JP2010520410A - 温熱防氷システム - Google Patents

Abstract

航空機用エンジン又はその他の装置のエアインテークダクトは温熱防氷システムを有している。エアインテークダクトの前方は環状外側外被（１６）を備えており、環状外側外被は環状内部隔壁（１８）とともに中央線（２６）の周囲に環状プレナム（８）を形成する。前記隔壁は前記中央線の近くに内部端を有している。前記プレナム内において、外側外被とともに実質的に連続的な環状通路を形成する環状内側外被（９）が設けられている。
ホットエアは入口（１７）を経由してプレナム（８）に供給される。前記空気は、通路の端のインレット（１４）から入って、出口（１１）へと流れて隔壁を通り抜ける。これにより、ダクトの先端及び前記中央線に面するダクトの表面にダクトの他の部分よりも熱を供給し、エンジン内に入って損傷させる氷が形成されるのを防ぐことができる。これにより、着氷に必要なホットエアの流量を減らすことができる。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機用エンジンの温熱防氷システムに関する。本発明の実施形態は、エアインテークダクトの温熱防氷システムに関する。エアインテークダクトは、エンジン、エンジンのクーラー、ガスタービンエンジンなどの航空用エンジン、又はその他航空機以外のガスタービンエンジンに用いられる場合もある。

米国特許5011098では、非ダクトファン（UDF）エンジンについての温熱防氷システムが開示されている。ファンブレードはガスタービンエンジンの後方の外側に設けられている。仮に、エンジンのハウジングやカウリングに着氷した氷がカウリングから剥がれると、ファンブレードは破損してしまう。着氷を減らすために、温熱防氷システムは、エンジンから供給されたホットエアを利用して着氷にさらされているカウリングに熱を供給する。カウリングは外被（skin）と呼ばれる表面を有している。カウリングの最先端は、カウリング内の隔壁とカウリングの外側外被によって形成された空間を有している。エンジンから供給されるホットエアは、空間内のピッコロタイプのチューブに供給される。前記スペース内の外被の一部は、二重外被熱交換器により複数の流路が供給される。複数の流路は、ガスタービンエンジンの軸方向に間隔を空けて隔てられている。流路間の空間は、外被の材料を介して伝導することにより加熱される。熱交換器は、着氷して氷がカウリングから剥がれ落ちたときにファンブレードへの損傷の危険がある位置、すなわち、非ダクトファンブレードにつながる空気流れを有するカウリングの外表面に供給される。前記スペースの他の部分は一重外被を有している。ピッコロチューブからのホットエアは、熱交換器を通って流れることにより、カウリングの外被を一重に形成された外被部分よりも強く加熱する。

米国特許3933,327では、ジェットエンジンの入口における氷片の形成を防ぐ機構がジェットエンジンの部屋の先端に設けられた、防氷プレナムが開示されている。前記部屋の先端は、一般にジェットエンジンに向かう内側に面する二重外被によって形成される。ジェットエンジンからの熱い排気ガスは、内側外被と外側外被の間に形成された通路を通って、その内部から外側外被を加熱する。

本発明の一実施形態は、航空機用のエアインテークダクトであって、前記ダクトは、前記ダクトの外側外被と隔壁の内部で形成される環状プレナムを有する環状先端区域と、前記プレナム内において前記プレナムの二重外被部分を形成する外側外被の部分に伸びる環状空気流れ通路を形成する内側外被と、プレナムにホットエアを供給するために少なくとも１つの入口と、ホットエアをプレナムから通路に供給するための内側外被を貫通する少なくとも１つの入口と、通路及びプレナムから空気を排出するための少なくとも１つの出口と、を備えており、前記内側外被は、航空機の飛行エンベロープにおける外側外被の周りを流れる空気流れのよどみ点位置の変化の区域を含んでおり、前記プレナムは一重の形成された他の外被区域を有しており、環状空気流れ通路は実質的に連続した環状空気流れ空間を形成する。

本発明の実施形態は、最も着氷の影響が大きいエアインテークダクトの区域を加熱するためのホットエアの流量の効率的な使用を提供することができる。

また、熱伝達フィンは、環状通路の外側外被に取り付けてもよい。

また、入口及び出口並びに環状空気流れ通路の配置を、環状通路内における均衡のとれた空気流れを作るように構成してもよい。環状通路内の空気流れを均衡させることで、環状通路内において、ダクトの外側外被の内部表面全体にわたってエアインテークダクトを等しく加熱することができる。

