发动机涵道以及航空器发动机

摘要

本发明提供一种发动机涵道以及航空器发动机。在发动机舱(9)的内周壁面(9p)，从底部吊架(17)的圆周方向的两侧面(17f、17s)的前缘(17a)侧朝向下游侧，形成有向径向内侧隆起的隆起部(33)。从径向内侧观察到的隆起部(33)的形状呈与发动机轴向平行地延伸的流线形状，隆起部(33)的中央的顶部(33h)位于底部吊架(17)的后缘(17t)上。

权利要求

1.一种发动机涵道，其是航空器发动机的构成要素，其吸入空气并排出内涵道喷气以及外涵道喷气，所述发动机涵道的特征在于，具备：

筒状的核心整流罩，其在其内部形成有用于吸入空气并排出内涵道喷气的环状的内涵道；

筒状的发动机舱，其以包围所述核心整流罩的方式配设于所述核心整流罩的外侧，在内周壁面与所述核心整流罩的外周壁面之间形成有用于吸入空气并排出外涵道喷气的环状的外涵道；

多个支柱，其沿圆周方向隔着间隔地配设于所述核心整流罩的外周壁面与所述发动机舱的内周壁面之间，相对于所述核心整流罩支承所述发动机舱；

主吊架，其一体连结于所述核心整流罩到所述发动机舱之间，与所述航空器发动机的发动机轴向平行地延伸，从所述发动机舱向径向外侧突出；

子吊架，其相对于发动机轴心与所述主吊架对称地设置在所述核心整流罩的外周壁面与所述发动机舱的内周壁面之间，位于沿圆周方向相邻的所述支柱之间；以及多个风扇出口引导叶片，其沿圆周方向隔着间隔地配设于在所述核心整流罩的外周壁面与所述发动机舱的内周壁面之间的所述支柱的上游侧，将吸入所述外涵道的空气整流成轴流，在所述发动机舱的内周壁面或者所述核心整流罩的外周壁面，从所述子吊架、所述支柱以及所述风扇出口引导叶片中的至少任一部件的圆周方向的两侧面侧朝向下游侧形成有向径向内侧或者径向外侧隆起的隆起部，从径向内侧或者径向外侧观察到的所述隆起部的形状呈沿所述发动机轴向延伸的流线形状，所述隆起部的顶部位于所述任一部件的表面上。

2.根据权利要求1所述的发动机涵道，其特征在于，

所述隆起部的顶部位于所述任一部件的后缘上。

3.一种航空器发动机，其是通过排出内涵道喷气和外涵道喷气来产生发动机推力的航空器发动机，上述航空器发动机的特征在于，

具备权利要求1或者权利要求2所述的发动机涵道。

说明书

发动机涵道以及航空器发动机

技术领域

[0001] 本发明涉及吸入空气并排出内涵道喷气以及外涵道喷气的发动机涵道，以及通过排出内涵道喷气和外涵道喷气来产生发动机推力的航空器发动机。

背景技术

[0002] 近年来，对于作为航空器发动机的主要构成要素的发动机涵道进行了各种开发，若对于相关的一般的发动机涵道的构成等进行简单的说明，则如下。

[0003] 一般的发动机涵道具备筒状的核心整流罩(发动机内筒)，在该核心整流罩的内部(内侧)形成有用于吸入空气并排出内涵道喷气的环状的内涵道。另外，在核心整流罩的外侧以包围核心整流罩的方式配设有筒状的发动机舱(发动机外筒)，在发动机舱的内周壁面与核心整流罩的外周壁面之间形成有用于吸入空气并排出外涵道喷气的环状的外涵道。并且，在核心整流罩的外周壁面与发动机舱的内周壁面之间，沿圆周方向隔着间隔配设有作为对于核心整流罩支承发动机舱的构造部件的多个支柱。

[0004] 从核心整流罩的上部到发动机舱的上部，一体连结有作为平行于航空器发动机的发动机轴向地延伸的主吊架的顶部吊架，该顶部吊架从发动机舱向上方向(径向外侧)突出，用于向航空器安装航空器发动机以及发动机推力的传递。另外，在核心整流罩的外周壁面的下部与发动机舱的内周壁面的下部之间，相对于发动机轴心与顶部吊架对称地设置作为子吊架的底部吊架，该底部吊架位于沿圆周方向相邻的支柱之间，除了作为相对于核心整流罩支承发动机舱的构造部件发挥功能以外，还具有收纳配管等的功能。并且，在核心整流罩的外周壁面与发动机舱的内周壁面之间的上述支柱的上游侧，沿圆周方向隔着间隔地配设有将吸入外涵道的空气整流成轴流的多个风扇出口引导叶片。

