JP2015209839A - Variable nozzle mechanism and nozzle area change method - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ターボファンエンジンのカウリングの内周とコアエンジンの外周で構成されるバイパスジェットの排気流路に設けられた可変ノズル機構及びノズル面積変更方法に関する。 The present invention relates to a variable nozzle mechanism and a nozzle area changing method provided in an exhaust passage of a bypass jet constituted by an inner periphery of a cowling of a turbofan engine and an outer periphery of a core engine.
現在の航空機開発において環境適応性、特に騒音とエミッションの低減が求められている。
ジェットエンジンは、バイパス比の向上によりエンジン騒音が減少したが、依然として航空機機の騒音、特にジェットエンジンの騒音の低減が強く求められている。
特に、住宅地に近い空港では騒音に対する制限が厳しく、例えば、伊丹空港では3発以上のエンジンを持つ航空機の離着陸が禁止されている。
また、着陸時に大きな騒音源となるスラストリバーサの使用も極力避けるよう求められている。
逆に騒音の小さな航空機は利用可能な空港が制限されにくく、運行会社にとっては大きな魅力となっている。
初期の航空機の動力はターボジェットであったが、ターボファンジェットへの移行、さらには高バイパス化によって排気ジェットの騒音が大きく減少した。
ファンからの騒音はファンカウリング内面に吸音ライナーを用いることで大きく低減することができる。
また、排気側においても初期のジェット機以来、騒音を低減する様々な機構が考案されてきた。
In current aircraft development, environmental adaptability, especially noise and emission reduction, is required.
In the jet engine, the engine noise has been reduced by improving the bypass ratio, but there is still a strong demand for reducing the noise of aircraft aircraft, particularly the noise of jet engines.
In particular, there are severe restrictions on noise at airports close to residential areas. For example, itami airports are prohibited from taking off and landing aircraft with three or more engines.
There is also a need to avoid the use of thrust reversers, which can be a significant noise source when landing.
On the other hand, low-noise aircraft are not restricted by available airports, which is a great attraction for operators.
The power of the early aircraft was a turbojet, but the noise of the exhaust jet was greatly reduced due to the transition to a turbofan jet and the high bypass.
Noise from the fan can be greatly reduced by using a sound absorbing liner on the inner surface of the fan cowling.
Also, since the early jets on the exhaust side, various mechanisms for reducing noise have been devised.
例えば、特許文献1では、ローブにより高速ジェットと外気の混合を促進して騒音を低減する方法が提案されている。
また、特許文献2では、ノズル後縁を矩形波状とすることでジェット排気に縦渦を励起し、ジェットと外気との混合を促進させることにより騒音を減少させている。
非特許文献1では、Chevron(以下シェブロン)と呼ばれるエンジンカウリングを採用し、離着陸時の騒音を減少させている。
このシェブロンはエンジンカウリングの後縁を波形とすることで、前述の特許文献2と同様に縦渦を励起し、バイパスジェットと外気との混合を促進させることにより騒音を減少させている。
しかしながら、巡航時にはこのシェブロンが抵抗源となり、推力ロスを生じているため、シェブロンの採用を燃料消費と騒音対策とのトレードオフにより見送る動きもある。
これに対して、非特許文献2では、可変シェブロンが提案されている。
For example, Patent Document 1 proposes a method for reducing noise by promoting mixing of a high-speed jet and outside air using a lobe.
In Patent Document 2, the nozzle trailing edge is formed in a rectangular wave shape to excite longitudinal vortices in the jet exhaust, and noise is reduced by promoting mixing of the jet and the outside air.
In Non-Patent Document 1, an engine cowling called Chevron (hereinafter referred to as Chevron) is employed to reduce noise during takeoff and landing.
In this chevron, the trailing edge of the engine cowling is corrugated to excite the longitudinal vortex as in the above-mentioned Patent Document 2, and the noise is reduced by promoting the mixing of the bypass jet and the outside air.
