JPH06509531A - ガスタービンエンジンのエンジンナセル組立体 - 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】 ガスタービンエンジンのエンジンナセル組立体本発明は、ガスタービンエンジン のエンジンナセル組立体に関する。

ガスタービンエンジンを航空機に取り付ける従来からの共通の方法は、航空機の 翼の下側に取り付けられたパイロンからエンジンを懸架することである。エンジ ンは、空気力学の効率からエンジンナセルに包囲されており、エンジン空気の入 口及び排気出口をそれぞれ収容するためにエンジンナセルの両端部に大きな穴が 設けられている。

典型的にはエンジンは、パイロンに取り付けられており、ナセルはエンジンまた はパイロンに直接取り付けられている。双方の構成において、エンジンナセルの 入口及び最終的なノズルの部分は、エンジンに直接取り付けられている。これは 、エンジンケーシングに負荷を加えることになり、この負荷は、正常なエンジン の動作から生じる負荷に追加される。その結果、エンジンのケーシングを丈夫に 製造しなければならず、従って、他の場合に比べて重くなる。

英国特許ＧＢ２０４６１９３Ａ号において、エンジンナセルが収容するエンジン テはなく、エンジンナセルがエンジンの空気入口及び排気装置を支持するガスタ ービンエンジンの設定が開示されている。このエンジンナセルは、上方及び下方 の部分に分割され、その双方がエンジンを支持する。下方のエンジンナセル部分 は、エンジンへの接近を行うように上方部分から離れるように旋回するようにな っている。しかしながら、これを達成するために、下方のエンジンカバーの部分 とエンジンとの間の相互接続部分を外さなければならない。これはエンクンへの 接近及び取り外しの工程を長引かせ、それを複雑にする。さらに、もしガスター ビンエンジンがダクトファンタイプであるなら、特にエンジンの後方端部のエン ジンとエンジンナセルとの間の相互接続部は、空気流を妨害する傾向がある。

本発明の目的は、改良されたガスタービンエンジンのエンジンナセル組立体を提 供することである。

本発明によれば、航空機に取り付けるために適したガスタービンエンジンナセル 組立体は、前記組立体を前記航空機に取り付けるためのパイロンと、ガスタービ ンエンジンと、前記ガスタービンエンジンを包囲しかつ軸線方向の流れに直列に 空気取り入れ口、中間部分及び最終的なノズルを有するエンジンナセルとを有し 、前記エンジンナセルの中間部分は、構造的に前記パイロンと一体的である上方 部分と、前記上方部分に取り付けられた下方部分とを有し、前記エンジンナセル の中間部分の上方部分は、前記空気取り入れ口、前記最終的なノズル及び前記ガ スタービンエンジンの前端の少なくとも一部を支持し、前記ガスタービンエンジ ンは、前記パイロンによって直接支持されているこのようなガスタービンエンジ ンのエンジンナセルにおいて、ガスタービンエンジンは、重要なエンジンナセル 部分を支持せず、従って、これまでの場合よりも軽い構造になる。

本発明を添付図面を参照して詳細に説明する。

第１図は、本発明によるガスタービンエンジン岨立体の側面図である。

第２図は、第１図の切断線Ａ−Ａによる断面図である。

第３図は、第２図の切断ＭＢ−Ｈによる断面図である。

第４図は、ガスタービンエンジンへの接近を行うためにエンジンナセルのどの部 分がエンジンナセルの他の部分に旋回可能に取り付けられるかを示すガスタービ ンエンジンのエンジンナセル組立体の斜視図である。

第１図を参照すると、全体的に参照符号１０で指示されているガスタービンエン ジンのエンジンナセル組立体は、エンジンナセル１１と、（破線によって示され た）ガスタービンエンジン１２と、パイロン１３とからなる。パイロン１３は、 航空機翼１４から組立体１０を支持する。しかしながら、パイロン１３は、もし 所望ならば、航空機の機体から直接組立体１０を支持するように形成されている 。

エンジンナセル１１によって包囲されているダクトファンガスタービンエンジン は、従来の構造である。従って、それをさらに詳細には説明しない。

同様に、パイロン１３は、全体として従来の形状である。しかしながら、エンジ ンナセルの一部は、構造的にパイロン１３と一体的である。詳細に説明すると、 エンジンナセル部分１５は、エンジンナセル１１の中間領域に配置されたエンジ ンナセル１１の一部１５である。それは、はぼ逆Ｕ字形状の断面形状を有し、エ ンジンナセルの取り入れ口及び最後のノズルを規定するエンジンナセル１１の完 全に環状の部分１６及び１７を相互に接続する。エンジンナセル取り入れ口１６ 及びノズル１７は、従来のボルト付きの接続部によってエンジンナセル部分１５ に取り付けられ、それによって必要なときに簡単な取り外しを保証する。

