JP2009085207A - ガスタービンエンジンシステム、それと共に用いられる可変面積式ファンノズルおよびこのノズル部分に関連する有効面積を制御する方法 - Google Patents

Abstract

【課題】エンジン運転の制御を向上させると共に燃料消費量を低減させるために、広範囲の異なる飛行状態にわたってバイパス空気流を制御する。
【解決手段】ガスタービンエンジンシステムと共に用いられる可変面積式ファンノズル４０が、複数の位置の間で動くことができるノズル部分５６を含み、ガスタービンエンジンのファンバイパス通路３０を通るバイパス空気流に関連する有効面積を変化させる。このノズル部分５６に保護コーティング７４が施される。この保護コーティング７４は、環境条件によって生じるノズル部分５６の有効面積の望ましくない変化に対して耐性を有する。
【選択図】図２

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに関し、詳しくは、保護コーティングを含む可変面積式ファンノズルを有するガスタービンエンジンに関する。

ガスタービンエンジンは、公知の技術であり、輸送手段（例えば、航空機）の推進に用いられている。典型的なガスタービンエンジンは、圧縮機セクション、燃焼セクション、およびタービンセクションを備え、これらのセクションは、エンジンに流入するコア空気流を利用して輸送手段を推進させる。ガスタービンエンジンは、通常、ナセルのような外側構造体に取り付けられている。外側構造体とエンジンとの間の通路をバイパス空気流が通流し、エンジンの出口から流出する。

従来技術のガスタービンエンジンは、現在のところ、巡航状態のような所定の飛行条件において、所望の性能エンベロープの範囲内で運転されるように設計されている。従来のエンジンは、離着陸状態などの巡航以外の飛行状態においては、所望の性能エンベロープの境界に達する又はその境界を越えることがあり、エンジンの運転効率を望ましくないように低下させてしまうことがある。例えば、ファンの大きさと、コア空気流に対するバイパス空気流の比率とは、離陸時に通路内でのバイパス流の閉塞（ｃｈｏｋｉｎｇ）を防ぐように、ファン前後の所望の圧力比を維持するように設計されている。しかし、巡航中には通路内におけるバイパス流が減少し、エンジンの燃料消費に悪影響を与えてしまう。すなわち、エンジンは、長時間にわたって巡航状態で運転されるので、離陸を考慮した設計の制約は、燃料消費の効率を低下させてしまう。

従って、エンジン運転の制御を向上させると共に燃料消費量を低減させるために、広範囲の異なる飛行状態にわたってバイパス空気流を制御することが必要とされている。

ガスタービンエンジンシステムと共に用いられる例示的な可変面積式ファンノズルが、複数の位置の間で動くことができるノズル部分を含み、ガスタービンエンジンのファンバイパス通路を通るバイパス空気流に関連する有効面積を変化させる。このノズル部分に保護コーティングが施され、この保護コーティングは、環境条件によって生じるノズル部分の有効面積の変化に対して耐性を有する。この保護コーティングは、例えば、ノズル部分の氷結および侵食に対して耐性を有する材料を含む。

一例において、保護コーティングを有する可変面積ファンノズルがガスタービンエンジンシステムの内部に使用され、この保護コーティングがノズルの有効面積の変化に対して耐性を有し、したがって、ノズルの有効面積の制御が可能になる。この保護コーティングは、例えば、ノズルの有効面積を無理に変化させることがある氷結および侵食に対して耐性を有する。

本発明のさまざまな特徴および利点は、以下の好ましい実施例の詳細な説明および添付の図面から当業者に明らかとなる。

図１は、亜超音速運転用に設計された航空機の典型としての航空機のエンジンパイロン１２から懸垂された例示的なガスタービンエンジン１０の選択された部分の概略を示す。ガスタービンエンジン１０は、エンジン中心線つまり軸方向中心線Ａを中心として周方向に配置されている。ガスタービンエンジン１０は、ファン１４、低圧圧縮機１６ａ、高圧圧縮機１６ｂ、燃焼セクション１８、高圧タービン２０ｂ、および低圧タービン２０ａを含む。当技術分野において周知のように、圧縮機１６ａ，１６ｂ内で圧縮された空気は、燃料と混合され、圧縮セクション１８内で燃焼され、タービン２０ａ，２０ｂ内で膨張させられる。この膨張に応じて圧縮機１６ａ，１６ｂおよびファン１４を回転駆動するように、タービン２０ａ，２０ｂは、それぞれ、ロータ２２ａ，２２ｂ（例えば、スプール）に連結されている。また、この例において、ロータ２２ａは、歯車列２４を介してファン１４を駆動する。

