(57)【要約】【課題】軸流圧縮機の可変静翼構造において、製造上のコストアップを招くことなく圧力損失を低減すること。【解決手段】環状流体通路３４に配置された複数の静翼７０は、円筒状外周部材１４Ｂに、それ自身の軸線Ｔ周りに回転可能に設けられた軸体７２と、軸体７２の径方向の一方の側から延在する部分を含む翼体７４とを有し、軸体７２の軸線Ｔは、環状流体通路３４の中心Ｃから放射状に延出する半径線Ｒに対して環状流体通路３４の周方向に対して傾斜している。【選択図】図２
2019163728.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
円筒状内周部材及び該円筒状内周部材に対して同軸的に配置された円筒状外周部材によって画定された環状流体通路に配置された複数の静翼を含む軸流圧縮機の可変静翼構造であって、
前記静翼は、前記円筒状外周部材に、それ自身の軸線周りに回転可能に設けられた軸体と、前記軸体の径方向の一方の側から延在する部分を含む翼体とを有し、
前記軸体の前記軸線は、前記環状流体通路の中心から放射状に延出する半径線に対して、前記環状流体通路の周方向及び又は軸線方向に対して傾斜している軸流圧縮機の可変静翼構造。
【請求項２】
前記翼体が定格位置及び非定格位置間を前記軸体の前記軸線周りに回動可能に支持され、
前記軸体の前記軸線は、前記軸体の前記軸線の前記環状流体通路の径方向外方の内周面との交点Ｏ、前記定格位置に於ける前記翼体の後縁の外周側端点Ｐ及び前記非定格位置に於ける前記翼体の後縁の外周側端点Ｑにより画定される仮想面に対して直交する方向に延在し且つ前記交点Ｏを通る請求項１に記載の軸流圧縮機の可変静翼構造。
【請求項３】
前記定格位置において、前記翼体の外周側端縁と前記円筒状外周部材の内周面との間の空隙が最小となるように、前記翼体の形状が定められている請求項２に記載の軸流圧縮機の可変静翼構造。
【請求項４】
前記定格位置において、前記翼体の内周側端縁と前記円筒状内周部材の内周面との間の空隙が最小となるように、前記翼体の形状が定められている請求項２又は３に記載の軸流圧縮機の可変静翼構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、軸流圧縮機の可変静翼構造に関し、更に詳細には、航空機用ガスタービンエンジン等に用いられる軸流圧縮機の可変静翼構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機用ガスタービンエンジンに用いられる軸流圧縮機の静翼列は、離陸時や巡航時等の定格運転時（大出力運転時）の大流入空気量に適合するように静翼の迎え角を設定される。このため、アイドリング時やタキシング時の小流入空気量による非定格運転時には、定格運転時との流入条件の相違によって静翼列における空気の流れ状態が安定せず、サージング現象が発生する虞がある。
【０００３】
この問題を解決するために、つまり非定格運転時も静翼列における空気の流れ状態が安定するように、静翼の迎え角を変更可能な可変静翼構造による軸流圧縮機が知られている（特許文献１、２）。これら従来の可変静翼構造では、静翼は環状流体通路の中心から放射状に延出する半径線を軸線として旋回可能に設けられている。
【０００４】
各静翼が定格運転時の旋回位置にある時に、静翼のチップ端縁及びルート端縁（環状流体通路の半径方向で見た内周側及び外周側の端縁）と環状流体通路の壁面との間（以下、端縁間隙と略称する）が最小になるように静翼の寸法が設定されていることが、圧力損失の低減に関して好適である。
【０００５】
しかし、静翼が軸流圧縮機の軸線方向で見て軸流圧縮機の中心軸線を中心とした環状流体通路に設けられ、環状流体通路の中心から放射状に延出する半径線を軸線として旋回可能で、静翼のチップ端縁及びルート端縁が直線状で、これら端縁が円弧面（円筒面）による通路壁面に対向していると、上述の如く静翼の寸法設定が定格運転時で最適になる設定（端縁間隙が最小になる設定）であると、非定格運転時の旋回位置では静翼がチップ端縁及びルート端縁が通路壁面と干渉する。
【０００６】
干渉を避けるべく干渉領域をカットした形状の静翼が用いられると、各静翼が定格運転時の旋回位置にある時に大きい端縁間隙が生じ、圧力損失を招くことになる。
