JP2002310100A - 案内羽根、該羽根を製造する方法およびステータ - Google Patents

案内羽根、該羽根を製造する方法およびステータ

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シン−トゥアン・リュー
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ロバート・ブルース・ディックマン
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 ターボファンエンジンのための可変入口案内
羽根を提供する。 【解決手段】 可変入口案内羽根（３０）が、前縁及び
後縁（４０、４２）の間を翼弦に沿って、根元部（４
４）から先端部（４６）までスパン方向に延びる、対向
する正圧側及び負圧側（３４、３６）を含む。羽根は、
約８パーセント翼弦長より大きく、前縁から約３５パー
セント翼弦長より小さい位置に配置される最大厚を有す
る。これにより、可変羽根をある回転角範囲にわたって
回転させても、空気力学的に羽根の上を流れる空気流の
望ましくない剥離が生じない。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的にガスター
ビンエンジンに関し、より具体的には、その内部にある
入口案内羽根に関する。
【０００２】
【発明の背景】飛行中の航空機を動力を供給するように
構成されたターボファンガスタービンエンジンは、直列
流体連通状態で、ファン、低圧及び高圧圧縮機、燃焼
器、並びに、高圧及び低圧タービンを含む。空気は圧縮
機で加圧され、燃焼器で燃料と混合されて高温燃焼ガス
を生成し、下流へ流れてタービンを通り、そこでエネル
ギーが取り出される。高圧タービンはシャフトを通じて
高圧圧縮機を駆動し、低圧タービンは別のシャフトを通
じてファンと低圧圧縮機を駆動する。
【０００３】エンジンは、アイドリング、巡航、離陸、
及び最大出力など、意図された飛行環境にわたって航空
機を適切に操作するために要求される種々の出力レベル
で作動する。典型的な商業用旅客輸送飛行機の用途にお
いては、燃料消費が主要な設計目的であり、したがっ
て、エンジンは、特に巡航作動における燃料効率を最大
化するように設計される。
【０００４】したがって、ファン、圧縮機及びタービン
における種々のステータ翼形部及びロータブレードは、
巡航設計点すなわち巡航条件において空気力学的性能が
最大限となるように構成されることが好ましい。それに
対応して、巡航と結びつかない設計外条件において、空
気力学的性能は変化する。
【０００５】このような設計外の作動は、圧縮機内の可
変入口案内羽根において特に重要である。典型的なター
ボファン圧縮機は、多くの列のステータ羽根及びロータ
ブレードを有する多段軸流圧縮機であり、空気はそこを
通って順次加圧される。固定式ステータ羽根は典型的に
は圧縮機の下流の段で用いられ、可動式ステータ羽根は
上流の段で用いられる。
【０００６】また、巡航からエンジンの最大出力作動ま
でを含む所望の飛行環境にわたってその性能を最適化す
るため、高圧圧縮機の入口には可変入口案内羽根の列が
設けられる。したがって、種々の圧縮機羽根及びブレー
ドは、容認できない流れの剥離又は望ましくない圧縮機
ストールなしに圧縮効率を最大化するための空気力学的
形状に構成される。
【０００７】ステータ羽根及びロータブレードを含む圧
縮機翼形部のための効率的な空気力学的形状が、何十年
にもわたって利用可能であり、また、該形状を全米航空
諮問委員会（ＮＡＣＡ）によって準備された報告書にお
いて非常に詳細に見出すことができる。例えば、１９５
７年５月に出版された「ＮＡＣＡテクニカルノート３９
５９」において、ＮＡＣＡ６３−００６シリーズとして
６パーセントの厚さの案内羽根用の羽根形状及び設計チ
ャートが提示されている。このテクニカルノートに提示
されている特定の翼形部シリーズは、ＮＡＣＡ６３−
（Ｃｌ0Ａ4Ｋ6）０６案内−羽根形状である。
