JP5557855B2 - 熱的に平衡のとれた航空機構造 - Google Patents

Description

本発明は、概して航空機構造に関し、より詳細には、ガスタービンエンジンの排気ノズル及びシェブロン、並びに熱シールド等の航空機構造に関する。

ガスタービンエンジンでは、空気が圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生させる。高圧タービン（ＨＰＴ）においてガスからエネルギーを抽出して圧縮機に電力を供給し、また、低圧タービン（ＬＰＴ）においてガスから更なるエネルギーを抽出してターボファン航空機エンジン用途における上流ファンに電力を供給する。

ターボファンエンジンでは、バイパスダクトが、コアエンジンを囲み、ファンノズルを通して加圧されたファン空気をバイパスさせて、推進スラストの大部分を発生させる。ファン空気の一部はコアエンジンに入り、そこで更に加圧されて高温燃焼ガスを発生し、それが一次又はコア排気ノズルを通して吐出されて、周囲のファン空気ストリームの内側で同心円状に更なる推進スラストを発生する。

航空機におけるエンジンの離陸運転時、高速度コア排気及びファン排気は、排気流が周囲空気流と混合する時に大きな騒音を発生する。商業用航空機エンジンにおける騒音減衰は、エンジン効率に悪影響を与える可能性がある重要な設計目標であり、これは商業用航空機における最重要設計目標である。

一般的なコア及びファン排気ノズルは、円錐形であり、その直径が薄肉環状後縁まで後方にテーパしている。ノズルは、単層の金属薄板であってもよく、或いはそれらの間に積層されたハニカム強化コアを備えた二層の金属薄板であってもよい。

ノズルはまた一般的に、構造剛性及び強度を高めて、コア及びファン排気ストリームが高速度でエンジンから吐出されるような運転時に発生する大きな圧力荷重に適応するようになった完全又はほぼ完全な環状リングとして形成される。

空気力学的効率を維持しながらの騒音減衰における大幅な進歩が、本譲受人に譲渡された米国特許第６，３６０，５２８号公報に開示されたシェブロン排気ノズルにおいて見られる。この特許では、三角形シェブロンの列が、高速度排気流と低速度周囲ストリームとの間での混合を高めた排気ノズルを形成している。個々のシェブロンは、支持環状排気ダクトの後方端部で一体的に形成され、それと共に複合的構造剛性及び強度を享受する。

しかしながら、一次コアノズル内の各シェブロンは、高温排気流上に片持ち支持されるので、特に航空機の過渡的な離陸運転時に、その半径方向反対面にわたって大きな温度差を受ける。

その結果、これらの温度差はシェブロン内の半径方向に温度勾配と、それに対応して特定のシェブロン構造による熱変形及び応力とを生じさせる可能性がある。また、熱変形はノズルの形状を大きく変化させ、その結果その空気力学的性能及び騒音減衰効果の両方に影響を及ぼす可能性がある。

例えば、片持ち支持シェブロンは、温度勾配によってその後方頂端部の望ましくない先端カールを受け、そのカールが、シェブロンノズルの有効流量範囲を含むシェブロン形状を変化させる。

上記に示した特許で見られたように単層の金属薄板のシェブロンを形成することによって、内部の温度勾配を最小にすることができ、同様にノズル形状の望ましくない変化を最小にする。

一次排気ノズルの単層構造は、運転時の高温で高い強度を有する頑丈な材料を必要とするため、その用途にチタンを利用することができる。

しかしながら、チタン金属は非常に高価で製造するのが難しく、航空機エンジンにとって特に重要な低重量という利点も享受するが、製造コストを増加させる。

米国特許出願公開第２００９／０１９８５７Ａ１号

従って、これらのコスト及び運転上の問題に対処するために、シェブロン排気ノズル等の改良された航空機構造を提供することが望ましい。

航空機構造は、コアによって互いに接合された内側及び外側スキンを含む。コアは、それによって熱伝導の平衡をとるために内側スキンと異なる熱伝導率を有する。

好適且つ例示的な実施形態に従って、本発明をその更なる目的及び利点と共に、添付図面と関連して行なった以下の詳細な説明においてより詳細に説明する。

例示的なターボファン航空機エンジンの部分断面軸方向概略図である。 図２に示すエンジンの、そこから分離された一次コア排気ノズルの等角図である。 図２に示す排気ノズルの一部分の拡大部分断面等角図である。 図３に示すシェブロン排気ノズルの一部分の線４−４に沿った分解等角図である。

