JP5109180B2 - ガスタービンエンジン動力装置およびナセル - Google Patents

Description

本発明は、一般に、航空機ガスタービンエンジンに関し、詳細には、ターボファンガスタービンエンジンに関する。

ターボファンガスタービン航空機エンジンの動作は、よく知られている。そのようなエンジンは、ファン、圧縮機、燃焼器、およびタービン（「コアエンジン」を構成する圧縮機、燃焼器、およびタービン）の直列構成を含む。エンジンの入口に通された空気は、エンジンの圧縮機によって圧縮される。次いで、圧縮された空気は、エンジンの燃焼器内で燃料と混合されて燃焼される。次いで、燃焼された空気燃料混合物の高エネルギー燃焼生成物がタービンに入り、そのタービンが、混合物からエネルギーを抽出して、圧縮機およびファンを駆動させる。圧縮機およびファンを駆動するのに必要なエネルギーを超える、タービンによって抽出されたエネルギーが、エンジンのコアエンジン排気ノズルにおいてエンジンから出て、航空機に動力を与えるスラストを発生させる。それよりもはるかに大きな量のスラストが、ファンによって発生し、ファンは、周囲空気を取り入れ、その空気を加速し、ファン排気ノズルを通して放出する。ファンによって加速された空気の体積流量の、コア排気ノズルから放出された燃焼生成物の体積流量に対する比は、５〜１０：１となることがあり、またはさらに高いこともある。

航空機ガスタービンエンジンが進歩するにつれて、容量が絶えず増大する大型の商用輸送航空機に動力を与えるためにより一層大量のスラストを発生すること、およびそのような商用輸送航空機の絶えず増大する航続距離要件に対処するためにできるだけ少ない燃料で動作すること、を必要とされている。ジェット燃料のコストの最近の急激な上昇は、現代の商用ガスタービン航空機エンジンの燃料消費量を最小限にするという要件をより重要なものとしている。

そのような航空機ガスタービンエンジンの効率的な動作のために、すなわち所与の量のスラストを発生するのに必要とされる燃料の量を最小限にするために、タービンおよびファンの両方の流れ出力が、速度および方向の両方に関して正確に制御されることが必要である。そのような流れの速度を制御することは、一般に、通常のエンジン動作条件について一定面積のノズルを最適な大きさにするか、またはある範囲の動作条件にわたる最適な流れのために面積を調節することができる可変面積排気ノズルを採用することにより、コアエンジンおよびファン排気ノズルの流路断面積をそれぞれ制御することによって実現される。排気ノズルそれ自体の幾何学的形状が、そこを通る流れの方向を制御する。

ファンおよびコアエンジン排気ノズルはどちらも、エンジンのナセルの構成要素によって機能的に画定される。ナセルはコアカウルを含み、コアカウルは、コアエンジンのための空気力学的に効率的なカバーを提供し、コアエンジンの周りに延在し、その下流端でエンジンの排気ノズルで終端する。また、ナセルは外側ファンカウルを含み、外側ファンカウルは、コアカウルを囲み、ファンのブレードを囲んで、コアカウルと共に環状ファンダクトを画定し、環状ファンダクトは、ファン排気ノズルで終端する。これまで、コアカウルおよびファンカウルが互いに同心状にされていた。すなわち、両方のそのような構成要素が、共通の長手方向中心軸を共有し、それにより、ファン入口からファン排気ノズルへ向かうファンダクトは、ほとんどの部分で完全に管状であった。

エンジンおよびナセルは、典型的には、パイロンによって商用輸送航空機の翼の下側に取り付けられ、パイロンは、一般に航空機の翼の構造部材からナセルファンカウルおよびコアカウルを通ってエンジンのケースに延在する支持ビームを含む。典型的には、このビームは、ビームの周りの流れを空気力学的に滑らかにするために、フェアリングによって覆われる。したがって、パイロンは、必然的に、ファンカウルとコアエンジンカウルとの間のファンダクトを通って延在しなければならないことを理解されたい。取付ビームの上のフェアリングは、パイロンによって引き起こされる、ファンダクトを通る気流に対する外乱をいくらか低減し、ファンダクト内のパイロンの存在の悪影響は、パイロンによって引き起こされる、環状ファンダクトを通る流れに対する抵抗に限定されていると常に思われていた。