また、本発明は、上記のエアインテークダクトを備えた航空機を提供する。

本発明の実施形態に係る航空機用エンジンのエアインテーク前方の断面概略図である。 図１の下側部分の拡大断面図である。 図１の上側部分の拡大断面図である。 本発明の他の実施形態に係るエアインテークダクト前方の前方透視図であって、ダクトの外側外被を省略した図である。 図４のダクトの後方透視図である。 エアインテークダクト前方の断面透視図である。 図２に対応するエアインテークダクトの変形例の概略断面図である。 図７のＡ−Ａ線の部分断面図である。 図８に対応する図７及び図８のエアインテークダクトの変形例を示す部分断面図である。

本発明は、様々な修正及び代替の形態が考えられるが、特定の実施形態は図に例として示されており、ここで詳細に説明する。言うまでも無く、図面及び詳細な説明は発明を特定の形状に制限することを目的としているのではなく、これとは逆に、本発明の精神及び範囲から逸脱せずに修正されたもの、同等物、代替物が本発明に含まれる。

以下の説明は実施形態として航空機用ガスタービンエンジンのエアインテークダクトについて述べるが、発明はこの実施形態に限定されない。

図１は図５のＡ―Ａ線及びＢ−Ｂ線断面を示している。図２は図Ｂ−Ｂ線断面図を示している。図３は、図５のＡ−Ａ線断面図を示している。図４ではダクトの外側外被１６を省略している。

図１には、航空機用エンジンのエアインテークダクトの前方が示されている。流路２４はエンジンへと伸びる中央線２６を有している。エンジンはジェット推進によるガスタービンエンジンである。あるいは、ガスタービンエンジンは、プロペラ機のプロペラまたはヘリコプタのロータを回転させるためのものである。図４及び５に示すように、ダクトは中央線２６を取囲んでおり、環状もしくは対応する形状を有している。図４及び５にはその一実施形態が示されている。

図１〜６に示すダクトの実施形態は、ダクトの他の部分よりもダクト先端の所定の区域に多くの熱を供給し、その所定の区域に着氷するのを防止する温熱防氷システムである。このシステムは、除氷に必要なホットエアの量を減らすことができる。ガスタービンエンジンから防氷のためのホットエアが供給されると、エンジンの効率が落ちてしまう。仮に氷が形成されると、それがエンジンに入ってエンジンを損傷させてしまう。

本実施形態における航空機用エンジンのエアインテークダクトの高い熱が供給される所定の区域は、航空機の飛行エンベロープのよどみ点の位置における変化範囲を含む区域である。

さらに説明すると、エアインテークダクトの先端では、空気流れはダクトに入る部分とダクトの外を流れる部分とに分けられる。両部分を分ける点は、よどみ点である。よどみ点において、先端の表面上の空気の流速はゼロである。氷は、よどみ点に形成される傾向にある。先端のよどみ点の位置は、航空機の空気流れに関する航空機の姿勢や方向によって変化する。また、航空機の速度やタービン装置の回転速度によっても変化する。そのため、航空機の飛行エンベロープが（安全な）想定範囲といえる。

エアインテークダクトの前方には環状の外側外被１６が設けられている。環状の外側外被１６は、環状の内部隔壁１８と共同して、中央線２６の周りに環状のプレナム８を形成する。隔壁は中央線の近くに位置する内部端を有している。プレナムの中には、外側外被と共同して環状の通路１９を形成する環状の内部外被９が設けられている。

断面において、内側外被９は外側外被１６の内側表面に対して離れておよそ平行に伸びており、隔壁１８の内側端から、先端２５を通り、ダクトの外側の先端２５の下流に伸びる区域を覆うように形成されている。その区域を覆うと、空気流れ通路１９が形成される。空気流れ通路１９は、ダクトの外側における先端２５の下流に位置する壁１２によって一端が閉鎖されており、他端が隔壁１８の内側端近くの隔壁１８の出口１１を通過するよう開放されている。内部外被９はプレナム８につながる入口１４を有している。入口１４は、通路の一端を閉じる壁１２に隣接している。エンジンからのホットエアの流れは、入口７を介してプレナムに供給される。

