WO2006061929A1 - 異物除去通路を備えたガスタービンエンジン - Google Patents

異物除去通路を備えたガスタービンエンジン Download PDF

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turbine engine
passage
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Osamu Kawamoto
Hiroki Nagata
Masayuki Fukutani
Mineyasu Oana
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Honda Motor Co., Ltd.
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine engine mounted on an aircraft or the like, and more particularly to a technique for suppressing entry of dust and water into a combustor or the like.
  • turbofan engines are mainly used as passenger aircraft and cargo aircraft.
  • a turbofan engine is an engine that injects the working gas (exhaust gas) of a gas turbine backward, and drives a propulsion fan (front fan) installed just after the air inlet by the rotating shaft of the turbine. is there.
  • a propulsion fan front fan installed just after the air inlet by the rotating shaft of the turbine. is there.
  • most of the air taken in by the front fan is exhausted rearward as propulsion air, except for air that is introduced into the gas turbine as combustion air.
  • high-temperature and high-pressure working gas is generated by a compressor and a combustor arranged in the preceding stage, and the working gas is supplied to the turbine in the subsequent stage, whereby the compressor impeller and front fan are supplied. Rotate the rotating shaft with which is integrated.
  • a gas turbine usually employs a centrifugal or axial flow type compressor and a combustor such as an air-ring (annular) type having a large number of air introduction holes.
  • a curved passage is formed and a collecting port is provided to allow foreign matter to enter the radially outer peripheral portion of the curved passage and lead it out of the curved passage.
  • foreign matter derived from the collection loca is stored in the collection chamber, and the operator removes the plug provided in the collection chamber when the gas turbine engine is stopped or operating. Thus, foreign matter can be discharged to the outside. Further, by using a solenoid valve or the like instead of a plug, foreign matter can be automatically discharged during operation of the gas turbine engine.
  • the present invention has been made in view of such a situation, and a main object of the present invention is to provide a gas cylinder that can effectively remove foreign matters in combustion air while adopting an extremely simple configuration. To provide a one-bin engine.
  • a second object of the present invention is to provide a gas turbine engine that can effectively remove foreign matters in combustion air without substantially reducing the efficiency of the engine. is there.
  • a third object of the present invention is to provide a gas turbine engine capable of highly effectively removing foreign substances in combustion air.
  • At least a part of such an object is a gas turbine engine provided with a foreign matter removal passage, and is provided with a warning casing and an annular cross-section in cooperation with the warning casing.
  • Inner casing received in the outer casing to define a bypass duct, an outer liner received in the inner casing, and cooperating with the outer liner
  • An inner liner received by the water liner to define a suction passage, a first compressor provided at a downstream end of the suction passage, a combustor provided at an outlet end of the first compressor, A turbine provided adjacent to the outlet end of the combustor, and a front end which is received by the inner liner and attached to the front end so as to be adjacent to both the inlet end and the front end portion of the intake passage.
  • the suction passage is connected to the suction passage through a fan, a rotary shaft provided with an impeller of the first compressor and a turbine wheel of the turbine, and a plurality of foreign substance introduction holes provided in the inner casing.
  • a foreign matter removal passage communicating with the bypass duct via a plurality of foreign matter discharge holes provided in the water liner. It is accomplished by providing a gas turbine engine according to symptoms.
  • the suction passage is further connected to a downstream end of the front end portion of the suction passage, and is curved toward the axis of the rotation shaft with respect to the front end portion of the suction passage.
  • the foreign substance introduction hole connected to the downstream end and having a reduced diameter portion forming the portion of the suction passage having the smallest diameter with respect to the shaft center, and communicating the suction passage with the foreign matter removal passage is at least the Provided at the portion of the outer liner corresponding to the reduced diameter portion or the curved portion.
  • the foreign substance removal passage corresponds to at least the suction passage bay portion or the reduced diameter portion, and is a portion between the inner casing and the outer liner. Is defined.
  • the passage structure is simplified, and the position and number of foreign matter removal passage openings can be freely set on the suction passage side and the bypass duct side.
  • the first compressor includes a centrifugal compressor, and a second compressor including an axial compressor is provided at an upstream end of the suction passage. If the foreign matter introduction hole is provided in the portion of the water liner corresponding to the portion of the suction passage extending into the front end of the first compressor, the pressure force foreign matter obtained by the first compressor is introduced into the foreign matter removal passage. Helps to extrude. Further, when the first compressor includes a centrifugal compressor, the front end thereof has a relatively small diameter and the rear end thereof has a relatively large diameter, so that the portion of the bypass duct corresponding to the suction passage curved portion is not provided. By curving radially outward, a relatively large annular space can be defined between the suction passage and the bypass duct in the vicinity of the front end of the first compressor, which is suitable as a foreign matter removal passage. ⁇ It can be used for IJ.
  • the foreign material introduction holes are provided in the outer liner so as to be arranged in a circumferential shape, the foreign material can be removed without bias in the combustion aerodynamic force flowing into the intake passage.
  • the foreign substance introduction hole has an elongated shape that is substantially oval, substantially oval, or substantially rectangular and has a longitudinal axis that is inclined with respect to the central axis, the rigidity of the water liner is mischievous. It is possible to remove relatively large foreign matters without reducing them.
  • the foreign matter discharge holes are provided in the inner casing so as to be arranged in a circumferential shape, the foreign matter can be removed without bias in the combustion aerodynamic force flowing into the foreign matter removal passage.
