(57)【要約】【課題】  複雑な制御を要することなく、安定動作を可能とする１段の低圧コンプレッサおよび１段の高圧コンプレッサを有するコンプレッサおよびこれを用いたガスタービンエンジンを提供する。【解決手段】  回転して吸入空気を圧縮するフロントファン１２と、フロントファン１２の後段に設けられた１段の低圧コンプレッサＬＣと、低圧コンプレッサＬＣで圧縮された空気を圧縮する１段の高圧コンプレッサＨＣと、高圧コンプレッサＨＣとからなり、高圧コンプレッサＨＣの圧力比ＲHと低圧コンプレッサＬＣの圧力比ＲLの比ＲH／ＲLが４．５〜６．０であるように構成する。  また、このコンプレッサＣと、燃焼室１０、高圧タービンＨＴ、低圧タービンＬＴを備えてガスタービンエンジン１を構成する。【選択図】      図１
2005226584.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転して吸入空気を圧縮するフロントファンと、前記フロントファンの後段に設けられた１段の低圧コンプレッサと、前記低圧コンプレッサで圧縮された空気を圧縮する１段の高圧コンプレッサとからなるコンプレッサであって、前記高圧コンプレッサの圧力比ＲHと前記低圧コンプレッサの圧力比ＲLの比ＲH／ＲLが４．５〜６．０であることを特徴とするコンプレッサ。
【請求項２】
前記高圧コンプレッサは、遠心型コンプレッサであり、前記低圧コンプレッサは、軸流型コンプレッサであることを特徴とする請求項１に記載のコンプレッサ。
【請求項３】
前記フロントファンの圧力比ＲFと前記低圧コンプレッサの圧力比ＲLの比ＲF／ＲLが１．１〜１．６であることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のコンプレッサ。
【請求項４】
前記高圧コンプレッサの圧力比ＲHは、４．０〜１０．０であることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか１項に記載のコンプレッサ。
【請求項５】
前記低圧コンプレッサの圧力比ＲLは、１．１〜２．０であることを特徴とする請求項１から請求項４のいずれか１項に記載のコンプレッサ。
【請求項６】
前記フロントファンの圧力比ＲFは、１．２〜２．５であることを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか１項に記載のコンプレッサ。
【請求項７】
請求項１から請求項６のいずれか１項に記載のコンプレッサと、
前記高圧コンプレッサにより圧縮された圧縮空気に燃料を噴射して燃焼させる燃焼室と、
前記燃焼室から噴射される燃焼ガスにより回転させられ、前記高圧コンプレッサと連結された高圧タービンと、
前記燃焼室から噴射される燃焼ガスにより回転させられ、前記低圧コンプレッサ及び前記フロントファンと連結された低圧タービンとを備えることを特徴とするガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、コンプレッサ及びこれを用いたガスタービンエンジンに関し、詳しくは、１段の低圧コンプレッサ及び１段の高圧コンプレッサを有し、広い動作範囲で安定動作を可能としたコンプレッサ及びガスタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、吸入空気を圧縮するコンプレッサ、このコンプレッサの後段に設けられ、圧縮された空気へ燃料を噴射して燃焼させる燃焼室、及びこの燃焼室の後段に設けられ、コンプレッサと一体に回転するタービンとを基本構成として有している。そして、燃焼室へ送る圧縮空気の圧力をできるだけ高くすることで高い熱効率を実現している。
そして、コンプレッサの１段あたりの圧力比（コンプレッサの出口全圧と入口全圧との比）には空気力学上の上限があることから、ガスタービンエンジンに用いられるコンプレッサは、多数段のコンプレッサ（翼）により徐々に圧力を高めている。
しかし、多数段のコンプレッサを設けると、ガスタービンエンジンの全長が長くなり、エンジンの重量・サイズが大型化するだけでなく、部品点数の増加によるコストの増大、部品の管理・点検の負担増大という問題も顕著になる。
【０００３】
そこで、本出願人は、従来は困難とされてきた、少数段のコンプレッサのみで高い圧力比を可能にするガスタービンエンジンを開発している。このようなガスタービンエンジンは、材料の進歩および計算機による流体解析技術の進歩により可能となったものである。
例えば、このようなガスタービンエンジンとして、一つのフロントファン、１段の低圧コンプレッサ、１段の高圧コンプレッサを有するものが提案されている（特許文献１参照）。
