JPH06510724A - ダクテッドファンタービンエンジンのノズルアセンブリ - 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】 ダクテッドファンタービンエンジンのノズルアセンブリ本発明は、ダクテッドフ ァンを駆動するのに正味のエネルギの一部を使用する、ガスタービンエンジンと いう意味のダクテッドファンタービンエンジンに関するものである。特に、本発 明は、ダクテッドファンタービンエンジンの外側吐出しノズルに関するものであ る。

ダクテッドファンタービンエンジンの作動中は、エンジン中心部に入った空気は 、エンジン後部領域にあるタービンを回すためにそこで燃焼される。タービンの 回転によって、エンジンの前部領域にあるファンが回転され、それによって、空 気はエンジン中心部の外側を後方に迂回して流れるようになる。エンジン中心部 内の主な気流は、内側吐出しノズルを通ってエンジンから出て行き、側管の空気 は、内側ノズルを取り囲む外側吐出しノズルを通ってエンジンから出て行く。

外側吐出しノズルは、作動中の圧力状態、慣性、音響疲労、クリープ、或は他の 、温度／強度ノ時間関連の劣化に耐えられるものでなければならない。外側吐出 しノズルはまた、エンジンが簡単に取り外せるような構造になっていなければな らない。

上記のような使用条件を満たすために、従来の外側吐出しノズルは、チタニウム 、鋼鉄、インコネルのような耐熱性で高い強度／剛性を持つ素材で造られていた 。また、従来の外側吐出しノズルは、エンジンタービンケースに造り付けになっ ていたか、或は、バイパスダクト固定構造の後方端から離れたところで支えられ ていた。

上記の素材は、手に入れるのも加工するのも、例えばアルミニウム合金よりもか なり高くつく素材である。更に、上記の素材は比較的重いほうであり、そのため 上記の素材で造られた外側吐出しノズルは、それに応じて重くなり、ふされしい 硬さを持った据え付は台が必要となる。

従来のダクテッドファンタービンエンジンでは、外側ノズルは、内側すなわち主 要ノズルに接して、外側ノズルと内側ノズル間に伸びる数個の支柱または羽根に よって支えられている。内側ノズルの作動中温度と外側ノズルの作動中温度には かなりの差があることと、内部破裂圧効果のため、外側ノズルを支えている羽根 または支柱には、両方のノズルを変形させるような高い圧力がかかることになる 。上記の応力および変形については、エンジンの設計段階から考慮に入れておく 必要がある。

上記の欠点を緩和するのが、本発明の目的であり、本発明によれば、内側吐出し ノズルを含む内部アセンブリ、および、ナセルと、内部吐出しノズルを取り囲む 外部吐出しノズルとを持つ外部アセンブリを有し、ナセルを通って伝わるフライ ト荷重を伝達するために取り外しできるように外側吐出しノズルをナセルに取り 付ける取り付は手段を設けたことを特徴とするダクテッドファンタービンエンジ ンのノズルアセンブリが提供される。

外側吐出しノズルは、複数の荷重伝達コネクタＩこよって、取り外しできるよう にナセルに取り付けられてもよい。これらのコネクタは、ナセルに接する差込み とブレードから成っていてもよい。それらは、外側吐出しノズルに接するロケー タがそれらを保持できるようなされている。

外側吐出しノズルは、例えば、主としてアルミニウム合金でできている素材のよ うな任意の適当な軽い素材力Ａら造られていてもよい。

以下はその仕様である。

１）ロイヤルエアクラフト・エスタブリツシュメントファーンボロ社製ＤＴＤ　 ５０７０ ２）アルミニウム・アソーシエーション社米国工場製米国仕様の２２１９ 以下例として添付図面を参照して本発明の一実施例について説明する。

