(57)【要約】【課題】航空機用ガスタービンエンジン１のエンジン効率を維持しつつ、航空機用ガスタービンエンジンの小型化及び軽量化を図ることができる。【解決手段】遠心圧縮機３１が航空機用ガスタービンエンジン１における最終段の圧縮機として用いられ、圧縮機インペラ４１の出口の手前側からディフューザ流路５３の出口側までのエリア（所定のエリア）６３が径方向ＲＤに対して軸方向ＡＤの一方側へ傾斜するように構成され、所定のエリア６３の径方向ＲＤに対する傾斜角θは、３５度以下に設定されていること。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンにおける最終段の圧縮機として用いられ、遠心力を利用して空気を圧縮する遠心圧縮機において、
内側にシュラウドを有し、前記ガスタービンエンジンのエンジン軸心と同心状に位置する圧縮機ケースと、
前記圧縮機ケース内に回転可能に設けられ、ハブ面が軸方向の一方側から放射方向に向かって延びた圧縮機ディスク、及び前記圧縮機ディスクのハブ面に周方向に間隔を置いて一体的に設けられかつ先端縁が前記圧縮機ケースの前記シュラウドに沿うように延びた複数の圧縮機動翼を備え、前記ガスタービンエンジンにおけるタービンからの回転力によって回転する圧縮機インペラと、を具備し、
前記圧縮機インペラの出口側に圧縮空気を減速させて昇圧する環状のディフューザ流路が形成され、前記ディフューザ流路の下流側に昇圧した圧縮空気を前記ガスタービンエンジンにおける燃焼器へ案内する環状のガイド流路が形成され、前記ガイド流路内に昇圧した圧縮空気を整流する複数のガイドベーンが周方向に間隔を置いて設けられ、
前記圧縮機インペラの出口の手前側から前記ディフューザ流路の出口側までのエリアが径方向に対して軸方向の一方側へ傾斜するように構成されたことを特徴とする遠心圧縮機。
【請求項２】
前記エリアの径方向に対する傾斜角が３５度以下に設定されていることを特徴とする請求項１に記載の遠心圧縮機。
【請求項３】
請求項１又は請求項２に記載の遠心圧縮機を具備したことを特徴とする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、航空機用ガスタービンエンジン又は発電用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンにおける最終段の圧縮機として用いられる遠心圧縮機等に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機用ガスタービンエンジンにおける最終段の圧縮機として用いられる遠心圧縮機の先行技術として特許文献１に示すものがあり、この先行技術に係る遠心圧縮機の構成は、次のようになる。
【０００３】
先行技術に係る遠心圧縮機は、航空機用ガスタービンエンジンのエンジン軸心と同心状に位置する圧縮機ケースを具備しており、この圧縮機ケースは、内側に、シュラウド（収容壁）を有している。そして、圧縮機ケース内には、圧縮機インペラが回転可能に設けられており、この圧縮機インペラは、航空機用ガスタービンにおけるタービンからの回転力によって回転するものである。また、圧縮機インペラは、圧縮機ディスクを備えており、この圧縮機ディスクのハブ面は、軸方向の一方側から放射方向に向かって延びている。更に、圧縮機ディスクのハブ面には、複数の圧縮機動翼が周方向に間隔を置いて一体的に設けられており、各圧縮機動翼の先端縁は、圧縮機ケースのシュラウドに沿うように延びている。
【０００４】
圧縮機インペラの出口側（直下流側）には、圧縮空気（圧縮された空気）を減速させて昇圧する環状のディフューザ流路が形成されている。また、ディフューザ流路の下流側には、昇圧した圧縮空気をガスタービンエンジンにおける燃焼器へ案内する環状のガイド流路が形成されており、このガイド流路内には、昇圧した圧縮空気を整流する複数のガイドベーンが周方向に間隔を置いて設けられている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２０１０−１５１１３４号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、近年、航空機用ガスタービンエンジンの小型化及び軽量化の要請が強く、その対策として、ガイド流路の軸長を短くして、遠心圧縮機の軸長、換言すれば、航空機用ガスタービンエンジンの軸長を短くすることが考えられる。