JP4204310B2 - タービン間エンジンフレームによって支持された二重反転式低圧タービンロータを備える航空機用エンジン - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、二重反転式低圧タービンロータを備える航空機用ガスタービンエンジンに関し、具体的には、軸受において二重反転式低圧タービンロータを支持し、エンジンを航空機に取り付けるために用いられるタービン間フレームを有するエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般的に、ターボファン式のガスタービンエンジンは、前方のファン及びブースタ圧縮機と、中央のコアエンジンと、後方の低圧出力タービンとを含む。コアエンジンは、直列流動関係にある高圧圧縮機と燃焼器と高圧タービンとを含む。コアエンジンの高圧圧縮機と高圧タービンとは、高圧シャフトによって相互に連結される。高圧圧縮機、タービン及びシャフトが、本質的に、高圧ロータを形成する。高圧圧縮機は、回転可能に駆動されて、コアエンジンに入る空気を比較的高圧に圧縮する。この高圧空気は、次に燃焼器において燃料と混合され、点火されて、高エネルギーのガス流を形成する。ガス流は後方に流れ、高圧タービンを通過し、該高圧タービン及び高圧シャフトを回転可能に駆動して、次に圧縮機を回転可能に駆動する。
【０００３】
高圧タービンを出るガス流は、第２又は低圧タービンを通って膨張する。低圧タービンは、低圧シャフトを介して、ファン及びブースタ圧縮機を回転可能に駆動し、これら全てが低圧ロータを形成する。低圧シャフトは、高圧ロータを貫通する。幾つかの低圧タービンは、二重反転式ファン及びブースタ又は低圧圧縮機を駆動するための二重反転式タービンを備える設計になっている。特許文献１、特許文献２及び特許文献３は、二重反転式ファン及びブースタ又は低圧圧縮機を駆動するための二重反転式タービンを開示している。生成された推力のほとんどがファンによって発生される。ファンフレーム及びタービンフレームを含むエンジンフレームが、軸受を支持及び保持するために用いられ、該軸受は、ロータを回転可能に支持する。軸受支持フレームは重くて、重量、長さ及び費用をエンジンに付加する。
【０００４】
【特許文献１】
特開昭６３−１３４８１７号
【特許文献２】
米国特許第５，３０７，６２２号
【特許文献３】
特開昭６３−１０６３３５号
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
今日の大型商用ターボファンエンジンは、より高いバイパス比構成と、低圧タービンと高圧タービンとの間のより大きな遷移ダクトを備え、より高い作動効率を有する。フレーム、特にエンジンの高温部分に配置されたフレームは、複雑で高価である。他の中型ターボファンエンジンは、高圧ロータと低圧ロータとの間のシャフト間軸受又は差動軸受により高圧ロータが低圧ロータ上に乗るようになった差動軸受装置によるＨＰロータ支持体を設けることによって１つのフレームを排除している。新しい商用エンジンの設計は、タービンの効率を改善するために、二重反転式ロータを組み込んでいる。二重反転式ロータは、高圧力比の構成部品の間隙に対し、特に、燃料効率の利点を与えるために厳しい間隙制御を行なっている高温部の部品において、有害な影響を与えることがある。従って、エンジンの長さ、重量及び費用を減らし、しかも先端部の間隙損失を低く抑えることができるエンジン及び軸受支持体に対する必要性がある。
【０００６】
【発明を解決するための手段】
航空機用ガスタービンエンジン組立体は、高圧タービンを含む高圧ロータと、該高圧ロータの後方に配置された二重反転式低圧内側及び外側ロータを有する低圧タービンと、該高圧タービンと該低圧タービンとの間の軸線方向位置に配置されたタービン間フレームとを含む。低圧内側及び外側ロータは、高圧ロータに対して同軸で半径方向内側に、少なくとも部分的に回転可能に配置された低圧内側及び外側シャフトを含む。タービン間フレームは、第１構造リングと、中心線の周りにおいて該第１構造リングに対して同軸で半径方向内側に間隔をおいて配設された第２構造リングと、該第１構造リングと該第２構造リングとの間で半径方向に延びる、周方向に間隔をおいて配設された複数のストラットとを有する。それぞれ前方及び後方中央ボアを有する、前方及び後方サンプ部材は、それぞれ前方及び後方軸受支持構造体によって、軸線方向に間隔をおいて配設されたタービン間フレームの前方及び後方部分に固定的に接合される。低圧内側及び外側ロータは、後方サンプ部材の後方中央ボアに取り付けられた最後方の低圧ロータ支持軸受によって、回転可能に支持される。高圧ロータは、前方軸受支持構造体に取り付けられた第５軸受によって、後方及び半径方向に、かつ回転可能に支持される。エンジンを航空機に連結するためのフレーム連結手段が、第１構造リング上に配置される。本発明の例示的な実施形態において、この連結手段は少なくとも1つのＵ字形クレビスを含む。