【０００８】このＮＡＣＡ−６３シリーズ羽根形状は、
最大厚と翼弦長の割合が６パーセント（６％）であり、
それは翼形部の前縁から翼弦長３５パーセント（３５
％）の位置に配置される。対応する前縁の半径は０．２
９７パーセント翼弦長であり、後縁の半径は０．６パー
セント翼弦長である。この形状は、同じ３５％翼弦長位
置において、８％翼弦長及びそれより高い値を含む、６
％翼弦長より大きい最大厚を含むように容易に設定可能
である。
【０００９】ＮＡＣＡ６％案内羽根形状は、最大翼形厚
を含めて、構成が変化する一連の形状の一つである。効
率的なガスタービンエンジン圧縮機翼形部の設計に用い
るための種々のＮＡＣＡ形状が、何十年にわたって利用
可能であった。
【００１０】例えば、米国のみならず海外においても長
年の間、商業的使用で成功しているＮＡＣＡ−６３シリ
ーズ翼形部を、ターボファンガスタービンエンジンにお
いて見出すことができる。特に、ＮＡＣＡ−６３シリー
ズの形状は、高出力商業用ターボファン航空機エンジン
の可変入口案内羽根に用いられてきた。
【００１１】ＮＡＣＡ形状は、可変羽根のための特定の
設計条件、典型的には、巡航迎え角において、優れた空
気力学的性能及び効率性を有する。したがって、案内羽
根が回転して巡航時のような設計条件に対応する名目上
又はゼロの角度位置に達すると、空気力学的形状は、そ
の上を流れる空気流の望ましくない剥離なしに容認可能
な性能を提供する。
【００１２】しかしながら、可変羽根は、ある回転角範
囲にわたって回転させて、圧縮機に流入する空気流に対
する迎え角が対応して変わるようにしなくてはならな
い。この角度範囲は、一方の極限ではエンジンの低出力
又はアイドリング作動に関連する比較的閉鎖した角度位
置を含み、また、反対の極限の角度位置においては、羽
根はエンジンの最大出力作動に対応する比較的開放され
た位置まで回転させられる。また、ゼロ度に中心をもつ
巡航回転角範囲にわたる巡航時のエンジンの中間出力で
の作動に対しては、羽根はこれらの２つの対向する端位
置の間に配置される。
【００１３】広範囲にわたるターボファンエンジンのた
めの現在の開発プログラムにおいて、２４度（２４°）
の最大開放位置と６０度（６０°）の最大閉鎖位置を含
み、合計範囲が８４度（８４°）となる広い範囲の可変
入口案内羽根の角度位置が所望される。この広い範囲の
羽根角度位置は、流入する空気流に対して、対応する分
だけ広く、かつ異なる迎え角を有するものとなる。
【００１４】従来のＮＡＣＡ−６３シリーズの案内羽根
形状では、最大開放角度位置においては羽根の正圧側上
で、最大閉鎖角度位置においては羽根の負圧側に沿っ
て、相当量の流れの剥離を生じることが分析によって明
らかにされてきた。ゼロ度を中心とする狭い角度範囲に
対応する設計条件及びその近傍においては、可変入口案
内羽根の優れた圧縮機性能を得ることができるが、圧縮
機は、広い角度の作動範囲の両端において、望ましくな
い流れの剥離を含む、劣った設計外性能をもつものとな
る。
【００１５】したがって、広い角度の作動範囲にわたる
向上された設計外性能を有する、改良された可変入口案
内羽根を提供することが望ましい。
【００１６】
【発明の概要】可変入口案内羽根は、前縁と後縁の間を
翼弦に沿って延び、根元部から先端部までスパン方向に
延びる、対向する正圧側及び負圧側を含む。羽根は、最
大厚が約８パーセント翼弦長より大きく、前縁から約３
５パーセント翼弦長より小さい位置に配置される。
【００１７】
【発明の実施の形態】本発明を、その更なる目的及び利
点と共に、好ましくかつ例示的な実施の形態により、添
付の図面に関連してなされる以下の詳細な説明において
更に具体的に説明する。
【００１８】図１に示すのは、例えばアイドリング状態
から巡航、離陸、及び最大出力にわたる範囲の出力レベ
ルを含む適切な飛行環境にわたって飛行中の航空機（一
部を図示）に動力を供給するように構成された例示的な
ターボファンガスタービンエンジン１０である。エンジ
ンは長手方向すなわち軸方向の中心軸線１２の周りに軸
対称であり、直列流体連通状態で、ファン１４、圧縮機
