JPH04231658A - ガスタービンエンジンのファンダクト底面圧抗力を低減する装置 - Google Patents
ガスタービンエンジンのファンダクト底面圧抗力を低減する装置Info
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- JPH04231658A JPH04231658A JP3156076A JP15607691A JPH04231658A JP H04231658 A JPH04231658 A JP H04231658A JP 3156076 A JP3156076 A JP 3156076A JP 15607691 A JP15607691 A JP 15607691A JP H04231658 A JPH04231658 A JP H04231658A
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
- B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
- B64C21/06—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for sucking
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】この発明は、航空機の底面圧抗力
を低減する装置、特に航空機ガスタービンエンジンのフ
ァンダクトの低圧領域における底面圧抗力を低減する装
置に関する。
を低減する装置、特に航空機ガスタービンエンジンのフ
ァンダクトの低圧領域における底面圧抗力を低減する装
置に関する。
【0002】
【従来の技術】翼、ナセル、航空機尾翼アセンブリなど
の種々の航空機部品の境界層抗力を低減する手段は、従
来から知られており、たとえば本出願人の米国特許出願
第489,150号「航空機エンジンスタータと一体化
した境界抽気系統」(発明者Samuel Davi
son、出願日1990年3月6日)および本出願人の
米国特許出願第 号「ガスタービン
エンジンの動力を用いる航空機環境制御系統および境界
層抽気系統」(米国出願日1990年 月 日)に
提案されている。 これらの発明の利点の一つとして、境界層が乱流になる
ことに基づく、エンジンナセル、翼、パイロン、尾翼セ
クションその他の航空機外面と関連した空気力学的抗力
が減少する。空気がエンジンナセルや航空機翼のような
表面にまたそれに沿って流れるにつれて、低速度の境界
層が次第に生成し、その厚みが増加する。境界層内では
、自由な流れの全圧の速度成分の一部が静圧に変換され
、静圧が増加する。静圧、境界層の厚さおよび拡散が増
加する結果、ある点に達すると、そうでなければ層流で
ある境界層が背圧のために乱流になる。
の種々の航空機部品の境界層抗力を低減する手段は、従
来から知られており、たとえば本出願人の米国特許出願
第489,150号「航空機エンジンスタータと一体化
した境界抽気系統」(発明者Samuel Davi
son、出願日1990年3月6日)および本出願人の
米国特許出願第 号「ガスタービン
エンジンの動力を用いる航空機環境制御系統および境界
層抽気系統」(米国出願日1990年 月 日)に
提案されている。 これらの発明の利点の一つとして、境界層が乱流になる
ことに基づく、エンジンナセル、翼、パイロン、尾翼セ
クションその他の航空機外面と関連した空気力学的抗力
が減少する。空気がエンジンナセルや航空機翼のような
表面にまたそれに沿って流れるにつれて、低速度の境界
層が次第に生成し、その厚みが増加する。境界層内では
、自由な流れの全圧の速度成分の一部が静圧に変換され
、静圧が増加する。静圧、境界層の厚さおよび拡散が増
加する結果、ある点に達すると、そうでなければ層流で
ある境界層が背圧のために乱流になる。
【0003】乱流の領域では、全圧のかなりな量が、熱
力学的にはエントロピーの増大として表わされる静的温
度に転換される。境界層が表面を離れる時までに、特に
航空機ガスタービンエンジンの場合ナセルの端部を離れ
る時までに、全圧の回収不可能な損失が起こる。乱流と
関連した大きなエントロピーの増大は空気運動量(モー
メンタム)を費消した結果である。乱流は静圧の増大も
引き起こし、その結果、表面に後ろ向きに作用する圧力
の力の強さが増大する。ここで、境界層の厚さを小さく
保てば、はく離や乱流が起こらないか、遅延され、抗力
を著しく減少できる。
力学的にはエントロピーの増大として表わされる静的温
度に転換される。境界層が表面を離れる時までに、特に
航空機ガスタービンエンジンの場合ナセルの端部を離れ
る時までに、全圧の回収不可能な損失が起こる。乱流と
関連した大きなエントロピーの増大は空気運動量(モー
メンタム)を費消した結果である。乱流は静圧の増大も
引き起こし、その結果、表面に後ろ向きに作用する圧力
の力の強さが増大する。ここで、境界層の厚さを小さく
保てば、はく離や乱流が起こらないか、遅延され、抗力
を著しく減少できる。
【0004】境界層の厚さの増加を回避する1つの方法
は、表面の穴を通して境界層を吸引または抽出し去るこ
とである。しかし、この方法は、エンジンに取り込まれ
る境界層空気の運動量が失われるため、ラム空気抗力ペ
ナルティを引き起こす。エンジンの正味のスラストはエ
ンジン排気運動量−入口ラム抗力に等しい。したがって
、その結果、エンジン効率の低下あるいはエンジン燃料
消費率の増加という問題が起こる。この発明が解決しよ
うとするもう一つの問題は、航空機ガスタービンエンジ
ンのファンダクトにおける底面圧抗力に関係する。ファ
ンダクトの低圧領域、たとえばパイロンフェアリングの
後方にテーパされたエアーホイル部分における低圧領域
が、底面圧抗力を生成する。低圧の底面圧抗力について
の記述が、抗力の問題についての古典的な書物であるS
ighard Hoerner著「流体、その動的抗力
」(FLUID−DYNAMIC DRAG)、特に第
