JP2007154901A - ターボファンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】弁が閉じられている時に望ましくない動圧振動がなく、弁が開かれている時に抽気ダクトの性能を劣化させない、抽気ダクトの動作を可能にするための最小限の変更を有する改善された抽気ダクトを提供すること。
【解決手段】抽気ダクト（４２）が、ターボファン航空機エンジン（１０）内のファンバイパスダクト（３２）からファンエアを抽気するように構成される。抽気ダクト（４２）には、両端に吸気口（５０）および排気口（５２）を有する管状導管（４８）が含まれる。導管（４８）は、フローエリア内で、それを通って抽気されるスピーディングファンエアから圧力を回復するように構成される。シュラウド（６０、６８、７０、７２、７４）が、圧力回復を劣化させずに導管（４８）の内側の動圧振動を抑制するためにダクト吸気口（５０）から前に延びる。
【選択図】図２

Description

本発明は、全般的にはガスタービンエンジンに関し、具体的には、その中の抽気に関する。

現代の航空機は、通常、ターボファン航空機エンジンによって動力を与えられる。ターボファンエンジンは、空気がファンおよび圧縮器を通って流れ、この圧縮器が、その空気を圧縮し、この空気が、燃焼器内で燃料と混合されて、熱い燃焼ガスを生成する、ガスタービンエンジンの特殊化された形である。

コアエンジンには、圧縮器と、燃焼器と、協力する高圧タービンおよび低圧タービンとが含まれ、この高圧タービンおよび低圧タービンが、それぞれ圧縮器およびファンに動力を与えるために燃焼ガスからエネルギを抽出する。

吸気のほとんどは、ファンによって加圧され、飛行中の航空機に動力を与えるための推進スラストの大部分を作るためにコアエンジンをバイパスする。ファンエア（ｆａｎ ａｉｒ）の一部が、コアエンジン内に向けられ、このコアエンジンで、その中の圧縮器内の高まる圧力の複数のステージでさらに加圧される。

ターボファンエンジンは、飛行中の航空機に動力を与えるだけではなく、航空機の内部の環境制御における航空機製造業者およびオペレータによる通常の使用のため、または２つの例で航空機翼の氷を取り除くために、航空機に顧客ブリード空気をも供給する。

通常のターボファンエンジンには、さまざまな目的の必要に応じて異なる温度および圧力の加圧された空気を抽出するための、その中で始まるさまざまな抽気回路を有する多段軸流圧縮器が含まれる。

１年以上にわたって米国内で販売されている１つの例示的な市販ターボファン航空機エンジンでは、加圧された空気が、圧縮器から抽気され、その主回路内の前置冷却器または熱交換器を介して導かれる。副回路は、ファンバイパスダクトから同一の熱交換器へ、加圧された空気を抽気する。ファンエアは、圧縮器によって供給される熱いブリード空気を予冷するために、熱交換器内で使用される。ファンエアは、次に、熱交換器から船外へ捨てられ、圧縮器空気が、航空機内でのさらなる使用のために航空機に導かれる。

熱交換器は、圧縮器からの熱いブリード空気の温度を、対応する安全マージンをもたらすために航空機翼内に貯蔵された燃料の自己点火温度未満に下げるのに使用される。

この形で圧縮器ブリード空気を冷却することは、一般に、異なる圧縮器回路およびファンエア回路について空気対空気熱交換器の共通使用を共有する異なるタイプの航空機で行われる。ファンエア回路は、必ず、ファンの下流のバイパスダクトの内側に配置された適当な吸気口を必要とし、その空力性能を最大にするために適当に設計されなければならない。

現代のターボファン航空機エンジンは、性能のかなりの効率を享受し、高い耐久性および長い寿命のために設計されている。したがって、ファンエア抽気ダクトは、スピーディングバイパスファンエア（ｓｐｅｅｄｉｎｇ ｂｙｐａｓｓ ｆａｎ ａｉｒ）の圧力回復を最大にし、これによってエンジン性能を最大にするために、構成およびフローエリアにおいて正確に設計される。

抽気ダクトは、多数の構成を有することができ、上で開示した市販応用例では、抽気ダクトが、抽気ダクトの縦軸に沿った実質的に直接の位置合わせでファンエアを受けるためにファンバイパスダクト内に取り付けられる。

抽気ダクトには、その排気口と熱交換器への吸気口との間に、その間の抽気の流れを制御する弁が含まれる。この弁が、抽気ダクトの排気口端で閉じられる時に、抽気ダクトの吸気口端は、開かれたままになり、入ってくるファンエアの奔流にさらされる。この構成は、関連部品の音響疲労およびその後の損傷につながり得る、閉じられた抽気ダクトの内側の不安定な動圧振動を引き起こすハートマンジェネレータ（Ｈａｒｔｍａｎｎ Ｇｅｎｅｒａｔｏｒ）の形成をもたらす場合がある。

この問題に対する通常の解決策は、抽気ダクト内の動的不安定性を防ぎ、抽気ダクトに対する損傷を避けるために、抽気弁を、航空機運転サイクル中にそうでなければ閉じられるはずの時に部分的に開かれたままにすることを可能にすることである。

しかし、上で説明した市販応用例の継続的開発において、ターボファンエンジンの総合効率を高めるために、抽気弁を、閉じられるべき時に、わずかであっても開かれたままにすることは望ましくない。

