(57)【要約】【課題】ファンと、ファンと流体連通するコアと、を含むターボファンエンジンを提供する。【解決手段】ターボファンエンジンはまた、ファンおよびコアの少なくとも一部を囲み、コアと共にバイパス流路を画定するナセルアセンブリと、を含む。ナセルアセンブリは、ファンの周りに延在するファンカウルと、スラスト・リバーサ・システムと、を含む。スラスト・リバーサ・システムは、完全収容位置と、部分展開位置と、完全展開位置と、の間で移動可能である。スラスト・リバーサ・システムは、付加的な量の空気流がバイパス流路から出ることを可能にするために、部分展開位置に保持されるように構成される。【選択図】図１
2017078415.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ファン（３８）と、前記ファン（３８）と流体連通するコア（１６）と、前記ファン（３８）および前記コア（１６）の少なくとも一部を囲み、前記コア（１６）と共にバイパス流路（５６）を画定するナセルアセンブリ（４８）と、を含むガスタービンエンジン（１０）を動作させるための方法（２００）であって、前記ナセルアセンブリ（４８）は、完全収容位置と完全展開位置との間で移動可能なスラスト・リバーサ・システム（１００）を含み、前記方法は、
約２未満のファン圧力比で前記ファン（３８）を動作させるステップ（２０２）と、
前記スラスト・リバーサ・システム（１００）を前記完全収容位置から部分展開位置に移動させるステップ（２０４）であって、前記部分展開位置は、前記完全収容位置と前記完全展開位置との間に位置する、ステップと、
付加的な量の空気流が前記バイパス流路（５６）から出ることを可能にするために、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）を前記部分展開位置に保持するステップ（２０６）と、を含む方法。
【請求項２】
請求項１に記載の方法であって、前記ナセルアセンブリ（４８）は、前記ファン（３８）を囲むファンカウル（１０４）を含み、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）は、前記ファンカウル（１０４）の後方に配置されたトランスカウル（１０６）を含み、前記スラストリバーサを前記部分展開位置に移動させるステップは、前記トランスカウル（１０６）を前記ファンカウル（１０４）から後方に移動させて、前記トランスカウル（１０６）と前記ファンカウル（１０４）との間に開口部を画定するステップを含む、方法。
【請求項３】
請求項２に記載の方法であって、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）を前記完全収容位置から前記部分展開位置に移動させるステップは、前記トランスカウル（１０６）を少なくとも約５インチ後方に移動させるステップを含む、方法。
【請求項４】
請求項２に記載の方法であって、前記ファン（３８）は、ファン径を規定し、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）を前記完全収容位置から前記部分展開位置に移動させるステップは、前記トランスカウル（１０６）を前記ファン径の少なくとも約２％に等しい距離だけ後方に移動させるステップを含む、方法。
【請求項５】
請求項２に記載の方法であって、前記スラストリバーサを前記部分展開位置に保持するステップは、バイパス流路を通る空気流の少なくとも約１５％が前記トランスカウル（１０６）と前記ファンカウル（１０４）との間に画定された前記開口部を通って出ることを可能にするステップを含む、方法。
【請求項６】
請求項１に記載の方法であって、前記スラストリバーサを前記部分展開位置に移動させるステップは、前記バイパス流路（５６）の実質的に外側の位置に前記スラストリバーサのカスケードセグメント（１１０）を維持するステップを含む、方法。
【請求項７】
請求項１に記載の方法であって、前記ガスタービンエンジン（１０）は、ターボファンエンジンであり、前記ファン（３８）は、固定ピッチファンである、方法。
【請求項８】
請求項１に記載の方法であって、約２未満の前記ファン圧力比で前記ファン（３８）を動作させるステップは、約１．５未満のファン圧力比で前記ファン（３８）を動作させるステップを含む、方法。
【請求項９】
請求項１に記載の方法であって、約２未満の前記ファン圧力比で前記ファン（３８）を動作させるステップは、地上走行動作モード中に前記ファン（３８）を動作させるステップを含む、方法。
【請求項１０】
請求項１に記載の方法であって、
前記スラスト・リバーサ・システム（１００）を前記部分展開位置から前記完全収容位置に移動させるステップ（２０８）と、
前記スラスト・リバーサ・システム（１００）を前記完全収容位置にロックするステップ（２１０）と、をさらに含む、方法。
【請求項１１】
請求項１０に記載の方法であって、
前記スラスト・リバーサ・システム（１００）を前記完全収容位置から移動させる動作を開始することによって、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）が前記完全収容位置にロックされていることを確認するステップ（２１２）をさらに含む、方法。
【請求項１２】
ターボファンエンジン（１０）であって、
動作中にファン圧力比を規定するファン（３８）と、
前記ファン（３８）と流体連通するコア（１６）と、
前記ファン（３８）および前記コア（１６）の少なくとも一部を囲み、前記コア（１６）と共にバイパス流路（５６）を画定するナセルアセンブリ（４８）と、を含み、前記ナセルアセンブリ（４８）は、
前記ファン（３８）の周囲に延在するファンカウル（１０４）と、
完全収容位置と、部分展開位置と、完全展開位置との間で移動可能なスラスト・リバーサ・システム（１００）と、を含み、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）は、付加的な量の空気流が前記バイパス流路（５６）から出ることを可能にするために、前記部分展開位置に保持されるように構成される、ターボファンエンジン。
【請求項１３】
