JPWO2010089880A1 - ターボファンエンジン - Google Patents
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Abstract
本発明は、先端側のファンの内径側の領域を流れるエアーを有効利用できるターボファンエンジンを提供することを目的とする。本発明に係るターボファンエンジンは、先端側にファンを配置したターボファンエンジンであって、ファンの上流側であってその内径側に第一低圧圧縮機を備えて構成されている。これにより、ファンの回転中心部分を流れるエアーを有効に利用して第一低圧圧縮機を作動させることができる。このため、効率よくエアーを利用できエンジン出力を向上させることができる。
Description
本発明は、航空機などに用いられるターボファンエンジンに関するものである。
従来、ターボファンエンジンに関するものとして、特開2003−286857号公報に示すように、エンジンの先端側にファンを設け、そのファンの下流側に圧縮機、エンジンコア部及びタービンを配置して構成されるものが知られている。このエンジンは、二重反転式の低圧タービンロータによって駆動される二重反転式ファンを備えて構成されている。
しかしながら、このようなエンジンにあっては、先端側のファンの内径側の領域を流れるエアーを有効利用することができないという問題点がある。すなわち、ファンの内径側にはスピンナが設置されており、圧縮機を配置することができない。このため、ファンの内径側のエアーの流れを用いてエアーの圧縮効率を高めることが困難である。
そこで本発明は、このような技術課題を解決するためになされたものであって、先端側のファンの内径側の領域を流れるエアーを有効利用できるターボファンエンジンを提供することを目的とする。
すなわち本発明に係るターボファンエンジンは、先端側にファンを配置したターボファンエンジンにおいて、前記ファンの上流側に配置された第一圧縮機を備えて構成されている。
この発明によれば、ファンの上流側に配置された第一圧縮機を備えることにより、ファンの回転中心部分を流れるエアーを有効に利用して第一圧縮機を作動させることができる。このため、効率よくエアーを利用できエンジン出力を向上させることができる。
また本発明に係るターボファンエンジンにおいて、前記第一圧縮機は、エンジンコア部に配置されるタービンと直結されていることが好ましい。
また本発明に係るターボファンエンジンにおいて、前記第一圧縮機は、前記ファンよりも高速に回転するように設けられていることが好ましい。
また本発明に係るターボファンエンジンにおいて、前記第一圧縮機は、前記ファンの内径側に配設されていることが好ましい。この場合、第一圧縮機がファンの内径側に配設されていることにより、この第一圧縮機がファンの上流側に配置されていても、ファンの回転に与える影響が少なく、ファンの内径側の回転中心部分を流れるエアーを有効利用して第一圧縮機を作動させることができる。このため、エンジンの出力向上が図れる。従って、推進効率の向上が図れ、燃費の低減が図れる。
また本発明に係るターボファンエンジンにおいて、前記第一圧縮機の下流側であって前記ファンの内径側に配設される第二圧縮機を備えることが好ましい。この発明によれば、第一圧縮機の下流側であってファンの内径側に配設される第二圧縮機を備えることにより、複数段の圧縮によるブースト圧縮機構を形成することができる。このため、一段あたりの負担軽減が図れる。また、ファンの内径側のエアーの流れを有効利用してエンジンの出力の向上が図れる。
また本発明に係るターボファンエンジンにおいて、前記第二圧縮機は、前記ファンの内径側にシュラウドによって分離される翼列を有していることが好ましい。
また本発明に係るターボファンエンジンにおいて、前記第二圧縮機は、前記第一圧縮機に対し反転して回転するように設けられていることが好ましい。この発明によれば、第二圧縮機が第一圧縮機に対し反転して回転するように設けられていることにより、複数段の圧縮による二重反転ブースト圧縮機構を形成することができる。このため、二重反転によって段あたりの負担軽減が図れる。また、ファンの内径側のエアーの流れを有効利用してエンジンの出力の向上が図れる。
また本発明に係るターボファンエンジンにおいて、前記第一圧縮機は、前記第二圧縮機よりも高速に回転するように設けられていることが好ましい。
また本発明に係るターボファンエンジンにおいて、前記第一圧縮機は、周方向に沿って配列される第一動翼を有し、その第一動翼の半径が入口側から出口側に向けて大きく形成されていることが好ましい。この発明によれば、第一圧縮機の第一動翼が入口側から出口側に向けて大きく形成されていることにより、第一圧縮機により形成されるエアーが遠心力の方向に沿って流れることとなり、第一圧縮機の回転速度が上がるに連れて遠心力によってエアーの流れが強くなる。このため、回転速度に応じた適切な周速が得られる。
