(57)【要約】  エンジンコア（２２）と、エンジンコア（２２）を半径方向に取り囲む内側カウル（３２）と、内側カウル（３２）を半径方向に取り囲む外側カウル（３４）であって、内側カウル（３２）から離間して内側カウル（３２）と外側カウル（３４）との間にノズル（３８）を画定する環状通路（３６）を形成する外側カウル（３４）と、内側カウル（３２）に設けられ、ノズル（３８）が第１の断面積を有する後退位置と、ノズル（３８）が第１の断面積より小さい第２の断面積を有する前進位置との間で移動可能な少なくとも１つの制御面（４０）とを有する、タービンエンジン（１６）。【選択図】図２
2018508692.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンコア（２２）と、
前記エンジンコア（２２）を半径方向に取り囲む内側カウル（３２）と、
前記内側カウル（３２）を半径方向に取り囲む外側カウル（３４）であって、前記内側カウル（３２）から離間して前記内側カウル（３２）と前記外側カウル（３４）との間にノズル（３８）を画定する環状通路（３６）を形成する外側カウル（３４）と、
前記内側カウル（３２）に設けられ、前記ノズル（３８）が第１の断面積を有する後退位置と、前記ノズル（３８）が前記第１の断面積より小さい第２の断面積を有する前進位置との間で移動可能な少なくとも１つの制御面（４０）と、
前記少なくとも１つの制御面（４０）に動作可能に結合され、前記少なくとも１つの制御面（４０）を移動させて前記ノズル（３８）の前記断面積を制御するように構成されたアクチュエータ（５０）とを備える、タービンエンジン（１６）。
【請求項２】
前記外側カウル（３４）が、前記エンジンコア（２２）に対して軸方向に並進する、請求項１に記載のタービンエンジン（１６）。
【請求項３】
前記第１の断面積が、離陸操作のために寸法決めされており、前記第２の断面積が、巡航操作のために寸法決めされており、前記第２の断面積が、前記第１の断面積より１０％まで小さい、請求項１に記載のタービンエンジン（１６）。
【請求項４】
前記少なくとも１つの制御面（４０）が、前記エンジンコア（２２）の周りに半径方向に離間した複数の制御面（４０）を備える、請求項１に記載のタービンエンジン（１６）。
【請求項５】
前記アクチュエータ（５０）が、膨張可能なエアバッグ（５２）を備え、前記エアバッグ（５２）の膨張が、前記少なくとも１つの制御面（４０）を前記後退位置から前記前進位置に移動させる、請求項１に記載のタービンエンジン（１６）。
【請求項６】
前記少なくとも１つの制御面（４０）が、前記内側カウル（３２）にヒンジ式に取り付けられる第１の端部（４２）と、前記第１の端部（４２）に対向する、前記少なくとも１つの制御面（４０）が前記後退位置から前記前進位置に移動するときに前記内側カウル（３２）から離れるように移動する第２の端部（４４）とを備える、請求項１に記載のタービンエンジン（１６）。
【請求項７】
前記第２の端部（４４）を前記内側カウル（３２）に結合するシール（４６）をさらに備える、請求項６に記載のタービンエンジン（１６）。
【請求項８】
前記シール（４６）が、弾性であり、前記少なくとも１つの制御面（４０）が前記後退位置から前記前進位置に移動するときに伸張するように寸法決めされる、請求項９に記載のタービンエンジン（１６）。
【請求項９】
前記アクチュエータ（５０）が、膨張したときに前記少なくとも１つの制御面（４０）を前記後退位置から前記前進位置にヒンジ式に移動させる膨張可能なエアバッグ（５２）を備える、請求項１に記載のタービンエンジン（１６）。
【請求項１０】
前記少なくとも１つの制御面（４０）が、複数の中間位置に移動可能であり、前記アクチュエータ（５０）が、前記少なくとも１つの制御面（４０）の前記位置を連続的に変化させるように構成される、請求項１に記載のタービンエンジン（１６）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、可変面積ノズルを有するタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
