(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の翼(１６)からサスペンション・パイロン(１７)を介して吊下げられている航空機のバイパス・タービン・エンジンであって、
−  前方に空気入り口(２)、後方にジェット・パイプ(３)をそれぞれ備えた、長手方向軸(Ｌ−Ｌ)を有する中空ナセル(１)と、
−  上記のナセル(１)の軸上に位置する中央熱気流発生器(６)と、
−  上記中央熱気流発生器(６)の前方で上記ナセル(１)の内部に位置し、上記のタービン・エンジン用に冷気流(９)を発生させるファン(８)と、
−  上記のナセル(１)の内側に保持された外側フェアリング(４)と、上記の中央熱気流発生器(６)を囲むように設けられた内側フェアリング(１０)との間に断面環状の上記冷気流(９)用のファン・ダクト(１３)を形成し、この内側フェアリング(１０)は、上記中央熱気流発生器(６)のケーシング(１１)とともに、上記中央熱気流発生器(６)を囲むようにして断面環状の室(１２)を形成し、
−  上記中央熱気流発生器(６)からの熱気流(１９)と上記の冷気流(９)からの冷空気とを受け、空調あるいは除氷のような作用を航空機内で行なうための冷却された熱空気流(２２)を生じさせ、同時に加熱された冷空気流(２４)を生じるプリクーラ(１８、３１、３８)と、
−  上記内側フェアリング(１０)に設けられていて、少なくとも上記翼(１６)に向って上向いている上記加熱された冷空気流(２４)を排出するための少なくとも１つの排出オリフィス(２６)とからなり、
加熱された冷空気流(２４)を上記の排出オリフィス(２６)に導くために上記プリクーラ(１８、３１、３８)に連結させた少なくとも１つの排気管(２５)を上記室(１２)内に位置させ、
上記の加熱された冷空気流(２４)を上記バイパス・タービン・エンジンからその出口で冷気流中に排出できるように、上記の排出オリフィス(２６)が上記ジェットパイプ(３)の後方に位置して開口していることを特徴とするタービン・エンジン。
【請求項２】
上記の排出管(２５)が少なくともその大部分が上記の室(１２)の上方部分(１２Ｓ)に位置することを特徴とする請求項１に記載のタービン・エンジン。
【請求項３】
上記の排出管(２５)が高温に耐え得る、耐火材で作製されていることを特徴とする請求項１あるいは２に記載のタービン・エンジン。
【請求項４】
上記のプリクーラ(１８、３１)が上記のファン・ダクト(１３)に位置することを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載のタービン・エンジン。
【請求項５】
上記のプリクーラ(１８)が上記の冷気流(９)の直接の作用を受け、上記の熱気流(１９)を上記のプリクーラ(１８)に運ぶパイプ(２０)に制御バルブ(２１)が設けられていることを特徴とする請求項４に記載のタービン・エンジン。
【請求項６】
上記の冷気流(９)のいくらかを上記プリクーラ（３１)に運ぶために受け口(３２)が設けられており、制御バルブ(３４)がこの受け口(３２)と上記プリクーラ(３１)との間に設けられていることを特徴とする請求項４に記載のタービン・エンジン。
【請求項７】
上記のプリクーラ(３８)が上記の中央発生器(８)を囲んで上記の室(１２)に設けられていることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載のタービン・エンジン。
【請求項８】
上記の冷気流を上記のプリクーラ(３８)に運ぶため、このプリクーラ(３８)を、上記の内側フェアリング(１０)に作成された少なくとも１つの抽気オリフィス(４０)に連結する少なくとも１つの抽気管(３９)が、上記の室(１２)に少なくとも部分的に配置されていることを特徴とする請求項７に記載のタービン・エンジン。
【請求項９】
上記の抽気オリィフィス(４０)に受け口(４１)が設けられていることを特徴とする請求項８に記載のタービン・エンジン。
【請求項１０】
制御バルブ(４２)が上記の抽気管(３９)に設けられていることを特徴とする請求項８あるいは９に記載のタービン・エンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はプリクーラを備えた、バイパス・タービン・エンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機では、操縦室あるいは乗客室での空調のようなある種の作用を行なうため、あるいは航空機のある部分を除氷するため熱気を得る必要があることは既知である。
