(57)【要約】【課題】バイパスターボ機械用の排気ノズル（３２）に関する。【解決手段】ノズルは中心本体（３４）と、中心本体を取り囲んで１次チャネル（３８）を画定する１次カウル（３６）と、１次カウルを取り囲んで２次環状チャネル（４２）を画定する２次カウル（４０）とを備える。２次カウル（４０）は、静止部分（４８）と、静止部分を延長し、静止部分に対しておよび１次カウルに対して長手軸方向に上流および下流に移動して、ノズルの排気断面および／またはスロート断面を変更できるように配置された、可動部分（５０）とを備え、２次カウルの静止部分（４８）は、この静止部分の後端を延長して配置された、間隔を空けた複数の反復パターンを示し、２次カウルの可動部分（５０）は外面に静止部分のパターンに相補的な形状の複数の凹部を含む。【選択図】図１
2008032002.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ノズルの長手軸（１２）上に中心を置く環状中心本体（３４）と、
中心本体を同軸状に囲み、中心本体と協働して１次環状チャネル（３８）を画定する環状の１次カウル（３６）と、
１次カウルを同軸状に囲み、１次カウルと協働して１次チャネルと同軸の２次環状チャネル（４２）を画定する環状の２次カウル（４０）と、
を備える、バイパスターボ機械のガス排気ノズル（３２）であって、
２次カウル（４０）が、静止部分（４８）と、静止部分を長手軸方向に延長するように配置され、静止部分に対しておよび１次カウルに対して長手軸方向に上流および下流に移動して、ノズルの排気断面（４６）および／またはスロート断面（４４）を変更できる、可動部分（５０）とを備えることと、
２次カウルの静止部分（４８）が、長手軸方向にこの静止部分の後端を延長して配置された、円周方向に間隔を空けた複数の反復パターン（５４）を有することと、
２次カウルの可動部分（５０）が、外面に静止部分のパターンに相補的な形状の複数の凹部（５６）を有することとを特徴とする、ノズル（３２）。
【請求項２】
２次カウル（４０）の可動部分（５０）が下流に向かって減少する内径を有し、１次カウル（３６）が、２次カウルの可動部分に面するこの部分で、下流に向かって減少する外径を有する下流の環状部分（３６ａ）を有し、
２次カウルの可動部分が２つの末端位置間、すなわち公称の排気断面（４６）またはスロート断面（４４）に対応する下流の末端位置と最小に低減される排気断面またはスロート断面に対応する上流の末端位置との間で長手軸方向に移動可能である、請求項１に記載のノズル。
【請求項３】
２次カウル（４０）が、前記カウルの可動部分（５０）を長手軸方向に移動するための少なくとも１つのアクチュエータ（５２）を含む、請求項１または２に記載のノズル。
【請求項４】
請求項１から３のいずれか一項によるガス排気ノズル（３２）を含むことを特徴とする、バイパスターボ機械。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、バイパスターボ機械のガス排気ノズル、より詳細には、動作速度の関数として変更可能な排気断面またはスロート断面を有するターボ機械ノズルの一般分野に関する。
【背景技術】
【０００２】
バイパスターボ機械ノズルは一般に、ノズルの長手軸上に中心を置く環状中心本体と、中心本体を同軸状に囲み、中心本体と協働して１次環状チャネルを画定する環状の１次カウルと、１次カウルを同軸状に囲み、１次カウルと協働して１次チャネルの周りに同軸の２次環状チャネルを画定する環状の２次カウルを備える。
【０００３】
用語「ノズルスロート断面」は、ノズルの全長に沿って最小である２次チャネルの断面を表すために使用される。用語「ノズル排気断面」は、下流側で最も遠い、２次チャネルの断面を表すために使用される。
【０００４】
ターボ機械のノズルの排気断面またはスロート断面を変更することにより、ファンを通る流量を制御して、ターボ機械の任意の速度において最適効率に相当する動作条件の下にファンを置くことができることは知られている。このように、形状的に可変断面の排気ノズルを使用することは、軍事用途における一般的な手法である。一般に使用される技術は、ノズルの下流端を延長し、操作可能に配置されたフラップを用いて、ノズルの排気断面またはスロート断面を低減または増加する。