However, since this chevron becomes a resistance source during cruising and thrust loss occurs, there is a movement to defer the adoption of the chevron due to a trade-off between fuel consumption and noise countermeasures.
In contrast, Non-Patent Document 2 proposes a variable chevron.
非特許文献3では、ノッチを用いた騒音低減方法が提案されている。
これは、離陸時に要求されるバイパスジェットの排気面積と巡航時に要求される排気面積は異なっており、後者は前者の約90%であることが望ましいことから、着陸時に用いられるスラストリバーサによってエンジンカウリングを後方に慴動させ、この際に作られる環状の間隙からルーバーによって偏向させられたバイパスジェットを斜前方に噴出するものである。
このスラストリバーサの一部であるエンジンカウリングを後方に慴動させる機構を利用することにより、バイパスジェットの排気面積を増減させることができる。
特許文献3には、前述のシェブロンと同様な原理でエンジン騒音を抑えつつ、多数のベーンを可動とし、排気面積を可変とするものが提案されている。
Non-Patent Document 3 proposes a noise reduction method using a notch.
This is because the exhaust area of the bypass jet required at takeoff is different from the exhaust area required at cruising, and the latter is preferably about 90% of the former, so the engine cowling is used by the thrust reverser used at the time of landing. The bypass jet deflected by the louver from the annular gap created at this time is ejected obliquely forward.
The exhaust area of the bypass jet can be increased or decreased by utilizing a mechanism that swings the engine cowling that is a part of the thrust reverser backward.
Patent Document 3 proposes a technique in which a large number of vanes are movable and the exhaust area is variable while suppressing engine noise on the same principle as the above-mentioned chevron.
特許文献1、2等に記載された機構は、ターボファンエンジンのカウリングの内周とコアエンジンの外周で構成されるバイパスジェットの排気流路の消音を考慮したものではない。
ターボファンエンジンのカウリングの内周とコアエンジンの外周で構成されるバイパスジェットの排気流路の消音を考慮したものとして、バイパスジェットのエンジンカウリングの末端を波形にし、バイパスジェットに縦渦を励起させ、外気との混合を促進させる前述の非特許文献1のようなシェブロンは単純でありながら効果的であり、優れた方法である。
しかしながら、非特許文献1のようシェブロンは離陸時の騒音低減を目的として設計されているため、巡航時には抵抗源となり推力ロスを招いている。
非特許文献2のような可変シェブロンは、温度によって形状が変わるバイメタルを駆動装置として用いているため、高緯度の寒冷地、乾燥した高温地域において正確な作動を期待することができない。
The mechanisms described in Patent Documents 1 and 2 do not take into account the silencing of the exhaust flow path of the bypass jet constituted by the inner periphery of the cowling of the turbofan engine and the outer periphery of the core engine.
In consideration of the noise reduction of the exhaust flow path of the bypass jet, which is composed of the inner periphery of the cowling of the turbofan engine and the outer periphery of the core engine, the end of the engine cowling of the bypass jet is corrugated to excite longitudinal vortices in the bypass jet. The chevron as described in Non-Patent Document 1 that promotes mixing with the outside air is simple but effective and is an excellent method.
However, as described in Non-Patent Document 1, the chevron is designed for the purpose of reducing noise during take-off, and thus becomes a resistance source during cruising, resulting in thrust loss.
Since a variable chevron as in Non-Patent Document 2 uses a bimetal whose shape changes depending on the temperature as a driving device, accurate operation cannot be expected in a cold region of high latitude and a dry high temperature region.
非特許文献3のような機構では、エンジンカウリングが軸方向の大きな力を受けるため、この方法による排気面積の可変機構には大きな力を発生するアクチュエータが必要であり、重量が増加する。
また、前述のように、スラストリバーサの使用も制限される方向にあるため、航空機用エンジンにスラストリバーサを備えることを要求しないよう、航空機のレギュレーションが変更される可能性もある。
特許文献3のような機構では、多数のベーンを多数のアクチュエータで駆動するため、複雑な機構となり、また、ベーンを動かす方向が半径方向であるため、この駆動に大きな力を必要とし、重量も増加する。
In a mechanism such as Non-Patent Document 3, since the engine cowling receives a large axial force, the variable exhaust area mechanism according to this method requires an actuator that generates a large force, which increases the weight.
