ガスタービンエンジン用のコンフォーマル入口装置
【課題】ガスタービンエンジン用の入口装置を提供する。
【解決手段】本ガスタービンエンジン用の入口装置は、回転ファンブレードの少なくとも１つの列を囲み、円形の前面面積を有しかつ第１の入口平面を形成するようになったファンダクトと、ファンダクトを囲む外側ダクトとを含み、外側ダクトは、それを通して空気が流れることができる少なくとも１つのローブを、ファンダクトの外面と協働して第１の入口平面に形成した第１の前面面積形状と、それを通して空気が流れることができる環状空間を、ファンダクトの外面と協働して円形である前端部から軸方向下流に設置された第２の入口平面に形成した第２の前面面積形状とを含む。
【解決手段】本ガスタービンエンジン用の入口装置は、回転ファンブレードの少なくとも１つの列を囲み、円形の前面面積を有しかつ第１の入口平面を形成するようになったファンダクトと、ファンダクトを囲む外側ダクトとを含み、外側ダクトは、それを通して空気が流れることができる少なくとも１つのローブを、ファンダクトの外面と協働して第１の入口平面に形成した第１の前面面積形状と、それを通して空気が流れることができる環状空間を、ファンダクトの外面と協働して円形である前端部から軸方向下流に設置された第２の入口平面に形成した第２の前面面積形状とを含む。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は総括的には、ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、そのようなエンジン用の入口ダクトに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機ガスタービンエンジンからブリード空気を抽出して航空機におけるフラップブローイング、境界層制御、推力ベクトル調整、揚力強化及び排気冷却のような補助機能を実行することは公知である。多くの場合、そのような航空機は、飛行の段階に応じてエンジン推力がその最大値の約２０％〜１００％の範囲にわたって変化する可能性があってもブリード空気の流量及び圧力レベルを実質的に一定に維持することが必要である。
【０００３】
推力レベルを維持しながらブリード空気を供給する１つの公知の方法は、ターボファンエンジンの従来型のファンにおいて「ＦＬＡＤＥ」段（ＦＬＡＤＥは、「ブレード上のファン」における頭文字語である）を組入れることである。ＦＬＡＤＥ段の各ブレードは、従来型のファンブレードの先端から延びる外側ファンブレードを含む。外側ファンブレードは、従来型のファンダクトを囲む外側ダクト内に配置される。
【０００４】
従来技術の設計では、共通環状円形ダクトを使用してエンジンの機体統合平面（「ＡＩＰ」）からフレード段入口に空気を供給する。殆どのケースにおいて、フレードファンは、可変入口案内ベーン（「ＩＧＶ」）を使用して、主ファンがその設計最大推力レベルで作動している時に設計最大値よりも非常に小さい流量を維持するように調整される。これら構成要素間の作動の差異により、同じ総空気流量寸法の従来型のターボエンジンで必要となるよりもより大きい入口直径が推進される。新規な飛行体が設計されているような状況では、このより大きな直径は飛行体全体の寸法及びコストの上昇をもたらす。確定据付け位置／機体が存在するような状況ではこのより大きな直径は、ＦＬＡＤＥファン段を備えたエンジンの利用を阻害する可能性がある。
【０００５】
円形入口環状空間制約が強くなった場合には、同じ直径の改善を行なうのに使用することができる残留パラメータのみにより、主ファン半径比の減少或いはファン設計特定空気流量の増大が生じることになる。ファン特定流量における増大は、ファン性能に大きなかつ悪い影響を与えることになる。主ファン半径比における減少は、既に使用中である最新式機械設計に優る大きな進歩を必要とすることになる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
従って、従来型の寸法制限内においてＦＬＡＤＥ段に適応するガスタービンエンジン入口装置に対する必要性が存在する。
【０００７】
この必要性は、本発明によって解決され、本発明は、ＦＬＡＤＥ段に送風する外側ダクトによって囲まれた従来型のファン用の円形ダクトを有するガスタービンエンジン用の入口装置を提供する。外側ダクトの前端部は、非円形であり、かつその外部寸法を従来型のエンジンと同様に保ちながらＦＬＡＤＥ段に空気を流すようになったローブを形成する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の１つの態様によると、ガスタービンエンジン用の入口装置は、回転ファンブレードの少なくとも１つの列を囲み、円形の前面面積を有しかつ第１の入口平面を形成するようになったファンダクトと、ファンダクトを囲む外側ダクトとを含む。外側ダクトは、それを通して空気が流れることができる少なくとも１つローブを、非円形でありかつファンダクトの外面と協働して第１の入口平面に形成した第１の前面面積形状と、それを通して空気が流れることができる環状空間を、ファンダクトの外面と協働して円形である前端部から軸方向下流に設置された第２の入口平面に形成した第２の前面面積形状とを含む。
【０００９】
本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジンは、加圧燃焼ガスの流れを発生するように作動可能であるターボ機械コアと、コアによって駆動されるように作動可能でありまた該コアの軸方向上流に配置されかつ回転ファンブレードの少なくとも１つの列を備えたファンを含む低圧ターボ機械スプールと、ファンブレードを囲み、円形の前面面積を有しかつ第１の第１の入口平面を形成したファンダクトと、ファンによって機械的に駆動される翼形部のリングの形態でありかつファンダクトを囲む外側ダクト内に配置された補助ファンとを含む。外側ダクトは、それを通して該外側ダクト内に空気が流れることができる少なくとも１つローブを、ファンダクトの外面と協働して第１の入口平面に形成した第１の前面面積形状と、それを通して補助ファンに空気が流れることができる環状空間を、ファンダクトの外面と協働して円形である第１の入口平面から軸方向下流に設置された第２の入口平面に形成した第２の前面面積形状とを含む。
