JP2002188513A - 航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造 - Google Patents
航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造Info
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- JP2002188513A JP2002188513A JP2000385234A JP2000385234A JP2002188513A JP 2002188513 A JP2002188513 A JP 2002188513A JP 2000385234 A JP2000385234 A JP 2000385234A JP 2000385234 A JP2000385234 A JP 2000385234A JP 2002188513 A JP2002188513 A JP 2002188513A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 航空機用ガスタービン・エンジンのファンダ
クト（ファンバイパス通路）に収容されたフェアリング
付近に配置される燃料ノズルなどの部品へのアクセス性
を向上させ、メンテナンス性を向上させる。 【解決手段】 フェアリング５０を第１部分５０ａと第
２部分５０ｂに分割し、ファンバイパス通路２２を規定
するコアダクト１８とファンダクト２０の中の、ファン
ダクト２０に第１部分５０ａを取り付け自在とすると共
に、コアダクト１８に第２部分５０ｂを取り付け自在と
する。
クト（ファンバイパス通路）に収容されたフェアリング
付近に配置される燃料ノズルなどの部品へのアクセス性
を向上させ、メンテナンス性を向上させる。 【解決手段】 フェアリング５０を第１部分５０ａと第
２部分５０ｂに分割し、ファンバイパス通路２２を規定
するコアダクト１８とファンダクト２０の中の、ファン
ダクト２０に第１部分５０ａを取り付け自在とすると共
に、コアダクト１８に第２部分５０ｂを取り付け自在と
する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は航空機用ガスター
ビン・エンジンのファンダクト構造に関する。
ビン・エンジンのファンダクト構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機用ガスタービン・エンジンのファ
ンダクト付近の構造としては従来から種々の技術が提案
されており、例えば特開昭６４−４１６２１号公報にお
いてフェアリングをノズル案内ベーンと一体化すると共
に、機体フレームから取外し自在としたものが提案され
ている。
ンダクト付近の構造としては従来から種々の技術が提案
されており、例えば特開昭６４−４１６２１号公報にお
いてフェアリングをノズル案内ベーンと一体化すると共
に、機体フレームから取外し自在としたものが提案され
ている。
【０００３】ところで、航空機用ガスタービン・エンジ
ンにあっては、コアエンジンの外周にファンを介して吸
入された空気を通過させてエンジン後方に噴出させるフ
ァンダクトが配置されてファンバイパス通路が形成され
るが、コアエンジンに外部から連通する燃料供給管など
の連通管は、ファンバイパス通路を横断して配置され
る。空気抵抗を低減するため、燃料供給管などの連通管
などは、通例、翼形状などのフェアリング（流線形状
体）に収容される。
ンにあっては、コアエンジンの外周にファンを介して吸
入された空気を通過させてエンジン後方に噴出させるフ
ァンダクトが配置されてファンバイパス通路が形成され
るが、コアエンジンに外部から連通する燃料供給管など
の連通管は、ファンバイパス通路を横断して配置され
る。空気抵抗を低減するため、燃料供給管などの連通管
などは、通例、翼形状などのフェアリング（流線形状
体）に収容される。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上記した燃料供給管は
燃料ノズルに接続されるが、燃料ノズルなどを含め、そ
の付近には頻繁に整備点検すべき部品が多い。その結
果、燃料ノズルなどにアクセスするとき、燃料供給管な
どの連通管を収容するフェアリングが支障となってい
た。他方、このフェアリングはアクセスすべき燃料ノズ
