JP2017133497A - ガスタービンエンジンのための排気ノズル - Google Patents

Abstract

【課題】効率を改善したガスタービンエンジン用排気ノズルを提供する。【解決手段】ターボファン排気ノズル装置は、中心軸線を有し、周囲の外側シェル３２の内部に配置されて外側シェル３２との間に外側シェル３２の後縁４０にある出口にて終端する環状流れダクトを定め、出口の後方にある後縁で終端する内側シェル３０と、流れダクトを円周方向で中断するパイロン１４と、を含み、外側シェル３２の後方部分が、ノズルの共通の中心軸線の周りで非軸対称であり、外側シェル３２の後縁４０が垂直方向で同一平面上にない。【選択図】図３

Description

本発明は、全体的に、ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ターボファン航空機エンジンにおける排気ノズルに関する。

ガスタービンエンジンにおいて、空気は、圧縮機において加圧され、燃焼器において燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生し、これからタービン段にてエネルギーが抽出される。燃焼器の後に高圧タービン（ＨＰＴ）が続き、該高圧タービンは、燃焼ガスからエネルギーを抽出して圧縮機に動力を供給する。ＨＰＴの後に低圧タービン（ＬＰＴ）が続き、該低圧タービンは、ガスから追加のエネルギーを抽出し、例示的なターボファン航空機エンジン用途において上流側ファンに動力を供給する。

最新のターボファン航空機エンジンは、その重量を最小限にしつつ空気力学的効率を最大にし、更に長期耐用寿命を達成するよう数十年に及ぶ継続的な開発を行ってきた。エンジンの効率は、単に燃料消費率（ＳＦＣ）によって評価することができ、このＳＦＣでは、飛行時に航空機に動力供給する際のエンジンの燃料消費量を低減する上で、部分的に細かい改善が重要となる。

典型的なターボファンエンジンは、推進推力の大部分を発生する加圧ファン空気を吐出する環状ファンノズルを含む。ファンノズルの後に続くコアノズルは、使用済み燃焼ガスを吐出して、これにより推進推力を付加する。

また、ファン及びコアノズルの空気力学的設計では、対応する推力効率を含め、空気力学的効率を更に高めるための開発が継続的に行われている。

典型的な排気ノズルは、従来の設計慣例における性能及び効率を最大にするため、エンジンの長手方向又は軸方向中心軸線の周りに軸対称である。

しかしながら、航空機エンジンは、航空機内に好適に装着される必要があり、このことは通常、エンジンが剛体取り付けされるフレームを提供する支持パイロンにより達成される。

典型的なウィングパイロンは、該パイロンがエンジンの１２時の円周方向位置を占めた状態で航空機ウィングの下にエンジンを垂直に支持する。

ファンナセルは通常、一般にＣ形ダクトと呼ばれる２つの円周方向半部分体で形成され、保守のための運転停止時にコアエンジンにアクセスするため、ナセルをクラムシェル方式で開くことができるようにしている。このようなターボファンエンジンの構成では、下側分岐部又は長手方向ビームは、エンジンの底部すなわち６時の位置に設置される。

これに応じて、上部パイロン及び下側ビームは通常、環状ファンダクト及びファンノズルの円周方向の連続性を中断させる。従って、ファン排気は、ファンノズルから２つの別個のＣ形ダクト部分内に吐出され、全体として推進推力を提供するようになる。

しかしながら、上側及び下側分岐部の導入は、この結果として加圧ファン空気の速度及び圧力分布の円周方向の連続性に影響を与え、これに対応してノズルの空気力学的性能及び効率を低下させる。

従って、円周方向の中断にもかかわらず効率を改善させた排気ノズルに対する要求が依然としてある。

米国特許第８，６８５，８０５号明細書

この要求は、外側シェルの後縁にある出口にて終端した流れダクトを定めるよう外側シェルの内部に同軸に配置された内側シェルを有する排気ノズルによって解決される。外側シェルは、流れダクトの周りで円周方向に変化する。

