(57)【要約】      （修正有）【課題】構造が簡素であり、低コスト設計の利点を有する内部カウル構造体を提供する。【解決手段】航空機から延在するジェットエンジンの少なくとも一部を取り囲む内部カウル構造体は、パイロンから独立してエンジン１０に直接設置され、ジェットエンジンの上部に覆い被さるように構成されたエプロンと、エプロンによって囲まれないジェットエンジンの部分を取り囲むように構成された内部本体とを含む。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の翼から延出するエンジンパイロンに結合された少なくとも１つのエンジン取付け台を有するジェットエンジンの少なくとも一部を取り囲む内部カウル構造体であって、
前記パイロンから独立して前記エンジンに直接設置され、前記ジェットエンジンの上部に覆い被さるように構成されたエプロンと、
前記エプロンによって囲まれない前記ジェットエンジンの部分を取り囲むように構成された内部本体とを備え、
前記内部カウル本体が前記エプロンに結合されることで、結果として生じる前記結合したエプロンと内部カウル本体の組み合わせが、フープ構造を画定し、これは前記パイロンから構造的に独立し、前記ジェットエンジンの少なくとも一部を完全に取り囲む
内部カウル構造体。
【請求項２】
前記エプロンが、それを介して前記エンジンとの接続が可能になる少なくとも１つの開口を備える、請求項１記載の内部カウル構造体。
【請求項３】
前記エプロンがさらに、前記少なくとも１つの開口に対応し、前記パイロンに対して前記開口を密閉するシール構造体を備える、請求項２記載の内部カウル構造体。
【請求項４】
前記シール構造体が、前記開口を取り囲み、前記パイロンに当接するシールにおいて終端する鍔を備える、請求項３記載の内部カウル構造体。
【請求項５】
前記接続部が、前記エンジンと前記パイロンの間のエンジン取付け台接続部を備える、請求項２記載の内部カウル構造体。
【請求項６】
前記内部カウル本体が、前方部分と、尾翼部分とを備える、請求項１記載の内部カウル構造体。
【請求項７】
前記尾翼部分が、前記エプロンに対して前方／尾翼方向に摺動式に移動するように設置される、請求項６記載の内部カウル構造体。
【請求項８】
前記エプロンがさらに、前記尾翼部分が摺動式に結合される摺動レールを備える、請求項７記載の内部カウル構造体。
【請求項９】
前記前方部分が一対のドアを備え、各々ドアが前記エプロンにヒンジ式に設置される、請求項７記載の内部カウル構造体。
【請求項１０】
前記ドアの各々が、前記エンジンの対向する側部上に置かれる、請求項９記載の内部カウル構造体。
【請求項１１】
翼と、
前記翼に設置されたエンジンパイロンと、
前記エンジンパイロンに設置され、少なくとも１つのエンジン取付け台接続部を備えるジェットエンジンと、
前記パイロンから独立して前記エンジンに直接設置され、前記ジェットエンジンの上部に覆い被さるエプロンと、
前記エプロンによって囲まれない前記ジェットエンジンの部分を取り囲むように構成された内部カウル本体とを備える
内部カウル構造体とを備え、
前記内部カウル本体が前記エプロンに結合されることで、結果として生じる前記結合したエプロンと内部カウル本体の組み合わせが、フープ構造を画定し、これは前記パイロンから構造的に独立し、前記ジェットエンジンの少なくとも一部を完全に取り囲む
航空機組立体。
【請求項１２】
前記エプロンが、それを介して前記エンジンとの接続が可能になる少なくとも１つの開口を備える、請求項１１記載の航空機組立体。
【請求項１３】
前記エプロンがさらに、前記少なくとも１つの開口に対応し、前記パイロンに対して前記開口を密閉するシール構造体を備える、請求項１２記載の航空機組立体。
【請求項１４】
前記シール構造体が、前記開口を取り囲み、前記パイロンに当接するシールにおいて終端する鍔を備える、請求項１３記載の航空機組立体。
【請求項１５】
前記接続部が、エンジン取付け台接続部を備える、請求項１４記載の航空機組立体。
【請求項１６】
前記内部カウル本体が、前方部分と、尾翼部分とを備える、請求項１１記載の航空機組立体。
【請求項１７】
前記尾翼部分が、前記エプロンに対して前方／尾翼方向に摺動式に移動するように設置される、請求項１６記載の航空機組立体。
【請求項１８】
前記エプロンがさらに、前記尾翼部分が摺動式に結合される摺動レールを備える、請求項１７記載の航空機組立体。