図１は、一部が示された航空機１２の主翼に適切に接合された航空機ターボファンガスタービンエンジン１０を示す。エンジンは、従来構成において、直列流れ連通状態で互いに動作接合されたファン１４、低圧圧縮機１６、高圧圧縮機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。

エンジンはまた、コアエンジン及びＬＰＴを囲むコアナセル又はカウル２６と、ファン及びコアカウルの前方部を囲み、そこから半径方向外側に離間配置されてファンバイパスダクト３０を形成したファンナセル又はカウル２８とを含む。従来の中心本体又はプラグ３２がＬＰＴから後方に延在し、コアカウルの後方端部から半径方向内側に離間配置される。

運転時、周囲空気３４は、ファン１４内だけでなく、ファンナセルの周囲を流れる。空気は、ファンによって加圧され、ファン排気としてファンダクトを通して吐出されてスラストを発生する。ファンを通過して流れる空気の一部分は、コアエンジン内で圧縮され、燃料と適切に混合して点火されて、高温燃焼ガス３６を発生し、高温燃焼ガスは、コア排気としてコアエンジンから吐出される。

より具体的には、コアエンジンは、その後方端部に一次又はコア排気ノズル３８の形態の航空機構造を含み、コア排気ノズルは、中心プラグ３２を囲んでコア排気ガスを吐出する。コアノズル３８は、図１及び２に示す例示的な実施形態におけるエンジンの軸方向中心線軸に関して略軸対称であり、改良されたシェブロン排気ノズルを形成する。

必要に応じて、ファンナセル２８の後方端部におけるファンノズル４０のためにシェブロン排気ノズル等の別の形態の航空機構造を使用して、コアカウル２６の周囲に加圧ファン空気を吐出することができ、そこで加圧ファン空気もまた、飛行時に航空機が推進されるにつれて周囲空気流と接触して混合する。

一次排気ノズル３８は、図２では分離して示されており、図３ではその拡大部分が示されており、図４では軸方向分解図で示されている。また、図１に示すように、一次ノズル３８は、タービン後部フレーム４２に適切に接合される。

より具体的には、ノズル３８は、図２に示すようにその前方端部に一体的に形成された環状取付フランジ４６を有する環状排気ダクト４４を含む。取付フランジ４６は、タービン後部フレーム４２の一部分に対して排気ダクトを従来通りに取り付けるために使用される。

排気ダクト４４は、軸方向後方に延在し、収束円錐部分で終端して、図１に示すような中心プラグ３２の周囲にコア排気３６を吐出する。排気ダクトの後方端部は、図４に示す環状支持フランジ４８を有し、これが排気ダクトの構造剛性及び強度を高める。

環状フェアリング５０が、ダクト４４を囲んでそこから半径方向外側に離間配置され、共通の支持フランジ４８において共に終端する。フェアリング５０は、後方支持フランジ４８から上流方向にその外径が増大し、コアカウル２６の後方端部と同一平面状で適切に一体化して、その上にわたってファン空気３４が吐出される空気力学的に滑らかな表面を形成する。

図４には、共通の環状支持フランジ４８に接合する排気ダクト４４及びフェアリング５０の後方端部が明確に示されている。ダクト及びフェアリングは、約６３ミル（１．６ミリメートル）の厚さの比較的肉厚の金属薄板で製造されており、共通の支持フランジ４８の対応する内側及び外側脚に対して、例えば溶接によって一体的に接合される。

これらの３つの要素の集合組立体は、大きな剛性及び強度の完全環状リングを形成し、これらの構成要素の全ては、タービン後部フレームに取り付けられた共通の取付フランジ４６から順に懸吊されている。

図３に一部が最初に示された共通の環状支持フランジ４８は、少なくとも１つのシェブロン、一般的にはモジュラシェブロン５２の完全列等の複数のシェブロンを排気ダクトの後方端部に取り付けるための簡便且つ頑丈な支持体を形成し、モジュラシェブロンは、様々な方法で支持フランジ４８に対して適切に固定接合することができる。

