JP2008019864A

JP2008019864A - スラストリバーサ組立体及びガスタービンエンジン組立体

Info

Publication number: JP2008019864A
Application number: JP2007177873A
Authority: JP
Inventors: Thomas Anthony Hauer; トーマス・アンソニー・ハウアー; Alan Roy Stuart; アラン・ロイ・スチュアート; John Robert Fehrmann; ジョン・ロバート・ファーマン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2006-07-11
Filing date: 2007-07-06
Publication date: 2008-01-31
Also published as: CN101104441A; US20080010969A1; EP1878904A2; BRPI0702056A; RU2007126316A; CA2592911A1

Abstract

【課題】ガスタービン航空機エンジン用のスラストリバーサ組立体（１００）を提供する。
【解決手段】本スラストリバーサ組立体（１００）は、ガスタービンエンジン（１０）から航空機翼（１２）の表面にわたって空気流を送って揚力を増大させるのを可能にするための第１の複数の回転ベーン（１８０）と、ガスタービンエンジンから空気流を送って逆推力を生じさせるための第２の複数の回転ベーン（１８２）とを含む。更に、ガスタービンエンジン（１０）が、第１のカウルと前記第１のカウルに対して再配置可能な第２のカウルとを含み、スラストリバーサ組立体が、第１の複数の回転ベーン（１８０）を通してファン空気流（２８）を送って揚力を増大させるのを可能にするように前記第２のカウルを第１の作動位置（１３２）に選択的に位置決めするカウル移動装置を含んでもよい。
【選択図】図３

Description

本発明は、総括的には航空機ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンに使用することができるスラストリバーサ及び補助揚力組立体に関する。

航空機翼は一般的に、飛行中に十分な揚力をもたらすと同時に、可能な限り最少の抗力を達成するように設計される。例えば、翼の形状は、航空機が巡航速度において比較的効率的であるように設計され、また離陸及び着陸時に航空機が直面する可能性がある低い対気速度のような比較的低い対気速度を補償するように設計される。

しかしながら、航空機が離陸又は着陸飛行中に操作されると、航空機の飛行角度又は低い飛行速度のいずれかにより航空機が失速を引き起こすおそれがある。より具体的には、航空機の速度が十分に低下すると、翼に作用する空気力学的力は、同様に低下して、翼は、より小さな揚力及び対応する大きな抗力を生じるようになる。飛行中、抗力が増大すると、対気速度がさらに低下することになり、翼は、さらに小さい揚力しか生成しないようになる。翼の表面にわたる空気流を増加させる少なくとも１つの公知の方法は、エンジン出力を増加させて翼にわたる空気流の速度を増大させるのを可能にし、従って離陸又は着陸飛行のいずれかの間に揚力を増大させるのを可能にしかつ抗力を低下させるのを可能にすることを含む。しかしながら、エンジン出力を増加させて翼にわたる空気流の速度を増大させるのを可能にすることは、必ずしも離陸及び着陸手順の全ての間において実施することができるといえない。
米国特許第５，６５５，３６０号公報

１つの態様では、スラストリバーサ組立体を提供する。本スラストリバーサ組立体は、ガスタービンエンジンから航空機翼の表面にわたって空気流を送って揚力を増大させるのを可能にするための第１の複数の回転ベーンと、ガスタービンエンジンから空気流を送って逆推力を生じさせるための第２の複数の回転ベーンとを含む。

別の態様では、航空機用のガスタービンエンジン組立体を提供する。本ガスタービンエンジン組立体は、コアガスタービンエンジンと、コアガスタービンエンジンに結合され、ファン及び該ファンを囲むカウルを含み、カウルとコアガスタービンエンジンとの間にチャネルが形成されるようになったファン組立体と、カスケードボックスとを含み、カウルは、第１の固定カウルと該第１のカウルに対して再配置可能な第２のカウルとを含み、カスケードボックスは、ガスタービンエンジンから航空機翼の表面にわたって空気流を送って揚力を増大させるのを可能にするための第１の複数の回転ベーンと、ガスタービンエンジンから空気流を送って逆推力を生じさせるための第２の複数の回転ベーンとを含む。