3−18〜3−20頁および第20−16頁に見られる
。したがって、この発明は、航空機の機内に取り込まれ
圧縮された空気を、ガスタービンエンジンのファンダク
トの、そうしなければファンダクトに底面圧抗力を生成
する低圧領域に、輸送するダクト手段を提供する。
は、表面の穴を通して境界層を吸引または抽出し去るこ
とである。しかし、この方法は、エンジンに取り込まれ
る境界層空気の運動量が失われるため、ラム空気抗力ペ
ナルティを引き起こす。エンジンの正味のスラストはエ
ンジン排気運動量−入口ラム抗力に等しい。したがって
、その結果、エンジン効率の低下あるいはエンジン燃料
消費率の増加という問題が起こる。この発明が解決しよ
うとするもう一つの問題は、航空機ガスタービンエンジ
ンのファンダクトにおける底面圧抗力に関係する。ファ
ンダクトの低圧領域、たとえばパイロンフェアリングの
後方にテーパされたエアーホイル部分における低圧領域
が、底面圧抗力を生成する。低圧の底面圧抗力について
の記述が、抗力の問題についての古典的な書物であるS
ighard Hoerner著「流体、その動的抗力
」(FLUID−DYNAMIC DRAG)、特に第
3−18〜3−20頁および第20−16頁に見られる
。したがって、この発明は、航空機の機内に取り込まれ
圧縮された空気を、ガスタービンエンジンのファンダク
トの、そうしなければファンダクトに底面圧抗力を生成
する低圧領域に、輸送するダクト手段を提供する。
【0005】したがって、この発明の目的は、エンジン
に取り込まれ、それによりラム空気抗力を生成する空気
を使用して、航空機の底面圧抗力を減少させることによ
り、効率よい航空機ガスタービンエンジンを提供するこ
とにある。
に取り込まれ、それによりラム空気抗力を生成する空気
を使用して、航空機の底面圧抗力を減少させることによ
り、効率よい航空機ガスタービンエンジンを提供するこ
とにある。
【0006】この発明の別の目的は、航空機ガスタービ
ンエンジンに取り込まれ、それによりラム空気抗力を生
成する圧縮空気を使用して、航空機エンジンファンダク
トにおける底面圧抗力を減少させることにより、効率よ
い航空機ガスタービンエンジンを提供することにある。
ンエンジンに取り込まれ、それによりラム空気抗力を生
成する圧縮空気を使用して、航空機エンジンファンダク
トにおける底面圧抗力を減少させることにより、効率よ
い航空機ガスタービンエンジンを提供することにある。
【0007】これらの目的および他の特徴および効果は
、添付の図面を参照した以下の説明から明らかになるで
あろう。
、添付の図面を参照した以下の説明から明らかになるで
あろう。
【0008】
【発明の概要】簡潔に説明すると、この発明によれば、
底面圧抗力を生成する低圧領域を有する航空機に、航空
機機内に取り入れられ、ラム空気抗力を生成する空気を
使用する手段と、その空気を、そうしなければ底面圧抗
力を生成する航空機の低圧領域に放出する手段とを設け
る。この発明の特に好適な実施例では、低圧領域が、ガ
スタービンエンジンのファンダクト内、特にファンダク
ト内のパイロンフェアリングの表面に位置する。
底面圧抗力を生成する低圧領域を有する航空機に、航空
機機内に取り入れられ、ラム空気抗力を生成する空気を
使用する手段と、その空気を、そうしなければ底面圧抗
力を生成する航空機の低圧領域に放出する手段とを設け
る。この発明の特に好適な実施例では、低圧領域が、ガ
スタービンエンジンのファンダクト内、特にファンダク
ト内のパイロンフェアリングの表面に位置する。
【0009】好適な実施例では、ラム空気抗力を生成す
る空気を使用する手段は、ナセルおよび翼から境界層空
気を抽出する境界層抽気手段であり、それにより機内に
取り込まれた抽出空気を圧縮する。さらに具体的な実施
例では、境界層空気抽気手段は、尾翼エンジンナセルお
よび水平および垂直安定板を含む航空機の尾翼アセンブ
リから境界層空気を抽出する手段を含む。
る空気を使用する手段は、ナセルおよび翼から境界層空
気を抽出する境界層抽気手段であり、それにより機内に
取り込まれた抽出空気を圧縮する。さらに具体的な実施
例では、境界層空気抽気手段は、尾翼エンジンナセルお
よび水平および垂直安定板を含む航空機の尾翼アセンブ
リから境界層空気を抽出する手段を含む。
【0010】この発明の別の実施例では、補助圧縮機を
、好ましくは共通なシャフトにて、始動用空気タービン
と駆動関係でリンクする。補助圧縮機の入口を、ナセル
の外面から境界層空気の一部を抽出する手段と流体連通
関係で連結する。
、好ましくは共通なシャフトにて、始動用空気タービン
と駆動関係でリンクする。補助圧縮機の入口を、ナセル
の外面から境界層空気の一部を抽出する手段と流体連通
関係で連結する。
【0011】さらに他の実施例では、環境制御系統(E
CS)熱交換器冷却用ファンをECSターボ圧縮機のタ
ービンで駆動する。ECSファンの入口を、航空機翼の
外面の前方部分から境界層空気の一部を抽出する手段と
流体連通関係で連結する。
CS)熱交換器冷却用ファンをECSターボ圧縮機のタ
ービンで駆動する。ECSファンの入口を、航空機翼の
外面の前方部分から境界層空気の一部を抽出する手段と
流体連通関係で連結する。
【0012】
【具体的な構成】この発明の構成を図面を参照しながら
詳しく説明する。
詳しく説明する。
【0013】図1は航空機の二重ロータガスタービンエ
ンジンの略図的表示である。図1に示す典型的なガスタ
ービンエンジン10は、ファンセクション12、低圧圧
縮機(LPC)16、高圧圧縮機(HPC)20、燃焼
セクション24、高圧タービン(HPT)30および低
圧タービン(LPT)34を直流関係に配置した構成で
ある。高圧ロータ31を構成する高圧シャフト38は高
圧タービン30を高圧圧縮機20に駆動関係で連結し、
一方低圧ロータ35を構成する低圧シャフト42は高圧
シャフト38の内部に配置され、低圧タービン34を低
圧圧縮機16およびファン12に駆動関係で連結する。 動力取出し(伝導)シャフト47は高圧シャフト38を