１６、燃焼器１８、高圧タービン２０、及び低圧タービ
ン２２を含む。
【００１９】空気２４はエンジン入口に入り、ファンに
よって加圧されて推進力を生成し、内側部分の空気は、
高圧圧縮機１６内に導かれ、そこで適切に加圧される。
加圧空気は燃焼器に排出され、そこで燃料と混合され、
点火されて高温燃焼ガスを生成し、該高温燃焼ガスは２
つのタービン２０、２２を通って下流に流れ、そこでエ
ネルギーが取り出される。高圧タービン２０は、対応す
るシャフトを通じて高圧圧縮機１６を駆動し、低圧ター
ビン２２は、対応するシャフトを通じてファンを駆動す
る。
【００２０】高圧圧縮機１６の入口に配置されているの
が、図２においてより詳細に概略的に示している圧縮機
ステータ２６である。ステータ２６は環状のケーシング
２８を含み、該ケーシングから半径方向内向きに延びる
可変入口案内羽根３０の列を内部に適切に支持する。案
内羽根は、流入空気２４を、支持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圧縮機ロータブレード
３２の第１段の列へと導く。
【００２１】ブレード３２の第１の列は、圧縮機の対応
する段を構成するいくつかの列の一つであり、該圧縮機
は間に介在するステータ羽根を有し、該ステータ羽根は
空気を加圧し、続いて燃焼器へと運ぶ。可変入口案内羽
根３０を別とすれば、高圧圧縮機１６を含むエンジンの
残りの部分は、従来の構成のどのような形態のものでも
よい。
【００２２】図２及び図３に示すように、各々の羽根３
０は、翼形部の形態であり、該翼形部は、第１の面すな
わち正圧側３４及び周方向に対向する第２の面すなわち
負圧側３６を有し、作動中にその上を空気が流れる羽根
の空気力学的表面を構成している。２つの側３４と３６
は、対向する前縁と後縁４０、４２の間を翼弦３８に沿
って軸方向に延び、かつ半径方向内側の根元部４４から
半径方向外側の先端部４６までのスパンにわたって半径
方向に延びる。羽根は、半径方向断面においてそのスパ
ンにわたって約１５度まで捻られることが好ましいが、
その空気力学的性能を最大にするために、その他の手法
で、所望のように変化させることもできる。
【００２３】各々の羽根３０は、一体状又は単一構成の
部品であり、羽根の先端部から半径方向外向きに延びる
一体の円筒状トラニオンすなわちスピンドル４８を含
み、該スピンドルは、ケーシング内の補完的な円筒状開
口穴を貫いている。スピンドルは、通常は、回転可能に
ケーシング内に取り付けられ、作動中に羽根を所望のよ
うに転回させるため、羽根の先端部に一体状に形成され
るか、又は固定的に接合される。羽根の根元部は、内側
支持体又はフレーム部品内の開口穴に取り付けられた対
応するトラニオンを含む。
【００２４】図２及び図３に示すように、駆動リング５
０が、エンジンの特定の作動に従って一斉に羽根を回転
させるため、対応するレバーアーム５２によって各々の
羽根のスピンドルに回動可能に接合されている。図３に
示す適切なアクチュエータ５４が、所望の際にリング５
０を回転させ、レバーアーム５２を回転させて、ケーシ
ング内の個々の羽根３０を回転させる。
【００２５】図４は、流入する空気流に対して対応する
迎え角になっている巡航作動のような設計条件に対応す
る標準的な角度位置における、可変入口案内羽根３０の
一つの例示的な半径方向断面を、実線で示す。図４にお
いて破線で示すのは、ほぼ広い角度範囲にわたる完全開
放と完全閉鎖の間の羽根の角度位置である。
【００２６】完全閉鎖位置は、図４において羽根を反時
計回りに最大回転角Ｅまで回転させることに対応し、該
位置において羽根の正圧側３４は、空気流を部分的に遮
断するように軸方向前方に向く。羽根３０を時計回りに
完全開放位置まで回転させることは、反対の回転角Ｆに
対応し、該位置において、羽根の負圧側３６は隣接する
羽根の間の流路を完全に開くように軸方向前方に向く。
【００２７】各々の羽根は、図３に示す円形スピンドル
４８の中心と対応し、中間翼弦付近又はその前方で羽根
