(57)【要約】  航空機であって、備えるターボファンエンジン組立体が、少なくとも１つの圧縮機と、タービンエンジンを取り囲んでナセルとタービンエンジンの間に環状のバイパスダクトを画定するナセルと、少なくとも１つの移動可能な制御面を有する逆推力装置と、逆推力装置を選択的にロックするために構成された逆推力装置ロックシステムと、噴射冷却システムと、を有する。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボファンエンジン組立体（８）であって、
少なくとも１つの圧縮機（４３）を有するタービンエンジン（１６）と、
前記タービンエンジン（１６）を取り囲むナセル（２０）であって、前記ナセル（２０）と前記タービンエンジン（１６）の間に環状のバイパスダクトを画定し、概ね前方から後方へのバイパス空気流通路を画定するために前記ターボファンエンジン組立体（８）を貫通するナセル（２０）と、
前記バイパス空気流（２１）の少なくとも一部が少なくとも部分的に反転される反転位置に及び反転位置から移動可能である少なくとも１つの移動可能な制御面を有する逆推力装置（２２）と、
前記逆推力装置（２２）に動作可能に連結され、前記逆推力装置（２２）を選択的にロックするために構成された逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）と、
を含むターボファンエンジン組立体（８）と、
前記少なくとも１つの圧縮機（４３）から空気を抽出して前記抽出空気を冷却するために前記タービンエンジン（１６）の前記少なくとも１つの圧縮機（４３）に流体連結された事前冷却器（４２、１４２）を有する抽出空気システム（４１）と、
前記逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）と前記事前冷却器（４２、１４２）に流体連結されて前記逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）から前記事前冷却器（４２、１４２）に高温の周囲空気を移送するために構成された噴射冷却システム（４８、１４８）と、
を含む航空機。
【請求項２】
前記噴射冷却システム（４８、１４８）は、前記逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）と前記事前冷却器（４２、１４２）を流体連結して前記逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）から前記事前冷却器（４２、１４２）に高温の周囲空気を供給するために構成された空気供給ダクト（５０、１５０、２５０、３５０）を含む、請求項１記載の航空機。
【請求項３】
前記空気供給ダクト（５０、１５０、２５０、３５０）は、前記逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）から前記事前冷却器（４２、１４２）に高温の周囲空気を供給するために使用される噴射管（１５２、２５２、３５２）を含む、請求項２記載の航空機。
【請求項４】
前記事前冷却器（１４２）の外側（１４５）は、前記噴射管（１５２）に実装される、請求項３記載の航空機。
【請求項５】
前記事前冷却器（１４２）の外側（１４５）は、前記噴射管（１５２）の一部を受容する窪み（１４３）を含む、請求項４記載の航空機。
【請求項６】
前記噴射管（１５２、２５２、３５２）は、前記噴射管（１５２、２５２、３５２）から前記事前冷却器（１４２）への空気流連通を確立するために、前記事前冷却器（１４２）と流体連結する接合部（１５４、２５４、３５４）を有する、請求項３記載の航空機。
【請求項７】
前記接合部（１５４、２５４、３５４）と前記事前冷却器（１４２）は、前記噴射管（１５２、２５２、３５２）から前記事前冷却器（１４２）の中への空気流を確立するために、対応した開口部（１５６、２５６、３５６）を有する、請求項６記載の航空機。
【請求項８】
前記接合部（１５４、２５４、３５４）は、前記事前冷却器（１４２）の外側（１４５）の少なくとも一部を包み込む、請求項６記載の航空機。
【請求項９】
空気は、前記逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）から前記事前冷却器（４２、１４２）の方向にだけ移送される、請求項１記載の航空機。
【請求項１０】
前記エンジン組立体（８）を航空機（２）の一部に固定するために構成されたパイロン（１０）をさらに含み、前記逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）は、前記パイロン（１０）上に実装される、請求項１記載の航空機。
【請求項１１】
