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技術 タ—ボジェットエンジンの推力逆転排気後部胴体

出願人 スネクマ
発明者 ミシエル・ダビド・アー-フアグザビエ・ジヤン-ミシエル・アンドレ・ギヨネジエラール・エルネスト・アンドレ・ジユルダン
出願日 2000年2月3日 (20年2ヶ月経過) 出願番号 2000-026249
公開日 2000年8月15日 (19年8ヶ月経過) 公開番号 2000-227049
状態 特許登録済
技術分野 飛行船・気球・飛行機 航空機の整備 ジエット推進設備
主要キーワード 逆転配置 末広部分 幾何学軸 二次ダクト 固定ピボット 回転可能性 民間旅客機 逆転段
関連する未来課題
重要な関連分野

この項目の情報は公開日時点(2000年8月15日)のものです。
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図面 (14)

課題

2軸およびターボファンターボジェットエンジン推力逆転排気後部胴体において、超音速飛行および幾つかの他の飛行段階に対して動作を最適化可能な開閉体のための新しい運動学的特性を提案する。

解決手段

逆推力装置は、一次ノズルおよび二次ノズルを囲むカウリング11の一端に配置された2個の開閉体を含む。各開閉体16は、2個の開閉体を分離する軸方向の対称面P1に隣接して配置された横方向の幾何学軸61を中心として、カウリング11に対して自在回転可能な2個の側面リンクロッド60により、カウリング11に取り付けられる。開閉体はさらに、2個の外側ジャッキ64および2個の内側ジャッキ63によって、カウリング11に固定される。内側ジャッキだけが、正方向噴射動作時に作動される。外側ジャッキ64は、推力逆転に移行する時に作動される。

概要

背景

このような排気装置は、コンコルドという名で既知民間旅客機装備する装置に適用される周知の原則に従って、推力逆転開閉体を用いる。開閉体は、それぞれ軸方向の対称面に隣接する横軸を中心として回転可能に取り付けられ、飛行段階に応じてエンジン排気ガスの排出断面を調整可能にする。開閉体の上流端をカウリング下流端と分離するスリットの幅は、開閉体の回転角度によって決められ、飛行段階に応じて変化する。カウリングの端から送られる三次空気流量は、このスリットから入りガス流に混合される。

概要

2軸およびターボファンターボジェットエンジンの推力逆転排気後部胴体において、超音速飛行および幾つかの他の飛行段階に対して動作を最適化可能な開閉体のための新しい運動学的特性を提案する。

逆推力装置は、一次ノズルおよび二次ノズルを囲むカウリング11の一端に配置された2個の開閉体を含む。各開閉体16は、2個の開閉体を分離する軸方向の対称面P1に隣接して配置された横方向の幾何学軸61を中心として、カウリング11に対して自在回転可能な2個の側面リンクロッド60により、カウリング11に取り付けられる。開閉体はさらに、2個の外側ジャッキ64および2個の内側ジャッキ63によって、カウリング11に固定される。内側ジャッキだけが、正方向噴射動作時に作動される。外側ジャッキ64は、推力逆転に移行する時に作動される。

目的

本発明の目的は、超音速飛行および幾つかの他の飛行段階に対して動作を最適化可能な、こうした開閉体のための新しい運動学的特性(cinematique)を提案することにある。

効果

実績

技術文献被引用数
0件
牽制数
0件

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請求項1

超音速機ジェット推進装置のための噴射ガス排気装置であって、一次ダクト(5)の下流に配置され、動作時に一次ガス流(F1)を排気する、可変断面のマルチフラップを備えた一次ノズルと、一次ダクトを囲む二次ダクト(9)の下流に配置され、動作時に二次ガス流(F2)を排気し、一次ノズルの排出口を越えて後方延長される、可変断面のマルチフラップを備えた二次ノズルと、二次ノズル(9)を囲み、二次ノズルの排出口(12)の下流に、末広部分(14)に続くスロート(13)、いわゆる加速スロートを有する、カウリング(11)と、2個の同じ開閉体(16、17)が、軸方向の対称面(P1)の両側で回転可能にカウリング(11)に取り付けられ、カウリング(11)の下流にある噴射ガス内で横方向に突出してこのジェットを前方に向ける作動位置または推力逆転位置か、もしくはカウリング(11)の延長線上にある非作動または正方向噴射位置を占有可能である、推力逆転装置(15)と、一次ノズルおよび二次ノズルのフラップ制御手段と、開閉体制御手段とを含み、2個の開閉体(16、17)は、それぞれが、軸方向の対称面(P1)に隣接して配置される横方向の幾何学軸(61)を中心としてカウリングに対して自在に回転可能な2個の側面ロッド(60)を介してカウリングに取り付けられており、カウリング(11)に固定され、かつ前記軸方向の対称面(P1)から離れた対応開閉体の一点(68)で支持される少なくとも1つの外側ジャッキ(64)と、カウリング(11)に固定され、かつ前記軸方向の対称面(P1)に近い対応開閉体の一点(66)に作用を及ぼす少なくとも1つの内側ジャッキ(63)とによって、それぞれが固定されており、2個の開閉体(16、17)の制御手段が、前記外側ジャッキ(64)および前記内側ジャッキ(63)から構成されることを特徴とする排気装置。

