(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
オーグメンタ（２４）を備えるガスタービンエンジン（１０）を、該エンジンの性能を向上させるのを促進するように運転する方法であって、
前記オーグメンタの上流に位置し、羽根の第１ボデー（６２）、羽根の第２ボデー（６４）、及びそれらの間に延びる通路（９４）を含む少なくとも１つの羽根組立体（６０）に向けて空気流を導く段階と、
該空気流を前記羽根組立体の通路中に向ける段階と、
前記空気流を前記羽根組立体の通路から前記オーグメンタに向けて吐出する段階と、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項２】
少なくとも１つの羽根組立体（６０）に向けて空気流を導く前記段階は、前記通路（９４）を通って流れる空気に対してコアンダ効果を生じるのを促進するように配置された第２ボデー（６４）を含む少なくとも１つの羽根組立体に向けて空気流を導く段階をさらに含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
少なくとも１つの羽根組立体（６０）に向けて空気流を導く前記段階は、前記通路（９４）を通る空気流のはく離を減少させるのを促進するように配置された第２ボデー（６４）を含む少なくとも１つの羽根組立体に向けて空気流を導く段階をさらに含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
少なくとも１つの羽根組立体（６０）に向けて空気流を導く前記段階は、３０度より大きいスワール（１０３）の揺動を許容するように構成された少なくとも１つの羽根組立体に向けて空気流を導く段階をさらに含むことを特徴とする、請求項１ないし請求項３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項５】
少なくとも１つの羽根組立体（６０）に向けて空気流を導く前記段階は、エンジン（１０）運転中に前記羽根の第１ボデー（６２）に対して可変に配置されている羽根の第２ボデー（６４）を含む少なくとも１つの羽根組立体に向けて空気流を導く段階をさらに含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
オーグメンタ（２４）と、
第１ボデー部分（６２）、第２ボデー部分（６４）、及び通路（９４）を含む少なくとも１つの羽根（３４）を含む羽根組立体（６０）と、を含み、
前記第１ボデー部分は前縁（７０）で接合された１対の側壁（６６、６８）を含み、前記第２ボデー部分は前縁（８４）で接合された第１の側壁（８０）と第２の側壁（８２）を含み、前記通路は前記第２ボデーと前記第１ボデーの前縁との間に延び、それを通って流れる空気を前記オーグメンタに向けて吐出するように構成されている、
ことを特徴とするガスタービンエンジン（１０）。
【請求項７】
前記羽根組立体（６０）は、前記通路（９４）から前記オーグメンタ（２４）に向けて吐出される空気の歪み損失を減少させるのを促進するように構成されていることを特徴とする、請求項６に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項８】
前記羽根組立体（６０）は、３０度より大きいスワール（１０３）の揺動を許容するように構成されていることを特徴とする、請求項６又は７に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項９】
前記羽根組立体の通路（９４）は、前記羽根の第１ボデー（６２）と前記羽根の第２ボデー（６４）との間で測定される幅（１０４）を有しており、該幅はエンジン運転中に可変に調節されることを特徴とする、請求項７に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１０】
前記羽根組立体の通路（９４）は、前記羽根の第１ボデー（６２）と前記羽根の第２ボデー（６４）との間で測定される前記幅（１０４）が固定されていることを特徴とする、請求項７に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本出願は、一般的には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案内羽根組立体に関する。
【０００２】
【従来の技術】
少なくとも一部の公知の航空機用ガスタービンエンジンは、圧縮機、燃焼器、タービン、及びオーグメンタを含む。圧縮機に流入する空気流は、加圧されて燃焼器に導かれ、そこで燃料と混合されて点火され、タービンを駆動するために用いられる高温の燃焼ガスを生成する。航空機の性能要求が増大してきたので、エンジンの性能要求もまた増大してきた。例えば、エンジンは、従来の離着陸（ＣＴＯＬ）運転及び短距離垂直離着陸（ＳＴＯＶＬ）運転の間で移行するように設計される。オーグメンタは、飛行エンベロープで必要とされる推力を増大させるためにガスタービンエンジン中で用いられ、タービンの下流に設置される。
