(57)【要約】【課題】  ガスタービンエンジンの性能向上方法を提供する。【解決手段】  本発明のガスタービンエンジンの性能向上方法が、特に、ファンセクションの少なくとも一つのファンブレードのファン先端速度の境界条件を決定し、低圧タービンのロータのロータ境界条件を決定することを含む。ファンセクションと低圧タービンの回転速度が所望の運転サイクル数を満たしているかどうかを判断するように、ストレスレベルが低圧タービンのロータおよび少なくとも一つのファンブレードの拘束を利用する。【選択図】図１
2015163793.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ファンセクションの少なくとも一つのファンブレードのファン先端速度の境界条件を決定し、
低圧タービンのロータのロータ境界条件を決定し、
前記ファンセクションおよび前記低圧タービンの回転速度が所望の運転サイクル数を満たしているかどうかを判断するように、前記低圧タービンのロータと、前記少なくとも一つのファンブレードと、のストレスレベルの拘束を利用する、
ことを備えたガスタービンエンジンの性能向上方法。
【請求項２】
前記ファンセクションと、前記低圧タービンと、を減速装置が連結するとともに、前記減速装置が少なくとも１．５、かつ４．１を超えない星型歯車比を含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンの性能向上方法。
【請求項３】
ファン圧力比が、１．７未満であることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジンの性能向上方法。
【請求項４】
ファン圧力比が、１．４８未満であることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジンの性能向上方法。
【請求項５】
バイパス比が、１１〜２２であることを特徴とする請求項３に記載のガスタービンエンジンの性能向上方法。
【請求項６】
前記少なくとも一つのファンブレードのファンブレード先端速度が１４００ｆｐｓ未満であることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンの性能向上方法。
【請求項７】
前記ロータまたは前記少なくとも一つのファンブレードのストレスレベルが前記所望の運転サイクル数を満たすのに高すぎる場合、ギア減速装置のギア比が下げられ、前記低圧タービンの段数が増加されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンの性能向上方法。
【請求項８】
前記ロータまたは前記少なくとも一つのファンブレードのストレスレベルが前記所望の運転サイクル数を満たすのに高すぎる場合、ギア減速装置のギア比が下げられ、前記低圧タービンの環状領域が増加されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンの性能向上方法。
【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し、特にガスタービンエンジンのファンドライブギアシステムのギア比の設定方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、ファンセクションと、圧縮機セクションと、燃焼器セクションと、タービンセクションと、を含む。圧縮機セクションに流入した空気が圧縮されて燃焼器セクションへと送られ、そこで燃料と混合されて点火され、高速排出ガス流を発生する。高速排出ガス流がタービンセクションを通じて膨張して、圧縮機およびファンセクションを駆動する。様々な種類の中でも特に、圧縮機セクションは低圧および高圧圧縮機を含み、タービンセクションは低圧および高圧タービンを含む。
【０００３】
一般に、高圧タービンは外側シャフトを通じて高圧圧縮機を駆動して高スプールを形成し、低圧タービンは内側シャフトを通じて低圧圧縮機を駆動して低スプールを形成する。ファンセクションもまた、内側シャフトによって駆動される。ダイレクトドライブ・ガスタービンエンジンは、低スプールによって駆動されるファンセクションを含み、低圧圧縮機、低圧タービン、およびファンセクションが共通の速度で共通の方向に回転する。
【０００４】
