JP5227069B2 - ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジン - Google Patents

Description

本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、半径方向ブレード式構成要素と軸流容積式ウォーム形構成要素との組合せを有するガスタービンエンジンに関する。

ガスタービンエンジンは一般的に、下流方向流れ関係で、圧縮機セクション、燃焼器セクション及びタービンセクションを有する。高圧及び低圧タービンは一般的に、高圧及び低圧圧縮機を駆動し、また低圧タービンはまた、ファンも駆動する。燃焼器は、圧縮機によって加圧された空気流内で燃料を燃焼させて、タービンにエネルギーを供給する。ガスタービンエンジンは、１つ、２つ、３つ又はそれ以上のロータつまりスプールを有することができる。航空機用ガスタービンエンジンにおいては、圧縮機の上流の１つ又は２つのファンが、圧縮機と同様に１つ又は２つのタービンによって駆動される。ファン、圧縮機及びタービンは一般的に、半径方向に延びるブレードを含む。ガスタービンエンジンの機能は、高エネルギー流体を供給することであり、この高エネルギー流体は次に、多様な用途に対して動力を供給するために利用される。連続軸流ガスタービンエンジンは、高い比エネルギー排気ストリーム（単位質量当たりのエネルギー）、所定の前面面積における高質量流量、連続的なほぼ定常流体流れ、及び広範囲の運転条件にわたる妥当な効率などの望ましい属性の組合せに大きく起因して、広汎な用途において利用される。
米国特許第１，８９２，２１７号公報 米国特許第２，５５３，５４８号公報 米国特許第３，９３８，９１５号公報 米国特許第４，４８２，３０５号公報 米国特許第４，８１８，１９７号公報 米国特許第５，６９２，３７２号公報 米国特許第４，１４４，００１号公報 米国特許第４，１７９，２５０号公報 米国特許第４，５００，２５９号公報 米国特許第４，８０２，８２７号公報 米国特許第４，８６３，３５７号公報 米国特許第５，０１７，０８７号公報 米国特許第５，１９５，８８２号公報 米国特許第６，１５５，８０７号公報 米国特許第６，６５１，４３３号公報 米国特許第６，９０５，３１９号公報 米国特許出願公開第２００４／０００５２３５号公報 米国特許出願公開第２００５／００８９４１４号公報 米国特許出願公開第２００５／０２２６７５８号公報 国際特許出願第９７４７８８６号公報 欧州特許出願第３０２８７７ Ｂ１号公報 欧州特許出願第６２７０４１ Ｂ１号公報 欧州特許出願第８０５７４３ Ｂ１号公報 欧州特許出願第１１３２６１８ Ａ２号公報 欧州特許出願第１５００８１９ Ａ２号公報

軽量かつ高効率なエンジンを得ることが望ましい。エンジンの製造、据付け、改修、分解整備及び部品交換のコストを低減するように可能な限り少ない数の部品を有するエンジンを得ることが望ましい。

ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンは、下流方向流れ関係で、圧縮機、燃焼器及びタービンを含む少なくとも３つのガスタービンエンジン構成要素を含む。ガスタービンエンジン構成要素の少なくとも１つは、少なくとも１つの半径方向に延びる回転ブレードの列を有する半径方向ブレード式構成要素であり、またガスタービンエンジン構成要素の少なくとも１つは、ウォーム形構成要素である。ウォーム形構成要素は、出口から軸方向に間隔を置いてかつ上流に配置された入口と外側本体内に配置された内側本体とを含み、内側及び外側本体は、入口から出口まで延びる。内側及び外側本体は、オフセットした内側及び外側軸線を有し、相互噛合い内側及び外側螺旋ブレードは、それぞれ内側及び外側軸線の周りで回され、また内側及び外側本体の少なくとも１つは、内側及び外側軸線の対応する軸線の周りで回転可能である。内側及び外側螺旋ブレードは、それぞれ半径方向外向き及び内向きに延びる。

外側本体は、外側軸線の周りで回転可能にすることができ、また内側本体は、内側軸線の周りで回転可能にすることができる。それに代えて、外側本体は、外側軸線の周りに回転可能に固定することができ、また内側本体は、外側軸線の周りで軌道運動するようにすることができる。内側及び外側本体は、速度及び位相の両方において固定関係を保持する。これを達成するために、両本体は、或る固定ギヤ比で互いにギヤリングさせることができる。

本航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンは、直列下流方向流れ関係で、ファン、低圧圧縮機、高圧圧縮機、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービンを含むガスタービン構成要素を有する。ガスタービン構成要素は、１つ又はそれ以上の半径方向ブレード式構成要素と１つ又はそれ以上の螺旋ブレード式ウォーム形構成要素とを含む。ファン、低圧圧縮機及び低圧タービンは、半径方向ブレード式とすることができる。

本エンジンの１つの実施形態では、低圧圧縮機は、ウォーム形構成要素であり、また高圧圧縮機並びに高圧及び低圧タービンは、半径方向ブレード式である。低圧タービンは、ウォーム形低圧圧縮機及びファンに駆動連結される。

本エンジンの別の実施形態では、高圧圧縮機は、半径方向ブレード式上流セクションとウォーム形螺旋ブレード式下流セクションとを含む。高圧タービンは、半径方向ブレード式でありかつ高圧圧縮機の上流及び下流セクションに駆動連結される。

本エンジンの別の実施形態では、高圧タービンは、螺旋ブレード式でありかつ高圧圧縮機の半径方向ブレード式上流セクション及び螺旋ブレード式ウォーム形下流セクションに駆動連結される。

本エンジンの別の実施形態では、燃焼器及び高圧タービンは、螺旋ブレード式ウォーム形構成要素である。螺旋ブレード式ウォーム形高圧タービンは、半径方向ブレード式高圧圧縮機及び燃焼器に駆動的に連結される。

