JP2010242504A - ガスタービンエンジン用ノズルおよびガスタービンエンジンシステム - Google Patents

Abstract

【課題】着陸以外の付加的な機能をもたらすために、少なくとも１つの他のエンジン構成要素と一体化された逆推進装置を有するシステムを設ける。
【解決手段】ガスタービンエンジンに用いられるノズル４０は、第１の端部５４ａと、第１の端部５４ａと反対側の第２の端部５４ｂと、第１の端部５４ａと第２の端部５４ｂとの間のピボットと、を有するノズルドア５４を備える。リンケージ６４が、ノズルドア５４およびアクチュエータ４２に接続される。アクチュエータ４２は、ファンバイパス通路３０を通るバイパス空気流Ｄに変化をもたらすために、リンケージ６４を移動させ、これによって、複数の位置、例えば、収容位置、中間位置および逆推進位置の間で、ノズルドア５４をピボットを中心に移動させるように選択的に作動する。
【選択図】図３

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに関し、さらに詳細には、ガスタービンエンジンの逆推進装置と一体化された可変面積ファンノズルを有するガスタービンエンジンに関する。

ガスタービンエンジンは、広く知られ、発電および搬送手段（例えば、航空機）の推進に用いられている。一般的なガスタービンエンジンは、圧縮機セクション、燃焼器セクションおよびタービンセクションを備えており、これらのセクションは、発電するために、または搬送手段を推進するために、エンジン内に流れる主空気流を利用する。ガスタービンエンジンは、典型的には、ナセルのようなハウジング内に搭載される。バイパス空気流は、ハウジングとエンジンとの間の通路を通って流れ、エンジンの出口から流出する。

従来の逆推進装置は、現在のところ、航空機のような搬送手段の前進を遅くさせる逆推進力を生じさせるために用いられている。従来の逆推進装置の一例では、ナセルの後部の近くに収容される可動ドアが利用されている。航空機が着陸するために着地した後、ドアは、バイパス空気通路内に移動し、バイパス空気流を半径方向外側に方向転換し、カスケードつまり通気孔内に至らせ、これによって、排出される空気流を前方向に導き、航空機を減速させる。上記および他の従来の逆推進装置は効果的であるが、逆推進のみに役立ち、非着陸状態において収容位置にあると、他の機能を果たすことができない。従来の逆推進装置の機能は、このように制限され、さらにこの逆推進装置の重量がエンジンに加えられるのでエンジン効率が悪くなる。従って、エンジン効率を改良するために、着陸以外の付加的な機能をもたらすために、少なくとも１つの他のエンジン構成要素と一体化された逆推進装置を有するシステムが必要とされている。

ガスタービンエンジンに用いられる例示的なノズルは、第１の端部と、この第１の端部と反対側の第２の端部と、第１の端部と第２の端部との間のピボットと、を有するノズルドアを備える。リンケージが、ノズルドアおよびアクチュエータに接続される。アクチュエータは、ファンバイパス通路を通るバイパス空気流に変化をもたらすために、リンケージを移動させ、これによって、複数の位置、例えば、収容位置、中間位置および逆推進位置の間でノズルドアをピボットを中心に移動させるように選択的に作動する。

一例では、収容位置は、航空機の離陸状態に対応しており、中間位置は、航空機の巡航状態に対応しており、逆推進位置は、着陸後における航空機の状態に対応する。

図１は、航空機、一般的には、亜音速運転用に設計された航空機のエンジンパイロン１２から懸垂された例示的なガスタービンエンジン１０の選択された部分の概略図を示している。ガスタービンエンジン１０は、エンジン中心線つまり軸方向中心線Ａを中心として周方向に配置されている。ガスタービンエンジン１０は、ファン１４、低圧圧縮機１６ａ、高圧圧縮機１６ｂ、燃焼器セクション１８、高圧タービン２０ｂおよび低圧タービン２０ａを備える。当技術分野において知られているように、圧縮機１６ａ，１６ｂ内で圧縮された空気は、燃料と混合され、圧縮機セクション１８内で燃焼され、タービン２０ａ，２０ｂ内で膨張する。タービン２０ａ，２０ｂは、それぞれ、ロータ２２ａ，２２ｂ（例えば、スプール）に回転するように連結され、膨張によって生じる動力に応じて、圧縮機１６ａ，１６ｂおよびファン１４を回転駆動する。この例では、ロータ２２ａは、ギア列２４を介してファン１４も駆動する。

