JP2015503705A - ギア付き構造を有するガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

本明細書の例示的な形態によるガスタービンエンジンは、エンジン中心軸を中心に画成されたコアナセルと、ファンバイパス空気流のためのファンバイパス流路を画成するように少なくとも部分的にコアナセルの周囲に取り付けられたファンナセルと、エンジンの動作中にファンノズル出口面積を変更してファンバイパス空気流の圧力比を調整するように、ファンナセルに対して軸周りに移動可能なファン可変面積ノズルと、ファンナセル内のファンを駆動するようにコアナセル内のコアエンジンによって駆動されるギア装置と、を含み、ギア装置は、約２．３以上のギア減速比を定めている。

Description

本出願は、２００７年７月２７日出願の米国特許出願第１１／８２９２１３号の一部継続出願である、２０１２年１月９日出願の米国特許出願第１３／３４６１００号の優先権を主張するものである。

本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特に、ファンバイパス流路面積を変更する可変形態ファン出口ガイドベーン（ＦＥＧＶ）装置を備えるターボファンエンジンに関する。

従来のガスタービンエンジンは、一般に、ファン部とコア部を含み、ファン部はコア部よりも大きな直径を有する。ファン部とコア部は、長手方向軸を中心に設けられ、エンジンナセルアセンブリによって囲まれている。燃焼ガスがコア排気ノズルを通してコア部から排出され、主コア排気路の径方向外側の環状ファンバイパス流れがファンバイパス流路に沿って環状のファン排気ノズルを通して排出される。推力の大部分がバイパス流れによって発生し、残りの部分が燃焼ガスによって提供される。

ファンバイパス流路は、離着陸条件だけでなく巡航条件にも適した折衷物である。ファンバイパス流路に沿った最小面積によって空気の最大質量流量が決まる。エンジンアウト条件では、バイパス流路に沿った流路面積が充分でないことにより、流れの流出および関連する抗力が過大になるおそれがある。ファンナセルの直径は、このようなエンジンアウト条件で抗力を最小化する寸法となっており、このためファンナセルの直径は、通常の巡航条件で必要な寸法よりも大きく、航空機任務の一部において抗力が最適な値よりも低くなっている。

本明細書の例示的な形態によるガスタービンエンジンは、エンジン中心軸を中心に画成されたコアナセルと、ファンバイパス空気流のためのファンバイパス流路を画成するように少なくとも部分的にコアナセルの周囲に取り付けられたファンナセルと、エンジンの動作中にファンノズル出口面積を変更してファンバイパス空気流の圧力比を調整するように、ファンナセルに対して軸周りに移動可能なファン可変面積ノズルと、ファンナセル内のファンを駆動するようにコアナセル内のコアエンジンによって駆動されるギア装置と、を含み、ギア装置は、約２．３以上のギア減速比を定めている。

上述のいずれかのガスタービンエンジンの実施例に関する他の限定的でない実施例では、エンジンは、さらに、ファンバイパス流路と連通する複数のファン出口ガイドベーンを含むことができ、これらの複数のファン出口ガイドベーンは、ファンバイパス流路を変更するように回転軸を中心に回転可能となっている。加えてまたは代わりに、複数のファン出口ガイドベーンは同時に回転可能である。加えてまたは代わりに、複数のファン出口ガイドベーンは、中間エンジンケース構造体内に取り付けることができる。

上述のいずれかのガスタービンエンジンの実施例に関する他の限定的でない実施例では、各々の複数のファン出口ガイドベーンは、それぞれ上記の回転軸を中心に固定部に対して回転可能なピボット部を含みうる。加えてまたは代わりに、ピボット部は、前縁フラップを含んでもよい。

上述のいずれかのガスタービンエンジンの実施例に関する他の限定的でない実施例では、制御装置は、ファンノズル出口面積を変更してファンバイパス空気流の圧力比を調整するように、ファン可変面積ノズルを制御するよう動作可能である。加えてまたは代わりに、制御装置は、巡航飛行条件においてファンノズル出口面積を減少させるように動作可能である。加えてまたは代わりに、制御装置は、ファンの不安定性を減少させるために、ファンノズル出口面積を制御するよう動作可能である。