ファンセクションがタービンセクションとは異なる速度で回転するようにファンセクションを駆動するように、ファンドライブギアシステムまたはその他の機構の減速装置が利用される。それによりエンジンの推進効率が全体的に向上される。こうしたエンジン構造では、タービンセクションとファンセクションの両方が最適速度付近で回転することができるように、タービンセクションの一つによって駆動されるシャフトが、ファンセクションを低減速度で駆動する減速装置に入力を提供する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
変速機構を利用するガスタービンエンジンは、概ね従来のエンジンに比べて推進効率を向上させる能力があることが知られているが、ガスタービンエンジン製造業者は、熱効率、伝達効率、推進効率の向上を含む、エンジン性能の更なる向上を追及し続けている。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の例示の一態様のガスタービンエンジンは、特に、軸を中心として回転可能なファンを含むファンセクションと、前記ファンと連通する減速装置と、を含む。減速装置は、少なくとも１．５の星形歯車比を有する星形駆動歯車装置を含む。ファンのファンブレード先端速度は１４００ｆｐｔ未満である。
【０００７】
前述のガスタービンエンジンのこれに限定しない更なる実施例では、減速装置が少なくとも２．６の歯車比を有する星形歯車装置を含む。
【０００８】
前述のガスタービンエンジンのいずれにも限定しない更なる実施例では、減速装置が４．１以下の歯車比を有する装置を含む。
【０００９】
前述のガスタービンエンジンのいずれにも限定しない更なる実施例では、約６．０を上回るバイパス比を含む。
【００１０】
前述のガスタービンエンジンのいずれにも限定しない更なる実施例では、バイパス比が約１１．０〜約２２．０である。
【００１１】
前述のガスタービンエンジンのいずれにも限定しない更なる実施例では、星形歯車装置が、太陽歯車と、複数の星型歯車と、リングギアと、キャリアと、を含む。
【００１２】
前述のガスタービンエンジンのいずれにも限定しない更なる実施例では、複数の星形歯車の各々が、少なくとも一つのベアリングを含む。
【００１３】
前述のガスタービンエンジンのいずれにも限定しない更なる実施例では、キャリアが回転に対して固定される。
【００１４】
前述のガスタービンエンジンのいずれにも限定しない更なる実施例では、低圧タービンが太陽歯車に機械的に取り付けられる。
【００１５】
前述のガスタービンエンジンのいずれにも限定しない更なる実施例では、ファンセクションがリングギアに機械的に取り付けられる。
【００１６】
前述のガスタービンエンジンのいずれにも限定しない更なる実施例では、減速装置の入力は第１の方向に回転可能であり、減速装置の出力は前記第１の方向と反対側の第２の方向に回転可能である。
【００１７】
前述のガスタービンエンジンのいずれにも限定しない更なる実施例では、低圧タービンセクションが減速装置と連通しており、低圧タービンセクションが、少なくとも３段、かつ４段を超えない段を含む。
【００１８】
前述のガスタービンエンジンのいずれにも限定しない更なる実施例では、ファンのファンブレード先端速度は１０００ｆｐｓを上回る。
【００１９】
本発明の別の一態様のガスタービンエンジンの性能向上方法が、特に、ファンセクションの少なくとも一つのファンブレードのファン先端速度の境界条件（ｂｏｕｎｄａｒｙ  ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ）を決定し、低圧タービンのロータのロータ境界条件を決定することを含む。ファンセクションと低圧タービンの回転速度が所望の運転サイクル数を満たしているかどうかを判断するように、ストレスレベルが低圧タービンのロータおよび少なくとも一つのファンブレードの拘束（ｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓ）を利用する。
【００２０】
前述の方法のこれに限定しない更なる実施例では、減速装置がファンセクションと低圧タービンを連結するとともに、少なくとも約１．５、かつ約４．１を超えない星型歯車比を含む。
【００２１】
前述の方法のいずれにも限定しない更なる実施例では、ファン圧力比が１．７未満である。
【００２２】
前述の方法のいずれにも限定しない更なる実施例では、ファン圧力比が１．４８未満である。
【００２３】
前述の方法のいずれにも限定しない更なる実施例では、バイパス比が約１１〜約２２である。
【００２４】
前述の方法のいずれにも限定しない更なる実施例では、少なくとも一つのファンブレードのファンブレード先端速度が１４００ｆｐｓ未満である。