本明細書で記載される技術の１つの態様によれば、ターボファン排気ノズル装置は、中心軸線を有し、周囲の外側シェルの内部に配置されて該外側シェルとの間に上記外側シェルの後縁にある出口にて終端する環状流れダクトを定め、上記出口の後方にある後縁で終端する内側シェルと、上記流れダクトを円周方向で中断するパイロンと、を含み、上記外側シェルの後方部分が、上記中心軸線の周りで非軸対称であり、上記外側シェルの後縁が垂直方向で同一平面上にない。

本明細書で記載される技術の別の態様によれば、ターボファン排気ノズル装置は、中心軸線を有し、周囲の外側シェルの内部に配置されて該外側シェルとの間に上記外側シェルの後縁にある出口にて終端する環状流れダクトを定め、上記出口の後方にある後縁で終端する内側シェルと、上記ダクトを円周方向で中断するパイロンと、を含み、外側シェルの後縁が、軸方向位置と外側シェルの円周方向周りの局部半径との両方で変化する。

本発明は、添付図面を参照しながら以下の説明を参照することによって最もよく理解することができる。

航空機のウィングに装着させるためのパイロンを有する航空機ターボファンガスタービンエンジンの部分概略側断面図。 図１のエンジンの別の部分概略側断面図。 線３−３に沿った図１に例示したファン及びコア排気ノズルの後方から前方を見た立面図。 線４−４に沿った図３に例示したエンジンのファン及びコア排気ノズルの軸方向概略断面図。 線５−５に沿った図３に例示したファンノズルを通る例示的な断面の概略立面図。 ３つの異なるファンノズル位置を１つの図に重畳して示した概略半断面図。

種々の図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を表す図面を参照すると、図１及び２は、長手方向又は軸方向中心軸線１２に沿って略軸対称であるターボファン航空機ガスタービンエンジン１０を概略的に示している。エンジンは、具体的には、飛行中に航空機に動力供給するためパイロンによって航空機のウィングに垂直に懸架されるように構成される。

エンジンは、直列流れ連通して、ファン１６、圧縮機１８、燃焼器２０、高圧タービン（「ＨＰＴ」）２２、及び低圧タービン（「ＬＰＴ」）２４を含む。ＨＰＴ２２のロータは、第１のシャフトにより圧縮機１８に連結され、ＬＰＴ２４のロータは、第２のシャフトによりファン１６のファンブレードを支持するロータに連結される。

作動時には、周囲空気２６は、エンジンの入口に流入して、ファン１６によって部分的に加圧され、次いで、加圧された空気の内側部分が、空気を更に加圧する圧縮機１８を通じて送られ、次いで、燃焼器２０において燃料と混合されて高温の燃焼ガス２８を生成する。ＨＰＴ２２においてガスからエネルギーが抽出されて圧縮機に動力を供給し、ＬＰＴ２４において追加のエネルギーがガスから抽出されて、上流側ファン１６に動力を供給する。

環状コアカウル又は内側シェル３０は、ファン１６の後方でコアエンジンの構成要素を囲み、周囲のファンナセル又は外側シェル３２の内表面から半径方向内向きに離間して配置されて、環状ファン流れダクト３４を定め、ここを通って加圧されたファン空気がコアエンジンをバイパスして、推進推力の大部分を生成するようになる。

内側シェル３０の外表面は、ファンダクト３４の半径方向内側境界を定め、半径方向外側境界は、周囲の外側シェル３２の内表面によって定められる。

コアエンジンは、内側シェル３０の後縁４４における環状コア排気ノズル４２で終端する。環状中心本体又はプラグ４６は、コア排気ノズル４２の内側に同軸に配置されて、コアノズル４２の内側流れ境界を定め、外側流れ境界は、内側シェル３０の内表面によって定められる。

