(57)【要約】【課題】特定の飛行状態に対して空気力学的に最適化されたターボファンガスタービンエンジンのファンナセルアッセンブリを提供する。【解決手段】ナセルアッセンブリ２６は、入口縁部３８と、入口縁部の下流にあるカウル部５０を有する。カウル部は、入口縁部３８に隣接して選択的に伸縮される自在伸縮部分５２を有する。自在伸縮部分５２は、ナセルアッセンブリ２６の外壁５５内に配置されている。自在伸縮部分５２は、検出された運転状態に応じて入口縁部３８の後方のカウル部５０を変形させる。センサ６１により、運転状態が検出され、コントローラ６２と交信して、カウル部５０の自在伸縮部分５２を所望の形状に調整する。カウル部５０にある自在伸縮部分５２の実際の形状は、航空機の運転状態を含む特定の設計パラメータに応じて変化する。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ナセルアッセンブリであって、
入口縁部と、
前記入口縁部の下流に位置するとともに、少なくとも一部が自在伸縮部を有するカウル部と、
前記自在伸縮部を調整してナセルアッセンブリの外形を変化させるナノ電気機械システムと、
を有するナセルアッセンブリ。
【請求項２】
前記ナノ電気機械システムは、複数のナノジャッキを有することを特徴とする請求項１に記載のアッセンブリ。
【請求項３】
前記自在伸縮部は、複数のナノ電気機械層を有することを特徴とする請求項１に記載のアッセンブリ。
【請求項４】
前記自在伸縮部は複数の層を有し、
前記複数の層の各々は、複数のナノジャッキを有することを特徴とする請求項１に記載のアッセンブリ。
【請求項５】
前記カウル部の少なくとも一部の外側面は、第１の位置にある前記ナセルアッセンブリの外側面と同一平面上にあることを特徴とする請求項１に記載のアッセンブリ。
【請求項６】
前記カウル部の少なくとも一部は、前記ナセルアッセンブリのまわりに円周方向に延びることを特徴とする請求項５に記載のアッセンブリ。
【請求項７】
前記カウル部はファンナセルであることを特徴とする請求項１に記載のアッセンブリ。
【請求項８】
前記ナノ電気機械システムは前記入口縁部を含めたものであることを特徴とする請求項１に記載のアッセンブリ。
【請求項９】
前記ナノ電気機械システムは、前記自在伸縮部をセグメントごとに調整することを特徴とする請求項１に記載のアッセンブリ。
【請求項１０】
少なくとも１つのコンプレッサ部と、
少なくとも１つの燃焼器部と、
少なくとも１つのタービン部と、
前記少なくとも１つのコンプレッサ部、前記少なくとも１つの燃焼器部および前記少なくとも１つのタービン部を少なくとも部分的に囲み、入口縁部と、前記入口縁部より下流にあるカウル部と、を有し、前記カウル部の少なくとも一部が自在伸縮部を有するナセルアッセンブリと、
前記自在伸縮部を駆動して、前記ナセルアッセンブリの外形を変化させるナノ電気機械システムと、
運転状態を特定し、この運転状態に応じて前記自在伸縮部を制御するように動作可能なコントローラと、
を有するガスタービンエンジン。
【請求項１１】
前記運転状態を表す信号を生成し、この信号を前記コントローラに送るセンサを有することを特徴とする請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１２】
前記コントローラは、前記ナノ電気機械システムと交信することを特徴とする請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１３】
前記ナノ電気機械システムは、複数のナノジャッキを有することを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１４】
前記自在伸縮部は、複数のナノ電気機械の層を有することを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１５】
前記自在伸縮部は複数の層を有し、
前記複数の層の各々は、複数のナノジャッキを有することを特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１６】
ガスタービンエンジンのナセルにある入口縁部の有効境界層の厚さを大きく方法であって、
（ａ）運転状態を検出するステップと、
（ｂ）飛行状態に対応した外形を形成するように、前記ナセルにあるカウル部の自在伸縮部を選択的に動かすステップと、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項１７】
