(57)【要約】【課題】下流の燃焼器に均一に圧縮ガスを供給できるガスタービンエンジンを提供することを課題とする。【解決手段】上流の圧縮機からの圧縮ガスを軸方向に整流し下流の燃焼器に導くための軸方向整流翼３を備えたガスタービンエンジン１００において、軸方向整流翼３のシュラウド側（外周側）の翼ソリディティを、ハブ側（中央側）の翼ソリディティに比して大きくし、これにより、ハブ側より旋回成分が多く残るシュラウド側の旋回成分を十分に除去し、下流の燃焼器に均一に圧縮ガスを供給するのを可能とする。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
上流の圧縮機からの圧縮ガスを軸方向に整流し下流の燃焼器に導くための軸方向整流翼を備えたガスタービンエンジンにおいて、
前記軸方向整流翼のシュラウド側の翼ソリディティを、ハブ側の翼ソリディティに比して大きくしたことを特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記軸方向整流翼の出口側に、翼高が低い軸方向整流翼を追加したことを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
従来、大気を圧縮機で圧縮し、この圧縮空気を燃焼器で燃焼し、この燃焼器からの燃焼ガスによりタービンを回転させて機械的動力を得ると共に、高速の排気ガスから推力を得るガスタービンエンジンが知られている。この種のガスタービンエンジンとして、圧縮機からの圧縮ガスを径方向外周側に案内する径方向直線部（ディフューザ部）と、この径方向直線部からの圧縮ガスを軸方向に曲げて案内するベンド部と、このベンド部からの圧縮ガスを軸方向下流に案内する軸方向直線部と、から成るガス通路を備えたものが開示されている（例えば、特許文献１参照）。
【０００３】
ここで、一般的に、径方向直線部は、圧縮機からの旋回する圧縮ガスの圧力をさらに高めるべく減速させるディフューザとして機能し、軸方向直線部は、ベンド部を介したディフューザからの旋回成分が残る圧縮ガスを、真っ直ぐな流れを必要とする下流の燃焼器に対して整流し圧力回復を高める機能を持つ軸方向整流翼（ディスワーラとも呼ぶ）として機能する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００７−２２４８６６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
このようなガスタービンエンジンにあっては、エンジン重量の軽量化を図るべく、エンジン外径Ｄ（図１参照）を小さくすることが望まれているが、このようにエンジン外径Ｄを小さくすると、径方向直線部（ディフューザ部）出口での旋回成分が多く残り、軸方向整流翼ではその旋回成分の除去が困難になる。そして、このように軸方向整流翼で旋回成分を除去できないと、旋回成分を有する圧縮ガスが燃焼器に至り、燃焼器に均一に圧縮ガスを供給できず、その結果、燃焼器に悪影響を及ぼす虞がある。
【０００６】
本発明は、このような課題を解決するために成されたものであり、軸方向整流翼の出口において圧縮ガスの旋回成分を十分に除去でき、下流の燃焼器に均一に圧縮ガスを供給できるガスタービンエンジンを提供することを課題とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
ここで、本発明者は鋭意研究の結果、ベンド部を介して軸方向整流翼に流入する圧縮ガスの流れは分布を有し、ハブ側（中央側）よりシュラウド側（外周側）に旋回成分が多く残り、従って、シュラウド側の旋回成分を除去する必要があることを見出した。
【０００８】
そこで、本発明によるガスタービンエンジンは、上流の圧縮機からの圧縮ガスを軸方向に整流し下流の燃焼器に導くための軸方向整流翼を備えたガスタービンエンジンにおいて、軸方向整流翼のシュラウド側の翼ソリディティを、ハブ側の翼ソリディティに比して大きくしたことを特徴としている。
【０００９】
このような本発明によれば、軸方向整流翼のシュラウド側の翼ソリディティが、ハブ側の翼ソリディティに比して大きくされるため、ハブ側より旋回成分が多く残るシュラウド側の旋回成分が十分に除去され、その結果、下流の燃焼器に均一に圧縮ガスを供給することができる。なお、ここでいう翼ソリディティとは、図２に示すように、翼弦長Ｌ／翼同士間のピッチＰのことである。
【００１０】
そして、上記作用を効果的に奏する具体的な構成としては、軸方向整流翼の出口側に、翼高が低い軸方向整流翼を追加する構成が挙げられる。
【発明の効果】
【００１１】
このように本発明によれば、軸方向整流翼の出口において圧縮ガスの旋回成分を十分に除去でき、下流の燃焼器に均一に圧縮ガスを供給できるガスタービンエンジンを提供することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明の一実施形態に係るガスタービンエンジンの要部の構成を示す概略構成図である。
【図２】翼ソリディティを説明するための図である。
【図３】図１中の軸方向整流翼を拡大して示す図である。
【図４】図３中の追加翼の翼高を変化させたときの旋回成分、圧力損失との関係を示す図表である。
