ガスタービンエンジン
本発明は、第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）の周方向に分配された少なくとも１列のコンプレッサブレード（２７，１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ，７２７）を備える第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）と、燃焼室（２３）と、前記第１タービン（２４，１２４）の周方向に分配された少なくとも１列のタービンブレード（２８，１２８）を備える第１タービン（２４，１２４）と、を連続流関係で包含し、前記第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）と前記第１タービン（２４，１２４）とが、第１シャフト（２９，１２９）により回転式に固定接続される、ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）に関する。本発明は、前記第１タービン（２４，１２４）の回転速度に応じて前記ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）におけるガス流量に影響するのに前記第１タービン（２４，１２４）が適しており、前記ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）がさらに、前記第１タービン（２４，１２４）の回転速度を制御するための手段（３３，１３３，７３３）を包含すること、を特徴としている。本発明は、軸流ガスタービンエンジンにおけるガスの流れ割合を制御する方法に関する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンと、軸流ガスタービンエンジンのガス流量を制御するための方法とに関連する。本発明は特に、航空機の推進のために配設されたガスタービンエンジンに関連する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの燃費は、通常、セミパワー運転時の低い圧力と（圧縮空気と流入空気との間の）温度比とにより、フルパワー時よりもセミパワー時の方が高い。ガスタービンエンジンがセミパワー時に高い圧力および温度での運転を可能とするならば、かなりの燃費節約（大量生産のターボファン航空機エンジンではおよそ５％）を達成することが可能であるかもしれない。航空機ターボジェットエンジンなどの軸流ガスタービンエンジンに可変サイクルを適用することが、この目的のために有益であることが知られている。要するに、ガスタービンエンジンへの可変サイクルの適用は、ある種のエンジンの空気質量流量および圧力比が様々な運転モードに適応可能であることを意味する。可変サイクルガスタービンエンジンの効果は、例えば、特許文献１、特許文献２、そして非特許文献１に記載されている。
【０００３】
可変サイクルターボファンエンジンを実現するには、様々な方法がある。最も一般的な二つの方法は、可変ファン流または可変コア流を設けることである。これらのうち可変ファン流は、主として超音速航空機に有益である。
【０００４】
大部分の可変サイクルガスタービンエンジンは、エンジンの低圧部分の変化に左右される。一つの例は、熱交換サイクルで作動する可変低圧タービンを使用することである。しかし、これには大型で重い熱交換器が必要であり、耐久性／信頼性の欠点を潜在的に伴う。
【０００５】
別の例は可変タービン冷却を使用することであり、この場合には、最大効率が求められる巡航段階中にタービンの冷却および関連の損失が軽減される。しかし、温度および圧力の低下によるセミパワー運転の主要な非効率性に対処していないので、この概念は、充分なエネルギー節約の可能性を与えるものではない。
【０００６】
可変コア流ガスタービンエンジンの根拠となる理論は非常に有望なものであるが、この概念の実際の遂行には依然として問題が残っている。
【０００７】
可変コア流を実現するため、特許文献２は、高圧タービンエリアを変化させるための可変タービンステータブレードの使用を提案している。しかし、燃焼エリアの下流近くに配設された可変ブレードは、非常に高温の危険な環境に曝される。そのため、この解決法の欠点は、関係する部品の耐久性／信頼性に疑問が残ることである。
【０００８】
ゆえに、この分野での改良が依然として必要である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】米国特許第４，２８７，７１５号明細書
【特許文献２】米国特許第５，８０６，３０３号明細書
【非特許文献】
【００１０】
【非特許文献１】Ｌｕｎｄｂｌａｄｈ，Ａ．およびＡｖｅｌｌａｎ，Ｒ． 「亜音速航空輸送における可変サイクルエンジンの将来性」ＩＳＡＢＥ ２００７−１１５６，２００７
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
本発明の目的は、ガスタービンエンジン、特に、従来のガスタービンエンジンと比較して低燃費である航空機推進のためのガスタービンエンジンを提供することである。この目的は、独立クレーム１，２４，２８に含まれる技術的特徴により規定される装置および方法によって達成される。従属クレームは、本発明の好都合な実施形態、別の発展例、そして変形例を含む。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明は、第１コンプレッサの周方向に分配された少なくとも１列のコンプレッサブレードを備える第１コンプレッサと、燃焼室と、第１タービンの周方向に分配された少なくとも１列のタービンブレードを備える第１タービンとを連続流関係で包含し、第１コンプレッサと第１タービンとが第１シャフトによって回転式に固定接続される、ガスタービンエンジンに関する。
【００１３】
進歩性を持つガスタービンエンジンは、第１タービンの回転速度に応じてガスタービンエンジンにおけるガス流量に影響するのに第１タービンが適しており、第１タービンの回転速度を制御するための手段をガスタービンエンジンがさらに包含することを特徴とする。
【００１４】
ゆえに、進歩性を持つガスタービンエンジンでは、第１タービンの回転速度を制御することによりエンジンにおけるガス流量を変化させることが可能である。ガスタービンエンジンにおける流量を減少させることの効果は、全体的な圧力比、つまり燃焼室の圧力とガスタービンエンジンの主な空気入口での圧力との間の比が上昇することである。ゆえに本発明では、可変サイクルエンジンを設けるのにガスタービンエンジンが使用されるように、圧力比と流量とを相互に切り離す。ガスタービンエンジン、つまりターボファンエンジンなどのエンジンコアは、最大パワーを提供するために高流量・中高圧力比で回転するか、セミパワーで最大効率（つまり最低燃費）を提供するために低流量・高圧力比で回転することが可能である。
【００１５】
従来のガスタービンエンジンでは、燃焼室へ供給される燃料の量が増加するにつれて、ガス流量と圧力比の両方が上昇する。進歩性を持つガスタービンエンジンでは、低レベルの燃料供給でも高い圧力に到達することが可能である、つまりセミパワーにおいて高い運転水準でコンプレッサを作動させることが可能である。
【００１６】
「第１タービンの回転速度に応じてガスタービンエンジンにおけるガス流量に影響するのに第１タービンは適している」というのは、すなわち、第１タービンに関連する入口ステータがないことを意味する。通常、このようなステータはタービンの一部を形成すると考えられ、タービンのパワー出力を増大させるようにタービンロータへのガス流を渦流化するためタービンロータの上流に配置される。タービン入口ステータは、エンジン運転範囲の大部分にわたって流れが調節されるように配設されるのが普通である。これは、コンプレッサおよび燃焼器のエンジン部品の流れ設計を単純化する。調節されるガス流の流量は、下流タービンロータの回転速度の変化など下流の変化によって影響されない。対照的に、本発明のタービンでは、ガスが多かれ少なかれ軸方向にタービンロータへ流入できる。軸方向ガス流の流量は、タービンの回転速度に影響を受ける程度が（未調節）渦流よりも高い。
【００１７】
本発明の好都合な実施形態では、第１タービンの回転速度を制御するための手段は、第１コンプレッサの少なくとも１列のコンプレッサブレードの上流に配設された可変ガス流案内手段を包含し、可変ガス流案内手段は、第１コンプレッサの回転速度に影響するようにガス流を案内するのに適している。こうして、回転式に固定接続されているので、第１タービンの回転速度も影響を受ける。
【００１８】
例えば、第１コンプレッサの少なくとも１列のコンプレッサブレードへの入口流を若干の正渦流から若干の逆渦流へ変化させるのに、案内手段が使用される。これは、第１コンプレッサの、ゆえに第１シャフトおよび第１タービンの回転速度が低下することを意味する。従来のタービン入口ステータがないなどの第１タービンの機構のため、エンジンにおけるガス流量も減少する。
【００１９】
可変ガス流案内手段は、一組の可変ガス流案内翼を包含することが好ましい。このタイプの案内翼はそれ自体周知であり、そのため本発明への適応が容易である。
【００２０】
「可変ガス流案内手段が、第１コンプレッサの回転速度に影響するようにガス流を案内するのに適している」ということは、エンジンの運転中に第１コンプレッサを流れるガス、または少なくとも、案内手段の下流に配置された少なくとも１列のコンプレッサブレードに向かって流れるガスの渦流の程度に、この手段が影響を与える可能性があることを意味している。例えば、これらのコンプレッサブレードに向かって流れるガスの渦流に影響を与えるという案内手段の能力を大幅に低下させる他のいかなる部品も、案内手段とコンプレッサブレードとの間に配設されるべきではないということをこれが意味していることは、当該技術の熟練者には理解できる。この能力は、従来の可変コンプレッサ案内翼の能力にいくつかの点で類似している。しかし、このような従来の案内翼は、主としてコンプレッサ安定性を制御するのに使用されるのに対して、本発明の案内手段は、第１コンプレッサの回転速度を制御するための違う方法で制御される。
【００２１】
本発明の好都合な実施形態では、第１タービンの少なくとも１列のタービンブレードが燃焼室に長手方向に隣接して配設される。これは、タービンロータが燃焼室のすぐ下流に配設されることを意味し、さらに、燃焼室の下流で第１タービンの上流の領域には、ステータ翼（ノズルブレード）も類似のガス偏向部品も配設されないことを明白にする。こうして、ガスタービンエンジンの運転中にこの領域を流れるガス流の大きな偏向を防止するように、ガスタービンエンジンが配設されるのである。
【００２２】
本発明の好都合な実施形態では、ガスタービンエンジンは、第２シャフトにより回転式に固定接続された第２コンプレッサと第２タービンとを包含し、第２コンプレッサは燃焼室の上流に配設され、第２シャフトは第１シャフトに対して同心に配設され、第２タービンは第１タービンの下流に配置される。このようにして、ガスタービンエンジンの効率およびパワー出力が上昇する。効率を上昇させるため第１シャフトと反対方向に回転するように第２シャフトが配設されることが好ましい。
【００２３】
本発明の好都合な実施形態では、第２コンプレッサは第１コンプレッサの上流に配設される。このような設計により、部品の応力を低下させることと、より単純なベアリング機構を使用することとが可能になる。
【００２４】
本発明の好都合な実施形態では、第２コンプレッサの周囲で回転するように配設されたケースを第１コンプレッサが包含し、このケースは、第２コンプレッサに向かう内側方向に突出する複数列のコンプレッサブレードを備え、第１コンプレッサと第２コンプレッサとは重複している。このような逆回転コンプレッサにより、少ないエーロフォイルで高い圧力比を得ることが可能となる。
【００２５】
本発明の好都合な実施形態では、第１および第２コンプレッサが部分的にのみ重複するように、第２コンプレッサが第１コンプレッサよりも長い距離にわたって軸方向に延在する。第１コンプレッサの最上流列のコンプレッサブレードの上流に配置された複数列のコンプレッサブレードを、第２コンプレッサブレードが有することが好ましい。可変案内翼が１列のみ、つまり入口に設けられるので、完全に重複する逆回転コンプレッサが中程度の速度で回転することは困難である。逆回転コンプレッサを部分的重複状態で配設することにより、高い圧力比が望ましい場合に、コンプレッサの安定性にとって重要である（入口以外の）可変案内翼をコンプレッサにさらに数列設けることが可能になる。
【００２６】
このような逆回転コンプレッサでは、第１コンプレッサの上流に、そして第１コンプレッサの最上流列のコンプレッサブレードの上流に配置された複数列のコンプレッサブレードの下流に、可変ガス流案内手段が配置されることが好ましい。
【００２７】
本発明の好都合な実施形態では、第１コンプレッサの下流および燃焼室の上流に配置された第１支承フレームに、第１ロータ機構が装着され、第１ロータ機構は、第１コンプレッサと第１シャフトと第１タービンとを包含する。重複コンプレッサが使用される場合には、第１コンプレッサの上流に配置された第２支承フレームにも第１ロータ機構が装着されることが好ましい。こうして、シャフト間ベアリングがなくても有効なベアリング機構が得られる。可変ガス流案内手段は、第２支承フレームに装着されることが好ましい。
【００２８】
ガスタービンエンジンコアの半径は、第１コンプレッサの上流よりも第１コンプレッサと第２コンプレッサとが重複する距離において短いことが好ましい。ガスタービンエンジンの半径は、第２支承フレームまたはその周囲で下流方向に見て短くされることが好ましい。このような設計により、第１コンプレッサの上流のステータ・ロータ段が充分に高速で回転する、つまり充分に高いマッハ数で回転して、段ごとに高い圧力比が得られるのに対して、逆回転が加えられる下流の段では、過剰な衝撃損失を回避するのに充分な低速で回転できる。
【００２９】
