JP6378736B2

JP6378736B2 - ジェットエンジン排気用圧縮カウル

Info

Publication number: JP6378736B2
Application number: JP2016221093A
Authority: JP
Inventors: トーマス・イグレウスキ
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2015-11-23
Filing date: 2016-11-14
Publication date: 2018-08-22
Anticipated expiration: 2036-11-14
Also published as: CN107013268A; CA2948263C; US10920713B2; US20170145957A1; JP2017096279A; BR102016027313A2; CA2948263A1; EP3171009B1; CN107013268B; EP3171009A1; PL414889A1

Description

本発明は、ジェットエンジン排気用圧縮カウルに関する。

燃焼タービンエンジンは、エンジンを通って複数のタービンブレード上を通過する燃焼ガスの流れからエネルギーを抽出する回転エンジンである。タービンエンジンは、陸上および海上移動ならびに発電用に使用されているが、最も一般的には、ヘリコプターを含む航空機の推進などの航空用途で使用されている。地上用途では、タービンエンジンは、発電用に使用されることが多い。

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推力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、流量と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。流れを制御することは、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。

ファンとコア排気ノズルの両方は、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び、その下流側端部でエンジンの排気ノズルで終端する。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バイパスダクトを画定し、環状バイパスダクトは、ファン排気ノズルで終端する。

米国特許出願第７９００４３３号明細書

軸流配置において圧縮機セクションと、燃焼セクションと、タービンセクションとを備えるコアを備える高バイパスガスタービンエンジン。エンジンはさらに、コアとの軸流配置において上流側のファンセクションと、コアとの軸流配置において下流側の排気セクションと、コアおよび排気セクションの一部を囲むコアカウルであって、排気セクションから離間してコアカウルと排気セクションとの間のコア出口を画定するコアカウルとを備える。エンジンはさらに、ファンセクションおよびコアカウルの一部を囲むファンカウルであって、コアカウルから離間してファンカウルとコアカウルとの間にファン出口を有する角状バイパス流路を画定するファンカウルを備える。

コアカウルと、コアカウルの少なくとも一部を囲むファンカウルであって、コアカウルから離間してファンカウルとコアカウルとの間にファン出口を有する角状バイパス流路を画定するファンカウルとを備える高バイパスガスタービンエンジン用カウルアセンブリ。出口の直下流側のコアカウルの少なくとも一部は、凹状断面を有する。

間に遷移部を有する亜音速領域および超音速領域と、少なくとも遷移部に存在する凹状断面とを備える高バイパスガスタービンエンジン用コアカウル。

ガスタービンエンジンコアの概略断面図である。図１のコアを囲むコアカウルを示す概略図である。一般的な排気システムの亜音速領域および超音速領域を示すエンジンの排気セクションの概略図である。図２の凹状コアカウルの亜音速領域および超音速領域を示す概略図である。図３の一般的な排気システムからの衝撃波を示す勾配図である。図４の凹状コアカウルからの衝撃波を示す勾配図である。図５の一般的な排気システムと図６の凹状コアカウルのファンノズル圧力比における効率を示すプロットである。

本発明の記載される態様は、排気システム、特にガスタービンエンジンを対象とする。説明のために、本発明は、航空機ガスタービンエンジンに関連して記載される。しかしながら、本発明は、これに限定されるものではなく、他の移動体用途、ならびに非移動体の工業用途、商業用途、および住宅用途などの非航空機用途に一般的に適用されることが理解されよう。

本明細書で使用する場合、用語「前方」または「上流」は、エンジン入口、または他の構成要素と比較してエンジン入口に比較的近い構成要素に向かう方向に移動することを示す。「前方」または「上流」と併せて使用される用語「後方」または「下流」は、エンジン中心線に対してエンジンの後方または出口に向かう方向を示す。

