JP2011500445A

JP2011500445A - 熱伝達を向上させるための着氷防止システム及び方法

Info

Publication number: JP2011500445A
Application number: JP2010531089A
Authority: JP
Inventors: ソーディール，ジョセフ・アルバート; ラボリー，ダニエル・ジャン−ルイス; スクーグ，アンドリュー・ジェイ; トムリンソン，トーマス・ジョン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2007-10-25
Filing date: 2008-08-14
Publication date: 2011-01-06
Also published as: WO2009055125A2; US20090108134A1; EP2214961A2; WO2009055125A3; CA2702765A1

Abstract

熱伝達を向上させるための着氷防止システム及び方法は、内壁と、外壁と、内壁と外壁を分離する厚さとを有する基板を含む。少なくとも１つの金属ワイヤを用いた電気アーク溶射蒸着過程によって基板の内壁上に蒸着された金属層は、約０．２０３ｍｍ（０．００８インチ）〜約０．４３２ｍｍ（０．０１７インチ）の厚さと、約１２．７ミクロン（５００マイクロインチ）Ｒａより大きな表面粗度と、少なくとも約１．１の熱伝達増加を有する。金属層はＭ−Ｃｒ−Ａｌ合金から内壁上に形成され、ＭはＦｅ、Ｃｏ及びＮｉから選択される。金属層は、基板を通って金属層と流体連通する加熱ガスからの熱伝達を向上させて、外壁上の氷の形成を防止するための複数のマイクロフィンとしての機能を果たす複数のタービュレータを画定する。
【選択図】図４

Description

本発明は、概して航空機構造の着氷防止に関し、より詳細には、着氷の影響を受けやすい航空機構造において熱伝達を向上させるための着氷防止システム及び方法に関する。

航空機構造、例えば、エンジン入口、翼、操縦翼面、プロペラ、ブースタ入口ベーン、入口フレーム等における氷の形成は、重航空機飛行の開始以来の厄介な問題となっている。氷は重量を増やし、抗力を増加させ、翼形、操縦翼面及び入口の空力形状を変化させ、それらの全てが性能を低下させるため、ガスタービンエンジンの燃料消費率（ＳＦＣ）が増加する。更に、航空機構造上に形成してしまった氷は除去されて、その他の航空機部品及びエンジン構成部品に衝突し、重大な構造損傷を与える可能性がある。例えば、氷の破片はエンジン入口から飛び出る可能性があり、回転ファンブレードやその他の内部エンジン構成部品に重大な損傷を与えることがある。ひどい場合、氷の破片の衝突による損傷はエンストを招く可能性があり、エンジン故障さえも引き起こすことがある。従って、航空機の着氷に関連する問題に対処するために著しい努力を払ってきた。前述の衝突損傷のために、一般に「エンジン入口」又は「ナセル入口」と呼ばれる、ガスタービンエンジンのナセルの入口領域に特に注意を向けてきた。

一般的に、着氷防止は、着氷しやすい航空機の領域を加熱することによって行われる。最も一般的な着氷防止技術の１つは、エンジンからの高温の抽気ガス、具体的にはガスタービンエンジンからの圧縮機抽気を、圧縮機から延在する導管を介して着氷の可能性がある領域全体に分散させることである。例えば、ガスタービンエンジンの圧縮機からの高温空気の一部は、抽気ダクトを通って抽出されてナセル入口内のＤ字形ダクト領域まで案内され、対流熱伝達によって機首カウリングの薄壁を加熱する。使用済みの空気は、Ｄ字形ダクト内に形成されたスロットを通って排気口を介して機外に排出される。この形式の着氷防止システム及び方法は周知であり、例えば、Ｃｏｏｋらの（カリフォルニア州チューラビスタのＲｏｈｒＩｎｄｕｓｔｒｉｅｓ，Ｉｎｃ．に譲渡された）米国特許第３，９３３，３２７号及びＢｉｒｂｒａｇｈｅｒの（フロリダ州マイアミのＱｕｉｅｔＮａｃｅｌｌｅＣｏｒｐｏｒａｔｉｏｎに譲渡された）米国特許第４，７３８，４１６号で詳細に記載されている。