さらにここでは、翼を含む航空機用のガスタービンエンジン組立体を作動させる方法を開示する。ガスタービンエンジンは、コアガスタービンエンジンと該コアガスタービンエンジンに結合されたファンとを含み、ガスタービンエンジン組立体は、翼から上流方向に延び、第１のカウルと該第１のカウルに対して再配置可能な第２のカウルとを含む。この方法は、ガスタービンエンジンから翼の表面にわたって空気流を送って揚力を増大させるのを可能にするように第２のカウルを第２の作動位置に選択的に位置決めする段階と、ガスタービンエンジンから空気流を送って逆推力を生じさせるように第２のカウルを第３の作動位置に選択的に位置決めする段階とを含む。

図１は、航空機翼１２の上面に取り付けられ、例示的な補助揚力スラストリバーサ組立体１００を含む例示的な航空機ターボファンガスタービンエンジン１０の側面図である。図２は、航空機翼１２の下面に取り付けられ、例示的な補助揚力スラストリバーサ組立体１００を含む例示的な航空機ターボファンガスタービンエンジン１０の側面図である。この例示的な実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、パイロン１４を用いて航空機翼１２に取り付けられ、コアガスタービンエンジン２０によって動力を供給されるファン１６を含む。コアガスタービンエンジン２０は、圧縮機と、燃焼器と、高圧及び低圧タービン（全て図示せず）とを含み、高圧タービンは、圧縮機を駆動する動力を供給し、低圧タービンはファン１６に動力を供給する。

この例示的な実施形態では、コアガスタービンエンジン２０は、環状のコアカウル２２内に封入され、ファンナセル２４は、ファン１６及びコアエンジン２０の一部分を囲む。環状のバイパスダクト２６が、コアガスタービンエンジン２０の周りのコアカウル２２の前方部分とそこから半径方向外側に間隔を置いて配置されたナセル２４の後方内面との間に形成される。

運転中、環境空気２８は、ガスタービンエンジン組立体１０の吸気口３０に流入し、ファン１６を通過して流れる。空気流２８の第１の部分３２は、コアガスタービンエンジン２０を通して送られ、加圧され、燃料と混合され、かつ点火されて燃焼ガス３４を発生し、燃焼ガス３４は、ガスタービンエンジン２０のコアノズル３６から吐出される。空気流２８の第２の部分３８は、バイパスダクト２６を通して下流方向に、例示的な補助揚力スラストリバーサ組立体１００に送られる。

図３は、第１の作動位置にある、図２に示す補助揚力スラストリバーサ１００の部分断面側面図である。補助揚力スラストリバーサ１００の説明は、図２に関して、すなわちガスタービンエンジン１０が翼１２の下方に取り付けられて補助揚力空気流を翼１２の下面にわたって送ることができるようになったものに関して図３〜図５に示しているが、補助揚力スラストリバーサ１００はまた、図１に示すように翼１２の上方にガスタービンエンジン１０を結合した場合には補助揚力空気流を翼１２の上面にわたって送ることができるように作動するように構成することができることを理解されたい。

この例示的な実施形態では、補助揚力スラストリバーサ組立体１００は、固定前部カウル１０４に可動式に結合されてナセル２４を形成した環状の後部カウル１０２を含む。後部カウル１０２は、コアカウル２２の一部分と共に吐出ファンノズル１０６を形成する後方又は下流端部を有し、吐出ファンノズル１０６は、運転中にバイパスダクト２６を通して送られた空気流の第２の部分３８を選択運転時に該ファンノズル１０６を通して吐出することができるような面積を有する。この例示的な実施形態では、補助揚力スラストリバーサ組立体１００はまた、後部カウル１０２に結合されて前部カウル１０４に対して該後部カウル１０２を選択的に軸方向に平行移動させるのを可能にするカウル移動装置１１０を含む。

この例示的な実施形態では、装置１１０は、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたアクチュエータ又はモータ１１２と、ボールネジのような複数の伸長ロッド１１４とを含み、伸長ロッド１１４は各々、それぞれのモータ１１２と同時に後部カウル１０２とに対して結合されて、通電モータ１１２により、後部カウル１０２を前向き方向１２０又は後向き方向１２２のいずれかに移動又は平行移動させることが可能になるようにする。この例示的な実施形態では、カウル移動装置１１０は、電気的に、空圧的に又は流体的に駆動されて、前部カウル１０４に当接するように完全に引込んだ第１の位置１３０から、後部カウル１０２が前部カウル１０４から後向き方向１２２に部分的に伸長した第２の位置１３２（図４に示す）に、また後部カウル１０２が前部カウル１０４から後向き方向１２２に完全に伸長した第３の位置１３４（図５に示す）に、後部カウル１０２を軸方向に平行移動するのを可能にすることができる。