一方、ガイド流路の軸長を短くすると、ディフューザ流路の入口側からガイド流路の出口側までの流路長さ（主流の流れ方向に沿った長さ）が短くなって、ガイド流路の出口側、換言すれば、燃焼器の入口側における圧縮空気（圧縮空気の流れ）の減速状態及び整流状態が悪化する。そのため、燃焼器の燃焼効率が低下して、航空機用ガスタービンエンジンのエンジン効率の低下を招くことになる。つまり、先行技術に係る遠心圧縮機にあっては、航空機用ガスタービンエンジンのエンジン効率を維持しつつ、航空機用ガスタービンエンジンの小型化及び軽量化を図ることが困難であるという問題がある。
【０００７】
なお、前述の問題は、航空機用ガスタービンエンジンにおける最終段の圧縮機として用いられる遠心圧縮機だけでなく、発電用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンにおける最終段の圧縮機として用いられる遠心圧縮機においても同様に生じるものである。
【０００８】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な遠心圧縮機等を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明の第１の特徴は、ガスタービンエンジンにおける最終段の圧縮機として用いられ、遠心力を利用して空気を圧縮する遠心圧縮機において、内側にシュラウド（収容壁）を有し、前記ガスタービンエンジンのエンジン軸心と同心状に位置する圧縮機ケースと、前記圧縮機ケース内に回転可能に設けられ、ハブ面が軸方向の一方側から放射方向（径方向の外側）に向かって延びた圧縮機ディスク、及び前記圧縮機ディスクのハブ面に周方向に間隔を置いて一体的に設けられかつ先端縁が前記圧縮機ケースの前記シュラウドに沿うように延びた複数の圧縮機動翼を備え、前記ガスタービンエンジンにおけるタービンからの回転力によって回転する圧縮機インペラと、を具備し、前記圧縮機インペラの出口側（直下流側）に圧縮空気（圧縮した空気）を減速させて昇圧する環状のディフューザ流路が形成され、前記ディフューザ流路の下流側に昇圧した圧縮空気を前記ガスタービンエンジンにおける燃焼器へ案内（導入）する環状のガイド流路が形成され、前記ガイド流路内に昇圧した圧縮空気を整流する複数のガイドベーンが周方向に間隔を置いて設けられ、前記圧縮機インペラの出口の手前側から前記ディフューザ流路の出口側までのエリア（所定のエリア）が径方向に対して軸方向の一方側へ傾斜するように構成されたことを要旨とする。
【００１０】
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「設けられ」とは、直接的に設けられたことの他に、別部材を介して間接的に設けられたことを含む意であって、「一体的に設けられ」とは、一体形成されたことを含む意である。また、「軸方向」とは、ガスタービンエンジンの軸方向、換言すれば、圧縮機インペラの軸方向のことをいい、「径方向」とは、ガスタービンエンジンの径方向、換言すれば、圧縮機インペラの径方向のことをいう。更に、「下流側」とは、主流の流れ方向から見て下流側のことをいう。
【００１１】
第１の特徴によると、前記タービンからの回転力によって前記圧縮機インペラを回転させることにより、前記圧縮機ケース内に取入れた空気を圧縮することができる。一方、圧縮された圧縮空気は、前記ディフューザ流路によって昇圧され、複数の前記ガイドベーンによって整流されつつ前記ガイド流路から前記燃焼器へ供給（案内）される。
【００１２】
前記エリアが径方向に対して軸方向の一方側へ傾斜するように構成されているため、前記ディフューザ流路の入口から前記ガイド流路の出口までの流路長さ（主流の流れ方向に沿った長さ）を十分に確保しつつ、前記エリアの傾斜に応じた長さだけ、前記遠心圧縮機の軸長を短くすることができる。これにより、前記ガイド流路の出口側、換言すれば、前記燃焼器の入口側における圧縮空気（圧縮空気の流れ）の減速状態及び整流状態を良好に保ちつつ、前記ガスタービンエンジンの軸長を短くすることができる。
【００１３】