上述のいずれかのガスタービンエンジンの実施例に関する他の限定的でない実施例では、ファン可変面積ノズルは、ファンナセルの後縁を画成しうる。

上述のいずれかのガスタービンエンジンの実施例に関する他の限定的でない実施例では、ギア装置は、約２．５以上のギア減速比を定めうる。加えてまたは代わりに、ギア装置は、２．５以上のギア減速比を定めうる。

上述のいずれかのガスタービンエンジンの実施例に関する他の限定的でない実施例では、コアエンジンは、約５よりも大きい圧力比を定める低圧タービンを含みうる。

上述のいずれかのガスタービンエンジンの実施例に関する他の限定的でない実施例では、コアエンジンは、５よりも大きい圧力比を定める低圧タービンを含みうる。

上述のいずれかのガスタービンエンジンの実施例に関する他の限定的でない実施例では、バイパス流れは、約６よりも大きいバイパス比を定めうる。加えてまたは代わりに、バイパス流れは、約１０よりも大きいバイパス比を定めうる。加えてまたは代わりに、バイパス流れは、１０よりも大きいバイパス比を定めうる。

上述のいずれかのガスタービンエンジンの実施例に関する他の限定的でない実施例では、エンジンは、さらに、ファンバイパス流路と連通する複数のファン出口ガイドベーンを含むことができ、複数のファン出口ガイドベーンは、ファンバイパス流路を変更するように回転軸を中心に回転可能となっている。

本発明の種々の特徴および利点は、現時点で好適な実施例に関する以下の詳細な説明によって当業者に明らかとなる。詳細な説明に付随する図面について、以下に簡単に説明する。

本発明とともに使用される例示的なガスタービンエンジンの実施例の一部断面を示す全体概略図である。 ファン可変面積ノズルを提供するＦＥＧＶ装置の一部断面を示す側面図である。 単一のＦＥＧＶエアフォイルの断面図である。 第１の位置における図２ＡのＦＥＧＶの断面図である。 回転位置における図２ＡのＦＥＧＶの断面図である。 単一のＦＥＧＶエアフォイルの他の実施例の断面図である。 第１の位置における図３ＡのＦＥＧＶの断面図である。 回転位置における図３ＡのＦＥＧＶの断面図である。 スラット付きの単一のＦＥＧＶエアフォイルの他の実施例の断面図である。 第１の位置における図４ＡのＦＥＧＶの断面図である。 回転位置における図４ＡのＦＥＧＶの断面図である。

図１は、亜音速飛行のために設計された航空機で典型的なように、エンジンナセルアセンブリＮ内に設けられ、エンジンパイロンＰから懸吊されたガスターボファンエンジン１０全体の一部断面を示す概略図である。

ターボファンエンジン１０は、コアナセル１２内にコア部を含み、コアナセル１２は、低速スプール１４と高速スプール２４を収容する。低速スプール１４は、低圧圧縮機１６と低圧タービン１８を含む。低速スプール１４は、ファン部２０を直接あるいは歯車列２２を介して駆動する。高速スプール２４は、高圧圧縮機２６と高圧タービン２８を含む。燃焼器３０が、高圧圧縮機２６と高圧タービン２８との間に設けられる。低速および高速のスプール１４，２４は、エンジン回転軸Ａを中心として回転する。

エンジン１０は、高バイパスギア付構造の航空機エンジンである。限定的でない一実施例では、エンジン１０のバイパス比は約６よりも大きく、例示的な実施例では約１０よりも大きく、歯車列２２はギア減速比が約２．３よりも大きい遊星歯車装置などのエピサイクリック歯車列または他の歯車装置であり、低圧タービン１８は約５よりも大きい圧力比を有する。開示された実施例のエンジン１０は、高バイパスギア付ターボファン航空機エンジンであり、エンジン１０のバイパス比は１０よりも大きく、ターボファンの直径は低圧圧縮機１６の直径よりもかなり大きく、低圧タービン１８は５よりも大きい圧力比を有する。低圧タービン１８の圧力比は、排気ノズルの前の低圧タービン１８の出口における圧力に関連して低圧タービン１８の入口の前で測定された圧力である。歯車列２２は、ギア減速比が約２．５よりも大きい遊星歯車装置などのエピサイクリック歯車列または他の歯車装置とすることができる。しかし、上述のパラメータは、ギア付ターボファンエンジンに関する例示的なものであり、本発明は直接駆動のターボファンを含む他のガスタービンエンジンにも同様に適用可能である。

