(57)【要約】  本発明は、直接的な推力によってエンジンが運転できるようになっている上流引込位置と下流伸長位置との間で軸方向に並進可能に移動する環状カウル要素（２７、１２７、２２７）と、前記カウル要素と同軸の、半径方向調節を有するブレードでできており、かつそれらの間に半径方向案内通路を形成するように軸方向に分離される円筒状リングセクタの形のグリッドスラストリバーサ（２８、１２８、２２８）とを含む、分離された流れを有する二流式ジェットエンジンの二次空気ノズルに関し、カウル要素は、スラストリバーサグリッドを通して下流伸長位置で前記半径方向案内通路を開放する。ノズルは、グリッド（２８、１２８、２２８）を形成するリングセクタの半径が、カウル要素（２７、１２７、２２７）の円周の周りに一定でないこと、および、前記環状カウル要素（２７、１２７、２２７）が、二次空気流れの周縁を画定する内壁（２７ｉｎｔ、１２７ｉｎｔ、２２７ｉｎｔ）と、ナセルを収容する外壁（２７ｅｘｔ、１２７ｅｘｔ、２２７ｅｘｔ）とを含み、壁のうちの少なくとも１つの横切断部の半径が、カウル要素の円周の周りに移動する場合に一定でなく、切断部が、カウル要素の上流端縁とその下流端縁との間に作られることを特徴とする。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
直接的な推力でエンジンを運転するための上流引込位置と下流伸長位置との間で軸方向並進によって移動され得る環状キャップ要素（２７、１２７、２２７）と、前記キャップ要素と同軸であり、半径方向に配向されたフィンから成り、かつそれらの間に半径方向案内通路を配置するように軸方向に間隔を置いて配置される円筒状リングセクタの形のカスケードベーンスラストリバーサ（２８、１２８、２２８）とを備える、分離した流れを有するバイパスターボジェットのコールドフローノズルであり、キャップ要素が、下流伸長位置でスラストリバーサカスケードベーンを通して前記半径方向通路を清浄にするノズルであって、
ａ．カスケードベーン（２８、１２８、２２８）を形成するリングセクタの半径が、キャップ要素（２７、１２７、２２７）の円周に沿って一定でなく、
ｂ．前記環状キャップ要素（２７、１２７、２２７）が、コールドフローダクトの周縁を画定する内壁（２７ｉｎｔ、１２７ｉｎｔ、２７ｉｎｔ）と、ナセルのケーシングの外壁（２７ｅｘｔ、１２７ｅｘｔ、２２７ｅｘｔ）とを備え、壁のうちの少なくとも１つの横断面の半径が、キャップ要素の円周に沿って移動する場合に一定でなく、断面が、キャップ要素の上流端縁とその下流端縁との間に作られることを特徴とする、ノズル。
【請求項２】
カスケードベーン（２８）の半径が、最小値と最大値との間で変化し、２つの値が、軸線を通過する半径方向の、互いに垂直な平面に対応する、請求項１に記載のノズル。
【請求項３】
前記２つの平面のうちの一方が垂直であり、他方が水平である、請求項１および２に記載のノズル。
【請求項４】
偏向縁（２２９）と呼ばれる半径方向通路の上流端縁が、凸湾曲形状から成り、軸線を通過する半径方向平面を通るその断面の長さが、キャップ要素の円周に沿って一定である、請求項１から３のいずれか一項に記載のノズル。
【請求項５】
半径方向通路の偏向縁（２９、１２９）と呼ばれる上流端縁が、凸湾曲形状から成り、軸線を通過する半径方向平面を通るその断面の長さが、キャップ要素の円周に沿って変化する、請求項１から３のいずれか一項に記載のノズル。
【請求項６】
軸方向に測定されるカスケードベーン（２８、２２８）の長さが、キャップ要素の円周に沿って一定である、請求項１から５のいずれか一項に記載のノズル。
【請求項７】
軸方向に測定されるカスケードベーン（１２８）の長さが、キャップ要素の円周に沿って変化する、請求項１から５のいずれか一項に記載のノズル。
【請求項８】
横断面が、長円形の形状を有し、特に前記横断面の半径の最も小さいものが垂直である、請求項７に記載のノズル。
【請求項９】
