(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機エンジンのカウル、およびカウルを層状構造および高温性能を有するように製造する方法を提供する。【解決手段】カウル１３６の層状構造は、内部中空セル１４８を含むセル型構造を有するコア部材１４４、およびコア部材１４４の反対側の面でセル１４８の縁部１５２に蝋付けされた第１および第２のスキン１４０、１４２を含む。第１および第２のスキン１４０、１４２、ならびにコア部材１４４はチタン合金から形成され、第１および第２のスキン１４０、１４２はコア部材１４４に蝋付けされ、カウル１３６の層状構造は、第２のスキン１４２および第２のスキン１４２をコア部材１４４の第２の面でセル壁縁部１５２に取り付ける蝋付け結合部１５０を熱保護することが可能な断熱材を備えていない。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジン（１０）のカウル（１３６）であって、前記カウル（１３６）が、反対向きに配置された第１および第２の面を有するコア部材（１４４）と、前記コア部材（１４４）が第１および第２のスキン（１４０、１４２）の間にくるように、前記コア部材（１４４）の前記第１および第２の面にそれぞれ取り付けられた第１および第２のスキン（１４０、１４２）とを含む層状構造を有し、前記コア部材（１４４）が、前記第１および第２の面でセル壁縁部（１５２）を画成する内部中空セル（１４８）を含むセル型構造を有し、前記第１および第２のスキン（１４０、１４２）が、前記コア部材（１４４）の前記第１および第２の面で前記セル壁縁部（１５２）にそれぞれ取り付けられており、前記第１のスキン（１４０）が、音に関連する圧力波を前記コア部材（１４４）内の前記内部中空セル（１４８）へと向かわせることによって、ノイズを抑制するように適合された貫通穴（１４６）を有するように音響的に処理されているアコースティックスキン（１４０）であるカウル（１３６）において、
前記第１および第２のスキン（１４０、１４２）および前記コア部材（１４４）がチタン合金で形成されており、前記第１および第２のスキン（１４０、１４２）が、前記第１および第２のスキン（１４０、１４２）を前記コア部材（１４４）の前記第１および第２の面で前記セル壁縁部（１５２）に取り付ける蝋付け結合部（１５０）を画成するように、前記コア部材（１４４）に蝋付けされており、前記カウル（１３６）の前記層状構造は、前記第２のスキン（１４２）および前記第２のスキン（１４２）を前記コア部材（１４４）の前記第２の面で前記セル壁縁部（１５２）に取り付ける前記蝋付け結合部（１５０）を熱保護することが可能な断熱材を備えていないことを特徴とするカウル（１３６）。
【請求項２】
前記第１のスキン（１４０）が約０．３０〜約１．８ミリメートルの厚さを有し、前記第１のスキン（１４０）が熱間成形または超塑性成形によって成形するように調整され、機械的切削または化学的切削工程によって前記厚さにされることを特徴とする、請求項１記載のカウル（１３６）。
【請求項３】
前記第２のスキン（１４２）が約０．３０〜約１．８ミリメートルの厚さを有し、前記第２のスキン（１４２）が熱間成形または超塑性成形によって成形するように調整され、機械的切削または化学的切削工程によって前記厚さにされることを特徴とする、請求項１または２記載のカウル（１３６）。
【請求項４】
前記コア部材（１４４）がハニカム構造であり、前記内部中空セル（１４８）が六角形の断面を有することを特徴とする、請求項１乃至３のいずれか１項記載のカウル（１３６）。
【請求項５】
前記航空機エンジン（１０）が高バイパスガスタービンエンジン（１０）であり、前記カウル（１３６）が前記航空機エンジン（１０）のコアモジュール（１４）に設置され、前記コアモジュール（１４）のコンプレッサー、燃焼機および／またはタービン部（２２、２４、２６、２８）を取り囲むことを特徴とする、請求項１乃至４のいずれか１項記載のカウル（１３６）。
【請求項６】
前記カウル（１３６）が、前記第１のスキン（１４０）が前記航空機エンジン（１０）のバイパスダクト（３０）の境界を画成するように設置されていることを特徴とする、請求項５記載のカウル（１３６）。
