(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つの固定の翼列（２）と、空気抽気システムと、を備えており、前記少なくとも１つの固定の翼列（２）の翼（３）が、壁（４）に取り付けられ、翼（３）の間に気流の通路（５）が形成されており、前記空気抽気システムが、前記壁（４）に形成された開口（６）によって２つの翼（３）の間の通路（５）から空気を抽気させ、前記開口（６）は、不連続であって、気流の方向（Ｅ）の縦列にて配置された複数のオリフィス（Ｏ１、Ｏ２、Ｏ３、Ｏ４）をそれぞれ備えている、圧縮機であって、
各々の開口（６）の上流オリフィス（Ｏ１）が、開口（６）の下流オリフィス（Ｏ２、Ｏ３、Ｏ４）の断面の面積よりも大きい断面積を有し、下流オリフィス（Ｏ２、Ｏ３、Ｏ４）の数および断面が、所定の抽気の吸い込みの流れに適するように調節されることを特徴とする、圧縮機。
【請求項２】
各々の開口（６）の上流オリフィス（Ｏ１）が、翼（３）の吸い込み側の付近の横方向に位置し、軸方向については翼（３）の上流端（３Ａ）から翼（３）の軸方向の長さの１０％〜３０％の間に位置する位置に対して心出しされる、請求項１に記載の圧縮機。
【請求項３】
開口（６）のオリフィス（Ｏ１、Ｏ２、Ｏ３、Ｏ４）の数および断面が、前記空気抽気システムによって生成される所定の吸い込みの流れに依存する、請求項１または２に記載の圧縮機。
【請求項４】
開口（６）のオリフィス（Ｏ１、Ｏ２、Ｏ３、Ｏ４）の数Ｎが、以下の関係
Δβ．（Ｓ／Ｃ）／（Ｎ．Ｄ）≦３００
を満足し、ここで
Δβは、翼列（２）を通過するときの流体の偏向を表わし、
Ｓ／Ｃは、翼列（２）の相対ピッチを表わし、Ｓが２つの隣り合う翼（３）の間の距離であって、Ｃが翼（３）の弦であり、
Ｄが、前記所定の吸い込みの流れを表わす、請求項３に記載の圧縮機。
【請求項５】
前記開口（６）のうちの少なくとも一部の開口（６）の上流オリフィス（Ｏ１）が、壁を貫いて、下流方向に傾斜している形状を呈している、請求項１から４のいずれか一項に記載の圧縮機。
【請求項６】
前記開口（６）のうちの少なくとも一部の開口（６）の上流オリフィス（Ｏ１）が、壁（４）を貫いて、流線型の形状（７）を呈している、請求項１から５のいずれか一項に記載の圧縮機。
【請求項７】
少なくとも１つの圧縮機と、空気抽気システムとを備えるエンジンであって、請求項１から６のいずれか一項に記載の圧縮機（１）を備えることを特徴とする、エンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、エンジンの圧縮機の分野に関し、特に空気抽気システムが組み込まれた航空機用ジェットエンジンの圧縮機に関する。
【背景技術】
【０００２】
ジェットエンジンの圧縮システム（特に、高圧圧縮機）が、エンジンの最も重要な構成部品の１つであることが知られている。ジェットエンジンの圧縮機は、いくつかの連続する圧縮段で構成され、各段が、可動の翼列（ロータ）および固定の翼列（ステータ）を備えている。
【０００３】
固定の翼列へと通過するとき、空気の方向が変えられ、速度の喪失および圧力の上昇が生じる。これらの状況において、摩擦に起因する空力的損失（拡散損失とも呼ばれる）が生じる。これらの損失は、圧縮機の性能の低下につながる。気流のチャネルの壁の近傍において、これらの損失が、壁に沿った摩擦損失と組み合わさり、さらなる大きな損失を引き起こす３Ｄの流れを形成する。
【０００４】
さらに、航空機用ジェットエンジンの場合に、主として冷却の必要性あるいはジェットエンジンまたは航空機の種々のシステムを動作させるために、高圧の空気を高圧圧縮機の内部から抽気することが一般的に知られている。
【０００５】
翼列を備える装置が、仏国特許出願公開第２１６６４９４号明細書から知られており、流体流れが通過する固定または可動の少なくとも１つの翼列を備え、この翼列が、少なくとも１つの側壁によって支持された一連の翼を備えている。２つの隣り合う翼と側壁とによって定められる各々の通路が、この側壁に形成された少なくとも１つの局所的な吸い込み口を備えており、この吸い込み口が、吸い込み口における圧力が該当の通路における局所的な流れの静圧と同程度の大きさになるように配置された吸い込み手段へと接続されている。さらに、仏国特許出願公開第２１６６４９４号明細書は、圧縮機のケーシングの壁に２つの隣り合う固定の翼の間の通路に面して形成された細長い形状を有する吸い込み口に配置された孔あきの壁を提供し、これが吸い込み速度を制限するように機能する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】仏国特許出願公開第２１６６４９４号明細書