ジェットエンジン組立体（８）に流体連結されて前記ジェットエンジン組立体（８）から空気を抽出して前記抽出空気を冷却するための事前冷却器（４２、１４２）を有する抽出空気システム（４１）を有する航空機（２）の中の前記ジェットエンジン組立体（８）の逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）を冷却するための噴射冷却システム（４８、１４８）であって、
前記逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）を前記事前冷却器（４２、１４２）に流体連結し、前記逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）から前記事前冷却器（４２、１４２）に周囲空気を供給して前記逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）を冷却するために構成された空気供給ダクト（５０、１５０、２５０、３５０）、
を含む、噴射冷却システム。
【請求項１２】
前記空気供給ダクト（５０、１５０、２５０、３５０）は、前記事前冷却器（４２、１４２）と流体連結する接合部（１５４、２５４、３５４）を有する噴射管（１５２、２５２、３５２）を含み、前記噴射管（１５２、２５２、３５２）から前記事前冷却器（４２、１４２）への空気流連通を確立させている、請求項１１記載の噴射冷却システム。
【請求項１３】
前記接合部（１５４、２５４、３５４）は、前記事前冷却器（４２、１４２）の外側（１４５）部分を包み込む、請求項１２記載の噴射冷却システム。
【請求項１４】
前記接合部（１５４、２５４、３５４）は、前記事前冷却器（４２、１４２）を取り囲む、請求項１３記載の噴射冷却システム。
【請求項１５】
空気は、前記逆推力装置ロックシステム（４６、１４６）から前記事前冷却器（４２、１４２）の方向にだけ移送される、請求項１１記載の噴射冷却システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、噴射冷却システムを備えた航空機及び噴射冷却システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
現代の航空機エンジンは、着陸中の航空機の速度を落とすのを支援するための逆推力装置（ｔｈｒｕｓｔ  ｒｅｖｅｒｓｅｒ）システムを含むことがある。典型的な逆推力装置は、動作位置にあるときにエンジンを貫流する空気流の少なくとも一部を反転させる移動可能要素を含む。現代の航空機は、逆推力装置を所定の位置にロックするための逆推力装置ロックシステムを特徴とすることもある。逆推力装置ロックシステムは、その環境的制限を超えるかもしれない高温にさらされることがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】中国特許出願公開第１０２５３６５１３号明細書
【発明の概要】
【０００４】
一実施態様では、本発明の実施形態は、航空機に関し、航空機は、ターボファンエンジン組立体であって、少なくとも１つの圧縮機を有するタービンエンジンと、反転位置に及び反転位置から移動可能である少なくとも１つの移動可能な制御面を有する逆推力装置と、逆推力装置に動作可能に連結され、逆推力装置を選択的にロックするために構成された逆推力装置ロックシステムと、を有するターボファンエンジン組立体と、少なくとも１つの圧縮機から空気を抽出して抽出空気を冷却するためにタービンエンジンの少なくとも１つの圧縮機に流体連結された事前冷却器を有する抽出空気システムと、逆推力装置ロックシステムと事前冷却器に流体連結されて逆推力装置ロックシステムから事前冷却器に高温の周囲空気を移送するために構成された噴射冷却システムと、を有する。
【０００５】
別実施態様では、本発明の実施形態は、航空機の中のジェットエンジン組立体の逆推力装置ロックシステムを冷却するための噴射冷却システムに関し、航空機は、タービンエンジンから空気を抽出して抽出空気を冷却するためにタービンエンジンに流体連結された事前冷却器を有する抽出空気システムを有すると共に、逆推力装置ロックシステムを事前冷却器に流体連結し、逆推力装置ロックシステムから事前冷却器に周囲空気を供給して逆推力装置ロックシステムを冷却するために構成された空気供給ダクトを有する。
【図面の簡単な説明】
【０００６】
【図１】多数のエンジン組立体を備えた航空機の側面図である。
【図２】図１の航空機の中に含めることのできる逆推力装置を備えたターボファンジェットエンジン組立体の一部の図解図である。
【図３】図１の航空機の中に含めることのできるターボファンジェットエンジン組立体の一部の図解図である。
【図４】図１の航空機の中に含めることのできるロックシステム、抽出空気システム、及び噴射冷却システムの斜視図である。
