特許 6200418 ラジアルタービン、特に補助動力源タービン用の可変ピッチノズル

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6200418

(24)【登録日】2017年9月1日

(45)【発行日】2017年9月20日

(54)【発明の名称】ラジアルタービン、特に補助動力源タービン用の可変ピッチノズル

(51)【国際特許分類】

   F01D 17/16 20060101AFI20170911BHJP

   F01D 17/26 20060101ALI20170911BHJP

   F01D 1/06 20060101ALI20170911BHJP

   F01D 5/04 20060101ALI20170911BHJP

   F01D 9/02 20060101ALI20170911BHJP

   F02B 37/24 20060101ALI20170911BHJP

【ＦＩ】

   F01D17/16 A

   F01D17/26 G

   F01D1/06

   F01D5/04

   F01D9/02

   F02B37/24

【請求項の数】7

【全頁数】9

(21)【出願番号】特願2014-513238(P2014-513238)

(86)(22)【出願日】2012年5月31日

(65)【公表番号】特表2014-516133(P2014-516133A)

(43)【公表日】2014年7月7日

(86)【国際出願番号】FR2012051217

(87)【国際公開番号】WO2012164227

(87)【国際公開日】20121206

【審査請求日】2015年5月25日

(31)【優先権主張番号】1154801

(32)【優先日】2011年6月1日

(33)【優先権主張国】FR

(73)【特許権者】

【識別番号】516235451

【氏名又は名称】サフラン・ヘリコプター・エンジンズ

(74)【代理人】

【識別番号】110001173

【氏名又は名称】特許業務法人川口國際特許事務所

(72)【発明者】

【氏名】デモリ，ジヤツク

(72)【発明者】

【氏名】ミネル，ローラン

(72)【発明者】

【氏名】ビニオー，ユベール

【審査官】 瀬戸 康平

(56)【参考文献】

【文献】 特開２００８−１６９７２１（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許第０３０２９０６７（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特開昭６１−２６８８０４（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開平１１−１３２０５０（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開昭５９−１８５８０３（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２００９−０１９５４８（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開平１０−２７４０４８（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２００９／０２７２１１２（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 米国特許第０５２０７５５９（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特開２００８−３０３７９２（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｆ０１Ｄ １／０６， ５／０４， ９／０２，１７／１６，１７／２６

Ｆ０２Ｂ ３７／２４

ＤＷＰＩ（Ｔｈｏｍｓｏｎ Ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎ）

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

中央軸（Ｘ’Ｘ）を中心に回転し、固定ブレード（２ａ）の第１の環状列（Ｇ１）と、同じ数の可変ピッチブレード（２ｂ）を備えた第２の環状列（Ｇ２）とを備える、タービンエンジン用のラジアルタービンノズル（７）にして、ブレード（２ａ、２ｂ）が、圧力面（Ｆｉ）および吸引面（Ｆｅ）を有し、ブレード（２ｂ）の各々の端部において延びるカップ（２４ａ、２４ｂ）に堅固に接続された第２の列の各々のブレード（２ｂ）が、カップ（２４ａ、２４ｂ）の中心（２Ａ、２Ｂ）を接続する幾何学的軸（Ｒ’Ｒ）を中心に制御手段（４０）によって回転駆動されることが可能であり、これらのブレード（２ｂ）の各々が、吸引面（Ｆｅ）および圧力面（Ｆｉ）にリンクされたガス流の後縁（Ｂｆ）および前縁（Ｂａ）を有する、ラジアルタービンノズルであって、
各々の可変ピッチブレード（２ｂ）が、カップ（２４ａ、２４ｂ）の軸（Ｒ’Ｒ）から距離を離して装着され、それにより、この回転軸（Ｒ’Ｒ）は、ブレード（２ｂ）の吸引面（Ｆｅ）に面し、かつブレード（２ｂ）の前縁（Ｂａ）よりも後縁（Ｂｆ）の近くに配置され、
各々の可変ピッチブレード（２ｂ）の前縁（Ｂａ）が、後縁（Ｂｆ）の厚さより大きい厚さと、これに面する固定列（Ｇ１）のブレード（２ａ）によって生成された空気の後流を吸収するように最適化された空気力学的に湾曲した形状とを有することを特徴とする、ラジアルタービンノズル。

【請求項2】

各々の可変ピッチブレード（２ｂ）の前縁（Ｂａ）が、固定ブレード（２ａ）のほぼ後流内に配置され、それによってガス流（Ｇ）をタービンの回転の中央軸（Ｘ’Ｘ）に向かって半径方向に誘導する、請求項１に記載のラジアルタービンノズル。

