JP2021008820A - 航空機用ガスタービン - Google Patents

Abstract

【課題】振動に対する動翼の強度を確保しつつ更なる軽量化が可能な航空機用ガスタービンを提供する。【解決手段】航空機用ガスタービンは、動翼段２３と静翼段とを備える。動翼段２３の動翼２４は、径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体３２と、動翼本体３２の先端に設けられたシュラウド３３と、を有する。動翼段２３は、周方向で隣り合う動翼２４のシュラウド３３同士が連結されて、５０枚以上で且つ、７２枚以下の動翼本体を備える。動翼段２３の軸線方向上流側に配置された静翼段の静翼本体の枚数と、動翼段２３の軸線方向下流側に配置された静翼段の静翼本体の枚数との差の絶対値は、１以上で且つ３以下である。【選択図】図３

Description

この発明は、航空機用ガスタービンに関する。

特許文献１には、軸線方向に交互に動翼段と静翼段とを備えた航空機用ガスタービンが開示されている。この特許文献の動翼段は、周方向に間隔をあけて配置された複数の動翼を備えている。複数の動翼は、それぞれチップシュラウドを備えている。これら周方向で隣り合うチップシュラウドが連結されることで環状をなしている。

特開２０１１−１７４４１９号公報

特許文献１に記載されているような航空機用ガスタービンにあっては、更なる軽量化が要望されている。航空機用ガスタービンの動翼の形状は、一般に、翼ピッチと翼コード長との比を維持した場合、一つの動翼段当たりの動翼枚数が多いほど、動翼の翼型が細くなる。そのため、一つの動翼段当たりの動翼の枚数を増加させれば、航空機用ガスタービンの動翼段を軽量化することができる。
しかしながら、動翼の後縁損失は、動翼枚数の増加に伴い増加してしまう。さらに、振動に対する強度の観点では、動翼枚数を少なくした方が翼型を太くできるため有利となる。
つまり、動翼の枚数（言い換えれば、重量）と、航空機用ガスタービンの性能及び振動に対する強度とは、トレードオフの関係にあり、更なる航空機用ガスタービンの軽量化が困難になっている。

この発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、振動に対する動翼の強度を確保しつつ更なる軽量化が可能な航空機用ガスタービンを提供するものである。

上記の課題を解決するために以下の構成を採用する。
この発明の第一態様によれば、航空機用ガスタービンは、離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓの航空機用ガスタービンであって、軸線回りに回転するロータ軸と、動翼段と、ケーシングと、第一上流側静翼段と、下流側静翼段と、を備える。動翼段は、前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の動翼を有する。ケーシングは、前記ロータ軸を外周側から覆う。第一上流側静翼段は、動翼段の前記軸線方向上流側に配置されている。第一上流側静翼段は、複数の静翼本体を有する。第一上流側静翼段の複数の静翼本体は、前記ケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置されている。前記動翼は、前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有する。前記動翼段は、前記周方向で隣り合う前記動翼のシュラウド同士が連結されて、５０枚以上で且つ、７２枚以下の前記動翼本体を備える。前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記下流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、１以上で且つ３以下である。

動翼のシュラウド同士が周方向で連結されたいわゆるインテグラルシュラウド翼を有し、離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓのいわゆる中小型の航空機用ガスタービンにおいて、動翼段の動翼本体を５０枚以上で且つ、７２枚以下とすることで、動翼の振動モードのうち一次モードの固有振動周波数が、主要運転範囲において低い回転次数で共振することを回避できる。一般に、一次モードの固有振動周波数を低く設定すると、低い回転次数で共振し、振動応力が高くなる傾向がある。しかし、第一態様では、主要運転範囲において一次モードの固有振動周波数をより高くできるため、回転次数が３Ｈ（ハーモニクス）以下の低い回転次数での共振を回避して主要運転範囲で動翼に作用する振動応力を低減できる。さらに、第一上流側静翼段の静翼本体の枚数と、下流側静翼段の静翼本体の枚数との差の絶対値を１以上で且つ３以下とすることで、流体の乱れを抑制して振動が励起されることを回避できる。したがって、振動応力を低減したり共振を回避したりした分、振動に対する動翼の強度を確保しつつ更なる軽量化が可能になる。

この発明の第二態様によれば、第一態様に係る航空機用ガスタービンにおいて、前記動翼本体の高さを「Ｈ」、前記動翼本体の軸コード長を「Ｃｘ」とすると、Ｈ／Ｃｘの値が２以上且つ６以下であってもよい。
このように構成することで、いわゆるインテグラルシュラウド翼である動翼において、動翼本体が大型化して重量増加することを抑制できる。