のスパンを通るピボット軸の周りを回転することができ
る。羽根の標準すなわち設計角度位置は、図４におい
て、軸方向軸Ｘで表される軸方向のエンジン中心軸線の
方向から僅かに外れたものとして実線で示されており、
接線方向軸Ｙはケーシングの周りを周方向に延びる。設
計角度位置において、羽根は、最小限の外面全体にわた
る流れの剥離が、たとえあるとしても、最小限となる最
大空気力学的性能をもたらすような流入空気流に対する
迎え角を有する。
【００２８】しかしながら、設計角度位置に対する閉鎖
角度位置Ｅと開放角度位置Ｆの間のかなり広い角度範囲
にわたる羽根３０の作動は、それに対応する分だけ流入
する空気流に対する羽根の迎え角に大きな変化をもたら
す。したがって、羽根の空気力学的性能は、広い範囲の
角度位置に関連する設計外位置において、対応する分だ
け変化する。
【００２９】図４に示す可変入口案内羽根３０を製造す
る方法の一つにおいて、例えば巡航作動に関連した対応
する設計迎え角のもとで最適な空気力学的性能になるよ
う、点線で示された適切なＮＡＣＡシリーズガイドライ
ン形状５６が初めに選択される。上述のように、ＮＡＣ
Ａ６３−（Ｃｌ0Ａ4Ｋ6）０６の案内羽根形状を使用し
て、公に入手可能な「ＮＡＣＡテクニカルレポート及び
ノート」に基づいた対応する翼形部を、従来どおりに設
計することができる。
【００３０】例えば、このＮＡＣＡ−６３シリーズの羽
根形状は、Ａ4Ｋ6平均線すなわちキャンバラインを有
し、最大形状厚が、６％翼弦長又はそれより大きく、前
縁から３５％翼弦長位置に配置され、０．２９７％翼弦
長の前縁半径、及び０．６％翼弦長の後縁半径を有す
る。
【００３１】案内羽根の空気力学的性能を分析するため
に、現代の三次元（３Ｄ）ナビエ−ストークス（Ｎａｖ
ｉｅｒ−Ｓｔｏｋｅｓ）式空気力学的流れ分析コンピュ
ータソフトウェアを用いることができる。この分析は、
ＮＡＣＡ形状５６が、設計角度位置において容認可能な
空気力学的性能を有するが、３６度（３６°）及びそれ
より大きい図４に示す中間閉鎖角Ｇのような大きな閉鎖
角においては、負圧側に沿って著しい流れの剥離を生じ
ることを予測する。また、図４における回転角Ｆに対応
する最大開放位置において、ＮＡＣＡ形状の正圧側上に
相当量の流れの剥離が予測される。ＮＡＣＡ形状は、単
一の迎え角に対して最適化されているので、そのような
流れの剥離は、これらの設計外迎え角における劣った空
気力学的性能を意味するものである。
【００３２】本発明においては、３Ｄの空気力学的分析
を用いて、羽根が導き出された対応するＮＡＣＡ形状と
は明確に異なる、図４に示すような羽根３０のための大
幅に改良された空気力学的形状が定められた。
【００３３】より具体的には、ＮＡＣＡ形状の最大厚を
増加させ、その増加された最大厚を該形状の前縁に近づ
けて再配置することによって、羽根３０の設計外迎え角
度位置における改良された性能を得ることができ、結果
として広範囲にわたる羽根の角度位置に含まれる設計外
迎え角において正圧側及び負圧側からの流れの剥離を減
少できる可変入口案内羽根３０が定められることが見出
された。そのような設計外性能の向上は、所望の設計迎
え角における、羽根の効率的な空気力学的作動をなお維
持しながら達成される。
【００３４】図４に示すように、羽根３０の半径方向断
面形状の各々は、該羽根の正圧側と負圧側の間の内接円
の直径によって表される最大厚Ｔを有し、該最大厚は、
羽根の翼弦３８の長さＣの約８パーセント（８％Ｃ）よ
り大きく、また、最大羽根厚は、羽根の前縁４０から約
３５パーセント翼弦長（３５％Ｃ）より小さい位置に配
置される。従来のＮＡＣＡ形状５６と比較すると、羽根
の厚さは増加され、同時に羽根前縁に近づいて再配置さ
れ、設計外迎え角に対する高められた空気力学的性能を
もたらす。
【００３５】さらに、ＮＡＣＡ形状５６の比較的小さい
前縁は、その大きさが増加されて、対応するだけ厚い前
縁の羽根３０を構成することが好ましく、前縁４０は、
尖ったＮＡＣＡの前縁と関連して約０．３パーセントの
翼弦長（０．３％Ｃ）よりも大きい半径Ｒをもつように
