JPH10507425A - 航空機エンジンのためのナセル及びその取り付け配置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 航空機の主要構造外部に取り付けられる航空機用高バイパス比ダクトファンエンジンのナセル及びその取り付け配置が開示されている。上記ナセルとその取り付け配置とにより、上記ナセルから上記航空機へと、直接上記ナセルに作用する所定の空力的な力による悪影響が上記エンジンに加えられず、また上記エンジンには実質的に及ばないように伝達されている。また、上記ナセルの応力の高い位置に、ナセル部品の界面が位置決めされないようにしつつ、エンジン交換を容易とする上記ナセル部品の種々の配置が開示されている。

Description

【発明の詳細な説明】 航空機エンジンのためのナセル及びその取り付け配置 技術分野 本発明は、航空機推進システムに関し、より詳細には航空機エンジンのナセル 及びその取り付け配置に関する。 背景技術 現代の市販航空機を駆動するための推進システムは、高バイパス比ダクトファ ンエンジンを有しており、このエンジンは空力的に抵抗の少ないナセル内に収容 されているとともに、上記航空機に対して空力的に抵抗の少ないパイロンによっ て連結されている。 これら推進システムに使用される上記ダクトファンエンジンは、コア領域を有 している。その内側部品としては、径方向に延びたブレードを備えた少なくとも 一つ以上の軸流タービンに対応し、長手方向軸を中心として駆動される径方向に 延びたブレードを備えた少なくとも一つ以上の軸流コンプレッサが備えられてい る。コアケースは、上記長手方向軸から見ると円形となっており、これが上記コ ンプレッサ及びタービンを取り囲んで、上記コア領域の外側流路境界を形成して いるとともに、上記エンジンの構造フレームすなわち、バックボーンとなってい る。周方向に延びたブレードチップシールは、回転する上記コンプレッサ及びタ ービンブレードの径方向外側において、これらに極近接して上記コアケースの内 側面に配置され ていて、高い効率が保証できるようになっている。 ファン領域は、上記コア領域よりも径が大きく、かつ、それと同心とされてい ている。また、このファン領域は、さらにハブに取り付けられ、上記長手方向軸 を中心として回転し、かつ、上記長手方向軸からみて円形となっているファンケ ースによって取り囲まれた複数のファンブレードを有している。複数の径方向フ ァンストルートが、上記ファンケースを上記コアケースに固定している。周方向 に延びたファンチップシールは、回転する上記ファンブレードの径方向外側で、 これらに極近接するように上記ファンケースの内側面に配置されており、高い効 率を保証するようになっている。 上記エンジンは、航空機に取り付けられる際にはインレットと、中間フェアリ ングと、後部フェアリングと、を有する空力的に抵抗の少ないナセル内に収容さ れる。上記インレットは、上記ファンケースの前部に延びており、その前部フラ ンジに堅固に固定されている。上記中間フェアリングは、メンテナンスの便宜又 はエンジン取り外しのための対となったアクセスドアとなっており、それぞれの ドアは、より詳細には後述するようにパイロン前部延長部にヒンジ止めされてい る。上記アクセスドアが上記ファンケースを取り囲んで閉じられると、これらは 、それらの連結部で互いに係止されるようになっており、それぞれのドアが上記 ファンケースを取り囲んで約１８０°延びるようにされている。上記後部フェア リングは、内側コアカウルを有しており、この内側コアカウルは、上記コア領域 を取り囲んでいるとともに、実質的にこれとともに延びており、かつ、上記コア カウルと同心のファンダクト外側壁は、軸方向に短く されている。上記コアカウル及びファンダクト外側壁は、軸方向に延びた環状の ファンダクトを画成し、上記軸方向にファンフローストリームを導くようになっ ている。上記ファンダクト後縁端のファンダクト排出面は、上記ファンダクトの 後部末端部を画成するようになっている。 パイロンは、空力的に抵抗の少ないスキン内側に構造フレームを有していて、 これは、例えば、航空機翼の下側において上記航空機に取り付けられて、上記フ ァンフローストリームを横切るように延びて、上記航空機の主要構造に対して上 記エンジンを外側に取り付けている。マウントリンクの３つのセットが、上記パ イロンと上記コアケースの間に延びていて、上記パイロンと上記エンジンとに連 結している。前部リンクセットは、上記エンジンの自重及び上記コアカウルに作 用する風圧等の垂直及び横方向の力に耐えるようになっている。後部リンクセッ トは、上記前部リンクセットの後ろ側に位置しており、エンジンの加速、減速又 はロータ振動に伴うトルク作用の他、垂直及び横方向の力を支持している。軸方 向リンクセットは、エンジン推力といった軸方向の力を伝搬させている。上記ナ セル又はエンジンに作用する上記すべての力とトルクは、上記マウントリンクを 通じて上記パイロン構造骨格から、上記航空機まで伝達される。従って、上記パ イロンは、上記ファンフローストリームに向かって大きな表面積を有し、大きく 、かつ、重い部品となる。上記パイロン前部延長部分は、上記中間フェアリング と上記ファンダクト外側壁の間の結合部を超えて延びており、上記中間フェアリ ングのためのヒンジを有している。 