JP2017078413A - 横風性能を改良した航空機エンジンのスピナ - Google Patents
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Abstract
Description
[実施態様1]
スピナ先端(54)から後方に延在して、湾曲した下流すなわち後部スピナセクション(62)を後ろに伴う円錐形の上流すなわち前部スピナセクション(60)を備え、
中心線軸(30)の周りを囲み、
約1.8より大きなスピナアスペクト比(A/R)を有する、航空機ガスタービンエンジン(10)のロータ(20)に装着するためのスピナ(50)であって、
前記スピナアスペクト比(A/R)が、エンジンの軸方向の前記中心線軸(30)からスピナ末端(51)までの半径方向距離(R)で割った前記スピナ先端(54)と前記スピナ末端(51)との間の軸方向距離(A)である、
スピナ(50)。
[実施態様2]
約2.0〜2.2の範囲の前記スピナアスペクト比(A/R)をさらに備える実施態様1に記載のスピナ(50)。
[実施態様3]
約2.2〜2.8の範囲の前記スピナアスペクト比(A/R)をさらに備える実施態様1に記載のスピナ(50)。
[実施態様4]
ファンブレード(18)のプラットフォーム(35)のプラットフォーム前縁(37)に実質的に正接する前記後部スピナセクション(62)をさらに備える実施態様1に記載のスピナ(50)。
[実施態様5]
反りのある、または軸方向に楕円形に湾曲した断面を有する前記後部スピナセクション(62)をさらに備える実施態様1に記載のスピナ(50)。
[実施態様6]
前記後部スピナセクション(62)とそれらの交点(64)において実質的に正接する前記前部スピナセクション(60)をさらに備える実施態様5に記載のスピナ(50)。
[実施態様7]
約2.0〜2.2の範囲の前記スピナアスペクト比(A/R)をさらに備える実施態様6に記載のスピナ(50)。
[実施態様8]
約2.2〜2.8の範囲の前記スピナアスペクト比(A/R)をさらに備える実施態様6に記載のスピナ(50)。
[実施態様9]
前記ファンブレード(18)のプラットフォーム(35)のプラットフォーム前縁(37)に実質的に正接する前記後部スピナセクション(62)をさらに備える実施態様6に記載のスピナ(50)。
[実施態様10]
基準の断面(B0)の基準の軸方向距離(A0)に比べてより長いスピナの軸方向距離(A1〜A3)、および前記基準の断面(B0)の基準のアスペクト比(A/R0)より大きな前記スピナアスペクト比(A/R)を有する前記スピナの軸方向断面(B1〜B3)をさらに備える実施態様1に記載のスピナ(50)。
[実施態様11]
中心線軸(30)の周りを囲むロータ(20)に装着され前記ロータ(20)から半径方向外向きに延在する一列のファンブレード(18)を取り囲むファンケーシング(16)と、
前記ファンケーシング(16)を取り囲むナセル(32)と、
前記中心線軸(30)を囲み、前記ロータ(20)に装着され、
スピナ先端(54)から後方に延在して、湾曲した下流すなわち後部スピナセクション(62)を後ろに伴う円錐形の上流すなわち前部スピナセクション(60)を含み、
前記中心線軸(30)の周りを囲み、
約1.8より大きなスピナアスペクト比(A/R)を有するスピナ(50)であって、
前記スピナアスペクト比(A/R)が、エンジンの前記軸方向中心線軸(30)からスピナ末端(51)までの半径方向距離(R)で割った前記スピナ先端(54)と前記スピナ末端(51)との間の軸方向距離(A)である、スピナ(50)と
を備える航空機ガスタービンエンジンのファン組立体(12)。
[実施態様12]
約2.0〜2.2の範囲の前記スピナアスペクト比(A/R)をさらに備える実施態様11に記載の組立体(12)。
[実施態様13]
約2.2〜2.8の範囲の前記スピナアスペクト比(A/R)をさらに備える実施態様11に記載の組立体(12)。
[実施態様14]
前記ファンブレード(18)のプラットフォーム(35)のプラットフォーム前縁(37)に実質的に正接する前記後部スピナセクション(62)をさらに備える実施態様11に記載の組立体(12)。
[実施態様15]
基準の断面(B0)の性能に比べて入口性能を改良するために、ブロッケージを増大させ、入口(25)内の静圧を低下させ、かつ前記スピナ(50)の風上面(78)に沿って不利な圧力勾配の度合いを低減するような寸法および形状に前記中心線軸(30)に沿った場所または軸方向距離においてされているスピナの軸方向断面(B1〜B3)をさらに備える実施態様14に記載の組立体(12)。
[実施態様16]
反りのある、または軸方向に楕円形に湾曲した断面を有する前記後部スピナセクション(62)をさらに備える実施態様11に記載の組立体(12)。
[実施態様17]
前記後部スピナセクション(62)とそれらの交点(64)において実質的に正接する前記前部スピナセクション(60)をさらに備える実施態様16に記載の組立体(12)。
[実施態様18]
約2.0〜2.2の範囲の前記スピナアスペクト比(A/R)、および前記ファンブレード(18)のプラットフォーム(35)のプラットフォーム前縁(37)に実質的に正接する前記後部スピナセクション(62)をさらに備える実施態様17に記載の組立体(12)。
[実施態様19]
約2.2〜2.8の範囲の前記スピナアスペクト比(A/R)、および前記ファンブレード(18)のプラットフォーム(35)のプラットフォーム前縁(37)に実質的に正接する前記後部スピナセクション(62)をさらに備える実施態様17に記載の組立体(12)。
