JPH07179198A - ジェットエンジン・ファンナセル - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【目的】エンジンの風車状態の間付着した流れを維持す
るジェットエンジン・ファンナセルを提供する。 【構成】ナセル３２は内面を有する円筒形エアーホイル
本体３６を含む。複数のうず発生片４８をナセル内面
に、ナセル本体の前縁とスロートとの間、かつナセルの
長さ方向軸線のまわりに背筋曲線ハイライト４２から９
０°の回転角以内に配置する。うず発生片４８は空気流
に作用して前縁３８のまわりにかつナセル本体の外面に
沿って付着流れを維持し、こうして空気流が外面からは
がれて望ましくない抗力増加をもたらすのを防止する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】この発明は、一般にファンブレー
ドを有するジェット航空機ガスタービンエンジンに関
し、特にファンブレードを包囲するナセルに関する。

【０００２】

【従来の技術】ガスタービンエンジンはコアエンジンを
含み、コアエンジンは、コアエンジンに入る空気流を圧
縮する高圧圧縮機と、燃料と圧縮空気の混合物を燃焼さ
せて推進用ガス流を発生する燃焼器と、推進用ガス流に
より回転され、直径の大きいシャフトにより高圧圧縮機
を駆動するよう連結された高圧タービンとを有する。代
表的な前部ファン・ガスタービンエンジンでは、低圧タ
ービンを高圧タービンの後方に配置し、低圧タービンを
直径の小さい同軸シャフトにより連結して、高圧圧縮機
の前方に位置する前部ファンを駆動するとともに、前部
ファンと高圧圧縮機との間に配置された低圧圧縮機も駆
動する。低圧圧縮機はブースタ圧縮機もしくは単にブー
スタと呼ばれることもある。圧縮機およびタービンブレ
ードを包囲するエンジンケーシングは、流れスプリッタ
と呼ばれる前方部分を有する。流れスプリッタはファン
と第１（通常低圧）圧縮機との間に配置され、ファンか
ら出てくる空気をコアエンジン空気流とこれを囲む同軸
のバイパス空気流とに分割する。ファンからのバイパス
空気流がエンジンスラストの大部分を形成する。コアエ
ンジン空気流は低圧および高圧圧縮機を通って燃焼器ま
で流れ、高圧および低圧タービンを通して加速され、排
気ノズルから排出され、こうしてコアエンジン空気流か
らもエンジンスラストの一部が得られる。

【０００３】前部ファンに含まれるファンナセルは、フ
ァンブレードを包囲し、中空なファンフレーム支柱によ
りエンジンケーシングに取り付けられている。ファンナ
セルは、だいたい円筒形で長さ方向に延在するエアーホ
イル本体を含み、このエアーホイル本体の内面が、エン
ジンスラストを効率よく生成するために、ファンバイパ
ス空気流を長さ方向後方へ導く作用をなす。ファンナセ
ルは、空気流中に置かれたあらゆる物体と同様、望まし
くない抗力を生じる。ファンナセルを通過しない空気が
ファンナセルの外面を流れ過ぎる際に、ファンナセル外
面に付着状態に留まることができれば、抗力が著しく減
少する。このような流れがファンナセル外面から剥離す
ると、抗力は著しく増加する。この現象は、特定のエン
ジンが作動していないときに起こる、いわゆるエンジン
風車状態（ウィンドミリング）の際に起こる。

【０００４】エンジン風車状態の間にファンナセル抗力
を減少させる周知の方法では、ファンナセルを厚くし、
空気流がファンナセルの前部で比較的鋭くないカーブに
沿って流れ、ファンナセル外面からはがれないようにす
る。ファンブレードの寸法を小さくすることは望ましく
ないので、このようなナセルは必然的に大きな直径の外
面を持つことになる。しかし、これが原因で、ファンナ
セルの寸法と重量が著しく増加する。ナセルの重量増加
はそれだけで航空機の性能を低下する。また、ある種の
航空機はエンジンを翼に装着しており、そのファンナセ
ルは地面から離れていなくてはならず、それ以上大きく
することができない。