スタータ歯車箱48に、図1に45度のかさ歯車で示す
伝動歯車箱38を介して駆動関係で連結する。
ンジンの略図的表示である。図1に示す典型的なガスタ
ービンエンジン10は、ファンセクション12、低圧圧
縮機(LPC)16、高圧圧縮機(HPC)20、燃焼
セクション24、高圧タービン(HPT)30および低
圧タービン(LPT)34を直流関係に配置した構成で
ある。高圧ロータ31を構成する高圧シャフト38は高
圧タービン30を高圧圧縮機20に駆動関係で連結し、
一方低圧ロータ35を構成する低圧シャフト42は高圧
シャフト38の内部に配置され、低圧タービン34を低
圧圧縮機16およびファン12に駆動関係で連結する。 動力取出し(伝導)シャフト47は高圧シャフト38を
スタータ歯車箱48に、図1に45度のかさ歯車で示す
伝動歯車箱38を介して駆動関係で連結する。
【0014】図1に示す圧縮機抽気手段54は、中間圧
縮機抽気ライン43(GE社製CF6−80C2の場合
第7段抽気が好ましい)と、圧縮機出口抽気ライン45
とをマニホルドで一緒にし、圧縮機抽気ダクト56によ
り高圧圧縮機20の外に導く構成である。中間圧縮機抽
気ライン43に逆止弁44を配置して、圧縮機出口抽気
ライン45からのより高圧な空気が圧縮機の中間段に流
れるのを防止する一方、圧縮機出口抽気ライン45に圧
力付勢式遮断弁46を配置する。ガスタービンエンジン
10のアイドル運転中は、圧縮機出口抽気ライン45か
らの空気を使用し、その他のエンジン運転中には、圧縮
機抽出空気を中間圧縮機抽気ライン43から圧縮機抽気
ダクト56に供給する。
縮機抽気ライン43(GE社製CF6−80C2の場合
第7段抽気が好ましい)と、圧縮機出口抽気ライン45
とをマニホルドで一緒にし、圧縮機抽気ダクト56によ
り高圧圧縮機20の外に導く構成である。中間圧縮機抽
気ライン43に逆止弁44を配置して、圧縮機出口抽気
ライン45からのより高圧な空気が圧縮機の中間段に流
れるのを防止する一方、圧縮機出口抽気ライン45に圧
力付勢式遮断弁46を配置する。ガスタービンエンジン
10のアイドル運転中は、圧縮機出口抽気ライン45か
らの空気を使用し、その他のエンジン運転中には、圧縮
機抽出空気を中間圧縮機抽気ライン43から圧縮機抽気
ダクト56に供給する。
【0015】図2は、翼に装着した航空機ガスタービン
エンジン10に適用したこの発明の好適な実施例を略図
的に示す。この好適な実施例では、中間抽気ライン43
または圧縮機出口抽気ライン45からガスタービンエン
ジン抽気手段54により供給される圧縮空気を用いる航
空機の環境制御系統(ECS)用のパワー供給手段と、
不必要なまたは未使用の量のエネルギーをエンジン10
に戻すエネルギー回収手段とを設ける。エネルギー回収
手段は、始動用空気タービン50をスタータ歯車箱48
および動力取出しシャフト47を介して高圧シャフト3
8に駆動関係で連結して構成する。スタータ歯車箱48
を遊星歯車箱として、空気タービン50によりそこに供
給された動力を効率よく受け取り、分配できるようにす
るのが好ましく、通常スタータ歯車箱48を空気タービ
ン50と同じケーシングまたはアセンブリ(図示せず)
内に一体化する。
エンジン10に適用したこの発明の好適な実施例を略図
的に示す。この好適な実施例では、中間抽気ライン43
または圧縮機出口抽気ライン45からガスタービンエン
ジン抽気手段54により供給される圧縮空気を用いる航
空機の環境制御系統(ECS)用のパワー供給手段と、
不必要なまたは未使用の量のエネルギーをエンジン10
に戻すエネルギー回収手段とを設ける。エネルギー回収
手段は、始動用空気タービン50をスタータ歯車箱48
および動力取出しシャフト47を介して高圧シャフト3
8に駆動関係で連結して構成する。スタータ歯車箱48
を遊星歯車箱として、空気タービン50によりそこに供
給された動力を効率よく受け取り、分配できるようにす
るのが好ましく、通常スタータ歯車箱48を空気タービ
ン50と同じケーシングまたはアセンブリ(図示せず)
内に一体化する。
【0016】空気タービン50は、空気タービン入口5
7を有する単段の内向き半径流空気タービンとするのが
好ましい。エンジン10の圧縮機抽気手段54を、圧縮
機抽気ダクト56により空気タービン入口57に流体供
給関係で連結する。多機能ダクト70を介して空気ター
ビン入口57に通常通りに連結された切換可能な始動用
空気供給手段280は、他のエンジンからのクロス抽気
系統のような飛行中の供給源を含めた始動用空気の複数
の供給源を含む。多機能ダクト70には、機外ダンプラ
イン93を有する切換可能な始動用空気ダンプ弁77が
挿入されている。
7を有する単段の内向き半径流空気タービンとするのが
好ましい。エンジン10の圧縮機抽気手段54を、圧縮
機抽気ダクト56により空気タービン入口57に流体供
給関係で連結する。多機能ダクト70を介して空気ター
ビン入口57に通常通りに連結された切換可能な始動用
空気供給手段280は、他のエンジンからのクロス抽気
系統のような飛行中の供給源を含めた始動用空気の複数
の供給源を含む。多機能ダクト70には、機外ダンプラ
イン93を有する切換可能な始動用空気ダンプ弁77が
挿入されている。
【0017】空気タービン50に設けた可変ベーン入口
57は、ECS流れ制御弁80に供給する圧縮されたエ
ンジン抽気空気の圧力を制御する。エネルギー回収手段
はさらに可変ベーン入口57を制御する仕組みも有し、
ECS流れ制御弁80から得られる差圧信号に応答する
閉ループコントローラ500により可変ベーン入口57
の維持を行う。閉ループコントローラ500は、可変ベ
ーン入口57をカメラのレンズの絞りのように開閉し、
ECS流れ制御弁80の両側での差圧が所定の約1ps
idまたはシステムの要求通りの値より小さくなるのを
防止する。
57は、ECS流れ制御弁80に供給する圧縮されたエ
ンジン抽気空気の圧力を制御する。エネルギー回収手段
はさらに可変ベーン入口57を制御する仕組みも有し、