【請求項７】
前記コアモジュール（１４）が、前記第２のスキン（１４２）と前記コアモジュール（１４）の燃焼機およびタービン部（２４、２６、２８）との間に断熱ブランケットを備えていないことを特徴とする、請求項５または６のいずれか１項記載のカウル（１３６）。
【請求項８】
前記第２のスキン（１４２）が前記コアモジュール（１４）の動作中に少なくとも１７５℃の温度にさらされることを特徴とする、請求項５乃至７のいずれか１項記載のカウル（１３６）。
【請求項９】
前記第２のスキン（１４２）が前記コアモジュール（１４）の動作中に最大約６５０℃の温度にさらされることを特徴とする、請求項５乃至８のいずれか１項記載のカウル（１３６）。
【請求項１０】
航空機エンジン（１０）のカウル（１３６）を層状構造を有するように製造する方法であって、
チタン合金から形成され、反対向きに配置された第１および第２の面を有するコア部材（１４４）、ならびに前記第１および第２の面でセル壁縁部（１５２）を画成する内部中空セル（１４８）を含むセル型構造を設けるステップと、
第１および第２のスキン（１４０、１４２）を、前記第１および第２のスキン（１４０、１４２）の間にくるように、前記コア部材（１４４）の前記第１および第２の面で前記セル壁縁部（１５２）にそれぞれ蝋付けし、前記第１のスキン（１４０）が、音に関連する圧力波を前記コア内の前記内部中空セル（１４８）へと向かわせることによって、ノイズを抑制するように適合された貫通穴（１４６）を有するように音響的に処理されているアコースティックスキン（１４０）であり、前記第１および第２のスキン（１４０、１４２）がチタン合金から形成され、前記コア部材（１４４）に蝋付け用合金で蝋付けされるステップと、
前記カウル（１３６）の前記層状構造が、前記第２のスキン（１４２）および前記第２のスキン（１４２）を前記コア部材（１４４）の前記第２の面で前記セル壁縁部（１５２）に取り付ける前記蝋付け結合部（１５０）を熱保護することが可能な断熱材を備えず、前記第１のスキン（１４０）が前記航空機エンジン（１０）のバイパスダクト（３０）の境界を画成し、前記第２のスキン（１４２）が前記コアモジュール（１４）の動作中に少なくとも１７５℃の温度にさらされるように、前記カウル（１３６）を前記航空機エンジン（１０）のコアモジュール（１４）に設置するステップとを含むことを特徴とする方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般に、航空機エンジンで使用されるタイプのカウルに関する。より詳細には、本発明は、高バイパスターボファンエンジンのコアモジュールを取り囲むコアカウルとしての使用に適した、断熱材料による熱保護なしに高温性能を有するカウルの構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
図１は、当技術分野で既知のタイプの高バイパスターボファンエンジン１０を概略的に示す。エンジン１０は、ナセル１２およびコアエンジンモジュール１４を含むとして概略的に示されている。コアエンジンモジュール１４の正面に位置するファンアセンブリ１６は、ファンブレード１８の配列から前方に突出するスピナーノーズ２０を含む。スピナーノーズ２０およびファンブレード１８は、ファンディスク（図示せず）によって支持されている。コアエンジンモジュール１４は、高圧コンプレッサー２２、燃焼機２４、高圧タービン２６および低圧タービン２８を含むとして示されている。ファンアセンブリ１６に入る空気の大部分は、エンジン１０の後方へバイパスされて、さらなるエンジン推力を生成する。バイパスされた空気は環状形のバイパスダクト３０を通過し、ファンノズル３２を通ってダクト３０から出る。ナセル１２は、ナセル１２の外部境界を画成する３つの主要部品、すなわち、インレットアセンブリ３３、インレットアセンブリ３３の後部に位置するファンカウル３４、およびファンカウル３４の後部に位置する逆推力装置３５から構成される。ファンカウル３４はファンブレード１８を取り囲む。逆推力装置３５は２つの主要部品、すなわち、並進外部スリーブ（図示せず）および内部コアカウル３６から構成される。並進カウルおよびコアカウル３６のファンダクト流体面は、ファン出口ノズル３２でファンの空気を排気する。コアカウル３６はバイパスダクト３０の径方向内向きの境界を画成し、コアエンジンモジュール１４から後方に延びる主排気ノズル３８への後部コアカウル推移面を形成する。