【０００５】

【発明の概要】この発明の目的は、ファンナセルの寸法
や重量を実質的に増加することなく、エンジンの風車状
態の間付着した流れを維持するジェットエンジン・ファ
ンナセルを提供することにある。この発明は、だいたい
円筒形のエアーホイル本体と、複数のうず発生片とを備
えるジェットエンジン・ファンナセルを提供する。エア
ーホイル本体は、長さ方向軸線と、背筋曲線（クラウン
ライン）ハイライトを含むだいたい円形の前縁と、だい
たい円形のスロートと、上記前縁から上記スロートまで
延在する内面とを有する。うず発生片は、上記内面から
突出し（または突出可能で）、上記前縁と上記スロート
との間に、かつ上記長さ方向軸線のまわりに上記背筋曲
線ハイライトから約９０°の回転角内に配置されてい
る。ここで「９０°の回転角内」は±９０°以内の回転
を意味する。うず発生片は境界層空気流に、ファンナセ
ルの前縁に沿って進む流れがファンナセルの外面全体に
わたって付着したままに留まるようなエネルギーを与え
る。したがって、うず発生片の作用により、このような
流れが、望ましくない抗力の増加をもたらすおそれのあ
るナセルの外面からはがれない。

【０００６】この発明のジェットエンジン用ファンナセ
ルには、エンジンの風車状態の間、付着した流れをファ
ンナセルの外面にわたって維持し、ファンナセルになん
ら寸法あるいは有意の重量を付加することなく、抗力増
加を回避するという効果と利点がある。

【０００７】

【実施例の記載】図１および図２に、この発明の好適な
実施例を組み込んだ、ジェット航空機フロントファン・
ガスタービンエンジンの概略を１０で総称して示す。こ
のターボファンエンジン１０は、長さ方向中心線１１お
よび中心線１１のまわりに同軸かつ同心に配置された環
状ケーシング１２を有する。ターボファンエンジン１０
はさらに、コアエンジン１４（ガス発生機とも言う）を
含み、コアエンジン１４は、高圧圧縮機１６、燃焼器１
８および高圧タービン２０をすべてターボファンエンジ
ン１０の長さ方向軸線１１のまわりに同軸にかつ直流軸
流関係に配列した構成である。環状駆動シャフト２２が
高圧圧縮機１６と高圧タービン２０とを固定関係で相互
連結している。

【０００８】コアエンジン１４は燃焼ガスを発生する作
用をなす。高圧圧縮機１６からの加圧空気を燃焼器１８
で燃料と混合し、点火し、こうして燃焼ガスを発生す
る。高圧タービン２０で燃焼ガスからある量の仕事を抽
出し、圧縮機１６を駆動する。残りの燃焼ガスをコアエ
ンジン１４から低圧（またはパワー）タービン２４に排
出する。低圧タービン２４は駆動シャフト２６を駆動
し、駆動シャフト２６はそれに相互連結された低圧圧縮
機２８（ブースタまたはブースタ圧縮機とも言う）およ
びファンブレード３０を駆動する。種々のエンジン軸受
で回転シャフト２２および２６をエンジンケーシング１
２内に支持している。

【０００９】ファンブレード３０はファンナセル３２内
に収容されている。ファンナセル３２は、複数の中空な
ファンストラットまたは支柱３４（図１ではそのうち２
本だけを示す）でエンジンケーシング１２に取り付けら
れている。ファンナセル３２は、シリンダのまわりに巻
かれたエアーホイルとみなすことができる。ジェットエ
ンジン・ファンナセル３２は、だいたい円筒形のエアー
ホイル本体３６を含み、エアーホイル本体３６の長さ方
向軸線３７は通常エンジンの中心線１１に対して小さな
角度だけ前傾している。ナセルの本体３６は、だいたい
円形の前縁３８と、だいたい円形のスロート４０を有す
る。前縁３８はナセルの本体３６の長さ方向にもっとも
前方の部分であり、一方スロート４０はナセルの本体３
６の半径方向にもっとも狭い前方部分である。前縁３８
には、設計上の前縁３８の鉛直点であるクラウンライン
（背筋曲線）ハイライト４２がある。このことは単に、
あらゆるファンナセル３２は、ファンナセル３２を航空
機に装着したとき、そのだいたい円形の前縁３８を回転
して、ある所定の点（背筋曲線ハイライト３２と呼ぶ）
が鉛直上方にくるようにする設計となっている、ことを
意味する。ナセルの本体３６は、前縁３８からスロート
４０まで、そしてさらに後縁４６まで延在する内面４４
を有する。