【図５】他の軸方向整流翼を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、本発明によるガスタービンエンジンの好適な実施形態について図１〜図５を参照しながら説明する。なお、各図において、同一の要素には同一の記号を付し、重複する説明は省略する。
【００１４】
図１は、本発明の一実施形態に係るガスタービンエンジンの要部の構成を示す概略構成図、図２は、翼ソリディティを説明するための図、図３は、図１中の軸方向整流翼を拡大して示す図である。
【００１５】
図１に示すように、ガスタービンエンジン１００は、上流の圧縮機からの圧縮空気等の圧縮ガスを、下流の燃焼器に導くためのガス通路１０を具備し、このガス通路１０は、上流から下流に向かって、ディフューザ１、ベンド部２、軸方向整流翼３を備える。
【００１６】
ディフューザ１は、従来技術の径方向直線部に対応するものであり、圧縮機からの旋回する高圧ガスを減速させることでさらに圧力を高め、ベンド部２に向かうように案内する。
【００１７】
ベンド部２は、ディフューザ１からの高圧ガスを軸方向整流翼３に導くべく、その径方向の流れを曲げて軸方向に向かわせるものである。
【００１８】
軸方向整流翼３は、従来技術の軸方向直線部に対応するものであり、ベンド部２からの旋回成分が残る高圧ガスを、真っ直ぐな流れを必要とする燃焼器に対して整流し圧力回復の機能もある静翼である。この軸方向整流翼３は、略円環状を成す胴部の外周面に周方向に沿って傾斜するようにして並設された多数の翼３ｘ（図２参照）を有するもので、この翼３ｘの外周面を、エンジンケーシング４の内周面に対してそれぞれ当接させることで、胴部の外周面と、周方向に隣接する翼３ｘ，３ｘ同士の対向する側面同士と、エンジンケーシング１の内周面との間に流路をそれぞれ形成し、当該流路によりベンド部２からの高圧ガスを整流し燃焼器へ案内する。
【００１９】
そして、下流の燃焼器では、軸方向整流翼３からの高圧ガスに燃料を噴射し点火プラグの点火に従って高温・高圧の燃焼ガスを生成し、この燃焼ガスにより、下流のタービンを回転させる。
【００２０】
ここで、特に本実施形態にあっては、軸方向整流翼３のシュラウド側の翼ソリディティが、ハブ側の翼ソリディティに比して大きくされている。ここでいう翼ソリディティとは、翼弦長Ｌ／ピッチＰ（図２参照）のことである。そして、このような軸方向整流翼３のシュラウド側の翼ソリディティ＞ハブ側の翼ソリディティの関係は、この実施形態では、図３に示すように、軸方向整流翼３の出口側の翼高Ｈを入口側に比して低くすることによって達成されている。
【００２１】
具体的には、軸方向整流翼３は、図１に示すように、従来と同様な軸方向整流翼の軸方向長さＡを有すると共に、エンジン重量の軽量化を図るべくエンジン外径Ｄが従来より小さくされた軸方向整流翼３ａの後段（下流）に、当該軸方向整流翼３ａより低い翼高Ｈの追加翼３ｂを追加して構成されている。
【００２２】
そして、このような構成を有する軸方向整流翼３によれば、軸方向整流翼３のシュラウド側の翼ソリディティが、ハブ側の翼ソリディティに比して大きくされているため、ハブ側より旋回成分が多く残るシュラウド側の旋回成分が十分に除去され、その結果、下流の燃焼器に均一に圧縮ガスを供給することができる。
【００２３】
なお、上記軸方向整流翼３ａを単に軸方向に長くする（延ばす）ことで、翼ソリディティを上げ旋回成分を除去することは可能であるが、この場合には、図１に示す流路幅ｄが図１よりも狭くなってしまい、圧縮ガスの流れに悪影響を及ぼすため、採用できない。
【００２４】
図４は、追加翼３ｂの翼高Ｈを変化させたときの旋回成分、圧力損失との関係を示す図表である。
【００２５】
図４に示すように、追加翼３ｂの翼高Ｈが高いほど、旋回成分を除去できるが、圧力損失は高くなることが分かる。従って、旋回成分及び圧力損失の両者を考えると、追加翼３ｂの翼高Ｈを０．５〜０．６６程度とするのが好ましい。
【００２６】
因みに、設置する翼は３次元翼ではなく２次元翼で十分であり、従って、加工コストを低減できる。
【００２７】
以上、本発明をその実施形態に基づき具体的に説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではなく、例えば、図１及び図３に示した軸方向整流翼３に代えて、図５に示す軸方向整流翼１３を用いても良い。
【００２８】
この軸方向整流翼１３は、上記軸方向整流翼３ａの翼弦長を前述した追加翼３ｂの分まで長くし、この長くした部分のハブ側を、軸方向整流翼３とほぼ同様な形状となるようにカットして、その出口の翼高Ｈを軸方向整流翼３の追加翼３ｂの翼高Ｈと同じとしたものである。
【００２９】
このような構成の軸方向整流翼１３にあっても、その出口側の翼高Ｈが、入口側より低くされ、従って、軸方向整流翼１３のシュラウド側の翼ソリディティが、ハブ側の翼ソリディティに比して大きくされており、その結果、シュラウド側の旋回成分が十分に除去され、下流の燃焼器に均一に圧縮ガスを供給することができる。
【符号の説明】
【００３０】
３，１３…軸方向整流翼、３ｂ…追加翼、３ｘ…翼、１０…ガス通路、１００…ガスタービンエンジン、Ｈ…翼高。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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