JPS5917263B2 - ガスタ−ビンエンジンナセル - Google Patents

ガスタ−ビンエンジンナセル

Info

Publication number
JPS5917263B2
JPS5917263B2 JP50133124A JP13312475A JPS5917263B2 JP S5917263 B2 JPS5917263 B2 JP S5917263B2 JP 50133124 A JP50133124 A JP 50133124A JP 13312475 A JP13312475 A JP 13312475A JP S5917263 B2 JPS5917263 B2 JP S5917263B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
hoops
engine
pair
nacelle
core engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired
Application number
JP50133124A
Other languages
English (en)
Other versions
JPS51101617A (ja
Inventor
ポール アダムソン アーサー
リーロイ ストツトラー ジユニア チヤールズ
フアーレイ サーギツソン ドナルド
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPS51101617A publication Critical patent/JPS51101617A/ja
Publication of JPS5917263B2 publication Critical patent/JPS5917263B2/ja
Expired legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/685—Inducing localised fluid recirculation in the stator-rotor interface
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T137/00—Fluid handling
    • Y10T137/0536—Highspeed fluid intake means [e.g., jet engine intake]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジンに関し、特にガスタービ
ンエンジン用ナセルに関する。
航空気に動力を与えるジェットエンジンは、空気力学的
全抗力を減らし且つエンジン性能を高めるためエンジン
を囲むナセル又は他の流線形構造体を備える。
大径ガスターボファンエンジンの出現と共に、ファンを
囲む所要ナセル構造体は次第に重さを増すようになり、
その結果、航空機の重量が増しそして航続距離が減るこ
とになる。
この問題は欠のような不利な事実、すなわち、ナセルハ
非常ニ大きく且つ重いので今日の比較的軽量のガスター
ビンエンジンによって支持されえないという事実を伴な
う。
それゆえ、ナセルはエンジンと同様に航空機のパイロン
から懸架される。
したがって、ナセルとエンジンには、軽量の一体化され
たエンジンとナセルを用いれば除去しつるような過剰構
造部分が存在する。
典型的な場合、ガスターボファンエンジンでは、ファン
がコアエンジンの前方に設置され、エンジンのタービン
部によって連結軸を介して回転自在に駆動される。
このファンはコアエンジンの周囲に多量の空気を通すニ
役立ち、これによりエンジンの全推力を高める。
コアエンジンをバイパスする上記の多量の空気（しばし
ば、コアエンジンによって吸引される空気の量の数倍の
空気）は環状のファンバイパスダクトを通って流れる。
ファンバイパスダクトはたとえば、コアエンジンおよび
環状域の内壁からなる関連ノ・ウジング（またはコアナ
セル）によって少なくとも部分的に画成される。
外壁は部分的にエンジン構造体によって画成されるが、
主としてファンナセルによン って画成される。
ファンナセルは前述のごとくパイロンまたは航空機の翼
によって支持される。
ファンバイパスダクトの限定された軸方向範囲を囲むシ
ュラウドまたはリングが設けられ、このシュラウドは空
気力学的に整形された支柱部材を介してコアエンジンに
連結される。
このウェブ構造体は通常ファンフレームとして知られて
いる。
前述の支柱に加えて、１段の案内羽根が環状域を横切っ
て配設され、ファンから出る流れから角運動量を除き、
これによって軸方向推力を高める。
上記の支柱はシュラウド用の荷重支承構造体として役立
ち、他方案内羽根は空気力学的な荷重だけを受ける。
支柱と案内羽根を一体化すれば、過剰な構造部分が無く
なり、重さが減少する。
ファンナセルはファンフレームとシュラウドを囲み、そ
して環状ファンバイパス流路の残部を画成し、またエン
ジンのための外側流線形包絡面を画成する。
それゆえ、過剰構造部分は支柱と案内羽根に存在し、ま
た、パイロンからエンジンおよびナセルからパイロンに
至る構造体にも存在する。
加えて、航空機エンジンの取りはずしは、現在、エンジ
ンへの接近のためにナセルの［アンハトニング（ｕｎｂ