第１Ａ図は航空機の翼に取り付けられたダクテッドファンタービンエンジンの斜 視図である。

第１Ｂ図はバイパスエアダクトを開いた状態で示す第１Ａ図のエンジンの斜視図 である。

第２Ａ図はファンジェットエンジンの内側および外側吐出しノズルの斜視図であ る。

第２Ｂ図は第２Ａ図の前部の概略断面図である。

第２Ｃ図は第２Ｂ図の側面図である。

第２Ｄ図は第２Ａ図の外側吐出しノズルの取り付は状態を示す概略図である。

第３図は第２Ｂ図の外壁の断面図である。

第４図は外側吐出しノズルの前縁付近のロケータ−の円周分布を示す概略断面図 である。

第５Ａ図は典型的な差込みソケットとブリスターフェアリングの側面図である。

第５Ｂ図は第５八図の断面図である。

第６図は閉位置にある時の典型的な差込みとロケータ−の拡大横断面図である。

第７図は閉位置にある時の典型的なブレードとロケータ−の拡大横断面図である 。

第８図は差込みをロケータ−へ差し込む動作を示す拡大横断面図である。

第９図はブレードをロケータ−へ差し込む動作を示す拡大横断面図である。

第１０図は下部ロケータ−の拡大斜視図である。

図面を参照すると、ダクテッドファンタービンエンジン２は、パイロン６を用い て航空機翼４に取り付けられる。エンジン後部には、前、後端が開いており、先 端のない中空の円錐形をした外側吐出しノズル８が装備されている。前部の、直 径が大きい方の面はエンジンナセル１０に接し、小さい方の後端は大気に向かっ て開いている。外側吐出しノズル８は、主に、例えば、前記のＤＴＤ５０７０お よび２２１９という仕様を持つアルミニウム合金のようなアルミニウム合金から 造られている。

第３図を参照すると、外側吐出しノズル８は、蜂の巣コア１６によって隔てられ た内側および外側板部材１２．１４からできている。内、外側板部材およびコア は、アルミニウム合金から造られ、板部材は、接着剤を用いて蜂の巣コアに取り 付けられる。内側板部材１２には、音響減衰用に穴があけられている。

外側吐出しノズル８は内側吐出しノズル１８と同軸に取り付けられ、熱せられた エンジンガスはこの内側吐出しノズル１８を通ってエンジン中心部２０から排出 される。

第２ＡＩＣに示すように、プライマリ・ノズル・フェアリング２２は、内側吐出 しノズル１８を取り巻いており、しかも内側、外側吐出しノズル１８．８と同軸 である。上記ノズルフェアリング２２は、外側吐出しノズル８の領域内のバイパ ス気流をスムーズにする働きをする。

第１Ｂ図を参照すると、ナセル１０は、２つの部分５０．５２から成っており、 それらは、作動状態にある時の閉位置と図示されている開位置の間で回動できる ように、パイロン６に止められている。各ノズル部品５０．５２には、横断面が Ｃ形のバイパスエアダクト４２が付いている。ノズル部品５０．５２が閉位置に ある時には、上記のダクト４２はエンジンのバイパス風道となる。

プライマリ・ノズル・フェアリング２２は、両端が開いた先端のない中空の円錐 形をしている。直径が大きい方の（前）端は、外側吐出しノズル８の前縁面の前 方でそれとほぼ平行な面上にある。

このプライマリ・ノズル・フェアリング２２は、外側吐出しノズル８に取り付け られるが、内側吐出しノズル１８には取り付けられない。

２股になった後縁２４は、外側吐出しノズル８の内面の前部下部とプライマリ・ ノズル・フェアリング２２の前部下部との間にある。上記の後縁２４によって、 エンジンを通り外側吐出しノズル８の領域内で一本の気流となる、左側および右 側バイパス気流が、空気力学的にスムーズに再結合される。上記の後縁２４は、 外側吐出しノズル８とプライマリ・ノズル・フェアリング２２の両方に取り付け られ、外側吐出しノズル８とプライマリ・ノズル・フェアリング２２の前部から 少し奥に伸びている。

プライマリ・ノズル・フェアリング２２は、円錐形の外皮とリング内側の硬化部 材から成っており、フェアリング２６と２股後縁２４の下部に取り付けられて外 側吐出しノズル８によって支えられている。

