(57)【要約】【課題】      ターボファンエンジンの効率を向上させ且つ燃料消費を減少させる。【解決手段】  ターボファンエンジン（１０）は、直列流体連通状態で接合されたファン（１４）、圧縮機（１８）、燃焼器（２０）、高圧タービン（２２）及び低圧タービン（２４）を含む。高圧タービン（２２）は２段の回転子ブレード（４６）を含み、対応する出口渦巻を回転子ブレードより排出される燃焼ガス中に発生させる。移行ダクト（５０）はフェアリングを含み、フェアリングはプラットフォーム（５４、５６）の間に延出し、燃焼ガスを対応する渦巻を伴って低圧タービン（２４）へ誘導する。低圧タービン（２４）の第１段目回転子ブレード（６６）は、逆方向に回転するように、高圧タービン（２２）の回転子ブレード（４６）とは逆向きに配置される。【選択図】      図３
2006342802.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボファンエンジン（１０）であって、
ファン（１４）と、圧縮機（１８）と、燃焼器（２０）と、高圧タービン（２２）と、多段低圧タービン（２４）と、前記高圧タービン（２２）と前記低圧タービン（２４）との間に配置される移行ダクト（５０）と、を有し、
前記ファン（１４）、前記圧縮機（１８）、前記燃焼器（２０）、前記高圧タービン（２２）、及び前記多段低圧タービン（２４）は直列流体連通状態で配置されて前記ファン（１４）及び圧縮機（１８）において空気（４２）を順次圧縮し、前記高圧タービン（２２）及び前記低圧タービン（２４）においてエネルギーが抽出される燃焼ガス（４４）を前記燃焼器（２０）内で生成し、
前記圧縮機（１８）は第１の回転子（２６）により前記高圧タービン（２２）に接合され、前記ファン（１４）は第２の回転子（２８）により前記低圧タービン（２４）に接合され、
前記高圧タービン（２２）は、第２段目高圧ブレード（４６）を持つ、前記第１の回転子（２６）に接合する２段の高圧回転子ブレード（４６）を含み、
前記第２段目高圧ブレード（４６）は鋭角のねじり角度を有し、前記第２段目高圧ブレード（４６）から排出される前記燃焼ガス（４４）中に対応する鋭角の出口渦巻を発生させ、
前記移行ダクト（５０）はフェアリング（５２）の列を含み、
前記フェアリング（５２）の列は半径方向外側に傾斜した外側プラットフォーム及び内側プラットフォーム（５４、５６）の間のスパンで半径方向に延出し、前記燃焼ガス（４４）を対応する鋭角の渦巻を伴って前記高圧タービン（２２）から前記低圧タービン（２４）へ誘導し、
前記低圧タービン（２４）は、前記移行ダクト（５０）に連続し且つ前記第２段目高圧ブレード（４６）より半径方向高さが高い第１段目低圧ノズル（５８）を含み、外側バンド及び内側バンド（６２、６４）の間のスパンで半径方向に延出する、前記第２の回転子（２８）に接合する第１段目低圧ブレード（６６）の列が後ろに続く第１段目低圧羽根（６０）の列を有し、
前記低圧ブレード（６６）が、前記第１の回転子及び第２の回転子（２６、２８）を互いに逆方向に回転させるため、前記高圧ブレード（４６）とは逆向きに配置される、ターボファンエンジン（１０）。
【請求項２】
前記フェアリング（５２）は、複数の前縁部および該複数の前縁部間の一括入口流域と、複数の後縁部および該複数の後縁部間の一括出口流域と、を有し；
前記フェアリングの前記後縁部は、前記前縁部より半径方向高さが高く、前記出口流域が前記入口流域より大きくなることで前記高圧タービン（２２）と前記低圧タービン（２４）との間の前記燃焼ガス（４４）の渦巻が増加するように、半径方向スパンに延出する、請求項１記載のエンジン。
【請求項３】
前記フェアリング（５２）は鋭角のねじり角度を有し、前記第１段目低圧羽根（６０）は前記第２段目高圧ブレード（４６）の前記ねじり角度に対応する方向の鋭角のねじり角度を有し；
前記第１段目低圧ブレード（６６）は、前記第１の回転子及び第２の回転子（２６、２８）を互いに逆方向に回転させるため、前記第１段目低圧羽根（６０）とは逆方向の鋭角のねじり角度を有する請求項２記載のエンジン。
【請求項４】
