JP6766197B2 - 航空機タービンエンジンのセパレータノーズを除氷するための装置 - Google Patents

Description

本発明は、２スプールバイパス型の航空機タービンエンジンの一部を形成する流れセパレータノーズの全般的分野に関する。本発明は、より詳細には、この種のセパレータノーズを除氷するための装置に関する。

２スプールバイパス型の航空機タービンエンジンにおいては、一次流（または高温の流れ）用の流路および二次流（または低温の流れ）用の流路が、セパレータノーズによってファンから下流に向かって分離される。

エンジンの重量を最適化するために、一次流および二次流流路のセクションの間で同じレートを維持しながら、製造業者は、これらの流路の半径を減少させようと努める。特に二次流流路の内側半径を減少させるために、セパレータノーズとセパレータノーズから下流に位置している構造的ケーシングとの間の接続ゾーンの半径方向サイズをできるだけ制限することが有利である。また、この半径方向サイズを最小にすると、一次流と二次流との間の共線性度を増加させることができることによって空力的利点がもたらされる。

そのうえ、セパレータノーズは、着氷状態で飛行する場合に形成する氷に特に曝されるエンジンの内部要素である。このような状態の下では、高湿度の空気および雨が、エンジンの内部に入り込み、氷の蓄積の形でセパレータノーズに自然に付着され、この種の氷の蓄積の分離リスクにより、一次流用の流路において下流に位置している圧縮機が損傷する。

セパレータノーズに蓄積する氷を回避するために、その内部に高温空気を注入することが知られており、その高温空気は、エンジンの圧縮機段から取り出される。この空気は、通常、ケーシングを通過する別個の取付部品によって構成され、かつ高温空気をこれに排出するためにセパレータノーズに固締される、管を介して運ばれる。特に、文献米国特許出願公開第２００３／００３５７１９号明細書を参照することができるが、この文献は、この種の除氷装置の実施例を説明している。

それにもかかわらず、セパレータノーズに蓄積する氷を防止することになる空気を運ぶための知られている解決策は、セパレータノーズとケーシングとの間の接続ゾーンの半径方向サイズを減少させることと両立しない。

米国特許出願公開第２００３／００３５７１９号明細書

最小限の半径方向スペースを用いると同時に、セパレータノーズを除氷するための装置を有することができる必要性が存在する。

この目的は、航空機タービンエンジンのセパレータノーズを除氷するための装置にして、エンジンから生じる一次流および二次流をそれぞれ通過させるための環状チャネルを分離するようにエンジンのファンから下流に配置するためのセパレータノーズと、これを下流に向かって延在するようにセパレータノーズに固締されるケーシングであり、一次流流路の外側を画定する内側シュラウドを有するケーシングとを備える装置であって、ケーシングが、本発明に従ってそれと共に一体に形成されるように内側シュラウドに組み込まれる少なくとも１つの空気ダクトを含み、空気ダクトが、空気給送装置の方へ下流に向かって開き、セパレータノーズの内側に上流に開く装置、によって達成される。

それらが単一片を形成するように空気ダクトをケーシングの内側シュラウドに組み込むことにより、セパレータノーズによって占められる半径方向スペースを制限することができる。先行技術の除氷の解決策と比べると、空気ダクトがケーシングの内側シュラウドのドッキングが組み込まれるようにセパレータノーズとドッキングされ、それによって、アセンブリによって占められる半径方向スペースを相応じて制限する。換言すれば、空気ダクトをケーシングの内側シュラウドに組み込むことにより、空気ダクトとセパレータノーズとの間の締め具を下流にオフセットすることができ、それによって、ダクトとセパレータノーズとの間のこのドッキングを共有することができる。

ケーシングは、空気ダクトのための場所を占めるコアを有する鋳型を使って鋳造することによって作られることが好ましい。ケーシングは、チタン合金でできていてもよい。

空気給送装置は、上流側端部において噴射マニフォールドに接続される送気管であってもよい。こうした状況では、ケーシングは、互いから周りに角度的に間隔を置いて配置され、かつ単一の噴射マニフォールドに接続される６つの空気ダクトを有することができる。

空気ダクトは、セパレータノーズに形成される除氷キャビティの内側に開き、一次流流れチャネルの中に開くことができる。

空気ダクトは、セパレータノーズにいかなる締め具も有さないことが有利である。

また、本発明は、上記に規定したように、除氷装置を含む、航空機タービンエンジンを提供する。

本発明の他の特徴および利点は、いかなる限定的な性質も有さない実施形態を示す、添付の図面を参照して行われる次の説明から明らかである。

本発明による除氷装置が装着されている航空機タービンエンジンの長手方向断面の断片図である。 図１の除氷装置の斜視図である。 図２の長手方向断面図である。

図１は、本発明が適用される２スプールバイパス型の航空機タービンエンジン１０の一部を示している。

知られている方法では、エンジン１０は、長手方向軸１２を中心に軸対称であり、その上流側端部で外部空気を受け入れる取り入れ口を有し、この空気は、ファン１４に供給される。

