JP2000213420A - 航空エンジンのバイパス比可変装置 - Google Patents
航空エンジンのバイパス比可変装置Info
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- JP2000213420A JP2000213420A JP11016614A JP1661499A JP2000213420A JP 2000213420 A JP2000213420 A JP 2000213420A JP 11016614 A JP11016614 A JP 11016614A JP 1661499 A JP1661499 A JP 1661499A JP 2000213420 A JP2000213420 A JP 2000213420A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 コンプレッサへ供給される空気の一部をパイ
パスしバイパス比を可変とする装置を単純な構成とし、
かつ境界層の剥離などの生じない装置を提供する。 【解決手段】 ファン１ａで圧縮された空気をコンプレ
ッサ１ｂに供給するコア流路と、大気に排気するバイパ
ス流路７と、を備えた航空エンジンのパイパス比可変装
置であって、略Ｕ字状断面で開端側を後方にしエンジン
軸心を中心として環状に形成されたバイパスリップ１０
と、このバイパスリップ１０をエンジン軸心方向前後に
移動させるパイパスリップ移動機構１２〜１７と、を備
え、バイパスリップ１０はバイパスダクト内壁８の前端
部に前後移動可能に接続されている。
パスしバイパス比を可変とする装置を単純な構成とし、
かつ境界層の剥離などの生じない装置を提供する。 【解決手段】 ファン１ａで圧縮された空気をコンプレ
ッサ１ｂに供給するコア流路と、大気に排気するバイパ
ス流路７と、を備えた航空エンジンのパイパス比可変装
置であって、略Ｕ字状断面で開端側を後方にしエンジン
軸心を中心として環状に形成されたバイパスリップ１０
と、このバイパスリップ１０をエンジン軸心方向前後に
移動させるパイパスリップ移動機構１２〜１７と、を備
え、バイパスリップ１０はバイパスダクト内壁８の前端
部に前後移動可能に接続されている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ファンで圧縮され
た空気をコアとバイパスに分岐する際の空気流量比（バ
イパス比）を可変とする装置に関する。
た空気をコアとバイパスに分岐する際の空気流量比（バ
イパス比）を可変とする装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】図８は、ターボファンエンジンの全体構
成図である。このエンジンはファン１ａ、コンプレッサ
１ｂ、燃焼器１ｃ、タービン１ｄなどからなり、ファン
１ａにより空気を圧縮し、１部はバイパス流路７を通り
ジェット噴射して推力を発生させ、残りはコンプレッサ
１ｂでさらに圧縮し、燃焼器１ｃで燃料を燃焼させ、タ
ービン１ｄを駆動してファン１ａ及びコンプレッサ１ｂ
を回転駆動し、排気ノズル４からジェット噴射して推力
を発生させるようになっている。
成図である。このエンジンはファン１ａ、コンプレッサ
１ｂ、燃焼器１ｃ、タービン１ｄなどからなり、ファン
１ａにより空気を圧縮し、１部はバイパス流路７を通り
ジェット噴射して推力を発生させ、残りはコンプレッサ
１ｂでさらに圧縮し、燃焼器１ｃで燃料を燃焼させ、タ
ービン１ｄを駆動してファン１ａ及びコンプレッサ１ｂ
を回転駆動し、排気ノズル４からジェット噴射して推力
を発生させるようになっている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ターボファンエンジン
は、地上離陸時は推力が必要とされるため、ファン１ａ
で圧縮された空気の内コンプレッサ１ｂに入る割合が高
い低バイパス比が望ましく、高空巡航時には低燃費が要
求されるため、高バイパス比が望ましいが、両立はでき
ず、どちらかが犠牲になっていた。
は、地上離陸時は推力が必要とされるため、ファン１ａ
で圧縮された空気の内コンプレッサ１ｂに入る割合が高
い低バイパス比が望ましく、高空巡航時には低燃費が要
求されるため、高バイパス比が望ましいが、両立はでき
ず、どちらかが犠牲になっていた。
【０００４】本発明は、かかる問題点に鑑みてなされた