ルなどに接続される燃料供給管などを収容することか
ら、配置位置を変更するにも限界があった。
燃料ノズルに接続されるが、燃料ノズルなどを含め、そ
の付近には頻繁に整備点検すべき部品が多い。その結
果、燃料ノズルなどにアクセスするとき、燃料供給管な
どの連通管を収容するフェアリングが支障となってい
た。他方、このフェアリングはアクセスすべき燃料ノズ
ルなどに接続される燃料供給管などを収容することか
ら、配置位置を変更するにも限界があった。
【０００５】その点で上記した従来技術は、フェアリン
グをノズル案内ベーンと一体化すると共に、機体フレー
ムから取外し自在とすることを提案するに止まり、かか
る不都合を解消するものではなかった。
グをノズル案内ベーンと一体化すると共に、機体フレー
ムから取外し自在とすることを提案するに止まり、かか
る不都合を解消するものではなかった。
【０００６】従って、この発明の目的は従来技術の上記
した不都合を解消することにあり、ファンダクトによっ
て形成されるファンバイパス通路に収容されたフェアリ
ングを分割自在とすることで、その付近に配置される部
品へのアクセス性を向上させ、よってメンテナンス性を
向上させるようにした航空機用ガスタービン・エンジン
のファンダクト構造を提供することにある。
した不都合を解消することにあり、ファンダクトによっ
て形成されるファンバイパス通路に収容されたフェアリ
ングを分割自在とすることで、その付近に配置される部
品へのアクセス性を向上させ、よってメンテナンス性を
向上させるようにした航空機用ガスタービン・エンジン
のファンダクト構造を提供することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
めに、請求項１項にあっては、航空機用ガスタービン・
エンジンのコアエンジンを被覆するコアダクトの外方に
配置され、ファンを介して吸入された空気を通過させて
エンジン後方に噴出させると共に、そこを横断して前記
コアエンジンに外部から連通する連通管を収容するフェ
アリングが配置されてなるファンダクトにおいて、前記
フェアリングを第１部分および第２部分からなる少なく
とも２個の部分に分割可能とし、前記第１部分を前記フ
ァンダクトとコアダクトの一方に取り付け自在にすると
共に、前記第２部分を前記ファンダクトとコアダクトの
他方に取り付け自在とする如く構成した。
めに、請求項１項にあっては、航空機用ガスタービン・
エンジンのコアエンジンを被覆するコアダクトの外方に
配置され、ファンを介して吸入された空気を通過させて
エンジン後方に噴出させると共に、そこを横断して前記
コアエンジンに外部から連通する連通管を収容するフェ
アリングが配置されてなるファンダクトにおいて、前記
フェアリングを第１部分および第２部分からなる少なく
とも２個の部分に分割可能とし、前記第１部分を前記フ
ァンダクトとコアダクトの一方に取り付け自在にすると
共に、前記第２部分を前記ファンダクトとコアダクトの
他方に取り付け自在とする如く構成した。
【０００８】フェアリングを第１部分および第２部分か
らなる少なくとも２個の部分に分割可能とし、第１部分
をファンダクトとコアダクトの一方に取り付け自在にす
ると共に、第２部分をファンダクトとコアダクトの他方
に取り付け自在とすることで、第１部分と第２部分の中
のいずれかのみ取り外せば、連通管が接続される燃料ノ
ズルなどに容易にアクセスすることができ、よってメン
テナンス性を向上させることができる。
らなる少なくとも２個の部分に分割可能とし、第１部分
をファンダクトとコアダクトの一方に取り付け自在にす
ると共に、第２部分をファンダクトとコアダクトの他方
に取り付け自在とすることで、第１部分と第２部分の中
のいずれかのみ取り外せば、連通管が接続される燃料ノ
ズルなどに容易にアクセスすることができ、よってメン
テナンス性を向上させることができる。
【０００９】請求項２項にあっては、前記第１部分およ
び第２部分の少なくとも一方に、他方との結合をガイド
するガイド部材を設けた如く構成した。
び第２部分の少なくとも一方に、他方との結合をガイド
するガイド部材を設けた如く構成した。
【００１０】前記第１部分および第２部分の少なくとも
一方に、他方との結合をガイドするガイド部材を設けた
ので、取り付け時に両者を結合するのが容易となり、同
様にメンテナンス性を向上させることができると共に、
