JP7294528B2 - 静翼及び航空機用ガスタービンエンジン - Google Patents
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Description
本開示は、航空機用ガスタービンエンジンの静翼及び航空機用ガスタービンエンジンに関する。
生活環境等の保全の要請により、航空機に関する環境基準は段階的に強化されてきている。その基準の対象の1つである航空機用ガスタービンエンジン(航空機用ジェットエンジン)の騒音についても低減化が求められている。
近年の民間用航空機に搭載されるガスタービンエンジンは、主に、良好な推進性能と燃費性能が得られるターボファンエンジンである。ターボファンエンジンは、前方に推力を得るためにファンを有する。ファンの動翼(ファン動翼)の後方にはファンの静翼(ファン静翼)が設けられており、ファンの動作中は、両者の空力的な干渉によって騒音となる音(動静翼干渉音)が発生する。
特許文献1は、上述した動静翼干渉音の低減を企図した出口案内翼を開示している。
動静翼干渉音は、動翼の後流(ウェイクと呼ばれる速度欠損領域)と動翼の後方に設けられる静翼(例えば出口案内翼)との周期的な干渉によって生じるものである。また、動静翼干渉音は、ファンに限られず、圧縮機及びタービン等の他の回転機械でも発生する。一般的に、動静翼干渉音の音圧レベルは、その音源が二重極音源である場合は速度の6乗、四重極音源である場合は8乗に比例して増加することが知られている。一方、排気速度の低下は推力の低下に直結する。従って、排気速度の変動を避けつつ、騒音を低減させることが要求される。
本開示は、上述の状況を鑑みて成されたものであり、ファン等の回転機械の稼働時に生じる騒音の低減が可能な航空機用ガスタービンエンジンの静翼及び航空機用ガスタービンエンジンの提供を目的とする。
本開示に係る、動翼の後方に設けられる静翼は、翼型断面を有する翼本体を備え、前記翼型断面における前記翼本体の最大翼厚位置は、少なくとも前記翼本体のチップ側で、次の条件、(a)前記静翼が配列する周方向の展開面において、前記動翼の後縁における前記動翼のキャンバ線延長線と平行で且つ前記周方向に隣接する他の静翼の前縁を通る線と前記翼本体との交点から前記翼本体の後縁に近い領域に位置し、且つ、(b)コード比が0.2から0.8までの領域内に位置する、を満たす。ここで、前記コード比は、前記翼本体の前縁から前記翼本体のコード上の任意の位置までの距離を前記翼本体のコード長で除した値である。
前記翼本体は、前記条件を満たす前記翼型断面を、前記翼本体の前記チップ側から前記翼本体のハブ側まで有してもよい。前記翼本体の前記チップ側における前記最大翼厚位置の前記コード比は、前記翼本体の前記ハブ側における前記最大翼厚位置の前記コード比よりも大きくてもよい。また、本開示に係る前記静翼はファン静翼でもよい。
本開示に係る航空機用ガスタービンエンジンは、ファン動翼と、前記ファン動翼を収容するファンケースと、前記ファン動翼の後方に設けられるコアエンジンを収容するとともに、前記ファンケースとの間に作動流体のバイパス流路を画成するコアケースと、前記バイパス流路において前記ファン動翼の後方に、ファン静翼として設けられる、本開示に係る静翼と、を備える。
本開示によれば、ファン等の回転機械の稼働時に生じる騒音の低減が可能な航空機用ガスタービンエンジンの静翼及び航空機用ガスタービンエンジンを提供することができる。
以下、例示的な実施形態について、図面を参照して説明する。説明の便宜上、本実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジンの一例として、ターボファンエンジンを挙げる。また、ターボファンエンジンを単に「エンジン」と称する。なお、本実施形態に係るターボファンエンジンは、ギヤードターボファンエンジンでもよく、ファンを備える他のガスタービンエンジンでもよい。何れの場合もバイパス比は問わない。さらに、本実施形態に係る静翼は回転機械(軸流機械)であるファンへの適用に限られず、低圧圧縮機、高圧圧縮機、高圧タービン、低圧タービン等の他の回転機械(軸流機械)にも適用可能である。
