(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空宇宙機で使用する前縁構造体であって、
（ａ）作動中に空気流に面するよう適合された前縁を定める流路表面（４０）を有する、前記航空宇宙機の環状本体（３８）と、
（ｂ）前記流路表面（４０）に形成され、該流路表面に付着した氷塊への応力集中を促進するよう適合された、互いに間隔（Ｓ）をおいて配置された複数の溝（４２）であって該複数の溝の間の間隔（Ｓ）が該溝の幅（Ｗ）より広い複数の溝（４２）と、
を備え、
前記複数の溝（４２）の各々が、空気の流れる方向に垂直な断面が略コ字状である
ことを特徴とする、前縁構造体。
【請求項２】
前記溝が、作動中に前記流路表面付近の局所的流動場にほぼ平行なるように湾曲される、
請求項１に記載の前縁構造体。
【請求項３】
前記本体がアルミニウムを含む、
請求項１又は２に記載の前縁構造体。
【請求項４】
ターボファンエンジン用スプリッタであって、
（ａ）作動中に空気流に面するよう適合された前縁を定める流路表面（４０）を有する、前記ターボファンエンジンの環状本体（３８）と、
（ｂ）前記流路表面（４０）に形成され、該流路表面に付着した氷塊への応力集中を促進するよう適合された、互いに間隔（Ｓ）をおいて配置された複数の溝（４２）であって該複数の溝の間の間隔（Ｓ）が該溝の幅（Ｗ）より広い複数の溝（４２）と、
を備え、
前記複数の溝（４２）の各々が、空気の流れる方向に垂直な断面が略コ字状である
ことを特徴とする、ターボファンエンジン用スプリッタ。
【請求項５】
前記溝が、作動中に前記流路表面付近の局所的流動場にほぼ平行なるように湾曲される、
請求項４に記載のスプリッタ。
【請求項６】
前記流路表面が、ほぼ軸方向に整列した溝の半径方向アレイが形成されている、
請求項４又は５に記載のスプリッタ。
【請求項７】
前記本体がアルミニウムを含む、
請求項４乃至６のいずれか１項に記載のスプリッタ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に航空宇宙機構造体に関し、より詳細には、このような構造体による氷剥離特性を改善する設計に関する。
【背景技術】
【０００２】
全ての航空機には、種々の「前縁構造」、すなわち飛行方向に面する露出表面が含まれる。これらの表面は、例えば、胴体、ウィング、制御表面、及びパワープラントの一部が挙げられる。
【０００３】
航空機パワープラントの１つの一般的なタイプはタービンエンジンであり、高圧圧縮機、燃焼器、及び高圧タービンを直列流れ関係で有するターボ機械コアを含む。コアは、推進ガスの流れを生成するよう公知の方法で作動可能である。コアの排出ガスにより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、推進バイパス流を生成する。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。
【０００４】
特定の飛行条件によっては、前縁構造体、及び詳細には、ファン及びエンジンのブースタ流路区域への着氷が可能となる。これらの区域は、ブレード、スピナーコーン、及び固定ベーン並びにフェアリング前縁を含む。ＦＡＡは、種々の構成部品から氷塊が剥離してエンジン内に吸い込まれたときに、エンジン推進力を維持できることを実証するようこれらの飛行点での認証試験を要求している。
【０００５】
対象となる特定の前縁構造体の１つは、エンジンのファンスプリッタである。スプリッタは、ファンブレードの直ぐ後方に位置付けられた翼形部前縁を備えた環状リングである。この機能は、バイパス空気流から燃焼用空気流（ブースタを介して）を分離することである。スプリッタ及び他の前縁構造体において、氷結事象時に着氷及び剥離容積が最小になるような機械的、化学的、及び熱的特性を有することが望ましい。このことによって、吸い込んだ氷塊による圧縮機ストール及び圧縮機機械的損傷の危険性が最小限にされる。
【０００６】
従来技術のターボファンエンジンは、好ましい氷剥離特性を提供することで知られるチタン製のスプリッタを有する。チタンの不都合な点は、従来処理されているアルミニウムと比較して高価で重量があることである。しかしながら、従来の方法で処理されたアルミニウムは、航空機氷結環境において示される挙動が不十分であると考えられている。従来の方法で処理されたアルミニウムの実施例には、限定ではないが、化成処理及び陽極処理が含まれる。
【０００７】
