JPH0674099A - ガスタービンエンジン - Google Patents
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- JPH0674099A JPH0674099A JP5141950A JP14195093A JPH0674099A JP H0674099 A JPH0674099 A JP H0674099A JP 5141950 A JP5141950 A JP 5141950A JP 14195093 A JP14195093 A JP 14195093A JP H0674099 A JPH0674099 A JP H0674099A
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- 238000001816 cooling Methods 0.000 abstract description 9
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
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- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
-
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- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
- F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
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- 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
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 ファンダクトからの空気の流れの有効な調整
を行い、ファンダクトを通る空気流の残りの部分に最小
の乱れを与える装置が備えられたガスタービンエンジン
の提供。 【構成】 ガスタービンエンジン１０は、ほぼ環状のフ
ァンダクトを形成する装置１４と、前記ファンダクトに
わたって伸びる空気力学的な形状のフェアリング１６と
を有する。フェアリング１６は一対のドア１８，１９に
よって形成される前縁領域１７を有する。ドア１８，１
９は、前縁領域を形成する第１の位置及び空気流の一部
を前記フェアリングの内側に流すために取り入れ口２３
を形成する第２の位置の間で可動である。このフェアリ
ング１６への空気流はフェアリング１６内の部品を冷却
するために供給される。
を行い、ファンダクトを通る空気流の残りの部分に最小
の乱れを与える装置が備えられたガスタービンエンジン
の提供。 【構成】 ガスタービンエンジン１０は、ほぼ環状のフ
ァンダクトを形成する装置１４と、前記ファンダクトに
わたって伸びる空気力学的な形状のフェアリング１６と
を有する。フェアリング１６は一対のドア１８，１９に
よって形成される前縁領域１７を有する。ドア１８，１
９は、前縁領域を形成する第１の位置及び空気流の一部
を前記フェアリングの内側に流すために取り入れ口２３
を形成する第２の位置の間で可動である。このフェアリ
ング１６への空気流はフェアリング１６内の部品を冷却
するために供給される。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンエンジン
に関し、このようなエンンジンのファンダクトから冷却
を目的として空気を取り込むことに関する。
に関し、このようなエンンジンのファンダクトから冷却
を目的として空気を取り込むことに関する。
【０００２】
【従来の技術】空気圧的な動力を有する付属品を駆動す
るために及び圧縮されたキャビンの空気を提供するため
に航空機に取り付けられたガスタービンエンジンの圧縮
機から空気を放出することが必要である。通常、空気
は、高圧コンプレッサ領域から放出され、その結果、比
較的高い温度である。高温の空気は、それが航空機の主
構造内、特に翼に含まれるパイプを通して送られるとき
に問題である。さらにエンジンから送られる空気の大部
分は、空気の加熱を必要としないことを目的として使用
される。従って、従来のように空気は、エンジンコンプ
レッサから送られた直後に冷却される。
るために及び圧縮されたキャビンの空気を提供するため
に航空機に取り付けられたガスタービンエンジンの圧縮