[0005] 因此，使航空器发动机运转，将吸入内涵道的空气作为内涵道喷气，将吸入外涵道的空气整流成轴流作为外涵道喷气分别排出。由此，能够产生航空器发动机的发动机推力。

[0006] 此外，作为与本发明相关的现有技术，存在日本专利公开公报特开2008－151033公报(专利文献1)以及特开平5－202768号公报(专利文献2)。

发明内容

[0007] 发明要解决的课题

[0008] 然而，若对于航空器发动机的运转中的外涵道内的流场进行三维非稳态粘性CFD(Computational Fluid Dynamics：计算流体动力学)解析，则如图6(a)所示，明确了在发动机舱的内周壁面与底部吊架的连接部附近产生较大的剥离区域。这里，图6(a)是表示相关的发动机涵道的外涵道内的流场的剥离区域的图。另一方面，若在航空器发动机的运转中的外涵道内的流场中剥离区域增大，则与此相伴，外涵道内的推力损耗增大，难以使航空器发动机的发动机性能提高到高的等级。

[0009] 此外，在航空器发动机的运转中的外涵道内的流场中，不仅在发动机舱的内周壁面与底部吊架的连接部附近，即使在核心整流罩的外周壁面与底部吊架的连接部附近、发动机舱的内周壁面与支柱的连接部附近等，也产生较大的剥离区域，在该情况下，产生与上述相同的问题。

[0010] 根据本发明，能够减少外涵道内的流场中的剥离区域并减少推力损失来而提供高效率的航空器发动机。

[0011] 用于解决课题的方法

[0012] 本发明的发明者为了解决上述的课题，反复进行了试错的结果，能够得到如下的新的见解，从而完成本发明，即，如图5(a)、图5(b)以及图6(b)所示，在发动机舱的内周壁面，从作为子吊架的底部吊架的圆周方向的两侧面侧(两侧面的前边缘侧)朝向下游侧形成了向径向内侧隆起的规定的隆起部的情况下，航空器发动机的运转中，外涵道内的流场中，能够充分减少发动机舱的内周壁面与底部吊架的连接部附近的剥离区域。

[0013] 这里，所谓规定的隆起部，是指从径向内侧观察到的形状呈沿发动机轴向延伸的流线形状，且顶部位于底部吊架的表面(包含后缘)上的隆起部。另外，图5(a)是表示发明例的隆起部的周边的立体图，图5(b)是从径向内侧观察发明例的隆起部的周边的图，图6(b)是表示发明例的发动机涵道的外涵道内的流场的剥离区域的图，图6(b)的剥离区域是通过三维非稳态粘性CFD解析计算出的。此外，附图中，“FF”指前方向(上游方向)，“FR”指后方向(下游方向)。

[0014] 即使在核心整流罩的外周壁面，从底部吊架的圆周方向的两侧面侧朝向下游侧形成了向径向外侧隆起的隆起部的情况、在发动机舱的内周壁面或者核心整流罩的外周壁面，从支柱的圆周方向的两侧面侧朝向下游侧形成了向径向内侧或者径向外侧隆起的隆起部的情况、以及在发动机舱的内周壁面或者核心整流罩的外周壁面，从风扇出口引导叶片的圆周方向的两侧面侧朝向下游侧形成了向径向内侧或者径向外侧隆起的隆起部的情况下，也能够认为与上述的情况相同。

[0015] 根据本发明的第1技术侧面，在作为航空器发动机的构成要素，吸入空气并排出内涵道喷气以及外涵道喷气的发动机涵道中，其特征在于，具备：筒状的核心整流罩(发动机内筒)，在其内部(内侧)形成有用于吸入空气并排出内涵道喷气的环状的内涵道；筒状的发动机舱(发动机外筒)，其以包围上述核心整流罩的方式配设于上述核心整流罩的外侧，在内周壁面与上述核心整流罩的外周壁面之间形成有用于吸入空气并排出外涵道喷气的环状的外涵道；多个支柱，其沿圆周方向隔着间隔地配设于上述核心整流罩的外周壁面与上述发动机舱的内周壁面之间，相对于上述核心整流罩支承上述发动机舱；主吊架，其一体连结于上述核心整流罩到上述发动机舱，与上述航空器发动机的发动机轴向平行地延伸，从上述发动机舱向径向外侧(侧方)突出；子吊架，其相对于发动机轴心与上述主吊架对称地设置在上述核心整流罩的外周壁面与上述发动机舱的内周壁面之间，且位于沿圆周方向相邻的上述支柱之间；以及多个风扇出口引导叶片，其沿圆周方向隔着间隔地配设于在上述核心整流罩的外周壁面与上述发动机舱的内周壁面之间的上述支柱的上游侧，将吸入上述外涵道的空气整流成轴流。并且，发动机涵道在上述发动机舱的内周壁面或者上述核心整流罩的外周壁面，从上述子吊架、上述支柱以及上述风扇出口引导叶片中的至少任一部件的圆周方向的两侧面侧朝向下游侧，形成有向径向内侧或者径向外侧隆起的隆起部，从径向内侧或者径向外侧观察到的上述隆起部的形状呈沿上述发动机轴向延伸的流线形状，上述隆起部的顶部位于上述任一部件的表面上。