ｕｔｔｏｎｉｎｇ ） Ｊを必要とする。
コレハナセルが本発明と同じ譲受人に譲渡されたジョン
ソン等の米国特許第３５４１７９４号に例示されるよう
な分割型のナセルである場合ですらもしばしばやっかい
な方法である。
エンジンとナセルを一体化すれば、この方法は簡単にな
り、そしてパイロンの所でエンジンをその外部において
切り離すことが比較的簡単になる。
ナセルとエンジンが一体でないことからさらに別の一層
基本的な問題が生じる。
それは、多様な構成部品の設計に対する責任がしばしば
相異なる複数の製造会社に存するので、ナセルとエンジ
ンの空気力学的に最も効率の良い整合が、個別の構造的
配慮の無視によって達成されないという問題である。
エンジンとナセルの一体化はエンジン効率を最適にし、
かくて、前述の重量削減の可能性により達成しつる性能
向上に加えてさらに一段の性能向上が可能となる。
それゆえ、航空機エンジン製造会社が直面する問題は、
重量削減と空気力学的整合の改良を通じて全体性能を高
めるようなエンジン構造体と一体の軽量ナセルな提供す
ることである。
したがって、本発明の目的は、現在のガスタービンエン
ジンとナセルのシステムに存在する過剰な構造部分を除
いたナセルを提供し更にガスタービンエンジンと一体化
することで装置重量ヲ減らスコとで航空機性能を高める
ことである。
併合発明の目的は上記目的の他に航空機等から単一のユ
ニットとして取りはずしつる一体化されたエンジンとナ
セルを提供することである。
上記およびその他の目的および利点は、以下の例示的な
詳述から一層明らかとなろう。
本発明の概要を述べると、上記の目的は次のようにして
達成される。
軽量の複合材料を独得の構造的関係に組合わせることに
よって、ナセル構造体はエンジンによって全体的に支持
される。
その支持構造体はガスタービンエンジンの一体的構造体
である。
エンジンおよびナセル構造体の一体化の結果として、余
分な構造部分が除去される。
さらに、ナセルの内面は環状ファンバイパスダクトの外
側流路壁面となるような空気力学的な輪郭を有しつる。
また、多層構造であるが均一厚さのナセルの半径方向外
面はエンジンの流線形包絡面として役立つ。
ナセル支持構造体とナセル自体の合体はまた、両者が単
一の剛性体を形成するので、その組立体の剛性を高める
。
添付の全図にわたって、同符号は同要素を示す。
第１図において、本発明によるエンジンを総括的に符号
１０で示す。
このエンジンは概して、コアエンジン１２と、１段のフ
ァン動翼１５を含むファン組立体１４と、軸１８によっ
てファン組立体１４に連結されるファンタービン１６と
からなるものと考えてよい。
コアエンジン１２はロータ２２を有する軸流圧縮機２０
を含む。
空気は入口２４にはいり、まずファン組立体１４によっ
て圧縮される。
この圧縮空気の第１部分は、コアエンジン１２とそれを
囲むファンナセル２８によって部分的に画成されたファ
ンバイパスダク）２６に流入し、そしてファンノズル３
０から流出する。
上記圧縮空気の第２部分は入口３２に流入し、軸流圧縮
機２０によってさらに圧縮された後、燃焼器３４に達し
、そこで燃料が燃焼し、かくて高エネルギ燃焼ガスが発
生してタービン３６を駆動する。
タービン３６はガスタービンエンジンの通常の方法で軸
３８を介してロータ２２を駆動する。
高渦燃焼ガスは次にファンタービン１６に達してそれを
駆動し、ファンタービン１６はファン組立体１４を駆動
する。
ファン組立体１４によって空気がファンノ檜パスダクト
２６からファンノズル３０を通って噴出する。
この空気の噴出と、プラグ４２によって部分的に画成さ
れるコアエンジンノズ、ｔ１／４Ｑからの燃焼ガスの噴
出とによって推進力が得られる。
以上の説明は今日の多くのガスタービンエンジンの代表
的な説明であって、本発明を限定するものではない。
以下の説明から明らかになるように、本発明は任意のガ
スタービンエンジンに適用しつるもので、ターボファン
型のガスタービンエンジンに必ずしも限定されるもので
はない。
したがって、第１図に示すエンジンの働きに関する以上
の説明は一遍用例の説明に過ぎない。
第１図に示す本発明の詳細な説明をさらに続けると、図
示のごとく、エンジン１０は総括的に４４で示すパイロ
ンから懸架され、パイロン４４ハ、例えハ、トラス構造
体４８によって航空機翼４６からそれと一体に懸架され
る。
パイロン４４は、総括的に５０で示す航空機補機を内蔵
する。
また、総括的に５０で示す重要なエンジン補機は、第３
図に明示のごとくエンジン金属構造体の一体部分である
が、パイロン４４のポケット５１内に存スる。
エンジン１０をパイロン４４と航空機補機５０から分離
するため適当な切離し手段が設けられる。
これらの補機は軸５２によるコアエンジン１２との連結
によって駆動される。
補機への接近はパイロンドア５３（第４図）によつ゛て
可能である。
エンジン１０は推力マウント組立体５４にヨッテハイロ
ン４４に装着される。
このマウント組立体については後に詳述する。
第２図は、第１図に示す本発明の一体化ナセルの形状を
詳細に示す。
ナセル２８は、実質的に筒形のシュラウドのようなシュ
ラウド装置５６を含み、このシュラウドはファン動翼１
５とコアエンジン１２の一部を包囲する。
シュラウド５６は内壁６０と外壁６２の間に介在するハ
ココム形のコア５８からなる。
