KR101020361B1 - 터보팬 가스 터빈 엔진을 클리닝하는 방법 및 장치 - Google Patents

터보팬 가스 터빈 엔진을 클리닝하는 방법 및 장치 Download PDF

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Abstract

본 발명은 가스 터빈 엔진(2)를 클리닝하는 장치에 관한 것이며, 특히 터보팬 형태의 엔진에 관한 것이다. 본 발명은 또한 이와같은 엔진을 클리닝하는 방법에 관한 것이다. 상기 장치는 엔진(2)의 팬(25) 위의 엔진(2)의 공기 입구(20)에서 기류 내에 액체를 분무하도록 배열된 다수의 노즐(31, 33, 35)을 포함한다. 본 발명에 따르면, 제 1 노즐(31)은 상기 제 1 노즐(31)로부터 방사된 클리닝 액체가 실질적으로 가압측(53) 상에서 날개(40)의 표면에 충돌하도록 하는 위치에 배열되며; 제 2 노즐(35)은 상기 제 2 노즐(35)로부터 방사된 클리닝 액체가 실질적으로 흡입측(54) 상에서 날개(40)의 표면에 충돌하도록 하는 위치에 배열되며; 제 3 노즐(33)은 상기 제 3 노즐(33)로부터 방사된 클리닝 액체가 실질적으로 날개들(40) 사이를 통과하여 코어 엔진(203)의 입구에 들어가도록 하는 위치에 배열된다. 이로써, 터보팬 엔진의 팬 및 코어 엔진 압축기에서 발견된 상이한 형태의 파울링이 효율적인 방식으로 제거될 수 있다.
Figure R1020057009143
가스 터빈 엔진, 노즐, 엔진 샤프트, 팬, 코어 엔진 유닛.

Description

터보팬 가스 터빈 엔진을 클리닝하는 방법 및 장치{METHOD AND APPARATUS FOR CLEANING A TURBOFAN GAS TURBINE ENGINE}
본 발명은 일반적으로 가스 터빈 엔진을 클리닝하는 분야에 관한 것이며, 특히, 항공기에 설치된 터보팬 가스 터빈 엔진을 클리닝하는 방법 및 장치에 관한 것이다.
항공기 엔진으로서 설치된 가스 터빈은 대기(ambient air)를 압축하는 압축기, 압축된 공기와 함께 연료를 연소하는 연소기 및 압축기에 동력을 공급하는 터빈을 포함한다. 팽창하는 연소실 가스가 터빈을 구동시키고 항공기를 추진하는데 사용된 추진력(thrust)을 또한 발생시킨다.
가스 터빈 엔진은 많은 양의 공기를 소모한다. 공기는 기류(air stream)와 함께 가스 터빈 압축기에 들어가는 에어러졸(aerosol) 형태의 이물질(foreign particle)을 함유한다. 이물질의 대부분은 가스 통로를 따르고 소모 가스와 함께 엔진을 빠져나올 것이다. 그러나, 압축기의 가스 통로 내의 구성요소에 붙는 특성을 갖는 입자가 존재한다. 발전(power generation)에 사용된 가스 터빈과 같이 고정된 가스 터빈은 압축기로의 공기를 필터링하는 필터를 가지고 있을 수 있다. 그러나, 항공기에 설치된 가스 터빈은 필터를 가지고 있지 않는데, 그 이유는 필터가 압력의 실질적인 저하를 발생시킴으로써, 공기 오염물질(air contaminant)에 보다 많이 노출되기 때문이다. 비행장 주위에서 발견된 통상적인 오염물질은 꽃가루, 곤충, 엔진 배기가스, 누설되는 엔진 오일, 산업 활동으로부터 발생한 탄화수소, 근처의 바다로부터 발생한 소금, 항공기 제빙으로부터 발생한 화학물질 및 먼지와 같은 공항 지표 물질이다.
바람직하게는, 압축기 날개(compressor blade) 및 베인(vane)과 같은 엔진 구성요소는 닦여져서 광택이 나야만 한다. 그러나, 작동 기간 이후에, 이물질의 코팅이 퇴적된다. 이것은 또한 압축기 파울링(compressor fouling)으로서 공지되어 있다. 압축기 파울링은 구성요소의 경계층 기류의 특성을 변화시킨다. 상기 퇴적은 구성요소 표면 거칠기를 증가시킨다. 공기가 구성요소 표면 위로 흐를때, 표면 거칠기의 증가는 경계층 기류를 두껍게 한다. 경계층 기류가 두꺼워지는 것은 압축기 공기역학에 부정적인 영향을 갖는다. 날개 후연(blade trailing edge)에서, 기류는 웨이크(wake)를 형성한다. 웨이크는 기류에 부정적인 영향을 주는 와류 형태의 난기류(turbulence)이다. 경계층이 두꺼워질수록, 웨이크에서의 난기류가 더 강해진다. 보다 두꺼운 경계층과 함께 웨이크 난기류는 엔진을 통한 질량 흐름(mass flow)이 감소되는 결과를 갖는다. 감소된 질량 흐름은 압축기 파울링의 가장 심각한 영향이다. 또한, 날개 후연에서 형성된 보다 강한 웨이크 난기류 및 보다 두꺼운 경계층은 압축 압력 이득을 감소시키고, 이것은 차례로 엔진이 감소된 압력비로 동작하도록 한다. 열 엔진 운전 사이클(heat engine working cycle)의 당업자는 감소된 압력비가 엔진의 열역학 효율을 낮게 한다는 것을 이해할 것이다. 압력 이득의 감소는 압축기 파울링에서의 두번째로 주목할만한 영향이다. 압축기 파울링은 질량 흐름 및 압력 이득을 감소시킬 뿐만 아니라, 압축기 등엔트로피 효율(compressor isentropic efficiency)을 또한 감소시킨다. 감소된 압축기 효율은 압축기가 동일한 양의 공기를 압축하는데 더 많은 동력을 필요로 한다는 것을 의미한다. 감소된 질량 흐름, 압력비 및 등엔트로피 효율은 엔진 추진력 성능을 감소시킨다. 압축기를 구동시키는 동력은 샤프트(shaft)를 통하여 터빈으로부터 획득된다. 압축기를 구동시키기 위해서 더 많은 동력을 필요로 하는 터빈에 의하여, 추진을 위한 추진력이 보다 적어질 것이다. 이것은 항공기 조종사가 손실된 추진력를 보상하도록 보다 큰 동력을 위해 쓰로틀링(throttling)해야만 한다는 것을 의미한다. 보다 큰 동력을 위한 쓰로틀링은 연료의 소모가 증가됨으로써 운전 비용을 증가시킨다는 것을 의미한다.
압축기 파울링은 또한 환경에 부정적인 영향을 갖는다. 연료 소모가 증가하는 것에 의해, 이산화탄소와 같은 온실 가스의 방출이 증가된다. 통상적으로, 비행 연료를 1kg 연소시키면 3.1kg의 이산화탄소가 형성된다.
압축기 파울링에 기인한 성능에서의 손실로 인해, 엔진의 내구성이 또한 감소된다. 필요한 추진력을 얻기 위하여 보다 많은 연료가 연소되어야만 하기 때문에, 엔진 연소실 챔버에서 온도가 증가된다. 조종사가 활주로 상에서 이륙하기 위하여 쓰로틀링할때, 연소실 챔버의 온도는 매우 높다. 그 온도는 어떤 물질이 견딜 수 있는 한계에서 별로 멀지 않다. 이 온도를 제어하는 것이 엔진 성능 모니터링시 중심 과제이다. 그 온도는 연소실 출구 아래의 고온 가스 통로 섹션 내의 센서에 의해 측정된다. 이것은 배기 가스 온도(EGT)로서 공지되어 있고, 신중히 모니터링된다. 노출 시간 및 온도 둘 모두가 로깅(logging)된다. 엔진의 수명 동안, EGT 로그는 자주 검토된다. EGT 기록의 어떤 지점에서, 엔진은 오버홀(overhaul)을 위한 서비스를 받아야만 필요가 있다.
