(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジンのタービンノズルにおいて、上記ガスタービンエンジンを運転しているときにおける上記タービンイズルのフラッターを極力抑えることができると共に、製作が容易であるタービンノズルを提供する。【解決手段】翼が高さ方向でスタッキングされているタービンノズル４５Ａにおいて、タービンノズル４５Ａの前方または後方から覗いた場合における翼４７の背側の頂上部であって、翼４７の高さ方向に連続して形成されている頂上部が、方物線を描いて腹側に湾曲し、上記頂上部と上記タービンノズルのハブ４９との交差部位と、上記頂上部と上記ガスタービンノズルのチップとの交差部位５１とを互いにむすぶ直線に対して、上記頂上部が翼４７の高さ方向の中央で最大に湾曲し、上記最大湾曲値が、上記翼の高さの０．０２倍〜０．０３倍の範囲内にある。【選択図】      図２
2004270651.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼が高さ方向でスタッキングされているタービンノズルにおいて、
上記タービンノズルの前方または後方から覗いた場合における上記翼の背側の頂上部であって、上記翼の高さ方向に連続して形成されている頂上部が、方物線を描いて上記翼の腹側に湾曲し、
上記頂上部と上記タービンノズルのハブとの交差部位と、上記頂上部と上記ガスタービンノズルのチップとの交差部位とを互いにむすぶ直線に対して、上記頂上部が上記翼の高さ方向の中央で最大に湾曲し、
上記最大湾曲値が、上記翼の高さの０．０２倍〜０．０３倍の範囲内にあることを特徴とするタービンノズル。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジンのタービンノズルに係り、特に、翼が高さ方向で腹側に放物線を描いて湾曲しているタービンノズルに関する。
【０００２】
【従来の技術】
まず、従来または本発明に係るタービンノズルが用いられるガスタービンエンジンの概略構成について説明する。
【０００３】
図１は、ガスタービンエンジン１の概略構成を示す断面図である。
【０００４】
ガスタービンエンジン１は、例えばジェットエンジンとして航空機に使用されるものであり、高温高圧の燃焼ガスを噴出させることによって推進力または回転力を得るエンジンである。
【０００５】
ガスタービンエンジン１は、エンジン外筒３と、エンジン外筒３の内側に、エンジン外筒３と一体的にほぼ同心状に設けられた中空のエンジンケース５とをベースとして備えている。エンジンケース５の内側には環状のエンジン流路７が形成され、エンジン外筒３とエンジンケース５との間には、環状のバイパス流路９が形成されている。
【０００６】
エンジンケース５の内側前部（ガスの流れ方向からみての上流側の部分）には、エンジン流路７を隔てて、前支持フレーム１１Ａがエンジンケース５に一体的に設けられており、エンジンケース５の内側後部には、エンジン流路７を隔てて、後支持フレーム１１Ｂがエンジンケース５に一体的に設けられており、前支持フレーム１１Ａ、後支持フレーム１１Ｂは、ベアリングを介して低圧タービン軸１３を回転可能なように支持し、また、前支持フレーム１１Ａ、後支持フレーム１１Ｂは、ベアリングを介して、中空の高圧タービン軸１５を回転可能かつ低圧タービン軸１３と同心になるように支持している。
【０００７】
低圧タービン軸１３の前端側には、エンジン流路７およびバイパス流路９に空気を送り込むファン１７が設けられている。
【０００８】
エンジン流路７の上流側には、低圧圧縮器１９が設けられている。低圧圧縮器１９は、空気を低圧圧縮しつつ下流側（ガス流れ方向からみて下流側であり、図１の右側）へ送るものである。
【０００９】
