JP7074551B2 - 超短ナセル入口での不利な流れ条件の緩和のための回転装置 - Google Patents

Description

本開示の例示的な実施形態は、概して、ターボファン航空機のナセルのための空力学的流れ制御に関し、より詳細には、超短ナセルの前端リップにおける流れ制御装置に関する。

ターボファンエンジンは、大型民間航空機に広く採用されている。エンジンが大型化して、ファンが幅広になるにつれて、ファンを収容するナセルは、より少ない燃料燃焼（より低い抗力及び重量）を達成するために短くならなければならない。しかしながら、より短いナセル、特に結果として得られるより短い入口は、高迎角（離陸及び過回転）又は横風条件などの不利な条件では、短い入口の前縁部の後方で流れが剥離する可能性が高いことを意味する。短い入口のより小さな前縁半径、及び他の特徴は、エンジンに流入する空気流がファン面にほぼ直交する方向に向かう前に向きを変えなければならないときに流れが付着して滞留することをより困難にする。ナセルの前縁部で流れが剥離する場合に、ファン面で結果として生じる流れ歪み（全圧低下）は望ましくない。剥離流によって、性能が低下し、騒音が増大し、空力学的に誘発される振動を緩和するのにより重い支持構造が必要となる場合がある。既存の解決策は、単に入口を長くしてより厚いリップを加えることを含む。代替的に、以前のナセル設計で使用されていたブローイン（ｂｌｏｗ－ｉｎ）ドアを採用してもよい。しかしながら、入口を長くすることは、過剰な抗力及び重力をもたらすことによって大型エンジンの有効性を低下させるので、非常に大きなエンジン直径に対する最適な解決策ではない。ブローインドアは、航空機の運航によって発せられる騒音を増大させ、且つ構造的に複雑である。それゆえ、従来技術の解決策の制約を克服するとともに改善された性能を提供する、入口流れ制御のための代替的な解決策を提供することが望ましい。

本明細書に開示するように、航空機エンジンナセルにおける流れ制御システムは、本体を各々有する複数の流れ制御装置を組み込んでいる。追加の複数のアクチュエータが、流れ制御装置のうちの関連する１つの流れ制御装置の本体の後縁部に結合される。アクチュエータは、ナセルの入口の前縁部を中心に格納位置から伸展位置に本体を回転させる。

開示する実施形態は、ナセルの高迎角に対応して各エンジンナセルにおける複数の流れ制御装置を入口円周の少なくとも下側象限内において伸展させることによる超短ターボファンエンジンナセルにおける入口流れ制御のための方法を提供する。

望まれる特徴、機能、及び利点は、本開示の種々の実施形態で個別に達成することができ、又は更に他の実施形態で組み合わされてもよく、それらの実施形態の更なる詳細は、以下の説明及び図面を参照して確認することができる。