【請求項3】

装着カップ（２４ａ、２４ｂ）間の可変ピッチブレード（２ｐ）の部分の平均厚さが、前縁側（Ｂａ）上に位置するブレード（２ｂ）の残りの部分の厚さより小さい、請求項１に記載のラジアルタービンノズル。

【請求項4】

可変ピッチブレード（２ｂ）が、空気力学的流れ面積の１００％に対応する基準位置（２ｂ_ref）周りの２つの極端位置（２ｂ_０、２ｂ_sup）間、すなわち基準流れ面積（２ｂ_ref）の０％に対応する、空気流を遮断する閉位置（２ｂ_０）と、基準流れ面積（２ｂ_ref）の１５０％に対応する、最大空気流開口の開位置（２ｂ_sup）との間で枢動することができる、請求項１に記載のラジアルタービンノズル。

【請求項5】

固定ピッチブレード（２ａ）が、構造負荷の通過を確実にするのに十分な厚さのものである、請求項１に記載のラジアルタービンノズル。

【請求項6】

ラジアルタービンが、ターボシャフトエンジンタービン、航空機の補助動力源およびターボチャージャから選択されたタービンであることを特徴とする、請求項１に記載のラジアルタービンノズル。

【請求項7】

ラジアルタービン（１３）にはボリュート（２１）が取り付けられ、その直径は、その入口（２１ａ）とその端部（２１ｂ）の間で減少する、請求項１に記載のラジアルタービンノズル。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、可変ピッチのラジアルタービンノズルに関し、特に、但し限定的ではないが、タービンシャフトエンジンまたは補助動力源タービン用のノズルに関する。

【背景技術】

【0002】

本発明の分野は、タービンエンジンのタービン内のガス分配、特に部分的負荷の下で燃料消費、特に（Ｃｓと省略される）特定の燃料消費率を低減するように流体の流れを適合させ、エンジン、特にターボシャフトエンジン、または（ＡＰＵと省略される）補助動力装置の作動性を改良する分野のものである。タービンエンジンという用語は、ターボシャフトエンジン、ＡＰＵタイプの装置およびターボチャージャを指す。

【0003】

ＡＰＵは、たとえば航空機の主エンジンを始動させ、非推進力（キャビン加圧力、電気力および／または油圧力）を供給することを可能にするエネルギー源である。一部の堅牢なＡＰＵはまた、エンジン故障の場合に、エンジンを再開させ、および／または動力を装置に供給することを試みるために飛行中に作動することもできる。

【0004】

ターボシャフトエンジンまたはＡＰＵは、一般に、第１の単一のまたは二重の一次シャフトであって、一方では圧縮段（２スプールの場合は高圧段および低圧段、以後ＨＰおよびＬＰ、または単一スプールエンジンの場合はＨＰのみ）が、他方ではタービン（ＨＰおよびＬＰまたはＨＰのみ）が装着された、一次シャフトと、ＬＰ動力タービンが装着された二次シャフトとから構成される。動力タービンは、ロータブレードのディスクおよびステータブレード列またはノズルを備えたディスクから形成される。タービンは、ガスの内方向の流れを有するラジアル型になることができる。この場合、ステータブレード列は、ロータブレード列の周囲上に装着される。ノズルは、ステータブレード列を用いて、偏向によってガス流を調節することを可能にする。

【0005】

燃焼室にリンクされた圧縮機およびＨＰタービンは、ガス発生器を形成する。作動においては、圧縮された空気が、燃焼室内で燃料と混合され、燃焼を導く。排出ガスは、次いで、圧縮機を駆動させるためにＨＰタービン（またはＨＰおよびＬＰタービン）内で部分的に、次いでノズルを介して動力タービン内で膨張される。

【0006】

動力タービンは、装置（負荷圧縮機、燃料および油圧ポンプ、電気発生器および／または電気スタータ／発生器など）用のダイレクトドライブ手段に結合され、または回転速度の適合を有する動力伝達箱を介して結合される。負荷圧縮機またはターボシャフトエンジン圧縮機の出口で取り入れられた空気は、キャビンの空調および／または主エンジンエアスタートに使用され得る。

【0007】

固定形状タービンエンジンは、部分的負荷の下では魅力的でない熱効率を有するという欠点を有する。実際、エンジンは、従来、その機械的および熱的限界に近い状態で最適に作動するように設計される。これが、これらの最適点を非常に大きく下回って動力を供給するとき、圧縮率および温度はこのときかなり低くなり、全体的には圧縮効率も同様になる。これは、論理値のものよりも非常に低い熱効率を導き、したがってあまり良くない消費率、すなわち動力単位あたりの燃料消費を招く。

