JPH0829759B2 - ターボジェットエンジンを飛行機翼の下側に懸架するためのナセル - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ターボジェットエンジンを飛行機翼の下側
に懸架するためのナセルに係る。

飛行機の翼下に前方送風機をもつバイパス型ターボジ
ェットエンジンを翼に吊下げられたポストの先端に引掛
けることは公知である。この種の例は文書FRA−2560 85
4に開示されている。これはバイパス比が５〜10の間に
含まれるエンジンについて可能であって、このようなエ
ンジンにおいては送風機の直径は小さく、ナセルの抗力
が比較的小さい。

その後、ガス発生器が大寸法の非流線形二重反転プロ
ペラとそれ自体が一体的の二重反転自由タービンを駆動
するきわめて高いバイパス比のターボジェットエンジン
が実現された。この種のエンジンによって30〜40の間に
含まれるバイパス比が可能になり、従って燃料消費量に
ついて20〜25％の利得を期待することができる。これら
のエンジンの欠点はそれらのプロペラの直径が大きいた
め今日にいたるまでこの種のターボジェットエンジンを
飛行機の胴体の側面に配置することを余儀なくされてお
り、従って双発エンジンの形で使用することに限界があ
ることである。

また、流線形単純又は二重反転プロペラをもつきわめ
てバイパス比の高い（およそ15）エンジンも研究されて
おり、これらのエンジンは非流線形プロペラエンジンに
比してプロペラ騒音を低減し、かつ直径がより小さめで
あることからこのエンジン飛行機の翼下により容易に収
納することができるはずである。じっさい、翼下への取
付けは例えば長距離飛行便の２基以上のエンジンをもつ
飛行機については実際的に不可欠である。

しかしながら流線形二重反転プロペラをもつこの種の
エンジンでは、燃料消費量についての理論上の利得はエ
ンジンの質量及び抗力の相関的な増加によってほぼ完全
に消滅する。実際的な計算によれば、流線形二重反転プ
ロペラをもつバイパス比のきわめて高いエンジンを備え
たジャンボ機は9000キロメートルにわたる飛行において
数百キロメートルしか飛行距離をのばすことができない
ことがわかる。何故なら燃料消費量に対する実際の総利
得はエンジンの抗力及び質量が増加するため２又は３％
にしかすぎないからである。

この種のエンジンが市場競争力をもつようになるため
には、事実上の利得がそれらの抗力に対してなされるこ
とが重要である。

本発明はこの利得を得るためのものである。

本発明の目的は、バイパス比の高いバイパス形ターボ
ジェットエンジンを飛行機翼の下側に効率よく懸架する
ことができるナセルを提供することである。

本発明によれば、前述の目的は、ガスジェネレータ
と、ガスジェネレータにより駆動される二つの反転自由
タービンと、ガスジェネレータ及び反転自由タービンを
包囲するケーシングと、ガスジェネレータの下流側に配
置されており、反転自由タービンにより駆動される二つ
の反転プロペラとを含む後部反転ファン形式のバイパス
比の極めて高いバイパス型ターボジェットエンジンを飛
行機翼の下側に懸架するためのナセルであって、ケーシ
ングを包囲しており、保守作業を容易にすべく開放自在
に構成される円筒形の内側ボンネットと、反転プロペラ
の覆いを形成すると共に内側ボンネットと協働して冷流
管を規定しており、その上方部分が飛行機翼の構造に統
合されている円筒形の外側ボンネットと、ターボジェッ
トエンジンを飛行機翼に懸架すべく、夫々が該エンジン
の長手軸を含む鉛直面内に配置されており、その上端は
飛行機翼の構造ケーソンに連結され、下端はケーシング
と内側ボンネットの間に前述の長手軸と平行に配置され
た水平ビームに連結されている二つのアームとから成る
ナセルによって達成される。