本発明は、ファンダクト内のパイロンによってもたらされる障害が、ファンダクト流れを必然的に制限し、それによりファンダクトを通る流量を減少するだけでなく、パイロンから遠ざかるように、ファンダクトを通る流れに関連するスラストの方向のずれも引き起こすことを発見したことに基づいている。すなわち、本出願人は、パイロンによって占められるダクト部分においてパイロンによってもたらされるファンダクトを通る流れに対する障害により、ファンダクトの直径方向において対向する部分が、そこを通る、より大きな流れを受けることを見出した。ファンダクトの２つの対向する部分の間におけるファン流れのこのような不均衡により、ファンによって生成される実質的なスラストの方向が、エンジンの長手方向の中心軸に平行な方向からずれる。ガスタービンエンジンの最適（最小）燃料消費量は、一般に、エンジンの長手方向中心線に平行な方向でエンジンによって発生されるスラストの方向を維持することによって実現されるので、エンジンの実質的なスラスト出力のベクトル方向のずれは、必然的に燃料消費量を損なう（増加させる）ことになる。

ファンダクト内のパイロンの存在によってもたらされる障害によって引き起こされるファンダクトを通るファン流れのこの不均衡に対処するために、本発明によれば、エンジンの中心面に関して一方の側であって、パイロンが延在する方のファンダクト部分を、中心面に関し対向するファンダクト部分よりも大きくすることにより、ファン気流に対するパイロンによって生じる制限を補償する。好ましい実施形態では、ファンダクトの下流部分での（すなわちファン排気ノズルでの）２つのファンダクト断面の間における面積差は、ファンダクトを通る流れに対するパイロンの断面積に等しい。このような面積差を考慮することによって、パイロンによって引き起こされる制限にもかかわらず最適な（最小の）燃料消費量を達成するために、エンジンによって発生される実質的なスラストの方向のずれを実質的になくす。

パイロンが通って延在するファンダクト部分でのファン排気ノズル面積の増大は、いくつかの方法で実現できる。例えば、ファンカウルの長手方向中心軸が、カウルの下流部分でエンジンの長手方向中心軸からパイロンに向かってオフセットされる。あるいは、エンジンのコアカウルの長手方向中心線が、エンジンの中心線に対して、パイロンから遠ざかるようにずらされてもよく、または、クリアランスが許す場合およびファンダクトを通る流路面積に対してパイロンが大きな障害をもたらす場合には、ファンカウルがパイロンに向かってずらされ、かつコアカウルがパイロンから遠ざかるようにずらされてもよい。

ファンダクトのファン排気ノズルでのファンダクト流路面積の非対称分布が、総燃料消費率について概算で最大０．５％の改良をもたらすと推定され、これは、現代の商用航空機の年間で数十万ガロンの燃料消費量という状況で考えた場合、このようなエンジンに対応した運転コストにおいて大幅な改善となる。

図１および図２を参照すると、商用ガスタービンエンジン駆動式航空機が、パイロン２０によって翼の下側に取り付けられた１つまたは複数のガスタービンエンジン動力装置１５を有する翼１０を含む。図３で最も良く分かるように、ガスタービンエンジン動力装置１５は、エンジンの（通常の動作条件下で）水平な中心面２９内にある長手方向中心線２７によって特徴付けられるガスタービンエンジン２５を備える。当技術分野でよく知られている様式で、ガスタービンエンジン２５は、圧縮機４０（図示せず）、燃焼器４５（図示せず）、およびタービン５０（やはり図示せず）を封入するケース３５を含み、それらの詳細は当技術分野でよく知られている。やはり当技術分野でよく知られているように、入口５５を通って圧縮機４０に入る空気は、圧縮機内で圧縮され、燃焼器に入り、そこでジェット燃料と混合されて燃焼され、燃焼生成物（作動流体）がタービン５０内に流れ、タービン５０が、燃焼生成物からエネルギーを抽出して、圧縮機を駆動し、航空機に動力を与えるスラストを提供する。また、タービンは、固定されたピッチまたは調節可能なピッチのブレード６５を備えるファン６０も駆動する。ブレード６５は、回転すると、周囲空気を取り入れ、空気を加速して、エンジンによって発生される有用なスラストの大部分を提供する。典型的には、ファンの直径がコアエンジンの直径に比べてはるかに大きいことにより、現代のターボファンエンジンでは、ファンを通る体積流量が、コアエンジンを通る体積流量の５〜１０倍になることがあり、いくつかの場合にはさらに高くなることがある。

制御された空気の流れを維持する目的で、動力装置の外側の周囲、およびコアエンジン全体にわたって、エンジンおよびファンは、ナセル７０によって囲まれ、ナセル７０は、コアエンジンを囲むコアエンジンカウル７５と、コアカウルの外部の周りに配置され、コアカウルと共に概して環状のファンダクト８５を画定するファンカウル８０と、を備え、ファンダクト８５は、ファン６５によって加速された周囲空気の流れを受け入れ、ファンダクトの下流端にあるファン排気ノズル８６で終端する。タービンから排気される作動流体の流れを滑らかにするために、テールコーン８７をタービン排気ノズルに設けてもよい。