しかしながら、単に加熱空気をナセル入口に供給しても、使用済みの空気が機外に排出される前に、十分な熱エネルギーを圧縮機抽気から抽出することができない。従って、Ｄ字形ダクトの滑らかな内壁に沿って、ナセル入口の前縁内の圧縮機抽気を循環させることが一般に知られている。「渦巻型着氷防止システム」と題されるＲｏｓｅｎｔｈａｌの（カリフォルニア州チューラビスタのＲｏｈｒＩｎｄｕｓｔｒｉｅｓ，Ｉｎｃ．に譲渡された）米国特許第４，６８８，７４５号に記載された特定のシステム及び方法では、圧縮機抽気は、抽気が機外に排出される前に渦巻回転方式で循環される。Ｒｏｓｅｎｔｈａｌのシステム及び方法は、ジェットエンジンの高圧圧縮機セクションから、入口前方隔壁を超えて環状のＤ字形ダクトに入る導管を通って、ナセル入口のＤ字形ダクトの内部に高温ガスを案内する。導管は、前縁環状部の中心線の接線方向である方向に対して約９０度の角度で曲がっている。高温ガスは、導管の出口に設けられた噴射ノズルから出て、Ｄ字形ダクトの内部の周囲で旋回する。旋回する抽気塊は前縁に熱を伝達して、ナセル入口のへりにおける氷の形成を防止する。

着氷防止システム及び方法の更なる改良は、Ｃｈｉｌｕｋａｒｉの（カリフォルニア州チューラビスタのＲｏｈｒＩｎｃ．に譲渡された）米国特許第６，３５４，５３８号に記載されているように、高温ガスと旋回空気塊の混合を向上させることによってなされる。Ｃｈｉｌｕｋａｒｉの着氷防止システムでは、導管の出口の噴射ノズルは、後部方向に延在し、流出高温空気流内に内方に傾いている複数の円周上に配置された三角形状のタブを備えている。ノズル上のタブは、噴射中に高温空気の大規模な縦方向渦及び乱流を発生させるため、高温空気がＤ字形ダクトの内部の大きな低速空気塊とより急速且つ均一に混合するようになる。そのため、タブを付けられた噴射ノズルは、Ｄ字形ダクトの周囲空気と高温空気の混合及び混入を向上させる一方、ノズルの下流の高温領域が形成する傾向を防止する。この改良された噴射ノズルの使用は、圧縮機抽気の混合を増加させることによってＤ字形ダクトの外面への熱伝達を向上させるが、使用済み抽気がＤ字形ダクトの排気スロットを通って機外に排出される前に、ナセル入口に案内される抽気からより多くの熱エネルギーを抽出することが更に必要である。

Ｓｐｒｉｎｇらの（オハイオ州シンシナティのゼネラル・エレクトリック・カンパニーに譲渡された）米国特許第６，２２７，８００号は、タービンケーシングの外面から半径方向外方に延在する一連の「タービュレータ」を備えたガスタービンエンジンを提供することを記載している。軸方向に離間配置されたタービュレータが、タービンケーシングの内部から熱を除去するための放熱フィンとしての機能を果たすことによって、エンジンノズルベーン及びロータブレードシュラウドに隣接する冷却ダクトを通過するベイ空気の熱伝達及び対流冷却効率を局所的に向上させる。しかしながら、タービュレータが放熱フィンとしての機能を果たすので、タービュレータが冷却ダクト内に比較的大きな表面積を有することと、タービュレータをノズルベーン及びロータブレードシュラウドの構造的支持体のすぐ反対に配置することが必要である。従って、着氷の影響を受けやすい航空機構造の外面への熱伝達を向上させるために、Ｓｐｒｉｎｇらによって開示された形式のタービュレータを利用することは非実用的である。

更に、金属基板、とりわけガスタービンエンジンの内部構成部品を外側金属層でコーティングすることによって熱伝達を増加させることも知られている。Ｒｅｔｔｉｇらの（オハイオ州シンシナティのゼネラル・エレクトリック・カンパニーに譲渡された）米国特許第６，２５４，９９７号で図示及び記載されているように、外側金属層は、少なくとも約１２．７ミクロン（５００マイクロインチ）Ｒａの粗度を有する外面上にコーティングを生成するために、電気アーク溶射蒸着過程を用いて基板に蒸着接合される。外側金属層は比較的高い熱伝導率を有しており、ガスタービンエンジンの内部構成部品から冷却空気への熱伝達を増加させるために、有効な冷却空気量と接触する表面積量を増大させる。しかしながら、電気アーク溶射蒸着過程によって基板上にコーティングされたそのような外側金属層の使用は今まで、高温で作動しているガスタービンエンジンの内部構成部品から熱を除去するために熱伝達を増加させる目的に限られていた。