請求項１２に記載のターボファンエンジンであって、前記ナセルアセンブリ（４８）は、前記ファン（３８）を囲むファンカウル（１０４）をさらに含み、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）は、前記ファンカウル（１０４）の後方に配置されたトランスカウル（１０６）を含み、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）を前記完全収容位置から前記部分展開位置に移動させるステップは、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）が前記部分展開位置にある場合に、前記ナセルアセンブリ（４８）が前記ファンカウル（１０４）と前記トランスカウル（１０６）との間の開口部を画定するように、前記トランスカウル（１０６）を前記ファンカウル（１０４）から後方に移動させるステップを含む、ターボファンエンジン。
【請求項１４】
請求項１３に記載のターボファンエンジンであって、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）が前記部分展開位置にある場合に前記ファンカウル（１０４）と前記トランスカウル（１０６）との間に画定された前記開口部は、前記ターボファンエンジンの軸方向に沿って少なくとも約５インチの長さである、ターボファンエンジン。
【請求項１５】
請求項１３に記載のターボファンエンジンであって、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）が前記部分展開位置にある場合に前記ファンカウル（１０４）と前記トランスカウル（１０６）との間に画定された前記開口部は、前記バイパス流路（５６）を通る空気流の少なくとも約１５％が動作中に前記開口部を通って出ることを可能にする、ターボファンエンジン。
【請求項１６】
請求項１２に記載のターボファンエンジンであって、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）のカスケードセグメント（１１０）は、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）が前記部分展開位置にある場合に、前記バイパス流路（５６）の実質的に外側の位置に留まる、ターボファンエンジン。
【請求項１７】
請求項１２に記載のターボファンエンジンであって、前記ファン（３８）は、固定ピッチファンである、ターボファンエンジン。
【請求項１８】
請求項１２に記載のターボファンエンジンであって、前記スラストリバーサは、前記ファン（３８）が約２未満のファン圧力比を規定する場合に、前記部分展開位置に保持されるように構成される、ターボファンエンジン。
【請求項１９】
請求項１２に記載のターボファンエンジンであって、前記スラストリバーサは、前記ターボファンエンジンが地上走行動作モードで動作する場合に、前記部分展開位置に保持されるように構成される、ターボファンエンジン。
【請求項２０】
請求項１２に記載のターボファンエンジンであって、前記ナセルアセンブリ（４８）は、前記スラスト・リバーサ・システム（１００）を前記完全収容位置にロックするように構成されたロック機構（１４０）をさらに含む、ターボファンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本主題は、一般的には、可変有効面積ファンノズルを有するガスタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファンエンジンは、一般に、互いに流体連通するように配置されたファンおよびコアを含む。ファンを通った空気の第１の部分は、バイパス空気流（コアと外側ナセルとの間に画定される）を通ってコアを流れることができ、ファンを通った空気の第２の部分は、コアに供給することができる。
【０００３】
ターボファンエンジンのコアは、一般的に、流れの順に、圧縮部、燃焼部、タービン部、および排気部を含む。動作時には、コアに供給される空気が圧縮部を通って流れ、空気が燃焼部に到達するまで、１つまたは複数の軸流圧縮機が漸進的に空気を圧縮する。燃料が圧縮空気と混合され、燃焼部内で燃焼して、燃焼ガスを提供する。燃焼ガスは、燃焼部からタービン部まで送られる。タービン部を通る燃焼ガスの流れは、タービン部を駆動し、次に、排気部を通って、たとえば大気中に送られる。
【０００４】
ターボファンエンジンのファンは、ファン圧力比を規定する。特定のターボファンエンジンは、約１．４未満のファン圧力比などの比較的低いファン圧力比を規定するファンを有するように設計される。しかし、このようなファンは、このような低いファン圧力比で動作させた場合に空気力学的フラッタを受ける可能性がある。このようなフラッタを軽減するために、ターボファンエンジンは、通常、ファン、またはより具体的には、ファンの複数のファンブレードをアンロードする可変面積ファンノズルを含む。典型的には、可変面積ファンノズルは、直径が拡大可能な後端部を有するナセルを含む。しかし、可変面積ファンノズルは、比較的複雑で、重くなる場合があり、潜在的にターボファンエンジンの全体効率を減少させ、その費用を増大させる。
【０００５】
したがって、他の例示的なターボファンエンジンは、空気力学的フラッタを軽減するために可変ピッチファンを含む。しかし、可変ピッチファンも比較的複雑になる場合がある。したがって、比較的低いファン圧力比を規定し、かつ空気力学的フラッタを軽減することができる１つまたは複数の部品を含むファンを有するターボファンエンジンは、特に有益であろう。より具体的には、比較的低いファン圧力比を規定し、かつ比較的重い追加のシステムを必要とせずに空気力学的フラッタを軽減することができる１つまたは複数の部品を含むファンを有するターボファンエンジンは、特に有用であろう。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第９０２１８１３号明細書
【発明の概要】
【０００７】
本発明の態様および利点は、以下の説明において部分的に記載され、あるいは説明から明らかになり、あるいは本発明の実施を通して知ることができる。