【０００３】
上記の熱気は航空機のターボジェット・エンジンから取られ、使用できる前にかなり冷却されなければならないことも既知である。このため、一般にはプリクーラとして知られている、熱交換器が設けられており、この熱交換器では、ターボエンジンの中央発生器から出された熱気はファン・ダクトからの冷気により冷却される。
【０００４】
勿論、この熱交換処理中、上記の中央発生器から出された熱気がファン・ダクトの冷気により冷却されるだけでなく、この冷気は上記の熱気により加熱される。よって、この加熱された冷気を外側に排出することが必要である。
【０００５】
一般に、この加熱された冷気は、風よけ構造体の先縁の前方の、エンジンを支持しているパイロンの上方部分の外側に排出されるため、航空機の抗力を増加させ乱気流および空力学的乱流を生じることになる。
【０００６】
この欠点を回避するため、加熱された冷気を、中央熱気流発生器とファン・ダクトの内側フェアリング(流線型の覆い)との間に形成された、断面環状の室に排出することが提案されている(特許文献１)。そして、この室には上記の冷気流に向けられた少なくとも１つの噴射オリフィスが開けられている。然し、このような構成は、熱気流発生器の熱調節を乱し、それ故タービン・エンジンの磨耗を加速する危険を有する。
【特許文献１】米国特許第５,７２９,９６９号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明の目的は、従来例の上記の欠点を解消することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この目的のため、本発明によれば、航空機のバイパス・タービン・エンジンは、
−  前方に空気入り口を、後方にジェット・パイプを備えた、長手方向軸を有する中空ナセルと、
−  上記のナセルの軸方向に位置する中央熱気流発生器と、
−  上記の中央熱気流発生器の前方で上記のナセルの内部に位置し、上記のタービン・エンジン用に冷気流を発生させるファンと、
−  上記のナセルの内側に保持された外側フェアリングと、上記の中央熱気流発生器を囲む内側フェアリングとの間に断面環状の上記冷気流用のファン・ダクトを形成し、この内側フェアリングは、上記中央熱気流発生器とともに、上記の中央熱気流発生器を囲むようにして断面環状の室を形成し、
−  上記中央熱気流発生器からの熱気流と上記の冷気流からの冷空気とを受け、空調あるいは除氷のような作用を航空機内で行なうための冷却された熱空気流を生じさせ、同時に加熱された冷空気流を生じるプリクーラとからなり、
上記内側フェアリングに設けられていて、少なくとも上記翼に向って上向いている上記加熱された冷空気流を排出するための少なくとも１つの排出オリィフィスとからなり、
加熱された冷空気を上記の排出オリフィスに導くために上記プリクーラに連結させた少なくとも１つの排気管を上記室内に位置させ、
上記の加熱された冷空気流を上記バイパス・タービン・エンジンからその出口で冷気流中に排出できるように、上記の排出オリフィスが上記ジェットパイプの後方に位置して開口していることを特徴とする。
【発明の効果】
【０００９】
よって、本発明によれば、上記の加熱された冷気は、乱気流および空力学的乱流を生じることなく、およびファン・ダクトの内側で上記の冷気流を乱すことなく、上記のタービン・エンジンからその出口でに排出されると同時に、上記の中央熱気流発生器の熱調節を中断することなく、上記の排出管によって上記の室内の雰囲気から分離される。
【００１０】
更に、上記の排出オリフィスはタービン・エンジンの上方領域に在り、その領域には意図して如何なる装置も置かれてなく、タービン・エンジンの熱が上記のサスペンション・パイロンを通って航空機の翼に広がるのを防いでいる。よって、上記の排出管は少なくとも部分的には上記の室の上方部分に収容されているのが望ましい。また、タービン・エンジンに火がついても、このタービン・エンジンの上方領域に上記の加熱された冷気排出管を位置することにより状況を悪化させるものでもない。いずれにせよ、この排出管は上記のタービン・エンジンの高温に耐え得る、耐火材、例えばセラミックで作製されるのが望ましい。
【００１１】
上記のプリクーラは、通常のように上記のタービン・エンジンの上方部分に配置させてもよいが、上記の排出管により、上記のタービン・エンジンの多数のその他の異なる位置に収容してもよい。
【００１２】
