(57)【要約】【課題】ストラットによる燃焼ガスの圧力損失を低減してタービン効率を向上できるガスタービンエンジンを提供すること。【解決手段】このガスタービンエンジンは、タービン３の一段静翼３１の前縁側にて燃焼ガスの流路Ｒを横断するストラット５を有している。このストラット５は、ロータの回転部に対して潤滑油を供給するための通路、タービンなどに対して冷却空気を供給するための通路などとして用いられる。このガスタービンエンジンでは、ストラット５とタービン３の一段静翼３１とが燃焼ガスの流路上にて略一体構造を有している。これにより、ストラットによる燃焼ガスの圧力損失の低減が図られている。【選択図】        図１
2009215897.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンの一段静翼の前縁側にて燃焼ガスの流路を横断するストラットを有するガスタービンエンジンであって、
前記ストラットと前記タービンの一段静翼とが燃焼ガスの流路上にて略一体構造を有することを特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記ストラットの配置数が前記一段静翼の総数に対して約数の関係を有する請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項３】
前記ストラットと前記一段静翼とが燃焼ガスの流れ方向に沿った翼形状を有する請求項１または２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項４】
前記ストラットと前記タービンの一段静翼とが分割構造を有する請求項１〜３のいずれか一つに記載のガスタービンエンジン。
【請求項５】
燃焼ガスの流路壁を構成するミッドフレームにより前記ストラットが支持されると共に前記タービンの一段静翼が静翼環により支持され、且つ、前記ミッドフレームと前記静翼環とが連結されることにより、前記ストラットと前記タービンの一段静翼との一体構造が形成される請求項４に記載のガスタービンエンジン。
【請求項６】
燃焼ガスの流れ方向に対して向きを変化させる可変部材が前記ストラットの前縁側端部に配置される請求項１〜５のいずれか一つに記載のガスタービンエンジン。
【請求項７】
前記ストラットの後縁部と前記一段静翼の前縁部とが連結部材を介して連結される請求項１〜６のいずれか一つに記載のガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記ストラットと前記連結部材とが一体成形される請求項７に記載のガスタービンエンジン。
【請求項９】
航空機用ガスタービンエンジンに適用される請求項１〜８のいずれか一つに記載のガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、ガスタービンエンジンに関し、さらに詳しくは、ストラットによる燃焼ガスの圧力損失を低減してタービン効率を向上できるガスタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
近年のガスタービンエンジンでは、燃焼ガスの流路にストラットが形成されている。このストラットは、ロータの回転部に対して潤滑油を供給するための通路、タービンなどに対して冷却空気を供給するための通路などとして用いられる。かかる構成を採用する従来のガスタービンエンジンとして、特許文献１に記載される技術が知られている。
【０００３】
【特許文献１】特開平９−３２４６９９号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、かかるストラットは、燃焼ガスの流路を横断して配置されるため、燃焼ガス流れに乱れが発生して、燃焼ガスの圧力損失が発生するおそれがある。
【０００５】
この発明は、上記に鑑みてされたものであって、ストラットによる燃焼ガスの圧力損失を低減及び流れの乱れを抑制してタービン効率を向上できるガスタービンエンジンを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上記目的を達成するため、この発明にかかるガスタービンエンジンは、タービンの一段静翼の前縁側にて燃焼ガスの流路を横断するストラットを有するガスタービンエンジンであって、前記ストラットと前記タービンの一段静翼とが燃焼ガスの流路上にて略一体構造を有することを特徴とする。