図示した例では、ガスタービンエンジン１０は、高バイパス歯車減速形ターボファンの構成である。一例において、バイパス比は、１０：１より大きく、ファン１４の直径は、低圧圧縮機１６ａの直径より大幅に大きい。一例において、低圧タービン２０ａの圧力比は、５：１より大きい。この歯車列２４は、周知の適切な歯車装置であってよく、例えば、軌道運動する遊星歯車を有する遊星歯車装置、軌道運動しない遊星歯車を有する遊星装置、または他の形式の歯車装置とすることができる。開示した例において、歯車列２４は、一定の歯数比を有する。この説明が与えられれば、当業者であれば、上記のパラメータが例示的なものであり、実施するための具体的な必要性を満たす他のパラメータを用いてもよいことを理解されるであろう。

外側ハウジングすなわち（一般にファンナセルとも呼ばれる）ナセル２８が、ファン１４を中心として周方向に延在する。ナセル２８と、内側ハウジングすなわち内側カウル３４と、の間に概ね環状のファンバイパス通路３０が延在し、内側カウル３４は、圧縮機１６ａ，１６ｂおよびタービン２０ａ，２０ｂを概ね囲んでいる。

運転時に、ファン１４は、ガスタービンエンジン１０にコア流Ｃとして空気を吸い込み、バイパス通路３０にバイパス空気流Ｄとして空気を吸い込む。一例において、ナセル２８に流入する空気流の略８０％がバイパス空気流Ｄになる。後部排気装置３６が、ガスタービンエンジン１０からバイパス空気流Ｄを排出する。コア流Ｃは、内側カウル３４とテールコーン３８との間の通路から排出される。バイパス比が高いことにより、バイパス空気流Ｄによって著しく大きな推力を供給することができる。

図１に例示するガスタービンエンジン１０は、バイパス通路３０と関連した（概略的に示す）ノズル４０も備える。この例において、ノズル４０は、ナセル２８の後縁に連結されている。

ノズル４０は、アクチュエータ４２を含む。このアクチュエータ４２は、例えばバイパス空気流の空気圧を操作するなどバイパス空気流Ｄに影響をもたらすために、複数の位置の間でノズル４０を動かす。制御装置４４は、バイパス空気流Ｄを望ましいように操作するために、複数の位置の間で選択的にノズル４０を動かすことをアクチュエータ４２に命令する。制御装置４４は、アクチュエータ４２およびノズル４０の制御に専用のものでもよいし、ガスタービンエンジン１０内の既存のエンジン制御装置に一体化されていてもよいし、他の周知の航空機制御装置またはエンジン制御装置に組み込まれていてもよい。例えば、ノズル４０を選択的に動かすことにより、制御装置４４は、制御装置４４内に入力されるパラメータに従って、得られる推力の大きさを変更し、航空機を制御する条件を向上させ、ファン１４の作動条件を向上させ、またはバイパス通路３０に関連する他の構成要素の作動条件を向上させることができる。

一例において、ガスタービンエンジン１０は、巡航状態のような所定の状態において、所望の性能エンベロープの範囲内で運転されるように設計されている。例えば、ファンのフラッタを避けるために、圧力比（すなわち、ファン１４後方の空気圧に対するファン１４前方の空気圧の比率）を所望の範囲に維持し、ファン１４を作動させることが望ましい。圧力比をこの範囲内に維持するために、ノズル４０は、ファン１４後方の空気圧を調整するようにバイパス空気流Ｄに影響を与えることによって、圧力比を制御する。例えば、ノズル４０は、巡航状態では、バイパス空気流Ｄを少なくすることができ、離陸状態では、バイパス空気流Ｄを多くすることができる。いくつかの例において、ノズル４０は、離陸のためにバイパス空気流Ｄを多くするように、バイパス通路３０に関連する断面積を略２０％変化させる。このように、ノズル４０は、性能エンベロープを種々の異なる飛行状態の全体にわたって維持することができる。

図２は、ノズル部分５６を有する例示的なノズル４０の選択された部分を示す。このノズル部分５６は、ノズル４０の有効流路面積（すなわち、有効流路断面積）を変化させることによってバイパス空気流Ｄに影響を与えるように、ほぼ軸方向５８に沿って複数の異なる位置の間で動くことができる。この例では、ノズル部分５６は、軸方向５８に沿って動かされるように、アクチュエータ４２に操作可能に接続されている。制御装置４４は、ノズル部分５６とナセル２８との間の補助流路６０を開閉するようにノズル部分５６を動かすように、アクチュエータ４２に選択的に命令する。ノズル４０の有効流路面積は、距離ＡＲによって表されるノズル部分５６と内側カウル３４との間の断面積と、ＡＲ₂によって表される補助流路６０の断面積と、の合計である。