【００１０】
本発明は、添付図面の図と関連させて行った以下の説明を参照することによって、最も良く理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明により構成した入口装置を備えたガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】図１のエンジンの一部分の前面図。
【図３】図２の線３−３に沿って取った断面図。
【図４】図２の線４−４に沿って取った断面図。
【図５】図１に示すエンジンの一部分の斜視図。
【図６】別の入口装置の前面図。
【図７】図６の線７−７に沿って取った断面図。
【図８】図６の線８−８に沿って取った断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
同一の参照番号が様々な図全体にわたって同じ要素を示している図面を参照すると、図１は、その全体を参照番号１０で示した例示的なガスタービンエンジンの一部分を示している。エンジン１０は、長手方向中心線つまり軸線Ａと軸線Ａの周りに同心にかつ該軸線Ａに沿って同軸に配置された外側固定環状ケーシング１２とを有する。エンジン１０は、直列流れ関係で配置された、ファン１４、圧縮機１６、燃焼器１８、高圧タービン２０及び低圧タービン２２を含む。作動中に圧縮機１６からの加圧空気が燃焼器１８内で燃料と混合されかつ点火されてそれによって高圧燃焼ガスを発生する。幾らかの仕事が、高圧タービン２０によってこれらのガスから抽出され、高圧タービン２０は外側シャフト２４を介して圧縮機１６を駆動する。燃焼ガスは次に、低圧タービン２２内に流れて低圧タービン２２は、内側シャフト２６を介してファン１４を駆動する。ファン１４、内側シャフト２６及び低圧タービン２２は、まとめて「低圧スプール」つまり「ＬＰスプール」の一部分と考えられる。
【００１３】
ファンの吐出の一部分が、まとめてエンジン１０の「コア」２８と呼ばれる圧縮機１６、燃焼器１８及び高圧タービン２０を通って流れる。ファンの吐出の別の部分は、コア２８を囲む環状バイパスダクト３０を通って流れる。図示したファン１４は、直列流れ状態で、非回転ファン入口案内ベーンつまり「ＩＧＶ」３２の列、回転ファンブレード３４の第１の段、非回転中間段ベーン３６の列及び回転ファンブレード３８の第２の段を含む。回転ファンブレード３４及び３８は、ファンダクト３９によって囲まれる。従来技術の実施によると、ファンダクト３９は、その前面図において円形でありかつファンブレード３４及び３８の先端部を緊密に囲んでエンジン作動時にその先端部を通って逸出する空気流れによる損出を最小にする。ファンダクト３９は、従来型のファンケーシングの一部又は該ファンケーシングと一体形にすることができる。ファンダクト３９の前端部は、上述したようにＡＩＰと一致した第１の入口平面「Ｐ１」を形成する。
【００１４】
入口案内ベーン３２は、空気流れに対するそれらの迎え角を有し、また公知の形式のアクチュエータ４０を使用することによって選択的に変更されるそれらの開口流れ面積を有することができる。任意選択的に、中間段ベーン３６は、空気流れに対するそれらの迎え角を有し、また公知の形式のアクチュエータ４２を使用することによって選択的に変更されるそれらの開口流れ面積を有することができる。まとめて、ファンＩＧＶ３２及び中間段ベーン３６は、ファンステータ組立体と呼ばれる。
【００１５】
エンジン１０はまた、環状シュラウド４６から半径方向外向きに延びかつファン１４（このケースでは、第２の段３６）によって駆動される翼形部のリングの形態になった「ＦＬＡＤＥ」段４４と呼ばれる補助ファンを含む。ＦＬＡＤＥ段４４は、外側ダクト４８内に配置される。外側ダクト４８の前端部は、ファンダクト３９を囲み、このことについては以下により詳細に説明する。ＦＬＡＤＥ段４４は、ファン１４のそれらとは異なった流れ及び圧力比で付加的流れストリームを供給する。他のファン段は、ファン及びＦＬＡＤＥ圧力比の最終選択に応じて１つよりも多いファンブレード上の実施可能なＦＬＡＤＥ段もまた使用することができる状態にするのに重要である。ＦＬＡＤＥ段流れは、公知の形式の選択航空機ブリード空気駆動システムのために十分なブリード空気圧力及び流れを供給するような大きさである。アクチュエータ５２によって作動される可変角度ＦＬＡＤＥ入口案内ベーン５０の列は、開口及び閉鎖位置間で移動可能であってＦＬＡＤＥ段４４を通る流れを変化させる。
【００１６】
外側ダクト４８は、流れを航空機ブリード空気システムに導く１つ又はそれ以上のブリード空気出口５４を含む。ブリード空気バルブ５６はまた、ブリード空気出口５４を選択的に閉鎖しまたＦＬＡＤＥ段流れを外側ダクト４８を通して下流に導くように設けることができる。
【００１７】
排出ダクト５８は、コア２８の下流に配置されかつコア２８及びバイバスダクト３０の両方から混合空気流れを受ける。ミキサ６０（例えば、ローブ又はシュート型のミキサ）をコア２８及びバイパスダクト３０流れストリームの接合部に配置して２つのストリームの効率的混合を促進する。任意選択的に、外側ダクト４８からのＦＬＡＤＥ段流れは、コア又はバイパス流れストリームと混合することができる。
【００１８】
次に、図２〜図５を参照して、外側ダクト４８の前端部をより詳細に説明する。上述したように、外側ダクト４８はファンダクト３９を囲む。外側ダクト４８は、第１の入口平面Ｐ１と一致した前端部４９を有する。第２の入口平面（Ｐ２）が、第１の入口平面Ｐ１の軸方向下流にかつＦＬＡＤＥ段４４の直ぐ上流に形成される。本発明は、一例としてＦＬＡＤＥ段を備えたエンジンを使用して説明しているが本発明の原理は、共通の環状流れストリームを備えたその他のエンジン構成にも同様に適用可能である。
