JP2005207422A - ガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 本発明は、ガスタービンエンジン（１０）を組立てる方法を提供する。
【解決手段】 本方法は、環状の排気ダクト（３２）をガスタービンエンジンに結合する段階と、複数のシェブロン（５２）を環状の排気ダクトに結合する段階と、シェブロン作動システム（７０、８０）を環状の排気ダクトに結合して、該シェブロン作動システムの選択的な作動により複数のシェブロンを再配置して環状の排気ダクトの収束量を調整するようにする段階とを含む。シェブロン（５２）形状記憶合金材料で製作されている。
【選択図】 図１

Description

本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的にはガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置に関する。

少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは、直列流れ配置の状態で、エンジンに流入する空気流を加圧するファン組立体及び高圧圧縮機と、燃料及び空気の混合気を燃焼させる燃焼器と、各々が燃焼器を流出する空気流から回転エネルギーを取り出す複数のロータブレードを含む低圧及び高圧回転組立体とを有するコアエンジンを含む。

燃焼ガスは、排気組立体を通してコアエンジンから吐出される。より具体的には、少なくとも一部の公知のターボファン式エンジン内では、コア排気ノズルは、それからファン吐出空気を排出して推力を発生するようになった同心のファン排気ノズルの半径方向内側で、コア排気ガスを吐出する。一般的に、両方の排気流は、エンジンが離陸運転時におけるような高出力運転時において運転されているときに、最大速度を有する。このような運転時には、高速流が、互いにかつエンジンのそばを通り過ぎて流れる周囲空気と相互作用するので、航空機の離陸経路に沿って大きな騒音が発生する可能性がある。

ジェット騒音を低減するのを可能にするために、少なくとも一部の公知のタービンエンジン排気組立体は、コア排気流及びバイパス排気流の混合を高めるために複数のシェブロンノズルを含む。シェブロンノズルは確かに離陸状態の間に騒音に対する利点をもたらすが、それらノズルは全ての飛行状態の間に流路内に位置した状態のままになった機械的装置であるので、このような装置は、非離陸運航状態の間にエンジン性能に悪影響を及ぼす可能性がある。具体的には、巡航状態の間には、シェブロンノズルは、エンジンの燃料消費率（ＳＦＣ）に悪影響を及ぼす可能性がある。
米国特許６，３６０，５２８号公報 特開２００１−２８９１２２号公報

１つの態様では、ガスタービンエンジンを組立てる方法を提供する。本方法は、環状の排気ダクトをガスタービンエンジンに結合する段階と、シェブロン作動システムを環状の排気ダクトに結合して、該シェブロン作動システムの選択的な作動により複数のシェブロンを再配置して環状の排気ダクトの収束量を調整するようにする段階とを含む。

別の態様では、環状の排気ダクトと該環状の排気ダクトに結合された複数のシェブロンとを含むガスタービンエンジンを運転する方法を提供する。本方法は、その少なくとも一部分が記憶した作動構成を有する形状記憶合金で製作されたシェブロン作動システムを環状の排気ダクトに結合して、複数のシェブロンがエンジン運転時に第１の構成に配向されるようにする段階と、形状記憶合金を受動的又は能動的に加熱して、複数のシェブロンが第１の構成から作動構成に再構成されるようにする段階とを含む。

さらに別の態様では、ガスタービンエンジンを提供する。本ガスタービンエンジンは、該ガスタービンエンジンの後方端部から排気を吐出するようになった環状の排気ダクトと、ダクト後方端部から延びる複数の円周方向に隣接するシェブロンと、環状の排気ダクトに結合されており、その一部分が形状記憶合金材料で製作されたシェブロン作動システムとを含む。

図１は、例えばパイロン１４を用いて航空機１２の翼に結合されたターボファン式航空機用ガスタービンエンジン１０の斜視図である。エンジン１０は、それぞれ燃焼ガス排気２０を吐出するコアエンジン排気ノズル１６と加圧ファン空気排気２２を吐出するファン排気ノズル１８とを含む。エンジン１０はまた、エンジン１０の前方端部において対応するファンナセル内部に取付けられた少なくとも１つのロータブレードの列を有するファン２４を含む。ファン２４は、軸方向又は中心軸線２８に沿ってファンナセル内部に同心に取付けられたコアエンジン２６によって駆動される。コアエンジン２６は、圧縮機（図示せず）に結合された高圧タービン（図示せず）を含み、該高圧タービンは、燃焼ガスからエネルギーを取り出して圧縮機に動力を供給するようになっている。低圧タービン（図示せず）は、高圧タービンの下流に配置され、シャフト（図示せず）によってファン２４に結合され、該シャフトは、コアエンジン排気ノズル１６から燃焼ガス排気２０として吐出される燃焼ガスから付加的なエネルギーを取り出すことによって回転される。

