JPH08284753A - スラストリバーサ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【目的】 ガスタービンエンジンに装着され、着陸後の
航空機の減速に使用するスラストリバーサに関し、ファ
ンバイパスダクトから外部へ放出されるファンエアによ
る騒音を効果的に低減できる装置を提供する。 【構成】 ガスタービンエンジン１からのファンエア２
５を後方へ放出するファンバイパスダクト２の内部に突
出し、内部を流れるファンエアを遮断するリバーサフラ
ップ１６と、吸音材２７が内面に装着され、リバーサフ
ラップの前流側のファンバイパスダクトの外周に設けら
れ、非作動時には、倒立してファンバイパスダクトの外
壁を形成し、作動時には、起立してリバーサフラップで
遮断されたファンエアを航空機の前方側へ変向して排出
する前方へのみ開口したダクトを形成するエンジンカウ
ル９を設けた。これにより、ファンエアが発生する騒音
は、カウル内面の吸音材に吸収され、又ファンエアが前
方側のみに排出され、航空機の両側方向の騒音を効果的
に低減できる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、航空用のガスタービン
エンジンのファンダクトに装備されるスラストリバーサ
に関する。

【０００２】

【従来の技術】従来、航空用のガスタービンエンジン
で、航空機の着陸時に逆推進力を発生させるスラストリ
バーサとしては、図６に示すものがある。

【０００３】図に示すように、スラストリバーサ０１０
は、ガスタービンエンジン０１の前方から取入れられ、
ファン０２で圧縮されたファンエアが通過するファンバ
イパスダクト０３内のファンエア流路０４を、ブロッカ
ドア０５で遮断するとともに、遮断されるファンエア流
路０４の前流側のファンバイパスダクト０３を形成する
エンジンカウル０７に設けた、トランスレーチィング・
スリーブ０６を後方へ移動させて、ファンバイパスダク
ト０３の側部の一部を開放して、ファンエアを通常航行
時とは、逆方向の前方へカスケードベーン０８を通して
排出して、逆推進力を得るようにしている。

【０００４】すなわち、スラストリバーサ０１０は、航
空機が滑走路に着陸した後の滑走距離短縮のため、ファ
ンエアを飛行時における推進方向とは逆方向に排出し、
逆推進力を得る装置であり、上述した構成となってい
る。このため、スラストリバーサ０１０では、ファンバ
イパスダクト０３の側方から排出されるファンエアによ
り、周辺に大きな騒音を発生する不具合がある。しかし
ながら、この発生する大きな騒音に対する低騒音化機能
は、従来のスラストリバーサ０１０には具えられていな
い。このためファンエアの排出に伴う発生する騒音が直
接外部に放出され、特に、都市に近接する空港では、騒
音問題を引き起し、又は飛行規制を受ける等の不具合を
生じることがあった。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】本発明は、上述した不
具合を解消するため、航空機の着陸時に発生し、空港周
辺に放散される大きな騒音を低減することのできるスラ
ストリバーサを提供することを課題とする。

【０００６】

【課題を解決するための手段】このため、本発明のスラ
ストリバーサは次の手段とした。

【０００７】（１）航空機が通常飛行している正推力発
生時には、ガスタービンエンジンに設けたファンで発生
したファンエアを後方へ排出するため、ガスタービンエ
ンジンの外周に設けられたファンバイパスダクトの内部
から除去されてファンエアの抵抗とならず、また着陸後
の逆推力発生時には、ファンバイパスダクトの内部に突
出して、内部を後方へ流れるファンエアを遮断するリバ
ーサフラップを設けた。なお、リバーサフラップで遮断
されるファンバイパスダクト内部は、一部分が遮断され
るようにしたものでも良い。また、リバーサフラップの
ファンバイパスダクト内部への突出は、ファンバイパス
ダクトの外周部から直進させるようにしたものでも、枢
着軸まわりの回動による突出させるようにしたものでも
よい。

【０００８】（２）吸音材が内面に装着され、正推力発
生時には、リバーサフラップが設置されているファンバ
イパスダクトの前流側のファンバイパスダクト外周を形
成するとともに、逆推力発生時には、ファンバイパスダ
クト外周から起立して、リバーサフラップで遮断された
ファンエアを、前方側へ変向して、排出するダクトを形
成するエンジンカウルを設けた。なお、エンジンカウル
は、複数のセグメントに分割したものでファンバイパス
ダクトの外周に複数設けるようにしたものでも、外周の
一部のみ設けるものでも良い。また、ファンエアを前方
側へ変向して排出するダクトは、入口および出口以外に
は開口が設けられてなく側部が閉鎖されたものである。