空気流は、コアナセル１２を少なくとも部分的に囲むファンナセル３４に入る。ファン部２０は、コアナセル１２に空気流を連通させ、空気流はここで低圧圧縮機１６と高圧圧縮機２６によって圧縮される。低圧圧縮機１６と高圧圧縮機２６によって圧縮されたコア空気流は、燃焼器３０で燃料と混合され、高圧タービン２８と低圧タービン１８にわたって膨張する。タービン２８，１８は、膨張に応じてスプール２４，１４と共に回転するように、対応するスプールに連結されており、圧縮機２６，１６および歯車列２２を介してファン部を回転駆動する。コアエンジン排気Ｅは、コアナセル１２とテールコーン３２との間に画成されるコアノズル４３を通してコアナセル１２から排出される。

バイパス流路４０が、コアナセル１２とファンナセル３４との間に画成される。エンジン１０は、ファンナセル３４に入る空気流の約８０％がバイパス流れＢとなる高バイパス流れ構造体を成す。バイパス流れＢは、全体として環状のバイパス流路４０を通して流入し、ファン部２０の下流のファンナセル３４の後方セグメント３４Ｓにおいてファンナセル３４とコアナセル１２との間に可変ファンノズル出口面積４４を画定するファン可変面積ノズル（ＦＶＡＮ）４２を通してエンジン１０から排出される。

図１Ｂを参照すると、コアナセル１２は、全体としてコアエンジンケース構造体４６に支持されている。ファンケース構造体４８が、ファンナセル３４を支持するようにコアエンジンケース構造体４６の周囲に画成される。コアエンジンケース構造体４６は、周方向に離間されるとともに径方向に延在する複数のファン出口ガイドベーン（ＦＥＧＶ）５０によってファンケース４８に固定されている。ファンケース構造体４８、コアエンジンケース構造体４６およびこれらの間に延在する周方向に離間されるとともに径方向に延在する複数のファン出口ガイドベーン５０は、典型的に完全なユニットを成し、中間ケースと呼ばれることが多い。ファン出口ガイドベーン５０は、種々の形態とすることができる。開示された実施例における中間ケース構造体は、可変形態ファン出口ガイドベーン（ＦＥＧＶ）装置３６を含む。

推力は、密度、速度および面積の関数である。これらのパラメータの１つまたは複数は、バイパス流れＢによって得られる推力の量および方向を変更するために操作可能である。高いバイパス比により、かなりの量の推力がバイパス流れＢによって得られる。エンジン１０のファン部２０は、典型的に約０．８マッハおよび約３５０００フィートでの巡航である特定の飛行条件のために名目上設計されている。０．８マッハおよび３５０００フィートの飛行条件におけるエンジンの最大の燃費は、“バケット巡航推力当たり燃料消費率（‘ＴＳＦＣ’）”とも呼ばれており、燃焼される燃料のｌｂｍをその最小点でエンジンが発生する推力のｌｂｆで割った業界標準パラメータである。“低ファン圧力比（ｌｏｗ ｆａｎ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｒａｔｉｏ）”は、ファン出口ガイドベーン（ＦＥＧＶ）装置３６を含まないファンブレードのみにわたる圧力比である。ここで開示する限定的でない一実施例における低ファン圧力比は、約１．４５よりも小さい。“低ファン先端補正速度（ｌｏｗ ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ ｆａｎ ｔｉｐ ｓｐｅｅｄ）”は、実際のファン先端速度（ｆｔ／秒）を業界標準温度補正値［（Ｔａｍｂｉｅｎｔ ｄｅｇ Ｒ）／（５１８．７）＾０．５］で割ったものである。ここで開示する限定的でない一実施例では、“低ファン先端補正速度”は約１１５０ｆｔ／秒よりも遅い。