【０００７】
このガスタービンエンジンでは、ストラットと一段静翼とが略一体構造を有するので、ストラットと一段静翼との間における燃焼ガス流れの乱れが抑制される。これにより、燃焼ガスの圧力損失および一段静翼での損失が低減されてタービン効率が向上する利点がある。
【０００８】
また、この発明にかかるガスタービンエンジンは、前記ストラットの配置数が前記一段静翼の総数に対して約数の関係を有する。
【０００９】
このガスタービンエンジンでは、複数のストラットと複数の一段静翼とをそれぞれ等間隔に配列できる。これにより、一体構造を有するストラットと一段静翼との配置を適正化できる利点がある。
【００１０】
また、この発明にかかるガスタービンエンジンは、前記ストラットと前記一段静翼とが燃焼ガスの流れ方向に沿った翼形状を有する。
【００１１】
このガスタービンエンジンでは、ストラットと一段静翼との一体構造物が燃焼ガスの流れ方向に沿った翼形状を有することが好ましい。かかる構成では、ストラットの配置位置における燃焼ガス流れの乱れが効果的に抑制される。これにより、燃焼ガスの圧力損失および一段静翼での損失が低減されてタービン効率が向上する利点がある。
【００１２】
また、この発明にかかるガスタービンエンジンは、前記ストラットと前記タービンの一段静翼とが分割構造を有する。
【００１３】
このガスタービンエンジンでは、ストラットとタービンの一段静翼とを個々に製造できるので、製品の製造コストが低減される利点がある。
【００１４】
また、この発明にかかるガスタービンエンジンは、燃焼ガスの流路壁を構成するミッドフレームにより前記ストラットが支持されると共に前記タービンの一段静翼が静翼環により支持され、且つ、前記ミッドフレームと前記静翼環とが連結されることにより、前記ストラットと前記タービンの一段静翼との一体構造が形成される。
【００１５】
このガスタービンエンジンでは、ストラットと一段静翼との一体構造を簡易な構成にて実現し得る。これにより、製品の製造コストが低減される利点がある。
【００１６】
また、この発明にかかるガスタービンエンジンは、燃焼ガスの流れ方向に対して向きを変化させる可変部材が前記ストラットの前縁側端部に配置される。
【００１７】
このガスタービンエンジンでは、一段静翼への燃焼ガスの流れ方向（流入角）が運転条件によって変化する。したがって、可変部材を作動させてストラットの前縁側端部の向きを変化させることにより、ストラットによる燃焼ガスのブロッケージおよび剥離が低減される。これにより、燃焼ガスの圧力損失が低減されてタービン効率が向上する利点がある。
【００１８】
また、この発明にかかるガスタービンエンジンは、前記ストラットの後縁部と前記一段静翼の前縁部とが連結部材を介して連結される。
【００１９】
このガスタービンエンジンでは、連結部材が用いられることにより、三次元立体構造を有する一段静翼と二次元形状を有するストラットとの連結が容易となる。これにより、ストラットと一段静翼との一体構造が簡易に構成されるので、製品の製造コストが低減される利点がある。
【００２０】
また、この発明にかかるガスタービンエンジンは、前記ストラットと前記連結部材とが一体成形される。
【００２１】
このガスタービンエンジンでは、ストラットと一段静翼との一体構造が簡易に構成されるので、製品の製造コストが低減される利点がある。
【００２２】
また、この発明にかかるガスタービンエンジンは、航空機用ガスタービンエンジンに適用される。
【発明の効果】
【００２３】
この発明にかかるガスタービンエンジンでは、ストラットと一段静翼とが略一体構造を有するので、ストラットと一段静翼との間における燃焼ガス流れの乱れが抑制される。これにより、燃焼ガスの圧力損失および一段静翼での損失が低減されてタービン効率が向上する利点がある。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２４】
以下、この発明につき図面を参照しつつ詳細に説明する。なお、この実施例によりこの発明が限定されるものではない。また、この実施例の構成要素には、発明の同一性を維持しつつ置換可能かつ置換自明なものが含まれる。また、この実施例に記載された複数の変形例は、当業者自明の範囲内にて任意に組み合わせが可能である。
【実施例】
