JP2017201170A - 熱伝達の向上のためのディンプル付きナセル内面 - Google Patents

Abstract

【課題】 熱伝達の向上のためのディンプル付きナセル内面を提供する。
【解決手段】 航空機エンジンの前方部分１０を通る熱伝達を向上させるための装置１０である。この装置は、前方部分１０により定められる壁１６を含む。表面２２が、壁により定められ、表面２２は、航空機エンジンの前方部分１０を通るチャネル２４を定める。流体源は、チャネル２４に流体接続される。ブリード空気がピット４２を横切って流れることができるように、ピット４２がチャネル２４の表面２２内に定められる。
【選択図】 図２

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方ナセル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高温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の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8061657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壁を含む。表面が壁により定められ、この表面は、航空機エンジンの前方部分を通るチャネルを定める。加熱流体源は、チャネルに流体接続される。チャネルの表面内にピットが定められる。

本発明の別の態様によると、航空機エンジンナセルを加熱するための方法が提供される。この方法は、流体を航空機エンジンナセル内に誘導するステップと、流体が、航空機エンジンナセルにより定められるピットを横切って流れるようにするステップと、流体がピットを横切って流れるに従って、流体の乱流を増大させるステップとを含む。

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内部の円形の表示 Ｄ−ダクトを定める内壁表面のセクション ディンプルが内部に形成されたＤ−ダクトの断面図 ディンプルが上に形成されたＤ−ダクト壁内面のセクション 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には、図２に示されるような複数のディンプル４２を有するように構成されたＤ−ダクト３０が内部に定められる。ディンプル４２は、Ｄ−ダクト３０内の流体の乱流を増大させるように構成され、従って、ナセル１０内を通る、流体からの熱伝達を向上させる。

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、限定ではなく一例として、加熱流体は以下の：ガス、空気、液体及びそれらの組み合わせの１つとすることができる。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６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。高温流体がノズル３４内に移動すると、流体流通路３８は、回転運動をガスに与え、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高温流体流の噴射が、同伴空気質量を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であろう。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内に噴射される高温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から誘導されるブリード空気は、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、ブリード空気は、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内に誘導されるブリード空気は、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。

図２及び図３に見られるように、複数のディンプル４２が、壁１６の内面２２及びフロア３２により定められる。ディンプル４２は、壁１６の内面２２から外面２３に向けてフロア３２内へと壁１６内に延びるピットである。平面図で見たとき、図２、図３及び図５に示されるようなディンプル４２の各々は、略円形の輪郭を有する。ディンプル４２は、略半球形のピットである。ディンプル４２の幾何学的形状は、半球形の形状以外の何らかの形状とすることができる。また、複数のディンプル４２の中の個々のディンプル４２は、異なる幾何学的形状とすることができることも理解されたい。

ここで図４及び図５を参照すると、方向流ノズル３４からの移動ブリード空気がディンプル４２の１つに当たると、乱流が空気流内にもたらされる。ディンプル４２の１つに入ると、ブリード空気は、図４に示されるような経路Ｐ１を有することができる。ガス流がディンプル４２を出ると、経路Ｐ１は、ガス流とディンプル４２の形状との相互作用により、仮想経路Ｐ２に転換されると考えられる。経路Ｐ２は湾曲して、ディンプル４２により、ブリード空気内に誘導される乱流を示す。

ブリード空気とディンプル４２の形状との相互作用は、ディンプル４２から遠ざかるように延びる複数の渦流の励振を引き起こすと考えられる。図５に示されるように、複数の渦流は、分散乱流シャドウ４４を定める。１つ又はそれ以上の乱流シャドウ４４が交差すると、これらは交差領域４８を定める。交差領域４８内の乱流は、乱流シャドウ４４の１つにおける乱流の量と比べてさらに増大される。

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。ブリード空気は、方向流ノズル３４によりＤ−ダクト３０内に誘導される。誘導されたブリード空気は流路を定める。流路の少なくとも一部は、複数のディンプル４２と交差する。ディンプル４２の各々は流路と交差し、より多くの乱流を発生させる。乱流の増大により、Ｄ−ダクト３０内のブリード空気から壁１６を通りナセル３０の内側リップ１２及び外側リップ１８への熱伝達率が増大する。

