JPH0696983B2 - 航空機ガスタービンエンジン分粒装置 - Google Patents
航空機ガスタービンエンジン分粒装置Info
- Publication number
- JPH0696983B2 JPH0696983B2 JP4137366A JP13736692A JPH0696983B2 JP H0696983 B2 JPH0696983 B2 JP H0696983B2 JP 4137366 A JP4137366 A JP 4137366A JP 13736692 A JP13736692 A JP 13736692A JP H0696983 B2 JPH0696983 B2 JP H0696983B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- vane
- subassembly
- leading edge
- longitudinally
- attached
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は航空機ガスタービンエン
ジンに関し、特に、前ファン・ガスタービンエンジンの
圧縮機に入る粒子の量を減らす前ファン・ガスタービン
エンジン・サブアセンブリーに関する。
ジンに関し、特に、前ファン・ガスタービンエンジンの
圧縮機に入る粒子の量を減らす前ファン・ガスタービン
エンジン・サブアセンブリーに関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンにはコアエンジン
が含まれ、コアエンジンに入る空気流を圧縮する高圧圧
縮機と、燃料と圧縮空気の混合気を燃やして推進用ガス
流を発生する燃焼器と、推進ガス流により回転する高圧
タービンとを有し、高圧タービンは大径軸により高圧圧
縮機に連結されてそれを駆動する。代表的な前ファン・
ガスタービンエンジンにはさらに（高圧タービンの後方
に配置した）低圧タービンが設けられ、同軸の小径軸に
より前ファン（高圧圧縮機の前方に配置）に連結されて
それを駆動し、また低圧圧縮機（前ファンと高圧圧縮機
との間に配置）を駆動しうる。低圧圧縮機は時々ブース
タ圧縮機または単にブースタと呼ばれる。分流体がファ
ンと第１圧縮機（通常低圧圧縮機）との間に配置され、
ファンを出た空気をコアエンジン空気流と、それを同軸
的に囲むバイパス空気流とに分割する。ファンからのバ
イパス空気流は航空機用のエンジン推力のほとんどを発
生する。エンジン推力の一部は、コアエンジン空気流が
低圧圧縮機と高圧圧縮機を通流して燃焼器に達しさらに
高圧および低圧タービンを経て加速して排気ノズルを出
ることにより発生する。分流体は、低圧圧縮機空気流路
ケーシングの半径方向外壁を画成する半径方向内壁を有
する。低圧圧縮機は１列の半径方向内方に延在する静翼
を有し、これらの静翼は分流体の半径方向内壁にその前
縁近くに取付けられ、静翼列の後方において１列の半径
方向外方に延在する動翼が、（低圧タービンにより駆動
される同軸小径軸に連結された）ディスクまたはロータ
に取付けられている。この動翼列に続いてさらに静翼列
と動翼列が交互に配置されている。翼形の動翼は空気流
を圧縮しかつ必然的にそれを旋回させ、翼形の静翼は空
気流を圧縮しそして空気流を真っ直ぐにして次段の動翼
に導く。第１列の圧縮機静翼は第１列の圧縮機動翼の前
方に配置され、ファン動翼からの空気流を真っ直ぐにす
る。
が含まれ、コアエンジンに入る空気流を圧縮する高圧圧
縮機と、燃料と圧縮空気の混合気を燃やして推進用ガス
流を発生する燃焼器と、推進ガス流により回転する高圧
タービンとを有し、高圧タービンは大径軸により高圧圧
縮機に連結されてそれを駆動する。代表的な前ファン・
ガスタービンエンジンにはさらに（高圧タービンの後方
に配置した）低圧タービンが設けられ、同軸の小径軸に
より前ファン（高圧圧縮機の前方に配置）に連結されて
それを駆動し、また低圧圧縮機（前ファンと高圧圧縮機
との間に配置）を駆動しうる。低圧圧縮機は時々ブース
タ圧縮機または単にブースタと呼ばれる。分流体がファ
ンと第１圧縮機（通常低圧圧縮機）との間に配置され、
ファンを出た空気をコアエンジン空気流と、それを同軸
的に囲むバイパス空気流とに分割する。ファンからのバ
イパス空気流は航空機用のエンジン推力のほとんどを発
生する。エンジン推力の一部は、コアエンジン空気流が
低圧圧縮機と高圧圧縮機を通流して燃焼器に達しさらに
高圧および低圧タービンを経て加速して排気ノズルを出
ることにより発生する。分流体は、低圧圧縮機空気流路
ケーシングの半径方向外壁を画成する半径方向内壁を有
する。低圧圧縮機は１列の半径方向内方に延在する静翼
を有し、これらの静翼は分流体の半径方向内壁にその前
縁近くに取付けられ、静翼列の後方において１列の半径
方向外方に延在する動翼が、（低圧タービンにより駆動
される同軸小径軸に連結された）ディスクまたはロータ
に取付けられている。この動翼列に続いてさらに静翼列
と動翼列が交互に配置されている。翼形の動翼は空気流
を圧縮しかつ必然的にそれを旋回させ、翼形の静翼は空
気流を圧縮しそして空気流を真っ直ぐにして次段の動翼
に導く。第１列の圧縮機静翼は第１列の圧縮機動翼の前
方に配置され、ファン動翼からの空気流を真っ直ぐにす
る。
【０００３】航空機ガスタービンエンジンは、もし純粋
な空気だけがその圧縮機に入るとすれば、消費燃料１ポ
ンド当たりの発生推力が増し、また比較的少ない整備で
運転できる。（これは圧縮機が高圧圧縮機だけからなる
ものであっても、あるいはそのほかに低圧圧縮機または
中圧圧縮機を有するものであっても言えることであ
る。）残念ながら、前ファンを通流する空気は燃焼器の
効率を下げるような雨または氷を含む可能性があり、ま
た空気はほこり、汚物、砂等の異物粒を含むことがあ
り、これらは圧縮機の動翼と静翼の前縁を壊食するの
で、エンジンの効率がさらに低下するとともに動翼と静
翼の交換が必要になる。高圧圧縮機の前方に低圧圧縮機
を有するエンジンでは、高圧圧縮機に比較的多大な摩耗
