JPH07500169A - ファン又はプロップ・ファンを有するターボジェット・エンジン - 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】 ファン又はプロップ・ファンを有するターボジェット・エンジン本発明は請求項 １の前文に記載のターボジェット・エンジンに関するものである。

ドイツ公開特許公報第３７２０３１８号により、ファンを囲むエンジンボッドが 周囲に配分されたフラップ対によって機械的に変形可能な吸気リップを設けた、 亜音速飛行用のファンジェット・エンジンは公知である。このようにエンジンボ ッドは最も広く利用される巡航飛行において、おおむね流線型に、燃費が最適に なるように形成されなければならない。しかし、例えば離陸段階（地上位置、全 負荷）のような臨界的なエンジン状態における、リップ−ボッドの構造の内壁の 著しい気流の分離（エンジンの空気消費の不足、もしくは空気力学的に支障があ るエンジンの空気消費）に対処できなければならない。吸気リップの壁厚を適宜 に局部的に厚くすると共に、それぞれのフラップ対は同時に大気中から空気が供 給される排気並びに吸気管路を備える必要がある。公知の実施例に備えられてい るフラップ機構は必然的に組立て及び製造コストが比較的高い。相互間の周囲隔 壁が必要であることを含め、フラップは相当の重量増加が見込まれる。公知の具 体例に更に備えられているそれぞれのフラップ対の自動的な、静的差圧制御機構 は特に臨界状態において応答特性が時間的に比較的緩慢であるという欠点を有し ている。すなわち、例えばそのつと臨界状態で作動する圧縮機のサージは、適時 にもしくは自発的に充分に抑止されない場合がある。

更に、被筒正面ファン又はプロペラ・ファン（プロップ・ファン）を搭載した亜 音速飛行専用のジェット・エンジンが公知であり（米国特許明細書第３９３１７ ０８号）、この場合はファン・ブレードが対応する負位置にある逆スラストもし くはスラスト・リバーサル動作は、大気を当該シュラウドの、通常は著しく壁薄 の端部を経て吸気し、圧縮し、主としてボッドの、一般には前部のリップ端部を 越えて二次質量流量として逆スラストを行うことによって実施される。当該ボッ ドの局部的なノズル側の尾部は、エンジン軸に対して横方向に延びた揺動軸を中 心に揺動可能なフラップから成っており、このフラップは引込めた端位置におい ては、通常は（水平、もしくは巡航飛行中）、空気力学上おおむね流線型の僅か に先細／末広のノズル輪郭を有するボッドの尾部を構成している。前述のスラス ト・リバーサル動作用には、釣鐘状に形成されたノズル輪郭を備え、ひいてはで きるだけ気流の分離がな（、ボッドの、この場合はノズル状の尾部を経て周囲全 体への均一なファンへの空気供給を行うために、当該フラップを“スポイラ−状 に”径向きに下げる必要がある。

本発明の目的は、組立て及び製造コストが比較的安く、ファンとエンジン基部に 支障なく空気を供給する上で特定の臨界的な動作基準に合致し、同時に、利用頻 度が最も高い巡航飛行に適応させるように、著しく流線型で、燃費が最適になる ようにフロント及び（又は）リヤ側のボッド壁の形状を形成した冒頭に述べた種 類の（請求項１の前文）エンジンを提供することにある。

上記の目的は請求項１の特徴記載部によって解決される。

本発明に従って、例えばボッド端部に径向き外側に丸みをつけ及び厚くするため のフラップ及びその操作もしくは調整手段が必要な（なる。このことは、例えば 、ボッドの後部ノズル端を越えてファン空気を逆方向に吸気する前述のスラスト ・リバーサル動作にとって特に有利である。その場合、基本的に利用頻度が最も 高い巡航飛行用のノズル状の尾部は、従来と同様に空気力学的に流線型に、又、 先端を壁薄に形成できる。純空気力学的には、スラスト・リバーサル用には大気 及び吸気の流れに対して少なくとも径向き外側の、尾部側の同軸の渦流フィール ドが生成される。それによって全体圧を全く損失することな（、ファンによって 吸気された空気は前記の渦流フィールドを回って方向転換し、均一に周囲全体に 配分されて、主としてファンに、一部はエンジン基部（圧縮機）に供給されるこ とができる。その際に、例えばボッドのノズル側の尾部の内側にも圧縮空気を供 給するための開口部、管路又はその類似物を設けることができるので、例えば、 少なくともノズル状の尾部の内側に形成されるやや弱められた別の渦流ゾーンに よって、全体としては断面がほぼ円筒形又は楕円形又は林状の方向転換ゾーンが 、それぞれのボッドの壁セグメントの端部周囲全体に純空気力学的に形成される 。

