(57)【要約】  ガスタービンエンジン用の排気ノズルは、モジュラシェブロンを含む。シェブロンは、ベースフランジにおいて、また該シェブロンのベース及び頂部間で該シェブロンの後端縁に沿って延びるリムにおいて互いに固定接合されたデュアルスキンを含む。【選択図】      図２
2010533815.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
排気ノズルであって、
前方端部における取付けフランジ及び対向する後方端部における環状支持フランジを有する環状排気ダクトと、
前記支持フランジに対して固定接合されたモジュラシェブロンの列と、を含む、
ノズル。
【請求項２】
前記シェブロンの各々が、前記支持フランジ上に取付けられたベースフランジにおいて互いに固定接合されかつその幅が対向する頂部まで円周方向に収束する半径方向外側及び内側スキンを含む、請求項１記載のノズル。
【請求項３】
前記スキンが、半径方向に間隔を置いて配置されて中空コアを形成しかつ各シェブロンの後端縁に沿って延びる周辺リムによって境界付けられ、また
隣接するシェブロンが、円周方向に間隔を置いて配置されて発散形スロットを形成する、
請求項２記載のノズル。
【請求項４】
各シェブロンが、前記ベースフランジ及び頂部間でその半径方向厚さがテーパしている、請求項３記載のノズル。
【請求項５】
前記シェブロンコアが、前記スキン間にラミネートされたハニカムを含む、請求項４記載のノズル。
【請求項６】
前記シェブロンリムが、前記コアハニカムの周りで前記後端縁に沿って前記スキンを閉鎖した状態で橋絡する金属薄板ストリップを含む、請求項５記載のノズル。
【請求項７】
前記支持フランジが、軸方向後方に延びる環状トングを含み、
前記シェブロンの各々が、該シェブロンのベースフランジ内に軸方向後方に凹設された円周方向アーチ形グルーブを含み、また、
前記モジュラシェブロンが、前記支持フランジとの間におけるトング及びグルーブ継手により該支持フランジ上に独立して取付けられる、
請求項４記載のノズル。
【請求項８】
前記リムが、前記シェブロンの外側及び内側スキンの内側に凹設されかつ該外側及び内側スキンに対して固定接合される、請求項４記載のノズル。
【請求項９】
前記支持フランジに固定接合されかつ隣接するシェブロンをそれに対応して円周方向に分離する複数のフィラーをさらに含む、請求項４記載のノズル。
【請求項１０】
前記ダクトを囲みかつ前記シェブロン外側スキンと空気力学的に同一平面になった状態で前記支持フランジにおいて終端する環状整流板と、
前記支持フランジにおける前記排気ダクトから半径方向外向きかつ前向きに前記整流板まで延びるＺフランジと、
をさらに含む、請求項４記載のノズル。
【請求項１１】
排気ノズルであって、
ベース及び対向する頂部間で後端縁に沿って収束する外側及び内側スキンを備えたモジュラシェブロン、を含み、
前記スキンが、ベースフランジにおいてまた前記ベース及び頂部間で前記後端縁に沿って延びるリムにおいて、互いに固定接合される、
ノズル。
【請求項１２】
前記ベースフランジが、前記スキン間で前記シェブロンベースに沿って凹設され、また
前記リムが、前記ベースフランジからかつ前記頂部の周りで前記後端縁に沿って前記スキンを閉鎖して、該スキンから該ベースフランジに空気力学的圧力荷重を伝達する、
請求項１１記載のノズル。
【請求項１３】
前記スキンが、前記ベースフランジ及びリムの内側で横断方向に間隔を置いて配置されて、前記シェブロンの内部に中空コアを形成する、請求項１２記載のノズル。
【請求項１４】
前記シェブロンが、前記ベース及び頂部間で長手方向にその側方幅及び横断方向厚さの両方が収束する、請求項１３記載のノズル。
【請求項１５】
前記外側及び内側スキンが、それぞれ前記ベース及び頂部間で長手方向に凸面形及び凹面形である、請求項１４記載のノズル。
【請求項１６】
前記シェブロンコアが、前記スキン間にラミネートされたハニカムを含む、請求項１４記載のノズル。
【請求項１７】
前記シェブロンリムが、前記後端縁に沿って前記スキンを閉鎖した状態で橋絡する金属薄板ストリップを含む、請求項１６記載のノズル。
【請求項１８】
前記ベースフランジが、前記ベースに沿って前記シェブロンの幅にわたって側方に延びるアーチ形グルーブを含む、請求項１４記載のノズル。
【請求項１９】
前記シェブロンが、前記グルーブに沿って前記スキン及びベースフランジを貫通して横断方向に延びるアパーチャの列を含む、請求項１８記載のノズル。
【請求項２０】
前記シェブロンリムが、前記後端縁に沿って前記スキンを閉鎖した状態で橋絡する弓形ストリップを含む、請求項１４記載のノズル。
【請求項２１】
前記シェブロンリムが、前記後端縁に沿って前記スキンから側方外向きに延びる無孔ナイフエッジを含む、請求項１４記載のノズル。
【請求項２２】
前記リムが、前記ナイフエッジまで対称的に外向きに収束する、請求項２１記載のノズル。
【請求項２３】
前記リムが、前記外側スキンに向かって外向きに弓形になっている、請求項２１記載のノズル。
【請求項２４】
前記リムが、前記内側スキンに向かって内向きに弓形になっている、請求項２１記載のノズル。
【請求項２５】
