(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
エーロフォイルであって、
翼根元（２０）から翼先端部（２２）までの横断面に沿ったスパンで、および、前縁及び後縁（２６、２８）間の断面翼弦で延びる正圧及び負圧側面（１６、１８）を含み、
前記翼弦は、前記翼根元から前記翼先端部までその長さが増大し、
軸方向側面視で、前記根本から前記翼先端部に向けて、
前記前縁は、前記翼先端部と前記根本との間の、最大拡大部を有する中間部分において軸方向前方に湾曲し、前記後縁は該中間部分において軸方向後方に湾曲して前記エーロフォイルをバレル状に膨出させ、前記前縁及び後縁は、前記翼先端部で軸方向前方に湾曲する
ことを特徴とするエーロフォイル。
【請求項２】
前記翼先端部における前記後縁（２８）の前記軸方向前方への湾曲が、前記翼先端部における前記前縁（２６）の前記軸方向前方への湾曲より大きいことを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【請求項３】
前記最大拡大部（３２）が、前記エーロフォイルのスパン方向中央の下方に位置することを特徴とする請求項１又は２に記載のエーロフォイル。
【請求項４】
前記後縁（２８）は、前記根本近傍では軸方向後方に湾曲していることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載のエーロフォイル。
【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、具体的にはガスタービンエンジンのファン及び圧縮機に関する。
【０００２】
【従来技術】
ターボファンガスタービンエンジンは、多段軸流圧縮機がその後に連なるファンを備え、それぞれの圧縮機は、通常、静翼と協働する円周方向に間隔をおいて配置された動翼列を備える。動翼は、亜音速から超音速の空気流れを生じることができる速度で回転し、そこから衝撃が付随して発生する。衝撃により、作動中に圧力損失が生じ、望ましくない騒音が発生する。
【０００３】
Ｗａｄｉａ他の米国特許第５，１６７，４８９号において、前方湾曲した動翼が作動中の空力損失を減少させるために開示されているが、空力損失には動翼の先端の衝撃−境界層空気の相互作用によるものも含まれる。
【０００４】
しかしながら、ファン及び圧縮機のエーロフォイル設計には、通常、空力的、機械的、さらに航空学的な理由による妥協が多く要求される。エンジンは様々な回転速度で作動し、エーロフォイルをそこを通る空気流れのポンプ圧送を最大にし、同時に圧力能率も最大になるように設計する必要がある。エーロフォイルの回転速度は、その設計、及び、その所望の流れ圧送及び圧縮効率に影響を及ぼす。
【０００５】
回転速度が高い場合、エーロフォイル関連の流量マッハ数はその最高値を示し、さらに、衝撃及び境界層での相互作用は、最も厳しい状態になる。振動及び遠心応力が重大な影響をもつ動翼が高速の場合、エーロフォイルの機械的制約も、厳しい状態になる。しかも、流れによるフラッタを含む航空機械的制約にも適応させる必要がある。
【０００６】
従って、従来技術には、空力的な湾曲（ｓｗｅｅｐ）、スタッキング分布、ねじれ、翼弦分布及び動翼の効率を改善しようとする設計思想を変更する多くのファン及び圧縮機動翼構成が含まれる。設計の中には、最大速度のとき対応する効率を持ちながら良好な動翼流れ容量あるいは圧送能力を有するものもあれば、巡航作動中は部分速度効率が向上するが、例えば、最高速では対応して流れ圧送能力又は容量が低下するようなものもある。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
従って、巡航作動などの部分速での改善され効率と、高速での高い流れ圧送力又は容量との両方を備え、同時に失速及びフラッタに対する良好な作動可能マージンを備える改良されたファン又は圧縮機エーロフォイルが提供されることが望まれている。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
エーロフォイルは、翼根元及び翼先端間の前縁の翼弦バレル、及び翼先端における空力的前方湾曲を備える。
【０００９】
【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、そのさらなる目的及び利点と共に、添付図面に関連してなされた以下の詳細な記述により、さらに詳しく説明する。
【００１０】
図１に示すのは、部分的に示された例示的なターボファンガスタービンエンジンのファン１０である。ファン１０は、軸方向の中心軸線１２に対して軸対称である。
【００１１】