【０００８】
本開示の例示的な一態様では、ファンと、ファンと流体連通するコアと、ファンおよびコアの少なくとも一部を囲み、コアと共にバイパス流路を画定するナセルアセンブリと、を含むガスタービンエンジンを動作させるための方法が提供される。ナセルアセンブリは、完全収容位置と完全展開位置との間で移動可能なスラスト・リバーサ・システムを含む。本方法は、約２未満のファン圧力比でファンを動作させるステップと、スラスト・リバーサ・システムを完全収容位置から部分展開位置に移動させるステップと、を含む。部分展開位置は、完全収容位置と完全展開位置との間に位置する。本方法はまた、付加的な量の空気流がバイパス流路から出ることを可能にするために、スラスト・リバーサ・システムを部分展開位置に保持するステップを含む。
【０００９】
本開示の例示的な実施形態では、ターボファンエンジンが提供される。ターボファンエンジンは、動作中にファン圧力比を規定するファンと、ファンと流体連通するコアと、を含む。ターボファンエンジンはまた、ファンおよびコアの少なくとも一部を囲み、コアと共にバイパス流路を画定するナセルアセンブリと、を含む。ナセルアセンブリは、ファンの周囲に延在するファンカウル、および完全収容位置と、部分展開位置と、完全展開位置との間で移動可能なスラスト・リバーサ・システムを含む。スラスト・リバーサ・システムは、付加的な量の空気流がバイパス流路から出ることを可能にするために、部分展開位置に保持されるように構成される。
【００１０】
本発明のこれらの、ならびに他の特徴、態様および利点は、以下の説明および添付の図面を参照すれば、よりよく理解されよう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成しており、本発明の実施形態を例示し、説明と共に、本発明の原理を説明するのに役立つ。
【００１１】
本発明の完全かつ可能な開示は、その最良の形態を含み、当業者に向けられて、本明細書に記載されており、それは以下の添付の図面を参照している。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本主題の様々な実施形態による例示的なガスタービンエンジンの概略的な断面図である。
【図２】スラスト・リバーサ・システムが完全展開位置にある、本開示の別の例示的な実施形態による例示的なターボファンエンジンの斜視図である。
【図３】図２の例示的なターボファンエンジンの軸方向側面断面図であり、完全収容位置および完全展開位置にあるスラスト・リバーサ・システムを図の上半分および下半分にそれぞれ示す。
【図４】完全収容位置および完全展開位置（仮想線で示す）にある例示的なスラスト・リバーサ・システムの一部分の拡大断面図である。
【図５】図２の例示的なターボファンエンジンの軸方向側面断面図であり、部分展開位置にあるスラスト・リバーサ・システムを示す。
【図６】本開示の例示的な実施形態によるロック機構の概略図である。
【図７】本発明の例示的な態様による、ターボファンエンジンを動作させるための方法のフローチャートである。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
本発明の実施形態を示すために、ここで詳細に参照を行うが、それの１つまたは複数の実施例を添付の図面に示す。詳細な説明は、図面の特徴を参照するために、数字および文字の符号を用いる。図面および説明の同様のまたは類似の符号は、本発明の同様のまたは類似の部材を指すために用いている。本明細書において、「第１の」、「第２の」、および「第３の」という用語は、１つの構成要素と別の構成要素とを区別するために交換可能に用いることができ、個々の構成要素の位置または重要性を示すことを意図しない。「上流」および「下流」という用語は、流体経路における流体の流れについての相対的方向を示す。たとえば、「上流」は流体がそこから流れる方向を示し、「下流」は流体がそこへ流れる方向を示す。
【００１４】
ここで図面を参照すると、図面全体を通して同一符号は同一要素を示しており、図１は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略的な断面図である。より具体的には、図１の実施形態では、ガスタービンエンジンは、高バイパスターボファンジェットエンジン１０であり、本明細書では「ターボファンエンジン１０」と呼ぶ。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（参照のために設けられた長手方向中心線１２と平行に延びる）および径方向Ｒを規定する。ターボファンエンジン１０はまた、軸方向Ａの周りに周方向に延びる周方向（図示せず）を規定することができる。一般に、ターボファンエンジン１０は、ファン部１４、およびファン部１４の下流に配置されたコアタービンエンジン１６を含む。
【００１５】
図示する例示的なコアタービンエンジン１６は、環状入口２０を画定する実質的に管状の外側ケーシング１８内にほぼ囲まれている。外側ケーシング１８は、直列の流れの関係で、ブースタもしくは低圧（ＬＰ）圧縮機２２および高圧（ＨＰ）圧縮機２４を含む圧縮機部と、燃焼部２６と、高圧（ＨＰ）タービン２８および低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービン部と、ジェット排気ノズル部３２と、を収容する。高圧（ＨＰ）シャフトすなわちスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動的に連結する。低圧（ＬＰ）シャフトすなわちスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動的に連結する。圧縮機部、燃焼部２６、タービン部、およびノズル部３２は、全体としてそれらを通るコア空気流路３７を画定する。
【００１６】
図示する実施形態では、ファン部１４は、複数のファンブレード４０を有する固定ピッチファン３８を含む。ファンブレード４０は、動力ギヤボックス４６を横切るＬＰシャフト３６によって長手方向軸１２を中心として回転することができる。動力ギヤボックス４６は、ＬＰシャフト３６の回転速度をより効率的な回転ファン速度に低下させる複数のギヤを含む。
