(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン用のスプリッタ装置であって、
スプリッタ（３８）を備え、前記スプリッタ（３８）は、
その前方端に凸曲線形状前縁を定める環状外壁（４０）と、
前記外壁（４０）の半径方向内側に位置付けられた環状床板（５４）と、
前記前縁のすぐ後方に前記外壁（４０）によって定められる環状溝（５０）であって、環状ステップ（５２）が前記環状溝（５０）の半径方向外側に形成され、前記床板（５４）の前方縁が、前記ステップ（５２）に収容される、前記環状溝（５０）と、
前記床板（５４）の半径方向内側に配置された環状外側バンド（５８）であって、該環状外側バンドの（５８）の前方縁が、前記環状溝（５０）に収容される、前記環状外側バンド（５８）と、
前記外壁（４０）と前記床板（５４）との間にまたがる環状の第１隔壁（４８）とを含み、前記外壁（４０）、前記床板（５４）、及び前記第１隔壁（４８）は、前記外壁（４０）の前記前縁に隣接して位置付けられた環状スプリッタ・プレナム（５６）を集合的に定め、前記外壁（４０）に形成された少なくとも１つの排出路（６８）は、前記床板（５４）を超えて延在し、前記スプリッタ（３８）の外部と連通し、
前記第１隔壁（４８）を通過し、各々が前記スプリッタ（３８）の外部からの空気流を前記プレナムに通すように構成された少なくとも１つのジャンプ管アセンブリ（７６）を更に備える、スプリッタ装置。
【請求項２】
前記排出路（６８）は、前記外壁（４０）の周りに配列された複数のスロットからなる、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記床板（５４）と前記外側バンド（５８）との間に配置された環状の弾性シールを備える、請求項１または２に記載の装置。
【請求項４】
各々のジャンプ管アセンブリ（７６）は、前記スプリッタ（３８）の外側に位置する軸方向に延在する供給管に連結される、請求項１に記載の装置。
【請求項５】
前記スプリッタ（３８）の後方端に配置された環状の第２隔壁（４６）を更に備え、各々のジャンプ管アセンブリ（７６）が前記第２の隔壁（４６）を通過する、請求項１に記載の装置。
【請求項６】
ガスタービンエンジンであって、
回転可能なファン（２４）と、
前記ファン（２４）の後方に配置された回転可能なブースタ（２６）と、
前記ブースタ（２６）の後方に配置され、加圧燃焼ガス流を発生させるように動作可能であるターボ機械コアと、
前記ブースタ（２６）及び前記ターボ機械コアを囲む環状コアナセル（３６）と、
前記ターボ機械コアの後方に配置され、前記ブースタ（２６）及び前記ファン（２４）に機械的に連結された低圧タービンと、
前記ブースタ（２６）の前方に配置され、環状外側バンド（５８）によって囲まれた翼形（６０）の放射状配列と、
前記コアナセル（３６）の前方端に配置され、前記外側バンド（５８）を囲むスプリッタ（３８）とを備え、前記スプリッタ（３８）は、
その前方端に凸曲線形状前縁を定める環状外壁（４０）と、
前記前縁のすぐ後方に前記外壁（４０）によって定められる環状溝（５０）であって、環状ステップ（５２）が前記環状溝（５０）の半径方向外側に形成される、前記環状溝（５０）と、
前記外壁（４０）の半径方向内側に位置付けられ、前記床板（５４）の前方縁が、前記ステップ（５２）に収容される環状床板（５４）と、
前記床板（５４）の半径方向内側に配置された環状外側バンド（５８）であって、該環状外側バンドの（５８）の前方縁が、前記環状溝（５０）に収容される、前記環状外側バンド（５８）と、
前記外壁（４０）と前記床板（５４）との間にまたがる環状の第１隔壁（４８）とを含み、前記外壁（４０）、前記床板（５４）、及び前記隔壁は、前記外壁（４０）の前記前縁に隣接して位置付けられた環状スプリッタ・プレナム（５６）を集合的に定め、前記外壁（４０）に形成された少なくとも１つの排出路（６８）は、前記床板（５４）を超えて延在し、前記スプリッタ（３８）の外部と連通し、
前記第１隔壁（４８）を通過し、各々が前記スプリッタ（３８）の外部からの空気流を前記プレナムに通すように構成された少なくとも１つのジャンプ管アセンブリ（７６）を更に備える、ガスタービンエンジン。
【請求項７】
各々のジャンプ管アセンブリ（７６）は、前記スプリッタ（３８）の外側に位置する軸方向に延在する供給管（７４）に連結される、請求項６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記ファン（２４）及び前記コアナセル（３６）を囲む環状ナセル（１８）と、
前記ブースタ（２６）の後方で前記コアナセル（３６）内に配置された環状ファンハブフレーム（７２）と、
前記ファンハブフレーム（７２）と前記ナセル（１８）との間に延在するストラットの放射状配列とを更に備える、請求項６または７に記載のガスタービンエンジン。
【請求項９】