当技術分野でよく知られている様式で、エンジン２５およびナセル７０は、パイロン２０によって航空機５の翼１０に固定される。パイロン２０は、その一端で、航空機（図示せず）の翼桁（ｗｉｎｇ ｓｐａｒ）または他の適切な構造的な構成要素に固定され、その他端で、エンジンおよびナセルに固定される。パイロンは、構造ビーム９０を備え、構造ビーム９０は、エンジンおよびナセルを支持し、エンジンおよびナセルの重量および動作（空気力学的）負荷を航空機の翼に伝達し、さらにパイロンは、フェアリング９５を備え、フェアリング９５は、滑らかな空気力学的輪郭をパイロンに与え、動力装置が航空機と共に空気を通って移動するときに、パイロンの周りでのファン気流に関連する空気力学的損失を低減する。

ファンダクト８５を通るファン気流のかなりの量が、ファンダクトの上部でパイロン９５によって妨害されることが容易に明らかになろう。エンジンおよびパイロンが周囲空気を通って移動するときに、ファンダクトの上部でのパイロンによるファン空気の妨害が、かなりの量の抗力を生じることが長い間認識されてきた。しかし、本発明によれば、従来技術のガスタービンエンジン動力装置内のファンダクトを通るファン気流に課される流れ制限により、ファンダクトの（パイロンから離れた）下部を通る空気の体積流量が、ファンダクトの上部よりも高くなることも判明した。すなわち、パイロンに関連するファンダクトでの流れ妨害は、ファンダクトの上部からファンダクトの下部に向かうファン気流の実質的な移行をもたらす。本明細書で上述したように、最大効率のために、ファンおよびコアエンジンの両方によって発生されるスラストが、エンジンの中心線に平行に向けられるべきである。ファンダクトの下部を通るより大きな流れが、エンジンによって発生される実質的なスラストの方向を軸方向からずらし、それによりエンジンの効率を低下させ、エンジンの燃料消費量は、ファンダクト全体にわたって均一なファン気流によって実現し得る燃料消費量よりも増加してしまう。

本発明によれば、ファンダクトの上部でのパイロンの流れ制限を補償するために、ファン排気ノズルの（パイロンに向かう）上部、すなわちエンジンの水平中心面よりも上の部分でのファン排気ノズルの流路断面積が、（パイロンから離れた）エンジンの中心面の下のファン排気ノズルの面積よりも増大される。ファン排気ノズルの上部のこの増大は、パイロンに関連する妨害に応じてファン流れがノズルの下部に向かって移行する傾向を緩和し、それにより、従来であればエンジンによって生じる実質的なスラストの鉛直方向のずれを補正する。

ファン排気ノズルの上部の領域は、いくつかの異なる方法で増大することができる。例えば、ファンカウルの下流部分が、コアエンジンと同心円状の位置から（パイロンに向かって）鉛直上方向にオフセットすることができる。すなわち、ファンカウルの長手方向中心線の下流部分が、図３の参照番号１００で示されるように、コアエンジンの中心線から（パイロンに向かって）鉛直上方向にオフセットすることができる。また、ファン排気ノズルの上部での流路面積の増大は、コアカウル７５の長手方向軸１１０がエンジンの長手方向中心線から下方向にオフセットされるようにコアカウル７５を（パイロンから遠ざかるように）下方向にオフセットすることによって得ることができる。本発明でテールコーンが使用される場合、コアエンジンによって発生するスラストの方向が鉛直方向にずれないように、コアカウルの最下流端はコアエンジンおよびテールコーンに対して対称に製造されるべきである。

ファン排気ノズルの２つの部分の断面積の差、およびファンダクトの上部での面積を増大させるためのファンカウルおよびコアカウルの鉛直方向への変位の大きさは、当然、エンジンのスラスト定格およびバイパス比と、パイロンの寸法と、コアエンジンおよびファンの寸法ならびに動作パラメータと、に依存する。一般に、エンジンが大きければ大きいほど、ファンダクトの上部を通るファン流れを部分的に妨害するパイロンの面積が大きくなり、それにより、より小さなエンジンで必要とされるよりも大きなファンダクト面積増大を必要とする。好ましい実施形態では、ファンダクトの上部における流路面積を増大させることは、コアエンジンの中心線からパイロンに向けてファンダクトをオフセットすること、およびエンジンの中心線に関してパイロンから遠ざかるようにコアカウルをオフセットすること、によってなされるが、エンジンナセル、およびパイロンの相対的な構成によっては、エンジンの中心線からこれらの構成要素の一方のみをオフセットさせることによってファン排気ノズル面積の必要な増大を得ることが可能である場合もあることを理解されたい。