機から空気を放出することが必要である。通常、空気
は、高圧コンプレッサ領域から放出され、その結果、比
較的高い温度である。高温の空気は、それが航空機の主
構造内、特に翼に含まれるパイプを通して送られるとき
に問題である。さらにエンジンから送られる空気の大部
分は、空気の加熱を必要としないことを目的として使用
される。従って、従来のように空気は、エンジンコンプ
レッサから送られた直後に冷却される。
【０００３】ガスタービンエンジンにおいて、供給され
た空気は、ダクトから主構造の途中を通過するパイプに
送られる。従って、典型的には、パイプはエンジンの取
り付け部、燃料パイプ等を包囲し、ファンダクトの上方
領域にわたって伸びているフェアリング（ｆａｉｒｉｎ
ｇ）内に配置されている。供給された空気の冷却は、通
常プレクーラと称される熱交換機内のフェアリング内で
行われる。ファンダクトを通って流れるファン排気から
取られた空気は、供給された空気の冷却を行うためにプ
レクーラに送られる。取られたファンの空気は、フェア
リングの外面に設けられた入り口を通ってフェアリング
に入る。しかしながら、取り入れられた空気流に対して
制御が行わなければならない。これは、コンプレッサか
ら送られた空気の温度がエンジンの操作によって変化す
るからであり、航空機の速度が遅くなればなる程、落下
するエンジンスラスト／速度に対して高圧の空気を供給
する必要がある放出装置の操作によって熱い圧縮空気が
供給される。過去において、この制御は、フェアリング
内に配置されたオン／オフバルブによって行われてい
た。コンプレッサから送られた空気が比較的に冷たい場
合にファンの空気が分岐されずプレクーラに向けないよ
うにバルブが切り替えられる。しかしながら、エンジン
があまりに熱い供給空気が送られた場合の状態において
操作されるとき、ファンの空気がプレクーラに流れるこ
とができるように開放される。
た空気は、ダクトから主構造の途中を通過するパイプに
送られる。従って、典型的には、パイプはエンジンの取
り付け部、燃料パイプ等を包囲し、ファンダクトの上方
領域にわたって伸びているフェアリング（ｆａｉｒｉｎ
ｇ）内に配置されている。供給された空気の冷却は、通
常プレクーラと称される熱交換機内のフェアリング内で
行われる。ファンダクトを通って流れるファン排気から
取られた空気は、供給された空気の冷却を行うためにプ
レクーラに送られる。取られたファンの空気は、フェア
リングの外面に設けられた入り口を通ってフェアリング
に入る。しかしながら、取り入れられた空気流に対して
制御が行わなければならない。これは、コンプレッサか
ら送られた空気の温度がエンジンの操作によって変化す
るからであり、航空機の速度が遅くなればなる程、落下
するエンジンスラスト／速度に対して高圧の空気を供給
する必要がある放出装置の操作によって熱い圧縮空気が
供給される。過去において、この制御は、フェアリング
内に配置されたオン／オフバルブによって行われてい
た。コンプレッサから送られた空気が比較的に冷たい場
合にファンの空気が分岐されずプレクーラに向けないよ
うにバルブが切り替えられる。しかしながら、エンジン
があまりに熱い供給空気が送られた場合の状態において
操作されるとき、ファンの空気がプレクーラに流れるこ
とができるように開放される。
【０００４】ダクト付ガスタービンエンジンの動力の出
力が上昇したとき、それらのエンジンのコンプレッサ内
の空気の温度は、それにしたがって上昇する。これは、
少数のエンジンを有する大きな航空機に取り付ける傾向
によってさらに助長される。従って、過去において、大
きな航空機が４つのエンジンを有するのに対して、３つ
または２つの高性能エンジンをこの大きさの範囲の新し
い航空機に取り付ける傾向がある。この結果、エンジン
から放出される空気を冷却するための要求が増大する。
エンジンの作動状態の大きな部分にわたって放出された
空気が冷却され、性能の観点において、冷却するために
使用される分岐されたファンの空気流は、所定の範囲の
流速で変化することができなければならないようになっ
ていることが望ましい。
力が上昇したとき、それらのエンジンのコンプレッサ内
の空気の温度は、それにしたがって上昇する。これは、
少数のエンジンを有する大きな航空機に取り付ける傾向
によってさらに助長される。従って、過去において、大
きな航空機が４つのエンジンを有するのに対して、３つ
または２つの高性能エンジンをこの大きさの範囲の新し
い航空機に取り付ける傾向がある。この結果、エンジン
から放出される空気を冷却するための要求が増大する。
エンジンの作動状態の大きな部分にわたって放出された
