JPH05202768A - 航空機ターボファンエンジン用のカウリング及び分岐ファンダクトアセンブリ - Google Patents

航空機ターボファンエンジン用のカウリング及び分岐ファンダクトアセンブリ

Info

Publication number
JPH05202768A
JPH05202768A JP4287993A JP28799392A JPH05202768A JP H05202768 A JPH05202768 A JP H05202768A JP 4287993 A JP4287993 A JP 4287993A JP 28799392 A JP28799392 A JP 28799392A JP H05202768 A JPH05202768 A JP H05202768A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
fan
cowling
cowl
core cowl
branch
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP4287993A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH0689677B2 (ja
Inventor
Gerald A Pauley
ジェラルド・アレクサンダー・ポーレイ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPH05202768A publication Critical patent/JPH05202768A/ja
Publication of JPH0689677B2 publication Critical patent/JPH0689677B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【目的】 コアエンジンへのアクセスを容易にすること
のできる航空機ターボファンエンジン用のカウリング及
び分岐ファンダクトアセンブリを提供する。 【構成】 一体内側カウリング３０が一体のコアカウル
３８と、半径方向に延在している分岐用側壁４０とを有
するように設けられており、エンジン１０の分岐ファン
バイパスダクト１４において用いられる。側壁はファン
ダクトの端まで延在しており、コアカウルはファンフレ
ーム５０とタービンフレーム７０との間に延在してい
る。カウリングは複合材料で作られており、側壁を外側
カウルに機械的に取り付ける手段が設けられている。内
側カウリング３８と外側カウル３４とのアセンブリ３０
は、分岐ファンダクトアセンブリの半分を構成している
と共にパイロン６０に枢着されており、エンジンの両側
で鏡像形分岐ファンダクトアセンブリを枢動的に開くこ
とによりコアエンジンにアクセスするための適当な係止
装置を含んでいる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機用ターボファン
エンジンファンダクトの逆推力装置とカウルとに関し、
特に、内側及び外側ダクト壁が単一アセンブリとして構
成されていると共に、半径方向に延在している側壁によ
って結合されてカウルを形成する分岐ファンダクトに関
する。
【０００２】
【従来の技術】航空機ターボファンエンジンには通例、
ファンバイパスダクトが設けられており、ファンバイパ
スダクトはファンによって圧縮された空気の大部分を通
し、又、このファンバイパスダクトには通例ファンノズ
ルが含まれており、ファンノズルはファン圧縮バイパス
空気により推力を発生する。残りの空気はコアエンジン
を通り、そこで作動流体として用いられ、ファン用動力
の発生を助ける。外側カウルがファンダクトを囲んでお
り、又、内側カウリングがコアエンジン空洞を囲んでお
り、２つの部分、即ち前部と後部とに分かれている。前
部はコアエンジンカウルと呼び得るもので、エンジンの
タービン部のほぼ端まで後方に延在している。半径方向
内側及び外側カウル間にファンダクトが存在しており、
ファンダクトはその出口にファンノズルを含んでいる。
【０００３】流れの剥離を防ぐように設計されていると
共に、圧力損失及び流れ損失を最小にするような空気力
学的形状を有している空力的にきれいなファンダクト、
即ち滑らかなファンダクトが、航空機の効率的な運用に
重要である。典型的なファンダクトの製造にはアルミニ
ウム板金が用いられ、このアルミニウム板金は軽量であ
ると共に、ファンダクト及びその壁、特にノズル壁の空
力形状の形成に適するものである。この板金製造は通例
リベットを用いて達成され、その製造物はしばしば、剛
性のために最小限のフレーム構造体に取り付けられてい
る。
【０００４】ターボファンエンジンはしばしば、「分岐
ファンダクト逆推力装置（Bifurcated Fan Duct Thrust
Reverser)」と題したジョンストン（Johnston）等の１
９７０年１１月２４日付の米国特許番号第３５４１７９
４号に記載されているような外側カウル内に装着された
逆推力装置を有している。この引例は本発明と同じ譲受
人（本出願人）に譲渡されたもので、参照によりここに
包含される。ジョンストンは、ファンダクトを囲んでい
るファンケーシングに逆推力装置を剛着する必要のある
ことがコアエンジンへのアクセスを困難にすることに注
目している。このため、ジョンストンは、互いにほぼ鏡
像である２つの半円形ファンダクトを有している分岐フ
ァンダクトを開示している。各半ダクトは半径方向に相
隔たっている概して弧状の内壁と外壁とを有しており、
内外両壁は、それらの周方向端において半径方向に延在
している側壁にリベット、溶接等により連結されてい
る。
【０００５】コアエンジンカウリングは２つの軸方向に
延在している部分を備えており、第１の部分はファンダ
クトの内壁であり、そして第２の部分、即ち後部は後ろ
側カウル又はコアエンジンカウルである。ファンカウリ
ングは軸方向に延在している２つの部分を備えており、