【図５】事前冷却器及び噴射冷却システムの例の斜視図である。
【図６Ａ】図５の噴射冷却システム噴射管の図解図である。
【図６Ｂ】本発明の他の実施形態に係る代替噴射管を示す図である。
【図６Ｃ】本発明の他の実施形態に係る他の代替噴射管の図解図である。
【発明を実施するための形態】
【０００７】
図１は、胴体４を有し、胴体４から外方に延出する翼組立体６を備えた航空機２を示す。１つ又は複数のターボファンジェットエンジン組立体８は、航空機２に連結してそれのための推進力を提供することができる。パイロン１０（より明瞭に図３に図示）は、ジェットエンジン組立体８のうちの１つを航空機２の一部に固定するために構成することができる。図示した例では、各ジェット組立体８は、翼組立体６に動作可能に連結される。民間航空機２を図示したが、本発明の実施形態は、任意のタイプの航空機において、例えば、限定ではなくて、固定翼、回転翼、ロケット、個人航空機、及び軍用航空機において、使用することができることが予想される。
【０００８】
より明瞭に図２に図示したように、各ターボファンジェットエンジン組立体８は、タービンエンジン１６、ファン組立体１８、及びナセル２０を含むことがある。ナセル２０の一部は、分かり易いように切り取ってある。ナセル２０は、タービンエンジン１６を取り囲み、矢印２１で図示したような一般に前方から後方へのバイパス空気流通路を画定するためにターボファンジェットエンジン組立体８を貫く環状の空気流通路又は環状のバイパスダクトを画定している。
【０００９】
反転位置に及び反転位置から移動可能である少なくとも１つの移動可能要素を備えた逆推力装置は、バイパス空気流の方向を変えるために使用することがある。反転位置では、移動可能要素は、バイパス空気流の少なくとも一部を反転させるために構成することができる。ターボファンジェットエンジン組立体８上に逆推力を得る方法は、幾つか存在する。例示の目的上、ターボファンジェットエンジン組立体８に使用することのできる逆推力装置２２の一例を図示した。逆推力装置２２は、少なくとも１つの移動可能な制御面又は移動可能要素２４を含む。移動可能要素２４は、ナセル２０の前方部分に対して軸方向に運動ができる外側カウリングの摺動可能な部分として図示した。液圧アクチュエータ２６は、移動可能要素２４と連結して移動可能要素２４を反転位置に及び反転位置外に移動させることができる。反転位置では、図示のように、移動可能要素２４は、移動可能要素２４とタービンエンジン１６の間の環状のバイパス領域を制限し、そしてそのうえ、移動可能要素２４とナセル２０の前方部分の間の部分を開け、これにより空気流通路は、矢印３０で図示したように反転することができる。任意選択のデフレクタ又はフラップは、移動可能要素２４とナセル２０の前方部分の間の空気流通路を方向付けるのに役立つために、含めることができる。逆推力装置２２は、バイパス空気流の少なくとも一部を反転させることによって推進力の方向を変える。任意の数の多数のアクチュエータは、移動可能要素を反転位置に移動させるために利用することができると理解されよう。
【００１０】
図３は、破線で描いたナセル２０を備えたターボファンジェットエンジン組立体８の一部を示す。スクープ４０は、矢印２１で図示したバイパス空気流の通路の内部に位置することができる。スクープ４０は、位置決めすることができ、これにより、ターボファンジェットエンジン組立体８の中を進んで行く矢印２１で図示したバイパス空気流の一部がスクープ４０の中に転送されることになる。抽出空気システム４１は、タービンエンジン組立体８の少なくとも１つの圧縮機４３に流体連結されて、少なくとも１つの圧縮機４３から空気を抽出して抽出空気を冷却するための事前冷却器４２を含むことがある。タービンエンジン組立体８は、高圧圧縮機と低圧圧縮機を含む幾つかの圧縮機を有することがあることと、事前冷却器４２は、多数の圧縮機に流体連結されることがあることと、が理解されよう。例えば、事前冷却器４２は、タービンエンジンの低圧圧縮機と高圧圧縮機の双方に流体連結されることがある。そういった場合、低圧圧縮機からの抽出空気は、高圧圧縮機からの抽出空気を冷却するために使用することができる。
【００１１】
この抽出空気は、通常高温かつ高圧であり、航空機２の他のシステム中で使用する前に冷却されねばならない。事前冷却器４２は、抽出空気をその使用前に冷却するために使用する熱交換器の一部として作用する。事前冷却器４２は、スクープ４０に動作可能に連結することができ、これにより、スクープ４０の中に転送されるバイパス空気流の一部は、事前冷却器４２まで進む。このスクープ４０からのバイパス空気は、事前冷却器４２を通して抽出空気を吹くことによって空気を冷却するために使用することができる。事前冷却器４２を通過後に、バイパス空気は、事前冷却器排気部４４を通して通気することができる。