アーチ形支持フランジをさらに含み、
前記モジュラシェブロンの列が、該モジュラシェブロンの対応するベースフランジにおいて前記支持フランジに固定接合される、
請求項１４記載のノズル。
【請求項２６】
前記ベースフランジが、前記シェブロンのベースに沿って該シェブロンの各々の幅にわたって側方に延びる円周方向アーチ形グルーブを含み、また、
前記支持フランジが、前記シェブロングルーブの内部に固定配置された円周方向アーチ形トングを含む、
請求項２５記載のノズル。
【請求項２７】
前記支持トング及び前記シェブロンのベースフランジにおける該シェブロンの列が、それらを貫通して横断方向に延びかつ該シェブロンを前記支持フランジに固定接合する対応するファスナを有するアパーチャの列を含む、請求項２６記載のノズル。
【請求項２８】
隣接するシェブロンをそれに対応して円周方向に分離する複数のフィラーをさらに含む、請求項２６記載のノズル。
【請求項２９】
前記フィラーの各々が、隣接するシェブロン間で円周方向に前記支持トングに固定取付けされたアーチ形グルーブを含む、請求項２８記載のノズル。
【請求項３０】
前記フィラーが、前記シェブロンのベースフランジにおいて該シェブロンとその厚さが一致しかつ前記支持フランジで終端して、該フィラーから後方に前記シェブロン頂部までその円周方向幅が増大する発散形スロットを形成する、請求項２９記載のノズル。
【請求項３１】
前記支持フランジで終端する環状排気ダクトと、
前記ダクトを囲みかつこれもまた前記支持フランジで終端する環状整流板と、
をさらに含む、請求項２６記載のノズル。
【請求項３２】
前記排気ダクトの前方端部で一体形に形成された取付けフランジと、
前記支持フランジにおける前記排気ダクトから半径方向外向きかつ前向きに前記整流板まで延びるＺフランジと、
をさらに含む、請求項３１記載のノズル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンにおける排気ノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気が、圧縮機内で加圧されかつ燃焼器内で燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生するようになっている。高圧タービン（ＨＰＴ）においてガスからエネルギーを取出して圧縮機に動力供給し、また、低圧タービン（ＬＰＴ）においてガスから付加的なエネルギーを取出してターボファン航空機エンジン用途における上流ファンに動力供給する。
【０００３】
ターボファンエンジンでは、バイパスダクトが、コアエンジンを囲みかつファンノズルを通して加圧ファン空気をバイパスさせて、推進スラストの大部分を得るようにする。ファン空気の一部はコアエンジンに流入し、コアエンジンにおいて、ファン空気はさらに加圧されて高温燃焼ガスを発生し、高温燃焼ガスは、プライマリ又はコア排気ノズルを通して吐出されて周囲のファン空気ストリームの内側で同心に付加的な推進スラストを発生する。
【０００４】
航空機におけるエンジンの離陸運転時に、高速度コア排気及びファン排気は、排気流れが周囲空気流と混合する時に大きな騒音を発生する。商業用航空機エンジンにおける騒音減弱は、エンジン効率に悪影響を与える可能性がある大きな設計目標でありかつ商業用航空機における最重要設計目標である。
【０００５】
一般的なコア及びファン排気ノズルは、円錐形であり、かつその直径が後方に薄肉環状後端縁までテーパしている。ノズルは、単プライ金属薄板とすることができ、或いはそれらの間にラミネートしたハニカム強化コアを備えた二プライ金属薄板とすることができる。
【０００６】
ノズルはまた一般的に、それらの構造剛性及び強度を高めて、コア及びファン排気ストリームが高速度でエンジンから吐出されるような運転時に発生する大きな圧力荷重に適応するようになった完全な又はほぼ完全な環状リングとして形成される。
【０００７】
空気力学的効率を維持しながらの騒音減弱における大きな進歩が、本出願と同一出願人の米国特許第６，３６０，５２８号に開示されたシェブロン排気ノズルにおいて見られる。その特許では、三角形シェブロンの列が、高速度排気流と低速度周囲ストリームとの間での混合を高めるようになった排気ノズルを形成している。個々のシェブロンは、支持環状排気ダクトの後方端部で一体形に形成され、該排気ダクトとの間で複合的構造剛性及び強度を享受する。
【０００８】
シェブロン排気ノズルの絶え間ない開発の間では、シェブロンの二プライ構造が空気力学的性能にとって望ましいが、その製造において大きな問題を示している。２つのスキンを滑らかにしかつ同一平面にして内部及び外部の流れストリームの空気力学的効率を最大にするようにしなければならないと同時に、シェブロンの蛇行形後端縁は、膨張する内側ストリームが隣接するシェブロン間の対応する発散形スロットを通して吐出される時に空気力学的損失を最小にしなければならない。
【０００９】
さらに、環状シェブロンノズルの単体構造構成は、完全なシェブロン列の個々のシェブロンの偶然の損傷又は仕様外製造がシェブロンノズル全体の性能に悪影響を与えるおそれがあるので、製造の困難さを増大させている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１０】