取り付け時の作業性も向上させることができる。
一方に、他方との結合をガイドするガイド部材を設けた
ので、取り付け時に両者を結合するのが容易となり、同
様にメンテナンス性を向上させることができると共に、
取り付け時の作業性も向上させることができる。
【００１１】
【発明の実施の形態】以下、添付図面に即してこの発明
の一つの実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エン
ジンのファンダクト構造を説明する。
の一つの実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エン
ジンのファンダクト構造を説明する。
【００１２】図１はその航空機用ガスタービン・エンジ
ンのファンダクト構造を全体的に示す断面図である。
ンのファンダクト構造を全体的に示す断面図である。
【００１３】図１において、符号１０は航空機用ガスタ
ービン・エンジン（以下「エンジン」という）を示し、
エンジン１０は機体（図示せず）の適宜位置にマウント
される。
ービン・エンジン（以下「エンジン」という）を示し、
エンジン１０は機体（図示せず）の適宜位置にマウント
される。
【００１４】尚、航空機用ガスタービン・エンジンとし
てはターボジェット・エンジン、ターボファン・エンジ
ン、ターボプロップ・エンジンおよびターボシャフト・
エンジンの４種が知られているが、以下、２軸のターボ
ファン・エンジンを例にとって説明する。
てはターボジェット・エンジン、ターボファン・エンジ
ン、ターボプロップ・エンジンおよびターボシャフト・
エンジンの４種が知られているが、以下、２軸のターボ
ファン・エンジンを例にとって説明する。
【００１５】エンジン１０はファン（ファン動翼）１２
を備え、ファン１２は高速で回転しつつ外気から空気を
吸引する。ファン１２にはロータ１２ａが一体的に形成
され、ロータ１２ａは対向して配置されたステータ１４
と共に低圧圧縮機１６を構成し、そこで吸引した空気を
圧縮しつつ後方に圧送する。
を備え、ファン１２は高速で回転しつつ外気から空気を
吸引する。ファン１２にはロータ１２ａが一体的に形成
され、ロータ１２ａは対向して配置されたステータ１４
と共に低圧圧縮機１６を構成し、そこで吸引した空気を
圧縮しつつ後方に圧送する。
【００１６】尚、ファン１２の付近にはコアダクト（セ
パレータ）１８とファンダクト２０によってファンバイ
パス通路２２が形成され、吸引された空気の大部分は後
段（コアエンジン側）で燃焼させられることなく、ファ
ンバイパス通路２２を通ってエンジン後方に噴出させら
れる。ファン排気は、その反作用としてエンジン１０が
搭載される機体（図示せず）に推力（スラスト）を生じ
させる。推力の大部分は、このファン排気によって生じ
る。
パレータ）１８とファンダクト２０によってファンバイ
パス通路２２が形成され、吸引された空気の大部分は後
段（コアエンジン側）で燃焼させられることなく、ファ
ンバイパス通路２２を通ってエンジン後方に噴出させら
れる。ファン排気は、その反作用としてエンジン１０が
搭載される機体（図示せず）に推力（スラスト）を生じ
させる。推力の大部分は、このファン排気によって生じ
る。
【００１７】低圧圧縮機１６で圧縮された空気は後段の
高圧圧縮機２４に送られ、そこでロータ２４ａおよびス
テータ（図示せず）によってさらに圧縮された後、後段
のアニュラ型の燃焼室２６に送られる。
高圧圧縮機２４に送られ、そこでロータ２４ａおよびス
テータ（図示せず）によってさらに圧縮された後、後段
のアニュラ型の燃焼室２６に送られる。
【００１８】燃焼室２６は環状に配置された複数個、よ
り詳しくは１２個の燃料ノズル２８（図１で２個示す）
を備えると共に、燃料ノズル２８にはＦＣＵ（Fuel Con
trolUnit 。燃料制御ユニット。図示せず）で調量され
た燃料が圧送される。
り詳しくは１２個の燃料ノズル２８（図１で２個示す）
を備えると共に、燃料ノズル２８にはＦＣＵ（Fuel Con
trolUnit 。燃料制御ユニット。図示せず）で調量され
た燃料が圧送される。
【００１９】即ち、ＦＣＵは燃料調量バルブ（図示せ
ず）を備え、燃料ポンプ（図示せず）によって機体の適
宜位置に配置された燃料タンク（図示せず）から汲み上
げられた燃料は、燃料調量バルブで調量された後、一次
燃料として主燃料供給管（連通管）３０を通って燃料マ