ECS流れ制御弁80から得られる差圧信号に応答する
閉ループコントローラ500により可変ベーン入口57
の維持を行う。閉ループコントローラ500は、可変ベ
ーン入口57をカメラのレンズの絞りのように開閉し、
ECS流れ制御弁80の両側での差圧が所定の約1ps
idまたはシステムの要求通りの値より小さくなるのを
防止する。
【0018】図1および図2に示すこの発明のエンジン
地上始動運転の間、空気タービン50は、始動用空気供
給手段280から始動用の圧縮空気を受け取る、通常の
空気始動タービンとして作動する。つぎに、始動用空気
ダンプ弁(放出弁)77によりライン93を通して始動
用空気を機外に放出する。空気タービン50が生成した
動力(パワー)により、始動用歯車箱48を介して高圧
シャフト38をエンジン始動の目的で回し、エンジン1
0が空気タービン50からの助けがなくても運転を継続
できるようになるまで、回す。エンジンの運転のこの時
点で、空気タービン50は、エンジン始動後にはある種
のクラッチ機構を利用して始動用タービンを切り離す通
常のスタータと違って、圧縮機抽気手段54から供給さ
れる圧縮機空気とは別個に作動し続ける。つぎに、始動
用空気弁77を、圧縮機抽出空気をECSパック100
に流す位置に戻す。
地上始動運転の間、空気タービン50は、始動用空気供
給手段280から始動用の圧縮空気を受け取る、通常の
空気始動タービンとして作動する。つぎに、始動用空気
ダンプ弁(放出弁)77によりライン93を通して始動
用空気を機外に放出する。空気タービン50が生成した
動力(パワー)により、始動用歯車箱48を介して高圧
シャフト38をエンジン始動の目的で回し、エンジン1
0が空気タービン50からの助けがなくても運転を継続
できるようになるまで、回す。エンジンの運転のこの時
点で、空気タービン50は、エンジン始動後にはある種
のクラッチ機構を利用して始動用タービンを切り離す通
常のスタータと違って、圧縮機抽気手段54から供給さ
れる圧縮機空気とは別個に作動し続ける。つぎに、始動
用空気弁77を、圧縮機抽出空気をECSパック100
に流す位置に戻す。
【0019】図2に示す好適な実施例では、航空機ナセ
ル境界層抽気手段216が設けられている。ナセル境界
層抽気手段216は、ナセル前方部分220を囲む穴あ
き外板214を含み、ナセルプレナム210内に配置さ
れて、ナセル前縁218のまわりから後方へ延在するナ
セルの前方部分220から境界層の一部を抽出する。ナ
セルプレナム210はナセル抽気ダクト230を介して
ナセル境界層圧縮機60に連結されている。ナセル境界
層圧縮機60は、空気タービン50に、好ましくは共通
なロータまたはシャフト52上で駆動連結され、共通な
ケーシング内に空気タービン50と一体的に装着して、
始動用空気および航空機境界層抽気兼用ターボ圧縮機を
形成するのがよい。好適な実施例では、境界層圧縮機6
0をナセル境界層抽気入口62および出口64を有する
遠心圧縮機とし、出口64は、図1に線図的に示すファ
ンバイパスダクト13内に見られるような、エンジンの
低圧領域66に空気を放出し、そこで空気をスラストお
よび局部的ファンダクト底面圧抗力の減少用に使用する
ことができる。
ル境界層抽気手段216が設けられている。ナセル境界
層抽気手段216は、ナセル前方部分220を囲む穴あ
き外板214を含み、ナセルプレナム210内に配置さ
れて、ナセル前縁218のまわりから後方へ延在するナ
セルの前方部分220から境界層の一部を抽出する。ナ
セルプレナム210はナセル抽気ダクト230を介して
ナセル境界層圧縮機60に連結されている。ナセル境界
層圧縮機60は、空気タービン50に、好ましくは共通
なロータまたはシャフト52上で駆動連結され、共通な
ケーシング内に空気タービン50と一体的に装着して、
始動用空気および航空機境界層抽気兼用ターボ圧縮機を
形成するのがよい。好適な実施例では、境界層圧縮機6
0をナセル境界層抽気入口62および出口64を有する
遠心圧縮機とし、出口64は、図1に線図的に示すファ
ンバイパスダクト13内に見られるような、エンジンの
低圧領域66に空気を放出し、そこで空気をスラストお
よび局部的ファンダクト底面圧抗力の減少用に使用する
ことができる。
【0020】図4に、好適な実施例のファンダクト13
の低圧領域518を詳細に示す。図4に示すエンジン1
0は、環状ナセル200で包囲されたファンブレード1
4を含むファンセクション12を有し、環状ナセル20
0はファンブレード14の後方にファンダクト13の半
径方向外壁を形成する。ファンダクト13内には、ファ
ン出口案内ベーン508、ストラット512およびパイ
ロンフェアリング516が直流関係で半径方向に配置さ
れている。パイロンフェアリング516は通常、図4に
示すパイロンフェアリング516を半径方向内向きに見
たA−A断面である図4Aに明示するようにエアーホイ
ル形断面を有する。この断面から、パイロンフェアリン
グ516の空気力学的形状が、その抗力を減らすように
設計され、つまり前端を太くすると共に、低圧から誘導
される底面圧抗力が起こる後端を狭く細くしていること
が、はっきりと分かる。低圧領域518は、ファンダク
ト13を通るエアーホイル形状のパイロンフェアリング
516の細くした後方部分に存在する。
の低圧領域518を詳細に示す。図4に示すエンジン1
0は、環状ナセル200で包囲されたファンブレード1
4を含むファンセクション12を有し、環状ナセル20
0はファンブレード14の後方にファンダクト13の半
径方向外壁を形成する。ファンダクト13内には、ファ
ン出口案内ベーン508、ストラット512およびパイ
ロンフェアリング516が直流関係で半径方向に配置さ
れている。パイロンフェアリング516は通常、図4に
示すパイロンフェアリング516を半径方向内向きに見
たA−A断面である図4Aに明示するようにエアーホイ
ル形断面を有する。この断面から、パイロンフェアリン
グ516の空気力学的形状が、その抗力を減らすように
