JP4918034B2 - ガスタービン圧縮システム及びコンプレッサ構造部 - Google Patents

Description

本発明は、ガスチャネルと、チャネル内のガスを圧縮するための低圧コンプレッサ部及び高圧コンプレッサ部と、低圧コンプレッサ部及び高圧コンプレッサ部間に配置されたコンプレッサ構造部とを有し、コンプレッサ構造部は、ガスチャネル内のガス流を案内するように構成され、また負荷を伝達するための複数の半径方向ストラットを有し、該ストラットの少なくとも１つが、サービス部品を収容するために中空である、ガスタービン圧縮システムに関する。本発明は、コンプレッサ構造部にも関する。

ガスタービン圧縮システムは、ガスタービンエンジンの一部を形成する。ガスタービン圧縮システムは、エンジン軸を介してタービンシステムによって駆動されるガスタービンエンジン内にある。ガスタービンエンジンは、特に航空機ジェットエンジン用である。ジェットエンジンとは、比較的低速で空気を受け入れ、燃焼によってそれを加熱し、はるかに高速でそれを放出するさまざまなタイプのエンジンを含むものである。ジェットエンジンの表現には、たとえばターボジェットエンジン及びターボファンエンジンが含まれる。本発明は、ターボファンエンジンについて以下に説明するが、もちろん他のエンジンタイプに使用されることもできる。

ガスタービンエンジンの構造強度は、ケースとしても知られる限定数のエンジン構造部次第で決まる。したがって、構造部はエンジンの骨組みを表す。構造部は、エンジンの動作中に高負荷を受ける。構造部は通常、エンジン軸用の軸受けハウジングと、環状ダクトの形のガス流チャネルと、エンジンの内側及び外側部分間のリンクを形成する半径方向ストラットとを有する。本発明のコンプレッサ構造部は、そのような構造部を形成する。

オイル及び／又は空気の取り入れ及び排出用の手段などのサービス部品の収容や、測定圧力及び／又は温度などに関する情報の伝達用の電気及び金属ケーブルなどの器具の収容のために、ストラットはしばしば中空である。ガス流に対する作用をできる限り小さくするために、ストラットは通常、断面が対称的なエーロフォイル形状になっている。一般的にサービスの要求事項により、必要なストラットの数が決定される。

本発明の第１の目的は、ガスタービン圧縮システム内の部品の数を減少させることである。

この目的は、コンプレッサ構造部を低圧コンプレッサ部内の最後のロータのすぐ下流側に配置し、またキャンバー形状を有する複数の上記ストラットによって上記ロータからのガス渦流の向きを大きく変えるように構成することによって達成される。「向きを大きく変える」ことは、ガス流の向きを少なくとも２０°変えることを意味する。さらに、ガス渦流は、支配的成分が軸方向になる方向に変えられる。コンプレッサ構造部は、ガス流の向きをエンジンの回転軸にほぼ平行な方向に変えるように構成されてもよい。

従来型ガスタービン圧縮システムでは、低圧コンプレッサ部内の最後のロータとストラットとの間に最後のステータ列が存在する。この最後のステータ列は、上記低圧コンプレッサ部内の最後のロータからのガス渦流の向きをほぼ軸方向に変えるように構成された複数の空力ベーン（多くの場合、約１５０個のベーン）を有する。本発明により、最後のステータ列を除去することができる。言い換えると、本発明によれば、最後のステータ列の機能及びストラット付きの従来型コンプレッサ構造部の機能は、本発明のコンプレッサ構造部に取って代わられる。

さらに、対称的なエーロフォイル形状を有するストラットを備える従来型コンプレッサ構造部は、非常に限定的な空力機能を有する。これは、空力的視点から「死荷重」を表す。従来型コンプレッサ構造部は実質的に、圧力損失に対して不利益である。さらに、コンプレッサ構造部を通るガス流チャネルの長さは一般的に、境界層はがれを回避するための、緩やかな軸流−半径流変向の空力的制約により、又は軸受けハウジングの寸法により決定される。これらの２つの制約のいずれも、空力的視点から利用可能な部品長さを大して利用することなく、ガス流チャネルを比較的長くし、このことはエンジン長さに影響を与える。したがって、本発明によれば、ほぼ空力形状のストラットを使用することにより、コンプレッサ構造部の空力機能性は、必要なエンジン全長に対して悪影響を与えないと予想される。

