JP4611512B2

JP4611512B2 - 航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造

Info

Publication number: JP4611512B2
Application number: JP2000385234A
Authority: JP
Inventors: 淳近藤
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2000-12-19
Filing date: 2000-12-19
Publication date: 2011-01-12
Anticipated expiration: 2020-12-19
Also published as: JP2002188513A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト付近の構造としては従来から種々の技術が提案されており、例えば特開昭６４−４１６２１号公報においてフェアリングをノズル案内ベーンと一体化すると共に、機体フレームから取外し自在としたものが提案されている。
【０００３】
ところで、航空機用ガスタービン・エンジンにあっては、コアエンジンの外周にファンを介して吸入された空気を通過させてエンジン後方に噴出させるファンダクトが配置されてファンバイパス通路が形成されるが、コアエンジンに外部から連通する燃料供給管などの連通管は、ファンバイパス通路を横断して配置される。空気抵抗を低減するため、燃料供給管などの連通管などは、通例、翼形状などのフェアリング（流線形状体）に収容される。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
上記した燃料供給管は燃料ノズルに接続されるが、燃料ノズルなどを含め、その付近には頻繁に整備点検すべき部品が多い。その結果、燃料ノズルなどにアクセスするとき、燃料供給管などの連通管を収容するフェアリングが支障となっていた。他方、このフェアリングはアクセスすべき燃料ノズルなどに接続される燃料供給管などを収容することから、配置位置を変更するにも限界があった。
【０００５】
その点で上記した従来技術は、フェアリングをノズル案内ベーンと一体化すると共に、機体フレームから取外し自在とすることを提案するに止まり、かかる不都合を解消するものではなかった。
【０００６】
従って、この発明の目的は従来技術の上記した不都合を解消することにあり、ファンダクトによって形成されるファンバイパス通路に収容されたフェアリングを分割自在とすることで、その付近に配置される部品へのアクセス性を向上させ、よってメンテナンス性を向上させるようにした航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造を提供することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
上記の目的を達成するために、請求項１項にあっては、航空機用ガスタービン・エンジンのコアエンジンを被覆するコアダクトの外方に配置され、ファンを介して吸入された空気を通過させてエンジン後方に噴出させると共に、そこを横断して前記コアエンジンに外部から連通する連通管を収容するフェアリングが配置されてなるファンダクトにおいて、前記フェアリングを前記ファンダクトとコアダクトを流れる空気の流れ方向において第１フェアリング半部と前記第１フェアリング半部に接続される第１接続プレートとからなる第１部分と、第２フェアリング半部と前記第２フェアリング半部に接続される第２接続プレートとからなる第２部分から構成し、前記第１接続プレートを前記ファンダクトとコアダクトの一方に締結手段を介して取り付けると共に、前記第２接続プレートを前記ファンダクトとコアダクトの他方に締結手段を介して取り付ける如く構成した。
【０００８】
フェアリングをファンダクトとコアダクトを流れる空気の流れ方向において第１フェアリング半部と前記第１フェアリング半部に接続される第１接続プレートとからなる第１部分と、第２フェアリング半部と前記第２フェアリング半部に接続される第２接続プレートとからなる第２部分から構成し、第１接続プレートをファンダクトとコアダクトの一方に締結手段を介して取り付けけると共に、第２接続プレートをファンダクトとコアダクトの他方に締結手段を介して取り付けることで、第１部分と第２部分の中のいずれかのみ取り外せば、連通管が接続される燃料ノズルなどに容易にアクセスすることができ、よってメンテナンス性を向上させることができる。
【０００９】
請求項２項にあっては、前記第１部分および第２部分の少なくとも一方に、他方との結合をガイドするガイド部材を設けた如く構成した。
【００１０】