[0016] 此外，在本说明书以及权利要求的范围中，所谓“配设”除了直接地配设以外，也包含经由其他部件间接地配设的意思，所谓“设置”，除了直接地设置以外，也包含经由其他部件间接地设置的意思。另外，所谓“上游”是指在上述内涵道或者上述外涵道中从主流的流动方向观察为上游，所谓“下游”是指在上述内涵道或者上述外涵道中从主流的流动方向观察为下游。

[0017] 根据第1侧面，使上述航空器发动机运转，将吸入上述内涵道的空气作为内涵道喷气，将吸入上述外涵道的空气整流成轴流并且作为外涵道喷气来分别排出。由此，能够产生上述航空器发动机的发动机推力。

[0018] 除了上述的作用以外，在上述发动机舱的内周壁面或者上述核心整流罩的外周壁面，从上述任一部件的圆周方向的两侧面侧朝向下游侧形成有向径向内侧或者径向外侧隆起的上述隆起部，从径向内侧或者径向外侧观察到的上述隆起部的形状呈沿上述发动机轴向延伸的流线形状，上述隆起部的顶部位于上述任一部件的表面上，所以若应用或者类推应用上述的新的见解，则上述航空器发动机的运转中，能够充分减少上述外涵道内的流场中的剥离区域。

[0019] 根据本发明的第2技术侧面，其主旨在于，在通过排出内涵道喷气和外涵道喷气来产生发动机推力的航空器发动机中，具备第1技术侧面中的发动机涵道。

附图说明

[0020] 图1是本发明的实施方式的航空器发动机的侧剖视图。

[0021] 图2(a)是图1中的向视部IIA的放大图，图2(b)是沿图2(a)中的IIB-IIB线的图。

[0022] 图3是沿图1中的III-III线的放大图。

[0023] 图4是表示发明例以及比较例的发动机涵道的外涵道内的发动机轴向的位置与推力损耗的关系的图。

[0024] 图5(a)是表示发明例的隆起部的周边的立体图，图5(b)是从径向内侧观察发明例的隆起部的周边的图。

[0025] 图6(a)是表示相关技术的发动机涵道的外涵道内的流场的剥离区域的图，图6(b)是表示发明例的发动机涵道的外涵道内的流场的剥离区域的图。

具体实施方式

[0026] 参照图1至图4对本发明的实施方式的内容进行说明。此外，附图中，“FF”指前方向(上游方向)，“FR”指后方向(下游方向)，“L”指左方向，“R”指右方向。

[0027] 如图1以及图3所示，本发明的实施方式的航空器发动机1安装于航空器(省略图示)，通过排出内涵道喷气CJ和外涵道喷气BJ来产生发动机推力。而且，本发明的实施方式的航空器发动机1的整体构成如下。

[0028] 航空器发动机1具备吸入空气并排出内涵道喷气CJ以及外涵道喷气BJ的发动机涵道3作为主要构成要素，该发动机涵道3具备筒状的核心整流罩(发动机内筒)5，在该核心整流罩5的内部(内侧)形成有用于吸入空气并向后方向(下游方向)排出内涵道喷气CJ的环状的内涵道7。另外，在核心整流罩5的外侧以包围核心整流罩5的方式设置有筒状的发动机舱(发动机外筒)9，在发动机舱9的内周壁面9p与核心整流罩5的外周壁面(外周面)5p之间，形成有用于吸入空气并向后方向排出外涵道喷气BJ的环状的外涵道11。并且，在核心整流罩5的外周壁面5p与发动机舱9的内周壁面9p之间，沿圆周方向隔着间隔配设有作为相对于核心整流罩5支承发动机舱9的构造部件的多个支柱13，各支柱13的叶片弦方向(连接前缘和后缘的方向)与发动机轴向(前后方向或者发动机轴心SC方向)平行。

