JP5724258B2 - ガスタービンエンジン - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに関するものである。

ジェットエンジン等のガスタービンエンジンでは、圧縮機において圧縮した空気を燃焼器に送り込み、燃焼器において圧縮空気と燃料との混合気を燃焼させることによって高温ガスを発生させ、当該高温ガスによりタービンを駆動している。

このようなガスタービンエンジンの圧縮機は、ケーシング等に固定されて回転駆動されずに空気の整流を行う静翼がシャフト周りに複数配列されてなる静翼列と、シャフトに固定されて回転駆動される動翼が複数配列されてなる動翼列とを交互に複数段備えており、静翼列と動翼列とを交互に通過させることで空気を圧縮する。

特開２００９−５２５４６号公報

ところで、圧縮機の静翼及び動翼が配置される流路（コア流路）は、外部からガスタービンエンジンへの空気の取込口と比較して非常に狭い。このため、当該取込口から取込まれた空気はコア流路で加速して静翼及び動翼を通過することとなる。そして、静翼及び動翼を通過する空気の流速は、空気の流量に比例することとなる。
ここで、静翼を通過する空気の流速が速くなるに連れて、静翼間における圧力損失が増大する。そして、静翼を通過する空気の流速が非常に速い（例えば、マッハ１を超える）場合には、空気の流れが詰まり、いわゆるチョークが発生することとなる。

本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、ガスタービンエンジンにおいて、圧縮機における圧力損失を低減すると共にチョークの発生を抑制することを目的とする。

本発明は、上記課題を解決するための手段として、以下の構成を採用する。

第１の発明は、空気を圧縮して燃焼器に送り込む圧縮機を備えるガスタービンエンジンであって、上記圧縮機が備える静翼が配置されるコア流路に設けられ、最も上流側の静翼である最上流静翼同士の間のスロート部よりもさらに上流側にて上記空気を抽気する抽気手段を備えるという構成を採用する。

第２の発明は、上記第１の発明において、上記抽気手段が、上記最上流静翼の前縁よりも後流側でかつ上記最上流静翼同士の間のスロート部よりも上流側に開口される抽気口を備えるという構成を採用する。

第３の発明は、上記第１の発明において、上記抽気手段が、上記最上流静翼の前縁よりも上流側に開口される抽気口を備えるという構成を採用する。

第４の発明は、上記第２または第３の発明において、上記抽気口が、上記コア流路において上記最上流静翼のチップ側に設けられているという構成を採用する。

第５の発明は、上記第１〜第４いずれかの発明において、上記燃焼器で発生した高温ガスを噴射する主ノズルと、上記主ノズルから噴射される高温ガスに空気を噴出して騒音を低減するマイクロジェットノズルとを備え、上記抽気手段が、上記マイクロジェットノズルに抽気した空気を供給するという構成を採用する。

本発明によれば、抽気手段によって、最も上流側の静翼である最上流静翼のスロート部よりも上流側にて空気が抽気される。
最も上流側の静翼である最上流静翼同士の間のスロート部は、上流側との流路面積差が最も大きく、空気が最も急加速する領域である。本発明によれば、当該スロート部よりも上流側において空気の一部が抽気されるため、スロート部における流量を減少し、これによって最上流静翼を通過する空気の流速を低減することができる。
このため、本発明によれば、スロート部における圧力損失を低下し、チョーク余裕（チョークが発生するまでの余裕）を確保することができ、圧縮機における圧力損失を低減すると共にチョークの発生を抑制することが可能となる。

本発明の第１実施形態におけるジェットエンジンの概略構成を模式的に示す断面図である。 本発明の第１実施形態におけるジェットエンジンが備えるインレットガイドベーンを含む模式図である。 本発明の第１実施形態におけるジェットエンジンの効果を声明するグラフである。 本発明の第２実施形態におけるジェットエンジンの概略構成を模式的に示す断面図である。 本発明の第２実施形態におけるジェットエンジンの効果を声明するグラフである。