必要ではないが音響的に望ましいことは、当業者に周知
のごとく、エンジンを通る原動流体と上記の区画式ハニ
コムコアとの間に流体の連通をもたらすよう内壁６０に
多孔を設けることである。
さらに、やはり、当業者に周知のごとく、原動流体と連
通ずるハニコムコア５８の深さを、個別の音響振動数に
そのシステムを「同調」させるよう調整するため中間壁
６４を設けつる。
また、シュラウド５６には、ファン動翼１５のまわりに
周方向の摩耗可能挿入物６６が埋込まれている。
この挿入物６６は、ファン動翼とこすり合う場合に摩耗
可能な表面を有する。
（ファン組立体は固定ピッチ型の動翼と同様に可変ピッ
チ型の動翼を含みつるということに留意されたい。
）挿入物６６は摩耗可能表面の面積（したがって、ファ
ン動翼にかかる摩擦力）を減らすみぞ６８を備えうる。
みぞ６８はまたファンの空力性能を高める。
加えて、収納リング７０が摩耗挿入体６６とハニコムコ
ア５８との間に介在する。
図示の好適実施例はコア構造体５８としてハニコム構造
体を包含するが、内壁６０と外壁６２を有するかまたは
有しない実質的に固体構造のシュラウドを設けることも
本発明の範囲内にある。
第１連続外側フーグγ２と、それと類似の軸方向に隔た
る第２外側フープＴ４がコアエンジン１２を包囲する。
これらのフープは、フランジ付キプレース１６〜８０と
アングルプレース８２〜８６によって壁６０〜６４に固
定される。
外側フープ７２．７４は一体の単一材料からも形成可能
であり、この場合はプレース７６〜８６が不要となる。
また、２個だけの外側フープ７２．７４が図示されてい
るが、特定の設計基準によって１個以上設けることも本
発明の範囲内にある。
第２図から明らかな様に、フープ７２．７４並びに壁６
２．６４は結合されて環状の外側トーション・ボックス
（ｔｏｒｑｕｅ ｂｏｘ ）構造を形成し、他方、フー
プ７２，７４は壁６０，６４と協同して、結合された環
状の内側トーション・ボックス構造を形成する。
壁並びにフープに固定されたプレース７６．７８，８０
．８２，８４及び８６により、予期する全ての荷重にお
いて、トーション・ボックスの変形が生じないための必
要なせん断結合（５ｈｅａｒｃｏｎｎｅｃｔｉｏｎ ）
が提供される。
これ等のトーション・ボックスは、シュラウド５６の自
重に関連して生ずる曲げモーメント並びに入口２４より
流入する空気によってシュラウド５６に生スる空気力学
的荷重をフープ７２．７４に、そして最終的には、後に
詳述する支柱１０６，１０８を介してコアエンジンに伝
達する。
即ち、壁６０゜６２．６４はフープ７２，７４に円周方
向支持を与える荷重支承壁であり、その荷重は結局コア
エンジン１２により支えられる。
中間壁６４は、既に述べた様にハニコムコア５８の中間
部の深さを調整するため設けられる。
従って、この壁を荷重支承壁としても利用することは便
利であるが、いくつかの用途では、中間壁及び内側トー
ション・ボックス構造が不要となることが明らかである
。
第２図と第４図では、新規なナセル形状の詳細がさらに
明示されている。
図から明らかなように、ナセ／Ｌ／２８はコアエンジン
１２を囲む外側フープ１２を有して、荷馬車の車輪に似
ている。
外側フープ７２．７４と同軸的な内側フープ８８． ９
０がコアエンジン内に配設され、ナセル２８をボルト９
４等によって静止コア構造体９２に取付ける手段として
役立つ。
内側フープ８８．９０はまたコアエンジン１２の剛性を
高める。
外側フープと内側フープの間の半径方向位置罠中間フー
プが存する。
図では２個の中間フープ、すなわち軸方向前方フープ９
６と軸方向後方フープ９８が示されている。
これらのフープはたとえば分流体１００（第２図）の内
部にあって剛性の向上に役立つ。
分流体１００はファン原動流体をバイパス部分２６と、
入口３２に流入するコア部分とに分けるに役立つ。
分流体とコアエンジン構造体の剛性を高めるために別の
１対の内側フープ９９と中間フープ１０１が設けられて
いる。
内側支柱１０２，１０４のようなウェブ装置がそれぞれ
の内側および中間フープと一体に形成され、両フープ間
に延在する。
同様に、外側支柱１０６．１０８のような別のウェブ装
置がそれぞれの中間および外側フープと一体に形成され
、両フープ間に延在する。
シース１１０，１１２が内側支柱１０２，１０４と外側
支柱１０６．１０８を包囲して、これらの支柱に空力的
輪郭を与える。
シース１１０，１１２は、反りや食い違い等の特性を有
する翼形輪郭を有するように形成されつる。
第２図に示すように、外側支柱１０６，１０８はそれら
を通過する原動流体を適当に方向づける案内羽根の機能
を果たすような輪郭な有する。
内側支柱１０２．１０４と外側支柱１０６，１０８の数
は同じである必要はなく、第４図のシース付き外側支柱
は図解的に示されたに過ぎない。
というのは、代表的な１段の案内羽根の剛率をもたらす
には図示の支柱数よりかなり多数の支柱が必要となるは
ずだからである。
実質的に、一体化された車輪状ナセルフレーム構造体は
ナセル２８を全体的にコアエンジン１２上に支持するよ
うに設けられる。
換言すれば、一体に結合されたトラスはナセルの主要な
荷重支承構造を含むものとして形成される。
この一体化構造体は軽量の高強度複合材料で作られるの
が好まし、・。
代替的に、その構造体の少なくとも一部分、例えば支柱
