【発明の詳細な説明】 【０００１】 【産業上の利用分野】本発明は、航空機用ターボファンエンジンファンダクトの逆推力装置とカウルとに関し、
特に、内側及び外側ダクト壁が単一アセンブリとして構成されていると共に、半径方向に延在している側壁によって結合されてカウルを形成する分岐ファンダクトに関する。 【０００２】 【従来の技術】航空機ターボファンエンジンには通例、
ファンバイパスダクトが設けられており、ファンバイパスダクトはファンによって圧縮された空気の大部分を通し、又、このファンバイパスダクトには通例ファンノズルが含まれており、ファンノズルはファン圧縮バイパス空気により推力を発生する。 残りの空気はコアエンジンを通り、そこで作動流体として用いられ、ファン用動力の発生を助ける。 外側カウルがファンダクトを囲んでおり、又、内側カウリングがコアエンジン空洞を囲んでおり、２つの部分、即ち前部と後部とに分かれている。 前部はコアエンジンカウルと呼び得るもので、エンジンのタービン部のほぼ端まで後方に延在している。 半径方向内側及び外側カウル間にファンダクトが存在しており、
ファンダクトはその出口にファンノズルを含んでいる。 【０００３】流れの剥離を防ぐように設計されていると共に、圧力損失及び流れ損失を最小にするような空気力学的形状を有している空力的にきれいなファンダクト、
即ち滑らかなファンダクトが、航空機の効率的な運用に重要である。 典型的なファンダクトの製造にはアルミニウム板金が用いられ、このアルミニウム板金は軽量であると共に、ファンダクト及びその壁、特にノズル壁の空力形状の形成に適するものである。 この板金製造は通例リベットを用いて達成され、その製造物はしばしば、剛性のために最小限のフレーム構造体に取り付けられている。 【０００４】ターボファンエンジンはしばしば、「分岐ファンダクト逆推力装置（Bifurcated Fan Duct Thrust
Reverser)」と題したジョンストン（Johnston）等の１
９７０年１１月２４日付の米国特許番号第３５４１７９
４号に記載されているような外側カウル内に装着された逆推力装置を有している。 この引例は本発明と同じ譲受人（本出願人）に譲渡されたもので、参照によりここに包含される。 ジョンストンは、ファンダクトを囲んでいるファンケーシングに逆推力装置を剛着する必要のあることがコアエンジンへのアクセスを困難にすることに注目している。 このため、ジョンストンは、互いにほぼ鏡像である２つの半円形ファンダクトを有している分岐ファンダクトを開示している。 各半ダクトは半径方向に相隔たっている概して弧状の内壁と外壁とを有しており、
内外両壁は、それらの周方向端において半径方向に延在している側壁にリベット、溶接等により連結されている。 【０００５】コアエンジンカウリングは２つの軸方向に延在している部分を備えており、第１の部分はファンダクトの内壁であり、そして第２の部分、即ち後部は後ろ側カウル又はコアエンジンカウルである。 ファンカウリングは軸方向に延在している２つの部分を備えており、
後部は分岐ファンダクトの外壁である。 外壁は、作動機構と、転向静翼列と、引込み閉塞ドアとを含んでいるファン逆推力装置を内蔵しているファン逆推力装置カウルである。 【０００６】従来のファンダクトアセンブリは、リベットを用いてダクトのぬれ空力表面を形成している板金を取り付けることにより製造されている。 この種の構造は幾つかの固有の欠点を有している。 こうした設計は元来重く、そして製造アセンブリにおいて使用されるアルミニウムが、ダクトをエンジンの熱から保護し且つ火災を防止するための絶縁ブランケットと熱障壁とを必要とする。 その結果、エンジンの重量が更に増加すると共に、
コアエンジンへのアクセスが更に困難になる。 【０００７】ファンダクト壁の表面からファンバイパス空気流へ突入しているリベット頭部によって、流れ損失及び圧力損失が生じ、エンジンの燃料効率を減らす。 幾つかの部分を組み合わせて製造したダクトは、本発明によるような複合材料で形成した単一の連続ダクトより重く且つ剛性が低い。 本発明の目的に応じて用いる複合という用語は、樹脂材料、例えば、エポキシ（Ｅｐｏｘ
ｙ）、ＰＭＲ−１５、ＢＭＩ、ＰＥＥＵ等に埋め込まれた繊維、例えば、炭素、シリカ、金属、金属酸化物又はセラミック繊維を含有している材料を意味する。 特に使用されるのは繊維織物であり、これは樹脂含浸後、オートクレーブ法又はプレス成形により硬化されて比較的均質の硬質物を形成する。 好適実施例で用いられる複合材は、ＰＭＲ−１５ポリイミド樹脂含浸黒鉛織物で、これは織物と共にテープを含んでいる。 この材料の説明は、
『プラスチックス・エンジニアリング（Plastics Engin
eering）』１９９０年１月号における「高温複合材用Ｐ
ＭＲ−１５プリプレグの加工（Processing of PMR-15 P
