JP2000328902A - ガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 入口案内翼によって生じる励振力を変化させ
ることで動翼の振動応答量を小さくすることができ、振
動を原因とする部品の損傷の少ないガスタービンエンジ
ンを提供する。 【解決手段】 回転中の動翼１０へ流れる空気の流入角
度を整えるために動翼１０の上流に入口案内翼２０を備
えるガスタービンエンジンであって、空気の流れ方向に
見て入口案内翼２０の真後ろに動翼１０が位置するとき
に入口案内翼２０の後縁２０ｂと動翼１０の前縁１０ａ
とが不一致の関係になるように、入口案内翼２０および
動翼１０を形成する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】回転中の動翼へ流れる空気の
流入角度を整えるために動翼の上流に入口案内翼を備え
るガスタービンエンジンに関する。

【０００２】

【従来の技術】航空機用のガスタービンエンジンは、動
翼および静翼からなる圧縮機の直上流やファン動翼の直
上流に、ＩＧＶ（inlet guide vane）、ＶＳＶ（variab
le stator blade）といった入口案内翼を備える場合が
ある。入口案内翼は、固定式のものと、吸入空気の流入
速度に応じて取付角が変化する可変式のものとがあり、
双方とも圧縮機へ流入される空気に対して最適流入角度
を与えるように設計されている。また、軍用のターボフ
ァンエンジンでは、急激な運転状況の変化に敏速に対応
するために、最前部のファン動翼の直上流にこの入口案
内翼を備えていることが多い。

【０００３】図７には、入口案内翼４０を備えたターボ
ファンエンジンにおける空気取入口付近の要部構成が示
されている。エンジン前部のファン動翼４１の直上流に
配された入口案内翼４０に加え、さらにその直上流に、
エンジン回転軸の同心性を保ち軸受部分に剛性を与える
ための支柱（ストラット）４２が配されている。なお図
７には、各１枚ずつしか示されていないが、ファン動翼
４１および入口案内翼４０はエンジンの回転軸心からの
各ピッチ円周上に複数枚並べて配されており、ストラッ
ト４２は４つあるいはそれ以上の枚数が配されている。
エンジン本体の最前部へ流入した空気は、入口案内翼４
０に案内されて流れ角度が整えられ、ファン動翼４１の
回転によってエンジン内部へ流入するようになってい
る。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】このとき、入口案内翼
４０の下流近傍には伴流（ウェイク：ｗａｋｅ）Ｗａが
生じており、ウェイクＷａ内でのファン動翼４１の入口
相対速度の大きさと角度は主流Ｓｆのそれとかなり異な
っている。そのためファン動翼４１は、１回転する間に
入口案内翼４０の枚数と同一数のウェイクＷａを通過し
て空力的な励振力（加振力）を受けることになる。特
に、入口案内翼４０の直上流にストラット４２が配され
ている場合は、入口案内翼４０で生じるウェイクＷａが
大きくなるため、ファン動翼４１は大きな励振力を受け
る。またさらに、従来、入口案内翼４０およびファン動
翼４１は、この図に示す入口案内翼４０の真後ろにファ
ン動翼が位置するとき、空気の流れ方向から見て入口案
内翼４０の後縁４０ｂとファン動翼４１の前縁とが一致
する関係に形成されている。このため、ファン動翼４１
は、前縁４１ａ側全体がほぼ同時にウェイクＷａを通過
することになり、前縁４１ａ側全体が一度に大きな励振
力を受けることになる。

【０００５】そして、この励振力による繰返し振動数が
ファン動翼４１の固有振動数と一致するとファン動翼４
１に共振が生じ、ファン動翼４１に繰返し応力が大きく
作用することになる。したがって、ファン動翼４１は、
エンジン定常運転条件下で共振がなるべく生じないよ
う、さらに、共振時の振動応答量（振幅）がなるべく小
さくなるように設計される必要がある。

【０００６】従来、こうした振動応答量を小さくするた
めに、例えばファン動翼４１に梁を設けたり表面摩擦を
変えるなど、振動対象物自体の減衰（ダンピング）を増
す取り組みがなされている。しかしながら、振動応答量
は励振力の大きさによってもその大きさが変化するた
め、励振力を考慮に入れた対策にも同時に取り組む必要
がある。

【０００７】本発明は、上述する事情に鑑みてなされた
ものであり、入口案内翼によって生じる励振力を変化さ
せることで動翼の振動応答量を小さくすることができ、
振動を原因とする部品の損傷の少ないガスタービンエン
ジンを提供することを目的とする。