前記ステップ（ｂ）は、前記自在伸縮部にある複数の層のうち少なくとも１つの層内における複数のナノジャッキを伸長させることを含むことを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記ステップ（ｂ）は、前記自在伸縮部にある複数の層のうち少なくとも１つのセグメント内における複数のナノジャッキを伸長させることを含むことを特徴とする請求項１７に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概略的には、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ターボファンガスタービンエンジン用のナセルアッセンブリに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファンエンジンなどの航空機用ガスタービンエンジンでは、空気がコンプレッサで加圧され、燃焼器で燃料と混合されて高温の燃焼ガスが発生する。高温燃焼ガスは、高温燃焼ガスからエネルギを抽出するタービン段を通って下流に流れる。
【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、一方、ファンエアは、コアエンジンを囲むナセルアッセンブリによって少なくとも部分的に形成された環状のファン排気ノズルを通って排出される。大部分の推進力は、ファン排気ノズルを通って排出される加圧ファンエアによってもたらされ、一方、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もたらされる。
【０００４】
ターボファンエンジンのファン部には、ファン部の先端速度を調整するために、ギヤ装置を付けることができる。ファン部の先端速度が減速すると、ファン部の先端速度が回転コンプレッサの速度より遅くなるために騒音が低減される。また、ファン部の先端速度を調整することにより、ファン部の直径をより大きくすることができ、ノイズの発生がさらに抑制される。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ターボファンエンジンの性能は、航空機が置かれた飛行状態に応じて変わる。ナセルアッセンブリの最前部に配置された一般的な入口縁部は、通常、飛行状態時に、ナセルアッセンブリの入口縁部からの空気流の剥離を低減する折衷設計とされる。離陸飛行状態用に設計された折衷案としての「厚い」入口縁部は有効ではあるが、巡航状態などの他の飛行状態ではやや効率が低下するように作用する場合がある。巡航状態では、「薄い」入口縁部の方がより良好に機能することがある。さらに、「厚い」入り口縁部では、一部の飛行状態中に、効率を下げる境界層の剥離が生じる恐れがある。
【０００６】
従来は、有効境界層近傍の対向空気流の速度勾配を大きくする小型のボーテックスジェネレータ、および境界層に空気流を導入するシンセティックジェット（ｓｙｎｔｈｅｔｉｃ  ｊｅｔ）を利用して、ナセルアッセンブリからの境界層剥離の発現を低減している。しかし、この試みは、複雑でありかつ費用がかかり、境界層の剥離の発生を十分に低減させることができないと分かった。
【０００７】
上記に鑑みて、特定の飛行状態に対して空気力学的に最適化されたターボファンガスタービンエンジンのファンナセルアッセンブリを提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
ナセルアッセンブリは、入口縁部と、入口縁部の下流に配置されたカウル部を有する。カウル部の少なくとも一部は、ナセルアッセンブリの有効境界層厚さに影響を及ぼすように選択的に移動可能な自在伸縮部分を有する。コントローラは運転状態を特定し、運転状態に応じてカウル部を選択的に伸縮させる。自在伸縮部分は、ナノ電気機械システムによって選択的に動かされる。
【０００９】
流れの剥離を最小限にするために、ガスタービンエンジンのナセルにある入口縁部またはカウル部の有効境界層厚さを管理する方法には、運転状態を検出し、運転状態の検出を受けて、入口縁部の下流に配置されたカウル部の少なくとも一部を選択的に伸縮させることが含まれる。
【００１０】
したがって、本発明は、特定の飛行状態に対して空気力学的に最適化されたターボファンガスタービンエンジンのファンナセルアッセンブリを提示する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
以下の詳細な説明から、本発明の様々な特徴および利点が当業者に明らかになるであろう。
【００１２】
図１はガスタービンエンジン１０を概略的に示しており、ガスタービンエンジン１０は、ファン部１４、低圧コンプレッサ１５、高圧コンプレッサ１６、燃焼器１８、高圧タービン２０および低圧タービン２２を有する。運転中に、空気がコンプレッサ１５，１６で加圧され、燃焼器１８で燃料と混合されて、高温の燃焼ガスを生成する。運転中に、空気はファン部１４に入り、コンプレッサ１５，１６によって加圧され、燃焼器１８内で燃料と混合されて燃焼する。燃焼器１８内で生じた高温の燃焼ガスは、この高温燃焼ガスからエネルギを抽出する高圧タービン２０および低圧タービン２２を通って流れる。
【００１３】
二軸式設計では、高圧タービン２０は、高速シャフト１９を介して高圧コンプレッサ１６を駆動するように、高温燃焼ガスから抽出したエネルギを利用する。低圧タービン２２は、低速シャフト２１を介して低圧コンプレッサ１５およびファン部１４を駆動するように、高温燃焼ガスから抽出したエネルギを利用する。しかし、本発明は、説明した二軸式のガスタービン構造に限定されるものではなくて、単軸式設計や三軸式設計など他の構造で使用することができる。
