JP2004084669A - 航空機用エンジンの吸気部領域の有効貫流面積を能動的に変化させるためのシステム及び方法 - Google Patents

Abstract

【課題】本発明は、吸気部の有効貫流面積を能動的に変化させて、該吸気部を通る空気流のマッハ数を変更するシステムに関する。
【解決手段】　能動的有効貫流制御システム（１００）は、航空機用エンジン（１２０）の吸気部領域（１１０）に位置させられた上流側壁流パーターバー（１５）及び下流側壁流パーターバー（２０）を含む。下流側壁流パーターバーは、上流側壁流パーターバーから下流側に配置される。上流側及び下流側壁流パーターバーは、吸気部領域を通る空気流に少なくとも１つの剥離された渦流（１５０）の領域を発生させかつトラップするように構成される。航空機用エンジンの吸気部領域の有効貫流面積を能動的に変化させるための方法は、該吸気部領域によって定められる空気流通路（１１４）に少なくとも１つの剥離された渦流の領域を生成することを含む。更に、この方法は、空気流通路における剥離された渦流の領域をトラップすることを含む。
【選択図】図２

Description

　本発明は、一般に、航空機用エンジンの吸気部に関し、より具体的には、吸気部の有効貫流面積を能動的に変化させて、該吸気部を通る空気流のマッハ数を変更するためのシステム及び方法に関する。

　航空機の離陸及び着陸に際して航空機用エンジンによって発生する騒音量が相変わらず懸念されており、多くの場合、政府規制によって制限されている。航空機用エンジンの騒音源は、ファン及び吸気部の騒音を含む。従って、離陸及び着陸作動の際のファン及び吸気部の騒音を減少させるためのシステム及び方法を開発することが望ましい。更に、このシステム及び方法は、残りの飛行時間における航空機用エンジンの性能特性低下を回避することが望ましい。

　簡単に述べると、本発明の一実施形態による能動的有効貫流面積制御システムは、航空機用エンジンの吸気部領域に位置させられた上流側壁流パーターバー（壁流動揺生成具）及び下流側壁流パーターバーを含む。下流側壁流パーターバーは、上流側壁流パーターバーから下流側に配置される。上流側及び下流側壁流パーターバーは、吸気部領域を通る空気流に少なくとも１つの剥離された渦流の領域を発生させかつトラップするように構成される。

　本発明の別の実施形態において、航空機用エンジンの可変有効貫流面積吸気部が開示される。可変有効貫流面積吸気部は、空気流通路を定める内壁と、該内壁に連結された上流側及び下流側壁流パーターバーとを含む。上流側及び下流側壁流パーターバーは、空気流通路内の空気流に少なくとも１つの剥離された渦流の領域を発生させかつトラップするように構成される。

　更に、航空機用エンジンの吸気部領域の有効貫流面積を能動的に変化させるための方法の実施形態が開示される。この方法は、吸気部領域によって定められた空気流通路に少なくとも１つの剥離された渦流の領域を生成することを含む。更に、この方法は、空気流通路における剥離された渦流の領域をトラップすることを含む。剥離された渦流の領域は、主要な吸入空気流を部分的に遮る。

　本発明のこれら及び他の特徴、態様及び利点は、同じ符号が図面全体を通して同じ部分を表す添付図面を参照して、以下の詳細な説明を読むことにより、一層よく理解されるであろう。

　背景技術として、例示的な航空機用ターボファンエンジン１２０の前方部分が、図１を参照して説明される。航空機用エンジン１２０は、ファン又はロータブレード１４２を、縦方向の中心軸１２２の周りに回転させるように構成されたスピナ１４０を含む。吸気部領域１１０を定める内壁１１２を含むナセル１４６がファンブレード１４２を取り囲む。航空機用エンジン１２０の作動中に、周囲空気２６が吸気部領域１１０の中に流れる。周方向に間隔をもって配設された多数の出口案内羽根（ＯＧＶ）すなわちステータ羽根１４４が、縦方向の中心軸１２２の周りに半径方向に延び、ロータブレード１４２から下流側に、軸方向に離れて配設される。

　航空機用エンジン１２０の作動中、コアエンジン（図示せず）によって、ロータブレード１４２の中心軸１２２の周りの回転が生じる。回転するロータブレード１４２は大きな騒音を発生し、航空機用エンジン１２０の離陸及び着陸作動に際して好ましくないことが知られている。本発明の目的は、航空機用エンジンの離陸及び着陸作動の際の騒音を減少させることである。