図２は、一次ノズル３８において見られる様々な幅又は寸法の８個のモジュラシェブロン５２を示しており、図３及び４はその共通特徴を示している。

より具体的には、各シェブロン５２は、同様な三角形構成を有する半径方向内側スキン５４及び半径方向外側スキン５６を含むデュアルスキン組立品である。２つのスキンは、それらの間に半径方向に延在する中空構造コア５８によって互いに積層される。

一次ノズル構成として、２つのスキンを従来の薄い金属薄板で形成して、滑らかな空気力学的表面を形成することができる。また、コア自体を薄い金属薄板で形成して、強度を維持しながら重量を削減することもできる。

スキン及びコアは、コアガス３６の高温に耐えるのに適した金属合金で製造することができ、一体的に接合された単一組立体として従来通りにロウ付けして、剛性及び強度を高めることができる。そのように結合された金属構成要素の組立体は、内側スキンからコアを通って外側スキンまでの直接熱経路を確保して、それによって熱を熱伝導する。

シェブロン５２は、図３に示すように、円周方向又は側方に幅広の基部端部６０を含む、必要に応じて異なる寸法の共通構成を共有し、その対向する後方端部において好ましくはアーチ形頂部６２まで幅Ｗが側方に減少して、その三角形輪郭を形成する。

２つのスキンは、例えばロウ付けによって、図４に示すアーチ形基部フランジ６４の両側面上に互いに固定接合されており、このフランジ６４は、各シェブロンを共通の支持フランジ４８に堅固に取り付ける。

従って、図３に示す各シェブロン５２は、幅広の基部６０を備えた状態で共通の支持フランジ４８において始まり、その後縁６６に沿って幅Ｗが減少し、シェブロンの後方端部における好ましくは丸い頂部６２で終端する。

それに対応して、個々のシェブロンが下流方向に幅が収束するにつれて、拡散スロット６８が、隣接するシェブロン間に形成され、シェブロンの対向する後縁の対向部分に沿って下流方向に側方幅が増大する。

図３に示すように、中空コア５８は、指示フランジ４８の背後においてシェブロンの三角形構成全体にわたって延在するのが好ましい。シェブロンは、各シェブロンの後縁６６に沿って延在し、基部と頂部の間において各シェブロンの全周辺部を支持フランジ４８と共に形成する連続リムによって境界付けられるのが好ましい。従って、薄肉スキン５４，５６は、コア５８、剛性基部フランジ６４、及び境界剛性後縁リム６６によって互いに堅固に接合される。

従って、各シェブロンは、一次ノズル全体とは独立して簡便に製造することができる個々のサブ構成要素のモジュラ又は単一組立体である航空機構造である。個々のシェブロンは、デュアルスキン、コア、支持フランジ、及び周辺リムの共通のモジュラ特徴を共有するが、寸法を簡便に変更してノズルにおけるシェブロンの全補足物の空気力学的性能を最大にすることができる。

図３に示す各シェブロン５２は、混合性能及び騒音減衰を高めるような三角形構成を有しているので、幅広の基部６０と幅狭の頂部６２の間でシェブロンの長手方向又は軸方向長さＬにわたって円周方向幅Ｗが側方に収束している。更に、各シェブロン５２は、基部フランジ４８と頂部６２の間で半径方向厚さＴがテーパ又は減少しているのが好ましい。

側方又は円周方向テーパは、図３に明確に示されており、半径方向又は横断方向テーパは、図４に明確に示されている。シェブロン５２全体はその上流側基部フランジ６４において支持されるので、そこから片持ち支持され、デュアルスキンのテーパボックス構造は、その剛性及び強度を高めると同時にそれに対応して重量を削減する。

各スキンは、支持フランジ４８を一体的に支持する排気ダクト４４及びフェアリング５０の厚さよりも大幅に薄い約１２ミル（０．３０ミリメートル）の公称厚さを有する薄い金属薄板であるのが好ましい。