が生ずる。また、圧縮機による液体または固体粒子吸い
込みの問題は、通例、地上または地上近くのエンジン運
転中、例えば離陸中に比較的過酷となる。
な空気だけがその圧縮機に入るとすれば、消費燃料１ポ
ンド当たりの発生推力が増し、また比較的少ない整備で
運転できる。（これは圧縮機が高圧圧縮機だけからなる
ものであっても、あるいはそのほかに低圧圧縮機または
中圧圧縮機を有するものであっても言えることであ
る。）残念ながら、前ファンを通流する空気は燃焼器の
効率を下げるような雨または氷を含む可能性があり、ま
た空気はほこり、汚物、砂等の異物粒を含むことがあ
り、これらは圧縮機の動翼と静翼の前縁を壊食するの
で、エンジンの効率がさらに低下するとともに動翼と静
翼の交換が必要になる。高圧圧縮機の前方に低圧圧縮機
を有するエンジンでは、高圧圧縮機に比較的多大な摩耗
が生ずる。また、圧縮機による液体または固体粒子吸い
込みの問題は、通例、地上または地上近くのエンジン運
転中、例えば離陸中に比較的過酷となる。
【０００４】ファン・ガスタービンエンジン用の公知の
粒子分離技術の一例は、圧縮空気流の一部を、特に圧縮
機ケーシングの半径方向外壁から抽出することである。
しかし、圧縮空気流の抽出はエンジンの性能を低下させ
る。また、ほこり程度の大きさの粒子の軌道の計算機シ
ミュレーションによってわかったことは、粒子が常に圧
縮機空気流の半径方向外壁域に集中することはないとい
うことである。
粒子分離技術の一例は、圧縮空気流の一部を、特に圧縮
機ケーシングの半径方向外壁から抽出することである。
しかし、圧縮空気流の抽出はエンジンの性能を低下させ
る。また、ほこり程度の大きさの粒子の軌道の計算機シ
ミュレーションによってわかったことは、粒子が常に圧
縮機空気流の半径方向外壁域に集中することはないとい
うことである。
【０００５】ファン・ガスタービンエンジン用の他の公
知分粒技術は、分流体の前に１列の「クォーターステー
ジ（quarter-stage)」動翼を加えることである。このよ
うな動翼は遠心力により粒子をバイパス空気流内に投入
してコアエンジン空気流圧縮機の動翼に当たらないよう
にする。しかし、このような「クォーターステージ」動
翼はエンジンの重量と長さを幾分増大させ、また、コア
エンジンを迂回する「クォーターステージ」圧縮空気流
は、（抽気分粒機構の場合のように）エンジンの性能を
低下させる。
知分粒技術は、分流体の前に１列の「クォーターステー
ジ（quarter-stage)」動翼を加えることである。このよ
うな動翼は遠心力により粒子をバイパス空気流内に投入
してコアエンジン空気流圧縮機の動翼に当たらないよう
にする。しかし、このような「クォーターステージ」動
翼はエンジンの重量と長さを幾分増大させ、また、コア
エンジンを迂回する「クォーターステージ」圧縮空気流
は、（抽気分粒機構の場合のように）エンジンの性能を
低下させる。
【０００６】
【発明の目的】本発明の目的は優れた粒子分離をなす前
ファン・ガスタービンエンジン・サブアセンブリーを提
供することである。
ファン・ガスタービンエンジン・サブアセンブリーを提
供することである。
【０００７】
【発明の概要】本発明は、最後列の概して半径方向外方
に延在する全寸法の前ファン動翼と、これらのファン動
翼の長手方向後方に配置されファン動翼を出た空気をコ
アエンジン空気流とそれを同軸的に囲むバイパス空気流
とに分割する前縁を有する分流体とを含む前ファン・ガ
スタービンエンジン・サブアセンブリーを提供する。こ
のサブアセンブリーはまた１列の静翼を含む。各静翼は
第１部分を有し、この第１部分は分流体の前縁に長手方
向に近接しそして同前縁の半径方向内方および長手方向
前方に配置されかつまたファン動翼に長手方向に近接し
ている。
に延在する全寸法の前ファン動翼と、これらのファン動
翼の長手方向後方に配置されファン動翼を出た空気をコ
アエンジン空気流とそれを同軸的に囲むバイパス空気流
とに分割する前縁を有する分流体とを含む前ファン・ガ
スタービンエンジン・サブアセンブリーを提供する。こ
のサブアセンブリーはまた１列の静翼を含む。各静翼は
第１部分を有し、この第１部分は分流体の前縁に長手方
向に近接しそして同前縁の半径方向内方および長手方向
前方に配置されかつまたファン動翼に長手方向に近接し
ている。
【０００８】このサブアセンブリーは、本質的に、最前
列の圧縮機静翼を後方に移動することなく従来の分流体
の前縁を後方に移動したものである。最前列の静翼の後
方移動はエンジンの重量と長さを増大させるので望まし
くない。ほこり程度の粒子の軌道の計算機シミュレーシ
ョンによってわかったことは、粒子が長手方向後方の速
度成分と半径方向外方の速度成分とを有しそして後方移
動分流体の前縁を避けて通ることである。このような粒
子は圧縮機動翼を半径方向外方に迂回する。
列の圧縮機静翼を後方に移動することなく従来の分流体
の前縁を後方に移動したものである。最前列の静翼の後
方移動はエンジンの重量と長さを増大させるので望まし
くない。ほこり程度の粒子の軌道の計算機シミュレーシ
ョンによってわかったことは、粒子が長手方向後方の速
度成分と半径方向外方の速度成分とを有しそして後方移
動分流体の前縁を避けて通ることである。このような粒
子は圧縮機動翼を半径方向外方に迂回する。
【０００９】本発明の前ファン・ガスタービンエンジン
・サブアセンブリーから様々な利点が得られる。粒子分
離は、エンジン性能を低下させる圧縮空気流の抽出なし
に達成される。また、このような粒子分離は、エンジン
に望ましくない重量と長さの増加をもたらす「クォータ
ーステージ」動翼のような追加構成部を用いることなく
達成される。
・サブアセンブリーから様々な利点が得られる。粒子分
離は、エンジン性能を低下させる圧縮空気流の抽出なし
に達成される。また、このような粒子分離は、エンジン
に望ましくない重量と長さの増加をもたらす「クォータ
ーステージ」動翼のような追加構成部を用いることなく
達成される。
【００１０】
