(57)【要約】【課題】回転機械の動翼の順序を決める方法（３００）、ロータアセンブリ（１１）、および装置（４００）を提供すること。【解決手段】ロータアセンブリが、円周上に離間して形成された複数の翼根溝（１０４）を有するディスク（４２）と、複数の翼（１００）とを備え、各動翼が翼根部（１０８）、翼端（１１０）、およびそれらの中間に翼部（１０６）を有し、動翼マップに基づいて所定の溝内に配置される。動翼マップは、翼列内の動翼それぞれの幾何学的パラメータ測定値を受け取り、各動翼の幾何学的パラメータ測定値を用いて翼列に関する形状係数を求め、翼列に関する形状係数を用いて各動翼の配列マップを決定するように構成されたコンピュータシステム（４００）によって生成される。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
円周上に離間して形成された複数の翼根溝（１０４）を備えるディスク（４２）と、それぞれが翼根部（１０８）と翼端（１１０）とそれらの中間に翼部（１０６）を有し、動翼マップに基づいて所定の溝内に配置され、前記動翼マップはコンピュータシステム（４００）によって生成される複数の動翼（１００）とを備えるロータアセンブリ（１１）であって、
前記コンピュータシステム（４００）が、
翼列内の動翼それぞれの幾何学的パラメータ測定値を受け取り（３０２）、
前記各動翼の幾何学的パラメータ測定値を用いて前記翼列に関する形状係数を求め（３０６）、
前記翼列に関する形状係数を用いて各動翼に対する配列マップを決定する（３１６）
ように構成されたことを特徴とするロータアセンブリ（１１）。
【請求項２】
前記形状係数が、受け取った幾何学的パラメータのフーリエ係数の加重平均を表すことを特徴とする請求項１記載のロータアセンブリ。
【請求項３】
前記コンピュータシステムが、
前記形状係数を所定の値より大きな値まで増加させるように前記動翼の配列を再割付けし（３１６）、
翼列内の各動翼のモーメントウェイトを求め（３１０）、
ロータのモーメントウェイトベクトル総和を求め（３１２）、
ロータのモーメントウェイトベクトル総和を所定の限界値より小さな値まで減少させるように動翼の配列を反復的に再割付けする（３１６）、
ようにさらに構成されていることを特徴とする請求項１記載のロータアセンブリ。
【請求項４】
前記複数の動翼が複合材ファン動翼であることを特徴とする請求項１記載のロータアセンブリ。
【請求項５】
前記コンピュータシステムが、各隣接する対の動翼間の少なくとも１つの寸法的差異を特定するようにさらに構成されていることを特徴とする請求項１記載のロータアセンブリ。
【請求項６】
前記コンピュータシステムが、その動翼が割り付けられているディスク溝に対応させて動翼の断面食違い角度を求めるようにさらに構成されていることを特徴とする請求項１記載のロータアセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般にガスタービンエンジンに関し、より詳細には、回転機械の動翼を配列するための方法および装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンは、航空機に推進力を与え、かつ／または陸上および海上両方の動力システムにおいて動力を発生するなど、様々な作動環境において使用される。少なくともある種の公知のガスタービンエンジンでは、エンジンに入る空気流を圧縮するファンアセンブリと高圧コンプレッサを直列流配列で有するコアエンジンを備える。燃焼器が、空気−燃料混合気に点火し、点火された混合気が次いでタービンノズルアセンブリを通って高圧および低圧タービンに向かって流される。両タービンはそれぞれ、燃焼器から出た空気流から回転エネルギーを取り出す複数の動翼を有する。
【０００３】
少なくともある種の公知のガスタービンエンジンは、半径方向外向きにそこから延びる複数のファン動翼を含むファンアセンブリを備える。通常の作動中、ガスタービンエンジンは高回転速度になることがあり、ロータの少しの不釣合でも、ロータ、軸受および／または支持構造部に振動応力を誘起し得る。時間経過と共に、そのような応力下での連続作動は、軸受、軸受支持構造部、および／またはロータ構成部品の早期故障を引き起こす。