空気が冷却され、性能の観点において、冷却するために
使用される分岐されたファンの空気流は、所定の範囲の
流速で変化することができなければならないようになっ
ていることが望ましい。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、ファ
ンダクトからの空気の流れの有効な調整を行い、ファン
ダクトを通る空気流の残りの部分の乱れを最小にする装
置が備えられたガスタービンエンジンを提供することに
ある。
ンダクトからの空気の流れの有効な調整を行い、ファン
ダクトを通る空気流の残りの部分の乱れを最小にする装
置が備えられたガスタービンエンジンを提供することに
ある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、ガスタ
ービンエンジンは、ほぼ環状のファンダクトを形成する
装置と、前記ファンダクトをわたって伸びる空気力学的
な形状のフェアリングとを有し、前記フェアリングは少
なくとも部分的に前縁領域を形成するように協働する完
全に閉鎖した第１の位置及び前記ファンダクトを通って
作動的に流れる空気流の一部を前記フェアリングの内側
に流すために取り入れ口を形成する位置を通る完全に開
放した第２の位置の間で可動なドアを有する上流に面す
る前縁領域を含む。
ービンエンジンは、ほぼ環状のファンダクトを形成する
装置と、前記ファンダクトをわたって伸びる空気力学的
な形状のフェアリングとを有し、前記フェアリングは少
なくとも部分的に前縁領域を形成するように協働する完
全に閉鎖した第１の位置及び前記ファンダクトを通って
作動的に流れる空気流の一部を前記フェアリングの内側
に流すために取り入れ口を形成する位置を通る完全に開
放した第２の位置の間で可動なドアを有する上流に面す
る前縁領域を含む。
【０００７】
【実施例】図１を参照すると、全体として参照符号１０
で示されるガスタービンエンジンは、ほぼ従来の構造で
ある。それは、エンジン室１２によって半径方向に間隔
をおいて離れた関係で包囲されるガスジェネレータコア
１１を有する。ガスジェネレータコア１１をよく見るこ
とができるようにエンジン室１２は省略されている。同
様に、ガスジェネレータコア１１の後方をよく見ること
ができるようにガスジェネレータコア１１の外側ケーシ
ングの部分が省略されている。
で示されるガスタービンエンジンは、ほぼ従来の構造で
ある。それは、エンジン室１２によって半径方向に間隔
をおいて離れた関係で包囲されるガスジェネレータコア
１１を有する。ガスジェネレータコア１１をよく見るこ
とができるようにエンジン室１２は省略されている。同
様に、ガスジェネレータコア１１の後方をよく見ること
ができるようにガスジェネレータコア１１の外側ケーシ
ングの部分が省略されている。
【０００８】このガスジェネレータコア１１は、その排
気ノズル１３を介して推進ノズルを提供し、エンジン室
１２の前方に配置されたダクト付ファン（図示せず）を
駆動する。ファンからの排気は、追加の推進スラストを
与えるためにエンジン１０を出る前にガスジェネレータ
コア１１とエンジン室１２との間に形成された環状のフ
ァンダクト１４を通過する。
気ノズル１３を介して推進ノズルを提供し、エンジン室
１２の前方に配置されたダクト付ファン（図示せず）を
駆動する。ファンからの排気は、追加の推進スラストを
与えるためにエンジン１０を出る前にガスジェネレータ
コア１１とエンジン室１２との間に形成された環状のフ
ァンダクト１４を通過する。
【０００９】エンジン１０はパイロン１５によって従来
の方法で航空機の下側に取り付けられている。
の方法で航空機の下側に取り付けられている。
【００１０】交差したダクトの空気力学的な形状のフェ
アリング１６は、コア１１の長さのかなりの範囲にわた
ってエンジン室１２とガスジェネレータコア１１とを相
互に接続する。
アリング１６は、コア１１の長さのかなりの範囲にわた
ってエンジン室１２とガスジェネレータコア１１とを相
互に接続する。
【００１１】フェアリング１６は、ガスジェネレータコ
ア１１の頭部に沿って配置されており、コア１１をパイ
ロン１５に取り付ける取り付け部を含む。また、ガスジ
ェネレータコア１１とそれを取り付ける航空機との間に
連通を形成するために種々のパイプ及び配管を含む。従
って、例えば、フェアリング１６は、燃料をガスジェネ
レータコア１１に供給するパイプとコア１１から放出さ
れた圧縮空気を航空機に向けるパイプとを含む。
ア１１の頭部に沿って配置されており、コア１１をパイ
ロン１５に取り付ける取り付け部を含む。また、ガスジ
ェネレータコア１１とそれを取り付ける航空機との間に