[0029] 从核心整流罩5的上部到发动机舱9的上部，一体连结有作为平行于发动机轴向延伸的主吊架的顶部吊架15，该顶部吊架15从发动机舱9向上方向(径向外侧)突出，用于相对于航空器的安装以及发动机推力的传递。另外，顶部吊架15具有对燃料供给用配管(省略图示)、润滑油供给用配管(省略图示)、客舱排气用配管(省略图示)、以及冷却空气排气用配管(省略图示)等配管进行收纳等功能。

[0030] 在核心整流罩5的外周壁面5p的下部(下侧部分)与发动机舱9的内周壁面9p的下部(下侧部分)之间，相对于发动机轴心(核心整流罩5的轴心)SC与顶部吊架15对称地设置作为子吊架的底部吊架17，该底部吊架17位于沿圆周方向相邻的支柱13之间，底部吊架17的轴心方向与发动机轴向平行。另外，底部吊架17具有作为相对于核心整流罩5支承发动机舱9的构造部件的功能以及对燃料供给用配管(省略图示)等配管进行收纳等的功能。

[0031] 在核心整流罩5的外周壁面5p与发动机舱9的内周壁面9p之间的支柱13的上游侧，沿圆周方向隔着间隔配设有将吸入外涵道11的空气整流成轴流的多个风扇出口引导叶片19。

[0032] 接着，对航空器发动机1的构成中发动机涵道3以外的构成进行简单的说明。

[0033] 如图1所示，将空气压缩吸入内涵道7以及外涵道11的风扇(风扇转子)21以能够绕发动机轴心SC旋转的方式设置于核心整流罩5的前部。另外，在核心整流罩5的内部的风扇21的下游侧(后侧)，设置有对压缩吸入内涵道7内的压缩空气(空气)进行低压压缩的低压压缩机23。并且，在核心整流罩5的内部的低压压缩机23的下游侧，设置有对低压压缩后的压缩空气进行高压压缩的高压压缩机25。而且，在核心整流罩5的内部的高压压缩机25的下游侧，设置有使燃料在压缩空气中燃烧的燃烧器27。

[0034] 在核心整流罩5的内部的燃烧器27的下游侧设置有高压涡轮29，该高压涡轮29通过来自燃烧器27的燃烧气体的膨胀来驱动并且连动驱动高压压缩机25。另外，在核心整流罩5的内部的高压涡轮29的下游侧，设置有低压涡轮31，该低压涡轮31通过燃烧气体的膨胀来驱动并且连动地驱动风扇21以及低压压缩机23。

[0035] 此外，风扇21、低压压缩机23、高压压缩机25、高压涡轮29、以及低压涡轮31具备多个动叶片(风扇动叶片、低压压缩机动叶片、高压压缩机动叶片、高压涡轮动叶片以及低压涡轮动叶片)。另外，低压压缩机23、高压压缩机25、高压涡轮29以及低压涡轮31具备多个静叶片(低压压缩机静叶片、高压压缩机静叶片、高压涡轮静叶片以及低压涡轮静叶片)。此外，在图中，对风扇21、低压压缩机23、高压压缩机25、高压涡轮29以及低压涡轮31中的动叶片实施了阴影线。

[0036] 接着，对发明的实施方式的发动机涵道3的特征部分进行说明。

[0037] 如图1至图3所示，在发动机舱9的内周壁面9p，从底部吊架17的圆周方向的两侧面17f、17s的前缘17a侧朝向下游侧形成有向径向内侧隆起的隆起部33。另外，从径向内侧观察到的隆起部33的形状呈与发动机轴向平行地延伸的流线形状，隆起部33的中央的顶部
33h位于底部吊架17的后缘17t上。

[0038] 此外，隆起部33的中央的顶部33h也可以代替位于底部吊架17的后缘17t上，而构成为位于底部吊架17的圆周方向的侧面17f或者17s上。另外，隆起部33即使不是左右对称的形状也没关系，如图2(a)所示，若从隆起部33的侧方观察，则从隆起部33的顶部33h到发动机舱9的内周壁面9p连结成直线状，但即使不连结成流线状也没关系。

[0039] 可以构成为，在核心整流罩5的外周壁面5p，从底部吊架17的圆周方向的两侧面17f、17s的前缘17a侧朝向下游侧形成有向径向外侧隆起的其他的隆起部35。此时，从径向外侧观察到的其他的隆起部35的形状呈与发动机轴向平行地延伸的流线形状，其他的隆起部35的中央的顶部35h位于底部吊架17的表面(包含后缘17t)上。