米国特許第６，２５４，９９７Ｂ１号

従って、着氷の影響を受けやすい航空機構造における着氷の形成を防止するための、改良された着氷防止システムに対する要求が存在する。また、着氷の影響を受けやすい航空機構造において熱伝達を向上させるための改良された方法に対する要求も存在する。

更に、着氷の影響を受けやすい航空機構造の内面上に向かう有効な圧縮機抽気量にさらされる表面積量を増大させて、熱伝達を向上させるための着氷防止システム及び方法に対する具体的な要求が存在する。

上述の要求及び当業者には容易に明らかであろうその他の要求は、本発明によって満たされており、一態様において、着氷の影響を受けやすい表面上の氷の形成を防止するための着氷防止システムを提供する。着氷防止システムは、第１の外面と、第１の面の反対の第２の内面と、第１の面と第２の面を分離する厚さとを有する基板を含む。着氷防止システムは、基板の内面上に蒸着された金属層を更に含む。金属層は、基板の厚さを通って金属層と流体連通する圧縮機抽気からの熱伝達を向上させて、外面上の氷の形成を防止する働きをする。

別の態様によれば、本発明は着氷の影響を受けやすい表面への熱伝達を向上させるための方法を提供する。この方法は、第１の外面と、第１の面の反対の第２の内面と、第１の面と第２の面を分離する厚さとを有する基板を設けるステップを含む。この方法は、内面上に金属層を蒸着させるステップと、金属層と流体連通する加熱ガスを分散させて基板の厚さを通して加熱ガスからの熱伝達を向上させることによって、外面上の氷の形成を防止するステップとを更に含む。

別の態様によれば、本発明は、着氷の影響を受けやすい航空機構造における氷の形成を防止すると共に、航空機構造において熱伝達を向上させるための着氷防止システムを提供する。着氷防止システムは、内面と、内面の反対の外面と、内面と外面を分離する厚さとを有する基板を含む。着氷防止システムは、電気アーク溶射蒸着過程によって内面上に蒸着された金属層を更に含む。金属層は、基板の厚さを通って金属層と流体連通する加熱ガスからの熱伝達を向上させて、外面上の氷の形成を防止する働きをする複数のマイクロフィンを画定する。

本発明の別の態様によれば、基板はナセル入口によって画定されたＤ字形ダクトであり、内面はＤ字形ダクトの内壁であり、外面はＤ字形ダクトの外壁である。

本発明の別の態様によれば、電気アーク溶射蒸着過程は、金属層を蒸着させるために少なくとも１つの金属ワイヤを使用し、金属層は、約０．２０３ｍｍ（０．００８インチ）〜約０．４３２ｍｍ（０．０１７インチ）の範囲の厚さと、約１２．７ミクロン（５００マイクロインチ）Ｒａより大きな表面粗度と、約１．１〜１．５の熱伝達増加と、約１．１〜１．８の熱伝達表面積増大を有する。

本発明の別の態様によれば、金属層の少なくとも一部分はＭ−Ｃｒ−Ａｌ合金であり、Ｍは、Ｆｅ、Ｃｏ及びＮｉからなる群から選択された少なくとも１つの元素である。

本発明の幾つかの態様を上記に記載した。その他の態様は、本発明の以下の詳細な説明を添付図面と関連させて検討することで、当業者には容易に明らかになろう。

ナセル入口によって画定されたＤ字形ダクトと、圧縮機とＤ字形ダクトの間に延在する圧縮機抽気ダクトとを含むガスタービン航空機エンジンの部分断面立面図である。図１のガスタービン航空機エンジンのナセル入口の断面図である。図２から取り出されたナセル入口によって画定されたＤ字形ダクトの一部分の詳細断面図であり、Ｄ字形ダクトの内壁上に形成されたタービュレータ又はマイクロフィンを示す。図３から取り出された拡大断面図であり、Ｄ字形ダクトの内壁上に形成されたタービュレータ又はマイクロフィンをより詳細に示す。熱伝達を向上させるための金属層のコーティングの厚さに応じた表面積比、フィン効率及び熱伝達増加を示すグラフである。熱伝達を向上させるための金属層のコーティングの厚さに応じた高レイノルズ数及び低レイノルズ数の適用に対する熱伝達増加を示すグラフである。

