JP6902590B2

JP6902590B2 - ガスタービンエンジンの設計方法

Info

Publication number: JP6902590B2
Application number: JP2019190092A
Authority: JP
Inventors: エル．スシウ，ガリエル; エム．シュワルツ，フレデリック; ケー．アッカーマン，ウィリアム; バーナードクプラティス，ダニエル
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 2012-01-31
Filing date: 2019-10-17
Publication date: 2021-07-14
Anticipated expiration: 2033-01-21
Also published as: RU2014134787A; EP2809575A4; JP2020073796A; US20130192263A1; CN104105638B; CA2856561A1; RU2631953C2; JP6306515B2; JP2015506442A; CN104105638A; BR112014016276A2; EP2809575A1; CA2856561C; WO2013154648A1; JP2018084236A; BR112014016276A8

Description

本願は、低圧タービンが、高圧タービン部の速度および遠心力に対して、従来技術のエンジンよりも高速かつ高い遠心応力で回転しているガスタービンエンジンに関する。

本願は、２０１２年２月２９日出願の米国仮出願第６１／６０４６５３号の優先権を主張するものであり、２０１２年１月３１日出願の米国特許出願第１３／３６３１５４号、名称「高速の低圧タービン部を備えるガスタービンエンジン」の一部継続出願である。

ガスタービンエンジンは周知であり、典型的に低圧圧縮機部に空気を送るファンを備える。空気は、低圧圧縮機部で圧縮されて高圧圧縮機部に流入する。空気はさらに、高圧圧縮機部から燃焼器部に導かれ、ここで燃料と混合されて点火される。この燃焼の生成物は、高圧タービン部、そして低圧タービン部を通って下流に流れる。

従来より、多くの従来技術のエンジンでは、低圧タービン部が低圧圧縮機部とファンの両方を直接駆動している。コアの直径に対してファンの直径が大きいと燃費が向上するため、ファンの直径を拡大することが産業界の動向となっている。しかし、ファンの直径が拡大されると、高いファンブレード先端速度によって圧縮率が影響を受けて効率が低下するおそれがある。よって、ファン速度、そして（いずれも従来より低速スプールを介してファンに連結されている）低圧圧縮機部および低圧タービン部の速度は、設計上の制約となっている。最近では、ファンが異なるより最適な速度で回転可能となるように、低速スプール（低圧圧縮機部および低圧タービン部）とファンとの間にギア減速装置を設けることが提案されている。

主な実施例では、ガスタービンエンジンは、ファンと、ファンと流体的に連通する圧縮機部と、を備える。圧縮機部は、第１の圧縮機部と第２の圧縮機部を含む。燃焼器部が、圧縮機部と流体的に連通する。タービン部が、燃焼器部と流体的に連通する。タービン部は、第１のタービン部と第２のタービン部を含む。第１のタービン部と第１の圧縮機部は、第１の方向に回転する。第２のタービン部と第２の圧縮機部は、反対の第２の方向に回転する。第１のタービン部は、第１の出口点において第１の出口面積を有し、第１の速度で回転する。第２のタービン部は、第２の出口点において第２の出口面積を有し、第１の速度より速い第２の速度で回転する。第１の性能値が、第１の速度の二乗と第１の面積との積として定められる。第２の性能値が、第２の速度の二乗と第２の面積との積として定められる。第１の性能値対第２の性能値の比が、約０．５〜約１．５である。ファンと第１のタービン部によって駆動される低速スプールとの間にギア減速装置が設けられており、ファンが第１のタービン部より低速で回転するようになっている。

上述の実施例に基づく他の実施例では、上記の比は、約０．８以上である。

上述の実施例に基づく他の実施例では、上記の比は、約１．０以上である。

上述の実施例に基づく他の実施例では、ギア減速装置は、ファンを反対の第２の方向に回転させる。

上述の実施例に基づく他の実施例では、ギア減速装置は、ファンを第１の方向に回転させる。

上述の実施例に基づく他の実施例では、ギア減速装置は、遊星歯車減速装置である。

上述の実施例に基づく他の実施例では、ギア比は、約２．３より大きい。

上述の実施例に基づく他の実施例では、ギア比は、約２．５より大きい。

上述の実施例に基づく他の実施例では、ファンは、空気の一部をバイパスダクトに送り、バイパス比は、バイパスダクトに送られる空気の量を第１の圧縮機部に送られる空気の量で割った値として定められ、バイパス比は、約６．０より大きい。