前記ファンハブフレーム（７２）の前方で前記コアナセル（３６）内に配置され、前記供給管（７４）と相互接続する環状マニホルド（７０）を更に備える、請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
前記ファンハブフレーム（７２）を軸方向に通過し、前記マニホルド（７０）に接続されたスプリッタ供給ダクト（８８）を更に備える、請求項９に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１１】
前記ターボ機械コア内の高圧抽気源と、前記スプリッタ供給ダクト（８８）とに連結された防氷ダクト（７８）を更に備える、請求項９または１０に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１２】
前記防氷ダクト（７８）から前記スプリッタ供給ダクト（８８）までの流れを遮断又は許可するように動作可能な弁を更に備える、請求項１１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１３】
前記スプリッタ供給ダクト（８８）と流体連通して配置された少なくとも１つの圧力変換器を更に備える、請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概してタービンエンジン構造に関し、より詳細には、そのような構造の防氷特性を向上させるための材料及び設計に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機動力装置の一般的な型式の１つはターボファンエンジンであり、高圧圧縮機、燃焼器、及び高圧タービンを直流関係で有するターボ機械コアを含む。コアは、推進用ガスの流れを発生させるように既知の方法で動作可能である。コア排気ガスによって駆動される低圧タービンは、シャフトを介してファンを駆動して推進用バイパス流を発生させる。低圧タービンはまた、高圧圧縮機への吸気流を過給する低圧圧縮機又は「ブースタ」を駆動する。
【０００３】
特定の飛行条件では、前縁構造、特にエンジンのファン及びブースタ流路領域への着氷が可能になる。対象となる具体的な前縁構造の１つは、エンジンのブースタスプリッタである。スプリッタは、ファンブレードのすぐ後方に位置付けられた翼形前縁を有する環状リングである。その機能は、バイパス空気流から（ブースタを介して）燃焼用空気流を分離することである。
【０００４】
氷結現象時に、スプリッタの着氷及び剥離容積を最小限に抑えることが望ましい。これによって、更には、吸い込まれた氷による圧縮機失速及び圧縮機の機械的損傷の危険性が最小限に抑えられる。
【０００５】
防氷のためにエンジン構造を加熱することは知られている。しかしながら、スプリッタはファンバイパス空気にさらされているので、熱空気が直接スプリッタに吸い込まれると、ファン空気への熱損失によってノーズでの不十分な加熱を招くことになる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第７９００４３８号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従って、着氷に対して耐性を示すように効率的に加熱されるスプリッタが必要である。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この必要性は、着氷を低減し、離氷を促進し、大きな氷片の剥離を低減するように加熱空気が供給される、内部プレナムを有するスプリッタを提供する本発明によって取り組まれる。
【０００９】
本発明の一態様によれば、ガスタービンエンジン用のスプリッタ装置は、その前方端に凸曲線形状前縁を定める環状外壁と、外壁の半径方向内側に位置付けられた環状床板と、外壁と床板との間にまたがる環状の第１隔壁とを含むスプリッタを備える。外壁、床板、及び隔壁は、外壁の前縁に隣接して位置付けられた環状スプリッタ・プレナムを集合的に定める。外壁に形成された少なくとも１つの排出路は、床板を超えて延在し、スプリッタの外部と連通する。複数のジャンプ管アセンブリは第１隔壁を通過し、各々がスプリッタの外部からの空気流をプレナムに通すように構成される。
【００１０】
本発明は、添付図面に関連してなされる以下の説明を参照することで最も良く理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明の一態様に従って構成された加熱ブースタスプリッタを組み込むガスタービンエンジンの概略半断面図である。
【図２】図１に示すスプリッタと周囲構造の半断面図である。
【図３】図１及び２に示すスプリッタと周囲構造の別の半断面図である。
【図４】スプリッタに加熱空気を供給するのに使用される構成部品を示す概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