前記遠心圧縮機が前記ガスタービンエンジンにおける最終段の圧縮機として用いられ、前段の圧縮機（１段目の圧縮機、２段目の圧縮機等）に比較して、比速度が低く、流路面積が小さくなっているため、前記エリアが径方向に対して軸方向の一方側へ傾斜しても、前記圧縮機インペラ内及び前記ディフューザ流路内において二次流れ又は剥離等が発生し難く、前記遠心圧縮機の圧縮性能を維持することができる。
【００１４】
本発明の第２の特徴は、ガスタービンエンジンにおいて、第１の特徴からなる遠心圧縮機を具備したことを特徴とする。
【００１５】
第２の特徴によると、第１の特徴による作用と同様の作用を奏する。
【発明の効果】
【００１６】
本発明によれば、前記遠心圧縮機の圧縮性能を維持した上で、前記燃焼器の入口側における圧縮空気の減速状態及び整流状態を良好に保ちつつ、前記ガスタービンエンジンの軸長を短くできるため、前記ガスタービンエンジンのエンジン効率を維持しつつ、前記ガスタービンエンジンの小型化及び軽量化を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】図１は、図２における矢視部Iの拡大図である。
【図２】図２は、本発明の実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジンの模式的な部分側断面図である。
【図３】図３は、本発明の実施形態の作用を説明する図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
以下、図面を参照して、本発明の実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジンにおける遠心圧縮機の周辺の構成、及び本発明の実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジンにおける遠心圧縮機の構成等について順次説明する。なお、図面に示すとおり、「ＦＦ」は、前方向、「ＦＲ」は、後方向である。
【００１９】
図２に示すように、本発明の実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン１は、燃料と圧縮空気（空気）Ａとの混合気を燃焼させて、燃焼ガスＧを生成する燃焼器３を装備している。そして、燃焼器３の構成について簡単に説明すると、次のようになる。
【００２０】
燃焼器３は、中空環状の燃焼器ケース５を具備しており、この燃焼器ケース５は、航空機用ガスタービンエンジン１のエンジン軸心１ｃと同心状に位置している。また、燃焼器ケース５内には、中空環状の燃焼器ライナ７が同心状に設けられており、この燃焼器ライナ７内には、燃料を燃焼させるための環状の燃焼室９が形成されている。
【００２１】
燃焼器ライナ７の前部（隔壁部）には、燃料を燃焼室９内に向かって噴射する複数（１つのみ図示）の燃料噴射弁１１が周方向に間隔を置いて設けられている。また、各燃料噴射弁１１には、燃料を供給するための燃料配管１３が接続されており、各燃料配管１３は、燃焼器ケース５の外側へ突出してある。そして、燃焼器ライナ７の前部における各燃料噴射弁１１の周りには、圧縮空気Ａを旋回流として燃焼室９内に導入するスワラ１５が設けられている。更に、燃焼器ケース５には、燃料に着火（点火）する複数（１つのみ図示）の点火栓１７が周方向に間隔を置いて設けられており、各点火栓１７の先端部は、燃焼室９内に位置してある。なお、図示は省略するが、燃焼器ライナ７には、二次空気としての圧縮空気Ａを導入するための複数の二次空気導入孔が貫通形成されている。
【００２２】
燃焼器３の後側（主流の流れ方向から見て下流側）には、燃焼ガスＧの膨張によって回転力を発生させる高圧タービン１９が配設されている。そして、燃焼器３の構成について簡単に説明すると、次のようになる。
【００２３】
高圧タービン１９は、筒状の高圧タービンケース２１を具備しており、この高圧タービンケース２１は、エンジン軸心１ｃと同心状に位置している。また、高圧タービンケース２１内には、燃焼器３からの燃焼ガスＧを整流する高圧タービンステータ２３が設けられており、この高圧タービンステータ２３は、周方向に等間隔に並んだ複数（１つのみ図示）の高圧タービン静翼２５を備えている。更に、高圧タービンケース２１内における高圧タービンステータ２３の後側には、高圧タービンロータ２７がエンジン軸心１ｃ周りに回転可能に設けられており、この高圧タービンロータ２７は、周方向に等間隔に並んだ複数（１つのみ図示）の高圧タービン動翼２９を備えている。