後部は分岐ファンダクトの外壁である。外壁は、作動機
構と、転向静翼列と、引込み閉塞ドアとを含んでいるフ
ァン逆推力装置を内蔵しているファン逆推力装置カウル
である。
【０００６】従来のファンダクトアセンブリは、リベッ
トを用いてダクトのぬれ空力表面を形成している板金を
取り付けることにより製造されている。この種の構造は
幾つかの固有の欠点を有している。こうした設計は元来
重く、そして製造アセンブリにおいて使用されるアルミ
ニウムが、ダクトをエンジンの熱から保護し且つ火災を
防止するための絶縁ブランケットと熱障壁とを必要とす
る。その結果、エンジンの重量が更に増加すると共に、
コアエンジンへのアクセスが更に困難になる。
【０００７】ファンダクト壁の表面からファンバイパス
空気流へ突入しているリベット頭部によって、流れ損失
及び圧力損失が生じ、エンジンの燃料効率を減らす。幾
つかの部分を組み合わせて製造したダクトは、本発明に
よるような複合材料で形成した単一の連続ダクトより重
く且つ剛性が低い。本発明の目的に応じて用いる複合と
いう用語は、樹脂材料、例えば、エポキシ（Ｅｐｏｘ
ｙ）、ＰＭＲ−１５、ＢＭＩ、ＰＥＥＵ等に埋め込まれ
た繊維、例えば、炭素、シリカ、金属、金属酸化物又は
セラミック繊維を含有している材料を意味する。特に使
用されるのは繊維織物であり、これは樹脂含浸後、オー
トクレーブ法又はプレス成形により硬化されて比較的均
質の硬質物を形成する。好適実施例で用いられる複合材
は、ＰＭＲ−１５ポリイミド樹脂含浸黒鉛織物で、これ
は織物と共にテープを含んでいる。この材料の説明は、
『プラスチックス・エンジニアリング（Plastics Engin
eering）』１９９０年１月号における「高温複合材用Ｐ
ＭＲ−１５プリプレグの加工（Processing of PMR-15 P
repregs for HighTemperature Composites)」と題した
メル カニズ（Mel Kaniz)による論文に記載されてお
り、この引例は参照によりここに包含される。適合材料
及び定義に関する他の情報は、ＡＳＭインタナショナル
（ASM INTERNATIONAL)による『エンジニアリング・マテ
リアルズ・ハンドブック（Engineering Materials Hand
book）』１９８７年〜１９８９年版又はその後の版に記
載されており、これも参照によりここに包含される。
【０００８】
【発明の概要】本発明は、航空機用ターボファン型ガス
タービンエンジンにおいて、概してファンカウルとコア
エンジンカウルとの間に画成されているファンダクトに
関する。本発明は、ファンダクトにおける空気流損失が
極めて少ない滑らかなファン空気流をもたらし、又、コ
アエンジンへのアクセスを容易にする頑強な軽量耐火性
コアエンジンカウルを提供する。
【０００９】本発明は、分岐ファンバイパスダクトにお
いて用いられる一体内側カウリングを提供する。一体内
側カウリングはファンダクト内側カウルとコアカウルと
を一体にしたものと、半径方向に延在している分岐用側
壁とを有している。側壁は実質的にファンダクトの端ま
で延在していると共に、内側カウリングは実質的にコア
エンジンタービン部の端まで延在している。内側カウリ
ングは好ましくは複合材料、特に黒鉛／ＰＭＲ−１５
（ＰＭＲ−１５含浸黒鉛）で作られる。側壁は外側カウ
ルに機械的に取り付けられるように設計されており、外
側カウルは好適実施例では、ファン逆推力装置を含んで
いるファン逆推力装置カウルである。こうして形成され
ているファンダクトアセンブリは、ターボファン取り付
けパイロンに枢着されていると共に、エンジンの両側で
鏡像形ファンダクトアセンブリを枢動的に開くことによ
りコアエンジンにアクセスするための適当な係止装置を
含んでいる。
【００１０】本発明は、比較的滑らかな表面上をファン
バイパス空気が流れるようにし、従って、ファンダクト
空気流損失が減るので、ターボファンエンジンの燃料効
率が高まる。内側カウリングの一体構造は、ファンダク
ト内側カウルとコアカウルとを一体化するので、修理及
び整備のためのコアエンジンへのアクセスを容易にし、
従って、エンジンの整備がし易くなり、エンジンの運転
費が少なくなる。複合構造は従来のカウル設計より軽量
であり、これも又、エンジンの燃料効率を高める。複合
構造体は比較的製造し易く、そして十分な耐火性を有す
るので、防火材料層を追加する必要をなくする。
【００１１】一体のコアカウルと側壁とは、前部と後部
とを有している二体コアカウルを包含している従来の設
計より頑強である。この特徴は比較的強力であり、所望
に応じてカウルによる荷重分担を可能にする。カウリン
グ及び側壁の分岐連続一体構造は、エンジン及びエンジ
ン構成部の剛性及び耐久性を高める。この剛性改善によ
りロータ先端間隙の制御が改善され、従って、エンジン
の設計及び運転に当たり、ロータ先端と、同先端が密封
係合しているエンジン静止部分との間の間隙の公差を比
較的狭くすることができる。この利点は燃料効率を高
め、エンジン及びエンジン構成部の寿命を長くする。
【００１２】本発明の上述及び他の特徴は、添付図面と
関連する以下の詳述から更に明らかとなろう。
【００１３】
【実施例の記載】本発明は特に、例えば、本発明の譲受
人（本出願人）であるゼネラル・エレクトリック社によ
るＧＥ ＣＦ６、ＣＦＭ、及び間もなく製造されるＧＥ
９０シリーズのエンジンのような型のファンジェットエ
ンジンに関する。図１には、ファン１２を有しているフ
ァンジェットエンジン１０が示されており、ファン１２
は空気を圧縮して、内側ファンケース１６と外側ファン
ケース１８との間に設けられているファンバイパスダク
ト１４と、コアエンジン流路１３の前部に配置されてい
るブースタ１２０とに送給する。ファン空気はバイパス
ダクト１４から、概略的に２２で示すファンノズルを通
って排出される。ファンノズル２２はスロート２４を有
している。ブースタ１２０は従来の低圧タービン１２３
によって駆動される低圧ロータ１２２の上で、ファン１