連通を形成するために種々のパイプ及び配管を含む。従
って、例えば、フェアリング１６は、燃料をガスジェネ
レータコア１１に供給するパイプとコア１１から放出さ
れた圧縮空気を航空機に向けるパイプとを含む。
【００１２】圧縮空気は、ガスジェネレータコア１１の
高圧コンプレッサから放出される。その結果、空気は、
温度が上昇する。あるエンジン作動状態において、空気
がその意図した目的のためには（例えば、キャビンの加
圧のためには）熱くなり過ぎ、従って、冷却しなければ
ならない。空気の温度を許容できる低い温度に低減する
ために、熱交換器（図示せず）がフェアリング１６内に
備えられている。熱交換器は、ファンダクト１４を通っ
て作動的に流れる冷却空気のいくつかと熱交換の関係で
熱い空気を配置する。ファンダクト１４から分岐された
冷却空気は、フェアリング１６の前縁領域１７上に備え
られた入り口を介して内側のフェアリング１６内に向け
られる。
高圧コンプレッサから放出される。その結果、空気は、
温度が上昇する。あるエンジン作動状態において、空気
がその意図した目的のためには（例えば、キャビンの加
圧のためには）熱くなり過ぎ、従って、冷却しなければ
ならない。空気の温度を許容できる低い温度に低減する
ために、熱交換器（図示せず）がフェアリング１６内に
備えられている。熱交換器は、ファンダクト１４を通っ
て作動的に流れる冷却空気のいくつかと熱交換の関係で
熱い空気を配置する。ファンダクト１４から分岐された
冷却空気は、フェアリング１６の前縁領域１７上に備え
られた入り口を介して内側のフェアリング１６内に向け
られる。
【００１３】フェアリング前縁領域１７は、図２及び図
３を参照するとき容易に分かる。基本的には、フェアリ
ング１６の前縁領域１７の半径方向の範囲の大部分は２
つの同様なドア１８及び１９によって形成される。ドア
１８及び１９は参照符号１８ａ及び１９ａで一点鎖線示
す第１の閉鎖位置と、実線で示す完全に開放した位置の
第２の位置との間の共通の半径方向の軸線２０の周りで
回転可能である。
３を参照するとき容易に分かる。基本的には、フェアリ
ング１６の前縁領域１７の半径方向の範囲の大部分は２
つの同様なドア１８及び１９によって形成される。ドア
１８及び１９は参照符号１８ａ及び１９ａで一点鎖線示
す第１の閉鎖位置と、実線で示す完全に開放した位置の
第２の位置との間の共通の半径方向の軸線２０の周りで
回転可能である。
【００１４】各ドア１８及び１９は、各ドアの外面２１
の大部分が共通軸線２０から等間隔になるように大部分
が円筒形の外面２１を有する。従って、断面において各
ドア１８及び１９の大部分が円筒形の外面２１は、その
中央として共通の半径方向の軸線２０を有する概念的な
円の一部の周縁を形成する。１８ａ及び１９ａで示すよ
うにドア１８及び１９が閉鎖したとき、それらの外面
は、前縁領域の大部分を形成する。
の大部分が共通軸線２０から等間隔になるように大部分
が円筒形の外面２１を有する。従って、断面において各
ドア１８及び１９の大部分が円筒形の外面２１は、その
中央として共通の半径方向の軸線２０を有する概念的な
円の一部の周縁を形成する。１８ａ及び１９ａで示すよ
うにドア１８及び１９が閉鎖したとき、それらの外面
は、前縁領域の大部分を形成する。
【００１５】ドアの内面２２はほぼ平坦である。ドア１
８及び１９が開放したとき、それらの平坦な内面２２
は、ファンダクト１４からフェアリング１６の内側に空
気を流すために入り口２３を形成する。ドア１８及び１
９が図２の実線に示すように完全に開放されたときに平
坦な内面２２はフェアリング１６の内側に流れる空気の
真っすぐな入り口を形成する。
８及び１９が開放したとき、それらの平坦な内面２２
は、ファンダクト１４からフェアリング１６の内側に空
気を流すために入り口２３を形成する。ドア１８及び１
９が図２の実線に示すように完全に開放されたときに平
坦な内面２２はフェアリング１６の内側に流れる空気の
真っすぐな入り口を形成する。
【００１６】ドア１８及び１９の各々の前縁の湾曲面と
平坦面２１と２２との間の遷移領域３７は、その上を流
れる空気にできるだけ乱れを与えないようにするように
湾曲した断面形状である。
平坦面２１と２２との間の遷移領域３７は、その上を流
れる空気にできるだけ乱れを与えないようにするように
湾曲した断面形状である。
【００１７】ドア１８及び１９は、基本的には同様の構
造である。ドア１８はその半径方向の範囲の各々にアー
ム２４と２５とを備えている。アーム２４と２５は、ド
ア１８に直角で１つのサポート装置を構成する。半径方
向の最外端アーム２４は、ドア１８に平行で軸線２０に
