JP2011256859A - 流動混合通気システム - Google Patents
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Abstract
【解決手段】通気システム40は、流路内の第1の表面上を流れる第1の流れストリーム1と、第2の流れストリーム2を流路に運ぶ導管と、導管と流体連通し、第1の表面の付近に配置された航空用煙突50であって、前縁部分51及び後縁部分52を有して、第1の流れストリーム1が第1の表面の付近で航空用煙突50の周囲を流れるようになっている空気力学的形状90を有する本体を有する航空用煙突50とを有する。
【選択図】図5
Description
本出願は、その全体が参照することにより本明細書に組み込まれる、2010年4月30日出願の米国特許仮出願番号第61/329720号の優先権を主張するものである。
図3に示す例示的な流動通気孔60は、本体53を有する航空用煙突50を有している。本体53は、外側部分55及び内側部分56を有する。本体53の外側部分55は、既知の技術手法を用いて空気力学的に成形される。本体53は、前縁部分51及び後縁部分52を有する。第1の側壁61及び第2の側壁62は、前縁部分51と後縁部分52の間に延在する。内側部分56は、導管44等の供給経路と流体連通している内側通路64を有し、導管44からの第2の流れストリーム、例えば圧縮機からの抽気を受け入れることができる。本明細書の図に示す内側通路64は、流れストリーム2の通路として例示的な非円形断面を有する。しかしながら、本発明は、図示の断面形状によって制限されるものではない。適切な流量範囲を提供する、円形断面等のその他の適切な断面形状もまた、本発明の技術的範囲内であると考えられる。図3に示す例示的な実施形態では、内側部分56は、重量を削減するために側壁61,62間に延在する凹部66を有する。好適な実施形態では、側壁61,62は約0.1インチの厚さを有する。しかしながら、そのような凹部は、場合によっては必要でないことがある。図9は、側壁161,162間に凹部を有していない本発明の代替的な実施形態に従った流動通気孔160の航空用煙突150の一部の等角図を示す。凹部のない上部166は、前縁部分151から後縁部分152に延在し、抽気流を流すための内側通路166を有する。
2 第2の流れストリーム
3 混合流ストリーム
4 流路
10 ガスタービンエンジンアセンブリ
11 縦軸
12 コアガスタービンエンジン
14 高圧圧縮機
16 燃焼器
18 高圧タービン
20 低圧タービン
22 ファンアセンブリ
24 ファンアセンブリブレード
28 吸気側
30 排気側
31 第1のロータ軸
32 第2のロータ軸
40 通気システム
41 第1の表面
42 第2の表面
43 内壁
44 導管
45 外壁
46 制御弁
50 航空用煙突
51 前縁部分
52 後縁部分
53 本体
54 高さ「H」
55 外側部分
56 内側部分
60 流動通気孔
61 第1の側壁
62 第2の側壁
64 内側通路
66 凹部
68 弓形形状
90 空気力学的形状
140 代替的な通気システム
141 角度「A」
144 代替的な導管
150 代替的な航空用煙突
153 本体
160 代替的な流動通気孔
161 代替的な第1の側壁
162 代替的な第2の側壁
164 代替的な内側通路
166 代替的な凹部
Claims (13)
- 流路(4)内の第1の表面(41)上を流れる第1の流れストリーム(1)と、
第2の流れストリーム(2)を運ぶ導管(44)と、
前記導管(44)と流体連通し、前記第1の表面(41)の付近に配置された航空用煙突(50)であって、前縁部分(51)及び後縁部分(52)を有して、前記第1の流れストリーム(1)が前記第1の表面(41)の付近で前記航空用煙突(50)の周囲を流れるようになっている空気力学的形状(90)を有する本体(53)を有する前記航空用煙突(50)とからなる、通気システム(40)。 - 前記航空用煙突の前記空気力学的形状(90)は、前記第2の流れストリーム(2)と、前記航空用煙突(50)の前記後縁部分(52)の付近の前記第1の表面(41)との直接接触を防止するように構成される、請求項1に記載の通気システム(40)。
- 前記第1の表面(41)は、複合材料から製造された内壁(43)の一部を形成する、請求項1に記載の通気システム(40)。
- 前記航空用煙突(50)の前記空気力学的形状(90)は、前記第2の流れストリーム(2)による前記内壁(43)の過熱を防止するように構成される、請求項3に記載の通気システム(40)。
- 流路(4)が、前記第1の表面(41)と外壁(45)の第2の表面(42)との間に形成される、請求項1に記載の通気システム(40)。
- 前記外壁(45)は複合材料から製造される、請求項5に記載の通気システム(40)。
- 前記流路(4)に延在する前記航空用煙突の高さ(54)は、前記第2の流れストリーム(2)と前記第2の表面(42)との直接接触を防止するように構成される、請求項5に記載の通気システム(40)。
- 前記導管(44)は、前記第2の流れストリーム(2)が鋭角をなして前記流路(4)に入るように前記第1の表面(41)に対して角度(141)をなして配向される、請求項1に記載の通気システム(40)。
- 前縁部分(51)、後縁部分(52)、第1の側壁(61)及び第2の側壁(62)を有しており、前記第1及び第2の側壁(61,62)が前記前縁部分(51)と前記後縁部分(52)の間に延在する外側部分(55)の空気力学的形状(90)を有する本体(53)からなる航空用煙突(50)と、
導管(44)からの流れストリーム(2)を受け入れることができる内側通路(64)を有する内側部分(56)とからなる、流動通気孔(60)。 - 前記内側部分(56)に凹部(66)を更に有する、請求項9に記載の流動通気孔(60)。
- 前記第1及び第2の側壁(61,62)の少なくとも一部は弓形形状(68)を有する、請求項9に記載の流動通気孔(60)。
- 前記弓形形状(68)は、前記前縁部分(51)と前記後縁部分(52)の間の翼弦方向において変動する、請求項11に記載の流動通気孔(60)。
- 圧縮機(16)と、抽気流を流すことができる抽気流導管(44)と、抽気流が流路(4)内に排出されるように前記抽気流導管(44)と流体連通している航空用煙突(50)であって、流路内の流れストリームが前記航空用煙突(50)の周囲を流れるような空気力学的形状(90)を有する本体(53)を有する前記航空用煙突(50)とからなる、ガスタービンエンジン(10)。
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