これに対応する際立った渦流フィールドは、例えば、純空気力学的な、気流に対 して循環する阻害板、すなわち“スポイラ−”としての役割を果たすエンジン基 部の高圧圧縮機から抽出された圧縮空気によって生成できる。排気位置への単数 又は複数の供給管内には弁を設けることができ、この弁は（スラスト・リバーサ ル動作が行われる場合も含めて）臨界的なエンジン状態又は飛行状態に応じて、 例えば、前述の圧縮機のサージに対処して適時に作動することができる。前述の スラスト・リバーサル動作用に本発明を利用することによって、ファン・ブレー ドがスラスト・リバーサル促進位置に調整された段階で、既にあるいは、その直 前に、それに対応して必要である排気がボッド尾部で行われることで、段階の移 行が有利に行われる。ちなみに、この点も本発明の対象である。

例えば、冒頭に述べた臨界状態（離陸段階、地上位置、全負荷）に関して、この 状態で発生する比較的顕著な気流の分離を回避することにより、強い乱気流によ る圧縮機のサージの恐れに対処するため、前端部もしくは吸気リップをボッドの 内側で純空気力学的に厚くすることができる。その場合、圧縮空気の供給は流出 方向、量、圧力及び速度に関して、ボッドのリップの内側の壁周囲の下流にも形 成される渦流を除去するように行われる。

この点に関して既に述べたように、人工的なスポイラ−として供給される高圧空 気の圧力、量、速度及びそのつと必要な流出の調整を局部的な条件に応じて適応 させることができる。その際に、本発明に従って、局部的に、ボッドの局部的な 内表面、又は外表面に、あるいは互いに移動可能な、又は回転可能な空気導管、 又は空気供給部材内に、例えば選択的に開放又は閉鎖できる開口部、スリット、 裂は目を周囲全体に亘って、均一あるいは不均一に配設することでできる。本発 明には、ジェットエンジンの専用、又は共用の、特に後方に形成したリップに関 して、スラスト・リバーサル動作の際の前部のボッド又はリップの制御、又はボ ッドの尾部側の制御も含まれる。

請求項１に記載の本発明の基本的考案の有利な実施態様は、請求項２から請求項 １２の特徴によって明らかにされる。

次に、本発明の実施例について図面を参照して説明する。

図１は、スラスト・リバーサル動作の際に、シュラウド後端部の吸気の流れを純 空気力学的に最適に制御する、エンジンのフロント・ファンの概略的な中心縦断 面図である。

図２は、図１のトーション・ボックスに取付けられたシュラウド後端部の外壁、 及び傾きが異なる３列の排気口を示した拡大断面図である。

図３は、この場合には、前部の吸気リップを形成するシュラウド端部と、一部が より外側の表面側の圧縮空気排気口と、それに対応して最適化されたエンジンに 全負荷をかけた場合の航空機の静止状態での吸気の気流とを示した鞘（ボッド） 状のファン・シェラウドの中心縦断面図である。

図４は、圧縮空気の流出方向を変化させるために、調整可能な閉鎖循環システム をシュラウド後端部に設けた図１の変形例である。

図１は、主として、その都度必要な負荷及び出力特性に応じて回転軸２を中心に 調整可能なファン・タービンブレード３を有するターボジェット・エンジンのフ ロント・ファン１もくしはポツプ・ファンを示している。ファン・タービンブレ ード３は、推進力を生成するための正の位置の他に、スラスト・リバーサル動作 が可能であるように負の位置でも回転させることができ、その際に、フロントフ ァン１は、ボッド状のシュラウド５の下流側のシュラウド端部４の領域で大気を 吸気する。その場合、制動力は上流側でフロント・ファン１から流出する質量流 量６によって付与される。後方でエンジンによって吸気された空気の残余部分は 、供給側でエンジン基部と連結された環状管路８内に流出する。通常の場合、フ ロント・ファン１は、主として、シュラウド５とエンジン基部の被覆壁１０との 間に環状に形成された二次管路９内に空気を供給する。フロント・ファン１によ って供給された空気の残余部分は環状管路８を経てエンジン基部に到達する。