しかしながら、特許文献１に記載されたような、主として２段しかコンプレッサを有さないガスタービンエンジンにおいては、従来、低出力から高出力の全域で安定した動作を可能にするために、複雑な制御が必要とされていた。例えば、ガスタービンエンジンの運転条件に応じてコンプレッサの途中で抽気をしたり、コンプレッサの静翼の向きを可変にし、空気の流れに沿って翼角度を変えたりしていた。
【特許文献１】特開２００１−３４２９９５号公報（段落００１２〜００１５、図１）
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明は、前記した背景に鑑みてなされたものであり、複雑な制御を要することなく、安定動作を可能とする１段の低圧コンプレッサおよび１段の高圧コンプレッサを有するコンプレッサおよびこれを用いたガスタービンエンジンを提供することを課題とする。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
前記課題を解決するため、本発明のコンプレッサは、回転して吸入空気を圧縮するフロントファンと、前記フロントファンの後段に設けられた１段の低圧コンプレッサと、前記低圧コンプレッサで圧縮された空気を圧縮する１段の高圧コンプレッサとからなり、前記高圧コンプレッサの圧力比ＲHと前記低圧コンプレッサの圧力比ＲLの比（本明細書において、「相対圧力比」という）ＲH／ＲLが４．５〜６．０であるように構成した。
【０００６】
このように、低圧コンプレッサおよび高圧コンプレッサの圧力比を設定すると、個々のコンプレッサにより期待される圧力比を効果的に発揮することができ、また、低回転から高回転まで、複雑な制御を要することなく安定した動作が可能となる。コンプレッサの圧力比は、運転条件により変動するが、本発明においては、その装置における定格出力、例えば航空機用のガスタービンエンジンであれば、巡航時の条件での値をいう。
相対圧力比ＲH／ＲLが４．５を下回る場合、および６．０を超える場合の何れの場合にも、圧縮効率が十分でなくなる。また、サージ限界に対するマージン（サージマージン）も、ＲH／ＲLが４．５を下回る場合、および６．０を超える場合に顕著に低下する。
【０００７】
そして、望ましくは、前記したコンプレッサにおける高圧コンプレッサは、遠心型コンプレッサであり、低圧コンプレッサは軸流型コンプレッサである。
また、前記したコンプレッサにおいては、前記フロントファンの圧力比ＲFと前記低圧コンプレッサの圧力比ＲLの相対圧力比ＲF／ＲLが１．１〜１．６であるのが望ましい。
さらに、前記したコンプレッサにおいて、低圧コンプレッサの圧力比ＲLは、１．１〜２．０であることが望ましく、高圧コンプレッサの圧力比ＲHは、４．０〜１０．０であることが望ましく、フロントファンの圧力比ＲFは、１．２〜２．５であることが望ましい。
【０００８】
さらに、前記したコンプレッサを用いたガスタービンエンジンは、前記コンプレッサと、前記高圧コンプレッサにより圧縮された高圧空気に燃料を噴射して燃焼させる燃焼室と、前記燃焼室から噴射される燃焼ガスにより回転させられ、前記高圧コンプレッサと連結された高圧タービンと、前記燃焼室から噴射される燃焼ガスにより回転させられ、前記低圧コンプレッサ及び前記フロントファンと連結された低圧タービンとを備えて構成することができる。
【発明の効果】
【０００９】
本発明のコンプレッサまたはガスタービンエンジンによれば、複雑な制御を要することなく低出力から高出力まで安定動作させることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
次に、本発明の実施形態について、適宜図面を参照しながら詳細に説明する。図１は、実施形態に係るコンプレッサおよびこれを用いたガスタービンエンジンの断面図である。
実施形態に係るガスタービンエンジン１は、いわゆるターボファンエンジンであり、最前面に設けられたフロントファン１２、１段の低圧コンプレッサＬＣ、および１段の高圧コンプレッサＨＣからなるコンプレッサＣと、コンプレッサＣにより圧縮された空気と燃料を混合して燃焼する燃焼室１０と、燃焼室１０から噴射された燃焼ガスにより回転するタービンＴとを有して構成されている。
【００１１】
これらの各要素は、互いに支柱２で連結されて同軸に配置された、それぞれ円筒状をなすアウタケーシング３およびインナケーシング４の内側に配置されている。インナケーシング４の軸上には、円筒状のアウタシャフト７が配置され、アウタシャフト７の内部にインナシャフト８が貫通して配置されている。アウタシャフト７は、軸受５ｆ，５ｒを介してインナケーシング４により支持され、インナシャフト８も、アウタシャフト７の前後で、軸受６ｆ，６ｒを介してインナケーシング４に支持されている。