【０００４】
さらに、少なくともある種の公知の商用ジェットエンジンのファンは、遷音速領域の動翼翼端マッハ数で作動し、マルチプルピュアトーン（ＭＰＴ）ノイズ、またはバズソーノイズと呼ばれる特性を伴って作動することになり得る。そのような騒音は、少なくとも幾枚かの動翼が、ファンディスクの円周の周りに延出する他の動翼に対して向きが異なる場合に発生する。さらに、そのような騒音は、ファン内で翼間に形状の差が存在する場合に生じ得る。その結果、ファンアセンブリ内で、動翼の音速または超音速である部分から発生する衝撃波の振幅（強度）および／または間隔が一様でなくなり得る。具体的には、ファン動翼に近い軸方向位置では、衝撃波による騒音は、一般に、ファンシャフト一回転あたりの周波数の倍数であり、ファンシャフト一回転あたりの周波数とは、シャフトが回転するとき、その上の１つの点が任意のある固定点を通過する周波数である。
【０００５】
異なる強度の衝撃波は、異なる速度で伝播し得る。したがって、衝撃波が動翼から遠ざかるにつれて互いに混じり合って、動翼通過周波数の騒音が、周波数がより低い広帯域の音に変質する。バズソーノイズは乗客にとって快、不快の問題になり得、また周辺地域の騒音レベルに悪影響を与え得る。
【０００６】
作動中のファンの不釣合およびマルチプルピュアトーンノイズを最低限に抑え易くするために、少なくともある種の公知のファンアセンブリは管理された方法で組み立てられている。たとえば、ファンロータを組み立てるのに用いることができる管理法の１つは、各ファン動翼をファンディスクの特定の各溝に割り付けるステップ含む。別の公知のファンアセンブリでは、各ファン動翼のモーメントウェイトを求め、各動翼をファンディスクの特定の溝に割り付けるのにそれを用いる。しかし、作動中のファンの不釣合および／またはマルチプルピュアトーンノイズを最低限に抑えるように、各ファン動翼をファンディスクの特定の溝に割り付けることが、エンジンの性能に悪影響を与える可能性がある。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００７】
一実施形態では、ロータアセンブリが提供される。そのロータアセンブリは、円周上に離間して配置された複数の翼根溝が形成されたディスクと、複数の動翼とを備え、各動翼は、翼根部、翼端、およびそれらの間に翼部を有し、各動翼は、動翼マップに基づいて所定の溝に配置され、動翼マップは、翼列内の動翼それぞれの幾何学的パラメータ測定値を受け取り、各動翼の幾何学的パラメータ測定値を用いてその翼列に関する形状係数を求め、翼列に関する形状係数を用いて各動翼の配列マップを求めるように構成されたコンピュータシステムによって生成する。
【０００８】
別の実施形態では、コンピュータシステムが提供される。そのコンピュータシステムは、そのロータが結合されるガスタービンエンジンの性能改善を容易にする、ガスタービンエンジンロータの動翼割付け配列を決定するための、コンピュータ読取り可能媒体に組み込まれたコンピュータプログラムを有する。性能にはエンジン出力および燃料効率の少なくとも１つが含まれる。プログラムは、翼列内の動翼それぞれの幾何学的パラメータ測定値を受け取り、次いで各動翼の幾何学的パラメータ測定値を用いて翼列に関する形状係数を求め、翼列に関する形状係数を用いてロータの配列マップを決定するコードセグメントを有する。
【０００９】
さらに別の実施形態では、回転機械中の動翼の順序を決めるコンピュータによる方法が提供される。その機械は、ロータから半径方向外向きに延びる複数の動翼を備える。その方法は、翼列中の各動翼の幾何学的パラメータの測定値を受け取り、各動翼の幾何学的パラメータ測定値を用いて翼列に対する形状係数を求め、翼列に対する形状係数を用いてロータについての配列マップを決定する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