本エンジンの三重スプールの実施形態では、燃焼器及び高圧タービンは、螺旋ブレード式ウォーム形構成要素であり、また高圧タービンは、燃焼器に駆動連結される。半径方向ブレード式中圧タービンが、低圧タービン及び高圧タービン間に流れ関係で配置されかつ半径方向ブレード式高圧圧縮機間に駆動連結される。半径方向にブレード式低圧タービンは、ファン及び低圧圧縮機に駆動連結される。燃焼器及び高圧タービンは、一体形組立体とすることができる。

図１及び図１２に示すのは、ウォーム形低圧圧縮機である連続軸流容積式低圧圧縮機８を有する航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジン１００の例示的な実施形態である。エンジン１００のファンセクション１１２内のウォーム形低圧圧縮機８及びファン１０８は、該ウォーム形低圧圧縮機８とファン１０８を駆動する仕事を発生する低圧タービン（ＬＰＴ）１２０によって動力を供給される。

図１に示すハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジン１００の例示的な実施形態は、下流方向直列流れ関係で、ファンセクション１１２、ウォーム形低圧圧縮機８及びコアエンジン１１８を有する航空機用ガスタービンエンジンである。コアエンジン１１８は、ガス発生器と呼ぶことができる。コアエンジン１１８は、下流方向直列流れ関係で、高圧圧縮機ブレード１３を有する高圧圧縮機６、燃焼器７、及び高圧タービンブレード１１を有しかつ高圧シャフト５によって高圧圧縮機６に駆動連結された高圧タービン９を含む。コアエンジン１１８つまりガス発生器は、船舶推進駆動装置及び発電機のような動力消費装置類或いは航空機ノズル又はファンを直接駆動するために使用することができる。

燃焼ガスは、コアエンジン１１８から、低圧タービンロータブレード１２２の列を有する低圧タービン（ＬＰＴ）１２０内に吐出される。低圧タービンロータブレード１２２は、低圧シャフト１３２によって、ファンセクション１１２内のファン１０８の円周方向に間隔を置いて配置されたファンロータブレード１３０の列及びウォーム形低圧圧縮機８に駆動取付けされて、エンジン中心線１３６を囲む低圧スプールを形成する。ウォーム形低圧圧縮機８は、それに限定されないが、地上設置型産業用ガスタービンエンジン及び船舶用ガスタービンエンジンを含むその他の用途にも使用することができる。

ファンロータブレード１３０、高圧圧縮機ブレード１３、高圧タービンブレード１１及び低圧タービンロータブレード１２２は、図１及び図１２に示すハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジン１００の例示的な実施形態では、半径方向に延びる回転ブレード２０８である。ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンは、少なくとも３つのガスタービンエンジン構成要素を含む。これら３つのガスタービンエンジン構成要素は、この図では、下流方向流れ関係で、少なくとも１つの圧縮機、少なくとも１つの燃焼器及び少なくとも１つのタービンとして定義される。３つの構成要素の少なくとも第１の構成要素は、半径方向に延びる回転ブレード２０８の少なくとも１つの列２０６を有する半径方向ブレード式であり、また３つの構成要素の少なくとも第２の構成要素は、ウォーム形構成要素２１０である。

図２及び図３を参照すると、ウォーム形構成要素２１０は、螺旋ブレード式であり、また出口２２から軸方向に間隔をおいてかつ上流に配置された入口２０と外側本体１４内に配置された内側本体１２とを有する。内側及び外側本体１２、１４は、入口２０から出口２２まで延びる。内側及び外側本体１２、１４は、それぞれオフセットした内側及び外側軸線１６、１８を有し、内側及び外側本体１２、１４の少なくとも１つは、内側及び外側軸線１６、１８の対応する軸線の周りで回転可能である。内側及び外側本体１２、１４は、それぞれ内側及び外側軸線１６、１８の周りで回される相互噛合い内側及び外側螺旋ブレード１７、２７を有し、これらの内側及び外側螺旋ブレード１７、２７は、それぞれ半径方向内向き及び外向きに延びる。内側本体１２は、外側本体１４の空洞１９内に配置される。

いずれか又は両方の本体は、回転可能にすることができ、また両方の本体が回転可能である場合には、それら本体は、一定の関係によって定まる異なる回転速度で同一の円周方向つまり時計方向又は反時計方向に回転する。１つの本体のみが回転可能である場合には、他方の本体は、固定される。ガス発生器の１つの実施形態では、内側本体１２は、外側本体１４内において内側軸線１６の周りで回転可能であり、外側本体１４は、外側軸線１８の周りで回転可能に固定された状態にすることができ、或いは外側軸線１８の周りで回転可能にすることができる。

内側及び外側本体１２、１４は、それぞれ内側及び外側軸線１６、１８の周りで回される相互噛合い内側及び外側螺旋要素を有する。これらの要素は、図３に示すように、それぞれ内側及び外側螺旋表面２１、２３を有する内側及び外側螺旋ブレード１７、２７である。ウォーム形は内側及び外側軸線１６、１８の周りで回される螺旋要素を的確に表現しているので、ウォーム形という用語を使用する。内側螺旋ブレード１７は、内側本体１２の中空内側ハブ５１から半径方向外向きに延び、外側螺旋ブレード２７は、外側本体１４の外側シェル５３から半径方向内向きに延びる。内側螺旋ブレード１７に沿った内側螺旋縁部４７は、内側螺旋ブレード１７と外側螺旋ブレード２７とが互いに回転すると、外側螺旋ブレード２７の外側螺旋表面２３とシール係合する。外側螺旋ブレード２７に沿った外側螺旋縁部４８は、外側螺旋ブレード２７と内側螺旋ブレード１７とが互いに回転すると、内側螺旋ブレード１７の内側螺旋表面２１とシール係合する。

図４に示すのは、内側及び外側本体１２、１４の長手方向断面図である。内側及び外側本体１２、１４は、図６に軸方向断面で示している。この図では、内側本体１２は、２つの内側本体ローブ６０を有するものとして示しており、これら２つの内側本体ローブ６０は、２つの内側螺旋ブレード１７に対応し、またフットボール状又は尖り長円形状の内側本体断面６９を有する。外側本体１４は、３つの外側螺旋ブレード２７（図３及び図４に示す）に対応した３つの外側本体ローブ６４を有する。図６には内側及び外側本体１２、１４間の３つのシール点６２が図示されているが、内側及び外側螺旋ブレード１７、２７間には内側及び外側本体１２、１４の長さに沿って連続的シール部が存在することに注目されたい。