下流側に先細に突起したシュラウド５の端部４は、通常の場合（推進力の発生） には、被覆壁１０の径方向に隣接したセグメントと共に、フロント・ファン１に よって備えられた、質量流量用に固定された環状の二次推進ノズルを形成する。

シュラウド後端部４を、利用頻度の高い巡航飛行用に流線型、すなわち先細に、 且つ燃費の点で最適になるように形成でき、しかも、前述のスラスト・リバーサ ル動作での空気力学上の要求にも対応できるように、図１では例えば外壁及び内 壁側に圧縮空気送出し経路を、矢印Ｆｌ、Ｆ２等（外側）、及び矢印ＤＩ、　Ｄ ２（内側）に示すように備えている。排気経路Ｆｌ、Ｆ２等によって、エンジン 又はファン軸に対してほぼ回転対称に延びた渦流フィールドＷ、Ｗｌを下流側の シュラウド端部４の外側に形成することが可能になる。排気経路Ｄ１．Ｄ２は、 補足的にやや弱められた渦流ゾーンＷ２を内側に生成し、又、後方の吸引効果を 高める。渦流フィールドＷ、Ｗｌの強さは、場合によっては、排気経路Ｆｌ、Ｆ ２等の一つとは逆方向の排気Ｆ′によって増強されることができる。従って、流 れの線Ｓの進路に応じて、スラスト・リバーサル動作の場合には特にシュラウド ５の周囲の領域に接し、又はこの領域内に沿って流れる大気がほぼ分離すること な（、又、緩やかな丸みを帯びた方向転換で先細のシュラウド端部４の周囲を回 ってフロント・ファン１へと到達し、吸気用に利用できる。同様のことが、スラ スト・リバーサル動作時の、側方（矢印Ｈ）、又は側部後方（矢印Ｋ）から吸気 される空気部分にも当てはまり、その流れも前述の排気により均一であるので、 気流の分離がほとんどな（、スラスト・リバーサル動作の際に、全体として全体 圧の損失が極めて僅かなファン１への空気供給を達成できる。

詳細には図示されていないエンジン基部は、（左から右の順に見て）多段式の高 圧圧縮機、環状燃焼室、高圧圧縮機の駆動タービンの配列から構成されている。

この駆動タービンの後方には、高圧部の中空軸系を貫通する軸を介してフロント ・ファン１と連結された低圧タービンを連結することができる。更に、フロント ・ファン１の軸系により駆動される単数又は複数の補助圧縮機段を、高圧圧縮機 の前に連結することができる。更に、低圧系の軸系とフロント・ファンのタービ ンとの間に、減速機を連結できる。フロント・ファン１のタービンブレード３は 中央体１１のハブ側で調整可能に配設されている。排気空気は、例えば高圧圧縮 機から抽気され、少な（とも一つの抽気管１２を経て送り出される。この抽気管 は本実施例では二次管路９を貫いて突起する複数の中空の支持ブレード１３を経 て案内されている。抽気管１２の下流側は、トーション・ボックス１４内に案内 され、軸方向に下流側のシュラウド端部４のチャンバ１５内に貫入している。Ｆ ｌ。

Ｆ２．　Ｆ３　（図１）に基づく空気の流出方向に対応する前述の排気口は、図 ２に１６．１７及び１８の符号で示され、ここではシュラウド端部４の外壁１９ 内に設けられている。排気口１６．１７及び１８が例えば孔、又はスリット状の 裂は目、又はその類似物として、それぞれ互いに、又は、エンジン軸に対して異 なる傾きで前方内側から上方外側に傾いて延びていることが理解されよう。図２ に示すように、外壁１９はトーション・ボックス１４と固定的に連結されている 。同様に内壁２０とも連結されている（図１）。

エンジン及び（又は）周囲の状態に応じて、圧縮空気の送り込みは弁、例えば当 該の抽気管１２内にある各遮断弁を介して制御することができる。シュラウド端 部４の外壁１９及び又は内壁２０の排気口は、孔、スリット又はその類似物で、 又はふるい穴状に形成された装置によって形成することができ、更に前述の開口 部を組み合わせて構成することもできる。

実質的に同一の部品には同一の参照符号を用いて、図３は、飛行機の離陸時の、 特にエンジン全負荷時の状態を最適化するための圧縮空気の排気措置を実施した ものを示している。この図では、主にボッド状のシュラウド５の上流側の端部２ １を示しており、吸気リップは少な（とも一つのチャンバ２２°を有している。

