抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制するための装置及び方法
【課題】ガスタービンエンジン（１０）の抽気ダクト（４２）内における動圧不安定性を抑制するための装置及び方法を提供する。
【解決手段】本装置は、ガスタービンエンジン（１０）を通る空気の流れ（２８）を可能にするように構成されたファンバイパスダクト（３２）を含む。ファンバイパスダクト（３２）は、ファンダクト表面（３１）を形成し、また抽気ダクト（４２）は、ファンバイパスダクト（３２）に流体連通状態になった入口（４１）と開放位置及び閉鎖位置を有する流量制御バルブ（４４）とを有する。流れダイバータ（５０）は、抽気ダクト（４２）の入口（４１）に近接してファンダクト表面（３１）上に配置され、流量制御バルブ（４４）が閉鎖された時には入口（４１）から空気の流れ（２８）を逸らす一方、流量制御バルブ（４４）が開放された時には空気の流れ（２８）の一部分（５７）が入口（４１）に流入するのを可能にする。
【解決手段】本装置は、ガスタービンエンジン（１０）を通る空気の流れ（２８）を可能にするように構成されたファンバイパスダクト（３２）を含む。ファンバイパスダクト（３２）は、ファンダクト表面（３１）を形成し、また抽気ダクト（４２）は、ファンバイパスダクト（３２）に流体連通状態になった入口（４１）と開放位置及び閉鎖位置を有する流量制御バルブ（４４）とを有する。流れダイバータ（５０）は、抽気ダクト（４２）の入口（４１）に近接してファンダクト表面（３１）上に配置され、流量制御バルブ（４４）が閉鎖された時には入口（４１）から空気の流れ（２８）を逸らす一方、流量制御バルブ（４４）が開放された時には空気の流れ（２８）の一部分（５７）が入口（４１）に流入するのを可能にする。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願に開示した本主題は、総括的にはガスタービンエンジン用の構成要素に関し、より具体的には、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制するための装置及び方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの抽気ダクトは、エンジンを冷却するために、ファンバイパスダクトの流路から空気の一部分を抽出しかつ抽気ダクトを通してその空気を熱交換器に導く。抽気ダクトを通る空気の流れは一般的に、例えばバタフライバルブのような流量制御バルブによって制御される。流量制御バルブは、エンジン運転の特定のモードの間は、閉鎖され、それによって抽気ダクトを通る空気の流れを阻止する。バルブが閉鎖され（又は、バルブを通して漏洩する空気の量が十分に小さく）、また空気が抽気ダクトの入口を通過してファンバイパスダクト内を高速で流れている時に、抽気ダクトは、動的に不安定になりかつ大きな振幅の圧力振動を受ける可能性がある。特性（すなわち、固有）振動数において１．１２５ｋｇ／ｃｍ２（１６ｐｓｉ）ピークトゥピークほどもの高い動圧レベルが観測され、これにより、それに対して動圧負荷が作用する表面に重大な構造的損傷が生じるおそれがある。その結果、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内の高い動圧レベルは、回避しなければならない。
【０００３】
ハートマンジェネレータのノイズ発生メカニズムでは、ガスタービンエンジン内の動的に不安定な抽気ダクトが示すのと同じ物理現象が生じる。ハートマンジェネレータは、空気噴流を発するための円形ノズルからなり、円形ノズルは、該ノズルに隣接する開放端部と該開放端部及び該ノズルに対向する閉鎖端部とを有する比較的短い円形チューブに作動連結される。このチューブの開放端部は、空気噴流の直径にほぼ等しい直径を有し、かつノズル出口から幾つかのノズル直径分だけ下流に配置される。ノズルは、空気噴流がチューブの開放端部内に直接流れるように、配向される。その結果、特性振動数の高エネルギ音波が、ノズル出口とチューブの開放端部との間の領域内に発生する。
【０００４】
抽気ダクトの入口は、ファンバイパスダクトを通る空気流の一部分が抽気ダクトの長手方向軸線に本質的に平行に該抽気ダクトに流入するのを可能にする該バイパスダクトの湾曲壁セクション内に配置される。エンジン運転の特定のモードの間には、ファンバイパスダクトを通る空気流の一部分は、抽気ダクトの入口内に直接送られて、流量制御バルブが閉鎖されるか又は十分でない量の空気が漏洩している時に大振幅の圧力振動が発生するようになる。ガスタービンエンジン内における動圧不安定性を回避する通常の方法は、流量制御バルブが十分な量の空気を漏洩するのを可能にすることによって、圧力振動の振幅を減少させることである。しかしながら、最近のエンジン運転要件は、バルブ漏洩を許容せず、従って受け入れられないほど大きい動圧振動を引き起こすおそれがある。大きい動圧振動は次に、高い動圧負荷を受けた抽気ダクトの表面のような構造部品の音響疲労損傷及び破損を引き起こす。
【０００５】
ハートマンジェネレータと同様に、動圧不安定性の原因となる物理的メカニズムは、流量制御バルブが完全に閉鎖された状態での周期的な抽気ダクト内への空気の注入、抽気ダクト内での空気の加圧及び抽気ダクトからの空気の噴出である。抽気ダクトの入口内への直接的な空気の流れは、空気圧を増加させ、抽気ダクト内で空気を凝縮させる。空気は、抵抗背圧が空気圧を上回り、空気を入口から外に噴き出すまで、バネと同様に圧縮される。噴き出した空気は、抽気ダクトの周りで入口に流入しようとしている空気を逸らさせる。抽気ダクト内の背圧が十分に低下すると、注入及び加圧が再開した後に、噴出サイクルが繰り返される。抽気ダクトは、特性４分の１波長オルガン管音響共振を有し、振動圧力変動は、非線形不安定状態で音響共振と結合して、圧力振動の振動数が、正確に等しくはないが抽気ダクトの予測可能音響共振振動数に関連するようになる傾向がある。
【０００６】
ファンバイパスダクトを通る空気流が、抽気ダクトの入口に直接流入するのとは対照的に該入口上を接線方向にかすめて通る時に、同様に音響共振を生じる第２の動圧不安定性メカニズムが、発生する。この第２のメカニズムは、ファンバイパスダクトを通る空気の流れの接線方向の、すなわち言い換えればファンダクト表面と同一平面の開口を形成した入口を有する抽気ダクト上で作用する。この接線流メカニズムにより生じる動圧不安定性は一般的に、ハートマンジェネレータメカニズムにより生じる対応する不安定性よりもその振幅が小さい。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従って、流量制御バルブが完全に閉鎖されている時にガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制するための装置に対する特定の必要性が存在する。
【０００８】
また、流量制御バルブが完全に閉鎖されている時にガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制する方法に対する特定の必要性が存在する。
【０００９】
さらに、流量制御バルブが漏洩するのを許容せずに、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内の動圧振動の振幅を減少させて動圧負荷を受けた構造部品の音響疲労損傷及び破損を回避するようにするための装置及び方法に対する特定の必要性が存在する。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上述の必要性は、本発明によって満たされ、１つの態様では、本発明は、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制するための装置及び方法を提供し、本装置及び方法は、抽気ダクトの入口に隣接して配置された流れダイバータを含む。流れダイバータは、抽気ダクト内に配置された流量制御バルブが閉鎖されている時には、ガスタービンエンジンのファンバイパスダクト内の空気の流れが抽気ダクトの入口に流入するのを阻止し、また流量制御バルブが開放されている時には、空気の流れの一部分が、入口に流入しかつ抽気ダクトを通って流れるのを可能にするように構成される。
