(57)【要約】【課題】      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。【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）、単段高圧タービン（２２）及び低圧タービン（２４）を含む。低圧タービン（２４）の第１段回転子ブレード（５８）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）とは逆の向きに配置される。低圧タービン（２４）の第１段固定子羽根（５２）は、高圧タービン及び低圧タービン（２２、２４）の回転子ブレード（４６、５８）の間に直接に渦巻を送り出すために、キャンバ及びねじれを有する。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボファンエンジン（１０）において、
低圧タービン（２４）により駆動されるファン（１４）と、
前記低圧タービン（２４）の前に配置され、前記低圧タービン（２４）とは逆方向に回転する単段高圧タービン（２２）により駆動される、前記ファン（１４）の後に続く圧縮機（１８）と、を有し、
前記低圧タービン（２４）は、前記高圧タービンに連続する第１段固定子ノズル（５０）を含み、半径方向外側に傾斜した外側バンド及び内側バンド（５４、５６）に両端部でそれぞれ接合された１列の羽根（５２、８０）を更に含み、
前記羽根（５２）の各々は、その前縁部（６４）と後縁部（６６）との間に弓形のキャンバを有し、更に、前記高圧タービン（２２）と前記低圧タービン（２４）との間で誘導される燃焼ガス（４４）に渦巻を発生させる鋭角のねじり角度を有し、
前記後縁部（６６）は、前記内側バンド（５６）から前方へ傾斜し、前記外側バンド（５４）において傾斜を有するターボファンエンジン（１０）。
【請求項２】
前記外側バンド及び内側バンド（５４、５６）は、前記羽根（５２）から前方へ延出し、高圧ブレード（４６）と前記羽根（５２）との間で半径方向の高さが増す非閉塞一体形中間ダクト（６８）を形成する、請求項１記載のエンジン。
【請求項３】
前記傾斜したバンド（５４、５６）は、前記外側バンド（５４）における前記前縁部（６４）と前記後縁部（６６）との半径方向スパンの差を前記前縁部（６４）から前記後縁部（６６）までの前記バンドの間の平均半径方向スパンで除算した値により規定される発散比を有し、前記比は、約０．４未満である請求項２記載のエンジン。
【請求項４】
前記羽根の後縁部（６６）は、前記内側バンド（５６）から前方へ傾斜し、前記外側バンド（５４）において傾斜を有し；
前記羽根の前縁部（６４）も同様に前記内側バンド（５６）から前方へ傾斜し、前記後縁部の傾斜は前記前縁部の傾斜と一致する請求項３記載のエンジン。
【請求項５】
前記外側バンド（５４）は、前記内側バンド（５６）より大きく傾斜している請求項４記載のエンジン。
【請求項６】
前記羽根（５２）の軸方向幅は前記前縁部（６４）と前記後縁部（６６）との間で狭く、前記幅は前記外側バンド（５４）と前記内側バンド（５６）との間の半径方向長さより小さい請求項５記載のエンジン。
【請求項７】
前記羽根（５２）の幅は、前記外側バンド及び内側バンド（５４、５６）の双方において対応して狭い請求項６記載のエンジン。
【請求項８】
前記中間ダクトは軸方向へ延出して前記高圧ブレード（４６）を前記羽根（５２）から前方へ離間させ、その間隔は前記羽根（５２）のおよその公称幅より大きい請求項７記載のエンジン。
【請求項９】
前記低圧タービン（２４）の後に続く後部フレーム（７０）を更に具備し、前記後部フレーム（７０）は、第１の回転子（２６）及び第２の回転子（２８）の後端部を支持する軸受（７４）を含み、前記高圧タービン（２２）及び前記低圧タービン（２４）の回転子ブレード（４６、５８）を支持する請求項７記載のエンジン。
【請求項１０】
中間フレーム（７６）を更に具備し、前記中間フレーム（７６）は、第１段低圧羽根（８０）を貫通して、前記第１の回転子（２６）の後端部を支持し、前記高圧タービン（２２）の前記回転子ブレード（４６）を支持する複数の支柱（７８）を含む請求項７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ＬＰノズル羽根は、燃焼ガスを第１段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、単段高圧タービン及び低圧タービンを含む。低圧タービンの第１段回転子ブレードは、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の向きに配置される。低圧タービンの第１段固定子羽根は、高圧タービン及び低圧タービンの回転子ブレードの間に直接に渦巻を発生するために、キャンバ及びねじれを有する。
