ガスタービンエンジンにおけるブリード通路用のブリード構造体
本発明は、ガスタービンエンジンにおけるブリード通路用のブリード構造体であって、通路用の開口部の第１側部を画定する第１壁部分（１８）と、開口部の第１側部と反対の第２側部を画定する第２壁部分（１９）とを有するブリード構造体に関する。第１及び第２壁部分（１８、１９）は、該開口部の延出方向において異なった位置で終端する。
【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おけるブリード通路用のブリード構造体であって、通路用の開口部の第１側部を画定する第１壁部分と、開口部の第１側部と反対の第２側部を画定する第２壁部分とを有するブリード構造体に関する。ブリード構造体はガスタービンエンジン内に、第１壁部分がブリード通路開口部の上流側に位置し、第２壁部分が開口部の下流側に位置するように配置されることが意図される。
【背景技術】
【０００２】
ブリード構造体は、静止ガスタービンエンジンに使用されることができるが、航空機ジェットエンジン用に特に有利である。ジェットエンジンとは、比較的低速で空気を受け入れ、燃焼によってそれを加熱し、はるかにより高速でそれを発射するさまざまなタイプのエンジンを含むものとする。ジェットエンジンという表現には、たとえばターボジェットエンジン及びターボファンエンジンが含まれる。本発明はターボファンエンジンについて以下に説明されるが、もちろん、他のエンジンタイプにも使用されるであろう。
【０００３】
ターボファンタイプの航空機ガスタービンエンジンは一般的に、前側ファン及びブースタ圧縮機と、中間コアエンジンと、後側低圧出力タービンとを有する。コアエンジンは、高圧圧縮機と、燃焼器と、高圧タービンとを直列関係に有する。コアエンジンの高圧圧縮機及び高圧タービンは、高圧シャフトによって相互連結されている。高圧圧縮機、タービン及びシャフトは、実質的に高圧ロータを形成する。高圧圧縮機を回転駆動し、それにより、コアエンジンに入った空気を比較的高圧まで圧縮する。次に、この高圧空気を燃料と燃焼器内で混合して点火し、それにより、高エネルギガス流を形成する。ガス流は、後方へ流れて高圧タービンを通過し、それと高圧シャフトとを回転駆動し、その高圧シャフトが次に、高圧圧縮機を回転駆動する。
【０００４】
高圧タービンから出るガス流は、第２の低圧タービンを通って膨張する。低圧タービンは、低圧シャフトを介してファン及びブースタ圧縮機を回転駆動し、これらのすべてが低圧ロータを形成する。低圧シャフトは、高圧ロータを貫通している。生成される推力のほとんどが、ファンによって発生する。
【０００５】
航空機エンジンに流入する空気流の一部は、内側の主ガスダクトに入り、それが空気を圧縮機に案内し、また流入空気流の一部は、外側の補助ガスダクト（ファンダクト）に入り、その内部をエンジンバイパス空気が流れる。
【０００６】
既知の航空機エンジンでは、主ガスダクト及び補助ガスダクト間にブリード通路が延在している。既知の構造では、可変ブリード通路システムが、空気を主ガスダクトから補助ガスダクトへブリードするように適応されている。一定の作動状態では、圧縮空気が、主ガスダクトからブリード通路を経てブリードし、補助ガスダクト内の高速ガス流内に導入される。
【０００７】
ブリード空気がエンジンの安定性又は効率に悪影響を与える、又は振動問題を発生させる危険がある。ブリード空気がファンダクト内でガス流に出会うとき、小さいエアクッションが発生し、これにより、出口の前端部の圧力が局部的に増加する。この増加圧力により、ブリードガス流の分布が不均一になり、これは損失をもたらす。より具体的に言うと、エンジンの軸方向に所定の広がりを持つ出口の場合、ブリードガスは、出口の下流側端部では、出口の小部分を通ってガスダクトに流入するだけであろう。
【発明の開示】
【０００８】
本発明の目的は、ガスタービンエンジン用のブリード構造体であって、エンジンの作動に悪影響を与えないか、少なくとも悪影響を最小限に抑えながら、有効ブリードを得るための状態を生じる、ブリード構造体を達成することである。より具体的に言うと、本発明は、空気を取り出すガスダクト内、及び／又はブリード空気を導入するガスダクト内のガス流に大した悪影響を与えることなく、ブリード通路内の流れ分布を改善することを目的とする。
【０００９】
この目的は、第１及び第２壁部分が、ブリード通路開口部の延在方向において異なる位置で終端することで達成される。したがって、第１及び第２壁部分は、ブリード通路内においてブリード流の方向で異なる位置で終端する。言い換えると、第１及び第２壁部分は、開口部を画定する壁に平行な平面に対して垂直方向に異なる位置で終端する。
【００１０】
ブリード通路出口でのそのような開口部構造は、ブリード通路内のガス流内により好都合な圧力分布を得るための状態を生じる。同様に、ブリード通路入口でのそのような開口部構造は、ブリード通路内により好都合な圧力分布を得るための状態を生じる。
【００１１】
開口部構造は、ブリード貫通流を十分な程度に、且つ意図した方向に確保するために、圧縮機部分及び補助ガスダクト（ファンダクト）間で圧力差が小さい、主ガスダクト及び補助ガスダクト間のブリードの用途に特に有利である。開口部構造は、ブリード開口部用に利用可能な空間が限定されている用途で、さらに有利である。
【００１２】
本発明の好適な実施形態によれば、ブリード通路出口の場合、上流壁部分が、上記ブリード通路開口部と向き合ってガスダクトを画定する壁に対して下流側の壁部分より近い位置で終端する。その場合、導入されたブリードガスの速度は、ガスタービンの軸方向において出口である程度は均一化されることができ、従来技術の場合より多くのブリード流を導入することができる。言い換えると、ブリードガスは、出口のより大きい部分を通ってガスダクトに流入するであろう。
【００１３】
したがって、本発明の好適な実施形態によれば、第１及び第２壁部分の一方が、構造体の隣接面に比べて隆起している。出口でのこの開口部構造は、大きいブリード空気流をガスダクトに導入するための状態を生じる。
【００１４】
本発明のさらに好適な実施形態によれば、第１及び第２壁部分の他方は、構造体の隣接面と面一である。出口でのこの開口部構造は、ブリード空気を導入するガスダクト内の通過ガス流に大した悪影響を与えないための状態を生じる。
【００１５】
本発明のさらなる好適な実施形態によれば、第１及び第２壁部分の一方が、構造体の隣接面に比べて下がっている。入口でのこの開口部構造は、ブリード空気を抜き出すガスダクト内の通過ガス流に大した悪影響を与えないための状態を生じる。
【００１６】
本発明のさらなる好適な実施形態によれば、上記第１及び第２壁部分の少なくとも一方から隣接のガスダクト壁への移行部が平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。移行部分は好ましくは平滑で連続し、ほぼ平坦である。
【００１７】
本発明のさらなる好適な実施形態によれば、通路内のガス流を案内するために、それは上記ブリード通路開口部内に少なくとも１つのエーロフォイルを有する。エーロフォイルにより、ブリード空気をブリード通路へ／ブリード通路から所望方向に案内することができる。さらに、エーロフォイルは、設定された軸方向距離内でブリード流をより大きく偏向させるための状態を生じる。
【００１８】
本発明のさらなる有利な実施形態及びさらなる利点は、以下の詳細な説明及び特許請求の範囲から明らかになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
以下に、添付図面に示された実施形態を参照しながら本発明を説明する。
【００２０】
ターボファンガスタービン航空機エンジン１について本発明を以下に説明し、これは、図１では、エンジン長手中心軸２を中心に描かれている。エンジン１は、外側ケーシング３又はナセルと、内側ケーシング４と、中間ケーシング５とを有し、中間ケーシングは最初の２つのケーシングに対して同心状であって、それらの間の隙間を、空気圧縮用の内側主ガスダクト６と、エンジンバイパス空気が流れる補助ダクト７とに分割している。したがって、ガスダクト６、７の各々は、エンジン長手中心軸２に対して垂直な断面において環状である。