【００１１】
本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制するための装置は、ガスタービンエンジンの運転時に該エンジンを通る空気の流れを可能にするように構成されたファンバイパスダクトを含む。本装置はさらに、ファンバイパスダクトに流体連通状態になった入口と開放位置及び閉鎖位置を有する流量制御バルブとを有する抽気ダクトを含む。本装置はさらに、抽気ダクトの入口から上流方向で、ファンバイパスダクトによって形成されたファンダクト表面上に配置された流れダイバータを含む。流れダイバータは、流量制御バルブが閉鎖位置にある時に入口から離れる方向に空気の流れを導くようにガスタービンエンジンを通る該空気の流れを逸らす。
【００１２】
本発明のさらに別の態様によると、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制するための装置は、ガスタービンエンジンの運転時に該エンジンを通る空気の流れを導くように構成されたファンバイパスダクトを含む。ファンバイパスダクトは、上流端部と、該上流端部に対向する下流端部と、上流端部及び下流端部間で延びるファンダクト表面とを形成する。本装置はさらに、ファンバイパスダクトの上流端部及び下流端部間内に配置されかつ該ファンバイパスダクトに流体連通状態になった入口と流量制御バルブとを有する抽気ダクトを含む。流量制御バルブは、空気の流れの一部分が抽気ダクト内に流入しかつ該抽気ダクトを通って流れるのを可能にする開放位置と、空気流が抽気ダクト内に流入しかつ該抽気ダクトを通って流れるのを実質的に阻止する閉鎖位置とを有する。本装置はさらに、ファンバイパスダクトの上流端部及び下流端部間でファンダクト表面上に配置された流れダイバータを含む。流れダイバータは、流量制御バルブが閉鎖位置にある時に、入口を越えて空気の流れを逸らすように作動可能である。
【００１３】
本発明のさらに別の態様によれると、ガスタービンエンジンのための流れダイバータは、エンジンを通る空気の流れを可能にするように構成されたファンバイパスダクトと所定の幅を有する開口を形成した入口を通して該空気の流れの一部分を受けるようになった抽気ダクトとを有する。本流れダイバータは、上流端部と、該上流端部に対向しかつ抽気ダクトの入口に近接した下流端部と、上流端部及び下流端部間で延びる傾斜表面とを含む。傾斜表面は、上流端部におけるよりも下流端部において入口からより大きい距離だけ外側方向に間隔を置いて配置され、また傾斜表面の幅は、入口によって形成された開口の所定の幅よりも大きい。
【００１４】
本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制する方法は、ファンダクト表面を形成しかつガスタービンエンジンの運転時に該エンジンを通る空気の流れを可能にするように構成されたファンバイパスダクトを設ける段階を含む。本方法はさらに、長手方向軸線を定め、ファンバイパスダクトに流体連通状態になった入口を有し、かつ開放位置及び閉鎖位置を有する流量制御バルブを備えた抽気ダクトを設ける段階を含む。本方法はさらに、ファンバイパスダクトによって形成されたファンダクト表面上に抽気ダクトの入口に近接させて流れダイバータを配置して、該流れダイバータによりガスタービンエンジンを通る空気の流れが抽気ダクトの長手方向軸線に沿って該抽気ダクトの入口に直接流入するのを可能にしないようにする段階を含む。
【００１５】
本発明は、添付図面の図と共に行なう以下の説明を参照することによって最も良く理解することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
異なる図全体を通して、同一の参照番号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、航空機１４の支持パイロン１２に取り付けられたその全体を参照符号１０で示すガスタービンエンジンを概略的に示している。エンジン１０は、コアエンジン１８によって動力を供給されるファン１６を含む。ファン１６は、環状のファンケーシング２０内部に回転可能に取り付けられた複数のファンブレードを含み、ファンケーシングは次に、従来の方式でコアエンジン１８の入口端部に取り付けられる。コアエンジン１８は、流入空気の流れ２８を加圧するステータベーン及び／又はロータブレードの連続段を有する多段式圧縮機２６を含む。加圧空気は、圧縮機２６から吐出されかつコアエンジン１８の燃焼器内において燃料と混合されて高温燃焼ガス３０を生成し、この高温燃焼ガス３０は、高圧タービン及び低圧タービンを通って下流方向に流れる。高圧タービン及び低圧タービンは、燃焼ガス３０がコアエンジン１８の出口端部から放出される前に、該燃焼ガス３０からエネルギを抽出する。高圧タービンは、コアエンジン１８の圧縮機２６に動力を供給し、また低圧タービンは、ファン１６に動力を供給する。
【００１７】
ファンケーシング２０は、コアエンジン１８の入口端部を囲み、コアエンジンとファンケーシングとの間にほぼ環状のファンバイパスダクト３２を形成する。ファン１６によって加圧された流入空気の流れ２８の大部分は、ファンケーシング２０の出口端部に隣接する出口ガイドベーン（ＯＧＶ）を通して吐出されて、航空機１４に動力を供給するための推進スラスト力を提供する。残りの流入空気の流れ２８は、ファン１６の半径内側部分を通してコアエンジン１８の入口端部内に導かれて、圧縮機２６の様々な段で加圧されかつ燃焼過程において利用される。ガスタービンエンジン１０は一般的に、航空機１４内でのその後の使用のためにエンジン運転時に圧縮機２６から加圧空気を抽気するようになった抽気システム３４を含む。抽気システム３４は、加圧空気を圧縮機２６から航空機１４に導くための様々な導管及びバルブを備えた主抽気回路３６を含む。特定の実施例では、主抽気回路３６は、圧縮機２６の第５及び第９段から高い圧力及び温度の加圧空気を抽気しかつ必要に応じて抽気空気を航空機１４に導くように構成される。
【００１８】
抽気システム３４はさらに、圧縮機２６の比較的近接近させてパイロン１２に適切に取り付けられた従来型の空気対空気予冷器すなわち熱交換器３８を含む。熱交換器３８は一般的に、圧縮機２６から高温加圧空気を受ける主抽気回路３６と流体連通状態になった交換導管３７を含む。抽気システム３４はさらに、比較的低温の加圧流入空気の流れ２８の一部分をファンバイパスダクト３２から熱交換器３８に抽気するように構成された様々な構成要素を備えた二次抽気回路４０を含む。比較的低温の流入空気の流れ２８は、二次抽気回路４０から熱交換器３８を通って循環し、圧縮機２６からの高温加圧空気を冷却する。二次抽気回路４０からの使用済み抽気空気２７は、パイロン１２内に形成された適切な出口ポート３９を通して熱交換器３８から放出され、航空機１４の運転時に船外に排出される。圧縮機２６及び主抽気回路３６からの冷却済み抽気空気２９は、熱交換器３８から交換導管３７の出口端部を通して放出され、次にあらゆる適切な目的のために航空機１４内に導かれる。抽気システム３４は、主抽気回路３６及び二次抽気回路４０内に収容された様々なバルブＶに作動結合された従来の航空機制御システム（図示せず）によって制御される。
【００１９】
図２に最も良く示しているように、二次抽気回路４０は、ファン抽気ダクト４２を含み、ファン抽気ダクト４２は、該ファン抽気ダクトの出口端部に配置されている流量制御バルブ４４を通して、ファンバイパスダクト３２からの流入空気の流れ２８の一部分を抽気するように構成され、ファン抽気ダクトには次に、熱交換器３８に流体連通状態になった交換導管３５が適切に連結される。流量制御バルブ４４は、航空機制御システムに電気的に接続され、２点鎖線で示したような完全開放位置に作動させて、ファンバイパスダクト３２からファン抽気ダクト４２を通して熱交換器３８内までの流入空気の流れ２８の実質的に妨害のない通過を可能にすることができる。それに代えて、流量制御バルブ４４は、実線で示したような完全閉鎖位置に作動させて、ファン抽気ダクト４２を通して熱交換器３８内までの流入空気の流れ２８の通過を阻止することができる。
