JP2756926B2 - ジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造 - Google Patents
ジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造Info
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- JP2756926B2 JP2756926B2 JP7019779A JP1977995A JP2756926B2 JP 2756926 B2 JP2756926 B2 JP 2756926B2 JP 7019779 A JP7019779 A JP 7019779A JP 1977995 A JP1977995 A JP 1977995A JP 2756926 B2 JP2756926 B2 JP 2756926B2
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- jet propulsion
- propulsion engine
- cascade
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/146—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of blades with tandem configuration, split blades or slotted blades
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はジェット推進エンジンま
たはガスタービンの出力部構造に関する。さらに詳しく
は、従来より高速回転が可能なジェット推進エンジンま
たはガスタービンの出力部構造に関する。
たはガスタービンの出力部構造に関する。さらに詳しく
は、従来より高速回転が可能なジェット推進エンジンま
たはガスタービンの出力部構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来より、ターボジェットエンジン、タ
ーボファンジェットエンジン、ラムジェットエンジン、
エアターボラムジェットエンジンなどのジェット推進エ
ンジンやガスタービンの出力を向上させるために種々の
提案がなされている。その一つとして、例えばバイパス
比が４０〜５０程度を目標とする革新的ターボプロップ
・エンジン（以下、ＡＴＰという）が提案されている
（Rolls-Royce pic著 社団法人 日本航空技術協会発
行「ザ・ジェット・エンジン」１６頁等参照）。このＡ
ＴＰにおいては、例えば図５に示すように、中心部側に
ガスフロー部ｇを設け、そしてその外側に二重反転式プ
ロペラ・ブレードａ，ｂを設けた、つまりエアフロー部
を設けた構成とすることが計画されている（Gatzen.B.S
& Reynolds,C.N., ;I.C.A.S Paper ICAS-84-5.6.2（１
９８４）参照）。
ーボファンジェットエンジン、ラムジェットエンジン、
エアターボラムジェットエンジンなどのジェット推進エ
ンジンやガスタービンの出力を向上させるために種々の
提案がなされている。その一つとして、例えばバイパス
比が４０〜５０程度を目標とする革新的ターボプロップ
・エンジン（以下、ＡＴＰという）が提案されている
（Rolls-Royce pic著 社団法人 日本航空技術協会発
行「ザ・ジェット・エンジン」１６頁等参照）。このＡ
ＴＰにおいては、例えば図５に示すように、中心部側に
ガスフロー部ｇを設け、そしてその外側に二重反転式プ
ロペラ・ブレードａ，ｂを設けた、つまりエアフロー部
を設けた構成とすることが計画されている（Gatzen.B.S
& Reynolds,C.N., ;I.C.A.S Paper ICAS-84-5.6.2（１
９８４）参照）。
【０００３】一方、よく知られているように、ジェット
推進エンジンやガスタービンの出力は、エンジンの回転
数を増加させることによっても向上させることができ
る。このため、ＡＴＰにおいてもエンジンの回転数はで
きるだけ高い方が望ましい。
推進エンジンやガスタービンの出力は、エンジンの回転
数を増加させることによっても向上させることができ
る。このため、ＡＴＰにおいてもエンジンの回転数はで
きるだけ高い方が望ましい。
【０００４】しかしながら、前述したように、ＡＴＰに
おいては高温部が中心部側に存在するために、その部分
に作用する遠心力に対する材料強度によりエンジン回転
数が決定される、つまり回転数が制限されるという問題
がある。このことは、プロペラ等の翼幅がワイド化され
る傾向にある現状においては、一層助長されることにな
る。
おいては高温部が中心部側に存在するために、その部分
に作用する遠心力に対する材料強度によりエンジン回転
数が決定される、つまり回転数が制限されるという問題
がある。このことは、プロペラ等の翼幅がワイド化され
る傾向にある現状においては、一層助長されることにな
る。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の問題点に鑑みなされたものであって、中心部側にガ
スフロー部が設けられ、その外側にエアフロー部が設け
られた構成とされているジェット推進エンジンやガスタ
ービンにおいて、ガスフロー部に作用する遠心力を低減
