JP4368435B2 - ガスタービンエンジンの羽根集成体 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の背景】
米国政府は、米合衆国空軍が供与した契約番号Ｆ３３６１５−９５−Ｃ−２５０２に従ってこの発明に対する権利を有する。
【０００２】
【発明の分野】
この発明は航空機用ガスタービンエンジンに対する回転子羽根集成体のエーロフォイルの半径方向内側及び外側の円周方向の列の間に配置される分割シュラウド、更に具体的に云えば、環状シュラウドの前縁及び後縁にある封じ並びに関連する封じ集成体に関する。
【０００３】
【従来技術の説明】
普通のガスタービンエンジンは、コア・エンジンを含み、これは軸流となるように直列の関係に、コア・エンジンに入る空気流を圧縮する高圧圧縮機と、燃料及び圧縮空気の混合物を燃焼させて推進用のガスの流れを発生する燃焼器と、推進用のガスの流れによって回転させられ、高圧圧縮機を駆動するように大径の第１の軸によって接続された高圧タービンとを有する。典型的な側路ターボファン・エンジンは、高圧タービンの後側に低圧タービンをも持っており、これが高圧圧縮機より前側にある前側ファンを、第１の軸の中に同心に配置された第２の軸を介して駆動する。
【０００４】
米国特許第４，０６８，４７１号に記載されるような典型的な可変側路比形の設計では、前側ファンは、前側ファンと高圧圧縮機との間に軸流となる直列の関係で配置された、ファン回転子羽根の１つ又は更に多くの前側の列と後側ファンとを含む。後側ファンは、ファン回転子羽根の１つ又は更に多くの後側の列を持っていてよく、高圧タービンによって駆動される大径の第１の駆動軸に接続される。可変面積側路噴射器が前側ファン及び後側ファンの間に配置されて、ファン側路ダクトの第１の入り口に入る空気量を変え、これによってエンジンのファン側路比（即ち、コア・エンジンを流れる空気に対するファン側路ダクトを流れる空気の比）を変え、この事からこのエンジンを可変サイクルという言葉で呼ぶ。ファン側路ダクトは、ファン羽根の後側の列より後方に配置された第２の入り口を持っている。
【０００５】
米国特許第５，４０２，６３８号、同第５，４０４，７１３号及び米国特許出願通し番号０８／６２４、２８８号（これらをここで参考のために引用する）に記載されるように、エンジンのファン並びに／圧縮機部分に流れ分割器を取入れた多重側路流可変サイクル・ガスタービンエンジンも開発されている。米国特許第５，５６２，４１９号に記載されているようなブリスクは、ファン又は圧縮機の回転子の羽根のエーロフォイルの半径方向内側及び外側の列を持ち、これらがシュラウドと呼ばれる場合が多い環状ダクト壁の回転自在の部分によって隔てられ、回転子羽根のエーロフォイルの内側及び外側の列が、別々のダクト及び流路内に配置されるようになっている。環状ダクト壁又は分割器がこれらの２つのダクトを分離し、回転自在の部分のすぐ前後でダクト壁の回転自在の部分とダクト壁の隣接する不動部分の間に環状封じが設けられる。こういうブリスクは、高圧タービン部分から動力を受けることがあり、スプール・アップ及び高推力運転の際、遠心力により非常に強い応力の場にさらされる場合が多い。経験によると、このような回転子は、遠心荷重を外側エーロフォイル及びシュラウドから内側エーロフォイルへ伝達する仕事をうまく果たさないことが分かっている。その結果、内側エーロフォイルに対する荷重の分布がよくないため、高圧圧縮機の回転子速度を、そうでない場合に達成し得るレベルまで高めることが出来ないことがある。シュラウドは、ブリスクのハブに更に伝達されるように、外側エーロフォイルの遠心荷重並びにそれ自身の遠心荷重を内側エーロフォイルへ伝達しなければならない。これは、内側エーロフォイルの前縁及び後縁の両方に強い応力を生じる傾向がある。こういう強い応力は、そうでない場合に回転子をその速度で動作させても低及び高サイクル疲労の点で良好な設計上の条件を満たすことが出来る最高回転速度を制限する。