１０２〜１０８を、接着された積層複合フィラメントで
作ることも可能である。
ファンナセル２８はさらに、整形リップ１１６（第１図
）な有する入口ダクト１１４を含む。
このダクトはシュラウド５６から懸架され、それと一体
または着脱自在に形成されつる。
第３図に仮想線で示すようにファン組立体１４への接近
が容易例なるよう入口ダクトを振り出すことを可能にす
るため連結用ヒンジ１１８を設げうる。
代替的に、公知型の急速解放ファスナを用いるか、ある
いはヒンジ１１８をナセル外周の別の位置に設けること
も可能である。
また、総括的に１２０で示す排気ダクトをシュラウド５
６の軸方向後端に装着する。
第２． ３． ５図はヒンジ型の排気ダクトを例示する
。
このダクトにＱ払シュラウド５６と一体に形成された後
方突出背柱１２２が加えられており、この背柱にナセル
ドア１２４，１２６がそれぞれヒンジ１２８，１３０に
よって止められている。
これらのドアはシュラウド５６に、それぞれに形成され
た突起部１３２とみぞ１３４（第２図）のような手段の
協働によって固定される。
シール１３６が、協働する突起部１３２とみぞ１３４に
よって形成される継目を通る原動流体の流れを阻止する
よう設けられる。
仮想線（第５図）で示す状態でコアエンジン１２に接近
しつる。
−図示してないが、コアエンジン１２はまたヒンジ型ま
たは分割型のナセル１３８を備える。
第１図において、入口ダクト１１４と排気ダクト１２０
は軽量の高強度複合材料で形成されたものが好適である
。
当業者に周知の種類の防音処理１３５を、入口ダクトと
出口ダクトのそれぞれによって部分的に形成されたファ
ンバイパスダクト外面１３γに施しうる。
第１図に示すように、防音処理１３５は、少なくとも部
分的に、ノ・ニコムのようなフル・デプス（ｆｕｌｌ
ｄｅｐｔｈ ）防音材料を用いた処理でよい。
防音材料がダクト壁内に一体的に形成されそして、符号
１３５で示すように、それ自体適当な荷重支承能力をも
ちつるよう、すぐれた複合材料の使用が望ましい。
このような荷重支承用フルデプス防音構造体は、複合材
料で作られた場合、重量削減に大いに役立つ。
ファンナセル内面１３７（ファンバイパスダクト外側流
路を形成する面）とナセル外面１３９は、最も効率の良
い形状を有するよう空力的に整形されつる。
第３図は一体化ナセル２８全体と、それを典型的な航空
機パイロン４４から取りはずす仕方とを示す略図である
。
トラス構造体４８は前側パイロンマウント１４０を含み
、このマウントはエンジンバンガー１４２とのピンまた
はボルト連結によってエンジンを部分的に支持する。
他方、推力に対する支持は推力マウント組立体５４によ
ってなされる。
後側パイロンマウント１４４は推力ロット１４８によっ
て前側エンジンマウント１４６１Ｃ作動的に連結され、
エンジンマウント１４６は中間フープ９８と一体に形成
される。
同様のエンジンマウント（図示せず）がエンジンの他の
側ニ設げられ、推力ロット１５０によって後側パイロン
マウント１４４に連結される。
ピン１５２（第２図）はエンジンマウント１４６と推力
ロット１４８の連結を容易にする。
後側パイロンマウ／）１４４ハサらにバンガー１５６を
介して後側エンジンマウント１５４（第１図）に連結さ
れる。
パイロンマウント１４０，１４４における公知の型の簡
単な切離し手段が、一体化されたエンジンとナセル全体
の取りはすしを可能にし、その際、プルシャフト５２が
パイロン４４内に残存するエンジン補機５０から離れる
。
かくて本発明は、最初にナセルをガスタービンエンジン
て取付け、次にエンジンを航空機のような乗物に取付け
る段階を含むガスタービンエンジンを乗物に取付ける簡
単な方法を提供する。
逆に、ナセルを航空機に懸架し、次にエンジンをナセル
で支持することも可能である。
当業者に明らかなように、上述のナセルに対し本発明の
概念を逸脱することなく多様な改変が可能である。
たとえば、用途によっては、入口ダクト１１４が排気ダ
クト１２０をシュラウド５６からではなく実質的にパイ
ロン４４から懸架することが適切かもしれない。
また、ファンまたはバイパスダクトが無いターボジェッ
トに本発明を適用する場合、中間リング９６．９８を除
いて内側リング８８．９０と外側リング７２．７４を一
体のスポーク付き構造体によって直接連結することが可
能であろう。
この場合、ナセルは実質的にコアエンジンナセルからな
る。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明によるガスタービンエンジンの略図、第
２図は第１図のエンジンの一部分の拡大断面図で、本発
明の一部分を詳細に示す図である。 第３図は本発明によるエンジンを代表的な航空機パイロ
ンから取りはずす仕方を示す略図、第４図は第１図の線
４−４にそう本発明実施例の断面図、第５図は第４図に
類似の図で第１図の線５−５にそう断面図である。 １２：コアエンジン、２８：ナセル、４４：パイロン、
５１：ポケット、５６：シュラウド、γ２゜７４・外側
フープ、８８．９０：内側フープ、９６゜９８：中間フ
ープ、１０２，１０４：内側支柱、１０６．１０８：外
側支柱、１１０，１１２：シース、１１４：入口ダクト
、１１６：リング、１１８：ヒンジ、１２０：排気ダク