[0040] 对本发明的实施方式的作用以及效果进行说明。通过适当的起动装置(省略图示)的工作来驱动高压压缩机25，通过燃烧器27使燃料在压缩空气中燃烧，由此，通过燃烧气体的膨胀驱动高压涡轮29以及低压涡轮31。并且，通过高压涡轮29连动地驱动高压压缩机25，通过低压涡轮31连动地驱动风扇21以及低压压缩机23。

[0041] 而且，上述那样的一系列的动作，即，风扇21的驱动、低压压缩机23的驱动、高压压缩机25的驱动、利用燃烧器27的燃烧、高压涡轮29的驱动、低压涡轮31的驱动连续进行。其结果，能够使航空器发动机1适当地运转，分别从内涵道7以及外涵道11排出内涵道喷气CJ以及外涵道喷气BJ，能够产生航空器发动机1的发动机推力。

[0042] 除了上述的航空器发动机1的一般的作用以外，在发动机舱9的内周壁面，从底部吊架17的圆周方向的两侧面17f、17s的前缘17a侧朝向下游侧形成有向径向内侧隆起的隆起部33，从径向内侧观察到的隆起部33的形状呈与发动机轴向平行地延伸的流线形状，隆起部33的中央的顶部33h位于底部吊架17的后缘17t上。因此，若应用上述的新见解，能够充分减少航空器发动机1的运转中外涵道11内的流场中的剥离区域。特别是，在核心整流罩5的外周壁面5p，从底部吊架17的圆周方向的两侧面17f、17s的前缘17a侧朝向下游侧，形成有向径向外侧隆起的其他的隆起部35的情况下，能够更充分地减少外涵道11内的流场中的剥离区域。

[0043] 因此，根据本发明的实施方式，能够充分减少航空器发动机1的运转中，外涵道11内的流场中的剥离区域，所以能够减少外涵道11内的推力损耗，使航空器发动机1的发动机性能提高到高的等级。特别是，如图4所示，根据对于外涵道内的发动机轴向的位置与推力损耗的关系的三维非稳态粘性CFD解析结果，与现有例的发动机涵道的情况相比，能够确认发明例的发动机涵道(本发明的实施方式的发动机涵道3)的情况的一方能够充分减少外涵道的出口位置的推力损耗。此外，在该三维非稳态粘性CFD解析中，将发明例以及现有例的发动机涵道的外涵道内的底部吊架的前缘位置的推力损耗设为零。

[0044] 此外，本发明并不局限于上述的实施方式的说明，可以如下那样以各种方式实施。

[0045] 也可以构成为，在发动机舱9的内周壁面9p或者核心整流罩5的外周壁面5p，从各支柱13的圆周方向的两侧面侧朝向下游侧形成有向径向内侧或者径向外侧隆起的支柱侧隆起部(省略图示)。此时，从径向内侧或者径向外侧观察到的各支柱侧隆起部的形状呈沿发动机轴向延伸的流线形状，各支柱侧隆起部的顶部位于支柱的表面(包含后缘)上。

[0046] 也可以构成为，在发动机舱9的内周壁面9p或者核心整流罩5的外周壁面5p，从各风扇出口引导叶片19的圆周方向的两侧面侧朝向下游侧，形成有向径向内侧或者径向外侧隆起的引导叶片侧隆起部(省略图示)。此时，从径向内侧或者径向外侧观察到的各引导叶片侧隆起部的形状呈沿发动机轴向延伸的流线形状，各引导叶片侧隆起部的顶部位于风扇出口引导叶片的表面(包含后缘)上。

[0047] 代替从核心整流罩5的上部到发动机舱9的上部顶部一体连结吊架15，也可以从核心整流罩5的左部(或者右部)到发动机舱9的左部(或者右部)一体连结作为主吊架的主侧面吊架(省略图示)。此时，代替在核心整流罩5的外周壁面5p的下部与发动机舱9的内周壁面9p的下部之间设置底部吊架17，在核心整流罩5的外周壁面5p的右部(或者左部)与发动机舱9的内周壁面9p的右部(或者左部)之间，相对于发动机轴心SC与主侧面吊架对称地设置作为子吊架的子侧面吊架(省略图示)。

[0048] 另外，本发明所包含的权利范围并不局限于这些实施方式。

[0049] 根据本发明，能够充分减少上述航空器发动机的运转中，上述外涵道内的流场中的剥离区域，所以能够减少上述外涵道内的推力损耗，使上述航空器发动机的发动机性能提高到高的等级。

[0050] (美国指定)

[0051] 本国际专利申请涉及美国指定，对于2012年7月26日申请的日本国专利申请第2012－165652号，援引基于美国专利法第119条(a)的优先权的利益，引用该公开内容。