【０００３】
オーグメンタは、オーグメンタの拡散セクションの上流に位置する入口羽根パッケージを含む。入口羽根パッケージは、エンジンの内部で周方向に延びる複数の回転羽根を含み、オーグメンタに向けて導かれる空気流を整合させるのを促進するために用いられる。タービンから吐出される空気流は、歪又は、スワールの揺動として知られているような空気流の旋回を生じる可能性があり、また入口案内羽根が、エンジンの運転状態によっては、空気流中に追加の歪みを発生させる可能性がある。さらに、エンジンの運転状態によっては、入口案内羽根の要求されるスワールの揺動量が案内羽根の能力を上回って大きくなる可能性がある。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
少なくとも一部の公知の案内羽根は、入口案内羽根により引き起こされる歪み損失が有害になる前にほぼ３０度のスワールの揺動までは許容できる。しかしながら、エンジンがＣＴＯＬとＳＴＯＶＬ運転との間で移行する時、入口案内羽根の要求されるスワールの揺動量が３０度より大きくなる場合がある。より具体的には、かかるエンジンの移行の間に生じる高度に歪められた流れは、入口案内羽根を流出してオーグメンタの拡散部分に流入した後に、実際には更に歪められる可能性がある。このような空気流の歪みは、低速度後流つまり流れはく離を引き起こす可能性があり、それが、時が経つにつれて、有害になる又は損失の大きくなる可能性のあるフラッシュバック、自己点火、予期しないエンジン性能損失、又はエンジン安定性の問題さえも引き起こすおそれがある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明の１つの形態において、ガスタービンエンジンの羽根組立体が提供される。該羽根組立体は、第１ボデー、第２ボデー、及び通路を含む少なくとも１つの羽根を含む。第１ボデーは、前縁で接合された第１の側壁と第２の側壁を含む。通路は、第２ボデーと第１ボデーの前縁との間に延びる。
【０００６】
別の形態において、エンジンの性能を向上させるのを促進する、ガスタービンエンジンを運転する方法が提供される。エンジンはオーグメンタを備える。該方法は、オーグメンタの上流に位置し、羽根の第１ボデー、羽根の第２ボデー、及びそれらの間に延びる通路を含む少なくとも１つの羽根組立体に向けて空気流を導く段階と、空気流を羽根組立体の通路中に向ける段階と、空気流を羽根組立体の通路からオーグメンタに向けて吐出する段階とを含む。
【０００７】
さらに別の形態において、ガスタービンエンジンが提供される。該エンジンはオーグメンタと羽根組立体とを含む。該羽根組立体は、第１ボデー部分、第２ボデー部分、及び通路を含む少なくとも１つの羽根を含む。第１ボデー部分は、前縁で接合された１対の側壁を含む。第２ボデー部分は、前縁で接合された第1の側壁と第２の側壁を含む。通路は、第２ボデーと第１ボデーの前縁との間に延び、それを通って流れる空気をオーグメンタに向けて吐出するように構成されている。
【０００８】
【発明の実施の形態】
図１は、低圧圧縮機１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８、低圧タービン２０、及びオーグメンタ２４を含む。エンジン１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。１つの実施形態において、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチにあるGeneral Electric Corporationから市販されているＣＦＭ５６型エンジンである。
【０００９】
排気オーグメンタ２４は、中央本体３２と複数の案内羽根３４とを含む。中央本体３２は、環状であり、エンジンの対称軸３６と同軸に配置され、タービン２２から後方にエンジン１０のノズル３８中に延びる。
【００１０】
運転中に、空気はファン組立体１２を通って流れ、加圧された空気が高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は燃焼器１６に送り込まれる。燃焼器１６からの空気流（図１には示さず）は、タービン１８及び２０を駆動し、またタービン２０は低圧圧縮機１２を駆動する。
【００１１】
図２は、図１に示すオーグメンタ２４のような、ガスタービンエンジンのオーグメンタに向けて空気流を導くために用いることができる、案内羽根組立体６０の断面図である。図２はまた、従来の離着陸（ＣＴＯＬ）モードのエンジン運転時における空気流パターンを示す。図３は、案内羽根組立体６０の断面図であり、短距離垂直離着陸（ＳＴＯＶＬ）モードのエンジン運転時における空気流パターンを示す。この例示的な実施形態において、案内羽根組立体６０は、オーグメンタ２４の上流に位置し、ガスタービンエンジンの内部で周方向に延びる。案内羽根組立体６０は、複数の主すなわちコア羽根部分６２と先端部分６４とを含む。