言い換えると、本発明によれば、エンジンの全体配置及び空力的制約によって決定されるコンプレッサ構造部の利用可能な軸方向長さを利用して、上流側のステータ列の空力機能性をストラット付きのコンプレッサ構造部に統合することができる。

エンジン部品の数を減少させながら、下流側の高圧コンプレッサロータ及び上流側の低圧コンプレッサロータに対する流れのひずみを減少させること、または少なくとも増加させないことが可能である。

ガス流の大幅な向きの変更を達成するために、キャンバーストラットの少なくとも１つの前縁でのキャンバー中心線の方向は、上記キャンバーストラットの後縁でのキャンバー中心線の方向に対して少なくとも２０°傾斜している。

本発明の好適な実施形態によれば、キャンバーストラットの少なくとも１つの厚さ対翼弦比は、約０．１０（±０．０５）である。この比は、空力ベーン及びストラットの数に関して最適化されることができる。これにより、各ストラットの断面積をより大きくした状態が生じる。断面積が増加すれば、結果的に各ストラット当たりの構造強度及びサービス能力も増加する。これにより、負荷支持ストラットの総数の減少及び／又はコンプレッサ構造部の全体的サービス能力の増加を選択することができる。

さらなる発展によれば、コンプレッサ構造部は、ストラットより相当に小さい断面積を有する複数の空力ベーンを備える。これらのより小さい空力ベーンは、ストラットが流れの向きを変えるのを助けるように配置されている。空力ベーンは、補完／代替として、ストラットの周囲に好都合な圧力分布を生じるように配置されてもよい。

さらなる実施形態によれば、上記ストラットは、コンプレッサ構造部の円周方向に非対称的に分布している。これにより、最適構造強度が得られるようにストラットを分布させる状態が生じる。

次に、添付図面に示された実施形態を参照しながら、本発明を説明する。

図１を参照しながら、高バイパス比の航空機エンジン１の場合について、本発明を以下に説明する。エンジン１は、外側ハウジング２、内側ハウジング３及び中間ハウジング４を有し、中間ハウジング４は最初の２つのハウジングと同心状であって、その間の隙間を推進ガスの圧縮用の内側一次ガスチャネル５と、エンジンバイパスが循環する二次チャネル６とに分割する。したがって、ガスチャネル５、６の各々は、エンジン１の軸方向１８に垂直な断面において環状である。内側及び外側ガスチャネル５、６の上流側でエンジン取り入れ口にファン７が配置されている。

エンジン１は、一次ガスチャネル５内のガスを圧縮するための低圧コンプレッサ部８及び高圧コンプレッサ部９を備える。一次ガスチャネル５からの圧縮ガスを燃焼するために、燃焼室１７が高圧コンプレッサ部９の下流側に配置されている。航空機エンジン１はさらに、当該技術分野では既知のようにして燃焼室の下流側に配置された、推進ガスを膨張させるためのコンプレッサ部（図示せず）を備える。

コンプレッサの各コンプレッサ部８、９は、複数のロータ１０、１１と、隣接した２つのロータ間のステータ１２、１３とを有する。ステータ１２、１３は、上流側のロータからのガス渦流をほぼ軸方向の向きに変えるための複数の空力ベーンを有する。

ハウジング２、３、４は、半径方向アームによってハウジングを連結する構造部１４、１５によって支持されている。これらのアームは、一般的にストラットとして知られている。ストラットは、この支持を行い、かつファンブレードが緩んでそれらと衝突する際に破損又は座屈を生じないように十分に抵抗力を有していなければならない。さらに、ストラットは、エンジン内の負荷の伝達を行うように構成されている。さらに、ストラットは、オイル及び／又は空気の取り入れ及び排出用の手段などのサービス部品の収容や、測定圧力及び／又は温度に関する情報の伝達用の電気及び金属ケーブルなどの器具やスタートエンジン用の駆動軸などの収容のために、中空になっている。ストラットは、冷却剤の案内にも使用されることができる。