【００１７】
さらに図１の例示的な実施形態を参照すると、ディスク４２は、複数のファンブレード４０を通る空気流を促進するために空気力学的に輪郭づけされた回転可能なフロントハブ４８で覆われている。さらに、例示的なターボファンエンジン１０は、ファン３８および／またはコアタービンエンジン１６の少なくとも一部を周方向に取り囲む環状のナセルアセンブリ５０を含む。ナセルアセンブリ５０は、周方向に間隔を置いて配置された複数の出口ガイドベーン５２により、コアタービンエンジン１６に対して支持されるように構成することができることを理解されたい。さらに、ナセルアセンブリ５０の下流部５４は、ケーシング１８の外側部分を覆うように延在することができ、それらの間にバイパス空気流路５６を画定することができる。以下の例示的な実施形態を参照してより詳細に説明するように、ナセルアセンブリ５０はスラスト・リバーサ・システム１００を含み、それを完全収容位置で示してある。
【００１８】
ターボファンエンジン１０の動作時には、ある量の空気５８が、ナセル５０および／またはファン部１４の関連する入口６０を通ってターボファンエンジン１０に入る。ある量の空気５８がファンブレード４０を通過する際に、空気５８の第１の部分は、矢印６２で示すように、バイパス空気流路５６内に導かれまたは送られ、空気５８の第２の部分は、矢印６４で示すように、コア空気流路３７内に、より具体的には、ＬＰ圧縮機２２内に導かれまたは送られる。空気の第１の部分６２と空気の第２の部分６４との比は、バイパス比として一般的に知られている。空気６４の第２の部分が高圧（ＨＰ）圧縮機２４を通って送られるにつれて、その圧力が増加する。それから空気６４の第２の部分は、燃焼部２６に流入し、そこで燃料と混合され、燃焼されて燃焼ガス６６を提供する。
【００１９】
燃焼ガス６６はＨＰタービン２８を通って送られ、そこで燃焼ガス６６からの熱および／または運動エネルギーの一部は、外側ケーシング１８に結合されたＨＰタービンステータベーン６８と、ＨＰシャフトすなわちスプール３４に結合されたＨＰタービンロータブレード７０と、の連続段を通して抽出され、ＨＰシャフトすなわちスプール３４を回転させ、それによってＨＰ圧縮機２４の動作を支援する。次に燃焼ガス６６はＬＰタービン３０を通って送られ、そこで熱および運動エネルギーの第２の一部は、燃焼ガス６６から、外側ケーシング１８に結合されたＬＰタービンステータベーン７２と、ＬＰシャフトすなわちスプール３６に結合されたＬＰタービンロータブレード７４と、の連続段を通して抽出され、ＬＰシャフトすなわちスプール３６を回転させ、それによってＬＰ圧縮機２２の動作および／またはファン３８の回転を支援する。
【００２０】
燃焼ガス６６は、次に、コアタービンエンジン１６のジェット排気ノズル部３２を通って送られ、推進力を提供する。同時に、空気の第１の部分６２がターボファンエンジン１０のファンノズル排気部７６から排出される前にバイパス空気流路５６を通って送られる際に、空気の第１の部分６２の圧力が実質的に増加し、また推進力を提供する。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０、およびジェット排気ノズル部３２は、コアタービンエンジン１６を通って燃焼ガス６６を送るための高温ガス経路７８を少なくとも部分的に画成する。
【００２１】
しかし、図１に示す例示的なターボファンエンジン１０は、例示するためだけのものであり、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０は、たとえば、他の任意の適切な数のシャフトまたはスプールを含む、他の任意の適切な構成を有してもよいことを理解されたい。
【００２２】
ここで図２〜図４を参照して、本開示の別の例示的な実施形態によるターボファンエンジン１０を示す。図２〜図４に示す例示的なターボファンエンジン１０は、本開示の例示的な実施形態によるスラスト・リバーサ・システム１００を含む。具体的には、図２は、スラスト・リバーサ・システム１００が完全展開位置にある例示的なターボファンエンジン１０の斜視図を示す。図３は、軸方向Ａに沿った例示的なターボファンエンジン１０の断面概略図であり、上半分が完全収容位置にあるスラスト・リバーサ・システム１００を示し、下半分が完全展開位置にあるスラスト・リバーサ・システム１００を示す。図４は、例示的なスラスト・リバーサ・システム１００の拡大概略図を示す。図２〜図４の例示的なターボファンエンジン１０は、図１の例示的なターボファンエンジン１０と実質的に同様に構成することができる。したがって、同一符号は、同一または機能的に同等な構成要素を指すことができる。
【００２３】
図示するように、ターボファンエンジン１０のナセルアセンブリ５０は、一般的に入口アセンブリ１０２、ファンカウル１０４、およびスラスト・リバーサ・システム１００を含む。入口アセンブリ１０２は、ナセルアセンブリ５０の前端部に配置され、ファンカウル１０４は、入口アセンブリ１０２の後方に配置され、ファン３８を少なくとも部分的に取り囲む。次に、スラスト・リバーサ・システム１００は、少なくとも部分的にファンカウル１０４の後方に配置される。図示するように、コア１６の外側ケーシング１８は、バイパス流路５６の径方向内側の境界を画定し、ナセルアセンブリ５０はバイパス流路５６の径方向外側の境界を画定する。エンジン１０のバイパス空気は、バイパス流路５６を通過して、特定の動作中にファン出口ノズル７６を通って出る。
【００２４】
図２〜図４のスラスト・リバーサ・システム１００は、ファンカウル１０４に摺動可能に取り付けられた並進するカウル（トランスカウル）１０６、およびカスケードシステム１０８を含む。図２から明らかなように、トランスカウル１０６は、ナセルアセンブリ５０の最後部であって、ファンカウル１０４の後方に配置され、コア１６の外側ケーシング１８を囲む。完全展開位置（図２および図３の底部を参照）にある場合には、カスケードシステム１０８はまた、ファンカウル１０４の後方に配置され、コア１６の外側ケーシング１８を囲む。対照的に、完全収容位置（図３の上部を参照）にある場合には、カスケードシステム１０８は、ファンカウル１０４内に少なくとも部分的に収容される。さらに、完全収納位置にある場合にはカスケードシステム１０８がファンカウル１０４内に少なくとも部分的に収容される（および展開位置まで摺動／並進する）が、カスケードシステム１０８を包含してもナセルアセンブリ５０の全体の軸方向長さが増えないようにすることができる。