特に第２Ａ図および第２Ｂ図を参照すると、２つの支持金具２６は外側吐出しノ ズル８の前面上部に配置されている。上記支持金具２６は、Ｃ形ダクト４２がエ ンジンの点検、修理、分解のために開いている時、ノズルアセンブリを正しい位 置に保つためにパイロン６の適切な部分にボルトで止められる。

支持金具２６とパイロン６の外側吐出しノズルへの突き出しは、その前端がプラ イマリ・ノズル・フェアリング２２の上部に当たるフェアリング２８によって、 バイパス気流から隔てられている。上記フェアリング２８は、外側吐出しノズル ８の内面方向から後方外側へ伸びており、末端の内壁３０のすぐ後ろで上記内面 とであう。

第２Ａ図および第４図を参照すると、４箇所の差込みロケータ−３２および２箇 所のブレードロケータ−３４は、ノズル８の前縁周辺に配置される。下部のＶ字 形ロケータ−３６は、２股の後縁２４の前端に配置される。それに対応して、差 込み３８とブレード４０が、ナセル部品５０．５２の外側後縁周辺に配置される 。

ロケータ−３２，３４，３６およびそれに該当する差込み／ブレードは、Ｃ形ダ クト４２の外側内壁に接して互いにかみ合い、ノズルおよびＣ形ダクトがしっか りと隣接するように配置される。

当該差込み３８とブレード４０のかみ合いによって、支持金具２６から荷重が取 り除かれ、その後、フライト荷重および接地荷重のすべてが、ノズルから当該差 込み３８およびブレード４０を経由してナセルと航空機構造に伝えられる。

Ｃ形ダクトの外側内壁上の差込みゃブレードのため生ずる風道は、ナセル部品５ ０．５２の構成および各ナセル部品５０．５２の取り付はヒンジの性質と位置に よって決まる。Ｃ形ダクトの上半分では、風道は、十分な線形を保っているので 、差込みを第８図に示すように使うことができる。第９図のＣ形ダクトの下半分 では、ダクト内の風道は、かなりカーブしているので、差込みの代わりにブレー ド４０と下部ロケータ−３４を使う必要がある。

本発明の本実施例では、外側吐出しノズル８およびプライマリフェアリング２２ は、公表公報第１０９０１００３０９号に記載の通り、ナセル１０に隣接する前 方の作動位置と後方の駐車位置の間の移動が可能である。

エンジンが組み立てられると、パイロン６の下部は、外側吐出しノズル８の上部 に置かれ、支持金具２６にボルトで止められる。ナセル部品５０．５２は、ロケ ータ−３２，３４，３６とそれに該当する差込み３８およびブレード４０とをか み合わせるために、近づけられる。上記の差込み３８およびブレード４０とロケ ータ−３２，３４，３６のかみ合わせによって、ノズル、ナセル、航空機構造間 にフライト荷重および接地荷重のすべてが伝えられる。上記のフライトおよび接 地荷重は、支持金具２６を通しては伝わらない。

支持金具は、ナセル部品５０．５２が開位置にある時、外側吐出しノズルアセン ブリーを支持するために使われる。

エンジンの残留物を取り除くために、支持金具２６は、パイロン６から取り外さ れ、ナセル部品５０．５２は、ロケータ−３２，３４，３６から差込み３８およ びブレード４ｏを引き抜くことによってナセル部品の開位置にまで動かされ、外 側吐出しノズル８とフェアリング２２は、後方のパークポジションまで転がされ る。

第５図、第６図、第７図、第８図および第９図を参照すると、各差込みロケータ −３２とブレードロケータ−３４は、その前端に開いているハーフ・ブリスター ・フェアリング４４に取り囲まれる。各差込み３８とブレード４０は、また、そ の後端が開いているハーフ・ブリスター・フェアリング４６によって取り囲まれ る。

ナセル部品５０．５２が閉じると、対応するハーフ・ブリスター・フェアリング ４４．４６は、合わさって完全なブリスター・フェアリングになり、取り囲まれ た差込み３８、ブレード４０およびロケータ−３２，３４からバイパス気流を隔 てる。ハーフ・ブリスター・フェアリング４４．４６の各組の終縁間にあるチオ コール４８のベッドは、その間で気密シールを支えている。

