(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボファンエンジンのファンブレードであって、
半径方向内側の根元（36）から半径方向外側の先端（38）まで前縁（32）と後縁（34）との間を軸方向に延びる正圧側面（28）及び該正圧側面に対向する負圧側面（30）を備える翼形部（26）と、
前記翼形部の根元のプラットフォーム（42）で該翼形部と接続する一体形のダブテール（40）と、
前記後縁（34）に設けられた一列のノッチ（44）及び該ノッチ（44）の間に形成された複数のシェブロン（46）と
を含み、
前記前縁と後縁との間において前記正圧側面（28）は凹形に前記負圧側面（30）は凸形に形成されて前記翼形部が反りを有し、
前記複数のシェブロンは、前記翼形部の反りの線上に延びず、該反りの線に対して斜めに配置され、且つ、前記正圧側面側と負圧側面側に交互に斜めに配置されている
ことを特徴とするファンブレード。
【請求項２】
前記翼形部（26）が、前記根元（36）から前記先端（38）までスパン方向に延びる内寄り部分と外寄り部分とを含み、前記シェブロン（46）が、前記内寄り部分に沿って配置され、前記外寄り部分には、前記先端に隣接する部分で前記シェブロンが無いことを特徴とする、請求項１に記載のファンブレード。
【請求項３】
前記シェブロン（46）が、三角形であることを特徴とする、請求項１又は２に記載のファンブレード。
【請求項４】
前記シェブロン４６が、後方に向かって厚さが減少することを特徴とする、請求項１乃至３のいずれか１項に記載のファンブレード。
【請求項５】
前記翼形部（26）が、前記根元（36）から前記先端（38）までスパン方向に延びる内寄り部分と外寄り部分を含み、前記シェブロン（46）が、前記外寄り部分に沿って配置され、前記内寄り部分には、前記根元（36）に隣接する部分で前記シェブロンが無いことを特徴とする、請求項１、３又は５のいずれか１項に記載のファンブレード。
【請求項６】
前記シェブロン（46）は、前記後縁（34）から前記ファンブレードの翼弦の長さの１０％以内を占めることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項に記載のファンブレード。
【請求項７】
ステータ羽根（18）の列と該ステータ羽根（18）の列の上流に配置された鋸歯状のファンブレード（14）の列とを備え、前記ファンブレードが請求項１乃至６のいずれか１項に記載のファンブレードであることを特徴とするターボファン（10）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンのファンにおける騒音減衰に関する。
【０００２】
【発明の背景】
飛行中の航空機に動力を与えるように構成されたターボファン式ガスタービンエンジンでは、空気がファンにおいて加圧され、排出されて推進力を生み出す。ファンの空気の一部は、多段軸流圧縮機を含むコアエンジンに導かれ、該多段軸流圧縮機がさらに空気を加圧し、次いで空気は燃焼器内で燃料と混合され、点火されて、高温の燃焼ガスが下流の高圧タービンと低圧タービンに順に排出される。高圧タービンが圧縮機を駆動し、低圧タービンがファンを駆動する。
【０００３】
ファンのロータブレードは、推進力を生み出すために大量の空気を移動させるように、圧縮機のロータブレードよりも外径が大幅に大きい。ファンブレードの列は、通常は半径方向の支柱の列によってコアエンジンに支持されるファンナセルで取り囲まれる。また、ファンブレードの下流には、ファンナセルの内部にステータ羽根の列が配置され、ファンのノズル又は出口を通して排出する前にファン空気に逆スワールを与える。別の構成においては、ファンの羽根と支柱は、共通の羽根‐支柱部材に一体にされることがある。
【０００４】
