JP2017201169A - 方向流ノズルのスワール増強装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 流体流をより効率的に使用して航空機の構成要素を加熱するための装置及び方法を提供する。【解決手段】 航空機エンジンの前方部分を通じた熱伝達を改善するための装置である。装置は、前方部分により定められる環状チャネルを含む。ガス源はチャネルに流体接続され、狭窄領域は環状チャネル内に定められる。【選択図】 図３

Description

本発明は、航空機エンジンの加熱構成要素に関し、より具体的には、航空機エンジンの前縁を加熱することに関する。

航空機エンジンへの氷の付着又は蓄積は、望ましくない。氷の蓄積を低減するために、エンジンの一部分からエンジンの他の構成要素へと加熱した流体を誘導することが知られている。これらの方法に関連する１つの問題は、熱エネルギーを加熱すべき部分全体にわたって均一に分散させるのは困難であることである。その結果、十分に加熱されていない構成要素上に氷の蓄積が生じるか、又は必要な熱負荷を与えるために、エンジンの別の部分からの付加的な流体流を必要とすることになる。このような流体流の増大は、エンジンの効率を低下させる。

米国特許第９１９３４６６号明細書

従って、流体流をより効率的に使用して航空機の構成要素を加熱するための装置に対する必要性がある。

この必要性は、構成要素内の熱伝達率を向上させるように構成される、加熱される構成要素内の構造体により対処される。

本発明の一態様によると、航空機エンジンの前方部分を通る熱伝達を向上させるための装置が提供される。この装置は、前方部分により定められる環状チャネルを含む。ガス源がチャネルに流体接続され、狭窄領域が、環状チャネル内に定められる。

本発明の別の態様によると、ナセルの壁を通る、ナセル内の流体からの熱伝達の向上をもたらすように構成された航空機エンジンナセルが提供される。ナセルは、壁により定められるＤ−ダクトを含む。加圧流体源が、Ｄ−ダクトに流体接続される。狭窄領域が、Ｄ−ダクト内に定められる。

本発明は、添付図面を参照しながら以下の説明を参照することによって最もよく理解することができる。

Ｄ−ダクトを定めるナセルを有する航空機エンジンの部分切取図 Ｄ−ダクトを定める内壁表面を示す、図１に示されるエンジンの内部の円形の表示 方向流ノズル

種々の図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を表す図面を参照すると、図１は、エンジン１１の前方部分を定めるナセル１０の部分切取図を示す。ナセル１０は、内部に定められたＤ−ダクト３０を有する。Ｄ−ダクト３０は、誘導されるガスの速度を増大させるように構成され、その結果、ガスは、Ｄ−ダクト３０の円周全体の周りに流れることができる。

エンジン１１のナセル１０は、内面２２及び外面２３をもつ壁１６を有する。壁１６の外面２３は、内側リップ１２及び外側リップ１８を定める。内面２２は、Ｄ−ダクトフロア３２と併せてＤ−ダクト３０を定める。

Ｄ−ダクト３０は、壁１６の内面２２により定められる環状チャンバであり、エンジン１１の軸線Ａの周りに配置される。図示のように、Ｄ−ダクト３０は、Ｄ形状の断面を有する。図２に示されるように、方向流ノズル３４が、Ｄ−ダクト３０内に延びる。方向流ノズル３４は、導管２４を介してエンジン１１（例えば、圧縮機１４）から加熱ガス源に流体接続される。弁２５は、導管２４内のエンジン１１と方向流ノズル３４との間に配置される。弁２５は、導管２４を通る、方向流ノズル３４への流れを制御するように構成される。

ここで図３を参照すると、ノズル３４は、該ノズル３４内で移動する、加熱流体又はブリード空気などのガスのような回転流を与えるように構成される。一実施形態において、ノズル３４は、螺旋パターンにねじられた複数の流体流通路３８を収容する。好ましい実施形態においては、４乃至６の流体流通路３８が使用されるが、他の実施形態においては、通路の数は、実質的により多いことも又はより少ないこともある。付加的に、他の手段を用いて、これらに限定されるものではないが、内部ベーン又はノズルを含む回転を生じさせることもできる。高温ガスがノズル３４内に移動すると、流体流通路３８は、ガスに回転運動を与え、次にガスを吐出端部３５からＤ−ダクト３０内に排出する。ハウジング空気への加熱流体流の噴射が、同伴空気質量がＤ−ダクト３０内で旋回回転方向に回転させることが認識される。ノーズリップＤ−ダクト３０の外寄り位置内に形成された適切なサイズの孔のような適切な排出手段は、こうした同伴空気の一部が、Ｄ−ダクト３０内に噴射される加熱流体の質量流量と等しくなるようにＤ−ダクト３０から漏出し、流れの平衡を保持することを可能にする。