【実施例の記載】添付図面、特に図１に前ファン・ガス
タービンエンジンが総体的に符号１０で示され、後述の
ように本発明の第１好適実施例を含んでいる。ターボフ
ァン・エンジン１０は長手方向中心線１１と、中心線１
１の周りに同軸的かつ同心的に配置した環状ケーシング
１２を有する。ターボファン・エンジン１０にはコアエ
ンジン１４（ガス発生機とも呼ばれる）が含まれ、高圧
圧縮機１６と燃焼器１８と高圧タービン２０とで構成さ
れ、これらの構成部は全てターボファン・エンジン１０
の長手方向中心線１１の周囲に同軸的に設けられ直列軸
流関係に配置されている。環状駆動軸２２が高圧圧縮機
１６と高圧タービン２０とに固定されそれらを連結して
いる。
タービンエンジンが総体的に符号１０で示され、後述の
ように本発明の第１好適実施例を含んでいる。ターボフ
ァン・エンジン１０は長手方向中心線１１と、中心線１
１の周りに同軸的かつ同心的に配置した環状ケーシング
１２を有する。ターボファン・エンジン１０にはコアエ
ンジン１４（ガス発生機とも呼ばれる）が含まれ、高圧
圧縮機１６と燃焼器１８と高圧タービン２０とで構成さ
れ、これらの構成部は全てターボファン・エンジン１０
の長手方向中心線１１の周囲に同軸的に設けられ直列軸
流関係に配置されている。環状駆動軸２２が高圧圧縮機
１６と高圧タービン２０とに固定されそれらを連結して
いる。
【００１１】コアエンジン１４は燃焼ガスを発生するよ
うに作用する。高圧圧縮機１６からの圧縮空気は燃焼器
１８で燃料と混合されかつ点火されて燃焼ガスを発生す
る。燃焼ガスから高圧タービン２０により仕事が抽出さ
れ、圧縮機１６を駆動する。残りの燃焼ガスはコアエン
ジン１４から排出されて低圧タービンまたはパワーター
ビン２４に入る。
うに作用する。高圧圧縮機１６からの圧縮空気は燃焼器
１８で燃料と混合されかつ点火されて燃焼ガスを発生す
る。燃焼ガスから高圧タービン２０により仕事が抽出さ
れ、圧縮機１６を駆動する。残りの燃焼ガスはコアエン
ジン１４から排出されて低圧タービンまたはパワーター
ビン２４に入る。
【００１２】低圧タービン２４は環状ドラム形ロータ２
６とステータ２８とを有する。ロータ２６は適当な軸受
３０により回転自在に支承され、そして複数のタービン
動翼列３４を有し、これらの動翼列はロータ２６から半
径方向外方に延在しかつ軸方向に相隔たっている。ステ
ータ２８はロータ２６の半径方向外側に配置され、そし
て複数の静翼列３６を有し、これらの静翼列は静止ケー
シング１２から半径方向内方に延在するようにそれに固
定されている。静翼列３６はタービン動翼列３４と交互
に軸方向に離間している。ロータ２６は駆動軸３８に固
定され、また差動軸受３２を介して駆動軸２２に連結さ
れている。駆動軸３８はロータディスク３９と、該軸に
連結した低圧圧縮機ドラムロータ４０（低圧圧縮機はブ
ースタまたはブースタ圧縮機とも呼ばれる）を回動す
る。低圧圧縮機ロータ４０は低圧圧縮機４１の一部をな
し、この圧縮機もまた複数の低圧圧縮機動翼列４２と、
複数の低圧圧縮機静翼列４４とを有する。低圧圧縮機動
翼列４２は低圧圧縮機ロータ４０にそれから半径方向外
方に延在するように固定されて同ロータとともに回転
し、また低圧圧縮機静翼列４４は静止ケーシング１２に
それから半径方向内方に延在するように固定されている
（最前列はまた静止ケーシング１２から半径方向外方に
延在する一部分を有する）。低圧圧縮機静翼列４４は低
圧圧縮機動翼列４２と交互に軸方向に隔置されている。
ロータディスク３９は、ナセル４６内にある１列のファ
ン動翼４５を支持する。ナセル４６は、１本だけを図示
した複数本のファン支柱４７により静止ケーシング１２
の周りに支持されている。
６とステータ２８とを有する。ロータ２６は適当な軸受
３０により回転自在に支承され、そして複数のタービン
動翼列３４を有し、これらの動翼列はロータ２６から半
径方向外方に延在しかつ軸方向に相隔たっている。ステ
ータ２８はロータ２６の半径方向外側に配置され、そし
て複数の静翼列３６を有し、これらの静翼列は静止ケー
シング１２から半径方向内方に延在するようにそれに固
定されている。静翼列３６はタービン動翼列３４と交互
に軸方向に離間している。ロータ２６は駆動軸３８に固
定され、また差動軸受３２を介して駆動軸２２に連結さ
れている。駆動軸３８はロータディスク３９と、該軸に
連結した低圧圧縮機ドラムロータ４０（低圧圧縮機はブ
ースタまたはブースタ圧縮機とも呼ばれる）を回動す
る。低圧圧縮機ロータ４０は低圧圧縮機４１の一部をな
し、この圧縮機もまた複数の低圧圧縮機動翼列４２と、
複数の低圧圧縮機静翼列４４とを有する。低圧圧縮機動
翼列４２は低圧圧縮機ロータ４０にそれから半径方向外
方に延在するように固定されて同ロータとともに回転
し、また低圧圧縮機静翼列４４は静止ケーシング１２に
それから半径方向内方に延在するように固定されている
（最前列はまた静止ケーシング１２から半径方向外方に
延在する一部分を有する）。低圧圧縮機静翼列４４は低
圧圧縮機動翼列４２と交互に軸方向に隔置されている。
ロータディスク３９は、ナセル４６内にある１列のファ
ン動翼４５を支持する。ナセル４６は、１本だけを図示
した複数本のファン支柱４７により静止ケーシング１２
の周りに支持されている。
【００１３】図２と図３は図１に開示したガスタービン
エンジン分粒装置発明の第１好適実施例をさらに詳細に
示す。前ファン・ガスタービンエンジン・サブアセンブ
リー５０は、最後列の概して半径方向外方に延在する全
寸法の前ファン動翼４５を含む。図１と図２には１列だ
けのファン動翼を示してあるが、本発明は最後列の前フ
ァン動翼４５の長手方向前方に追加的に配置した１列以
上のファン動翼を有するエンジンにも同様に適用し得る
ものである。
エンジン分粒装置発明の第１好適実施例をさらに詳細に
示す。前ファン・ガスタービンエンジン・サブアセンブ
リー５０は、最後列の概して半径方向外方に延在する全
寸法の前ファン動翼４５を含む。図１と図２には１列だ
けのファン動翼を示してあるが、本発明は最後列の前フ