높은 연소실 온도는 환경에 부정적인 영향을 갖는다. 연소실 온도가 증가하는 것에 의하여, NOx 형성이 증가된다. NOx 형성은 버너(burner)의 디자인에 광범위하게 좌우된다. 그러나, 소정 버너에 대한 온도의 증분으로 인해, NOx의 증분이 증가된다.
그러므로, 압축기 파울링은 연소 소모가 증가되는 것, 엔진 수명이 감소되는 것, 이산화탄소 및 NOx의 방출이 증가되는 것과 같이 항공기 엔진 성능에 상당히 부정적인 영향을 갖는다.
제트 엔진은 다수의 상이한 디자인을 가질 수 있지만, 상술된 문제가 그 디자인 모두에서 발생한다. 통상적인 작은 엔진은 터보제트, 터보샤프트 및 터보프롭 엔진이다. 이러한 엔진의 다른 변형은 두 개의 압축기 터보제트 및 부스팅된 터보샤프트 엔진(boosted turboshaft engine)이다. 보다 큰 엔진들 중에는, 혼합된 플로우 터보팬(mixed flow turbofan) 및 혼합되지 않은 플로우 터보팬이 존재하며, 이들 둘 모두는 하나, 두 개 또는 세 개의 샤프트 기계로서 디자인될 수 있다. 이러한 엔진의 작동 원리가 이하에 서술될 것이다.
터보팬 엔진은 음속이하의 속도로 동작하는 항공기에 높은 추진력을 제공하기 위하여 디자인된다. 그러므로, 이것은 상업적인 여객기용 엔진으로서 광범위하 게 사용된다는 것을 발견하였다. 터보팬 엔진은 팬(fan) 및 코어 엔진(core engine)으로 이루어진다. 팬은 코어 엔진으로부터의 동력에 의해 구동된다. 코어 엔진은 팬을 구동시키는 동력이 코어 엔진 샤프트로부터 얻어지도록 디자인된 가스 터빈 엔진이다. 팬은 엔진 압축기 위에 설치된다. 팬은 회전자 날개(rotor blade)를 갖는 하나의 회전자 디스크 및 회전자의 아래에 교호적인 한 세트의 고정자 베인(stator vane)으로 이루어진다. 기본적인 공기가 팬으로 들어간다. 상술된 바와 같이, 팬은 곤충, 꽃가루 뿐만 아니라 새와의 충돌 등으로부터의 잔류물(residue)에 의해 파울링을 겪게 된다. 팬 파울링은 냉수 또는 온수만을 사용하여 세척함으로써 제거될 수 있다. 이 클리닝 세척 공정(cleaning washing process)은 수행하기가 비교적 용이하다.
팬의 아래에 코어 엔진 압축기가 존재한다. 압축기에서 상기 압축기가 공기를 고압 비율까지 압축한다는 것이 중요하다. 압축 동작에 의해 온도가 상승한다. 고압 압축기에서의 온도는 섭씨 500도 만큼 상승될 수 있다. 압축기가 팬에 비하여 상이한 종류의 파울링을 겪는다는 것이 발견되었다. 고온은 입자가 표면에 보다 쉽게 "베이킹(baking)"되도록 하여, 제거하기가 더 어려워질 것이다. 코어 엔진 압축기에서 발견된 파울링이 통상적으로 탄화수소, 방빙 유체(antiicing fluid)의 잔류물, 소금등이라는 것이 분석을 통해 나타났다. 이 파울링은 제거하기가 더 어렵다. 이것은 어떤 시간에 냉수 또는 온수만으로 세척함으로써 달성될 수 있다. 그밖에 화학물질을 사용하는 것이 실행되어야만 할 것이다.
다수의 클리닝 또는 세척 기술이 몇 년 동안 개발되었다. 원칙적으로, 항공 기 엔진 세척은 가든 호스(garden hose)를 사용하여 엔진 입구 내로 물을 뿌림으로써 실행될 수 있다. 그러나, 이 방법은 공정의 단순한 특성으로 인하여 세척이 잘되는 것이 제한된다. 대안적인 방법은 브러시와 액체로 압축기 날개 및 베인을 손으로 문지르는 것이다. 이 방법은 압축기의 내부 날개의 클리닝을 가능하게 하지 않기 때문에, 세척이 잘되는 것이 제한된다. 더구나, 이것은 시간을 소비한다. Butler의 미국 특허 제6,394,108호는 한 단부가 압축기 날개들 사이에서 압축기 입구로부터 압축기 출구쪽으로 삽입되는 얇은 가요성 호스를 공개한다. 호스의 삽입된 단부에 노즐이 존재한다. 호스는 액체가 호스 내로 펌핑되어 노즐을 통해 뿌려지고 있는 동안, 압축기에서 천천히 인입된다. 상기 특허는 세척이 달성되는 방법을 공개한다. 그러나, 세척 효율은 세척하는 동안 회전할 수 없는 압축기 회전자에 의해 제한된다. Bartos의 미국 특허 제4,059,123호는 터빈 세척용 이동 카트(mobile cart)를 공개한다. 그러나, 상기 특허는 클리닝 공정이 달성되는 방법을 공개하지 않았다. Hodgens Ⅱ 등의 미국 특허 제4,834,912호는 가스 터빈 엔진의 퇴적물(deposit)을 화학적으로 제거하는 클리닝 구조를 공개한다. 상기 특허는 전투용 제트 항공기 엔진 내로 액체를 주입하는 것을 설명한다. 그러나, 세척 공정에 관한 정보가 제공되지 않는다. Asplund의 미국 특허 제5,868,860호는 입구 가이드 베인(inlet guide vane)을 갖는 항공기 엔진용 매니폴드(manifold) 및 입구 가이드 베인을 갖지 않는 엔진용의 다른 매니폴드를 사용하는 것을 공개한다. 또한, 상기 특허는 높은 액체 속도를 제공하는 수단으로서 높은 액체 압력을 사용하는 것을 공개하며, 이것은 클리닝 효율을 높일 것이다. 그러나, 상기 특허는 터보팬 항공기 엔진의 세척 및 파울링에 관한 특정 문제를 다루지 않았다.
도 1을 참조하여 이하에 서술된 장치는 또한 이 분야에서 통상적인 지식으로 간주된다. 단일 샤프트 터보제트 에진의 단면도가 도 1에 도시되어 있다. 화살표는 엔진을 통한 질량 흐름을 나타낸다. 엔진(1)은 그 정면 단부에서 압축기(12)에 접속되고 그 배면 단부에서 터빈(14)에 접속되는 회전자 샤프트(17) 주위에 형성된다. 압축기(12)의 정면에서 기류를 분리시키기 위하여 콘(coun)(104)이 배열된다. 콘(104)은 회전하고 있지 않다. 압축기는 입구(18) 및 출구(19)를 갖는다. 연료는 고온 소모 가스가 터빈(14)을 구동시키는 연소실(13)에서 연소된다.