【００２４】
なお、図示は省略するが、高圧タービン１９の後側には、燃焼ガスＧの膨張によって回転力を発生させる低圧タービンが配設されている。
【００２５】
燃焼器３の前側（主流の流れ方向から見て上流側）には、遠心力を利用して空気Ａを圧縮する遠心圧縮機３１が配設されており、この遠心圧縮機３１は、航空機用ガスタービンエンジン１の最終段の圧縮機として用いられるものである。そして、遠心圧縮機３１の構成について簡単に説明すると、次のようになる。
【００２６】
遠心圧縮機３１は、圧縮機ケース３３を具備しており、この圧縮機ケース３３は、エンジン軸心１ｃと同心状に位置してあって、燃焼器ケース５に接続されている。また、圧縮機ケース３３は、内側にシュラウド（収容壁）３５ｓを有した圧縮機ケース本体３５と、この圧縮機ケース本体３５の周り（外側）に設けられた中空環状のアウターフレーム３７と、圧縮機ケース本体３５の前部とアウターフレーム３７の前部との間に連結するように設けられたサポート部材３９とを備えている。
【００２７】
圧縮機ケース本体３５内には、圧縮機インペラ４１がエンジン軸心１ｃ周りに回転可能に設けられており、この圧縮機インペラ４１は、高圧タービン１９からの回転力によって回転するものである。また、圧縮機インペラ４１は、高圧タービンロータ２７に中空の高圧タービン軸４３を介して一体的に連結した圧縮機ディスク４５を備えており、この圧縮機ディスク４５のハブ面４５ｈは、軸方向（航空機用ガスタービンエンジン１の軸方向）ＡＤの一方側（前方向）から放射方向へ延びている。更に、圧縮機ディスク４５のハブ面４５ｈには、軸長の異なる２種類の圧縮機動翼４７，４９が周方向に交互に一体的に設けられており、各圧縮機動翼４７（４９）の先端縁４７ｔ（４９ｔ）は、圧縮機ケース本体３５のシュラウド３５ｓに沿うように延びている。なお、圧縮機ディスク４５のハブ面４５ｈに軸長の異なる２種類の圧縮機動翼４７，４９が一体的に設けられる代わりに、軸長の同じ複数の圧縮機動翼（図示省略）が周方向に間隔を置いて一体的に設けられるようにしても構わない。
【００２８】
圧縮機ケース本体３５内における圧縮機インペラ４１の入口側（直上流側）には、空気を圧縮機ケース３３内に取入れるための空気取入口５１が形成されている。そして、アウターフレーム３７内における圧縮機インペラ４１の出口側（直下流側）には、圧縮空気Ａを減速させて昇圧する環状のディフューザ流路５３が形成されており、このディフューザ流路５３内には、圧縮空気Ａを整流する複数のディフューザベーン５５が周方向に間隔を置いて設けられている。また、アウターフレーム３７内におけるディフューザ流路５３の下流側には、昇圧した圧縮空気Ａを燃焼器ケース５内へ案内する環状のガイド流路５７が軸方向ＡＤに対して平行に形成されており、このガイド流路５７内には、昇圧した圧縮空気を整流する複数のガイドベーン５９が周方向に間隔を置いて設けられている。更に、アウターフレーム３７内におけるディフューザ流路５３とガイド流路５７との間には、曲がり流路６１が形成されている。なお、遠心圧縮機３１の構成から複数のディフューザベーン５５を省略したり、ガイド流路５７を軸方向ＡＤに対して傾斜させたりしても構わない。
【００２９】
そして、本発明の実施形態に係る遠心圧縮機３１にあっては、圧縮機インペラ４１の出口の手前側からディフューザ流路５３の出口側までのエリア（所定のエリア）６３が径方向ＲＤに対して軸方向ＡＤの一方側へ傾斜するように構成されている。また、所定のエリア６３の径方向ＲＤに対する傾斜角θは、３５度以下に設定されている。傾斜角θが３５度を超えると、圧縮機インペラ４１の出口の手前側における圧縮機ケース本体３５のシュラウド３５ｓ付近に剥離が生じ易くなるからである。
【００３０】
なお、図示は省略するが、遠心圧縮機３１の前側には、遠心圧縮機３１によって空気Ａを圧縮（高圧圧縮）する前に、空気Ａを圧縮（低圧圧縮）する前段の圧縮機（１段目の軸流圧縮機、２段目の軸流圧縮機等）が配設されており、前段の圧縮機における複数の圧縮機ロータは、低圧タービンからの回転力によって回転するようになっている。
【００３１】
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。
【００３２】