図７〜図１０に断面で示すのは、内側及び外側本体１２、１４の別の構成である。これらの図では、内側本体１２は、３つの内側本体ローブ６０を有するものとして示しており、これら３つの内側本体ローブ６０は、図７に示すように三角形状の内側本体断面６８を形成した３つの内側螺旋ブレード１７に対応している。外側本体１４は、２つの外側本体ローブ６４を有しており、これら２つの外側本体ローブ６４は、２つの外側螺旋ブレード２７に対応する。一般的に言って、内側本体１２がＮ個のローブを有する場合には、外側本体１４は、Ｎ＋１又はＮ−１個のローブを有することになる。図７には内側及び外側本体１２、１４間の５つのシール点６２を示しているが、内側及び外側螺旋ブレード１７、２７間には内側及び外側本体１２、１４の長さに沿って連続的シール部が存在することに注目されたい。

図５を参照すると、内側及び外側螺旋ブレード１７、２７は、一定のねじれ勾配Ａを有し、このねじれ勾配Ａは、螺旋要素の断面４１（それぞれ図６及び図７に示した長円形状又は三角形状の内側本体断面６９、６８のような）の図５に示す内側軸線１６のような軸線に沿った距離当たりの回転量として定義される。図５に示すのは、内側本体断面４１の３６０°の回転である。ねじれ勾配Ａもまた、図５に示す内側及び外側螺旋ブレード１７、２７のような螺旋要素の同じ内側又は外側螺旋縁部４７、４８に沿った２つの隣り合う頂点４４間の軸方向距離ＣＤで３６０°又は２ｐｉラジアンを除算したものである。軸方向距離ＣＤは、螺旋が完全な１回転４３の距離である。

外側本体１４が固定された実施形態の場合には、内側本体１２は、外側軸線１８に対してクランク状になっており、内側本体１２が内側軸線１６の周りで回転すると、内側軸線１６は、図７〜図１０に示すように外側軸線１８の周りで軌道運動するようになる。内側本体１２は、その図７の位置からその図８の位置まで内側軸線１６の周りで回転したものとして示しており、また内側軸線１６は、外側軸線１８の周りで約９０°軌道運動したものとして示している。内側及び外側本体１２、１４は、図１及び図４のギヤボックス８２内でのギヤリングによって示すような固定比で互いに対して常に回転するように、ギヤリングされる。内側及び外側本体１２、１４を互いに噛合わせることにより、両本体間に動力が分配されかつ両本体間の適正な位相整合が維持される。

図７の外側本体１４が固定されていない場合には、外側本体１４は、内側本体１２が内側軸線１６の周りで回転する速度の１．５倍の回転速度で外側軸線１８の周りで回転することになる。内側本体１２は、内側軸線１６の周りで、内側本体ローブの数でその軌道運動速度７６を除算したものと等しい内側本体回転速度７４で回転する。内側ローブの数は、ブレードの数に等しい。内側本体１２がその軌道運動方向と同じ方向に回転する場合には、２ローブ形の外側本体構成が使用される。内側本体１２が軌道運動方向と逆の方向に回転する場合には、４ローブ形の外側本体構成が使用される。

外側本体１４のねじれ勾配は、内側本体１２のねじれ勾配に、内側本体ローブの数Ｎを外側本体ローブの数Ｍで除算した値を掛けたものに等しい。３つの内側ローブ又は内側螺旋ブレード１７と２つの外側ローブ又は外側螺旋ブレード２７とを有する図７〜図１０に示す構成の場合には、空気充填５０の１つを機械的に捕捉するのに、外側本体１４の９００°の回転及び内側本体１２の６００°の回転を要する。

本明細書ではウォーム形低圧圧縮機８と呼ぶ連続軸流容積式圧縮機は、広範囲の用途に使用することができ、高い比エネルギー排気ストリーム（単位質量当たりのエネルギー）、所定の前面面積における高質量流量、連続的なほぼ定常流体流れ、及び広範囲の運転条件にわたる妥当な効率を提供する。本連続軸流容積式圧縮機は軽量かつ高効率であり、また他の軸流圧縮機と比べて部品数が遥かに少なく、そのことにより次に、圧縮機の製造、据付け、改修、分解整備及び交換のコストが低減される。

本明細書に開示したウォーム形構成要素２１０の作動の第１のモードは、内側及び外側本体１２、１４の両方が、それぞれ内側及び外側軸線１６、１８の周りで回転するモードである。第１のモードは、圧縮機及びコアエンジンの支持体に対する遠心ロータホワール（ｃｅｎｔｒｉｆｕｇａｌ ｒｏｔｏｒ ｗｈｉｒｌ）の影響の導入を回避する。外側本体１４は、静止状態を維持し、また内側本体１２は、外側軸線１８である外側本体の幾何学中心の周りを軌道運動すると同時に、内側軸線１６である瞬間的内側本体幾何学中心の周りで高速回転する。第１のモードは、支持システムに対する遠心ロータホワールの影響の導入を排除する。ウォーム形構成要素２１０の作動の第２のモードは、内側及び外側本体１２、１４の１つのみがそれぞれ内側及び外側軸線１６、１８の周りで回転するモードであり、単一のロータのみを必要としまた機械的設計プロセスを単純化する可能性がある。