この発明の第三態様によれば、航空機用ガスタービンは、離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓの航空機用ガスタービンであって、軸線回りに回転するロータ軸と、動翼段と、ケーシングと、第一上流側静翼段と、下流側静翼段と、を備える。動翼段は、前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の動翼を有する。ケーシングは、前記ロータ軸を外周側から覆う。第一上流側静翼段は、動翼段の前記軸線方向上流側に配置されている。第一上流側静翼段は、複数の静翼本体を有する。第一上流側静翼段の複数の静翼本体は、前記ケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置されている。前記動翼は、前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有する。前記動翼本体の高さを「Ｈ」、前記動翼本体の軸コード長を「Ｃｘ」とすると、Ｈ／Ｃｘの値が２以上且つ６以下である。前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記下流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、１以上で且つ３以下である。

動翼のシュラウド同士が周方向で連結されたいわゆるインテグラルシュラウド翼を有し、離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓのいわゆる中小型の航空機用ガスタービンにおいて、第一上流側静翼段の静翼本体の枚数と、下流側静翼段の静翼本体の枚数との差の絶対値を１以上且つ３以下とすることで、ガスタービンの燃焼ガスの流れが乱れて振動が励起されることを回避できる。また、Ｈ／Ｃｘの値を２以上且つ６以下にすることで、動翼本体３２が大型化して重量増加することを抑制できる。したがって、振動応力を低減した分、振動に対する動翼の強度を確保しつつ更なる軽量化が可能になる。

この発明の第四態様によれば、第一から第三態様の何れか一つの態様に係る航空機用ガスタービンは、上流側動翼段と、第二上流側静翼段と、を備えていてもよい。上流側動翼段は、前記第一上流側静翼段の前記軸線方向上流側に配置されている。第二上流側静翼段は、前記上流側動翼段の前記軸線方向上流側に配置されている。前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記第二上流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、１以上で且つ３以下であってもよい。
このように構成することで、軸線方向で隣り合う静翼段である第一上流側静翼段と第二上流側静翼段とにおける静翼本体の枚数差が大きくなることで振動が励起されることを抑制できる。

この発明の第五態様によれば、第一から第四態様の何れか一つの態様に係る動翼は、ＴｉＡｌ合金であってもよい。
このようにすることで、振動強度を確保しつつ、動翼の更なる軽量化を図ることができる。

この発明の第六態様によれば、第一から第五態様の何れか一つの態様に係る動翼本体は、ホロー翼であってもよい。
このようにすることで、中実に形成された動翼と比較して動翼の更なる軽量化を図ることができる。

この発明の第七態様によれば、第一から第五態様の何れか一つの態様に係る動翼本体は、翼高さ方向の少なくとも一部が中空に形成されていてもよい。
このようにすることで、中実に形成された動翼と比較して動翼の更なる軽量化を図ることができる。

この発明の第八態様によれば、航空機用ガスタービンは、離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓの航空機用ガスタービンである。航空機用ガスタービンは、ロータ軸と、動翼段と、ケーシングと、第一上流側静翼段と、上流側動翼段と、第二上流側静翼段と、を備える。ロータ軸は、軸線回りに回転する。動翼段は、前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の動翼を有する。ケーシングは、前記ロータ軸を外周側から覆う。第一上流側静翼段は、前記動翼段の前記軸線方向上流側に配置され、前記ケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有する。上流側動翼段は、前記第一上流側静翼段の前記軸線方向上流側に配置されている。第二上流側静翼段は、前記上流側動翼段の前記軸線方向上流側に配置されている。前記動翼は、前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有している。前記動翼段は、前記周方向で隣り合う前記動翼のシュラウド同士が連結されて、５０枚以上で且つ、７２枚以下の前記動翼本体を備えている。前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記第二上流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、１以上で且つ３以下である。

この発明の第九態様によれば、航空機用ガスタービンは、離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓの航空機用ガスタービンである。航空機用ガスタービンは、ロータ軸と、動翼段と、ケーシングと、第一上流側静翼段と、上流側動翼段と、第二上流側静翼段と、を備える。ロータ軸は、軸線回りに回転する。動翼段は、前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の動翼を有する。ケーシングは、前記ロータ軸を外周側から覆う。第一上流側静翼段は、前記動翼段の前記軸線方向上流側に配置され、前記ケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有する。上流側動翼段は、前記第一上流側静翼段の前記軸線方向上流側に配置されている。第二上流側静翼段は、前記上流側動翼段の前記軸線方向上流側に配置されている。前記動翼は、前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有している。前記動翼本体の高さを「Ｈ」、前記動翼本体の軸コード長を「Ｃｘ」とすると、Ｈ／Ｃｘの値が２以上且つ６以下である。前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記第二上流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、１以上で且つ３以下である。

