JP5933919B2

JP5933919B2 - ターボ機械ナセル及び氷結防止システム並びにその方法

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Publication number: JP5933919B2
Application number: JP2010285392A
Authority: JP
Inventors: マヘンドラ・マヘシュワリ
Original assignee: エムアールエイ・システムズ・インコーポレイテッド
Priority date: 2009-12-30
Filing date: 2010-12-22
Publication date: 2016-06-15
Anticipated expiration: 2030-12-22
Also published as: EP2354469A2; US20110167781A1; US8549832B2; EP2354469B1; JP2011137465A; CA2725891C; EP2354469A3; CA2725891A1

Description

本発明は、ターボ機械に関し、より詳細には、複合材料から少なくとも部分的に製造された航空機エンジンナセル用の氷結防止及び除氷システムに関する。

高バイパスターボファンエンジンは、亜音速で動作する高性能航空機に広く利用されている。図１に概略的に示すように、高バイパスターボファンエンジン１０は、より大きな推力を発生し、燃料消費率を低減するために、エンジン１０の正面に配置された大型ファン１２を含む。ファン１２は、流入空気１４を加圧する役割を果たし、その一部がコアエンジン（ガスタービン）１６に流入し、該コアエンジンは、更に空気を加圧するための低圧及び高圧圧縮機段１８Ａ及び１８Ｂを収容する圧縮機セクション１８と、燃料が加圧空気と混合されて燃焼する燃焼室２０と、タービンセクション２２とを含み、該タービンセクションでは、高圧タービン２２Ａが燃焼ガスからエネルギーを抽出して、圧縮機セクション１８の高圧段１８Ｂを駆動し、低圧タービン２２Ｂが燃焼ガスからエネルギーを抽出して、ファン１２及び圧縮機セクション１８の低圧段１８Ａを駆動する。ファン１２に流入する空気の大部分はエンジン１０の後部にバイパスされ、追加のエンジン推力を発生する。バイパス空気は、ステータベーンの１つ又はそれ以上の列を収容する環形バイパスダクト２４を通過し、該環形バイパスダクト２４はまた出口ガイドベーン２８（ＯＧＶ）とも呼ばれ、ファン１２及びそのファンブレード２６の直ぐ後方に位置付けられている。ファンブレード２６は、ファンカウリング又はナセル３０により囲まれ、該ナセルは、バイパスダクト２４から流出するバイパス空気のためターボファンエンジン１０並びにファンノズル３４への入口ダクト３２を定める。

ナセル３０は、重要な構造構成要素であり、その設計考慮事項は、空力基準並びに異物損傷（ＦＯＤ）に耐える能力を含む。これらの理由から、ナセル３０の製造時に適切な構造、材料、及び組み立て方法を選択することが重要である。種々の材料及び構成が考慮されており、金属材料及び特にアルミニウム合金が広く使用されている。グラファイト強化エポキシ積層体などの複合材料もまた、これらがエンジン効率を促進し且つ燃料消費率（ＳＦＣ）を改善するような空力基準、輪郭制御、及び重量軽減に適合するのに十分なサイズの一体部品として製造できる能力を含む利点を提供するので考慮されている。

航空機エンジンナセルは、航空機エンジンナセル、特に入口リップ（図１の３６）におけるナセル前縁は、エンジンが着陸状態及び特に飛行条件下にある間、氷結条件に曝される。ナセル入口リップ上の着氷の除去（除氷）及び着氷防止（氷結防止）のための１つの公知の手法は、高温空気ブリードシステムを使用することによるものであった。１つの実施例が図１に概略的に示されており、ここでエンジン供給ブリード空気流が燃焼室２０から配管３８を通じて入口リップ３６に引き込まれ、高温のブリード空気は、入口リップ３６の内表面と接触し、リップ３６を加熱して氷生成を排除／阻止する。配管３８は、ピッコロ管４０と一般的に呼ばれる管構成を含み、Ｄダクト４２と呼ばれる場合もあるナセル３０の環形キャビティ内にある。管４０は、Ｄダクト４２を高温ブリード空気で完全に満たし、入口リップ４２の十分な加熱を確保する。このタイプのシステムは有効であるが、Ｄダクト４２を充填し且つ氷結防止機能を実施するのに必要な熱エネルギーを提供するのに大量のブリード空気が必要となる。エンジン１０からブリードされた高温の空気は、対応してエンジン性能に悪影響をもたらし、エンジン効率（ＳＦＣ）を損なう。加えて、図示のタイプの高温ブリードシステムは、顕著な重量上の欠点を生じる場合がある。

