(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）のファン組立体（３０）において、
前記ガスタービンエンジン（１０）のコア（２０）後方に配設されるタービンロータ（３６）と、
前記ロータ（３６）により担持され、前記ロータ（３６）から放射状に延伸する複合翼（３８）の円周状の列と、
を備え、前記複合翼（３８）の各々が、
前記ロータ（３６）から先端部（５２）へ延伸し、前記コア（２０）により生成される加圧燃焼ガス流からエネルギーを抽出するタービン動翼（４２）と、
前記タービン動翼（４２）の前記先端部により担持され、該先端部から延伸してともに回転する、放射状に延伸するファン動翼（４６）の軸方向に離間した少なくとも二つの列（６２、７２）であって、第１列および第２列の各々が２枚以上の前記ファン動翼（４６）を備える、列（６２、７２）と、
を備え、前記ファン組立体（３０）はさらに、
前記ファン動翼の前記第１及び第２列（６２、７２）の間に配設された静翼（９０）の円周状の列を備える
ファン組立体（３０）。
【請求項２】
前記ファン動翼は、環状の副導管（８８）内に配設されている請求項１に記載のファン組立体（３０）。
【請求項３】
各タービン動翼（４２）は円弧状のプラットフォーム部４４を含み、これらプラットフォーム部４４は、相互に当接して環状のプラットフォーム（８２）を画定する請求項１または２に記載のファン組立体（３０）。
【請求項４】
各タービン動翼（４２）は、
円周上に離間し、放射状に延伸する少なくとも二つの第１ファン動翼であって、前記タービン動翼（４２）の前記先端部（５２）から延伸する第１ファン動翼と、
前記第１ファン動翼から下流に位置し、前記タービン動翼（４２）の前記先端部（５２）から延伸する、円周上に離間し放射状に延伸する少なくとも二つの第２ファン動翼（４６Ａ）と、
を担持する請求項１から３のいずれかに記載のファン組立体（３０）。
【請求項５】
流れの順に圧縮機、燃焼器（１６）及び高圧タービンを含み、加圧燃焼ガス流を生成するコア（２０）と、
請求項１から４のいずれかに記載のファン組立体（３０）と
を備えるガスタービンエンジン（１０）。
【請求項６】
前記ファン動翼は、環状の副導管（８８）内に配設されている請求項５に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項７】
各タービン動翼（４２）は円弧状のプラットフォーム部（４４）を含み、これらプラットフォーム部（４４）は、相互に当接して環状のプラットフォーム（８２）を画定する請求項５または６に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項８】
各タービン動翼（４２）は、
円周上に離間し、放射状に延伸する少なくとも二つの第１ファン動翼であって、前記タービン動翼（４２）の前記先端部（５２）から延伸する第１ファン動翼（４６Ａ）と、
前記第１ファン動翼から下流に位置し、前記タービン動翼（４２）の前記先端部（５２）から延伸する、円周上に離間し放射状に延伸する少なくとも二つの第２ファン動翼（４６Ｂ）と、
を担持する請求項５から７のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的に、ガスタービンエンジンに関し、具体的には、ガスタービンエンジン用後方ファンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、圧縮空気を燃焼器に送り出す圧縮機を備え、この圧縮空気は燃料と混合され、点火されて、高温の燃焼ガスが生成されるようになっている。これらのガスは下流に配設された一つ以上のタービンに流れ、そこで圧縮機の動力となるエネルギーが抽出されて、飛行機を飛行させるなどの有効な仕事が行われる。通常、コアエンジン前方にファンを取り付けたターボファンエンジンでは、高圧タービンがコアエンジンの圧縮機に動力を供給している。高圧タービンの下流に配設された低圧タービンは、ファンに動力を供給するようになっている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
