JP6505061B2 - 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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Description
本発明は航空機エンジンのスピナに関し、より詳細には、スピナの形状および寸法に関する。
ガスタービンエンジンは典型的には、ファンセクション、圧縮機セクション、燃焼器セクション、およびタービンセクションを含む。圧縮機セクションに入った空気は圧縮されて燃焼器セクションに送られ、燃焼器セクションで燃料と混合されて点火され、高速の排出ガス流が発生する。高速の排出ガス流はタービンセクションを通って膨張して圧縮機およびファンセクションのファンを駆動する。圧縮機セクションは典型的には、低圧および高圧圧縮機を含み、タービンセクションは低圧および高圧タービンを含む。
ファンセクションは入口を含み、入口は、ファンセクションを取り囲むナセルによって部分的に形成され、ファンセクションのファンに通じることができる。横風および高迎え角でジェットエンジンの作動は、ファンブレードの空気力学および作動可能限界によって大きな制限を受ける場合がある。機体設計者は、航空機の作動制限を課さなければならないことを避けるために、このようなエンジンの作動制限を最小にしようと、または除こうとする。横風または高迎え角での入口性能を改良する従来の方法は、入口の幾何学的形状の変更を含む。このような変更は、巡航時などの他の重要な作動点での性能に悪影響を与えることが多い。したがって、巡航性能に実質的に悪影響を与えずに横風での入口性能を改良することが強く望まれる。
航空機ガスタービンエンジンのロータに装着するための航空機ガスタービンエンジンのスピナ。スピナ先端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を後ろに伴う円錐形の（ｃｏｎｉｃａｌ）上流すなわち前部スピナセクションを含み、軸方向中心線軸の周りを囲み、約１．８より大きなスピナアスペクト比を有するスピナであって、スピナアスペクト比は、エンジンの軸方向中心線軸からスピナの外面までの半径方向距離で割ったスピナ先端とスピナ末端との間の軸方向距離である、スピナ。
スピナアスペクト比は、約２．０〜２．２、または約２．２〜２．８の範囲とすることができる。
後部スピナセクションは、ファンブレードのプラットフォームのプラットフォーム前縁に実質的に正接することができる。後部スピナセクションは、反りのある、または軸方向に楕円形（ｅｌｌｉｐｔｉｃａｌ）に湾曲した断面を有することができる。前部スピナセクションは、後部スピナセクションとそれらの交点において実質的に正接することができる。
スピナは、基準の断面の基準の軸方向距離に比べてより長いスピナの軸方向距離、および基準の断面の基準のアスペクト比より大きなスピナアスペクト比を有するスピナの軸方向断面を含むことができる。
航空機ガスタービンエンジンのファン組立体は、中心線軸の周りを囲むロータに装着され、そのロータから半径方向外向きに延在する一列のファンブレードを取り囲むファンケーシングと、ファンケーシングを取り囲むナセルと、中心線軸を囲み、ロータに装着され、スピナ先端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を含み、中心線軸の周りを囲み、約１．８より大きなスピナアスペクト比を有するスピナであって、スピナアスペクト比は、エンジンの軸方向中心線軸からスピナの外面までの半径方向距離で割ったスピナ先端とスピナ末端との間の軸方向距離である、スピナ（５０）とを含む。
組立体はさらに、基準の断面の基準の軸方向距離に比べてより長いスピナの軸方向距離を有するスピナの軸方向断面と、基準の断面の基準のアスペクト比より大きなスピナアスペクト比とを含むことができ、スピナの軸方向断面は、基準の断面の性能を超えて組立体の横風性能および／または高迎え角性能を改良するような形状および寸法である。スピナの軸方向断面は、入口を通る流れの空気力学を変更して基準の断面の性能に比べて横風性能または高迎え角性能を改良をもたらす寸法および形状に中心線軸に沿った場所または軸方向距離においてすることができる。
本発明を、好ましく、かつ例示的な実施形態に従って、添付図面と併せて以下の詳細な記述でより具体的に説明する。
図１には、長手方向に延在するエンジンの軸方向中心線軸３０の周りを回転可能なファン組立体１２およびコアエンジン１４を含む航空機ガスタービンエンジン１０の例示的な実施形態が示されている。ファン組立体１２は、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を含む。ファンブレードのエーロフォイル３３は、ファンブレード１８のそれぞれのファンブレードのプラットフォーム３５から半径方向外向きに延在する。あるいは、ブレードおよびエーロフォイルはロータのブリスクに装着される場合がある。コアエンジン１４は、高圧圧縮機２２、燃焼器２４、高圧タービン２６を含む。低圧タービン２８は、ファンブレード１８を駆動する。