する。
【００３６】図４に示す羽根３０の前縁４０は直径２Ｒ
の内接円によって定められ、これはＮＡＣＡ形状の前縁
よりも大きいことが好ましい。まず、前縁と後縁の間に
所望の平均線すなわちキャンバラインを設定し、直径が
変化する一連の円を前縁から後縁まで中心におくことに
よって、ＮＡＣＡ形状の正圧側及び負圧側が、従来の方
法に基づいて定められる。一連の円の外接線の軌跡が、
対応する羽根の正圧側及び負圧側を定める。
【００３７】同様に、ＮＡＣＡ形状から大幅に離れて、
最大断面厚さを増加させ、それを断面の前縁に近づくよ
うに動かし、さらに好ましくは総合的な性能を向上させ
るために、前縁の半径を増加させることによって、図４
に示す羽根３０を定めることができる。
【００３８】図４に示す好ましい実施形態において、各
々の羽根の半径方向断面の最大厚Ｔは、翼弦長Ｃの約１
０パーセント（１０％Ｃ）より大きいか又は等しく、か
つ、羽根前縁４０から翼弦長Ｃのほぼ２５パーセント
（２５％Ｃ）の位置、好ましくは２５パーセントに等し
い位置に対応して配置される。最大形状厚はまた、半径
方向外側の先端部分４０における約１０％Ｃから、半径
方向内側の根元部分４４における約１４パーセント翼弦
長（１４％Ｃ）まで変化することが好ましく、双方とも
前縁から２５％Ｃの位置に置かれることが好ましい。
【００３９】対応して、例えば１１パーセント（１１
％）又はそれより大きくといったように、羽根前縁４０
の半径Ｒは、形状最大厚に比例させることが好ましい。
したがって、前縁半径は、羽根先端部４０に対する約
１．１％Ｃから羽根根元部４４に対する約１．６％Ｃま
で変化する。３Ｄ空気力学的分析により、前縁に近づけ
て配置された増大された断面厚と、それに対応して厚く
された前縁との改良された組合せによって、羽根の開放
位置と閉鎖位置との間の大きな範囲にわたって、該羽根
の正圧側及び負圧側に沿った流れの剥離を大幅に減少で
きることが確認される。
【００４０】３Ｄ空気力学的分析ソフトウェアの利用可
能性は、設計外の羽根位置における空気力学的性能をさ
らに向上させるため、ＮＡＣＡ形状をさらに修正するこ
とを可能にする。具体的には、設計位置とは異なる迎え
角における流れの剥離を更に減少させることができる羽
根の正圧側３４及び負圧側３６を定めるために、ＮＡＣ
Ａ形状５６の平均線すなわちキャンバを適切に修正する
ことができる。
【００４１】このようにして、ＮＡＣＡ形状５６を基準
形状として用い、広範囲な角度位置全体の中で、設計位
置に対して適当に大きな開放及び閉鎖角度位置の範囲に
おいて、羽根の正圧側３４及び負圧側３６両方に沿った
空気流の流れの剥離をほぼ排除するために、最大厚、そ
の翼弦方向位置、前縁半径、及びキャンバを修正するこ
とができる。例えば、ＮＡＣＡ形状５６は、２４°の最
大開放角度位置Ｆにおいて羽根の正圧側に沿った望まし
くない流れの剥離をもたらすが、改良された羽根３０
は、最大開放角度位置Ｆにおいて、正圧側に沿った流れ
の剥離を、排除できないとしても、大幅に減少させる。
【００４２】対応して、分析は、ＮＡＣＡ形状５６が比
較的大きな３６°の中間閉鎖位置Ｇにおいて負圧側に大
きな流れの剥離を生じることを予測しているが、これに
対して、羽根３０の改良された形状では、対応する３６
°の閉鎖位置における流れの剥離を、排除できないとし
ても、大幅に減少させる。相当に大きな６０°の最大閉
鎖位置Ｅを考慮すると、その位置における流れの剥離を
完全に排除することはできないが、その閉鎖位置はエン
ジンのアイドリング作動に対応するので、流れの剥離
は、アイドリング性能に対しては重要ではない。
【００４３】６０°の最大閉鎖Ｅから反対側の２４°の
最大開放Ｆまで全体としての羽根角度位置の範囲は、全
範囲で８４度（８４°）となるが、所望の設計位置、好
ましくは巡航作動における効率的な空気力学的性能をな
お維持しながら、羽根の設計外の角度位置の大きな範囲
にわたり、羽根３０の空気力学的性能における実質的な
向上がもたらされる。
【００４４】従来のＮＡＣＡ形状５６を選択的に変化さ