図１は、高バイパス比ターボファンエンジンを備えた民間航空機の斜視図である。 図２Ａは、航空機翼に装着されるターボファンエンジンナセルの詳細斜視図である。 図２Ｂは、流れ制御装置とナセルとの相対寸法を示す、展開させたときの入口流れ制御装置の例示的な実施形態を伴う入口ナセルの部分断面図である。 図２Ｃは、展開位置にある入口流れ制御装置の第１の詳細側面図である。 図２Ｄは、展開位置にある入口流れ制御装置の特徴を示す下から見た第２の詳細斜視図である。 図２Ｅは、展開位置にある入口流れ制御装置の特徴を示す上から見た第３の詳細斜視図である。 図３Ａは、収納又は格納位置にある流れ制御装置を備えた入口ナセル及びエンジンの正面斜視図である。 図３Ｂは、収納又は格納位置にある流れ制御装置を備えた入口ナセル及びエンジンの側面図である。 図３Ｃは、収納又は格納位置にある流れ制御装置を備えた入口ナセル及びエンジンの背面斜視図である。 図３Ｄは、収納位置にある入口流れ制御装置の特徴を示す上から見た詳細斜視図である。 図４Ａは、部分展開位置にある流れ制御装置を備えた入口ナセル及びエンジンの正面斜視図である。 図４Ｂは、部分展開位置にある流れ制御装置を備えた入口ナセル及びエンジンの側面図である。 図４Ｃは、部分展開位置にある流れ制御装置を備えた入口ナセル及びエンジンの背面斜視図である。 図４Ｄは、部分展開位置にある入口流れ制御装置の特徴を示す詳細側面図である。 図５Ａは、完全展開位置にある流れ制御装置を備えた入口ナセル及びエンジンの正面斜視図である。 図５Ｂは、完全展開位置にある流れ制御装置を備えた入口ナセル及びエンジンの側面図である。 図５Ｃは、完全展開位置にある流れ制御装置を備えた入口ナセル及びエンジンの背面斜視図である。 図６は、完全展開位置にある流れ制御装置を備えた胴体に隣接する翼に装着されるターボファンエンジンの正面図である。 図７は、短い入口を有するターボファンエンジンでの流れ制御のための方法を描いたフローチャートである。

本明細書で説明する例示的な実施形態は、より大型のターボファンエンジン用のファンでの流れ歪みの問題を解決するために、超短ナセル入口での不利な流れ条件に対する流れ制御装置を提供する。流れ制御装置は、ナセルの有効な前縁半径を増大させて、横風及び高迎角などの非公称条件での流れの剥離を減少させる又は制御するために流入空気流により良好な転向角度を与える目的で、ナセルの前縁部から伸展するように展開させる、航空機翼におけるクルーガーフラップに類似した、展開可能な空力学的構造である。結果として得られる可変形状の入口は、巡航性能と大型エンジン全体の最適性能とを維持するために短いナセルを格納位置に保持しながら低速高迎角での剥離流の問題に対処する。

図面を参照すると、図１は、超短ナセル１４を有する高バイパス比ターボファンエンジン１２を用いた大型民間航空機１０を描いている。流れ制御システムを提供する個々の流れ制御装置１６の放射状配列１５は、図２Ｂで分かるようにナセル１４の前縁部１８において展開させる（明確にするために垂直断面における流れ制御装置１６のみが展開状態で示されている）。各流れ制御装置１６は、図３Ａ～図３Ｄ（後により詳細に説明する）で分かる収納位置から図２Ａで分かり且つ図２Ｂで詳細に分かる完全展開位置に回転可能な上反り本体１７を有する。各流れ制御装置１６は、ナセル長さ２２の公称２．５～２５％の翼弦長さ２０を有する。

図２Ｃ～図２Ｅは、流れ制御装置１６をより詳細に示している。各流れ制御装置１６は、流れ制御装置１６の本体に接続された作動ロッド２６を有するアクチュエータ２４によって収納位置から展開位置に回転させる。次いで、流れ制御装置１６は、後縁部３２に近接して本体１７に取り付けられたレバーアーム３０を備えた流れ制御装置を（展開位置において）支持する軸２８を中心に回転させる。代替的な実施形態において、軸２８は、１つ又は複数の回転する形状記憶合金（ＳＭＡ）管又は作動のための類似の装置を組み込んでもよい。アクチュエータ２４及び関連する作動ロッド２６が２つのレバーアーム３０の一方に取り付けられるように示されているが、代替的な実施形態では、単一のレバーアーム３０が、各流れ制御装置１６の本体１７の中央に接続されてもよい。同様に、機械的リンク機構が、隣り合う流れ制御装置１６を連結するために採用されてもよく、且つ個々のアクチュエータ２４が、多数の流れ制御装置１６を回転させてもよい。