ファンダクト３４は、ファン１６の後方の内側シェル３０の前端にて始まり、内側シェル３０の後端を囲む環状ファン排気ノズル３６にて終端する。ファンノズル３６は、ファンナセルの後方後縁４０に環状出口３８を有する。

作動時には、ファン１６によって加圧された空気は、ファンダクト３４を通ってコアエンジンをバイパスし、ファンノズル３６を通して吐出されて、推進推力の大部分を発生させる。これに対応して、使用済み燃焼ガス２８は、コアエンジンから、ファンノズル３６の後方においてコアノズル４２を通じて該コアノズル４２から半径方向内向きに吐出される。

しかしながら、背景技術の段落で上述したように、パイロン１４は、ファンダクト３４の上部に配置された部分を含み、この部分が、外側シェル後縁４０に対してファンダクト３４の円周方向連続性を中断させる。

下側分岐部又は長手方向ビーム４８は、ファンダクト３４の下側部分の円周方向連続性を中断させ、外側シェル後縁４０の直ぐ手前で終端する。

図３は、垂直立面図のエンジンの後端を示している。参照の目的で、パイロン１４は、エンジン１０の１２時の位置に配置され、下側ビーム４８は、エンジン１０の１８０度反対の６時の位置に配置される。このような方法で、ファンダクト３４は、従来の手法でクラムシェル開放を可能にする２つのＣ形ダクト半部分で構成することができる。

従って、パイロン１４及びビーム４８は、１２時及び６時の位置にてファンダクト３４を遮断又は中断し、そのため他の場合では完全な環状ファンダクト３４が、横方向又は水平方向に対向するＣ形ダクト部分に分岐され、これに応じて、作動時にファンダクト３４を通して吐出される加圧ファン空気２６の速度及び圧力分布に影響を与えることになる。

図１及び２は、周囲の外側シェル３２の内側に同軸に配置された内側シェル３０の典型的な軸方向外形又はプロフィールを示す。内側シェル３０は、ファン１６の直ぐ後方で始まり、最初に、通常は出口３８の前方でファンダクト３４内部に配置された最大直径ハンプ５０まで軸方向後方で直径が増大して後方に発散している。ハンプ５０からは、内側シェル３０は、内側シェル３０の後縁４０まで直径が減少して後方に収束している。

ファンとコアノズルとの間の内側シェル３０の後方部分は通常、対応する軸方向スロープ又はコア角「Ａ」を有する軸方向に直線状のコーンである。内側シェル３０は、中心軸線１２周りの回転面として定められ、各半径方向平面に一定の直径と円形の外周部とを有し、コーン角は周辺の円周方向で一定である。

これに対応して、従来技術のファンノズルもまた、エンジンの中心軸線１２の周りで軸対称であり、ファンノズルの後縁も同様に円形周辺部を定め、ファンノズル３６はまた、外側シェル３２の後縁と内側シェル３０の外表面との間に一定の異なる半径を有して円形となっている。

しかしながら、上述のように、図１及び２に例示する上側パイロン１４及び下側ビーム４８は、ファンノズル３６の円周方向の連続性を分岐させ、これに対応してファンノズル３６から吐出される加圧空気の圧力及び速度分布の均一性に影響を与える。この不均一性に対処するために、外側シェル３２の後方部分は、軸方向及び円周方向の両方で非軸対称である。

図３は、円周方向の変動又は非軸対称成形を例示している。より具体的には、後縁４０の局部半径は、外側シェル３２の外周周りで変化している。後縁４０の最小局部半径「Ｂ」は、１２時の位置を含むほぼ１１時の位置から１時の位置にてパイロン１４との２つの接点にて生じる。説明の目的で、最小局部半径Ｂは、後縁４０の１２時の位置にある（パイロン１４で中断されない場合）ものとして記述することができる。逆に、後縁４０の最大局部半径「Ｄ」は、３時の位置と９時の位置で生じる。３時の位置及び９時の位置の局部半径Ｄは互いに等しい。

