Integrated inlet design

本発明は、概してガスタービンエンジンナセルアセンブリに関し、より具体的には、ナセルアセンブリ用の一体型吸気口設計に関する方法及び装置に関する。

タービンエンジンに適用される一部の既知のナセルアセンブリは、部品どうしの間に複数の円周方向及び軸方向の隙間及び段が画定された複数の構成部品を含むが、これら複数の構成部品は、ナセルアセンブリの空気力学的な流れを妨げる。 例えば、少なくとも１つの既知のナセルアセンブリは、吸気口リップ、吸気口外側バレル、及びファンカウルを含んでおり、これらはナセルアセンブリの外流面を画定する。 更に、一部のナセルアセンブリ内の、一部の既知の構成部品は、外流面上に更なる隙間及び段を画定する複数のセグメントを含む。 例えば、大型の高バイパス比エンジンに使用される少なくとも１つの既知のナセルアセンブリは、複数の半径方向セグメントによって画定された吸気口リップを含む。

一部のタービンエンジン内では、ナセルアセンブリに使用される構成部品の少なくとも一部及び構成部品の少なくとも一部のセグメントが、複数の機械的な締結具によってナセルアセンブリ内の適当な位置に連結される。 例えば、機械的な締結具で、吸気口リップの内部に配置された隔壁を固定できる。 機械的な締結具は更に、その配向によっては、ナセルアセンブリの空気力学的な流れを妨げる。 より具体的に、隔壁の例では、機械的な締結具の頭部が、ナセルアセンブリの外面に露出し、外側流路内に直接配置される。 機械的な締結具の露出した頭部に加えて、ナセルアセンブリ内のその他の隙間及び／又は段が、ナセルアセンブリの外流面上の層流を妨げ、空気力学的な抵抗を増加させることがある。

増加した空気力学的な抵抗下でタービンエンジンを運転することで、燃料の燃焼効率が減少することがある。

一態様において、ナセルアセンブリの組立方法を提供する。 この方法は、外部構造を準備するステップであって、この外部構造が、少なくとも外部構造の前端によって画定されたハイライト部分と、ナセルアセンブリの最大直径によって画定されたポイントとの間に延在しているステップと、この外部構造を内側バレルに連結するステップとを含む。

別の態様において、ナセルアセンブリの外部構造を提供する。 この外部構造は、外部構造の前端によって画定されたハイライト部分と、ナセルアセンブリの最大直径によって画定されたポイントを含む外側後方部分と、を含んでおり、少なくともこのハイライト部分とポイントの間に、ナセルアセンブリは延在する。

更に別の態様において、ナセルアセンブリを提供する。 ナセルアセンブリは、内側バレルと、ハイライト部分及び外側後方部分から成る外部構造とを含んでおり、ハイライト部分は外部構造の前端によって画定され、外側後方部分はナセルアセンブリの最大直径によって画定されたポイントを含み、少なくともこのハイライト部分とポイントとの間に、ナセルアセンブリは延在している。

例示的な航空機の斜視図である。

図１に示す航空機に適用される、例示的なタービンエンジンの一部の断面図である。

図２に示すタービンエンジンに適用されるナセルアセンブリの概略図である。

図３に示すナセルアセンブリの別の概略図である。

図３に示すナセルアセンブリに適用される外部構造の概略図である。

本明細書に記載のシステム及び方法は、空気力学的ナセルアセンブリ設計を画定する、例示的な一体型吸気口設計を提供する。 当該記述により、当業者は、本開示を作製及び使用できるようになるはずであり、当該記述は、現時点で本開示を実施する最良の形態と考えられるものを含む、本開示の実施例、適応形態、変形形態、代替形態、及び使用形態を説明する。 本開示は、好適な実施例、即ち、一体型吸気口設計に適用されるものとして本明細書に記載される。

図１は、例示的な航空機８の概略図であり、航空機８に揚力を与えるべく使用される少なくとも１つのタービンエンジン１０を含んでいる。 本実施例において、タービンエンジン１０は、主翼１１に連結されている。 より具体的には、タービンエンジン１０は、主翼１１の主翼パイロン（図示せず）に連結されている。 代替的実施例では、タービンエンジン１０は、尾部１３に連結されている。 より具体的には、タービンエンジン１０は、尾部１３の胴体（図示せず）に連結されている。

図２は、タービンエンジン１０の一部の断面図である。 本実施例では、タービンエンジン１０は、縦中心線軸３２の周囲に回転可能に連結されたファンアセンブリ１６を含む。 本実施例において、ファンアセンブリ１６は、タービンエンジン１０の前端３３に配置されている。 代替的実施例において、ファンアセンブリ１６は、タービンエンジン１０の後端３５に配置されている。 ファンアセンブリ１６は、ナセルアセンブリ１２内に配置された複数のファンブレード列１９を含む。 一実施例において、ナセルアセンブリ１２は、タービンエンジン１０の様々な作動部品（図示せず）を収容している。

本実施例において、タービンエンジン１０はまた、ファンアセンブリ１６の下流に配置されたコアエンジン１７を含む。 コアエンジン１７は、圧縮機１８と、燃焼器２０と、コアロータ軸２６を介して圧縮機１８に連結されたタービン２２とを含む。

運転時、コアエンジン１７は燃焼ガスを生成し、この燃焼ガスは、タービン２４に向かって下流へと運ばれ、タービン２４は、ガスからエネルギーを抽出して、シャフト２８を介してファンアセンブリ１６に動力を供給する。