航空機の運転中に上記ナセルに加わる力は、航空機マネーバにより生じる空力 的な力であり、以後これをナセルエーロダイナミック力という。このナセルエー ロダイナミック力は、上記航空機の翼に加えられる揚力のように、特に高い迎え 角、又は、その変化速度の高い場合等、離陸やその他のマネーバ中にかなり大き くなる。上記ナセルエーロダイナミック力は、上記軸方向及び周方向において全 ナセル表面にわたって不均一に分布し、航空機の配置及び風圧にも依存するが周 方向位置の、上記インレットの前部端付近においては最も顕著である。上記ナセ ルエーロダイナミック力は、上記エンジンへと伝達され、マウントリンクによっ て支持される。離陸時の回転速度では、例えば上記ナセルエーロダイナミック力 は、垂直上側に向いていて、上記前部マウントリンクは、上記コアケースに対し て下向きに反作用力を加えているが、上記後部リンクは、上記前部リンクの後部 側において、上記コアケースの上側に向かった反作用力を加えている。上記複数 のマウントリンクは、上記エンジンを固定しているので、それにともなう反作用 力は、上記ナセルエーロダイナミック力とともに上記コアケース及びファンケー スを上記長手方向軸に対して曲げてしまうように作用し、この効果をバックボー ンベンディングと呼ぶ。ある種の航空機マネーバでは、上記ナセルエーロダイナ ミック力には付加的な、すなわちさらにオフセットさせるような影響が加えられ る場合もある。 上記ナセルエーロダイナミック力は、また、上記インレット形状、すなわちフ ァンケースを変形させてしまうので、上記ファンケースの円形が通常では楕円形 への変形となるように乱され、当業者によ れば、この様に変形した形状は、上記ナセルエーロダイナミック力の大きさとそ の分布に正確に依存することが知られている。 楕円化及びバックボーンベンディングは、上記それぞれのケースを上記ファン と、コンプレッサと、タービンブレードへと連なる実質的には円形の経路へと突 き出させてしまう。この様にして、上記ブレードチップと上記ケースの上記内側 面に位置決めされたシールとが接触するようになると、上記シールが浸食され、 エンジン効率の付随的、かつ、永久的な効率の低減を招くことになる。 楕円化及びバックボーンベンディングは、上記回転ブレードとそれを取り囲む 各ケースの間のクリアランスを増加させることによって適正化できるが、しかし このようにするとシール浸食ではない効率低下をきたすこととなる。 現在製造されているエンジンでは、楕円化及びバックボーンベンディングは、 上記ナセルエーロダイナミック力が存在しない場合に必要とされるよりも、より 強度の高い、従ってより重量のある各ケース及びファンストルートを使用するこ とによって緩和されている。しかしながら、上記楕円化及びバックボーンベンデ ィングを緩和させるために使用するより重いケースとストルートとは、将来製造 されるべきエンジンにおいて、著しい重量という欠点を与えることになる。将来 製造されるべきエンジンは、高いバイパス比（上記ファン領域を通過する空気流 の上記コア領域を通過する空気流に対する比）を有しており、従ってコア領域径 に対して、ファン領域径の比を現在製造されているエンジンよりも大きくする必 要がある。上記コア領域径を減少させることによって高バイパス比を達成するの は、 上記コアケースの上記バックボーンベンディングに対する許容力を実質的に低減 させてしまうことになる。逆に、ファン領域径を増加させることによって高バイ パス比を達成するのは、ファン領域直径の２乗とともに上記ナセルエーロダイナ ミック力を劇的に増大してしまうので、バックボーンベンディングが増加してし まうことになる。従って、現在製造されている市販エンジン（約５種である）の バイパス比を超えてバイパス比を高めるどちらの方法も、バックボーンベンディ ングとファンケース楕円化を悪化させ、ケースとストルートの強化による上記効 果の低減を図るのでは、可能性のない程に重量を増加させてしまうこととなるの で望ましくない。 従来のマウント構造の別の欠点は、上記ファンフローストリームに対して、上 記パイロンにより抵抗が発生することにあり、特に、上記ファンダクト排出面下 流側における上記ファンフローストリーム部分で抵抗が発生することが問題であ る。上記ファンフローは、上記ファンダクト排出面よりも上流側では亜音速とな っており、その下流側では超音速となっている。上記超音速フローに伴う抵抗は 、所定のパイロン断面積に対しては亜音速フローに対する抵抗よりも著しく大き い。通常のマウント機構では、上記パイロンは、大きな表面積を有し、かつ、そ のほとんどの部分は、上記ファンダクト排出面の下流側にあり、超音速フローに 晒されることになるので大きな抵抗を生じさせ、航空機運転効率を低下させてし まうことになっている。 上記した欠点により、楕円化及びバックボーンベンディングを生じさせない航 空機エンジンのナセル及びその取り付け配置は、エン ジン運転効率維持にに寄与し、かつ、エンジン重量及びパイロン抵抗を最低とす るものと考えられる。 発明の開示 本発明の特徴によれば、バックボーンベンディング及び楕円化といった悪影響 を、特徴的なナセル及びその取り付け機構によって著しく低減させることができ 、この配置は、上記航空機の上記ナセルから上記ナセルエーロダイナミック力を 直接上記航空機に伝達させることによって実質的に上記エンジンから上記ナセル エーロダイナミック力を取り除くものである。 