(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
半径方向に根元（２２）から先端（２４）まで延び、軸方向に前縁（２６）と後縁（２８）との間を延びる正圧側面（１８）および負圧側面（２０）と；
前記前縁と前記後縁との間に延びるそれぞれの翼弦とキャンバ線とを有し、重心（３４）が二重に湾曲したスタッキング軸（３６）に整列される各横断面と；
を備える、軸方向、接線方向および半径方向の直交軸（Ｘ、Ｙ、Ｚ）を有するロータディスク（１４）用の圧縮機翼形部（１２）であって、
前記スタッキング軸が、接線方向のスタッキング軸（３６ａ）と、軸方向のスタッキング軸（３６ｂ）とを含む２つの直交成分を備え、
前記接線方向のスタッキング軸（３６ａ）は、前記半径方向及び接線方向の軸（Ｙ、Ｚ）の交差点から始まる第１の湾曲（３８）と、該第１の湾曲（３８）と接続する第２の湾曲（４０）とからなり、
該第１及び第２の湾曲（３８、４０）からなる前記接線方向のスタッキング軸が、根元から先端にかけて全体的にＳ字形状であり、
前記第１の湾曲（３８）は、前記正圧側面（１８）に向かって前記根元（２２）から前方への第１の傾斜と半径方向の軸（Ｚ）に向かって後方へ反転する傾斜とを含み、
前記接線方向のスタッキング軸（３６ａ）が、前記半径方向及び接線方向の軸（Ｙ、Ｚ）の交差点の上方で前記半径方向の軸を横切り、
根元に隣接する翼形部の横断面の食違い角は、後縁に沿って前記負圧側面が湾曲するよう変化しており、
前記負圧側面（２０）が、前記根元（２２）での流れ剥離を低減するよう前記根元（２２）に隣接した前記後縁（２８）に沿って前記半径方向の軸を横切らずに該半径方向の軸に向けて湾曲していることを特徴とする翼形部（１２）。
【請求項２】
前記前方への傾斜が、前記ディスク（１４）上の前記翼形部の回転方向であり、前記後方への傾斜が、前記回転方向と反対方向であることを特徴とする、請求項１に記載の翼形部。
【請求項３】
前記後縁（２８）が、前記湾曲した負圧側面（２０）において前記根元に対して実質的に垂直に配向し、そこから上では後方へ傾斜していることを特徴とする、請求項１に記載の翼形部。
【請求項４】
前記食違い角が、根元から先端にかけて大きくなっていることを特徴とする、請求項１に記載の翼形部。
【請求項５】
前記後縁（２８）が、根元から先端にかけて全体的にＳ字形状であることを特徴とする、請求項１に記載の翼形部。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、概してガスタービンエンジンに関し、さらに詳細にはガスタービンエンジン内の圧縮機またはファンに関する。
【０００２】
【従来技術】
ターボファン航空機ガスタービンエンジンにおいて、運転中、空気はファンと圧縮機の中で加圧される。ファン空気は、飛行中の航空機を推進するのに用いられる。圧縮機を通って導かれる空気は、燃焼器内で燃料と混合され点火されて高温燃焼ガスを発生し、かかる高温燃焼ガスを複数段のタービンを通して流して、ファンと圧縮機を駆動するエネルギーを抽出する。
【０００３】
典型的なターボファンエンジンは、多段軸流圧縮機を含み、これは順次空気を加圧して燃焼用の高圧空気を発生する。加圧された空気は、加圧されるにつれて拡散されて減速する。従って、圧縮機翼形部は失速余裕と効率に悪影響を及ぼすような望ましくない流れ剥離（境界層ばがれ）を低減するように設計される必要がある。
【０００４】
逆に、燃焼ガスはタービン段によって加速され、タービン動翼はエネルギー抽出効率を最大にするよう異なった空気力学的設計になっている。
【０００５】
圧縮機の設計における基本は、離陸から巡航を経て着陸までの運行全体の飛行エンベロープにわたる十分な失速余裕での空気の圧縮効率である。
【０００６】