세척 장치는 한 단부에서 노즐(15)에 접속되고 다른 단부에서 커플링(103)에 접속되는 튜브 형태의 매니폴드(102)로 이루어진다. 호스(101)는 한 단부에서 커플링(103)에 접속되는 반면, 다른 단부에서 펌프(도시되지 않음)에 접속된다. 매니폴드(102)는 콘(104) 상에 걸려 있음으로써, 클리닝 절차 동안 부동 위치에서 유지된다. 펌프는 세척액이 분무되어 스프레이(16)를 형성하는 노즐(15)로 세척액을 펌핑한다. 노즐(15)의 구멍 기하구조(orifice geometry)는 스프레이 형상을 규정한다. 스프레이는 그 디자인에 따라 원형, 타원형 또는 직사각형과 같은 많은 형상을 형성할 수 있다. 예를 들어, 원형 스프레이는 콘 형상을 갖는 스프레이를 특징으로 하는 드롭렛(droplet)의 원형 분포를 갖는다. 타원형 스프레이는 타원 축중 하나가 다른 것보다 긴 것을 특징으로 한다. 직사각형 스프레이는 타원형 스프레이와 다소 유사하지만, 직사각형의 정의에 따라 코너(corner)를 갖는다. 정사각형 스프레이는 두 개의 기하구조 축이 동일한 길이로 이루어지는 점에서 원형 스프레이와 다소 유 사하지만, 정사각형 형상의 스프레이는 정사각형의 정의에 따라 코너를 갖는다.
액체는 압축기 내로의 침투력을 강화하기 위하여 압축기에 들어가기 전에 분무된다. 압축기 내측에서, 드롭렛은 회전자 날개 및 고정자 베인과 같은 가스 통로 구성요소와 한번 충돌한다. 드롭렛이 충돌하면 표면이 웨팅(wetting)되고 액체 막이 형성된다. 가스 통로 구성요소 상에 퇴적된 입자는 액체의 기계적이고 화학적인 작용에 의해 해제된다. 압축기 내로의 액체 침투는 회전자 샤프트가 세척 동안, 회전하도록 함으로써 더 강화된다. 이것은 엔진의 고정자 모터가 회전자를 회전하도록 하여 공기가 압축기 입구로부터 출구 쪽으로 액체를 전송하는 엔진을 통하여 구동되도록 함으로써 행해진다. 클리닝 효과는 날개의 웨팅이 세척 동안 원심력과 같은 운동력을 받게 될 액체 필름을 생성하기 때문에 회전자의 회전에 의해 더 강화된다.
압축기의 클리닝에 관하여 상술된 것은 또한 전체의 가스 터빈 엔진의 클리닝에 영향을 미칠 것이다. 클리닝 액체가 엔진 압축기에 들어가고 회전자가 회전하고 있을때, 세척 유체(washing fluid)가 연소 챔버에 들어가고, 터빈 섹션을 또한 통과함으로써, 전체 엔진을 클리닝한다.
그러나, 이 방법은 많은 이유 때문에 터보팬 터빈 엔진용으로 효율적이지 않다. 첫째로, 터보팬 엔진의 상이한 구성요소의 파울링이 예를 들어, 고착성(stickiness)에 관하여 상당히 상이한 특성을 가질 수 있기 때문에, 상술된 바와 같은 제거를 위하여 상이한 방법이 필요하게 될 것이다. 둘째로, 팬 및 기류를 분리하기 위한 팬의 콘이 회전하고 있기 때문에, 콘은 매니폴드를 유지하기 위하여 사용될 수 없다. 아마도, 매니폴드는 팬 위에 위치된 스탠드(stand) 또는 프레임 상에 장착될 수 있지만, 이 배열은 노즐로부터 방사된 클리닝 액체의 주요 부분들이 팬의 날개의 흡입측에서 충돌하기 때문에, 엔진을 효율적인 클리닝을 제공하지 않는다.
그러므로, 본 발명의 목적은 터보팬 엔진의 팬 및 코어 엔진 압축기에서 발견된 상이한 형태의 파울링을 제거함으로써, 연료 소모가 증가되는 것, 엔진 수명이 감소되는 것, 이산화 탄소 및 NOx의 방출이 증가되는 것과 같은 항공기 엔진 성능에 대한 파울링 효과의 부정적인 영향을 감소시키는 장치 및 방법을 제공하는 것이다.
본 발명은 부가적인 목적은 하나의 세척 동작으로 팬 및 코어 엔진 압축기를 클리닝할 수 있는 장치 및 방법을 제공하는 것이다.
이러한 목적 및 다른 목적은 독립항에 규정된 특성을 갖는 방법 및 장치를 제공함으로써 본 발명에 따라 달성된다. 바람직한 실시예는 종속항에서 규정된다.
명확하게 하기 위하여, "방사 방향" 및 "축 방향"이라는 용어는 엔진의 중앙선으로부터의 방사 방향 및 엔진의 중앙선을 따른 방향을 각각 칭하는 것이다.
본 발명의 명세서에서, "탄젠셜 각도(tangential angle)"라는 용어는 엔진의 중앙선에서 본 탄젠셜 각도에 관한 것이다.
본 발명의 제 1 양상에 따르면, 하나 이상의 엔진 샤프트, 허브 상에 장착되고 가압측(pressure side) 및 흡입측(suction side)을 각각 가지는 실질적으로 방사 방향으로 확장하는 다수의 팬 날개를 포함하는 회전 가능하게 배열된 팬, 및 압축기 유닛 및 상기 압축기 유닛과 팬을 구동시키는 터빈을 포함하는 코어 엔진을 구비하는 상기 가스 터빈 엔진을 클리닝하는 장치가 제공되며, 상기 장치는 팬 위의 엔진의 공기 입구에서 기류 내에 클리닝 액체를 분무하도록 배열된 다수의 노즐을 구비한다. 본 발명의 제 1 양상에 따른 장치는 제 1 노즐로부터 방사된 클리닝 액체가 실질적으로 가압측 상의 날개의 표면에 충돌하도록 엔진의 중앙선과 관련된 제 1 위치에 배열된 제 1 노즐; 제 2 노즐로부터 방사된 클리닝 액체가 실질적으로 흡입측 상의 날개 표면에 충돌하도록 엔진의 중앙선과 관련된 제 2 위치에 배열된 제 2 노즐; 및 제 3 노즐로부터 방사된 클리닝 액체가 실질적으로 날개들 사이를 통과하여 엔진 코어의 입구에 들어가도록 엔진의 중앙선에 관련된 제 3 위치에 배열된 제 3 노즐을 포함한다.
본 발명의 제 2 양상에 따르면, 하나 이상의 엔진 샤프트, 허브 상에 장착되고 가압측과 흡입측을 각각 가지는 실질적으로 방사 방향으로 확장하는 다수의 팬 날개를 포함하는 회전 가능하게 배열된 팬, 및 압축기 유닛 및 상기 압축기 유닛과 팬을 구동시키는 터빈을 포함하는 코어 엔진을 구비하는, 가스 터빈 엔진을 클리닝하는 방법이 제공되며, 다수의 노즐에 의하여 팬 위에 엔진의 공기 입구에서 기류 내에 클리닝 액체를 분무하는 단계를 포함한다.
본 발명의 제 2 양상에 따른 방법은 제 1 노즐로부터 방사된 클리닝 액체를 실질적으로 가압측 상에 가하는 단계; 제 2 노즐로부터 방사된 클리닝 액체를 실질적으로 흡입측 상에 가하는 단계; 및 클리닝 액체가 실질적으로 날개들 사이를 통과하여 코어 엔진의 입구에 들어가도록 제 3 노즐로부터 방사된 클리닝 액체를 지향시키는 단계를 포함한다.
그러므로, 본 발명은 엔진의 여러 구성요소의 파울링의 특성이 상이하므로, 클리닝을 위한 상이한 방법이 필요하다는 통찰을 기초로 한다. 일례로서, 코어 압축기의 파울링은 예를 들어, 압축기의 온도가 더 높기 때문에, 팬의 날개의 파울링에 비하여 상이한 특성을 갖는다. 높은 온도는 입자가 표면에 보다 쉽게 "베이킹"되도록 하여 제거하기가 더 어려워질 것이다. 코어 엔진 압축기에서 발견된 파울링이 통상적으로 탄화수소, 방빙 유체(antiicing fluid)의 잔류물, 소금등이라는 것이 분석을 통해 나타났다. 그러므로, 이 파울링은 팬의 날개의 파울링보다 제거하기가 더 어렵다.