前縁構造体はまた、例えば、ポリウレタンコーティング又は他の有機コーティングなど、「疎氷性」又は「防氷」コーティングとも呼ばれる公知のコーティングで保護することができる。これらのコーティングは、着氷と保護構成部品との間の付着性を低下させる作用を有する。これらのコーティングは氷剥離特性を改善できるが、その耐腐食性は、飛行中に遭遇する研磨粒子が同伴した空気流のスクラビング作用から前縁構造体を保護するには不十分な場合がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許第２００９／２７２８５０号公報
【発明の概要】
【０００９】
従来技術のこれら及び他の欠点は、着氷力を低減及び／又は修正して、氷放出を促進し、大きな氷片の剥離を低減する疎氷性めっきを有する構成部品を提供する本発明により対処される。
【００１０】
１つの態様によれば、本発明は、（ａ）作動中に空気流に面するよう適合された前縁を定める流路表面を有する本体と、（ｂ）流路表面に形成され、該流路表面に付着した氷塊への応力集中を促進するよう適合された複数の機械的不連続部と、を含む航空宇宙機で使用する前縁構造体を提供する。
【００１１】
本発明の別の態様によれば、ターボファンエンジン用スプリッタは、（ａ）作動中に空気流に面するよう適合された前縁を定める流路表面を有する環状本体と、（ｂ）流路表面に形成され、該流路表面に付着した氷塊への応力集中を促進するよう適合された複数の機械的不連続部と、を含む。
【００１２】
本発明の別の態様によれば、航空宇宙機で使用する前縁構造体は、作動中に空気流に面するよう適合された前縁を定める流路表面と、相対する内側表面とを有する本体を含む。本体は、様々な熱特性を有する複数の部分にセグメント化されて、流路表面に付着した氷塊への応力集中を促進するようにする。
【００１３】
本発明は、添付図面と共に以下の説明を参照することにより最も理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】本発明の１つの態様に従って構成された耐氷結部品を組み込んだ、高バイパスターボファンエンジンにより駆動される航空機の斜視図。
【図２】図１に示すエンジンの概略半断面図。
【図３】図２に示すスプリッタの半断面図。
【図４】図３のスプリッタを前方から後方に見た図。
【図５】図４の線５−５に沿った図。
【図６Ａ】図５の線６−６に沿った図。
【図６Ｂ】図６Ａのスプリッタの変形形態の前方から後方に見た図。
【図７】代替のスプリッタを前方から後方に見た図。
【図８】図７の線８−８に沿った図。
【図９Ａ】図８の線９−９に沿った図。
【図９Ｂ】図９Ａのスプリッタの変形形態の前方から後方に見た図。
【図１０】別の代替のスプリッタを前方から後方に見た図。
【図１１】図１０の線１１−１１に沿った図。
【図１２Ａ】図１１の線１２−１２に沿った図。
【図１２Ｂ】図１２Ａのスプリッタの変形形態の前方から後方に見た図。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
種々の図全体を通じて同じ参照符号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、公知のタイプの民間航空機を示しており、ほぼ管状の胴体１２と、ナセル１８に装着されたターボファンエンジン１６を支持するウィング１４と、水平及び垂直安定板２０及び２２を備えた尾部とを含む。これらの構成部品の各々は、飛行方向に面する湾曲又は翼形部様断面（換言すると、空気力学的前縁）を有する１つ又はそれ以上の露出表面を含む。これらの表面は、本明細書では「前縁構造体」と呼ばれる。本発明は、以下においてガスタービンエンジンの関連で説明しているが、本明細書に含まれる原理はあらゆるタイプの前縁構造体に適用できることは理解されるであろう。
【００１６】
図２に示すように、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とを含む従来の構成部品を含む。コアナセル３６を含むナセル１８の種々の構成部品及びエンジン１６の固定構造体は、協働して矢印「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を定める。
【００１７】
固定管状スプリッタ３８（図３でも分かる）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の流路表面４０は、半径方向外向きに面した部分４１と、半径方向内向きに面した部分４３とを含む。２つの部分は、空気力学的前縁３９によって境界が定められる。１次流路に曝されない内側表面４５は、流路表面４０の反対側に配置される。スプリッタ３８は、上述のような前縁構造体の一実施例である。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積層してもよい。
【００１８】