【特許文献１】米国特許第６，７８６，０３８号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
従って、それらの性能及び製造上の問題に対処するようにするようになった改良型のシェブロンノズル排気ノズルを得ることが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
ガスタービンエンジン用の排気ノズルは、モジュラシェブロンを含む。シェブロンは、ベースフランジにおいて、また該シェブロンのベース及び頂部間で該シェブロンの後端縁に沿って延びるリムにおいて互いに固定接合されたデュアルスキンを含む。
【００１３】
好ましくかつ例示的な実施形態により、本発明をそのさらに別の目的及び利点と共に、添付図面と関連して行った以下の詳細な記載においてより具体的に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】例示的なターボファン航空機エンジンの概略軸方向部分断面図。
【図２】図１に示すエンジンのプライマリコア排気ノズルの該エンジンから分離した状態の斜視図。
【図３】図２に示す排気ノズルの一部分の拡大部分断面斜視図。
【図４】図２及び図３に示しかつ線４−４に沿って取った排気ノズルの軸方向断面図。
【図５】環状支持フランジに接合されたモジュラシェブロンの拡大軸方向断面図。
【図６】シェブロン排気ノズルの組立を示す、図３に示す該シェブロン排気ノズルの一部分の分解斜視図。
【図７】シェブロンの別の実施形態に関する、図３に示しかつ線７−７に沿って取った該シェブロンの後端縁部分の横断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
図１は、その一部を示す航空機１２のウィングに好適に結合された航空機ターボファンガスタービンエンジン１０を示している。エンジンは、従来通りの構成として、直列流れ連通状態で互いに作動接合されたファン１４、低圧圧縮機１６、高圧圧縮機１８、燃焼器２０、高圧タービン（ＨＰＴ）２２及び低圧タービン（ＬＰＴ）を含む。
【００１６】
エンジンはまた、コアエンジン及びＬＰＴを囲むコアナセル又はカウル２６と、ファン及びコアカウルの前方部分を囲みかつそれらから半径方向外側に間隔を置いて配置されてファンバイパスダクト３０を形成したファンナセル又はカウル２８とを含む。従来型の中心本体又はプラグ３２が、ＬＰＴから後方に延びかつコアカウルの後方端部から半径方向内側に間隔を置いて配置される。
【００１７】
運転時には、周囲空気３４が、ファン内にかつファンナセルの周りを流れる。空気は、ファンによって加圧されかつファン排気としてファンダクトを通して吐出されてスラストを発生するようになる。ファンを通過して流れる空気の一部分は、コアエンジン内で加圧されかつ燃料と好適に混合されかつ点火燃焼されて、高温燃焼ガスを発生し、高温燃焼ガスは、コア排気としてコアエンジンから吐出されるようになる。
【００１８】
より具体的には、コアエンジンは、該コアエンジンの後方端部にプライマリ又はコア排気ノズル３８を含み、コア排気ノズル３８は、中心プラグ３２を囲んでコア排気ガスを吐出するようにする。コアノズル３８は一般的に、図１及び図２に示す例示的な実施形態におけるエンジンの軸方向中心軸線の周りで軸対称であり、かつ改良型のシェブロン排気ノズルを形成する。
【００１９】
必要に応じて、ファンナセル２８の後方端部におけるファンノズル４０のためにシェブロン排気ノズルの別の形態を使用して、コアカウル２６の周りに加圧ファン空気を吐出するようにすることができ、その場合には、加圧ファン空気もまた、飛行時に航空機が推進されるにつれて周囲空気流と遭遇しかつ該周囲空気流と混合される。
【００２０】
図２には、分離した状態でプライマリ排気ノズル３８を示しており、また図３には、排気ノズル３８の拡大部分を示しており、さらに図４には、排気ノズル３８を軸方向横断面図として示している。また、図１に示すように、プライマリノズル３８は、タービン後方フレーム４２に好適に接合される。
【００２１】
より具体的には、ノズル３８は、図２及び図４に示すようにその前方端部に一体形に形成された環状取付けフランジ４６を有する環状排気ダクト４４を含む。取付けフランジ４６は、タービン後方フレーム４２の一部分に対して排気ダクトを従来通りに取付けるために使用される。
【００２２】
排気ダクト４４は、軸方向後方に延びかつ収束形円錐部分で終端して、図１に示すような中心プラグ３２の周りにコア排気３６を吐出するようにする。排気ダクトの後方端部は、図４、図５及び図６に示す環状支持フランジ４８を有し、この支持フランジ４８は、排気ダクトの構造剛性及び強度を高める。
【００２３】
環状整流板５０が、ダクト４４を囲みかつ該ダクト４４から半径方向外側に間隔を置いて配置されかつ共通支持フランジ４８においてダクト４４と共に終端する。整流板５０は、後方支持フランジ４８から上流方向にその外径が増大しかつコアカウル２６の後方端部と同一平面になった状態で好適に連続して、その上にわたってファン空気３４が吐出される空気力学的に滑らかな表面を形成する。