【００２５】
カスケードシステム１０８は、ナセルアセンブリ５０の円周の周りに周方向に離間した複数の個別のカスケードセグメント１１０を含む／で形成されるように示してある。図３および図４から明らかなように、カスケードシステム１０８のセグメント１１０は、図３の上半分に示し、図４の詳細図に示す完全収容位置から、図３の下半分に示し、図４に仮想線で示す完全展開位置に展開するように適合されている。図示する実施形態では、トランスカウル１０６およびカスケードシステム１０８は、スラスト・リバーサ・システム１００が完全収容位置から完全展開位置（すなわち、展開）に移動する際に、エンジン１０の後方方向に一斉に並進するように適合されている。より具体的には、カスケードシステム１０８をバイパス流路５６内に展開するために、トランスカウル１０６がほぼ軸方向Ａに沿ってファンカウル１０４から後方に移動し、カスケードシステム１０８がバイパス流路５６内に枢動して、流路５６内のバイパス空気の流れを展開したカスケードシステム１０８を通して分流し、推力反転効果を提供する。この目的のために、図２〜図４は、ナセルアセンブリ５０に取り付けられた各アクチュエータ１１２を介してナセルアセンブリ５０に枢動可能に結合されたカスケードセグメント１１０を示す。アクチュエータ１１２は、スラスト・リバーサ・システム１００を完全収容位置から完全展開位置に移動させるように構成される。アクチュエータ１１２は、任意の適切なタイプのものとすることができ、たとえば、空気圧式、油圧式、または電動モータにより駆動することができる。さらに、カスケードシステム１０８は、誘導接続１２５によりナセルアセンブリ５０の固定された構造に結合されて示してある。さらに、図３および図４は、ドラッグリンク１１４によりコア１６の外側ケーシング１８に枢動可能に結合されたカスケードセグメント１１０を示し、また並進するためにリンク１１６を介してカスケードセグメント１１０に枢動可能に結合されたトランスカウル１０６を示す。
【００２６】
カスケードシステム１０８およびトランスカウル１０６の軸方向Ａに沿った後方方向の並進によって、図３および図４に示すようにカスケードセグメント１１０がバイパス流路５６内に展開される。これらの図から、完全に収容された場合には、カスケードセグメント１１０は、ファンカウル１０４の内側および外側エンジンファンケース１１８、１２０と、トランスカウル１０６の内側および外側壁１２２、１２４と、の間に囲まれ、完全に隠れていることが理解できる。したがって、スラスト・リバーサ・システム１００が完全に収容された場合には、内側エンジンファンケース１１８およびトランスカウル１０６の内側壁１２２が、バイパス流路５６の径方向外側の流れの表面の一部を画定し、カスケードシステム１０８をダクト５６から完全に分離する。この構成の利点は、本発明のスラスト・リバーサ・システム１００が、通常のエンジン動作中にバイパス流路５６の径方向外側の流れの表面の任意の部分を画定するブロッカドアを有さないことである。したがって、スラスト・リバーサ・システム１００が完全収容位置にある場合に、空力抵抗を増加させ、エンジン１０の空力性能を低下させる表面妨害（ギャップおよびステップ）およびダクト漏れを回避するように、スラスト・リバーサ・システム１００を構成することができる。別の利点は、トランスカウル１０６の内側壁１２２の全体が、エンジン騒音のさらなる減衰を促進するための、その全表面積の連続的な音響処理（図示せず）を組み込むことができることである。
【００２７】
対照的に、完全展開位置に移動した場合には、スラスト・リバーサ・システム１００のカスケードセグメント１１０は、必要とされるわけではないが、その後端部１２６がコア１６の外側ケーシング１８と接触する、またはほぼ接触するように、ダクト５６の径方向の幅全体に延在することができる。図３に示すように、ダクト５６内のバイパス空気がカスケードシステム１０８に遭遇すると、空気はセグメント１１０の格子開口部によって分流されて、内側および外側エンジンファンケース１１８、１２０の後端部１３０、１３２と、トランスカウル１０６（図４）の内側および外側壁１２２、１２４の前端部１３４、１３６と、の間に画定された周方向開口部１２８を通って放出される。図３に示すように、各セグメント１１０は、コア１６の外側ケーシング１８の外側表面に沿って流れる空気の取り込みを促進する延長部を備えることができる。
【００２８】
上記から明らかなように、図示する実施形態は、ブロッカドア機能の従来の役割をカスケードシステム１０８内にある程度組み込み、カスケードの従来の並進運動に回転を加えることによってこれを行う。この役割を果たすために、各カスケードセグメント１１０は、十分な長さを有する必要があり、特定の実施形態では、ファンバイパス流路５６を完全に遮断するために下方に十分に傾斜する必要がある。このため、セグメント１１０は、他の場合にターボファンエンジン１０で使用することができる固定されたカスケードよりも長くなる可能性がある。
【００２９】
しかし、図示した例示的なスラスト・リバーサ・システム１００は、例示のためだけに提供しており、他の例示的な実施形態では、スラスト・リバーサ・システム１００は、他の任意の適切な構成を有してもよいことを理解されたい。たとえば、図２〜図４の実施形態は、展開時にセグメント１１０の回転運動を付与し、制御するために、各セグメント１１０の後端部１２６の近傍に回転可能に結合された２つの異なるリンク１１４、１１６を備えた各カスケードセグメント１１０を示しているが、他の実施形態では、空気力学的または音響の非効率性が生じる可能性がある空力抵抗および他の流れ摂動をさらに減少させるために、リンク１１４を除去してもよい。さらに、カスケードセグメント１１０の並進回転運動は、カスケードシステム１０８がバイパス流路５６内の空気流の向きを変えることができるという要件を除けば、いかなる特定のタイプのカスケードの設計にも依存しないことを理解されたい。たとえば、さらに他の実施形態では、スラスト・リバーサ・システム１００は、図示したリンク１１４、１１６のどちらも含まなくてもよく、その代わりに、たとえば、カスケードシステム１０８の幾何学的形状および運動学的展開システムに依存してもよい。さらに、図２〜図４に示すカスケードセグメント１１０は、展開時に意図的に屈曲したり、撓んだり、または折り畳まれたりしない固い構成を有しているが、これらの能力のいずれかを有するカスケードセグメント１１０もまた、本開示の範囲内である。最後に、スラスト・リバーサ・システム１００およびその個々の部品は、航空宇宙用途において一般的に使用されている金属、プラスチック、および複合材料を含む種々の材料で構成することができ、機械加工、鋳造、成形、積層など、およびこれらの組み合わせにより製造することができることを理解されたい。