図1は、本実施形態に係るエンジン1の概略断面図である。この図に示すように、エンジン1は、コアエンジン10と、コアエンジン10の前方に設けられるファン20とを備えている。コアエンジン10は、低圧圧縮機11Lと、高圧圧縮機11Hと、燃焼器12と、高圧タービン13Hと、低圧タービン13Lと、コアノズル14とを備えている。これらはコアケース15内に収容され、軸2に沿って配列している。換言すれば、これらは作動流体(即ち空気や燃焼ガス)の主流の上流側(前方、図1における左側)から下流側(後方、図1における右側)に向けて配列している。なお、本実施形態に係るコアエンジン10は多段式のタービンエンジンである。従って、圧縮機及びタービンの段数は例えば上述の2段でもよく、3段でもよい。以下、説明の便宜上、軸2の延伸方向を軸方向ADと定義する。また、軸2を中心とする周方向を周方向CDと定義する。後述する各動翼(ファン動翼も含む)の回転方向RDは、周方向CDと一致するものとする。
低圧圧縮機11Lは、低圧シャフト16aに固定される動翼と、低圧圧縮機11Lの外壁に固定される静翼とを備えている。低圧圧縮機11Lの静翼及び動翼は、軸2に沿って交互に設置され、何れも周方向CDに配列する。低圧圧縮機11Lは、前方のコア流路18に流入した作動流体を圧縮し、これを高圧圧縮機11Hに供給する。
高圧圧縮機11Hは、低圧圧縮機11Lの後方に設けられる。高圧圧縮機11Hは、高圧シャフト16bに固定される動翼と、高圧圧縮機11Hの外壁に固定される静翼とを備えている。低圧圧縮機11Lと同様に、高圧圧縮機11Hの静翼及び動翼は、軸2に沿って交互に設置され、何れも周方向CDに配列する。高圧圧縮機11Hは、低圧圧縮機11Lによって圧縮された作動流体を更に圧縮し、これを燃焼器12に供給する。
燃焼器12には、燃料の供給系統(図示せず)が接続している。燃焼器12は点火装置(図示せず)を備え、高圧圧縮機11Hによって圧縮された作動流体と燃料とを混合し、その混合ガスを燃焼する。生成された燃焼ガスは高圧タービン13Hに排出される。
高圧タービン13Hは燃焼器12の後方に設けられる。高圧タービン13Hは、高圧シャフト16bに固定される動翼と、高圧タービン13Hの外壁に固定される静翼とを備えている。高圧タービン13Hの動翼及び静翼は、軸2に沿って交互に設置され、何れも周方向CDに配列する。燃焼ガスは膨張しつつ、高圧タービン13Hの動翼及び静翼を通過する。この通過の過程で、燃焼ガスは高圧タービン13Hの動翼を回転させ、この回転力が、高圧シャフト16bを介して高圧圧縮機11Hに伝達する。その結果、高圧圧縮機11Hの動翼が回転して、作動流体の圧縮が遂行される。
低圧タービン13Lは高圧タービン13Hの後方に設けられる。低圧タービン13Lは、低圧シャフト16aに固定される動翼と、低圧タービン13Lの外壁に固定される静翼とを備えている。低圧タービン13Lの動翼及び静翼は、軸2に沿って交互に設置され、何れも周方向CDに配列する。高圧タービン13Hから排出された燃焼ガスは膨張しつつ、低圧タービン13Lの動翼及び静翼を通過する。この通過の過程で、燃焼ガスは低圧タービン13Lの動翼を回転させ、この回転力が、低圧シャフト16aを介して低圧圧縮機11Lに伝達する。その結果、低圧圧縮機11Lの動翼が回転して、作動流体の圧縮が遂行される。
低圧シャフト16aは、高圧シャフト16bの径方向内側に位置する。低圧シャフト16aと高圧シャフト16bは軸2を中心として同軸上に配置され、何れも軸受(図示せず)等の支持部材によって、回転可能に支持されている。上述の通り、低圧シャフト16aは、低圧圧縮機11L(低圧圧縮機11Lの動翼)と低圧タービン13L(低圧タービン13Lの動翼)を連結している。同様に、高圧シャフト16bは、高圧圧縮機11H(高圧圧縮機11Hの動翼)と高圧タービン13H(高圧タービン13Hの動翼)を連結している。