上述の実施例に基づく他の実施例では、バイパス比は、約１０．０より大きい。

上述の実施例に基づく他の実施例では、ファンのブレード数は、２６以下である。

上述の実施例に基づく他の実施例では、第１のタービン部は、少なくとも３つの段を有する。

上述の実施例に基づく他の実施例では、第１のタービン部は、６つまでの段を有する。

上述の実施例に基づく他の実施例では、第１のタービン部にわたる圧力比は、約５：１より大きい。

他の実施例では、ガスタービンエンジンのタービン部は、第１および第２のタービン部を備える。第１のタービン部は、第１の出口点において第１の出口面積を有し、第１の速度で回転する。第１のタービン部は、少なくとも３つの段を有する。第２のタービン部は、第２の出口点において第２の出口面積を有し、第１の速度より速い第２の速度で回転する。第２のタービン部は、２つ以下の段を有する。第１の性能値が、第１の速度の二乗と第１の面積との積として定められる。第２の性能値が、第２の速度の二乗と第２の面積との積として定められる。第１の性能値対第２の性能値の比が、約０．５〜約１．５である。

上述の実施例に基づく他の実施例では、第１および第２のタービン部は、互いに対して反対方向に回転するように設計される。

上述の実施例に基づく他の実施例では、第１のタービン部にわたる圧力比が、約５：１より大きい。

上述の実施例に基づく他の実施例では、性能値の比は、約０．８以上である。

ガスタービンエンジンの説明図である。低速および高速のスプールと共にファン駆動装置を示す概略説明図である。別の駆動機構を示す概略説明図である。

図１は、ガスタービンエンジン２０を概略的に示している。ここでは、ガスタービンエンジン２０を、ファン部２２、圧縮機部２４、燃焼器部２６およびタービン部２８を一般に備える二軸ターボファンとして示している。他のエンジンは、他の装置または特徴部の中で特にオーグメンタ部（図示省略）を含みうる。ファン部２２は、バイパス流路Ｂに沿って空気を送り、圧縮機部２４は、コア流路Ｃに沿って空気を送り、空気は圧縮されて燃焼器部２６に連通し、タービン部２８を通って膨張する。開示した限定的でない実施例では、ターボファンガスタービンエンジンとして示したが、本明細書で説明する概念はターボファンでの使用に限定されるものではなく、三軸構造を含む他の型式のエンジンにも教示を適用することができる。

エンジン２０は、複数の軸受装置３８を介してエンジンの長手方向中心軸Ａを中心にエンジン静止構造体３６に対して回転するように取り付けられた低速スプール３０と高速スプール３２とを一般に含む。種々の軸受装置３８を種々の位置に代わりにあるいは追加で設けることもできる。

低速スプール３０は、一般に、ファン４２、低圧（または第１の）圧縮機部４４および低圧（または第１の）タービン部４６を相互に接続する内側シャフト４０を含む。内側シャフト４０は、低速スプール３０より低速でファン４２を駆動するためにギア減速装置４８を介してファン４２に接続されている。高速スプール３２は、高圧（または第２の）圧縮機部５２と高圧（または第２の）タービン部５４を相互に接続する外側シャフト５０を含む。燃焼器５６が、高圧圧縮機部５２と高圧タービン部５４との間に配置される。エンジン静止構造体３６の中間タービンフレーム５７が、概ね高圧タービン部５４と低圧タービン部４６との間に配置される。中間タービンフレーム５７は、タービン部２８において軸受装置３８を支持する。本明細書では、高圧タービン部は、低圧タービン部より高圧となる。低圧タービン部は、ファン４２に動力を供給する部分である。内側シャフト４０と外側シャフト５０は、同軸であり、軸受装置３８を介してこれらのシャフトの長手方向軸と同一直線上にあるエンジンの長手方向中心軸Ａを中心として回転する。高速および低速のスプールは、共回転式でも反転式でもよい。

コア流路Ｃの空気流は、低圧圧縮機部４４、次いで高圧圧縮機部５２によって圧縮され、燃焼器５６で燃料と混合されて燃焼された後、高圧タービン部５４および低圧タービン部４６にわたって膨張する。中間タービンフレーム５７は、コア空気流路内にエアフォイル５９を含む。タービン部４６，５４は、膨張に応じて対応する低速スプール３０および高速スプール３２を回転駆動する。