【００２５】
前述の方法のいずれにも限定しない更なる実施例では、ロータまたは少なくとも一つのファンブレードのストレスレベルが所望の運転サイクル数を満たすのに高すぎる場合、ギア減速装置のギア比が下げられ、低圧タービンの段数が増加される。
【００２６】
前述の方法のいずれにも限定しない更なる実施例では、ロータまたは少なくとも一つのファンブレードのストレスレベルが所望の運転サイクル数を満たすのに高すぎる場合、ギア減速装置のギア比が下げられ、低圧タービンの環状領域（ａｎｎｕｌａｒ  ａｒｅａ）が増加される。
【００２７】
開示の実施例の様々な特徴および利点が、以下の詳細な説明から当業者にとって明らかとなるであろう。詳細な説明に添付の図面を以下のように簡単に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】一例のガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】ガスタービンエンジンに組み込まれる低速スプールの一形態の概略図。
【図３】ガスタービンエンジンに組み込まれるファンドライブギアシステムを示す図。
【発明を実施するための形態】
【００２９】
図１は、ガスタービンエンジン２０を概略的に示す。一例のガスタービンエンジン２０は、概ねファンセクション２２と、圧縮機セクション２４と、燃焼器セクション２６と、タービンセクション２８と、を組み込んだ２スプールのターボファンエンジンである。代替的なエンジンは、その他のシステムまたは特徴部の中でも特に、オーグメンタセクション（図示せず）を含みうる。ファンセクション２２がバイパス流路Ｂに沿って空気を送り込む一方、圧縮機セクション２４が、空気を圧縮して燃焼器セクション２６へと通流させるように、コア流路Ｃに沿って空気を送り込む。燃焼器セクション２６内で発生した高温燃焼ガスがタービンセクション２８を通して膨張する。これに限定しない開示の実施例では２スプールのターボファンガスタービンエンジンとして記載したが、本明細書中に記載の概念は、２スプールのターボファンエンジンに限定するものではなく、それらの教示を、３スプールエンジン構造を含むこれに限定しない他種のエンジンにも拡張できることを理解されたい。
【００３０】
実施例のガスタービンエンジン２０は、概ねエンジン中心線長手方向軸Ａを中心として回転するように取り付けられた低速スプール３０および高速スプール３２を含む。低速スプール３０および高速スプール３２は幾つかのベアリングシステム３１を介してエンジン静的構造３３に関して取り付けられる。その他のベアリングシステム３１が代替的または付加的に設けられてもよく、ベアリングシステム３１の位置は応用例の必要性に応じて様々であることを理解されたい。
【００３１】
低速スプール３０は概ねファン３６と、低圧圧縮機３８と、低圧タービン３９と、を相互に連結する内側シャフト３４を含む。内側シャフト３４は、変速機構を介してファン３６に連結されており、この変速機構は、例示のガスタービンエンジン２０では、ファンドライブギアシステム５０（図２，３参照）などの歯車減速機構４５として示される。変速機構は、ファン３６を低速スプール３０よりも低速で駆動する。高速スプール３２は、高圧圧縮機３７と、高圧タービン４０と、を相互に連結する外側シャフト３５を含む。この実施例では、内側シャフト３４および外側シャフト３５は、エンジン静的構造３３内に配置されたベアリングシステム３１により種々の軸方向位置に支持される。
【００３２】
燃焼器４２が一例のガスタービン２０において高圧圧縮機３７と高圧タービン４０との間に配置される。中間タービンフレーム４４が概ね高圧タービン４０と低圧タービン３９との間に配置される。中間タービンフレーム４４は、タービンセクション２８の一つ以上のベアリングシステム３１を支持する。中間タービンフレーム４４は、コア流路Ｃ内に延在する一つ以上のエーロフォイル４６を含む。当然のことながら、ファンセクション２２、圧縮機セクション２４、燃焼器セクション２６、タービンセクション２８、およびファンドライブギアシステム５０の各位置は様々である。例えば、ギアシステム５０は燃焼器セクション２６の後方またはタービンセクション２８のさらに後方に配置されてもよく、ファンセクション２２はギアシステム５０の位置の前方または後方に配置されてもよい。
【００３３】