せることにより、設計外角度位置に対し、可変入口案内
羽根の空気力学的性能において大幅な向上を得ることが
できる。しかしながら、ＮＡＣＡ形状の性能は証明済み
であるため、例えばストールマージンなど、他の点での
圧縮機の全体性能を損なうことを回避するため、変更は
控えめになされるべきである。羽根３０の後縁４２の半
径は、翼弦長Ｃの約０．６パーセントにとどまることが
好ましく、これはＮＡＣＡ形状５６の後縁の半径に対応
するものである。
【００４５】特定の設計条件においてのみならず、実用
的な広さの設計外角度位置の範囲にわたって、空気力学
的性能を最大化させるための対応する速度分布を生成す
るような、可変入口案内羽根の正圧側３４及び負圧側３
６の特定の形状を実現するのに有利なように、現代の三
次元空気力学的分析を用いることができる。
【００４６】上で開示した好ましい実施形態において、
羽根の半径方向断面又は形状の最大厚は、羽根先端部４
６において１０％の翼弦長であり、羽根根元部４４にお
いては１４％Ｃに増大し、これは前縁から２５％翼弦長
の位置に配置され、前縁の半径は、先端部における１．
１％Ｃから根元部における１．６％Ｃまで対応して変化
する。設計条件における性能をその他の点で損なうこと
なく設計外の空気力学的性能を最大にするため、従来の
空気力学的分析に従って、これら３つの要素を変化させ
ることができる。
【００４７】これらの個々のパラメータが集合して空気
力学的性能に影響を与えるので、これらパラメータにお
ける変化を最適化するために、さらなる分析を用いるこ
とができる。また、羽根の角度位置の広い範囲にわたる
望ましくない流れの剥離を減少又は排除するため、同様
の分析を用いて羽根のキャンバや正圧側及び負圧側の他
の部分における協働する変更を評価することができる。
【００４８】しかしながら、ＮＡＣＡ形状におけるあら
ゆる変更は、必然的に特定の設計迎え角に対する空気力
学的性能を変化させる。要求される広い角度範囲にわた
る入口案内羽根の位置のため、上述の羽根形状における
変更は、全体的な利点をもたらすが、圧縮機流路内に単
一の角度位置を有する固定ステータ羽根に対しては、有
益又は望ましくはないであろう。
【００４９】ここでは、本発明の好ましいかつ例示的な
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、本発明の他の変更が、当業者には、本明細書中の教
示から明らかであり、それゆえ、本発明の技術思想及び
技術的範囲の中に含まれるような全ての変更が、添付の
特許請求の範囲において保護されることが望まれる。
【００５０】したがって、本国特許出願によって保護さ
れることを望むのは、冒頭の特許請求の範囲の中に記載
し及び区別化している発明である。なお、特許請求の範
囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら
発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】 飛行中の航空機を駆動するように構成された
例示的なターボファンガスタービンエンジンの部分側面
断面図。
【図２】 図１に示すエンジンの圧縮機入口における可
変入口案内羽根の軸方向拡大部分断面図。
【図３】 線３−３に沿って切り取った、図２に示す例
示的な可変入口案内羽根の、対応する開放角度位置及び
部分的閉鎖角度位置における扁平平面図。
【図４】 フローチャート形式で概略的に示す従来のＮ
ＡＣＡ形状から修正された、本発明の例示的な実施形態
による形状を有する、図２及び図３の可変入口案内羽根
の例示的な一つの拡大図。
【符号の説明】
２４ 空気 ２６ 圧縮機ステータ ３０ 可変入口案内羽根 ３４ 正圧側 ３６ 負圧側 ３８ 翼弦 ４０ 前縁 ４２ 後縁 ４４ 根元部 ４６ 先端部 ４８ スピンドル ５０ 駆動リング ５２ レバーアーム ５４ アクチュエータ Ｅ 最大閉鎖位置 Ｆ 最大開放位置 Ｇ 中間閉鎖位置
