JP2007534874A - 航空エンジンノーズコーンのための防氷装置と方法 - Google Patents

Abstract

ノーズコーン表面へ高温の圧縮器抽気を吹き付ける現行の方法に代わるものとして、回転ヒートパイプ（１２）を使用する航空エンジンノーズコーン防氷システム（１０）が設けられる。中央シャフト（１６）に沿った回転ヒートパイプ（１２）を通して、エンジン（２２）内の高温供給源（３６）からノーズコーン（１８）へ熱が伝達される。エンジン（２２）内の熱伝達要件および空間的制約に適した凝縮器（２０）と蒸発器（１４）とが設けられている。

Description

本発明は概ね、航空エンジンに関し、より詳しくはエンジンノーズコーンの防氷方式に関連する。

零下温度で液体のままの浮遊水滴の雲の中を航空機が移動すると、着氷が発生する。小さな液滴は、ノーズコーンの周囲のエンジンへの流れに沿うが、大きな液滴は円錐面に衝突して凍結し、望ましくない氷の層を形成するという傾向が見られる。小型ターボファンエンジンでは一般的に、圧縮器からの高温抽気をノーズコーンへ吹き付けてこれを臨界着氷温度より上に維持することにより着氷が防止される。この方法は有効であるが、圧縮器空気の抜き出し量が増大すると、ガスタービンエンジンの熱力学的性能が低下する。本発明の目的は、改良型防氷システムを提供することである。

一態様において本発明は、航空エンジンノーズコーンのための防氷装置を提供し、ノーズコーンはエンジンの中央シャフトに回転のため接続され、かかる装置は、ヒートパイプの一端部がノーズコーンの中央部分に隣接する状態で中央シャフトの内部に回転のため取り付けられたヒートパイプであって、作動流体を収容するヒートパイプと、ヒートパイプの他端部に熱を印加するのに適した入熱装置と、ヒートパイプとノーズコーンとの中間に取り付けられた凝縮器アッセンブリ（２０）であって、作動流体を凝縮させるのに適した複数の同心環状凝縮面（４４，４４’）を含む凝縮器アッセンブリ（２０）とを備える。

第二の態様において本発明は、航空エンジンノーズコーンの防氷装置を提供し、ノーズコーンはエンジンの中央シャフトに回転のため接続され、かかる装置は、ヒートパイプの一端部がノーズコーンの中央部分に隣接する状態で中央シャフトの内部に回転のため取り付けられたヒートパイプであって、作動流体を収容するヒートパイプと、ヒートパイプの他端部に熱を印加するのに適した入熱装置と、ヒートパイプとノーズコーンとの中間に取り付けられた凝縮器アッセンブリであって、ヒートパイプから、ノーズコーンの表面に沿ってヒートパイプから離間したノーズコーンの部分へ凝縮作動流体を運搬するのに適した運搬装置を含む凝縮器アッセンブリとを備える。

別の態様において本発明は、航空エンジンノーズコーンのための防氷装置を提供し、ノーズコーンはエンジンの中央シャフトに回転のため接続され、かかる装置は、ヒートパイプの一端部がノーズコーンの中央部分に隣接する状態で中央シャフトの内部に回転のため取り付けられたヒートパイプであって、作動流体を収容するヒートパイプと、ヒートパイプの他端部に熱を印加するのに適した入熱装置と、ヒートパイプと流体連通状態にあるとともに作動流体を凝縮させるのに適した凝縮器アッセンブリと、ヒートパイプと流体連通状態にあるとともにヒートパイプの外部にある防氷アッセンブリであって、ヒートパイプから、中央シャフトの径方向外側にあるノーズコーンの少なくとも一部分へ凝縮作動流体を案内するのに適した防氷アッセンブリとを備える。

別の態様において本発明は、航空エンジンノーズコーンの防水装置を提供し、ノーズコーンはエンジンの中央シャフトに回転のため接続され、かかる装置は、ヒートパイプの一端部がノーズコーンの中央部分に隣接する状態で中央シャフトの内部に回転のため取り付けられたヒートパイプであって、作動流体を収容するヒートパイプと、ノーズコーンの防氷のための、ヒートパイプとノーズコーンとの中間にある凝縮器アッセンブリと、ヒートパイプの他端部へ熱を印加するのに適した蒸発器であって、ヒートパイプの他端部をほぼ包囲するジャケット部分を含み、ジャケット部分がエンジンの加熱流体の供給源と流体連通状態にあるとともに、ジャケット部分がヒートパイプの周囲に加熱流体を案内することによりヒートパイプの作動流体を蒸発させるのに適している、蒸発器とを備える。