ナセル１０及びＤ−ダクト３０は、これに限定されるものではないが、楕円形などの円形以外の形状とすることができることを理解されたい。また、Ｄ−ダクト３０の断面は、ナセル１０の断面と類似していてもよいが、これとは異なっていてもよいことも理解されたい。

図２に見られるように、方向流ノズル３４から誘導される加熱流体は、Ｄ−ダクト３０の周りに向けられる。方向流ノズル３４は、吐出端部３５を含む。示される実施形態において、加熱流体は、吐出端部３５から延びる旋回ゾーン３６を定める旋回パターンで誘導される。Ｄ−ダクト３０内に誘導される加熱流体は、旋回以外の流れパターンを示し得ることを理解されたい。こうした他の流れパターンは、方向流ノズル３４の寸法により定めることができる。

Ｄ−ダクト３０はほぼ一貫した断面幅を有し、方向流ノズル３４からの流体流のための通路を定める。しかしながら、図２に示されるように、Ｄ−ダクト３０は、狭窄領域４０を含む。狭窄領域４０は、入口４２、ネック４４、及び出口４６を含む。入口４２及び出口４６における狭窄領域４０の寸法は、Ｄ−ダクト３０の残りの寸法と実質的に同じである。狭窄領域４０は、入口４２からネック４４のより狭い寸法までテーパする。狭窄領域４０は、ネック４４から出口４６まで拡張又は拡大する。

方向流ノズル３４は、該方向流ノズル３４の吐出端部３５が狭窄領域４０の出口４６の上流に配置されるように、位置決めされる。より好ましくは、方向流ノズル３４は、狭窄領域４０のネック４４の上流且つ入口４２の下流に配置される。従って、方向流ノズル３４は、加熱流体をＤ−ダクト３０内に吐出するように配置され、方向流ノズル３４からの加熱流体が、ネック４４から出口４６に向けて遠ざかるにつれて拡張するようにされる。一実施形態において、吐出端部３５は入口４２付近に配置されるので、ノズル３４から吐出される加熱流体は、狭窄領域４０内に方向付けられ、ネック４４に向けて流れるにつれて加速する。

狭窄領域４０は、該狭窄領域４０を通る方向流ノズル３４からの加熱流体の移動が、該狭窄領域４０の出口４６においてではなく、入口４２付近で低圧を発生するように構成される。従って、狭窄領域４０は、方向流ノズル３４の位置と協働して、Ｄ−ダクト３０内の圧力差をもたらし、方向流ノズル３４の吐出端部３５から狭窄領域４０の出口の入口４２に向かうリング３０の周りの流れを強化する。

ナセル１０は、その動作を説明することにより良く理解することができる。加熱流体は、方向流ノズル３４によりＤ−ダクト３０内に誘導される。好ましくは、方向流ノズル３４の吐出端部３５が入口４２の上流に配置されたとき、加熱流体は、狭窄領域４０内に加圧される。誘導された流体は、ネック４４から離れるように移動し、出口４６を通って狭窄領域４０を出ていくときに膨張する。Ｄ−ダクト３０の周りの加熱流体の流れは、狭窄領域４０の出口４６と入口４２との間のＤ−ダクト３０内の圧力差により駆動される。

本発明は、従来技術に優る利点を有する。上述の狭窄領域４０は、加熱流体の速度を増大させるように構成される。このように、加熱流体は、加熱流体をＤ−ダクトの周りに完全に移動させるのに十分な速度に加速され、その結果、Ｄ−ダクト内の熱分布が改善される。熱エネルギー分布の改善は、ナセルの内側リップを氷のない状態に保持しながら、外側ライブ領域上のホットスポットを軽減させる効果を高める。従って、ナセル内側リップは、高価な加熱流体流の使用が少なくて、氷のない状態に保持される。その結果、本発明の加圧セクションを有するＤ−ダクトは、エンジンの効率全体を高め、市場における競争力を高める。

以上、航空機エンジンのナセルＤ−ダクトの周りに改善された加熱流体流を提供するように構成された装置について説明し、本発明の明細書（いずれかの添付の特許請求の範囲、要約書及び図面を含む）で記載される特徴の全て、及びそのように開示されたいずれかの方法又はプロセスのステップの全ては、このような特徴及び／又はステップの少なくとも一部が互いに排他的である組み合わせを除いて、あらゆる組み合わせで結合することができる。

