JPH1193604A - ガスタービンエンジンの羽根集成体 - Google Patents
ガスタービンエンジンの羽根集成体Info
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Abstract
を有するガスタービンエンジンにおける内側エーロフォ
イルの前縁及び後縁の応力を減少させるような回転流れ
分割器を提供する。 【解決手段】 ガスタービンエンジンに対するブリスク
を持っていてよい羽根集成体が、回転子軸線の周りに配
置された環状リムと、このリムの周りに配置された羽根
集成体とを含む。羽根集成体は、夫々内側及び外側エー
ロフォイルからなる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、各エーロフォイルが軸方
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、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はこの空所の近くに配
置する。
Description
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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1
4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。
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1
8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。
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4
5S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。
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。
すると、シュラウド108が、半径方向には、後側CD
F19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8
4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1
08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L
E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10
9、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。
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1
42であって、シュラウドの前縁及び後縁120、12
2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。
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10
7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。
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L
E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。
(ここで引用する)に記載されるようにシュラウド10
8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。
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。
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。
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。
別の実施例の斜視図。
の実施例の斜視図。
の第3の別の実施例の斜視図。
7の夫々の前縁及び後縁
Claims (10)
- 【請求項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1つの縁にあって、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縁
における応力を減少する軸方向に伸びる空所手段とを有
し、前記対応するエーロフォイルの縁が該空所手段の近
くに配置されているガスタービンエンジンの羽根集成
体。 - 【請求項2】 前記空所手段が、前記対応するエーロフ
ォイルの縁の下を軸方向に伸びる請求項1記載のガスタ
ービンエンジンの羽根集成体。 - 【請求項3】 前記空所手段が、前記シュラウドの縁の
1つの中に軸方向に入り込む円周方向に360°伸びる
環状溝である請求項1記載のガスタービンエンジンの羽
根集成体。 - 【請求項4】 前記空所手段が、前記1つのシュラウド
の縁に軸方向に入り込む複数個の円周方向に伸びる環状
溝形ポケットであり、各々の該ポケットが前記外側エー
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る請求項1記載のガスタービンエン
ジンの羽根集成体。 - 【請求項5】 前記空所手段が、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、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請求項1記載のガスター
ビンエンジンの羽根集成体。 - 【請求項6】 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
所手段とを有し、前記対応するエーロフォイルの縁が前
記空所手段の近くに配置されているガスタービンエンジ
ン用のブリスク。 - 【請求項7】 前記空所手段が前記対応するエーロフォ
イルの縁の下を軸方向に伸びる請求項6記載のガスター
ビンエンジン用のブリスク。 - 【請求項8】 前記空所手段が円周方向に360°伸び
る環状溝であり、各々のシュラウドの縁の1つの中に夫
々1つの前記溝が軸方向に入り込んでいる請求項7記載
のガスタービンエンジン用のブリスク。 - 【請求項9】 前記空所手段が、夫々シュラウドの前記
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であり、各々
の前記ポケット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る請
求項7記載のガスタービンエンジン用のブリスク。 - 【請求項10】 各々の空所手段が、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、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請求項7記載のガスタービンエ
ンジン用のブリスク。
Applications Claiming Priority (2)
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---|---|---|---|
US08/925345 | 1997-09-08 | ||
US08/925,345 US5988980A (en) | 1997-09-08 | 1997-09-08 | Blade assembly with splitter shroud |
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JPH1193604A true JPH1193604A (ja) | 1999-04-06 |
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JP20936198A Expired - Lifetime JP4368435B2 (ja) | 1997-09-08 | 1998-07-24 | ガスタービンエンジンの羽根集成体 |
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