同軸な一体の軸２６を有する。半径方向の最内端アーム
２５は、軸線２０と同軸と同軸で一部がフェアリング１
６であるフレーム３１に取り付けられる軸２７上に配置
することができるように開口部を有する。
造である。ドア１８はその半径方向の範囲の各々にアー
ム２４と２５とを備えている。アーム２４と２５は、ド
ア１８に直角で１つのサポート装置を構成する。半径方
向の最外端アーム２４は、ドア１８に平行で軸線２０に
同軸な一体の軸２６を有する。半径方向の最内端アーム
２５は、軸線２０と同軸と同軸で一部がフェアリング１
６であるフレーム３１に取り付けられる軸２７上に配置
することができるように開口部を有する。
【００１８】同様にドア１９は、半径方向外側及び内側
アーム２８及び２９を備えている。半径方向外側アーム
２８は、軸２６上に配置されたスリーブ３０を備えてお
り、半径方向内側アーム２９は、軸２７上に配置するこ
とができるように開口部を有する。スリーブ３０は、フ
レーム３１によって回転可能に支持される。
アーム２８及び２９を備えている。半径方向外側アーム
２８は、軸２６上に配置されたスリーブ３０を備えてお
り、半径方向内側アーム２９は、軸２７上に配置するこ
とができるように開口部を有する。スリーブ３０は、フ
レーム３１によって回転可能に支持される。
【００１９】従って、ドア１８及び１９は開放及び閉鎖
位置の間で軸線２０の周りで回転可能であることが分か
る。
位置の間で軸線２０の周りで回転可能であることが分か
る。
【００２０】ドア１８及び１９は、空気圧サーボユニッ
ト３２によって作動される。軸２６及び３０は、アーム
３３及び３４をそれぞれ備えており、リンクロッド３６
及び３７によって空気圧サーボユニット３２の出口軸３
５にそれぞれ取り付けられている。取り付け部の種々の
点でのピボットによってアーム３３及び３４並びにサー
ボ出力軸３５に関してリンクロッド３６及び３７が回転
できる。従って、空気圧サーボユニット３２の直線的な
作動によって完全な開放及び完全な閉鎖位置との間の複
数の場所を通って軸線２０の周りで回転できるようにす
る。
ト３２によって作動される。軸２６及び３０は、アーム
３３及び３４をそれぞれ備えており、リンクロッド３６
及び３７によって空気圧サーボユニット３２の出口軸３
５にそれぞれ取り付けられている。取り付け部の種々の
点でのピボットによってアーム３３及び３４並びにサー
ボ出力軸３５に関してリンクロッド３６及び３７が回転
できる。従って、空気圧サーボユニット３２の直線的な
作動によって完全な開放及び完全な閉鎖位置との間の複
数の場所を通って軸線２０の周りで回転できるようにす
る。
【００２１】エンジン１０が小さい空気の放出流及び圧
力状態で作動しているとき、ドア１８及び１９は図１８
ａ及び図１９ａで示すような閉鎖位置で維持される。こ
れらの状態において、ガスジェネレータコア１１の高圧
コンプレッサから放出された圧縮空気の冷却は必要でな
くなる。従って、ドア１８及び１９は協働してフェアリ
ング１６の前縁領域１７を形成する。ドア１８及び１９
はフェアリング１６の残りに対してほぼ補完的な形状に
なるような形状であるから、その全体としてのフェアリ
ング１６はファンダクト１４を通る空気流に対して最小
の乱れのみをつくる。
力状態で作動しているとき、ドア１８及び１９は図１８
ａ及び図１９ａで示すような閉鎖位置で維持される。こ
れらの状態において、ガスジェネレータコア１１の高圧
コンプレッサから放出された圧縮空気の冷却は必要でな
くなる。従って、ドア１８及び１９は協働してフェアリ
ング１６の前縁領域１７を形成する。ドア１８及び１９
はフェアリング１６の残りに対してほぼ補完的な形状に
なるような形状であるから、その全体としてのフェアリ
ング１６はファンダクト１４を通る空気流に対して最小
の乱れのみをつくる。
【００２２】空気の放出流及び圧力の要求が増大すると
き、高圧コンプレッサから放出された圧縮空気の温度に
おいて対応する増加がある。温度は迅速に承諾しがたい
高い水準に到達する。この点において、ドア１８及び１
９は、開放してファンダクト１４の冷却空気が取り入れ
口２３を通ってフェアリング１６の内側にまで流れるこ
とができるようにする。ドア１８及び１９は、コア１１
から供給される空気を所望の程度だけ冷却するためにフ
ァンダクト１４の十分な空気をフェアリング１６に流す
ことができるようにするために十分な広さだけ開放す
る。この目的を達成するために一つのフィードバック装
置を使用することができる。基本的には、コア１１から
放出される空気の温度は、監視され、ドア１８及び１９
が適当な程度にまで開放されることを保証するために空
