JP5736782B2 - 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。

従来から、ガスタービンエンジンは、ファン動翼、圧縮機動翼等の回転動翼を複数備えている。
この回転動翼は、例えば、特許文献１に示すように、ガスタービンエンジンの中央に設けられた回転シャフト周りに複数配列されており、回転シャフトに連結されて当該回転シャフトが回転することによって回転駆動される。
そして、このような回転動翼が回転駆動されることによって、高温ガスの生成に用いられる空気が圧送される。

特表平０７−５０３５６７号公報

ところで、上記回転動翼は、回転シャフトを中心として回転駆動されるため、チップ（先端側）側の回転周速度が根元側（ハブ側）の回転周速度よりも速くなることになる。
ここで、回転動翼と空気流との相対速度（回転動翼に対する空気流の相対流入速度）がマッハ１を超えると衝撃波が生じ、流路における圧力損失が増大する。
回転動翼の回転数を低減することにより、回転動翼と空気流との相対速度を低減させることはできるが、この場合には圧送される空気量が減少し、十分な空気流を得られなくなる恐れがある。

なお、上述の特許文献１には、ストールマージンの確保のために、再循環流を形成する流路をケースに対して設ける構成が開示されているが、これは回転動翼に対する空気流の相対流入速度を低減させるものではない。

本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、回転動翼の回転数を低減させることなく回転動翼に対する空気流の相対流入速度を低下させ、これによって圧力損失を低減させ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、回転軸周りに複数配列されると共に回転駆動されることにより空気を圧送する回転動翼と当該回転動翼を囲うケースとを備えたガスタービンエンジンであって、前記ケースに設けられて前記回転動翼の上流側に配置されると共に、前記回転動翼への空気の流入方向を前記回転動翼の回転軸に対して傾斜させて前記回転動翼の回転方向前方に向ける空気案内翼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、前記空気案内翼が前記回転動翼の回転軸周りに複数等間隔にて設けられているという構成を採用する。

第３の発明は、上記第１または第２の発明において、前記空気案内翼の前記回転軸に対する傾斜角度が、前記回転動翼への前記空気の流入速度がマッハ１を下回る角度に設定されているという構成を採用する。

第４の発明は、上記第１〜第３いずれかの発明において、前記空気案内翼が、前記回転軸方向から見て、前記回転動翼のチップ側のみに設けられているという構成を採用する。

本発明によれば、空気案内翼によって、回転動翼に流入する空気の方向が回転動翼の回転方向前方に向けられる。
回転動翼に対する空気流の相対流入速度は、回転動翼の回転領域に流入する空気流の速度と、回転動翼の移動速度（回転周速度）を合成することによって得られる。そして、本発明においては、空気案内翼によって回転動翼に流入する空気の方向が回転動翼の回転方向前方に向けられるため、回転動翼の回転領域に流入する空気流の流れ方向と回転動翼の移動方向とが成す角度が、空気案内翼が存在しない場合と比較して広くなる。この結果、相対流入速度が低下する。つまり、本発明によれば、回転動翼の回転数を低減させることなく回転動翼に対する空気流の相対流入速度を低下させることができる。
したがって、本発明によれば、衝撃波の発生を抑制し圧力損失を低減させることが可能となる。

本発明の一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。 本発明の一実施形態におけるジェットエンジンが備える空気案内翼を説明するための説明図である。 本発明の一実施形態におけるジェットエンジンの変形例を示す模式図である。 本発明の一実施形態におけるジェットエンジンの変形例を示す模式図である。

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。

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、空気案内翼１１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。
なお、本実施形態においてアウターカウル１は、本発明における回転動翼（ファン動翼３ａ）を囲うケースに相当する。

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、空気案内翼１１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１２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回転軸Ｌ（中心軸）を中心とし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１２に流れこまない残部を外部に排出するバイパス流路１３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（回転動翼）と、バイパス流路１３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。また、ファン動翼３ａは、図１（ｂ）に示すように、回転軸Ｌ周りに複数配列されており、回転駆動されることによって空気を下流に向けて圧送する。

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１２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１２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１２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１２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つに分割されており、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。

空気案内翼１１は、アウターカウル１の内壁面に設けられてファン動翼３ａの上流側に配置されると共に、ファン動翼３ａへの空気流入方向をファン動翼３ａの回転軸Ｌに対して傾斜させてファン動翼３ａの回転方向前方に向けるものである。
言い換えれば、空気案内翼１１は、ファン動翼３ａに流入する空気の流れ方向を、ファン動翼３ａの回転方向前方に向けることによって、回転軸Ｌに対して傾斜させるものである。

図１（ｂ）に示すように、空気案内翼１１は、回転軸Ｌ周りに複数設けられており、回転軸Ｌを中心とする環状形状のアウターカウル１の内壁面の全周に等間隔で設けられている。