エンジン２０は、一例では高バイパスギア付き航空機エンジンである。バイパス比は、バイパス流路Ｂに送られる空気の量をコア流路Ｃに入る空気の量で割った値である。他の例では、エンジン２０のバイパス比は約６より大きく、例示的な実施例では１０より大きく、ギア減速装置４８はギア減速比が約２．３より大きい遊星歯車装置などのエピサイクリック歯車列または他の歯車装置であり、低圧タービン部４６は約５より大きい圧力比を有する。開示した一実施例では、エンジン２０のバイパス比は約１０（１０：１）より大きく、ファンの直径は低圧圧縮機部４４の直径よりかなり大きく、低圧タービン部４６は約５：１より大きい圧力比を有する。いくつかの実施例では、高圧タービン部は、２つ以下の段を有しうる。これに対し、低圧タービン部４６は、いくつかの実施例では３〜６の段を有する。さらに、低圧タービン部４６の圧力比は、排気ノズルの前の低圧タービン部４６の出口における全圧に関連して低圧タービン部４６の入口の前で測定された全圧である。ギア減速装置４８は、ギア減速比が約２．５：１より大きい遊星歯車装置などのエピサイクリック歯車列または他の歯車装置とすることができる。

ファンが低圧タービン部と同じ方向に回転することが望ましい場合には、遊星歯車装置を使用することができる。反対に、ファンが低圧タービン部の回転方向とは反対の方向に回転することが望ましい場合には、星型ギア減速装置を使用することができる。当業者であれは、ガスタービンエンジンの設計者が利用可能なギア減速装置の種々の選択肢がわかるであろう。しかし、上述のパラメータは、ギア付き構造を有するエンジンの一実施例に関する例示的なものであり、本発明は直動式のターボファンを含む他のガスタービンエンジンにも適用可能である。

高いバイパス比により、かなりの量の推力がバイパス流路Ｂの流れによって得られる。エンジン２０のファン部２２は、典型的に約０．８マッハおよび約３５０００フィートでの巡航である特定の飛行条件のために設計されている。０．８マッハおよび３５０００フィートの飛行条件におけるエンジンの最大の燃費は、“バケット巡航推力当たり燃料消費率（“ＴＳＦＣ”）”とも呼ばれている。ＴＳＦＣは、１時間当たりの燃料のｌｂｍ消費率をその飛行条件でエンジンが発生する推力のｌｂｆで割った業界標準パラメータである。“低ファン圧力比（ｌｏｗｆａｎｐｒｅｓｓｕｒｅｒａｔｉｏ）”は、ファン出口ガイドベーンの前におけるファンブレードのみにわたる全圧力比である。本明細書で開示する限定的でない一実施例における低ファン圧力比は、約１．４５より小さい。“低ファン先端補正速度（ｌｏｗｃｏｒｒｅｃｔｅｄｆａｎｔｉｐｓｐｅｅｄ）”は、実際のファン先端速度（ｆｔ／秒）を業界標準温度補正値［（ＲａｍＡｉｒＴｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｄｅｇＲ）／（５１８．７）＾０．５］で割ったものである。本明細書で開示する限定的でない一実施例では、“低ファン先端補正速度”は約１１５０ｆｔ／秒より遅い。さらに、ファン４２のブレード数は、２６以下とすることができる。

図１，図２には、高圧タービン部５４の出口位置における出口面積４００が示されている。低圧タービン部の出口面積は、低圧タービン部の出口４０１において定められる。図２に示すように、タービンエンジン２０は、反転式のものでもよい。これは、低圧タービン部４６と低圧圧縮機部４４が一方向に回転し、高圧タービン部５４と高圧圧縮機部５２とを含む高速スプール３２が反対方向に回転することを意味する。図２に示すように、ギア減速装置４８は、ファン４２が高速スプール３２と同じ方向に回転するように選択することができる。

他の実施例が図３に示されている。図３では、ファンは、低速スプール３０と同じ方向に回転する。この回転を達成するために、ギア減速装置４８は、同じ方向でファン４２を回転させる遊星歯車減速装置とすることができる。いずれの構成でも、また種々の値および動作範囲を含む上述した他の構造体でも、低速スプールに非常に高い速度を提供することができる。低圧タービン部と高圧タービン部の動作は、タービン部の出口面積に対して対応する速度の二乗を掛けた値である性能値によって評価される。この性能値（“ＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅＱｕａｎｔｉｔｙＰＱ”）は、以下のように定義される。

図１，図２には、高圧タービン部５４の出口位置における出口４００の面積が示されている。低圧タービン部の出口面積は、低圧タービン部の出口４０１において定められる。図２に示すように、タービンエンジン２０は、反転式のものでもよい。これは、低圧タービン部４６と低圧圧縮機部４４が一方向に回転し、高圧タービン部５４と高圧圧縮機部５２とを含む高速スプール３２が反対方向に回転することを意味する。図２に示すように、ギア減速装置４８は、ファン４２が高速スプール３２と同じ方向に回転するように選択することができる。