設計され、つまり前端を太くすると共に、低圧から誘導
される底面圧抗力が起こる後端を狭く細くしていること
が、はっきりと分かる。低圧領域518は、ファンダク
ト13を通るエアーホイル形状のパイロンフェアリング
516の細くした後方部分に存在する。
【0021】ナセル、翼および尾翼アセンブリから抽出
した境界層空気は、航空機に対して実質的な速度を有す
る周囲高圧空気であり、空気およびその運動量(モーメ
ンタム)を機内に取り入れた時、航空機が有意なラム空
気抗力ペナルティを引き起こす原因となる。境界層抗力
を減らすことによりこのペナルティを補償する。この圧
縮抽出空気を用いて底面圧抗力を減らすと、さらにラム
空気抗力ペナルティを補償するという利点が得られる。 この使用済み抽出空気をファンダクトの低圧領域、たと
えばパイロンフェアリング516の細い部分518に放
出することにより、底面圧抗力を減らし、さらにラム空
気抗力ペナルティを補償するように多少の余分なスラス
トを生成する。低圧から誘導される底面圧抗力について
の説明は、抗力の問題についての古典的な書物であるS
ighard Hoerner著「流体、その動的抗力
」、特に3−18〜3−20頁および20−16頁に見
られる。
した境界層空気は、航空機に対して実質的な速度を有す
る周囲高圧空気であり、空気およびその運動量(モーメ
ンタム)を機内に取り入れた時、航空機が有意なラム空
気抗力ペナルティを引き起こす原因となる。境界層抗力
を減らすことによりこのペナルティを補償する。この圧
縮抽出空気を用いて底面圧抗力を減らすと、さらにラム
空気抗力ペナルティを補償するという利点が得られる。 この使用済み抽出空気をファンダクトの低圧領域、たと
えばパイロンフェアリング516の細い部分518に放
出することにより、底面圧抗力を減らし、さらにラム空
気抗力ペナルティを補償するように多少の余分なスラス
トを生成する。低圧から誘導される底面圧抗力について
の説明は、抗力の問題についての古典的な書物であるS
ighard Hoerner著「流体、その動的抗力
」、特に3−18〜3−20頁および20−16頁に見
られる。
【0022】ECSパック100を構成する種々の部品
は図2の破線の四角内に示してあるが、ECSパック1
00はECS抽出空気を受け取るため、多機能抽気ダク
ト70を介して空気タービン50の出口59に連結され
ている。多機能抽気ダクト70はまた通常通り、始動用
圧縮空気を始動用空気タービン50に供給し、そして必
要なら、凍結防止用空気を供給する。多機能抽気ダクト
70に、多機能抽気ダクト70内の圧力を制限するのに
用いる圧力調節弁76と、ECSパック100への抽気
流れの量を測定し、その圧力を調節するのに用いる流れ
制御弁80を、直流関係で挿入するのが望ましい。
は図2の破線の四角内に示してあるが、ECSパック1
00はECS抽出空気を受け取るため、多機能抽気ダク
ト70を介して空気タービン50の出口59に連結され
ている。多機能抽気ダクト70はまた通常通り、始動用
圧縮空気を始動用空気タービン50に供給し、そして必
要なら、凍結防止用空気を供給する。多機能抽気ダクト
70に、多機能抽気ダクト70内の圧力を制限するのに
用いる圧力調節弁76と、ECSパック100への抽気
流れの量を測定し、その圧力を調節するのに用いる流れ
制御弁80を、直流関係で挿入するのが望ましい。
【0023】多機能抽気ダクト70はECS抽出空気を
ECSパック100内に配置された一次熱交換器110
に送り、そこから空気をECSターボ圧縮機入口ダクト
120を介してECSターボ圧縮機125に送り、EC
Sターボ圧縮機125を駆動するのに使用する。好適な
実施例では、空気タービン50を適切な寸法として、ダ
クト70を通して導かれるエンジン圧縮機抽出空気に必
要な冷却のすべてを、膨張で賄うことができれば、エン
ジン圧縮機抽出空気プレクーラーを設ける必要はないが
、ある程度の予備冷却を必要とする設計でもよく、その
ような予備冷却は図3に示す別の実施例に示すようなプ
レクーラーで行うことができ、後でもっと詳しく説明す
る。
ECSパック100内に配置された一次熱交換器110
に送り、そこから空気をECSターボ圧縮機入口ダクト
120を介してECSターボ圧縮機125に送り、EC
Sターボ圧縮機125を駆動するのに使用する。好適な
実施例では、空気タービン50を適切な寸法として、ダ
クト70を通して導かれるエンジン圧縮機抽出空気に必
要な冷却のすべてを、膨張で賄うことができれば、エン
ジン圧縮機抽出空気プレクーラーを設ける必要はないが
、ある程度の予備冷却を必要とする設計でもよく、その
ような予備冷却は図3に示す別の実施例に示すようなプ
レクーラーで行うことができ、後でもっと詳しく説明す
る。
【0024】ECSターボ圧縮機125を構成するEC
S圧縮機130はECS抽出空気をダクト120から受
け取り、それをインタークーラーダクト134を介して
抽出空気で駆動されるECSタービン150に供給する
。インタークーラーダクト134は、最初、ECS圧縮
機130で圧縮された後のECS抽出空気を中間冷却す
る目的で、二次熱交換器136を通過する。ECS抽出
空気をECSタービン150で膨張させ、ECSタービ
ンを駆動すると共に、ECS抽出空気を冷却し、その後
その空気を航空機客室167に送り出す。ECSタービ
ン150は、ECS圧縮機130およびECS冷却ファ
ン132と共通なターボ圧縮機シャフトまたはロータ1
62に駆動関係で装着されている。
S圧縮機130はECS抽出空気をダクト120から受
け取り、それをインタークーラーダクト134を介して
抽出空気で駆動されるECSタービン150に供給する
。インタークーラーダクト134は、最初、ECS圧縮
機130で圧縮された後のECS抽出空気を中間冷却す
る目的で、二次熱交換器136を通過する。ECS抽出
空気をECSタービン150で膨張させ、ECSタービ
ンを駆動すると共に、ECS抽出空気を冷却し、その後
その空気を航空機客室167に送り出す。ECSタービ