本発明の好都合な実施形態では、第１タービンのタービンブレードが少なくとも６０°のブレード出口角を有する。ブレード出口角は、タービンが遅延調整された時に流量を充分に減少させるため、ブレード間のエリアを充分に狭くするのに充分なほど広くあるべきである。第１タービンのタービンブレードは、およそ４５度以下の傾斜を持つことが好ましい。コンプレッサの可変入口案内翼の適切な設定などにより、第１タービンが若干の負荷のみを受けている時のガス流を最大化するために、タービンブレードのプロフィールは少量の傾斜を持つべきである。
【００３０】
本発明の好都合な実施形態では、第１タービンの回転速度を制御するための手段は、第１シャフトから機械力を取り出すための機構を包含する。これは、代替手段として、または可変ガス流案内手段との組み合わせで使用できる。機械力を取り出すための機構が、第１シャフトに接続された発電機を包含することが好ましい。
【００３１】
本発明は、軸流ガスタービンエンジンのガス流量を制御するための方法にも関する。進歩性を持つ方法は、タービンの回転速度を制御するステップを包含し、タービンの回転速度に応じてガスタービンエンジンにおけるガス流量に影響するのに、タービンが適している。
【００３２】
進歩性を持つ方法の好都合な実施形態では、タービンに回転式に固定接続されたコンプレッサの少なくとも１列のコンプレッサブレードの上流に配設された可変ガス流案内手段を調節するステップを包含する。ガス流の逆渦流を増加させるか正渦流を減少させるように可変ガス流案内手段を調節することによりタービンの回転速度を低下させるステップを包含することが好ましい。
【００３３】
進歩性を持つ方法の好都合な実施形態では、タービンに回転式に固定接続されたシャフトから機械力を取り出すステップを包含する。
【００３４】
本発明は、第１コンプレッサを包含する第１ロータ機構と、第２コンプレッサを包含する第２ロータ機構とを包含する軸流ガスタービンエンジンに関しており、第１および第２ロータ機構は同心に配置されるとともに反対方向に回転するように配設され、第１コンプレッサは、第２コンプレッサの周囲で回転するように配設されたケースを包含し、このケースは、第２コンプレッサに向かう内側方向に突出する複数列のコンプレッサブレードを備え、第１コンプレッサと第２コンプレッサとは重複する。本発明では、第１および第２コンプレッサが部分的にのみ重複するように、第１コンプレッサより長い距離にわたって第２コンプレッサがガスタービンエンジンの軸方向に延在する。上述したように、このように部分的に重複する逆回転コンプレッサ機構によって、高い圧力比が望ましい場合にコンプレッサの安定性にとって重要である（入口以外の）可変案内翼をコンプレッサにさらに数列設けることが可能となる。このようなコンプレッサ機構を備えるガスタービンエンジンは、様々な用途で有益である。
【図面の簡単な説明】
【００３５】
以下に挙げる本発明の説明では、以下の図を参照する。
【図１】本発明によるガスタービンエンジンの好適な第一実施形態を概略図で示す。
【図２】図１に示されたタービンのタービンブレードのプロフィールを示す。
【図３】従来のタービンブレードのプロフィールを示す。
【図４】本発明によるガスタービンエンジンの好適な第二実施形態を概略図で示す。
【図５】本発明によるガスタービンエンジンの好適な第三実施形態を概略図で示す。
【図６】本発明によるガスタービンエンジンの好適な第四実施形態を概略図で示す。
【図７】本発明によるガスタービンエンジンの好適な第五実施形態を概略図で示す。
【発明を実施するための形態】
【００３６】
図１は、本発明の第一実施形態を概略図で示す。図１は、最も重要な部品を中心としており、進歩性を持つガスタービンエンジン１を最も単純な形で示す。ガスタービンエンジン１のエンジンコア２５には、コンプレッサ２２と燃焼室２３とタービン２４とが配設されている。ケーシング２６は、エンジンコア２５を画定する。コンプレッサ２２は、コンプレッサ２２の周方向に配設された１列のコンプレッサブレード２７を有し、タービン２４は、タービン２４の周方向に配設された１列のタービンブレード２８を有する。ガスタービンエンジン１の長手軸または中心線２０を中心として同心に配設されたシャフト２９を介して、コンプレッサ２２とタービン２４とが機能的に接続されている。長手軸２０は、上流方向２０ａおよび下流方向２０ｂに延在している。コンプレッサブレード２７の上流には、一組の可変入口案内翼３３が配置されている。
【００３７】
コンプレッサ２２とシャフト２９とタービン２４とは、コンプレッサ２２と燃焼室２３との間に配置されたコンプレッサ後部フレーム（ＣＲＦ）３２にベアリング３１を介して装着および支承されたロータ機構を形成する。
【００３８】
タービン２４のタービンブレード２８の列は、燃焼室２３の下流で長手方向に隣接して配置されている。「長手方向に隣接して」の表現は、記載された長手方向隣接部品の間に他のロータブレードの列および／またはステータ翼の列が存在しないことを意味する。これを表現する別の方法は、タービンブレード２８の列は、燃焼室２３のすぐ下流に配置されていると述べることである。
【００３９】
図１は、ガスタービンエンジン１のエンジンコア２５の上半分のみを示すことに言及しておく。エンジンコア２５の機構は、中心線２０の下でもほぼ同じである（鏡像反転している）。これは、本書の同タイプの図すべてに有効である。
【００４０】
コアガス流は、矢印３０で示されている。従来の方法において、コアガス流は、コンプレッサ２２（および他のコンプレッサ）を通過する時に圧縮され、燃料と混合されて燃焼室２３で燃焼され、燃焼室２３の下流で１枚または数枚のタービンを駆動するのに使用され、このタービンが対応のコンプレッサまたはファンを駆動する。コア画定部材２６の外側に、バイパスガス（空気）流が従来方法で配設されてもよい。これは、本発明のすべての実施形態について有効である。
【００４１】
図１に示された入口案内翼３３、コンプレッサ２２、シャフト２９、そしてタービン２４の主な機能は、エンジンコア２５内でのガス流量の制御を可能にすることである。こうして、圧力比を制御することと、ゆえに、異なる運転水準の間でコンプレッサの運転をシフトさせることが可能である。これは、可変サイクルガスタービンエンジンを設けるのにエンジンコア２５が使用されることを意味する。エンジンコア２５におけるガス流量の制御は、シャフト２９の回転速度を制御することによって達成される。
【００４２】
「ガス流量」の語により、本書では、淀み点温度における軸流速度と音速との間の比に比例する正規化ガス流が意味される。この正規化ガス流量は、流速（ｍ／ｓ）にも質量流量（ｋｇ／ｓ）にも等しくない。温度の変化は圧力よりも少ないため、本発明は質量流量よりもガスの流速に影響することに言及しておく。燃焼室へ供給される燃料の量は、ガスの流速よりも質量流量に影響することにも言及しておく。
【００４３】
図１に示されたガスタービンエンジン１と従来のガスタービンとの間には重要な設計上の相違がいくつか存在する。従来のガスタービンエンジンでは、タービンの主な目的は、ガス流からできる限り多くのエネルギーを抽出してこれを機械（回転）エネルギーに変換することである。この目的のため、従来のガスタービンエンジンは、タービンのパワー出力を増大させるように、燃焼室とタービンロータとの間にタービンロータへの流れを渦流化するためのノズルブレード（ステータ翼）を、そして入口ステータと協働してタービンおよびその対応シャフトの回転を発生させるのに特に適したタービンブレードを備える。対照的に、ここで説明するシステムでは、タービン２４とそのブレード２８との主な目的は、タービンパワー出力を発生させるばかりでなく、エンジンコア２５におけるガス流量の制御を容易にすることである。
【００４４】
このような設計上の相違の一例は、タービン２４が入口ステータと関連していない、つまりタービン２４にステータがないことである。ゆえに、図１に示された例では、タービンブレード２８の上流には入口ステータは配設されていない。こうしてガスは、タービンブレード２８に到達する時に、かなりの程度が軸方向に流れるのである。このようにガスタービンエンジン１を配設することにより、回転力を発生させるというタービン２４の能力が低下するが、他方ではタービン２４の回転速度がそこでのガス流量に効果を及ぼすことになる。
【００４５】
タービンの一部を成すと通常は考えられるステータである、タービン２４の上流に配置された従来のタービン入口ステータは、流れの向きを接線方向に変える、つまりタービンをできる限り効率的に回転させるように、そして調節されたガス流を発生させるように、タービンロータブレードの方へ流れを渦流化するのである。ガス流が調節される点よりも下流のロータは、ガス流量に効果を及ぼさない。さらに、流れが調節されないとしても、流れが接線方向というよりは軸方向に向けられる場合には、ガス流量に効果を及ぼすという下流ロータの能力が向上する。
【００４６】
図１に示されたエンジン１と大部分の従来ガスタービンとの別の設計上の相違は、タービンブレード２８のプロフィールである。図２は、タービンブレード２８のプロフィールを示す。軸方向のガス流の方向が、矢印３０で記されている。図３は、ガスタービンエンジンに使用するための一般的なタービンブレード２８ｂのプロフィールを示す。タービンステータによって向きを変えられた部分的に接線方向のガス流の方向は、矢印３０ｂで記されている。図２と３を比較すると、違うタイプのタービンブレード２８，２８ｂのプロフィールが異なっていることが分かるだろう。
【００４７】
図３に示された従来のタービンブレード２８ｂのプロフィールは、（タービンステータにより達成される）かなりの接線方向の偏向を流れが受けた時に有効となるように設計されている。このような従来のタービンブレード２８ｂは傾斜が強く、流れの流入速度または角度に関係なくやや大量の流れのみを通過させる。主として、本発明でこのようなブレード２８ｂが使用されてもよいが、ガス流の変化の規模、つまり第１タービン２４の回転速度が変化する時の最大および最小ガス流量の比はかなり小さいだろう。
【００４８】
タービンブレード２８のプロフィールは、大量の最大ガス流量を可能にするのにほとんど障害とならないという点において、ガス流量の制御を容易にするように設計されている。ブレード出口角β（図２参照）は、タービン２４が遅延調整される時に流量を充分に減少させるため、ブレード２８の間のエリアを充分に狭くするのに充分な大きさにすべきである。仮説上、ガスタービンエンジン１の運転中にシャフト２９が静止した場合には、タービン２４における、つまりタービンブレード２８の列における有効流面積は、（ブレード２８の長さがブレード２８の間の距離に等しいかこれより長いと仮定して）タービン２４の周囲の環状エンジンコア２５の面積のｃｏｓβにほぼ等しい。タービン２４が自由回転している場合、つまり、タービンブレード２８とガス流との間でエネルギーの伝達が何も行われない（またはごく少量のみ行われる）ように、ガス流に適した速度でタービン２４が回転する場合、そしてタービンブレード２８が薄くて直線状である場合には、有効流面積は環状コア面積に近づく。こうして、タービン２４／タービンシャフト２９の回転速度を変化させることにより、エンジンコア２５におけるガス流量が変化する。少なくとも理論上では、上述した終点（静止時および自由回転時）の間でタービンシャフト２９の回転速度を変化させることにより、ガス流量はせいぜい１：ｃｏｓβの間で変化する。理論的には、少なくとも２の係数変化が望ましい場合には、βは少なくとも６０°である（ｃｏｓ６０°＝０．５なので）。タービンブレード２８のブレード出口角βは、さらに大きいことが好ましい。
【００４９】
コンプレッサの可変入口案内翼３３の適切な設定により、タービン２４に加えられるのが軽い負荷のみである時にガス流を最大化するため、タービンブレード２８のプロフィールは傾斜が少量で厚みが少ない、つまり図３に示されたブレード２８ｂよりも傾斜が少量で厚みが少なくあるべきである。適当な傾斜は４５°以下であるが、これは用途にも左右される。
【００５０】
設計上というよりは機能上の性質であるが、図１に示されたエンジン１と大部分の従来ガスタービンとの間の他の相違は、コンプレッサブレード２７の上流に配置された一組の可変入口案内翼３３であり、この案内翼３３は、コンプレッサ２２、ゆえにシャフト２９およびタービン２４の回転速度に影響するようにガス流を案内するように配設される。主に、コンプレッサ２２の運転をより高い運転水準にする、つまり所与のガス流量での圧力を高くするようにガス流量を減少させるのに、案内翼３３が使用される。ガス流量を低下させるため、該当のコンプレッサ段、つまりこの例では単一の列のコンプレッサブレード２７への入口流の逆渦流を増加させる（正渦流を減少させることと同じ）ように、可変入口案内翼３３が制御される。この入口流の逆渦流を増加させることは、コンプレッサ２２が同じ回転速度でより多くの仕事量（エネルギー）をガス流に加えるという効果を持っている。仕事量が増加すると、シャフト２９を介して対応のタービン２４が付与するものよりも多くのトルクをコンプレッサ２２に吸収させることになる。こうしてロータ機構全体、つまりコンプレッサ２２とシャフト２９とタービン２４とが減速する。この低い回転速度では、ステータのないタービン２４はもはや同じ量のガス流を受容することができず、圧力が高くて流量が少ない流れを提供するようにコンプレッサの流れを絞る。ゆえに、この変化はコンプレッサ２２の運転水準を上昇させる。
【００５１】
可変コンプレッサ案内翼つまり可変コンプレッサステータは、それ自体周知である。しかし、進歩性を持つガスタービンエンジンでは、他の実施形態における可変入口案内翼３３および対応の案内翼は、別の機能を与える従来の動作と異なる方法で作動する。大まかに述べて、所定のロータ回転速度において案内翼３３がどの角度に配置されるかに相違が見られる。従来は、このようなステータは、高いまたはフルロータ速度では開位置に、低いロータ速度では閉じた正渦流位置に置かれる。本発明では、発明に関連するステータ、可変入口案内翼３３などは、いかなるロータ速度でも開位置または逆渦流位置に置かれる。従来の機能は、主としてコンプレッサの安定性を制御することであり、進歩性を持つガスタービンは、安定機能を実施する可変案内翼を備えることが好ましい。代わって本発明に関連する可変案内部材の機能は、主に、案内翼の下流のコンプレッサ段でのエネルギー伝達を制御することである。