【００２１】
エンジン１は、周囲空気９を受け取るファン８と、主ガスダクト６内に配置されたブースタ又は低圧圧縮機（ＬＰＣ）１０及び高圧圧縮機（ＨＰＣ）１１と、燃料を高圧圧縮機１１によって加圧された空気と混合して燃焼ガスを生成する燃焼器１２とを有し、燃焼ガスは、下流に向かって高圧タービン（ＨＰＴ）１３及び低圧タービン（ＬＰＴ）１４を通過して、燃焼ガスは低圧タービン１４からエンジン外へ排出される。
【００２２】
高圧シャフトが、高圧タービン１３を高圧圧縮機１１に結合し、それにより、高圧ロータを形成する。低圧シャフトが、低圧タービン１４を低圧圧縮機１０に結合し、それにより、低圧ロータを形成する。高圧圧縮機１１、燃焼器１２及び高圧タービン１３は、ひとまとめにしてコアエンジンと呼ばれる。低圧シャフトは、高圧ロータの半径方向内側でそれと同軸状に、少なくとも部分的に回転可能に配置されている。
【００２３】
荷重担持エンジン構造体１５が、外側ケーシング３及び内側ケーシング４間に配置されている。
【００２４】
円周方向に離間配置された複数のブリード通路１６が、主ガスダクト６及び補助ガスダクト７間に延在している。ブリード通路１６は、空気を主ガスダクト６から補助ガスダクト７へ、さらに具体的に言うと、低圧圧縮機１０の端部領域から送るための流路を画定する。ブリード通路入口が、低圧圧縮機１０内の上流側ロータ及び下流側ステータ間の隙間に配置されている。
【００２５】
図２は、補助ガスダクト７に通じるブリード通路出口を形成するブリード構造体１７の第１実施形態の破断側面図を示す。構造体１７は、出口の前縁を形成する第１上流側壁部分１８を有する。構造体１７はさらに、出口の後縁を形成する第２下流側壁部分１９を有する。第１及び第２壁部分１８、１９は、通路１６の延在方向において異なった距離で終端している。
【００２６】
ガスダクト７を画定する壁２３は、ブリード開口部（出口）全体にわたってほぼ同一高さにある。したがって、壁２３は、開口部を横切るほぼ直線に沿って延在する。
【００２７】
より具体的に言うと、上流側壁部分１８は、構造体及びガスダクト壁２３の隣接面に比べて隆起している。さらに、上流側壁部分１８は、下流側壁部分１９に比べて隆起しており、それにより、ダクト７内の空気流１０７が、出口から幾分半径方向に離れる向きになり、それにより、出口の外側に低圧領域が生じる。ファンガスダクト流の不連続性を低減させるために、上流側壁部分１８を平滑化するとともに流線形の丸味を付けている。さらに、上記上流側壁部分１８から隣接のガスダクト壁２３への移行部が平らであり、それにより、通過ガス流１０７に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。
【００２８】
隆起した上流側壁部分１８は、出口の上流側に沿って、構造体の円周方向に延びる細長い突出部分を形成しており、図５も参照されたい。下流側壁部分１９は、構造体及びガスダクト壁２３の隣接面とほぼ面一である。下流側壁部分１９から隣接のガスダクト壁２３への移行部は平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。さらに、出口１７に面する下流側壁部分１９の端部２０が面取りされて、ブリードガス１１６がブリード通路１６からガスダクト７へ流れる流路を画定している。
【００２９】
ブリードガス流１１６を補助ガスダクト７へ案内するために、４枚のエーロフォイル２１（静翼）が、出口内に互いにほぼ平行に配置されており、図５も参照されたい。エーロフォイル２１は、エンジン１の軸方向２に互いに離間配置されている。
【００３０】
ブリード通路１６は、補助ガスダクト７内の通過ガス流１０７に対して大きい傾斜を付けてガスを偏向させるための流路を画定する。好ましくは、ガスを通過ガス流に対して少なくとも４５°の角度、特に少なくとも６０°の角度を付けて偏向させる。さらに具体的に言うと、図示の実施形態では、ガスを通過ガス流に対してほぼ直角に偏向させる。
【００３１】
図３は、補助ガス通路７に通じるブリード通路出口を形成する構造体２２の代替実施形態を示す。上流側壁部分２４は、構造体及びガスダクト壁２５の隣接面とほぼ面一である。さらに、上記上流側壁部分２４から隣接のガスダクト壁２５への移行部が平らであり、それにより、通過ガス流１０７に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。
【００３２】
下流側壁部分２６は、構造体及びガスダクト壁２５の隣接面に比べて下がっている。さらに具体的に言うと、下がっている壁部分２６は、出口の下流側に沿って伸長且つ延在している。さらに、下がった壁部分２６は曲線状であり、ガス流に面する平滑な連続面を示す。下流側壁部分２６から隣接のガスダクト壁２５への移行部が平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。ファンガスダクト流１０７の不連続性を低減させるために、下流側壁部分２６には流線形の丸味が付けられている。ブリードガス流１１６を補助ガスダクト７へ案内するために、４枚のエーロフォイル２７が、出口内に互いにほぼ平行に配置されている。
【００３３】
図４は、図１及び図２の出口ブリード構造体１７の斜視図を示す。ブリード構造体１７は、補助ガスダクト７の内壁２３に貫設された、円周方向に離間配置された複数のブリード通路出口を有する環状部品を形成する。矩形フレーム２８が各出口を取り囲んでおり、図５も参照されたい。フレームは、図５に示すように、フランジ３１、３２によって互いに結合され、それにより、上記環状部品を形成している。構造体１７は、隣接フレームに連結するための手段５０、５１を有する。連結手段は、たとえば、ボルト連結部を有してもよい。貫通穴５０、５１が、上記連結手段用に各フランジ３１、３２に貫設されている。
【００３４】
フレーム２８は、上記の上流側壁部分１８及び下流側壁部分１９を有する。したがって、フレーム２８は、ガスダクト壁２３内のスロット又は開口内に位置付けられた分離部材片である。フレーム２８は、スロット又は開口を画定するガスダクト壁の縁部に対して、フレームがガスダクト壁に対してほぼ面一になり、それにより、通過ガス流がフレームの縁部によって擾乱されないように、配置される。
【００３５】
図４に示した実施形態によれば、「ブリード構造体」という表現は、環状構成部品を形成する複数のフレームを有する。代替例によれば、ブリード構造体は、ユニゾンリングを形成する。さらなる代替例によれば、「ブリード構造体」という表現は、１つ又は複数の開口部を取り囲む単一フレームを有する。
【００３６】
図５は、矩形開口部及び格子状のエーロフォイル２１を有する矩形フレームを設けたブリード構造体１７を示す。エーロフォイル２１は、矩形フレームの２つの対向側部間に延在して、フレームに固着されている。エーロフォイル２１は、上流側及び下流側壁部分１８、１９に平行に配置されている。伸長した突出部分１８は、ガスタービンの円周方向に丸み付き縁部を有する。図６は、代替ブリード構造体５２を示す。伸長した突出部分１８は、両端部で、開口部の隅部分の周囲に一定長さにわたって延在している。図７は、ほぼ円形の開口部を有する矩形フレームを備えるさらなる代替ブリード構造体２９を示す。図８は、ほぼ楕円形の開口部を有する矩形フレームを備えるさらなる代替ブリード構造体３０を示す。図９は、さらに別の代替ブリード構造体５３を示す。伸長した突出部分１８は、両端部で、開口部の湾曲外周の周囲に一定長さにわたって延在している。４つの代替ブリード構造体２９、３０、５２、５３の各々は、隆起した上流側壁部分１８と、格子状のエーロフォイル２１とを有する。
【００３７】
図１０は、航空機エンジンの圧縮機部分を示す。さらに具体的に言うと、低圧圧縮機１０及び高圧圧縮機１１の領域が示されている。負荷担持エンジン構造体１５の上流側の位置で補助ガスダクト７から空気をブリードするために、ブリード通路５５が配置されている。ブリードされた空気は、主ガスダクト６のガス流内に導入される、又はエンジン構成部品などの冷却に使用されてもよい。ブリード通路５５の入口が、補助ガスダクト７を画定する内壁内に配置されている。
