(57)【要約】  本発明は、少なくとも１つのガイドベーン（２１）および少なくとも１つの構造アーム（３０）を含む空気流ガイドアセンブリを備えるタービンエンジンアセンブリに関し、前記ベーンおよびアームは、軸線（Ｘ−Ｘ）の周りに径方向に延在する。アームは、ガイドベーンプロファイルを有し、ベーンの前縁に位置合わせされた前縁（３１０）を備える上流端部（３１）と、下流部分（３３）と、上流端点（Ａ）と下流端点（Ｂ）との間に延在する上面（４４）を備える中間部分（３４）と、を含む。上流端点は、０．２ｃ〜０．５ｃの間の軸方向距離（ＸＡ）によって、アームの前縁から離されており、ｃは、ベーンの軸方向の弦の長さであり、上流端点で上面に対する接線の角度は、下流端点での接線の角度±１度に等しい。
2018510086.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の翼からタービンエンジンを吊設するためのパイロンを含むタービンエンジンアセンブリであって、
前縁（２２）および後縁（２３）を含む少なくとも１つのベーン（２１）を含むガイド（２０）と、
少なくとも１つの構造アーム（３０）と、
を備え、
ベーン（２１）およびアーム（３０）が、タービンエンジンの軸線（Ｘ−Ｘ）の周りに径方向に延在し、構造アームが、
タービンエンジンの空気流方向に関する上流端部（３１）であって、ベーンの前縁（２２）と周方向に位置合わせされ、ベーン（２１）の上流端部の輪郭と同一の輪郭を含む前縁（３１０）を備え、いわゆる最上流点（Ａ）の軸方向位置によって下流で範囲を定められている、上流端部（３１）と、
タービンエンジンの吊設パイロンのシュラウドを形成するように寸法決めされた下流部分（３３）と、
上流端部（３１）と下流部分（３３）とを結合する中間部分（３４）であって、最上流点（Ａ）と最下流点（Ｂ）との間に所定の軸方向位置で延在する連続的上面壁（４４）を備える、中間部分（３４）と、
を備え、
最上流点（Ａ）が、０．２ｃ〜０．５ｃの間に含まれるアームの前縁（３１０）から軸方向に距離（ｘＡ）に位置し、ここで、ｃは、ガイドベーン（２１）の軸方向弦の長さであり、
最下流点（Ｂ）が、アームの前縁（３１０）から軸方向に、ガイドベーン（２１）の軸方向弦の長さｃよりも長い距離（ｘＢ）に位置し、
最上流点（Ａ）での上面壁（４４）に対する接線の角度（αＡ）が、最下流点（Ｂ）での壁（４４）に対する接線の角度（αＢ）にある程度の範囲内で等しい、タービンエンジンアセンブリ。
【請求項２】
最上流点（Ａ）が、アームの前縁（３１０）から０．２〜０．３ｃの範囲内にあり、好ましくは０．３ｃに等しい、軸方向の距離（ｘＡ）に位置する、請求項１に記載の空気流ガイドアセンブリ。
【請求項３】
すべて同一の幾何形状を含む複数の構造アームを備える、請求項１または２に記載の空気流ガイドアセンブリ。
【請求項４】
請求項１から３のいずれか一項に記載のアセンブリを備える、バイパス型タービンエンジン（Ａ）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガイドベーンと、１つまたは複数の構造アームとを備えるタービンエンジン空気流ガイドアセンブリに関する。本発明は、特に、バイパス型タービンエンジンに応用される。
【背景技術】
【０００２】
航空機推進のためのバイパス型タービンエンジンが、図１ａに示される。タービンエンジンは、空気流を送るファン１０を備え、一次流ＦＰと呼ばれる空気流の中心部分が圧縮機１２の中に注入され、圧縮機１２はファンを駆動するタービン１４に供給する。
【０００３】
空気流の二次流ＦＳと呼ばれる周辺部分は、ファンの下流側に配置された固定ベーン２０、リング２１を通過した後、タービンエンジン１の推力の大部分を供給するために、その部分が大気中に向かって排出される。ガイド２０（「出口ガイドベーン」の頭文字ＯＧＶとしても知られる）と呼ばれるこのリングは、損失を最大限に制限しながら、ファン出口で二次空気流を案内することを可能にする。