することによりエンジン回転数を従来より向上させるこ
とのできるジェット推進エンジンまたはガスタービンの
出力部構造を提供することを主たる目的としている。
術の問題点に鑑みなされたものであって、中心部側にガ
スフロー部が設けられ、その外側にエアフロー部が設け
られた構成とされているジェット推進エンジンやガスタ
ービンにおいて、ガスフロー部に作用する遠心力を低減
することによりエンジン回転数を従来より向上させるこ
とのできるジェット推進エンジンまたはガスタービンの
出力部構造を提供することを主たる目的としている。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明のジェット推進エ
ンジンまたはガスタービンの出力部構造は、中心部側に
ガスフロー部が設けられ、その外側にエアフロー部が設
けられてなるジェット推進エンジンまたはガスタービン
の出力部構造において、エアフロー部のファンがタンデ
ム翼列とされ、前記タンデム翼列が、衝撃波が前置翼間
の後縁付近に形成されるようにされてなる相互干渉抑制
型タンデム翼列とされてなることを特徴とする。ここ
で、前記ジェット推進エンジンは、例えばジェットエン
ジンまたはエアターボラムジェットエンジンとされる。
ンジンまたはガスタービンの出力部構造は、中心部側に
ガスフロー部が設けられ、その外側にエアフロー部が設
けられてなるジェット推進エンジンまたはガスタービン
の出力部構造において、エアフロー部のファンがタンデ
ム翼列とされ、前記タンデム翼列が、衝撃波が前置翼間
の後縁付近に形成されるようにされてなる相互干渉抑制
型タンデム翼列とされてなることを特徴とする。ここ
で、前記ジェット推進エンジンは、例えばジェットエン
ジンまたはエアターボラムジェットエンジンとされる。
【０００７】 また、本発明のジェット推進エンジンま
たはガスタービンの出力部構造においては、前記タンデ
ム翼列は、例えば一体的削り出し成型など一体的成型に
より形成されてなるのが好ましい。
たはガスタービンの出力部構造においては、前記タンデ
ム翼列は、例えば一体的削り出し成型など一体的成型に
より形成されてなるのが好ましい。
【０００８】
【作用】本発明においてはエアフロー部のファンがタン
デム翼列により構成されているので、各翼の肉厚および
翼幅はそれぞれ従来のファンのそれに比して約半分とな
り、その結果断面積は従来の翼の１／４となる。したが
って、ファンの重量は従来のファンの約半分となる。そ
のため、同一回転数における遠心力は、従来の約半分と
なるので、従来のファンよりその分回転数を上げること
ができ、回転数が上昇した分エンジンの出力を向上でき
る。
デム翼列により構成されているので、各翼の肉厚および
翼幅はそれぞれ従来のファンのそれに比して約半分とな
り、その結果断面積は従来の翼の１／４となる。したが
って、ファンの重量は従来のファンの約半分となる。そ
のため、同一回転数における遠心力は、従来の約半分と
なるので、従来のファンよりその分回転数を上げること
ができ、回転数が上昇した分エンジンの出力を向上でき
る。
【０００９】
【実施例】以下、添付図面を参照しながら本発明を実施
例に基づいて説明するが、本発明はかかる実施例のみに
限定されるものではない。
例に基づいて説明するが、本発明はかかる実施例のみに
限定されるものではない。
【００１０】本発明の一実施例にかかわるジェット推進
エンジンの出力部構造の概略を図１に示し、同出力部構
造Ｋは、図５に示す従来の提案にかかわるＡＴＰのエア
フロー部の二重反転式プロペラ・ブレードａ，ｂを、図
２に示すような、タンデム翼列Ｔにより構成するととも
に、エアフロー部３を形成するためのケーシング４をそ
の外周に配設してなるものである。本実施例において
は、タンデム翼列Ｔの各翼１，２（前置翼１、後置翼
２）の肉厚は従来の翼の約半分とされ、またその翼幅も
約半分とされている。その結果、翼の断面積は約１／４
となり、その重量も約１／４となる。したがって、エア
フロー部３全体の重量は、従来の約半分となる。そのた
め、同一回転数時にガスフロー部５に作用する遠心力を
従来の約半分に低減できる。換言すれば、その分エンジ
ンの回転数を上昇させることができる。したがって、お
おもむエンジンの出力を回転数の上昇分に相当する分向
上させることができる。なお、図１において符号６は、
タンデム翼列Ｔからの流れを所望方向に偏向させるため
の静翼を示す。
エンジンの出力部構造の概略を図１に示し、同出力部構
造Ｋは、図５に示す従来の提案にかかわるＡＴＰのエア
フロー部の二重反転式プロペラ・ブレードａ，ｂを、図
２に示すような、タンデム翼列Ｔにより構成するととも
に、エアフロー部３を形成するためのケーシング４をそ
の外周に配設してなるものである。本実施例において
は、タンデム翼列Ｔの各翼１，２（前置翼１、後置翼
２）の肉厚は従来の翼の約半分とされ、またその翼幅も
約半分とされている。その結果、翼の断面積は約１／４
となり、その重量も約１／４となる。したがって、エア
フロー部３全体の重量は、従来の約半分となる。そのた
め、同一回転数時にガスフロー部５に作用する遠心力を
従来の約半分に低減できる。換言すれば、その分エンジ
ンの回転数を上昇させることができる。したがって、お
おもむエンジンの出力を回転数の上昇分に相当する分向
上させることができる。なお、図１において符号６は、
タンデム翼列Ｔからの流れを所望方向に偏向させるため
の静翼を示す。
【００１１】本実施例においては、タンデム翼列Ｔの翼
