JP2756926B2 - Output structure of jet propulsion engine or gas turbine - Google Patents
Output structure of jet propulsion engine or gas turbineInfo
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- F01D5/14—Form or construction
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Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明はジェット推進エンジンま
たはガスタービンの出力部構造に関する。さらに詳しく
は、従来より高速回転が可能なジェット推進エンジンま
たはガスタービンの出力部構造に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an output structure of a jet propulsion engine or a gas turbine. More specifically, the present invention relates to an output structure of a jet propulsion engine or a gas turbine capable of rotating at a higher speed than a conventional one.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来より、ターボジェットエンジン、タ
ーボファンジェットエンジン、ラムジェットエンジン、
エアターボラムジェットエンジンなどのジェット推進エ
ンジンやガスタービンの出力を向上させるために種々の
提案がなされている。その一つとして、例えばバイパス
比が４０〜５０程度を目標とする革新的ターボプロップ
・エンジン（以下、ＡＴＰという）が提案されている
（Rolls-Royce pic著 社団法人 日本航空技術協会発
行「ザ・ジェット・エンジン」１６頁等参照）。このＡ
ＴＰにおいては、例えば図５に示すように、中心部側に
ガスフロー部ｇを設け、そしてその外側に二重反転式プ
ロペラ・ブレードａ，ｂを設けた、つまりエアフロー部
を設けた構成とすることが計画されている（Gatzen.B.S
& Reynolds,C.N., ;I.C.A.S Paper ICAS-84-5.6.2（１
９８４）参照）。2. Description of the Related Art Conventionally, turbojet engines, turbofan jet engines, ramjet engines,
Various proposals have been made for improving the output of a jet propulsion engine such as an air turbo ram jet engine or a gas turbine. As one of them, for example, an innovative turboprop engine (hereinafter, referred to as ATP) with a target of a bypass ratio of about 40 to 50 has been proposed (Rolls-Royce pic, published by Japan Aviation Technology Association "The. Jet Engine ”on page 16). This A
In the TP, for example, as shown in FIG. 5, a gas flow portion g is provided on the center portion side, and contra-rotating propeller blades a and b are provided outside the gas flow portion g, that is, an air flow portion is provided. It is planned (Gatzen.BS
& Reynolds, CN,; ICAS Paper ICAS-84-5.6.2 (1
984)).
【０００３】一方、よく知られているように、ジェット
推進エンジンやガスタービンの出力は、エンジンの回転
数を増加させることによっても向上させることができ
る。このため、ＡＴＰにおいてもエンジンの回転数はで
きるだけ高い方が望ましい。[0003] On the other hand, as is well known, the output of a jet propulsion engine or a gas turbine can also be improved by increasing the engine speed. For this reason, it is desirable that the rotation speed of the engine be as high as possible in ATP.
【０００４】しかしながら、前述したように、ＡＴＰに
おいては高温部が中心部側に存在するために、その部分
に作用する遠心力に対する材料強度によりエンジン回転
数が決定される、つまり回転数が制限されるという問題
がある。このことは、プロペラ等の翼幅がワイド化され
る傾向にある現状においては、一層助長されることにな
る。However, as described above, in the ATP, since the high-temperature portion exists on the central portion side, the engine speed is determined by the material strength with respect to the centrifugal force acting on that portion, that is, the engine speed is limited. Problem. This is further promoted in the current situation where the blade width of propellers and the like tends to be widened.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の問題点に鑑みなされたものであって、中心部側にガ
スフロー部が設けられ、その外側にエアフロー部が設け
られた構成とされているジェット推進エンジンやガスタ
ービンにおいて、ガスフロー部に作用する遠心力を低減
することによりエンジン回転数を従来より向上させるこ
とのできるジェット推進エンジンまたはガスタービンの
出力部構造を提供することを主たる目的としている。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above-mentioned problems of the prior art, and has a structure in which a gas flow portion is provided at a center portion and an air flow portion is provided outside the gas flow portion. The main purpose of the present invention is to provide an output structure of a jet propulsion engine or gas turbine that can increase the engine speed by reducing the centrifugal force acting on the gas flow part in the jet propulsion engine or gas turbine. The purpose is.