高い全圧力比を有するように設計された航空機用ガスタービンエンジンは、燃料消費量を低く保つために実質的亜音速巡航内容を有する用途にとって望ましい。これらのエンジンでは、高い推進効率を達成しかつ燃料消費量をさらに減少させるために、低いファン圧力比もまた望ましい。ファンにおける低レベルの圧縮を補うために、一般的にコアエンジンへの入口に低圧圧縮機（ＬＰＣ）を配置してコア入口圧力を上昇させる。設計外運転時には、コアエンジン空気流は、低圧圧縮機によって供給される空気流よりも急速に低下する。その結果、ＬＰＣの背圧が生じて、従来型のＬＰＣにおける部分出力空気力学的失速を招く可能性がある。この現象を回避するために、ＬＰＣの背後に配置して有効下流面積を増大させかつ部分出力において許容ＬＰＣ作動線を維持する可変ブリード弁（ＶＢＶ）を使用することができる。

本明細書に示す低圧ウォーム形圧縮機は、従来型のＬＰＣと比較して低圧シャフト速度が極めて平坦なピーク効率過給圧力比をコアに供給するように設計される。ウォーム形圧縮機は、従来型のＬＰＣの失速線よりも十分に高い失速線を有する可能性がある。このことは、従来型のＬＰＣの失速マージンの２倍又はそれ以上にも大きくなる可能性がある失速マージンを生成することになる。この変化は、ＬＰＣ作動線に対する部分出力の影響を軽減して、多分可変ブリード弁の必要性を排除する可能性がある筈である。部分出力において作動線が依然として高い場合には、ウォーム形圧縮機は、その容積式属性に起因して空気力学的失速に影響されにくくなり、また流れ関数変化及び高出力から低出力までのＬＰＴにおける許容可能な相対的負荷変動により、ＬＰＣに対する最大作動線が決定されることになると予測される。

図１３に示す航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンの実施形態は、エンジン１００のファンセクション１１２内のファン１０８と半径方向ブレード式低圧圧縮機８とを含み、これらのファン１０８及び低圧圧縮機８は、低圧シャフト１３２を介して半径方向ブレード式低圧タービン１２０によって動力を供給される。高圧圧縮機６は、半径方向ブレード式上流セクション４５とウォーム形下流セクション４６との両方を有する。上流セクション４５は、高圧圧縮機ブレード１３を有し、また下流セクション４６は、エンジン１００のウォーム形構成要素２１０である。燃焼器７は、ウォーム形下流セクション４６と高圧タービンブレード１１を有する半径方向ブレード式高圧タービン９との間に作動可能に配置される。高圧タービン９は、高圧シャフト５によって高圧圧縮機６の半径方向ブレード式上流セクション４５及びウォーム形下流セクション４６に駆動連結される。

半径方向ブレード式上流セクション４５から排出された流体は、高圧圧縮機６の下流セクション４６に流入し、そこで軸方向に加圧されかつ燃焼器７への入口における低いマッハ数まで減速される。ウォーム形高圧圧縮構成要素及びウォーム形下流セクション４６の加圧能力に応じて、半径方向ブレード式上流セクション４５の使用が必要でない可能性もある。ウォーム形圧縮機の設計外作動特性により、図１に示す高圧及び低圧タービン９、１２０のための制御可能面積タービンノズル（ＣＡＴ）４９が必要となる可能性もある。その中で内側及び外側本体１２、１４の両方が同一方向に回転する２ロータ又は本体ウォーム形圧縮機構成においては、２つのロータ又は本体の速度の速い方が、高圧シャフト５によって高圧タービン９に結合される。内側及び外側本体１２、１４を互いにギヤリングせることにより、動力が分配され、かつ両本体間の適正な位相整合が保持される。

図１４〜図１７に示すのは、図１３に示すエンジン１００の下流セクション４６つまりウォーム形構成要素２１０である。ウォーム形構成要素２１０は、直列下流方向流れ関係で第１及び第２のセクション２４、２６を有しており、エンジン１００の運転時に入口２０及び出口２２を通る連続的流れを形成する。個々の空気充填５０は、第１のセクション２４内にかつ該第１のセクション２４によって捕捉される。充填５０の加圧は、充填５０が第１のセクション２４から第２のセクション２６に通過する時に発生する。従って、充填５０全体は、該充填５０がそれぞれ第１及び第２のセクション２４、２６の両方内にある間に加圧される。

セクションの各々内の内側要素のねじれ勾配Ａは、外側要素のねじれ勾配Ａとは異なっている。内側本体１２のねじれ勾配Ａに対する外側本体１４のねじれ勾配Ａの比は、外側本体１４上の外側螺旋ブレード２７の数に対する内側本体１２上の内側螺旋ブレード１７の数の比に等しい。第１のねじれ勾配３４は、第２のねじれ勾配３６よりも小さい。螺旋角に関して、螺旋要素を記述することもできる。螺旋要素は、それぞれ第１及び第２のセクション２４、２６内の一定の第１及び第２のねじれ勾配３４、３６に対応した一定の第１及び第２の螺旋角を有し、これは、ねじをピッチ及びピッチ角に関して記述するのと全く同様である。

第１のセクション２４内の内側螺旋ブレード１７は、ガス発生器の作動時に空気充填５０を第１のセクション２４内に捕捉するのに十分な数の螺旋巻き数４３を有する。捕捉された空気充填５０により、容積式圧縮が可能になって、下流に生じたより高い圧力が、強制的に空気つまり充填を入口２０から外に逆流させることができないようになる。高圧圧縮機６の下流セクション４６つまりウォーム形構成要素２１０の１つの実施形態では、第１のセクション２４における巻き数４３の数は、空気充填５０を機械的に捕捉するのに十分である。別の実施形態では、第１のセクション２４における巻き数４３の数は、空気充填５０を動的に捕捉するのに十分である。

機械的に捕捉するというのは、充填５０が該充填５０の下流端部５４において第２のセクション２６内に入る前に該充填５０の上流端部５２において入口２０から遮断されることによって捕捉されることを意味する。動的に捕捉するというのは、捕捉された充填の下流端部５４は第２のセクション２６内に入ることはできたが、該充填の上流端部５２が、未だ完全には遮断されていないことを意味する。しかしながら、その下流端部５４において第２のセクションからの圧力波が入口２０まで移動する時間までに、両本体間の相対的回転により、捕捉された空気充填５０がその上流端部５２において遮断完了されることになる。

