JP2008101612A - パイロンが一体化されてなる航空機用推進システム - Google Patents

Abstract

【課題】従来技術の上述の欠点を簡潔、効果的、かつ経済的なやり方で回避する推進システムにある。
【解決手段】バイパスターボジェットとナセル（１０）とを備える推進システムにおいて、ナセルの下流側円筒部分（２０）が、剛であって自身の上流側の端部においてエンジンの中間ケースへと取り付けられ、この下流側円筒部分（２０）がさらに、エンジンを航空機の一部分（２２）へと固定するためのロッド（２８）を取り付けるための長手方向の梁（２６）を備える。
【選択図】図１

Description

本発明は、バイパスターボジェットエンジン式の航空機用推進システムであって、エンジンの中間ケースによって支えられてターボジェットの周囲にバイパス空気の流れのための空間を画定するナセルを備え、このバイパス空気が、推力のうちの８０％超をもたらすように意図されている航空機用推進システムに関する。

エンジンは、一般的には、パイロンによって翼の下方あるいは航空機の胴体または尾翼の一部へと固定されるが、パイロンは、きわめて頑丈かつきわめて重たい部品であって、複数の点においてサスペンションを介してエンジンへと取り付けられ、エンジンと航空機との間で伝達される負荷がサスペンションを通過する。

エンジンがパイロンおよびサスペンションを使用して取り付けられるという事実は、推力への反作用がエンジンの軸からずれた線に沿って生じ、エンジンケースの線における全体としてのたわみにつながることを意味している。また、パイロンをエンジンへと取り付ける部材が、ナセルを通過するバイパス空気の流れを横切って部分的に妨げており、したがってナセルの半径方向の寸法を、そのような寸法の低減を航空機の製造者らが望んでいるにもかかわらず、特にはバイパス比の大きいエンジンの場合に、増加させなければならないということを意味している。

本発明の主題は、上述した形式の推進システムであって、従来技術の上述の欠点を簡潔、効果的、かつ経済的なやり方で回避する推進システムにある。

この目的のため、本発明は、航空機用バイパスターボジェットエンジンと、エンジンの中間ケースによって支えられてターボジェットの周囲にバイパス空気の流れのための環状の空間を定めるナセルとを備える一体型推進システムであって、ナセルが、剛であって上流側の端部に中間ケースの外周の少なくとも１８０°にわたる環状の取り付けフランジを備える下流側円筒部分を備え、この円筒部分が、ターボジェットの排気ケースをこの円筒部分の下流側の端部において支持および案内するとともに、エンジンを航空機の一部分へと固定するための部材を取り付けるための手段を備える推進システムを提案する。

ナセルの下流側円筒部分は、当分野において「ＯＦＳ」（外側固定構造）と称され、エンジンと航空機との間の負荷の伝達を可能にする剛性を有する。エンジンの中間ケースへと固定されることで、エンジンを完全に支持することができ、従来技術において使用されているサスペンションおよびパイロンの一部をなくして、航空機への固定のためのはるかに軽量な手段によって置き換えることができ、したがって大幅な重量軽減がもたらされる。この取り付けによれば、従来技術において見られる問題とされた局所負荷をなくすことができ、伝達すべき負荷を、中間ケースの外周において軸の周囲を少なくとも１８０°にわたって広がり、好ましくは３６０°、すなわち中間ケースの外周全体にわたって広がっているより広い領域にわたって分散させることができる。

本発明の他の特徴によれば、航空機への固定部材を取り付けるための手段が、ナセルの下流側円筒部分に取り付けられ、あるいはナセルの下流側円筒部分の追加の厚さとして形成された長手方向の梁を備え、航空機への固定のための部材が、端部がこの長手方向の梁および航空機へと固定されるリンク棒または接続ロッドで形成され、剛であって変形しない系を構成している。

円筒部分の下流側の端部は、ロッドならびにエンジン動作時の排気ケースの軸方向および半径方向の膨張を許容する接続部材によって、ターボジェットの排気ケースへと接続される。