본 해결책은 기존의 해결책에 비하여 몇 가지 장점을 제공한다. 하나의 장점은 파울링을 겪게 되는 엔진의 부분들의 클리닝이 각 부분의 파울링의 일정한 특성에 적응된다는 것이다. 따라서, 팬 및 코어 엔진의 여러 구성요소의 클리닝이 개별적으로 적응될 수 있다. 이로 인해, 동일한 클리닝 공정을 사용하는 공지된 방법에 비하여 엔진의 클리닝이 보다 효율적이고 시간이 절약된다. 이로써, 연료의 소모가 감소될 수 있기 때문에, 공지된 방법에 비하여 비용이 절약될 수 있다.
다른 장점은 팬의 날개의 흡입측 뿐만 아니라 가압측 둘 모두에 클리닝 액체가 도달될 수 있다는 것이다. 이로써, 팬의 클리닝이 가압측의 클리닝을 허용하지 않는 공지된 방법에 비하여, 보다 완전하고 효율적이다.
또다른 장점은 본 발명에 따른 클리닝 장치가 하나, 두 개, 세 개 또는 그 이상의 샤프트를 갖는 터보-팬 가스 터빈 엔진을 포함하는 많은 상이한 형태의 터빈 엔진에서 사용될 수 있고, 여기서 팬 및 기류를 분리하는 콘이 회전하고 있다는 것이다.
부가적인 장점은 파울링이 보다 효율적으로 제거되는 것으로 인하여, 연소실 온도가 낮아질 수 있게 되기 때문에, 엔진의 내구성이 증가될 수 있다는 것이다. 이것은 또한 NOx 형성의 감소로 인하여 환경에 유용한 효과를 갖는다.
본 발명의 바람직한 실시예에 따르면, 제 1 노즐 및 제 2 노즐은 상기 제 1 노즐 및 상기 제 2 노즐로부터 방사된 클리닝 액체가 팬의 날개에 충돌시, 팬의 날개의 방사 확장부와 실질적으로 평행한 축을 따라서, 날개의 전연(leading edge)와 실질적으로 동일한 길이를 갖는 스프레이를 각각 형성하도록 배열된다. 이로써, 스프레이는 팁(tip)에서 허브(hub)까지 그의 전체 길이로 날개에 액체를 제공할 것이며, 팬의 날개의 가압측 및 흡입측의 클리닝 및 세척의 효율이 각각 증가된다.
본 발명의 실시예에 따르면, 제 3 노즐은 상기 제 3 노즐로부터 방사된 클리닝 액체가 입구에서, 팬의 날개의 방사 확장부와 실질적으로 평행한 축을 따라서, 스플리터(splitter)와 허브 상의 지점 사이의 거리와 실질적으로 동일한 폭을 갖는 스프레이를 형성하도록 배열된다.
본 발명의 부가적인 목적 및 장점은 예시된 실시예에 의하여 이하에 논의될 것이다.
본 발명의 바람직한 실시예는 첨부 도면을 참조하여 보다 상세히 서술될 것이다.
도 1은 항공기 가스 터빈 엔진의 단면도.
도 2는 터보-팬 가스 터빈 엔진의 단면도.
도 3은 엔진 팩의 클리닝을 위한 두 개의 노즐 및 코어 엔진을 클리닝하기 위한 하나의 노즐을 갖는 본 발명의 바람직한 실시예 및 터보-팬 가스 터빈 엔진의 단면도.
도 4는 노즐의 장치를 상세히 도시한 도면.
도 5는 팬 날개 가압측의 클리닝을 위한 노즐 장치를 도시한 도면.
도 6은 팬 날개 흡입측의 클리닝을 위한 노즐 장치를 도시한 도면.
도 7은 코어 엔진의 클리닝을 위한 노즐 장치를 도시한 도면.
도 2를 참조하면, 두 개의 샤프트가 혼합되지 않은 터보팬 항공기 엔진이 서술될 것이다. 두 개의 샤프트가 혼합되지 않은 터보팬 엔진은 터보팬 엔진의 여러 가능한 디자인중 하나이다. 본 발명이 혼합된 터보팬 엔진, 또는 하나 또는 세 개 이상의 샤프트를 갖는 터보팬 엔진과 같은 터보팬 엔진 디자인의 다른 변형에 적용될 수 있다는 것이 명백하기 때문에, 본 발명은 본 서술의 실시예와 그 도면에 국한되지 않는다. 본 발명을 실행하는데 적절한 터보팬 엔진에 대한 특성은 팬 및 기류를 분리하기 위한 그것의 콘이 회전하고 있다는 것이다.
도 2의 엔진(2)은 팬 유닛(202) 및 코어 엔진 유닛(203)으로 이루어진다. 엔진은 그 정면 단부에서 팬(25)에 접속되고 배면 단부에서 터빈(26)에 접속되는 회 전자 샤프트(24) 주위에 구성된다. 터빈(26)은 팬(25)을 구동시킨다. 제 2 샤프트(29)는 제 1 샤프트(24)와 동축의 형태이다. 샤프트(29)는 그 정면 단부에서 압축기(27)에 접속되고, 배면 단부에서 터빈(28)에 접속된다. 터빈(28)은 압축기(27)를 구동시킨다. 화살표는 엔진을 통과하는 기류를 나타낸다. 팬 유닛(202) 및 코어 엔진 유닛(203) 둘 모두는 항공기를 추진하는 추진력을 제공한다.
엔진(2)은 입구 공기가 엔진에 들어가는 입구(20)를 갖는다. 입구 기류는 팬(25)에 의해 구동된다. 입구 공기의 일부는 출구(21)로 빠져나간다. 입구 공기의 잔여 부분은 입구(23)에서 코어 엔진 내로 들어간다. 그리고 나서, 코어 엔진으로의 공기는 압축기(27)에 의해 압축된다. 연료(도시되지 않음)와 함께 압축된 공기는 연소실(201)에서 연소되어, 가압된 고온 연소 가스를 발생시킨다. 가압된 고온 연소 가스는 코어 엔진 출구(22)를 향해 팽창한다. 고온 연소 가스의 팽창은 두 단계로 행해진다. 제 1 단계에서, 연소 가스는 터빈(28)을 구동시키는 동안, 중간 압력으로 팽창한다. 제 2 단계에서, 고온 연소 가스는 터빈(26)을 구동시키는 동안, 대기압을 향해 팽창한다. 연소 가스는 고속을 제공하는 추진력으로 출구(22)에서 엔진을 빠져나간다. 출구(21)로부터의 공기와 함께 출구(22)로부터의 가스는 함께 엔진 추진력을 구성한다.
도 3은 두 개의 샤프트가 혼합된 터보팬 항공기 엔진(2)의 단면도를 도시한 것이다. 도 2와 동일한 부분에는 동일한 참조 번호가 병기되어 있다. 도 3은 단지 일례이며, 여기서 도시된 주요부분은 혼합된 터보팬 엔진 또는 하나, 세 개 이상의 샤프트를 갖는 터보팬 엔진과 같은 다른 항공기 가스 터빈 엔진에 적용된다.
터보제트 엔진 팬은 날개의 세트가 팬 허브 상에 설치되고 근본적으로 방사 방향으로 외부를 향하도록 디자인된다. 각각의 날개는 팬의 회전 방향에 의해 규정된 가압측 및 흡입측을 갖는다. 압축기 세척 장치는 특정 목적을 각각 가지며 클리닝 액체를 분무하기 위한 세 개의 노즐 형태로 이루어진다. 하나의 노즐 형태는 팬의 가압측을 클리닝하기 위한 클리닝 액체를 제공하고자 하는 목적에 적합하다. 다른 형태의 노즐은 팬의 흡입측을 클리닝하기 위한 클리닝 액체를 제공하고자 하는 목적에 적합하다. 또다른 노즐 형태는 코어 엔진을 클리닝하기 위한 클리닝 액체를 제공하고자 하는 목적에 적합하다. 상기 노즐들은 팬(25) 위에 위치된다. 상기 노즐들은 상이한 스프레이 특성 및 액체 용량을 갖는다.