【００１２】
逆推力装置ロックシステム４６は、逆推力装置２２に動作可能に連結することができると共に、逆推力装置２２を定位置に固定するフック又は他の何らかの手段と係合することによって逆推力装置２２を所定の位置に選択的にロックするために構成することができる。ロック解除時に、逆推力装置ロックシステム４６は、フック又は係合用の他の抑止デバイスのために逆推力装置２２を所定の位置に後方移動させるために液圧又は電気機械アクチュエータを使用することができる。逆推力装置ロックシステム４６の動作は、使用する逆推力装置の形式に依存することがあり、そういったことで種々の形態をとることがある、と理解される。逆推力装置ロックシステム４６は、パイロン１０上に実装されることがあると共に、高温の周囲空気にさらされることがあり、これにより、逆推力装置ロックシステム４６の故障や性能悪化が生じることがある。周囲温度が摂氏３５度より高い日には、バイパス空気流通路を含むファン空気温度は、約摂氏８０度になることがある。ターボファンジェットエンジン組立体８によって補助的に加熱されるパイロン１０は、摂氏１１０度を超える温度に達することがある。この温度は、逆推力装置ロックシステム４６の動作要求を超えることがある。
【００１３】
冷却システム４８は、逆推力装置ロックシステム４６に連結することができると共に、逆推力装置ロックシステム４６の温度を下げるために使用することができる。より具体的には、冷却システム４８は、噴射冷却システムにすることができ、それにより、逆推力装置ロックシステム４６と事前冷却器４２に流体連結することができると共に、高温の周囲空気を逆推力装置ロックシステム４６から事前冷却器４２に移送するために構成することができる。図４は、冷却システム４８を視覚化するのに役立つために、逆推力装置ロックシステム４６と噴射冷却システム４８と事前冷却器４２の例示的な斜視図を提供する。例えば、噴射冷却システム４８は、逆推力装置ロックシステム４６と事前冷却器４２とを流体連結する空気供給ダクト５０を含むことができる。空気供給ダクト５０は、逆推力装置ロックシステム４６から事前冷却器４２に高温の周囲空気を供給するために構成することができる。空気供給ダクト５０は、任意の適切な形態と形状をとることができる。
【００１４】
事前冷却器４２、逆推力装置ロックシステム４６、及び噴射冷却システム４８は、様々な設計、形状、及び場所にすることができると予想される。例えば、図５は、既に説明したものと類似する代替の事前冷却器１４２、逆推力装置ロックシステム１４６、及び噴射冷却システム１４８を示し、したがって、類似する部品は、１００を増やした類似する数字で識別し、類似する部品の説明は、別段の記述がない限り、事前冷却器１４２、逆推力装置ロックシステム１４６、及び噴射冷却システム１４８に妥当する、と理解される。図示のように、空気供給ダクト１５０は、噴射管１５２を含むことがある。事前冷却器１４２の外側は、噴射管１５２を事前冷却器１４２の外側１４５に取り付けるためにファスナを利用できるということを含めて任意の適切な様式で噴射管１５２に実装することができる。噴射管１５２は、噴射管１５２から事前冷却器１４２への空気流連通を確立するために、また、逆推力装置ロックシステム４６の温度を動作パラメータ範囲内まで下げるために、事前冷却器１４２と流体連結する接合部１５４を有することがある。事前冷却器１４２は、低圧の局所領域を創設するために、収束・発散ノズル形状を使用することができ、空気が逆推力装置ロックシステム１４６から事前冷却器１４２の方向にだけ確実に移送される。収束・発散ノズルでは、ガスの膨張によって、発散ダクトの近くで圧力降下が起きる。この圧力は、逆推力装置ロックシステム１４６の圧力よりも低いことがあり、したがって、上流の移動が妨げられる。
【００１５】
事前冷却器１４２の外側１４５は、噴射管１５２の一部を受容し得る窪み１４３を備えて形状付けることができる。より具体的には、図示した例では、窪みは接合部１５４を受容するように図示した。それは、接合部１５４を定位置に保持するのに役立つことができ、これにより、事前冷却器１４２と噴射冷却システム１４８の間に流体連通を形成することができる。接合部１５４は、任意の適切な様式で事前冷却器１４２に動作可能に連結することができ、これにより、事前冷却器１４２と噴射冷却システム１４８の間に流体連通が確立され、空気が噴射管１５２から事前冷却器１４２に流れることができるということも予想される。図６Ａは、噴射管１５２が、噴射管１５２から事前冷却器１４２の中への空気流を確立するために対応した開口部１５６を有することができることをより明瞭に示している。任意の数の開口部を含めることができることと、開口部の寸法と形状が任意の様式で形成できることが理解されよう。接合部１５４と事前冷却器１４２が、噴射管１５２から事前冷却器１４２の中への空気流を確立するために対応した開口部を有することが予想される。事前冷却器１４２内部の開口部を図示していないが、事前冷却器１４２は、中に流体が入るのを可能にするための適切な開口部を有することもあると理解されよう。