環状の中心体３０が、コアエンジン排気ノズル１６から半径方向内側に間隔を置いて配置され、該コアエンジン排気ノズルの下流で後方方向に収束する。コアエンジン排気ノズル１６及びファン排気ノズル１８は各々、環状の排気ダクト３２を含む。この例示的な実施形態では、各環状の排気ダクト３２は、中心軸線２８の周りで同心に配置された単一部品又は実質的に単体構造のリングである。別の実施形態では、エンジン１０は、それに限定されないが、内部プラグノズル、長ダクト型混流ノズル及び収束／発散（ＣＤ）型可変面積ノズルの少なくとも１つを含む。複数の円周方向に隣接するシェブロン３４は、好ましくは環状の排気ダクト３２と一体かつ同延構成で該環状の排気ダクトの後方端部から軸方向後方に延びる。

運転時、エンジン１０により推力を発生するために、ファン吐出流はファン排気ノズル１８を通して吐出され、また燃焼ガスはエンジン１０からコアエンジン排気ノズル１６を通して吐出される。１つの実施形態では、エンジン１０は、比較的高バイパス比で運転され、このバイパス比というのは、エンジン１０を迂回しかつファン排気ノズル１８を通して吐出されるファン空気量を示す。別の実施形態では、エンジン１０は、低バイパス比で運転可能である。

図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）に用いることができる例示的なノズル５０の、第１の作動構成における側面図である。図３は、第２の作動構成におけるノズル５０の側面図である。ノズル５０は、コアエンジン排気ノズル１６及びファン排気ノズル１８（図１に示す）とほぼ類似しており、コアエンジン排気ノズル１６及びファン排気ノズル１８の構成部品と同一であるノズルシステム５０の構成部品は、図２及び図３において、図１で用いたのと同じ参照符号を用いて特定する。従って、１つの実施形態では、ノズル５０は、コアエンジン排気ノズルである。別の実施形態では、ノズル５０はファン排気ノズルである。

ノズル５０は、環状の排気ダクト３２の後方端部５４に一体形に配置された複数の円周方向すなわち横方向に隣接するシェブロン５２を含む。各シェブロン５２は、幾何学的形状５６を有する。この例示的な実施形態では、各シェブロン５２は、ほぼ三角形状を有しており、環状の排気ダクト３２に固定結合されるか又は一体に接合された基部５８を含む。各シェブロン５２はまた、軸方向に対向する尖端６０と基部５８から下流すなわち後方方向に各それぞれの尖端６０に収束する一対の円周方向又は横方向に対向する後縁６２又は側部を含む。各シェブロン５２はまた、後縁６２及び基部５８によって境界付けられた半径方向外側面６３と半径方向に対向する内側面６４とを含む。

隣接するシェブロン５２の後縁６２は、基部５８から尖端６０まで円周方向又は横方向に間隔を置いて配置されて、横方向及び軸方向に発散しかつ環状の排気ダクト３２の内部と流体連通して配置されてそれを通して流れを半径方向に流すようになったそれぞれのスロットすなわちカットアウト部６５を形成する。この例示的な実施形態では、スロット６５もまた三角形状であり、三角形のシェブロン５２と相補形状になっており、シェブロン基部５８と円周方向に同延であるスロット基部６６から軸方向後方にシェブロン尖端６０まで発散する。

１つの例示的な実施形態では、各シェブロン外側面６３は、中心軸線２８にほぼ平行に配置されて、図２に示すように発散形排気ノズルを形成する。さらに、図３に示すように、各シェブロン外側面６３は、環状の排気ダクトの収束量を調整するように再配置されることができる。従って、各シェブロン５２を再配置することより、混合効果を促進すると同時に空気力学的に滑らかでかつ途絶のない輪郭を形成して空気力学的効率及び性能の低下を最少にすることが可能になる。

図４は、ノズル５０（図２及び図３に示す）に用いることができる例示的なシェブロン作動システム７０の斜視図である。シェブロン作動システム７０は、環状の排気ダクト３２に結合されたアクチュエータ又は形状記憶合金バンド７２を含む。この例示的な実施形態では、アクチュエータ７２は、シェブロン５２の前方にかつ環状の排気ダクト３２の外周部７６の周りに円周方向に配置される。

この例示的な実施形態では、単一のアクチュエータ７２は、記憶した作動構成を有する形状記憶合金７４で製作される。形状記憶合金７４を用いて、シェブロン５２を再配置し、それによって環状の排気ダクト３２の収束度を増大させるか又は減少させるかのいずれかにする。本明細書で用いる場合、形状記憶合金は、任意の所望の形状に形成することができる材料として定義される。

