(57)【要約】【課題】  エンジンにおいて翼形部に沿って進む空気流の境界層剥離を最小にすること。【解決手段】  翼形部（９０）の内部（１２０）内に配置され、抽気入口（１３０）と翼形部（９０）の先端（９６）との間に流体連通を与える少なくとも１つのチャネル（１３２）を有する翼形部（９０）の負圧側（１１２）などの外壁（１１８）上に配置された少なくとも１つの抽気入口（１３０）を用いて、翼形部（９０）の境界層剥離を最小にする装置及び方法である。抽気入口（１３０）を通して引き込まれ、先端（９６）に与えられる抽気ガスは、先端（９６）に配置されたシール（１４２）を加圧することができる。さらに、流量制御装置（１６０）をチャネル（１３２）内に配置して、ガスがチャネル（１３２）内に引き込まれる速度を制御又は調量することができる。【選択図】      図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエンジン（１０）用の翼形部（９０）であって、
内部（１２０）を境界付け、前縁（１１４）と後縁（１１６）との間に延びて翼弦方向を定め、根元（９８）と先端（９６）との間に延びてスパン方向を定める正圧側壁（１１０）及び負圧側壁（１１２）を定める外壁（１１８）と、
前記外壁（１１８）内に配置された少なくとも１つの抽気入口（１３０）と、
前記少なくとも１つの抽気入口（１３０）と流体連通するように前記内部（１２０）内に配置され、前記先端（９６）に開いている少なくとも１つのチャネル（１３２）と、
を含む、翼形部（９０）。
【請求項２】
前記チャネル（１３２）は、前記先端（９６）内に配置された少なくとも１つの出口（１４６）をさらに含む、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項３】
１つ又はそれ以上の先端バッフル（１４２）が先端シュラウド（１４０）上に配置されて先端キャビティ（１４４）を定める、先端シュラウド（１４０）をさらに含む、請求項２に記載の翼形部（９０）。
【請求項４】
前記出口（１４６）は、前記先端キャビティ（１４４）内及び２つのバッフル（１４２）間に配置される、請求項３に記載の翼形部（９０）。
【請求項５】
前記少なくとも１つのチャネル（１３２）内に配置された少なくとも１つの流量制御装置（１６０）をさらに含む、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項６】
前記少なくとも１つの流量制御装置（１６０）は、逆止弁、ボール弁、ガスケット、ばね弁、ゲート弁、ニードル弁、プライオリティ弁、論理弁、加速弁、減速弁、遠心逆止弁、圧力弁、温度弁、比例流量生後弁、非比例流量制御弁、又はバタフライ弁のうちの１つを含む、請求項５に記載の翼形部（９０）。
【請求項７】
前記少なくとも１つのチャネル（１３２）は、出口キャビティ（１６２）をさらに含み、前記流量制御装置（１６０）は、前記出口キャビティ（１６２）内に配置される、請求項６に記載の翼形部（９０）。
【請求項８】
前記流量制御装置（１６０）は、遠心逆止弁である、請求項７に記載の翼形部（９０）。
【請求項９】
前記少なくとも１つの抽気入口（１３０）は、負圧側（１１２）上に配置される、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項１０】
前記翼形部（９０）は、冷却されない低圧タービンブレードである、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンエンジン翼形部抽気ポンプに関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン、特にガス又は燃焼タービンエンジンは、圧縮システム、燃焼器、及びタービンシステムから成る。タービンシステムは、燃焼器及び複数の固定ノズル及び回転ブレードを通る高温ガス流からエネルギーを抽出して圧縮システム及び他のエンジン構成要素を駆動する。航空機ターボファンエンジンは、通常、ファン、ブースタ、圧縮機、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービンから成るガスタービンエンジンの一種である。高圧タービンは圧縮機のためのトルクを提供し、低圧タービンは、ファン及びブースタを駆動するためのトルクを提供し、航空機の推力を生成する。
【０００３】
ガスタービンエンジンは、エンジンを通る流体の流れを移動させる又は方向付ける、一般に回転ブレード及び固定ベーンのような複数の翼形形状要素を含む。エンジン運転中、翼形形状要素は、その表面上に不均一な圧力分布を有することがある。特定のブレード列における翼形要素の数が減少すると、ブレード荷重の増大に起因して、翼形部の負圧側に沿って進む空気の境界層剥離が生じる傾向がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許第８７３６５０８号明細書
【発明の概要】
【０００５】
従って、境界層の剥離を最小にしてエンジンの高効率を維持すると同時に、ブレードの数を最小にしてエンジンの重量を低く抑えることも望ましく、航空機にとって重要である。
【０００６】
一態様において、本発明の実施形態は、内部を境界付け、前縁と後縁との間に延びて翼弦方向を定め、根元と先端との間に延びてスパン方向を定める正圧側壁及び負圧側壁を定める外壁を含むタービンエンジン用の翼形部に関する。翼形部は、外壁内に配置された少なくとも１つの抽気入口と、内部内に配置され、少なくとも１つの抽気入口と流体連通し、先端に開いている少なくとも１つのチャネルと、少なくとも１つのチャネル内に配置された少なくとも１つの流量制御装置とをさらに含む。
【０００７】
