JP6625624B2 - 航空機タービンエンジンのステータ - Google Patents

Description

本発明は、航空機タービンエンジンのステータに関し、より詳細には、固定翼の少なくとも１つの環状列およびアームの少なくとも１つの環状列を備えるステータに関する。

先行技術は、特に、国際公開第２００５／１１９０２８号パンフレットおよび欧州特許出願公開第０９４２１５０号明細書を含む。

一般に、航空機タービンエンジンは、上流から下流まで、ガスの流れる方向に、ファン、少なくとも１つの圧縮機、環状燃焼室、少なくとも１つのタービンおよび燃焼ガスを排出するためのパイプを備える。

バイパスターボジェットエンジンについて、ファンを通過する空気流は、エンジンに供給する一次流と、エンジンの周囲を流れる二次流とに分流される。

従来、エンジンは、少なくとも１つのステータおよび少なくとも１つのロータを備える。マルチスプールターボジェットエンジンについて、エンジンは、例えば、２つのロータまたはスプールを備え、一方が低圧であり、他方が高圧である。したがって、ターボジェットエンジンは、低圧圧縮機を低圧タービンに結合する第１のシャフトを含む低圧スプールと、高圧圧縮機を高圧タービンに結合する第２のシャフトを含む高圧スプールとを備えることができる。

エンジンに入る空気は、低圧圧縮機および高圧圧縮機の中で連続して圧縮され、その後、燃料と混合され、それが燃焼室内で燃焼される。次いで、燃焼ガスは、高圧タービン、次いで低圧タービンの中で膨張して、低圧シャフトを回転させ、それによって次にファンシャフトを駆動する。

タービンエンジンのステータは、構造的環状ケーシング、すなわち、力を伝達するために十分に剛性であるケーシングを備える。特定のタービンエンジンは、ファンの下流に延在する入口ケーシングと、低圧圧縮機と高圧圧縮機との間に延在する中間ケーシングとを備える。

一般に、これらの各ステータケーシングは、内側環状壁および外側環状壁である２つの環状壁の間に略径方向に延在する一般に構造的なアームを備え、これらのアームは、補助システムが内壁の内側から外壁の外側まで通過するために管状である。

エンジンの消費を低減するために、いくつかのタービンエンジンは、減速ギヤを備える。これらのタービンエンジンのステータは、一般に、ケーシングの構造的アームの上流の固定翼の環状列と、構造的アームの下流の可変ピッチ翼の環状列とを備える。この型のタービンエンジンの中間ケーシングは、低圧圧縮機の下流に配置され、したがって、一次アームとも呼ばれる構造的アームの環状列を備え、構造的アームの環状列は、固定翼（入口案内翼（ＩＧＶ）とも呼ばれる）の環状列と可変ピッチ翼（可変ステータ翼（ＶＳＶ）とも呼ばれる）の環状列との間に挿入される。低圧圧縮機の上流に配置される入口ケーシングは、固定翼の環状列と可変ピッチ翼の環状列との間に挿入される構造的アームの環状列を更に備える。

翼およびアームの３つの連続的な列（２列の翼および１列のアーム）を含むこの型のステータは、軸方向の寸法が相当に大きいために、重量および圧力低下に悪影響を及ぼすので、極めて不利である。

国際公開第２００５／１１９０２８号 欧州特許出願公開第０９４２１５０号明細書

本発明は、この課題に対して簡単で、効果的、かつ経済的解決策を提供する。

本発明は、固定翼の環状列と、例えば、構造的アームなど、アームの環状列とを備える、ステータが長手方向軸を含む、航空機タービンエンジンのステータを提案しており、固定翼の後縁が、前記長手方向軸を横断して、第２の平面の下流に配置される第１の平面の中に概ね配置され、第２の平面は、前記長手方向軸を横断して、第２の平面の下流に配置され、第２の平面は、前記軸を横断して、アームの前縁を概ね通過しており、固定翼の前縁が、前記長手方向軸を横断して、第２の横断面の上流に配置される第３の平面の中に概ね配置されることを特徴とし、ならびにステータがアームの環状列の直接下流に配置される可変ピッチ翼の環状列を更に備え、可変ピッチ翼の環状列が、アームの延長線に概ね配置される第１の可変ピッチ翼と、第１の可変ピッチ翼の間に配置される第２の可変ピッチ翼とを備え、第１の可変ピッチ翼が、第２の可変ピッチ翼とは異なる空気力学的プロファイルを含むことを特徴とする。

