JP2011256859A

JP2011256859A - 流動混合通気システム

Info

Publication number: JP2011256859A
Application number: JP2011095566A
Authority: JP
Inventors: Kevin Samuel Klasing; ケヴィン・サミュエル・クラシング; Robert Proctor; ロバート・プロクター; Bradley Willis Fintel; ブラッドリー・ウィリス・フィンテル
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2010-04-30
Filing date: 2011-04-22
Publication date: 2011-12-22
Anticipated expiration: 2031-04-22
Also published as: CA2738149A1; JP6193537B2; EP2383453A2; EP2383453A3; US20110265490A1

Abstract

【課題】バイパス流ストリームとの混合促進と共に熱的損傷から流路構造保護を可能とするバイパス流路へ排出の圧縮機抽気システムを提供する。
【解決手段】通気システム４０は、流路内の第１の表面上を流れる第１の流れストリーム１と、第２の流れストリーム２を流路に運ぶ導管と、導管と流体連通し、第１の表面の付近に配置された航空用煙突５０であって、前縁部分５１及び後縁部分５２を有して、第１の流れストリーム１が第１の表面の付近で航空用煙突５０の周囲を流れるようになっている空気力学的形状９０を有する本体を有する航空用煙突５０とを有する。
【選択図】図５

Description

（関連出願の相互参照）
本出願は、その全体が参照することにより本明細書に組み込まれる、２０１０年４月３０日出願の米国特許仮出願番号第６１／３２９７２０号の優先権を主張するものである。

ガスタービンエンジンにおいて、空気は、作動中に圧縮モジュール内で加圧される。圧縮モジュールを流れる空気は、燃焼器内で燃料と混合して点火され、高温燃焼ガスを発生し、この高温燃焼ガスがタービン段を流れ、タービン段は、そこからエネルギーを抽出してファン及び圧縮機ロータに電力を供給すると共に、エンジン推力を発生させて飛行中の航空機を推進したり、発電機等の負荷に電力を供給したりする。

少なくとも一部の既知のガスタービンエンジンの内部では、例えば、圧縮機からの高圧空気の一部が、様々な理由で圧縮機から抽出即ち抽気される。これらには、例えば、操作性を向上させるため、及び、タービンの冷却、軸受サンプの加圧、空気のパージ又は航空機環境制御等の他の用途のための圧縮機流の抽気が含まれる。空気は、圧縮機の特定の部分又は段に配置された抽気スロットを用いて圧縮機から抽気される。抽出された空気は、その後、１つ以上の抽気口を介してエンジン内の様々な場所に供給される。

少なくとも一部の既知のガスタービンエンジンでは、何らかの設計外の作動条件でのエンジン作動中、圧縮機は、燃焼プロセスやその他の要求に必要とされるよりも多くの空気を供給することがある。エンジンの操作性と燃焼性能を管理するために、圧縮機からの過剰空気の一部は、抽気導管を用いて抽気することによって除去されて、バイパス流ストリームに廃棄される。過渡抽気弁（ＴＢＶ）システムは、この目的のために時折使用される。抽気をバイパス流ストリームに廃棄する従来設計の通気システムは、「ペッパーポット（コショウ入れ）」のデザインを使用している。しかしながら、これらの従来設計は、ＴＢＶシステムを通り抜ける高温の圧縮機空気を処理することができる金属流路構造を備えたシステムにだけ機能する。しかしながら、一部の応用例、例えば非金属流路構造を有するものでは、高温の圧縮機空気は、これらの構造と接触する場合、流路構造の過熱を引き起こすことがある。それらの構造の過熱を防止するために、流路構造への高温抽気の衝突即ち直接接触を回避するための新たな方法が求められている。

米国特許４９７９５８７号

従って、圧縮機又はその他の熱源から抽気された熱気への流路構造の露出の削減を促進するシステムを有することが望ましい。また、異なる圧力、温度、及びその他の流動特性を有する２つ以上の流れストリームの混合を促進する一方で、流れストリームの有意な崩壊を引き起こすことなく、熱気への露出による潜在的な損傷から流路構造を保護する装置を有することが望ましいであろう。