内側シャフト３４および外側シャフト３５は同軸であり、それらの長手方向軸と同一線上のエンジン中心線長手方向軸Ａを中心としてベアリングシステム３１を介して回転する。コア空気流が低圧圧縮機３８および高圧圧縮機３７により圧縮され、燃焼器４２内で燃料と混合されて燃焼され、次いで高圧タービン４０および低圧タービン３９を通じて膨張される。高圧タービン４０および低圧タービン３９はその膨張に応じてそれぞれ高速スプール３２および低速スプール３０を回転駆動する。
【００３４】
限定しない実施例では、ガスタービンエンジン２０は高バイパス・ギアード・航空エンジンである。更なる例では、ガスタービンエンジン２０のバイパス比は、約６（６：１）よりも大きい。歯車減速機構４５は、遊星歯車装置、星形歯車装置、またはその他の歯車装置などのエピサイクリック歯車列を含む。歯車減速機構４５により、低速スプール３０のより高速での運転が可能となり、それにより低圧圧縮機３８および低圧タービン３９の運転効率の向上が可能となり、より少ない段数で圧力を増加させる。
【００３５】
低圧タービン３９の圧力比は低圧タービン３９の出口における圧力に関連して低圧タービン３９の入口の前に圧力測定され、ガスタービンエンジン２０の排気ノズルの前に圧力測定される。限定しない一実施例では、ガスタービンエンジン２０のバイパス比は約１０（１０：１）よりも大きく、ファンの直径は低圧圧縮機３８の直径よりも著しく大きく、低圧タービン３９は約５（５：１）よりも大きい圧力比を有する。限定しない別の実施例では、バイパス比は１１よりも大きくかつ２２よりも小さく、あるいは、１３よりも大きくかつ２０よりも小さい。しかしながら、上記のパラメータは歯車減速機構エンジンまたは変速機構を使用するその他のエンジンの例示に過ぎず、本発明の開示は直接駆動ターボファンを含むその他のガスタービンエンジンにも適用可能であることを理解されたい。限定しない一実施例では、低圧タービン３９は少なくとも一つの段、かつ８段を超えない段を含み、あるいは、少なくとも３段、かつ６段を超えない段を含む。限定しない別の実施例では、低圧タービン３９が少なくとも３段、かつ４段を超えない段を含む。
【００３６】
例示のガスタービンエンジン２０の実施例では、高バイパス比によりかなりの量の推力がバイパス流路Ｂによってもたらされる。ガスタービンエンジン２０のファンセクション２２は、通常マッハ約０．８で、約３５，０００フィートを巡航する特定の飛行条件のために設計される。ガスタービンエンジン２０が最適な燃料消費率にあるこの巡航条件は、バケット巡航（ｂｕｃｋｅｔ  ｃｒｕｉｓｅ）スラスト燃料消費率（ＴＳＦＣ）として知られる。ＴＳＦＣは、推力の単位当たりの燃料消費率の工業規格のパラメータである。
【００３７】
ファン圧力比は、ファン出口ガイドベーン装置（Ｆａｎ  Ｅｘｉｔ  Ｇｕｉｄｅ  Ｖａｎｅ  Ｓｙｓｔｅｍ）を使用しないファンセクション２２のブレードに亘る圧力比である。例示のガスタービンエンジン２０のこれに限定しない一実施例による低ファン圧力比は１．４５未満である。例示のガスタービンエンジン２０のこれに限定しない別の実施例では、ファン圧力比は１．３８未満かつ１．２５よりも大きい。これに限定しない別の実施例では、ファン圧力比は１．４８未満である。これに限定しない別の実施例では、ファン圧力比は１．５２未満である。これに限定しない別の実施例では、ファン圧力比は１．７未満である。低修正ファン先端速度（ｌｏｗ  ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ  ｆａｎ  ｔｉｐ  ｓｐｅｅｄ）は、工業規格の温度修正［（Ｔram °Ｒ）／（５１８．７°Ｒ）］0.5で割った実際のファン先端速度であり、Ｔは、ランキン温度による周囲温度を表す。例示のガスタービンエンジン２０の限定しない一実施例の低修正ファン先端速度は、約１１５０ｆｐｓ（３５１ｍ／ｓ）未満である。例示のガスタービンエンジン２０の限定しない別の実施例の低修正ファン先端速度は、約１４００ｆｐｓ（４２７ｍ／ｓ）未満である。例示のガスタービンエンジン２０の限定しない別の実施例の低修正ファン先端速度は、約１０００ｆｐｓ（３０５ｍ／ｓ）よりも大きい。
【００３８】
図２はガスタービンエンジン２０の低速スプール３０を概略的に示す。低速スプール３０は、ファン３６と、低圧圧縮機３８と、低圧タービン３９と、を含む。内側シャフト３４は、ファン３６と、低圧圧縮機３８と、低圧タービン３９と、を相互に連結する。内側シャフト３４は、ファンドライブギアシステム５０を介してファン３６に連結される。この実施例では、ファンドライブギアシステム５０により、低圧タービン３９とファン３６との逆方向の回転がもたらされる。例えば、ファン３６が第１の方向Ｄ１に回転するのに対し、低圧タービン３９は、第１の方向Ｄ１と反対側の第２の方向Ｄ２に回転する。