【００１９】
他の外側ダクト４８の前端部４９の前面面積形状は、第２の入口平面Ｐ２内に位置する少なくとも１つの他の軸線に沿ってファンダクト３９とほぼ同じ寸法に制約されているが、第１の入口平面Ｐ１内に位置する少なくとも１つの軸線に沿ってファンダクト３９の前端部の前面面積形状よりも著しく大きい。図２〜図５に示す実施例では、外側ダクト４８は凸形半径コーナ部を備え、その形状が凸形湾曲部７０によって相互結合された対向する左側及び右側エッジ６２及び６４並びに対向する上部及び下部エッジ６６及び６８を有することによって形成されたほぼ方形である前面面積を有する。図示した特定の実施例では、エッジ６２、６４、６６及び６８の各々が、単一の時計位置、例えば１２時、３時、６時及び９時の位置においてファンダクト３９の円形形状に対して接線方向になっている。従って、これらの時計位置において外側ダクト４８の前端部４９の流れ面積は、ゼロである。ファンダクト３９の外面及び湾曲部７０の各々間に形成された開口面積は、それを通して空気が流れることができるローブ７２を表している。任意選択的なものとして、ファンダクト３９の周辺全体の周りに幾らかの開口面積を有することができる。換言すると、ローブ７２は、第１の入口平面Ｐ１において互いに分離することができ、或いはそれらローブ７２は、第１の入口平面Ｐ１において互いに相互結合することができる。
【００２０】
第２の入口平面Ｐ２では、外側ダクト４８の前面面積は前面図において円形でありかつＦＬＡＤＥ段４４のブレードの先端部を緊密に囲む。第１の入口平面Ｐ１及び第２の入口平面Ｐ２間で外側ダクト４８は、前端部形状からＦＬＡＤＥ入口形状に向けてテーパしかつ移行しており、換言するとローブ７２は、軸方向に前面から背面に移行しかつ環状空間が第２の入口平面Ｐ２において外側ダクト４８及びファンダクト３９間に形成されるように円形形状に滑らかに移行して徐々に消滅している。このテーパ部は、図４及び図５において最もよく見られる。特に、非円形から円形への移行が第１の入口平面Ｐ１の後方に生じることまた恰もＦＬＡＤＥ段４４が存在するように実質的に同じ少なくとも１つの寸法を維持しながら（つまり、第１の入口平面Ｐ１におけるエンジン全体寸法が外側ダクト４８の壁厚さだけファンダクト３９全体にわたって増大させながら）ＦＬＡＤＥ段流れに必要な余分の流れ面積を設けることができることに注目されたい。
【００２１】
図示した実施例では、外側ダクト４８の前方部分は、入口アダプタ８０によって形成される。入口アダプタ８０は、第１の入口平面Ｐ１と一致した前端部及び環状の半径方向外向きに延びるフランジ８２を備えた後端部を有する別個の構成要素であり、後端部は外側ダクト４８の残部の前端部に配置された合せフランジ８４に結合することができるようになっている。フランジ８２及び８４は、互いに恒久的に又は取外し可能に接合することができる。本明細書で使用する場合に、「恒久的に接合された」という用語は、エンジン１０の正常寿命の間に通常はまた妥当な理由がなければ分離することを意図しない装置及び方法、例えば溶接又は接着剤結合を暗に意味している。本明細書で使用する場合に、「取外し可能に接合された」という用語は、エンジン１０の正常寿命の間に分離することを意図する装置及び方法（例えば、ネジファスナ又は機械的インターロック接合）を暗に意味している。外側ダクト４８は、前面図において入口アダプタ８０及び該外側ダクト４８の残部間の接合平面で円形である。この構成は、単に異なる入口アダプタ８０を設けることによって単一のベーシック・エンジン１０の構成に大きな変更を加えない状態でそのエンジン１０を異なる機体構成に合せるのを可能にする。
【００２２】
図６〜図８は、エンジン１０で使用する別の外側ダクト１４８の前方部分を示している。外側ダクト１４８は、上述した外側ダクト４８とその構成が同じである。外側ダクト１４８は、第１の入口平面Ｐ１と一致した前端部１４９を有する。
【００２３】
図６〜図８に示した実施例では、外側ダクト１４８は、ほぼ長円形である前面面積を有する。長円形の短軸の頂点１６２は、１２時及び６時の位置においてファンダクト３９の円形形状と接触する。従って、これらの時計位置において外側ダクト１４８の前端部１４９の流れ面積は、ゼロである。長円形の長軸の頂点１６４は、ファンダクト３９の外面から間隔をおいていて、それを通して空気が流れることができるローブ１７２が、例えば３時及び９時の位置において、ファンダクト３９及び外側ダクト１４８間に形成される。任意選択的なものとして、ファンダクト３９の周辺全体の周りに幾らかの開口面積を有することができる。換言すると、ローブ１７２は、第１の入口平面Ｐ１において互いに分離することができ、或いはそれらローブ１７２は、第１の入口平面Ｐ１において互いに相互結合することができる。
【００２４】
第２の入口平面Ｐ２では、外側ダクト１４８の前面面積は前面図において円形でありかつＦＬＡＤＥ段４４の先端部を緊密に囲む。第１の入口平面Ｐ１及び第２の入口平面Ｐ２間で外側ダクト１４８は、前端部形状からＦＬＡＤＥ入口形状に向けてテーパしかつ移行しており、換言するとローブ１７２は、軸方向に前面から背面に移行しかつ環状空間が第２の入口平面Ｐ２において外側ダクト１４８及びファンダクト３９間に形成されるように円形形状に滑らかに移行して徐々に消滅している。このテーパ部は、図８において最もよく見られる。特に、非円形から円形への移行が第１の入口平面Ｐ１の後方に生じることまた恰もＦＬＡＤＥ段４４が存在するように実質的に同じ少なくとも１つの寸法を維持しながら（つまり、第１の入口平面Ｐ１におけるエンジン全体寸法が外側ダクト１４８の壁厚さだけファンダクト３９全体にわたって増大させながら）ＦＬＡＤＥ段流れに必要な余分の流れ面積を設けることができることに注目されたい。
【００２５】
