JPS6193258A - Gas turbine engine for airplane and its operation - Google Patents

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。(57) [Summary] This bulletin contains application data before electronic filing, so abstract data is not recorded.

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、航空機用ガスタービンエンジン装置に係り、
更に詳細にはナセルコンパートメントの排出空気の利用
に係る。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The present invention relates to an aircraft gas turbine engine device,
More specifically, it concerns the use of the exhaust air of the nacelle compartment.

本発明の概念は、推力が２万〜６万１ｂ（９〜２７トン
）クラスの大型ターボファンエンジンに対して考案され
たが、他のエンジンに対しても広く適用されることが可
能である。Although the concept of the present invention was devised for large turbofan engines with a thrust of 20,000 to 60,000 lb (9 to 27 tons) class, it can be widely applied to other engines as well. .

本発明の概念が適用されるガスタービンエンジンは、航
空機のエンジンナセルと呼ばれる流体力学的フェアリン
グの中に収納されている。ナセルはエンジンケースの外
部に取付けられているエンジン部品を覆って、かかる部
品によって生じる流体抵抗を減じまたかかる部品を保護
している。ナセルコンパートメント内に配置された部品
の過熱を防ぎ、燃料パイプの不慮の漏れによってナセル
コンパートメント内に可燃性のガスが溜まることを防ぐ
ために、ナセルコンパートメントは排気される。The gas turbine engine to which the inventive concept is applied is housed in a hydrodynamic fairing called an aircraft engine nacelle. The nacelle covers engine components mounted on the exterior of the engine case to reduce fluid resistance and protect the components. The nacelle compartment is evacuated to prevent overheating of the components located within the nacelle compartment and to prevent flammable gases from building up in the nacelle compartment due to accidental leakage of the fuel pipes.

歴史的に見ると、ナセルコンパートメントへ流入する空
気の発生源は主に以下に挙げる３点である。即ち、第一
は冷却空気を送られる部品であり、その冷却空気は冷却
後コンパートメントへ送られる。第二はエンジンケース
の７リング間からナセルコンパートメントへ不可避的に
漏れるコアエンジン流れの空気である。第三は、ナセル
の上流端に延在するコンパートメントドアシールを通っ
てナセルコンパートメントへ漏れるファンダクト流れの
空気である。多くの動力装置に於ては、ナセルコンパー
トメント内のかかる空気はナセルコンパートメントの下
流端に延在するナセルフェアリングの空き間を通して自
然排気されている。従来このような空気の流量はコンパ
ートメントから適切に排気されるほど小さかったので、
ナセルコンパートメントを通って流れる空気の実際の圧
力に対しては殆ど注意が払われていなかった。プラント
アンドホイットニ・エアクラフト社（ユナイテッド・チ
クノロシーズ・コーポレイションの支部）によって製造
されているＪＴ９Ｄ−７Ｒ４型エンジンといった最近の
商業用航空画用ガスタービンエンジンには、ステータ部
品の熱膨張量とロータ部品の熱膨張量とを接近させるべ
くエンジンの多くの部品に作動するクリアランス制御装
置が組込まれている。冷却若しくは加熱空気は制御させ
るべき部分のエンジンケースの外壁上に噴射されること
が普通であり、これによって要求される部品の収縮若し
くは膨張が起こる。米国特許第４．０６９．６６２号［
ガスタービンエンジン用クリアランス制御装置ｊと米国
特許第４．０１９，３２０号「ガスタービンエンジンの
クリアランス制御ｖ装置のための外部冷却Ｊと米国特許
第４，２７９゜１２３号［ガスタービンエンジンのクリ
アランス制御装置のための外部冷却」とは、外部型のシ
ステムに採用されている概念を代表的に示すものである
。Historically, there have been three main sources of air entering the nacelle compartment: That is, the first is the component to which cooling air is sent, and the cooling air is sent to the compartment after cooling. The second is the core engine flow air that inevitably leaks between the seven rings of the engine case into the nacelle compartment. Third is fan duct flow air that leaks into the nacelle compartment through a compartment door seal extending at the upstream end of the nacelle. In many power plants, such air within the nacelle compartment is naturally vented through a gap in the nacelle fairing that extends to the downstream end of the nacelle compartment. Traditionally, the flow rate of such air was small enough to adequately vent the compartment;
Little attention has been paid to the actual pressure of the air flowing through the nacelle compartment. Modern commercial aviation gas turbine engines, such as the JT9D-7R4 engine manufactured by Plant & Whitney Aircraft Corporation (a division of United Aircraft Corporation), have different thermal expansion rates for the stator and rotor components. Many parts of the engine are equipped with clearance control devices that operate to approximate the amount of thermal expansion of the engine. Cooling or heating air is typically injected onto the outer wall of the engine case in the area to be controlled, thereby causing the required contraction or expansion of the part. U.S. Patent No. 4.069.662 [
Clearance Control Device for Gas Turbine Engines and U.S. Pat. No. 4,019,320 External Cooling for Clearance Control Devices for Gas Turbine Engines and U.S. Pat. No. 4,279,123 [Clearance Control of Gas Turbine Engines] ``External cooling for equipment'' is representative of the concept employed in external type systems.