【００２０】
図２の実線矢印４５は、抽気ダクトの長手方向軸線に沿ってファン抽気ダクト４２の入口に流入する流入空気の流れ２８の中央流線を表している。破線矢印４６は、ファン抽気ダクト４２の入口内に導かれ、またそれに代えてファン抽気ダクト４２の入口から離れる方向に導かれる流入空気流２８を示しており、従って流量制御バルブ４４が完全に閉鎖されている時には、ハートマンジェネレータのノイズ発生メカニズムを生じまた抽気ダクト内に動圧振動を招く。２点鎖線矢印４７は、流量制御バルブ４４が完全に開放された状態で、入口内にかつファン抽気ダクト４２を通して導かれる流入空気の流れ２８を表している。上述のように、流量制御バルブ４４を完全閉鎖位置から僅かに開放してファン抽気ダクト４２を通る流入空気の流れ２８の少量の通過を可能にし、それによってハートマンジェネレータ現象により生じる望ましくない動圧振動を軽減することは、従来の慣用法である。しかしながら、従来の慣用法は、エンジン運転要件がバルブ漏洩を許容しない場合には、受け入れられない。
【００２１】
図３〜図５には、本発明の１つの態様によれるファン抽気ダクト４２を示している。ファン抽気ダクトすなわち単純化した抽気ダクト４２は、ファンバイパスダクト３２に流体連通状態になった一端部における入口４１と、熱交換器３８につながる交換導管３５と流体連通状態になった対向端部における出口４３とを有する細長い管状導管４８を含む。図３は、流量制御バルブ４４が完全に閉鎖された状態での入口４１に隣接する流入空気の流れ２８を示す抽気ダクト４２の側面図である。図４は、明瞭にするために流入空気の流れ２８を示していない状態での、図３における線４−４に沿って取った抽気ダクト４２の平面図である。抽気ダクト４２はさらに、該抽気ダクトの入口４１に隣接して流れダイバータ５０を含む。流れダイバータ５０は、抽気ダクト４２の入口４１から上流方向で、ファンバイパスダクト３２によって形成されたファンダクト表面３１上に配置される。図３に実線矢印５６で示すように、流れダイバータ５０は、流量制御バルブ４４が閉鎖位置にある時に入口４１から離れる方向に空気の流れを導くように、ファンバイパスダクト３２を通る流入空気の流れ２８を逸らす。
【００２２】
図４に示すように、流れダイバータ５０は、上流端部５１と抽気ダクトの入口４１に近接した下流端部５３とを有し、上流端部及び下流端部間で延びかつファンダクト表面３１から外側方向に間隔をおいて配置された傾斜表面５２を形成する。傾斜表面５２は、流れダイバータ５０の上流端部５１におけるよりも下流端部５３においてファンダクト表面３１からより大きい距離だけ外側方向に間隔を置いて配置される。従って、流れダイバータ５０はさらに、抽気ダクト４２の入口４１から傾斜表面５２まで外側方向に延びる後端面５４を含む。流れダイバータ５０の下流端部５３は、傾斜表面５２が入口４１と実質的に重なるように配置されるのが好ましい。本明細書に示すこの例示的な実施形態では、傾斜表面５２の約５０パーセント（５０％）以上が、抽気ダクト４２の入口４１と重なる。傾斜表面５２は、例えば平坦面又は凸面形のようなあらゆる適切な輪郭を有することができるが、流れダイバータ５０が抽気ダクト４２の入口４１を通過させて流入空気の流れ２８を逸らすのを支援するような凹面形輪郭を有するのが好ましい。
【００２３】
さらに、抽気ダクト４２の入口４１は、所定の幅を有する開口を形成し、また流れダイバータ５０は、入口の所定の幅に少なくとも等しい幅を有する。流れダイバータ５０の傾斜表面５２の幅は、入口４１によって形成された開口の所定の幅よりも大きいのが好ましい。本明細書に示すこの例示的な実施形態では、傾斜表面５２の幅は、ファン抽気ダクト４２の入口４１の所定の幅よりも少なくとも約１．５倍大きい。傾斜表面５２が下流端部５３においてファンダクト表面３１から外側方向に間隔を置いて配置された距離、傾斜表面が入口４１と重なる量、傾斜表面の輪郭、及び流れダイバータ５０の傾斜表面の幅の組合せにより、流入空気流２８が抽気ダクト４２の入口を越えて逸らされる程度が決まる。実線矢印５６で示すように、傾斜表面５２は、ファンダクト表面３１から十分に間隔を置いて配置され、抽気ダクト４２の入口４１と十分に重なり、かつ流入空気の流れ２８が入口の下流位置においてファンダクト表面に再び付着することを保証するのに十分な輪郭を有する。従って、流量制御バルブ４４が閉鎖位置にある時には、実質的にいかなる流入空気の流れ２８も、抽気ダクト４２の入口４１内に導かれることはない。
【００２４】
流れダイバータ５０の特定の設計パラメータは、航空機エンジン１４及び特定の用途に応じて変化させることができる。従って、流れダイバータ５０の設計は、該流れダイバータが利用される航空機エンジン１４の種類及び特定の用途に対して最適化させるべきである。変化させることができる設計パラメータの実施例には、傾斜表面５２の上流端部５１及び下流端部５３についての抽気ダクト４２の入口４１から上流の距離、傾斜表面がファンダクト表面３１から外側方向に間隔を置いて配置された距離、上流端部及び下流端部間の傾斜表面の形状、並びに抽気ダクトの入口によって形成された開口に対する傾斜表面の幅が含まれる。
【００２５】
図５は、流量制御バルブ４４が開放された状態での抽気ダクト４２の入口４１に隣接する流入空気の流れ２８を示している。流れダイバータ５０は、流入空気の流れ２８を逸らせながら、実線矢印５７で示すように、該空気の流れの一部分が、入口４１に流入しかつ抽気ダクト４２の導管４８を通って熱交換器３８に流れるのを可能にする。具体的には、流量制御バルブ４４を開放することにより、抽気ダクト４２の導管４８内に負圧が形成され、流入空気の流れ２８の一部分５７が、流れダイバータ５０上をかつ該流れダイバータ５０の周りを入口４１内に流れるようになる。図示するように、流入空気の流れ２８の比較的少量の部分５７は、流れダイバータ５０の後端面５４に隣接して、一般に「渦」又は「渦流」として知られる定常回転流を形成し、この定常回転流は、入口４１に流入しない。流れダイバータ５０は、定常回転流を減少させ、それによって入口４１内に逸れる流入空気の流れ２８の部分５７を増加させるに変更することができる。
【００２６】
例えば、図６に示すように、流れダイバータ５０の後端面５４には、傾斜表面５２に隣接させて、入口４１に向かって下流方向に延びる突出部又は段部５５を設けることができる。段部５５は、傾斜表面５２の幅にわたって流入空気の流れ２８に作用する公知の「コアンダ効果」を生じさせる。境界層付着としても知られるコアンダ効果により、流入空気の流れ２８が、段部５５が存在しない場合には後端面５４から剥離することになると予測される個所を越えて該後端面に付着した状態を維持するようになる。段部５５の結果として、流入空気の流れ２８の殆どが、後端面５４から剥離しない。従って、流量制御バルブ４４が開放されている時には、流入空気の流れのより多くが、後端面５４に付着した状態を維持し、抽気ダクト４２の入口４１を通して受けられる。突出部を図示したが、後端面５４にはまた、所望のコアンダ効果をもたらすような凸面形輪郭を形成することができる。
【００２７】
別の態様では、本発明はまた、ガスタービンエンジン１０の抽気ダクト４２内における動圧不安定性を抑制する方法を提供する。ファンバイパスダクト３２は、ガスタービンエンジン１０の運転時に該エンジンを通る流入空気の流れ２８を可能にするように構成される。上述のように、ファンバイパスダクト３２は、ファンダクト表面３１を形成する。本方法はさらに、長手方向軸線を定めかつファンバイパスダクト３２に流体連通状態になった入口４１を有する抽気ダクト４２を設ける段階を含む。上記したように、抽気ダクト４２は、開放位置及び閉鎖位置を有する流量制御バルブ４４を含む。本方法はさらに、抽気ダクト４２の入口４１に近接させてファンダクト表面３１上に流れダイバータ５０を配置して、該流れダイバータにより流入空気の流れ２８が抽気ダクトの長手方向軸線に沿って該抽気ダクトの入口に直接流入するのを可能にしないようにする段階を含む。具体的には、流れダイバータ５０は、流量制御バルブ４４が閉鎖位置にある時には、流入空気の流れ２８がファンバイパスダクト３２から抽気ダクト４２の入口４１に流入するのを阻止するように作動可能である。流れダイバータ５０はまた、流量制御バルブ４４が開放位置にある時には、流入空気の流れ２８の一部分５７が抽気ダクト４２の入口４１に流入するのを可能にするように作動可能である。