代替として、一部の小型のターボファン及びターボプロップ航空機エンジンは、電気エネルギーをジュール加熱による熱に変換する電気氷結防止システムを利用していた。抵抗型ヒータワイヤを加熱素子として使用することができるが、最新の実施例では、ＧｒａｆＴｅｃｈＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＨｏｌｄｉｎｇｓＩｎｃによる商品名ＧＲＡＦＯＩＬ（登録）で商業的に入手可能な可撓性グラファイト材料を用いている。加熱素子は、シリコンゴムのようなブーツで具現化され、ナセル入口リップの内部前縁に取り付けされる。このようなシステムの欠点は、図１に示すタイプの高バイパスターボファンエンジンのような、大型の航空機エンジンに除氷及び連続氷結防止動作を行うために通常は過剰なエネルギーを必要とすることである。更に、氷結防止システムは、比較的重量があり、エンジン効率／性能を損なう。

更に別の選択肢は、化学除氷剤を放出する「浸出」システム、及び着氷に亀裂を生じさせる膨張ブラダーを備えた除氷ブーツを含む。浸出システムの注目すべき欠点は、化学的除氷剤が高コストであること、航空機が常に除氷剤を保持する必要があること、及び飛行中に化学的除氷剤の供給源が使い果たされた場合にシステムが利用不能になることが含まれる。除氷ブーツの欠点は、ブラダーを膨張させるポンプが必要であること、及び耐用年数が比較的短いことが含まれる。

上記の観点から、特に全体のエンジン性能を向上させるため複合材料から製造されるナセル及び他の翼形部表面の使用に関して、重量及び出力要件に対するあらゆる悪影響を最小限にしながら、除氷及び氷結防止機能を提供できる新規の技術を開発するための継続的な取り組みがなされている。しかしながら、従来のアルミニウム合金製のナセル及びウィング構造の代わりにこのようなグラファイト強化エポキシ積層体などの複合材料を使用することは、積層複合材が厚み方向の（従って、隣接積層間の）熱伝導率が比較的不十分であり、従来の氷結防止システムがナセルの外表面を加熱して着氷を排除及び阻止することができる効率を低下させるので、氷結防止システムに対して追加の問題が生じる。

米国特許第７，６２９，５５８号公報

本発明は、航空機エンジンナセル上の着氷の除去（除氷）及び着氷防止（氷結防止）のためのシステム及び方法を提供し、その非限定的な実施例は、複合材料から部分的又は完全に製作されたナセルである。

本発明の第１の態様によれば、ナセルは、該ナセルの前縁を定め、且つ断面形状と、逆向きに配置される外表面及び内表面とを有する入口リップを含む。氷結防止システムは少なくともナセルの入口リップに接触する。氷結防止システムは、入口リップの断面形状に共形の断面形状を有する（入口リップの形状に沿う形状を有する）少なくとも１つの加熱素子を含み、該加熱素子には、カーボンナノチューブが加熱素子に電流を導加熱素子通させるように配向及び配列されている。ナセルは更に、加熱素子に電流を通して加熱素子のジュール発熱及び熱伝導による入口リップの加熱を引き起こす手段を含む。