また本発明に係るターボファンエンジンにおいて、少なくとも前記第一圧縮機又は前記第二圧縮機の一方と一体となって回転する第三圧縮機を備えることが好ましい。この発明によれば、少なくとも前記第一圧縮機又は前記第二圧縮機の一方と一体となって回転する第三圧縮機を備えることにより、多段の反転圧縮機構を構成することができる。このため、圧力比を高めることができ、良好な燃費効率、重量あたりの推力を高めることができる。
本発明によれば、先端側のファンの内径側の領域を流れるエアーを有効利用してエンジン出力の向上を図ることができる。
以下、添付図面を参照して本発明の実施形態について説明する。なお、図面の説明において同一の要素には同一の符号を付し、重複する説明を省略する。
(第一実施形態)
図1は本発明の第一実施形態に係るターボファンエンジンの構成概要を表す断面図である。
図1は本発明の第一実施形態に係るターボファンエンジンの構成概要を表す断面図である。
図1に示すように、本実施形態に係るターボファンエンジン1は、先端側にファン2を配置したフロントファン型のターボファンエンジンである。ターボファンエンジン1には、エンジンコア部3の周囲にバイパス路4が形成されている。ファン2により生成されるエアーA1がバイパス路4に流されて推進力の一部を担っている。
エンジンコア部3は、ターボジェットを構成するものであり、エアーA2を流すコア流路5が形成されている。エンジンコア部3には、第一低圧圧縮機6、第二低圧圧縮機7が設けられている。第一低圧圧縮機6は、ファン2の上流側に配置され、例えばファン2より先端側に配置されている。また、第一低圧圧縮機6は、ファン2の内径側に設けられている。すなわち、第一低圧圧縮機6は、ファン2が配置される内周側に配設されている。
第一低圧圧縮機6は、エンジン回転軸周りにおいて、周方向に沿って複数の第一動翼6aを配列して構成されている。第一動翼6aは、コア流路5内に配設されている。すなわち、コア流路5の入口部分に配設され、回転することによりコア流路5の後方へエアーA2を流通させている。
第一動翼6aは、その半径が入口側から出口側に向けて大きくなるように形成されている。すなわち、第一動翼6aが配置されるコア流路5が出口側に向けて拡径している。これにより、第一低圧圧縮機6により形成されるエアーA2が遠心力の方向に沿って流れることとなる。このため、第一低圧圧縮機6の回転速度が上がるに連れて遠心力によってエアーA2の流れが強くなり、圧縮機性能として有利になると共に、第二低圧圧縮機7に必要とされる適切な周速が得られる。
第一低圧圧縮機6は、その後方に設置される低圧タービン8と直結されている。例えば、第一低圧圧縮機6は、第一シャフト9を介して低圧タービン8と機械的に連結され、低圧タービン8と一体となって回転するように設けられている。
また、第一低圧圧縮機6は、ファン2より高速に回転するように設けることが好ましい。例えば、第一低圧圧縮機6に対し減速機10を介してファン2が回転するように構成される。減速機10としては、例えば遊星歯車機構が用いられる。減速機10は、第一低圧圧縮機6と一緒に回転する第一シャフト9の回転入力を受け、減速して出力し、第二低圧圧縮機7及びシュラウド11を介してファン2を回転させる。減速機10の減速比は、1:1〜4:1に設定され、好ましくは2:1〜4:1に設定される。
第二低圧圧縮機7は、コア流路5内に設けられ、第一低圧圧縮機6の下流側に配置されている。第二低圧圧縮機7は、シュラウド11を介してファン2の内径側に配設されており、ファン2と一体に回転する。
第二低圧圧縮機7は、エンジン回転軸周りにおいて、周方向に沿って複数の第二動翼7aを配列して構成されている。第二動翼7aは、コア流路5内に配設され、第一動翼6aの下流側に配置されている。
第二動翼7aは、その半径が入口側から出口側に向けて大きくなるように形成されている。すなわち、第二動翼7aが配置されるコア流路5が出口側に向けて拡径している。これにより、第二低圧圧縮機7により形成されるエアーA2が遠心力の方向に沿って流れることとなる。このため、第二低圧圧縮機7の回転速度が上がるに連れて遠心力によってエアーA2の流れが強くなり、回転速度に応じた適切な周速が得られる。
この第二低圧圧縮機7が設けられることにより、第一低圧圧縮機6と第二低圧圧縮機7により複数段の圧縮によるブースト圧縮機構を形成することができる。このため、一段あたりの圧縮負担を軽減することができ、耐久性に優れたものとなる。また、ファン2の内径側のエアーA2を有効に利用して、エンジン1の出力向上が図れる。
第二低圧圧縮機7は、減速機10の回転出力を受けて回転するが、第一低圧圧縮機6に対し反転するように設けられている。例えば、減速機10の回転出力を第一低圧圧縮機6と反対回転とすることにより、第二低圧圧縮機7を第一低圧圧縮機6に対し反転させることができる。