現代の航空機エンジンおよびナセル構造は、通常、外側カウル構造および内側固定エンジンカウルによって形成された固定幾何学的形状のファン排気ノズルを含む。排気ノズルの幾何学的形状は、巡航、離陸および着陸段階を含むいくつかの飛行の段階中にエンジン性能のための十分な流路を提供することにおける妥協点であることが多い。異なる飛行段階にわたってより良好なエンジン性能を達成するために、排気ノズルの幾何学的形状に対する様々な解決策が検討されているが、この問題に対して提案された解決策は、複雑で高価であることが判明している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１３／３０６７５５Ａ１号明細書
【発明の概要】
【０００４】
一態様では、本発明の一実施形態は、エンジンコアと、エンジンコアを半径方向に取り囲む内側カウルと、内側カウルを半径方向に取り囲む外側カウルであって、内側カウルから離間して内側カウルと外側カウルとの間にノズルを画定する環状通路を形成する外側カウルと、内側カウルに設けられ、ノズルが第１の断面積を有する後退位置と、ノズルが第１の断面積より小さい第２の断面積を有する前進位置との間で移動可能な少なくとも１つの制御面と、制御面に動作可能に結合され、制御面を移動させてノズルの断面積を制御するように構成されたアクチュエータとを有するタービンエンジンに関する。
【０００５】
図面の説明は、以下の通りである。
【図面の簡単な説明】
【０００６】
【図１】複数のタービンエンジンアセンブリを有する航空機の側面図である。
【図２】図１の航空機に含まれ得る、制御面が後退位置にある可変面積ファンノズルを有するタービンエンジンアセンブリの概略部分切欠図である。
【図３】制御面が前進位置にある図２のエンジンアセンブリの概略部分切欠図である。
【図４】制御面が後退位置にある、図２に示す制御面を有する内側カウルの斜視図である。
【図５】制御面が前進位置にある、図４の内側カウルおよび制御面の斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【０００７】
図１は、翼アセンブリ６が胴体４から外側に延びる胴体４を有する航空機２を示している。１つまたは複数のタービンエンジンアセンブリ８は航空機２に結合され、したがって、推進力を提供することができる。民間航空機２が示されているが、本発明の実施形態は、たとえば、限定されないが、個人用航空機、ビジネス用航空機および軍用航空機など、任意のタイプの航空機に使用され得ることが企図されている。
【０００８】
図２にさらに明確に示されるように、各タービンエンジンアセンブリ８は、タービンエンジン１６と、ファンアセンブリ１８と、ナセル２０とを含むことができる。タービンエンジン１６は、圧縮機２４を有するエンジンコア２２と、燃焼セクション２６と、タービン２８と、排出口３０とを含む。内側カウル３２は、エンジンコア２２を半径方向に取り囲む。
【０００９】
ナセル２０の部分は、明確化のために切り取られている。ナセル２０は、内側カウル３２を含むタービンエンジン１６を取り囲む。このようにして、ナセル２０は、内側カウル３２を半径方向に取り囲む外側カウル３４を形成する。外側カウル３４は、内側カウル３２から離間して内側カウル３２と外側カウル３４との間に環状通路３６を形成する。環状通路３６は、ノズル３８および一般に前方から後方のバイパス気流経路を特徴付けるか、形成するか、または画定する。外側カウル３４またはその一部は、内側カウル３２およびエンジンコア２２に対して軸方向に並進してもよいことが企図されている。
【００１０】
少なくとも１つの制御面４０は、内側カウル３２に設けられ、ノズル３８が第１の断面積を有する後退位置と、点線で示される、ノズル３８が第１の断面積より小さい第２の断面積を有する前進位置との間で移動可能である。第１の断面積は、離陸操作のために寸法決めされており、第２の断面積は、巡航操作のために寸法決めされている。第１および第２の断面積は、第２の断面積が第１の断面積より１０％まで小さくてもよいことを含む任意の適切な方法で寸法決めされてもよいことが企図されている。
【００１１】
少なくとも１つの制御面４０は、音響処理された表面を含む任意の適切な材料から形成された任意の適切な制御面であり得ることが理解されよう。さらなる非限定的な例として、制御面４０は、エンジンコア２２へのアクセスを提供する内側カウル３２のためのドアであってもよい。図示の例では、制御面４０は、内側カウル３２にヒンジ式に取り付けられる第１の端部４２と、第１の端部４２に対向する、制御面４０が後退位置（図２）から前進位置（図３）に移動するときに内側カウル３２から離れるように移動する第２の端部４４とを含む。第１の端部４２は、第２の端部４４の前方にある。