もので、コンプレッサへ供給される空気の一部をパイパ
スしバイパス比を可変とする装置を単純な構成とし、か
つ境界層の剥離などの生じない装置を提供することを目
的とする。
もので、コンプレッサへ供給される空気の一部をパイパ
スしバイパス比を可変とする装置を単純な構成とし、か
つ境界層の剥離などの生じない装置を提供することを目
的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、請求項１の発明では、ファンで圧縮された空気をコ
ンプレッサに供給するコア流路と、大気に排気するバイ
パス流路と、を備えた航空エンジンのパイパス比可変装
置であって、略Ｕ字状断面で開端側を後方にしエンジン
軸心を中心として環状に形成されたバイパスリップと、
このバイパスリップをエンジン軸心方向前後に移動させ
るパイパスリップ移動機構と、を備え、前記バイパスリ
ップは前記バイパスダクト内壁の前端部に前後移動可能
に接続されている。
め、請求項１の発明では、ファンで圧縮された空気をコ
ンプレッサに供給するコア流路と、大気に排気するバイ
パス流路と、を備えた航空エンジンのパイパス比可変装
置であって、略Ｕ字状断面で開端側を後方にしエンジン
軸心を中心として環状に形成されたバイパスリップと、
このバイパスリップをエンジン軸心方向前後に移動させ
るパイパスリップ移動機構と、を備え、前記バイパスリ
ップは前記バイパスダクト内壁の前端部に前後移動可能
に接続されている。
【０００６】コンプレッサ入口でコンプレッサ入口流路
とバイパス流路とに分岐するバイパスダクト内壁の先端
に略Ｕ字状断面で開端側を後方にしエンジン軸心を中心
として環状に形成されたバイパスリップを設け、これを
エンジン軸心方向前後に移動することにより、コンプレ
ッサ入口流路とバイパス流路の断面積が変化するので、
コンプレッサに供給される空気流量とバイパス流路３に
供給される空気流量との流量比を変化することができ
る。またバイパスリップはエンジン軸心を中心とした円
環状の一体のものであるので、これをエンジン軸心方向
前後に移動する機構による境界層の剥離も生じない。
とバイパス流路とに分岐するバイパスダクト内壁の先端
に略Ｕ字状断面で開端側を後方にしエンジン軸心を中心
として環状に形成されたバイパスリップを設け、これを
エンジン軸心方向前後に移動することにより、コンプレ
ッサ入口流路とバイパス流路の断面積が変化するので、
コンプレッサに供給される空気流量とバイパス流路３に
供給される空気流量との流量比を変化することができ
る。またバイパスリップはエンジン軸心を中心とした円
環状の一体のものであるので、これをエンジン軸心方向
前後に移動する機構による境界層の剥離も生じない。
【０００７】請求項２の発明では、前記バイパスリップ
移動機構は、エンジン軸心方向に配置され、前記バイパ
スリップ内に固定されたラックと、このラックと噛み合
いエンジンの半径方向に前記バイパス流路を貫通して設
けられたピニオン軸と、前記バイパス流路の外周に設け
られ、周方向に回動可能に支持されたリングと、一端が
前記ピニオン軸に直角に固定され、他端が前記リングと
ピン結合しリングの回動によりピニオン軸を回動する第
１アームと、前記リングの周方向にロッドを伸縮するよ
うに配置されたアクチュエータと、一端が前記リングと
ピン結合し、他端が前記アクチュエータのロッド先端と
ピン結合し、中央部で回動可能に支持されており、ロッ
ドの伸縮によりリングを周方向に回動させる第２アーム
と、を備える。
移動機構は、エンジン軸心方向に配置され、前記バイパ
スリップ内に固定されたラックと、このラックと噛み合
いエンジンの半径方向に前記バイパス流路を貫通して設
けられたピニオン軸と、前記バイパス流路の外周に設け
られ、周方向に回動可能に支持されたリングと、一端が
前記ピニオン軸に直角に固定され、他端が前記リングと
ピン結合しリングの回動によりピニオン軸を回動する第
１アームと、前記リングの周方向にロッドを伸縮するよ
うに配置されたアクチュエータと、一端が前記リングと
ピン結合し、他端が前記アクチュエータのロッド先端と
ピン結合し、中央部で回動可能に支持されており、ロッ
ドの伸縮によりリングを周方向に回動させる第２アーム
と、を備える。
【０００８】かかる構成により、アクチュエータのロッ
ドをリング周方向に伸縮すると、第２アームが中央部を
支点とし回動し、リングを周方向に回動する。リングが