かかる外部アクティブクリアランス制御装置は、低圧の
冷却空気をエンジンのファン流れから取り、冷却される
べきケースの領域を囲んでいるマニホルドに送っている
。導入された冷却空気は、可能である場合には直接エン
ジンケース上に衝突すべくマニホルドから排出される。Such external active clearance control devices take low pressure cooling air from the engine fan flow and direct it to a manifold surrounding the area of the case to be cooled. The introduced cooling air is discharged from the manifold to impinge directly on the engine case, if possible.

このことによってエンジンケースはインビンジメント冷
却と対流冷却との両方によって冷却されることになる。This results in the engine case being cooled by both impingement cooling and convection cooling.

かかるシステムを有するエンジンの設計に於ては、マニ
ホルドから排出される流れが有効なインビンジメント冷
却を行うべくできるだけ高い速度まで加速されるように
、ナセルコンパートメント内の背圧をかなり低くするこ
とが要求される。ナセルコンパートメントが排気される
ときの背圧を大気圧力より０．５ｐｓｉ　　（３，５Ｘ
１０−２ｋｏｆ　／♂）程度高くすることは、ナセルコ
ンパートメントの下流端に於てナセルフェアリング上に
適切な大きさの間隙を提供することによって得られる。The design of engines with such systems requires fairly low backpressure in the nacelle compartment so that the flow exiting the manifold is accelerated to as high a velocity as possible to provide effective immersion cooling. be done. Set the back pressure when the nacelle compartment is evacuated to 0.5 psi (3,5X
An increase in the order of 10-2 kof/♂) is obtained by providing an appropriately sized gap on the nacelle fairing at the downstream end of the nacelle compartment.

しかしなから、ナセルコンパートメントを通過する流量
は通常毎秒３〜４１ｂ（１，４〜１．８ｋｇ＞であり、
ナセルコンパートメント内の背圧を要求される低い値に
維持するためには１００１ｎ２（６４５い２）程度の漏
出面積が必要とされる。However, the flow rate through the nacelle compartment is typically 3 to 41 b/s (1.4 to 1.8 kg>);
A leakage area of the order of 1001 n2 (645 n2) is required to maintain the back pressure in the nacelle compartment at the required low value.

ナセルコンパートメント内の空気を建設的に活用するこ
との一つとして、これらの作動媒体流体のエネルギの一
部を回復させるために後方向排気を行うということは従
来から認識されていたが、従来のエンジンに於て要求さ
れる排気ノズルの大きさはかえってエンジンを通過する
空気流れ或いはエンジンの周囲を流れる空気流れの特性
に対して逆方向に作用するように思われた。加えて、従
来要求されたコンパートメントの低い背圧によって得ら
れる排気によって達成される推力増加世は、非常に小さ
いと予想されていた。It has long been recognized that one way to constructively utilize the air in the nacelle compartment is to perform rearward exhaust to recover some of the energy of these working medium fluids; The required exhaust nozzle size in an engine appeared to have an adverse effect on the characteristics of the airflow through and around the engine. In addition, the thrust increase achieved by evacuation provided by the conventionally required low compartment backpressure was expected to be very small.

従って本発明は、エンジンシステムの全体を考慮しつつ
このナセルコンパートメントからの排出空気の新しい利
用技術を追及するものである。Therefore, the present invention seeks a new technique for utilizing the exhaust air from the nacelle compartment while considering the entire engine system.

本発明によれば、高空定常飛行時に於てアクティブクリ
アランス制御装置の空気が排気されるような航空機用動
力装置のナセルコンパートメントは、動力装置外部の雰
囲気圧力よりも１〜２．５ｏｓｔ　　（７，ＯＸ　１０
−２〜１７．６ｘ　１０−２ｋｑｒ　／ス２）程度高い
圧力下で作動し、後方向きのコンパートメント排気ノズ
ルによって排気される。According to the present invention, the nacelle compartment of an aircraft power plant from which the air of the active clearance control device is exhausted during high-altitude steady flight is 1 to 2.5 ost (7, OX 10
It operates under pressures as high as -2 to 17.6x 10-2 kqr/s2) and is evacuated by a rear-facing compartment exhaust nozzle.