高いバイパス比を備えかつＬＰＴによって直接駆動されるＬＰＣを有するエンジンは、妥当な段数で得ることができる加圧量を制限する回転速度及びＬＰＣピッチ線半径の組合せを生じる可能性がある。これにより、加圧プロセスの残りの部分はＨＰＣに委ねられる。現在の軸流圧縮機技術におけるＨＰＣ加圧の上限は、加圧時における圧縮機の物理的寸法の減少により生じる。作動流体の密度が増大するにつれて、拡散可能な流速を維持するために必要とされる通路の高さは減少する。従って、ロータ隙間に対する通路の高さの比が減少し、また機械の効率が低下する。歴史的には、この影響は、２５：１の総圧力比又はその付近で不利な方向に変わり始める。

ウォーム形圧縮機は、通路の高さは不変のまま軸方向寸法を減少させることによって加圧を達成する。ウォーム形圧縮機内を移動する流れのマッハ数は、実際には減少するが、加圧プロセスは、従来型の圧縮機の場合にそうであるような回転運動エネルギーの反復注入及び内部エネルギーを増大させるためのその後の拡散には依存しない。その結果、ウォーム形圧縮機は、従来型のＨＰＣからの吐出を受け取り、かつこれまで達成可能であったよりも高い状態にまで加圧プロセスを続行するのを可能にすることができる。これまで達成可能であったよりも高い総圧力比を達成する手段としてＨＰＣ全体を置き換えることを可能にすることができる。高い総圧力比は、エンジンの燃料効率をより良好にするのを可能にする唯一の方法であることに注目されたい。大抵の場合に、エンジンの燃料効率をより良好にすることは、タービン入口温度特性を高めることを伴わなくてはならない。ウォーム形による加圧に対する上限値は、圧縮機の吐出領域におけるロータ先端付近の螺旋ブレード厚さに関係していると思われる。加圧比が高いほど、吐出ブレード厚さは薄くなる。

現在では、タービンエンジンが最大出力から低下する時に、エンジンの燃料消費率（ＳＦＣ）は、構成要素及び推進効率が向上するにつれて最初は減少し、次にコアの熱効率が低下するにつれて急速に増大する。熱効率における損失は、圧縮機圧力比における部分出力低下及びタービン入口温度の両方に起因している。加圧損失は、優性効果である。可変速度でのほぼ一定の圧力比の容積式特性は、部分出力における熱効率の改善、従って部分出力ＳＦＣ低下をもたらすことができる。制御可能面積タービンノズルは、おそらくウォーム形圧縮機の下流において従来型のタービンで必要となるであろう。ＣＡＴノズル技術から得られる流れ関数変化の量は、この能力の完全な行使を短期間に制限することができる。

図１８に示すのは、ウォーム形高圧圧縮機６、下流セクション４６及びウォーム形高圧タービン９を備えた例示的な航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンの概略断面図である。図１８に示す航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンの実施形態は、エンジン１００のファンセクション１１２内のファン１０８と、半径方向ブレード式低圧圧縮機８とを含み、これらのファン１０８及び低圧圧縮機８は、低圧シャフト１３２を介して半径方向ブレード式低圧タービン１２０によって動力を供給される。高圧圧縮機６は、半径方向ブレード式上流セクション４５とウォーム形下流セクション４６との両方を有する。上流セクション４５は、高圧圧縮機ブレード１３を有し、また下流セクション４６は、エンジン１００の第１のウォーム形構成要素２１０である。燃焼器７は、ウォーム形下流セクション４６とウォーム形高圧タービン９との間に作動可能に配置される。ウォーム形高圧タービン９は、エンジン１００の第２のウォーム形構成要素２１０であって、高圧シャフト５によって高圧圧縮機６の半径方向ブレード式上流セクション４５及びウォーム形下流セクション４６に駆動連結される。ウォーム形高圧タービン９の使用により、高圧及び低圧タービン９、１２０のための制御可能面積タービンノズル４９の必要性を排除することができる。

図１９に示すのは、図１８に示すエンジン１００のウォーム形構成要素の１つである、ウォーム形高圧タービン９を示している。ウォーム形高圧タービン９は、直列下流方向流れ関係で第１及び第２のセクション２４、２６を有し、エンジン１００の運転時に入口２０及び出口２２を通る連続的流れを形成する。ウォーム形高圧タービン９は、エンジンの膨張セクションであり、膨張は、図１９に示すような第１のセクション２４内で始まり、第２のセクション２６内で続行する。充填５０は、第１のセクション２４内に捕捉され、また充填５０の膨張は、該充填５０が第２のセクション２６内に入る時に発生する。従って、充填５０全体は、該充填５０が第１及び第２のセクション２４、２６の両方内にある間に膨張することができる。

内側螺旋ブレード１７のねじれ勾配は、セクションの各々内の外側螺旋ブレード２７のねじれ勾配とは異なっている。内側螺旋ブレード１７のねじれ勾配に対する外側螺旋ブレード２７のねじれ勾配の比は、外側本体１４上の外側螺旋ブレード２７の数に対する内側本体１２上の内側螺旋ブレード１７の数の比に等しい。第１及び第２のセクション２４、２６において、第１のねじれ勾配は、第２のねじれ勾配３６よりも小さい。螺旋角に関して、螺旋要素を記述することもできる。螺旋要素は、それぞれ第１及び第２のセクション２４、２６内の一定の第１及び第２のねじれ勾配に対応した一定の第１及び第２の螺旋角を有し、これは、ねじをピッチ及びピッチ角に関して記述するのと全く同様である。

ウォーム形圧縮機及びウォーム形タービンを備えたハイブリッドガス発生器は、ウォーム形圧縮機ガス発生器と基本的に同一の利点を示す。しかしながら、高圧ウォーム形タービン流れ関数は、低い補正速度において減少するので、ＣＡＴノズルは、必要でないものとすることができる。また、ＨＰＣの内側ロータをＨＰＴの内側ロータと機械的に結合しかつ外側ロータについても同様にすることによって、内側及び外側ロータ間のギヤリングの動力伝達の必要性を大きく低下させるべきである。