  • the foreign matter discharge hole is provided in a portion recessed with respect to the overall outer wall surface of the inner casing facing the bypass duct. Since the flow of the propulsion air in the bypass duct has a function of generating a decompression portion in such a recessed portion, foreign matters can be effectively removed from the foreign matter removal passage to the bypass duct. Such an effect can be promoted by the fact that the recessed portion is closed by a cover plate that defines an opening at the rear edge.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a turbofan engine (hereinafter simply referred to as an engine) according to an embodiment of the present invention.
  • This engine 1 has a current casing 3 and an inner casing 4 which are connected to each other by a rectifying plate 2 and are arranged coaxially, each having a cylindrical shape. Further, there is also a concentric combination of hollow axial forces, each having independent bearings 5f '5r' 6f '6r, and an outer shaft 7 and an inner shaft 8 as rotating shafts supported at the center of the inner casing 4 have.
  • the symbol CL in the figure indicates the axis of the outer shaft 7 and the inner shaft 8 (hereinafter referred to as the rotational axis).
  • a high-pressure centrifugal compressor (second compression means) HC impeller wheel 9 is arranged on the front side, and a high-pressure turbine HT high-pressure turbine arranged adjacent to the nozzle N of the combustor 10 on the rear side. Wheels 11 are joined together.
  • the inner shaft 8 has a front fan 12 at the front end and a low-pressure axial flow compressor (first compression means) behind the front fan 12 Compressor wheel 13 1S constituting the rotor blades of the LC 13 1S and combustion at the rear end
  • the blades of the low-pressure turbine LT are placed in the gas injection duct 14, and the low-pressure turbine wheels 15 are integrally coupled to each other.
  • a nose cone 16 is provided at the center of the front fan 12, and at the rear of the front fan 12, a stationary blade 17 having an outer end coupled to the inner peripheral surface of the cooling casing 3 is disposed. .
  • a stationary blade 18 of a low-pressure axial compressor LC is disposed on the inner periphery of the front end portion of the inner casing 4.
  • a suction passage 21 with an annular cross section defined by the inner liner 19 and the outer liner 20 into which combustion air pre-compressed by the low-pressure axial compressor LC is introduced !
  • the A high-pressure centrifugal compressor HC is disposed on the downstream side of the suction passage 21, and the rear portion of the water liner 20 also serves as an impeller casing of the high-pressure centrifugal compressor HC.
  • a bearing box 23 of a bearing 5f ′ 6f that supports the front end side of the above-described outer shaft 7 and inner shaft 8 is coupled to the inner peripheral side of the suction passage 21.
  • a part of the air taken in by the front fan 12 is sent to the high-pressure centrifugal compressor HC via the low-pressure axial compressor LC as described above.
  • the remaining relatively low speed and large amount of air is generated by the bypass formed between the cooling casing 3 and the inner casing 4. It is injected backward from the pass duct 24 and becomes the main thrust in the low speed range.
  • a diffuser 25 is coupled to the outer periphery of the high-pressure centrifugal compressor HC, and high-pressure air is fed into the combustor 10 provided immediately after the diffuser 25.
  • the combustor 10 is of a feller type having a large number of air introduction holes (not shown), and fuel injected from a fuel injection nozzle 26 provided at the rear end face thereof and high pressure fed from a diffuser 25 Combustion is mixed with the combustion air. Thrust is obtained by the combustion gas injected into the atmosphere through the injection duct 14 from the nozzle N facing backward.
  • a bearing box 27 of a bearing 5r ′ 6r that supports the rear end side of the above-described outer shaft 7 and inner shaft 8 is coupled to the inner peripheral side of the injection duct 14. Further, the output shaft of the starter motor 28 is connected to the outer shaft 7 of the engine 1 through a gear mechanism as shown in the figure.
  • the suction passage 21 includes an inlet portion 29 in which a stationary blade 18 of a low-pressure axial compressor LC is formed, a curved portion 30 that curves inward (rotational axis CL side), and a high-pressure centrifugal compressor. It is in force with the reduced diameter part 31 where the front part of the HC impeller wheel 9 is located.
  • the no-pass duct 24 is curved outward (in a direction away from the rotational axis CL) at a portion corresponding to the curved portion 30 and the reduced diameter portion 31 of the suction passage 21.
  • the inlet portion 29 has a larger diameter than other portions of the suction passage 21, and the reduced diameter portion 31 has a smaller diameter than other portions of the suction passage 21.
  • the curved portion 30 is gradually and smoothly reduced in diameter toward the reduced-diameter portion 31 side also on the inlet portion 29 side force.
  • the reduced diameter portion 31 extends substantially in parallel with the rotation axis CL, and is connected to the inlet passage of the high-pressure centrifugal compressor HC.
  • An annular space 32 that also serves as a foreign matter removal passage is formed between the suction passage 21 and the bypass duct 24.
  • the inner diameter Do of the outer liner 20 at the reduced diameter portion 31 is set smaller than the outer diameter DU of the inner liner 19 at the inlet portion 29 side.
  • the outer liner 20 is formed with a large number (for example, about 40) of foreign substance introduction holes 33 that allow the suction passage 21 and the annular space 32 to communicate with each other. ing.
  • these foreign substance introduction holes 33 are so-called long holes whose longitudinal direction is at an angle ⁇ (for example, 50 ° to 6 Drilled into the water liner 20 in an inclined state (0 °).