レバーアーム３０は、ナセルの前縁部１８と流れ制御装置の後縁部３２とを離間関係に維持するように構成され、流れスロット３４に本体翼弦長さ２０の約０．５～５％の幅３５を提供する（図２Ｄで最もよく分かり且つ明確にするために誇張されている）。流れ制御装置１６の展開は、ナセルの前縁部の効果的な上反りを増加させる。追加的に、展開角度３６を有する、ノーズ３１から後縁部３２への流れ制御装置１６の上反り形状は更に流れ制御装置を展開させていない入口の空力学的内部輪郭４４に必要である初期転向角度４２とは対照的に軸外の流れ（矢印４０で表される横風など）が入口内にスムーズに移動するように初期転向角度３８を著しく減少させる。図示する実施形態は流れ制御装置１６に上反りを与えるが、平坦な輪郭が採用されてもよい。上反り輪郭は、後により詳細に説明するように、ナセル１４の外部輪郭４６と共に流れ制御装置１６の空力学的平滑化に更なる利益をもたらす。湾曲した、丸みのあるノーズ３１は、流れ制御装置に対して非平行である空気が流れ制御装置へとより容易に向きを変えるのを空力学的に補助する。

図示する実施形態に関して、レバーアーム３０は、ナセル前縁部１８におけるスロット４８を貫通して延びる（図２Ｅで最もよく分かる）。先に説明したように、中央に位置するレバーアーム３０は、流れ制御装置１６に取り付けられ、且つ単一のスロットを貫通して延びてもよい。図２Ｅで分かる、外部輪郭４６における凹みポケット５０は、図３Ａ～図３Ｄで分かるように、流れ制御装置のノーズ３１とナセル１４の外部輪郭４６との間に比較的面一な移行部を提供するために、流れ制御装置１６の少なくとも一部分を格納位置に受け入れる。外部輪郭４６により密接に重なるように格納時に流れ制御装置１６をポケット５０内に挿入して係合させるために、レバーアーム３０における伸縮、関節又は枢動機構が採用されてもよい。

流れ制御装置１６の展開は、図３Ａ～図３Ｅ（閉鎖又は格納）、図４Ａ～図４Ｃ（部分伸展／回転）及び図５Ａ～図５Ｃ（完全回転又伸展）における一連の図面に示されている。この一連の図面に表示されるように、流れ制御装置１６の配列全体の伸展は、ナセルの中心線軸５２に関して対称である。しかしながら、特定の実施形態では、回転範囲を通じての種々の箇所での流れ制御装置１６の選択可能な位置決めは、様々な迎角又は他の問題に対して望ましい場合がある。

図６は、流れ制御装置１６の放射状配列１５の対称な伸展構成を示している。図６に注記されるように、ナセルの周囲の象限５４ａ～５４ｃは、航空機全体の迎角、航空機の胴体５６によって部分的に遮られ又は緩和され得る、横風、又は航空機の飛行、離陸若しくは着陸中に誘起される他の空力学的現象によって生じる異なる空力学的条件又は影響を有し得る。流れ制御装置１６の各々は、伸展及び格納のために別々に動作可能であってもよい。航空機の高迎角での運航のために、少なくとも下外側象限５４ａ及び下内側象限５４ｂ内の流れ制御装置１６の選択可能な群の展開が望まれる可能性が高い。航空機の右側Ｒ（航空機の正面図などの図面の左側）からの強い外側からの横風に対して、下外側象限５４ａ及び上外側象限５４ｄにグループ化された流れ制御装置の伸展が望ましい。同様に、航空機の左側Ｌ（図面の右側）からの強い内側からの横風に対して、下内側象限５４ｂ及び上内側象限５４ｃにグループ化された流れ制御装置の伸展が望ましい場合がある。しかしながら、胴体５６の存在によって左側からの横風の流れが遮断されることがあり、上内側象限５４ｃ内の流れ制御装置の伸展が必要とされないことがある。本明細書での説明は、航空機の左側に装着されたエンジンに関する左右の呼称に対して逆になっている。追加的に、図面では等しい象限として示されているが、「象限」は、入口の円周の任意の選択された円弧状セグメントと解釈されてもよい。