【０００４】
同図には、中間ケーシングのフェルール１６を中間ケーシングのハブ１７に連結し、それによってエンジンシャフト１８を定位置に支持および保持することに寄与し、アセンブリの構造的強度を保証する構造アーム３０が示されている。構造アームは、タービンエンジンとそれが取り付けられている航空機の残りの部分との間で、運動の伝達または流体の伝達を可能にする機能をさらに有する。これを達成するために、構造アームは中空であり、導管、伝達シャフトなどを収容することを可能にする。
【０００５】
それらの機能およびタービンエンジン内のそれらの位置に応じて、複数の型の構造アームが存在する。
【０００６】
例えば、航空機の翼の下でタービンエンジンを支持することが主な機能である、いわゆる「主」アームは、「６時」および「１２時」の位置に（腕時計の位置と比較した用語）、すなわち、水平な地面上に配置された航空機に関して垂直に配置される。
【０００７】
いわゆる「補助」構造アームは、タービンエンジンを支持するのではなく、むしろ伝達シャフトを包含するように中空であることによって、動力伝達を達成するという主機能を有する。これらのアームは、垂直に対して斜めである、例えば「８時」の位置に配置される。
【０００８】
すべての型の構造アームは、タービンエンジンから航空機の残りの部分、すなわち例えばオイル導管、燃料導管などにユーティリティを送るためにも利用される。
【０００９】
タービンエンジンの質量を低減し、その性能を向上させる目的で、二次ガイドと構造アームの機能を単一の部品にグループ化することが提案されており、すべての型の構造アームについてこのことが提案されている。
【００１０】
図１ｂに示されるように、構造アーム３０によって形成された、いわゆる「一体型」ガイドベーンが提案されており、上述の主な型のこの特定の場合には、その上流部分が、ガイドベーンの空力輪郭を有するように覆われている。
【００１１】
したがって、このような構造アームは幾何学的に制約された部分、
−その幾何形状がガイドベーンの幾何形状でなければならない上流端部３１と、
−必要であれば、その内部に導管、接続部および伝達シャフト等が配置される、ユーティリティを送るための中空領域３２であって、この領域は、ユーティリティ容積、操作およびアセンブリ間隙、材料タイプの厚さなどの相当な数の制約を考慮に入れ、「キープアウトゾーン」と呼ばれており、それは構造アームの幾何形状における変更の場合にも変更されない状態に保たれなければならないことを意味する、中空領域３２と、
−タービンエンジンの重量により誘発される荷重を支持しながら、航空機の翼の下の所定の位置にタービンエンジンを支持する、構造アームを適切に形成する下流部分３３と
を含む。
【００１２】
したがって、これらの制約に従う構造アームは、以下の
−ガイドベーンの上面壁に対応する上流端部の上面壁と、
−タービンエンジンを軽くする金属薄板で作製され得る、キープアウトゾーン３２に隣接する移行壁と、
−下流部分の上面壁と、
から連続的に形成された上面壁４０を有する。
【００１３】
上面壁は、特に、その異なる部分間の移行部において、表面および接線の連続性に従わなければならない。
【００１４】
タービンエンジンの軸線を横切る方向で上流端部３１および下流部分３３の寸法の差に起因して、得られる構造アームの上面壁は、相対的に顕著な凹部を有する可能性がある。
【００１５】
しかし、空力的な観点からは、この解決策は、移行領域で形成された壁の凹部領域における流れの減速を引き起こすので、好ましくない。
【００１６】
図１ｃに示すように、構造アームを空気流の上流側で見た上面側から見ると、この低速領域では、ガイドベーンの形態の上流端部の根元部および先端から生成される二次コーナー流Ｅｃは、増幅され、分離および／または再循環する事態に陥る可能性がある。
【００１７】
その結果、流れの著しい圧力損失、ならびにガイドの上流に伝播する静圧歪みを発生させる可能性があり、それによってファンの空力的および空気音響的性能に悪影響を及ぼす可能性がある。
