(57)【要約】【課題】　本発明は、ベーンを組み込み且つタンデム形非交互嵌合二重反転式低圧タービンを有する航空機用ガスタービンエンジン及びタービンに関する。【解決手段】　第１低圧タービンブレード列（１３８）は、前記低圧タービン流路（２８）に沿って第２低圧タービンブレード列（１４８）の下流に配置される。回転不能な低圧ベーン（２１０）の列が、低圧タービン流路（２８）を横切って、第１低圧タービンブレード列（１３８）と第２低圧タービンブレード列（１４８）との間に配置される。環状のベーンなし間隙（５８）が、第２低圧タービンブレード列（１４８）の最後列（５２）と第１低圧タービンブレード列（１３８）の最前列（５０）との間に置くことができる。【選択図】　　　図３
2004076739.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
低圧タービン流路（２８）と、
　タンデム形非交互嵌合二重反転式前方低圧タービン（４０）及び後方低圧タービン（４２）とを有する低圧タービンセクション（２６）と、を含み、
　前記後方低圧タービン（４２）が前記低圧タービン流路（２８）を横切って配置された第１低圧タービンブレード列（１３８）を含み、
　前記前方低圧タービン（４０）が前記低圧タービン流路（２８）を横切って配置された第２低圧タービンブレード列（１４８）を含み、
　前記第１低圧タービンブレード列（１３８）が前記低圧タービン流路（２８）に沿って前記第２低圧タービンブレード列（１４８）の下流に配置され、
　回転不能な低圧ベーン（２１０）の列が、前記低圧タービン流路（２８）を横切って前記第１低圧タービンブレード列（１３８）の第１の隣接対（２１９）の間及び前記第２低圧タービンブレード列（１４８）の第２の隣接対（２１８）の間に配置されている、
ことを特徴とするガスタービンエンジンのタービン組立体。
【請求項２】
高圧シャフト（２７）により高圧圧縮機（１８）に駆動可能に結合され且つエンジン中心線（８）の周りで回転可能な高圧タービン（２９）を含む高圧ロータ（３３）と、
　前記高圧ロータ（３３）の後方に置かれた、低圧タービン流路（２８）とタンデム形非交互嵌合二重反転式前方低圧タービン（４０）及び後方低圧タービン（４２）とを有する低圧タービンセクション（２６）と、
を含み、
　前記後方低圧タービン（４２）が前記低圧タービン流路（２８）を横切って配置された第１低圧タービンブレード列（１３８）を含み、
　前記前方低圧タービン（４０）が前記低圧タービン流路（２８）を横切って配置された第２低圧タービンブレード列（１４８）を含み、
　前記第１低圧タービンブレード列（１３８）が前記低圧タービン流路（２８）に沿って前記第２低圧タービンブレード列（１４８）の下流に配置され、
　回転不能な低圧ベーン（２１０）の列が、前記低圧タービン流路（２８）を横切って前記第１低圧タービンブレード列（１３８）の第１の隣接対（２１９）の間及び前記第２低圧タービンブレード列（１４８）の第２の隣接対（２１８）の間に配置されている、
ことを特徴とする航空機用ガスタービンエンジン組立体（１０）。
【請求項３】
前記低圧タービン流路（２８）に沿って前記第１低圧タービンブレード列（１３８）の最前列（５０）の上流に置かれた前記第２低圧タービンブレード列（１４８）の最後列（５２）と、該第２低圧タービンブレード列（１４８）の最後列（５２）と前記第１低圧タービンブレード列（１３８）の最前列（５０）との間の環状ベーンなし間隙（５８）とを更に含むことを特徴とする、請求項１又は請求項２に記載の組立体。
【請求項４】
タービンノズル（２２０）が、前記第２低圧タービンブレード列（１４８）に隣接して、該第２低圧タービンブレード列の軸方向前方上流側に配置されることを特徴とする、請求項１，請求項２又は請求項３に記載の組立体。
【請求項５】
同数の前記第１低圧タービンブレード列（１３８）と前記第２低圧タービンブレード列（１４８）とを更に含むことを特徴とする、請求項４に記載の組立体。
【請求項６】
各々が偶数である、前記第１低圧タービンブレード列（１３８）と前記第２低圧タービンブレード列（１４８）とを更に含むことを特徴とする、請求項５に記載の組立体。
【請求項７】
４つの前記第１低圧タービンブレード列（１３８）と４つの前記第２低圧タービンブレード列（１４８）とを更に含むことを特徴とする、請求項６に記載の組立体。
【請求項８】