加えて、本明細書で使用する場合、用語「半径方向の」または「半径方向に」は、エンジンの長手方向中心軸線とエンジン外周との間を延びる寸法を示す。

全ての方向性の言及（たとえば、半径方向、軸方向、近位、遠位、上側、下側、上向き、下向き、左、右、横、前、後、上部、底部、上方、下方、垂直、水平、時計回り、反時計回り、上流、下流、後方など）は、読み手の本発明の理解を助けるために識別の目的で使用しているに過ぎず、特に位置、向き、または本発明の用途に関して限定するものではない。接続に関する言及（たとえば、取り付け、結合、接続、および接合）は、広義に解釈すべきであり、別途指示されていない限り、一群の要素間の中間部材および要素間の相対移動を含むことができる。したがって、接続に関する言及は、必ずしも２つの要素が互いに固定関係で直接接続されることを示唆するものではない。例示的な図面は、単に説明のためのものであり、本明細書に添付される図面中に示されている寸法、位置、順序および相対サイズは変えることができる。

図１は、航空機用ガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、前方１４から後方１６に延びる略長手方向に延びる軸線または中心線１２を有する。エンジン１０は、下流直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタまたは低圧（ＬＰ）圧縮機２４および高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排気セクション３８とを含む。

ファン２０は、中心線１２の周りに半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、およびＨＰタービン３４は、エンジン１０のコア４４を形成する。コアケーシング４６は、コア４４を囲む。

エンジン１０の中心線１２の周りに同軸方向に配置されたＨＰシャフト４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動可能に接続する。より大きな直径の環状ＨＰスプール４８内にエンジン１０の中心線１２の周りに同軸方向に配置されたＬＰシャフト５０は、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４およびファン２０に駆動可能に接続する。シャフト４８，５０のいずれかまたは両方に取り付けられ、共に回転するエンジン１０の部分は、個々にまたは集合的にロータ５１とも呼ばれる。

ＬＰ圧縮機２４およびＨＰ圧縮機２６はそれぞれ、複数の圧縮機段５２，５４を含み、ここでは圧縮機ブレード５６，５８のセットが固定圧縮機ベーン６０，６２（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体ストリームを圧縮または加圧する。単一の圧縮機段５２，５４において、複数の圧縮機ブレード５６，５８は、リング状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して半径方向外側に延びることができるが、対応する固定圧縮機ベーン６０，６２は、回転ブレード５６，５８の下流側に隣接して配置される。図１に示されるブレード、ベーン、および圧縮機段の数は、説明のために選択されおり、他の数も可能であることに留意されたい。圧縮機の段のブレード５６，５８は、ディスク５３に取り付けることができ、これは自身のディスクを有する各段と共にＨＰおよびＬＰシャフト４８，５０の対応する１つに取り付けられる。ベーン６０，６２は、ロータ５１の周りに周方向配置でコアケーシング４６に取り付けられる。

ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６はそれぞれ、複数のタービン段６４，６６を含み、ここではタービンブレード６８，７０のセットが固定タービンベーン７２，７４（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体ストリームからエネルギーを抽出する。単一のタービン段６４，６６において、複数のタービンブレード６８，７０をリング状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して半径方向外側に延びることができるが、対応する固定タービンベーン７２，７４は、回転タービンブレード６８，７０の上流側に隣接して配置される。図１に示されるブレード、ベーン、およびタービン段の数は、説明のために選択されおり、他の数も可能であることに留意されたい。

動作時には、回転ファン２０は、周囲空気をＬＰ圧縮機２４に供給し、次いで、ＬＰ圧縮機２４が加圧した周囲空気をＨＰ圧縮機２６に供給して、ＨＰ圧縮機２６が周囲空気をさらに加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気は、燃焼器３０において燃料と混合されて点火され、それにより燃焼ガスを発生する。これらのガスからＨＰタービン３４によって幾らかの仕事が抽出され、これによりＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスは、ＬＰタービン３６に吐出され、ＬＰタービン３６が追加の仕事を抽出してＬＰ圧縮機２４を駆動し、最終的に排気ガスは、排気セクション３８を介してエンジン１０から吐出される。ＬＰタービン３６を駆動することにより、ＬＰシャフト５０を駆動してファン２０およびＬＰ圧縮機２４を回転させる。