【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、１列又は１段のみの高圧（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１列のＨＰ固定子羽根４８を有する単一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、単段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２５°である絶対渦巻角で、燃焼ガスを排出する。望ましくない圧力損失を最小限にするために、この大きな出口渦巻は、下流側の段において適切に誘導されなければならない。
【００２９】
ＬＰＴ２４は、図１に概略的に示され、この実施形態においては、単段ＨＰＴ２２と協働する４つの段を含む。図２は、ＬＰＴ２４の４つの段を更に詳細に示す。通常、４つの段は、下流側方向に大きさ及び半径方向高さを増す。
【００３０】
ＬＰＴ２４は、ＨＰブレード４６に連続して配置された第１段低圧（ＬＰ）タービンノズル５０を含む。第１段ＬＰタービンノズル５０は、ＨＰブレード４６と流体連通し、間に中間フレーム支柱又はフェアリングを挟むことなく、ＨＰブレード４６と直接に一体化される。第１段ＬＰノズル５０は、環状の外側バンド５４と内側バンド５６との間の空間に半径方向に延出する第１段ＬＰ固定子羽根５２の列を含む。第１段ＬＰノズル５０に連続して第１段ＬＰ回転子ブレード５８の列が配置される。第１段ＬＰ回転子ブレード５８は、図１に示される第２の回転子２８に固定接合される。
【００３１】
図２に例示されるＬＰＴ２４は４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５２を有する。通常、羽根５２の半径方向スパンは、下流方向に段ごとに増加する。
【００３２】
ＬＰＴの各ノズル段に続いて、対応する回転子ブレード５８の列が配置される。通常、回転子ブレード５８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５８は、通常、支持回転子円板から半径方向外側へ延出し、４つの段の４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。
【００３３】
図３に示されるように、ＬＰ回転子ブレード５８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５８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。
【００３４】
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。
【００３５】
図２に示されるタービンにおける逆回転は、第１段ＬＰノズル５０の特定の構成及び向きによって調整される。特に、第１段ＬＰノズル５０の半径方向高さは、ＨＰＴ２２から増加してゆき、ノズルは、圧力損失を低減して、大きな渦巻を伴う燃焼ガスを直接ＨＰＴから第１段ＬＰブレード５８まで効率よく誘導するように構成される。
【００３６】
第１段ＬＰ羽根５２の各々は、第２段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弓形のキャンバ及び鋭角である第２のねじり角度Ｂを有する。このように、ＨＰＴからの大きな出口渦巻をＬＰ回転子ブレードまで効率よく送り出せる。
【００３７】
これに対応して、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ＬＰブレード５８は、第１段ＬＰ羽根５２のねじり角度Ｂとは逆の向きの鋭角である第３のねじり角度Ｃを有する。図３において、第２段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ＬＰブレード５８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。
【００３８】
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ＬＰ羽根５２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。第１段ＬＰ羽根５２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。
【００３９】
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る。また、第１段ＬＰ羽根５２の羽根の総数も、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くなる。