本発明の第２の態様によれば、上述の構成は、ナセルの入口リップ上の着氷を排除及び阻止することができる方法を提供する。このような方法は、断面形状と逆向きに配置される外表面及び内表面とを有するように入口リップを製作する段階と、入口リップの断面形状と共形の断面形状を有する少なくとも１つの加熱素子を含む氷結防止システムとナセルの少なくとも入口リップとを接触させる段階と、を含み、氷結防止システムではカーボンナノチューブが加熱素子に電流を導通させるように配向及び配列される。本方法は更に、加熱素子に電流を通して加熱素子のジュール発熱及び熱伝導による入口リップの加熱を引き起こすようにする段階を含む。

本発明の技術的効果は、運転に必要なエネルギーを最小限にしながら、エンジンに最少重量を提供する航空機エンジンナセル用の氷結防止システムを提供できることである。本発明の実施形態はまた、ナセルの外表面うぃ加熱して着氷を排除及び阻止することができる効率を向上させることができる。

本発明の他の態様及び利点は、以下の詳細な説明からより良く理解されるであろう。

高バイパスエンジンの概略断面図。本発明の実施形態による、ターボファンエンジンのナセル入口リップの断面を示す詳細図。図２のナセル入口リップの詳細断面図。図３のナセル入口リップの詳細平面図。本発明の実施形態による、ターボファンエンジンのナセル入口リップの断面を示す詳細図。図５のナセル入口リップの詳細断面図。

図２から６は、航空機エンジンナセル５０又は７０と組み合わせて氷結防止及び除氷機能（以下、単に氷結防止と呼ぶ）が設けられた本発明の２つの実施形態を提示しており、これらは、入口リップにおいて少なくともそのセクションが複合材料から作られるように製造することができる。本発明は、高バイパスターボファンエンジンでの使用に特に好適であり、その実施例は、図１に示すターボファンエンジン１０であるが、他の用途も予期される点を理解されたい。便宜上、本発明は、図１のエンジン１０に関して説明するが、図２から図６の実施形態に関して説明する本発明の詳細事項によりある程度は修正される。

図２から６のナセル５０及び７０は、金属合金及び特にアルミニウム合金などを含む、様々な材料から形成することができる。しかしながら、本発明の好ましい態様は、ナセル５０及び７０、或いは複合材料により、入口リップ５６及び７６７にてそれらの後縁を形成するナセル５０及び７０の少なくとも一部を提供する機能である。好ましい複合材料は、織地又は連続繊維強化材料を含有する複合積層体、並びに十分な温度及び衝撃耐性を示す最新のマトリクス材料を含むと考えられる。複合材料の繊維強化構成要素は、所望の繊維構成を有する公知の繊維材料で生産することができる。例えば、炭素（グラファイト）繊維から形成される織地は、特に好適な強化材料と考えられるが、炭素繊維に加えて、又はその代わりに他の繊維材料を用いることができることが予期される。繊維構成は、ナセル５０及び７０の厚みを通る貫通面熱伝達を促進することができる３次元編み又は編み組技術を含む、公知の繊維編み及び編み組技術を用いて作ることができる。複合材におけるマトリクス材料の基本的役割は、繊維強化材料並びに複合構造体全体の構造強度及び他の物理的特性をもたらすことである。マトリクス材料はまた、熱的に劣化又は他の方法で繊維強化材料に悪影響を与えない温度及び条件下で硬化可能にする必要がある。これに基づいて、特に好適な樹脂材料は、ポリ（アリール）エーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリ（アリール）エーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、ポリフェニレン・サルファイド（ＰＰＳ）、及びエポキシなどの熱可塑性プラスチックであると考えられるが、他のマトリクス材料の使用も予期される。