【００２８】
本方法のこの例示的な実施形態では、流れダイバータ５０は、上流端部５１と、該上流端部に対向する下流端部５３と、上流端部及び下流端部間で延びかつファンダクト表面３１から外側方向に間隔をおいて配置された傾斜表面５２とを含む。傾斜表面５２は、流れダイバータ５０の上流端部５１におけるよりも該流れダイバータの下流端部５３においてファンダクト表面３１からより大きい距離だけ外側方向に間隔を置いて配置される。入口４１は、所定の幅を有する開口を形成し、また流れダイバータ５０は、入口の所定の幅に少なくとも等しい幅を有する。流れダイバータ５０の傾斜表面５２の幅は、入口４１によって形成された開口の所定の幅よりも少なくとも約１．５倍大きいのが好ましい。
【００２９】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を使用して、本発明を開示し、また当業者があらゆる装置又はシステムを製作しかつ使用すること及びあらゆる取込み方法を実行することを含む本発明の実施を行うのも可能にする。
本発明の特許性がある技術的範囲は、特許請求の範囲によって定まり、当業者が想起する他の実施例を含むことができる。そのような他の実施例は、それらの実施例が特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を有する場合或いはそれらの実施例が特許請求の範囲の文言と本質的でない差異を有する均等な構造要素を備える場合には、特許請求の範囲の技術的範囲内に含まれることになることを意図している。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】航空機の支持パイロンに取り付けられたファンバイパスダクト及び抽気ダクトを含むガスタービンエンジンの部分断面図。
【図２】流量制御バルブが開放及び閉鎖された状態での抽気ダクトの入口内への空気の流れを示す、線２−２に沿って取った図１のガスタービンエンジンの抽気ダクトの詳細側面図。
【図３】流量制御バルブが閉鎖された状態での抽気ダクトの入口に隣接する空気の流れを示す、本発明の１つの態様による抽気ダクトの詳細側面図。
【図４】線４−４に沿って取った、図３の抽気ダクトの詳細平面図。
【図５】流量制御バルブが開放された状態での入口に隣接する空気の流れを示す、図３の抽気ダクトの入口の詳細側面図。
【図６】流量制御バルブが開放された状態での抽気ダクトの入口に隣接する空気の流れを示す本発明の別の態様による別の抽気ダクトの詳細側面図。
【符号の説明】
【００３１】
１０ エンジン
１２ 支持パイロン
１４ 航空機
１６ ファン
１８ コアエンジン
２０ ファンケーシング
２６ 圧縮機
２７ 使用済み抽気空気
２８ 空気の流れ
２９ 冷却抽気空気
３０ 燃焼ガス
３１ ファンダクト表面
３２ ファンバイパスダクト
３４ 抽気システム
３５ 交換導管
３６ 主抽気回路
３７ 交換導管
３８ 熱交換器
３９ 出口ポート
４０ 二次抽気回路
４１ 入口
４２ ファン抽気ダクト
４３ 出口
４４ 流量制御バルブ
４５ 実線矢印
４６ 破線矢印
４７ ２点鎖線矢印
４８ 管状導管
５０ 流れダイバータ
５１ 上流端部
５２ 傾斜表面
５３ 下流端部
５４ 後端面
５５ 段部
５６ 実線矢印
５７ 一部分
【技術分野】
【０００１】
本出願に開示した本主題は、総括的にはガスタービンエンジン用の構成要素に関し、より具体的には、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制するための装置及び方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの抽気ダクトは、エンジンを冷却するために、ファンバイパスダクトの流路から空気の一部分を抽出しかつ抽気ダクトを通してその空気を熱交換器に導く。抽気ダクトを通る空気の流れは一般的に、例えばバタフライバルブのような流量制御バルブによって制御される。流量制御バルブは、エンジン運転の特定のモードの間は、閉鎖され、それによって抽気ダクトを通る空気の流れを阻止する。バルブが閉鎖され（又は、バルブを通して漏洩する空気の量が十分に小さく）、また空気が抽気ダクトの入口を通過してファンバイパスダクト内を高速で流れている時に、抽気ダクトは、動的に不安定になりかつ大きな振幅の圧力振動を受ける可能性がある。特性（すなわち、固有）振動数において１．１２５ｋｇ／ｃｍ２（１６ｐｓｉ）ピークトゥピークほどもの高い動圧レベルが観測され、これにより、それに対して動圧負荷が作用する表面に重大な構造的損傷が生じるおそれがある。その結果、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内の高い動圧レベルは、回避しなければならない。
【０００３】
ハートマンジェネレータのノイズ発生メカニズムでは、ガスタービンエンジン内の動的に不安定な抽気ダクトが示すのと同じ物理現象が生じる。ハートマンジェネレータは、空気噴流を発するための円形ノズルからなり、円形ノズルは、該ノズルに隣接する開放端部と該開放端部及び該ノズルに対向する閉鎖端部とを有する比較的短い円形チューブに作動連結される。このチューブの開放端部は、空気噴流の直径にほぼ等しい直径を有し、かつノズル出口から幾つかのノズル直径分だけ下流に配置される。ノズルは、空気噴流がチューブの開放端部内に直接流れるように、配向される。その結果、特性振動数の高エネルギ音波が、ノズル出口とチューブの開放端部との間の領域内に発生する。
【０００４】
抽気ダクトの入口は、ファンバイパスダクトを通る空気流の一部分が抽気ダクトの長手方向軸線に本質的に平行に該抽気ダクトに流入するのを可能にする該バイパスダクトの湾曲壁セクション内に配置される。エンジン運転の特定のモードの間には、ファンバイパスダクトを通る空気流の一部分は、抽気ダクトの入口内に直接送られて、流量制御バルブが閉鎖されるか又は十分でない量の空気が漏洩している時に大振幅の圧力振動が発生するようになる。ガスタービンエンジン内における動圧不安定性を回避する通常の方法は、流量制御バルブが十分な量の空気を漏洩するのを可能にすることによって、圧力振動の振幅を減少させることである。しかしながら、最近のエンジン運転要件は、バルブ漏洩を許容せず、従って受け入れられないほど大きい動圧振動を引き起こすおそれがある。大きい動圧振動は次に、高い動圧負荷を受けた抽気ダクトの表面のような構造部品の音響疲労損傷及び破損を引き起こす。
【０００５】
ハートマンジェネレータと同様に、動圧不安定性の原因となる物理的メカニズムは、流量制御バルブが完全に閉鎖された状態での周期的な抽気ダクト内への空気の注入、抽気ダクト内での空気の加圧及び抽気ダクトからの空気の噴出である。抽気ダクトの入口内への直接的な空気の流れは、空気圧を増加させ、抽気ダクト内で空気を凝縮させる。空気は、抵抗背圧が空気圧を上回り、空気を入口から外に噴き出すまで、バネと同様に圧縮される。噴き出した空気は、抽気ダクトの周りで入口に流入しようとしている空気を逸らさせる。抽気ダクト内の背圧が十分に低下すると、注入及び加圧が再開した後に、噴出サイクルが繰り返される。抽気ダクトは、特性４分の１波長オルガン管音響共振を有し、振動圧力変動は、非線形不安定状態で音響共振と結合して、圧力振動の振動数が、正確に等しくはないが抽気ダクトの予測可能音響共振振動数に関連するようになる傾向がある。
【０００６】