補助揚力スラストリバーサ組立体１００はまた、本明細書ではカスケードボックス１４０とも呼ぶ複数のカスケード回転ベーン１４０を含み、これらカスケード回転ベーン１４０は、後部及び前部カウル１０２及び１０４間又は後部及び前部カウル１０２及び１０４の接合部に配置され、本明細書で後述するように後部カウル１０２の軸方向平行移動時に選択的に露出される。図３に示すように、後部カウル１０２は、第１の作動構成１３０すなわち格納構成に位置決めされて、カスケードボックス１４０が、後部カウル１０２によって実質的に覆われるようになり、またファンが、バイパスダクト２６を通して送られかつファンノズル１０６を通して吐出される空気３８を流出させるようになる。

図４は、第２の作動位置１３２にある、図２に示す補助揚力スラストリバーサ組立体１００の部分断面側面図である。図４に示すように、後部カウル１０２は、外側パネル１５０と、後部カウル後端縁１５４において半径方向外側パネル１５０に結合された半径方向内側パネル１５２とを含む。この例示的な実施形態では、外側パネル１５０及び内側パネル１５２は、後部カウル１０２が格納位置にある時にそれらの間にカスケードボックス１４０を収容するような寸法になった空洞１５６を形成する。後部カウル１０２はまた、内側パネル１５２から半径方向内向きに延びる空気流ダイバータ１６０と、空気流ダイバータ１６０と内側パネル１５２の後端縁との間に結合されて該空気流ダイバータ１６０に構造的支持を与えるのを可能にする支持装置１６２とを含む。

図４に示すように、カスケードボックス１４０は、実質的に半円筒形状を有しかつコアガスタービンエンジン２０の上面の周りで延びる第１の部分１７０と、実質的に半円筒形状でありかつコアガスタービンエンジン２０の下面の周りで延びる第２の部分１７２とを含んでおり、カスケードボックス１４０がコアガスタービンエンジン２０の周りで実質的に円周方向に延びるようになる。任意選択的に、ガスタービンエンジン１０が図１に示すように翼１２の上方に結合されている場合には、第１の部分１７０は、コアガスタービンエンジン２０の下面の周りで延び、また第２の部分１７２は、コアガスタービンエンジン２０の上面の周りで延びて、カスケードボックス１４０は、コアガスタービンエンジン２０の周りで実質的に円周方向に延びるようになる。

第１の部分１７０は、バイパスダクト２６内の空気流３８をカスケードボックス１４０を通してコアガスタービンエンジン２０に対して実質的に後向き方向１２２に送るように配向された第１の複数のカスケード回転ベーン１８０と、バイパスダクト２６内の空気流３８をカスケードボックス１４０を通してコアガスタービンエンジン２０に対して実質的に前向き方向１２０に送るように配向された第２の複数のカスケード回転ベーン１８２と、図５に示すようにそれらの間に結合された仕切り板１８４とを含む。

第２の部分１７２は、カスケード回転ベーン１８０を含まないで、むしろブランク又は遮断装置１７５を含み、ブランク又は遮断装置１７５は、バイパスダクト２６を通して送られる空気流３８が、後部カウル１０２が以下で説明する所定の構成の形態にある時にカスケードボックス１４０を通して吐出されるのを阻止するのを可能にする。より具体的には、空気流遮断装置１７５は、第１の複数の回転ベーン１８０と実質的に同軸に結合されかつガスタービンエンジンの周りで実質的に半円周に延びて、遮断装置１７５は、空気流がカスケードボックス１４０の少なくとも一部分を通って流れるのを実質的に阻止するようになる。この例示的な実施形態では、第２の作動位置１３２は、付加的な空気流を後向き方向１２２に供給し、従って翼１２にわたって揚力を補うために使用されるので、空気流遮断装置１７５は、後部カウル１０２が第２の作動位置１３２にある時に、カスケードボックス１４０の一部分を通る空気流を阻止するのを可能にする。