しかし、通常、圧縮機の効率と失速余裕とは、効率が高くなるにつれて一般的に失速余裕が低下する反比例の関係にある。この矛盾した失速余裕と効率の要求は、民間用途のさほど要求が厳しくないものと比べた場合、一般に圧縮機の効率を犠牲にして高水準の失速余裕を要求する高性能な軍用エンジン用途において特に厳しい。
【０００７】
圧縮機翼形部の効率の最大化は、基本的には翼形部の正圧側面と負圧側面にわたる速度分布を最適化することによって達成される。しかし、従来の圧縮機設計において、一般的に効率は適切な失速余裕についての要求により制限される。効率を少しでも高めると失速余裕の低下をもたらし、逆に、失速余裕を高めると効率の低下をもたらす。
【０００８】
高い効率は、一般的に所定段についての翼形部の濡れ表面の面積を最小にして、これに対応して翼形部の抵抗を減少させることによって得られる。このことは、一般的にロータディスクの円周まわりの翼形部の中実性つまり翼形部の密度を小さくするか、あるいは翼幅に対する翼弦長の比である翼形部のアスペクト比を大きくすることによって得られる。
【０００９】
所定のロータ速度に対して、この効率を高めることが失速余裕を低減する。高水準の失速余裕を達成するには、翼形部を最適値より少ない入射角で設計することに加えて、最適水準より高い中実性および／または最適値よりも低いアスペクト比を利用できる。これにより軸流圧縮機の効率は低下してしまう。
【００１０】
失速余裕を高めることは、ロータ速度を高くすることによっても得られるが、今度は翼形部のマッハ数が高くなり翼形部の抵抗が大きくなるので、結果的に効率は低下してしまう。
【００１１】
さらに、圧縮機の動翼は、空気力学的設計が影響を及ぼす遠心応力に支配される。有用な翼寿命を得るためには最大応力が制限される必要があり、このことが今度は空気力学的性能を最適化することを制限する。
【００１２】
従って、一般的な圧縮機の設計は、必然的に効率と失速余裕の一方に重きを置く妥協案を含み、これはさらに許容できる遠心応力により影響されるのである。
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】
従って、ガスタービンエンジン圧縮機の性能を改善するために、遠心応力を制限しながら、圧縮機効率と失速余裕とを共にさらに改善することが望まれる。
【００１４】
【問題を解決するための手段】
圧縮機翼形部は、根元から先端まで、前縁と後縁との間に延びる正圧側面と負圧側面とを含む。各横断面はそれぞれの翼弦とキャンバ線を有する。各断面の重心は、性能を高めるよう二重に湾曲するスタッキング軸に沿って整列される。
【００１５】
【発明の実施の形態】
本発明の好適かつ例示的な実施形態を発明の更なる目的と利点と共に、添付の図面を参照して以下の詳細な説明によってさらに詳細に説明する。
【００１６】
図１は、環状のロータブリスク１０の一部を示し、ガスタービンエンジン用の多段軸流圧縮機の１つの段を備える。ブリスクは、一体式のユニット組立体を形成する一体型ロータディスク１４の周囲から半径方向外側に延びる、複数の円周方向に互いに離間するロータ動翼つまり翼形部１２を含む。ブリスクは従来の機械加工および電気化学的機械加工を用いて作ることができる。
【００１７】
もしくは、翼形部は別の従来構成の、個別のロータディスクの周囲で、対応するダブテールスロットに着脱自在に取り付けられる一体型ダブテールで構成できる。
【００１８】
運転中、図１に示すように、ブリスクは、隣接した翼形部の間を流れる空気を加圧するよう例示的に時計回りに回転する。翼形部は、空気圧縮の効率が最大になり、かつ圧縮機の性能を高めるのに適切な高い失速余裕をもたらすような空気力学的プロフィールに構成されている。図１に示すブリスク１０は、許容できる遠心応力の限界内で、効率と失速余裕とを共に高めて圧縮機性能を向上させる本発明によって構成できる多段のロータ翼形部のうちの一段のみである。
