JP6629337B2 - 最適化された空力性能を備えたガイドアセンブリ - Google Patents

Description

本発明は、ガイドベーンと、１つまたは複数の構造アームとを備えるタービンエンジン空気流ガイドアセンブリに関する。本発明は、特に、バイパス型タービンエンジンに応用される。

航空機推進のためのバイパス型タービンエンジンが、図１ａに示される。タービンエンジンは、空気流を送るファン１０を備え、一次流Ｆ_Ｐと呼ばれる空気流の中心部分が圧縮機１２の中に注入され、圧縮機１２はファンを駆動するタービン１４に供給する。

空気流の二次流Ｆ_Ｓと呼ばれる周辺部分は、ファンの下流側に配置された固定ベーン２０、リング２１を通過した後、タービンエンジン１の推力の大部分を供給するために、その部分が大気中に排出される。ガイド２０（「出口ガイドベーン」の頭文字ＯＧＶとしても知られる）と呼ばれるこのリングは、損失を最大限に制限しながら、ファン出口で二次空気流を案内することを可能にする。

同図には、中間ケーシングのフェルール１６を中間ケーシングのハブ１７に連結し、それによってエンジンシャフト１８を定位置に支持および保持することに寄与し、アセンブリの構造的強度を保証する構造アーム３０が示されている。構造アームは、タービンエンジンとそれが取り付けられている航空機の残りの部分との間で、運動の伝達または流体の伝達を可能にする機能をさらに有する。この目的のために、構造アームは中空であり、導管、伝達シャフトなどを収容することを可能にする。

それらの機能およびタービンエンジン内のそれらの位置に応じて、複数の型の構造アームが存在する。

例えば、航空機の翼の下でタービンエンジンを支持することが主な機能である、いわゆる「主」構造アームは、「６時」および「１２時」の位置に（腕時計の位置と比較した用語）、すなわち、水平な地面上に配置された航空機に関して垂直に配置される。

いわゆる「補助」構造アームは、タービンエンジンを支持するのではなく、むしろ伝達シャフトを包含するように中空であることによって、動力伝達を達成するという主機能を有する。これらのアームは、垂直に対して斜めである、例えば「８時」の位置に配置される。

すべての型の構造アームは、タービンエンジンから航空機の残りの部分、すなわち例えばオイル導管、燃料導管などにユーティリティを送るためにも利用される。

タービンエンジンの質量を低減し、その性能を向上させる目的で、二次流ガイドと構造アームの機能を単一の部品にグループ化することが提案されており、すべての型の構造アームについてこのことが提案されている。

図１ｂに示されるように、構造アームによって形成された、いわゆる「一体型」ガイドベーンが提案されており、上述の補助的な型のこの特定の場合には、その上流部分が、ガイドベーンの空力輪郭を有するように覆われている。

したがって、このような構造アームは幾何学的に制約された部分、
−その幾何形状がガイドベーンの幾何形状でなければならない上流端部３１と、
−その内部に導管、伝達シャフト等が配置される、ユーティリティを送るための中空領域３４と、
を含む。この領域は、ユーティリティ容積、操作およびアセンブリ間隙、材料タイプの厚さなどの相当な数の制約を考慮に入れ、「キープアウトゾーン」と呼ばれており、それは構造アームの幾何形状における変更の場合にも変更されない状態に保たれなければならないことを意味する。

これらの制約を遵守すれば、構造アームに対して、アームの両側に位置するガイドベーンによって構成された空気流を著しく妨害する幾何形状の生成につながる。

特に、アームのシュラウド部分の下流にあるキープアウトゾーンの存在は、アームの下面とベーン２１との間に位置する空気流を妨げる肩部３５をアームの下面側に形成する。

図１ｃに見られるように、この流れにおける空気流は、次いでそれが首部で超音速に達するまで強く加速する。亜音速流と超音速空気のポケットとの間の急激な移行は、相当なヘッド損失を誘発する衝撃波Ｏを発生させる可能性がある。

