JPH01202598A - ターボジェットエンジンを飛行機翼の下側に懸架するためのナセル - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、飛行機の翼下へのターボジェットエンジング
ループの連結と、これを実施するために構成されたナセ
ル（係る。

飛行機の翼下に前方送風機をもつ複流束ターボジェット
エンジンを翼に吊下げられたポストの先端に引掛けるこ
とは公知である。この種の例は部内Ｆ　ＲＡ　−２５６
０８５４に開示されている。これは希釈率が５〜１０の
間に含まれるエンジンについて可能であって、このため
送風機の直径は依然としてナセルの比較的小さい抗力と
両立することができる。

その後、ガス光生器が大寸法の非流線形二重反転プロペ
ラとそれ自体が一体的の二重反転自由タービンを駆動す
るきわめて高い希釈率のターポジエツトエンジングルー
プが実現された。この種のエンジンによって３０〜４０
の間に含まれる流束希釈率が可能になり、従って比潤費
吊について２０〜２５％の利得を期待することができる
。これらのエンジンの欠点はそれらのプロペラの直径が
大きいため今日にいたるまでこの種のターボジェットエ
ンジンを飛行機の胴体の側面に配置することを余儀なく
されており、従って双発エンジンの形で使用することに
限界があることである。

また、流線形単純又は二重反転プロペラをもつきわめて
希釈率の高い（およそ１５）エンジンも研究されており
、これらのエンジンは非流線形プロペラエンジンに比し
てプロペラ騒音を低減し、かつ直径がより小さめである
ことからこのエンジンを飛行機の翼下により容易に収納
することができるはずである。じっさい、翼下への取付
けは例えば長距離飛行便の２基以上のエンジンをもつ飛
行機については実際的に不可欠である。

しかしながら流線形二重反転プロペラをもつこの種のエ
ンジンでは、比消費吊についての理論上の利得はエンジ
ンのＩＪ及び抗力の相関的な増加によってほぼ全面的に
消滅する。実際的な計算によれば、流線形二重反転プロ
ペラをもつ希釈率のきわめて高いエンジンを備えたジャ
ン、ボ機は飛行距離９０００キロメートルについても数
百キロメートルしか作用半径として獲得しないことがわ
かる。

何故なら比消費吊に対する実際の総利得はエンジンの抗
力及び質量が増加するため２又は３％にしかすぎないか
らである。

この種のエンジンが市場閑争力をもつようになるために
は、事実上の利得がそれらの抗力に対してなされること
が重要である。

本発明の目的はこの利をを得ることである。

本発明の他の目的は、ただ単に機体の側面上にだけでは
なく、翼の下側にこの稀のエンジンを連結することを可
能ならしめるナセルのＭＩ４造を実現することである。

本発明の他の目的は、可動のボンネットによってこの種
のエンジンの保守を容易化することを可能ならしめ、本
発明機構の１つが提案するようにエンジンを翼下に取付
け、あるいは従来式に本発明変形例が提案するように翼
から離して「ボッド」式に取付けることを可能ならしめ
るナセルを実現することである。

他の目的は、これらのエンジンのために二次排気ノズル
の間口を飛行条件の関数として従属させ、さらに単純な
機構の流速逆転装置を組込むことを可能ならしめる可動
フラップを含むナセルを実現することである。

最後に、本発明の最後の目的は、流速逆転機能を容易化
する開口として可動フラップ（この場合は小寸法の）を
利用することであって、この場合プロペラが流束の逆転
及び飛行条件への適用を可能ならしめる可変調整装置を
備えている。

従って本発明は、ガスジェネレータを含むいわゆる後部
反転ファン形式の希釈率のきわめて高い複流条形ターボ
ジェットエンジングループを飛行機買の下側に懸垂する
ためのナセルを目的としており、前記ガスジェネレータ
はその下流側に位置する流線形二重反転プロペラと一体
的な２個の重なり合った二重反転自由タービンを駆動し
、前記ナセルは、エンジン枠をとり囲みかつ冷流管の内
壁を形成する通常では円筒形の内側ボンネットと、内側
周縁が冷流管の外壁を形成し、外側周縁がナセルの覆い
を形成する通常では同じく円筒形の外側ボンネットとを
公知の方法で含んでいる。

本発明によれば、ターボジェットエンジングループはそ
の縦軸を含む鉛直面内に配置された２本のアームを含む
ポストによって飛行機の翼に懸垂されており、アームは
紡錘形の流線形部にはいっており、その上端が翼の構造
ケーソンに連結されており、下端がエンジン枠及び内側
ボンネット間に配置された縦軸の水平ラダーペダルと一
体的である。