【００４０】
これらの協働する構成要素におけるブレード及び羽根の特定の数は、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、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ＬＰ羽根５２の数も５０％以上少なくできる。
【００４１】
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。
【００４２】
ＬＰＴ回転子の逆回転により、第１段ＬＰノズル５０の効率は大きく向上する。その結果、対応して、ＨＰブレード４６を含むＨＰＴ２２の効率も向上する。従って、ＨＰＴ２２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。
【００４３】
図２に示されるＨＰＴ２２及びＬＰＴ２４の間で高さが半径方向に大幅に増加し、図３に示されるように、単段ＨＰＴ２２から排出される燃焼ガスの出口渦巻が大きいことを考慮すると、燃焼ガスが半径方向に相当に大きく膨張する間に、第１段ＬＰノズル５０は、タービン効率に関して、より大きな役割を演じることになる。ＬＰＴ回転子の逆回転動作は、第１段ＬＰノズル５０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５２が半径方向外側のバンド５４と接合する場所で優先的に羽根５２の軸方向幅を縮小できる。
【００４４】
一般に、第１段ＬＰノズル５０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、ＬＰノズル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、ＬＰノズル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。
【００４５】
また、中間フレーム支柱又はフェアリングを間に挟まずに、ＨＰＴ２２の排出端部にＬＰノズル５０を直接に一体化したことにより、それらの間に望ましくない圧力損失が起こらず、好都合である。ＬＰＴ及びＨＰＴの効率は、その内部の羽根及びブレードの構成のみならず、エーロフォイルの間及び外側流れ境界と内側流れ境界との間の流路の３次元構成並びに回転子ブレードと、周囲のエンジンケーシングから適切に支持される周囲のタービンシュラウドとの間の半径方向間隙によっても影響を受ける。
【００４６】
図３及び図４に示されるように、各々の羽根５２は、ほぼ凹形の圧力側６０と、周囲方向にその反対側に位置するほぼ凸形の吸込み側６２とを含み、圧力側６０及び吸込み側６２は、バンド５４、５６の間のスパンに半径方向に延在する。また、圧力側６０及び吸込み側６２は、翼弦では、互いに対向する前縁部６４と後縁部６６との間に軸方向に延在する。
【００４７】
図４に示されるように、外側バンド５４は、下流方向外側へ、鋭角である傾斜角Ｊだけ傾斜している。これに対応して、内側バンド５６も、下流方向に半径方向外側へ、鋭角である傾斜角Ｋだけ傾斜している。ＨＰ回転子ブレード及びＬＰ回転子ブレードの半径方向の高さの差並びに燃焼ガスからエネルギーを抽出するために燃焼ガスを膨張させなければならないというＬＰＴの条件を満たすために、外側バンドの傾斜は、内側バンド５６の傾斜より大きいことが好ましい。
【００４８】
先に示したように、燃焼ガスが流路を通って下流側へ流れるときの燃焼ガスの渦巻又は方向転換の角度は、流路に配置された様々なブレード、羽根又はエーロフォイルと、それらの３次元形状とにより影響を受ける。流路の半径及び面積が増すにつれて、燃焼ガスは、軸方向及び半径方向の双方で膨張し、燃焼ガスの絶対渦巻角度も同時に影響を受ける。一般に、渦巻を縮小するためには、半径がより大きな流路を使用すればよく、流れ面積が広ければ、渦巻は拡大する。従って、タービンの空力効率を最大限に維持しつつ、所望の量の渦巻を得るためには、そのバランスを保たなければならない。
【００４９】
図３に示されるように、個々のＬＰ羽根５２は、対応する弓形の圧力側及び吸込み側を有し、その前縁部と後縁部との間に、対応する量の弓形キャンバがある。各羽根の角度向きは、下流側の第１段回転子ブレード５８との協働を最大限にするように選択される中心線軸３０に対する鋭角のねじり角度Ｂと、対応するねじり角度Ｃとにより規定される。
【００５０】
