JP4463810B2 - 航空機用エンジン装置 - Google Patents
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Description
これと代替的に、補機は、エンジンの回転軸線に対し垂直な状態と平行な状態との間にて角度を付けて配置される。
好ましくは、少なくとも2つのフェアリングが設けられ、少なくとも2つのフェアリングが設けられるとき、従来の案内ベーンの環状列は都合良いように不要とされるものとする。
好ましくは、フェアリングは、エンジンを亙って空気力学的に平衡状態にあるものとする。
これと代替的に、フェアリングは、油タンク及び(又は)燃料油の熱交換器を収容する。
これと代替的に、アクセスドアがケーシングに設けられ、また、アクセスドアがフェアリング(26)に設けられる。
図1を参照すると、全体として参照番号10で示した、従来の先行技術によるダクト付きファンガスタービンエンジンは、主回転軸線11を有している。エンジン10は、軸方向へのフロー系にて、吸気口12と、推進ファン13と、コアエンジン8とを備えており、該コアエンジン8は、それ自体、中間圧コンプレッサ14と、高圧コンプレッサ15と、燃焼装置16と、高圧タービン17と、中間圧タービン18と、低圧タービン19とを備えている。エンジン10は、排気ノズル20を更に備えている。ナセル21は、全体として、エンジン10を取り囲み且つ、吸気口12と、排気ノズル20との双方を画成する。
全体として、タービンエンジンは、共通の軸線11の周りに配置された多数の回転コンプレッサブレード13、14、15と、タービンブレード17、18、19とを有している。かかる環境において、タービンエンジンは円筒形であることが分かる。このように、タービンエンジンの基部の形状は長手方向に円筒形であり、その基部の円筒状の形状に対する任意の補機機構28、36は外方に突き出している。高速度の航空機に関して、その空気力学的プロフィール及びエンベロープは、抗力係数及び衝撃波音/騒音に関して極めて重要である。かかる環境において、基部エンジンの円筒形のプロフィールに対する歯車箱及び補機機構に起因する従来の突出物及び突起は、空気力学的プロフィールを最小にしようと試みるとき、問題を招来する。
図3aには、フェアリング内の補機28、36の1つの好ましい配置及びフェアリング26自体のプロフィールも示されている。歯車箱28は、補機36に対し半径方向内方に配置されている。歯車箱28は、駆動軸54を介してコアエンジン8に駆動可能に接続され且つ、全体として軸方向に整合され、また、配置され、これにより、パイパス流れに対し最少の面積を提供する。歯車箱28を介して駆動される補機36の各々は、各補機36の寸法がフェアリング26に対する空気力学的プロフィールを便宜に画成するような位置に配置されている。かかる補機28、36の配置は、バイパスダクト22内の詰まりを最小にする点にて特に有益である。
従来通り、案内ベーン9の環状列(図2)は、構造的、空気及び動的負荷をコアエンジン8とその他のフェアリングケーシング41、及びそこから航空機の取り付け構築物58に伝達することができる(図4)。本発明の更なる有利な効果は、フェアリング26、26´は構造的負荷、航空負荷及び動的なエンジン負荷を支え得る設計とされている点である。本発明の場合、案内ベーン9の少なくとも幾つかはフェアリング26、26´にて置換することができるが、特に、1つ以上のフェアリング26、26´が設けられる場合、案内ベーンの全体列を置換することが可能である。
Claims (14)
- 回転軸線(11)と、ファン(13)と、外側ケーシング(41、21)により取り囲まれ且つ、これによりバイパスダクト(22)を画成するコアエンジン(8)と、エンジン補機(27)と、フェアリング(26)とを備え、該フェアリング(26)は、コアエンジン(8)と外側ケーシング(41、21)との間を全体として半径方向に伸び、前記エンジン補機(27)はフェアリング(26)内に収容され、歯車箱(28)と、駆動可能に該歯車箱(28)に取り付けられたその他の補機(36)とを備える、ガスタービンエンジンにおいて、
前記歯車箱(28)は、エンジンの回転軸線(11)に対し実質的に平行に配置され、
前記その他の補機(36)は、フェアリング(26)の断面積を最小にし得るように、各々、歯車箱(28)に沿ってエンジンの回転軸線(11)に対し実質的に平行な一列(37)に並べて配列されていることを特徴とする、ガスタービンエンジン。 - 請求項1に記載のガスタービンエンジン(10)において、エンジン補機(27)は、駆動軸(54)を介してコアエンジン(8)に駆動可能に接続される、ガスタービンエンジン。
- 請求項1に記載のガスタービンエンジン(10)において、その他の補機(36)は、フェアリング(26)の空気力学的形状を画成し得るように該フェアリングの寸法に関して配置される、ガスタービンエンジン。
- 請求項1ないし3の何れか1つの項に記載のガスタービンエンジン(10)において、少なくとも2つのフェアリング(26)が設けられる、ガスタービンエンジン。
- 請求項1ないし4の何れか1つの項に記載のガスタービンエンジン(10)において、フェアリング(26)は、エンジン負荷をコアエンジンと外側ケーシング(21、41)との間にて伝達することができる、ガスタービンエンジン。
- 請求項5に記載のガスタービンエンジン(10)において、エンジン負荷は、推進負荷、側方向負荷、垂直方向負荷又は捩れ負荷の群からの1つ又はより多くを備える、ガスタービンエンジン。
- 請求項1ないし6の何れか1つの項に記載のガスタービンエンジン(10)において、フェアリング(26)は、湾曲しており且つ、ファン(13)からのバイパス空気流れを直線状にし得るよう配置される、ガスタービンエンジン。
- 請求項1ないし7の何れか1つの項に記載のガスタービンエンジン(10)において、空気力学的抗力を最小にし得るようにナセル(21)により取り囲まれる、ガスタービンエンジン。
- 請求項1ないし8の何れかに記載のガスタービンエンジン(10)において、フェアリング(26)又は歯車箱ケーシングは、エンジン補機(27)に対する熱遮蔽効果を提供する、ガスタービンエンジン。
- 請求項1ないし9の何れかに記載のガスタービンエンジン(10)において、フェアリング(26)は、油タンク(34)又は燃料油の熱交換器(35)を収容する、ガスタービンエンジン。
- 請求項1ないし10の何れかに記載のガスタービンエンジン(10)において、バイパスダクト(22)の一部分(50)は、フェアリング(26)へのアクセスを許容し得るよう可動である、ガスタービンエンジン。
- 請求項1ないし11の何れかに記載のガスタービンエンジン(10)において、アクセスドア(62)がケーシング(41)に設けられる、ガスタービンエンジン。
- 請求項1ないし12の何れかに記載のガスタービンエンジン(10)において、アクセスドア(64)がフェアリング(26)に設けられる、ガスタービンエンジン。
- 請求項1ないし13の何れかに記載のガスタービンエンジン(10)を内蔵する航空機(3)。
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