また、図４に示すように、シェブロンの厚さＴは、シェブロンの基部端部において最大値Ｔ１を有し、厚さが頂部６２における最小厚さＴ２まで減少している。最大厚さＴ１は、約４４０ミル（１１ミリメートル）とすることができ、最小厚さＴ２は、約１００ミル（２．５ミリメートル）とすることができ、厚さは、それらの間で滑らかに減少している。

図２は、片持ち支持シェブロンの各々上に正味空気力学的圧力を発生させるファン排気３４の外部流れ及びコア排気３６の内部流れを示している。この圧力は次に、シェブロンにわたって作用する反時計回りトルク又はモーメントを生じさせ、これは次いで、その基部フランジ６４によって支持される。

空気力学的モーメント荷重は次に、基部フランジ６４から環状支持フランジ４８内に伝達され、次いで排気ダクト４４に沿って上流方向にタービン後部フレームに伝達される。

図３に最初に示すように、モジュラシェブロン５２は、排気ダクト及びその周囲のフェアリング５０の空気力学的に滑らかな連続部を形成して、本来の単層シェブロンノズルの性能及び騒音減衰の利点を享受する。更に、個々のシェブロンは、事前に製造されて組み立てられて、完全環状又は単一ノズル構造では実用的でない製造上の利点を有する一次ノズル全体を完成させることができる。

図３に示す各シェブロン５２は、対応する凸面形外側スキン及び凹面形内側スキンを備えた状態で円周方向にアーチ形である。

更に、各シェブロンは、軸方向又は長手方向において更にアーチ形にして、本来の単層シェブロンの複合アーチ形又は椀形構成を形成することができる。具体的には、シェブロンの内側スキン５４は、内側スキンが付加的に軸方向凹面形並びに円周方向凹面形となるように図４に示す軸方向平面又は断面内において曲率半径Ｒを有する。

それに対応して、外側スキン５６は同様に、軸方向に外向き凸面形であるのに加えて円周方向に外向き凸面形である。

内側及び外側スキン５４，５６の複合湾曲面は、シェブロンが共通の支持フランジ４８上に取付けられているその基部又は根元端部から対応する頂部６２におけるその後方又は遠位端部までの間でシェブロンの半径方向厚さＴを変化させる付加的な設計変数を備えた状態で、空気力学的性能を最大にするような利点を得るために使用することができる。

幾つかの図に示す好適な実施形態では、シェブロンの厚さＴは、円周方向に一定に維持されるが、その基部及び頂部端部間で軸方向により薄く変化又はテーパしている。

図３及び４に示すように、個々のシェブロン５２の強度を更に高めるために、中空コア５８は、例えばロウ付けによってデュアルスキン５４，５６間に積層された好ましくは金属ハニカムの形態である。ハニカムは、半径方向又は横断方向に延在してスキンを橋渡しする六角形空隙又は中空セル７０を含む。

ハニカムコア５８は、基部フランジ６４から後方にシェブロン頂部６２まで軸方向に、且つ境界リムの直ぐ内側で後縁６６に沿って各シェブロンの側方両側面間で円周方向に、図３に示す積層スキンのほぼ全表面積にわたって延在するのが好ましい。

シェブロン後縁リム６６の好適な実施形態が図３に示されており、２つのスキン間で外側寄りに面し、そこに僅かに凹設される薄い固体金属薄板ストリップを含む。ハニカムコア５８は、２５０ミル（６．３ミリメートル）の六角形セル寸法を有することができ、それに対して堅固に接合された周辺リム６６によって側方に境界付けられる。

ハニカムコア及び金属薄板リムは、内側及び外側スキンにロウ付けして、高い剛性及び強度を有しながら依然として非常に軽量である単一モジュラシェブロンを形成することができる。

図４は、支持フランジ４８の相補型トング上に溝付きフランジ６４を係合させるシェブロン５２の１つの軸方向組立を示しており、図３はそれらの間における継手の最終組立を示している。

各シェブロン５２は、スキン及び基部フランジ６４を貫通して横断方向又は半径方向に延在し、支持フランジ４８を貫通した対応する開口と整列した開口列を含む。従来のリベットのような個々のファスナを各開口内で使用して、それらと共に実はぎ継手を用いて支持フランジ４８上にシェブロンの各々を固定的に独立して取り付けることができる。