【０００８】

【課題を解決するための手段】上記課題を解決するた
め、請求項１に係る発明は、回転中の動翼へ流れる空気
の流入角度を整えるために動翼の上流に入口案内翼を備
えるガスタービンエンジンであって、動翼が入口案内翼
の真後ろに位置するときに空気の流れ方向に見て入口案
内翼の後縁と動翼の前縁とが不一致の関係になるよう
に、入口案内翼および動翼が形成される技術が採用され
る。このガスタービンエンジンは、入口案内翼の真後ろ
に動翼が位置するときに入口案内翼の後縁と動翼の前縁
とが不一致の関係になるので、入口案内翼に生じるウェ
イク内を動翼の前縁側全体が一度に通過するのではな
く、ウェイク内を前縁側が漸次通過するようになる。こ
のため、動翼に作用する励振力が分散される。

【０００９】請求項２に係る発明は、請求項１のガスタ
ービンエンジンにおいて、入口案内翼の後縁の少なくと
も一部が、動翼の回転方向に凸状もしくは凹状に湾曲し
て形成されている技術が採用される。このガスタービン
エンジンでは、入口案内翼の後縁の少なくとも一部が、
動翼の回転方向に湾曲して形成されるので、入口案内翼
に生じる湾曲状のウェイク内を動翼の前縁側が漸次通過
するようになる。

【００１０】請求項３に係る発明は、請求項１のガスタ
ービンエンジンにおいて、入口案内翼の後縁の少なくと
も一部が、動翼の前縁に対して動翼の回転方向に傾けて
形成されている技術が採用される。このガスタービンエ
ンジンでは、入口案内翼の後縁の少なくとも一部が、動
翼の前縁に対して動翼の回転方向に傾けて形成されるの
で、入口案内翼に所定の角度を有するウェイクが生じ、
このウェイク内を動翼の前縁側が順を追って通過するよ
うになる。

【００１１】

【発明の実施の形態】以下、本発明に係るガスタービン
エンジンの第１の実施形態について図１〜図６を参照し
て説明する。本実施形態は、本発明をターボファンエン
ジンに適用したものである。図２は、このターボファン
エンジンの空気取入口付近を示す断面図であり、符号１
はファン部、２は空気入口部を示している。

【００１２】ファン部１は、第１段ファン動翼１０、第
２段ファン動翼１１、第３段ファン動翼１２の３段のフ
ァン動翼を主体に構成され、各ファン動翼１０，１１，
１２の間には、ファン静翼１３，１４が配されている。
すなわち、ファン部１は、３段の低圧圧縮機に構成され
ている。ファン動翼１０，１１，１２は、１枚ずつがそ
れぞれ製作され、ファン・ディスク１５，１６，１７の
外周上に形成された軸方向の溝にそれぞれ植え込まれて
いる。また、ファン動翼１０，１１，１２の構造材料に
は、チタニウム合金が使用されている。さらに、ファン
動翼１０，１１，１２は、図示しないタービン側から回
転力が伝達され、回転軸１８を中心に回転移動するよう
になっている。

【００１３】空気入口部２には、第１段ファン動翼１０
の直上流に入口案内翼２０、さらにその直上流にストラ
ット２１が配されている。入口案内翼２０は、ファン部
１へ流入される空気に対して最適な流入角度を与えるこ
とを目的としており、上端部２０ｃおよび下端部２０ｄ
を回転自在に支持されて取付角度を変化できるように構
成されている。ストラット（支柱）２１は、エンジン回
転軸１８の同心性を保ち軸受部分２２に剛性を与えるこ
とを目的としており、回転軸１８円周上に複数枚が放射
状に配されている。また、ストラット２１内部には、軸
受潤滑用の給油および排油パイプが形成されている。

【００１４】図１には、上述した第１段ファン動翼１
０、入口案内翼２０、ストラット２１が各１つずつ示さ
れ、その概略形状と位置関係が示されている。ファン動
翼１０および入口案内翼２０は、横断面形状を翼状に形
成されており、ここでは、入口案内翼２０の真後ろにフ
ァン動翼１０が位置する状態、つまり、ファン動翼１０
の前縁（leading edge）１０ａと、入口案内翼２０の後
縁（trailing edge）２０ｂとが互いに向き合った状態
が示されている。また、ストラット２１は、曲がり（Ca
mber）のない翼型に形成され、入口案内翼２０に隣接し
て配されている。さらにストラット２１は、空気の流れ
方向から見て入口案内翼２０の前縁２０ａとストラット
２１の後縁２１ｂとが一致する関係に形成されかつ配さ
れている。