【０００９】

【作用】本発明のスラストリバーサは、上述の手段によ
り、航空機の着陸後、それまでファンバイパスダクトで
後方へ排出され、航空機を前方へ推進させる正推進力を
発生させていたファンエアは、リバーサフラップで遮断
され、内面に吸音材を取り付けたエンジンカウルによ
り、ファンバイパスダクトの外周上に形成されるダクト
により、前方へ方向を変えて排出され、航空機の前方へ
の慣性力を低減する逆推進力を発生させることができ
る。

【００１０】また、逆推進力を発生させるとき、ファン
バイパスダクトの外周部から前方へ排出されるファンエ
アにより発生する騒音は、筒状を形成するエンジンカウ
ルの内面に装着した吸音材により、効果的に吸収され、
外部へ伝わる騒音を抑えることができる。

【００１１】さらに、ファンエアが、航空機の進行する
前方の一方向に向けてのみ排出されるので、外部へ伝わ
る騒音も、空間的に余裕があり、騒音問題に緩やかな航
空機の進行方向に比べ、空間的に余裕が少なく騒音問題
に厳しい条件にある航空機側部への騒音を、より効果的
に低減することができる。

【００１２】

【実施例】以下、本発明のスラストリバーサの実施例を
図面にもとづき説明する。図１は、本発明のスラストリ
バーサの第一実施例を具えるガスタービンエンジンのス
ラストリバーサ非作動時を示す図で、図１（ａ）は斜視
図、図１（ｂ）はカウルを透視して示す側面図、図２は
図１に示すガスタービンエンジンのスラストリバーサ作
動時を示す図で、図２（ａ）は斜視図、図２（ｂ）はカ
ウルを透視して示す側面図である。

【００１３】図１に示すように、スラストリバーサ１０
の作動時、ダクトを形成するエンジンカウル９を構成す
る、ファンエア排気ダクト６、側板７、背板８のそれぞ
れの外面は、航空機用ガスタービンエンジン１のコアノ
ズル４の外側に、ファンバイパスダクト２を形成する、
カウル５の外周面と同曲面をなしてカウル５の内部に収
められている。ファンエア排気ダクト６と側板７は、図
２（ａ）に示すようにジョイント１１で結合されると共
に、ファンエア排気ダクト６と背板８は、ジョイント１
２で、それぞれ結合されている。

【００１４】また、ファンバイパスダクト２内に、コア
ノズル４の外周面から放射状に突出されたストラット１
３の中に納められて設置されたフレキシブルドライブ１
４は、ジョイント１５でファンエア排気ダクト６と結合
されている。さらに、ファンバイパスダクト２を遮断す
るリバーサフラップ１６は、２枚の板からなり、カウル
５の内径側に、同一面をなして納められている。また、
リバーサフラップ１６の中間部は、ジョイント１７で結
合されるとともに、後端は支点１８でカウル５の後端部
内周に結合されている。さらに前端は、ジョイント２０
でカウル５の内周に埋設されたアクチュエータ１９と結
合されている。このように、航空機に逆推進力を発生さ
せるスラストリバーサ１０は、その非作動時、ファンバ
イパスダクト２内に、構成部材を突出することなく、カ
ウル５およびストラット１３の内部に収納されて、ガス
タービンエンジン１の推進性能に影響しないようにして
設けられている。

【００１５】なお、上述の説明において、エンジンカウ
ル９は、ファンバイパスダクト２の上端部に、また、フ
レキシブルドライブ１４は、ファンバイパスダクト２の
下端部に、それぞれ分離して示した図面にもとづき説明
したが、これは構造をわかりやすくするためであって、
両者は近接して設けられるものであり、このことは、後
述する図３から理解できる。

【００１６】次いで、航空機に制動力を必要とし、逆推
進力を発生させる必要がある場合、スラストリバーサ１
０を作動させるが、このときは、図２に示すように、フ
レキシブルドライブ１４を半径方向にせり上げ、ジョイ
ント１５で、その後端部が連結された、ファンエア排気
ダクト６をせり上げることにより作動させることができ
る。この作動に伴い、ファンエア排気ダクト６の側部に
ジョイント１１で一端が連結された側板７は、ジョイン
ト１１を設けた側が上昇するとともに、ジョイント１１
を設けた側と反対側の端部に設けられたガイドピン２１
がカウル５の外周面に、周方向に、凹設されたレール２
２に沿って動き、せり上がるファンエア排気ダクト６の
両側部下方まで移動し、起立してダクト６の両側面をカ
バーするようになる。