図示の例では、ガスタービンエンジン１０は、高バイパスギア減速式ターボファン構造を有する。一例では、バイパス比は、１０：１よりも大きく、ファン１４の直径は、低圧圧縮機１６ａの直径よりもかなり大きい。一例では、低圧タービン２０ａは、５：１よりも大きい圧力比を有する。ギア列２４は、任意の周知の適切なギアシステム、例えば、軌道運動する遊星ギアを有する遊星ギアシステム、軌道運動しない遊星ギアを有する遊星ギアシステム、または他の形式のギアシステムであってもよい。開示される例では、ギア列２４は、一定のギア比を有する。この説明において、当業者であれば、上記のパラメータが単なる例示にすぎず、実施の具体的な要求を満たす他のパラメータが用いられてもよいことを認めるだろう。

外側ハウジング、すなわちナセル２８（一般的にファンナセルとも呼ばれる）が、ファン１４を中心として周方向に延びている。概ね環状のファンバイパス通路３０が、ナセル２８と内側ハウジング、すなわち内側カウル３４との間に延びている。内側カウル３４は、圧縮機１６ａ，１６ｂおよびタービン２０ａ，２０ｂをほぼ囲んでいる。

運転時に、ファン１４は、ガスタービンエンジン１０内にコア流Ｃとして空気を吸い込み、かつバイパス通路３０内にバイパス空気流Ｄとして空気を吸い込む。一例では、ナセル２８に流入する空気流の約８０％が、バイパス空気流Ｄになる。後部排気装置３６が、バイパス空気流Ｄをガスタービンエンジン１０から排出する。コア流Ｃは、内側カウル３４とテールコーン３８との間の通路から排出される。高バイパス比に起因して、著しく大きい推力が、バイパス空気流Ｄによって生じる。

また、図１に示される例示的なガスタービンエンジン１０は、バイパス通路３０と関連するノズル４０（概略的に示す）を備える。この例では、ノズル４０は、ナセル２８の後縁に連結される。

ノズル４０は、アクチュエータ４２を備える。アクチュエータ４２は、バイパス空気流Ｄに変化をもたらすために、例えば、バイパス空気流の空気圧を操作するために、ノズル４０を複数の位置間で移動させる。制御装置４４が、バイパス空気流Ｄを望ましく操作するために、ノズル４０を複数の位置間で選択的に移動させることをアクチュエータ４２に指令する。制御装置４４は、アクチュエータ４２およびノズル４０の制御に専用でもよいし、ガスタービンエンジン１０内の既存のエンジン制御装置に一体化されてもよいし、または他の周知の航空機制御装置またはエンジン制御装置に組み込まれてもよい。例えば、ノズル４０の選択的な移動によって、制御装置４４は、この制御装置４４内に入力されるパラメータに応じて、異なる状態に対してノズル４０の面積を変更することができ、航空機の制御条件を高めることができ、ファン１４の作動条件を向上させることができ、またはバイパス通路３０と関連する他の構成要素の作動条件を改善することができる。

一例では、ガスタービンエンジン１０は、巡航状態のようないくつかの所定の状態において、所望の性能エンベロープ内で運転するように設計される。例えば、ファンのフラッタを避けるために、圧力比（すなわち、ファン１４の後端部の空気圧に対するファン１４の前端部の空気圧の比率）を所望の範囲内に維持して、ファン１４を作動させることが望ましい。ノズル４０は、圧力比をこの範囲内に維持するために、バイパス空気流Ｄを変化させ、ファン１４の後端部の空気圧を調整し、これによって、圧力比を制御する。例えば、ノズル４０は、巡航状態では、バイパス空気流Ｄを少なくすることができ、離陸状態では、バイパス空気流Ｄを多くすることができる。いくつかの例では、ノズル４０は、離陸時に、バイパス空気流Ｄを多くするために、バイパス通路３０と関連する断面積を約２０％変化させる。このように、ノズル４０は、性能エンベロープを種々の異なる飛行状態の全体にわたって維持することができる。

