JP6184038B2 - 取り外し可能なファンブレード前縁フェアリングを有するスピナ組立体 - Google Patents

Description

本発明は、全体的に、ガスタービンエンジンファン組立体用のスピナ及びファンに関し、より具体的には、ファンブレードの直ぐ上流側にフェアリング又はバンプを有するスピナに関する。

航空機ターボファンガスタービンエンジンは、ロータディスクから半径方向外向きに延びる複数の円周方向に離間したファンブレードを有するファン組立体を含む。周囲空気流は、ブレード間に送られ、これにより加圧されて飛行中の航空機を駆動する推力を発生させる。ファン組立体は通常、複数の円周方向に離間したファンブレードを含み、各ファンブレードは、ロータディスク又はドラムの外周又はリム内の相補的な軸方向に延びるダブテール溝に配置されたダブテール根元を有する。Ｆｏｒｒｅｓｔｅｒ他に付与された名称「Ｏｎｅ Ｐｉｅｃｅ Ｓｐｉｎｎｅｒ」の米国特許第６，４１６，２８０号（２００２年７月９日発行、引用により本明細書に組み込まれる）において例示されるように、スピナは、ファン組立体の前方端部に装着されてファンに円滑な空気流を提供する。

幾つかのスピナは、ディスクポストに直接取り付ける一体部品スピナであり、また、一部のスピナは、ディスクから軸方向前方に延びるフランジに取り付けられるスピナの上側部分と、スピナの上側部分に取り付けられるスピナの下側部分とを有する二部品スピナである。スピナのこの上側部分は、スピナ支持体と呼ばれる。

図１及び２には、従来技術で見られるものと同様のスピナ支持体１が例示され、スピナ支持体１の後方部分４に沿って配置された円周方向に離間した空力フェアリング２を含む。空力フェアリング２は、エンジンファン（図３〜５を参照）のファンブレードの各々の前縁の半径方向部分を覆ってシールドするよう設計される。このようなフェアリングはまた、バンプとも呼ばれる。これらのフェアリングは、例えば、ＧＥ−９０１１５Ｂなど、航空機ガスタービンエンジンで使用されている。

ファンブレードの前方のスピナ支持体１の円錐面９（又は一体部品スピナ）に３Ｄ特徴の空力フェアリング２又はバンプを追加することにより、ブレードシャンクを変えることなくファンブレードプロファイルを流線型にしてより空力的に形成できるようになる。フェアリング部分は、ブレード根元にて空気流をブレード前縁プロファイルの両側部に案内する。円周方向に離間したフェアリング又はバンプは、スピナ又はスピナ支持体１上で形成又は機械加工される。

エンジンをより効率的にするために、内側流路直径／外側流路直径の比であって、どれほどの空気流がエンジンを通過できるかを示すファンブレード半径比（ＲＲ）を増大させる取り組みがある。半径比（ＲＲ）が小さいほど、流れ面積が大きくなり、良好な性能を提供する。ファンのプラットフォーム流路面を低くすることによりファンブレード半径比が減少すると、ファンブレードの前縁プロファイルがより大きく急峻になり始める。ＲＲは、外側ファン直径を増大させることにより、又は内側流路及び内側流路直径を小さくする（これは好ましいことである）ことにより減少させることができる。ファン直径全体を増大させることは、抗力が増大する理由からあまり望ましくはない。

低半径比設計を最大限にすることにより、ブレードＬＥプロファイルが空力流路に対してより暴露されることになる。このＬＥは、空力的円滑さを提供するために、より大きいフェアリング形状を生じるよう保護される必要がある。結果としてこれは、ファンブレードの直ぐ上流側に大型の３Ｄ空力フェアリング又はバンプを備えた、複雑に機械加工されるスピナ又はスピナ支持体をもたらす。

ファンブレードの直ぐ上流側に大型の３Ｄ空力フェアリング又はバンプを提供するために、スピナ又はスピナ支持体の高価で複雑な機械加工を回避することが極めて望ましい。

米国特許公開第２０１１１０３７２６号明細書 米国特許第６，４１６，２８０号明細書

ガスタービンエンジンのスピナ組立体は、空力的に円滑な面を少なくとも部分的に定めるスピナと、空力的に円滑な面を少なくとも部分的に定めるスピナシェルと、シェルの周りに配置された円周方向に離間した取り外し可能な空力フェアリングと、を含む。