前記第１部分および第２部分の少なくとも一方に、他方との結合をガイドするガイド部材を設けたので、取り付け時に両者を結合するのが容易となり、同様にメンテナンス性を向上させることができると共に、取り付け時の作業性も向上させることができる。
【００１１】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面に即してこの発明の一つの実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造を説明する。
【００１２】
図１はその航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造を全体的に示す断面図である。
【００１３】
図１において、符号１０は航空機用ガスタービン・エンジン（以下「エンジン」という）を示し、エンジン１０は機体（図示せず）の適宜位置にマウントされる。
【００１４】
尚、航空機用ガスタービン・エンジンとしてはターボジェット・エンジン、ターボファン・エンジン、ターボプロップ・エンジンおよびターボシャフト・エンジンの４種が知られているが、以下、２軸のターボファン・エンジンを例にとって説明する。
【００１５】
エンジン１０はファン（ファン動翼）１２を備え、ファン１２は高速で回転しつつ外気から空気を吸引する。ファン１２にはロータ１２ａが一体的に形成され、ロータ１２ａは対向して配置されたステータ１４と共に低圧圧縮機１６を構成し、そこで吸引した空気を圧縮しつつ後方に圧送する。
【００１６】
尚、ファン１２の付近にはコアダクト（セパレータ）１８とファンダクト２０によってファンバイパス通路２２が形成され、吸引された空気の大部分は後段（コアエンジン側）で燃焼させられることなく、ファンバイパス通路２２を通ってエンジン後方に噴出させられる。ファン排気は、その反作用としてエンジン１０が搭載される機体（図示せず）に推力（スラスト）を生じさせる。推力の大部分は、このファン排気によって生じる。
【００１７】
低圧圧縮機１６で圧縮された空気は後段の高圧圧縮機２４に送られ、そこでロータ２４ａおよびステータ（図示せず）によってさらに圧縮された後、後段のアニュラ型の燃焼室２６に送られる。
【００１８】
燃焼室２６は環状に配置された複数個、より詳しくは１２個の燃料ノズル２８（図１で２個示す）を備えると共に、燃料ノズル２８にはＦＣＵ（Fuel Control
Unit 。燃料制御ユニット。図示せず）で調量された燃料が圧送される。
【００１９】
即ち、ＦＣＵは燃料調量バルブ（図示せず）を備え、燃料ポンプ（図示せず）によって機体の適宜位置に配置された燃料タンク（図示せず）から汲み上げられた燃料は、燃料調量バルブで調量された後、一次燃料として主燃料供給管（連通管）３０を通って燃料マニホルド（図示せず）を介して燃料ノズル２８に供給され、また二次燃料として副燃料供給管（連通管）３２を通って燃料マニホルドを介して燃料ノズル２８に供給される。
【００２０】
噴霧された燃料は高圧圧縮機２４から圧送された圧縮空気と混合し、エンジン始動時にエキサイタおよび点火プラグ３４で点火されて燃焼する。混合気は一度着火されて燃焼を開始すると、かかる圧縮空気と燃料からなる混合気を連続的に供給されて燃焼を継続する。
【００２１】
燃焼によって生じた高温高圧ガスは高圧タービン３６に送られ、高圧タービン３６を高速回転させる。高圧タービン３６（より具体的にはそのロータ）は前記した高圧圧縮機のロータ２４ａに高圧タービン軸３６ａを介して接続され、前記ロータ２４ａを回転させる。
【００２２】
高温高圧ガスは、高圧タービン３６を回転駆動した後、低圧タービン３８に送られ、低圧タービン３８を比較的低速で回転させる。低圧タービン３８（より具体的にはそのロータ）は前記した低圧圧縮機１６のロータ１２ａに低圧タービン軸３８ａ（軸３６ａと同心二軸構造）を介して接続されており、前記ロータ１２ａおよびファン１２を回転させる。
【００２３】
低圧タービン３８を通過した高温高圧ガス（タービン排気）は、ファンバイパス通路２２を通ってそのまま排出されるファン排気と混合させられてジェットノズル４０からエンジン後方に噴出される。
【００２４】
エンジン１０の外部下面の前側寄りには、スタータおよびジェネレータ（共に図示せず）などを格納するアクセサリ・ドライブ・ギアボックス４２が取り付けられる。
【００２５】
この明細書において、上記した低圧圧縮機１６、高圧圧縮機２４、高圧タービン３６、低圧タービン３８、燃焼室２６などを公知のように「コアエンジン」という。燃料ノズル２８の周辺など、コアエンジンの一部は、コアダクト１８で被覆される。
【００２６】
コアダクト１８は断面略円形であり、前記したようにその外側に配置されるファンダクト２０との間に、ファンバイパス通路２２が形成される。ファンダクト２０も断面略円形であり、よって形成されるファンバイパス通路２２も断面円環状を呈する。
【００２７】
