JPS594538B2 - ガス タ−ビン エンジン - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガス・タービン・エンジンの改良に関する。

ガス・タービン・エンジンは、初めて航空機推進用に使
用されたときはターボジェット式のものであったが、こ
の場合エンジンに入る全部の空気は１つまたはそれ以上
の圧縮機、燃焼装置、１つまたはそれ以上のタービンを
通過し、かつ高速、高温のガス流として出口ノズルを通
って排出されていた。

この航空機用ガス・タービン・エンジンの「第１型式」
はこれに先立つピストン・エンジンに比較して特徴を有
するものであった。

ターボジェット・エンジンは特に軍用機として連続して
使用された。

ジェット速度が高いためこの種のエンジンは不快な騒音
を生ずるが、このことや燃料消費量が大きいことは軍隊
用として許容されるのである。

次に「第２型式」の航空機ガス・タービン・エンジンが
開発され、これらはターボファン型式のものであった。

これらのエンジンにおいては、エンジンに入る空気の一
部のみが圧縮システム、燃焼システムおよびタービン・
システムを通過し、一方残部の空気は幾分圧縮されてエ
ンジンの残部をバイパスするダクトを通って排出される
。

このバイパス空気は次にタービン・システムから出る高
温ジェットを包囲する低温空気の低速かつ比較的大きい
質量となって放出される。

バイパス・ダクトを通過する低温空気の質量が最終的に
高温ジェットを形成する低温空気の質量に対する比はバ
イパス比として知られている。

「第２型式」のガスタービンにおいてはこの比は１：１
の割合である。

この型のエンジンは初めのターボジェットに比べて燃料
消費率を約１５％減縮した。

現在は「第３型式」のガスタービン・エンジンが用いら
れている。

これらはターボファン・エンジンであって、これらのバ
イパス比は５：１の割合である。

これらは圧縮システムを有し、分離したスプールまたは
軸上で駆動される大きいファンを含む、残部の圧縮シス
テムは燃焼システムおよびタービン・システムと共にコ
ア・エンジンまたはガス発生機として知られているもの
を形成する成るエンジンにおけるコア・エンジンは２つ
のスプールよりなり、すなわら中間圧タービンで、駆動
される中間圧力圧縮機および高圧タービンによって駆動
される高圧圧縮機である。

ファンは勿論低圧タービンによって駆動される低圧スプ
ールに取付けられる。

他のタービンにおいては、コアは１つのみのスプールよ
りなり、かつコアが１つまたはそれ以上必要かどうかは
広範囲の運転作用を行うため全エンジンが如何によく用
いられるかによって定まる現在まで「第３型式」エンジ
ンの設計者は運転目的に従って異なるエンジンを設計す
ればよいとしていた。

すなわら大型の亜音速輸送航空機運転用として特に設計
されたエンジンが少しある。

これら航空機のコア・エンジンは設計者がいくつかのパ
ラメータを選択する方法に従って１つまたは２つのスプ
ールを有する。

しかしこれらのコア・エンジンは異なる用途の航空機用
の他のエンジンとして使用するには一般に適当ではない
。

いくつかの異なる目的に使用し得るエンジンを設計する
ことは常に航空機エンジン設計者の目的であった。

残念乍らこれは非常に困難であり、何故ならば種々の目
的に対する種々の要求のためこのような設計を行うこと
はほとんど不可能なためである。

本発明は、異なるエンジンの異なる用途に対し全く適し
ており、かつ凡べてのエンジンが単一の共通ガス発生機
を有する一連の異なるガス・タービン・エンジンに適用
し得べき単一コア・エンジンまたガス発生機を開発し得
るや否やを考慮した結果得られたものである。

過去においては凡べてのガス発生機の設計は各々の異な
る全体的ガス・タービン・エンジンのどれかについて不
満足な中間物的の傾向があり、本発明は多くの異なる航
空機エンジンに対して驚く程理想的に適合する単一ガス
発生機を提供するものである。

本発明によれば、ガスタービン・コア・エンジンまたは
ガス発生機は、回転可能に取付けられた多段圧縮機を有
し、その各段はステータ翼の各段と交互に配設され、そ
の少くとも１段は可変角度を有する圧縮段であり、更に
環状燃焼室および単一段超音速タービンを有し、上記タ
ービンおよび圧縮機は単一共通軸に回転可能ζこ取付け
られている。

本発明はコア・エンジンまたはガス発生機の本設計を考
慮することにより最もよく理解され、これらおよび可能
な改変例の多数が第１図〜第６図に示されており、これ
らは凡べてガス・タービン・エンジンを通ずる縦方向半
断面略図である。