ニホルド（図示せず）を介して燃料ノズル２８に供給さ
れ、また二次燃料として副燃料供給管（連通管）３２を
通って燃料マニホルドを介して燃料ノズル２８に供給さ
れる。
ず）を備え、燃料ポンプ（図示せず）によって機体の適
宜位置に配置された燃料タンク（図示せず）から汲み上
げられた燃料は、燃料調量バルブで調量された後、一次
燃料として主燃料供給管（連通管）３０を通って燃料マ
ニホルド（図示せず）を介して燃料ノズル２８に供給さ
れ、また二次燃料として副燃料供給管（連通管）３２を
通って燃料マニホルドを介して燃料ノズル２８に供給さ
れる。
【００２０】噴霧された燃料は高圧圧縮機２４から圧送
された圧縮空気と混合し、エンジン始動時にエキサイタ
および点火プラグ３４で点火されて燃焼する。混合気は
一度着火されて燃焼を開始すると、かかる圧縮空気と燃
料からなる混合気を連続的に供給されて燃焼を継続す
る。
された圧縮空気と混合し、エンジン始動時にエキサイタ
および点火プラグ３４で点火されて燃焼する。混合気は
一度着火されて燃焼を開始すると、かかる圧縮空気と燃
料からなる混合気を連続的に供給されて燃焼を継続す
る。
【００２１】燃焼によって生じた高温高圧ガスは高圧タ
ービン３６に送られ、高圧タービン３６を高速回転させ
る。高圧タービン３６（より具体的にはそのロータ）は
前記した高圧圧縮機のロータ２４ａに高圧タービン軸３
６ａを介して接続され、前記ロータ２４ａを回転させ
る。
ービン３６に送られ、高圧タービン３６を高速回転させ
る。高圧タービン３６（より具体的にはそのロータ）は
前記した高圧圧縮機のロータ２４ａに高圧タービン軸３
６ａを介して接続され、前記ロータ２４ａを回転させ
る。
【００２２】高温高圧ガスは、高圧タービン３６を回転
駆動した後、低圧タービン３８に送られ、低圧タービン
３８を比較的低速で回転させる。低圧タービン３８（よ
り具体的にはそのロータ）は前記した低圧圧縮機１６の
ロータ１２ａに低圧タービン軸３８ａ（軸３６ａと同心
二軸構造）を介して接続されており、前記ロータ１２ａ
およびファン１２を回転させる。
駆動した後、低圧タービン３８に送られ、低圧タービン
３８を比較的低速で回転させる。低圧タービン３８（よ
り具体的にはそのロータ）は前記した低圧圧縮機１６の
ロータ１２ａに低圧タービン軸３８ａ（軸３６ａと同心
二軸構造）を介して接続されており、前記ロータ１２ａ
およびファン１２を回転させる。
【００２３】低圧タービン３８を通過した高温高圧ガス
（タービン排気）は、ファンバイパス通路２２を通って
そのまま排出されるファン排気と混合させられてジェッ
トノズル４０からエンジン後方に噴出される。
（タービン排気）は、ファンバイパス通路２２を通って
そのまま排出されるファン排気と混合させられてジェッ
トノズル４０からエンジン後方に噴出される。
【００２４】エンジン１０の外部下面の前側寄りには、
スタータおよびジェネレータ（共に図示せず）などを格
納するアクセサリ・ドライブ・ギアボックス４２が取り
付けられる。
スタータおよびジェネレータ（共に図示せず）などを格
納するアクセサリ・ドライブ・ギアボックス４２が取り
付けられる。
【００２５】この明細書において、上記した低圧圧縮機
１６、高圧圧縮機２４、高圧タービン３６、低圧タービ
ン３８、燃焼室２６などを公知のように「コアエンジ
ン」という。燃料ノズル２８の周辺など、コアエンジン
の一部は、コアダクト１８で被覆される。
１６、高圧圧縮機２４、高圧タービン３６、低圧タービ
ン３８、燃焼室２６などを公知のように「コアエンジ
ン」という。燃料ノズル２８の周辺など、コアエンジン
の一部は、コアダクト１８で被覆される。
【００２６】コアダクト１８は断面略円形であり、前記
したようにその外側に配置されるファンダクト２０との
間に、ファンバイパス通路２２が形成される。ファンダ
クト２０も断面略円形であり、よって形成されるファン
バイパス通路２２も断面円環状を呈する。
したようにその外側に配置されるファンダクト２０との
間に、ファンバイパス通路２２が形成される。ファンダ
クト２０も断面略円形であり、よって形成されるファン
バイパス通路２２も断面円環状を呈する。
【００２７】前記した主燃料供給管３０および副燃料供
給管３２に加え、図示の如く、燃料ドレン管（連通管）
４６および潤滑油ドレン管（連通管）４８が、ファンバ
イパス通路２２を横断してコアエンジンに外部から連通