【００２４】
図５には、そこで排気ダクト４４及び整流板５０が共通環状支持フランジ４８に接合される該排気ダクト４４及び整流板５０の後方端部を最もよく示している。ダクト及び整流板は、約６３ミル（１．６ミリ）の厚さの比較的厚肉の金属薄板で製作されており、かつ共通支持フランジ４８の対応する外側及び内側脚部に対して例えば溶接によって一体形に接合される。
【００２５】
これら３つの要素の集合組立体により、大きな剛性及び強度の完全環状リングが形成され、これら構成要素の全ては、タービン後方フレームに取付けた共通取付けフランジ４６から順次吊下される。
【００２６】
図４は、環状排気ダクト４４が、タービン後方フレーム４２から後方に片持ち支持されていることを示している。それに対応して、環状整流板５０は、後方支持フランジ４８から前方に片持ち支持されかつ排気ダクト４４を囲む。
【００２７】
これら構成要素の強度をさらに高めるために、環状Ｚフランジ５２が、支持フランジ４８における又は該支持フランジ４８近傍における排気ダクト４４の後方端部から半径方向外向きに延びかつさらに整流板５０まで軸方向前向きに延びる。フランジ５２は、その後方レッジに沿って排気ダクト４４にリベット止めされまたその前方レッジに沿って整流板５０にリベット止めされ、かつ整流板５０自体及び後方支持フランジ４８の両方を支持する排気ダクトの構造剛性をさらに高める。
【００２８】
図３にその一部を最初に示した共通環状支持フランジ４８は、モジュラシェブロン５４の完全列を排気ダクトの後方端部に取付けるための簡便かつ頑丈な支持体となり、それらモジュラシェブロン５４は、様々な方法で支持フランジ４８に対して好適に固定接合することができる。
【００２９】
図２は、プライマリノズル３８において見られる様々な幅又は寸法の形態で８個のモジュラシェブロン５４を示しており、また図３及び図４はモジュラシェブロン５４の共通特徴形状部を示している。
【００３０】
より具体的には、各シェブロン５４は、同様な三角形構成を有する半径方向外側外殻（スキン）５６及び半径方向内側外殻（スキン）５８を備えたデュアルスキン組立品である。この２つのスキンは、滑らかな空気力学的表面を形成するようになった従来通りの薄肉金属薄板で形成することができ、かつ剛性及び強度を高めるようになった個々のモジュラ組立体として製作することができる。
【００３１】
より具体的には、各シェブロン５４は、図３に示すように、円周方向又は側方に幅広のベース端部６０を有しかつ該シェブロン５４の対向する後方端部における好ましくはアーチ形頂部６２までその幅Ｗが側方に減少して、該シェブロン５４の三角形輪郭を形成する。２つのスキンは、例えばロウ付けによってアーチ形ベースフランジ６４の両側面上に互いに固定接合されており、このフランジ６４は、各シェブロンを共通支持フランジ４８に堅固に取付ける。
【００３２】
従って、図３に示す各シェブロン５４は、幅広のベース６０を備えた状態で共通支持フランジ４８において始まりかつ該シェブロンの後端縁６６に沿ってその幅Ｗが減少し、該シェブロンの後方端部における好ましくは丸味付き頂部６２で終端する。それに対応して、個々のシェブロンが、下流方向にその幅が収束するにつれて、発散形スロット６８が、隣接するシェブロン５４間に形成されかつ該シェブロン５４の対向する後端縁の対向する部分に沿って下流方向にその側方幅が増大する。
【００３３】
図４及び図５に示すように、各シェブロンにおける２つのスキン５６、５８は、半径方向に間隔を置いて配置されて中空コア７０を形成し、この中空コア７０は、
支持フランジ４８の背後においてシェブロンの三角形構成全体にわたって延びるのが好ましい。中空シェブロンは、図３に示す連続形リム７２によって境界付けられ、この連続形リム７２は、各シェブロンの後端縁６６に沿って延びかつベース及び頂部間において各シェブロンの全周辺部を支持フランジ４８と共に形成するのが好ましい。従って、薄肉のスキン５６、５８は、剛性ベースフランジ６４及び境界剛性リム７２によって互いに堅固に接合される。
【００３４】
従って、各シェブロンは、プライマリノズル全体とは独立して簡便に製造することができる個々のサブ構成要素のモジュラ又は単体構造組立体である。個々のシェブロンは、デュアルスキン、支持フランジ及び周辺リムの共通モジュラ特徴形状部を共通に有するが、その寸法を簡便に変更してノズルにおけるシェブロンの全補足物の空気力学的性能を最大にするようにすることができる。
【００３５】
図３に示す各シェブロン５４は、混合性能及び騒音減弱を高めるような三角形構成を有しているので、これらシェブロン５４は、幅広のベース６０及び幅狭の頂部６２間で該シェブロンの長手方向又は軸方向長さＬにわたってその幅が側方に収束している。さらに、各シェブロン５４は、ベースフランジ４８及び頂部６２間でその半径方向厚さＴがテーパ又は減少しているのが好ましい。
【００３６】
側方又は円周方向テーパは、図３に最もよく示しており、また半径方向又は横断方向テーパは、図４に最もよく示している。シェブロン５４全体はその上流側ベースフランジ６４において支持されるので、シェブロン５４は、ベースフランジ６４により片持ち支持され、またデュアルスキンのテーパボックス構造により、シェブロンの剛性及び強度が高められると同時にそれに対応して重量が減少する。