【０００７】
出口案内羽根組立体は、タービン間フレームに構造的に連結された低圧タービンケーシングと環状のボックス構造体との間で半径方向に延びる出口案内羽根の列を支持する。カバープレートは、アニュラ型（環状）のボックス構造体にボルト留めされる。回転可能な環状の外側ドラムロータは、低圧内側シャフトによって、第１ファンのブレード列及び第１ブースタに駆動関係で連結される。回転可能な環状の内側ドラムロータは、低圧外側シャフトによって、第２ファンのブレード列及び第２ブースタに駆動関係で連結され、第１及び第２ブースタは、第１ファンのブレード列と第２ファンのブレード列との間の軸線方向位置に配置される。
【０００８】
ファンケーシングと環状の半径方向内側のバイパスダクト壁とによって半径方向に境界付けられたバイパスダクトが、第１及び第２ブースタを囲み、第２ファンのブレード列の半径方向外側部分は、該バイパスダクト内に半径方向に配置される。エンジン組立体は、先端半径に対するファン入口ハブ半径の比率が０．２０から０．３５の間の範囲、バイパス比が５から１５の範囲、作動上のファン圧力比が１．４から２．５の範囲、第１及び第２ファンのブレード列についての作動上のファン先端速度の合計が１０００から２５００フィート／秒の範囲である。高圧圧縮機は、圧縮機の圧力比が約１５から３０の範囲であり、全圧力比が約４０から６５の範囲となるように設計され、かつ作動可能である。
【０００９】
本発明の更に別の実施形態は、低圧タービンケーシングの前端と外側ドラムロータとの間にシール関係で配置された第２シールと、低圧タービンケーシングと外側ドラムロータの後端にボルト留めされている低圧タービンブレード列の最終段との間にシール関係で配置された第３シールと、第２ファンとファンフレームとの間にシール関係で配置された第１シールとを含む。シールはブラシシールであるが、しかしながら他の実施形態においては、該シールは非接触シール、又はブラシシールと非接触シールとの組合せとすることができる。非接触シールは、吸引シールか、又は面シールとすることができる。
【００１０】
【発明の実施の形態】
本発明の上述の態様及び他の特徴が、添付の図面に関連してなされる以下の記載において説明される。
【００１１】
図１において、エンジンの中心線８の周りにあり、周囲空気１４の吸入空気流を受けるファン部分１２を有する第１の例示的なターボファン式ガスタービンエンジン１０が、概略的に示される。ファン部分１２は、二重反転式第１及び第２ファン４及び６を有し、該二重反転式第１及び第２ファン４及び６は、それぞれ、第１及び第２ファンのブレード列１３及び１５と、二重反転式第１及び第２ブースタ１６及び１７を有する。二重反転式第１及び第２ブースタ１６及び１７は、二重反転式第１ファンのブレード列１３と二重反転式第２ファンのブレード列１５との間の軸線方向位置に配置され、それはファン部分１２から生じるノイズを減少させる配列となっている。ファン部分１２に続いて、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８と、燃料とＨＰＣ１８によって加圧された空気１４とを混合して、高圧タービン（ＨＰＴ）２４を通って下流に流れる燃焼ガスを発生させるための燃焼器２０と、二重反転式低圧タービン（ＬＰＴ）２６があり、これにより燃焼ガスがエンジン１０から排出される。エンジン１０は、第２ブースタ１７の最後の段、及び例示的な実施形態においては、第２ファンのブレード列１５が、高圧圧縮機１８に対して二重反転可能であるように設計されている。これは、ファン部分１２における流入空気流の歪みに対するエンジン１０の感度を減少させるものである。これは更に、他のロータにおける回転失速セルに対する相互感度も減少させるものである。
【００１２】
高圧シャフト２７は、ＨＰＴ２４をＨＰＣ１８に接合して、第１又は高圧ロータ３３を実質的に形成する。高圧圧縮機１８、燃焼器２０及び高圧タービン２４はまとめて、コアエンジン２５と呼ばれ、この特許の目的のために高圧シャフト２７を含む。コアエンジン２５は、単一ユニットとしてガスタービンの他の部品から離して、独立して交換することができるようなモジュール形態である。
【００１３】
ファンケーシング１１及び回転可能な環状の半径方向内側のバイパスダクト壁９によって半径方向に境界付けられたバイパスダクト２１は、二重反転式第１及び第２ブースタ１６及び１７と、コアエンジン２５の高圧圧縮機１８への入口ダクト１９を囲む。バイパスダクト２１は、ファンケーシング１１と環状の半径方向内側のバイパスダクト壁９とによって、半径方向に境界付けられる。半径方向内側のバイパスダクト壁９は、第２ファンのブレード列１５に固定的に取り付けられた回転可能な壁部分２２を含み、この壁部分２２から第２ブースタ１７が半径方向内向きに垂下する。第２ファンのブレード列１５の半径方向外側部分２３は、バイパスダクト２１内に半径方向に配置される。