上記航空機用ガスタービンによれば、振動に対する動翼の強度を確保しつつ更なる軽量化が可能になる。

この発明の実施形態の航空機用ガスタービンの概略構成を示す構成図である。 図１のタービン動翼段及びタービン静翼段を拡大した図である。 この発明の実施形態におけるタービン動翼の概略構成を示す図である。 動翼本体のコード長を説明するための図である。 縦軸を振動周波数（Frequency）、横軸を回転速度（Rotational Speed）、斜軸を回転次数（H）としたキャンベル線図である。 この発明の実施形態の変形例における図３に相当する図である。

（実施形態）
次に、この発明の実施形態における航空機用ガスタービンを図面に基づき説明する。
図１は、この発明の実施形態の航空機用ガスタービンの概略構成を示す構成図である。図２は、図１のタービン動翼段及びタービン静翼段を拡大した図である。
この実施形態に係る航空機用ガスタービン１００は、中小型の航空機用のガスタービンである。この航空機用ガスタービン１００は、中小型の航空機の離陸時推力（例えば、１５０００から４００００ｌｂｓ程度）を得るためのガスタービンである。図１に示すように、この航空機用ガスタービン１００は、主に、圧縮機１と、燃焼室２と、タービン３と、を備えている。

圧縮機１は、吸気ダクト１０から取り込まれた空気を圧縮することで高圧空気を生成する。この圧縮機１は、圧縮機ロータ軸１１と、圧縮機ケーシング１２と、圧縮機動翼段１３と、圧縮機静翼段１５と、を備えている。圧縮機ケーシング１２は、圧縮機ロータ軸１１を外周側から覆っており、軸線Ａｍの延びる方向（以下、軸線方向Ｄａと称する）に延びている。

圧縮機動翼段１３は、圧縮機ロータ軸１１に複数設けられている。これら圧縮機動翼段１３は、軸線方向Ｄａに間隔をあけて配列されている。複数の圧縮機動翼段１３は、それぞれ複数の圧縮機動翼１４を備えている。各圧縮機動翼段１３の圧縮機動翼１４は、圧縮機ロータ軸１１の外周面上で軸線Ａｍを中心とした方向（以下、周方向Ｄｃと称する）に配列されている。

圧縮機静翼段１５は、圧縮機ケーシング１２に複数設けられている。これら圧縮機静翼段１５は、軸線方向Ｄａに間隔をあけて配列されている。圧縮機静翼段１５は、軸線方向Ｄａで上記圧縮機動翼段１３と交互に配置されている。複数の圧縮機静翼段１５は、それぞれ複数の圧縮機静翼１６を備えている。各圧縮機静翼段１５の圧縮機静翼１６は、圧縮機ケーシング１２の内周面上で周方向Ｄｃに配列されている。

燃焼室２は、圧縮機１で生成された高圧空気に燃料Ｆを混合して燃焼させることで、燃焼ガスＧを生成する。燃焼室２は、圧縮機ケーシング１２とタービン３のタービンケーシング（ケーシング）２２との間に設けられている。この燃焼室２によって生成された燃焼ガスＧは、タービン３に供給される。

タービン３は、燃焼室２で生成された高温高圧の燃焼ガスＧによって駆動する。より具体的には、タービン３は、高温高圧の燃焼ガスＧを膨張させて、燃焼ガスＧの熱エネルギーを、回転エネルギーに変換する。このタービン３は、タービンロータ軸（ロータ軸）２１と、タービン動翼段（動翼段）２３と、タービンケーシング（ケーシング）２２と、タービン静翼段（静翼段）２５と、を備えている。

タービンロータ軸２１は、軸線方向Ｄａに延びている。このタービンロータ軸２１と、上述した圧縮機ロータ軸１１とは、軸線方向Ｄａに並んで相対移動不能にされている。これらタービンロータ軸２１と圧縮機ロータ軸１１とによって、ガスタービンロータ９１が構成されている。このガスタービンロータ９１は、ガスタービンケーシング９２の内部で軸線Ａｍ回りに一体に回転可能とされている。

タービン動翼段２３は、タービンロータ軸２１の外周面に、軸線方向Ｄａに間隔をあけて複数設けられている。これら複数のタービン動翼段２３は、それぞれ複数のタービン動翼（動翼）２４（詳細は後述する）を有している。一つのタービン動翼段２３が備える複数のタービン動翼２４は、周方向Ｄｃに等ピッチで並んで配置されている。タービン動翼段２３を構成するタービン動翼２４は、例えば、ＴｉＡｌ（チタン・アルミニウム）合金で形成することができる。

タービンケーシング２２は、タービンロータ軸２１を外周側から覆っている。タービンケーシング２２と、上述した圧縮機ケーシング１２とは、軸線Ａｍに沿って一体に接続されている。これら圧縮機ケーシング１２とタービンケーシング２２とによってガスタービンケーシング９２が構成されている。