上記ナセルの少なくとも一部は、航空機に取り付けられたパイロンビームと一 体化されており、上記ナセルエーロダイナミック力を上記航空機へと伝達させる ための負荷経路は、上記エンジンを迂回し、かつ、上記パイロンビーム及び上記 航空機へと上記力を直接に伝達するようになっている。抵抗の少ないサブパイロ ンは、上記ファンフローストリームを横切って延びており、これらとは別の、例 えば、エンジン重量及び上記エンジンからの推力というほとんどの力を上記パイ ロンビームに伝達させる。一つの機構では、上記ナセルと上記パイロンビームは 、上記パイロンビームと上記サブパイロンの連結領域の外側にあるセパラブルジ ョイントにより結合されている、個々の部品とされている。上記セパラブルジョ イントにより、上記ナセルと上記パイロンビームは、所望により別々に製造する ことができる。加えて、１つ以上のパーティショニングジョイントは、所望によ り、上記パイロンの長さにわたって配置させることができ る。上記エンジンは、上記サブパイロンによって上記パイロンビームから支持さ れているので、上記パーティショニングジョイントは、上記エンジンと上記ナセ ルとを一体となったユニットとして上記航空機から取り外すために使用できるよ うになっている。別の実施例では、上記ナセルと上記パイロンビームとは、一体 となったワンピースとして一体製造されるか、又は、一体化されたワンピースと して機能するように製造される。 本発明の別の特徴によれば、抵抗は、上記パイロンビームを上記ファンフロー ストリームの外側に位置決めし、上記ファンダクト排出面の下流側超音速流に晒 される上記サブパイロンの表面積を最低化させることによって低減される。上記 サブパイロン寸法の低減による顕著な効果としては、従来のトルク反作用位置よ りも前方でエンジントルクに対して反発させることができることにある。 航空機翼の下にエンジンを吊り下げるためのより詳細な一つの配置では、上記 ナセルは、インレットと、中間カウルと、ファンダクト外側壁と、コアカウルと 、を有している。上記中間カウルは、上側セグメントと下側セグメントに軸方向 に分離して、エンジン取り外しを容易にしている。上記下側セグメントは、実質 的には１８０°セグメントであり、上記上部セグメントに着脱自在に取り付けら れているか、又は、上記上部セグメントにヒンジ止めされる対となったサブセグ メントとなっている。これとは別の配置では、上記ナセルは、上部ファンカウル と、下部ファンカウルと、ファンダクト外側壁と、コアカウルと、を有している 。上記上部カウルと、上記下側カウルとは、それぞれ実質的には１８０°セグメ ントとなって いる。 本発明の第一の効果は、上記エンジン効率の維持及び重量節減にあり、これら は、上記エンジンからファンケース楕円化及びバックボーンベンディングという 影響を、上記ケースと、上記ファンストルートとを、強化することによって低減 させるのではなく、取り除くことができたことによるものである。 別の効果は、上記パイロンビームを上記ファンフローストリームの径方向外側 に配置させたこと及び上記トルク作用マウントリンクを超音速流に晒される上記 サブパイロンスキンの表面積を最低化させるように配置することによって得られ ている。 本発明の別の効果は、ナセル部品の特徴的な配置にあり、この配置は、上記ナ セル部品間に高い応力を加えることなく、上記エンジンを取り外し、交換するこ とを容易とするものである。 本発明の上記特徴及び効果については、本発明を実施する際の最良の実施例の 記載及び添付の図面をもってより詳細に説明を加える。 図面の簡単な説明 図１は、航空機の翼下部に吊り下げられる高バイパス比ダクトファンエンジン に用いられる本発明のナセルと、その取り付け配置と、を示す断面立面図である 。 図２は、別の詳細部を示した本発明のナセルと取り付け配置の一部斜視図であ る。 図３は、本発明のナセル部品を示した斜視図である。 図４は、図３の上記下部中間カウルと上記上部中間カウルの間の 別の境界を示す一部断面図である。 図５は、上記下部中間カウルセグメントの別実施例を示した図３の上記上部中 間カウル及び上記下部中間カウルセグメントに対応する斜視図である。 図６は、本発明の上記ナセル部品の別配列を示した斜視図である。 図７は、従来の高バイパス比ダクトファンエンジンのナセル及びその取り付け 配置を示した断面立面図である。 発明の最良の実施態様 図１及び図２には、高バイパス比ダクトファンエンジン１０を示す。このエン ジン１０は、長手方向軸１４を中心として回転する対応した軸流タービンにより 駆動され、かつ、ブレードを有する少なくとも一つの軸流コンプレッサを内部部 品（図示せず）として備えたコア領域１２を有している。コアケース１６は、実 質的には、どの軸方向位置から見てもその断面が円形となっており、上記コア領 域の外側流路界面となっているとともに、上記エンジンの構造骨格すなわちバッ クボーンとなっている。周方向に延びたブレードチップ（図示せず）は、回転す るコンプレッサ及びタービンブレードの径方向外側にある上記コアケースの内側 面に位置決めされており、それらに極近接して高いエンジンを効率を保証してい る。 