２と共に回転して空気を更に圧縮し、次いでこの空気は
コアエンジン１２６の従来のコアエンジン圧縮機１２４
に導かれる。
【００１４】ファン支柱５１を介してパイロン６０によ
って機翼（図示せず）に装着されているファンフレーム
５０がロータの前方軸受支持を成しており、パイロン６
０は面外にあるので点線で示されている。又、タービン
フレーム７０がロータの後方軸受支持を成している。コ
アエンジン１２６は概して、コアエンジンカウルとも呼
ばれる環状内側カウル３８によって囲まれたコアエンジ
ン空洞３９内に配置されている。
【００１５】分岐ファンダクト逆推力装置アセンブリ３
０が環状外側カウル３４と、環状内側カウル３８と、カ
ウル３４及び３８の周方向端部において両カウル間に半
径方向に延在している分岐用側壁４０とを含んでおり、
側壁４０は一つだけ図示されており、これは面外にある
ので点線で示されている。外側カウル３４は又、並進カ
ウル及び転向静翼列３２によって示される従来の逆推力
装置を内蔵しており、この装置は閉塞ドア３３を用いる
もので、ドア３３は内側カウル３８に枢着された抗力リ
ンク１１９に助けられて展開する。
【００１６】本発明によれば、総体的に３７で示されて
いる分岐ファンダクト装置が設けられており、この分岐
ファンダクト装置は一体内側カウル３８と側壁４０とを
有しており、内側カウル３８は概してファンフレーム５
０とタービンフレーム７０との間に軸方向に延在してい
る。内側カウル３８の後端５２は、好ましくは、コアエ
ンジン空洞通気口で終わっており、この通気口を部分的
に形成している。側壁４０は概して内側カウル３８の前
端からファンダクト１４の端部まで軸方向に延在してい
る。
【００１７】図２(A) は本発明の好適実施例の詳細図で
あって、図示の分岐ファンダクト装置３７は、一体内側
カウル３８と、側壁４０と、周方向に配置されている補
強リング４８とを含んでいるカウリングを有している。
このカウリングは好適実施例では、複合材料から形成さ
れており、好ましい複合材料は黒鉛繊維とＰＭＲ−１５
とから成るもので、ここでは黒鉛／ＰＭＲ−１５で表さ
れる。リンク開口１１０が形成されており、そしてリン
ケージボックス１２１が開口１１０の周りに接合されて
おり、図１に示す抗力リンク１１９の枢着に役立つ。総
体的に８０で示される騒音減衰処理手段を、多孔セルの
セクタの形態のものとして、内側カウル３８の内側に接
合し得る。
【００１８】図２(B) は内側カウル３８の構造を更に明
示している。内側カウル３８は内側スキン８２から形成
されており、このスキンは黒鉛／ＰＭＲ−１５で作られ
ていると共に、内側カウル３８の接合組立ての前に硬化
される。内側スキン８２は窪み８４を含んでおり、従来
の騒音減衰用ハニコムセル層８８を受け入れている。Ｐ
ＭＲ−１５で作られていると共に内側カウル３８の接合
による組立ての前に硬化された外側スキン９０に、従来
の多孔９２が予め形成されており、ハニコムセル層８８
と共に騒音処理手段８０となる。詳細については図２
(C) を参照されたい。
【００１９】補強リング４８はｚ形であるが、他の適当
な形状のものでもよく、黒鉛／ＰＭＲ−１５で作られて
おり、内側カウル３８の接合組立ての前に硬化される。
内側スキン８２と、外側スキン９０と、騒音減衰用ハニ
コムセル層８８と、補強リング４８とを組み合わせて内
側カウル３８を形成するための接合工程は、単一の接合
用取り付け具を用いて、これらすべての要素を保持する
ことにより同時に行われる。
【００２０】分岐ファンダクト装置３７には、外側カウ
ル３４を側壁４０に相互の境界に沿って取り付けて、枢
動自在な一体の分岐ファンダクト逆推力装置カウルとコ
アカウルとを形成する手段を設け得る。又、図３に更に
明示されているように、前述のジョンストンの米国特許
に示されている枢動手段と類似のものを設け得る。図３
はパイロン６０にヒンジ止めされていると共に、ファン
逆推力装置外側カウル３４と一体内側カウル３８と側壁
４０とによって形成されている右側の分岐形ファン逆推
力装置ダクトアセンブリ２００ａ及び左側の分岐形ファ
ン逆推力装置ダクトアセンブリ２００ｂとをそれぞれ持
ち上げることにより、コアエンジン空洞３９に容易にア
クセスできることを示している。分岐形ファン逆推力装
置ダクトアセンブリ２００ａ及び２００ｂを枢着すると
共に係止する装置及び方法は、当該技術において公知で
あり、例えば、前述のジョンストンの米国特許に示され
ているものがある。
【００２１】以上、本発明の原理を説明するために、本
発明の好適実施例及び代替実施例を詳述したが、本発明
の範囲内で実施例の様々な改変が可能であることを理解
されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の好適実施例による一体コアカウルと側
壁とを有している内側カウリングを備えた一体分岐ファ
ンダクトを有しているファンジェットエンジンの断面図
である。
【図２】内側カウリング及び側壁の構成を示す図であっ
て、図２(A) は図１に示す内側カウリング及び側壁の斜
視図、図２(B) は図１に示す内側カウリング及び側壁の
断面図であって図２(A) の切断平面２Ａ−２Ａに沿って
切った図、及び図２(C)は図１に示す内側カウリングの
一部分の分解断面図である。
【図３】図１におけるエンジンの斜視図であって、内側
カウリングが開いている一体分岐ファンダクトを示すと
共に、コアエンジン空洞へのアクセスが容易であること
を示す図である。
【符号の説明】
１０ ファンジェットエンジン １２ ファン １４ バイパスダクト ２２ ファンノズル ３０ 分岐ファンダクト逆推力装置アセンブリ ３４ 外側カウル ３７ 分岐ファンダクト装置 ３８ 内側カウル ４０ 分岐用側壁 ４８ 補強リング ５０ ファンフレーム ７０ タービンフレーム ８０ 騒音減衰処理手段 ８２ 内側スキン ８４ 窪み ８８ ハニコムセル層 ９０ 外側スキン ９２ 多孔 ２００ａ、２００ｂ 分岐形ファン逆推力装置ダクトア
センブリ