各図を通して同一の参照番号が同一の要素を表す図面を参照すると、図１は、現代の航空機を駆動するために一般的に利用される形式のガスタービンエンジンを概略的に示しており、全体的に１０で表される。エンジン１０は縦軸１２に関して左右対称であり、コアエンジン１６によって駆動するファン１４を含む。ファン１４は、ファン及び少なくともコアエンジン１６の一部分を取り囲む環状ファンケーシング１５内に回転可能に取り付けられた複数のファンブレードを含む。エンジン１０の「エンジン入口」又は「ナセル入口」２０は、ファンケーシング１５の前方フランジに取り付けられる。コアエンジン１６は、流入空気流２４を加圧するステータベーン及び／又はロータブレードの連続段を有する多段圧縮機２２を含む。圧縮機２２から排出される加圧空気は、コアエンジン１６の燃焼器２６内の燃料と混合し、高圧タービン（ＨＰＴ）及び低圧タービン（ＬＰＴ）等の１つ以上のタービンを通って下流に流れる高温燃焼ガス２８を発生させる。ＨＰＴ及びＬＰＴは、ガスがエンジン１０の出口端３０から排出される前に、燃焼ガス２８からエネルギーを抽出する。ＨＰＴはコアエンジン１６の圧縮機２２を駆動し、ＬＰＴはファン１４を駆動する。

ナセル入口２０は前縁に隣接する略環状Ｄ字形ダクト３２を画定し、ファン区画１７は圧縮機抽気をＤ字形ダクトに供給するための圧縮機２２とＤ字形ダクト３２の間に延在する導管３４を収容する。従って、導管３４は「抽気ダクト」と一般に呼ばれる。ファン１４によって加圧された流入空気流２４の大部分は、出口案内ベーン（ＯＧＶ）１９を通ってバイパスされ、エンジン１０のファンバイパスダクトの出口端３１で排出されて、航空機を駆動するための推進推力を発生する。残りの流入空気流２４は、ファン１４の半径方向最奥部分を通って案内されて、圧縮機２２の様々な段の内部で加圧され、燃焼過程において利用、即ち抽気として利用される。そのため、エンジン１０は、航空機において後に使用するために、エンジン作動中に圧縮機２２から加圧空気を抽気するための抽気システムを一般的に含む。抽気システムは、圧縮機２２からの加圧空気を航空機の別の部品に案内する様々な導管及び弁からなる主抽気回路を含む。本発明に関して、抽気システムは圧縮機２２からの加圧空気の一部分を抽気ダクト３４内に案内して、抽気を高い圧力及び温度でナセル入口２０のＤ字形ダクト３２に供給する。

図２の断面図で最も良く分かるように、Ｄ字形ダクト３２は、ナセル入口２０の前縁の周囲に円周方向に延在する。抽気ダクト３４は、環状隔壁３６内に形成された開口を通して圧縮機２２からの抽気を供給するので、圧縮機からの加熱ガスは、Ｄ字形ダクト３２内の周囲空気を混合し混入する。圧縮機２２からの加熱ガスの高い温度及び圧力によって、得られた空気塊は、Ｄ字形ダクト３２の周囲に円周方向に旋回して１つ以上の排気口３８に流れ、そこでファンケーシング１５の入口外側バレル１８内に形成された外部開口を通って機外に排出される。加熱ガスがＤ字形ダクト３２の周囲を循環するにつれて、加熱ガスの熱エネルギーは、ナセル入口２０の比較的薄い壁４０を通る複合対流伝導熱伝達によって消散される。ナセル入口２０の壁４０は、厚さによって分離される内部即ち内面４２と、外部即ち外面４４とを有する。内面４２は、Ｄ字形ダクト３２の周囲を循環する空気塊と流体連通し、加熱ガスの熱エネルギーの一部分を壁４０の厚さを通って外面４４に伝達することによって、外面上の氷の形成を防止する。しかしながら、熱伝達量は、加熱ガスの初期温度、空気塊が排気口３８を通って機外に排出される前にＤ字形ダクト３２の周囲を流れる速度、及び壁４０の表面処理に左右される。加熱ガスの温度は、エンジンの作動状態によって制限されることがある。ナセル入口２０の壁４０の厚さは、座屈強度、疲労及びせん断強度等の設計検討によって制限される。