上記組立体の例示的な実施形態は、空力フェアリングに取り付けられ、シェルにおいて円周方向に離間した軸方向に延びるスロットに配置されるフェアリングシャンクを含む。フェアリングシャンクは、空力フェアリングとフェアリングシャンクに取り付けられたフェアリング根元との間に配置され且つこれらとモノリシックに形成される。スロットは、シェルの後方端部又はシェル後縁から前方又は上流側に延びる。フェアリング根元は、シェルの半径方向外側及び内側周辺表面部に沿ってシェルを係合及び捕捉し、外側及び内側周辺表面部が、スロットの周りに円周方向及び軸方向前方又は上流側に延びる。フェアリングシャンクが、フェアリングのフェアリング前方端部又はフェアリング前方先端から後退しており、フェアリングシャンクが、フェアリング根元の根元前方端部又は根元前方先端から後退している。

フェアリングは、射出成形可能な熱可塑性物質から作られ、シェルは金属から作ることができる。

スピナ組立体のより詳細で例示的な実施形態は、スピナ支持体に取り付けられたスピナを含み、シェルがスピナ支持体の環状支持シェルであり、支持体が、空力的に円滑な面を少なくとも部分的に定め、円周方向に離間した取り外し可能な空力フェアリングが、支持シェルの周りに配置される。フェアリングシャンクは、空力フェアリングに取り付けられ、該フェアリングシャンクが、支持シェルにおいて円周方向に離間した軸方向に延びるスロットに配置される。

スピナ組立体は、ファン組立体に組み込むことができ、該ファン組立体は、ファンロータディスク又はドラムと、ファンロータディスク又はドラムから半径方向外向きに延びる円周方向に離間したファンブレードの列と、を含む。各ブレードは、軸方向に離間した翼形部前縁及び後縁間に延びる翼形部正圧側面及び負圧側面を有する湾曲した翼形部セクションを含む。翼形部セクションが、ブレードシャンクによりダブテール根元に取り付けられる。

空力フェアリングは、半径方向外向きに延びてファンブレードの半径方向に延びる部分を覆ってシールドすることができ、該ファンブレードの半径方向に延びる部分が、ブレードシャンクの移行領域の少なくとも一部を含むことができる。

本発明の上記の態様及び他の特徴は、添付図面を参照しながら以下の明細書において説明される。

円周方向に離間したフェアリングを有する航空機ガスタービンエンジンのスピナの従来のスピナ支持体の斜視図。 図１に示すスピナ支持体及びフェアリングの後方端部の拡大斜視図。 円周方向に離間した取り外し可能なフェアリングを備えたスピナ及びスピナ支持体を有する航空機ターボファンガスタービンエンジンの例示的な実施形態の長手方向の部分断面概略図。 図３に示すファンセクションにおけるファンブレード前縁をシールドする取り外し可能フェアリングの概略斜視図。 図３に示す取り外し可能なフェアリングを有するスピナ支持体の拡大断面図。 図５に示すスピナ支持体及び取り外し可能なフェアリングの概略分解斜視図。 図６の線７−７から見た取り外し可能なフェアリングの断面図。

図３及び４には、エンジン中心軸線１１の周りを囲み、航空機のウィング（翼）又は胴体に装着されるよう好適に設計された例示的な航空機ターボファンガスタービンエンジン１５が示される。エンジン１５は、下流側直列流れ連通して、ファン１４、ブースタ又は低圧圧縮機１６、高圧圧縮機１８、燃焼器２１、高圧タービン（ＨＰＴ）２２，及び低圧タービン（ＬＰＴ）２４を含む。ＨＰＴ又は高圧タービン２２は、高圧駆動シャフト２３により高圧圧縮機１８に接合される。ＬＰＴ又は低圧タービン２４は、低圧駆動シャフト２５によりファン１４及びブースタ又は低圧圧縮機１６の両方に接合される。

通常作動時には、空気２６は、ファン１４により加圧され、この空気の内側部分は、低圧圧縮機１６を通じて送られ、該低圧圧縮機１６が空気を更に加圧する。次いで、加圧空気は、高圧圧縮機１８に流れ、ここで更に空気を加圧する。加圧空気は、燃焼器２１において燃料と混合されて高温の燃焼ガス２８を発生し、この燃焼ガスは、ＨＰＴ２２及びＬＰＴ２４を順に通って下流側に流れる。２つのタービンからエネルギーが取り出されて、ファン１４、低圧圧縮機１６及び高圧圧縮機１８に動力を供給する。ファン１４の直ぐ後方でブースタ圧縮機１６を囲む流れスプリッタ３４は、鋭利な前縁を含み、ファン１４によって加圧されたファン空気２６を、ブースタ圧縮機１６を通じて送られる半径方向内側ストリーム２７と、バイパスダクト３６を通じて送られる半径方向外側ストリーム２９とに分割される。