前記高圧タービン（２２）と前記低圧タービン（２４）との間に配置され、前記フェアリング（５２）のうち対応するフェアリングを貫通して半径方向に延出する複数の支柱（７０）を含む中間フレーム（６８）を更に具備し、前記フェアリング（５２）は前記支柱（７０）において幅広く、前記第１段目低圧ノズル（５８）に向けて収束する請求項３記載のエンジン。
【請求項５】
前記内側プラットフォーム（５６）における前記フェアリング後縁部は、前記外側プラットフォーム（５４）における前記フェアリング前縁部より半径方向高さが高い請求項４記載のエンジン。
【請求項６】
前記第１段目低圧ノズル（５８）の前記外側バンド及び内側バンド（６２、６４）は、前記羽根（６０）の前縁部と後縁部との間で半径方向外側に傾斜し；
前記羽根（６０）の前記後縁部は、前記外側バンド（６２）において前記羽根（６０）の前記前縁部より半径方向高さに高く配置される請求項５記載のエンジン。
【請求項７】
前記第１段目低圧羽根（６０）の前記後縁部は、前記外側バンド（６２）において上流側に傾斜し、前記羽根（６０）は、前記外側バンドにおいて、前記内側バンド（６４）における前記羽根のほぼ軸方向幅以下である軸方向幅を有する請求項６記載のエンジン。
【請求項８】
前記フェアリング後縁部は、前記フェアリング前縁部より半径方向スパンにおいて短い請求項６記載のエンジン。
【請求項９】
前記第２段目高圧ブレード（４６）の総数は、前記第１段目低圧ノズル（５８）の羽根の総数のほぼ半数であり、前記移行ダクト（５０）のフェアリングの総数のほぼ５倍である請求項６記載のエンジン。
【請求項１０】
前記ファン（１４）を包囲し、ファン出口（３４）を有するファンナセル（３２）と、
前記圧縮機（１８）、燃焼器（２０）、高圧タービン（２２）及び低圧タービン（２４）を包囲し、コア出口（３８）を有するコアカウル（３６）と、を更に具備し、
前記カウル（３６）は前記ナセル（３２）を貫通して延出し、前記コア出口（３８）より前方の前記ファン出口（３４）で終結するバイパスダクト（４０）を規定する、請求項６記載のエンジン。
【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、特に、航空機のターボファンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、様々な形態の民間航空機及び軍用航空機に動力を供給するために、種々の形態で発展してきた。典型的なターボファンエンジンは、直列流体連通状態で配置されたファン、圧縮機、燃焼器、高圧タービン（ＨＰＴ）及び低圧タービン（ＬＰＴ）を含む。
【０００３】
空気はエンジンの中に入り、ファン及び圧縮機により加圧され、燃焼器において燃料と混合されて高温燃焼ガスを生成する。ＨＰＴにおいて、燃焼ガスからエネルギーが抽出され、そのエネルギーは、ＨＰＴと圧縮機とを互いに結合する軸を介して圧縮機に動力を供給する。ＬＰＴでは、燃焼ガスから更にエネルギーが抽出され、そのエネルギーは第２の軸を介してファンに動力を供給する。
【０００４】
通常、ファンは、コアエンジンを包囲するカウルの周囲にほぼ環状のバイパスダクトを規定するファンナセルの内側に配置される。ファンブレードにより加圧された空気は、半径方向に分割される。内側の部分は、コアエンジンの圧縮機を通って誘導され、外側の部分は、バイパスダクトを通って誘導され、従って、コアエンジンをバイパスする。推進スラストは、コアエンジンをバイパスする加圧ファン空気並びにコアエンジンから排出される高温燃焼ガスにより発生される。
【０００５】
コアエンジンをバイパスするファン空気の量に応じて、ターボファンのエンジンのバイパスの大きさが決定される。飛行中の民間航空機に動力を供給する最新のターボファン航空機エンジンは、通常、高バイパスエンジンであり、ナセルの内側に装着された相対的に大型の単段ファンブレードを有する。ファンブレードは、多段ＬＰＴにより動力を供給される。ＨＰＴの段は単一であってもよいし、あるいは複数であってもよい。ＨＰＴは、ファン及び圧縮機に動力を供給するために、燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大限にするように、ＬＰＴの複数の段と協働する。
【０００６】