【００３７】
図４及び図５は、各シェブロンの例示的な寸法を示している。
【００３８】
２つのスキン５６、５８は、ベースフランジ６４及びリム７２によって形成された周辺部の内側で又は内部において間隔Ａで横断方向又は半径方向に間隔を置いて配置されて、シェブロンの内部に中空コアチャンバ７０を形成する。
【００３９】
各スキンは、支持フランジ４８を一体支持する排気ダクト４４及び整流板５０の厚さよりも大幅に薄い約１４ミル（０．３６ミリ）の公称厚さＢを有する薄肉の金属薄板であるのが好ましい。中空コアの高さ又は間隔Ａは、全体シェブロン厚さＴとは２つのスキン厚さＢだけ単に異なるのみである。
【００４０】
また、図６に示すように、シェブロンの厚さＴは、シェブロンのベース端部において最大値Ｔ１を有しかつその厚さが頂部６２における最小厚さＴ２まで減少している。最大厚さＴ１は、約４４０ミル（１１ミリ）とすることができ、また最小厚さＴ２は、約１００ミル（２．５ミリ）とすることができ、かつその厚さは、最大厚さＴ１及び最小厚さＴ２間で滑らかに減少している。
【００４１】
シェブロン５４のテーパ構成は、対応するスキンに沿って上流方向に連続して排気ダクト４４及び整流板５０を形成する。図４及び図５に示すように、シェブロン外側スキン５６は、整流板５０の外表面と空気力学的に同一平面であると同時に、シェブロン内側スキン５８は同様に、上流側排気ダクト４４の内表面と空気力学的に同一平面であるのが好ましい。従って、シェブロンスキンの特定の構成を使用して、デュアルスキン構成におけるシェブロンの厚さが変化するにも拘わらず該シェブロンの空気力学的性能を最大にするようにすることができる。
【００４２】
図５は、シェブロンベースに沿って２つのスキン５６、５８の内側に凹設されて空気力学的に滑らかな外側及び内側流路表面を維持するようになったベースフランジ６４を示している。図３は、２つのスキン５６、５８の内側に僅かに凹設されかつベースフランジ６４からかつ頂部６２の周りで後端縁６６に沿って２つのスキン５６、５８を空気力学的に閉鎖したリム７２を示している。
【００４３】
このようにして、中空シェブロンは、その三角形周辺部の周りで頑丈かつ軽量のボックス構成として完全に境界付けられ又は封鎖されて、該中空シェブロンのスキンから共通ベースフランジ６４に空気力学的圧力荷重を効果的に伝達するようになる。
【００４４】
図４は、片持ち支持シェブロンの各々上に正味空気力学的圧力の力Ｆを発生させるファン排気３４の外部流れ及びコア排気３６の内部流れを示している。この圧力の力Ｆにより次に、シェブロンにわたって作用する反時計回りトルク又はモーメントＭが生じ、この反時計回りトルク又はモーメントＭは次に、該シェブロンのベースフランジ６４によって支持される。
【００４５】
図５では、空気力学的モーメント荷重は次に、ベースフランジ６４から環状支持フランジ４８内に伝達され、次には排気ダクト４４に沿って上流方向にタービン後方フレームに伝達される。
【００４６】
図３に最初に示すように、モジュラシェブロン５４は、排気ダクト及びその周囲の整流板５０の空気力学的に滑らかな連続部を形成して、本来の単プライシェブロンノズルの性能及び騒音減弱の利点を享受する。さらに、個々のシェブロンは、事前製造しかつ組立てて完全環状の又は単体構造のノズル構造体では実施可能でない製造上の利点を有するプライマリノズル全体を完成させることができる。
【００４７】
図３に示す各シェブロン５４は、対応する凸面形外側スキン及び凹面形内側スキンを備えた状態で円周方向にアーチ形である。
【００４８】
さらに、各シェブロンは、軸方向においてさらにアーチ形にして、本来の単プライシェブロンの複合アーチ形又は弓形構成にすることができる。具体的には、シェブロンの内側スキン５８は、該内側スキンが付加的に軸方向凹面形並びに円周方向凹面形となるように図示した軸方向平面内において曲率半径Ｒを有する。
【００４９】
それに対応して、外側スキン５４は同様に、軸方向に外向き凸面形であるのに加えて円周方向に外向き凸面形である。
【００５０】
外側及び内側スキン５６、５８の複合湾曲面は、シェブロンが共通支持フランジ４８上に取付けられているそのベース又は根元端部から対応する頂部６２におけるその後方又は遠位端部までの間で該シェブロンの半径方向厚さＴを変化させる付加的な設計変数を備えた状態で、空気力学的性能を最大にするような利点を得るように使用することができる。
【００５１】
幾つかの図に示す好ましい実施形態では、シェブロンの厚さＴは、円周方向に一定に維持されるが、該シェブロンのベース端部及び頂部端部間で軸方向により薄く変化させるか又はテーパさせる。
【００５２】
幾つかの図において示すように、個々のシェブロン５４の強度をさらに高めるために、中空コア７０は、例えばロウ付けによってデュアルスキン５６、５８間にラミネートされた金属ハニカム７４を含むのが好ましい。ハニカム７４は、ベースフランジ６４から後方にシェブロン頂部６２まで軸方向にかつ境界リム７２の直ぐ内側で後端縁６６に沿って各シェブロンの側方両側面間で円周方向に、図３に示すラミネートスキンのほぼ全表面積にわたって延びるのが好ましい。