エンジン１０は、エンジン１０のファンケーシング１６に接続されたナセル３２内に装着される。ファンケーシング１６は、ナセル３２に取り囲まれてその中に配置され、ファンブレード１８の周りを囲み、かつ周方向に間隔を置いて配置された複数のストラット３４によってファン組立体１２を支持する。ナセル３２は、周方向に間隔を置いて配置されたボルトなどの複数の締結具によってファンケーシング１６の前部ケーシングフランジ３８に取り付けられた環状の入口２５を含む。ナセル３２は典型的には、半径方向に間隔を置いて配置された環状の内筒４０と外筒４２とを含む。ファン入口流路６６は、入口前縁６８から入口２５を通って下流に延在し、入口前縁６８の下流に配置された最小の流れ面積となる入口スロート４４を含む。環状のディフューザ７０はスロート４４から下流に延在する。丸みを帯びた環状のノーズリップセクション４８は、内筒４０と外筒４２との間に半径方向に配置され、入口前縁６８および入口スロート４４を含む。エンジン１０に入るエンジン空気１５は入口２５を通過する。
さらに図２および３を参照すると、横風性能を改良したファンスピナ５０がロータ２０に装着されている。ファンスピナ５０は、スピナ先端５４から下流に、ロータ２０の前方端５７でファンハブ５６に接続されたスピナ末端５１まで延在する。スピナ５０は、ファンハブ前縁５８に接続することができる。ファンブレード１８は、ファンハブ５６から半径方向外向きに延在する。スピナ５０は、入口２５内での拡散、および圧力勾配を制御することによって、ファン組立体１２の横風性能および、おそらく、高迎え角性能を改良するような形状および寸法にされている。スピナ５０は、スピナの形状と寸法を空気力学的に入念に考慮することを通して入口２５内で流れが剥離する範囲または度合いを低減することによって、ファン組立体１２の横風性能、および、おそらく、高迎え角性能を改良するように設計されている。
スピナの形状を改良した設計は、入口２５内での減速および圧力勾配を制御することによって、ファン組立体１２の横風性能および、おそらく、高迎え角性能を改良するために、中心線軸３０に沿って特定の場所または軸方向距離Ａにおけるスピナの寸法を増大させることを含むことができる。
図３は、スピナの軸方向断面の３つの実施形態を示す。スピナ５０は、楕円形その他の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を含む。円錐形の前部スピナセクション６０と湾曲した後部スピナセクション６２とは、それらの交点６４において実質的に正接することができる。図１〜３に示すように、湾曲した後部スピナセクション６２は、断面で軸方向に湾曲している。後部スピナセクション６２はまた、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ことができる。
本明細書で開示される横風性能を改良したスピナ５０の全体的な形状は、円錐形の前部スピナセクション６０と、楕円形または湾曲した後部スピナセクション６２の２つの形状が組み合わさった形状であるので、円錐楕円形（ｃｏｎｉｐｔｉｃａｌ）と呼ばれる。円錐楕円形、円錐形、および楕円形のスピナはＧＥの航空機ガスタービンエンジンの様々なモデルで使用されてきた。楕円形または湾曲した後部スピナセクション６２の湾曲形状は、純粋な楕円形でない場合がある。それは、多項式曲線として記述することができる。湾曲した後部スピナセクション６２はまた、反りとして記述することができる。
横風性能を改良したスピナ５０は、スピナ５０のスピナアスペクト比Ａ／Ｒによって定められた特定の寸法を有する。Ａは、スピナ先端５４とファンハブ前縁５８との間の軸方向距離である。スピナ先端５４とファンハブ前縁５８との間の軸方向距離Ａはまた、スピナ５０の長さを示すために用いることができる。Ｒは、エンジンの軸方向中心線軸３０からファンハブ前縁５８までの半径方向距離である。アスペクト比Ａ／Ｒは約１．８以上であり、第１の例示的な範囲は約１．８から２．２であり、第２の例示的な範囲は２．２より大きい。アスペクト比Ａ／Ｒのさらに別の例示的な範囲は約２．２から２．８である。
図３は、基準の軸方向断面Ｂ０と比較して、第１、第２、および第３の軸方向断面Ｂ１、Ｂ２、およびＢ３として示した３つの例示的なスピナの軸方向断面を示す。３つの例示的なスピナの軸方向断面Ｂ１〜Ｂ３および基準の断面Ｂ０はすべて同じ半径方向距離Ｒを有する。基準の断面Ｂ０は基準の軸方向距離Ａ０を有する。例示的な第１、第２、および第３の軸方向断面Ｂ１、Ｂ２、およびＢ３は、それぞれ、１．８０、２．１９．および２．５８に等しい第１、第２、および第３のアスペクト比Ａ／Ｒ１、Ａ／Ｒ２、およびＡ／Ｒ３を有する。基準の断面Ｂ０は、１．４１の基準のアスペクト比Ａ／Ｒ０を有する。例示的な第１、第２、および第３の軸方向断面Ｂ１、Ｂ２、およびＢ３は、入口内で流れが剥離する範囲または度合いを低減することによって、基準の断面Ｂ０の性能を超える入口２５の横風性能および高迎え角性能に改良するような形状および寸法にされている。スピナの形状の設計は、入口性能を改良するために、中心線軸３０に沿って特定の場所または軸方向距離におけるスピナの寸法を増大させることを含むことができる。