第１の入口平面Ｐ１における２つの特定の前面面積形状の実施例を上述してきたが、ファンダクトと協働した状態の少なくとも１つのローブを形成する外側ダクトのあらゆる形状又は構成を使用することができる。実施例として、ローブは、互いに同心でない２つの同じ形状（例えば、２つの円形面積つまり一方が他方から側方にオフセットした）を使用することによって形成することができる。特定の用途に適合させる必要に応じて、ローブのあらゆる数、形状又は構成を第１の入口平面に設けることができる。
【００２６】
本明細書に記載した入口ダクト装置は、従来技術と比較して幾つかの利点を有する。本入口ダクト装置は、機体が一定高さ、固定幅混合流れターボファン（「ＭＦＴＦ」）エンジン通路、並びに同一ファン高さ及び幅のＦＬＡＤＥ段を有するエンジンを備えた改造型のそのようなＦＭＴＦを有する既存の機体／エンジン組合せを持つことを可能にする。ＦＬＡＤＥ流れは、エンジンカーカスがネックダウンし始めた時に、エンジンベイの側部又はコーナ部から引戻しかつ次に更に後方に向けて円周方向パターンに向け直すことができる。それに代えて、新規な機体を設計している場合には本発明は、所定のエンジン流れ容量のための従来の円筒形入口に比較して必要な飛行体の全体寸法を減少させることを可能にする。寸法の減少により機体重量、ドラッグ及びコストの減少が得られる。
【００２７】
上記の説明は、ガスタービンエンジン用の入口ダクト装置について説明した。本発明の特定の実施形態について説明したが、本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱せずにそれらに対する様々な変更を加えることができることは当業者には明らかであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態の上記説明は、限定の目的ではなく例示の目的のためのみに提示しており、本発明は特許請求の範囲によってのみ定められる。
【符号の説明】
【００２８】
１０ エンジン
１２ 外側固定環状ケーシング
１４ ファン
１６ 圧縮機
１８ 燃焼器
２０ 高圧タービン
２２ 低圧タービン
２４ 外側シャフト
２６ 内側シャフト
２８ コア
３０ バイパスダクト
３２ ファン入口案内ベーンつまりファンＩＧＶ
３４ 回転ファンブレード
３６ 中間段ベーン
３８ 回転ファンブレード
３９ ファンダクト
４０ アクチュエータ
４２ アクチュエータ
４４ ＦＬＡＤＥ段
４６ 環状シュラウド
４８ 外側ダクト
４９ 前端部
５０ 可変角度ＦＬＡＤＥ入口案内ベーン
５２ アクチュエータ
５４ ブリード空気出口
５６ ブリード空気バルブ
５８ 排出ダクト
６０ ミキサ
６２ 左側エッジ
６４ 右側エッジ
６６ 上部エッジ
６８ 下部エッジ
７０ 凸形湾曲部
７２ ローブ
８０ 入口アダプタ
８２ フランジ
８４ フランジ
１４８ 外側ダクト
１４９ 前端部
１６２ 長円形の短軸の頂点
１６４ 長円形の長軸の頂点
１７２ ローブ
Ｐ１ 第１の入口平面
Ｐ２ 第２の入口平面
【技術分野】
【０００１】
本発明は総括的には、ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、そのようなエンジン用の入口ダクトに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機ガスタービンエンジンからブリード空気を抽出して航空機におけるフラップブローイング、境界層制御、推力ベクトル調整、揚力強化及び排気冷却のような補助機能を実行することは公知である。多くの場合、そのような航空機は、飛行の段階に応じてエンジン推力がその最大値の約２０％〜１００％の範囲にわたって変化する可能性があってもブリード空気の流量及び圧力レベルを実質的に一定に維持することが必要である。
【０００３】
推力レベルを維持しながらブリード空気を供給する１つの公知の方法は、ターボファンエンジンの従来型のファンにおいて「ＦＬＡＤＥ」段（ＦＬＡＤＥは、「ブレード上のファン」における頭文字語である）を組入れることである。ＦＬＡＤＥ段の各ブレードは、従来型のファンブレードの先端から延びる外側ファンブレードを含む。外側ファンブレードは、従来型のファンダクトを囲む外側ダクト内に配置される。
【０００４】
従来技術の設計では、共通環状円形ダクトを使用してエンジンの機体統合平面（「ＡＩＰ」）からフレード段入口に空気を供給する。殆どのケースにおいて、フレードファンは、可変入口案内ベーン（「ＩＧＶ」）を使用して、主ファンがその設計最大推力レベルで作動している時に設計最大値よりも非常に小さい流量を維持するように調整される。これら構成要素間の作動の差異により、同じ総空気流量寸法の従来型のターボエンジンで必要となるよりもより大きい入口直径が推進される。新規な飛行体が設計されているような状況では、このより大きな直径は飛行体全体の寸法及びコストの上昇をもたらす。確定据付け位置／機体が存在するような状況ではこのより大きな直径は、ＦＬＡＤＥファン段を備えたエンジンの利用を阻害する可能性がある。
【０００５】
円形入口環状空間制約が強くなった場合には、同じ直径の改善を行なうのに使用することができる残留パラメータのみにより、主ファン半径比の減少或いはファン設計特定空気流量の増大が生じることになる。ファン特定流量における増大は、ファン性能に大きなかつ悪い影響を与えることになる。主ファン半径比における減少は、既に使用中である最新式機械設計に優る大きな進歩を必要とすることになる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
従って、従来型の寸法制限内においてＦＬＡＤＥ段に適応するガスタービンエンジン入口装置に対する必要性が存在する。
【０００７】