本発明の別の好ましい態様によれば、ナセル入口リップ５６及び７６の少なくとも外側セクションは、表面にわたる層流を妨げるあらゆるステップ又はギャップを排除するため一体成形品として作られる。より詳細には、ナセル５０及び７０の各々は、好ましくは、その入口リップ５６及び７６で始まり、ナセルの最大直径を定める部分（図１の４４で識別される）に向かって後方に続く連続一体成形複合構造を有するように形成される。ナセル５０及び７０（又は少なくとも複合材料から形成される部分）を製作する好適な方法は、樹脂トランスファー成形（ＲＴＭ）、圧縮成形、高圧蒸気硬化、及び真空支援樹脂トランスファー成形（ＶａＲＴＭ）を含み、これらは、樹脂含浸処理された積層複合構造を製作するのによく知られている。最終的に、軽量発泡体又はハニカムポリマー材料などのコア材料（図示せず）をナセル５０及び７０の積層構造内に導入することは本発明の範囲内にあり、同様に、エンジン入口、逆推力装置、コアカウル、及びトランスカウル、並びに音響パネルを含む他の航空構造体などの航空機エンジンナセル構成部品において一般的である。

上記の材料の観点において、ナセル５０及び７０は、従来技術においてこれまで使用されているアルミニウム又は他の金属合金から形成されたナセルよりもかなり軽量にすることができる。ナセル５０及び７０の厚みは、不必要に重量に寄与することなく、構造的一体性を提供するのに十分でなければならない。幅広い範囲の厚みが可能であるが、約１．５から約２．５ミリメートルが好適な範囲と考えられる。

上述のように、本発明の特定の態様は、上述のタイプの複合材ナセルと組み合わせて氷結防止機能を提供することである。図２を参照すると、ナセル５０の断面は、本発明の第１の実施形態を示している。図１に示される従来技術のナセル３０と同様に、ナセル５０は、ターボファンエンジンの入口ダクト５２、外側バレル５４及び入口リップ５６、並びにバイパス空気が流れるバイパスダクト及びファンノズル（図２には示していない）を定める。上記で検討したように、ナセル５０及びより具体的にはその外表面５８は、エンジンが着陸及び飛行条件下にある状態の間氷結条件に曝される。図２の実施形態は、氷結に最も曝されるナセル５０の当該部分、すなわち入口リップ５６における外表面５８、及び入口リップ５６の直ぐ後方の入口ダクト５２及び外側バレル５４の部分の局所的加熱を提供するよう構成されたヒータストリップを含む氷結防止システム６０を利用する。氷結防止システム６０は、（図１から明らかなように）ナセル５０の形状に対応する環状形状を有するように構成することができる。図２に示すように、システム６０は、入口リップ５６の近傍においてナセル５０の内表面５９に密接に一致するＵ字断面と、入口ダクト５２及び外側バレル５４の隣接部分とを有する。

本発明の好ましい態様によれば、ヒータストリップ６２は、カーボンナノチューブ（ＣＮＴ）、及びより好ましくはカーボンナノチューブの不織布地（ＮＷＴ）又は織布（ＷＴ）を含み、各ストリップ６２が、ナセル５０の内表面５９に処理され、埋め込まれ、又は浸透されて接合することができる単体構造のマットである。重要なことに、ナノチューブは、ヒータストリップ６２内で不規則には分散されておらず、互いの接触を確保してナノチューブが、例えば各ストリップ６２の長さ方向及び／又は幅方向で電流を導通できるように、各ストリップ６２内で意図して配向及び配列される。カーボンナノチューブの特に好適な不織布地は、ＮｅｗＨａｍｐｓｈｉｒｅ州Ｃｏｎｃｏｒｄ所在のＮａｎｏｃｏｍｐＴｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ，Ｉｎｃ．，により開発されており、Ｌａｓｈｍｏｒｅ他に付与された米国特許公開出願２００９／０２７７８９７号に記載されている。カーボンナノチューブ並びにその形成された布地の組成、構造、及び製造に関する公開出願の内容は、引用により本明細書に組み込まれる。Ｌａｓｈｍｏｒｅ他が報告しているように、カーボンナノチューブは、単層（ＳＷＮＴ）、二層（ＤＷＮＴ）、又は多層（ＭＷＮＴ）とすることができ、個々のカーボンナノチューブは、例えば、１ナノメートルから約１０ナノメートルよりも小さい直径範囲、並びに例えば、最大で約１ミリメートル又はそれ以上の長さの範囲で製作及び使用することができる。Ｌａｓｈｍｏｒｅ他はまた、不織カーボンナノチューブ（並びに恐らくは織成カーボンナノチューブ）のシートは、ナノチューブを接合し任意選択的にナノチューブ間の空隙を充填するために種々の公知の技術を用いて、樹脂材料でコート及び浸透させることができ、その非限定的実施例は、フルフリルアルコール（Ｃ_４Ｈ_３ＯＣＨ_２ＯＨ）である。本発明によれば、別の実施可能なコーティング／浸透材は、積層ナセル５０のマトリクスを形成するのに使用される樹脂である。上述のタイプのカーボンナノチューブベースの材料は、銅線などの従来の抵抗加熱材料よりも効率的に熱を発生することができると考えられており、実質的に等しい質量又は断面積を有する銅線よりも高い出力及び電圧レベルで利用することができ、ヒータストリップ６２の効率を高め、熱出力を更に大きくすることができる。

