JP5177959B2 - 低ソリディティターボファン - Google Patents

Description

本発明は一般にガスタービンエンジンに関し、詳細にはターボファン航空エンジンに関する。

ターボファンエンジンでは、高温の燃焼ガスを生成するために、圧縮機において空気が加圧され、燃焼器において燃料と混合される。高圧タービン（ＨＰＴ）がこの燃焼ガスからエネルギーを抽出して圧縮機に動力を供給する。低圧タービン（ＬＰＴ）はこの燃焼ガスから追加のエネルギーを抽出して、圧縮機の上流に配置されたファンに動力を供給する。

航空ターボファンエンジンの主たる設計目標は、飛行中の航空機を推進する航空ターボファンエンジンの効率を最大化し、それに対応して燃料消費量を低減させることにある。したがって、加圧された空気および燃焼ガスの内部流路を画定し、それらのガスからエネルギーを抽出するさまざまな低温部および高温部ロータおよびステータ構成部品は特に、その効率を最大化し、それに対応して長い耐用寿命を得るために設計される。

ターボファンは、支持ロータディスクの周縁から半径方向外側へ延びる大きなファン動翼の列を含む。このファンはＬＰＴから動力の供給を受けて入射空気を加圧し、ファン出口から吐き出される推進スラストの大半を生み出す。ファン空気の一部は圧縮機に導かれ、そこで加圧され、燃料と混合されて、さまざまなタービン段においてそこからエネルギーが抽出される高温の燃焼ガスを発生させ、次いでファン空気は別個のコアエンジン出口から吐き出される。

ターボファンエンジンは、可能な最大空力効率でそのスラスト能力を最大化するために絶えず開発され改良されている。ファンは動作中にかなりの量のスラストを生み出すため、ファンからは騒音も生み出され、この騒音は、競合するさまざまな設計目標と調和させつつ、できる限り低減させなければならない。

例えば、ファン動翼は一般に、その空力ローディング（ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｌｏａｄｉｎｇ）が最大化され、それに対応して動作中に生み出される推進スラストの量が最大化されるように設計される。しかし、ファンローディングは、失速、フラッタまたは加圧されている空気の他の不安定性パラメータによって制限される。

したがって、最近のターボファンエンジンは、ターボファンの能力に負担をかけすぎることなくエンジンの許容される動作および性能を保証するために、航空機の離陸から着陸までのエンジンの動作サイクル全体にわたって適当な値の安定性および失速マージンを有するように設計される。

さらに、最近のターボファンエンジンは、入射空気流に対して翼端の超音速を生み出す十分な回転速度で回転する比較的に大きな直径のターボファンを有する。したがって翼端は、隣接するファン動翼間に画定される対応する流路の中に空気が導かれ加圧されるときに衝撃波の発生を受ける。

したがって、それぞれのファン動翼は、その半径方向内側の動翼台からその半径方向外側の翼端まで、およびその反対側の前縁と後縁の間を翼弦をなして軸方向に延びる円周方向反対側の正圧面および負圧面に沿って、詳細に調整され設計される。１つのエーロフォイルの正圧面は、隣接するエーロフォイルの負圧面とともに、動翼の付根から翼端までの対応する流路を画定し、動作時にはその中に空気が導かれる。

それぞれのエーロフォイルは一般に、付根から先端まで、対応する食違い角でねじられ、エーロフォイルの先端は、ファンの軸方向と円周方向の間で斜めに向けられる。

動作中、流入する環境空気は、動翼の付根から翼端までの動翼間流路の中を、動作範囲のさまざまな部分おいて、翼付根の亜音速空気流から、半径方向外側へ翼端の超音速空気流までを含むさまざまな相対速度で流れる。

ファン失速マージンはターボファンの基本的な設計要件であり、空力ファンローディング、ファンソリディティ（ｆａｎ ｓｏｌｉｄｉｔｙ）およびファン動翼アスペクト比の影響を受ける。これらは従来のパラメータであり、ファンローディングは、ファン動翼を横切る比エンタルピーの上昇を、翼端速度の２乗で割ったものである。

動翼ソリディティは、動翼の長さによって表される翼弦と動翼ピッチの比であり、動翼ピッチは、軸方向の中心線軸から所与の半径または直径位置のところの動翼の円周方向の間隔である。言い換えると、動翼ピッチは、所与の直径位置における円周の長さを、完全なファン動翼列の動翼の数で割ったものである。ファン動翼アスペクト比は、動翼のエーロフォイル部分の半径方向の高さすなわち翼幅をその最大翼弦で割ったものである。

当技術分野の従来の経験または教示によれば、入口マッハ数が十分に大きく、流路衝撃が、動翼間流路内の空気の負圧面境界層を分離することができるとき、良好な効率は、流れが再付着することを可能にするためにソリディティが高いことを要求する。

一般に使用されており米国で１年を超えて販売されている１つの例示的なターボファンないし参照ターボファンでは、完全な動翼列中に２２枚のファン動翼を有する大径ターボファンが、翼端において約１．２９と比較的に高いソリディティを有する。これらのファン動翼は、７を超えるバイパス比を有する高バイパス比ターボファンエンジンで使用され、ファン動翼の両側の対応する圧力比は、約１．５を超える比較的に高い値であり、大きなファン径は、動作中に翼端の超音速を達成し、この超音速は対応して、動作中のエーロフォイル先端に、性能に影響を及ぼす垂直衝撃波を生み出す。