最新のターボファンエンジンにおける圧縮機は、通常、ＨＰＴの回転子又は軸により直接駆動される多段軸流高圧圧縮機である。いくつかの構成においては、ファンと高圧圧縮機との間に、多段軸流ブースタ圧縮機又は低圧圧縮機が配置され、低圧圧縮機は、ＬＰＴにより動力を供給されるファン軸又は回転子に接合される。
【０００７】
圧縮機及びタービンは、回転子ブレードの様々な段又は列を有し、それらの回転子ブレードは、対応する回転子又は軸により一体に接合された支持回転子スプール又は円板から半径方向外側へ延出する。通常、各段又は各列の回転子ブレードは、上流側の固定子羽根の列又は段と協働する。
【０００８】
固定子羽根及び回転子ブレードは、対応するエーロフォイル構成を有し、それらは、圧縮機において空気を加圧し、燃焼ガスからエネルギーを抽出するために、タービン内部で燃焼ガスを膨張させるように協働する。各エーロフォイルは、ほぼ凹形の圧力側と、反対側に位置するほぼ凸形の吸込み側とを有し、圧力側及び吸込み側は、軸方向に見て両端部にある前縁部と後縁部との間のスパンで半径方向に延出する。
【０００９】
エーロフォイルの公称湾曲は、前縁部と後縁部との間に延出するキャンバ線により表される。また、凹形の圧力側及び凸形の吸込み側は、特に、圧縮機における空気圧縮及びタービンにおけるガス膨張の効率を最大限にするために、所望の圧力分布を形成するように構成される。
【００１０】
通常、ＨＰＴ及びＬＰＴの回転子は、同一方向に回転する。すなわち、同方向回転する。圧縮機及びタービンにおける羽根とブレードの角度向き又はねじり角度は、エーロフォイル列の間で交互に変わる。これは、エンジンを通過する曲折流路で、流れが方向を転換するためである。
【００１１】
各々の羽根列及びブレード列は、空力荷重を受けながら流れの向きを効率よく変えるために要求される数のエーロフォイルを有する。通常、各列は、その周囲に沿って、各段の空力荷重条件及び軸方向に通過する流れの方向転換又は渦巻発生の条件によって決まる相当に多くのエーロフォイルを有する。
【００１２】
例えば、単段高圧（ＨＰ）タービンは、通常、相当な量の燃焼ガスの出口渦巻、例えば、約２５°の渦巻を有する。これに対応して、第１段目低圧（ＬＰ）タービンノズルは、ＨＰＴからの渦巻の大きな排出流れの方向を効率よく転換するために、相当に大きな湾曲又はキャンバを伴う羽根を有する。
【００１３】
２段ＨＰＴの場合、第２段目ＨＰブレードは、通常、ＨＰＴの出口でほぼ０の渦巻を実現するために、エンジンの軸方向中心線軸に関して、対応するキャンバ及び角度向き又はねじれを有する。これに対応して、第１段目ＬＰノズル羽根は、燃焼ガスを第１段目ＬＰブレードへ効率よく誘導するために、適切なキャンバ及びねじれを有する。
【００１４】
現在、飛行中の民間航空機に動力を供給するために使用されている最新のターボファンエンジンは、長年にわたる開発と事業利用の成果の結果、様々な部品の設計が多くの点で進歩したことにより、高い動作効率を有する。飛行中の航空機に動力を供給するのはエンジンであるので、動作効率を最大限にすることと並んで、エンジン自体の大きさ及び重量は、常に設計上の最も重要な目標である。ジェット燃料の価格は上昇し続けており、ターボファンエンジンの効率を更に向上し且つ燃料消費を減少することは、最新の航空機エンジンの設計において、いっそう困難な課題となっている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１５】
従って、タービン段における効率が更に改善された航空機のターボファンエンジンを提供することが望まれる。
【課題を解決するための手段】
【００１６】
ターボファンエンジンは、直列流体連通状態で接合されたファン、圧縮機、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービンを含む。高圧タービンは２段の回転子ブレードを含み、対応する出口渦巻を回転子ブレードより排出される燃焼ガス中に発生させる。移行ダクトはフェアリングを含み、フェアリングはプラットフォームの間に延出し、燃焼ガスを対応する渦巻を伴って低圧タービンへ誘導する。低圧タービンの第１段目回転子ブレードは、逆方向に回転するように、高圧タービンの回転子ブレードとは逆向きに配置される。