チャンバ２２′　内には抽気管１２°の下流側の端部が突入し、この抽気管は先 ず支持ブレード１３（図１）を経て、次にシュラウド前端部２１（吸気リップ） の方向にボッド状のシュラウド５を貫通している。そこで、開口部２２．２３． ２４を経て圧縮空気Ｈ１；Ｈ２；Ｈ３がリップの外側に排気される。このように して生成された渦状の圧縮クッションによって、気流の経路Ｓｔによって特徴付 けられる厚い丸みがリップに形成される。このようにして、特に後方又は側部後 方から流入する吸気（ＡＩ、Ａ２の部分）は、リップの周囲全体に配分されて、 均一で、分離がな（、圧力損が少ないフロント・ファン１による空気の吸入を行 うことができる。このような例示しら態様で、上流側のシュラウド端部２１は巡 航飛行の要求基準に応じたそれぞれのリップの形状に形成できる。すなわち、流 線型で、空気力学的な損失が少な（、軽量で、燃費の点で最適な形状である。

詳細には図示しないが、本発明によって、シュラウド前縁部２１のリップの内側 に、補助的又は独自に、そこで発生する気流の分離が回避されるように開口部を 設けることができる。このような気流の分離は、主として、航空機がエンジンの 全負荷にあって滑走路から離陸する直前の離陸段階にあり、同時に滑走路に対し て極端に斜めの位置にある場合に、リップとボッド内部の下部周囲領域に発生す る。その際に、本発明に従えば、リップ−ボッドの形状の内側で吸気側の圧縮空 気を吸入するために、前記開口部の形成を下部周囲領域に局部的に限定すること ができる。

更に、図１．２．３に示した前述の措置と装置の組合せを同様のファンエンジン に搭載することができる。

図４に示すように、図１及び図２に示した実施態様の別の変形例として、流出方 向Ｌ１．Ｌ２．Ｌ３を変更可能な圧縮空気の排気構造を備えることができる。

そのために、シュラウド後端部４内の少な（とも一つのチャンバ１５が、セグメ ントに区分された、周囲全体に広がる環状導管２５を備えている。この環状導管 ２５のそれぞれのセグメントはその縦軸を中心にピボット支承され、この縦軸、 すなわち回転軸２７″はエンジン又はファン軸に対して横向きに延びている。環 状導管２５は径方向のウェブ２６．２７によってチャンバ１５に対して遮蔽され ている。圧縮空気用の抽気管１２はウェブ２６を経て環状導管２５内に案内され ている。抽気管１２は、好適には、導管セグメントのピボット軸受が形成されて いる環状導管２５の当該位置に案内されることができる。更に、環状導管２５は 圧縮空気排気用の縦スリット２７１を有している。しかし、付属してはいるが、 幅すなわちスリット幅がより大きいこのスリット開口部２８は、後壁部材の端部 の外壁１９内に設けられているので、ＬｌとＬ２との間では角度調整可能であり 、動作基準に応じて変更可能な圧縮空気の排気が可能である。図４に示した実施 例では、はぼ中央部の圧縮空気排気し３によって、ひいてはそれに付随する渦流 フィールドＷ４．Ｗ５によって、純空気力学的に表面側の厚みと丸みが形成され 、同様のスラスト・リバーサル動作には不都合であるが、巡航飛行用には好都合 である先細の流線型のシュラウド端部４の欠点を回避しつつ、尾部側での分離が ない流出Ｅ１．Ｅ２及び方向転換が行われる。

同時に、冒頭に述べた臨界状態で巡航飛行用に顕著に流線型の、抵抗が少なく、 燃費が最適な、特に後部シュラウド構造２１もしくは４の形状を達成するために 、圧縮空気を供給する際の少なくとも一つの抽気管１２もしくは１２′の当初の 上流側の端部に（例えば高圧圧縮機から抽出された圧縮空気ではな（）、シュラ ウドの前端部２１もしくは後端部における静的な大気圧よりも低い、比較的低圧 が加えられるという前提の下に、当該のシュラウド端部２１．４にある開口部、 例えば２２．２３及び２４（図３）もしくは１６．１７．１８　（図２）を介し て、空気境界層の掃気を行うことができる。

請求の範囲に特に別途記載されていない限り、上記に記載しく及び）又は図示し た実施例は本発明の構成要素である。

補正書の写しく翻訳文）提出書（特許法第１８４条の８）平成　６年　４月１５ 日

Claims (12)