ト、１２２：背柱、１２８，１３０：ヒンジ。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 人口と出口とを有するファンバイパス環状流路と、
    この環状流路と連通ずる入口ダクトを有スるコアエンジ
    ンと、ナセルとを含み、このナセルは、対をなして軸方
    向に相隔る外側および内側の同心環状複合材料フープと
    、各対のフープの軸方向前側のものを一緒に固定的に結
    合しそしてさらに各対のフープの軸方向後ろ側のものを
    一緒に結合する複合材料フィラメント構造のウェブ手段
    とを含み、前記ｌ対の内側フープは前記コアエンジン入
    口ダクトの半径方向内方において前記コアエンジン内に
    配置されかつそれに取付けられ、前記ナセルはまた、そ
    れぞれ前記環状流路とガスターボファンエンジンの外側
    輪郭とを部分的に画成するように前記１対の外側フープ
    間において両外側フープに接合される複合材料フィラメ
    ント構造の内壁および外壁を含み、前記１対の外側フー
    プと前記内外両壁は、曲げモーメントを両壁から前記ウ
    ェブ手段を介して前記コアエンジンに伝達するための１
    個のトーション・ボックスを形成するようにせん断継手
    で接合されている、ガスターボファンエンジン。 ２ 人口と出口とを有するファンバイパス環状流路と、
    この環状流路と連通ずる入口ダクトを有するコアエンジ
    ンと、ナセルとヲ含み、このナセルは、対をなして軸方
    向に相隔る外側および内側の同心環状複合材料フープと
    、各対のフープの軸方向前側のものを一緒に固定的に結
    合しそしてさらに各対のフープの軸方向後ろ側のものを
    一緒に結合する複合材料フィラメント構造のウェブ手段
    とを含み、前記１対の内側フープは前記コアエンジン入
    口ダクトの半径方向内方においてコアエンジン内に配置
    されかつそれに取付げられ、前記ナセルはまた、それぞ
    れ前記環状流路とガスターボファンエンジンの外側輪郭
    とを部分的に画成するように前記１対の外側フープ間に
    おいて両外側フープに接合される複合材料フィラメント
    構造の内壁および外壁と、両壁間に設けられそして前記
    １対の外側フープ間に軸方向に延在しかつ両外側フープ
    に接合された複合材料フィラメント構造の中間壁とを含
    み、前記１対の外側フープと前記内外両壁と前記中間壁
    は、曲げモーメントを前記諸壁から前記ウェブ手段を介
    して前記コアエンジンに伝達するための１対の同心環状
    の内側および外側トーション・ボックスを形成するよう
    にせん断継手で接合されている、ガスターボファンエン
    ジン。 ３ 人口と出口とを有するファンバイパス環状流路と、
    この環状流路と連通する入口ダクトを有するコアエンジ
    ンと、ナセルとを含み、このナセルは、対をなして軸方
    向に相隔る外側、中間および内側の同心環状複合材料フ
    ープと、各対のフープの軸方向前側のものを一緒に固定
    的に結合しそしてさらに各対のフープの軸方向後ろ側の
    ものを一緒に結合する複合材料フィラメント構造のウェ
    ブ手段とを含み、前記１対の内側フープは前記コアエン
    ジン入口ダクトの半径方向内方において前記コアエンジ
    ン内に配置されかつそれに取付けられ、前記１対の中間
    フープは前記コアエンジン内に配置されかつ実質的に前
    記環状流路と前記コアエンジン入口ダクトとの間に延在
    し、前記ナセルはまた、それぞれ前記環状流路とガスタ
    ーボファンエンジンの外側輪郭とを部分的に画成するよ
    うに前記１対の外側フープ間において両外側フープに接
    合される複合材料フィラメント構造の内壁および外壁と
    、両壁間に設げられそして前記１対の外側フープ間に軸
    方向に延在しかつ両外側フープに接合された複合材料フ
    ィラメント構造の中間壁とを含み、前記１対の外側フー
    プと前記内外両壁と前記中間壁は、曲げモーメントを前
    記路壁から前記ウェブ手段を介して前記コアエンジンに
    伝達するための１対の同心環状の内側および外側トーシ
    ョン・ボックスを形成するようにせん断継手で接合され
    、前記ナセルはまた、両トーション・ボックス内におい
    て接合された複合材料コア材料を含む、ガスターボファ
    ンエンジン。 ４ パイロンと、ガスターボファンエンジンと、装着手
    段とからなり、前記ガスターボファンエンジンは、原動
    流体を圧縮するためにファン段を回転駆動するコアエン
    ジンと、前記コアエンジンを略包囲−するファンバイパ
    ス環状流路と、このバイパス流路と連通ずるコアエンジ
    ン入口ダクトと、ファン原動流体をバイパス部分とコア
    エンジン部分とに分割する分流体゛と、複合材料フィラ
    メントを結合した構造の概して同心の内側および外側フ
    ープ手段を有する一体複合材料フレームとを含み、前記
    内側および外側フープ手段は、それらに接合された複合
    材料フィラメント構造の複数の概して半径方向に延在す
    るウェブ手段によって相互に連結され、前記内側フープ
    手段は実質的に前記分流体の内外両側間に延在しそして