【００１４】
ここで図１及び図３を参照すると、二重反転式低圧タービン２６は、後方の低圧内側シャフトの円錐状延長部１３２によって、低圧内側シャフト１３０に回転可能に取り付けられた環状の外側ドラムロータ１３６を含む。外側ドラムロータ１３６は、該外側ドラムロータから半径方向内向きに延び、互いに軸線方向に間隔をおいて配設された複数の低圧タービンブレード列１３８を含む。ドラムロータ１３６は、後方の低圧内側シャフトの円錐状延長部１３２にボルト留めされている低圧タービンブレード列１３８の最終段１３９から出て片持ち状にされる。二重反転式低圧タービン２６は更に、後方の低圧外側シャフトの円錐状延長部１４２によって、低圧外側シャフト１４０に回転可能に取り付けられた環状の低圧内側ドラムロータ１４６も含む。内側ドラムロータ１４６は、該内側ドラムロータから半径方向外向きに延び、互いに軸線方向に間隔をおいて配設された複数の第２低圧タービンブレード列１４８を含む。第１低圧タービンブレード列１３８は、第２低圧タービンブレード列１４８と互いに交互に配置されている。
【００１５】
低圧外側シャフト１４０は、内側ドラムロータ１４６を第２ファンのブレード列１５及び第２ブースタ１７に駆動関係で連結する。第２ファンのブレード列１５は、前方の外側シャフトの円錐状延長部１４３によって、低圧外側シャフト１４０に連結される。低圧外側シャフト１４０、内側ドラムロータ１４６、第２ファンのブレード列１５、及び第２ブースタ１７が、低圧外側ロータ２０２の主要構成部品である。低圧内側シャフト１３０は、外側ドラムロータ１３６を第１ファンのブレード列１３及び第１ブースタ１６に駆動関係で連結する。第１ファンのブレード列１３は、前方の内側シャフトの円錐状延長部１３３によって、低圧内側シャフト１３０に連結される。低圧内側シャフト１３０、外側ドラムロータ１３６、第１ファンのブレード列１３、及び第１ブースタ１６が、低圧内側ロータ２００の主要構成部品である。
【００１６】
第１ブースタ１６は、回転可能な壁部分２２を含む環状の第１ブースタのロータ部分１６６を含み、軸線方向に間隔をおいて配設された第１ブースタのブレード列１６８が、この壁部分２２から半径方向内向きに延びる。環状の第１ブースタのロータ部分１６６は、一般的にはブリスクと呼ばれるブレードが一体になったディスク又は従来のロータに用いられてきたブレードが一体になったロータと同様の方法で、ブレードが一体的に形成されるように示されているが、その理由は、この構造が軽量でブレード取り付け漏れがないためである。ブースタの低い作動速度、及び、第１ブースタのロータ部分１６６の軽量のブレードが一体になったディスクの設計は、第１ブースタのロータ部分１６６の応力及び変形を最小限に抑えるのに役立つ。
【００１７】
第２ブースタ１７は、環状の第２ブースタのロータ部分１７０を含み、軸線方向に間隔をおいて配設された第２ブースタのブレード列１７２が、このロータ部分１７０から半径方向外向きに延びる。第２ファンのブレード列１５の半径方向内側部分２８は、入口ダクト１９内に半径方向に配置され、第２ブースタ１７とともに回転するものであり、従って、第２ブースタ１７及び第２ブースタのブレード列１７２の一部と考えられる。第１及び第２ブースタのブレード列１６８及び１７２は、互いに交互に配置され、二重反転する。第１及び第２ファンのブレード列１３及び１５は、それぞれ第１及び第２ブースタのロータ部分１６６及び１７０に、固定的に取り付けられる。低圧内側及び外側シャフト１３０及び１４０のそれぞれは、高圧ロータ３３と同軸で半径方向内側に、少なくとも部分的に回転可能に配置される。
【００１８】
エンジン１０は、エンジンケーシング４５によって、中央エンジン又はタービン間フレーム６０に連結される前方又はファンフレーム３４を含むフレーム構造体３２を有する。第２ファンのブレード列は、ファンフレーム３４のストラット３５に近接した軸線方向位置に配置され、そのため、ストラット３５の前縁は軸線方向前向きに迎え角を有するか、又は傾けられて、ノイズを減少させる。エンジン１０は、航空機の翼から下向きに延びる、パイロン（図示せず）のようなものによって航空機内に、又は該航空機に取り付けられる。タービン間フレーム６０は、中心線８の周りで同軸に配置されたケーシングとすることができる第１構造リング８６を含む。更に、タービン間フレーム６０は、中心線８の周りに第１構造リング８６に対して同軸で半径方向内側に間隔をおいて配置された第２構造リング８８を含む。第２構造リング８８はまた、ハブと呼ばれることもある。周方向に間隔をおいて配設された複数のストラット９０は、第１リング８６と第２リング８８との間で半径方向に延び、それらに固定的に接合される。ストラット９０は、ここに示される本発明の例示的な実施形態においては中空であるが、他の実施形態においては、該ストラットは中空でないことがある。タービン間フレーム６０は、高圧ロータ３３のＨＰＴ２４とＬＰＴ２６並びに低圧内側及び外側ロータ２００及び２０２との間の軸線方向位置に配置されるため、タービン間フレームと呼ばれ、更に中央エンジンフレームと呼ばれることもある。ＨＰＴ２４とＬＰＴ２６との間のタービン間遷移ダクト１１４は、タービン間フレーム６０を通り抜ける。