repregs for HighTemperature Composites)」と題したメル カニズ（Mel Kaniz)による論文に記載されており、この引例は参照によりここに包含される。 適合材料及び定義に関する他の情報は、ＡＳＭインタナショナル（ASM INTERNATIONAL)による『エンジニアリング・マテリアルズ・ハンドブック（Engineering Materials Hand
book）』１９８７年〜１９８９年版又はその後の版に記載されており、これも参照によりここに包含される。 【０００８】 【発明の概要】本発明は、航空機用ターボファン型ガスタービンエンジンにおいて、概してファンカウルとコアエンジンカウルとの間に画成されているファンダクトに関する。 本発明は、ファンダクトにおける空気流損失が極めて少ない滑らかなファン空気流をもたらし、又、コアエンジンへのアクセスを容易にする頑強な軽量耐火性コアエンジンカウルを提供する。 【０００９】本発明は、分岐ファンバイパスダクトにおいて用いられる一体内側カウリングを提供する。 一体内側カウリングはファンダクト内側カウルとコアカウルとを一体にしたものと、半径方向に延在している分岐用側壁とを有している。 側壁は実質的にファンダクトの端まで延在していると共に、内側カウリングは実質的にコアエンジンタービン部の端まで延在している。 内側カウリングは好ましくは複合材料、特に黒鉛／ＰＭＲ−１５
（ＰＭＲ−１５含浸黒鉛）で作られる。 側壁は外側カウルに機械的に取り付けられるように設計されており、外側カウルは好適実施例では、ファン逆推力装置を含んでいるファン逆推力装置カウルである。 こうして形成されているファンダクトアセンブリは、ターボファン取り付けパイロンに枢着されていると共に、エンジンの両側で鏡像形ファンダクトアセンブリを枢動的に開くことによりコアエンジンにアクセスするための適当な係止装置を含んでいる。 【００１０】本発明は、比較的滑らかな表面上をファンバイパス空気が流れるようにし、従って、ファンダクト空気流損失が減るので、ターボファンエンジンの燃料効率が高まる。 内側カウリングの一体構造は、ファンダクト内側カウルとコアカウルとを一体化するので、修理及び整備のためのコアエンジンへのアクセスを容易にし、
従って、エンジンの整備がし易くなり、エンジンの運転費が少なくなる。 複合構造は従来のカウル設計より軽量であり、これも又、エンジンの燃料効率を高める。 複合構造体は比較的製造し易く、そして十分な耐火性を有するので、防火材料層を追加する必要をなくする。 【００１１】一体のコアカウルと側壁とは、前部と後部とを有している二体コアカウルを包含している従来の設計より頑強である。 この特徴は比較的強力であり、所望に応じてカウルによる荷重分担を可能にする。 カウリング及び側壁の分岐連続一体構造は、エンジン及びエンジン構成部の剛性及び耐久性を高める。 この剛性改善によりロータ先端間隙の制御が改善され、従って、エンジンの設計及び運転に当たり、ロータ先端と、同先端が密封係合しているエンジン静止部分との間の間隙の公差を比較的狭くすることができる。 この利点は燃料効率を高め、エンジン及びエンジン構成部の寿命を長くする。 【００１２】本発明の上述及び他の特徴は、添付図面と関連する以下の詳述から更に明らかとなろう。 【００１３】 【実施例の記載】本発明は特に、例えば、本発明の譲受人（本出願人）であるゼネラル・エレクトリック社によるＧＥ ＣＦ６、ＣＦＭ、及び間もなく製造されるＧＥ
９０シリーズのエンジンのような型のファンジェットエンジンに関する。 図１には、ファン１２を有しているファンジェットエンジン１０が示されており、ファン１２
は空気を圧縮して、内側ファンケース１６と外側ファンケース１８との間に設けられているファンバイパスダクト１４と、コアエンジン流路１３の前部に配置されているブースタ１２０とに送給する。 ファン空気はバイパスダクト１４から、概略的に２２で示すファンノズルを通って排出される。 ファンノズル２２はスロート２４を有している。 ブースタ１２０は従来の低圧タービン１２３
によって駆動される低圧ロータ１２２の上で、ファン１
２と共に回転して空気を更に圧縮し、次いでこの空気はコアエンジン１２６の従来のコアエンジン圧縮機１２４
に導かれる。 【００１４】ファン支柱５１を介してパイロン６０によって機翼（図示せず）に装着されているファンフレーム５０がロータの前方軸受支持を成しており、パイロン６
０は面外にあるので点線で示されている。 又、タービンフレーム７０がロータの後方軸受支持を成している。 コアエンジン１２６は概して、コアエンジンカウルとも呼ばれる環状内側カウル３８によって囲まれたコアエンジン空洞３９内に配置されている。 【００１５】分岐ファンダクト逆推力装置アセンブリ３
０が環状外側カウル３４と、環状内側カウル３８と、カウル３４及び３８の周方向端部において両カウル間に半径方向に延在している分岐用側壁４０とを含んでおり、