Further, as described above, since the use of the thrust reverser is also restricted, the regulation of the aircraft may be changed so as not to require the aircraft engine to be provided with the thrust reverser.
In a mechanism such as Patent Document 3, a large number of vanes are driven by a large number of actuators, so that the mechanism is complicated, and the direction in which the vanes are moved is a radial direction. To increase.
一般にターボファンエンジンのバイパスジェットの排気面積は固定であるが、これを可変とすることで、燃料消費率を向上させることができる。
一般に巡航時に要求される排気面積は離陸時の90%である。
そこで、本発明は、構造を複雑化、大型化することなく、軽量で単純な機構を用いて排気面積を変更することが可能で、離着陸時の騒音を低減するとともに、巡航時の推力ロスを小さくすることが可能な可変ノズル機構及びノズル面積変更方法を提供することを目的とする。
In general, the exhaust area of the bypass jet of the turbofan engine is fixed, but the fuel consumption rate can be improved by making this variable.
Generally, the exhaust area required for cruising is 90% of that at takeoff.
Therefore, the present invention can change the exhaust area using a light and simple mechanism without complicating and increasing the size of the structure, reducing noise during takeoff and landing, and reducing thrust loss during cruising. It is an object of the present invention to provide a variable nozzle mechanism and a nozzle area changing method that can be reduced in size.
本発明に係る可変ノズル機構は、ターボファンエンジンのカウリングの内周とコアエンジンの外周で構成されるバイパスジェットの排気流路に設けられた可変ノズル機構であって、前記カウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、前記カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、前記リング部材は、後端縁が前記カウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成されていることにより、前記課題を解決するものである。 A variable nozzle mechanism according to the present invention is a variable nozzle mechanism provided in an exhaust passage of a bypass jet constituted by an inner periphery of a cowling of a turbofan engine and an outer periphery of a core engine, and a rear end edge of the cowling is The ring member is formed into a corrugated shape having a plurality of undulations in the front-rear direction, and has a rotatable ring member on the outer periphery of the rear part including the rear end edge of the cowling, and the rear end edge of the ring member The above-mentioned problem is solved by forming a wave shape having a plurality of front and rear projections and depressions of the same type as the rear edge.
本発明に係るノズル面積変更方法は、ターボファンエンジンのノズル面積変更方法であって、ターボファンエンジンのカウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、前記カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、前記リング部材は、後端縁が前記カウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、前記リング部材の回転角度を、離陸時には前記カウリングの後端縁の波型の凹部と、前記カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とし、巡航時には前記カウリングの後端縁の波型の凸部と、前記カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とすることにより、前記課題を解決するものである。 A nozzle area changing method according to the present invention is a method for changing a nozzle area of a turbofan engine, wherein a rear end edge of the cowling of the turbofan engine is formed into a corrugated shape having a plurality of undulations in the front-rear direction. The outer periphery of the rear part including the rear end edge has a rotatable ring member, and the ring member is formed into a corrugated shape having a plurality of front and rear projections and recesses of the same type as the rear end edge of the cowling. The angle of rotation of the ring member is such that the corrugated recess at the trailing edge of the cowling coincides with the corrugated recess at the trailing edge of the cowling during takeoff, and the trailing edge of the cowling during cruise The above-mentioned problem is solved by setting an angle at which the corrugated convex portion of the corrugated portion and the corrugated concave portion of the rear end edge of the cowling coincide with each other.