【０００６】
従って、羽根の設計技術者は、内側エーロフォイルにおける前縁及び後縁の応力を目立って減少させるような回転流れ分割器を必要としている。
【０００７】
【発明の要約】
ガスタービンエンジン用のブリスクが、回転子軸線の周りに配置された環状リムと、このリムに沿って配置された羽根集成体とを含む。羽根集成体は、夫々内側及び外側エーロフォイルの円周方向に配置されて半径方向に伸びる内側及び外側の列を持ち、各エーロフォイルは軸方向に相隔たるエーロフォイルの前縁及び後縁を有する。環状シュラウドが内側及び外側エーロフォイルの内側及び外側の列の間に配置されて、その間を接続し、夫々エーロフォイルの前縁及び後縁に対応する軸方向に相隔たる環状シュラウドの前縁及び後縁を有する。シュラウドの前縁及び後縁の各々に軸方向に伸びる空所を設けて、夫々エーロフォイルの前縁及び後縁における応力を減少し、対応するエーロフォイルの縁を空所の近くに配置する。空所が対応するエーロフォイルの縁の下を軸方向に伸びる。１実施例では、空所は円周方向に３６０°伸びる環状溝であってよい。別の実施例では、空所が、夫々シュラウドの前縁及び後縁に軸方向に入り込む前縁側及び後縁側の複数個の円周方向に伸びる環状溝形ポケットの形をしている。各々のポケットが、外側エーロフォイルの対応する１つのエーロフォイルの縁と円周方向に略整合している。別の実施例では、シュラウドの縁に軸方向に入り込む円周方向に傾斜した孔の複数個の群が設けられる。各々の群が、外側エーロフォイルの対応する１つのエーロフォイルの縁と円周方向に略整合すると共に、対応する外側エーロフォイルの前縁から後縁に向かう方向に傾斜している。この発明のブリスクは、多重側路航空機用ガスタービンエンジンでガス発生器の高圧タービンから動力を受ける回転子の一部分として特に役立つ。
【０００８】
【発明の利点】
この発明の利点は、シュラウド及び外側エーロフォイルの遠心荷重によって生じる内側エーロフォイルの前縁及び後縁の応力をかなり減少すること、並びに従来の密実な環状シュラウドを用いた場合よりも、回転子を一層高い先端速度で運転することが出来る事を含む。遠心荷重の下では、溝を付け加えた結果、シュラウドの可撓性が増加し、エーロフォイルの根元の近くで、外側エーロフォイルの前縁及び後縁が圧縮状態になり、それが最大の振動応力耐力を持たせる助けになる。
【０００９】
この発明に特有と考えられる新規な特徴は、特許請求の範囲に記載してあるが、この発明並びにその他の目的及び利点は、以下図面について更に具体的に説明する。
【００１０】
【詳しい説明】
次に図面を参照すると、図１及び２には側路ターボファン・ガスタービンエンジン１０が示されている。このエンジンは、全体的に縦方向に伸びる軸線又は中心線１２を持ち、この軸線は全体として前方向１４及び後方向１６に伸びている。側路ターボファン・エンジン１０がコア・エンジン１８（ガス発生器とも呼ばれる）を含み、これはコアによって駆動されるファン（ＣＤＦ）１９、高圧圧縮機２０、燃焼器２２、及び一列の高圧タービン（ＨＰＴ）の羽根２４を持つ高圧タービン（ＨＰＴ）２３を含み、これらの全てが軸流となるように直列の関係に配置されている。高圧圧縮機２０の高圧圧縮機羽根６４及びＣＤＦ１９が、エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置された大径の環状コア・エンジン軸２６により、高圧タービンの羽根２４と駆動係合するように互いに固着され、高圧スプール又は回転子２９を形成する。
【００１１】