周方向に回動すると、第１アームが回動しピニオン軸を
回動する。このピニオン軸の回動により噛み合うラック
がエンジン軸心方向前後に移動しこれと一体のパイパス
リップがエンジン軸心方向前後に移動する。なお、リン
グには複数のピニオン軸を第１アームでピン結合するこ
とによりバイパスリップを円滑に移動させることができ
る。
ドをリング周方向に伸縮すると、第２アームが中央部を
支点とし回動し、リングを周方向に回動する。リングが
周方向に回動すると、第１アームが回動しピニオン軸を
回動する。このピニオン軸の回動により噛み合うラック
がエンジン軸心方向前後に移動しこれと一体のパイパス
リップがエンジン軸心方向前後に移動する。なお、リン
グには複数のピニオン軸を第１アームでピン結合するこ
とによりバイパスリップを円滑に移動させることができ
る。
【０００９】請求項３の発明では、前記バイパスリップ
移動機構は、前記バイパス流路の外周に設けられ、エン
ジン軸心方向に移動可能に支持されたリングと、一端が
前記パイパスリップに固定され他端が前記リングに固定
され、エンジン半径方向に配置されている複数の接合支
柱と、前記バイパス流路外周に設けられ前記リングをエ
ンジン軸心方向前後に移動するアクチュエータと、を備
える。
移動機構は、前記バイパス流路の外周に設けられ、エン
ジン軸心方向に移動可能に支持されたリングと、一端が
前記パイパスリップに固定され他端が前記リングに固定
され、エンジン半径方向に配置されている複数の接合支
柱と、前記バイパス流路外周に設けられ前記リングをエ
ンジン軸心方向前後に移動するアクチュエータと、を備
える。
【００１０】上記構成により、アクチュエータをエンジ
ン軸心方向前後に移動すると、リングがエンジン軸心方
向前後に移動する。バイパスリップはエンジン軸心を中
心とした円環状であり、このバイパスリップとリングと
はエンジン半径方向に配置されている複数の接合支柱に
より接合されているので、リングをエンジン軸心方向前
後に移動するとバイパスリップもエンジン軸心方向前後
に移動する。
ン軸心方向前後に移動すると、リングがエンジン軸心方
向前後に移動する。バイパスリップはエンジン軸心を中
心とした円環状であり、このバイパスリップとリングと
はエンジン半径方向に配置されている複数の接合支柱に
より接合されているので、リングをエンジン軸心方向前
後に移動するとバイパスリップもエンジン軸心方向前後
に移動する。
【００１１】請求項４の発明では、前記ピニオン軸又は
前記接合支柱は、前記ファン入口流路とコンプレッサ入
口流路と前記バイパス流路内でエンジンの半径方向に設
けられたストラット内に設けられている。
前記接合支柱は、前記ファン入口流路とコンプレッサ入
口流路と前記バイパス流路内でエンジンの半径方向に設
けられたストラット内に設けられている。
【００１２】ピニオン軸と接合支柱はストラット内に設
けられているので、空気抵抗の発生は少ない。
けられているので、空気抵抗の発生は少ない。
【００１３】
【発明の実施の形態】以下本発明の実施形態について、
図面を参照して説明する。図１は第１実施形態のバイパ
ス比可変装置の構成を示す図であり、図２は図１のＸ−
Ｘ矢視図である。図３は図１のＹ−Ｙ断面図である。図
１は図８で説明したコンプレッサ１ｂの前端の分岐路近
傍の構成図を示す。空気を導くファン入口流路２の後端
部には、断面形状が略Ｕ字形で開端部をエンジン軸心方
向後方にしてエンジン軸心を中心として環状に形成され
たバイパスリップ１０とこの移動機構が設けられてい
る。このパイパスリップ１０の後端はパイパスダクト内
壁８の前端に摺動可能に嵌合し、接合面は滑らかになっ
ている。空気流路はこのバイパスリップ１０によりコン
プレッサ１ｃに空気を導くコンプレッサ流路６とバイパ
ス流路７とに分岐している。
図面を参照して説明する。図１は第１実施形態のバイパ
ス比可変装置の構成を示す図であり、図２は図１のＸ−
Ｘ矢視図である。図３は図１のＹ−Ｙ断面図である。図
１は図８で説明したコンプレッサ１ｂの前端の分岐路近
傍の構成図を示す。空気を導くファン入口流路２の後端
部には、断面形状が略Ｕ字形で開端部をエンジン軸心方
向後方にしてエンジン軸心を中心として環状に形成され
たバイパスリップ１０とこの移動機構が設けられてい
る。このパイパスリップ１０の後端はパイパスダクト内
壁８の前端に摺動可能に嵌合し、接合面は滑らかになっ