代案として、上述の円筒部分の下流側の端部が、排気ケースを囲んでリンクまたは接続ロッドによってナセルの下流側円筒部分へと接続される補助ケースを介して、排気ケースへと接続される。

本発明の好ましい実施形態においては、ナセルの下流側円筒部分が、エンジンファンによって生成されたバイパス空気を案内するための外壁を形成するフェアリングまたはカウリングのパネルが取り付けられる骨組みを備える。

好都合には、バイパス空気を案内するための半径方向内側の壁を形成する円筒形のシュラウドが、その上流端において中間ケースへと取り付けられ、このシュラウドを排気ケースへと、この排気ケースのエンジン動作時の軸方向および半径方向の膨張を許容する手段によって接続できる。

本発明によるエンジンは、逆推力装置を備えても、備えなくてもよい。逆推力装置を備える場合には、ファンによって生成されたバイパス空気が、逆推力装置の動作時に、ナセルの下流側円筒部分の骨組みの穴あき部分を通って逸らされる。

そして、この骨組みへと取り付けられたフェアリングまたはカウリングのパネルが、骨組みのこの穴あき部分を閉じる上流側の位置と、この穴あき部分を露出させて逆推力装置の動作を可能にする下流側の位置との間を、平行移動可能である。

さらに、本発明は、上述の形式の航空機用エンジンのナセルの下流側円筒部分であって、航空機への取り付けのための手段を固定するための手段を備える外側の長手方向の梁を備えるとともに、エンジンの中間ケースの外周の少なくとも１８０°にわたる環状の取り付けフランジを一端に備える下流側円筒部分に関する。

本発明の或る特定の実施形態においては、この円筒部分が、逆推力装置のカスケードを設置することができる穴あきの端部を有する骨組みを備え、さらにこの穴あきの端部を開閉するための可動のカウリングパネルを備える。

一般に、本発明によるエンジンは、例えば翼の下方、翼、翼へと組み込まれた構造、あるいは航空機の胴体または尾翼など、航空機の任意の部分へと上述の手段によって取り付けることができる。

添付の図面を参照しつつ、あくまで例として提示される以下の説明を検討することによって、本発明をよりよく理解でき、本発明の他の特徴、詳細、および利点が、よりはっきりと明らかになるであろう。

図１および図２に概略的に示されている推進用アセンブリは、本質的には、ターボジェット１２（図１では後部のみを見て取ることができる）を囲んでいる円筒形のナセル１０と、エンジンの前部においてナセル１０の内側に取り付けられたファン羽根車（図では見て取ることができない）とを備え、このファン羽根車が、当業者にとってよく知られているやり方でターボジェットのタービンによって駆動される。

エンジンが動作しているとき、ファンが、ターボジェット１２の周囲を後方に向かってナセル１０を通過して流れるバイパス空気流を生成し、これが、エンジンによってもたらされる推力の８０％をもたらす。エンジン１０へと入る空気の一部は、ターボジェットの吸気圧縮機へと供給され、次いで燃焼室において燃料と混合される。燃焼室を出る燃焼ガスが、タービンを通過し、次いで排気ケースへと吐き出されて、図１に矢印Ｐによって示されているようにターボジェットを出る。ここで、矢印Ｐの近傍の矢印Ｓは、バイパス空気の出口を示している。

エンジンナセル１０は、空気取り入れ口として知られている上流側円筒部分１６、エンジンの中間ケースによって支えられたカウルで形成されている中間円筒部分１８、および「ＯＦＳ」（外側固定構造）と一般に称される下流側円筒部分２０を備える。下流側円筒部分２０が、本発明によれば、負荷を伝達する構造部品であって、航空機の翼の一部を構成している支持構造体２２へとエンジン１０を取り付けるために使用される。