コア・エンジン１８は、燃焼ガスを発生するように作用する。高圧圧縮機２０からの加圧空気が燃焼器２２内で燃料と混合され、点火され、こうして燃焼ガスを発生する。このガスから高圧タービン羽根２４によって若干の仕事が抽出される。これらの羽根２４が高圧圧縮機２０を駆動する。燃焼ガスがコア・エンジン１８から、一列の低圧タービン回転子（ＬＰＴ）羽根２８を持つ動力タービン又は低圧タービン（ＬＰＴ）２７に吐出される。低圧タービン回転子羽根２８が、コア・エンジン軸２６内で、エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置された小径の環状低圧軸３０に固着され、低圧スプールを形成する。低圧軸３０は、前側ファン３３の円周方向に相隔たって半径方向外向きに伸びる前側ファン回転子羽根３２からなる更に縦方向前側の列を回転させる。コア・エンジン軸２６は、この発明の１実施例では、全体的に半径方向外向きに伸びる羽根先端３８を持つ縦方向に更に後側に離れたコアによって駆動される、即ち、後側ファン回転子羽根集成体３６をも回転させる。後側ファン回転子羽根集成体３６は、前側ファン回転子羽根３２からなる更に縦方向前側の列より縦方向後方に配置されている。一列の円周方向に相隔たる後側ファン固定子ベーン３４（半径方向の何れかの端又は両方の端で取付けられる）が、縦方向に前側ファン３３と後側ファン回転子集成体３６の間に配置される。
【００１２】
ファン側路ダクト４０が、縦方向に前側ファン３３と後側ファン又はコアによって駆動されるファン１９との間に配置された第１の入り口４２を有する。第１の入り口４２が前側選択弁ドア４４及び第１の流れ分割器４２Ａを含む。ファン側路ダクト４０に対する第２の入り口４６も、縦方向に前側ファン３３と後側ファン又はコアによって駆動されるファン１９の間に配置され、こうして前側ファンからファン側路ダクトへの２つの並列の側路流路を作っている。ファン側路ダクト４０が、ファン側路ダクト４０に対する第２の入り口ダクト出口４７を持つ第２の入り口ダクト４３を介して、第２の入り口４６と流体が連通する。第２の入り口４６は、第２の流れ分割器４８を持つ環状ダクト壁４５を含む。環状ダクト壁４５は、普通、後側ＣＤＦ１９のシュラウド１０８と呼ばれる回転自在の部分を含む。環状封じ４５Ｓが、そのすぐ前後で、環状ダクト壁４５の回転自在のシュラウド１０８と壁の隣接する不動部分との間に設けられている。
【００１３】
図２には、エンジン１０及びＣＤＦ１９の更に具体的な設計が示されており、高圧スプールと共に回転する環状ダクト壁４５のシュラウド１０８を示している。第２の流れ分割器４８は、所定のエンジンに対する特定の空気力学的な観点に応じて、第１の流れ分割器４２Ａの軸方向の位置より軸方向前側（実線で示す）又はその近く（破線で示す）に配置することが出来る。羽根集成体３７の半径方向外側のエーロフォイル１０７及び半径方向内側のエーロフォイル１０９は、別々の連続的でない輪郭を持つ異なるエーロフォイルを持つと共に、夫々前縁ＬＥ及び後縁ＴＥを有する。外側エーロフォイル１０７は、内側エーロフォイル１０９と１対１の関係であってもなくてもよいが、一般的に内側エーロフォイルと整合している。ファン・ベ−ン３４の半径方向外側のベーン先端部分８４及び半径方向内側のベーン・ハブ部分８６にも同じ構造を用いることが出来る。ベーン先端部分８４は、半径方向内側のハブ部分８６の独立に旋回自在の後縁内側フラップ９０の後縁１２１よりも後方に伸びる長さを延長した旋回自在の後縁先端フラップ８８を持っていてよい。環状封じ４５Ｓが壁４５の隣接する不動部分のランド１３８と協働する。このエンジン及びその動作が米国特許出願通し番号０８／６２４、２８８号に更に詳しく記載されている。
【００１４】