【００５３】
図３及び図７には、シェブロンリム７２の好ましい実施形態を示しており、このシェブロンリム７２は、２つのスキン間で外側寄りに面する半ハニカムのストリップであり、そのセル寸法はコアハニカム７４のセルよりも小さい。例えば、コアハニカム７４は、２５０ミル（６．３ミリ）の六角形セル寸法を有することができ、一方、リムハニカム７２は、シェブロンの周辺部周りに半セルオンリストリップを使用した１６ミル（０．４ミリ）のセル寸法を有することができる。
【００５４】
ハニカムコア及びハニカムストリップは、外側及び内側スキンにロウ付けして高い剛性及び強度を有しながら依然として非常に軽量である単体構造かつモジュラシェブロンを形成することができる。
【００５５】
図７に示すハニカムリム７２は、シェブロン後端縁６６から僅かに凹設されかつラミネートスキン５６、５８に対する比較的滑らかな空気力学的閉鎖部を形成する。
【００５６】
モジュラシェブロン５４の各々は、図２及び図３に示す共通環状支持フランジ４８上に独立して取付けられかつ片持ち支持されるので、支持フランジ４８との間における支持継手は、排気ノズルの適正な作動及び運転における好適な有効寿命のために極めて重要である。簡易な実施形態（図示せず）では、各シェブロンのベースフランジ６４は、共通支持フランジ４８に溶接又はロウ付けして高い強度を有する一体形又は単体構造組立体を形成することができる。
【００５７】
しかしながら、個々のシェブロンの最終組立の前及び後の両方で該個々のシェブロンのモジュラ構成を維持するのが望ましい。各シェブロンは、独立して製造し、次に共通支持フランジ４８上に一纏めにして組立てることができる。また、組立シェブロンのいずれか１つ又はそれ以上はまた、必要に応じてまた所望の場合に共通支持フランジ４８から取外すことができる。
【００５８】
従って、図５及び図６に示す支持フランジ４８は、それに対して排気ダクト４４及び整流板５０の後方端部が固定取付けられた該支持フランジ４８のベース端部から軸方向後方に延びた環状トング７６を含むのが好ましい。
【００５９】
それに対応して、シェブロン５４の各々は、該シェブロン５４のベースフランジ６４内に軸方向後方に凹設されかつトング７６に向かって軸方向前方に面した円周方向アーチ形のＵ字形状グルーブ７８を含む。このアーチ形グルーブ７８は、そのベース６０に沿ってシェブロンの全幅にわたって側方又は円周方向に延びる。また、トング７６及びグルーブ７８は、互いに相補形状であって、個々のシェブロンと共通支持フランジ４８との間にぴったり合った又は緊密なトング及びグルーブ継手を形成するようになる。
【００６０】
図６は、トング７６上にグルーブ７８を係合させるシェブロン５４の１つの軸方向組立を示しており、図５はそれらの間における継手の最終組立を示している。トング７６の外表面は、円錐形であるのが好ましく、一方、トングの内表面は、該トングと一致するグルーブ７８の嵌合を改善するために円筒形であるのが好ましい。
【００６１】
図６に最初に示すように、シェブロン５４の各々は、スキン、ベースフランジ６４及びグルーブ７８を貫通して横断方向又は半径方向に延びかつ支持トング７６を貫通した対応するアパーチャと整列したアパーチャ８０の列を含む。従来型のリベットのような個々のファスナ８２を各アパーチャ８０内で使用して、それらの間におけるトング及びグルーブ継手を用いて支持フランジ４８上にシェブロンの各々を固定的にかつ独立して取付けることができる。
【００６２】
モジュラシェブロンの各々のためのこの締結継手は、必要に応じてまた所望の場合に該モジュラシェブロンの個々の組立並びに該モジュラシェブロンの取外しを可能にする。従って、各モジュラシェブロンは、開発及び試験時に必要に応じて独立して製造し、最適化しかつ変更し、また試験及び生産での組合せ使用のために共通支持フランジ４８に容易に組付けることができる。
【００６３】
また、生産での使用時には、この継手は、軽量シェブロンを共通排気ダクトに固定取付けしかつ支持フランジ４８における該継手及び排気ダクトを通してシェブロンからの空気力学的圧力及びモーメント荷重を支持タービン後方フレームに有効に伝達する。
【００６４】
図６に示すベースフランジ６４は、シェブロンスキン上に加わる荷重を支持するための高い構造剛性及び強度を有する機械加工構成要素とすることができる。ベースフランジは、三角形シェブロンのベース脚部を閉鎖する。また、周辺リム７２は、蛇行形後端縁に沿ってシェブロンの側面脚部を閉鎖する。
【００６５】
図７は、シェブロン外側及び内側スキン５６、５８の後端縁６６を閉鎖した比較的簡単なハニカムストリップリム７２を示している。
【００６６】
図７はまた、異なる構成、利点及び生産コストを有する周辺リムの別の実施形態を示している。
【００６７】
より具体的には、これもまた図７に示す第２の実施形態では、参照符号８４で示す周辺リムは、後端縁６６に沿って２つのスキン５６、５８を閉鎖した状態で固定橋絡する湾曲金属薄板ストリップの形態になっている。リム８４は、側方外向きに弓形になりかつ実線で示すほぼＵ字形状の方形構成を有するのが好ましい。しかしながら、リム８４の断面輪郭は、必要に応じて仮想線で示す半円形構成のように変更して、開発試験が示すように空気力学的性能を高めるようにすることができる。