別の態様において、実施形態は、エンジン中心線の周りに回転可能なロータと、ロータの周りの円周方向構成の複数の翼形部とを含むタービンエンジンに関する。翼形部は、内部を境界付け、前縁と後縁との間に延びて翼弦方向を定め、根元と先端との間に延びてスパン方向を定める正圧側壁及び負圧側壁を定める外壁を含む。翼形部は、外壁内に配置された少なくとも１つの抽気入口と、内部内に配置され、少なくとも１つの抽気入口と流体連通し、かつ先端に開いている少なくとも１つのチャネルとをさらに含む。抽気入口及びチャネルは、複数の翼形部のソリディティの減少に対応する、１０％〜４０％のヅヴァイフェル荷重係数の増大をもたらす。
【０００８】
さらに別の態様において、実施形態は、タービンエンジンのタービンブレードに沿った空気流の剥離を減少させる方法に関する。この方法は、空気を前記タービンブレードの上に流して、１０％から４０％までの間のヅヴァイフェル荷重係数の増大をもたらすステップと、流体の流れをタービンブレードの負圧側から前記タービンブレードの内部に抽気するステップとを含む。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】航空機用のガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】図１のガスタービンエンジンの翼形部の斜視図。
【図３】図２の翼形部の断面図。
【図４】抽気入口を有する図２の翼形部の側面図。
【図５】翼形部の先端内に抽気出口を有する、図４の翼形部の上面図。
【図６】流量制御装置を備えた内部チャネルを有する、図２の翼形部の側面図。
【図７】図６の流量制御装置の拡大図。
【図８】図６の内部チャネル内に配置することができる代替的な流量制御装置。
【図９】図２の翼形部の空気流剥離を減少させる方法を示すフローチャート。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
記載される本発明の実施形態は、エンジンにおいて翼形部に沿って進む空気流の境界層剥離を最小にすることに向けられる。説明のために、本発明は、航空機ガスタービンエンジン用のタービンに関して説明される。しかしながら、本発明はそのように限定されず、圧縮機を含むエンジン内に、並びに他の移動体用途、及び非移動体の工業用途、商業用途、及び住宅用途などの非航空機用途に一般的に適用できることが理解されるであろう。
【００１１】
本明細書で使用される場合、用語「前方」又は「上流」とは、エンジン入口に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジン入口により近接していることを指す。「前方」又は「上流」と併せて用いられる用語「後方」又は「下流」は、エンジン中心線に対してエンジンの後部又は出口に向かう方向を指す。
【００１２】
さらに、本明細書で使用される場合、用語「半径方向」又は「半径方向に」とは、エンジンの長手方向中心軸線とエンジン外周との間に延びる寸法を指す。
【００１３】
全ての方向性の言及（例えば、半径方向、軸方向、近位、遠位、上側、下側、上向き、下向き、左、右、横、前、後、上部、底部、上方、下方、垂直、水平、時計回り、反時計回り、上流、下流、後方等）は、読み手の本発明の理解を助けるために識別目的で使用しているに過ぎず、特に位置、向き、又は本発明の用途に関して限定するものではない。接続に関する言及（例えば、取り付け、結合、接続、及び接合）は、広義に解釈すべきであり、別途指示されていない限り、一群の要素間の中間部材及び要素間の相対移動を含むことができる。従って、接続に関する言及は、必ずしも２つの要素が互いに固定関係で直接接続されることを示唆するものではない。例示的な図面は、単に例証目的のものであり、本明細書に添付される図面中に示されている寸法、位置、順序及び相対サイズは変えることができる。
【００１４】
図１は、航空機用のガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、前方１４から後方１６に延びるほぼ長手方向に延びる軸線又は中心線１２を有する。エンジン１０は、下流直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２４及び高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排気セクション３８とを含む。
【００１５】
ファンセクション１８は、ファン２０を囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りに半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、燃焼ガスを発生するエンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、ファンケーシング４０と結合することができるコアケーシング４６に囲まれる。
【００１６】
エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されたＨＰシャフト又はスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動可能に接続する。より大きな直径の環状ＨＰスプール４８内で、エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されたＬＰシャフト又はスプール５０は、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４及びファン２０に駆動可能に接続する。
【００１７】
ＬＰ圧縮機２４及びＨＰ圧縮機２６はそれぞれ、複数の圧縮機段５２、５４を含み、これらにおいて、圧縮機ブレード５６、５８のセットが、固定圧縮機ベーン６０、６２（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体の流れを圧縮又は加圧する。単一の圧縮機段５２、５４において、複数の圧縮機ブレード５６、５８は、リング状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端へ中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができ、一方、対応する固定圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の上流側にこれらに隣接して配置される。図１に示されるブレード、ベーン、及び圧縮機段の数は、単に例証目的で選択されたものに過ぎず、他の数も実施可能であることに留意されたい。