コアノズル14は、低圧タービン13Lの下流側に設けられる。コアノズル14は、コアケース15の最後段の部位と、その中心に設けられたテールコーン17によって構成される環状の流路である。コアノズル14は、低圧タービン13Lから流出した燃焼ガスを、コアエンジン10の後方に向けて排出する。
図1に示すように、ファン20は、動翼(ファン動翼)21と、ファンケース22とを有する。動翼21は、ファンロータ23に取り付けられ、軸2を中心として放射状に配置される。ファンロータ23は低圧シャフト16aに連結している。低圧シャフト16aの回転に伴って、動翼21とファンロータ23は一体に回転する。動翼21の回転によって、作動流体は、エンジン1の外部からナセル24内に流入し、その一部はコアケース15内のコア流路18に導入される。
ファンケース22は、軸2に沿って延伸する中空の円筒部材であり、動翼21の列(動翼列)を囲んでいる。即ち、ファンケース22の最大径は、複数の動翼21の各チップを含む円の直径よりも大きい値に設定されている。軸2に沿ったファンケース22の長さは、少なくとも、動翼21、コアケース15の上流側の部位、及び、静翼30を収容する長さを有する。つまり、ファンケース22は、動翼(ファン動翼)21を収容するだけでなく、動翼21の後方に設けられるコアエンジン10の一部を収容すると共に、コアケース15との間でバイパス流路25を画成する。ファンケース22はナセル24内に取り付けられ、収容されている。また、バイパス流路25には静翼(ファン静翼)30が設けられる。
コアケース15は、コアエンジン10を構成する低圧圧縮機11L等の回転機械及び燃焼器12を収容する(覆う)。コアケース15は、軸2を中心とする管状(中空の筒状)の形状を有する。コアケース15は、内面15aと、外面15bとを有する。内面15aは、コアエンジン10に取り込まれる作動流体の流路、即ち、コア流路18の壁面の一部を構成する。一方、外面15bは、内面15aの径方向外方に位置し、バイパス流路25を構成する壁面として機能する。
エンジン1(換言すればファン20)は、本実施形態に係る静翼(ファン静翼)30を備える。静翼30は、周方向CDに配列し、動翼21から排出された作動流体の流れを整える。静翼30は、動翼21の後方に位置し、コアケース15の外面15bからファンケース22の内面22aまで延伸している。静翼30は、例えば、出口案内翼(OGV)としてバイパス流路25に設けられる。この場合、静翼30のハブ30aは、コアケース15の外面15bに取り付けられ、静翼30のチップ30bはファンケース22の内面22aに取り付けられる。ただし、静翼30のハブ30a及びチップ30bは、対応する他の構造部材によって支持されてもよい。
図2は、本実施形態に係る静翼30を示す図である。図2は、周方向CDの展開図である。図3は、軸方向ADに対する動翼21の傾斜と静翼30の最大翼厚の位置(以下、最大翼厚位置)Mの関係を示す図であり、図3(a)は図1に示すIIIA―IIIA線断面図(チップ側断面図)、図3(b)は図1に示すIIIB―IIIB線断面図(ハブ側断面図)である。即ち、図3(a)は静翼30のうちのチップ30bに近い部分の断面を示す図であり、図3(b)は静翼30のうちのハブ30aに近い部分の断面を示す図である。また、図1に示すように、図3(a)及び図3(b)は軸2と平行な断面図である。
静翼30は、図2に示す翼型断面31を有する翼本体32を有する。静翼30は、所定のピッチPを置いて周方向CDに配列している。翼本体32は、前縁32aと、後縁32bと、前縁32aから後縁32bまで延伸する背側(負圧面)32c及び腹側(正圧面)32dとを有する。背側32cは、概ね動翼21の回転方向RD(図3参照)に向けて(周方向CDの前方に向けて)湾曲した凸面である。また、腹側32dも、概ね動翼21の回転方向RD(図3参照)に向けて(周方向CDの前方に向けて)湾曲した凹面である。つまり、背側32c及び腹側32dは、何れも同一の方向に湾曲している。