【００３８】
負荷担持エンジン構造体１５の下流側の位置で補助ガスダクト７から空気をブリードするために、さらなるブリード通路５６が配置されている。ブリードされた空気は、タービンの冷却用に下流へ送られるが、代替として、主ガスダクト６のガス流に導入される、又は他のエンジン構成部品の冷却に使用されてもよい。ブリード通路５６の入口が、補助ガスダクト７を画定する内壁内に配置されている。
【００３９】
図１１は、ブリード通路入口構造体３３の第１実施形態を示す。入口ブリード構造体３３は、ガスを抜き取るガスダクトを画定する壁３４内に配置されている。一例によれば、ガスダクト３５は、図１の補助ガスダクト７によって形成されてもよく、図１０を参照されたい。
【００４０】
ガスダクト７を画定する壁３４は、ブリード開口部（入口）全体にわたってほぼ同一高さにある。したがって、壁３４は、開口部を横切るほぼ直線に沿って延在する。
【００４１】
ブリード通路５５、５６は、補助ガスダクト７内の通過ガス流に対して大きい傾斜を付けてガスを偏向させるための流路を画定する。好ましくは、ガスを通過ガス流に対して少なくとも４５°の角度、特に少なくとも６０°の角度を付けて偏向させる。さらに具体的に言うと、図示の実施形態では、ガスを通過ガス流に対してほぼ直角に偏向させる。
【００４２】
上流側壁部分３６は、構造体及びガスダクト壁３４の隣接面に比べて下がっている。さらに、上記上流側壁部分３６から隣接のガスダクト壁３４への移行部が平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。下流側壁部分３７は、構造体及びガスダクト壁３４の隣接面とほぼ面一である。下流側壁部分３７から隣接のガスダクト壁３４への移行部は平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。さらに具体的に言うと、下がっている壁部分３６は、入口の上流側に沿って伸長且つ延在している。下がっている壁部分３６は、ガスダクト壁３４から離れるように延在して、ガスダクト３５からブリード通路３８へ進むブリードガス用の流路を画定している。さらに、下がった壁部分３６は曲線状であり、ガス流に面する平滑な連続面を示す。ガスダクト流の不連続性を低減させるために、上流側壁部分３６には流線形の丸味が付けられている。
【００４３】
ブリードガス流をガスダクト３５から案内するために、複数のエーロフォイル３９が、入口内に互いにほぼ平行に配置されている。
【００４４】
図１２は、ブリード通路入口構造体４０の第２実施形態を示す。入口ブリード構造体４０は、ガスを抜き取るガスダクト４２を画定する壁４１内に配置されている。構造体４０は、第１上流側壁部分４３及び第２下流側壁部分４４を有する。上流側壁部分４３は、構造体及びガスダクト壁３４の隣接面とほぼ面一である。さらに、入口に面する上流側壁部分４３の端部４５が面取りされて、ブリードガスがガスダクト４２からブリード通路４６へ流れる流路を画定している。ガスダクト流の不連続性を低減させるために、上流側壁部分４３を平滑化するとともに流線形の丸味を付けている。ブリードガス流をガスダクト４２から案内するために、複数のエーロフォイル４７が、入口内に互いにほぼ平行に配置されている。
【００４５】
下流側壁部分４４は、構造体及びガスダクト壁４１の隣接面に比べて隆起している。さらに、下流側壁部分４４は、上流側壁部分４３に比べて隆起している。隆起した下流側壁部分４４は、入口の下流側に沿って、構造体の円周方向に延びる細長い突出部分を形成している。下流側壁部分４４は、入口に面するほぼ平坦な表面４８を有し、また、ガスダクト流の不連続性を低減させるために、ガスダクト７に面する表面４９を平滑化するとともに流線形の丸味を付けている。
【００４６】
図１１及び図１２のブリード通路入口構造体はさらに、図５〜図９のいずれかに示されたものと同様なフレーム構造を有してもよい。
【００４７】
ブリード通路開口部を画定する壁部分は好ましくは静止している、すなわち、互いに対して不変である。
【００４８】
本発明はまた、上記ブリード構造体を有するガスタービンエンジン用の配置構成に関する。本配置構成は、エンジン用の主ガスダクト６の一部分と、エンジン用の補助ガスダクト７の一部分と、主ガスダクト部分及び補助ガスダクト部分の少なくとも一方に接続された上記少なくとも１つのブリード通路１６とを有する。そのような配置構成は、個別ユニットを形成するように作製されてもよく、その個別ユニットを他のユニットと組み合わせ、それによってエンジンを増強することができる。
【００４９】
本発明は、いずれの意味でも上記実施形態に制限されることはなく、添付の特許請求の範囲から逸脱しない限り、多くの代替及び変更が可能である。
【００５０】
ブリード構造体が、円周方向に離間配置された複数のブリード通路開口部を有する環状部品を形成する実施形態の代替例によれば、それは、構造体の円周方向に連続したスロットを有する環状部品を形成してもよい。
【００５１】
さらなる代替例によれば、ブリード通路は、空気を主ガスダクト６から補助ガスダクト７に送るために、ブリード通路が燃焼器１２の下流側に配置される。より具体的に言うと、それは、高圧タービン１３と低圧タービン１４との間に配置されることができる。
【００５２】
さらなる代替例によれば、出口構造は、外側ガスダクトの半径方向内側の壁に貫設して配置されることに制限されないで、主ガスダクト６のような内側ガスダクトの半径方向外側の壁に配置されてもよい。
【００５３】
さらなる代替例によれば、入口構造は、ガスを半径方向内側に抜き出すために外側ガスダクトの半径方向内側の壁に貫設して配置されることに制限されないで、ガスを半径方向外向きに抜き出すために主ガスダクト６のような内側ガスダクトの半径方向外側の壁に配置されてもよい。
【００５４】
さらに、入口構造は、主及び補助ガスダクト間のブリード通路に通じる入口を形成することに制限されない。入口構造は、タービン冷却システム、航空機システムなどのような補助システムに空気を送るために、ガスダクトから出るブリード通路用に使用されてもよい。
【００５５】
さらに、各ブリード通路開口部内のエーロフォイルの数はもちろん、図面に示した４枚のエーロフォイルと異なってもよい。
【００５６】
さらに、ブリード構造体が、円周方向に離間配置された複数のブリード通路開口部を有する環状部品を形成する実施形態の代替例として、開口部の一部、たとえば、円周方向に１つ置きの開口部にエーロフォイルがない。さらなる代替実施形態によれば、ブリード構造体にエーロフォイルがまったくない。
【００５７】
円形の中断しない連続リング、すなわち、隣接フレーム間に急激な移行部が全くないリングを形成するために、好ましくはフレームには、ガスダクトの円周方向に丸味が付けられる。
【００５８】
以上に本発明を２軸エンジン用に説明してきたが、本発明はもちろん、単軸エンジン又は３軸エンジンに適用されてもよい。
【００５９】
図４及び図５に示したブリード構造体の代替実施形態によれば、フレームは、環状支持部材に締着される。したがって、そのような構造では、フレームが互いに直接的に連結されないで、環状支持部材に連結される。したがって、連結手段用の穴を有するフランジは、フレーム開口面に対して垂直に延在するのではなく、フレームと一直線に並べて配置される。
【００６０】
ブリード構造体の代替実施形態によれば、それぞれの開口部の周囲にフレームがない。したがって、開口部は、直接的にガスダクト壁で終端する。
【図面の簡単な説明】
【００６１】
【図１】航空機エンジンを概略的な破断側面図で示す。
【図２】ブリード構造体の出口構造の第１実施形態の破断側面図を示す。
【図３】ブリード構造体の出口構造の第２実施形態の破断側面図を示す。
【図４】図２のブリード構造体を有するガスタービンエンジン構成部品の概略的な斜視図を示す。
【図５】図２のブリード構造体の斜視図を示す。
【図６】代替実施形態に従ったブリード出口構造体を示す。
【図７】代替実施形態に従ったブリード出口構造体を示す。