【特許文献２】英国特許出願公開第２４０７１４２号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
充分な吸い込みを得ることを可能にする大きな通路の断面により、そのような吸い込み口は、通常は、２つの翼の間のチャネルの寸法と比べて大きな寸法を有する。したがって、このチャネルにおける圧力勾配が大きいため、局所的な流体の再循環（ｒｅｃｉｒｃｕｌａｔｉｏｎ）または排出が生じる。吸い込みと干渉するこの再循環が、気流を妨げ、空気抽気システムの効率を低下させる。したがって、この空気抽気システムは最適でなく、したがって該当のエンジンも最適でない。
【０００８】
さらに、壁に形成された不連続な開口によって２つの翼の間の通路から空気を抽気させる圧縮機が、英国特許出願公開第２４０７１４２号明細書から知られている。
【０００９】
出願人の企業は、固定の翼の壁領域における損失に関係した性能の低下を抑えることができる圧縮機を提供するという目標を設定した。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明によれば、少なくとも１つの固定の翼列と、空気抽気システムとを備えており、前記少なくとも１つの固定の翼列の翼が、壁に取り付けられ、翼の間に気流の通路が形成されており、前記空気抽気システムが、前記壁に形成された開口によって２つの翼の間の通路から空気を抽気させ、前記開口は、不連続であって、気流の方向の縦列にて配置された複数のオリフィスをそれぞれ備えている圧縮機が、各々の開口の上流オリフィスが、開口の下流オリフィスの断面の面積よりも大きい断面積を有し、下流オリフィスの数および断面が、所定の吸い込みの流れに適するように調節されることを特徴とする。
【００１１】
したがって、本発明によって提案される技術的解決策は、空気を、単一のオリフィスに代え、気流の方向の縦列にて配置された複数のオリフィスによって２つの翼の間の通路から抽気させる。吸い込みがいくつかのオリフィスに分配されることで、各々の抽気点において効率的な吸い込みが可能になる（気流の方向の逆転がない）と同時に、大きな寸法の単一の抽気（または、吸い込み）オリフィスにおいて生じると考えられる再循環が防止される。
【００１２】
したがって、本発明は、固定の翼の壁の領域における損失に関係する圧縮機の性能の低下を、注意深く配置された低モーメントの空気の抽気によって抑制することを可能にする。
【００１３】
さらに、この技術的解決策は、単一のオリフィスからの流れと同じ流れ（例えばエンジンの内部で再使用され、あるいは空機へと向けられる）を抽気させることができると同時に、翼列における二次的な損失の軽減を保証する。
【００１４】
さらに、分離（ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ）の防止という機能（上流の吸い込みにより、分離の発生を防止でき、あるいは少なくとも遅らせることができる）を有する各々の開口の上流オリフィスが、開口の下流オリフィスの断面の面積よりも大きい断面積を有する。また、好ましい方法においては、この上流オリフィスが、横方向については翼の吸い込み側（ｓｕｃｔｉｏｎ  ｓｉｄｅ）の付近に位置し、軸方向については翼の上流端から翼の軸方向の長さの１０％〜３０％の間に位置する位置に対して心出しされる。
【００１５】
さらに、開口の下流オリフィスの機能は、ひとたび分離が始まったならば、低エネルギーの流体を抽出することによって分離の強さを軽減することにある。
【００１６】
したがって、このようにしていくつかのオリフィスへと離散化され、さらに後述される特定の基準に従って確立される吸い込みが、翼列における分離の制御を可能にする。
【００１７】
さらに、上述の英国特許出願公開第２４０７１４２号明細書が、気流の方向に並んだオリフィスを提供しているものの、上述の機能（分離の防止、強さの軽減）を得ることを可能にする上流オリフィス（より大きい断面を有する）と下流オリフィス（数およびサイズを調節できる）との間の本発明による種々の特徴を具体的には記載していないことに、注意すべきである。
【００１８】
本発明の１つの特徴によれば、開口のオリフィスの数および断面が、所定の吸い込みの流れ（前記空気抽気システムによって生成される）に依存する。さらには、開口のオリフィスの数Ｎが、好ましくは以下の関係