ている。空気流路はこのバイパスリップ１０によりコン
プレッサ１ｃに空気を導くコンプレッサ流路６とバイパ
ス流路７とに分岐している。
【００１４】この分岐位置のコンプレッサ流路６とバイ
パス流路７にエンジン半径方向にストラット１１が円周
方向にほぼ均一に、例えば８本設けられている。図２は
バイパスリップ１０とストラット１１との取合を示す。
ストラット１１は空気抵抗の少ない翼形状であり、バイ
パスリップ１０と重なる範囲は切り欠きとなっている。
ストラット１１の中央より前方が切り欠きのない連続部
１１ａとなっている。ストラット１１の後部を貫通して
ピニオン軸１３が回動可能に設けられており、バイパス
リップ１０内にエンジン軸心方向に固定されピニオン軸
１３と噛み合うラック１２が設けられている。図３はピ
ニオン軸１３とラック１２との噛み合いを示す。この噛
み合いによりピニオン軸１３を回転すると、ラック１２
がエンジン軸心方向に移動し、ラック１２と一体のパイ
パスリップ１０もエンジン軸心方向に移動する。ピニオ
ン軸１３は回転はするが移動はしないので、エンジン軸
心方向前後に移動するバイパスリップ１０にエンジン軸
心方向の長穴１０が設けられ、この中をピニオン軸１３
が貫通している。なお、ストラット１１に切り欠きを設
けず、バイパスリップ１０にストラット１１が入る切り
欠きを設けてもよい。
パス流路７にエンジン半径方向にストラット１１が円周
方向にほぼ均一に、例えば８本設けられている。図２は
バイパスリップ１０とストラット１１との取合を示す。
ストラット１１は空気抵抗の少ない翼形状であり、バイ
パスリップ１０と重なる範囲は切り欠きとなっている。
ストラット１１の中央より前方が切り欠きのない連続部
１１ａとなっている。ストラット１１の後部を貫通して
ピニオン軸１３が回動可能に設けられており、バイパス
リップ１０内にエンジン軸心方向に固定されピニオン軸
１３と噛み合うラック１２が設けられている。図３はピ
ニオン軸１３とラック１２との噛み合いを示す。この噛
み合いによりピニオン軸１３を回転すると、ラック１２
がエンジン軸心方向に移動し、ラック１２と一体のパイ
パスリップ１０もエンジン軸心方向に移動する。ピニオ
ン軸１３は回転はするが移動はしないので、エンジン軸
心方向前後に移動するバイパスリップ１０にエンジン軸
心方向の長穴１０が設けられ、この中をピニオン軸１３
が貫通している。なお、ストラット１１に切り欠きを設
けず、バイパスリップ１０にストラット１１が入る切り
欠きを設けてもよい。
【００１５】ピニオン軸１３の先端はバイパス流路３の
外周まで伸びている。このピニオン軸１３近傍で、バイ
パス流路３の外周にエンジン軸心を中心とするリング１
５が回動可能に設けられている。第１アーム１４は一端
をピニオン軸１３の頂部に固定され他端でリング１５と
ピン結合部１４ａによりピン結合されている。また第２
アーム１６は一端をリング１５とピン結合部１６ａでピ
ン結合され、他端はアクチュウエータ１７のロッド先端
とピン結合部１７ａでピン結合されている。第２アーム
１６の中央部は中央部支点１６ｂにより回動可能に支持
されている。リング１５とのピン接合部１４ａ，１６ａ
はリング１５に周方向と直角方向の長穴が設けられ、第
１アーム１４と第２アーム１６の回転移動とリングの円
周方向の直線移動との差を吸収する。
外周まで伸びている。このピニオン軸１３近傍で、バイ
パス流路３の外周にエンジン軸心を中心とするリング１
５が回動可能に設けられている。第１アーム１４は一端
をピニオン軸１３の頂部に固定され他端でリング１５と
ピン結合部１４ａによりピン結合されている。また第２
アーム１６は一端をリング１５とピン結合部１６ａでピ
ン結合され、他端はアクチュウエータ１７のロッド先端
とピン結合部１７ａでピン結合されている。第２アーム
１６の中央部は中央部支点１６ｂにより回動可能に支持
されている。リング１５とのピン接合部１４ａ，１６ａ
はリング１５に周方向と直角方向の長穴が設けられ、第
１アーム１４と第２アーム１６の回転移動とリングの円
周方向の直線移動との差を吸収する。
【００１６】かかる構成により、アクチュエータ１７の
ロッドを矢印ａのように移動すると、第２アーム１６が
中央部支持点１６ｂ回りに回動し、リング１５を矢印ｂ
のように回動する。このリング１５の回動によりピニオ
ン軸１３は矢印ｃのように回動し、この回動によりラッ