本発明によれば、内側ボンネットが、ガスジェネレー
タ及び反転自由タービンを包囲するケーシングを更に包
囲していると共に保守作業を容易にすべく開放自在に構
成されており、外側ボンネットが、反転プロペラの覆い
を形成すると共に内側ボンネットと協働して冷流管を規
定し、且つ外側ボンネットの上方部分が飛行機翼の構造
に統合されている。更に、エンジンの長手軸を含む鉛直
面内に配置された二つのアームの夫々が、エンジンを飛
行機翼に懸架すべく、その上端で飛行機翼の構造ケーソ
ンに、下端でケーシングと内側ボンネットの間に前述の
長手軸と平行に配置された水平ビームに連結されてい
る。このように、ガスジェネレータ及び反転自由タービ
ンを収容する内側ボンネットと反転プロペラの覆いを形
成すると共に内側ボンネットと協働して冷流管を規定す
る外側ボンネットとを飛行機翼に対して別々に懸架する
ことによって、大口径及び大重量を有するバイパス比の
高いバイパス形ターボジェットエンジンを飛行機翼の下
側に安全且つ容易に懸架することができる。更には、外
側ボンネットの上方部分が飛行機翼の構造に統合されて
いるため、外側ボンネットを飛行機翼に懸架するための
連結手段を必要とせず、重量の増加を抑制し得ると共に
飛行時の空気抵抗を減少し得る。

即ち、バイパス比の高いバイパス形ターボジェットエ
ンジンを飛行機翼の下側に効率よく懸架することができ
るナセルを提供し得る。

本発明の他の目的は、ただ単に機体の側面上にだけで
はなく、翼の下側にこの種のエンジンを連結することを
可能ならしめるナセルの構造を実現することである。

本発明の他の目的は、可動のボンネットによってこの
種のエンジンの保守を容易化することである。

最後に、本発明の最後の目的は、流速逆転機能を容易
化する開口として可動フラップ（この場合は小寸法の）
を利用することである。

本発明によれば、ターボジェットエンジンはエンジン
の長手軸、即ち縦軸を含む鉛直面内に配置された２本の
アームによって飛行機の翼の懸垂されており、アームの
上端が翼の構造ケーソンに連結されており、下端がケー
シング及び内側ボンネット間に配置された縦軸方向の水
平ビームに連結されている。

１具体例によれば、アームの上端は翼の構造ケーソン
に従来形飛行機の懸垂ポストによって連結され、外側ボ
ンネットは翼の構造に統合されている。

本発明の他の具体例によれば、アームの上端は翼の構
造ケーソンと一体的であり、さらに前記外側ボンネット
の内側及び外側周縁間に含まれる外側ボンネットの厚さ
は外側ボンネットの上部において飛行機の翼の厚さに含
まれている。

さらに、外側ボンネットの外縁は、上流側から下流側
へ進行するカルマン形翼形によって翼の下面に結合し、
外側ボンネットの内縁を限定する母線は翼下面に接す
る。これら２つの具体例では、本発明のとくに興味深い
構造は、外側ボンネットが円周方向に各120゜の三つの
部分に分割されていることであって、従ってこれらの部
分のうちの二つが保守のため開かれるとき、プロペラと
エンジン部分にきわめて優れた接近性が可能になる。

外側ボンネットが開かれているとき、この外側ボンネ
ットを飛行機上に残したまま、エンジンを巻揚機の助け
をかりて鉛直方向に下降させることによって取外すこと
が容易に可能である。

本発明のその他の特徴については、添付図面に関して
以下の説明によってさらに詳しく理解されよう。

第1A図には、環状燃焼室３に圧縮空気を供給する２個
の圧縮機２から成る双胴形ガスジェネレータを含むター
ボジェットエンジン１が図示されており、燃焼室３では
圧縮空気が燃料と混合され、この混合気が燃焼して減圧
され、圧縮機２を駆動する低高圧２種のタービン４にエ
ネルギの１部を供給してここに蓄積する。このガスジェ
ネレータの下流側及び固定遷移構造５の後方に、重ね合
わされた２個の二重反転自由タービン６及び6aが配置さ
れており、これらはタービン４の下流側の減圧気のエネ
ルギを受取り、全体を９の符号で表わした、一般に円筒
形の内側ボンネットをとり囲む環状二次流管８内で冷気
流を撹拌する２個の二重反転プロペラ７及び7aを駆動
し、ボンネット９はケーシングとしてのエンジン枠10の
周囲に配置されている。二次流管８は内側ボンネット９
と、ナセル13のカバーを形成する外側ボンネット12との
間に形成されている。