これは、重要な設計問題を提示する。というのは、ターボファンエンジンの基本構成が、以前の開発および出費に基づいて固定されており、その再設計が非実用的になっているからである。

圧縮器およびファンの抽気システムには、それらのための協力する熱交換器を含む、抽気ダクトの吸気口設計の変更がさらなる開発、時間、およびコストを必要とする悪い結果を有し得る多数の構成要素が見つかる。
米国特許第５３５１４７３号 米国特許第６０６５９３２号 GE Aircraft Engines, "Precooler Fan Bleed Duct," On sale in USA for more than one year before October 2005 Hartmann et al. "A New Acoustic Generator," J. Scl. Instr., Vol. 4, 1927, pp:101-lll Hamed et al, "Numerical Simulation and Parametric Study of Hartmann-Spenger Tube based Powered Device," AIAA-2003-0550, 2003; pp: 1-10 GE Aircraft Engines, "General Electric CF6-80C2," Flight International, 1987, single page GE Aircraft Engines, "CF6-80C2 Engine Airflow FADEC Control," On sale and in public use in the USA for more than one year before October 2005, single page

したがって、弁が閉じられている時に望ましくない動圧振動がなく、弁が開かれている時に抽気ダクトの性能を劣化させない、抽気ダクトの動作を可能にするための最小限の変更を有する改善された抽気ダクトを提供することが望まれる。

ターボファン航空機エンジンの抽気ダクトは、ターボファン航空機エンジン内のファンバイパスダクトからファンエアを抽気するように構成される。この抽気ダクトには、両端に吸気口および排気口を有する管状の導管が含まれる。この導管は、フローエリア内で、それを介して抽気されるスピーディングファンエアから圧力を回復するように構成される。シュラウドが、圧力回復を劣化させずに導管の内側の動圧振動を抑制するために、ダクト吸気口から前に延びる。

本発明は、好ましい例示的な実施形態によって、本発明のさらなる目的および利点と一緒に、添付図面と共に考慮される次の詳細な説明でより具体的に説明される。

図１に概略的に示されているのは、概略的に示された、航空機１４の支持パイロン１２に取り付けられたターボファンガスタービン航空機エンジン１０である。このエンジンには、ファン１６が含まれ、ファン１６は、それに同軸に接合されたコアエンジン１８によって動力を与えられる。ファン１６には、環状ファンケーシング２０の内部に取り付けられた１行のファンブレードおよびファン排気口案内羽根（ＯＧＶ）２４のもう１つの行が含まれ、このファンケーシングは、１行のファンストラット２２によってコアエンジンの前側端に取り付けられる。

コアエンジンには、入ってくる空気２８を加圧する静翼および動翼の連続したステージを有する多段軸流圧縮器２６が含まれる。加圧された空気は、圧縮器から排出され、コアエンジンの燃焼室内で燃料と混合されて、熱い燃焼ガス３０を生成し、この燃焼ガス３０が、高圧タービンおよび低圧タービンを通って下流に流れ、この高圧タービンおよび低圧タービンが、燃焼ガスをコアエンジンの排気口から排出する前にその燃焼ガスからエネルギを抽出する。高圧タービンは、圧縮器に動力を与え、低圧タービンは、コアエンジンの上流端にあるファン１６に動力を与える。

ファンケーシングは、コアエンジンの前側端を囲み、その間の実質的に環状のファンバイパスダクト３２を画定する。ファン１６内で加圧された空気の大部分は、ＯＧＶ ２４を介して、およびファンストラット２２の間でファンケーシングの排気口端を介して排出されて、飛行中の航空機に動力を与える推進スラストの大部分をもたらす。ファンエアのうちで半径方向に内側の部分は、コアエンジンの吸気口端に入り、圧縮器２６内のステージで加圧されて、燃焼プロセスで使用される。

上で示したように、ターボファンエンジンには、通常、望まれる時に、航空機１４内での後続使用のために動作中に加圧された空気を圧縮器２６から抽気する抽気システム３４が含まれる。抽気システム３４には、主抽気回路３６が含まれ、主抽気回路３６には、加圧された空気を圧縮器から抽気するために導管および弁が含まれる。たとえば、主回路３６は、第５ステージおよび第９ステージの両方の加圧された空気を、高まる圧力および温度で、航空機内での後続使用のために圧縮器から抽気するように構成される。

抽気システムには、さらに、圧縮器２６に非常に近接してパイロン１２の下側に適当に取り付けられた、通常の空気対空気前置冷却器または熱交換器３８が含まれる。この熱交換器には、２つの回路がその中に含まれ、この回路のうちの１つは、熱い加圧された空気を圧縮器から受け取るために主抽気回路３６に接続される。

抽気システム３４には、熱交換器３８の副回路を通る流れのために比較的冷たい加圧されたファンエア２８の一部をファンバイパスダクト３２から抽気するさまざまな構成要素を含む副抽気回路４０も含まれる。冷たいファンエアは、熱い圧縮器ブリード空気を冷却するために、熱交換器を介して循環させられる。

消費されたファンエアは、熱交換器３８からパイロン１２内の適当な排気口を介して排出され、航空機運転中に船外へ捨てられる。冷却された圧縮器ブリード空気は、熱交換器３８から主回路３６の排気口端を介して排出され、適当な目的のために航空機１４に適当に導かれる。