同方向回転ターボファンエンジンの従来の第１段タービンノズルにおける後縁部の典型的な垂直の向きを表す垂直線又は半径方向線は、図４に想像線で示される。傾斜したバンド５４、５６は、ノズルにおける燃焼ガス流路の外側境界を規定し、外側バンド５４における前縁部６４と後縁部６６との間のＤＬとして示される半径方向スパン又は高さの差を、前縁部６４と後縁部６６との間の様々な軸方向位置においてＬとして示されるバンド５４、５６の間の平均半径方向スパン又は長さにより除算した値により定義される発散比を有する。
【００５１】
経験上、発散比は、低圧タービンの空力効率を示すことが証明されている。垂直の後縁部を有する第１段タービンノズルの従来の構造例においては、発散比は約０．４０である。従来の同方向回転ターボファンエンジンでは、この発散比の値は、対応する低圧タービンの異例の空力効率に相当する。
【００５２】
しかし、垂直の後縁部を有するそのような従来の第１段タービンノズルの大きさの単純なスケーリングを試みると、単なるタービンノズルの大きさのスケーリングであるにも関わらず、ＬＰＴにおける過剰な空力損失を招くような発散比の値になるという点を除いて、上述の二重反転ターボファンエンジンにおいて使用するための類似の発散比が得られる。
【００５３】
第１段ＬＰノズル５０を通る流路が半径方向外側へ相当に大きく傾斜していることにより、燃焼ガスが半径方向に相当に大きく膨張するという利点が得られることが判明しているが、更に、先に示したように、ＬＰＴのみならずＨＰＴにおいても、空力効率をいっそう向上するために、第１段ＬＰノズルの更なる改善を導入できる。
【００５４】
特に、図４に示される羽根の後縁部６６は、内側バンド５６から前方へ、鋭角である傾斜角Ｔ、例えば、約６°の傾斜角Ｔで傾斜している。これに対応して、傾斜した後縁部６６と外側へ傾斜した外側バンド５４との接合部において、傾斜が形成される。図４に示されるこの単純なＬＰノズルの変形により、外側バンド５４における半径方向スパンＤＬの差を大幅に減少でき、それに対応して、平均半径方向スパン長さＬとの発散比は、約０．４である従来の値より相当に低い値まで減少する。ＬＰＴの空力効率を更に増加するために、ノズルの様々な実施形態において、発散比はこの０．４の値以下であってもよい。
【００５５】
図２に示される二重反転ターボファンエンジンの実施形態においては、発散比は約０．２まで減少され、これは、発散比が約５０％低くなったことを表す。これに対応して、傾斜した第１段ＬＰノズル５０によるＬＰＴの空力効率は大きく向上し、それに伴って、協働するＨＰＴの効率も向上できる。羽根の後縁部６６の前方への傾斜を利用して、内側バンド５６における羽根の軸方向突出幅Ｍに対する外側バンド５４における羽根５２の軸方向突出幅Ｎを相当に縮小できる。
【００５６】
対応して、羽根の前縁部６４も、内側バンド５６から前方へ傾斜していてもよい。ただし、他の点においては、従来の構造との相違はない。後縁部の傾斜は、前縁部の傾斜に倣った傾きであるか又はそれと厳密に一致する。前縁部６４が所定の傾きを有するとき、後縁部６６が前方へ傾斜していると、軸方向幅Ｎが縮小され、それに対応して、外側バンド５４における前縁部と後縁部との間の半径方向高さＤＬの差が減少し、更に、羽根５２の平均半径方向スパン又は長さに基づく発散比も減少する。
【００５７】
前方へ傾斜した羽根５２は、第１段ＬＰノズル５０を通過する燃焼ガス４４の半径方向外側への進行を更によく調整すると共に、羽根の間を軸方向に流れる間の燃焼ガスの半径方向膨張を更によく調整する。外側バンド５４は、半径方向外側へ傾斜しているので、後縁部６６を前方へ傾斜させることにより、後縁部と外側バンドの間の傾斜角が小さくなり、燃焼ガスの流線の軸方向を調整する。
【００５８】
それに対応して、羽根５２の幅を狭くすることにより、ノズルの材料が少なくて済み、エンジンは軽量化される。更に、前方へ傾斜した後縁部６６は、第１段ＬＰブレード５８の前縁部との離間間隔を拡張するため、その箇所における空力先端損失が減少すると共に、下流側ブレード列のノズルウェーク励起が低減される。
【００５９】
しかし、羽根５２の幅の縮小に伴って、第１段ＬＰノズルの空力荷重容量が減少するため、この問題に対処しなければならない。従来の同方向回転ターボファンエンジンにおいて、図４に示される前方に傾斜したノズルを使用するためには、所定量の空力荷重に対して、羽根５２の数を増やさなければならない。しかし、羽根の数が増し、それに関連して重量も増加するにも関わらず、前方に傾斜したノズル羽根の空力効率が改善されることによって、正味効率の向上が可能である。
【００６０】
図２に示される二重反転ターボファン構成において、ＨＰＴとＬＰＴとの間の渦巻の協働が改善されたことにより、羽根の数が少なくなっても、より幅の狭い前方に傾斜した羽根５２を導入できる。１つのグループとしてのＬＰＴの空力効率の改善、並びにＨＰＴの効率の向上は、二重反転ターボファンエンジンの性能を著しく改善することが計算解析により確認されている。
【００６１】