ァン動翼４５の長手方向前方に追加的に配置した１列以
上のファン動翼を有するエンジンにも同様に適用し得る
ものである。
【００１４】サブアセンブリー５０はまた分流体５２を
含み、この分流体は図示のようにエンジンケーシング１
２の長手方向最前部である。分流体５２は前縁５４を有
し、この前縁はファン動翼４５の長手方向後方に配置さ
れ、ファン動翼４５を出た空気をコアエンジン空気流５
６と、それを同軸的に囲むバイパス空気流５８とに分割
する。
含み、この分流体は図示のようにエンジンケーシング１
２の長手方向最前部である。分流体５２は前縁５４を有
し、この前縁はファン動翼４５の長手方向後方に配置さ
れ、ファン動翼４５を出た空気をコアエンジン空気流５
６と、それを同軸的に囲むバイパス空気流５８とに分割
する。
【００１５】エンジン１０は、図示のように、分流体５
２の前縁５４の長手方向後方においてコアエンジン空気
流５６内に配置された最前列の概して半径方向外方に延
在する圧縮機動翼４２ａを有する。圧縮機動翼４２ａは
低圧圧縮機４１の一部であるが、エンジンの特定設計に
応じて高圧または中圧圧縮機の一部としてもよい。圧縮
機動翼４２ａは、コアエンジン空気流５６内に配置され
る結果、図示のように分流体５２の前縁５４の長手方向
後方および半径方向内方に配置されている。
２の前縁５４の長手方向後方においてコアエンジン空気
流５６内に配置された最前列の概して半径方向外方に延
在する圧縮機動翼４２ａを有する。圧縮機動翼４２ａは
低圧圧縮機４１の一部であるが、エンジンの特定設計に
応じて高圧または中圧圧縮機の一部としてもよい。圧縮
機動翼４２ａは、コアエンジン空気流５６内に配置され
る結果、図示のように分流体５２の前縁５４の長手方向
後方および半径方向内方に配置されている。
【００１６】サブアセンブリー５０はまた１列の静翼４
４ａを含む。各静翼は第１部分６０を有し、この第１部
分は分流体５２の前縁５４に長手方向に隣接しそして同
前縁の半径方向内方および長手方向前方に配置されかつ
またファン動翼４５に長手方向に近接している。１列の
静翼４４ａは図示のように最前列の圧縮機静翼である。
静翼４４ａはファン動翼４５（および分流体の前縁５
４）に長手方向に隣接している。すなわち、静翼４４ａ
とファン動翼４５（および分流体の前縁５４）との間に
動翼、静翼、支柱等が介在しない。本発明の目的に応
じ、「静翼」という用語は、静止した半径方向内方延在
静翼と、ファン動翼に対して逆回転する半径方向内方延
在静翼とを包含する。このような逆回転は当業者に知ら
れていることである。静翼４４ａは図３ではエンジン中
心線１１から半径方向向きに配列されているが、実際に
は、エンジンの空力性能を高めるために（米国特許第３
５３６４１４号に記載のように）幾分傾斜または湾曲し
ていてもよいことに注意されたい。
４ａを含む。各静翼は第１部分６０を有し、この第１部
分は分流体５２の前縁５４に長手方向に隣接しそして同
前縁の半径方向内方および長手方向前方に配置されかつ
またファン動翼４５に長手方向に近接している。１列の
静翼４４ａは図示のように最前列の圧縮機静翼である。
静翼４４ａはファン動翼４５（および分流体の前縁５
４）に長手方向に隣接している。すなわち、静翼４４ａ
とファン動翼４５（および分流体の前縁５４）との間に
動翼、静翼、支柱等が介在しない。本発明の目的に応
じ、「静翼」という用語は、静止した半径方向内方延在
静翼と、ファン動翼に対して逆回転する半径方向内方延
在静翼とを包含する。このような逆回転は当業者に知ら
れていることである。静翼４４ａは図３ではエンジン中
心線１１から半径方向向きに配列されているが、実際に
は、エンジンの空力性能を高めるために（米国特許第３
５３６４１４号に記載のように）幾分傾斜または湾曲し
ていてもよいことに注意されたい。
【００１７】好ましくは、静翼４４ａの第１部分６０
は、概して半径方向内方に突き出た翼端６２を有する。
翼端６２は一体の翼端かまたは取付けられた摩耗可能な
翼端でよい。しかし、本発明は、このような静翼の半径
方向内端を、例えば、静止流路構造体に、あるいは静翼
の半径方向内端を一緒に保持する内側リングに固定した
エンジン・サブアセンブリーにも同等に適用しうるもの
である。
は、概して半径方向内方に突き出た翼端６２を有する。
翼端６２は一体の翼端かまたは取付けられた摩耗可能な
翼端でよい。しかし、本発明は、このような静翼の半径
方向内端を、例えば、静止流路構造体に、あるいは静翼
の半径方向内端を一緒に保持する内側リングに固定した
エンジン・サブアセンブリーにも同等に適用しうるもの
である。
【００１８】一設計例において、各静翼４４ａは第２部
分６４を有し、この第２部分は分流体５２の前縁５４か
ら半径方向外方およびその長手方向前方に延在する。サ
ブアセンブリー５０はまた、静翼４４ａの第２部分６４
に取付けた概して長手方向に延在する環状シュラウド６
６を含むことが好ましい。このようなシュラウド６６は
静翼第２部分６４に取付けられるので必然的に分流体５
２の前縁５４の半径方向外方に配置され、また必然的
に、分流体５２の前縁５４の長手方向前方に配置された
前縁６８を有する。シュラウド６６は静翼４４ａに取付
けてあるので、静翼４４ａをエンジン構造体に取付ける
ために使用できる。例えば、シュラウド６６はファン支
柱４７に直接取付けられても、あるいは静翼４４ａから
離れた支持静翼により分流体５２に間接的に取付けられ
てもよい（これらの取付けは図示されていない）。加え
て、概して長手方向に延在するシュラウドは、当業者に
理解されるように、実際に設定される分流体の傾斜にほ
ぼ合致するように傾斜してもよく（図示せず）、その場
合、シュラウドの前縁はより半径方向内方にある。
分６４を有し、この第２部分は分流体５２の前縁５４か
ら半径方向外方およびその長手方向前方に延在する。サ
ブアセンブリー５０はまた、静翼４４ａの第２部分６４
に取付けた概して長手方向に延在する環状シュラウド６
６を含むことが好ましい。このようなシュラウド６６は