抽気システム３４は、従来の航空機制御システムによって適当に制御され、この航空機制御システムは、主回路３６内ならびに副回路４０内の両方のさまざまな弁に機能的に接合される。

より具体的には、副抽気回路４０には、ファンエアの一部をファンバイパスダクト３２からその排気口に配置された適当な制御弁４４に抽気するように構成されたファン抽気ダクト４２が含まれ、この制御弁４４は、熱交換器３８の副回路に適当に接合される。

弁４４は、航空機制御システムに電気的に接合され、抽気ダクト４２を介する熱交換器へのファンエアの妨げられない流れを可能にする開位置と、抽気ダクト４２を介する熱交換器へのファンエアの通過を完全に阻止する完全に閉じた位置とに操作することができる。

上で説明したターボファンエンジン１０および抽気システム３４は、改善されたファン抽気ダクト４２自体を除いて、通常のものであり、米国内で１年以上にわたって販売のために提供されてきた。上で示したように、従来の実践では、ハートマンジェネレータ原理に起因する上で説明した望ましくない動圧振動を防ぐために、抽気弁４４を、そうでなければ閉じた位置でわずかに開いて位置決めして、熱交換器を通るファンブリード空気の減らされた流れを可能にすることができる。

図２に、ファンバイパスダクト３２の排出端でエンジン内に取り付けられた時のファン抽気ダクト４２の特定の構成を示す。上で示したように、ターボファンエンジンは、通常の形で、通常は前方および船尾のエンジンマウントならびに協力するスラストリンクを利用して、パイロン１２から支持される。

エンジンマウントの間に、通常は、一般に分岐（ｂｉｆｕｒｃａｔｉｏｎ）４６と呼ばれる囲まれた室が見られ、この分岐４６内には、熱交換器３８およびそれから上流に延びるファン抽気ダクト４２を含むさまざまな雑構成要素を取り付けることができる。図２には、ファンストラット２２のうちの１つの背後の分岐の２つの側壁が示されており、この分岐は、ファンによって加圧された入射するファンエア２８を直接に受けるためにファン抽気ダクト４２を取り付ける、便利な位置を提供する。

図２に示されたファン抽気ダクト４２には、鋳造チタニウムなどの適当な材料から形成された管または管状導管４８が含まれる。管４８には、その前側端の環状のダクト吸気口５０が含まれ、ダクト吸気口５０は、ファンバイパスダクト３２から加圧されたファンエア２８を受け取るために、ファンバイパスダクト３２に適当に接合される。管４８には、その反対の船尾端に環状のダクト排気口５２も含まれ、ダクト排気口５２は、柔軟なシリコンベローズ５４によって副回路４０に適当に接合される。

抽気ダクト４２は、エンジン分岐４６に固定して接合され、柔軟なベローズ５４は、抽気ダクトと熱交換器３８の吸気口端との間の運転中の振動移動を吸収する。制御弁４４は、望まれる時に熱交換器の副回路へのファンバイパスエアの流れを制御するために、ダクト排気口５２を熱交換器に流体的に通じて接合する。

図２に示された特定の構成では、ダクト吸気口５０およびダクト排気口５２が、管状導管４８の縦流れ軸に沿って互いに横にオフセットして、エンジン分岐４６の２つの壁が下流方向で広がり、比較的幅広の熱交換器３８を取り囲む際のこれらの壁の分岐する構成に対処する。

管４８のオフセット構成は、この管の前側端の横にオフセットしたスクープ５６をもたらし、このスクープ５６は、バイパスダクト３２内に突き出し、スクープ吸気口とも称するダクト吸気口５０を含む。

管４８には、さらに、スクープ吸気口５０から前に延びる流線形の吸気口トラフまたは吸気口ランプ５８が含まれ、吸気口ランプ５８は、分岐壁の曲率と一致するように構成され、このランプから外にバイパスダクト３２内に突き出すスクープ５６への空気力学的に滑らかな遷移をもたらす。

この形で、スクープ吸気口は、入ってくるファンエアに対して実質的に垂直に前に直接に面して、そのファンエアの一部を効率的に取り込み、これを管４８およびその排気口５２を介し、制御弁４４を介して熱交換器３８に迂回させる。

ファン抽気ダクト４２およびそのエンジン分岐４６内での取付けのこの構成は、普通であり、米国内で１年以上にわたって販売のために提供されてきた、上で説明したターボファンエンジンの以前の構成に見られる。

しかし、ファン抽気ダクト４２のこの構成のさらなる開発テストによって、制御弁４４が完全に閉じた状態に維持される時のハートマンジェネレータとしてのこの構成の潜在的な動作が確認される。この構成では、吸気口５０が開かれたままであり、加圧されたファンエアを上流ファンから直接に受け取る間に、ダクト排気口５２が閉じられる。

不安定な動圧振動が、閉じられた管４８の内部にトラップされたファンエア内で発生し、この管４８の望ましくない損傷およびベローズ５４の損傷につながる可能性がある。

制御弁４４を部分的に開いたままにすることは、この動的振動問題に対する望ましい解決策ではない。というのは、そのような動作が、エンジンおよび航空機の総合的な効率を低下させるはずであり、これを避けなければならないからである。