中間ハウジング４と内側ハウジング３とを連結するコンプレッサ構造部１４は、従来より中間ケース（ＩＭＣ）又は中間コンプレッサケース（ＩＣＣ）と呼ばれている。コンプレッサ構造部１４は、低圧コンプレッサ部８からのガス流を半径方向内向きに、高圧コンプレッサ部入口の方へ案内するように構成されている。中間ハウジング４と内側ハウジング３とを連結するコンプレッサ構造部１４は、図３及び図４に示されているように、コンプレッサ構造部１４の円周方向に相互に距離をおいて複数の半径方向ストラット１５、１６、２１、２４、２５を有する。これらのストラット１５、１６は、軸方向及び半径方向の両方の負荷を伝達するように構成された構造部品であって、サービス部品を収容するために中空である。

コンプレッサ構造部１４は、ロータ１０からのガス渦流の向きをほぼ軸方向に変えるように構成されている。したがって、コンプレッサ構造部１４は、低圧コンプレッサ部８内の最後のロータ１０のすぐ下流側に配置されている。さらに、コンプレッサ構造部１４は、高圧コンプレッサ部９内の最初のロータ１１のすぐ上流側に配置されている。ロータ１０からのガス渦流は通常、エンジンの軸方向１８に対して４０〜６０°の角度をなして流れる。ストラット１５、１６は、低圧コンプレッサ部８内の最後のロータ１０のすぐ下流側に配置されている。この場合、ガス流の向きの変更は、軸方向−接線方向及び軸方向−半径方向の結合方向である。

コンプレッサ構造部１４内のガス流の向きの変更の大きさは、幾つかのパラメータによって決まる。４０〜６０°の大きさでガス流の向きを変更するために、ストラット１５、１６、２１、２４、２５は、図４及び図５に示されているように、キャンバーエーロフォイル形状を有する。言い換えると、ストラットは、ガス流の向きを大きく変えるために十分な曲率で構成されている。したがって、ストラット１５、１６、２１、２４、２５は、構造的であるだけでなく、空力的でもある。さらに詳しく言うと、キャンバーストラット１６の前縁１０１でのキャンバー中心線Ｍの方向は、キャンバーストラットの後縁１０２でのキャンバー中心線Ｍの方向に対して、所望の変向角度に対応する角度で傾斜している。したがって、キャンバーストラット１６の前縁１０１でのキャンバー中心線Ｍの方向は、キャンバーストラットの後縁１０２でのキャンバー中心線Ｍの方向に対して少なくとも２０°、適切には少なくとも３０°、特に少なくとも４０°、好ましくは少なくとも５０°をなして傾斜している。

４０〜６０°の大きさにガス流の向きを変更するために、ストラットはさらに、従来型ストラットと比べて翼弦を長くして構成されている。翼弦は、図５において、翼弦線Ｃに沿ったベーン１５の前縁１０１及び後縁１０２間の距離として定義される。翼弦線Ｃは、前縁１０１及び後縁１０２を結ぶ直線として定義される。より詳しく言うと、キャンバーストラット１５、１６、２１、２４、２５の翼弦は、該キャンバーストラットの厚さの少なくとも６倍、適切には少なくとも７倍、好ましくは少なくとも８倍、好適な実施形態によれば約９倍である。他方、ストラットの厚さは、従来型ストラットとほぼ同じでよい。

ストラットの厚さは、キャンバー中心線Ｍに対して垂直方向における、２つの対向するストラット面１０３、１０４間の最大距離として定義される。キャンバー中心線Ｍは、キャンバー中心線自体に対して垂直に測定したときのストラットの上下面の間の中間点の軌跡として定義される。キャンバーＡは、翼弦線に対して垂直に測定した、キャンバー中心線Ｍと翼弦線Ｃとの間の最大距離として定義される。本発明によれば、ストラットの翼弦は、従来型ストラットの翼弦より相当に長い。

さらに最大厚さ対翼弦比は、ストラットのガス流変向能力の別の尺度である。最大厚さは、図面に示されている例によれば、翼弦の好ましくは２０％未満、特に１５％未満、より具体的には約１０％である。