従来のエンジンの構成には、後方ファン段をタービンロータと一体に統合しているものがある。この「タービン上に配設したファン」の構成には、前方ファンエンジンに必要な駆動軸を不要とするなど、複数の潜在的な利点がある。約２．５以上の設計圧力比（ファン吸気部の全圧力に対するファン排気部の全圧力の比）を有したこの「タービン上に配設したファン」が願われている。残念ながら、この圧力比を生成するために単一のファン段では高い先端速度が要求され、この先端速度は通例の許容されるタービン設計から導かれるＡＮ２及び半径比の制限に反するものである。
【０００４】
従って、高圧力比を実現するタービン上に配設したファンの構成が必要とされている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の一つの態様に従ったガスタービンエンジンのファン組立体により、上述の課題は解決される。前記ファン組立体は、ガスタービンエンジンのコア後方に配設されるタービンロータと、前記ロータにより担持され、それぞれが前記ロータから先端部へ延伸し、前記コアにより生成される加圧燃焼ガスの蒸気からエネルギーを抽出するタービン動翼の列と、それをもって回転する、タービン動翼の前記列により担持される、放射状に延伸するファン動翼の、軸方向に離間した、少なくとも二つの列とを有している。
【０００６】
本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジンは、圧縮機と、燃焼器と、高圧タービンとを流れの順に配設した加圧燃焼ガスの蒸気を生成するコアと、ファン組立体とを含むガスタービンエンジンにおいて、前記ファン組立体は、前記コア後方に配設されたタービンロータと、前記ロータにより担持され、それぞれが前記ロータから先端部へ延伸し、前記燃焼ガスからエネルギーを抽出するタービン動翼の列と、それをもって回転する、タービン動翼の前記列により担持される、放射状に延伸するファン動翼の、軸方向に離間した、少なくとも二つの列とを有する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
本発明は、添付の図面と以下の詳細な説明を参照して明らかになる。
【０００８】
添付の図面において、同様の構成には同様の参照番号が付されている。図１は、参照番号１０が付された典型的なガスタービンエンジンを示す図である。エンジン１０は、長手方向の中心線又は軸Ａと、軸Ａの周りに同心円状に配設され軸Ａに沿って同軸状に延伸する固定された外部環状外被部１２を備えている。更に、エンジン１０は、直列に配置され、コア２０を形成する高圧圧縮機１４と、燃焼器１６と、高圧タービン（「ＨＰＴ」）１８とを備えている。低圧タービン２４によりＬＰシャフト２６を介して駆動される前方圧縮機ロータ（例えば、低圧圧縮機、ファン、又はブースタ）２２を備えても良い。動作時、圧縮機１４からの圧縮空気は燃料器１６内で燃料と混合され、点火され、燃焼ガスが生成される。このガスから高圧タービン１８により、シャフト２８を介して圧縮機１４が駆動され、低圧タービン２４によりブースタ２２が駆動され、一部の仕事が生成される。次に、燃焼ガスは、コア２０の後方に配設された後方ファン組立体３０に流れる。後方ファン組立体３０は、一体の後方ファン３４を駆動する自由タービン又は仕事タービン３２を有している。
【０００９】
図２及び図３は、後方ファン組立体３０の詳細図である。後方ファン組立体３０は、ダブテール溝４０から放射状に延伸する複数の複合翼３８を担持するハブ又はロータ３６を有している。複合翼３８はそれぞれ、タービン動翼４２と、円弧状のプラットフォーム部４４と、複数のファン動翼４６とを有している。
【００１０】
図示された例で、タービン動翼４２と、そのプラットフォーム部４４と、対応するファン動翼４６を有した複合翼３８はそれぞれ、例えば、鋳造、鍛造、機械加工による、或いは複数の下位部材を二次加工（例えば、溶接、ろう付け）した一体の部材として構成されている。複合翼３８はまた、個々の部材の機械的組立体として構成しても良い。
【００１１】
タービン動翼４２はそれぞれ、前縁４８、後縁５０、先端部５２、根元部５４、凸状の負圧側部５６、凹状の正圧側部５８を有したエアフォイルである。タービン動翼４２は、コア２０から排出される加圧ガス流からエネルギーを抽出して、ロータ３６を回転させる形状を有している。個別の用途に応じて、タービン動翼４２にはそれぞれ、温度を下げるために、冷却用空気源と連結した内部通路（図示されてない）が形成されても良い。
【００１２】