前記した主燃料供給管３０および副燃料供給管３２に加え、図示の如く、燃料ドレン管（連通管）４６および潤滑油ドレン管（連通管）４８が、ファンバイパス通路２２を横断してコアエンジンに外部から連通する。燃料ドレン管４６は、燃料マニホルドから残存燃料を燃料タンクに戻すための通路であり、潤滑油ドレン管４８は潤滑油をリザーバ（図示せず）に戻すための通路である。
【００２８】
これら連通管３０，３２，４６，４８は、円環状のファンバイパス通路２２を断面視において６時の位置（図１において）で横断すると共に、その付近に空気抵抗を低減するためにフェアリング５０に収容される。
【００２９】
図２は図１の構成の中のフェアリング５０付近の拡大断面図であり、図３は図２のIII −III 線縮小断面図、図４はフェアリング５０の拡大斜視図である。尚、図４に示す構成は、図２に対して上下を逆にして示す。
【００３０】
図示の如く、フェアリング５０は断面視において翼形形状を呈し、第１部分５０ａおよび第２部分５０ｂからなる２個の部分に分割可能に構成され、第１部分５０ａはファンダクト２０に取り付け自在に構成されると共に、第２部分５０ｂはコアダクト１８に取り付け自在に構成される。
【００３１】
即ち、図４に示す如く、第１部分５０ａは、フェアリング５０を分割してなるフェアリング半部５０ａ１と、それに接続される平坦形状のファンダクト接続プレート５０ａ２からなる。図２に示す如く、このファンダクト接続プレート５０ａ２をファンダクト２０にボルトなどの適宜な締結手段（図示せず）を介して固定することにより、第１部分５０ａはファンダクト２０に取り付けられる。ファンダクト接続プレート５０ａ２の中央部位には、孔５０ａ３が穿設される。
【００３２】
また、第２部分５０ｂも同様にフェアリング５０を分割してなるフェアリング半部５０ｂ１と、その下部開口端に接続される平坦形状のコアダクト接続プレート５０ｂ２からなり、コアダクト接続プレート５０ｂ２をコアダクト１８にボルトなどの適宜な締結手段（図示せず）を介して固定することにより、第２部分５０ｂはコアダクト１８に取り付けられる。
【００３３】
さらに、図３および図４に良く示す如く、第１部分５０ａには、第２部分５０ｂとの結合をガイドするガイド部材５２が設けられる。ガイド部材５２は、フェアリング半部５０ａ１の開口端にネジ５２ａで取り付けられたプレート５２ｂからなる。プレート５２ｂは弾性を備えた肉薄の金属材などからなり、図３に良く示す如く、その先端側が内側に折曲される。従って、第２部分５０ｂはガイド部材５２に案内され、第１部分５０ａに容易に結合される。
【００３４】
次いで、フェアリング５０の取り付け手順を説明する。
【００３５】
先ず、燃料ドレン管４６を第１部分５０ａの孔５０ａ３に通して配管すると共に、残りの主燃料供給管３０、副燃料供給管３２および潤滑油ドレン管４８を配管する。
【００３６】
次いで、第１部分５０ａのファンダクト接続プレート５０ａ２をファンダクト２０に取り付ける。尚、ファンダクト２０は、その部位では切り欠かれており、その切り欠き部位にファンダクト接続プレート５０ａ２を固定することで、第１部分５０ａをファンダクト２０に取り付ける。
【００３７】
次いで、主燃料供給管３０、副燃料供給管３２および潤滑油ドレン管４８を挟むように、第２部分５０ｂを後方（ジェットノズル４０側）から挿入し、ガイド部材５２で案内しつつ、そのフェアリング半部５０ｂ１を第１部分５０ａのフェアリング半部５０ａ１に結合させ、次いでコアダクト接続プレート５０ｂ２をコアダクト１８に取り付ける。
【００３８】
コアダクト１８も同様にその部位では切り欠かれており、その切り欠き部位にコアダクト接続プレート５０ｂ２を固定することで、第２部分５０ｂをコアダクト１８に取り付ける。
【００３９】
従って、燃料ノズル２８のメンテナンス時には、上記と逆の手順に従い、第２部分５０ｂを取外せば良く、燃料ノズル２８に容易にアクセスすることができ、それによってメンテナンス性を向上させることができる。
【００４０】
また、ガイド部材５２を設けたので、第１部分５０ａと第２の部分５０ｂの結合が容易となって同様にメンテンナンス性を向上させることができると共に、取り付け時の作業性も向上させることができる。
【００４１】
この実施の形態は上記の如く、航空機用ガスタービン・エンジン１０のコアエンジンを被覆するコアダクト１８の外方に配置され、ファン１２を介して吸入された空気を通過させてエンジン後方に噴出させると共に、そこを横断して前記コアエンジンに外部から連通する連通管（主燃料供給管３０、副燃料供給管３２、燃料ドレン管４６、潤滑油ドレン管４８）を収容するフェアリング５０が配置されてなるファンダクト２０（より具体的にはファンバイパス通路２２）において、前記フェアリング５０を前記ファンダクト２０とコアダクト１８を流れる空気の流れ方向において第１フェアリング半部５０ａ１と前記第１フェアリング半部５０ａ１に接続される第１接続プレート（ファンダクト接続プレート）５０ａ２とからなる第１部分５０ａと、第２フェアリング半部５０ｂ１と前記第２フェアリング半部５０ｂ１に接続される第２接続プレート（コアダクト接続プレート）５０ｂ２とからなる第２部分５０ｂから構成し、前記第１接続プレート５０ａ２を前記ファンダクト２０とコアダクト１８の一方、より具体的には前記ファンダクト２０に前記空気の流れ方向において上流側で締結手段を介して取り付けると共に、前記第２接続プレート５０ｂ２を前記ファンダクト２０とコアダクト１８の他方、より具体的にはコアダクト１８に前記空気の流れ方向において下流側で締結手段を介して取り付ける如く構成した。