特定の動作条件又はエンジン装着構成を有する航空機について、流れ制御装置の配列は、下側象限５４ａ及び５４ｂ内にのみ、又は全ての必要な空力学的条件に対応するのに十分であろう、象限５４ｃ及び５４ｄの下側部分を加えた下側象限５４ａ及び５４ｂ内にのみ能動装置を含むように変更されてもよい。

本明細書に開示する実施形態は、図７に示すように、超短ターボファンエンジンナセルにおける入口流れ制御のための方法を提供する。予期される所定の高迎角状態に対して、各エンジンにおける複数の流れ制御装置１６は、ナセル入口の前縁部１８を中心に各流れ制御装置の本体１７を回転させることによって入口円周の少なくとも下側象限５４ａ、５４ｂ内において伸展させてもよい（ステップ７０２）。外側からの所定の風成分（すなわち、ナセルの外側からの吹き付け）に対して、複数の流れ制御装置１６は、入口円周の少なくとも外側象限５４ａ、５４ｄ内において伸展させてもよい（ステップ７０４）。内側からの所定の横風に対して、複数の流れ制御装置１６は入口円周の少なくとも内側象限５４ｂ、５４ｃ内において伸展させてもよく（ステップ７０６）、又は、内側からの横風の胴体による遮断又は緩和が予測される場合には、上内側象限内の流れ制御装置１６が格納された状態のままであってもよく、下内側象限内の流れ制御装置１６のみを伸展させる（ステップ７０８）。所定の飛行速度を超えた及び／又はより低い迎角まで運航角度を下げた時点で、全ての流れ制御装置１６が格納される（ステップ７１０）。

更に、本開示は以下の条項に記載の実施形態を含む。

条項１．エンジンナセルにおける流れ制御システムであって、システムは、
本体（１７）を各々有する複数の流れ制御装置（１６）と、
各アクチュエータが、少なくとも１つの関連する流れ制御装置の本体に結合され、ナセル（１４）の入口の前縁部（１８）を中心に格納位置から伸展位置に本体を回転させる、第２の複数のアクチュエータ（２４）と
を備える、流れ制御システム。

条項２．複数の流れ制御装置における各流れ制御装置の本体が、ノーズ（３１）と、ナセルの長さの約２．５％～２０％の、ノーズから後縁部（３２）までの翼弦長さ（２０）とを有する、条項１に記載の流れ制御システム。

条項３．各流れ制御装置用の軸（２８）を更に備え、前記軸が少なくとも１つのレバーアーム（３０）によって各本体に接続され、前記軸が第２の複数のアクチュエータの少なくとも１つによって回転する、条項１に記載の流れ制御システム。

条項４．前記少なくとも１つのレバーアームは、流れスロット（３４）が本体の後縁部とナセルの入口の前縁部との間に形成されるように後縁部と前縁部との離間関係を維持するように構成される、条項３に記載の流れ制御システム。

条項５．流れスロットが、本体翼弦長さの約０．５％～５％のスロット幅（３５）を有する、条項４に記載の流れ制御システム。

条項６．本体が上反りしている、条項１に記載の流れ制御システム。

条項７．本体のノーズ（３１）がナセルの外部輪郭（４６）と略面一になる状態で本体の少なくとも一部分を受け入れる形状とされたナセルの外部輪郭にポケット（５０）を更に備える、条項６に記載の流れ制御システム。

条項８．第２の複数のアクチュエータのアクチュエータ数が、複数の流れ制御装置の流れ制御装置数に等しい、条項１に記載の流れ制御システム。

条項９．複数の流れ制御装置の各流れ制御装置が別々に伸展可能である、条項８に記載の流れ制御システム。

条項１０．複数の流れ制御装置の選択可能な群が同時に伸展可能である、条項１に記載の流れ制御システム。

条項１１．選択可能な群の少なくとも２つが入口の円周の下側象限（５４ａ、５４ｂ）内に位置し、選択可能な群の少なくとも２つが、ナセルの入口の高迎角に対応するようになされる、条項１０に記載の流れ制御システム。

