(57)【要約】【課題】厚さを減少させ、重量を軽量化し、かつ抗力を低減させるナセルを設けて、種々の飛行条件でターボファンガスタービンエンジンの性能を最適化する。【解決手段】ガスタービンエンジン１０は、中空の内部空間を有するナセル１００を備える。この内部空間は、空気をナセル１００の吸気口１１６からナセル１００の上流端部９９に位置する排気口１０４に案内するプレナム１２０として利用される。排気口１０４から出る空気流により特定の飛行条件におけるナセル１００の有効なリップ幅を制御することができる。【選択図】図２
2008298068.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
内部空間を画定するナセルと、
前記ナセル内に位置したファンセクション、圧縮機セクションおよびタービンセクションと、
前記圧縮機セクションおよび前記タービンセクションを取り囲む内側カウルと、
空気を捕らえ、かつ該空気を前記ナセルの内部空間に通流させる空気入口と、
を備え、
前記ファンセクションが前記圧縮機セクションに空気に搬送するとともに、前記カウルと前記ナセルの内側面との間にバイパス空気を通流させ、
前記空気入口を通過した前記空気は前記ナセルの前記内部空間を通流し、該空気を前記ナセルの上流端部付近の場所に通流させる通路に流入することを特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記通路の排気口が、前記空気を前記ナセルの外側周縁部に案内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。
【請求項３】
前記通路が、前記内部空間内に取入口を備える管であ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。
【請求項４】
前記通路の排出口が、前記空気を前記ナセルの内側面に案内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。
【請求項５】
前記空気入口の出口が、前記空気が該空気入口を通過して前記内部空間に流入する際に拡散するように、ディフューザを備え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。
【請求項６】
前記空気入口が、バイパス空気通路内における吸気口端部から延び、かつ前記内部空間内に出口を備える管であ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。
【請求項７】
前記空気入口の管が、前記ナセル内の壁を貫通して延びるとともに、該空気入口の管の前記出口が前記内部空間と連通す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。
【請求項８】
流れ制御部が、前記通路からの空気流を選択的に遮断または継続させ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。
【請求項９】
前記空気が、前記ナセルの前記上流端部において、より厚い境界層を形成するように使用され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。
【請求項１０】
ガスタービンエンジン用のナセルであって、
内部空間を画定するとともに、バイパス空気通路を形成する中央ボアを備えたナセルボディと、
空気を捕らえ、かつ該空気を前記内部空間に通流させる空気入口と、
を備え、
前記空気入口を通過した前記空気が前記内部空間を通って流れ、前記ナセルボディの上流端部付近の場所に前記空気を通流させる通路に流入することを特徴とするナセル。
【請求項１１】
前記通路の排気口が、前記ナセルボディの外側周縁部に前記空気を案内することを特徴とする請求項１０に記載のナセル。
【請求項１２】
前記通路が、前記内部空間内に取入口を備える管であることを特徴とする請求項１０に記載のナセル。
【請求項１３】
前記通路の排気口が、内側面に前記空気を案内することを特徴とする請求項１０に記載のナセル。
【請求項１４】
前記空気入口の出口が、前記空気が前記空気入口を通過して前記内部空間に流入する際に拡散するように、ディフューザを備えることを特徴とする請求項１０に記載のナセル。
【請求項１５】
前記空気入口が、バイパス空気通路における吸気口端部から延び、かつ前記内部空間内に出口を備える管であることを特徴とする請求項１０に記載のナセル。
【請求項１６】
前記空気入口の管が、前記ナセルボディ内の壁を貫通して延びるとともに、該空気入口の管の前記出口が前記内部空間と連通することを特徴とする請求項１５に記載のナセル。
【請求項１７】
流れ制御部が、前記通路からの空気流を選択的に遮断または継続させることを特徴とする請求項１０に記載のナセル。
【請求項１８】
前記空気が、前記ナセルボディの前記上流端部において、より厚い境界層を形成するように使用されることを特徴とする請求項１０に記載のナセル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的に、ガスタービンエンジンに関し、特に、ターボファンガスタービンエンジン用のナセル入口に関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファンエンジンのような航空機のガスタービンエンジンでは、ファンが空気を圧縮機に搬送する。圧縮空気は、高温燃焼ガスを生成する燃焼器において燃料と混合される。高温燃焼ガスは、このガスからエネルギを抽出するタービンステージを通って下流に流れる。タービンは、ファンおよび圧縮機に動力を供給する。
【０００３】
燃焼ガスは、コア排気ノズルを通ってターボファンエンジンから排出され、ファン空気は、コアエンジンを取り囲むナセルによって少なくとも部分的に画定される環状のファン排気ノズルを通って排出される。推力の大部分は、ファン排気ノズルを通って排出される圧縮ファン空気から得られ、残りの推力は、コア排気ノズルを通って排出される燃焼ガスから得られる。
【０００４】