Δβ．（Ｓ／Ｃ）／（Ｎ．Ｄ）≦３００
を満足し、ここで
Δβは、翼列を通過するときの流体の偏向を表わし、
Ｓ／Ｃは、翼列の相対ピッチを表わし、
Ｄが、前記所定の吸い込みの流れを表わす。
【００１９】
したがって、本発明の文脈において、空気抽気用の開口のオリフィスは、機能および形状に関して互いに異なっている。
【００２０】
さらに、吸い込みを改善するために、前記開口のうちの少なくとも一部の開口の上流オリフィスが、壁を貫いて、下流方向に傾斜している形状および／または流線型の形状を呈している。
【００２１】
圧縮機から抽気した空気は、その後に、エンジンシステムの冷却または通気あるいは前記エンジンを備える航空機の空気システムへの供給のために、通例の方法でマニホールドへと再注入される。空気抽気システムの特徴は、エンジンの構成および全体的な仕様に依存する。
【００２２】
さらに本発明は、上述の形式の少なくとも１つの圧縮機を備えるエンジン（特に、航空機用ジェットエンジン）に関する。
【００２３】
他の特徴および利点が、以下の説明を添付の図面と併せて検討することで、明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１Ａ】圧縮機の翼を支持する壁に形成された先行技術による空気抽気用の開口を略図の形態で示している。
【図１Ｂ】圧縮機の翼を支持する壁に形成された本発明による空気抽気用の開口を略図の形態で示している。
【図２】本発明の好ましい実施の形態の特有の特徴を略図の形態で示している。
【図３】空気抽気用の開口の上流オリフィスの特有の実施の形態を略図の形態で示している。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
本発明は、エンジンの圧縮機１に関し、特に空気抽気システムを備える航空機用ジェットエンジンの圧縮機に関する。
【００２６】
ジェットエンジンの圧縮機が、いくつかの連続する圧縮段で構成され、各々の段が、可動の翼列（ロータ）および固定の翼列２（ステータ）を備えることが知られている。
【００２７】
固定の翼列２（整流器）が、壁４に取り付けられ、壁４と一緒に気流の通路５を形成する翼３を備えている。
【００２８】
さらに、本発明において考慮されるとおりの圧縮機１は、前記壁４に形成される開口６によって２つの翼３の間の通路５から空気を抽気させる標準的な空気抽気システム（図示せず）を備える。好ましい実施の形態においては、開口６が、２つの隣り合う翼３の間の各々の通路５に設けられる。
【００２９】
図１Ａが、空気を抽気させるように設計された先行技術による開口６Ａを略図の形態で示している。この開口６Ａは、単一のオリフィスＯＡを備えている。この単一のオリフィスＯＡは、その寸法が、このオリフィスＯＡを間に位置させる２枚の翼３によって形成されるチャネルの寸法と比べて大きいように、大きな通過の断面を呈している。これらの特徴ゆえに、流体の局所的な再循環または排出が生じ、これが吸い出しと干渉し、空気抽気システムの効率およびエンジンの性能を低下させる。
【００３０】
この欠点を改善するために、本発明による圧縮機１は、図１Ｂに示されるように、空気を抽気させるように設計され、不連続であり、各々が翼３の吸い込み側に沿って気流の方向Ｅの縦列にて配置された複数のオリフィスＯ１、Ｏ２、・・・、ＯＮ（図１Ｂにおいては、Ｎが４に等しい）によってもたらされている開口６を備えている。
【００３１】
吸い込みが（単一のオリフィスにではなく）いくつかのオリフィスＯ１〜ＯＮに分配されることで、各々の抽気点において効率的な吸い込みが可能になる（気流の方向の逆転がない）と同時に、単一の大きな抽気オリフィスＯＡにおいて生じる再循環が防止される。
【００３２】
したがって、本発明は、固定の翼列２の翼３の壁の領域における損失に関係する圧縮機１の性能の低下を、注意深く配置された低モーメントの空気の抽気によって抑制することを可能にする。
【００３３】
さらに、この技術的解決策は、単一のオリフィスＯＡからの流れと同じ流れ（例えばエンジンの内部で再使用され、あるいは航空機のエンジンの場合に航空機へと向けられる）を抽気させることができると同時に、翼列２における二次的な損失の軽減を保証する。
【００３４】
さらに、気流の方向Ｅにおける各々の開口６の上流のオリフィスＯ１の機能は、上流の吸い込みによって分離を防止し、分離の発生の開始を防止し、または少なくとも遅らせることができるようにすることにあり、下流オリフィスと呼ばれる開口６の残りのオリフィスＯ２〜ＯＮの機能は、ひとたび分離が始まったならば、この部位において低エネルギーの流体を抽出することによって分離の強さを軽減することにある。