別の態様において本発明は、航空エンジンノーズコーンの防氷方法を提供し、エンジンは、エンジンの中央シャフトに回転のため取り付けられたノーズコーンと、中央シャフトと関連する回転ヒートパイプとを少なくとも含み、ヒートパイプは作動流体を収容し、かかる方法は、作動流体を蒸発させ、作動流体を凝縮させ、ヒートパイプからノーズコーンとの接触状態へ凝縮作動流体を案内してノーズコーンに防氷熱を印加し、凝縮作動流体をヒートパイプへ戻す、各ステップを含む。

本発明のその他の態様は、今回提供する開示全体を検討すると明らかになり、そのため上の要約は、開示される主題の進歩性を有する態様を網羅するものではない。

図２ａと図２ｂを参照すると、回転ヒートパイプ１２を使用する新規の航空エンジンノーズコーン防氷システム１０が図示されている。後でより詳細に説明するように、回転ヒートパイプ１２は、蒸発器１４を通してヒートパイプ１２へ供給されたエンジン熱を、航空エンジン中央シャフト１６の内部を通してエンジンノーズコーン１８へ伝達して、これを臨界着氷温度より上に維持し、また、ヒートパイプ１２からノーズコーン表面へ熱を分散させる際の補助のために凝縮器装置２０が設けられている。この実施例の航空エンジン２２は、中央シャフト１６に回転のため取り付けられたファン２４を有するガスタービンターボファンエンジンであり、中央シャフト１６は低圧タービン２６によって駆動されるのに対して、高圧タービン２８は高圧圧縮器３０を駆動し、両タービン２６、２８は、適当な燃焼器３２における燃料空気混合気の燃焼の結果として駆動される。図１を参照すると、使用時に、浮遊水蒸気を伴う空気中を航空エンジンが通過すると、ある状況では水蒸気がノーズコーンで凍結して望ましくない。

さて図４を参照すると、本発明は、回転ヒートパイプ１２に沿って中央ファンシャフト１６からエンジンノーズコーン１８へ伝達されるエンジン廃熱を利用して、ノーズコーン外面を臨界着氷温度より上に維持することが好ましい。加えて、以下でさらに説明するように、回転ヒートパイプ１２は、従来技術による防氷のための圧縮器抽気の利用を回避して、エンジン熱管理に利用できる。

回転ヒートパイプ１２は充填された作動流体３４を収容する閉じた中空円筒体であることが好ましく、概念的には長さ方向に三つの区分（図５参照）、つまり熱供給源３６と接触する蒸発器部分１４と、断熱運搬区分（ここでは「ヒートパイプ」と呼ぶ）と、凝縮器部分とに分割される。解析および設計目的として、防氷システム１０は図３に示された熱抵抗ネットワークとして、または他の適当な形でモデル化するとよい。エンジンの高温供給源３６のＴ_{高温供給源}と周囲空気のＴ_infとの間の温度差が、全体的な熱伝達駆動ポテンシャルを規定する。各部品の熱抵抗は、システム１０内の中間温度と、組合せによりシステム熱伝達とを決定する。防氷システム１０に対する普遍的制約の一つは、航空エンジン２２に実現可能な熱供給源が設けられたとして、全体的な熱伝達が、ノーズコーン１８の臨界エリアでの着氷を防止するのに充分でなければならないということである。ここで説明する好適な実施例では、エンジン熱供給源は好ましくは約Ｔ_{高温供給源}≒１００℃であり、周囲空気はＴ_inf≒−４０℃と低く、結果的にシステム温度差は１４０℃程度となる。あらゆる環境条件においてボデーへの着氷を確実に防止するには、３℃〜１０℃のノーズコーン表面温度が一般的に必要である。この温度範囲が、ノーズコーン表面最低温度に制約を与える。ゆえに、必要な総システム熱伝達つまり熱負荷は、ノーズコーン１８での境界層流についての知識から、周知の技術によって決定できる。

再び図４を参照すると、熟練した読者には理解できるように、使用時、航空エンジン中央シャフト１６およびヒートパイプ１２の高速回転中には、ヒートパイプ１２の液相はヒートパイプ１２の内壁面に環状膜を形成し、内壁に沿って凝縮器２０から蒸発器１４まで移動して、ここで潜熱が吸収されて蒸気が発生し、この蒸気が別のサイクルのためパイプ１２の中央を凝縮器２０まで戻る。ヒートパイプ内で作動流体の流れを案内するため、回転ヒートパイプは一般に、内壁輪郭に関して長さ方向に円筒形またはテーパ状であるが、他の幾何学形状も使用されている。円筒形回転ヒートパイプは長さ方向に均一な断面を有するのに対して、テーパ状回転ヒートパイプは、液膜を蒸発器へ戻すため軸方向に遠心力成分を追加する緩やかなテーパ状を凝縮器区分に採用している。どちらも機能するとはいえ、テーパ状の幾何学形状は装置の熱伝達性能を大きく向上させるため、本装置ではこの形状が好適である。