ターボファン効率および十分なファン失速マージンに対する従来の設計プラクティスは一般に、巡航動作などの設計点でのファン翼端の相対マッハ数に概して等しい比較的に高い先端ソリディティを要求する。言い換えると、翼端マッハ数は、超音速流に対して１（１．０）よりも大きいことが適当であり、ファン翼端ソリディティはそれ対応して１よりも大きく、一般に良好な設計の翼端の相対マッハ数に等しい。

これまでに開示した設計上の考慮事項は、主として良好な空力性能および効率ならびに長い耐用寿命を保証する良好な機械強度に関して最近のターボファンを設計する際の競合する多くの設計パラメータの一部にすぎない。適当な失速マージンおよび機械的強度を維持しつつファン効率を最大化するために翼付根から翼端までの流路を詳細に調整するため、ファン動翼はそれぞれ翼付根から翼端までねじれており、ファン動翼の反対側の正圧面および負圧面の形状も変化している。

その結果得られるターボファン設計は、個々のエーロフォイルの正圧面および負圧面が、その軸方向の翼弦および半径方向の翼幅に沿って３次元的に変化する非常に複雑な設計である。さらに、完全な動翼列中の個々のファン動翼は互いに協力して動翼間流路を画定し、結果として生じるファン全体の空力性能および失速マージンを達成する。
米国特許第６，３２８，５３３号公報 米国特許第５，１６７，４８９号公報 米国特許第５，１６９，２８８号公報 米国特許第６，３３８，６０９号公報 米国特許第６，５６１，７６１号公報 米国特許第４，３５８，２４６号公報 米国特許第４，９７１，５２０号公報 米国特許第５，２７３，４００号公報 米国特許第５，４７８，１９９号公報 米国特許第５，５８４，６６０号公報 米国特許第５，６４２，９８５号公報 米国特許第５，７６９，６０７号公報 米国特許第５，８１０，５５５号公報 米国特許第５，９０６，１７９号公報 米国特許第６，０４８，１７４号公報 米国特許第６，０５９，５３２号公報 米国特許第６，０７１，０７７号公報 米国特許第６，３１５，５２１号公報 米国特許第６，３６８，０６１号公報 米国特許第６，３８６，８３０号公報 米国特許第６，５６１，７６０号公報 米国特許第６，５６２，２２７号公報 Cumpsty, "Compressor Aerodynamics," 1989, pp: Cover, copyr., variables, 214, and 215 Kandebo, "Geared-Turbofan Engine Design Targets Cost, Complexity," Av. Week & Space Tech., Vol. 148, No. 8, Feb 1998, 2 pages www.rolls-royce.com, "Trent 1000," copyright 2004, 3 pages A. Wadia et al, "Forward Swept Rotor Studies in Multistage Fans with Inlet Distortion," ASME Turbo Expo 2002, Amsterdam, The Netherlands, June 2002, pages 1-11 Pratt & Whitney Canada, "PW 500," www.pwc.ca, copyright 2000-2003, 2 pages Aerospace Engineering Online, "Pratt & Whitney's Next Leap in Engine Technologies," www.sae.org, downloaded 2/18/05, 3 pages Aerospace Engineering Online, "Pratt & Whitney Gearing up the PW 800," www.sae.org, Aug. 2001, 4 pages Kandebo, "Military Technologies Finging Homes in Commercial Engines," www.AviationNow.com, June 1999, 6 pages

したがって、以上に部分的に言及した競合するさまざまな設計目標にもかかわらず、最近のターボファンの効率を、十分な安定性および失速マージンを維持しつつさらに向上させることが望ましい。

ターボファンは、環状ケーシングの内部の支持ディスクから延びるファン動翼の列を含む。動翼はそれぞれ、付根と先端の間を翼幅をなして半径方向に延び、前縁と後縁の間を翼弦をなして軸方向に延びる反対側の正圧面と負圧面とを有するエーロフォイルを含む。隣接するエーロフォイルは、空気を加圧するための対応する流路をそれらの間に画定する。エーロフォイルはそれぞれ、付根と先端の間で増大する食違いを含み、流路は、隣接するエーロフォイルのエーロフォイル前縁と前記負圧面の間にマウスを有し、マウスから後方へスロートまで収束する。ファン動翼列は、流路スロートの幅を増大させるために低い翼端ソリディティを有する２０枚以下のファン動翼を含む。

次に、添付図面を参照した以下の詳細な説明において、本発明を、例示的な好ましい実施形態に従って、本発明の他の目的および利点とともに、具体的に説明する。

図１には、飛行中の航空機１２を推進するように構成されたガスタービンエンジン１０であって、航空機１２に適当に取り付けられた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、縦方向すなわち軸方向の中心線軸について軸対称であり、周囲の環状ファンケーシング１６の内部に同軸に適当に取り付けられたファンまたはターボファン１４を含む。

動作時、環境空気１８がファン１４の入口端に入り、この環境空気１８は、飛行中の航空機を推進するための推進スラストを生み出すためにファン１４によって加圧される。このファン空気の一部は、低圧圧縮機ないしブースタ圧縮機２０および高圧圧縮機２２に適当に導かれ、これらの圧縮機はこの空気をさらに加圧する。