ストラット１５、１６、２１、２４、２５はさらに、最適構造強度を得るために、図３に示されているように、環状コンプレッサ構造部１４の円周方向に非対称的に分布している。これらのストラットの第１のもの１５は、コンプレッサ構造部のガスチャネル内の可能な最も高い垂直位置に配置されている。スタートエンジン用の半径方向駆動軸を受け取るために、第１ストラット１５はその他のストラット１６、２１、２４、２５より幾分厚くなっている。さらなるストラット１６、２１及び２４、２５はそれぞれ、第１ストラット１５と一致するとともにガスタービン圧縮システムの軸方向１８に平行な平面２３に関して対称的に分布している。より詳しく言うと、２つのストラット１６、２１及び２４、２５は、それぞれ対称面２３の各側に配置されている。

複数のいわゆる空力ベーン又はスプリッタベーン１９、２０が、ストラット１５、１６、２１、２４、２５間に配置されている。したがって、空力ベーン１９、２０は、上記コンプレッサ構造部１４内に配置されて、ストラットとともに単一の円形カスケードを形成する。空力ベーンは、ストラットより大幅に小型かつ軽量であり、構造的視点から非耐力的である。ストラットの数は、空力ベーンよりはるかに少ない。

空力ベーン１９、２０は、ストラットがロータ１０からのガス流の向きをほぼ軸方向に変えるのを助けるように配置されている。

スプリッタベーン１９、２０は、ストラットの非回転流から上流側のロータ列に加えられる押しつけの危険性を軽減するように位置し、互い違いになっている。ストラットのプロフィールも、適当な前縁半径及びくさび角の選択により、ストラットの非回転流が上流側のロータに与える上流側影響を軽減するように最適化される。

さらに、構造的支持機能を有していないスプリッタベーン１９、２０は、低アスペクト比のストラット通路内の流量及び圧力勾配を制御することにより、Ｕ字及び通路渦などの二次流の強度を低減させるように、翼弦方向に弧を描いて伸びるか、傾斜するか、さらには交差翼弦方向に曲がることもできる。

また、ストラットの数を減少させるためにスプリッタベーンが必要であることにより、図３に示されているように、ＩＭＣ／ＩＣＣダクト内の円周方向に上記非対称的なストラット配置を導入することが可能になる。実際に、ストラットは、構造負荷、特にエンジンマウント負荷を構造的視点から最適なやり方で受け取るように配置されている。したがって、スプリッタベーン１９、２０は、ストラットの非対称的な分布にもかかわらず、流れの渦を均一に除去するように分布している。

以上の説明では、エンジンの回転軸、及びエンジン／ガスタービン圧縮システム／コンプレッサ構造部の軸方向は、同じ軸１８を指す。

本発明は、上記の実施形態に決して制限されることはなく、添付の特許請求の範囲から逸脱しない限り、多数の代替及び修正が可能である。

たとえば、図４のより小さい空力ベーン（スプリッタベーン）の配置は、可能な構成の一説明図にすぎず、それにより、スプリッタベーンがストラットに対して軸方向、半径方向及び接線方向にいかに位置付けられるかに関して完全ではない。一例として、空力ベーンを特定のストラットの後縁に配置して、ストラットのガス流変向能力を高めるための一種のフラップを形成してもよい。

中実である代わりに、上記空力ベーンの断面が中空である、すなわち少なくとも実質的な空隙／キャビティを有してもよいが、必ずしも貫通穴でなくてもよい。

代替実施形態によれば、コンプレッサ構造部は、ガス流の向きを軸方向と異なる方向に変えるように構成されてもよい。コンプレッサ構造部は、たとえばガス流を＋５０°の流入方向から−１０°の流出方向に変えるように構成されてもよい。コンプレッサ構造部の最大ガス流変向能力は、約６０〜７０°であろう。

エンジンの回転軸に平行な平面に沿って切ったエンジンの概略的な側面図である。 図１の、低圧コンプレッサ部と高圧コンプレッサ部との間のコンプレッサ構造部の拡大図である。 図２のＡ−Ａに沿った断面図である。 図２のＢ−Ｂに沿った拡大断面図である。 図４のストラットの１つの拡大断面図である。

