(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン軸を中心として環状にタービン翼が複数配列されて形成されるタービン翼列と、前記タービン翼に対して冷却空気を供給する冷却空気供給部とを備えるガスタービンエンジンであって、
前記タービン翼が立設される基準面に連続すると共に当該タービン翼列の上流側に位置する流路面は、
前記タービン軸方向から見て前記タービン翼の前縁に重なる領域の少なくとも一部であって前記基準面に対して窪む窪み領域と、
前記タービン軸方向から見て前記タービン翼の前縁間に位置する領域の少なくとも一部であって前記基準面に対して突出する突出領域と
を有し、
前記タービン軸を中心とする周方向にて、前記窪み領域の幅が前記突出領域の幅よりも大きい
ことを特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記タービン軸方向から見た前記窪み領域による前記基準面からの窪み面積と、前記タービン軸方向から見た前記突出領域による前記基準面からの突出面積とが等しく設定されている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。
【請求項３】
前記タービン翼は、タービン静翼であることを特徴とする請求項１または２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ものである。
【背景技術】
【０００２】
ジェットエンジン等のガスタービンエンジンは、タービン軸を中心として環状に複数配列されるタービン翼（タービン動翼やタービン静翼）によって構成されるタービン翼列を備えている。
そして、特許文献１や特許文献２に示すように、各タービン翼は、タービン軸を中心とする環状に形状設定されたエンドウォールに対して固定されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００９−１９１６５６号公報
【特許文献２】特開２００９−１７４３３０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ところで、タービン翼やエンドウォールは、高温の燃焼ガスに晒されることから高い耐熱性能を要求される。そこで、要求される耐熱性能を満足させるために、タービン翼及びエンドウォールを冷却する方法が提案されている。
具体的には、このような方法の一つとして、冷却空気をタービン翼の上流側に供給し、エンドウォールの表面に沿って流すことで、エンドウォールの表面をフィルム冷却する方法が提案されている。
【０００５】
しかしながら、タービン翼の上流側におけるエンドウォール表面の静圧分布は、タービン翼が存在することに起因して均一ではなくなる。つまり、タービン翼の上流側においては、タービン軸を中心とする周方向における静圧分布が不均一となる。
このため、タービン翼の上流側において冷却空気の流れやすい領域と流れ難い領域とが存在することとなり、冷却膜（冷却空気の層）の厚みが不均一となる。
この結果、タービン翼の上流側においてエンドウォール表面の温度が不均一となって温度が高い領域が発生し、流路面における冷却効率のばらつきが大きくなる。
【０００６】
供給する冷却空気の流量は、上述の冷却空気が流れ難く冷却膜が薄い領域において耐熱性能が満足されるように設定する必要がある。このため、流路面における冷却効率のばらつきが大きい場合には、冷却空気が流れ難い領域への冷却空気の供給量を耐熱性能が満足される流量とすることに付随し、元々冷却空気が流れやすい領域への冷却空気の供給量が耐熱性能を満足するために必要される量に対して過多となってしまう。
この結果、全体としての冷却空気の供給量が増加し、ガスタービンエンジンの性能低下を招くこととなる。
【０００７】
本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、タービン翼列の上流側の流路面に対して冷却空気を供給するガスタービンエンジンにおいて、流路面における冷却効率の均一化を図ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明は、上記課題を解決するための手段として、以下の構成を採用する。
【０００９】
第１の発明は、タービン軸を中心として環状にタービン翼が複数配列されて形成されるタービン翼列と、上記タービン翼に対して冷却空気を供給する冷却空気供給部とを備えるガスタービンエンジンであって、上記タービン翼が立設される基準面に連続すると共に当該タービン翼列の上流側に位置する流路面が、上記タービン軸方向から見て上記タービン翼の前縁に重なる領域の少なくとも一部であって上記基準面に対して窪む窪み領域と、上記タービン軸方向から見て上記タービン翼の前縁間に位置する領域の少なくとも一部であって上記基準面に対して突出する突出領域とを有するという構成を採用する。