次に図２及び３について更に具体的に説明すると、シュラウド１０８が、半径方向には、後側ＣＤＦ１９の夫々外側エーロフォイル１０７の半径方向外側の列１１６と内側エーロフォイル１０９の半径方向内側の列１１１との間に配置される。環状ダクト壁４５は、ファン・ベーン３４の半径方向外側のベーン先端部分８４及び半径方向内側のベーン・ハブ部分８６の間に、好ましくは可変の角度で配置された非回転部分１０６をも含む。環状封じ４５Ｓを設けて、シュラウド１０８の周りの洩れを防止又は抑制する。封じ４５Ｓは、外側エーロフォイル１０７の夫々エーロフォイル前縁及びエーロフォイル後縁ＬＥ及びＴＥに対応する軸方向に相隔たった環状シュラウドの前縁及び後縁１２０、１２２を含む。空の前縁及び後縁空所１２８、１３０が、夫々シュラウドの前縁及び後縁１２０、１２２からシュラウド１０８内に軸方向に入り込んでいる。これが内側及び外側エーロフォイル１０９、１０７の夫々の前縁及び後縁ＬＥ及びＴＥにおける応力を減少する手段になり、対応するエーロフォイルの縁がこういう空所の近くに配置される。この空所は、夫々内側及び外側エーロフォイル１０９、１０７のエーロフォイル前縁及び後縁ＬＥ及びＴＥに遠心荷重が伝達されないようにする又は伝達されるのを減少する構造的な空所である。
【００１５】
図３及び４はこの発明の更に特定の実施例を更に詳しく示している。この場合、羽根集成体３６は中心線１２である回転子軸線の周りに配置された環状ハブ又はリム１４０を持つブリスク１３２の形をしており、羽根集成体３６がこのリムの周りに配置されている。シュラウド１０８が半径方向に外側エーロフォイル１０７の半径方向外側の列１１６と内側エーロフォイル１０９の半径方向内側の列１１１との間に配置される。外側エーロフォイル１０７の半径方向外側の列１１６が、リム１４０に一体に取付けられている。前縁及び後縁側空所１２８、１３０は、完全に３６０°の環状溝１４２であって、シュラウドの前縁及び後縁１２０、１２２からシュラウド１０８の中に軸方向に入り込んでいる。溝１４２が、外側エーロフォイル１０７の夫々エーロフォイル前縁及び後縁ＬＥ及びＴＥの下を軸方向に伸びる。この発明のブリスクは、航空機用ガスタービンエンジンの高圧タービンＨＰＴから動力を受ける回転子の部品として特に役立つ。
【００１６】
図５は、空所が、シュラウドの前縁及び後縁１２０、１２２から軸方向にシュラウド１０８に入り込む前縁側及び後縁側の複数個の円周方向に伸びる環状溝形ポケット１４６の形をしているこの発明の別の実施例を示す。ポケット１４６が、外側エーロフォイル１０７の夫々エーロフォイル前縁及び後縁ＬＥ及びＴＥの下を軸方向に伸びる。
【００１７】
図６は、空所が、シュラウドの前縁及び後縁１２０、１２２から軸方向にシュラウド１０８に入り込む円周方向に傾斜した孔１５０の群１４８の形をしているこの発明の別の実施例を示す。孔１５０が外側エーロフォイル１０７の夫々エーロフォイル前縁及び後縁ＬＥ及びＴＥの下を軸方向に伸びる。孔１５０は、外側エーロフォイル１０７の夫々エーロフォイル前縁及び後縁ＬＥ及びＴＥの対応する１つと円周方向に略整合すると共に、対応する外側エーロフォイルの前縁から後縁に向かう方向に円周方向に傾斜している。
【００１８】
図７は、米国特許第５，５６２，４１９号（ここで引用する）に記載されるようにシュラウド１０８がセグメント形であるこの発明の別の実施例を示す。
ワイヤ・ダンパのような摩擦ダンパを溝の内側にはまるように設計し、それを使って、内側及び外側エーロフォイルの両方の振動モードを減衰させることが出来る。この発明は米国特許第５，５６２，４１９号に記載されるようなセグメント形シュラウドにも用いる事が出来る。環状封じ４５Ｓが舌片と溝の形の封じとして示されており、舌片は、溝１４２内に協働するように配置された環状ダクト壁４５の不動部分に設けられた環状のナイフ・エッジによって構成される。溝形ポケット（図５）及び傾斜した孔（図６）を持つ実施例に対する封じは、突合わせの縁、重なる縁、又は合じゃくり封じのようにこの分野で周知の他の何等かの封じ手段を用いる。