ファン部２０は、効率的な巡航条件のために特定の固定食違い角で効率的に設計されているので、ＦＥＧＶ装置３６および／またはＦＶＡＮ４２は、離着陸などの他の飛行条件における効率的なエンジン動作の設計範囲の近くにファンブレードの迎え角が維持されるようにファンバイパス空気流を調整するよう操作される。ＦＥＧＶ装置３６および／またはＦＶＡＮ４２は、制御装置Ｃに応答してバイパス流れＢの圧力比を選択的に調整するために調整することができる。例えば、ウィンドミルやエンジンアウト時に質量流量を増加させたり、着陸時に推力を打ち消すよう調整される。さらに、ＦＥＧＶ装置３６は、ＦＶＡＮ４２を助け、場合によってはＦＶＡＮに取って代わる。例えば、可変流れ面積は、ファン作動線を管理および最適化するために利用され、これにより、動作マージンが提供されるとともにファンが効率のピーク付近で動作することで低いファン圧力比および低いファン先端速度設計が可能となる。また、可変面積は、ブレードの迎え角の変更により、ファンブレードの空気力学を改善して騒音を減少させる。このため、ＦＥＧＶ装置３６は、性能および騒音などの他の動作パラメータに関して種々の飛行条件にわたって最適なエンジン動作を提供する。

図２Ａを参照すると、各々のファン出口ガイドベーン５０は、前縁５６と後縁５８との間に延在する外側エアフォイル壁面５４によって画成されるエアフォイル部５２を含む。外側エアフォイル壁５４は、典型的に正圧面を成す全体として凹状の部分と、負圧面を成す全体として凸状の部分と、を有する。外側エアフォイル壁面５４によって画成されるそれぞれのエアフォイル部５２は、概ね同一であってもよく、流量特性を最適化するために個々に調整されてもよい。

各々のファン出口ガイドベーン５０は、ベーン長手方向回転軸６０を中心に取り付けられる。ベーン回転軸６０は、典型的にエンジン軸Ａに対して直角または所定の角度で設けられる。コアエンジンケース構造体４６とファンケース構造体４８との間に固定支持構造体を提供するために、種々の支持ストラット６１や他の同様の部材をエアフォイル部５２を通して設けてもよい。回転軸６０は、エアフォイル断面の幾何学的な重心（ＣＧ）を中心に設けることができる。例示のためだけにユニゾンリングとして示した作動装置６２（図１Ａに概略的に図示）は、各々のファン出口ガイドベーン５０を回転させて、ファンノズルスロート面積（図２Ｂ参照）を選択的に変更するように動作する。ユニゾンリングは、例えば、コアエンジンケース構造体４６およびファンケース４８（図１Ａ参照）のいずれかまたは両方の内部など、中間ケース構造体に設けることができる。

動作時には、ＦＥＧＶ装置３６は、制御装置Ｃと通信し、ファン出口ガイドベーン５０を回転させてファンノズル出口面積４４を効果的に変更する。エンジンコントローラや航空機の操縦系統を含む他の制御装置も、本発明とともに使用することができる。ファン出口ガイドベーン５０の公称位置と回転位置との間の回転によって、ファンバイパス流路４０が選択的に変更される。すなわち、スロート面積（図２Ｂ参照）と投影面積（図２Ｃ参照）の両方が、ファン出口ガイドベーン５０の調整によって変更される。ファン出口ガイドベーン５０（図２Ｃ参照）を調整することで、エンジンアウト条件などの特定の飛行条件においてバイパス流れＢが増加する。ファンナセル３４の外側に流出するバイパス流れが少なくなるので、流れの剥離を防止するために必要なファンナセルの最大直径を減少させることができる。これにより、通常の巡航条件におけるファンナセルの抗力およびナセルアセンブリの重量が減少する。反対に、所定のバイパス流れに対して流れ面積を減少させるためにＦＥＧＶ装置３６を閉じることにより、エンジン推力が相当に打ち消されて、逆推力装置の必要性が最小化されるか、またはなくなり、さらに、必要な重量およびパッケージングが減少する。他の構成や本質的に無限の中間位置も本発明で同様に使用可能である。

全てのファン出口ガイドベーン５０が同時に動くＦＥＧＶ装置３６の調整によって、各々の飛行条件においてエンジン推力および燃料経済性が最大化される。特定のファン出口ガイドベーン５０のみを個々に調整して非対称のファンバイパス流路４０を提供することにより、エンジンバイパス流れの方向を選択的に変えて、例えば、単に例示として、トリムバランス、推力制御操縦、地上操作の向上および短距離性能を提供することができる。