【００１２】
アウタシャフト７には、その前側に高圧コンプレッサＨＣのインペラホイール９が一体的に結合され、後側に燃焼室１０のノズルＮに隣接して配置された高圧タービンＨＴの動翼を構成するタービンホイール１１が一体的に結合されている。高圧コンプレッサＨＣは、遠心型のコンプレッサである。
【００１３】
インナシャフト８には、その前端にフロントファン１２が一体的に結合されている。また、インナシャフト８のフロントファン１２の後方には、低圧コンプレッサＬＣの動翼を構成するコンプレッサホイール１３が一体的に結合されている。低圧コンプレッサＬＣは、軸流型のコンプレッサである。そして、インナシャフト８の後端には、燃焼ガスの噴射ダクト１４中に低圧タービンＬＴの動翼を構成するタービンホイール１５が一体的に結合されている。
【００１４】
フロントファン１２の中心には、ノーズコーン１６が設けられ、フロントファン１２の後方には、アウタケーシング３の内周面にその外端を結合させた静翼１７が配置されている。
【００１５】
インナケーシング４の前端部内周には、低圧コンプレッサＬＣの静翼１８が配置されている。そして、その後方には、フロントファン１２が吸入し、かつ低圧コンプレッサＬＣが与圧した空気を高圧コンプレッサＨＣへと送り込むための吸入ダクト１９と、これに連続する高圧コンプレッサＨＣのインペラケーシング２０とが形成されている。また、吸入ダクト１９の内側には、前記したアウタシャフト７並びにインナシャフト８の前端側を支持する軸受５ｆ，５ｆの軸受箱２１が結合されている。
【００１６】
フロントファン１２が吸入した空気は、その一部が前記したように低圧コンプレッサＬＣを経て高圧コンプレッサＨＣへと送り込まれる。そして、その残りの比較的低速かつ大量の空気は、アウタケーシング３とインナケーシング４との間に形成されたバイパスダクト２２から後方へ噴射され、低速域での主たる推力となる。
【００１７】
高圧コンプレッサＨＣの出口の外側には、ディフーザ２３が結合されており、その直後に設けられた燃焼室１０へ高圧の空気を送り込むように成っている。
【００１８】
燃焼室１０では、その後端面に設けられた燃料噴射ノズル２４から噴射された燃料とディフーザ２３から送り込まれた高圧空気とを混合して燃焼させる。そして、後方を向くノズルＮから噴射ダクト１４を経て大気中へ噴射する燃焼ガスにより、高速域での主たる推力を得る。
【００１９】
なお、噴射ダクト１４の内側には、前記したアウタシャフト７およびインナシャフト８の後端側を支持する軸受５ｒ，６ｒの軸受箱２５が結合されている。
【００２０】
このガスタービンエンジン１のアウタシャフト７には、図示されていないギア機構を介してスタータモータ２６の出力軸が連結されている。このスタータモータ２６を駆動すると、高圧コンプレッサＨＣのインペラホイール９がアウタシャフト７とともに駆動され、高圧空気が燃焼室１０へ送り込まれる。この高圧空気と燃料とを混合して燃焼させると、その燃焼ガスの噴射圧で高圧タービンＨＴのタービンホイール１１および低圧タービンＬＴのタービンホイール１５が駆動される。このタービンホイール１１の回転力で高圧コンプレッサＨＣのインペラホイール９が、そしてタービンホイール１５の回転力でフロントファン１２および低圧コンプレッサＬＣのコンプレッサホイール１３が、それぞれ駆動される。そして、燃焼ガスの噴射圧でタービンホイール１１およびタービンホイール１５が駆動されると、燃料供給量と吸気空気量との自己フィードバック的釣り合いに応じて定まる状態でガスタービンエンジン１が回転を継続することとなる。
【００２１】
このような、フロントファン１２と、１段の低圧コンプレッサＬＣと、１段の高圧コンプレッサＨＣとから成るコンプレッサＣおよびガスタービンエンジン１において、本実施形態では、高圧コンプレッサＨＣの圧力比と、低圧コンプレッサＬＣの圧力比を所定の関係に設定することにより、広い動作範囲での安定動作を実現した。
すなわち、低圧コンプレッサＬＣの圧力比をＲLとし、高圧コンプレッサＨＣの圧力比をＲHとして、これらの相対圧力比ＲH／ＲLを４．５＜ＲH／ＲL＜６．０とした。より望ましくは、ＲH／ＲLは、５．０＜ＲH／ＲL＜５．５とするのがよい。
【００２２】
このように相対圧力比を設定することによる効果を、図２および図３を参照しながら説明する。図２は、相対圧力比ＲH／ＲLと圧縮効率の関係を示すグラフであり、図３は、相対圧力比ＲH／ＲLとサージマージンとの関係を示す図である。