　能動的有効貫流面積制御システム１００が、図２及び図３を参照して説明される。図３に示すように、能動的有効貫流面積制御システム１００は、航空機用エンジン１２０の吸気部領域１１０に位置させられた上流側壁流パーターバー１５及び下流側壁流パーターバー２０を含む。図示のように、下流側壁流パーターバー２０は、上流側壁流パーターバー１５から下流側に配置される。上流側及び下流側壁流パーターバーは、図３に例示的に示すように、吸気部領域１１０を通る空気流に少なくとも１つの剥離された渦流１５０の領域を発生させかつトラップするように構成される。図３に示すように、剥離された渦流１５０は、上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０間の区域の付近でトラップされる。剥離された渦流１５０の結果として得られた領域は、吸気部領域１１０を通って入ってくる空気流を遮り、該吸気部領域１１０の有効貫流面積が減少するようになり、従って該吸気部領域１１０内の空気流の局部的マッハ数が増加する。有益なことに、吸気部領域１１０についてのより高い局部的マッハ数が、エンジンコア（図示せず）から上流に放散される騒音を低減させ、地上で聞こえる航空機用エンジン１２０の騒音が低減するようになる。

　図３に示す実施形態において、上流側及び下流側の各壁流パーターバー１５、２０は、展開可能な妨害物１５、２０を含む。ここで用いられる「妨害物」という用語は、バッフルのような物理的な妨害物を示す。更に、ここで用いられる「展開可能な妨害物」という用語は、妨害物が伸長及び引込みのために作動することを意味する。図３に示すように、展開可能な妨害物１５、２０は、吸気部領域１１０において、少なくとも１つの剥離された渦流１５０の領域を発生させかつトラップすることによって、該吸気部領域１１０の上流側及び下流側位置１０１、１０２のそれぞれにわたる区域の付近における貫流面積を減少させるように構成される。有効貫流面積は、壁流パーターバー１５、２０間の地点において最小である。「構成される」とは、展開可能な妨害物１５、２０間の全体の幾何学的配置、例えば該障害物間の高さｈ及び距離ｄが、剥離された渦流の領域を発生させかつトラップするように選択されることをここでは意味する。高さｈ及び距離ｄは、図２に示される。具体的な実施形態によると、展開可能な妨害物１５、２０は、作動されたとき、吸気部領域１１０の半径１１６の約１０パーセントより少なく該吸気部領域１１０の中に伸長するように、より具体的には半径１１６の約２パーセントから約１０パーセントだけ伸長するように、更により具体的には半径１１６の約３パーセントから５パーセントだけ伸長するように構成される。半径１１６は、図４に示される。図３においてはバッフルとして示される例示的な展開可能な妨害物１５、２０は、作動されたとき、半径１１６の約４パーセントだけ吸気部領域１１０の中に伸長する。展開可能な妨害物１５、２０は、図示される長方形の実施形態について説明されたが、該展開可能な妨害物１５、２０は更に、例えば、図８、図９及び図１０のそれぞれにおいて示すように、三角形、台形又は楕円形のような他の断面及び平面図形を有することもできる。

　例えば図４に示すように、各々の展開可能な妨害物１５、２０は、具体的な実施形態によると、少なくとも１つのバッフル１１を含む。上述のように、ここでは環状構成１３のバッフル１１である各々の展開可能な妨害物１５、２０は、伸長及び引込作動する。より具体的には、図４で示す実施形態において、上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０の各々は、吸気部領域１１０の内壁１１２から延びる環状妨害物１３を含む。各々の環状妨害物１３は、少なくとも２つのバッフル１１を含み、より具体的には、図４に示すように、内壁１１２の周りに延びる。バッフル１１の数を増加させることは、空気流及び作動のことを考慮すると有利である。従って、具体的な実施形態において、各々の環状妨害物１３は、少なくとも４つのバッフル１１を含み、図４に示す具体的な実施形態においては、８つのバッフル１１を含む。例示的なバッフル１１は、例えばチタン又はアルミニウム−リチウム合金などの軽量合金、又は複合材で形成される。

　図５に示す、より具体的な実施形態によると、各バッフル１１は、作動手段１５２を用いて伸張し及び引込むように作動する。１つの例示的な作動手段は、図３及び図５に示すように、空気圧、油圧、又は電気機械的アクチュエータ（図示せず）に連接された押し棒１５２である。従って、図３及び図５に示すように、作動させられた押し棒１５２を用いて、上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０を伸長させ（展開し）及び引込ませることができる。作動手段１５２により、エンジン騒音の低減が望まれる場合は、航空機（図示せず）の離陸及び着陸の前又はその間に上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０の伸長（展開）が容易になり、騒音よりも性能問題が重要である場合には、残りの飛行時間について該壁流パーターバー１５、２０の引込みが容易になることが有益である。図５に示す具体的な実施形態によると、上流側及び下流側区域変更器１５、２０は、引込み時には内壁１１２と同一平面にあり、エンジン性能を維持する。