【図８】代替実施形態に従ったブリード出口構造体を示す。
【図９】代替実施形態に従ったブリード出口構造体を示す。
【図１０】代替実施形態に従った航空機エンジンの破断部分を概略的な側面図で示す。
【図１１】ブリード構造体の入口構造の第１実施形態の破断側面図を示す。
【図１２】ブリード構造体の入口構造の第２実施形態の破断側面図を示す。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンにおけるブリード通路用のブリード構造体であって、通路用の開口部の第１側部を画定する第１壁部分と、開口部の第１側部と反対の第２側部を画定する第２壁部分とを有するブリード構造体に関する。ブリード構造体はガスタービンエンジン内に、第１壁部分がブリード通路開口部の上流側に位置し、第２壁部分が開口部の下流側に位置するように配置されることが意図される。
【背景技術】
【０００２】
ブリード構造体は、静止ガスタービンエンジンに使用されることができるが、航空機ジェットエンジン用に特に有利である。ジェットエンジンとは、比較的低速で空気を受け入れ、燃焼によってそれを加熱し、はるかにより高速でそれを発射するさまざまなタイプのエンジンを含むものとする。ジェットエンジンという表現には、たとえばターボジェットエンジン及びターボファンエンジンが含まれる。本発明はターボファンエンジンについて以下に説明されるが、もちろん、他のエンジンタイプにも使用されるであろう。
【０００３】
ターボファンタイプの航空機ガスタービンエンジンは一般的に、前側ファン及びブースタ圧縮機と、中間コアエンジンと、後側低圧出力タービンとを有する。コアエンジンは、高圧圧縮機と、燃焼器と、高圧タービンとを直列関係に有する。コアエンジンの高圧圧縮機及び高圧タービンは、高圧シャフトによって相互連結されている。高圧圧縮機、タービン及びシャフトは、実質的に高圧ロータを形成する。高圧圧縮機を回転駆動し、それにより、コアエンジンに入った空気を比較的高圧まで圧縮する。次に、この高圧空気を燃料と燃焼器内で混合して点火し、それにより、高エネルギガス流を形成する。ガス流は、後方へ流れて高圧タービンを通過し、それと高圧シャフトとを回転駆動し、その高圧シャフトが次に、高圧圧縮機を回転駆動する。
【０００４】
高圧タービンから出るガス流は、第２の低圧タービンを通って膨張する。低圧タービンは、低圧シャフトを介してファン及びブースタ圧縮機を回転駆動し、これらのすべてが低圧ロータを形成する。低圧シャフトは、高圧ロータを貫通している。生成される推力のほとんどが、ファンによって発生する。
【０００５】
航空機エンジンに流入する空気流の一部は、内側の主ガスダクトに入り、それが空気を圧縮機に案内し、また流入空気流の一部は、外側の補助ガスダクト（ファンダクト）に入り、その内部をエンジンバイパス空気が流れる。
【０００６】
既知の航空機エンジンでは、主ガスダクト及び補助ガスダクト間にブリード通路が延在している。既知の構造では、可変ブリード通路システムが、空気を主ガスダクトから補助ガスダクトへブリードするように適応されている。一定の作動状態では、圧縮空気が、主ガスダクトからブリード通路を経てブリードし、補助ガスダクト内の高速ガス流内に導入される。
【０００７】
ブリード空気がエンジンの安定性又は効率に悪影響を与える、又は振動問題を発生させる危険がある。ブリード空気がファンダクト内でガス流に出会うとき、小さいエアクッションが発生し、これにより、出口の前端部の圧力が局部的に増加する。この増加圧力により、ブリードガス流の分布が不均一になり、これは損失をもたらす。より具体的に言うと、エンジンの軸方向に所定の広がりを持つ出口の場合、ブリードガスは、出口の下流側端部では、出口の小部分を通ってガスダクトに流入するだけであろう。
【発明の開示】
【０００８】
本発明の目的は、ガスタービンエンジン用のブリード構造体であって、エンジンの作動に悪影響を与えないか、少なくとも悪影響を最小限に抑えながら、有効ブリードを得るための状態を生じる、ブリード構造体を達成することである。より具体的に言うと、本発明は、空気を取り出すガスダクト内、及び／又はブリード空気を導入するガスダクト内のガス流に大した悪影響を与えることなく、ブリード通路内の流れ分布を改善することを目的とする。
【０００９】
この目的は、第１及び第２壁部分が、ブリード通路開口部の延在方向において異なる位置で終端することで達成される。したがって、第１及び第２壁部分は、ブリード通路内においてブリード流の方向で異なる位置で終端する。言い換えると、第１及び第２壁部分は、開口部を画定する壁に平行な平面に対して垂直方向に異なる位置で終端する。
【００１０】
ブリード通路出口でのそのような開口部構造は、ブリード通路内のガス流内により好都合な圧力分布を得るための状態を生じる。同様に、ブリード通路入口でのそのような開口部構造は、ブリード通路内により好都合な圧力分布を得るための状態を生じる。
【００１１】
開口部構造は、ブリード貫通流を十分な程度に、且つ意図した方向に確保するために、圧縮機部分及び補助ガスダクト（ファンダクト）間で圧力差が小さい、主ガスダクト及び補助ガスダクト間のブリードの用途に特に有利である。開口部構造は、ブリード開口部用に利用可能な空間が限定されている用途で、さらに有利である。
【００１２】
本発明の好適な実施形態によれば、ブリード通路出口の場合、上流壁部分が、上記ブリード通路開口部と向き合ってガスダクトを画定する壁に対して下流側の壁部分より近い位置で終端する。その場合、導入されたブリードガスの速度は、ガスタービンの軸方向において出口である程度は均一化されることができ、従来技術の場合より多くのブリード流を導入することができる。言い換えると、ブリードガスは、出口のより大きい部分を通ってガスダクトに流入するであろう。
【００１３】
したがって、本発明の好適な実施形態によれば、第１及び第２壁部分の一方が、構造体の隣接面に比べて隆起している。出口でのこの開口部構造は、大きいブリード空気流をガスダクトに導入するための状態を生じる。
【００１４】
本発明のさらに好適な実施形態によれば、第１及び第２壁部分の他方は、構造体の隣接面と面一である。出口でのこの開口部構造は、ブリード空気を導入するガスダクト内の通過ガス流に大した悪影響を与えないための状態を生じる。
【００１５】
本発明のさらなる好適な実施形態によれば、第１及び第２壁部分の一方が、構造体の隣接面に比べて下がっている。入口でのこの開口部構造は、ブリード空気を抜き出すガスダクト内の通過ガス流に大した悪影響を与えないための状態を生じる。
【００１６】
本発明のさらなる好適な実施形態によれば、上記第１及び第２壁部分の少なくとも一方から隣接のガスダクト壁への移行部が平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。移行部分は好ましくは平滑で連続し、ほぼ平坦である。
【００１７】
本発明のさらなる好適な実施形態によれば、通路内のガス流を案内するために、それは上記ブリード通路開口部内に少なくとも１つのエーロフォイルを有する。エーロフォイルにより、ブリード空気をブリード通路へ／ブリード通路から所望方向に案内することができる。さらに、エーロフォイルは、設定された軸方向距離内でブリード流をより大きく偏向させるための状態を生じる。
【００１８】
本発明のさらなる有利な実施形態及びさらなる利点は、以下の詳細な説明及び特許請求の範囲から明らかになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
以下に、添付図面に示された実施形態を参照しながら本発明を説明する。
【００２０】
ターボファンガスタービン航空機エンジン１について本発明を以下に説明し、これは、図１では、エンジン長手中心軸２を中心に描かれている。エンジン１は、外側ケーシング３又はナセルと、内側ケーシング４と、中間ケーシング５とを有し、中間ケーシングは最初の２つのケーシングに対して同心状であって、それらの間の隙間を、空気圧縮用の内側主ガスダクト６と、エンジンバイパス空気が流れる補助ダクト７とに分割している。したがって、ガスダクト６、７の各々は、エンジン長手中心軸２に対して垂直な断面において環状である。