ク１２とこれと一体のバイパスリップ１０は矢印ｄのよ
うに移動する。また、アクチュエータ１７のロッドを矢
印ａと逆方向に移動すれば、バイパスリップ１０は矢印
ｄと逆方向に移動する。
ロッドを矢印ａのように移動すると、第２アーム１６が
中央部支持点１６ｂ回りに回動し、リング１５を矢印ｂ
のように回動する。このリング１５の回動によりピニオ
ン軸１３は矢印ｃのように回動し、この回動によりラッ
ク１２とこれと一体のバイパスリップ１０は矢印ｄのよ
うに移動する。また、アクチュエータ１７のロッドを矢
印ａと逆方向に移動すれば、バイパスリップ１０は矢印
ｄと逆方向に移動する。
【００１７】次に第２実施形態を説明する。図４は第２
実施形態の縦断面図を示し、図５は図４のＺ−Ｚ断面図
を示す。図４，５において図１と同一符号は同一の機能
を有するものを表す。ファン入口流路２の後端のコンプ
レッサ１ｂの先端部でコンプレンサ入口流路６とバイパ
ス流路７とに分岐する位置にバイパスリップ１０は設け
られている。この分岐位置のコンプレッサ流路６とバイ
パス流路７にエンジン半径方向にストラット１１が円周
方向にほぼ均一に、例えば８本設けられている。このス
トラット１１とバイパスリップ１０との取合は、第１実
施形態と同様にストラット１１にパイパスリップ１０が
移動できる切り欠きが設けられている。バイパスリップ
１０エンジン軸心を中心とする、断面が略Ｕ字形の環状
の形状を有している。バイパス流路７の外周にエンジン
軸心を中心とするリング２２が設けられエンジン軸方向
前後に移動可能に支持されている。このパイパスリップ
１０とリング２２を結ぶエンジン半径方向の接合支柱２
１が、例えば円周方向に８本ストラット２０内を通って
設けられている。このリング２２にはアクチュエータ２
３が設けられ、リング２２をエンジン軸心方向前後に移
動するようになっており、これによりバイパスリップ１
０をエンジン軸心方向前後に移動することができる。
実施形態の縦断面図を示し、図５は図４のＺ−Ｚ断面図
を示す。図４，５において図１と同一符号は同一の機能
を有するものを表す。ファン入口流路２の後端のコンプ
レッサ１ｂの先端部でコンプレンサ入口流路６とバイパ
ス流路７とに分岐する位置にバイパスリップ１０は設け
られている。この分岐位置のコンプレッサ流路６とバイ
パス流路７にエンジン半径方向にストラット１１が円周
方向にほぼ均一に、例えば８本設けられている。このス
トラット１１とバイパスリップ１０との取合は、第１実
施形態と同様にストラット１１にパイパスリップ１０が
移動できる切り欠きが設けられている。バイパスリップ
１０エンジン軸心を中心とする、断面が略Ｕ字形の環状
の形状を有している。バイパス流路７の外周にエンジン
軸心を中心とするリング２２が設けられエンジン軸方向
前後に移動可能に支持されている。このパイパスリップ
１０とリング２２を結ぶエンジン半径方向の接合支柱２
１が、例えば円周方向に８本ストラット２０内を通って
設けられている。このリング２２にはアクチュエータ２
３が設けられ、リング２２をエンジン軸心方向前後に移
動するようになっており、これによりバイパスリップ１
０をエンジン軸心方向前後に移動することができる。
【００１８】図６はバイパスリップ１０をエンジン軸心
方向に移動してバイパス比を変化する説明図である。コ
ア流路はコンプレッサ入口流路６を表し、パイパス流路
はバイパス流路７を表す。Ａ２cor はコア流路入口断面
積、Ａ２byp はバイパス流路入口断面積で、バイパスリ
ップ１０が実線位置の場合を示し、Ａ１cor はコア流路
入口断面積、Ａ１byp はバイパス流路入口断面積で、バ
イパスリップ１０が破線位置の場合を示す。ファンから
の空気を導く流路はエンジン軸心方向後方に向って末広
がりとなっており、特にコアエンジン側は広がり具合が
大きくなっている。
方向に移動してバイパス比を変化する説明図である。コ
ア流路はコンプレッサ入口流路６を表し、パイパス流路
はバイパス流路７を表す。Ａ２cor はコア流路入口断面
積、Ａ２byp はバイパス流路入口断面積で、バイパスリ
ップ１０が実線位置の場合を示し、Ａ１cor はコア流路
入口断面積、Ａ１byp はバイパス流路入口断面積で、バ
イパスリップ１０が破線位置の場合を示す。ファンから
の空気を導く流路はエンジン軸心方向後方に向って末広
がりとなっており、特にコアエンジン側は広がり具合が
大きくなっている。