キャップ要素の下流端縁（１２７ｆ、２２７ｆ）が円形である、請求項８に記載のノズル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の設置上の制約を考慮したバイパスターボジェットの分野、およびそれらのケーシングを形成するナセルの配置に関する。より詳細には、その主題は、カスケードベーンスラストリバーサを組み入れる分離した流れを有するバイパスターボジェットのコールドフローノズルである。
【背景技術】
【０００２】
本発明は、特に、上流ファンを備えるバイパスターボジェットに関する。上流および下流は、エンジンのガスの流れの方向に関して本明細書で定義されている。エンジンに入る空気は、ファンによって圧縮される。内部環状部分は、主流を形成し、ガス発生器を形成するエンジン部分の内側に案内され、ファンから来る空気の外部環状部分は、バイパス流を形成し、これは、エンジンの軸線に関して真っ直ぐにされ、エンジンを迂回する。バイパス流は、主流と直接的に別々に、または主流と混合された後に大気中に排出される。バイパス比と呼ばれるバイパス流と主流との間の比率は、特定のエンジンの燃料消費率に対して影響を有するパラメータのうちの１つであるので、考慮すべきである場合がある。また、高バイパス比は、エンジンによって生じる騒音公害について利益をもたらす。
【０００３】
本発明は、ケーシングであるナセルが、流れを分離するように配置されるエンジンに関するものであり、主流およびバイパス流は、２つの同軸流になって別々に排出される。主流は内側にあり、したがって、バイパス流は、環状ノズルを通して排出され、この環状ノズルは、ガス発生器のフェアリングによって内側に、および環状キャップ要素によって外側に形成される。ナセルのこのキャップ要素は、単一の環状部品、または、リング状に、たとえば翼下取付けによってパイロンのアタッチメントのどちらの側にも配置される２つのハーフリングを用いて配置されるいくつかの部品から成ることができる。
【０００４】
本発明は、より詳細には、カスケードベーンタイプのスラストリバーサを備える分離流ノズルを有するエンジンに関する。それ自体が知られているこのタイプのスラストリバーサは、本出願人の欧州特許第１００４７６６号明細書から引用された添付の図１および図２に示されている。これらの図は、カスケードベーンスラストリバーサを有するコールドフローノズルの例を概略的に示している。スラストリバーサは、コールドフローノズルを形成するナセルの下流キャップ要素７を備える。これは、ターボジェットが直接的な推力でスラストリバーサル位置まで運転している場合に、環状のコールドフローダクト１７の外壁を形成する引込位置から下流方向に並進で移動され得る。これは、たとえばナセルの上流部分６に取り付けられるシリンダ４によって始動される。要素７の下流への移動によって、キャップ要素に固定される複数のフラップ１２が傾斜することになり、それによりダクト１７を封鎖し、半径方向にコールドフローを逸らす。フラップ１２は、ガス発生器のフェアリングによって形成される内壁１６に関節部１５を介して取り付けられる連結棒１４によって制御される。
【０００５】
このスラストリバーサル位置では、これは、ナセルを通して外側と連通しているダクト１７を配置する半径方向通路を現している。半径方向通路は、ナセルの固定した上流部分６に形成される偏向縁９によって上流に画定される。コールドフローは、これらの偏向縁に沿って案内される。リングセクタの複数のカスケードベーン８は、コールドフローダクト１７の周縁に通路を横切って配置される。
【０００６】
カスケードベーンは、リングセクタにて、エンジンの軸線に対して半径方向に配向され、それらを通過する流れを、逆推力を形成するためにエンジンの上流に構成要素を有する外側まで案内するように、それらの間にチャネルを配置するフィン８１から形成される。リングセクタフィンは、エンジンの軸線に沿って互いに平行に配置され、並進で移動し得るキャップ要素と同軸のシリンダの一部にカスケードベーンを形成する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】欧州特許第１００４７６６号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