【００１２】
さらに、シール４６を含むことができ、第２の端部４４を内側カウル３２の後方部分に結合することができる。シール４６は、シール４６を弾性とすることができ、制御面４０が後退位置（図２）から前進位置（図３）に移動するときに伸張するように寸法決めすることができることを含む、任意の適切なシールであり得ることが企図されている。動作中、シール４６の弾性力は、制御面４０を前進位置（図３）から後退位置（図２）に付勢する付勢力を加えることができる。シール４６は、シール４６を強化エラストマー膜とすることができることを含む、任意の適切な弾性材料から任意の適切な方法で形成することができる。
【００１３】
アクチュエータ５０を含むことができ、制御面４０に動作可能に結合することができる。アクチュエータ５０は、制御面４０を後退位置（図２）と前進位置（図３）との間で移動させ、ノズル３８の断面積を制御することができる。アクチュエータ５０は、制御面４０の移動を達成するように構成された任意の適切なタイプのアクチュエータであってもよいことが理解されよう。図示のように、非限定的な例として、アクチュエータ５０は、膨張したときに制御面４０を後退位置（図２）から前進位置（図３）にヒンジ式に移動させる膨張可能なエアバッグを含むことができる。タービンエンジンアセンブリ８の他の部分からの空気圧を利用および制御して、エアバッグを膨張させることができることが企図されている。さらなる非限定的な例として、制御面４０を移動させるために、ストラットのような線形アクチュエータを利用することができる。したがって、制御面４０は、油圧的、機械的、電気機械的、空気圧的などのように移動され得ることが理解されよう。
【００１４】
さらに、制御面４０は、後退位置（図２）と前進位置（図３）との間の任意の数の中間位置に移動可能であってもよい。アクチュエータ５０は、制御面４０を複数の中間位置に移動させることができ、少なくとも１つの制御面４０の位置を連続的に変化させるように構成することができる。
【００１５】
図４は、図２の内側カウル３２をより詳細に示している。より明確に理解できるように、少なくとも１つの制御面４０は、エンジンコア２２の周りに半径方向に離間した複数の制御面４０を含むことができる。より具体的には、内側カウル３２は、エンジンコア２２の周りに半径方向に離間し、ドア４８がエンジンコア２２により近い閉位置（図４）、およびドア４８の少なくとも一部が閉位置よりエンジンコア２２からさらに離れた開位置（図５）から移動可能とすることができる複数のカウルドア４８を有するものとして示されている。ドア４８が開位置にあるときのノズル３８の断面積は、ドア４８が閉位置にあるときの断面積より１０％まで小さい。
【００１６】
各カウルドア４８は、内側カウル３２にヒンジ式に取り付けられる第１の端部４２と、第１の端部４２に対向する、カウルドア４８が後退位置から前進位置に移動するときに内側カウル３２から離れるように移動する第２の端部４４とを含む。シール４６は、弾性とすることができ、カウルドア４８が閉位置（図４）から開位置（図５）に移動するときに伸張するように寸法決めすることができ、シール４６の弾性力は、カウルドア４８を閉位置（図４）から開位置（図５）に付勢する付勢力を加えることができる。図５においてより容易に分かるように、膨張可能なエアバッグ５２は、カウルドア４８とエンジンコア２２との間に位置し、アクチュエータ５０を形成してもよい。エアバッグ５２が膨張すると、ドア４８は閉位置と開位置との間を移動し、ノズル３８の断面積を減少させる。さらに、エアバッグ５２は、ドア４８を任意の数の中間位置に移動させ、ノズル３８の複数の異なる断面積を提供することができる。
【００１７】
上述の実施形態は、可変面積ファンノズルを達成することができることを含む様々な利点を提供し、これは効率における大きな差を達成する。上述の実施形態は、現代のシステムの複雑さを回避し、基本的な音響または空気力学的性能に大きな影響を及ぼさない可変面積ファンノズルを提供する。現代の可変面積ファンノズルは、通常、追加のフラップまたはドア、並進カウルの飛行中の部分的配置、および関連する２ステップもしくは複数ステップのスラストリバーサ作動システムまたは追加の独立作動システムを含む、複雑な動作システムおよび／または機構を含む。これらのアプローチは、動作上の安全性に影響し、重量があり、複雑であり、ファンノズルの音響および空気力学的性能を低下させる。