【００１９】Ｒ（バイパス比）＝バイパス流路入口断面
積／コア流路入口断面積とするとバイパスリップ１０が
実線の位置のバイパス比Ｒ２は、 Ｒ２＝Ａ２byp ／Ａ２cor で表され、バイパスリップ１０が破線の位置のバイパス
比Ｒ１は、 Ｒ１＝Ａ１byp ／Ａ１cor で表される。Ｒ１＞Ｒ２であり、バイパスリップ１０を
実線の位置より破線の位置に移動することによりバイパ
ス比Ｒを変化することができる。なお、本エンジンを搭
載した航空機の場合、実線位置はエンジンの出力を最も
必要とする離陸時に相当し、破線位置は巡行時に相当す
る。
積／コア流路入口断面積とするとバイパスリップ１０が
実線の位置のバイパス比Ｒ２は、 Ｒ２＝Ａ２byp ／Ａ２cor で表され、バイパスリップ１０が破線の位置のバイパス
比Ｒ１は、 Ｒ１＝Ａ１byp ／Ａ１cor で表される。Ｒ１＞Ｒ２であり、バイパスリップ１０を
実線の位置より破線の位置に移動することによりバイパ
ス比Ｒを変化することができる。なお、本エンジンを搭
載した航空機の場合、実線位置はエンジンの出力を最も
必要とする離陸時に相当し、破線位置は巡行時に相当す
る。
【００２０】図７は本実施形態の航空エンジンの巡航高
度とバイパス比との関係を示す。バイパス比Ｒは上述の
ようにバイパス流路に流れる流量をファンから流入する
流量で割った値で、この比が大きくなるとバイパス流量
が増加しコア流量が減少する。地上離陸時はコアエンジ
ンの出力を大きくするため、コア流量を大きくしバイパ
ス比を小さくするが、高空巡航時は低燃費とするためバ
イパス比を大きくしてバイパスダクト２に流れる空気流
量を大きくする。
度とバイパス比との関係を示す。バイパス比Ｒは上述の
ようにバイパス流路に流れる流量をファンから流入する
流量で割った値で、この比が大きくなるとバイパス流量
が増加しコア流量が減少する。地上離陸時はコアエンジ
ンの出力を大きくするため、コア流量を大きくしバイパ
ス比を小さくするが、高空巡航時は低燃費とするためバ
イパス比を大きくしてバイパスダクト２に流れる空気流
量を大きくする。
【００２１】
【発明の効果】以上述べたように、本発明によれば、空
気流路内にバイパスリップを設け、エンジン軸心方向前
後に移動する構成としたので、バイパス比可変装置が簡
単な構造となる。またフラップなどを用いないので境界
層剥離を生じない。
気流路内にバイパスリップを設け、エンジン軸心方向前
後に移動する構成としたので、バイパス比可変装置が簡
単な構造となる。またフラップなどを用いないので境界
層剥離を生じない。
【図１】本発明の第１実施形態の構成を示す図である。
【図２】図１のＸ−Ｘ矢視図である。
【図３】図１のＹ−Ｙ断面図である。
【図４】本発明の第２実施形態の構成を示す図である。
【図５】図４のＺ−Ｚ断面図である。
【図６】バイパス比を可変とする説明図である。
【図７】巡航高度とバイパス比との関係を示す図であ
る。
る。
【図８】従来のバイパス比可変装置を使用している航空
エンジンの構成を示す図である。
エンジンの構成を示す図である。
１ コアエンジン １ａ ファン １ｂ コンプレッサ １ｃ 燃焼器 １ｄ タービン ２ ファン入口流路 ６ コンプレッサ入口流路 ７ バイパス流路 ８ バイパスダクト内壁 １０ バイパスリップ １０ａ 長穴 １１ ストラット １１ａ 連続部 １２ ラック １３ ピニオン軸 １４ 第１アーム １４ａ ピン結合部 １５ リング １６ 第２アーム １６ａ ピン結合部 １６ｂ 中央部支点 １７ アクチュエータ １７ａ ピン結合部 ２０ ストラット ２１ 接合支柱 ２２ リング ２３ アクチュエータ
Claims (4)
- 【請求項１】 ファンで圧縮された空気をコンプレッサ
に供給するコア流路と、大気に排気するバイパス流路
と、を備えた航空エンジンのパイパス比可変装置であっ
て、 略Ｕ字状断面で開端側を後方にしエンジン軸心を中心と
して環状に形成されたバイパスリップと、このバイパス
リップをエンジン軸心方向前後に移動させるパイパスリ
ップ移動機構と、を備え、前記バイパスリップは前記バ
イパスダクト内壁の前端部に前後移動可能に接続されて
いる、ことを特徴とする航空エンジンのバイパス比可変
装置。 - 【請求項２】 前記バイパスリップ移動機構は、エンジ
ン軸心方向に配置され、前記バイパスリップ内に固定さ
れたラックと、このラックと噛み合いエンジンの半径方