【００１８】
圧縮機の段のブレード５６、５８は、ディスク５９、６１に取り付けることができ、ディスク５９、６１は、ＨＰスプール４８及びＬＰスプール５０の対応するものに取り付けられ、各段は、それぞれのディスク５９、６１を有する。圧縮機の段のベーン６０、６２は、円周方向構成でコアケーシング４６に取り付けることができる。
【００１９】
ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６はそれぞれ、複数のタービン段６４、６６を含み、これらにおいて、タービンブレード６８、７０のセットが固定タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体の流れからエネルギーを抽出する。単一のタービン段６４、６６において、複数のタービンベーン７２、７４は、リング状に設けることができ、中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができ、一方、対応する回転タービンベーン６８、７０は、固定タービンベーン７２、７４の下流側にこれらに隣接して配置され、ブレードプラットフォームからブレード先端へ、中心線１２に対して半径方向外向きに延びることもできる。図１に示されるブレード、ベーン、及びタービン段の数は、単に例証目的で選択されたものに過ぎず、他の数も実施可能である点に留意されたい。
【００２０】
タービンの段のブレード６８、７０は、ディスク７１、７３に取り付けることができ、ディスク７１、７３は、ＨＰスプール４８及びＬＰスプール５０の対応するものに取り付けられ、各段は、それぞれのディスク７１、７３を有する。圧縮機の段のベーン７２、７４は、円周方向構成でコアケーシング４６に取り付けることができる。
【００２１】
スプール４８、５０のいずれか又は両方に取り付けられ及びそれと共に回転するエンジン１０の部分は、個別に又はまとめてロータ５３とも呼ばれる。コアケーシング４６に取り付けられた部分を含むエンジン１０の固定部分は、個別に又はまとめてステータ６３とも呼ばれる。
【００２２】
作動時に、ファンセクション１８を出る空気流は、空気流の一部がＬＰ圧縮機２４に流れるように分離され、ＬＰ圧縮機２４は、次に加圧周囲空気７６をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６は、周期空気をさらに加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気７６は、燃焼器３０において燃料と混合されて点火され、これにより燃焼ガスを発生する。これらのガスからＨＰタービン３４によって一部の仕事が抽出され、これによりＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスは、ＬＰタービン３６に吐出され、ＬＰタービン３６は追加の仕事を抽出してＬＰ圧縮機２４を駆動し、排気ガスは、最終的に、排気セクション３８を介してエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６を駆動することにより、ＬＰスプール５０を駆動してファン２０及びＬＰ圧縮機２４を回転させる。
【００２３】
空気流７８の残りの部分は、ＬＰ圧縮機２４及びエンジンコア４４をバイパスし、ファン排気側８４において、固定ベーン列を通って、より特定的には、複数の翼形部ガイドベーン８２を含む出口ガイドベーン組立体８０を通って、エンジン組立体１０から出る。より具体的には、半径方向に延びる翼形部ガイドベーン８２の円周方向列がファンセクション１８に隣接して用いられ、空気流７８の何らかの方向性制御を行う。
【００２４】
ファン２０によって供給される周囲空気の一部は、エンジンコア４４をバイパスし、エンジン１０の部分、特に高温部分の冷却に使用され、及び／又は航空機の他の態様の冷却又は動力供給に用いることができる。タービンエンジンとの関連において、エンジンの高温部分は通常、燃焼器３０、特にタービンセクション３２の下流側にある構成要素であり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８の直ぐ下流側にあるので最も高温の部分である。冷却流体の他の供給源は、これに限定されるものではないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から吐出される流体とすることができる。この流体は、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から引き出される空気を含むことができ、タービンセクション３２の冷却源として燃焼器３０をバイパスする、抽気（ブリード）空気７７とすることができる。これは一般的なエンジン構成であり、限定することを意図しない。
【００２５】
図２は、図１からのエンジン１０のブレード又はベーンとすることができる翼形部９０の斜視図である。翼形部９０は、ダブテール部９４に結合されたプラットフォーム９２に取り付けられる。翼形部９０は、先端９６から根元９８に延び、スパン方向を定める。プラットフォーム９２は、翼形部９０と根元９８において一体となることができ、そのことは、エンジン空気流を半径方向に含む助けとなる。ダブテール部９４は、エンジン１０上のロータ５１又はディスク５９、６１、７１、７３に取り付けられるように構成することができる。ダブテール部９４は、断面が示されているが、環状ロータ又はディスクに取り付けられた環状要素を含むことができる。従って、翼形部９０は、回転要素又は非回転要素とすることができる。
【００２６】