図３は、ナセル入口２０によって画定されたＤ字形ダクト３２の一部分の詳細断面図である。図示のように、タービュレータ４６は壁４０の内面（本明細書では内壁とも呼ばれる）４２上に形成されて、壁の厚さを通って外面（本明細書では外壁とも呼ばれる）４４への熱伝達を向上させる。タービュレータ４６は、Ｄ字形ダクト３２内を循環する加熱ガスと流体連通する内壁４２の露出表面積を増大させるように機能する。タービュレータ４６は、用いられるマイクロフィンの高さに応じて、１０％〜８０％も内壁４２の露出表面積を増大させる。更に、タービュレータ４６は、同じく用いられるマイクロフィンの高さに応じて、１０％〜５０％も内壁４２における対流熱伝達率を増加させる。それにより、内壁における熱伝達率の増加と熱伝達のための露出表面積の増大の組み合わせによって、加熱ガスの熱エネルギーの外壁４４への熱伝達が増加する。

図４は、Ｄ字形ダクト３２の内壁４２上に形成されたタービュレータ４６をより詳細に示す拡大断面図である。タービュレータ４６は比較的薄い不規則な形状の「マイクロフィン」５０を画定しており、マイクロフィンがＤ字形ダクト内を循環する空気塊と流体連通している時は、壁４０の厚さ全体の伝導によって加熱ガスからの熱エネルギーをＤ字形ダクト３２の外壁４４に吸収及び伝導するように構成されている。マイクロフィン５０は、任意の適切な過程によって、Ｄ字形ダクト３２の内壁４２上に形成することができる。しかしながら、特に有利な実施形態では、マイクロフィン５０は、壁４０の金属基板５２に接合して内壁の表面上にマイクロフィンの金属層５４を形成する比較的薄い金属コーティングを蒸着することによって、壁４０の内壁４２上に形成される。金属層５４は、好ましくは少なくとも１つの金属ワイヤを用いた電気アーク溶射蒸着過程によって基板５２上に蒸着され、内壁４２上にマイクロフィン５０の比較的粗い層を蒸着することができる。一般的に、電気アークワイヤ溶射では、同じ、類似又は異なる材料の少なくとも２つのワイヤが電気アークによって溶融され、溶融粒子に霧化されて、溶融粒子は、ガス、例えば不活性又は還元ガス或いは空気の高速流によって基板の表面上を進んで表面と結合及び互いに結合することによって、ワイヤ材料のコーティング又は層を形成する。基板の表面は、電気アークワイヤ溶射過程においてガス流によって進む溶融粒子滴の表面結合を向上させるために、グリットブラストによって下処理しても良い。電気アーク溶射蒸着過程のパラメータは、特定の用途に必要な金属層５４の所望のフィン高さ、厚さ及び粗さ特性をもたらすように容易に調整することができる。

一般的に、金属層５４の粗度は、内壁４２に適用された金属コーティングの厚さと共に増加する。マイクロフィンの高さがある限界を超えて増加し、フィン効率が低下し始めるにつれて、熱伝達増加も一緒に減少する。この影響は図５のグラフに示されており、金属層５４はコーティングとして蒸着され、表面積比（粗いコーティングされた表面積と滑らかなコーティングされていない表面積の比）、フィン効率、及び熱伝達増加をコーティング膜厚と比較している。図５において、約０．４３２ｍｍ（０．０１７インチ）のコーティング膜厚の後は、実際の熱伝達増加が減少することに留意されたい。言うまでもなく、金属層５４のコーティングがない場合は、縦軸に沿って描かれた変数の各々の値が１．０と等しくなる。