    前記外側フープ手段はそれに接合された複合材料フィラ
    メント構造の内壁および外壁間に介在し、前記内壁は前
    記ターボファンエンジンの外側空力輪郭を画成し、前記
    内外両壁と前記外側フープ手段は、前記ウェブ手段を介
    して前記内側フープ手段と離隔関係にあるように全体的
    に支持されたシュラウドを形成し、前記装着手段は前記
    内側フープ手段を前記パイロンに連結スる、ガスターボ
    ファンエンジン。
JP50133124A 1974-11-08 1975-11-07 ガスタ−ビンエンジンナセル Expired JPS5917263B2 (ja)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US52210874A 1974-11-08 1974-11-08

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS51101617A JPS51101617A (ja) 1976-09-08
JPS5917263B2 true JPS5917263B2 (ja) 1984-04-20

Family

ID=24079502

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP50133124A Expired JPS5917263B2 (ja) 1974-11-08 1975-11-07 ガスタ−ビンエンジンナセル

Country Status (6)

Country Link
US (1) US4132069A (ja)
JP (1) JPS5917263B2 (ja)
DE (1) DE2549549C2 (ja)
FR (1) FR2290350A1 (ja)
GB (1) GB1533551A (ja)
IT (1) IT1048656B (ja)

Families Citing this family (52)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4371133A (en) * 1979-05-01 1983-02-01 Edgley Aircraft Limited Ducted propeller aircraft
GB2061389B (en) * 1979-10-23 1983-05-18 Rolls Royce Rod installation for a gas turbine engine
FR2470269A1 (fr) * 1979-11-27 1981-05-29 Snecma Structure de retention pour carter de compresseur d'une turbomachine
DE3105332A1 (de) * 1980-02-16 1982-01-28 British Aerospace Public Ltd. Co., London Gehaeuse fuer ein flugzeugtriebwerk
CA1158563A (en) * 1981-01-27 1983-12-13 Ulo Okapuu Circumferentially grooved shroud liner
EP0129546B1 (en) * 1982-12-27 1986-06-18 The Boeing Company Inlet cowl attachment for jet engine
US4793770A (en) * 1987-08-06 1988-12-27 General Electric Company Gas turbine engine frame assembly
GB8822798D0 (en) * 1988-09-28 1988-11-02 Short Brothers Ltd Ducted fan turbine engine
CA2021087A1 (en) * 1989-09-07 1991-03-08 Eugene J. Antuna Ultra high bypass engine integrated fan/cowl and transportation/removal
US5369954A (en) * 1991-04-22 1994-12-06 General Electric Company Turbofan engine bypass and exhaust system
US5224341A (en) * 1992-01-06 1993-07-06 United Technologies Corporation Separable fan strut for a gas turbofan powerplant
US5226789A (en) * 1991-05-13 1993-07-13 General Electric Company Composite fan stator assembly
FR2676707B1 (fr) * 1991-05-23 1993-08-13 Snecma Nacelle pour suspendre sous l'aile d'un avion un groupe turboreacteur du type a double flux.