元々のファン抽気ダクト４２は、それが使用されるエンジンの効率を最大にするためのかなりの以前の開発の利益を享受する、既存の設計である。抽気ダクト４２は、すべてが具体的に決定された流量での、圧縮器からの加圧されたブリード空気を冷却する際の熱交換器の対応する流れ要件に関して加圧されたファンエアを熱交換器に効率的に導くために、サイズおよびフローエリアにおいて具体的に構成される。

したがって、吸気口５０の流れ要件は、事前に決定され、運転中にファンバイパスダクトから受け取られるスピーディングファンエアの効率的な圧力回復を達成するために吸気口面積より大きいダクト排気口５２のフローエリアも、事前に決定される。抽気ダクト４２は、このダクトによって受け取られる吸気の高い速度が、そこから圧力を回復するためにこのダクトを介して流れる際に減らされる、ディフューザのように構成される。

したがって、本発明人は、既存のファン抽気ダクト４２からの事前に確立された圧力回復を含む、その空力性能を劣化または低下させることを防ぐために既存のファン抽気ダクト４２に対する変更を最小にすると同時に、弁４４が完全に閉じるように操作された時のハートマンジェネレータ原理に起因する抽気ダクト自体の内部での動圧振動または変動を防ぐか抑制するというかなりの問題および制約を提示された。

下では、主に、代替設計の間で変動する有効性および効率を確認するために作られ、テストされた、改善されたファン抽気ダクト４２の複数の実施形態を説明する。

しかし、下で開示するさまざまな設計のすべてに、弁４４が閉じられた時の抽気ダクト４２の内部の動圧振動を抑制する、元々のスクープ吸気口５０から前に延びる補助音響抑制シュラウド６０という共通の特徴が含まれる。これに対応して、弁４４が開かれている時に、追加のシュラウド６０の導入は、特定の航空機エンジン応用例におけるエンジンの総合効率を維持するために、元々の抽気ダクト４２自体の空力性能を大きくは劣化させない。

音響抑制シュラウド６０は、図２でエンジンに据え付けられて図示されており、分岐４６から前向きにダクト吸気口５０から上流方向に延び、弁４４が閉じられた時の隠された抽気導管４８の内部の動圧振動を抑制するためにファンバイパスダクト３２の内側に露出される。シュラウド６０は、常にスピーディングファン排気に直接に露出されるので、ファンバイパスダクトからの圧力損失を最小にするためにファンバイパスダクトの内部に取り付けられる空気力学的に薄いまたは流線形の構成要素である。

図示の好ましい実施形態では、シュラウド６０は、ダクト吸気口５０と同一の広がりをもつかこれと同心であり、上流方向でスクープ５６と見通し線位置合わせでスクープ５６と全体的に同軸に延びる。

シュラウド６０には、その前側端または前縁にそれ自体のシュラウド吸気口６２が含まれ、シュラウド吸気口６２は、協力するダクト吸気口またはスクープ吸気口５０から前に離される。したがって、追加されたシュラウド６０は、スクープの吸気口５０で元々のスクープ５６と同一の広がりをもち、分岐４６の側面からファンバイパスダクト内に同様に突き出す。

この形で、追加されたシュラウド６０は、スクープ吸気口５０を構造的に変更し、協力するシュラウド吸気口６２をそれから上流に導入し、このシュラウド吸気口６２は、具体的には、シュラウドからの最小限の圧力損失と、抽気弁４４の開位置および閉位置を含むエンジンのすべての運転条件中のファン排気の最小限の外乱とを伴う、シュラウド自体の効率的な空力性能のために構成され、サイズを定められている。

上で背景技術セクションで示したように、ファンバイパスダクト３２を介して導かれる接近するファン排気への抽気ダクト４２の見通し線突出は、制御弁４４が閉じられた時に抽気ダクト内に望ましくない動圧振動を展開することが示された。これらの動圧振動は、やはり上で開示したハートマンジェネレータ原理に帰すると考えられる。ハートマンジェネレータは、周知のデバイスであり、その共振器空洞から発する対応する音響音波によって特性を表される動圧振動を意図的に作る能力について数十年にわたって研究されてきた。

ハートマンジェネレータは、具体的には、圧力振動および音波の音響放射を生成するために構成されるので、ハートマンジェネレータをディスエーブルする以前の解決策は、その発端の前に励振機構をディスエーブルするために共振器のそうでなければ閉じられる盲端を開くという単純な解決策以外には知られていない。

上で開示した抑制シュラウド６０は、弁４４が閉じられた時の既存のファン抽気ダクト４２の音響励振を解決することを試みる、シュラウドのさまざまな構成の研究室試験に起因して思い付かれた。テストによって、弁４４が閉じられた時の抽気導管４８の内部での圧力振動の抑制におけるシュラウド６０の有効性が確認される。

しかし、その抑制能力の理論は、完全には理解されていないが、抑制シュラウド６０は、入射ファン排気と、弁４４が閉じられた時に抽気ダクト４２内にトラップされる空気との間のエネルギ結合を遮るかこれをディスエーブルするのに有効であると思われる。