図２０に示すのは、ウォーム形燃焼器セクション及びウォーム形高圧タービンセクションを備えた例示的な航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジン１００の概略断面図である。図２０に示す航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンの実施形態は、エンジン１００のファンセクション１１２内のファン１０８と半径方向ブレード式低圧圧縮機８とを含み、これらのファン１０８及び低圧圧縮機８は、低圧シャフト１３２を介して半径方向ブレード式低圧タービン１２０によって動力を供給される。高圧圧縮機６は、高圧圧縮機ブレード１３の列を有する半径方向ブレード式である。燃焼器７は、半径方向ブレード式高圧圧縮機６及びウォーム形高圧タービン９間に作動可能に配置されたウォーム形燃焼器である。ウォーム形圧縮機７及びウォーム形高圧タービン９は、一体形であり、両者共にエンジン１００のウォーム形構成要素２１０である。半径方向ブレード式高圧圧縮機６とウォーム形燃焼器７との両方は、仕事が入力されることを必要とし、また高圧シャフト５を介してウォーム形高圧タービン９によって動力を供給されかつ駆動される。

ウォーム形燃焼器及びウォーム形タービンを備えたハイブリッドガス発生器は、ウォーム形燃焼器内での定容積燃焼及びそれに続いたウォーム形タービン内での等エンタルピー燃焼−膨張を行う能力を提供する。このプロセスは、マローサイクルと呼ばれる熱力学サイクルを生じ、従来型のタービンガス発生器のブレイトンサイクルに勝る大きな性能利点をもたらす。ウォーム形バーナ及びウォーム形タービン内の２つのロータの速い方のロータが、上流のＨＰＣと組合される。ウォーム形タービン内で膨張したガスは、ウォーム形バーナ及び半径方向ブレード式圧縮機に十分な動力を供給すべきである。それに代えて、ウォーム形タービンは、ウォーム形バーナを駆動するのに十分な動力のみを抽出するように設計することができ、またＨＰＣに独立的に結合されたＨＰＴは、ＬＰＣを駆動するために使用することができる。得られたウォーム形バーナ及びウォーム形タービンの一体形の組合せは、正味シャフト仕事がゼロの圧力上昇燃焼器として挙動することになる。

図２１に示すのは、共通の内側及び外側軸線１６、１８を有する、図２０に示すエンジン１００の２つのウォーム形構成要素であるウォーム形燃焼器７とウォーム形高圧タービン９とを含む一体形組立体１５である。この一体形組立体１５は、直列下流方向流れ関係で第１及び第２のセクション２４、２６を有し、エンジン１００の運転時に入口２０及び出口２２を通る連続的流れを形成する。燃焼器セクション４０は、第１のセクション２４の少なくとも一部分を通って軸方向下流方向に延びる。この図に示すように、燃焼器セクション４０は、一体形組立体１５の入口２０の端部から第１のセクション２４を通って軸方向下流方向に延びる。燃焼は、充填５０全体が第１のセクション２４内に捕捉された後に、該第１のセクション２４内で始まるが、第１のセクション２４内での燃焼は、定容積燃焼である。一体形組立体１５及び燃焼器セクション４０は、燃焼器セクション４０が同様に第２のセクション２６の少なくとも一部分も通って軸方向下流方向に延びるように構成することができる。

図２２に示すのは、半径方向ブレード式及びウォーム形の組合せ型高圧圧縮機とウォーム形燃焼器高圧タービンセクションとを備えた例示的な三重スプール型航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンの概略断面図である。図２２に示す航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンの実施形態は、図２０に示す実施形態と同様であるが、主な違いは、図２０に示す実施形態は、二重スプール型エンジンであり、図２２に示す実施形態は、三重スプール型エンジンであることである。図２２に示す三重スプール型エンジンの実施形態は、低圧シャフト１３２を介して半径方向ブレード式低圧タービン１２０によって動力を供給されるファン１０８をエンジン１００のファンセクション１１２内に備えた底圧スプールを含む。第２のつまり中圧スプールは、中圧シャフト１４２を介して半径方向ブレード式中圧タービン１４０によって動力を供給される半径方向ブレード式低圧圧縮機８を含む。高圧圧縮機６は、高圧圧縮機ブレード１３の列を有する半径方向ブレード式である。燃焼器７は、半径方向ブレード式高圧圧縮機６及びウォーム形高圧タービン９間に作動可能に配置されたウォーム形燃焼器である。ウォーム形燃焼器７及びウォーム形高圧タービン９は、それぞれそれらの内側及び外側本体がそうなるように一体形であり、両者共にエンジン１００のウォーム形構成要素２１０である。ウォーム形燃焼器７は、仕事が入力されることを必要とし、該ウォーム形燃焼器と一体形になったウォーム形高圧タービン９によって動力を供給されかつ駆動され、この一体形になったウォーム形高圧タービン９とウォーム形燃焼器７は、第３のつまり高圧スプールと呼ばれる。

図２２に示すのは、図２１に示しかつ上に述べたようなエンジン１００の２つのウォーム形構成要素であるウォーム形燃焼器７とウォーム形高圧タービン９とを含む一体形組立体１５である。一体形組立体１５は、直列下流方向流れ関係で第１及び第２のセクション２４、２６を有し、エンジン１００の運転時に入口２０及び出口２２を通る連続的流れを形成する。燃焼器セクション４０は、第１のセクション２４の少なくとも一部分を通って軸方向下流方向に延びる。この図に示すように、燃焼器セクション４０は、一体形組立体１５の入口２０の端部から第１のセクション２４を通って軸方向下流方向に延びる。燃焼は、充填５０全体が第１のセクション２４内に捕捉された後に、該第１のセクション２４内で始まるが、第１のセクション２４内での燃焼は、定容積燃焼である。一体形組立体１５及び燃焼器セクション４０は、燃焼器セクション４０が同様に第２のセクション２６の少なくとも一部分も通って軸方向下流方向に延びるように構成することができる。