【0008】

この影響を軽減する１つの可能な解決策は、可変形状を使用することである。この場合、圧縮率または燃焼温度を過剰に低減することなくエンジンを通過する空気流を減少させるために、燃焼室のすぐ下流側に位置する高圧タービンの送出セクションが、ステータ用の可変ピッチブレード（タービン内のノズルと呼ばれる）を使用することによって低減される。

【0009】

民間航空機では、空気排出開口部内にタービンを設置することによって、加圧されたキャビン内で利用可能な圧力エネルギーを活用することを企図することも可能である（キャビン空気は、乗客の安全のために、外気圧を超える圧力で絶えず新しくされる）。出口ポートは通常、キャビン圧力制御システムに従動接続された可変セクション弁である。

【0010】

そのようなタービンは、従来の弁のように、キャビン圧力制御システムによって生み出された圧力設定にしたがった、また（タービンの膨張率を規定する）キャビンと外部の間の圧力差に基づいた可変の低減率を確実にすることができなければならない。ここでも、可変ピッチノズルブレードによって管理された可変セクションのタービンノズルは、１つの解決策になる。

【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、ノズルの機械的強度およびターボシャフトエンジンの全体効率を改良することである。この目的を達成するために、ガス流量を調節し制御するために可変ピッチブレードを組み込むノズルを作り出すことを提案しており、各々のブレードを特有の位置に回転させることが可能である。ノズルの性能を改良するために、ノズルブレードとそのスペーシングシステムの間のシールが、ノズルブレードの最大負荷の領域内に作り出される。このシールは次いで、望ましくないあらゆるギャップ流をこれらが最も集中するであろう領域内で抑えることを可能にする。

【課題を解決するための手段】

【0012】

より詳細には、本発明は、中央軸を中心に回転し、固定ブレードの第１の環状列と、同じ数の可変ピッチブレードを備えた第２の環状列とを備え、ブレードは加圧表面および吸引表面を有する、タービンエンジン用のラジアルタービンノズルに関する。ブレードの各々の端部においてブレードの加圧表面および吸引表面に面して延びるカップに堅固に接続された、第２の列内の各々のブレードは、カップの中心を接続する中央幾何学的軸を中心にピッチ制御手段によって回転されることが可能である。これらのブレードの各々は、加圧表面および吸引表面にリンクされたガスの流れに関する後縁および前縁を有し、各々の可変ピッチブレードの前縁を固定ブレードのほぼ後流内に置いて、ガスの流れをタービンの回転の中央軸に向かって半径方向に誘導することが可能であり有利である。各々の可変ピッチブレードはカップの軸から距離を離して装着され、それにより、この回転軸は、ブレードの吸引表面に面して、かつ各々のブレードの前縁よりも後縁のかなり近くに配置される。

【0013】

これらの条件の下、ブレードはカップ上、ブレードの加圧表面と吸引表面の間の最大圧力差のために空気力学的負荷が最大である点に装着される。

【0014】

空気の流れの発生は、作動点によって要求される空気流を、この要求にしたがってタービン内に入る流れに調和させることを可能にするようにブレードピッチ制御手段によって適合される。このような適合は、調和プロセスによって引き起こされる低減のために単独状態で得られるタービンの効率性およびパフォーマンスの損失を招くことは疑いようもないが、これは、タービンエンジンの熱力学的サイクルを最適化する。タービンシャフトエンジンの特定の場合、燃料消費率は、流量と調和させることによって低減される。

【0015】

特有の実施形態によれば、各々の可変ピッチブレードの前縁は、後縁のものよりかなり大きい厚さと、これに面する固定列のブレードによって生成された空気の後流を吸収するように最適化された空気力学的に湾曲した形状とを有する。特に、可変ピッチブレードの、装着カップ間の部分の平均厚さは、前縁側に位置するブレードの残りの部分の厚さよりかなり小さい。さらに、ブレードは、空気力学的流れ面積の１００％に対応する基準位置周りの２つの極端位置間、すなわち基準流れ面積の０％に対応する、空気流を遮断する閉位置と、基準流れ面積の１５０％に対応する、最大空気流開口の開位置との間で枢動する。

【0016】

有利には、固定ピッチブレードは、構造負荷の通過を確実にするのに十分な厚さのものである。構造負荷の適切な通過により、カップとケーシングの間のあそびおよびずれを抑制する、したがって性能における劣化を抑制することが可能になる。