【００１９】
この発明の好ましい実施例をその考えを説明するために詳しく説明したが、特許請求の範囲にいうこの発明の範囲を逸脱せずに、好ましい実施例に種々の変更を加えることが出来る事を承知されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明の１実施例による分割器を持つブリスクを用いた側路ターボファン・エンジンの簡略側面断面図。
【図２】図１の側路ターボファン・エンジンの更に特定の実施例でブリスクの周りを示した簡略拡大側面断面図。
【図３】図２のブリスクの簡略拡大側面断面図。
【図４】環状の溝空所を持つ図３のブリスクの斜視図。
【図５】ポケット形空所を持つ図３のブリスクの第１の別の実施例の斜視図。
【図６】傾斜孔の空所を持つ図３のブリスクの第２の別の実施例の斜視図。
【図７】セグメント形シュラウドを持つ図３のブリスクの第３の別の実施例の斜視図。
【符号の説明】
１０８：シュラウド
１１１：半径方向内側エーロフォイル１０９の列
１１６：半径方向外側エーロフォイル１０７の列
１２０、１２２：シュラウドの前縁及び後縁
１２８、１３０：シュラウドの前縁及び後縁空所
ＬＥ、ＴＥ：内側及び外側エーロフォイル１０９、１０７の夫々の前縁及び後縁

Claims (2)

1. 夫々内側及び外側エーロフォイルの円周方向に配置されて半径方向に伸びる内側及び外側の列を有し、
   各エーロフォイルは軸方向に相隔たるエーロフォイルの前縁及び後縁を有し、更に、
   前記エーロフォイルの列の間に配置されてその間を接続すると共に、前記エーロフォイルの前縁及び後縁に夫々対応する軸方向に相隔たるシュラウドの前縁及び後縁を有する環状シュラウドと、
   前記シュラウドの前縁及び後縁にあって、前記内側及び外側のエーロフォイルの対応するエーロフォイルの前縁及び後縁における応力を減少する軸方向に伸びる空所とを有し、
   前記対応するエーロフォイルの前縁及び後縁が各々に対応する前記空所の近くに配置されており、
   前記空所が、前記１つのシュラウドの縁に軸方向に入り込む円周方向に傾斜した孔の複数個の群であり、
   各々の前記群が、前記外側エーロフォイルの対応する１つのエーロフォイルの縁と円周方向に略整合していて、前縁から後縁に向かう方向に傾斜していることを特徴とする
   ガスタービンエンジンの羽根集成体。
2. ガスタービンエンジン用のブリスクに於て、
   回転子軸線の周りに配置された環状リムと、該リムの周りに配置された羽根集成体とを有し、
   該羽根集成体は夫々内側及び外側エーロフォイルの円周方向に配置されて半径方向に伸びる内側及び外側の列を有し、
   各エーロフォイルは軸方向に相隔たるエーロフォイルの前縁及び後縁を有し、更に、
   前記エーロフォイルの列の間に配置されてその間を接続すると共に、夫々前記エーロフォイルの前縁及び後縁に対応する軸方向に相隔たるシュラウドの前縁及び後縁を持つ環状シュラウドと、
   前記シュラウドの前縁及び後縁にあって、夫々エーロフォイルの前縁及び後縁における応力を減少する軸方向に伸びる空所と
   を有し、
   前記対応するエーロフォイルの縁が前記空所の近くに配置されており、
   各々の空所が、前記シュラウドの縁に軸方向に入り込む円周方向に傾斜した孔の複数個の群であり、
   各々の前記群が、前記外側エーロフォイルの対応する１つのエーロフォイルの縁と円周方向に略整合して、前縁から後縁に向かう方向に傾斜していることを特徴とする
   ガスタービンエンジン用のブリスク。

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