【０００６】[0006]
【課題を解決するための手段】本発明のジェット推進エ
ンジンまたはガスタービンの出力部構造は、中心部側に
ガスフロー部が設けられ、その外側にエアフロー部が設
けられてなるジェット推進エンジンまたはガスタービン
の出力部構造において、エアフロー部のファンがタンデ
ム翼列とされ、前記タンデム翼列が、衝撃波が前置翼間
の後縁付近に形成されるようにされてなる相互干渉抑制
型タンデム翼列とされてなることを特徴とする。ここ
で、前記ジェット推進エンジンは、例えばジェットエン
ジンまたはエアターボラムジェットエンジンとされる。According to the present invention, there is provided a jet propulsion engine or gas turbine having an output portion structure in which a gas flow portion is provided at a center portion and an air flow portion is provided outside the gas flow portion. In the turbine output section structure, the fan of the airflow section is a tandem cascade, and the tandem cascade generates a shock wave between the front blades.
Interference suppression formed near the trailing edge
Characterized by comprising been -type tandem blading. Here, the jet propulsion engine is, for example, a jet engine or an air turbo ram jet engine.
【０００７】 また、本発明のジェット推進エンジンま
たはガスタービンの出力部構造においては、前記タンデ
ム翼列は、例えば一体的削り出し成型など一体的成型に
より形成されてなるのが好ましい。Further, in the output portion structure of the jet propulsion engine or the gas turbine according to the present invention, it is preferable that the tandem cascade is formed by integral molding such as integral cutting molding.
【０００８】[0008]
【作用】本発明においてはエアフロー部のファンがタン
デム翼列により構成されているので、各翼の肉厚および
翼幅はそれぞれ従来のファンのそれに比して約半分とな
り、その結果断面積は従来の翼の１／４となる。したが
って、ファンの重量は従来のファンの約半分となる。そ
のため、同一回転数における遠心力は、従来の約半分と
なるので、従来のファンよりその分回転数を上げること
ができ、回転数が上昇した分エンジンの出力を向上でき
る。In the present invention, since the fan in the airflow section is constituted by a tandem cascade, the thickness and width of each blade are about half that of the conventional fan, and as a result, the cross-sectional area is reduced. 1/4 of the wing. Therefore, the weight of the fan is about half that of the conventional fan. Therefore, the centrifugal force at the same rotation speed is about half that of the conventional fan, so that the rotation speed can be increased by that much as compared with the conventional fan, and the output of the engine can be improved by the increased rotation speed.
【０００９】[0009]
【実施例】以下、添付図面を参照しながら本発明を実施
例に基づいて説明するが、本発明はかかる実施例のみに
限定されるものではない。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, the present invention will be described based on embodiments with reference to the attached drawings, but the present invention is not limited to only such embodiments.
【００１０】本発明の一実施例にかかわるジェット推進
エンジンの出力部構造の概略を図１に示し、同出力部構
造Ｋは、図５に示す従来の提案にかかわるＡＴＰのエア
フロー部の二重反転式プロペラ・ブレードａ，ｂを、図
２に示すような、タンデム翼列Ｔにより構成するととも
に、エアフロー部３を形成するためのケーシング４をそ
の外周に配設してなるものである。本実施例において
は、タンデム翼列Ｔの各翼１，２（前置翼１、後置翼
２）の肉厚は従来の翼の約半分とされ、またその翼幅も
約半分とされている。その結果、翼の断面積は約１／４
となり、その重量も約１／４となる。したがって、エア
フロー部３全体の重量は、従来の約半分となる。そのた
め、同一回転数時にガスフロー部５に作用する遠心力を
従来の約半分に低減できる。換言すれば、その分エンジ
ンの回転数を上昇させることができる。したがって、お
おもむエンジンの出力を回転数の上昇分に相当する分向
上させることができる。なお、図１において符号６は、
タンデム翼列Ｔからの流れを所望方向に偏向させるため
の静翼を示す。FIG. 1 schematically shows the structure of an output portion of a jet propulsion engine according to an embodiment of the present invention. The output portion structure K is a double inversion of an ATP airflow portion according to the conventional proposal shown in FIG. The propeller blades a and b are constituted by a tandem cascade T as shown in FIG. 2, and a casing 4 for forming an airflow section 3 is arranged on the outer periphery thereof. In the present embodiment, the thickness of each of the wings 1 and 2 (the front wing 1 and the rear wing 2) of the tandem cascade T is about half that of a conventional wing, and the wing width is also about half. I have. As a result, the cross-sectional area of the wing is about 1/4
And the weight is also reduced to about 1/4. Therefore, the weight of the entire airflow section 3 is about half that of the conventional airflow section. Therefore, the centrifugal force acting on the gas flow part 5 at the same rotation speed can be reduced to about half of the conventional one. In other words, the number of revolutions of the engine can be increased accordingly. Therefore, the output of the engine can be increased by an amount corresponding to the increase in the rotational speed. In addition, the code | symbol 6 in FIG.