壁４０及び金属層５４の適切な実施形態は、ＩＮ７１８合金及びＨＳ１８８合金として商業的に入手可能な高温ニッケル基及びコバルト基超合金から形成された基板５２を含み、それらはＦｅ、Ｃｏ又はＮｉ、或いはそれらの組み合わせに基づくコーティングの群を代表し、そこから選択された高温金属コーティングによって電気アーク溶射される。そのようなコーティング合金は、Ｍ−Ｃｒ−Ａｌ合金と一般に呼ばれており、ＭはＦｅ、Ｃｏ、Ｎｉ又はそれらの組み合わせである。特に好適な金属コーティングは、公称重量パーセントで２１．５％Ｃｒ、１０％Ａｌ、１％Ｙと、残部ＮｉからなるＮｉ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ型合金からなる。金属であるため、このコーティング材料は、本質的に非金属コーティングと比べて比較的高い熱伝導率を有する。しかしながら、基板５２に対するそのような金属層５４の熱伝達増加は、主に表面粗度及びコーティング膜厚の状態に左右される。

図６は、上記の金属層の熱伝達増加をレイノルズ数の範囲でＮＵ粗面／ＮＵ滑面に関してまとめている。本明細書で用いるＮＵ粗面／ＮＵ滑面は、粗面に対して計算したヌッセルト数の、滑面に対して計算したヌッセルト数に対する比率であり、この比率は熱伝達増加を表している。図６に表したデータが生じた本実施例から、少なくとも約１．３〜１．５の熱伝達増加を得るために、平均コーティング膜厚は少なくとも約０．２０３ｍｍ（０．００８インチ）であるが、約０．４３２ｍｍ（０．０１７インチ）以下でなければならない。同時に、少なくとも約１．３〜１．５の熱伝達増加を得るために、内壁４２上に蒸着された金属層５４の平均表面粗度（Ｒａ）は、約２９．９７ミクロン（１１８０マイクロインチ）Ｒａより大きく約４３．１８ミクロン（１７００マイクロインチ）Ｒａ以下でなければならない。しかしながら、約１．１の熱伝達増加は、約１２．７ミクロン（５００マイクロインチ）Ｒａのコーティング粗度のみで得ることができる。本明細書において測定した金属コーティングの平均表面粗度（Ｒａ）は、２．５４ｍｍ（０．１００インチ）のストロークカットオフ長さを用いて、滑り接触粗面計によって行われた測定から得ることができる。金属コーティングの厚さは、６．３５ｍｍ（０．２５０インチ）直径のフラットアンビル式マイクロメータを用いて測定することができる。本発明の好ましい形態によれば、基板５２に対する熱伝達増加のための金属層５４は、約１２．７ミクロン（５００マイクロインチ）Ｒａより大きく、好ましくは約４３．１８ミクロン（１７００マイクロインチ）Ｒａ以下の平均表面粗度と共に、比較的高い熱膨張率と約０．２０３〜０．４３２ｍｍ（０．００８〜０．０１７インチ）の範囲の厚さによって特徴付けられる。

本発明による着氷防止システム及び方法での使用に適する金属層５４は、好ましくはＮｉ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ型合金からなる少なくとも１つの金属ワイヤを用いた電気アーク溶射蒸着過程によって比較的薄いコーティングの形態で適用され、ナセル入口２０の内壁４２上の壁４０の金属基板５２に蒸着接合される。好ましい形態では、金属層５４は、内壁４２上の様々な位置で測定された全体厚さの平均として、約０．２０３ｍｍ（０．００８インチ）から約０．４３２ｍｍ（０．０１７インチ）の範囲の全コーティング膜厚を有する。金属層５４は、好ましくは少なくとも約１２．７ミクロン（５００マイクロインチ）Ｒａ、好ましくは約３０．４８〜４３．１８ミクロン（１２００〜１７００マイクロインチ）Ｒａの表面粗度の部分を有する。金属層５４の残部は内側部分であり、粗面部分と共にコーティングの全体厚さを画定する。内側部分の厚さが増加するにつれて、基板５２に対する熱伝達を妨げる傾向がある。従って、必要以上に厚い金属層５４の内側部分は望ましくない。少なくとも約１２．７ミクロン（５００マイクロインチ）Ｒａ、好ましくは少なくとも約２９．９７ミクロン（１１８０マイクロインチ）Ｒａの表面粗度により、金属層の全体厚さが約０．４３２ｍｍ（０．０１７インチ）より大きくなるような金属層５４の内側部分の厚さの増加は、加熱ガスから基板５２への熱伝達速度を低下させる可能性がある。本発明での使用に適する金属層５４の更なる実施例は、そのような金属層を形成するのに適する電気アーク溶射蒸着過程パラメータと共に、その開示内容が参照することにより全体として本明細書に援用される、前述のＲｅｔｔｉｇらの米国特許第６，２５４，９９７号に開示されている。