請求項1に係る可変ノズル機構、及び、請求項6に係るノズル面積変更方法によれば、カウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、リング部材は、後端縁がカウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成されていることにより、リング部材を周方向に回転させることで、前述のシェブロンと同様の状態を含んで排気面積を可変とすることが可能となる。
リング部材の回転は小さな駆動力で行うことが可能であるため、構造を複雑化、大型化することなく、軽量で単純な機構を用いて排気面積を変更することが可能となる。
そして、離陸時には、カウリングの後端縁の波型の凹部と、カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とすることで、前述のシェブロンと同様の状態となり離着陸時の騒音を低減することができる。
また、巡航時には、カウリングの後端縁の波型の凸部と、カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とすることで、離着陸時より排気面積を小さくし、巡航時の推力ロスを小さくすることができる。
According to the variable nozzle mechanism according to claim 1 and the nozzle area changing method according to claim 6, the rear end edge of the cowling is formed in a corrugated shape having a plurality of undulations in the front-rear direction, and the rear end edge of the cowling The outer periphery of the rear part including the ring member has a rotatable ring member, and the ring member is formed in a corrugated shape having a plurality of undulations in the front-rear direction of the same type as the rear end edge of the cowling. By rotating the ring member in the circumferential direction, the exhaust area can be made variable including the same state as the above-mentioned chevron.
Since the ring member can be rotated with a small driving force, the exhaust area can be changed using a light and simple mechanism without complicating and increasing the size of the structure.
And at the time of take-off, by setting the angle of the corrugated recess at the trailing edge of the cowling to the corrugated recess at the trailing edge of the cowling, it becomes the same state as the above-mentioned chevron and reduces noise during take-off and landing can do.
Also, during cruising, the corrugated convex part on the trailing edge of the cowling and the corrugated concave part on the trailing edge of the cowling are aligned so that the exhaust area is smaller than during take-off and landing, and the thrust during cruising Loss can be reduced.
本請求項2に記載の構成によれば、カウリングの後端縁及びリング部材の後端縁の波型が、後端縁側の凸部が矩形であることにより、リング部材の後端縁の波型の凸部とカウリングの後端縁の波型の凹部が一致した際に、後端縁を連続した円周状とすることが可能となり、さらに推力ロスを小さくすることができる。
本請求項3に記載の構成によれば、リング部材が、カウリングの後部の外周に設けられたベアリングにより回転可能に支持され、リング部材の外周とカウリングの後部以外の外周とが、連続する面を形成するよう構成されていることにより、カウリングの外周部に空気の乱れが発生しにくく、騒音がより低下するとともに、推力ロスも小さくすることが可能となる。
本請求項4に記載の構成によれば、コアエンジンは、外周面にバイパスジェット排気流路側に突出する複数のバンプを有し、複数のバンプが、カウリングの後端縁の波型の凹部分に対向する位置に配置されていることにより、離着陸時は、カウリングの後端縁の波型の凹部から半径方向外側に向かう空気の流れを助長し、より縦渦の形成を助長することができる。
この縦渦によって、低速の外気と高速のバイパスジェットの混合を促進し騒音をさらに低減することができる。
また、巡航時は、バイパスジェットの流路がより狭められ、排気面積を離陸時の90%程度に減少させ、巡航時に適した状態としてより推力ロスを小さくすることが可能となる。
本請求項5に記載の構成によれば、複数のバンプが、前後方向及び周方向に連続する曲面でなだらかに形成されていることにより、高速のバイパスジェットが複数のバンプに当たることによる騒音の発生を抑制し、全体として騒音をさらに低減することができる。
According to the configuration of the second aspect of the present invention, the corrugation of the rear end edge of the cowling and the rear end edge of the ring member is such that the convex portion on the rear end edge side is rectangular, so When the convex portion of the mold coincides with the corrugated concave portion at the rear end edge of the cowling, the rear end edge can be formed into a continuous circumferential shape, and the thrust loss can be further reduced.