【００５２】
図１に示されたコンプレッサ２２および／またはタービン２４は多段タイプである、つまり複数のブレード列を包含する。重要なのは、可変案内翼３３が少なくとも１列のコンプレッサブレードの上流に配置されることと、少なくとも第１列のタービンブレード、つまり最上流に配置されたタービンブレード列が、上述したようにガス流量に影響を与えられることである。
【００５３】
効率およびパワー出力を上昇させるため、またはターボファンエンジンを設けるように外部負荷または推進ファンを駆動するために、図１に概略図示されたガスタービンエンジン１が別のタービンを備えるのは、ごく当然のことである。
【００５４】
図４は、進歩性を持つガスタービンエンジンの第二実施形態を示す。この場合、ガスタービンエンジン１００は、二つの逆回転ロータ機構を包含する、つまり反対方向に回転するようにロータ機構が配設されるのである。第１ロータ機構は、第１シャフト１２９により機能的に接続された第１コンプレッサ１２２と第１タービン１２４とを包含する。この第１ロータ機構は、図１に示されたロータ機構に対応する。第２ロータ機構は、第２シャフト２２９を介して機能的に接続された第２コンプレッサ２２２と第２タービン２２４とを包含する。２本のシャフト１２９，２２９は、中心線２０を中心として同心に配設されている。
【００５５】
図１と同様に、ケーシング２６は、上述した部品を包囲してエンジンコア２５を画定する。長手軸２０を中心とする機構も類似している。
【００５６】
第１ロータ機構は、ベアリング１３１を介して、コンプレッサ後部フレーム（ＣＲＦ）３２（第１ロータ機構の後部／下流部）とコンプレッサ中央フレーム（ＣＭＦ）３２ｂ（第１ロータ機構の前部／上流部）とに装着されている。第２ロータ機構は、ベアリング２３１を介して、タービン中央フレーム（ＴＭＦ）３２ｃ（第２ロータ機構の後部／下流部）と中間ケース（ＩＭＣ）３２ｄ（第２ロータ構成の前部／上流部）とに装着されている。ゆえに、逆回転ロータ機構は、下流方向に順に四つのフレームＩＭＣ、ＣＭＦ、ＣＲＦ、ＴＭＦによって支承されている。ＩＭＣ３２ｄは、第２コンプレッサ２２２の上流に設けられている。ＣＭＦ３２ｂは、第１コンプレッサ１２２の上流で、第２コンプレッサ２２２に沿って下流方向ほぼ中ほどに設けられている。ＣＲＦ３２は、燃焼室２３と第１コンプレッサ１２２との間に設けられている。ＴＭＦ３２ｃは、第２タービン２２４の下流に設けられている。
【００５７】
第１ロータ機構のタービン区分は、図１に示されたものと類似している、つまり第１タービン１２４は、第１タービン１２４の周方向に配設された１列のタービンブレード１２８を有するのである。上述した理由のため、タービンブレード１２８は燃焼室２３に長手方向に隣接して配置されている、つまり燃焼室２３と第１タービン１２４のブレード１２８との間に設けられるステータ翼もロータブレードも存在しないのである。
【００５８】
第１コンプレッサ１２２は、周方向に配設された４列のコンプレッサブレード１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄを有する。コンプレッサブレード１２７ａの第１上流列は、続く下流コンプレッサブレード１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄを保持する回転ケースまたはスリーブ１２２ｂを支承するのに使用される。回転ケース１２２ｂは第２コンプレッサ２２２の下流部を中心として回転するように配設され、ガスは回転ケース１２２ｂと第２コンプレッサ２２２との間を流れる予定である。ゆえに、コンプレッサブレード１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄは、第２コンプレッサ２２２に向かう内側方向に回転ケース１２２ｂから突出するのである。
【００５９】
第１コンプレッサ１２２は、ＣＲＦ３２より上流で第２コンプレッサ２２２に部分的にのみ沿って延在するため、二つのコンプレッサ１２２，２２２は部分的にのみ重複している。第１組の可変入口案内翼１３３は、第１コンプレッサ１２２の上流つまりコンプレッサブレード１２７の列すべての上流において、可動フラップの形でＣＭＦ３２ｂに配置されている。
【００６０】
第２コンプレッサ２２２は、第１コンプレッサ１２２と比べてさらに上流まで延在し、ＣＭＦ３２ｂの上流と下流の両方に複数列のコンプレッサブレード２２７つまり複数のコンプレッサ段を備える。ＣＭＦ３２ｂとＣＲＦ３２との間において、３組または３列の第２コンプレッサブレード２２７の各々が２列の第１コンプレッサブレード１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄの間に配置されている。第２組の可変入口案内翼２３３は、第１コンプレッサ２２２の上流に配置されている。ＣＭＦ３２ｂの上流において２列のコンプレッサブレード２２７の間には、一組の可変（入口以外）案内翼２３３ｂも配置されている。これら２組の案内翼２３３，２３３ｂの目的は、安定した効率的なセミ速度運転を可能にすることである。
【００６１】
第２タービン２２４の主な目的は、（様々な目的に使用される）回転エネルギーを発生させることであり、そのため第２タービン２２４のタービンブレード２２８は、図３に示されたものと一致するプロフィールを有する。第１および第２タービン１２４，２２４の間には、ステータ翼（不図示）が配置されている。
【００６２】
図１に関連して説明されたものと同じように、第１タービン１２４およびそのブレード１２８の主な目的は、タービンパワー出力を発生させることの他に、エンジンコア２５のガス流量の制御を容易にすることである。そのため第１タービン１２４は、図１のタービン２４と同じように設計されている。
【００６３】
第１および第２コンプレッサ１２２，２２２はともに、エンジンコア２５において下流に向かうガス（空気）流を圧縮するのに有益である。
【００６４】
第１組の可変入口案内翼１３３、第１コンプレッサ１２２、第１シャフト１２９、そして第１タービン１２４の主な機能は、図１に関連して説明したのと同じように、エンジンコア２５におけるガス流量の制御を可能にすることである。これは、上述したのと同じ効果を持ち、同じように実行される、つまり、圧力比に影響を及ぼす第１ロータ機構の回転速度に影響を与えるのに、入口案内翼１３３が使用されるのである。
【００６５】
図４に示されたガスタービンエンジン１００は、少数のエーロフォイルで高い圧力比を得るため完全逆回転タービンおよびコンプレッサを使用する。第１コンプレッサ１２２に割り当てられた可変入口案内翼１３３が第２コンプレッサ２２２の半分程度下流に設けられるように、逆回転の第１および第２コンプレッサ１２２，２２２は部分的にのみ重複している。部分的または半分だけ重複した逆回転コンプレッサ１２２，２２２を配設することにより、以下の二つの問題が解決される。１）ステータのないタービン１２４はステータを備えるタービンと同様の仕事量を提供できず、重複により高い圧力比が得られる。２）１列のみの可変案内翼が入口に設けられているので、完全に重複する逆回転コンプレッサはセミ速度での回転が困難である。逆回転コンプレッサを部分的重複状態で配設することにより、高い圧力比が望ましい場合には、コンプレッサの安定性にとって重要である（入口以外）可変案内翼をコンプレッサにさらに数列設けることが可能になる。
【００６６】
図５は、本発明によるガスタービンエンジン５００の第三の好適な実施形態を概略図で示す。第三実施形態と図４に示された第二実施形態との相違は、ＣＭＦ３２ｂまたはその周囲で、エンジンコア２５の半径が下流方向に見ると減少することである。言い換えると、エンジンコア２５の半径、つまり長手軸２０とケーシング２６との間の距離は、第１コンプレッサ１２２の上流よりも、第１コンプレッサ１２２が配置されて逆回転が加えられる距離に沿っての方が短い。この設計により、ＣＭＦ３２ｂおよび第１コンプレッサ１２２の上流のステータ・ロータ段が充分な高速で回転する、つまり充分に高いマッハ数で回転して、段ごとに高い圧力比を提供することが可能であるのに対して、逆回転が加えられるＣＭＦ３２ｂの下流の段は、充分な低速で回転して過剰な衝撃損失を回避することができる。温度はコンプレッサ内で上昇して後部（下流）の段についてはマッハ数を減少させるので、エンジンコア半径が一定（図４）であってもこの現象は部分的に対処されるが、半径の変化はさらに最適な条件を与えることになる。半径の減少による付加的な長所は、一定半径の設計よりも低いハブ・先端半径比と長いブレードとを後部の段が有することである。こうして先端での漏出ばかりでなくシュラウドおよび先端での流損失を減少させ、こうして段の効率を上昇させる。
【００６７】
コンプレッサ区分の上流部と下流部との間でエンジンコア半径がどれほど異なっているべきかは、用途に左右される。
【００６８】
図６は、本発明によるガスタービンエンジン６００の好適な第四実施形態を概略図で示す。概して、回転ケーシング１２２ｂ（図４参照）に対する応力は、多段逆回転装置の逆回転ロータの速度を制限する。これを回避するため、単一段の逆回転コンプレッサを使用できる。このような場合には、コンプレッサ中央フレーム（ＣＭＦ）３２ｂのない、より単純なベアリング機構を使用できる。図６は、このようなタイプのガスタービンエンジンの一例を示す。
【００６９】
図６において、可変入口案内翼３３、第１ロータ機構（つまり第１コンプレッサ２２、第１シャフト２９、第１タービン２４）およびその装着点、エンジンコアケーシング２６などは、図１に示されたものと類似している。図４および５に示された実施形態と同じように、図６に示された実施形態は、第２コンプレッサ６２２と、タービンブレード６２８を備える第２タービン６２４とを含む。第１および第２コンプレッサ２２，６２２は逆回転するが、この例では重複していない。第２コンプレッサ６２２は第１コンプレッサ２２の上流に設けられ、図４に示されたものと同じように、ＩＭＣ６３２ｄおよびＴＭＦ６３２ｃでケーシング２６に装着されている。図６に示されたガスタービンエンジン６００は、主として上述したのと同じ方法で機能する。
【００７０】
図７は、本発明によるガスタービンエンジン７００の好適な第五実施形態を概略図で示す。これは、図６に示された実施形態の変形例であり、部品はかなりの程度で同一である。この例では、第１逆回転コンプレッサ７２２は、コンプレッサブレード７２７の追加列を包含する二段コンプレッサであり、第１コンプレッサ７２２は、（図４に示された実施形態と対照的に）回転ケースのない従来構造である。コンプレッサブレード２７，７２７の列の間には、付加的な可変案内翼７３３が配置されている。
【００７１】
図４乃至７に概略的に示されたガスタービンエンジンが、さらに数列のコンプレッサおよびタービンブレードと、タービン列の間のステータとに加えて、別のタービンとシャフトとコンプレッサ、例えば低圧（ＬＰ）コンプレッサとＬＰタービンとを接続するＬＰシャフトを備えてもよいことは言うまでもない。
【００７２】
示された図は概略的であることを指摘しておくべきである。例えば、図４および５に示されたケース１２２ｂは、これがケーシング２６に対して回転移動可能である独立部分であることを示すため、ケーシング２６よりもはるかに厚く描かれている。しかし、ケース１２２ｂがケーシング２６の一部を形成すると見なすことも可能であり、それは、これら二つのケーシング部品が一緒にエンジンコア２５を画定するからである。さらに、可変案内翼は、周知の手段によってケーシング２６に直接的または間接的に装着される。
【００７３】
二つのコンプレッサが「重複する」という表現により、他のコンプレッサのコンプレッサブレードの列のそれぞれ上流および下流に配置された少なくとも２列のコンプレッサブレードを、少なくとも１つのコンプレッサが有することを意味する。
【００７４】
本発明は概して、軸流ガスタービンエンジン、つまり航空機の推進のために配設されたガスタービンエンジンとともに他の目的で配設されたガスタービンエンジンにも適用可能である。
【００７５】
本発明は、上述した実施形態により制限されず、請求項の範囲内において様々な方法で変形されてもよい。例えば、第１タービン２４，１２４の回転速度を制御するための手段は、対応のコンプレッサ２２，１２２の回転速度に影響する可変ガス流案内手段を必ずしも含む必要はない。代替的に、または組み合わせで、回転速度を制御するための手段が、対応のシャフト２９，１２９から機械力を取り出すための機構を包含することが可能である。このような機構の例は、シャフト２９，１２９に接続された発電機であり、発電機は、シャフト／タービンの回転を減速する間に電気を発生させるのに使用される。
【００７６】
図は、シャフト間ベアリングのない逆回転ロータのための機能的ベアリング機構を示す。これは、ベアリングで高い相対回転速度が回避されるという点で好都合である。しかし本発明では、上述したのと同じ方法でロータ構成がベアリングおよび支承フレームに装着される必要はない。
【符号の説明】
【００７７】
１，１００，５００，６００，７００ ガスタービンエンジン
２０ 中心線
２０ａ 上流方向
２０ｂ 下流方向
２２ コンプレッサ
２３ 燃焼室
２４ タービン
２５ エンジンコア
２６ ケーシング
２７，６２７，７２７ コンプレッサブレード
２８ タービンブレード
２９ シャフト
３０ コアガス流の方向
３０ｂ ガス流の方向
３１ ベアリング
３２ コンプレッサ後部フレーム
３２ｂ コンプレッサ中央フレーム
３２ｃ，６３２ｃ タービン中央フレーム
３２ｄ，６３２ｄ 中間ケース
３３，６３３，６３３ｂ，７３３ 入口案内翼
１２２ 第１コンプレッサ
１２２ｂ 回転ケース
１２４ 第１タービン
１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ コンプレッサブレード
１２８ タービンブレード
１２９ 第１シャフト
１３１ ベアリング
１３３ 可変入口案内翼
２２２，６２２ 第２コンプレッサ
２２４，６２４ 第２タービン
２２７ 第２コンプレッサブレード
２２８，６２８ 第２タービンブレード
２２９，６２９ 第２シャフト
２３１ ベアリング
２３３，２３３ｂ 案内翼
７２２ 第１逆回転コンプレッサ