航空機エンジンのファン騒音の主な原因は、ファンブレードから離れた伴流と、ファンブレードの下流に配置されたファン羽根との相互作用によるものである。ファンブレードの列は、固定のファン羽根に対してブレードの通過周波数で回転し、該ブレードの通過周波数では、各ブレードの伴流が、ファン羽根の列において対応する速度の不均一性を生じるほどである。ロータの伴流と羽根との相互作用により、ステータ羽根に非定常負荷が加わり、この非定常負荷は、次いで、ブレードの通過周波数及びその高調波での音の放射として上流に及び下流に伝搬する圧力波を生じる。
【０００５】
更に、ファンの伴流における乱流も、下流のステータ羽根と相互作用して、該ステータ羽根に非定常負荷を加え、伴流における乱流自体のエネルギースペクトルに関係した広範囲の周波数スペクトルにおいて、これに対応する音波を発生する。
【０００６】
したがって、ファンブレードと羽根との間の空気力学的な相互作用は、政府による各種の騒音規制に合わせて規制される必要があるほどの、相当のファン騒音を作動中に生み出す。ファン騒音は、典型的には、ファンの直径を大きくして、ファンの先端速度と圧力比を減らすことで減少させることができる。ファン騒音はまた、ファンブレードと羽根との間の軸方向の間隔を大きくすることでも減少させることができる。また、ファン騒音は、ブレードの通過周波数音を遮断するように各列におけるブレードと羽根との相対数を好適に選択することでも減少させることができる。また、ファンナセルは、通常は、付加的な騒音減衰のための騒音吸収音響ライナーを備える。
【０００７】
しかしながら、これらの騒音減衰技術は、エンジン性能に影響を及ぼしたり、エンジンの寸法や重量に影響を及ぼしたり、効率を変化させたりする。
【０００８】
したがって、騒音減衰のための改良されたターボファンが提供されることが望まれる。
【特許文献１】
特開平０５−２０９５９７号公報
【０００９】
【発明の概要】
ターボファンエンジンは、ステータ羽根の列の上流に配置されたファンブレードの列を含み、コアエンジンにより駆動される。ファンブレードは、該ファンブレードからの伴流を混合してファン騒音を減衰させるために、鋸歯状になっている。
【００１０】
【発明の実施の形態】
本発明を、好ましい例示的な実施形態により、その更なる目的及び利点と共に、添付図面と関連してなされた以下の詳細な記述の中でより具体的に説明する。
【００１１】
図１に示されているのは、飛行中の航空機に動力を与えるために航空機の主翼にパイロンで適切に取り付けられたターボファン式ガスタービンエンジン１０である。エンジンは、縦方向すなわち軸方向の中心軸線１２の周りに軸対称であり、それを取り囲むファンナセル１６の内部に取り付けられたファンロータブレード１４の列を備える。ファンブレードのすぐ下流に設置されているのがファンステータ羽根１８の列であり、次にファンナセルをコアエンジン２２に取り付ける支柱２０の列が続く。
【００１２】
コアエンジンは、従来のものであり、ファンの後にファン空気２４の一部を受る多段軸流圧縮機を備え、この空気は、多段軸流圧縮機の内部で圧縮され、燃焼器内で燃料と混合されて高温燃焼ガスを生成し、該高温燃焼ガスは、下流に向かって高圧タービンと低圧タービンを通って流れ、これらタービンにより高温燃焼ガスからエネルギーが抽出される。高圧タービンが圧縮機を駆動し、低圧タービンが作動中に回転するファンを駆動して、飛行中の航空機を動かす推進力が生み出される。
【００１３】
図１及び図２に示されているように、ファン空気２４は、ファンブレード１４の列を通り抜け、下流のステータ羽根１８の列を通り抜けて、支柱２０の後方に配置されたファンノズルから排出されるように導かれる。空気が個々のファンブレードを通って下流に流れるにつれて、その回転作用により空気が加圧され、伴流がブレードから離散して、逆スワール羽根１８を通って下流に流れていく。
【００１４】
ファンブレードからの伴流が、ステータ羽根と相互作用して該ステータ羽根に非定常負荷を加え、これに対応する圧力波が発生し、該圧力波が、ブレードの通過周波数及びその高調波において上流に及び下流に伝搬する。さらに、ブレードの伴流における乱流も、下流のステータ羽根と相互作用して、該ステータ羽根に非定常負荷を加え、伴流における乱流自体のエネルギースペクトルに関係した広範囲の周波数のスペクトルにおいてこれに対応する音波を発生する。