本発明の一つの詳細な実施例によれば、後向きのノズル
はナセルコンパートメントの外周部分に延在する本質的
に環状の穴である。他の一つの詳細な実施例に於ては、
ターボファン動力装置の後方向きの排気ノズルがファン
部分の周囲の一部分に配置されている。According to one particular embodiment of the invention, the aft-facing nozzle is an essentially annular hole extending around the outer periphery of the nacelle compartment. In another detailed embodiment,
A rearwardly directed exhaust nozzle of the turbofan power plant is located a portion of the circumference of the fan section.

本発明の主な特徴は、加圧されたナセルコンパートメン
トと後方向きの排気ノズルである。アクティブクリアラ
ンス制Ｗ８置のための冷却空気は加圧されたコンパート
メントへ送られるにも拘らず、高空定常飛行時に於ては
コンパートメント内の圧力は、コンパートメント内の空
気が排出される側である大気の圧力よりも１〜２．５ｐ
ｓｉ　　（７゜ＯＸ　１０−２〜１７．６Ｘ　１０−２
ｋｇｆ　／））程度高いレベルに維持される。一つの詳
細な実施例に於ては、ナセルコンパートメントからの排
出流れはエンジンのファン流れを横切る管路を通り、エ
ンジンのファン部分の外部から大気中に排気される。The main features of the invention are the pressurized nacelle compartment and the aft-facing exhaust nozzle. Although the cooling air for the active clearance system W8 is sent to a pressurized compartment, during high-altitude steady flight the pressure inside the compartment is lower than that of the atmosphere from which the air in the compartment is exhausted. 1-2.5p more than pressure
si (7゜OX 10-2~17.6X 10-2
kgf/)) is maintained at a moderately high level. In one detailed embodiment, the exhaust flow from the nacelle compartment is routed through a conduit that crosses the fan flow of the engine and is exhausted to the atmosphere outside of the fan section of the engine.

伯の一つの詳細な実施例に於ては、排気ノズルはナセル
コンパートメントの周囲に円周状に延在している。ナセ
ル排気孔の面積は、高空定常飛行時に於てコンパートメ
ントの圧力が大気圧よりも１〜２．５１）ｓｉ　　（７
，ＯＸ　１０−’〜１７．６Ｘ１０−ＱｋＱｆ　／　ｃ
１２）　ＩＪ　くなるように設定されている。In one detailed embodiment, the exhaust nozzle extends circumferentially around the nacelle compartment. The area of the nacelle exhaust hole is such that during high-altitude steady flight, the compartment pressure is 1 to 2.51) si (7
,OX 10-'~17.6X10-QkQf/c
12) IJ is set to be.

本発明の主な利点は、同一の燃料流量で比較した時のエ
ンジン推力が非加圧式のナセルを有するエンジンよりも
大きいことである。従って燃料消費率は低下しエンジン
のより経済的な作動が得られる。流れの排気によって得
られる推力の増加と冷却効果が低いことによって得られ
る推力の低下とのバランスが最適化されることによって
加圧されたナセルの改善が達成される。ナセルコンパー
トメントの圧力が高い場合、冷却効果の損失は、推力増
加分よりも大きい。The main advantage of the present invention is that the engine thrust is greater than engines with unpressurized nacelles when compared at the same fuel flow rate. The fuel consumption rate is therefore reduced, resulting in more economical operation of the engine. Improvements in pressurized nacelles are achieved by optimizing the balance between the increase in thrust obtained by exhausting the flow and the reduction in thrust obtained by less effective cooling. If the pressure in the nacelle compartment is high, the loss of cooling effect is greater than the thrust gain.

本発明の上述の特徴及び利点は、以下に述べる本発明の
最良の作動に関する詳細な説明と添付の図面とによって
より明らかとなろう。The above features and advantages of the invention will become more apparent from the following detailed description of the best mode of operation of the invention and the accompanying drawings.