以下、図面を参照して、本発明に係るガスタービンエンジンの一実施形態について説明する。なお、以下の図面においては、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。また、以下の説明においては、ガスタービンエンジンの一例として、２軸のジェットエンジンを挙げて説明を行う。

（第１実施形態）
図１は、本実施形態のジェットエンジンＳ１の概略構成を模式的に示す断面図である。この図に示すように、本実施形態のジェットエンジンＳ１は、アウターカウル１と、インナーカウル２と、ファン３と、低圧圧縮機４と、高圧圧縮機５と、燃焼器６と、高圧タービン７と、低圧タービン８と、シャフト９と、主ノズル１０と、マイクロジェットノズル１１と、抽気部１２とを備えている。

アウターカウル１は、ジェットエンジンＳ１のなかで最も上流側に配置された円筒形部材であり、空気の流れ方向の上流端及び下流端が開口端とされ、上流端が空気取込口１ａとして機能するものである。
そして、アウターカウル１は、図１に示すように、その内部にインナーカウル２の上流側及びファン３を収容している。

インナーカウル２は、アウターカウル１よりも小径の円筒形部材であり、アウターカウル１と同様に、空気の流れ方向の上流端及び下流端が開口端とされている。
このインナーカウル２は、ジェットエンジンＳ１の主要部である低圧圧縮機４と、高圧圧縮機５と、燃焼器６と、高圧タービン７と、低圧タービン８と、シャフト９と、主ノズル１０等を内部に収容している。

なお、インナーカウル２の内部は、アウターカウル１に取込まれた空気の一部及び燃焼器６で生成される高温ガスが通る流路（以下、コア流路１３と称する）とされている。
また、図１に示すように、アウターカウル１とインナーカウル２とは、空気の流れ方向から見て同心円状に配置されており、隙間を空けて配置されている。そして、アウターカウル１とインナーカウル２との隙間は、アウターカウル１内に取込まれた空気のうち、コア流路１３に流れこまない残部を外部に排出するバイパス流路１４とされている。
また、アウターカウル１及びインナーカウル２は、不図示のパイロンにより航空機の機体に取り付けられている。

ファン３は、アウターカウル１内に流れ込む空気流を形成するものであり、シャフト９に固定される複数のファン動翼３ａと、バイパス流路１４に配置される複数のファン静翼３ｂとを備えている。
なお、後に詳説するシャフト９は、空気の流れ方向から見て、半径方向に２つに分割されている。より詳細には、シャフト９は、芯部である中実の第１シャフト９ａと、第１シャフト９ａを囲って外側に配置される中空の第２シャフト９ｂとによって構成されている。
そして、ファン動翼３ａは、シャフト９の第１シャフト９ａに固定されている。

低圧圧縮機４は、図１に示すように、高圧圧縮機５よりも上流側に配置されており、ファン３によってコア流路１３に送り込まれた空気を圧縮するものである。
この低圧圧縮機４は、シャフト９の第２シャフト９ｂに固定される動翼４ａと、インナーカウル２の内壁に固定される静翼４ｂとを備えている。
なお、動翼４ａは、環状に等間隔で複数配列されて１つの動翼列を構成している。また、静翼４ｂも環状に等間隔で複数配列されて１つの静翼列を構成している。そして、低圧圧縮機４では、空気の流れ方向において、静翼列から始まり、静翼列と動翼列とが交互に複数配置されている。
そして、低圧圧縮機４が備える静翼列のうち、最も上流側に位置する静翼列を構成する静翼４ｂは、ジェットエンジンＳ１の半径方向に向く回転軸を中心として回動可能とされており、コア流路１３に流れ込む空気の流れ方向を調節するインレットガイドベーン４ｂ１（最上流静翼）として機能する。

高圧圧縮機５は、図１に示すように、低圧圧縮機４よりも下流側に配置されており、低圧圧縮機４から送り込まれた空気をさらに高圧に圧縮するものである。
この高圧圧縮機５は、シャフト９の第２シャフト９ｂに固定される動翼５ａと、インナーカウル２の内壁に固定される静翼５ｂとを備えている。
なお、低圧圧縮機４と同様に、動翼５ａは、環状に等間隔で複数配列されて１つの動翼列を構成している。また、静翼５ｂも環状に等間隔で複数配列されて１つの静翼列を構成している。そして、空気の流れ方向において、静翼列と動翼列とが交互に複数配置されている。

