JP2011519401A - 前縁構造体における氷剥離低減 - Google Patents

Abstract

本願の航空宇宙機で使用する前縁構造体は、作動中に空気流に面するよう適合された前縁を定める流路表面を有する本体と、流路表面の少なくとも一部に施工されるニッケルを含む金属疎氷性めっきとを含む。また、本願のターボファンエンジン用スプリッタは、（ａ）作動中に空気流に面するよう適合された前縁を定める流路表面を有する環状本体と、（ｂ）前記流路表面の少なくとも一部に施工されるニッケルを含む金属疎氷性めっきと、を備える。
【選択図】 図３

Description

本発明は、全体的に航空宇宙機構造体に関し、より詳細には、このような構造体による氷剥離特性を改善する材料及び設計に関する。

全ての航空機には、種々の「前縁構造」、すなわち飛行方向に面する露出表面が含まれる。これらの表面は、例えば、胴体、ウィング、制御表面、及びパワープラントの一部が挙げられる。

航空機パワープラントの１つの一般的なタイプはタービンエンジンであり、高圧圧縮機、燃焼器、及び高圧タービンを直列流れ関係で有するターボ機械コアを含む。コアは、推進ガスの流れを生成するよう公知の方法で作動可能である。コアの排出ガスにより駆動される低圧タービンは、シャフトを介してファンを駆動し、推進バイパス流を生成する。低圧タービンはまた、高圧圧縮機への吸気流を過給する低圧圧縮機又は「ブースタ」を駆動する。

特定の飛行条件によっては、前縁構造体、及び詳細には、ファン及びエンジンのブースタ流路区域への着氷が可能となる。これらの区域は、ブレード、スピナーコーン、及び固定ベーン並びにフェアリング前縁を含む。ＦＡＡは、種々の構成部品から氷塊が剥離してエンジン内に吸い込まれたときに、エンジン推進力を維持できることを実証するようこれらの飛行点での認証試験を要求している。

対象となる特定の前縁構造体の１つは、エンジンのファンスプリッタである。スプリッタは、ファンブレードの直ぐ後方に位置付けられた翼形部前縁を備えた環状リングである。この機能は、バイパス空気流から燃焼用空気流（ブースタを介して）を分離することである。スプリッタ及び他の前縁構造体において、氷結事象時に着氷及び剥離容積が最小になるような機械的、化学的、及び熱的特性を有することが望ましい。このことによって、吸い込んだ氷塊による圧縮機ストール及び圧縮機機械的損傷の危険性が最小限にされる。

従来技術のターボファンエンジンは、好ましい氷剥離特性を提供することで知られるチタン製のスプリッタを有する。チタンの不都合な点は、従来処理されているアルミニウムと比較して高価で重量があることである。しかしながら、アルミニウムは、航空機氷結環境において示される挙動が不十分であると考えられている。アルミニウムについての従来の処理の実施例には、限定ではないが、化成処理及び陽極処理が含まれる。

前縁構造体はまた、例えば、ポリウレタンコーティング又は他の有機コーティングなど、「疎氷性」又は「防氷」コーティングとも呼ばれる公知のコーティングで保護することができる。これらのコーティングは、着氷と保護構成部品との間の付着性を低下させる作用を有する。これらのコーティングは氷剥離特性を改善できるが、その耐腐食性は、飛行中に遭遇する研磨粒子が同伴した空気流のスクラビング作用から前縁構造体を保護するには不十分な場合がある。

米国特許第２００９／２７２０９５号公報

従来技術のこれら及び他の欠点は、着氷力を低減及び／又は修正して、氷放出を促進し、大きな氷片の剥離を低減する疎氷性めっきを有する構成部品を提供する本発明により対処される。

１つの態様によれば、本発明は、（ａ）作動中に空気流に面するよう適合された前縁を定める流路表面を有する本体と、（ｂ）流路表面の少なくとも一部に施工されるニッケルを含む金属疎氷性めっきと、を備えた、航空宇宙機で使用する前縁構造体を提供する。

本発明の別の態様によれば、ターボファンエンジン用スプリッタは、（ａ）作動中に空気流に面するよう適合された前縁を定める流路表面を有する環状本体と、（ｂ）流路表面の少なくとも一部に施工されるニッケルを含む金属疎氷性めっきと、を含む。