【００１９】
エンジンは、ファンフレーム３４上の前方に配置されたファンフレームの前方マウント１１８、及びタービン間フレーム６０上の後方に配置されたタービンフレームの後方マウント１２０において航空機に取り付けられる。エンジン１０は、前方マウント１１８、及び該前方マウント１１８から軸線方向下流に間隔をおいて配設された後方マウント１２０において、パイロンによって、航空機の翼の下に取り付けることができる。後方マウント１２０は、タービン間フレーム６０を、パイロンに固定的に接合されたプラットフォームに固定的に接合するために用いられる。ここに示される本発明の例示的な実施形態において、後方マウント１２０は、Ｕ字形クレビス１２２を含む。従来のマウントは多くの場合、タービン間フレーム６０上に周方向に間隔をおいて配設された一組のＵ字形クレビス１２２を用いる（図の断面図においては、Ｕ字形クレビスの１つしか示していない）。Ｕ字形クレビス１２２は、一組のピンによって一組のリンクに連結するように設計されている。リンクは、パイロンの底部上のプラットフォームに連結される。Ｕ字形クレビス１２２は、エンジンを航空機に連結するためのフレーム連結手段の１つの形式である。クレビス以外の他の形式の取り付け手段も、航空機業界において周知であり、本発明のフレーム及びエンジンを航空機に取り付けるために利用することができる。
【００２０】
図４をより具体的に参照すると、低圧外側ロータ２０２は、前方の外側シャフトの円錐状延長部１４３を経て、第１軸受支持構造体４４に取り付けられた後方スラスト軸受４３、及び第２軸受支持構造体４７に取り付けられたローラ軸受である第２軸受３６によって、ファンフレーム３４から軸線方向及び半径方向に、かつ回転可能に支持される。低圧内側ロータ２００は、前方の内側シャフトの円錐状延長部１３３を経て、前方の外側シャフトの円錐状延長部１４３の前方に延びる延長部５６と、該前方の内側シャフトの円錐状延長部１３３との間に取り付けられた前方差動スラスト軸受５５によって、ファンフレーム３４から軸線方向及び半径方向に、かつ回転可能に支持される。更に、低圧内側ロータ２００は、低圧内側シャフト１３０と低圧外側シャフト１４０との間のローラ軸受である前方差動軸受２０８によって、ファンフレーム３４から半径方向に、かつ回転可能に支持される。第１及び第２軸受支持構造体４４及び４７は、ファンフレーム３４に固定的に取り付けられる。
【００２１】
図３をより具体的に参照すると、低圧外側ロータ２０２は、低圧外側シャフト１４０に連結された後方の低圧外側シャフトの円錐状延長部１４２を経て、タービン間フレーム６０内の第３軸受７６によって、半径方向に、かつ回転可能に支持される。第３軸受７６は、タービン間フレーム６０の後方部分１１０に取り付けられた後方の軸受支持構造体９７と、後方の低圧外側シャフトの円錐状延長部１４２の前方内側延長部１９０との間に配置される。低圧外側ロータ２０２は、第３軸受７６によって最後方に回転可能に支持され、従って、この第３軸受７６は最後方の低圧ロータ支持軸受と呼ばれる。本発明のタービン間フレーム６０は、ＨＰＴ２４とＬＰＴ２６との間の軸線方向位置に配置され、従って、低圧タービン２６全体を実質的に支持する。
【００２２】
低圧内側ロータ２００は、低圧内側シャフト１３０に連結された後方の低圧内側シャフトの円錐状延長部１３２を経て、低圧外側ロータ２０２の後方の低圧外側シャフトの円錐状延長部１４２によって、半径方向に、かつ回転可能に支持される。差動軸受１４４（シャフト間軸受とも呼ばれる）は、後方の低圧外側シャフトの円錐状延長部１４２の後方内側延長部１９２と、後方の低圧内側シャフトの円錐状延長部１３２の外側延長部１９４との間に配置される。これは、低圧内側ロータ２００及び低圧外側ロータ２０２が二重反転するのを可能にする。
【００２３】