ファンバイパスダクトを通る空気流が、抽気ダクトの入口に直接流入するのとは対照的に該入口上を接線方向にかすめて通る時に、同様に音響共振を生じる第２の動圧不安定性メカニズムが、発生する。この第２のメカニズムは、ファンバイパスダクトを通る空気の流れの接線方向の、すなわち言い換えればファンダクト表面と同一平面の開口を形成した入口を有する抽気ダクト上で作用する。この接線流メカニズムにより生じる動圧不安定性は一般的に、ハートマンジェネレータメカニズムにより生じる対応する不安定性よりもその振幅が小さい。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従って、流量制御バルブが完全に閉鎖されている時にガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制するための装置に対する特定の必要性が存在する。
【０００８】
また、流量制御バルブが完全に閉鎖されている時にガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制する方法に対する特定の必要性が存在する。
【０００９】
さらに、流量制御バルブが漏洩するのを許容せずに、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内の動圧振動の振幅を減少させて動圧負荷を受けた構造部品の音響疲労損傷及び破損を回避するようにするための装置及び方法に対する特定の必要性が存在する。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上述の必要性は、本発明によって満たされ、１つの態様では、本発明は、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制するための装置及び方法を提供し、本装置及び方法は、抽気ダクトの入口に隣接して配置された流れダイバータを含む。流れダイバータは、抽気ダクト内に配置された流量制御バルブが閉鎖されている時には、ガスタービンエンジンのファンバイパスダクト内の空気の流れが抽気ダクトの入口に流入するのを阻止し、また流量制御バルブが開放されている時には、空気の流れの一部分が、入口に流入しかつ抽気ダクトを通って流れるのを可能にするように構成される。
【００１１】
本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制するための装置は、ガスタービンエンジンの運転時に該エンジンを通る空気の流れを可能にするように構成されたファンバイパスダクトを含む。本装置はさらに、ファンバイパスダクトに流体連通状態になった入口と開放位置及び閉鎖位置を有する流量制御バルブとを有する抽気ダクトを含む。本装置はさらに、抽気ダクトの入口から上流方向で、ファンバイパスダクトによって形成されたファンダクト表面上に配置された流れダイバータを含む。流れダイバータは、流量制御バルブが閉鎖位置にある時に入口から離れる方向に空気の流れを導くようにガスタービンエンジンを通る該空気の流れを逸らす。
【００１２】
本発明のさらに別の態様によると、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制するための装置は、ガスタービンエンジンの運転時に該エンジンを通る空気の流れを導くように構成されたファンバイパスダクトを含む。ファンバイパスダクトは、上流端部と、該上流端部に対向する下流端部と、上流端部及び下流端部間で延びるファンダクト表面とを形成する。本装置はさらに、ファンバイパスダクトの上流端部及び下流端部間内に配置されかつ該ファンバイパスダクトに流体連通状態になった入口と流量制御バルブとを有する抽気ダクトを含む。流量制御バルブは、空気の流れの一部分が抽気ダクト内に流入しかつ該抽気ダクトを通って流れるのを可能にする開放位置と、空気流が抽気ダクト内に流入しかつ該抽気ダクトを通って流れるのを実質的に阻止する閉鎖位置とを有する。本装置はさらに、ファンバイパスダクトの上流端部及び下流端部間でファンダクト表面上に配置された流れダイバータを含む。流れダイバータは、流量制御バルブが閉鎖位置にある時に、入口を越えて空気の流れを逸らすように作動可能である。
【００１３】
本発明のさらに別の態様によれると、ガスタービンエンジンのための流れダイバータは、エンジンを通る空気の流れを可能にするように構成されたファンバイパスダクトと所定の幅を有する開口を形成した入口を通して該空気の流れの一部分を受けるようになった抽気ダクトとを有する。本流れダイバータは、上流端部と、該上流端部に対向しかつ抽気ダクトの入口に近接した下流端部と、上流端部及び下流端部間で延びる傾斜表面とを含む。傾斜表面は、上流端部におけるよりも下流端部において入口からより大きい距離だけ外側方向に間隔を置いて配置され、また傾斜表面の幅は、入口によって形成された開口の所定の幅よりも大きい。
【００１４】
本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジンの抽気ダクト内における動圧不安定性を抑制する方法は、ファンダクト表面を形成しかつガスタービンエンジンの運転時に該エンジンを通る空気の流れを可能にするように構成されたファンバイパスダクトを設ける段階を含む。本方法はさらに、長手方向軸線を定め、ファンバイパスダクトに流体連通状態になった入口を有し、かつ開放位置及び閉鎖位置を有する流量制御バルブを備えた抽気ダクトを設ける段階を含む。本方法はさらに、ファンバイパスダクトによって形成されたファンダクト表面上に抽気ダクトの入口に近接させて流れダイバータを配置して、該流れダイバータによりガスタービンエンジンを通る空気の流れが抽気ダクトの長手方向軸線に沿って該抽気ダクトの入口に直接流入するのを可能にしないようにする段階を含む。
【００１５】
本発明は、添付図面の図と共に行なう以下の説明を参照することによって最も良く理解することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
異なる図全体を通して、同一の参照番号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、航空機１４の支持パイロン１２に取り付けられたその全体を参照符号１０で示すガスタービンエンジンを概略的に示している。エンジン１０は、コアエンジン１８によって動力を供給されるファン１６を含む。ファン１６は、環状のファンケーシング２０内部に回転可能に取り付けられた複数のファンブレードを含み、ファンケーシングは次に、従来の方式でコアエンジン１８の入口端部に取り付けられる。コアエンジン１８は、流入空気の流れ２８を加圧するステータベーン及び／又はロータブレードの連続段を有する多段式圧縮機２６を含む。加圧空気は、圧縮機２６から吐出されかつコアエンジン１８の燃焼器内において燃料と混合されて高温燃焼ガス３０を生成し、この高温燃焼ガス３０は、高圧タービン及び低圧タービンを通って下流方向に流れる。高圧タービン及び低圧タービンは、燃焼ガス３０がコアエンジン１８の出口端部から放出される前に、該燃焼ガス３０からエネルギを抽出する。高圧タービンは、コアエンジン１８の圧縮機２６に動力を供給し、また低圧タービンは、ファン１６に動力を供給する。
【００１７】
ファンケーシング２０は、コアエンジン１８の入口端部を囲み、コアエンジンとファンケーシングとの間にほぼ環状のファンバイパスダクト３２を形成する。ファン１６によって加圧された流入空気の流れ２８の大部分は、ファンケーシング２０の出口端部に隣接する出口ガイドベーン（ＯＧＶ）を通して吐出されて、航空機１４に動力を供給するための推進スラスト力を提供する。残りの流入空気の流れ２８は、ファン１６の半径内側部分を通してコアエンジン１８の入口端部内に導かれて、圧縮機２６の様々な段で加圧されかつ燃焼過程において利用される。ガスタービンエンジン１０は一般的に、航空機１４内でのその後の使用のためにエンジン運転時に圧縮機２６から加圧空気を抽気するようになった抽気システム３４を含む。抽気システム３４は、加圧空気を圧縮機２６から航空機１４に導くための様々な導管及びバルブを備えた主抽気回路３６を含む。特定の実施例では、主抽気回路３６は、圧縮機２６の第５及び第９段から高い圧力及び温度の加圧空気を抽気しかつ必要に応じて抽気空気を航空機１４に導くように構成される。
【００１８】