ファン２０によって供給される周囲空気の一部は、エンジンコア４４をバイパスし、エンジン１０の一部の冷却に使用され、および／または航空機の他の態様の冷却または動力供給に使用することができる。タービンエンジンの関連において、エンジンの高温部分は通常、燃焼器３０、特にタービンセクション３２の下流側にあり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８の直ぐ下流側にあるときに最も高温の部分である。冷却流体の他の供給源は、限定ではないが、ＬＰ圧縮機２４またはＨＰ圧縮機２６から吐出される流体とすることができる。

図２は、エンジンコア４４を囲むカウル構造を最も良く示す、高バイパスガスタービンエンジンとして示されるガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０は、ファンカウル４０と、コアカウル７６とを含む。ファンセクション１８はさらに、ブレード４２が取り付けられるノーズ７８を含む。ファンセクション１８に吸入される空気の大部分は、エンジン１０の後方をバイパスし、追加のエンジン推力を発生する。バイパスした空気は、ファンカウル４０とコアカウル７６との間の環状のバイパス流路８０を通過して、ファン出口８２を通ってバイパス流路８０から流出する。バイパス流路８０は、角寸法を有することができる。コアカウル７６は、バイパス流路８０の半径方向内側の境界を画定してエンジンコア４４から後方に延びるコア出口８４に遷移面を提供し、それによりエンジンコア４４から排出される流体は、コア４４との軸流配置において下流側の排気セクション３８を画定するテール９４に沿って通過することができる。

コアカウル７６はさらに、流路９２を備えることができる。流路９２は、コアカウル７６内に配置され、エンジンコア４４の内部構成要素と流体連通することができる。流路９２は、流路９２を通るファン出口８２とコア出口８４との間の凹状セクション９０の端部の後方で端部に隣接して排出を行う。圧縮機セクション２２、燃焼器３０、およびタービンセクション３２を通ってもたらされる流体は、内側主流流路９８に沿って通過し、コア出口８４を通って排出することができる。コアカウル７６は、エンジン１０から排出する気流に影響を与える形状にすることができ、凹状セクション９０を備えることができる。凹状セクション９０は、エンジン中心線１２に対して環状の凹状断面形状を備え、ファンカウル４０の後方端部の前方または後方から始まることができ、ファンカウル４０の後方に延びる。

動作中、エンジン１０を通過する気流は、推力を発生するために利用され、エンジン１０の後方から排出される。バイパス気流１００、冷却排気気流１０２、およびコア排気気流１０４からなる３つの別個の気流は、エンジン１０の排気気流を含む。気流は、環状であり、エンジン１０の周囲に排出することができる。バイパス気流１００は、ファンセクション１８によって設けられるバイパス流路８０から排出され、半径方向最外側の気流を含む。コア排気気流１０４は、燃焼器３０およびタービンセクション３２から排出してエンジン１０の推力を発生し、高温を有し得る。冷却排気気流１０２は、流路９２から排出され、バイパス気流１００とコア排気気流１０４との間に配置される。冷却排気気流１０２は、排出された流体が最終的にエンジン１０の下流側から出て混合するので、最初にバイパス気流１００をコア排気気流１０４から分離しすることができる。

エンジンから排出する気流は、互いに対して変化する温度および速度のものであってもよいことを理解されたい。通常、コア排気気流１０４は、他の気流と比べて高い温度を有し、燃焼器３０によって加熱される。さらに、冷却排気気流１０２は通常、他の排気流よりも遅い速度で排出され、音速（マッハ＝１）よりかなり低い速度を有し、一方でバイパス気流１００およびコア排気気流の速度は通常、音速付近または音速を超える。

さらに、コア４４と組み合わせたファンカウル４０、コアカウル７６、およびテール９４の形状などのエンジン１０の出口形状は、縮小断面積を有してエンジン１０から排出される気流を加速させることができ、追加の推力をもたらす。したがって、エンジン１０内の気流は、音速より低く保持することができ、排気ノズルまたは出口ノズル構造が、空気が排出されると気流を音速付近にまたは音速より大きく加速させ、追加のエンジン推力を発生することができる。