ファン１４を囲むファンナセル３０は、環状ファンフレーム３２により支持される。低圧圧縮機１６は、ファンフレーム３２の前方でファン１４に好適に連結され、環状流れスプリッタ３４の半径方向内寄りに配置され、また、ファンナセル３０の内表面から半径方向内向きに離間して配置されて、これらの間に環状ファンバイパスダクト３６を部分的に定める。ファンフレーム３２は、ナセル３０を支持する。ファン１４は、ファン組立体１２の一部である。

図４を参照すると、ファン組立体１２は、ファンロータディスク１７（又はドラム）を含み、ここから、円周方向に離間したファンブレード２０の単一の軸方向に位置する列１９が半径方向外向きに延びる。ファンブレード２０の各々は、図５に示されるように、軸方向に離間した翼形部前縁ＬＥ及び後縁ＴＥそれぞれの間に延びる翼形部正圧側面５５と負圧側面５７とを備えた、湾曲した翼形部セクション５６を有する。翼形部セクション５６は、ブレードシャンク５９によりダブテール根元５８に取り付けられる。ブレードシャンク５９は、移行領域６０を含み、翼形部セクション５６とダブテール根元５８との間に延びる。

ファンロータディスク１７は、本明細書では、中心軸線１１の周りを囲む対応する数のウェブ６８によってボア６６を有する複数のディスクハブ６４に取り付けられた複数ボアディスクとして示されている。ウェブチャネル６１は、ウェブ６８間に軸方向に延び、リム６２とハブ６４との間に半径方向に延びる。スピナ組立体９８は、ディスク１７に取り付けられる。本明細書で例示されるスピナ組立体９８の例示的な実施形態は、ディスク１７に取り付けられたスピナ１００を含む。

本明細書で例示されるスピナ組立体９８の例示的な実施形態は、第１のボルト１０８によりスピナ支持体１０６に取り付けられたスピナ１００を含む。スピナ支持体１０６は、第２のボルト１１０によりディスク１７に取り付けられる。スピナ１００は、本明細書で例示的な実施形態において示されるように、環状であり、実質的に円錐形状を有する。スピナ１００は、環状スピナシェル１１１を含む。図５及び６で更に示されるスピナ支持体１０６は、環状支持シェル１１２を含み、該環状支持シェルは、スピナ１００及びスピナシェル１１１と共に、その上をファン空気２６がファンブレード２０内に流入する空力的に円滑な面１１４を有するスピナ組立体を提供する。円周方向に離間した取り外し可能な空力フェアリング１２２は、スピナ組立体９８がスピナ支持体１０６を含まない場合、支持シェル１１２又はスピナシェル１１１の周りに配置される。

図４〜７を参照すると、円周方向に離間した取り外し可能な空力フェアリング１２２が、スピナ支持体１０６の後方部分１２４に沿って配置される。空力フェアリング１２２は、ブレードシャンク５９の半径方向に延びる部分１２５を覆ってシールドすることになる。空力フェアリング１２２のより詳細な実施形態において、ブレードシャンク５９の半径方向に延びる部分１２５は、ブレードシャンク５９の移行領域６０を含む。フェアリングはまた、バンプとも呼ぶことができる。空力フェアリング１２２は、フェアリングシャンク１２８に取り付けられ、該フェアリングシャンクは、フェアリング根元１３０に取り付けられる。フェアリングシャンク１２８は、空力フェアリング１２２とフェアリング根元１３０との間に配置され、好ましくは、空力フェアリング１２２及びフェアリング根元１３０と一体的にモノリシックに形成される。

図６及び７を参照すると、スピナ支持体１０６の支持シェル１１２において円周方向に離間して軸方向に延びるスロット１３１は、支持シェル１１２の後方端部又はシェル後縁１３２から前方又は上流側に延びる。取り外し可能なフェアリング１２２のフェアリングシャンク１２８は、スロット１３１に配置される。フェアリングシャンク１２８は、フェアリング１２２のフェアリング前方端部又はフェアリング前方先端１３４からフェアリングセットバック１３６だけ後退されている。フェアリングシャンク１２８はまた、フェアリング根元１３０の根元前方端部又は根元前方先端１４０から根元セットバック１４４だけ後退されている。従って、取り外し可能なフェアリング１２２がスピナ支持体１０６に装着されたときに、フェアリング１２２及びフェアリング根元１３０は、スロット１３１の周りに円周方向及び軸方向前方又は上流側に延びる環状支持シェル１１２の半径方向外側及び内側周辺表面部１５０，１５２に沿って環状支持シェル１１２に係合し捕捉する。