【００１５】また図３には、空気の流れ方向（後述する
主流Ｓｆの流れ方向）下流側から見た際の、ファン動翼
１０の前縁１０ａと入口案内翼２０の後縁２０ｂとの関
係が示されている。流れ方向から見た場合、こうした前
縁１０ａや後縁２０ｂは、図に示すように、一つの線状
として観察することができる。ここでは、入口案内翼２
０の後縁２０ｂが、前縁１０ａに比べ、ファン動翼１０
の回転移動方向（矢印Ｒ方向）に凸状に湾曲して形成さ
れている。これにより、ファン動翼１０が矢印Ｒ方向へ
回転移動すると、ファン動翼１０の前縁１０ａが、先行
して入口案内翼２０の両端側のＡ部を通過し、その後遅
れて中央のＢ部を通過するようになっている。また、フ
ァン動翼１０の前縁１０ａが入口案内翼２０の後縁２０
ｂを通過する間に、前縁１０ａは、位置ｒａから位置ｒ
ｂへ至る距離｜ｒａ−ｒｂ｜を移動するようになってい
る。

【００１６】次に、上述構成のターボファンエンジンの
作用について説明する。図２において、ファン動翼１
０，１１，１２が回転移動することによって空気入口部
２からファン部１へ空気が流入し、ファン部１で低圧圧
縮された空気はさらに下流の図示しないコア側およびバ
イパス側へ流れる。なお、入口案内翼２０およびストラ
ット２１は回転移動することなくエンジンナセルに固定
された状態にある。

【００１７】空気入口部２からファン部１へ流入する空
気は、入口案内翼２０によって最適な流入角度に整えら
れて第１段ファン動翼１０へ流れる。このとき、図１に
示すように、入口案内翼２０の下流近傍にウェイクＷａ
が生じ、ウェイクＷａ内でのファン動翼１０の入口相対
速度の大きさおよび角度は主流Ｓｆのそれとかなり異な
るようになる。そのためファン動翼１０は、１回転する
間に入口案内翼２０の枚数と同一数のウェイクＷａを通
過して空力的な励振力を受けることになる。

【００１８】ウェイクＷａは、入口案内翼２０の後縁２
０ｂに沿って生じるため、主流Ｓｆの流れ方向下流側か
ら見た際、図３に示す入口案内翼２０の後縁２０ｂの形
状とほぼ同じ形状、すなわちファン動翼１０の回転移動
方向に凸状に湾曲した形状に形成される。このため図１
に示すように、ウェイクＷａには、両端側のＡ部と中央
のＢ部との間において、ファン動翼１０の回転移動方向
に、距離｜ｒａ−ｒｂ｜から求まる位相差が生じること
になる。したがって、ファン動翼１０の前縁１０ａは、
入口案内翼２０の両端側のＡ部を先行して通過し、その
後遅れて中央のＢ部を通過する。このため、入口案内翼
２０に形成されるじるウェイクＷａ内をファン動翼１０
の前縁１０ａ側が漸次通過することになり、ファン動翼
１０に作用する励振力が分散される。

【００１９】図４には、入口案内翼を別形状にした本発
明の第２の実施形態が示されている。すなわち、本実施
形態では、入口案内翼３０の後縁３０ｂが、ファン動翼
１０の前縁１０ａに比べてファン動翼１０の回転移動方
向に傾けて形成されている。この場合も、前述した実施
形態と同様に、ウェイクＷａに位相差｜ｒｃ−ｒｄ｜が
生じ、ファン動翼１０の前縁１０ａ側が、一端側のＣ部
から他端側のＤ部へ順にウェイクＷａ内を通過する。こ
のため、ファン動翼１０に作用する励振力が分散され
る。

【００２０】図５および図６には、上述した第１および
第２の実施形態におけるファン動翼１０の１次曲げモー
ドでの共振曲線が示されている。横軸に示す周波数はフ
ァン動翼１０が１秒間に通過する入口案内翼２０，３０
の数、すなわちファン動翼１０が１秒間に受ける励振力
の回数（振動数）である。また縦軸はファン動翼１０の
振動応答量（先端振幅）である。そして、オリジナルの
入口案内翼２０に形成されるウェイクＷａをベースに、
ウェイクＷａに徐々に位相差が付与され、そのときの各
位相差における応答量が振動解析により求められてい
る。

【００２１】これら図５および図６を見ると、ウェイク
Ｗａの位相差が大きくなるほど、振動応答量が小さくな
っていることが分かる。すなわち、入口案内翼２０，３
０のＡ部からＢ部までの距離｜ｒａ−ｒｂ｜，｜ｒｃ−
ｒｄ｜が大きいほど、ファン動翼１０の振動応答量が小
さくなっている。また、ここで示す１次曲げモードに限
らず、各モードにおいてもウェイクＷａの位相差を大き
くすることで振動応答量が小さくなることが確認されて
いる。

【００２２】すなわち、前述した２つの実施形態のガス
タービンエンジンによれば、入口案内翼２０に生じるウ
ェイクＷａ内に、ファン動翼１０の前縁１０ａ側を、漸
次通過させて、ファン動翼１０に作用する励振力を分散
させることで、ファン動翼１０の振動応答量を小さくす
ることができる。これにより、振動を原因とするファン
動翼１０などのエンジンの各部品の損傷を少なくするこ
とができる。