【００１０】ジェットエンジン・ファンナセル３２は複
数のうず発生片４８ａおよび／または４８ｂも含む。う
ず発生機４８ａ、４８ｂは、本体内面４４から突出して
いる（図３）か、突出可能である（図１、２、４および
５）。うず発生片４８ａ、４８ｂは、前縁３８とスロー
ト４０との間に、かつ長さ方向軸線３７のまわりに背筋
曲線ハイライト４２から約９０°の回転角内に配置され
ている。良好なうずを作り出すには、通常各うず発生片
４８を、長さ方向軸線３７からそのうず発生片４８まで
引いた半径線に関してわずかに傾斜させる。

【００１１】ファンナセル３２の性能を改良するため
に、うず発生片４８ａ、４８ｂをより正確に位置決めす
るには、よどみ流線についての説明が必要である。飛行
中にファンナセル３２にぶつかる空気流流線は、内面４
４に沿って流れる空気をナセルの本体３６の外面５０に
沿って流れる空気から分離する、よどみ部分（よどみ流
線）を含む。このようなよどみ流線は、だいたい円形の
交差部に沿って内面４４に交差する。交差部の形状と位
置はエンジン運転状態に依存する。複数のエンジンを搭
載した航空機のすべてのエンジンが所定の巡航状態で作
動しているとき、１つのエンジンのよどみ流線（当業者
であれば計算できる）を巡航よどみ流線と呼ぶ。複数エ
ンジン航空機の１つのエンジンが作動していないとき、
そのエンジンがスラストを生成していないにもかかわら
ず、ファンブレード３０は空気流中で風車のように回転
するので、そのエンジンは風車状態にあるということが
できる。そのよどみ流線（これも当業者であれば計算で
きる）を風車よどみ流線と呼ぶ。

【００１２】好適な例では、うず発生片４８ａ、４８ｂ
を、前縁３８と、風車よどみ流線５３の内面４４との交
差部５１（図２および３参照）との間に配置する。この
ような交差部５１は、図２に示すように、長さ方向軸線
３７のまわりの背筋曲線ハイライト４２から約９０°の
回転角内で、だいたい半円を描くことが分かる。

【００１３】好適な実施例では、図２からわかるよう
に、うず発生片４８ｂを、長さ方向軸線３７のまわりの
背筋曲線ハイライト４２から約３０°の回転角内で、巡
航よどみ流線５７の内面４４との交差部５５（図３参
照）に隣接して、かつこの交差部５５とスロート４０と
の間に配置する。このような交差部５５は、３０°の回
転角内で、だいたい３０°の円弧であることがわかる。

【００１４】別の実施例では、図３からわかるように、
うず発生片４８ｂを、長さ方向軸線３７のまわりの背筋
曲線ハイライト４２から約３０°の回転角内で、だいた
い巡航よどみ流線５７の内面４４との交差部５５に沿っ
て配置する。うず発生片４８ｂは巡航よどみ流線５７の
通路内に配置されているので、エンジン１０の巡航状態
での運転中、うず発生片４８ｂが空気流に重大な影響を
与えてはならない。

【００１５】うず発生片４８ａまたは４８ｂは、空気流
にうずまたは乱流を発生するだけの目的で、空気流中に
０でない適当な迎え角で突出するものであれば、相似く
さびまたはベーンなどなんでもよい。大形ターボファン
ナセル用の代表的なうず発生ベーンは、厚み２ｍｍ、高
さ２ｃｍ、長さ４ｃｍ程度で、４ｃｍ間隔である。うず
発生片４８ａまたは４８ｂの特定の形状は、技術者が選
択すればよく、この発明の必須の構成要素ではない。ナ
セルの内面４４に固着した形式の突出うず発生片４８ｂ
を図３に示す。ナセルの内面４４に回転自在に取り付け
た形式の突出うず発生片４８ｂは図示しないが、その例
を説明しておく。ベーンをナセルの内面に回転自在に取
り付け、ばねバイアスして、空気流に対して０の迎え角
に戻るようにする。レバーをベーンとベローズに取り付
ける。ベローズ内の空気圧のベローズ外の空気圧に対す
る差が所定の値になると、この圧力差がバイアスばねに
打ち勝ち、レバーを回転し、したがってベーンを０でな
い迎え角に回転し、こうしてうずを発生する。風車よど
み流線付近に配置されたナセルの内面上の第１開口がベ
ローズ内の空気のソースとして作用し、一方ナセルの外
面上の第２開口がベローズ外の空気のソースとして作用
する。第１開口に生じる圧力が第２開口に対してもどり
ばねに打ち勝つ所定の圧力差となるのは、エンジンが風
車状態にあるときだけである。