ファン領域１８は、上記コア領域よりも直径が大きく、かつ、同心とされてお り、前面が抵抗の少ないノーズドーム２３によってカバーされているハブ２２に 取り付けられた複数のファンブレード２０を備えている。上記ハブと上記ファン ブレードとは、上記中心軸 を中心として回転可能となっているとともに、ファンケース２４によって取り囲 まれている。また、このファンケース２４は、上記ファン領域の外側流路境界を 形成している。上記ファンケースは、いかなる軸方向位置においてもエンジン軸 に沿って実質的には断面が円形とされている。複数の径方向に延びたファンスト ルート２６は、上記ファンケースを上記コアケースに固定している。周方向に延 びたブレードチップシール（図示せず）は、上記回転するコンプレッサとタービ ンブレードの径方向外側、かつ、上記ファンケース内側に配置されており、これ らに極近接して高いエンジン効率を保証している。 上記エンジンは、航空機に取り付けられる際には空力的に抵抗のないナセル３ ０に収容される。上記ナセルは、上記ファンケースの前部に中間カウル３４へと 取り付けられているインレット３２を有しており、このインレットは上記ファン ケース２４を取り囲んでいるとともに、これと同軸とされている。周方向に延び た、アーチ型のバンド３６又は弾性リング３８といったフレキシブルシールは、 上記ファンケースと上記中間カウルの間に延びており、上記ファンケースに対し て上記ナセルの変形を適切にする環状キャビティ４０を形成している。上記ナセ ルは、また、上記中間カウルの後部においてこれに取り付けられているファンダ クト外側壁４２を有しており、コアカウル４４は上記コア領域を収容している。 コア排出ノズル４６は、上記コアケースから軸方向へと、コア排出面４８まで延 びている。上記ファンダクト外側壁及びコアカウルは、共同して軸方向に延びた 環状のファンダクト５０を画成しており、このファン ダクトは、上記コア排出面４８の上流のファンダクト排出面５２まで延びている 。ファンフローストリーム５４は、上記ファンダクトを通して軸方向に通されて おり、上記ファンダクト排出面において排出され、その下流でフリーストリーム フロー５６によって偏向されて、上記ファンフローストリームが軸方向成分の他 、僅かながら径方向内側速度成分をもって進行するようにされている。 上記エンジンは、上記主航空機構造の外側において、上記エンジンと、例えば 航空機翼６２の間に延びたパイロン６０によって上記航空機に搭載されるもので ある。上記パイロンは、パイロンビーム６４を有しており、このパイロンビーム ６４は、スキン６６によって包まれた内側構造骨格６５と、スキン７０によって 包まれた内側骨格６９を有するサブパイロン６８と、エンジンマウントビーム７ ２と、を有している。上記航空機翼上の複数の翼マウントフィッティング７３及 び上記パイロンビーム上のパイロン−航空機マウントフィッティング７６は、上 記翼に上記パイロンを固定するために用いられている。上記パイロンは、ボルト ジョイント７４等、分離可能なジョイントによって上記中間部カウル３４と一体 とされており、このジョイントはまた、上記サブパイロンの結合領域７５の軸方 向外側領域に位置決めされ、上記パイロンビームと一体化されている。加えて、 少なくとも一つの別のセパラブルパーティショニングジョイントは、上記サブパ イロンとの連結領域において上記パイロンビーム外側に沿って位置決めされ、上 記パイロンビームを別々のモジュールへと分離させて、エンジン製造者と航空機 製造者のハードウエア的なインタフェイスを与えている。上記パイロンビームと 上記 中間部カウルは、また、一体となったユニットとして製造されていてもよく、さ らに実質的に別々にできないジョイント、例えば溶接ジョイントにより別々の部 品から一体化されて、一体ユニットとして寄与するようになっていても良い。 サブパイロン６８は、上記パイロンビームから延びていて、上記ファンフロー ストリーム５４を横切って上記コアカウル４４の径方向内側の上記エンジンマウ ントビーム７２にまで延びている。図２に示されているように、３つのマウント リンクセット８８，９０，９２は、上記エンジンマウントビームとエンジンケー スの間に延びており、上記エンジンを上記パイロンへと取り付けているとともに 、上記エンジンから上記パイロンへと力を伝達している。後部マウントリンクセ ット９２は、２つのマウントリンク９２ａ，９２ｂを有しており、それぞれ垂直 方向の力及び横方向の力、例えば上記エンジンの自重及び上記コアカウルに作用 する風圧といった力を伝達している。前部マウントリンクセット８８は、３つの リンク８８ａ，８８ｂ，８８ｃを有しており、それのうちの２つ（８８ａ，８８ ｂ）は、セット９２と同様に２つの垂直方向の力及び水平方向の力を反発するリ ンクと類似であり、それらの第３のリンク（８８ｃ）は、上記回転コンプレッサ 及びタービンの加速、減速、又は振動に伴うトルクを反発するように支持してい る。軸方向のマウントリンクセット９０は、２つのマウントリンク９０ａ，９０ ｂを有しており、エンジン推力といった軸方向の力を伝達している。セット８８ と９２の複数のリンクは、上記長手方向軸１４に対して垂直な面内の運動を制限 しており、上記推力リンク９０は、横方向及び垂直方向の 運動を制限している。