【００１７】
好ましい実施形態に従って、本発明は、上記以外の本発明の目的及び利点と共に、添付の図面に関連する以下の詳細な説明の中で更に特定して説明される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
図１には、航空機に推進スラストを与えるために、航空機の翼１２に装着されたターボファンエンジン１０が概略的に示される。エンジンは、直列流体連通状態で、ファン１４、低圧圧縮機又はブースタ圧縮機１６、多段軸流高圧圧縮機１８、環状燃焼器２０、高圧タービン（ＨＰＴ）２２及び多段低圧タービン（ＬＰＴ）２４を含む。
【００１９】
高圧圧縮機１８は、第１の軸又は回転子２６によりＨＰＴ２２に接合され、ファン１４及びブースタ圧縮機１６は、第２の軸又は回転子２８によりＬＰＴ２４に接合される。第１の回転子２６及び第２の回転子２８は、互いに同心であり、エンジンの長手方向軸又は軸方向中心線軸３０に関して同軸である。
【００２０】
ファンナセル３２は、ファン１４を包囲し、ファン１４から後方へ延出する。ファンナセル３２の末端部は、ほぼ環状のファン出口又はノズル３４を形成する。コアカウル３６は、圧縮機１６、１８、燃焼器２０、ＨＰＴ２２及びＬＰＴ２４を包囲する。コアカウル３６は、ファン出口３４から下流側へ、すなわち、後方へ離間して配置された環状のコア出口又はノズル３８を有する。
【００２１】
ファンナセル３２は、コアカウル３６の外側に、ファンナセル３２とコアカウル３６との間に半径方向に延出する従来のファンフレームにより装着される。ナセル及びカウルは、互いに半径方向に離間して配置され、その間に、ほぼ環状のバイパスダクト４０を規定する。バイパスダクト４０の端部は、コア出口３８の前方、すなわち、上流側にあるファン出口３４である。
【００２２】
以下に説明されるような変形が行われている点を除いて、図１に示される基本のターボファンエンジン１０の構成及び動作は、従来通りである。動作中、周囲空気４２は、ファンナセルの入口に入り、ファン１４内部のファン回転子ブレードの列により加圧される。次に、空気は半径方向に分割され、外側部分はバイパスダクト４０を通過し、内側部分は低圧圧縮機１６及び高圧圧縮機１８を通過する。それらの圧縮機は、順次、空気を更に加圧し、空気は燃焼器２０に到達する。燃焼器において、加圧空気に燃料が追加され、その混合物は点火され、高温燃焼ガス４４を生成する。ＨＰＴ２２及びＬＰＴ２４において、燃焼ガス４４からエネルギーが抽出される。
【００２３】
この例のエンジンは、バイパスダクト４０を通って誘導される加圧ファン空気４２に対して、高いバイパス比を有する。単段ファン１４は、ファン出口３４を通過するエンジン推進スラストの大部分を生成するために、空気を加圧する。ファン空気の内側部分は、圧縮機において更に加圧され、高温燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは、飛行中の航空機に動力を供給するときに更にスラストを供給するために、コア出口３８を通って排出される。
【００２４】
エンジンは、軸方向中心線軸３０に関して軸対称であり、ファンブレードの列全体は、第２の回転子２８の前端部にある支持回転子円板から半径方向外側へ延出する。低圧圧縮機１６及び高圧圧縮機１８は、対応する固定子羽根の列及び回転子ブレードの列を含み、それらの列を通して、空気は、順次加圧され、その最終段に到達する。ブースタ圧縮機１６の回転子ブレードは第２の軸２８に接合され、高圧圧縮機１８の回転子ブレードは第１の回転子２６に接合される。
【００２５】
図２は、環状の燃焼器２０の排出端部から下流側にあるエンジンのタービン部分を更に詳細に示す。ＨＰＴ２２は、２列又は２段の高圧（ＨＰ）回転子ブレード４６を含み、それらの回転子ブレード４６は、第１の回転子２６に接合された支持円板から半径方向外側へ延出する。ＨＰＴ２２も同様に外側バンドと内側バンドとの間に半径方向に装着された複数列のＨＰ固定子羽根４８を有する２つのタービンノズルを含む。
【００２６】