[実施態様20]
前記基準の断面(B0)の基準の軸方向距離(A0)に比べてより長いスピナの軸方向距離(A1〜A3)を有するスピナの軸方向断面(B1〜B3)と、
前記基準の断面(B0)の基準のアスペクト比(A/R0)より大きな前記スピナアスペクト比(A/R)とをさらに備え、
前記スピナの軸方向断面(B1〜B3)が、前記基準の断面(B0)の性能を超える前記組立体(12)の横風性能および/または高迎え角性能に改良するような形状および寸法である、実施態様16に記載の組立体(12)。
12 ファン組立体、組立体
14 コアエンジン
15 エンジン空気
16 ファンケーシング
18 ファンブレード
20 ロータ
22 高圧圧縮機
24 燃焼器
25 入口
26 高圧タービン
28 低圧タービン
30 中心線軸
32 ナセル
33 エーロフォイル
34 ストラット
35 プラットフォーム
37 プラットフォーム前縁
38 前部ケーシングフランジ
40 内筒
42 外筒
44 入口スロート
48 ノーズリップセクション
50 スピナ、ファンスピナ
51 スピナ末端
54 スピナ先端
56 ファンハブ
57 前方端
58 ファンハブ前縁
60 前部スピナセクション
62 後部スピナセクション
64 交点
66 ファン入口流路
68 入口前縁
70 ディフューザ
78 風上面
A 軸方向距離
A0 基準の軸方向距離
A1 軸方向距離
A2 軸方向距離
A3 軸方向距離
B0 基準の断面、基準の軸方向断面
B1 軸方向断面
B2 軸方向断面
B3 軸方向断面
R 半径方向距離
A/R スピナアスペクト比
A/R0 基準のアスペクト比
Claims (10)
- スピナ先端(54)から後方に延在して、湾曲した下流すなわち後部スピナセクション(62)を後ろに伴う円錐形の上流すなわち前部スピナセクション(60)を備え、
中心線軸(30)の周りを囲み、
約1.8より大きなスピナアスペクト比(A/R)を有する航空機ガスタービンエンジン(10)のロータ(20)に装着するためのスピナ(50)であって、
前記スピナアスペクト比(A/R)が、エンジンの軸方向の前記中心線軸(30)からスピナ末端(51)までの半径方向距離(R)で割った前記スピナ先端(54)と前記スピナ末端(51)との間の軸方向距離(A)である、
スピナ(50)。 - 約2.0〜2.2の範囲の前記スピナアスペクト比(A/R)をさらに備える請求項1記載のスピナ(50)。
- 約2.2〜2.8の範囲の前記スピナアスペクト比(A/R)をさらに備える請求項1記載のスピナ(50)。
- ファンブレード(18)のプラットフォーム(35)のプラットフォーム前縁(37)に実質的に正接する前記後部スピナセクション(62)をさらに備える請求項1記載のスピナ(50)。
- 反りのある、または軸方向に楕円形に湾曲した断面を有する前記後部スピナセクション(62)をさらに備える請求項1記載のスピナ(50)。
- 前記後部スピナセクション(62)とそれらの交点(64)において実質的に正接する前記前部スピナセクション(60)をさらに備える請求項5記載のスピナ(50)。
- 基準の断面(B0)の基準の軸方向距離(A0)に比べてより長いスピナの軸方向距離(A1〜A3)、および前記基準の断面(B0)の基準のアスペクト比(A/R0)より大きな前記スピナアスペクト比(A/R)を有するスピナの軸方向断面(B1〜B3)をさらに備える請求項1記載のスピナ(50)。
- 中心線軸(30)の周りを囲むロータ(20)に装着され前記ロータ(20)から半径方向外向きに延在する一列のファンブレード(18)を取り囲むファンケーシング(16)と、
前記ファンケーシング(16)を取り囲むナセル(32)と、
前記中心線軸(30)を囲み、前記ロータ(20)に装着され、
スピナ先端(54)から後方に延在して、湾曲した下流すなわち後部スピナセクション(62)を後ろに伴う円錐形の上流すなわち前部スピナセクション(60)を含み、
前記中心線軸(30)の周りを囲み、
約1.8より大きなスピナアスペクト比(A/R)を有するスピナ(50)であって、
前記スピナアスペクト比(A/R)が、エンジンの前記軸方向中心線軸(30)からスピナ末端(51)までの半径方向距離(R)で割った前記スピナ先端(54)と前記スピナ末端(51)との間の軸方向距離(A)である、スピナ(50)と
を備える航空機ガスタービンエンジンのファン組立体(12)。 - 前記基準の断面(B0)の性能に比べて入口性能を改良するために、ブロッケージを増大させ、入口(25)内の静圧を低下させ、かつ前記スピナ(50)の風上面(78)に沿って不利な圧力勾配の度合いを低減するような寸法および形状に前記中心線軸(30)に沿った場所または軸方向距離においてされている前記スピナの軸方向断面(B1〜B3)をさらに備える請求項8記載の組立体(12)。
- 基準の断面(B0)の基準の軸方向距離(A0)に比べてより長いスピナの軸方向距離(A1〜A3)を有するスピナの軸方向断面(B1〜B3)と、
前記基準の断面(B0)の基準のアスペクト比(A/R0)より大きな前記スピナアスペクト比(A/R)とをさらに備える請求項8記載の組立体(12)であって、
前記スピナの軸方向断面(B1〜B3)が、前記基準の断面(B0)の性能を超える前記組立体(12)の横風性能および/または高迎え角性能に改良するような形状および寸法である、組立体(12)。
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