この下流側円筒部分２０は、剛な円筒形の骨組み２４（図２）を備える。円筒形の骨組み２４は、自身の上部の母線に沿って、骨組み２４と一体であっても、あるいは骨組み２４へと取り付けられてもよい長手方向の梁２６を備える。この梁が、エンジンを航空機へと固定するための部材２８の取り付け手段を備え、これらの部材２８は、図示の例では、端部が梁２６および支持構造体２２へと固定されて剛であって変形しないアセンブリを構成するリンク棒または接続ロッドで構成されている。

ナセルの下流側構造部分２０の骨組み２４は、上流側に環状のフランジ３０を備え、このフランジ３０によってエンジンの中間ケース３２の対応する外側環状フランジへと取り付けられる。この中間ケースは、当業者にとって知られているやり方で、ターボジェットの圧縮機を囲む円筒形の内側環状部品と、ナセル１０に組み合わせられる外側の円筒形の環状部品とを備え、これら中間ケースの２つの円筒形の環状部品が、一般的には、補助装置を通すこともできる筒状の放射アームによって一体に接続されている。

ナセルの下流側構造部分２０の円筒形の骨組み２４は、ターボジェットへのアクセスを提供する幅の広い側方のアクセス開口３４を備え、これらの開口が、図２の例では三角形の形状であって、長手方向の梁２６に正対している骨組みの下部長手部材３６から、エンジンの軸を中心にして９０°を少し超えて広がっている。

骨組み２４の後部または下流側の端部は、ターボジェットの排気ケース４０を囲む環３８を形成しており、環３８が、正三角形の形態に配置されて環３８の内側に弦を形成しているリンク棒または接続ロッド４２によって、このケースを支持する。これらの接続ロッド４２が、中央部分において、調心用摺動シューを形成する知られている手段を介して排気ケースと協働し、エンジンの動作時に、排気ケース４０について、１０ｍｍ〜１５ｍｍになり得る軸方向の膨張および４ｍｍ〜５ｍｍになり得る半径方向の膨張を許容している。

ナセルの下流側構造部分の円筒形の骨組み２４の長手方向の梁２６および固定部材２８が、エンジン１０を航空機の翼の下方へと、静的および動的な負荷を少なくともエンジンの中間ケース３２の外周の一部分にわたって分布させつつ取り付けることができるようにしており、この一部分が、エンジンの軸を中心として１８０°〜３６０°の範囲に広がり、好ましくは３６０°にわたり、すなわちその場合には、ナセルの下流側円筒部分の円筒形の骨組み２４が、中間ケースの外周全体にわたって取り付けられ、エンジンと航空機との間を伝達される負荷が、この全周に分散する。

したがって、従来技術において直面される骨組みのひずみの問題が回避され、航空機の推力への反作用がエンジンの軸からずれた線に沿って生じるがためのエンジンケースの線の全体としてのたわみに関連する問題も回避される。さらに、エンジンおよびエンジンを航空機へと固定するための手段を備えるアセンブリの質量が、従来技術において使用されていたパイロンが省かれるがために軽減され、エンジンを航空機へと固定するための手段がすべて簡略化され、ターボジェットをパイロンへと接続すべく機能していた従来技術の手段に関し、そのような手段を迂回するためのナセル内でのバイパス空気の分割も除くことができる。

エンジンを、図１に概略的に示されているとおりに翼の下方に取り付けることができるが、例えば翼の上方、あるいは航空機の胴体または尾翼など、他の任意の適切な点へと取り付けることも同様に可能であり、エンジンを翼へと完全に、あるいは部分的に組み込むことも可能である。