図示され、発明の詳細な説明及び実施の最良の形態において説明されているように、基板５２は、ガスタービンエンジン１０のナセル入口２０のＤ字形ダクト３２の壁４０であり、金属層５４が蒸着される表面は内壁４２である。しかしながら、基板５２は着氷の影響を受けやすい任意の航空機構造であっても良い。一例であって限定されるものではないが、基板５２は、着氷の影響を受けやすい外壁への熱伝達の対流面として利用される滑らかな内壁を有する、例えばエンジン入口、翼、操縦翼面、プロペラ、ブースタ入口ベーン、入口フレーム等の任意の航空機構造であっても良い。広い意味で、本発明は、壁を通る着氷の影響を受けやすい外面への熱伝達を向上させるための、滑らかな内壁へのマイクロフィンとしての機能を果たす複数のタービュレータの適用である。

好適な実施形態において、本発明は、少なくとも約１．１、より好ましくは約１．５もの高さの熱伝達増加と、少なくとも約５０パーセント（５０％）の熱伝達表面積の増加を組み合わせている。本発明は、従来の着氷防止システムと比べて、着氷防止に必要な圧縮機抽気の質量流量の低下を可能にする。或いは、本発明は、着氷防止システムに必要な圧縮機抽気温度の低下、従って抽気の抽出に関してより低温の高圧圧縮機（ＨＰＣ）段の使用を可能にする。その全てが、ガスタービンエンジンを作動している現在の航空機に関する燃料消費率（ＳＰＣ）及び／又は燃料燃焼率の大幅な増加の一因となっている。

本明細書は、実施例を使用して、最良の形態を含む本発明を開示し、更にあらゆる装置又はシステムを製作且つ使用すること、並びにあらゆる組み込まれた方法を実行することを含む本発明の実施を当業者が行うのを可能にする。本発明の特許性のある範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。そのようなその他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と相違しない構造的要素を有する場合、又はそれらが特許請求の範囲の文言と本質的でない相違を有する同等な構造的要素を含む場合には、特許請求の範囲内であることを意図している。