気圧サーボユニット３２に適当な信号が送られる。代替
案としてドア１８及び１９の開放は、航空機のキャビン
の要求に連結される。キャビンの空気流及び他の航空機
の要求はエンジン制御装置に入力される航空機のコンピ
ュータによって制御される。
き、高圧コンプレッサから放出された圧縮空気の温度に
おいて対応する増加がある。温度は迅速に承諾しがたい
高い水準に到達する。この点において、ドア１８及び１
９は、開放してファンダクト１４の冷却空気が取り入れ
口２３を通ってフェアリング１６の内側にまで流れるこ
とができるようにする。ドア１８及び１９は、コア１１
から供給される空気を所望の程度だけ冷却するためにフ
ァンダクト１４の十分な空気をフェアリング１６に流す
ことができるようにするために十分な広さだけ開放す
る。この目的を達成するために一つのフィードバック装
置を使用することができる。基本的には、コア１１から
放出される空気の温度は、監視され、ドア１８及び１９
が適当な程度にまで開放されることを保証するために空
気圧サーボユニット３２に適当な信号が送られる。代替
案としてドア１８及び１９の開放は、航空機のキャビン
の要求に連結される。キャビンの空気流及び他の航空機
の要求はエンジン制御装置に入力される航空機のコンピ
ュータによって制御される。
【００２３】ドア１８及び１９が開放されるときに、フ
ェアリング１６への空気流に対する障害がない。これ
は、フェアリング１６内の空気流の圧力の損失が最小限
になることを保証する。さらにドア１８及び１９の位置
は、開放したときに、エンジン１０の特定の動力出力に
対して適当である。これは、所定のエンジン１０におい
て、ファンダクト１４からの適当な量の動力の出力がフ
ェアリング１６に流れ込むことを意味する。その結果、
フェアリング１６の周りの取り入れ口２３からの空気の
流出が最小限になる。このような流出は、特にフェアリ
ング１６上に流れる空気流の影響について一般にファン
ダクト１４を通る空気流への影響に関して有害な効果を
もたらすという観点から望ましくないものとして考えら
れている。
ェアリング１６への空気流に対する障害がない。これ
は、フェアリング１６内の空気流の圧力の損失が最小限
になることを保証する。さらにドア１８及び１９の位置
は、開放したときに、エンジン１０の特定の動力出力に
対して適当である。これは、所定のエンジン１０におい
て、ファンダクト１４からの適当な量の動力の出力がフ
ェアリング１６に流れ込むことを意味する。その結果、
フェアリング１６の周りの取り入れ口２３からの空気の
流出が最小限になる。このような流出は、特にフェアリ
ング１６上に流れる空気流の影響について一般にファン
ダクト１４を通る空気流への影響に関して有害な効果を
もたらすという観点から望ましくないものとして考えら
れている。
【００２４】さらに増大した空気流の速度に対応するた
めにドア１８及び１９が開放されるときに、内側のドア
の表面２２は、フェアリングの内側への空気流のために
直線的な入り口を形成する。これは、平行な空気流を形
成することを促進し、その結果、拡散した空気流の大部
分はフェアリング１６内にある。フェアリング１６の内
側への拡散領域の制限は、ファンダクト１４を通る通常
の空気流に対する乱れが低減されることを保証する。
めにドア１８及び１９が開放されるときに、内側のドア
の表面２２は、フェアリングの内側への空気流のために
直線的な入り口を形成する。これは、平行な空気流を形
成することを促進し、その結果、拡散した空気流の大部
分はフェアリング１６内にある。フェアリング１６の内
側への拡散領域の制限は、ファンダクト１４を通る通常
の空気流に対する乱れが低減されることを保証する。
【図１】 本発明によってガスタービンエンジンの後方
の１／３を部分的に破断した図である。
の１／３を部分的に破断した図である。
【図２】 図１に示すガスタービンエンジン内のクロス
ダクトフェアリングの前縁領域の半径方向の内側方向の
図である。
ダクトフェアリングの前縁領域の半径方向の内側方向の
図である。
【図３】 図２に示すフェアリング前縁領域の軸線方向
下側方向を見た図である。
下側方向を見た図である。
１０ ガスタービンエンジン １１ ガスジェネレータコア １３ 排気ノズル １５ パイロン １６ フェアリング １７ フェアリング前縁領域 １８，１９ ドア ２０ 共通の軸線 ２５ 半径方向最内端アーム ２７ シャフト ２８．２９ 外側内側のアーム ３０ スリーブ
Claims (9)
- 【請求項１】 ほぼ環状のファンダクトを形成する装置
と、前記ファンダクトをわたって伸びる空気力学的な形
