JP2012522170A - 偏心した前方端を備えるタービンエンジン用回転入口カウル - Google Patents

Abstract

本発明は、回転軸（３４）を有し、前方端（４４）が前記回転軸（３４）に対して偏心して配置されたタービンエンジン用の回転入口カウル（３０）に関する。さらに、カウルの前方コーン（３２）は、入口カウルの前方端（４４）を画定する切り取り面（７０）で先端が切り取られる。

Description

本発明は、タービンエンジンの分野に関し、より詳細には、好ましくはターボジェット式の航空機タービンエンジンに関する。より詳細には、本発明は、上述のタービンエンジンに装着される回転入口カウルに関する。

このような回転入口カウルは、通常、互いに固定される２つの部分、つまり、コーン形状の前方部分とシュラウド形状の後方部分で構成される。後方シュラウドの後方端は、知られている形ではファンブレードのプラットフォームと面一であり、プラットフォームと空気力学的に連続してプラットフォームの前に位置する。

前部コーンは、入口カウルの回転軸を中心とした、コーン先端のような形状の前方端を有しており、さらにファンおよびタービンエンジン全体の長手方向軸に一致している。

この先端は、タービンエンジンの氷が集まりやすい点であるとして知られている。それは、この先端が回転軸を中心とすることで大きな遠心力を加えることができないからである。したがって、コーン先端に生じる氷が割れる前に大きくなるため、氷が最終的に先端から離れる時にぶつかるファンブレードを損傷してしまうリスクをもたらす。

このようなリスクを低減するために除氷システムを設置することが知られているが、そのシステムの目的は、臨界サイズになる前にコーン先端に集まった氷を確実に除去することである。しかし、このタイプのシステムは、質量、寸法の点でコストが高く、特に、システムが取り付けられる入口カウルが回転するために設置が非常に難しい。

したがって、本発明の目的は、先行技術の実施形態に比べて、少なくとも部分的に上述の不利点に対する解決手段を提供することである。

上述の目的を達成するために、本発明の第１の目的は、タービンエンジン用回転入口カウルであり、回転軸を有し、カウルの前方端を画定する前方コーンを備えるカウルである。本発明によれば、この前方端は、この入口カウルの回転軸に対して偏心して配置され、前記前方コーンは、入口カウルの前記前方端を画定する切り取り面によって先端が切り取られる。

したがって、動作時に、入口カウルの前方端に氷が集まった時、前方端の偏心特性により、有利には、氷が高い遠心力を受けることになる。このような遠心力が氷の除去を容易にし、それにより、氷は、下流側のファンブレードを損傷させる可能性のある臨界サイズになる前に、ロッドから離れることになる。

したがって、本発明の利点は、本発明が簡単な設計に基づいており、非常に信頼性が高く、コストおよびサイズの点であまり不利でないということである。本発明が前方コーンの先端が切り取られることで得られるということが、本発明の設計の簡潔さに大きく寄与している。

本発明の好適な一実施形態によれば、前記前方コーンは、軸が前記入口カウルの回転軸から傾いて傾斜している。しかし、前方コーンは軸が前記入口カウルの回転軸と一致した直線状にすることも可能である。この場合の利点は、先行技術による従来の前方コーンから出発することができ、所望の実施形態を達成するためにその先端を切り取ることができることである。

好ましくは、前記切り取り面はほぼ平らで、入口カウルの回転軸に直交する平面に対して傾斜している。

上述したように、想定される実施形態に関係なく、回転入口カウルは、前記前部コーンと後方シュラウドとを備えることが好ましい。

最後に、本発明の別の目的は、上述のような回転入口カウルを備える、好ましくは航空機用のタービンエンジンである。

本発明の他の利点および特徴は、以下の非制限的な詳細な開示内容から明らかになるであろう。

以下の説明は、添付図面を参照して行う。

本発明の好適な実施形態による、航空機タービンエンジンの前方部分の長手方向片側断面図である。 図１に示されたタービンエンジンに装着された回転入口カウルの概略拡大図である。 図２に示された回転入口カウルに装着される前方コーンの斜視図である。

図１は、本発明の好適な実施形態による、ターボジェット式航空機用のタービンエンジンの前方部分１を示す図である。

図１では、ガス発生器の低圧圧縮機３のみが示されている。それは、例えば、２段圧縮機発生器である。

タービンエンジンは、前方端から始まって、矢印９で図示されるようにタービンエンジンを通って後方端へ向かう流体の流れの一般的な方向に従って、空気取り入れ口４、ファン６、環状コアエンジンフロー１６およびコアエンジンフロー１６の半径方向外側に配置された環状ファンフロー１８へとそこから分かれるスプリッタ１４、ならびにファン出口ガイドベーンアセンブリ１２を支持する内側リング１０を備える。明らかに、当業者に知られているこれらの従来の要素の各々は環状形状で、タービンエンジンの長手方向軸２２を中心としている。