  • the inclination direction of the foreign matter introduction hole 33 is also relative to the air flow. It is better to set it in the orthogonal direction.
  • the inner casing 4 is formed with a plurality of (for example, about six) foreign matter discharge holes 34 that allow the annular space 32 and the bypass duct 24 to communicate with each other at the outer curved portion. Yes.
  • recesses 35 are individually formed at positions corresponding to the foreign matter discharge holes 34, and a cover 36 that covers the recesses 35 is attached.
  • the cover 36 opens toward the downstream side of the binos duct 24 (right side in FIG. 2). Instead of the individual recesses 35, a common annular recess 35 can be provided.
  • the impeller wheel 9 of the high-pressure centrifugal compressor HC is driven together with the outer shaft 7, and high-pressure combustion air is sent to the combustor 10.
  • the combustion air is mixed with the fuel injected from the fuel injection nozzle 26 and burned, and the high pressure turbine wheel 11 of the high pressure turbine HT and the low pressure turbine wheel 15 of the low pressure turbine LT are driven by the injection pressure of the combustion gas.
  • the impeller wheel 9 of the high-pressure centrifugal compressor HC is driven by the rotational force of the high-pressure turbine wheel 11, and the front fan 12 and the compressor wheel 13 of the low-pressure axial compressor LC are driven by the rotational force of the low-pressure turbine wheel 15, respectively.
  • the engine 1 continues to rotate in a state determined according to the self-feedback balance between the fuel supply amount and the intake air amount. It becomes.
  • the engine 1 may receive air containing foreign matter near the ground surface. As shown by thick arrows in FIG. 4, a part of the air containing the foreign matter 41 flows into the intake passage 21 as combustion air, and the remaining part passes through the bypass duct 24 as propulsion air.
  • the combustion air that has flowed into the inlet 29 of the suction passage 21 is pressurized by the low-pressure axial compressor LC and then flows along the curved portion 30 of the suction passage 21 toward the rotational axis CL.
  • foreign matter 41 such as dust and water has a greater specific gravity than combustion air, and therefore, as shown by the thin arrows in FIG. 4, it goes straight through the inlet 29 of the intake passage 21. After the collision with the water liner 20, most of it flows along the inner wall surface of the water liner 20.
  • the combustion air flows into the high-pressure centrifugal compressor HC from the suction passage 21, but a part of the combustion air is introduced into the annular space 32 from the foreign material introduction hole 33 opened in the reduced diameter portion 31.
  • the annular space 32 communicates with the relatively high pressure suction passage 21 through the foreign material introduction hole 33, while communicating with the relatively low pressure bypass duct 24 through the foreign material discharge hole 34. Therefore, the internal pressure is lower than the internal pressure of the suction passage 21.
  • the combustion air is introduced into the annular space 32, the foreign matter 41 flowing along the inner wall surface of the water liner 20 is also subjected to centrifugal force by the high-pressure centrifugal compressor HC. It is introduced into the annular space 32 from the foreign material introduction hole 33 together with the combustion air. Since the foreign material introduction hole 33 has an oval shape, a relatively large foreign material 41 is also introduced into the annular space 32 through the foreign material introduction hole 33.
  • Combustion air that has flowed into the annular space 32 has the internal pressure in the annular space 32 higher than the internal pressure of the bypass duct 24, so that the bypass duct 24 passes through the foreign matter discharge hole 34 formed in the inner casing 4 together with the foreign matter 41. Is discharged to the rear of engine 1 as propulsion air.
  • FIG. 5 is a longitudinal sectional view of a main part showing a partial modification of the embodiment
  • FIGS. 6 and 7 are developments of the main part of the water liner according to another modification.
  • the foreign substance introduction hole 33 is provided in the curved portion 30 of the suction passage 21.
  • Each foreign material introduction hole 33 As defined by the edges of the water liner 20 that is made substantially parallel to the axis of rotation CL, air flow can then flow into the annular space 32 with minimized resistance.
  • each hole is circular, but it may be oval as shown in FIGS.
  • the foreign material introduction hole 33 is a so-called elliptical hole, and its longitudinal direction has an angle 0 (for example, 50 ° to 60 ° with respect to the rotation axis CL). ) Drilled into the water liner 20 in an inclined state.
  • the shape of the foreign substance introduction hole 33 may be a rectangle as shown in FIG.
  • the operation of the partial modification shown in FIG. 5 is substantially the same as that of the above embodiment, and the foreign matter 41 flowing along the inner wall surface of the water liner 20 is formed into an annular space from the foreign matter introduction hole 33 together with the combustion air. Introduced in 32.
  • the foreign material introduction hole 33 is formed in the outer liner 20 in the region indicated by the symbol A in FIG. 5, that is, the region from the position where the outer diameter line Di of the inner liner 19 at the inlet portion 29 is projected onto the outer liner 20 to the reduced diameter portion 31. It is desirable to open.
  • the description of the specific embodiment is finished as above.
  • the present invention is not limited to the above-described embodiment.
  • the present invention includes the foreign material introduction hole, the foreign material discharge hole, the shape and number of the annular space, and the like. Any change can be made without departing from the scope of the present invention.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a jet engine to which the present invention is applied.
  • FIG. 2 is an enlarged view of part II in FIG.
  • FIG. 3 is a development view of main parts of the water liner according to the embodiment.
  • FIG. 4 is an operation explanatory diagram of the embodiment.