する。燃料ドレン管４６は、燃料マニホルドから残存燃
料を燃料タンクに戻すための通路であり、潤滑油ドレン
管４８は潤滑油をリザーバ（図示せず）に戻すための通
路である。
給管３２に加え、図示の如く、燃料ドレン管（連通管）
４６および潤滑油ドレン管（連通管）４８が、ファンバ
イパス通路２２を横断してコアエンジンに外部から連通
する。燃料ドレン管４６は、燃料マニホルドから残存燃
料を燃料タンクに戻すための通路であり、潤滑油ドレン
管４８は潤滑油をリザーバ（図示せず）に戻すための通
路である。
【００２８】これら連通管３０，３２，４６，４８は、
円環状のファンバイパス通路２２を断面視において６時
の位置（図１において）で横断すると共に、その付近に
空気抵抗を低減するためにフェアリング５０に収容され
る。
円環状のファンバイパス通路２２を断面視において６時
の位置（図１において）で横断すると共に、その付近に
空気抵抗を低減するためにフェアリング５０に収容され
る。
【００２９】図２は図１の構成の中のフェアリング５０
付近の拡大断面図であり、図３は図２のIII −III 線縮
小断面図、図４はフェアリング５０の拡大斜視図であ
る。尚、図４に示す構成は、図２に対して上下を逆にし
て示す。
付近の拡大断面図であり、図３は図２のIII −III 線縮
小断面図、図４はフェアリング５０の拡大斜視図であ
る。尚、図４に示す構成は、図２に対して上下を逆にし
て示す。
【００３０】図示の如く、フェアリング５０は断面視に
おいて翼形形状を呈し、第１部分５０ａおよび第２部分
５０ｂからなる２個の部分に分割可能に構成され、第１
部分５０ａはファンダクト２０に取り付け自在に構成さ
れると共に、第２部分５０ｂはコアダクト１８に取り付
け自在に構成される。
おいて翼形形状を呈し、第１部分５０ａおよび第２部分
５０ｂからなる２個の部分に分割可能に構成され、第１
部分５０ａはファンダクト２０に取り付け自在に構成さ
れると共に、第２部分５０ｂはコアダクト１８に取り付
け自在に構成される。
【００３１】即ち、図４に示す如く、第１部分５０ａ
は、フェアリング５０を分割してなるフェアリング半部
５０ａ１と、それに接続される平坦形状のファンダクト
接続プレート５０ａ２からなる。図２に示す如く、この
ファンダクト接続プレート５０ａ２をファンダクト２０
にボルトなどの適宜な締結手段（図示せず）を介して固
定することにより、第１部分５０ａはファンダクト２０
に取り付けられる。ファンダクト接続プレート５０ａ２
の中央部位には、孔５０ａ３が穿設される。
は、フェアリング５０を分割してなるフェアリング半部
５０ａ１と、それに接続される平坦形状のファンダクト
接続プレート５０ａ２からなる。図２に示す如く、この
ファンダクト接続プレート５０ａ２をファンダクト２０
にボルトなどの適宜な締結手段（図示せず）を介して固
定することにより、第１部分５０ａはファンダクト２０
に取り付けられる。ファンダクト接続プレート５０ａ２
の中央部位には、孔５０ａ３が穿設される。
【００３２】また、第２部分５０ｂも同様にフェアリン
グ５０を分割してなるフェアリング半部５０ｂ１と、そ
の下部開口端に接続される平坦形状のコアダクト接続プ
レート５０ｂ２からなり、コアダクト接続プレート５０
ｂ２をコアダクト１８にボルトなどの適宜な締結手段
（図示せず）を介して固定することにより、第２部分５
０ｂはコアダクト１８に取り付けられる。
グ５０を分割してなるフェアリング半部５０ｂ１と、そ
の下部開口端に接続される平坦形状のコアダクト接続プ
レート５０ｂ２からなり、コアダクト接続プレート５０
ｂ２をコアダクト１８にボルトなどの適宜な締結手段
（図示せず）を介して固定することにより、第２部分５
０ｂはコアダクト１８に取り付けられる。
【００３３】さらに、図３および図４に良く示す如く、
第１部分５０ａには、第２部分５０ｂとの結合をガイド
するガイド部材５２が設けられる。ガイド部材５２は、
フェアリング半部５０ａ１の開口端にネジ５２ａで取り
付けられたプレート５２ｂからなる。プレート５２ｂは
弾性を備えた肉薄の金属材などからなり、図３に良く示
す如く、その先端側が内側に折曲される。従って、第２
部分５０ｂはガイド部材５２に案内され、第１部分５０
ａに容易に結合される。
第１部分５０ａには、第２部分５０ｂとの結合をガイド
するガイド部材５２が設けられる。ガイド部材５２は、
フェアリング半部５０ａ１の開口端にネジ５２ａで取り