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンと、軸流ガスタービンエンジンのガス流量を制御するための方法とに関連する。本発明は特に、航空機の推進のために配設されたガスタービンエンジンに関連する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの燃費は、通常、セミパワー運転時の低い圧力と（圧縮空気と流入空気との間の）温度比とにより、フルパワー時よりもセミパワー時の方が高い。ガスタービンエンジンがセミパワー時に高い圧力および温度での運転を可能とするならば、かなりの燃費節約（大量生産のターボファン航空機エンジンではおよそ５％）を達成することが可能であるかもしれない。航空機ターボジェットエンジンなどの軸流ガスタービンエンジンに可変サイクルを適用することが、この目的のために有益であることが知られている。要するに、ガスタービンエンジンへの可変サイクルの適用は、ある種のエンジンの空気質量流量および圧力比が様々な運転モードに適応可能であることを意味する。可変サイクルガスタービンエンジンの効果は、例えば、特許文献１、特許文献２、そして非特許文献１に記載されている。
【０００３】
可変サイクルターボファンエンジンを実現するには、様々な方法がある。最も一般的な二つの方法は、可変ファン流または可変コア流を設けることである。これらのうち可変ファン流は、主として超音速航空機に有益である。
【０００４】
大部分の可変サイクルガスタービンエンジンは、エンジンの低圧部分の変化に左右される。一つの例は、熱交換サイクルで作動する可変低圧タービンを使用することである。しかし、これには大型で重い熱交換器が必要であり、耐久性／信頼性の欠点を潜在的に伴う。
【０００５】
別の例は可変タービン冷却を使用することであり、この場合には、最大効率が求められる巡航段階中にタービンの冷却および関連の損失が軽減される。しかし、温度および圧力の低下によるセミパワー運転の主要な非効率性に対処していないので、この概念は、充分なエネルギー節約の可能性を与えるものではない。
【０００６】
可変コア流ガスタービンエンジンの根拠となる理論は非常に有望なものであるが、この概念の実際の遂行には依然として問題が残っている。
【０００７】
可変コア流を実現するため、特許文献２は、高圧タービンエリアを変化させるための可変タービンステータブレードの使用を提案している。しかし、燃焼エリアの下流近くに配設された可変ブレードは、非常に高温の危険な環境に曝される。そのため、この解決法の欠点は、関係する部品の耐久性／信頼性に疑問が残ることである。
【０００８】
ゆえに、この分野での改良が依然として必要である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】米国特許第４，２８７，７１５号明細書
【特許文献２】米国特許第５，８０６，３０３号明細書
【非特許文献】
【００１０】
【非特許文献１】Ｌｕｎｄｂｌａｄｈ，Ａ．およびＡｖｅｌｌａｎ，Ｒ． 「亜音速航空輸送における可変サイクルエンジンの将来性」ＩＳＡＢＥ ２００７−１１５６，２００７
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
本発明の目的は、ガスタービンエンジン、特に、従来のガスタービンエンジンと比較して低燃費である航空機推進のためのガスタービンエンジンを提供することである。この目的は、独立クレーム１，２４，２８に含まれる技術的特徴により規定される装置および方法によって達成される。従属クレームは、本発明の好都合な実施形態、別の発展例、そして変形例を含む。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明は、第１コンプレッサの周方向に分配された少なくとも１列のコンプレッサブレードを備える第１コンプレッサと、燃焼室と、第１タービンの周方向に分配された少なくとも１列のタービンブレードを備える第１タービンとを連続流関係で包含し、第１コンプレッサと第１タービンとが第１シャフトによって回転式に固定接続される、ガスタービンエンジンに関する。
【００１３】
進歩性を持つガスタービンエンジンは、第１タービンの回転速度に応じてガスタービンエンジンにおけるガス流量に影響するのに第１タービンが適しており、第１タービンの回転速度を制御するための手段をガスタービンエンジンがさらに包含することを特徴とする。
【００１４】
ゆえに、進歩性を持つガスタービンエンジンでは、第１タービンの回転速度を制御することによりエンジンにおけるガス流量を変化させることが可能である。ガスタービンエンジンにおける流量を減少させることの効果は、全体的な圧力比、つまり燃焼室の圧力とガスタービンエンジンの主な空気入口での圧力との間の比が上昇することである。ゆえに本発明では、可変サイクルエンジンを設けるのにガスタービンエンジンが使用されるように、圧力比と流量とを相互に切り離す。ガスタービンエンジン、つまりターボファンエンジンなどのエンジンコアは、最大パワーを提供するために高流量・中高圧力比で回転するか、セミパワーで最大効率（つまり最低燃費）を提供するために低流量・高圧力比で回転することが可能である。
【００１５】
従来のガスタービンエンジンでは、燃焼室へ供給される燃料の量が増加するにつれて、ガス流量と圧力比の両方が上昇する。進歩性を持つガスタービンエンジンでは、低レベルの燃料供給でも高い圧力に到達することが可能である、つまりセミパワーにおいて高い運転水準でコンプレッサを作動させることが可能である。
【００１６】
「第１タービンの回転速度に応じてガスタービンエンジンにおけるガス流量に影響するのに第１タービンは適している」というのは、すなわち、第１タービンに関連する入口ステータがないことを意味する。通常、このようなステータはタービンの一部を形成すると考えられ、タービンのパワー出力を増大させるようにタービンロータへのガス流を渦流化するためタービンロータの上流に配置される。タービン入口ステータは、エンジン運転範囲の大部分にわたって流れが調節されるように配設されるのが普通である。これは、コンプレッサおよび燃焼器のエンジン部品の流れ設計を単純化する。調節されるガス流の流量は、下流タービンロータの回転速度の変化など下流の変化によって影響されない。対照的に、本発明のタービンでは、ガスが多かれ少なかれ軸方向にタービンロータへ流入できる。軸方向ガス流の流量は、タービンの回転速度に影響を受ける程度が（未調節）渦流よりも高い。
【００１７】
本発明の好都合な実施形態では、第１タービンの回転速度を制御するための手段は、第１コンプレッサの少なくとも１列のコンプレッサブレードの上流に配設された可変ガス流案内手段を包含し、可変ガス流案内手段は、第１コンプレッサの回転速度に影響するようにガス流を案内するのに適している。こうして、回転式に固定接続されているので、第１タービンの回転速度も影響を受ける。
【００１８】
例えば、第１コンプレッサの少なくとも１列のコンプレッサブレードへの入口流を若干の正渦流から若干の逆渦流へ変化させるのに、案内手段が使用される。これは、第１コンプレッサの、ゆえに第１シャフトおよび第１タービンの回転速度が低下することを意味する。従来のタービン入口ステータがないなどの第１タービンの機構のため、エンジンにおけるガス流量も減少する。
【００１９】
可変ガス流案内手段は、一組の可変ガス流案内翼を包含することが好ましい。このタイプの案内翼はそれ自体周知であり、そのため本発明への適応が容易である。
【００２０】
「可変ガス流案内手段が、第１コンプレッサの回転速度に影響するようにガス流を案内するのに適している」ということは、エンジンの運転中に第１コンプレッサを流れるガス、または少なくとも、案内手段の下流に配置された少なくとも１列のコンプレッサブレードに向かって流れるガスの渦流の程度に、この手段が影響を与える可能性があることを意味している。例えば、これらのコンプレッサブレードに向かって流れるガスの渦流に影響を与えるという案内手段の能力を大幅に低下させる他のいかなる部品も、案内手段とコンプレッサブレードとの間に配設されるべきではないということをこれが意味していることは、当該技術の熟練者には理解できる。この能力は、従来の可変コンプレッサ案内翼の能力にいくつかの点で類似している。しかし、このような従来の案内翼は、主としてコンプレッサ安定性を制御するのに使用されるのに対して、本発明の案内手段は、第１コンプレッサの回転速度を制御するための違う方法で制御される。
【００２１】
本発明の好都合な実施形態では、第１タービンの少なくとも１列のタービンブレードが燃焼室に長手方向に隣接して配設される。これは、タービンロータが燃焼室のすぐ下流に配設されることを意味し、さらに、燃焼室の下流で第１タービンの上流の領域には、ステータ翼（ノズルブレード）も類似のガス偏向部品も配設されないことを明白にする。こうして、ガスタービンエンジンの運転中にこの領域を流れるガス流の大きな偏向を防止するように、ガスタービンエンジンが配設されるのである。
【００２２】
本発明の好都合な実施形態では、ガスタービンエンジンは、第２シャフトにより回転式に固定接続された第２コンプレッサと第２タービンとを包含し、第２コンプレッサは燃焼室の上流に配設され、第２シャフトは第１シャフトに対して同心に配設され、第２タービンは第１タービンの下流に配置される。このようにして、ガスタービンエンジンの効率およびパワー出力が上昇する。効率を上昇させるため第１シャフトと反対方向に回転するように第２シャフトが配設されることが好ましい。
【００２３】
本発明の好都合な実施形態では、第２コンプレッサは第１コンプレッサの上流に配設される。このような設計により、部品の応力を低下させることと、より単純なベアリング機構を使用することとが可能になる。
【００２４】
本発明の好都合な実施形態では、第２コンプレッサの周囲で回転するように配設されたケースを第１コンプレッサが包含し、このケースは、第２コンプレッサに向かう内側方向に突出する複数列のコンプレッサブレードを備え、第１コンプレッサと第２コンプレッサとは重複している。このような逆回転コンプレッサにより、少ないエーロフォイルで高い圧力比を得ることが可能となる。
【００２５】
本発明の好都合な実施形態では、第１および第２コンプレッサが部分的にのみ重複するように、第２コンプレッサが第１コンプレッサよりも長い距離にわたって軸方向に延在する。第１コンプレッサの最上流列のコンプレッサブレードの上流に配置された複数列のコンプレッサブレードを、第２コンプレッサブレードが有することが好ましい。可変案内翼が１列のみ、つまり入口に設けられるので、完全に重複する逆回転コンプレッサが中程度の速度で回転することは困難である。逆回転コンプレッサを部分的重複状態で配設することにより、高い圧力比が望ましい場合に、コンプレッサの安定性にとって重要である（入口以外の）可変案内翼をコンプレッサにさらに数列設けることが可能になる。
【００２６】
このような逆回転コンプレッサでは、第１コンプレッサの上流に、そして第１コンプレッサの最上流列のコンプレッサブレードの上流に配置された複数列のコンプレッサブレードの下流に、可変ガス流案内手段が配置されることが好ましい。
【００２７】
本発明の好都合な実施形態では、第１コンプレッサの下流および燃焼室の上流に配置された第１支承フレームに、第１ロータ機構が装着され、第１ロータ機構は、第１コンプレッサと第１シャフトと第１タービンとを包含する。重複コンプレッサが使用される場合には、第１コンプレッサの上流に配置された第２支承フレームにも第１ロータ機構が装着されることが好ましい。こうして、シャフト間ベアリングがなくても有効なベアリング機構が得られる。可変ガス流案内手段は、第２支承フレームに装着されることが好ましい。
【００２８】
ガスタービンエンジンコアの半径は、第１コンプレッサの上流よりも第１コンプレッサと第２コンプレッサとが重複する距離において短いことが好ましい。ガスタービンエンジンの半径は、第２支承フレームまたはその周囲で下流方向に見て短くされることが好ましい。このような設計により、第１コンプレッサの上流のステータ・ロータ段が充分に高速で回転する、つまり充分に高いマッハ数で回転して、段ごとに高い圧力比が得られるのに対して、逆回転が加えられる下流の段では、過剰な衝撃損失を回避するのに充分な低速で回転できる。
【００２９】
本発明の好都合な実施形態では、第１タービンのタービンブレードが少なくとも６０°のブレード出口角を有する。ブレード出口角は、タービンが遅延調整された時に流量を充分に減少させるため、ブレード間のエリアを充分に狭くするのに充分なほど広くあるべきである。第１タービンのタービンブレードは、およそ４５度以下の傾斜を持つことが好ましい。コンプレッサの可変入口案内翼の適切な設定などにより、第１タービンが若干の負荷のみを受けている時のガス流を最大化するために、タービンブレードのプロフィールは少量の傾斜を持つべきである。
【００３０】
本発明の好都合な実施形態では、第１タービンの回転速度を制御するための手段は、第１シャフトから機械力を取り出すための機構を包含する。これは、代替手段として、または可変ガス流案内手段との組み合わせで使用できる。機械力を取り出すための機構が、第１シャフトに接続された発電機を包含することが好ましい。
【００３１】
本発明は、軸流ガスタービンエンジンのガス流量を制御するための方法にも関する。進歩性を持つ方法は、タービンの回転速度を制御するステップを包含し、タービンの回転速度に応じてガスタービンエンジンにおけるガス流量に影響するのに、タービンが適している。
【００３２】
進歩性を持つ方法の好都合な実施形態では、タービンに回転式に固定接続されたコンプレッサの少なくとも１列のコンプレッサブレードの上流に配設された可変ガス流案内手段を調節するステップを包含する。ガス流の逆渦流を増加させるか正渦流を減少させるように可変ガス流案内手段を調節することによりタービンの回転速度を低下させるステップを包含することが好ましい。
【００３３】
進歩性を持つ方法の好都合な実施形態では、タービンに回転式に固定接続されたシャフトから機械力を取り出すステップを包含する。
【００３４】