低圧圧縮器１９は、ファン１７の下流側で、低圧タービン軸１３に一体的に設けられた環状の翼支持部材２１と、翼支持部材２１の外周部にエンジン流路７に沿って設けられた複数段の低圧圧縮動翼列２３と、エンジンケース５の内側にエンジン流路７に沿って、複数段の低圧圧縮動翼列２３と交互に設けられた複数の低圧圧縮静翼列２５とを具備する。
【００１０】
エンジン流路７における低圧圧縮器１９の下流側には、高圧圧縮器２７が設けられ、高圧圧縮器２７は、低圧圧縮器１９で低圧圧縮された空気を高圧圧縮しつつ下流側へ送るようになっている。
【００１１】
高圧圧縮器２７は、エンジン流路７に沿って高圧タービン軸１５に設けられた複数段の高圧圧縮動翼列２９と、エンジンケース５の内側に、エンジン流路７に沿って、複数段の高圧圧縮動翼列２９と交互に設けられた複数段の高圧圧縮静翼列３１とを具備する。
【００１２】
エンジン流路７における高圧圧縮器２７の下流側には、環状の燃焼室３３が設けられ、この燃焼室３３は、圧縮空気中で燃料を燃焼させて高温高圧の燃焼ガスを発生させるものである。
【００１３】
エンジン流路７における上記燃焼室３３の下流側には、高圧タービン３５が設けられ、この高圧タービン３５は、上記燃焼室３３からの高温高圧の燃焼ガスの膨張によって回転力を得て、高圧タービン軸１５を回転駆動させるものである。
【００１４】
上記高圧タービン３５は、高圧タービン軸１５にエンジン流路７に沿って設けられかつ高温高圧の燃焼ガスによって回転する複数段の高圧タービン動翼列３７と、エンジンケース５の内側にエンジン流路７に沿って、上記複数段の高圧タービン動翼列３７と交互に設けられた高圧タービン静翼列３９とを具備する。
【００１５】
エンジン流路７における上記高圧タービン３５の下流側には低圧タービン４１が設けられ、この低圧タービン４１は、上記燃焼室３３からの高温高圧の燃焼ガスの膨張によって回転力を得て、低圧タービン軸１３を回転駆動させるものである。
【００１６】
上記低圧タービン４１は、低圧タービン軸１３にエンジン流路７に沿って設けられ、かつ高温高圧の燃焼ガスによって回転する複数段の低圧タービン動翼列４３と、エンジンケース５の内側にエンジン流路７に沿って、上記複数段の低圧タービン動翼列４３と交互に設けられた複数段の低圧タービン静翼列４５とを具備し、従来のタービンノズルや本発明に係るタービンノズルによって、上記低圧タービン静翼列４５が形成されることになる。
【００１７】
タービンノズルは、ノズル翼（静翼；以下、単に「翼」という場合がある。）が環状に並べて形成されている。より、詳しく説明すると、内側の円環状のハブと、上記ハブの外側で上記ハブから離隔し上記ハブと同心かつほぼ同一平面状に配置された円環状のチップとの間で、上記ハブとチップとに対して一体的に設けられている。
【００１８】
また、上記各翼は、上記ハブと上記チップとが設けられている平面上に、放射状かつほぼ直線状に延伸して設けられている。また、上記各翼に延伸方向の延長線のそれぞれは、上記円環状のハブと上記円環状のチップとのほぼ中心を通過するようになっている。
【００１９】
また、組立や保守のときに分解しやすいようにするため、ガスタービンエンジン１の中心軸（低圧タービン軸１３の回転中心軸）を通る平行な幾つかの平面で、タービンノズルが複数の略扇形形状のものに分割されている場合がある。なお、本件明細書では、上記分割されているものもタービンノズルと呼ぶ場合がある。
【００２０】
ところで、翼のフラッター（自励振動）に対する安定性を高めるため、すなわち、ガスタービンエンジンの稼動中における翼のフラッターを極力抑えるための対策として、翼の固有振動数を上げること、翼の低次振動モードにおける回転中心（ねじり中心）の位置を安定な位置に設置することの２つの対策が考えられる。
【００２１】
なお、上記各対策を実施する場合、通常、翼の翼厚や翼のコード長等の変更による翼の断面形状（翼の高さ方向に垂直な平面による断面の形状）を変更することが考えられる。
【００２２】