５２基板
５４金属層

Claims

着氷の影響を受けやすい表面上の氷の形成を防止するための着氷防止システムであって、
第１の面と、前記第１の面の反対の第２の面と、前記第１の面と前記第２の面を分離する厚さとを有する基板と、
前記基板の前記第１の面上に蒸着された金属層であって、前記基板の厚さを通って前記金属層と流体連通する加熱ガスからの熱伝達を向上させて、前記第２の面上の氷の形成を防止する働きをする金属層とからなる、着氷防止システム。
前記第１の面は航空機構造の内面であり、前記第２の面は前記航空機構造の外面である、請求項１に記載の着氷防止システム。
前記金属層は、少なくとも１つの金属ワイヤを用いた電気アーク溶射蒸着過程によって前記基板の前記第１の面上に蒸着される、請求項１又は２に記載の着氷防止システム。
前記金属層は、約０．２０３ｍｍ（０．００８インチ）〜約０．４３２ｍｍ（０．０１７インチ）の範囲の厚さと、約１２．７ミクロン（５００マイクロインチ）Ｒａより大きな表面粗度を有する、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の着氷防止システム。
前記金属層は、少なくとも約１．１の熱伝達増加を有する、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の着氷防止システム。
前記金属層の少なくとも一部分はＭ−Ｃｒ−Ａｌ合金からなり、ＭはＦｅ、Ｃｏ及びＮｉからなる群から選択された少なくとも１つの元素である、請求項１乃至５のいずれか１項に記載の着氷防止システム。
前記基板の前記第１の面上に蒸着された前記金属層の少なくとも一部分は、加熱ガスから前記第２の面への熱伝達を向上させるための複数のマイクロフィンを画定する、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の着氷防止システム。
前記基板はナセル入口によって画定されたＤ字形ダクトからなり、前記第１の面は前記Ｄ字形ダクトの内壁であり、前記第２の面は前記Ｄ字形ダクトの外壁であり、前記金属層の少なくとも一部分は、少なくとも１つの金属ワイヤを用いた電気アーク溶射蒸着過程によって、前記Ｄ字形ダクトの前記内壁上に蒸着された複数のマイクロフィンを画定する、請求項１乃至７のいずれか１項に記載の着氷防止システム。
着氷の影響を受けやすい表面への熱伝達を向上させるための方法であって、
第１の面と、前記第１の面の反対の第２の面と、前記第１の面と前記第２の面を分離する厚さとを有する基板を設けるステップと、
前記第１の面上に金属層を蒸着させるステップと、
前記金属層と流体連通する加熱ガスを分散させて前記基板の前記厚さを通して前記加熱ガスからの熱伝達を向上させることによって、前記第２の面上の氷の形成を防止するステップとからなる方法。
前記第１の面は航空機構造の内面であり、前記第２の面は前記航空機構造の外面である、請求項９に記載の方法。
前記金属層は、少なくとも１つの金属ワイヤを用いた電気アーク溶射蒸着過程によって前記基板の前記第１の面上に蒸着される、請求項９又は１０に記載の方法。
前記金属層は、約０．２０３ｍｍ（０．００８インチ）〜約０．４３２ｍｍ（０．０１７インチ）の範囲の厚さと、約１２．７ミクロン（５００マイクロインチ）Ｒａより大きな表面粗度を有する、請求項１１乃至１２のいずれか１項に記載の方法。
前記金属層は、少なくとも約１．１の熱伝達増加を有する、請求項９乃至１２のいずれか１項に記載の方法。
前記金属層の少なくとも一部分はＭ−Ｃｒ−Ａｌ合金からなり、ＭはＦｅ、Ｃｏ及びＮｉからなる群から選択された少なくとも１つの元素である、請求項９乃至１３のいずれか１項に記載の方法。
前記基板の前記第１の面上に蒸着された前記金属層の少なくとも一部分は、加熱ガスから前記第２の面への熱伝達を向上させるための複数のマイクロフィンを画定する、請求項９乃至１４のいずれか１項に記載の方法。
前記基板はナセル入口によって画定されたＤ字形ダクトからなり、前記第１の面は前記Ｄ字形ダクトの内壁であり、前記第２の面は前記Ｄ字形ダクトの外壁であり、前記金属層の少なくとも一部分は、少なくとも１つの金属ワイヤを用いた電気アーク溶射蒸着過程によって、前記Ｄ字形ダクトの前記内壁上に蒸着された複数のマイクロフィンを画定する、請求項９乃至１５のいずれか１項に記載の方法。
着氷の影響を受けやすい航空機構造における氷の形成を防止すると共に、前記航空機構造において熱伝達を向上させるための着氷防止システムであって、
内面と、前記内面の反対の外面と、前記内面と前記外面を分離する厚さとを有する基板と、
電気アーク溶射蒸着過程によって前記内面上に蒸着された金属層であって、前記基板の前記厚さを通って前記金属層と流体連通する加熱ガスからの熱伝達を向上させて、前記外面上の氷の形成を防止する働きをする複数のマイクロフィンを画定する前記金属層とからなる、着氷防止システム。
前記基板はナセル入口によって画定されたＤ字形ダクトからなり、前記内面は前記Ｄ字形ダクトの内壁であり、前記外面は前記Ｄ字形ダクトの外壁である、請求項１７に記載の着氷防止システム。
前記電気アーク溶射蒸着過程は少なくとも１つの金属ワイヤを使用し、前記金属層は、約０．２０３ｍｍ（０．００８インチ）〜約０．４３２ｍｍ（０．０１７インチ）の範囲の厚さと、約１２．７ミクロン（５００マイクロインチ）Ｒａより大きな表面粗度と、少なくとも約１．１の熱伝達増加を有する、請求項１７又は１８に記載の着氷防止システム。
前記金属層の少なくとも一部分はＭ−Ｃｒ−Ａｌ合金からなり、ＭはＦｅ、Ｃｏ及びＮｉからなる群から選択された少なくとも１つの元素である、請求項１７乃至１９のいずれか１項に記載の着氷防止システム。