【００１５】
本発明によると、図１及び図２に示されているファンブレード１４は、ステータ羽根の列の上流のブレードから離れた伴流の混合が向上するように鋸歯状になっており、これによりファン騒音が低減する。本発明によると、ファンブレード自体が、そこからのロータ伴流を強制混合するのに使用され、これにより、下流のステータ羽根に到達する前にこの伴流の振幅が減少することになる。ファンブレードから離れたロータ伴流の混合率を高めることで、結果として生じる伴流の振幅と乱流度がステータ羽根においては減少しており、これによりステータ羽根の非定常負荷が減少して、それゆえ、該ステータ羽根からの騒音の放射が減少することになる。
【００１６】
図２及び図３に示されているように、ファンブレード１４の各々は、半径方向内側の根元３６から半径方向外側の先端３８まで前縁３２と後縁３４の間を軸方向に延びるほぼ凹状の正圧側面２８と対向するほぼ凸状の負圧側面３０とを有する翼形部２６を備える。図３に示されているように、ブレードの各々は、通常は、個々のブレードをファンのロータ支持ディスクの周りの対応するダブテールスロットに取り付けることが可能な一体形のダブテール部４０を備える。また、ブレードの各々は、通常は、翼形部の根元に配置されたプラットフォーム４２を備え、該プラットフォームは、ブレードと一体になっているか又はファンの隣り合ったブレードの間に取り付けられた別個の部品であり、ファンの空気の内側境界面を定める。
【００１７】
典型的なファンブレードの前縁と後縁は、翼形部のスパンに沿って半径方向に直線か又は弧状になっており、翼形部の正圧側面と負圧側面の軸方向端部の境界をなす。それに対して、図３に示されているファンブレードは、翼形部の半径方向のスパンに沿って全体的に蛇行した鋸歯状の後縁を有し、個々のブレードから下流に伴流が離れる際に該伴流の混合を促進して、下流のステータ羽根への非定常負荷を減らすことができ、これによりファン騒音が減少することになる。
【００１８】
図３及び図４に示されているように、鋸歯状の後縁３４は、それらの間で個々の歯又はシェブロン４６を形成する鋸歯状部又はノッチ４４の列を含む。したがって、ノッチにより、後方へ下流方向に延びるシェブロン４６を備えた蛇行した後縁が形成され、該ノッチは、翼形部の正圧側面及び負圧側面の半径方向の連続性を後縁に沿って局部的に遮断する。
【００１９】
図４に示されるように、翼形部の正圧側面２８と負圧側面３０は、作動中にファンの空気を加圧することが可能な従来の形状のいずれかとすることができる。翼形部の前縁と後縁の間において正圧側面２８がほぼ凹状であるのに対して負圧側面はほぼ凸状であり、翼形部の両側面上に異なる速度分布を形成する。
【００２０】
翼形部の後縁部に沿ってノッチ４４を局部的に取り入れることで、正圧側面と負圧側面に沿って流れる空気の２つに分かれた境界層は、ノッチにより流体連通するように合流して、作動中にシェブロンの回転運動により強制的に混合される。作動中にブレードが回転すると、ファン空気は、隣り合ったブレードの間を軸方向後方に導かれ、各翼形部の相対する正圧側面と負圧側面に沿って対応する境界層が生じる。鋸歯状の後縁により有効表面積が増加し、該表面積に沿って２つの境界層が接触して、それにより混合される。
【００２１】
図３に示されているように、後縁のノッチ４４は後方に向けて拡がり、これにより、隣接するシェブロン４６が後方に向けて収束するのが好ましい。ノッチとシェブロンは、空気の境界層が翼形部の後縁から離れる際に渦が生成するのを促進するように三角形であることが好ましく、この渦は、ブレードの伴流が下流のステータ羽根に到達する前に、ブレードの伴流の混合を高める。
【００２２】
ファンブレードにおける鋸歯状の後縁の具体的な形状は、ファンブレード自体の特定の形状により各設計用途に合わせることができる。図３に示されるように、翼形部は、該翼形部の前縁と後縁との間の半径方向の各スパンにおいて測定した長さＣで表される翼弦を有する。図４に示されるように、翼形部には前縁と後縁との間に反りや湾曲があり、正圧側面はほぼ凹状で、負圧側面はほぼ凸状である。翼形部の厚さＴは、通常の手法により前縁と後縁との間で変化させることができる。