図３を参照すると、断面で示される翼形部９０は、前縁１１４及び後縁１１６がこれらの間に翼弦方向を定める凹面状正圧側壁１１０及び凸面状負圧側壁１１２を有する。圧力側壁１１０及び負圧側壁１１２は、内部１２０を境界付ける外壁１１８を定める。例えばブレード６８のような翼形部９０は、正圧側壁１１０が負圧側壁１１２の後に続く方向に回転する。従って、図３に示されるように、翼形部９０は、ページの上部に向かって上向きに回転する。固定ベーン７２などの翼形部９０は回転しない。
【００２７】
ここで図４を参照すると、負圧側１１２を示す翼形部９０の側面図が、複数の抽気入口１３０を含む。抽気入口１３０は、長円形又は楕円形状とすることができるが、円形、四辺形、独特なもの、幾何学的形状、又は他のもののような任意の形状が考えられる。６つの抽気入口１３０だけが示されるが、翼形部９０上にわずか１つの又は任意の数の抽気入口１３０を配置できることを理解されたい。複数のチャネル１３２が、翼形部９０の内部１２０内に配置される。抽気入口１３０は、翼形部９０の外部とチャネル１３２との間に流体連通をもたらす。チャネル１３２は、弓形、線形、又はその組み合わせとすることができ、抽気入口１３０から先端９６に向けて延びる。１つの特定の例において、翼形部９０は、タービンブレードとすることができる。さらに別の例は、チャネル１３２のための内部空間を提供する冷却されないタービンブレードとすることができる。冷却されないタービンブレードは、現在、一般的に低圧タービンにおいて見出される。
【００２８】
先端９６は、先端シュラウド１４０をさらに含む。先端シュラウド１４０は、先端９６の端部に取り付けることができ、又は翼形部９０と一体にすることができる。先端シュラウド１４０は、該シュラウド１４０から延びる、シール歯と呼ばれることが多い１つ又はそれ以上の先端バッフル１４２を含むことができる。先端バッフル１４２は、翼形部９０のシュラウド１４０とシールランド１４３との間のシールとして働く。一例においては、シールランド１４３をハチの巣構造の金属板で作製し、エンジンのケーシングに取り付けて、翼形部先端の漏れを最小にすることができる。先端バッフル１４２は、互いから離間配置され、これらの間に先端キャビティ１４４を定める。２つより多い先端バッフル１４２を用いる例において、隣接する先端バッフル１４２の間に複数の先端キャビティ１４４を定めることができる。先端キャビティ１４４が加圧されると、先端バッフル１４２により生成されるシールの有効性が高まり、先端の漏れの低減によりエンジン効率を改善することができる。図４では、先端シュラウド１４０を含むように示されるが、翼形部９０は、先端シュラウド１４０を含まないこともあることを理解されたい。
【００２９】
出口１４６が先端バッフル１４２の間の先端キャビティ１４４内に離間配置された状態で、抽気入口１３０及びチャネル１３２の数に対応する複数の出口１４６を先端９６に配置することができる。従って、チャネル１３２は、翼形部９０の先端９６に、負圧側１１２における翼形部９０の外部に対する流体連通を与える。出口１４６は、先端キャビティ１４４の外側に又は先端バッフル１４２上にさえ、配置することができると考えられることを理解されたい。さらに、チャネル１３２が合体して、より少ない数のチャネル１３２にすることができ、その結果、入口１３０より少ない出口１４６が存在し得る。反対に、チャネル１３２が分岐してより多い数のチャネル１３２となり、その結果、出口１４６より少ない入口１３０が存在し得る。
【００３０】
ここで図５を参照すると、先端キャビティ１４４内に配置された先端９６上の出口１４６を示す、翼形部９０の先端９６の上面図である。出口１４６は、抽気入口１３０を補完するように成形され、パターン形成することができる。代替的に、出口１４６は、抽気入口１３０と異なるように成形することができ、又は代替的な方法でパターン形成することができる。さらに、各抽気入口１３０は１つの相補的チャネル１３２及び１つの相補的出口１４６を含むように示されるが、入口１３０を抽気するより多くの又はより少ないチャネル１３２及び出口１４６があり得ると考えられる。例えば、１つの抽気入口１３０は、１つより多い出口１４６で排出する１つより多いチャネル１３２に流体結合することができる。別の例において、２つ又はそれより多い通気入口１３０が、１つの出口１４６に結合された１つのチャネル１３２を与えることがある。従って、任意の数の抽気入口１３０、チャネル１３２及び出口１４６が考えられる。付加的に、チャネル１３２は、流体を先端キャビティ１４４内に排出する必要はなく、最後方のバッフル１４２の後方に、又は最前方のバッフル１４２の前方に排出することができる。
【００３１】
ここで図６を参照すると、チャネル１３２は、流量制御装置１６０をさらに含むことができる。流量制御装置１６０は、先端９６に隣接してチャネル１３２の端部に配置することができるが、流量制御装置１６０は、チャネル１３２に沿ったどこにでも配置できると考えられる。流量制御装置１６０は、翼形部９０と又はチャネル１３２と一体にすることができる。代替的に、流量制御装置１６０は、チャネル１３２の出口キャビティ１６２内に配置することができる個別ユニットとすることができる。一例において、流量制御装置１６０は、出口キャビティ１６２にねじ込むことができる。こうした取り付けは、翼形部９０全体を修理することなしに、保守又は交換を容易にする。流量制御装置１６０は、弁又は他の流量制御装置のような、チャネル１３２を通る流体の流れを調量する又は選択的に可能にするように動作可能な任意の装置とすることができる。弁の例として、これらに限定されるものではないが、逆止弁、遠心弁、遠心逆止弁、ボール弁、ガスケット、ばね弁、ゲート弁、ニードル弁、プライオリティ弁、論理弁、加速弁、減速弁、圧力弁、温度弁、比例及び非比例流量制御弁、又はバタフライ弁を挙げることができる。他の流量制御装置の例として、これらに限定されるものではないが、流量調整弁、線形可変差動変成器、差動圧力システム、圧力補償可変流量弁、温度補償可変流量弁、需要補償流量制御、分流器、結合器、回転分配器、又はソレノイドを挙げることができる。図示されるような図６は例示であり、単一の抽気入口１３０、チャネル１３２及び流量制御装置１６０が示されているが、相補的流量制御装置１６０を有する任意の数のチャネル１３２が考えられることを理解されたい。