図１から図３に示すように、ファンは、ファン動翼の例示的な形をした円周方向に間隔をおいて配置されたエーロフォイル１４の列を含む。図３に最初に示すように、エーロフォイル１４の各々は、概して凹状の正圧側面１６、及び、半径方向内側の翼根元２０から半径方向外側の翼先端２２までの横断又は半径方向断面に沿ったスパンで長手方向又は半径方向に延びる、円周方向に相対した概して凸状の負圧側面１８を備える。
【００１２】
図１に示すように、各エーロフォイル１４は、半径方向軸線２４に沿って半径方向外方に延び、エーロフォイルの変化する半径方向又は横断断面を軸線２４に沿って定めることができる。また、各エーロフォイルは軸方向又は翼弦方向に間隔をおいて位置する前縁及び後縁２６、２８を含み、それらの間を正圧及び負圧側面が軸方向に延びる。
【００１３】
図３に示すように、エーロフォイルの各々の半径方向又は横断断面は、前縁及び後縁間で測定されたその長さＣにより表される翼弦を備える。エーロフォイルは、翼根元から翼先端までねじれ、作動中、その上を流れる空気３０と協働する。断面翼弦は、従来と同様に、翼根元から翼先端まで、ねじり角度Ａで変化する。
【００１４】
図１及び図３に示すように、エーロフォイルの断面翼弦は、翼根元２０から翼先端２２に外側に向かうその外部寄りで翼弦の長さが増大しており、翼根元の上方のエーロフォイルがバレル状に膨出している。本発明の好ましい実施形態によれば、翼弦のバレル状の膨出は、エーロフォイルの前縁２６に沿って、前縁において翼根元及び翼先端間に延びる直線から上流又は前方へ前縁を軸方向に突出するように拡大させて得られる。
【００１５】
図１に示すように、エーロフォイル又は翼弦バレルは、正圧及び負圧側面の軸方向又は側面方向に突出した、前縁及び後縁２６、２８間の最大拡大部を有する。最大バレル膨出は、エーロフォイルのスパンに沿った適切な半径方向位置にある中間横断断面３２で生じ、記載の例示的な実施形態では、エーロフォイルの中央スパン又はピッチ断面の直ぐ下方になる。
【００１６】
バレルにおける前縁２６は、翼根元２０から軸方向前方に拡大し、後縁２８は対応するように樽状にバレル状膨出し、翼根元２０から軸方向後方に拡大するのが好ましい。このように、エーロフォイルのバレル膨出は、前縁及び後縁２６、２８の両方に沿って側方に突出させて行なわれる。
【００１７】
図１に示す本発明の他の特徴によれば、エーロフォイルは、その翼先端２２で前方又は負の空力的湾曲を持ち、また、翼先端２２から内部寄りで後方又は正の空力的湾曲２２を持つ。空力的湾曲は、慣用のパラメータで、入ってくる空気の方向と軸方向及び円周又は接線方向の両方におけるエーロフォイル面の方向の関数である局部的な湾曲角度（ｓｗｅｅｐ  ａｎｇｌｅ）により表される。湾曲角度については、先に引用した米国特許第５，１６７，４８９号に詳細にのべられており、引用として本明細書に組み込まれる。空力的湾曲角度は、例えば、図１に示すように大文字Ｓで示され、前方湾曲に対して負の値（−）を、後方湾曲に対して正の値(＋）を持っている。
【００１８】
図１に示すように、エーロフォイルの翼先端２２は、翼先端２２の前縁及び後縁の両方で前方湾曲（Ｓ-）を持っていることが好ましい。
【００１９】
ファンエーロフォイルの好ましい翼弦バレル状膨出及び湾曲の両方とも、真っ直ぐな半径方向軸から軸方向あるいは円周方向のどちらか又はその両方に対応して変化する、対応する非線形の曲線をしたスタッキング軸線に沿って、エーロフォイルの個々の横断断面を半径方向にスタッキングすることによって、通常の方法で得ることができる。さらに、エーロフォイルは、翼弦の長さＣ、及び図３に示すねじり角度Ａを含む横断断面の各々における翼弦の半径方向の分布により付加的に定められる。
【００２０】
翼先端の前方湾曲に関連させてエーロフォイルの翼弦をバレル状に膨出させることは、顕著な利点をもたらす。主な利点は、エーロフォイルの前縁の有効面積が増加することであり、これにより前縁関連の平均マッハ数が対応して低くなる。さらに、エーロフォイルによりもたらされる圧縮プロセスが、前縁をバレル状に膨出させることなく、エーロフォイルの位置に対してより上流位置で、開始又は始まる。従って、エーロフォイルは、高速又は最大速におけるその送流能力を効果的に増加できるだけでなく、部分速での効率及び安定性マージンも改善する。
【００２１】
これらの利点は、回転するファン動翼の形をしたエーロフォイル１４では、特に重要である。しかしながら、同じ利点は、回転しないファン又は圧縮機の静翼でも得ることができる。図１に示す動翼の実施形態において、一体のダブテール３４が、従来通り支持ロータディスク又はハブ３６にエーロフォイルを支持し、別個のプラットホーム３８が、隣接するエーロフォイル間でその対応する翼根元に取付けられ、空気３０に対する半径方向内側の流路境界面を構成する。外側ケーシング４０が、動翼列を取り囲み、空気に対する半径方向外側の流路境界面を構成する。
【００２２】