【００２３】
図３に示されているシェブロン４６は、軸方向の長さＡと半径方向のピッチ間隔Ｂを有する。翼形部の翼弦の長さＣに対する長さＡとピッチＢは、ファン騒音を効果的に弱めながら、鋸歯状の後縁の無い翼形部と対比しても、翼形部自体の空気力学的性能が最大限になるように、各設計用途に応じて最適化することができる。
【００２４】
好ましい実施形態では、鋸歯状の後縁は、翼形部の形状における局部的な変化であり、後縁から翼弦の長さの約１０％以内にある、後縁に直接隣接する翼形部の領域に制限される。また、個々のシェブロン及びノッチの数と寸法は、空気力学的性能を著しく低下させることなく騒音減衰が最大限になるように後縁に沿って高密度から低密度まで選択することができる。
【００２５】
図３及び図４に示されている好ましい実施形態では、シェブロン４６は、共通の空気力学的な形状で軸方向に翼形部と同じ範囲まで延びており、該シェブロンは、翼形部の残りの部分と同じように先細になり、後方に向けて厚さが減少し、後縁で終る。このように、翼形部は、鋸歯状の後縁の有無に関わらず実質的に同じ半径方向の外形を有することができ、翼形部の反り線に沿って延びるノッチにより鋸歯状の後縁が形成される。この実施形態では、図４に示されている半径方向の形状において、各シェブロン４６の正圧側面は、翼形部の正圧側面の残りの部分に対して不連続なしに同じ範囲に維持され、同様に、各シェブロン４６の負圧側面は、翼形部の負圧側面の残りの部分に対して不連続なしに同じ範囲に維持される。
【００２６】
図３に示されている好ましい実施形態では、個々のシェブロン４６は、それぞれの底部において互いに隣接し、介在する三角形のノッチ４４の頂点を形成する。さらに、半径方向に隣接するシェブロンは、翼形部の後縁のスパン全体に沿って翼形部の根元２６から先端３８まで実質的に連続する列として延びる。
【００２７】
図５は、翼形部におけるシェブロン４６の別の実施形態を示しており、鎖線で示される翼形部の反り線と同延ではなく、その代わりに、シェブロンが翼形部の残りの部分に対して斜めに配置されている。１つ又はそれ以上のシェブロン４６は、それらの間の角度が鈍角になるように翼形部の正圧側面２８に対して斜めにすることができる。１つ又はそれ以上のシェブロン４６は、それらの間の角度が鈍角になるように翼形部の負圧側面３０に対して斜めにすることができる。或いは、さらに別の実施形態では、シェブロン４６は、後縁において翼形部の両側面から交互に斜めにすることができる。
【００２８】
個々のシェブロンの特定の方向は、ファンブレードの寸法と空気力学的性能により各設計用途に応じて最適化することができる。例えば、図２は、ファンブレード１４の各々が、通常はその根元３６から先端３８にかけてねじれており、これにより、根元と先端とで異なる圧力負荷がかかることを示している。個々の翼形部は、流入するファン空気２４に対して変化する迎え角を有し、ファン空気の伴流をエンジンの軸方向中心軸線に対して対応する角度で離れさせる。したがって、シェブロンの特定の寸法、形状及び角度方向は、ファンブレードの空気力学的性能を損なうことなく騒音減衰を最大限にするように変化させることができる。
【００２９】
図６に示されているように、翼形部の各々は、根元３６から翼形部のスパン方向中間部付近までの内寄り部分と、該中間部付近から先端３８まで半径方向外向きに延びる外寄り部分とを有する。シェブロン４６は、翼形部の後縁全てに沿って延びる必要はなく、図６に示される例示的な実施形態では、シェブロンは主として翼形部の内寄り部分のみに沿って配置されており、後縁の外寄り部分には、先端３８に隣接する部分でシェブロンが無い。
【００３０】
このように、スパン方向中間部から先端までの後縁は、従来の方法のほぼ直線であるか又は弧状であり、ノッチによる局部的な途切れがない。この鋸歯状の後縁の内寄りの実施形態は、特定のファンブレードの圧力負荷が内寄りスパン方向に偏り、該内寄りスパンに対して鋸歯状の後縁の混合効果を向上させることが望ましい場合に、特に有用である。