図４及び５に示すように、環状のエアインテークダクトの周りに複数の入口１４、出口１１及び入口７が設けられていることが重要である。

従来の手段（図示せず）によってエンジンから供給されるホットエアは、従来の手段によって入口７を通ってプレナムに供給される。ホットエアは、プレナムから通路の閉じた端に近接した内部外被９の入口１４を介して通路１９へ、そして、出口１１を介して通路の外へと流れる。プレナムは一重の外被部分１０及び二重の外被部分９、１９を有している。二重外被の通路１９は、その部分について一重外被部分１０よりも大きい熱効果を奏する。通路１９は、プレナムの一重外被部分１０よりも通路内の空気の流量比を大きくすることができる。二重外被部分は、熱効果が最も必要な箇所に設けられている。本実施形態では、航空機の飛行エンベロープにおけるよどみ点位置の変化の範囲を含むエアインテークダクトの区域をカバーする。二重外被部分は、プレナムの先端面の内部表面部分にのみ広がり、一重外被部分１０は、航空機の飛行エンベロープのよどみ点の部分の変化範囲の外側に位置する。

通路１９は外側外被１６と内部外被９の間に形成される。内部外被は、出口１１に隣接する内部外被を隔壁１８に接続する連続的なブラケット１３により固定され、そしてエアインテークダクトの内部側に近い一端に支持されている。内部外被の他端は、壁１１を供給する連続的なブラケット１２によって支持されている。内部外被はブラケットの１つに対して移動することができる。例えば、内部外被は、内部外被９とブラケット１２の間が拡大するのに対応するためにブラケット１２によってスライド可能に支持されている。これにより、内部外被及び内部外被を支持するブラケット１２、１３内の機械的及び熱的圧力を減らすことができる。

本実施形態に示すように、内部外被は連続的なブラケット１２及び１３にのみ支持されているが、さらに支持するブラケットを中間に設けてもよく、実質的に通路１９を通る空気流れに影響しない。

図６で示すように、通路１９は連続的な途切れのない環状の空間である。これにより、エアインテークダクトの先端の熱効率の変化を減らす通路を通る空気の流れの均衡を保つことができる。

出口１１は図１〜６において、空気を隔壁の後ろのスペースに排出するように示されている。出口１１は空気流れをダクトの表面外側を越えて、すなわち破線１９１に示すように、通路又はエアインテークダクトの外側外被を加熱するための通路１９２へ排出する。

図１〜６に例示するように、エンジンから流れるホットエア１３１は、プレナムの周辺に設けられた４つの入口７に接続されたパイプを経由してプレナム８に送られる。ホットエアは、プレナム８のピッコロチューブに供給され、周辺に広がる。

上述したエアインテークダクトは、航空機エンジン以外の機械に設けてもよい。例えば、エアインテークダクトは航空機エンジンのオイルクーラの取り入れ口として使用してもよい。エアインテークダクトは、固定エンジンや船の推進装置など航空機を推進させる以外の目的に使用するガスタービンエンジンのものであってもよい。この場合、よどみ点の位置における変化は関係しない場合もある。

本実施形態に係るダクトは単純な構造を示しており、その構造は、他の部分の加熱を減らし、必要な箇所で加熱を向上させ、全体としてガスタービンエンジンから供給される必要な空気の量を減らすことが可能である。

図７及び８は、図１〜３のエアインテークダクトの変更例を示しており、熱伝達要素が環状の通路１９内の外側外被上に設けられている。

この実施形態における熱伝達要素はフィン７０であり、環状の通路１９の外側外被１６から通路の内側外被９に向かって垂直に伸びている。このフィン７０は外側外被１６に固定されており、内側外被９から離れるように設けられている。これらのフィンは環状の通路に沿って等間隔に離れて形成されている。図７に示すように（図１も参照）、各フィンはエアインテークダクトの中央線２６に平行に、環状の一端における壁１２近くから通路の他端における出口１１の近くまで伸びている。通路１９内のフィンの自由端と内側外被の間には連続して途切れない環状の空間が形成されている。フィン７０は、図１〜３の構造に比べ外側外被へより多くの熱を伝達することができる。

図９に示すように、実質的に内側及び外側の外被の間に伸びて内側外被ではなく外側外被に固定されているスペーサ７２が設けられている。このスペーサ７２はフィン７０の間に位置している。図９に図示すように、スペーサ７２は固体の壁であり、ある区域から隣の区域への空気流れを減らすために、環状の通路を個別の区域に分割している。これにより、各区域において少なくとも入口１４の１つから少なくとも出口１１の１つへと空気が流れる傾向にある。そのため、複数の入口１４及び出口１１は環状の通路に分布しているところでは、環状の通路の周方向位置における空気流れの均衡が保たれる。