図３を参照すると、バイパス流路８０から排出した後の気流を示すエンジン排気構造が示されている。図３に示されるエンジンは、図２の凹状セクション９０と比較して平坦なセクション９０ｂを備えることを理解されたい。バイパス流路８０からの気流は、ファン出口８２に供給される。ファン出口８２はさらに、縮小断面積よって画定することができ、それにより最小断面積がノズル１２０を画定する。ファン出口８２はさらに、ノズル１２０の上流側の亜音速領域１２２と、ノズル１２０の下流側の超音速領域１２３を画定することができる。縮小断面積は、バイパス流路８０からの空気流を加速させ、それにより気流が超音速領域１２３のファン出口８２に入ると、亜音速領域１２２内の気流は、音速よりも低い速度から音速または音速より大きい速度へと加速される。

カウル４０，７６は、気流が排出する環状縁部で終端する。ファンカウル４０の端部は、凸状のノズル縁部１４０またはコーナーを備える。ノズル縁部１４０のコア出口８４を通過する気流は、ノズル縁部１４０でプラントル・マイヤー膨張などの超音速膨張を生じる。超音速膨張は、超音速流がノズル縁部１４０などの凸状コーナーの周りを回動する際に生じる集中した膨張工程である。図３において理解できるように、超音速領域１２３を通る空気流は、ノズル縁部１４０の周りを回動して凸状ノズル縁部１４０から延びる膨張ファン１２４を形成する。膨張ファン１２４は、超音速膨張の結果ノズル縁部１４０で生成された超音速衝撃波の形態で圧力を降下させる。ファン１２４は、コアカウル７６に向かって広がり、平坦セクション９０ｂで反射されて反射ファン１２６となる。加えて、コアカウル７６の端部は、凸状コーナーまたは縁部１４２で終端し、別の衝撃波１２８を発生する。衝撃波１２４，１２８の両方は、エンジン１０から排出する気流内の下流側を移動することができる。衝撃波１２４，１２８およびその反射物は、気流経路間で反射された、またはコアカウル７６のようなエンジン構成要素に反射する超音速衝撃波である。衝撃波は、エンジン１０の空気力学的な排気性能を低下させ、全体的な効率を低下させる。したがって、衝撃波の影響を最小限にすることが望ましいことを理解されたい。

バイパス流路８０から排出される気流は、その半径方向内側および外側の空気速度に対して異なる速度を有する。したがって、半径方向外側縁部１３２および半径方向内側縁部１３４は、隣接する空気速度の差によって画定される。したがって、気流がエンジン１０から下流側に移動すると、衝撃波１２４，１２６，１２８，１３０は、複数の反射衝撃波を有する縁部１３２，１３４の間で反射することができる。排気流が縁部１４０，１４２の周りを旋回すると、衝撃波１２４，１２８およびその反射物１２６，１３０は、順次気流の圧力を増減させ、空気力学的効率の損失をもたらす。さらに、高速の流れは、排気面において過度の摩擦抗力を生じ、さらに空気力学的性能を劣化させる。

図４を参照すると、内側コアカウル７６は、図３の平坦セクション９０ｂと類似する凹状セクション９０を備え、ファンストリームを減速させて図３に示す衝撃波およびその反射物の強度を低下させる。バイパス流路８０からの気流は、ノズル１２０を通過して亜音速領域１２２からの空気流を超音速領域１２３において音速にまたは音速よりも大きく加速させる。ノズル１２０は、凹状セクション９０内または凹状セクション９０の上流側で画定することができることを理解されたい。したがって、凹状セクション９０は、亜音速領域１２２および超音速領域１２３の少なくとも一部に存在することができる。

さらに、バイパス流路８０内の空気流は、領域１２２，１２３間の遷移部で亜音速から超音速に加速されることを理解されたい。遷移部では、亜音速領域１２２内の空気流は音速に加速され、超音速領域１２３の始まりを画定する。領域１２２，１２３間の遷移は、ノズル１２０でまたはノズル１２０の前に生じる可能性があり、コアカウル７６の凹状セクション９０に沿って、または凹状セクション９０の始まりの上流側で生じる可能性がある。