本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、本明細書の教示から当業者には本発明のその他の変更形態が明らかになる筈であり、従って、全てのそのような変更形態が、本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることが望まれる。従って、本特許で保護されることを望むものは、提出した特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。

ウォーム形低圧圧縮機を備えた例示的な航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンの断面図。 図１に示すウォーム形低圧圧縮機の概略断面図。 図２に示すウォーム形低圧圧縮機の内側及び外側本体の螺旋ブレード部分の概略部分切断斜視図。 図３に示すウォーム形低圧圧縮機の内側及び外側本体間のギヤリングの概略断面図。 図３に示すウォーム形低圧圧縮機の内側及び外側本体の螺旋ブレード部分の概略切断斜視図。 図４の線６−６に沿って取った、内側及び外側本体の概略断面図。 異なる相対的角度位置における別の内側及び外側本体構成の概略断面図。 異なる相対的角度位置における別の内側及び外側本体構成の概略断面図。 異なる相対的角度位置における別の内側及び外側本体構成の概略断面図。 異なる相対的角度位置における別の内側及び外側本体構成の概略断面図。 図１に示す、内側及び外側本体を備えた容積式連続軸流低圧圧縮機の概略断面図。 図１に示すエンジンの概略断面図。 ウォーム形高圧圧縮機を備えた例示的な航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンの概略断面図。 図１３に示す高圧圧縮機のウォーム形下流セクションの概略断面図。 図１４に示す高圧圧縮機のウォーム形下流セクションの内側及び外側本体の螺旋ブレード部分の概略部分切断斜視図。 図１４に示す高圧圧縮機のウォーム形下流セクションの内側及び外側本体間のギヤリングの概略断面図。 図１６に示す高圧圧縮機のウォーム形下流セクションの内側及び外側本体の螺旋ブレード部分の概略部分切断斜視図。 ウォーム形高圧圧縮機及びウォーム形高圧タービンを備えた例示的な航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンの概略断面図。 図１８に示すウォーム形高圧タービンの内側及び外側本体の概略断面図。 ウォーム形燃焼器及びウォーム形高圧タービンを備えた例示的な航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンの概略断面図。 図２０に示すウォーム形燃焼器及びウォーム形高圧タービンの内側及び外側本体の概略断面図。 半径方向ブレード式及びウォーム形の組合せ型高圧圧縮機とウォーム形燃焼器とを備えた例示的な三重スプール型航空機用ハイブリッドウォーム形ガスタービンエンジンの概略断面図。

符号の説明

５ 高圧シャフト
６ 高圧圧縮機
７ 燃焼器
８ 低圧圧縮機
９ 高圧タービン
１１ 高圧タービンブレード
１２ 内側本体
１３ 高圧圧縮機ブレード
１４ 外側本体
１５ 一体形組立体
１６ 内側軸線
１７ 内側螺旋ブレード
１８ 外側軸線
１９ 空洞
２０ 入口
２１ 内側螺旋面
２２ 出口
２３ 外側螺旋面
２４ 第１のセクション
２６ 第２のセクション
２７ 外側螺旋ブレード
３４ 第１のねじれ勾配
３６ 第２のねじれ勾配
４０ 燃焼器セクション
４１ 断面
４３ 螺旋巻き数
４４ 頂点
４５ 上流セクション
４６ 下流セクション
４７ 内側螺旋縁部
４８ 外側螺旋縁部
４９ 可変面積タービンノズル
５０ 空気充填
５１ 内側ハブ
５２ 上流端部
５３ 外側シェル
５４ 下流端部
６０ 内側本体ローブ
６２ シール点
６４ 外側本体ローブ
６８ 三角形状内側本体断面
６９ 長円形状内側本体断面
７４ 回転速度
７６ 軌道速度
８２ ギヤボックス
１００ エンジン
１０８ ファン
１１２ ファンセクション
１１８ コアエンジン
１２０ 低圧タービン（ＬＰＴ）
１２２ 低圧タービンロータブレード
１３０ ファンロータブレード
１３２ 低圧シャフト
１３６ エンジン中心線
１４０ 中圧タービン
１４２ 中圧シャフト
２０６ １つの列
２０８ 回転ブレード
２１０ ウォーム形構成要素
Ａ ねじれ勾配
Ｎ 内側本体ローブの数
Ｍ 外側本体ローブの数
ＣＤ 軸方向距離

Claims (12)