팬(25)을 세척하기 위한 세척 장치는 한 단부에서 노즐(31 및 35)에 접속되는 콘딧 형태의 강성의 매니폴드(37)로 이루어진다. 노즐(31 및 35)은 강성의 매니포드(37)에 의해 견고해진다. 니폴드(37)의 다른 단부는 펌프(도시되지 않음)에 또한 접속되는 호스(도시되지 않음)에 접속된 커플링(도시되지 않음)에 접속된다. 콘딧(37) 내의 클리닝 액체는 물 또는 화학제를 갖는 물로 이루어질 수 있다. 액체 온도는 액체 소스로부터 제공되거나 발열기(도시되지 않음)에서 가열될 수 있다. 펌프는 세척액을 노즐(31 및 35)로 펌핑한다. 노즐에서 나온 액체는 각각 분무되어 스프레이(32 및 36)를 형성한다. 스프레이(32 및 36)는 팬(25)으로 지향된다.
콘딧(37) 내의 액체 압력은 35-220 바의 범위 내에 존재한다. 이러한 높은 압력으로 인해, 노즐을 통과하는 액체 속도가 높아진다. 액체 속도는 50-180 m/s의 범위 내에 존재한다. 액체 속도는 드롭렛을 노즐 팁으로부터 팬으로 이동하도록 하 는데 충분한 관성을 드롭렛에 제공한다. 팬에 도착할때, 드롭렛 속도가 팬의 회전 속도보다 상당히 높음으로써, 후술된 바와 같이, 팬의 가압측 또는 팬의 흡입측중 하나를 세척하도록 한다. 드롭렛은 팬과 충돌하고 팬의 표면을 웨팅할 것이다. 오염물질은 화학제 또는 물의 화학 작용에 의해 해제될 것이다. 클리닝 공정 동안, 팬(25)은 엔진 기동 모터의 도움에 의해서 또는 다른 수단에 의해서 회전하게 된다. 상기 회전은 몇 가지 용도에 적합하다. 첫째로, 상기 회전으로 인해, 팬을 통과하는 기류는 팬을 향한 스프레이의 이동을 강화한다. 이로써, 기류는 팬 표면 상으로의 충돌 속도를 증가시킨다. 보다 높은 충돌 속도로 인해, 클리닝 효율이 개선된다. 둘째로, 팬의 회전으로 인하여, 스프레이 유효범위가 팬 허브로부터 팬 팁까지 확장되기 때문에, 단지 하나의 노즐을 사용하여 전체 팬 영역이 웨팅된다. 셋째로, 팬 회전으로 인하여, 기류가 팬 날개 표면으로부터 액체를 분리(shear off)하기 때문에, 해제된 오염물질의 제거가 강화된다. 넷째로, 팬의 회전으로 인하여, 원심력이 팬 날개 표면으로부터 액체를 분리하기 때문에, 해제된 오염물질의 제거가 강화된다.
코어 엔진 세척용 세척 장치는 한 단부에서 노즐(33)에 접속되는 콘딧 형태의 강성의 매니폴드(38)로 이루어진다. 노즐(33)은 강성의 매니폴드(38)에 의해 견고해진다. 매니폴드(38)의 다른 단부는 펌프(도시되지 않음)에 또한 접속되는 호스(도시되지 않음)에 접속된 커플링(도시되지 않음)에 접속된다. 콘딧(38) 내의 클리닝 액체는 물 또는 화학제를 갖는 물로 이루어질 수 있다. 액체 온도는 액체 소스로부터 제공되거나 발열기(도시되지 않음)에서 가열될 수 있다. 펌프는 세척액을 노즐(33)로 펌핑한다. 노즐에서 나온 액체는 각각 분무되어 스프레이(34)를 형성한다. 스프레이(34)는 팬(25)으로 지향된다. 콘딧(38) 내의 액체 압력은 35-220 바의 범위 내에 존재한다. 이러한 높은 압력으로 인해, 노즐 구멍을 통과하는 액체 속도가 높아진다. 액체 속도는 50-180 m/s의 범위 내에 존재한다. 액체 속도는 드롭렛을 노즐 팁으로부터 (날개 사이의) 팬을 통과하여 입구(23)로 이동하도록 하는데 충분한 관성을 드롭렛에 제공한다. 팬에 도착할때, 액체가 압축기에 들어간다.
압축기의 내측에서, 드롭렛은 날개 및 베인과 같은 압축기 구성요소와 충돌한다. 오염물질은 화학제 또는 물의 화학 작용에 의해 해제될 것이다. 클리닝 공정 동안, 압축기(27)는 엔진 기동 모터의 도움에 의해서 또는 다른 수단에 의해서 회전하게 된다. 상기 회전은 몇 가지 용도에 적합하다. 첫째로, 상기 회전으로 인해, 압축기를 통과하는 기류는 압축기 출구를 향한 드롭렛의 이동을 강화한다. 이로써, 기류는 압축기 표면 상으로의 충돌 속도를 증가시킨다. 보다 높은 충돌 속도로 인해, 클리닝 효율이 개선된다. 둘째로, 팬의 회전으로 인하여, 기류가 팬 날개 표면으로부터 액체를 분리하기 때문에, 해제된 오염물질의 제거가 강화된다. 셋째로, 압축기의 회전으로 인하여, 원심력이 압축기 회전자 날개 표면으로부터 액체를 분리하기 때문에, 해제된 오염물질의 제거가 강화된다.
노즐(31, 35 및 33)의 구멍 기하구조는 스프레이 형상을 규정한다. 스프레이의 형상은 세척 결과에 상당히 중요하다. 스프레이는 원형, 타원형 또는 직사각형과 같은 많은 형상을 형성하도록 구성될 수 있다. 이것은 적절한 디자인과 노즐 구멍의 머시닝 동작에 의해 달성된다. 원형 스프레이는 원뿔형 스프레이를 특징으로 하는 드롭렛의 원형 분포를 갖는다. 타원형 스프레이는 원뿔형 스프레이와 유사하지만, 원 축중 하나가 다른 것보다 긴 것을 특징으로 한다. 타원형 스프레이는 드롭렛의 폭-방식 분포(width-wise distribution) 및 두께-방식 분포(thickness-wise distribution)를 가지며, 여기서 폭-방식의 방향은 타원의 긴축에 대응하고 두께-방식의 방향은 타원의 짧은축에 대응하는 것이 규정될 수 있다. 직사각형 스프레이를 생성하는 것은 또한 노즐 구멍의 머시닝 동작 및 적절한 디자인에 의해 가능하다. 직사각형 스프레이 형상은 타원형 스프레이와 유사한 폭-방식 및 두께-방식 분포를 갖는다. 원형 스프레이는 동일한 폭-방식 및 두께-방식 분포를 갖는다. 정사각형 스프레이는 동일한 폭-방식 및 두께-방식 분포를 갖는다.
도 4는 혼합되지 않은 터보팬 엔진의 단면 부분을 도시한 것이다. 도 4는 중앙선(400)에 관한 노즐 설치 및 방위의 세부사항을 도시한 것이다. 도 2 및 도 3과 동일한 부분에는 동일한 참조 번호가 병기되어 있다. 팬(25)은 선연(41) 및 후연(42)을 갖는 날개(40)를 갖는다. 날개(40)는 팬(25)의 허브에서 보스(boss)(44) 및 팁(43)을 갖는다. 혼합되지 않은 터보팬 엔진의 디자인에 따르면, 기류(20)는 팬(25)을 통과한 이후에, 두 개의 기류로 분리될 것이다. 기류(20)의 한 부분은 출구(21)에서 엔진의 팬 섹션을 빠져나온다. 기류의 다른 부분은 코어 엔진에 공기를 제공하기 위하여 입구(23)에서 코어 엔진 섹션에 들어간다. 기류는 스플리터(45)에 의해 두 개의 기류로 분리된다. 입구(25)의 개구는 하나의 측면 스플리터(45)에 의하여 그리고 대향하는 측 상에서 허브 상의 지점(46)에 의하여 제한된다.
