿ってエンジン中心線か
ら、ディスク半径Ｒが伴流干渉区域３６の中心線３８を
二重する位置まで測定する。これらの力は、動揺力、振
動力または動的力として記述することができる。第６図
に示すように、１回転２回の起振に基づく動的力は、ブ
レード共振に近いため通常顕著であるので、この力を最
小にする。第６図のグラフに示すように、この力をブレ
ードが経験する最大の力による正規化、すなわちこの特
定の実施例では半径方向位置０（ｒ／Ｒ−０）について
測定または予測した力によって正規化する。半径方向位
置ｒをディスク半径Ｒで正規化し、これによりｒ ／
Ｒの範囲をＯ〜１とする。
ードに作用する力の相対強度を、伴流干渉区域３６の中
心線３８の半径方向位置ｒ ／ Ｒの関数として示すグ
ラフである。グラフに示す動荷重または動的力を半径方
向位置ｒ ／ Ｒの関数としてプロットしである。パラ
メータｒは、ディスク半径Ｒに沿ってエンジン中心線か
ら、ディスク半径Ｒが伴流干渉区域３６の中心線３８を
二重する位置まで測定する。これらの力は、動揺力、振
動力または動的力として記述することができる。第６図
に示すように、１回転２回の起振に基づく動的力は、ブ
レード共振に近いため通常顕著であるので、この力を最
小にする。第６図のグラフに示すように、この力をブレ
ードが経験する最大の力による正規化、すなわちこの特
定の実施例では半径方向位置０（ｒ／Ｒ−０）について
測定または予測した力によって正規化する。半径方向位
置ｒをディスク半径Ｒで正規化し、これによりｒ ／
Ｒの範囲をＯ〜１とする。
作動時には、第１および２図に示すように、翼が伴流１
６をエンジン１２の前部ブレード２０に流す。第３図に
示すエンジン１２の前面図は、ディスク３０および伴流
が流れるディスクの干渉区域３６を示す。ディスクは推
進系に関して、ブレードの空力特性を解析するのに用い
る通常の用語である。伴流は速度異変であり、それが原
因でブレード２４が突然の速度差を経験し、このためブ
レードに作用する力が変化する。１回転または１サイク
ル毎に少なくとも２回この力の変化に出会うので、これ
は周期的であり、振動数によっては、極めて大きな動荷
重を生じるおそれがある。本発明者は、荷重の相対強さ
が、伴流干渉区域３０がディスク上のどこにあるかの関
数であり、エンジンを伴流干渉区域の位置に関して適正
に設計することにより最小にできることを発見した。伴
流起振に基づく翼伴流の相対強さ（以下荷重と称する）
は各種の方法でＭ１定することができる。荷重は、実験
的、半実験的または解析的方法で求めることができ、第
３図に示すように中心線３８に直交しそれを二分する半
径Ｒに沿った半径方向位置ｒの関数として記述すること
ができる。便宜上、これを以下伴流または翼伴流位置と
称する。代表的な関数を第６図に示す。荷重の強さを予
想最大荷重の値で正規化してあり、最大荷重に対する割
合（％）として示してあり、また翼伴流位置ｒをディス
ク半径Ｒで正規化しである。第６図の荷重分布または関
数は１回転２回の起振に基づく計算または予想前垂であ
る。第６図かられかるように、この関数には、相対的極
小がエンジン中心線とブレード先端、すなわちディスク
円周との間で生じる。この発明の１実施例では、好適な
位置がエンジン中心線からの距離の約３１５、すなわち
ｒ／Ｒ−３１５である。ディスク−Ｌの伴流を強さの関
数が相対的極小となる点に置く設計を選択することによ
り、エンジンを比較的広い設計外条件の範囲で運転する
ことができ、しかもブレードが経験する動荷重の大きな
増加を防止できる。これは、エンジンが極小値近くの谷
またはパケット内で作動するからである。
６をエンジン１２の前部ブレード２０に流す。第３図に
示すエンジン１２の前面図は、ディスク３０および伴流
が流れるディスクの干渉区域３６を示す。ディスクは推
進系に関して、ブレードの空力特性を解析するのに用い
る通常の用語である。伴流は速度異変であり、それが原
因でブレード２４が突然の速度差を経験し、このためブ
レードに作用する力が変化する。１回転または１サイク
ル毎に少なくとも２回この力の変化に出会うので、これ
は周期的であり、振動数によっては、極めて大きな動荷
重を生じるおそれがある。本発明者は、荷重の相対強さ
が、伴流干渉区域３０がディスク上のどこにあるかの関
数であり、エンジンを伴流干渉区域の位置に関して適正
に設計することにより最小にできることを発見した。伴
流起振に基づく翼伴流の相対強さ（以下荷重と称する）
は各種の方法でＭ１定することができる。荷重は、実験
的、半実験的または解析的方法で求めることができ、第
３図に示すように中心線３８に直交しそれを二分する半