この必要性は、本発明によって解決され、本発明は、ＦＬＡＤＥ段に送風する外側ダクトによって囲まれた従来型のファン用の円形ダクトを有するガスタービンエンジン用の入口装置を提供する。外側ダクトの前端部は、非円形であり、かつその外部寸法を従来型のエンジンと同様に保ちながらＦＬＡＤＥ段に空気を流すようになったローブを形成する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の１つの態様によると、ガスタービンエンジン用の入口装置は、回転ファンブレードの少なくとも１つの列を囲み、円形の前面面積を有しかつ第１の入口平面を形成するようになったファンダクトと、ファンダクトを囲む外側ダクトとを含む。外側ダクトは、それを通して空気が流れることができる少なくとも１つローブを、非円形でありかつファンダクトの外面と協働して第１の入口平面に形成した第１の前面面積形状と、それを通して空気が流れることができる環状空間を、ファンダクトの外面と協働して円形である前端部から軸方向下流に設置された第２の入口平面に形成した第２の前面面積形状とを含む。
【０００９】
本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジンは、加圧燃焼ガスの流れを発生するように作動可能であるターボ機械コアと、コアによって駆動されるように作動可能でありまた該コアの軸方向上流に配置されかつ回転ファンブレードの少なくとも１つの列を備えたファンを含む低圧ターボ機械スプールと、ファンブレードを囲み、円形の前面面積を有しかつ第１の第１の入口平面を形成したファンダクトと、ファンによって機械的に駆動される翼形部のリングの形態でありかつファンダクトを囲む外側ダクト内に配置された補助ファンとを含む。外側ダクトは、それを通して該外側ダクト内に空気が流れることができる少なくとも１つローブを、ファンダクトの外面と協働して第１の入口平面に形成した第１の前面面積形状と、それを通して補助ファンに空気が流れることができる環状空間を、ファンダクトの外面と協働して円形である第１の入口平面から軸方向下流に設置された第２の入口平面に形成した第２の前面面積形状とを含む。
【００１０】
本発明は、添付図面の図と関連させて行った以下の説明を参照することによって、最も良く理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明により構成した入口装置を備えたガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】図１のエンジンの一部分の前面図。
【図３】図２の線３−３に沿って取った断面図。
【図４】図２の線４−４に沿って取った断面図。
【図５】図１に示すエンジンの一部分の斜視図。
【図６】別の入口装置の前面図。
【図７】図６の線７−７に沿って取った断面図。
【図８】図６の線８−８に沿って取った断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
同一の参照番号が様々な図全体にわたって同じ要素を示している図面を参照すると、図１は、その全体を参照番号１０で示した例示的なガスタービンエンジンの一部分を示している。エンジン１０は、長手方向中心線つまり軸線Ａと軸線Ａの周りに同心にかつ該軸線Ａに沿って同軸に配置された外側固定環状ケーシング１２とを有する。エンジン１０は、直列流れ関係で配置された、ファン１４、圧縮機１６、燃焼器１８、高圧タービン２０及び低圧タービン２２を含む。作動中に圧縮機１６からの加圧空気が燃焼器１８内で燃料と混合されかつ点火されてそれによって高圧燃焼ガスを発生する。幾らかの仕事が、高圧タービン２０によってこれらのガスから抽出され、高圧タービン２０は外側シャフト２４を介して圧縮機１６を駆動する。燃焼ガスは次に、低圧タービン２２内に流れて低圧タービン２２は、内側シャフト２６を介してファン１４を駆動する。ファン１４、内側シャフト２６及び低圧タービン２２は、まとめて「低圧スプール」つまり「ＬＰスプール」の一部分と考えられる。
【００１３】
ファンの吐出の一部分が、まとめてエンジン１０の「コア」２８と呼ばれる圧縮機１６、燃焼器１８及び高圧タービン２０を通って流れる。ファンの吐出の別の部分は、コア２８を囲む環状バイパスダクト３０を通って流れる。図示したファン１４は、直列流れ状態で、非回転ファン入口案内ベーンつまり「ＩＧＶ」３２の列、回転ファンブレード３４の第１の段、非回転中間段ベーン３６の列及び回転ファンブレード３８の第２の段を含む。回転ファンブレード３４及び３８は、ファンダクト３９によって囲まれる。従来技術の実施によると、ファンダクト３９は、その前面図において円形でありかつファンブレード３４及び３８の先端部を緊密に囲んでエンジン作動時にその先端部を通って逸出する空気流れによる損出を最小にする。ファンダクト３９は、従来型のファンケーシングの一部又は該ファンケーシングと一体形にすることができる。ファンダクト３９の前端部は、上述したようにＡＩＰと一致した第１の入口平面「Ｐ１」を形成する。
【００１４】
入口案内ベーン３２は、空気流れに対するそれらの迎え角を有し、また公知の形式のアクチュエータ４０を使用することによって選択的に変更されるそれらの開口流れ面積を有することができる。任意選択的に、中間段ベーン３６は、空気流れに対するそれらの迎え角を有し、また公知の形式のアクチュエータ４２を使用することによって選択的に変更されるそれらの開口流れ面積を有することができる。まとめて、ファンＩＧＶ３２及び中間段ベーン３６は、ファンステータ組立体と呼ばれる。
【００１５】
エンジン１０はまた、環状シュラウド４６から半径方向外向きに延びかつファン１４（このケースでは、第２の段３６）によって駆動される翼形部のリングの形態になった「ＦＬＡＤＥ」段４４と呼ばれる補助ファンを含む。ＦＬＡＤＥ段４４は、外側ダクト４８内に配置される。外側ダクト４８の前端部は、ファンダクト３９を囲み、このことについては以下により詳細に説明する。ＦＬＡＤＥ段４４は、ファン１４のそれらとは異なった流れ及び圧力比で付加的流れストリームを供給する。他のファン段は、ファン及びＦＬＡＤＥ圧力比の最終選択に応じて１つよりも多いファンブレード上の実施可能なＦＬＡＤＥ段もまた使用することができる状態にするのに重要である。ＦＬＡＤＥ段流れは、公知の形式の選択航空機ブリード空気駆動システムのために十分なブリード空気圧力及び流れを供給するような大きさである。アクチュエータ５２によって作動される可変角度ＦＬＡＤＥ入口案内ベーン５０の列は、開口及び閉鎖位置間で移動可能であってＦＬＡＤＥ段４４を通る流れを変化させる。