従って、各シェブロン５２は、排気ダクト４４の後方端部において環状支持フランジ４８にしっかりと固定され、高温のコア排気３６を低温のファン排気３４と適切に混合して、運転時の騒音を減衰する。

各シェブロンは、共通の支持フランジ４８から片持ち支持されるので、それを横断して半径方向に働く大きな圧力荷重に単独で持ちこたえる。

しかしながら、高温のコア排気３６と低温のファン排気３４との大きな半径方向温度差により、片持ち支持シェブロンが背景のセクションにおいて開示した望ましくない先端カール問題にさらされる。

具体的には、高温の内側スキン５４は低温の外側スキン５６の熱膨張よりも大きく熱的に膨張する傾向があり、この膨張差が、その構成要素が単一の金属合金から製造される場合に上記で開示した積層シェブロン構成において大きな先端カールをもたらす可能性がある。

開発試験は、シェブロンの先端カールがノズル形状を大幅に変化させ、従ってノズルの空気力学的性能及び効率を低下させ、更に、シェブロンノズル自体の騒音減衰を大幅に削減することを示した。先端カールは、排気温度変化が最も大きいエンジンの過渡運転の下で最も顕著になるが、巡航のような定常状態運転時にも、温度勾配がシェブロン全体に生じる場合はいつでも発生する可能性がある。

シェブロンスキンの熱膨張差を最小にし、それに応じて制御するために、それらのスキン、及びハニカムコアは、例えば、材料Ａ，Ｂ，及びＣとして図４に概略的に示した選択的に異なる材料から製造されるのが好ましい。各材料は、コアノズル３８の高温環境に耐えるのに適した金属又は金属合金であるのが好ましく、それに対応して異なる材料組成及び材料特性、特に異なる熱性能を有する。

より具体的には、コア５８自体は、シェブロン重量を削減するために中空であるにもかかわらず、その強度及び剛性を維持するので、必然的にシェブロンの必要な半径方向厚さＴにわたって２つのスキンを半径方向に分離し、従って、特に最大の騒音減衰が望まれる航空機の離陸に対応する過渡運転において、シェブロン内に大きな半径方向温度勾配を生じさせる。

温度勾配は次に、対応する熱歪み及び応力を発生させ、運転時にそれに対応して異なる熱膨張を２つのスキンに起こさせ、これが望ましくない先端カールの問題とノズル流量範囲形状の変化とを招く可能性がある。

しかしながら、内側スキン５４の材料Ａと異なるコア材料、例えばＣを優先的に選択することによって、コア５８内の熱伝導を優先的に制御することができる。

コアノズル３８に関しては、内側スキン５４のものよりも大きな熱伝導率を有するコア材料Ｃを組み込んで、内側スキン５４からコア５８を通って外側スキン５６までの熱伝導を大幅に向上させ、次いでシェブロン全体にわたる熱分配の平衡を良好にとることが望ましい。コアは、構造部分及び導電部分からなり、導電部分は内側及び外側スキンの両方よりも大きな熱伝導率を有している。

このようにして、２つのスキンとコアの間の温度勾配を大幅に削減することができ、外側スキン５６の熱膨張は、内側スキン５４の熱膨張と良好に適合し、それによってそれらの間の膨張差を減少させ、従って望ましくない先端カールを最小にするように増大させることができる。従って、ノズル、シェブロン、熱シールド等の航空機構造は、内側及び外側スキン並びにコアを有する熱的に平衡のとれた材料から製造することができる。

熱伝導率は、金属の１つの共通の材料特性であり、例えば室温におけるワット毎メートル毎度（Ｋ）で表され、ミリメートル毎ミリメートル毎度（Ｆ）で表される熱膨張係数（ＣＴＥ）は、温度上昇時の長さの増大又は膨張を表す別の共通の材料特性である。

共通の材料且つ共通の温度では、結果として生じる熱膨張は同じになる。しかしながら、共通の材料且つ異なる温度では、結果として生じる熱膨張は異なる。

従って、それらが同じだろうと異なっていようと、２つのスキンの特定の材料組成とは無関係に、その運転温度の違いが減少すると、その熱膨張の違いがそれに対応して減少し、このことを、シェブロンの望ましくない先端カールを効果的に削減するために使用することができる。