According to the configuration of the third aspect, the ring member is rotatably supported by the bearing provided on the outer periphery of the rear portion of the cowling, and the outer surface of the ring member and the outer periphery other than the rear portion of the cowling are continuous. As a result of the configuration, air turbulence is less likely to occur at the outer periphery of the cowling, noise can be further reduced, and thrust loss can be reduced.
According to the configuration of the present invention, the core engine has a plurality of bumps projecting to the bypass jet exhaust flow path side on the outer peripheral surface, and the plurality of bumps correspond to the corrugated concave portion of the trailing edge of the cowling. By being arranged at a position opposite to the surface, it is possible to promote the flow of air from the corrugated concave portion at the rear end edge of the cowling to the outside in the radial direction during takeoff and landing, and further promote the formation of the vertical vortex. .
By this vertical vortex, mixing of low-speed outside air and high-speed bypass jet can be promoted, and noise can be further reduced.
Further, during cruising, the flow path of the bypass jet is further narrowed, the exhaust area is reduced to about 90% of that at takeoff, and the thrust loss can be further reduced in a state suitable for cruising.
According to the configuration of the present invention, the plurality of bumps are gently formed with curved surfaces that are continuous in the front-rear direction and the circumferential direction, so that noise is generated due to the high-speed bypass jet hitting the plurality of bumps. As a result, noise can be further reduced as a whole.
本発明の可変ノズル機構は、ターボファンエンジンのカウリングの内周とコアエンジンの外周で構成されるバイパスジェットの排気流路に設けられた可変ノズル機構であって、カウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、リング部材は、後端縁がカウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、また、本発明のノズル面積変更方法は、ターボファンエンジンのカウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、リング部材は、後端縁がカウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、リング部材の回転角度を、離陸時にはリング部材の後端縁の波型の凹部と、カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とし、巡航時にはリング部材の後端縁の波型の凸部と、カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とするものであり、構造を複雑化、大型化することなく、軽量で単純な機構を用いて排気面積を変更することが可能で、離着陸時の騒音を低減するとともに、巡航時の推力ロスを小さくすることが可能なものであれば、その具体的な実施態様はいかなるものであっても良い。 A variable nozzle mechanism according to the present invention is a variable nozzle mechanism provided in an exhaust flow path of a bypass jet constituted by an inner periphery of a cowling of a turbofan engine and an outer periphery of a core engine. The ring member has a rotatable ring member on the outer periphery of the rear part including the rear end edge of the cowling. The ring member has the same shape as the rear end edge of the cowling. In the nozzle area changing method of the present invention, the rear end edge of the cowling of the turbofan engine is formed into a corrugated shape having a plurality of longitudinal concavo-convex shapes. The outer periphery of the rear part including the rear end edge of the cowling has a rotatable ring member, and the ring member has a corrugated shape having a plurality of front and rear projections of the same type as the rear end edge of the cowling. Formed The angle of rotation of the ring member is the angle at which the corrugated recess at the trailing edge of the ring member coincides with the corrugated recess at the trailing edge of the cowling during takeoff, and the corrugation at the trailing edge of the ring member is used during cruising. The angle between the convex part and the corrugated concave part at the rear edge of the cowling is the same, and the exhaust area can be changed using a light and simple mechanism without complicating and increasing the size of the structure. As long as it is possible and can reduce noise during take-off and landing and reduce thrust loss during cruising, any specific embodiment may be used.