高バイパス比を有する、したがって大きなファン直径を有するエンジンを目的とする場合には、航空機にそれらを取り付けるという問題が生じる。エンジンが航空機の翼の下に取り付けられなければならない場合、これは、通常、翼に固定されるパイロンに懸架される。通常、それらのナセルを有する大直径のエンジンの大きさの問題は、翼の前縁に対してできるだけ遠くに上流にそれらを配置することによって緩和される。しかしながら、それらの後方部分は、翼の近くのままであり、翼の高さよりも低い高さに位置していなければならない。したがって、存在するガス流、特に、翼の表面について抵抗を生じる周縁のバイパス流の相互作用に考慮を払わなければならない。また、これが操縦中に全く接触を持たないように十分な地上高を設けることが必要である。
【０００９】
本出願人は、目的として、エンジンのファン直径を犠牲にする必要なしに航空機の翼の下にエンジンを取り付けることを課している。換言すれば、これは、航空機の翼の地上からの高さによって課せられる制約を考慮した、最も大きな可能なファン直径を有するエンジンを取り付けることが必要である。
【００１０】
出願人によって定められる特定の目的は、その高さが低減され得るようにエンジンのナセルの後方部分を製作することである。後方でのエンジンの全体径は、コールドフローノズルの全体径、より詳細にはノズルの外方キャップ要素の全体径であるので、本出願人は、目的として、それの垂直方向の寸法を低減することを課している。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明によれば、上記の目的は、主クレームの特徴を有する分離した流れを有するバイパスターボジェットのコールドフローノズルによって達成される。
【００１２】
半径は、周縁の問題となっている点におけるカスケードベーンとエンジンの軸線との間の距離を意味することが意図される。
【００１３】
方位角方向に推力逆転カスケードベーンの半径方向位置を変化することによって、ナセルの大きさが、方位角について変化し、したがってその環境の大きさの制約にこれを適応させるように、キャップ要素を楕円化し、または変形させるようになることができる。
【００１４】
１つの特定の実施形態によれば、カスケードベーンの半径は、最小値と最大値との間で変化し、２つの値は、軸線を通過する半径方向の、互いに垂直な平面に対応する。より詳細には、２つの平面のうちの一方は垂直であり、他方は水平である。簡単な実施形態によるカスケードベーンの形状は、楕円形または実質的に楕円形である。楕円形の大きな軸線は、たとえば水平であるが、エンジンの環境に応じて、これは、水平方向に対して傾斜され得る。
【００１５】
他の特徴によれば、偏向縁と呼ばれる半径方向通路の上流端縁は、凸湾曲形状から成り、軸線を通過する半径方向平面を通るその断面の長さは、キャップ要素の円周に沿って一定である。
【００１６】
先行する実施形態の変形によれば、半径方向通路の偏向縁と呼ばれる上流端縁は、凸湾曲形状から成り、軸線を通過する半径方向平面を通るその断面の長さは、キャップ要素の円周に沿って変化する。
【００１７】
これは、スラストリバーサが動作位置にある場合に冷気流の空気力学的調整の手段を与える。
【００１８】
他の特徴によれば、軸方向に測定されるカスケードベーンの長さは、キャップ要素の円周に沿って一定であり、またはキャップ要素の円周に沿って変化する。
【００１９】
より詳細には、横断壁のうちの少なくとも１つの前記横断面は、長円形の形状を有し、特に前記半径の最も小さいものは、垂直である。これは、バイパス流ナセルの後方部分の上下の大きさの問題を解決するための最も簡単な解決策である。
【００２０】
１つの特定の実施形態によれば、キャップ要素の下流端縁は円形である。この実施形態は、排出ゾーンでなく内部ノズルの部分だけを変形させまたは楕円化するという利点を有し、したがって、ノズルの楕円化または変形と関連する空気力学的問題を制限する。
【００２１】
本発明の他の特徴および利点は、それぞれを表す添付の図を参照して、次の説明を読むと明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】知られているタイプの閉鎖位置におけるカスケードベーンスラストリバーサの、関連するターボジェットの回転軸を通過する平面を通る長手方向の概略的な半断面図である。
