(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン隔室（Ｍｂ）と、高温ガスの一次流（Ｆｐ）用の排気管（２）と、ならびにエンジン装置用のエンジン隔室（Ｍｂ）内の外気の二次流（Ｆｓ）用の入口（Ｅ１）とを備え、エンジン隔室および一次流を冷却するように隔室を換気するために外気の二次流（Ｆｓ）用の入口（Ｅ１ａ、Ｅ１ｂ）が設けられるガスタービンから排気ガスを排出するための方法にして、管（２）が、ガス排気流を共に形成するために決定されるオーバーラップ（Ｌｒ／ｈ）の割合で前記管を取り囲むエジェクタ（３）によって延在され、周囲開口（１）が管（２）とエジェクタ（３）との間に形成される、ガスを排出するための方法であって、エンジン隔室（Ｍｂ）の中に一次流（Ｆｐ）の再吸込みのための領域を形成することができる周囲開口（１）は、少なくとも１つのセクタ（２１；２１ａ、２１ｂ、２１ｃ）を含み、この周囲開口が、このようなセクタ（２１；２１ａ、２１ｂ、２１ｃ）にわたって閉鎖され、管の内側水力直径（Ｄｈｉ）に対する周囲開口高さ（ｈ）の比が、３％≦ｈ／Ｄｈｉ≦１２％であることを特徴とする、ガスを排出するための方法。
【請求項２】
周囲開口が、閉鎖された複数の前記セクタを含み、閉鎖された複数の前記セクタの一つは、閉鎖された複数の前記セクタの別の一つと、直径方向に反対側に延在する、請求項１に記載のガスを排出するための方法。
【請求項３】
ガス流の出口を逸らすためにエルボーを形成するエジェクタ、このエルボーの領域内の排気流の角度の振幅、およびこのエルボーの軸線方向位置が、閉鎖されるべきセクタの角度の振幅と相関する、請求項１または請求項２のいずれかに記載のガスを排出するための方法。
【請求項４】
周囲開口が、エジェクタのエルボーによって形成される外曲率（Ｃｅ）の上流部分（２１）に配置される少なくとも１つのセクタにわたって閉鎖される、請求項３に記載のガスを排出するための方法。
【請求項５】
エンジン隔室と高温ガスの一次流用の排気管とを備える、請求項１から４のいずれか一項に記載の方法を実施するのに適したガスタービン排気アセンブリにして、管が、管とエジェクタとの間に周囲開口を形成する所与の長手方向距離にわたって前記管にオーバーラップするエジェクタによって延在され、外気の二次流用の入口通路が、エンジン隔室を包むエンジンカウリングに配置される、ガスタービン排気アセンブリであって、周囲開口が、実質的に３０°に少なくとも等しいセクタにわたって延在する少なくとも１つの閉鎖部を有することを特徴とする、ガスタービン排気アセンブリ。
【請求項６】
セクタの閉鎖部が、複合材料のストリップの接合と、薄板金属のストリップの溶接と、次いで管に結合されるエジェクタの適切な曲率と、対向する延長部の剛性接続による管へのエジェクタの固定との中から選択される技術を用いてもたらされる、請求項５に記載のガスタービン排気アセンブリ。
【請求項７】
同じ延長部分の２つの閉鎖セクタ（２１ｂ、２１ｃ）が、中間開放セクタ（１ｃ）によって分離され、前記中間開放セクタが、周囲開口（１ｂ）の残部に概ね直径方向に反対側にある、請求項６に記載のガスタービン排気アセンブリ。
【請求項８】
結合された閉鎖セクタのすべて、開口の中断が、実質的に３０°と２７０°との間に延在する、請求項５から７のいずれか一項に記載のガスタービン排気アセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンから排気ガスを排出するための方法、および、またこの方法を実施するのに適した構成を有する管とエジェクタとの間の接続部を有する排気アセンブリに関する。
【０００２】
本発明の分野は、ガスタービン、および、より詳細にはこれらのタービンによって放出されるガスの排気を目的とする手段に関する。
【背景技術】
【０００３】
ヘリコプタのエンジンは、従来、ガス流に、燃焼室に噴射される圧力下の燃料および空気の混合気からかなりの運動エネルギーを供給する、ガス発生器（圧縮機、燃焼室、およびタービンのアセンブリ）と、ギアトレーンを介して出力軸に機械的動力を届けるためにガス流によって回転駆動されるタービンとを備える。
【０００４】
出力タービンと呼ばれるこのタービンは、エジェクタによってそれ自体延在される排気管に結合され、アセンブリは、低レベルでフリータービン出口の静圧を維持し、かつ全圧の損失を制限するよう意図されている。したがって、フリータービンの出力および排気アセンブリは改良され、出力軸に伝達される機械的動力が増大される。さらに、エジェクタは、ヘリコプタのビームまたはロータからガス流出口を逸らすために湾曲され得ることが有利である。