従来の一般的なターボファンエンジン500は、図1に示すように、コアエンジン530と、コアエンジン530の前方に設けられたフロントファン532と、コアエンジンの外周を覆うカウリング510とを有している。
ターボファンエンジン500の前方から取入れられた空気はフロントファン532により加速され、一部はコアエンジン530に流入しノズル531から後方にメインジェット502として排気され、多くはバイパスジェット501としてカウリング510とコアエンジン530のノズル531の間隙から後方にバイパスジェット501として排気される。
この、メインジェット502とバイパスジェット501によって推進力が得られる。
なお、カウリング510には、スラストリバーサを持つものが多いが、ここでは省略する。
As shown in FIG. 1, a conventional
Air taken in from the front of the
A propulsive force is obtained by the
Although
本発明の一実施形態に係る消音機構を有するターボファンエンジン100は、図2乃至図7に示すように、前述の一般的なターボファンエンジン500と同様に、コアエンジン130と、コアエンジン130の前方に設けられたフロントファン132と、コアエンジンの外周を覆うカウリング110とを有している。
カウリング110は、その後端縁111が、複数の前後方向の凹部113及び凸部112を有する波型に形成されている。
カウリング110の後端縁111を含む後部の外周には、2列のベアリング114によって回転自在に支持されたリング部材120を有しており、リング部材120の外周とカウリング110の後部以外の外周とが、連続する面を形成するよう構成されている。
As shown in FIGS. 2 to 7, a
The
The outer periphery of the rear part including the
リング部材120は、その後端縁121がカウリング110の後端縁111と同型の複数の前後方向の凹部123及び凸部122を有する波型に形成されている。
カウリング110及びリング部材120の後端縁111、121に設けられた凹凸を有する波型は、凸部112、122及び凹部113、123がともに矩形状に形成された折、凸部112、122及び凹部113、123の周方向の長さは同一となるように形成されている。
リング部材120は、電動又は油圧アクチュエータ(図示せず)により回転角度を調整可能に回転駆動される。
The
The corrugated corrugations provided on the rear end edges 111 and 121 of the
The
リング部材120は、構造的に軸方向に荷重を受けるものの回転方向には大きな力を受けず、ベアリング114により回転抵抗も小さく、かつ、回転量は凸部112、122及び凹部113、123の幅分のみでよいことから、アクチュエータに要求される駆動力やストロークは小さく、小型で軽量のものでよい。
コアエンジン130は、外周面にバイパスジェットの排気流路側に突出する複数のバンプ133を有している。
複数のバンプ133は、カウリング110の後端縁111の波型の凹部113に対向する位置に配置されている。
また、複数のバンプ133は、バイパスジェットの流れの中で衝撃波を生じないよう、前後方向及び周方向に連続する曲面でなだらかに形成され、適正な容積を持つ。
Although the
The
The plurality of
Further, the plurality of
以上のように構成された、本発明の一実施形態に係る消音機構を有するターボファンエンジン100の動作、すなわち、本発明の一実施形態に係る消音方法について、図5乃至図7に基づいて説明する。
まず、離陸時には、図5、図6に示すように、アクチュエータにより、カウリング110及びリング部材120の後端縁111、121に設けられた凸部112、122及び凹部113、123が重なる位置に、リング部材120の回転角度が調整される。
カウリング110及びリング部材120の後端縁111、121に設けられた凸部112、122部分では、図5に示すように、バイパスジェット101はコアエンジン130の外周に沿って滑らかに流れる。
The operation of the
First, at the time of takeoff, as shown in FIGS. 5 and 6, by the actuator, the
As shown in FIG. 5, the
カウリング110及びリング部材120の後端縁111、121に設けられた凹部113、123部分では、図6に示すように、バイパスジェット101は、内側にバンプ133があり、外側に凹部113、123があるため、縦渦形成流103を含み、半径方向外側の速度成分を持って排気される。
そして、バイパスジェット101の凸部112、122部分からの排気と、凹部113、123部分からの排気の間に半径方向の速度差を持たせることで縦渦を励起し、外気との混合を促進することによってターボファンエンジンの騒音を低減することができる。
As shown in FIG. 6, the
Then, by providing a radial speed difference between the exhaust from the
巡航時には、図7に示すように、アクチュエータにより、カウリング110の後端縁111に設けられた凸部112と、リング部材120の後端縁121に設けられた凹部123が重なり連続した円周状となる位置に、リング部材120の回転角度が調整される。
このことで、内側にバンプ133があっても、外側に開放した凹部113が存在しないため縦渦形成流103は形成されず、推力のロスが低減される。
また、外側に開放した凹部113が存在せずバンプ133により流路が狭められることで、バイパスジェット101の排気面積は減少し、巡航時に要求される離陸時よりも小さな排気面積となる。
好ましくは、この減少量が10%となるようにバンプの容積が決定される。
At the time of cruising, as shown in FIG. 7, the actuator has a circumferential shape in which a
As a result, even if the
Further, since the
Preferably, the volume of the bump is determined so that the reduction amount is 10%.