【請求項１９】
前記前方部分が一対のドアを備え、各々ドアが前記エプロンにヒンジ式に設置される、請求項１７記載の航空機組立体。
【請求項２０】
前記ドアの各々が、前記エンジンの対向する側部上に置かれる、請求項１９記載の航空機組立体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ジェットエンジンの内部カウル構造体および航空機組立体に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン、詳細にはガスタービンエンジンはまた、燃焼タービンエンジンとしても公知であり、これらは、エンジンを通り抜けて多数のタービンブレードへと流れる燃焼ガスの流れからエネルギーを抽出する回転エンジンである。ガスタービンエンジンは、地上の交通機関および海の交通機関ならびに発電に利用されてきたが、最も一般的には、飛行機などの航空用途で利用されている。飛行機では、ガスタービンエンジンは、飛行機の推進力に利用される。
【０００３】
エンジンは、パイロン、典型的には、航空機の翼または機体にエンジンを接合する金属アームによって翼に装着される。パイロン内にあるポンプおよび供給管を通って、燃料が翼のタンクからエンジンに中継される。さらに、エンジンによって生成される電力、ならびに油圧ラインおよび空気管理システムダクト、制御システム配線などが、パイロンの中にやはり含まれる電線および配管を介して航空機とエンジンの間を通される。エンジンは、カウルと呼ばれる外側ケーシングの中に収容される。このようなカウルは典型的には、航空機用途においてファンダクトの内壁を形成する。このようなエンジンカウルは、一部がパイロンによって、一部がエンジンによって支持される。
【０００４】
従来のカウル構成は、内部および外部カウルを含んでおり、これらは分岐壁および梁を介して構造的に互いに装着され、これらによりエンジンにアクセスするためにカウルをヒンジ開閉することを可能にし、一部の事例では、推力逆転器の操作のために外部カウルの摺動作用を可能にする。他の構成では、内部カウルは、外部カウルから独立したままである（すなわち、それらのカウルの間に対する直接的な構造的装着物はない）。この場合、内部カウリングが、ジェットエンジンを覆っており、エンジンへのアクセスを可能にする多くのアクセスパネルを備えた固定式のフレーム構造体、またはジェットエンジンのメンテナンスのためのアクセスを可能にするよう移動可能な摺動式の尾翼カウルセクションを備えたヒンジ開放前方ドアのいずれかを有する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第８０１６２２７号明細書
【発明の概要】
【０００６】
一態様において、内部カウル構造体は、航空機の翼から延出するエンジンパイロンに結合された少なくとも１つのエンジン取付け台を有するジェットエンジンの少なくとも一部を取り囲み、内部カウル構造体は、パイロンから独立してエンジンに直接設置され、ジェットエンジンの上部に覆い被さるように構成されたエプロンと、エプロンによって囲まれないジェットエンジンの部分を取り囲むように構成された内部本体とを含み、内部カウル本体がエプロンに結合されることで、結果として生じる結合したエプロンと内部カウル本体の組み合わせが、フープ構造を画定し、これはパイロンから構造的に独立し、ジェットエンジンの少なくとも一部を完全に取り囲む。
【０００７】
別の態様において、航空機組立体は、翼と、翼に設置されたエンジンパイロンと、エンジンパイロンに設置され、少なくとも１つのエンジン取付け台接続部を備えるジェットエンジンと、内部カウル構造体とを含む。内部カウル構造体はさらに、パイロンから独立してエンジンに直接設置され、ジェットエンジンの上部に覆い被さるエプロンと、エプロンによって囲まれないジェットエンジンの部分を取り囲むように構成された内部カウル本体とを含む。内部カウル本体がエプロンに結合されることで、結果として生じる結合したエプロンと内部カウル本体の組み合わせがフープ構造を画定し、これはパイロンから構造的に独立し、ジェットエンジンの少なくとも一部を完全に取り囲む。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】本発明の一実施形態による典型的なガスタービンエンジン、カウリング、パイロンおよび翼の側部断面図である。
【図２】本発明の一実施形態によるカウリングとエプロンの斜視図である。