本明細書（いずれかの添付の特許請求の範囲、要約書、及び図面を含む）で開示される各特徴は、明示的に別途規定のない限り、同じ、等価の又は同様の目的を提供する代替の特徴で置き換えることができる。従って、明示的に別途規定のない限り、開示される各特徴は、一般的な一連の等価又は同様の特徴のうちの１つの実施例に過ぎない。

本発明は、上述の１又は複数の実施形態の詳細事項に限定されない。本発明は、本明細書（いずれかの添付の特許請求の範囲、要約書、及び図面を含む）で開示される特徴のうちのいずれかの新規な特徴又はいずれかの新規な組み合わせ、又はこのように開示されるいずれかの方法又はプロセスのステップのうちのいずれかの新規なステップ又はいずれかの新規な組み合わせに拡張することができる。

１０ ナセル
１１ エンジン
１２ 内側リップ
１４ 圧縮機
１６ ナセル壁
１８ 外側リップ
２２ 内面
２３ 外面
２４ 導管
２５ 弁
３０ Ｄ−ダクト
３２ Ｄ−ダクトフロア
３４ 方向流ノズル
３５ ＤＮＦ吐出端部
３６ 旋回ゾーン
３８ 流れ通路
４０ 狭窄領域
４２ 入口
４４ ネック
４６ 出口

Claims (20)

1. 航空機エンジン（１１）の前方部分を通る熱伝達を改善するための装置であって、
   前記前方部分により定められる環状チャネルと、
   前記チャネルに流体接続されるガス源と、
   前記環状チャネル内に定められる狭窄領域（４０）と、
   を含む、装置。
2. 前記狭窄領域は、入口及び出口を含む、請求項１に記載の装置。
3. 前記狭窄領域は、前記狭窄領域の前記入口と前記出口との間に配置されるネックを含む、請求項２に記載の装置。
4. 前記エンジン加熱流体源は、吐出端部を有するノズル（３４）である、請求項３に記載の装置。
5. 前記ノズルは、回転流れを前記加熱流体に与えるように構成される、請求項４に記載の装置。
6. 前記ノズルは、螺旋パターンでねじられた複数の流れ通路を含む、請求項５に記載の装置。
7. 前記ノズルは、６つの流れ通路を含む、請求項６に記載の装置。
8. 前記ノズルの前記吐出端部は、前記狭窄領域の前記出口の上流に配置される、請求項３に記載の装置。
9. 前記ノズルの前記吐出端部は、前記狭窄領域の前記ネックの上流に配置される、請求項３に記載の装置。
10. ナセルの壁（１６）を通る、ナセル（１０）内のガスタービンエンジン（１１）からの熱伝達を改善するように構成された航空機エンジンナセルであって、
    前記壁により定められるＤ−ダクト（３０）と、
    前記Ｄ−ダクトも流体接続される加熱流体源と、
    前記Ｄ−ダクト内に定められる狭窄領域（４０）と、
    を含む、ナセル。
11. 前記狭窄領域は、入口及び出口を含む、請求項１０に記載のナセル。
12. 前記狭窄領域は、前記狭窄領域の前記入口と前記出口との間に配置されるネックを含む、請求項１１に記載のナセル。
13. 前記エンジン加熱流体源は、吐出端部を有するノズルである、請求項１２に記載のナセル。
14. 前記ノズルの前記吐出端部は、前記狭窄領域の前記出口の上流に配置される、請求項１３に記載のナセル。
15. 前記ノズルの前記吐出端部は、前記狭窄領域の前記ネックの上流に配置される、請求項１４に記載の
16. 前記ノズルは、６つの流れ通路を含む、請求項１３に記載の装置。
17. 航空機エンジンナセル（１０）を加熱するための方法であって、
    流体を前記航空機エンジンナセル内に誘導するステップと、
    前記流体が前記ナセル内の狭窄領域（４０）により定められるネック（４４）を通過した後、前記流体を加速させるステップと、
    を含む、方法。
18. 前記流体は、回転流れを前記流体に与えるように構成されたノズルを介して前記航空機エンジンナセル内に誘導される、請求項１７に記載の装置。
19. 前記ノズルは、螺旋パターンでねじられた複数の流れ通路を含む、請求項１８に記載の装置。
20. 前記ノズルは、６つの流れ通路を含む、請求項１９に記載の装置。