図１は、低圧コンプレッサ１２を含むロータ１１、高圧コンプレッサ１４、および燃焼器１６を備える例示的ガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８、低圧タービン２０、排気フレーム２２、およびケーシング２４を備える。第１の軸２６は、低圧コンプレッサ１２と低圧タービン２０を結合し、第２の軸２８は、高圧コンプレッサ１４と高圧タービン１８を結合する。エンジン１０は、その上流側３４から後方へエンジン１０９の下流側３６に向かって延びる対称軸３２を有する。ロータ１１はまた、ハブ部材またはディスク４２に取り付けられた少なくとも１列の翼形状をしたファン動翼４０を含むファン３８を有する。動翼４０は、製造交差によるある程度の小さな差異があることを除き、実質的に互いに同一である。動翼４０は、互いに実質的に等角度間隔でディスク４２に結合されている。一実施形態では、ガスタービン１０は、オハイオ州シンシナチのＧｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｃｏｍｐａｎｙから販売されているＧＥ９０エンジンである。
【００１１】
作動中、空気は低圧コンプレッサ１２を通って流れ、圧縮された空気は高圧コンプレッサ１４に供給される。高圧に圧縮された空気が、燃焼器１６に送り出される。燃焼器１６からの燃焼ガス４４が、タービン１８および２０を駆動する。高圧タービン１８は、第２の軸２８および高圧コンプレッサ１４を回転させ、低圧タービン２０は、第１の軸２６および低圧コンプレッサ１２を軸３２の回りに回転させる。離陸作動中やその他のエンジン出力が比較的高い作動中など、ある種のエンジン作動中は、ファン３８は、動翼４０の外径側部分が超音速に達するような回転をする。その結果、動翼４０の超音速で回転する部分が衝撃波を発生し得、それが騒音として聞こえ得る。その騒音は、動翼通過周波数の幾多の倍音から、低くはディスク回転周波数まで広い音域に広がり得る。
【００１２】
図２は、ガスタービンエンジン１０に使用され得る例示的複合材動翼１００およびファンロータ１０２の分解組立斜視図である。円周上に離間配置された複数の動翼１００が、ダブテール溝１０４を介してファンロータ１０２によって支持されている。各動翼１００は、ダブテール翼根部１０８と翼端１１０の間に延在する翼部１０６を有し、ダブテール翼根部１０８およびダブテール溝１０４を介してファンロータ１０２によって支持されている。動翼１００は、その測定されたパラメータに基づいて特定の溝１０４にそれぞれ割り付けられた、円周上に離間配置された複数の動翼１００の代表例である。例示的実施形態では、各動翼１００は、積層された複数の複合材層（図示せず）を有する複合材翼部１０６を含む。より詳細には、各動翼１００は、第１の複数の構造的で荷重を担持する翼部層を翼部１０６に有し、第２の複数の翼根部層を翼根部１０８に有する。
【００１３】
図３は、例示的ファン動翼４０の線３−３（図１に示す）に沿った断面図である。角度１５０は、動翼４０の図示された断面位置での断面食違い角度の量を表す。一般に、角度１５０は、軸３２から対象とする断面までの半径距離に依存する。例示的実施形態では、角度１５０は、その断面での翼弦１５２とファンの対称軸３２との間で測定される。動翼４０の厚さ１５４は、動翼４０の前縁１５６の厚さを表す。前縁１５６は、ファン３８を通る空気流１５８と関係を持つ。各動翼４０は半径方向軸１６０を有する。
【００１４】
マルチプルピュアトーンノイズに影響し、またロータ、したがってエンジンの性能にも影響し得る翼設計上の因子としては、それに限定はされないが、たとえば、角度１５０の翼間の差、厚さ１５４の翼間の差、それぞれの断面での翼部翼形状の翼間の差、隣接する翼間距離のばらつきがある。ロータ周りに離間配置された動翼のこれら因子の様々な組み合わせを、ガスタービンエンジン１０のマルチプルピュアトーンノイズ特性を改善し得るようなものにすると、ガスタービンエンジン１０の推力および／または燃料効率性能に悪影響を与えることがあり、その逆もあり得る。たとえば、比較的開いている食違い角度１５０を有する２枚の動翼の間に、比較的閉じた食違い角度の動翼１５０を配置すると、比較的閉じた食違い角度１５０によって動翼の性能を向上することができ、したがってガスタービンエンジン１０の性能も向上する一方で、エンジン１０のマルチプルピュアトーンノイズ特性を増強させることになり得る。