第二低圧圧縮機7を第一低圧圧縮機6に対し反転させることにより、複数段の圧縮による二重反転ブースト圧縮機構を形成することができる。このため、二重反転によって段あたりの負担軽減が図れる。また、二重反転とすることにより、静翼を設ける必要がなくなり、小型化及び低コスト化が図れる。さらに、ファン2の内径側のエアーA2の流れを有効利用してエンジン1の出力の向上が図れる。
コア流路5内の第二低圧圧縮機7の下流側には、高圧圧縮機15、燃焼器16、高圧タービン17が設けられている。高圧圧縮機15は、第二シャフト18を介して高圧タービン17と連結されており、高圧タービン17と一体に回転する。高圧タービン17の下流側には、低圧タービン8が配置されている。
高圧圧縮機15と第二低圧圧縮機7の間には、オイルサンプ室20が設けられている。オイルサンプ室20は、シャフト軸受け、減速機、歯車機構などを内蔵したものである。ターボファンエンジン1にあっては、第一低圧圧縮機6及び第二低圧圧縮機7をエンジンコア部3の先端側へ配置することにより、低圧圧縮機6、7と高圧圧縮機の間に一つのオイルサンプ室20を設けることができ、ターボファンエンジン1の小型化(全長の短縮化)及び軽量化が図れる。
例えば、図2に示すように、高圧圧縮機101の前側に低圧圧縮機102を設け、その低圧圧縮機102の前側に減速機103を配置してファン104を駆動させるタイプのエンジン100の場合、高圧圧縮機101の軸受けのためのオイルサンプ室110とファン駆動のためのオイルサンプ室111を複数設ける必要があり、エンジン100の大型化、重量増加となってしまう。
次に、本実施形態に係るターボファンエンジン1の動作について説明する。
図1において、燃焼器16から燃焼により生じた高熱排気が噴出すると、その排気によって高圧タービン17が回転し、低圧タービン8が回転する。高圧タービン17の回転に伴って高圧圧縮機15が回転し、エアーA2が圧縮されてコア流路5を流通する。
一方、低圧タービン8の回転に伴い第一シャフト9が回転し、第一低圧圧縮機6が回転する。第一低圧圧縮機6が回転することによって、コア流路5にエアーA2が流通する。このとき、第一低圧圧縮機6がファン2の上流側であってファン2の内径側に配置されている。このため、通常のターボファンエンジンではスピンナが配置されている場所のエアーの流れが有効に利用でき、圧縮効率を高めてエンジン出力の向上を図ることができる。また、第一低圧圧縮機6はファン2より高速で回転しており、通常のターボファンエンジンのスピンナより高速回転となっているため、有効なエアー圧縮を行うことができる。
また、第一シャフト9が回転することにより、減速機10を通じて減速された回転力が第二低圧圧縮機7に伝達される。第二低圧圧縮機7が回転駆動することにより、二重反転ブーストとなり、無理なくエアーA2の高圧縮を行うことができる。また、圧縮機の一段あたりの圧縮負担を軽減することができる。また、第一低圧圧縮機6と第二低圧圧縮機7の回転方向を反転させることにより、静翼を設ける必要がなくなり、エンジンの小型化、軽量化が図れる。
第一低圧圧縮機6及び第二低圧圧縮機7はコア流路5が拡径する位置に設けられているため、第一低圧圧縮機6及び第二低圧圧縮機7の遠心力の方向へエアーA2が流れることとなり、回転速度が上がった場合にエアーA2の流れがスムーズとなり、圧縮効率が高いものとなる。
さらに、第一シャフト9が回転することにより、減速機10を通じて減速された回転力がファン2に伝達される。ファン2が回転することにより、バイパス流路4にエアーA1が流通し、推進力を生じさせる。
以上のように、本実施形態に係るターボファンエンジン1によれば、先端側にファン2を配置した上流側に配置された第一低圧圧縮機6を備えることにより、ファン2の回転中心部分を流れるエアーを有効に利用して第一低圧圧縮機6を作動させることができる。このため、効率よくエアーを利用できエンジン出力を向上させることができる。従って、推進効率の向上が図れ、燃費の低減が図れる。
また、ファン2の内径側に配置される第一低圧圧縮機6がファン2よりも高速で回転することにより、内径側でありながら第一低圧圧縮機6によって所望の周速を得ることができ、有効なエアーの圧縮が行える。
また、第一低圧圧縮機6がファン2の内径側に配設されていることにより、この第一低圧圧縮機6がファン2の上流側に配置されていても、ファン2の回転に与える影響が少なく、ファン2の内径側の回転中心部分を流れるエアーを有効利用して第一圧縮機を作動させることができる。
また、第一低圧圧縮機6の下流側に第二低圧圧縮機7を備えることにより、一段あたりの負担軽減が図れる。また、ファン2の内径側のエアーの流れを有効利用してエンジンの出力の向上が図れる。
また、第二圧縮機が第一圧縮機に対し反転して回転するように設けられていることにより、複数段の圧縮による二重反転ブースト圧縮機構を形成することができる。このため、二重反転によって段あたりの負担軽減が図れる。
さらに、第一低圧圧縮機6の第一動翼6aが入口側から出口側に向けて大きく形成されていることにより、第一低圧圧縮機6により形成されるエアーA2が遠心力の方向に沿って流れることとなり、第一低圧圧縮機6の回転速度が上がるに連れて遠心力によってエアーA2の流れが強くなる。このため、回転速度に応じた適切な周速が得られる。