図３及び４は、平行縦列６６で配列された複数のヒータストリップ６２を備えるような氷結防止システム６０を示している。ヒータストリップ６２の縦列６６は、縦列６６に平行な面で氷結防止システム６０の可撓性を有利に促進するよう構成することができる。図２に示すように、縦列６６は、図２のナセル５０の放射形状に沿って配列され、入口リップ５６の内表面５９の外形に密接に一致させる氷結防止システム６０の機能を促進することができる。各縦列６６内のストリップ６２は、互いに近接して離間し、任意選択的には接触した状態で示されているが、隣接ストリップ６２間にギャップを設けることもできる。ヒータストリップ６２の端部は、コンタクト６８により接続されて図示され、例えば、ストリップ６２の横列間のコンタクト６８に供給される電流が外側コンタクト６８の対応する１つに向かって各ストリップ６２を流れるように配列される。コンタクト６８は、限定ではないが、１つ又はそれ以上の導電性材料又は金属合金の電気めっきなどの堆積プロセスを含む、あらゆる好適な方法で形成することができる。図４に示すように、コンタクト６８は、好ましくは、各ヒータストリップ６２の幅全体に接触し、これらの間の電気的接触を最大にして電気的界面抵抗を低下させるようにする。コンタクト６８とヒータストリップ６２との間の電気的接触を向上させるためには、Ｌａｓｈｍｏｒｅ他は、ガラス状炭素材料などのカップリング機構を利用して、コンタクト６８とヒータストリップ６２との間の接触を向上させることができると示唆している。何れにしても、ジュール熱により熱を発生させるために好適な電力源（図示せず）によりヒータストリップ６２に十分な出力を供給することができ、これによって熱伝導による入口リップ５６の加熱を生じさせる。

図２及び３に示すように、氷結防止システム６０は、ヒータストリップ６２を流れる電流からナセル５０を電気的に絶縁するために、ヒータストリップ６２とナセル５０の内表面５９との間に電気絶縁層６４を含む。ナセル５０への熱伝達が熱伝導によるものであるので、絶縁層６４は、ナセル５０への熱伝達（伝導）に対して最少の影響にするよう選択する必要がある。非限定的な実施例として、ポリイミドは、電気絶縁特性と適切な熱伝導率の両方を示すポリマー材料の一種であるが、当業者であれば、絶縁層６４用に種々の他の可能性のある材料があることを認識するであろう。絶縁層６４は、好ましくは０．１５ミリメートル厚よりも大きくなく、より好ましくは約０．０５から約０．０１ミリメートル厚で、ヒータストリップ６２はナセル５０に近接近しているようになる。ヒータストリップ６２が絶縁層６４に直接接触し、且つ該絶縁層６４がナセル５０の内表面５９に直接接触している結果として、氷結防止システム６０は、ナセル５０の内表面５９に直接接触して示されている。