ファン１４から下流に向かって、空気は、一次流流路（またはチャネル）１６と一次流流路を中心に同心に配置される二次流流路１８との間で分割される。これらの２つの流路１６および１８は、セパレータノーズ２０によって互いから分離される。

図２および図３に示されるように、セパレータノーズ２０は、Ｖ字形の長手方向断面を有し、一次流流路１６の外側を画定する内側環状壁２２と、二次流流路１８の内側を画定する外側環状壁２４とを備える。その下流側端部において、セパレータノーズの内壁２２は、外壁２４の方へ半径方向に突出する環状フランジ２６によって延在される。

入口案内翼（ＩＧＶｓ）２７の列が、セパレータノーズの内壁２２に固締される。

下流に向かって、セパレータノーズ２０は、一次流流路１６の外側を画定する内側シュラウド３０を有する構造的ケーシング２８に固締され、この一次流流路１６は、セパレータノーズの内壁２２を下流に向かって延在する。

より正確には、その上流側端部において、構造的ケーシング２８の内側シュラウド３０は、半径方向外側に突出し、エンジンの長手方向軸１２を中心に配置されるナットおよびボルト型のファスナーシステム（図には示されず）によってセパレータノーズのフランジ２６に固締される、上流側環状フランジ３２によって延在される。

その下流側端部において、ケーシングの内側シュラウド３０は、同様に、ケーシングをエンジンのもう１つの要素（図には示されず）に固締できるようにするために、半径方向外側に突出する下流側環状フランジ３４によって延在される。

そのうえ、ケーシング２８に固締するための外側シュラウド（図には示されず）は、セパレータノーズの外壁２４を下流に向かって延在する、二次流流路１８の内側を画定する働きをする。

本発明によれば、ケーシング２８は、それと共に一体であるようにその内側シュラウド３０に組み込まれる少なくとも１つの空気ダクト３６を有し、空気ダクト３６は、送気管３８の方へ下流に向かって開き、セパレータノーズ２０の内側に上流に向かって開く。

このために、ケーシング２８は、空気ダクト（複数可）３６のための対応する数の場所を占める１つまたは複数のコアを有する鋳型を使って鋳造すること（たとえば、チタン合金）によって作られ得る（空気ダクト３６は、ケーシングと共に成形される）。例示として、ロストワックス鋳造法または砂型鋳造法を使用することができる。あるいは、機械溶接を用いること、または材料の大部分に機械加工することができる。もう１つの別法として、空気ダクトが１つまたは複数の直線部分で構成される場合には、これは、ケーシングに直接穴開けされ得る。

結果として、空気ダクト（複数可）３６およびケーシング２８は、単一部品を形成する。特に、この種の空気ダクトは別々の取り付け部品を全く構成せず、結果として、セパレータノーズに固締するための締め具は１つもないことを認められたい。

さらにより正確には、空気ダクト３６は、ケーシングの内側シュラウド３０の上流側フランジ３２と下流側フランジ３４との間にエンジンの長手方向軸１２に沿って延在するように形成される。また、空気ダクト３６は、一部が内側シュラウド３０によって形成され得る。

その上流側端部において、空気ダクト３６は、その内壁２２のフランジ２６に形成されるオリフィス３９を通過することによってセパレータノーズの内側に開き、その下流側端部において、これは、送気管３８の方へ内側シュラウドの下流側フランジ３４を介して接続される。

ケーシング２８は、エンジンの長手方向軸１２を中心に互いから角度的に間隔を置いて設けられる複数の（たとえば、６個の）空気ダクト３６を有することが好ましい。これらの空気ダクト３６の各々は、送気管３８の中に開き、送気管は、エンジンの長手方向軸１２上で心出しされる共通の噴射マニフォールド４０に接続される。

知られている方法では、噴射マニフォールド４０には、エンジンの圧縮機段から取り出される空気が供給される（図には示されず）。

それらの上流側端部においては、空気ダクト３６の各々は、セパレータノーズ２０の内側に形成される除氷キャビティ４２の内側に開き、次には一次流流路１６に通じている。除氷キャビティ４２は、内壁２２および外壁２４によって半径方向に、かつフランジ２６によって軸方向に画定される。