例えば、既知の方法で、上記のプリクーラはファン・ダクトに配置してもよく、するとファンからの冷気流に浸入し、この冷気流の直接の作用を受ける。これに代えて、冷気流のいくらかを上記のプリクーラに運ぶ受け口を設けてもよい。この代替の形態によれば、制御弁を上記の受け口と上記のプリクーラとの間に配置することができ、冷却された熱気流の温度が、冷気がプリクーラに入るのを調節することにより少なくとも部分的に調節されるので、特に望ましい。
【００１３】
もう１つの実施例では、上記のプリクーラは中央発生器を囲むスペースに配置してもよい。この場合、冷気流を上記のプリクーラに運ぶため、少なくとも１つの抽気管が設けられている。この抽気管は少なくとも１部は上記の室に配置されており、上記のプリクーラを、上記の内側フェアリングに作成された抽気オリフィスに連結し、そこで、この抽気オリフィスに冷気を上記の冷気流から取り出すための受け口を設けることが望ましい。
【００１４】
このような実施例は、制御弁を上記の流出管に取り付けることができ、冷気を上記のプリークーラに入れることにより熱気流の温度を少なくとも部分的に調節することができるという利点を有する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
添付の図面により発明がどのように実施されるかが簡単に理解できる。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
図１、３及び４の各々に示されているバイパス・タービン・エンジンは前部に空気入り口２、後部にジェット・パイプ３を備えた、長手方向軸Ｌ−Ｌを有する中空ナセル１からなる。この中空ナセル１はその内部に、上記のタービン・エンジンの内部ノイズ(騒音)を軽減するようになされた騒音軽減コーティング５で少なくとも部分的に被覆されるのが好ましいフェアリング４を保持する。
【００１６】
上記の中空ナセル１に配置されるのは
−  既知の方法で、低圧・高圧圧縮機と、燃焼室と、低圧・高圧タービンとからなり、上記のタービン・エンジンの軸方向熱気流７を生じさせる中央熱気流発生器６と、
−  上記の中央発生器６の前方に位置し、上記のタービン・エンジン用の環状冷気流９を生じさせるファン８と、
−  上記の中央発生器６を囲む内側フェアリング１０であって、これと中央発生器のケーシング１１との間に、中央発生器を囲む、断面環状の室１２を形成するものである。
【００１７】
上記の内側フェアリング１０と、その外側のフェアリング４とはその間に、上記の中央発生器６を囲む断面環状のファン・ダクト１３を形成し、これを通って冷気流９が流れる。
【００１８】
内側フェアリング１０と中央発生器６との間で、その前方には環状空気入り口スロット１４が、後方には、環状空気排出スロット１５が形成されている。よって、冷気流９からの冷空気(ｆ)は前方スロット１４から室１２を押し流れ、後方スロット１５で熱気流７に排出され、この冷空気(ｆ)は中央発生器６の温度調節をなす。
【００１９】
更に、通常の方法で、ナセル１は、サスペンション・パイロン１７を介して航空機(部分的のみ描写されている)の翼１６に支持されている。
【００２０】
図１に示されている本発明の実施例では、プリクーラ１８が設けられており、このプリクーラ１８はファン・ダクト１３の上方部分１３Ｓに配置されている。このプリクーラ１８には、熱気流制御バルブ２１が介在されているパイプ２０により中央発生器６から熱気流が供給される。プリクーラ１８から生じた、冷却された熱空気２２は、サスペンション・パイロン１７を通り、制御バルブ２３Ｖを備えたパイプ２３を通って利用装置(図示略)に送られる。プリクーラ１８から生じた、加熱された冷空気流２４はその１部が、排出管２５により、ジェット・パイプ３の出口で冷気流９に排出される。この排出管２５は断面環状の室１２に位置し、上記のジェット・パイプ３の後ろで、内側フェアリング１０に作成された排出オリフィス２６にプリクーラ１８を連結し、少なくともほぼ翼１６およびパイロン１７に向け、即ち上記の内側フェアリング１０の上方部分で上方を向いている。
【００２１】
パイプ２５は、高温に耐えれる耐火材、例えば、セラミックで作製され、室１２の上方部分１２Ｓに全て位置するのが好ましい。
【００２２】
プリクーラ１８は図２に描かれている既知の構造を有する。この図２の例では、プリクーラ１８は、熱交換用管の集合体２７からなり、パイプ２０により熱空気１９が共通に供給され、上記の集合体２７を通過する冷気流９により冷却される。上記の熱交換用管は共通にパイプ２３に連結されており、このパイプ２３を通って冷却された熱空気流２２が流れる。