しかし、翼の断面形状を変更することは、空力性能への影響が大きく、空力性能が悪くなると燃費が悪くなる等の弊害が発生する。また、高効率のタービンの設計においては、翼の断面形状変更のマージン（設計余裕）が少なく、翼の安定性を確保するために、翼の形状を再設計しなおす必要がある。また、上記再設計に際して、機械的な要求（たとえば機械的な強度等）も同時に満足させる必要があり、翼の断面形状の変更は困難な場合が多い。
【００２３】
そこで、特許文献１に示すように、翼の断面形状を変更することなく、翼のスタッキングをした構成のもの、たとえば、翼の高さ方向の中間部を翼の腹側に突出して翼を湾曲させた構成のものが知られている。ここで、スタッキングとは、断面形状を高さ方向に積層することで、翼形状を構成することをいう。
【００２４】
【特許文献１】
特開平１０−１９６３０３号公報
【００２５】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、上記特許文献１に記載の翼では、湾曲の具体的形態（たとえば、湾曲の形状、湾曲量）が示されておらず、湾曲の形態によっては、ガスタービンエンジン１を運転しているときにおけるタービンノズルの翼のフラッターがあまり減少せず、また、タービンノズルの製作が困難になる場合があるという問題がある。
【００２６】
本発明は、上記問題点に鑑みてなされたものであり、ガスタービンエンジンのタービンノズルにおいて、上記ガスタービンエンジンを運転しているときにおける上記タービンノズルのフラッターを極力抑えることができると共に、製作が容易であるタービンノズルを提供することを目的とする。
【００２７】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載の発明は、翼が高さ方向でスタッキングされているタービンノズルにおいて、上記タービンノズルの前方または後方から覗いた場合における上記翼の背側の頂上部であって、上記翼の高さ方向に連続して形成されている頂上部が、方物線を描いて上記翼の腹側に湾曲し、上記頂上部と上記タービンノズルのハブとの交差部位と、上記頂上部と上記ガスタービンノズルのチップとの交差部位とを互いにむすぶ直線に対して、上記頂上部が上記翼の高さ方向の中央で最大に湾曲し、上記最大湾曲値が、上記翼の高さの０．０２倍〜０．０３倍の範囲内にあるタービンノズルである。
【００２８】
【発明の実施の形態】
図２は、本発明の実施形態に係るタービンノズル４５Ａの概略構成を示す斜視図である。
【００２９】
タービンノズル４５Ａは、図１に示すガスタービンエンジン１の低圧タービン静翼列４５を構成しているタービンノズルのうちで、もっとも前側（高圧タービン３５側）に位置しているものである。また、図２の紙面の手前側が、ガスタービンエンジン１のほぼ前側になっており、図２の紙面の奥側が、ガスタービンエンジン１のほぼ後側になっている。
【００３０】
ガスタービンノズル４５Ａは、複数の翼４７を備え、これらの各翼４７の基端部側（内側）には、円弧状のハブ４９が一体的に設けられ、上記各翼４７の先端部側（外側）には、円弧状のチップ５１が一体的に設けられている。
【００３１】
また、ガスタービンノズル４５Ａは、上述のように略扇形に形成され、複数のガスタービンノズル４５Ａが互いに組み合わさってリング状のガスタービンノズルを形成するものである。
【００３２】
そして、リング状のガスタービンノズルが形成された状態では、内側に円環状のハブ（複数のハブ４９を組み合わせたもの）が配置され、上記円環状のハブから離隔し上記円環状のハブの外側で上記円環状ハブと同心かつほぼ同一平面に円環状のチップ（複数のチップ５１を組み合わせたもの）が配置され、上記円環状のハブと上記円環状のチップとの間で、上記円環状のハブと上記円環状のチップとに対して一体的に翼４７が複数設けられている。
【００３３】
各翼４７は、環状に並べて配置されている。換言すれば、上記各翼４７のそれぞれは、上記円環状のハブと上記円環状チップとが設けられている平面に沿うように、上記円環状のハブと上記円環状のチップとの中心から放射状に延伸して設けられている。そして、従来の翼と異なる点は、直線状に延伸していない点にある。