加えて、この幾何形状において、首部の下流の空気流の境界層の分離Ｄを観察することができ、これによって、ヘッド損失、およびそれによるガイド内の性能損失を発生させる。

したがって、この幾何形状によって提起される問題を修正する必要がある。

本発明は、従来技術と比較して改良された空力性能を有する空気流ガイドアセンブリを提案することによって、従来技術の欠点を軽減することを目的とする。

本発明の１つの目的は、衝撃波の危険性および空気流の境界層の分離の危険性を排除する幾何形状を有する空気流ガイドアセンブリを提案することである。

この点に関して、本発明は、その目的として、タービンエンジン空気流ガイドアセンブリにして、
構造アームと、
構造アームの下面に位置し、前縁、後縁および前縁と後縁との間に延在するキャンバ線を備える少なくとも１つのガイドベーンと、を備え、
ベーンおよびアームが、タービンエンジンの軸線の周りに径方向に延在し、それらの間に空気流チャネルを画定し、
構造アームが、
ガイドベーンの輪郭を有し、ベーンの前縁と位置合わせされた前縁を備える、チャネル内の空気流の方向に関して上流の端部と、
アームの下面に位置し、チャネルが収束する上流、およびチャネルが末広がりとなる下流でチャネル内の首部を画定する肩部とを備える、タービンエンジン空気流ガイドアセンブリであって、
首部におけるチャネルの断面積が、ベーンおよびアームの前縁におけるチャネルの断面積の０．７〜０．９倍を含むことを特徴とする、タービンエンジン空気流ガイドアセンブリを備える。

有利にも、しかし任意選択で、本発明によるガイドアセンブリは、以下の特徴の少なくとも１つをさらに含み、すなわち、
首部におけるチャネルの断面積は、ベーンおよびアームの前縁におけるチャネルの断面積の０．７５〜０．８５倍の間に含まれる。
首部におけるチャネルの断面積は、ベーンおよびアームの前縁におけるチャネルの断面積の０．７９〜０．８１倍の間に含まれる。
チャネルの首部は、

によって定義される軸方向位置ｘ_{ｔｈｒｏａｔ}を有する。
ここで、ｘ_{１／２ｅｍａｘ}は、下面側のアームの最大厚さ断面の軸方向位置であり、ｃは、ガイドベーン軸方向の弦の長さであり、下面側のアームの最大厚さ断面の軸方向位置が、ベーンの前縁の軸方向位置とベーンの後縁の軸方向位置との間に含まれている。

また、本発明は、その目的として、タービンエンジンの軸線の周りに径方向に配置された複数のベーンを備える二次流ガイドと、少なくとも１つの構造アームと、を含むバイパス型タービンエンジンであって、ガイドの少なくとも１つの構造アームおよびベーンが、上述の説明によるガイドアセンブリを形成することを特徴とする、バイパス型タービンエンジンを備える。

提案される空気流ガイドアセンブリは、改良された空力性能を有する。

首部における構造アームとガイドベーンとの間の空気流の断面と、アームおよびベーンの前縁における空気流の断面との間の提案された比は、ベーンに対して最適なキャンバ線を課す。

実際には、より大きな比率に対して、ガイドベーンは大きすぎるキャンバを有する。その結果、首部およびその後に相当な断面を有する流れが発生し、これは、前述のように、首部を通過する場合に空気流の加速と、潜在的に衝撃波および首部の下流で空気の境界層の分離を引き起こす。

より小さい比率に対して、ガイドベーンはあまり上反りにされない。その結果、首部でより小さい気流の断面をもたらし、より小さい空気流量を伴う。これは衝撃波の形成を防止するが、この流れにおける空気流量の減少は、ガイド内の二次流の空気の全流量の再分配を誘発し、それによってガイドの上流に延在する静圧の歪みを引き起こし、それがファンの空力性能および空気音響性能に悪影響を及ぼす可能性がある。

したがって、決定された比は、衝撃波および境界層分離現象を回避し、アームとガイドベーンとの間の流れにおける流量の減少を最小にするために最適化される。

本発明の他の特徴、目的および利点は、以下の説明によって明らかになるであろうが、以下の説明は、単なる例示であって、限定するものではなく、添付の図面を参照して読まれなければならない。

既に説明された、バイパス型タービンエンジンの概略図である。 既に説明された、２つの二次流ガイドベーンの間に構造アームを備えるアセンブリの展開概略図である。 既に説明された、過度に上反りになった構造アームの下面側のガイドベーンの空力効果を示す図である。 本発明の一実施形態に従う空気流ガイドアセンブリを示す図である。 本発明の一実施形態に従うタービンエンジンの概略図である。

図２ｂを参照すると、前述のように、ＯＧＶ型のファン１０およびガイド２０を備え、ファン１０から取り出された二次流ＦＲを案内するバイパス型タービンエンジン１が示されている。

このガイドは、エンジンシャフトの軸線に相当する、タービンエンジンの軸線Ｘ−Ｘを中心とするリング（図示せず）の周りに規則的に分配された複数のベーン２１を含む。

加えて、タービンエンジン１は、以下でより詳細に説明される少なくとも１つの構造アーム３０を備える。

構造アーム３０と、その下面側の前記アームに隣接するガイド２０のベーン２１とを備える各アセンブリは、空気流ガイドアセンブリと呼ばれ、図２ａにおいてより詳細に表示される。