様々な金属材料が、形状記憶特性を示すことができる。これらの形状記憶能力は、金属合金が温度及び／又は外部応力の変化に応じて１つの結晶状態から別の結晶状態に可逆性結晶相変態する結果として生じる。具体的には、ニッケル及びチタンの合金は、周囲温度で強力に結晶相変化し、それによって合金に形状記憶を与えることができる特性を示す。これらの形状記憶合金材料は、冷間時に塑性変形している場合には、温間時にそれらの変形していない元の形状に戻ることになる。これらの強力な相変態特性によって、これらの合金で製作した物品は種々の用途において非常に有用なものになる。例えば、ＳＭＡ（形状記憶合金）の形状「仕込み（ｔｒａｉｎｉｎｇ）」は、ＳＭＡをそれらの所望の形状に保持し、次により高い温度に加熱しかつ保持することによって達成される。冷却すると、ＳＭＡは、所望の形状を保有することになる。ＳＭＡをより低い温度で機械的に変形させた場合、ＳＭＡは、その後の加熱によってその「仕込み形状」に戻ることになる。形状記憶特性を有する合金で製作した物品は、低温でその元の形状構成から変形させることができるが、部品はその元の形状を「記憶しており」、加熱されるとその形状に戻る。

より具体的には、また例示的な実施形態では、例えば形状記憶特性を有するニッケル・チタン合金の場合、合金は、温度の変化に応じてオーステナイト状態からマルテンサイト状態に可逆性変態する。この変態は、しばしば熱弾性マルテンサイト変態と呼ばれる。オーステナイト相とマルテンサイト相との間でのＮｉＴｉ合金の可逆性変態は、特定の合金に特有である２つの異なる温度範囲にわたって生じる。合金が冷却されるにつれて、合金は、マルテンサイ相が形成し始める温度Ｍ_ｓに達し、さらに低い温度Ｍ_ｆで変態を終了する。再加熱されると、合金は、オーステナイトが再形成し始める温度Ａ_ｓに達し、次にオーステナイトに戻る変化が完了する温度Ａ_ｆに達する。マルテンサイト状態では、合金は、容易に変形することができる。変形した合金に十分な熱を加えると、変形した合金は、オーステナイト状態に戻り、そしてその元の構成に戻る。従って、この例示的な実施形態では、アクチュエータ７２は、それに限定されないが、ＮｉＴｉ、ＮｉＴｉ−Ｐｔ、ＴｉＲｕ、ＮｉＴｉＣｕ、ＣｕＺｎＡｌ、ＣｕＡｌＮｉ、ＮｉＴｉＦｅ、ＣｕＡｌＮｉＴｉＭｎ、ＴｉＮｉＰｄ、ＴｉＮｉＰｔ、ＮｉＴｉＰｄ及びＴｉＮｉＨｆのような材料で製作される。この例示的な実施形態では、ファンシェブロン用に用いるより低い温度のシェブロンは、ＮｉＴｉ合金で製作され、またコアエンジンシェブロン用に用いるより高い温度のシェブロンは、Ｎｉ−Ｔｉ−Ｐｔ合金で製作される。

運転時に、シェブロン作動システム７０は、能動モード及び受動モードの少なくとも１つで動作可能である。能動モードでは、アクチュエータ７２、すなわち形状記憶合金７４に電流が入力され、アクチュエータ７２は、環状の排気ダクト３２の外周部７６の周りで収縮するようになる。アクチュエータ７２が収縮すると、形状記憶合金バンド７２を第１の長さ７７から該第１の長さ７７よりも短い第２の長さ７８に再構成させ、従って複数のシェブロン５２を中心軸線２８に向かって内向きに偏向させる（図３に示す）。より具体的には、形状記憶合金バンド７２は、ノズル５０の収束度を増大させるように外周部７６の周りで収縮する。アクチュエータ７２への電流が切断されると、複数のシェブロン５２は、中心軸線２８から外向きに偏向し、複数のシェブロン５２は、環状の排気ダクト３２の外周部７６にほぼ平行になり、従ってノズル５０の収束度を減少させる（図４に示す）。