図３と同様に図４では、凸状ノズル縁部１４０およびコアカウル縁部１４２に沿って通過する超音速気流は、反射衝撃波１３０だけでなく第１の衝撃波１２４および第２の衝撃波１２８を発生する。図３の平坦セクション９０ｂと類似するコアカウル７６の凹状セクション９０を追加することで、ファン気流の減速を可能にすることにより衝撃波の強度および効果を低下させる。流れが凹状コーナーの周りを回動すると、斜めの衝撃波が生成される。流れが衝撃を通過すると、その圧力が上昇して流れを減速させる（超音速圧縮）。しかし、エントロピーが斜めの衝撃において増加し、圧縮効率の損失につながる。しかし、凹状コーナーに代わって滑らかな凹状表面で圧縮が行われると、圧縮は無数の限りなく弱いマッハ波を介して行われる。工程全体が等エントロピーであるので、最も効率的である。生成され反射された衝撃波からの全体の性能損失は、最小限とされる。圧縮の効果は、壁の曲率の増加により増加し、マッハ波の相殺に至る。亜音速から超音速への遷移は、凹状セクション９０の半径方向への拡大部の前方で発生すると考えられる。

図５を参照すると、等高線グラフは、図３のコアカウル７６の平坦セクション９０ｂからの超音速膨張および反射衝撃波によって生成された衝撃波１２４，１２６，１２８，１３０の効果を示している。マッハ数分布は、エンジンから排出する気流の相対的な対気速度を示している。バイパス流路８０から排出する空気は、少なくとも音速に加速し、両方の縁部１４０，１４２で衝撃波を発生する。発生した衝撃波は内側および外側縁部１３２，１３４の間で反射し、空気がバイパス流路８０から排出されると複数の超音速衝撃波および反射衝撃波１３０を発生する。衝撃波の強度は、反射衝撃波間のマッハ数分布に示す速度差によって理解することができる。凹状セクション９０を含む図６を参照すると、図５の構成と比較して、バイパス流路８０から発生する衝撃波の強度および下流側の反射衝撃波１３０の量が低下することを理解されたい。生成された衝撃波は、マッハ数分布の差がかなり小さく、テール９４の近くで放散する。

図７を見ると、プロットは、１６０のコアカウル７６の凹状セクション９０の効率と比較した、コアカウル７６の平坦セクション９０ｂを含む１６２の通常のコアカウルの効率を示している。理解できるように、ファンノズル圧力比に基づく全体的な効率は、凹状セクション９０の実装形態の広範囲の圧力比にわたって増加する。効率は、凹状コアカウルでファンストリームの速度を減少させることによる衝撃波の強度の全体的な低下につながる。排気気流は、流線形であり、エンジン１０の排気領域で生成された局所的な衝撃波の悪影響を最小限にする。亜音速流（低ノズル圧力比）には衝撃波は存在していないが、凹状カウルは、流れを減速させて全体的な摩擦抗力を低下させる。

エンジンの凹状コアカウル構造は、気流の減速をもたらすことを理解されたい。超音速気流がファンのコーナーおよびエンジンのコアカウルを通過すると、気流の減速が空気力学的な衝撃波の強度を低下させる。衝撃波は、エンジン性能、したがって効率を低下させることができる空気力学的損失を生成する。衝撃波の低下は、エンジンから排出される気流流線を増加させ、全体的なエンジン効率を増加させる。その上、排気面に隣接する静圧は、凹状表面により増加し、エンジンの物理的な推力を増加させる。

さらに、コアカウルの凹状構造は、壁剪断の低減、テールセクションの長さの縮小、およびエンジンの全体的な排気セクションの長さの縮小をもたらす。テールセクションの長さの縮小は、エンジン全体の重量およびサイズを低減し、全体的なエンジン効率を増加させることができる。