図２および図３は、例示的なノズル４０の選択された位置を示している。図２では、ノズル４０は、巡航位置に配置されているが、離陸位置または逆推進位置に移動され得る。図３では、ノズル４０は、航空機の前進を遅くする逆推進位置に配置されている。

開示される例では、ノズル４０は、ナセル２８の後端部の周りに円周方向に配置された複数のノズルドア５４（１つのみを図示）を備える。ノズルドア５４の各々は、第１の端部５４ａと、第１の端部と反対側の第２の端部５４ｂと、第１の端部５４ａと第２の端部５４ｂとの間に配置されたピボット５６と、を備える。ノズルドア５４は、巡航位置と逆推進位置との間で、ピボット５６を中心に回転可能である。また、ノズル４０は、以下に述べるように、巡航位置と離陸位置との間でノズル４０の第２の端部５４ｂを方向６１に沿って移動させるように、ヒンジ点５９を中心に回転可能である。

リップ５７は、ピボット５６と第１の端部５４ａとの間でノズルドア５４から延びている。リップ５７は、ノズルドア５４と一体に形成されてもよいし、または周知の方法によってノズルドア５４に取り付けられる個別の片であってもよい。

フレーム５８は、ヒンジ点５９において回動可能になるようにナセル２８の後端部に固定されている。フレーム５８は、ピボット５６においてノズルドア５４を支持する。フレーム５８は、ノズルドア５４をアクチュエータ４２に接続させるリンケージ６４の第１のリンク６２を摺動可能に受ける複数のスロット６０（１つのみを示す）を備える。第１のリンク６２は、ノズルドア５４に固定された端部分６８ａおよびアクチュエータロッド７０に固定された他の端部分６８ｂを備える。この例では、端部分６８ａは、軸Ｌ₁に沿った長さ方向に延びており（図３）、端部分６８ｂは、軸Ｌ₁と交差する軸Ｌ₂に沿った長さ方向に延びている。アクチュエータロッド７０は、その一端において、第１のリンク６２の端部分６８ｂに回動可能に接続され、その他端において、トラニオンピボット７２を介してアクチュエータ４２に接続される。一例では、トラニオンピボット７２は、リンケージ６４の調整、例えば、長期間の使用後の磨耗の調整、またはノズルドア５４の運動の微調整を可能にするためにシムによる間隙調整がなされる。

また、フレーム５８は、開口部６６つまり通気孔を備える。これらの開口部６６は、各々、一方の開口端部６６ａがバイパス通路３０に通じ、他方の開口端部６６ｂがエンジン１０の外部環境に通じている。ノズルドア５４は、巡航位置に配置されると、開口端部６６ｂと当接する。この結果、開口部６６の開口端部６６ｂが閉じ、バイパス通路３０に面する開口部６６の開口端部６６ａのみが開く。開口部６６の各々は、開口端部６６ａとノズルドア５４との間に延びる対応する長さを備える。一例では、１つまたは複数の開口部６６は、バイパス通路３０を通るバイパス空気流Ｄの音響特性に対応する長さを有するように設計される。音響周波数または音響振幅のような音響特性は、実験的な測定、コンピュータシミュレーションまたは他の周知技術を用いる周知の方法によって決定または評価されるとよい。例えば、開口部６６の長さは、バイパス空気流Ｄによって運ばれる音響エネルギが開口部６６内で反響し、これによって、音響的に互いに相殺し合い、音響減衰の利得をもたらすように設計される。

制御装置４４は、航空機の状態に応じて、ノズル４０を離陸位置、巡航位置および逆推進位置の間で移動させることをアクチュエータ４２に指令する。航空機の状態は、既知のパラメータ、例えば、ロータ２２ａまたはロータ２２ｂの速度、航空機の速度を用いて、または航空機の着陸装置に掛かる重量を検知して決定されるとよい。