Claims (25)

1. ガスチャネル（５）と、チャネル内のガスを圧縮するための低圧コンプレッサ部（８）及び高圧コンプレッサ部（９）と、低圧コンプレッサ部（８）及び高圧コンプレッサ部（９）間に配置されたコンプレッサ構造部（１４）とを有し、コンプレッサ構造部（１４）は、ガスチャネル内のガス流を案内するように構成され、また負荷を伝達するための複数の半径方向ストラット（１５、１６、２１、２４、２５）を有し、該ストラットの少なくとも１つが、サービス部品を収容するために中空である、ガスタービン圧縮システム（１）であって、
   コンプレッサ構造部（１４）は、低圧コンプレッサ部（８）内の最後のロータ（１０）のすぐ下流側に配置され、またキャンバー形状を有する複数の前記ストラット（１５、１６、２１、２４、２５）によって前記ロータ（１０）からのガス渦流の向きを変えるように構成されていることを特徴とする、ガスタービン圧縮システム。
2. キャンバーストラット（１５、１６、２１、２４、２５）の少なくとも１つの前縁（１０１）でのキャンバー中心線（Ｍ）の方向は、前記キャンバーストラットの後縁（１０２）でのキャンバー中心線（Ｍ）の方向に対して少なくとも２０°傾斜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圧縮システム。
3. キャンバーストラット（１５、１６、２１、２４、２５）の少なくとも１つの前縁（１０１）でのキャンバー中心線（Ｍ）の方向は、前記キャンバーストラットの後縁（１０２）でのキャンバー中心線（Ｍ）の方向に対して少なくとも３０°傾斜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圧縮システム。
4. キャンバーストラット（１５、１６、２１、２４、２５）の少なくとも１つの前縁（１０１）でのキャンバー中心線（Ｍ）の方向は、前記キャンバーストラットの後縁（１０２）でのキャンバー中心線（Ｍ）の方向に対して少なくとも４０°傾斜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圧縮システム。
5. キャンバーストラット（１５、１６、２１、２４、２５）の少なくとも１つの厚さ対翼弦比は、約０．１０であることを特徴とする、請求項１乃至４のいずれかに記載のガスタービン圧縮システム。
6. ストラット（１５、１６、２１、２４、２５）は、その各々の前縁（１０１）がエンジンの回転軸（１８）に平行な方向においてほぼ同一位置にあるように配置されることを特徴とする、請求項１乃至５のいずれかに記載のガスタービン圧縮システム。
7. コンプレッサ構造部（１４）は、ストラット（１５、１６、２１、２４、２５）より相当に小さい断面積を有する複数の空力ベーン（１９、２０）を備えることを特徴とする、請求項１乃至６のいずれかに記載のガスタービン圧縮システム。
8. 前記空力ベーン（１９、２０）の少なくとも１つは、コンプレッサ構造部（１４）の円周方向において２つの隣接するストラット（１６、２１）間に位置することを特徴とする、請求項７に記載のガスタービン圧縮システム。
9. 前記複数の空力ベーン（１９、２０）の各々の前縁は、エンジンの回転軸（１８）に平行な方向においてストラット（１５、１６、２１、２４、２５）の前縁とほぼ同一位置に配置されることを特徴とする、請求項７又は８に記載のガスタービン圧縮システム。
10. 前記空力ベーン（１９、２０）の少なくとも１つは、断面がほぼ中実であることを特徴とする、請求項７乃至９のいずれかに記載のガスタービン圧縮システム。
11. 前記ストラット（１５、１６、２１、２４、２５）は、コンプレッサ構造部の円周方向に非対称的に分布していることを特徴とする、請求項１乃至１０のいずれかに記載のガスタービン圧縮システム。
12. 前記ストラット（１５、１６、２１、２４、２５）は、ガスタービン圧縮システムの軸方向に平行な平面に関して対称的に分布していることを特徴とする、請求項１乃至１１のいずれかに記載のガスタービン圧縮システム。