本発明は、添付図面と共に以下の説明を参照することにより最も理解することができる。

本発明の１つの態様に従って構成された耐氷結部品を組み込んだ、高バイパスターボファンエンジンにより駆動される航空機の斜視図。 図１に示すエンジンの概略半断面図。 図２に示すスプリッタの半断面図。 代替のスプリッタを前方から後方に見た図。 図４の線５−５に沿った図。 別の代替のスプリッタを前方から後方に見た図。 図６の線７−７に沿った図。

種々の図全体を通じて同じ参照符号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、公知のタイプの民間航空機を示しており、ほぼ管状の胴体１２と、ナセル１８に装着されたターボファンエンジン１６を支持するウィング１４と、水平及び垂直安定板２０及び２２を備えた尾部とを含む。これらの構成部品の各々は、飛行方向に面する湾曲又は翼形部様断面（換言すると、空気力学的前縁）を有する１つ又はそれ以上の露出表面を含む。これらの構成部品は、本明細書では「前縁構造体」と呼ばれる。本発明は、以下においてガスタービンエンジンの関連で説明しているが、本明細書に含まれる原理はあらゆるタイプの前縁構造体に適用できることは理解されるであろう。

図２に示すように、エンジン１６は、長手方向軸線「Ａ」を有し、「低圧システム」と総称される、ファン２４、低圧圧縮機又は「ブースタ」２６及び低圧タービン（「ＬＰＴ」）２８と、「ガス発生器」又は「コア」と総称される、高圧圧縮機（「ＨＰＣ」）３０、燃焼器３２、及び高圧タービン（「ＨＰＴ」）３４とを含む従来の構成部品を含み、コアナセル３６を含むナセル１８の種々の構成部品及びエンジン１６の固定構造体は、協働して矢印「Ｆ」で示されるコア流路と、矢印「Ｂ」で示されるバイパスダクトを定める。

固定管状スプリッタ３８は、バイパスダクトＢとコア流路Ｆとの間のコアナセル３６の前方端に位置付けられる。スプリッタ３８は、単一の連続リングとすることができ、或いは、弓形セグメントから積層してもよい。スプリッタ３８は、金属合金及び複合材料などの様々な材料を用いてもよいが、重量及びコストを低減するためにアルミニウム合金から構成するのが好ましい。例えば、アルミニウム合金のスプリッタ３８は、同等のチタン製スプリッタよりも重量及びコストを少なくすることができる。航空宇宙用途で使用するのに種々のアルミニウム合金及び焼き戻しが知られており、その特定の用途に対して許容可能な機械的特性（例えば、強度、疲労抵抗、耐食性、その他）を有している限り、スプリッタ３８に使用される特定の合金は重要ではない。スプリッタ３８を構成するのに好適なものと考えられる合金の１つの実施例はＡＬ７０７５である。

図３に示すように、スプリッタ３８の流路表面４０は、半径方向外向きに面した部分４１と、半径方向内向きに面した部分４３とを含む。２つの部分は、空気力学的前縁３９によって境界が定められる。スプリッタ３８は、上述のような前縁構造体の一実施例である。流路表面４０の少なくとも一部には、金属めっき部４２が施工されており、該めっき部は、「疎氷」特性を有し、すなわち、スプリッタ３８の母材と比べて、めっき部４２と形成された何れかの氷塊との間に極めて小さな接着力が生成される。めっき部４２は、単に説明の目的で誇張した太線で描かれている。図示の実施例では、スプリッタ３８は、軸方向に約８．９ｃｍ（３．５インチ）の翼弦長「Ｃ」を有する。この正確な寸法は重要ではなく、特定の用途に応じて変わることになる。めっきされる流路表面４０の長さは、図３では「Ｌ」で示されている。長さＬが翼弦長Ｃの１００％になる場合には、スプリッタ３８を完全にめっきすることができる。しかしながら、作動時には、通常氷塊はこの範囲までスプリッタ３８を覆うことはない。従って、めっき部４２は、何れかの短い長さに制限することができ、予想される氷塊カバレッジの範囲に対応する必要はない。予想される短い長さＬの実施例は、翼弦長Ｃの約２％から約２０％である。流路表面４０の半径方向内向きに面した部分４３は、半径方向外向きに面した部分４１上のカバレッジの範囲に関係なく完全に覆うことができる。