【０００５】
不都合な点は、これらの技術は、民需用のターボ機械のノズルへの適用が困難なことである。これは、特に、ナセルが航空機の翼、地上高、ナセルの後縁の厚さおよび形状に対して設置される方法に関連する制約のためである。加えて、このような可変断面ノズルの製造は比較的費用がかかる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
この結果、民需用途において使用されるノズルは一般的に、巡航飛行に対して形状的に固定および最適化される、排気断面またはスロート断面である。なぜならこの巡航飛行は航空機のミッションの重要な部分を表すからである。結果的に、固定断面ノズルは、ターボ機械が高速で運転されるときに（離陸および航空機が上昇する間に対応する）最適状態以下で動作し、一方で、ターボ機械は低速で運転される（降下、進入段階または飛行中の航空機のアイドリングに対応する）。
【０００７】
本発明の主な目的はしたがって、ターボ機械の動作速度の関数として形状的に変更可能である排気断面またはスロート断面を有する、バイパスターボ機械用のガス排気ノズルを提案することによりこのような欠点を緩和することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明によれば、この目的は、２次カウルが静止部分と、静止部分を長手軸方向に延長するように配置され、静止部分に対しておよび１次カウルに対して長手軸方向に上流および下流に移動して、ノズルの排気断面および／またはスロート断面を変更できる、可動部分とを備え、２次カウルの静止部分は、長手軸方向にこの静止部分の後端を延長して配置された、円周方向に間隔を空けた複数の反復パターンを有し、２次カウルの可動部分は、外面に静止部分のパターンに相補的な形状の複数の凹部を有する、ノズルにより達成される。
【０００９】
１次カウルの可動部分を長手軸方向に上流または下流に移動することにより、ターボ機械の動作速度に応じて、連続的および正確にノズルの排気断面またはスロート断面の拡大または減少が可能である。このように、このシステムは多くの利点、特に、堅牢、正確で、既存のノズルとの互換性があり、比較的僅かな重量しか追加せず、民需用途において使用されるバイパスターボ機械への装着が容易である利点を提供する。特に、逆スラストが２次カウルを平行移動で移動させることにより得られる、ノズルに容易に装着できる。
【００１０】
２次カウルの静止部分の後縁を延長して配置されるパターンの存在は、第１に、可動部分の移動中に２次カウルの静止部分と可動部分間に必然的に現れる「段差」により生成される寄生抗力を低減し、第２に２次カウルの可動部分のいずれかの位置における音の放出の減少をもたらすのに役立つ。
【００１１】
本発明の有利な形態では、２次カウルの可動部分は下流方向に減少する内径を有し、１次カウルは、２次カウルの可動部分に面するこの部分で、下流方向に減少する外径を有する下流の環状部分を有し、２次カウルの可動部分は２つの末端位置間（公称の排気断面またはスロート断面に対応する下流の末端位置と最小に低減される排気断面またはスロート断面に対応する上流の末端位置）で長手軸方向に移動可能である。
【００１２】
ノズルの２次カウルは、上記カウルの可動部分を長手軸方向に移動するための少なくとも１つのアクチュエータを含み得る。
【００１３】
本発明はまた上で定義されたノズルを含むターボ機械を提供する。
【００１４】
本発明の他の特徴および利点は、非限定の特徴を有する実施形態を示す添付図面を参照して与えられる以下の説明から明らかになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
図１は、本発明のノズルを装着したバイパスターボ機械１０の半分を示す長手方向の極めて簡略な断面図である。ターボ機械は長手軸１２を有し、ガスタービンエンジン１４と、軸１２に中心合わせされ、エンジンの周りに同心状に配置された環状ナセル１６とを備える。
【００１６】