本発明は、従来技術に優る利点を有する。上述のような提供されたディンプルは、ナセルのＤ−ダクト内からのナセル壁を通る熱伝達を向上させるように構成される。結果として得られるナセルの外面上の熱エネルギー分布の改善は、ナセル内側リップを氷のない状態に保持しながら、外側リップ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、高価なブリード空気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、本発明のディンプルは、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−ダクト内の熱伝達率を改善するように構成された装置について説明され、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）で記載される本発明の特徴の全て、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。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
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であって、
上記前方部分により定められる壁と、
上記壁により定められる表面と、
上記表面により定められるチャネルと、
上記チャネルに流体接続される流体源と、
上記表面により定められるピットと、
を含む、装置。
［実施態様２］
複数のピットをさらに含む、実施態様１に記載の装置
［実施態様３］
上記ピットの各々は、乱流が流体流に交差するように構成される、実施態様２に記載の装置。
［実施態様４］
上記ピットの各々は、乱流シャドウを定めるように構成される、実施態様３に記載の装置。
［実施態様５］
上記複数のピットは、少なくとも２つの異なるピットからの乱流シャドウが交差して交差領域を定めるように構成される、実施態様４に記載の装置。
［実施態様６］
上記複数のピットは、種々の幾何学的形状を定める、実施態様５に記載の装置。
［実施態様７］
上記複数のピットの少なくとも一部は半球形である、実施態様６に記載の装置。
［実施態様８］
上記複数のピットの全てが半球形である、実施態様７に記載の装置。
［実施態様９］
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であって、
上記壁により定められるＤ−ダクトと、
上記Ｄ−ダクトに流体接続されたブリード空気源と、
上記Ｄ−ダクトの表面上に定められた複数のピットと、
を含む、航空機エンジンナセル。
［実施態様１０］
上記ピットの各々は、乱流がブリード空気に交差するように構成される、実施態様９に記載の航空機エンジンナセル。
［実施態様１１］
上記ピットの各々は、乱流シャドウを定めるように構成される、実施態様１０に記載の航空機エンジンナセル。
［実施態様１２］
上記複数のピットは、少なくとも２つの異なるピットからの乱流シャドウが交差して交差領域を定めるように構成される、実施態様１１に記載の航空機エンジンナセル。
［実施態様１３］
上記複数のピットは、種々の幾何学的形状を定める、実施態様１２に記載の航空機エンジンナセル。
［実施態様１４］
上記複数のピットの少なくとも一部は半球形である、実施態様１３に記載の航空機エンジンナセル。
［実施態様１５］
上記複数のピットの全てが半球形である、実施態様１４に記載の航空機エンジンナセル。
［実施態様１６］
航空機エンジンナセルを加熱するための方法であって、
流体を上記航空機エンジンナセル内に誘導するステップと、
上記流体が上記航空機エンジンナセルにより定められるピットを横切って流れるようにするステップと、
上記流体が上記ピットを横切って流れるに従って、上記流体の乱流を増大させるステップと、
を含む、方法。
［実施態様１７］
乱流シャドウを生成するステップをさらに含む、実施態様１６に記載の方法。
［実施態様１８］
上記乱流シャドウより乱流が多い交差領域を生成するステップをさらに含む、実施態様１７に記載の方法。

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−リングフロア
３４ 方向流ノズル
３６ 旋回ゾーン
３８ 流れ通路
４２ ディンプル
４４ 乱流シャドウ
４８ 交差領域
Ｐ１ ディンプル流入空気経路
Ｐ２ ディンプル流出空気経路

Claims (18)

1. 航空機エンジンの前方部分１０を通る熱伝達を向上させるための装置であって、
   前記前方部分１０により定められる壁１６と、
   前記壁１６により定められる表面２２と、
   前記表面２２により定められるチャネル２４と、
   前記チャネル２４に流体接続される流体源と、
   前記表面２２により定められるピット４２と、
   を含む、装置。
2. 複数のピット４２をさらに含む、請求項１に記載の装置
3. 前記ピット４２の各々は、乱流が流体流に交差するように構成される、請求項２に記載の装置。
4. 前記ピット４２の各々は、乱流シャドウ４４を定めるように構成される、請求項３に記載の装置。
5. 前記ピット４２は、少なくとも２つの異なるピット４２からの乱流シャドウ４４が交差して交差領域４８を定めるように構成される、請求項４に記載の装置。
6. 前記ピット４２は、種々の幾何学的形状を定める、請求項５に記載の装置。
7. 前記ピット４２の少なくとも一部は半球形である、請求項６に記載の装置。
8. 前記ピット４２の全てが半球形である、請求項７に記載の装置。
9. ナセル１０の壁１６を通る、ナセル１０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１０であって、
   前記壁１６により定められるＤ−ダクト３０と、
   前記Ｄ−ダクト３０に流体接続されたブリード空気源と、
   前記Ｄ−ダクト３０の表面上に定められた複数のピット４２と、
   を含む、航空機エンジンナセル１０。
10. 前記ピット４２の各々は、乱流がブリード空気に交差するように構成される、請求項９に記載の航空機エンジンナセル１０。
11. 前記ピット４２の各々は、乱流シャドウ４４を定めるように構成される、請求項１０に記載の航空機エンジンナセル１０。
12. 前記ピット４２は、少なくとも２つの異なるピット４２からの乱流シャドウ４４が交差して交差領域を定めるように構成される、請求項１１に記載の航空機エンジンナセル１０。
13. 前記ピット４２は、種々の幾何学的形状を定める、請求項１２に記載の航空機エンジンナセル１０。
14. 前記ピット４２の少なくとも一部は半球形である、請求項１３に記載の航空機エンジンナセル１０。
15. 前記ピット４２の全てが半球形である、請求項１４に記載の航空機エンジンナセル１０。
16. 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１０内に誘導するステップと、
    前記流体が前記航空機エンジンナセル１０により定められるピット４２を横切って流れるようにするステップと、
    前記流体が前記ピット４２を横切って流れるに従って、前記流体の乱流を増大させるステップと、
    を含む、方法。
17. 乱流シャドウ４４を生成するステップをさらに含む、請求項１６に記載の方法。
18. 前記乱流シャドウ４４より乱流が多い交差領域４８を生成するステップをさらに含む、請求項１７に記載の方法。