　上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０の別の実施形態が、図６（ａ）及び図６（ｂ）に示される。本実施形態において、各々の展開可能な妨害物１５、２０は、レンズシャッタ形式の妨害物又はアイリス絞り１２（以下「アイリス絞り」と呼ぶ）である。この形式の展開可能な妨害物において、「展開可能」とは、図６（ａ）及び図６（ｂ）に例として示すように、妨害物が、吸気部領域１１０の中に伸長し、及び引込んで開口構成を形成するように作動することを意味する。より具体的には、図６（ａ）は、剥離された渦流１５０の領域を生成するために吸気部領域１１０の中に伸長したときのアイリス絞り１２を示す。アイリス絞り１２を、航空機用エンジン１２０の離陸及び着陸作動の前又はその間に伸長させて、吸気部領域１１０内の空気流の局部的マッハ数が増加するようにし、従ってファン及び吸気部騒音が減衰されるようにすることが望ましい。図６（ｂ）は、例えば巡航高度におけるような残りの飛行時間において、吸気部領域１１０を通る空気流上へのアイリス絞り１２の衝撃を取り除くか又は低減するように引込んだときのアイリス絞り１２を示す。巡航高度におけるアイリス絞り１２の引込みは、エンジン性能基準に対する能動的吸気部領域制御システム１００の悪影響を低減する。

　下流側壁流パーターバー２０より下流側の空気流の付着を制御するため、及び、ファンブレード１４２を乱流空気流の衝突から守るために、具体的な実施形態による能動的有効貫流面積制御システム１００は更に、航空機用エンジン１２０の吸気部領域１１０に、下流側壁流パーターバー２０から下流側に配置された吸引システム３０を含む。図３に示すように、吸引システム３０は、下流側壁流パーターバーから下流側の吸気部領域１１０内の空気流に対して吸引を行って、剥離された渦流１５０の領域を再付着し及び制御するように構成される。吸引システム３０は空気流の制御をもたらし、渦巻１５０を上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０付近に抑えるのを助け、従ってファンブレード１４２及び圧縮機（図示せず）のような下流側のエンジン構成部品を吸入空気流の歪みから保護することが有益である。より具体的には、吸引システム３０は、可変の状況における空気流の制御をもたらし、例えば上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０間の距離を調整するような、該上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０の構成を調整するための如何なる必要性をも不要にして、飛行の速度、圧力又は角度のような空気流状態における変化を補償する。例えば、剥離された渦流の領域がトラップされなくなったとき、すなわち該剥離された渦流が、空気流状態における変化に対応して、下流側壁流パーターバー２０の下流側の内壁１１２に再付着できなかったとき、該下流側壁流パーターバー２０から下流側において吸引を行うことで、該剥離された渦流が再付着され、該下流側壁流パーターバーが該剥離された渦流を再びトラップすることができるようになる。吸引を、例えば、エゼクタ・ポンプ（図示せず）又は吸引を与えるための他のよく知られた手段を用いて行うことができる。

　図３に示す実施形態において、吸引システム３０は、吸気部領域１１０の内壁１１２に吸込部３２を含む。吸込部３２の例は、一連の穴３３、スロット（図示せず）、又は吸気部領域１１０の壁１１２の他の多孔性部分を含む。有益なことに、吸込部３２は、ファンブレード１４２及び圧縮機（図示せず）を吸入の歪みから保護するために、及び壁流パーターバー１５、２０によってトラップされた剥離渦流構造の完全性を向上させるように、下流側壁流パーターバー２０から下流側の空気流から乱れた気流を取り除くことを助ける。

　図３に示す実施形態において、能動的有効貫流面積制御システム１００は更に、上流側壁流パーターバー１５より上流側の吸気部領域１１０に配置された吹込システム４０を含む。剥離された渦流１５０の領域の寸法及び安定性のような特性を求め及び制御する場合の付加的な融通性をもたらすために、吹込システム４０は、内壁１１２に対して角度αで、空気の流れを上流側壁流パーターバー１５の上流側の吸気部領域１１０の中に吹き込むように構成される。より具体的には、吹込システム４０は、吸入空気流よりも高い圧力で空気の流れを供給するように構成される。例示的な角度αは、約２０度から約−１３５度までの範囲である。より具体的な実施形態によると、吹込システム４０は、内壁１１２に対して可変の角度αで、空気の流れを吹き込んで、飛行の速度、圧力及び角度のような変化する状況に適応するように付加的な融通性をもたらすように構成される。例えば、吹込システム４０は、回転可能に構成された空気出口２０８を含む。可変角度αは、空気出口２０８を回転させることによって調整される。そのような情報は、例えば、エンジン及び飛行制御システム（図示せず）によって提供される。そのような可変に構成された吹込システム４０は更に、バッフル１１のような如何なる展開可能な妨害物１５、２０に対する空力的な負荷をも減少させることが有益である。