抑制シュラウド６０のさまざまな構成は、複数の図面に示されているが、ファンバイパスダクトの内側に取り付けられた時の空気力学的効率の損失を最小にしながら、圧力振動を抑制することに関する異なる有効性を有する。

図１〜５に、１つの単純な形のシュラウドの好ましい実施形態を示す。これらの図に示された、比較的薄いこの抑制シュラウド６０は、スピーディング入射ファンエアと、弁が閉じられた時に抽気ダクトの内部にトラップされるファンエアとの間のエネルギ結合を制約するために、上流方向でスクープ５６自体の小さい延長をもたらす。元々のスクープ５６自体に似て、抑制シュラウド６０は、ファンバイパスダクト３２の内側に、全体的にそれに軸方向に位置合せされて突き出す。

図２および５に最もよく示されているように、シュラウド吸気口６２は、スクープ吸気口５０から上流方向でスクープ吸気口５０に同軸に位置合せされて、スクープ吸気口５０へのファンエア２８の層流の外乱を最小にする。この形で、シュラウドは、スクープ吸気口５０への通常の入射流れを阻止しまたは妨げることをせず、エンジンの空力性能を劣化させるはずのスクープ吸気口５０からの望ましくない圧力損失を防ぐ。

図２に示されたシュラウド６０は、流れの流線の外乱をさらに最小にするために、スクープ５６の方位に対して全体的に平行である。シュラウド６０の特定の構成および方位は、さまざまな形の抽気ダクト４２およびその中に設けられる時の関連するスクープ５６の特定の構成を補完するために、適当なテストによって選択することができる。

図３および５に示されているように、元々のスクープ５６は、抽気導管４８の、その両端の吸気口と排気口との間の無孔構成を維持するために、横にまたは周囲方向にアーチ状であり、無孔である。協力する抑制シュラウド６０は、同様に、周囲方向にまたは横にアーチ状であり、それ自体も無孔である。抽気導管４８には、スクープ５６から前に延びる流線形の吸気口ランプ５８が含まれるので、抑制シュラウド６０は、吸気口ランプ５８と抽気導管４８全体の一体の部分との上に直接に延び、吸気口ランプに似て、スクープへの流線形の入口をもたらす。

たとえば、シュラウド６０を、望まれる場合に親チタニウム金属の一体型キャスティング内にまたはシュラウド６０とスクープ５６の別々の最初の製造の後にそれに適当に溶接するのいずれかで、スクープ５６自体の前側端に一体に接合することができる。

シュラウド６０は、公称厚さＡを有し、この公称厚さＡは、比較的薄く、スクープ５６との接合部でスクープ５６の対応する厚さと一致する。薄いシュラウドは、入射ファンエアに対する最小限の妨害を示し、スクープ５６の対応する内面および外面と位置合せされた滑らかな内面と外面の両方を有する空気力学的に滑らかなプロファイルを維持する。

図３〜５に示された好ましい実施形態では、シュラウド６０が、周囲幅Ｂを有し、この周囲幅Ｂは、スクープ吸気口５０から前に延びる横の両側の横窓または横開口６４を作成するために、スクープ５６の対応する幅より適当に狭い。スクープ吸気口５０は、その周囲全体に沿って、バイパスダクトに突き出すスクープ５６と、支持分岐にくぼんだ協力する吸気口ランプ５８とによって閉じられる。

対照的に、抑制シュラウド６０は、スクープ５６の前の開かれた体積の一部だけをカバーして、遮られないシュラウド吸気口６２および協力する横開口６４をもたらす。

この構成の開発テストによって、閉じられたファン抽気ダクト４２内の望ましくない動圧振動を抑制し、防ぐと同時に、ファンバイパスダクトの流路内のシュラウド自体の導入に起因する空気力学的動圧損失を最小にすることに関する、この単純に構成されたシュラウド６０の有効性が確認される。

図３および４に示されたシュラウド６０は、比較的薄い薄板金であり、スクープ５６の前縁から前に長さＣだけ軸方向に延び、その両横に比較的大きい横開口６４を有する。シュラウドの長さＣは、突き出すスクープ５６の長さよりわずかに長く、スクープの長さのほとんどにわたって吸気口ランプ５８にオーバーハングする。

したがって、シュラウド６０には、さらに、その前側端の両角に１対の一体の支持脚６６が含まれ、この支持脚６６は、抽気ダクト４８の前側端に、その吸気口ランプ延長部の端で適当に固定して接合される。この２つの脚６６を含むシュラウド６０全体を、元々の抽気導管に溶接された均一な厚さの薄板金から製造することができ、あるいは、元々の抽気導管と一体に鋳造することができる。

２つの脚６６は、抽気ダクト４２への入口全体の上で薄いシュラウド６０をしっかりと支持し、したがって、シュラウド吸気口６２は、シュラウド６０の前縁、その２つの脚６６、および下にある吸気口ランプ５８によって束縛される。シュラウドの横開口６４は、２つの脚６６から船尾に延び、吸気口ランプ５８とスクープ吸気口５０との間に画定される入口トラフへの補助吸気口を画定する。

図４の平面図に示された音響シュラウド６０は、スクープの吸気口５０でスクープ５６の全幅と実質的に一致する長方形のプロファイルまたは境界を有し、そこから前に長さＣだけ延びる。シュラウド６０は、吸気口ランプまたはトラフを完全にカバーするが、それでも、シュラウド６０自体の露出された周辺の実質的に全体を抽気ダクトへの元々の入口の上で完全に開かれたままにすることをも可能にする。