コアーエンジンおよびガス発生機に対する拘束条件とし
て比較的短い直径が要求される。

これらの拘束条件の内圧縮機に対するものは次の通りで
ある。

（ａ） ブレード負荷−これはブレードの単位面積当
りの負荷に相当する。

（ｂ） ブレード速度−最近の技術状態においてこれ
には約マツハ１．２に等しい実際上の制限がある。

（ｃ） ハブ／翼端比−ハブまたはディスクの外径と
翼端の径との比で、これにも一定の制限がある。

与えられた翼（ブレード）材料に対する最大負荷が知ら
れており、この負荷以下で動作せしめることはブレード
材料の不必要な消費すなわら不必要な重量の増加を意味
する。

上記最大負荷からブレード面積が定まり、実際上の制限
からこの面積をうるための幅および長さが定められる。

このようにしてブレードの幅、長さ、ブレード速度、お
よびハブ／翼端比が決定される。

タービンに対する拘束条件は次の通りである。

（ａ） ブレードの遠心応力−これはブレード重量と
ブレード速度との関数である。

（ｂ） ディスクリム応力−これはリムの速度に関係
する。

（Ｃ） ハブ／翼端比に対する制限。

これら圧縮機およびタービンに対する拘束条件からガス
発生機の直径は短いことが要求され、従ってガス発生機
と、機械的に異るスプール上に取付けられその動作部分
の直径が比較的大きなファンとが組合されて用いられる
場合、このファンと圧縮機、ガス発生機のタービンと上
記ファンを駆動するタービンとの間を結合するために断
面が白鳥のくび（スワンネック）状の環状結合部を必要
とする。

ガス発生機の配列に関して２つの可能な方法が考えられ
、それらの双方が試みられた。

その第１のものはＡ図に示されており、第１図は本エン
ジンの全体を略図的に示し、その中ガス発生機は単一の
スプール１０を有しその上に圧縮機１１および２段の亜
音速タービン１２が装着されており、このガス発生機は
ファン駆動用タービン１３を動作せしめるため使用され
、上記タービン１３はまたスプール１５上のファン１４
を駆動するようなされている。

上記エンジンはまた燃焼システム１６を備えている。

ガス発生機の直径が上述されたように制限されるため、
ファン１４と圧縮機１１の入口との間に１個の環状スワ
ンネック結合部１７が必要となり、またガス発生機のタ
ービン１２とファン駆動用タービン１３との間にさらに
１個の環状スワンネック結合部１８が必要である。

第２の配列は第２図に示され、全図中には第１図と同様
に本エンジンの全体が略図的に示され、この配列におい
てはガス発生機が２個のスプールを有している。

これらのスプールの内第１のものは中圧（ＩＰ）スプー
ル２０であり、中圧タービン２２により駆動される中圧
圧縮機２１を装着し、その第２のものは高圧タービン２
５により駆動される高圧圧縮機２４を装着する高圧（Ｈ
Ｐ）スプール２３である。

この配列においても燃焼システム２６が設けられる。

ガス発生機はファン駆動用タービン２７を駆動し、この
タービン２７はスプール３０を経てファン２８を駆動す
る。

この配列においても２個のスワンネック結合部が必要で
あり、その１つは中圧および高圧圧縮機関に設られた結
合部３１であり、その２は高圧および中圧タービンの間
に設けられた結合部３２である。

上記第１図および第２図に示されたガス発生機の２様の
配列は同一の問題に対する２様の解決法を示すものであ
り、第１図に示される単一スプールのガス発生機におい
ては圧縮機１１に対する圧力比は１６：１の程度であり
、一方第２図に示されるガス発生機においては圧縮機２
１および２４の夫々の圧力比は４：１の程度に定められ
従ってそれら全体としての圧力比は１６：１となる。

上記２様の解決法は上記第３の形式における高バイパス
比亜音速エンジンの夫々にも近時使用されている。

これらエンジンの夫々の開発に当って上記２例よりもさ
らに改善された動作特性を有し、特に種々の異なる種類
のエンジンに適用しえられるガス発生機が要望される。

第２図に示した２スプ一ル型ガス発生機の開発可能性に
ついて先づ考えるＱこ、このガス発生機の出力の増大は
圧縮機の吐出量の増大によってのみ達成される。

圧縮機吐出量の増大はそのブレード形状の漸進的改善と
圧縮機全体としての空気力学的改善によって達成される
が、いづれの場合にも圧縮機吐出側温度の増大と高圧ス
プール側部材の縮小を来たし、これにより上述のスワン
ネック結合部の彎曲度を増大し、タービン結合部３２の
温度を上昇せしめる。