低圧内側シャフトロータ（２００）の第１低圧タービンディスク（２３８）上に取付けられた第１低圧タービンブレード列（１３８）と、低圧外側シャフトロータ（２０２）の第２低圧タービンディスク（２４８）上に取付けられた第２低圧タービンブレード列（１４８）とを更に含むことを特徴とする請求項３又は請求項４に記載の組立体。
【請求項９】
タービンノズル（２２０）が、前記第２低圧タービンブレード列（１４８）に隣接して、該第２低圧タービンブレード列の軸方向前方上流側に配置されることを特徴とする、請求項８に記載の組立体。
【請求項１０】
同数の前記第１低圧タービンブレード列（１３８）と前記第２低圧タービンブレード列（１４８）とを更に含むことを特徴とする、請求項９に記載の組立体。
【請求項１１】
各々が偶数である、前記第１低圧タービンブレード列（１３８）と前記第２低圧タービンブレード列（１４８）とを更に含むことを特徴とする、請求項１０に記載の組立体。
【請求項１２】
４つの前記第１低圧タービンブレード列（１３８）と４つの前記第２低圧タービンブレード列（１４８）とを更に含むことを特徴とする、請求項１１に記載の組立体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
　本発明は、二重反転式低圧タービンにより駆動される二重反転式ファンを備えた二重反転式航空機用ガスタービンエンジン及び低圧タービンに関し、具体的にはベーンを組み込み且つタンデム形非交互嵌合二重反転式低圧タービンを有する航空機用ガスタービンエンジン及びタービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
　ターボファン式ガスタービンエンジンは、一般的に前方ファン及びブースタ圧縮機と、ミドルコアエンジンと、後方低圧出力タービンとを含む。コアエンジンは、流れの順に高圧圧縮機と、燃焼器と、高圧タービンとを含む。コアエンジンの高圧圧縮機と高圧タービンとは、高圧シャフトにより相互結合される。高圧圧縮機とタービンとシャフトとは、本質的に高圧ロータを形成する。高圧圧縮機は、回転駆動されて、コアエンジンに入る空気を比較的高圧力に加圧する。次に、この高圧空気は、燃焼器内で燃料と混合されて点火され、高エネルギーのガス流を形成する。このガス流は後方へ流れて高圧タービンを通過し、該高圧タービンと高圧シャフトとを回転駆動し、次いで該高圧シャフトは圧縮機を回転駆動する。
【０００３】
　高圧タービンから出たガス流は、第２のタービンすなわち低圧タービン内で膨張する。低圧タービンは、低圧シャフトを介してファン及びブースタ圧縮機を回転駆動し、これら全てが、低圧ロータを形成する。低圧シャフトは、高圧ロータを貫通して延びる。二重反転式ファン及びブースタ又は低圧圧縮機を駆動する二重反転式タービンを備えた低圧タービンが幾つか設計されている。特許文献１、特許文献２、及び特許文献３は、低圧二重反転式ファン及びブースタ又は低圧圧縮機を駆動する二重反転式タービンを開示している。推力の大部分は、ファンによって発生される。二重反転式タービンの１つのブレード列又はブレード段は、別の二重反転式タービンのブレード列又はブレード段と交互嵌合されている。固定ベーンは、ブレードの交互嵌合列の間には配置されていない。半径方向外側ドラムは二重反転式タービンの１つのブレード列を支持する。このブレード列は、ドラムから半径方向内方に垂下する。ドラムは構造的理由により多大な重量を必要とし、エンジンの静止フレームから回転可能に支持されるのは困難である。
【特許文献１】日本特許第２，９２７，７９０号
【特許文献２】米国特許第５，３０７，６２２号
【特許文献３】特開昭６３−１０６３３５号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