上述したように、ここで図５を参照すると、この回転ヒートパイプ防氷システム１０は、少なくとも三つのサブシステム、つまり、エンジン２２の中央シャフト１６の内部の回転ヒートパイプ１２と、好ましくはエンジン内の高温供給源３６からヒートパイプ１２までの熱伝達のための好ましくは小型の熱交換器または蒸発器部分１４と、ヒートパイプ１２からノーズコーン１８へエネルギーを分散させる熱分配システムを含む凝縮器部分２０とを含む。

回転ヒートパイプ１２は航空エンジン中央シャフト１６内に配置され、そのためヒートパイプの基本サイズに制約を与える（図２ｂ参照）。ここで検討する特定の航空エンジン２２、つまり小型ガスタービンエンジンでは、航空エンジン中央シャフト１６が回転ヒートパイプ１２の外径を約１インチに制限する。この幾何学的制約は、ヒートパイプキャビティに充填できる流体の量と、液体を蒸発器１４へ戻す液膜への遠心力とに制限を加える。さらに、蒸発器１４および凝縮器２０において熱伝達が行われる表面積も、この幾何学的制約によって制限される。典型的な小型ガスタービン航空機の用途で見られる典型的なパラメータの概要が表１に示されている（挙げられた値は典型的なものであり、本発明の範囲を限定するものとは考えられない。）。

高速回転ヒートパイプ１２は任意の適当な方法で設計すればよく、例えば、ソン（Ｓｏｎｇ）らによって開発されたモデル（Ｆ．Ｓｏｎｇ， Ｄ．Ｅｗｉｎｇ， Ｃ．Ｙ．Ｃｈｉｎｇ，“Ｆｌｕｉｄ Ｆｌｏｗ ａｎｄ Ｈｅａｔ Ｔｒａｎｓｆｅｒ Ｍｏｄｅｌ ｆｏｒ Ｈｉｇｈ Ｓｐｅｅｄ Ｒｏｔａｔｉｎｇ Ｈｅａｔ Ｐｉｐｅｓ（高速回転ヒートパイプの流体の流れと熱伝達モデル）” Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｈｅａｔ ａｎｄ Ｍａｓｓ Ｔｒａｎｓｆｅｒ（国際熱・質量伝達ジャーナル），４６巻，４３９３〜４４０１頁，２００３年、参照することによって本願に組み込む）は、回転ヒートパイプ１２の熱抵抗の設計および特徴付けに使用される。

回転ヒートパイプを設計する時に検討すべき二つの変数は、ヒートパイプに充填される作動流体の量である流体充填量と、凝縮器壁テーパ角度である。この設計では、回転ヒートパイプの総熱抵抗を最小にすることは、この用途の回転速度範囲全体にわたっての関心事である。現在説明している実施例では、外径１″の回転ヒートパイプ１２は厚さ０．１２５″の壁を備え、凝縮器２０とヒートパイプ区分１２と蒸発器区分１４はそれぞれ４．５″、７．２５″、４″の長さを有していた。凝縮器２０にテーパが設けられる場合には、壁厚はヒートパイプ区分１２では０．１２５″であり、凝縮器区分２０を通って端部キャップまで増大していた。

本システムの設計では、充分な熱がノーズコーン１８へ伝達されなければならないだけでなく、この熱が所望する被覆エリア全体に効果的に分散されなければならず、これが凝縮器の設計に影響する。加えられる熱抵抗を最小にして表面温度制約が最小となるように、熱は回転ヒートパイプ凝縮器区分２０から抽出されてノーズコーン１８で分散されることが好ましい。

図１を参照すると、従来技術では、回転ヒートパイプの凝縮器端部は、ノーズコーンの内側極領域と直接伝導接触状態にあった。しかし、ノーズコーン温度は接触エリアのすぐ外側で氷点よりかなり下まで低下し、伝導のみでは防氷に不充分であることが分かっている。伝導による熱伝達は、接触領域全体の初期温度には影響されないことが分かっている。ヒートパイプ凝縮面からノーズコーン周囲を流れる周囲空気への熱伝達は、伝導性によって制限される。そのため、高い熱伝達能力を備える新規の凝縮器が必要とされる。