【００１２】
各コア部分６２は、第１の側壁６６と第２の側壁６８を含む。第１の側壁６６は、ほぼ凸面形であり、コア部分６２の負圧側面を形成し、また第２の側壁６８は、ほぼ凹面形であり、部分６２の正圧側面を形成する。側壁６６と側壁６８とは、前縁７０と後縁７２とで結合される。より具体的には、第１の側壁６６は、前縁７０で第２の側壁６８と結合するように湾曲させられ、かつ空気力学的に輪郭付けられている。
【００１３】
各先端部分６４は、第１の側壁８０と第２の側壁８２を含む。側壁８０と側壁と８２は、輪郭付けられた前縁８４と後縁８６とで結合される。各先端部分６４は、通路９４が各々の関連する先端部分６４とコア部分６２との間に形成されるように、各々の関連するコア部分６２から分離される。より具体的には、この例示的な実施形態において、各先端部分６４はエンジン運転中に可動であり、ＣＴＯＬ運転時の第１の位置１００とＳＴＯＶＬ運転時の第２の位置１０２との間を平行移動し、第２の位置１０２においては空気流が基準スワール１０３の位置から測定された角度θで羽根組立体６０に供給される。例示的な実施形態においては、角度θは−１８度にほぼ等しい。
【００１４】
各先端部分６４が位置１００にあるとき、通路６４は最小の幅１０４で形成される。先端部分の第１の側壁８０は、コア部分６２の輪郭とほぼ一致する輪郭を有する。従って、各先端部分６４が位置１００にあるとき、通路９４は最小の幅１０４で形成される。更に、先端部分の側壁８０の輪郭は、羽根組立体６０がＣＴＯＬ運転に対して最適化されるのを促進し、そのＣＴＯＬ運転において空気流は基準スワール１０３の位置から測定された角度βで羽根組立体６０に供給される。この例示的な実施形態において、角度βはほぼ＋２５度に等しい。
【００１５】
ＣＴＯＬ運転時には、各先端部分６４は、各関連するコア部分６２に対して空気力学的に整合される。より具体的には、各先端部分６４は各関連するコア部分６２とほぼ一致するように輪郭付けられているので、通路９４を通る空気流は、通路９４がシールされる必要なしに、ほぼ最小限にされるか又は排除されるのが促進される。従って、先端部分６４が位置１００にあるとき、羽根組立体６０は従来の羽根と同様に作動する。
【００１６】
ＳＴＯＶＬ運転時には、各先端部分６４はまた、各関連するコア部分６２に対して空気力学的に整合されるが、先端部分６４が位置１０２に平行移動したために、空気流は通路９４を通って流れることが可能になる。より具体的には、先端部分の前縁８４を輪郭付けることで、ＳＴＯＶＬ運転時に流れの容量を増大させるのが促進される。その上に、先端部分の前縁８４がＣＴＯＬスワールを受容するように最適化されるので、先端部分６４は通路９４による空気流中の過度のはく離を防止するのを促進する。従って、先端部分６４は、空気がコア部分６２に導入される前に空気流に影響を及ぼし、従ってその各々はコア部分前縁７０が受ける空気流のスワールを殆どなくすのを促進する。
【００１７】
実際には、羽根組立体６０に供給される空気流は、先端部分６４により事前に調整される。更に、先端部分６４はコア部分６２にほぼ一致するように輪郭付けられているので、位置１０２に平行移動された時、先端部分６４は、通路９４から吐出される空気流がコア部分の側壁６８にほぼ平行になるように、コア部分の前縁７０に対して後縁８６において充分な重なりを有する。より具体的には、先端部分の後縁８６の重なりによって、通路９４から吐出される空気流に対して固定されたコア部分６２に流れを付着させるのを促進し、従ってガスタービンエンジンの空気力学的性能を向上させるのを促進するコアンダ効果を生じさせる。従って、この例示的な実施形態において、羽根組立体６０は基準スワール１０３からほぼ＋２５から−１８度までのスワールの揺動を許容する。かかる範囲のスワールの揺動は、従来の翼形部が許容できるスワールの揺動範囲の能力以上である。その結果、羽根組立体６０により引き起こされる歪みの減少が促進されて、このためオーグメンタ２４の内部の拡散流路に流入する空気流は、歪みが殆どない。さらに、羽根組立体６０から吐出される空気流の歪みが殆どないので、羽根組立体６０はオーグメンタ２４の内部の有害になる可能性がある低速後流すなわちはく離を減少させるのを促進し、従ってオーグメンタ２４の内部における、フラッシュバック、自己点火、安定性問題、及び／又は予期しない性能損失を減少させる。
【００１８】