図１を参照すると、高圧ロータ３３の高圧圧縮機１８の前方高圧端部７０は、ファンフレーム３４に取り付けられた軸受組立体の支持構造体８２に取り付けられた軸受組立体８０によって、半径方向に、かつ回転可能に支持される。図３をより具体的に参照すると、高圧ロータ３３の後端９２は、タービン間フレーム６０の前方部分１０８に取り付けられた前方の軸受支持構造体９６に取り付けられた第５軸受９４によって、後方及び半径方向に、かつ回転可能に支持される。前方及び後方の軸受支持構造体９６及び９７は、タービン間フレーム６０のそれぞれ前方及び後方部分１０８及び１１０に固定的に接合されるか、又は取り付けられ、従って、軸線方向に間隔をおいて配設される。タービン間フレーム６０のそれぞれ前方及び後方部分１０８及び１１０は、第２構造リング８８によって分離される。
【００２４】
前方及び後方のサンプ部材１０４及び１０６は、タービン間フレーム６０に接合され、前方及び後方の軸受支持構造体９６及び９７によって支持される。前方及び後方のサンプ部材１０４及び１０６は、該サンプ部材のそれぞれ前方及び後方の円筒形中央ボア８４及び８５において、第５軸受９４及び第３軸受７６を支持する。第５軸受９４及び第３軸受７６は、前方及び後方の軸受支持構造体９６及び９７のそれぞれに固定的に連結された前方及び後方の固定外側レース１７６及び１７８を有する。
【００２５】
ＬＰＴ２６の後方には、低圧タービンケーシング５４とアニュラ型（環状）のボックス構造体１５４との間で半径方向内向きに延びる出口案内羽根１５２の固定列を支持する出口案内羽根組立体１５０がある。出口案内羽根組立体１５０は、ＬＰＴ２６を出るガス流の渦を取り除く。連結された低圧タービンケーシング５４は、ＨＰＴ２４とＬＰＴ２６との間のタービン間遷移ダクト１１４の端部で、エンジンケーシング４５にボルト留めされる。半球形に膨れた形状（ドーム形）のカバープレート１５６が、環状のボックス構造体１５４にボルト留めされる。出口案内羽根組立体１５０は、エンジンロータのいずれも回転可能に支持しないため、フレームと呼ばれないし、フレームとしての機能も果たさない。
【００２６】
後方サンプ部材１０６は、エンジンの中心線８からの第１半径Ｒ１を有し、この第1半径Ｒ１は、前方サンプ部材１０４の第２半径Ｒ２より大幅に大きい。第１半径Ｒ１は、第２半径Ｒ２より１５０から２５０パーセントの範囲で大きくされる。後方サンプ部材１０６は、同様の大きさの従来のエンジンにおける距離よりも大幅に大きい距離だけ、エンジンの中心線８から半径方向に配置される。このことは、軸線方向に間隔をおいて配設され、タービン間フレーム６０の前方及び後方部分１０８及び１１０にそれぞれ固定的に接合され、第２構造リング８８によって分離された前方及び後方の軸受支持構造体９６及び９７を強化するように、後方中央ボア８５における第３軸受７６を剛化するのに役立つ。これらの設計の特徴は、ＬＰＴ２６の内側ドラムロータ１４６及び環状の外側ドラムロータ１３６のそれぞれを回転可能に支持する第３軸受７６及び差動軸受１４４の支持体の剛性を高めることによって、作動間隙を改善するものである。
【００２７】
図２には、ＨＰＴ２４が１段のＨＰＴブレード３２６を備える１段式高圧タービンである図１及び図３に示されたターボファン式ガスタービンエンジン１０とは異なり、２段の高圧タービンブレード３２６と一列の高圧タービン羽根３２８の列を有する２段式高圧タービン３２４を有する別の形態のターボファン式ガスタービンエンジン１０の構成が概略的に示される。この図は、ファン直径Ｄを変化させることなく、エンジン推力の顕著な増大が、どのように達成されることができるのかを示す。推力の増大は、１段式高圧タービンを備えるものと同じファンケーシング又はファン直径Ｄを備える第２ファンのブレード列１５の段における設計ファン圧力比を増加させることによって達成することができる。これは、ほぼ同じエンジン構造及び基本構成部品に基づくエンジン系列を考慮に入れたものである。この系列における全てのエンジン１０におけるファン直径Ｄは、ほぼ同じである。この系列における少なくとも２つの異なるエンジンモデルは、コアエンジン２５の１段式高圧タービン２４か、又は２段式高圧タービン３２４のいずれかを有する。
【００２８】
本発明のターボファン式ガスタービンエンジン１０の高圧圧縮機１８は、約１５から３０の範囲の比較的高い圧縮機の圧力比、及び約４０から６５の範囲の全圧力比で作動可能であり、また作動するように設計されている。圧縮機の圧力比は、高圧圧縮機１８のみにおける圧力上昇の尺度である。全圧力比は、ファンを横切り高圧圧縮機１８を通るすべての経路における圧力上昇の尺度であり、即ち、それは、該高圧圧縮機を出る圧力をファン部分１２に入る周囲空気１４の圧力によって割った比である。高圧圧縮機１８は、６つの高圧段４８、及び該高圧段４８の最初の４つのための３つの可変羽根段５０を有するものとして示される。４つより少ない可変羽根段５０を用いることもできる。高圧圧縮機１８は、比較的少ない数の高圧段４８を有し、本発明は、６つから８つの間の高圧段、及び約４つ又はそれより少ない可変羽根段５０を用いることを意図するものである。このことは、依然として４０から６５の範囲の高い全圧力比を有しながら、短いエンジンとするのに役立つものである。