環状の通路の周方向位置における円周空気流れが調整されるように、スペーサを不連続にしてもよい。例えば、壁７２は空気流れ通路を有するようにしてもよい。空気流れ通路としては、壁の穴や隙間が考えられる。あるいは、その隙間は間隔を空けて設けた柱としてもよい。そのような壁や柱は、内側又は外側外被のいずれかに固定される。

ここでは、航空機に使用するエアインテークダクトの実施形態を記載した。ダクトは環状先端区域を備えており、環状先端区域はダクトの外側外被と隔壁の内側によって形成される環状プレナムを有している。内側外被はプレナム内において外側外被の部分を覆って伸びる環状空気流れ通路を形成し、その結果プレナムの二重壁の外被区域を形成する。プレナムは一重壁の他の外被区域を有している。ホットエアがプレナムに供給され、通路に供給される。通路及びプレナムから空気は排出される。内側外被は、航空機の飛行エンベロープにおける外側外被を越える空気流れのよどみ点位置の変化区域を覆っている。

本実施形態では、環状空気流れ通路は実質的に連続な環状空気流れ空間である。

ここでは、航空機に使用するエアインテークダクトの具体例を説明した。このダクトはダクトの外側外被と隔壁の内側によって形成される環状プレナムを有する環状先端区域を備えている。内側外被はプレナム内において外側外被の部分を覆って伸びる環状空気流れ通路を形成し、その結果プレナムの二重壁の外被区域を形成する。プレナムは一重壁の他の外被区域を有している。ホットエアがプレナムに供給され、通路に供給される。通路及びプレナムから空気は排出される。環状空気流れ通路並びに入口及び出口の配列は環状通路における均衡のとれた空気流れを可能とする。

実施形態を分けたり結合させたりすることにより、一つ又は複数の実施形態において種々の特徴が供給される。

例えば、ホットエアは一または複数の入口を介してプレナムに供給することができる。ホットエアは、例えばプレナムから複数の入口を介して一または複数の通路に供給される。一または複数の出口は、通路及びプレナムから空気を（例えばダクトの外側及び／又はダクトのさらなる通路に）放出する。

本実施形態では、環状流路を形成する内側外被は、プレナム内において、通路上流の一端における隔壁の環状内部端から、ダクトの先端を通って、通路が閉鎖する下流の通路他端まで、外側外被を覆っている。複数の入口は、ホットエアをプレナムに供給するために隔壁に分布し、貫通している。複数の入口は、例えば通路の閉鎖された端に近くに、ホットエアをプレナムから通路に供給するために内側外被に分布し、貫通している。複数の出口は、例えばその内側端において、隔壁の周りに分布し、貫通している。

実施形態では、内部外被の一端は第1支持に支持されるとともに他端は第２支持に支持され、例えば、そこに生じる機械や熱の圧力を減らすために内側外被は支持の１つに対して移動可能に構成されている。内側外被は例えばスライド可能に支持の１つによって支持される。

熱伝達要素は二重外被区域における外側外被に設けることができる。熱伝達要素は二重外被区域内において外側外被に取り付けられたフィンにしてもよい。スペーサは内側及び外側外被の間に実質的に伸びるようにしてもよい。

本実施形態において、環状通路は実質的に連続的な環状空気流れ空間である。環状通路は実質的に離れた区域に分割される。それぞれの区域は、少なくとも１つの入口から少なくとも１つの出口への空気流れ通路を供給する。入口及び出口の外被の間のスペーサは、空気流れが環状通路の周辺を周るように構成してもよい。スペーサは、例えば、間隔を空けた柱、間隔を空けた壁、もしくは空気流れ通路を有する壁としてもよい。

出口はダクトの外側又はさらにダクトの通路へ空気を排出する。

一実施形態では、環状流路を形成する内側外被は、プレナム内において、通路上流の一端における隔壁の環状内部端から、ダクトの先端を通って、通路が閉鎖する下流の通路他端まで、外側外被を覆っている。複数の入口をプレナムにホットエアを供給するために隔壁に分布させ、貫通させてもよい。複数の入口をホットエアをプレナムから通路の閉鎖端近くの通路へ供給するために、内側外被に分布させ、貫通させてもよい。複数の出口をその内部先端における隔壁に分布させ、貫通させてもよい。