さて図６と図７を参照して、凝縮器２０の一実施例をこれから説明する。従来技術の問題を克服するため、一態様において本発明は、ヒートパイプ１２とノーズコーン１８の頂点領域とから離間した領域に熱をより効果的に分散させる加熱通路構成３８を提供する。図６に示されているように、凝縮作動流体はヒートパイプ１２から引き出され、ノーズコーン内面に沿って径方向離間加熱通路３８を通り、ノーズコーン内面に沿って流体は伝達される。作動流体をヒートパイプ１２へ戻すため、戻りつまり「流出」通路４０も設けられている。図６の詳細図Ａ−Ａに示されているように、この実施例では、一次つまり「流入」熱通路４２の上に戻りつまり「流出」通路４０が設けられている。この実施例の加熱通路３８は径方向に離間して径方向の配向を持ち、一次加熱通路４２はノーズコーン１８の中央エリアから径方向へ、好ましくはノーズコーン１８の周辺部分まで延出して、ここで通路４２は折り返して、戻り通路４０はノーズコーン１８の中心の方向へ向かうので、通路の戻り部分４０が一次通路４２の上に設けられ、ここで、作動流体を再びヒートパイプ１２の内壁部分へ案内するため、最終的にヒートパイプ１２の外径部分と連通することが好ましい。

図７も参照すると、加熱通路４２の入口４６へ流体凝縮物を案内するためアッセンブリの回転による遠心作用を有益に利用するように、作動流体凝縮物の形成を促進するために設けられるとともに、ノーズコーン１８の方向に若干外向き円錐形であることが好ましい凝縮面４４を、凝縮器２０は含む。凝縮器入口先端４８は好ましくは比較的鋭角の角度を有して、蒸気の流れを不安定にするとともに凝縮エリアの圧力損失を増大させる局所的渦流を妨げることにより流れの安定性を付与するため、入口部分５０の先端に先鋭なあるいは「ナイフ」状のエッジを設けることが好ましい。例えば凝縮器入口の先端を適切に丸めることなどにより先鋭な鋭角先端以外の構造を用いても、同じ結果を達成できる。

使用時には、ヒートパイプ１２内の高温蒸気が図７に示された凝縮器２０の環状領域へ流入し、ここで、液体凝縮物の流れがノーズコーン１８の内側極領域へ接近するにつれて低温のために凝縮が発生する。凝縮器２０の内側部分に向かって形成された凝縮物への回転による圧力は、凝縮器２０の外径部分に向かう凝縮物の圧力より高く、こうして凝縮物を外側へ案内するポンプ作用を発生させる。この作用と遠心作用とは、加熱通路入口４６を通して加熱通路４２へ凝縮物を外側に送り、ここで凝縮物はノーズコーン１８の内面に沿って外側へ案内される。作動流体の過冷却はノーズコーン材料に熱を印加する。そのため、加熱通路４２を凝縮物が通過すると、流体による熱がノーズコーン１８の表面近くに伝えられて防氷熱となる。次に通路４２は、蒸発器１４へ戻すため（後述する）、過冷却凝縮物を通路の戻り部分４０を介してヒートパイプ１２の内壁へ排出する。エンジン（つまりシャフト）の回転速度ωと、通路出口（ｚ_o）と通路入口の液膜の自由表面（ｚ_i）との高さの差ｚ_o−ｚ_iとは、通路３８内の循環に影響するように変化するパラメータである。

加熱通路４２が存在すると、ノーズコーン１８は基本的に強化フィンであり、熱抵抗は温度差Ｔ_cond−Ｔ_infと総熱伝達とによって特徴付けられる。図３に示された抵抗モデルを用いると、この設計では凝縮器２０は好ましくはノーズコーン１８そのものの一体的な部分であるため、凝縮器２０の抵抗とノーズコーン外部の抵抗との組合せを強化フィン抵抗として説明することができる。エンジン速度が１００００ｒｐｍで航空機速度が３００ｋｍ／ｈという名目上の例についての総熱抵抗に対する通路４２の数の影響が、図１３に示されている。ここで説明する実施例では、十二（１２）本の径方向加熱通路４２の使用が好適である。

ここでは、通路４２は本発明の防氷システムとして開示されている。しかし、言うまでもなく防氷システムは一つまたは複数の通路である必要はまったくなく、ヒートパイプ１２からノーズコーン１８に沿って低温作動流体を案内するための任意の適当な機構でよい。例えば、内部導管（図示せず）がノーズコーン１８に設けられるか、ジャケットタイプの流体案内システムが設けられ、ノーズコーン１８の広い表面エリア全体に作動流体が送られてもよい。上で詳述した通路防氷システム１０に関して、通路構成３８は径方向に離間した通路である必要はなく、ノーズコーン１８へ適当な熱分散を行う任意の通路幾何学形状および／または分布を採用してもよい。例えば、らせん幾何学形状または蛇行幾何学形状または他の適当な幾何学形状の通路が採用され頂点から底面までノーズコーン表面に使用されてもよい。隣接通路４２の間の間隔も、隣接通路４２の間の領域で臨界着氷温度より上にノーズコーン表面を維持するように設けられることが好ましい。多数の通路が設けられなくてもよく、または単一の通路でもよい。上述したように、通路が好適であるが、設けられる必要は全くなく、ノーズコーン表面上に作動流体を運搬するための任意の適当な装置で置き換えられてもよい。