【００２１】
エンジン１は、周囲空気９を受け取るファン８と、主ガスダクト６内に配置されたブースタ又は低圧圧縮機（ＬＰＣ）１０及び高圧圧縮機（ＨＰＣ）１１と、燃料を高圧圧縮機１１によって加圧された空気と混合して燃焼ガスを生成する燃焼器１２とを有し、燃焼ガスは、下流に向かって高圧タービン（ＨＰＴ）１３及び低圧タービン（ＬＰＴ）１４を通過して、燃焼ガスは低圧タービン１４からエンジン外へ排出される。
【００２２】
高圧シャフトが、高圧タービン１３を高圧圧縮機１１に結合し、それにより、高圧ロータを形成する。低圧シャフトが、低圧タービン１４を低圧圧縮機１０に結合し、それにより、低圧ロータを形成する。高圧圧縮機１１、燃焼器１２及び高圧タービン１３は、ひとまとめにしてコアエンジンと呼ばれる。低圧シャフトは、高圧ロータの半径方向内側でそれと同軸状に、少なくとも部分的に回転可能に配置されている。
【００２３】
荷重担持エンジン構造体１５が、外側ケーシング３及び内側ケーシング４間に配置されている。
【００２４】
円周方向に離間配置された複数のブリード通路１６が、主ガスダクト６及び補助ガスダクト７間に延在している。ブリード通路１６は、空気を主ガスダクト６から補助ガスダクト７へ、さらに具体的に言うと、低圧圧縮機１０の端部領域から送るための流路を画定する。ブリード通路入口が、低圧圧縮機１０内の上流側ロータ及び下流側ステータ間の隙間に配置されている。
【００２５】
図２は、補助ガスダクト７に通じるブリード通路出口を形成するブリード構造体１７の第１実施形態の破断側面図を示す。構造体１７は、出口の前縁を形成する第１上流側壁部分１８を有する。構造体１７はさらに、出口の後縁を形成する第２下流側壁部分１９を有する。第１及び第２壁部分１８、１９は、通路１６の延在方向において異なった距離で終端している。
【００２６】
ガスダクト７を画定する壁２３は、ブリード開口部（出口）全体にわたってほぼ同一高さにある。したがって、壁２３は、開口部を横切るほぼ直線に沿って延在する。
【００２７】
より具体的に言うと、上流側壁部分１８は、構造体及びガスダクト壁２３の隣接面に比べて隆起している。さらに、上流側壁部分１８は、下流側壁部分１９に比べて隆起しており、それにより、ダクト７内の空気流１０７が、出口から幾分半径方向に離れる向きになり、それにより、出口の外側に低圧領域が生じる。ファンガスダクト流の不連続性を低減させるために、上流側壁部分１８を平滑化するとともに流線形の丸味を付けている。さらに、上記上流側壁部分１８から隣接のガスダクト壁２３への移行部が平らであり、それにより、通過ガス流１０７に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。
【００２８】
隆起した上流側壁部分１８は、出口の上流側に沿って、構造体の円周方向に延びる細長い突出部分を形成しており、図５も参照されたい。下流側壁部分１９は、構造体及びガスダクト壁２３の隣接面とほぼ面一である。下流側壁部分１９から隣接のガスダクト壁２３への移行部は平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。さらに、出口１７に面する下流側壁部分１９の端部２０が面取りされて、ブリードガス１１６がブリード通路１６からガスダクト７へ流れる流路を画定している。
【００２９】
ブリードガス流１１６を補助ガスダクト７へ案内するために、４枚のエーロフォイル２１（静翼）が、出口内に互いにほぼ平行に配置されており、図５も参照されたい。エーロフォイル２１は、エンジン１の軸方向２に互いに離間配置されている。
【００３０】
ブリード通路１６は、補助ガスダクト７内の通過ガス流１０７に対して大きい傾斜を付けてガスを偏向させるための流路を画定する。好ましくは、ガスを通過ガス流に対して少なくとも４５°の角度、特に少なくとも６０°の角度を付けて偏向させる。さらに具体的に言うと、図示の実施形態では、ガスを通過ガス流に対してほぼ直角に偏向させる。
【００３１】
図３は、補助ガス通路７に通じるブリード通路出口を形成する構造体２２の代替実施形態を示す。上流側壁部分２４は、構造体及びガスダクト壁２５の隣接面とほぼ面一である。さらに、上記上流側壁部分２４から隣接のガスダクト壁２５への移行部が平らであり、それにより、通過ガス流１０７に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。
【００３２】
下流側壁部分２６は、構造体及びガスダクト壁２５の隣接面に比べて下がっている。さらに具体的に言うと、下がっている壁部分２６は、出口の下流側に沿って伸長且つ延在している。さらに、下がった壁部分２６は曲線状であり、ガス流に面する平滑な連続面を示す。下流側壁部分２６から隣接のガスダクト壁２５への移行部が平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。ファンガスダクト流１０７の不連続性を低減させるために、下流側壁部分２６には流線形の丸味が付けられている。ブリードガス流１１６を補助ガスダクト７へ案内するために、４枚のエーロフォイル２７が、出口内に互いにほぼ平行に配置されている。
【００３３】
図４は、図１及び図２の出口ブリード構造体１７の斜視図を示す。ブリード構造体１７は、補助ガスダクト７の内壁２３に貫設された、円周方向に離間配置された複数のブリード通路出口を有する環状部品を形成する。矩形フレーム２８が各出口を取り囲んでおり、図５も参照されたい。フレームは、図５に示すように、フランジ３１、３２によって互いに結合され、それにより、上記環状部品を形成している。構造体１７は、隣接フレームに連結するための手段５０、５１を有する。連結手段は、たとえば、ボルト連結部を有してもよい。貫通穴５０、５１が、上記連結手段用に各フランジ３１、３２に貫設されている。
【００３４】
フレーム２８は、上記の上流側壁部分１８及び下流側壁部分１９を有する。したがって、フレーム２８は、ガスダクト壁２３内のスロット又は開口内に位置付けられた分離部材片である。フレーム２８は、スロット又は開口を画定するガスダクト壁の縁部に対して、フレームがガスダクト壁に対してほぼ面一になり、それにより、通過ガス流がフレームの縁部によって擾乱されないように、配置される。
【００３５】
図４に示した実施形態によれば、「ブリード構造体」という表現は、環状構成部品を形成する複数のフレームを有する。代替例によれば、ブリード構造体は、ユニゾンリングを形成する。さらなる代替例によれば、「ブリード構造体」という表現は、１つ又は複数の開口部を取り囲む単一フレームを有する。
【００３６】
図５は、矩形開口部及び格子状のエーロフォイル２１を有する矩形フレームを設けたブリード構造体１７を示す。エーロフォイル２１は、矩形フレームの２つの対向側部間に延在して、フレームに固着されている。エーロフォイル２１は、上流側及び下流側壁部分１８、１９に平行に配置されている。伸長した突出部分１８は、ガスタービンの円周方向に丸み付き縁部を有する。図６は、代替ブリード構造体５２を示す。伸長した突出部分１８は、両端部で、開口部の隅部分の周囲に一定長さにわたって延在している。図７は、ほぼ円形の開口部を有する矩形フレームを備えるさらなる代替ブリード構造体２９を示す。図８は、ほぼ楕円形の開口部を有する矩形フレームを備えるさらなる代替ブリード構造体３０を示す。図９は、さらに別の代替ブリード構造体５３を示す。伸長した突出部分１８は、両端部で、開口部の湾曲外周の周囲に一定長さにわたって延在している。４つの代替ブリード構造体２９、３０、５２、５３の各々は、隆起した上流側壁部分１８と、格子状のエーロフォイル２１とを有する。
【００３７】
図１０は、航空機エンジンの圧縮機部分を示す。さらに具体的に言うと、低圧圧縮機１０及び高圧圧縮機１１の領域が示されている。負荷担持エンジン構造体１５の上流側の位置で補助ガスダクト７から空気をブリードするために、ブリード通路５５が配置されている。ブリードされた空気は、主ガスダクト６のガス流内に導入される、又はエンジン構成部品などの冷却に使用されてもよい。ブリード通路５５の入口が、補助ガスダクト７を画定する内壁内に配置されている。