4 shows a stationary blade for deflecting a flow from a tandem cascade T in a desired direction.
【００１１】本実施例においては、タンデム翼列Ｔの翼
形状、翼の配置等は、コンピュータにより３次元の流れ
解析を行い、その結果に基づいてタンデム翼１，２相互
の流れや衝撃波の干渉による悪影響が極力抑制されるよ
うに、翼１，２相互の周方向相対位置（図３におけるａ
寸法）および軸方向相対位置（図３におけるｂ寸法）が
ハブからチップまでにおいて適宜調整されている。In this embodiment, the shape of the tandem cascade T, the arrangement of the wings, and the like are analyzed by a computer in a three-dimensional flow analysis. The circumferential relative positions of the blades 1 and 2 (a in FIG.
The dimension) and the relative position in the axial direction (dimension b in FIG. 3) are appropriately adjusted from the hub to the tip.
【００１２】本明細書では、このようにコンピュータに
より３次元流れ解析を行い、タンデム翼相互の流れや衝
撃波の干渉による悪影響が極力抑制されるようにされて
なるタンデム翼列を「相互干渉抑制型タンデム翼列」と
定義する。なお、３次元流れ解析を行うプログラムにつ
いては、翼列の周りの流れや衝撃波の分布を３次元的に
解析できるものであればいかなるプログラムでもよく、
その適用プログラムについては特に限定はない。In this specification, a three-dimensional flow analysis is performed by a computer as described above, and a tandem cascade in which the adverse effects due to the mutual flow of the tandem blades and the shock waves are suppressed as much as possible is referred to as a “mutual interference suppression type”. Tandem Cascade ". The program for performing the three-dimensional flow analysis may be any program that can three-dimensionally analyze the flow around the cascade and the distribution of shock waves.
There is no particular limitation on the application program.
【００１３】図４は、このようにして得られた相互干渉
抑制型タンデム翼列Ｔのハブ周りの流れのシミュレーシ
ョン結果により得られた衝撃波の分布図である。一般的
に、高負荷な遷音速翼列では、必然的に翼列間に衝撃波
が発生し、衝撃波と翼面境界層の干渉により、損失の主
要因となる大きな剥離流が発生するが、図４より明らか
なように、相互干渉抑制型タンデム翼列では、約２倍の
負荷水準であるにもかかわらず、衝撃波は前置翼間（翼
１翼列間）の後縁側近くにのみ発生し、翼面境界層との
干渉による剥離流域が小さく抑制され、後置翼（翼２）
はその影響を連続的に受けずに正常に作動しているのが
わかる。つまり、タンデム翼１，２相互の衝撃波の干渉
による悪影響が抑制されているのがわかる。FIG. 4 is a distribution diagram of shock waves obtained by a simulation result of the flow around the hub of the tandem cascade T of mutual interference suppression obtained in this manner. Generally, in a transonic cascade with a high load, a shock wave is inevitably generated between the cascades, and interference between the shock wave and the blade surface boundary layer generates a large separation flow, which is a main cause of loss. As is clear from FIG. 4, in the mutual interference suppression type tandem cascade, the shock wave is generated only near the trailing edge side between the front wings (between the cascades) even though the load level is about twice. The separation basin due to interference with the wing surface boundary layer is suppressed to a small value, and the trailing wing (wing 2)
It can be seen that the device is operating normally without being continuously affected. That is, it can be seen that the adverse effects due to the interference of the shock waves between the tandem blades 1 and 2 are suppressed.
【００１４】以上、本発明を実施例に基づいて説明して
きたが、本発明はかかる実施例のみに限定されるのもで
はなく、種々改変が可能である。例えば、本実施例にお
いてはジェット推進エンジンとしてＡＴＰが用いられた
が、エアターボラムジェットエンジンとされてもよい。Although the present invention has been described based on the embodiments, the present invention is not limited to only the embodiments, and various modifications are possible. For example, in this embodiment, ATP is used as a jet propulsion engine, but an air turbo ram jet engine may be used.