以上のように、本発明の可変ノズル機構及びノズル面積変更方法によれば構造を複雑化、大型化することなく、軽量で単純な機構を用いて排気面積を変更することが可能で、離着陸時の騒音を低減するとともに、巡航時の推力ロスを小さくすることが可能となる。
なお、上記実施形態では、図示では、カウリング110及びリング部材120の後端縁111、121に設けられた凸部112、122、凹部113、123及びコアエンジン130の外周面に設けられたバンプ133が、それぞれ全周で20ずつ設けられているが、これに限定されるものではない。
また、凸部112、122及び凹部113、123の前後方向の長さや形状、バンプ133の前後方向の長さや形状は、前記実施形態のものに限定されず、最適に設計すればよい。
As described above, according to the variable nozzle mechanism and the nozzle area changing method of the present invention, the exhaust area can be changed using a light and simple mechanism without complicating and increasing the size of the structure. This makes it possible to reduce the noise and reduce the thrust loss during cruising.
In the above-described embodiment, in the drawing, the
Further, the length and shape of the
100、500 ・・・ ターボファンエンジン
101、501 ・・・ バイパスジェット
102、502 ・・・ メインジェット
103 ・・・ 縦渦形成流
110、510 ・・・ カウリング
111 ・・・ 後端縁
112 ・・・ 凸部
113 ・・・ 凹部
114 ・・・ ベアリング
120 ・・・ リング部材
121 ・・・ 後端縁
122 ・・・ 凸部
123 ・・・ 凹部
130、530 ・・・ コアエンジン
131、531 ・・・ コアエンジンノズル
132、532 ・・・ フロントファン
133 ・・・ バンプ
100, 500 ...
また、離陸時に要求されるバイパスジェットの排気面積と巡航時に要求される排気面積は異なっており、後者は前者の約90%であることが望ましいことから、着陸時に用いられるスラストリバーサによってエンジンカウリングを後方に慴動させ、この際に作られる環状の間隙からルーバーによって偏向させられたバイパスジェットを斜前方に噴出するものが公知である。
このスラストリバーサの一部であるエンジンカウリングを後方に慴動させる機構を利用することにより、バイパスジェットの排気面積を増減させることができる。
特許文献3には、前述のシェブロンと同様な原理でエンジン騒音を抑えつつ、多数のベーンを可動とし、排気面積を可変とするものが提案されている。
Also, the exhaust area of the bypass jet required at takeoff is different from the exhaust area required at cruising, and the latter is preferably about 90% of the former, so the engine cowling is controlled by the thrust reverser used at the time of landing. It is known that a bypass jet which is swung backward and deflected by a louver from an annular gap formed at this time is ejected obliquely forward.
The exhaust area of the bypass jet can be increased or decreased by utilizing a mechanism that swings the engine cowling that is a part of the thrust reverser backward.
Patent Document 3 proposes a technique in which a large number of vanes are movable and the exhaust area is variable while suppressing engine noise on the same principle as the above-mentioned chevron.
公知のスラストリバーサによるものでは、エンジンカウリングが軸方向の大きな力を受けるため、この方法による排気面積の可変機構には大きな力を発生するアクチュエータが必要であり、重量が増加する。
また、スラストリバーサの使用も制限される方向にあるため、航空機用エンジンにスラストリバーサを備えることを要求しないよう、航空機のレギュレーションが変更される可能性もある。
特許文献3のような機構では、多数のベーンを多数のアクチュエータで駆動するため、複雑な機構となり、また、ベーンを動かす方向が半径方向であるため、この駆動に大きな力を必要とし、重量も増加する。
In the known thrust reverser, since the engine cowling receives a large axial force, the variable exhaust area mechanism according to this method requires an actuator that generates a large force, which increases the weight.