【００１０】
第２の発明は、上記第１の発明において、上記タービン軸方向から見た上記窪み領域による上記基準面からの窪み面積と、上記タービン軸方向から見た上記突出領域による上記基準面からの突出面積とが等しく設定されているという構成を採用する。
【００１１】
第３の発明は、上記第１または第２の発明において、上記タービン翼が、タービン静翼であるという構成を採用する。
【発明の効果】
【００１２】
タービン翼列の形成領域に連続すると共に当該タービン翼列の上流側に位置する流路面（以下、タービン翼列の上流側流路面と称する）をタービン翼列の形成領域（タービン翼が立設される基準面）に対して窪ませた場合には、タービン翼が存在することに起因する静圧の上昇を抑制することができる。
【００１３】
そして、本発明においては、タービン軸方向から見てタービン翼の前縁に重なる領域の少なくとも一部がタービン翼が立設される基準面に対して窪む窪み領域とされている。
タービン軸方向から見てタービン翼の前縁に重なる領域は、窪み領域を形成しない場合には、タービン翼が存在することによって静圧が上昇する領域である。このため、本発明によれば、窪み領域によって、本来であれば大きく静圧が上昇する領域の静圧の上昇を抑制することができる。
したがって、本発明によれば、タービン軸を中心とする周方向の静圧分布を均一化することができ、冷却空気供給部から供給される冷却空気の層（以下、冷却膜と称する）の厚みを均一化することができる。
この結果、本発明によれば、タービン翼列の上流側流路面に温度が高い領域が発生することを抑制されて、流路面における冷却効率の均一化が図られる。よって、全体としての冷却空気の供給量を減少させ、ガスタービンエンジンの性能向上を図ることが可能となる。
【００１４】
ただし、上述の窪み領域では流路面が流路面積の広がる方向に変位することとなるため、タービン翼列の上流側の流路面積が増大することとなり、タービン翼列上流側の空力性能の変動に繋がる。
これに対し、本発明は、タービン軸方向から見てタービン翼の前縁間に位置する領域の少なくとも一部であってタービン翼が立設される基準面に対して突出する突出領域を有している。
このため、本発明では、突出領域では流路面が流路面積の狭まる方向に変位し、窪み領域による流路面積の増大と合わせて、タービン翼列の上流側の流路面積全体が変化することを抑制することができる。
したがって、本発明によれば、空力性能の変動を抑えつつ、流路面における冷却効率の均一化を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】本発明の一実施形態におけるジェットエンジンの概略構成を模式的に示す断面図である。
【図２】本発明の一実施形態におけるジェットエンジンが備えるタービン静翼列の一部を含む拡大斜視図である。
【図３】本発明の一実施形態におけるジェットエンジンが備える窪み領域と突出領域とを示す模式図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
以下、図面を参照して、本発明に係るガスタービンエンジンの一実施形態について説明する。なお、以下の図面においては、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。また、以下の説明においては、ガスタービンエンジンの一例として、２軸のジェットエンジンを挙げて説明を行う。
【００１７】
図１は、本実施形態のジェットエンジンＳ１の概略構成を模式的に示す断面図である。この図に示すように、本実施形態のジェットエンジンＳ１は、アウターカウル１と、インナーカウル２と、ファン３と、低圧圧縮機４と、高圧圧縮機５と、燃焼器６と、高圧タービン７と、低圧タービン８と、シャフト９と、主ノズル１０と、冷却空気供給部１１とを備えている。
【００１８】
アウターカウル１は、ジェットエンジンＳ１のなかで上流側に配置された円筒形部材であり、空気の流れ方向の上流端及び下流端が開口端とされ、上流端が空気取込口として機能するものである。
そして、アウターカウル１は、図１に示すように、その内部にインナーカウル２の上流側及びファン３を収容している。
【００１９】
インナーカウル２は、アウターカウル１よりも小径の円筒形部材であり、アウターカウル１と同様に、空気の流れ方向の上流端及び下流端が開口端とされている。
このインナーカウル２は、ジェットエンジンＳ１の主要部である低圧圧縮機４と、高圧圧縮機５と、燃焼器６と、高圧タービン７と、低圧タービン８と、シャフト９と、主ノズル１０等を内部に収容している。
