(57)【要約】【課題】　ターボファンエンジン（１０）の内部表面上への着氷を防止するか又は該内部表面から氷を除去するためのシステム及び方法が提供される。【解決手段】　ターボファンエンジン（１０）のブースタ圧縮機と組み合わされたスプリッタ領域（１８）が、特定される。このスプリッタ領域（１８）は、入口着氷条件に曝されるターボファンエンジン（１０）の内部の表面を有する。樹脂体（２６）が、スプリッタ領域（１８）の前縁に沿って成形され、電気コイル（２４）が樹脂体（２６）の内部に設置されて、着氷条件の間にスプリッタ領域（１８）上への氷の堆積を防止するか又は該スプリッタ領域（１８）から氷を除去する。【選択図】　　　図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボファンエンジン（１０）の内部表面上への着氷を防止するか又は該内部表面から氷を除去するためのシステムであって、
　入口着氷条件に曝されるターボファンエンジン（１０）内部の表面を有する、該ターボファンエンジン（１０）のブースタ圧縮機と組み合わされたスプリッタ領域（１８）と、
　前記スプリッタ領域（１８）の前縁に沿って成形された樹脂体（２６）と、
　前記樹脂体（２６）の内部に設置されて、着氷条件の間に前記スプリッタ領域（１８）上への氷の堆積を防止するか又は該スプリッタ領域（１８）から氷を除去する加熱手段（２４）と、
を含むことを特徴とするシステム。
【請求項２】
複数の電気コイル（２４）が、前記スプリッタ領域（１８）の形状にほぼ沿うように配置されていることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
前記加熱手段（２４）が、成形ゴム内に挟持されていることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
【請求項４】
前記加熱手段（２４）が、制御された温度での連続的な加熱をもたらすことを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
【請求項５】
前記加熱手段（２４）が、制御された温度での間欠的な加熱をもたらすことを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
【請求項６】
ターボファンエンジン（１０）の内部表面上への着氷を防止するか又は該内部表面から氷を除去する方法であって、
　入口着氷条件に曝されるターボファンエンジン（１０）内部の表面を有する、該ターボファンエンジン（１０）のブースタ圧縮機と組み合わされたスプリッタ領域（１８）を特定する段階と、
　前記スプリッタ領域（１８）の前縁に沿って樹脂体（２６）を成形する段階と、
　前記樹脂体（２６）の内部に加熱手段（２４）を設置して、着氷条件の間に前記スプリッタ領域（１８）上への氷の堆積を防止するか又は該スプリッタ領域（１８）から氷を除去する段階と、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項７】
加熱手段（２４）を設置する前記段階が、複数の電気コイル（２４）を設置する段階を含むことを特徴とする、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
複数の電気コイル（２４）を設置する前記段階が、前記スプリッタ領域（１８）の形状にほぼ沿うように該複数の電気コイル（２４）を配置する段階を更に含むことを特徴とする、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記加熱手段（２４）が、制御された温度での連続的な加熱をもたらすことを特徴とする、請求項６に記載の方法。
【請求項１０】
前記加熱手段（２４）が、制御された温度での間欠的な加熱をもたらすことを特徴とする、請求項６に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
　本発明は、ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、該ガスタービンエンジン内の除氷に関する。