図示した開位置では、補助流路６０があることにより、バイパス空気流Ｄの少なくとも一部が、ノズル４０を通って軸方向に流出すると共に、補助流路６０を通って半径方向に流出する。閉位置では、ノズル部分５６がナセル２８と当接するので、バイパス空気流Ｄは、軸方向にのみ流出する。制御装置４４とアクチュエータ４２とが、航空機の飛行状態に従ってノズル部分５６を選択的に開閉することによってノズル４０の有効流路面積を変化させるように協働する。

例えば、全流路面積を比較的大きくするために、ノズル部分５６を開位置に動かすことによってノズル４０を通過するバイパス空気流Ｄを増やし、バイパス通路３０内での圧力増大を低減させる（すなわち、空気圧を減少させる）。全流路面積を比較的小さくするために、ノズル部分５６を閉位置に動かすことによってバイパス空気流Ｄを制限し、バイパス通路３０内に圧力増大（すなわち、空気圧の増加）を生じさせる。このように、制御装置４４は、バイパス通路３０内の空気圧を選択的に制御し、これによって、前述したように、ファン１４の前後の圧力比を制御することができる。例えば、離陸中にノズル部分５６を開くことにより、ファン１４がフラッタ状態（ｆｌｕｔｔｅｒ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ）になることを避け、閉塞（ｃｈｏｋｉｎｇ）を防ぎ、したがって、さらに効率のよい運転をすることができる所望の圧力比を達成する。

図３は、ノズル部分５６’が、揺動連結部６２を中心として、方向６４に沿って揺動する他の例示的なノズル４０の選択された部分を示している。この例では、制御装置４４は、ＡＲ’によって表される流路面積（この例では、全有効流路面積）を選択的に変化させるように、ノズル部分５６’を揺動させることをアクチュエータ４２に選択的に命令する。図３から明らかなように、ノズル部分５６’を中心軸Ａの方向に揺動させると流路面積ＡＲ’が減少し、ノズル部分５６’を中心軸Ａから離れる方向に揺動させると流路面積ＡＲ’が増大する。上記のように、全流路面積を比較的小さくすることにより、ノズル４０を通るバイパス空気流Ｄを制限し、全流路面積を比較的大きくすることにより、ノズル４０を通るバイパス空気流Ｄを増大させる。上記の例示的なノズル４０は、制限的なものではなく、この開示から他の形式の可変面積式ノズルも恩恵を受けることを理解されたい。

図示した例において、ノズル部分５６，５６’は、環境条件によって生じるノズル４０の有効流路面積の変化に対して耐性を有する保護コーティング７４を含む。図２では、保護コーティング７４は、前端７５ａから後端７５ｂまでの下地のノズル部分５６を完全に覆っている。代替的に、この保護コーティング７４を、例えば、氷結および侵食を受け易い領域に応じて、ノズル部分５６の特定領域のみ（例えば、前端７４ａのみ）に配置してもよい。図３において、保護コーティングは、ノズル５６’の内面および外面のみを覆っている。代替的に、この保護コーティングを内面にのみに配置してもよい。

ナセル２８の一部が選択的に保護コーティング７４を含んでいてもよい。例えば、保護コーティング７４は、ナセル２８（図２）の後端部を覆い、さらに、ナセル２８の内面および外面、およびナセル２８とノズル部分５６との間の軸方向面７５を覆う。

保護コーティング７４は、氷結、侵食またはこれら両方に対する耐性を有する。氷結および侵食から保護する（場合によっては氷結および侵食を完全に防ぐ）ことによって、ノズル部分５６，５６’および／またはナセル２８上に空力学的に滑らかな表面を維持でき、さらに、氷結または侵食によって有効流路面積が望ましくない変化を受けることがない。また、保護コーティング７４は、氷がノズル部分５６，５６’の動きを妨げるほど大きい寸法にまで成長することを防ぐことができる。

一例において、保護コーティング７４は、下地のノズル部分５６，５６’の氷付着強度よりも小さい氷付着強度を有する疎氷性（ｉｃｅｐｈｏｂｉｃ）の材料からなる。さらに、保護コーティング７４は、下地のノズル部分５６，５６’の耐侵食性より大きい耐侵食性を有していてもよい。例えば、下地のノズル部分５６，５６’は、チタン、アルミニウム、金属合金、またはポリマー複合材料を含んでいてもよい。単一種類の保護コーティング７４が疎氷特性と耐侵食特性とをともに備えていてもよいし、疎氷性または耐侵食性のいずれか１つに適する材料を利用して保護コーティング７４が形成されていてもよい。