各プラットフォーム部４４は、対応するタービン動翼４２から離れて軸方向及び円周方向に延伸している。プロットフォーム部４４は相互に当接し、タービン動翼４２の先端部５２と相互連結する環状のプラットフォーム６０を画定する。
【００１３】
複数のファン動翼４６は、「列」又は「段」と呼ばれる円周状の配列にグループ分けされる。複数の第１ファン動翼４６Ａの列６２は、プラットフォーム６０から放射状外側に延伸する。複数の第１ファン動翼４６Ａはそれぞれ、前縁と後縁、先端部と根元部、及び相互に対向する正圧側部と負圧側部を有している。
【００１４】
複数の第２ファン動翼４６Ｂの列７２は、第１ファン動翼４６Ａの下流で、プラットフォーム６０から放射状外側に延伸する。複数の第２ファン動翼４６Ｂはそれぞれ、前縁と後縁、先端部と根元部、及び相互に対向する正圧側部と負圧側部を有している。
【００１５】
列６２及び列７２それぞれのファン動翼４６の数は、個別の用途に応じて異なる。ファン動翼４６は、従来のタービン上に配設したファンの設計と比較して、翼弦が短縮されている。列６２と列７２において指定された剛率比を保つため、従来のタービン上に配設したファンの設計と比較して、より多くの数のファン動翼４６Ａ及び４６Ｂを用いる。このため、タービン動翼４２はそれぞれ、二枚以上の第１ファン動翼４６Ａ及び二枚以上の第２ファン動翼４６Ｂを担持することになる。この図の例では、３枚の第１ファン動翼４６Ａと３枚の第２ファン動翼４６Ｂが各プラットフォーム部４４から延伸しており、タービン動翼４２毎のファン動翼４６は合計で６枚となる。各タービン動翼４２毎に用いるファン動翼４６の枚数は、個別の用途に合わせて増減しても良い。
【００１６】
ファン動翼４６は、内壁８４と外壁８６を有した環状の外被部８２により囲まれている。外壁８６の内部表面は副導管８８の外部境界を画定し、プラットフォーム６０とともに内壁８４の外部表面は副導管８８の内部境界を画定する。エアフォイル形状の複数のファン静翼９０の円周状の配列は、第１及び第２ファンの列６２、７２の間を放射状内側に副導管８８内へ延伸し、第１ファン動翼４６Ａ及び第２ファン動翼４６Ｂから排出される空気流を所望の角度に導く働きをする。
【００１７】
円周状に配列された、放射状に延伸する、エアフォイル形状の入口案内羽根（「ＩＧＶ」）９２を、ファン動翼４６前方の副導管８８に配設しても良い。ＩＧＶ９２、又はその一部は、副導管８８に流入する空気流の有効迎角を変更できるように移動可能である。エンジン動作時にＩＧＶ９２を調整して、後方ファン３４を通過する空気流を調節しても良い。ＦＡＤＥＣ、ＰＭＣ、手動制御、又はその他の既知の種類のエンジンエンジン制御（図示されていない）の制御下で、適当な作動装置９４を用いてＩＧＶを動作させても良い。
【００１８】
円周上に配列され、放射状に延伸する複数のエアフォイル形状の出口案内羽根（「ＯＧＶ」）９６をファン動翼４６後方の副導管８８内に配設しても良い。
【００１９】
上述の後方ファン組立体３０は、追加のタービン段を複雑にすることなく、従来のタービン上に配設したファン設計と比較して、より大きな作業入力を達成することができる。例えば、設計動作条件で約２．０の圧力比を生成可能な単一のファン段の場合、上述の２段設計は約３．５の圧力比が可能である。タービン３２から十分なエネルギーが利用可能である限りにおいて、更に多くのファン動翼４６の段を追加可能である。
【００２０】
以上、ガスタービンエンジン用高圧力比後方ファンについて説明した。本発明の個別の実施の形態について説明したが、本発明の精神と範囲を逸脱しない範囲において、当業者には各種の変形態様が可能であることが明かである。従って、上述の好ましい実施の形態及び本発明を実施するための最良の態様の説明は例示に過ぎず、限定を意図したものではなく、本発明は、添付の特許請求の範囲により定義される。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】本発明の一つの態様に従って構成されたガスタービンエンジンの概略断面図を示す図。
【図２】図１のガスタービンエンジンの一部拡大図。
【図３】図２の３−３線断面図。
【図１】
0005181114.tif 000002
【図２】
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【図３】
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