ターボジェットエンジンをこのように簡単に説明して
おいたうえで、飛行機翼下へのその第１の連結方法並び
にボンネットの具体例について第1A図〜第８図を全体的
に参照しつつ以下に説明していく。

飛行機翼14はエンジンの縦方向平面内にケーソン形の
縦方向ビーム16を含む構造ケーソン15を含んでおり、そ
の上流側部分16aは翼の前縁14aの内側に完全に組込まれ
ており、その下流側部分16bは翼の下面14bを横切り、翼
の後縁14cと直角になるまで前記下面の下側に延伸す
る。

ビーム16の上流側部分16a及び中間部分16cに懸垂し
て、２本のアーム17a及び17bは紡錘形の流線形部18内に
含まれ、エンジン枠10及び内側ボンネット９間に配置さ
れた水平ビーム19と一体的なそれらの下端をもつ。ター
ボジェットエンジンは３本のロッド20によってこのビー
ム19に上流側は入口案内羽根21の高さに連結され、下流
側はビーム19と一体的なそれぞれ上流側23及び下流側24
の２本の横断方向支持アームに懸垂された３本のロッド
22によって連結されている。

ビーム19はそのうえ内側ボンネット９の可動キャップ
9a,9bが連結された上流側耳状部25を含んでおり、これ
らのキャップ9a,9bはビーム19と一体的な下流側支持部
材26にビーム19の下流側先端の高さに関節連結されてい
る（第２図）。

ナセル13の外側ボンネット12は、横断面でそれぞれ12
0゜ずつ３個の部分12a,12b,12cに分割されており、上の
部分12aはエンジン１の縦方向鉛直面に対して対称をな
す。

外側ボンネット12の内壁11を形成するリングはそのう
え同じ方法で３つの部分に分割されている。プロペラと
直角に、プロペラ羽根の１枚が破損したときエネルギを
吸収することを可能ならしめる保持構造39（第1A図）が
配置されている。上の部分11aは切断面B,C,D,E内にそれ
ぞれ位置するビーム16cと一体的な複横断ブラケット27
b,27c,27d,27eに軸28によって連結されており、その結
果、ブラケット27c及びブラケット27eはそれぞれ二重反
転プロペラの上流側及び下流側に配置される。

下の２つの部分12b及び12cは翼の構造ケーソン15の継
手29b,c,d,eの周りを回転することができ、翼のF1に従
う部分図は第5A図として示されており、前記ケーソン15
は上流側から下流側へ進行するカルマン翼形30によって
翼の下面14bに側面から連結する。連接継手29b〜29eを
用いて、２個のシェル12b及び12cはエンジンへの接近を
許すため上向きに開くことができ、あるいは閉じられ、
そして公知の鎖錠手段によって12dの下の部分で鎖錠さ
れることができる。

同様に内側ボンネット９の部分9a及び9bはエンジンへ
の接近を許すため31で連結することができる（第２図及
び第４図）。

可動フラップ32は外側ボンネットの少なくとも２個の
下側部分12b,12c上に二重反転プロペラ7,7aの下流側に
配置されている。図示の例では、翼の後縁の後ろにボン
ネットが延伸しており、ボンネット12の上部12aもまた
可動フラップ32を含んでいる。これらのフラップのそれ
ぞれは２個のねじ式ジャッキ33（第７図に図示されてお
り、第６図の34にボンネットの厚み内に配置されてい
る）によって、フラップが外側ボンネット12の延伸部
（第1A図及び第７図に実線で示す）内に位置する第１位
置から、ターボジェットエンジンの軸（第７図に鎖線で
示す）のほうへ折り返された第２の中間位置へ、二次排
気ノズルの断面の変化を可能ならしめるようにして移動
させることができ、これはバイパス比をエンジンの作動
の関数として最適化するためである。

ジャッキ33又は同様の手段を利用して、フラップ32は
下流側へ向かって並進式に移動し、かつそれらの第１又
は第２位置から回転式に移動することができる。第３位
置（第1A図に鎖線で示す）でフラップは内側ボンネット
９のほうへ完全に折り返えされ、外側ボンネット12のグ
リッド（図示せず）をあらわにする。従ってフラップ32
はこの第３位置においてターボジェットエンジンの二次
流束のためのスラスト逆転器のドアとして機能する。