本発明は、ガスタービンエンジンの高空定常飛行時（３
５０００ｆｔ（１０６７０ｍ　）、　マｙハ数０．８）
に於ける全効率の改善を目的としており、第１図に図示
されている航空機用動力装置のターボファンエンジンに
於ける実施例に関して以下で説明される。エンジンは種
としてファン部分１２とコア部分１４とによって形成さ
れている。コア部分１４は更に、圧縮機１６と燃焼器１
８とタービン２０とに分けられる。エンジンの入口２４
へ向かう空気流れ２２はコア流れ２６とファン流れ２８
とに分割される。コア流れは、圧縮機と燃焼器とタービ
ンとを通り、コアノズル３０から排出される。ファン流
れは一列若しくは副数列のファンブレード３２を通過し
、ファンノズル３４から排出される。エンジンケース３
６が、圧縮機１６と燃焼器１８とタービン２０とを覆っ
ている。点火装置３８や電子燃料制御装置４０等のエン
ジン付属品がエンジンケース３６の外側に取付（プられ
、ナセルレフエアリング若しくはカウリング４４によっ
て取囲まれている。ナセルカウリング４４はファン流れ
に対する空気抵抗力を最小限に抑える滑かな外形を有す
べく形成されており、エンジンケース３６と共働してナ
セルコンパートメント４６を郭定している。点火装置や
燃料制御装置といつた付属品は多くの場合、ナセルコン
パートメント４６内へ最終的に送込まれる空気によって
冷却される。The present invention applies to gas turbine engines during high-altitude steady flight (3
5000ft (10670m), Maya number 0.8)
The following describes an embodiment of the turbofan engine of the aircraft power plant illustrated in FIG. The engine is essentially formed by a fan section 12 and a core section 14. The core portion 14 further includes a compressor 16 and a combustor 1.
8 and a turbine 20. Engine inlet 24
The air flow 22 toward the core flow 26 and the fan flow 28
It is divided into The core flow passes through a compressor, a combustor, a turbine, and exits through a core nozzle 30. The fan flow passes through one or more sub-rows of fan blades 32 and exits from fan nozzles 34. engine case 3
6 covers the compressor 16, combustor 18, and turbine 20. Engine accessories such as the ignition system 38 and electronic fuel control system 40 are mounted outside the engine case 36 and surrounded by a nacelle reflex air ring or cowling 44. The nacelle cowling 44 provides air resistance to the fan flow. It is shaped to have a smooth profile that minimizes turbulence and cooperates with the engine case 36 to define a nacelle compartment 46. Accessories such as ignition systems and fuel control systems are often , which is cooled by air that is ultimately pumped into the nacelle compartment 46.

ファンケース７１８がファン部分１２のブレードを取囲
んでいる。構造物５０がファンケースより上流方向に延
在して入口２４を形成しており、一方構造物５２が下流
方向に延在してナセルカウリング４４と共働してファン
ノズル３４を形成している。A fan case 718 surrounds the blades of fan portion 12. A structure 50 extends upstream from the fan case to form the inlet 24, while a structure 52 extends downstream and cooperates with the nacelle cowling 44 to form the fan nozzle 34. .

図示されているエンジンは、アクティブクリアルランス
制御装置機能を備えており、エンジンケースの周囲に配
置された一つ若しくは複数の冷却空気マニホルド５４を
有している。図中に於てはタービン２０の周りのマニホ
ルドのみが示されているが、同様のマニホルドは圧縮機
１６の周りにも配置されることが可能である。冷却空気
は、例えばファンノズル３４の上流のナセルカウリング
４４上に配置されたポート５６からマニホルドへ供給さ
れる。供給された空気は定常飛行条件のもとてマニホル
ドに内向きに開けられた穴を通ってエンジンケース３６
へ送られ、エンジンケースの温度を下げそれと同時にケ
ースに支持された内部シールの直径を低減させる。定常
飛行条件に於てケースに支持されたシールの直径を減少
させることによって、シールはそれと相対するロータシ
ールと更に密に噛合うことになる。シール間の空気漏れ
が低減されることによりエンジンの効率は改善される。The illustrated engine has active clearance controller functionality and has one or more cooling air manifolds 54 disposed around the engine case. Although only the manifold around the turbine 20 is shown in the figure, a similar manifold can also be placed around the compressor 16. Cooling air is supplied to the manifold from a port 56 located, for example, on the nacelle cowling 44 upstream of the fan nozzle 34. The supplied air passes through inwardly drilled holes in the manifold to the engine case 36 under steady flight conditions.
to reduce the temperature of the engine case and at the same time reduce the diameter of the internal seal supported by the case. By reducing the diameter of the case-supported seal during steady flight conditions, the seal will mesh more closely with its opposing rotor seal. Engine efficiency is improved by reducing air leakage between seals.