フェアリング１２２は、シェルのスロットにおいてフェアリングシャンク以外の手段により取り外し可能に取り付けることができる。例えば、フェアリング１２２は、ボルト又はスクリューによりシェルに取り外し可能に取り付けることができる。

フェアリング１２２は、好ましくは、環状支持シェル１１２の外側周辺表面部１５０に互いに接触して嵌合し係合するが、接合されてはいない。環状支持シェル１１２の外側周辺表面部１５０は、その上をファン空気２６がファンブレード２０に流入する空力的に円滑な面１１４の一部である点に留意されたい。任意選択的に、フェアリング１２２は、環状支持シェル１１２の外側周辺表面部１５０に接合することができる。本明細書で示されるフェアリング１２２の例示的な実施形態は、三角形断面を含み、半径方向高さＨがフェアリング前方端部１３４から後方又は下流側にフェアリング後方端部１５１まで増大する。フェアリング１２２は、フェアリング正圧側面１５５と負圧側面１５７とを含み、これらは、ファンブレード２０の湾曲した翼形部セクション５６の凹状及び凸状に湾曲した翼形部正圧側面５５及び負圧側面５７それぞれと適合するよう凹状及び凸状に湾曲することができる。

スピナ組立体の代替の実施形態は、ディスクに直接取り付けられたスピナを含み、円周方向に離間した軸方向に延びるスロットが、スピナ内に配置され、スピナの後方端部から前方又は上流側に延びる。取り外し可能なフェアリングは、スロットに配置されたフェアリングシャンクによってスピナに装着される。フェアリングシャンク１２８は、フェアリング前方端部又はフェアリング前方先端からフェアリングセットバックだけ後退されている。フェアリング及びフェアリング根元は、スロットの周りに円周方向及び軸方向前方又は上流側に延びるスピナの半径方向外側及び内側周辺表面部に沿ってスピナに係合し捕捉する。

ファンブレードの前方の円周方向に離間した取り外し可能な空力フェアリングにより、ファンブレードシャンクの移行領域を変えることなく、ブレードプロファイルを流線型にしてより空力的に形成できるようになる。フェアリングは、ブレード根元にて空気流をブレード前縁プロファイルの両側部に案内する。取り外し可能フェアリングは、設計及び開発プログラムの終盤での異なるブレード輪郭シュラウドブレードの設計変更に容易に適合することができる。スピナ又はスピナ支持体上の取り外し可能フェアリング又は空力バンプは、スピナ又はスピナ支持体とは異なる材料で作ることができる。取り外し可能フェアリングは、スピナ又はスピナ支持体への機械加工のコストが追加されることなく、フェアリングの高さを増大させることができる。

機械加工の低減は、低いスクラップ率をもたらすことができる。取り外し可能フェアリングは、性能が改善されたより複雑な空力形状を用いることが可能となる。スピナ及びスピナ支持体においてこれらの空力的に改善されたより大型のフェアリングを機械加工することはより困難である。これらは、分離可能で軽量の材料から作られる場合よりも機械加工される場合の方がより重量がある場合がある。通常、フェアリング又はバンプにおいて機械加工されるスピナ及びスピナ支持体は、中実の材料から作られる。取り外し可能フェアリングは、射出成形可能な熱可塑性物質から作ることができ、これは、重量を軽量することができ、現場で過剰な浸食が見られた場合に交換可能な部品とすることができる。取り外し可能フェアリングは、特に場で過剰な浸食が見られた場合に現場で交換することができる。

例示的な方法で本発明を説明してきた。使用した技術用語は、限定の用語としてではなく、説明の用語の性質のものであることが意図される点を理解されたい。本明細書では本発明の好ましく例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者であれば、本明細書の教示から本発明の他の修正が明らかになる筈であり、従って、全てのこのような修正は、本発明の技術思想及び技術的内に属するものとして特許請求の範囲において保護されることが望まれる。

従って、本特許により保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載し且つ特定した発明である。

２０ ファンブレード
５５ 翼形部正圧側面
５６ 湾曲した翼形部セクション
５７ 翼形部負圧側面
５９ ブレードシャンク
６０ 移行領域
１００ スピナ
１０６ スピナ支持体
１１１ 環状スピナシェル
１１２ 環状支持シェル
１２２ 空力フェアリング
１２５ ブレードシャンク５９の半径方向に延びる部分