　二重反転式前方及び後方ファンと二重反転式ブースタとを有する最新式のガスタービンエンジンが設計されようとしている。最高性能を有する二重反転式エンジンを設計することが望ましい。前方ファンが後方ファンよりも高いファン圧力比及び高い回転速度で作動する時、最高性能を達成することができることが判明した。このことは、二重反転しているロータ間の馬力と回転速度とに大きな不整合を招く場合がある。二重反転する低圧タービンは、前方ファン及び後方ファンの各々に対し必要な動力を各ファンの回転速度において供給することが必要とされる。従来の二重反転式タービンは、両シャフト間の動力分割が等しい時及び回転速度が等しく且つ逆方向である時に、最高効率で作動することになる。このような場合には、２つのロータ及びタービンの速度比及び馬力比はほぼ１である。最高ファン効率を達成するために、１．２又はそれ以上の速度比及び馬力比のような、異なる速度比及び馬力比を有する二重反転式低圧タービンを備えたガスタービンエンジンを得ることが大いに望ましい。また、エンジンの静止フレームによって回転可能に容易に支持される軽量の二重反転式低圧タービンを有することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
　航空機用ガスタービンエンジンは、高圧シャフトにより高圧圧縮機に駆動可能に結合され且つエンジン中心線の周りで回転可能な高圧タービンを有する高圧ロータを含む。エンジンは、それぞれが低圧内側シャフトと低圧外側シャフトとを有する二重反転可能な低圧内側シャフトロータと低圧外側シャフトロータとを更に含み、該低圧内側シャフト及び低圧外側シャフトが、高圧ロータ３３と同軸で且つ該高圧ロータの半径方向で内側に少なくともその一部が回転可能に配置されている。更にエンジンは、低圧タービン流路と、タンデム形非交互嵌合二重反転式前方低圧タービン及び後方低圧タービンとを有する低圧タービンセクションを含む。低圧内側シャフトロータは、後方低圧タービンを含み、低圧外側シャフトロータは前方低圧タービンを含む。後方低圧タービンは、低圧タービン流路を横切って配置され、且つ低圧内側シャフトにより第１ファンブレード列に駆動可能に結合された第１低圧タービンブレード列を含む。前方低圧タービンは、低圧タービン流路を横切って配置され、且つ低圧外側シャフトにより第２ファンブレード列に駆動可能に結合された第２低圧タービンブレード列を含む。第１及び第２ファンブレード列は、ファンケーシングにより半径方向外側を境界付けられたバイパスダクト内に配置される。
【０００６】
　第１低圧タービンブレード列は、低圧タービン流路に沿って第２低圧タービンブレード列の下流に配置される。回転不能な低圧ベーンの列が、低圧タービン流路を横切って、第１低圧タービンブレード列の第１の隣接対と第２低圧タービンブレード列の第２の隣接対との間に配置される。
【０００７】
　例示的な実施形態は、低圧タービン流路に沿って第１低圧タービンブレード列の最前列の上流に配置された第２低圧タービンブレード列の最後列を含み、第２低圧タービンブレード列の最後列と第１低圧タービンブレード列の最前列との間に環状のベーンなし間隙を有する。タービンノズルが、第２低圧タービンブレード列に隣接して、該第２低圧タービンブレード列の軸方向前方上流側に配置される。例示的な実施形態は、同数の第１及び第２低圧タービンブレード列を有する。
【０００８】
　更に具体的には、例示的な実施形態は４つの前記第１低圧タービンブレード列と４つの前記第２低圧タービンブレード列とを有する。第１低圧タービンブレード列が、低圧内側シャフトロータの第１低圧タービンディスク上に取付けられ、第２低圧タービンブレード列が、低圧外側シャフトロータの第２低圧タービンディスク上に取付けられることができる。或いは、第１及び第２低圧タービンブレード列は、低圧内側シャフトロータのドラム及び低圧外側シャフトロータのドラムにそれぞれ取付けることができる。
【０００９】
　様々な構成の低圧タービンを使用することができる。同数又は異なる数の第１及び第２低圧タービンブレード列とすることができ、第１及び第２低圧タービンブレード列をそれぞれ、３つ、４つ、又はそれ以上とすることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
　本発明の上記及びその他の特徴を、添付図面に関連してなされる以下の記述において説明する。
【００１１】
　図１には、エンジン中心線８を囲み、環境空気１４の入口空気流を受けるファンセクション１２を有する例示的なターボファン式ガスタービンエンジン１０の前方部分７が概略的に示されている。エンジン１０は、フレーム構造体３２を有し、該フレーム構造体は、エンジンケーシング４５によりタービン中央フレーム６０とタービン後方フレーム１５５とに結合された前方フレームすなわちファンフレーム３４を含む。エンジン１０は、航空機内部に取付けられるか、もしくは例えば航空機の翼から下向きに延びるパイロン（図示せず）により航空機に取付けられる。