【００１８】
本明細書は、最良の形態を含めて、本発明を開示するために実施例を用いており、また、任意のデバイスまたはシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含めて、いかなる当業者も本発明を実施することが可能となるように実施例を用いている。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にあることを意図している。
［実施態様１］
エンジンコア（２２）と、
前記エンジンコア（２２）を半径方向に取り囲む内側カウル（３２）と、
前記内側カウル（３２）を半径方向に取り囲む外側カウル（３４）であって、前記内側カウル（３２）から離間して前記内側カウル（３２）と前記外側カウル（３４）との間にノズル（３８）を画定する環状通路（３６）を形成する外側カウル（３４）と、
前記内側カウル（３２）に設けられ、前記ノズル（３８）が第１の断面積を有する後退位置と、前記ノズル（３８）が前記第１の断面積より小さい第２の断面積を有する前進位置との間で移動可能な少なくとも１つの制御面（４０）と、
前記少なくとも１つの制御面（４０）に動作可能に結合され、前記少なくとも１つの制御面（４０）を移動させて前記ノズル（３８）の前記断面積を制御するように構成されたアクチュエータ（５０）とを備える、タービンエンジン（１６）。
［実施態様２］
前記外側カウル（３４）が、前記エンジンコア（２２）に対して軸方向に並進する、実施態様１に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様３］
前記第１の断面積が、離陸操作のために寸法決めされており、前記第２の断面積が、巡航操作のために寸法決めされている、実施態様１に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様４］
前記第２の断面積が、前記第１の断面積より１０％まで小さい、実施態様１に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様５］
前記少なくとも１つの制御面（４０）が、前記エンジンコア（２２）の周りに半径方向に離間した複数の制御面（４０）を備える、実施態様１に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様６］
前記アクチュエータ（５０）が、膨張可能なエアバッグ（５２）を備え、前記エアバッグ（５２）の膨張が、前記少なくとも１つの制御面（４０）を前記後退位置から前記前進位置に移動させる、実施態様１に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様７］
前記少なくとも１つの制御面（４０）が、前記内側カウル（３２）にヒンジ式に取り付けられる第１の端部（４２）と、前記第１の端部（４２）に対向する、前記少なくとも１つの制御面（４０）が前記後退位置から前記前進位置に移動するときに前記内側カウル（３２）から離れるように移動する第２の端部（４４）とを備える、実施態様１に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様８］
前記第１の端部（４２）が、前記第２の端部（４４）の前方にある、実施態様７に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様９］
前記第２の端部（４４）を前記内側カウル（３２）に結合するシール（４６）をさらに備える、実施態様８に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様１０］
前記シール（４６）が、弾性であり、前記少なくとも１つの制御面（４０）が前記後退位置から前記前進位置に移動するときに伸張するように寸法決めされる、実施態様９に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様１１］
前記シール（４６）の弾性力が、前記少なくとも１つの制御面（４０）を前記前進位置から前記後退位置に付勢する、実施態様１０に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様１２］