ン150は、ECS圧縮機130およびECS冷却ファ
ン132と共通なターボ圧縮機シャフトまたはロータ1
62に駆動関係で装着されている。
【0025】好適な実施例ではさらに、航空機の翼18
0の前方部分190を含む翼境界層抽気手段185を設
ける。翼前方部分190は、翼プレナム180のまわり
に配置した穴あき翼外板194で覆われ、翼プレナム1
80は、二次熱交換器136および一次熱交換器110
のための冷却空気を供給するECS冷却ダクト300に
通じている。冷却用翼境界層空気およびECS冷却空気
をECS冷却ダクト300を通してECS冷却ファン1
32により吸引し、ついで図4に示すように好適な実施
例ではファンダクト13の低圧領域518につながるダ
ンプライン66に放出する。運転中には、航空機の外側
での空気スクープでラム空気を集めて熱交換器を冷却す
る、通常のシステムでは境界層を使用しないのとは対照
的に、ECSタービン150で駆動されるECS冷却フ
ァン132により境界層を翼から吸引する。したがって
、この発明には、境界層の一部を翼から抽出するのに圧
縮機のような追加の回転装置を必要としないという付随
的な利点もある。この利点により、そうでなければ航空
機およびそのガスタービンエンジンに追加することにな
る余分な複雑さや重量が著しく減少する。
0の前方部分190を含む翼境界層抽気手段185を設
ける。翼前方部分190は、翼プレナム180のまわり
に配置した穴あき翼外板194で覆われ、翼プレナム1
80は、二次熱交換器136および一次熱交換器110
のための冷却空気を供給するECS冷却ダクト300に
通じている。冷却用翼境界層空気およびECS冷却空気
をECS冷却ダクト300を通してECS冷却ファン1
32により吸引し、ついで図4に示すように好適な実施
例ではファンダクト13の低圧領域518につながるダ
ンプライン66に放出する。運転中には、航空機の外側
での空気スクープでラム空気を集めて熱交換器を冷却す
る、通常のシステムでは境界層を使用しないのとは対照
的に、ECSタービン150で駆動されるECS冷却フ
ァン132により境界層を翼から吸引する。したがって
、この発明には、境界層の一部を翼から抽出するのに圧
縮機のような追加の回転装置を必要としないという付随
的な利点もある。この利点により、そうでなければ航空
機およびそのガスタービンエンジンに追加することにな
る余分な複雑さや重量が著しく減少する。
【0026】ECSベイにおけるECSパック100に
より翼から抽出され、航空機の機内に導入される翼境界
層空気は、航空機に対して実質的な速度を有し、このた
め、空気およびその運動量を機内に取り入れるとき、航
空機が有意なラム空気抗力ペナルティを引き起こす原因
となる。翼境界層抗力を減少させることによりペナルテ
ィを補償する。底面圧抗力を減らすためにECS冷却フ
ァン132により圧縮されたこの翼境界層抽出空気を用
いることには、さらにラム空気抗力ペナルティを補償す
る利点がある。
より翼から抽出され、航空機の機内に導入される翼境界
層空気は、航空機に対して実質的な速度を有し、このた
め、空気およびその運動量を機内に取り入れるとき、航
空機が有意なラム空気抗力ペナルティを引き起こす原因
となる。翼境界層抗力を減少させることによりペナルテ
ィを補償する。底面圧抗力を減らすためにECS冷却フ
ァン132により圧縮されたこの翼境界層抽出空気を用
いることには、さらにラム空気抗力ペナルティを補償す
る利点がある。
【0027】図2に示すように、この発明の好適な実施
例では、空気タービン50は、エンジン始動が終わった
後も作動し続け、通常の航空機ガスタービンエンジンに
は見られない多重機能および能力を備える。始動用空気
タービン50は、圧縮機抽気手段54から受け取った圧
縮機抽出空気を膨張し、したがって冷却し、これにより
、もしもシステムの寸法および設計が適正であれば、通
常のECSシステムに見られるような抽出空気プレクー
ラーの必要を軽減するかなくす。
例では、空気タービン50は、エンジン始動が終わった
後も作動し続け、通常の航空機ガスタービンエンジンに
は見られない多重機能および能力を備える。始動用空気
タービン50は、圧縮機抽気手段54から受け取った圧
縮機抽出空気を膨張し、したがって冷却し、これにより
、もしもシステムの寸法および設計が適正であれば、通
常のECSシステムに見られるような抽出空気プレクー
ラーの必要を軽減するかなくす。
【0028】しかし、図3に示す別の実施例では、図2
に示す好適な実施例に、ファン駆動圧縮機抽出空気プレ
クーラー71を追加する。このプレクーラー71は、ほ
とんどの条件下でファン駆動冷却空気をほとんどまたは
まったく必要としないが、プレクーラーが必要であるか
または有効である、エンジンの飛行包絡線図(エンベロ
ープ)の部分に使用される。したがって、航空機ガスタ
ービンエンジンの作動包絡線図の実質的な部分にわたっ
て、圧縮機抽出空気の予備冷却のためにファン空気を使
用することを減らすかなくすことにより、燃料消費率を
著しく減少させることができる。図3においては、図1
にも示すファン抽出空気ダクト73から加圧冷却空気を
圧縮機抽出空気プレクーラー71に供給し、加圧冷却空
気はここでECSパック100に案内される途中の圧縮
機抽出空気ダクト70内の圧縮機抽出空気を冷却した後
、ダンプライン74を通して放出される。
に示す好適な実施例に、ファン駆動圧縮機抽出空気プレ
クーラー71を追加する。このプレクーラー71は、ほ
とんどの条件下でファン駆動冷却空気をほとんどまたは
まったく必要としないが、プレクーラーが必要であるか
または有効である、エンジンの飛行包絡線図(エンベロ
ープ)の部分に使用される。したがって、航空機ガスタ
ービンエンジンの作動包絡線図の実質的な部分にわたっ
て、圧縮機抽出空気の予備冷却のためにファン空気を使
用することを減らすかなくすことにより、燃料消費率を
著しく減少させることができる。図3においては、図1
にも示すファン抽出空気ダクト73から加圧冷却空気を