【００３８】
負荷担持エンジン構造体１５の下流側の位置で補助ガスダクト７から空気をブリードするために、さらなるブリード通路５６が配置されている。ブリードされた空気は、タービンの冷却用に下流へ送られるが、代替として、主ガスダクト６のガス流に導入される、又は他のエンジン構成部品の冷却に使用されてもよい。ブリード通路５６の入口が、補助ガスダクト７を画定する内壁内に配置されている。
【００３９】
図１１は、ブリード通路入口構造体３３の第１実施形態を示す。入口ブリード構造体３３は、ガスを抜き取るガスダクトを画定する壁３４内に配置されている。一例によれば、ガスダクト３５は、図１の補助ガスダクト７によって形成されてもよく、図１０を参照されたい。
【００４０】
ガスダクト７を画定する壁３４は、ブリード開口部（入口）全体にわたってほぼ同一高さにある。したがって、壁３４は、開口部を横切るほぼ直線に沿って延在する。
【００４１】
ブリード通路５５、５６は、補助ガスダクト７内の通過ガス流に対して大きい傾斜を付けてガスを偏向させるための流路を画定する。好ましくは、ガスを通過ガス流に対して少なくとも４５°の角度、特に少なくとも６０°の角度を付けて偏向させる。さらに具体的に言うと、図示の実施形態では、ガスを通過ガス流に対してほぼ直角に偏向させる。
【００４２】
上流側壁部分３６は、構造体及びガスダクト壁３４の隣接面に比べて下がっている。さらに、上記上流側壁部分３６から隣接のガスダクト壁３４への移行部が平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。下流側壁部分３７は、構造体及びガスダクト壁３４の隣接面とほぼ面一である。下流側壁部分３７から隣接のガスダクト壁３４への移行部は平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられる。さらに具体的に言うと、下がっている壁部分３６は、入口の上流側に沿って伸長且つ延在している。下がっている壁部分３６は、ガスダクト壁３４から離れるように延在して、ガスダクト３５からブリード通路３８へ進むブリードガス用の流路を画定している。さらに、下がった壁部分３６は曲線状であり、ガス流に面する平滑な連続面を示す。ガスダクト流の不連続性を低減させるために、上流側壁部分３６には流線形の丸味が付けられている。
【００４３】
ブリードガス流をガスダクト３５から案内するために、複数のエーロフォイル３９が、入口内に互いにほぼ平行に配置されている。
【００４４】
図１２は、ブリード通路入口構造体４０の第２実施形態を示す。入口ブリード構造体４０は、ガスを抜き取るガスダクト４２を画定する壁４１内に配置されている。構造体４０は、第１上流側壁部分４３及び第２下流側壁部分４４を有する。上流側壁部分４３は、構造体及びガスダクト壁３４の隣接面とほぼ面一である。さらに、入口に面する上流側壁部分４３の端部４５が面取りされて、ブリードガスがガスダクト４２からブリード通路４６へ流れる流路を画定している。ガスダクト流の不連続性を低減させるために、上流側壁部分４３を平滑化するとともに流線形の丸味を付けている。ブリードガス流をガスダクト４２から案内するために、複数のエーロフォイル４７が、入口内に互いにほぼ平行に配置されている。
【００４５】
下流側壁部分４４は、構造体及びガスダクト壁４１の隣接面に比べて隆起している。さらに、下流側壁部分４４は、上流側壁部分４３に比べて隆起している。隆起した下流側壁部分４４は、入口の下流側に沿って、構造体の円周方向に延びる細長い突出部分を形成している。下流側壁部分４４は、入口に面するほぼ平坦な表面４８を有し、また、ガスダクト流の不連続性を低減させるために、ガスダクト７に面する表面４９を平滑化するとともに流線形の丸味を付けている。
【００４６】
図１１及び図１２のブリード通路入口構造体はさらに、図５〜図９のいずれかに示されたものと同様なフレーム構造を有してもよい。
【００４７】
ブリード通路開口部を画定する壁部分は好ましくは静止している、すなわち、互いに対して不変である。
【００４８】
本発明はまた、上記ブリード構造体を有するガスタービンエンジン用の配置構成に関する。本配置構成は、エンジン用の主ガスダクト６の一部分と、エンジン用の補助ガスダクト７の一部分と、主ガスダクト部分及び補助ガスダクト部分の少なくとも一方に接続された上記少なくとも１つのブリード通路１６とを有する。そのような配置構成は、個別ユニットを形成するように作製されてもよく、その個別ユニットを他のユニットと組み合わせ、それによってエンジンを増強することができる。
【００４９】
本発明は、いずれの意味でも上記実施形態に制限されることはなく、添付の特許請求の範囲から逸脱しない限り、多くの代替及び変更が可能である。
【００５０】
ブリード構造体が、円周方向に離間配置された複数のブリード通路開口部を有する環状部品を形成する実施形態の代替例によれば、それは、構造体の円周方向に連続したスロットを有する環状部品を形成してもよい。
【００５１】
さらなる代替例によれば、ブリード通路は、空気を主ガスダクト６から補助ガスダクト７に送るために、ブリード通路が燃焼器１２の下流側に配置される。より具体的に言うと、それは、高圧タービン１３と低圧タービン１４との間に配置されることができる。
【００５２】
さらなる代替例によれば、出口構造は、外側ガスダクトの半径方向内側の壁に貫設して配置されることに制限されないで、主ガスダクト６のような内側ガスダクトの半径方向外側の壁に配置されてもよい。
【００５３】
さらなる代替例によれば、入口構造は、ガスを半径方向内側に抜き出すために外側ガスダクトの半径方向内側の壁に貫設して配置されることに制限されないで、ガスを半径方向外向きに抜き出すために主ガスダクト６のような内側ガスダクトの半径方向外側の壁に配置されてもよい。
【００５４】
さらに、入口構造は、主及び補助ガスダクト間のブリード通路に通じる入口を形成することに制限されない。入口構造は、タービン冷却システム、航空機システムなどのような補助システムに空気を送るために、ガスダクトから出るブリード通路用に使用されてもよい。
【００５５】
さらに、各ブリード通路開口部内のエーロフォイルの数はもちろん、図面に示した４枚のエーロフォイルと異なってもよい。
【００５６】
さらに、ブリード構造体が、円周方向に離間配置された複数のブリード通路開口部を有する環状部品を形成する実施形態の代替例として、開口部の一部、たとえば、円周方向に１つ置きの開口部にエーロフォイルがない。さらなる代替実施形態によれば、ブリード構造体にエーロフォイルがまったくない。
【００５７】
円形の中断しない連続リング、すなわち、隣接フレーム間に急激な移行部が全くないリングを形成するために、好ましくはフレームには、ガスダクトの円周方向に丸味が付けられる。
【００５８】
以上に本発明を２軸エンジン用に説明してきたが、本発明はもちろん、単軸エンジン又は３軸エンジンに適用されてもよい。
【００５９】
図４及び図５に示したブリード構造体の代替実施形態によれば、フレームは、環状支持部材に締着される。したがって、そのような構造では、フレームが互いに直接的に連結されないで、環状支持部材に連結される。したがって、連結手段用の穴を有するフランジは、フレーム開口面に対して垂直に延在するのではなく、フレームと一直線に並べて配置される。
【００６０】
ブリード構造体の代替実施形態によれば、それぞれの開口部の周囲にフレームがない。したがって、開口部は、直接的にガスダクト壁で終端する。
【図面の簡単な説明】
【００６１】
【図１】航空機エンジンを概略的な破断側面図で示す。
【図２】ブリード構造体の出口構造の第１実施形態の破断側面図を示す。
【図３】ブリード構造体の出口構造の第２実施形態の破断側面図を示す。
【図４】図２のブリード構造体を有するガスタービンエンジン構成部品の概略的な斜視図を示す。
【図５】図２のブリード構造体の斜視図を示す。
【図６】代替実施形態に従ったブリード出口構造体を示す。
【図７】代替実施形態に従ったブリード出口構造体を示す。
【図８】代替実施形態に従ったブリード出口構造体を示す。