図示のように、６時の位置での局部半径「Ｃ」は、３時／９時の位置及び１２時の位置での局部半径ＢとＤの中間の寸法を有する。局部半径は、異なる寸法の間で滑らかに遷移する。換言すると、後縁４０は、楕円中心がエンジンの中心軸線１２から下方にシフトした楕円として記述することができる。この形状は、「楕円」又は「長円」と呼ぶことができる。外側シェル３２は、パイロン１４の対向する側部上で横方向に対称であるとして記述することができる。他の形状も実施可能である。例えば、６時の位置の局部半径Ｃは、１２時の位置の局部半径Ｂよりも小さいとすることができ、局部半径Ｄに等しいか又はより大きいとすることができる。

図４及び５は、軸方向の変動又は非軸対称成形を例示している。後縁４０の少なくとも一部は、「Ｐ」で表され基準として使用される仮想垂直平面から偏位している。本明細書で使用される場合、用語「垂直平面」は、地球又は他の外部基準フレームに対する平面の実際の向きとは関係なく、中心軸線１２に対して垂直又は幾何学的に直交する平面を指す。説明の目的で、平面Ｐは、後縁４０のほぼ３時の位置及び９時の位置を通るように示されており、従って、変位は、これらの位置において最小であるか又は存在しないものとして示される。平面Ｐの軸方向位置は任意である。後縁４０の非軸対称成形は、一般に、「垂直方向で同一平面上にない」ファン排気ノズルと呼ぶことができる。

後面図で見たときに、６時の位置を含めて、およそ３時の位置から９時の位置までの後縁４０の下側部分５２は、平面Ｐから（及び後縁４０の残りの部分から）軸方向にシフト又は変位している。最大変位の位置は、およそ６時の位置で生じる。変位は、最大変位の位置から離れた円周方向位置において減衰又は漸減する。

１２時の位置を含め、およそ９時の位置から３時の位置までの後縁４０の上側部分５４は、平面Ｐから（及び後縁４０の残りの部分から）軸方向前方にシフト又は変位している。最大変位の位置は、およそ１２時の位置で生じる。変位は、最大変位の位置から離れた円周方向位置において減衰又は漸減する。漸減の割合又は漸減プロファイルは、線形又は非線形関数とすることができる。例示の実施例において、下側部分５２の変位（及び角度の傾き）は、上側部分５４の変位（及び平面Ｐに対する角度の傾き）よりも大きい。側面図で見たときに、後縁４０の一部は、浅い「Ｓ」形状を定める。他の形状も実施可能である。例えば、後縁４０は、銃眼又は山形などの１又はそれ以上の形状を含むことができる。

最後に、図６は、比較の目的で重畳されて３時／９時におけるＩＩＩ／ＩＸ、６時におけるＶＩ、及び１２時におけるＸＩＩでそれぞれ表記される、ファンノズル３６の様々な半断面を示している。局部半径Ｂ、Ｃ及びＤも示されている。各位置は、後縁４０に隣接する内側表面の固有のコーン角を有し、これらのコーン角は、１２時、６時、及び３時／９時の位置それぞれに対して「Ｅ」、「Ｆ」及び「Ｇ」で表記されることが分かる。この構成において、面積比（出口面積／入口面積）は、各円周方向位置で変化する。例示の実施例において、ファンノズル３６は、全ての位置において収束しているが、本明細書で記載される原理はまた、収束／発散ノズルにも適用可能である。

組み合わされた垂直方向で同一平面上にない特徴要素及び楕円特徴要素を含む上述のファンノズルは、従来技術と比べてノズル効率及びエンジンＳＦＣを改善できることが、分析により分かっている。詳細には、この構成は、ファンノズル３６からの高速の排気ガスによって擦られるパイロン１４の全体表面積を低減し、従って、表面摩擦による抗力損失を低減する。更に、この構成は、ノズル後方の衝撃構造体の強度を軽減し、ノズルスラスト係数及び音響ノイズを改善する。パイロン１４連結部における後縁４０が平面Ｐの上流側に移動すると共に、小さな半径を含むことに起因して、エンジンをウィングにより近付けて設置できることにより、設置重量も低減される。