Claims (16)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ファン部と、ファンフレームと、タービ
    ンフレームと、ファンノズルを含んでいる分岐ファンダ
    クトとを有している航空機ターボファンエンジン用のカ
    ウリングであって、前記エンジンの前記ファンフレーム
    と前記タービンフレームとの間に概して軸方向に延在し
    ている環状コアカウルと、該コアカウルの周方向端部に
    おいて半径方向に延在しているファンダクト分岐側壁と
    を備えた航空機ターボファンエンジン用のカウリング。
  2. 【請求項２】 前記コアカウルと前記側壁とは、一体に
    形成されている請求項１に記載のカウリング。
  3. 【請求項３】 前記コアカウルと前記側壁とは、複合材
    料から形成されている請求項２に記載のカウリング。
  4. 【請求項４】 前記複合材料は、黒鉛／ＰＭＲ−１５で
    ある請求項３に記載のカウリング。
  5. 【請求項５】 前記コアカウルと前記側壁とは、複合材
    料から形成されている請求項１に記載のカウリング。
  6. 【請求項６】 前記コアカウルに周方向に設けられてい
    る少なくとも一つの補強リングを更に含んでいる請求項
    ５に記載のカウリング。
  7. 【請求項７】 前記コアカウルの少なくとも一部分に周
    方向に設けられている騒音減衰処理手段を更に含んでい
    る請求項６に記載のカウリング。
  8. 【請求項８】 前記コアカウルは、内側スキンと、外側
    スキンと、前記騒音減衰処理手段用のハニコム材料を受
    け入れるための両スキン間の空隙と、前記ハニコム材料
    を覆う前記外側スキンの部分に形成されている複数の孔
    とを含んでいる請求項７に記載のカウリング。
  9. 【請求項９】 前記コアカウルの周囲に沿って前記内側
    スキンに周方向に設けられている少なくとも一つの補強
    リングを更に含んでいる請求項８に記載のカウリング。
  10. 【請求項１０】 前記補強リングは、黒鉛／ＰＭＲ−１
    ５から形成されている請求項９に記載のカウリング。
  11. 【請求項１１】 ファン部と、ファンフレームと、ター
    ビンフレームと、ファンノズルを含んでいる分岐ファン
    ダクトとを有している航空機ターボファンエンジン用の
    分岐ファンダクトアセンブリであって、 半径方向外側のファン逆推力装置カウルと、 該ファン逆推力装置カウルから離隔していると共に、該
    ファン逆推力装置カウルと概して同心である半径方向内
    側カウリングとを備えており、 該カウリングは、前記エンジンの前記ファンフレームと
    前記タービンフレームとの間に概して軸方向に延在して
    いる環状コアカウルと、該コアカウルの周方向端部にお
    いて半径方向に延在しているファンダクト分岐側壁とを
    含んでいる分岐ファンダクトアセンブリ。
  12. 【請求項１２】 前記コアカウルと前記側壁とは、一体
    に形成されていると共に複合材料から形成されている請
    求項１１に記載の分岐ファンダクトアセンブリ。
  13. 【請求項１３】 前記コアカウルと前記側壁とは、複合
    材料から形成されている請求項１１に記載の分岐ファン
    ダクトアセンブリ。
  14. 【請求項１４】 前記コアカウルは、内側スキンと、外
    側スキンと、騒音減衰用のハニコム材料を受け入れるた
    めの両スキン間の空隙と、前記ハニコム材料を覆う前記
    外側スキンの部分に形成されている複数の孔とを含んで
    おり、前記内側及び外側スキンは、複合材料から形成さ
    れている請求項１２に記載の分岐ファンダクトアセンブ
    リ。
  15. 【請求項１５】 前記コアカウルの周囲に沿って前記内
    側スキンに周方向に設けられている少なくとも一つの補
    強リングを更に含んでいる請求項１４に記載の分岐ファ
    ンダクトアセンブリ。
  16. 【請求項１６】 前記コアカウルと前記補強リングと
    は、黒鉛／ＰＭＲ−１５から形成されている請求項１５
    に記載の分岐ファンダクトアセンブリ。
JP4287993A 1991-10-30 1992-10-27 航空機ターボファンエンジン用のカウリング及び分岐ファンダクトアセンブリ Expired - Lifetime JPH0689677B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/784,855 US5251435A (en) 1991-10-30 1991-10-30 Reverser inner cowl with integral bifurcation walls and core cowl
US784855 1997-01-15