受動モードでは、アクチュエータ７２、すなわち形状記憶合金７４に熱が入力され、アクチュエータ７２は、環状の排気ダクト３２の外周部７６の周りで収縮するようになる。この例示的な実施形態では、熱は、例えば離陸又は着陸時に、エンジン１０から供給される。より具体的には、離陸以外の運転時には、エンジン排気流は、シェブロン５２を通過して流れるが、排気の温度が形状記憶合金７４を起動させるほど十分に高くないので、アクチュエータ７２を作動させない。離陸運転時には、温度が上昇したエンジン排気流が、シェブロン５２を通過して流れ、形状記憶合金７４を作動させて、排気ノズル５０の収束度を増大させることになる。航空機が巡航状態に達すると、排気流の温度は低下して、シェブロン５２が中心軸線２８から離れるように偏向し、ノズル５０の収束度が減少するようになる。

図５は、ノズル５０（図２及び図３に示す）に用いることができる例示的なシェブロン作動システム８０の斜視図である。シェブロン作動システム８０は、環状の排気ダクト３２に結合された複数のアクチュエータ８２を含む。この例示的な実施形態では、各アクチュエータ８２は、取付け部分８４と該取付け部分８４に結合されかつ各シェブロン５２の外側面６３に沿って延びるフィンガ８６とを含む。この例示的な実施形態では、複数のフィンガ８６が、各シェブロン５２の外側面６３に沿ってかつ環状の排気ダクト３２の外周部７６の周りで円周方向に配置される。

この例示的な実施形態では、フィンガ８６は、記憶した作動構成を有する形状記憶合金７４で製作される。この例示的な実施形態では、形状記憶合金７４は、作動してシェブロン５２を再配置し、それによってノズルの収束度を増大又は減少させる。本明細書で用いる場合、形状記憶合金は、前に本明細書で述べたように任意の所望の形状に形成することができる材料として定義される。従って、この例示的な実施形態では、アクチュエータフィンガ８６は、それに限定されないが、ＮｉＴｉ、ＴｉＲｕ、ＮｉＴｉＣｕ、ＣｕＺｎＡｌ、ＣｕＡｌＮｉ、ＮｉＴｉＦｅ、ＣｕＡｌＮｉＴｉＭｎ、ＴｉＮｉＰｄ、ＴｉＮｉＰｔ、ＮｉＴｉＰｄ及びＴｉＮｉＨｆのような材料で製作される。

運転時に、シェブロン作動システム８０は、能動モード及び受動モードの少なくとも１つで作動可能である。能動モードでは、各フィンガ８６、すなわち形状記憶合金７４に電流が入力され、各フィンガ８６は、環状の排気ダクト３２の外周部７６の周りで収縮するようになる。フィンガ８６が収縮すると、複数のシェブロン５２を中心軸線２８に向かって内向きに偏向させる（図３に示す）。従って、フィンガ８６が作動すると、ノズル５０の収束度が増大する。フィンガ８６への電源が切断されると、複数のシェブロン５２は、中心軸線２８から外向きに偏向し、複数のシェブロン５２が、環状の排気ダクト３２の外周部７６にほぼ平行になり、従って、ノズル５０の収束度を減少させる（図５に示す）。

受動モードでは、フィンガ８６に熱が加えられて、形状記憶合金７４を起動させる。この例示的な実施形態では、熱は、例えばエンジンの離陸又は着陸運転時にエンジンから供給される。より具体的には、離陸以外の運転時には、エンジン排気流は、シェブロン５２を通過して流れるが、排気の温度が形状記憶合金７４を起動させるほど十分に高くないので、フィンガ８６を作動させない。離陸運転時には、温度が上昇したエンジン排気流が、シェブロン５２を通過して流れ、形状記憶合金７４を作動させて、それによって排気ノズル５０の収束度を増大させる（図３に示す）ことになる。航空機が巡航状態に達すると、排気流の温度は低下して、シェブロン５２が中心軸線２８から離れるように偏向し、ノズル５０の収束度が減少する（図５に示す）ようになる。

別の例示的な実施形態では、ノズル５０は、環状の排気ダクト３２の後方端部５４に一体形に配置された複数の円周方向すなわち横方向に隣接するシェブロン５２を含む。各シェブロン５２は、幾何学的形状５６を有する。この例示的な実施形態では、各シェブロン５２は、ほぼ三角形状を有し、かつ形状記憶合金材料で製作される。さらに、形状記憶合金シェブロンは、本明細書で先に述べたように受動モード又は能動モードのいずれかで作動することができる。従って、各シェブロンを形状記憶合金材料で製作することにより、ノズル５０を製作するのに用いる部品の数量を減らすことが可能になり、それによってノズルを製作するのに必要な時間を低減することが可能になる。