  • Fig. 5 is a longitudinal sectional view of an essential part showing a modification of the embodiment.
  • It is a main part development view of the water liner in another partial modification.
  • FIG. 7 is a main part development view of the water liner in still another partial modification. Explanation of symbols

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Description

明 細 書
異物除去通路を備えたガスタービンエンジン
技術分野
[0001] 本発明は、航空機等に搭載されるガスタービンエンジンに係り、詳しくは燃焼器等 への砂塵や水の進入を抑制する技術に関する。
背景技術
[0002] 航空機用のガスタービンエンジンには種々の形式が存在するが、旅客機や貨物機 に搭載されるものとしてはターボファンエンジンが主流となって 、る。ターボファンェン ジンは、ガスタービンの作動ガス (排気ガス）を後方に噴射する一方で、空気流入口 の直後に設置した推進用ファン (フロントファン)をタービンの回転軸によって駆動す る機関である。ターボファンエンジンにおいて、フロントファンにより取り入れられた空 気は、燃焼用空気としてガスタービンに導入されるものを除き、その大部分が推進用 空気としてそのまま後方に排出される。ターボファンエンジンのガスタービンでは、前 段に配置された圧縮機と燃焼器とにより高温高圧の作動ガスを生成し、その作動ガ スを後段のタービンに供給することにより圧縮機のインペラやフロントファンが一体と なった回転軸を回転させる。
ガスタービンには、通常、遠心式あるいは軸流式の圧縮機と、多数の空気導入孔を 備えたァ-ユラ (環状)型等の燃焼器とが採用されて 、る。
[0003] 航空機用のガスタービンエンジンでは、航空機の離着陸時に地表付近の空気が空 気流入口から取り入れられるため、燃焼用空気に砂塵や水等の異物が混入すること が避けられない。ガスタービンエンジンの燃焼用空気中に異物が存在した場合、燃 焼器の空気導入孔が異物によって目詰まりしたり、タービンのインペラ等が摩耗した りすることがあるため、異物を除去する異物除去構造を設けることが望ましい。一般的 なガスタービンエンジンにおける異物除去構造としては、例えば、特開 2002— 2426 99号公報（段落 0017, 0018、図 1)に開示されているように、遠心式圧縮機のディ フューザの下流に湾曲通路を形成し、この湾曲通路における径方向外周部に異物を 進入させて湾曲通路外に導出させる捕集口を備えたものが公知となっている。この異 物除去構造では、捕集ロカゝら導出された異物が捕集室に貯留され、運転員はガスタ 一ビンエンジンの停止時あるいは運転時にぉ 、て、捕集室に設けられたプラグを外 すことで異物を外部に排出することができる。また、プラグに代えて電磁弁等を用いる ことにより、ガスタービンエンジンの運転中に自動的に異物の排出を行うこともできる 発明の開示
発明が解決しょうとする課題
[0004] 前記特許出願公開公報の異物除去構造を航空機用のターボファンエンジンに適 用する場合、異物の排出に係る以下のような問題が生じる。ターボファンエンジンの 場合、ガスタービンの周囲に推進用空気が流通する環状断面のバイパス路が形成さ れているため、捕集室のプラグにアクセスするにはケーシング類を取り外す必要があ る。そのため、異物の排出に多大な時間やコストを要するという問題があった。また、 自動的に開閉作動する電磁弁を備えたものでは、ケーシング類の取り外しは不要と なるが、電磁弁の開閉制御を行う制御装置等も必要となって装置の複雑ィ匕ゃコストの 増大力 Sもたらされる他、故障等が生じる虞が否めな力つた。
[0005] 本発明は、このような状況に鑑みなされたもので、その主な目的は、極めて簡単な 構成を採りながら、燃焼用空気中の異物を効果的に除去することを可能としたガスタ 一ビンエンジンを提供することにある。
[0006] 本発明の第 2の目的は、エンジンの効率を実質的に低下させることなぐ燃焼用空 気中の異物を効果的に除去することを可能としたガスタービンエンジンを提供するこ とにある。
[0007] 本発明の第 3の目的は、燃焼用空気中の異物を高度に効果的に除去することを可 會としたガスタービンエンジンを提供することにある。
課題を解決するための手段
[0008] 本発明によれば、このような目的の少なくとも一部は、異物除去通路を備えたガスタ 一ビンエンジンであって、ァゥタケ一シングと、前記ァゥタケ一シングと協働して環状 断面のバイパスダクトを画定するべく前記ァゥタケ一シングに受容されたインナケー シングと、前記インナケーシングに受容されたァウタライナと、前記ァウタライナと協働 して吸入通路を画定するべく前記ァウタライナに受容されたインナライナと、前記吸 入通路の下流端に設けられた第 1のコンプレッサと、前記第 1のコンプレッサの出口 端に設けられた燃焼器と、前記燃焼器の出口端に隣接して設けられたタービンと、前 記インナライナに受容され、前記バイパスダクトに入口端及び前記吸入通路の前端 部の両者に隣接するように、前端に取り付けられたフロントファン及び、適所に取り付 けられた、前記第 1のコンプレッサのインペラ並びに前記タービンのタービンホイール を備えた回転軸と、前記インナケーシングに設けられた複数の異物導入孔を介して 前記吸入通路に連通し、前記ァウタライナに設けられた複数の異物排出孔を介して 前記バイパスダクトに連通する異物除去通路とを有することを特徴とするガスタービン エンジンを提供することにより達成される。