【００１６】
外側ダクト４８は、流れを航空機ブリード空気システムに導く１つ又はそれ以上のブリード空気出口５４を含む。ブリード空気バルブ５６はまた、ブリード空気出口５４を選択的に閉鎖しまたＦＬＡＤＥ段流れを外側ダクト４８を通して下流に導くように設けることができる。
【００１７】
排出ダクト５８は、コア２８の下流に配置されかつコア２８及びバイバスダクト３０の両方から混合空気流れを受ける。ミキサ６０（例えば、ローブ又はシュート型のミキサ）をコア２８及びバイパスダクト３０流れストリームの接合部に配置して２つのストリームの効率的混合を促進する。任意選択的に、外側ダクト４８からのＦＬＡＤＥ段流れは、コア又はバイパス流れストリームと混合することができる。
【００１８】
次に、図２〜図５を参照して、外側ダクト４８の前端部をより詳細に説明する。上述したように、外側ダクト４８はファンダクト３９を囲む。外側ダクト４８は、第１の入口平面Ｐ１と一致した前端部４９を有する。第２の入口平面（Ｐ２）が、第１の入口平面Ｐ１の軸方向下流にかつＦＬＡＤＥ段４４の直ぐ上流に形成される。本発明は、一例としてＦＬＡＤＥ段を備えたエンジンを使用して説明しているが本発明の原理は、共通の環状流れストリームを備えたその他のエンジン構成にも同様に適用可能である。
【００１９】
他の外側ダクト４８の前端部４９の前面面積形状は、第２の入口平面Ｐ２内に位置する少なくとも１つの他の軸線に沿ってファンダクト３９とほぼ同じ寸法に制約されているが、第１の入口平面Ｐ１内に位置する少なくとも１つの軸線に沿ってファンダクト３９の前端部の前面面積形状よりも著しく大きい。図２〜図５に示す実施例では、外側ダクト４８は凸形半径コーナ部を備え、その形状が凸形湾曲部７０によって相互結合された対向する左側及び右側エッジ６２及び６４並びに対向する上部及び下部エッジ６６及び６８を有することによって形成されたほぼ方形である前面面積を有する。図示した特定の実施例では、エッジ６２、６４、６６及び６８の各々が、単一の時計位置、例えば１２時、３時、６時及び９時の位置においてファンダクト３９の円形形状に対して接線方向になっている。従って、これらの時計位置において外側ダクト４８の前端部４９の流れ面積は、ゼロである。ファンダクト３９の外面及び湾曲部７０の各々間に形成された開口面積は、それを通して空気が流れることができるローブ７２を表している。任意選択的なものとして、ファンダクト３９の周辺全体の周りに幾らかの開口面積を有することができる。換言すると、ローブ７２は、第１の入口平面Ｐ１において互いに分離することができ、或いはそれらローブ７２は、第１の入口平面Ｐ１において互いに相互結合することができる。
【００２０】
第２の入口平面Ｐ２では、外側ダクト４８の前面面積は前面図において円形でありかつＦＬＡＤＥ段４４のブレードの先端部を緊密に囲む。第１の入口平面Ｐ１及び第２の入口平面Ｐ２間で外側ダクト４８は、前端部形状からＦＬＡＤＥ入口形状に向けてテーパしかつ移行しており、換言するとローブ７２は、軸方向に前面から背面に移行しかつ環状空間が第２の入口平面Ｐ２において外側ダクト４８及びファンダクト３９間に形成されるように円形形状に滑らかに移行して徐々に消滅している。このテーパ部は、図４及び図５において最もよく見られる。特に、非円形から円形への移行が第１の入口平面Ｐ１の後方に生じることまた恰もＦＬＡＤＥ段４４が存在するように実質的に同じ少なくとも１つの寸法を維持しながら（つまり、第１の入口平面Ｐ１におけるエンジン全体寸法が外側ダクト４８の壁厚さだけファンダクト３９全体にわたって増大させながら）ＦＬＡＤＥ段流れに必要な余分の流れ面積を設けることができることに注目されたい。
【００２１】
図示した実施例では、外側ダクト４８の前方部分は、入口アダプタ８０によって形成される。入口アダプタ８０は、第１の入口平面Ｐ１と一致した前端部及び環状の半径方向外向きに延びるフランジ８２を備えた後端部を有する別個の構成要素であり、後端部は外側ダクト４８の残部の前端部に配置された合せフランジ８４に結合することができるようになっている。フランジ８２及び８４は、互いに恒久的に又は取外し可能に接合することができる。本明細書で使用する場合に、「恒久的に接合された」という用語は、エンジン１０の正常寿命の間に通常はまた妥当な理由がなければ分離することを意図しない装置及び方法、例えば溶接又は接着剤結合を暗に意味している。本明細書で使用する場合に、「取外し可能に接合された」という用語は、エンジン１０の正常寿命の間に分離することを意図する装置及び方法（例えば、ネジファスナ又は機械的インターロック接合）を暗に意味している。外側ダクト４８は、前面図において入口アダプタ８０及び該外側ダクト４８の残部間の接合平面で円形である。この構成は、単に異なる入口アダプタ８０を設けることによって単一のベーシック・エンジン１０の構成に大きな変更を加えない状態でそのエンジン１０を異なる機体構成に合せるのを可能にする。
【００２２】
図６〜図８は、エンジン１０で使用する別の外側ダクト１４８の前方部分を示している。外側ダクト１４８は、上述した外側ダクト４８とその構成が同じである。外側ダクト１４８は、第１の入口平面Ｐ１と一致した前端部１４９を有する。
【００２３】
図６〜図８に示した実施例では、外側ダクト１４８は、ほぼ長円形である前面面積を有する。長円形の短軸の頂点１６２は、１２時及び６時の位置においてファンダクト３９の円形形状と接触する。従って、これらの時計位置において外側ダクト１４８の前端部１４９の流れ面積は、ゼロである。長円形の長軸の頂点１６４は、ファンダクト３９の外面から間隔をおいていて、それを通して空気が流れることができるローブ１７２が、例えば３時及び９時の位置において、ファンダクト３９及び外側ダクト１４８間に形成される。任意選択的なものとして、ファンダクト３９の周辺全体の周りに幾らかの開口面積を有することができる。換言すると、ローブ１７２は、第１の入口平面Ｐ１において互いに分離することができ、或いはそれらローブ１７２は、第１の入口平面Ｐ１において互いに相互結合することができる。