본 발명에 따르면, 세척 시스템은 세 개의 형태의 노즐로 이루어지고, 이들 각각은 특정 태스크(task)를 위해 전용된다. 제 1 노즐 형태는 팬 날개의 가압측을 세척하는 용도에 적합하다. 제 1 노즐 형태는 타원형 또는 직사각형 스프레이 형상을 갖는다. 제 2 노즐 형태는 팬 날개의 흡입측을 세척하는 용도에 적합하다. 제 2 노즐 형태는 타원형 또는 직사각형 스프레이 형상을 갖는다. 제 3 노즐 형태는 코어 엔진을 세척하는 용도에 적합하다. 제 3 노즐 형태는 타원형 또는 직사각형 스프레이 형상을 갖는다. 본 발명에 따른 세척 유닛은 각각의 세 개의 노즐 형태중 하나 또는 다수로 이루어진다.
도 4는 제 1 노즐 형태, 노즐(31), 및 그것의 폭-방식 투시도를 도시한 것이다. 노즐(31)은 날개(40)의 가압측을 세척하기 위한 세척액을 제공하는 용도에 적합하다. 날개(40)의 전연(41)은 팁(43)과 보스(44) 사이의 거리와 동일한 길이를 갖는다. 노즐(31)은 팬 전연(41) 위의 바람직하게는 100mm 보다 크며, 더 바람직하게는 500mm보다 크고 1000mm보다 작은 지점에서 축 방향으로 위치된다. 노즐(31)은 팬 직경 보다는 적고 팬 허브 직경보다는 큰 지점에서 방사 방향으로 위치된다. 노즐(31)은 팬(25) 쪽으로 지향된다. 노즐(31)은 세척액을 분무하여 스프레이(32)를 형성한다. 노즐(31)은 타원형 또는 직사각형 스프레이 패턴을 제공한다. 상기 노즐은 스프레이 패턴의 폭-방식의 축이 날개(40)의 전연(41)과 평행하도록 방위가 맞춰진다. 스프레이 패턴의 한 측에서, 폭-방식 분포는 유선(streamline)(75)에 의해 제한된다. 스프레이 패턴의 대향 측 상에서, 폭-방식 분포는 유선(76)에 의해 제한된다. 노즐 구멍 지점으로부터, 전연(41)에서 스프레이(32)의 폭-방식 측정량은 전연(41)의 길이와 동일할 것이다. 이로써, 스프레이는 팁에서 허브까지 그 전체 길 이에서 날개에 액체를 제공할 것이다.
도 5는 회전자 외주에서 샤프트 중앙을 향하는 투시도로 나타낸 바와 같이, 노즐(31)을 도시한 것이다. 도 5에서, 노즐(31)은 두께-방식 투시도로 도시된다. 노즐(31)은 날개(40)의 가압측을 세척하기 위한 세척액을 제공하는 용도에 적합하다. 팬(25)은 팬 허브 상에 장착되고 근본적으로 방사 방향으로 확장하는 다수의 팬 날개로 이루어진다. 도면은 엔진 중앙선(400)과 관련된 통상적인 날개 피치(brade pitch)를 도시한다. 팬은 화살표에 의해 나타낸 방향으로 회전한다. 날개(40)는 전연(41) 및 후연(42)을 갖는다. 날개(40)는 가압측(53) 및 흡입측(54)을 갖는다. 노즐(31)은 팬(25) 위의 지점에 위치된다. 노즐(31)은 세척액을 분무하여 스프레이(32)를 형성한다. 노즐(31)은 팬(25) 쪽으로 지향된다. 도 5는 엔진 중앙선(400)에 관련된 노즐 탄젠셜 각도(X)를 도시한다. 탄젠셜 각도(X)는 엔진 중앙선과 관련하여 바람직하게는 40도보다 크며, 더 바람직하게는 60도보다 크고 80도 작다. 노즐(31)은 타원형 또는 직사각형 스프레이 패턴을 형성한다. 노즐(31)은 스프레이 패턴의 두께-방식의 축이 스프레이 패턴의 한 측 상에서 유선(51)에 의해 그리고 스프레이 패턴의 대향 측 상에서 유선(52)에 의해 제한되도록 노즐 축을 중심으로 방위가 맞춰진다.
도 4로 되돌아가면, 이 도면은 제 2 노즐 형태, 노즐(35) 및 그것의 폭-방향 투시도를 도시한 것이다. 노즐(35)은 날개(40)의 흡입측을 세척하기 위한 세척액을 제공하는 목적을 갖는다. 날개(40)는 팁(43) 및 보스(44)를 갖는다. 날개(40)의 전연(41)은 팁(43)과 보스(44) 사이의 거리와 동일한 길이를 갖는다. 노즐(35)은 팬 전연 위의 바람직하게는 100mm이며, 더 바람직하게는 500mm보다 크고 1000mm보다 작은 지점에서 축 방향으로 위치된다. 노즐(35)은 팬 직경보다는 적고 팬 허브 직경보다는 큰 지점에서 방사 방향으로 위치된다. 노즐(35)은 세척액을 분무하여 스프레이(36)를 형성한다. 노즐(35)은 타원형 또는 직사각형 스프레이 패턴을 제공한다. 노즐은 스프레이 패턴의 폭-방식의 축이 날개(40)의 전연(41)과 평행하도록 방위가 맞춰진다. 스프레이 패턴의 한 측에서, 폭-방식 분포는 유선(75)에 의해 제한된다. 스프레이 패턴의 대향 측 상에서, 폭-방식 분포는 유선(76)에 의해 제한된다. 노즐의 구멍 지점으로부터, 전연(41)에서 스프레이(36)의 폭-방식 측정량은 전연(41)의 길이와 동일할 것이다. 이로써, 스프레이는 팁에서 허브까지 그 전체 길이에서 날개에 액체를 제공할 것이다.
도 6은 회전자 외주에서 샤프트 중앙을 향하는 투시도로 나타낸 바와 같이, 노즐(35)을 도시한 것이다. 도 6에서, 노즐(35)은 두께 방식 투시도로 도시된다. 노즐(35)은 날개(40)의 흡입측을 세척하기 위한 세척액을 제공하는 용도에 적합하다. 팬(25)은 팬 허브 상에 장착되고 근본적으로 방사 방향으로 확장하는 다수의 팬 날개로 이루어진다. 도면은 엔진 중앙선(400)과 관련된 통상적인 날개 피치를 도시한다. 팬은 화살표에 의해 나타낸 방향으로 회전한다. 날개(40)는 전연(41) 및 후연(42)을 갖는다. 날개(40)는 가압측(53) 및 흡입측(54)을 갖는다. 노즐(35)은 팬(25) 위의 지점에 설치된다. 도 6는 엔진 중앙선(400)에 관련된 노즐 탄젠셜 각도(Z)를 도시한다. 탄젠셜 각도는 엔진 중앙선과 관련하여 바람직하게는 20도보다 크고 -20도보다 작으며, 더 바람직하게는 0도이다. 노즐(35)은 세척액을 분무하여 스프레이(36)를 형성한다. 노즐(35)은 팬(25) 쪽으로 지향된다. 노즐(35)은 타원형 또는 직사각형 스프레이 패턴을 형성한다. 노즐(35)은 스프레이 패턴의 두께-방식의 축이 스프레이 패턴의 한 측 상에서 유선(61)에 의해 그리고 스프레이 패턴의 대향 측 상에서 유선(62)에 의해 제한되도록 노즐 축을 중심으로 방위가 맞춰진다.