【０００７】
このことに対して、特許文献２に示されているような可変静翼構造では、通路壁面の、静翼の旋回領域に対応する部分を凹状球面及び凸状球面にすることにより、干渉を回避し圧力損失の低減を防止している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】特開２０００−２８３０９６号公報
【特許文献２】特開２０１５−４５３２４号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
しかしながら、環状流体通路の壁面に凹状球面及び凸状球面が形成されると、環状流体通路を流れる作動流体の流れに乱れが発生し、新たな圧力損失が生じる。また、凹状球面及び凸状球面の追加の加工が必要になり、製造上のコストアップを招くことになる。
【００１０】
本発明が解決しようとする課題は、軸流圧縮機の可変静翼構造において、製造上のコストアップを招くことなく圧力損失を低減することである。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明の一つの実施形態による軸流圧縮機の可変静翼構造は、円筒状内周部材（１４Ａ）及び該円筒状内周部材（１４Ａ）に対して同軸的に配置された円筒状外周部材（１４Ｂ）によって画定された環状流体通路３４に配置された複数の静翼（７０）を含む軸流圧縮機の可変静翼構造であって、前記静翼（７０）は、前記円筒状外周部材（１４Ｂ）に、それ自身の軸線（Ｔ）周りに回転可能に設けられた軸体（７２）と、前記軸体（７２）の径方向の一方の側から延在する部分を含む翼体（７４）とを有し、前記軸体（７２）の前記軸線（Ｔ）は、前記環状流体通路（３４）の中心（Ｃ）から放射状に延出する半径線（Ｒ）に対して、前記環状流体通路（３４）の周方向及び又は軸線方向に対して傾斜している。
【００１２】
この構成によれば、通路壁面を凹状球面及び凸状球面にすることなく、翼体（７４）の旋回において翼体（７４）が環状流体通路（３４）の壁面と干渉することを回避することができ、圧力損失の低減を図ることができる。
【００１３】
上記軸流圧縮機の可変静翼構造において、好ましくは、前記翼体（７４）が定格位置（Ｄ）及び非定格位置（Ｆ）間を前記軸体（７２）の前記軸線（Ｔ）周りに回動可能に支持され、前記軸体（７２）の前記軸線（Ｔ）は、前記軸体（７２）の前記軸線（Ｔ）の前記環状流体通路の外周面との交点（Ｏ）、前記定格位置（Ｄ）に於ける前記翼体（７４）の後縁（７４Ａ）の外周側端点（Ｐ）及び前記非定格位置（Ｆ）に於ける前記翼体（７４）の後縁（７４Ａ）の外周側端点（Ｑ）により画定される仮想面（Ｓ）に対して直交する方向に延在し且つ前記交点（Ｏ）を通る。
【００１４】
この構成によれば、通路壁面を凹状球面及び凸状球面にすることなく、翼体（７４）の旋回において翼体（７４）が環状流体通路（３４）の壁面と干渉することを回避しつつ端縁間隙を小さくでき、圧力損失の低減を図ることができる。
【００１５】
上記軸流圧縮機の可変静翼構造において、好ましくは、前記定格位置（Ｄ）において、前記翼体（７４）の外周側端縁（７４Ｂ）と前記円筒状外周部材（１４Ｂ）の内周面（３４Ａ）との間の空隙が最小となるように、前記翼体（７４）の形状が定められている。
【００１６】
この構成によれば、定格運転時の圧力損失が低減する。
【００１７】
上記軸流圧縮機の可変静翼構造において、好ましくは、前記定格位置（Ｄ）において、前記翼体（７４）の内周側端縁と前記円筒状内周部材（１４Ａ）の外周面（３４Ｂ）との間の空隙が最小となるように、前記翼体（７４）の形状が定められている。
【００１８】
この構成によれば、定格運転時の圧力損失が低減する。
【発明の効果】
【００１９】
本発明による軸流圧縮機の可変静翼構造によれば、製造上のコストアップを招くことなく圧力損失が低減する。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本実施形態の可変静翼構造を含む軸流圧縮機が用いられる航空機用のガスタービンエンジンの概要を示す断面図
【図２】本実施形態の可変静翼構造を示す正面図相当の断面図
【図３】本実施形態の可変静翼構造を示す斜視図