【図２】スラストリバーサルの作動形態における、図１に示されるスラストリバーサの図１の半断面図と類似した概略的な半断面図である。
【図３】カスケードベーンスラストリバーサを有するターボジェットの長手方向断面の概略図である。
【図４】先行技術によるスラストリバーサカスケードベーンの、エンジンの軸線についての概略図である。
【図５】本発明の例示的な実施形態によるスラストリバーサカスケードベーンの、エンジンの軸線に沿った概略図である。
【図６】概略的に、軸線を通過する平面に沿ったノズルの２つの断面の相対位置であり、一方が垂直面であり、他方が水平面である図である。
【図７】本発明の他の例示的な実施形態によるスラストリバーサカスケードベーンの、エンジンの軸線に沿った概略図である。
【図８】本発明のさらなる他の例示的な実施形態によるスラストリバーサカスケードベーンの、エンジンの軸線に沿った概略図である。
【図９】概略的に、軸線を通過する平面に沿ったノズルの２つの断面の相対位置であり、他の実施形態の場合には、一方が垂直面であり、他方が水平面である図である。
【図１０】概略的に、軸線を通過する平面に沿ったノズルの２つの断面の相対位置であり、さらなる他の実施形態の場合には、一方が垂直面であり、他方が水平面である図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
図３で見ることができるように、分離した流れおよび前部ファンを有するバイパスターボジェットは、その形状が空気力学的要求に適合するナセルに包囲されるファンケーシング自体の内側にファンロータ２を備えている。
【００２４】
ファンの下流に向かって、空気の部分、主流Ｐは、ガス発生器を形成するエンジンの内側に案内される。この主流Ｐは、圧縮され、環状燃焼室５に送り込まれる。燃焼ガスは、ファンおよび圧縮機ロータを駆動するさまざまなタービン段で膨張される。下流に向かって、主流は、高温ガスの主排気ノズルの中に排出される。
【００２５】
ファンからの空気の残部は、空気流Ｓのダクトが主流のそれと同軸であるバイパス空気流Ｓを形成する。バイパス流は、案内羽根２’および中間ケーシングのアームによってエンジンの軸線ＸＸに関して真っ直ぐにされ、次いで、バイパス流ノズルを通して排出される。
【００２６】
ナセルは、エンジンに送り込むために形成されファンケーシングに取り付けられる環状空気入口３を備えている。ファンケーシングは、ファンからのバイパス空気流を真っ直ぐにする羽根２’の下流に延在する固定ナセル要素４で包囲される。ナセルのこの固定部分４と一直線をなして、ガス発生器のフェアリングによって環状ノズルを形成するキャップ要素７が取り付けられる。
【００２７】
既に上記で説明しているように、キャップ要素７は、着陸すると、直接的な推力に対して逆方向に推力を発生することによって航空機の速度を減少させることが必要な場合に、スラストリバーサカスケードベーン８を現すように並進で移動し得る。
【００２８】
先行技術のノズルでは、それらが収容されるキャップ要素７およびカスケードベーン８の組立体は、エンジンの軸線を中心とする回転容積を形成する。
【００２９】
図４は、機械の軸線ＸＸで見られるように、カスケードベーンの組立体の外観だけを概略的に示している。組立体は円形である。
【００３０】
本発明によれば、カスケードベーンの環状組立体は、軸線ＸＸから測定される半径がキャップ要素の円周にわたって移動する場合には一定でないように改変される。
【００３１】
例示的な実施形態が図５に示されている。カスケードベーン２８として示されるカスケードベーンの組立体は、軸線ＸＸを通過する垂直面において軸線ＸＸに対して半径Ｒ１、および軸線を通過する水平面において半径Ｒ２を有し、ここで、Ｒ１＜Ｒ２である。カスケードベーン２８の形状は、大きな水平軸線および小さな垂直軸線を有する実質的に楕円形である。
【００３２】