図２に示す圧縮効率とは、フロントファン１２、低圧コンプレッサＬＣ、高圧コンプレッサＨＣのそれぞれの圧力比（ＲF、ＲH、ＲL）を乗じた値ＲF×ＲH×ＲL（総圧力比）に対して、コンピュータ上でシミュレートした当該組合せの圧縮機がどれだけの圧力比を達成できたかを示した値である。すなわち、この圧縮効率が高い値を示したならば、各圧縮機（フロントファン１２、低圧コンプレッサＬＣ、高圧コンプレッサＨＣ）がそれぞれの能力を発揮できたということである。なお、シミュレーションの条件は、巡航時の条件、すなわち、最高出力の２５％としている。
【００２３】
図２に示すように、本実施形態のコンプレッサＣの構成では、相対圧力比ＲH／ＲLが約５．０付近で最も高い圧縮効率を示し、相対圧力比ＲH／ＲLが４．５より小さいと圧縮効率が急激に低下する。これは、軸流型のコンプレッサの圧力比を高くとると、翼面において空気の剥離の度合いが急激に高くなるからである。また、相対圧力比ＲH／ＲLが６．０を超える場合も、高圧コンプレッサＨＣの翼面において空気が剥離しやすくなるので圧縮効率が低下する。
【００２４】
また、前記したコンプレッサにおいて、フロントファン１２の圧力比ＲFと低圧コンプレッサＬＣの圧力比ＲLの比ＲF／ＲLは、１．１〜１．６であるのが望ましい。このような範囲とすることで、安定動作を確保しつつ、総圧力比を高く取ることができ、ガスタービンエンジン１の燃費を向上させることができる。なお、フロントファン１２の圧力比ＲFを大きくして、相対圧力比ＲH／ＲLが４．５より小さくすることも考えられるが、フロントファンの圧力比ＲFを２．５より大きくすると、やはり翼面での空気の剥離が問題となり、成り立たない。
【００２５】
図３に示すサージマージンは、サージ限界に対するマージンをパーセンテージ表示したものである。図３のサージマージンを計算するにあたっては、フロントファン１２、低圧コンプレッサＬＣ、高圧コンプレッサＨＣのそれぞれの圧力比（ＲF、ＲH、ＲL）を乗じた総圧力比ＲF×ＲH×ＲLが一定、フロントファン１２の圧力比が一定の条件で、ＲHとＲLを変更している。シミュレートの条件は、図２の場合と同様、ガスタービンエンジン１の巡航時である。
【００２６】
図３に示すように、本実施形態のコンプレッサＣの構成では、相対圧力比ＲH／ＲLが約５．３付近で最も高いサージマージンを示し、相対圧力比ＲH／ＲLが４．５より小さいとサージマージンが急激に低下する。これは、低圧コンプレッサＬＣの翼面において空気の剥離の度合いが急激に高くなるからである。また、相対圧力比ＲH／ＲLが６．０を超える場合も、高圧コンプレッサＨＣの翼面において空気が剥離しやすくなるので、サージマージンが低下する。
【００２７】
このように、相対圧力比ＲH／ＲLが４．５〜６．０になるように設定することで、有効な圧縮効率を発揮でき、サージマージンも高くとれて、ガスタービンエンジン１の安定動作が可能となる。望ましくは、相対圧力比ＲH／ＲLを５．０〜５．５に設定することで、より安定した動作が可能となる。
【００２８】
以上、本発明の好ましい実施形態について説明したが、本発明は、前記した実施形態に限定されることなく、その趣旨に反しない限りで適宜変更して実施できることは言うまでもない。
【実施例】
【００２９】
一例の圧力比の設定で、シミュレーションに加え実測も行った結果、下記表１のような結果が得られた。この結果によれば、巡航時のＲH／ＲLが５．０５の場合に、離陸時（最大出力時）、巡航時とも、抽気、可変翼などの制御を行うことなく、安定した動作を実現することができた。
【００３０】
【表１】
2005226584.tif 000003
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】実施形態に係るコンプレッサおよびガスタービンエンジンの断面図である。
【図２】相対圧力比ＲH／ＲLと圧縮効率の関係を示すグラフである。
【図３】相対圧力比ＲH／ＲLとサージマージンとの関係を示すグラフである。
【符号の説明】
【００３２】
１      ガスタービンエンジン
７      アウタシャフト
８      インナシャフト
９      インペラホイール
１０    燃焼室
１２    フロントファン
２０    インペラケーシング
Ｃ      コンプレッサ
ＨＣ    高圧コンプレッサ
ＨＴ    高圧タービン
ＬＣ    低圧コンプレッサ
ＬＴ    低圧タービン
Ｔ      タービン
【図１】
2005226584.tif 000004
【図２】
2005226584.tif 000005
【図３】
2005226584.tif 000006