燃焼器６は、高圧圧縮機５の下流側に配置されており、高圧圧縮機５から送り込まれる圧縮空気と、不図示のインジェクタから供給される燃料との混合気を燃焼することによって高温ガスを生成するものである。

高圧タービン７は、燃焼器６の下流側に配置されており、燃焼器６から排出される高温ガスから回転動力を回収するものである。
この高圧タービン７は、シャフト９の第２シャフト９ｂに固定される複数のタービン動翼７ａと、コア流路１３に固定される複数のタービン静翼７ｂとを備えており、タービン静翼７ｂに整流された高温ガスをタービン動翼７ａで受けて第２シャフト９ｂを回転駆動する。

低圧タービン８は、高圧タービン７の下流側に配置されており、高圧タービン７を通過した高温ガスからさらに回転動力を回収するものである。
この低圧タービン８は、シャフト９の第１シャフト９ａに固定される複数のタービン動翼８ａと、コア流路１３に固定される複数のタービン静翼８ｂとを備えており、タービン静翼８ｂによって整流された高温ガスをタービン動翼８ａで受けて第１シャフト９ａを回転駆動する。

シャフト９は、空気の流れ方向に向いて配置される棒状部材であり、タービン（高圧タービン７及び低圧タービン８）にて回収された回転動力をファン３及び圧縮機（低圧圧縮機４及び高圧圧縮機５）に伝達するものである。
このシャフト９は、上述のように、半径方向に２つ分割されて、第１シャフト９ａと、第２シャフト９ｂとによって構成されている。
そして、第１シャフト９ａは、上流側に低圧圧縮機４の動翼４ａ及びファン３のファン動翼３ａが取り付けられ、下流側に低圧タービン８のタービン動翼８ａが取り付けられている。
また、第２シャフト９ｂは、上流側に高圧圧縮機５の動翼５ａが取り付けられ、下流側に高圧タービン７のタービン動翼７ａが取り付けられている。

主ノズル１０は、低圧タービン８のさらに下流側に設けられると共に、ジェットエンジンＳ１の後方に向けて低圧タービン８を通過した高温ガスを噴射するものである。
そして、この主ノズル１０から高温ガスが噴射される際の反作用によってジェットエンジンＳ１の推力が得られる。

マイクロジェットノズル１１は、主ノズル１０周りに複数設けられ、主ノズル１０から噴射されたジェット噴流に対して空気を吹き付けることによって騒音の低減を図るためのものである。

抽気部１２は、空気を圧縮して燃焼器６に送り込む圧縮機（低圧圧縮機４及び高圧圧縮機５）が備える最も上流側の静翼である、低圧圧縮機４のインレットガイドベーン４ｂ１同士の間のスロート部Ｓよりもさらに上流側にてコア流路１３に流れ込んだ空気を抽気するものである。

図２は、インレットガイドベーン４ｂ１の周囲を示す模式図であり、（ａ）が図１と同一方向から見た断面図であり、（ｂ）が（ａ）における矢印Ａ方向から見た矢視図であり、（ｃ）が（ａ）における矢印Ｂ方向からインレットガイドベーン４ｂ１のみを見た矢視図である。
これらの図に示すように、抽気部１２は、インレットガイドベーン４ｂ１の前縁よりも後流側でかつインレットガイドベーン４ｂ１同士の間のスロート部Ｓよりも上流側に開口される抽気口１２ａを備えている。
なお、抽気口１２ａは、インレットガイドベーン４ｂ１同士の間ごとに設けられており、インレットガイドベーン４ｂ１のチップ側（すなわちインナーカウル２）に楕円形状で設けられている。