ファンノズル３６の厳密な構成は、例えば、ファンノズル３６を通る流れをモデル化する数値流体力学（「ＣＦＤ」）ソフトウェアを用いて、特定用途において実験的に決定することができる。

以上、ガスタービンエンジン用のファンノズルについて記載した。本明細書（何れかの添付の特許請求の範囲、要約書、及び図面を含む）で開示される特徴の全て、及び／又はそのように開示された何れかの方法又はプロセスのステップの全ては、このような特徴及び／又はステップの少なくとも一部が互いに排他的である組み合わせを除いて、あらゆる組み合わせで結合することができる。

本明細書（何れかの添付の特許請求の範囲、要約書、及び図面を含む）で開示される各特徴は、明示的に別途規定のない限り、同じ、等価の又は同様の目的を提供する代替の特徴で置き換えることができる。従って、明示的に別途規定のない限り、開示される各特徴は、一般的な一連の等価又は同様の特徴のうちの１つの実施例に過ぎない。

本発明は、上述の１又は複数の実施形態の詳細事項に限定されない。本発明は、本明細書（何れかの添付の特許請求の範囲、要約書、及び図面を含む）で開示される特徴のうちの何れかの新規の特徴又は何れかの新規の組み合わせ、又はこのように開示される何れかの方法又はプロセスのステップのうちの何れかの新規のステップ又は何れかの新規の組み合わせに拡張することができる。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
ターボファン排気ノズル装置であって、
中心軸線を有し、周囲の外側シェルの内部に配置されて該外側シェルとの間に上記外側シェルの後縁にある出口にて終端する環状流れダクトを定め、上記出口の後方にある後縁で終端する内側シェルと、
上記流れダクトを円周方向で中断するパイロンと、
を備え、上記外側シェルの後方部分が、上記中心軸線の周りで非軸対称であり、上記外側シェルの後縁が垂直方向で同一平面上にない、ターボファン排気ノズル装置。
［実施態様２］
上記内側シェルが、上記中心軸線の周りで軸対称である、実施態様１に記載の装置。
［実施態様３］
上記外側シェルの後縁が、楕円形状を有する、実施態様１に記載の装置。
［実施態様４］
上記外側シェルが、上記パイロンの対向する側部上で横方向に対称である、実施態様１に記載の装置。
［実施態様５］
上記パイロンの１８０度反対側に配置された上記外側シェルの後縁の下側部分が、上記外側シェルの後縁の残りの部分に対して軸方向下流側に変位している、実施態様１に記載の装置。
［実施態様６］
上記変位が、最大変位の位置から離れた位置にて漸減する、実施態様５に記載の装置。
［実施態様７］
上記外側シェルの後縁の上側部分が、上記外側シェルの後縁の残りの部分に対して軸方向前方にシフトしている、実施態様１に記載の装置。
［実施態様８］
上記シフトが、最大変位の位置から離れた位置にて漸減する、実施態様７に記載の装置。
［実施態様９］
上記内側シェルが、上記ダクトの内部でハンプまで後方に発散し、次いで、上記内側シェルの後縁まで後方に収束している、実施態様１に記載の装置。
［実施態様１０］
上記ハンプの軸方向位置が、上記ファンノズルの外周の周りで上記外側シェルの後縁から変化する軸方向距離を有する、請求項７に記載の装置。
［実施態様１１］
上記外側シェルの後縁の一部がＳ形状を定める、実施態様１に記載の装置。
［実施態様１２］
ターボファン排気ノズル装置であって、中心軸線を有し、周囲の外側シェルの内部に配置されて該外側シェルとの間に上記外側シェルの後縁にある出口にて終端する環状流れダクトを定め、上記出口の後方にある後縁で終端する内側シェルと、上記ダクトを円周方向で中断するパイロンと、を備え、上記外側シェルの後縁が、軸方向位置と該外側シェルの円周方向周りの局部半径との両方で変化する。
［実施態様１３］
上記内側シェルが、上記中心軸線の周りで軸対称である、実施態様１２に記載の装置。
［実施態様１４］
上記外側シェルの後縁が、楕円形状を有する、実施態様１３に記載の装置。
［実施態様１５］
上記外側シェルが、上記パイロンの対向する側部上で横方向に対称である、実施態様１２に記載の装置。
［実施態様１６］
上記パイロンの１８０度反対側に配置された上記外側シェルの後縁の下側部分が、上記外側シェルの後縁の残りの部分に対して軸方向下流側に変位している、実施態様１２に記載の装置。
［実施態様１７］
上記変位が、最大変位の位置から離れた位置にて漸減する、実施態様１６に記載の装置。
［実施態様１８］
上記外側シェルの後縁の上側部分が、上記外側シェルの後縁の残りの部分に対して軸方向前方にシフトしている、実施態様１７に記載の装置。
［実施態様１９］
上記変位が、最大変位の位置から離れた位置にて漸減する、実施態様１７に記載の装置。
［実施態様２０］
上記外側シェルの後縁の一部がＳ形状を定める、実施態様１２に記載の装置。