上述の要求は、本明細書に開示された例示的な実施形態によって満たされ、例示的な実施形態は、流路内の第１の表面上を流れる第１の流れストリームと、流路内に第２の流れストリームを運ぶ導管と、導管と流体連通し、第１の表面付近に配置された航空用煙突であって、前縁部分及び後縁部分を有して、第１の流れストリームが第１の表面付近で航空用煙突の周囲を流れるようになっている空気力学的形状を有する本体を有する航空用煙突とを有する通気システムを提供する。

本発明の一態様によれば、流れ排気孔は、外側部分の空気力学的形状と、導管からの流れストリームを受け入れることができる内側通路を有する内側部分とを有する本体からなる航空用煙突を有する。

本発明と見なされる主題は、本明細書の結びの部分の特許請求の範囲において具体的に指摘され明確に請求されている。しかしながら、本発明は、添付図面に関連してなされる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であろう。
本発明の態様に従った例示的な通気システムを有する例示的なガスタービンエンジンアセンブリの概略断面図である。熱気流ストリームを流路内の冷気流ストリームに排出する本発明の例示的な実施形態を示す概略図である。本発明の例示的な実施形態に従った航空用煙突を有する例示的な流動通気孔の等角図である。図３に示す例示的な航空用煙突の側面図である。図３に示す例示的な航空用煙突の周囲の例示的な流れ場の等角図である。流れストリームを別の流れストリームに排出する図３に示す例示的な航空用煙突の等角図である。流れストリームを別の流れストリームに排出する図３に示す例示的な航空用煙突の別の等角図である。角度をなして流れストリームを流路内の別の流れストリームに排出する本発明の別の実施形態の概略図である。本発明の代替的な実施形態に従った航空用煙突の一部の等角図である。

様々な図を通して同じ参照番号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、本発明の態様に従った例示的な通気システム４０を有する例示的なガスタービンエンジンアセンブリ１０の概略断面図を示している。図１は、縦軸１１を有するガスタービンエンジンアセンブリ１０を示す。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、高圧圧縮機１４、燃焼器１６、及び高圧タービン１８を含むコアガスタービンエンジン１２を含んでいる。図１に示す例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンアセンブリ１０はまた、コアガスタービンエンジン１２の軸方向下流に連結される低圧タービン２０と、コアガスタービンエンジン１２の軸方向上流に連結されるファンアセンブリ２２とを含む。ファンアセンブリ２２は、ロータディスク２６から半径方向外方に延在するファンブレード２４の列を含む。図１に示す例示的な実施形態では、エンジン１０は、吸気側２８及び排気側３０を有する。例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、オハイオ州シンシナティのゼネラルエレクトリック社から入手可能なターボファンガスタービンエンジンである。コアガスタービンエンジン１２、ファンアセンブリ２２、及び低圧タービン２０は、第１のロータ軸３１によって連結され、圧縮機１４及び高圧タービン１８は、第２のロータ軸３２によって連結される。

作動中、空気がファンアセンブリブレード２４を流れて、圧縮空気が高圧圧縮機１４に供給される。ファンアセンブリ２２から排出された空気は圧縮機１４に運ばれ、そこで空気流が更に圧縮されて燃焼器１６に運ばれる。燃焼器１６の燃焼生成物はタービン１８及び２０の駆動に利用され、タービン２０は軸３１を介してファンアセンブリ２２を駆動する。エンジン１０は、設計作動条件と設計外作動条件の間の作動条件の範囲で動作可能である。