このためこの部分の構造は過度の冷却によらなければえ
られない。

この冷却のため圧縮機から分枝供給されねばならぬ空気
量は増大して、上述された圧縮機吐出量増大による利点
は大部分減殺される。

ガス発生機のこのような構造は第３図に示されている。

タービンダクトの上記冷却の問題を解決するため中圧タ
ービン２２の位置を移動せしめて高圧タービン２５の直
後に置くことが要請される。

このような配置は第４図に示されている。

この場合中圧タービン２２とファン駆動用タービン２７
との間にスワンネック結合部３３を設けることが必要と
なる。

しかしながら中圧タービンの直径の縮小によりそのブレ
ード速度は著るしく減少せしめられ、したがってこれら
ブレードは空気力学的に過大荷重にさらされる。

この問題を解決するため２段の中圧タービンを設けるか
中圧シャフトの回転数を増大することが可能である。

これらの方法中前者の場合を考えると、２段の中圧ター
ビンの設置は相当な重量増加を来すと共に相当量の冷却
空気を必要とし、このためこれらの設置によりえられた
利益の大部分が相殺される。

上記方法中後者の場合、すなわら中圧スプールの速度が
増大せしめられた場合、圧縮機ブレードの尖端速度に対
する制限から中圧圧縮機の直径がまた減少せしめられる
必要が生じ、このため高圧および中圧圧縮機の間のスワ
ンネックを短くするが第５図に示すようにファン２８と
中圧圧縮機２１との間にさらにスワンネック３５を必要
とする。

ガス発生機の動作をさらに改善しようとすると中圧圧縮
機の直径をさらに縮少せしめねばならず、終には第６図
に示すように中圧圧縮機２１の吐出側直径が高圧圧縮機
２４の吸入側直径と等しくなされると共にこれらが装着
された２本のシャフトの速度がほぼ等しいような段階に
迄持来たされる。

この場合にはこれら中圧シャフトと高圧シャフトとを別
個に設ける理由は消滅し、第１図の単一スプール型ガス
発生機の場合のようにこれら２個のシャフトは１個のシ
ャフト番こより置換しえられる。

以下に添付図面を参照し更に本発明を説明する。

第７図には、ガスタービン・コア・エンジン又はガス発
生機が示されており、そのガスタービンコアエンジンは
、回転自在に装着され、ベアリング１１３，１１４上で
支承された単一の軸１１２で構成されている。

上記の軸は、夫々１１６乃至１２４で示される９段階の
放射方向に延びる圧縮機翼を有し、総体的に符号１１５
で示される高圧圧縮機を備えている。

圧縮機翼の第１段１１６の上流部には回動自在に装着さ
れた入口案内翼１２５が放射方向に延びる円周列を成し
ており、その案内翼１２５はレバー１２７（その１つは
符号１２７で示されている）により長手方向軸のまわり
で回動自在に取りつけられている。

（即ち、長手方向軸とは、エンジンの回転軸１２６の放
射方向にある案内翼の軸のことである）。

圧縮機段１１６と１１７及び１１７と１１８の間は更に
放射方向に延び回動自在に装着されたステータ翼１２８
，１２９の夫々の列があり、これも又、レバーにより長
手方向軸のまわりで回動自在に構成されている（図面に
は、２つのレバー１３０，１３１のみが記されている）
。

レバー１２７，１３０，１３１は共通のリンク装置（図
示せず）に接続されており、それにより、入口案内翼１
２５及びステータ１２８、１２９が同時に回動するので
ある。

圧縮機の残りの６段（符号１１９乃至１２４）の各各は
その上流部にステータ翼の静止列を有している。

全てのステータ翼はケース１３２上に取り付けられてお
り、圧縮段１１９乃至１２４のまわりにあるケースの符
号１３３で示された部分は、圧縮機の作動中は圧縮機翼
の先端とケースの部分１３３との間の遊隙が極く限定さ
れた狭い範囲内に保たれるように図中概略的に示された
装置（公知のもの）により、放射方向に調整可能である
。

このことは、最も小さな翼と最も高い圧力を有する圧縮
段は翼長に関しては大きくて翼の先端の隙間の制御の悪
さにより圧縮機の搬気の大部分が失なわれてしまうよう
な先端の隙間を有しているような高性能圧縮機に於いて
は特に重要なことである。