静翼第２部分６４に取付けられるので必然的に分流体５
２の前縁５４の半径方向外方に配置され、また必然的
に、分流体５２の前縁５４の長手方向前方に配置された
前縁６８を有する。シュラウド６６は静翼４４ａに取付
けてあるので、静翼４４ａをエンジン構造体に取付ける
ために使用できる。例えば、シュラウド６６はファン支
柱４７に直接取付けられても、あるいは静翼４４ａから
離れた支持静翼により分流体５２に間接的に取付けられ
てもよい（これらの取付けは図示されていない）。加え
て、概して長手方向に延在するシュラウドは、当業者に
理解されるように、実際に設定される分流体の傾斜にほ
ぼ合致するように傾斜してもよく（図示せず）、その場
合、シュラウドの前縁はより半径方向内方にある。
【００１９】他の設計例では、各静翼４４ａは第３部分
７０を有し、この第３部分は分流体５２の前縁５４から
半径方向外方およびその長手方向後方に延在し、そして
分流体５２に取付けられている。それほど望ましくはな
いが、代わりに、第３部分７０を後方に延ばしてファン
支柱４７に固定してもよい。さらに、静翼４４ａを（第
３部分７０の有無にかかわらず）半径方向外方に延ばし
てファンナセル４６に固定することすら可能である。
７０を有し、この第３部分は分流体５２の前縁５４から
半径方向外方およびその長手方向後方に延在し、そして
分流体５２に取付けられている。それほど望ましくはな
いが、代わりに、第３部分７０を後方に延ばしてファン
支柱４７に固定してもよい。さらに、静翼４４ａを（第
３部分７０の有無にかかわらず）半径方向外方に延ばし
てファンナセル４６に固定することすら可能である。
【００２０】図４は本ガスタービンエンジン分粒装置発
明の第２好適実施例を示す。図４の前ファン・ガスター
ビンエンジン・サブアセンブリー１５０は、図示のよう
に、第１実施例の静翼４４ａの代わりに第２好適実施例
の別の静翼１４４ａを設けてある点を除けば、図１〜図
３の第１実施例のサブアセンブリーと同じである。静翼
１４４ａは、前述の第１実施例の静翼のように、第１部
分１６０と第２部分１６４と第３部分１７０と翼端１６
２を有する。しかし、図４の静翼１４４ａは前述のシュ
ラウド６６を持たない。それゆえ、静翼１４４ａの第２
部分１６４は連結されていない。静翼１４４ａは図示の
ように概してフック形の輪郭を有し、湾曲端部が分流体
５２に取付けられている。他のシュラウドなし（または
シュラウド付き）の静翼輪郭形状、例えば、長手方向後
方に存在しそして分流体の半径方向内壁の半径方向内方
にあってそれに接続している区域（図示せず）を有する
静翼形状も可能である。本発明の目的に応じ、「シュラ
ウド付き」または「シュラウドなし」という用語は静翼
の第２部分の状態だけに適用され、静翼の第１部分の翼
端または他の区域の状態には適用されないことに注意さ
れたい。
明の第２好適実施例を示す。図４の前ファン・ガスター
ビンエンジン・サブアセンブリー１５０は、図示のよう
に、第１実施例の静翼４４ａの代わりに第２好適実施例
の別の静翼１４４ａを設けてある点を除けば、図１〜図
３の第１実施例のサブアセンブリーと同じである。静翼
１４４ａは、前述の第１実施例の静翼のように、第１部
分１６０と第２部分１６４と第３部分１７０と翼端１６
２を有する。しかし、図４の静翼１４４ａは前述のシュ
ラウド６６を持たない。それゆえ、静翼１４４ａの第２
部分１６４は連結されていない。静翼１４４ａは図示の
ように概してフック形の輪郭を有し、湾曲端部が分流体
５２に取付けられている。他のシュラウドなし（または
シュラウド付き）の静翼輪郭形状、例えば、長手方向後
方に存在しそして分流体の半径方向内壁の半径方向内方
にあってそれに接続している区域（図示せず）を有する
静翼形状も可能である。本発明の目的に応じ、「シュラ
ウド付き」または「シュラウドなし」という用語は静翼
の第２部分の状態だけに適用され、静翼の第１部分の翼
端または他の区域の状態には適用されないことに注意さ
れたい。
【００２１】環状シュラウドなしの翼形静翼１４４ａ
は、ファン動翼４５を出た空気流を真っ直ぐにして圧縮
機動翼４２ａに導くように作用する。環状シュラウド６
６付きの翼形静翼４４ａはまた、当業者に知られている
ように、ファン動翼４５を出た空気流を（コアエンジン
空気流圧縮機動翼４２ａによるさらなる圧縮の前に）わ
ずかに圧縮するように作用する。
は、ファン動翼４５を出た空気流を真っ直ぐにして圧縮
機動翼４２ａに導くように作用する。環状シュラウド６
６付きの翼形静翼４４ａはまた、当業者に知られている
ように、ファン動翼４５を出た空気流を（コアエンジン
空気流圧縮機動翼４２ａによるさらなる圧縮の前に）わ
ずかに圧縮するように作用する。
【００２２】運転中、ファン動翼４５を出た粒子は、計
算機シミュレーションにより明らかにされたように、一
般に長手方向後方の速度成分に加えて半径方向外方の速
度成分を有し、これらの粒子の多くは（コアエンジン空
気流５６に入る代わりに）分流体５２を避けてバイパス
空気流５８に入る。なぜなら、本発明のサブアセンブリ
ー５０、１５０における分流体前縁５４は静翼４４ａの
第１部分６０の長手方向後方に移されているからであ
る。静翼４４ａに環状シュラウド６６を取付けた場合
（図１〜図３に示した本発明の第１実施例のサブアセン
ブリー５０参照）、シュラウド６６からコアエンジン空
気流５６への粒子のはね返りを最少にできる。これは、
シュラウド６６を分流体５２から半径方向外方に充分離
れた位置に設けることにより達成されうる。そうする
と、当業者に理解されるように、問題の粒子はシュラウ
ド６６ではね返って分流体５２の外面に衝突しバイパス
空気流５８に混入する。
算機シミュレーションにより明らかにされたように、一
般に長手方向後方の速度成分に加えて半径方向外方の速
度成分を有し、これらの粒子の多くは（コアエンジン空
気流５６に入る代わりに）分流体５２を避けてバイパス
空気流５８に入る。なぜなら、本発明のサブアセンブリ
ー５０、１５０における分流体前縁５４は静翼４４ａの