Claims (13)

1. ガスタービンエンジンのスピナ組立体（９８）であって、
   空力的に円滑な面（１１４）を少なくとも部分的に定めるスピナ（１００）と、
   空力的に円滑な面（１１４）を少なくとも部分的に定めるスピナシェル（１１１）と、
   前記シェルの周りに配置された円周方向に離間した取り外し可能な空力フェアリング（１２２）と、
   前記空力フェアリング（１２２）に取り付けられたフェアリングシャンク（１２８）と
   を備え、
   該フェアリングシャンクが、前記シェルにおいて円周方向に離間した軸方向に延びるスロット（１３１）に配置される、スピナ組立体。
2. 前記フェアリングシャンク（１２８）が、前記空力フェアリングと前記フェアリングシャンク（１２８）に取り付けられたフェアリング根元（１３０）との間に配置され且つこれらとモノリシックに形成される、請求項１に記載のスピナ組立体。
3. 前記スロットが、前記シェルの後方端部又はシェル後縁（１３２）から前方又は上流側に延びる、請求項２に記載のスピナ組立体。
4. 前記フェアリング根元が、前記シェルの半径方向外側及び内側周辺表面部（１５０，１５２）に沿って前記シェルを係合及び捕捉し、前記外側及び内側周辺表面部が、前記スロットの周りに円周方向及び軸方向前方又は上流側に延びる、請求項３に記載のスピナ組立体。
5. 前記フェアリングシャンクが、前記フェアリングのフェアリング前方端部又はフェアリング前方先端（１３４）から後退している、請求項４に記載のスピナ組立体。
6. 前記フェアリングシャンクが、前記フェアリング根元の根元前方端部又は根元前方先端（１４０）から後退している、請求項５に記載のスピナ組立体。
7. 前記フェアリングが射出成形可能な熱可塑性物質から作られ、前記シェルが金属から作られる、請求項２に記載のスピナ組立体。
8. 前記スピナがスピナ支持体（１０６）に取り付けられ、前記シェルが前記スピナ支持体の環状支持シェル（１１２）であり、前記支持体が、空力的に円滑な面を少なくとも部分的に定め、前記円周方向に離間した取り外し可能な空力フェアリングが、前記支持シェルの周りに配置される、請求項１乃至７のいずれか１項に記載のスピナ組立体。
9. 前記空力フェアリングに取り付けられたフェアリングシャンク（１２８）を更に備え、該フェアリングシャンクが、前記支持シェルにおいて円周方向に離間した軸方向に延びるスロットに配置される、請求項８に記載のスピナ組立体。
10. 前記フェアリングシャンクが、前記空力フェアリングと前記フェアリングシャンクに取り付けられたフェアリング根元との間に配置され且つこれらとモノリシックに形成される、請求項９に記載のスピナ組立体。
11. ファン組立体（１２）であって、
    ファンロータディスク又はドラム（１７）と、
    前記ファンロータディスク又はドラムから半径方向外向きに延びる円周方向に離間したファンブレード（２０）の列と、
    を備え、前記ファンブレードの各々が、軸方向に離間した翼形部前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）間に延びる翼形部正圧側面（５５）及び負圧側面（５７）を有する湾曲した翼形部セクション（５６）を含み、該翼形部セクションが、ブレードシャンク（５９）によりダブテール根元（５８）に取り付けられ、
    前記ファン組立体が更に、ガスタービンエンジンのスピナ組立体（９８）を備え、該スピナ組立体が、
    空力的に円滑な面（１１４）を少なくとも部分的に定めるスピナ（１００）と、
    空力的に円滑な面（１１４）を少なくとも部分的に定めるシェル（１１１）と、
    前記シェルの周りに配置された円周方向に離間した取り外し可能な空力フェアリング（１２２）と、
    前記空力フェアリングに取り付けられたフェアリングシャンクと
    を含み、
    該フェアリングシャンクが、前記シェルにおいて円周方向に離間した軸方向に延びるスロットに配置される、ファン組立体。
12. 前記空力フェアリングが、半径方向外向きに延びて前記ファンブレードの半径方向に延びる部分を覆ってシールドする、請求項１１に記載のファン組立体。
13. 前記ファンブレードの半径方向に延びる部分が、前記ブレードシャンクの少なくとも一部を含む、請求項１２に記載のファン組立体。