【図４】本実施形態の可変静翼構造を幾何学的に説明するための説明図
【図５】他の実施形態の可変静翼構造を示す側面図相当の断面図
【発明を実施するための形態】
【００２１】
以下に、本発明による軸流圧縮機の変静翼構造の実施形態を、図１〜図５を参照して説明する。
【００２２】
先ず、本実施形態の可変静翼構造を含む軸流圧縮機が用いられる航空機用のガスタービンエンジン（ターボファンエンジン）の概要を、図１を参照して説明する。
【００２３】
ガスタービンエンジン１０は、互いに同心に配置された略円筒状のアウタケーシング１２およびインナケーシング１４を有する。インナケーシング１４は内部に前部第１ベアリング１６および後部第１ベアリング１８によって低圧系回転軸２０を回転自在に支持している。低圧系回転軸２０は外周に前部第２ベアリング２２および後部第２ベアリング２４によって中空軸による高圧系回転軸２６を回転自在に支持している。低圧系回転軸２０と高圧系回転軸２６とは同心配置で、これらの中心軸線は符号Ａによって示されている。
【００２４】
低圧系回転軸２０はインナケーシング１４より前方に突出した略円錐形状の先端部２０Ａを含む。先端部２０Ａの外周には周方向に複数のフロントファン２８が設けられている。フロントファン２８の下流側にはアウタケーシング１２に接合された外端およびインナケーシング１４に接合された外端を含む複数のステータベーン３０が周方向に所定の間隔をおいて設けられている。ステータベーン３０の下流側には、アウタケーシング１２とインナケーシング１４との間に形成された円環状断面形状のバイパスダクト３２と、インナケーシング１４に同心（中心軸線Ａに同心）に形成された円環状断面形状の空気圧縮用ダクト（環状流体通路）３４とが並列に設けられている。
【００２５】
空気圧縮用ダクト３４の入口部には軸流圧縮機３６が設けられている。軸流圧縮機３６は、低圧系回転軸２０の外周に設けられた前後２列の動翼列３８と、インナケーシング１４に設けられた前後２列の可変静翼構造による静翼列４０とを軸線方向に互いに隣接して交互に有する。
【００２６】
空気圧縮用ダクト３４の出口部には遠心圧縮機４２が設けられている。遠心圧縮機４２は高圧系回転軸２６の外周に設けられたインペラ４４を有する。空気圧縮用ダクト３４の出口部にはインペラ４４の上流側に位置する静翼列４６が設けられている。遠心圧縮機４２の出口部にはインナケーシング１４に固定されたデフューザ５０が設けられている。
【００２７】
デフューザ５０の下流側にはデフューザ５０から圧縮空気を供給される逆流燃焼室５２を画定する燃焼室部材５４が設けられている。インナケーシング１４には逆流燃焼室５２に燃料を噴射する複数の燃料噴射ノズル５６が設けられている。逆流燃焼室５２は燃料と空気との混合気の燃焼によって高圧の燃焼ガスを生成する。逆流燃焼室５２の出口部にはノズルガイドベーン列５８が設けられている。
【００２８】
逆流燃焼室５２の下流側には逆流燃焼室５２にて生成された燃焼ガスを噴付けられる高圧タービン６０および低圧タービン６２が設けられている。高圧タービン６０は高圧系回転軸２６の外周に固定された高圧タービンホイール６４を含む。低圧タービン６２は、高圧タービン６０の下流側にあり、インナケーシング１４に固定された複数のノズルガイドベーン列６６と、低圧系回転軸２０の外周に設けられた複数の低圧タービンホイール６８とを軸線方向に交互に有する。
【００２９】
ガスタービンエンジン１０の始動に際しては、スタータモータ（不図示）によって高圧系回転軸２６を回転駆動することが行われる。高圧系回転軸２６が回転駆動されると、遠心圧縮機４２によって圧縮された空気が逆流燃焼室５２に供給され、逆流燃焼室２９における空気と燃料との混合気の燃焼によって燃料ガスが発生する。燃料ガスは高圧タービンホイール６４および低圧タービンホイール６８に噴付けられ、これらタービンホイール６４、６８を回転させる。
【００３０】
これにより、低圧系回転軸２０および高圧系回転軸２６が回転し、フロントファン１９が回転すると共に軸流圧縮機３６および遠心圧縮機４２が運転され、圧縮空気が逆流燃焼室５２に供給される。これにより、ガスタービンエンジン１０はスタータモータの停止後も運転を継続する。