圧縮機からの送気は、最後のステータ又は出口案内翼１
３４を通過して拡散器１３５中を経て環状燃焼室１３６
へと送られる。

圧縮機により送り出された空気は燃焼室１３６の内外両
側のまわりを通過し、燃焼室の内側面に冷却薄膜を呈す
るように冷却孔１３７のリングを経て室内へと入ってゆ
く。

しかしながら、大部分の空気は、室内での燃焼用の空気
と燃料混合気を供給する燃料供給管１４０を介して燃料
が供給されているバーナを通る。

圧縮機からの搬気の幾分かは、冷却等の目的用の圧縮空
気を供給するダクト１４１を介して流出される。

燃焼生成物は、燃焼室１３６からタービン翼１４３の単
一の段に流れを指向させるノズル案内翼１４２の環状列
へと送られる。

第８図は翼１４２゜１４３の断面を示しており、翼１４
２に人って来る流れはこれら翼により最初の方向からあ
る角度で転回される。

その最初の方向とは第２図に於いて矢印１４４で示され
ており、流れは燃焼室１３６から離れるように流れてゆ
く。

流速はこれらの翼１４２間の通路１４５中で増大され、
符号１４６で示されるエクスパンション・フロントを創
成する超音速となる。

流れがノズル案内翼を離れるに従って、加速され続け、
ガス発生機の静止包囲部に対して直線的超音速度でター
ビン中に入ってゆく。

しかしながら、タービンそれ自身が矢印１４７の方向に
回転しているので、タービン翼に対シテの流れの速度は
亜音速となる。

タービン出口喉部を離れると流れは翼１４３に対しては
超音速となす、更にエクスパンション・フロントを形成
スル。

本願明細書及び特許請求の範囲中で使用されている１′
超音速タービン（ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｔｕｒｂｉｎ
ｅ）”という語は上述の如き方法で作動するタービンを
意味しているのである。

第１乃至６図に関する説明に戻ると、単一スプールのガ
ス発生機の開発に関してはまだ述べられていなかったこ
とがわかる。

双スプールのガス発生機がもはや開発され得ないという
結論からして、単一スプールのガス発生機にどのような
開発が為され得るのかを考慮し、超音速タービンの使用
により単一圧縮機が駆動され、同様の又はそれ以上の効
率及び特別の性能で更に開発能力を保持しつつガス発生
機の重量を減少するような連結状態が得られるという驚
くべき発見をなした。

これが、第７図および第８図に記載されたガス発生機な
のである。

第１図に示されたガス発生機は２段の亜音速タービンを
含み、このガス発生機は更に改良されて別設のタービン
翼を必要とする事になる。

その理由は、この２段では現在の設計および材料におけ
る限界に達した為である。

超音速タービンの場合には、亜音速タービンの場合と比
較してタービンを通過するガスの温度の低下が大きい。

この事は、超音速タービン前後の膨張率が４＝１の大き
さであるのに対して、亜音速タービン前後の膨張率は２
：１である為である。

これは、タービン材料は低温にある為により大きな仕事
が出来、即らタービン材料の単位重量当りの仕事量は亜
音速タービンにおけるよりも大きく出来る。

この温度の変化は、ノズルガイド翼の温度の上昇が伴う
が、この翼は静止している為、より良好な冷却効果が得
られ、更に良好な耐熱材料がこの翼に使用出来る。

又、超音速流に必要なタービン翼の設計は亜音速翼より
も非常に厚くなり、この余分の厚さの為遥かに有効な冷
却効果が達成出来る。

然しなから、超音速タービンの選定においては、この様
なタービンに不可避であるがこの場合利点ともなり得る
一矢点がある。

この明らかな欠点とは、超音速タービンの前後の圧力比
が亜音速タービン前後のそれよりも非常に大きく、この
為仕事出力が大きく、この仕事出力を吸収する為負荷が
大きくならざるを得ない。

タービンは、その内部の超音速度を維持しかつ超音速タ
ービンの高効率を維持して超音速流利用上の利益を得る
為に非常に大きな仕事量に対応しなければならない。

低圧力比の圧縮機においては、その所要仕事量は超音速
タービンが効率的に作動するような負荷としては不十分
である。

然しなから、高圧力比の圧縮機の場合は、満足すべき効
率を達成する為非常に大きな仕事入力を要し、これが超
音速タービンに要求される大きな仕事出力と見合うので
ある。