【００１９】
空気力学的効率と失速余裕の間でなされた従来の妥協案にもかかわらず、最新のコンピュータソフトウェアは、翼形部の性能評価のための３次元（３Ｄ）の粘性流れ方程式を解くのに一般に利用できる。結果として得られる翼形部は、その翼幅にわたる半径方向の断面が僅かに変化する従来型の翼形部と比較して、全体的に著しく異なる独特の３次元形状を備えている。
【００２０】
図１は応力限界のために従来不可能であった効率と失速余裕の両方を高める、改善された性能を有する３次元解析から明らかになった、特有の二重に湾曲した翼形部１２を示す。
【００２１】
ロータディスク１４は、軸方向のＸ軸と、接線方向つまり円周方向のＹ軸と、半径方向のＺ軸を含む３つの直交軸を有する。軸方向のＸ軸は、圧縮機を通る空気流れ１６に対して下流方向に延びる。接線方向のY軸は、ディスクと翼形部の回転方向に延びる。さらに、半径方向のＺ軸は、ディスクの周囲からその上にある翼形部の各々に対して半径方向外側に延びる。
【００２２】
各々の翼形部１２は、全体的に凹形の正圧側面１８と、全体的に凸形の負圧側面２０とを含み、ディスクの周囲に一体的に結合されている根元つまりハブ２２から半径方向外側の先端２４まで、半径方向つまり縦方向に延びている。両側つまり正圧側面と負圧側面は、根元からに先端まで前縁２６と後縁２８との間の翼弦方向つまり軸方向に延びている。
【００２３】
本発明の１つの特徴によれば、翼形部の負圧側面２０は、ディスクの周囲との交差部分で根元２２の近傍つまり隣接した後縁２８に沿って横方向つまり接線方向に湾曲している。この位置での空気の流れ剥離を実質的に低減または除去できるので、翼効率と失速余裕が改善される。
【００２４】
図２に示すように、負圧側面の後縁は、主に接線方向にのみに湾曲している。図３に示すように、軸方向および半径方向の平面Ｘ−Ｚの側面の作図では負圧側面の湾曲は僅かである。しかし、翼形部は以下で検討するような性能の更なる改善のために、図３に示すように軸方向に湾曲させてもよい。
【００２５】
図１から図３に示す翼形部は、図４に示すように根本から先端まで半径方向つまり縦方向に積み重ねられた複数の横断面により規定される。各々の横断面は、前縁２６と後縁２８との間に延びる正圧側面１８と負圧側面２０のそれぞれの部分により規定される空気力学的プロフィールを有する。各々のプロフィールは、前縁と後縁との間を軸方向に延びる一直線の翼弦３０と、前縁から後縁まで正圧側面と負圧側面の間に等間隔に位置する中心線である弧状キャンバ線３２とにより規定される。
【００２６】
圧縮機翼形部１２は、圧縮機性能を最大にするよう、典型的に根元から先端まで捻れている。その捻れは、例えば各半径方向の横断面について前縁２６の位置で翼弦３０と軸方向のＸ軸との間で測定される食違い角Ａにより規定される。食違いは、典型的に根元から先端にかけて大きくなり、根元よりも先端のところのほうが大きい。
【００２７】
また、図１に示すように、各々の翼形部の横断面は、本発明の別の１つの特徴により接線方向に二重に湾曲していることが好ましいスタッキング軸３６において、翼形部の縦方向の翼幅に沿って半径方向に整列される重心３４を有する。翼弦３０とキャンバ線３２とを含む対応する翼形部の横断面の形状に関連した、スタッキング軸３６は、本発明による性能向上のため翼形部の３Ｄ定義を可能にする。
【００２８】
より詳細には、図１に示すスタッキング軸３６は、図２と図５に示す接線方向のスタッキング軸３６ａと、図３に示す軸方向のスタッキング軸３６ｂとを含む２つの直交成分を有する。接線方向のスタッキング軸３６ａは、後縁の根元つまりハブの近傍の翼形部の負圧側面２０を湾曲させるために、翼形部の根元２２に隣接して非線形であり湾曲している。