【００３２】
ここで図７を参照すると、図６のセクションＶＩＩの拡大図は、翼形部９０内にねじ込まれた別個のユニットとして例示的な流量制御装置１６０を示す。流量制御装置１６０は、チャネル１３２を補完するような大きさにされ、チャネル１３２を流量制御装置１６０に流体結合する入口１６４を含む。出口１６６は、先端９６に隣接して、入口１６４の反対に配置される。出口１６６は、入口１６４より大きい断面面積を有するような大きさにすることができるので、入口１６４と出口１６６との間の通路１６８は、増大する断面面積を定める。反対に、流量制御装置１６０の出口１６６は、出口１６６に向けて縮小する断面面積を有する、入口１６４より小さい流れ面積を有することができる。さらに、入口１６４及び出口１６６の流れ面積は同一とすることができる。流れ通路１６８の断面面積は減少又は増加する必要はないが、可変であり得る。例えば、こうした可変の断面面積は、縮小−拡大、拡大−縮小、拡大−縮小−拡大、縮小−拡大−縮小、又はこれらのいずれかの組み合わせを含むことができる。さらに、流量制御装置１６０の入口１６４の断面面積は、チャネル１３２よりも大きくすること又は小さくすることができる。
【００３３】
弁１７０は、通路１６８を選択的に開閉するように通路１６８内に取り付け、流量制御装置１６０を通る流体の流れを可能にする又は防止することができる。基部１７２は、出口１６６に沿って取り付けることができる。ばねのような付勢部材１７４は、基部１７２の一端に取り付けることができ、弁ボール１７６が基部１７２の反対側に配置される。弁ボール１７６は、付勢部材１７４に対して動き、通路１６８を選択的に開閉することができる。図７に見られるように、通路１６８が、入口１６４から出口１６６に向かって増大する断面面積を含む場合、弁ボール１７６の作動は、流量制御装置１６０を通過する流体の流れを調量する働きをすることができる。こうした調量は、流量制御装置１６０を完全に閉鎖すること、又は可変の流体流量が流量制御装置１６０を通過することを可能にすることを含むことができる。従って、抽気入口１３０に引き込まれる流体の流量は、流量制御装置１６０により制御することができる。こうした流量制御装置１６０の制御又は作動は、一例では、回転ブレードとして働く翼形部９０の回転速度を通じて達成することができる。エンジン１０の回転速度が増大すると、ボール１７６には、拡大壁１７８から離れるように半径方向外向きに荷重がかかり、付勢部材１７４を縮小し、弁１７０の流れ面積を開放することができる。回転速度が大きくなるにつれて、弁ボール１７６は、さらに壁１７８から離れるように動き、流量制御装置１６０を通るより大きい流量が可能になる。エンジン１０の回転速度が遅くなると、付勢部材１７４は弁ボール１７６を入口１６４に向かって戻し、流量制御装置１６０を閉じるか又はその流れ面積を減少させる。代替的に、弁１７０は、抽気入口１３０を通る弁１７０に与えられる流体圧力によって作動させることができる。こうした圧力は、エンジン加圧空気流７６内の空気圧に基づいて決定され得る。別の例において、流路１６８の壁１７８は、出口１６６に向かって縮小し得るので、出口１６６は、入口１６４より少ない断面面積を有する。
【００３４】
ここで図８を参照すると、別の流量制御装置１６０が、代替的に、圧力補償可変流量弁１８０を含むことができる。圧力補償可変流量弁１８０は、流量制御装置１６０のオリフィス１８４内に配置された摺動部材１８２を含む。キャビティ１８６が、オリフィス１８４内の摺動部材１８２の後方に定められる。摺動部材１８２が作動すると、キャビティ１８６の容積が増大又は減少し、次に、それによりキャビティ１８６内の圧力が減少又は増大し得る。従って、チャネル１３２を通してもたらされる空気の圧力は、摺動部材１８２に作用し得る。チャネル１３２によりもたらされる空気圧力が大きいほど、摺動部材１８２は、さらにキャビティ１８６内に引っ込む。摺動部材１８２の作動により、流量制御装置１６０の開口部１８８が選択的に開放又は閉鎖し、所定の空気流量１９０が出口通路１９２内に流れることが可能になり、それを出口１６６にもたらすことができる。代替的に、摺動部材１８２は、翼形部９０の回転速度により作動させることができ、摺動部材１８２の位置は、翼形部９０の回転速度及びキャビティ１８６の圧力により決定することができる。翼形部９０の回転速度が大きいほど、摺動部材１８２にかかるより大きい遠心力を用いて、開口部１８８を開放又は閉鎖し、流量制御装置１６０を通る空気の流量１９０を増大又は減少させることができる。
【００３５】
弁１７０、１８０に与えられる又はこれらを通る流量は、設計されるエンジン速度に基づいて詳細に調整することができ、又は壁１７８の角度又は向き、付勢部材１７４のばね定数、又は入口１６４若しくは出口１６６の断面面積により、通路１６８の断面面積の増加率に基づいて、所定量の空気を抽気するように調整することができる。
【００３６】
抽気入口１３０、チャネル１３２、出口１４６及び流量制御装置１６０を用いて、翼形部９０の負圧側１１２に沿った空気流の境界層剥離を低減させ得ることを理解されたい。エンジン運転中、負圧側１１２に沿って流れる空気流は、空気流の境界層剥離を有することがある。特定の翼形部列における翼形部カウントが減少する又はソリディティが減少すると、境界層剥離の傾向が増大する。エンジン重量を最小にするためにブレードカウント又はソリディティを最小にすることは望ましいが、減少したブレードカウントの結果生じる空気流の境界層剥離は、エンジン効率を低下させる。
【００３７】