ＨＰＴ２２のブレード４６及び羽根４８は、圧力側がほぼ凹形であり、反対側の吸込み側は凸形であるエーロフォイル形状を有する。それらのブレード及び羽根は、翼弦では、軸方向に、対向する前縁部と後縁部との間に延出し、スパンでは、半径方向に、燃焼ガス４４が後方の下流に向かって軸方向に誘導される流路に沿って延出する。
【００２７】
図３に示されるように、第２段目又は最終段のＨＰブレード４６は、弓形のキャンバ及び軸方向軸３０に対して鋭角である第１のねじり角度Ａにより表される角度向きを有し、それにより、動作中、ブレードから排出される燃焼ガス４４の中に、０ではない角度又は鋭角の出口渦巻を対応して発生させる。図３は、物理的ねじり角度Ａを示すが、この角度は、ブレードの吸込み側で、その後縁部において測定されてもよいし、あるいはブレードの中心を通る平均キャンバ線に対する角度であってもよい。
【００２８】
図３に示されるＨＰブレード４６の列は、エンジンにおいては時計回りの、後から前に向かう方向である第１の方向に回転し、０ではなく、一例では約１５°である絶対渦巻角で、燃焼ガスを排出する。
【００２９】
図２は、ＨＰＴ２２とＬＰＴ２４との間に軸方向に配置され、その間で空力効率よく燃焼ガスを移動するための環状の移行ダクト５０を示す。移行ダクト５０は、半径方向外側に傾斜した外側バンド及び内側バンド又は外側プラットフォーム５４及び内側プラットフォーム５６の間のスパンに半径方向に延出するエーロフォイル又はフェアリング５２の列を含む。フェアリングは周方向で離間し、プラットフォームの間に流路を規定する。この流路を通って、燃焼ガスはＨＰＴ２２の最終段ブレード４６及びＬＰＴ２４の第１段目から直接誘導される。移行ダクト５０は、タービンの効率を向上しながら、燃焼ガスを対応する鋭角渦巻を伴ってＨＰＴからＬＰＴへ誘導するよう構成される。
【００３０】
ＬＰＴ２４は、図１に概略的に示され、この実施形態においては、ＨＰＴ２２の２つの段と協働する７つの段を含む。図２は、ＬＰＴ２４の７つの段のうち最初の３つの段を更に詳細に示す。通常、この３つの段は、同様に構成された４つの段も含めて、下流側方向に大きさを増す。
【００３１】
図２に示されるＬＰＴ２４は、移行ダクト５０のすぐ後に配置された第１段目低圧（ＬＰ）タービンノズル５８を含む。第１段目ＬＰタービンノズル５８は移行ダクト５０と流体連通する。第１段目ＬＰノズル５８は、環状の外側バンド６２と内側バンド６４との間の空間に半径方向に延出する第１段目ＬＰ固定子羽根６０の列を含む。第１段目ＬＰノズル５８に連続して第１段目ＬＰ回転子ブレード６６の列が配置される。第１段目ＬＰ回転子ブレード６６は、図１に示される第２の回転子２８に固定接合される。
【００３２】
図２に例示されるＬＰＴ２４は７つの段を含むので、各段は対応する固定子ノズルを含む。固定子ノズルは、エンジンの周囲ケーシングの内側に適切に支持された外側バンドと内側バンドとの間に半径方向に延出する複数の羽根６０を有する。通常、羽根６０の半径方向スパンは下流方向に段ごとに増加する。
【００３３】
ＬＰＴの各ノズル段に続いて、対応する回転子ブレード６６の列が配置される。通常、回転子ブレード６６の半径方向の大きさも、下流方向に増加する。各列のブレード６６は、通常、支持回転子円板から半径方向外側へ延出し、７つの段の７つの円板は、互いに適切に接合されると共に、動作中にファン１４に動力を供給するために、共通の第２の回転子２８にも接合される。
【００３４】
図３に示されるように、ＬＰ回転子ブレード６６及びＨＰ回転子ブレード４６が接合された第１の回転子２６及び第２の回転子２８を互いに逆方向に回転させるために、ＬＰ回転子ブレード６６は、ＨＰ回転子ブレード４６とは逆の向きを有する。ＨＰＴ２２及びＬＰＴ２４の回転子を逆回転させることにより、ＬＰＴ自体並びにＨＰＴにおける空力効率は大きく向上する。これは、図１に示される二重反転ターボファン航空機エンジンの総効率を向上するのに寄与する。
【００３５】
タービンの異なる段を通過する燃焼ガスの渦巻又は角度流れの方向は、燃焼器の下流側の燃焼ガスの流路における様々なエーロフォイルの対応する角度向き、プロファイル及びキャンバによって決まる。渦巻は、燃焼ガスが流路に沿って進む間の燃焼ガスの速度又はマッハ数によっても影響を受け、軸方向成分、接線方向成分及び半径方向成分を含む複雑な３次元流れである。