よって、高圧タービン部の性能値に対する低圧タービン部の性能値の比は、以下のようになる。

上述の設計に従って製造されたタービンの一実施例では、低圧タービン部および高圧タービン部の面積は、それぞれ５５７．９ｉｎ²および９０．６７ｉｎ²である。さらに、低圧タービン部および高圧タービン部の速度は、それぞれ１０１７９ｒｐｍおよび２４３４６ｒｐｍである。よって、上述の式１，２を使用すると、低圧タービン部および高圧タービン部の性能値は、以下のようになる。

そして、上記の式３を用いると、高圧タービン部に対する低圧タービン部の比は、以下のようになる。

他の実施例では、比は約０．５であり、また他の実施例では比は約１．５であった。ＰＱ_ltp／ＰＱ_hptの比が０．５〜１．５の範囲にあれば、全体として非常に効率が高いガスタービンエンジンが得られる。より狭くは、ＰＱ_ltp／ＰＱ_hpt比が１．０以上であればさらに効率が高い。このようなＰＱ_ltp／ＰＱ_hpt比によって、特にタービン部の直径および軸方向長さを従来技術よりかなり小さくすることができる。加えて、エンジン全体の効率が増加する。

低圧圧縮機部もこの構成によって改善され、従来の低圧圧縮機部よりも高圧圧縮機部のように機能する。低圧圧縮機部は、従来技術のものよりも効率が高く、少ない段でより多くの仕事を提供することができる。低圧圧縮機部は、直径を比較的小さくかつ長さを比較的短くすることができる一方で、エンジンの総圧力比の設計目標を達成することにより大きく貢献する。さらに、ギア減速装置と関連して、低圧タービン部および低圧圧縮機部の効率が高くなることにより、最大の総合推進効率を提供するようにファンの速度を最適化することができる。

一実施例を参照して本発明を開示したが、特定の変更も本発明の範囲内に含まれる。よって、本発明の真の範囲および内容を特定するためには、以下の請求項の検討が必要である。

Claims

ガスタービンエンジンの設計方法であって、このガスタービンエンジンは、
ファンと、
ファンと流体的に連通し、第１の圧縮機部と第２の圧縮機部を含む圧縮機部と、
圧縮機部と流体的に連通する燃焼器部と、
燃焼器部と流体的に連通するタービン部と、を備え、
タービン部は、第１のタービン部と第２のタービン部を含み、第１のタービン部は第１の圧縮機部に接続され、第２のタービン部は第２の圧縮機部に接続され、
第１のタービン部は、第１の出口点において第１の出口面積を有し、かつ第１の速度で回転し、
第２のタービン部は、第２の出口点において第２の出口面積を有し、かつ第１の速度より速い第２の速度で回転し、
前記方法は、
ファンが第１のタービン部より低速で回転するように、ファンと、第１のタービン部によって駆動される低速スプールと、の間にギア減速装置を設け、
第２の性能値に対する第１の性能値の比が、１．０〜１．５となるように設定することを含み、
第１の性能値は、前記第１の速度の二乗と第１の出口面積との積として定められ、第２の性能値は、前記第２の速度の二乗と第２の出口面積との積として定められることを特徴とするガスタービンエンジンの設計方法。
前記ギア減速装置は、ファンを第１の圧縮機部とは反対の方向に回転させることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジンの設計方法。
前記ギア減速装置は、ファンを第１の圧縮機部と同じ方向に回転させることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジンの設計方法。
前記ギア減速装置は、遊星歯車減速装置であることを特徴とする請求項３記載のガスタービンエンジンの設計方法。
前記ギア減速装置のギア比は、２．３より大きいことを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジンの設計方法。
前記ギア比は、２．５より大きいことを特徴とする請求項５記載のガスタービンエンジンの設計方法。
ファンは、空気の一部をバイパスダクトに送り、バイパス比が、バイパスダクトに送られる空気の量を第１の圧縮機部に送られる空気の量で割った値として定められ、該バイパス比は６．０より大きいことを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジンの設計方法。
前記バイパス比は、１０．０より大きいことを特徴とする請求項７記載のガスタービンエンジンの設計方法。
ファンのブレード数が、２６以下であることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジンの設計方法。
第１のタービン部は、少なくとも３つの段を有することを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジンの設計方法。
第１のタービン部は、６つまでの段を有することを特徴とする請求項１０記載のガスタービンエンジンの設計方法。
第１のタービン部にわたる圧力比が、５：１より大きいことを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジンの設計方法。