本明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイスまたはシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。
［実施態様１］
軸流配置において圧縮機セクション（２２）と、燃焼セクション（２８）と、タービンセクション（３２）とを備えるコア（４４）と、
前記コア（４４）との軸流配置において上流側のファンセクション（１８）と
前記コア（４４）との軸流配置において下流側の排気セクション（３８）と、
前記コア（４４）および前記排気セクション（３８）の一部を囲むコアカウル（７６）であって、前記排気セクション（３８）から離間して前記コアカウル（７６）と前記排気セクション（３８）との間のコア出口（８４）を画定するコアカウル（７６）と、
前記ファンセクション（１８）および前記コアカウル（７６）の一部を囲むファンカウル（４０）であって、前記コアカウル（７６）から離間して前記ファンカウル（４０）と前記コアカウル（７６）との間にファン出口（８２）を有する角状バイパス流路（８０）を画定するファンカウル（４０）とを備え、
前記ファン出口（８２）の直下流側の前記コアカウル（７６）の少なくとも一部は、凹状断面（９０）を有する、高バイパスガスタービンエンジン。
［実施態様２］
前記凹状断面（９０）が、前記ファン出口（８２）の上流側に延びる実施態様１に記載の高バイパスガスタービンエンジン。
［実施態様３］
前記バイパス流路（８０）が、亜音速流領域（１２２）を有し、前記凹状断面（９０）が、前記亜音速流領域（１２２）の少なくとも一部に存在する実施態様２に記載の高バイパスガスタービンエンジン。
［実施態様４］
前記バイパス流路（８０）が、超音速流領域（１２３）を有し、前記凹状断面（９０）が、前記超音速流領域（１２３）の少なくとも一部に存在する実施態様３に記載の高バイパスガスタービンエンジン。
［実施態様５］
前記バイパス流路（８０）が、前記亜音速および超音速流領域（１２２，１２３）間の亜音速から超音速への遷移部を有し、前記凹状断面（９０）が、少なくとも前記遷移部に存在する実施態様４に記載の高バイパスガスタービンエンジン。
［実施態様６］
前記凹状断面（９０）が、前記遷移部にわたる実施態様５に記載の高バイパスガスタービンエンジン。
［実施態様７］
前記凹状断面（９０）が、前記ファン出口（８２）の下流側に延びる実施態様６に記載の高バイパスガスタービンエンジン。
［実施態様８］
前記凹状断面（９０）が、前記コア出口（８４）で終端する実施態様７に記載の高バイパスガスタービンエンジン。
［実施態様９］
コアカウル（７６）と、
前記コアカウル（７６）の少なくとも一部を囲むファンカウル（４０）であって、前記コアカウル（７６）から離間して前記ファンカウル（４０）と前記コアカウル（７６）との間にファン出口（８２）を有する角状バイパス流路（８０）を画定するファンカウル（４０）とを備え、
前記ファン出口（８２）の直下流側の前記コアカウル（７６）の少なくとも一部は、凹状断面（９０）を有する、高バイパスガスタービンエンジン用カウルアセンブリ。
［実施態様１０］
前記凹状断面（９０）が、前記ファン出口（８２）の上流側に延びる実施態様９に記載のカウルアセンブリ。
［実施態様１１］
前記バイパス流路（８０）が、亜音速流領域（１２２）を有し、前記凹状断面（９０）が、前記亜音速流領域（１２２）の少なくとも一部に存在する実施態様１０に記載のカウルアセンブリ。
［実施態様１２］
前記バイパス流路（８０）が、超音速流領域（１２３）を有し、前記凹状断面（９０）が、前記超音速流領域（１２３）の少なくとも一部に存在する実施態様１１に記載のカウルアセンブリ。
［実施態様１３］
前記バイパス流路（８０）が、前記亜音速および超音速流領域（１２２，１２３）間の亜音速から超音速への遷移部を有し、前記凹状断面（９０）が、少なくとも前記遷移部に存在する実施態様１２に記載のカウルアセンブリ。
［実施態様１４］
前記凹状断面（９０）が、前記遷移部にわたる実施態様１３に記載のカウルアセンブリ。
［実施態様１５］
前記凹状断面（９０）が、前記ファン出口（８２）の下流側に延びる実施態様１４に記載のカウルアセンブリ。
［実施態様１６］
前記凹状断面（９０）が、前記コアカウル（７６）の下流側端部で終端する実施態様１５に記載のカウルアセンブリ。
［実施態様１７］
前記凹状断面（９０）が、前記コアカウル（７６）の周囲に延びる実施態様９に記載のカウルアセンブリ。
［実施態様１８］
間に遷移部を有する亜音速領域（１２２）および超音速領域（１２３）と、少なくとも前記遷移部に存在する凹状断面（９０）とを備える高バイパスガスタービンエンジン用コアカウル（７６）。
［実施態様１９］
前記凹状断面（９０）が、前記遷移部の下流側である実施態様１８に記載のコアカウル（７６）。
［実施態様２０］
前記凹状断面（９０）が、前記遷移部の上流側である実施態様１８に記載のコアカウル（７６）。
［実施態様２１］
前記凹状断面（９０）が、前記遷移部にわたる実施態様１８に記載のコアカウル（７６）。
［実施態様２２］
前記凹状断面（９０）が、前記コアカウル（７６）の下流側端部で終端する実施態様１８に記載のコアカウル（７６）。