付けられたプレート５２ｂからなる。プレート５２ｂは
弾性を備えた肉薄の金属材などからなり、図３に良く示
す如く、その先端側が内側に折曲される。従って、第２
部分５０ｂはガイド部材５２に案内され、第１部分５０
ａに容易に結合される。
【００３４】次いで、フェアリング５０の取り付け手順
を説明する。
を説明する。
【００３５】先ず、燃料ドレン管４６を第１部分５０ａ
の孔５０ａ３に通して配管すると共に、残りの主燃料供
給管３０、副燃料供給管３２および潤滑油ドレン管４８
を配管する。
の孔５０ａ３に通して配管すると共に、残りの主燃料供
給管３０、副燃料供給管３２および潤滑油ドレン管４８
を配管する。
【００３６】次いで、第１部分５０ａのファンダクト接
続プレート５０ａ２をファンダクト２０に取り付ける。
尚、ファンダクト２０は、その部位では切り欠かれてお
り、その切り欠き部位にファンダクト接続プレート５０
ａ２を固定することで、第１部分５０ａをファンダクト
２０に取り付ける。
続プレート５０ａ２をファンダクト２０に取り付ける。
尚、ファンダクト２０は、その部位では切り欠かれてお
り、その切り欠き部位にファンダクト接続プレート５０
ａ２を固定することで、第１部分５０ａをファンダクト
２０に取り付ける。
【００３７】次いで、主燃料供給管３０、副燃料供給管
３２および潤滑油ドレン管３８を挟むように、第２部分
５０ｂを後方（ジェットノズル４０側）から挿入し、ガ
イド部材５２で案内しつつ、そのフェアリング半部５０
ｂ１を第１部分５０ａのフェアリング半部５０ａ１に結
合させ、次いでコアダクト接続プレート５０ｂ２をコア
ダクト１８に取り付ける。
３２および潤滑油ドレン管３８を挟むように、第２部分
５０ｂを後方（ジェットノズル４０側）から挿入し、ガ
イド部材５２で案内しつつ、そのフェアリング半部５０
ｂ１を第１部分５０ａのフェアリング半部５０ａ１に結
合させ、次いでコアダクト接続プレート５０ｂ２をコア
ダクト１８に取り付ける。
【００３８】コアダクト１８も同様にその部位では切り
欠かれており、その切り欠き部位にコアダクト接続プレ
ート５０ｂ２を固定することで、第２部分５０ｂをコア
ダクト１８に取り付ける。
欠かれており、その切り欠き部位にコアダクト接続プレ
ート５０ｂ２を固定することで、第２部分５０ｂをコア
ダクト１８に取り付ける。
【００３９】従って、燃料ノズル２８のメンテナンス時
には、上記と逆の手順に従い、第２部分５０ｂを取外せ
ば良く、燃料ノズル２８に容易にアクセスすることがで
き、それによってメンテナンス性を向上させることがで
きる。
には、上記と逆の手順に従い、第２部分５０ｂを取外せ
ば良く、燃料ノズル２８に容易にアクセスすることがで
き、それによってメンテナンス性を向上させることがで
きる。
【００４０】また、ガイド部材５２を設けたので、第１
部分５０ａと第２の部分５０ｂの結合が容易となって同
様にメンテンナンス性を向上させることができると共
に、取り付け時の作業性も向上させることができる。
部分５０ａと第２の部分５０ｂの結合が容易となって同
様にメンテンナンス性を向上させることができると共
に、取り付け時の作業性も向上させることができる。
【００４１】この実施の形態は上記の如く、航空機用ガ
スタービン・エンジン１０のコアエンジンを被覆するコ
アダクト１８の外方に配置され、ファン１２を介して吸
入された空気を通過させてエンジン後方に噴出させると
共に、そこを横断して前記コアエンジンに外部から連通
する連通管（主燃料供給管３０、副燃料供給管３２、燃
料ドレン管４６、潤滑油ドレン管４８）を収容するフェ
アリング５０が配置されてなるファンダクト２０（より
具体的にはファンバイパス通路２２）において、前記フ
ェアリング５０を第１部分５０ａおよび第２部分５０ｂ
からなる少なくとも２個の部分に分割可能とし、前記第
１部分５０ａを前記ファンダクト２０とコアダクト１８
の一方、より具体的には前記ファンダクト２０に取り付
け自在にすると共に、前記第２部分５０ｂを前記ファン
ダクト２０とコアダクト１８の他方、より具体的にはコ
アダクト１８に取り付け自在とする如く構成した。
スタービン・エンジン１０のコアエンジンを被覆するコ
アダクト１８の外方に配置され、ファン１２を介して吸
入された空気を通過させてエンジン後方に噴出させると
共に、そこを横断して前記コアエンジンに外部から連通
する連通管（主燃料供給管３０、副燃料供給管３２、燃