【０００３】
コアカウル３６は、限定はされないが、ファンバイパスダクト３０を通る気流の空気力学的形状、音響抑制、コアエンジンモジュール１４の火災防止、およびエンジン空気圧システムの故障防止（バーストダクト）を含む、多くの機能を提供する。高バイパスガスタービンエンジンのコアカウルは一般に、アルミニウムまたはピッチコアに接着接合されたアルミニウムスキンまたは繊維強化複合材料スキンを有するように構成されている。図２には、図１の領域「Ａ」の詳細な断面図として一例が概略的に示されている。カウル３６の構造は、比較的厚いコア４４の両側に接合された一対のスキン４０および４２を含むとして示されている。コア４４は、コア４４の厚さ全体にわたる連続的な六角形のセル４８を含むハニカム構造を有するとして示されているが、他の軽量のセル型構造も知られており、カウルコアに使用されている。セル４８はコア４４を完全に貫通しているので、ハニカムコア４４はオープンセルまたは他の多孔質構造を有すると述べることができるが、他のコア構造は一般に、クローズドセルまたは他の非多孔質構造を有する。コアセル壁は、内壁のエンジン側からファンダクト側へ、熱伝導性経路を提供する。
【０００４】
図１および２から明らかなように、スキン４０は、バイパスダクト３０に面し、ダクト３０を通る気流の径方向内向きの境界を画成する。スキン４０は音に関連する圧力波をコア４４内のセル４８へと向かわせ、そこで波のエネルギーを摩擦（熱変換）、圧力損失、および他のスキン４２（本明細書ではバッキングスキン４２という）からの波の反射による相殺によって消散させることにより、ノイズを抑制する助けとなる多数の小さい貫通穴４６を形成することによって音響的に処理されていることから、アコースティックスキン４０として示されている。
【０００５】
図２に示された構造は、高バイパスガスタービンエンジンのコアカウル、ならびに他の航空機エンジンナセル部品、例えばエンジンインレット、逆推力装置およびトランスカウルなどで使用されるサンドイッチ型層状構造タイプの非常に一般的なものである。コアカウル３６の層状構造によって、高い構造負荷に耐えることができ、負荷による構造変形を最小限にすることができる。コアカウル３６が金属構造または複合材料構造のいずれを有するかに関わらず、バッキングスキン４２には断熱ブランケット５０が設けられており、コア４４とスキン４０および４２との接着接合を、これらの接合がエンジン動作中に受ける温度を制限することによって保護する。断熱ブランケット５０の一般的な材料および構造には、セラミックファイバー充填または吹付け式断熱材料を取り囲む金属箔および／またはＫａｐｔｏｎ表面（ｆａｃｉｎｇ）を含む。断熱ブランケット５０とコアカウル３６の残りの部分との間での高温空気の漏洩の可能性は、接合線の温度を超える場合は危険を引き起こす可能性がある。新しいエンジン設計であるほど動作温度は高くなっているので、コアカウルの熱環境はますます厳しくなっており、より重厚な断熱ブランケット５０が必要とされているが、これは重量（燃費）、コアエンジンモジュール１４の周囲部品との間隔、およびコアカウル３６の点検および保守に関して不利である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第７７２６１１６号明細書
【発明の概要】
【０００７】
本発明は、航空機エンジンのためのカウルを提供し、層状構造および高温性能を有するカウルを製造するための方法を提供する。
【０００８】