別の実施形態においては、先端部分６４は平行移動しないで、位置１０２に固定され、従って、羽根組立体６０の複雑性を減少させる。この別の実施形態においては、ＣＴＯＬ運転時に、先端部分の前縁がＣＴＯＬスワールを許容するよう最適化されるので、先端部分６４は通路９４による空気流中の過度のはく離を防止するのを促進する。更に、ＣＴＯＬ運転時に、空気流が先端部分６４により初めに縮流され次いでコア部分６２に導入されるとき加速されるので、羽根組立体６０はＣＴＯＬスワールを受容すなわち許容する。このようなＣＴＯＬ運転時の加速は、空気流を通路９４の一部分を通して逆流させる静圧勾配を生じさせ、通路９４により引き起こされる表面反れを減少させるのを促進する。従って、この別の実施形態において、先端部分６４の相対位置を固定するにもかかわらず、羽根組立体６０は、基準スワールからほぼ＋２５から−１８度までのスワールの揺動を許容する。
【００１９】
さらに別の実施形態において、羽根組立体６０は、別の空気源から供給される表面吹きつけを含む。
【００２０】
図４は、図１に示すオーグメンタ２４のようなガスタービンエンジンのオーグメンタに向けて下流方向に空気流を導くために用いることができる案内羽根組立体２００の別の実施形態の断面図である。図４はまた、従来の離着陸（ＣＴＯＬ）モードのエンジン運転時における空気流パターンも示す。図５は、案内羽根組立体２００の断面図であり、短距離垂直離着陸（ＳＴＯＶＬ）モードのエンジン運転時における空気流パターンを示す。案内羽根組立体２００は、図２及び図３に示す羽根組立体６０とほぼ同様であり、羽根組立体６０の構成部品と同一である羽根組立体２００中の構成部品は、図２及び図３で用いたのと同じ参照符号を用いて図４及び図５において特定される。従って、各関連する案内羽根組立体２００は、主すなわちコア羽根部分６２を含む。案内羽根組立体２００は先端部分６４を含まず、各関連するコア羽根部分６２の上流に位置する複数の公知の入口案内羽根２０２を含む。
【００２１】
各入口羽根２０２は、第１の側壁２０４と第２の側壁２０６を含む。第１の側壁２０４はほぼ凸面形であり、羽根２０２の負圧側面を形成し、また第２の側壁２０６はほぼ凹面形であり、羽根２０２の正圧側面を形成する。側壁２０４及び２０６は、前縁２１０と後縁２１２とにおいて接合される。より具体的には、第１の側壁２０４は湾曲させられ、前縁２１０で第２の側壁２０６と接合するように空気力学的に輪郭付けられる。
【００２２】
各入口羽根２０２は、通路２１４が各関連する入口案内羽根２０２と主羽根部分６２との間に形成されるように、各関連する主羽根部分６２の上流に配置される。より具体的には、各入口案内羽根２０２は、各入口羽根の後縁２１２が各主羽根部分の前縁７０に半径方向に重なり合うように、配置される。
【００２３】
前述の案内組立体は、主羽根部分と主羽根部分の上流に位置する第２の羽根部分とを含み、通路が両羽根部分の間に形成される。通路は、羽根組立体が従来の翼形部が許容することができるスワールの揺動範囲の能力を超えるスワール揺動範囲を許容することができるようにする。従って、羽根組立体により引き起こされる空気流の歪みは、羽根組立体の下流側で減少されるのが促進され、そのことがオーグメンタの内部の有害になる可能性がある低速後流すなわちはく離を減少させるのを促進する。その結果、羽根組立体は、費用効果がよくかつ信頼性のある方法でエンジン性能を向上させるのを促進する。
【００２４】
本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施できることは、当業者には明らかであろう。なお、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】  ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】  図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる案内羽根組立体の、従来の離着陸（ＣＴＯＬ）モードのエンジン運転時における空気流パターンを示す断面図。
【図３】  図２に示す案内羽根組立体の、短距離垂直離着陸（ＳＴＯＶＬ）モードのエンジン運転時における空気流パターンを示す断面図。
【図４】  図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる案内羽根組立体の別の実施形態の、従来の離着陸（ＣＴＯＬ）モードのエンジン運転時における空気流パターンを示す断面図。
【図５】  図４に示す案内羽根組立体の、短距離垂直離着陸（ＳＴＯＶＬ）モードのエンジン運転時における空気流パターンを示す断面図。
【符号の説明】
６０  案内羽根組立体
６２  第１ボデー
６４  第２ボデー
６６  第１ボデーの第１の側壁
６８  第１ボデーの第２の側壁
７０  第１ボデーの前縁
７２  第１ボデーの後縁
８０  第２ボデーの第１の側壁
８２  第２ボデーの第２の側壁
８４  第２ボデーの前縁
８６  第２ボデーの後縁
９４  通路
１０３  基準スワール
１０４  通路の幅
【図１】
0004340769.tif 000002
【図２】
0004340769.tif 000003
【図３】
0004340769.tif 000004
【図４】
0004340769.tif 000005
【図５】
0004340769.tif 000006