この形で、抽気ダクトへの入射流路の最小限の妨害が、追加の抑制シュラウド６０によってもたらされ、その抑制シュラウドが、閉じられた抽気ダクト４２の内部で経験されるすべての圧力振動の膨張を制約する。したがって、閉じられたダクトからの望ましくない動圧変動を、音響シュラウド６０の単純な導入によって実質的に減らすかなくすことができる。

図６および７に、６８と指定された、音響シュラウドのもう１つの実施形態を示す。前のシュラウド６０に似て、シュラウド６８は、元々のスクープ５６の前縁と一体に形成することができ、スクープ吸気口５０から長さＣだけ前に延びる。しかし、この実施形態では、シュラウド６８は、その公称厚さＡと、前の実施形態で示された２つの支持脚６６など、追加の支持なしで、スクープ５６の前縁から単純に片持ちにされるための横にアーチ状の構成とに起因して、より短く、構成において十分に固いものとすることができる。

図７に示されているように、シュラウド６８は、その横方向の中央部で最大長さＣを有し、その両横縁に沿ってスクープ５６に向かって長さが減る。シュラウド６８の両側面は、前の実施形態で見られる横開口６４の対応する形をもたらすために、図６に示されているようにスクープ吸気口５０に向かってスカロップされまたは曲げられる。

シュラウド６８の図７の投影図では、このシュラウドは、プロファイルにおいて長方形であり、全体的に、スクープ５６の対応する幅Ｂに従うかこれと一致する。シュラウド６８の両側面は、抽気ダクトの吸気口ランプ５８に合わせるために曲げられる。

上で開示した前の実施形態に似て、片持ちにされたシュラウド６８は、下にある吸気口ランプ５８の上に吊るされたスクープ５６の上流オーバーハング延長部を提供して、最初の設計の管導管４８の必要な圧力回復を含む空力性能を維持するための、最初の設計の管導管４８への遮られない吸気口流れをもたらす。また、やはり前の設計に似て、抑制シュラウド６８は、閉じられた抽気ダクト内で生じるすべての圧力振動の外向きの膨張を制約して、ハートマンジェネレータ性能に帰する不安定な圧力振動を抑制するために、入射スピーディングファンエアと閉じられたダクト内にトラップされた空気との間のエネルギ結合を遮る。

図８および９に、前のシュラウド６８に似た、７０と指定された音響抑制シュラウドのもう１つの実施形態を示す。前のシュラウド６８は、長方形のプロファイルを有するが、図９に示されたシュラウド７０は、その基部での周囲幅Ｂにおいてスクープの吸気口５０でのスクープ５６と一致する三角形プロファイルを有する。

三角形シュラウド７０の頂点は、アーチ状であり、破線で示された、スクープ５６の吸気口平面から測定されたシュラウドの最大長さＣを画定する。この三角形構成では、シュラウドの幅Ｂは、スクープの吸気口平面でのスクープ５６と吸気口ランプ５８との接合部に向かって曲がっているので、図９に示されているように下にある吸気口ランプ５８の幅にわたっておよびシュラウドの高さにわたっての両方で減る。シュラウド７０と下にある吸気口ランプとの間の両側の横開口６４は、前の実施形態の対応する横開口より大きい。

また、図６および８に示された両方の実施形態で、シュラウド６８および７０は、さらに、追加の流線形化および構造的剛性のために、その縦軸に沿って軸上流方向で軸方向にアーチ状である。

図６〜９に示された両方の実施形態が、スクープ５６と一体に鋳造されるかたとえば溶接によってそれに接合されるかのいずれかで、スクープ５６自体の前縁から単純に片持ちにされる。この２つのシュラウド６８および７０は、前のシュラウド６０に似て、ファンバイパスダクト３２の内側に突き出しながら元々の抽気ダクト４２の空力性能の劣化を最小にすると同時に、抽気ダクトが閉じられた時の圧力振動の膨張を制約し、これによって望ましくない音響振動を抑制するために、元々のスクープ吸気口５０にオーバーハングする音響シュラウドをももたらす。

図１０〜１３に、７２および７４と指定された、シュラウドの２つの追加の構成を示す。これらの実施形態では、シュラウド７２および７４が、吸気口ランプ５８の上に固定して接合され、対応するスクープ吸気口５０から外に離された、別個のアーチの形である。シュラウド７２および７４は、比較的薄い薄板金から作ることができ、下にある吸気口ランプ５８に固定するか、望まれる場合にこれと一体に形成しまたは鋳造するのいずれかとすることができる。

両方の構成で、シュラウド７２および７４は、周囲幅または横幅Ｂにおいてスクープ５６のその幅より大きく、少なくとも対応するスクープから上流に縦長さＣだけ延びる、異なる長方形のプロファイルまたは突起を有する。

両方の構成で、シュラウド７２および７４は、厚さＡにおいて比較的薄い薄板金であって、全般的にスクープ５６自体の厚さと一致し、ファンバイパスダクト３２の内側に突き出す時に比較的薄い空気力学的に滑らかなプロファイルを提供する。シュラウド７２および７４の両方が、標高または高さにおいてスクープ５６より高く、スクープ吸気口５０の周辺の回りに対応する半径方向のギャップＤをもたらすことが好ましい。