加圧された空気は、下流方向に吐き出される高温の燃焼ガス２６を生み出す環状燃焼器２４の中で燃料と混合される。最初に高圧タービン（ＨＰＴ）２８が燃焼器からこの高温のガスを受け取って、このガスからエネルギーを抽出し、続いて低圧タービン（ＬＰＴ）３０が、ＨＰＴから吐き出された燃焼ガスから追加のエネルギーを抽出する。ＨＰＴは、１本のシャフトまたはロータによって高圧圧縮機２２に接合されており、ＬＰＴは、別の１本のシャフトまたはロータによって、ブースタ圧縮機２０とファン１４の両方に接合されていて、動作中にこれらに動力を供給する。

図１に示した例示的なターボファンエンジン１０は、離陸から着陸まで飛行中の航空機を推進するための従来の任意の形状および動作を有することができるが、後に詳細に説明するようにターボファンエンジン１０は、動作サイクル中のファン１４の適当な安定性および失速マージンを維持しつつファン１４の空力効率を増大させるために変更されている。

具体的には図１および２は、支持ロータディスク３４の周縁から翼幅をなして半径方向外側へ延びるファン動翼３２の列を含むターボファン１４の例示的な一実施形態を示している。図２に示すように動翼はそれぞれ、ファン空気流路の半径方向内側の境界を画定する動翼台３８から外側へ延びるエーロフォイル３６を含む。この動翼台は、エーロフォイルまたは別個の構成部品と一体に形成してもよい。ロータディスクの縁の対応するダブテール溝の中に動翼を取り付けるため、動翼はそれぞれさらに、エーロフォイルから半径方向内側へ動翼台の下に延びる一体のダブテール４０を含む。

ファン動翼は、チタンまたは炭素繊維複合材のような適当な高強度材料から製作することができる。例えば、動翼の大半を炭素繊維複合材から形成し、前縁、後縁および翼端に沿ってチタンシールドで補強することができる。

図１および２に示すように、エーロフォイル３６はそれぞれ、全体に凹形の正圧面４２と、円周方向に反対側の全体に凸形の負圧面４４とを含む、適当な空力形状を有する。それぞれのエーロフォイルのこれらの両面は、動翼台３８のところのエーロフォイルの内側付根端から、ファンステータケーシング１６のごく近くに隣接して配置されてこれらの間に比較的に小さな翼端クリアランスないし翼端すき間を提供する半径方向外側の遠位先端４６まで、翼幅をなして半径方向に延びている。

図２および３に示すように、エーロフォイルはそれぞれ、反対側の前縁と後縁４８、５０の間を翼弦Ｃをなして軸方向に延びており、翼弦の長さはエーロフォイルの翼幅に沿って変化している。

図４に示すように、隣接するエーロフォイル３６は、円周方向のそれらの間に、動作中に空気１８を加圧するための対応する流路５２を画定する。エーロフォイル３６はそれぞれ、軸方向軸ないし縦軸からの食違い角Ａによって表される食違いまたはねじれを含み、この食違いは、エーロフォイルの付根と先端の間で増大する。

例えば、翼端における食違い角Ａをかなり大きい約６０度とし、１つのエーロフォイルの前縁４８を、この前縁の後方の次の隣接するエーロフォイルの負圧面４４に円周方向には隣接するが、軸方向には離隔するように配置して、隣接するエーロフォイルの対向する正圧面と負圧面の間に流路の対応するマウス（ｍｏｕｔｈ）５４を画定することができる。動翼の半径方向の翼幅に沿った隣接するエーロフォイルのこの輪郭および食違いによって、それぞれの流路は、半径方向の翼幅の大部分に沿って、マウスの後方に間隔をあけて位置する、流れ面積（ｆｌｏｗ ａｒｅａ）が最小のスロート（ｔｈｒｏａｔ）５６まで収束し、すなわち流れ面積を低減させる。

図４にさらに示すとおり、比較的に大きなエーロフォイル食違いＡはさらに、１つのエーロフォイル３６の後縁５０を、翼端領域において、次の隣接するエーロフォイルの正圧面４２に円周方向には隣接し、軸方向には正圧面４２から離隔するように配置して、隣接するエーロフォイル間の対応する流路の対応する吐出口または出口５８を画定する。このように、動作中に推進スラストを生み出すために空気を加圧する目的でエーロフォイルが図１、３および４における時計回りに回転すると、流入した空気１８は、隣接するエーロフォイル間の対応する流路５２の中に導かれる。

図１〜４は一般に、翼付根から翼端まで対応する食違いまたはねじれを有するファン動翼の列を有する最近のターボファン航空エンジンの一般的な形状を示す。背景技術の項で指摘したとおり、ターボファンには、ファン効率と、安定性および失速マージン、フラッタおよび騒音に影響を及ぼす空気力学的パラメータ、ならびに動作中の遠心力と空力ローディングの両方を受けるファン動翼の機械的強度とのバランスをとるために競合する多くの設計パラメータがある。

図４に、図１に示したターボファンエンジン１０の空力効率を、例えば派生（ｄｅｒｉｖａｔｉｏｎ）によって向上させる方法を概略的に示す。最近のターボファンエンジンは一般に、商業サービスにおいて証明された経験を有する既存のエンジンから派生する。次いで、その対応する変更または修正を、従来の設計プラクティスに従って達成することができるが、それらの設計プラクティスは、例えば効率と失速マージンなどのさまざまな競合パラメータを考慮してバランスがとられていなければならない。効率および空力ローディングをさらに増大させるには一般に、失速マージンの低減が必要であり、したがって効率および空力ローディングの増大は、全体性能に関してバランスがとれていなければならない。

