(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸方向、接線方向及び半径方向の直交軸（Ｘ、Ｙ、Ｚ）を有するロータディスク（１４）用圧縮機翼形部（１２）であって、
半径方向に根元（２２）から先端（２４）まで延在しているとともに軸方向に前縁（２６）と後縁（２８）の間に延在する正圧側面（１８）及び負圧側面（２０）と；
前記前縁と前記後縁の間に延在する翼弦及び反り線並びに湾曲した積重ね軸（３６）上に整列した重心（３４）を有する各横断面と；
を含んでなり、
前記負圧側面（２０）における境界層剥離を低減すべく該負圧側面（２０）が前記根元（２２）付近において前記接線方向の直交軸（Ｙ）に対して回り込むように湾曲しており、
前記翼形部（１２）は、
前記積重ね軸（３６）が、前記接線方向において前記翼形部の根元（２２）付近で湾曲し、前記軸方向において湾曲しており、
前記前縁（２６）が、前記先端（２４）と軸方向で共通する面上にある半径方向外側部分と、該半径方向外側部分から前記根元（２２）まで軸方向後方に傾斜する半径方向内側部分とを有し、
前記後縁（２８）は、前記根元（２２）と軸方向で共通する面上にある半径方向内側部分と、該半径方向内側部分から前記先端（２４）まで軸方向後方に傾斜する半径方向外側部分とを有し
前記接線方向の積重ね軸（３６ａ）が、まず前記根元（２２）から前記正圧側面（１８）に向かって前方に傾斜し、次に前記先端（２４）付近の前記負圧側面（２０）に向かって後方に傾斜しており、
前記前縁の半径方向外側部分と前記前縁の半径方向内側部分が翼長の高さの４０％から６０％の範囲で交差し、
前記後縁の半径方向内側部分と前記の半径方向後縁外側部分が、前記根元（３３）からみて翼長の高さの１５％から２５％の範囲で交差する
ことにより、翼形部のアフトスイープが制限されることを特徴とする、翼形部（１２）。
【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、さらに詳細にはガスタービンエンジンにおける圧縮機又はファンに関する。
【０００２】
【従来技術】
ターボファン航空機ガスタービンエンジンでは、作動中、空気はファン及び圧縮機で加圧される。ファン空気は飛行中の航空機の推進に用いられる。圧縮機を通過した空気は燃焼器内で燃料と混合して点火され、高温燃焼ガスを生じ、複数のタービン段を通って流れ、ファン及び圧縮機の動力源となるエネルギーが抽出される。
【０００３】
典型的ターボファンエンジンは多段軸流圧縮機を含んでおり、この多段軸流圧縮機で逐次空気を加圧して燃焼用高圧空気を生じさせる。圧縮機設計の基本は、離陸、巡航及び着陸の運行の全飛行エンベロープを通して十分な失速マージンを保っての空気の圧縮効率にある。
【０００４】
しかし、圧縮機の効率と失速マージンは通常反比例の関係にあり、効率を上げとその分失速マージンが減るのが通例である。失速マージンと効率の相反する要件は、高い圧縮機効率と併せて高レベルの失速マージンが要求される高性能軍用機エンジンで特に厳しい。
【０００５】
圧縮機翼形部の効率の最大化は、主に、正圧側及び負圧側での速度分布を最適化することによって行われる。しかし、従来の圧縮機設計では適度な失速マージンの要件によって効率が制限されるのが通例であった。それ以上効率を高めようとすると失速マージンの低下という結果に陥るのが通例であり、逆に、失速マージンを増やすと効率の低下という結果に至る。
【０００６】
通例、高い効率は所定の段の翼形部のぬれ表面積を最小限にしてその分翼形部の抗力を減少させることによって得られる。これは、通例、ソリディティつまりロータディスク外周の翼形部の密度を減らすか、或いは翼弦長とスパン長さとのアスペクト比を増すことによって達成される。
【０００７】
ある所定のロータ速度では、こうした効率の増加は失速マージンを減少させる。高レベルの失速マージンを達成するには、至適入射角以下で翼形部を設計するとともに、至適レベルよりも高いソリディティを用いればよい。これは軸流圧縮機の効率を下げる。
【０００８】