【００２４】
第２の入口平面Ｐ２では、外側ダクト１４８の前面面積は前面図において円形でありかつＦＬＡＤＥ段４４の先端部を緊密に囲む。第１の入口平面Ｐ１及び第２の入口平面Ｐ２間で外側ダクト１４８は、前端部形状からＦＬＡＤＥ入口形状に向けてテーパしかつ移行しており、換言するとローブ１７２は、軸方向に前面から背面に移行しかつ環状空間が第２の入口平面Ｐ２において外側ダクト１４８及びファンダクト３９間に形成されるように円形形状に滑らかに移行して徐々に消滅している。このテーパ部は、図８において最もよく見られる。特に、非円形から円形への移行が第１の入口平面Ｐ１の後方に生じることまた恰もＦＬＡＤＥ段４４が存在するように実質的に同じ少なくとも１つの寸法を維持しながら（つまり、第１の入口平面Ｐ１におけるエンジン全体寸法が外側ダクト１４８の壁厚さだけファンダクト３９全体にわたって増大させながら）ＦＬＡＤＥ段流れに必要な余分の流れ面積を設けることができることに注目されたい。
【００２５】
第１の入口平面Ｐ１における２つの特定の前面面積形状の実施例を上述してきたが、ファンダクトと協働した状態の少なくとも１つのローブを形成する外側ダクトのあらゆる形状又は構成を使用することができる。実施例として、ローブは、互いに同心でない２つの同じ形状（例えば、２つの円形面積つまり一方が他方から側方にオフセットした）を使用することによって形成することができる。特定の用途に適合させる必要に応じて、ローブのあらゆる数、形状又は構成を第１の入口平面に設けることができる。
【００２６】
本明細書に記載した入口ダクト装置は、従来技術と比較して幾つかの利点を有する。本入口ダクト装置は、機体が一定高さ、固定幅混合流れターボファン（「ＭＦＴＦ」）エンジン通路、並びに同一ファン高さ及び幅のＦＬＡＤＥ段を有するエンジンを備えた改造型のそのようなＦＭＴＦを有する既存の機体／エンジン組合せを持つことを可能にする。ＦＬＡＤＥ流れは、エンジンカーカスがネックダウンし始めた時に、エンジンベイの側部又はコーナ部から引戻しかつ次に更に後方に向けて円周方向パターンに向け直すことができる。それに代えて、新規な機体を設計している場合には本発明は、所定のエンジン流れ容量のための従来の円筒形入口に比較して必要な飛行体の全体寸法を減少させることを可能にする。寸法の減少により機体重量、ドラッグ及びコストの減少が得られる。
【００２７】
上記の説明は、ガスタービンエンジン用の入口ダクト装置について説明した。本発明の特定の実施形態について説明したが、本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱せずにそれらに対する様々な変更を加えることができることは当業者には明らかであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態の上記説明は、限定の目的ではなく例示の目的のためのみに提示しており、本発明は特許請求の範囲によってのみ定められる。
【符号の説明】
【００２８】
１０ エンジン
１２ 外側固定環状ケーシング
１４ ファン
１６ 圧縮機
１８ 燃焼器
２０ 高圧タービン
２２ 低圧タービン
２４ 外側シャフト
２６ 内側シャフト
２８ コア
３０ バイパスダクト
３２ ファン入口案内ベーンつまりファンＩＧＶ
３４ 回転ファンブレード
３６ 中間段ベーン
３８ 回転ファンブレード
３９ ファンダクト
４０ アクチュエータ
４２ アクチュエータ
４４ ＦＬＡＤＥ段
４６ 環状シュラウド
４８ 外側ダクト
４９ 前端部
５０ 可変角度ＦＬＡＤＥ入口案内ベーン
５２ アクチュエータ
５４ ブリード空気出口
５６ ブリード空気バルブ
５８ 排出ダクト
６０ ミキサ
６２ 左側エッジ
６４ 右側エッジ
６６ 上部エッジ
６８ 下部エッジ
７０ 凸形湾曲部
７２ ローブ
８０ 入口アダプタ
８２ フランジ
８４ フランジ
１４８ 外側ダクト
１４９ 前端部
１６２ 長円形の短軸の頂点
１６４ 長円形の長軸の頂点
１７２ ローブ
Ｐ１ 第１の入口平面
Ｐ２ 第２の入口平面
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン用の入口装置であって、
回転ファンブレードの少なくとも１つの列を囲み、円形の前面面積を有しかつ第１の入口平面を形成するようになったファンダクトと、
前記ファンダクトを囲む外側ダクトと、
を含み、前記外側ダクトが、
それを通して空気が流れることができる少なくとも１つのローブを、前記ファンダクトの外面と協働して前記第１の入口平面に形成した第１の前面面積形状と、
それを通して空気が流れることができる環状空間を、前記ファンダクトの外面と協働して円形である前記第１の入口平面端部から軸方向下流に設置された第２の入口平面に形成した第２の前面面積形状と、を含む、
入口装置。
【請求項２】
前記ローブが前記第１の入口平面において互いに分離される、請求項１記載の入口装置。
【請求項３】
前記外側ダクトの第１の前面面積形状が、凸形湾曲部によって相互結合された線形エッジを備えた矩形の形態である、請求項１記載の入口装置。
【請求項４】
前記外側ダクトの第１の前面面積形状が長円形である、請求項１記載の入口装置。
【請求項５】
前記外側ダクトが、
前記第１及び第２の前面面積形状を形成した入口アダプタと、
前記入口アダプタに取外し可能に結合された後方部分と、を含む、
請求項１記載の入口装置。
【請求項６】
前記外側ダクトの入口アダプタ及び後方部分が合せフランジによって接合される、請求項５記載の入口装置。
【請求項７】
前記加圧燃焼ガスの流れを発生するように作動可能であるターボ機械コアと、