請求項2

内側ジャッキ(63)の作動により、正方向噴射運転中に要求される構成が得られ、外側ジャッキ(64)の作動により、推力逆転配置構成が得られることを特徴とする請求項1に記載の排気装置。

請求項3

各開閉体(16、17)は、前記開閉体の軸方向の対称面の両側に配置された連動する2個の内側ジャッキ(63)により保持されることを特徴とする請求項1または2に記載の排気装置。

請求項4

各開閉体は、前記開閉体の軸方向の対称面の両側に配置された連動する2個の外側ジャッキ(64)により保持されることを特徴とする請求項1から3のいずれか一項に記載の排気装置。

請求項5

外側ジャッキ(64)の長さは、正方向噴射運転中、ほぼ一定であることを特徴とする請求項1から4のいずれか一項に記載の排気装置。

請求項6

カウリング(11)は、一次ダクト(5)の軸(2)を中心とするほぼ回転体であることを特徴とする請求項1から5のいずれか一項に記載の排気装置。

請求項7

一次ノズルが、複数の追従高温フラップ(4s)により交互に制御される複数の高温フラップを含み、二次ノズルが、複数の追従低温フラップ(8s)により交互に制御される複数の低温フラップ(8)を含み、高温フラップおよび低温フラップの制御手段が、低温フラップ(8)を中心として配置される軸方向可動式単一制御リング(31)と、制御低温フラップに中央で連結され、一端が制御リングに連結される複数のレバー(36)と、制御される高温フラップ(4)をレバー(36)の他端に結合する複数のリンクロッド(41)とを含むことを特徴とする請求項1から6のいずれか一項に記載の排気装置。

技術分野

0001

本発明は、民間の超音速機推進力を確保する、可変サイクル(cycle variable)の、2軸(double corps)、ターボファン(double flux)型ターボジェットエンジンにおける推力逆転する排気後部胴体に関する。

0002

より詳しくは、本発明は、超音速機のジェット推進装置のための噴射ガス排気装置に関し、前記装置は、一次ダクトの下流に配置され、動作時に一次ガス流を排気する、可変断面のマルチフラップを備えた一次ノズルと、一次ダクトを囲む二次ダクトの下流に配置され、動作時に二次ガス流を排気し、一次ノズルの排出口を越えて後方延長される、可変断面のマルチフラップを備えた二次ノズルと、二次ノズルを囲み、二次ノズルの排出口の下流に、末広部分に続くスロート、いわゆる加速スロートを有する、カウリングと、2個の同じ開閉体が、軸方向の対称面の両側で回転可能にカウリングに取り付けられ、カウリングの下流にある噴射ガス内で横方向に突出してこのジェットを前方に向ける作動位置または推力逆転位置か、もしくはカウリングの延長線上にある非作動または正方向噴射位置を占有可能である、推力逆転装置と、一次ノズルおよび二次ノズルのフラップ制御手段と、開閉体制御手段とを含む。

背景技術

0003

このような排気装置は、コンコルドという名で既知民間旅客機装備する装置に適用される周知の原則に従って、推力逆転開閉体を用いる。開閉体は、それぞれ軸方向の対称面に隣接する横軸を中心として回転可能に取り付けられ、飛行段階に応じてエンジン排気ガスの排出断面を調整可能にする。開閉体の上流端をカウリングの下流端と分離するスリットの幅は、開閉体の回転角度によって決められ、飛行段階に応じて変化する。カウリングの端から送られる三次空気流量は、このスリットから入りガス流に混合される。