図３Ａを参照すると、ＦＥＧＶ装置３６’の他の実施例は、複数のファン出口ガイドベーン５０’を含み、これらのファン出口ガイドベーン５０’は、固定エアフォイル部６６Ｆと、固定エアフォイル部６６Ｆに対して枢軸運動するピボットエアフォイル部６６Ｐと、をそれぞれ含む。ピボットエアフォイル部６６Ｐは、上述したように、スロート面積（図３Ｂ参照）および投影面積（図３Ｃ参照）の両方を変更するように、作動装置６２’によって作動可能な前縁フラップを含みうる。

図４Ａを参照すると、ＦＥＧＶ装置３６”のさらに他の実施例は、複数のスラット付きファン出口ガイドベーン５０”を含み、これらのスラット付きファン出口ガイドベーン５０は、固定エアフォイル部６８Ｆと、スラット７０を形成するように固定エアフォイル部６８Ｆに対して枢軸運動かつ摺動するピボット／摺動エアフォイル部６８Ｐと、をそれぞれ含み、これにより、上記で概略的に説明したように、スロート面積（図４Ｂ参照）および投影面積（図４Ｃ）の両方が変更される。このスラット付きベーンによる方法は、流路面積を増加させるだけでなく、ファン出口ガイドベーン５０”に負の入射（ｎｅｇａｔｉｖｅ ｉｎｃｉｄｅｎｃｅ）があるときに、ファン出口ガイドベーン５０”の高圧の凸状面からファン出口ガイドベーン５０”の低圧の凹状面への空気の流れが可能となり、流れの剥離が遅くなる。

上述の説明は、例示的なものであり、限定的なものではない。本発明の種々改良および変更は、上述の教示を踏まえて可能である。本発明の好適実施例を開示したが、当業者であればわかるように、特定の改良は本発明の範囲内である。よって、添付の請求項の範囲内であれは、具体的に説明した以外の方法で本発明を実施することができる。このため、本発明の真の範囲および内容を判断するためには、以下の請求項の検討が必要である。

Claims (18)

1. エンジン中心軸を中心に画成されたコアナセルと、
   少なくとも部分的にコアナセルの周囲に取り付けられ、ファンバイパス空気流のためのファンバイパス流路を画成するファンナセルと、
   エンジンの動作中にファンノズル出口面積を変更してファンバイパス空気流の圧力比を調整するように、ファンナセルに対して軸周りに移動可能なファン可変面積ノズルと、
   ファンナセル内でファンを駆動するために、コアナセル内のコアエンジンによって駆動されるギア装置と、備えており、ギア装置は、約２．３以上のギア減速比を定めていることを特徴とするガスタービンエンジン。
2. ファンバイパス流路と連通する複数のファン出口ガイドベーンをさらに備え、これらの複数のファン出口ガイドベーンは、ファンバイパス流路を変更するように回転軸を中心に回転可能であることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
3. 前記複数のファン出口ガイドベーンは、同時に回転可能であることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン。
4. 前記複数のファン出口ガイドベーンは、中間エンジンケース構造体内に取り付けられていることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン。
5. 前記複数のファン出口ガイドベーンは、前記回転軸を中心に固定部に対して回転可能なピボット部を含むことを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン。
6. ピボット部は、前縁フラップを含むことを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジン。
7. ファンノズル出口面積を変更してファンバイパス空気流の圧力比を調整するように、ファン可変面積ノズルを制御するよう動作可能な制御装置をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
8. 前記制御装置は、巡航飛行条件においてファンノズル出口面積を減少させるように動作可能であることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン。
9. 前記制御装置は、ファンの不安定性を減少させるようにファンノズル出口面積を制御するよう動作可能であることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン。
10. ファン可変面積ノズルは、ファンナセルの後縁を画成していることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
11. ギア装置は、約２．５以上のギア減速比を定めていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
12. ギア装置は、２．５以上のギア減速比を定めていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
13. コアエンジンは、約５より大きい圧力比を定める低圧タービンを含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
14. コアエンジンは、５より大きい圧力比を定める低圧タービンを含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
15. 前記バイパス流れは、約６より大きいバイパス比を定めていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
16. 前記バイパス流れは、約１０より大きいバイパス比を定めていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
17. 前記バイパス流れは、１０より大きいバイパス比を定めていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
18. ファンバイパス流路と連通する複数のファン出口ガイドベーンをさらに備え、これらの複数のファン出口ガイドベーンは、ファンバイパス流路を変更するように回転軸を中心に回転可能であることを特徴とする請求項１７に記載のガスタービンエンジン。

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