【００１４】
ガスタービンエンジン１０は、ナセルアッセンブリ２６内に取り付けられた高バイパス比のターボファンエンジンの形態をとり、このターボファンエンジンでは、ファン部１４によって加圧された空気のうちのかなりの量が、推進力を発生させるためにコアエンジンを迂回する。ナセルアッセンブリ２６は、コアエンジン３９を収容するエンジンケーシング３１を部分的に囲む。開示した実施形態は、ファン部１４に入る空気流の約８０％がファンバイパス路３０を通ってコアエンジン３９を迂回する、高バイパス流構成を示しており、このファンバイパス路は、ナセルアッセンブリ２６とエンジンケーシング３１の間に延びて、排出空気流Ｆ１を受けて排出する。高バイパス流構成は、航空機を駆動する大きな推力をもたらす。
【００１５】
開示した実施形態では、バイパス比（すなわち、ファンバイパス路３０を通る空気流の量とコアエンジン３９自体を通る空気流の量との比）は１０よりも大きく、ファン部１４の直径は、低圧コンプレッサ１５の直径よりも大きい。一例では、低圧タービン２２は、５よりも大きい圧力比を有する。エンジン１０は、回転するファン部１０の速度を減速するギヤ列２３を有することができる。ギヤ列２３は、周回遊星ギヤを備えた遊星ギヤシステム、周回しない遊星ギヤを備えた遊星ギヤシステム、または他のタイプのギヤシステムなど公知のギヤシステムとすることができる。開示した例では、ギヤ列２３は、一定のギヤ比を有する。しかし、上記のパラメータは、ギヤ付きターボファンエンジン１０を例示するものに過ぎず、本発明が従来のターボファンエンジンおよび他のエンジン構造に適用されることを理解されたい。
【００１６】
排出空気流Ｆ１は、ファン排気ノズル３３を通じてエンジン１０から排出される。コア排気ガスＣは、ガスタービンエンジン１０の長手方向中心線軸Ａのまわりに、同軸上に配置されたエンジンケーシング３１とセンタプラグ３４の間に規定されたコア排気ノズル３２を通じて、コアエンジン３９から排出される。
【００１７】
図２は、ナセルアッセンブリ２６の例示的な入口縁部３８を示している。入口縁部３８は、ナセルアッセンブリ２６の前部２９の近傍に配置される。境界層３５は入口縁部３８に関係する。境界層３５は、入口縁部３８の流れ面に近接した領域を表し、ここで、空気流の速度勾配はゼロである。すなわち、対向空気流Ｆ２の速度プロフィールは、対向空気流Ｆ２が入口縁部３８の流れ面上を通過するときに発生する摩擦力のために、入口縁部３８の面から離間したところにおける自由流から、入口縁部３８の面におけるほぼゼロまで変化する。
【００１８】
ナセルアッセンブリ２６は縮小比（ｃｏｎｔｒａｃｔｉｏｎ  ｒａｔｉｏ）を規定する。縮小比は、ナセルアッセンブリ２６の入口縁部３８の相対厚さを表し、ナセルアッセンブリ２６の主要領域ＨA（主要部直径Ｄhによって規定されるリング形状の領域）と、スロート領域ＴA（スロート直径Ｄtによって規定されるリング形状の領域）の比によって表される。現在の業界標準は、通常、エンジンの運転時に入口縁部３８から対向空気流が剥離しないように、約１．３３０の縮小比を使用しているが、他の縮小比も可能である。大きい縮小比に対応する「厚い」入口縁部設計とした場合、最大直径ＤMAXが大きくなり、重量が増加するとともに、ナセルアッセンブリ２６に伴う抗力損失（ｄｒａｇ  ｐｅｎａｌｔｉｅｓ）が増す。この実施形態では、ＤMAXとＤhとの比は１．５未満である。
【００１９】
図３は、ガスタービンエンジン１０にあるナセルアッセンブリ２６のカウル部５０を示している。カウル部５０は、入口縁部３８の下流にあり、入口縁部３８に隣接して選択的に伸縮される自在伸縮部分５２を有する。自在伸縮部分５２は、ナセルアッセンブリ２６の外壁５５内に配置されている。カウル部５０の任意の部分が自在伸縮部分５２を含み得ることを理解されたい。
【００２０】
自在伸縮部分５２は、検出された運転状態に応じて入口縁部３８の後方のカウル部５０を変形させる。カウル部５０の自在伸縮部分５２の一部分が図示されているが、自在伸縮部分５２は、入口縁部３８の全周に生じる「厚い」縁部作用をもたらすように、ナセルアッセンブリ２６全周に亘って延在してもよいことを理解されたい（図４）。反対に、カウル部５０が内側に後退した場合、カウルは、飛行状態に応じて、「薄い」縁部か中間の外形を形成する。別の実施例として、カウル部５０は、ナセルアッセンブリ２６の全周に亘って円周方向に配置される、自在伸縮部分５２を各々備えた複数のセクションを有していてもよい。
【００２１】
