JP2006177341A - タービンエンジンのガイドベーンおよびステータベーン - Google Patents

Abstract

【課題】流体分離を受けにくく、かつ視覚的妨害をもたらすガイドベーンを提供する。
【解決手段】翼弦線６２は、前方端部５２の前縁から後方端部５６の後縁に直線的に延び、平均キャンバー線６４は、面４４と面４６との間を前縁から後縁に延びる。翼弦とピッチ（ベーン間の周方向の間隔８６）との比であるベーンのソリディティは、面４４，４６からの流体分離に抵抗するほど高いため、分離が生じなくなる。流体流Ｆは、入射角Ｉ（約＋４０°〜約−２０°）でベーン列に接近する。高マッハ数側の入射角範囲の限界（＋４０°）により近い状態に整列するように、翼弦線６２は方向づけられる。翼弦線や前縁部の向き、流路７４の収束や湾曲の組合せにより、ベーン表面から分離せず、より高いマッハ数の流体が流路７４に流入する。ベーン後方端部５６が、距離ｄだけ、前方端部５２に周方向に重なることにより、ベーンの翼幅に亘る視覚的妨害がもたらされる。
【選択図】図４

Description

本発明は、タービンエンジンの出口ガイドベーンおよび出口ガイドベーンの列に関し、特に、運転条件の範囲に亘り良好な空力性能を示すとともに、ベーンの上流側に位置する構成部品に対する監視者の視線を妨害するベーンの列に関する。

航空機のタービンエンジンは、燃焼室で生じた高温ガスの生成物からなる流体流からエネルギーを抽出するタービンモジュールを備える。タービンモジュールは、１つまたは複数のブレードの列および１つまたは複数のベーンの列を備える。各ブレード列は、回転可能なハブから半径方向外側に延びている複数のブレードからなる。１列のガイドベーンが、ベーンの最後方の列の後方に設けられている。このガイドベーンは、出口ガイドベーンと呼ばれる。エンジン運転中、流体流は、タービンモジュールを通って流れ、その結果、各ブレード列およびその対応するハブが回転軸を中心に回転する。回転するブレードは、周方向の速度成分つまり旋回（スワール）を流体流にもたらすため、これにより、エンジンのスラスト（推力）出力が減少する。ブレードの最後方の列から流出する流体流は、出口ガイドベーンの列を通って流れることで、旋回が抑制され、その結果、流体が実質的に軸方向に流れることにより、スラスト出力が回復する。この過程を経ないと、スラスト出力は失われてしまう。

理想的には、いくつかの必要条件が、出口ガイドベーンによって満たされなければならない。１つ目の必要条件は、前述のように、ガスがタービンモジュールから実質的に軸方向に排出するように、ブレードの最後方の列からの燃焼ガスの方向を変える、つまり旋回を停止させることである。２つ目の必要条件としては、ガイドベーンは、近づいてくるガス流の入射角の変化に耐えなければならないことである。入射角は、ブレードにより流体流にもたらされた周方向の速度成分によって異なる。この成分は、エンジン出力の関数として変化する。特に、ガイドベーンは、空力的な分離および付随する空力的損失の影響を受けることなく、入射角の幅広い範囲に亘ってガス流を受け、ガス流の方向を変えなければならない。３つ目の必要条件としては、ガイドベーン列は、ベーン列に供給された燃焼ガスの全容量を受けるのに十分なフロー受入能力（ｆｌｏｗ ｃａｐａｃｉｔｙ）を備えていなければならない。十分な受入能力を備えていない場合には、ガイドベーン列により、タービンを通る流れが詰まり、その結果、推力が不足してしまう。４つ目の必要条件としては、軍事的な用途において、回転する高温のブレードに対する監視者の視線が、ガイドベーンにより遮断ないし妨害されることが望ましいことである。これにより、エンジンおよびその母体である航空機が、レーダーおよび赤外線探知システムに探知されにくくなる。