ベーン２１および構造アーム３０は、タービンエンジンの軸線Ｘ−Ｘの周りに径方向に延在し、図２ａは、ベーン２１およびアーム３０によって覆われた軸線Ｘ−Ｘを取り囲む角度セクタの展開図である。ベーン２１および構造アーム３０は、その間に二次流の空気流チャネルを画定する。

ベーン２１は、従来、前縁２２、後縁２３、および前縁から後縁まで延在するキャンバ線２４を備え、キャンバ線は、ベーンの下面と上面との間の中間線である。

加えて、キャンバ角は、キャンバ線の各点で、この点でのキャンバ線に対する接線とタービンエンジンの軸線Ｘ−Ｘとの間に形成される角度によって定義され、αで示されている。

ベーン２１は、その前縁でゼロではない角度αを有するように形成されることが好ましい。

構造アーム３０は、「一体型ガイドベーン」型のものであり、すなわち、ガイドベーンの輪郭を有する上流端部３１を含む。

具体的には、上流端部３１は、ガイド２０のベーン２１の前縁と位置合わせされた前縁３２を有し、すなわち、軸線Ｘ−Ｘに対して同じ平面にあり、少なくともその前縁で、ガイド２０のベーン２１と同じ厚さおよび同じキャンバ角を有する。

構造アーム３０は、上流端部３１にしっかりと取り付けられ、直接隣接する下流部分３３をさらに含む。

構造アーム３０は有利には補助型であり、その主な機能はタービンエンジンから航空機の残りの部分に動力を伝達する機能であることを意味する。

これに関して、この動力伝達に必要な荷重を支持するために、部分３１に隣接する下流部分３３の壁は、鋳造によって製造されることが有利である。さらに、下流部分３３は、ユーティリティ、特に１つまたは複数の伝達シャフト、および必要に応じて導管、接続部などの埋め込み専用のキープアウトゾーンと呼ばれる中空領域３４を含む。

したがって、構造アームの上流部分３１は、タービンエンジンのガイド２０のベーン２１の１つを形成する。タービンエンジンが、軸線Ｘ−Ｘの周りに分配された複数の同一の構造アーム３０を備える場合、有利には、タービンエンジンは、構造アームおよびそれに隣接するガイドのベーンをその下面側に備える、図２ａと同様の数のガイドアセンブリを備える。

図２ａに戻ると、輪郭形成された上流端部３１と中空領域３４との間の接合部は、構造アーム３０の下面側に肩部３５を形成し、肩部３５は、アーム３０とベーン２１との間に延在するチャネルの断面を減少させる。考慮される断面は、ベーン２１およびアーム３０によって覆われる軸線Ｘ−Ｘの周りの角度セクタの展開された断面、すなわちベーン２１とアーム３０との間に延在するチャネルと、ベーン根の半径とベーン先端の半径との間に含まれる半径に等しい、軸線Ｘ−Ｘを有する円筒との間の交差部分によって画定される二次元の領域であり、好ましくはベーンとアームの径方向の高さの５〜９５％の間に含まれ、そこで交差部分が伸展される。

アーム３０の下面側の最大厚さを有する軸線Ｘ−Ｘを横切る、アームの断面の軸方向位置は、ｘ_{１／２ｅｍａｘ}で示され、この厚さは、キャンバ線と下面側上の面との間で測定される。肩部３５および中空領域３４から生じる最大厚さを有するアームのこの断面は、ベーン２１の前縁２２の軸方向位置とベーン２１の後縁２３の軸方向位置との間に含まれる軸方向位置に配置される。

数学的に言及すれば、軸方向位置ｘ_{１／２ｅｍａｘ}が測定される軸線の原点が、ベーンの前縁に戻された場合、

である。
ここで、ｃは、ベーンの前縁と後縁との間の軸線Ｘ−Ｘの方向で測定された、ベーンの軸方向の弦、すなわち距離である。

アーム３０のこの幾何形状は、アーム３０とベーン２１との間に延びるチャネルにおいて、チャネルの首部、すなわちチャネルの最小断面積を画定し、その上流ではチャネルが収束し、空気流の方向に関して上流から下流に減少する部分を含み、その下流ではチャネルが末広がりとなり、上流から下流に向かって増加する部分を含む。

チャネルの首部の軸方向位置は、ｘ_{ｔｈｒｏａｔ}で表示され、首部におけるチャネル断面積は、Ａ_{ｔｈｒｏａｔ}で表示され、前縁２２および前縁３２に位置する入口断面積は、Ａ_{ｉｎｌｅｔ}で表示される。