図１０および１１に示されたシュラウド７２は、その船尾端または後端とスクープ５６の前縁との間で前に離されて、その間の軸方向ギャップＥをもたらす。シュラウド７２の長さＣは、全般的に、スクープ５６の長さに対応し、スクープ５６の前の吸気口ランプ５８の実質的にすべてをカバーする。

図１２および１３に示されたシュラウド７４は、長さＣにおいて、上で説明したシュラウド７２より長く、スクープ５６の前側端にオーバーラップすると同時にそれでもその間の半径方向のまたは横向きのギャップＤをもたらす船尾端を有する。

図１０〜１３に示された両方の実施形態で、シュラウド７２および７４には、その前側端の対応するシュラウド吸気口６２が含まれ、このシュラウド吸気口６２は、その下流に離された対応するスクープ吸気口５０への遮られないアクセスを提供する。この形で、ファン抽気ダクト４２の元々の空力性能を、その圧力回復を含めて、その入口の追加されたシュラウド７２および７４の導入による妨害または劣化なしで維持することができる。

これに対応して、シュラウド７２および７４は、前の実施形態に似て、抽気導管への吸気口ランプ５８の上のオーバーハングを提供し、このオーバーハングは、ほとんどの部分でスクープ５６から前に延びて、出口弁が閉じられた時に抽気導管から外に発散される圧力振動の膨張を制約する。

図１０および１１に示されたシュラウド７２は、その全体をスクープ５６の前縁から離されて、その間に軸方向ギャップＥをもたらし、この軸方向ギャップＥ内で、圧力変動を減衰させることができる。協力する半径方向ギャップＤは、シュラウド７２を介する元々のスクープ吸気口５０への入射ファンエアの遮られないアクセスを保証する。

図１２および１３に示されたシュラウド７４は、軸方向突起において下にあるスクープ５６にオーバーラップするためのシュラウド７２の変更である。しかし、図１２に示されたシュラウド７４の両側面は、その船尾端でスカロップされまたは曲げられ、スクープ吸気口５０をそれから前方へおよび船尾への両方でブリッジする。

この形で、シュラウド７４とスクープ５６との間の半径方向ギャップＤは、元々のスクープ吸気口５０への遮られない吸気口流れを保証する。また、半径方向ギャップＤは、シュラウド７４のスカロップされた側面と協力して、弁４４が閉じられた時にスクープ吸気口５０から外に発散される圧力変動の膨張を制約する。

上で開示したものを含む音響シュラウドのさまざまな設計の研究室テストによって、そうでなければ弁４４が完全に閉じられた状態で経験される動圧振動を抑制する能力が確認される。上で開示したさまざまな形のシュラウドは、抽気ダクトへの入口の周囲のそうでなければ開かれている領域でのエネルギ結合を制約し、動圧振動の大きさを実質的に減らして、抽気ダクト構成要素の望ましくない音響疲労を防ぐと思われる。上で開示した音響シュラウドによってもたらされる体積制約は、高い圧力変動または圧力波が自由に広がり、そうでなければシュラウドによって制約されない最大の大きさを達成する能力を制限すると思われる。

この音響シュラウドの特定の構成は、ファンバイパスダクト３２の内側でのファン抽気ダクト４２の特定の構成による必要に応じて適当に変更することができる。

この音響シュラウドは、弁４４が開かれている状態での抽気システムの動作と、弁４４が完全に閉じられている時の抽気システムの休止との両方を含む、エンジンの運転全体を通じた空力性能の劣化を最小にするために、最小限の空気力学的プロファイルを有しなければならない。

このシュラウドは、高速で移動するファン排気が働かせる実質的な空気力学的負荷に耐えるのに十分に強く、固いものでなければならない。

さまざまな構成のシュラウドの基本的要件は、動圧振動の有効な音響抑制をもたらすための、スクープ５６の前縁から上流への軸方向オーバーハングである。

このシュラウドの横寸法は、ファン抽気ダクト４２の内部の効率的な圧力回復のために妨害なしでファンバイパスエアを通すために、下流方向で元々のスクープ吸気口５０と位置合せされた比較的開かれたシュラウド吸気口６２をもたらすように選択することができる。このシュラウドの前縁は、下流スクープの前縁と一致しなければならず、抽気ダクトに入る流線の遮られない流れをもたらすために下流スクープに適当に位置合せされなければならない。

このシュラウドの全体的なプロファイルは、空力性能損失を最小にすると同時に、ファン抽気ダクト４２への入口をカバーする時のシュラウドの音響抑制能力をも最大にするために、シュラウドの内側と外側の両方での空気力学的に滑らかな表面を保証するために、設計応用例ごとに選択することができる。

本発明の好ましい例示的な実施形態と考えられるものを本明細書で説明したが、本発明の他の修正形態は、本明細書の教示から当業者に明らかにならねばならず、したがって、そのような修正形態のすべてが、本発明の真の趣旨および範囲に含まれるものとして添付の特許請求の範囲で保護されることが望まれる。