好適な疎氷性金属めっきの１つの実施例は、ニッケル又はニッケル合金である。公知の好適なニッケルめっきプロセスの１つの実施例は、ＡＭＳ２４０４に記載されるような無電解ニッケルめっきである。一般に、めっき部４２の表面仕上げがより滑らかになるほど、予想される氷塊接着力が小さくなる。めっき部４２の気孔率は、腐食及び着氷を避けるために最小にすべきである。最大で約２５重量％の総計量でリン及び／又はホウ素を添加すると、気孔率低減に役立たせることができる。約１０重量％から約１３重量％を含有する「高リン」めっきを使用すると、アルミニウムに施工されるニッケルめっきの気孔率が最小になることが知られている。

この実施例では、完成しためっきは、約０．０４ｍｍ（０．００１５インチ）から約０．１５ｍｍ（０．００６０インチ）の厚みを有する。下にある基材が露出されない（すなわち、めっき部が連続している）限り、氷結低減の目的においてめっきの厚みは重要ではない。成分試験では、この厚みのニッケルめっきがチタン部分に匹敵する耐食性を提供し、ガスタービンエンジンでの使用に好適であることが実証された。厚みは、構成部品の所望の耐久性及び予想される耐用年数を達成するのに重要なだけである。

作動時には、エンジン１０は、氷結条件に曝され、すなわち、水の凝固点付近の温度の湿気が存在することになる。氷塊は、スプリッタ３８を含む前縁構造体上に自然に形成される傾向がある。氷塊が蓄積すると、空気流内に突出して、増大する空気力学的力（抗力）がこれに作用し、最終的にはその一部がスプリッタ３８から剥離するようになる。上述のめっき部４２が備えていると、氷塊とスプリッタ３８との間の接着力は、従来方法で処理されたアルミニウム及びチタンと比べて実質的に低下する。この結果として、氷塊片が破断して、他の場合よりも大きさが小さいときに下流方向に剥離することになる。これにより、高圧圧縮機３０における過度の冷却及び異物損傷が回避される。

全体の着氷力を下げることに加えて、部品表面全体にわたって着氷力を変化させることにより、氷剥離特性を改善することもできる。具体的には、スプリッタ３８異なるセクション又は他の前縁構造体に異なる接着特性を与えることにより、空気力学的力が作用したときに氷自体内部に応力が発生する。これにより、氷塊は、より予測可能な形態で、すなわち自然に剥離することになった場合に小片に破断する。

例えば、図４及び５は、上述のスプリッタ３８と構成が類似した代替のスプリッタ１３８を示している。流路表面１４０は、円周方向で別個の表面区域に「セクター化」される。区域１４２Ａは、上述の金属疎氷性めっき部であり、交互する区域１４２Ｂは、異なる着氷特性（すなわち、めっき区域１４２Ａとは実質的に接着力が大きい又は小さい）を提示するように、コーティング又は表面処理を有し、或いは他の方法で下処理される。異なる区域間の境界部は、直線又は曲線の何れであってもよく、様々な配列を有することができる。交互区域１４２Ｂの材料の実施例は、従来の方法で処理されたアルミニウム、異なる金属めっき、有機コーティング（例えば、ポリウレタン、又はエポキシ塗料）、ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）、その他が含まれることになる。実際上は、好適な腐食保護材料を使用すべきである。区域１４２Ａ及び１４２Ｂの円周方向の幅「Ｗ」は、氷が比較的小片に破断するように選択することができる。

図６及び７は、別の代替のスプリッタ２３８を示している。スプリッタ１３８と同様に、流路表面２４０は、上述の金属疎氷性めっき部を備えた区域２４２Ａと、異なる着氷特性を有する交互する区域２４２Ｂとに分割される。異なる区域間の境界部は、直線又は曲線の何れであってもよく、様々な配列を有することができる。この実施例では、流路表面２４０は、円周方向及び軸方向の両方に分割されている。この実施例が示すように、円周方向、軸方向、及び／又は半径方向のセクター化のあらゆる好適な組み合わせを用いて、氷剥離サイズを小さくすることができる。