径Ｒに沿った半径方向位置ｒの関数として記述すること
ができる。便宜上、これを以下伴流または翼伴流位置と
称する。代表的な関数を第６図に示す。荷重の強さを予
想最大荷重の値で正規化してあり、最大荷重に対する割
合（％）として示してあり、また翼伴流位置ｒをディス
ク半径Ｒで正規化しである。第６図の荷重分布または関
数は１回転２回の起振に基づく計算または予想前垂であ
る。第６図かられかるように、この関数には、相対的極
小がエンジン中心線とブレード先端、すなわちディスク
円周との間で生じる。この発明の１実施例では、好適な
位置がエンジン中心線からの距離の約３１５、すなわち
ｒ／Ｒ−３１５である。ディスク−Ｌの伴流を強さの関
数が相対的極小となる点に置く設計を選択することによ
り、エンジンを比較的広い設計外条件の範囲で運転する
ことができ、しかもブレードが経験する動荷重の大きな
増加を防止できる。これは、エンジンが極小値近くの谷
またはパケット内で作動するからである。
別の実施例では、関数がおおよそ相対的極小値となるよ
うにエンジンを設計するのが好ましい。
うにエンジンを設計するのが好ましい。
飛行包囲線図内で、条件が変わるにつれて、区域３６は
半径方向内方または外方に移動し、したがって関数のも
つ値は減少し相対的極小点を通過することにより変化し
、それより高いエクスカーションを最小に抑える。関数
が極小値より著しく高い値をもち、したかってエンジン
運転中に荷重が常に設計条件より小さくなるようにする
ことが考えられる。エンジンが関数の相対極小値近くの
谷で作動するのをｉｉＪ能にするこの発明の設計によれ
ば、比較的広い範囲の運転条件にわたって多数の有利な
運転様式が得られ、しかもディスクのブレードに作用す
る動荷重の強さを最小にすることができる。相対極小値
を囲むこのような谷で運転できるので、設計者にとって
は、広い各種の航空機、エンジン使命、飛行条件に対し
てエンジンをどこに置くかの融通性が増し、構造上信頼
性が増す。
半径方向内方または外方に移動し、したがって関数のも
つ値は減少し相対的極小点を通過することにより変化し
、それより高いエクスカーションを最小に抑える。関数
が極小値より著しく高い値をもち、したかってエンジン
運転中に荷重が常に設計条件より小さくなるようにする
ことが考えられる。エンジンが関数の相対極小値近くの
谷で作動するのをｉｉＪ能にするこの発明の設計によれ
ば、比較的広い範囲の運転条件にわたって多数の有利な
運転様式が得られ、しかもディスクのブレードに作用す
る動荷重の強さを最小にすることができる。相対極小値
を囲むこのような谷で運転できるので、設計者にとって
は、広い各種の航空機、エンジン使命、飛行条件に対し
てエンジンをどこに置くかの融通性が増し、構造上信頼
性が増す。
なぜ伴流がディスクから完全にはずれて流れるようにエ
ンジンを設計しないのか疑問をもつ向きがあるかもしれ
ない。この設計は理論的には可能かもしれないが、重量
、荷重および航空機の動力学を考慮すると航空機設計の
観点から可能ではない。この発明は、設計上の考慮から
、ディスク上に伴流干渉区域をもたざるを得ないエンジ
ンについてのものである。このような状況は、ゼネラル
−エレクトリック・カンパニイのＵＤＦ （登録商標）
のような高バイパス比エンジン及びその他のエネルギー
効率のよいプロップ・ファン設計では特にそうである。
ンジンを設計しないのか疑問をもつ向きがあるかもしれ
ない。この設計は理論的には可能かもしれないが、重量
、荷重および航空機の動力学を考慮すると航空機設計の
観点から可能ではない。この発明は、設計上の考慮から
、ディスク上に伴流干渉区域をもたざるを得ないエンジ
ンについてのものである。このような状況は、ゼネラル
−エレクトリック・カンパニイのＵＤＦ （登録商標）
のような高バイパス比エンジン及びその他のエネルギー
効率のよいプロップ・ファン設計では特にそうである。
関数を規定するために値を：１算する方法は当分野で周
知であるが、その関数を用いてエンジンの装青を設計す
る方法はこの発明の別の実施例である。この方法は以下
の工程： １）ブレードにかかる動荷重を、ディスク上の翼伴流干
渉区域の半径方向位置の関数として計算し、 ２）動荷重関数についての相対的極小値を求め、３）選
択した１組の設計条件について伴流干渉区域の位置が相
対極小値の谷の底で起こるようにエンジンを配置する工
程を含む。
知であるが、その関数を用いてエンジンの装青を設計す
る方法はこの発明の別の実施例である。この方法は以下
の工程： １）ブレードにかかる動荷重を、ディスク上の翼伴流干
渉区域の半径方向位置の関数として計算し、 ２）動荷重関数についての相対的極小値を求め、３）選