一例では、制御装置４４は、離陸状態と巡航状態との間で、ノズル４０に隣接する環状バイパス通路３０の断面積に対応する断面積ＡＲ（図２）を変化させるようにノズル４０を移動させる。制御装置４４は、航空機の状態（例えば、離陸状態、着陸状態および巡航状態）に応じてバイパス空気流Ｄを望ましく変化させるために、ノズル４０を移動させて断面積ＡＲを変化させることをアクチュエータ４２に選択的に指令する。すなわち、制御装置４４は、航空機の状態に望ましい断面積ＡＲが得られる位置にノズル４０を移動させる。

例えば、巡航状態では、ノズルを比較的小さい全断面積が得られる位置に移動させることによって（図２）、バイパス空気流Ｄを制限し、バイパス通路３０内に圧力増大（すなわち、空気圧の増大）を生じさせる。離陸状態では、ノズル４０を比較的大きい全断面積が得られる位置に移動させることによって、（すなわち、ノズルドアの端部５４ｂが中心軸Ａから外側に移動するように、ノズル４０をヒンジ点５９を中心に回動させることによって）、バイパス空気流Ｄを多くし、圧力増大の低減（すなわち、空気圧の減少）を生じさせる。従って、制御装置４４内に入力されるパラメータに応じて、制御装置４４は、バイパス空気流Ｄを望ましく制御するために、ノズルドア５４を所望の位置に移動させることをアクチュエータ４２に指令する。

ノズル４０を離陸位置と巡航位置との間で移動させるために、アクチュエータ４２は、アクチュエータロッド７０を（図において、右側または左側のいずれかに）移動させ、これによって、第１のリンク６２をスロット６０に沿って移動させる。第１のリンク６２がスロット６０の端部に接触すると、ノズル４０は、ヒンジ点５９を中心に回動するように付勢され、これによって、断面積ＡＲを変化させる。理解されるように、ノズル４０が回動する距離は、アクチュエータ４２がアクチュエータロッド７０を移動させる距離に依存する。

ノズルドア５４を逆推進位置に移動させるために、アクチュエータ４２は、アクチュエータロッド７０を後退させる（すなわち、図において、左側に移動させる）。アクチュエータロッド７０の移動によって、第１のリンク６２は、スロット６０内において、回動連結部７１を中心に回動し（図３において、時計回りに回動し）、この結果、第１のリンク６２は、ノズルドア５４をピボット５６を中心に中間位置または逆推進位置まで回動させる（図３において、時計回りに回動させる）。同様に、アクチュエータ４２は、アクチュエータロッド７０を伸張させ、ノズルドア５４を逆方向に回動させる。

逆推進位置では、ノズルドア５４の第１の端部５４ａが、ナセル２８から半径方向外側に延びており、ノズルドア５４の第２の端部５４ｂが、ナセル２８から半径方向内側に延びるとともに、バイパス通路３０内に至る。図示の例では、ノズルドア５４は、ノズルドア５４の第２の端部５４ｂが内側カウル３４と当接するまで回動される。ノズルドア５４を逆推進位置に移動させることによって、補助通路８０が開き、バイパス空気流Ｄは、（エンジン１０の移動方向に対して）前方向８２に排出する。ノズルドア５４の第２の端部５４ｂは、開口部６６から半径方向外側にバイパス空気流Ｄを方向転換させる。一例では、開口部６６は、前方に空気流を転回させるために、前方に向かって傾斜または湾曲される。リップ５７が、前方に空気流を付加的に方向転換させ、航空機の前進をさらに遅くさせることができる。

従って、開示される例示的なノズル４０は、バイパス空気流Ｄを望ましく変化させるようにバイパス通路３０の断面積を変化させる機能および航空機の前進を遅くさせる逆推進の機能を一体化している。本発明の好ましい実施形態が開示されているが、当業者であれば、いくつかの修正が本発明の範囲内においてなされ得ることを認めるだろう。この理由から、本発明の真の範囲および内容を決定するには、特許請求の範囲を検討されたい。

可変面積式ファンノズルの機能および逆推進装置の機能を一体化したノズルを備える例示的なガスタービンエンジンシステムの選択された部分を示す図である。 収容位置にある例示的なノズルドアの概略図である。 逆推進位置にある例示的なノズルドアの概略図である。