図１から図３に示すエーロフォイルの動翼の形状について、断面翼弦Ｃは翼根元２０から翼先端２２までづっと翼弦の長さが増加し、翼先端が最大翼弦長を持つことが好ましい。そこで、エーロフォイルのバレル膨出は、図３に示すように半径方向の翼弦の分布及び変化するねじり角度の両方によって得られ、図１に示す好ましい軸方向突出または側面図をもたらす。
【００２３】
図１に概略的に示すように、エーロフォイルの翼先端の前方湾曲は、前縁２６と同様に後縁２８に形成されるのが好ましい。エーロフォイル先端の前方湾曲は、部分速での圧縮効率及びスロットル安定性マージンを維持するうえで望ましい。作動中に、半径方向外方に拡散する空気がエーロフォイル先端に拡散する前に後縁から出ていき、翼先端境界層の空気及び翼先端における衝撃損失を確実に減じるためには、翼先端における後縁の前方湾曲が最も効果的である。また、エーロフォイル先端での空気流れは、従来の動翼に見られる静圧上昇よりも、所定の動翼での平均静圧上昇においてさらに低い静圧上昇となる。
【００２４】
翼先端におけるエーロフォイル前縁の前方湾曲はまた、流れ安定性を促進するために望ましい。さらに、エーロフォイル先端近くの後縁２８の前方湾曲は、翼先端近くの前縁２６の前方湾曲より大きいことが好ましい。
【００２５】
図１に示す後縁２８の前方湾曲は、翼先端で最大値を示し、中間断面３２における最大翼弦バレルまでその値が減少するように、翼先端から翼根元に向かって減少することが好ましい。後縁２８は、作動中に、許容できる遠心応力などの機械的な制約で許容される限り、翼根元２０へ向ってスパンの下方遠くへ前方湾曲を持つべきである。図１に示す実施形態では、後縁２８は、最大バレルから半径方向内部寄りで後方湾曲を持ち、そこから半径方向外部寄りで前方湾曲に移行する。
【００２６】
エーロフォイルのバレル状膨出は、エーロフォイルの望ましい翼先端の前方湾曲との組合せで行なわれるので、図１に示す前縁２６は、前方湾曲が、翼先端２２から翼先端及び中間断面３２における最大バレルの間で後方湾曲に移行する。次いで、前縁の後方湾曲は、中間断面３２における最大バレルの内部寄りで、前方湾曲に移行する。前縁の内部寄りの前方湾曲は、翼根元２０へと下方まで続く。
【００２７】
しかしながら、好ましい実施形態によれば、前縁２６は、翼根元２０の外部寄りかつ中間断面３２における最大バレルの内部寄りで、再び前方湾曲から後方湾曲に移行する。このように、エーロフォイルの前縁は、翼弦のバレル状膨出及び翼先端の前方湾曲の両方を組合せて、部分速及び全速の両方での空力性能を飛躍的に向上させる。
【００２８】
３次元コンピュータ分析の予測では、上述の前方湾曲されバレル状に膨出させたエーロフォイル１４は、従来の半径方向にスタッキングされたファン動翼よりも約１パーセントまで大きい前縁有効面積を持つことを予測した。このことは、同一又はそれより大きいレベルの圧縮効率で送流能力が１パーセント増加することに相当する。
【００２９】
さらに、従来の動翼よりも約０．８パーセント程度大きい部分速又は巡航での効率も達成できる。部分速効率の利点の大半は、翼先端損失を減少させる翼先端の前方湾曲、及び、衝撃力を弱めそれに伴って衝撃損失を減少させる翼弦のバレル状膨出による動翼の中間スパンにおける後方湾曲によりもたらされる。
【００３０】
横断断面の非半径方向のスタッキングと翼弦のバレル状膨出により有効前面積を増大させると共に動翼先端で前方湾曲を局部的に使用するファン動翼の変更形態は、ファン動翼に対して利点があるだけでなく、送流能力を改善し空力損失を減少させるために遷音速ファン静翼にも同様に適用できる。
【００３１】
本発明の好ましい例示的な実施形態と思われるものについてこれまで説明してきたが、本発明のその他の変更形態が、本明細書の教示から当業者には明白であり、それ故、本発明の技術思想及び技術的範囲に含まれる全てのそのような変更形態が添付の特許請求の範囲に保護されることを望むものである。
【００３２】
従って、特許による保護を望むものは、特許請求の範囲において記載され特定される発明である。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の例示的実施形態による、ファン動翼列の軸方向の側面図。
【図２】  図１に示されたファン部分の、２−２線による前方から後方を見た半径方向図。
【図３】  図２に示されたファン動翼の、３−３線による平面図。
【符号の説明】
１０    ファン
１２  中心軸線
１４  エーロフォイル
１６  正圧側面
１８  負圧側面
２０  翼根元
２２  翼先端
２４  半径方向軸線
２６  前縁
２８  後縁
３０  空気
３２  中間断面
【図１】
0004307706.tif 000002
【図２】
0004307706.tif 000003
【図３】
0004307706.tif 000004