US5222360A (en) * 1991-10-30 1993-06-29 General Electric Company Apparatus for removably attaching a core frame to a vane frame with a stable mid ring
US5205513A (en) * 1991-09-26 1993-04-27 General Electric Company Method and system for the removal of large turbine engines
US5239822A (en) * 1992-01-14 1993-08-31 The Boeing Company Composite structure for thrust reverser torque box
US5524847A (en) * 1993-09-07 1996-06-11 United Technologies Corporation Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine
US5467941A (en) * 1993-12-30 1995-11-21 The Boeing Company Pylon and engine installation for ultra-high by-pass turbo-fan engines
JP3599342B2 (ja) * 1994-10-18 2004-12-08 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 航空機エンジンのためのナセル及びその取り付け配置
FR2731049B1 (fr) * 1995-02-28 1997-05-09 Aerospatiale Dispositif de fixation d'une bouche d'entree d'air sur un reacteur et reacteur comportant un tel dispositif
GB9723022D0 (en) * 1997-11-01 1998-01-07 Rolls Royce Plc Gas turbine apparatus
FR2771330B1 (fr) * 1997-11-26 2004-02-27 Aerospatiale Procede de fabrication d'un panneau composite monolithique articule avec des moyens raidisseurs integres, panneau articule obtenu et capot articule dans un aeronef
DE19822319C2 (de) * 1998-05-19 2000-06-15 Daimler Chrysler Aerospace Mit mindestens vier Triebwerken ausgerüstetes Flugzeug
CA2533425C (en) * 2003-07-29 2012-09-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan case and method of making
US7370467B2 (en) * 2003-07-29 2008-05-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan case and method of making
SE528006C2 (sv) * 2004-12-23 2006-08-01 Volvo Aero Corp Statisk gasturbinkomponent och förfarande för reparation av en sådan komponent
SE528948C2 (sv) * 2004-12-23 2007-03-20 Volvo Aero Corp Ringformad vridstyv statisk komponent för en flygplansmotor
FR2891244B1 (fr) * 2005-09-26 2009-04-03 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
GB0608983D0 (en) * 2006-05-06 2006-06-14 Rolls Royce Plc Aeroengine mount
FR2903666B1 (fr) * 2006-07-11 2008-10-10 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant un capotage aerodynamique de jonction monte sur deux elements distincts
US7797946B2 (en) * 2006-12-06 2010-09-21 United Technologies Corporation Double U design for mid-turbine frame struts
US20080159851A1 (en) * 2006-12-29 2008-07-03 Thomas Ory Moniz Guide Vane and Method of Fabricating the Same
US20080258016A1 (en) * 2007-04-23 2008-10-23 Gukeisen Robert L Nacelle assembly without lower bi-fi splitter
US8206102B2 (en) 2007-08-16 2012-06-26 United Technologies Corporation Attachment interface for a gas turbine engine composite duct structure
FR2925121B1 (fr) * 2007-12-18 2014-07-04 Snecma Carter intermediaire pour turboreacteur d'aeronef a conception amelioree
US8739548B2 (en) * 2007-12-20 2014-06-03 United Technologies Corporation Sliding ramp nozzle system for a gas turbine engine
US8438859B2 (en) * 2008-01-08 2013-05-14 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Integrated bypass engine structure
GB2468485A (en) * 2009-03-09 2010-09-15 Aircelle Ltd Turbine engine support arm
US8398018B2 (en) * 2009-11-27 2013-03-19 Rohr, Inc. Fan cowl support for a turbo fan engine
FR2961788B1 (fr) * 2010-06-29 2012-06-15 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur
GB2483060B (en) 2010-08-23 2013-05-15 Rolls Royce Plc A turbomachine casing assembly
US10605167B2 (en) 2011-04-15 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
US8360714B2 (en) 2011-04-15 2013-01-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
US8366385B2 (en) 2011-04-15 2013-02-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
US9828105B2 (en) 2011-08-24 2017-11-28 United Technologies Corporation Nacelle assembly having integrated afterbody mount case
GB201121971D0 (en) * 2011-12-21 2012-02-01 Rolls Royce Deutschland & Co Kg Accessory mounting for a gas turbine
FR2988777B1 (fr) * 2012-03-29 2014-04-25 Snecma Propulsion Solide Integration de pieces d'arriere-corps de moteur aeronautique