形状、翼の配置等は、コンピュータにより３次元の流れ
解析を行い、その結果に基づいてタンデム翼１，２相互
の流れや衝撃波の干渉による悪影響が極力抑制されるよ
うに、翼１，２相互の周方向相対位置（図３におけるａ
寸法）および軸方向相対位置（図３におけるｂ寸法）が
ハブからチップまでにおいて適宜調整されている。
形状、翼の配置等は、コンピュータにより３次元の流れ
解析を行い、その結果に基づいてタンデム翼１，２相互
の流れや衝撃波の干渉による悪影響が極力抑制されるよ
うに、翼１，２相互の周方向相対位置（図３におけるａ
寸法）および軸方向相対位置（図３におけるｂ寸法）が
ハブからチップまでにおいて適宜調整されている。
【００１２】本明細書では、このようにコンピュータに
より３次元流れ解析を行い、タンデム翼相互の流れや衝
撃波の干渉による悪影響が極力抑制されるようにされて
なるタンデム翼列を「相互干渉抑制型タンデム翼列」と
定義する。なお、３次元流れ解析を行うプログラムにつ
いては、翼列の周りの流れや衝撃波の分布を３次元的に
解析できるものであればいかなるプログラムでもよく、
その適用プログラムについては特に限定はない。
より３次元流れ解析を行い、タンデム翼相互の流れや衝
撃波の干渉による悪影響が極力抑制されるようにされて
なるタンデム翼列を「相互干渉抑制型タンデム翼列」と
定義する。なお、３次元流れ解析を行うプログラムにつ
いては、翼列の周りの流れや衝撃波の分布を３次元的に
解析できるものであればいかなるプログラムでもよく、
その適用プログラムについては特に限定はない。
【００１３】図４は、このようにして得られた相互干渉
抑制型タンデム翼列Ｔのハブ周りの流れのシミュレーシ
ョン結果により得られた衝撃波の分布図である。一般的
に、高負荷な遷音速翼列では、必然的に翼列間に衝撃波
が発生し、衝撃波と翼面境界層の干渉により、損失の主
要因となる大きな剥離流が発生するが、図４より明らか
なように、相互干渉抑制型タンデム翼列では、約２倍の
負荷水準であるにもかかわらず、衝撃波は前置翼間（翼
１翼列間）の後縁側近くにのみ発生し、翼面境界層との
干渉による剥離流域が小さく抑制され、後置翼（翼２）
はその影響を連続的に受けずに正常に作動しているのが
わかる。つまり、タンデム翼１，２相互の衝撃波の干渉
による悪影響が抑制されているのがわかる。
抑制型タンデム翼列Ｔのハブ周りの流れのシミュレーシ
ョン結果により得られた衝撃波の分布図である。一般的
に、高負荷な遷音速翼列では、必然的に翼列間に衝撃波
が発生し、衝撃波と翼面境界層の干渉により、損失の主
要因となる大きな剥離流が発生するが、図４より明らか
なように、相互干渉抑制型タンデム翼列では、約２倍の
負荷水準であるにもかかわらず、衝撃波は前置翼間（翼
１翼列間）の後縁側近くにのみ発生し、翼面境界層との
干渉による剥離流域が小さく抑制され、後置翼（翼２）
はその影響を連続的に受けずに正常に作動しているのが
わかる。つまり、タンデム翼１，２相互の衝撃波の干渉
による悪影響が抑制されているのがわかる。
【００１４】以上、本発明を実施例に基づいて説明して
きたが、本発明はかかる実施例のみに限定されるのもで
はなく、種々改変が可能である。例えば、本実施例にお
いてはジェット推進エンジンとしてＡＴＰが用いられた
が、エアターボラムジェットエンジンとされてもよい。
きたが、本発明はかかる実施例のみに限定されるのもで
はなく、種々改変が可能である。例えば、本実施例にお
いてはジェット推進エンジンとしてＡＴＰが用いられた
が、エアターボラムジェットエンジンとされてもよい。
【００１５】
【発明の効果】以上詳述してきたように、本発明におい
てはガスフロー部の外側に設けられているエアフロー部
のファンをタンデム翼列としているので、ガスフロー部
に作用する遠心力を低減でき、その分エンジンの回転数
を上昇させることができる。そのため、ジェット推進エ
ンジンあるいはガスタービンの出力を向上できるという
優れた効果が得られる。
てはガスフロー部の外側に設けられているエアフロー部
のファンをタンデム翼列としているので、ガスフロー部
に作用する遠心力を低減でき、その分エンジンの回転数
を上昇させることができる。そのため、ジェット推進エ
ンジンあるいはガスタービンの出力を向上できるという
優れた効果が得られる。
【図１】本発明の一実施例にかかわるジェット推進エン
ジンの概略図である。
ジンの概略図である。
【図２】同実施例に用いられているタンデム翼列の概略
図である。
図である。
【図３】前置翼と後置翼との位置関係の説明図である。
【図４】同実施例のタンデム翼列のハブ周りの流れのシ
ミュレーション結果による衝撃波の分布図である。
ミュレーション結果による衝撃波の分布図である。
【図５】従来の提案にかかわる革新的ターボプロップ・
エンジンの概略図である。
エンジンの概略図である。
１ タンデム翼（前置翼） ２ タンデム翼（後置翼） ３ エアフロー部 ４ ケーシング ５ ガスフロー部 ６ 静翼 Ｔ タンデム翼列 Ｋ 出力部構造
Claims (6)
- 【請求項１】 中心部側にガスフロー部が設けられ、そ
の外側にエアフロー部が設けられてなるジェット推進エ
ンジンまたはガスタービンの出力部構造において、エア
フロー部のファンがタンデム翼列とされ、 前記タンデム翼列が、衝撃波が前置翼間の後縁付近に形
成されるようにされてなる相互干渉抑制型タンデム翼列
とされてなることを特徴とするジェット推進エンジンま