【特許請求の範囲】
1. １．二次管路（９）内に空気を送り込むファン（１）又はポップ・ファンと、フ ァン（１）及び二次管路（９）用の外部シュラウド（５）とを有し、シュラウド 前端部（２１）が吸気リップを有し、シュラウド後端部（４）がノズル状に先細 に形成され、少なくともシュラウド端部を実質輪郭形状に関して変更可能である ターボジェット・エンジンにおいて、前記輪郭形状をエンジンから抽気可能な、 当該のシュラウド端部（４；２１）に排気される圧縮空気（Ｆ１，Ｆ２；Ｈ１， Ｈ２）によって変更することを特徴とするターボジェット・エンジン。
2. ２．当該のシュラウド端部（４）又はシュラウド（５）が、外側又は内側に高圧 空気用の排気口（１６，１７，１８）を備えたことを特徴とする請求項１に記載 のエンジン。
3. ３．当該のシュラウド端部（４；２１）が圧縮空気が吸入されるチャンバ（１５ ；２２′′）を含んだことを特徴とする請求項１又は請求項２のいずれかに記載 のエンジン。
4. ４．当該のシュラウド端部（４）が外表面及び（又は）内表面、すなわち壁（１ ９，２０）内に圧縮空気用の排気口（１６，１７，１８）を備えたことを特徴と する請求項１から請求項３のいずれか１項に記載のエンジン。
5. ５．ファン、又はエンジン軸に対して異なる傾きの複数の貫通口（１６，１７， １８）を当該のシュラウド端部（４）の少なくとも片側に設けると共に、前記開 口部がほぼ回転対称に周囲方向に延びる、大気及び（又は）吸気の流れに対する 少なくとも一つの渦流ゾーン（Ｗ，Ｗ１）を形成することを特徴とする請求項１ から請求項４のいずれか１項に記載のエンジン。
6. ６．排気口（（１６，１７，１８）をスリット、孔又はふるい穴状の壁部材又は 前記の種類の開口部の組合せによって形成したことを特徴とする請求項１から請 求項５のいずれか１項に記載のエンジン。
7. ７．好適にエンジンの高圧圧縮機と連結された抽気管（１２；１２′）を備え、 前記抽気管が当該のシュラウド端部（４；２１）内の少なくとも一つのチャンバ （１５；２２′′）と連結され、且つ二次管路（９）をを貫いで突起する支持ブ レード（１３）又は支持柱（パイロン）を経て案内されたことを特徴とする請求 項１から請求項６のいずれか１項に記載のエンジン。
8. ８．圧縮空気が当該のシュラウド端部（４）内の周囲に亘って延びた単数又は複 数の環状導管（２５）内に送り込れ、前記環状導管が排気口（２７′′）を有し ていて、ファン又はエンジン軸に対して横方向に延びたピボット軸（２７′）を 中心に揺動可能であることを特徴とする請求項１から請求項７のいずれか１項に 記載のエンジン。
9. ９．排気口（２７′′）が揺動可能な環状導管（２５）を介して、流出方向（Ｌ １，Ｌ２，Ｌ３）に関して外壁又は内壁（１９，２０）内に設けられたスリット 開口部（２８）に対して調整可能であることを特徴とする請求項１から請求項８ のいずれか１項に記載のエンジン。
10. １０．圧縮空気用の当該の抽気管（１２；１２′）内にエンジンの負荷状態及び （又は）周囲状態に応じて制御される閉鎖弁を配設したことを特徴とする請求項 １から請求項９のいずれか１項に記載のエンジン。
11. １１．排気口（１６，１７，１８；２２，２３，２４）が同時に巡航飛行での壁 側に送り込まれる空気境界層用の吸入口であり、当該の抽気管（１２；１２′） の当初の上流側には吸気側と比較して充分に低い負圧が加えられることを特徴と する請求項１から請求項１０のいずれか１項に記載のエンジン。
12. １２．ファンブレード（３）をスラスト・リバーサル動作用の負位置に揺動可能 であり、それに付随するファン（１）及びエンジン基部の吸気空気の供給によっ て、シュラウド端部（４）がこの時点では下流側の外側で排気もしくは吸気によ って空気力学的に局部的に厚くされ、丸みを帯びた領域になることを特徴とする 請求項１から請求項１１のいずれか１項に記載のエンジン。