タービン静翼段２５は、タービンケーシング２２の内周面に、軸線方向Ｄａに間隔をあけて複数設けられている。これら複数のタービン静翼段２５は、軸線方向Ｄａで上記タービン動翼段２３と交互に配置されている。これらタービン静翼段２５は、それぞれ複数のタービン静翼（静翼）２６を備えている。各タービン静翼段２５に設けられたタービン静翼２６は、タービンケーシング２２の内周面上で周方向Ｄｃに等ピッチで並んで配列されている。

図２に示すように、この実施形態では、タービン３が、三つのタービン動翼段２３と、三つのタービン静翼段２５とをそれぞれ備える場合を例示している。このタービン３において、燃焼ガスＧの主流は、タービンケーシング２２内を図２の左から右に向かって流れる。そのため、以下の説明においては、図２の左側を上流側、右側を下流側と称する場合がある。

この実施形態では、タービン動翼段２３として、上流側から順に、第一タービン動翼段２３Ａ、第二タービン動翼段２３Ｂ、及び第三タービン動翼段２３Ｃを備えている。同様に、この実施形態では、タービン静翼段２５として、上流側から順に、第一タービン静翼段２５Ａ、第二タービン静翼段２５Ｂ、及び第三タービン静翼段２５Ｃを備えている。第一タービン静翼段２５Ａは、第一タービン動翼段２３Ａの上流側に配置され、第二タービン静翼段２５Ｂは、第二タービン動翼段２３Ｂの上流側に配置され、第三タービン静翼段２５Ｃは、第三タービン動翼段２３Ｃの上流側に配置されている。なお、以下の説明では、第一タービン動翼段２３Ａ、第二タービン動翼段２３Ｂ、及び第三タービン動翼段２３Ｃを、タービン動翼段２３と総称する場合がある。

上述した構成の航空機用ガスタービン１００を運転するに当たっては、まず外部の駆動源によって圧縮機ロータ軸１１（ガスタービンロータ９１）を回転駆動する。圧縮機ロータ軸１１の回転に伴って外部の空気が順次圧縮され、高圧空気が生成される。この高圧空気は、圧縮機ケーシング１２を通じて燃焼室２内に供給される。燃焼室２内では、この高圧空気に燃料が混合されたのち燃焼され、高温高圧の燃焼ガスが生成される。燃焼ガスＧは、タービンケーシング２２を通じてタービン３内に供給される。

タービン３内では、タービン動翼段２３、及びタービン静翼段２５に燃焼ガスＧが順次衝突することで、タービンロータ軸２１（ガスタービンロータ９１）に対して回転駆動力が与えられる。この回転エネルギーは、主に、圧縮機１の駆動に利用される。タービン３を駆動した燃焼ガスＧは、排気ノズル４により流速が増加されて推力を生む噴流となり、噴射口２７から外部に排出される。なお、この実施形態においては、航空機用ガスタービンとして１軸のターボジェットエンジンを一例にして説明した。しかし、１軸のターボジェットエンジンに限られず、航空機用ガスタービンであれば如何なる形態であっても良い。特に、多軸のターボファンエンジンの低圧タービンに好適である。

図３は、この発明の実施形態におけるタービン動翼の概略構成を示す図である。
図３に示すように、上述したタービン動翼段２３のタービン動翼２４は、いわゆるインテグラルシュラウド翼（ＩＳＢ）であって、動翼本体３２と、シュラウド３３と、を備えている。
動翼本体３２は、正圧面と負圧面とを有する翼型断面を有し、径方向Ｄｒに延びている。この実施形態で例示する動翼本体３２は、タービン動翼２４のプラットフォーム３４から径方向Ｄｒの外側に向かって延びている。このタービン動翼２４は、プラットフォーム３４よりも軸線Ａｍに近い側に形成された翼根（図示せず）を介してタービンロータ軸２１に固定されている。

シュラウド３３は、動翼本体３２の先端に設けられている。シュラウド３３は、周方向Ｄｃ及び軸線方向Ｄａに延びている。周方向Ｄｃで隣り合うタービン動翼２４のシュラウド３３同士は、連結されて、例えば、軸線Ａｍを中心とした環状をなしている。

一方で、タービン静翼段２５のタービン静翼２６は、静翼本体４２を有している（図２参照）。これら静翼本体４２は、タービンケーシング２２から径方向Ｄｒの内側に向かって延びている。タービン静翼２６が周方向Ｄｃに並んで配置されることで、複数の静翼本体４２が周方向Ｄｃに並んで配置されている。

タービン動翼段２３が備えるタービン動翼２４の動翼本体３２は、高さ（言い換えれば、翼高さ）を「Ｈ」、軸コード長を「Ｃｘ」とすると、Ｈ／Ｃｘ（アスペクト比ともいう）の値が２以上且つ６以下となるように形成されている。Ｈ／Ｃｘの値は、４以上且つ６以下とすることもできる。この実施形態における、軸コード長Ｃｘは、動翼本体３２の翼高さ方向における軸コード長の平均値を意味している。