도 4로 되돌아가면, 이 도면은 제 3 노즐 형태, 노즐(33) 및 그것의 폭-방향 투시도를 도시한 것이다. 노즐(33)은 코어 엔진을 세척하기 위한 세척액을 제공하는 목적을 갖는다. 노즐(33)은 팬 전연 위의 바람직하게는 100mm이며, 더 바람직하게는 500mm보다 크고 1000mm보다 작은 지점에서 축 방향으로 위치된다. 노즐(33)은 팬 직경의 절반보다 적고 팬 허브 직경보다는 큰 지점에서 방사 방향으로 위치된다. 노즐(33)은 액체가 날개들 사이에서 팬을 통과하도록 하기 위하여 방위가 맞춰진다. 노즐(33)은 세척액을 분무하여 스프레이(34)를 형성한다. 노즐(33)은 타원형 또는 직사각형 스프레이 패턴을 형성한다. 노즐은 스프레이 패턴의 폭-방식의 축이 날개(40)의 전연(41)과 평행하도록 방위가 맞춰진다. 스프레이 패턴의 한 측에서, 폭-방식 분포는 유선(47)에 의해 제한된다. 스프레이 패턴의 대향 측 상에서, 폭-방식 분포는 유선(48)에 의해 제한된다. 코어 엔진의 공기 입구는 스플리터(45 및 46) 사이의 거리에 대응하는 개구를 갖는다. 코어 엔진의 입구 개구에서 스프레이(34)의 폭-방식 측정량은 스플리터(45 및 46) 사이의 거리에 대응할 것이다. 이로써, 스프레이(34)는 입구(23)에 들어가는 액체를 제공한다.
도 7은 회전자 외주에서 샤프트 중앙을 향한 투시도로 나타낸 바와 같이, 노즐(33)의 통상적인 설치의 세부사항을 도시한 것이다. 도 7에서, 노즐(33)은 두께- 방식 투시도로 도시된다. 팬(25)은 팬 허브 상에 장착되고 근본적으로 방사 방향으로 확장하는 다수의 팬 날개로 이루어진다. 도면은 엔진 중앙선(400)과 관련된 통상적인 날개 피치를 도시한다. 팬은 화살표에 의해 나타낸 방향으로 회전한다. 날개(40)는 전연(41) 및 후연(42)을 갖는다. 제 3 노즐 형태, 노즐(33)은 코어 엔진을 세척하기 위한 세척액을 제공하는 목적을 갖는다. 노즐(33)은 팬(25) 위의 지점에 위치된다. 도 7는 엔진 중앙선(400)에 관련된 노즐 탄젠셜 각도(Y)를 도시한다. 탄젠셜 각도(Y)는 엔진 중앙선과 관련하여 바람직하게는 20도보다 크며, 더 바람직하게는 25도보다 크고 30도보다 작다. 노즐(33)은 세척액을 분무하여 스프레이(34)를 형성한다. 노즐(33)로부터의 스프레이는 액체가 전연(41)으로부터 후연(42)을 향하는 방향으로, 날개들 사이에서 팬을 통과하도록 지향된다. 노즐(33)은 타원형 또는 직사각형 스프레이 패턴을 형성한다. 노즐(33)은 스프레이 패턴의 두께-방식의 축이 스프레이 패턴의 한 측 상에서 유선(71)에 의해 그리고 스프레이 패턴의 대향 측 상에서 유선(72)에 의해 제한되도록 노즐 축을 중심으로 방위가 맞춰진다. 노즐(33)은 액체가 팬 날개 사이를 통과할 수 있도록 샤프트 중앙선(400)과 관련하여 방위가 맞춰진다. 팬을 통과하는 액체는 입구(23)에서 코어 엔진 내로 들어갈 것이다.
특정 실시예가 설명과 예시를 목적으로 본원에 도시되고 서술되었을지라도, 당업자는 도시되고 서술된 특정 실시예가 본 발명의 범위를 벗어나지 않고 다양한 대안 및 등가 구현으로 대체될 수 있다는 것을 이해한다. 본 출원은 상술된 바람직한 실시예의 임의의 개조 및 변형을 커버하도록 의도된다. 결과적으로, 본 발명은 첨부된 청구항 및 이와 동등한 표현에 의해 규정된다.

Claims (26)

  1. 하나 이상의 엔진 샤프트(24, 29), 제 1 샤프트(24) 상에 회전 가능하게 배열되고, 허브 상에 장착되고 가압측(53) 및 흡입측(54)을 각각 가지는 실질적으로 방사 방향으로 확장하는 다수의 팬 날개(40)를 포함하는 팬(25), 및 압축기 유닛(27) 및 상기 압축기 유닛(27)과 상기 팬(25)을 구동시키는 터빈(26, 28)을 포함하는 코어 엔진(203)을 구비하는 가스 터빈 엔진(2)을 클리닝하는 장치로서, 상기 장치는 상기 엔진(2)의 공기 입구(20)에서 기류 내에 클리닝 액체를 분무하기 위하여 배열된 하나 이상의 노즐들(31, 33, 35)을 구비하는, 상기 가스 터빈 엔진 클리닝 장치에 있어서:
    상기 하나 이상의 노즐들은:
    제 1 노즐(31)로부터 방사된 상기 클리닝 액체가, 방사된 상기 클리닝 액체의 상당 부분이 상기 가압측(53)에서 상기 날개의 표면에 충돌하고 제한된 부분이 상기 흡입측(54)에서 상기 날개의 상기 표면에 충돌하거나 상기 날개 사이를 통과하도록 하는 방향으로 조절되도록 배열된 상기 엔진(2)의 중앙선(400)과 관련된 위치에 배열되는 제 1 노즐(31);
    제 2 노즐(35)로부터 방사된 상기 클리닝 액체가, 방사된 상기 클리닝 액체의 상당 부분이 상기 흡입측(54)에서 상기 날개의 표면에 충돌하고 제한된 부분이 상기 가압측(53)에서 상기 날개의 상기 표면에 충돌하거나 상기 날개 사이를 통과하도록 하는 방향으로 조절되도록 배열된 상기 엔진(2)의 중앙선(400)과 관련된 위치에 배열되는 제 2 노즐(35); 또는
    제 3 노즐(33)로부터 방사된 상기 클리닝 액체가, 방사된 상기 클리닝 액체의 상당 부분이 상기 날개 사이를 통과하고 상기 코어 엔진(203)의 입구(23)에 진입하고 제한된 부분이 상기 날개의 상기 표면에 충돌하도록 하는 방향으로 조절되도록 배열된 상기 엔진(2)의 중앙선(400)과 관련된 위치에 배열되는 제 3 노즐(33) 중 하나 이상을 구비하고;
    상기 하나 이상의 노즐들은 상기 제 1 노즐, 제 2 노즐 및 제 3 노즐 중 각각을 포함하고; 상기 코어 엔진의 상기 입구(23)는 한 측에서 스플리터에 의해서 그리고 다른 측에서 상기 허브 상의 지점에 의해서 제한되고, 상기 제 3 노즐은 상기 제 3 노즐(33)로부터 방사된 상기 클리닝 액체가 상기 코어 엔진의 상기 입구(23)에서 상기 팬의 날개의 방사 방향 확장 부분과 실질적으로 평행한 축을 따라서, 상기 스플리터 및 상기 허브 상의 지점 사이의 거리와 실질적으로 동일한 폭을 갖는 스프레이를 형성하도록 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 제 1 노즐(31) 및 상기 제 2 노즐(35)은 상기 제 1 노즐(31) 및 상기 제 2 노즐(35)로부터 방사된 클리닝 액체가 날개(40)에 충돌시, 상기 팬(25)의 날개(40)의 방사 확장부와 실질적으로 평행한 축을 따라서, 상기 날개(40)의 전연(41)의 길이와 실질적으로 동일한 폭(75, 76)을 가지는 스프레이(32)를 각각 형성하도록 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  3. 제 1 항 또는 2 항에 있어서, 상기 코어 엔진(203)의 상기 입구(23)는 한 측 상에서 스플리터(45)에 의해 제한되고, 대향 측 상에서 상기 허브 상의 지점(46)에 의해 제한되며,