上記マウントリンクの上記構成と上記形状は、従来のもの であるがしかし、より詳細には後述するように、垂直及び水平方向の力にのみ反 発するリンクセットの前方にトルク反発リンクセットを配置することが本発明の 特徴となっている。上記エンジンの重心と、上記前部マウントセットと、少なく とも上記サブパイロン構造フレームワークのうちの少なくとも一部とは、ほぼ軸 方向に一致していることが好ましい。上記軸方向一致性は、上記エンジンケース から上記パイロンビームへの負荷経路をおよそ直線的とすることを保証しており 、この様にすることによって上記サブパイロンへの曲げ応力及びエンジンマウン トビームへの曲げ応力を最小としている。 さらにナセル部品の配置の詳細を、図３，図４，図５に記載する。種々の分品 を互いに連結するための手段（例えばボルト又はヒンジ）は、通常では見えず、 また本発明の趣旨ではないので図示してはいない。上記中間カウル３４は、上記 ファンケースの周囲を完全に取り囲んでいるとともに、上部中間カウルセグメン ト３４ａと、下部中間カウル３４ｂを有しており、それぞれのセグメントは、上 記ファンケースの周囲にほぼ１８０°にわたって延びており、かつ、別々にボル トとナットで実質的に軸方向境界１０１ａ，１０１ｂに沿って連結されている。 上記ナセルはまた、上記中間カウルの前方において周方向に連続するインレット ３２を有している。上記インレットは、ナットとボルトといった機械的締め付け 具によって上記上部中間カウルセグメントに固定されているとともに、また周方 向に延びた溝を有しており、この溝は、上記下部中間カウルセグメント の対応するナイフエッジに突き合って、上記インレットの上記下部部分を上記下 部中間カウルセグメントへと固定するようになっている。上記ファンダクト外側 壁４２は、双方が左側外側壁及び右側外側壁４２ａ，４２ｂを有しており、それ ぞれは、上記上部中間カウルセグメントの対応するヒンジビーム部分４３にヒン ジ止めされるようになっている。上記コアカウル４４は、左側コアカウル及び右 側コアカウル４４ａ，４４ｂを有しており、それぞれは、複数のヒンジによって 上記エンジンマウントビームへとコアカウルの内側において連結されている。上 記コア排出ノズル４６は、上記コアケースのフランジにボルト止めされている。 図４に示されるように、また、より詳細には後述するように、上記上部中間カ ウルセグメント及び上記下部中間カウルセグメントは、それらの軸方向長さの少 なくとも一部分にわたって、必要に応じて僅かに１８０°よりも大きく、又は、 １８０°よりも小さく延ばされているが、これは、エンジンの取り外し及びそれ に引き続いた長手方向軸方向への輸送を必要に応じて行うためであり、この様に して、組み合わせた各セグメントが完全に上記ファンケースを包囲するようにな っている。図５に示すように、上記下側中間カウルセグメント３４ｂは、複数の サブセグメント３５，３６を有しており、これらのセグメントは、複数のヒンジ ３７によってその境界１０１ａ，１０１ｂに沿って上記上部セグメントに対して ヒンジ３７により固定され、それらが閉じられたときには互いに係止することで 上記ファンケースを収容するようになってもよい。 図６には、別のナセル部品の配置を示してある。このナセルは、 実質的に上記ファンケース２４とともに延び、かつ、周方向に約１８０°延びて いる上部ファンケースカウル１０４を有している。上記上部ファンカウルはまた 、上記上部ファンケースカウルの前方において、周方向に延びているインレット セグメント１０６を有しており、ボルトとナットといった機械的締め付け具によ って上記上部ファンケースカウルに固定されている。上記ナセルは、また、下側 カウル部分１１２と一体とされたインレット部分１１０を備えた下部ファンカウ ル１０８を有している。上記下部ファンカウル１０８は、分離自在にボルトとナ ットで実質的に軸方向の境界１１４ａ，１１４ｂに沿って上記上部カウル１０２ へと連結されている。上記ファンダクト外側壁４２’は、左側外側壁及び右側外 側壁４２ａ’，４２ｂ’を有しており、それぞれがヒンジジョイント４５’で上 記上部ファンケースカウル１０４の対応するヒンジビーム部分４３’に固定され ている。上記コアカウル４４’は、左側コアカウル及び右側コアカウル４４ａ， ４４ｂを有しており、それぞれは、上記コアカウルの内側のヒンジによって上記 エンジンマウントへと連結されている。上記コア排出ノズル４６は、上記コアケ ースのフランジにボルト止めされている。 本発明のナセルは、航空機の主要構造の外部に取り付けられるエンジンに使用 されるものである。外部に取り付けられるエンジンの例としては、航空機翼の下 側に取り付けられるエンジン又は機体の横に片持ちされるエンジンを挙げること ができる。これとは対照的に、内部に取り付けられるエンジンとしては、機体構 造内部に取り付けられるエンジンを挙げることができ、通常の戦闘用航空機又は ある種の市販航空機の後部構造内に取り付けられるエンジンを挙げることができ る。 航空機マネーバの間に、上記ナセルは、軸方向及び周方向の双方にわたって、 このナセル表面に不均一に分布するナセルエーロダイナミック力を受ける。外部 取り付け式のエンジンのナセルは、ナセルに加わる力を吸収するように作用する 上記航空機構造体によっては直接に支持されていないので、上記ナセルエーロダ イナミック力が、顕著に反映されてしまい、上記ナセルを変形させることとなる 。