　例示的な吹込システム４０は、貫流部分４２を定める内壁１１２の一部を含む。貫流部分４２は、図３に示すように、内壁１１２を通り吸気部領域１１０の中に入る流れを可能にするようにされる。貫流部分４２の実施例は、図３に示すような開口部、一連の穴（図示せず）、スロット（図示せず）又は内壁１１２の他の多孔性部分を含む。空気の流れを吸気部領域１１０の中に吹き込むために、例示的な吹込システム４０は、航空機用エンジン１２０の下流から、例えばファンロータ１４２の後ろから、圧縮機（図示せず）から又はエンジンコア（図示せず）から、空気を受けるように構成される。航空機用エンジン１２０の一部からその別の位置に空気を動かすための手段はよく知られており、ここで詳細には説明しない。図３に示す例示的な実施形態において、ポンプ２０４は、閉ループ吹込／吸引機構を確立する。この後者の例示的な実施形態においては、ポンプ２０４の吸気部２０６が吸引システム３０に連結されて空気を取り除き、該ポンプ２０４の出口２０８が吹込システム４０に連結されて空気を供給する。より具体的には、出口２０８は、図３に示すように、該出口２０８を回転させることによって、空気が吹き込まれる角度αが変化するように回転可能に構成される。

　本発明の流体有効貫流面積制御システム２００の実施形態が、図７を参照して説明される。航空機用エンジン１２０の吸気部領域１１０のための流体制御システム２００は、該吸気部領域１１０に配置された吹込システム４０を含む。吹込システム４０は、内壁１１２に対して角度αで、空気の流れを吸気部領域１１０の中に吹き込んで、該吸気部領域１１０を通る空気流に対する流体妨害物を発生させ、該吸気部領域１１０を通る空気流に少なくとも１つの剥離された渦流１５０の領域を発生させるように構成される。更に、流体制御システム２００は、吸気部領域１１０に、吹込システム４０から下流側に配置された吸引システム３０を含む。吸引システム３０は、吸気部領域１１０内の空気流に対して吸引を行って、剥離された渦流１５０の領域を再付着し、トラップし及び制御するように構成される。具体的な実施形態においては、吸引システム３０は、吸気部領域１１０の内壁１１２に吸込部３２を含み、その例は上記で与えられる。より具体的には、吹込システム４０は、該吹込システム４０が空気の流れを吹き込む角度αを変化させるように構成されて、変化する空気流の状況に対応するための付加的な融通性がもたらされる。別の実施形態において、吹込システム４０は、貫流部分４２を定める内壁１１２の一部を含み、該貫流部分４２の例は、上記で与えられる。

　本発明の可変有効貫流面積吸気部１１０の実施形態が、図２及び図３を参照して説明される。航空機用エンジン１２０の可変有効貫流面積吸気部１１０は、空気流通路１１４を定める内壁１１２を含む。更に、可変区域吸気部１１０は、内壁１１２に連結された上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０の各々を含む。上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０は、空気流通路１１４内の空気流に少なくとも１つの剥離された渦流１５０の領域を発生させかつトラップするように構成される。図３に示す実施形態において、上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０の各々は、内壁１１２から空気流通路１１４の中に延びる展開可能な妨害物１５、２０を含む。より具体的には、図３に示す実施形態において、可変有効貫流面積吸気部１１０は更に、下流側壁流パーターバー２０から下流側の内壁１１２に形成された吸引システム３０と、該内壁１１２に形成され、上流側壁流パーターバー１５の上流側に配置された吹込システム４０とを含む。上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０と、吸引及び吹込システム３０、４０は上述されたので、ここでの具体的な実施形態の詳細な説明の繰り返しは省略する。

　本発明の別の可変有効貫流面積吸気部１１０実施形態が、図７を参照して説明される。図示のように、航空機用エンジン１２０の可変有効貫流面積吸気部１１０は、空気流通路１１４を定める内壁１１２を含む。更に、可変空気流吸気部１１０は、内壁１１２に形成され、該内壁１１２に対して角度αで、空気の流れを空気流通路１１４の中に吹き込んで、該空気流通路１１４に少なくとも１つの剥離された渦流１５０の領域を発生させるように構成された吹込システム４０を含む。より具体的には、吹込システム４０は更に、空気の流れが吹き込まれる角度αを変化させて、変化する空気流の状況に対応するための付加的な融通性をもたらすように、及び比較的高圧の空気を供給するように構成される。更に、可変有効貫流吸気部１１０は、吹込システム４０から下流側の内壁１１２に形成された吸引システム３０を含む。上述のように、吸引システム３０は、空気流通路１１４内の空気流に対して吸引を行って、剥離された流れを再付着するように構成され、これにより該剥離された渦流１５０の領域がトラップされかつ制御されるようになる。