図３及び４は、ナセルアセンブリ１２の概略図である。 図３に示す実施例において、ナセルアセンブリ１２は、ほぼ環状であり、ナセルアセンブリ１２を通じて空気を運ぶように寸法決め及び構成された開口部３２が画成されている。 ナセルアセンブリ１２は、内面４３に対して測定された前端３３の直径３４を有しており、この直径は、ナセルアセンブリ１２の外面の最大直径３６よりも小さい。

ナセルアセンブリ１２は、内側バレル３８及び外部構造４０を含む。 本実施例において、外部構造４０は、連続繊維強化熱可塑性材料から作製されている。 代替的に、外部構造４０は、連続繊維強化熱硬化性材料から作製されていてもよい。 一実施例において、外部構造４０は、ナセルアセンブリ１２を落雷から保護できるように、一体表面フィルムを組み込んでいる。

外部構造４０は、外部構造４０の前端３３によって画定されたハイライト部分４２と、ハイライト部分４２によって画定された外側後方部分４４と、ハイライト部分４２によって画定された内側後方部分４６とを含む。 外側後方部分４４は、ナセルアセンブリ１２の最大直径３６によって画定された外面４７上のポイント４５を含む。 別の実施例において、外部構造４０は、ファンカウル５４に近接した外側後方部分４４の後端３５のフープフレーム（図示せず）に連結されているが、このフープフレームによって、外部構造４０がファンカウル５４に連結し易くなっている。

図４に示す実施例において、内側後方部分４６は、外部構造４０を内側バレル３８に連結するべく使用される第１フランジ４８を含む。 別の実施例において、外部構造４０は、外部構造４０をファンケース５３に連結するべく使用される第２フランジ５０を含む。

本実施例において、ナセルアセンブリ１２は、ナセルアセンブリ１２を構造的に支持し易くする複数の隔壁５７、５８、及び５９を含む。 隔壁５７、５８、及び５９はまた、例えばバードストライクの際に生じるような、外部構造４０の外面４７にもたらされるあらゆる後方への力を吸収し易くする。 本実施例において、隔壁５７は、外側後方部分４４及び内側後方部分４６に連結され、隔壁５８は、外側後方部分４４及び内側バレル３８に連結され、隔壁５９は、外側後方部分４４及びファンケース５３に連結されている。 本実施例において、隔壁５９は、外側後方部分４４の後端３５に連結されており、この隔壁５９によって、外部構造４０がファンカウル５４に連結し易くなっている。 機械的締結工程、熱可塑性溶接工程、及び接着剤結合工程等の複数の連結工程によって、隔壁５７、５８、及び５９を連結できる。

図５は、外部構造４０の概略図である。 本実施例において、外部構造４０は、円周方向及び／又は長手方向に配向された少なくとも１つの補強材５６を含み、外側後方部分４４を構造的に支持し易くなっている。 本実施例において、補強材５６は、例えば、熱可塑性溶接及び／又は接着剤結合によって、外部構造４０の内面４３に連結された独立構成部品である。 代替実施例では、補強材５６を外部構造４０と一体的に形成してもよい。

本実施例において、ナセルアセンブリ１２は、例えばバードストライクの際に生じるような、外部構造４０の外面４７にもたらされるあらゆる後方への力を吸収し易くするように配向及び配置された、構造用フォーム６０を含む。 本実施例において、構造用フォーム６０は、熱可塑性溶接工程及び接着剤結合工程の少なくとも１つを用いて、外部構造４０の内面４３に当接するように、ハイライト部分４２の下流側３５に連結される。

運転時、空気は、ナセルアセンブリ１２の前端３３から後端３５へと流れる。 外部構造４０は、外面４７上に空気力学的表面を画成し、ハイライト部分４２から最大直径３６によって画定されたポイント４５への、外面４７上の層流を維持し易くする。 外面４７によって、抗力が削減されると共に、空気力学的な効率及び燃料効率が上昇する。 更に、外部構造４０では、既知のナセルアセンブリに比べて、ナセルアセンブリ１２の組立時間及び構成部品数が削減され、これによって、製造コストが削減されると共に製造サイクルタイムが改善する。 部品点数の削減と、熱可塑性物質又はグラファイト等の先端材料の使用によって、既知のナセルアセンブリに比べて、ナセルアセンブリ１２の重量削減がし易くなる。

一体型吸気口設計に関して本明細書に記載した方法、装置、及びシステムは、本明細書に記載の特定の実施例に限定されるものではない。 本明細書に記載の一体型吸気口設計は、抗力を削減すると共に燃料効率を向上させ易くする、より空気力学的な設計を提供する。 本明細書に記載又は例示した方法、装置、又はシステムの実施は、ナセルアセンブリに限定されるものではない。 むしろ、本明細書に記載又は例示した方法、装置、及びシステムを、本明細書に記載した他の構成部品及び／又はステップとは別個独立に使用してもよい。

本明細書は、実施例を用いて、最良の形態を含めて本発明を開示しているが、これによって、当業者には、任意の装置又はシステムの製作及び使用、並びに任意の付随の方法の実行を含めた本発明の実施が可能になる。 本発明の特許性のある技術的範囲は、特許請求の範囲に定められているが、これには、当業者に想到可能なその他の例も含まれ得る。 そのようなその他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を有する場合、又は特許請求の範囲の文言と本質的でない相違を有する同等の構成要素を含む場合には、特許請求の範囲の技術的範囲内に属することを意図している。

本発明を様々な特定の実施例に関して説明してきたが、本発明を、特許請求の範囲の技術的思想及び技術的範囲内の変更を伴って実施できることは、当業者には明らかであろう。