例えば、再度図１を参照すると、上記ナセルは、離陸時には実質的には上向き のナセルエーロダイナミック力を受ける。このナセルは、変形し、楕円形となる ので、その周部分にわたって上記ナセルは径方向内側に変形するが、しかしなが ら、キャビティ４０が接触を防止するようにしており、上記ナセルと上記ファン ケースの間で力が伝達されるのを防止している。フレキシブルシール３６，３８ は、上記ファンケースには、いかなる著しい力も及ぼさないように、上記ファン ケースに対し、上記ナセルの変形を適切にするようにさせている。そのかわりに 、この力は、上記ナセルの周方向へと伝達され、その後、上記ナセルから直接上 記パイロンビーム及び航空機へと、負荷経路Ｐ１に沿って伝達されて、上記エン ジンに力Ｆの影響による上記ケースの楕円化及びバックボーンベンディングが起 こらないようにしている。上記ナセルエーロダイナミック力以外の力、例えばエ ンジン重量、エンジン推力、横方向風圧等は、楕円化及びバックボーンベンディ ングには影響せず、これらはマウントリンクセット８８，９０，９２を介してエ ンジンビームと、サブパイロン と、パイロンビームへと伝わってゆく。 上記した運転は、図７に示した従来のナセル及びマウントシステムと対比すれ ば良好に理解されよう。従来の配置では、ナセル１２０は、ファンケース１２５ にボルト１２４によって強固に固定されたインレット１２２と、パイロン１４０ の前方延長部１４６へと複数のヒンジ１４８によって連結された実質的に１８０ °で対となったアクセスドアと、それぞれが上記パイロンビーム延長部１４６に ヒンジ止めされ、実質的に１８０°の２つのファンダクト外側壁１３０を備えた 後部フェアリング１２８と、内側コアカウル１３２と、を有している。複数のフ ァンストルートは、ストルート１３４によって示されており、これらはほぼ径方 向に延びていて上記ファンケース１２５と、上記コアケース１３６と、に連結さ れている。マウントリンク１５２，１５４，１５６の３つのセットは、エンジン を上記パイロン１４０に連結しており、それ自体は上記航空機へとパイロン−航 空機マウントフィッティング１４２，１４４により取り付けられている。上記前 部マウントリンクセット１５２は、垂直及び水平方向の力を伝達するようになっ た２つのリンクのセットであり、軸方向マウントリンクセット１５４は、軸方向 の力を伝達する２つのリンクであり、後部リンクセット１５６は、垂直力、横方 向力及びトルクを伝達するようにされた３つのリンクセットである。 上記ナセルエーロダイナミック力Ｆは、上記インレットと上記ファンケース１ ２５の間の剛性のジョイント１２４により上記インレット１２２を楕円化させる とともに、上記ファンケースをも楕円化させ、上記ファンケースを上記ファンブ レードチップに接触させて しまい、上記ブレードチップの径方向外側の上記ファンケースの内側面にある上 記ブレードチップシール（図示せず）を浸食させてしまう。上記力Ｆは、上記イ ンレットから上記ファンケースへと上記ナセルの周及び破線で示された負荷経路 Ｐ２に沿って伝達され、その後、上記ファンストルートを伝って上記コアケース へと伝達され、ここで前部マウントリンクセット及び後部マウントセットによっ て反発されることになる。上記エンジンケースに上記マウントリンクによって加 えられる反発力Ｆｒ１、Ｆｒ２は、合力Ｆとなって上記ケースを曲げ、上述した ような悪影響を生じさせる。さらには、上記エンジン又はナセルに作用するすべ ての力及びトルクは、上記パイロンに伝達されるため、このパイロンは、ファン ダクト排出面の下流の超音速ファンフローに晒される実質的面積を有する比較的 大きな部品となってしまう。この結果、上記パイロンは著しい抵抗を生じさせて しまい、この抵抗は上記航空機の空力的効率を劣化させてしまうことになる。 再度図１と図２を参照すると、上述に説明した好適な実施例におけるさらなる 特徴及び効果が理解されよう。本発明の上記パイロンビーム６４は、上記エンジ ンに加えられるすべての力及びトルクに対して耐えることが必要とされる。しか しながら、上記ナセルエーロダイナミック力Ｆは、上記パイロンビームへと上記 ナセルから直接伝達されるので、エンジンケースを迂回することとなり、上記フ ァンストリーム５４を横切って延びる嵩高いパイロンビームは必要はない。 そのかわり、上記パイロンビームは、上記ファンフローストリー ムの径方向外側にあり、ナセルエーロダイナミック力を伝達しないサブパイロン ６８のみが配置されているので、上記ファンフローストリームを横切って延びた 従来のマウントシステムのパイロンに比べて小さくなっている。従って、上記ナ セルからナセルエーロダイナミック力を上記パイロンビームへと直接伝達させる のは、上記ファンフローストリームに部品が晒される面積を最低化させることに よって抵抗を低減させることに寄与するものであり、これは特に上記ファンダク ト排出面の下流の超音速フローに対して特に寄与する。 上記サブパイロンサイズの最低化は、上記した好適な実施例においては、上記 トルク反発リンクセット８８を垂直及び横方向力だけに反発するリンクセットの 前方に位置決めすることによって達成されている。