１具体例ドよれば、ポストのアームの上端は翼の構造ケ
ーソンに従来形飛行機の懸垂ポストによって連結され、
外側ボンネットは曲射懸垂ポストにその上部で結合して
いる。

本発明の他の具体例によれば、ポストのアームの上端は
翼の＠造ケーソンと一体的であり、ざらに前記外側ボン
ネットの内側及び外側周縁間に含まれる外側ボンネット
の厚さはその上部において飛行機の藺の厚さに含まれて
いる。

さらに、前記ボンネットの外縁は、上流側から下流側へ
進行するカルマン形翼形によって、さらにターボジェッ
トエンジングループの縦軸の垂線上に位置する軸方向縦
方向面に翼の下面に結合し、外側ボンネン！・の内縁を
限定する母線は縦方向西面でみた翼下面に全体的に接す
る。これら２つの具体例では、本発明のとくに興味深い
構造は、ボンネットが縦方向ヒンジ上におよそ１２０°
の角度で取付けられた２個のシェルから成ることであっ
て、従ってこれらのシェルが保守のため開かれるとき、
プロペラとエンジン部分にきわめて優れた接近性が可能
になる。

他方では、ターボジェットエンジングループは上流端に
よって入口案内羽根と直角にエンジン枠上で、下流端に
よって低圧タービン及び自由タービン間に配置された遷
移構造上で、ラダーペダルに連結されている。

外側ボンネットのシェルが開かれているとき、この外側
ボンネットを飛行機上に残したまま、ラダーペダルから
出発してエンジンを春揚機の助けをかりて垂直方向に下
降させることによって取外すことが容易に可能である。

本発明のその他の特徴については、添付図面に関して以
下の説明によってさらに詳しく理解されよう。

第１Ａ図には、環状燃焼室３に圧縮空気を供給する２個
の圧縮ＩＩ２から成る双胴形ガスジェネレータを含むタ
ーボジェットエンジングループ１が図示されており、前
記燃焼室では圧縮空気は燃料と混合され、この混合気が
燃焼して減圧され、圧縮＠２を駆動する低高圧２種のタ
ービン４にエネルギの１部を供給してここに蓄積する。

このガスジェネレータの下流側及び固定遷移構造５の後
方に、重ね合わされた２個の二重反転自由タービン６及
び６ａが配置されており、これらはタービン４の下流側
の減圧気のエネルギを受取り、全体を９の符号で表わし
た、一般に円筒形の内側ボンネットをとり囲む環状二次
流管８内で冷気流を撹拌する２個の二重反転プロペラ７
及び７ａを駆動し、ボンネット９はエンジン枠１０の周
囲に配置されている。二次流管８は内側を内側ボンネッ
ト９によって、外側をナセル１３のカバーを形成する外
側ボンネット１２の内縁１１によって限定されている。

ターボジェットエンジングループをこのように簡単に説
明しておいたうえで、飛行Ｉｌ翼下へのその第１の連結
方法並びにボンネットの具体例について第１Ａ図〜第８
図を全体的に参照しつつ以下に説明していく。

翼１４はエンジンの縦方向平面内にケーソン形の縦方向
ビーム１６を含む構造ケーソン１５を含んでおり、その
上流側部分１６ａは翼の前縁１４ａの内側に完全に組込
まれており、その下流側部分１６ｂは翼の下面１４ｂを
横切り、翼の後縁１４ｃと直角になるまで前記下面の下
側に延伸する。

ビーム１６の上流側部分１６ａ及び中間部分１６ｃに懸
垂して、２本のアーム１７ａ及び１７ｂは紡錘形の流線
形部１８内に含・まれ、エンジン枠１０及び内側ボンネ
ット９間に配置された水平ラダーペダル１９と一体的な
それらの下端をもつ。ターボジェットエンジンは３本の
ロッド２０によってこのラダーペダル１９に上流側は入
口案内羽根２１の高さに連結され、下流側はラダーペダ
ルと一体的なそれぞれ上流側２３及び下流側２４の２本
の横断方向支持アームに懸、垂された３本のロッド２２
によって連結されている。

ラダーペダルはそのうえ内側ボンネット９の可動キャッ
プ９ａ、　９ｂが連結された上流側耳状部２５を含んで
おり、これらのキャップはラダーペダルと一体的な下流
側支持部材２６にラダーペダルの下流側先端の高さに関
節連結されている（第２図）。

ナセル１３の外側ボンネット１２は、横断面でそれぞれ
１２０°ずつ３個の部分１．−１２ａ、　１２ｂ、　１
２ｃに分割されており、上の部分１２ａは１の縦方向鉛
直面に対して対称をなす。

