(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
対向する側壁に配置される一体的スライダトラックを含む支持部材であって、自身を関連する航空機に取り付けるための少なくとも１つの取付部を含む、支持部材と、
弓形体を含んでおり、前記支持部材に選択的に取付可能で内部キャビティを画定する並進可能カウルであって、前記スライダトラックに沿って少なくとも１つの前方閉鎖位置と後方展開位置との間で並進可能な、並進可能カウルと、
前記支持部材にヒンジ止めされた関係で取り付けられる開口可能カスケード構造であって、前記並進可能カウルが前記閉鎖位置にあるときは、少なくとも部分的に前記内部キャビティ内に配置される、開口可能カスケード構造と、
を含むアセンブリ。
【請求項２】
前記一体的スライダトラックが前記側壁上に配置され、前記並進可能カウルの並進を支持し案内する、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項３】
前記並進可能カウルが、後端部において結合される半径方向外側パネルと半径方向内側パネルとを含み、前記半径方向内側パネルが、前記スライドトラックと摺動的に係合可能である、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項４】
前記半径方向内側パネルが、関連するガスタービンエンジンのバイパスダクトの少なくとも一部分を形成するように構成された内面を含む、請求項３に記載のアセンブリ。
【請求項５】
前記並進可能カウルが、前記カスケード構造に対して独立的に並進可能である、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項６】
前記半径方向外側パネルが、中心軸を画定する関連するガスタービンエンジンアセンブリのナセル構造と軸方向に係合するＶ溝／Ｖブレード取付機構の少なくとも１つの要素を、自身の前端部に含む、請求項３に記載のアセンブリ。
【請求項７】
前記カスケード構造が、中心軸を画定する関連するガスタービンエンジンアセンブリの構造部と半径方向に係合するＶ溝／Ｖブレード取付機構の少なくとも１つの要素を、自身の前端部に含む、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項８】
前記弓形体が３３０°に亘って該弓形体の周方向に連続している、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項９】
前記カスケード構造が、前記支持部材と独立的にヒンジ止めされた関係で取り付けられた第１及び第２の各弓形セグメントを含み、前記第１及び第２の各々の弓形セグメントが、閉鎖された運転状態と開口した整備可能状態との間で選択的に移動可能である、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項１０】
前記カスケード構造が、前記運転状態において前記第１及び第２の弓形セグメントを係合させるように動作可能なラッチを含む、請求項９に記載のアセンブリ。
【請求項１１】
前記支持部材に対して略直径方向に対向して配置されるカスケード支持部材を含み、前記並進可能カウルが、前記カスケード支持部材と選択的に動作的に係合可能である、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項１２】
前記支持部材の前記側壁が半径方向内方に収束している、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項１３】
前記支持部材が、少なくとも１つの前方取付部及び後方取付部を含む、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項１４】
一体型サブアセンブリであって、
対向する側壁に配置された一体的スライダトラックを含む支持部材であって、自身を関連する航空機に取り付けるための少なくとも１つの取付部を含む、支持部材と、
弓形体を含んでおり、前記支持部材に選択的に取付可能で内部キャビティを画定する並進可能カウルであって、前記スライダトラックに沿って少なくとも１つの前方閉鎖位置と後方展開位置との間で並進可能な、並進可能カウルと、
前記支持部材にヒンジ止めされた関係で取り付けられた開口可能カスケード構造であって、前記並進可能カウルが前記閉鎖位置にあるときは、少なくとも部分的に前記内部キャビティ内に配置される開口可能カスケード構造と、
を含む、一体型サブアセンブリと、
前記並進可能カウルが前記前方位置にあるときは、前記並進可能カウルの略半径方向内方に配置されるコアカウルを含むエンジンアセンブリであって、前記コアカウルが、自身の開口部を開閉するように動作する少なくとも１つの移動可能なパネルを含む、エンジンアセンブリと、