失速マージンはロータ速度を高めることによっても増大し得るが、これは翼形部のマッハ数を増加させて翼形部の抗力を増すことになり、効率を低下させる。
【０００９】
従って、典型的な圧縮機設計は必然的に効率と失速マージンのいずれかを優先させる妥協を含む。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
そこで、ガスタービンエンジン圧縮機の性能を改善すべく圧縮機の効率と失速マージンを共に向上させることが望まれている。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
圧縮機翼形部は根元から先端まで、前縁と後縁の間に延在する正圧側面と負圧側面とを含む。各横断面は翼弦と反り線を含んでいる。性能改善のために、横断面の重心は接線方向、軸方向又は両方向に湾曲した積重ね軸上に整列する。
【００１２】
【発明の実施の形態】
本発明の好ましい例示的な実施形態を、その他の目的及び利点と併せて、添付の図面を参照しながら、以下の詳細な説明によって具体的に説明する。
【００１３】
図１は、ガスタービンエンジンの多段軸流圧縮機の１段を画成する環状ロータブリスク１０の一部を示す。ブリスクは、複数の円周方向に離隔したロータ動翼つまり翼形部１２が一体ロータディスク１４の周囲から半径方向外側に延びていて、単一の一体アセンブリをなす。ブリスクは従来の機械加工及び電気化学的加工法で製造し得る。
【００１４】
別法として、翼形部は一体ダブテールとともになるものであってもよく、従来の別の構成におけるように別個のロータディスクの外周のダブテールスロットに着脱自在に装着される。
【００１５】
作動中、図１に示すようにブリスクは、隣り合った翼形部間を流れて空気を加圧すべく例えば時計回りに回転する。翼形部は、空気圧縮の効率が最大になり、かつ圧縮機の効率を高めるために適当に高い失速マージンをもたらすような空気力学的プロフィールに構成されている。図１に示すブリスク１０は、効率と失速マージンとを高めて圧縮機の性能を向上させる本発明によって構成できる、多段ロータ翼形部のうちの一段のみである。
【００１６】
空気力学的な効率と失速マージンの間の従来の妥協案にもかかわらず、翼形部の性能評価のための３次元（３Ｄ）の粘性流れ方程式を解くのに最新コンピュータソフトが一般に利用できる。その結果として得られる翼形部は、その翼長にわたり半径方向の断面が僅かに変わる従来型の翼形部と比較して、全体的に著しく異なる独特の３次元的形状を有する。
【００１７】
図１は、従来不可能であった効率と失速マージンとを高める、改善された性能を有する３次元解析から明らかになった、特有の湾曲した翼形部１２を示す。
【００１８】
ロータディスク１４は、Ｘ軸と、接線方向又は円周方向のＹ軸と、半径方向のＺ軸の３本の直交軸を有する。軸方向のＸ軸は、圧縮機を通る空気流れ１６に対して下流方向に延在する。接線方向のＹ軸は、ディスクと翼形部の回転方向に延在する。さらに、半径方向のＺ軸は、ディスクの周囲からディスク上の翼形部の各々に対して半径方向外側に延在している。
【００１９】
各々の翼形部１２は、全体的に凹形の正圧側面１８と、全体的に凸形の負圧側面２０とを含み、ディスクの周囲に一体的に接続されている根元つまりハブ２２から半径方向外側の先端２４まで、半径方向つまり縦方向に延在する。両側つまり正圧側面と負圧側面は、前縁と後縁の間の翼弦方向つまり軸方向に、根元から先端まで延在する。
【００２０】
本発明の一つの特徴によれば、翼形部の負圧側面２０は、ディスク周囲と交わる部分で、根元２２の近傍又は隣接位置で後縁２８に沿って横方向つまり接線方向に湾曲している。この位置における空気流の剥離を実質的に低減又は除去できるので、動翼効率及び失速マージンが改善される。
【００２１】
図２に示すように、負圧側面の後縁は、基本的に接線方向のみに主として湾曲している。図３に示す軸方向及び半径方向の平面Ｘ−Ｚの突出部において、負圧側面の湾曲は僅かである。しかし、翼形部は以下で検討する性能のさらに改善のために、図３に示すように軸方向に湾曲させてもよい。
【００２２】