第２の部分１７２はまた、図５に示すように、バイパスダクト２６内の空気流３８をカスケードボックス１４０を通してコアガスタービンエンジン２０に対して実質的に前向き方向１２０に送るように配向された第２の複数のカスケード回転ベーン１８２を含む。

例えば、第１の作動モードの間に、後部カウル１０２は図３に示すように第１のすなわち格納位置１３０に位置決めされて、第１の寸法２００がコアカウル２２と後部カウル１０２との間に形成れるようになり、またバイパスダクト２６を通して送られる空気流３８がファンノズル１０６を通して吐出されるようになる。従って、後部カウル１０２が格納位置１３０にある時に、空気流３８は、カスケードボックス１４０を通って流れるのを実質的に阻止される。この例示的な実施形態では、後部カウル１０２は、航空機が巡航モードで運転している時に、すなわち通常飛行状態の間に、格納位置１３０に位置決めされる。

任意選択的に、例えば、航空機が着陸体勢に入っている時に、オペレータは、後部カウル１０２を第１のすなわち格納位置１３０から図４に示すような第２の作動位置１３２に移動させることを選択して、寸法２０２がエンジンカウルと後部カウル１０２との間に形成されるようにし、また空気流３８の第１の部分２１０がカスケードボックス１４０を通して送られかつ空気流３８の第２の部分２１２が寸法２０２を介してファンノズル１０６を通して送られるようにすることができる。この例示的な実施形態では、第２の寸法２０２は第１の寸法２００よりも小さく、すなわちガスタービンエンジンの寸法は、空気流３８の第１の部分２１０をカスケードボックス１４０を通して送るのを可能にするように縮小される。従って、ファンノズル１０６を通して送られる空気流３８の総量は、後部カウル１０２が第２の作動位置１３２にある時には減少する。

より具体的には、後部カウル移動装置１１０は、後部カウル１０２を第１の作動位置１３０から第２の作動位置１３２に移動させるのを可能にするように作動される。図４に示すように、後部カウル１０２が第２の作動位置１３２にある時に、後部カウル１０２に結合されたシール１９０が仕切り板１８４に摺動接触状態になって、空気流３８の第１の部分２１０は空気流ダイバータ１６０を通過してカスケードボックス１４０を通して送られる。具体的には、後部カウル１０２を第２の位置１３２に移動させることにより、空気流３８をカスケード回転ベーン１８０を通して送ることが可能になって、空気流３８の一部分２１０は、ガスタービンエンジン２０から翼１２にわたって軸方向後向きに送られて揚力を増大させるのを可能するようになる。

任意選択的に、航空機が着陸した時に、またオペレータが逆推力を生じさせるのを望む時に、オペレータは、後部カウル１０２をそれぞれ第１又は第２の位置１３０及び１３２のいずれかから図５に示すような第３の作動位置１３４に移動させることを選択して、第３の寸法２０４がコアエンジンカウル２２と後部カウル１０２との間に形成されるようにし、また空気流３８の第２の量２１２が回転ベーン１８２を通して送られるようにすることができる。この例示的な実施形態では、第３の寸法２０４はそれぞれ第１及び第２の寸法２００及び２０２よりも小さくて、空気流３８の大部分はカスケードボックス１４０を通して送られ、従ってファンノズル１０６を通して送られる空気流３８の総量は、後部カウル１０２が第３の作動位置１３４にある時にはさらに減少する。

より具体的には、後部カウル移動装置１１０は、後部カウル１０２を第３の作動位置１３４に移動させるのを可能にするように作動される。図５に示すように、後部カウル１０２が第３の作動位置１３４にある時に、空気流３８は、カスケード回転ベーン１８２を通して送られて推力を生じさせるのを可能にするようになる。より具体的には、カスケードボックス１４０は、揚力を増大させるのを可能にする第１の数の回転ベーン１８０を含み、また第１の数の回転ベーン１８０よりも多い第２の数の回転ベーン１８２を含むので、後部カウル１０２が第３の作動位置１３４にある時には、回転ベーン１８２を通して送られる空気流の量は、後部カウル１０２が第２の作動位置１３２にある時の回転ベーン１８０を通して送られる空気流の量よりも著しく大きくなるようになる。従って、回転ベーン１８０を通して送ることができる、すなわち揚力を生じさせるあらゆる空気流は、回転ベーン１８２を通して送られて推力を生じさせる空気流にほとんど影響を与えないことになる。従って、後部カウル１０２が第３の作動位置１３４にある時に、カスケードボックス１４０を通して送られる空気流３８は、航空機を減速するように推力を生じさせるのを可能にする。