図２（ａ）は、空気案内翼１１の作用を説明するための模式図である。この図に示すように、空気案内翼１１は、仮に空気案内翼１１が存在しない場合には回転軸方向Ｌ１が流れ方向となるファン動翼３ａへの空気の流入方向（以下、絶対流入方向と称する）を、ファン動翼３ａの回転方向前方に向けて傾斜させる。なお、図２（ａ）においては、長さが流速を示す絶対流入速度ベクトルＵ１が指し示す方向が絶対流入方向として示されている。

このように絶対流速度入ベクトルＵ１が回転軸方向Ｌ１に対してファン動翼３ａの回転方向前方に向けて傾斜されることによって、回転周速度ベクトルＵ２が一定であったとしても、回転周速度ベクトルＵ２と絶対流入ベクトルＵ１とを合成して得られる相対流入速度ベクトルＵ３の長さで示される相対流入速度が低下される。

回転軸方向Ｌ１に対する絶対流入速度ベクトルＵ１の傾斜角度θは、空気案内翼１１の前縁と後縁とを結ぶ直線軸の回転軸方向Ｌ１（すなわち回転軸Ｌ）に対する傾斜角度に依存して規定される。
つまり、相対流入速度は、空気案内翼１１の前縁と後縁とを結ぶ直線軸の回転軸方向Ｌ１に対する傾斜角度を変更することによって調節することができる。

ここで、アウターカウル１内における空気流路の圧量損失は、上述の相対流入速度がマッハ１を超えた場合に急激に増大する。
このため、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、空気案内翼１１の前縁と後縁とを結ぶ直線軸の回転軸方向Ｌ１に対する傾斜角度が、相対流入速度（すなわち相対流入速度ベクトルＵ３の長さ）がマッハ１を下回る角度に設定されている。
具体的には、ジェットエンジンＳ１の機種によって、ファン動翼３ａの回転速度（すなわち、回転周速度ベクトルＵ２）とファン動翼３ａへの空気の供給量（すなわち、絶対流入ベクトルＵ１）が異なるが、一例としては、回転軸方向Ｌ１に対する絶対流入速度ベクトルＵ１の傾斜角度θが１０〜２０°となるように、空気案内翼１１の前縁と後縁とを結ぶ直線軸の回転軸方向Ｌ１に対する傾斜角度を設定することができる。

次に、図２（ｂ）を参照して、空気案内翼１１の高さＡ、空気案内翼１１とファン動翼３ａとの間の隙間Ｂ及び空気案内翼１１の長さＣについて説明する。

図２（ｂ）に示すように、空気案内翼１１は、空気流れの最も上流側に位置する前端から空気流れの最も下流側に位置する後端側に向かうなかで、中央部よりもやや後端側で最も高さ（アウターカウル１の内壁面からの突出量）が高くなるように前端から徐々に***し、その後、後端に向けて徐々に突出量が減少するように形状設定されている。

空気案内翼１１の高さＡは、アウターカウル１の内壁面から最も突出している領域の高さである。
ここで、ファン動翼３ａにおいては、ハブ側からチップ側にかけて全ての領域で相対流入速度がマッハ１を超える恐れがあるのではなく、回転周速度が最も速いチップ側の領域でのみ相対流入速度がマッハ１を超える恐れがある。
このため、空気案内翼１１の高さＡは、回転軸Ｌ方向から見て、相対流入速度がマッハ１を超える恐れがあるファン動翼３ａのチップ側の領域のみに重なるように設定されている。
つまり、本実施形態において空気案内翼１１は、回転軸Ｌ方向から見て、ファン動翼３ａのチップ側のみに設けられている。

空気案内翼１１とファン動翼３ａとの間の隙間Ｂは、ジェットエンジンＳ１の稼働時における温度上昇により空気案内翼１１やファン動翼３ａ等が熱膨張することを考慮し、ジェットエンジンＳ１の稼働時に空気案内翼１１とファン動翼３ａとが接触しないように設定されている。

空気案内翼１１の長さＣは、上述の前端から後端までの長さである。この長さＣは、空気案内翼１１の強度が満足されるように、上述の空気案内翼１１の高さＨに依存して設定される。
具体的には、空気案内翼１１の長さＣは、当該空気案内翼１１の長さＣを空気案内翼１１の高さＡで割った値が０．５以上となるように設定することが考えられる。