【００２９】
図１と図５に示すように、接線方向のスタッキング軸３６ａは、根元２２から翼形部の圧力側面１８へ向かう、前方へのつまり翼形部とディスクの回転方向への最初の傾斜を有する第１の反転つまり湾曲３８を含む。その後第１の湾曲３８は、半径方向のＺ軸に向かって傾斜が後方へ反転する。
【００３０】
また、スタッキング軸３６ａは、先端２４に隣接した負圧側面２０へ向かって、翼形部とディスクの回転方向と反対の方向の、第１の湾曲から半径方向のＺ軸を通過して後方につまり逆に傾斜する第２の反転つまり湾曲４０を含む。その後、第２の湾曲は、半径方向のＺ軸へ向かって傾斜が前方へ反転する。それに対応して、根元に隣接する翼形部の横断面の食違い角は、順次後縁の負圧側面に沿って負圧側面が湾曲するよう変化する。
【００３１】
こうして接線方向のスタッキング軸３６ａの二重の湾曲は、全体的にＳ字形状であり、横断面の対応する形状は、遠心応力を低減しつつ後縁における翼形部のハブ近傍の負圧側面に沿って空気の流れ剥離を著しく低減するかまたは除去できるよう選択される。例えば、後縁２８は同様に根元から先端まで全体的にＳ字形状である。
【００３２】
図１と図２に示すように、Ｓ字状に湾曲したスタッキング軸は、後縁２８が湾曲した負圧側面２０の根元に実質的に垂直に配向し、そこから上では後方へ傾斜することを可能にする。後縁２８は、ロータディスクの周囲またはプラットホームと交差角Ｂで交差しており、後縁の湾曲がない場合には著しく鋭角になってしまう。コンピュータ解析は、鋭角の後縁交差角がハブの流れ剥離を助長することを示し、このことは翼形部の効率を低下させる。負圧側面の湾曲は、交差角Ｂの鋭角度を減じ、これに応じて流れ剥離を低減して結果として効率が高くなる。
【００３３】
しかし、翼形部は３次元設計であり、その様々な横断面は複雑な様式で空気力学的にかつ機械的に相互に関連している。従って、回転方向の第１の湾曲３８における接線方向の傾斜の形状と大きさは、後縁でハブの流れ剥離を除去するかまたは低減するよう空気力学的な解析によって好適に制限される。第１の湾曲は同時に、最大遠心応力を翼形部の根元から第１の湾曲での翼形部の断面中に移動させる。
【００３４】
次に第１の湾曲領域における遠心応力を低減するために、その後、機械的解析または応力解析は、第１の湾曲の外方の遷移における接線方向のスタッキング軸プロフィールの残りを逆回転方向に制御するのに利用できる。次に根元および第１の湾曲領域内の遠心応力は、翼形部の先端領域に対して回転方向に再度スタッキング軸を傾ける第２の湾曲４０を導入することによって低減できる。
【００３５】
第１の湾曲３８と第２の湾曲４０とは、根元での空気力学的性能を最大にしつつ最大遠心応力を制限するよう、翼形部の根元の重心を通して延びる半径方向のＺ軸に対して対向する側に配置される。両湾曲は、スタッキング軸が前方と後方との間で方向を変える反転点を含む。さらに、根元近傍で遠心応力をさらに低減する必要がある場合、第２の湾曲は、半径方向の軸を横切って戻って延びることができる。
【００３６】
こうしてＳ字状に湾曲したスタッキング軸は、運転中に発生した遠心力荷重が翼形部を僅かに真っ直ぐにし、遠心引張応力を局所的に相殺する局所圧縮曲げ応力をもたらすことを可能にする。
【００３７】
従って、選択的に湾曲された翼形部は、ハブでの流れ剥離を低減し、許容できる曲げ応力で運転中にもたらされるスタッキング軸の湾曲の程度によってのみ制限を受ける。外方の第２の湾曲は、内方の第１の湾曲を、第２の湾曲がない場合より大きく傾斜することを可能にする。改善されたハブの空気流れは、どちらも許容できる応力限界内で、失速余裕を損なうことなく、翼形部の効率を高める。
【００３８】