圧縮機抽出空気プレクーラー71に供給し、加圧冷却空
気はここでECSパック100に案内される途中の圧縮
機抽出空気ダクト70内の圧縮機抽出空気を冷却した後
、ダンプライン74を通して放出される。
【0029】図5に示す別の実施例は、マクドネル・ダ
グラス社製DC−10またはMD−11のような、エン
ジンを尾翼に装着した航空機の尾翼アセンブリのエアー
ホイル構造から境界層空気を抽出することを想定してい
る。このような実施例では、ナセルに装着したエンジン
を設け、図2と同じECSパックを使用するが、エンジ
ンを翼の近くに装着していないので、翼境界層抽気シス
テムを使用しない。この実施例で設けるナセル境界層抽
気システム216は、図2に示すようにナセル境界層抽
気圧縮機60を駆動する空気タービン50を含む。図5
を参照すると、航空機610には、後尾エンジンナセル
624、水平安定板632および垂直安定板630を有
する尾翼アセンブリ620が設けられている。後尾エン
ジンナセル624は、動力供給を受ける翼抽気システム
がない以外は図2と同様のガスタービンエンジンを収容
している。後尾エンジンナセル624は穴あき外板で覆
われたナセル前方部分640を有し、また安定板630
、632は穴あき外板で覆われた安定板前方部分638
を有する。図2に示すナセル境界層抽気圧縮機60を使
用して、後尾エンジンナセル624、垂直安定板630
および水平安定板632の境界層空気を穴646を通し
て、そして穴あき外板の下側の一体化した一連の流路お
よびプレナム(図示せず)を通して抽出する。安定板の
下側のプレナムの流路は尾翼エンジンナセルのプレナム
に、また図2に示したのと同様の関連するナセル境界層
抽気システムに連結されている。
グラス社製DC−10またはMD−11のような、エン
ジンを尾翼に装着した航空機の尾翼アセンブリのエアー
ホイル構造から境界層空気を抽出することを想定してい
る。このような実施例では、ナセルに装着したエンジン
を設け、図2と同じECSパックを使用するが、エンジ
ンを翼の近くに装着していないので、翼境界層抽気シス
テムを使用しない。この実施例で設けるナセル境界層抽
気システム216は、図2に示すようにナセル境界層抽
気圧縮機60を駆動する空気タービン50を含む。図5
を参照すると、航空機610には、後尾エンジンナセル
624、水平安定板632および垂直安定板630を有
する尾翼アセンブリ620が設けられている。後尾エン
ジンナセル624は、動力供給を受ける翼抽気システム
がない以外は図2と同様のガスタービンエンジンを収容
している。後尾エンジンナセル624は穴あき外板で覆
われたナセル前方部分640を有し、また安定板630
、632は穴あき外板で覆われた安定板前方部分638
を有する。図2に示すナセル境界層抽気圧縮機60を使
用して、後尾エンジンナセル624、垂直安定板630
および水平安定板632の境界層空気を穴646を通し
て、そして穴あき外板の下側の一体化した一連の流路お
よびプレナム(図示せず)を通して抽出する。安定板の
下側のプレナムの流路は尾翼エンジンナセルのプレナム
に、また図2に示したのと同様の関連するナセル境界層
抽気システムに連結されている。
【0030】この発明によれば、この発明以外では使用
しないエネルギーをエンジンに戻し、始動用空気タービ
ンおよびECSパックを用いて、境界層空気を抽出し去
ることによりナセル、翼および尾翼アセンブリ上の抗力
を軽減することによって、燃料消費率を改良するという
明確な利点が得られる。この発明により実現できる効果
の大きさを確定するため、下記の仮定に基づいて試算を
行った。代表的なボーイング767−300およびマク
ドネル・ダグラスMD−11航空機は、ゼネラル・エレ
クトリック社製CF6−80C2エンジンを前者は2基
、後者は3基搭載し、乗客荷重が前者は261人乗り、
後者は348人乗りで、35,000フィートの巡航高
度での運行条件に合わせてあり、その点でエンジンはそ
れぞれスラストレベル8400ポンドおよび8600ポ
ンドで作動する。未使用のエネルギーを圧縮機抽気流れ
に戻すことは、それぞれのエンジンについて燃料消費率
の減少が0.68%および0.52%と計算され、ナセ
ル境界層抽気手段が貢献するエンジン1基当たり燃料消
費率の追加の減少は0.79%および0.8%である。 翼境界層抽気手段が貢献する燃料消費率の減少は、航空
機1機当たり1.6%あるいは翼装着エンジン1基当た
り0.8%と計算される。計画上の燃料消費率の総減少
は航空機1機当たり2%以上で、この値は航空機運航者
にとって有意な燃料節約である。
しないエネルギーをエンジンに戻し、始動用空気タービ
ンおよびECSパックを用いて、境界層空気を抽出し去
ることによりナセル、翼および尾翼アセンブリ上の抗力
を軽減することによって、燃料消費率を改良するという
明確な利点が得られる。この発明により実現できる効果
の大きさを確定するため、下記の仮定に基づいて試算を
行った。代表的なボーイング767−300およびマク
ドネル・ダグラスMD−11航空機は、ゼネラル・エレ
クトリック社製CF6−80C2エンジンを前者は2基
、後者は3基搭載し、乗客荷重が前者は261人乗り、
後者は348人乗りで、35,000フィートの巡航高
度での運行条件に合わせてあり、その点でエンジンはそ
れぞれスラストレベル8400ポンドおよび8600ポ
ンドで作動する。未使用のエネルギーを圧縮機抽気流れ
に戻すことは、それぞれのエンジンについて燃料消費率
の減少が0.68%および0.52%と計算され、ナセ
ル境界層抽気手段が貢献するエンジン1基当たり燃料消
費率の追加の減少は0.79%および0.8%である。 翼境界層抽気手段が貢献する燃料消費率の減少は、航空
機1機当たり1.6%あるいは翼装着エンジン1基当た
り0.8%と計算される。計画上の燃料消費率の総減少
は航空機1機当たり2%以上で、この値は航空機運航者
にとって有意な燃料節約である。
【0031】以上、この発明を具体的に説明した。ここ