【００３１】
更に、翼形部が図２に示されているようにねじれているので、ファンブレードとステータ羽根との間の空気力学的な流線の長さは、ブレードの根元付近より先端付近の方が長い。この場合には、内寄りの鋸歯状の後縁を使用して、付加的な混合効果を必要とするとしても僅かしか必要としない翼形部の外寄り部分に沿ってよりも、翼形部の内寄り部分の短い流線に沿って混合効果を高めることができる。
【００３２】
図７は、ファンブレードの別の実施形態を示しており、この実施形態においては、４６Ｂで示されるシェブロンは、翼形部の外寄り部分に沿って配置され、翼形部の内寄り部分には、翼形部の根元３６に隣接する部分でシェブロンが無い。この実施形態は、圧力負荷が外寄り部分に偏っているファンブレードに特に有用であり、シェブロンは、スパン方向中間部から根元までの内寄り部分沿いには必要とされない。図６と図７に示されているいずれの実施形態においても、騒音減衰を向上させるために鋸歯状の後縁を選択的に取り入れる一方で、鋸歯状の後縁の半径方向の範囲が限られており、それに起因する圧力損失を制限するようになっている。
【００３３】
上述のように、シェブロンは、形状が三角形であることが好ましいが、望ましくない圧力損失を生じることなく騒音減衰が促進されるような他の適当な形状のいずれであってもよい。例えば、図７の４６Ｂで示されるシェブロンとそれらが形成するノッチは、図３に示されている三角形のシェブロンと尖ったノッチとは対照的に、弧状の頂部を含むほぼ正弦曲線形である。
【００３４】
図２に示されているように、ブレードの間に導かれるファンの伴流とファンの主空気との強制混合における特有の利点は、それによって、ファンブレードとステータ羽根１８との間の間隔を減少できることである。シェブロンは、ファンブレードと羽根との間の混合を促進するので、これにより、所定の許容可能なファン騒音レベルになるように、それらの間の軸方向の間隔を小さくすることができる。ブレードとファンとの間の間隔が減少すると、エンジン全体がさらに短くなり、その総重量も減らすことができる。したがって、ファンブレードの鋸歯状の後縁における混合効率の向上によって、エンジン自体の効率が向上する。
【００３５】
ここでは、本発明の好ましい例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者には、本発明の他の変更が本明細書中の教示から明らかであり、それゆえ、本発明の技術思想及び技術的範囲に含まれるそのような全ての変更は、添付の特許請求の範囲において保護されることが望まれる。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】
【図１】  航空機の主翼に取り付けられた、本発明の例示的な実施形態による改良されたファンを備えたターボファン式ガスタービンエンジンの軸方向部分断面図。
【図２】  図１に示したファンの、線２−２に沿って見た部分の平面展開図。
【図３】  本発明の例示的な実施形態による図１及び図２に示したファンブレードの単独での斜視図。
【図４】  図３に示したブレードの、線４−４に沿って見た半径方向断面図。
【図５】  本発明の別の実施形態によるファンブレードの、図４と同様の半径方向断面図。
【図６】  本発明の別の実施形態によるファンブレードの側面図。
【図７】  本発明のさらに別の実施形態によるファンブレードの側面図。
【符号の説明】
１４  ファンブレード
２６  翼形部
２８  正圧側面
３０  負圧側面
３２  前縁
３４  後縁
３６  根元
３８  先端
４０  ダブテール部
４２  プラットフォーム
４４  ノッチ
４６  シェブロン
【図１】
0004130337.tif 000002
【図２】
0004130337.tif 000003
【図３】
0004130337.tif 000004
【図４】
0004130337.tif 000005
【図５】
0004130337.tif 000006
【図６】
0004130337.tif 000007
【図７】
0004130337.tif 000008