センサ６１は、運転状態を検出し、コントローラ６２と交信して、カウル部５０の自在伸縮部分５２を所望の形状に調整する。カウル部５０にある自在伸縮部分５２の実際の形状は、航空機が置かれた運転状態（図５）を含む特定の設計パラメータに応じて変化するが、これに限定されない。当然のことながら、センサ６１およびコントローラ６２は、航空機の公知の運転状態を検出するためにプログラムで制御できる。また、センサ６１は、ガスタービンエンジン１０または関連する航空機に付属する任意の制御装置で置き換えてもよい。実際は、コントローラ６２は、カウル部５０の自在伸縮部分５２を平行移動させる信号を発生する。
【００２２】
自在伸縮部分５２は、該伸縮部分内に含まれる複数のナノジャッキ６６（図６Ａおよび図６Ｂ）などのナノ電気機械システム６４によって選択的に駆動される。開示した実施形態において、複数のナノジャッキ６６は、自在伸縮部分５２内で層をなしており、複数のナノジャッキ６６の伸縮に対応して、自在伸縮部分５２の全長に沿って（図７Ａ）または幾つかのセクションに沿って（図７Ｂ）、自在伸縮部分５２を選択的に膨張（図６Ｂ）および圧縮（図６Ａ）するように配置されている。様々なナノ電気機械システムおよび様々な自在伸縮部分５２用材料を利用してもよいことを理解されたい。
【００２３】
空気流Ｆ２は、特定の運転飛行状態時（図５参照）に、要求どおりにカウル部５０の自在伸縮部分５２のまわりを流れるように強制される。一例では、運転飛行状態には離陸状態が含まれる。別の例では、運転状態には上昇状態が含まれる。さらに別の例では、運転飛行状態には横風状態がある。さらに別の例では、運転飛行状態には、ウィンドミリング（ｗｉｎｄｍｉｌｌｉｎｇ）飛行状態が含まれ、この飛行状態では、多重エンジン航空機のエンジンが機能性を失うか停止する（すなわち、エンジン停止状態）。損傷したエンジンは回転が許容され、航空機に前進速度があるために生じる空気流によって駆動される（すなわち、損傷したエンジンは気流の力で回る（ｗｉｎｄｍｉｌｌ））。
【００２４】
特定の飛行状態時に「厚い」入口縁部３８を呈するナセル面を変化させるによって、入口縁部３８が薄くなり（すなわち、縮小比が小さくなった薄い外形のナセル）、巡航運転時に効率が向上するように航空機を設計することができる。各運転飛行状態に対して有効な境界層３５の厚さを特別に調整することによって、ガスタービンエンジン１０の全体性能が改善される。したがって、ナセルアッセンブリ２６の最大直径を小さくすることができるとともに、重量が減少し、燃料燃焼が減り、ガスタービンエンジン１０の全体効率が向上する。開示した実施形態では、飛行燃料燃焼率を約２％〜約５％下げるのに、航空機の抗力および重量を減らして、自在伸縮部分５２を用いて最大直径を約２０％大きくすればよい。
【００２５】
「前方」、「後方」、「上方」、「下方」、「上」、「下」などの相対位置を表す用語は、乗り物の通常の運転姿勢を基準としたものであり、その他の状態に限定されないことを理解されたい。
【００２６】
特定の部品構成を図示した実施形態に開示したが、他の構成であっても本発明の恩恵を受ける。
【００２７】
特定のステップの順番を示し、説明し、主張したが、特に指摘がない限り、各ステップは任意の順番で実行可能であり、かつ分離または統合してもよく、その場合でも本発明の恩恵を受けることができることを理解されたい。
【００２８】
前述の説明は、例示的なものであり限定するものではない。上記の教示を考慮して、本発明についての種々の修正および変形が可能である。本発明の好ましい実施形態が開示されたが、当業者ならば、特定の修正が本発明の範囲に入ると理解されるであろう。したがって、添付の特許請求の範囲内において、具体的に説明されたものとは他の方法で本発明を実施することができるのは当然のことである。こうした理由から、添付の特許請求の範囲を検討して、本発明の真の範囲および趣旨を究明されたい。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】ガスタービンエンジンの概略的な斜視図である。
【図２】図１に示したガスタービンエンジンのナセルアッセンブリの図。
【図３】図１に示したガスタービンエンジンのナセルアッセンブリの伸縮可能なカウル部の図。
【図４】ナセルアッセンブリの正面図。
【図５】ナセルアッセンブリが置かれる様々な飛行状態を示す図。
【図６Ａ】圧縮した状態にあるナセルアッセンブリの自在伸縮部分の断面図。
【図６Ｂ】拡張した状態にあるナセルアッセンブリの自在伸縮部分の断面図。
【図７Ａ】一定の厚さに拡張した状態にある自在伸縮部分の断面図。
【図７Ｂ】エアフォイル形状として示す部分的に拡張した状態にある自在伸縮部分の断面図。
【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】
2008309152.tif 000007
【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
2008309152.tif 000009
【図７Ａ】
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【図７Ｂ】
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