上）木の動力装置の高空定常飛行時（３５０００ｆｔ（
１０６７０１１）、？７Ａ数０．８）１．：於ける運転
に於ては、かなりの量の冷却空気がす廿ルコンパートメ
ントへ送込まれるのでそれらの空気はコンパートメント
から排出される必要がある。冷却空気に加えて、隣接す
るエンジンケースのフランジ間から漏れる空気と、ナセ
ルカウリングの接合端の間からファン部分の内部へ漏れ
る空気ともまたナセルコンパートメントから排出されな
ければならない。ＪＴ９Ｄ−７Ｒ４ターボフアンエンジ
ンのような大型のエンジンが定常飛行条件下でアクティ
ブクリアランス制御装置を作動させつつ運転していると
き、排出されるべき空気流れは毎秒３〜４１ｂ（１，４
〜１．８１ｃ＋）程度である。そのエンジンを用いてい
る少なくとも一つの動力装置に於ける排気は、空気流れ
をファン流れ２８を横切る管路に通し、その後ファン部
分１２の周囲に配置された後方向きの排気ノズル５８を
通して後向きに大気中へ放出させてやることにより達成
される。ナセルコンパートメント内の圧力は大気圧より
１〜２．５ｐｓｉ　　（７，０Ｘ１０“２〜１７゜６ｘ
　１０−２に９ｆ　／ＣＩ＋１’）高く、故に後方向き
の排気ノズルの内外の圧力差もその程度である。Above) During high-altitude steady flight of a wooden power plant (35,000ft (
1067011),? 7A number 0.8)1. During operation, a significant amount of cooling air is forced into the secondary compartment and it is necessary to evacuate it from the compartment. In addition to the cooling air, air leaking between adjacent engine case flanges and air leaking into the interior of the fan section between the joint ends of the nacelle cowling must also be exhausted from the nacelle compartment. When a large engine, such as the JT9D-7R4 turbofan engine, is operating under steady-state flight conditions with active clearance control, the airflow to be exhausted is between 3 and 41 b/s (1,4 b/s).
~1.81c+). Exhaust in at least one power plant employing the engine passes the air flow through a conduit that crosses the fan flow 28 and then passes rearwardly to the atmosphere through rearwardly facing exhaust nozzles 58 disposed around the fan section 12. This is achieved by releasing it into the body. The pressure inside the nacelle compartment is 1~2.5psi above atmospheric pressure (7,0x10"2~17°6x
10-2 to 9f/CI+1') is high, and therefore the pressure difference between the inside and outside of the exhaust nozzle facing backward is also about that level.

ファン部分の周囲に配置された後方向ぎの排気ノズル５
８は第２図の透視図に更に詳細に示されている。別の形
式のノズルとして、第３Ａ図にはナセルカウリング４４
に沿う中間位置６０に配置されたノズルが、また第３Ｂ
図にはナセルカウリング４４の後端部６２に於てコア排
気ノズル３０に近接して配置されたノズルが示されてい
る。Rearward exhaust nozzle 5 arranged around the fan part
8 is shown in more detail in the perspective view of FIG. Another type of nozzle, shown in Figure 3A, is a nacelle cowling 44.
A nozzle located at an intermediate position 60 along the third B
The figure shows a nozzle located at the aft end 62 of the nacelle cowling 44 in close proximity to the core exhaust nozzle 30.

本発明は、エンジンの推力を増加させる方向にかかる流
れを排出することによる付加的な利点のみならず、ナセ
ルコンパートメント内を加圧された状態に維持すること
によってエンジンの全推力の最適値が達成されるという
ことをも認識している。−例として第４図には、ＪＴ９
Ｄ−７Ｒ４といったエンジンに於けるアクティブクリア
ランス制御装置の冷却効果と排気背圧（ナセルコンパー
トメント内の圧力）との関係が図示されている。The present invention provides the additional benefit of discharging flow in the direction of increasing engine thrust, as well as maintaining a pressurized condition within the nacelle compartment so that an optimum value of total engine thrust is achieved. I am also aware that it will happen. - As an example, Figure 4 shows JT9
The relationship between the cooling effect of an active clearance control system and exhaust backpressure (pressure in the nacelle compartment) in an engine such as the D-7R4 is illustrated.