【００１８】
例えばガイドベーン輪郭の変更、ベーンの配置などの既存の解決法は、それぞれがベーンの静的および動的機械的強度、ベーンの製造可能性などに関連する限界を有する。さらに、これらの解決策は、上流端部でアームの上流での流れを調えるが、キープアウトゾーンに隣接する移行壁で発達し得るある種の二次流を回避することができない。
【００１９】
したがって、この幾何形状によって提起される問題を改善する必要がある。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００２０】
本発明は、従来技術と比較して改良された空力性能を有する空気流ガイドアセンブリを提案することによって、従来技術の欠点を軽減することを目的とする。
【００２１】
本発明の１つの目的は、上流側ガイドベーン端部を含む構造アームの上面壁上の空気流再循環の危険性を排除する、空気流ガイドアセンブリの幾何形状を提案することである。
【課題を解決するための手段】
【００２２】
この点に関して、本発明の目的として、タービンエンジンアセンブリであって、
−前縁および後縁を含む少なくとも１つのベーンを含むガイドと、
−１つの構造アームと、
を備え、
ベーンおよびアームが、タービンエンジンの軸線の周りに径方向に延在し、構造アームが、
−タービンエンジンの空気流方向に関する上流端部であって、ベーンの前縁と周方向に位置合わせされ、ベーンの上流端部の輪郭と同一の輪郭を含む前縁を備え、いわゆる最上流点の軸方向位置によって下流で範囲を定められている、上流端部と、
−タービンエンジンの吊設パイロンのシュラウドを形成するように寸法決めされた下流部分と、
−上流端部と下流端部とを結合する中間部分であって、最上流点と最下流点との間に所定の軸方向位置で延在する上面壁を備える、中間部分と、
を備え、
最上流点が、０．２ｃ〜０．５ｃの間に含まれるアームの前縁から軸方向のある距離に位置し、ここで、ｃは、ガイドベーンの軸方向弦の長さであり、
最下流点が、アームの前縁から軸方向に、ガイドベーンの軸方向弦の長さｃよりも長い距離に位置し、
最上流点での上面壁に対する接線の角度が、最下流点での壁に対する接線の角度にある程度の範囲内で等しい、タービンエンジンアセンブリを有する。
【００２３】
有利であるが任意に、本発明によるガイドアセンブリは、以下の特徴の少なくとも１つをさらに備え、すなわち、
−最上流点が、アームの前縁から軸方向に０．２〜０．３ｃに含まれ、好ましくは０．３ｃに等しい距離に位置し、
−最下流点が、ガイドベーンの軸方向弦の長さｃよりも大きい、アームの前縁から軸方向に離れた位置にあり、
−アセンブリは、すべてが同一の幾何形状を有する複数の構造アームを備える。
【００２４】
本発明は、その目的として、上述の説明によるガイドを備えるバイパスタービンエンジンをさらに有する。
【００２５】
提案される空気流ガイドアセンブリは、改良された空力性能を有する。
【００２６】
移行領域の上流端点の軸方向位置およびこの点における接線の角度は、この移行領域における構造アームの上流壁の凹部を減少させることを可能にする。
【００２７】
したがって、空気流は、わずかに減速されるか、まったく減速されず、ガイドベーン輪郭を有するアームの上流端部から生成されるコーナー流の発達を妨げる。
【００２８】
このように、再循環領域は減衰されるか、または消滅されることさえあり、ガイド内の全圧力損失を０．１％程度に、ならびにガイド内の静圧歪みのレベルを０．２％程度に減少させることを可能にする。
【００２９】
本発明の他の特徴、目的および利点は、以下の説明によって明らかになるであろうが、以下の説明は、単なる例示であって、限定するものではなく、添付の図面を参照して読まれる必要がある。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１ａ】既に説明された、バイパス型タービンエンジンの概略図である。
