JP4555552B2 - ガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンを運転するための方法および装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンは、一般的に高圧及び低圧圧縮機と、燃焼器と、少なくとも１つのタービンとを含む。圧縮機は空気を加圧し、該空気は燃料と混合されて燃焼器に流れる。次いで、混合物は、点火されて、高温の燃焼ガスを発生し、該燃焼ガスはタービンに流れて、該タービンは、燃焼ガスからエネルギーを取り出し、圧縮機に動力に与え、また飛行中の航空機を推進する或いは発電機のような負荷に動力を伝えるような有用な仕事を行う。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
エンジンが着氷条件において運転されている場合には、露出したエンジン外側構造体に氷が堆積（着氷）する可能性がある。より具体的には、エンジンが着氷条件の中で長時間にわたって低出力で運転される場合、エンジン内部及び露出したエンジン構造体にわたって著しい着氷が生じる可能性がある。エンジンの長時間にわたる継続運転又は低出力運転から高出力運転への急激なスロットルの切り替えは、堆積した着氷の高圧圧縮機による吸込みを生じさせる可能性がある。アイスシェッドとして知られているこのような状態は、圧縮機の吐出温度を急激に低下させる可能性がある。圧縮機吐出し温度の急激な低下に応答して、修正されたコア速度が、高圧圧縮機の後部段で増大する。この後部段の修正されたコア速度の急激な増大は、圧縮機失速マージンに有害な影響を与える。
【０００４】
エンジンの内部及びエンジンに隣接する露出した表面にわたる着氷を防止するのを促進するために、少なくとも一部の公知のエンジンは、エンジンが上昇した作動温度で運転されることを可能にする制御システムを含み、またエンジン圧縮機からの高温の抽出空気を露出した表面に導くサブシステムを含む場合がある。しかしながら、上昇した作動温度システム及び抽気システムは、エンジン性能を低下させる可能性がある。このため、着氷を防止するのを更に促進するために、少なくとも一部の公知のエンジンでは、運転に先だって着氷防止液が吹きつけられる。しかしながら、飛行中及び時が経過すると、着氷防止液の効力が低下することになる。より具体的には、エンジン運転中に、蒸発冷却により、エンジンの前部フレームのようなエンジン外表面にわたって凍結及び着氷を依然として生じる可能性がある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明の１つの形態では、航空機エンジンへの着氷を防止するのを促進するように航空機エンジンを運転するための方法が、提供される。この方法は、エンジンの外表面に隣接させてエンジンに膜を結合する段階と、該膜と流体連通させて航空機エンジンに流体リザーバを結合する段階と、流体リザーバからの流体を膜に供給して、航空機エンジン外表面への着氷を防止するのを促進する段階とを含む。
【０００６】
別の形態では、前部フレームを備える航空機エンジンの防氷システムが提供される。この防氷システムは、航空機エンジンに結合され、かつ半透膜と流体リザーバとを含む。半透膜は、流体リザーバと流体連通されてエンジン前部フレームへの着氷を防止するのを促進する。
【０００７】
本発明の更に別の形態では、航空機の防氷システムが、提供される。このシステムは、航空機に結合され、かつ半透膜及び微孔性膜のうちの少なくとも１つと、流体連通して結合された流体リザーバとを含む。該流体リザーバは、半透膜及び微孔性膜のうちの少なくとも１つに流体を供給して、航空機エンジンの外表面への着氷を防止するのを促進する。
【０００８】
【発明の実施の形態】
図１は、ファン組立体１２と、高圧圧縮機１４と、燃焼器１６とを含むガスタービンエンジン１０の概略図である。１つの実施形態では、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチのGeneral Electric Companyから市販されているＦ１１０型エンジンである。エンジン１０はまた、高圧タービン１８と低圧タービン２０とを含み、これら全ては、直列の軸流関係で配列される。ファン組立体１２及びタービン２０は、第１のシャフト２４により結合され、また圧縮機１４及びタービン１８は、第2のシャフト２６により結合される。
【０００９】
エンジン１０はまた、環状の前部フレーム４０を含み、該前部フレーム４０が軸受け（図示せず）を支持し、該軸受けが次にシャフト２４のようなシャフトの１つの端部を支持して該シャフトの回転を可能にする。複数の円周方向に間隔を置いて配置された前置静翼組立体４２が、外側の構造ケースリング（図１には図示せず）と中心ハブ４４との間で延び、エンジン１０に流入する空気流を下流方向に圧縮機１４に向ける。
【００１０】
運転中、空気は、前置静翼組立体４２を通ってまたファン組立体１２を通って流れ、加圧された空気が、ファン組立体１２から高圧圧縮機１４に供給されるようになっている。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送り込まれる。燃焼器１６からの空気流は、回転タービン１８及び２０を駆動し、ガスタービンエンジン１０から流出する。エンジン１０は、設計運転条件と設計外運転条件との間の運転条件の範囲内で作動可能になっている。
【００１１】
図２は、ガスタービン１０（図１に示す）のようなガスタービンエンジンに用いることができる防氷システム６０の概略図である。別の実施形態では、防氷システム６０は、それに限定するのではないが、操縦舵面（図示せず）のような航空機（図示せず）の露出した表面（図示せず）に沿った着氷を防止するのを促進するために用いられる。防氷システム６０は、流体リザーバ６２と、流体ポンプ６４と、半透膜６６とを含む。別の実施形態では、防氷システム６０は、半透膜６６ではなくて機械加工された微孔性膜を含む。具体的には、半透膜６６は、外表面６８に結合されて、該表面６８のような露出した表面に沿った着氷を防止するのを促進する。この例示的な実施形態では、半透膜６６は、エンジン前部フレーム４０に対する着氷を防止するのを促進するために、該前部フレーム４０の前縁表面６８に結合される。より具体的には、半透膜６６は、表面６８に結合されているディストリビュータ又はスペーサ８０に結合される。スペーサ８０は、流路間隙８２が半透膜６６と表面６８の間に形成されるのを保証する。
【００１２】
ポンプ６４及びリザーバ６２は、互いに流体連通するように結合されかつ膜６６及び間隙８２と流体連通するように結合されて、システム６０が間隙８２及び膜６６で構成された擬似閉ループシステムを形成するようになっている。より具体的には、膜６６は半透過性であるので、システム６０を通って循環する流体の一部分が、以下により詳細に説明するウィッキング作用により膜６６を通り抜け、残りの流体はシステム６０を通って再循環される。１つの実施形態では、防氷システム６０は、プロセッサ利用のエンジン制御システムに結合される。ここで用いられるプロセッサという用語は、マイクロプロセッサ、アプリケーション専用集積回路（ＡＳＩＣ）、論理回路、及び本明細書で説明するようなシステム６０を実行することができる任意の他の回路又はプロセッサを意味する。
【００１３】
運転の間、流体は、リザーバ６２からポンプ６４により間隙８２に供給される。流体は、表面６８への着氷を防止するのを促進する。１つの実施形態では、流体は、水と組み合わされた、液体又は固体状態のグリコール又はアルコール混合物であり、この混合物が表面６８又は膜６６のどちらかに当てられる。例えば、このような流体混合物は、氷点温度を−５０Ｆ°も低く低下させることができる。より具体的には、流体は、ポンプ６４により間隙８２に供給されて、流体の一部分が、膜６６の内表面９０から該膜６６の外表面９２まで分散される。１つの実施形態では、表面９２上に分散された流体は、氷点降下として知られる作用により、表面９２と接触する水の氷点を低下させるのを促進して、表面６８に対する着氷を防止するのを促進する。
【００１４】
別の実施形態では、表面９２上に流体が分散することで、表面６８の粘性を低下させるのを促進して、該表面６８に対する着氷を防止するのを促進する。１つの実施形態では、炭化水素オイル流体混合物が、システム６０の内部で循環されて、表面粘性を低下させるのを促進する。従って、システム６０は、エンジンが着氷の発生する可能性がある条件で運転されているとき、圧縮機失速マージンを高め、従って、圧縮機のアイスシェッド事象を防止するのを促進する。従って、システム６０はまた、エンジン１０がアイスシェッド吸い込みによりサージングを生じるのを防止するのを促進する。その上に、システム６０の内部で循環する流体は、高い作動温度である必要はないので、システム６０を製作するのに様々な材料を用いることができる。
【００１５】
上記の防氷システムは、露出した表面に沿った着氷を防止するのを促進するのに費用効果が良くかつ高い信頼性がある。システムを通して供給される流体は、費用効果がある方法で半透膜を通してウィッキング作用により分散される。従って、抽出空気は利用されないので、防氷システムは、エンジン性能を犠牲にすることなくまた高価な膨張式ブラダーを必要とすることもなく、着氷を防止するのを促進する。その結果、着氷制御システムは、エンジンが着氷の発生する可能性がある条件で運転されているとき、圧縮機の失速マージンを高めるのを促進し、従って、圧縮機のアイスシェッド事象により又はエンジンに低い燃料スケジュールが用いられているときに起こる可能性がある圧縮機失速マージン不足を排除する。
【００１６】
本発明を、様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施可能であることは、当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】 ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】 図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる防氷システムの概略図。
【符号の説明】
４０ エンジン前部フレーム
６２ 流体リザーバ
６４ ポンプ
６６ 膜
６８ エンジン外表面
８０ ディストリビュータ
８２ 間隙
９０ 膜の内表面
９２ 膜の外表面