【図９】代替実施形態に従ったブリード出口構造体を示す。
【図１０】代替実施形態に従った航空機エンジンの破断部分を概略的な側面図で示す。
【図１１】ブリード構造体の入口構造の第１実施形態の破断側面図を示す。
【図１２】ブリード構造体の入口構造の第２実施形態の破断側面図を示す。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１）におけるブリード通路（１６、５５、５６）用のブリード構造体（１７、２２、２９、３０、３３、４０、５２、５３）において、通路用の開口部の第１側部を画定する第１壁部分（１８、２４、３６、４３）と、開口部の第１側部と反対の第２側部を画定する第２壁部分（１９、２６、３７、４４）とを有するブリード構造体であって、第１及び第２壁部分（１８、２４、３６、４３；１９、２６、３７、４４）は、ブリード通路開口部の延出方向において異なった位置で終端することを特徴とする、ブリード構造体。
【請求項２】
第１及び第２壁部分の一方（１８、４４）が、構造体の隣接面に比べて隆起していることを特徴とする、請求項１に記載のブリード構造体。
【請求項３】
隆起壁部分は、開口部の前記側部に沿って伸長した突出部分（１８、４４）を形成することを特徴とする、請求項２に記載のブリード構造体。
【請求項４】
第１及び第２壁部分の一方（２６、３６）が、構造体の隣接面に比べて下がっていることを特徴とする、請求項１乃至３のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項５】
下がった壁部分（２６、３６）は、開口部の前記側部に沿って伸長且つ延在することを特徴とする、請求項４に記載のブリード構造体。
【請求項６】
第１及び第２壁部分の他方（１９、２４、３７、４３）は、構造体の隣接面と面一であることを特徴とする、請求項２乃至５のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項７】
前記ブリード通路開口部内に少なくとも１つのエーロフォイル（２１、２７、３９、４７）を有し、それにより、通路内のガス流を案内するようにしたことを特徴とする、請求項１乃至６のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項８】
複数のエーロフォイル（２１、２７、３９、４７）が、前記ブリード通路開口部内に互いにほぼ平行に配置されることを特徴とする、請求項４に記載のブリード構造体。
【請求項９】
開口部を取り囲む少なくとも１つのフレーム（２８）を有すること、及びフレーム（２８）は、前記第１及び第２壁部分（１８、１９）を有することを特徴とする、請求項１乃至８のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１０】
円周方向に離間配置された複数のブリード通路開口部を有する環状部品（１７）を形成することを特徴とする、請求項１乃至９のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１１】
通路開口部は、構造体の円周方向に連続したスロットを形成することを特徴とする、請求項１乃至９のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１２】
ブリード通路開口部は、ブリード通路出口を形成することを特徴とする、請求項１乃至１１のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１３】
ブリード通路開口部は、ブリード通路入口を形成することを特徴とする、請求項１乃至１２のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１４】
前記第１壁部分（１８、２４、３６、４３）から隣接のガスダクト壁（２３、２５、３４、４１）への移行部は平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられることを特徴とする、請求項１乃至１３のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１５】
前記第２壁部分（１９、２６、３７、４４）から隣接のガスダクト壁（２３、２５、３４、４１）への移行部は平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられることを特徴とする、請求項１乃至１４のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１６】
ブリード通路（１６、５５、５６）は、通過ガス流に対して大きい傾斜を付けてガスを偏向させるための流路を画定することを特徴とする、請求項１乃至１５のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１７】
ガスタービンエンジン（１）用のブリード配置構成において、エンジン用の主ガスダクト（６）の一部分と、エンジン用の補助ガスダクト（７）の一部分と、主ガスダクト部分及び補助ガスダクト部分の少なくとも一方に接続された少なくとも１つのブリード通路（１６、５５、５６）とを有するブリード配置構成であって、先行する請求項のいずれかに記載のブリード構造体（１７、２２、２９、３０、３３、４０、５２、５３）を有すること、及び構造体は、第１壁部分（１８、２４、３６、４３）が開口部の上流側に位置し、第２壁部分（１９、２６、３７、４４）が開口部の下流側に位置するように配置されることを特徴とする、ブリード配置構成。
【請求項１８】
ブリード通路（１６、５５、５６）は、主ガスダクト部分及び補助ガスダクト部分間に延在することを特徴とする、請求項１７に記載のブリード配置構成。
【請求項１９】
主ガスダクト（６）と、補助ガスダクト（７）と、主ガスダクト（６）及び補助ガスダクト（７）の少なくとも一方に接続された少なくとも１つのブリード通路（１６、５５、５６）とを有するガスタービンエンジンであって、請求項１乃至１６のいずれかに記載のブリード構造体（１７、２２、２９、３０、３３、４０、５２、５３）を有すること、及び構造体は、第１壁部分（１８、２４、３６、４３）が開口部の上流側に位置し、第２壁部分（１９、２６、３７、４４）が開口部の下流側に位置するように配置されることを特徴とする、ガスタービンエンジン。
【請求項２０】
ブリード通路（１６、５５、５６）は、ガス流を主ガスダクト（６）から補助ガスダクト（７）へブリードするように配置されることを特徴とする、請求項１９に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２１】
前記ブリード構造体（１７、２２、２９、３０）は、前記ブリード通路（１６）の出口に配置されることを特徴とする、請求項２０に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２２】
前記ブリード構造体（３３、４０）は、前記ブリード通路の入口に配置されることを特徴とする、請求項２０又は２１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２３】
主ガスダクト（６）と、補助ガスダクト（７）と、主ガスダクト（６）及び補助ガスダクト（７）間に延在する少なくとも１つのブリード通路（１６）とを有する航空機エンジンであって、請求項１乃至１６のいずれかに記載のブリード構造体（１７、２２、２９、３０、３３、４０）を有することを特徴とする、航空機エンジン。
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１）におけるブリード通路（１６、５５、５６）用のブリード構造体（１７、２２、２９、３０、３３、４０、５２、５３）において、通路用の開口部の第１側部を画定する第１壁部分（１８、２４、３６、４３）と、開口部の第１側部と反対の第２側部を画定する第２壁部分（１９、２６、３７、４４）とを有するブリード構造体であって、第１及び第２壁部分（１８、２４、３６、４３；１９、２６、３７、４４）は、ブリード通路開口部の延出方向において異なった位置で終端することを特徴とする、ブリード構造体。