以上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１２に流入する。
そして、コア流路１２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、上述のように、空気案内翼１１によってファン動翼３ａに流入する空気の方向がファン動翼３ａの回転方向前方に向けられる。このため、ファン動翼３ａに対する空気流の相対流入速度が低下する。
つまり、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、ファン動翼３ａの回転数を低減させることなくファン動翼３ａに対する空気流の相対流入速度を低下させることができる。
したがって、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、図２（ｃ）のグラフに示すように、空気流の相対流入速度に比例関係のある衝撃波による圧力損失を低減させることが可能となる。
なお、図２（ｃ）は、空気案内翼１１が存在する範囲におけるファン動翼３ａでの衝撃波による圧力損失を示すグラフであり、横軸は衝撃波による圧力損失の高低を示し、縦軸は空気案内翼１１が存在する範囲（図２（ｂ）に示すＡの範囲）におけるファン動翼３ａの高さ位置を示している。

また、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、空気案内翼１１がファン動翼３ａの回転軸Ｌ周りに複数等間隔で設けられている。
このため、回転軸Ｌ方向からみて空気流れ分布が均一化され、空気案内翼１１によって空力性能が低下することを防ぐことができる。

また、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、空気案内翼１１の回転軸Ｌに対する傾斜角度が、ファン動翼３ａへの空気の相対流入速度が空気案内翼１１の存在しない時よりも小さくなる角度に設定されている。
このため、ファン動翼３ａにおいてファン動翼３ａへの相対流入速度が空気案内翼１１の存在しない時よりも小さくなり、確実に衝撃波による圧力損失の低減を図ることが可能となる。

また、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、回転軸Ｌ方向から見て、空気案内翼１１がファン動翼３ａのチップ側のみに設けられている。
このため、空気案内翼１１をファン動翼３ａのハブ側までの設ける場合と比較して、空気案内翼１１の材料使用量を低減させ、製造コスト及び重量を低下させることができる。

以上、添付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ないことは言うまでもない。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、ファン動翼３ａのハブ側寄りに位置する空気案内翼１１の先端が湾曲面を有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、空気案内翼１１の先端が平面形状を有する構成を採用することもできる。

また、上記実施形態においては、図３（ａ）に示すように、ファン動翼３ａのチップ側がハブ側よりも後流側に後退した形状である構成について説明した。
しかしながら、本発明における回転動翼はチップ側がハブ側よりも後流側に後退したファン動翼３ａである必要はなく、例えば、図３（ｂ）に示すように、空気の流れ方向においてチップ側がハブ側と略同一に位置するファン動翼３ａや、図３（ｃ）に示すように、チップ側がハブ側よりも後流側に突出したファン動翼３ａであっても良い。
このようにファン動翼３ａが形状変化する場合には、図３（ａ）〜（ｃ）に示すように、空気案内翼１１の形状も合わせて変化する。

また、上記実施形態においては、空気案内翼１１がアウターカウル１と同一材料で一体形成されている。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、例えば、図４（ａ）に示すように、空気案内翼１１をアウターカウル１と異種材料で形成してアウターカウル１に嵌め込む構成や、図４（ｂ）に示すように、空気案内翼１１をアウターカウル１と同一材料で一体形成し、その先端領域１１ａのみ剛性の高い材料で形成することも可能である。

また、上記実施形態においては、空気案内翼１１が高さ方向における全ての領域で回転軸Ｌに対する傾斜角度が同一であった。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、例えば、チップ側においてより大きな圧力損失低下効果を実現するために、空気案内翼１１の根元領域を先端領域よりも回転軸Ｌに対して大きく傾斜させるようにしても良い。

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。

１……アウターカウル（ケース）、３ａ……ファン動翼（回転動翼）、１１……空気案内翼、Ｌ……回転軸

Claims (4)

1. 回転軸周りに複数配列されると共に回転駆動されることにより空気を圧送する回転動翼と当該回転動翼を囲うケースとを備えたガスタービンエンジンであって、
   前記ケースに設けられて前記回転動翼の上流側に配置されると共に、前記回転動翼への空気の流入方向を前記回転動翼の回転軸に対して傾斜させて前記回転動翼の回転方向前方に向ける空気案内翼を備え、
   前記空気案内翼は、空気流れの最も上流側に位置する前端から空気流れの最も下流側に位置する後端に向かうなかで、中央部よりも後端側において前記ケースからの突出量が最大となるように前記前端から連続的に***すると共に後端に向けて連続的に突出量が減少するよう形状設定されている
   ことを特徴とするガスタービンエンジン。
2. 前記空気案内翼が前記回転動翼の回転軸周りに複数等間隔にて設けられてい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. 前記空気案内翼の前記回転軸に対する傾斜角度が、前記回転動翼への前記空気の流入速度がマッハ１を下回る角度に設定されていることを特徴とする請求項１または２記載のガスタービンエンジン。
4. 前記空気案内翼は、前記回転軸方向から見て、前記回転動翼のチップ側のみに設けられていることを特徴とする請求項１〜３いずれかに記載のガスタービンエンジン。

Images