翼本体32の翼型断面31は、少なくともチップ30b側で次の条件を満たしている。換言すれば、翼本体32は、少なくともチップ30b側に次の条件を満たす翼型断面31を有している。
[条件]
静翼30が配列する周方向CDの展開面において、翼本体32の最大翼厚位置Mが、
(a) 線26と翼本体32との交点IPから翼本体32の後縁32bに近い第1領域33に位置し、且つ、
(b) コード比が0.2から0.8までの第2領域34内に位置する。
換言すれば、最大翼厚位置Mは、第1領域33と第2領域34が重複する第3領域35に位置する。ここで、線26は、後縁21bにおける動翼21のキャンバ線(翼型中心線)27の延長線28と平行で且つ周方向CDに隣接する他の静翼40の前縁40aを通る仮想線である(図3参照)。延長線28は、後縁21bにおけるキャンバ線27の接線であり、後縁から後方に延伸する。また、コード比は、翼本体32の前縁32aから翼本体32のコード上の任意の位置までの距離を翼本体32のコード長で除した値である。さらに、上述した他の静翼40は、周方向CDに並ぶ複数の静翼30のうちの1つであって、着目する静翼30からピッチPだけ周方向CDの前方に位置するものである。なお、第2領域34におけるコード比の下限値と上限値は、最大翼厚位置Mから前縁32aまでの距離、或いは、最大翼厚位置Mから後縁32bまでの距離が極端に短くなることに起因した剥離の誘発を抑制するために設定されている。
[条件]
静翼30が配列する周方向CDの展開面において、翼本体32の最大翼厚位置Mが、
(a) 線26と翼本体32との交点IPから翼本体32の後縁32bに近い第1領域33に位置し、且つ、
(b) コード比が0.2から0.8までの第2領域34内に位置する。
換言すれば、最大翼厚位置Mは、第1領域33と第2領域34が重複する第3領域35に位置する。ここで、線26は、後縁21bにおける動翼21のキャンバ線(翼型中心線)27の延長線28と平行で且つ周方向CDに隣接する他の静翼40の前縁40aを通る仮想線である(図3参照)。延長線28は、後縁21bにおけるキャンバ線27の接線であり、後縁から後方に延伸する。また、コード比は、翼本体32の前縁32aから翼本体32のコード上の任意の位置までの距離を翼本体32のコード長で除した値である。さらに、上述した他の静翼40は、周方向CDに並ぶ複数の静翼30のうちの1つであって、着目する静翼30からピッチPだけ周方向CDの前方に位置するものである。なお、第2領域34におけるコード比の下限値と上限値は、最大翼厚位置Mから前縁32aまでの距離、或いは、最大翼厚位置Mから後縁32bまでの距離が極端に短くなることに起因した剥離の誘発を抑制するために設定されている。
静翼のスパン方向(径方向)において同スパン位置にある本実施形態の翼型断面31と従来の翼型断面を比較した場合、本実施形態の最大翼厚位置Mは、上述の条件によって、従来の静翼の最大翼厚位置よりも後縁32b側にずれている。また、これらの翼型断面の最大翼厚が同一であるならば、本実施形態の前縁32aは、従来の静翼に形成される鈍頭な前縁よりも鋭頭となる。つまり、本実施形態によれば、従来の静翼と比較して、前縁32a近傍に形成される翼厚の薄い部分36が、前縁32aから後縁32bに向けて拡大している。
ところで、作動流体が動翼の列を通過するとき、各動翼の後方にはウェイクが発生する。このウェイクと作動流体の主流が静翼に交互に衝突するため、静翼の近傍では周期的に圧力が変動し、音(いわゆる動静翼干渉音)が発生する。発生した音は、バイパス流路の前方及び後方に伝搬し、エンジンの外部に漏出して騒音となる。