【００３０】
特に図３に関して、ここで図５も参照して、完全収容位置と完全展開位置との間のスラスト・リバーサ・システム１００の移動は、スラスト・リバーサ・システム１００の展開時の少なくとも２つの別個の段階を含む。初期／「後方移動」段階では、各カスケードセグメント１１０は、セグメント１１０とファンカウル１０４との間の最小の回転運動を伴って、ほぼ軸方向Ａに沿ってファンカウル１０４に対してトランスカウル１０６と共に後方に並進する。後続／「回転運動」段階のでは、アクチュエータ１１２に結合されたカスケードセグメント１１０の前端部１３８のさらなる後方移動と共に、ドラッグリンク１１４がセグメント１１０の後端部１２６の後方移動を制限する結果として、各カスケードセグメント１１０が前端部１３８を中心として回転し、各セグメント１１０が完全展開位置となって、ダクト５６の径方向幅を横切って延在するまで、後端部１２６がコア１６の外側ケーシング１８に向かって径方向内側に移動する。
【００３１】
しかし、特筆すべきことに、特に図５に示す例示的なターボファンエンジン１０は、特定の動作中にスラスト・リバーサ・システム１００を部分展開位置（図５を参照）に保持するように構成される。より具体的には、スラスト・リバーサ・システム１００は、前述のように、２つの別個の段階を介して完全収容位置から完全展開位置に展開される。図示する実施形態では、ターボファンエンジン１０は、初期の後方移動段階で、またはその終了時に、本明細書で「部分展開位置」と呼ばれる位置においてスラスト・リバーサ・システム１００の移動を停止させ、スラスト・リバーサ・システム１００をこのような部分展開位置に保持するように構成される。例示的なスラスト・リバーサ・システム１００が部分展開位置に配置されると、スラスト・リバーサ・システム１００は、付加的な量の空気流がバイパス流路５６から径方向に出ることを可能にし、ターボファンエンジン１０、より具体的にはファン３８が正味の前進推進力を生成し続ける。
【００３２】
以上の説明に加えて、スラスト・リバーサ・システム１００を完全収容位置から部分展開位置に移動させるために、スラスト・リバーサ・システム１００のトランスカウル１０６がほぼ軸方向Ａに沿ってファンカウル１０４から後方に移動することで、ナセルアセンブリ５０がファンカウル１０４とトランスカウル１０６との間の開口部１２８を画定する。開口部１２８は、一般的に環状の開口部とすることができる。さらに、少なくとも特定の実施形態では、スラスト・リバーサ・システム１００が部分展開位置にある場合にファンカウル１０４とトランスカウル１０６との間に画定された開口部１２８は、軸方向Ａに沿って少なくとも約３インチの長さとすることができる。しかし、その代わりに、他の例示的な実施形態では、開口部１２８を軸方向Ａに沿って少なくとも約５インチの長さに、あるいは軸方向Ａに沿って少なくとも約７インチの長さに、あるいは軸方向Ａに沿って少なくとも約９インチの長さにすることができる。たとえば、スラスト・リバーサ・システム１００が部分展開位置にある場合のファンカウル１０４とトランスカウル１０６との間に画定された開口部１２８の長さは、ファン３８の直径（径方向Ｒに沿って）の少なくとも約２％、あるいはファン３８の直径の少なくとも約４％、あるいはファン３８の直径の少なくとも約６％、あるいは他の任意の適切なサイズであってもよい。本明細書で使用される「約」または「ほぼ」などの近似の用語は、１０％の誤差限界内にあることを意味することを理解されたい。
【００３３】
特筆すべきことに、例示的なスラスト・リバーサ・システム１００が部分展開位置にある場合には、スラスト・リバーサ・システム１００の構成要素の大部分は、バイパス流路５６の外側に留まっている。たとえば、例示的なスラスト・リバーサ・システム１００が部分展開位置にある場合には、スラスト・リバーサ・システム１００のカスケードセグメント１１０は、カスケードセグメント１１０が内側に枢動していないので、バイパス流路５６の実質的に外側の位置に留まる。
【００３４】
さらに、上で簡単に説明したように、スラスト・リバーサ・システム１００を部分展開位置に移動させることにより、付加的な量の空気流がバイパス流路５６から出ることができる。したがって、実質的に、スラスト・リバーサ・システム１００を部分展開位置に移動させることにより、ターボファンエンジン１０は、より大きな有効ファンノズルスロート面積（すなわち、ノズル部７６において）を画定することができる。より具体的には、図示する実施形態では、スラスト・リバーサ・システム１００を部分展開位置に移動させることにより、ナセルアセンブリ５０がトランスカウル１０６とファンカウル１０４との間に開口部１２８を画定し、動作中にバイパス流路５６を通る空気流（すなわちバイパス空気）の少なくとも約１５％が、開口部１２８を通って出ることができる。しかし、他の例示的な実施形態では、スラスト・リバーサ・システム１００を部分展開位置に移動させることにより、さらに動作中にバイパス流路５６を通る空気流の少なくとも約２０％、あるいは少なくとも約２５％、あるいは少なくとも約３０％が開口部１２８を通って出ることができる。上記の実施形態のいずれにおいても、スラスト・リバーサ・システム１００を部分展開位置に移動させることにより、開口部１２８がファンノズルスロート面積（すなわち、ノズル部７６）に加えてバイパス流路５６を通る空気流が流れる流路を提供するので、バイパス流路５６を通る全体の空気流を増加させることができる。