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ブレント・フランクリン・ビーチャー アメリカ合衆国、オハイオ州、ハミルト ン、リバティー・ウッズ・ドライブ、5542 番 (72)発明者 ロバート・ブルース・ディックマン アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、オーククリーク・ドライブ、6367番 Ｆターム(参考） 3H034 AA02 AA16 BB03 BB08 CC03 DD07 DD26 EE08

Claims (20)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ターボファンエンジン１０のための可変
    入口案内羽根３０であって、 前縁４０と後縁４２の間を翼弦３８に沿って延び、根元
    部４４から先端部４６までスパン方向に延びる、対向す
    る正圧側３４及び負圧側３６と、 開放と閉鎖の間の角度位置範囲にわたって前記羽根を回
    転させるために、前記先端部に固定的に接合されたスピ
    ンドル４８と、を備え、 前記羽根における前記正圧側と負圧側との間の最大厚
    が、前記翼弦の長さの約８パーセントより大きく、前記
    前縁４０から約３５パーセント翼弦長より小さい位置に
    配置された、ことを特徴とする羽根。
  2. 【請求項２】 前記前縁４０が、前記翼弦長の約０．３
    パーセントより大きい半径を有することを特徴とする、
    請求項１に記載の羽根。
  3. 【請求項３】 前記羽根の最大厚が、前記翼弦長の約１
    ０パーセントより大きいか又は等しく、対応して前記前
    縁から下流に約２５パーセント翼弦長の位置に配置され
    ることを特徴とする、請求項１又は２に記載の羽根。
  4. 【請求項４】 前記前縁の半径が前記羽根の最大厚に比
    例することを特徴とする、請求項３に記載の羽根。
  5. 【請求項５】 前記羽根の最大厚が、前記翼弦長の約１
    ０パーセントより大きいか又は等しく、かつ、前記前縁
    から約２５パーセント翼弦長の位置に配置され、前記前
    縁の半径が前記羽根の最大厚の約１１パーセントである
    ことを特徴とする、請求項１又は２に記載の羽根。
  6. 【請求項６】 請求項１又は請求項２に記載の羽根３０
    を製造する方法であって、 設計迎え角を有するＮＡＣＡシリーズ案内羽根形状５６
    を選択し、 前記設計迎え角と異なる迎え角における前記正圧側及び
    負圧側からの流れの剥離を減少させる前記可変入口案内
    羽根を定めるように、前記ＮＡＣＡ形状の最大厚を増加
    させ、該増加された最大厚を前記形状の前縁に近づけて
    再配置する、ことを特徴とする方法。
  7. 【請求項７】 さらに、前記前縁における前記ＮＡＣＡ
    形状の前記厚さを増加させて前記可変入口案内羽根の前
    記前縁の半径を定めることを特徴とする、請求項６に記
    載の方法。
  8. 【請求項８】 さらに、前記異なる迎え角における流れ
    の剥離をさらに減少させるように、前記ＮＡＣＡ形状５
    ６のキャンバを修正して前記可変入口案内羽根３０の前
    記正圧側３４及び負圧側３６を定めることを特徴とす
    る、請求項７に記載の方法。
  9. 【請求項９】 前記設計迎え角に対して反対方向の約２
    ４度及び約３６度の開放及び閉鎖角度位置において、前
    記可変入口案内羽根の前記正圧側３４及び負圧側３６の
    両方に沿った流れの剥離を実質的に除去するように、前
    記ＮＡＣＡ形状５６が、最大厚、その翼弦方向位置、前
    縁半径、及びキャンバについて修正されることを特徴と
    する、請求項８に記載の方法。
  10. 【請求項１０】 環状ケーシング２８と、該ケーシング
    から半径方向内向きに延びる可変入口案内羽根３０の列
    と、を備え、前記羽根の各々が、 前縁４０と後縁４２の間の翼弦３８に沿って延び、根元
    部４４から先端部４６までスパンにわたって半径方向に