図４に、図１に示したタイプのターボファンエンジンで使用されるファン６０の既存ないし従来の設計を概略的に示す。この既存のファンは、動作中に翼端において超音速空気流を達成するのに適した大きな外径Ｄを有する２２枚のみのファン動翼からなる完全な補完体を有する。

既存のファン６０はさらに対応するソリディティを有する。ソリディティは、エーロフォイルの長さによって表されるエーロフォイル翼弦Ｃを、対応する翼幅位置または半径における円周ピッチＰ、すなわち動翼と動翼の間隔で割った比に等しい従来のパラメータである。

円周ピッチは、特定の半径方向の翼幅位置における円周の長さを、動翼列中のファン動翼の総数で割ったものに等しい。したがって、図４に概略的に示すように、ソリディティは、動翼の数および翼弦長に正比例し、直径に反比例する。

先に指摘したとおり、最近の設計プラクティスは、エーロフォイル先端における動翼のソリディティの大きさが、エーロフォイル先端における流れの相対マッハ数と概ね同じであることを要求する。この例示的な実施形態では、既存のファン６０の翼端ソリディティが約１．２９と比較的に高く、やはり約１．２９である翼端の相対マッハ数によく対応する。

先に示した従来のプラクティスは、隣接するエーロフォイル間の流路内で衝撃を受ける超音速翼端設計において良好な効率を維持するために比較的に高い翼端ソリディティを要求し、したがって、ソリディティを増大させることは、派生ファンを生み出す際の、最近のターボファンのさまざまな設計パラメータの１つの選択肢である。あるいは、派生ファンの翼端ソリディティが同じまたは等しくてもよい。

しかし、最近のターボファンにおいて比較的に高いソリディティを要求するこの従来のプラクティスにもかかわらず、翼端ソリディティを低下させ、翼端ソリディティを増大させないことによって、十分な安定性および失速マージンを維持しつつ効率をかなり向上させることができることが発見された。先に指摘したとおり、ソリディティは、ファン動翼の数、およびエーロフォイル翼弦をファンの直径で割った比に比例する。

したがって、ソリディティは、ファン動翼の数を減らし、またはエーロフォイル翼弦を小さくし、あるいはファンの外径を大きくすることによって低下させることができる。しかし、ファン外径は一般に、具体的にサイズが決められたターボファンエンジンに対して与えられる一定のパラメータである。さらに、翼弦長を小さくすることによってソリディティを低下させることはターボファン効率にとって有害であること、および動翼の数を減らしてソリディティを低下させることによってターボファン効率を向上させることができることも発見された。

図４に、動翼ソリディティに基づくターボファン設計におけるこれらのさまざまな選択肢を概略的に示す。翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比を小さくすることによるソリディティの低下は、ファン動翼の数を一定に、例えばファン動翼の数を２２枚に維持するが、解析によれば効率は低下する。

これに対応して、好ましい実施形態では、ターボファン設計間で翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比を一定ないし同じに維持し、その代わりにファン動翼の数を２０枚または１８枚に減らす。

したがって、図１に示したターボファンエンジン１０では、既存のファン６０からファン１４を派生させ、派生ファン１４の翼端における翼弦と翼端径（Ｃ／Ｄ）の比を既存のファンの当初の比と実質的に同じにしたまま動翼の数を例えば２２枚から２０枚または１８枚に減らすことにより、エーロフォイル先端におけるソリディティを低減させることによって、空力効率を向上させることができる。

さらに、ファン動翼の数の減少は、エーロフォイル間の円周ピッチＰを増大させ、流路５２の流れ面積を、特にそのスロート５６において増大させて、動作中の流れの妨害を、特に超音速動作を受けるエーロフォイル先端で低減させる。

したがって、図１〜４に示した派生ターボファン１４は、翼端ソリディティを低下させることによって達成される２０枚以下のファン動翼３２を含み、このソリディティは、翼端４６において比較的に小さい大きさを有し、次の隣接する翼端４６の後縁５０の円周方向に近くにそれぞれの翼端４６の前縁４８を配置し、それに対応して隣接するエーロフォイルの対向する正圧面と負圧面の間のスロート５４の垂直幅を増大させる。

エーロフォイル先端における翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比を実質的に一定に維持したままファン動翼の数を減らすことには、この新規のターボファンにおいてかなりの利点があり、これには、十分な安定性および失速マージンを維持したまま効率が増大すること、騒音が低減すること、ファン動翼の数が少ないことによって重量およびコストが低減することが含まれる。

空力性能に対する低ソリディティの効果を相殺して余りある流路スロートにおける流れの妨害をかなり低減させることは、低ソリディティターボファン設計において非常に重要である。コンピュータを使用した最近のフローダイナミクス解析は、動翼数の減少による低いソリディティは、巡航効率にとって有益であり、翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比の低減による低いソリディティは、巡航効率にとって有害であることを予測しており、このことは試験によって確認されている。

図３はターボファン１４の正面図、図４は上面図であり、これらの図は、エーロフォイルの高いソリディティおよび大きな食違いのために隣接するファン動翼が互いに円周方向に実質的に重なり合った一般的な高ソリディティターボファンと比べたときのターボファンの外観のかなりの変化を示している。