回転ヒートパイプの理想的な流体充填量は、蒸発器端部キャップの膜厚がゼロとなるのに必要とされる作動流体の量であり、内壁面全体が濡れるのが好ましい。説明する実施例では、速度範囲にわたって回転ヒートパイプ１２が作動し、ゆえに最低速度（例えば１００００ｒｐｍ）における理想的な流体充填量は、乾燥を回避するために限定的な例であることが好ましく、ゆえに例えば１５０％の流体充填量が１００００ｒｐｍでの理想的充填量に相当する。凝縮器テーパ角度は１００００ｒｐｍでは１．５°、１５０００ｒｐｍでは２°であることが好ましく、残りの大部分の範囲にわたっておよそ２°のままである。しかし、すべての実用的な設計については、安全要因が基本であり、この場合、現実的用途での乾燥を回避するため理想的でない流体充填量が必要となる可能性がある。好適な凝縮器テーパ角度は、回転速度範囲全体にわたって、１５０％流体充填量の場合にはおよそ２°となる。

ボデー、特に固定翼への着氷を防止するのに必要な熱負荷は、当該技術で周知のように、計算による流体力学技術を用いて評価されるか、実験的に決定される。例えば、ともに参照することによって本願に組み込む、Ｇ．Ｃｒｏｃｅ， Ｈ．Ｂｅａｕｇｅｎｄｒｅ， Ｗ．Ｇ．Ｈａｂａｓｈｉによる“ＣＨＴ３Ｄ： Ｆｅｎｓｐａｒ−Ｉｃｅ Ｃｏｎｊｕｇａｔｅ Ｈｅａｔ Ｔｒａｎｓｆｅｒ Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎｓ Ｗｉｔｈ Ｄｒｏｐｌｅｔ Ｉｍｐｉｎｇｅｍｅｎｔ ａｎｄ Ｒｕｎｂａｃｋ Ｅｆｆｅｃｔｓ（ＣＨＴ３Ｄ： 液滴衝突・ランバック作用を伴うフェンスパー・氷共役熱伝達計算）”、ＡＡＩＡ文献 ０２−０３８６，２００２年と、Ｒ．Ｃｏｎｎｅｌｌ， Ｄ．Ｅｗｉｎｇ， Ｃ．Ｙ．Ｃｈｉｎｇによる“Ｅｓｔｉｍａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ Ａｎｔｉ−Ｉｃｉｎｇ Ｈｅａｔ Ｌｏａｄ ｆｏｒ ｔｈｅ Ｎｏｓｅｃｏｎｅ ｏｆ ａｎ Ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ（航空エンジンノーズコーンの防氷熱負荷の推定）”、Ｃａｎａｄｉａｎ Ｓｏｃｉｅｔｙ ｏｆ Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｓ（カナダ機械工学士協会）（ＣＳＭＥ）フォーラム、２００２年を参照すること。

熱はヒートパイプ入力端部に印加されなければならいことは言うまでもなく、ゆえにこれから説明するように適切な蒸発器１４が設けられる。図１４と図１５を参照すると、この用途で提示される一般的な蒸発器概念は、回転ヒートパイプ１２の蒸発器区分を取り囲みし、エンジンにより加熱された流体が循環する狭い間隙によって分離された固定「ジャケット」５０を含む。図１４と図１５から明らかであるように、流体を提供し回収するいくつかの態様が利用可能である。加熱された入力流体はエンジン２２によって（例えば、高温エンジン空気あるいは油または燃料などの高温エンジン液体を通して直接、またはエンジン熱交換器などを通して間接的に）供給されることが好ましく、廃熱が使用されることが好ましいが、ヒートパイプ１２と接触するための流体を加熱するように、電気ヒータ（図示せず）などの専用ヒータがヒートパイプ１２の周囲にまたは隣接して設けられてもよい（熱伝達を最適にするには、高温流体とヒートパイプ１２との間の直接接触が好ましい）。熟練した読者は、他のエンジン熱供給源も本発明での使用が可能であることを理解するだろう。現在説明している航空エンジン実施例では、回転速度範囲は１００００ｒｐｍ〜３００００ｒｐｍであり、主に航空エンジンの中央シャフトエリア内部のスペース制限のため、間隙サイズ（δ）は約０．１″である。間隙サイズ、流体温度および流体流量とは、所望の入熱をヒートパイプ１２へ印加するために設計者が調整する変数に含まれる。蒸発器１４での流方式は、乱流プラス渦流タイプであることが好ましい。