ファンダクトおよびコアカウルは、それらの周りでの空気力学的な負荷の均等化のために通常そうであるように断面で概して円形のものとして図示してきたが、他の考慮事項のために、これらの構成要素の断面形状が円形とは異なることもあることを理解されたい。また、例示の（好ましい）実施形態では、パイロンが、航空機の翼の下の位置からエンジンを支持しているが、本発明は、航空機に対する動力装置の他の構成と共に採用されてもよい。例えば、本発明は、動力装置が航空機の翼の上、または胴体の側部に取り付けられた航空機で使用されてもよい。

本発明のファン排気ノズルを採用するタイプのガスタービンエンジンによって動力を得る商用輸送航空機の部分正面図である。 図１の線２−２の方向で取られた断面図である。 本発明の詳細を示すために動力装置のナセルの一部分が切断されて、切り離された状態での、図２の動力装置の拡大図である。 図３に示されるガスタービンエンジン動力装置の後面図である。

Claims (8)

1. ガスタービンエンジン動力装置であって、
   パイロンと、
   ファンと、
   前記パイロンによって支持されるとともに、前記ファンと位置が合うように設けられたナセルと、
   前記ナセルの内部に配置されるとともに、第１の長手方向中心線を有し、かつコアガスタービンエンジンの動作中に気流を放出する前記ファンを駆動するコアガスタービンエンジンと、
   前記ナセルの内部に配置されるとともに、前記コアガスタービンエンジンを囲み、かつ前記ナセルとコアカウルとの間に延在する前記パイロンの一部によって支持されるコアカウルと、を有し、前記パイロンの前記一部は、前記ナセルと前記コアカウルとの間の流路を一部制限しており、
   前記流路は、前記コアガスタービンエンジンの中心面の一方側に配置された第１の部分と、前記コアガスタービンエンジンの前記中心面の反対側に配置された対向部分と、を有し、
   前記ナセルが前記流路の周囲で前記パイロンに向かって前記長手方向中心線から垂直方向上向きにオフセットされているか、もしくは前記コアカウルが前記流路内で前記長手方向中心線から垂直方向下向きにオフセットされており、
   前記流路の第１の部分が前記対向部分よりも大きな流路断面積を有することを特徴とするガスタービンエンジン動力装置。
2. 前記中心面が、静止時に水平方向に沿っていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン動力装置。
3. 前記ナセルが前記流路の周囲で前記パイロンに向かって前記長手方向中心線から垂直方向上向きにオフセットされており、かつ前記コアカウルが前記流路内で前記長手方向中心線から垂直方向下向きにオフセットされていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン動力装置。
4. 内部にガスタービンエンジンを収容するように構成されたナセルであって、
   ファンダクトと、
   前記ファンダクトの内部に配置されて、該ファンダクトとの間にファンノズルを画定するとともに、長手方向中心線を有するコアエンジンカウルと、
   前記ファンダクトを貫通して延在するとともに、前記コアエンジンカウルに接触するパイロンと、
   を備え、
   前記ファンノズルは、前記ガスタービンエンジンの中心面の一方側に配置された第１の部分と、前記ガスタービンエンジンの前記中心面の反対側に配置された第２の部分と、を有し、前記パイロンが延在する前記ファンノズルの第１の部分は、前記ファンノズルの第２の部分よりも大きな流路断面積を有しており、
   前記ファンノズルが、前記パイロンの下流において前記長手方向中心線から垂直方向上向きにオフセットされているか、もしくは前記ファンノズルの内部に配置された前記コアカウルが、前記パイロンの下流において前記長手方向中心線から垂直方向下向きにオフセットされていることを特徴とするナセル。
5. 前記中心面が、静止時に水平方向に沿っていることを特徴とする請求項４に記載のナセル。
6. 前記ファンノズルが、前記パイロンの下流において前記長手方向中心線から垂直方向上向きにオフセットされており、かつ前記ファンノズルの内部に配置された前記コアカウルが、前記パイロンの下流において前記長手方向中心線から垂直方向下向きにオフセットされていることを特徴とする請求項４に記載のナセル。
7. 前記ファンダクトの断面が、その下流端で、略円形であることを特徴とする請求項４に記載のナセル。
8. 前記コアカウルの断面が、その下流端で、略円形であることを特徴とする請求項４に記載のナセル。

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