In addition, since the use of thrust reversers is also limited, the regulation of the aircraft may be changed so that the aircraft engine is not required to have a thrust reverser.
In a mechanism such as Patent Document 3, a large number of vanes are driven by a large number of actuators, so that the mechanism is complicated, and the direction in which the vanes are moved is a radial direction. To increase.
Claims (6)
前記カウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、
前記カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、
前記リング部材は、後端縁が前記カウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成されていることを特徴とする可変ノズル機構。 A variable nozzle mechanism provided in an exhaust flow path of a bypass jet constituted by an inner periphery of a cowling of a turbofan engine and an outer periphery of a core engine,
The rear end edge of the cowling is formed into a corrugated shape having a plurality of front and rear unevenness,
On the outer periphery of the rear part including the rear end edge of the cowling has a rotatable ring member,
The ring member is formed in a corrugated shape having a plurality of undulations in the front-rear direction whose rear end edge is the same type as the rear end edge of the cowling.
前記リング部材の外周と前記カウリングの後部以外の外周とが、連続する面を形成するよう構成されていることを特徴とする請求項1又は請求項2に記載の可変ノズル機構。 The ring member is rotatably supported by a bearing provided on the outer periphery of the rear portion of the cowling,
The variable nozzle mechanism according to claim 1 or 2, wherein an outer periphery of the ring member and an outer periphery other than a rear portion of the cowling form a continuous surface.
前記複数のバンプが、前記カウリングの後端縁の波型の凹部分に対向する位置に配置されていることを特徴とする請求項1乃至請求項3のいずれかに記載の可変ノズル機構。 The core engine has a plurality of bumps projecting to the bypass jet exhaust passage side on the outer peripheral surface,
The variable nozzle mechanism according to any one of claims 1 to 3, wherein the plurality of bumps are disposed at positions facing a corrugated concave portion of a rear end edge of the cowling.
ターボファンエンジンのカウリングの後端縁が、複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、
前記カウリングの後端縁を含む後部の外周には、回転自在なリング部材を有し、
前記リング部材は、後端縁が前記カウリングの後端縁と同型の複数の前後方向の凹凸を有する波型に形成され、
前記リング部材の回転角度を、離陸時には前記リング部材の後端縁の波型の凹部と、前記カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とし、
巡航時には前記リング部材の後端縁の波型の凸部と、前記カウリングの後端縁の波型の凹部が一致する角度とすることを特徴とするノズル面積変更方法。 A method for changing the nozzle area of a turbofan engine,
The rear end edge of the cowling of the turbofan engine is formed into a corrugated shape having a plurality of unevenness in the front-rear direction,
On the outer periphery of the rear part including the rear end edge of the cowling has a rotatable ring member,
The ring member is formed in a corrugated shape having a plurality of front and rear projections and recesses of the same type as the rear end edge of the cowling,
The rotation angle of the ring member is an angle at which the corrugated concave portion at the rear end edge of the ring member coincides with the corrugated concave portion at the rear end edge of the cowling at takeoff,
A nozzle area changing method characterized in that at the time of cruising, the corrugated convex portion at the rear end edge of the ring member and the corrugated concave portion at the rear end edge of the cowling are set at an angle.
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Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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JP2014093895A JP2015209839A (en) | 2014-04-30 | 2014-04-30 | Variable nozzle mechanism and nozzle area change method |
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Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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EP3358173A1 (en) * | 2017-02-02 | 2018-08-08 | Rolls-Royce plc | Core cowl after-body |
CN117846807A (en) * | 2024-03-07 | 2024-04-09 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | Combined supersonic jet noise reduction spray pipe |
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2014
- 2014-04-30 JP JP2014093895A patent/JP2015209839A/en active Pending
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