本発明によって、固定翼の環状列と、アームの環状列とを含むステータの軸方向寸法が、少なくとも部分的にこれらの列を軸方向に相互連結することによって減少することが可能になる。したがって、固定翼がアームの上流に配置される従来技術とは対照的に、本発明の場合、固定翼は少なくとも部分的にアームの間に配置される。したがって、ステータの軸方向寸法は、従来技術のステータの軸方向寸法よりもかなり低減することができ、これは、ステータ全体の重量および圧力降下にプラスの効果をもたらす。

本発明による特定の方法で、固定翼およびアームの列が配置されるが、有利なことに、翼およびアームのプロファイルのパラメータおよび空気力学的特性は保たれる。したがって、アームは、好適には、それらの厚さ、形状、および補助システムが通過する二次的機能を保つ。固定翼は、空気流（例えば、タービンエンジンのファンから排出される）を案内する機能を保つことができる。これにより、ステータの上流および下流の速度三角形を保つことが可能になる。

本発明は、異なる飛行段階におけるステータの空気力学的性能を改善することを可能にする。実際に、固定翼の前縁をアームの前縁に対して上流方向にオフセットすることは、流れが固定翼内を通過することがより容易になることを意味する。これによって、前記流れがアームによって直接偏向されることを防止することによって、ファンの出口での流れの偏向を少なくすることが更に可能になる。したがって、圧力低下がより少なくなり、タービンエンジンの性能がそれによって向上する。

本出願において、「横断面」とは、一般的にタービンエンジンの長手方向軸であるステータの長手方向軸に略垂直である平面を意味する。

有利なことに、アームの中央長手方向平面は、ステータの長手方向軸に対して傾斜している。少なくともいくつかアーム、および少なくともいくつかの固定翼の中央長手方向平面は、好ましくは略平行またはわずかに傾斜している。これにより、翼の列をアームの列に連結することが容易になる。

アームの傾斜またはピッチは、アームの実際の弦を減少させることなく、したがって、その厚さを変更することなく、ステータの軸方向寸法を更に低減することができる（したがって、ステータの厚弦比、ならびにアームの数および分配は、従来技術と比較して保たれることが可能である）。

ステータは、アームの環状列の直接下流に配置される可変ピッチ翼の環状列を更に備える。前述の場合と同様に、本発明によるステータは、２列の翼と１列のアームとを含む。

可変ピッチ翼の環状列は、アームの概ね延長線に配置される第１の可変ピッチ翼と、第１の可変ピッチ翼の間に配置される第２の可変ピッチ翼とを含む。第１の可変ピッチ翼は、第２の可変ピッチ翼とは異なる空気力学的プロファイルを含む。有利なことに、第１の可変ピッチ翼が、第２の可変ピッチ翼よりも強調された空気力学的プロファイルまたは湾曲を含む。

アームの下流の方位角において速度三角形が一定ではないため、アームの間の固定翼を相互連結することは、ステータの空気力学的性能に影響を及ぼす。この欠点を克服するために、アームの下流に配置される可変ピッチ翼は、すべてが同一のプロファイルを含むわけではない。翼が、アームの直接下流にあるか、または固定翼の下流にあるかによって、２つの異なるプロファイルが使用される。

第１の可変ピッチ翼の前縁は、好適には、ステータの軸方向寸法を更に減少させるように、アームの後縁にできるだけ接近して配置され、加えて、これらの第１の翼が「フラップ」として機能して、低圧圧縮機および高圧圧縮機がすべての飛行条件下で作動することを保証することが好ましい。

ステータは、内側環状壁と外側環状壁の２つの環状壁をそれぞれ備えることができ、その間に固定翼の列およびアームの列が延在する。

各可変ピッチ翼は、その外側の径方向の端部で、外壁上のダクト内に取り付けられる円筒形のピボットを備えることができる。

外側壁は、アームの上流に、排気貫通スロットの環状列と、好適には制御可能な、前記スロットを閉鎖するための手段とを備えることができる。スロットおよび閉鎖手段は、可変ブリードバルブ（ＶＢＶ）とも呼ばれる排出バルブを形成する。