【００３９】
図３は、ファン３６と低圧タービン３９との逆方向の回転を提供するようにガスタービンエンジン２０に組み込まれたファンドライブギアシステム５０の一実施例を示す。この実施例では、ファンドライブギアシステム５０は、太陽歯車５２と、太陽歯車５２の周りに配置されたリングギア５４と、太陽歯車５２とリングギア５４との間に配置されたジャーナル軸受５７を有する複数の星形歯車５６と、を有する星形歯車装置を含む。固定キャリア５８が星形歯車５６の各々を支持するとともにそれらに取り付けられる。この実施例では、固定キャリア５８は回転せず、ガスタービンエンジン２０の接地構造体５５に連結される。
【００４０】
太陽歯車５２が低圧タービン３９（図２参照）からの入力を受けて第１の方向Ｄ１に回転し、それにより複数の星型歯車５６を第１の方向Ｄ１と反対側の第２の方向Ｄ２に回転させる。複数の星形歯車５６の運動がリングギア５４に伝達されて、リングギア５４が太陽歯車５２の第１の方向Ｄ１と反対側の第２の方向Ｄ２へと回転する。ファン３６（図２参照）を第２の方向Ｄ２に回転させるようにリングギア５４がファン３６に連結される。
【００４１】
ファンドライブギアシステム５０の星形歯車装置のギア比は、リングギア５４の直径を測定し、その直径を太陽歯車５２の直径で割ることによって決定される。一実施例では、歯車減速機構４５の星形装置のギア比は１．５〜４．１である。別の実施例では、ファンドライブギアシステム５０の装置のギア比は２．６〜４．１である。星形歯車装置のギア比が１．５を下回るとき、太陽歯車５２は星型歯車５６に比べて相対的にはるかに大きい。そのサイズの差により、星型歯車のジャーナル軸受５７の寸法が縮小するため、星形歯車５６が支持することができる荷重が低下する。星型装置のギア比が４．１を上回るとき、太陽歯車５２は星型歯車５６に比べてはるかに小さい。このサイズの差により星形歯車５６およびジャーナル軸受５７の寸法は増加するが、太陽歯車５２の寸法および歯の数が低減するため、太陽歯車５２が支持することができる荷重が低下する。代替的に、ジャーナル軸受５７の代わりにローラベアリングを用いてもよい。
【００４２】
ファンブレードの先端速度を画定するようにファン３６の少なくとも一つのファンブレードのファン先端速度の境界条件を決定することにより、ガスタービンエンジン２０の性能向上が開始される。最大ファン直径は、エンジン効率、バイパス流路Ｂを通る多量の空気、およびファンブレードの寸法によるエンジン重量の増加のバランシングから算出される予測される燃料の燃焼に基づいて決定される。
【００４３】
次いで、ロータ先端速度を画定し、かつ、低圧タービン３９および低圧圧縮機３８の効率に基づいて低圧タービン３９のロータの寸法および低圧タービン３９の段数を画定するように、低圧タービン３９の各段のロータの境界条件が決定される。
【００４４】
ファン３６と低圧タービン３９の回転速度が所望の運転サイクル数を満たしているかどうかを判断するように、ロータとファンブレードのストレスレベルに関する拘束（ｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓ）が利用される。ロータまたはファンブレードのストレスレベルが高すぎる場合、ファンドライブギアシステム５０のギア比が下げられ、低圧タービン３９の段数または低圧タービン３９の環状領域が増加される。
【００４５】
限定されない複数の異なる実施例を特定の構成要素を有するものとして示したが、本発明の実施例はそれらの特定の組合せに限定されるものではない。限定されない任意の実施例からの構成要素または特徴部の一部を、限定されない任意のその他の実施例からの特徴部または構成要素と組み合わせて用いることも可能である。
【００４６】
幾つかの図面を通した同様の参照符号は、対応するもしくは同様の構成要素を特定するものであることを理解されたい。また、それらの例示の実施例に特定の構成要素の配置が開示および図示されるが、その他の配置もまた本発明の教示から利益が得られることを理解されたい。
【００４７】
上記の記載は限定的なものではなく例示に過ぎない。特定の修正が本発明の範囲内に含まれることが当業者にとって理解されるであろう。そのため、本発明の真の範囲および意義を画定するために以下の特許請求の範囲を検討すべきである。
【図１】
2015163793.tif 000003
【図２】
2015163793.tif 000004
【図３】
2015163793.tif 000005