従来のベーンにより上記の全ての必要条件を同時に満たすことは困難である。従来のエアフォイルの断面を有するベーンは、大きな前縁半径および前縁部の大きなくさび（ウエッジ）角度によって、ベーンが空力的分離の影響を受けることなく、広い範囲の入射角に耐えることができるという利点がもたらされていた。しかし、この大きな半径およびくさび（ウエッジ）角度により、ベーン列のフロー受入能力が制約されてしまう。より少ない数のベーンを用いることによりフロー受入能力を改善することができるが、それにより、高温のブレードに対する視線を妨害できずに、エンジンおよび母体の航空機が探知され易くなってしまう。翼弦の広いベーンを用いることにより、視線を妨害することができるが、そのようなベーンにより、重量（ベーンの数を減らして減少した重量よりも、さらに重い重量）が増加してしまうという不都合が生じてしまう。別の方法としては、著しく反っているベーンを用いることにより、視線を妨害することができる。しかし、著しく反った個々のベーンは、空力的分離の影響を受け易く、そのようなベーンの列は、十分なフロー受入能力を備えていない場合がある。

可変のピッチ角を有するベーンを用いることにより、必要条件を満たすことが可能であるが、エンジンに対して付加的な重量、コストおよび複雑さが加わってしまい、相当な不都合が生じることになる。

簡素かつ軽量であり、特に運転条件の範囲に亘り十分な空力性能を示すとともに、ベーンの上流側にある構成部品に対する監視者の視線を妨害するベーン列が必要とされている。

本発明の一実施例によると、タービンエンジン用ガイドベーン列のガイドベーンにより、翼弦方向に収束する前方部分を有する一連の流体流の流路が画定される。ベーンの列は、また、流路を通る流体の分離に十分に抵抗するソリディティ（ｓｏｌｉｄｉｔｙ）を有する。

別の実施例においては、ベーンは、協働して、ベーンの列の上流側にある選択された平面に対する監視者の視線を妨害する。

本発明の種々の実施例の前述または他の特徴は、以下の明細書および添付の図面により、さらに明らかになるであろう。

図１および図２を参照すると、タービンモジュール１０は、低圧タービン１２を備え、この低圧タービン１２は、回転可能なハブ１６から半径方向に延びているとともに１つまたは複数の列をなす周方向に配列されたブレード１４と、１つまたは複数の列をなす周方向に配列されたステータベーン１８と、を備える。ブレードおよびベーンは、流路２２を横切って半径方向に延びている。ケース２４は、ブレードを取り囲むとともに、流路の半径方向外側の境界を画定する。エンジン運転中、ハブおよびブレードは、回転軸２６を中心に回転するとともに、タービンモジュールを通って流れる流体Ｆの流れからエネルギーを抽出する。

さらに、図３および図４を参照すると、タービンモジュール１０は、ケース２４と中心胴体部３０との間の流路を横切って半径方向に延びるとともに、周方向に配列された出口ガイドベーン２８の列も備える。ガイドベーンの列には、既に述べた機能を果たすことが要求される。図３Ａ〜３Ｃを参照すると、各ベーンは、鋳造された前方セグメント３２と、鋳造またはシートメタルの後方セグメント３４と、鋳造されたセグメントの間に延びるとともにボルト４０で固定されたシートメタルパネル３８と、を備える。セグメントおよびパネルにより、キャビティ４２が画定される。多数の冷却孔（図示せず）が、パネルおよび後方セグメントを貫通している。キャビティ４２に供給された冷却空気は、フィルム冷却孔を通って流れ、流路に露出した面４４，４６に沿って冷却フィルムを形成する。この冷却フィルムにより、熱による損傷からベーンを保護するとともに、ベーンが熱的に探知されにくくなる。キャビティ４２は、また、油ラインや液圧ライン（図示せず）などの供給ラインを収容する。

各ガイドベーン２８は、前縁５４を備える前方端部５２と、後縁５８を備える後方端部５６と、を有する。翼弦線６２（図３Ａ、図４参照）は、前縁から後縁に直線的に延びている。平均キャンバー線６４は、面４４と面４６との間の中間部分を前縁から後縁に延びている。また、各ベーンは、横方向の厚さｔを有する。各ベーンは、流路２２を横切ってベーンルート部６６からベーン先端部６８に半径方向に延びている（図１，２参照）。ベーンの翼弦長（翼弦線６２の長さ）は、ルート部から先端部に向かうにしたがって次第に長くなる。特に、前縁部５４は、実質的に半径方向に向かって延びているが、後縁部５８は、後縁部におけるベーン先端部が、後縁部におけるベーンのルート部よりさらに後方に位置するように位置づけられている（図１および図３Ａ〜３Ｃ参照）。この幾何学的形状は、入射するあらゆるレーダーの信号を散乱するように機能する。さらに、流入してくる流体流の入射角はベーンの翼幅位置によって異なり、その結果、ルート部付近よりも先端部付近において、より多くの流体の方向を変える（旋回を停止させる）必要があるという要求に、先端部付近のより長い翼弦長は対応している。この要件は、次第に長くなる翼弦によって満たされる。