抽気システム３４はさらに、圧縮機２６の比較的近接近させてパイロン１２に適切に取り付けられた従来型の空気対空気予冷器すなわち熱交換器３８を含む。熱交換器３８は一般的に、圧縮機２６から高温加圧空気を受ける主抽気回路３６と流体連通状態になった交換導管３７を含む。抽気システム３４はさらに、比較的低温の加圧流入空気の流れ２８の一部分をファンバイパスダクト３２から熱交換器３８に抽気するように構成された様々な構成要素を備えた二次抽気回路４０を含む。比較的低温の流入空気の流れ２８は、二次抽気回路４０から熱交換器３８を通って循環し、圧縮機２６からの高温加圧空気を冷却する。二次抽気回路４０からの使用済み抽気空気２７は、パイロン１２内に形成された適切な出口ポート３９を通して熱交換器３８から放出され、航空機１４の運転時に船外に排出される。圧縮機２６及び主抽気回路３６からの冷却済み抽気空気２９は、熱交換器３８から交換導管３７の出口端部を通して放出され、次にあらゆる適切な目的のために航空機１４内に導かれる。抽気システム３４は、主抽気回路３６及び二次抽気回路４０内に収容された様々なバルブＶに作動結合された従来の航空機制御システム（図示せず）によって制御される。
【００１９】
図２に最も良く示しているように、二次抽気回路４０は、ファン抽気ダクト４２を含み、ファン抽気ダクト４２は、該ファン抽気ダクトの出口端部に配置されている流量制御バルブ４４を通して、ファンバイパスダクト３２からの流入空気の流れ２８の一部分を抽気するように構成され、ファン抽気ダクトには次に、熱交換器３８に流体連通状態になった交換導管３５が適切に連結される。流量制御バルブ４４は、航空機制御システムに電気的に接続され、２点鎖線で示したような完全開放位置に作動させて、ファンバイパスダクト３２からファン抽気ダクト４２を通して熱交換器３８内までの流入空気の流れ２８の実質的に妨害のない通過を可能にすることができる。それに代えて、流量制御バルブ４４は、実線で示したような完全閉鎖位置に作動させて、ファン抽気ダクト４２を通して熱交換器３８内までの流入空気の流れ２８の通過を阻止することができる。
【００２０】
図２の実線矢印４５は、抽気ダクトの長手方向軸線に沿ってファン抽気ダクト４２の入口に流入する流入空気の流れ２８の中央流線を表している。破線矢印４６は、ファン抽気ダクト４２の入口内に導かれ、またそれに代えてファン抽気ダクト４２の入口から離れる方向に導かれる流入空気流２８を示しており、従って流量制御バルブ４４が完全に閉鎖されている時には、ハートマンジェネレータのノイズ発生メカニズムを生じまた抽気ダクト内に動圧振動を招く。２点鎖線矢印４７は、流量制御バルブ４４が完全に開放された状態で、入口内にかつファン抽気ダクト４２を通して導かれる流入空気の流れ２８を表している。上述のように、流量制御バルブ４４を完全閉鎖位置から僅かに開放してファン抽気ダクト４２を通る流入空気の流れ２８の少量の通過を可能にし、それによってハートマンジェネレータ現象により生じる望ましくない動圧振動を軽減することは、従来の慣用法である。しかしながら、従来の慣用法は、エンジン運転要件がバルブ漏洩を許容しない場合には、受け入れられない。
【００２１】
図３〜図５には、本発明の１つの態様によれるファン抽気ダクト４２を示している。ファン抽気ダクトすなわち単純化した抽気ダクト４２は、ファンバイパスダクト３２に流体連通状態になった一端部における入口４１と、熱交換器３８につながる交換導管３５と流体連通状態になった対向端部における出口４３とを有する細長い管状導管４８を含む。図３は、流量制御バルブ４４が完全に閉鎖された状態での入口４１に隣接する流入空気の流れ２８を示す抽気ダクト４２の側面図である。図４は、明瞭にするために流入空気の流れ２８を示していない状態での、図３における線４−４に沿って取った抽気ダクト４２の平面図である。抽気ダクト４２はさらに、該抽気ダクトの入口４１に隣接して流れダイバータ５０を含む。流れダイバータ５０は、抽気ダクト４２の入口４１から上流方向で、ファンバイパスダクト３２によって形成されたファンダクト表面３１上に配置される。図３に実線矢印５６で示すように、流れダイバータ５０は、流量制御バルブ４４が閉鎖位置にある時に入口４１から離れる方向に空気の流れを導くように、ファンバイパスダクト３２を通る流入空気の流れ２８を逸らす。
【００２２】
図４に示すように、流れダイバータ５０は、上流端部５１と抽気ダクトの入口４１に近接した下流端部５３とを有し、上流端部及び下流端部間で延びかつファンダクト表面３１から外側方向に間隔をおいて配置された傾斜表面５２を形成する。傾斜表面５２は、流れダイバータ５０の上流端部５１におけるよりも下流端部５３においてファンダクト表面３１からより大きい距離だけ外側方向に間隔を置いて配置される。従って、流れダイバータ５０はさらに、抽気ダクト４２の入口４１から傾斜表面５２まで外側方向に延びる後端面５４を含む。流れダイバータ５０の下流端部５３は、傾斜表面５２が入口４１と実質的に重なるように配置されるのが好ましい。本明細書に示すこの例示的な実施形態では、傾斜表面５２の約５０パーセント（５０％）以上が、抽気ダクト４２の入口４１と重なる。傾斜表面５２は、例えば平坦面又は凸面形のようなあらゆる適切な輪郭を有することができるが、流れダイバータ５０が抽気ダクト４２の入口４１を通過させて流入空気の流れ２８を逸らすのを支援するような凹面形輪郭を有するのが好ましい。
【００２３】
さらに、抽気ダクト４２の入口４１は、所定の幅を有する開口を形成し、また流れダイバータ５０は、入口の所定の幅に少なくとも等しい幅を有する。流れダイバータ５０の傾斜表面５２の幅は、入口４１によって形成された開口の所定の幅よりも大きいのが好ましい。本明細書に示すこの例示的な実施形態では、傾斜表面５２の幅は、ファン抽気ダクト４２の入口４１の所定の幅よりも少なくとも約１．５倍大きい。傾斜表面５２が下流端部５３においてファンダクト表面３１から外側方向に間隔を置いて配置された距離、傾斜表面が入口４１と重なる量、傾斜表面の輪郭、及び流れダイバータ５０の傾斜表面の幅の組合せにより、流入空気流２８が抽気ダクト４２の入口を越えて逸らされる程度が決まる。実線矢印５６で示すように、傾斜表面５２は、ファンダクト表面３１から十分に間隔を置いて配置され、抽気ダクト４２の入口４１と十分に重なり、かつ流入空気の流れ２８が入口の下流位置においてファンダクト表面に再び付着することを保証するのに十分な輪郭を有する。従って、流量制御バルブ４４が閉鎖位置にある時には、実質的にいかなる流入空気の流れ２８も、抽気ダクト４２の入口４１内に導かれることはない。
【００２４】
流れダイバータ５０の特定の設計パラメータは、航空機エンジン１４及び特定の用途に応じて変化させることができる。従って、流れダイバータ５０の設計は、該流れダイバータが利用される航空機エンジン１４の種類及び特定の用途に対して最適化させるべきである。変化させることができる設計パラメータの実施例には、傾斜表面５２の上流端部５１及び下流端部５３についての抽気ダクト４２の入口４１から上流の距離、傾斜表面がファンダクト表面３１から外側方向に間隔を置いて配置された距離、上流端部及び下流端部間の傾斜表面の形状、並びに抽気ダクトの入口によって形成された開口に対する傾斜表面の幅が含まれる。
【００２５】
図５は、流量制御バルブ４４が開放された状態での抽気ダクト４２の入口４１に隣接する流入空気の流れ２８を示している。流れダイバータ５０は、流入空気の流れ２８を逸らせながら、実線矢印５７で示すように、該空気の流れの一部分が、入口４１に流入しかつ抽気ダクト４２の導管４８を通って熱交換器３８に流れるのを可能にする。具体的には、流量制御バルブ４４を開放することにより、抽気ダクト４２の導管４８内に負圧が形成され、流入空気の流れ２８の一部分５７が、流れダイバータ５０上をかつ該流れダイバータ５０の周りを入口４１内に流れるようになる。図示するように、流入空気の流れ２８の比較的少量の部分５７は、流れダイバータ５０の後端面５４に隣接して、一般に「渦」又は「渦流」として知られる定常回転流を形成し、この定常回転流は、入口４１に流入しない。流れダイバータ５０は、定常回転流を減少させ、それによって入口４１内に逸れる流入空気の流れ２８の部分５７を増加させるに変更することができる。
【００２６】