アクティブクリアランス制ａｌｌ′装置マニホルドが排
気する側の背圧が増加すると、エンジンケースから熱を
奪う能力として測定された冷却効果は低下する。このこ
とは主に、マニホルド内外の圧力差が低下すると排気速
度が減じられることによるものである。ＪＴ９Ｄ−７Ｒ
４エンジンの加圧ナセルがない場合の冷却能力が、符号
８０で示される如く底値として示されている。一定供給
圧力に於てコンパートメント圧力を増加させた時に、底
値に対するパーセントとして測定された冷却能力は曲線
８２で示される如く減少する。冷却効果の初期の減少は
小さいが、コンパートメント背圧が供給圧力に近付くに
つれてその減少は大きくなる。As the back pressure on the exhaust side of the active clearance control all' device manifold increases, the cooling effectiveness, measured as the ability to remove heat from the engine case, decreases. This is primarily due to the reduced pumping speed as the pressure differential across the manifold decreases. JT9D-7R
The cooling capacity of the four engines without the pressurized nacelle is shown as a bottom value as indicated by 80. When increasing the compartment pressure at constant supply pressure, the cooling capacity, measured as a percent of the bottom value, decreases as shown by curve 82. The initial reduction in cooling effectiveness is small, but increases as the compartment back pressure approaches the supply pressure.

ナセルコンパートメント圧力が大気圧力８６より１〜２
．５ｐｓｉ　　（７，Ｏｘ１０−２〜１７．６ｘ１０〜
２ｋ１７ｆ　／　ａｘ’　）高い範囲８４内にあるとき
、冷却効果の低下は３０％以下である。ＪＴ９Ｄ−７Ｒ
４エンジンに於てアクティブクリアランス制御装隨の使
用によって得られる燃料効率の改善は、燃料８！ｉ′ｆ
Ｒ率（ＴＳＦＣｌ（単位時間、単位推力当りの燃料消費
率））にして１％程度である。コンパートメント背圧の
増加に対してこの効率が低下する様子が′；Ｊ５図に於
て曲線９０で示されている。Nacelle compartment pressure is 1-2 below atmospheric pressure 86
．． 5psi (7, Ox10-2~17.6x10~
2k17f/ax') within the high range 84, the reduction in cooling effect is less than 30%. JT9D-7R
The fuel efficiency improvement obtained by using an active clearance control system on the 4 engine is 8! i'f
The R rate (TSFCl (fuel consumption rate per unit time, unit thrust)) is about 1%. This decrease in efficiency with increasing compartment backpressure is shown by curve 90 in Figure J5.

コンパートメント背圧が供給圧力に近付くと、上述の１
％は帳消しとなる。As the compartment back pressure approaches the supply pressure, the
% will be written off.

第５図にはまた、コンパートメント排出流れを後向きに
排気することによって燃料消費率ＴＳＦＣ）が低下する
様子を示す曲線９２が描かれている。コンパートメント
圧力の増加の結果として得られる高い圧力差のもとで同
一の流れを排気することによって、燃料消費率は低下す
る。曲線９゜及び９２で示される効果を合成することに
よって正味燃料消費率の曲線９２が得られる。図より解
る通り、燃料消費率（ＴＳＦＣ）の最適値は、コンパー
トメント圧力が４．５〜６．ｏｐｓｉ　　（３１゜６×
１０−２〜４２．２Ｘ　１０−２ｋＯｆ　／ａｍ’）の
範囲内にある、若しくはコンパートメント圧力が大気圧
力に対して１〜２．５ｐｓｉ　　（７，Ｏｘ　１０−”
　〜１７　、６　Ｘ　１Ｏ−２ｋｑ／ｃｓ’）　８イ／
１１！ｎ内に、３５６時に得られる。Also depicted in FIG. 5 is a curve 92 illustrating how fuel consumption (TSFC) is reduced by venting the compartment exhaust flow backwards. By exhausting the same flow under a higher pressure differential resulting from an increase in compartment pressure, the fuel consumption rate is reduced. Net fuel consumption curve 92 is obtained by combining the effects shown by curves 9° and 92. As can be seen from the figure, the optimal value of the fuel consumption rate (TSFC) is when the compartment pressure is 4.5 to 6. opsi (31゜6×
10-2 to 42.2 x 10-2 kOf/am') or the compartment pressure is 1 to 2.5 psi (7, Ox 10-") relative to atmospheric pressure.
~17, 6 X 1O-2kq/cs') 8i/
11! Within n, obtained at 356 hours.