【００１７】この側板７の動きと呼応して、背板８もフ
ァンエア排気ダクト６の後端と連結するジョイント１２
を設けた側が上昇するとともに、ジョイント１２を設け
た側と反対側の後端に設けられたガイドピン２３が、カ
ウル５の外周面に、前後方向に凹設されたレール２０に
沿って、ファンエア排気ダクト６の後端部下方まで移動
し、起立してダクト６の後方をカバーするようになる。
これらの動きにより、ファンエア排気ダクト６、側板
７、背板８からなるエンジンカウル９により、外周が閉
鎖され前方にのみ開口するダクトが形成される。

【００１８】エンジンカウル９によるダクト形成後、若
しくはダクト形成と並行して、アクチュエータ１９をせ
り出すことにより、リバーサフラップ１６は支点１８と
して、ジョイント１７部がファンバイパスダクト２の内
にせり出す。すなわち、リバーサフラップ１６の前端と
アクチュエータ１９のロッド先端を連結するジョイント
２０が、アクチュエータ１９の伸展によって、ファンバ
イパスダクト２の内周面に、前後方向に凹設したレール
２５に沿って後方へ動き、この動作により、リバーサフ
ラップ１６の２枚の板を結合するジョイント１７部が、
ファンバイパスダクト２の内部に突出して、ファン３に
より圧縮され、内部を流れるファンエア２５は遮断する
ようになる。

【００１９】この遮断されたファンエア２５は、上述し
たエンジンカウル９の起立によるダクト形成により、そ
れまで、ファンエア排気ダクト６が閉鎖していた、ファ
ンバイパスダクト２の外周の開口に設けられたカスケー
ドベーン２６を通り、図３に示すように、前方へ噴射さ
れ、逆推進力を発生させることが出来る。

【００２０】なお、スラストリバーサ１０を作動状態か
ら非作動状態にするには、フレキシブルドライブ１４を
縮退させ、ファンエア排気ダクト６、側板７、および背
板８を、カウル５の元の位置に戻すとともに、アクチュ
エータ１９を縮め、リバーサフラップ１６をカウル５の
内径側に納めるようにすることによって非作動状態にで
きる。

【００２１】また、エンジンカウル９、すなわち、ファ
ンエア排気ダクト６、側板７、背板８の内面には、図３
に示すような吸音材２７が装着されている。この吸音材
２７は、図４に示す構造にされており、多孔板２８にハ
ニカム２９を裏打ちした構造であり、音の共鳴による減
衰作用を利用して音を吸収するようにしたものである。
また、この材質としては、ポリマイド、フェルトメタ
ル、Ｎｉ基合金が使用される。

【００２２】次に、図５は、本発明のスラストリバーサ
の第二実施例を示す斜視図で、図５（ａ）はスラストリ
バーサ非作動状態、図５（ｂ）は作動状態を、それぞれ
示す図である。本実施例におけるダクトは、スラストリ
バーサ４０の非作動時、その外面がカウル３５の外面と
同一曲面となるように、カウルの内部に収められている
ファンエア排気ダクト３６と、ファンエア排気ダクト３
６の両側とジョイント４１で連結され、スラストリバー
サ４０の非作動時、図１，図２において示されたストラ
ット１３と同様の、図示しないストラットの内部に収め
られる側板３７からなるエンジンカウル３９で形成され
る。

【００２３】また、ファンエア排気ダクト３６の両側の
連結された側板３７の後端部には、アーム４２が取付け
られており、アーム４２はその中間部が枢着軸４３によ
ってカウル３５に取付けられるとともに、先端部がジョ
イント４４で、カウル３５内に収容され、設置されたフ
レキシブルドライブ４５に結合されている。なお、図示
省略したが、エンジンカウル３９の内面は、第一実施例
と同様の吸音材が取付けられている。

【００２４】本実施例は、上述のように構成されている
ので、スラストリバーサ４０の作動時、フレキシブルド
ライブ４５が作動し、アーム４２を前方に押し出しアー
ム４２の先端部を、前方へ移動させるとファンエア排気
ダクト３６は、枢着軸４３まわりに回転し、図５（ｂ）
に示すように、前方が上昇する傾斜となる。さらに、フ
ァンエア排気ダクト３６とジョイント４１で結合されて
いる側板３７も、同様に枢着軸４３まわりに回動し、前
端部ほどカウル３５外周面から多くせり出し、ファンエ
ア排気ダクト３６と側板３７、すなわち、エンジンカウ
ル３９でファンエアを前方へ排出し、逆推進力を発生さ
せるダクトを形成する。