【００２０】
なお、インナーカウル２の内部は、アウターカウル１に取込まれた空気の一部及び燃焼器６で生成される高温ガスが通る流路（以下、コア流路１２と称する）とされている。
また、図１に示すように、アウターカウル１とインナーカウル２とは、空気の流れ方向から見て同心円状に配置されており、隙間を空けて配置されている。そして、アウターカウル１とインナーカウル２との隙間は、アウターカウル１内に取込まれた空気のうち、コア流路１２に流れこまない残部を外部に排出するバイパス流路１３とされている。
また、アウターカウル１及びインナーカウル２は、不図示のパイロンにより航空機の機体に取り付けられている。
【００２１】
ファン３は、アウターカウル１内に流れ込む空気流を形成するものであり、シャフト９に固定されるファン動翼３ａと、バイパス流路１３に配置されるファン静翼３ｂとを備えている。
なお、後に詳説するシャフト９は、空気の流れ方向から見て、半径方向に２つに分割されている。より詳細には、シャフト９は、芯部である中実の第１シャフト９ａと、第１シャフト９ａを囲って外側に配置される中空の第２シャフト９ｂとによって構成されている。ファン動翼３ａは、シャフト９の第１シャフト９ａに固定されている。
【００２２】
低圧圧縮機４は、高圧圧縮機５よりも上流側に配置されており、ファン３によってコア流路１２に送り込まれた空気を圧縮するものである。
この低圧圧縮機４は、シャフト９の第１シャフト９ａに固定される動翼４ａと、インナーカウル２の内壁に固定される静翼４ｂとを備えている。
【００２３】
高圧圧縮機５は、図１に示すように、低圧圧縮機４よりも下流側に配置されており、低圧圧縮機４から送り込まれた空気をさらに高圧に圧縮するものである。
この高圧圧縮機５は、シャフト９の第２シャフト９ｂに固定される動翼５ａと、インナーカウル２の内壁に固定される静翼５ｂとを備えている。
なお、低圧圧縮機４と同様に、動翼５ａは、環状に等間隔で複数配列されて１つの動翼列を構成している。また、静翼５ｂも環状に等間隔で複数配列されて１つの静翼列を構成している。そして、空気の流れ方向において、静翼列と動翼列とが交互に複数配置されている。
【００２４】
燃焼器６は、高圧圧縮機５の下流側に配置されており、高圧圧縮機５から送り込まれる圧縮空気と、不図示のインジェクタから供給される燃料との混合気を燃焼することによって高温ガスを生成するものである。
【００２５】
高圧タービン７は、燃焼器６の下流側に配置されており、燃焼器６から排出される高温ガスから回転動力を回収するものである。
この高圧タービン７は、シャフト９の第２シャフト９ｂに固定される複数のタービン動翼７ａと、コア流路１２に固定される複数のタービン静翼７ｂとを備えており、タービン静翼７ｂに整流された高温ガスをタービン動翼７ａで受けて第２シャフト９ｂを回転駆動する。
【００２６】
そして、本実施形態においては、高圧タービン７が備えるタービン静翼７ｂが本発明のタービン翼に相当する。このタービン静翼７ｂは、タービン軸Ｌ（図１参照）を中心として環状に複数配列されており、タービン静翼列２０を形成している。つまり、本実施形態においては、タービン静翼列２０は、タービン軸Ｌを中心として環状にタービン静翼７ｂが複数配列されて形成されている。
【００２７】
図２は、タービン静翼列２０の一部を含む斜視図である。この図に示すように、タービン静翼７ｂは、ハブ側（タービン軸Ｌ側）の端部が内側エンドウォール３０に固定され、チップ側（タービン軸Ｌから遠い側）の端部が外側エンドウォール４０に固定されている。
内側エンドウォール３０と外側エンドウォール４０は、タービン軸Ｌ方向において、タービン静翼７ｂの前後に張り出す長さを有しており、タービン静翼７ｂの上流側及び下流側に、燃焼器６から排出される高温ガスの流路を形成している。
【００２８】
そして、本実施形態においては、内側エンドウォール３０の表面の一部であって、タービン軸Ｌ方向においてタービン静翼列２０の上流側に位置する流路面（以下、上流側流路面３１と称する）は、図３の模式図に示すように、窪み領域３１ａと突出領域３１ｂとを有している。
【００２９】
窪み領域３１ａは、タービン軸Ｌ方向から見てタービン静翼７ｂの前縁７ｂ１に重なる領域の一部に設けられており、タービン静翼７ｂが立設される基準面３２に対して窪む領域である。
なお、窪み領域３１ａでは、内側エンドウォール３０の表面が基準面３２よりもタービン軸Ｌ側に変位することで窪みが形成されている。
【００３０】
また、ここで言う基準面３２とは、タービン静翼７ｂが主として支えられる面であり、図２に示すように、タービン静翼７ｂ（タービン翼）のコード長方向において、少なくとも後縁側の半分（前縁と後縁との間の中間位置から後縁まで）が形成される内側エンドウォール３０の表面を意味している。