除氷キャビティ４２は、セパレータノーズの内壁２２および外壁２４に形成される通風スロット４４を介して一次流流路１６に通じている。

この種の除氷装置の動作は、上記の説明から明らかである。圧縮されている（したがって高温である）空気は、エンジンの圧縮機段から取り出され、噴射マニフォールド４０によってエンジンの長手方向軸を中心に分配され、そこから、その送気管３８によって各空気ダクト３６に噴射される。空気は、下流から上流に、かつセパレータノーズ２０の内部に形成される除氷キャビティ４２の中に空気ダクト３６に沿って流れる。したがって、この高温空気により、セパレータノーズの壁２２および２４は万一着氷状態で飛行する場合に形成するいかなる氷も回避するように加熱されることができるようになる。次いで、空気は、通風スロット４４を通過することによって、一次流流路１６の中に排出される。

より詳細には図３に示されるように、この種の除氷装置は、半径方向に非常に小さいスペースしか占めない。このスペースは、次のように構成される、すなわち、ケーシング２８の内側シュラウド３０にドッキングさせるための半径方向スペースに対応するスペースＡと、空気ダクト３６にドッキングさせるための半径方向スペースに対応するスペースＢと、外側シュラウド（図示せず）をセパレータノーズとドッキングさせるための半径方向スペースに対応するスペースＣとである。

特に、空気ダクト３６は、ケーシングの内側シュラウド３０のドッキングに組み込まれるようにセパレータノーズとドッキングさせるので、この種の半径方向スペースは特に小さい。半径方向スペースのこのような節約により、流路のセクションの間で所与のレシオに適するエンジンの重量を節約することができる。

Claims (9)

1. 航空機タービンエンジンのセパレータノーズを除氷するための装置にして、
   エンジンから生じる一次流（１６）および二次流（１８）を通過させるための環状チャネルを分離するようにエンジンのファン（１４）から下流に配置するためのセパレータノーズであって、セパレータノーズは、一次流の流れのチャンネル（１６）の外側を画定する内側環状壁（２２）と、二次流の流れのチャンネル（１８）の内側を画定する外側環状壁（２４）とを備え、内側壁の下流側端部は、外壁（２４）の方へ半径方向に突出する環状フランジ（２６）を有する、セパレータノーズ（２０）と、
   下流に向かって延在するようにセパレータノーズに固締されるケーシング（２８）であり、一次流流路の外側を画定する内側壁を持った内側シュラウド（３０）を有するケーシング（２８）と
   を備える装置であって、
   ケーシングが、ケーシングと共に一体に形成され単一部品を形成するように内側シュラウドに組み込まれる少なくとも１つの空気ダクト（３６）を含み、空気ダクトが、空気給送装置（３８）の方へ下流に向かって開き、セパレータノーズの内側に上流に向かって開き、
   内側シュラウドの外側壁は、その上流端において、半径方向外側に突出すると共にセパレータノーズ（２０）のフランジ（２６）に固締される上流側環状フランジ（３２）を有し、内側シュラウド（３０）の外側壁は、その下流端において、半径方向外側に突出する下流側環状フランジ（３４）を有し、
   セパレータノーズの内側壁（２２）は肩部を有し、内側シュラウド（３０）の内側壁の上流端は、セパレータノーズの内側壁（２２）の肩部と隣接し、肩部は、内側シュラウドの上流側フランジと隣接する、セパレータノーズのフランジ（２６）の下流面の上流で半径方向内側に配置されている、
   ことを特徴とする、装置。
2. ケーシングが、チタン合金でできている、請求項１に記載の装置。
3. 空気給送装置が、上流側端部において噴射マニフォールド（４０）に接続される送気管（３８）である、請求項１または２に記載の装置。
4. ケーシングが、互いから周りに角度的に間隔を置いて配置され、かつ単一の噴射マニフォールド（４０）に接続される６つの空気ダクト（３６）を有する、請求項３に記載の装置。
5. 空気ダクト（３６）が、セパレータノーズに形成される除氷キャビティ（４２）の内側に開き、一次流流れチャネル（１６）の中に開く、請求項１から４のいずれか一項に記載の装置。
6. 空気ダクト（３６）が、セパレータノーズにいかなる締め具も有さない、請求項１から４のいずれか一項に記載の装置。
7. 空気ダクト（３６）は、上流側フランジ（３２）と下流側フランジ（３４）との間にエンジンの長手方向軸（１２）に沿って延在する、請求項１から６のいずれか一項に記載の装置。
8. 入口案内翼（２７）の列が、セパレータノーズの内側壁（２２）に固締される、請求項１から７のいずれか一項に記載の装置。
9. 請求項１から８のいずれか一項に記載の除氷装置を含む、航空機タービンエンジン。

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