【００２５】
図１および図２は、この発明の実施例にかかるガスタービンエンジンのストラットを示す断面斜視図（図１）および平面図（図２）である。図３〜図５は、図１に記載したガスタービンエンジンの変形例を示す説明図である。図６は、一般的なガスタービンエンジンのストラットの配置構成を示す説明図である。
【００２６】
［ガスタービンエンジン］
このガスタービンエンジン１は、例えば、航空機用ガスタービンエンジン（ターボシャフトエンジン）に適用される（図６参照）。一般に、航空機用ガスタービンエンジンは、吸気ファン（図示省略）と、圧縮機（図示省略）と、燃焼器２と、タービン３と、ノズル（図示省略）とを有する。吸気ファンは、外気を導入するためのファンであり、空気取込口に配置される。圧縮機は、導入された外気を圧縮して圧縮空気を生成する。燃焼器２は、この圧縮空気に燃料を噴射して高温・高圧の燃焼ガスを発生させる。高圧タービン（図示省略）は、この燃焼ガスの熱エネルギーを出力タービン３の駆動ロータ４ｂの回転エネルギーに変換して駆動力を発生させるための駆動用ガスを発生する。ノズルは、タービン３を通過した燃焼ガスを噴出して推力を発生させる。また、吸気ファン、圧縮機および高圧タービンは、共通のロータ４ｂで連結されている。これにより、高圧タービンにて発生した駆動力がロータ４ｂを介して伝達されて、吸気ファンおよび圧縮機が駆動される。
【００２７】
［ガスタービンエンジンのストラット］
また、ガスタービンエンジン１は、ストラット５を有する（図６参照）。このストラット５は、ミッドフレームの内壁、外壁を支える構造物としての役割の他、例えば、ロータ４の回転部（ベアリング４１など）に対して潤滑油を供給するための通路、タービン３などに対して冷却空気を供給するための通路などとして用いられる。このため、ストラット５は、管状構造を有し、また、ある程度の厚み（径）を有する（図２参照）。また、ストラット５は、タービン３の一段静翼３１の前縁側（燃焼ガス流れの上流側）に配置される。また、この実施例では、ストラット５が燃焼ガスの流路Ｒを一段静翼３１の径方向に横断してガスタービンエンジン１のケーシング（図示省略）に連結されている。
【００２８】
［ストラットとタービン一段静翼との一体構造］
ここで、このガスタービンエンジン１では、ストラット５とタービン３の一段静翼３１とが燃焼ガスの流路Ｒ上にて略一体構造を有する（図１および図２参照）。かかる構成では、ストラット５と一段静翼３１とが略一体構造を有するので、ストラット５と一段静翼３１との間における燃焼ガス流れの乱れが抑制される。これにより、燃焼ガスの圧力損失が低減されてタービン効率が向上する利点がある。例えば、ストラットと一段静翼とが相互に独立して配置される構成（図示省略）では、ストラットの後縁側にて燃焼ガスの澱みや剥離が生じて、燃焼ガスの圧力損失が発生するおそれがある。
【００２９】
また、このガスタービンエンジン１では、ストラット５の配置数が一段静翼３１の総数（翼枚数）に対して約数の関係を有することが好ましい（図１および図２参照）。すなわち、ストラット５の設置数が一段静翼３１の総数を割り切れることが好ましい。かかる構成では、複数のストラット５と複数の一段静翼３１とをそれぞれ等間隔に配列できる。これにより、一体構造を有するストラット５と一段静翼３１との配置を適正化できる利点がある。
【００３０】
例えば、この実施例では、タービン３が環状かつ等間隔に配列された４８枚の一段静翼３１を有している（静翼環）。また、４本のストラット５が環状かつ等間隔に配列されている。したがって、ストラット５の配置数が一段静翼３１の総数に対して約数の関係を有している。また、４本のストラット５と４８枚の一段静翼３１のうちの一部（４枚）とが一体構造を有している。これにより、複数のストラット５と複数の一段静翼３１とをそれぞれ等間隔かつ環状に配列した構成が実現されている。
【００３１】
また、このガスタービンエンジン１では、ストラット５と一段静翼３１とが燃焼ガスの流れ方向に沿った翼形状を有することが好ましい（図１および図２参照）。すなわち、ストラット５と一段静翼３１との一体構造物が燃焼ガスの流れ方向に沿った翼形状を有することが好ましい。かかる構成では、ストラット５の配置位置における燃焼ガス流れの乱れが効果的に抑制される。これにより、燃焼ガスの圧力損失および一段静翼での損失が低減されてタービン効率が向上する利点がある。