また、抽気部１２は、抽気口１２ａから流入した空気をマイクロジェットノズル１１に供給する空気流路１２ｂを備えている。
この空気流路１２ｂは、全ての抽気口１２ａと全てのマイクロジェットノズル１１とを連通している。ただし、１つの抽気口１２ａと１つのマイクロジェットノズル１１とをのみを繋ぐ空気流路を複数設けるようにしても良い。

このような構成を有する本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、定常状態では、ファン３の駆動によってアウターカウル１内に空気が取込まれ、その一部がコア流路１３に流入する。
そして、コア流路１３に流入した空気は、低圧圧縮機４及び高圧圧縮機５によって順次圧縮され、燃焼器６に供給される。
燃焼器６に供給された圧縮空気は、燃料と混合されて混合気とされる。そして、当該混合気が燃焼器６によって燃焼されることによって高温ガスが生成される。
燃焼器６において生成された高温ガスは、高圧タービン７及び低圧タービン８を通過して主ノズル１０からジェットエンジンＳ１の後方に噴射される。これによって推進力が得られる。

なお、高温ガスが高圧タービン７を通過する際に、高圧タービン７によって回転動力が回収され、第２シャフト９ｂを介して高圧圧縮機５の動翼５ａが回転駆動される。
また、高温ガスが低圧タービン８を通過する際に、低圧タービン８によって回転動力が回収され、第１シャフト９ａを介して低圧圧縮機４の動翼４ａ及びファン３のファン動翼３ａが回転駆動される。

そして、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、抽気部１２によって、インレットガイドベーン４ｂ１同士の間のスロート部Ｓよりも上流側にてコア流路１３を流れる空気の一部が抽気される。
インレットガイドベーン４ｂ１同士の間のスロート部Ｓは、上流側との流路面積差が最も大きく、空気が最も急加速する領域であり、空気の詰まりが生じやすい箇所である。これに対して、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、上記スロート部Ｓよりも上流側において空気の一部が抽気されるため、スロート部Ｓにおける流量を減少し、これによってインレットガイドベーン４ｂ１を通過する空気の流速を低減することができる。
このため、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、スロート部Ｓにおける圧力損失を低下し、チョーク余裕を確保することができ、圧縮機における圧力損失を低減すると共にチョークの発生を抑制することができる。

図３は、チップ近傍におけるインレットガイドベーンの翼面マッハ数とコード方向距離との関係を示すグラフである。この図から分かるように、本実施形態のジェットエンジンＳ１が備えるインレットガイドベーン４ｂ１の負圧面側の翼面マッハ数は、抽気部１２を備えない従来のジェットエンジンのインレットガイドベーンよりも低減している。

また、本実施形態のジェットエンジンＳ１では、抽気部１２の抽気口１２ａがインレットガイドベーン４ｂ１の前縁よりも後流側に位置している。
このため、抽気部１２において多少でも昇圧された空気を抽気することができるため、容易に空気の抽気を行うことができる。
なお、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、マイクロジェットノズル１１に対して抽気した空気が供給される。そして、上述のように昇圧された空気が抽気されるため、抽気部１２は、ポンプ等の駆動源を備えることなく、抽気した空気をマイクロジェットノズル１１に供給することができる。
つまり、本実施形態のジェットエンジンＳ１では、マイクロジェットノズル１１から空気を噴射するに当たり、別途駆動源を備える必要がなく、容易にマイクロジェットノズル１１から空気を噴出することができる。

また、本実施形態のジェットエンジンＳ１では、抽気部１２の抽気口１２ａがインレットガイドベーン４ｂ１のチップ側、すなわちインナーカウル２に設けられている。
アウターカウル１に取込まれた空気がインナーカウル２に入り込む際に、インナーカウル２の内壁面には乱流が形成され、この乱流が圧力損失増大の１つの原因となる。
これに対して、本実施形態ジェットエンジンＳ１では、上述のようにインナーカウル２に対して抽気口１２ａが設けられているため、上記乱流を抽気口１２ａから吸込むことができ、コア流路１３における圧力損失をより低減させることが可能となる。

（第２実施形態）
次に、本発明の第２実施形態について説明する。なお、本第２実施形態の説明において、上記第１実施形態と同様の部分については、その説明を省略あるいは簡略化する。