もしプロペラが可変取付け角をもつならばもう少し小
さいフラップを採用することができ、可変取付け角の採
用によりエンジンの調整が確実に行われ得るので、フラ
ップの中間位置はもはや有用ではない。最大開放位置は
プロペラがスラスト逆転位置にあるとき、気流の逆進を
容易化することを可能にする。

以上の説明を補足するため、ナセル全体が上流側で径
方向構造アーム35によって堅固化され、好ましくはアー
ム35はエンジン枠及び内外ボンネットと一体的である。
下流側では（第1A,6及び８図）、120゜の３本の構造ア
ーム36及び枠の２個のリング10及び37は構造12b及び12c
を堅固化し、エンジン43の内側柱身を安定化するための
ものである。

膨張を可能にするため、構造アーム36はエンジン軸と
平行に配置された軸38上でその先端部でスライドする。
このスライドはエンジンの取外しのさいにも利用され
る。じっさい、心出し及びラビリンス40a,b,c,dを取外
すため、エンジンから枠37の継手41を分解し、次に中央
引込み部42を後退させ、ボンネット12b及び12cを開く。

従ってエンジンは先に述べたようにビームから取外す
ことができ、このとき中央引込み部は機体上に残ったま
まである。ボンネット9a,9b及び12b,12cを開くだけでよ
ければ、保守作業のためプロペラやガスジェネレータに
完全に接近することができる。

この構造の全体は、ナセルの抗力を除去することによ
って燃料消費にかなりの利得をもたらし、開放側面キャ
ップを用いてエンジンの保守を容易化し、後部コントラ
ファンへの有効推力逆転器の統合を容易化する。

つぎに第９図、第10A図及び第10B図を参照して、飛行
機翼下へのターボジェットエンジンの第２の連結法を説
明する。前記の構造に比して、ターボジェットエンジン
は全体的に不変のままで、エンジン及びナセルに関連す
る符号は先の例の第1A図及び第1B図と同一である。

この連結法では、ナセルは従来式に「ポッド」式に取
付けられている。機体支持ポスト116は軸117及び共通形
連結構造を用いて翼14の構造ビーム16に懸垂される。ナ
セルの上部12aは従ってアーム17a及び17bの上端及び二
重横断方向ブラケット27b,27cによってポスト116の下部
に連結される。

ナセルに関するその他の説明は先行例と変わりなく、
開放形ボンネットへの本発明の構造の適用形として同等
の保守のしやすさをもつ「ポッド」式ナセルを考えるこ
とができる。

さらにこの具体例では、ポスト116の高さによって翼
下面からエンジンを距てることができるから、当業者の
必要に応じて２、３又は４個の傾動ドア32をもつ流束逆
転器を実現することができ、その結果、翼の下面に沿っ
て流束を撹乱することなく、貯蔵の有効性を向上させる
ことができる。

【図面の簡単な説明】

第1A図は、いわゆる後部反転ファン形の、飛行機の翼に
ナセルを統合設備した本発明のターボジェットエンジン
の軸方向縦断面図、 第1B図は、第５図のF2に従うナセルの概略図、 第２図は、第1A図のＣに従う横断面図、 第３図は、第1A図のＢに従う半横断面図、 第４図は、第1A図のＤに従う半断面図の左側部分と第1A
図のＡに従う半断面図の右側部分を１つにまとめ、これ
らの部分をターボジェットエンジンのナセルの軸方向垂
直断面の高さで切断して表わした横断面図、 第5A図は、第1A図のＥに従う横断面図、 第5B図は、翼の構造にナセルを引掛ける詳細を表わす第
２図のF1に従う部分図、 第６図は、第1A図のＧに従う、即ち２次ノズルの断面の
最適化及び流速の逆転機能を確保する下流側フラップの
高さの半横断面図、 第７図は、第６図のＨに従う、フラップの制御ジャッキ
及び前記フラップの移動を表わす部分断面図、 第８図は、第６図のＫに従う、ナセルの上部と側面部の
１つとを距てる軸方向縦断面であって、この面に内外ボ
ンネット及びエンジン枠及びセンタコーンをエンジン後
部軸受に一体化する構造アームの１つが位置している部
分断面図、 第９図は、上流側から見た、従来形飛行機ポストを含む
いわゆる「ポッド」式取付け手段を用いて飛行機翼下に
連結した本発明ターボジェットエンジンの説明図、 第10A図は、第1A図に類似の、第９図の変形例による
「ポッド」式に取付けられたターボジェットエンジンの
断面図、 第10B図は、第９図及び第10A図の変形例の「ポッド」式
に取付けられたエンジンのナセルの概略図である。 6,6a……自由タービン、7,7a……二重反転プロペラ、9
a,9b……内側ボンネット、10……エンジン枠、12b,12c
……外側ボンネット、13……ナセル、14……翼、17a,17
b……アーム、18……ポスト、19……ビーム。