一例において、保護コーティング７４は、シリコン基エラストマー、ポリウレタン基エラストマーおよびフルオロポリマーから選択される材料を含む。さらに他の例において、シリコン基エラストマーは、例えば、白金硬化ビニル末端ポリジメチルシロキサン（ｐｌａｔｉｎｕｍ ｃｕｒｅｄ ｖｉｎｙｌ ｔｅｒｍｉｎａｔｅｄ ｐｏｌｙｄｉｍｅｔｈｙｌ ｓｉｌｏｘａｎｅ）、過酸化物硬化ビニル末端ポリジメチルシロキサン（ｐｅｒｏｘｉｄｅ ｃｕｒｅｄ ｖｉｎｙｌ ｔｅｒｍｉｎａｔｅｄ ｐｏｌｙｄｉｍｅｔｈｙｌ ｓｉｌｏｘａｎｅ）、ポリフェニルメチルシロキサン、４−ポリトリフルオロプロピルメチルシロキサンまたはポリジフェニルシロキサンなどの高分子量のポリシロキサンを含む。さらに他の例において、上記の材料は、保護コーティング７４の疎氷特性および耐侵食特性をさらに高めるために、固体充填材（ｆｉｌｌｅｒ）、液体充填材、または添加物を加えることなく用いられる。さらに他の例において、保護コーティング７４は、約３８８ｋｐａ以下の氷付着強度を有し、約２００ｋｐａ以下の氷付着強度を有する例もある。上記の例示的な材料は、ノズル部分５６，５６’を保護するのに有効であるが、一例において、シリコン基エラストマーは、充填材および添加物を含まない理由により、疎氷性かつ耐侵食性という利便性をもたらす。この説明が与えられれば、当業者であれば、具体的な必要性を満たす他の種類の疎氷性材料および耐侵食性材料を使用することができることを理解されるであろう。

付着性を向上させるために、保護コーティング７４とノズル部分５６，５６’との間に選択的にプライマー層７６を用いてもよい。例えば、プライマー層７６は、白金、パラジウム、ロジウムのような触媒を含む又は含まないシランカップリング剤またはチタン酸塩カップリング剤（ｓｉｌａｎｅ ｏｒ ｔｉｔａｎａｔｅ ｃｏｕｐｌｉｎｇ ａｇｅｎｔ）を含む。プライマー層７６および保護コーティング７４は、噴霧、静電析出法（ｅｌｅｃｔｒｏｓｔａｔｉｃ ｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎ）、はけ塗り、浸漬などの周知の技術を用いてノズル部分５６，５６’に施され、周知の技術を用いて必要に応じて硬化される。

従って、開示の例は、環境条件による有効流路面積の望ましくない変動に対する耐性を有する保護コーティング７４が施されたノズル部分５６，５６’を有するノズル４０を提示する。例えば、保護コーティング７４は、氷がノズル４０に付着することを完全に防ぐ又はノズル４０上に氷が成長する速度を減少させることによって、氷結を低減させる。従って、制御装置４４が、有効流路面積に対応するように予め計算された位置にノズル部分５６を動かしたとき、この予め推測され計算された有効流路面積に対し、氷結による有効流路面積の減少や、侵食による有効流路面積の増大がない。このように、ノズル部分５６，５６’に保護コーティング７４を使用することによって、適切でない環境による支障を受けることなく、ノズル４０および有効流路面積を確実に制御することができるという利便性を提供することができる。

図示した例には、いくつかの特徴の組合せが示されているが、この開示からのさまざまな実施例の利便性を実現するために、これら特徴のすべてが組み合わされる必要はない。換言すれば、この開示の実施例に従って設計されるシステムは、いずれか１つの図に示される特徴のすべてを必ずしも含む必要はなく、ましてやすべての図に概略的に示される部分のすべてを含む必要もない。さらに、例示的な一実施例における選択された特徴が、他の例示的な一実施例における選択された特徴と組み合わされてもよい。

前述の説明は、本質的に制限するものではなく、例示するものである。当業者であれば、本開示の本質から必ずしも逸脱することなく、開示された例に対していくつかの変更および修正がなされ得ることを理解されるであろう。本開示に与えられる法的な保護の範囲は、特許請求の範囲を検討することによってのみ決定され得る。