【００６８】
図７は、参照符号８６、８８、９０で示す好適なリムの３つの付加的な実施形態を示しており、これらリムは、薄肉金属薄板にする代わりにその無孔の機械加工構造体を共通に有する。これら３つの実施形態は、シェブロンのベース及び頂部間で後端縁６６に沿ってデュアルスキン５６、５８から側方外向きにナイフエッジの形態で延びる。
【００６９】
第３のリム８６は、ナイフエッジまで対称外向きに収束し、また外側及び内側スキン５６、５８の露出表面と同一平面状態で連続する側面ノッチを含む。
【００７０】
第４のリム８８は、非対称上向き凹面形及び下向き凸面形ナイフエッジの形態で外側スキン５６に向かって半径方向外向きに弓形になっている。
【００７１】
これと対照的に、第５のリム９０は、半径方向内向き凹面形及び半径方向外向き凸面形である対向する非対称構成の形態で内側スキン５８に向かって半径方向内向きに弓形になっている。
【００７２】
図７に共に示すリム７２、８４、８６、８８及び９０の５つの異なる実施形態は、デュアルスキン間でそれらリムの陥凹取付けを同様に共通に有し、かつ例えばロウ付けによってデュアルスキンとの間に簡便にラミネートすることができる。従って、リムは、異なる設計要件に従って各モジュラシェブロンの周辺部を完全に封鎖しかつ薄肉スキンの構造補強並びにシェブロンの空気力学的性能の強化の両方を可能にする。
【００７３】
機械加工リム８６〜９０は、それに対応して重量を付加しかつリム７２及び８４の簡単な金属薄板構成よりもより多く製造費用を必要とする。製造コストは、様々なリムの異なる設計の特定の利点及び欠点を相殺することができる。
【００７４】
図２に示すプライマリノズル３８に見られる共通環状支持フランジ４８は、個々のモジュラシェブロン５４の異なる形態を簡単に置換えるか又は取付けることによってノズル設計の簡便な変更を可能にする。図２の実施形態では、単一ノズル内に、３つの異なる寸法を頂部から底部までノズルの対向する側方側面上に対として反復させた状態で８個のモジュラシェブロンが見られる。
【００７５】
特にノズルの頂部は、航空機ウィング下面における支持パイロンの下方に取付けられるように構成されており、従ってこの頂部位置にはなんらのシェブロンも存在しない。シェブロンの頂部対は最小幅を有する。シェブロンの２つの中間対は最大幅を有する。また、シェブロンの底部対は中間幅を有する。
【００７６】
図２に示すシェブロン５４のモジュラ構成はまた、上部パイロン位置に対してノズルの円周部周りに個々のシェブロンを選択的に設置することを可能にするだけでなく、必要に応じて個々のシェブロン間に異なる円周方向間隔を置くことも可能にする。
【００７７】
例えば、個々のシェブロン５４は、該個々のシェブロン間の挟まれた円周方向間隔を対応する空気力学的フィラーセグメント９２によって好適に埋めた状態で、互いに円周方向に間隔を置いて配置することができる。それに対応して、個々のフィラー９２は、隣接するシェブロン５４を円周方向に分離しかつそうでなければ露出した状態の支持フランジ４８を好適に被覆する。
【００７８】
図６に最もよく示すように、フィラー９２の各々は、ベースフランジ６４内におけるグルーブ７８と同一輪郭の円周方向アーチ形グルーブ７８を有するアーチ形機械加工構成要素であって、その上にフィラーが取付けられる支持トング７６と共に同じトング及びグルーブ継手を同様に形成するようになっている。
【００７９】
シェブロン５４と同様に、フィラー９２もまた、半径方向アパーチャ８０の列を含み、これら半径方向アパーチャ８０は、支持トング７６内に配置された対応するアパーチャと一致し、ここでも同様にこれらアパーチャを通してリベットファスナ８２を使用してフィラーを共通支持フランジ４８に固定する。
【００８０】
図６に示す個々のフィラー９２は、シェブロン５４のベースフランジ６４における該シェブロン５４の全体厚さと一致又は調和するのが好ましい。また、図２に示すような各フィラー９２は、支持フランジ４８における又は該支持フランジ４８近傍における軸方向直ぐ後方で終端して、その円周方向幅がフィラー９２から後方にシェブロン頂部６２まで増大する発散形スロット６８の最前方端部を形成する。
【００８１】
フィラー９２の付加的な利点は、これらフィラーが、図６に示す個々のシェブロン５４の三角形構成を可能にして、三角形又はアーチ形角度コーナ部の代わりにベースフランジ６４における方形コーナ部で終端することである。個々のシェブロン５４の全体にかかる空気力学的荷重の全てが、スキン及びベースフランジ６４を通して支持フランジ７６に伝達されなければならないので、シェブロンのベース端部はそれに対応する応力を受ける。シェブロンベースの両端部において方形コーナ部を利用することによって、これらの応力は、ベースフランジの両端部における鋭角コーナ部と比較して大幅に減少させることができる。
【００８２】
従って、個々のフィラー９２は、シェブロンベースの両端部における方形コーナ部と一致又は調和する方形コーナ部を該フィラーの円周方向両端部に有することができる。従って、分離したシェブロン及び該分離シェブロン間の小さいフィラー部品の協働によって、応力が減少しかつ空気力学的性能が高められる。