上記トルク反発リンクセット が位置決めされる位置には関係なく、上記トルク反発は、上記サブパイロンを通 して上記パイロンビームへと伝達されるのだが、トルクが上記後部リンクセット （従来法による）において反発される場合には、上記サブパイロンに対応する構 造骨格が、上記ファンダクト排出面下流側にファンフローストリームを横切るこ ととなり、かつ、上記パイロンビームに垂直にトルク反発を伝達する。また、抵 抗のないスキン、すなわちサブパイロンスキン７０の延長部は、余分な抵抗を生 じさせ、かつ、上記ファンフローストリームの径方向外側に位置決めすることに よって得られる抵抗減少の利点を失わせてしまうことになる上記構造骨格を収容 している。上記パイロンビームへと上記後部リンクセットからトルクを伝達させ るための別方法は、トルクを上記エンジンマウントビーム７２を通して前方へと 伝達させ、その後上記サブパ イロン構造骨格６９へと伝達するものである。上記したうち、後述の方法は、上 記サブパイロンサイズを低減させるが、これによればまた、上記ビームの全長さ にわたって上記トルク反発を伝達させるため、エンジンに余分なウエイトを加え るマウントビームを必要とする。上記後部リンクセットでトルクを反発させるこ とにより、本発明の好適な実施例では、上記サブパイロンのほとんど主要な実質 的な位置決め（ほぼエンジンの重心及び前部リンクセットと軸方向に同一とする ）において、エンジンマウント重量を増加させずに上記ファンフローストリーム に晒される上記サブパイロン表面積を最低化させるという効果を得ることができ る。上記サブパイロンは、超音速フローに晒される上記ファンダクト５０内に完 全に位置決めするに充分なだけ小さく、かつ、上記エンジンマウントビームは、 上記コアカウル４４の内側に位置決めされ、上記ファンフローストリームから十 分に離されているのが最も好ましい。 本発明の別の特徴は、ナセル部品境界を、この境界に加えられる応力を最低化 させながらエンジン取り外しを容易にするように、周方向位置に位置決めさせる ことができることにある。図３を参照すると、上記上部中間カウルセグメント３ ４ａ及び上記下部カウルセグメント３４ｂは、約１８０°セクタを有しており、 それらの境界１０１ａ，１０１ｂ（図５に示されている）は、それぞれ約９０° エンジンの頂部からオフセットしている。上記下側中間カウルセグメント３４ｂ に作用するエーロダイナミック力は、上記中間カウル３４の周囲へと伝達され、 軸方向に延びた境界へと応力を加える。その周方向距離が力が加えられる地点か ら離れるにつれ、上記応力 は増加し、このため可能な限り上記中間カウルの底部に上記界面を近接させて位 置決めすることが好ましい。また、上記下部中間カウルセグメントが、上記上部 セグメントから取り外された場合に、ほぼ１８０°のセクタがエンジン取り外し のために使用できるようになっていることが必要である。本発明の上記上部中間 カウルセグメントと上記下部中間カウルセグメントがそれぞれ約１８０°とされ ているので、エンジン除去のための必要性及び軸方向に延びた境界上への応力低 減の必要性の双方が満足されることとなる。同様に、別実施例（図６）の上記上 部ファンカウル１０２の１８０°延長部及び下部カウル１０８によっても、同一 の利点を生じさせる。 エンジン取り外しは、上記上部中間カウルセグメント３４ａと、インレット３ ２から上記下部中間カウルセグメント３４ｂを分離し、上記ファンダクト外側壁 ４２及びコアカウル４４を開くかまたは取り外し、上記ノーズドーム２３（図１ ）を取り去り、上記マウントリンクを取り外すことによって行われる。上記下側 中間カウルセグメントを取り去ることによって約１８０°のセクタが開き、これ を通してエンジンが取り外される。上記ナセルの内側面と上記エンジンケース（ またはそれに取り付けられている部品）の間の径方向クリアランス量に応じて、 セクタは、僅かに１８０°よりも小さくまたは大きくしてやっても良い。上記イ ンレット３２は、３６０°にわたって延びているので、翼にマウントされたエン ジンは、航空機から降ろされると後部に移動されることになる。図４に示される ように、所望によりセクタの周方向延び量を、上記セクタの軸方向長さに沿って 僅かに異ならせることもできる。上記したような後部へ の輸送がその航空機から突き出した部品または構造体によってできない場合には 、これとは別の図６に示した構造が用いられる。この別配置は、図３に示したよ うに、上記ナセルエーロダイナミック力が上記エンジンにかからないようにしつ つ、エンジン取り外しのために開くことのできる約１８０°のナセルセクタを与 えており、上記上部ファンカウル１０２と上記下部ファンカウル１０８の間の上 記境界を、上記ナセルの応力の小さな領域に配置させるようになっている。エン ジン取り外しは、上記上部ファンカウル１０２から上記下部ファンカウル１０８ を取り外し、上述したようにして進める。一旦降されると、上記エンジンは前方 へと輸送される。 本発明の上記ナセルとそのマウント配置は、これまで５よりも大きなバイパス 比を有するダクトファンエンジンに特に適用し、また、好適な実施例を航空機の 下に吊り下げられるエンジンとして説明してきた。しかしながら、本発明はまた 、別の配置の５以下のバイパス比エンジンについても適用でき、また、上記航空 機の主要構造の別位置にも利用されるエンジンについても適用できる。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 セルフォース，スティーヴン ティー. アメリカ合衆国，マサチューセッツ 02144，ソマーヴィル，ヒルスデール ロ ード 111 (72)発明者 ロフレッド，コンスタンティーノ ヴィ ー. アメリカ合衆国，コネチカット 06111, ニューイントン，フォレスト ドライヴ 169 (72)発明者 ドゥエスラー，ポール ダブリュー. アメリカ合衆国，コネチカット 06040, マンチェスター，アーバン ロード 40