【背景技術】
【０００２】
　飛行中及び／又は着地している間、あらゆる航空機は、該航空機の翼形部及び他の表面上に着氷を生じる大気条件に遭遇する可能性がある。堆積した氷が除去されない場合、この堆積した氷により、着氷した構成部品の空気力学的輪郭が変化し、エンジンの空気力学的性能に悪影響を及ぼす可能性がある。従って、航空機エンジンは、連邦航空局の要求基準に適合するように、着氷環境において作動する能力を示すことが必要となる。
【０００３】
　従来は、氷の堆積は、この堆積が生じる圧縮機翼形部を表面粗さが増すように構成して氷が剥がれることにより生じる問題を回避するか又は最少にすることにより、対処されてきた。民間用エンジンでは、スラスト制約条件からはずれることなく飛行中のアイドリング速度又は地上でのアイドリング速度を高めることにより、氷の堆積により生じる一部の運転性の問題を解消することが可能であった。しかしながら、技術の進歩により、民間用エンジンは次第により高いバイパス比を達成するようになってきており、それに対応して、より多くのエンジン空気流量が、対処しなければならない堆積量を増大させることになるので、運転性の問題の一部は、過去に遭遇したものよりもっと厳しくなってきている。
【０００４】
　その上に、より遅い回転速度で運転する更に大きいファンブレードが、最新技術の複合材料で設計されるようになってきた。遅いファン速度は、一部の着氷条件において、より多くの氷の堆積を許すことになる。
【０００５】
　ブースタ翼形部上への氷の堆積を減少させる１つの方法は、特許文献１に開示されているように、入口案内羽根（ＩＧＶ）に対する加熱を行うことである。高圧圧縮機からの高温空気を、中空のＩＧＶを通して流すようにすることができる。しかしながら、中空のＩＧＶは、厚さが増大しがちである。このような構成の防氷システムは良好に作用するが、より厚い中空のＩＧＶにより幾らかの性能低下となる可能性がある。
【０００６】
　入口案内羽根を通して空気を循環させることに代わる別の形態は、特許文献１にも開示されているように、除氷のためにマニホルドを通してスプリッタ・ノーズから出るように流される圧縮機ブリード空気を用いることである。しかしながら、ブースタスプリッタの前縁を除氷するのに用いられるブリード圧縮機空気の量は、これまではエンジンサイクルに対する必要な性能低下であると考えられている。この低下は、環境空気を加圧するために圧縮機により該環境空気に対してなされた仕事の結果であり、それによってスプリッタ・ノーズから氷を解かして除去するが、その仕事はその後スラストを生成するためにターボ機械構成部品により用いられない。
【特許文献１】米国特許6561760号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
　従って、中空のＩＧＶの厚さを増大させることによる全体的な空気力学的圧力損失を増大することなく、航空機に対する脅威である氷を効果的に減らす防氷技術を提供することは望ましいことである。
【０００８】
　本発明は、航空機エンジンの内部表面に対する脅威である氷を減らし、中空の入口案内羽根の必要性、及び／又はブースタスプリッタの前縁表面を除氷するための内部の重くかつ複雑な配管系を用いることの両方を排除する。本発明は、圧縮機空気を用いる必要性、このような空気を用いることに関連する性能の不利益、及びシステム重量が増す嵩高い弁を排除するという付加的な利点を有する。本発明は、従来のターボファンエンジン内の前縁近くのブースタスプリッタ・リップ内に編み込まれた電気コイルを用いて、エンジン内部の表面上への氷の堆積を減少させる。
【０００９】
　従って、本発明は、航空機エンジンの内部表面上への着氷を防止するか又は該内部表面から氷を除去するためのシステム及び方法を提供する。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
　本発明を、その更なる目的及び利点と共に好ましくかつ例示的な実施形態により、添付の図面に関連してなされる以下の詳細な説明においてより具体的に説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