図８〜図１１を参照すると、本発明による凝縮器２０’の別の実施例は、ヒートパイプ１２の内部に（すなわちヒートパイプ内径より小さな径であることが好ましい）一つ以上の凝縮面４４’を含み、好ましくはこれらの面は環状で形状は若干外向き円錐形である。凝縮面４４’はまた、凝縮流体を通過させるための複数の孔４５を備える。作動流体凝縮物を孔４５のエリアへ前方に案内するのを補助するため、凝縮面４４’は排出孔４５の方向に傾斜している。各凝縮面４４’は、上述したように入口圧力損失を最小にするのを助けるため、上の実施例に関して説明したように、ナイフ状エッジまたは他の形状の先端を有することが好ましい。

さて特に図９を参照すると、使用時にこの実施例では、前出の実施例のように、従来と同様、流体は冷却ノーズコーン１８と接触すると凝縮し、凝縮物への回転による圧力が、ノーズコーン１８の加熱通路４２へ向かって外側に（矢印「ａ」参照）、次に通路４２を通って（矢印「ｃ」参照）通路出口４０へ（矢印「ｄ」参照）、ポンプ作用を発生させる。こうして凝縮面で凝縮した流体（矢印「ｂ」参照）は、孔４５に向かって凝縮器２０の円錐形凝縮面４４’に沿って外側へ（つまり前方へ）、次に孔４５を通り、最終的には加熱通路入口へ案内される。次に流体は、加熱通路４２を循環して、前と同様にヒートパイプ１２へ戻る。凝縮面４４’の周囲の孔４５の数と位置は、所望通りでよく、加熱通路４２の数または位置と必ずしも同じである必要はない。

さて図１１ａと図１１ｂを参照すると、凝縮器アッセンブリを設ける好適な方法が描かれている。凝縮器アッセンブリ２０’は、ノーズコーン部分１８と、中間インサート部分６０と、ヒートパイプ１２に係合または接合されることが好ましい端部キャップ部分６２とを含む。凝縮面は、ノーズコーン部分１８とインサート部分６０の両方に設けられることが好ましい。加熱通路４２はインサート６０に設けられることが好ましく、端部キャップ６２とノーズコーン１８とが係合して内部インサート６０を保護する。あるいは、図示されていないが、ノーズコーン部分１８を組み立てる時には、代わりにインサート部分６０と端部キャップ部分６２とが通路４０、４２を形成するように協働してもよい。熟練した読者は、言うまでもなく、ここに開示された凝縮器実施例が多様な形で構成され、上の設計が多くの可能性の一つに過ぎないことを理解するだろう。

さて図１２ａと図１２ｂを参照すると、別の実施例では、孔は、孔そのものでなく、凝縮面のスロット４５’として設けられ、ゆえにスロット４５’は、凝縮面４４’に形成される凝縮物を最終的に加熱通路入口へ移動させる。

本発明のアプローチは、従来技術よりもかなり効率的な熱の伝達である。このアプローチはまた、ヒートパイプ１２のより高い温度差につながる凝縮物の過冷却を達成して、結果的にヒートパイプの動作を良好にする。本発明による熱の伝達は、必要な防氷だけでなく、エンジン内の空気、すなわちタービンまたは燃焼器の冷却またはエンジン内の他の冷却に使用される空気、の冷却も行う。その結果、従来技術システムに対するエンジン性能の改善が見られる。

本発明の構造の設計、モデル化、解析についての追加説明が添付書類Ａに記載され、参照することによってこの説明に組み込まれる。

ターボファンエンジンに関して説明したが、本発明は、防氷手段を必要とするノーズコーンを有するいかなる航空エンジンにも有益に適用される。そのうえ、一例である航空エンジンのサイズと構造は説明のみを目的とし、熟練した読者には明らかな変形によって、適当なエンジンサイズおよび／または構造に本発明を採用してもよい。さらに、説明した実施例は、同じ結果を達成するため多様な方法で実行される広い概念を例示するためのものである。可能な変形はいくつか上に説明したが、この説明は網羅を目的とするものではなく、そのため、開示された発明の大まかな範囲から逸脱しない、熟練した読者には明らかな他の多数の変形が存在することは言うまでもない。それゆえ、添付された請求項は、熟練した読者には明らかな変形を包含するものとする。