図４を参照すると、アフターバーニングの機能が要求される用途においては、ベーンは、また、燃料を流路に噴射する燃料噴射エレメント７０と、保炎器（スタビライザ）として機能する付随のスカーフ状の面（斜面：ｓｃａｒｆｅｄ ｓｕｒｆａｃｅ）７２と、を備える。

ベーンの隣接するペアの各々により、入口面７６を有する流体流路７４が画定される。各流路は、翼弦方向に沿って、収束している前方部分８０（すなわち、入口面から離れるにしたがって面積が減少する部分）と、拡散している中間部分８２と、理想的には拡散していない後方部分８４と、を備える。

ベーンの列は、翼幅方向に異なるソリディティを有する。ソリディティとは、ある特定の翼幅方向の位置における翼弦とピッチとの局所的な比（ピッチコード比）であり、ピッチとは、隣接するベーン間の周方向の間隔８６である。本発明のベーンのソリディティは、面４４，４６からの流体分離に抵抗するのに十分なほど高い。すなわち、この高いソリディティにより、分離が生じなくなるか、あるいは分離した流体が瞬時に表面に再付着するように促進される。図示された実施例においては、ソリディティは、少なくとも約３である。

各ベーンは、前方端部の横方向の厚さｔ_LEと、後方端部の横方向の厚さｔ_TEと、を有する（図３Ａ〜３Ｃ参照）。前方および後方の横方向の厚さは、面４４，４６が互いに向かって急にテーパ状になるというよりは、翼弦に応じて厚さが次第に変化しているというように設定される。本発明のベーンの前方端部の厚さは、従来のベーンの前方端部の厚さ（図６参照）より、大幅に細くなっている。前方端部の厚さｔ_LEは、後方端部の厚さｔ_TEとほぼ同じ厚さである。薄い前方端部により、ベーン列の流れの受入能力を容認できないほど制限することなく、あるいは従来のベーン（図６）に伴う他の不利益を被ることなく、向かってくる流体流Ｆの十分に広い範囲の入射角に対してベーンが抵抗することが可能となる。従来のベーンは、広い範囲の入射角に耐えることができるが、この能力を実現するためには、大きい前縁半径Ｒ、ないしは大きいくさび（ウエッジ）角Ｗが、従来のベーンには要求される。その結果、従来のベーンには、前述の不都合が生じてしまう。特に、小さいスロートＴにより流れの受入能力が乏しくなるとともに、スロート後方の流路の拡散およびエアフォイルの反り（キャンバ）により流体の分離の影響を受けやすくなり、さらに、前縁と後縁との間の周方向の重なる部分がほとんど、あるいは全くなく、ギャップＧが生じるため、レーダー探知および赤外線探知され易くなるという不利益が生じてしまう。

流体流Ｆは、ある入射角Ｉでベーンの列に接近し、この入射角はある範囲内で変化する。図４の実施例においては、入射角の値の範囲は、（エンジンの軸２６に対して）約＋４０°〜約−２０°であり、全範囲としては、約６０°となる。さらに、流体流の局所的なマッハ数は、＋４０°の向きの相対的に高い値から、−２０°の向きの相対的に低い値まで異なっている。マッハ数が低い場合に比べて、マッハ数が高い場合では、流体流の流路７４へ曲がって流入することがより困難になる。したがって、低マッハ数側の入射角範囲の限界（−２０°）よりも、高マッハ数側の入射角範囲の限界（＋４０°）により近い状態に整列するように、各ベーンの翼弦線６２は方向づけられている。図４の実施例においては、翼弦線は、約＋１５°の角度にある。さらに、前縁の向き（平均キャンバー線６４の接線延長線８８で示す）は、入射角の値の範囲内にあり、範囲の中間部に近いことが望ましい。図４の実施例においては、ベーンの前縁部の向きは、中心軸２６に概ね平行である。後縁部５８は、概ね軸方向に方向付けられており、そのため、流路７４から流出する流体の周方向の速度成分が認められない。翼弦線および前縁部の向き、ならびに流路７４の収束および湾曲（まず、図の上部に向かって、次いでより軸方向に向かう流路）の組合せにより、ベーンの表面から分離することなく（または、流路の湾曲により、流体がベーンの表面に再付着できる程度にごく僅かに分離して）、より高いマッハ数の流体が流路７４に流入することが促進される。もし、これ以外の翼弦線の向きと湾曲部の方向（すなわち、流路７４が、図の下方に向かって最初に曲がっている湾曲部）との組合せとした場合には、翼弦線が、入射角範囲の低マッハ数の際限と整列し、前縁部が、入射角範囲の中間部と実質的にずれてしまい、後縁部が、非軸方向に方向付けられてしまうことが生じてしまうか、あるいは、それらの組合せが生じてしまう。