発明が解決しようとする課題

0004

本発明の目的は、超音速飛行および幾つかの他の飛行段階に対して動作を最適化可能な、こうした開閉体のための新しい運動学的特性(cinematique)を提案することにある。

課題を解決するための手段

0005

本発明は、2個の開閉体がそれぞれ、軸方向の対称面に隣接して配置される横方向の幾何学軸を中心としてカウリングに対して自在に回転可能な2個の側面ロッドを介してカウリングに取り付けられており、カウリングに固定され、かつ前記軸方向の対称面から離れた対応開閉体の一点で支持される少なくとも1つの外側ジャッキと、カウリングに固定され、かつ前記軸方向の対称面に近い対応開閉体の一点に作用を及ぼす少なくとも1つの内側ジャッキとによって、それぞれが固定されていること、また2個の開閉体の制御手段が、前記外側ジャッキおよび前記内側ジャッキから構成されることにより、目的を達せられる。有利には、内側ジャッキの作動により、正方向噴射運転中に要求される構成が得られ、外側ジャッキの作動により、推力逆転配置構成が得られる。

0006

連続噴射運転中、外側ジャッキの長さはほぼ一定であって、追加リンクロッドの役割を果たし、そのとき開閉体は自由度を有する。

0007

好適には、各開閉体は、この開閉体の軸方向の対称面の両側に配置された、連動する2個の内側ジャッキおよび連動する2個の外側ジャッキにより保持される。カウリングは、一次ダクトの軸を中心とするほぼ回転体である。

0008

本発明の他の特徴によれば、一次ノズルが、複数の追従高温フラップにより交互に制御される複数の高温フラップを含み、二次ノズルが、複数の追従低温フラップにより交互に制御される複数の低温フラップを含む。

0009

高温フラップおよび低温フラップの制御手段が、低温フラップを中心として配置される軸方向可動式単一制御リングと、制御低温フラップに中央で連結され、一端が制御リングに連結される複数のレバーと、制御される高温フラップをレバーの他端に結合する複数のリンクロッドとを含む。

0010

本発明の他の特徴および長所は、添付図面に関して例として挙げられた以下の説明を読めば明らかになるだろう。

発明を実施するための最良の形態

0011

図1は、本発明を適用可能なターボジェットエンジンを示す。軸2を備えたこのターボジェットエンジンの後部胴体(arriere-corps)1は、タービン6から送り込まれる高温ガス流F1が流れる一次(第1の)ダクト5の下流端に、高温フラップあるいはドア(volets)4が連結された一次ノズルあるいは排気コーン(tuyere)と、一次ダクト5を囲んで一次ダクトと共に冷気流F2のための環状通路10を画定する二次(第2の)ダクト9の下流端に、低温フラップ8が連結された二次ノズルと、二次ノズルを囲み、二次ノズルの排出口12の下流に、末広部分14が続くスロート13、いわゆる加速スロートを有するカウリング11とを含む。カウリング11のすぐ下流には、三次(第3の)ノズル15が設けられており、三次ノズル15は、図1に垂直で軸2を通る軸方向の対称面P1の両側に配置された2個の開閉体(paupieres)16、17から構成され、2個の開閉体(まぶた状部材)は、対称面P1に平行な横方向の固定幾何学軸18、19を中心としてそれぞれ回転することができる。

0012

図2から図6は、様々な飛行条件に応じた高温フラップ4、低温フラップ8および開閉体16、17の角位置を示す。

0013

図2は、速度M=2の超音速飛行運転における配置構成を示す。

0014

図3は、速度M=1.2の遷音速運転における配置構成を示す。

0015

図4は、速度M=0.95の亜音速運転における配置構成を示す。

0016

図5は、速度M=0.3の離陸運転における配置構成を示す。

0017

図6は、着陸時の開閉体の位置を示しており、これらの開閉体は、噴射ガス(ガスジェット)に突出して燃焼ガスの推力を逆転し、燃焼ガスはターボジェットエンジンの前方に向けられる。

0018

図7では、二次ノズルの断面の変化則を、一次ノズルの断面の関数として曲線C1で示した。曲線上の点C21、C22、C23、C24はそれぞれ、離陸時、M=1.2の遷音速運転、M=2の超音速飛行運転、M=0.95の亜音速飛行運転の配置構成に対応する。