対照的に、図３および４に示したターボファンの翼端ソリディティの大きさは比較的に小さいが、依然として約１．０を超えており、隣接する翼端４６の前縁４８と後縁５０の間の円周すき間Ｇを提供する。

具体的には、この低いソリディティは、翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比を低下させる代わりに動翼数を減らすことによって達成されるので、この比および翼弦の値は比較的に大きなままであり、このことは、エーロフォイルの大きな円周ピッチＰおよび大きな食違いＡとあいまって、隣接する翼端の前縁と後縁の間に局所的な円周すき間Ｇを提供するのに有効である。

図４に示した流路５２の形状は、ファンの効率的な動作にとって特に重要であり、特に超音速流を受けるエーロフォイル先端の形状が重要である。それぞれの流路５２を画定するために、個々のエーロフォイルの正圧面および負圧面の特定の輪郭、エーロフォイルの横方向の厚さ、エーロフォイルの付根−先端の食違いＡ、および、もちろん、翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比を等しく維持したまま動翼数を減らすことによって低下させたソリディティが全て使用される。

具体的には、エーロフォイル先端３６に局所的に角度をつけ、エーロフォイル先端３６の前縁４８と後縁５０の間の幅を変化させて、一般に、エーロフォイル先端でマウス５４からスロート５６まで流路５２を収束させ、次いで同じく先端で、スロート５６から出口５８まで流路を発散させる。あるいは、エーロフォイル先端の流路のマウスとスロートが前縁の１つの平面内で一致し、流路は、前縁のスロートから後方へ後縁の流路出口までやはり発散してもよい。

マウスとスロートの間の収束角または収束勾配、およびスロートと出口の間の発散角または発散勾配は、翼端の超音速動作中の効率が最大になるように具体的に設計することができる。超音速動作では、収束部分で空気流の速度が低下し、スロート５６でのマッハ１のチョークした流れ（ｃｈｏｋｅｄ ｆｌｏｗ）となり、続いてスロートからまたはスロートの後方へ出口までの流路の発散部分において亜音速拡散するときに空力衝撃が生み出される。

流路出口５８の流れ面積とスロート５６の流れ面積の比は、エーロフォイルの有効キャンバの従来の測度である。エーロフォイルの先端のエーロフォイルキャンバの実際の量は、部分速度（ｐａｒｔ−ｓｐｅｅｄ）動作中にターボファンがより低い翼端ソリディティを許容することができるように、従来のターボファン設計よりもわずかに増大させることができる。

先に指摘したとおり、最近のターボファンは、巡航動作が優勢であり、最高効率および最高オペラビリティ（ｏｐｅｒａｂｉｌｉｔｙ）が望ましい離陸から着陸までの動作範囲に対して設計される。しかし、よいターボファン設計では、部分速度性能も考慮されなければならず、部分速度性能は、低ソリディティターボファン設計のために翼端に導入されるより高いキャンバによって適合されなければならない。

したがって、部分速度オペラビリティは、動翼数の減少によってソリディティを低下させるとともに、エーロフォイルの先端４６におけるエーロフォイル３６のキャンバを増大させることによって、向上させることができる。

ソリディティを低下させることによってファン効率を向上させることができるので、ターボファン設計は、本明細書の開示に基づく変更を除き、従来の設計とすることができる。例えば、図１〜４に示したエーロフォイル３６は、圧力比が約１．５とかなり大きい最近のターボファンエンジンの超音速翼端動作のために直径が比較的に大きい。コアエンジンをバイパスするファン空気の対応するバイパス比は約７．５を超える。さらに、エーロフォイルは、エーロフォイルの先端４６で前方（ｆｏｒｗａｒｄ）ないし負である（Ｓ−）ことが好ましく、エーロフォイルの前縁４８と後縁５０の両方に沿って負であることが好ましい適当な空力スイープ（ｓｗｅｅｐ）を備えることができる。

希望する場合には個々のエーロフォイルは、図２に示すように、それらの翼幅の中間付近が樽状にふくれた大きな翼弦を有し、前縁の翼幅の中間よりも上の部分に沿って後方（ａｆｔ）または正の空力スイープ（Ｓ＋）を有することができる。この形態の最近のターボファン動翼が米国特許第６，３２８，５３３号に詳細に開示されており、これは参照によって本明細書に組み込まれる。

空力スイープも技術の従来の用語であり、やはり参照によって本明細書に組み込まれる米国特許第５，１６７，４８９号に詳細に開示されている。ファン動翼の前方翼端スイープは、翼端の超音速動作中の効率を向上させる。

図１および２はさらに、ターボファンが、ファンステータケーシング１６の内側に同じ高さに適当に取り付けられた環状翼端シュラウド６２であって、エーロフォイル先端４６を直接取り囲む環状翼端シュラウド６２を含むことを示しており、エーロフォイル先端４６は、環状翼端シュラウド６２の近くに隣接して配置されて、環状翼端シュラウド６２との間に対応する小さな翼端クリアランスを画定している。翼端シュラウド６２の形状は、軽量ハニカム構造などの従来のものとすることができ、実質的に平滑な内面が翼端と向き合う。この低ソリディティターボファンは、効率の向上を享受し、同時に、普通ならば翼端シュラウドに形成される環状溝などの安定性増強特徴を必要とすることなく、十分な安定性および失速マージンを維持する。