　航空機用エンジン１２０の吸気部領域１１０の有効貫流面積を能動的に変化させるための方法の実施形態が、図２ないし図６を参照して説明される。図３に示すように、この方法は、空気流通路１１４において少なくとも１つの剥離された渦流１５０の領域を生成することを含む。図１の実施例に示すように、空気流通路１１４は、吸気部領域１１０によって定められる。更に、この方法は、空気流通路１１４における剥離された渦流１５０の領域をトラップすることを含む。剥離された渦流１５０の領域は、主要な吸入空気流を部分的に遮り、従って例えば図３に示すように、有効貫流面積が減少するようになる。上述のように、剥離された渦流１５０の領域は、上流側及び下流側壁流パーターバー１５、２０を用いて発生させかつトラップすることができる。

　別の実施形態において、この方法は更に、空気流剥離点１６０から下流側の空気流に対して吸引を行って、剥離された渦流１５０の領域を制御し、多数のファンブレード１４２を乱流空気流の衝突から保護することを含む。図３の実施例に示すように、空気流剥離点１６０は、空気流が内壁１１２に沿った流れから剥離し始める点である。例えば、吸引は、下流側壁流パーターバー２０の下流側で行われる。図１に示すように、ファンブレード１４２は、航空機用エンジン１２０の吸気部領域１１０から下流側に配置される。上述のように、吸引システム３０を用いて、剥離された渦流１５０の領域の中心部分１７０から下流側の空気流に対して吸引を行うことができ、該吸引システムの実施例は図３に示すような吸込部３２を含む。

　別の実施形態によると、この方法は更に、例えば図３に示すような吹込システム４０を用いて、剥離された渦流１５０の領域の中心部分１７０の上流側で内壁１１２に対して角度αで、空気の流れを空気流通路１１４の中に吹き込むことを含む。吹込システムの１つの実施例は、内壁１１２の一部によって定められた貫流部分４２を含む。

　剥離された渦流１５０の領域の生成及びトラップにより、燃料効率のような航空機用エンジン１２０の特定の性能特性が低下することから、これらの段階は、離陸及び着陸のような飛行の騒音感度の高い部分に限定することが望ましい。従って、具体的な実施形態において、この方法は更に、（ａ）離陸後に所定時間が経過すること、又は（ｂ）航空機（図示せず）が所定高度に達することのうちの１つの後、剥離された渦流１５０の領域の生成及びトラップを止めることを含む。この所定時間及び所定高度の両方は、剥離された渦流１５０の領域の生成及びトラップを用いることによって達成された付加的な騒音制御がもはや必要でなくなるようなものが選択される。より具体的には、剥離された渦流１５０の領域の生成及びトラップは、例えば、上述のようなバッフル１１又はアイリス絞り１２を用いて、上流側及び下流側位置１０１、１０２にわたる区域の付近における吸気部領域１１０の有効貫流面積を減少させることを含む。本実施形態において、止める段階は、上流側及び下流位置１０１、１０２にわたる区域の付近における吸気部領域１１０の有効貫流面積を、飛行中の有効貫流面積に戻すことを含む。図３及び図５を参照して上述されたように、押し棒１５２のような作動手段１５２が、バッフル１１を伸長し、及び引込むために用いる。更に、アイリス絞り１２は、剥離された渦流１５０の領域を発生させかつトラップするために用いることができ、図６（ａ）及び図６（ｂ）に示すように、該剥離された渦流１５０の領域の生成及びトラップを止めるために引込むように構成されている。より具体的な実施形態において、この方法は更に、航空機の着陸作動に備えて、生成及びトラップを再開することを含む。例えば、剥離された渦流１５０の領域の生成及びトラップは、航空機の着陸に備えて予め設定される高度で再開される。この予め設定される高度は、所定高度と同じであってもよいし、又は異なっていてもよい。剥離された渦流１５０の領域の生成及びトラップの再開は、例えば作動手段１５２又はアイリス絞り１２を用いて達成される。この方法のこれらの実施形態を用いて、残りの飛行時間における通常のエンジン性能を可能にしながら、飛行の所望の部分において、エンジン吸気部の騒音の低減を達成することができることは有益である。