図１−３に示す翼形部は、複数の半径方向つまり縦方向に積み重ねられた各横断面で規定されており、その一つが図４に示されている。各々の断面は前縁２６と後縁２８の間に延在する正圧側面１８と負圧側面２０のそれぞれの部分によって定められる空気力学的プロフィールをもつ。各々のプロフィールは、前縁と後縁の間を軸方向に延在する一直線の翼弦３０と、前縁と後縁の間に正圧側面と負圧側面から等距離に位置する中心線である弓状反り線３２とによって定められる。反り線３２は、軸方向のＸ軸に対するキャンバ角Ａを有し、この角度は、前縁と後縁の間で変化し、典型的に翼形部前縁において入射空気１６とほぼ平行である。
【００２３】
また、各々の翼形部断面は、図１に示すように湾曲した積重ね軸３６において翼形部の縦方向の翼長に沿って半径方向に整列される重心３４を有する。翼弦３０と反り線３２とを含む対応する翼形部断面の形状に加えて、積重ね軸３６は、本発明による性能向上のための翼形部の３Ｄ定義を可能にする。
【００２４】
より詳細には、図１に示す積重ね軸３６は、図２に示す接線方向の積重ね軸３６ａと、図３に示す軸方向の積重ね軸３６ｂとを含む２本の直交成分を有する。図２に示すように、翼形部の負圧側面２０を後縁の根元つまりハブの近傍で湾曲させるために、接線方向の積重ね軸３６ａは、翼形部の根元２２に隣接する位置で非線形であり湾曲している。
【００２５】
接線方向の積重ね軸３６ａは、最初根元２２から翼形部の正圧側面２２の方向に、前方つまり翼形部とディスクの回転方向に傾斜している。その後、軸３６ａは、先端２４に隣接する負圧側面２０に向かって、翼形部及びディスクの回転方向と反対側の後方つまり後ろ向きに傾斜している。それに対応して根元付近の翼形部の各横断面のキャンバは、順にそこで負圧側面に湾曲するよう変化する。
【００２６】
積重ね軸３６ａの湾曲と、対応する横断面形状とは、負圧側面の空気流の剥離を十分に低減又は除去するよう選定される。
【００２７】
図１及び図２に示す通り、湾曲した積重ね軸は、後縁２８が、湾曲した負圧側面２０の根元と実質的に垂直に配向し、そこから上では後ろ向きに傾斜することを可能にする。後縁２８は、ロータの周囲又はプラットホームと交差角Ｂで交差しており、後縁の湾曲がなければ著しく鋭角になってしまう。コンピュータ解析は、鋭角の後縁交差角がハブの境界層剥離を助長することを示し、このことは翼形部の効率を低下させる。負圧側面の湾曲は、交差角Ｂの鋭角度を減じ、対応して境界層剥離を低減して結果として効率が高まる。湾曲した積重ね軸は、作動中に発生した遠心荷重が、翼形部を僅かに真っ直ぐにして、遠心引張応力を局所的に相殺する局所圧縮曲げ応力をもたらすことを可能にする。
【００２８】
従って、選択的に湾曲された翼形部は、ハブでの境界層剥離を低減し、作動中に許容できる曲げ応力によってもたらされる積重ね軸の湾曲の程度によってのみ制限を受ける。改善されたハブでの空気流れは、失速マージンを損なうことなくエーアフォイルの効率を高める。
【００２９】
空気力学的スイープは、圧縮機翼形部の性能を評価するための一般的なパラメータである。本発明の別の特徴によれば、翼形部１２の前縁と後縁の間の空気力学的アフトスイープを制限する手段が提供される。アフトスイープは、逆に失速マージンに悪影響を及ぼすことがあり、選択的にアフトスイープを制限すると失速マージンを高めることができる。図３に示す翼形部１２のアフトスイープは、選択的に軸方向積重ね軸３６ｂを湾曲させ、また選択的に複数の横断面の翼弦の配置を変化させることによって制限できる。
【００３０】
例えば、アフトスイープは、翼形部前縁２６が先端２４を含む軸方向に共面の半径方向外側部分つまり外側部分をもつよう形成することで制限できる。さらに、前縁２６の残りの半径方向内側部分つまり内側部分は、外側部分から根元２２にかけて軸方向（Ｘ）後方に傾斜する。
【００３１】
図３は翼形部１２の負圧側面２０からの軸方向の突出部を示し、一定の軸方向位置にあることが好ましい真っ直ぐな前縁の外側部分を示す。前縁２６の内側部分は、仮想線で示す半径方向ラインに対して翼形部の根元に近づくにつれて前方に傾斜している。つまり、翼形部の空気力学的アフトスイープは、前縁において翼形部の根元から先端まで制限されている。