図３から図５に示されているような本発明の実施形態の他の形式は、逆推力装置を装備してなるエンジンへの本発明の適用に関する。この場合、ナセルの下流側円筒部分２０が、図３に示した骨組み４６を備え、骨組み４６が、逆推力装置によって偏向されるバイパス空気の出口カスケードが取り付けられる格子を形成している穴あきの上流側環状部品４８で構成されている。この骨組み４６は、図２の円筒形の骨組み２４の下流側の環と同様であって、ターボジェットの排気ケースを支持するためのリンク棒またはロッド５２を備える下流側の環５０を備えることができ、これらのリンク棒またはロッドは、環５０の内側に正三角形の形態で取り付けられる。上流側の環状部品４８と下流側の環５０とが、正対する２つの長手方向の部材５４および５６によって接続され、上側の部材５４が、図２の梁２６と同様の長手方向の梁を形成して、エンジンを航空機の一部分へと固定するための手段を取り付けるために使用される。第１の実施形態と同様、骨組み４６は、エンジンの環状のケース３２の対応する外側環状フランジへと取り付けられる上流側の環状フランジ５８を備える。半円筒形のカウル６０が、逆推力装置の出口カスケードを閉じる上流位置と、この出口カスケードを露出させて逆推力装置の動作を可能にする下流位置との間でスライドできるように、骨組み４６へと取り付けられる。

下流側の環５０が省略される他の形態においては、リンク棒またはロッド５２を、図３に示した正三角形以外のパターンに配置でき、そのようなリンク棒または接続ロッド５２は、おそらくは放射状であり、あるいは図５に概略的に示されているようにＶ字に配置され、長手方向の梁５４の下流側の端部と排気ケース４０の上部との間を延びている。この場合、カウル６０は、逆推力装置の動作を可能にするとともに保守を容易にするために軸方向にスライド可能である図６に概略的に示されている円筒ダクトの形態のカウル６１で置き換えられる。

さらに他の形態においては、これらのリンク棒または接続ロッドが、骨組み４６の下流側の環５０と排気ケース４０を囲んで排気ケース４０へと取り付けられた補助ケースとの間を延びてもよい。

また別の実施形態においては、図１および図６に６２で示されているシュラウドなど、当分野において一般的にはＩＦＳ（内側固定構造）と称されるバイパス空気を案内するための内表面を形成する実質的に円筒形の剛なシュラウドが、その上流端において中間ケースの内側フランジに取り付けられ、その下流端において、動作時の排気ケースの軸方向および半径方向の膨張を許容する手段を介して排気ケースを支持する。この剛なシュラウドは、骨組みのひずみの低減に貢献する。

また別の形態においては、図７に概略的に示されているように、逆推力装置カスケード６４が、本発明によるナセルの下流側部分の上流の細長い中間ケースに収容される。

航空機の翼の下方に固定された本発明によるシステムの概略の側面図である。 図１のシステムの一部分の概略の斜視図である。 逆推力装置を装備したエンジンのナセルの下流側円筒部分の骨組みの概略の斜視図である。 中間ケースへと固定されたナセルの下流側円筒部分の概略の斜視図である。 カウルを取り外した後の図４の全体の概略の側面図である。 本発明の他の実施形態を示す。 本発明の他の実施形態を示す。

符号の説明

１０ ナセル
１２ ターボジェット
１６ 上流側円筒部分
１８ 中間円筒部分
２０ 下流側円筒部分
２２ 支持構造体
２４ 骨組み
２６ 梁
２８ エンジンを航空機へと固定するための部材
３０ 上流側の環状フランジ
３２ 中間ケース
３４ アクセス開口
３６、５４、５６ 長手部材
３８、５０ 環
４０ 排気ケース
４２、５２ リンク棒
４６ 骨組み
４８ 環状部品
５８ 環状フランジ
６０、６１ カウル
６２ シュラウド

Claims (19)