本明細書に記載したのは、航空機に結合された広範なガスタービンエンジンに使用することができる補助揚力スラストリバーサ組立体である。具体的には、本明細書に記載したスラストリバーサは、ファン流の一部分が、揚力を生じさせるように設定したカスケードボックスの一部分を通ってナセルから流出するのを可能にする中間作動位置を含む。具体的には、揚力を生じさせる回転ベーンは、最大１８０度までのエンジン流を翼後端縁に向かって方向転換するような複数の円周角で配向されて、翼弦のおよそ７０％に位置する点から後方にある区域に空気流を向けて翼の上面又は下面のいずれかにおける境界層にエネルギーを付加し、従って揚力を増大させるのを可能にするようにすることができる。翼下エンジン用途では、揚力を生じさせるために、ガスタービンエンジンの下方部分から吐出される空気流は翼の後端縁に向けられないので、エンジンの他の１８０度には、空気流がナセルから流出するのを阻止するブランクオフボックスを含むことができる。この中間運転モードは、離陸及び進入時にパイロット／制御装置によって選択することができる。一方、後部カウルが回転ベーンの実質的に全てを露出するように完全に伸長した時に、スラストリバーサ作用が生じる。さらに、後部カウルが完全に引込められた時には、ナセルは、現行生産のナセルと同様に巡航性能で作動する。

本明細書に記載した補助揚力スラストリバーサ組立体は、最少の部品数を使用して空気力学的性能を維持しながらスラストリバーサに補助揚力モードを生じさせる。航空機運転中に、航空機速度が離陸又は着陸手順を可能にするのに十分なほど低下している場合には、翼の表面にわたって空気流を送ることにより、揚力を増大させる。従って、エンジン出力は離陸及び着陸に最適な出力に維持する、すなわち出力を増大させる必要なしに、全ての離陸及び着陸手順の間に翼にわたる空気流の速度を増加させ、従って揚力を増大させるのを可能にすることができる。

本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施することができることは、当業者には明らかであろう。

航空機翼の上面に取り付けられ、例示的な補助揚力スラストリバーサ組立体を含む例示的な航空機ターボファンガスタービンエンジンの側面図。航空機翼の下面に取り付けられ、例示的な補助揚力スラストリバーサ組立体を含む例示的な航空機ターボファンガスタービンエンジンの側面図。第１の作動位置にある、図２に示す補助揚力スラストリバーサの部分断面側面図。第２の作動位置にある、図２に示す補助揚力スラストリバーサの部分断面側面図。第３の作動位置にある、図２に示す補助揚力スラストリバーサの部分断面側面図。

符号の説明

１０ガスタービンエンジン組立体
１２翼
１４パイロン
１６ファン
２０コアガスタービンエンジン
２２コアカウル
２４ナセル
２６バイパスダクト
２８空気流
３０吸気口
３２第１の部分
３４燃焼ガス
３６コアノズル
３８第２の部分
１００スラストリバーサ組立体
１０２後部カウル
１０４前部カウル
１０６ファンノズル
１１０カウル移動装置
１１２アクチュエータ又はモータ
１１４伸長ロッド
１２０前向き方向
１２２後向き方向
１３０第１の作動位置
１３２第２の作動位置
１３４第３の作動位置
１４０カスケードボックス
１５０外側パネル
１５２内側パネル
１５４後部カウル後端縁
１５６空洞
１６０空気流ダイバータ
１６２支持装置
１７０第１の部分
１７５遮断装置
１８０カスケード回転ベーン
１８２カスケード回転ベーン
１８４仕切り板
１９０シール
２００第１の寸法
２０２第２の寸法
２０４第３の寸法
２１０第１の部分
２１２第２の部分