例えば、図６に示すように、流れダイバータ５０の後端面５４には、傾斜表面５２に隣接させて、入口４１に向かって下流方向に延びる突出部又は段部５５を設けることができる。段部５５は、傾斜表面５２の幅にわたって流入空気の流れ２８に作用する公知の「コアンダ効果」を生じさせる。境界層付着としても知られるコアンダ効果により、流入空気の流れ２８が、段部５５が存在しない場合には後端面５４から剥離することになると予測される個所を越えて該後端面に付着した状態を維持するようになる。段部５５の結果として、流入空気の流れ２８の殆どが、後端面５４から剥離しない。従って、流量制御バルブ４４が開放されている時には、流入空気の流れのより多くが、後端面５４に付着した状態を維持し、抽気ダクト４２の入口４１を通して受けられる。突出部を図示したが、後端面５４にはまた、所望のコアンダ効果をもたらすような凸面形輪郭を形成することができる。
【００２７】
別の態様では、本発明はまた、ガスタービンエンジン１０の抽気ダクト４２内における動圧不安定性を抑制する方法を提供する。ファンバイパスダクト３２は、ガスタービンエンジン１０の運転時に該エンジンを通る流入空気の流れ２８を可能にするように構成される。上述のように、ファンバイパスダクト３２は、ファンダクト表面３１を形成する。本方法はさらに、長手方向軸線を定めかつファンバイパスダクト３２に流体連通状態になった入口４１を有する抽気ダクト４２を設ける段階を含む。上記したように、抽気ダクト４２は、開放位置及び閉鎖位置を有する流量制御バルブ４４を含む。本方法はさらに、抽気ダクト４２の入口４１に近接させてファンダクト表面３１上に流れダイバータ５０を配置して、該流れダイバータにより流入空気の流れ２８が抽気ダクトの長手方向軸線に沿って該抽気ダクトの入口に直接流入するのを可能にしないようにする段階を含む。具体的には、流れダイバータ５０は、流量制御バルブ４４が閉鎖位置にある時には、流入空気の流れ２８がファンバイパスダクト３２から抽気ダクト４２の入口４１に流入するのを阻止するように作動可能である。流れダイバータ５０はまた、流量制御バルブ４４が開放位置にある時には、流入空気の流れ２８の一部分５７が抽気ダクト４２の入口４１に流入するのを可能にするように作動可能である。
【００２８】
本方法のこの例示的な実施形態では、流れダイバータ５０は、上流端部５１と、該上流端部に対向する下流端部５３と、上流端部及び下流端部間で延びかつファンダクト表面３１から外側方向に間隔をおいて配置された傾斜表面５２とを含む。傾斜表面５２は、流れダイバータ５０の上流端部５１におけるよりも該流れダイバータの下流端部５３においてファンダクト表面３１からより大きい距離だけ外側方向に間隔を置いて配置される。入口４１は、所定の幅を有する開口を形成し、また流れダイバータ５０は、入口の所定の幅に少なくとも等しい幅を有する。流れダイバータ５０の傾斜表面５２の幅は、入口４１によって形成された開口の所定の幅よりも少なくとも約１．５倍大きいのが好ましい。
【００２９】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を使用して、本発明を開示し、また当業者があらゆる装置又はシステムを製作しかつ使用すること及びあらゆる取込み方法を実行することを含む本発明の実施を行うのも可能にする。
本発明の特許性がある技術的範囲は、特許請求の範囲によって定まり、当業者が想起する他の実施例を含むことができる。そのような他の実施例は、それらの実施例が特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を有する場合或いはそれらの実施例が特許請求の範囲の文言と本質的でない差異を有する均等な構造要素を備える場合には、特許請求の範囲の技術的範囲内に含まれることになることを意図している。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】航空機の支持パイロンに取り付けられたファンバイパスダクト及び抽気ダクトを含むガスタービンエンジンの部分断面図。
【図２】流量制御バルブが開放及び閉鎖された状態での抽気ダクトの入口内への空気の流れを示す、線２−２に沿って取った図１のガスタービンエンジンの抽気ダクトの詳細側面図。
【図３】流量制御バルブが閉鎖された状態での抽気ダクトの入口に隣接する空気の流れを示す、本発明の１つの態様による抽気ダクトの詳細側面図。
【図４】線４−４に沿って取った、図３の抽気ダクトの詳細平面図。
【図５】流量制御バルブが開放された状態での入口に隣接する空気の流れを示す、図３の抽気ダクトの入口の詳細側面図。
【図６】流量制御バルブが開放された状態での抽気ダクトの入口に隣接する空気の流れを示す本発明の別の態様による別の抽気ダクトの詳細側面図。
【符号の説明】
【００３１】
１０ エンジン
１２ 支持パイロン
１４ 航空機
１６ ファン
１８ コアエンジン
２０ ファンケーシング
２６ 圧縮機
２７ 使用済み抽気空気
２８ 空気の流れ
２９ 冷却抽気空気
３０ 燃焼ガス
３１ ファンダクト表面
３２ ファンバイパスダクト
３４ 抽気システム
３５ 交換導管
３６ 主抽気回路
３７ 交換導管
３８ 熱交換器
３９ 出口ポート
４０ 二次抽気回路
４１ 入口
４２ ファン抽気ダクト
４３ 出口
４４ 流量制御バルブ
４５ 実線矢印
４６ 破線矢印
４７ ２点鎖線矢印
４８ 管状導管
５０ 流れダイバータ
５１ 上流端部
５２ 傾斜表面
５３ 下流端部
５４ 後端面
５５ 段部
５６ 実線矢印
５７ 一部分
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）の抽気ダクト（４２）内における動圧不安定性を抑制するための装置であって、
ファンダクト表面（３１）を形成しかつ前記ガスタービンエンジン（１０）の運転時に該エンジン（１０）を通る空気の流れ（２８）を可能にするように構成されたファンバイパスダクト（３２）と、
前記ファンバイパスダクト（３２）に流体連通状態になった入口（４１）と開放位置及び閉鎖位置を有する流量制御バルブ（４４）とを有する抽気ダクト（４２）と、
前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）から上流方向で前記ファンダクト表面（３１）上に配置されて、前記流量制御バルブ（４４）が前記閉鎖位置にある時に前記入口（４１）から離れる方向に前記空気の流れ（２８）を導くように、前記ガスタービンエンジン（１０）を通る該空気の流れ（２８）を逸らすようになった流れダイバータ（５０）と、を含む、
装置。
【請求項２】
前記流れダイバータ（５０）が、上流端部（５１）と前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）に近接した下流端部（５３）とを有し、
前記流れダイバータ（５０）が、前記上流端部（５１）及び下流端部（５３）間で延びかつ前記ファンダクト表面（３１）から外側方向に間隔を置いて配置された傾斜表面（５２）を形成する、
請求項１記載の装置。
【請求項３】
前記傾斜表面（５２）が、前記流れダイバータ（５０）の上流端部（５１）におけるよりも該流れダイバータ（５０）の下流端部（５３）において前記ファンダクト表面（３１）からより大きい距離だけ外側方向に間隔を置いて配置される、請求項２記載の装置。
【請求項４】
前記流れダイバータ（５０）の下流端部（５３）が、前記傾斜表面（５２）が前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）と重なるように配置される、請求項２又は３記載の装置。
【請求項５】
前記傾斜表面（５２）の５０パーセント（５０％）以上が、前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）と重なる、請求項４記載の装置。
【請求項６】
前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）が、所定の幅を有する開口を形成し、
前記流れダイバータ（５０）が、前記入口（４１）の所定の幅に少なくとも等しい幅を有する、
請求項１乃至５のいずれか1項に記載の装置。
【請求項７】