【００２９】
このエンジンは、５から１５の範囲の設計バイパス比、及び１．４から２．５の範囲の設計ファン圧力比を有する。二重反転式第１及び第２ファンのブレード列１３及び１５は、この２つのブレード列について、合計が約１０００から２５００フィート／秒の範囲になる先端速度で作動するように設計され、この先端速度は、軽量の複合ファンブレードの使用を可能にするものである。軽量で、冷却されない、耐高温性能の、セラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）の二重反転式翼形部を、二重反転式低圧タービン２６において用いることができる。従って、エンジン１０及びファン部分１２は、第１及び第２ファンのブレード列１３及び１５の作動上のファン先端速度の合計を、１０００から２５００フィート／秒の範囲で有すると説明することができる。
【００３０】
図１には、エンジンの中心線８から第１ファンのブレード列１３のファンブレード先端部２３０までを測定した先端部半径ＲＴ、及び、エンジンの中心線８からコアエンジン２５の高圧圧縮機１８への入口ダクト１９の入口２３５での低圧内側ロータ２００のロータハブ２３４までを測定した、ハブ半径ＲＨが示される。本発明のエンジン１０は、先端部半径に対するファン入口ハブ半径の比（ＲＨ／ＲＴ）を、０．２０から０．３５の間の範囲といった小さい値に設計することができる。ファン入口と入口ダクトの環状部面積との所定の組合せについて、先端部半径に対するファン入口ハブ半径の比を低くすることは、大きな比と比べた場合、小さな直径のファンを可能にする。しかしながら、先端部半径に対するファン入口ハブ半径の比の水準は、回転するファンのブレードを支持するディスクを設計する能力によって制約される。ここに示される例示的な実施形態におけるファンのブレードは、軽量複合材料か又はアルミニウムから作られたものであり、ファンディスク２４０を、先端部半径に対するファン入口ハブ半径の比が０．２０まで低くなる設計にできるように、ロータのファン先端速度が設計される。先端部半径に対するファン入口ハブ半径の比を低くすることは、ファン部分１２と高圧圧縮機１８との間のコアエンジンの遷移ダクト２４２についての、及びＨＰＴ２４とＬＰＴ２６との間のタービン間遷移ダクト１１４についての勾配を緩やかにし、長さを短くすることを可能にする。
【００３１】
差動軸受１４４における油滑及びオイル排出は、図１、図３及び図４に示されるように、後方の低圧外側シャフトの円錐状延長部１４２上の低い応力位置において、供給オリフィス２２０及び戻りオリフィス２２２のそれぞれを通してオイルを送ることによって達成される。この特徴は、ロータを強化し、二重反転式低圧タービン及びロータに対して３スプール設計を行なう場合に、ファン及びタービン間フレームという只２つの軸受支持フレームの使用を可能にする。
【００３２】
ブースタ及びＬＰＴケースに対する二重反転式低圧ロータのシーリングは、ブラシシールか又は他の高性能シールの使用によって高められる。図５において、第２ファン６とファンフレーム３４との間にシール関係で配置された第１ブラシシール２２３が示される。図６において、低圧タービンケーシング５４の前端２２６と外側ドラムロータ１３６との間にシール関係で配置された第２ブラシシール２２４が示される。図７において、低圧タービンケーシング５４の後端２２８と、外側ドラムロータ１３６にボルト留めされている低圧タービンブレード列１３８の最終段１３９との間にシール関係で配置された第３ブラシシール２２５が示される。上記位置の幾つか又は全てにおいて、ブラシシールに代わるものは、吸引シール又は端面シールのような非接触シールである。図８において、第２ファン６とファンフレーム３４との間にシール関係で配置された第１非接触シール２４４が示される。図９において、低圧タービンケーシング５４の前端２２６と外側ドラムロータ１３６との間にシール関係で配置された第２非接触シール２４６が示される。図１０において、低圧タービンケーシング５４の後端２２８と外側ドラムロータ１３６にボルト留めされている低圧タービンブレード列１３８の最終段１３９との間にシール関係で配置された第３非接触シール２４８が示される。他の実施形態において、シールは、ブラシシールと非接触シールの組合せとすることができる。
【００３３】
本発明は例示的な形態において説明されてきた。用いられた専門用語は、限定ではなく、説明語の性質を帯びるものと意図されていることを理解されたい。好ましくかつ例示的な本発明の実施形態であると考えられるものをここに説明してきたが、本発明についての他の変更が、ここでの教示から当業者には明らかであり、従って、本発明の技術思想及び技術的範囲内に入るすべての変更が、添付する特許請求の範囲において保護されることが望まれる。