本発明の第１の態様によると、カウルの層状構造は、反対向きに配置された第１および第２の面を有するコア部材、第１および第２の面でセル壁縁部を画成する内部中空セルを含むセル型構造、ならびにコア部材が第１および第２のスキンの間にくるように、コア部材の第１および第２の面でセル壁縁部にそれぞれ取り付けられた第１および第２のスキンを含む。第１のスキンは好ましくは、音に関連する圧力波をコア部材内の内部中空セルへと向かわせることによって、ノイズを抑制するように適合された貫通穴を有するように音響的に処理されているスキンである。本発明の好ましい態様によると、第１および第２のスキンならびにコア部材はチタン合金から形成され、第１および第２のスキンは、第１および第２のスキンをコア部材の第１および第２の面でセル壁縁部に取り付ける蝋付け結合部を画成するように、コア部材に蝋付けされており、カウルの層状構造は、第２のスキンおよび第２のスキンをコア部材の第２の面でセル壁縁部に取り付ける蝋付け結合部を熱保護することが可能な断熱材を備えていない。
【０００９】
本発明の第２の態様によると、エンジンコアカウルは高バイパスガスタービンエンジンに設置され、ガスタービンエンジンのコアモジュールのコンプレッサー、燃焼機および／またはタービン部を取り囲む。カウルは、反対向きに配置された第１および第２の面を有するコア部材、第１および第２の面でセル壁縁部を画成する内部中空セルを含むセル型構造、ならびにコア部材がアコースティックスキンおよびバッキングスキンの間にくるように、コア部材の第１および第２の面でセル壁縁部にそれぞれ取り付けられたアコースティックスキンおよびバッキングスキンを含む層状構造を有する。アコースティックスキンおよびバッキングスキンは約０．３０〜約１．８ミリメートルの厚さを有し、アコースティックスキンは、音に関連する圧力波をコア部材内の内部中空セルへと向かわせることによって、ノイズを抑制するように適合された貫通穴を有するように音響的に処理されており、バッキングスキンは貫通穴を有するように穿孔されていない。本発明の好ましい態様によると、アコースティックスキン、バッキングスキンおよびコア部材はチタン合金から形成され、アコースティックスキンおよびバッキングスキンは、アコースティックスキンおよびバッキングスキンをコア部材のセル壁縁部に取り付ける蝋付け結合部を画成するように、コア部材に蝋付けされており、コアモジュールは、バッキングスキンおよびバッキングスキンをコア部材の第２の面でセル壁縁部に取り付ける蝋付け結合部を熱保護することが可能な断熱材を備えていない。
【００１０】
本発明の別の態様によると、航空機エンジンのカウルを層状構造を有するように製造する方法が提供される。方法は、チタン合金から形成され、反対向きに配置された第１および第２の面を有するコア部材、ならびに前記第１および第２の面でセル壁縁部を画成する内部中空セルを含むセル型構造を設けるステップを含む。次いで、第１および第２のスキンは、コア部材が第１および第２のスキンの間にくるように、コア部材の第１および第２の面でセル壁縁部にそれぞれ蝋付けされる。第１のスキンは、音に関連する圧力波をコア内の内部中空セルへと向かわせることによって、ノイズを抑制するように適合された貫通穴を有するように音響的に処理されているアコースティックスキンである。第１および第２のスキンはチタン合金から形成され、コア部材に蝋付け用合金で蝋付けされる。次いで、カウルの層状構造が、第２のスキンおよび第２のスキンをコア部材の第２の面でセル壁縁部に取り付ける蝋付け結合部を熱保護することが可能な断熱材を備えず、第１のスキンが航空機エンジンのバイパスダクトの境界を画成し、第２のスキンがコアモジュールの動作中にコアモジュールコンパートメントの空気温度にさらされるように、カウルが航空機エンジンのコアモジュールに設置される。
【００１１】
本発明の技術的効果は、コアモジュール動作、特にエンジンの燃焼機およびタービン部による高温から、第２のスキン／バッキングスキンおよびそれらのコア部材への取り付けを保護する、断熱ブランケットまたは吹付け式断熱材などの従来の断熱材が不要になることである。温度制御要件が、過剰な断熱材の使用を必要とする用途では、断熱材の必要をなくすことによって、エンジン重量の低減、耐性の向上、およびシステムの信頼性の向上が可能になる。断熱ブランケットがないことにより、カウルで実施される定期点検および保守作業も容易になり、したがって、カウルの寿命期間にわたる保守費用も削減される。
【００１２】