0019

一次ノズルの高温フラップ4と、二次ノズルの低温フラップ8は、公知の方法で、複数の追従フラップ間に挿入された複数の制御フラップを含む。制御高温フラップ4と制御低温フラップ8は、一次ノズルの断面の変化則C1を二次ノズルの断面の関数として保証する単一システム30により、一緒に作動される。

0020

図8に示したこのシステム30は、低温フラップ8とカウリング11との間に配置される、軸2の制御リング(環)31を含み、このリングは、二次ダクト9に固定される伸縮自在の各同期(連動)式ジャッキ33により軸2に平行に移動することができる。軸34を中心として回転可能に二次ダクト9に連結された各制御低温フラップ8は、レバー36の外側分枝35により制御リング31に結合され、レバー36の中央部分は、連結軸34に平行な軸37を中心として回転できるように、低温フラップ8に連結される。分枝35の端は、連結軸34に平行な軸38を介して制御リング31に連結される。

0021

各制御高温フラップ4は、二次ダクト9の対応制御低温フラップ8の連結軸34に平行な軸40を中心として回転できるように、一次ダクト5に連結される。一端が42で高温フラップ4に連結され、他端が43でレバー36の端に連結される少なくとも1つのリンクロッド41は、対応する低温フラップ8の角位置に応じて各高温フラップ4の角位置を制御することができる。レバー36とリンクロッド41の寸法、位置、および形状は、図7に規定された一次および二次ノズルの断面の変化則C1を守るように検討される。

0022

伸縮式ジャッキ33は、動作面で、ターボジェットエンジンの軸2に平行に制御リング31を平行移動並進運動)する。この移動により、レバー36の外側分枝35が回転し、連結軸34を中心として制御低温フラップ8および追従低温フラップが回転する。制御リング31の移動と連結軸37を中心とするレバー36の回転により、リンクロッド41の同期(連動)運動が行われ、その結果、制御高温フラップ4と後続高温フラップとが連結軸40を中心として回転する。

0023

図8のC21、C22、C23、C24は、それぞれ離陸時、M=1.2の遷音速運転、M=2の超音速飛行運転、およびM=0.95の亜音速飛行運転の配置構成における高温フラップ4および低温フラップ8の角方向の位置に対応する。図7のC22からC23までの間を移行するとき、その中間位置において連結点42、43、37が直線になり、図8が示すように、フラップ8が閉鎖運動続行する一方でフラップ4が開放位置をとる。

0024

結合リンクロッド44は、一次ダクト5の下流端を二次ダクト9の下流端に接続する。二次ダクト9の下流端はさらに、結合リンクロッド45によってカウリング11に接続される。結合リンクロッド44と45は、高温フラップ4および低温フラップ8の連結部40と34の支持構造剛性を高める。

0025

各制御フラップ4または8は、連結軸40または34の支持構造部分50と、ベースプレート51とを含む。ベースプレートは、ノズル内内部圧力による応力に耐えるものでなければならない。追従フラップ4sまたは8sは、双方向の気密性を確保するベースプレート52、53を含む。二次ノズルの一部をなす追従フラップ8sは、圧力差の逆転を受けないので、単一のベースプレート53から構成することができる。

0026

運動学的特性と、一次および二次ノズルに共通の制御システムとにより、全体容積の増大(gains de masse d'encombrement)を可能にし、圧力の損失レベルをより小さくすることができる。

0027

カウリング11は、一次ダクト5の回転軸2を中心とする、ほぼ回転体の形状である。

0028

カウリング11のすぐ下流に配置される三次ノズル15を構成し、着陸段階のときに推力を逆転させる開閉体17、18は、異なる2個の回転軸を中心として回転できるようにカウリング11に取り付けられる。回転軸の一方は、正方向噴射(直接ジェット)運転あるいは動作中に要求される配置構成に対して適切な位置に2個の開閉体16と17を配置することができる。他方の制御軸は、「推力逆転」配置構成の間、2個の開閉体16と17を操作する。