チャネルの断面積は、考慮する部分でアームの下面とベーンの上面との間に延在する距離の、軸線Ｘ−Ｘの周りの径方向で測定されたチャネルの高さに亘って、積分として計算される。

本発明者らは、空気流ガイドアセンブリの空力性能が、入口断面と首部断面の間のチャネルの収縮の程度に依存することを決定した。

より正確には、衝撃波および境界層分離現象を回避するために、首部におけるチャネル断面積Ａ_{ｔｈｒｏａｔ}と、入口におけるチャネル断面積Ａ_{ｉｎｌｅｔ}との間の比率は、０．９未満でなければならない。

さらに、アーム３０とベーン２１との間に位置するチャネルの流量が低すぎると、接続されたガイド２０の静圧歪みを回避するためには、同じ比率が０．７より大きくなければならない。

したがってそれは、

と表示される。

好ましくは、

を有する。

より有利には、

を有する。

実際、本発明者らは、この比率の最適値がいくつかのエンジンについて０．８であり得ることを観測した。

さらに、首部の位置は、アーム３０の下面側の最大厚さ断面の軸方向位置に近接していなければならず、より具体的には、

である。

首部の位置および首部におけるチャネルの断面積は、ガイドアーム３０の固定された幾何形状によって、ベーン２１のキャンバ線を決定し、したがってベーンの幾何形状を決定することもまた可能にする。

したがって、このアセンブリの空力性能の最適化を可能にする、ガイドアセンブリの構成が提案される。

Claims (5)

1. タービンエンジン空気流ガイドアセンブリにして、
   構造アーム（３０）と、
   構造アーム（３０）の下面に位置し、前縁（２２）、後縁（２３）および前縁と後縁との間に延在するキャンバ線（２４）を備える少なくとも１つのガイドベーン（２１）とを備え、
   ベーンおよびアームが、タービンエンジンの軸線（Ｘ−Ｘ）の周りに径方向に延在し、それらの間に空気流チャネルを画定し、
   構造アーム（３０）が、
   ガイドベーン（２１）輪郭を有し、ベーンの前縁（２２）と位置合わせされた前縁（３２）を備える、チャネル内の空気流の方向に関して上流の端部（３１）と、
   アーム（３０）の下面に位置し、チャネルが収束する上流、およびチャネルが末広がりとなる下流でチャネル内の首部を画定する肩部（３５）とを備える、タービンエンジン空気流ガイドアセンブリであって、
   首部におけるチャネルの断面積（Ａ_{ｔｈｒｏａｔ}）が、ベーン（２０）およびアーム（３０）の前縁（２２，３２）におけるチャネルの断面積（Ａ_{ｉｎｌｅｔ}）の０．７〜０．９倍を含むことを特徴とする、タービンエンジン空気流ガイドアセンブリ。
2. 首部におけるチャネルの断面積（Ａ_{ｔｈｒｏａｔ}）が、ベーン（２０）およびアーム（３０）の前縁（２２，３２）におけるチャネルの断面積（Ａ_{ｉｎｌｅｔ}）の０．７５〜０．８５倍を含む、請求項１に記載のタービンエンジン空気流ガイドアセンブリ。
3. 首部におけるチャネルの断面積（Ａ_{ｔｈｒｏａｔ}）が、ベーン（２０）およびアーム（３０）の前縁（２２，３２）におけるチャネルの断面積（Ａ_{ｉｎｌｅｔ}）の０．７９〜０．８１倍を含む、請求項２に記載のタービンエンジン空気流ガイドアセンブリ。
4. チャネルの首部が、
   

   

   によって定義される軸方向位置ｘ_{ｔｈｒｏａｔ}を含み、ｘ_{１／２ｅｍａｘ}が下面側のアームの断面の最大の厚さの軸方向位置であり、ｃが、ガイドベーンの軸方向の弦の長さであり、下面側のアームの最大の厚さの断面の軸方向位置が、ベーンの前縁の軸方向位置と、ベーンの後縁の軸方向位置との間に含まれる、請求項１から３のいずれか一項に記載のタービンエンジン空気流ガイドアセンブリ。
5. タービンエンジンの軸線（Ｘ−Ｘ）の周りに径方向に配置された複数のベーン（２１）を備える二次流ガイド（２０）と、少なくとも１つの構造アーム（３０）と、を含むバイパス型タービンエンジン（１）であって、ガイドの少なくとも１つの構造アーム（３０）およびベーン（２１）が、請求項１から４のいずれか一項に記載のガイドアセンブリを形成することを特徴とする、バイパス型タービンエンジン（１）。

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