　航空機用エンジン１２０の吸気部領域１１０の有効貫流面積を能動的に変化させるための流体的方法の実施形態が、図７を参照して説明される。図７に示すように、流体的方法は、空気の流れを吹込位置１０３において空気流通路１１４の中に吹き込んで、該空気流通路１１４を通る空気流に対する流体妨害物を発生させ、該空気流通路１１４に剥離された渦流１５０の領域を発生させることを含む。更に、この方法は、吹込位置１０３から下流側の空気流通路１１４内の空気流に対して吸引を行って、多数のファンブレード１４２を剥離された乱流空気流の衝突から保護するために、該剥離された渦流１５０の領域を再付着し、トラップし及び制御することを含む。有益なことに、剥離された渦流１５０の領域は、主要な吸入空気流を部分的に遮り、従って、有効貫流面積が減少し、吸気部領域１１０における局部的マッハ数が増加する。この局部的マッハ数の増加もまた、エンジン吸気部の騒音を減少させる。

　ここでは、本発明の特定の特徴のみを図示し説明してきたが、当業者であれば多くの修正及び変更を想い付くであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。

例示的なターボファン航空機用エンジンの前方部分の縦方向の部分断面概略図。 例示的な能動的有効貫流面積制御システムを備えた例示的なターボファン航空機用エンジンの前方部分の縦方向の部分断面概略図。 吸気部付近における空気流に対する能動的有効貫流面積制御システムの効果を概略的に示す、図２の例示的な能動的吸気部領域制御システムの部分拡大図。 環状構成のバッフルを備えた、上流位置で取った例示的な能動的有効貫流面積制御システムの断面図。 空気流を妨げないように引込められた上流側及び下流側壁流パーターバーを備えた、図３に示す例示的な能動的有効貫流面積制御システムの部分図。 （ａ）は、上流側及び下流側壁流パーターバーのアイリス絞りが伸長された状態の実施形態の断面図、（ｂ）は、上流側及び下流側壁流パーターバーのアイリス絞りが引込められた状態の実施形態の断面図。 本発明の流体有効貫流面積制御システムの実施形態。 三角形の断面を有する例示的な壁流パーターバー。 台形の断面を有する例示的な壁流パーターバー。 楕円形又は円形の構造を有する例示的な壁流パーターバー。

符号の説明

　１１　バッフル
　１２　アイリス絞り
　１５　上流側壁流パーターバー（上流側壁流動揺生成具）
　２０　下流側壁流パーターバー
　２６　周囲空気
　３０　吸引システム
　４０　吹込システム
　１００　能動的有効貫流面積制御システム
　１１０　吸気部領域
　１１２　内壁
　１１４　空気流通路
　１２０　航空機用エンジン
　１４２　ファン又はロータブレード
　１４６　ナセル
　１５０　渦流
　１５２　押し棒
　２００　流体有効貫流面積制御システム

Claims (30)