【００３６】
図２に示されるタービンにおける逆回転は、移行ダクト５０及び第１段目ＬＰノズル５８の特定の構成及び向きによって調整される。特に、第１段目ＬＰノズル５８は、第２段目ＨＰブレード４６を含むＨＰＴ２２より半径方向高さが高い。
【００３７】
これに対応して、燃焼ガスがＨＰＴとＬＰＴとの間を進行する際に、燃焼ガスの渦巻を維持し、好ましくは渦巻を増加するために、移行ダクト５０の半径方向高さ及び流れ面積はＨＰＴ２２とＬＰＴ２４との間で増加する。移行ダクト５０の半径方向高さ及び流れ面積は、燃焼ガスの渦巻に対して反対の効果を有し、渦巻を優先的に増加し、それに対応してタービンの段の効率を向上するように、以下に説明されるように全体的に構成される。
【００３８】
図３に示されるように、フェアリング５２の各々は、鋭角である第２のねじり角度Ｂを有し、第１段目ＬＰ羽根６０の各々は、第２段目ＨＰブレード４６の第１のねじり角度Ａに向き又は方向の上で対応する鋭角である第３のねじり角度Ｃを有する。
【００３９】
更に、第１の回転子２６及び第２の回転子２８の回転とは逆の回転を発生するために、第１段目ＬＰブレード６６は、第１段目ＬＰ羽根６０のねじり角度Ｃとは逆の向きの鋭角である第４のねじり角度Ｄを有する。図３において、第２段目ＨＰブレード４６の対応する凸形の吸込み側は上向きであり、第１の回転子２６を後方から前方へ時計回りに回転させる。対応して、第１段目ＬＰブレード６６の凸形の吸込み側は下向きであり、第２の回転子２８を後方から前方へ反時計回りに回転させる。
【００４０】
ターボファンエンジンの２つの回転子に逆回転を導入することにより、流れを方向転換する必要が少なくなるため、第１段目ＬＰ羽根６０から空力荷重を除するか又は荷重を減少することができる。それに応じて、２段ＨＰＴ２２は、ＨＰＴの出口でほぼ０の渦巻を実現するために従来の方法で構成される必要はなく、その代わり、ＨＰＴの出口で相当な量の鋭角の渦巻流れを実現するように変形される。
【００４１】
移行ダクト５０のフェアリング５２は、燃焼ガスが移行ダクトを通過し第１段目ＬＰノズル５８へ流れる際に、燃焼ガスの渦巻を維持し、好ましくは渦巻を多少増加するために選択された鋭角のねじり角度Ｂを有する。フェアリング５２は、圧力損失を減少するために対称であることが好ましいため、フェアリングス５２がガスの流れの向きを変える能力には限界がある。
【００４２】
第１段目ＬＰ羽根６０のねじり角度Ｃは、フェアリング５２のねじりと方向の上で対応し、逆回転する第１段目ＬＰブレード６６へ燃焼ガスを移動する際の空力荷重及び燃焼ガスの方向転換が比較的少なくて済む。
【００４３】
従って、第１段目ＬＰ羽根６０の湾曲及びキャンバは、ＨＰＴ及びＬＰＴに対して同一方向に回転する回転子を有するターボファンエンジンにおける第１段目ＬＰノズルで見られる湾曲及びキャンバと比較して、かなり小さくてよい。
【００４４】
更に、二重反転タービンの場合、タービンブレードの数を大幅に減らすことができる。例えば、図３に示される第２段目ＨＰブレード４６のブレードの総数は、逆方向回転構成では、同方向回転構成と比較して相当に少なくなり、第１段目ＬＰノズル５８の羽根の総数の約半分である。
【００４５】
第１段目ＬＰ羽根６０の総数は、逆方向回転構成では、対応する同方向回転構成と比較して相当に少ない。フェアリング５２の総数は、ブレードの数及び羽根の数より相当に少ない。第２段目ＨＰブレード４６の総数は、フェアリング５２の総数の約５倍である。
【００４６】
例えば、移行ダクト５０の中には約１２枚のフェアリング５２が存在してもよく、その約５倍の数の第２段目ＨＰブレード４６、及びその約１０倍の数の第１段目ＬＰ羽根６０とブレード６２とが対応する列に存在してもよい。これらの協働する構成要素におけるブレード、羽根及びフェアリングの特定の数は、ターボファンエンジンの所期のスラスト及び効率条件によって左右されるが、第２段目ＨＰブレード４６の数を約１０％と大きく減らせると共に、第１段目ＬＰ羽根６０の数も５０〜３０％と相当に少なくできる。
【００４７】
エーロフォイルの数が少なくなれば、それに対応して、エンジンの複雑さが軽減され、その重量及び費用も減少する。更に、エンジンにおいて付加的な利点も得られる。しかし、第１の利点は空力効率の向上である。