【００３１】
ガスタービンエンジン１０の運転中に、フロントファン２８が吸い込んだ空気の一部は、バイパスダクト３２を通過して後方に噴出し、特に低速飛行時に主たる推力を発生する。フロントファン２８が吸い込んだ空気の残部は、逆流燃焼室５２に供給されて燃料との混合気として燃焼し、燃焼ガスは低圧系回転軸２０および高圧系回転軸２６の回転駆動に寄与した後に後方に噴出し、推力を発生する。
【００３２】
次に、図２、図３を参照して可変静翼構造による静翼列４０の詳細を説明する。
【００３３】
空気圧縮用ダクト（環状流体通路）３４は、図２に示されているように、インナケーシング１４の円筒状内周部１４Ａ及び円筒状内周部１４Ａに対して同軸的に配置されたインナケーシング１４の円筒状外周部１４Ｂによって中心軸線Ａ（図１参照）の方向で見て円環形状をしている。
【００３４】
静翼列４０は、図２に示されているように、空気圧縮用ダクト３４の周方向に所定のピッチをもって配置された複数の静翼７０を含む。
【００３５】
各静翼７０は、円筒状外周部１４Ｂに、それ自身の軸線（旋回軸線）Ｔ周りに回転可能に設けられた軸体（旋回軸）７２と、空気圧縮用ダクト３４内にあって軸体７２の径方向の一方の側から延在する部分を含むフラップ状の翼体７４とを有し、翼体７４が図３に実線によって示されている定格位置Ｄ及び図３に想像線によって示されている非定格位置Ｆ間を軸体７２の軸線Ｔ周りに回動変位する。航空機用のガスタービンエンジン１０においては、定格位置は離陸時や巡航時に適切な迎え角を得る回動位置（旋回位置）であり、非定格位置はアイドリング時やタキシング時に適切な迎え角を得る回動位置（旋回位置）である。
【００３６】
翼体７４は、軸体７２の軸線Ｔに直交する方向に延在する略直線状の外周側端縁（ルート端縁）７４Ｂ及び内周側端縁（チップ端縁）７４Ｃと、軸線Ｔに平行に延在して外周側端縁７４Ｂの遊端と内周側端縁７４Ｃとを接続する直線状の後縁７４Ａとを含む。尚、外周側端縁７４Ｂは空気圧縮用ダクト３４の内周面３４Ａの円弧面に応じた円弧であってよい。内周側端縁７４Ｃは空気圧縮用ダクト３４の外周面３４Ｂの円弧面に応じた円弧であってよい。
【００３７】
軸体７２の軸線Ｔは、空気圧縮用ダクト３４の中心軸線Ａ上の中心Ｃから放射状に延出する半径線Ｒに対して、径方向外側（ルート側）を翼体７４の側に向けて空気圧縮用ダクト３４の周方向に対して傾斜角θｒをもって傾斜している。
【００３８】
軸体７２の軸線Ｔの適切な傾斜角θｒについて、図４を参照して説明する。
【００３９】
軸体７２の軸線Ｔは、軸線Ｔの空気圧縮用ダクト３４の径方向外方の内周面（円筒状外周部１４Ｂの内周面）３４Ａとの交点Ｏ（図４（Ａ）参照）と、定格位置Ｄに於ける翼体７４の後縁７４Ａの外周側端点Ｐ（図４（Ｂ）、（Ｃ）参照）と、非定格位置Ｆに於ける翼体７４の直線状の後縁７４Ａの外周側端点Ｑ（図４（Ｂ）、（Ｃ）参照）とにより画定される仮想面Ｓ（図４（Ｃ）参照）に対して直交する方向に延在し、且つ交点Ｏを通る。軸線Ｔの適切な傾斜角θｒはこのことを満たすように設定される。図４（Ｂ）、（Ｃ）の符号ｔは翼体７４の旋回時の後縁７４Ａの運動軌跡を示す。
【００４０】
尚、図４（Ａ）において、符号Ｏｘは軸体７２の軸線Ｔが半径線Ｒ上にある場合の、外周側端点Ｐを通り且つ半径線Ｒに直交する仮想平面と半径線Ｒとの交点を示している。この場合には、外周側端点Ｑは円筒状外周部１４Ｂ内に位置する。これは、軸体７２の軸線Ｔが半径線Ｒ上にある場合には外周側端点Ｑが円筒状外周部１４Ｂと干渉することを意味する。
【００４１】
翼体７４は、定格位置Ｄにおいて、翼体７４の直線状の外周側端縁７４Ｂと円筒状外周部１４Ｂの内周面３４Ａとの間の空隙（端縁間隙）が最小となり、且つ翼体７４の直線状の内周側端縁７４Ｃと円筒状内周部１４Ａの外周面３４Ｂとの間の空隙（端縁間隙）が最小となるように、寸法及び形状を定められている。
【００４２】
軸体７２の軸線Ｔが半径線Ｒに対して空気圧縮用ダクト３４の周方向に対して傾斜角θｒをもって傾斜していることにより、翼体７４の定格位置Ｄから非定格位置Ｆへの旋回において、外周側端縁７４Ｂが円筒状外周部１４Ｂの内周面３４Ａから離れる方向に変位する。翼体７４の定格位置Ｄから非定格位置Ｆへの旋回において、内周側端縁７４Ｃは円筒状内周部１４Ａの外周面３４Ｂとの端縁間隙が大きくなる側に変位する。