外側ボンネットの内壁１１を形成するリングはそのうえ
同じ方法で３つの部分に分割されている。

プロペラと直角に、プロペラ羽根の１枚が破損したとき
エネルギを吸収することを可能ならしめる保持構造３９
（第１Ａ図）が配置されている。上の部分１１ａは切断
面Ｂ、Ｃ，Ｄ、Ｅ内にそれぞれ位置するビーム１６ｃと
一体的な複横断ブラケット２７ｂ、２７ｃ、２７ｄ、２
７ｅに軸２８によって連結されており、その結果、ブラ
ケット２７ｃ及びブラケット２７ｅはそれぞれ二重反転
プロペラの上流側及び下流側に配置される。

下の２つの部分１２ｂ及び１２ｃは翼の構造ケーソン１
５の継手２９ｂ、ｃ、ｄ、ｅの周りを回転することがで
き、関のＦｌに従う部分図は第５Ａ図として示されてお
り、前記ケーソンは上流側から下流側へ進行するカルマ
ン翼形３０によって翼の下面１４ｂに側面から連結する
。連接継手２９ｂ〜２９ｅを用いて、２個のシェル１２
ｂ及び１２ｃはエンジンへの接近を許すため上向きに開
くことができ、あるいは閉じられ、そして公知の鎖錠手
段によって１２ｄの下の部分で鎖錠されることができる
。

同様に内側ボンネット９の部分９ａ及び９ｂはエンジン
への接近を許すため３１で連結することができる（第２
図及び第４図）。

可動フラップ３２は外側ボンネットの少なくとも２個の
下側部分１２ｂ、　１２ｃ上に二重反転プロペラ７゜７
ａの下流側に配置されている。図示の例では、翼の後縁
の後ろにボンネットが延伸しており、ボンネット１２の
上部１２ａちまた可動フラップ３２を含んでいる。これ
らのフラップのそれぞれは２個のねじ式ジヤツキ３３（
第７図に図示されており、第６図の３４にボンネットの
厚み内に配置されている）によって、フラップが外側ボ
ンネットの延伸部（第１Ａ図及び第７図に実線で示す）
内に位置する第１位置から、ターボジェットエンジンの
軸（第７図に鎖線で示す）のほうへ折り返された第２の
中間位置へ、二次排気ノズルの断面の変化を可能ならし
めるようにして移動させることができ、これは希釈率を
エンジンの作動の関数として最適化するためである。

ジヤツキ３３及び適正な運動学を利用して、フラップ３
２は下流側へ向かって並進式に移動し、かつそれらの第
１又は第２位置から回転式に移動することができる。第
３位置（第１Ａ図に鎖線で示す）でフラップは内側ボン
ネット９のほうへ完全に折り返えされ、外側ボンネット
のグリッド（図示せず）をあられにする。従ってフラッ
プ３２はこの第３位置においてターボジェットエンジン
の二次流束のためのスラスＩ・逆転器のドアとして機能
する。

同揉のａ造（フラップをもう少し小さくして外方へしゃ
くる）を、もしプロペラが可変取付は角をもつならば採
用することができよう。フラップの中間位置は、可変取
付は角がエンジンの調整を確実に行うことを可能にする
から、もはや有用ではない。大開放位置はプロペラがス
ラスト逆転位置にあるとき、気流の逆進を容易化するこ
とを可能にする。

以上の説明を補足するため、ナセル全体が上流側で径方
向＠造アーム３５によって堅固化され、前記アームはエ
ンジン枠及び内外ボンネットを貫通する（これらと一体
向である）。下流側ではく第１Ａ、６及び８図）、１２
０°の３本の４Ｍ造アーム３６及び枠の２個のリング１
０及び３７はｌｌｌ　造１２ｂ及び１２ｃを堅固化し、
エンジン４３の内側柱身を安定化するためのものである
。

膨張を可能にするため、構造アーム３６はエンジン軸と
平行に配置された軸３８上でその先端部でスライドする
。このスライドはエンジンの取外しのさいにも利用され
る。じっさい、心出し及びラビリンス４０ａ、　ｂ、　
ｃ、　ｄを取外すため、エンジンから枠３７の継手４１
を分解し、次に中央引込み部４２を後退させ、ボンネッ
ト１２ｂ及び１２ｃを開く。

従ってエンジンは先に述べたようにラダーペダルから取
外すことができ、このとき中央引込み部は機体上に残っ
たままである。ボンネン１−９ａ、９ｂ及び１２ｂ、　
１２ｃを開くだけでよければ、保守作業の！こめプロペ
ラやガスジェネレータに完全に接近することができる。