前記コアによって駆動されるように作動可能でありまた該コアの軸方向上流に配置されかつ回転ファンブレードの少なくとも１つの列を備えたファンを含む低圧ターボ機械スプールと、
前記ファンブレードを囲み、円形の前面面積を有しかつ第１の第１の入口平面を形成したファンダクトと、
前記ファンによって機械的に駆動される翼形部のリングの形態でありかつ前記ファンダクトを囲む外側ダクト内に配置された補助ファンと、
を含み、前記外側ダクトが、
それを通して該外側ダクト内に空気が流れることができる少なくとも１つローブを、前記ファンダクトの外面と協働して前記第１の入口平面に形成した第１の前面面積形状と、
それを通して前記補助ファンに空気が流れることができる環状空間を、前記ファンダクトの外面と協働して円形である前記第１の入口平面から軸方向下流に設置された第２の入口平面に形成した第２の前面面積形状と、を含む、
ガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記ローブが前記第１の入口平面において互いに分離される、請求項７記載のエンジン。
【請求項９】
前記外側ダクトの第１の前面面積形状が、凸形湾曲部によって相互結合された線形エッジを備えた矩形の形態である、請求項７記載のエンジン。
【請求項１０】
前記外側ダクトの第１の前面面積形状が長円形である、請求項７記載のエンジン。
【請求項１１】
前記外側ダクトが、
前記第１及び第２の前面面積形状を形成した入口アダプタと、
前記入口アダプタに取外し可能に結合された後方部分と、を含む、
請求項７記載のエンジン。
【請求項１２】
前記外側ダクトの入口アダプタ及び後方部分が合せフランジによって接合される、請求項１１記載のエンジン。
【請求項１】
ガスタービンエンジン用の入口装置であって、
回転ファンブレードの少なくとも１つの列を囲み、円形の前面面積を有しかつ第１の入口平面を形成するようになったファンダクトと、
前記ファンダクトを囲む外側ダクトと、
を含み、前記外側ダクトが、
それを通して空気が流れることができる少なくとも１つのローブを、前記ファンダクトの外面と協働して前記第１の入口平面に形成した第１の前面面積形状と、
それを通して空気が流れることができる環状空間を、前記ファンダクトの外面と協働して円形である前記第１の入口平面端部から軸方向下流に設置された第２の入口平面に形成した第２の前面面積形状と、を含む、
入口装置。
【請求項２】
前記ローブが前記第１の入口平面において互いに分離される、請求項１記載の入口装置。
【請求項３】
前記外側ダクトの第１の前面面積形状が、凸形湾曲部によって相互結合された線形エッジを備えた矩形の形態である、請求項１記載の入口装置。
【請求項４】
前記外側ダクトの第１の前面面積形状が長円形である、請求項１記載の入口装置。
【請求項５】
前記外側ダクトが、
前記第１及び第２の前面面積形状を形成した入口アダプタと、
前記入口アダプタに取外し可能に結合された後方部分と、を含む、
請求項１記載の入口装置。
【請求項６】
前記外側ダクトの入口アダプタ及び後方部分が合せフランジによって接合される、請求項５記載の入口装置。
【請求項７】
前記加圧燃焼ガスの流れを発生するように作動可能であるターボ機械コアと、
前記コアによって駆動されるように作動可能でありまた該コアの軸方向上流に配置されかつ回転ファンブレードの少なくとも１つの列を備えたファンを含む低圧ターボ機械スプールと、
前記ファンブレードを囲み、円形の前面面積を有しかつ第１の第１の入口平面を形成したファンダクトと、
前記ファンによって機械的に駆動される翼形部のリングの形態でありかつ前記ファンダクトを囲む外側ダクト内に配置された補助ファンと、
を含み、前記外側ダクトが、
それを通して該外側ダクト内に空気が流れることができる少なくとも１つローブを、前記ファンダクトの外面と協働して前記第１の入口平面に形成した第１の前面面積形状と、
それを通して前記補助ファンに空気が流れることができる環状空間を、前記ファンダクトの外面と協働して円形である前記第１の入口平面から軸方向下流に設置された第２の入口平面に形成した第２の前面面積形状と、を含む、
ガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記ローブが前記第１の入口平面において互いに分離される、請求項７記載のエンジン。
【請求項９】
前記外側ダクトの第１の前面面積形状が、凸形湾曲部によって相互結合された線形エッジを備えた矩形の形態である、請求項７記載のエンジン。
【請求項１０】
前記外側ダクトの第１の前面面積形状が長円形である、請求項７記載のエンジン。
【請求項１１】
前記外側ダクトが、
前記第１及び第２の前面面積形状を形成した入口アダプタと、
前記入口アダプタに取外し可能に結合された後方部分と、を含む、
請求項７記載のエンジン。
【請求項１２】
前記外側ダクトの入口アダプタ及び後方部分が合せフランジによって接合される、請求項１１記載のエンジン。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【公開番号】特開２０１３−７９６４４（Ｐ２０１３−７９６４４Ａ）
【公開日】平成２５年５月２日（２０１３．５．２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−２０９０３７（Ｐ２０１２−２０９０３７）
【出願日】平成２４年９月２４日（２０１２．９．２４）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２５年５月２日（２０１３．５．２）
【国際特許分類】
【出願日】平成２４年９月２４日（２０１２．９．２４）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【Ｆターム（参考）】
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