1. 航空機用エンジン（１２０）の吸気部領域（１１０）に位置させられた上流側壁流パーターバー（１５）と下流側壁流パーターバー（２０）とを備え、
   　前記下流側壁流パーターバーが前記上流側壁流パーターバーから下流側に配置され、前記上流側及び下流側壁流パーターバーが前記吸気部領域を通る空気流に少なくとも１つの剥離された渦流（１５０）の領域を発生させかつトラップするように構成された、
   ことを特徴とする能動的有効貫流面積制御システム（１００）。
2. 前記上流側壁流パーターバー（１５）及び前記下流側壁流パーターバー（２０）の各々が展開可能な妨害物（１５、２０）を備える請求項１に記載の能動的有効貫流面積制御システム（１００）。
3. 前記航空機用エンジン（１２０）の前記吸気部領域（１１０）において、前記下流側壁流パーターバー（２０）から下流側に配置された吸引システム（３０）を更に備え、前記吸引システムが前記下流側壁流パーターバーから下流の前記吸気部領域内の前記空気流に対して吸引を行って、剥離された渦流領域を制御するように構成された請求項２に記載の能動的有効貫流面積制御システム（１００）。
4. 前記航空機用エンジン（１２０）の前記吸気部領域において、前記上流側壁流パーターバー（１５）の上流側に配置された吹込システム（４０）を更に備え、前記吹込システムが前記上流側壁流パーターバーから上流側の前記吸気部領域の中に空気の流れを吹き込むように構成された請求項３に記載の能動的有効貫流面積制御システム（１００）。
5. 前記吸引システム（３０）が前記吸気部領域（１１０）の内壁（１１２）に吸込部（３２）を備え、前記吹込システム（４０）が前記吸気部領域（１１０）の内壁（１１２）に対して可変の角度αで、前記空気の流れを吹き込むように構成された請求項４に記載の能動的有効貫流面積制御システム（１００）。
6. 前記上流側及び下流側壁流パーターバー（１５、２０）の各々が、展開されたとき、前記吸気部領域（１１０）の半径（１１６）の約２から約１０パーセントまで、前記吸気部領域の中に延びるように構成された請求項２に記載の能動的有効貫流面積制御システム（１００）。
7. 前記上流側及び下流側壁流パーターバー（１５、２０）の各々が、少なくとも１つのバッフル（１１）を備える請求項２に記載の能動的有効貫流面積制御システム（１００）。
8. 前記航空機用エンジン（１２０）の前記吸気部領域（１１０）において、前記下流側壁流パーターバー（２０）から下流側に配置された吸引システム（３０）を更に備え、前記吸引システムが前記下流側壁流パーターバーから下流側の前記吸気部領域内の前記空気流に対して吸引を行うように構成された請求項７に記載の能動的有効貫流面積制御システム（１００）。
9. 前記上流側及び下流側壁流パーターバー（１５、２０）の各々が、前記吸気部領域（１１０）の前記内壁（１１２）から延びる環状妨害物（１３）を備え、前記環状妨害物（１３）の各々が少なくとも２つの環状構成のバッフル（１１）を備える請求項７に記載の能動的有効貫流面積制御システム（１００）。
10. 前記環状妨害物（１３）の各々が少なくとも４つの環状構成のバッフル（１１）を備える請求項９に記載の能動的有効貫流面積制御システム（１００）。
11. 前記上流側及び下流側壁流パーターバー（１５、２０）の各々が、アイリス絞り（１２）を備える請求項２に記載の能動的有効貫流面積制御システム（１００）。
12. 前記航空機用エンジン（１２０）の前記吸気部領域（１１０）において、前記下流側壁流パーターバー（２０）から下流側に配置された吸引システム（３０）を更に備え、前記吸引システムが前記下流側壁流パーターバーから下流側の前記吸気部領域内の前記空気流に対して吸引を行うように構成された請求項１１に記載の能動的有効貫流面積制御システム（１００）。
13. 航空機用エンジン（１２０）の吸気部領域（１１０）のための流体有効貫流面積制御システム（２００）であって、
    　前記吸気部領域に配置され、前記吸気部領域の内壁（１１２）に対して角度αで、空気の流れを前記吸気部の中に吹き込んで、前記吸気部領域を通る空気流に対して流体妨害物を生成させ、前記吸気部領域を通る空気流に少なくとも１つの剥離された渦流（１５０）の領域を発生させるように構成された吹込システム（４０）と、
    　前記吸気部領域において、前記吹込システム（４０）の下流側に配置された吸引システム（３０）と、
    を備え、
    　前記吸引システムが前記吸気部領域に対して吸引を行って、剥離された渦流の領域を再付着し、トラップし及び制御するように構成された、
    ことを特徴とする流体有効貫流面積制御システム。
14. 前記吸引システム（３０）が、前記吸気部領域（１１０）の内壁（１１２）に吸込部（３２）を備え、前記吹き込みシステム（４０）が、空気の流れを吹き込む角度αを変化させるように構成された請求項１３に記載の流体制御システム（２００）。
15. 前記吹込システム（４０）が前記吸気部領域（１１０）の前記内壁（１１２）の一部分を構成しており、該内壁の一部分が貫流部分（４２）を定める請求項１４に記載の流体制御システム（２００）。
16. 航空機用エンジン（１２０）の可変有効貫流面積吸気部（１１０）であって、
    　空気流通路（１１４）を定める内壁（１１２）と、
    　前記内壁（１１２）に連結された上流側壁流パーターバー（１５）及び下流側壁流パーターバー（２０）と、
    を備え、
    　前記下流側壁流パーターバーが前記上流側壁流パーターバーから下流側に配置され、前記上流側及び下流側壁流パーターバーが、前記空気流通路内の空気流に少なくとも１つの剥離された渦流（１５０）の領域を発生させかつトラップするように構成された、