１０ ガスタービンエンジン
１２ 中心軸線
１４ パイロン
１６ ファン
１８ 圧縮機
２０ 燃焼器
２２ 高圧タービン
２４ 低圧タービン
２６ 周囲空気
２８ 燃焼ガス
３０ 内側シェル
３２ 外側シェル
３４ ファン流ダクト
４２ コア排気ノズル
４４ 後縁
４６ プラグ
３６ ファン排気ノズル
３８ 出口
４８ 長手方向ビーム
５０ ハンプ
５２ 下側部分
５４ 上側部分

Claims (10)

1. ターボファン排気ノズル装置であって、
   中心軸線を有し、周囲の外側シェル（３２）の内部に配置されて該外側シェル（３２）との間に前記外側シェル（３２）の後縁（４０）にある出口にて終端する環状流れダクト（３４）を定め、前記出口の後方にある後縁で終端する内側シェル（３０）と、
   前記流れダクト（３４）を円周方向で中断するパイロン（１４）と、
   を備え、前記外側シェル（３２）の後方部分が、前記中心軸線の周りで非軸対称であり、前記外側シェル（３２）の後縁（４０）が垂直方向で同一平面上にない、ターボファン排気ノズル装置。
2. 前記内側シェル（３０）が、前記中心軸線の周りで軸対称である、請求項１に記載の装置。
3. 前記外側シェル（３２）の後縁（４０）が、楕円形状を有する、請求項１に記載の装置。
4. 前記外側シェル（３２）が、前記パイロン（１４）の対向する側部上で横方向に対称である、請求項１に記載の装置。
5. 前記パイロン（１４）の１８０度反対側に配置された前記外側シェル（３２）の後縁（４０）の下側部分が、前記外側シェル（３２）の後縁（４０）の残りの部分に対して軸方向下流側に変位している、請求項１に記載の装置。
6. 前記変位が、最大変位の位置から離れた位置にて漸減する、請求項５に記載の装置。
7. 前記外側シェル（３２）の後縁（４０）の上側部分が、前記外側シェル（３２）の後縁（４０）の残りの部分に対して軸方向前方にシフトしている、請求項１に記載の装置。
8. 前記シフトが、最大変位の位置から離れた位置にて漸減する、請求項７に記載の装置。
9. 前記内側シェル（３０）が、前記ダクトの内部でハンプまで後方に発散し、次いで、前記内側シェル（３０）の後縁まで後方に収束している、請求項１に記載の装置。
10. 前記外側シェル（３２）の後縁（４０）の一部がＳ形状を定める、請求項１に記載の装置。