図２に示すように、ファンケーシング１６は、コアエンジンを取り囲む内側ケーシング６４から半径方向外側へ間隔をあけて配置されており、半径方向のこれらの間に環状バイパスダクト６６を画定している。バイパスダクト６６の後方端は、エンジンの推進スラストを生み出す際に使用される大部分のファン空気の出口を画定する。

ファン動翼３２の列から下流または後方に間隔をあけて、ファンケーシング１６から半径方向内側へ延びて内側ケーシング６４と接合する後置静翼６８の列がある。動作中のファンの騒音を低減させるため、静翼６８の数はファン動翼３２の数の２倍超であることが好ましい。

騒音、特にスピニングモードの騒音の低減は、参照によって本明細書に組み込まれる米国特許第５，１６９，２８８号に開示されており、この特許を使用して、特定のファン動翼数に対する静翼６８の数を決定することができ、例えば、１８枚のファン動翼と２０枚のファン動翼の両方に対して４８枚の静翼を使用することができる。

図２に、ターボファンに導入することができる他の特徴を示す。具体的には、エーロフォイル先端４６は、前縁と後縁の間に軸方向に円弧状の半径方向外側の輪郭を有することができ、隣接する翼端シュラウド６２は、これらの間の半径方向の、およびエーロフォイルの前縁４８と後縁５０の間の軸方向の翼端クリアランスを実質的に均一に維持するために、相補的な軸方向に円弧状の半径方向内側の輪郭を有することができる。一実施形態では、エーロフォイル先端４６の前方部分が凸形であり、それに続いて凹形の後方部分がある。これに対応して先端シュラウド４６は、特にファン動翼の超音速動作中の翼端の滅失および流れの妨害を低減させるため、凹形の前方部分とそれに続く凸形の後方部分とを有する。

米国特許第６，３３８，６０９号はこの特殊な翼端配置の具体的な詳細を開示しており、この特許は参照によって本明細書に組み込まれる。

さらに、図２に示した動翼台３８は、ターボファンの空力性能をさらに向上させるために溝付きとすることができる。溝付き動翼台または半径方向内側の端壁は、やはり参照によって本明細書に組み込まれる米国特許第６，５６１，７６１号に詳細に開示されている。

以上に挙げたさまざまな特許の参照による組込みは、ターボファン１４の効率を最大化するためにターボファン１４に組み込むことができるさまざまな最近の特徴の例にすぎない。翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比を低減させる代わりに動翼数を減らすことによって翼端ソリディティを低下させることによるターボファンの改良に加えて、これらの従来の特徴および他の従来の特徴を、従来の利点を有するターボファンに使用することができる。

図４に示した既存のターボファン６０の２２枚のファン動翼は、最近のターボファンエンジンにおいてもすでにファン動翼数が比較的少ない。しかし、翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比の代わりに動翼数を減らすことによって翼端ソリディティを低下させることは、先に開示したとおり、ターボファン効率の更なる向上を可能にし、コンピュータを使用した最近のフローダイナミクス解析を使用して解析され試験された２つの実施形態では、エーロフォイル先端４６での翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比が両方の種類または設計で同じないし等しい改良されたターボファン設計において、２０枚または１８枚のみのファン動翼３２を使用することができる。個々のファン動翼のサイズは、一定の翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比のままスケーリング（ｓｃａｌｉｎｇ）することができるが、動翼数の対応する減少による翼端ソリディティの望ましい低下を考慮すれば、その結果得られるターボファンのファン動翼の集合的アセンブリをスケーリングすることはできない。

図１〜４は、２２枚から２０枚へ動翼数を減らすことよって翼端ソリディティが低減された１つの実施形態または種類を示しており、対応する翼端ソリディティは約１．２以下である。

図５および６は、エーロフォイル先端において第１の実施形態の翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比と同じ翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比を有するファン動翼３２の数を１８枚のみにまでさらに減らすことによって達成された低いソリディティを有し、符号７０で表わされたターボファンの第２の実施形態または種類を示す。これらの実施形態はともに約１．０よりも大きなソリディティを有する。

ターボファンのこれらの実施形態ではともに、比較的に大きな空力ローディングのもとで空気１８を加圧する最近のプラクティスに従って、ターボファンの動翼が寸法決めされ構成される。空力ローディングは、エーロフォイル３６を軸方向に横切る比エンタルピーの上昇と、巡航動作のような対応する設計点におけるエーロフォイル先端４６の速度の２乗との比によって定義される従来のパラメータである。

最近のターボファンは、任意のタイプのファンに見られる空力ローディングの中で最も高い空力ローディングを有し、自動車および電気機器ならびに他の商業応用において一般に見られる非航空エンジンファンとよい対比をなす。例えば、本明細書の図に示したターボファンの空力ローディングは少なくとも約０．２９の値を有することができ、この空力ローディングは、約１．５を超えるファンの比較的に高い圧力比およびターボファンエンジンの高いバイパス比とともに、動作中にかなりの推進スラストを生み出す。

一般的なターボファン航空エンジン応用では、ファン動翼が比較的に大きな直径を有し、これらのファン動翼が回転されて、超音速の翼端速度を達成する。したがって、例えば図４に示した収束−発散流路５２は、入射した環境空気１８の超音速流を前縁４８で受け取り、続いて流路内に衝撃を生み出し、スロート５６の後方で亜音速拡散を生じるように具体的に寸法決めされ構成される。