【００１６】
図６Ｂは、既に説明した噴射管１５２と類似する代替の噴射管２５２を示し、したがって、類似する部品は、１００を増やした類似する数字で識別し、類似する部品の説明は、別段の記述がない限り、噴射管２５２に妥当する、と理解される。図示したような噴射管２５２は、事前冷却器１４２の側面を包み込まず、事前冷却器１４２の一方側のみと接合する。接合部２５４は、接合部２５４が事前冷却器１４２を全体的に取り囲むことができることを含めて、事前冷却器１４２の任意の適切な部分を包み込むことがあると理解されよう。例えば、図６Ｃは、既に説明した噴射管１５２と類似する代替の噴射管３５２を示し、したがって、類似する部品は、２００を増やした類似する数字で識別し、類似する部品の説明は、別段の記述がない限り、噴射管３５２に妥当する、と理解される。噴射管３５２の接合部３５４は、事前冷却器１４２の全体を包み込むことができる。この様式では、事前冷却器１４２の全側面との流体連通を確立することができる。代替的に、噴射管３５２が事前冷却器１４２をたとえ包み込んでも、一部のみが事前冷却器１４２と流体連通することができる。
【００１７】
上述した実施形態は、逆推力装置ロックシステムが効果的かつ能率的に冷却することができることを含めて種々の利点を提供する。そうでなくても逆推力装置ロックシステムは、逆推力装置ロックシステムの作動温度限界を越えることができる。実施形態は、重量の付加が極めて限定されており、小型のパイロンシステムの隙間要求を充足することができる。上述した実施形態によって、空気の逆流の可能性を有することなく、ロックシステムの冷却が可能となる。
【００１８】
既述ではない範囲内で、様々な実施形態の異なった特徴と構造は、互いに組み合わせて所望に使用することができる。すべての実施形態で１つの特徴が図示されていない場合があることは、そういう場合がないと解釈されるべきことを意図しておらず、説明を簡潔にするためにそうしている。したがって、異なった実施形態の様々な特徴は、新たな実施形態が明白に記載されているか否かにかかわらず、新たな実施形態を形成するために所望に組合せ及び調和させることができる。本明細書中で説明した特徴のすべての組合せ又は交換は、この開示によってカバーされる。
【００１９】
ここに記載した説明は、例を使用して、ベストモードを含めて本発明を開示していると共に、任意のデバイス又はシステムを製作及び使用することと任意の組み入れた方法を実行することとを含めて、任意の当業者が本発明を実施できるようにもしている。特許性を有する本発明の範囲は、特許請求の範囲によって画定され、当業者の想到する他の例を含むことができる。そういった他の例は、特許請求の範囲の文字通りの用語とは異ならない構造的構成要素がある場合に、あるいは、特許請求の範囲の文字通りの用語に対する差異の実体がないような等価な構造的構成要素が含まれる場合に、特許請求の範囲の範囲内にあるべきことを意図している。
【符号の説明】
【００２０】
２  航空機
４  胴体
６  翼組立体
８  エンジン組立体
１０  パイロン
１６  タービンエンジン
１８  ファン組立体
２０  ナセル
２１  バイパス空気流
２２  逆推力装置
２４  移動可能要素
２６  液圧アクチュエータ
３０  矢印
４０  スクープ
４１  抽出空気システム
４２  事前冷却器
４３  圧縮機
４４  事前冷却器排気部
４６  ロックシステム
４８  噴射冷却システム
５０  空気供給ダクト
１４２  事前冷却器
１４３  窪み
１４５  外側
１４６  ロックシステム
１４８  噴射冷却システム
１５０  空気供給ダクト
１５２  噴射管
１５４  接合部
１５６  開口部
２５０  空気供給ダクト
２５２  噴射管
２５４  接合部
２５６  開口部
３５０  空気供給ダクト
３５２  噴射管
３５４  接合部
３５６  開口部
【図１】
2017502198.tif 000003
【図２】
2017502198.tif 000004
【図３】
2017502198.tif 000005
【図４】
2017502198.tif 000006
【図５】
2017502198.tif 000007
【図６Ａ】
2017502198.tif 000008
【図６Ｂ】
2017502198.tif 000009
【図６Ｃ】
2017502198.tif 000010
【国際調査報告】
2017502198.tif 000011
2017502198.tif 000012