【0017】

本発明の他の特性および利点は、以下の説明を読み取り、添付された図それぞれを参照することによって明らかになるであろう。

【図面の簡単な説明】

【0018】

【図1】本発明によるノズルが取り付けられた例となるＡＰＵの部分的な軸方向断面図である。

【図2】第１の側部プレートに装着されたノズルを備えたタービンの斜視図である。

【図3a】ホイール平面における、本発明によるノズルの部分断面図である。

【図3b】タービンのその回転軸に沿った長手方向平面における、本発明によるノズルの部分断面図である。

【図4】ブレードの曲線横座標に応じた、吸引表面および加圧表面上に及ぼされた静圧の図である。

【図5】基準の枢動位置および異なる位置におけるホィール平面におけるノズルブレードの図である。

【発明を実施するための形態】

【0019】

図１の全体図を参照すれば、例となるＡＰＵ１は、遠心圧縮機１１、燃焼室１２、およびタービン１３から構成されたガス発生器１０を備え、タービンは、圧縮機を中央軸Ｘ’Ｘを中心に伝達シャフト２０を介して回転駆動させる。燃焼室を離れたガスは、タービン１３内で膨張され、タービンはた装置にも動力を供給する。残留ガスは、次いで、排出管３０を介して離れる。

【0020】

この動力は、貫通シャフト２０を介して、前記シャフト２０に接続された補機ギヤボックス３に送出される。補機ギヤボックス３は、適切な速度適合手段（ピニオン、減速ギヤなど）によって、ＡＰＵの動力プラント補機および航空機の機能特有の補助装置４、すなわちオルタネータ、噴射装置、燃料ポンプ、負荷圧縮機、油圧ポンプなどを駆動する。

【0021】

作動においては、絞り調速機５は、空気入口６から入る、圧縮機１１内で圧縮される空気流Ｆを調整する。圧縮された空気は、燃焼室１２に取り付けられた噴射装置１５内で燃料と混合される。タービン１３内の膨張後、ガスＧは、排出管３０内に噴出される。

【0022】

図示される例では、動力タービン１３は、接続式タービンである。他の例では、動力タービンは、フリータービン、または補機ギヤボックス３にリンクされた一部の取り付けられた装置の別のタービンになることができる。

【0023】

タービン１３は、図２内の斜視図においてより詳細に示されている。この内向き流タービンは、羽根２３に取り付けられた可動式インペラ２２と、適切なケーシング上のインペラ２２の周囲に装着された固定ノズル７とを備え、この図２では、ケーシング７ａだけが示されている（図３ｂのケーシング７ａおよび７ｂを参照）。

【0024】

ラジアルタービン１３には、ボリュート２１が取り付けられ、半分のボリュートが図では見ることができ、その直径は、羽根２３においてその入口２１ａとその端部２１ｂの間で減少する。このボリュートは、空気の流れの接線成分を発生させることを可能にし、それによってホイール２２に供給するためにノズルによって生成される流れの偏向を抑えることを可能にする。

【0025】

本発明によれば、ノズル７は、２列のブレードを備え、すなわち固定ブレード２ａを備えた、壁を平行に保つための第１の周囲列Ｇ１と、配向可能なブレード２ｂを備えた、流れ面積を調整するための第２の列Ｇ２とを備える。空気流は次いで、インペラ２２に堅固に接続された羽根２３およびシャフト２０を回転駆動する。

【0026】

図３ａおよび３ｂは、それぞれの断面ＢＢおよびＡＡにおいて、列Ｇ１およびＧ２の機構と、２つの組立てケーシング７ａおよび７ｂを分離する空間内のその固定ブレード２ａおよび配向可能なブレード２ｂを示している。固定ブレード２ａは、ケーシング７ａおよび７ｂに堅固に接続される。この寸法は、これらのケーシング間のスペーシング「ｅ」、換言すれば、平行なケーシング７ａと７ｂ間の空間Ｅの幅を画定している。ブレード２ａは、有利には、ケーシング７ａと７ｂの間の構造負荷の通過を確実にするのに十分な厚さのものである。

【0027】

各々のブレード２ｂの端部は、ケーシング７ａおよび７ｂ内に形成された対向するハウジング２５ａおよび２５ｂ内に配置された、円形の平行カップ２４ａおよび２４ｂに堅固に接続される。ブレード２ｂは、カップ２４ａおよび２４ｂをその中心２Ａおよび２Ｂにおいて通り抜ける幾何学的な回転軸Ｒ’Ｒから距離を離して装着される。カップは、ここでは、各々のブレード２ｂの加圧表面および吸引表面、ＦｉおよびＦｅに対して垂直である。