【００３５】
このように構成されたナセルアセンブリ５０を含むターボファンエンジン１０は、ファンが比較的低いファン圧力比（すなわち、ファン３８を横切る圧力比）を規定している場合には、スラスト・リバーサ・システム１００を部分展開位置に保持するように構成することができる。たとえば、ターボファンエンジン１０は、ファン３８が約２未満、あるいはさらに約１．５未満の、あるいは約１．３５未満の、あるいは約１．２５未満のファン圧力比を規定している場合には、スラスト・リバーサ・システム１００を部分展開位置に保持するように構成することができる。このような構成は、このような比較的低いファン圧力比でファン３８が動作する際の空気力学的フラッタによる不安定性の量を最小限にすることができる。より具体的には、スラスト・リバーサ・システム１００を部分展開位置に保持することにより、増加した有効ファンノズル面積は、ファンブレード４０からの空気流の一部をアンロードして、このようなファンブレード４０の空気力学的フラッタによる不安定性を軽減することができる。
【００３６】
少なくとも特定の例示的な実施形態では、ファン３８を比較的低いファン圧力比で動作させることは、ファン３８から比較的少量の推力が必要とされる場合に対応することができる。たとえば、ファン３８を比較的低いファン圧力比で動作させることは、ターボファンエンジン１０の地上走行動作モード、すなわち、ターボファンエンジン１０が搭載された航空機の地上走行動作モードに対応することができる。したがって、特定の実施形態では、ターボファンエンジン１０は、ターボファンエンジン１０が地上走行動作モードで動作する場合に、スラスト・リバーサ・システム１００を部分展開位置に保持するように構成することができる。
【００３７】
さらに、ターボファンエンジン１０の他の動作モードの間にスラスト・リバーサ・システム１００が部分展開位置（または完全展開位置）に意図せずに移動しないことを保証するために、例示的なナセルアセンブリ５０は、スラスト・リバーサ・システム１００が完全収容位置にある場合にスラスト・リバーサ・システム１００が移動することを阻止するように構成されたロック機構１４０をさらに含むことができる。たとえば、ここで図６を参照すると、例示的なロック機構１４０を含む本開示の例示的な実施形態によるナセルアセンブリ５０の拡大模式図を示す。より具体的には、図６は、スラスト・リバーサ・システム１００が完全収容位置にある場合の例示的なトランスカウル１０６とファンカウル１０４との間の接合部１４２を示す。接合部１４２は、スラスト・リバーサ・システム１００が収容位置にある場合に空気漏れを防止するための密閉構造（たとえば、ファンカウル１０４とトランスカウル１０６との間のエラストマーシールまたはガスケット）を含むことができる。ロック機構１４０は、一般的に、ファンカウル１０４上に配置されたアクチュエータ１４６に回転可能に取り付けられたレバー１４４を含み、レバー１４４は遠位端にフック１４８を有する。ロック機構１４０がロック位置にある（図示されている）場合には、レバー１４４のフック１４８がトランスカウル１０６上の停止ブロック１５０と係合して、トランスカウル１０６がファンカウル１０４に対して移動することを防止する。これに対して、ロック機構１４０がロック解除位置にある（破線で示す）場合には、レバー１４４のフック１４８がトランスカウル１０６上の停止ブロック１５０から係合解除されて、トランスカウル１０６がファンカウル１０４に対してほぼ軸方向Ａに沿って移動することができる。ロック機構１４０は、スラスト・リバーサ・システム１００とは独立して動作することができる。したがって、ロック機構１４０は、その動作を保証するために、ロック機構１４０を動作させて、スラスト・リバーサ・システム１００を完全収容位置から独立して移動させようとすることにより、チェックすることができる。
【００３８】
しかし、図示する例示的なロック機構１４０は例示のためだけに提供しており、他の例示的な実施形態では、他の任意の適切なロック機構１４０が設けられてもよいことを理解されたい。たとえば、他の例示的な実施形態では、ロック機構１４０は、スロットと共にトランスカウル１０６をファンカウル１０４に解放可能にロックするように構成された伸縮可能なピンを含むことができる。さらに、他の実施形態では、ロック機構１４０は、スラスト・リバーサ・システム１００とは独立して手動または自動で制御することができる。たとえば、ロック機構は、ターボファンエンジン１０が取り付けられた航空機の１つまたは複数のホイールが地上にある時を判定するように構成されたセンサ（たとえば、重量センサ）に応答して、自動的に制御される。
【００３９】
ここで図７を参照すると、本開示の例示的な態様による、ガスタービンエンジンを動作させるための例示的な方法（２００）のフローチャートが示されている。たとえば、例示的な方法（２００）は、ファンと、ファンと流体連通するコアと、ファンおよびコアの少なくとも一部を囲み、コアと共にバイパス流路を画定するナセルアセンブリと、を含むガスタービンエンジンを動作させるために構成することができる。さらに、例示的な方法（２００）によって動作されるガスタービンエンジンのナセルアセンブリは、完全収容位置と完全展開位置との間で移動可能なスラスト・リバーサ・システムを含むことができる。したがって、例示的な方法（２００）は、図２〜図５を参照して上述したターボファンエンジン１０を動作させるように構成することができる。
【００４０】
例示的な方法（２００）は、約２未満のファン圧力比でファンを動作させるステップ（２０２）を含む。しかし、他の例示的な態様では、約２未満のファン圧力比でファンを動作させるステップ（２０２）は、約１．５未満のファン圧力比でファンを動作させるステップをさらに含むことができる。特筆すべきことに、約２未満のファン圧力比でファンを動作させるステップ（２０２）は、ファンから比較的少量の推力が要求される動作条件に対応することができる。たとえば、特定の例示的な態様では、約２未満のファン圧力比でファンを動作させるステップは、ガスタービンエンジンの、および／またはガスタービンエンジンが取り付けられた航空機の地上走行動作モード時にファンを動作させるステップを含むことができる。