【００２３】
上記の熱交換用管の集合体２７は、例えば、ボートの船首の形を有し、後方が隔壁２８により閉鎖され、キャビティ(空洞)２９を形成する。このキャビティ２９に、上記の集合体２７を通過し、熱交換用管により加熱されて、加熱された冷空気流２４を形成する、冷気流９の１部が浸入する。加熱された冷空気流２４を排出するパイプ２５はキャビティ２９にその開口部３０を介して連通し、室１２の上方部分１２Ｓを介して排出オリフィス２６まで冷空気２４を運ぶ。
【００２４】
図３により示されている本発明の実施例では、符号１から１２、１２Ｓ、１３Ｓ、１３から１７、１９から２６を有し、図１に関して上記に記載されている全ての要素が再度みられる。図１の実施例と比較して、プリクーラ１８はプリクーラ３１と換わっており、その例は図５に示されている。加えて、ファン８側には、冷気流９の幾らかを取り出し、制御バルブ３４を備えたパイプ３３に沿ってプリクーラ３１に運ぶ受け口３２が設けてある。
【００２５】
図５の例では、プリクーラ３１は、熱交換用管の集合体３５からなり、これらの熱交換用管には、パイプ２０により熱空気１９が共通に供給され、受け口３２により取り込まれ、パイプ３３により運ばれる冷気流９の１部により冷却される。上記の集合体３５の熱交換用管は共通にパイプ２３に連結されており、このパイプ２３を通って冷却された熱空気流２２が流れる。
【００２６】
上記の熱交換用管の集合体３５は、囲い３６の１つの壁を形成し、この囲い３６に、上記の集合体３５を通過して加熱された冷空気流２４を形成する、受け口３２により取り込まれた冷気流９の１部分が浸入する。冷空気流２４を排出するパイプ２５は囲い３６にその開口部３７を介して連通し、室１２の上方部分１２Ｓを介して排出オリフィス２６まで冷空気流２４を運ぶ。
【００２７】
図４により示されている本発明の実施例では、符号１から１２、１２Ｓ、１３Ｓ、１３から１７、１９から２６を有し、図１に関して上記に記載されている全ての要素が再度みられる。この実施例では、バルブ２１と２３Ｖが省略されているが、在ってもよい。加えて、図１の実施例と比較して、ファン・ダクト１３の上方部分１３Ｓに収容されているプリクーラ１８は、室１２の上方部分１２Ｓに収容されているプリクーラ３１と換わっており、このプリクーラは図５のプリクーラ３１と類似のタイプのものでもよい。
【００２８】
室１２の上方部分１２Ｓに位置する抽気管３９はプリクーラ３８を内側フェアリング１０の前方部分に作成された抽気オリフィス４０に連結する。上記の抽気オリフィス４０には受け口４１が設けられており、よって、抽気オリフィス４０を通って、受け口４１によりすくいあげられた冷気流９の１部がプリクーラ３８に運ばれて、熱気流１９を冷却して冷却された熱空気流２２と加熱された冷空気流２４とを生じる。冷空気流２４は、パイプ２５を介してプリクーラ３８から排出され、このパイプ２５がオリフィス２６までそれを運ぶ。
【００２９】
制御バルブ４２が抽気管３９に取り付けられていて、冷気の取り入れ、よって冷却された熱空気流２２の温度を制御する。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】本発明に係るバイパス・タービン・エンジンの第１実施例の軸方向略断面図である。
【図２】図１のタービン用のプリクーラの例を示す略斜視図である。
【図３】本発明によるタービン・エンジンの代替形態の図１に類似する図である。
【図４】本発明によるタービン・エンジンの異なる代替形態の図１に類似する図である。
【図５】図３および４のタービン・エンジンのプリクーラの例の略斜視図である。
【符号の説明】
【００３１】
１…中空ナセル、２…空気入り口、３…ジェット・パイプ、４…外側フェアリング、６…中央熱気流発生器、８…ファン、９…冷気流、１０…内側フェアリング、１２…断面環状の室、１２Ｓ…室の上方部分、１３…ファン・ダクト、１６…航空機の翼、１７…サスペンション・パイロン、１８・３１・３８…プリクーラ、１９…熱空気、２０…パイプ、２２…冷却された熱空気、２１・２３・３４・４２…制御バルブ、２４…加熱された冷空気、２５…排出管、２６…排出オリフィス、３２・４１…受け口、３９…抽気管、４０…抽気オリフィス。
【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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