図４において、羽根５２の前縁部６４と後縁部６６との間の軸方向幅が狭い又は細いことは、明確に示されており、その幅は、外側バンド５４と内側バンド５６との間の羽根又は流路の平均半径方向長さＬより相当に狭い。しかし、共にエネルギーを抽出するように設計されたＨＰＴ及びＬＰＴの羽根及びブレードは、エンジンにおけるＨＰＴとＬＰＴの相対的配置関係と、相対的に遅い回転速度で駆動されるファン及び、それとは逆に相対的に速い回転速度で駆動される圧縮機１８にそれぞれ結合されていることとを考慮して、大きさ及び構成の点で基本的に異なっている。第１段ＬＰ羽根５２は、ＬＰＴで使用されるために、必然的に幅が狭くＨＰＴ２２の排出端部において半径が増すことにより、相当に大きく異なる流れ分布を受ける。
【００６２】
従来、内側バンド５６における羽根５２の軸方向幅Ｍは、所期のエンジンのスラスト定格に合わせて規定されてもよく、それに対応して、羽根の半径方向スパン又は長さＬと比較して狭い。対応して、羽根の後縁部６６が前方へ傾斜していることにより、外側バンド５４の付近で羽根の軸方向幅Ｎが相当に縮小される。その結果、外側バンド及び内側バンドの双方において、羽根の幅は相応して狭くなる。従来のノズルで使用されていた場合と比べて、外側幅Ｎは相当に狭くなり、内側幅Ｍよりわずかに広いだけであるか又は内側幅Ｍとほぼ等しくなる場合もある。図４に例示される第１段ノズル５０の内側バンド５６は、典型的な弓形フィレットのわずかな距離の中で羽根の後縁部６６にすぐ隣接する後端部で終わる。これに対応して、外側バンド５４は、後縁部６６から軸方向後方へ間隔をおいた後端部で終わり、外側バンドの後端部は、内側バンド５６の後端部と垂直方向又は半径方向にほぼ整列される。
【００６３】
これにより、外側バンド及び内側バンドの後端部は、下流側の第１段ＬＰブレード５８にすぐ隣接するように位置決めされ、それらの間の流路の連続性を維持する。しかし、先に説明したように、空力効率の向上を得るためには、羽根５２は、外側バンド５４において前方へ傾斜されるのが好都合である。
【００６４】
更に、ＬＰノズル５０の外側バンド５４及び内側バンド５６の各前端部は、ＨＰブレード４６との間に非閉塞に一体化された中間ダクト６８を規定するために、羽根５２から前方へ伸びている。ダクト６８の半径方向高さは、ＨＰブレード４６と羽根５２との間で増加し、それらの間の非閉塞軸方向間隔Ｓは、外側幅Ｎと内側幅Ｍとの間である羽根のおよその公称軸方向幅又は平均軸方向幅より大きい。
【００６５】
例えば、羽根５２の前方におけるバンド５４、５６の軸方向間隔又は延長部分は、それらの幅の狭い羽根５２のおよその平均半径方向スパン又は長さＬと等しくてもよい。このように、２つのバンド５４、５６を前方へ延長することにより、ＨＰブレード４６と第１段ＬＰ羽根５２との間に非閉塞中間ダクト６８が規定される。
【００６６】
この非閉塞ダクトは、ＨＰＴから排出される大きな渦巻に望ましくない圧力損失を導入することなくＬＰ羽根に当たる前に、渦巻を混合し膨張させる。また、設計を複雑にする中間フレーム支柱又はフェアリングなしに、ＨＰＴからのガス流れをＬＰノズルを通して直接誘導できる。
【００６７】
例えば、図２に示されるように、ＬＰＴ２４の後に続いて、後部フレーム７０が配置される。後部フレーム７０は、外側支持リングと内側支持リングとの間に装着された１列の支柱７２を含む。支柱は、ＬＰＴからの排気流路を通って半径方向に延出する。
【００６８】
後部フレームの内側リングは、第１の回転子２６及び第２の回転子２８の後端部を支持する軸受７４を適切に支持する。回転子２６及び２８は、ＨＰＴ２２及びＬＰＴ２４の回転子ブレード４６、５８を支持する。
【００６９】
タービン回転子ブレード４６、５８は、エンジンケーシングから支持される周囲のタービンシュラウドに対してごく狭い離間間隔で配置された半径方向外側の先端部を有する。先端部とシュラウドとの間の間隙を通過するガス流れを最小限に抑えてタービンの効率を向上するために、間隙は相対的に狭く、約数ｍｉｌに維持される。
【００７０】
ＬＰＴ２４の段数は少ないため、第１段ＬＰノズル５０は中間フレーム又は支柱を含まずに構成されてもよい。また、後部フレーム７０から回転子２６、２８を装着することにより、狭い先端部間隙が維持されてもよく、それに伴って、一体形のＬＰノズル及びその内部の中間ダクトの効率が向上する。
【００７１】
図５は、複数の支柱７８を有する中間フレーム７６を含む第１段ＬＰノズルの別の実施形態を示す。第１の回転子２６の後端部を支持し、ＨＰＴ２２の回転子ブレード４６を支持するために、支柱７８は、図中符号８０により示されるいくつかの第１段ＬＰ羽根を貫通する。
【００７２】