図４を参照すると、ベーンは、互いに協働して、ベーン列の後方からベーン列の上流側の選択された平面９０までの監視者の視線を妨害する。通常、選択された平面９０は、出口ガイドベーンの上流方向にある回転可能なブレードの後縁部により形成される面である。視覚的な妨害は、各ベーンの後方端部およびそれに隣接するベーンの前方端部の相対的な周方向の位置によりもたらされる。ベーンの先端部付近のガイドベーンを図示している図４の実施例においては、各ベーンの後方端部５６が、重複距離ｄだけ、隣接するベーンの前方端部５２に周方向に重なることを確実にすることにより、少なくともベーンの翼幅の一部（すなわち、ベーン列の先端部付近）に亘る視覚的な妨害がもたらされる。この重なりは、平均キャンバー線６４の湾曲部を少なくとも一度逆方向に曲げることにより達成される。これは、各平均キャンバー線の前方部分が、凹状を有し、後方部分が、凸状を有する図３Ｂ，３Ｃおよび図４から明らかである。ブレードのルート部に近い断面においては、要求される重なりは、平均キャンバー線６４の湾曲部を逆方向に曲げることなく、容易にもたらされる場合がある。これについては、湾曲部が逆方向に曲げられていない図３Ａに図示する。

図４のベーンの列では、監視者の視線がエンジンの軸２６に平行または平行に近い場合には、高いソリディティと重複距離ｄとの組合せにより、ベーンの列の上流方向にあるあらゆる面（図示された面９０だけではなく）から監視者の視線が妨害される。監視者の視線がエンジンの軸に対して斜めになっている場合には、ベーンの列の上流方向にある特定の面を見ることができる場合がある。しかし、監視者の視線がタービンのケース２４と交差する場合には、監視者は、交差部分の上流方向にある面を見ることができない。さらに、監視者が、ベーンの流路７４を通して見ることができる角度は、ガイドベーンの列の軸方向後方に延びている排気ダクトなどのダクト部分により限定される。これらの要素は、特定用途に要求されるソリディティおよび重なりを決定する際に考慮される。

図４の部分的なベーンの列においては、ベーンの前方端部の少し後方に位置する面４４の凹部および面４６の凸部が、互いに収束しているため、平均キャンバー線の逆方向の湾曲により、流路部分８０の所望の収束が実現する。これに対し、図５に示す高いソリディティのベーン列においては、翼弦の増加とともに横方向の厚さｔを適切に変化させることにより、平均キャンバー線の湾曲部を逆方向に曲げることなく、かつ極度な反り（キャンバー）を用いることなく所望の収束が実現される。図５のベーン列においては、流路７４の収束部８０は、翼弦の一部分において相対的に厚い形状を有する隣接のベーンにより形成される。

運転中、流体は、ある入射角および所定のマッハ数でベーンの列に接近する。入射角およびマッハ数は、エンジン出力の関数として変化する。各ベーンの細い前方端部５２により、タービンの流れの受入能力を容認できないほど制限することなく、ベーンの列が、入射角の十分に幅広い変動性を許容することが可能になる。ベーン列のソリディティ、ならびに前方端部および後方端部の相対的な周方向の位置により、監視者の視線からベーンの上流側にある面が遮られる。ベーン列の高いソリディティおよび流路７４の前方部分８０の翼弦方向の収束により、流体の分離に対する抵抗が示される。

本発明について、具体的な実施例を参照して図示、説明がなされた。当業者であれば、添付の特許請求の範囲から逸脱することなく、形態および詳細について種々の変更が行われることが理解されよう。