上述した音の音源モデルとして、二重極音源または四重極音源を想定することができる。二重極音源または四重極音源は、ウェイクや渦等の流れの乱れによって生じる圧力振動源である。二重極音源の音圧レベル及び四重極音源の音圧レベルは、作動流体の流速の6乗及び8乗にそれぞれ比例することが知られている。本実施形態では、上記2つの条件に基づき翼厚の薄い部分36を拡大させることにより、静翼30の前縁32a近傍を流れる作動流体を減速し、音圧を低減することができる。
図4は、本実施形態に係る静翼30と従来例の静翼の各背側及び各腹側における翼面マッハ数分布を示すグラフである。縦軸は翼面マッハ数を示し、横軸は上述のコード比を示す。実線は本実施形態に係る静翼30の翼面マッハ数分布を示し、点線は従来例の静翼の翼面マッハ数分布を示す。なお、図中の「~%スパン」とは、スパン長を基準とする、スパン方向に沿ったハブ(基部)からの距離を指す。従って、90%スパン、50%スパン、10%スパンは、それぞれ、翼本体のチップ近傍、翼本体の中央、翼本体のハブ近傍の各位置を意味する。
本実施形態に係る静翼30は、条件(a)及び条件(b)を満たし、90%スパンでの最大翼厚位置は、コード比0.42の位置(即ち、42%コード長)に位置している。これに対し、従来例の静翼の最大翼厚は、本実施形態に係る静翼30の最大翼厚と同一であり、上述の条件(b)を満たすものの、条件(a)を満たしていない。即ち、従来例の静翼の最大翼厚位置は、本実施形態の線26に相当する従来例の線と従来例の静翼との交点よりも、前縁に近い領域に位置している。
図4(a)は、本実施形態に係る静翼30と従来例の静翼の各背側及び各腹側における、90%スパンでの翼面マッハ数分布を示す。この図に示すように、本実施形態に係る静翼30における前縁32a近傍の翼面マッハ数は、従来例の静翼のそれよりも減少していることが判る。この減少は、背側32c及び腹側32dの何れにも現れており、数値流体力学(CFD)解析によれば、前縁32a近傍の音圧分布も従来例に比べて減少することが示された。つまり、本実施形態によれば、上述した2つの条件を満たす最大翼厚位置を規定することにより、当該条件を満たさない静翼よりも騒音を減少させることができる。
なお、翼本体32は、上述の条件を満たす翼型断面31を、翼本体32のチップ30b側から翼本体32のハブ30a側まで有してもよい。例えば、図4(b)で想定された50%スパンでの翼型断面31は、条件(a)及び(b)を満たし、且つ、最大翼厚位置がコード比0.42の位置(即ち、42%コード長)に位置している。同様に、図4(c)で想定された10%スパンでの翼型断面31は、条件(a)及び(b)を満たし、且つ、最大翼厚位置がコード比0.53の位置(即ち、53%コード長)に位置している。
図4(b)及び図4(c)に示すように、翼本体32の中央及びハブ側でも、前縁32a近傍の翼面マッハ数は、従来例の静翼のそれよりも減少していることが判る。また、数値流体力学(CFD)解析でも、90%スパンでの結果と同じく、音圧レベルの減少が得られた。従って、翼本体32のスパン方向の全域に亘って、上述の条件を満たす翼型断面31を形成することにより、音圧レベルを更に減少させることができる。その証左として、図5のグラフを示す。図5は、本実施形態に係る静翼30と従来例の静翼の各音圧レベルの数値解析結果を示すグラフである。図5で想定される静翼30は、スパン方向の全域で上述の条件を満たす翼型断面31を有している。なお、図5は、動静翼干渉音の一成分である翼通過周波数(BPF)の倍音の音圧レベルを示す。また、図中の左側は静翼の前方における音圧レベル(換言すれば前方音の音圧レベル)の比較結果を示し、図中の右側は静翼の後方における音圧レベル(換言すれば後方音の音圧レベル)の比較結果を示している。この図に示すように、音圧レベルは静翼の前方及び後方の何れでも減少している。
(変形例)