従来技術によるノーズコーン防氷の概念図。 本発明を取り入れた典型的なガスタービンエンジンの図。 本発明を取り入れた典型的なガスタービンエンジンの図。 回転ヒートパイプノーズコーン防氷の概念が、高温エンジン供給源と周囲との間の差がポテンシャルである一連の熱抵抗として表現された図。 本発明による回転ヒートパイプ航空エンジンノーズコーン防氷概念の一実施例の、いくらか概略的な断面図。 図４の概念のいくらか概略的でない断面図。 図５の凝縮器の拡大断面図。 図５の凝縮器の拡大断面図。 図６の凝縮器の代替実施例の概略断面図。 図８の一部分の拡大図。 図８の装置のいくらか概略的でない断面図。 図１０の実施例の部品を示す、組立状態図。 図１０の実施例の部品を示す、分解状態図。 図８のノーズコーンの代替実施例の断面図。 図８のノーズコーンの代替実施例の端面図。 加熱通路の数に対する感度を示すグラフ。 蒸発器の実施例の概略図。 蒸発器の実施例の概略図。

Claims (18)

1. 航空エンジンノーズコーン（１８）のための防氷装置（１０）であって、該ノーズコーン（１８）がエンジン（２２）の中央シャフト（１６）に回転のため接続され、
   ヒートパイプ（１２）の一端部が前記ノーズコーン（１８）の中央部分に隣接する状態で前記中央シャフト（１６）の内部に回転のため取り付けられたヒートパイプ（１２）であって、作動流体を収容するヒートパイプ（１２）と、
   前記ヒートパイプ（１２）の他端部に熱を印加するのに適した入熱装置（１４，３６）と、
   前記ヒートパイプ（１２）と前記ノーズコーン（１８）との中間に取り付けられた凝縮器アッセンブリ（２０）であって、作動流体を凝縮させるのに適した複数の同心環状凝縮面（４４，４４’）を含む凝縮器アッセンブリ（２０）と、
   を備えることを特徴とする装置（１０）。
2. 前記凝縮器アッセンブリ（２０）がさらに、前記凝縮面（４４，４４’）と流体連通状態にあるとともに、前記ヒートパイプ（１２）から、前記ノーズコーン（１８）の表面に沿って該ヒートパイプ（１２）から離間した該ノーズコーン（１８）の部分へ作動流体を案内するのに適した運搬装置（３８）を含むことを特徴とする請求項１記載の防氷装置（１０）。
3. 前記環状凝縮面（４４，４４’）が周方向に不連続であることにより、該環状凝縮面（４４，４４’）の径方向内側部分から該環状凝縮面（４４，４４’）を通して作動流体を通過させることを特徴とする請求項１記載の防氷装置（１０）。
4. 前記環状凝縮面（４４，４４’）が円錐台形であって、前記ノーズコーン（１８）の方向に開口するような配向を有することを特徴とする請求項１記載の防氷装置（１０）。
5. 前記環状凝縮面（４４，４４’）が５度未満の円錐角を有することを特徴とする請求項４記載の防氷装置（１０）。
6. 航空エンジンノーズコーン（１８）のための防氷装置（１０）であって、該ノーズコーン（１８）が該エンジン（２２）の中央シャフト（１６）に回転のため接続され、
   ヒートパイプ（１２）の一端部が前記ノーズコーン（１８）の中央部分に隣接する状態で前記中央シャフト（１６）の内部に回転のため取り付けられたヒートパイプ（１２）であって、作動流体を収容するヒートパイプ（１２）と、
   前記ヒートパイプ（１２）の他端部に熱を印加するのに適した入熱装置（１４，３６）と、
   前記ヒートパイプ（１２）と前記ノーズコーン（１８）との中間に取り付けられた凝縮器アッセンブリ（２０）であって、前記ヒートパイプ（１２）から、前記ノーズコーン（１８）の表面に沿って該ヒートパイプ（１２）から離間した該ノーズコーン（１８）の部分へ凝縮作動流体を運搬するのに適した運搬装置（３８）を含む凝縮器アッセンブリ（２０）と、
   を備えることを特徴とする装置（１０）。
7. 前記運搬装置（３８）が、作動流体を通過させるのに適した少なくとも１本の導管（４２）を含むことを特徴とする請求項６記載の防氷装置（１０）。
8. 前記運搬装置（３８）がさらに、前記作動流体を前記ヒートパイプ（１２）へ戻すのに適していることを特徴とする請求項６記載の防氷装置（１０）。
9. 前記運搬装置（３８）が複数の略径方向延在導管（４０，４２）を備えることを特徴とする請求項６記載の防氷装置。
10. 前記ノーズコーン（１８）の前記部分が、ヒートパイプ中央軸線に対して前記ヒートパイプ（１２）の径方向外側にあることを特徴とする請求項６記載の防氷装置（１０）。