択した１組の設計条件について伴流干渉区域の位置が相
対極小値の谷の底で起こるようにエンジンを配置する工
程を含む。
荷重関数を計算する好適な方法は、解析的な方法で、こ
の方法では、以下の飛行または設計運転条件： １）ディスク上の翼伴流干渉区域の幅がブレード翼幅の
１０％に等しく、 ２）翼伴流干渉区域に２０％の速度不足があり、３）航
空機速度８００ ｒｔ／ｓｅｅ テ、４）回転速度１２
７２ ｒｐｍと、仮定する。
の方法では、以下の飛行または設計運転条件： １）ディスク上の翼伴流干渉区域の幅がブレード翼幅の
１０％に等しく、 ２）翼伴流干渉区域に２０％の速度不足があり、３）航
空機速度８００ ｒｔ／ｓｅｅ テ、４）回転速度１２
７２ ｒｐｍと、仮定する。
第１図および第４図に示した翼下配置は、エンジンのオ
ーバーホールおよびメインテナンスの観点から有利であ
り、一方策２図および第５図に示した翼上配置は、通常
ＦＯＤと称される異物によるｆｆｆｌ （ｔｉｐを軽減
するとともに、地」二の人に対する危険を小さくするの
にａ利である。
ーバーホールおよびメインテナンスの観点から有利であ
り、一方策２図および第５図に示した翼上配置は、通常
ＦＯＤと称される異物によるｆｆｆｌ （ｔｉｐを軽減
するとともに、地」二の人に対する危険を小さくするの
にａ利である。
第７図および第８図はこの発明の別の実施例を示す。エ
ンジン９０が航空機１００の胴体１１０に装着されてい
る。伴流がｇ１２０から流れるものとして示しであるが
、航空機１００の尾翼または安定板１３０が発生する伴
流がどのようにプロパルサ・ブレード１４０に流れてゆ
くかわかる。
ンジン９０が航空機１００の胴体１１０に装着されてい
る。伴流がｇ１２０から流れるものとして示しであるが
、航空機１００の尾翼または安定板１３０が発生する伴
流がどのようにプロパルサ・ブレード１４０に流れてゆ
くかわかる。
このような場合、伴流干渉区域はずっと複雑になるが、
それでもなお前述したのと同じタイプの解析および設計
に従う。２つ以上の伴流干渉区域がディスク−Ｌに存在
することがあり、この場合伴流干渉区域の位置決めの解
析と基準は、１回転２回の起振以外の起振についても成
り立ち、本質的には前述したのと同じである。この特定
の実施例は、２組（２段）のプロパルサ・ブレードを説
明した前述の実施例とは反対に、単一の組のプロパルサ
・ブレードををする。
それでもなお前述したのと同じタイプの解析および設計
に従う。２つ以上の伴流干渉区域がディスク−Ｌに存在
することがあり、この場合伴流干渉区域の位置決めの解
析と基準は、１回転２回の起振以外の起振についても成
り立ち、本質的には前述したのと同じである。この特定
の実施例は、２組（２段）のプロパルサ・ブレードを説
明した前述の実施例とは反対に、単一の組のプロパルサ
・ブレードををする。
当業者にとって、この発明が前述し図示した特定の実施
例に限定されないことが明らかである。
例に限定されないことが明らかである。
この発明は、この明細書で言及した二重反転ダクトなし
ファンやガスタービンエンジンまたはプロップファン・
エンジンに限定されない。
ファンやガスタービンエンジンまたはプロップファン・
エンジンに限定されない。
図面に示した相対的寸法および比例および構造関係は例
示のために示しただけで、これらの図示例をこの発明の
実施に用いる実際の寸法または比例構造関係と考えるべ
きではない。
示のために示しただけで、これらの図示例をこの発明の
実施に用いる実際の寸法または比例構造関係と考えるべ
きではない。
この発明の要旨を逸脱しない範囲内で、多くの修正およ
び変更が可能であり、また全体的および部分的均等物を
使用することもできる。
び変更が可能であり、また全体的および部分的均等物を
使用することもできる。
第１図は、エンジンの中心線が翼より下側にあるこの発
明の１実施例を組み込んだ航空機の側面図、 第２図は、エンジンの中心線が翼より上側にあるこの発
明の別の実施例を組み込んだ航空機の側面図、 第３図はこの発明の１実施例を組み込んだエンジンのデ
ィスクを示す正面概略図、 第４図は第１図の航空機の正面図、 第５図は第２図の航空機の正面図、 第６図は、伴流によるプロパルサ・ブレードに作用する
動荷重の関係を、伴流がエンジン・ディスクに流れ込む
位置の関係として示すグラフ、第７図は、この発明の他
の実施例による胴体装着エンジンをｑする航空機の斜視
図、そして第８図は、第７図の航空機の側面図、伴流と
プロパルサ・ブレードの相互作用を示す。 主な符号の説明 １０：航空機、１２：エンジン、１４：翼、１６：伴流
、１，８；バイロン、 ２０．２２：ファン・ブレード列 ２４．２６：ブレード、３０．ディスク、３２：円周、