【００１５】
動翼４０のファンロータ１０２への割付けを容易にするために、動翼マップの形状係数を定義し定量化することができる。形状係数は、受け取った、または求めた翼パラメータ、および最初の動翼マップに関する加重平均フーリエ係数を表すものとして定義することができる。たとえば、動翼が２２枚のファンロータについてのファン動翼マップは、受け取った、または求められたどの動翼パラメータに対しても１から１１個のフーリエ係数を有する。その大きさは、ファン動翼の測定された寸法的側面、およびその動翼が嵌っているディスク溝に対応する関連角度になる。
【００１６】
図４は、タービン１０（図１に示す）などの回転機械の動翼の順序を決めるのに用いることができる例示的方法３００の流れ図である。例示的実施形態では、機械は、エンジンの長手方向対称軸の回りに回転可能な、ロータ１１（図１に示す）のようなロータを有するガスタービンエンジンである。ロータは、翼が翼根部と翼端の間に半径方向にそこから延びるように動翼を受け入れるための溝を円周上に離間して備える。
【００１７】
方法３００は、１つの翼列中の各動翼の幾何学的パラメータの測定値を受け取るステップ３０２を含む。ファン動翼の幾何学的パラメータは、顧客仕様に関連する性能の専門家および／またはファン空気力学の専門家による決定に基づくことができる。幾何学的パラメータは、それに限定されないが、たとえば動翼断面食違い角度、動翼接線方向シフト、動翼厚さなどの複数の測定可能な翼パラメータであり得る。
【００１８】
各隣接する対の動翼によって、両動翼間に容積が画成される。その容積には、動翼の隣接する前縁間に延在する入口面積、および動翼の隣接する後縁間に延在する出口面積が含まれる。入口面積と出口面積との比を、動翼をロータに割り付けるのに用いる幾何学的パラメータを決定するために使用することができる。
【００１９】
動翼断面食違い角度は、動翼の中心領域を通る半径方向軸に関する動翼の少なくとも一部分の回転として定義することができる。食違い角度の軸は、動翼の半径方向中心軸からずれている場合もあるし、それと一致している場合もある。動翼接線方向シフトは、その動翼を含む翼列の回転面内における、翼端の接線方向への変位として定義することができる。動翼接線方向シフトは、動翼が半径方向からずらされた量を定量化するのに使用し、またその動翼を含む翼列の回転面内で曲げられた翼を記述するのに使用することもできる。動翼厚さは、翼端から所定の半径方向距離での動翼前縁厚さ、翼端から所定の半径方向距離での動翼後縁厚さ、および／または翼端から所定の半径方向距離での所定の中間点の翼厚さを指すことができる。幾何学的パラメータの計測値は、動翼製造者から受け取り、または動翼が受け入れられた後に製造設備で求めることができる。
【００２０】
動翼をロータディスク上に配置する前に、初期または開始動翼マップが決定される（３０４）。動翼マップは、ロータに組み込まれる各動翼に特定の溝を指示し、また動翼の組込み順序を示すことができる。初期配置は「仮想」配置であり、その配置に組み込まれた動翼を、ロータおよび動翼のコンピュータモデルを用いてシミュレートする。それに続く動翼配置の繰返しマップは、繰り返しながら所定の最終目標に到達するまでの仮想マップである。その後、最後の動翼マップが示され、かつ／またはそれを印刷することができる。
【００２１】
受け取った形状パラメータについての加重平均フーリエ係数を表す形状係数は、動翼製造者によって供給された動翼の幾何学的データから求め、または動翼受け入れ後に製造設備によって求めることができる（３０６）。たとえば、軸３２からある半径距離の動翼厚さを形状係数を求めるのに使用することができる。あるいは、受け取った幾何学的パラメータを隣接する対の動翼について組み合わせたパラメータを決定し、形状係数を求めることができる。割付順序を決定するために、動翼を取捨選択するように構成されたプロセッサおよびプログラムコードセグメントを有するコンピュータを使用することができる。