従来のソリディティのブレード列と同様の効率を与えながら、減少したブレードカウント又は減少したソリディティを可能にするために、翼形部９０の負圧側壁１１２上に配置された抽気入口１３０は、負圧側１１２に沿って流れる流体の一部を抜き取り、抽気した空気を、チャネル１３２を通じて先端キャビティ１４４に提供し、先端シュラウド１４０におけるラビリンスシールを加圧する。代替的に、抽気した流体をシュラウド１４０におけるラビリンスシールの後方又はその前方に排出することができる。抽気入口１３０における流体の抽気は、境界層を負圧側１１２についたままにさせ、より高い効率を維持し、他の場合には、より少ないブレードカウント又はソリディティにより効率が失われることがある。
【００３８】
付加的に、流量制御装置１６０は、抽気空気が抽気入口１３０に引き込まれる速度を制御するように働く。従って、他の場合にはエンジンの効率に影響を与えることがある過度の量のガスを引き込むことなく、負圧側１１２において境界層から抽気ガスが引き込まれる速度を最適化して、必要なガスの部分だけを引き込み、境界層を負圧側についたままに保持することができる。
【００３９】
ヅヴァイフェル数（Ｚｗｅｉｆｅｌ  ｎｕｍｂｅｒ）又はヅヴァイフェル荷重係数（Ｚｗｅｉｆｅｌ  ｌｏａｄｉｎｇ  ｅｆｆｉｃｉｅｎｔ）は、ブレード列において翼形部にかかる荷重を比較する方法を提供する。特定のブレード列の荷重レベルが与えられた場合、ヅヴァイフェル数を評価して、境界層剥離の可能性を推定する。ヅヴァイフェルレベルＺは、翼形部プロファイルの周りの圧力分布が、どれだけ緊密に、正圧側壁１１０に沿ったよどみ圧及び負圧側壁１１２に沿った出口静圧に等しい理想的な静圧に一致するかの尺度である。従って、理想的な圧力は、ヅヴァイフェル数＝１．０を有するブレード荷重を定める。荷重が高いと、より少ないブレードにより同等の量の仕事を生成することが可能になるので、より高い荷重及びヅヴァイフェル数を有するタービンブレード列を設計することが望ましい。従って、より少ないブレードは、重量の減少をもたらす。境界層を翼形部９０の負圧側１１２に適切についたままに維持することが望ましい。ブレード荷重及びヅヴァイフェル数が増大すると、剥離の傾向も増大する。剥離を防止するために、抽気入口１３０は、翼形部９０の負圧側に沿った空気流の部分を引き込み、境界層をついたままにさせることができる。抽気入口１３０及び抽気入口１３０を通して引き込まれる流量は、１０％から４０％までの間のヅヴァイフェル数の増大を定めるように適合させることができる。
【００４０】
付加的に、翼形部９０は、全ブレード列又はベーンのステータの列のような、翼形部９０の円周方向構成全体についてのソリディティをさらに定めることができる。ソリディティは、前縁１１４から後縁１１６まで延びる翼形部翼弦と、所定の半径方向距離における、ピッチとも呼ばれる間隔との比により定めることができ、ソリディティ＝翼弦／間隔（σ＝Ｃ／Ｓ）であり、ここでσはソリディティであり、Ｃは翼弦であり、Ｓはピッチ又は円周方向間隔である。従って、翼弦が増大又は減少すると、ソリディティσは、翼弦に正比例し、翼弦のそれぞれを増大又は減少させることを理解されたい。間隔が増大すると、ソリディティは減少し、互いに反比例する。従って、特定のブレード列においてより少ない数の翼形部９０を用いると、ソリディティが減少する。
【００４１】
段ごとの仕事出力は、タービン設計における別の重要なパラメータである。タービン段は、流れを接線方向に転向し加速する上流ノズル、それに続くエンジン中心線１２の周りに回転し、流れを軸方向に向けて戻す下流ブレードにより定められる。タービン段により生成される全ての仕事は、ブレードによりもたらされる。回転ブレードは、ブレード列を通って流れる流体からエネルギーを抽出し、熱及び運動エネルギーを回転シャフト及びトルクの形態の機械的エネルギーに変換する。タービン段ごとの仕事出力の増大は、段の総数の減少を可能にし、エンジン重量を減少させるので、望ましい。しかしながら、段ごとの仕事が増大するについて、各ブレード列により高い荷重がかかり、負圧側の境界層剥離の可能性が高くなる。こうした剥離はエンジン効率の低下をもたらす。
【００４２】
ロータブレード列又はステータベーン列のような、特定の円周方向構成で説明された翼形部９０は、任意の数の翼形部９０とすることができる。負圧側の抽気開口部１３０を用いることにより、結果として負圧側の境界層剥離を生じさせることなく、ブレード列のソリディティを、１０〜４０％だけ減少させることができる。一例において、これは、ブレード翼弦を維持するタービンブレード数の１０％〜４０％の減少に対応し得る。
【００４３】
低圧タービンロータブレードは、抽気入口１３０、上部チャネル、流量制御装置１６０、又はその任意の数若しくは組み合わせを有する一例において、１０％から４０％までの間のヅヴァイフェル数の増大を有し、ソリディティが１０％〜４０％だけ減少し、任意の数の翼形部９０が低圧タービンロータ上に編成された、翼形部９０は、エンジン効率を維持しながら、エンジン重量全体の減少をもたらし得ることを理解することができる。さらに、運転中、エンジンロータは、抽気入口１３０において流体を抽気する速度を最適化するように流量制御装置１６０を適合することができる任意の回転速度で回転することができる。
【００４４】
列挙したようなヅヴァイフェル数、ソリディティ、及び翼形部カウントは例示的なものであり、記載したような特定の値は、特定のエンジンにおいて増大又は減少し得ることを理解されたい。例えば、より大きい直径を有するエンジン１０は、必然的に、より小さい直径を有するエンジン１０よりも大きいブレードカウントを必要とする。従って、ヅヴァイフェル数及びソリディティは、本発明の特定の必要性のそれぞれを変えることがある。
【００４５】