GB2519149A (en) * 2013-10-11 2015-04-15 Reaction Engines Ltd Ducts for engines
DE102014208923B4 (de) 2014-05-12 2017-10-19 Technische Universität Dresden Verfahren zur Verbindung eines Triebwerk-Gehäuseelements aus Faserverbundmaterial mit einem metallischen Anschlusselement
GB201811281D0 (en) * 2018-07-10 2018-08-29 Rolls Royce Plc A geared turbofan bas turbine engine mounting arrangement
RU2729558C1 (ru) * 2019-09-16 2020-08-07 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя
US11535390B2 (en) * 2020-02-28 2022-12-27 Rohr, Inc. Structural panel with integrated coupler

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2849960A (en) * 1954-02-23 1958-09-02 Goulds Pumps Pump construction
US2978209A (en) * 1957-09-02 1961-04-04 Rolls Royce Aircraft gas-turbine power plant installation
US3092393A (en) * 1958-01-20 1963-06-04 Rolls Royce Labyrinth seals
US3166903A (en) * 1962-04-04 1965-01-26 Gen Electric Jet engine structure
GB1003740A (en) * 1964-06-08 1965-09-08 Rolls Royce Helicopter rotor
FR1437906A (fr) * 1964-06-24 1966-05-06 United Aircraft Corp Support de roulement pour turbomachines à gaz
US3540682A (en) * 1964-12-02 1970-11-17 Gen Electric Turbofan type engine frame and support system
US3269118A (en) * 1965-04-28 1966-08-30 United Aircraft Corp Accessory case mounting
GB1077196A (en) * 1966-04-26 1967-07-26 Rolls Royce Air intake duct for a gas turbine engine
US3398535A (en) * 1966-05-25 1968-08-27 Gen Electric Engine supporting structure
US3442442A (en) * 1966-12-02 1969-05-06 Gen Electric Mounting of blades in an axial flow compressor
GB1237532A (en) * 1967-06-24 1971-06-30 Rolls Royce Improvements in turbines and compresser rotors
US3542152A (en) * 1968-04-08 1970-11-24 Gen Electric Sound suppression panel
US3541794A (en) * 1969-04-23 1970-11-24 Gen Electric Bifurcated fan duct thrust reverser
GB1274343A (en) * 1970-02-24 1972-05-17 Rolls Royce Improvements in or relating to acoustic linings
US3769142A (en) * 1970-12-04 1973-10-30 Mc Donnell Douglas Corp Non-woven locked ply composite structure
FR2152362B1 (ja) * 1971-09-07 1974-05-10 Snecma
US3792586A (en) * 1973-01-22 1974-02-19 Avco Corp Bearing assembly systems
US3830058A (en) * 1973-02-26 1974-08-20 Avco Corp Fan engine mounting
US3914494A (en) * 1973-04-03 1975-10-21 Celanese Corp Pervious low density carbon fiber reinforced composite articles
US3910374A (en) * 1974-03-18 1975-10-07 Rohr Industries Inc Low frequency structural acoustic attenuator
US3948346A (en) * 1974-04-02 1976-04-06 Mcdonnell Douglas Corporation Multi-layered acoustic liner

Also Published As

Publication number Publication date
DE2549549A1 (de) 1976-05-13
JPS51101617A (ja) 1976-09-08
GB1533551A (en) 1978-11-29
FR2290350A1 (fr) 1976-06-04
IT1048656B (it) 1980-12-20
US4132069A (en) 1979-01-02
FR2290350B1 (ja) 1982-10-22
DE2549549C2 (de) 1986-07-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS5917263B2 (ja) ガスタ−ビンエンジンナセル
US4055041A (en) Integrated gas turbine engine-nacelle
US7266941B2 (en) Turbofan case and method of making
US7739866B2 (en) Turbofan case and method of making
JP4980221B2 (ja) 軸受支持構造体、及び軸受支持構造体を有するガスタービンエンジン
CA2688780C (en) Monolithic structure for mounting aircraft engine
US8844861B2 (en) Aircraft propulsion system
US5443229A (en) Aircraft gas turbine engine sideways mount
JPS5945559B2 (ja) エンジンの装着装置
JP2008163950A (ja) 案内ベーン及びそれを製作する方法
JPH0689677B2 (ja) 航空機ターボファンエンジン用のカウリング及び分岐ファンダクトアセンブリ
US5105618A (en) Counterrotating fan engine
US9714627B2 (en) Mounting of aircraft propulsion system outer sleeve and inner structure to pylon with distinct hinges
CA2957457A1 (en) Doubler attachment system
US20140294579A1 (en) Composite guide vane
Adamson et al. Integrated gas turbine engine-nacelle
US11753968B2 (en) Nacelle cowling structure for a turbomachine
US20200300118A1 (en) Gas turbine engine bearing support structure
US20140161605A1 (en) Gas turbine structure