具体的には、第１の動翼を、特定の溝に配置するために形状係数に基づいて選択することができる。次いで、形状係数が最大化されるように、諸動翼が繰返し再配置され得る。形状係数を最大化することによって、エンジン性能を向上させる動翼マップを生成することができる。燃料効率や推力以外の、騒音および／または振動などのエンジン特性因子に影響するその他のパラメータは減少させることが望ましいかもしれない。そのような場合、形状係数を所定の最小値より大きく保ちながら、その他のパラメータは最小化を繰り返し試みることができる。これらのパラメータを最小化する処理を行っている間、コンピュータシステムは中間の動翼割付け配列を作成しディスプレイおよび／または出力して、ユーザに対し、割付の進行に関する追加入力および／または決定を促すことができる。次いで、コンピュータシステムは、出来上がった動翼マップを表示し、選択過程の詳細な記録を作成する。さらに、動翼パラメータの手入力および動翼マップの再計算がサポートされている。
【００２２】
翼列中の各動翼のモーメントウェイトを求め（３１０）、ロータのモーメントウェイトベクトル和も求める（３１２）ことができる。モーメントウェイトは、モーメントウェイトを測定するように設計された装置中に、動翼を翼根部で水平に支持することによって求めることができる。モーメントウェイトは、動翼の総重量のみに基づくのではなく、翼根部と翼端の間に延びる半径方向距離に沿った動翼の重量分布にも基づく。回転機械では、ロータの周囲に離間配置された各動翼のモーメントウェイトの不均一な分布が、ロータの釣合い状態に影響する。
【００２３】
形状係数およびモーメントウェイトベクトル総和に対する閾値が決定される（３１４）。閾値は、図面、あるいはその他の技術または管理文書に含まれている技術または設計要求から決定することができる。動翼の初期配列は、形状係数を所定の形状係数閾値より大きな値まで増加させるように、かつモーメントウェイトベクトル総和を所定のモーメントウェイトベクトル総和の閾値より小さな値まで減少させるように、繰返し再割付けされる（３１６）。ロータの形状係数値およびモーメントウェイトベクトル総和が、それぞれの所定の閾値によって設定される限界内の値を満足する（３１８）するとき、最後の動翼配列マップを表示および／または出力（３２０）することができる。
【００２４】
図５は、動翼割付けコンピュータシステム４００の簡略ブロック図である。本明細書で使用される用語「コンピュータ」は、マイクロコントローラを用いるシステムを含むすべてのプロセッサベースまたはマイクロプロセッサベースのシステム、ＲＩＳＣ（縮小命令セット回路）、ＡＳＩＣ（特定用途向け集積回路）、論理回路、および本明細書に記載された機能を発揮することが可能な他の全ての回路またはプロセッサを含む。上記の例は単に例示的なものであり、したがって、用語「コンピュータ」の定義および／または意味を決して限定するものではない。コンピュータシステム４００は、データ記憶用のディスク記憶装置４１３を有するサーバシステム４１２、サーバシステム４１２に接続されたクライアントシステム４１４とも呼ばれる複数のクライアントサブシステムを有する。一実施形態では、クライアントシステム４１４は、ウェブブラウザを有するコンピュータであり、サーバシステム４１２は、インターネットを介してクライアントシステム４１４にアクセス可能になっている。クライアントシステム４１４は、ＬＡＮ（構内通信網）またはＷＡＮ（広域通信網）などの回線網、ダイアルイン接続、ケーブルモデム、および格段に高速なＩＳＤＮ回線を含む多様なインターフェースを介してインターネットに相互接続されている。クライアントシステム４１４は、インターネット電話、ＰＤＡ（携帯情報端末）、またはその他のインターネットに接続可能なインターネットベースの機器を含むインターネットに接続可能な全ての装置であり得る。データベースサーバ４１６は、エンジン構成部品に関する情報を含むデータベース４１８に接続されている。一実施形態では、集中管理方式のデータベース４１８は、サーバシステム４１２に格納され、クライアントシステム４１４の１つで必要が生じたユーザは、そのクライアントシステム４１４を介してサーバシステム４１２にログオンすることによってアクセスすることができる。別の実施形態では、データベース４１８は、サーバシステム４１２から離れて格納されており、集中管理されていなくてもよい。