変形形態では、外側壁は、アームの間に、少なくとも１つの排気貫通開口と、好適には制御可能な、前記開口を閉鎖するための少なくとも１つのドアとを備える。

本発明の特定の実施形態では、本発明は、このタイプのケーシングを使用して、モジュールの重量を５％から１０％低減すると推定され得る。これは、アーム間の固定翼の一体化に関連する、軸方向長さの低減（したがって、一次流および二次流における、内側ケーシング壁および外側ケーシング壁の低減）、軸方向隙間（特に、アームの列と可変ピッチ翼の列との間の隙間）の低減、およびアームのピッチ（２０°から３０°の間であってもよく、それによって、従来技術の０°とは対照的に、弦で約１０％の利得を得ることを可能にする）によって主に説明される。

加えて、移動距離の低減による、ファンケーシングの周りに延在するパイプラインおよびハーネスの重量の低減は、定量化できない利点である。

本発明は、航空機タービンエンジンが前述の少なくとも１つのステータを備えることを特徴とする、ターボジェットエンジンまたはターボプロップエンジンなど、航空機タービンエンジンにも更に関係する。タービンエンジンが、ファン、ならびに低圧圧縮機および高圧圧縮機を備える場合、ステータは、ファンと低圧圧縮機との間、および／または低圧圧縮機と高圧圧縮機との間に取り付けられ得る。別法として、ターボプロップエンジンが、例えば、その内部のガス流に対してターボプロップエンジンの下流端の近傍に配置された２つの逆回転する外部プロペラを備える場合、ステータは低圧圧縮機の入口に取り付けられる。

添付の図面を参照して、限定しない例によって提供される、以下の説明を読めば、本発明がより良く理解され、本発明の他の詳細、特徴および利点が明らかになろう。

従来技術による航空機タービンエンジンの、側面から見た概略的な軸方向半分の断面図である。 図１のタービンエンジンの部分の極めて概略的な平面図である。 本発明による航空機タービンエンジンの、側面から見た概略的な軸方向半分の断面図である。 図３のタービンエンジンの部分の極めて概略的な平面図である。 本発明による入口ケーシングの実施形態を示す図３に相当する図である。 本発明による中間ケーシングの変形形態を示す図３に相当する図である。 本発明による中間ケーシングの変形形態を示す図３に相当する図である。

最初に図１を参照すると、図１は先行技術によるタービンエンジン１０を示し、この場合の前記タービンエンジン１０は、バイパスターボジェットエンジンである。本発明はこの例を参照して説明されるが、本発明は他のタービンエンジン構造にも応用可能であることは明らかである。

タービンエンジン１０は、上流から下流へ、ガス流の方向に、２つの同軸の流れに分かれる流れを生成するファン１２を含み、一次流はエンジンに動力を供給し、エンジンは、低圧圧縮機１４、高圧圧縮機（図示せず）、燃焼室（図示せず）、高圧および低圧タービン（図示せず）、ならびに燃焼ガスを排出するためのパイプ（図示せず）を含む。

エンジンのこれらのモジュール（ファン、圧縮機、燃焼室、タービン）は、構造的な環状ステータケーシングによって取り囲まれている。したがって、タービンエンジン１０は、低圧圧縮機１４の上流の入口ケーシング１８と、低圧圧縮機と高圧圧縮機との間の中間ケーシング２０とを含む、複数の連続した環状ケーシングを備える。

入口ケーシング１８は、固定翼２２（または入口案内翼（ＩＧＶ））の環状列と可変ピッチ翼２６（または可変ステータ翼（ＶＳＶ））の環状列との間に挿入される構造的アーム２４（または一次アーム）の環状列を備える。

図２にも見られるように、固定翼２２の列は、ファン１２の列とアーム２４の列との間に配置され、可変ピッチ翼２６の列は、アーム２４の列と低圧圧縮機１４の可動ロータホイール２８との間に配置される。

同様に、中間ケーシング２０は、固定翼（または入口案内翼（ＩＧＶ））の環状列と可変ピッチ翼（または可変ステータ翼（ＶＳＶ））の環状列との間に挿入される構造的アーム（または一次アーム）の環状列を備える。固定翼の列は、低圧圧縮機のロータホイールとアームの列との間に配置され、可変ピッチ翼の列は、アームの列と高圧圧縮機のロータホイールとの間に配置される。

図２の参照符号３４は、ファン１２に入る空気流の速度三角形を示し、参照符号３６は、固定翼２２の上流の一次空気流の速度三角形を示し、および参照符号３８は、可変ピッチ翼２６の下流の一次空気流の速度三角形を示す。