Claims (5)

1. 航空機エンジンへの着氷を防止するのを促進するように該航空機エンジン（１０）を運転する方法であって、
   スペーサ（８０）を前記エンジンの外表面（６８）に結合させ、該エンジンの外表面（６８）に隣接させて該エンジンに半透膜（６６）を結合させて、前記半透膜と前記スペーサとの間に間隙（８２）を形成する段階と、
   該半透膜と流体連通させて前記航空機エンジンに流体リザーバ（６２）を結合する段階と、
   該流体リザーバからの流体を前記半透膜に供給して、前記航空機エンジン外表面への着氷を防止するのを促進する段階と、
   を含むことを特徴とする方法。
2. 前記流体リザーバ（６２）からの流体を供給する前記段階は、前記間隙（８２）を通して前記半透膜（６６）に流体を供給する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
3. 前記流体リザーバ（６２）からの流体を前記半透膜（６６）に供給する前記段階は、該半透膜（６６）に流体を供給して、前記エンジン（１０）の外表面（６８）の粘性を低下させるのを促進する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１又は２に記載の方法。
4. 航空機の防氷システム（６０）であって、
   該システムは、前記航空機に結合され、かつ前記航空機の外表面（６８）に結合された半透膜（６６）と、スペーサ（８０）とを備え、
   前記スペーサは、前記半透膜（６６）と前記外表面との間に延びて前記半透膜と前記スペーサとの間に間隙（８２）を形成し、
   前記システムは更に、前記半透膜と流体連通して結合された流体リザーバを含み、
   該流体リザーバは、前記半透膜に流体を供給して、前記航空機の外表面への着氷を防止するのを促進することを特徴とする航空機の防氷システム（６０）。
5. 前記流体リザーバ（６２）は、前記間隙（８２）を通して前記半透膜（６６）に流体を供給するように構成されていることを特徴とする、請求項４に記載の航空機の防氷システム（６０）。

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