図４は、動翼本体のコード長を説明するための図である。
ここで、図４に示す軸コード長Ｃ１は、翼端の軸コード長である。この軸コード長Ｃ１は、軸線方向Ｄａにおける動翼本体３２の前縁３２ｆから後縁３２ｅまでの長さである。図４に示す「１００」、「９０」という数字は、前縁３２ｆと後縁３２ｅとにおける翼高さ方向の位置を百分率（％）で示したものである。つまり、軸コード長Ｃ１は、前縁３２ｆの翼端である１００％の高さ位置と、後縁３２ｅの翼端である１００％の高さ位置とにおける軸コード長である。同様に、軸コード長Ｃ２は、前縁３２ｆの９０％の高さ位置と、後縁３２ｅの９０％の高さ位置とにおける軸コード長である。なお、軸コード長Ｃｘは、前縁３２ｆの５０％の高さ位置と後縁３２ｅの５０％の高さ位置との軸コード長を用いてもよい。

また、上記動翼本体３２の高さ（Ｈ）とは、動翼本体３２のうち、燃焼ガスＧの流れる主流路に露出している部分における径方向Ｄｒの長さを意味している。この高さ（Ｈ）も、軸コード長（Ｃｘ）と同様に、前縁３２ｆから後縁３２ｅまでの動翼本体３２の高さの平均値を意味している。なお、高さ（Ｈ）は、動翼本体３２の翼型のキャンバーライン（図示せず）の延びる方向で、前縁３２ｆと後縁３２ｅとの中心における高さを用いてもよい。

図３に示すように、動翼本体３２は、その内部に空洞ｃ１を有した中空状に形成されている。この実施形態における動翼本体３２は、プラットフォーム３４から翼端（言い換えれば、シュラウド３３の径方向Ｄｒ内側面）に至る範囲に空洞ｃ１を有する、いわゆるホロー翼である。

タービン動翼段２３は、一つのタービン動翼段２３当たり、５０枚以上で且つ７２枚以下の動翼本体３２を備えている。具体的には、第一タービン動翼段２３Ａは、５０枚以上で且つ７２枚以下の動翼本体３２を備えている。同様に、第二タービン動翼段２３Ｂも、５０枚以上で且つ７２枚以下の動翼本体３２を備えている。さらに、第三タービン動翼段２３Ｃも、５０枚以上で且つ７２枚以下の動翼本体３２を備えている。

図５は、縦軸を振動周波数（Frequency）、横軸を回転速度（Rotational Speed）、斜軸を回転次数（H；ハーモニクス）としたキャンベル線図である。
図５では、一つのタービン動翼段２３に設ける動翼本体３２の枚数をそれぞれ７２枚、６０枚、５０枚としたときのタービン動翼２４の一次モードの固有振動周波数をそれぞれ実線で示している。また、図５では、離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓの航空機用ガスタービン１００における、主要運転範囲の回転速度（ｒｐｍ）を網掛けで示している。

ここで、各動翼本体３２の翼ピッチと軸コード長との比は、動翼本体３２の枚数にかかわらず、それぞれ一定である。つまり、動翼本体３２の枚数が増加するほど、動翼本体３２は細い翼型となる。

図５において、タービン動翼２４の固有振動周波数と回転次数の斜軸とが交差する回転速度となったときに共振して振動の振幅が大きくなる傾向がある。さらに、この共振時の振動の振幅は、回転次数が低いほど大きくなる傾向がある。そのため、タービン動翼２４の固有振動周波数が高いほど振動の振幅を小さくできる。

図５に示すように、動翼本体３２が７２枚の場合、一次モードの固有振動周波数は、主要運転範囲にて３Ｈ（ハーモニクス）以上となる。さらに、動翼本体３２の枚数を少なくして６０枚とした場合、７２枚の場合よりも、一次モードの固有振動周波数が全体的に高くなる。そして、動翼本体３２を更に少ない５０枚とすれば、６０枚の場合よりも一次モードの固有振動周波数が全体的に高くなり、主要運転範囲にて４Ｈ以上となる。

一方で、動翼本体３２を４９枚以下とした場合、動翼本体３２が大型化して、上述したＨ／Ｃｘの値が２以上且つ６以下の範囲内ではなくなる場合がある。これは、言い換えれば、タービン動翼段２３の重量増加を意味する。一方で、動翼本体３２を７３枚以上とした場合、主要運転範囲にて動翼本体３２の固有振動周波数が３Ｈ（ハーモニクス）の直線と交差して、低い回転次数で共振する可能性がある。

上述した通り、タービン静翼段２５は、タービン動翼段２３の上流側及び下流側に配置されている。より具体的には、第一タービン動翼段２３Ａの上流側に第一タービン静翼段（第二上流側静翼段）２５Ａが配置され、第二タービン動翼段２３Ｂの上流側（且つ、第一タービン動翼段２３Ａの下流側）に第二タービン静翼段（第一上流側静翼段）２５Ｂが配置され、第三タービン動翼段２３Ｃの上流側（且つ、第二タービン動翼段２３Ｂの下流側）に第三タービン静翼段（下流側静翼段）２５Ｃが配置されている。