状のフェアリングとを有し、前記フェアリングは少なく
とも部分的に前縁領域を形成するように協働する完全に
閉鎖した第１の位置及び前記ファンダクトを通って作動
的に流れる空気流の一部を前記フェアリングの内側に流
すために取り入れ口を形成する位置を通る完全に開放し
た第２の位置の間で可動なドアを有する上流に面する前
縁領域を含むガスタービンエンジン。 - 【請求項２】 前記ドアの各々は前記動きを容易にする
ために回動可能に取り付けられている請求項１に記載の
ガスタービンエンジン。 - 【請求項３】 前記ドアは共通軸線のまわりで回動可能
である請求項２に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項４】 ２つの前記ドアがある請求項１に記載の
ガスタービンエンジン。 - 【請求項５】 前記ドアの各々は、その延長部の各々に
関連するドアにほぼ直角な方向に伸びているアームを備
え、前記アームは、それらの関連するドアを前記共通軸
線の周りで前記回動運動を容易にする装置に相互に接続
している請求項３に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項６】 前記ドアの各々は、一部が円筒形の外面
を有し、各ドアの部分的に円筒形の外面の大部分は、前
記共通軸線から等間隔である請求項５に記載のガスター
ビンエンジン。 - 【請求項７】 前記ドアの各々は、前記フェアリングへ
の空気流のために直線的な入り口を形成するためにほぼ
平坦な内面を備えている請求項１に記載のガスタービン
エンジン。 - 【請求項８】 前記ドアの各々は、空気圧サーボユニッ
トによって作動される請求項１に記載のガスタービンエ
ンジン。 - 【請求項９】 前記ドアのすべては共通のサーボユニッ
トによって作動される請求項８に記載のガスタービンエ
ンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB9215316:2 | 1992-07-18 | ||
| GB929215316A GB9215316D0 (en) | 1992-07-18 | 1992-07-18 | Ducted fan gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0674099A true JPH0674099A (ja) | 1994-03-15 |
Family
ID=10718941
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5141950A Withdrawn JPH0674099A (ja) | 1992-07-18 | 1993-06-14 | ガスタービンエンジン |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5319927A (ja) |
| EP (1) | EP0580277A1 (ja) |
| JP (1) | JPH0674099A (ja) |
| GB (1) | GB9215316D0 (ja) |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2734319B1 (fr) * | 1995-05-15 | 1997-07-18 | Aerospatiale | Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef |
| WO2008045093A1 (en) * | 2006-10-12 | 2008-04-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine bifurcation located in a fan variable area nozzle |
| US9885313B2 (en) | 2009-03-17 | 2018-02-06 | United Technologes Corporation | Gas turbine engine bifurcation located fan variable area nozzle |
| US9194330B2 (en) | 2012-07-31 | 2015-11-24 | United Technologies Corporation | Retrofitable auxiliary inlet scoop |
| US9206912B2 (en) * | 2013-01-23 | 2015-12-08 | The Boeing Company | Dual door fan air modulating valve |