したがって、ファン６を通過する空気流Ｆは、スプリッタ１４の上流側端部に接触すると、２つの別々の流れ、すなわち、チャネル１６に入る一次流Ｆ１とチャネル１８に入りファン出口ガイドベーンアセンブリ１２を通過する二次流Ｆ２とに分かれる。

さらに、タービンエンジンは、前方端にファン６に回転固定される回転入口カウル３０を備える。知られている形では、カウル３０は、軸３３を有する前方コーン３２と、好ましくはボルト３８によってコーン３２に固定して取り付けられる後方シュラウド３６とを備える。後方シュラウドの後方端は、ファンブレード４２のプラットフォーム４０の前で空気力学的に連続して面一である。

本発明に特有の特徴の１つは、回転入口カウル３０の前方端４４がこのカウル３０の回転軸３４から偏心していることであり、この軸３４は、ファン６の軸、全体ではタービンエンジンの長手方向軸２２にも一致する。

図１から図３に示された好適な実施形態では、前方端４４の偏心特性は、軸３３がコーンの回転軸３４およびタービンエンジン２２の長手方向軸と一致する直線状の前方コーン３２を使用することで得られる。さらに、このコーンの前方部分は、軸２２、３４に直交する平面Ｐに対して、例えば、１°から１５°の角度Ｂだけ傾斜したほぼ平らな切り取り面７０によって先端が切り取られる。したがって、この先端切り取りによって前方偏心端４４を画定することができる。それは、図３から分かるように、前方偏心端４４がコーン３２とほぼ平らな切り取り面７０との交差部分に形成される楕円７２の最前方部分と一致するためである。

軸３３が回転軸３４に対して傾いた傾斜前方コーン３２を有する同様の実施形態も可能であることに留意されたい。

知られている形では、バランシングビード５０が、後部シュラウド３６とのボルト連結部に近い内部で、前方コーン３２に取り付けられる。したがって、このビード５０の目的は、不平衡質量を補償することであり、したがって、ビード５０は図２に図示されるように周方向に沿って変化する厚さを有する。ビード５０は、軸５４が軸２２、３４から偏心したリーミング５２を形成することで作られる。別のバランシングビード６２は、バランシングビード５０を完成させるために、また基本的には回転軸３４に対する前方端４４のずれによる不平衡質量を補償するために設けられ、前方端４４の近くの内部に配置される。したがって、このビード６２は、図２に図示されるように周方向に沿って変化する厚さを有し、同様に軸６６が軸２２、３４から偏心したリーミング６４を形成することで作られる。代替として、または同時に、不平衡質量は、コーン３２が形成されるスキンの厚さを周方向に変えることで補償することもできる。

ファンおよび入口カウル３０が氷６０が集まった偏心前方端４４と共に回転すると、大きな遠心力が氷に加えられて氷がカウルから容易に除去される。

当然、単なる非制限的な例として説明した本発明に対して当業者によって種々の変更が加えられ得る。

Claims (6)

1. 回転軸（３４）を有し、入口カウルの前方端（４４）を画定する前方コーン（３２）を備えるタービンエンジン用回転入口カウル（３０）であって、前記前方端（４４）が、入口カウルの前記回転軸（３４）に対して偏心して配置されること、および前記前方コーン（３２）が、入口カウルの前記前方端（４４）を画定する切り取り面（７０）によって先端が切り取られることを特徴とする、カウル。
2. 前記前方コーン（３２）が、軸（３３）が入口カウルの前記回転軸（３４）から傾いて傾斜していることを特徴とする、請求項１に記載のカウル。
3. 前記前方コーン（３２）が、前記入口カウルの回転軸（３４）に平行で一致する軸（３３）を有することを特徴とする、請求項１に記載のカウル。
4. 切り取り面（７０）が、ほぼ平らで、入口カウルの回転軸（３４）に直交する面（Ｐ）に対して傾斜していることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のカウル。
5. 後方シュラウド（３６）の前方に前記前方コーン（３２）を備えることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のカウル。
6. 請求項１から５のいずれか一項に記載の回転入口カウル（４４）を備える、好ましくは航空機用のタービンエンジン（１）。

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