エアインテークダクトの実施形態の様々な特定の特徴は、適切に組み合わせることができる。エアインテークダクトは、例えば航空機の推進エンジン（例えばガスタービンエンジン）のエアインテークダクトとしてもよい。エアインテークダクトは、例えば、航空機のクーラーとすることもできる。ホットエアは、航空機の推進ユニットからのホットエアとすることもできる。上記の実施形態ではかなり細部にまで記載しているが、一旦上記の公開が理解されると、多くの変化や修正が当業者にとって明らかである。

Claims (17)

1. 航空機に使用するエアインテークダクトであって、前記ダクトは、
   前記ダクトの外側外被及び隔壁の内部によって形成される環状プレナムを有する環状先端区域と、
   前記プレナム内において前記外側外被の二重外被区域を形成する部分に伸びる環状空気流れ通路を形成する内側外被と、
   ホットエアを前記プレナムに供給する入口と、
   ホットエアを前記通路に供給する入口と、
   空気を排出する出口と、を備え、
   前記内側外被は、航空機の飛行エンベロープにおける外側外被上の空気流れのよどみ点の位置変化区域を含み、
   前記プレナムは、一重の他の外被区域を有し、
   前記環状空気流れ通路は実質的に連続的な環状空気流れ空間を形成する、エアインテークダクト。
2. 前記ホットエアを前記プレナムから前記通路に供給するために、前記内側外被に分布して貫通する複数の入口を備える、請求項１に記載のダクト。
3. 空気を前記通路及び前記プレナムから排出するための複数の出口を備える、請求項１に記載のダクト。
4. 前記出口はダクトの外部に空気を排出する、請求項３に記載のダクト。
5. 前記外部は空気をさらにダクトの前記通路に排出する、請求項３に記載のダクト。
6. 前記内側外被は、前記プレナム内において、前記通路上流の一端における隔壁の環状内部端から、ダクトの先端を通って、通路が閉鎖する下流の通路他端まで、外側外被を覆い、
   複数の入口は、ホットエアを前記プレナムに供給するために前記隔壁に分布して貫通しており、
   複数の入口は、ホットエアを前記プレナムから前記通路の閉鎖端近傍の前記通路に供給するために、内部外被に分布して貫通しており、
   複数の出口は、その前記内部端における隔壁に分布して貫通している、請求項１に記載のダクト。
7. 内側外被の一端は第１サポートに支持され、他端は第２サポートにより支持されており、前記内側外被は一方のサポートに対して移動可能に構成されている、請求項１に記載のダクト。
8. 前記内側外被は、一方のサポートによってスライド可能に支持されている、請求項７に記載のダクト。
9. 前記二重外被区域内の前記外側外被に設けられた熱伝達要素を備え、
   前記熱伝達要素は内側外被から離れて設けられている、請求項１乃至８のうちいずれか一の項に記載のダクト。
10. 前記熱伝達要素は、前記二重外被区域内の前記外側外被に設けられたフィンである、請求項１に記載のダクト。
11. 環状通路における均衡のとれた空気流れを可能にするよう、前記環状空気流れ通路並びに入口及び出口が配置されている、請求項１に記載のダクト。
12. エアインテークダクトを備えた航空機であって、
    前記エアインテークダクトは、
    前記ダクトの外側外被及び隔壁の内部によって形成される環状プレナムを有する環状先端区域と、
    前記プレナム内において前記外側外被の二重外被区域を形成する部分に伸びる環状空気流れ通路を形成する内側外被と、
    ホットエアを前記プレナムに供給する入口と、
    ホットエアを前記通路に供給する入口と、
    空気を排出する出口と、を備え、
    前記内側外被は、航空機の飛行エンベロープにおける外側外被上の空気流れのよどみ点の位置変化区域を含み、
    前記プレナムは、一重の他の外被区域を有し、
    前記環状空気流れ通路は実質的に連続的な環状空気流れ空間を形成する、航空機。
13. 前記エアインテークダクトが航空機の推進エンジン用のものである、請求項１１に記載の航空機。
14. 前記エンジンはガスタービンエンジンである、請求項１２に記載の航空機。
15. 前記エアインテークダクトはクーラー用のものである、請求項１３に記載の航空機。
16. 前記プレナムの前記入口はホットエアを受け取るためにエンジンに連結されている、請求項１１に記載の航空機。
17. 前記二重外被区域内の前記外側外被に取り付けられた熱伝達要素を備え、
    前記熱伝達要素は前記内側外被から離れて設けられている、請求項１２に記載の航空機。

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