本発明の利点は、外側吐出しノズル８が、外側ノズルアセンブリーの従来の製法 で必要とされる素材よりもかなり軽く安価なアルミニウム合金から造れることで ある。アルミニウム合金は、高温になると性能が落ちるために、従来の外側ノズ ルの作製には使われてこなかった。ダクテッドファンタービンエンジンの通常運 転中は、中心部から排出される高熱ガスは、より低温のバイパス気流に包まれる ので、外側吐出しノズル構造に影響を及ぼすことはない。しかし、スラストリバ ースの動作中は、バイパス気流は、前方に向けられ、中心部から排出される高熱 の排気を包み込まなくなる。外側吐出しノズル８の内面は、フライト中のしばら くの間は、高温気流にさらされることになるであろう。外側吐出しノズル８の内 、外面の間に適切な温度の流れができるように外側吐出しノズル８を製造するこ とによって、また、フライト中の外側の気流で外側吐出しノズル８の外面を冷却 することによって、外側吐出しノズルの内面に影響を及ぼす熱は、その外面で放 散される。

外側吐出しノズル８内の高温を調節する方法には、他に以下のものがある。

ｉ）スラストリバースーを通って空気を漏らす。

ｉｉ）高温耐熱素材の部分使用 １ｉｉ）ノズルの音響表皮面に酸化アルミニウムまたはその他の断熱噴霧処理を 施す。

外側吐出しノズル８の製造に使用される接着剤は、以下の属性を持つものでなけ ればならない。

１）内側板部材１２と外側板部材１４の間の熱の通路を遮断してはならない。

２）内側板部材１２の穴を塞がない方法と形で加えることができなければならな い ３）外側吐出しノズル８の動作寿命がある間、および温度が使用温度範囲にある 間中は、上記属性は維持されなければならない 国際調査報告

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １）内側吐出しノズル（１８）を含む内側アセンブリ、およびナセル（１０）と 内側吐出しノズル（１８）を取り巻く外側吐出しノズル（８）を持つ外側アセン ブリーから成り、ナセルを通じてフライト荷重を伝えるため外側吐出しノズル（ ８）をナセル（１０）に取り外しできるように取り付ける取り付け手段を設けた ことを特徴とするダクテッドファンタービンエンジンのノズルアセンブリ。 ２）取り付け手段が、複数の荷重伝導コネクタから成ることを特徴とする請求の 範囲１に記載のアセンブリ。 ３）コネクタが、外側吐出しノズル（８）に接するロケーター（３２、３４、３ ６）によって保持されるような形にされた、ナセル（１０）に接する差込み（３ ８）とブレード（４０）から成ることを特徴とする請求の範囲２に記載のアセン ブリ。 ４）差込み（３８）とブレード（４０）が、作動中の閉位置と開位置の間で回動 できるノズル部品（５０、５２）に取り付けられていることを特徴とする請求の 範囲３に記載のアセンブリ。 ５）ノズル部品（５０、５２）が、閉位置と開位置の間を枢軸上を回動するよう に動くことを特徴とする請求の範囲４に記載のアセンブリ。 ６）ノズル部品（５０、５２）を閉位置にまで動かす動作によって、差込み（３ ８）とブレード（４０）が、対応するロケーター（３２、３４、３６）とかみ合 わされることを特徴とする請求の範囲５に記載のアセンブリ。 ７）各ノズル部品（５０、５２）には、バイパスエアダクト（４２）が付いてい ることを特徴とする請求の範囲６に記載のアセンブリ。 ８）ナセル部品（５０、５２）が閉じると、ナセル部品（５０、５２）に接して いるハーフ・ブリスター・フェアリング（４４、４６）と外側吐出しノズル（８ ）が合体して完全な形のブリスター・フェアリングを形成し、それによって、取 り囲まれた差込み（３８）、ブレード（４０）およびロケーター（３２、３４、 ３６）からバイパス気流を分離することを特徴とする請求の範囲７に記載のアセ ンブリ。 ９）添付図面に記載し、示したダクテッドファンタービンエンジンのノズルアセ ンブリ。