【００１２】
　ファンセクション１２は、それぞれ前方及び後方の第１及び第２ファンブレード列１３、１５を含む二重反転する第１及び第２ファン４、６と、ここに示した本発明の例示的な実施形態においては、ブースタ１６とを有する。ブースタ１６は、二重反転する第１及び第２ファンブレード列１３、１５の軸方向後方に置かれ、前縁スプリッタ９を有するスプリッタシュラウド１７により囲まれる。ブースタは、一般的に軸方向に第１ファンブレード列とコアエンジンとの間に配置されるが、二重反転する第１及び第２ファンブレード列の間に配置してもよい。ファンセクション１２の後方には、図２に更に図示されている高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８が置かれる。図２は、エンジン１０の後方部分２２を概略的に示している。
【００１３】
　ＨＰＣ１８の下流には、燃焼器２０が位置し、該燃焼器は、燃料を高圧圧縮機１８により加圧された空気１４と混合して燃焼ガスを発生させ、該燃焼ガスは、高圧タービン（ＨＰＴ）２９と二重反転する低圧タービンセクション（ＬＰＴ）２６とを通って下流へ流れ、エンジン１０から排出される。高圧シャフト２７がＨＰＴ２９をＨＰＣ１８に結合して、実質的に第１のロータすなわち高圧ロータ３３を形成する。高圧圧縮機１８、燃焼器２０及び高圧タービン２９は、まとめてコアエンジン２５と呼ばれ、該コアエンジンは、本特許の目的のために高圧シャフト２７を含む。コアエンジン２５は、単体ユニットとしてガスタービンのその他の部品から分離して独立的に交換できるように、モジュール式とすることができる。エンジン１０は、低圧内側シャフト１３０と低圧外側シャフト１４０とをそれぞれ有する二重反転する低圧内側シャフトロータ２００と低圧外側シャフトロータ２０２とを含み、該低圧内側シャフト及び低圧外側シャフトは、高圧ロータ３３と同軸で且つ該高圧ロータの半径方向で内側に少なくともその一部が回転可能に配置されている。
【００１４】
　再び図１を参照すると、バイパスダクト２１の半径方向外側は、ファンケーシング１１により境界付けられ、また部分的にスプリッタシュラウド１７により境界付けられる。第１及び第２ファンブレード列１３、１５は、ファンケーシング１１により半径方向外側を境界付けられたバイパスダクト２１内に配置される。スプリッタシュラウド１７及び前縁スプリッタ９は、第２ファンブレード列１５から出るファン空気流２３を、ブースタ１６に流入する第１のファン空気流部分すなわちブースタ空気３１と、バイパスダクト２１に流入するブースタ１６の周りにおける第２のファン空気流部分３６とに分割し、この第２のファン空気流部分３６は、次にファン出口３０を通ってファンセクション１２から流出してエンジンの推力を発生する。ブースタ１６により加圧されたブースタ空気３１は、ブースタを流出し、入口ダクトスプリッタ３９によりそれぞれ第１のブースタ空気部分３５と第２のブースタ空気部分３７とに分割される。入口ダクトスプリッタ３９は、第１のブースタ空気部分３５をコアエンジン２５の高圧圧縮機１８に到るコアエンジン入口１９内へ方向付ける。入口ダクトスプリッタ３９はまた、第２のブースタ空気部分をコアエンジン２５の周りでバイパスダクト２１内へ方向付け、この第２のブースタ空気部分３７は、次にファン出口３０を通ってファンセクション１２から流出する。
【００１５】
　次に図２及び図３を参照すると、低圧タービン２６は、タンデム形非交互嵌合二重反転式前方低圧タービン４０及び後方低圧タービン４２と、低圧タービン流路２８とを含む。低圧内側シャフトロータ２００は、後方低圧タービン４２を含み、低圧外側シャフトロータ２０２は低圧タービンセクション２６の前方低圧タービンを含む。後方低圧タービン４２は、低圧タービン流路２８を横切って配置され、且つ低圧内側シャフト１３０により第１ファンブレード列１３に駆動可能に結合された第１低圧タービンブレード列１３８を含む。
【００１６】
　前方低圧タービン４０は、低圧タービン流路２８を横切って配置され、且つ低圧外側シャフト１４０により第２ファンブレード列１５に駆動可能に結合された第２低圧タービンブレード列１４８を含む。図２及び図３に示した例示的な実施形態においては、第１及び第２低圧タービンブレード列１３８、１４８の各々には４つの列がある。ブースタ１６は、低圧内側及び外側シャフト１３０、１４０のうちの１つに駆動可能に結合される。