本発明は、第１コンプレッサを包含する第１ロータ機構と、第２コンプレッサを包含する第２ロータ機構とを包含する軸流ガスタービンエンジンに関しており、第１および第２ロータ機構は同心に配置されるとともに反対方向に回転するように配設され、第１コンプレッサは、第２コンプレッサの周囲で回転するように配設されたケースを包含し、このケースは、第２コンプレッサに向かう内側方向に突出する複数列のコンプレッサブレードを備え、第１コンプレッサと第２コンプレッサとは重複する。本発明では、第１および第２コンプレッサが部分的にのみ重複するように、第１コンプレッサより長い距離にわたって第２コンプレッサがガスタービンエンジンの軸方向に延在する。上述したように、このように部分的に重複する逆回転コンプレッサ機構によって、高い圧力比が望ましい場合にコンプレッサの安定性にとって重要である（入口以外の）可変案内翼をコンプレッサにさらに数列設けることが可能となる。このようなコンプレッサ機構を備えるガスタービンエンジンは、様々な用途で有益である。
【図面の簡単な説明】
【００３５】
以下に挙げる本発明の説明では、以下の図を参照する。
【図１】本発明によるガスタービンエンジンの好適な第一実施形態を概略図で示す。
【図２】図１に示されたタービンのタービンブレードのプロフィールを示す。
【図３】従来のタービンブレードのプロフィールを示す。
【図４】本発明によるガスタービンエンジンの好適な第二実施形態を概略図で示す。
【図５】本発明によるガスタービンエンジンの好適な第三実施形態を概略図で示す。
【図６】本発明によるガスタービンエンジンの好適な第四実施形態を概略図で示す。
【図７】本発明によるガスタービンエンジンの好適な第五実施形態を概略図で示す。
【発明を実施するための形態】
【００３６】
図１は、本発明の第一実施形態を概略図で示す。図１は、最も重要な部品を中心としており、進歩性を持つガスタービンエンジン１を最も単純な形で示す。ガスタービンエンジン１のエンジンコア２５には、コンプレッサ２２と燃焼室２３とタービン２４とが配設されている。ケーシング２６は、エンジンコア２５を画定する。コンプレッサ２２は、コンプレッサ２２の周方向に配設された１列のコンプレッサブレード２７を有し、タービン２４は、タービン２４の周方向に配設された１列のタービンブレード２８を有する。ガスタービンエンジン１の長手軸または中心線２０を中心として同心に配設されたシャフト２９を介して、コンプレッサ２２とタービン２４とが機能的に接続されている。長手軸２０は、上流方向２０ａおよび下流方向２０ｂに延在している。コンプレッサブレード２７の上流には、一組の可変入口案内翼３３が配置されている。
【００３７】
コンプレッサ２２とシャフト２９とタービン２４とは、コンプレッサ２２と燃焼室２３との間に配置されたコンプレッサ後部フレーム（ＣＲＦ）３２にベアリング３１を介して装着および支承されたロータ機構を形成する。
【００３８】
タービン２４のタービンブレード２８の列は、燃焼室２３の下流で長手方向に隣接して配置されている。「長手方向に隣接して」の表現は、記載された長手方向隣接部品の間に他のロータブレードの列および／またはステータ翼の列が存在しないことを意味する。これを表現する別の方法は、タービンブレード２８の列は、燃焼室２３のすぐ下流に配置されていると述べることである。
【００３９】
図１は、ガスタービンエンジン１のエンジンコア２５の上半分のみを示すことに言及しておく。エンジンコア２５の機構は、中心線２０の下でもほぼ同じである（鏡像反転している）。これは、本書の同タイプの図すべてに有効である。
【００４０】
コアガス流は、矢印３０で示されている。従来の方法において、コアガス流は、コンプレッサ２２（および他のコンプレッサ）を通過する時に圧縮され、燃料と混合されて燃焼室２３で燃焼され、燃焼室２３の下流で１枚または数枚のタービンを駆動するのに使用され、このタービンが対応のコンプレッサまたはファンを駆動する。コア画定部材２６の外側に、バイパスガス（空気）流が従来方法で配設されてもよい。これは、本発明のすべての実施形態について有効である。
【００４１】
図１に示された入口案内翼３３、コンプレッサ２２、シャフト２９、そしてタービン２４の主な機能は、エンジンコア２５内でのガス流量の制御を可能にすることである。こうして、圧力比を制御することと、ゆえに、異なる運転水準の間でコンプレッサの運転をシフトさせることが可能である。これは、可変サイクルガスタービンエンジンを設けるのにエンジンコア２５が使用されることを意味する。エンジンコア２５におけるガス流量の制御は、シャフト２９の回転速度を制御することによって達成される。
【００４２】
「ガス流量」の語により、本書では、淀み点温度における軸流速度と音速との間の比に比例する正規化ガス流が意味される。この正規化ガス流量は、流速（ｍ／ｓ）にも質量流量（ｋｇ／ｓ）にも等しくない。温度の変化は圧力よりも少ないため、本発明は質量流量よりもガスの流速に影響することに言及しておく。燃焼室へ供給される燃料の量は、ガスの流速よりも質量流量に影響することにも言及しておく。
【００４３】
図１に示されたガスタービンエンジン１と従来のガスタービンとの間には重要な設計上の相違がいくつか存在する。従来のガスタービンエンジンでは、タービンの主な目的は、ガス流からできる限り多くのエネルギーを抽出してこれを機械（回転）エネルギーに変換することである。この目的のため、従来のガスタービンエンジンは、タービンのパワー出力を増大させるように、燃焼室とタービンロータとの間にタービンロータへの流れを渦流化するためのノズルブレード（ステータ翼）を、そして入口ステータと協働してタービンおよびその対応シャフトの回転を発生させるのに特に適したタービンブレードを備える。対照的に、ここで説明するシステムでは、タービン２４とそのブレード２８との主な目的は、タービンパワー出力を発生させるばかりでなく、エンジンコア２５におけるガス流量の制御を容易にすることである。
【００４４】
このような設計上の相違の一例は、タービン２４が入口ステータと関連していない、つまりタービン２４にステータがないことである。ゆえに、図１に示された例では、タービンブレード２８の上流には入口ステータは配設されていない。こうしてガスは、タービンブレード２８に到達する時に、かなりの程度が軸方向に流れるのである。このようにガスタービンエンジン１を配設することにより、回転力を発生させるというタービン２４の能力が低下するが、他方ではタービン２４の回転速度がそこでのガス流量に効果を及ぼすことになる。
【００４５】
タービンの一部を成すと通常は考えられるステータである、タービン２４の上流に配置された従来のタービン入口ステータは、流れの向きを接線方向に変える、つまりタービンをできる限り効率的に回転させるように、そして調節されたガス流を発生させるように、タービンロータブレードの方へ流れを渦流化するのである。ガス流が調節される点よりも下流のロータは、ガス流量に効果を及ぼさない。さらに、流れが調節されないとしても、流れが接線方向というよりは軸方向に向けられる場合には、ガス流量に効果を及ぼすという下流ロータの能力が向上する。
【００４６】
図１に示されたエンジン１と大部分の従来ガスタービンとの別の設計上の相違は、タービンブレード２８のプロフィールである。図２は、タービンブレード２８のプロフィールを示す。軸方向のガス流の方向が、矢印３０で記されている。図３は、ガスタービンエンジンに使用するための一般的なタービンブレード２８ｂのプロフィールを示す。タービンステータによって向きを変えられた部分的に接線方向のガス流の方向は、矢印３０ｂで記されている。図２と３を比較すると、違うタイプのタービンブレード２８，２８ｂのプロフィールが異なっていることが分かるだろう。
【００４７】
図３に示された従来のタービンブレード２８ｂのプロフィールは、（タービンステータにより達成される）かなりの接線方向の偏向を流れが受けた時に有効となるように設計されている。このような従来のタービンブレード２８ｂは傾斜が強く、流れの流入速度または角度に関係なくやや大量の流れのみを通過させる。主として、本発明でこのようなブレード２８ｂが使用されてもよいが、ガス流の変化の規模、つまり第１タービン２４の回転速度が変化する時の最大および最小ガス流量の比はかなり小さいだろう。
【００４８】
タービンブレード２８のプロフィールは、大量の最大ガス流量を可能にするのにほとんど障害とならないという点において、ガス流量の制御を容易にするように設計されている。ブレード出口角β（図２参照）は、タービン２４が遅延調整される時に流量を充分に減少させるため、ブレード２８の間のエリアを充分に狭くするのに充分な大きさにすべきである。仮説上、ガスタービンエンジン１の運転中にシャフト２９が静止した場合には、タービン２４における、つまりタービンブレード２８の列における有効流面積は、（ブレード２８の長さがブレード２８の間の距離に等しいかこれより長いと仮定して）タービン２４の周囲の環状エンジンコア２５の面積のｃｏｓβにほぼ等しい。タービン２４が自由回転している場合、つまり、タービンブレード２８とガス流との間でエネルギーの伝達が何も行われない（またはごく少量のみ行われる）ように、ガス流に適した速度でタービン２４が回転する場合、そしてタービンブレード２８が薄くて直線状である場合には、有効流面積は環状コア面積に近づく。こうして、タービン２４／タービンシャフト２９の回転速度を変化させることにより、エンジンコア２５におけるガス流量が変化する。少なくとも理論上では、上述した終点（静止時および自由回転時）の間でタービンシャフト２９の回転速度を変化させることにより、ガス流量はせいぜい１：ｃｏｓβの間で変化する。理論的には、少なくとも２の係数変化が望ましい場合には、βは少なくとも６０°である（ｃｏｓ６０°＝０．５なので）。タービンブレード２８のブレード出口角βは、さらに大きいことが好ましい。
【００４９】
コンプレッサの可変入口案内翼３３の適切な設定により、タービン２４に加えられるのが軽い負荷のみである時にガス流を最大化するため、タービンブレード２８のプロフィールは傾斜が少量で厚みが少ない、つまり図３に示されたブレード２８ｂよりも傾斜が少量で厚みが少なくあるべきである。適当な傾斜は４５°以下であるが、これは用途にも左右される。
【００５０】
設計上というよりは機能上の性質であるが、図１に示されたエンジン１と大部分の従来ガスタービンとの間の他の相違は、コンプレッサブレード２７の上流に配置された一組の可変入口案内翼３３であり、この案内翼３３は、コンプレッサ２２、ゆえにシャフト２９およびタービン２４の回転速度に影響するようにガス流を案内するように配設される。主に、コンプレッサ２２の運転をより高い運転水準にする、つまり所与のガス流量での圧力を高くするようにガス流量を減少させるのに、案内翼３３が使用される。ガス流量を低下させるため、該当のコンプレッサ段、つまりこの例では単一の列のコンプレッサブレード２７への入口流の逆渦流を増加させる（正渦流を減少させることと同じ）ように、可変入口案内翼３３が制御される。この入口流の逆渦流を増加させることは、コンプレッサ２２が同じ回転速度でより多くの仕事量（エネルギー）をガス流に加えるという効果を持っている。仕事量が増加すると、シャフト２９を介して対応のタービン２４が付与するものよりも多くのトルクをコンプレッサ２２に吸収させることになる。こうしてロータ機構全体、つまりコンプレッサ２２とシャフト２９とタービン２４とが減速する。この低い回転速度では、ステータのないタービン２４はもはや同じ量のガス流を受容することができず、圧力が高くて流量が少ない流れを提供するようにコンプレッサの流れを絞る。ゆえに、この変化はコンプレッサ２２の運転水準を上昇させる。
【００５１】
可変コンプレッサ案内翼つまり可変コンプレッサステータは、それ自体周知である。しかし、進歩性を持つガスタービンエンジンでは、他の実施形態における可変入口案内翼３３および対応の案内翼は、別の機能を与える従来の動作と異なる方法で作動する。大まかに述べて、所定のロータ回転速度において案内翼３３がどの角度に配置されるかに相違が見られる。従来は、このようなステータは、高いまたはフルロータ速度では開位置に、低いロータ速度では閉じた正渦流位置に置かれる。本発明では、発明に関連するステータ、可変入口案内翼３３などは、いかなるロータ速度でも開位置または逆渦流位置に置かれる。従来の機能は、主としてコンプレッサの安定性を制御することであり、進歩性を持つガスタービンは、安定機能を実施する可変案内翼を備えることが好ましい。代わって本発明に関連する可変案内部材の機能は、主に、案内翼の下流のコンプレッサ段でのエネルギー伝達を制御することである。
【００５２】
図１に示されたコンプレッサ２２および／またはタービン２４は多段タイプである、つまり複数のブレード列を包含する。重要なのは、可変案内翼３３が少なくとも１列のコンプレッサブレードの上流に配置されることと、少なくとも第１列のタービンブレード、つまり最上流に配置されたタービンブレード列が、上述したようにガス流量に影響を与えられることである。
【００５３】
効率およびパワー出力を上昇させるため、またはターボファンエンジンを設けるように外部負荷または推進ファンを駆動するために、図１に概略図示されたガスタービンエンジン１が別のタービンを備えるのは、ごく当然のことである。
【００５４】
図４は、進歩性を持つガスタービンエンジンの第二実施形態を示す。この場合、ガスタービンエンジン１００は、二つの逆回転ロータ機構を包含する、つまり反対方向に回転するようにロータ機構が配設されるのである。第１ロータ機構は、第１シャフト１２９により機能的に接続された第１コンプレッサ１２２と第１タービン１２４とを包含する。この第１ロータ機構は、図１に示されたロータ機構に対応する。第２ロータ機構は、第２シャフト２２９を介して機能的に接続された第２コンプレッサ２２２と第２タービン２２４とを包含する。２本のシャフト１２９，２２９は、中心線２０を中心として同心に配設されている。
【００５５】
図１と同様に、ケーシング２６は、上述した部品を包囲してエンジンコア２５を画定する。長手軸２０を中心とする機構も類似している。
【００５６】