| FR3014080A1 (fr) * | 2014-04-22 | 2015-06-05 | Aircelle Sa | Ensemble propulsif pour aeronef |
| US10087884B2 (en) | 2014-12-15 | 2018-10-02 | United Technologies Corporation | Stepped fairing modulated exhaust cooling |
| US10557416B2 (en) | 2017-06-12 | 2020-02-11 | United Technologies Corporation | Flow modulating airfoil apparatus |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1055264A (fr) * | 1952-04-28 | 1954-02-17 | Sncaso | Perfectionnements aux groupes propulseurs d'avions |
| US3842597A (en) * | 1973-03-16 | 1974-10-22 | Gen Electric | Gas turbine engine with means for reducing the formation and emission of nitrogen oxides |
| US4254618A (en) * | 1977-08-18 | 1981-03-10 | General Electric Company | Cooling air cooler for a gas turbofan engine |
| US4477040A (en) * | 1978-10-19 | 1984-10-16 | Grumman Aerospace Corporation | Aircraft wind energy device |
| DE3720318A1 (de) * | 1987-06-19 | 1989-01-05 | Mtu Muenchen Gmbh | Gondel fuer strahltriebwerke |
| US4865267A (en) * | 1988-02-25 | 1989-09-12 | Sundstrand Corporation | Ram air flow system for aircraft |
| GB2224080B (en) * | 1988-10-22 | 1993-04-07 | Rolls Royce Plc | Fluid outlet duct |
| US5123242A (en) * | 1990-07-30 | 1992-06-23 | General Electric Company | Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine |
| US5203163A (en) * | 1990-08-01 | 1993-04-20 | General Electric Company | Heat exchange arrangement in a gas turbine engine fan duct for cooling hot bleed air |
-
1992
- 1992-07-18 GB GB929215316A patent/GB9215316D0/en active Pending
-
1993
- 1993-04-08 EP EP93302816A patent/EP0580277A1/en not_active Withdrawn
- 1993-05-27 US US08/067,853 patent/US5319927A/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-06-14 JP JP5141950A patent/JPH0674099A/ja not_active Withdrawn
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US5319927A (en) | 1994-06-14 |
| GB9215316D0 (en) | 1992-09-02 |
| EP0580277A1 (en) | 1994-01-26 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20000905 |