を含む、システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概してスラストリバーサアセンブリに関し、特に、パイロン又はその他の取付構造と少なくとも部分的に一体化されたスラストリバーササブアセンブリに関する。
【背景技術】
【０００２】
バイパスエンジンには、通常、接地減速用のスラストリバーサが用いられる。スラストリバーサは、ファンバイパスダクト内（外側ナセルとエンジンコアカウルとの間で半径方向、且つ、ファンとファンノズルとの間で軸方向の領域）に配置可能である。周知の設計には、カスケード及びドア型スラストリバーサが含まれる。こうした設計では、堅固な駆動システムを有するブロッカードアを用いて、ファンノズルからのバイパス空気流の流出を阻止する。しかし、周知の設計では、ドラッグリンクやラッチ、ヒンジ、及び支持構造を含む複雑なスラストリバーサアセンブリを内蔵しているため、エンジンの重量が増大し、効率が低下する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】国際公開第２００８／０４３９０３号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ターボファンエンジンサブアセンブリは、航空機の着陸時に接地減速を行い、航空機を出発ゲートから離れる方向に後退させるものであるが、エンジン効率を高めるためには、より軽量のターボファンエンジンサブアセンブリが望ましい。したがって、所望の減速機能を実行可能な、より少数且つより軽量の部品を備えた一体構造を提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
上述の必要性は、一体型スラストリバーサ／パイロンアセンブリを備える実施例により満たされる。
【０００６】
一実施例では、対向する側壁に配置される一体的スライダトラックを含む支持部材と、この支持部材に選択的に取付可能なカウリング部材とを含むアセンブリを提供する。カウリング部材は、スライダトラックに沿って少なくとも前方閉鎖位置と後方展開位置との間で並進可能である。アセンブリは更に、開口可能カスケード構造を含み、この開口可能カスケード構造は、カウリング部材が閉鎖位置にあるとき、カウリング部材により画定される内部キャビティ内に少なくとも部分的に配置される。支持部材は、この支持部材を関連する航空機に取り付けるための、少なくとも１つの取付部を含む。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】並進可能なカウルを示す例示的なガスタービンエンジンアセンブリの概略側面図である。
【図２】並進可能なカウルと、開口可能カスケード構造とを示す、図１と同様の概略側面図である。
【図３】図１と同様の例示的なガスタービンエンジンアセンブリの概略切取図である。
【図４】支持部材の一実施形態の等角図である。
【図５】例示的なガスタービンエンジンアセンブリの概略背面図である。
【図６】開口可能なコアカウルも示す、図２と同様の概略側面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
本明細書の結びの部分において、本発明とみなされる主題を個別に示し、明確にクレームしている。しかし、添付図面に関連して下記の説明を参照すると、本発明を最もよく理解できよう。
【０００９】
様々な図面を通じて同一の参照符号で同じ要素を示す図面を参照する。図１に、関連する航空機に取り付けられる、例示的なガスタービンエンジンアセンブリ１０を示す。このエンジンアセンブリは、ガスタービンエンジン１２と支持部材又はパイロン１４とガスタービンエンジン１２の部分を、長手軸「Ａ」の周りにおいて概ね囲繞するナセル１６とを含む。
【００１０】
例示的なエンジンアセンブリ１０は、略軸方向に、少なくとも前方閉鎖位置と後方開口位置との間で並進するように動作可能な、並進可能カウル２２を含む。これにより、カスケード構造２４は、並進可能カウル２２の移動によって選択的に被覆及び露出される。当業者には、スラストリバース運転にあたり、並進可能カウル２２が、カスケード構造２４においてベント２６により概略的に示した流れ誘導ベントが露出される距離だけ、後方に並進することが理解できよう。
【００１１】