[0009] このようにして、吸入通路に流入した燃焼用空気中に存在する砂塵や水等の異物 は、異物除去通路を経てバイノ スダクト側に排出され、推進用空気とともにエンジン 後方に排出される。また、燃焼用空気は、異物が除去された後に圧縮されることから 、燃焼効率を向上させることができる。
[0010] 好ましくは、前記吸入通路が、更に前記吸入通路前端部の下流端に接続され、前 記吸入通路前端部よりも前記回転軸の軸心に向けて湾曲した湾曲部及び前記湾曲 部の下流端に接続され、前記軸心について、最も小さな直径を有する前記吸入通路 の部分をなす縮径部を有し、前記吸入通路を前記異物除去通路に連通する前記異 物導入孔が、少なくとも前記縮径部又は前記湾曲部に対応する前記ァウタライナの 部分に設けられている
[0011] これにより、異物が混在する燃焼用空気が吸入通路に流入すると、より大きな密度 を有する異物が、それだけ大きな慣性を有することから、異物は空気よりも直線的に 進む傾向を有し、吸入通路に流入した異物の殆どが選択的に異物除去通路に導入 され、さらにバイパスダクトに向けて排出される。また、吸入通路の形状のおかげで、 燃焼用空気が回転軸側に寄せられ、それだけ燃焼用空気が効率的に圧縮されるこ とから、燃焼効率を向上させることができる。
[0012] 本発明の好適実施例によれば、前記異物除去通路が、少なくとも前記吸入通路湾 曲部又は縮径部に対応する、前記インナケーシングと前記ァゥタライナとの間の部分 に画定されている。これにより、通路構造が単純化され、吸入通路側とバイパスダクト 側とで異物除去通路の開口の位置や個数等を自由に設定できる。
[0013] 通常、前記第 1のコンプレッサが遠心型コンプレッサを含み、前記吸入通路の上流 端に、軸流コンプレッサを含む第 2のコンプレッサが設けられている。異物導入孔が、 第 1のコンプレッサの前端内に延出する吸入通路の部分に対応するァウタライナの 部分に設けられていれば、第 1のコンプレッサにより得られた圧力力 異物を異物除 去通路に押出す作用を助ける。また、第 1のコンプレッサが遠心型コンプレッサを含 む場合、その前端が比較的小径で、その後端が比較的大径であることから、前記吸 入通路湾曲部に対応する前記バイパスダクトの部分が半径方向外側に湾曲させるこ とにより、第 1のコンプレッサの前端の近傍に於いて、吸入通路とバイパスダクトとの間 に比較的大きな環状空間を画定することができ、これを異物除去通路として好適に 禾 IJ用することがでさる。
[0014] 前記異物導入孔が、周状に配列されるように前記ァウタライナに設けられている場 合には、吸入通路に流入した燃焼用空気力 偏りなく異物を除去できる。前記異物 導入孔が、それぞれ、略長円形、略楕円形、または略長方形を呈する細長い形状を 有し、前記中心軸に対して傾斜した長手軸を有するものであれば、ァウタライナの剛 性をいたずらに低下させることなぐ比較的大きな異物を除去できる。
[0015] 前記異物排出孔が、周状に配列されるように前記インナケーシングに設けられてい る場合には、異物除去通路に流入した燃焼用空気力 偏りなく異物を除去できる。
[0016] 本発明の好適実施例によれば、前記異物排出孔が、前記バイパスダクトに対向す る前記インナケーシングの全体的外形壁面に対して凹設された部分に設けられてい る。バイパスダクト内の推進用空気の流れは、このような凹設部に減圧部分を発生す る働きを有することから、異物を異物除去通路からバイパスダクトに効果的に除去す ることができる。このような効果は、前記凹設部が、後縁部に開口を画定する蓋板に より閉じられること〖こより、促進することができる。
発明を実施するための最良の形態
[0017] 以下に添付の図面を参照して本発明について詳細に説明する。
[0018] 《全体構成》 図 1は、本発明の実施形態に係るターボファンエンジン（以下、単にエンジンと記す )の概略構成図である。このエンジン 1は、互いの間を整流板 2で連結されて同軸上 に配置されたそれぞれが円筒状をなすァゥタケ一シング 3とインナケーシング 4とを有 している。また、同心的に組み合わされた中空軸力もなり、それぞれが互いに独立し た軸受 5f' 5r' 6f' 6rをもってインナケーシング 4の中心部に支持された回転軸たるァ ウタシャフト 7とインナシャフト 8とを有している。図中の符号 CLは、ァウタシャフト 7お よびインナシャフト 8の軸心（以下、回転軸心と記す)を示す。
[0019] ァウタシャフト 7には、その前側に高圧遠心コンプレッサ（第 2の圧縮手段) HCのィ ンペラホイール 9が、そして後側に燃焼器 10のノズル Nに隣接配置された高圧タービ ン HTの高圧タービンホイール 11が、それぞれ一体的に結合されて 、る。