それぞれ垂直および水平の２つの平面についての軸線に対するノズルの形状が、図６に示されている。簡略化を目的に、および理解を助けるために、カスケードベーン２８、その内壁２７ｉｎｔおよびその外壁２７ｅｘｔを有するキャップ要素２７の輪郭、ならびにバイパス流の偏りのための半径方向通路の上流の偏向縁２９が、示されているすべてのものである。
【００３３】
偏向縁２９は、凸湾曲形状を有し、カスケードベーン２８の上流側平面２９ａから上流側端部まで延在する。
【００３４】
実線の表現は、水平面の軸方向部分に対応し、破線の表現は、垂直面の軸方向部分に対応する。
【００３５】
バイパスダクトの外壁を画定する内壁２７ｉｎｔは、軸線を中心とする回転面ではないことが分かり得る。この壁は、図の尖端によって示される平面２９ａの下流に延在し、偏向縁の上流側端部を形成する。この平面２９ａの上流に向かって、バイパスダクトの外壁は、本発明において包含されない。したがって、バイパス流１７’のダクトは、偏向縁の上流側端部２９ａを通過する横断面上で軸対称であり、この場合、下流方向に徐々に変形する。バイパス流１７’のダクトの内壁を画定するガス発生器のフェアリング１６は、回転面であり、これは円形断面を有する。
【００３６】
ナセルの外壁、そのキャップ要素２７の外側部分２７ｅｘｔは、キャップ要素の内側部分２７ｉｎｔよりも大きな長さにわたって垂直長手方向面に小さな半径を有する。翼の下での取付けというこの例の目的である用途について、これは、バイパス流ノズル部分でナセルの上下の大きさを減少させる。
【００３７】
示された実施形態がただ１つの可能なものではなく、エンジンが取り付けられる環境に関連する要求に適合できるように、多くの変形が可能である。
【００３８】
このように、図７は、２８’の記号のついたスラストリバーサカスケードベーンの異なる楕円化を示しており、ここに、大きな軸線ＡＡは、水平方向に対して４５°で傾斜されている。
【００３９】
図８は、他の可能な非限定的な変形を示している。カスケードベーン２８”は、ある楕円形状部分と、フラップを有する別の部分とを有する。
【００４０】
カスケードベーンの長さ、でなければ偏向縁の長さおよび高さ、でなければバイパス流の排出面のノズルの形状、あるいはこれらのパラメータの組合せに関連する他の変形が可能である。
【００４１】
したがって、図９は、それぞれ、破線で示される垂直長手方向面において、実線で示される水平面において見られるキャップ要素１２７が、偏向縁１２９の上流側端部１２９ａと排出面１２７ｆとの間で変化する内壁１２７ｉｎｔおよび外壁１２７ｅｘｔを有する変形を示している。この変形は、排出面においてノズル１２７ｆの外壁の円形形状の特定の特徴を有する。カスケードベーン１２８は、垂直面と水平面との間で変化する半径を有することが分かり得る。
【００４２】
図１０は、３つの特徴を組み合わせたノズル形状の他の変形を示している。
【００４３】
カスケードベーン２２８は、軸線ＸＸに対する半径についてばかりでなく、長さについても変化する。実線で示される水平面のその長さｌは、破線で示される垂直面のその長さよりも長い。
【００４４】
その上流側端部２２９ａから測定される偏向縁２２９の長さは、他方では一定であり、図で見ることができるように、長さは、垂直面および水平面について同一である。
【００４５】
排出面のノズルの外壁２２７ｆは円形である。
【００４６】
本発明は、説明された実施形態に限定されるものではなく、これは、当業者の範囲内にあるすべての変形を包含するものである。
【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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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【国際調査報告】
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2013519032.tif 000015
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