本発明を可能にさせ、かつガス発生機技術における重量
軽減に大きく寄与したのは、圧縮機とタービンの自然な
均合の発見によるものである。

第７図および第８図に関して記述したガス発生機の典型
的な応用例はバイパス比の大きなエンジンに対するもの
である。

このエンジンは第９図に示される。

このガス発生機は略図的に示され、その圧縮機１１５、
燃焼室１３６、超音速タービン１４３および軸１１２が
示されている。

このエンジンは、低圧スプール即ち軸１５１上に取付け
られ低圧タービン１５２により駆動される大径の前面フ
ァン１５０を有する。

このエンジンにおいては、圧縮機１１５は約１６＝１の
全圧力比を有し、ファン１５０は圧縮機１１５に入る空
気を約１．６：１の比率丈過給する。

エンジンの全圧力比は従って丁度２５：１を越える。

本発明のガス発生機はその応用範囲を拡げる更に別の利
点を有する。

この利点は、超音速タービンの負荷特性が比較的広範囲
にわたり変動が少なく、約６：１と低い圧力比を有する
圧縮機を駆動に要する仕事は、超音速タービンの運転効
率の良い範囲内にある。

この様に、１６：１の全圧力比を有するガス発生機にお
いては、それぞれ圧力比が１．４５：１．１．４：１．
１．３：１の圧縮機の始めの３段を取外してガス発生機
の圧力比を約６：１の侭にする事が可能である。

この様に改装されたガス発生機は、その改装された圧縮
機に入る空気を約２．６５：１の比率に予め圧縮する前
面ファン即ち一連の低圧段を有するバイパスエンジンに
用いられると、圧縮機１１５の当初の流動条件が回復さ
れて、ガス発生機は効率良く作動する。

この場合、圧縮機１１５の残りの前部段の１つ又はそれ
以上の段は、性能上の整合を得る為可−変ステータを要
する。

約２：１のバイパス比を有するこの種のエンジンは第１
０図に示される。

この場合は、低圧スプールは１５５で示され、約２．５
：１の圧力比を有する３段のファン１５６を支持する。

スプール１５５は低圧タービン１５７により駆動され、
エンジンはバイパスダクト１５８を有する。

第１０図に示すものに類似のエンジンを第１１図に示す
。

この場合、エンジンはベクトル型スラストエンジンで、
ファンの搬気の一部が１対の前部回転ノズル１６０から
指向され、又タービン排気は２個の後部回転ノズル１６
１から指向される。

第１２図は、超音速の輸送機に適当な２スプール型のタ
ーボジェットエンジンを示す。

このエンジンにおいては、圧縮機１１５はその１段のみ
を取外して約１２＝１の圧力比を与える。

低圧スプール１６５は約２．１：１の圧力比を与える３
段の圧ａ段１６６を支持し、エンジンの全圧力比は約２
５：１である。

低圧スプール１６５は低圧タービン１６７により駆動さ
れる。

このエンジンは最後尾ノズル１６８を有する。

【図面の簡単な説明】

第１図乃至第６図は本発明に関するガスター・ビンエン
ジンの大略的縦方向半断面図、第７図は本発明のガス発
生機の垂直長手方向断面図、第８図は第７図の線■−■
で切断され拡大された平面図第９図は第７図に示される
ガス発生機を含む高バイパス比エンジンの半断面側面図
、第１０図は第７図に示されるガス発生機を含む低バイ
パス比エンジンの半断面図、第１１図は部分的に断面で
示された第７図のガス発生機を含むベクトル化されたト
ラスト・エンジンの平面図、第１２図は第７図のガス発
生機を含むターボジェット・エンジンの大略的半断面図
である。 １１２・・・・・・軸、１１３，１１４・・・・・・ベ
アリング、１１５・・・・・・圧縮機、１１６〜１２４
・・・・・・圧縮段、１２５・・・・・・入口案内翼、
１２７・・・・・・レバー、１２８゜１２９・・・・・
・ステーク翼、１３２・・・・・・ケース、１３４・・
・・・・出口案内翼、１３５・・・・・・拡散器、１３
６・・・・・・燃焼室、１３７・・・・・・冷却孔、１
３８・・・・・・バーナ、１４０・・・・・・燃料供給
管、１４１・・・・・・ダクト、１４２・・・・・・ノ
ズル案内翼、１４３・・・・・・タービン翼。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ 単段反動タービンによって駆動される多段コンプレ
   ッサと、燃焼装置とを有するガスタービンエンジン用コ
   アエンジンにおいて、上記コンプレッサは少なくとも１
   段の可変角度のステータ翼を有する高性能コンプレッサ
   からなり、そのコンプレッサ、燃焼室およびタービンの
   人口案内翼によって、タービンロータへの燃焼生成ガス
   の超音速流を発生せしめ、超音速で燃焼生成ガスをロー
   タに流入せしめるようにするとともに、前記タービンは
   、ロータブレード間で形成された通路を経てガスが超音
   速で流出するようにした超音速タービンであることを特
   徴とする、ガスタービンエンジン用コアエンジン。