図示省略のスタータ装置の作動によってガイド流路５７から燃焼器ケース５内へ圧縮空気Ａが供給され、複数のスワラ１５から燃焼室９内に導入される。また、複数の燃料噴射弁１１によって燃料が燃焼室９内に向かって噴射され、複数の点火栓１７によって混合気中の燃料に着火する。すると、燃焼室９で混合気を燃焼させて、燃焼ガスＧを生成し、その燃焼ガスＧの膨張によって高圧タービン１９及び低圧タービンに回転力を発生させて、圧縮機インペラ４１及び前段の圧縮機における複数の圧縮機ロータをそれぞれ回転させることができる。これにより、前段の圧縮機によって空気Ａを圧縮（低圧圧縮）して、空気取入口５１から取入れた圧縮された空気Ａを更に圧縮（高圧圧縮）することができる。
【００３３】
一方、圧縮された圧縮空気Ａは、複数のディフューザベーン５５によって整流されつつディフューザ流路５３によって昇圧され、複数のガイドベーン５９によって整流されつつガイド流路５７から燃焼器ケース５内へ供給（案内）される。なお、圧縮された圧縮空気Ａが燃焼器ケース５内へ供給された後は、前述のように、燃焼器３、高圧タービン１９、低圧タービン、前段の圧縮機、及び遠心圧縮機３１を連続して稼働させる。
【００３４】
前述の作用の他に、所定のエリア６３が径方向ＲＤに対して軸方向ＡＤの一方側へ傾斜するように構成されているため、図３に示すように、ディフューザ流路５３の入口からガイド流路５７の出口までの流路長さ（主流の流れ方向に沿った長さ）を十分に確保しつつ、所定のエリア６３の傾斜に応じた分の長さΔＬだけ、遠心圧縮機３１の軸長を短くすることができる。これにより、ガイド流路５７の出口側、換言すれば、燃焼器３の入口側における圧縮空気Ａ（圧縮空気Ａの流れ）の減速状態及び整流状態を良好に保ちつつ、航空機用ガスタービンエンジン１の軸長を短くすることができる。なお、図３において二点鎖線で描かれた圧縮機ケース３３、ディフューザ流路５３、ガイド流路５７等は、所定のエリア６３が径方向ＲＤに対して傾斜していない状態を示している。
【００３５】
遠心圧縮機３１が航空機用ガスタービンエンジン１における最終段の圧縮機として用いられ、前段の圧縮機に比較して、比速度が低く、流路面積が小さくなっているため、所定のエリア６３が径方向ＲＤに対して軸方向ＡＤの一方側へ傾斜しても、圧縮機インペラ４１内及びディフューザ流路５３内において二次流れ又は剥離等が発生し難く、遠心圧縮機３１の圧縮性能を維持することができる。
【００３６】
従って、本発明の実施形態によれば、遠心圧縮機３１の圧縮性能を維持した上で、燃焼器３の入口側における圧縮空気Ａの減速状態及び整流状態を良好に保ちつつ、航空機用ガスタービンエンジン１の軸長を短くできるため、航空機用ガスタービンエンジン１のエンジン効率を維持しつつ、航空機用ガスタービンエンジンの小型化及び軽量化を図ることができる。
【００３７】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、例えば航空機用ガスタービンエンジン１に適用した技術的思想を発電用ガスタービンエンジン等の別のガスタービンエンジン（図示省略）に適用する等、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
【符号の説明】
【００３８】
Ａ：圧縮空気（空気）、Ｇ：燃焼ガス、ＡＤ：軸方向、ＲＤ：径方向、１：航空機用ガスタービンエンジン、１ｃ：エンジン軸心、３：燃焼器、５：燃焼器ケース、１９：高圧タービン、２３：高圧タービンステータ、２７：高圧タービンロータ、３１：遠心圧縮機、３３：圧縮機ケース、３５：圧縮機ケース本体、３５ｓ：シュラウド、３７：アウターフレーム、３９：サポート部材、４１：圧縮機インペラ、４３：高圧タービン軸、４５：圧縮機ディスク、４５ｈ：圧縮機ディスクのハブ面、４７：圧縮機動翼、４７ｔ：圧縮機動翼の先端縁、４９：圧縮機動翼、４９ｔ：圧縮機動翼の先端縁、５１：空気取入口、５３：ディフューザ流路、５５：ディフューザベーン、５７：ガイド流路、５９：ガイドベーン、６１：曲がり流路、６３：所定のエリア
【図１】
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【図２】
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【図３】
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