第１ロータ機構は、ベアリング１３１を介して、コンプレッサ後部フレーム（ＣＲＦ）３２（第１ロータ機構の後部／下流部）とコンプレッサ中央フレーム（ＣＭＦ）３２ｂ（第１ロータ機構の前部／上流部）とに装着されている。第２ロータ機構は、ベアリング２３１を介して、タービン中央フレーム（ＴＭＦ）３２ｃ（第２ロータ機構の後部／下流部）と中間ケース（ＩＭＣ）３２ｄ（第２ロータ構成の前部／上流部）とに装着されている。ゆえに、逆回転ロータ機構は、下流方向に順に四つのフレームＩＭＣ、ＣＭＦ、ＣＲＦ、ＴＭＦによって支承されている。ＩＭＣ３２ｄは、第２コンプレッサ２２２の上流に設けられている。ＣＭＦ３２ｂは、第１コンプレッサ１２２の上流で、第２コンプレッサ２２２に沿って下流方向ほぼ中ほどに設けられている。ＣＲＦ３２は、燃焼室２３と第１コンプレッサ１２２との間に設けられている。ＴＭＦ３２ｃは、第２タービン２２４の下流に設けられている。
【００５７】
第１ロータ機構のタービン区分は、図１に示されたものと類似している、つまり第１タービン１２４は、第１タービン１２４の周方向に配設された１列のタービンブレード１２８を有するのである。上述した理由のため、タービンブレード１２８は燃焼室２３に長手方向に隣接して配置されている、つまり燃焼室２３と第１タービン１２４のブレード１２８との間に設けられるステータ翼もロータブレードも存在しないのである。
【００５８】
第１コンプレッサ１２２は、周方向に配設された４列のコンプレッサブレード１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄを有する。コンプレッサブレード１２７ａの第１上流列は、続く下流コンプレッサブレード１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄを保持する回転ケースまたはスリーブ１２２ｂを支承するのに使用される。回転ケース１２２ｂは第２コンプレッサ２２２の下流部を中心として回転するように配設され、ガスは回転ケース１２２ｂと第２コンプレッサ２２２との間を流れる予定である。ゆえに、コンプレッサブレード１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄは、第２コンプレッサ２２２に向かう内側方向に回転ケース１２２ｂから突出するのである。
【００５９】
第１コンプレッサ１２２は、ＣＲＦ３２より上流で第２コンプレッサ２２２に部分的にのみ沿って延在するため、二つのコンプレッサ１２２，２２２は部分的にのみ重複している。第１組の可変入口案内翼１３３は、第１コンプレッサ１２２の上流つまりコンプレッサブレード１２７の列すべての上流において、可動フラップの形でＣＭＦ３２ｂに配置されている。
【００６０】
第２コンプレッサ２２２は、第１コンプレッサ１２２と比べてさらに上流まで延在し、ＣＭＦ３２ｂの上流と下流の両方に複数列のコンプレッサブレード２２７つまり複数のコンプレッサ段を備える。ＣＭＦ３２ｂとＣＲＦ３２との間において、３組または３列の第２コンプレッサブレード２２７の各々が２列の第１コンプレッサブレード１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄの間に配置されている。第２組の可変入口案内翼２３３は、第１コンプレッサ２２２の上流に配置されている。ＣＭＦ３２ｂの上流において２列のコンプレッサブレード２２７の間には、一組の可変（入口以外）案内翼２３３ｂも配置されている。これら２組の案内翼２３３，２３３ｂの目的は、安定した効率的なセミ速度運転を可能にすることである。
【００６１】
第２タービン２２４の主な目的は、（様々な目的に使用される）回転エネルギーを発生させることであり、そのため第２タービン２２４のタービンブレード２２８は、図３に示されたものと一致するプロフィールを有する。第１および第２タービン１２４，２２４の間には、ステータ翼（不図示）が配置されている。
【００６２】
図１に関連して説明されたものと同じように、第１タービン１２４およびそのブレード１２８の主な目的は、タービンパワー出力を発生させることの他に、エンジンコア２５のガス流量の制御を容易にすることである。そのため第１タービン１２４は、図１のタービン２４と同じように設計されている。
【００６３】
第１および第２コンプレッサ１２２，２２２はともに、エンジンコア２５において下流に向かうガス（空気）流を圧縮するのに有益である。
【００６４】
第１組の可変入口案内翼１３３、第１コンプレッサ１２２、第１シャフト１２９、そして第１タービン１２４の主な機能は、図１に関連して説明したのと同じように、エンジンコア２５におけるガス流量の制御を可能にすることである。これは、上述したのと同じ効果を持ち、同じように実行される、つまり、圧力比に影響を及ぼす第１ロータ機構の回転速度に影響を与えるのに、入口案内翼１３３が使用されるのである。
【００６５】
図４に示されたガスタービンエンジン１００は、少数のエーロフォイルで高い圧力比を得るため完全逆回転タービンおよびコンプレッサを使用する。第１コンプレッサ１２２に割り当てられた可変入口案内翼１３３が第２コンプレッサ２２２の半分程度下流に設けられるように、逆回転の第１および第２コンプレッサ１２２，２２２は部分的にのみ重複している。部分的または半分だけ重複した逆回転コンプレッサ１２２，２２２を配設することにより、以下の二つの問題が解決される。１）ステータのないタービン１２４はステータを備えるタービンと同様の仕事量を提供できず、重複により高い圧力比が得られる。２）１列のみの可変案内翼が入口に設けられているので、完全に重複する逆回転コンプレッサはセミ速度での回転が困難である。逆回転コンプレッサを部分的重複状態で配設することにより、高い圧力比が望ましい場合には、コンプレッサの安定性にとって重要である（入口以外）可変案内翼をコンプレッサにさらに数列設けることが可能になる。
【００６６】
図５は、本発明によるガスタービンエンジン５００の第三の好適な実施形態を概略図で示す。第三実施形態と図４に示された第二実施形態との相違は、ＣＭＦ３２ｂまたはその周囲で、エンジンコア２５の半径が下流方向に見ると減少することである。言い換えると、エンジンコア２５の半径、つまり長手軸２０とケーシング２６との間の距離は、第１コンプレッサ１２２の上流よりも、第１コンプレッサ１２２が配置されて逆回転が加えられる距離に沿っての方が短い。この設計により、ＣＭＦ３２ｂおよび第１コンプレッサ１２２の上流のステータ・ロータ段が充分な高速で回転する、つまり充分に高いマッハ数で回転して、段ごとに高い圧力比を提供することが可能であるのに対して、逆回転が加えられるＣＭＦ３２ｂの下流の段は、充分な低速で回転して過剰な衝撃損失を回避することができる。温度はコンプレッサ内で上昇して後部（下流）の段についてはマッハ数を減少させるので、エンジンコア半径が一定（図４）であってもこの現象は部分的に対処されるが、半径の変化はさらに最適な条件を与えることになる。半径の減少による付加的な長所は、一定半径の設計よりも低いハブ・先端半径比と長いブレードとを後部の段が有することである。こうして先端での漏出ばかりでなくシュラウドおよび先端での流損失を減少させ、こうして段の効率を上昇させる。
【００６７】
コンプレッサ区分の上流部と下流部との間でエンジンコア半径がどれほど異なっているべきかは、用途に左右される。
【００６８】
図６は、本発明によるガスタービンエンジン６００の好適な第四実施形態を概略図で示す。概して、回転ケーシング１２２ｂ（図４参照）に対する応力は、多段逆回転装置の逆回転ロータの速度を制限する。これを回避するため、単一段の逆回転コンプレッサを使用できる。このような場合には、コンプレッサ中央フレーム（ＣＭＦ）３２ｂのない、より単純なベアリング機構を使用できる。図６は、このようなタイプのガスタービンエンジンの一例を示す。
【００６９】
図６において、可変入口案内翼３３、第１ロータ機構（つまり第１コンプレッサ２２、第１シャフト２９、第１タービン２４）およびその装着点、エンジンコアケーシング２６などは、図１に示されたものと類似している。図４および５に示された実施形態と同じように、図６に示された実施形態は、第２コンプレッサ６２２と、タービンブレード６２８を備える第２タービン６２４とを含む。第１および第２コンプレッサ２２，６２２は逆回転するが、この例では重複していない。第２コンプレッサ６２２は第１コンプレッサ２２の上流に設けられ、図４に示されたものと同じように、ＩＭＣ６３２ｄおよびＴＭＦ６３２ｃでケーシング２６に装着されている。図６に示されたガスタービンエンジン６００は、主として上述したのと同じ方法で機能する。
【００７０】
図７は、本発明によるガスタービンエンジン７００の好適な第五実施形態を概略図で示す。これは、図６に示された実施形態の変形例であり、部品はかなりの程度で同一である。この例では、第１逆回転コンプレッサ７２２は、コンプレッサブレード７２７の追加列を包含する二段コンプレッサであり、第１コンプレッサ７２２は、（図４に示された実施形態と対照的に）回転ケースのない従来構造である。コンプレッサブレード２７，７２７の列の間には、付加的な可変案内翼７３３が配置されている。
【００７１】
図４乃至７に概略的に示されたガスタービンエンジンが、さらに数列のコンプレッサおよびタービンブレードと、タービン列の間のステータとに加えて、別のタービンとシャフトとコンプレッサ、例えば低圧（ＬＰ）コンプレッサとＬＰタービンとを接続するＬＰシャフトを備えてもよいことは言うまでもない。
【００７２】
示された図は概略的であることを指摘しておくべきである。例えば、図４および５に示されたケース１２２ｂは、これがケーシング２６に対して回転移動可能である独立部分であることを示すため、ケーシング２６よりもはるかに厚く描かれている。しかし、ケース１２２ｂがケーシング２６の一部を形成すると見なすことも可能であり、それは、これら二つのケーシング部品が一緒にエンジンコア２５を画定するからである。さらに、可変案内翼は、周知の手段によってケーシング２６に直接的または間接的に装着される。
【００７３】
二つのコンプレッサが「重複する」という表現により、他のコンプレッサのコンプレッサブレードの列のそれぞれ上流および下流に配置された少なくとも２列のコンプレッサブレードを、少なくとも１つのコンプレッサが有することを意味する。
【００７４】
本発明は概して、軸流ガスタービンエンジン、つまり航空機の推進のために配設されたガスタービンエンジンとともに他の目的で配設されたガスタービンエンジンにも適用可能である。
【００７５】
本発明は、上述した実施形態により制限されず、請求項の範囲内において様々な方法で変形されてもよい。例えば、第１タービン２４，１２４の回転速度を制御するための手段は、対応のコンプレッサ２２，１２２の回転速度に影響する可変ガス流案内手段を必ずしも含む必要はない。代替的に、または組み合わせで、回転速度を制御するための手段が、対応のシャフト２９，１２９から機械力を取り出すための機構を包含することが可能である。このような機構の例は、シャフト２９，１２９に接続された発電機であり、発電機は、シャフト／タービンの回転を減速する間に電気を発生させるのに使用される。
【００７６】
図は、シャフト間ベアリングのない逆回転ロータのための機能的ベアリング機構を示す。これは、ベアリングで高い相対回転速度が回避されるという点で好都合である。しかし本発明では、上述したのと同じ方法でロータ構成がベアリングおよび支承フレームに装着される必要はない。
【符号の説明】
【００７７】
１，１００，５００，６００，７００ ガスタービンエンジン
２０ 中心線
２０ａ 上流方向
２０ｂ 下流方向
２２ コンプレッサ
２３ 燃焼室
２４ タービン
２５ エンジンコア
２６ ケーシング
２７，６２７，７２７ コンプレッサブレード
２８ タービンブレード
２９ シャフト
３０ コアガス流の方向
３０ｂ ガス流の方向
３１ ベアリング
３２ コンプレッサ後部フレーム
３２ｂ コンプレッサ中央フレーム
３２ｃ，６３２ｃ タービン中央フレーム
３２ｄ，６３２ｄ 中間ケース
３３，６３３，６３３ｂ，７３３ 入口案内翼
１２２ 第１コンプレッサ
１２２ｂ 回転ケース
１２４ 第１タービン
１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ コンプレッサブレード
１２８ タービンブレード
１２９ 第１シャフト
１３１ ベアリング
１３３ 可変入口案内翼
２２２，６２２ 第２コンプレッサ
２２４，６２４ 第２タービン
２２７ 第２コンプレッサブレード
２２８，６２８ 第２タービンブレード
２２９，６２９ 第２シャフト
２３１ ベアリング
２３３，２３３ｂ 案内翼
７２２ 第１逆回転コンプレッサ
【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）の周方向に分配された少なくとも１列のコンプレッサブレード（２７，１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ，７２７）を備える第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）と、
燃焼室（２３）と、
前記第１タービン（２４，１２４）の周方向に分配された少なくとも１列のタービンブレード（２８，１２８）を備える第１タービン（２４，１２４）と、
を連続流関係で包含し、
前記第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）と前記第１タービン（２４，１２４）とが、第１シャフト（２９，１２９）により回転式に固定接続される、
ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）において、
前記第１タービン（２４，１２４）の回転速度に応じて前記ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）におけるガス流量に影響するのに前記第１タービン（２４，１２４）が適しており、
前記ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）がさらに、前記第１タービン（２４，１２４）の回転速度を制御するための手段（３３，１３３，７３３）を包含すること、