【００１６】突出可能なうず発生片４８ａを図１、２、
４および５に示す。ファンナセル３２は、エンジン１０
が風車状態にあるとき、突出可能なうず発生片４８ａを
内面４４から突き出し、エンジン１０が巡航状態で作動
しているとき、突出可能なうず発生片４８ａを内面４４
内に引っ込める手段５８を含む。後退させたうず発生片
４８ａは、その位置にかかわりなく、空気流に影響しな
い。好ましくは、エンジン１０が圧縮機抽出空気６１を
提供し、突き出し／後退手段５８は、うず発生片４８ａ
を押し出すバイアスばね６０と、うず発生片４８ａを後
退させるための圧縮機抽出空気ダクト６２を含む。図４
および図５に示すように、手段５８はさらに、空気圧シ
リンダ６４を含み、圧縮機抽出空気６１でこの空気圧シ
リンダ６４を付勢して、傾斜歯６８を有する付勢リング
６６を回転する。各うず発生片４８ａの基部７０は、１
つの歯６８にまたがり、かつナセルの本体３６に取り付
けたガイド７２内に配置されている。付勢リングの歯６
８が回転すると、うず発生片の基部７０が、したがって
そのベーン部分７４が後退する。風車状態では、エンジ
ン１０が圧縮機抽出空気６１を発生せず、そしてバイア
スばね６０がうず発生片４８ａを押し出すので、そのベ
ーン部分７４がナセルの内面４４から突出して、空気流
に乱流またはうずを発生する。

【００１７】手段５８の別の例には、突き出しおよび後
退のための種々の位置決め機構がある。たとえば、圧縮
機抽出空気を直接個々のうず発生片基部に案内して、ば
ねバイアス力に打ち勝つことによりそのベーン部分を後
退させる機構や、逆転可能な電気モータを用い、このモ
ータをエンジン巡航時の信号に応答して一方向に回転
し、エンジン不作動時の信号に応答して反対回転し、こ
うしてうず発生片を個々にまたは群として後退または突
出させる機構や、電磁石およびバイアスばねを用い、エ
ンジンの巡航作動時に電磁石でうず発生片を後退させ、
エンジンの不作動時にバイアスばねでうず発生片を突出
させる機構などがあり、これらは当業者に明らかであ
る。

【００１８】エンジンの風車状態作動中、うず発生片４
８ａ、４８ｂは、図３に示すように、空気流の流線７７
の一部にうず領域７５を生成する。一方、このうず領域
７５は隣接する境界層空気流に作用して、ナセルの本体
３６の全外面５０にわたって付着流の領域７９を生成す
る。このようなうず発生片４８ａ、４８ｂがないと、流
れは前縁３８近くの位置８１ではがれ、抗力を増す原因
となる。うず発生片４８ａ、４８ｂは、図２に示すよう
に、長さ方向軸線３７のまわりに背筋曲線ハイライト４
２から３０°の回転角内に配置したとき、もっとも効果
が大きく、９０°を越えて配置したうず発生片ではこの
ような効果がほとんど失われる。この発明のスケールモ
デル試験では、風車状態で剥離角度（すなわち、流れ剥
離が起こるナセルの迎え角）が１°増加することが認め
られた。ファンナセルは、流れ剥離を起こさずに設計通
りの風車状態迎え角を達成する必要があるので、この発
明を用いてより薄いファンナセルを設計することができ
る。またこの発明を利用して、予め設計または作製済み
の通常のファンナセルを、それが要求をかなえるのにわ
ずかに不足となった場合に、高価な再設計または再作製
の必要なしに、改良することができる。

【００１９】以上、この発明のいくつかの好適な実施例
を説明したが、これらは例示の目的で示したものであ
る。これらの例がこの発明のすべてを示すわけではな
く、この発明を開示した通りの形態に限定するつもりも
ない。上述した説明から多くの変更や改変が明らかであ
る。たとえば、この発明を後部ファン・ガスタービンエ
ンジンに適用することができる。このような変更例もす
べてこの発明の範囲に包含される。

【図面の簡単な説明】

【図１】前部ファン・ガスタービンエンジンの略図的断
面図で、突出可能なうず発生片およびそのうず発生片を
ナセルの内面に対して突出、後退させる手段を含む、こ
の発明のジェットエンジン・ファンナセルの好適な実施
例を示す。