[0020] インナシャフト 8には、その前端にフロントファン 12力 フロントファン 12の後方に低 圧軸流コンプレッサ (第 1の圧縮手段) LCの動翼を構成するコンプレッサホイール 13 1S そして後端に燃焼ガスの噴射ダクト 14中に低圧タービン LTの動翼を置 、た低圧 タービンホイール 15が、それぞれ一体的に結合されている。
[0021] フロントファン 12の中心には、ノーズコーン 16が設けられ、フロントファン 12の後方 には、ァゥタケ一シング 3の内周面にその外端を結合させた静翼 17が配置されてい る。
[0022] インナケーシング 4の前端部内周には、低圧軸流コンプレッサ LCの静翼 18が配置 されている。低圧軸流コンプレッサ LCの後方には、低圧軸流コンプレッサ LCが予圧 した燃焼用空気を導入すベぐインナライナ 19とァウタライナ 20とにより画成された円 環状断面の吸入通路 21が形成されて!、る。吸入通路 21の下流側には高圧遠心コン プレッサ HCが配置され、ァウタライナ 20の後方部分が高圧遠心コンプレッサ HCの インペラケーシングを兼ねている。また、吸入通路 21の内周側には、前記したァウタ シャフト 7並びにインナシャフト 8の前端側を支持する軸受 5f' 6fの軸受箱 23が結合 されている。
[0023] フロントファン 12が吸入した空気は、その一部が上記のように低圧軸流コンプレッサ LCを経て高圧遠心コンプレッサ HCへと送り込まれる。そしてその残りの比較的低速 かつ大量の空気は、ァゥタケ一シング 3とインナケーシング 4との間に形成されたバイ パスダクト 24から後方へ噴射され、低速域での主たる推力となる。
[0024] 高圧遠心コンプレッサ HCの外周部には、ディフューザ 25が結合されており、その 直後に設けられた燃焼器 10へ高圧の空気を送り込むようになって 、る。
[0025] 燃焼器 10は多数の空気導入孔（図示せず)を備えたァ-ユラ型であり、その後端面 に設けられた燃料噴射ノズル 26から噴射された燃料とディフューザ 25から送り込ま れた高圧の燃焼用空気とを混合して燃焼させる。そして後方を向くノズル Nカゝら噴射 ダクト 14を経て大気中へ噴射する燃焼ガスによって推力を得る。なお、噴射ダクト 14 の内周側には、前記したァウタシャフト 7並びにインナシャフト 8の後端側を支持する 軸受 5r' 6rの軸受箱 27が結合されている。また、エンジン 1のァウタシャフト 7には、 図示されて!ヽな 、ギア機構を介してスタータモータ 28の出力軸が連結されて 、る。
[0026] 《異物除去通路》
次に、図 2 (図 1中の II部拡大図）を主に参照して異物除去通路を説明する。 図 2に示すように、吸入通路 21は、低圧軸流コンプレッサ LCの静翼 18が形成され た入口部 29と、内側（回転軸心 CL側）に湾曲する湾曲部 30と、高圧遠心コンプレツ サ HCのインペラホイール 9の前部が位置する縮径部 31と力 なっている。一方、ノ ィパスダクト 24は、吸入通路 21の湾曲部 30及び縮径部 31に対応する部位において 、外側（回転軸心 CLから離間する方向）に湾曲している。入口部 29は、吸入通路 21 の他の部分よりも大きな直径を有し、縮径部 31は、吸入通路 21の他の部分よりも小 さな直径を有する。湾曲部 30は、入口部 29側力も縮径部 31側に向けて、徐々にか つ円滑に縮径されている。縮径部 31は、概ね回転軸心 CLに平行に延在し、高圧遠 心コンプレッサ HCの入口通路に接続している。そして、吸入通路 21とバイパスダクト 24との間には、異物除去通路を兼ねる環状空間 32が形成されている。本実施形態 の場合、縮径部 31におけるァウタライナ 20の内径 Doは、入口部 29側におけるイン ナライナ 19の外径 DUり小さく設定されている。
[0027] 吸入通路 21の縮径部 31において、ァウタライナ 20には、吸入通路 21と環状空間 3 2とを連通させる多数 (例えば、 40個程度)の異物導入孔 33が円周状に形成されて いる。図 3 (ァウタライナ 20の要部展開図）に示すように、これら異物導入孔 33は、い わゆる長孔であり、その長手方向が回転軸心 CLに対して角度 Θ (例えば、 50° 〜6 0° )傾斜した状態でァウタライナ 20に穿設されている。また、吸入通路 21に於いて は、図 3に矢印 Aにより示されるように空気流にある程度の円周方向成分が含まれて いるので、異物導入孔 33の傾斜方向も、空気流に対して直交する方向に定めると良 い。
[0028] 一方、インナケーシング 4には、外側への湾曲部位において、環状空間 32とバイパ スダクト 24とを連通させる複数 (例えば、 6個程度)の異物排出孔 34が円周状に形成 されている。インナケーシング 4のバイパスダクト 24側には、異物排出孔 34に対応す る位置に、個々に凹部 35が形成されるとともに、凹部 35を覆うカバー 36が取り付けら れている。カバー 36は、バイノスダクト 24の下流側（図 2中の右方）に向けて開口し ている。個別の凹部 35に代えて、共通の環状凹部 35を設けることもできる。
[0029] 《実施形態の作用》