【０００５】
ヘリコプタおよびエンジンアセンブリの動作状態にかかわらずエンジンＭの装置（ポンプ、オルタネータ、電装筐体、等）を換気し冷却するために、図１の概略断面図は、エンジンカウリングＭｃの入口通路Ｅ１ａ、Ｅ１ｂを介して周囲圧力の外部から生じ、かつエンジン隔室Ｍｂ内で循環する外気の二次流Ｆｓの利用を示している。二次流Ｆｓは、エンジンＭに沿って、かつまた一次管２に沿って流れる。ガスタービンの後端において、これらの流れＦｓは、管２の下流側端部と、ある距離を置いて前記管を取り囲むエジェクタ３の上流側端部との間で、周囲開口１を通して少なくとも一部分は吸い込まれる。二次流Ｆｓは、コーン４の周りで管２から出て行く高温一次流Ｆｐの駆動効果によって、およびまたエジェクタ３の形状によって生成される負圧の効果によって生成される。エジェクタ３の上流側端部の形状は、これらの２つの効果によって生成される二次流の吸込みの安定性を増進する。エジェクタ３の上流側端部のホーン形状は、これの１つの例である。
【０００６】
エジェクタの公称機能は、このエジェクタ３と管２との間に形成される開口１を通して外気の吸込みを可能にすることである。しかしながら、いくつかのエンジン速度（離陸、移行段階、探索および救出状態、着陸、等）において、およびいくつかの飛行状態においては、高温一次空気Ｆｐは、逆方向にこの開口１を通過する場合があり、次いで、エンジン隔室Ｍｂに向かって、矢印Ｆｒの方向に部分的に追い返される。
【０００７】
この場合は、エンジン隔室Ｍｂおよび装置は、冷却されるどころか加熱される。加えて、吸い込まれた二次外気の流れが、次いで低減され、その結果として、排気出口における一次流の高温ガスの冷却が弱められる。
【０００８】
さらに、タービンの出口における空気の旋回が、周囲開口１を通して二次流ＦＳに吸い込まれる空気の旋回をもたらす。これは、周囲開口１を通して逆流を生じることがある外乱に関して考慮されるべき付加的現象である。その目的が下流の運動量を増加することによってこの逆流を低減することである、周囲開口を通過する流れを真っ直ぐにするための手段が知られている（欧州特許第１７８０１２４号明細書）。しかしながら、これらの手段は、エンジンの速度のすべてにおいて結果を保証するものではなく、エジェクタ３が湾曲される場合には取り付けることが困難な場合がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】欧州特許第１７８０１２４号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
本発明は、上記で説明した周囲開口を介した高温一次空気の逆流を防止することを目的にしている。これを行なうために、本発明は、一次流がエンジン隔室の中に逆流することを防止するために、この周囲開口を部分的に閉鎖することを提供する。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
より正確には、本発明は、一次高温ガス流用の排気管を用いてガスタービンから排気ガスを排出するための方法に関し、ガスタービンは、エンジン装置用のエンジン隔室を備え、排気で混合することによってエンジン装置および一次ガス流を冷却するように、エンジン隔室を換気するために外気の二次流用の入口が設けられる。管は、ガス排気流を共に形成するためにオーバーラップの所定の割合で前記管を取り囲むエジェクタによって長くされる。周囲開口は、管とエジェクタとの間に形成される。エンジン隔室の中に一次流の再吸込みのための領域を形成することができる周囲開口の少なくとも１つのセクタの中心での位置および角度は、管の入口での空気の旋回および速度と、排気流およびエンジン隔室の幾何学形状と、また一次流を冷却するための二次流の入口の幾何学形状および位置とから成るパラメータから、二次流と一次流との間の相互作用の相関によって決定される。次いで、前記周囲開口は、このような方法で画定された角度セクタにわたって閉鎖される。
【００１２】
好ましい実施形態によれば、
−  管の内側水力直径に対する周囲開口高さは、一次流の再吸込みを防止するために、上記のように空気の旋回および速度、排気幾何学形状、ならびに二次流の幾何学形状から成る同じパラメータを基礎として決定され、
−  周囲開口は、エンジン隔室の少なくとも１つの二次流入口に少なくとも部分的に直径方向に反対側に延在する少なくとも１つの角度セクタにわたって閉鎖され、