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH05202768A true JPH05202768A (ja) 1993-08-10
JPH0689677B2 JPH0689677B2 (ja) 1994-11-09

Family

ID=25133732

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP4287993A Expired - Lifetime JPH0689677B2 (ja) 1991-10-30 1992-10-27 航空機ターボファンエンジン用のカウリング及び分岐ファンダクトアセンブリ

Country Status (3)

Country Link
US (1) US5251435A (ja)
EP (1) EP0540193A1 (ja)
JP (1) JPH0689677B2 (ja)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010529346A (ja) * 2007-06-01 2010-08-26 エアバス・オペレーションズ スライディングナセルを有する航空機用推進アセンブリ
JP2011503409A (ja) * 2007-11-06 2011-01-27 エアバス オペレーションズ （エスアーエス） バイパス・ターボジェット・エンジンの性能改良方法
JP2013510986A (ja) * 2009-11-12 2013-03-28 スネクマ 航空機ターボ機械用金属製環状接続構造体
WO2014017585A1 (ja) 2012-07-26 2014-01-30 株式会社Ihi エンジンダクト及び航空機エンジン
JP2015531840A (ja) * 2012-07-31 2015-11-05 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ セラミックセンターボディ及び製造方法
JP2017166473A (ja) * 2015-12-31 2017-09-21 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Ｖ刃ｖ溝継手の成形複合材磨耗エッジガード