料ドレン管４６、潤滑油ドレン管４８）を収容するフェ
アリング５０が配置されてなるファンダクト２０（より
具体的にはファンバイパス通路２２）において、前記フ
ェアリング５０を第１部分５０ａおよび第２部分５０ｂ
からなる少なくとも２個の部分に分割可能とし、前記第
１部分５０ａを前記ファンダクト２０とコアダクト１８
の一方、より具体的には前記ファンダクト２０に取り付
け自在にすると共に、前記第２部分５０ｂを前記ファン
ダクト２０とコアダクト１８の他方、より具体的にはコ
アダクト１８に取り付け自在とする如く構成した。
【００４２】また、前記第１部分５０ａおよび第２部分
５０ｂの少なくとも一方、より具体的には前記第１部分
５０ａに、他方との結合をガイドするガイド部材５２を
設けた如く構成した。
５０ｂの少なくとも一方、より具体的には前記第１部分
５０ａに、他方との結合をガイドするガイド部材５２を
設けた如く構成した。
【００４３】尚、ファンダクト２０、より具体的にはフ
ァンバイパス通路２２の内部には、上記したフェアリン
グ５０の他、４時および７時位置（図１において）付近
に点火系統などの連通管用としてさらに２個のフェアリ
ングが配置されるが、それらの形状はこの実施の形態で
述べた分割可能なものでも良く、あるいは公知の一体型
のものであっても良い。
ァンバイパス通路２２の内部には、上記したフェアリン
グ５０の他、４時および７時位置（図１において）付近
に点火系統などの連通管用としてさらに２個のフェアリ
ングが配置されるが、それらの形状はこの実施の形態で
述べた分割可能なものでも良く、あるいは公知の一体型
のものであっても良い。
【００４４】尚、上記した実施の形態において、第１部
分５０ａをコアダクト１８に取り付け自在とすると共
に、第２部分５０ｂをファンダクト２０に取り付け自在
としても良い。また、フェアリング５０を２つの部分に
分割したが、３つ以上の部分に分割しても良い。
分５０ａをコアダクト１８に取り付け自在とすると共
に、第２部分５０ｂをファンダクト２０に取り付け自在
としても良い。また、フェアリング５０を２つの部分に
分割したが、３つ以上の部分に分割しても良い。
【００４５】また、上記した実施の形態において、航空
機用ガスタービン・エンジンとしてはターボファン・エ
ンジンを例にとったが、ターボジェット・エンジン、タ
ーボプロップ・エンジンあるいはターボシャフト・エン
ジンなどであっても良い。
機用ガスタービン・エンジンとしてはターボファン・エ
ンジンを例にとったが、ターボジェット・エンジン、タ
ーボプロップ・エンジンあるいはターボシャフト・エン
ジンなどであっても良い。
【００４６】
【発明の効果】請求項１項にあっては、フェアリングを
第１部分および第２部分からなる少なくとも２個の部分
に分割可能とし、第１部分をファンダクトとコアダクト
の一方に取り付け自在にすると共に、他方に取り付け自
在とすることで、第１部分と第２部分の中のいずれかの
み取り外せば、連通管が接続される燃料ノズルなどに容
易にアクセスすることができ、よってメンテナンス性を
向上させることができる。
第１部分および第２部分からなる少なくとも２個の部分
に分割可能とし、第１部分をファンダクトとコアダクト
の一方に取り付け自在にすると共に、他方に取り付け自
在とすることで、第１部分と第２部分の中のいずれかの
み取り外せば、連通管が接続される燃料ノズルなどに容
易にアクセスすることができ、よってメンテナンス性を
向上させることができる。
【００４７】請求項２項にあっては、前記第１部分およ
び第２部分の少なくとも一方に、他方との結合をガイド
するガイド部材を設けたので、取り付け時に両者を結合
するのが容易となり、同様にメンテナンス性を向上させ
ることができると共に、取り付け時の作業性も向上させ
ることができる。
び第２部分の少なくとも一方に、他方との結合をガイド
するガイド部材を設けたので、取り付け時に両者を結合
するのが容易となり、同様にメンテナンス性を向上させ
ることができると共に、取り付け時の作業性も向上させ
ることができる。
【図１】この発明の一つの実施の形態に係る航空機用ガ
スタービン・エンジンのファンダクト構造を全体的に示
す断面図である。
スタービン・エンジンのファンダクト構造を全体的に示
す断面図である。
【図２】図１装置の中のフェアリングなどに焦点をおい
て示す、図１の部分拡大断面図である。