図１に示す例示的なガスタービンエンジンアセンブリ１０は、例示的な通気システム４０を含む。例示的なガスタービンエンジンアセンブリ１０では、特定の選択された作動条件において、既知の制御弁４６を用いて制御された圧縮機１４からの圧縮空気の一部（本明細書では抽気と称される）が導管４４（或いは、本明細書では抽気通路又は抽気流導管と称される）に入る。抽気２は導管４４を通過し、航空用煙突５０に入り、そこで抽気をバイパス流路等の流路４に排出し、ファン流ストリーム等の別の流れ１と混合する。抽気流導管４４は、比較的熱い抽気流を流すことができる材料、例えば金属から製造される。抽気流２の空気温度は、華氏約３００度〜華氏約１３００度の間で変化する。ファン流ストリーム１の空気は、華氏約５０度〜華氏約３００度の間で変化する。より詳細には後述する航空用煙突５０は、抽気２が流路４に排出されるように抽気流導管４４と流体連通しており、航空用煙突５０は、流路４内のファン流ストリーム等の流れストリーム１が航空用煙突５０の周囲を流れるような空気力学的形状を有する本体５３を有している。航空用煙突の空気力学的形状のため、航空用煙突の領域の流動損失が許容限度内で保たれる。

図２は、本発明の例示的な実施形態に従った通気システム４０の概略図を示す。通気システム４０は、流体流、例えば圧縮機１４からの高温抽気流ストリームを、流路内の冷気流ストリーム１、例えばガスタービンエンジン１０のバイパス流に排出する。図２に示すように、第１の流れストリーム１は流路４内の第１の表面上を流れる。流路は、壁４３の表面４１によって部分的に形成される。図２において、流路４は、内壁４３の第１の表面４１及び外壁４５の第２の表面４２によって形成される。一部の応用例では、例えば、ガスタービンエンジンにおいて、流路４はエンジン軸１１を囲んで環状であってもよい。導管４４は、第２の流れストリーム２、例えば圧縮機１４からの高温抽気流を、航空用煙突５０内に運ぶ。図２に示すように、航空用煙突５０は、流れストリーム２が航空用煙突５０に入り、航空用煙突５０から排出されるように導管４４と流体連通している。図２に示すように、航空用煙突５０の少なくとも一部は流路４内に配置され、内壁４３の第１の表面の付近に配置される。航空用煙突５０は、流路４内の損失を最小限にする空気力学的形状９０を有する本体５３を有している。本体５３は、前縁部分５１及び後縁部分５２を有しており、第１の流れストリーム１が第１の表面４１の付近で航空用煙突５０の本体５３の周囲を流れるように適切に空気力学的に成形されている。流路４内では、第１の流れストリーム１及び第２の流れストリーム２が混合して、混合流ストリーム３を形成する。図２に示す例示的な実施形態では、内壁４３及び／又は外壁４５への抽気流ストリーム２の直接衝突（図２において点線で示される）は、本明細書に記載の流動通気孔６０を有する通気システム４０を使用することにより回避される。