【００４８】
ＬＰＴ回転子の逆回転により、第１段目ＬＰノズル５８の効率は大きく向上する。その結果、対応して、第２段目ＨＰブレード４６を含むＨＰＴ２２の効率も向上する。従って、ＨＰＴ２２と移行ダクト５０と、逆回転するＬＰＴ２４との空力的協働は、その相乗効果により効率を向上させ、その一方で、エンジンの複雑さ及び重量を低減する。
【００４９】
図２及び図３に示されるフェアリング５２は、プラットフォーム５４、５６の間に半径方向に延出する前縁部を有し、その複数の前縁部の間に、入口流域Ｅが各流路に対して規定される。フェアリング５２の各々は、半径方向に延出する後縁部を対応して有し、１つのフェアリングの後縁部は、次のフェアリングの対向する側面と共に、フェアリングの間の流路ごとに出口流域Ｆを垂直方向に規定する。
【００５０】
図２に最もよく示されるように、フェアリング５２の後縁部は半径方向高さ又は高さにおいてフェアリングの前縁部より高く配置され、また、移行ダクトの出口流域全体が移行ダクトの入口流域全体より広くなるように、フェアリング５２の後縁部は半径方向スパン又は高さに延出することが好ましい。このように、燃焼ガスが移行ダクトを通って誘導され半径方向に膨張される際に、ＨＰＴ２２とＬＰＴ２４との間に誘導された燃焼ガスの渦巻は維持され、又は多少増加される。
【００５１】
一般に、移行ダクトの半径が大きくなるほど、その内部の燃焼ガスの渦巻は小さくなる。逆に、移行ダクトを通る流れの面積が大きくなるほど、そこを通過する渦巻は大きくなる。しかし、移行ダクトを通過する流れの面積の増加は、過剰であってはならない。流れが大きすぎると、流れが分離されてしまい、タービン効率の大きな損失を招く。
【００５２】
図２に示すように、フェアリング５２は、外側プラットフォーム５４及び内側プラットフォーム５６の間の前縁部において半径方向スパン又は高さＧを有し、プラットフォームの間の後縁部において対応する半径方向スパン又は高さＨを有する。外側プラットフォーム５４及び内側プラットフォーム５６は、前方方向において半径方向外側に傾斜しているため、フェアリング後縁部の半径方向スパンＨは、フェアリング前縁部の半径方向スパンＧ以下であることが好ましい。このように、半径方向に広がる移行ダクトの出口面積の増加は、フェアリング後縁部の半径方向スパンを縮小することで低減してもよい。
【００５３】
移行ダクト５０は、図２に示される好ましい実施例において、内側プラットフォーム５６におけるフェアリング５２の後縁部の半径方向高さが、外側プラットフォーム５４におけるフェアリングの前縁部より高いことで、高圧タービンと低圧タービンとの間の流路の半径を大幅に増加する。これに対応して、第１段目ＬＰノズル５８は、移行ダクトから下流側で半径方向高さが更に高い位置に配置され、その位置においてＬＰノズル５８の高さは、最終段回転子ブレード４６を含むＨＰＴ２２より相当に高くなる。
【００５４】
ＬＰＴ２４の最初の５つの段のうち図２に示される３つの段では、羽根６０及びブレード６６の半径方向高さの増加パターンは下流方向に向かって続く。ＬＰＴの効率を更に増すために、ＬＰＴ羽根及びＬＰＴブレードに沿った流路の内側境界及び外側境界は共に、羽根及びブレードの最初の５つの段が最後の２つの段と並ぶまで、半径方向高さが継続して増加する。
【００５５】
図２に示されるＨＰＴ２２とＬＰＴ２４との間で高さが半径方向に大幅に増加することを考慮すると、第１段目ＬＰ羽根６０は、タービンの空力効率を更に向上するために、外側バンド６２において上流側又は前方方向に傾斜してもよい。ＬＰＴ回転子の逆回転動作は、第１段目ＬＰノズル５８に対する回転条件を相当に軽減するため、ノズルの空力荷重も減少される。これに対応して、羽根６０が半径方向外側のバンド６２と接合する場所で優先的に羽根６０の軸方向幅を縮小できる。
【００５６】
第１段目ＬＰノズル５８の外側バンド６２及び内側バンド６４は共に、図２に示されるように、羽根６０の前縁部と後縁部との間で半径方向外側に傾斜する。このことにより、移行ダクト５０からの流れの半径方向への上昇が続くと共に、燃焼ガスの半径方向の連続した膨張が続く。これに対応して、第１段目羽根６０の後縁部は、外側バンド６２における半径方向高さが、外側バンドにおける同じ羽根６０の前縁部より高い位置に配置される。