【００２５】また、ファンエア排気ダクト３６のアーム
４２取付位置より後方は、カウル３５の外周面より下方
に下がり、後端部が、図示省略したファンバイパスダク
ト内に突出して、ファンバイパスダクト内を流れるファ
ンエアを遮断する。すなわち、ファンエア排気ダクト３
６の後端部は、第一実施例におけるリバーサフラップ１
６としての働きをする。

【００２６】本実施例においても、第一実施例と同様、
航空機の着陸後、制動力を必要とするとき、スラストリ
バーサ４０を作動させ、後方へ排出されているファンエ
アを変向して、前方へ放出して逆推進力を発生させ、制
動力を得るとともに、エンジンカウル３９の内面に取り
付けた吸音材により、ダクトからファンエアを排出する
ことにより発生する騒音を吸収し、外部への騒音の伝達
を抑えることができる。また、本実施例では、ファンバ
イパスダクトを流れるファンエアの遮断が、ファンエア
排気ダクト３６の後端部を利用し、別体のリバーサフラ
ップの設置を不要としたため、第一実施例に比べ構造を
簡単にでき、駆動装置等を削減できる。

【００２７】

【発明の効果】以上述べたように、本発明のスラストリ
バーサによれば、特許請求の範囲に示す構成により、航
空機に逆推進力を発生させるときに外部に放出される、
ファンエアにより発生する騒音を吸収でき、外部への伝
達を抑えることができて、空港騒音の低減を計ることが
できる。特に、外部へ放出されるファンエアが、航空機
の進行する前方の一方向に向けてのみ排出されるので、
外部へ伝わる騒音も、空間的に余裕があり、騒音問題に
緩やかな航空機の進行方向に比べ、空間的に余裕の少な
く騒音問題の厳しい航空機側部への騒音が、より効果的
に低減できる利点がある。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明のスラストリバーサの第一実施例を具え
る、ガスタービンエンジンのスラストリバーサ非作動時
を示す図で、図１（ａ）は斜視図、図１（ｂ）をカウル
を透視した側面図、

【図２】図１に示すスラストリバーサ作動時のガスター
ビンエンジンを示す図で、図２（ａ）は斜視図、図２
（ｂ）はカウル透視した側面図、

【図３】図１に示すスラストリバーサ作動時のガスター
ビンエンジンの部分断面図、

【図４】本発明を構成する吸音材の一実施例を示す斜視
図、

【図５】本発明のスラストリバーサの第二実施例に具え
る、ガスタービンを示す斜視図で、図５（ａ）はスラス
トリバーサ非作動時を示す図、図５（ｂ）はスラストリ
バーサ作動時を示す図、

【図６】従来のスラストリバーサを具えるガスタービン
エンジンの断面図である。

【符号の説明】

１ ガスタービンエンジン ２ ファンバイパスダクト ３ ファン ４ エアノズル ５，３５ カウル ６，３６ ファンエア排気ダクト ７，３７ 側板 ８ 背板 ９，３９ エンジンカウル １０，４０ スラストリバーサ １１ ジョイント（側板用） １２ ジョイント（背板用） １３ ストラット １４，１５ フレキシブルドライブ １５ ジョイント １６ リバーサフラップ １７ ジョイント １８ 支点 １９ アクチュエータ ２０ ジョイント ２１ ガイドピン（側板用） ２２ レール（側板用） ２３ ガイドピン（背板用） ２４ レール（背板用） ２５ ファンエア ２６ カスケードベーン ２７ 吸音材 ２８ 多孔板 ２９ ハニカム ４１ ジョイント（側板用） ４２ アーム ４３ 枢着軸 ４４ ジョイント（アーム用）

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 航空機の着陸時の制動力を得るため、前
   記航空機の推進力を発生させるガスタービンエンジンの
   推力方向を前方側へ変向させるスラストリバーサにおい
   て、着陸時、前記ガスタービンエンジンからのファンエ
   アを後方へ排出するファンバイパスダクトの内部に突出
   して、前記ファンエアの流れを遮断するリバーサフラッ
   プと、吸音材が内面に装着され、飛行時、倒立して前記
   リバーサフラップ前流側の前記ファンバイパスダクトの
   外周を形成するとともに、着陸時、半径方向に起立し
   て、前記リバーサフラップで遮断された前記ファンエア
   を前方へ変向して排出するダクトを形成するエンジンカ
   ウルとを設けたことを特徴とするスラストリバーサ。