図３は、本発明の例示的な実施形態に従った航空用煙突５０を有する例示的な流動通気孔６０の等角図を示す。流動通気孔６０を有する通気システム４０では、航空用煙突５０は、空気力学的形状９０を有する本体５３を有している。空気力学的形状９０は、第１の流れストリーム１が、第２の流れストリーム２と、航空用煙突５０の後縁部分５２の付近又はその下流の第１の表面４１との直接接触を防止するように既知の空気力学的原則を用いて設計される。第１の流れストリーム１が、前縁部分５１から後縁部分５２へ向かって空気力学的形状本体５３の周囲を流れて、流面４１に隣接して流れ続けることによって、高温流ストリーム（第２の流れストリーム２）と内壁４３との直接接触を防止する。（図５〜７を参照のこと。）
図３に示す例示的な流動通気孔６０は、本体５３を有する航空用煙突５０を有している。本体５３は、外側部分５５及び内側部分５６を有する。本体５３の外側部分５５は、既知の技術手法を用いて空気力学的に成形される。本体５３は、前縁部分５１及び後縁部分５２を有する。第１の側壁６１及び第２の側壁６２は、前縁部分５１と後縁部分５２の間に延在する。内側部分５６は、導管４４等の供給経路と流体連通している内側通路６４を有し、導管４４からの第２の流れストリーム、例えば圧縮機からの抽気を受け入れることができる。本明細書の図に示す内側通路６４は、流れストリーム２の通路として例示的な非円形断面を有する。しかしながら、本発明は、図示の断面形状によって制限されるものではない。適切な流量範囲を提供する、円形断面等のその他の適切な断面形状もまた、本発明の技術的範囲内であると考えられる。図３に示す例示的な実施形態では、内側部分５６は、重量を削減するために側壁６１，６２間に延在する凹部６６を有する。好適な実施形態では、側壁６１，６２は約０．１インチの厚さを有する。しかしながら、そのような凹部は、場合によっては必要でないことがある。図９は、側壁１６１，１６２間に凹部を有していない本発明の代替的な実施形態に従った流動通気孔１６０の航空用煙突１５０の一部の等角図を示す。凹部のない上部１６６は、前縁部分１５１から後縁部分１５２に延在し、抽気流を流すための内側通路１６６を有する。

図３に示す例示的な流動通気孔６０では、航空用煙突５０の空気力学的形状本体５３が第１の表面４１から流路４内の一定の高さ５４（「Ｈ」）に延在する。このことは、図３に示す例示的な航空用煙突の側面図である図４に示されている。空気力学的機構の高さ「Ｈ」５４は、流れストリーム２が流路４の流面４１及び４２に衝突しない又は別の方法で損傷を与えないように選択される。流路４に延在する航空用煙突の高さ「Ｈ」５４は、第２の流れストリーム２の第２の表面４２との直接接触を防止すると共に、第２の流れストリーム２による外壁４５の過熱を防止するように構成される。ガスタービンエンジンにおいて、航空用煙突５０を通って排出する流れは、特定のエンジン作動条件に対してだけ必要とされる。従来技術において公知の適切な制御手段、例えば制御弁４６（図１参照）は、本発明を組み込んだ過渡抽気弁（ＴＢＶ）通気システムによる通気プロセスの作動を制御するために使用することができる。ＴＢＶシステムがオフ（即ち、圧縮機流の抽気及び排出がない）場合、航空用煙突５０は何らかの小さな性能損失は引き起こすことがあるが、本体５３の空気力学的形状９０と適切な高さ「Ｈ」によって最小限に抑えられる。好適な実施形態では、高さＨは流路４の流れ幅の５％から５０％であり、流れ幅は、第１の流れ１の方向と垂直に測定した第１の表面４１と第２の表面４２との間の距離として定められるものである。

図３〜７は、航空用煙突５０の空気力学的形状９０を示す。空気力学的形状９０は、第１の流れストリーム１が、前縁部分５１から後縁部分５２まで適切に成形された本体５３の周囲を流れ、後縁部分５２の下流の第１の流面４１の付近に残るように既知の技術手法を用いて設計される。このことは、第１の流れストリーム１の例示的な流動軌跡を用いて図５及び６に示される。第１の表面４１の近くに残る第１の流れストリーム１は、非常に高温又はその他の潜在的な有害特性を有する第２の流れストリーム２から内壁４２及び外壁４５等の流路構造を保護する。空気力学的形状９０は、傾斜した前縁部分５１（例えば、図３参照）を有する。図３〜７に示す例示的な実施形態では、空気力学的形状９０は更に、第１の側壁６１及び第２の側壁６２に関して弓形形状６８を有する。弓形形状６８は、流れストリームが側壁６１，６２及び第１の流面４１に付着したままであるように流体流解析に関する既知の技術手法を用いて設計される。図３に示す例示的な実施形態では、弓形形状６８は、前縁部分５１と後縁部分５２の間の翼弦方向において変動する。図５は、本発明に従った例示的な航空用煙突５０の周囲の第１の流れストリーム１の例示的な流れ場の等角図を示す。図６は、本発明に従った、例示的な航空用煙突５０の周囲の第１の流れストリーム１と、航空用煙突５０から排出される第２の流れストリーム２の例示的な流れ場の等角図を示す。図７は、図６と同じ流れを異なる視野角から示す。