13. コンプレッサ構造部（１４）は、高圧コンプレッサ部内の第１ロータ（１１）のすぐ上流側に配置されていることを特徴とする、請求項１乃至１２のいずれかに記載のガスタービン圧縮システム。
14. ガスチャネル（５）と、負荷を伝達するための複数の半径方向ストラット（１５、１６、２１、２４、２５）とを有し、該ストラットの少なくとも１つが、サービス部品を収容するために中空である、ガスタービン圧縮システム（１）の動作中にガス流を案内するように構成されたコンプレッサ構造部（１４）であって、
    前記コンプレッサ構造部は、ガスタービン圧縮システム内に配置されたとき、キャンバー形状を有する複数の前記ストラット（１５、１６、２１、２４、２５）によって前記コンプレッサ構造部のすぐ上流側に配置された最後のロータ（１０）からのガス渦流の向きを変えるように構成されていることを特徴とする、コンプレッサ構造部。
15. キャンバーストラット（１５、１６、２１、２４、２５）の少なくとも１つの前縁（１０１）でのキャンバー中心線（Ｍ）の方向は、前記キャンバーストラットの後縁（１０２）でのキャンバー中心線（Ｍ）の方向に対して少なくとも２０°傾斜していることを特徴とする、請求項１４に記載のコンプレッサ構造部。
16. キャンバーストラット（１５、１６、２１、２４、２５）の少なくとも１つの前縁（１０１）でのキャンバー中心線（Ｍ）の方向は、前記キャンバーストラットの後縁（１０２）でのキャンバー中心線（Ｍ）の方向に対して少なくとも３０°傾斜していることを特徴とする、請求項１４に記載のコンプレッサ構造部。
17. キャンバーストラット（１５、１６、２１、２４、２５）の少なくとも１つの前縁（１０１）でのキャンバー中心線（Ｍ）の方向は、前記キャンバーストラットの後縁（１０２）でのキャンバー中心線（Ｍ）の方向に対して少なくとも４０°傾斜していることを特徴とする、請求項１４に記載のコンプレッサ構造部。
18. キャンバーストラット（１５、１６、２１、２４、２５）の少なくとも１つの厚さ対翼弦比は、約０．１０であることを特徴とする、請求項１４乃至１７のいずれかに記載のコンプレッサ構造部。
19. ストラット（１５、１６、２１、２４、２５）は、その各々の前縁（１０１）がコンプレッサ構造部の中心軸（１８）に平行な方向においてほぼ同一位置にあるように配置されることを特徴とする、請求項１４乃至１８のいずれかに記載のコンプレッサ構造部。
20. コンプレッサ構造部（１４）は、ストラット（１５、１６、２１、２４、２５）より相当に小さい断面積を有する複数の空力ベーン（１９、２０）を備えることを特徴とする、請求項１４乃至１９のいずれかに記載のコンプレッサ構造部。
21. 前記空力ベーン（１９、２０）の少なくとも１つは、コンプレッサ構造部（１４）の円周方向において２つの隣接するストラット（１６、２１）間に位置することを特徴とする、請求項２０に記載のコンプレッサ構造部。
22. 前記複数の空力ベーン（１９、２０）の各々の前縁は、コンプレッサ構造部の中心軸（１８）に平行な方向においてストラット（１５、１６、２１、２４、２５）の前縁とほぼ同一位置に配置されることを特徴とする、請求項２０又は２１に記載のコンプレッサ構造部。
23. 前記空力ベーン（１９、２０）の少なくとも１つは、断面がほぼ中実であることを特徴とする、請求項２０乃至２２のいずれかに記載のコンプレッサ構造部。
24. 前記ストラット（１５、１６、２１、２４、２５）は、コンプレッサ構造部の円周方向に非対称的に分布していることを特徴とする、請求項１４乃至２３のいずれかに記載のコンプレッサ構造部。
25. 前記ストラット（１５、１６、２１、２４、２５）は、コンプレッサ構造部の中心軸に平行な平面に関して対称的に分布していることを特徴とする、請求項１４乃至２４のいずれかに記載のコンプレッサ構造部。

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