【００４２】
また、前記第１部分５０ａおよび第２部分５０ｂの少なくとも一方、より具体的には前記第１部分５０ａに、他方との結合をガイドするガイド部材５２を設けた如く構成した。
【００４３】
尚、ファンダクト２０、より具体的にはファンバイパス通路２２の内部には、上記したフェアリング５０の他、４時および７時位置（図１において）付近に点火系統などの連通管用としてさらに２個のフェアリングが配置されるが、それらの形状はこの実施の形態で述べた分割可能なものでも良く、あるいは公知の一体型のものであっても良い。
【００４４】
尚、上記した実施の形態において、第１部分５０ａをコアダクト１８に取り付け自在とすると共に、第２部分５０ｂをファンダクト２０に取り付け自在としても良い。また、フェアリング５０を２つの部分に分割したが、３つ以上の部分に分割しても良い。
【００４５】
また、上記した実施の形態において、航空機用ガスタービン・エンジンとしてはターボファン・エンジンを例にとったが、ターボジェット・エンジン、ターボプロップ・エンジンあるいはターボシャフト・エンジンなどであっても良い。
【００４６】
【発明の効果】
請求項１項にあっては、フェアリングをファンダクトとコアダクトを流れる空気の流れ方向において第１フェアリング半部と前記第１フェアリング半部に接続される第１接続プレートとからなる第１部分と、第２フェアリング半部と前記第２フェアリング半部に接続される第２接続プレートとからなる第２部分から構成し、第１接続プレートをファンダクトとコアダクトの一方に締結手段を介して取り付けると共に、第２接続プレートを他方に締結手段を介して取り付けることで、第１部分と第２部分の中のいずれかのみ取り外せば、連通管が接続される燃料ノズルなどに容易にアクセスすることができ、よってメンテナンス性を向上させることができる。
【００４７】
請求項２項にあっては、前記第１部分および第２部分の少なくとも一方に、他方との結合をガイドするガイド部材を設けたので、取り付け時に両者を結合するのが容易となり、同様にメンテナンス性を向上させることができると共に、取り付け時の作業性も向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明の一つの実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造を全体的に示す断面図である。
【図２】図１装置の中のフェアリングなどに焦点をおいて示す、図１の部分拡大断面図である。
【図３】図２のIII −III 線縮小断面図である。
【図４】図２などに示すフェアリングの拡大斜視図である。
【符号の説明】
１０航空機用ガスタービン・エンジン（エンジン）
１２ファン
１２ａロータ
１４ステータ
１６低圧圧縮機
１８コアダクト（セパレータ）
２０ファンダクト
２２ファンバイパス通路
２４高圧圧縮機
２６燃焼室
２８燃料ノズル
３０主燃料供給管（連通管）
３２副燃料供給管（連通管）
３６高圧タービン
３８低圧タービン
４６燃料ドレン管
４８潤滑油ドレン管
５０フェアリング
５０ａ第１部分
５０ｂ第２部分
５２ガイド部材

Claims

航空機用ガスタービン・エンジンのコアエンジンを被覆するコアダクトの外方に配置され、ファンを介して吸入された空気を通過させてエンジン後方に噴出させると共に、そこを横断して前記コアエンジンに外部から連通する連通管を収容するフェアリングが配置されてなるファンダクトにおいて、前記フェアリングを前記ファンダクトとコアダクトを流れる空気の流れ方向において第１フェアリング半部と前記第１フェアリング半部に接続される第１接続プレートとからなる第１部分と、第２フェアリング半部と前記第２フェアリング半部に接続される第２接続プレートとからなる第２部分から構成し、前記第１接続プレートを前記ファンダクトとコアダクトの一方に締結手段を介して取り付けると共に、前記第２接続プレートを前記ファンダクトとコアダクトの他方に締結手段を介して取り付けることを特徴とする航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造。
前記第１部分および第２部分の少なくとも一方に、他方との結合をガイドするガイド部材を設けたことを特徴とする請求項１項記載の航空機用ガスタービン・エンジンのファンダクト構造。