【００５７】
更に、第１段目ＬＰ羽根６０の後縁部は、外側バンド６２において上流側又は前方に傾斜するが好ましく、傾斜している外側バンド６２、及び傾斜している第１段目ノズル５８を通過して軸方向及び半径方向に流れる燃焼ガスの流線に対して、より斜めに方向付けられる。第１段目羽根６０の軸方向幅は、外側バンド６２において、内側バンド６４における羽根６０のほぼ軸方向幅以下であることが好ましい。このことは、第１段目ノズル５８の大きさ及びその軸方向幅を最小限とし、それに対応してターボファンエンジン全体の長さを縮小し、従ってターボファンエンジンの重量を減少する。
【００５８】
図２に示される移行ダクト５０は、ＨＰＴ２２とＬＰＴ２４との間に配置される中間フレーム６８を導入するのに都合がよい位置を提供する。中間フレーム６８は回転子軸を装着するための軸受の支持に使用されるのに都合がよい。中間フレーム６８は、複数の中空支柱７０を有する。中空支柱７０の各々は、図３に更に示されるように、フェアリング５２のうちの対応するフェアリングを貫通して半径方向に延出する。
【００５９】
フェアリング５２は、支柱７０において十分広く、一般的な対称プロファイルを有する。このプロファイルは、フェアリングの前縁部のすぐ後ろの最も幅が広い部分から第１段目ＬＰノズル５８に向かって延出する幅の狭い後縁部まで収束（コンバージ）する。支柱７０は、回転子軸受を支持するために半径方向に剛性を有し、高温の燃焼流路を通じて従来の流体を送り出すのに都合よく１つ以上の管７２が通過するように中空である。例えば、管７２は、様々な回転子のキャビティ内のコアエンジンに冷却空気又はパージ空気を誘導するために使用されてもよい。
【００６０】
図２に示すように、フェアリング５２が軸方向長さに延出してＨＰＴとＬＰＴとの間の移動を橋渡しし半径方向における大幅な高さの増加を中継する一方、支柱７０はフェアリング５２の前方端部に配置されてもよい。
【００６１】
移行ダクト５０及び第１段目ＬＰノズル５８は、高圧タービン及び低圧タービンにおける回転子の二重反転に協働することで、ＬＰＴの効率を大幅に向上し、従ってＨＰＴの効率を大幅に向上し、先に説明したように、対応するエーロフォイルの数を大幅に減少する。このようにして空力効率は向上され、重量は減少される。その結果、二重反転ターボファン航空機エンジンは、大幅に低減した燃料消費で飛行中の航空機を推進できるという、更なる利点を得る。
【００６２】
本発明の好ましい実施形態であると考えられるものを説明したが、以上の教示から、本発明の他の変形は、当業者には明らかであろう。従って、添付の特許請求の範囲において、本発明の真の趣旨の範囲内に入るそのような全ての変形が保護されるべきである。
【００６３】
従って、添付の特許請求の範囲において定義され且つ識別されるような発明が、特許により保護されることが望まれる。
【図面の簡単な説明】
【００６４】
【図１】航空機の翼に装着された航空機ターボファンガスタービンエンジンの部分軸方向断面図である。
【図２】図１に示されるエンジンのタービン部分の拡大正面図である。
【図３】図２に示される線３‐３に沿ったタービンのエーロフォイルの例の半径方向平面図形図である。
【符号の説明】
【００６５】
１０…ターボファンエンジン、１４…ファン、１６…低圧圧縮機、１８…高圧圧縮機、２０…燃焼器、２２…高圧タービン（ＨＰＴ）、２４…多段式低圧タービン（ＬＰＴ）、２６…第１の回転子、２８…第２の回転子、４４…燃焼ガス、４６…ＨＰ回転子ブレード、４８…高圧（ＨＰ）固定子羽根、５０…移行ダクト、５２…フェアリング、５４…外側プラットフォーム、５６…内側プラットフォーム、５８…第１段目ＬＰノズル、６０…第１段目ＬＰ羽根、６２…外側バンド、６４…内側バンド、６６…第１段目ＬＰブレード、６８…中間フレーム、７０…支柱、７２…管
【図１】
2006342802.tif 000003
【図２】
2006342802.tif 000004
【図３】
2006342802.tif 000005
【外国語明細書】
2006342802000001.pdf