様々な図を通して同じ参照番号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、ナセル１８に装着された既知の型式のターボファンエンジン１６を示す。本発明はターボファンエンジンとの関連で更に説明されているが、本明細書に含まれる原理は、ターボジェット又はターボシャフトエンジン等の他の型式のエンジン、或いは他の種類の前縁構造に適用できることが理解されるであろう。
【００１３】
エンジン１６は、長手方向軸線「Ａ」を有し、「低圧システム」と総称される、ファン２４、低圧圧縮機又は「ブースタ」２６、及び低圧タービン（「ＬＰＴ」）２８と、「ガス発生器」又は「コア」と総称される、高圧圧縮機（「ＨＰＣ」）３０、燃焼器３２、及び高圧タービン（「ＨＰＴ」）３４とを備える。コアナセル３６を含む、ナセル１８の様々な構成部品とエンジン１６の固定構造とは協動して、矢印「Ｆ」で示されるコア流路と、矢印「Ｂ」で示されるバイパスダクトとを定める。
【００１４】
固定された環状ブースタスプリッタ３８（又は単に「スプリッタ」）は、バイパスダクトＢとコア流路Ｆとの間のコアナセル３６の前方端に位置付けられる。スプリッタ３８は単一の連続リングとすることができ、或いは弓形セグメントから構成してもよい。金属合金及び複合材等の様々な材料を使用できるが、本実施例のスプリッタ３８は既知のチタン合金から構成される。
【００１５】
スプリッタ３８の構造を図２及び３に更に詳細に示す。スプリッタ３８は、凸曲線形状のテーパー形状を有する環状外壁４０を有しており、これが流路表面４２を定める。流路表面４２は、半径方向外側対向部分及び半径方向内側対向部分を備え、２つの部分はスプリッタ３８の前方端の流線形凸曲線形状前縁４４によって画定される。放射状に配列された環状後方隔壁４６は、スプリッタ３８の後方端に配置される。放射状に配列された環状前方隔壁４８は、後方隔壁４６と前縁４４との間のほぼ中間に配置される。外壁４０と隔壁４６及び４８とは、全て１つの一体構成部品として構成することができる。スプリッタ３８を囲み、スプリッタ３８に隣接して位置付けられる構成部品は、金属合金又は複合材料（例えば、カーボン繊維エポキシ複合材）等の材料から製造できる。
【００１６】
環状の、軸方向に配列された後方対向溝５０は、前縁４４のすぐ後方に外壁４０によって定められる。環状ステップ５２は、溝５０のすぐ後方且つ半径方向外側に形成される。
【００１７】
環状床板５４は、外壁４０と前方隔壁４８との間に軸方向に延在する。床板５４の前方縁は、ステップ５２に収容される。床板５４は、締結具、溶接又はろう付け、或いは接着剤によってスプリッタ３８に接合できる。外壁４０の前方部分、前方隔壁４８、及び床板５４は、集合的に、前縁４４に隣接する連続的な３６０度のスプリッタ・プレナム５６を定める。
【００１８】
スプリッタ３８は、翼形形状ブースタ入口案内翼６０の列（即ち、放射状配列）を囲む環状外側バンド５８に装着される。具体的には、外側バンド５８の前方レール６２が溝５０に収容される。後方隔壁４６は、外側バンド５８の半径方向に延在する環状フランジ６４を支持すると共に、例えばボルト又はその他の機械的締結具を用いて、外側バンド５８の半径方向に延在する環状フランジ６４又は隣接する固定構造に対して固着される。
【００１９】
弾性環状シール６６は、床板５４の前方端付近で外側バンド５８と床板５４との間に配置され、床板５４と外側バンド５８との間の空気流漏れを軽減する働きをする。図示の実施例では、シール６６は中空断面を有する。
【００２０】
離間配置された浅いスロット６８の環状配列又はその他の排出路は、前縁４４の後ろで外側バンド５８の前方レール６２に隣接して外壁４０の内面に形成される。スロット６８は、スプリッタ・プレナム５６から前方レール６２の周りに、外側バンド５８と外壁４０との間の隙間を介して外側バンド５８の内側面と連通する略「Ｕ」字形経路を定める。スロット６８は、空力分裂を最小限に抑えるように選択された角度及び位置で加熱空気をタービン流路に戻すように成形、寸法決め、及び配向される。図示の実施例では、各々の入口案内翼６０の間に１つのスロット６８が位置している。
【００２１】
図４は、スプリッタ・プレナム５６に加熱抽気の一様流を供給するのに使用される構成部品を概略的に示す。Ｙ字管を有する環状マニホルド７０（図１にも概略的に示す）は、エンジン１６の環状ファンハブフレーム７２のすぐ前方のブースタ２６の外側に位置付けられる。ストラット７３は、ファンハブフレーム７２から半径方向外側に延在してナセル１８を接合する。供給管７４（熱的に絶縁できる）の環状配列は、マニホルド７０からスプリッタ３８まで軸方向に延在する。ジャンプ管アセンブリ７６（図２に示す）は、各々の供給管７４から前方に延在する。
【００２２】