【図３】フープ構造を示す、図１の線３−３に沿って切り取った部分断面図である。
【図４】エプロン構造体の斜視図である。
【図５】エプロン設置ブラケットを示す部分断面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
本発明は、航空機の推進力を生成するガスタービンエンジンを利用するいずれの環境でも実施することができる。さらに本記載の実施形態はまた、発電を行なうかつ／または駆動力の生成および発電の両方を行なうタービンエンジンにも適用可能である。さらに本記載の実施形態は、ジェットエンジン航空機環境を対象としているが、本発明は、やはりカウルを使用するタービンエンジンを利用するいずれの環境にも適用可能である。
【００１０】
図１は、航空機のためのガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、下流に向かう流れの順に、ファン１４を含むファンセクション１２と、ブースターまたは低圧（ＬＰ）圧縮機１６と、高圧（ＨＰ）圧縮機１８と、燃焼セクション２０と、ＨＰタービン２２と、ＬＰタービン２４とを含む。ＨＰシャフトまたはスプール２６が、ＨＰタービン２２をＨＰ圧縮機１８に駆動式に接続し、ＬＰシャフトまたはスプール２８が、ＬＰタービン２４をＬＰ圧縮機１６およびファン１４に駆動式に接続する。ＨＰタービン２２は、ロータ３０の周辺に設置されたタービンブレード３２を有するＨＰタービンロータ３０を含む。ブレード３２は、ブレードプラットフォーム３４から半径方向外側のブレードの先端３６まで半径方向外向きに延在する。
【００１１】
エンジン１０は、パイロン主要構造体４０において、尾翼および前方の両方のエンジン取付け台４２の両方によってパイロン組立体３８に設置されるものとして示されている。パイロン組立体３８は図示のようにさらに、垂直の向きで航空機の翼４４に固定されるが、機体など、航空機の別の位置において水平の向きで固定される場合もある。
【００１２】
エンジン１０はさらに、外部カウル４６と、内部カウル４８とを含み、各々が平滑な面を有することで飛行中にエンジン１０の内側または外側を通過する空気の抵抗を抑える。外部カウル４６は、内部カウル４８およびエンジン１０の少なくとも一部を包囲する。パイロン組立体３８はさらに分岐壁５０を備え、これはパイロン組立体３８に接続され、パイロン組立体３８から内部カウル４８と向かいつつ延在し、隙間５２を形成するが、この隙間は、内部カウル４８と外部カウル４６の間のファンダクトに沿った有効なファン空気通路を保持するために密閉される。
【００１３】
また油圧ライン、電気ラインおよびバイパス空気ラインなどの多数のコネクタライン５４も示されており、これらは、エンジン１０から分岐壁５０を通過してパイロン組立体３８へと延びている。このようなライン５４は、エンジン１０を例えば燃料ポンプおよびフライト制御コンピュータなどの操作に必要なサブシステムに結合する。
【００１４】
次に図２に注目すると、内部カウル４８は、エプロン構造体５８と、エンジン１０の少なくとも一部を取り囲む２つの側部前方カウルドア６０と、尾翼カウルドア６２とを備える。カウリングの代替の構造も想定される。エプロン５８が、エンジン１０の上部に覆い被さり、前方カウルドア６０および尾翼カウルドア６２は、エプロン５８が覆わないエンジン１０の残りの部分を共同して取り囲む。前方カウルドア６０がヒンジ式に開放するのに対して、尾翼カウルドア６２は摺動式に開放する。
【００１５】
図３に示されるように、組立てられたエプロン５８とカウルドア６０、６２は、内部カウル４８の軸方向の長さに沿って延在する連続するフープ状の構造体を形成する。図示のようにエプロン５８はさらに、分岐壁５０とエプロン５８の間の隙間５２の縁部に密閉材を備える。密閉材の一例は、エアロシール６４であるが、このような境界面の間に柔軟で可撓性のシールを形成する他の材料も想定される。また図示のように、前方カウルドア６０が各々、前方エンジン１０のミラー式に対向する側部を取り囲むことで、ドア６０のより下方の縁部が内部カウル４８の最も下の地点で互いに各々合致する。
【００１６】