第１部分６０の長手方向後方に移されているからであ
る。静翼４４ａに環状シュラウド６６を取付けた場合
（図１〜図３に示した本発明の第１実施例のサブアセン
ブリー５０参照）、シュラウド６６からコアエンジン空
気流５６への粒子のはね返りを最少にできる。これは、
シュラウド６６を分流体５２から半径方向外方に充分離
れた位置に設けることにより達成されうる。そうする
と、当業者に理解されるように、問題の粒子はシュラウ
ド６６ではね返って分流体５２の外面に衝突しバイパス
空気流５８に混入する。
【００２３】図５は本ガスタービンエンジン分粒装置発
明の第３好適実施例を示す。図５の前ファン・ガスター
ビンエンジン・サブアセンブリー２５０は、図示のよう
に、第１実施例の静翼４４ａの代わりに第３好適実施例
の別の静翼２４４ａを設けてある点を除けば、図１〜図
３の第１実施例のサブアセンブリーと同じである。静翼
２４４ａは、前述の第１実施例の静翼のように、第１部
分２６０と第２部分２６４と翼端２６２を有する。しか
し、図５の静翼２４４ａは前述の第３部分７０を持たな
い。その代わりに、サブアセンブリー２５０はさらに複
数の取付静翼２７０を含み、各取付静翼はシュラウド６
６の長手方向後部に取付けた半径方向外端と、分流体５
２に取付けた半径方向内端とを有する。この実施例で
は、シュラウド６６の長手方向前部が静翼２４４ａの第
２部分２６４に取付けられている。一設計例において、
取付静翼２７０の数は静翼２４４ａの数より少ない。
明の第３好適実施例を示す。図５の前ファン・ガスター
ビンエンジン・サブアセンブリー２５０は、図示のよう
に、第１実施例の静翼４４ａの代わりに第３好適実施例
の別の静翼２４４ａを設けてある点を除けば、図１〜図
３の第１実施例のサブアセンブリーと同じである。静翼
２４４ａは、前述の第１実施例の静翼のように、第１部
分２６０と第２部分２６４と翼端２６２を有する。しか
し、図５の静翼２４４ａは前述の第３部分７０を持たな
い。その代わりに、サブアセンブリー２５０はさらに複
数の取付静翼２７０を含み、各取付静翼はシュラウド６
６の長手方向後部に取付けた半径方向外端と、分流体５
２に取付けた半径方向内端とを有する。この実施例で
は、シュラウド６６の長手方向前部が静翼２４４ａの第
２部分２６４に取付けられている。一設計例において、
取付静翼２７０の数は静翼２４４ａの数より少ない。
【００２４】以上、本発明の様々な好適実施例を開示し
たが、もちろん、本発明の範囲内で様々な改変が可能で
ある。
たが、もちろん、本発明の範囲内で様々な改変が可能で
ある。
【図１】前ファン・ガスタービンエンジンの概略側面図
で、本発明のサブアセンブリーの好適具体例を示す。
で、本発明のサブアセンブリーの好適具体例を示す。
【図２】図１のサブアセンブリー部の拡大図である。
【図３】図２の線３−３に沿う図１のガスタービンエン
ジン・サブアセンブリー部の断面図である。
ジン・サブアセンブリー部の断面図である。
【図４】本発明のサブアセンブリーの他の好適具体例の
拡大概略側面図である。
拡大概略側面図である。
【図５】本発明のサブアセンブリーの別の好適具体例の
拡大概略側面図である。
拡大概略側面図である。
１０ 前ファン・ガスタービンエンジン（ターボファン
エンジン） ４４ａ 静翼 ４５ ファン動翼 ５０ 前ファン・ガスタービンエンジン・サブアセンブ
リー ５２ 分流体 ５４ 分流体前縁 ６０ 静翼第１部分 ６４ 静翼第２部分 ６６ 環状シュラウド ７０ 静翼第３部分 １４４ａ 静翼 １５０ 前ファン・ガスタービンエンジン・サブアセン
ブリー １６０ 静翼第１部分 １６４ 静翼第２部分 １７０ 静翼第３部分 ２４４ａ 静翼 ２５０ 前ファン・ガスタービンエンジン・サブアセン
ブリー ２６０ 静翼第１部分 ２６４ 静翼第２部分 ２７０ 取付静翼
エンジン） ４４ａ 静翼 ４５ ファン動翼 ５０ 前ファン・ガスタービンエンジン・サブアセンブ
リー ５２ 分流体 ５４ 分流体前縁 ６０ 静翼第１部分 ６４ 静翼第２部分 ６６ 環状シュラウド ７０ 静翼第３部分 １４４ａ 静翼 １５０ 前ファン・ガスタービンエンジン・サブアセン
ブリー １６０ 静翼第１部分 １６４ 静翼第２部分 １７０ 静翼第３部分 ２４４ａ 静翼 ２５０ 前ファン・ガスタービンエンジン・サブアセン
ブリー ２６０ 静翼第１部分 ２６４ 静翼第２部分 ２７０ 取付静翼
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平２−78735（ＪＰ，Ａ) 特開 昭60−125732（ＪＰ，Ａ) 特公 昭46−20609（ＪＰ，Ｂ１)
Claims (10)
- 【請求項１】 （ａ）最後列の概して半径方向外方に延
在する全寸法の前ファン動翼と、（ｂ）これらのファン
動翼の長手方向後方に配置され該ファン動翼を出た空気
をコアエンジン空気流とそれを同軸的に囲むバイパス空
気流とに分割する前縁を有する分流体と、（ｃ）各静翼
が第１部分を有しそしてこの第１部分が前記分流体の前
記前縁に長手方向に近接しそして該前縁の半径方向内方
および長手方向前方に配置されかつまた前記ファン動翼
に長手方向に近接しているような１列の静翼とからなる
前ファン・ガスタービンエンジン・サブアセンブリー。 - 【請求項２】 各静翼が第２部分を有し、この第２部分
は前記分流体の前記前縁から半径方向外方およびその長
手方向前方に延在する、請求項１記載のサブアセンブリ
ー。 - 【請求項３】 前記静翼の前記第２部分に取付けた概し
て長手方向に延在する環状シュラウドをさらに含む請求
項２記載のサブアセンブリー。 - 【請求項４】 各静翼が第３部分を有し、この第３部分
は前記分流体の前記前縁から半径方向外方およびその長
手方向後方に延在する、請求項３記載のサブアセンブリ
ー。 - 【請求項５】 前記静翼の前記第３部分を前記分流体に
取付けた請求項４記載のサブアセンブリー。 - 【請求項６】 前記静翼は概してフック形の輪郭を有す