この構造の全体は、ナセルの抗力を除去することによっ
て燃料消費にかなりの利得をもたらし、開放側面キャッ
プを用いてエンジンの保守を容易化し、後部コントラフ
アンへの有効推力逆転器の統合を容易化する。

つぎに第９図、第１０Ａ図及び第１０Ｂ図を参照して、
飛行機翼下へのターボジェットエンジンの第２の連結法
を説明する。前記の構造に比して、ターボジェットエン
ジンは全体的に不変のままで、エンジン及びナセルに関
連する符号は先の例の第１Ａ図及び第１８図と同一であ
る。

この連結法では、ナセルは従来式に「ボッド」式に取付
けられている。機体支持ポスト１１６は軸１１７及び共
通形連結構造を用いてＷ１４の構造ビーム１６に懸垂さ
れる。ナセルの上部１２ａは従ってアーム１７ａ及び１
７ｂの上端及び二重横断方向ブラケット２７ｂ、２７ｃ
によってポスト１１６の下部に連結される。

ナセルに関するその他の説明は先行例と変わりなく、開
放形ボンネン］・への本発明構造の適用形として同等の
保守のしやすさをもつ「ボッド」式ナセルを考えること
ができる。

さらにこの具体例では、ポスト１１６の高さによって翼
下面からエンジンを距でることができるから、当業者の
必要に応じて２．３又は４個の傾動ドア３２をもつ流束
逆転器を実現することができ、その結果、Ｎの下面に沿
って流束を撹乱することなく、貯蔵の有効性を向上させ
ることができる。

【図面の簡単な説明】

第１Ａ図は、いわゆる後部反転ファン形の、飛行機の贋
にナセルを統合設備した本発明ターボジェットエンジン
グループの軸方向縦筋面図、第１Ｂ図は、第５図のＦ２
に従うナセルの概略図、 第２図は、第１Ａ図のＣに従う横断面図、第３図は、第
１Ａ図の８に従う半槙断面図、第４図は、第１Ａ図のＤ
に従う半断面図の左側部分と第１Ａ図のＡに従う半断面
図の右側部分を１つにまとめ、これらの部分をターポジ
１ツトエンジングループのナセルの軸方向垂直断面の高
さで切筋して表わした横断面図、 第５Ａ図は、第１Ａ図のＥに従う４ａ断面図、第５Ｂ図
は、翼の構造にナセルを引掛ける詳細を表わす第２図の
Ｆｌに従う部分図、 第６図は、第１Ａ図のＧに従う、即ち２次ノズルの断面
の最適化及び流速の逆転機能を確保する下流側フラップ
の高さの手積断面図、 第７図は、第６図のＨに従う、フラップの制御ジヤツキ
及び前記フラップの移動運動学を表わす部分断面図、 第８図は、第６図のＫに従う、ナセル伊上部と側面部の
１つとを距でる軸方向縦断面であって、この面に内外ボ
ンネット及びエンジン枠及びセンタコーンをエンジン後
部軸受に一体化する構造アームの１つが位置している部
分断面図、第９図は、上流側から見た、従来形飛行機ボ
ストを含むいわゆる「ボッド」式取付は手段を用いて飛
行機翼下に連結した本発明ターボジェットエンジングル
ープの説明図、 第１０Ａ図は、第１Ａ図に類似の、第９図の変形例によ
る「ボッド」式に取付けられたターボジェットエンジン
グループの断面図、 第１０８図は、第９図及び第１０Ａ図の変形例の「ボン
ド」式に取付けられたエンジンのナセルの概略図である
。 ６．６ａ・・・自由タービン、７，７ａ・・・二重反転
プロペラ、９ａ、　９ｂ・・・内側ボンネット、１０・
・・エンジン枠、１２ｂ、　１２ｃ・・・外側ボンネッ
ト、１３・・・ナセル、１４・・・翼、１７ａ、１７ｂ
・・・アーム、１８・・・ポス　ト、１９・・・ラダー
ペダル。 第３図 第４図 第８　図 ！手続？■装置 １．事ｎの表示　　　昭和６３年特許願第２６９２７５
９２、発明の名称　　　ターボジェットエンジングルー
プを飛行機司の下側に！ＩＩ−するためのナセル ３、補正をする者 事件との関係　　特＝１出願人 つ、Ｉ？、エム、アー、′ ６、補正により増加°りるり求項の数 ７、補正の対象　　　図面

Claims (11)