条項１２．選択可能な群の少なくとも２つが入口の円周の外側象限（５４ａ、５４ｄ）内に位置し、選択可能な群の少なくとも２つが、ナセルの入口における外側からの横風に対応するようになされる、条項１０に記載の流れ制御システム。

条項１３．選択可能な群の少なくとも１つが入口の円周の内側象限（５４ｂ、５４ｃ）内に位置し、選択可能な群の少なくとも１つが、ナセルの入口における内側からの横風に対応するようになされる、条項１０に記載の流れ制御システム。

条項１４．エンジンナセルにおける入口流れ制御のための方法であって、
ナセルの入口の高迎角に対応してナセルの入口の前縁部を中心に各流れ制御装置の本体を入口円周の少なくとも１つの下側象限内において回転させることによってナセルにおける複数の流れ制御装置を伸展させるステップ
を含む、方法。

条項１５．外側からの所定の風成分に対応して複数の流れ制御装置を入口円周の少なくとも１つの外側象限内において伸展させるステップを更に含む、条項１４に記載の方法。

条項１６．内側からの所定の風成分に対応して複数の流れ制御装置を入口円周の少なくとも１つの内側象限内において伸展させるステップを更に含む、条項１４に記載の方法。

条項１７．上内側象限内の複数の流れ制御装置が格納された状態のままで内側からの所定の風成分に対応して複数の流れ制御装置を入口円周の下内側象限内において伸展させるステップを更に含む、条項１４に記載の方法。

条項１８．所定の飛行速度を超えた時点で又はより低い迎角での運航時に全ての流れ制御装置を格納するステップを更に含む、条項１４に記載の方法。

条項１９．ナセル（１４）内への空気流のための入口開口部を画定する前縁部（１８）と、
各流れ制御装置が前縁部を中心に格納位置から伸展位置に回転可能である、複数の流れ制御装置（１６）と
を備える、航空機エンジンナセル。

条項２０．複数の流れ制御装置の選択可能な群が同時に伸展可能である、条項１９に記載の航空機エンジンナセル。

特許法によって要求されるように本開示の種々の実施形態をこれまで詳細に説明してきたが、当業者であれば、本明細書に開示した具体的な実施形態に対する修正及び置換を認識するであろう。そのような修正は、以下の特許請求の範囲で定義される本開示の範囲及び意図の範囲内である。

１０ 大型民間航空機
１２ 高バイパス比ターボファンエンジン
１４ 時短ナセル
１５ 放射状配列
１６ 流れ制御装置
１７ 上反り本体
１８ ナセル前縁部
２２ ナセル長さ
２４ アクチュエータ
２６ 作動ロッド
２８ 軸
３０ レバーアーム
３１ ノーズ
３２ 後縁部
３４ 流れスロット
３５ 幅
３６ 展開角度
３８ 初期転向角度
４０ 矢印
４２ 初期転向角度
４４ 内部輪郭
４６ 外部輪郭
４８ スロット
５０ 凹みポケット
５２ 中心線軸
５４ａ 下外側象限
５４ｂ 下内側象限
５４ｃ 上内側象限
５４ｄ 上外側象限
５６ 胴体

Claims (13)