【図１ｂ】既に説明された、２つの二次流ガイドベーンの間に構造アームを備えるアセンブリの展開概略図である。
【図１ｃ】既に説明された、構造アームの空力的効果を示しており、ガイドベーンの上流部分と構造アームの下流部分との間の移行領域が顕著な凹部を有することを示す図である。
【図２ａ】本発明の一実施形態に従う空気流ガイドアセンブリを示す図である。
【図２ｂ】本発明の一実施形態に従うタービンエンジンの概略図である。
【図３】その上面に示された、構造アームとガイドベーンとの間の空気流の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００３１】
図２ｂを参照すると、以前に説明されたように、ＯＧＶ型のファン１０およびガイド２０を備え、ファン１０から取り出された二次流ＦＲを案内するバイパスタービンエンジン１が示されている。
【００３２】
このガイド２０は、エンジンシャフトの軸線に相当する、タービンエンジンの軸線Ｘ−Ｘを中心とするリング（図示せず）の周りに規則的に分配された複数のベーン２１を含む。
【００３３】
加えて、タービンエンジン１は、以下でより詳細に説明される少なくとも１つの構造アーム３０を備える。より正確には、タービンエンジン１は、軸線Ｘ−Ｘの周りに略径方向に延在する複数の構造アームを備える。これら構造アーム３０の１つは、エンジンが搭載されており、エンジンの重量を支持する寸法に形成されている航空機の翼部から、エンジンが吊設されることを可能にするパイロン（図示せず）にシュラウドを提供する機能を有する。パイロンは、特定のユーティリティのための交差点としてさらに機能する。
【００３４】
エンジンの吊設パイロンを覆う構造アームは、航空機の翼とタービンエンジンの軸線Ｘ−Ｘとの間で垂直方向に延在する。タービンエンジンを軸方向の正面または背面から見ると、このアームは「１２時」に延在する。
【００３５】
タービンエンジン１は、例えば「６時」に、すなわち軸線Ｘ−Ｘと地面との間に垂直に、第１の構造アームと位置合わせされることによって配置された少なくとも１つの他の構造アーム３０を含むことができる。この構造アーム３０は、エンジンの吊設パイロンを覆うためには使用されないが、しかしながら上述の第１のアームと同一の形状を有する。タービンエンジンは、上述の第１のアームと同一の１つまたは複数の他の構造アーム３０をさらに含むことができる。
【００３６】
図２ａには、ガイドの２つのベーン２１によって覆われた軸線Ｘ−Ｘの周りの角度セクタの展開図が示されており、２つのベーン２１の間に構造アーム３０が配置されている。アーム３０の両側に位置する各ベーンは、図の中で左から右に示される上流から下流へ空気が移動される、空気流の流れを画定する。
【００３７】
以下では、上流および下流という用語は、タービンエンジン内の空気流の方向に関して常に使用され、特に図の左から右への流れの中の空気流に関して使用される。
【００３８】
タービンエンジンの少なくとも１つの構造アーム３０とガイドとを含むアセンブリは、空気流ガイドアセンブリとも呼ばれる。以下に説明されるアームの幾何形状は、アームと、アームの上面に位置するガイド２０のベーン２１との間の空気の流れを改善することを可能にする。
【００３９】
各ベーン２１は、従来、前縁２２および後縁２３を備えている。ベーン２１の軸方向弦は、前縁２２の軸方向位置から後縁２３の軸方向位置まで、軸Ｘ−Ｘに平行に延在する部分である。ベーン２１の軸方向弦の長さは、ｃで示されている。
【００４０】
構造アーム３０は、「一体型ガイドベーン」型であり、すなわち、ガイドベーンの輪郭を有する上流端部３１を含む。したがって、構造アーム３０の上流端部３１は、ガイド２０の各ベーン２１の上流端部で同一に存在する。
【００４１】
具体的には、上流端部３１は、ガイド２０のベーン２１の前縁と位置合わせされた前縁３１０を有し、すなわち、軸線Ｘ−Ｘに対して同じ平面にあり、少なくともその前縁で、ガイド２０のベーン２１と同じ厚さおよび同じキャンバ角を有し、キャンバ角は、ベーン２１の下面と上面との間の中間のキャンバ線と軸線Ｘ−Ｘとの間の角度である。