前記アクチュエータ（５０）が、膨張したときに前記少なくとも１つの制御面（４０）を前記後退位置から前記前進位置にヒンジ式に移動させる膨張可能なエアバッグ（５２）を備える、実施態様１１に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様１３］
前記少なくとも１つの制御面（４０）が、前記内側カウル（３２）から前記エンジンコア（２２）へのアクセスを提供する、実施態様１２に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様１４］
前記少なくとも１つの制御面（４０）が、前記後退位置と前記前進位置との間の少なくとも１つの中間位置に移動可能である、実施態様１に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様１５］
前記少なくとも１つの制御面（４０）が、複数の中間位置に移動可能であり、前記アクチュエータ（５０）が、前記少なくとも１つの制御面（４０）の前記位置を連続的に変化させるように構成される、実施態様１４に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様１６］
エンジンコア（２２）と、
前記エンジンコア（２２）を半径方向に取り囲み、閉位置から開位置に移動可能なカウルドア（４８）のセットを有する前記エンジンコア（２２）の周りに半径方向に離間した内側カウル（３２）と、
前記内側カウル（３２）を半径方向に取り囲む外側カウル（３４）であって、前記内側カウル（３２）から離間して前記内側カウル（３２）と前記外側カウル（３４）との間に断面積を有するノズル（３８）を画定する環状通路（３６）を形成する外側カウル（３４）と、
前記カウルドア（４８）のセットのサブセットと前記エンジンコア（２２）との間に位置し、膨張したときに前記カウルドア（４８）のサブセットを前記開位置に向けて移動させ、前記開位置では、前記カウルドア（４８）のサブセットが前記ノズル（３８）の前記断面積を減少させる少なくとも１つの膨張可能なエアバッグ（５２）とを備える、タービンエンジン（１６）。
［実施態様１７］
前記カウルドア（４８）のセットの少なくとも１つのカウルドア（４８）が、前記内側カウル（３２）にヒンジ式に取り付けられる第１の端部（４２）と、前記第１の端部（４２）に対向する、前記カウルドア（４８）が前記閉位置から前記開位置に移動するときに前記内側カウル（３２）から離れるように移動する第２の端部（４４）とを含む、実施態様１６に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様１８］
前記カウルドア（４８）が前記閉位置から前記開位置に移動するときに伸張するように寸法決めされる、前記第２の端部（４４）を前記内側カウル（３２）に結合する弾性シール（４６）をさらに備える、実施態様１７に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様１９］
前記開位置において、前記カウルドア（４８）のサブセットが、前記ノズル（３８）の前記断面積を最大１０％減少させる、実施態様１６に記載のタービンエンジン（１６）。
［実施態様２０］
前記エアバッグ（５２）が、前記カウルドア（４８）のサブセットを複数の中間位置に移動させるように構成される、実施態様１６に記載のタービンエンジン（１６）。
【符号の説明】
【００１９】
２  民間航空機
４  胴体
６  翼アセンブリ
８  タービンエンジンアセンブリ
１６  タービンエンジン
１８  ファンアセンブリ
２０  ナセル
２２  エンジンコア
２４  圧縮機
２６  燃焼セクション
２８  タービン
３０  排出口
３２  内側カウル
３４  外側カウル
３６  環状通路
３８  ノズル
４０  制御面
４２  第１の端部
４４  第２の端部
４６  シール
４８  カウルドア
５０  アクチュエータ
５２  エアバッグ
【図１】
2018508692.tif 000003
【図２】
2018508692.tif 000004
【図３】
2018508692.tif 000005
【図４】
2018508692.tif 000006
【図５】
2018508692.tif 000007
【国際調査報告】
2018508692.tif 000008
2018508692.tif 000009
2018508692.tif 000010