ここで図９を参照すると、タービンエンジン用のタービンブレードに沿った空気流の剥離を減少させる方法２００が、２０２において、１０％から４０％までの間のヅヴァイフェル数の増大をもたらすように、空気をタービンブレードの上に流すことを含む。空気流は、正圧側１１０及び負圧側１１２の両方の上で後方に移動し、特定のブレード列及び翼形部設計に従った所望のヅヴァイフェル係数を生成することができる。２０４において、方法２００は、流体の流れを、タービンブレードの負圧側１１２からタービンブレードの内部に抽気することをさらに含むことができる。図４に示されるように、流体の流れを、翼形部９０の負圧側１１２における抽気入口１３０を通して抽気し、翼形部９０の内部内に配置されたチャネル１３２に提供することができる。従って、抽気ガスは、翼形部９０の負圧側１１２におけるガス流の境界層剥離を防止しながら、より高いヅヴァイフェル数を達成することができる。
【００４６】
随意的に、２０６において、流体の流れを、ブレードの内部内のチャネル１３２を通して先端９６に方向付けることができる。先端９６において、流体の流れを、例えば、先端キャビティ１４４内に排出し、先端シュラウド１４０及びバッフル１４２により定められるラビリンスシールを加圧することができる。２０６から、随意的に２０８において、タービンブレードの内部内の流量制御装置１６０により、流体の流れを調量することができる。従って、流量制御装置１６０を用いて、所定量の流体を抽気入口１３０において抜き取り、境界層の流れを翼形部の負圧側１１２についたままに維持することができる。流量制御装置１６０を調整して、抽気入口１３０を通る適切な量のガスを抽気し、過剰な量のガスを抽気してエンジン効率に悪影響を及ぼすことなく、境界層剥離を防止することができる。こうした調整は、通路１６８の可変断面面積、又は付勢部材１７４のばね定数、並びに入口１６４若しくは出口１６６の断面面積を制御するように壁１７８を適合させることによって達成することができる。
【００４７】
さらに、２１２において、随意的に、タービンブレードの先端９６における出口１４６を通して流体の流れを排出することができる。この排出流を用いて、先端シュラウド１４０、バッフル１４２及びそれらの間に定められる先端キャビティ１４４により先端９６に生成されるラビリンスシールを加圧することができる。
【００４８】
本明細書に記載されるような本発明は、境界層のガスの流れを、翼形部の負圧側に沿ってついたままに維持することを理解されたい。システムの重量を減少させるために円周方向構成における翼形部の数のカウントを減少させる際、ソリディティ全体が減少し、そのことが、翼形部に沿った空気流の剥離を招くことがある。翼形部の負圧側に抽気入口を設けることにより、空気流の剥離が防止され、エンジン重量の低減を可能にしながら、エンジン効率が維持される。代替的に、ヅヴァイフェル数及びブレードカウントを変更すること又は維持することにより、個々のブレード列の仕事出力を増大させることができる。これは、必要とされるブレード列の総数の減少を可能にするために望ましい。行われた仕事及び生成されるトルクの増大により、負圧側の境界層剥離の傾向が増大する。しかしながら、抽気開口部１３０及びチャネル１３２は、翼形部９０の負圧側１１２の上に流れの部分を抽気し、境界層をついたままにし、より高い効率を維持する。従って、複数のタービン段を必要とするタービン設計において、本発明は、同様のエンジン効率を維持しながら、エンジン重量を減少させるために、タービン段の数を減少させることができる。
【００４９】
開示される設計の用途は、ファン及びブースタセクションを有するタービンエンジンに限定されるものではなく、ターボジェット、ターボプロップ、ガスタービンを作動させる発電又は機械、ターボ機械及びターボエンジンにも適用可能である。
【００５０】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本開示を説明し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本開示を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を含む場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
【００５１】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
タービンエンジン用の翼形部であって、
内部を境界付け、前縁と後縁との間に延びて翼弦方向を定め、根元と先端との間に延びてスパン方向を定める正圧側壁及び負圧側壁を定める外壁と、
上記外壁内に配置された少なくとも１つの抽気入口と、
上記少なくとも１つの抽気入口と流体連通するように上記内部内に配置され、上記先端に開いている少なくとも１つのチャネルと、
を含む、翼形部。
［実施態様２］
上記チャネルは、上記先端内に配置された少なくとも１つの出口をさらに含む、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様３］
１つ又はそれ以上の先端バッフルが先端シュラウド上に配置されて先端キャビティを定める、先端シュラウドをさらに含む、実施態様２に記載の翼形部。
［実施態様４］
上記出口は、上記先端キャビティ内及び２つのバッフル間に配置される、実施態様３に記載の翼形部。
［実施態様５］
上記少なくとも１つのチャネル内に配置された少なくとも１つの流量制御装置をさらに含む、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様６］
上記少なくとも１つの流量制御装置は、逆止弁、ボール弁、ガスケット、ばね弁、ゲート弁、ニードル弁、プライオリティ弁、論理弁、加速弁、減速弁、遠心逆止弁、圧力弁、温度弁、比例流量生後弁、非比例流量制御弁、又はバタフライ弁のうちの１つを含む、実施態様５に記載の翼形部。
［実施態様７］
上記少なくとも１つのチャネルは、出口キャビティをさらに含み、上記流量制御装置は、上記出口キャビティ内に配置される、実施態様６に記載の翼形部。
［実施態様８］
上記流量制御装置は、遠心逆止弁である、実施態様７に記載の翼形部。
［実施態様９］
上記逆止弁は、上記少なくとも１つの抽気開口部からもたらされる流体圧力により作動される、実施態様８に記載の翼形部。
［実施態様１０］