【００１５】[0015]
【発明の効果】以上詳述してきたように、本発明におい
てはガスフロー部の外側に設けられているエアフロー部
のファンをタンデム翼列としているので、ガスフロー部
に作用する遠心力を低減でき、その分エンジンの回転数
を上昇させることができる。そのため、ジェット推進エ
ンジンあるいはガスタービンの出力を向上できるという
優れた効果が得られる。As described above in detail, in the present invention, since the fan of the air flow section provided outside the gas flow section is a tandem cascade, the centrifugal force acting on the gas flow section can be reduced. The engine speed can be increased accordingly. Therefore, an excellent effect that the output of the jet propulsion engine or the gas turbine can be improved can be obtained.
【図１】本発明の一実施例にかかわるジェット推進エン
ジンの概略図である。FIG. 1 is a schematic view of a jet propulsion engine according to one embodiment of the present invention.
【図２】同実施例に用いられているタンデム翼列の概略
図である。FIG. 2 is a schematic view of a tandem cascade used in the embodiment.
【図３】前置翼と後置翼との位置関係の説明図である。FIG. 3 is an explanatory diagram of a positional relationship between a front wing and a rear wing.
【図４】同実施例のタンデム翼列のハブ周りの流れのシ
ミュレーション結果による衝撃波の分布図である。FIG. 4 is a distribution diagram of shock waves based on a simulation result of a flow around a hub of the tandem cascade of the embodiment.
【図５】従来の提案にかかわる革新的ターボプロップ・
エンジンの概略図である。FIG. 5 shows an innovative turboprop related to the conventional proposal.
It is a schematic diagram of an engine.
１ タンデム翼（前置翼） ２ タンデム翼（後置翼） ３ エアフロー部 ４ ケーシング ５ ガスフロー部 ６ 静翼 Ｔ タンデム翼列 Ｋ 出力部構造 Reference Signs List 1 tandem wing (front wing) 2 tandem wing (post wing) 3 air flow unit 4 casing 5 gas flow unit 6 stationary blade T tandem cascade K output unit structure
Claims (6)
の外側にエアフロー部が設けられてなるジェット推進エ
ンジンまたはガスタービンの出力部構造において、エア
フロー部のファンがタンデム翼列とされ、 前記タンデム翼列が、衝撃波が前置翼間の後縁付近に形
成されるようにされてなる相互干渉抑制型タンデム翼列
とされてなることを特徴とするジェット推進エンジンま
たはガスタービンの出力部構造。1. A jet propulsion engine or a gas turbine having an output portion provided with a gas flow portion on a center portion side and an air flow portion on the outside thereof, wherein a fan of the air flow portion is a tandem cascade. A tandem cascade forms a shock wave near the trailing edge between the leading blades.
An output part structure of a jet propulsion engine or a gas turbine, wherein the output part structure is a mutual interference suppression type tandem cascade formed.
成されてなることを特徴とする請求項１記載のジェット
推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。2. The structure of an output part of a jet propulsion engine or a gas turbine according to claim 1, wherein said tandem cascade is formed by integral molding.
であることを特徴とする請求項２記載のジェット推進エ
ンジンまたはガスタービンの出力部構造。3. The jet propulsion engine or gas turbine output part structure according to claim 2, wherein said integral molding is integral shaving molding.
エンジンまたはエアターボラムジェットエンジンである
ことを特徴とする請求項１、２または３記載のジェット
推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。4. The jet propulsion engine or gas turbine output unit structure according to claim 1, wherein the jet propulsion engine is a jet engine or an air turbo ram jet engine.
成されるようにされてなる相互干渉抑制型タンデム翼列
とされてなることを特徴とするタンデム翼列。5. The cascade forms a shock wave near the trailing edge between the leading blades.
Tandem blade cascade, characterized in that formed by the mutual interference suppression tandem blade cascade formed by to be made.
翼列を備えてなることを特徴とするタービンディスク。6. A turbine disk comprising the mutual interference suppression type tandem cascade according to claim 5.
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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-
1995
- 1995-01-11 JP JP7019779A patent/JP2756926B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
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| JPH08189419A (en) | 1996-07-23 |
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