高熱伝導性コア５８を、特に低熱伝導性内側スキン５４並びに低熱伝導性外側スキン５６と併用して、過渡運転時並びに定常状態運転時にモジュラシェブロンの望ましくない先端カールを削減するのに特別な利点を得ることができる。従って、本明細書に記載したような熱的に平衡のとれた材料を利用して、所望の熱的形状特性を備えた、熱的に平衡のとれた航空機構造、例えば排気ノズル、シェブロン、熱シールド等を製造することができる。

コア５８はモジュラシェブロン５２の集合強度と一体であるので、コア５８は、その熱伝導率を増加させたいという要望にもかかわらず、十分な強度を有する必要がある。換言すれば、熱伝導率の増加は、コア強度の望ましくない減少を伴って達成されてはならない。

従って、コア５８の熱伝導率を選択的に増加させるための１つの構成は、その２つ、又はそれ以上の層のハニカムを形成することである。図４は、ハニカムコア５８が積層された第１及び第２層７２，７４を有し、それらが共に六角形セル７０の各々を囲む六角形壁を形成する１つの実施形態を示している。

２つの層７２，７４の各々は、異なる材料組成を有する薄い金属薄板であり、第１層７２は材料Ｃから製造され、第２層は異なる材料Ｄから製造されているのが好ましい。

特に、第１層７２は、内側スキン５４の熱伝導率、並びに外側スキン５６及び第２層７４の熱伝導率よりも実質的に大きな熱伝導率を有する。

従って、シェブロン５２の様々な金属構成要素は、モジュラシェブロンの強度を高めると同時に、内部の温度勾配によるその望ましくない形状変化を最小にするために個々に選択された、異なる材料組成及び異なる材料特性を有する様々な材料から形成することができる。

ハニカム層７２，７４の少なくとも１つは、内側スキン５４よりも高い熱伝導率を有するのが好ましいが、そうでなければコア５８の高い熱伝導率をそこに導入することができる。高熱伝導性の第１層７２の利点は、ハニカム構成の低重量及び強度の維持が容易であることであり、第１層７２が主に熱伝導の向上をもたらし、第２層７４が必要な強度をもたらしている。

二層ハニカムコア５８は、金属薄板スキン５４，５６のような金属薄板で容易に製造することができる。２つの層７２，７４は半セルストリップに積層することができ、半セルストリップは４つの層で互いに当接させて六角形セルを形成することができる。

ハニカムストリップが２つのスキンの間に挟み込まれ、従来のロウ付けによって互いに接合されて一体的な単一モジュールになる。全面ロウ付け継手が、層の縁部と囲んでいるスキン５４，５６との間に対応するロウ付け継手を備えた状態で、当接しているコア層７２，７４自体の間に側方に形成される。

シェブロン構成要素のような航空機構造に対して選択的に様々な材料を利用することは、更に熱応答の更なる向上と、必要に応じて望ましくない先端カールの更なる削減という付加的利点のために用いることができる。

例えば、２つのスキン５４，５６は、選択的に異なる熱膨張係数を有することができ、外側スキン５６は内側スキン５４よりも大きなＣＴＥを有する。

図４に示すコアノズル３８の構成では、シェブロン５２が高温のコア排気３６と境界を接するのに対して、それ自体は実質的に低温のファン排気３４に囲まれている、即ちそれを浴びている。従って、内側スキン５４の運転温度は、特に離陸のような過渡運転時、外側スキン５６の運転温度よりも高くなる。

従って、高い又は大きな熱膨張係数の低温の外側スキン５６を使用することにより、その外側スキン５６は、そうでない場合よりも更に熱的に膨張し、それによって高温の内側スキン５４との膨張差を削減する。

２つのスキンの異なるＣＴＥの効果によってコアの高い熱伝導率を補足し、それらの２つの効果を集合的に使用して、シェブロンの結果として生じる先端カールを調整することができる。さもなければシェブロンの全体にわたる同一材料に生じたであろうカールの大幅な削減は、上記のように様々な材料を選択することによって達成することができ、先端カールの削減は必要に応じてほぼゼロまで減少されるか、更には最適ならば、先端カールを半径方向外から半径方向内へ逆方向にする。