【００４３】
これらのことにより、各翼体７４が定格運転時の旋回位置にある時に、翼体７４の直線状の外周側端縁７４Ｂと円筒状外周部１４Ｂの内周面３４Ａとの間の空隙が最小となり、且つ翼体７４の直線状の内周側端縁７４Ｃと円筒状内周部１４Ａの外周面３４Ｂとの間の空隙が最小となるように、翼体７４の形状及び寸法が設定されていても、通路壁面を凹状球面及び凸状球面にすることなく、非定格運転時の旋回位置において外周側端縁７４Ｂが円筒状外周部１４Ｂの内周面３４Ａと干渉することがない。
【００４４】
これにより、製造上のコストアップや新たな圧力損失を招くことなく定格運転時の圧力損失が低減し、軸流圧縮機３６の性能向上のもとにガスタービンエンジン１０の最大出力が向上する。
【００４５】
以上、本発明を、その好適な実施形態について説明したが、本発明はこのような実施形態により限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。例えば、軸体７２の軸線Ｔの半径線Ｒに対する傾斜は、空気圧縮用ダクト３４の周方向に限られることなく、図５に示されているように、空気圧縮用ダクト３４の軸線方向に傾斜角θａをもって傾斜しても、空気圧縮用ダクト３４の周方向及び軸線方向の双方向に傾斜していてもよく、これらのことは、翼体７４の旋回位置や旋回範囲（最大旋回角）等に応じて定められればよい。
【００４６】
本発明による可変静翼構造は、ガスタービンエンジンの軸流式低圧圧縮機に限られることはなく、軸流式高圧圧縮機を含むガスタービンエンジンの軸流式高圧圧縮機等、各種の軸流圧縮機に適用することができる。
【００４７】
また、上記実施形態に示した構成要素は必ずしも全てが必須なものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない限りにおいて適宜取捨選択することが可能である。
【符号の説明】
【００４８】
１０      ：ガスタービンエンジン
１２      ：アウタケーシング
１４      ：インナケーシング
１４Ａ  ：円筒状内周部
１４Ｂ  ：円筒状外周部
１６      ：前部第１ベアリング
１８      ：後部第１ベアリング
１９      ：フロントファン
２０      ：低圧系回転軸
２０Ａ    ：先端部
２２      ：前部第２ベアリング
２４      ：後部第２ベアリング
２６      ：高圧系回転軸
２８      ：フロントファン
２９      ：逆流燃焼室
３０      ：ステータベーン
３２      ：バイパスダクト
３４      ：空気圧縮用ダクト（環状流体通路）
３４Ａ    ：内周面
３４Ｂ    ：外周面
３６      ：軸流圧縮機
４０      ：静翼列
４２      ：遠心圧縮機
４４      ：インペラ
４６      ：静翼列
５０      ：デフューザ
５２      ：逆流燃焼室
５４      ：燃焼室部材
５６      ：燃料噴射ノズル
５８      ：ノズルガイドベーン列
６０      ：高圧タービン
６２      ：低圧タービン
６４      ：高圧タービンホイール
６６      ：ノズルガイドベーン列
６８      ：低圧タービンホイール
７０      ：静翼
７２      ：軸体
７４      ：翼体
７４Ａ    ：後縁
７４Ｂ    ：外周側端縁
７４Ｃ    ：内周側端縁
Ａ        ：中心軸線
Ｃ        ：中心
Ｄ        ：定格位置
Ｆ        ：非定格位置
Ｏ        ：交点
Ｐ        ：外周側端点
Ｑ        ：外周側端点
Ｒ        ：半径線
Ｓ        ：仮想面
Ｔ        ：軸線
θ        ：傾斜角
θｒ      ：傾斜角
【図１】
2019163728.tif 000003
【図２】
2019163728.tif 000004
【図３】
2019163728.tif 000005
【図４】
2019163728.tif 000006
【図５】
2019163728.tif 000007