一実施例では、前方閉鎖位置において、並進可能カウルがファンハウジング１８と係合し、ナセル１６の一部分を形成する。軸方向のＶブレード／Ｖ溝機構を、並進可能カウル２２とファンハウジング１８との接合部に用いることができる。例えば、Ｖ溝要素２１ａを並進可能カウル２２の前端部に設け、嵌合相手のＶブレード要素２１ｂをファンハウジング１８の後端部に設けることができる。当業者には理解できるように、当然ながら、この要素の配置を逆にしてもよい。ファンハウジング１８は、入口部２０と一体化された構造であっても、別途の部品から成るものであってもよい。その他の実施例では、ファンハウジング１８を、弓形セグメントを開口可能なクラムシェル状に配置したものとして形成してもよい。一実施例では、並進可能カウルのほぼ全ての本体構造を、積層複合材料で形成する。
【００１２】
一実施例において、支持部材１４、並進可能カウル２２、及びカスケード構造２４は、本明細書において一体型パイロン／スラストリバーサアセンブリ３０と称するものを含む。スラストリバーサの動作時、エンジンファンからのファン空気は、カスケード構造を通ってその方向を前方に変え、航空機の減速を助ける。一部の実施形態では、並進可能カウル２２の移動を１つ以上のブロッカードアの移動と結び付けて、ファン空気流を導くことができる。その他の実施形態では、スラストリバース運転にあたり、所謂ブロッカーレス構造を用いて、ファン空気の移動を導くことができる。
【００１３】
図１に、スラストリバース運転に用いる位置よりも後方にある、並進可能カウル２２を示す。図２に示すように、並進可能カウル２２が後方位置にあると、以下に更に詳説するように、コアエンジンへのアクセスが可能になる。
【００１４】
引き続き図２を参照すると、一実施例において、カスケード構造２４は「開口可能」であり、これによって、ガスタービンエンジン１２の或る一定の部分にアクセスできる。「開口可能」とは、カスケード構造２４の少なくともいずれかの部分を操作して運転位置から整備可能位置に移動させることにより、さもなければこの部分によって遮蔽される或る一定のエンジン部品に、少なくとも部分的にアクセス可能になることを意味する。一実施例では、カスケード構造２４が鏡像状弓形セグメント２４ａを含んでおり、鏡像状弓形セグメント２４ａは、クラムシェル構成を成して垂直方向に開くと共に、支持部材１４に対してヒンジ止めされた関係で移動可能である。弓形セグメントは、カスケード構造が運転位置にあるときは、この弓形セグメントの反対側端部においてラッチ又はその他の方法で結合されて環状部材を形成する。カスケードセグメントを開口状態の整備可能位置に保持するには、ロッド、フック、又はその他の構造を使用可能である。並進可能カウル２２の移動は、カスケード構造２４とは無関係である。また、カスケード構造２４の各弓形セグメント２４ａの移動は、他方のセグメントの移動とは無関係である。
【００１５】
一実施例において、カスケード構造２４が、前端部に半径方向のＶブレード／Ｖ溝取付機構の要素２８ａを含む。一実施例では、ファンケース３２（図３）等のファン構造が、相補的なＶブレード／Ｖ溝要素２８ｂを備える。一実施例では、カスケード構造がＶブレード要素を備え、ファンケースはＶ溝要素を備えるが、これらの要素を逆にしてもよい。
【００１６】
一実施例では、並進可能カウル２２が、以下に更に詳説するスライダトラック７８に沿って並進するようになっている。また、一実施例では、並進可能カウル２２は、支持部材１４に対して選択的に取付可能である。したがって、エンジン部品へのアクセス性を高めるためには、並進可能カウル２２を更に後方の位置に移動させるか、或いは、矢印Ｂで示すように、例示的な駆動機構３６等の駆動機構又はその他の支持接続部から並進可能カウル２２を接続解除し、並進可能カウル２２を支持部材１４から取り外す。
【００１７】
一実施例では、カスケード支持構造４０が、支持部材１４に対して直径方向に対向する位置に含まれている。
【００１８】
図３を参照すると、一実施例では、並進可能カウル２２が、後端部４６で結合された半径方向外側パネル４２と半径方向内側パネル４４を含む。外側及び内側パネル４２、４４は、並進可能カウル２２が閉鎖位置にあるときにカスケード構造２４（本図では示さず）を受容できる大きさの内部空間４８を画定するように構成される。一実施例では、内側パネル４４が、コアカウル５２と共働する表面５０を含み、この表面５０は、並進可能カウル２２が閉鎖位置にあるとき、ガスタービンエンジンアセンブリ１０の環状バイパスダクト５４の少なくとも一部分を形成するようになっている。
【００１９】
一実施例では、カスケード支持構造４０が、トラック又はレール５８（図２）を備え、このトラック又はレール５８は、環状バイパスダクト５４内に延在することなく、並進可能カウル２２の移動を助け、導く（図５も参照されたい）。そのため、一実施例では、バイパスダクトに下側分岐がない。
【００２０】