を特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記第１タービン（２４，１２４）の回転速度を制御するための前記手段が、前記第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）の少なくとも１列のコンプレッサブレード（２７，１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ，７２７）の上流に配設された可変ガス流案内手段（３３，１３３，７３３）を包含し、前記可変ガス流案内手段（３３，１３３，７３３）が、前記第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）の回転速度に影響するようにガス流を案内するのに適していること、
を特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項３】
前記可変ガス流案内手段が、１組の可変ガス流案内翼（３３，１３３，７３３）を包含すること、
を特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項４】
前記第１タービン（２４，１２４）の前記少なくとも１列のタービンブレード（２８，１２８）が、前記燃焼室（２３）に長手方向に隣接して配設されること、
を特徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項５】
第２シャフト（２２９，６２９）により回転式に固定接続された第２コンプレッサ（２２２，６２２）と第２タービン（２２４，６２４）とを包含し、前記第２コンプレッサ（２２２，６２２）が前記燃焼室（２３）の上流に配設され、前記第２シャフト（２２９，６２９）が前記第１シャフト（２９，１２９）に対して同心に配設され、前記第２タービン（２２４，６２４）が前記第１タービン（２４，１２４）の下流に配置されること、
を特徴とする請求項１乃至４のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項６】
前記第２シャフト（２２９，６２９）が、前記第１シャフト（２９，１２９）に対して反対方向に回転するように配設されること、
を特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項７】
前記第２コンプレッサ（６２２）が前記第１コンプレッサ（２２）の上流に配設されること、
を特徴とする請求項５または６に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項８】
前記第１コンプレッサ（１２２）が、前記第２コンプレッサ（２２２）の周囲で回転するように配設されたケース（１２２ｂ）を包含し、前記第２コンプレッサ（２２２）へ向かう内側方向に突出する複数列のコンプレッサブレード（１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ）を前記ケース（１２２ｂ）が備え、前記第１コンプレッサ（１２２）と前記第２コンプレッサ（２２２）とが重複すること、
を特徴とする請求項６に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項９】
前記第１および第２コンプレッサが部分的にのみ重複するように、前記第２コンプレッサ（２２２）が前記第１コンプレッサ（１２２）より長い距離にわたって軸方向に延在すること、
を特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
前記第１コンプレッサ（１２２）の最上流の列のコンプレッサブレード（１２７ａ）の上流に配置された複数列のコンプレッサブレード（２２７）を前記第２コンプレッサ（２２２）が有すること、
を特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項１１】
前記第１コンプレッサ（１２２）の上流で、前記第１コンプレッサ（１２２）のコンプレッサブレード（１２７ａ）の最上流の列の上流に配置された前記複数列のコンプレッサブレード（２２７）の下流に、前記可変ガス流案内手段（１３３）が配置されること、
を特徴とする請求項２および１０に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項１２】
前記第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）の下流で前記燃焼室（２３）の上流に配置された第１支承フレーム（３２）に、第１ロータ機構が装着されて、前記第１ロータ機構が、前記第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）と前記第１シャフト（２９，１２９）と前記第１タービン（２４，１２４）とを包含すること、
を特徴とする請求項１乃至１１のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項１３】
前記第１コンプレッサ（１２２）の上流に配置された第２支承フレーム（３２ｂ）にも前記第１ロータ機構が装着されること、
を特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項１４】
前記可変ガス流案内手段（１３３）が前記第２支承フレーム（３２ｂ）に装着されること、
を特徴とする請求項１１または１３に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項１５】
ガスタービンエンジンコア（２５）の半径が、前記第１コンプレッサ（１２２）の上流よりも、前記第１コンプレッサ（１２２）と前記第２コンプレッサ（２２２）とが重複する距離において短いこと、
を特徴とする請求項８乃至１１のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項１６】
前記ガスタービンエンジンコア（２５）の半径が、前記第２支承フレーム（３２ｂ）および前記第２支承フレームの周囲において下流方向に見て短くなること、
を特徴とする請求項１３または１５に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１７】
前記第１タービン（２４，１２４）の前記タービンブレード（２８，１２８）が少なくとも６０°のブレード出口角（β）を有すること、
を特徴とする請求項１乃至１６のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項１８】
前記第１タービン（２４，１２４）の前記タービンブレード（２８，１２８）がおよそ４５°以下の傾斜を有すること、
を特徴とする請求項１乃至１７のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項１９】
前記第１タービン（２４，１２４）の前記タービンブレード（２８，１２８）が、前記第２タービン（２２４，６２４）の前記タービンブレード（２２８，６２８）よりも少量の傾斜と少ない厚みとを有すること、
を特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２０】
前記第１タービン（２４，１２４）の回転速度を制御するための前記手段が、前記第１シャフト（２９，１２９）から機械力を取り出すための機構を包含すること、
を特徴とする請求項１乃至１９のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項２１】
機械力を取り出すための前記機構が、前記第１シャフト（２９，１２９）に接続された発電機を包含すること、
を特徴とする請求項２０に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項２２】
前記第１タービン（２４，１２４）のエンジンコア（２５）が配置される前記ガスタービンエンジンのエンジンコア（２５）をケーシング（２６）が画定すること、
を特徴とする請求項１乃至２１のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項２３】
前記ガスタービンエンジンが、航空機の推進のために配設されたターボファンエンジンであること、
を特徴とする請求項１乃至２２のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項２４】
軸流ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）のガス流量を制御するための方法において、
タービン（２４，１２４）の回転速度を制御するステップであって、前記タービン（２４，１２４）の回転速度に応じて前記ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）におけるガス流量に影響を与えるのに前記タービン（２４，１２４）が適しているステップ、
を包含することを特徴とする方法。
【請求項２５】
前記タービン（２４，１２４）に回転式に固定接続されたコンプレッサ（２２，１２２，７２２）の少なくとも１列のコンプレッサブレード（２７，１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ，７２７）の上流に配設された可変ガス流案内手段（３３，１３３，７３３）を調節するステップ、
を包含することを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項２６】
前記ガス流の逆渦流を増加させるか正渦流を減少させるように前記可変ガス流案内手段（３３，１３３，７３３）を調節することにより、前記タービン（２４，１２４）の回転速度を低下させるステップ、
を包含することを特徴とする請求項２５に記載の方法。
【請求項２７】
前記タービン（２４，１２４）に回転式に固定接続されたシャフト（２９，１２９）から機械力を取り出すステップ、
を包含することを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項２８】
第１コンプレッサ（１２２）を包含する第１ロータ機構と、
第２コンプレッサ（２２２）を包含する第２ロータ機構と、
を包含し、
前記第１および第２ロータ機構が、同心に配置されるとともに、反対方向に回転するように配設され、
前記第２コンプレッサ（２２２）の周囲で回転するように配設されたケース（１２２ｂ）を前記第１コンプレッサ（１２２）が包含し、前記第２コンプレッサ（２２２）に向かう内側方向に突出する複数列のコンプレッサブレード（１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ）を前記ケース（１２２ｂ）が備え、前記第１コンプレッサ（１２２）と前記第２コンプレッサ（２２２）とが重複する、
軸流ガスタービンエンジン（１００，５００）において、
前記第１および第２コンプレッサが部分的にのみ重複するように、前記ガスタービンエンジン（１００，５００）の軸方向において、前記第２コンプレッサ（２２２）が前記第１コンプレッサ（１２２）よりも長い距離にわたって延在すること、
を特徴とする軸流ガスタービンエンジン。
【請求項２９】
前記第１コンプレッサ（１２２）の最上流の列のコンプレッサブレード（１２７ａ）の上流に配置された複数列のコンプレッサブレード（２２７）を前記第２コンプレッサ（２２２）が有すること、
を特徴とする請求項２８に記載のガスタービンエンジン（１００，５００）。
【請求項３０】
前記第１ロータ機構が、前記第１コンプレッサ（１２２）の下流に配置された第１支承フレーム（３２）に装着されること、
を特徴とする請求項２８または２９に記載のガスタービンエンジン（１００，５００）。
【請求項３１】
前記第１コンプレッサ（１２２）の上流で前記第２コンプレッサ（２２２）の複数列のコンプレッサブレード（２２７）の下流に配置された第２支承フレーム（３２ｂ）にも、前記第１ロータ機構が装着されること、
を特徴とする請求項３０に記載のガスタービンエンジン（１００，５００）。
【請求項３２】
前記ロータ機構が配置されるエンジンコア（２５）の半径が、前記第１コンプレッサ（１２２）の上流よりも、前記第１コンプレッサ（１２２）と前記第２コンプレッサ（２２２）とが重複する距離に沿って短いこと、
を特徴とする請求項２８乃至３１のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項３３】
前記エンジンコア（２５）の半径が、前記第２支承フレーム（３２ｂ）または前記第２支承フレームの周囲で下流方向に見て短くなること、
を特徴とする請求項３１または３２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１】
第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）の周方向に分配された少なくとも１列のコンプレッサブレード（２７，１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ，７２７）を備える第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）と、
燃焼室（２３）と、
前記第１タービン（２４，１２４）の周方向に分配された少なくとも１列のタービンブレード（２８，１２８）を備える第１タービン（２４，１２４）と、
を連続流関係で包含し、
前記第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）と前記第１タービン（２４，１２４）とが、第１シャフト（２９，１２９）により回転式に固定接続される、
ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）において、
前記第１タービン（２４，１２４）の回転速度に応じて前記ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）におけるガス流量に影響するのに前記第１タービン（２４，１２４）が適しており、
前記ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）がさらに、前記第１タービン（２４，１２４）の回転速度を制御するための手段（３３，１３３，７３３）を包含すること、