この基準面３２は、仮に、窪み領域３１ａ及び突出領域３１ｂが存在しないとすると、当該領域における内側エンドウォール３０の表面が存在する面である。
【００３１】
突出領域３１ｂは、タービン軸Ｌ方向から見てタービン静翼７の前縁７ｂ１間に位置する領域の一部に設けられており、基準面３２に対して突出する領域である。
なお、突出領域３１ｂでは、内側エンドウォール３０の表面が基準面３２よりもタービン軸Ｌと反対側に変位することで突出部が形成されている。
【００３２】
つまり、本実施形態においては、窪み領域３１ａと突出領域３１ｂとがタービン静翼７ｂの配列ピッチと同ピッチで繰り返し設けられており、これによって上流側流路面３１が図３の模式図に示すように、タービン軸Ｌを中心とする周方向に波打った形状を有している。
そして、本実施形態においては、図３に示すように、タービン軸Ｌ方向から見た窪み領域３１ａによる基準面３２からの窪み面積Ｒａと、タービン軸Ｌ方向から見た突出領域３１ｂによる基準面３２からの突出面積Ｒｂとが等しく設定されている。
つまり、窪み面積Ｒａの総和と突出面積Ｒｂの総和とが等しくなるように、窪み領域３１ａの窪み量と突出領域３１ｂの突出量が設定されている。
【００３３】
図１に戻り、低圧タービン８は、高圧タービン７の下流側に配置されており、高圧タービン７を通過した高温ガスからさらに回転動力を回収するものである。
この低圧タービン８は、シャフト９の第１シャフト９ａに固定される複数のタービン動翼８ａと、コア流路１２に固定される複数のタービン静翼８ｂとを備えており、タービン静翼８ｂによって整流された高温ガスをタービン動翼８ａで受けて第１シャフト９ａを回転駆動する。
【００３４】
シャフト９は、空気の流れ方向に向いて配置される棒状部材であり、タービン（高圧タービン７及び低圧タービン８）にて回収された回転動力をファン３及び圧縮機（低圧圧縮機４及び高圧圧縮機５）に伝達するものである。
このシャフト９は、上述のように、半径方向に分割されて、第１シャフト９ａと、第２シャフト９ｂとによって構成されている。
そして、第１シャフト９ａは、上流側にファン３のファン動翼３ａ及び低圧圧縮機４の動翼４ａが取り付けられ、下流側に低圧タービン８のタービン動翼８ａが取り付けられている。
また、第２シャフト９ｂは、上流側に高圧圧縮機５の動翼５ａが取り付けられ、下流側に高圧タービン７のタービン動翼７ａが取り付けられている。
【００３５】
主ノズル１０は、低圧タービン８のさらに下流側に設けられると共に、ジェットエンジンＳ１の後方に向けて低圧タービン８を通過した高温ガスを噴射するものである。
そして、この主ノズル１０から高温ガスが噴射される際の反作用によってジェットエンジンＳ１の推力が得られる。
【００３６】
冷却空気供給部１１は、高圧圧縮機５で生成された圧縮空気を抽気し、この抽気した圧縮空気を冷却空気として、内側エンドウォール３０の上流側端部からタービン静翼７ｂに向けて供給する。
なお、冷却空気供給部１１は、低圧圧縮機４で生成された圧縮機を抽気し、この抽気した圧縮空気を冷却空気として、内側エンドウォール３０の上流側端部からタービン静翼７ｂに向けて供給するように構成されていても良い。
【００３７】
このような構成を有する本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、定常状態では、ファン３の駆動によってアウターカウル１内に空気が取込まれ、その一部がコア流路１３に流入する。
そして、コア流路１３に流入した空気は、低圧圧縮機４及び高圧圧縮機５によって順次圧縮され、燃焼器６に供給される。
燃焼器６に供給された圧縮空気は、燃料と混合されて混合気とされる。そして、当該混合気が燃焼器６によって燃焼されることによって高温ガスが生成される。
燃焼器６において生成された高温ガスは、高圧タービン７及び低圧タービン８を通過して主ノズル１０からジェットエンジンＳ１の後方に噴射される。これによって推進力が得られる。
【００３８】
なお、高温ガスが高圧タービン７を通過する際に、高圧タービン７によって回転動力が回収され、第２シャフト９ｂを介して高圧圧縮機５の動翼５ａが回転駆動される。
また、高温ガスが低圧タービン８を通過する際に、低圧タービン８によって回転動力が回収され、第１シャフト９ａを介してファン３のファン動翼３ａ及び低圧圧縮機４の動翼４ａが回転駆動される。
【００３９】
以上のような本実施形態のジェットエンジンＳ１は、上流側流路面３１にて、タービン軸Ｌ方向から見てタービン静翼７ｂの前縁に重なる領域の少なくとも一部が基準面３２に対して窪む窪み領域３１ａを有している。