【００２５】
上記に、ガスタービンエンジンの性能の改善を容易にするシステムおよび方法の実施形態例を詳細に記載した。本明細書に記載されたシステムおよび方法の技術的効果には、エンジンの推力および／または燃料効率の全体性能が改善されるように、形状パラメータとモーメントウェイトが求められた動翼をガスタービンエンジンロータに繰返し式に割付けることが含まれる。
【００２６】
上記の動翼割付けシステムは、ガスタービンエンジンファンの性能を改善することによりガスタービンエンジンの全体性能を向上させる動翼マップを決定するために使用することができる、費用効果が高く、信頼性が高い方法およびシステムである。方法はまた、ロータのモーメントウェイトベクトル総和を所定の閾値より小さな値まで減少させるように動翼の再割付けを繰り返し行う。各システムは、各動翼の幾何学的パラメータ測定値およびモーメントウェイト値を受け取り、動翼のロータ上への初期配置を決定し、ロータの形状係数を繰返し式に増加させ、かつロータのモーメントウェイトベクトル総和を繰返し式に減少させることに基づいて動翼マップを生成するように構成されている。したがって、動翼割付け方法およびシステムは、機械、特にガスタービンエンジンの組立、運転、保守を、費用効果的で信頼性高く行い易くする。
【００２７】
動翼割付け方法およびシステム構成要素の例示的実施形態を上に詳細に記載してきた。構成要素は、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるのではなく、各システムの構成要素は、本明細書に記載されている他の構成要素から独立して個別に用いることができる。動翼割付けシステムの各構成要素は、動翼割付けシステムの他の構成要素と組み合わせて用いることもできる。
【００２８】
本発明を様々な特定の実施形態によって記述してきたが、特許請求の範囲の精神および範囲内で変更を加えることによって本発明を実施することができることが当業者には理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】例示的ガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンに使用することができる例示的ファンロータおよび動翼アセンブリの分解組立斜視図である。
【図３】図１に示す線３−３に沿った例示的ファン動翼の断面図である。
【図４】図１に示すタービンエンジンなどの回転機械の動翼を配列する例示的方法を示す流れ図である。
【図５】例示的動翼割付けコンピュータシステムの簡単なブロック図である。
【符号の説明】
【００３０】
１０  ガスタービンエンジン
１１  ロータ
１２  低圧コンプレッサ
１４  高圧コンプレッサ
１６  燃焼器
１８  高圧タービン
２０  低圧タービン
２２  排気フレーム
２４  ケーシング
２６  第１の軸
２８  第２の軸
３２  対称軸
３４  上流側
３６  下流側
３８  ファン
４０  動翼
４２  ディスク
４４  燃焼ガス
１００  複合材動翼
１０２  ファンロータ
１０４  ダブテール溝、翼根溝
１０６  翼部
１０８  翼根部
１１０  翼端
１５０  食違い角度
１５２  翼弦
１５４  厚さ
１５６  前縁
１５８  空気流
１６０  半径方向軸
３００  方法
４００  コンピュータシステム
４１２  サーバシステム
４１３  ディスク記憶装置
４１４  クライアントシステム
４１６  データベースサーバ
４１８  データベース
【図１】
2006194246.tif 000003
【図２】
2006194246.tif 000004
【図３】
2006194246.tif 000005
【図４】
2006194246.tif 000006
【図５】
2006194246.tif 000007
【外国語明細書】
2006194246000001.pdf