図４は、インレットガイドベーン４ｂ１の周囲を示す模式図であり、（ａ）が図１と同一方向から見た断面図であり、（ｂ）が（ａ）における矢印Ａ方向から見た矢視図である。
これらの図に示すように、抽気部１２は、インレットガイドベーン４ｂ１の前縁よりも上流側に開口される環状の抽気口１３ｃを備えている。
なお、抽気口１２ａは、インレットガイドベーン４ｂ１同士の間ごとに設けられており、インレットガイドベーン４ｂ１のチップ側（すなわちインナーカウル２）に設けられている。

このような構成を採用する本実施形態のジェットエンジンによれば、上記第１実施形態と比較して、抽気する空気の圧力は低下するが、より多くの空気を抽気することができ、インレットガイドベーン４ｂ１における翼面マッハ数をより低下させることができる。

図５は、チップ近傍におけるインレットガイドベーンの翼面マッハ数とコード方向距離との関係を示すグラフである。この図から分かるように、本実施形態のジェットエンジンが備えるインレットガイドベーン４ｂ１の負圧面側及び正圧面側の翼面マッハ数は、抽気部１２を備えない従来のジェットエンジンのインレットガイドベーンよりも低減している。

以上、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。

例えば、上記実施形態においては、本発明のガスタービンエンジンをジェットエンジンに適用した例について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、他のガスタービンエンジンに適用することも可能である。

また、上記実施形態においては、抽気部１２が備える抽気口が、楕円あるいは環状の形状をしている例について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、抽気口の形状は、環状、円、楕円、四角形、多角形等の他の形状を採用することも可能である。

また、上記実施形態においては、抽気部１２で抽気した空気をマイクロジェットノズル１１に供給する構成について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、抽気部１２で抽気した空気を他の用途に使用、若しくは、排気しても良い。

Ｓ１……ジェットエンジン（ガスタービンエンジン）、１……アウターカウル、１ａ……空気取込口、２……インナーカウル、３……ファン、３ａ……ファン動翼、３ｂ……ファン静翼、４……低圧圧縮機（圧縮機）、４ａ……動翼、４ｂ……静翼、４ｂ１……インレットガイドベーン（最上流静翼）、５……高圧圧縮機、５ａ……動翼、５ｂ……静翼、６……燃焼器、７……高圧タービン、７ａ……タービン動翼、７ｂ……タービン静翼、８……低圧タービン、８ａ……タービン動翼、８ｂ……タービン静翼、９……シャフト、９ａ……第１シャフト、９ｂ……第２シャフト、１０……主ノズル、１１……マイクロジェットノズル、１２……抽気部（抽気手段）、１２ａ……抽気口、１２ｂ……空気流路、１３……コア流路、１４……バイパス流路、Ｓ……スロート部

Claims (5)

1. 空気を圧縮して燃焼器に送り込む圧縮機を備えるガスタービンエンジンであって、
   前記圧縮機が備える静翼が配置されるコア流路に設けられ、最も上流側の静翼である最上流静翼同士の間のスロート部よりもさらに上流側にて前記空気を抽気する抽気手段を備え、
   前記抽気手段は、前記コア流路の内壁面に開口される抽気口を備える
   ことを特徴とするガスタービンエンジン。
2. 前記抽気口は、前記最上流静翼の前縁よりも後流側でかつ前記最上流静翼同士の間のスロート部よりも上流側に開口されることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン。
3. 前記抽気口は、前記最上流静翼の前縁よりも上流側に開口されることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン。
4. 前記抽気口は、前記コア流路において前記最上流静翼のチップ側に設けられていることを特徴とする請求項２または３記載のガスタービンエンジン。
5. 前記燃焼器で発生した高温ガスを噴射する主ノズルと、前記主ノズルから噴射される高温ガスに空気を噴出して騒音を低減するマイクロジェットノズルとを備え、
   前記抽気手段は、前記マイクロジェットノズルに抽気した空気を供給する
   ことを特徴とする請求項１〜４いずれかに記載のガスタービンエンジン。

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