側壁４０は一つだけ図示されており、これは面外にあるので点線で示されている。 外側カウル３４は又、並進カウル及び転向静翼列３２によって示される従来の逆推力装置を内蔵しており、この装置は閉塞ドア３３を用いるもので、ドア３３は内側カウル３８に枢着された抗力リンク１１９に助けられて展開する。 【００１６】本発明によれば、総体的に３７で示されている分岐ファンダクト装置が設けられており、この分岐ファンダクト装置は一体内側カウル３８と側壁４０とを有しており、内側カウル３８は概してファンフレーム５
０とタービンフレーム７０との間に軸方向に延在している。 内側カウル３８の後端５２は、好ましくは、コアエンジン空洞通気口で終わっており、この通気口を部分的に形成している。 側壁４０は概して内側カウル３８の前端からファンダクト１４の端部まで軸方向に延在している。 【００１７】図２(A) は本発明の好適実施例の詳細図であって、図示の分岐ファンダクト装置３７は、一体内側カウル３８と、側壁４０と、周方向に配置されている補強リング４８とを含んでいるカウリングを有している。
このカウリングは好適実施例では、複合材料から形成されており、好ましい複合材料は黒鉛繊維とＰＭＲ−１５
とから成るもので、ここでは黒鉛／ＰＭＲ−１５で表される。 リンク開口１１０が形成されており、そしてリンケージボックス１２１が開口１１０の周りに接合されており、図１に示す抗力リンク１１９の枢着に役立つ。 総体的に８０で示される騒音減衰処理手段を、多孔セルのセクタの形態のものとして、内側カウル３８の内側に接合し得る。 【００１８】図２(B) は内側カウル３８の構造を更に明示している。 内側カウル３８は内側スキン８２から形成されており、このスキンは黒鉛／ＰＭＲ−１５で作られていると共に、内側カウル３８の接合組立ての前に硬化される。 内側スキン８２は窪み８４を含んでおり、従来の騒音減衰用ハニコムセル層８８を受け入れている。 Ｐ
ＭＲ−１５で作られていると共に内側カウル３８の接合による組立ての前に硬化された外側スキン９０に、従来の多孔９２が予め形成されており、ハニコムセル層８８
と共に騒音処理手段８０となる。 詳細については図２
(C) を参照されたい。 【００１９】補強リング４８はｚ形であるが、他の適当な形状のものでもよく、黒鉛／ＰＭＲ−１５で作られており、内側カウル３８の接合組立ての前に硬化される。
内側スキン８２と、外側スキン９０と、騒音減衰用ハニコムセル層８８と、補強リング４８とを組み合わせて内側カウル３８を形成するための接合工程は、単一の接合用取り付け具を用いて、これらすべての要素を保持することにより同時に行われる。 【００２０】分岐ファンダクト装置３７には、外側カウル３４を側壁４０に相互の境界に沿って取り付けて、枢動自在な一体の分岐ファンダクト逆推力装置カウルとコアカウルとを形成する手段を設け得る。 又、図３に更に明示されているように、前述のジョンストンの米国特許に示されている枢動手段と類似のものを設け得る。 図３
はパイロン６０にヒンジ止めされていると共に、ファン逆推力装置外側カウル３４と一体内側カウル３８と側壁４０とによって形成されている右側の分岐形ファン逆推力装置ダクトアセンブリ２００ａ及び左側の分岐形ファン逆推力装置ダクトアセンブリ２００ｂとをそれぞれ持ち上げることにより、コアエンジン空洞３９に容易にアクセスできることを示している。 分岐形ファン逆推力装置ダクトアセンブリ２００ａ及び２００ｂを枢着すると共に係止する装置及び方法は、当該技術において公知であり、例えば、前述のジョンストンの米国特許に示されているものがある。 【００２１】以上、本発明の原理を説明するために、本発明の好適実施例及び代替実施例を詳述したが、本発明の範囲内で実施例の様々な改変が可能であることを理解されたい。 【図面の簡単な説明】 【図１】本発明の好適実施例による一体コアカウルと側壁とを有している内側カウリングを備えた一体分岐ファンダクトを有しているファンジェットエンジンの断面図である。 【図２】内側カウリング及び側壁の構成を示す図であって、図２(A) は図１に示す内側カウリング及び側壁の斜視図、図２(B) は図１に示す内側カウリング及び側壁の断面図であって図２(A) の切断平面２Ａ−２Ａに沿って切った図、及び図２(C)は図１に示す内側カウリングの一部分の分解断面図である。 【図３】図１におけるエンジンの斜視図であって、内側カウリングが開いている一体分岐ファンダクトを示すと共に、コアエンジン空洞へのアクセスが容易であることを示す図である。 【符号の説明】 １０ ファンジェットエンジン １２ ファン １４ バイパスダクト ２２ ファンノズル ３０ 分岐ファンダクト逆推力装置アセンブリ ３４ 外側カウル ３７ 分岐ファンダクト装置 ３８ 内側カウル ４０ 分岐用側壁 ４８ 補強リング ５０ ファンフレーム ７０ タービンフレーム ８０ 騒音減衰処理手段 ８２ 内側スキン ８４ 窪み ８８ ハニコムセル層 ９０ 外側スキン ９２ 多孔 ２００ａ、２００ｂ 分岐形ファン逆推力装置ダクトアセンブリ |