ガスタービンエンジン航空機の分野において、航空機が遭遇する種々の飛行条件でターボファンエンジンの性能が変化することが知られている。ターボファンナセルの先端部に配置された入口リップ部分は、種々の飛行条件でターボファンエンジンを作動させることを可能にし、ナセルの入口リップ部分からの空気流の剥離を防止するように一般的に設計される。例えば、入口リップ部分は、横風を受ける状況、離陸などの特定の飛行条件でのターボファンの作動を助けるように、「厚い」入口リップ部分の設計が必要である。不利なことに、「厚い」入口リップ部分は、航空機の巡航状態のような他の条件におけるターボファンエンジンの効率を減少させる恐れがある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
したがって、厚さを減少させ、重量を軽量化し、かつ抗力を低減させるナセルを設けて、種々の飛行条件でターボファンガスタービンエンジンの性能を最適化することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
「厚い」リップをシミュレートするために、ナセルの前側に隣接した場所にブリード空気を選択的に案内することが以前から提案されてきた。厚いリップが必要ない条件（例えば、巡航状態）では、ブリード空気が停止される。連続した導管は、ナセルの下流端部で空気を捕らえ、この空気を上流端部に搬送する。
【０００７】
開示された実施例では、ナセルの内部は、ナセルの上流端部付近における排気口に搬送されるブリード空気用のプレナムとして利用される。入口管がバイパス空気流からの空気を捕らえ、この空気をナセルの内部に案内する。空気は、プレナムに案内され、この後、ナセルの上流端部における排気口に続く入口通路に案内される。ブリード空気は、任意のエンジンステージ（ファン、圧縮機、タービンやカスタマブリードポート（ｃｕｓｔｏｍｅｒ  ｂｌｅｅｄ  ｐｏｒｔｓ））から得られ、プレナム内の空気温度を制御するために一緒に混合されてもよい。一実施例では、排気口は、ナセルの外側面にある。代替の実施例では、排気口は、内側面にある。入口管は、プレナムによって排気口から離間している。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
エンジン中心線つまり軸方向中心軸１２を中心に周方向に配置されるターボファンガスタービンエンジンのようなガスタービンエンジン１０を図１に示す。エンジン１０は、ファン１４、圧縮機１５，１６、燃焼器セクション１８およびタービンロータ２３，２５を備える。本技術分野でよく知られているように、圧縮機１５，１６で圧縮された空気は、燃料と混合され、燃焼器セクション１８で燃焼され、タービンロータ２３，２５で膨張される。圧縮機で圧縮された空気およびタービンで膨張された燃料混合気は、ともに高温ガス流と呼ばれる。タービンロータ２３，２５は、ブレード２０および固定エアフォイルつまり固定ベーン１９を含む。この構造が図１に概略的に示されている。
【０００９】
図１に示すように、ナセル１００は、ファンからのバイパス空気流を取り囲んでいる。カウル９７は、内部の構成要素を取り囲み、ナセル１００とともにバイパス通路を画定する。
【００１０】
図２に、概ね中空のナセル１００を示す。当然のことながら、ナセル内にファン制御ベルト１９９のような構成要素が含まれる。しかし、ナセル内で下流端部１０１と上流端部９９との間は連通している。図２の実施例では、後方クロージャ１１２がプレナム１２０を画定する空間を閉鎖する。ファンカウルドア１１０が、プレナム１２０を包囲するようにシールされて示される。ドア１１０は、様々な目的で開かれてもよい。入口管１１４は、吸気口１１６およびディフューザ出口１１８を備える。バイパス流からの空気は、吸気口１１６に流入し、ディフューザ出口１１８から流出し、プレナム１２０に入る。図２に示されるように、管１０３の取入口１０２によって、プレナム内の空気が上流端部９９におけるナセル１００の外側周縁部に位置する排気口１０４に案内される。ブリード空気によって、様々な飛行条件における「厚いリップ」をシミュレートするように効果的に境界層が制御される。空気の方向は、図示した方向、これと逆方向、または自由に流れる空気に対して任意の様々な角度をとることができる。このセクションを通る流れを選択的に制御するために、バルブ１１５のようなバルブが管１０３に配置されてもよい。このブリード空気を選択的に制御する制御部２００を概略的に示す。当業者であれば、より厚いリップが望ましい場合を理解するであろう。
【００１１】
ブリード空気を生成するために以前に提案されたシステムは、空気を下流端部から上流端部に通流させる導管つまり管を含んでいた。空気を入口管１１４から管１０３に通流させるプレナム１２０を利用することによって、本発明は、必要な管や他の配管構造の多くを排除する。
【００１２】
図３に示されるように、代替の実施例では、管１０５は、取入口１０６と、ナセル１００の内側周縁部に空気を案内する排気口１０８と、を備えている。これにより、流れの剥離を減少させる、または無くすように境界層を強化する。
【００１３】
単一の入口管１１４、管１０３および排気口１０４が図示されているが、実際は、これらの要素が周方向にいくつか離間して存在する。
【００１４】
単一の取入口１０２，１０６、管１０３，１０５、排気口１０４，１０８が図示されているが、実際は、（分離または連続した）これらの要素が周方向にいくつか離間して存在する。
【００１５】
本発明のいくつかの実施例を開示してきたが、当業者であれば、特定の修正が本発明の範囲に含まれることを理解するであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】ターボファンガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】本発明の第１の実施例における断面図である。
【図３】本発明の第２の実施例の一部分を示す図である。
【図１】
2008298068.tif 000003
【図２】
2008298068.tif 000004
【図３】
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