を特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記第１タービン（２４，１２４）の回転速度を制御するための前記手段が、前記第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）の少なくとも１列のコンプレッサブレード（２７，１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ，７２７）の上流に配設された可変ガス流案内手段（３３，１３３，７３３）を包含し、前記可変ガス流案内手段（３３，１３３，７３３）が、前記第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）の回転速度に影響するようにガス流を案内するのに適していること、
を特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項３】
前記可変ガス流案内手段が、１組の可変ガス流案内翼（３３，１３３，７３３）を包含すること、
を特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項４】
前記第１タービン（２４，１２４）の前記少なくとも１列のタービンブレード（２８，１２８）が、前記燃焼室（２３）に長手方向に隣接して配設されること、
を特徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項５】
第２シャフト（２２９，６２９）により回転式に固定接続された第２コンプレッサ（２２２，６２２）と第２タービン（２２４，６２４）とを包含し、前記第２コンプレッサ（２２２，６２２）が前記燃焼室（２３）の上流に配設され、前記第２シャフト（２２９，６２９）が前記第１シャフト（２９，１２９）に対して同心に配設され、前記第２タービン（２２４，６２４）が前記第１タービン（２４，１２４）の下流に配置されること、
を特徴とする請求項１乃至４のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項６】
前記第２シャフト（２２９，６２９）が、前記第１シャフト（２９，１２９）に対して反対方向に回転するように配設されること、
を特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項７】
前記第２コンプレッサ（６２２）が前記第１コンプレッサ（２２）の上流に配設されること、
を特徴とする請求項５または６に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項８】
前記第１コンプレッサ（１２２）が、前記第２コンプレッサ（２２２）の周囲で回転するように配設されたケース（１２２ｂ）を包含し、前記第２コンプレッサ（２２２）へ向かう内側方向に突出する複数列のコンプレッサブレード（１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ）を前記ケース（１２２ｂ）が備え、前記第１コンプレッサ（１２２）と前記第２コンプレッサ（２２２）とが重複すること、
を特徴とする請求項６に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項９】
前記第１および第２コンプレッサが部分的にのみ重複するように、前記第２コンプレッサ（２２２）が前記第１コンプレッサ（１２２）より長い距離にわたって軸方向に延在すること、
を特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
前記第１コンプレッサ（１２２）の最上流の列のコンプレッサブレード（１２７ａ）の上流に配置された複数列のコンプレッサブレード（２２７）を前記第２コンプレッサ（２２２）が有すること、
を特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項１１】
前記第１コンプレッサ（１２２）の上流で、前記第１コンプレッサ（１２２）のコンプレッサブレード（１２７ａ）の最上流の列の上流に配置された前記複数列のコンプレッサブレード（２２７）の下流に、前記可変ガス流案内手段（１３３）が配置されること、
を特徴とする請求項２および１０に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項１２】
前記第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）の下流で前記燃焼室（２３）の上流に配置された第１支承フレーム（３２）に、第１ロータ機構が装着されて、前記第１ロータ機構が、前記第１コンプレッサ（２２，１２２，７２２）と前記第１シャフト（２９，１２９）と前記第１タービン（２４，１２４）とを包含すること、
を特徴とする請求項１乃至１１のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項１３】
前記第１コンプレッサ（１２２）の上流に配置された第２支承フレーム（３２ｂ）にも前記第１ロータ機構が装着されること、
を特徴とする請求項１２に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項１４】
前記可変ガス流案内手段（１３３）が前記第２支承フレーム（３２ｂ）に装着されること、
を特徴とする請求項１１または１３に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項１５】
ガスタービンエンジンコア（２５）の半径が、前記第１コンプレッサ（１２２）の上流よりも、前記第１コンプレッサ（１２２）と前記第２コンプレッサ（２２２）とが重複する距離において短いこと、
を特徴とする請求項８乃至１１のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項１６】
前記ガスタービンエンジンコア（２５）の半径が、前記第２支承フレーム（３２ｂ）および前記第２支承フレームの周囲において下流方向に見て短くなること、
を特徴とする請求項１３または１５に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１７】
前記第１タービン（２４，１２４）の前記タービンブレード（２８，１２８）が少なくとも６０°のブレード出口角（β）を有すること、
を特徴とする請求項１乃至１６のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項１８】
前記第１タービン（２４，１２４）の前記タービンブレード（２８，１２８）がおよそ４５°以下の傾斜を有すること、
を特徴とする請求項１乃至１７のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項１９】
前記第１タービン（２４，１２４）の前記タービンブレード（２８，１２８）が、前記第２タービン（２２４，６２４）の前記タービンブレード（２２８，６２８）よりも少量の傾斜と少ない厚みとを有すること、
を特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２０】
前記第１タービン（２４，１２４）の回転速度を制御するための前記手段が、前記第１シャフト（２９，１２９）から機械力を取り出すための機構を包含すること、
を特徴とする請求項１乃至１９のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項２１】
機械力を取り出すための前記機構が、前記第１シャフト（２９，１２９）に接続された発電機を包含すること、
を特徴とする請求項２０に記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項２２】
前記第１タービン（２４，１２４）のエンジンコア（２５）が配置される前記ガスタービンエンジンのエンジンコア（２５）をケーシング（２６）が画定すること、
を特徴とする請求項１乃至２１のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項２３】
前記ガスタービンエンジンが、航空機の推進のために配設されたターボファンエンジンであること、
を特徴とする請求項１乃至２２のいずれかに記載のガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）。
【請求項２４】
軸流ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）のガス流量を制御するための方法において、
タービン（２４，１２４）の回転速度を制御するステップであって、前記タービン（２４，１２４）の回転速度に応じて前記ガスタービンエンジン（１，１００，５００，６００，７００）におけるガス流量に影響を与えるのに前記タービン（２４，１２４）が適しているステップ、
を包含することを特徴とする方法。
【請求項２５】
前記タービン（２４，１２４）に回転式に固定接続されたコンプレッサ（２２，１２２，７２２）の少なくとも１列のコンプレッサブレード（２７，１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ，７２７）の上流に配設された可変ガス流案内手段（３３，１３３，７３３）を調節するステップ、
を包含することを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項２６】
前記ガス流の逆渦流を増加させるか正渦流を減少させるように前記可変ガス流案内手段（３３，１３３，７３３）を調節することにより、前記タービン（２４，１２４）の回転速度を低下させるステップ、
を包含することを特徴とする請求項２５に記載の方法。
【請求項２７】
前記タービン（２４，１２４）に回転式に固定接続されたシャフト（２９，１２９）から機械力を取り出すステップ、
を包含することを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項２８】
第１コンプレッサ（１２２）を包含する第１ロータ機構と、
第２コンプレッサ（２２２）を包含する第２ロータ機構と、
を包含し、
前記第１および第２ロータ機構が、同心に配置されるとともに、反対方向に回転するように配設され、
前記第２コンプレッサ（２２２）の周囲で回転するように配設されたケース（１２２ｂ）を前記第１コンプレッサ（１２２）が包含し、前記第２コンプレッサ（２２２）に向かう内側方向に突出する複数列のコンプレッサブレード（１２７ａ，１２７ｂ，１２７ｃ，１２７ｄ）を前記ケース（１２２ｂ）が備え、前記第１コンプレッサ（１２２）と前記第２コンプレッサ（２２２）とが重複する、
軸流ガスタービンエンジン（１００，５００）において、
前記第１および第２コンプレッサが部分的にのみ重複するように、前記ガスタービンエンジン（１００，５００）の軸方向において、前記第２コンプレッサ（２２２）が前記第１コンプレッサ（１２２）よりも長い距離にわたって延在すること、
を特徴とする軸流ガスタービンエンジン。
【請求項２９】
前記第１コンプレッサ（１２２）の最上流の列のコンプレッサブレード（１２７ａ）の上流に配置された複数列のコンプレッサブレード（２２７）を前記第２コンプレッサ（２２２）が有すること、
を特徴とする請求項２８に記載のガスタービンエンジン（１００，５００）。
【請求項３０】
前記第１ロータ機構が、前記第１コンプレッサ（１２２）の下流に配置された第１支承フレーム（３２）に装着されること、
を特徴とする請求項２８または２９に記載のガスタービンエンジン（１００，５００）。
【請求項３１】
前記第１コンプレッサ（１２２）の上流で前記第２コンプレッサ（２２２）の複数列のコンプレッサブレード（２２７）の下流に配置された第２支承フレーム（３２ｂ）にも、前記第１ロータ機構が装着されること、
を特徴とする請求項３０に記載のガスタービンエンジン（１００，５００）。
【請求項３２】
前記ロータ機構が配置されるエンジンコア（２５）の半径が、前記第１コンプレッサ（１２２）の上流よりも、前記第１コンプレッサ（１２２）と前記第２コンプレッサ（２２２）とが重複する距離に沿って短いこと、
を特徴とする請求項２８乃至３１のいずれかに記載のガスタービンエンジン。
【請求項３３】
前記エンジンコア（２５）の半径が、前記第２支承フレーム（３２ｂ）または前記第２支承フレームの周囲で下流方向に見て短くなること、
を特徴とする請求項３１または３２に記載のガスタービンエンジン。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【公表番号】特表２０１１−５０８１３５（Ｐ２０１１−５０８１３５Ａ）
【公表日】平成２３年３月１０日（２０１１．３．１０）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−５３９３４９（Ｐ２０１０−５３９３４９）
【出願日】平成１９年１２月２０日（２００７．１２．２０）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＳＥ２００７／００１１５１
【国際公開番号】ＷＯ２００９／０８２２８１
【国際公開日】平成２１年７月２日（２００９．７．２）
【出願人】（５００２０４２６７）ボルボ エアロ コーポレイション (26)
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２３年３月１０日（２０１１．３．１０）
【国際特許分類】
【出願日】平成１９年１２月２０日（２００７．１２．２０）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＳＥ２００７／００１１５１
【国際公開番号】ＷＯ２００９／０８２２８１
【国際公開日】平成２１年７月２日（２００９．７．２）
【出願人】（５００２０４２６７）ボルボ エアロ コーポレイション (26)
【Ｆターム（参考）】
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