図８は、通気システム１４０の代替的な実施形態の概略図を示す。この代替的な実施形態では、導管１４４は、角度をなして流れストリーム２を流路４内の別の流れストリーム１に排出する。導管１４４と流面４１の間の角度１４１は、図８において「Ａ」として示される。導管４４は、第２の流れストリーム２が鋭角をなして流路４に入るように第１の表面４１に対して角度１４１をなして配向される。角度１４１「Ａ」は、流れストリーム２が流路表面４１，４２に直接衝突しない又は別の方法で損傷を与えないように既知の技術手法を用いて適切に選択される。角度「Ａ」は、一般的に３０〜９０度である。

本明細書に示す通気システム４０の例示的実施形態において、航空用煙突５０は導管４４と一体的に示されている。しかしながら、本発明はこのように制限されるものではない。本発明の全ての特徴及び利点は、本明細書に記載した航空用煙突５０を別個の製品として製作し、既知の方法を用いて導管４４と連結することによっても得られる。そのような別個の航空用煙突５０は、例えばガスタービンエンジン内の、既存の通気システムに装着してもよい。

本発明の一態様では、本明細書に記載の流動通気孔６０において、航空用煙突５０の少なくとも一部、例えば本体５３が複合材料から製造される。既知の複合材料を使用することができる。本明細書に記載の流動通気孔６０の好適な実施形態では、航空用煙突５０の少なくとも一部、例えば内側部分５６が、高温流体流、例えば、華氏約３００度〜華氏約１３００度の範囲の温度を有する圧縮機抽気流に耐えることができる金属材料から製造される。適切な高温性能を有するその他の既知の材料も使用することができる。本発明の代替的な実施形態では、流動通気孔６０において、航空用煙突５０の外側部分５５は複合材料から製造され、内側通路６４を有する航空用煙突５０の内側部分５６は金属材料から製造される。適切な高温性能を有するその他の既知の材料もまた、これらの内側部分５６に使用することができる。

本発明の一態様では、例えば、本明細書に記載の通気システム４０において、内壁４３又は外壁４５の片方或いは両方が複合材料から製造される。このことは、用途によっては、例えば図１に示すガスタービンエンジン１０においては、特に好都合である。高温用途の好適な実施形態では、通気システム４０は、金属材料から製造された航空用煙突本体５３を有する。例えば、チタン合金又はニッケル基超合金等の既知の材料も適当である。その他の適切な高温が可能な既知の材料も使用することができる。複合壁４３を用いたシステムに関する代替的な実施形態では、通気システム４０は、金属又はその他の適切な高温可能材料から製造された内側部分５６を使用する一方で、適合する複合材料から製造された航空用煙突本体５３を使用することができる。

本明細書は、本発明を開示すると共に、当業者であれば誰でも本発明を製造し使用することができるように、最良の形態を含む例を用いている。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求項によって定義され、当業者が想到し得る他の例も包含する。かかる他の例は、特許請求項の文言と相違しない構成要素を有する場合、或いは特許請求項の文言と実質的な差異のない同等の構成要素を含む場合、特許請求の範囲に属するものとする。