    ことを特徴とする可変有効貫流面積吸気部。
17. 前記上流側及び下流側壁流パーターバー（１５、２０）の各々が、展開可能な妨害物（１５、２０）を備える請求項１６に記載の可変有効貫流面積吸気部（１１０）。
18. 前記内壁（１１２）において、前記下流側壁流パーターバー（２０）から下流側に形成された吸引システム（３０）を更に備え、前記吸引システムが、前記空気流通路（１１４）内の前記空気流に対して吸引を行って、前記剥離された渦流の領域を制御するように構成された請求項１７に記載の可変有効貫流面積吸気部（１１０）。
19. 前記内壁（１１２）に形成され、前記上流側壁流パーターバー（１５）の上流に配置された吹込システム（４０）を更に備え、前記吹込システムが前記内壁に対して角度αで、空気の流れを前記空気流通路（１１４）の中に吹込むように構成された請求項１８に記載の可変区域吸気部（１１０）。
20. 前記上流側及び下流側壁流パーターバー（１５、２０）の各々が、少なくとも１つのバッフル（１１）を備え、前記少なくとも１つのバッフルが活動位置と非活動位置との間で切り換えられるように作動させられる請求項１８に記載の可変有効貫流面積（１１０）。
21. 前記上流側及び下流側壁流パーターバー（１５、２０）の各々が、前記内壁（１１２）から延びる環状妨害物（１３）を備え、前記環状妨害物（１３）の各々が少なくとも２つのバッフル（１１）を備え、各々のバッフルが活動位置と非活動位置との間で切り換えられるように作動させられる請求項２０に記載の可変有効貫流面積吸気部（１１０）。
22. 前記上流側及び下流側壁流パーターバー（１５、２０）の各々が、アイリス絞り（１２）を備え、各々の前記アイリス絞りが開閉されるように構成された請求項１８に記載の可変有効貫流面積吸気部（１１０）。
23. 航空機用エンジン（１２０）の可変有効貫流面積吸気部（１１０）であって、
    　空気流通路（１１４）を定める内壁（１１２）と、
    　前記内壁（１１２）に形成され、前記内壁に対して角度αで、空気の流れを前記空気流通路（１１４）の中に吹き込んで、前記空気流通路に少なくとも１つの剥離された渦流（１５０）の領域を発生させるように構成された吹込システム（４０）と、
    を備え、前記吹込システムが更に、前記空気の流れが吹き込まれる角度αを変化させるように構成され、
    　前記吹込システムから下流側で前記内壁（１１２）に形成された吸引システム（３０）が設けられ、
    前記吸引システムが、前記空気流通路（１１４）内の前記空気流に対して吸引を行って、前記剥離された渦流の領域を再付着し、トラップし及び制御するように構成された、ことを特徴とする可変有効貫流面積吸気部。
24. 航空機用エンジン（１２０）の吸気部領域（１１０）の有効貫流面積を能動的に変化させるための方法であって、
    　前記吸気部領域により定められた空気流通路に少なくとも１つの剥離された渦流（１５０）の領域を生成し、
    　前記空気流通路における前記剥離された渦流（１５０）の領域をトラップする、
    段階からなり、前記剥離された渦流の領域が、主要な吸入空気流を部分的に遮るようにすることを特徴とする方法。
25. 空気流分離の地点（１６０）から下流側の空気流に対して吸引を行って、前記剥離された渦流（１５０）の領域を再付着し及び制御し、多数のファンブレード（１４２）を乱流空気流の衝突から保護することを更に含み、前記ファンブレードは前記航空機用エンジン（１２０）の前記流入口領域（１１０）から下流側に配置される請求項２４に記載の方法。
26. 前記吸気部（１１０）の内壁（１１２）に対して角度αで、空気の流れを、前記剥離された渦流（１５０）の領域の中央部分（１７０）の上流側の前記空気流通路（１１４）の中に吹き込むことを更に含む請求項２５に記載の方法。
27. （ａ）航空機の離陸後に所定時間が経過すること、又は（ｂ）前記航空機が所定高度に達することのうちの１つの後、前記生成及びトラップを止めることを更に含む請求項２４に記載の方法。
28. 前記航空機の着陸作動に備えて、前記生成及びトラップを再開することを更に含む請求項２７に記載の方法。
29. 前記剥離された渦流（１５０）の領域の前記生成及びトラップが、上流側位置（１０１）及び下流側位置（１０２）にわたる区域の付近における前記吸気部（１１０）の有効貫流面積を減少させることを含み、前記止める段階が、前記上流側及び下流側位置（１０１、１０２）にわたる前記区域の付近における吸気部領域の前記有効貫流面積を、飛行中の有効貫流面積に戻すことを含む請求項２６に記載の方法。
30. 空気流通路（１１４）を定める、航空機用エンジン（１２０）の吸気部領域（１１０）の有効貫流面積を能動的に変化させるための流体的方法であって、
    　吹込位置（１０３）において、前記吸気部領域の内壁（１１２）に対して角度αで空気の流れを前記空気流通路の中に吹き込んで、前記空気流通路を通る空気流に対する流体妨害物を発生させ、前記空気流通路に剥離された渦流の領域を生成し、
    　前記吹込位置から下流側の前記空気流通路の空気流に対して吸引を行って、前記航空機用エンジン（１２０）の前記吸気部領域（１１０）から下流側に配置された複数のファンブレード（１４２）を乱流空気流の衝突から保護するために前記剥離された渦流の領域をトラップしかつ制御する、
    段階を含む、ことを特徴とする方法。

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