先に指摘したとおり、隣接するエーロフォイルの対向する正圧面および負圧面の傾斜角は、マウス５４とスロート５６の間のそれぞれの流路の特に収束する部分、およびスロート５６と出口５８の間の特に発散する部分を生み出して、流路スロートでのチョークした流れに続く亜音速流の流れ拡散の効率を最大化するように選択することができる。

図３および４に示した第１の実施形態では、動翼列が２０枚のみのファン動翼３２を含み、翼端ソリディティが約１．１７である。

この実施形態の隣接するエーロフォイル３６は、先端４６の近くまたは先端４６に円周すき間Ｇを有し、その半径方向内側に、エーロフォイルとエーロフォイルの間のわずかな円周方向の重なりを有し、正面から見たときに、先行するエーロフォイルの後縁５０は次のエーロフォイルの前縁４８の後ろに隠れる。

エーロフォイルの重なりの下方の半径方向内側に円周すき間が再び現れ、この円周すき間は、エーロフォイル付根に向かってエーロフォイル付根の近くで増大する。例えば、隣接するエーロフォイルは、半径方向の翼幅の上部１０パーセントに翼端すき間を有し、翼幅の次の４０パーセントに円周方向の重なりを有し、翼幅の下部５０パーセントに追加の円周すき間を有することができる。

図５および６に示した第２の実施形態では、動翼列が、動翼数の減少により約１．０５といっそう低い翼端ソリディティを有する１８枚のみのファン動翼３２を含み、翼端における翼弦−直径（Ｃ／Ｄ）比は、先に開示した第１の実施形態および図４に概略的に示した既存のファン６０のそれと実質的に同じである。

この実施形態では、隣接するエーロフォイル３６間の円周すき間Ｇが、半径方向の翼幅全体にわたってエーロフォイルの付根から先端４６まで延び、正面から見たときにエーロフォイル間の円周方向の重なりがない。円周すき間Ｇの大きさは、動翼の円周ピッチＰの大きさよりも実質的に小さく、これらの１８枚の動翼が、動翼数の減少に起因する対応するより大きなピッチを有する完全な動翼列を完成する。

それでもやはり、隣接するエーロフォイル間には動翼間流路５２が形成され、これらの流路は、スロートにおける妨害の低減および翼端の超音速空気流による性能の向上の利点を享受する。図４と同様に図６の実施形態も、マウスと出口の間のスロートにおけるチョークした流れおよびスロートの後方の亜音速拡散を提供するために適当に構成された収束−発散流路５２を、隣接するエーロフォイル間に有する。

コンピュータを使用したフローダイナミクス解析は、図５および６に示した１８翼ターボファンが、図３および４に示した２０翼ターボファンに比べて空力効率をさらに増大させ、同時に、動作範囲にわたって十分な安定性およびファン失速マージンを依然として維持することを予測している。さらに、これらの実施形態はともに、従来の高ソリディティ教示に従って設計された図４に示した既存の２２翼ファン６０に比べて向上した効率を有する。

以上に開示した動翼数の減少による低ソリディティターボファンは、最近のターボファン航空ガスタービンエンジンのさまざまな設計において、その効率を向上させるために使用することができる。特に、翼端が超音速空気流で動作する比較的に大径の遷音速ターボファンでは利益が得られる。

したがって、図１に示したエンジンを使用してファン１４に動力を供給し、飛行中の航空機１２を推進する推進スラストを生み出す。エーロフォイル先端４６を回転させて、その前縁４８において空気１８の超音速流を達成する。エーロフォイル３６に空力的な負荷をかけて、動翼数の減少による低いソリディティに起因する高い効率で巡航中の航空機を推進し、同時にファンの安定性および失速マージンを維持する。

先に開示した２０翼および１８翼ターボファンを、コンピュータを使用した最近のフローダイナミクス解析を用いて解析し、スケールモデルで試験して、その空力効率が増大し、同時に十分な安定性および失速マージンを維持されることを確認した。この解析および試験はさらに音響サインすなわち騒音の低減を確認した。動翼数の減少はエンジンの重量およびコストを低減させる。

動翼を１８枚よりも減らすことによる低ソリディティの効果を、動翼を１６枚有する高空力ローディンのターボファンで検討したが、試験はしなかった。この構成では、効率の有意な増大または低下は観察されなかった。しかしこの構成は、航空機の性能全体にとって重要な重量の低減という利点を提供する。それでもやはり、最新のターボファンエンジンにおいてこのような少動翼設計が実際に役立ちまたは実行可能かどうかを確認するため、このような設計をさらに検討してもよい。

本明細書では、本発明の好ましい例示的な実施形態と考えられるものについて説明したが、本明細書の教示から当業者には本発明の他の変形形態が明白であり、したがって、本発明の真の趣旨および範囲に含まれるこのような全ての変形形態が添付の特許請求の範囲において保護されることを希望する。

したがって、米国特許証による保護を希望するのは、前記請求項に定義され差別化された発明である。

飛行中の航空機を推進する航空エンジンのターボファンの部分概略等角図である。 線２−２に沿って切った、図１に示したエンジンのターボファン部分の軸方向断面図である。 線３−３に沿ってとった、図１に示したターボファンの正面立面図である。 概ね線４−４に沿ってとった、図３に示した２つの隣接するファン動翼の上面図および対応する流れ図である。 他の実施形態に基づくターボファンの図３に似た正面立面図である。 線６−６に沿ってとった、図５に示したターボファンの２つの隣接するファン動翼の上面図である。