1. エンジンナセルにおける流れ制御システムであって、前記流れ制御システムは、
   本体（１７）、湾曲した丸みのあるノーズ（３１）、および後縁部（３２）を各々有する複数の流れ制御装置（１６）と、
   第２の複数のアクチュエータ（２４）であって、各アクチュエータが、少なくとも１つの関連する流れ制御装置の前記本体に結合され、ナセル（１４）の入口の前縁部（１８）を中心に、前記ノーズ（３１）が前記前縁部（１８）より後ろに位置する格納位置から前記ノーズ（３１）が前記前縁部（１８）より前に位置する伸展位置に前記本体を回転させる、第２の複数のアクチュエータ（２４）と、
   を備え、
   各流れ制御装置用の軸（２８）を更に備え、前記軸が少なくとも１つのレバーアーム（３０）によって各本体に接続され、前記軸が前記第２の複数のアクチュエータの少なくとも１つによって回転するよう構成され、
   前記少なくとも１つのレバーアームは、前記流れ制御装置の前記後縁部と前記ナセルの前記入口の前記前縁部との離間関係を維持するように構成されて、流れスロット（３４）が前記後縁部と前記前縁部との間に形成され、前記流れスロットが、本体翼弦長さの約０．５％～５％のスロット幅（３５）を有する、流れ制御システム。
2. 前記複数の流れ制御装置における各流れ制御装置の前記本体が、前記ナセルの長さの約２．５％～２０％の、前記ノーズから前記後縁部（３２）までの翼弦長さ（２０）を有する、請求項１に記載の流れ制御システム。
3. 前記本体が上反りしており、前記流れ制御システムは、前記ナセルの外部輪郭（４６）にポケット（５０）を更に備え、前記ポケット（５０）は、前記流れ制御装置の前記ノーズ（３１）が前記ナセルの外部輪郭（４６）と略面一になる状態で前記本体の少なくとも一部分を受け入れる形状である、請求項１または２に記載の流れ制御システム。
4. 前記第２の複数のアクチュエータのアクチュエータの数が、前記複数の流れ制御装置の流れ制御装置の数に等しく、前記複数の流れ制御装置の各流れ制御装置が別々に伸展可能である、請求項１から３のいずれか一項に記載の流れ制御システム。
5. 前記複数の流れ制御装置の選択可能な群が同時に伸展可能である、請求項１から４のいずれか一項に記載の流れ制御システム。
6. 前記選択可能な群の少なくとも２つが前記入口の円周の下側象限（５４ａ、５４ｂ）内に位置し、前記選択可能な群の前記少なくとも２つが、前記ナセルの前記入口の高迎角に対応するように適合される、請求項５に記載の流れ制御システム。
7. 前記選択可能な群の少なくとも２つが前記入口の円周の外側象限（５４ａ、５４ｄ）内に位置し、前記選択可能な群の前記少なくとも２つが、前記ナセルの前記入口における外側からの横風に対応するように適合される、請求項５に記載の流れ制御システム。
8. 前記選択可能な群の少なくとも１つが前記入口の円周の内側象限（５４ｂ、５４ｃ）内に位置し、前記選択可能な群の前記少なくとも１つが、前記ナセルの前記入口における内側からの横風に対応するように適合される、請求項５に記載の流れ制御システム。
9. 請求項１～８のいずれか一項に記載の流れ制御システムを用いてエンジンナセルにおける入口流れ制御のための方法であって、
   ナセルの入口の高迎角に対応して、入口円周の少なくとも１つの下側象限内において前記ナセルの前記入口の前縁部を中心に各流れ制御装置の本体を回転させることによって、前記ナセルにおける複数の流れ制御装置を伸展させるステップを含む、方法。
10. 外側からの所定の風成分に対応して、前記入口円周の少なくとも１つの外側象限内において、複数の流れ制御装置を伸展させるステップを更に含む、請求項９に記載の方法。
11. 内側からの所定の風成分に対応して、前記入口円周の少なくとも１つの内側象限内において、複数の流れ制御装置を伸展させるステップを更に含む、請求項９又は１０に記載の方法。
12. 上内側象限内の複数の流れ制御装置が格納された状態のままで、内側からの所定の風成分に対応して、前記入口円周の下内側象限内において、複数の流れ制御装置を伸展させるステップを更に含む、請求項９又は１０に記載の方法。
13. 所定の飛行速度を超えた時点で又はより低い迎角での運航時に全ての流れ制御装置を格納するステップを更に含む、請求項９から１２のいずれか一項に記載の方法。

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