種々の技術を利用して、氷結防止システム６０をナセル５０の内表面５９に取り付け又は他の方法で装着することができる。好ましい方法は、熱伝導性接着剤の積層を施工することであるが、他の方法も本発明の範囲内にある。氷結防止システム６０全体は、比較的薄い断面を有することができ、最大でナセル５０に典型的な厚み（例えば約３ミリメートル以下）であるのが好ましく、従って、ナセル５０に対し最少重量を提供することができる。本発明に至る調査において、約１インチ×約８．５インチ×約０．０６インチ（約２．５×２２×０．１５ｃｍ）の寸法を有する不織布材料のストリップをカーボンナノチューブから形成した。導電性接着剤、圧着、又はその両方を用いてこの銅製シートを取り付けることにより、ストリップの長手方向端部にて電気的接触が形成された。次いで、ストリップは、ＥＰＯＮ８６２エポキシ接着剤（ＳｈｅｌｌＣｈｅｍｉｃａｌＣｏｍｐａｎｙ）を用いてグラファイト強化エポキシ積層体に接合され、短絡を阻止するために、０．００１インチ（約２５マイクロメートル）のポリイミド絶縁層でストリップを積層体から隔離した。次に、ＤＣ電源を用いてコンタクトの両端にある範囲の電圧を加えた。熱探知カメラを用いてストリップ積層組立体の温度分布を測定し、ストリップの長さに沿ってほぼ均一（約９７．４℃）で、積層体の幅にわたってほぼ放物線状であり、ストリップからのその幅のおよそ半分の距離で積層体に有意な発熱が生じていることが分かった。これらの結果から、カーボンナノチューブストリップは、グラファイト強化エポキシ積層体用の氷結防止ヒータ素子として極めて有効であり、従来技術の既存の加熱素子よりも有意に効率的であると結論づけられた。

図５及び６は、複合材ナセル７０と組み合わせて氷結防止機能を提供する別の実施形態を示している。図２の別個の氷結防止システム６０とは対照的に、図５及び６の実施形態は、ナセル７０の積層複合構造に組み込まれた氷結防止システム８０を示している。図５及び６の氷結防止システム８０の種々の態様は、図２から４の氷結防止システム６０について記載したものと同じ又は同様とすることができ、従って、以下の説明では、図２から４及び図５及び６の実施形態の間の主要な相違点についてのみ焦点を合わせることにする。

図２とは対照的に、ナセル７０の積層構造は、異なる組成の個々の積層体８２、８４、及び８６から構成されるように示されている。ナセル７０の積層構造の不可欠な要素として、積層体８２、８４、及び８６の全ては、入口リップ７６の領域においてナセル７０の断面形状に共形の断面形状を有する。ナセル７０の外表面７８に位置する積層体８６は、グラファイト強化エポキシ積層体などの樹脂含浸処理された織地から形成されるのが好ましい。ナセル７０は、外表面７８に位置する積層体８６と同様又は同一の追加積層体８６を含む。これらの積層体８６は、ナセル７０内の主要な構造上の役割を示すために構造積層体８６と呼ぶことにする。ナセル７０の積層構造内の他の積層体８２は、図５及び６の氷結防止システム８０に関連する主要な役割を示す、加熱積層体８２と呼ぶことにする。図６は、ナセル７０の内表面７９に定められ又は他の方法で位置付けられた加熱積層体８２の１つと、ナセル７０内全体として他に２つの加熱積層体８２を示しており、３つの加熱積層体８２全ては、第３のタイプの積層体によって構造積層体８６から分離され、該第３のタイプの積層体は、絶縁積層体８４と呼ばれ、隣接する構造積層体８６から加熱積層体８２を電気的に絶縁する。図２から４の実施形態における絶縁層６４と同様に、絶縁積層体８４は、ナセル７０の重量にあまり大きな影響を及ぼさないように、最少の厚み（例えば、０．１５ミリメートルよりも大きくなく、より好ましくは約０．０５から約０．１ミリメートル）で好適に高い電気絶縁特性及び十分に高い熱伝導率を示す材料から形成することができる。