【００３２】
例えば、この実施例では、ストラット５と一段静翼３１との一体構造物が、所定の運転条件下における燃焼ガスの流れ方向に沿った翼形状を有している。具体的には、ストラット５の後縁と一段静翼３１の前縁とが滑らかに接合されている。また、ストラット５と一段静翼３１との一体構造物が燃焼ガスの流れ方向に沿った角度にて配列されている。これにより、ストラットによる燃焼ガスのブロッケージおよび剥離が低減されている。
【００３３】
また、このガスタービンエンジン１では、ストラット５とタービン３の一段静翼３１とが分割構造を有することが好ましい（図１参照）。かかる構成では、ストラット５とタービン３の一段静翼３１とを個々に製造できるので、製品の製造コストが低減される利点がある。しかし、これに限らず、ストラットとタービンの一段静翼とが一体成形されても良い（図示省略）。
【００３４】
なお、ガスタービンエンジン１の稼働時には高温高圧の燃焼ガスが流路Ｒを流れるため、ストラット５および一段静翼３１に熱伸びが発生する。したがって、ストラット５とタービン３の一段静翼３１とが別部品から成る構成（分割構造）では、ストラット５と一段静翼３１と熱伸び用の隙間をあけて配置されても良い（略一体構造）。
【００３５】
例えば、この実施例では、燃焼ガスの流路壁を構成するミッドフレーム５１により、ストラット５が支持されている（図１参照）。具体的には、環状構造を有する一対のミッドフレーム５１、５１により燃焼ガスの流路壁（燃焼ガスの流路Ｒの内壁および外壁）が構成され、ストラット５がこれらのミッドフレーム５１、５１間に挟み込まれて支持されている。また、このとき、ストラット５が燃焼ガスの流路Ｒをミッドフレーム５１、５１の径方向に横断している。また、ストラット５およびミッドフレーム５１、５１が鋳造により一体成形されている。一方、タービン３の一段静翼３１が一対の静翼環（プラットフォーム）３２、３２により支持されている。また、ミッドフレーム５１が静翼環３２に対して軸方向にラップするように嵌め込まれている。このとき、ストラット５とタービン３の一段静翼３１とが略一体となるように、ミッドフレーム５１と静翼環３２とが組み付けられている。具体的には、ストラット５の後縁側の側面と、三次元立体構造を有する一段静翼３１の前縁側の側面とが略接合するように、ミッドフレーム５１と静翼環３２とが組み付けられている。また、ストラット５と一段静翼３１と接合部に熱伸びを考慮した隙間が設けられている。
【００３６】
かかる構成では、ストラット５を支持するミッドフレーム５１、５１と一段静翼３１を支持する静翼環３２、３２とが連結されることによりストラット５と一段静翼３１との一体構造が形成されるので、ストラット５と一段静翼３１との一体構造を簡易な構成にて実現し得る。これにより、製品の製造コストが低減される利点がある。また、既存のガスタービンエンジンに容易に適用できる利点がある。
【００３７】
［変形例］
また、このガスタービンエンジン１では、燃焼ガスの流れ方向に対して向きを変化させる可変部材６がストラット５の前縁側端部に配置されることが好ましい（図３参照）。ガスタービンエンジン１では、一段静翼３１への燃焼ガスの流れ方向（流入角）が運転条件によって変化する。したがって、可変部材６を作動させてストラット５の前縁側端部の向きを変化させることにより、ストラットによる燃焼ガスのブロッケージおよび剥離が低減される。これにより、燃焼ガスの圧力損失および一段静翼での損失が低減されてタービン効率が向上する利点がある。
【００３８】
例えば、この実施例では、可変部材６がストラット５の前縁側端部に沿って配置されている（図３参照）。この可変部材６は、ストラット５の径方向断面視にて略三日月状を有し、その凹面側をストラット５側に向けて配置されている。また、可変部材６は、その凸面側の向きを約±１０［ｄｅｇ］の範囲でストラット５の周方向に変化させ得る。これにより、ストラット５の前縁側端部（可変部材６）の向きを変化させて、燃焼ガス流れに対するストラット５の流体抵抗を低減させ得る。なお、可変部材６の操舵は、燃焼ガスの通路の外部に配置された駆動機構（図示省略）により行われる。
【００３９】