【００４１】
さらに図７を参照すると、例示的な方法（２００）は、スラスト・リバーサ・アセンブリを完全収容位置から部分展開位置に移動させるステップ（２０４）をさらに含む。部分展開位置は、完全収容位置と完全展開位置との間に位置する。特筆すべきことに、スラストリバーサを部分展開位置に移動させるステップ（２０４）は、スラスト・リバーサ・アセンブリのトランスカウルをナセルアセンブリのファンカウルから後方に移動させて、それらの間に開口部を画定するステップを含むことができ、また、ガスタービンエンジンのバイパス流路の実質的に外側の位置にスラスト・リバーサ・システムのカスケードセグメントを維持するステップを含むことができる。
【００４２】
例示的な方法（２００）はまた、付加的な量の空気流がバイパス流路から出ることを可能にするために、スラスト・リバーサ・システムを部分展開位置に保持するステップ（２０６）を含むことができる。特筆すべきことに、スラストリバーサを部分展開位置に保持するステップは、バイパス流路を通る空気流の少なくとも約１５％がトランスカウルとファンカウルとの間に画定された開口部を通って出ることを可能にすることができる。
【００４３】
さらに、図示する例示的な方法（２００）は、スラスト・リバーサ・アセンブリを部分展開位置から完全収容位置に移動させるステップ（２０８）と、スラスト・リバーサ・アセンブリを完全収容位置にロックするステップ（２１０）と、を含む。たとえば、例示的な方法（２００）は、ステップ（２０８）でスラスト・リバーサ・システムを完全収容位置に移動させることができ、ステップ（２１０）でガスタービンエンジンの、またはガスタービンエンジンが取り付けられた航空機の地上走行動作モードの後に、および離陸動作モードに先立って、スラスト・リバーサ・システムを完全収納位置にロックすることができる。ステップ（２１０）でスラスト・リバーサ・アセンブリを完全収容位置にロックすることにより、スラスト・リバーサ・アセンブリが飛行中に偶発的に部分展開位置または完全展開位置に移動しないことを保証することができる。
【００４４】
さらに図７を参照すると、例示的な方法（２００）は、スラスト・リバーサ・アセンブリを完全収容位置から移動させる動作を開始することによって、スラスト・リバーサ・アセンブリが完全収容位置にロックされていることを確認するステップ（２１２）をさらに含む。特定の例示的な態様では、ステップ（２１０）でスラスト・リバーサ・システムを完全収容位置にロックするためのロックアセンブリが設けられ、スラスト・リバーサ・システムとは独立して動作することができる。さらに、スラスト・リバーサ・アセンブリが完全収容位置にロックされていることを確認するステップ（２１２）はまた、たとえば、ガスタービンエンジンまたはガスタービンエンジンが搭載された航空機の飛行動作モードに先立って実行されてもよい。
【００４５】
この明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、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んでいる。本発明の特許され得る範囲は、請求項によって定義され、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が請求項の字義通りの文言と異ならない構造要素を含む場合、または、それらが請求項の字義通りの文言と実質的な差異がない等価な構造要素を含む場合には、このような他の実施例は特許請求の範囲内であることを意図している。
【符号の説明】
【００４６】
１０  高バイパスターボファンジェットエンジン
１２  長手方向中心線、長手方向軸
１４  ファン部
１６  コアタービンエンジン
１８  外側ケーシング
２０  環状入口
２２  低圧（ＬＰ）圧縮機
２４  高圧（ＨＰ）圧縮機
２６  燃焼部
２８  高圧（ＨＰ）タービン
３０  低圧（ＬＰ）タービン
３２  ジェット排気ノズル部
３４  高圧（ＨＰ）シャフト、スプール
３６  低圧（ＬＰ）シャフト、スプール
３７  コア空気流路
３８  固定ピッチファン
４０  ファンブレード
４２  ディスク
４４  作動部材
４６  動力ギヤボックス
４８  フロントハブ
５０  ナセルアセンブリ
５２  出口ガイドベーン
５４  下流部
５６  バイパス空気流路、ファンバイパス流路、ダクト
５８  空気
６０  入口
６２  空気の第１の部分
６４  空気の第２の部分
６６  燃焼ガス
６８  ＨＰタービンステータベーン
７０  ＨＰタービンロータブレード
７２  ＬＰタービンステータベーン
７４  ＬＰタービンロータブレード
７６  ファンノズル排気部、ファン出口ノズル、ノズル部
７８  高温ガス経路
１００  スラスト・リバーサ・システム
１０２  入口アセンブリ
１０４  ファンカウル
１０６  トランスカウル
１０８  カスケードシステム
１１０  カスケードセグメント
１１２  アクチュエータ
１１４  ドラッグリンク
１１６  リンク
１１８  内側エンジンファンケース
１２０  外側エンジンファンケース
１２２  内側壁
１２４  外側壁
１２５  誘導接続
１２６  セグメントの後端部
１２８  周方向開口部
１３０  内側ファンケース１１８の後端部
１３２  外側ファンケース１２０の後端部
１３４  内側壁１２２の前端部
１３６  外側壁１２４の前端部
１３８  セグメントの前端部
１４０  ロック機構
１４２  接合部
１４４  レバー
１４６  アクチュエータ
１４８  フック
１５０  停止ブロック
【図１】
2017078415.tif 000003
【図２】
2017078415.tif 000004
【図３】
2017078415.tif 000005
【図４】
2017078415.tif 000006
【図５】
2017078415.tif 000007
【図６】
2017078415.tif 000008
【図７】
2017078415.tif 000009
【外国語明細書】
2017078415000001.pdf