ノ ィロットが航空機を飛行させるベくスタータモータ 28を起動すると、高圧遠心コン プレッサ HCのインペラホイール 9がァウタシャフト 7と共に駆動され、高圧の燃焼用空 気が燃焼器 10へ送り込まれる。燃焼用空気は燃料噴射ノズル 26から噴射された燃 料と混合して燃焼され、その燃焼ガスの噴射圧で高圧タービン HTの高圧タービンホ ィール 11並びに低圧タービン LTの低圧タービンホイール 15が駆動される。この高 圧タービンホイール 11の回転力で高圧遠心コンプレッサ HCのインペラホイール 9が 、そして低圧タービンホイール 15の回転力でフロントファン 12及び低圧軸流コンプレ ッサ LCのコンプレッサホイール 13が、それぞれ駆動される。そして燃焼ガスの噴射 圧で高圧タービンホイール 11並びに低圧タービンホイール 15が駆動されると、燃料 供給量と吸入空気量との自己フィードバック的釣り合いに応じて定まる状態でェンジ ン 1が回転を継続することとなる。
[0030] 航空機の離着陸時等において、エンジン 1には地表付近の異物を含んだ空気が取 り入れられることがある。異物 41を含んだ空気は、図 4中に太い矢印で示すように、そ の一部が燃焼用空気として吸入通路 21に流入し、残部は推進用空気としてバイパス ダクト 24を通過する。吸入通路 21の入口部 29に流入した燃焼用空気は、低圧軸流 コンプレッサ LCにより加圧された後、吸入通路 21の湾曲部 30に沿って回転軸心 CL 側に流れる。 ところが、砂塵や水等の異物 41は、その比重が燃焼用空気に較べて遙かに大きいこ と力ら、図 4中に細 、矢印で示すように吸入通路 21の入口部 29を直進してァウタライ ナ 20に衝突した後、大部分がァウタライナ 20の内壁面に沿って流れる。
[0031] 燃焼用空気は、吸入通路 21から高圧遠心コンプレッサ HCに流入することになるが 、その一部が縮径部 31に開口した異物導入孔 33から環状空間 32に導入される。こ れは、環状空間 32は、異物導入孔 33を介して比較的高圧の吸入通路 21に連通す る一方で、異物排出孔 34を介して比較的低圧のバイパスダクト 24に連通して 、るた め、その内圧が吸入通路 21の内圧より低いことによる。燃焼用空気が異物導入孔 33 力も環状空間 32に導入される際、ァウタライナ 20の内壁面に沿って流れてきた異物 41は、高圧遠心コンプレッサ HCによって遠心力を与えられることも相俟って、燃焼 用空気とともに異物導入孔 33から環状空間 32に導入される。なお、異物導入孔 33 が長円形を呈しているため、比較的大きな異物 41も異物導入孔 33を通過して環状 空間 32に導入される。
また、異物導入孔 33は、その長手方向が回転軸心 CLに対して傾斜しているため、 ァウタライナ 20の内壁面を流れてきた異物 41の殆どを環状空間 32に導入させる。
[0032] 環状空間 32に流入した燃焼用空気は、環状空間 32の内圧がバイパスダクト 24の 内圧より高いことにより、異物 41とともにインナケーシング 4に形成された異物排出孔 34を介してバイパスダクト 24に排出され、推進用空気となつてエンジン 1の後方に排 出される。
[0033] 本実施形態ではこのような構成を採ったことにより、高圧遠心コンプレッサ HCで圧 縮される時点では燃焼用空気中に異物 41が殆ど存在しなくなり、従来装置で問題と なって 、たインペラホイール 9の摩耗や燃焼器 10の目詰まり等が極めて起こり難くな つた o
[0034] 《一部変形例》
次に実施形態の一部変形例を説明する。
図 5は実施形態の一部変形例を示す要部縦断面図であり、図 6及び図 7は別の一 部変形例におけるァウタライナの要部展開図である。図 5の一部変形例では、異物 導入孔 33は、吸入通路 21の湾曲部 30に設けられている。各異物導入孔 33は、回 転軸心 CLと略平行となるようにされたァウタライナ 20のエッジにより画定されて 、るこ とから、空気流は、最小化された抵抗を伴って、環状空間 32内に流入することができ る。図示された実施形態では、各孔は円形であるが、図 2及び図 3に示されたような 長円形をなして ヽるものであっても良 、。
[0035] また、図 6に示された一部変形例では、異物導入孔 33は、いわゆる楕円孔であり、 その長手方向が回転軸心 CLに対して角度 0 (例えば、 50° 〜60° )傾斜した状態 でァウタライナ 20に穿設されている。なお、異物導入孔 33の形状は、図 7に示すよう に、長方形としてもよい。これらの一部変形例は、異物導入孔 33が吸入通路 21の異 なる部分に設けられた図 2及び図 5に示された実施例に適用可能である。
[0036] 図 5に示した一部変形例の作用も上記実施形態と略同様であり、ァウタライナ 20の 内壁面に沿って流れてきた異物 41は、燃焼用空気とともに異物導入孔 33から環状 空間 32に導入される。なお、異物導入孔 33は、図 5に符号 Aで示す領域、すなわち 、入口部 29におけるインナライナ 19の外径線 Diをァウタライナ 20に投影した位置か ら縮径部 31までの領域でァウタライナ 20に開口することが望ましい。これは、入口部 29を通過する異物 41の殆どが外径線 Diの内側でァウタライナ 20に衝突するため、 異物導入孔 33を内径線 Doの外側に開口させることで異物 41が異物導入孔 33に導 入される確率が高くなることと、異物導入孔 33を縮径部 31より図 5中右方に開口させ た場合には異物 41が高圧遠心コンプレッサ HC内に流入する虞が高くなることとによ る。