エンジンナセル部分１５の真下のエンジンナセル１１の下方の半分の部分１８は 、エンジンナセルの取り入れ口１６とノズル１７との間に挿入されているが、エ ンジンナセルの取り入れ口１６とノズル１７には接続されていない。下方の半分 の部分のエンジンナセル１８は、２つの同様なアクセスドア１９によって構成さ れており、その内の一方が第１図及び第４図に示されている。各アクセスドア１ ９は、第４図から分かるように、ダクトファンガスタービンエンジン１２の保守 点検を行うためにエンジンナセル１１の残りの部分から離れるように旋回するこ とができる。しかしながら、エンジン１２の正常な動作中、アクセスドア１９は 、エンジンナセル１５、取り入れ口１６及び出口ノズル１７とともにエンジンナ セル１１の空気力学的に有効な円滑な外形を形成するように一緒に固定される。

アクセスドア１９とエンジンナセル部分１５の各々は、旋回可能なフラップ２０ を備えている。ガスタービンエンジン１２の正常な動作中、フラップ２０は、エ ンジンナセル部分１５とアクセスドア１９の対応する形状の開口部をブロックす る。しかしながら、ブレーキを目的として、エンジン１２の反対の推進力が必要 になったとき、フラップ２０が旋回して開放される。それらは、通常の前進方向 において、エンジン１２ｉ−通過するファンバイパス空気の少な（ともある部分 をそらせるように旋回する。

従って、エンジンナセル１１全体は、バイロン１３によって直接または間接的に 支持され、エンジンナセル部分１５はパイロン１３と構造的に一体であり、エン ジンナセル１１の残りの部分は、エンジンナセル部分１５によって支持されるこ とが分かる。エンジンナセル１１のどの部分もガスタービンエンジン１２によっ ては支持されていない。

ガスタービンエンジン１２は、４箇所、すなわち、エンジンの後方で１箇所、前 方で３箇所でエンジンナセル１１内に支持されている。

後方のエンジン取り付は部２１は、第３図に示されている。それは、従来の構成 であり、エンジン１２とパイロン１３のタービンケーシングを相互に接続する。

従、て、垂直方向の負荷のみを支持するようになっているタイプの取り付は部２ １は、細い構成である。その結果、それはエンジン１２のファン排気ダクトに一 部が配置されているから、スラスト、サイド及びトルク負荷を支持するようにな っている厚い従来の取り付は部を有する場合に比べてファンの空気流に有害な影 響を与えることが少ない。

エンジン１２の前方は、第２図によって分かるように３つの取り付は部２２゜２ ３及び２４によって支持されている。取り付は部２２及び２４は、エンジン１２ の長手方向の軸線を含み、ファンエンジン１２のファンケーシングとエンジンナ セル部分１５とを相互に接続する水平方向の平面内に配置されている。取り付は 部２３は、ファンケーシングの上に配置されており、ファンケーシングとパイロ ン１３とを相互に接続している。ファンケーシングは、エンジン１２の大径部分 であり、第４図で見ることができるようにエンジンファン翼２５を包囲している 。

すべてのエンジン取り付は部２２．２３及び２４は、同じ一般的なタイプである 。基本的には、それらは、ファンケーシングに一般的に円筒形のベツグ部を備え 、それは、取り付は部２３の場合に、エンジンナセル部分１５すなわち、バイロ ンの対応する受容部に係合する。

上方の前方取り付は部２３は、側方の負荷のみを支持するようになっている。

しかしながら、前方側方の取り付は部２２及び２４は、垂直方向のスラスト及び トルク負荷を支持するようになっている。

従って、エンジンナセル部分１５は、エンジン１２の大部分のサポートを提供し 、バイロン１３は、残りのサポートを提供する。エンジンナセル部分１５は、エ ンジンナセル１８の残りの部分を追加的に支持する。

本発明によるガスタービンエンジンのエンジンナセルが提供する利点は、次のよ うである。

（ａ）飛行中に出合うエンジンナセル取り入れ口１６の負荷は、ガスタービンエ ンジン１２のファンケーシングによっては直接的には支持されない。その結果、 ファンケーシングが軽くなり、ファンケーシングが取り囲む回転ファン翼との間 の間隙がさらに安定する。