で使用した用語は、限定のためではなく、事物を記述す
る目的で用いたものである。エンジンおよび航空機の燃
料消費率を減少させ、航空機抗力を少なくする利点を提
供するダクト、弁、ファンおよび圧縮機のような、この
発明の多くの構成要素に多機能が割り当てられているこ
とに注目することが重要である。この発明の種々の実施
例では、エネルギー回収システムおよび翼境界層抽気シ
ステム、ナセル境界層抽気システムおよびナセル/尾翼
アセンブリ境界層抽気システムを個別に、また組み合わ
せて使用することを想定している。
で使用した用語は、限定のためではなく、事物を記述す
る目的で用いたものである。エンジンおよび航空機の燃
料消費率を減少させ、航空機抗力を少なくする利点を提
供するダクト、弁、ファンおよび圧縮機のような、この
発明の多くの構成要素に多機能が割り当てられているこ
とに注目することが重要である。この発明の種々の実施
例では、エネルギー回収システムおよび翼境界層抽気シ
ステム、ナセル境界層抽気システムおよびナセル/尾翼
アセンブリ境界層抽気システムを個別に、また組み合わ
せて使用することを想定している。
【0032】以上の説明から、この発明の種々の変更、
変形が可能であることが明らかである。したがって、こ
の発明の要旨の範囲内であれば、上述した以外の態様で
もこの発明を実施できる。
変形が可能であることが明らかである。したがって、こ
の発明の要旨の範囲内であれば、上述した以外の態様で
もこの発明を実施できる。
【図1】航空機二重ロータガスタービンエンジンの概略
図である。
図である。
【図2】航空機環境制御系統(ECS)および航空機境
界層抽気系統を有するガスタービンエンジンのファンダ
クトに設けた底面圧抗力減少手段の好適な実施例を示す
略図である。
界層抽気系統を有するガスタービンエンジンのファンダ
クトに設けた底面圧抗力減少手段の好適な実施例を示す
略図である。
【図3】ECS用の抽出空気を予備冷却するエンジンフ
ァンから供給を受けるプレクーラーを含むこの発明の別
の実施例を示す図2と同様の略図である。
ァンから供給を受けるプレクーラーを含むこの発明の別
の実施例を示す図2と同様の略図である。
【図4】図4は航空機エンジンファンダクトを部分的に
切断して示す斜視図である。図4Aは図4のパイロンフ
ェアリングをエンジンに向かって半径方向内向きに見た
断面図である。
切断して示す斜視図である。図4Aは図4のパイロンフ
ェアリングをエンジンに向かって半径方向内向きに見た
断面図である。
【図5】尾翼エンジンを尾翼エンジンナセルに装着した
航空機の尾翼アセンブリの斜視図である。
航空機の尾翼アセンブリの斜視図である。
10 ガスタービンエンジン
12 ファンセクション
13 ファンダクト
43 中間段抽気ライン
45 圧縮機出口抽気ライン
50 始動用空気タービン
52 シャフト
54 圧縮機抽気手段
56 圧縮機抽気ダクト
70 多機能ダクト
100 ECSパック
216 ナセル境界層抽気手段
516 パイロンフェアリング
518 低圧領域
Claims (7)
- 【請求項1】空気を航空機内に引き込み、その空気がラ
ム空気抗力を生成する空気引き込みダクト手段と、上記
空気を仕事に使用する手段と、使用した空気を、そうし
なければ航空機に底面圧抗力を生成する航空機の低圧領
域に導くダクト手段とを備える航空機の底面圧抗力を低
減する装置。 - 【請求項2】そうしなければ航空機に底面圧抗力を生成
する航空機の低圧領域が、航空機ガスタービンエンジン
のファンダクト内にある請求項1に記載の航空機の底面
圧抗力を低減する装置。 - 【請求項3】航空機ガスタービンエンジンのファンダク
ト内にある低圧領域がパイロンフェアリング上にある請
求項2に記載の航空機の底面圧抗力を低減する装置。 - 【請求項4】空気を航空機内に引き込むダクト手段およ
び空気を仕事に使用する手段が、航空機の表面から境界
層空気を抽出する少なくとも1つの手段を含む請求項3
に記載の航空機の底面圧抗力を低減する装置。 - 【請求項5】航空機の表面から境界層空気を抽出する手
段がナセル境界層抽気手段を含む請求項4に記載の航空
機の底面圧抗力を低減する装置。 - 【請求項6】航空機の表面から境界層空気を抽出する手
段が翼境界層抽気手段を含む請求項4に記載の航空機の
底面圧抗力を低減する装置。 - 【請求項7】航空機の表面から境界層空気を抽出する手
段が尾翼アセンブリ境界層抽気手段を含む請求項5に記
載の航空機の底面圧抗力を低減する装置。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US531,734 | 1990-06-01 | ||
US07/531,734 US5141182A (en) | 1990-06-01 | 1990-06-01 | Gas turbine engine fan duct base pressure drag reduction |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH04231658A true JPH04231658A (ja) | 1992-08-20 |
JPH0672570B2 JPH0672570B2 (ja) | 1994-09-14 |
Family
ID=24118837
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP3156076A Expired - Lifetime JPH0672570B2 (ja) | 1990-06-01 | 1991-05-31 | ガスタービンエンジンのファンダクト底面圧抗力を低減する装置 |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5141182A (ja) |
EP (1) | EP0459815A1 (ja) |
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