１第１の流れストリーム
２第２の流れストリーム
３混合流ストリーム
４流路
１０ガスタービンエンジンアセンブリ
１１縦軸
１２コアガスタービンエンジン
１４高圧圧縮機
１６燃焼器
１８高圧タービン
２０低圧タービン
２２ファンアセンブリ
２４ファンアセンブリブレード
２８吸気側
３０排気側
３１第１のロータ軸
３２第２のロータ軸
４０通気システム
４１第１の表面
４２第２の表面
４３内壁
４４導管
４５外壁
４６制御弁
５０航空用煙突
５１前縁部分
５２後縁部分
５３本体
５４高さ「Ｈ」
５５外側部分
５６内側部分
６０流動通気孔
６１第１の側壁
６２第２の側壁
６４内側通路
６６凹部
６８弓形形状
９０空気力学的形状
１４０代替的な通気システム
１４１角度「Ａ」
１４４代替的な導管
１５０代替的な航空用煙突
１５３本体
１６０代替的な流動通気孔
１６１代替的な第１の側壁
１６２代替的な第２の側壁
１６４代替的な内側通路
１６６代替的な凹部

Claims

流路（４）内の第１の表面（４１）上を流れる第１の流れストリーム（１）と、
第２の流れストリーム（２）を運ぶ導管（４４）と、
前記導管（４４）と流体連通し、前記第１の表面（４１）の付近に配置された航空用煙突（５０）であって、前縁部分（５１）及び後縁部分（５２）を有して、前記第１の流れストリーム（１）が前記第１の表面（４１）の付近で前記航空用煙突（５０）の周囲を流れるようになっている空気力学的形状（９０）を有する本体（５３）を有する前記航空用煙突（５０）とからなる、通気システム（４０）。
前記航空用煙突の前記空気力学的形状（９０）は、前記第２の流れストリーム（２）と、前記航空用煙突（５０）の前記後縁部分（５２）の付近の前記第１の表面（４１）との直接接触を防止するように構成される、請求項１に記載の通気システム（４０）。
前記第１の表面（４１）は、複合材料から製造された内壁（４３）の一部を形成する、請求項１に記載の通気システム（４０）。
前記航空用煙突（５０）の前記空気力学的形状（９０）は、前記第２の流れストリーム（２）による前記内壁（４３）の過熱を防止するように構成される、請求項３に記載の通気システム（４０）。
流路（４）が、前記第１の表面（４１）と外壁（４５）の第２の表面（４２）との間に形成される、請求項１に記載の通気システム（４０）。
前記外壁（４５）は複合材料から製造される、請求項５に記載の通気システム（４０）。
前記流路（４）に延在する前記航空用煙突の高さ（５４）は、前記第２の流れストリーム（２）と前記第２の表面（４２）との直接接触を防止するように構成される、請求項５に記載の通気システム（４０）。
前記導管（４４）は、前記第２の流れストリーム（２）が鋭角をなして前記流路（４）に入るように前記第１の表面（４１）に対して角度（１４１）をなして配向される、請求項１に記載の通気システム（４０）。
前縁部分（５１）、後縁部分（５２）、第１の側壁（６１）及び第２の側壁（６２）を有しており、前記第１及び第２の側壁（６１，６２）が前記前縁部分（５１）と前記後縁部分（５２）の間に延在する外側部分（５５）の空気力学的形状（９０）を有する本体（５３）からなる航空用煙突（５０）と、
導管（４４）からの流れストリーム（２）を受け入れることができる内側通路（６４）を有する内側部分（５６）とからなる、流動通気孔（６０）。
前記内側部分（５６）に凹部（６６）を更に有する、請求項９に記載の流動通気孔（６０）。
前記第１及び第２の側壁（６１，６２）の少なくとも一部は弓形形状（６８）を有する、請求項９に記載の流動通気孔（６０）。
前記弓形形状（６８）は、前記前縁部分（５１）と前記後縁部分（５２）の間の翼弦方向において変動する、請求項１１に記載の流動通気孔（６０）。
圧縮機（１６）と、抽気流を流すことができる抽気流導管（４４）と、抽気流が流路（４）内に排出されるように前記抽気流導管（４４）と流体連通している航空用煙突（５０）であって、流路内の流れストリームが前記航空用煙突（５０）の周囲を流れるような空気力学的形状（９０）を有する本体（５３）を有する前記航空用煙突（５０）とからなる、ガスタービンエンジン（１０）。