次に図４に注目すると、エプロン５８は、支持ヒンジ６６と、カウルドア６０、６２を始動させるためのレール６８とを備える。前方カウルドア６０はヒンジ６６を介してエプロン５８に結合し、ヒンジ６６が回転の中心を形成するように構成されることで、メンテナンス中にドア６０を上方に揺らして動かし、エンジン１０から離れるようにすることができる。同様にレール６８によって、尾翼カウルドア６２をエプロン５８に結合することが可能になり、これによりドア６２を例えば摺動作用によって、メンテナンス中に、エプロン５８およびエンジン１０に対してエンジン１０の長さに沿って前方位置から尾翼位置まで軸方向に並進させることができる。本構造において、ヒンジ６６とレール６８は共に、飛行中またはメンテナンス作業中に、そのそれぞれのカウルドア６０、６２の荷重を支えるのに十分に強固な好適な材料から作製される。
【００１７】
エプロン５８はさらに、パイロン組立体３８に当接する鍔７２を備える。エプロン５８はさらに、エンジン１０への接続部を介して通過することを可能にする少なくとも１つの開口を備える。図示のように鍔７２は、鍔開口７４を含み、この中をエンジン取付け台４２が通過することで、エンジン１０をパイロン主要構造体４０に固定する。エプロン５８は、コネクタライン５４用の付加的な開口７６を有するものとして示されているが、付加的な接続部は、鍔開口７４を通過することが許される場合もあることが想定される。
【００１８】
鍔７２はさらに、鍔開口７４に対応し、それを取り囲むシール構造体７８を備える。シール構造体７８は、鍔７２がパイロン組立体３８に当接する際、シール構造体７８が鍔開口７４をパイロン組立体３８に対して密閉するように構成される。シール構造体７８は、実質的に気密性および耐候性のシールを形成することが可能な任意の好適な柔軟な可撓性の材料から構成することができる。
【００１９】
図５に注目すると、エプロン５８はさらに、エプロン５８をエンジン１０に構造的に結合するためのエプロン取付け台７０を備える。この意味において、エンジン１０は、内部カウル４８の重量を支えており、この内部カウルは、パイロン組立体３８から構造的に独立している。エプロン取付け台７０は、エプロン５８、前方カウルドア６０、および尾翼カウルドア６２の組み合わさった重量、ならびに飛行中またはメンテナンス作業中に内部カウル４８に加えられる何らかの一時的な力を支えるのに好適な材料から構成される。エプロン取付け台７０の代替の構成も想定される。
【００２０】
飛行動作中、航空機に推力を与えるエンジン１０を取り囲む内部カウル４８は、重力負荷および変位負荷を受ける。重力負荷、すなわち内部カウル４８の重量は、エプロン取付け台７０によって、カウルドア６０、６２からエプロン５８を介してエンジン１０まで伝えられる。エプロン５８およびカウルドア６０、６２のフープ状の連続する構造は、内部カウリング４８の重量を保持するために構造的に有効な設計を実現する。
【００２１】
内部カウル４８に作用する変位負荷は、主に空気流作用、乱流およびエンジン１０の振動から発生する。エプロン取付け台７０は、構造上の剛性と、減衰作用の両方を可能にできるが、内部カウル４８はそれでもなお、パイロン組立体３８に対してわずかに変位される。この変位は、パイロン組立体３８に対する境界面において、エプロンと分岐壁５０におけるエアロシール６４、ならびに鍔７２とパイロン組立体３８におけるシール構造体７８によって受容される（ａｃｃｏｕｎｔｅｄ  ｆｏｒ）。各々のシール６４、７８の柔軟で可撓性の材料によって、各々の境界面において分離せずに変位することが可能になる。さらにエプロン５８と、カウルドア６０、６２のフープ状の連続する構造によって、変位負荷の下でのゆがみや撓みに耐えるための構造的に有効な設計が可能になる。
【００２２】
上記の図面に示されるものの他に多くの他の可能な実施形態および構成が、本開示によって企図される。例えば本発明の一実施形態は、エンジン１０をさらに取り囲む、あるいはさらに軸方向に延在することで、付加的なカウルドア６０、６２の必要性をなくすまたは減らすエプロン５８を企図している。さらに、各々のこのような実施形態において内部カウル４８が構造的にエプロン５８にしっかりと留められる限りは、代替のカウルドア６０、６２設計を有する複数の実施形態が採用される場合もある。さらに、種々の構成要素の設計および配置は、いくつかの異なる構成を実現することができるように再編成される場合もある。
【００２３】