符号の説明

１０ タービンエンジン
１２ 航空機
１４ ターボファン
１６ ファンケーシング
１８ 環境空気
２０ ブースタ圧縮機
２２ 高圧圧縮機
２４ 環状燃焼器
２６ 燃焼ガス
２８ 高圧タービン（ＨＰＴ）
３０ 低圧タービン（ＬＰＴ）
３２ 動翼
３４ ロータディスク
３６ エーロフォイル
３８ 動翼台
４０ ダブテール
４２ 正圧面
４４ 負圧面
４６ 翼端
４８ 前縁
５０ 後縁
５２ 流路
５４ マウス
５６ スロート
５８ 出口
６０ 既存のファン
６２ 翼端シュラウド
６４ 内側ケーシング
６６ バイパスダクト
６８ 後置静翼
７０ ターボファン（II）

Claims (9)

1. ガスタービンエンジン（１０）用のファン（１４、７０）であって、
   環状ケーシング（１６）と、
   前記ケーシング（１６）の内側に同軸に配置されたディスク（３４）であって、自体の周縁から半径方向外側へ延びるファン動翼（３２）の列を含むディスク（３４）とを備え、
   前記動翼（３２）がそれぞれ、付根から先端（４６）まで翼幅をなして半径方向に延び、反対側の前縁と後縁（４８、５０）の間を翼弦をなして軸方向に延びる円周方向反対側の正圧面と負圧面（４２、４４）とを有するエーロフォイル（３６）を含み、前記エーロフォイル（３６）が、空気（１８）を加圧するための対応する流路（５２）をその間に画定し、
   前記エーロフォイル（３６）がそれぞれ、１つのエーロフォイルの前記前縁（４８）を次の隣接するエーロフォイルの前記負圧面（４４）に円周方向に隣接して配置して、それらの間の前記流路（５２）の入口であるマウス（５４）を画定するように、前記付根と前記先端（４６）の間で食違い角が増大する食違いを含み、前記流路（５２）が、前記マウス（５４）から後方へ、前記流路の流れ面積が最小となるスロート（５６）まで収束し、
   前記列が前記ファン動翼（３２）を２０枚以下かつ１８枚以上含み、それぞれの先端（４６）の前記前縁（４８）を、円周方向に次の隣接する先端（４６）の前記後縁（５０）の近くに配置するために、前記エーロフォイル翼弦と円周ピッチの比によって定義されるソリディティが、前記先端（４６）での大きさが半径方向中央部分の大きさより小さく、約１．２以下かつ約１．０超であることを特徴とするファン。
2. 前記エーロフォイル食違いが、１つのエーロフォイル（３６）の前記後縁（５０）を、次の隣接するエーロフォイル（３６）の前記正圧面（４２）に円周方向に隣接して配置して、それらの間の前記流路（５２）の出口（５８）を画定し、
   前記エーロフォイル先端（４６）の前記前縁（４８）と、円周方向に次の隣接する先端（４６）の前記後縁（５０）とにより画成される流路の幅が、前記マウス（５４）から前記スロート（５６）まで収束し、前記スロート（５６）から前記出口（５８）まで発散するように変化することを特徴とする請求項１記載のファン。
3. 前記エーロフォイル先端の前記収束−発散流路（５２）が、前記空気の超音速流を前記前縁（４８）で受け取り、続いて流路内に衝撃を生じ、前記スロート（５６）から後方に亜音速拡散を生み出すように寸法決めされ構成されたことを特徴とする請求項２記載のファン。
4. 前記翼端ソリディティが翼弦と前記ファン動翼（３２）の直径との比の関数であり、前記比が、先端（４６）の前記前縁（４８）と円周方向に次の隣接する先端（４６）の前記後縁（５０）との間で、隣接するエーロフォイルの間の円周方向のすき間を提供する値を有することを特徴とする請求項３記載のファン。
5. 前記ケーシング（１６）の内側に取り付けられ、前記エーロフォイル先端（４６）を取り囲み、前記エーロフォイル先端（４６）の近くに隣接して配置されて、前記エーロフォイル先端（４６）との間に、対応した小さな先端クリアランスを画定する平滑な環状先端シュラウド（６２）と、
   前記ケーシング（１６）から半径方向内側へ延び、前記動翼列から後方に間隔を置いて配置され、その数が、前記ファン動翼（３２）の数の２倍超である、前記ファンからの騒音を低減させるための後置静翼（６８）の列と、
   をさらに備えたことを特徴とする請求項４記載のファン。
6. 前記動翼列がファン動翼（３２）を２０枚だけ含み、
   隣接するエーロフォイル（３６）が、前記先端（４６）の近くに前記円周すき間を有し、その半径方向内側に、それらの間の円周方向の重なりを有し、その半径方向内側の前記付根の近くに、円周すき間をさらに有することを特徴とする請求項５記載のファン。
7. 前記先端（４６）の前記ソリディティが約１．１７であることを特徴とする請求項６記載のファン。
8. 前記動翼列がファン動翼（３２）を１８枚だけ含み、
   隣接するエーロフォイル（３６）間の前記円周すき間がその付根から先端（４６）まで延びていることを特徴とする請求項５記載のファン。
9. 前記先端（４６）の前記ソリディティが約１．０５であることを特徴とする請求項８記載のファン。
   

Images