軸線方向Ｄａで隣り合うタービン静翼段２５同士の静翼本体４２の枚数の差の絶対値は、１以上で且つ３以下となっている。この実施形態では、第二タービン動翼段２３Ｂの上流側に配置された第二タービン静翼段２５Ｂの有する静翼本体４２の枚数と、第二第タービン動翼段２３Ｂの下流側に配置された第三タービン静翼段２５Ｃの有する静翼本体４２の枚数との差の絶対値が、１以上で且つ３以下となっている。

さらに、この実施形態では、第一タービン動翼段２３Ａの上流側に配置された第一タービン静翼段２５Ａの有する静翼本体４２の枚数と、上記第二タービン静翼段２５Ｂの有する静翼本体４２の枚数との差の絶対値が、１以上で且つ３以下となっている。ここで、第一タービン静翼段２５Ａの静翼本体４２の枚数と、第二タービン静翼段２５Ｂの静翼本体４２の枚数との差の絶対値については、３以下としてもよいが、３以下に限られるものではない。

したがって、上述した実施形態によれば、インテグラルシュラウド翼を有し、離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓの中小型の航空機用ガスタービン１００において、タービン動翼段２３の動翼本体３２を５０枚以上で且つ、７２枚以下とすることで、タービン動翼２４の振動モードのうち一次モードを、主要運転範囲において３Ｈ（ハーモニクス）以上にすることができる。一次モードの固有振動周波数を低く設定すると、低い回転次数で共振し、振動応力が高くなる傾向がある。しかし、主要運転範囲において一次モードの固有振動周波数を３Ｈ（ハーモニクス）以上にできるため、３Ｈ（ハーモニクス）以下での共振を回避して主要運転範囲でタービン動翼２４に作用する振動応力を低減できる。さらに、軸線方向Ｄａで隣り合う第二タービン静翼段２５Ｂの有する静翼本体４２の枚数と第三タービン静翼段２５Ｃの有する静翼本体４２の枚数との差の絶対値を１以上で且つ３以下とすることで、燃焼ガスＧの乱れを抑制して振動が励起されることを回避できる。その結果、振動応力を低減したり共振を回避したりした分、振動に対するタービン動翼２４の強度を確保しつつ更なる軽量化が可能になる。

さらに、Ｈ／Ｃｘの値を２以上且つ６以下にすることで、インテグラルシュラウド翼であるタービン動翼２４において、動翼本体３２が大型化して重量増加することを抑制できるとともに、１次モードを３Ｈ以上にすることができる。その結果、更なる軽量化を図ることができる。

上記実施形態では、第二タービン静翼段２５Ｂの上流側に第一タービン動翼段２３Ａを備え、第一タービン動翼段２３Ａの上流側に第一タービン静翼段２５Ａを備えている。そして、第二タービン静翼段２５Ｂの静翼本体４２の枚数と、第一タービン静翼段２５Ａの静翼本体４２の枚数との差の絶対値が、１以上で且つ３以下となっている。そのため、軸線方向Ｄａで隣り合うタービン静翼段２５である第一タービン静翼段２５Ａと第二タービン静翼段２５Ｂとにおける静翼本体４２の枚数差が大きくなることで振動が励起されることを抑制できる。

さらに、タービン動翼２４が、ＴｉＡｌ合金で形成されているため、振動強度を確保しつつ、タービン動翼２４の更なる軽量化を図ることができる。
また、動翼本体３２がホロー翼であるため、動翼本体が中実に形成された場合と比較して、タービン動翼２４の更なる軽量化を図ることができる。

（実施形態の変形例）
この発明は、上述した実施形態に限定されるものではなく、この発明の趣旨を逸脱しない範囲において、上述した実施形態に種々の変更を加えたものを含む。すなわち、実施形態で挙げた具体的な形状や構成等は一例にすぎず、適宜変更が可能である。

上記実施形態では、一つのタービン動翼段２３当たり、動翼本体３２を５０枚以上７２枚以下の範囲で備え、且つ、軸線方向Ｄａで隣り合う第二タービン静翼段２５Ｂの静翼本体４２の枚数と第三タービン静翼段２５Ｃの静翼本体４２の枚数との差の絶対値が、１以上で且つ３以下となる場合について説明した。しかし、上記実施形態の構成に限られない。例えば、離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓのいわゆる中小型の航空機用ガスタービン１００において、タービン動翼２４がインテグラルシュラウド翼であり、動翼本体３２のアスペクト比であるＨ／Ｃｘの値が２以上且つ６以下である場合に、第二タービン静翼段２５Ｂの静翼本体４２の枚数と第三タービン静翼段２５Ｃの静翼本体４２の枚数との差の絶対値が、１以上で且つ３以下となるようにしてもよい。