0029

このため、各開閉体16と17は、2個の側面(横)リンクロッド60によりカウリング11の構造に固定される。リンクロッド60は、対称面P1に平行な横方向の幾何学軸61を中心として自在に回転できるようにカウリング11に取り付けられ、幾何学軸61に平行な軸62を中心として回転するように開閉体16と17の内端縁に結合される。一方で、各開閉体16と17は、2個の伸縮式内側ジャッキ63と2個の伸縮式外側ジャッキ64とによりカウリング11に固定され、これらのジャッキは、各開閉体16、17の対称面の両側に配置されている。内側ジャッキ63は、カウリング11の点65で支持され、そのシャフトの一端が、対応する開閉体に点66で連結されている。外側ジャッキ64は、カウリング11の点67で支持され、そのシャフトの一端は、対応する開閉体に点68で連結されている。連結点66により規定される連結軸は、連結軸62よりも対称面P1に近く、一方で連結点68により規定される連結軸は、対応する開閉体のリンクロッド60の連結軸62よりも対称面P1から離れている。

0030

噴射(排気)システムが動作しているとき、各ジャッキ対63、64は、開閉体16、17に加えられる運動に応じて交互に作動される。

0031

正方向噴射運転中、外側ジャッキ64はその長さを保持するので、長さが可変のリンクロッド動作だけが行われる。従って、仮のリンクロッド64とリンクロッド60とをカウリング11の構造に対して結合することにより、自由度を備えたシステムが構成される。すなわち、軸67、68、62、61により画定される多角形は変形可能であり、その変形により開閉体16、17の移動が決められる。この移動は、伸縮式の内側ジャッキ63によりなされる。

0032

図10から図12は、それぞれM=2の超音速飛行運転、離陸時、およびM=0.95の亜音速飛行運転における開閉体16、17の角方向の位置を示している。

0033

推力逆転段階にあるとき、内側ジャッキ63は、一定の長さに保持されるので、リンクロッド60の回転可能性は限られる。開閉体16、17の、図13に示された推力逆転位置側への回転は、外側ジャッキ64によって行われる。開閉体16、17のこうした移動は、コンコルドの固定ピボットシステムにより実現されるものにきわめて近い。

0034

反対に、正方向噴射動作時において、亜音速運転段階中の三次空気と称される外部空気F3の吸い込みは、コンコルド機では開閉体の回転角度の関数であり、それ自体が必要なガスの排出(出口)断面に依存するが、本発明が提案するダブル制御システムを用いれば、外側ジャッキ64と内側ジャッキ63の同時作動によりガスの排気断面とは独立して調整することができる。

0035

さらに、正方向噴射運転および/または推力逆転運転のために、内側ジャッキ63および外側ジャッキ64を同時に作動することにより、特定用途のための所望の適用と関連して特定の構成が得られる。

0036

また、本発明は、開閉体16と17のダブル制御により、さらに長所が得られる。事実、制御が故障して望ましくない位置に開閉体を停止させた場合、第2の制御により、故障の有害な作用を最小化するように、配置構成を変更可能である。

図面の簡単な説明

0037

図1本発明を適用可能なターボジェットエンジンの断面図である。
図2速度M=2の超音速飛行運転におけるフラップの角位置を示す図である。
図3速度M=1.2の遷音速運転におけるフラップの角位置を示す図である。
図4速度M=0.95の亜音速運転におけるフラップの角位置を示す図である。
図5速度M=0.3の離陸運転におけるフラップの角位置を示す図である。
図6着陸時の開閉体の角位置を示す図である。
図7一次ノズルの断面の関数として二次ノズルの断面の変化則を示すグラフである。
図8一次および二次ノズルのフラップ制御システムの詳細図である。
図9制御フラップおよび追従フラップの構造を示す図である。
図10超音速飛行の構成において開閉体の運動学的特性を概略的に示す、三次ノズルの側面断面図である。
図11離陸時の開閉体の角位置を示す図である。
図12亜音速運転における開閉体の構成を示す図である。
図13「推力逆転」構成にある開閉体を示す図である。

--

0038

4低温フラップ
5一次ダクト
8高温フラップ
9二次ダクト
11カウリング
12 排出口
13スロート
14末広部分
15 三次ノズル
16、17開閉体
31制御リング
33 同期ジャッキ
35レバーの外側分枝
34、40連結軸
36 レバー
41リンクロッド
44、45結合リンクロッド
60側面リンクロッド
61 横方向の幾何学軸
63内側ジャッキ
64 外側ジャッキ
F1一次ガス流
F2二次ガス流
P1 軸方向の対称面

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