１０エンジン
１２中心線
１４前方
１６後方
１８ファンセクション
２０ファン
２２圧縮機セクション
２４低圧圧縮機
２６高圧圧縮機
２８燃焼セクション
３０燃焼器
３２タービンセクション
３４高圧タービン
３６低圧タービン
３８排気セクション
４０ファンカウル
４２ファンブレード
４４コア
４６コアケーシング
４８高圧シャフト／スプール
５０低圧シャフト／スプール
５１ロータ
５２圧縮機段
５３ディスク
５４圧縮機段
５６回転ブレード
５８回転ブレード
６０ベーン
６２ベーン
６４タービン段
６６タービン段
６８タービンブレード
７０タービンブレード
７２タービンベーン
７４タービンベーン
７６コアカウル
７８ノーズ
８０バイパス流路
８２ファン出口
８４コア出口
９０凹状セクション
９０ｂ平坦セクション
９２コアカウル通路
９４テール
９８主流流路
１００バイパス気流
１０２冷却排気気流
１０４コア排気気流
１２０ノズル
１２２亜音速領域
１２３超音速領域
１２４ファン
１２６反射ファン
１２８第２のファン
１３０反射衝撃波
１３２外側縁部
１３４内側縁部
１４０ノズル縁部
１４２コアカウル縁部
１６０凹状カウルの効率
１６２通常の平坦カウルの効率

Claims

コアカウル（７６）と、
前記コアカウル（７６）の少なくとも一部を囲むファンカウル（４０）であって、前記コアカウル（７６）から離間して前記ファンカウル（４０）と前記コアカウル（７６）との間にファン出口（８２）を有する環状のバイパス流路（８０）を画定するファンカウル（４０）と、
を備え、
前記ファン出口（８２）の直下流側の前記コアカウル（７６）の少なくとも一部は、凹状断面（９０）を有し、
前記バイパス流路（８０）が、亜音速領域（１２２）および超音速流領域（１２３）と、前記亜音速および超音速流領域（１２２，１２３）間の亜音速から超音速への遷移部とを有し、前記凹状断面（９０）が、少なくとも前記遷移部に存在する、
高バイパスガスタービンエンジン用カウルアセンブリ。
前記凹状断面（９０）が、前記ファン出口（８２）の上流側に延びる請求項１に記載のカウルアセンブリ。
前記凹状断面（９０）が、前記遷移部にわたる請求項１または２に記載のカウルアセンブリ。
前記凹状断面（９０）が、前記ファン出口（８２）の下流側に延びる請求項２に記載のカウルアセンブリ。
前記凹状断面（９０）が、前記コアカウル（７６）の下流側端部で終端する請求項４に記載のカウルアセンブリ。
前記凹状断面（９０）が、前記コアカウル（７６）に配置された、冷却排気気流の流路（９２）で終端する請求項４に記載のカウルアセンブリ。
前記凹状断面（９０）が、前記コアカウル（７６）の周囲に延びる請求項１から６のいずれかに記載のカウルアセンブリ。