流路表面４０は、氷剥離特性を改善する目的の１つ又はそれ以上の不連続部を含む。図３から６Ａに示すように、スプリッタ３８は、ほぼ軸方向に整列した溝４２の半径方向アレイが形成されている。一例として、溝の幅「Ｗ」は、約０．３８ｍｍ（０．０１５インチ）から、スプリッタ３８の外周の最大５０％程の大きさとすることができる。図６Ｂは、
流路表面４０’が湾曲した溝４２’を有する僅かに異なるスプリッタ３８’を示している。溝４２’は、作動中に局所的流動場に平行なるように湾曲することができる。図７から９Ａは、流路表面１４０から突出し、ほぼ軸方向に整列した隆起リブ１４２の半径方向アレイを有する代替のスプリッタ１３８を示す。溝４２又はリブ１４２の円周方向の空間「Ｓ」は、氷が相対的に小片に破断するように選択することができる。一例として、この目的においては、円周部周りに分布させた約２４から約１４０個の特徴部が好適と考えられる。図９Ｂは、流路表面１４０’が湾曲したリブ１４２’を有する僅かに異なるスプリッタ１３８’を示している。リブは、作動中に局所的流動場に平行になるように湾曲することができる。異なる方向（軸方向、円周方向、及び各方向の組み合わせ、その他）に延びる溝又はリブの種々のパターンを用いることができる。
【００１９】
図１０から１２Ａは、別の代替のスプリッタ２３８を示しており、該スプリッタの流路表面２４０が実質的に異なる厚みを有し、隣接するセクションが流路表面に垂直な方向（すなわち、図示の実施例では半径方向）にオフセットするようになった交互セクション２４２Ａ及び２４２Ｂを含む。隣接するセクション２４２Ａ及び２４２Ｂ間の描写では、流路表面２４０の不連続部として働くほぼ半径方向に整列した面２４４が示されている。図１２Ｂは、円周方向の厚みにテーパが付けられたセグメント２４２’を流路表面が備えた、僅かに異なるスプリッタ２３８’を示している。隣接するセクション２４２’間の描写では、不連続部として働くほぼ半径方向に湾曲した面２４４’が示されている。面２４４’は、作動中に局所的流動場に平行になるように湾曲することができる。溝又はリブと同様に、描写は、異なる方向（軸方向、円周方向、その他）に延びる種々のパターンで実施することができる。
【００２０】
作動時には、エンジン１０は、氷結条件に曝され、すなわち、水の凝固点付近の温度の湿気が存在することになる。氷塊は、スプリッタ３８を含む前縁構造体上に自然に形成される傾向がある。氷塊が蓄積すると、空気流内に突出して、増大する空気力学的力（抗力）がこれに作用し、最終的にはその一部がスプリッタ３８から剥離するようになる。上述の不連続部が存在することにより、応力集中が促進され、氷塊に機械的応力がもたらされる。この結果として、氷塊片が破断して、他の場合よりも大きさが小さいときに下流方向に剥離することになる。これにより、高圧圧縮機３０における過度の冷却及び異物損傷が回避される。
【００２１】
上述の技法に加えて、又はその代替手段として、合金のタイプ又は厚みの何れかを変更することにより、前縁構造体の熱特性を変えることができる。表面特性及び表面起伏の変更も熱伝達に役立つことができる。同様に、所望の熱変動を得るために、内部（非流路）表面を変えることができる。例えば、上述の局所厚みの変動は、流路表面を不変のまま、内部表面の厚みを付加することによって達成することができる。
【００２２】
以上、氷剥離特性の改善に適合された宇宙航空構造体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範囲から逸脱することなく種々の修正形態を実施できることは、当業者であれば理解されるであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び氷結の最良の形態に関する上記の説明は、例証として提供されたものに過ぎない。
【符号の説明】
【００２３】
３８  固定管状スプリッタ
３９  空気力学的前縁
４０  流路表面
４１  半径方向外向きに面した部分
４２  めっき部
４３  半径方向内向きに面した部分
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図７】
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【図８】
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【図９Ａ】
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【図９Ｂ】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２Ａ】
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【図１２Ｂ】
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