【００１７】
　図２及び図３に示すように、第１低圧タービンブレード列１３８は、低圧タービン流路２８に沿って第２低圧タービンブレード列１４８の下流に配置されている。回転不能な低圧ベーン２１０の列は、低圧タービン流路２８を横切って、第１低圧タービンブレード列１３８の第１の隣接対２１９と第２低圧タービンブレード列１４８の第２の隣接対２１８との間に配置される。図２及び図３に示す例示的な実施形態において、第２低圧タービンブレード列１４８の最後列５２は、低圧タービン流路２８に沿って第１低圧タービンブレード列１３８の最前列５０の上流に配置される。環状のベーンなし間隙５８が、第２低圧タービンブレード列１４８の最後列５２と第１低圧タービンブレード列１３８の最前列５０とを分離し、これらの間に存在する。
【００１８】
　タンデム形非交互嵌合二重反転式前方低圧タービン４０及び後方低圧タービン４２は、二重反転している低圧タービンとロータとの間の馬力及び回転速度における大きな不整合を回避しながら、前方ファンが後方ファンよりも高いファン圧力比及び高い回転速度で作動可能とすることにより、最高性能又はその近傍でエンジンを作動させるのに役立つ。これにより、最高ファン効率の達成に貢献する１．２又はそれ以上の速度比及び馬力比のような異なる速度比及び馬力比でエンジンを作動させることが可能となる。また、タンデム形非交互嵌合二重反転式前方低圧タービン及び後方低圧タービンは軽量設計であり、エンジンの静止フレームによって回転可能に容易に支持される。
【００１９】
　例示的な実施形態では、第１低圧タービンブレード列１３８と第２低圧タービンブレード列１４８は同数である。更に具体的には、例示的な実施形態では、４つの第１低圧タービンブレード列１３８と４つの第２低圧タービンブレード列１４８を有する。第１低圧タービンブレード列１３８は、低圧内側シャフトロータ２００の第１低圧タービンディスク２３８上に取付けられたものとして図示され、第２低圧タービンブレード列１４８は、第２低圧タービンディスク２４８上に取付けられたものとして図示されている。或いは、第１及び第２低圧タービンブレード列１３８、１４８は、それぞれ低圧内側及び外側シャフトロータ２００、２０２のドラム上に取付けることができる。タービンノズル２２０は、第２低圧タービンブレード列１４８に隣接して、該第２低圧タービンブレード列の軸方向前方上流側に配置される。
【００２０】
　様々な構成の低圧タービンを使用することができる。同数又は異なる数の第１及び第２低圧タービンブレード列とすることができ、第１及び第２低圧タービンブレード列をそれぞれ、３つ、４つ、又はそれ以上とすることができる。
【００２１】
　本発明を例示的な方法で説明してきた。ここで使用した用語は、限定のためではなく説明のための用語としての意図で使用されていることを理解されたい。本明細書においては本発明の好ましい例示的な実施形態と考えられるものを説明したが、本明細書の教示から当業者には本発明のその他の変更が明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】ステータベーンを有する二重反転式低圧タービンを備えた航空機用ターボファン式ガスタービンエンジンの例示的な実施形態の前方部分の縦断面図。
【図２】エンジンの後方部分の縦断面図。
【図３】図１に示す二重反転式低圧タービンの拡大図。
【符号の説明】
【００２３】
　８　エンジン中心線
　１０　航空機用ガスタービンエンジン組立体
　１８　高圧圧縮機
　２０　燃焼器
　２９　高圧タービン
　２５　コアエンジン
　２６　低圧タービンセクション
　２７　高圧シャフト
　２８　低圧タービン流路
　３２　フレーム構造体
　３３　高圧ロータ
　４０　前方低圧タービン
　４２　後方低圧タービン
　４５　エンジンケーシング
　６０　タービン中央フレーム
　１３０　低圧内側シャフト
　１３８　第１低圧タービンブレード列
　１４０　低圧外側シャフト
　１４８　第２低圧タービンブレード列
　１５５　タービン後方フレーム
　２００　低圧内側シャフトロータ
　２０２　低圧外側シャフトロータ
　２１８　第２の隣接対
　２１９　第１の隣接対
【図１】
2004076739.tif 000003
【図２】
2004076739.tif 000004
【図３】
2004076739.tif 000005