可変面積式ファンノズルを有する例示的なガスタービンエンジンシステムの選択された部分を示す図。 保護コーティングを利用する例示的なノズル構造の選択された部分を示す図。 保護コーティングを利用する他の例示的なノズル構造の選択された部分を示す図。

Claims (19)

1. ガスタービンエンジンシステムと共に用いられる可変面積式ファンノズルであって、
   ガスタービンエンジンのファンバイパス通路を通るバイパス空気流に関連する有効面積を変化させるために、複数の位置の間で動くことができるノズル部分と、
   環境条件によって生じる前記ノズル部分の有効面積の変化に対して耐性を有する前記ノズル部分の保護コーティングと、
   を備えることを特徴とする可変面積式ファンノズル。
2. 前記保護コーティングが、前記ノズル部分の氷付着強度よりも小さい氷付着強度を有する防氷コーティングからなることを特徴とする請求項１に記載の可変面積式ファンノズル。
3. 前記保護コーティングが、前記ノズル部分の耐侵食性よりも大きい耐侵食性を有する耐侵食コーティングからなることを特徴とする請求項１に記載の可変面積式ファンノズル。
4. 前記ノズル部分が、ポリマー複合材料からなる最外面を含むことを特徴とする請求項３に記載の可変面積式ファンノズル。
5. 前記保護コーティングが、シリコン基エラストマーを含むことを特徴とする請求項１に記載の可変面積式ファンノズル。
6. 前記保護コーティングが、ポリシロキサンを含むことを特徴とする請求項１に記載の可変面積式ファンノズル。
7. 前記保護コーティングが、ポリウレタン基エラストマーおよびフルオロポリマーの少なくとも１つを含むことを特徴とする請求項１に記載の可変面積式ファンノズル。
8. 前記保護コーティングが、白金硬化ビニル末端ポリジメチルシロキサン、過酸化物硬化ビニル末端ポリジメチルシロキサン、ポリフェニルメチルシロキサン、４−ポリトリフルオロプロピルメチルシロキサンおよびポリジフェニルシロキサンの少なくとも１つから選択される高分子量のポリシロキサンを含むことを特徴とする請求項１に記載の可変面積式ファンノズル。
9. 前記保護コーティングが、前記ノズル部分の前縁に配置されていることを特徴とする請求項１に記載の可変面積式ファンノズル。
10. 前記保護コーティングに生じる氷を溶解する又は砕くように作用する防氷装置をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載の可変面積式ファンノズル。
11. ファンと、
    前記ファンの周りに配置された構造体と、
    少なくとも部分的に前記構造体内にある圧縮機およびタービンを有するエンジンコアと、
    前記構造体と前記ガスタービンエンジンとの間にあるファンバイパス通路と、
    前記ファンバイパス通路を通るバイパス空気流に関連する有効面積を変化させるために、複数の位置の間で動くことができるノズル部分と、
    環境条件によって生じる前記ノズル部分の前記有効面積の変化に対して耐性を有する前記ノズル部分の保護コーティングと、
    を備えることを特徴とするガスタービンエンジンシステム。
12. 前記保護コーティングが、前記ノズル部分と前記構造体との間に配置されていることを特徴とする請求項１１に記載のガスタービンエンジンシステム。
13. 前記保護コーティングが、前記ノズル部分と、前記エンジンコアに対応する内側カウルと、の間に配置されていることを特徴とする請求項１１に記載のガスタービンエンジンシステム。
14. 前記保護コーティングが、前記ファンの周りに配置された前記構造体の少なくとも一部にも施されていることを特徴とする請求項１１に記載のガスタービンエンジンシステム。
15. 前記保護コーティングが、前記ファンの周りに配置された前記構造体の後縁に施されていることを特徴とする請求項１４に記載のガスタービンエンジンシステム。
16. 前記ガスタービンエンジンの複数の運転状態の１つに対応して、前記ノズル部分を選択的に動かす制御装置をさらに備えることを特徴とする請求項１１に記載のガスタービンエンジンシステム。
17. ガスタービンエンジンの可変ノズル部分に関連する有効面積を制御する方法であって、
    環境条件によって生じる前記ノズル部分の有効面積の変化に対して耐性を有する保護コーティングを前記可変ノズル部分に施す、
    ことを含む方法。
18. 前記可変ノズル部分の氷付着強度よりも小さい氷付着強度を有するように前記保護コーティングを選択することをさらに含む請求項１７に記載の方法。
19. 前記可変ノズル部分の耐侵食性よりも大きい耐侵食性を有するように前記保護コーティングを選択することをさらに含む請求項１７に記載の方法。

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