上記実施形態では、第一タービン動翼段２３Ａ、第二タービン動翼段２３Ｂ及び第三タービン動翼段２３Ｃの全ての動翼段２３が、動翼本体３２を５０枚以上７２枚以下の範囲で備える場合について説明した。しかし、第一タービン動翼段２３Ａと第三タービン動翼段２３Ｃとは、動翼本体３２を５０枚以上７２枚以下の範囲で備えていなくてもよい。また、第一タービン動翼段２３Ａ、第二タービン動翼段２３Ｂ及び第三タービン動翼段２３Ｃを備える場合について説明したが、第一タービン動翼段２３Ａと第三タービン動翼段２３Ｃは省略してもよい。

さらに、上記実施形態では、第二タービン静翼段２５Ｂの静翼本体４２の枚数と、第三タービン静翼段２５Ｃの静翼本体４２の枚数との差の絶対値が、１以上で且つ３以下となる場合について説明した。しかし、上記実施形態の構成に限られない。
例えば、他の態様として、離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓのいわゆる中小型の航空機用ガスタービン１００において、タービン動翼２４がインテグラルシュラウド翼であり、第三タービン動翼段（動翼段）２３Ｃが５０枚以上で且つ７２枚以下の動翼本体３２を備え、第一タービン静翼段２５Ａの静翼本体４２の枚数と、第二タービン静翼段２５Ｂの静翼本体４２の枚数との差の絶対値が、１以上で且つ３以下であるようにしてもよい。この場合、第二タービン動翼段２３Ｂの動翼本体３２の枚数は５０枚以上で且つ７２枚以下に限られない。

さらに、上記他の態様では、第三タービン動翼段２３Ｃが５０枚以上で且つ７２枚以下の動翼本体３２を備えるようにしたが、上記他の態様において、第三タービン動翼段２３Ｃが５０枚以上で且つ７２枚以下の動翼本体３２を備えるという構成に代えて、第三タービン動翼段２３Ｃが備える動翼本体３２のアスペクト比であるＨ／Ｃｘの値を２以上且つ６以下とする構成を採用するようにしてもよい。この場合も、第二タービン動翼段２３Ｂの動翼本体３２のアスペクト比であるＨ／Ｃｘの値は、２以上且つ６以下に限られない。

図６は、この発明の実施形態の変形例における図３に相当する図である。
上述した実施形態においては、タービン動翼２４が翼高さ方向の全域に空洞Ｃが形成されたホロー翼である場合を例示した。しかし、タービン動翼２４は、ホロー翼に限られるものではない。
例えば、図６に示すように、タービン動翼２４の翼高さ方向の一部に空洞ｃ２が形成されるようにしてもよい。このようにすることで、動翼本体が中実に形成された場合と比較すれば、タービン動翼２４の更なる軽量化を図ることができる。なお、動翼本体３２の翼高さ方向の少なくとも一部が中空に形成される構成であれば、空洞ｃ２の位置、形状、大きさは、図６に例示した位置、形状、大きさに限られない。

上記実施形態では、三つのタービン動翼段２３と、三つのタービン静翼段２５とを備える場合について説明した。しかし、タービン動翼段２３を設ける数は三つに限られない。例えば、タービン動翼段２３を二つ設けたり、一つだけ設けたりしてもよい。またタービン静翼段２５を設ける数も、タービン動翼段２３と同様に三つに限られない。

上記実施形態では、タービン動翼２４がＴｉＡｌ合金で形成される場合を例示したが、タービン動翼２４は、ＴｉＡｌ合金以外の材料で形成されていてもよい。
上記実施形態では、軸線方向Ｄａで隣り合うタービン静翼段２５の各静翼本体４２の枚数の差の絶対値が３以下の場合を例示したが、この差の絶対値は３よりも大きくしてもよい。

１ 圧縮機
２ 燃焼室
３ タービン
４ 排気ノズル
１０ 吸気ダクト
１１ 圧縮機ロータ軸
１２ 圧縮機ケーシング
１３ 圧縮機動翼段
１４ 圧縮機動翼
１５ 圧縮機静翼段
１６ 圧縮機静翼
２１ タービンロータ軸（ロータ軸）
２２ タービンケーシング（ケーシング）
２３ タービン動翼段
２３Ａ 第一タービン動翼段（上流側動翼段）
２３Ｂ 第二タービン動翼段（動翼段）
２３Ｃ 第三タービン動翼段（動翼段）
２４ タービン動翼（動翼）
２５ タービン静翼段（静翼段）
２５Ａ 第一タービン静翼段（第二上流側静翼段）
２５Ｂ 第二タービン静翼段（第一上流側静翼段）
２５Ｃ 第三タービン静翼段（下流側静翼段）
２６ タービン静翼
２７ 噴射口
３２ 動翼本体
３２ｅ 後縁
３２ｆ 前縁
３３ シュラウド
３４ プラットフォーム
４２ 静翼本体
９１ ガスタービンロータ
９２ ガスタービンケーシング
１００ 航空機用ガスタービン