翼本体32のチップ30b側における最大翼厚位置Mのコード比は、翼本体32のハブ30a側における最大翼厚位置Mのコード比よりも大きくてもよい。例えば、最大翼厚位置Mのコード比は、ハブ30aからチップ30bに向かうにつれて、連続的に増加してもよい。上述の通り、回転する動翼21と静翼30との間の作動流体の流れによって発生する音の音源モデルには、二重極または四重極音源を想定することができる。この音の音圧レベルはそれぞれ流速の6乗、8乗に比例する。一方、スパン方向の各位置における動翼21の速度は、軸2からの距離に比例して上昇する。つまり、作動流体の流速は、動翼21のハブ30a側よりも、動翼21のチップ30b側で大きい。従って、静翼30のチップ30b側の部分36をハブ30a側の部分36よりも後縁32bに向けて拡大させることによって、ハブ30a側の作動流体の剥離等を抑えつつ、チップ30b側での騒音の抑制を促進させることができる。
翼本体32のチップ30b側における最大翼厚位置Mのコード比は、翼本体32のハブ30a側における最大翼厚位置Mのコード比よりも大きくてもよい。例えば、最大翼厚位置Mのコード比は、ハブ30aからチップ30bに向かうにつれて、連続的に増加してもよい。上述の通り、回転する動翼21と静翼30との間の作動流体の流れによって発生する音の音源モデルには、二重極または四重極音源を想定することができる。この音の音圧レベルはそれぞれ流速の6乗、8乗に比例する。一方、スパン方向の各位置における動翼21の速度は、軸2からの距離に比例して上昇する。つまり、作動流体の流速は、動翼21のハブ30a側よりも、動翼21のチップ30b側で大きい。従って、静翼30のチップ30b側の部分36をハブ30a側の部分36よりも後縁32bに向けて拡大させることによって、ハブ30a側の作動流体の剥離等を抑えつつ、チップ30b側での騒音の抑制を促進させることができる。
上述の通り、本実施形態に係る静翼は、低圧圧縮機11L、高圧圧縮機11H、高圧タービン13H及び低圧タービン13Lのうちの何れかに適用可能である。即ち、これらの回転機械のうちの少なくとも1つは、動翼と、当該動翼の後方に設けられ、条件(a)及び(b)を満たす翼本体を有する静翼とを備えてもよい。
いくつかの実施形態を説明したが、上記開示内容に基づいて実施形態の修正または変形をすることが可能である。上記実施形態のすべての構成要素、及び請求の範囲に記載されたすべての特徴は、それらが互いに矛盾しない限り、個々に抜き出して組み合わせてもよい。
Claims (5)
- 動翼の後方に設けられる静翼であって、
翼型断面を有する翼本体を備え、
前記翼型断面における前記翼本体の最大翼厚位置は、少なくとも前記翼本体のチップ側で、次の条件、
(a)前記静翼が配列する周方向の展開面において、前記動翼の後縁における前記動翼のキャンバ線の延長線と平行で且つ前記周方向に隣接する他の静翼の前縁を通る線と前記翼本体との交点から前記翼本体の後縁に近い領域に位置し、且つ、
(b)コード比が0.2から0.8までの領域内に位置する、
を満たし、
前記コード比は、前記翼本体の前縁から前記翼本体のコード上の任意の位置までの距離を前記翼本体のコード長で除した値である
静翼。 - 前記翼本体は、前記条件を満たす前記翼型断面を、前記翼本体の前記チップ側から前記翼本体のハブ側まで有する、
請求項1に記載の静翼。 - 前記翼本体の前記チップ側における前記最大翼厚位置の前記コード比は、前記翼本体の前記ハブ側における前記最大翼厚位置の前記コード比よりも大きい、
請求項2に記載の静翼。 - 前記静翼はファン静翼である請求項1~3のうちの何れか一項に記載の静翼。
- ファン動翼と、
前記ファン動翼を収容するファンケースと、
前記ファン動翼の後方に設けられるコアエンジンを収容するとともに、前記ファンケースとの間に作動流体のバイパス流路を画成するコアケースと、
前記バイパス流路において前記ファン動翼の後方に、ファン静翼として設けられる、請求項1~3のうちの何れか一項に記載の静翼と、
を備える航空機用ガスタービンエンジン。
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