【００３４】
次に、翼４７の形態について詳しく説明する。
【００３５】
図３、図４は、翼４７の形態を示す図である。
【００３６】
図３は、図２に示す各翼４７のうちの１つの翼を、ガスタービンエンジン１の前側から見たとき（ガスタービンエンジン１の低圧タービン軸１３の回転軸に平行な方向で前側から見たとき）の形態を示す図であり、図４は、図３におけるＩＶＡ−ＩＶＢ断面、ＩＶＣ−ＩＶＤ断面、ＩＶＥ−ＩＶＦ断面の各断面の形状を相対的な位置関係を保ったまま示した図である。
【００３７】
また、図３では、湾曲している翼４７の背側の頂上部とチップ５１との交点（交差部位）Ｐ２と、湾曲している翼４７の背側の頂上部とハブ４９との交点（交差部位）Ｐ４と、を互いにむすぶ直線（ガスタービンエンジン１の低圧タービン軸１３の回転軸にほぼ直角な直線）をｘ軸とし、上記交点Ｐ２と交点Ｐ４とを互いにむすぶ線分の中点Ｐ０を通り、上記ｘ軸に直交する直線をｙ軸とする。
【００３８】
そして、ｘ軸方向を翼４７の高さ方向とし、ｙ軸方向を翼４７の背側−腹側方向とし、図３の紙面に直角な方向を翼４７の幅方向とする。なお、翼４７の凸部側（図４参照）、すなわち、図３の右側を翼４７の背側とし、また、翼４７の凹部側（図４参照）、すなわち、図３の左側を翼４７の腹側とする。
【００３９】
また、湾曲している翼４７の背側の頂上部とは、上記タービンノズルの前方または後方（ガスタービンエンジン１の低圧タービン軸１３の回転軸に平行な前方や後方）から覗いた場合における上記翼４７の背側の頂上部（上記翼４７の高さ方向の位置に応じて変化する頂上部の集合）であって、上記翼４７の高さ方向に連続して形成されている頂上部をいい、この頂上部は、翼４７がこの高さ方向でスタッキングされて形成されていることにより、図３に示すように、方物線を描き、上記翼４７の腹側に湾曲した曲線（二次関数曲線）５３を描く。なお、図４に示す各頂上部Ｐ６、Ｐ８、Ｐ１０は、図３に示された各頂上部Ｐ６、Ｐ８、Ｐ１０と同じ頂上部である。
【００４０】
また、頂上部Ｐ６は、曲線５３の頂上部のうちで、もっとも腹側（翼４７の腹側）に位置していると共に、ｙ軸上に位置しており、このｙ軸は、翼４７の高さ方向の中央に位置しているので、翼４７の高さ方向の中央において、曲線５３は翼４７の腹側に最も湾曲している。換言すれば、翼４７の背側の頂上部が翼４７の高さ方向の中央で腹側に最大に湾曲している。
【００４１】
また、翼４７の背側の頂上部の最大湾曲値（図３に示す頂上部Ｐ６と中点Ｐ０との間の距離）が、上記翼４７の高さ（交差部位Ｐ２と交差部位Ｐ４とを互いに結ぶ線分の長さ）の０．０２５倍になっている。
【００４２】
ここで、交差部位Ｐ２と交差部位Ｐ４とを互いに結ぶ線分の長さを「ｈ」とし、図３における右方向（背側の方向）をｙ軸のプラス方向とし、図３における下方向（ハブ４９側の方向）をｘ軸のプラス方向とすると、交差部位Ｐ２の座標値は、「（−ｈ／２，０）」であり、交差部位Ｐ４の座標値は、「（ｈ／２，０）」であり、頂上部Ｐ６の座標値は、「（０，−０．０２５ｈ）」であり、上記３点を通過する曲線５３の方程式を、「ｙ＝（０．１／ｈ）ｘ２−０．０２５ｈ」で表すことができる。
【００４３】
なお、上記「０．０２５」の値を「０．０２〜０．０３」の範囲内で変更してもよい。
【００４４】
次に、タービンノズル４５Ａで構成されたタービンノズルにおける各翼４７のフラッターの解析結果について説明する。
【００４５】
翼４７のフラッターは、翼４７の低次振動モードにおいて主に発生するものであり、上記低次振動モードとして、上記翼４７がこの背側と腹側とを互いに結ぶ方向に振動する振動モード１と、上記翼４７の高さ方向に延伸した軸を中心にして、上記翼４７がねじれて振動する振動モード２とが主に存在する。
【００４６】