この実施形態においては、ＬＰ羽根８０のうちのいくつかでは、その外側端部と内側端部との間の幅Ｎ、Ｍが軸方向に広くなっており、また、半径方向にそれらの羽根を貫通する支柱７８を受け入れるために、周囲部分が厚くなっている。図５は、羽根８０及びそれらを貫通する支柱７８を重ね合わせて示す横断面図である。この場合も、羽根は、ノズルを通る排気流れの方向を転換するために、弓形のキャンバ及び鋭角であるねじり角度を有する。
【００７３】
支柱７８が貫通装着された羽根８０のおよその公称軸方向幅又は平均軸方向幅より狭い間隔Ｓで、ＨＰブレード４６を羽根５２から前方へ離間させるために、一体形の中間ダクト６８は軸方向に延出する。しかし、中間フレームにおいて必要とされる支柱の数は、通常、空力荷重及び方向転換に要求される羽根の数より少ないので、ＬＰノズルの周囲に沿って、幅の広い羽根８０と図４に示される狭い羽根５２とを交互に配列してもよい。
【００７４】
後部フレーム７０と同様に、中間フレーム７６は、２つの回転子２６、２８と、それらの回転子から外側へ延出する回転子ブレードとを個別に支持するための適切な軸受を含むよう従来通りに構成されてもよい。この実施形態においては、中間フレーム７６は、ＨＰＴとＬＰＴとの間に軸方向に配置されるので、ＨＰＴの効率を向上し且つ一体形第１段ＬＰノズル５０から得られる効率向上を調整するために、中間フレーム７６は、ＨＰブレードのブレード先端部間隙をできる限り狭く正確に維持するように支持する。また、その場合、後部フレームは、ＬＰブレード及びその狭い先端部間隙を個別に支持するために使用されてもよい。
【００７５】
先に開示された第１段ＬＰノズルの様々な実施形態において、前方へ傾斜した後縁部は、何らかの妥協を要求する犠牲を払う。傾斜した後縁部は、対応する空力荷重条件の下で流れの方向を転換するために利用可能な羽根の有効表面積を縮小する。従って、前方へ傾斜したノズルは、二重反転ターボファンエンジンにおけるタービンの空力効率を向上するという点に関して、最良の有用性と最上の能力を発揮する。
【００７６】
２スプールターボファンエンジンにおいては、ＨＰＴ及び下流側のＬＰＴの性能は、先に説明したように明確に相関性を有し、エンジン全体の性能に影響を及ぼす。ＨＰＴとＬＰＴの回転子が逆方向に回転することにより、空力効率を向上させたターボファンエンジンの新たな構成が得られる。
【００７７】
特に、第１段ＬＰノズルは、ＬＰＴの性能、並びにその上流側に配置されたＨＰＴの性能に著しく大きな影響を与える。それらの構成要素の設計を改善すると、第１段ＬＰノズル自体によって、その下流側のＬＰＴの段との組み合わせ、並びに一体形の中間フレームが組み込まれているか否かに関わらず、上流側に配置されたＨＰＴとの組み合わせの相乗効果により、効率の向上が実現される。
【００７８】
この相乗効果は、タービンにおけるエーロフォイルの数が減少することによるエンジンの著しい軽量化を更に含む。また、前方へ傾斜した第１段ＬＰノズルは、エンジンの全長を短縮する。これは、より短い第１段ＬＰノズルとＬＰＴの下流側の段との接合部の中の様々な他の構成要素におけるエンジンの重量の減少にも、相乗効果による影響を及ぼす。
【００７９】
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、特許請求の範囲において定義され且つ識別される発明は特許によって保護され、且つ、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。
【図面の簡単な説明】
【００８０】
【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。
【図４】図２に示される低圧タービンの第１段ノズル及び回転子ブレードの拡大正面図である。
【図５】別の実施形態に従った第１段低圧タービンノズルの図４と同様の軸方向断面図である。
【符号の説明】
【００８１】
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…低圧タービン（ＬＰＴ）、２６…第１の回転子、２８…第２の回転子、４４…高温燃焼ガス、４６…高圧（ＨＰ）回転子ブレード、４８…高圧（ＨＰ）固定子羽根、５０…第１段低圧（ＬＰ）タービンノズル、５２…第１段ＬＰ固定子羽根、５４…外側バンド、５６…内側バンド、５８…第１段ＬＰ回転子ブレード、６０…圧力側、６２…吸込み側、６４…前縁部、６６…後縁部、６８…中間ダクト、７０…後部フレーム、７２…支柱、７４…軸受、７６…中間フレーム、７８…支柱、８０…第１段ＬＰ羽根
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【外国語明細書】
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