ターボ機械を通過する空気の流れ方向の上流から下流に、エンジン１４は、空気取入口１８、ファン２０、低圧圧縮機２２、高圧圧縮機２４、燃焼室２６、高圧タービン２８および低圧タービン３０を備え、これらの各要素は長手軸１２に沿って配置されている。
【００１７】
このようなターボ機械により生成されるガスを排気するためのノズル３２は、協働して１次環状チャネル３８を画定するための、ターボ機械の長手軸１２に中心を有する環状の中心本体３４と、中心本体を同軸状に取り囲む環状の１次カウル３６とを備え、および協働して１次環状チャネルを同軸上に囲む２次環状チャネル４２を画定するための１次カウルと同軸の環状の２次カウル４０とを備える（図１の実施形態では、ターボ機械のナセル１６およびノズルの２次カウル４０は単一部品を構成する）。
【００１８】
図１の例では、ノズル３２の中心本体３４は、外部型、すなわち、中心本体は１次カウル３６の後縁を超えて長手軸方向に延長していることが見られる。
【００１９】
しかし、本発明はまた、１次カウルの後縁が中心本体を超えて長手軸方向に延長し、完全に本体を覆う、内部型の別個のストリームノズルにも適用可能である。
【００２０】
ターボ機械を通る空気が流れる経路は以下のとおりである。空気は空気取入口１８を通ってターボ機械に入る。ファン２０から下流に、空気流れは２次チャネル４２に流れる部分および１次チャネル３８に流れる別の部分に分離する。１次チャネル３８では、空気は圧縮機２２および２４により圧縮され、燃焼室２６において燃料と混合されて燃焼される。この燃焼から生じるガスは排気前に高圧タービン２８および低圧タービン３０を駆動する。
【００２１】
図２に示されているとおり、ガス排気ノズル３２は、ノズルの全長に沿って２次チャネル４２の最小断面に対応するスロート断面４４およびノズルの下流端で２次チャネルの断面に対応する排気断面４６を有する。
【００２２】
本発明では、ノズルの２次カウル４０は静止部分４８と可動部分５０とを備え、可動部分は、静止部分を長手軸方向に延長するように配置され、静止部分４８および１次カウル３６に対して上流または下流に長手軸方向に移動することにより、ノズルのスロート断面４４および／または排気断面４６を変更することができる。
【００２３】
より正確には、２次カウルの静止部分４８は、下流に向かって減少する内径を有する環状形状である。可動部分５０は、２次カウルの静止部分４８の内側に配置されて、静止部分と同心である実質的に円筒形の上流部分５０ａを有し、この可動部分は下流部分５０ｂにより下流に延長される。下流部分は、２次カウルの静止部分４８の減少する直径と一致して下流に向かって減少する内径を有する。その結果、２次カウルの可動部分５０が図２における実線で示される位置に置かれると、これ自体の下流部分５０ｂは静止部分４８を延長し、ターボ機械のナセル１６の一般形状を再生する。さらに、２次カウル４０の可動部分５０に対向するこの部分において、１次カウル３６は下流に向かって減少する外径の環状部分３６ａを有する。
【００２４】
このような構成により、２次カウル４０の可動部分５０は図２における実線に示される位置（すなわち下流の末端部分に）に配置されると、ノズル３２のスロート断面４４および排気断面４６は、「公称」位置、例えば、巡航飛行に対して最適化される位置にある。上述のとおり、この位置では、２次カウルの静止部分および可動部分は、ターボ機械のナセル１６の一般形状を再現するように相互に配置され、これにより、２次カウルを２つの部分に細分することにより生成され得る有害な影響を制限する。
【００２５】
２次カウル４０の可動部分５０は図２の破線に示される位置まで上流に長手軸方向に（すなわち上流の末端部分の方向に）移動されると、カウルの可動部分５０は静止部分４８の下に引き込まれ、ノズルのスロート断面４４’および排気断面４６’の両方は、図２の実線に示されるそれぞれの位置に対して最小化される位置にある。この引き込み位置は、例えば、ターボ機械の動作の速いおよび遅い速度に対して最適化され得る。一例として、２次カウル４０の可動部分５０の２つの末端部分間では、約１５％であるノズルの排気断面４６の減少を得ることが可能である。
【００２６】