従って、本発明の概念が採用されたガスタービンエンジ
ンは、従来の相当するエンジンに比べてより高い燃料効
率で作動することが可能である。Accordingly, gas turbine engines employing the concepts of the present invention are capable of operating with higher fuel efficiency than comparable conventional engines.

エンジン推力に直接関係することではないが、ナセルの
圧力を高いレベルにすることは排気ノズルの断面積をよ
り小さくできるという付加的な利点を有している。コン
パートメント圧力が大気圧力より１〜２．５ｐｓｉ　　
（７，０ｘｌＯ＝〜１７゜５ｘ　１０”’　ｋ（Ｊｆ　
／ｃｍ’）高い値として設計された排気ノズルの断面積
は、コンパートメント圧力が人気圧力より０．５ｐｓ＋
　　（３，５ｘ　１０−２ｋ（Ｊｆ　１０１２）高い又
はそれ以下であるとして設計された排気ノズルの断面積
に比べて実質的に小さい。前者の場合、１爵は低減され
、より大きなノズルに於て生ずる周囲の空気流れに及ぼ
す逆方向の流体力学的作用は軽減される。Although not directly related to engine thrust, providing a high level of nacelle pressure has the additional benefit of allowing a smaller cross-sectional area of the exhaust nozzle. Compartment pressure is 1 to 2.5 psi above atmospheric pressure
(7,0xlO=~17°5x 10”'k(Jf
/cm') The cross-sectional area of the exhaust nozzle designed as a high value is such that the compartment pressure is 0.5 ps+ above the popular pressure.
(3,5x 10-2k (Jf 1012)) is substantially smaller compared to the cross-sectional area of the exhaust nozzle designed as being higher or lower. In the former case, the The resulting adverse hydrodynamic effects on the surrounding air flow are reduced.

以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説明
したが、本発明はこれらの実施例に限定されるものでは
なく、本発明の範囲内にて種々の実施例が可能であるこ
とは当業者にとって明らかであろう。Although the present invention has been described in detail with respect to specific embodiments above, the present invention is not limited to these embodiments, and various embodiments are possible within the scope of the present invention. will be clear to those skilled in the art.

【図面の簡単な説明】[Brief explanation of the drawing]

第１図は、ガスタービン動力装置の概略的な透視図であ
り、ナセルコンパートメントを明らかにするためにナセ
ルフェアリングの一部がカットされている。 第２図は、７１７部分の周囲に配置されたナセルコンパ
ートメント排気ノズルを示している。 第３Ａ図及び第３Ｂ図は、ナセルフェアリングの後方部
分の周囲に円周状に配置されたナセルコンパートメント
排気ノズルの他の実施例を示している。 第４図は、コア部分内の背圧の増加に対してアクティブ
クリアランス制御装置の冷却能力が低下する様子を示す
グラフである。 第５図は、ナセルコンパートメント圧力に対する燃料消
費率の変化を示すグラフである。 １２・・・ファン部分、１４・・・コア部分、１６・・
・圧縮機、１８・・・燃焼器、２０・・・タービン、２
２・・・空気流れ、２４・・・入０．２６・・・コア流
れ、２８・・・ファン流れ、３０・・・コアノズル、３
２・・・フ１ンブレード列、３４・・・ファンノズル、
３６・・・エンジンケース、３８・・・点火装置、４０
・・・電子燃料ｔｉ１１１１！装置。 ４４・・・ナセルカウリング、４６・・・ナセルコンパ
ートメント、４８・・・ファンケース、５０．５２・・
・構造物、５４・・・冷却空気マニホルド、５６・・・
ボート。 ５８・・・排気ノズル、６０・・・ナセルカウリングの
中間位置、６２・・・ナセルカウリングの後端部、８０
・・・底値、８２・・・減少曲線、８４・・・範囲、８
６・・・大気圧力、９０・・・減少曲線、９２・・・後
向き排気の場合の曲線、９４・・・正味燃料滴￥を率を
示す合成曲線ＦＩＧ、　　３ｓFIG. 1 is a schematic perspective view of a gas turbine power plant, with a portion of the nacelle fairing cut away to reveal the nacelle compartment. FIG. 2 shows the nacelle compartment exhaust nozzle located around the 717 section. Figures 3A and 3B illustrate another embodiment of nacelle compartment exhaust nozzles arranged circumferentially around the aft portion of the nacelle fairing. FIG. 4 is a graph showing how the cooling capacity of the active clearance control device decreases as the back pressure within the core increases. FIG. 5 is a graph showing the change in fuel consumption rate versus nacelle compartment pressure. 12...Fan part, 14...Core part, 16...
・Compressor, 18...Combustor, 20...Turbine, 2
2...Air flow, 24...In 0.26...Core flow, 28...Fan flow, 30...Core nozzle, 3
2... Fan blade row, 34... Fan nozzle,
36... Engine case, 38... Ignition device, 40
...Electronic fuel ti1111! Device. 44... Nacelle cowling, 46... Nacelle compartment, 48... Fan case, 50.52...
- Structure, 54... Cooling air manifold, 56...
boat. 58... Exhaust nozzle, 60... Intermediate position of nacelle cowling, 62... Rear end of nacelle cowling, 80
... bottom price, 82 ... decreasing curve, 84 ... range, 8
6...Atmospheric pressure, 90...Decrease curve, 92...Curve for backward exhaust, 94...Synthetic curve FIG showing the rate of net fuel droplets, 3s