３６：伴流干渉区域、 ３８：伴流干渉区域の中心線。 特５１出願人
明の１実施例を組み込んだ航空機の側面図、 第２図は、エンジンの中心線が翼より上側にあるこの発
明の別の実施例を組み込んだ航空機の側面図、 第３図はこの発明の１実施例を組み込んだエンジンのデ
ィスクを示す正面概略図、 第４図は第１図の航空機の正面図、 第５図は第２図の航空機の正面図、 第６図は、伴流によるプロパルサ・ブレードに作用する
動荷重の関係を、伴流がエンジン・ディスクに流れ込む
位置の関係として示すグラフ、第７図は、この発明の他
の実施例による胴体装着エンジンをｑする航空機の斜視
図、そして第８図は、第７図の航空機の側面図、伴流と
プロパルサ・ブレードの相互作用を示す。 主な符号の説明 １０：航空機、１２：エンジン、１４：翼、１６：伴流
、１，８；バイロン、 ２０．２２：ファン・ブレード列 ２４．２６：ブレード、３０．ディスク、３２：円周、
３６：伴流干渉区域、 ３８：伴流干渉区域の中心線。 特５１出願人
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、プロパルサ・ブレードを含むプッシャ型エンジンと
エンジン装着手段とを備え、上記装着手段がエンジンを
、上記プロパルサ・ブレードへの伴流の干渉によるプロ
パルサ・ブレードの１回転２回の起振を最小にするよう
に位置決めした航空機推進装置。 ２、伴流が翼の伴流である請求項１に記載の航空機推進
装置。 ３、エンジンが翼に装着された請求項２に記載の航空機
推進装置。 ４、エンジンが胴体に装着された請求項２に記載の航空
機推進装置。 ５、エンジンの中心線が翼より下側に位置する請求項３
に記載の航空機推進装置。 ６、エンジンの中心線が翼より上側に位置する請求項３
に記載の航空機推進装置。 ７、複数個のプロパルサ・ブレードがエンジン・ディス
クを画定し、 翼伴流干渉区域が上記ディスク上にあり、 上記ディスクの半径に直交し、該半径により二分される
伴流干渉区域の中心線が伴流干渉区域の半径方向位置を
規定し、 上記半径方向位置は、上記ブレードの１回転の間に、翼
伴流干渉により上記プロパルサ・ブレードにかかる第１
最大動荷重が上記ディスク上で、第２最大動荷重から約
９０度離れて起こるように定められた翼装着航空機エン
ジン。 ８、複数個のプロパルサ・ブレードがエンジン・ディス
クを画定し、 航空機の翼からの伴流が上記ディスクに流れて上記ディ
スク上に伴流干渉区域を生成し、 上記ディスクの半径に直交し、該半径で二分される伴流
干渉区域の中心線が伴流干渉区域の半径方向位置を規定
し、 翼伴流の上記ディスクへの干渉により上記プロパルサ・
ブレードに加わる動荷重を最小にするように伴流干渉区
域の半径方向位置を設定した翼装着プッシャ型航空機エ
ンジン。 ９、上記エンジンのバイパス比が３０以上である請求項
８に記載の航空機エンジン。 １０、上記エンジンが少なくとも２列の二重反転プロパ
ルサ・ブレードを含む請求項８に記載の航空機エンジン
。 １１、上記エンジンが可変ピッチのプロパルサ・ブレー
ドを含む請求項８に記載の航空機エンジン。 １２、上記エンジンがダクトなし二重反転プロパルサ・
ブレード列を含む請求項１０に記載の航空機エンジン。 １３、上記エンジンがダクトつき二重反転プロパルサ・
ブレード列を含む請求項１０に記載の航空機エンジン。 １４、上記ディスクのディスク荷重範囲が３０馬力／平
方フィート以上である請求項８に記載の航空機エンジン
。 １５、複数個のプロパルサ・ブレードがエンジン・ディ
スクを画定し、 航空機の翼からの伴流が上記ディスクに流れて上記ディ
スク上に半径方向位置を有する伴流干渉区域を生成し、 上記ブレードに作用する動荷重の相対強さが上記半径方
向位置の関数で、上記ブレードの長さに沿って少なくと
も１つの相対極小値を有し、上記関数の値が本質的に相
対極小値となるように上記半径方向位置を設定した翼装
着プッシャ型航空機エンジン。 １６、複数個のプロパルサ・ブレードがエンジン・ディ
スクを画定し、 航空機の翼からの伴流が上記ディスクに流れて上記ディ
スク上に伴流干渉区域を生成し、 上記ディクスの半径に直交し、同半径で二分される伴流
干渉区域の中心線が伴流干渉区域の半径方向位置を規定
し、 上記ブレードに作用する動荷重の相対強さが上記半径方
向位置の関数で、上記ディスク半径により正規化された
形で０〜１の範囲と表わすことができ、ここで０はエン
ジン中心線の位置に対応し、１はブレード先端の位置に
対応し、 上記関数が０で極大値をとり、０〜１の間で少なくとも
１つの相対極小値をとり、 上記関数の値が本質的に相対極小値となるように上記半