そして、上記フラッターについて解析する場合には、上記各振動モード１、２の各回転中心（ねじり中心）位置を求め、この求めた回転中心位置に対して翼４７の安定性を評価する必要がある。具体的には、タービンノズル４５Ａを備えたガスタービンエンジンの運転時における翼４７の固有振動数、ガスの流速および翼４７の代表長さ（コード長）によって算出される無次元量（Ｒｅｄｕｃｅｄ  Ｖｅｌｏｃｉｔｙ）ＲＶ１を、上記ねじり中心位置から算出される許容無次元量（Ｒｅｄｕｃｅｄ  Ｖｅｌｏｃｉｔｙ）ＲＶ２と比較する。そして、上記比較値が許容値を下回っていれば、翼４７がフラッターに対して安定していることになる。
【００４７】
なお、上記無次元量ＲＶ１は、「ＲＶ１＝ｖ／（ｆ・ｄ）」で表される。ここで、「ｖ」は、翼４７を通過する流体の流速であり、「ｆ」は、振動モード１または振動モード２における翼４７の固有振動数であり、「ｄ」は翼４７のコード長の１／２である。ここで、コード長とは、たとえば、図４に示すような、翼４７の肉厚方向の中心線ＣＬ１の長さをいう。
【００４８】
上記許容無次元量ＲＶ２は、次に示す文献２から、各振動モードの回転中心によって算出されるものである。
【００４９】
【文献２】
Ｊ．Ｐａｎｏｖｓｋｙ，Ｒ．Ｅ．Ｋｅｉｌｂ，“Ａ  Ｄｅｓｉｇｎ  Ｍｅｔｈｏｄ  ｔｏ  Ｐｒｅｖｅｎｔ  Ｌｏｗ  Ｐｒｅｓｓｕｒｅ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｂｌａｄｅ  Ｆｌｕｔｔｅｒ”，  Ｖｏｌ．１２２，Ｊａｎｕａｒｙ  ２０００，Ｊｏｕｒｎａｌ  ｏｆ  Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ  ｆｏｒ  Ｇａｓ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  ａｎｄ  Ｐｏｗｅｒ，Ｔｒａｎｓａｃｔｉｏｎ  ｏｆ  ＡＳＭＥ。
【００５０】
図５、図６は、タービンノズルにおける翼４７のフラッターの解析結果を示す図である。
【００５１】
なお、図５は、各振動モード１、２における、翼４７の突き出し量と、Ｒｅｄｕｃｅｄ  Ｖｅｌｏｃｉｔｙ比との関係を示し、図５では、翼４７の高さ方向の中央部位の湾曲量（図３に示す頂上部Ｐ６と中点Ｐ０との間の距離）を、翼４７の高さ（図３に示す交差部位Ｐ２と交差部位Ｐ４との間の距離）で除した値を、「突き出し量／スパン長」として横軸にとり、上記無次元量ＲＶ１を上記許容無次元量ＲＶ２で除した値を、「Ｒｅｄｕｃｅｄ  Ｖｅｌｏｃｉｔｙ比」として縦軸にとっている。
【００５２】
図５の横軸の値が「０．００」のときは、翼４７が湾曲しておらず、上記横軸の値がプラス値であると翼４７が腹側に湾曲し、上記横軸の値がナイナス値であると翼４７が背側に湾曲していることになる。また、図５の縦軸の値が「１」以下のときは、翼４７はフラッターに対して安定状態であり、「１」以上のときは、翼４７は不安定状態にある。
【００５３】
また、図５に示す一点鎖線のグラフは、振動モード１（翼４７の背側−腹側方向における撓みの低次振動）の解析結果を示し、実線のグラフは、振動モード２（翼４７のねじれの低次振動）の解析結果を示す。
【００５４】
ここで、図５を参照すれば、翼４７の突き出し量が大きくなるほど、各振動モード１、２に対して、翼４７の安定性が増すことが理解でき、「突き出し量／スパン長」が、「０．０２」以上であれば、振動モード２での「Ｒｅｄｕｃｅｄ  Ｖｅｌｏｃｉｔｙ比」が約「０．７」以下になり、翼４７が振動モード２に対して確実に安定するようになる。
【００５５】
また、図６は、各振動モード１、２における、翼４７の突き出し量と、固有振動数比との関係を示し、図６では、図５と同様に、「突き出し量／スパン長」を横軸にとり、翼４７の各振動モード１、２における固有振動数を、翼４７が湾曲していない（「突き出し量／スパン長＝０」）ときの翼４７の固有振動数で除した値を、「固有振動数比」として、縦軸にとっている。