Claims (13)

1. ガスタービンエンジンに用いられるノズルであって、
   第１の端部と、該第１の端部の反対側の第２の端部と、該第１の端部と該第２の端部との間のピボットと、を有するノズルドアと、
   前記ノズルドアに接続されたリンケージと、
   前記リンケージに連結されたアクチュエータと、
   を備え、
   ファンバイパス通路を通るバイパス空気流に変化をもたらすために、前記アクチュエータが前記リンケージを移動させ、これによって、前記ピボットを中心に複数の位置間で前記ノズルドアを移動させるように選択的に作動させることを特徴とするノズル。
2. 前記リンケージが、前記ピボットと前記第１の端部または前記第２の端部の一方との間で、前記ノズルドアに接続されることを特徴とする請求項１に記載のノズル。
3. 前記ノズルドアが、前記ピボットと前記第１の端部または前記第２の端部の一方との間で、前記ノズルドアから延びるリップを備えることを特徴とする請求項１に記載のノズル。
4. 前記ノズルドアが、該ノズルドアから前記バイパス流に対して軸方向前方に延びるリップを備えることを特徴とする請求項１に記載のノズル。
5. ガスタービンエンジンシステムであって、
   ファンと、
   前記ファンの周りに配置されたナセルと、
   圧縮機およびタービンを有し、少なくとも一部が前記ナセル内にあるガスタービンエンジンコアと、
   前記ナセルと前記ガスタービンエンジンコアとの間に設けられ、かつバイパス空気流を運ぶ、前記ファンの下流のファンバイパス通路と、
   第１の端部と、前記第１の端部の反対側の第２の端部と、該第１の端部と該第２の端部との間のピボットと、を有し、前記バイパス空気流に変化をもたらすために、収容位置、中間位置および逆推進位置の間で移動する、前記ファンバイパス通路と関連するノズルドアと、
   前記ノズルドアに接続されたリンケージと、
   前記リンケージに連結されたアクチュエータであって、前記ファンバイパス通路を通る前記バイパス空気流に変化をもたらすために、前記リンケージを移動させ、これによって、前記ピボットを中心に複数の位置間で前記ノズルドアを移動させるように選択的に作動させる、アクチュエータと、
   前記アクチュエータに前記ノズルドアを移動させることを選択的に指令する制御装置と、
   を備えるガスタービンエンジンシステム。
6. 前記ノズルドアを支持するフレーム部材をさらに備え、該フレーム部材が、前記バイパス空気流に対して前記ナセルの最後端部に回動可能に固定されることを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジンシステム。
7. 前記ノズルドアを支持するフレーム部材をさらに備え、該フレーム部材が、内部を貫通する複数の開口部を備え、該開口部の各々は、前記バイパス通路に通じる第１の開口端部および前記ノズルドアが前記逆推進位置に配置された場合に周囲環境に通じる第２の開口端部を有することを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジンシステム。
8. 前記ノズルドアは、前記収容位置において、前記開口部の各々が止まり開口部になるように前記第２の開口端部を覆うことを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジンシステム。
9. 前記止まり開口部の各々における前記第１の開口端部から前記第２の開口端部までの長さが、前記バイパス空気流の音響特性に対応することを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジンシステム。
10. 前記収容位置が、航空機の巡航状態に対応し、前記中間位置が、航空機の離陸状態に対応し、前記逆推進位置が、離陸後における航空機の状態に対応することを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジンシステム。
11. 前記逆推進位置において、前記第１の端部が、前記ナセルから前記ガスタービンエンジンコアの中心軸に対して半径方向外側に延び、前記第２の端部が、前記ファンバイパス通路内に半径方向内側に延びることを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジンシステム。
12. 前記ノズルドアの運動が、前記バイパス空気流に変化をもたらすために、前記ファンバイパス通路と関連する可変断面積を変化させることを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジンシステム。
13. 前記収容位置または前記中間位置から前記逆推進位置への前記ノズルドアの運動が、前記バイパス空気流に変化をもたらすために、前記のノズルドアと前記ナセルとの間に補助流路を開くことを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジンシステム。

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