たはガスタービンの出力部構造。 - 【請求項２】 前記タンデム翼列が一体的成型により形
成されてなることを特徴とする請求項１記載のジェット
推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。 - 【請求項３】 前記一体的成型が、一体的削り出し成型
であることを特徴とする請求項２記載のジェット推進エ
ンジンまたはガスタービンの出力部構造。 - 【請求項４】 前記ジェット推進エンジンが、ジェット
エンジンまたはエアターボラムジェットエンジンである
ことを特徴とする請求項１、２または３記載のジェット
推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造。 - 【請求項５】 翼列が衝撃波が前置翼間の後縁付近に形
成されるようにされてなる相互干渉抑制型タンデム翼列
とされてなることを特徴とするタンデム翼列。 - 【請求項６】 請求項５記載の相互干渉抑制型タンデム
翼列を備えてなることを特徴とするタービンディスク。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7019779A JP2756926B2 (ja) | 1995-01-11 | 1995-01-11 | ジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7019779A JP2756926B2 (ja) | 1995-01-11 | 1995-01-11 | ジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08189419A JPH08189419A (ja) | 1996-07-23 |
| JP2756926B2 true JP2756926B2 (ja) | 1998-05-25 |
Family
ID=12008817
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7019779A Expired - Lifetime JP2756926B2 (ja) | 1995-01-11 | 1995-01-11 | ジェット推進エンジンまたはガスタービンの出力部構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2756926B2 (ja) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2954539B2 (ja) * | 1996-08-09 | 1999-09-27 | 川崎重工業株式会社 | タンデム翼列 |
| WO2006080055A1 (ja) | 2005-01-26 | 2006-08-03 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | ターボファンエンジン |
| JP4911344B2 (ja) | 2006-07-04 | 2012-04-04 | 株式会社Ｉｈｉ | ターボファンエンジン |
| FR2983917B1 (fr) * | 2011-12-07 | 2013-12-27 | Snecma | Tuyere convergente-divergente de turbomachine |
| US20180017019A1 (en) * | 2016-07-15 | 2018-01-18 | General Electric Company | Turbofan engine wth a splittered rotor fan |
| US11149552B2 (en) | 2019-12-13 | 2021-10-19 | General Electric Company | Shroud for splitter and rotor airfoils of a fan for a gas turbine engine |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2035127T3 (es) * | 1987-03-13 | 1993-04-16 | Gunter Spranger | Dispositivo perfilado en forma de aleta, que actua sobre un fluido liquido o gaseoso que fluye a su alrededor y que presenta aletas perfiladas en forma de tira para la mejora de la eficacia. |
| JPH0566253U (ja) * | 1992-02-17 | 1993-09-03 | 石川島播磨重工業株式会社 | ターボファンエンジンのバイパス比可変構造 |
-
1995
- 1995-01-11 JP JP7019779A patent/JP2756926B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH08189419A (ja) | 1996-07-23 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19980210 |
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