    상기 제 3 노즐(33)은 상기 제 3 노즐(33)로부터 방사된 클리닝 액체가 상기 입구(23)에서, 상기 팬(25)의 날개(40)의 방사 확장부와 실질적으로 평행한 축을 따라서, 상기 스플리터(45) 및 상기 허브 상의 상기 지점(46) 사이의 거리와 실질적으로 동일한 폭(47, 48)을 갖는 스프레이(34)를 형성하도록 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  4. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 제 1 노즐(31)은 상기 엔진(2)의 상기 중앙선(400)과 관련하여 제 1 탄젠셜 각도(X)로 배열되고/되거나, 상기 제 2 노즐(35)은 상기 엔진(2)의 상기 중앙선(400)과 관련하여 제 2 탄젠셜 각도(Z)로 배열되고/되거나, 상기 제 3 노즐(33)은 상기 엔진(2)의 상기 중앙선(400)과 관련하여 제 3 탄젠셜 각도(Y)로 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  5. 제 4 항에 있어서, 상기 제 1 탄젠셜 각도(X)는 40도보다 큰 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  6. 제 4 항에 있어서, 상기 제 2 탄젠셜 각도(Z)는 -20도보다 크고 20도보다 작은 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  7. 제 4 항에 있어서, 상기 제 3 탄젠셜 각도(Y)는 20도보다 큰 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  8. 제 1 항에 있어서, 상기 제 1 노즐(31), 상기 제 2 노즐(35), 및 상기 제 3 노즐(33) 각각은 상기 팬(25)의 전연(41) 위의 축방향에서의 100mm보다 큰 지점에 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  9. 제 8 항에 있어서, 상기 제 1 노즐(31), 상기 제 2 노즐(35), 및 상기 제 3 노즐(33) 각각은 팬(25)의 직경보다 작고 상기 팬(25)의 상기 허브의 직경보다 큰 지점에서의 방사 방향에서의 위치에 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  10. 하나 이상의 엔진 샤프트(24, 29), 제 1 샤프트(24) 상에 회전 가능하게 배열되고, 허브 상에 장착되고 가압측(53) 및 흡입측(54)을 각각 가지는 실질적으로 방사 방향으로 확장하는 다수의 팬 날개(40)를 포함하는 팬(25), 및 압축기 유닛(27) 및 상기 압축기 유닛(27)과 상기 팬(25)을 구동시키는 터빈(26, 28)를 포함하는 코어 엔진(203)을 구비하는 가스 터빈 엔진(2)을 클리닝하는 방법으로서, 상기 팬(25) 위의 엔진(2)의 공기 입구(20)에서 기류 내에 클리닝 액체를 분무하기 위하여 배열된 다수의 노즐(31, 33, 35)을 구비하는, 상기 가스 터빈 엔진 클리닝 방법에 있어서:
    제 1 노즐(31)로부터 방사된 클리닝 액체를 실질적으로 상기 가압측(53) 상에 가하는 단계;
    제 2 노즐(35)로부터 방사된 클리닝 액체를 실질적으로 상기 흡입측(54) 상에 가하는 단계; 및
    클리닝 액체가 실질적으로 상기 날개(40)들 사이를 통과하여 상기 코어 엔진(203)의 입구에 들어가도록 제 3 노즐(33)로부터 방사된 클리닝 액체를 지향시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
  11. 제 10 항에 있어서, 전연(41)에 충돌시, 상기 팬(25)의 날개(40)의 방사 확장부와 실질적으로 평행한 축을 따라서, 날개(40)의 전연(41)의 길이와 실질적으로 동일한 폭(75, 76)을 가지는, 상기 제 1 노즐(31) 및 상기 제 2 노즐로부터 방사된 클리닝 액체의 스프레이를 각각 형성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
  12. 제 10 항 또는 11 항에 있어서, 상기 코어 엔진(203)의 상기 입구는 한 측 상에서 스플리터(45)에 의해 제한되고, 대향 측 상에서, 상기 허브 상의 지점(46)에 의해 제한되며,
    상기 입구에서, 상기 팬(25)의 날개(40)의 방사 확장부와 실질적으로 평행한 축을 따라서, 상기 스플리터45) 및 상기 허브 상의 상기 지점(46) 사이의 거리와 실질적으로 동일한 폭(47, 48)을 가지는, 상기 제 3 노즐로부터 방사된 클리닝 액체의 스프레이(34)를 형성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
  13. 제 10 항 또는 제 11 항에 있어서, 상기 제 1 노즐(31)로부터 방사된 클리닝 액체를 상기 엔진(2)의 중앙선(400)과 관련하여 제 1 탄젠셜 각도(X)로 지향시키는 단계, 또는
    상기 제 2 노즐(35)로부터 방사된 클리닝 액체를 상기 엔진(2)의 상기 중앙선(400)과 관련하여 제 2 탄젠셜 각도(Z)로 지향시키는 단계, 또는
    상기 제 3 노즐(33)로부터 방사된 클리닝 액체를 상기 엔진(2)의 상기 중앙선(400)과 관련하여 제 3 탄젠셜 각도(Y)로 지향시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
  14. 제 13 항에 있어서, 상기 제 1 탄젠셜 각도(X)는 40도보다 큰 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
  15. 제 13 항에 있어서, 상기 제 2 탄젠셜 각도(Z)는 -20도보다 크고 20도보다 작은 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
  16. 제 13 항에 있어서, 상기 제 3 탄젠셜 각도(Y)는 20도보다 큰 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
  17. 제 10 항에 있어서, 상기 제 1 노즐(31), 상기 제 2 노즐(35), 및 상기 제 3 노즐(33) 각각을 상기 팬(25)의 전연(41) 위의 축방향에서의 100mm보다 큰 지점에 배열하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
  18. 제 17 항에 있어서, 상기 제 1 노즐(31), 상기 제 2 노즐(35), 및 상기 제 3 노즐(33) 각각을 팬(25)의 직경보다 작고 상기 팬(25)의 상기 허브의 직경보다 큰 지점에서의 방사 방향에서의 위치에 배열하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
  19. 제 5 항에 있어서, 상기 제 1 탄젠셜 각도(X)는 60도보다 크고 80도보다 작은 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  20. 제 6 항에 있어서, 상기 제 2 탄젠셜 각도(Z)는 0도인 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  21. 제 7 항에 있어서, 상기 제 3 탄젠셜 각도(Y)는 25도보다 크고 30도보다 작은 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  22. 제 8 항에 있어서, 상기 제 1 노즐(31), 상기 제 2 노즐(35), 및 상기 제 3 노즐(33) 각각은 상기 팬(25)의 전연(41) 위의 500mm보다 크고 1000mm보다 작은 지점에 배열되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 장치.
  23. 제 14 항에 있어서, 상기 제 1 탄젠셜 각도(X)는 60도보다 크고 80도보다 작은 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
  24. 제 15 항에 있어서, 상기 제 2 탄젠셜 각도(Z)는 0도인 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
  25. 제 16 항에 있어서, 상기 제 3 탄젠셜 각도(Y)는 25도보다 크고 30도보다 작은 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
  26. 제 17 항에 있어서, 상기 제 1 노즐(31), 상기 제 2 노즐(35), 및 상기 제 3 노즐(33) 각각을 상기 팬(25)의 전연(41) 위의 500mm보다 크고 1000mm보다 작은 지점에 배열하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진 클리닝 방법.
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