[0037] 以上で具体的実施形態の説明を終えるが、本発明は前記の実施形態に限定され るものではなぐ異物導入孔ゃ異物排出孔、環状空間の形状や個数等を始めとして 、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。
図面の簡単な説明
[0038] [図 1]本発明が適用されるジェットエンジンの概略構成図である。
[図 2]図 1中の II部拡大図である。
[図 3]実施形態におけるァウタライナの要部展開図である。
[図 4]実施形態の作用説明図である。
[図 5]実施形態の一部変形例を示す要部縦断面図である。 圆 6]別の一部変形例におけるァウタライナの要部展開図である。
[図 7]更に別の一部変形例におけるァウタライナの要部展開図である。 符号の説明
1 エンジン
10 燃焼器
12 フロントファン
13 コンプレッサホイ一ノレ
19 インナライナ
20 了ウタライナ
21 吸入通路
24 バイパスダクト
29 入口部
30 湾曲部
31 縮径部 (縮小部）
32 環状空間 (異物除去通路）
33 異物導入孔 (異物除去通路)
34 異物排出孔 (異物除去通路)
41 異物
CL 回転軸心

Claims

請求の範囲
[1] 異物除去通路を備えたガスタービンエンジンであって、
ァゥタケ一シングと、
前記ァゥタケ一シングと協働して環状断面のノ ィパスダクトを画定するべく前記ァゥ タケ一シングに受容されたインナケーシングと、
前記インナケーシングに受容されたァウタライナと、
前記ァウタライナと協働して吸入通路を画定するべく前記ァウタライナに受容された インナライナと、
前記吸入通路の下流端に設けられた第 1のコンプレッサと、
前記第 1のコンプレッサの出口端に設けられた燃焼器と、
前記燃焼器の出口端に隣接して設けられたタービンと、
前記インナライナに受容され、前記ノ ィパスダクトに入口端及び前記吸入通路の前 端部の両者に隣接するように、前端に取り付けられたフロントファン及び、適所に取り 付けられた、前記第 1のコンプレッサのインペラ並びに前記タービンのタービンホイ一 ルを備えた回転軸と、
前記インナケーシングに設けられた複数の異物導入孔を介して前記吸入通路に連 通し、前記ァウタライナに設けられた複数の異物排出孔を介して前記バイパスダクト に連通する異物除去通路とを有することを特徴とするガスタービンエンジン。
[2] 前記吸入通路が、更に前記吸入通路前端部の下流端に接続され、前記吸入通路 前端部よりも前記回転軸の軸心に向けて湾曲した湾曲部及び前記湾曲部の下流端 に接続され、前記軸心について、最も小さな直径を有する前記吸入通路の部分をな す縮径部を有し、
前記吸入通路を前記異物除去通路に連通する前記異物導入孔が、少なくとも前記 縮径部に対応する前記ァウタライナの部分に設けられていることを特徴とする請求項 1に記載のガスタービンエンジン。
[3] 前記吸入通路が、更に前記吸入通路前端部の下流端に接続され、前記吸入通路 前端部よりも前記回転軸の軸心に向けて湾曲した湾曲部及び前記湾曲部の下流端 に接続され、前記軸心について、最も小さな直径を有する前記吸入通路の部分をな す縮径部を有し、
前記吸入通路を前記異物除去通路に連通する前記異物導入孔が、少なくとも前記 湾曲部に対応する前記ァウタライナの部分に設けられていることを特徴とする請求項
1に記載のガスタービンエンジン。
[4] 前記異物除去通路が、少なくとも前記吸入通路湾曲部に対応する、前記インナケ 一シングと前記ァゥタライナとの間の部分に画定されていることを特徴とする請求項 1 に記載のガスタービンエンジン。
[5] 前記異物除去通路が、少なくとも前記吸入通路縮径部に対応する、前記インナケ 一シングと前記ァゥタライナとの間の部分に画定されていることを特徴とする請求項 1 に記載のガスタービンエンジン。
[6] 前記第 1のコンプレッサが遠心型コンプレッサを含むことを特徴とする請求項 1に記 載のガスタービンエンジン。
[7] 前記吸入通路の上流端に、軸流コンプレッサを含む第 2のコンプレッサが設けられ て ヽることを特徴とする請求項 6に記載のガスタービンエンジン。
[8] 前記異物導入孔が、周状に配列されるように前記ァウタライナに設けられていること を特徴とする請求項 1に記載のガスタービンエンジン。
[9] 前記異物導入孔が、それぞれ、略長円形、略楕円形、または略長方形を呈する細 長 ヽ形状を有することを特徴とする請求項 1に記載のガスタービンエンジン。
[10] 細長い形状を有する前記異物導入孔が、前記中心軸に対して傾斜した長手軸を 有することを特徴とする請求項 9に記載のガスタービンエンジン。
[11] 前記異物排出孔が、周状に配列されるように前記インナケーシングに設けられてい ることを特徴とする請求項 1に記載のガスタービンエンジン。
[12] 前記異物排出孔が、前記バイパスダクトに対向する前記インナケーシングの全体的 外形壁面に対して凹設された部分に設けられていることを特徴とする請求項 1に記載 のガスタービンエンジン。
[13] 前記凹設部が、後縁部に開口を画定する蓋板により閉じられることを特徴とする請 求項 12に記載のガスタービンエンジン。
[14] 前記吸入通路湾曲部に対応する前記バイパスダクトの部分が半径方向外側に湾 曲することを特徴とする請求項 1に記載のガスタービンエンジン。
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