図３〜４を参照すると、例示的な支持部材１４が、１つ以上の取付部６２、６４において、関連する航空機（図示せず）に支持接続されるようになっている。加えて、支持部材１４は、エンジン１２との支持接続用の取付部６６（前側取付部）、６８（後側取付部）、７０（ケーシング取付部）を含む。複数の力伝達リンク７２、７４は、支持部材１４を介して関連する航空機に力を伝達するように動作可能である。
【００２１】
特に図４及び５を参照すると、例示的な支持部材１４は、対向する側壁７６を含む。一実施例では、並進可能カウル２２の並進を支持し案内する一体的スライダトラック７８が、各々の側壁７６上に設けられる。本明細書で用いる場合、「一体的」とは、或る構造が支持構造に直接結合されるか又は直接取り付けられていること、或いは、一体的に形成されていることを意味する。一実施例において、内側パネル４４は、スライダトラックと摺動可能に係合している。一実施例では、一体的なヒンジ取付部８０が側壁７６上に設けられる。一実施例では、このヒンジ取付部８０が、一般的にはスライダトラック７８の上に配置される。一実施例では、ヒンジ取付部８０が、カスケード構造２４を支持部材１４に対してヒンジ止めされた関係で支持するように動作する。一実施例では、外側パネル４２と摺動可能に係合する追加の案内部材又はシュー８４を用いて、並進可能カウル２２の並進を案内及び支持する。一実施例では、一体的スライダトラック７８が、案内部材８４を上回る長手距離に亘って延在する。
【００２２】
特に図１及び５を参照すると、一実施例では、ガスタービンエンジンアセンブリがフェアリング又は空力面を含み、これによって、支持部材１４を通る空気の移動を導く。例えば、一実施例では、前方フェアリング９０と後方フェアリング９２とを含む。一実施例では、例示的な後方フェアリング９２が、当該技術分野において周知のその他のフェアリングよりも短尺で小型である。例示的なフェアリングは、支持部材によって構造的に支持されるか、或いは、その他のナセル又はその他の部品と一緒に形成されるか、或いはその他のナセル又はその他の部品によって支持される。
【００２３】
本明細書に開示のパイロン／スラストリバーサアセンブリは、関連する航空機に様々な構成で取り付け可能である。例えば、主翼構造又は尾翼構造又はその他の航空機構造に、このアセンブリを支持接続状態で取り付けることができる。
【００２４】
図５を参照すると、一部の実施例において、並進可能カウル２２が、支持構造１４の側壁７６どうしの間で周方向に延在する、約３３０°の回転体をなす弓形構造を形成する。その他の実施形態では、この回転体は約３４０°に亘る。
【００２５】
図６を参照すると、本明細書に開示の或る特定の一体型パイロン／スラストリバーサアセンブリを、１つ以上のドア又はパネル９６を有するコアカウル５２を含む例示的なガスタービンエンジン１２と一緒に用いている。ドア又はパネル９６が、コアカウルの１つ以上の開口部９８を開閉するように動作することで、整備時に内部部品にアクセスできる。コアカウルドアは、ヒンジ又はその他の方法によってコアカウル本体に対して移動可能になっている。開口部は、所望のアクセスが可能な大きさ、構成、及び配置とされる。一実施例では、並進可能カウル２２を後方に移動させると、カスケード構造２４が開いてドア又はパネル９６が開口又は移動し、これによって、開口部９８からアクセスが可能になる。
【００２６】
本明細書に開示した実施例からわかるように、一部の構成要素が支持構造の側壁と一体的になったスラストリバーサ／パイロンアセンブリを開示した。これによって、側壁に、ガスタービンエンジンアセンブリのバイパスダクトにおいて、合理的な上側分岐を設けることができる。更に、様々な取付部及び負荷伝達リンクを動作させて、エンジンにおけるケーシングのたわみを最小限に抑えることができる。
【００２７】
図示の例には、機構の組み合わせを示しているが、ここに開示する様々な実施形態の利益を実現するために、これらの機構の全てが必要なわけではない。本開示の実施形態に従って設計されたアセンブリは、いずれかの図面に示した機構の全てを含むとは限らない。また、或る実施形態の機構を選択して、その他の実施例のその他の或る機構と組み合わせてもよい。こうした組み合わせも全て、本開示の範囲内であることとする。
【００２８】
本明細書では、最適な態様を含め、例を用いて本発明を開示しているが、これによってまた、当業者が本発明を構成及び使用できるようになる。本発明の特許請求の範囲は請求項により定義されているが、当業者に想到可能なその他の例も包含し得る。こうしたその他の例は、請求項の文言と相違ない構成要素を有する場合、又は請求項の文言と実質的に相違ない等価の構成要素を含む場合、本発明の特許請求の範囲に含まれることとする。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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