２次カウルの可動部分５０は、移動部分に接続される、２次カウルの静止部分４８に固定される少なくとも１つのアクチュエータ５２により長手軸方向に移動され、可動部分がこの２つの末端部分間における連続移動を可能にする、適切な制御デバイスにより制御される（図には示されていない）。当然、任意の他の同等手段を使用して、１次カウルの残り部分に対して可動部分を移動することもできる。
【００２７】
可動部分５０の上流への移動の間、「段差」（または２次チャネルに沿った流れにおける垂直の不連続性）は必然的に、ノズルの２次カウルの静止部分と可動部分間に発生する。ターボ機械のナセルの全体形状におけるこのような不均一性は、後流中に高レベルの抗力を生成する効果を有し、この効果はナセルの空力性能に対して特に有害である。
【００２８】
さらに本発明によれば、このような「段差」により生成される寄生抗力を減衰するために、２次カウル４０の静止部分４８は、円周方向に間隔を空けた、後縁を長手軸方向に延長する複数の反復パターン５４を有し、一方、２次カウルの可動部分５０は外面に静止部分のパターン５４に対して相補的な形状である複数の凹部５６を有する。
【００２９】
図３の実施形態では、２次カウルの静止部分４８は、三角形形状である複数のパターン５４を有する。その結果、２次カウルに沿った流れは三角形パターン５４の先端周りで乱流になり、一方でターボ機械の長手軸１２に沿って構成要素を保持し、それにより抗力を低減する。加えて、三角形パターンは、排気におけるせん断力を低減することにより騒音の放出を減衰できる。
【００３０】
当然、ナセルの全体形状における不連続性により生成される寄生抗力を低減する場合には、任意の他の形状のパターン（長方形、正方形、曲線など）を考えることもできる。
【００３１】
三角形の形状により、２次カウルの可動部分５０は、上流部分５０ａに近接して外面に凹部５６ａを有し、凹部はＶ形状であり外側に開く断面を有し、三角形形状のノッチ５６ｂにより下流部分５０ｂに延びる。
【００３２】
ナセルがパイロンによって航空機の翼に接続される部分のこのような反復パターンの存在は、装置の抗力に対し負の影響を有し得ることが観察されなければならない。航空機の翼とナセルとの間の断面の急激な増加は衝撃を生じるかまたはすでに存在する衝撃強度を増加する可能性がある。このような現象を防止するために、ナセルがパイロンに接続されるこの位置にいずれの反復パターンも有さないゾーンを設けることができる。
【図面の簡単な説明】
【００３３】
【図１】本発明のノズルを装着したターボ機械の半分の長手方向の極めて簡略な断面図である。
【図２】図１の一部の拡大図である。
【図３】図１のノズルを示す分解組立部分図の斜視図である。
【符号の説明】
【００３４】
１０  ターボ機械
１２  長手軸
１４  ガスタービンエンジン
１６  ナセル
１８  空気取入口
２０  ファン
２２  低圧圧縮機
２４  高圧圧縮機
２６  燃焼室
２８  高圧タービン
３０  低圧タービン
３２  ノズル
３４  中心本体
３６  １次カウル
３８  １次チャネル
４０  ２次カウル
４２  ２次チャネル
４４  スロート断面
４６  排気断面
５２  アクチュエータ
５４  反復パターン
５６  凹部
【図１】
2008032002.tif 000003
【図２】
2008032002.tif 000004
【図３】
2008032002.tif 000005
【外国語明細書】
2008032002.tif 000006
2008032002.tif 000007
2008032002.tif 000008
2008032002.tif 000009
2008032002.tif 000010
2008032002.tif 000011
2008032002.tif 000012
2008032002.tif 000013
2008032002.tif 000014
2008032002.tif 000015
2008032002.tif 000016
2008032002.tif 000017
2008032002.tif 000018
2008032002.tif 000019
2008032002.tif 000020