て示す、図１の部分拡大断面図である。
【図３】図２のIII −III 線縮小断面図である。
【図４】図２などに示すフェアリングの拡大斜視図であ
る。
る。
１０ 航空機用ガスタービン・エンジン（エンジ
ン） １２ ファン １２ａ ロータ １４ ステータ １６ 低圧圧縮機 １８ コアダクト（セパレータ） ２０ ファンダクト ２２ ファンバイパス通路 ２４ 高圧圧縮機 ２６ 燃焼室 ２８ 燃料ノズル ３０ 主燃料供給管（連通管） ３２ 副燃料供給管（連通管） ３６ 高圧タービン ３８ 低圧タービン ４６ 燃料ドレン管 ４８ 潤滑油ドレン管 ５０ フェアリング ５０ａ 第１部分 ５０ｂ 第２部分 ５２ ガイド部材
ン） １２ ファン １２ａ ロータ １４ ステータ １６ 低圧圧縮機 １８ コアダクト（セパレータ） ２０ ファンダクト ２２ ファンバイパス通路 ２４ 高圧圧縮機 ２６ 燃焼室 ２８ 燃料ノズル ３０ 主燃料供給管（連通管） ３２ 副燃料供給管（連通管） ３６ 高圧タービン ３８ 低圧タービン ４６ 燃料ドレン管 ４８ 潤滑油ドレン管 ５０ フェアリング ５０ａ 第１部分 ５０ｂ 第２部分 ５２ ガイド部材
Claims (2)
- 【請求項１】 航空機用ガスタービン・エンジンのコア
エンジンを被覆するコアダクトの外方に配置され、ファ
ンを介して吸入された空気を通過させてエンジン後方に
噴出させると共に、そこを横断して前記コアエンジンに
外部から連通する連通管を収容するフェアリングが配置
されてなるファンダクトにおいて、前記フェアリングを
第１部分および第２部分からなる少なくとも２個の部分
に分割可能とし、前記第１部分を前記ファンダクトとコ
アダクトの一方に取り付け自在にすると共に、前記第２
部分を他方に取り付け自在とすることを特徴とする航空
機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造。 - 【請求項２】 前記第１部分および第２部分の少なくと
も一方に、他方との結合をガイドするガイド部材を設け
たことを特徴とする請求項１項記載の航空機用ガスター
ビン・エンジンのファンダクト構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000385234A JP4611512B2 (ja) | 2000-12-19 | 2000-12-19 | 航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000385234A JP4611512B2 (ja) | 2000-12-19 | 2000-12-19 | 航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002188513A true JP2002188513A (ja) | 2002-07-05 |
| JP4611512B2 JP4611512B2 (ja) | 2011-01-12 |
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ID=18852537
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000385234A Expired - Fee Related JP4611512B2 (ja) | 2000-12-19 | 2000-12-19 | 航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造 |
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|---|---|
| JP (1) | JP4611512B2 (ja) |
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-
2000
- 2000-12-19 JP JP2000385234A patent/JP4611512B2/ja not_active Expired - Fee Related
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4611512B2 (ja) | 2011-01-12 |
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