    延びる、対向する正圧側３４及び負圧側３６と、 前記先端部に固定的に接合され、開放と閉鎖の間の角度
    位置範囲にわたって前記羽根を回転させるために前記ケ
    ーシング２８に回動可能に取り付けられたスピンドル４
    ８と、を備え、 前記羽根における前記正圧側と負圧側との間の最大厚
    が、前記翼弦の長さの約８パーセントより大きく、前記
    前縁４０から約３５パーセント翼弦長より小さい位置に
    配置された、ことを特徴とする圧縮機ステータ２６。
  11. 【請求項１１】 前記開放位置と閉鎖位置との間の設計
    迎え角を含む前記角度範囲にわたって前記羽根を一斉に
    回転させるために、前記羽根の各々のスピンドル４８に
    回動可能に接合された駆動リング５０を更に含むことを
    特徴とする、請求項１０に記載のステータ。
  12. 【請求項１２】 前記羽根の前縁４０の各々が、前記翼
    弦長の約０．３パーセントより大きい半径を有すること
    を特徴とする、請求項１０又は請求項１１に記載のステ
    ータ。
  13. 【請求項１３】 前記羽根の最大厚が前記翼弦長の約１
    ０パーセントより大きいか又は等しく、対応して前記前
    縁から下流に約２５パーセント翼弦長の位置に配置され
    ることを特徴とする、請求項１０ないし請求項１２のい
    ずれか一項に記載のステータ。
  14. 【請求項１４】 前記前縁の半径が前記羽根の最大厚に
    比例することを特徴とする、請求項１３に記載のステー
    タ。
  15. 【請求項１５】 前記羽根３０が、前記先端部４６にお
    いて、該先端部の前記翼弦長の約１０パーセントに等し
    い最大厚を有する形状であり、前記根元部４４におい
    て、該根元部の前記翼弦長の約１４パーセントに等しい
    最大厚を有する形状であり、前記最大形状厚が前記前縁
    ４０から約２５パーセントの位置に配置され、前記前縁
    の半径が前記先端部において前記翼弦長の約１．１％で
    あり、前記根元部において前記翼弦長の約１．６％であ
    ることを特徴とする、請求項１０ないし請求項１２のい
    ずれか一項に記載のステータ。
  16. 【請求項１６】 前記羽根の最大厚、その翼弦方向位
    置、前縁の半径、及び前記羽根のキャンバが互いに働き
    合って、前記設計角に対して約２４度と約３６度である
    開放及び閉鎖位置において、前記正圧側３４及び負圧側
    ３６の両方に沿った流れの剥離を実質的に除去するよう
    になったことを特徴とする、請求項１０ないし請求項１
    ２のいずれか一項に記載のステータ。
  17. 【請求項１７】 ターボファンエンジン１０のための可
    変入口案内羽根３０であって、 前縁４０と後縁４２の間を翼弦３８に沿って延び、根元
    部４４から先端部４６までのスパンにわたって延びる、
    対向する正圧側３４及び負圧側３６と、 開放と閉鎖の間の角度位置範囲にわたって前記羽根を回
    転させるために、前記先端部に固定的に接合されたスピ
    ンドル４８と、を備え、 前記羽根における前記正圧側と負圧側との間の最大厚
    が、前記翼弦の長さの約１０％より大きいか又は等し
    く、かつ、前記前縁４０から約２５％翼弦長の位置に配
    置された、ことを特徴とする羽根。
  18. 【請求項１８】 前記翼弦長の約０．６パーセントの後
    縁半径を更に含むことを特徴とする、請求項１７に記載
    の羽根。
  19. 【請求項１９】 前記前縁４０が前記羽根の最大厚の約
    １１パーセントの半径を有することを特徴とする、請求
    項１７又は請求項１８に記載の羽根。
  20. 【請求項２０】 ＮＡＣＡ−６３シリーズ案内羽根形状
    ５６から変化するキャンバラインを更に備えることを特
    徴とする、請求項１９に記載の羽根。
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