Claims (2)

【特許請求の範囲】[Claims] （１）航空機のナセルコンパートメント内に収容された
ガスタービンエンジンにして、エンジンケース（３６）
と、高空定常飛行時に於て前記ケース（３６）の直径を
減少させるべく前記ナセルコンパートメント内にて前記
エンジンケース（３６）に向けて冷却空気を噴射するた
めの手段（５４）と、前記ナセルコンパートメント内に
於て空気の圧力を調節するための手段にして、前記ナセ
ルコンパートメントから空気が流れ出ることを可能にす
るノズルにして高空定常飛行時に於て前記コンパートメ
ント内の空気圧力を航空機の外部の大気圧力よりも１〜
２．５ｐｓｉ（７．０×１０＾−＾２〜１７．６×１０
＾−＾２ｋｇｆ／ｃｍ＾２）程度高いレベルに維持すべ
く大きさが決められるナセルコンパートメント排気ノズ
ル（５８）を含む手段とを含んでおり、該ノズル（５８
）が該ノズルより流出するナセル空気を前記エンジンが
取付けられている航空機の進行方向に対して後方向きに
排気すべき方向に配置されているガスタービンエンジン
。(1) An engine case (36) for a gas turbine engine housed in the nacelle compartment of an aircraft.
and means (54) for injecting cooling air toward the engine case (36) within the nacelle compartment to reduce the diameter of the case (36) during high altitude steady flight; means for adjusting the air pressure within the nacelle compartment, and a nozzle for allowing air to flow out of the nacelle compartment to reduce the air pressure within the compartment to the atmospheric pressure outside the aircraft during high-altitude steady flight. than 1~
2.5psi (7.0×10^-^2~17.6×10
means including a nacelle compartment exhaust nozzle (58) sized to maintain a level as high as ^-^2 kgf/cm^2);
) is disposed in a direction in which the nacelle air flowing out from the nozzle is to be exhausted rearward with respect to the traveling direction of the aircraft to which the engine is attached. （２）航空機に取付けられアクティブクリアランス制御
装置を装備し、ナセルコンパートメント（４６）内に収
容されたガスタービンエンジンと前記エンジンの周囲に
て延在する冷却空気マニホルド（５４）とを含んでいる
航空機用動力装置を運転する方法にして、アクティブク
リアランス制御装置のための空気を前記ナセルコンパー
トメント（４６）へ導入し更に前記空気を前記エンジン
の外部へ排気する段階と、高空定常飛行時に於て前記ナ
セルコンパートメント（４６）内の空気圧力を前記動力
装置の外部の大気圧力よりも１〜２．５ｐｓｉ（７．０
×１０＾−＾２〜１７．６×１０＾−＾２ｋｇｆ／ｃｍ
＾２）程度高いレベルに維持する段階と、前記動力装置
が取付けられている航空機の進行方向に対して後方向き
に前記コンパートメント（４６）内の空気を排気する段
階とを含んでいる方法。(2) an aircraft mounted on the aircraft and equipped with an active clearance control system and including a gas turbine engine housed within a nacelle compartment (46) and a cooling air manifold (54) extending about the engine; A method of operating a power plant for an active clearance control system comprising the steps of introducing air for an active clearance control system into said nacelle compartment (46) and exhausting said air to the exterior of said engine; The air pressure within the compartment (46) is controlled to be between 1 and 2.5 psi (7.0 psi) above the atmospheric pressure outside the power plant.
×10^-^2～17.6×10^-^2kgf/cm
^2) a method comprising the steps of: maintaining a relatively high level; and evacuating the air in the compartment (46) in a rearward direction with respect to the direction of travel of the aircraft in which the power unit is installed.