エンジン１６は従来のエンジン防氷ダクト７８を含み、これが圧力調整遮断弁８０の制御の下で、高圧圧縮機３０から（この場合、第７圧縮機段から）高温加圧抽気を取り出す。この抽気は、エンジンの入口及びその他の従来通りの加熱構造に圧力調整弁８２を介してダクトで送られる。分岐ダクト８４は防氷ダクト７８から能動弁８６に枝分かれし、この能動弁８６がスプリッタ供給ダクト８８を通る流れを制御する。スプリッタ供給ダクト８８は、ファンハブフレーム７２を（ボス９０を介して）通過し、マニホルド７０に送り込まれる。能動弁８６は、必要条件下で加熱空気流を提供する適切な制御法則に従って（例えば、図示しない電空、油圧、又は電子制御装置を用いて）制御される。本実施例では、冗長圧力変換器９２が能動弁８６の下流のスプリッタ供給ダクト８８内に設けられる。それらは、能動弁８６の動作を検証するのに使用できる。例えば、能動弁が「開放」を命じられているが、変換器９２によって圧力上昇が検知されていない場合、このことは、能動弁８６が実際には開放し損ねていることを示す兆候となる。
【００２３】
ジャンプ管アセンブリ７６を図２に更に詳細に示す。各々のアセンブリ７６はジャンプ管９４を含む。ジャンプ管９４の前方端９６は前方隔壁４８を通過し、その後方端９８は後方隔壁４６を通過してそれを供給管７４と連結する。供給管７４及びジャンプ管アセンブリ７６は、円周方向に一貫した流れをスプリッタ・プレナム５６に提供するように配設される。図示の実施例では、対応するジャンプ管アセンブリ７６を有する、６つの等間隔に離間配置された供給管７４が存在する。
【００２４】
分岐ダクト８４、スプリッタ供給ダクト８８、マニホルド７０、供給管７４及びジャンプ管アセンブリ７６を含む配管の直径、長さ、材料、表面仕上げ及びその他の特徴は、防氷動作の必要に応じてスプリッタ・プレナム５６への適切な供給圧力、供給速度及び供給流量を提供するように既知の工学原理に従って選択できる。
【００２５】
作動中、エンジン１６は、氷結条件、即ち、水の氷点付近の温度の湿気が存在する条件にさらされることになる。氷は、自然にスプリッタ３８を含む前縁構造上に形成しやすくなる。氷塊が蓄積すると、それが空気流に突出してそれに作用する空力（抵抗）力を増加させ、最終的にその一部がスプリッタ３８から剥離するようになる。
【００２６】
着氷を防止する、又は融合した氷の剥離を生じさせる必要に応じて、弁８０及び８６を開放して、高温加圧空気がスプリッタ供給ダクト８８及びマニホルド７０に入るようにすることができる。弁８６は、必要に応じて圧力を減少させるのに使用できる。加熱空気は、ジャンプ管アセンブリ７６を介してスプリッタ・プレナム５６に供給される。空気はスプリッタ・プレナム５６の円周の周りを自由に循環し、氷剥離が最も懸念される前縁４４付近に加熱効果を集中させることによって外壁４０を加熱する。これは、着氷を低減又は防止し、且つ／又は既に付着した氷の剥離を生じさせる効果がある。スプリッタ・プレナム５６は、氷がエンジン作動に影響を及ぼす傾向が少ない比較的小さな粒子となって剥がれるように加熱できる。
【００２７】
消費された加熱空気はスロット６８を介してスプリッタ・プレナム５６から出て、このスロット６８が、例えば入口案内翼６０を超えて流れる流線に平行に空気を噴出することによって、空力的損失を最小限に抑えるように空気を方向転換する。このようにして、スプリッタ３８を加熱するために抽気を使用することのサイクルペナルティが減少する。
【００２８】
上記のスプリッタ構成はファン空気への露出を低減すると共に、熱空気噴出部位から円周方向に熱を分散させる手段を提供する。本明細書に記載の発明は、寒い気候での無制限動作手段を提供する。ブースタスプリッタ・プレナム５６なしでは、不十分な熱が航空機の地上動作中にスプリッタのリップへの着氷をもたらすことになる。離昇出力に達すると、氷剥離が失速を引き起こすことになるため航空機の出発が遅れる。ブースタスプリッタ・プレナム５６の第２の利点は、スプリッタ３８の後方の複合ハードウェアを保護することである。高圧圧縮機３０からの抽気温度は、５３０℃（１０００°Ｆ）に達する可能性がある。熱空気を高温可能ではない複合部品から遠ざけることによって、複合材が劣化しないようにすることができる。スプリッタ・プレナム設計は、スプリッタ３８を加熱するのに必要な管類の寸法及び重量を減少させるだけでなく、必要とされる抽気の温度及び流量も低下させる。
【００２９】
以上は、ガスタービンエンジン用の加熱ブースタスプリッタ・プレナムについて説明してきた。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、本発明の技術的思想及び技術的範囲から逸脱することなく本発明に対する様々な改良を行なうことができることは当業者には明らかであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態の上記の説明は、例示だけの目的のために示したものである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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