また、このガスタービンエンジン１では、ストラット５の後縁部と一段静翼３１の前縁部とが連結部材７を介して連結されることが好ましい（図４参照）。すなわち、ストラット５と一段静翼３１とが連結部材７を介して連結されることにより一体構造を有する。かかる構成では、連結部材７が用いられることにより、三次元立体構造を有する一段静翼３１と二次元形状を有するストラット５との連結が容易となる。これにより、ストラット５と一段静翼３１との一体構造が簡易に構成されるので、製品の製造コストが低減される利点がある。また、既存のガスタービンエンジンに容易に適用できる利点がある。
【００４０】
例えば、この実施例では、ストラット５が径方向断面視にて略楕円形の管状形状を有している（図４参照）。また、タービン３の一段静翼が一般的な翼形状を有している。そして、ストラット５と一段静翼３１とが鋳製の連結部材７を介して連結されている。この連結部材７は、ストラット５の長手方向に沿う長尺部材であり、その径方向断面視にて略Ｈ型形状を有している。また、連結部材７は、一方の開口部にてストラット５の後縁に嵌め合わされ、他方の開口部にて一段静翼３１の前縁に嵌め合わされて配置されている。具体的には、製品の組立工程にて、まず、一段静翼３１がタービン３に組み付けられ、この一段静翼３１に対して連結部材７が燃焼ガスの通路方向から嵌め合わされる。そして、この連結部材７および一段静翼３１に対して、ストラット５が燃焼ガスの通路方向から嵌め合わされて配置される。製品の組立状態では、ストラット５の側面と一段静翼３１の側面とが連結部材７を介して滑らかに接続されている。これにより、ストラット５、一段静翼３１および連結部材７から成る翼型の一体構造物が構成されている。これにより、燃焼ガスの圧力損失の低減が図られている。
【００４１】
また、上記の構成では、ストラット５と連結部材７とが別部品から成る（図４参照）。かかる構成は、既存のストラット５（および一段静翼３１）の形状を変更することなくストラット５と一段静翼３１とを連結して一体化できる点で好ましい。しかし、これに限らず、ストラット５と連結部材７とが一体成形されても良い。すなわち、ストラット５が連結部材７に相当する連結部を有しても良い（図５参照）。これにより、ストラット５と一段静翼３１との一体構造が簡易に構成されるので、製品の製造コストが低減される利点がある。
【００４２】
例えば、この実施例では、略Ｕ字型の断面形状を有する連結部（連結部材７に相当）がストラット５の後縁側端部に形成されている（図５参照）。ストラット５は、この連結部の開口部にて一段静翼３１の前縁部に嵌め合わされている。この連結部により、ストラット５の側面と一段静翼３１の側面とが滑らかに接続されている。これにより、燃焼ガスの圧力損失の低減が図られている。また、ガスタービンエンジン１の稼働時には、ストラット５と一段静翼３１との位置関係が熱伸びにより変動する。このとき、ストラット５の連結部が略Ｕ字型の断面形状を有するので、熱伸びが発生しても、ストラット５と一段静翼３１との接続面が滑らかなまま維持される。
【産業上の利用可能性】
【００４３】
以上のように、この発明にかかるガスターンエンジンは、ストラットによる燃焼ガスの圧力損失を低減してタービン効率を向上できる点で有用である。
【図面の簡単な説明】
【００４４】
【図１】この発明の実施例にかかるガスタービンエンジンのストラットを示す断面斜視図である。
【図２】この発明の実施例にかかるガスタービンエンジンのストラットを示す平面図である。
【図３】図１に記載したガスタービンエンジンの変形例を示す説明図である。
【図４】図１に記載したガスタービンエンジンの変形例を示す説明図である。
【図５】図１に記載したガスタービンエンジンの変形例を示す説明図である。
【図６】一般的なガスタービンエンジンのストラットの配置構成を示す説明図である。
【符号の説明】
【００４５】
１     ガスタービンエンジン
２     燃焼器
３     タービン
３１   一段静翼
３２   静翼環
４     ロータ
４１   ベアリング
５     ストラット
５１   ミッドフレーム
６     可変部材
７     連結部材
５１   一段静翼
【図１】
2009215897.tif 000003
【図２】
2009215897.tif 000004
【図３】
2009215897.tif 000005
【図４】
2009215897.tif 000006
【図５】
2009215897.tif 000007
【図６】
2009215897.tif 000008