上記の説明のように、入口ケーシング１８および中間ケーシング２０は、それぞれ、翼２２、２６の列と一体に軸方向にかさばったステータを形成する。

本発明は、ステータの固定翼の列をアームの列に軸方向に相互連結することによってこの課題を克服することができる。

図３および図４は、本発明によるステータまたは入口ケーシングの実施形態を示しているが、この実施形態はもちろん中間ケーシングにも応用することができる。

Ｐ１は、固定翼４４の後縁４２を概ね通過する横断面（長手方向軸Ａまたはタービンエンジンの回転軸に垂直）を示し、Ｐ２は、アーム４８の前縁４６を概ね通過する横断面を示し、Ｐ３は、固定翼４４の前縁５０を概ね通過する横断面を示し、Ｐ４は、アーム４８の後縁５２を概ね通過する横断面を示し、Ｐ５は、可変ピッチ翼５６、５８の前縁５４を概ね貫通する横断面を示す。

示された例では、Ｐ１はＰ２の下流にあり、Ｐ２はＰ３の下流にある。更に、Ｐ５はＰ４の下流に、そこから短い軸方向距離にある。したがって、可変ピッチ翼５６、５８はアーム４８の直接下流に配置される。

加えて、Ｈ１は各アーム４８の中央長手方向平面を示し、Ｈ２は各固定翼４４の中央長手方向平面を示す。

この場合、平面Ｈ１およびＨ２は軸Ａに対して傾斜しており、互いに略平行である。したがって、従来技術と比較して、アーム４８は、軸方向の配向を含まないが、対照的に、軸Ａに対して概ね径方向である軸の周りに「ピッチ（ｐｉｔｃｈ）を備えつける」（例えば、２０°から３０°の角度で）。

各アーム４８は、その平面Ｈ１に対して対称である。各アーム４８は、補助システムがそこを通過することを可能にするために管状であり、加えて、それは構造的または非構造的であることができる。各アーム４８は、好適には、図１および図２に示される従来技術と比較して、その弦およびその厚さなどの寸法を保つ。

固定翼４４は、従来技術の固定翼と同様であってもよい。

可変ピッチ翼５６、５８の環状列は、アーム４８の延長線にある第１の翼５６と、第１の翼５６の間に、流れに対して固定翼４４の下流に配置される第２の翼５８とを含む。

図面に概略的に示されるように、翼５６のプロファイルは、翼５８のプロファイルよりも強調されている。固定翼４４を通って流れる空気流の部分が、固定翼４４のプロファイルの湾曲に起因して、アーム４８に沿って流れる空気流の部分よりも大きく偏向される。ステータから出る空気流が全周に亘って均質であるように、アーム４８の後縁から流れる空気流の部分は、固定翼４４の後縁から流れ出る部分よりも大きく偏向される必要がある。したがって、翼５６、５８のプロファイルは、アーム４８の後縁から流れる空気流の部分が、固定翼４４の後縁から流れる空気量よりも大きく偏向され、その結果、ステータから出る空気流は、その全周に亘って均質である。この空気流は、有利なことに、従来技術（図２）の空気流と概ね同一の速度三角形３８を含み、下流に配置されるロータホイール２８上方の空気流が、本発明によるステータ／入口ケーシングの構成によって影響を受けることはない。

ここで図５を参照すると、図５は、本発明によるステータ４０のより詳細な実施形態を示しており、この場合、ステータ４０は入口ケーシング１８である。

前述の例のように、ステータ４０は、固定翼４４の列、アーム４８の列、および可変ピッチ翼５６、５８の列を備え、前記可変ピッチ翼は２つの異なるプロファイルを含む。翼４４、５６、５８のこれらの列およびアーム４８の列は、それぞれ内側環状壁６２および外側環状壁６４である２つの同軸の環状壁の間に延在する。

各可変ピッチ翼５６、５８は、その外側の径方向の端部に、円筒形ピボット６６を備え、ピボット６６は、外側壁６４のダクト６８内に取り付けられ、結合ロッド６９によって制御リング（図示せず）に結合されて、そのピボット６６によって画定される軸の周りに翼５６、５８を配置する。

ここで、図６および図７を参照すると、図６および図７は、本発明によるステータ４０’、４０’’の変形形態を示しており、この場合、ステータ４０’、４０’’は中間ケーシング２０である。

前述の例のように、各ステータ４０’、４０’’は、固定翼４４の列、アーム４８の列、および２つの異なるプロファイルを含む可変ピッチ翼５６、５８の列を備える。翼４４、５６、５８のこれらの列およびアーム４８の列は、それぞれ内側環状壁６２および外側環状壁６４である２つの同軸の環状壁の間に延在する。各可変ピッチ翼５６、５８は、その外側の径方向の端部に、円筒形ピボット６６を備え、ピボット６６は、外側壁６４のダクト６８内に取り付けられ、結合ロッド６９によって制御リング（図示せず）に結合されて、そのピボット６６によって画定される軸の周りに翼５６、５８を配置する。