図５及び６の実施形態は、図６に示す積層体８２、８４、及び８６の特定の数及び配列に限定されない点は理解されたい。更に、第１の実施形態と同様に、ナセル７０の積層構造は更に、上述のように軽量発泡体又はハニカムポリマー材料などのコア材料（図示せず）を含有することができる。氷結防止システム８０が組み込まれた積層ナセル７０全体は、加熱積層体８２が存在しない場合に必要となるよりも僅かに大きい断面厚みを有することができる。

図２から４の実施形態で使用されるヒータストリップ６２と同様に、加熱積層体８２は、好ましくはカーボンナノチューブを含有し、ナセル７０、又は加熱積層体８２を収容し且つ氷結に最も曝されるナセル７０の少なくとも一部分、すなわち入口リップ７６と、入口リップ７６の直ぐ後方の入口ダクト７２及び外側バレル７４の部分を加熱するのに好適な電源（図示せず）に電気的に接続される。同様に前述の実施形態と一致して、積層体８２は、Ｌａｓｈｍｏｒｅ他に付与された米国特許公開出願２００９／０２７７８９７号に記載されるような、カーボンナノチューブの不織布地（ＮＷＴ）又は織布（ＷＴ）を含むことができる。積層体８２は、構造積層体８６に使用されるのと同じエポキシ樹脂マトリクス材料で浸透され、積層体８２及び８６をナセル７０の積層構造の硬化中に共に硬化することができる。電気的コンタクト８８は、ナセル７０の内表面７９に位置する少なくとも加熱積層体８２と電気的に接触し、より好ましくはナセル７０の積層構造内で加熱積層体８２の各々と接触するよう積層ナセル７０の層を突き出るピン又はプローブとして概略的に示されている。コンタクト８８に十分な出力が印加され、加熱積層体８２内のカーボンナノチューブ材料のジュール加熱を引き起こし、熱伝導による入口リップ７６の加熱を生じる。

図５及び６の実施形態は、ナセル７０の積層構造内に加熱積層体８２を配置し、加熱積層体８２をナセル７０に取り付けるために積層構造のマトリクス材料に依存する利点を有する。結果として、加熱積層体８２は、ナセル７０の外表面７８をより効率的に加熱し、着氷を排除及び阻止することができる。更に、ナセル７０は、メッシュ及び可撓性グラファイト材料（例えば、ＧＲＡＦＯＩＬ（登録））が組み込まれた積層構造と比較して、層間剥離及び疲労破壊に良好に耐えることができる必要がある。また、積層構造のマトリクス材料を用いて、加熱積層体８２と構造体の残りの層との間の電気的絶縁を提供し、更にナセル７０に対して氷結防止システム８０により提供される追加の重量を最小限にすることができる。積層構造においてカーボンナノチューブ層を使用することにより生じると考えられる他の利点は、ワイヤメッシュ及び可撓性グラファイト材料などの従来の加熱素子と比べて、面内及び面外強度をより強くし、熱分解温度がより高くなることを含む。

特定の実施形態について本発明を説明してきたが、当業者によれば他の形態を導入することができる。例えば、ターボファンエンジン１０及びナセル３０、５０、及び７０の物理的構成は、図に示すものとは異なることができ、記載されたもの以外の材料及びプロセスを使用してもよい。従って、本発明の範囲は、添付の請求項によってのみ限定されるものとする。