Families Citing this family (63)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5476237A (en) * 1993-06-18 1995-12-19 Northrop Grumman Corporation Syntactic film for thrust reverser blocker doors
FR2737256B1 (fr) * 1995-07-26 1997-10-17 Aerospatiale Turboreacteur a double flux a portes d'inversion de poussee non soumises au flux secondaire dans leur position inactive
US5771680A (en) * 1995-12-21 1998-06-30 General Electric Company Stiffened composite structures and method of making thereof
DE69813406T2 (de) * 1997-07-30 2003-11-06 Boeing Co Akustikplatte für Motorgondel mit integrierte Keilverkleidung und Vorderring
US6173807B1 (en) 1998-04-13 2001-01-16 The Boeing Company Engine nacelle acoustic panel with integral wedge fairings and an integral forward ring
FR2771330B1 (fr) * 1997-11-26 2004-02-27 Aerospatiale Procede de fabrication d'un panneau composite monolithique articule avec des moyens raidisseurs integres, panneau articule obtenu et capot articule dans un aeronef
FR2771710B1 (fr) * 1997-12-03 2000-02-11 Aerospatiale Dispositif d'ouverture commun a deux capots adjacents de nacelle de moteur d'avion
US6557799B1 (en) 2001-11-09 2003-05-06 The Boeing Company Acoustic treated thrust reverser bullnose fairing assembly
GB2384827A (en) * 2002-01-30 2003-08-06 Rolls Royce Plc A Fastening Between The C-Duct and Core of a Ducted Fan Gas Turbine Engine.
US6960156B2 (en) * 2002-05-16 2005-11-01 Paul Smith Device for directing air flow at users of air resisted exercise machines
BR0311164A (pt) * 2002-05-21 2005-08-16 Nordam Group Inc Bocal com turbo-ventilador bifurcado
US7090165B2 (en) * 2003-06-02 2006-08-15 Rolls-Royce Plc Aeroengine nacelle
GB0320371D0 (en) * 2003-08-29 2003-10-01 Rolls Royce Plc A closure panel arrangement
AT503290B1 (de) * 2006-06-23 2007-09-15 Fischer Adv Components Gmbh Führungsträger für triebwerksverkleidungen
WO2008045090A1 (en) * 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine with rotationally overlapped fan variable area nozzle
US7726116B2 (en) * 2006-11-14 2010-06-01 General Electric Company Turbofan engine nozzle assembly and method of operating same
US7673458B2 (en) * 2006-11-14 2010-03-09 General Electric Company Turbofan engine nozzle assembly and method for operating the same
US8122702B2 (en) * 2007-04-30 2012-02-28 General Electric Company Sealing arrangements for gas turbine engine thrust reverser
US7966808B2 (en) * 2007-04-30 2011-06-28 General Electric Company Baffle seal for gas turbine engine thrust reverser
US8206102B2 (en) * 2007-08-16 2012-06-26 United Technologies Corporation Attachment interface for a gas turbine engine composite duct structure
US7735778B2 (en) 2007-11-16 2010-06-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Pivoting fairings for a thrust reverser
US8091827B2 (en) 2007-11-16 2012-01-10 The Nordam Group, Inc. Thrust reverser door
US8052086B2 (en) 2007-11-16 2011-11-08 The Nordam Group, Inc. Thrust reverser door
US8052085B2 (en) 2007-11-16 2011-11-08 The Nordam Group, Inc. Thrust reverser for a turbofan gas turbine engine
US8172175B2 (en) 2007-11-16 2012-05-08 The Nordam Group, Inc. Pivoting door thrust reverser for a turbofan gas turbine engine
US8051639B2 (en) 2007-11-16 2011-11-08 The Nordam Group, Inc. Thrust reverser
US8128100B2 (en) * 2007-12-05 2012-03-06 United Technologies Corporation Laminate air seal for a gas turbine engine
US7981519B2 (en) 2008-04-11 2011-07-19 United Technologies Corporation Metallic doubler for repair of a gas turbine engine part
US8127530B2 (en) 2008-06-19 2012-03-06 The Nordam Group, Inc. Thrust reverser for a turbofan gas turbine engine
US9181899B2 (en) * 2008-08-27 2015-11-10 General Electric Company Variable slope exhaust nozzle
US8092169B2 (en) 2008-09-16 2012-01-10 United Technologies Corporation Integrated inlet fan case
US8398017B2 (en) * 2009-02-04 2013-03-19 Spirit Aerosystems, Inc. Continuous composite fan duct and thrust reverser
US8172176B2 (en) * 2009-02-04 2012-05-08 Spirit Aerosystems, Inc. Integral composite slider for aircrafts
US8713910B2 (en) * 2009-07-31 2014-05-06 General Electric Company Integrated thrust reverser/pylon assembly
US9353684B2 (en) * 2009-12-11 2016-05-31 Northrop Grumman Systems Corporation Aircraft engine airflow modulation apparatus and method for engine bay cooling and cycle flow matching
US9284887B2 (en) 2009-12-31 2016-03-15 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and frame
US9126374B2 (en) 2010-09-28 2015-09-08 Russell B. Hanson Iso-grid composite component
US20120308379A1 (en) * 2011-05-31 2012-12-06 Mra Systems, Inc. Aircraft engine cowl and process therefor
FR2978497B1 (fr) * 2011-07-27 2013-08-16 Aircelle Sa Cadre arriere pour une structure d'inversion de poussee a grilles de deviation d'une nacelle de turboreacteur
FR2978989B1 (fr) * 2011-08-12 2013-07-26 Aircelle Sa Cone d'ejection pour turboreacteur d'aeronef
US8685302B2 (en) 2012-02-20 2014-04-01 Honeywell International Inc. Monolithic acoustically-treated composite structures and methods for fabricating the same
US9856745B2 (en) 2012-02-28 2018-01-02 United Technologies Corporation Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine
US10837367B2 (en) * 2012-02-28 2020-11-17 Raytheon Technologies Corporation Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine
US10294815B2 (en) * 2012-03-01 2019-05-21 The Boeing Company SPF/DB structure for attenuation of noise from air flow
WO2013166419A1 (en) 2012-05-03 2013-11-07 Rohr, Inc. Mounting system for a nacelle fire detection system
US9249731B2 (en) * 2012-06-05 2016-02-02 United Technologies Corporation Nacelle bifurcation for gas turbine engine
US9534505B2 (en) 2012-07-23 2017-01-03 United Technologies Corporation Integrated nacelle inlet and metallic fan containment case
EP2690273B1 (en) * 2012-07-24 2022-03-09 Rohr, Inc. Panel for a nacelle strucure
CA2907551A1 (en) * 2012-07-31 2014-02-06 General Electric Company Cmc core cowl and method of fabricating
US9168716B2 (en) * 2012-09-14 2015-10-27 The Boeing Company Metallic sandwich structure having small bend radius
WO2014051662A1 (en) 2012-09-28 2014-04-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine having support structure with swept leading edge
US20150267644A1 (en) * 2014-03-19 2015-09-24 The Boeing Company Integrated Primary Nozzle
US9822733B2 (en) 2014-04-25 2017-11-21 Rohr, Inc. Aerodynamic feature for aft edge portions of thrust reverser lower bifurcation wall
US10612490B2 (en) 2014-04-25 2020-04-07 Rohr, Inc. Drag link assembly including buried drag link fitting
US10093429B2 (en) 2015-07-07 2018-10-09 Rohr, Inc Latch beam deflection support
US9810178B2 (en) 2015-08-05 2017-11-07 General Electric Company Exhaust nozzle with non-coplanar and/or non-axisymmetric shape
US9995247B2 (en) * 2015-10-06 2018-06-12 Spirit Aerosystems, Inc. Hybrid thrust reverser inner wall for aircraft engines
US9976484B2 (en) * 2015-12-28 2018-05-22 United Technologies Corporation Core compartment ventilation devices for nacelles of gas turbine engines for cooling a core compartment of a gas turbine engine
FR3047522B1 (fr) * 2016-02-04 2018-03-16 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour aeronef
US10316793B2 (en) * 2016-03-11 2019-06-11 Rohr, Inc. Thrust reverser track beam with integrated actuator fitting
US10563614B2 (en) 2016-08-17 2020-02-18 Honeywell International Inc. Composite translating cowl assembly for a thrust reverser system
US10759541B2 (en) * 2016-10-14 2020-09-01 Rohr, Inc. Nacelle bifurcation with leading edge structure
FR3078998B1 (fr) * 2018-03-19 2020-03-06 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif a double flux, comprenant un inverseur de poussee a grilles mobiles