　図１を参照すると、対応する運行の飛行エンベロープ範囲内での離陸からの飛行、高度での巡航、降下、及び着陸において航空機（図示せず）に動力を供給するように構成された高バイパス型ターボファンガスタービンエンジン１０の１部分が示されている。エンジンは、長手方向すなわち軸方向中心軸線１２を中心に軸対称であり、その前端部に環境空気１４を受け入れるための入口を含む。環境空気１４は、最初にファンロータブレード１６の列に当たる。ファンブレードからの吐出空気は、環状のスプリッタ・ノーズ１８により同心に分割されて、スプリッタを囲む環状のバイパスダクト２０とスプリッタの内側に配置された低圧又はブースタ圧縮機２８とを通して別々に流れるようになる。
【００１２】
　図１に示すエンジンの基本構成は、従来のものと変わりはないが、本発明の場合には、合衆国において長年にわたり民間業務で用いられてきた。バイパスダクト２０は、部分的に示されている通常のナセルにより囲まれており、ストラット及びバイパス出口案内羽根の列により支持される。
【００１３】
　例示的な実施形態では、電気ヒータ２２のような加熱手段が、圧縮機の防氷ブリード空気４８の代わりに、ターボファンエンジン内部の表面用の除氷装置として用いられることができる。具体的には、スプリッタ表面に氷が堆積するのを防止するために、電気コイル２４が提案される。電気コイルは、スプリッタの前縁の形状にほぼ成形された樹脂体２６の内部に設置さることができる。
【００１４】
　ブースタ圧縮機２８は、圧縮機に流入するようにファンブレードから吐出された空気の内側部分を最初に受け入れる、従来の構成の入口案内羽根（ＩＧＶ）の列を含む。本発明の構成の場合には、中空の、従ってより厚さのあるＩＧＶの必要性、及びＩＧＶ表面又はブースタスプリッタ前縁から氷を解かすために圧縮機空気を用いることが排除され、電気ヒータを用いて、結果として生じていた空気力学的性能の不利益なくスプリッタ表面上への氷の堆積を防止する。
【００１５】
　図２は、スプリッタ・ノーズ１８におけるブースタ圧縮機の１部分をより詳細に示す。スプリッタ・シェル３４は、単体構造の部材でスプリッタ・ノーズ１８と一体に形成され、該単体構造の部材は、協働するシュラウド３２及び環状のマニホルド３６を形成する。ＩＧＶ３０は、周囲の環状のシュラウド３２に固定取付けされかつ該環状のシュラウド３２により支持されることが好ましいが、その羽根はこの例示的な実施形態では調節可能ではない。ＩＧＶの列の半径方向内側端部は、図１に示すように内側バンドに適当に取付けられる。電気コイル２４は、スプリッタ上へのいかなる着氷も解かすためにスプリッタの形状にほぼ沿うように配置される。高温空気を流すことは、空気４８をスプリッタ領域にブリードするための弁４６を用いて制御装置６０によって行われることができる。
【００１６】
　スプリッタ・ノーズ１８及びＩＧＶ３０の前縁は、飛行エンベロープでの一部の着氷条件の間に、ファン空気１４によって運ばれる水分による着氷に曝される。一般的に、着氷条件は、２４，０００フィートより低い高度において氷点より低い温度で起こる。このような運転状態では、本発明を導入することがなければ氷がスプリッタ・ノーズ及びＩＧＶ上に形成され堆積する可能性がある。
【００１７】
　より具体的には、エンジンの飛行エンベロープ内の着氷条件の間における氷の堆積又は形成を減少させ、排除し又は防止するためにブースタ圧縮機のスプリッタ領域内に、防氷システム及び方法が導入される。図２及び図３に示すように、樹脂体２６が、スプリッタ・ノーズ１８の輪郭のある前縁に沿って成形される。典型的な実施形態では、ブースタスプリッタ・リップは、空気力学的要件を満たすような複合曲面を備える三次元形状である。本発明の好ましい実施形態によると、非金属ハニカムを備える市販の高温エポキシ樹脂のハイブリッド強化システムが、用いられる。成形は、クリーンルーム状態において従来のハンドレイアップ技術により行われ、次にオートクレーブ硬化処理が行われる。樹脂・フィラー／ハードナー・システムは、市販の材料から開発されたものであるが、高温作動特性を作り出す。一般にプリプレグとして知られている樹脂含浸繊維は、樹脂配合、プリプレグ製造、及び貯蔵管理を完全に制御できる特別な無溶剤プロセスを用いて市販用として製造される。レイアップの形態のセラミック繊維は、火災バリア要件を満たす能力をもたらすことができる。従って、この樹脂体は、電気コイルにより生成された必要な熱に耐えることができる。