１０エンジン
１２ファン
１４空気
１６ガスタービン
１８セクション
１８Ａ段
１８Ｂ段
２０燃焼室
２２セクション
２２Ａタービン
２２Ｂタービン
２４ダクト
２６ブレード
２８ベーン
３０ナセル
３２ダクト
３４ノズル
３６リップ
３８配管
４０管体
４２Ｄ−ダクト
４４ナセル
５０ナセル
５２ダクト
５４バレル
５６リップ
５８表面
５９表面
６０システム
６２ストリップ
６４層
６６横列
６８コンタクト
７０ナセル
７２ダクト
７４バレル
７６リップ
７８外表面
７９表面
８０システム
８２積層体
８４積層体
８６積層体
８８コンタクト

Claims

航空機エンジンへの入口に設置されナセルであって、
ナセルの前縁を定め、断面形状と、外表面及び内表面とを有し、該内表面から該外表面までの積層構造を備える入口リップを備え、
前記積層構造が複数の構造積層体と氷結防止システムとを備え、
氷結防止システムは、少なくとも入口リップ上への着氷を排除および阻止し、入口リップの積層構造内に複数の絶縁積層体と複数の加熱素子と備え、
前記複数の加熱素子は、ナセルの入口リップの内表面に配置され、前記ナセルの外側バレルから入口リップを通って入口ダクトまで延在し、
加熱素子のそれぞれは、絶縁積層体によって入口リップの構造積層体から分離され、
絶縁積層体と加熱素子のそれぞれは、入口リップの内表面の断面形状に共形の断面形状を有し、
加熱部材は、加熱素子に電流を導通させるように配向及び配列されたカーボンナノチューブを含み、
ナセルは、加熱素子に電流を通して加熱素子のジュール熱を発生し、入口リップの内表面から外表面までの熱伝導によって入口リップを加熱する手段をさらに備える、
ナセル。
ナセルの少なくとも入口リップが複合材料である、請求項１に記載のナセル。
加熱素子が、平行縦列に配列され、隣接する加熱素子には互いに逆向きの電流が流れ、
氷結防止システムは、それぞれが加熱素子のうちの１つ以上と接触する電気的コンタクトを備える、
請求項１または２に記載のナセル。
加熱素子の平行縦列が、該縦列に平行な面で氷結防止システムの可撓性を促進するような向きにされる、請求項３に記載のナセル。
加熱素子の平行縦列が、航空機エンジンの放射形状に対応するナセルの放射形状に沿って配向される、請求項３に記載のナセル。
加熱素子は、カーボンナノチューブを浸透させたマトリクス材料をさらに含む、請求項１から５のいずれかに記載のナセル。
前記積層構造は、前記マトリクス材料が浸透した強化材料を含み、
加熱素子のマトリクス材料と前記積層構造とが同一である、
請求項６に記載のナセル。
航空機エンジンに設置されて、航空機エンジンのファンを囲む、請求項１から７のいずれかに記載のナセル。
航空機エンジンが、高バイパスガスタービンエンジンであり、
ナセルが、航空機エンジンの高バイパスダクトを囲む、
請求項８に記載のナセル。
航空機エンジンのナセルの前縁を定める入口リップ上への着氷を排除し阻止する方法であって、
外表面及び内表面を有する断面形状と、該内表面から該外表面までの積層構造とを有する入口リップを製造するステップであって、該積層構造が複数の構造積層体と氷結防止システムとを備える、ステップと、
少なくとも入口リップ上への着氷を排除および阻止し、入口リップの積層構造内に複数の絶縁積層体と複数の加熱素子と備える氷結防止システムを形成するステップであって、
加熱素子のそれぞれは、入口リップの内表面に配置され、前記ナセルの外側バレルから入口リップを通って入口ダクトまで延在し、且つ絶縁積層体によって入口リップの構造積層体から分離され、
絶縁積層体と加熱素子のそれぞれは、入口リップの内表面の断面形状に共形の断面形状を有し、
加熱部材は、加熱素子に電流を導通させるように配向及び配列されたカーボンナノチューブを含む、
ステップと、
加熱素子に電流を通して加熱素子のジュール熱を発生し、入口リップの内表面から外表面までの熱伝導によって入口リップを加熱するステップと、
を含む、方法。