前記流れダイバータ（５０）の幅が、前記入口（４１）の所定の幅よりも少なくとも１．５倍大きい、請求項６記載の装置。
【請求項８】
それを通る空気の流れ（２８）を可能にするように構成されたファンバイパスダクト（３２）と所定の幅を有する開口を形成した入口（４１）を通して前記空気の流れ（２８）の一部分（５７）を受けるようになった抽気ダクト（４２）とを有するガスタービンエンジン（１０）のための流れダイバータ（５０）であって、
上流端部（５１）と、
前記上流端部（５１）に対向しかつ前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）に近接した下流端部（５３）と、
前記上流端部（５１）及び下流端部（５３）間で延びる傾斜表面（５２）と、を含み、
前記傾斜表面（５２）が、前記上流端部（５１）におけるよりも前記下流端部（５３）において前記入口（４１）からより大きい距離だけ外側方向に間隔を置いて配置され、
前記傾斜表面（５２）の幅が、前記入口（４１）によって形成された開口の所定の幅よりも大きい、
流れダイバータ（５０）。
【請求項９】
前記流入空気の流れ（２８）の一部分（５７）が、前記抽気ダクト（４２）内に配置された流量制御バルブ（４４）が開放位置にある時には、前記入口（４１）内に導かれかつ該抽気ダクト（４２）を通って流れ、また前記流量制御バルブ（４４）が閉鎖位置にある時には、前記入口（４１）から離れる方向に逸らされかつ該抽気ダクト（４２）を通って流れない、請求項８記載の流れダイバータ（５０）。
【請求項１０】
前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）から前記傾斜表面（５２）まで外側方向に延びる後端面（５４）をさらに含み、
前記後端面（５４）が、前記傾斜表面（５２）に隣接して段部（５５）を含み、
前記段部（５５）が、コアンダ効果を生じさせて、前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）を通して受ける前記流入空気の流れ（２８）の一部分（５７）を増加させる、
請求項９記載の流れダイバータ（５０）。
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）の抽気ダクト（４２）内における動圧不安定性を抑制するための装置であって、
ファンダクト表面（３１）を形成しかつ前記ガスタービンエンジン（１０）の運転時に該エンジン（１０）を通る空気の流れ（２８）を可能にするように構成されたファンバイパスダクト（３２）と、
前記ファンバイパスダクト（３２）に流体連通状態になった入口（４１）と開放位置及び閉鎖位置を有する流量制御バルブ（４４）とを有する抽気ダクト（４２）と、
前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）から上流方向で前記ファンダクト表面（３１）上に配置されて、前記流量制御バルブ（４４）が前記閉鎖位置にある時に前記入口（４１）から離れる方向に前記空気の流れ（２８）を導くように、前記ガスタービンエンジン（１０）を通る該空気の流れ（２８）を逸らすようになった流れダイバータ（５０）と、を含む、
装置。
【請求項２】
前記流れダイバータ（５０）が、上流端部（５１）と前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）に近接した下流端部（５３）とを有し、
前記流れダイバータ（５０）が、前記上流端部（５１）及び下流端部（５３）間で延びかつ前記ファンダクト表面（３１）から外側方向に間隔を置いて配置された傾斜表面（５２）を形成する、
請求項１記載の装置。
【請求項３】
前記傾斜表面（５２）が、前記流れダイバータ（５０）の上流端部（５１）におけるよりも該流れダイバータ（５０）の下流端部（５３）において前記ファンダクト表面（３１）からより大きい距離だけ外側方向に間隔を置いて配置される、請求項２記載の装置。
【請求項４】
前記流れダイバータ（５０）の下流端部（５３）が、前記傾斜表面（５２）が前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）と重なるように配置される、請求項２又は３記載の装置。
【請求項５】
前記傾斜表面（５２）の５０パーセント（５０％）以上が、前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）と重なる、請求項４記載の装置。
【請求項６】
前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）が、所定の幅を有する開口を形成し、
前記流れダイバータ（５０）が、前記入口（４１）の所定の幅に少なくとも等しい幅を有する、
請求項１乃至５のいずれか1項に記載の装置。
【請求項７】
前記流れダイバータ（５０）の幅が、前記入口（４１）の所定の幅よりも少なくとも１．５倍大きい、請求項６記載の装置。
【請求項８】
それを通る空気の流れ（２８）を可能にするように構成されたファンバイパスダクト（３２）と所定の幅を有する開口を形成した入口（４１）を通して前記空気の流れ（２８）の一部分（５７）を受けるようになった抽気ダクト（４２）とを有するガスタービンエンジン（１０）のための流れダイバータ（５０）であって、
上流端部（５１）と、
前記上流端部（５１）に対向しかつ前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）に近接した下流端部（５３）と、
前記上流端部（５１）及び下流端部（５３）間で延びる傾斜表面（５２）と、を含み、
前記傾斜表面（５２）が、前記上流端部（５１）におけるよりも前記下流端部（５３）において前記入口（４１）からより大きい距離だけ外側方向に間隔を置いて配置され、
前記傾斜表面（５２）の幅が、前記入口（４１）によって形成された開口の所定の幅よりも大きい、
流れダイバータ（５０）。
【請求項９】
前記流入空気の流れ（２８）の一部分（５７）が、前記抽気ダクト（４２）内に配置された流量制御バルブ（４４）が開放位置にある時には、前記入口（４１）内に導かれかつ該抽気ダクト（４２）を通って流れ、また前記流量制御バルブ（４４）が閉鎖位置にある時には、前記入口（４１）から離れる方向に逸らされかつ該抽気ダクト（４２）を通って流れない、請求項８記載の流れダイバータ（５０）。
【請求項１０】
前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）から前記傾斜表面（５２）まで外側方向に延びる後端面（５４）をさらに含み、
前記後端面（５４）が、前記傾斜表面（５２）に隣接して段部（５５）を含み、
前記段部（５５）が、コアンダ効果を生じさせて、前記抽気ダクト（４２）の入口（４１）を通して受ける前記流入空気の流れ（２８）の一部分（５７）を増加させる、
請求項９記載の流れダイバータ（５０）。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【公開番号】特開２００９−５２５６１（Ｐ２００９−５２５６１Ａ）
【公開日】平成２１年３月１２日（２００９．３．１２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００８−２１６０４８（Ｐ２００８−２１６０４８）
【出願日】平成２０年８月２６日（２００８．８．２６）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【氏名又は名称原語表記】ＧＥＮＥＲＡＬ ＥＬＥＣＴＲＩＣ ＣＯＭＰＡＮＹ
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２１年３月１２日（２００９．３．１２）
【国際特許分類】
【出願日】平成２０年８月２６日（２００８．８．２６）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【氏名又は名称原語表記】ＧＥＮＥＲＡＬ ＥＬＥＣＴＲＩＣ ＣＯＭＰＡＮＹ
【Ｆターム（参考）】
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