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2815184A (en) * 1954-04-02 1957-12-03 Northrop Aircraft Inc Aircraft engine hoist and mounting system
US3347578A (en) * 1964-11-18 1967-10-17 Boeing Co Flush-type safety latch
US3541794A (en) * 1969-04-23 1970-11-24 Gen Electric Bifurcated fan duct thrust reverser
US4038118A (en) * 1974-06-14 1977-07-26 The Boeing Company Three dimensional composite structure and method for incorporating fittings
FR2291091A1 (fr) * 1974-11-13 1976-06-11 Snecma Dispositif de montage sur avion d'un turboreacteur
US4043522A (en) * 1975-12-22 1977-08-23 The Boeing Company Common pod for housing a plurality of different turbofan jet propulsion engines
GB1574335A (en) * 1977-06-05 1980-09-03 Rolls Royce Thrust reverser for a fluid flow propulsion engine
JPH0717238B2 (ja) * 1983-07-14 1995-03-01 ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン 荷重分担アダプタを備えたガスタービンエンジン
US4585189A (en) * 1984-10-22 1986-04-29 Lockheed Corporation Counterbalanced cowling assembly for a pylon-mounted engine and nacelle therefor
GB2185719B (en) * 1986-01-25 1989-11-01 Rolls Royce Fluid flow reversing apparatus
US4826106A (en) * 1987-02-18 1989-05-02 Grumman Aerospace Corporation Advanced composite aircraft cowl
US4790137A (en) * 1987-07-17 1988-12-13 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Aircraft engine outer duct mounting device
GB2212859B (en) * 1987-12-02 1991-03-06 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine with surge controller
US5101621A (en) * 1989-09-25 1992-04-07 Rohr Industries, Inc. Integrated corner for ducted fan engine shrouds
US5083426A (en) * 1989-10-02 1992-01-28 Rohr Industries, Inc. Integrated engine shroud for gas turbine engines
US5060471A (en) * 1989-11-06 1991-10-29 501 Nordam Jet engine noise reduction system