Claims (11)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】ガスジェネレータと、前記ガスジェネレー
   タにより駆動される二つの反転自由タービンと、前記ガ
   スジェネレータ及び前記反転自由タービンを包囲するケ
   ーシングと、前記ガスジェネレータの下流側に配置され
   ており、前記反転自由タービンにより駆動される二つの
   反転プロペラとを含む後部反転ファン形式のバイパス比
   の極めて高いバイパス型ターボジェットエンジンを飛行
   機翼の下側に懸架するためのナセルであって、 前記ケーシングを包囲しており、保守作業を容易にすべ
   く開放自在に構成される円筒形の内側ボンネットと、 前記反転プロペラの覆いを形成すると共に前記内側ボン
   ネットと協働して冷流管を規定しており、その上方部分
   が飛行機翼の構造に統合されている円筒形の外側ボンネ
   ットと、 前記ターボジェットエンジンを飛行機翼に懸架すべく、
   夫々が該エンジンの長手軸を含む鉛直面内に配置されて
   おり、その上端は飛行機翼の構造ケーソンに連結され、
   下端は前記ケーシングと前記内側ボンネットの間に前記
   長手軸と平行に配置された水平ビームに連結されている
   二つのアームとから成るナセル。
2. 【請求項２】前記アームの上端が、飛行機翼の構造ケー
   ソンと一体化されている特許請求の範囲第１項に記載の
   ナセル。
3. 【請求項３】前記外側ボンネットの厚さがその上部にお
   いて飛行機翼の厚さに含まれ、且つ該外側ボンネットの
   外縁が上流側から下流側へ進行するカルマン型翼形によ
   って飛行機翼下面に連結されている特許請求の範囲第１
   項又は第２項に記載のナセル。
4. 【請求項４】前記外側ボンネットの内面を規定する母線
   が、飛行機翼下面と全体的に接している特許請求の範囲
   第１項から第３項のいずれか一項に記載のナセル。
5. 【請求項５】前記外側ボンネットが、複数の横断方向ブ
   ラケットを用いて飛行機翼に連結されており、該ブラケ
   ットの少なくとも二つは、前記反転プロペラの上流側及
   び下流側に夫々配置されている特許請求の範囲第１項か
   ら第４項のいずれか一項に記載のナセル。
6. 【請求項６】前記外側ボンネットが、円周方向に各120
   ゜の三つの部分に分割されており、該外側ボンネットの
   上方部分に相当する部分が、前記鉛直面に対して対称的
   であると共に飛行機翼の構造に統合されている特許請求
   の範囲第１項から第５項のいずれか一項に記載のナセ
   ル。
7. 【請求項７】前記外側ボンネットの側面部に対応する、
   前記三つの部分の内の二つが、前記上方部分に相当する
   部分に対して長手軸方向連接継手により回動自在に連結
   されている特許請求の範囲第６項に記載の装置。
8. 【請求項８】前記三つの部分の内の少なくとも二つが、
   前記反転プロペラの下流側に回動自在に配置されたフラ
   ップを備えている特許請求の範囲第６項又は第７項に記
   載のナセル。
9. 【請求項９】前記フラップが、回転及び並進移動自在で
   ある特許請求の範囲第８項に記載のナセル。
10. 【請求項１０】中央引込み部上をスライドする構造枠
    が、継手によってエンジンの後方内部構造に取り付けら
    れている特許請求の範囲第１項から第９項のいずれか一
    項に記載のナセル。
11. 【請求項１１】前記外側ボンネットが環状保持構造を含
    む特許請求の範囲第１項から第10項のいずれか一項に記
    載のナセル。