分析された１つの実施形態において、シェブロンの先端又は頂部６２における半径方向変位によって測定された全体の先端カールは、単一材料のシェブロンのシェブロン長さの約５パーセントと同じ大きさになるはずである。しかし、上記に開示した複数材料のシェブロンでは、その先端カールは、半径方向外側方向に数ミル、又はゼロまで減少し、更には−１パーセントに近づく大きさに半径方向内側方向へと逆にすることができる。

従って、モジュラシェブロンの材料選択の熱効果は顕著であり、例えば離陸又は巡航のような所望の設計点においてシェブロン設計の更なる変化を可能にする。

コアノズル３８はコア排気３４の高温にさらされるので、モジュラシェブロン５２の複数材料を使用して、その熱性能の平衡をとると共に、望ましくない先端カールを優先的に削減するという利点を得ることができる。

インコネル（又はインコ）は、現代のガスタービンエンジン、特に高温燃焼ガスにさらされるその構成要素の製造において一般に使用されるニッケル基金属合金である。これはチタンよりも安価だが、チタンの強度重量利点を享受するものではない。

シェブロンはそれでも、インコネルから複数層の金属薄板モジュラ形態に製造して、上記に開示したより高価な単層チタンシェブロンに置き換えることができる。

例えば、内側及び外側スキン５４，５６は、９．８の熱伝導率及び７．１×１０^-6のＣＴＥを有するインコ６２５又はＡＭＳ５５９９から形成することができ、この材料はチタンよりも安価である。

コストを更に削減するために、外側スキン５６は、１６の熱伝導率、及び内側スキンのＣＴＥよりも依然として適切に大きい９．６×１０^-6のＣＴＥを有するＡＩＳＩ３４７のような適切なステンレス鋼から形成することもできる。

内側スキン５４は、１４．８の熱伝導率を有するインコ９０９のようなその他の材料から形成することもできる。

ハニカムコア５８は、適切に異なる材料から形成することができ、例えば、第１層７２は３８５の大きな熱伝導率を有する銅である一方、第２層７４は９．８の小さな熱伝導率を有するインコ６２５である。しかしながら、２つの異なるコア層７２，７４の複合熱伝導率は、約１９７と更にもっと大きく、内側スキン５４の熱伝導率よりも効果的に大きくなっている。

コアノズル３８用の高い性能を有する材料の１つの組み合わせでは、内側スキン用の材料Ａはインコ６２５であり、外側スキン５６用の材料ＢはＡＩＳＩ３４７であり、第１コア層７２用の材料Ｃは２ミル（０．０５ミリメートル）厚の銅であり、第２コア層７４用の材料Ｄは２ミル（０．０５ミリメートル）厚のインコ６２５である。

この材料の組み合わせにより、過渡離陸運転状態時の先端カールがごく僅かなコアノズル３８のモジュラシェブロン５２が得られる。

また、様々な材料の組み合わせは、必要に応じて様々な運転条件及び運転環境に使用することができる。

図１に示すシェブロンファンノズル４０は加圧ファン排気３４を囲んでいるので、外部の周囲空気との温度差はコアノズルに対する温度差よりも少なくなる。

それにもかかわらず、ファンノズル４０のモジュラシェブロンは、運転時のその形状変化を削減するように、更に複合材料を含む適切に異なる材料によって形成することもできる。

上記に開示した個々のシェブロン５２のモジュラ構成により、その後の組立に向けて個々に簡便且つ経済的に事前に製造することができる頑丈且つ軽量なシェブロンモジュールが得られる。共通の支持フランジ４８は、それに対して必要に応じて個々のモジュラシェブロンを取り付け又は取り外しすることができる高い剛性及び強度を有する完全環状支持構造を形成する。

シェブロンのモジュラ構成はまた、その様々な構成要素の製造において、必要に応じて上記に開示した好適な複数の金属構成から先端複合材料まで、様々な材料の使用を可能にする。従って、そのような複数材料を使用して、熱的に運転温度の平衡をとると共に、熱応力、歪み、及び望ましくない先端カールを削減することができる。