加えて、外側壁６４は、空気を排出するための手段を更に備える。図６について、外側壁６４は、アーム４８の上流に、排気貫通スロット７０の環状列と、前記スロット７０を閉鎖するための手段７２とを備える。

図７について、外側壁６４は、アーム４８の間に、少なくとも１つの空気貫通開口８０と、前記開口８０を閉鎖するための少なくとも１つのドア８２とを備え、この場合、ドア８２は、関節運動シャフト８４を中心として枢動するように取り付けられる。この関節運動シャフト８４は、ドア８２の上流端に配置され、例えば、ステータ４０’’の長手方向軸上に中心を置かれた円周に概ね接する。

好ましくは、本発明によるステータ４０、４０’、４０’’は一体的に形成され、すなわち、もちろん可動の状態でなければならない可変ピッチ翼を除いて、一体的に形成される。ステータは、複数のステップで、例えば、機械加工され、次いで機械溶接されるブランク鋳造から製造され得る。

Claims (8)

1. 固定翼（４４）の環状列と、アーム（４８）の環状列とを備え、ステータが長手方向軸（Ａ）を含む、航空機タービンエンジンのステータ（４０、４０’、４０’’）であって、
   固定翼の後縁（４２）が、前記長手方向軸を横断して、第２の平面（Ｐ２）の下流に配置される第１の平面（Ｐ１）の中に概ね配置され、第２の平面（Ｐ２）は、前記長手方向軸を横断して、アームの前縁（４６）を概ね通過しており、
   固定翼（４４）の前縁（５０）が、前記長手方向軸を横断して、第２の平面（Ｐ２）の上流に配置される第３の平面（Ｐ３）の中に概ね配置されることを特徴とし、
   ならびにステータ（４０、４０’、４０’’）が、アーム（４８）の環状列の直接下流に配置される可変ピッチ翼（５６）の環状列を更に備え、可変ピッチ翼（５６、５８）の環状列が、アーム（４８）の延長線に概ね配置される第１の可変ピッチ翼（５６）と、第１の可変ピッチ翼の間に配置される第２の可変ピッチ翼（５８）とを備え、第１の可変ピッチ翼が、第２の可変ピッチ翼とは異なる空気力学的プロファイルを含むことを特徴とする、ステータ（４０、４０’、４０’’）。
2. アーム（４８）の中央長手方向平面（Ｈ１）が、ステータの長手方向軸（Ａ）に対して傾斜していることを特徴とする、請求項１に記載のステータ（４０、４０’、４０’’）。
3. アーム（４８）の中央長手方向平面（Ｈ１）および固定翼（４４）の中央長手方向平面（Ｈ２）が、略平行であることを特徴とする、請求項２に記載のステータ（４０、４０’、４０’’）。
4. ステータ（４０、４０’、４０’’）が、内側環状壁（６２）および外側環状壁（６４）である２つの環状壁を備え、その間に固定翼（４４）およびアーム（４８）の列が延在することを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のステータ（４０、４０’、４０’’）。
5. 各可変ピッチ翼（５６）が、その外側端部で、外側壁（６４）上のダクト（６８）の中に取り付けられる円筒形ピボット（６６）を備えることを特徴とする、請求項４に記載のステータ（４０、４０’、４０’’）。
6. 外側壁（６４）が、アームの上流に、排気貫通スロット（７０）の環状列と、前記スロットを閉鎖するための手段（７２）とを備え、または、アームの間に、少なくとも１つの排気貫通開口（８０）と、前記開口を閉鎖するための少なくとも１つのドア（８２）とを備えることを特徴とする、請求項４または５に記載のステータ（４０、４０’、４０’’）。
7. 第１の可変ピッチ翼（５６）が、第２の可変ピッチ翼（５８）よりも強調された空気力学的プロファイルまたは湾曲を含むことを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載のステータ（４０、４０’、４０’’）。
8. 航空機タービンエンジンが、請求項１から７のいずれか一項に記載の少なくとも１つのステータ（４０、４０’、４０’’）を備えることを特徴とする、ターボジェットエンジンまたはターボプロップエンジンなど、航空機タービンエンジン。

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