（ｂ）ガスタービンエンジン１２を支持する方法は、エンジンがつくるスラスト の結果、エンジン上に加えられる曲げを消去する。

（Ｃ）エンジンナセルの残りの部分へのエンジンナセルの取り入れ口１６の取り 付けは、エンジンナセル１６の落下の正確な制御を可能にする。なぜならば、こ れは、取り入れ口のエンジンナセル１６がエンジン１２の動きによって影響を受 けないからである。

（ｄ）エンジンナセルノズル１７の負荷は、エンジン１２のケーシングによって 直接的には支持されない。その結果、エンジン１２のノズル及びタービン領域が 軽くなる。

（ｅ）それらはエンジンナセル部分によって相互に接続されるから、エンジンナ セル１６の軸線方向の前方負荷がある程度までエンジンナセルノズル１７の軸線 方向の後方負荷によって対向される。

（ｄ）フラップ２０が開放して逆方向のスラストを提供するとき、それらはエン ジン上に直接的に負荷を与えない。

国際調査報告

Claims (10)

【特許請求の範囲】
1. １．航空機に取り付けるために適したガスタービンエンジンナセル組立体（１０ ）であって、前記組立体（１０）を前記航空機に取り付けるためのパイロン（１ ３）と、ガスタービンエンジン（１２）と、前記ガスタービンエンジンを包囲し かつ軸線方向の流れに直列に空気取り入れ口（１６）、中間部分（１５，１９） 及び最終的なノズル（１７）を有するエンジンナセル（１１）とを有するガスタ ービンエンジンナセル組立体において、前記エンジンナセルの中間部分（１５， １９）は、構造的に前記パイロン（１３）と一体的である上方部分（１５）と、 前記上方部分（１５）に取り付けられた下方部分（１９）とを有し、前記エンジ ンナセルの中間部分の上方部分（１５）は、前記空気取り入れ口（１６）、前記 最終的なノズル（１７）及び前記ガスタービンエンジン（１２）の前端の少なく とも一部を支持し、前記ガスタービンエンジン（１２）は、前記パイロンによっ て直接支持されていることを特徴とするガスタービンエンジンナセル組立体。
2. ２．前記パイロン（１３）と構造的に一体的な前記エンジンナセルの中間部分の 上方部分（１５）は、逆のＵ形状の断面を有することを特徴とする請求項１に記 載のガスタービンエンジンナセル組立体。
3. ３．前記エンジンナセルの中間部分（１５，１９）の下方部分（１９）は、前記 エンジンナセルの中間部分の上方部分（１５）に旋回可能に接続されているアク セスドアを有する請求項１または２に記載のガスタービンエンジンナセル組立体 。
4. ４．前記アクセスドア（１９）と、前記パイロン（１３）と構造的に一体的な前 記エンジンナセルの中間部分の上方部分（１５）とは、エンジンブレーキをかけ るためにほぼ前方の方向に前記ガスタービンエンジン（１２）の少なくとも推進 スラストのある部分を選択的に向けるために旋回可能なフラップ（２０）を備え ていることを特徴とする請求項３に記載のガスタービンエンジンナセル組立体。
5. ５．前記パイロン（１３）から前記エンジン（１２）を支持する後方のエンジン サポート（２１）は、垂直方向の負荷のみを支持するようになっていることを特 徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載のガスタービンエンジンナセル組 立体。
6. ６．前記ガスタービンエンジン（１２）の前端は、前記ガスタービンエンジン（ １２）の長手方向の軸線を含む長手方向の平面にある部分（２２，２４）で前記 エンジンナセルの中間部分の上方部分（１５）から少なくとも一部が懸架されて いることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載のガスタービンエン ジンナセル組立体。
7. ７．前記直接的な取り付け部の前記部分（２２，２４）は、前記ガスタービンエ ンジン（１２）と前記エンジンナセルの中間部分（１５，１９）の上方部分（１ ５）との間の垂直方向のスラスト及びトルク負荷の組み合わせを伝達するように なっていることを特徴とする請求項６に記載のガスタービンエンジンナセル組立 体。
8. ８．前記ガスタービンエンジン（１２）の前端は、パイロンとエンジンを相互に 接続する支持体（２３）によって前記パイロン（１３）によって直接追加的に支 持されていることを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載のガスター ビンエンジンナセル組立体。
9. ９．前記ガスタービンエンジン（１２）の上流端は、前記支持体（２３）が側方 の負荷のみを支持するように前記パイロン（１３）から直接懸架されていること を特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジンナセル組立体。
10. １０．前記ガスタービンエンジン（１２）は、ダクトファンタイプであることを 特徴とする請求項１から９のいずれか１項に記載のガスタービンエンジンナセル 組立体。