【００３５】
この目的のため、各々の開口６の上流オリフィスＯ１は、好ましくは、図２に示されているように、開口６の下流オリフィスＯ２〜ＯＮの断面の面積よりも大きい断面積を有する。
【００３６】
また、好ましい方式においては、この上流オリフィスＯ１が、気流の特異点（分離中心と呼ばれる）に吸い込みをもたらすために、翼３の吸い込み側の付近の横方向に位置し、軸方向において（すなわち、圧縮機１の軸に沿って）軸方向の翼弦の１０％〜３０％の間に位置する位置に対して心出しされる。このオリフィスＯ１の機能は、下流（中心）において生じる分離の原因である気流の一部を吸い込むことができるようにすることにある。この理由で、このオリフィスＯ１は、特有の特徴（固定された上流位置、下流オリフィスＯ２〜ＯＮよりも大きい断面、および後述のとおりに流線型にされた空気取り入れ口）を有する。
【００３７】
達成すべき流れは、通常は、エンジンの仕様および吸気によってもたらされる冷却機能に応じ、数パーセント程度である。例として、最小の吸い込み効率を保証するために１％を計画することができ、圧縮機１における最大の抽気について最大５〜６％を計画することができる。下流オリフィスＯ２〜ＯＮの数および断面は、後述のように、エンジンの機能によって必要とされる流れに応じて調節される。
【００３８】
翼３の吸い込み側に沿い、かつ離散化の基準を順守したオリフィスＯ１、Ｏ２、・・・、ＯＮの形状および配置が、同等の連続的な吸い込みスロットによってもたらされる損失の軽減と同程度の大きさの追加の空力的損失の軽減を目的とする本発明の完全な有効性を保証するために必要である。
【００３９】
オリフィスＯ１、Ｏ２、・・・、ＯＮは、種々の形状の断面を呈することができ、特に円形、矩形、または正方形の形状を呈することができる。図２の例では、矩形の断面を有するオリフィスについて、
ｓｉが、ｉ番目のオリフィスの幅を示しており、
ｃｉが、ｉ番目のオリフィスの長さを示している。
【００４０】
さらに、円形の断面の場合には、ｓｉ＝ｃｉ＝ｒｉであり、ここでｒｉは、ｉ番目のオリフィスの半径を表わす。
【００４１】
１つの特徴によれば、開口６のオリフィスＯ１、Ｏ２、・・・、ＯＮの数Ｎおよび断面積が、所定の吸い込みの流れに依存する。また、前記数Ｎが、好ましくは以下の関係
Δβ．（Ｓ／Ｃ）／（Ｎ．Ｄ）≦３００
を満足し、ここで
Δβは、翼列２を通過するときの流体の偏向を表わし、
Δβ＝β２−β１であって、β１およびβ２は、図２に示されているように、それぞれ翼３の上流端３Ａおよび下流端における一方（圧縮機１の軸）と他方（流体の流れの全体的な方向）との間の角度であり、
Ｓ／Ｃは、翼列２の相対ピッチを表わし、Ｓが、２つの隣り合う翼３の間の距離であって、Ｃが、翼３の弦であり、
Ｄが、前記所定の吸い込みの流れ（一般的には、１％〜５％の間）を表わす。
【００４２】
さらに、一特定の実施の形態においては、吸い込みを改善するという目的において乱れを防止または軽減するために、開口６の上流オリフィスＯ１が、Ｆが吸い込みの空気の流れを示している図３に示されているように、壁４を貫いて、下流方向に傾斜した形状または流線型の形状７（やはり気流の方向Ｅにおいて下流方向に傾斜している）を呈する。
【００４３】
圧縮機１から抽気した空気は、その後に、エンジンシステムの冷却または通気あるいは前記エンジンを備える航空機の空気システムへの供給のために、通例の方法でマニホールド（図示せず）へと再注入される。空気抽気システムの特徴は、エンジンの構成および全体的な仕様に依存する。
【００４４】
本発明を、必要であれば可変ピッチの段を取り除くことによってケーシングまたはハブに設置することができる。本発明は、あらゆる種類の圧縮機（低圧、高圧、民生用、軍用）およびあらゆる種類の全体的構造物（ジェットエンジン、ターボプロップ、二重反転、「オープンロータ」として知られるアンダクテッドファン）に適用可能である。
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
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【図２】
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【図３】
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