【請求項２】
第１及び第２壁部分の一方（１８、４４）が、構造体の隣接面に比べて隆起していることを特徴とする、請求項１に記載のブリード構造体。
【請求項３】
隆起壁部分は、開口部の前記側部に沿って伸長した突出部分（１８、４４）を形成することを特徴とする、請求項２に記載のブリード構造体。
【請求項４】
第１及び第２壁部分の一方（２６、３６）が、構造体の隣接面に比べて下がっていることを特徴とする、請求項１乃至３のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項５】
下がった壁部分（２６、３６）は、開口部の前記側部に沿って伸長且つ延在することを特徴とする、請求項４に記載のブリード構造体。
【請求項６】
第１及び第２壁部分の他方（１９、２４、３７、４３）は、構造体の隣接面と面一であることを特徴とする、請求項２乃至５のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項７】
前記ブリード通路開口部内に少なくとも１つのエーロフォイル（２１、２７、３９、４７）を有し、それにより、通路内のガス流を案内するようにしたことを特徴とする、請求項１乃至６のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項８】
複数のエーロフォイル（２１、２７、３９、４７）が、前記ブリード通路開口部内に互いにほぼ平行に配置されることを特徴とする、請求項４に記載のブリード構造体。
【請求項９】
開口部を取り囲む少なくとも１つのフレーム（２８）を有すること、及びフレーム（２８）は、前記第１及び第２壁部分（１８、１９）を有することを特徴とする、請求項１乃至８のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１０】
円周方向に離間配置された複数のブリード通路開口部を有する環状部品（１７）を形成することを特徴とする、請求項１乃至９のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１１】
通路開口部は、構造体の円周方向に連続したスロットを形成することを特徴とする、請求項１乃至９のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１２】
ブリード通路開口部は、ブリード通路出口を形成することを特徴とする、請求項１乃至１１のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１３】
ブリード通路開口部は、ブリード通路入口を形成することを特徴とする、請求項１乃至１２のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１４】
前記第１壁部分（１８、２４、３６、４３）から隣接のガスダクト壁（２３、２５、３４、４１）への移行部は平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられることを特徴とする、請求項１乃至１３のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１５】
前記第２壁部分（１９、２６、３７、４４）から隣接のガスダクト壁（２３、２５、３４、４１）への移行部は平らであり、それにより、通過ガス流に対してブリードによって発生するいずれの擾乱も最小限に抑えられることを特徴とする、請求項１乃至１４のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１６】
ブリード通路（１６、５５、５６）は、通過ガス流に対して大きい傾斜を付けてガスを偏向させるための流路を画定することを特徴とする、請求項１乃至１５のいずれかに記載のブリード構造体。
【請求項１７】
ガスタービンエンジン（１）用のブリード配置構成において、エンジン用の主ガスダクト（６）の一部分と、エンジン用の補助ガスダクト（７）の一部分と、主ガスダクト部分及び補助ガスダクト部分の少なくとも一方に接続された少なくとも１つのブリード通路（１６、５５、５６）とを有するブリード配置構成であって、先行する請求項のいずれかに記載のブリード構造体（１７、２２、２９、３０、３３、４０、５２、５３）を有すること、及び構造体は、第１壁部分（１８、２４、３６、４３）が開口部の上流側に位置し、第２壁部分（１９、２６、３７、４４）が開口部の下流側に位置するように配置されることを特徴とする、ブリード配置構成。
【請求項１８】
ブリード通路（１６、５５、５６）は、主ガスダクト部分及び補助ガスダクト部分間に延在することを特徴とする、請求項１７に記載のブリード配置構成。
【請求項１９】
主ガスダクト（６）と、補助ガスダクト（７）と、主ガスダクト（６）及び補助ガスダクト（７）の少なくとも一方に接続された少なくとも１つのブリード通路（１６、５５、５６）とを有するガスタービンエンジンであって、請求項１乃至１６のいずれかに記載のブリード構造体（１７、２２、２９、３０、３３、４０、５２、５３）を有すること、及び構造体は、第１壁部分（１８、２４、３６、４３）が開口部の上流側に位置し、第２壁部分（１９、２６、３７、４４）が開口部の下流側に位置するように配置されることを特徴とする、ガスタービンエンジン。
【請求項２０】
ブリード通路（１６、５５、５６）は、ガス流を主ガスダクト（６）から補助ガスダクト（７）へブリードするように配置されることを特徴とする、請求項１９に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２１】
前記ブリード構造体（１７、２２、２９、３０）は、前記ブリード通路（１６）の出口に配置されることを特徴とする、請求項２０に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２２】
前記ブリード構造体（３３、４０）は、前記ブリード通路の入口に配置されることを特徴とする、請求項２０又は２１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２３】
主ガスダクト（６）と、補助ガスダクト（７）と、主ガスダクト（６）及び補助ガスダクト（７）間に延在する少なくとも１つのブリード通路（１６）とを有する航空機エンジンであって、請求項１乃至１６のいずれかに記載のブリード構造体（１７、２２、２９、３０、３３、４０）を有することを特徴とする、航空機エンジン。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【公表番号】特表２００８−５３１９１４（Ｐ２００８−５３１９１４Ａ）
【公表日】平成２０年８月１４日（２００８．８．１４）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００７−５５６９９５（Ｐ２００７−５５６９９５）
【出願日】平成１８年２月１４日（２００６．２．１４）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＳＥ２００６／０００２０４
【国際公開番号】ＷＯ２００６／０９１１４２
【国際公開日】平成１８年８月３１日（２００６．８．３１）
【出願人】（５００２０４２６７）ボルボ エアロ コーポレイション (26)
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２０年８月１４日（２００８．８．１４）
【国際特許分類】
【出願日】平成１８年２月１４日（２００６．２．１４）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＳＥ２００６／０００２０４
【国際公開番号】ＷＯ２００６／０９１１４２
【国際公開日】平成１８年８月３１日（２００６．８．３１）
【出願人】（５００２０４２６７）ボルボ エアロ コーポレイション (26)
【Ｆターム（参考）】
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