1. 一体型推進システムであって、
   バイパスターボジェットエンジンと、中間ケースによって支えられてターボジェットの周囲にバイパス空気の流れのための環状の空間を画定するナセルとを備え、
   ナセルが、剛であって上流側の端部に中間ケースの外周の少なくとも１８０°にわたる環状の取り付けフランジを備える下流側円筒部分を備え、
   この円筒部分が、ターボジェットの排気ケースをこの円筒部分の下流側の端部において支持および案内するとともに、エンジンを航空機の一部分へと固定するための部材を取り付けるための手段を備える、推進システム。
2. 固定部材を取り付けるための手段が、ナセルの下流側円筒部分へと取り付けられ、あるいはナセルの下流側円筒部分の追加の厚さとして形成された長手方向の梁を備える、請求項１に記載の推進システム。
3. エンジンを航空機へと固定するための部材が、端部が長手方向の梁および航空機の一部分へと固定されるリンク棒または接続ロッドを備える、請求項２に記載の推進システム。
4. ナセルの下流側円筒部分が、バイパス空気を案内するための外壁を構成している、請求項１から３のいずれか一項に記載の推進システム。
5. ナセルの下流側円筒部分の上流側の環状フランジが、３６０°にわたって中間ケースへと取り付けられている、請求項１から４のいずれか一項に記載の推進システム。
6. ナセルの下流側円筒部分の下流側の端部が、リンク棒または接続ロッドならびに排気ケースの軸方向および半径方向の膨張を許容する手段によって、排気ケースへと接続されている、請求項１から５のいずれか一項に記載の推進システム。
7. ナセルの下流側円筒部分の下流側の端部が、航空機の一部へのエンジン固定部材を取り付けるための手段へと取り付けられたリンク棒または接続ロッドによって、排気ケースへと接続されている、請求項６に記載の推進システム。
8. リンク棒または接続ロッドが、排気ケースと航空機へのエンジン取り付け手段を固定するための手段との間でＶ字を形成している、請求項７に記載の推進システム。
9. ナセルの下流側円筒部分が、フェアリングまたはカウリングのパネルが取り付けられる骨組みを備える、請求項１から８のいずれか一項に記載の推進システム。
10. ナセルの下流側円筒部分が、ターボジェットの構成要素へのアクセスを提供するアクセス開口およびこれらの開口を閉じるためのパネルを備える、請求項１から９のいずれか一項に記載の推進システム。
11. ナセルの下流側円筒部分の下流側の端部が、排気ケースを囲んでリンクまたは接続ロッドによってナセルの下流側円筒部分へと接続する補助ケースを介して、排気ケースを支持する、請求項１から１０のいずれか一項に記載の推進システム。
12. バイパス空気を案内するための半径方向内側の壁を形成する円筒形のシュラウドが、その上流端において中間ケースへと取り付けられ、その下流端において排気ケースへと、この排気ケースの軸方向および半径方向の膨張を許容する手段によって接続されている、請求項１から１１のいずれか一項に記載の推進システム。
13. ナセルの下流側円筒部分の穴あき構造を通ってバイパス空気を偏向させることによって推力を反転させるための手段を備える、請求項１から１２のいずれか一項に記載の推進システム。
14. ナセルの下流側円筒部分が、穴あき構造を閉じる位置と、この穴あき構造を露出させて逆推力装置の動作を可能にする位置との間を移動できるカウリングパネルを備える、請求項１３に記載の推進システム。
15. ナセルの下流側円筒部分が、逆推力装置の動作を可能にするためおよび保守を容易にするために、軸方向にスライド可能に取り付けられた円筒ダクトによって形成されるカウルを備える、請求項８に記載の推進システム。
16. 推力反転手段を備え、該推力反転手段のカスケードが前記ナセルの下流側円筒部分の上流の細長い中間ケースに収容されている、請求項１から１２のいずれか一項に記載の推進システム。
17. 請求項１から１６のいずれか一項に記載の形式の航空機用エンジンのナセルの下流側円筒部分であって、
    エンジンを航空機へと固定するための手段を取り付けるための手段を備える外側の長手方向の梁を備えるとともに、エンジンの中間ケースの外周の少なくとも１８０°にわたる環状の取り付けフランジを一端に備える、下流側円筒部分。
18. 逆推力装置の出口カスケードが取り付けられる格子を形成する穴あきの端部を備える、請求項１７に記載の円筒部分。
19. 穴あきの端部を閉じる位置とこの穴あきの端部を露出させる位置との間を移動できるように取り付けられたカウリングパネルを備える、請求項１８に記載の円筒部分。

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