(第二実施形態)
次に本発明の第二実施形態に係るターボファンエンジンについて説明する。
次に本発明の第二実施形態に係るターボファンエンジンについて説明する。
図3は、本実施形態に係るターボファンエンジンの構成概要を表す断面図である。本実施形態に係るターボファンエンジンは、第一実施形態に係るターボファンエンジン1とほぼ同様に構成されるものであるが、ファン2の位置からその上流側において低圧圧縮機が三つ以上備えられている点で第一実施形態に係るターボファンエンジン1と異なっている。
図3に示すように、本実施形態に係るターボファンエンジン1aは、第一低圧圧縮機6、第二低圧圧縮機7のほかに、第三低圧圧縮機21、第四低圧圧縮機22を備えている。第三低圧圧縮機21は、第二低圧圧縮機7と連結され一体となって回転するものであり、第一低圧圧縮機6の下流側であって第二低圧圧縮機7の上流側に配設されている。この第三低圧圧縮機21は、複数の動翼を備えている点は、第二低圧圧縮機7と同様に構成されている。
第四低圧圧縮機22は、第一低圧圧縮機6と連結され一体となって回転するものであり、第三低圧圧縮機21の下流側であって第二低圧圧縮機7の上流側に配設されている。この第四低圧圧縮機22は、複数の動翼を備えている点は、第一低圧圧縮機6と同様に構成されている。
このような本実施形態に係るターボファンエンジン1aによれば、第一低圧圧縮機6、第二低圧圧縮機7、第三低圧圧縮機21、第四低圧圧縮機22によって多段二重反転圧縮機構が構成される。このため、これらの低圧圧縮機6、7、21、22によって圧縮比を高めることができ、燃費の向上、重量あたりの推進力の向上が図れる。
また、圧縮比の段数を増やすと、エンジンの全長が長くなりエンジン重量が増加することとなるが、本実施形態に係るターボファンエンジン1aでは、スペース効率がよく部材の増加量も少ないため、多段多重反転圧縮機構としながらエンジンの大型化、重量増加を抑えることができる。
以上のように、本実施形態に係るターボファンエンジン1aによれば、多段の反転圧縮機構を構成することにより、圧力比を高めることができ、良好な燃費効率、重量あたりの推力を高めることができる。
なお、本実施形態では、二段二重反転の圧縮機構とした場合について説明したが、第三低圧圧縮機21、第四低圧圧縮機22の一方の設置を省略して構成してもよい。また、三段以上の二重反転圧縮機構としてもよい。
上述した各実施形態は本発明に係るターボファンエンジン一例を示すものである。本発明に係るターボファンエンジンは、この実施形態に係るターボファンエンジンに限られるものではなく、各請求項に記載した要旨を変更しない範囲で、実施形態に係るターボファンエンジンを変形し、又は他のものに適用したものであってもよい。
本発明によれば、先端側のファンの内径側の領域を流れるエアーを有効利用してエンジン出力の向上を図ることができる。
1…ターボファンエンジン、2…ファン、3…エンジンコア部、4…バイパス流路、5…コア流路、6…第一低圧圧縮機、7…第二低圧圧縮機、8…低圧タービン。
Claims (10)
- 先端側にファンを配置したターボファンエンジンにおいて、
前記ファンの上流側に配置された第一圧縮機を備えること、
を特徴とするターボファンエンジン。 - 前記第一圧縮機は、エンジンコア部に配置されるタービンと直結されている、
請求項1に記載のターボファンエンジン。 - 前記第一圧縮機は、前記ファンよりも高速に回転するように設けられている、
請求項1に記載のターボファンエンジン。 - 前記第一圧縮機は、前記ファンの内径側に配設されている、
請求項1〜3のいずれか一項に記載のターボファンエンジン。 - 前記第一圧縮機の下流側であって前記ファンの内径側に配設される第二圧縮機を備える、
請求項1〜4のいずれか一項に記載のターボファンエンジン。 - 前記第二圧縮機は、前記ファンの内径側にシュラウドによって分離される翼列を有している、
請求項5に記載のターボファンエンジン。 - 前記第二圧縮機は、前記第一圧縮機に対し反転して回転するように設けられている、
請求項5又は6に記載のターボファンエンジン。 - 前記第一圧縮機は、前記第二圧縮機よりも高速に回転するように設けられている、
請求項5〜7のいずれか一項に記載のターボファンエンジン。 - 前記第一圧縮機は、周方向に沿って配列される第一動翼を有し、その第一動翼の半径が入口側から出口側に向けて大きく形成されている、
請求項1〜8のいずれか一項に記載のターボファンエンジン。 - 少なくとも前記第一圧縮機又は前記第二圧縮機の一方と一体となって回転する第三圧縮機を備える、
請求項1〜9のいずれかに記載のターボファンエンジン。
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Families Citing this family (7)