上記少なくとも１つの抽気入口は、負圧側上に配置される、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様１１］
上記翼形部は、タービンブレードを含む、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様１２］
上記タービンブレードは、冷却されない低圧タービンブレードである、実施態様１１に記載の翼形部。
［実施態様１３］
タービンエンジンであって、
エンジン中心線の周りに回転可能なロータと、
上記ロータの周りの円周方向構成の複数の翼形部と、
を含み、上記翼形部は、
内部を境界付け、前縁と後縁との間に延びて翼弦方向を定め、根元と先端との間に延びてスパン方向を定める正圧側壁及び負圧側壁を定める外壁と、
上記外壁内に配置された少なくとも１つの抽気入口と、
上記内部内に配置され、上記少なくとも１つの抽気入口と流体連通する、少なくとも１つのチャネルと、
を含み、
上記抽気入口及びチャネルは、上記複数の翼形部のソリディティの１０％から４０％までの減少に対応する、１０％から４０％までの間のヅヴァイフェル荷重係数の増大をもたらす、タービンエンジン。
［実施態様１４］
上記ヅヴァイフェル荷重係数は、２０％から３０％までの間増大する、実施態様１３に記載のタービンエンジン。
［実施態様１５］
上記先端内に配置され、上記少なくとも１つのチャネルと流体連通する少なくとも１つの出口をさらに含む、実施態様１３に記載のタービンエンジン。
［実施態様１６］
上記少なくとも１つのチャネル内に配置された少なくとも１つの流量制御装置をさらに含む、実施態様１３に記載のタービンエンジン。
［実施態様１７］
上記少なくとも１つの抽気入口は、負圧側上に配置される、実施態様１３に記載のタービンエンジン。
［実施態様１８］
上記翼形部は、タービンブレードを含む、実施態様１３に記載のタービンエンジン。
［実施態様１９］
上記タービンブレードは、冷却されない低圧タービンブレードである、実施態様１８に記載のタービンエンジン。
［実施態様２０］
タービンエンジン用のタービンブレードに沿った空気流の剥離を減少させる方法であって、
空気を上記タービンブレードの上に流し、１０％から４０％までの間のヅヴァイフェル荷重係数の増大をもたらすステップと、
流体の流れを、上記タービンブレードの負圧側から上記タービンブレードの内部に抽気するステップと、
を含む、方法。
［実施態様２１］
上記流体の流れを上記タービンブレードの上記内部内のチャネルを通して上記タービンブレードの先端に方向付けるステップをさらに含む、実施態様２０に記載の方法。
［実施態様２２］
上記流体の流れを上記チャネルから上記タービンブレードの上記先端内の出口を通して排出するステップをさらに含む、実施態様２１に記載の方法。
［実施態様２３］
流量制御装置により上記チャネルを通る上記流体の流れを調量するステップをさらに含む、実施態様２２に記載の方法。
［実施態様２４］
上記流体の流れを調量するステップは、上記タービンブレードの回転速度に基づいて上記流量制御装置を作動させるステップをさらに含む、実施態様２３に記載の方法。
［実施態様２５］
上記流体の流れを調量するステップは、上記流量制御装置の上流及び下流の上記流体の圧力又は圧力差に基づいて、上記流量制御装置を作動させるステップをさらに含む、実施態様２４に記載の方法。
【符号の説明】
【００５２】
１０  エンジン
１２  中心線
１４  前方
１６  後方
１８  ファンセクション
２０  ファン
２２  圧縮機セクション
２４  ＬＰ圧縮機
２６  ＨＰ圧縮機
２８  燃焼セクション
３０  燃焼器
３２  タービンセクション
３４  ＨＰタービン
３６  ＬＰタービン
３８  排気セクション
４０  ファンケーシング
４２  ファンブレード
４４  コア
４６  コアケーシング
４８  ＨＰスプール
５０  ＬＰスプール
５２  ＨＰ圧縮機段
５３  ロータ
５４  ＨＰ圧縮機段
５６  ＬＰ圧縮機ブレード
５８  ＨＰ圧縮機ブレード
５９  ディスク
６０  ＬＰ圧縮機ベーン
６１  ディスク
６２  ＨＰ圧縮機ベーン
６３  ステータ
６４  ＨＰタービン段
６６  ＬＰタービン段
６８  ＨＰタービンブレード
７０  ＬＰタービンブレード
７１  ディスク
７２  ＨＰタービンベーン
７３  ディスク
７４  ＬＰタービンベーン
７６  加圧周囲空気
７７  抽気空気
７８  空気流
８０  出口ガイドベーン組立体
８２  翼形部ガイドベーン
８４  ファン排気側
９０  翼形部
９２  プラットフォーム
９４  ダブテール部
９６  先端
９８  根元
１１０  正圧側壁
１１２  負圧側壁
１１４  前縁
１１６  後縁
１１８  外壁
１２０  内部
１３０  抽気入口
１３２  チャネル
１４０  先端シュラウド
１４２  先端バッフル
１４３  シールランド
１４４  先端キャビティ
１４６  出口
１６０  流量制御装置
１６２  出口キャビティ
１６４  入口
１６６  出口
１６８  通路
１７０  弁
１７２  基部
１７４  付勢部材
１７６  弁ボール
１７８  壁
１８０  圧力補償可変流量弁
１８２  弁部材
１８４  オリフィス
１８６  キャビティ
１８８  開口部
１９０  空気の流れ
１９２  出口通路
２００  方法
２０２  ステップ
２０４  ステップ
２０６  ステップ
２０８  ステップ
２１２  ステップ
【図１】
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【図２】
2017190776.tif 000004
【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2017190776.tif 000009
【図８】
2017190776.tif 000010
【図９】
2017190776.tif 000011
【外国語明細書】
2017190776000001.pdf