以上、宇宙航空構造における氷剥離低減のための材料及び設計について説明してきた。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、本発明の技術的思想及び範囲から逸脱することなく種々の修正形態を実施できることは、当業者であれば理解されるであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び氷結の最良の形態に関する上記の説明は、例証として提供されたものに過ぎない。

３８ 固定管状スプリッタ
３９ 空気力学的前縁
４０ 流路表面
４１ 半径方向外向きに面した部分
４２ めっき部
４３ 半径方向内向きに面した部分

Claims (20)

1. 航空宇宙機で使用する前縁構造体であって、
   （ａ）作動中に空気流に面するよう適合された前縁を定める流路表面を有する本体と、
   （ｂ）前記流路表面の少なくとも一部に施工されるニッケルを含む金属疎氷性めっきと、
   を備えた前縁構造体。
2. 前記本体がアルミニウムを含む、
   請求項１に記載の前縁構造体。
3. 前記めっきがリンを含む、
   請求項１に記載の前縁構造体。
4. 前記めっきが、本質的に約７５重量％のニッケルと、残部がリン、ホウ素、及び不可避的不純物からなる、
   請求項３に記載の前縁構造体。
5. 前記めっきが、約０．００１５インチから約０．００６０インチの厚みがある、
   請求項１に記載の前縁構造体。
6. 前記流路表面が、半径方向内向きに面する部分と、半径方向外向きに面する部分とを含み、前記めっきが、前記半径方向内向きに面する部分の翼弦長の約２％から約２０％を覆う、
   請求項１に記載の前縁構造体。
7. 請求項１に記載の前縁構造体を備えたガスターボファンエンジン用の環状スプリッタ。
8. 前記流路表面が、（ａ）ニッケルを含む疎氷性金属めっきが施工され、第１の着氷特性を有する複数の第１の区域と、（ｂ）前記第１の着氷特性と異なる第２の着氷特性を有する複数の第２の区域とを含む、
   請求項１に記載の前縁構造体。
9. 前記流路表面が、１つよりも多い軸線に沿って分割される、
   請求項８に記載の前縁構造体。
10. 前記第２の区域が、有機又は化成処理でコーティングされる、
    請求項８に記載の前縁構造体。
11. ターボファンエンジン用スプリッタであって、
    （ａ）作動中に空気流に面するよう適合された前縁を定める流路表面を有する環状本体と、
    （ｂ）前記流路表面の少なくとも一部に施工されるニッケルを含む金属疎氷性めっきと、
    を備えたターボファンエンジン用スプリッタ。
12. 前記本体がアルミニウムを含む、
    請求項１１に記載のスプリッタ。
13. 前記めっきがリンを含む、
    請求項１１に記載のスプリッタ。
14. 前記めっきが、本質的に約７５重量％のニッケルと、残部がリン、ホウ素、及び不可避的不純物からなる、
    請求項１３に記載のスプリッタ。
15. 前記めっきが、約０．００１５インチから約０．００６０インチの厚みがある、
    請求項１１に記載のスプリッタ。
16. 前記流路表面が、半径方向内向きに面する部分と、半径方向外向きに面する部分とを含み、前記めっきが、前記半径方向内向きに面する部分の翼弦長の約２％から約２０％を覆う、
    請求項１１に記載のスプリッタ。
17. 前記流路表面が、
    （ａ）ニッケルを含む疎氷性金属めっきが施工され、第１の着氷特性を有する複数の第１の区域と、
    （ｂ）前記第１の着氷特性と異なる第２の着氷特性を有する複数の第２の区域とを含む、
    請求項１１に記載のスプリッタ。
18. 前記流路表面が、前記第１及び第２の区域を定めるよう円周方向にセクター化される、
    請求項１７に記載のスプリッタ。
19. 前記流路表面が、前記第１及び第２の区域を定めるよう軸方向にセクター化される、
    請求項１７に記載のスプリッタ。
20. 前記第２の区域が、有機コーティングでコーティングされる、
    請求項１７に記載のスプリッタ。

Images