断熱材を使用しないことによって可能になる別の利点には、コアカウルがより近接してコアモジュールを取り囲むことができることを含み、それによりコアカウルの直径および表面積が低減される。したがってこれにより、コアモジュールを取り囲むナセルの直径および表面積を低減することができ、空力抵抗およびナセル全体の重量が低減されるという利点を有する。断熱材を使用しないことにより、点検口および他の内部取付構造の周りに断熱材を設計および設置する必要もなくなり、部品点数も低減される。カウルの蝋付けチタン構造もまた、工具の落下、取扱い等を含む、様々な原因による損傷に対する耐性を向上させる。
【００１３】
カウルの高温性能により、その構造がエンジンの主ノズルの一部として拡張され、一体化されることが可能になり、さらなる重量および性能上の利点につながる。従来構造で一般に必要とされる機械的連結および封止技術の代わりに、溶接または蝋付けを使用して、通気のためのコンパートメント冷却吸入口および排気部、エンジン抽気、予冷器等をカウルに組み込むことも可能であり、やはり重量および性能上の利点をもたらすことができる。
【００１４】
本発明の他の態様および利点は、以下の詳細な説明から、より明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】高バイパスターボファンエンジンの概略的な断面図である。
【図２】高バイパスガスタービンエンジンで使用される従来のコアカウルの断面を概略的に示す図である。
【図３】本発明の実施形態に従って構成されたコアカウルの断面を概略的に示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
図３は、例えば図１に示すタイプの高バイパスガスタービンエンジンでの使用に適した、コアカウル１３６の断面を示す。図３に示すカウル１３６は、図２のコアカウル３６の代わりに設置することができ、したがって、コアエンジンモジュール１４を取り囲むように特に適合され、図１に示すエンジン１０のバイパスダクト３０の内側境界を画成する。
【００１７】
図２の従来技術のカウル３６と同様に、図３に示すカウル１３６は、コア部材１４４に取り付けられたスキン１４０および１４２を含む層状構造を有する。カウル１３６は、スキン１４０がエンジン１０のバイパスダクト３０を通る気流に面するように設置されるものであり、そのため、スキン１４０は、用途固有の音響特性を満たす、明確に画成されたパターンの小さく、好ましくは等間隔の穿孔または穴１４６を有するアコースティックスキン１４０として作製される。穴１４６は、多様な厚さを有することができるアコースティックスキン１４０を完全に貫通して延びる。一般的な厚さは約０．０１２〜約０．０７２インチ（約０．３０〜約１．８ｍｍ）であるが、それより薄い厚さおよび厚い厚さも予想され得る。他方、スキン１４２は、コアモジュール１４の内部に向かって径方向内向きに面するバッキングスキン１４２として機能するものである。バッキングスキン１４２もまた、多様な厚さを有することができ、同じく一般的な厚さは約０．０１２〜約０．０７２インチ（約０．３０〜約１．８ｍｍ）であるが、それより薄い厚さおよび厚い厚さも予想され得る。スキン１４０および１４２の形状は、熱間成形または超塑性成形技術によって調整することができ、スキン１４０および１４２の厚さは、スキン１４０および１４２およびカウル１４０の全体としての構造的負荷および剛性要件を満たすように、機械的切削または化学的切削工程によって達成することができる。
【００１８】
図２のアコースティックスキン４０と同様に、図３のアコースティックスキン１４０は、音に関連する圧力波をコア部材１４４内の内部中空セル１４８へと向かわせ、そこで波のエネルギーを摩擦（熱変換）、圧力損失、およびバッキングスキン４２からの波の反射による相殺によって消散させることにより、ノイズを抑制するものである。バッキングスキン１４２は、アコースティックスキン１４０について示したタイプの貫通穴を有さない。コア部材１４４内のセル１４８は、例えば、航空機エンジンカウルのコア部材に使用されることが多いハニカム構造に関連付けられる六角形のセルなど、オープンセルタイプのものとして示されている。コア部材１４４のオープンセル構造により、反対向きに配置された面が、セル１４８を画成する壁１５４の縁部１５２によって画成される。したがって、スキン１４０および１４２はセル壁１５４の縁部１５２に取り付けられている。
【００１９】