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を本明細書で説明してきたが、本明細書での教示から当業者には本発明の他の修正が明らかになるはずであり、したがって、すべてのそのような修正は本発明の真の精神および範囲内にあるものとして添付の特許請求の範囲で保護されることが望まれる。
したがって、米国の特許証によって保護されることを望むものは、以下の特許請求の範囲で規定され差別化される発明である。
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［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）。
［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）。
１０ 航空機ガスタービンエンジン、エンジン
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
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 (9)
- スピナ先端（５４）から後方に延在して、膨らんだ下流すなわち後部スピナセクション（６２）に直接移行する円錐形の上流すなわち前部スピナセクション（６０）を備え、
前記上流すなわち前部スピナセクション（６０）は、減少する傾斜を有し、前記下流すなわち後部スピナセクション（６２）は、後方に向けて初めは減少する傾斜を有し続いて増加する傾斜を有するようにスピナ末端（５１）まで延在し、該スピナ末端（５１）がファンブレードファンブレード（１８）のプラットフォーム（３５）の前縁（３７）に直接移行し、
中心線軸（３０）の周りを囲み、
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）から前記スピナ末端（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）。 - 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）。
- 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乃至３のいずれか１項記載のスピナ（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乃至４のいずれか１項記載のスピナ（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）。
- 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）に装着されたスピナ（５０）と
を備え、
前記スピナ（５０）は、
スピナ先端（５４）から後方に延在して、膨らんだ下流すなわち後部スピナセクション（６２）に直接移行する円錐形の上流すなわち前部スピナセクション（６０）を含み、
前記上流すなわち前部スピナセクション（６０）は、減少する傾斜を有し、前記下流すなわち後部スピナセクション（６２）は、後方に向けて初めは減少する傾斜を有し続いて増加する傾斜を有するようにスピナ末端（５１）まで延在し、該スピナ末端（５１）がファンブレードファンブレード（１８）のプラットフォーム（３５）の前縁（３７）に直接移行し、
前記中心線軸（３０）の周りを囲み、
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）。 - 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７記載のファン組立体（１２）。
- 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７記載のファン組立体（１２）。
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| US5182906A (en) * | 1990-10-22 | 1993-02-02 | General Electric Company | Hybrid spinner nose configuration in a gas turbine engine having a bypass duct |
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