−  ガス流の出口を逸らすためにエルボーを形成するエジェクタ、このエルボーの領域内の排気流の角度の振幅、およびこのエルボーの軸線方向位置は、閉鎖されるべきセクタの角度の振幅と相関し、
−  この最後の場合において、周囲開口は、エジェクタのエルボーによって形成される外曲率の上流部分に配置される少なくとも１つの角度セクタにわたって閉鎖される。
【００１３】
本発明は、同様に、エンジン隔室と高温ガスの一次ガス流用の排気管とを備える、上記方法を実施するのに適したガスタービン排気アセンブリに関する。このアセンブリにおいては、管は、管とエジェクタとの間に周囲開口を形成する所与の長手方向距離にわたって前記管にオーバーラップするエジェクタによって延在される。二次外気流用の入口通路が、エンジン隔室を包むエンジンカウリングに配置される。周囲開口は、実質的に３０°に少なくとも等しい角度セクタにわたって延在する少なくとも１つの閉鎖部を有する。
【００１４】
有利な実施形態によれば、
−  角度セクタの閉鎖部は、複合材料のストリップの接合と、薄板金属のストリップの溶接と、次いで管に結合されるエジェクタの適切な曲率と、対向する延長部の剛性接続による管へのエジェクタの固定との中から選択される技術を用いてもたらされ、これらの解決策は、その上流側端部でエジェクタを保持するための取り付けタブの使用を回避するという利点を有し、これは、開いたままでいる周囲開口を閉鎖し、
−  同じ延長部分の２つの閉鎖セクタが、中間開放セクタによって分離され、前記中間開放セクタは、周囲開口の残部に概ね直径方向に反対側にあり、
−  ２つの閉鎖セクタは、３０°と９０°との間の範囲にわたって延在し、中間開放セクタは、３０°と６０°との間の範囲にわたって延在し、
−  結合された閉鎖セクタのすべて、開口の中断が、実質的に３０°と２７０°との間に、好ましくは６０°と１８０°との間に延在し、
−  開放セクタの数は、多くても５に等しい。
【００１５】
本発明の他の詳細、特徴、および利点は、添付の図面に関連して、限定されるものではない次の説明を読むと明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】（既に言及した）先行技術によるガスタービンの後端の一部長手方向横断面の概略図である。
【図２】本発明によるこの管／エジェクタ開口の局所的な閉鎖部の一例を有する管と湾曲エジェクタとの間の周囲開口の側面図である。
【図３ａ】本発明によるそれぞれ１つおよび２つの閉鎖セクタを形成するためにエジェクタと管との間の結合を有する管／エジェクタのオーバーラップの領域での横断面の概略図である。
【図３ｂ】本発明によるそれぞれ１つおよび２つの閉鎖セクタを形成するためにエジェクタと管との間の結合を有する管／エジェクタのオーバーラップの領域での横断面の概略図である。
【図４】管とエジェクタとの間の開放セクタの領域に配置される長手方向横断面の概略図である。
【図５】一次流の冷却用の二次流の入口の位置に応じた開口の閉鎖断面の位置の一例についての図１によるガスタービンの後端の一部長手方向横断面の図である。
【図６】エジェクタが湾曲される場合の開口の閉鎖断面の位置の一例についての図１によるガスタービンの後端の一部長手方向横断面の図である。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
本説明において、用語「長手方向の（ｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌ）」は、ガスタービンの中心線に沿うことを意味し、用語「横断する（ｔｒａｎｓｖｅｒｓｅ）」は、この軸線に対して直交として定義され、用語「半径方向の（ｒａｄｉａｌ）」は、この軸線から横断面に延在することを意味する。用語「上流の」および「下流の」は、管の中へのそれらの最終排出まで、ガスタービンの長手方向軸線に沿った空気流の流れ方向全体に関係する。示された例では、ヘリコプタは、ガスタービンによって推進される。さらに、同一の参照符号は、これらの要素が説明される通路を指している。
【００１８】
図２の周囲開口１の側面図を参照して、ガスタービンの管２と湾曲エジェクタ３との間のこの開口１の局所的な閉鎖部の一例が示されている。この閉鎖部は、管２に、およびこの端部のホーン形状の隆起縁部を形成するエジェクタの上流側端部３０の領域のエジェクタ３に取り付けられる部分２０によってもたらされる。該部分は、薄板金属または複合材料で作られてもよい。任意の適切な剛性接続手段が使用されることができ、すなわち溶接、接合、等である。