本明細書に開示される実施形態によって、タービンエンジンのための内部カウル構造体が提供される。上記の実施形態において実現され得る１つの利点は、上記に記載した実施形態が、従来のタイプの内部カウル構造体に対して複雑性が優れており、低コスト設計の利点を有する点である。提案されるエンジンの周りにエプロンを設置する構造体によって、フープ状の強度により、内部カウルの高い構造上の完全性を実現し、その一方でパイロンまたはパイロンブラケットへの何らかの直接の接続部からカウリングを構造上隔離することが可能になる。さらに内部カウルの主要荷重の事例として圧力に起因するものを想定すると、記載される実施形態のフープ状の連続する構造が特に有効である。
【００２４】
上記の実施形態において実現され得る別の利点は、内部カウルが、構造上の分離ならびにエプロンと分離壁の間の隔離仕切りによって、パイロンのより低い床面に対するエンジン熱の熱作用を最小限にする手段が提供されることである。この隔離仕切りの形成はまた、エンジンの発火危険区域の大きさを縮小し、火災の検知および鎮圧などの他のサブシステムの利益となる。
【００２５】
さらに、記載される実施形態は、従来のタイプの内部カウル構造体に対して優れた重量上の利点を有する。エプロン構造体の設計によって、パイロンまたはパイロンブラケットから内部カウル構造体を切り離すことが可能になり、エンジン推力および航空学的力に起因する内部カウルの構造上の負荷および変位の作用（ｄｉｓｐｌａｃｅ  ｃｈａｌｌｅｎｇｅ）をパイロンが受けることの必要性を取り除くことができる。さらに上記に説明したようにパイロンに対する温度が低くなることによっても、より軽量の材料を使用することが可能になり、結果として推進システムの別の領域に重量を移動させることなく、より軽量でより簡素化された構造体が実現する。したがってパイロンおよびパイロンブラケットは、通常であればパイロンの境界面に加えられるであろう力または熱負荷にもはや耐える必要のない代替の軽量の材料で設計され、開発され、機械加工することができる。
【００２６】
上記の実施形態において実現され得るさらに別の利点は、エプロン構造体によって、エンジンの周りで内部カウルを密閉するためのより簡単な手段も提供されることである。さらに内部カウルの密閉作用によってエンジンのファンダクトの漏出を抑え、これは、エンジンの燃料消費に対する直接的な効果をもたらす。
【００２７】
航空機の構成要素を設計する際、対処すべき重要な要因は、サイズと重量である。上記に記載した内部カウル構造体の利点は結果として、より軽量で、よりサイズの小さい、かつ性能が向上したエンジンシステムをもたらす。重量およびサイズの削減は、飛行中の競争力のある利点に関係する。
【００２８】
この書面による記載は、本発明を開示することを目的とした最適な態様を含む例を利用しており、また任意の装置またはシステムを作製し利用すること、ならびに任意の採用された方法を実行することを含め、当業者が本発明を実施することができるようにするものである。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義されており、当業者が思い付く他の例を含むことができる。このような他の例は、それらが特許請求の範囲の文字通りの言い回しと相違ない構造上の要素を含む場合、あるいはそれらが特許請求の範囲の文字通りの言い回しとわずかな相違点を有する等価な構造上の要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内にあることが意図されている。
【符号の説明】
【００２９】
１０  ガスタービンエンジン
１２  ファンセクション
１４  ファン
１６  ＬＰＣ
１８  ＨＰＣ
２０  燃焼セクション
２２  ＨＰＴ
２４  ＬＰＴ
２６  ＨＰスプール
２８  ＬＰスプール
３０  ＨＰＴロータ
３２  ブレード
３４  ブレードプラットフォーム
３６  ブレードの先端
３８  パイロン組立体
４０  パイロン主要構造体
４２  エンジン取付け台
４４  翼
４６  外部カウル
４８  内部カウル
５０  分岐壁
５２  隙間
５４  コネクタライン
５８  エプロン
６０  前方カウルドア
６２  尾翼カウルドア
６４  エアロシール
６６  ヒンジ
６８  レール
７０  エプロン取付け台
７２  鍔
７４  鍔開口
７６  付加的な開口
７８  シール構造体
【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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