径方向位置を設定した翼装着プッシャ型航空機エンジン
。 １７、上記エンジンのバイパス比が３０以上である請求
項１５に記載の航空機エンジン。 １８、上記エンジンが二重反転プロパルサ・ブレード列
を含む請求項１５に記載の航空機エンジン。 １９、上記エンジンが可変ピッチのプロパルサ・ブレー
ドを含む請求項１５に記載の航空機エンジン。 ２０、上記エンジンがダクトなしプロパルサ・ブレード
列を含む請求項１５に記載の航空機エンジン。 ２１、上記エンジンがダクトつきプロパルサ・ブレード
列を含む請求項１５に記載の航空機エンジン。 ２２、上記ディスクのディスク荷重範囲が３０馬力／平
方フィート以上である請求項１５に記載の航空機エンジ
ン。 ２３、複数個のプロパルサ・ブレードがエンジン・ディ
スクを画定し、 航空機の翼からの伴流が上記ディスクに流れて上記ディ
スク上に伴流干渉区域を生成し、 上記ディスクの半径に直交し、該半径で二分される伴流
干渉区域の中心線が伴流干渉区域の半径方向位置を規定
し、少なくとも１つの所定の運転条件について、上記中
心線の半径方向位置がプロパルサ・ブレード長の０．６
となるように、上記ディスクが翼に対して配置されてい
る翼装着プッシャ型航空機エンジン。 ２４、所定の１組の設計飛行条件について、上記ブレー
ドへの動荷重を伴流干渉区域の位置の関数として測定す
ることにより上記動荷重を求める請求項１５に記載の航
空機エンジン。 ２５、複数個のプロパルサ・ブレードがエンジン・ディ
スクを画定し、 伴流が上記ディスクに流れて上記ディスク上に半径方向
位置を有する伴流干渉区域を生成し、上記ブレードに作
用する動荷重の相対強さが上記半径方向位置の関数で、
上記ブレードの長さに沿って少なくとも１つの相対極小
値を有し、上記関数の値が本質的に相対極小値となるよ
うに上記半径方向位置を設定した航空機エンジン。 ２６、複数個のプロパルサ・ブレードがエンジン・ディ
スクを画定し、 伴流が上記ディスクに流れて上記ディスク上に伴流干渉
区域を生成し、 上記ディスクの半径に直交し該半径で二分される伴流干
渉区域の中心線が伴流干渉区域の半径方向位置を規定し
、 上記ブレードに作用する動荷重の相対強さが上記半径方
向位置の関数で上記ディスク半径により正規化された形
態で０〜１の範囲と表わすことができ、ここで０はエン
ジン中心線の位置に対応し、１はブレード先端の位置に
対応し、 上記関数が０で極大値をとり、０〜１の間で少なくとも
１つの相対極小値をとり、 上記関数の値が本質的に相対極小値となるように上記半
径方向位置を設定した航空機エンジン。 ２７、上記エンジンのバイパス比が３０以上である請求
項２５に記載の航空機エンジン。 ２８、上記エンジンが二重反転プロパルサ・ブレード列
を含む請求項２５に記載の航空機エンジン。 ２９、上記エンジンが可変ピッチ二重反転プロパルサ・
ブレードを含む請求項２５に記載の航空機エンジン。 ３０、上記エンジンがダクトなし二重反転プロパルサ・
ブレード列を含む請求項２５に記載の航空機エンジン。 ３１、上記エンジンがダクトつき二重反転プロパルサ・
ブレード列を含む請求項２５に記載の航空機エンジン。 ３２、上記ディスクのディスク荷重範囲が３０馬力／平
方フィート以上である請求項２５に記載の航空機エンジ
ン。 ３３、複数個のプロパルサ・ブレードがエンジン・ディ
スクを画定し、 伴流が上記ディスクに流れて上記ディスク上に伴流干渉
区域を生成し、 上記ディスクの半径に直交し、該半径で二分される伴流
干渉区域の中心線が伴流干渉区域の半径方向位置を規定
し、 少なくとも１つの所定の運転条件について、上記中心線
の半径方向位置がプロパルサ・ブレードの長さの０．６
となるように、上記ディスクが翼に対して配置されてい
る航空機エンジン。 ３４、所定の１組の設計飛行条件について、上記ブレー
ドへの動荷重を伴流干渉区域の位置の関数として測定す
ることにより上記動荷重を求める請求項２５に記載の航
空機エンジン。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US20779688A | 1988-06-17 | 1988-06-17 | |
| US207,796 | 1988-06-17 | ||
| CA000604448A CA1323353C (en) | 1988-06-17 | 1989-06-29 | Wing mounted unducted fan engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0238200A true JPH0238200A (ja) | 1990-02-07 |
Family
