JPH0777007A - ターボ機械 - Google Patents
ターボ機械Info
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- JPH0777007A JPH0777007A JP6222652A JP22265294A JPH0777007A JP H0777007 A JPH0777007 A JP H0777007A JP 6222652 A JP6222652 A JP 6222652A JP 22265294 A JP22265294 A JP 22265294A JP H0777007 A JPH0777007 A JP H0777007A
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- Japan
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- radius
- curvature
- point
- blade
- wing
- Prior art date
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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
-
- 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
-
- 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
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/301—Cross-sectional characteristics
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
- Y10S416/05—Variable camber or chord length
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 良好な熱力学的性能を発揮させ、遠心力に起
因して生じる翼幹部及び翼根部への応力を極力小さくす
ると共に共振による励振現象を回避する蒸気タービン動
翼列を提供する。 【構成】 蒸気タービン動翼は翼幹部（11）及びロータ
（3 ）への固定のための翼根部（12）を有する。翼幹部
の幾何学的形状は、動翼列によるエネルギ損失を最小限
に抑え、しかも翼幹部を軽量化するようなものである。
翼幹部は前縁及び後縁を有し、これらにより翼弦が定ま
る。翼弦は翼幹部の基部（15）から翼幹部の高さの５０
％までは一定割合で短くなる。しかしながら、翼弦はそ
こから翼幹部の先端までは本質的には一定のままであ
る。翼根部はクリスマスツリーの形をしており、翼根部
の応力を極力小さくするようの形状の４組の突起部と溝
を有する。
因して生じる翼幹部及び翼根部への応力を極力小さくす
ると共に共振による励振現象を回避する蒸気タービン動
翼列を提供する。 【構成】 蒸気タービン動翼は翼幹部（11）及びロータ
（3 ）への固定のための翼根部（12）を有する。翼幹部
の幾何学的形状は、動翼列によるエネルギ損失を最小限
に抑え、しかも翼幹部を軽量化するようなものである。
翼幹部は前縁及び後縁を有し、これらにより翼弦が定ま
る。翼弦は翼幹部の基部（15）から翼幹部の高さの５０
％までは一定割合で短くなる。しかしながら、翼弦はそ
こから翼幹部の先端までは本質的には一定のままであ
る。翼根部はクリスマスツリーの形をしており、翼根部
の応力を極力小さくするようの形状の４組の突起部と溝
を有する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、蒸気タービンのロータ
の翼に関する。本発明は特に、低圧蒸気タービンの最終
段で用いられる翼に関する。
の翼に関する。本発明は特に、低圧蒸気タービンの最終
段で用いられる翼に関する。
【０００２】
【従来の技術及び発明が解決しようとする課題】蒸気タ
ービンの蒸気流路は、静止状態のシリンダとロータによ
って形成される。多数本の静翼が円周方向に列をなして
シリンダに取り付けられ、蒸気流路中へ内方に延びてい
る。同様に、多数本の動翼又は回転翼が円周方向に列を
なしてロータに取り付けられ、蒸気流路中へ外方に延び
ている。静翼と回転翼は交互の列をなして配置され、一
つの列の静翼とそのすぐ下流に位置する回転翼列が段を
形成するようになっている。静翼は蒸気の流れを正確な
角度で下流の回転翼列に流入させるよう差し向けるのに
役立つ。翼幹部は蒸気からエネルギを抽出し、それによ
りロータ及びこれに取り付けられている負荷を駆動する