【特許請求の範囲】
1. （１）ガスジェネレータを含むいわゆる後部反転フアン
   形式の希釈率のきわめて高い複流束形ターボジェットエ
   ンジングループを飛行機翼の下側に懸垂するためのナセ
   ルであつて、前記ガスジェネレータはその下流側に位置
   する流線形二重反転プロペラと一体的な２個の重なり合
   った二重反転自由タービンを駆動し、前記ナセルは、エ
   ンジン枠をとり囲みかつ冷流管の内壁を形成し、かつ保
   守作業を行うため公知方法で開放することができる通常
   では円筒形の内側ボンネットと、内側周縁が冷流管の外
   壁を形成し、外側周縁がナセルの覆いを形成する通常で
   は同じく円筒形の外側ボンネットとを公知の方法で含ん
   でおり、ターボジェットエンジングループがその縦軸を
   含む垂直面内に配置された２本のアームを含むポストに
   よつて飛行機の翼に懸垂されており、アームは紡錘形の
   流線形部にはいっており、その上端が翼の構造ケーソン
   に連結されており、下端がエンジン枠及び内側ボンネッ
   ト間に配置された縦軸の水平ラダーペダルと一体的であ
   ることを特徴とするナセル。
2. （２）ポストのアームの上端が翼の構造ケーソンに従来
   形飛行機懸垂ポストによつて連結されること、及び外側
   ボンネットが飛行機の前記懸垂ポストにその上部で結合
   していることを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載
   のナセル。
3. （３）ポストのアームの上端が翼の構造ケーソンと一体
   的であること、及び前記外側ボンネットの内側及び外側
   周縁間に含まれる外側ボンネットの厚さがその上部にお
   いて飛行機の翼の厚さに含まれること、前記ボンネット
   の外縁が上流側から下流側へ進行するカルマン形翼形に
   よつて翼下面に連結すること、及びターボジェットエン
   ジングループの縦軸と垂直に軸方向縦方向面において、
   外側ボンネットの内縁を限定する母線が翼下面と全体的
   に接することを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載
   のナセル。
4. （４）ターボジェットエンジングループがラダーペダル
   に対し、入口案内羽根と直角のエンジン枠上ではその上
   流側端によつて、低圧タービン及び自由タービン間の配
   置された遷移構造上ではその下流側端によって連結され
   ていることを特徴とする特許請求の範囲第２項又は第３
   項に記載のナセル。
5. （５）外側ボンネットが飛行機懸垂ポスト又は翼の構造
   ケーソンに対し、横断方向ブラケットを用いて連結され
   ており、これらのブラケットの少なくとも２個は、二重
   反転プロペラの上流側及び下流側にそれぞれ配置されて
   いることを特徴とする特許請求の範囲第２項から第４項
   のいずれか一項に記載のナセル。
6. （６）外側ボンネットが円周形に１２０°の３つの部分
   へ分離されており、上の部分がターボジェットエンジン
   グループの軸方向垂直縦方向面に対して対称的であり、
   前記部分が翼の構造に統合され、かつ翼の下面に対し横
   方向にカルマン形翼形によって連結することを特徴とす
   る特許請求の範囲第３項から第５項のいずれか一項に記
   載のナセル。
7. （７）外側ボンネットの２個の側面部分が、上の部分に
   固定された縦方向連接継手に沿つて横方向に持上がるこ
   とができ、かつそれらの間に下部が鎖錠されることがで
   きる可動キャップを含むことを特徴とする特許請求の範
   囲第６項に記載のナセル。
8. （８）外側ボンネットの部分の３個又は少なくとも２個
   が二重反転プロペラの下流側に配置されかつ第１位置か
   ら回転式に移動することができるフラップを含んでおり
   、この第１位置において、二次排気ノズルの断面を変化
   させるためターボジェットエンジンの軸の方向に折り返
   された第２位置へ向かう外側ボンネットの延伸部内にそ
   れらが位置していることを特徴とする特許請求の範囲第
   ６項又は第７項に記載のナセル。
9. （９）前記フラップがそれらの第１位置から第３位置ま
   で回転式及び並進式に移動することができ、第３位置に
   おいてそれらは内側ボンネットのほうへ完全に折り返さ
   れ、かつ二次流束の推力を逆転するため外側ボンネット
   のグリッドを露出させることを特徴とする特許請求の範
   囲第８項に記載のナセル。
10. （１０）中央引込み部上をスライドする構造枠が継手に
    よってエンジンの後部内部構造に一体化されていること
    を特徴とする特許請求の範囲第１項から第９項のいずれ
    か一項に記載のナセル。
11. （１１）外側ボンネットが環状保持構造を含んでいるこ
    とを特徴とする特許請求の範囲第１項から第１０項のい
    ずれか一項に記載のナセル。