【図２】図１の２−２線方向に見たファンナセルの正面
図である。

【図３】図１の突出可能なうず発生片の代わりに、ナセ
ルの内面に固着した形式の突出うず発生片を設けた例を
示す、図１のファンナセルの一部を拡大した側面図であ
る。

【図４】うず発生片を突出、後退させる機構を詳しく示
す、図１のファンナセルの一部の拡大図である。

【図５】図４の５−５線方向に見て、うず発生片の突出
／後退機構を示す正面図である。

【符号の説明】

１０ ガスタービンエンジン １１ 中心線 １２ 環状ケーシング １４ コアエンジン ３０ ファンブレード ３２ ファンナセル ３６ エアーホイル本体 ３８ 前縁 ４０ スロート ４２ 背筋曲線ハイライト ４４ 内面 ４６ 後縁 ４８ うず発生片 ５０ 外面 ５３ 風車よどみ流線 ５７ 巡航よどみ流線 ５８ うず発生片の突出／後退機構

Claims (10)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】（ａ）だいたい円筒形のエアーホイル本体
   と、（ｂ）複数のうず発生片とを備え、 上記エアーホイル本体（ａ）は、（１）長さ方向軸線
   と、（２）背筋曲線ハイライトを含むだいたい円形の前
   縁と、（３）だいたい円形のスロートと、（４）上記前
   縁から上記スロートまで延在する内面とを有し、 上記うず発生片（ｂ）が上記内面から突出し、上記前縁
   と上記スロートとの間に、かつ上記長さ方向軸線のまわ
   りに上記背筋曲線ハイライトから約９０°の回転角内に
   配置されたジェットエンジン・ファンナセル。
2. 【請求項２】上記うず発生片が上記前縁と、風車よどみ
   流線の上記内面との交差部との間に配置された請求項１
   に記載のナセル。
3. 【請求項３】上記うず発生片が、上記長さ方向軸線のま
   わりに上記背筋曲線ハイライトから約３０°の回転角内
   にて、巡航よどみ流線の上記内面との交差部にだいたい
   沿って配置された請求項１に記載のナセル。
4. 【請求項４】上記うず発生片が、上記長さ方向軸線のま
   わりに上記背筋曲線ハイライトから約３０°の回転角内
   にて、巡航よどみ流線の上記内面との交差部に隣接し
   て、かつ上記交差部とスロートとの間に配置された請求
   項１に記載のナセル。
5. 【請求項５】（ａ）だいたい円筒形のエアーホイル本体
   と、（ｂ）複数のうず発生片とを備え、 上記エアーホイル本体（ａ）は、（１）長さ方向軸線
   と、（２）背筋曲線ハイライトを含むだいたい円形の前
   縁と、（３）だいたい円形のスロートと、（４）上記前
   縁から上記スロートまで延在する内面とを有し、 上記うず発生片（ｂ）が上記内面から突出可能で、上記
   前縁と上記スロートとの間に、かつ上記長さ方向軸線の
   まわりに上記背筋曲線ハイライトから約９０°の回転角
   内に配置されたジェットエンジン用ファンナセル。
6. 【請求項６】さらに、上記エンジンが風車状態にあると
   き上記うず発生片を上記内面から突き出し、エンジンが
   巡航状態で作動しているとき上記うず発生片を上記内面
   下に後退させる手段を含む請求項５に記載のナセル。
7. 【請求項７】上記うず発生片が、上記長さ方向軸線のま
   わりに上記背筋曲線ハイライトから約３０°の回転角内
   にて、巡航よどみ流線の上記内面との交差部にだいたい
   沿って、突出可能な態様で配置された請求項６に記載の
   ナセル。
8. 【請求項８】上記手段が上記突き出し機能を果たすバイ
   アスばねと上記後退機能を果たす圧縮機抽出空気ダクト
   とを含む請求項７に記載のナセル。
9. 【請求項９】上記うず発生片が、上記長さ方向軸線のま
   わりに上記背筋曲線ハイライトから約３０°の回転角内
   にて、巡航よどみ流線の上記内面との交差部に隣接し
   て、かつ上記交差部とスロートとの間に、突出可能な態
   様で配置された請求項６に記載のナセル。
10. 【請求項１０】上記手段が上記突き出し機能を果たすバ
    イアスばねと上記後退機能を果たす圧縮機抽出空気ダク
    トとを含む請求項９に記載のナセル。