ID=25672852
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1145565A Pending JPH0238200A (ja) | 1988-06-17 | 1989-06-09 | プッシュ型航空機エンジン |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5135185A (ja) |
| JP (1) | JPH0238200A (ja) |
| CA (1) | CA1323353C (ja) |
| DE (1) | DE3917970A1 (ja) |
| FR (1) | FR2635074B1 (ja) |
| GB (1) | GB2220632B (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5094021A (en) * | 1990-12-05 | 1992-03-10 | Chen Su Min | Ultrasonic iron |
Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5699662A (en) * | 1996-05-28 | 1997-12-23 | Lockheed Martin Corporation | Infrared suppression exhaust duct system for a turboprop propulsion system for an aircraft |
| WO1998025821A1 (fr) * | 1996-12-12 | 1998-06-18 | Didier Delmotte | Aeronefs equipes de motoreacteurs a pistons rotatifs et a helices contrarotatives |
| US7802756B2 (en) * | 2000-02-14 | 2010-09-28 | Aerovironment Inc. | Aircraft control system |
| CA2400022A1 (en) * | 2000-02-14 | 2001-08-16 | Bart D. Hibbs | Aircraft |
| FR2899200B1 (fr) * | 2006-03-28 | 2008-11-07 | Airbus France Sas | Aeronef a impact environnemental reduit |
| FR2905356B1 (fr) * | 2006-09-05 | 2008-11-07 | Airbus France Sas | Procede pour la realisation d'un aeronef a impact environnemental reduit et aeronef obtenu |
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| GB201120256D0 (en) * | 2011-11-24 | 2012-01-04 | Rolls Royce Plc | An aircraft |
| EP2904239B1 (en) | 2012-10-02 | 2020-05-06 | United Technologies Corporation | Assembly comprising a geared turbofan, a pylon and a wing |
| US10953982B2 (en) | 2014-09-30 | 2021-03-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotorcraft including auxiliary propulsor positioned to ingest boundary layer flow |
| US11814154B2 (en) | 2020-08-31 | 2023-11-14 | General Electric Company | Pitch angles of an aircraft engine rotor assembly |
| US12459640B2 (en) | 2021-04-29 | 2025-11-04 | General Electric Company | Aircraft with a multi-fan propulsion system for controlling flight orientation transitions |