【００４２】
構造アーム３０の上流端部３１は、点Ａによって軸方向下流で範囲を定められ、前縁３１０によって軸方向上流で範囲を定められる。したがって、前縁３１０から点Ａまで軸方向に延在するアーム３０の全部分は、各ベーンの前縁から点Ａと同じ軸方向位置に位置する部分まで延在するガイドのベーン２１の部分と同一になるように幾何学的に制約される。
【００４３】
構造アーム３０は、下流部分３３と、上流端部を下流部分３３に結合する中間部分３４とをさらに備える。
【００４４】
先に指摘したように、構造アーム３０は、先に指摘された「主」アーム型のものが有利であり、その主な機能は、航空機の翼の下でタービンエンジンを支持しながら、同時にタービンエンジンの重量によって発生される力を支持することであり、いずれの場合でも、それはエンジン支持パイロンを覆う主アームの幾何形状と同じ幾何形状を有する。
【００４５】
この機能は、下流部分３３によって実施され、その壁は、これらのかなりの力を支持するために鋳造によって作製されることが有利である。
【００４６】
加えて、パイロンを覆うアームの下流部分３３の幾何形状、したがってそれと同一の他のすべてのアーム３０の下流部分３３の幾何形状は、パイロンの幾何形状、およびタービンエンジンが搭載される航空機の型に依存して、航空機製造者によって制約される。したがってアセンブリの各構造アームの下流部分３３は、１２時の構造アームのみが実際に吊設パイロンを取り囲む場合でも、タービンエンジンの吊設パイロンを覆うことができるように寸法形成されると一般に考えられている。
【００４７】
中間部分３４の壁は、それらの機能として、上流部分３１を下流部分３３に結合し、同時に表面または接線の任意の不連続性を回避しなければならない。しかし、下流部分３３の重量と同様のタービンエンジンの重量を支持する必要はない。その結果、それらは、タービンエンジンの重量を軽くするために金属薄板でできていることが有利である。
【００４８】
さらに、中間部分３４は、キープアウトゾーンと呼ばれる領域３２を含むことができ、キープアウトゾーンは、ユーティリティの設置に専用のハウジング、特に、例えば油または燃料のための導管のハウジング、または電気接続のハウジング、または必要であれば伝達シャフトのハウジングに専用のハウジングである。
【００４９】
構造アーム３０は、
−上流端部の上面壁４１と、
−中間部分３４の上面壁４４と、
−下流部分３３の上面壁４３と、
によって形成された上面壁４０を含む。
【００５０】
中間部分の上面壁４４は、それぞれ、点Ａによって上流側にある最上流点、および最下流点と呼ばれる点Ｂによって下流側にある２つの端点によって範囲を定められている。
【００５１】
最上流点Ａは、上流端部４１の上面壁と中間部分４４との間の結合部に位置する。先に指摘されたように、アームの上流端部３１は、対応するベーン２１の上流部分と同一であるように制約されている。その結果、上流部分の上面壁４１上の点の固定された軸方向位置で（軸線Ｘ−Ｘに対して）、この点の方位角（図のｙ軸）の位置もやはり固定される。
【００５２】
最下流点Ｂは、中間部分の上面壁４４と下流部分の上面壁４３との間の結合部に位置する。最下流点Ｂの軸方向位置は、タービンエンジンの吊設パイロンの上流端の上流に位置する。
【００５３】
構造アームに関して以下に説明する幾何学的形状は、空気の再循環をできるだけ低減するために、中間部分３４の上面壁ができるだけ小さい凹状であることを可能にする。
【００５４】
第１に、端点Ｂの軸方向位置ｘＢは、ベーン２１の弦の長さより大きい、または等しく、好ましくは厳密により大きい、アームの前縁の軸方向位置からの距離で発生しなければならない。
【００５５】
これは、アームおよびベーンの前縁の軸方向の位置をＸ−Ｘ軸線の原点として取ることによって、
【数１】
2018510086.tif 000003