【００８３】
フィラー９２の後方端縁は、空気力学的性能を最大にしかつボートテール抗力を最少にするようなあらゆる好適な輪郭を有することができる。図６は、フィラー９２の後方端縁における凸面形ブルノーズ構成を示しているが、このフィラーは、開発試験が示すようにその他の構成を有することができる。
【００８４】
上記に開示した個々のシェブロン５４のモジュラ構成により、その後の組立に適したものとして個々に簡便にかつ経済的に事前製造することができる頑丈かつ軽量なシェブロンモジュールが得られる。共通支持フランジ４８は、それに対して必要に応じて個々のモジュラシェブロンを取付けるか又は取外すことができる高い剛性及び強度を有する完全環状支持構造体を形成する。
【００８５】
開発試験の場合に、異なる構成を有する個々のシェブロンを独立して製造する簡便さを使用して、容易に試験しかつ評価することができる異なる構成を有する排気ノズルを組立てる上で利点を得ることができる。
【００８６】
商業用航空機のモジュラ排気ノズルでは、個々のシェブロンは、その有効寿命の間に該個々のシェブロンに対してなんらかの損傷が発生した場合に、排気ノズル全体の完全な取外し及び交換を必要とせずに取外しかつ交換することができる。
【００８７】
排気ノズルにおけるシェブロンは、単一環状シェブロンノズルの代わりに該ノズルの全周辺部にわたって少なくとも２つのそのようなシェブロンモジュールを有する状態で、個々にモジュールとしかつ個々に取外し可能とすることができ、或いは２つ又はそれ以上の一体形シェブロンのモジュールグループとしてその他の方法で構成することができる。
【００８８】
このようにして、各取外し可能なシェブロンモジュールは、共通支持フランジ４８に独立して取付けられた共通単体構造サブ組立体内に１つ、２つ又はそれ以上の分離シェブロンを含むことができる。また、各モジュールは、その中にシェブロンの１つ又はそれ以上を含むように別個に製造することができる。
【００８９】
シェブロンのモジュラ構成はまた、その製造において、必要に応じて上記に開示した好ましい金属構成から最新の複合材料まで様々な材料を使用することを可能にする。
【００９０】
上記に開示したモジュラシェブロンの様々な実施形態は、必要に応じてファンノズル４０を同様に構成し或いは本来のシェブロン排気ノズル設計の単プライ構成を使用した状態で、図１に示すプライマリコア排気ノズル３８において特定の利点を得るように使用することができる。プライマリノズルは、高温排気流の熱を受け、従ってその過酷な環境に耐えるような好適な金属合金で形成される。ファンノズル４０は、比較的低温の加圧ファン空気を受け、従って必要に応じて金属を含むあらゆる好適な材料で形成することができる。
【００９１】
本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、本発明のその他の変更が、本明細書の教示から当業者には明らかであり、従って、全てのそのような変更は、本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることを切望する。
【００９２】
従って、本特許出願によって保護されることを望むものは、提出した特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。
【符号の説明】
【００９３】
１０  航空機ターボファンガスタービンエンジン
１２  航空機
１４  ファン
１６  低圧圧縮機
１８  高圧圧縮機
２０  燃焼器
２２  高圧タービン
２４  低圧タービン
２６  コアナセル又はコアカウル
２８  ファンナセル又はカウル
３０  ファンバイパスダクト
３２  中心本体又はプラグ
３４  周囲空気
３６  コア排気
３８  プライマリ排気ノズル又はコア排気ノズル
４０  ファンノズル
４２  タービン後方フレーム
４４  環状排気ダクト
４６  取付けフランジ
４８  環状支持フランジ
５０  環状整流板
５２  環状Ｚフランジ
５４  モジュラシェブロン
５６  半径方向外側スキン
５８  半径方向内側スキン
６０  円周方向又は側方幅広ベース端部
６２  アーチ形頂部
６４  アーチ形ベースフランジ
６６  後端縁
６８  発散形スロット
７０  中空コア
７２  連続形リム
７４  金属ハニカム
７６  環状トング
７８  アーチ形グルーブ
８０  アパーチャ
８２  ファスナ
８４  周辺リム
８６  リム
８８  リム
９０  リム
９２  フィラー
【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】
2010533815.tif 000009
【国際調査報告】
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2010533815.tif 000011
2010533815.tif 000012
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