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． コアケースによって境界が画成されたコア領域を備え、該コアケース内部 においてコアカウルと、前記コア領域に連結されるとともに、これと同心とされ 、かつ、前記コア領域よりも大径であり、ファンケースによって境界が画成され 、その下流側においてファンダクト外側壁を有しているファン領域と、を有し、 前記ファンダクト外側壁及び前記コアカウルが軸方向に、かつ、ファンフロース トリームを実質的に軸方向に導くためのファンダクト排出面まで延びたファンダ クトを画成する航空機用ダクトファンエンジンを航空機に搭載するためのナセル 及びその取り付け配置であって、 前記航空機外側の主要構造体に固定され、かつ、前記エンジンが取り付けられ るようになったパイロンと、 このパイロンと一体となって前記ファンケース及び前記コアケースを経由しな い負荷経路を画成するナセルと、を有し、前記ナセルにナセルエーロダイナミッ ク力が加えられる場合には、実質的にそのすべての力を前記ファンケース及び前 記コアケースを経由して前記ナセルから前記パイロンへと伝達させずに、前記ナ セルから前記パイロンへと直接伝達させるようになっていることを特徴とするナ セル及びその取り付け配置。 ２． 前記ナセルと前記ファンケースの間にわたって延び、前記ファンケースに は前記ナセルエーロダイナミック力の主要部分を伝達させることなく、前記ファ ンケースに対する前記ナセルの変形を適 正化させるようになった周方向に延びたフレキシブルシールをさらに有すること を特徴とする請求項１に記載のナセル及びその取り付け配置。 ３． 前記パイロンは、 前記航空機に取り付けられたパイロンビームと、 前記パイロンビームから前記ファンフローストリームを横切り、かつ、前記コ アカウルの径方向内側にあるエンジンマウントビームにまで延びたサブパイロン を有しており、前記エンジンマウントビームは、少なくとも後部リンクセットに 連結されていて、この後部リンクセットは前記エンジンから前記エンジンマウン トビームへと垂直方向力及び横方向力を伝達しており、前部リンクセットは、垂 直方向反作用力と、水平方向反作用力と、トルク反作用力とを、前記エンジンか ら前記マウントビームへと伝達していることを特徴とする請求項１に記載のナセ ル及びその取り付け配置。 ４． 前記サブパイロンは、前記ファンダクト排出面の前方にあるファンダクト 内に完全に収容されていることを特徴とする請求項３に記載のナセル及びその取 り付け配置。 ５． 前記パイロンビームは、前記ファンフローストリームの径方向外側に配設 されていることを特徴とする請求項３に記載のナセル及びその取り付け配置。 ６． 前記パイロンビーム及び前記ナセルは、前記パイロンと前記サブパイロン の連結領域の長手方向軸外側において分離自在となったジョイントで一体とされ ていることを特徴とする請求項３に記載のナセル及びその取り付け配置。 ７． 前記パイロンビーム及び前記ナセルは一体とされていることを特徴とする 請求項３に記載のナセル及びその取り付け配置。 ８． 前記パイロンビームは、前記パイロンビームと前記サブパイロンの連結部 領域の外側のパーティショニングジョイントにおいて互いに分離自在に連結され た少なくとも２つのモジュールから構成されていることを特徴とする請求項３に 記載のナセル及びその取り付け配置。 ９． 前記ナセルは、 上部中間カウルセグメントと下部中間カウルセグメントを備え、それぞれのセ グメントは、前記ファンケースを取り囲んで概ね１８０°周方向に延び、かつ、 実質的に軸方向の境界に沿って別々に連結されている中間カウルと、 前記中間カウルの前部において、これに連結され、かつ、周方向に連続したイ ンレットと、を有していることを特徴とする請求項１に記載のナセル及びそ取り 付け配置。 １０． 前記下部中間カウルセグメントは、２つのサブセグメント を有し、それぞれのサブセグメントが、前記上部中間ナセルセグメントにヒンジ 止めされていることを特徴とする請求項８に記載のナセル及びその取り付け配置 。 １１． 前記ナセルは、さらに、 前記ファンケースと実質的に同軸に延び、かつ、周方向に概ね１８０°延びた 上部ファンケースカウルと、前記上部ファンケースカウルの前方において、これ に取り付けられ、上部ファンケースカウルと同心に周方向に延びている上部ファ ンカウルと、 インレット部分及びこのインレット部分と一体となった下部ファンケースカウ ル部分を有する概ね１８０°にわたって延びた下部ファンカウルと、を有し、前 記上部カウル及び前記下部ファンカウルは、軸方向境界に沿って分離自在に連結 されていることを特徴とする請求項１に記載のナセル及び取り付け配置。