【００３４】
従って、本特許により保護されることが望まれるのは、特許請求の範囲に記載しかつ特定した本発明である。
【００３５】
特許請求の範囲に示される参照番号は、本発明の技術的範囲を制限するのではなく、本発明を容易に理解することを意図したものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】 低圧タービンと高圧タービンとの間の軸線方向位置に配置されたタービン間フレームによって支持される二重反転式低圧タービンを備える、航空機用ターボファン式ガスタービンエンジンについての例示的な実施形態の縦断面図。
【図２】 低圧タービンと高圧タービンとの間の軸線方向位置に配置されたタービン間フレームによって支持される２段式高圧タービン及び二重反転式低圧タービンを備える、航空機用ターボファン式ガスタービンエンジンの他の例示的な実施形態についての縦断面図。
【図３】 図１におけるエンジンのタービン間フレーム及び二重反転式低圧タービンロータについての拡大図。
【図４】 図１におけるエンジンのファンフレーム及び前方軸受及びサンプについての拡大図。
【図５】 図１における二重反転式低圧タービンにおける半径方向内側の前方ブラシシールについての拡大図。
【図６】 図１における二重反転式低圧タービンにおける半径方向外側の前方ブラシシールについての拡大図。
【図７】 図１における二重反転式低圧タービンにおける後方ブラシシールについての拡大図。
【図８】 図１における二重反転式低圧タービンにおける半径方向内側の前方非接触シールについての拡大図。
【図９】 図１における二重反転式低圧タービンにおける半径方向外側の前方非接触シールについての拡大図。
【図１０】 図１における二重反転式低圧タービンにおける後方非接触シールについての拡大図。
【符号の説明】
４ 二重反転式第１ファン
６ 二重反転式第２ファン
８ 中心線
９ バイパスダクト壁
１０ ターボファン式ガスタービンエンジン
１１ ファンケーシング
１６ 二重反転式第１ブースタ
１７ 二重反転式第２ブースタ
１８ 高圧圧縮機（ＨＰＣ）
１９ 入口ダクト
２０ 燃焼器
２１ バイパスダクト
２４ 高圧タービン（ＨＰＴ）
２５ コアエンジン
２６ 低圧タービン（ＬＰＴ）
２７ 高圧シャフト
３３ 高圧ロータ
３４ ファンフレーム
３５ ストラット
６０ タービン間フレーム
１３０ 低圧内側シャフト
１３２ 後方の低圧内側シャフトの円錐状延長部
１３３ 前方の低圧内側シャフトの円錐状延長部
１４０ 低圧外側シャフト
１４２ 後方の低圧外側シャフトの円錐状延長部
１４３ 前方の低圧外側シャフトの円錐状延長部
２００ 二重反転式低圧内側ロータ
２０２ 二重反転式低圧外側ロータ

Claims (12)

1. 航空機用ガスタービンエンジン組立体であって、
   高圧タービン（２４）を含む高圧ロータ（３３）と、前記高圧ロータ（３３）の後方に配置された二重反転式低圧内側及び外側ロータ（２００、２０２）を有する低圧タービン（２６）と、
   前記高圧タービン（２４）と前記低圧タービン（２６）との間の軸線方向位置に配置されたタービン間フレーム（６０）と、
   を備え、
   前記低圧内側及び外側ロータ（２００、２０２）は、前記高圧ロータ（３３）に対して同軸で半径方向内側に、少なくとも部分的に回転可能に配置された低圧内側及び外側シャフト（１３０、１４０）を含み、
   前記タービン間フレーム（６０）は、第１構造リング（８６）と、
   中心線（８）の周りにおいて前記第１構造リングに対して同軸で半径方向内側に間隔をおいて配設された第２構造リング（８８）と、
   前記第１構造リング（８６）と前記第２構造リング（８８）との間で半径方向に延びる、周方向に間隔をおいて配設された複数のストラット（９０）と、
   前方及び後方中央ボア（８４、８５）を有する前方及び後方サンプ部材（１０４、１０６）と、
   を備え、
   前記前方及び後方サンプ部材（１０４、１０６）は、それぞれ前方及び後方軸受支持構造体（９６，９７）によって、前記タービン間フレーム（６０）の軸線方向に間隔をおいて配設された前方及び後方部分（１０８、１１０）に固定的に接合され、
   前記低圧内側及び外側ロータ（２００、２０２）は、前記後方サンプ部材（１０６）の前記後方中央ボア（８５）に取り付けられた最後方の低圧ロータ支持軸受（７６）によって、回転可能に支持され、
   前記高圧ロータ（３３）は、前記前方軸受支持構造体（９６）に取り付けられた第５軸受（９４）によって、後方及び半径方向に、かつ回転可能に支持され、
   前記エンジンを航空機に連結するためのフレーム連結手段が、前記第１構造リング（８６）上に配置されており、