【００１８】
　高温ブリード空気の意図した温度に耐えるような適当な金属でスプリッタ・シェル及びノーズを形成することができるので、万一制御弁４６が故障した場合にも、高温ブリード空気によりスプリッタ組立体が損傷されることはない。スプリッタ・シェル３４から後方に配置された典型的な音響ライナすなわち外殻６２は、ブリード空気から物理的に分離することによって該ブリード空気の高温から保護される。
【００１９】
　電気コイル２４は、樹脂体２６の内部に設置されて、スプリッタ上への氷の堆積を防止する。電気ヒータは、制御された区域加熱を行うような特殊な輪郭にされた抵抗合金の打ち抜きシートから作られることができる。その両側を成形されたゴムで挟持することにより、発熱体が保護され、金属スプリッタ・リップに確実に付着される。統合防氷システムには、電子制御装置及び一体形ヒータを備える複合構造体が組み込まれている。防氷システムは、制御された温度で連続的な加熱をもたらし、特に着氷しやすいスプリッタ・リップにおける着氷を防止し、エンジンが氷を吸い込むことを防止する。ヒータ要素は、航空機の補助電源装置により電力が供給される。解けた氷は、エンジンの温度次第で液状水分又は蒸気としてブースタを通って流れる。コイル２４は、スプリッタ・ノーズ領域１８に対して制御された温度での、防氷するための連続的な加熱をもたらすように又は防氷のための間欠的な加熱をもたらすように制御されることができる。加熱コイルによりもたらされる温度範囲は、入口空気流量及びエンジンのバイパス比に応じて変化する。着氷の激しさは、空気速度及び入口温度で変化するものであるので、電気コイル２４の制御された温度は、本発明により必要な防氷又は除氷能力を与えるために、華氏１５度から１５０度の間で変化させることが可能である。
【００２０】
　本発明の防氷及び除氷システムと方法との特別な利点は、ＩＧＶ３０を通して高温のブリード空気を半径方向に流す必要がなく、該ＩＧＶ３０が空気力学的に薄くかつ剛性があるままの状態にできることである。従って、ＩＧＶ３０の空気力学的形状を一般的に比較的薄い輪郭又は厚さを必要とする形状に最適化することにより、該ＩＧＶ２４の最大空気力学的効率を得ることができる。ＩＧＶの薄い輪郭は、防氷目的のためにＩＧＶ内部に内部通路が設けられた場合には、可能ではない。その上に、ブースタスプリッタ又はＩＧＶ表面から氷を解かして除去するための圧縮機ブリード空気は全く必要とされず、エンジンの性能を向上させる。
【００２１】
　本発明を、好ましくかつ例示的な実施形態を参照して説明してきたが、本発明の技術的範囲から逸脱することなく様々な変更を加えまた等効物でその要素を置き換えることができることは、当業者には理解されるであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】飛行中の航空機に動力を供給するための高バイパス型ターボファンガスタービンエンジンの１部分の軸方向断面図。
【図２】本発明による除氷装置としてスプリッタ・ノーズの周りに巻かれた加熱コイルを示す、図１に示されたブースタ圧縮機とファンのバイパスダクトとの間のスプリッタの拡大軸方向断面図。
【図３】スプリッタ・ノーズの周りに巻かれた加熱コイルを示す、図２に示されたスプリッタ・ノーズの拡大部分図。
【符号の説明】
【００２３】
　１４　環境空気
　１８　スプリッタ・ノーズ
　２２　電気ヒータ
　２６　樹脂体
　３０　入口案内羽根（ＩＧＶ）
　３２　シュラウド
　３４　スプリッタシェル
　４８　圧縮機の防氷ブリード空気
　６２　音響ライナ
【図１】
2004124947.tif 000003
【図２】
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【図３】
2004124947.tif 000005