向に前記バイパス流路を貫通して設けられたピニオン軸
と、前記バイパス流路の外周に設けられ、周方向に回動
可能に支持されたリングと、一端が前記ピニオン軸に直
角に固定され、他端が前記リングとピン結合しリングの
回動によりピニオン軸を回動する第１アームと、前記リ
ングの周方向にロッドを伸縮するように配置されたアク
チュエータと、一端が前記リングとピン結合し、他端が
前記アクチュエータのロッド先端とピン結合し、中央部
で回動可能に支持されており、ロッドの伸縮によりリン
グを周方向に回動させる第２アームと、を備える、こと
を特徴とする請求項１記載の航空エンジンのバイパス比
可変装置。 - 【請求項３】 前記バイパスリップ移動機構は、前記バ
イパス流路の外周に設けられ、エンジン軸心方向に移動
可能に支持されたリングと、一端が前記パイパスリップ
に固定され他端が前記リングに固定され、エンジン半径
方向に配置されている複数の接合支柱と、前記バイパス
流路外周に設けられ前記リングをエンジン軸心方向前後
に移動するアクチュエータと、を備える、ことを特徴と
する請求項１記載の航空エンジンのバイパス比可変装
置。 - 【請求項４】 前記ピニオン軸又は前記接合支柱は、前
記ファン入口流路とコンプレッサ入口流路と前記バイパ
ス流路内でエンジンの半径方向に設けられたストラット
内に設けられている、ことを特徴とする請求項２または
３記載の航空エンジンのバイパス比可変装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11016614A JP2000213420A (ja) | 1999-01-26 | 1999-01-26 | 航空エンジンのバイパス比可変装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11016614A JP2000213420A (ja) | 1999-01-26 | 1999-01-26 | 航空エンジンのバイパス比可変装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000213420A true JP2000213420A (ja) | 2000-08-02 |
Family
ID=11921218
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11016614A Pending JP2000213420A (ja) | 1999-01-26 | 1999-01-26 | 航空エンジンのバイパス比可変装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000213420A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112392628A (zh) * | 2019-08-15 | 2021-02-23 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 航空发动机核心机、控制方法和航空发动机 |
| EP3604741B1 (en) | 2018-08-01 | 2021-10-20 | Raytheon Technologies Corporation | Turbomachinery transition duct for wide bypass ratio ranges |
-
1999
- 1999-01-26 JP JP11016614A patent/JP2000213420A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3604741B1 (en) | 2018-08-01 | 2021-10-20 | Raytheon Technologies Corporation | Turbomachinery transition duct for wide bypass ratio ranges |
| CN112392628A (zh) * | 2019-08-15 | 2021-02-23 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 航空发动机核心机、控制方法和航空发动机 |
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