Claims (9)

1. 離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓの航空機用ガスタービンであって、
   軸線回りに回転するロータ軸と、
   前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の動翼を有する動翼段と、
   前記ロータ軸を外周側から覆うケーシングと、
   前記動翼段の前記軸線方向上流側に配置され、前記ケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有する第一上流側静翼段と、
   前記動翼段の前記軸線方向下流側に配置され、前記ケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有する下流側静翼段と、を備え、
   前記動翼は、
   前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有し、
   前記動翼段は、
   前記周方向で隣り合う前記動翼のシュラウド同士が連結されて、５０枚以上で且つ、７２枚以下の前記動翼本体を備え、
   前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記下流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、１以上で且つ３以下である航空機用ガスタービン。
2. 前記動翼本体の高さを「Ｈ」、前記動翼本体の軸コード長を「Ｃｘ」とすると、Ｈ／Ｃｘの値が２以上且つ６以下である請求項１に記載の航空機用ガスタービン。
3. 離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓの航空機用ガスタービンであって、
   軸線回りに回転するロータ軸と、
   前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の動翼を有する動翼段と、
   前記ロータ軸を外周側から覆うケーシングと、
   前記動翼段の前記軸線方向上流側に配置され、前記ケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有する第一上流側静翼段と、
   前記動翼段の前記軸線方向下流側に配置され、前記ケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有する下流側静翼段と、を備え、
   前記動翼は、
   前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有し、
   前記動翼本体の高さを「Ｈ」、前記動翼本体の軸コード長を「Ｃｘ」とすると、Ｈ／Ｃｘの値が２以上且つ６以下であり、
   前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記下流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、１以上で且つ３以下である航空機用ガスタービン。
4. 前記第一上流側静翼段の前記軸線方向上流側に配置された上流側動翼段と、
   前記上流側動翼段の前記軸線方向上流側に配置された第二上流側静翼段と、を備え、
   前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記第二上流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、１以上で且つ３以下である請求項１から請求項３の何れか一項に記載の航空機用ガスタービン。
5. 前記動翼は、ＴｉＡｌ合金である請求項１から請求項４の何れか一項に記載の航空機用ガスタービン。
6. 前記動翼本体は、ホロー翼である請求項１から請求項５の何れか一項に記載の航空機用ガスタービン。
7. 前記動翼本体は、翼高さ方向の少なくとも一部が中空に形成されている請求項１から請求項５の何れか一項に記載の航空機用ガスタービン。
8. 離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓの航空機用ガスタービンであって、
   軸線回りに回転するロータ軸と、
   前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の動翼を有する動翼段と、
   前記ロータ軸を外周側から覆うケーシングと、
   前記動翼段の前記軸線方向上流側に配置され、前記ケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有する第一上流側静翼段と、
   前記第一上流側静翼段の前記軸線方向上流側に配置された上流側動翼段と、
   前記上流側動翼段の前記軸線方向上流側に配置された第二上流側静翼段と、を備え、
   前記動翼は、
   前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有し、
   前記動翼段は、
   前記周方向で隣り合う前記動翼のシュラウド同士が連結されて、５０枚以上で且つ、７２枚以下の前記動翼本体を備え、
   前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記第二上流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、１以上で且つ３以下である航空機用ガスタービン。
9. 離陸時推力が１５０００から４００００ｌｂｓの航空機用ガスタービンであって、
   軸線回りに回転するロータ軸と、
   前記ロータ軸から前記軸線を中心とした径方向の外側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の動翼を有する動翼段と、
   前記ロータ軸を外周側から覆うケーシングと、
   前記動翼段の前記軸線方向上流側に配置され、前記ケーシングから前記径方向の内側に向かって延びるとともに、前記軸線を中心とした周方向に並んで配置された複数の静翼本体を有する第一上流側静翼段と、
   前記第一上流側静翼段の前記軸線方向上流側に配置された上流側動翼段と、
   前記上流側動翼段の前記軸線方向上流側に配置された第二上流側静翼段と、を備え、
   前記動翼は、
   前記径方向に延びる翼型断面を有した動翼本体と、前記動翼本体の先端に設けられたシュラウドと、を有し、
   前記動翼本体の高さを「Ｈ」、前記動翼本体の軸コード長を「Ｃｘ」とすると、Ｈ／Ｃｘの値が２以上且つ６以下であり、
   前記第一上流側静翼段の前記静翼本体の枚数と、前記第二上流側静翼段の前記静翼本体の枚数との差の絶対値は、１以上で且つ３以下である航空機用ガスタービン。

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