アコースティックスキン１４０およびバッキングスキン１４２は、一般に航空機エンジンナセルで生じる負荷に耐えることができる一体構造とするために、コア部材１４４に取り付けられている。図２に示すカウル３６とは対照的に、スキン１４０および１４２およびコア部材１４４は、例えばアルミニウム合金および繊維強化ポリマー複合材料などの、一般に航空機エンジンナセル構造で見られる従来材料では形成されていない。その代わりに、スキン１４０および１４２およびコア部材１４４は、互いに蝋付けすることができるチタン合金で形成されており、蝋付け工程により、スキン１４０および１４２とコア部材１４４との結合として図３に示す蝋付け結合部１５０が形成される。
【００２０】
カウル１３６の層状構造の剛性を高めるために、コア部材１４４は好ましくは、約０．５〜約２インチ（約１０〜約５０ｍｍ）の厚さを有するが、それより薄い厚さおよび厚い厚さも可能である。セル１４８の断面積およびセル壁１５４の厚さに関連するコア部材１４４のせん断荷重への耐性および密度は、用途固有の負荷および撓み基準を満たすように調整することができる。セル１４８のサイズは音響上の目的を達成するように調整することができ、一般的なセルサイズは約０．３７５インチ（約９ｍｍ）であるが、それより薄い厚さおよび厚い厚さも可能である。
【００２１】
図３に示すカウル１３６の注目すべき点は、例えば図２に示すタイプのものなどの断熱ブランケットがないことである。本発明の好ましい態様によれば、カウル１３６の層状構造を、上記の蝋付け技術を使用してチタン合金から作製することによって、スキン１４０および１４２をコア部材１４４に冶金術で結合する蝋付け結合部１５０の温度を断熱ブランケットによって低下させる必要がない程度まで、カウル１３６の高温性能が拡大される。特に、蝋付け工程によって製造された蝋付け結合部１５０は好ましくは、カウル１３６の構造内に断熱材料がない状態でバッキングスキン１４２が露出されるコアモジュールコンパートメントの空気温度にほぼ対応する、約３５０°Ｆ〜約６５０°Ｆ（約１７５℃〜約３５０℃）の温度に耐えることができる。蝋付け構造は、この温度範囲を超える温度、環境にとって必要な場合は約１２００°Ｆ（約６５０℃）まで達する可能性がある温度に耐えることができることに留意されたい。この性能によって、（図１のコアエンジンモジュール１４の燃焼機２４、高圧タービン２６および低圧タービン２８に対応する）コアモジュールの燃焼機およびタービン部を囲むために、断熱ブランケットを介在させることなく、カウル１３６を設置することができる。他方、アルミニウム合金またはポリマー複合材料などの従来材料で形成された図２のカウル３６は、より高温ではスキンおよびコアの接合線が機械的性質の劣化に対して脆弱であるため、一般に約３００°Ｆ（約１５０℃）の最大温度に制限される。
【００２２】
以上、本発明を特定の実施形態について説明したが、当業者であれば他の形態を採用することもできることは明らかである。例えば、カウル１３６の物理的構造は図３に示すものと異なるようにすることができ、カウル１３６を作製するために上記と異なる方法を使用することもできる。したがって、本発明の範囲は添付の特許請求の範囲によってのみ限定されるものである。
【符号の説明】
【００２３】
１０  エンジン
１２  ナセル
１４  モジュール
１６  アセンブリ
１８  ブレード
２０  ノーズ
２２  コンプレッサー
２４  燃焼機
２６  タービン
２８  タービン
３０  ダクト
３２  ノズル
３３  アセンブリ
３４  カウル
３５  逆推力装置
３６  カウル
３８  ノズル
４０  スキン
４２  スキン
４４  コア
４６  貫通穴
４８  セル
５０  ブランケット
１３６  カウル
１４０  スキン
１４２  スキン
１４４  部材
１４６  穴
１４８  セル
１５０  結合部
１５２  縁部
１５４  壁
【図１】
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【図２】
2012251552.tif 000004
【図３】
2012251552.tif 000005
【外国語明細書】
2012251552000001.pdf