空気力学的スイープ（湾曲）は、圧縮機翼形部の性能を評価するための一般的なパラメーターである。図３に示すように、アフトスイープは、先端２４を含む軸方向に共平面の半径方向外側部分つまり外方の部分を有するよう翼形部の前縁２６を形成することによって制限できる。さらに、前縁２６の残りの半径方向内側部分つまり内方の部分は、外方の部分から根元２２まで軸方向に前方に傾斜する。
【００３９】
図３は翼形部１２の負圧側面２０からの軸方向の突出を示し、一定の軸方向位置にあることが望ましい真っ直ぐな前縁の外方の部分を示す。前縁２６の内方の部分は、仮想線で示す半径方向ラインに対して翼形部の根元に近づくにつれて前方に傾斜している。つまり、翼形部の空気力学的アフトスイープは、前縁において翼形部の根元から先端までこうして制限されている。
【００４０】
空気力学的アフトスイープは、翼形部の後縁２８を図３に示すように選択的に構成することによりさらに制限できる。対応する翼弦長に関連して軸方向のスタッキング軸３６ｂは、後縁形状を制御するのに用いることができる。好適な実施形態において、後縁２８は、根元２２を含む軸方向に共平面の内方の部分と、内方の部分から先端２４まで軸方向に前方に傾斜する外方の部分を有する。
【００４１】
スタッキング軸は、接線方向と軸方向の両方の成分を含むので、図１と図２に示すように、接線方向成分は、後縁近傍の根元における湾曲した負圧側面２０を導入するのに役立つよう利用でき、前記の利点を得ることができる。同様に、図３に示すように、前縁２６と後縁２８の両方に沿ってアフトスイープを制限するようスタッキング軸の軸方向成分を選択できる。スタッキング軸は、翼弦３０とキャンバ線３２のキャンバの長さ分布を含む翼形部のそれぞれの横断面形状と関連して形成される。
【００４２】
従って、スタッキング軸の２つの成分と翼形部の横断面の形状は、遠心応力を制御しつつ翼形部の効率と失速余裕とを高めるよう３Ｄ粘性流れ解析に基づいてさらに形成され、図に示す独特な３次元形状をもたらす。
【００４３】
負圧側面の湾曲とＳ−スタックの程度は、改善された空気力学的性能と低減された遠心応力の利益を変更するように、異なる翼形部の形状について異なる組み合わせで調整できる。つまり、結果として得られる翼形部１２は、このような改善を可能にするコンピュータ解析における最新の進歩に帰因する真の３次元性能に合わせて設計できる。
【００４４】
本明細書では本発明の好ましい例示的な実施形態とみなされるものについて説明したが、本発明の他の変更は、本明細書の教示内容から当業者には明らかであり、従って、本発明の精神と範囲内の全ての変更は請求項で保護されるものである。
【００４５】
従って、請求項に規定され特徴付けられた発明が、合衆国特許により保護されることを求めるものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の例示的な実施形態による、一体型ロータディスクから半径方向外側に延び湾曲した翼形部を有するガスタービンエンジン圧縮機ロータ段の一部分の等角投影図である。
【図２】図１に示す翼形部の１つを、線２−２に概ね沿った接線方向および半径方向平面での後方から見た正面等角投影図である。
【図３】図１に示す翼形部の１つを、線３−３に概ね沿った円周方向に投影した軸方向および半径方向平面での側面図である。
【図４】図３に示す線４−４に沿った翼形部の平面図である。
【図５】図１から図４に示す翼形部のための例示的な二重に湾曲された接線方向のスタッキング軸のグラフである。
【図１】
0004771585.tif 000002
【図２】
0004771585.tif 000003
【図３】
0004771585.tif 000004
【図４】
0004771585.tif 000005
【図５】
0004771585.tif 000006