上述のノズル排気システムは、形状記憶合金を用いて離陸の間に排気ノズルの収束度を増大させるか又は巡航状態の間に排気ノズルの収束度を減少させるように再配置されることができる複数のシェブロンを含む。形状記憶合金は、該形状記憶合金に加えられる電流を用いるか又はエンジン排気熱を用いるかのいずれかによって選択的に作動可能である。従って、形状記憶合金は、例えば離陸の間のような必要な場合にのみ、排気ノズルシェブロンを再構成し、例えば巡航状態の間のような必要でない場合には、排気ノズルシェブロンを流線形（再構成していない状態）にする。従って、本明細書に記載したノズルシステムは、離陸又は着陸の間における騒音を低減し、かつ巡航状態の間におけるエンジン性能の低下を低減又は排除することを可能にする。

以上、騒音抑制システム及び排気組立体の例示的な実施形態を詳細に説明している。本排気組立体は、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、各組立体の構成要素は、本明細書に記載した他の構成要素から独立してかつ別個に使用することができる。例えば、各騒音抑制構成要素は、他の排気組立体と組合せて用いることもできる。

様々な特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施可能であることは、当業者には明らかであろう。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。

ガスタービンエンジンの概略図。 図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる例示的なノズルの側面図。 図２に示すノズルに用いることができる例示的なシェブロン作動システムの斜視図。 図２に示すノズルに用いることができる例示的なシェブロン作動システムの斜視図。 図２に示すノズルに用いることができる例示的なシェブロン作動システムの斜視図。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン
１２ 航空機
１４ パイロン
１６ コアエンジン排気ノズル
１８ ファン排気ノズル
２０ 燃焼ガス排気
２２ 加圧ファン空気排気
２４ ファン
２６ コアエンジン
３０ 中心体
３２ 排気ダクト
３４、５２ シェブロン
７０、８０ シェブロン作動システム
７４ 形状記憶合金
８２ アクチュエータ
８６ フィンガ

Claims (10)

1. 後方端部（５４）を含み、ガスタービンエンジンの後方端部から排気を吐出するようになった環状の排気ダクト（３２）と、
   前記ダクト後方端部から延びる複数の円周方向に隣接するシェブロン（５２）と、
   前記環状の排気ダクトに結合されて前記複数のシェブロンの相対運動を制御するようになっており、その一部分が形状記憶合金材料で製作されたシェブロン作動システム（７０、８０）と、
   を含むガスタービンエンジン（１０）。
2. 前記環状の排気ダクト（３２）が、コアエンジン排気ダクト（１６）及びファン排気ダクト（１８）の少なくとも１つを含む、請求項１記載のガスタービンエンジン（１０）。
3. 前記シェブロン作動システム（７０）が、前記環状の排気ダクト（３２）の外周部（７６）に結合された形状記憶合金バンド（７２）を含む、請求項１記載のガスタービンエンジン（１０）。
4. 前記シェブロン作動システム（８０）が複数のアクチュエータ（８２）を含み、各前記アクチュエータが、取付け部分（８４）と該取付け部分に結合された少なくとも１つのフィンガ（８６）とを含み、各前記少なくとも１つのフィンガが、該少なくとも１つのフィンガの各々が各前記シェブロン（５２）の外側面に沿って延びるように、前記環状の排気ダクト（３２）の外側面（６３）に結合されている、請求項１記載のガスタービンエンジン（１０）。
5. 前記少なくとも１つのフィンガ（８６）が、形状記憶合金材料で製作されている、請求項４記載のガスタービンエンジン（１０）。
6. 前記シェブロン作動システム（７０、８０）の少なくとも一部分が、ニッケル及びチタンの合金並びにニッケル及びルテニウムの合金の少なくとも１つを含む、請求項１記載のガスタービンエンジン（１０）。
7. 前記形状記憶合金が、マルテンサイト状態からオーステナイト状態に変態可能であり、前記アクチュエータ（７０、８０）が、前記形状記憶合金をオーステナイト状態に変態させる運転温度において初期形態から記憶形態に回復可能である、請求項１記載のガスタービンエンジン（１０）。
8. 前記形状記憶合金が、起動したときに前記複数のシェブロン（５２）をガスタービン中心軸線（２８）に向かって半径方向内向きに再配置するように構成されている、請求項１記載のガスタービンエンジン（１０）。
9. 後方端部（５４）を含み、ガスタービンエンジンの後方端部から排気を吐出するようになった環状の排気ダクト（３２）と、
   前記ダクト後方端部から延び、形状記憶合金材料で製作された複数の円周方向に隣接するシェブロン（５２）と、
   を含むガスタービンエンジン（１０）。
10. 前記環状の排気ダクト（３２）が、コアエンジン排気ダクト及びファン排気ダクトの少なくとも１つを含む、請求項９記載のガスタービンエンジン（１０）。

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