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010529346A (ja) * 2007-06-01 2010-08-26 エアバス・オペレーションズ スライディングナセルを有する航空機用推進アセンブリ
JP2011503409A (ja) * 2007-11-06 2011-01-27 エアバス オペレーションズ （エスアーエス） バイパス・ターボジェット・エンジンの性能改良方法
JP2013510986A (ja) * 2009-11-12 2013-03-28 スネクマ 航空機ターボ機械用金属製環状接続構造体
WO2014017585A1 (ja) 2012-07-26 2014-01-30 株式会社Ihi エンジンダクト及び航空機エンジン
US9869276B2 (en) 2012-07-26 2018-01-16 Ihi Corporation Engine duct and aircraft engine
JP2015531840A (ja) * 2012-07-31 2015-11-05 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ セラミックセンターボディ及び製造方法
JP2017166473A (ja) * 2015-12-31 2017-09-21 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Ｖ刃ｖ溝継手の成形複合材磨耗エッジガード

Also Published As

Publication number Publication date
EP0540193A1 (en) 1993-05-05
US5251435A (en) 1993-10-12
JPH0689677B2 (ja) 1994-11-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH05202768A (ja) 航空機ターボファンエンジン用のカウリング及び分岐ファンダクトアセンブリ
US4055041A (en) Integrated gas turbine engine-nacelle
US4132069A (en) Integrated gas turbine engine-nacelle
EP2336026B1 (en) Integrated Nacelle Assembly
US7866142B2 (en) Aeroengine thrust reverser
US5123242A (en) Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine
AU661717B2 (en) Ducted fan turbine engine nozzle assembly
US5136839A (en) Ducted fan turbine engine
EP0913569B1 (en) Gas turbine housing structure
US5791138A (en) Turbofan engine with reduced noise
KR20080063131A (ko) 안내 날개 및 이를 제조하는 방법
EP2562405B1 (en) Gas turbine engine access door
US11428190B2 (en) Grid-type thrust reverser for turbojet engine
WO2003076787A1 (en) Multi-spool by-pass turbofan engine
EP3594127B1 (en) Active laminar flow control system with composite panel
US8016227B2 (en) Non-handed engine cowl doors for fuselage mounted turbine engines
GB2061389A (en) Rod installation for a gas turbine engine
US6402092B1 (en) Turbojet-engine thrust reverser with doors mounted on centered pivots
US6050522A (en) Thrust reverser for a high bypass turbofan engine
EP0761947B1 (en) Noise reduction kit for turbofan engine
CN113727911B (zh) 机舱进气道和包括这种进气道的机舱
US11753968B2 (en) Nacelle cowling structure for a turbomachine
RU2803661C2 (ru) Воздухозаборник гондолы с акустической панелью
EP3632791B1 (en) Nacelle inlet with reinforcement structure
RU2804492C2 (ru) Воздухозаборник гондолы и гондола, содержащая такой воздухозаборник

Legal Events

Date Code Title Description
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 19950523

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees