(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のターボプロップまたはターボジェットを囲繞するターボ機械（１１２）のナセル（１１０）の内壁（１２０）にして、ファンブレード（１１４）を囲撓し、上流側端部で同軸に位置合わせされたリング（１３４）に固定するためのフランジ（１３０）を含む外側環状ファンケーシング（１２６）と、ファンブレードから上流側に伸びる防音内側環状構造物（１４２）とを備える内壁（１２０）であって、
ファンケーシング（１２６）が概ね前記防音構造物（１４２）の上流側端部まで伸びることと、
ファンケーシングの上流側フランジが前記防音構造物の上流側端部の近くに位置することと、
前記リング（１３４）の上流側端部が、ナセルの吸気リップ（１２４）に固定されることと、
アブレイダブル材料の環状層（１３８）が、ファンケーシング（１２６）の円筒状内面に固定され、かつファンブレードを囲繞することとを特徴とする、内壁。
【請求項２】
防音構造物（１４２）が、ファンケーシング（１２６）に、例えば、接着剤、溶接、ろう付け、リベット打ち、ねじ留めによって固定されることを特徴とする、請求項１に記載の内壁。
【請求項３】
前記防音内側環状構造物が、アブレイダブル材料の環状層（１３８）の上流側に、上流側パネル（１４２）を画定し、該上流側パネル（１４２）は、ターボ機械の長手方向軸と平行に、ファンブレード（１１４）の軸方向寸法の５倍または６倍に等しい軸方向寸法を有することを特徴とする、請求項１または２に記載の内壁。
【請求項４】
ファンケーシング（１２６）のフランジ（１３０）が、リング（１３４）のフランジに固定され、これらのフランジが、ターボ機械の長手方向軸に対して略半径方向または軸方向に伸びることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の内壁。
【請求項５】
フランジ（１３０）の接合面が、防音構造物（１４２）の上流側端部と略半径方向に位置合わせされることを特徴とする、請求項４に記載の内壁。
【請求項６】
フランジ（１３０）の接合面が、防音構造物（１４２）の上流側端部から、上流側または下流側に離間して位置することを特徴とする、請求項４に記載の内壁。
【請求項７】
防音構造物（１４２）が、ファンケーシング（１２６）の上流側端部から、前記ケーシングの軸方向寸法を越えて軸方向に伸びることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の内壁。
【請求項８】
防音構造物（１４２）が、一体型またはセクタ化された環状吸音パネルで形成されることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載の内壁。
【請求項９】
ファンケーシング（１２６）が、複合材料製であることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の内壁。
【請求項１０】
請求項１から９のいずれか一項に記載の内壁（１２０）を有するナセル（１１０）を含むことを特徴とする、航空機のターボプロップまたはターボジェットなどのターボ機械（１１２）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のターボプロップまたはターボジェットなどのターボ機械のナセルの内壁に関する。
【背景技術】
【０００２】
一般に、どのようなナセルの内壁も、ターボ機械のファンブレードを囲撓する外側環状ファンケーシングで、ファンブレードを囲撓するアブレイダブル材料製の環状層が内部に固定されるのに適したファンケーシングを備える。ファンケーシングは、その下流側端部には、ターボ機械の中間ケーシングに固定するための環状フランジを有し、その上流側には、リングの下流側端部に固定するための環状フランジを有し、リングは、ナセルの内壁と外壁とを接続するための横断方向の環状仕切りに接続された上流側端部を有する。特に、横断方向の仕切りはナセルを補強し、火災防止装置の機能を果たす。
【０００３】
防音内側環状構造物は、動作時にブレードによって生じる音波の伝搬を低減するために、ファンブレードから上流側に配置される。防音構造物は、ファンケーシングのアブレイダブル層から上流側に位置し、そこから軸方向に伸びる。
【０００４】
先行技術では、一体型防音構造物を取り付けるために、構造物はその下流側端部の近くで上述のリングに固定され、その上流側端部でナセルの吸気リップに固定される。
【０００５】
すでに、複数の構造吸音パネルを組み立てることによって環状構造物を形成することが提案されている。しかしながら、パネル間の連結ゾーンは、音響インピーダンスの急激な変化のあるゾーンとなり、このことにより、構造物の防音性能をかなり低減してしまう。したがって、防音構造は、ファンケーシングのアブレイダブル層からナセルの吸気リップに軸方向に伸びる単一の略円筒状パネルとして製造されるのが好ましい。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】仏国特許出願番号第０７／５３４４９号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
この技術には複数の欠点がある。メンテナンスのために、吸気リップを取り除くためには円筒状パネルを取り除く必要があり、これには比較的長い時間を要する。さらに、パネルは、吸気リップと中間ケーシングとの間で力を伝達するように構造的要素であり、そのために、比較的重くなる。また、製造に費用がかかり、製造が複雑である。最後に、ファンケーシングをリングに接続するフランジはファンブレードから近い軸方向距離に位置し、ファンブレードが破損した場合に、激しい衝撃や高いレベルの機械的応力を受ける可能性がある。
【０００８】
本発明の特定の目的は、これらの欠点の少なくともいくつかに対する簡単で、効果的で、費用のかからない解決策を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
この目的を達成するために、本発明は、ターボ機械のナセルの内壁で、ファンブレードを囲撓し、上流側端部で同軸に位置合わせされたリングに固定するためのフランジを含む外側環状ファンケーシングと、ファンブレードから上流側に伸びる防音内側環状構造物とを備える内壁であって、ファンケーシングは概ね防音構造物の上流側端部まで伸びること、およびファンケーシングの上流側フランジは前記防音構造物の上流側端部の近くに位置することを特徴とする内壁を提供する。
【００１０】
本発明によれば、内側ケーシングをリングに接続するフランジは、防音構造物の上流側端部に対してずれている。したがって、ファンブレードからのフランジの軸方向距離は比較的長く、このことにより、ファンブレードが破損した場合にフランジが損傷するリスクを抑えることができる。このフランジは、ブレードが破損した場合に過剰な衝撃または応力を受けない部分であるので、先行技術のフランジよりも小型で軽くすることができる。さらに、フランジをリングに固定する手段は、軽量化および簡素化され、周囲にある数が減らされてもよい。このことは、ファンケーシングの軸方向の長さを伸ばすことによって可能になるが、この場合のファンケーシングは中間ケーシングから吸気リップまで伸びている。したがって、このケーシングはナセルの内壁を補強する働きをし、吸気リップと中間ケーシングとの間で力を伝達するのにそれだけで十分である。次に、構造的要素でない防音構造物を使用することが可能であり、したがって、製造に費用がかからず、製造が複雑でない。また、ファンケーシングによって得られる付加剛性のために、先行技術の横断方向の仕切りを軽量化することも可能であり、また全く省略することも可能である。ファンケーシングは、一体型で、複合材料のような丈夫で軽量の材料製であるのが好ましい。
【００１１】
防音構造物は、ファンケーシングに、例えば、接着剤、溶接、ろう付け、リベット打ち、ねじ留めによって固定される場合がある。防音構造物は、任意で、損傷した場合に容易に交換できるように、ファンケーシングに取り外し可能に固定されてもよい。
【００１２】
リングは、その上流側端部では、ナセルの吸気リップに、例えば、リベット打ちによって固定されるのが好ましい。本発明により、吸気リップを取り外すのが容易になる。それは、この取り外しの動作中に、防音構造物を取り除く必要がなくなるためである。
【００１３】
ファンケーシングのフランジは、リングの下流側フランジに固定される。これらのフランジは、ターボ機械の長手方向軸に対して略半径方向または軸方向に伸びるのが好ましい。
【００１４】
これらのフランジが半径方向にある場合、これらの接合面は防音構造物の上流側端部と略位置合わせされる。変形形態では、この接合面は、防音構造物の上流側端部から、上流側または下流側に離間して位置する。
【００１５】
防音構造物は、ファンケーシングの上流側端部から、ケーシングの軸方向寸法のわずかだけ越えて軸方向に伸びる。
【００１６】
防音構造物は、一体型に形成されてもよいし、セクタ化された環状吸音パネルで形成されてもよい。
【００１７】
本発明はさらに、上述のタイプの内壁を有するナセルを含む、航空機のターボプロップまたはターボジェットなどのターボ機械を提供する。
【００１８】
非限定的な例を挙げて、添付図面を参照して考察された以下の説明を読めば、本発明はより十分に理解され、本発明の他の詳細、特徴、利点がより明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】一体型の吸音構造物を設置するための先行技術のターボ機械の空気取入口およびファンの片側軸方向部分断面図である。
【図２】本発明のターボ機械の空気取入口およびファンの軸方向部分断面図である。
【図３】本発明のナセルの内側壁のリングにファンケーシングを固定する手段の軸方向部分断面図である。
【図４】図３に対応する図で、リングにケーシングを固定するための手段の変形形態を示す図である。
【図５】図３に対応する図で、リングにケーシングを固定するための手段の変形形態を示す図である。
【図６】図３に対応する図で、リングにケーシングを固定するための手段の変形形態を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００２０】
まず、図１を参照する。図１は、ターボジェット１２を囲撓するナセル１０を含む航空機エンジンの片側軸方向部分断面図であり、ターボジェット１２は、その上流側端部に、ナセル１０の内側で回転し、ナセルとターボジェットの間に形成された環状ダクト１６内を流れてエンジンによって生じる推力の一部を伝達する二次流を生成するファン１４を備える。
【００２１】
ターボジェット１２はさらに、ファン１４から下流側に圧縮機１８を備え、ナセル１０内を流れ、一次流と呼ばれる空気のごく一部が圧縮機１８を通過する。
【００２２】
ナセル１０は、２つの環状壁２０、２２を備える。これらの環状壁は略円筒状で、一方が他方の内側に伸び、それらの上流端では、円形または曲面の断面を有し上流側方向が凸状の環状吸気リップ２４によって互いに接続される。
【００２３】
ナセルの内壁２０は、ファン１４を囲撓し、長手方向両端部に環状固定フランジ２８、３０を含む略円筒状外側ファンケーシング２６を備える。ファンケーシング２６の下流側フランジ２８は、ナットボルト式手段によって、ターボ機械の圧縮機１８を囲撓する中間ケーシング３２の上流側環状フランジに固定され、ファンケーシング２６の上流側フランジ３０は、ナットボルト式手段によって、ファンケーシングの軸方向寸法よりも短い軸方向寸法を有するリング３４の下流側環状フランジに固定される。このリング３４の上流側端部は、補強および力伝達する横断方向環状仕切り３６の内周に接続され、仕切り３６の外周はナセルの外壁２２に接続される。
【００２４】
アブレイダブル材料製の環状層３８は、ファンケーシング２６の円筒状内面に固定されて、ファンブレードを囲撓する。この層は、ケーシング２６の中間部または中央部全体に軸方向に伸びる。この層３８の軸方向寸法は、ファンブレード１４の最大軸方向寸法に略等しい。防音パネル４０、４２も、アブレイダブル層３８から上流側および下流側で、ファンケーシング２６およびリング３４に固定される。
【００２５】
下流側防音パネル４０は、ファンケーシング２６の下流側端部分でファンケーシング２６の円筒状内面に固定される。下流側防音パネル４０は、アブレイダブル層３８から下流側に位置し、アブレイダブル層３８を軸方向に伸ばす。
【００２６】
一体型の円筒状上流側防音パネル４２は、その上流側端部では、吸気リップ２４に固定され、その下流側端部近くでは、リング３４の円筒状内面に固定される。このパネル４２は構造的要素であり、リップ２４をリング３４に堅く接続する。このパネルの下流側端部分は、ファンケーシング２６の上流側端部と係合され、アブレイダブル層３８を軸方向に伸ばす。
【００２７】
この構造では、ファンケーシング２６は、上流側パネル４２の軸方向寸法より短い軸方向寸法を有し、例えば、ファンブレードの軸方向寸法の約２倍または３倍に等しい。この技術は、上述したような多数の欠点を有する。
【００２８】
本発明は、ファンケーシングを軸方向上流側に長くして、前記ファンケーシングをリングに接続するフランジを上流側方向にずらすことによって、これらの問題を少なくともある程度解決することができる。