| CN116542182B (zh) * | 2023-07-04 | 2023-10-03 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法及系统 |
| US12365471B2 (en) | 2023-08-04 | 2025-07-22 | General Electric Company | Aircraft with an unducted fan propulsor |
| US12365446B2 (en) | 2023-08-04 | 2025-07-22 | General Electric Company | Aircraft with an unducted fan propulsor |
| US12384522B2 (en) * | 2023-08-04 | 2025-08-12 | General Electric Company | Aircraft with an unducted fan propulsor |
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|---|---|---|---|---|
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| US2242198A (en) * | 1938-07-07 | 1941-05-13 | Bell Aircraft Corp | Nacelle construction |
| US2395513A (en) * | 1940-09-20 | 1946-02-26 | Edward A Stalker | Aircraft |
| US2397526A (en) * | 1942-01-12 | 1946-04-02 | Briggs Mfg Co | Aircraft |
| GB592220A (en) * | 1942-02-23 | 1947-09-11 | Northrop Aircraft Inc | Improvements in airplanes |
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| US4533101A (en) * | 1984-02-02 | 1985-08-06 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics & Space Administration | Wingtip vortex propeller |
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-
1989
- 1989-06-02 DE DE3917970A patent/DE3917970A1/de not_active Ceased
- 1989-06-07 FR FR8907521A patent/FR2635074B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1989-06-09 JP JP1145565A patent/JPH0238200A/ja active Pending
- 1989-06-19 GB GB8914051A patent/GB2220632B/en not_active Expired - Lifetime
- 1989-06-29 CA CA000604448A patent/CA1323353C/en not_active Expired - Fee Related
-
1991
- 1991-05-22 US US07/703,720 patent/US5135185A/en not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2220632A (en) | 1990-01-17 |
| GB8914051D0 (en) | 1989-08-09 |
| US5135185A (en) | 1992-08-04 |
| DE3917970A1 (de) | 1989-12-21 |
| CA1323353C (en) | 1993-10-19 |
| GB2220632B (en) | 1992-06-03 |
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| FR2635074B1 (fr) | 1994-01-07 |
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