1. ガスタービンエンジン（１００）であって、
   下流方向流れ関係で、圧縮機（６又は８）、燃焼器（７）及びタービン（９又は１２０）を含む少なくとも３つのガスタービンエンジン構成要素を含み、
   前記ガスタービンエンジン構成要素の少なくとも第１の構成要素が、少なくとも１つの半径方向に延びる回転ブレード（２０８）の列（２０６）を有する半径方向ブレード式構成要素であり、
   前記ガスタービンエンジン構成要素の少なくとも第２の構成要素が、ウォーム形構成要素（２１０）であり、
   前記ウォーム形構成要素（２１０）が、出口（２２）から軸方向に間隔を置いてかつ上流に配置された入口（２０）と外側本体（１４）内に配置された内側本体（１２）とを含み、
   前記内側及び外側本体（１２、１４）が、前記入口（２０）から前記出口（２２）まで延び、
   前記内側及び外側本体（１２、１４）が、それぞれオフセットした内側及び外側軸線（１６、１８）を有し、
   前記内側及び外側本体（１２、１４）の少なくとも１つが、前記内側及び外側軸線（１６、１８）の対応する軸線の周りで回転可能であり、
   前記内側及び外側本体（１２、１４）が、それぞれ前記内側及び外側軸線（１６、１８）の周りで回される相互噛合い内側及び外側螺旋ブレード（１７、２７）を有し、
   前記内側及び外側螺旋ブレード（１７、２７）が、それぞれ半径方向外向き及び内向きに延びる、
   ことを特徴とする、エンジン（１００）。
2. 前記外側本体（１４）が、前記外側軸線（１８）の周りで回転可能であり、
   前記内側本体（１２）が、前記内側軸線（１６）の周りで回転可能である、
   ことをさらに特徴とする、請求項１記載のエンジン（１００）。
3. 前記内側及び外側本体（１２、１４）が、固定ギヤ比で互いにギヤリングされていることをさらに特徴とする、請求項２記載のエンジン（１００）。
4. 前記内側及び外側本体（１２、１４）が、固定ギヤ比で互いにギヤリングされていることをさらに特徴とする、請求項１記載のエンジン（１００）。
5. 前記外側本体（１４）が、前記外側軸線（１８）の周りに回転可能に結合され、
   前記内側本体（１２）が、前記外側軸線（１８）の周りで軌道運動する、
   ことをさらに特徴とする、請求項４記載のエンジン（１００）。
6. 航空機用ガスタービンエンジン（１００）であって、
   直列下流方向流れ関係で、ファン（１０８）、低圧圧縮機（８）、高圧圧縮機（６）、燃焼器（７）、高圧タービン（９）及び低圧タービン（１２０）を含むガスタービンエンジン構成要素を含み、
   前記ガスタービンエンジン構成要素が、１つ又はそれ以上の半径方向ブレード式構成要素と１つ又はそれ以上の螺旋ブレード式ウォーム形構成要素（２１０）とを含み、
   前記半径方向ブレード式構成要素の各々が、少なくとも１つの半径方向に延びる回転ブレード（２０８）の列（２０６）を有し、
   前記ウォーム形構成要素（２１０）の各々が、出口（２２）から軸方向に間隔を置いてかつ上流に配置された入口（２０）と外側本体（１４）内に配置された内側本体（１２）とを含み、
   前記内側及び外側本体（１２、１４）が、前記入口（２０）から前記出口（２２）まで延び、
   前記内側及び外側本体（１２、１４）が、それぞれオフセットした内側及び外側軸線（１６、１８）を有し、
   前記内側及び外側本体（１２、１４）の少なくとも１つが、前記内側及び外側軸線（１６、１８）の対応する軸線の周りで回転可能であり、
   前記内側及び外側本体（１２、１４）が、それぞれ前記内側及び外側軸線（１６、１８）の周りで回される相互噛合い内側及び外側螺旋ブレード（１７、２７）を有し、
   前記内側及び外側螺旋ブレード（１７、２７）が、それぞれ半径方向外向き及び内向きに延びる、
   ことを特徴とする、エンジン（１００）。
7. 前記低圧圧縮機（８）が、螺旋ブレード式であり、
   前記ファン（１０８）、高圧圧縮機（６）、高圧タービン（９）及び低圧タービン（１２０）が、半径方向ブレード式である、
   ことをさらに特徴とする、請求項６記載のエンジン（１００）。
8. 前記高圧圧縮機（６）が、半径方向ブレード式上流セクション（４５）とウォーム形螺旋ブレード式下流セクション（４６）とを含み、
   前記高圧タービン（９）が、半径方向ブレード式でありかつ前記上流及び下流セクション（４５、４６）に駆動連結され、
   前記ファン（１０８）、低圧圧縮機（８）及び低圧タービン（１２０）が、半径方向ブレード式である、
   ことをさらに特徴とする、請求項６記載のエンジン（１００）。
9. 前記高圧圧縮機（６）が、半径方向ブレード式上流セクション（４５）とウォーム形螺旋ブレード式下流セクション（４６）とを含み、
   前記高圧タービン（９）が、螺旋ブレード式でありかつ前記上流及び下流セクション（４５、４６）に駆動連結され、
   前記下流セクション（４６）及び高圧タービン（９）が、前記ウォーム形構成要素であり、
   前記ファン（１０８）、低圧圧縮機（８）及び低圧タービン（１２０）が、半径方向ブレード式である、
   ことをさらに特徴とする、請求項６記載のエンジン（１００）。
10. 前記燃焼器（７）及び高圧タービン（９）が螺旋ブレード式でありかつ前記高圧圧縮機（６）に駆動連結され、
    前記燃焼器（７）及び高圧タービン（９）が、前記ウォーム形構成要素であり、
    前記ファン（１０８）、低圧圧縮機（８）、高圧圧縮機６及び低圧タービン（１２０）が、半径方向ブレード式である、
    ことをさらに特徴とする、請求項６記載のエンジン（１００）。
11. 前記燃焼器（７）が、螺旋ブレード式であり、
    前記高圧タービン（９）が、螺旋ブレード式でありかつ前記燃焼器（７）に駆動連結され、
    前記燃焼器（７）及び高圧タービン（９）が、前記ウォーム形構成要素であり、
    前記高圧圧縮機（６）が、前記低圧タービン（１２０）及び高圧タービン（９）間に流れ関係で配置された中圧タービン（１４０）に駆動連結され、
    前記ファン（１０８）及び低圧圧縮機（８）が、前記低圧タービン（１２０）に駆動連結され、
    前記ファン（１０８）、低圧圧縮機（８）、高圧圧縮機（６）、低圧タービン（１２０）及び中圧タービン（１４０）が、半径方向ブレード式である、
    ことをさらに特徴とする、請求項６記載のエンジン（１００）。
12. 前記ウォーム形構成要素（２１０）が、前記入口（２０）から前記出口（２２）まで軸方向下流方向に延びる前記燃焼器（７）及び高圧タービン（９）を含む一体形組立体（１５）であり、
    前記高圧タービン（９）が、前記燃焼器（７）に駆動連結され、
    前記高圧圧縮機（６）が、前記低圧タービン（１２０）及び高圧タービン（９）間に流れ関係で配置された中圧タービン（１４０）に駆動連結され、
    前記ファン（１０８）及び低圧圧縮機（８）が、前記低圧タービン（１２０）に駆動連結され、
    前記ファン（１０８）、低圧圧縮機（８）、高圧圧縮機（６）、中圧タービン（１４０）及び低圧タービン（１２０）が、半径方向ブレード式である、
    ことをさらに特徴とする、請求項６記載のエンジン（１００）。
    

Images