前述の説明の多くはガスタービンエンジンの排気ノズル及びシェブロンに着目してきたが、本明細書に記載の多層材料は、本明細書に記載の排気ノズル及びシェブロン等の航空機構造を含むがこれに限定されず、熱シールドや、そのような材料によってもたらされる熱平衡及び安定性が有効に利用されるその他の構造も含む、多種多様なその他の構造の製造において利用することができることを理解されたい。

本明細書では、本発明の好適且つ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、本発明のその他の変更が、本明細書の教示から当業者には明らかであり、従って、全てのそのような変更は、本発明の技術的思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることを切望する。

従って、本特許出願によって保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載し且つ特定した発明である。

Claims (16)

1. 環状排気ダクトに固定接合されたシェブロンの列からなり、
   前記シェブロンの各々は、前方基部と後方頂部の間において後縁に沿って収束する半径方向内側スキン及び外側スキンを含み、
   前記スキンは各シェブロンにおいて対応するコアに積層されており、前記コアは前記内側スキンよりも大きな熱伝導率を有し、前記外側スキンは前記内側スキンよりも大きな熱膨張係数を有する、排気ノズル。
2. 前記シェブロンの各々は、前記基部と頂部の間において軸方向に円周方向幅及び半径方向厚さが収束する、請求項１に記載のノズル。
3. 前記内側スキン、外側スキン、及びコアは、前記内側スキンから前記コアを通って前記外側スキンまで熱を熱伝導するように互いに接合された金属薄板からなる、請求項２に記載のノズル。
4. 前記コアは、前記内側及び外側スキンを橋渡しする中空セルを有するハニカムからなる、請求項３に記載のノズル。
5. 前記内側及び外側スキンは軸方向及び円周方向にアーチ形であり、前記ハニカムコアはそれらの間で前記スキンを半径方向に橋渡しする、請求項４に記載のノズル。
6. 前記コアは、構造部分及び導電部分からなり、前記導電部分は前記スキンの両方よりも大きな熱伝導率を有している、請求項１に記載のノズル。
7. 前記内側スキン、外側スキン、及びコアは、異なる材料組成を含む、請求項１に記載のノズル。
8. それらの間のコアによって一体的に互いに接合された内側及び外側スキンからなり、
   前記コアは、前記内側スキンよりも大きな熱伝導率を有し、
   前記外側スキンは、前記内側スキンよりも大きな熱膨張係数を有する、排気シェブロン。
9. 前記内側及び外側スキンは、基部と対向頂部の間において長手方向に後縁に沿って側方幅が収束する、請求項８に記載のシェブロン。
10. 前記内側及び外側スキンは、前記基部と頂部の間において長手方向にアーチ形であり、横断方向厚さが収束する、請求項９に記載のシェブロン。
11. 前記コアは、対応して異なる材料組成を有する前記スキン間に積層されたハニカムからなる、請求項９に記載のシェブロン。
12. 前記コアは、構造部分及び導電部分からなり、前記導電部分は前記スキンの両方よりも大きな熱伝導率を有している、請求項８に記載のシェブロン。
13. 一列に配列され、その前記基部において環状支持フランジに固定接合され、前記内側スキンが半径方向内側に面している、請求項１０に記載の複数のシェブロン。
14. それらの間で半径方向にコアによって互いに積層された、異なる材料組成を有する半径方向内側スキン及び半径方向外側スキンを各々が有するシェブロンの列からなり、
    前記コアが、前記スキン間に積層されたハニカムからなり、前記内側スキンよりも大きな熱伝導率を有し、
    前記外側スキンは、前記内側スキンよりも大きな熱膨張係数を有する、排気ノズル。
15. 前記シェブロンの各々は、前方基部と対向する後方頂部の間において後縁に沿って軸方向に円周方向幅が収束し、
    前記内側及び外側スキンは、前記基部と頂部の間においてそれぞれ軸方向凹面形及び凸面形である、請求項１４に記載のノズル。
16. 前記コアは、構造部分及び導電部分からなり、前記導電部分は前記スキンの両方よりも大きな熱伝導率を有している、請求項１４に記載のノズル。