【００３２】
図３に示すように、前縁２６の外側部分と内側部分とは、翼形部の翼幅中央部あたりで交差つまり遷移する。好ましい実施形態において、翼幅中央部の遷移部は、翼長の高さの約４０％から約６０％の範囲にある。翼形部効率と失速マージンとはこの好ましい前縁形状でさらに高められる。
【００３３】
空気力学的アフトスイープは、翼形部後縁２８を図３に示すように選択的に形成することでさらに制限できる。対応する翼弦長と共に軸方向の積重ね軸３６ｂは、後縁形状の制限に用いることができる。図３に示す好ましい実施形態において、後縁２８は、根元２２を含む軸方向に共面の内側部分と、内側部分から先端２４まで軸方向（Ｘ）後方に傾斜する外側部分とを有する。
【００３４】
後縁２８の内側部分と外側部分とは、翼形部の翼幅中央部と根元２２の間で半径方向内側に交差つまり遷移する。好ましい実施形態において、後縁の内側遷移部は、翼長の高さの約１５％から約２５％の範囲にある。つまり、後縁の形状は、翼長の高さの僅かな内側部分にわたって根元２２から後縁の一定の軸方向位置を保つことによって定められ、後縁の大部分を占める外側部分は、仮想線に示す半径方向ラインに対して先端２４に向かって前方に突出つまり傾斜する。この場合も同様に、空気力学的アフトスイープは、同様に翼形部の効率と失速マージンを高めるよう制限される。
【００３５】
積重ね軸は、接線方向及び軸方向の両成分を含んでいるので、図１と図２に示すように、接線方向成分は、後縁近傍の根元において湾曲した負圧側面２０を導くのに役立つよう利用でき、前記の利点を得ることができる。同様に、図３に示すように、前縁２６と後縁２８とに沿ってアフトスイープを制限するよう積重ね軸の軸方向成分を選定できる。
【００３６】
さらに、翼形部の軸方向の形状は、接線方向の形状と協働してさらに著しく境界層剥離を低減する。
【００３７】
積重ね軸は、翼弦３０と反り線３２のキャンバの長さの分布を含む、個々の翼形部の横断面形状と共に形成される。さらに、遠心的に生じる翼形部内の曲げ応力を許容限界内に制限するための積重ね軸の特定形状も制限できる。
【００３８】
従って、積重ね軸の２つの成分と翼形部の横断面形状とは、翼形部の効率と失速マージンとを高めるよう３Ｄ粘性流れ解析に基づいてさらに形成でき、図に示す独特の３Ｄ形状をもたらす。負圧側面の湾曲の程度と、前縁と後縁とに沿うアフトスイープの制限とは、高められた翼形部の効率と対応する失速マージンの利益を変更するよう、異なる翼形部の形状について異なる組み合わせにおいて調整できる。つまり、結果として得られる翼形部１２は、このような改善を可能にするコンピュータ解析における最新の進歩に帰因する真の３次元性能に合わせて設計できる。
【００３９】
本明細書では本発明の好ましい例示的な実施形態と思料するものについて説明してきたが、本発明のその他の形態は本明細書の教示内容から当業者には自明であり、本発明の技術的思想及び技術的範囲に属するかかる形態すべてが特許請求の範囲で保護されることを望むものである。
【００４０】
従って、特許による保護を求めるのは、請求項に規定され特徴付けられた発明である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の例示的な実施形態による一体型ロータディスクから半径方向外側に延在する湾曲翼形部を有する、ガスタービンエンジン圧縮機ロータ段の一部分の等角投影図である。
【図２】図１に示す翼形部の１つの、線２−２に概ね沿った接線方向及び半径方向平面での正面等角投影図である。
【図３】図１に示す翼形部の１つの、線３−３に概ね沿った円周方向に投影した軸方向及び半径方向平面での側面立面図である。
【図４】図３に示す線４−４に沿った翼形部の例示的な部分の半径方向横断面図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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