11. 前記ノーズコーン（１８）の前記部分が、該ノーズコーン（１８）の周辺部分を含むことを特徴とする請求項６記載の防氷装置（１０）。
12. 前記凝縮器アッセンブリ（２０）が前記ノーズコーン（１８）の一部分を含むことを特徴とする請求項６記載の防氷装置（１０）。
13. 航空エンジンノーズコーン（１８）のための防氷装置（１０）であって、該ノーズコーン（１８）が該エンジン（２２）の中央シャフト（１６）に回転のため接続され、
    ヒートパイプ（１２）の一端部が前記ノーズコーン（１８）の中央部分に隣接する状態で前記中央シャフト（１６）の内部に回転のため取り付けられたヒートパイプ（１２）であって、作動流体を収容するヒートパイプ（１２）と、
    前記ヒートパイプ（１２）の他端部に熱を印加するのに適した入熱装置（１４，３６）と、
    前記ヒートパイプ（１２）と流体連通状態にあるとともに前記作動流体を凝縮させるのに適した凝縮器アッセンブリ（２０）と、
    前記ヒートパイプ（１２）と流体連通状態にあるとともに該ヒートパイプ（１２）の外部にある防氷アッセンブリであって、該ヒートパイプ（１２）から、前記中央シャフト（１６）の径方向外側にある前記ノーズコーン（１８）の少なくとも一部分へ凝縮作動流体を案内するのに適した防氷アッセンブリと、
    を備えることを特徴とする装置（１０）。
14. 前記防氷アッセンブリが、前記ヒートパイプ（１２）から前記ノーズコーン（１８）の周辺部分へ凝縮作動流体を案内することを特徴とする請求項１３記載の防氷装置（１０）。
15. 前記防氷アッセンブリが、前記ノーズコーン（１８）の表面との接触状態にある少なくとも１本の導管を含むことを特徴とする請求項１３記載の防氷装置（１０）。
16. 前記防氷アッセンブリが、前記ノーズコーン（１８）の内面に沿って配置された複数の導管（４２）を少なくとも含み、該導管（４２）が前記ヒートパイプ（１２）から該ノーズコーン（１８）の周辺部分まで延在することを特徴とする請求項１３記載の防氷装置（１０）。
17. 航空エンジンノーズコーン（１８）のための防氷装置（１０）であって、該ノーズコーン（１８）が該エンジン（２２）の中央シャフト（１６）に回転のため接続され、
    ヒートパイプ（１２）の一端部が前記ノーズコーン（１８）の中央部分に隣接する状態で前記中央シャフト（１６）の内部に回転のため取り付けられたヒートパイプ（１２）であって、作動流体を収容するヒートパイプ（１２）と、
    前記ノーズコーン（１８）の防氷のための、前記ヒートパイプ（１２）と該ノーズコーン（１８）との中間にある凝縮器アッセンブリ（２０）と、
    前記ヒートパイプ（１２）の他端部へ熱を印加するのに適した蒸発器（１４）であって、該ヒートパイプ（１２）の他端部をほぼ包囲するジャケット部分（５０）を含み、該ジャケット部分（５０）が前記エンジン（２２）の加熱流体の供給源（３６）と流体連通状態にあるとともに、該ジャケット部分（５０）が該ヒートパイプ（１２）の周囲に該加熱流体を案内することにより該ヒートパイプ（１２）の前記作動流体を蒸発させるのに適している、蒸発器（１４）と、
    を備えることを特徴とする装置（１０）。
    航空エンジンノーズコーン（１８）の防氷方法であって、該エンジン（２２）が、該エンジン（２２）の中央シャフト（１６）に回転のため取り付けられたノーズコーン（１８）と、該中央シャフト（１６）と関連する回転ヒートパイプ（１２）とを少なくとも含み、該ヒートパイプ（１２）が作動流体を収容し、該方法は、
    前記作動流体を蒸発させ、
    前記作動流体を凝縮させ、
    前記ヒートパイプ（１２）から前記ノーズコーン（１８）との接触状態へ凝縮作動流体を案内して、該ノーズコーン（１８）に防氷熱を印加し、
    前記凝縮作動流体を前記ヒートパイプ（１２）へ戻す、
    各ステップを含むことを特徴とする方法。
18. 前記の案内するステップが、前記ヒートパイプ（１２）の径方向外側にある前記ノーズコーン（１８）の部分へ前記作動流体を案内することを含むことを特徴とする請求項１８記載の方法。

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