【0028】

各々のブレード２ｂは、特に航空機の過渡段階中、ブレードの可変ピッチを制御するための手段４０によって幾何学的軸Ｒ’Ｒを中心に回転駆動されることが可能である。これらの制御手段は、カップ２４ｂに堅固に接続され、電気または電磁アクチュエータ４２にリンクされた機械的リンク（アーム、ピニオン、軸受）に結合されたステム４１を備える。単一のアクチュエータが、すべてのブレード用に構成され得る。

【0029】

アクチュエータ（複数可）は、エンジン制御用の中央処理装置５０によって駆動される。制御装置は、数値式、電子式、または油圧機械式になることができる。ブレード２ｂの配向によって画定された空気の流れの発生は、流量を調整することを可能にするように制御手段４０によって確立される。図示される例では、圧力センサ４５が中央処理装置５０にデータを供給し、中央処理装置５０は、制御手段４０を介してノズル７のブレード２ｂの開閉を調節する。

【0030】

これらのブレード２ｂの各々は、ブレード２ｂの面ＦｉおよびＦｅにリンクされた、空気の流れに関する後縁Ｂｆおよび前縁Ｂａを有する。第２の列の各々のブレード２ｂの前縁Ｂａは、第１の列の固定ブレード２ａのほぼ後流内に配置され、それによって空気流をタービン２２の中央回転軸Ｘ’Ｘに向かって半径方向に誘導する。固定ブレードの後流は、乱されない流れ内にこれが残す空気力学的トレースに対応する。この後流は、極めて破壊された低速領域を画定する。

【0031】

各々のブレード２ｂは、軸Ｒ’Ｒから外れて装着され、中心を外して置かれ、それにより、回転軸Ｒ’Ｒは、ブレード２ｂの吸引面Ｆｅに面し、かつ各々のブレード２ｂの前縁Ｂａよりも後縁Ｂｆのかなり近くに配置される。

【0032】

これらの条件の下、カップ２４ａおよび２４ｂは、ブレードの圧力面と吸引表面の間の最大圧力差のために空気力学的負荷が最大になる点に配置される。図４は、ブレード２ｂの面ＦｉおよびＦｅの各々に対応する曲線横座標 Ａｃに応じた、静圧Ｐｓの変動を示している。

【0033】

したがって最大圧力変動は、ブレード２ｂの後縁側Ｂｆ上の、カップによって画定された空間「Ｅ」の内側に位置するブレード部分２ｐ内の、斜線領域Ｚ内に位置している。カップは、あそびの影響が最も大きい領域Ｚ内のいかなるあそびも解消する。後縁Ｂｆに向かってずらされた、回転軸Ｒ’Ｒの位置の最適化された選択により、ブレードにリンクされた空気力学的トルクに反作用する、したがって航空気力学的制約の吸収を最適化するのに必要とされる機械的トルクを抑えながら、後縁Ｂｆ自体の、タービン２２の羽根２３の前縁に対するその位置に関する隙間を抑えることが可能になる。

【0034】

各々のブレード２ｂの前縁Ｂａは、後縁Ｂｆよりもかなり大きい厚さと、これに面する固定列のブレードによって生成された空気の後流を吸収するように最適化された空気力学的に湾曲した形状とを有する。特に、ブレード２ｐの、圧力面Ｆｉと吸引面Ｆｅの部分間の（図では点線の）平均厚さは、前縁側Ｂａ上に位置するブレード２ｂの残りの部分の厚さよりかなり小さい。

【0035】

ブレード２ｂの回転は、有利には、２つの極端位置間の枢動の大きさによって限定される。図５は、空気力学的流れ面積の１００％に対応する基準位置２ｂ_ref周りの極端位置２ｂ_supおよび２ｂ_０を示している。極端位置２ｂ_０は、流れ面積の完全な閉鎖に対応する。位置２ｂ_ｉｎｆは、基準流れ面積の７０％を有する、低負荷要求を目的にした閉位置に対応する。位置２ｂ_supは、基準流れ面積の１５０％を有する、高負荷要求を目的にした開位置に対応する。

【0036】

本発明は、説明され図示された例に限定されない。たとえば、個々もしくは集中的、または電気式制御もしくは電子式制御、数値制御の有無に関わらず、単に機械的調整によって可動式ブレードのスペーシングを実施することが可能である。

【図1】

【図2】

【図3a】

【図3b】

【図4】

【図5】