【００２９】
図２に示された実施形態では、ファンケーシング１２６は、概ね上流側パネル１４２の上流側端部まで伸び、したがって、前記パネルの軸方向寸法よりも長い軸方向寸法を有する。例として、このファンケーシングの軸方向寸法は、ファンブレード１１４の軸方向寸法の５倍または６倍に等しく、したがって、先行技術のファンケーシングの軸方向寸法の約２倍の長さである。
【００３０】
ファンケーシング１２６は、一体部品として形成されるのが好ましく、複合材料製とすることができる。例として、仏国特許出願番号第０７／５３４４９号明細書に記載のタイプのファンケーシングが挙げられる。ケーシング１２６は、局所的にファンブレード１１４を囲撓する極厚部１４３を有し、このゾーンにおけるケーシングを補強するのが好ましい。
【００３１】
先行技術に見られるように、ケーシング１２６の下流側端部は、中間ケーシング１３２に固定するためのフランジ１２８を含む。その上流側端部にはさらに、例えば、リベットを使用して吸気リップ１２４の内周に固定される上流側端部を有するリング１３４の下流側環状フランジ１４４に固定するための環状フランジ１３０を含む。
【００３２】
したがって、ファンケーシング１２６は、吸気リップ１２４から中間ケーシング１３２に力を伝達する働きをする。
【００３３】
先行技術の横断方向仕切り３６は必要でなくなり、省略される場合がある。
【００３４】
上流側防音パネル１４２は、構造的要素でなく、したがって、より軽量であるという点で、先行技術の上流側防音パネルとは異なる。上流側防音パネルをリングに固定する必要はなくなる。上流側防音パネル１４２は、溶接、ろう付け、接着剤、リベット打ち、ネジ留めなどによって、ファンケーシング１２６の内面に固定される。パネル１４２は、一体部品として形成されてもよいし、セクタ化されてもよい。
【００３５】
下流側パネル１４０およびアブレイダブル層１３８は、先行技術のものと略同じである。図示された例では、リング１３４は、リング１３４は、略円筒状で吸気リップ１２４に固定される上流側端部分と、略円錐台形状で下流側に広がり、その下流側端部にファンケーシング１２６に固定するためのフランジ１４４を含む下流側端部分とを含む。パネル１４２の上流側端部は、リング１３４の円錐台形部分に係合され、前記円錐台形部分に相補的形状となる。パネル１４２の円筒状内面は、リング１３４の上流側円筒状部によって画定される円筒状内面と位置合わせされる。ファンケーシング１２６およびリング１３４のフランジ１３０、１４４は、エンジンの長手方向軸Ａに対して略半径方向に伸びる。
【００３６】
図３から図６は、ファンケーシングの上流側端部を、吸気リップに接続されるリングに固定するための他の変形形態の手段を示す。
【００３７】
図３では、リング２３４は円筒状で、その上流側端部にファンケーシング２２６のフランジ２３０に固定するためのフランジ２４４を有する。これらのフランジの接合面は防音パネル２４２の上流側端部と位置合わせされ、この防音パネルの内面はリングの内面と軸方向に位置合わせされる。
【００３８】
図４の変形形態では、リングは図３のリングと略同じである。ファンケーシング３２６は、略円錐台形状で、上流側およびターボ機械の軸に向かって収束し、その上流側端部に、リング３３４のフランジ３４４に固定するためのフランジ３３０を担持する上流側端部分を備える。その上流側端部では、パネル３４２はケーシングに相補的形状であり、パネルの円筒状内面はファンケーシング３２６の上流側端部分の内周に位置合わせされる。
【００３９】
図５に示された変形形態は、ファンケーシング４２６のフランジ４３０とリング４３４のフランジ４４４との接合面が防音パネル４４２の上流側端部からさらに軸方向下流側にあるという点で、図２の固定手段と異なる。
【００４０】
図６に示された変形形態では、ファンケーシング５２６とリング５３４とを固定するフランジ５３０、５４４は、ターボ機械の長手方向軸に対して略軸方向に伸び、半径方向に伸びない。リング５３４は、略円筒状形状であり、その下流側端部は、ファンケーシング５２６の上流側軸方向フランジ５３０によって覆われる。パネル５４２の円筒状内面は、リング５３４の内面と位置合わせされる。
【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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