Claims

ガスタービン航空機エンジン用のスラストリバーサ組立体（１００）であって、
ガスタービンエンジン（１０）から航空機翼（１２）の表面にわたって空気流を送って揚力を増大させるのを可能にするための第１の複数の回転ベーン（１８０）と、
前記ガスタービンエンジンから空気流を送って逆推力を生じさせるための第２の複数の回転ベーン（１８２）と、
を含むスラストリバーサ組立体。
前記ガスタービンエンジン（１０）が、第１のカウルと前記第１のカウルに対して再配置可能な第２のカウルとを含み、
該スラストリバーサ組立体が、前記第１の複数の回転ベーン（１８０）を通してファン空気流（２８）を送って揚力を増大させるのを可能にするように前記第２のカウルを第１の作動位置（１３２）に選択的に位置決めするカウル移動装置をさらに含む、
請求項１記載のスラストリバーサ組立体（１００）。
前記ガスタービンエンジン（１０）が、第１のカウルと前記第１のカウルに対して再配置可能な第２のカウルとを含み、
該スラストリバーサ組立体が、前記第２の複数の回転ベーン（１８２）を通してファン空気流（２８）を送って逆推力を生じさせるように前記第２のカウルを第２の作動位置（１３４）に選択的に位置決めするカウル移動装置をさらに含む、
請求項１記載のスラストリバーサ組立体（１００）。
前記第１の複数の回転ベーン（１８０）が、前記ガスタービンエンジン（１０）の周りで実質的に半円周に延びる、請求項４記載のスラストリバーサ組立体（１００）。
前記第１の複数の回転ベーンと実質的に同軸に結合されかつ前記ガスタービンエンジン（１０）の周りで実質的に半円周に延びる空気遮断装置をさらに含み、
前記空気遮断装置が、前記第１及び第２の複数の回転ベーン（１８０、１８２）を通して空気が吐出されるのを実質的に阻止するように構成される、
請求項４記載のスラストリバーサ組立体（１００）。
前記カウル移動装置が、前記第１又は第２の複数の回転ベーン（１８０、１８２）を通って空気流（２８）が流れるのを阻止する収容位置に前記第２のカウルを移動するように構成される、請求項２記載のスラストリバーサ組立体（１００）。
前記カウル移動装置が、第１の空気流（２８）の量が前記第１の複数の回転ベーン（１８０）を通して送られるように前記第２のカウルを第１の作動位置（１３２）に再位置決めし、また第２の空気流の量が前記第２の複数の回転ベーン（１８２）を通して送られるように該第２のカウルを第２の作動位置（１３４）に再位置決めするように構成され、
前記第２の空気流の量が、前記第１の空気流の量よりも大きい、
請求項２記載のスラストリバーサ組立体（１００）。
コアガスタービンエンジン（２０）と、
前記コアガスタービンエンジンに結合され、ファン（１６）及び前記ファンを囲むカウルを含み、前記カウルと前記コアガスタービンエンジンとの間にチャネルが形成されるようになったファン組立体と、
カスケードボックス（１４０）と、を含み、
前記カウルが、第１の固定カウルと前記第１のカウルに対して再配置可能な第２のカウルとを含み、前記カスケードボックスが、
ガスタービンエンジン（１０）から航空機翼（１２）の表面にわたって空気流（２８）を送って揚力を増大させるのを可能にするための第１の複数の回転ベーン（１８０）と、
前記ガスタービンエンジンから空気流を送って逆推力を生じさせるための第２の複数の回転ベーン（１８２）と、を含む、
ガスタービンエンジン組立体。
前記第２のカウルに結合され、かつ前記第１の複数の回転ベーン（１８０）を通してファン空気流（２８）を送って揚力を増大させるのを可能にするように前記第２のカウルを第１の作動位置（１３２）に選択的に位置決めするように作動可能であるカウル移動装置をさらに含む、請求項８記載のガスタービンエンジン組立体。
前記第２のカウルに結合され、かつ前記第１及び第２の複数の回転ベーン（１８０、１８２）を通してファン空気流（２８）を送って逆推力を生じさせるように前記第２のカウルを第２の作動位置（１３４）に選択的に位置決めするように作動可能であるカウル移動装置をさらに含む、請求項８記載のガスタービンエンジン組立体。