上流側流路面３１を基準面３２に対して窪ませた場合には、タービン静翼７ｂが存在することに起因する静圧の上昇を抑制することができる。そして、タービン軸Ｌ方向から見てタービン静翼７ｂの前縁７ｂ１に重なる領域は、窪み領域３１ａを形成しない場合には、タービン静翼７ｂが存在することによって静圧が上昇する領域である。
このため、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、窪み領域３１ａによって、本来であれば大きく静圧が上昇する領域の静圧の上昇を抑制することができる。
したがって、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、タービン軸Ｌを中心とする周方向の静圧分布を均一化することができ、冷却空気供給部１１から供給される冷却空気によって形成される冷却膜の厚みを均一化することができる。
この結果、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、上流側流路面３１に温度が高い領域が発生することを抑制されて、流路面における冷却効率の均一化を図ることができる。よって、全体としての冷却空気の供給量を減少させ、ジェットエンジンＳ１の性能向上を図ることが可能となる。
【００４０】
また、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、上流側流路面３１にて、タービン軸方向から見てタービン静翼７ｂの前縁７ｂ１間に位置する領域の少なくとも一部が基準面３２に対して突出する突出領域３１ｂを有している。
このため、本実施形態のジェットエンジンＳ１では、突出領域３１ｂでは流路面が流路面積の狭まる方向に変位し、窪み領域３１ａによる流路面積の増大と合わせて、タービン静翼列２０の上流側の流路面積全体が変化することを抑制することができる。
なお、本実施形態においては、タービン軸Ｌ方向から見た窪み領域３１ａによる基準面３２からの窪み面積Ｒａと、タービン軸Ｌ方向から見た突出領域３１ｂによる基準面３２からの突出面積Ｒｂとが等しく設定されている。このため、窪み領域３１ａ及び突出領域３１ｂを設けることによってタービン静翼列２０の上流側の流路面積全体が変化しないように構成されている。
したがって、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、空力性能の変動を抑えつつ、流路面における冷却効率の均一化を図ることができる。
【００４１】
以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明は、上記実施形態に限定されないことは言うまでもない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の趣旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。
【００４２】
例えば、上記実施形態においては、タービン静翼７ｂを本発明のタービン翼とし、内側エンドウォール３０の表面を本発明における基準面に連続すると共にタービン翼列の上流側に位置する流路面とする構成について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、本発明のタービン翼をタービン動翼７ａとし、本発明における基準面に連続すると共にタービン翼列の上流側に位置する流路面をタービン動翼７ａが固定されるハブの表面とする構成を採用することも可能である。
つまり、本発明を適用して、タービン動翼７ａによって形成されるタービン動翼列の上流側流路面に窪み領域と突出領域を設ける構成を採用することも可能である。
【００４３】
この他、例えば、本発明では、外側エンドウォール４０の上流側流路面に窪み領域と突出領域を設ける構成を採用することも可能である。
また、本発明では、低圧タービン８のタービン静翼列の上流側流路面あるいはタービン動翼列の上流側流路面に窪み領域と突出領域を設ける構成を採用することも可能である。
【００４４】
また、上記実施形態における窪み領域３１ａ及び突出領域３１ｂの形状は一例であり、内側エンドウォール３０の加工限界や空力性能を考慮して適宜設定することが可能である。
【符号の説明】
【００４５】
Ｓ１……ジェットエンジン（ガスタービンエンジン）、７ｂ……タービン静翼（タービン翼）、７ｂ１……前縁、１１……冷却空気供給部、２０……タービン静翼列（タービン翼列）、３０……内側エンドウォール、３１……上流側流路面、３１ａ……窪み領域、３１ｂ……突出領域、３２……基準面、Ｒａ……窪み面積、Ｒｂ……突出面積
【図１】
0005842382.tif 000002
【図２】
0005842382.tif 000003
【図３】
0005842382.tif 000004