したがって、特許によって保護されることが望まれるものは、添付の特許請求の範囲で定義され、区別される発明である。

航空機の支持パイロンに取り付けられた例示的なターボファンガスタービン航空機エンジンを示す部分的に断面の軸方向図である。 その中の抽気システムの部分を示すために線２−２に沿って切断された、図１に示されたターボファンエンジンを示す部分断面（反転された）図である。 例示的実施形態による、図２に示された抽気ダクトを示す分離された図である。 全般的に線４−４に沿った、図３に示された抽気ダクトを示す平面図である。 線５−５に沿った、図４に示された抽気ダクトを示す前に面する船尾図である。 もう１つの実施形態による分離された抽気ダクトを示す側面図である。 線７−７に沿った、図６に示された抽気ダクトを示す平面図である。 もう１つの実施形態による分離された抽気ダクトを示す側面図である。 線９−９に沿った、図８に示された抽気ダクトを示す平面図である。 もう１つの実施形態による分離された抽気ダクトを示す側面図である。 線１１−１１に沿った、図１０に示された抽気ダクトを示す平面図である。 もう１つの実施形態による分離された抽気ダクトを示す側面図である。 線１３−１３に沿った、図１２に示された抽気ダクトを示す平面図である。

符号の説明

１０ 航空機エンジン
１２ 支持パイロン
１４ 航空機
１６ ファン
１８ コアエンジン
２０ ファンケーシング
２２ ファンストラット
２４ 排気口案内羽根（ＯＧＶ）
２６ 圧縮器
２８ 空気
３０ 燃焼ガス
３２ ファンバイパスダクト
３４ 抽気システム
３６ 主抽気回路
３８ 熱交換器
４０ 副抽気回路
４２ ファン抽気ダクト
４４ 制御弁
４６ 分岐
４８ 管状導管
５０ ダクト吸気口
５２ ダクト排気口
５４ ベローズ
５６ スクープ
５８ 吸気口ランプ
６０ 抑制シュラウド（Ｉ）
６２ シュラウド吸気口
６４ 横開口
６６ 支持脚
６８ シュラウド（ＩＩ）
７０ シュラウド（ＩＩＩ）
７２ シュラウド（ＩＶ）
７４ シュラウド（Ｖ）

Claims (10)

1. その中に多段圧縮器（２６）を含むコアエンジン（１８）によって動力を与えられるファン（１６）、および前記コアエンジン（１８）を囲むファンバイパスダクト（３２）と、
   熱交換器（３８）と流体が通じるよう接合された、加圧された空気を前記圧縮器（２６）から抽気する主抽気回路（３６）、および前記熱交換器（３８）と流体が通じるよう接合された、抽気されたファンエアを前記ファンバイパスダクト（３２）から抽気する副抽気回路（４０）を含む抽気システム（３４）と
   を含み、前記副抽気回路（４０）が、前記バイパスダクト（３２）に接合されたダクト吸気口（５０）および前記熱交換器（３８）に弁（４４）によって接合されたダクト排気口（５２）を有する抽気導管（４８）と、前記弁（４４）が閉じられた時の前記抽気導管（４８）の内部の圧力振動を抑制する、前記バイパスダクト（３２）の内側で前記ダクト吸気口（５０）から前に延びるシュラウド（６０）とを含む
   ターボファンエンジン（１０）。
2. 前記シュラウド（６０）が、前記バイパスダクト（３２）の内側に突き出し、前記ダクト吸気口（５０）と同一の広がりをもち、その前側端に前記ダクト吸気口（５０）から前に離されたシュラウド吸気口（６２）を含む、請求項１記載のエンジン。
3. 前記ダクト吸気口（５０）および前記ダクト排気口（５２）が、前記ダクト吸気口（５０）を含み前記バイパスダクト（３２）の内側に突き出す横にオフセットしたスクープ（５６）を形成するために前記導管（４８）の縦軸に沿って横にオフセットされ、
   前記シュラウド（６０）が、その中の前記ダクト吸気口（５０）で前記スクープ（５６）と同一の広がりをもつ
   請求項２記載のエンジン。
4. 前記抽気導管（４８）が、さらに、前記バイパスダクト（３２）の内側で前記スクープ吸気口（５０）から前に延びる吸気口ランプ（５８）を含み、
   前記スクープ（５６）が、横にアーチ状であり、無孔であり、
   前記シュラウド（６０）が、横にアーチ状であり、無孔であり、前記吸気口ランプ（５８）の上に配置される
   請求項３記載のエンジン。
5. 前記シュラウド（６０）が、前記スクープ（５６）の前記前側端に一体に接合される、請求項４記載のエンジン。
6. 前記シュラウド（６０）が、周囲において前記スクープ（５６）より狭く、前記スクープ吸気口（５０）の前で横に開かれている、請求項５記載のエンジン。
7. 前記シュラウド（６０）が、その上に前記シュラウドを支持するために前記導管（４８）に固定して接合された、前記シュラウド（６０）の前記前側端の支持脚（６６）の対を含む、請求項６記載のエンジン。
8. 前記シュラウド（６８）が、前記スクープ（５６）から片持ちにされる、請求項６記載のエンジン。
9. 前記シュラウド（６８）が、その中央部で最大長さを有し、その両側面に沿って長さが減る、請求項８記載のエンジン。
10. 前記シュラウド（７２、７４）が前記スクープ（５６）から離間する、請求項４記載のエンジン。

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