る、請求項５記載のサブアセンブリー。 - 【請求項７】 前記シュラウドは長手方向前部と長手方
向後部を有し、前記前部は前記静翼の前記第２部分に取
付けられ、また複数の取付静翼がサブアセンブリー構成
部として設けられ、各取付静翼は前記シュラウドの前記
後部に取付けた半径方向外端と、前記分流体に取付けた
半径方向内端とを有する、請求項３記載のサブアセンブ
リー。 - 【請求項８】 各静翼が第３部分を有し、この第３部分
は前記分流体の前記前縁から半径方向外方およびその長
手方向後方に延在する、請求項２記載のサブアセンブリ
ー。 - 【請求項９】 前記静翼の前記第３部分を前記分流体に
取付けた請求項８記載のサブアセンブリー。 - 【請求項１０】 前記静翼は概してフック形の輪郭を有
する、請求項９記載のサブアセンブリー。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US709852 | 1991-06-04 | ||
| US07/709,852 US5201801A (en) | 1991-06-04 | 1991-06-04 | Aircraft gas turbine engine particle separator |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05156966A JPH05156966A (ja) | 1993-06-22 |
| JPH0696983B2 true JPH0696983B2 (ja) | 1994-11-30 |
Family
ID=24851543
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4137366A Expired - Lifetime JPH0696983B2 (ja) | 1991-06-04 | 1992-05-29 | 航空機ガスタービンエンジン分粒装置 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5201801A (ja) |
| EP (1) | EP0517461A1 (ja) |
| JP (1) | JPH0696983B2 (ja) |
Families Citing this family (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6438941B1 (en) | 2001-04-26 | 2002-08-27 | General Electric Company | Bifurcated splitter for variable bleed flow |
| GB0617769D0 (en) | 2006-09-09 | 2006-10-18 | Rolls Royce Plc | An engine |
| US8590286B2 (en) * | 2007-12-05 | 2013-11-26 | United Technologies Corp. | Gas turbine engine systems involving tip fans |
| FR2926337B1 (fr) * | 2008-01-14 | 2013-12-06 | Snecma | Aube directrice de sortie pour un turboreacteur d'avion et turboreacteur comportant cette aube |
| US9046056B2 (en) * | 2008-12-26 | 2015-06-02 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Inlet particle separator system for a gas turbine engine |
| WO2010077241A1 (en) | 2008-12-30 | 2010-07-08 | Sikorsky Aircraft Corporation | Engine air particle separator |
| US8177494B2 (en) * | 2009-03-15 | 2012-05-15 | United Technologies Corporation | Buried casing treatment strip for a gas turbine engine |
| US8784050B2 (en) | 2010-06-15 | 2014-07-22 | Rolls-Royce Corporation | Aggregate vane assembly |
| US9410482B2 (en) * | 2010-12-24 | 2016-08-09 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine heat exchanger |
| US8764387B2 (en) | 2011-01-25 | 2014-07-01 | Rolls-Royce Corporation | Aggregate vane assembly |
| US8945254B2 (en) | 2011-12-21 | 2015-02-03 | General Electric Company | Gas turbine engine particle separator |
| US9623976B2 (en) * | 2012-07-25 | 2017-04-18 | Rohr, Inc. | Nacelle for a high bypass ratio engine with multiple flow paths |
| US8997494B2 (en) * | 2012-09-28 | 2015-04-07 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine fan blade airfoil profile |