   タービン間フレーム（６０）に構造的に連結された低圧タービンケーシング（５４）と縦断面箱形のアニュラ型のボックス構造体（１５４）との間で半径方向に延びる出口案内羽根（１５２）の列を支持する出口案内羽根組立体（１５０）を更に備える
   ことを特徴とする組立体。
2. 前記低圧内側シャフト（１３０）によって、第１ファンのブレード列（１３）及び第１ブースタ（１６）に駆動関係で連結された回転可能な環状の外側ドラムロータ（１３６）と、
   前記低圧外側シャフト（１４０）によって、第２ファンのブレード列（１５）及び第２ブースタ（１７）に駆動関係で連結された回転可能な環状の内側ドラムロータ（１４０）と、
   を更に備え、
   前記第１及び第２ブースタ（１６、１７）は、前記第１ファンのブレード列（１３）と第２ファンのブレード列（１５）との間の軸線方向位置に配置され、ファンケーシング（１１）と前記第１及び第２ブースタ（１６、１７）を囲む環状の半径方向内側のバイパスダクト壁（９）とによって半径方向に境界付けられたバイパスダクト（２１）が更に設けられ、
   前記第２ファンのブレード列（１５）の半径方向外側部分（２３）は、前記バイパスダクト（２１）内に半径方向に配置されている、
   ことを特徴とする請求項１に記載の組立体。
3. 前記フレーム連結手段は、少なくとも1つのＵ字形クレビス（１２２）を含むことを特徴とする、請求項２に記載の組立体。
4. 前記ボックス構造体（１５４）にボルト留めされたカバープレート（１５６）を更に備え、該カバープレートは後方に膨出する半球形であることを特徴とする、請求項３に記載の組立体。
5. 先端半径に対するファン入口ハブの比率（ＲＨ／ＲＴ）が、０．２０から０．３５の間の範囲であり、
   前記高圧ロータ（３３）の高圧圧縮機（１８）が、高圧シャフト（２７）によって前記高圧タービン（２４）に駆動関係で連結され、
   前記高圧圧縮機（１８）は、約４０から６５の範囲の全作動圧力比を有し、
   バイパス比が５から１５の範囲、作動上のファン圧力比が１．４から２．５の範囲、前記第１及び第２ファンのブレード列（１３、１５）についての作動上のファン先端速度の合計が３０．４８から７６．２ｍ／秒（１０００から２５００フィート／秒）の範囲である、
   ことを特徴とする、請求項２に記載の組立体。
6. 前記タービン間フレーム（６０）の前方に配置されたファンフレーム（３４）を更に備え、
   前記エンジンは、前記ファンフレーム（３４）が備える前方マウント（１１８）及び前記タービン間フレーム（６０）が備える後方マウント（１２０）により前記航空機に連結され、
   前記組立体は更に、
   前記第２ファン（６）と前記ファンフレーム（３４）との間にシール関係で配置された第１シール（２２３又は２４４）と、
   前記低圧タービンケーシング（５４）の前端（２２６）と前記外側ドラムロータ（１３６）との間にシール関係で配置された第２シール（２２４又は２４６）と、
   前記低圧タービンケーシング（５４）と前記外側ドラムロータ（１３６）の後端にボルト留めされている前記低圧タービンブレード列（１３８）の最終段（１３９）との間にシール関係で配置された第３シール（２２５又は２４８）と、
   を更に備えることを特徴とする、請求項２に記載の組立体。
7. 前記第１、第２及び第３シール（２２３、２２４、２２５）は、ブラシシールであることを特徴とする、請求項６に記載の組立体。
8. 前記第１、第２及び第３シール（２４４、２４６、２４８）は、非接触シールであることを特徴とする、請求項６に記載の組立体。
9. 前記第１、第２及び第３シール（２２３又は２４４、２２４又は２４６、２２５又は２４８）は、ブラシシール又は非接触シールであることを特徴とする、請求項６に記載の組立体。
10. 前記非接触シールは、吸引シール又は面シールであることを特徴とする、請求項８に記載の組立体。
11. 先端半径に対するファン入口ハブ半径の比（ＲＨ／ＲＴ）が、０．２０から０．３５の間の範囲であり、
    前記高圧ロータ（３３）の高圧圧縮機（１８）が、高圧シャフト（２７）によって前記高圧タービン（２４）に駆動関係で連結され、
    前記高圧圧縮機（１８）は、約４０から６５の範囲の全作動圧力比を有し、
    バイパス比が５から１５の範囲、作動上のファン圧力比が１．４から２．５の範囲、前記第１及び第２ファンのブレード列（１３、１５）についての作動上のファン先端速度の合計が３０．４８から７６．２ｍ／秒（１０００から２５００フィート／秒）の範囲である、
    ことを特徴とする請求項６に記載の組立体。
12. 前記フレーム連結手段は、少なくとも1つのＵ字形クレビス（１２２）を含むことを特徴とする、請求項１１に記載の組立体。

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