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US20130192263A1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Gabriel L. Suciu | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
US9228535B2 (en) | 2012-07-24 | 2016-01-05 | United Technologies Corporation | Geared fan with inner counter rotating compressor |
US10100745B2 (en) * | 2012-10-08 | 2018-10-16 | United Technologies Corporation | Geared turbine engine with relatively lightweight propulsor module |
US20140130479A1 (en) * | 2012-11-14 | 2014-05-15 | United Technologies Corporation | Gas Turbine Engine With Mount for Low Pressure Turbine Section |
FR3061480B1 (fr) * | 2016-12-30 | 2019-05-31 | Airbus Operations | Ensemble moteur pour aeronef comprenant une attache moteur avant facilitant son montage |
US11549373B2 (en) | 2020-12-16 | 2023-01-10 | Raytheon Technologies Corporation | Reduced deflection turbine rotor |
US11549463B2 (en) * | 2021-02-22 | 2023-01-10 | General Electric Company | Compact low-pressure compressor |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3134535A (en) * | 1960-11-09 | 1964-05-26 | Daimler Benz Ag | Construction and arrangement of compressor drive shafts in gas turbine propulsion units |
GB1179204A (en) * | 1968-09-27 | 1970-01-28 | Rolls Royce | Gas Turbine Power Plant. |
GB1309721A (en) * | 1971-01-08 | 1973-03-14 | Secr Defence | Fan |
US3861139A (en) * | 1973-02-12 | 1975-01-21 | Gen Electric | Turbofan engine having counterrotating compressor and turbine elements and unique fan disposition |
US3903690A (en) * | 1973-02-12 | 1975-09-09 | Gen Electric | Turbofan engine lubrication means |
GB2195712B (en) * | 1986-10-08 | 1990-08-29 | Rolls Royce Plc | A turbofan gas turbine engine |
US4934901A (en) * | 1989-04-21 | 1990-06-19 | Duchesneau Jerome G | Pitch change actuation system |
FR2646473B1 (fr) * | 1989-04-26 | 1991-07-05 | Snecma | Moteur a soufflantes contrarotatives tractrices |
JP4174131B2 (ja) * | 1998-04-13 | 2008-10-29 | 日機装株式会社 | ターボファンエンジン |
US6732502B2 (en) * | 2002-03-01 | 2004-05-11 | General Electric Company | Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor |
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