と表される。
【００５６】
実際には、点Ｂと点Ａとの間の軸方向の距離が大きくなればなるほど、中間部分４４の壁によって達成される移行はより穏やかであり、凹部を制限する。
【００５７】
さらに、最上流点Ａの軸方向位置ｘＡは、好ましくは、アームの前縁３１０の軸方向位置から軸線Ｘ−Ｘの方向に測定して、０．２ｃ〜０．５ｃの間に含まれる距離にある。
【００５８】
これは、
【数２】
2018510086.tif 000004
と表される。
【００５９】
点Ａが弦の少なくとも２０％の前縁３１０からの軸方向距離に配置されているという事実によって、アームの上流端部３１が、十分長いので、ガイドベーン２１の上流端部と同様に流入する空気流に影響を及ぼすことが可能になる。特に、これは、ガイドアセンブリ２０の静圧歪み、およびガイドの上流でファンへの圧力歪みの伝播を制限する。したがって、ファンの音響性能および空力性能が改善される。
【００６０】
さらに、点Ａがベーンの弦の長さの５０％よりも小さい前縁からの軸方向距離に位置するという事実は、一方では点Ｂから十分に離れていることを可能にし、それによって中間部分の長さを伸ばし、その凹部を小さくすることを可能にする。
【００６１】
他方では、点Ａをこの軸方向の距離を超えて配置すると、それをキープアウトゾーン３５に近づけることができる。その結果、中間部分の上面壁４４は、この領域を迂回して点Ｂに結合するために増大された凹部を含まなければならず、それによってこの壁で空気の再循環を発生させることになろう。
【００６２】
好ましくは、上述の効果を最適化するために、最上流点Ａの軸方向位置ｘＡは、前縁３１０からの距離が０．３ｃ未満であり、非常に有利には０．３ｃに等しい。
【００６３】
加えて、点Ａにおける軸線Ｘ−Ｘに対するアーム３０の上面壁４０の接線の角度αＡは、点Ｂにおける壁４０の接線の角度αＢに近いことが有利である。
【００６４】
好ましくは、角度αＡは−αＡ以内まで角度αＢに等しいので、したがってαＢ−１〜αＢ＋１の間のすべての値を取ることができる：
【数３】
2018510086.tif 000005
【００６５】
これにより、中間部分の上面壁４４の凹部が最小限に抑えられる。
【００６６】
必要に応じて、点Ｂの接線の角度αＢおよび／または点Ｂの軸線Ｘ−Ｘに直交する軸線上の位置は、構造アームの下流部分３３の幾何形状、およびガイドに対するアーム３０の方位角の位置の幾何形状に応じて通常は強要されるが、上述の関係に従うようにわずかに調整されることが可能であり、この関係は、
【数４】
2018510086.tif 000006
に相当し、
ここで、ｙＡＢは、点Ａと点Ｂとの間の軸線Ｘ−Ｘに直交する軸上で測定される距離であり、ｘＡＢは、これらの同じ点の間で軸方向に、すなわち軸線Ｘ−Ｘに平行に測定された距離である。
【００６７】
図３を参照すると、上述した形状に一致するガイド２０と、構造アーム３０とを備えるガイドアセンブリ内の空気の流れが示されており、構造アームは上流側を見てその上面側で見られている。
【００６８】
空力的妨害を低減するために、アームを薄くしようとするのではなく、再循環の発生を制限するために、むしろ中間部分３４で壁４４の凹部を減少させることによって上面部分を厚くすることが好ましいことに留意されたい。
【図１ａ】
2018510086.tif 000007
【図１ｂ】
2018510086.tif 000008
【図１ｃ】
2018510086.tif 000009
【図２ａ】
2018510086.tif 000010
【図２ｂ】
2018510086.tif 000011
【図３】
2018510086.tif 000012
【国際調査報告】
2018510086.tif 000013
2018510086.tif 000014
2018510086.tif 000015
2018510086.tif 000016
2018510086.tif 000017
2018510086.tif 000018