出口ガイドベーンの列を備えたタービンモジュールを示しているガスタービンエンジンの側方断面図。 タービン排気ケースに囲まれた出口ガイドベーンを示している図１のタービンモジュールの後方端部の斜視図。 典型的な出口ガイドベーンのルート部付近の断面形状を示す図１の３−３の方向から見た図。 典型的な出口ガイドベーンの中間部付近の断面形状を示す図１の３−３の方向から見た図。 典型的な出口ガイドベーンの先端部付近の断面形状を示す図１の３−３の方向から見た図。 図３Ａ〜３Ｃの後方端部の断面形状の拡大図。 ベーン先端部付近の周方向に隣接する３つのガイドベーンを示す半径方向の図。 翼弦の一部分において相対的に厚い形状を有する周方向に隣接する３つのガイドベーンを示す半径方向に見た図。 周方向に隣接する２つの従来のガイドベーンを示す半径方向の図。

Claims (15)

1. 翼幅方向および翼弦方向に延びている一連のガイドベーンと、
   翼弦方向に収束している前方部分をそれぞれ有するとともに、隣接するベーンの間に画定された流体流路と、
   流体分離に抵抗するように選択されたソリディティを有する前記ベーンの列と、
   を備えるタービンエンジンのガイドベーンの列。
2. 各ベーンの前方端部の厚さが、後方端部の厚さと概ね同じであることを特徴とする請求項１に記載のベーン列。
3. 前記ソリディティが、少なくとも約３であることを特徴とする請求項１に記載のベーン列。
4. 前記ベーンが、協働して、前記ベーン列の上流方向に位置する選択された面に対する監視者の視線を妨害することを特徴とする請求項１に記載のベーン列。
5. 各ベーンが、前方端部および後方端部を有し、各ベーンの前記後方端部が、前記ベーンの翼幅の少なくとも一部分を覆って隣接するベーンの前記前方端部と周方向に重なることを特徴とする請求項１に記載のベーン列。
6. 各ベーンが、平均キャンバー線を有し、前記平均キャンバー線が、前記ベーンの翼幅の少なくとも一部分に亘って少なくとも一度湾曲方向を逆転させていることを特徴とする請求項１に記載のベーン列。
7. 各ベーンが、翼弦線を備え、流体が、第１の入射角で相対的に高いマッハ数から第２の入射角で相対的に低いマッハ数まで変化する入射角およびマッハ数で前記ベーン列に近づくものにおいて、前記翼弦線が、前記の相対的に低いマッハ数側の限界よりも、相対的に高いマッハ数側の限界により近い状態で整列することを特徴とする請求項１に記載のベーン列。
8. 各ベーンの前記後縁部が、概ね軸方向に方向付けられることを特徴とする請求項７に記載のベーン列。
9. 各ベーンが、入射角の前記範囲内に方向付けられた前縁部の角度を有することを特徴とする請求項７に記載のベーン列。
10. 前記ベーンが、後縁部を有し、前記後縁部の先端部が、前記後縁部のルート部よりもさらに後方に位置するように、前記後縁部が位置付けられていることを特徴とする請求項１に記載のベーン列。
11. 前方端部および後方端部を有するタービンエンジンのステータベーンであって、前記前方端部および前記後方端部が、それぞれ横方向の厚さを有し、前記前方端部の前記横方向の厚さが、前記後方端部の前記横方向の厚さと概ね同じであり、前記ベーンが、前記ベーンの翼幅の少なくとも一部分に亘り少なくとも一度湾曲方向が逆になっている平均キャンバー線を有することを特徴とするタービンエンジンステータベーン。
12. 鋳造された前方セグメントと、
    鋳造またはシートメタル製の後方セグメントと、
    前記前方セグメントと前記後方セグメントとの間に延びている一対のパネルと、
    を備える請求項１１に記載のステータベーン。
13. 前記パネルが、シートメタルパネルであることを特徴とする請求項１２に記載のステータベーン。
14. 前記ベーンが、ルート部、先端部および後縁部を有し、前記ベーンがエンジンに取り付けられる際に、前記後縁部における前記ベーン先端部が、前記後縁部における前記ベーンルート部よりもさらに後方に位置するように、前記後縁部が配置されることを特徴とする請求項１１に記載のステータベーン。
15. 前記後方端部が、スカーフ状であることを特徴とする請求項１１に記載のステータベーン。
    

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