| JP5667651B2 (ja) * | 2013-02-28 | 2015-02-12 | 川崎重工業株式会社 | ミストセパレータ |
| US10287904B2 (en) | 2013-11-19 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Multi-element inner shroud extension for a turbo-machine |
| US9957823B2 (en) * | 2014-01-24 | 2018-05-01 | United Technologies Corporation | Virtual multi-stream gas turbine engine |
| US10591164B2 (en) | 2015-03-12 | 2020-03-17 | General Electric Company | Fuel nozzle for a gas turbine engine |
| JP6809793B2 (ja) | 2016-02-08 | 2021-01-06 | 三菱重工コンプレッサ株式会社 | 遠心回転機械 |
| JP6777400B2 (ja) | 2016-02-08 | 2020-10-28 | 三菱重工コンプレッサ株式会社 | 遠心回転機械 |
| US10767559B2 (en) * | 2018-03-29 | 2020-09-08 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Adaptive-area inertial particle separators |
| US10816014B2 (en) | 2018-07-25 | 2020-10-27 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for turbine engine particle separation |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3528246A (en) * | 1966-12-29 | 1970-09-15 | Helen M Fischer | Fan arrangement for high bypass ratio turbofan engine |
| US3536414A (en) * | 1968-03-06 | 1970-10-27 | Gen Electric | Vanes for turning fluid flow in an annular duct |
| US3611724A (en) * | 1970-01-07 | 1971-10-12 | Gen Electric | Choked inlet noise suppression device for a turbofan engine |
| GB1417154A (en) * | 1972-11-03 | 1975-12-10 | Rolls Royce | Compressor intakes |
| US3979903A (en) * | 1974-08-01 | 1976-09-14 | General Electric Company | Gas turbine engine with booster stage |
| GB1497477A (en) * | 1975-07-19 | 1978-01-12 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
| GB2070691B (en) * | 1980-01-11 | 1983-08-24 | Rolls Royce | Radial splitter for reversible pitch fan propulsion unit |
| US4463552A (en) * | 1981-12-14 | 1984-08-07 | United Technologies Corporation | Combined surge bleed and dust removal system for a fan-jet engine |
| GB2165892B (en) * | 1984-10-22 | 1988-10-26 | Gen Electric | Variable cycle engine |
| GB2203801B (en) * | 1987-04-14 | 1991-11-27 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
| US4900221A (en) * | 1988-12-16 | 1990-02-13 | General Electric Company | Jet engine fan and compressor bearing support |
-
1991
- 1991-06-04 US US07/709,852 patent/US5201801A/en not_active Expired - Fee Related
-
1992
- 1992-05-29 JP JP4137366A patent/JPH0696983B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1992-06-01 EP EP92304992A patent/EP0517461A1/en not_active Withdrawn
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0517461A1 (en) | 1992-12-09 |
| US5201801A (en) | 1993-04-13 |
| JPH05156966A (ja) | 1993-06-22 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19950606 |