【００１９】
その例においては、閉鎖部分２０は、実質的に１２０°に等しい角度セクタにわたって延在する。図３ａおよび図３ｂにより示される実施形態の他の例によれば、閉鎖断面２１は、およそ１８０°の単一のセクタ２１ａにわたって（図３ａ）、または６０°に等しい中心Ｃでの角度をそれぞれ有する２つのセクタ２１ｂおよび２１ｃにわたって（図３ｂ）それぞれ延在し得る。閉鎖セクタ２１ａおよび２１ｂ−２１ｃは、開放セクタ１ａおよび１ｂ−１ｃによって補完される。
【００２０】
図３による例においては、閉鎖セクタ２１ｂおよび２１ｃは、同じ延長部分を有し、およそ６０°に等しい中心Ｃでの角度を有する中間開放セクタ１ｃによって分離され、前記中間開放セクタは、およそ１８０°の中心での角度を有する中間セクタ１ｃよりも大きな振幅の周囲開口１ｂの残部に全体として直径方向に反対側にある。より正確には、開放セクタ１ａ、１ｂおよび１ｃは、後に説明されるように、外気の二次流の入口の位置に従って方向付けられる半径方向軸線ｘ’ｘの周りに対称的に延在する。
【００２１】
さらに、管／エジェクタの配置は、管２とエジェクタ３との間の開放セクタの領域において軸線Ｙ’Ｙに沿った長手方向横断面において図４に示される幾何学形状を有する。２つの相対的特性は、この幾何学形状を基礎として決定されることが有利であり、
−  管をエジェクタから半径方向に分離する高さ「ｈ」に対する、エジェクタ３の縁部３０と管２の端部との間のオーバーラップの長さ「Ｌｒ」は、
１≦Ｌｒ／ｈ≦１５
であり、
−管２の内側水力直径「Ｄｈｉ」に対する高さ「ｈ」の開口の量は、
３％≦ｈ／Ｄｈｉ≦１２％
である。
【００２２】
より一般的には、周囲開口のセクタの中心での位置および角度は、フリータービン１２（図１）の入口での空気の旋回および速度と、排気流およびエンジン隔室Ｍｂの幾何学形状と、また二次流の入口Ｅ１ａおよびＥ１ｂの幾何学形状および位置とから成るパラメータから、二次流Ｆｓと一次流Ｆｐとの間で、たとえばデジタルツールを用いてモデリングすることによって相互作用の相関によって決定される。その結果、前記周囲開口は、このような方法で画定された角度セクタにわたって閉鎖される。
【００２３】
周囲開口１の閉鎖断面２１の配置の一例が、ガスタービンの後端に関して、図５の一部長手方向横断面の図を参照して提示されている。閉鎖断面２１は、管２にこの場合結合されるエジェクタ３の上流側端部３ａから「連続的に」適切な曲率で延在する。この例では、二次流Ｆｓの最後の空気入口通路Ｅ１ｂは、管２とエジェクタ３との間の開口１の中にこれらの二次流Ｆｓの吸込みと半径方向に同じ領域に配置される。断面２１は、この場合はエンジン隔室ＭｂのエンジンカウリングＭｃを通して二次流Ｆｓの空気入口通路Ｅ１ｂと半径方向に反対側に配置される。
【００２４】
一般に、「連続」形または類似物の接続部は、特に閉鎖セクタが１８０°よりも以上にわたって延在する場合に、管とエジェクタとの間で固定用タブを除去することができるという利点を有する。
【００２５】
図６の一部長手方向横断面の図を参照して、ガスタービンの後端は、湾曲エジェクタ３を備えている。閉鎖断面２１は、エジェクタのエルボー３３によって形成される外曲率Ｃｅの上流部分に配置される角度セクタにわたって延在する。
【００２６】
本発明は、説明され示された実施形態に限定されるものではない。特に、他の構成が、一次流を冷却するために二次流をエンジン隔室に案内するように考えられ得る。
【００２７】
さらに、フリータービン出口での空気の旋回は、管入口での空気の旋回を決定するための基本パラメータである。排気ガスの流れの幾何学形状は、特に、少なくとも部分的に軸線方向に対称である管の流路の構成に、および排気流の分岐または障害物の存在および数に依存する。管およびエジェクタは、いくつかのエルボーを備えることができ、同様に、エルボーの数および位置は、考慮されるべき要因であり得る。加えて、パラメータとしてエンジン隔室の幾何学形状に関しては、隔室内の障害物の、および二次流と接触する壁の存在、ならびに二次流の入口の数、位置、および構成を考慮に入れることが有用であり得る。
【図１】
0006423718.tif 000002
【図２】
0006423718.tif 000003
【図３ａ】
0006423718.tif 000004
【図３ｂ】
0006423718.tif 000005
【図４】
0006423718.tif 000006
【図５】
0006423718.tif 000007
【図６】
0006423718.tif 000008