【００５６】
翼４７の固有振動数が高くなり、固有振動数比が大きくなるほど、翼４７のフラッターに対する安定性は増すので、上記固有振動数比が「１」を超えて大きくなるほど、翼４７のフラッターに対する安定性が増す。なお、図６では、破線のグラフが、振動モード１の解析結果を示し、実線のグラフが、振動モード２の解析結果を示す。
【００５７】
ここで、図６を参照すれば、翼４７の突き出し量が大きくなるほど、各振動モード１、２に対して、翼４７の安定性が増すことが理解できる。ただし、「突き出し量／スパン長」の値が、「０．０３」を超えると、振動モード２における固有振動数比の増加割合が鈍っていることがわかる。
【００５８】
本実施形態のタービンノズルによれば、翼４７の背側の頂上部が方物線を描いて上記翼４７の腹側に湾曲し、上記頂上部と上記タービンノズルのハブ４９との交差部位と、上記頂上部と上記ガスタービンノズルのチップ５１との交差部位とを互いにむすぶ直線に対して、上記頂上部が上記翼４７の高さ方向の中央で最大に湾曲し、上記最大湾曲値が、上記翼の高さの０．０２倍〜０．０３倍の範囲内にあるので、図５や図６から理解されるように、ガスタービンエンジン１を運転しているときにおける上記タービンノズルのフラッター（各振動モード１、２における振動）を極力抑えることができる。
【００５９】
また、本実施形態のタービンノズルによれば、上記最大湾曲量を０．０３以下にしたことによって、図６に示すように固有振動数比の増加が鈍りまた最大湾曲量が無駄に増加することを防止することができ、翼４７の湾曲量が大きいことによって製作が困難になることを回避可能することができ、換言すれば、翼４７を具備するタービンノズルの製作が容易になる。
【００６０】
なお、突き出し量／スパン長」の値を「０．０２５」もしくはこの近傍の値にすることによって、翼４７のフラッターの抑制と、翼４７を備えたタービンノズルの製作の容易性とのバランスを最も良い状態に保つことができる。
【００６１】
なお、上記実施の形態では、ガスタービンエンジン１の低圧タービン静翼列４５を構成しているタービンノズルのうちで、もっとも、前側（高圧タービン３５側）に位置しているタービンノズルを例に掲げて説明したが、その他のタービンノズル（高圧タービンノズルをふくむ）、たとえば、低圧タービン静翼列４５の中段を構成しているタービンノズルにも上記実施形態を適用することができる。さらに、１軸もしくは３軸以上の複数のタービン軸を備えたガスタービンエンジンのタービンノズルにも、上記実施形態を適用することができる。
【００６２】
【発明の効果】
本発明によれば、ガスタービンエンジンのタービンノズルにおいて、上記ガスタービンエンジンを運転しているときにおける上記タービンノズルのフラッターを極力抑えることができると共に、製作が容易であるタービンノズルを提供することができるという効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービンエンジンの概略構成を示す断面図である。
【図２】本発明の実施形態に係るタービンノズルの概略構成を示す斜視図である。
【図３】ガスタービンノズルの翼の形態を示す図である。
【図４】ガスタービンノズルの翼の形態を示す図である。
【図５】タービンノズルにおける翼のフラッターの解析結果を示す図である。
【図６】タービンノズルにおける翼のフラッターの解析結果を示す図である。
【符号の説明】
１  ガスタービンエンジン
４５Ａ  タービンノズル
４７  翼
４９  ハブ
５１  チップ
【図１】
2004270651.tif 000003
【図２】
2004270651.tif 000004
【図３】
2004270651.tif 000005
【図４】
2004270651.tif 000006
【図５】
2004270651.tif 000007
【図６】
2004270651.tif 000008