【００２３】なお、入口案内翼２０の形状は、上述した
２つの実施形態で示した形状に限るものではなく、入口
案内翼２０に生じるウェイクＷａ内を、ファン動翼１０
の前縁１０ａ側が、漸次通過するような形状であれば他
の形状でも適用可能である。例えば、入口案内翼２０
は、後縁２０ｂが波形形状であったり、あるいは直線と
湾曲が組み合わされたような形状であってもよい。ま
た、図３で示されるような入口案内翼２０の後縁２０ｂ
とファン動翼１０の前縁１０ａとが不一致な関係となる
ようにするためには、本実施形態で示した入口案内翼２
０の形状を変化させることに限らず、ファン動翼１０の
後縁１０ｂの形状を変化させてもよい。しかしながら、
入口案内翼２０の後縁２０ｂ側を変化させるほうが容易
に形成することが可能である。また、本発明は、空気入
口部付近の動翼および入口案内翼に限るものではなく、
例えば高圧圧縮機の入口部付近においても適用可能であ
る。

【００２４】さらに、こうした入口案内翼２０の形状設
計するにあたっては、例えば、まずファン部１へ流入さ
れる空気に対して最適な流入角度を与えるように設計さ
れた後、振動解析によって共振時のファン動翼１０の共
振曲線が求められ、これに基づいて振動応答量が大きく
ならないように後縁２０ｂの形状が定められる。

【００２５】

【発明の効果】以上説明したように、この発明によれば
以下の効果を得ることができる。請求項１に係るガスタ
ービンエンジンは、入口案内翼の真後ろに動翼が位置す
るときに入口案内翼の後縁と動翼の前縁とが不一致の関
係になるので、ウェイク内を前縁側が漸次通過するよう
になり、動翼に作用する励振力が分散される。したがっ
て、動翼の振動応答量を小さくすることができ、振動を
原因とする部品の損傷を少なくすることができる。

【００２６】請求項２に係るガスタービンエンジンで
は、入口案内翼の後縁の少なくとも一部が、動翼の回転
方向に湾曲して形成されるので、入口案内翼に生じる湾
曲状のウェイク内を動翼の前縁側が漸次通過するように
なる。すなわち、入口案内翼の後縁を湾曲させることで
動翼の前縁との不一致の関係を容易に形成することがで
きる。

【００２７】請求項３に係るガスタービンエンジンで
は、入口案内翼の後縁の少なくとも一部が、動翼の前縁
に対して動翼の回転方向に傾けて形成されるので、入口
案内翼に生じる傾いたウェイク内を動翼の前縁側が順を
追って通過するようになる。すなわち、入口案内翼の後
縁を傾けることで動翼の前縁との不一致の関係を容易に
形成することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 本発明に係る第１の実施形態の空気入口部の
要部構成を示す概略構成図である。

【図２】 第１の実施形態の空気入口部付近を示す縦断
面図である。

【図３】 図１におけるＸ矢視図である。

【図４】 本発明に係る第２の実施形態を示す概略図で
ある。

【図５】 第１の実施形態の１次曲げモードでのファン
動翼の共振曲線を示すグラフ図である。

【図６】 第２の実施形態の１次曲げモードでのファン
動翼の共振曲線を示すグラフ図である。

【図７】 従来のターボファンエンジンの空気入口部の
要部構成を示す概略構成図である。

【符号の説明】

１ ファン部 ２ 空気入口部 １０，４１ ファン動翼（動翼） １０ａ，２０ａ，２１ａ，４０ａ，４１ａ，４２ａ 前
縁 ２０，４０ 入口案内翼 １０ｂ，２０ｂ，２１ｂ，３０ｂ，４０ｂ，４１ｂ，４
２ｂ 後縁 ２１，４２ ストラット Ｓｆ 主流 Ｗａ ウェイク

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 回転中の動翼へ流れる空気の流入角度を
   整えるために該動翼の上流に入口案内翼を備えるガスタ
   ービンエンジンであって、 前記入口案内翼および前記動翼は、前記動翼が該入口案
   内翼の真後ろに位置するときに空気の流れ方向に見て該
   入口案内翼の後縁と該動翼の前縁とが不一致の関係に形
   成されていることを特徴とするガスタービンエンジン。
2. 【請求項２】 前記入口案内翼の後縁の少なくとも一部
   は、前記動翼の回転方向に凸状もしくは凹状に湾曲して
   形成さ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. 【請求項３】 前記入口案内翼の後縁の少なくとも一部
   は、前記動翼の前縁に比べて該動翼の回転方向に傾けて
   形成さ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。