のに必要な動力を生じさせる。
ービンの蒸気流路は、静止状態のシリンダとロータによ
って形成される。多数本の静翼が円周方向に列をなして
シリンダに取り付けられ、蒸気流路中へ内方に延びてい
る。同様に、多数本の動翼又は回転翼が円周方向に列を
なしてロータに取り付けられ、蒸気流路中へ外方に延び
ている。静翼と回転翼は交互の列をなして配置され、一
つの列の静翼とそのすぐ下流に位置する回転翼列が段を
形成するようになっている。静翼は蒸気の流れを正確な
角度で下流の回転翼列に流入させるよう差し向けるのに
役立つ。翼幹部は蒸気からエネルギを抽出し、それによ
りロータ及びこれに取り付けられている負荷を駆動する
のに必要な動力を生じさせる。
【０００３】各回転翼列により抽出されるエネルギの量
は、当該列の翼数だけでなく、翼幹部の寸法形状によっ
ても左右される。かくして、翼幹部の形状は、タービン
の熱力学的性能における極めて重要な要因であり、翼幹
部の幾何学的形状を決定することはタービン設計の極め
て重要な部分である。
は、当該列の翼数だけでなく、翼幹部の寸法形状によっ
ても左右される。かくして、翼幹部の形状は、タービン
の熱力学的性能における極めて重要な要因であり、翼幹
部の幾何学的形状を決定することはタービン設計の極め
て重要な部分である。
【０００４】蒸気がタービンを通過する際、その圧力は
段を次々に通過する度に降下し、ついには所望の吐出し
圧力が得られるようになる。かくして、蒸気の性状、即
ち、温度、圧力、速度、水分は、蒸気が流路を通って膨
張するにつれて列毎に異なる。したがって、各翼列は、
その列に関連した蒸気の状態について最適化された翼幹
部を備える翼を採用している。しかしながら、所与の列
内では翼幹部の形状は、共振振動数を変化させるために
翼幹部の形状が列内の翼毎に異なるような或る特定のタ
ービンの場合を除き、同一である。
段を次々に通過する度に降下し、ついには所望の吐出し
圧力が得られるようになる。かくして、蒸気の性状、即
ち、温度、圧力、速度、水分は、蒸気が流路を通って膨
張するにつれて列毎に異なる。したがって、各翼列は、
その列に関連した蒸気の状態について最適化された翼幹
部を備える翼を採用している。しかしながら、所与の列
内では翼幹部の形状は、共振振動数を変化させるために
翼幹部の形状が列内の翼毎に異なるような或る特定のタ
ービンの場合を除き、同一である。
【０００５】本発明の出願人に譲渡された米国特許第
５，２４２，２７０号で分かるように、典型的な翼幹部
は、翼をロータに固定するのに用いられる翼根部から延
びている。従来、ロータへの固定を行うために、ほぼ軸
方向に延びる突起部と溝を翼根部の両側部に沿って交互
に形成することによって翼根部をクリスマスツリーの形
にしていた。互いに嵌まり合う突起部と溝を備えたスロ
ットがロータの円板又はディスクに形成される。翼根部
をディスクスロットに滑り込ませると、翼に加わる遠心
力（これはロータの回転速度が大きい、即ち、代表的に
は発電用蒸気タービンについて３６００ＲＰＭであるこ
とに起因して非常に大きい）は、翼根部とディスクが接
触する「支承領域」と称する突起部の部分に沿って分布
する。遠心力が大きいために、翼根部及びディスクスロ
ットの応力は非常に大きい。したがって、突起部と溝に
より生じる応力集中を極力小さくし、翼根部とディスク
スロットの間で接触力の生じる支承領域を極力大きくす
ることが重要である。これが特に重要なのは低圧蒸気タ
ービンの後の方の翼列であるが、その理由は、寸法が大
きく、これら翼列の翼が重く、しかも蒸気流中の水分に
起因して応力腐食が存在するからである。
５，２４２，２７０号で分かるように、典型的な翼幹部
は、翼をロータに固定するのに用いられる翼根部から延
びている。従来、ロータへの固定を行うために、ほぼ軸
方向に延びる突起部と溝を翼根部の両側部に沿って交互
に形成することによって翼根部をクリスマスツリーの形
にしていた。互いに嵌まり合う突起部と溝を備えたスロ
ットがロータの円板又はディスクに形成される。翼根部
をディスクスロットに滑り込ませると、翼に加わる遠心
力（これはロータの回転速度が大きい、即ち、代表的に
は発電用蒸気タービンについて３６００ＲＰＭであるこ
とに起因して非常に大きい）は、翼根部とディスクが接
触する「支承領域」と称する突起部の部分に沿って分布
する。遠心力が大きいために、翼根部及びディスクスロ
ットの応力は非常に大きい。したがって、突起部と溝に
より生じる応力集中を極力小さくし、翼根部とディスク
スロットの間で接触力の生じる支承領域を極力大きくす
ることが重要である。これが特に重要なのは低圧蒸気タ
ービンの後の方の翼列であるが、その理由は、寸法が大
きく、これら翼列の翼が重く、しかも蒸気流中の水分に
起因して応力腐食が存在するからである。
【０００６】遠心力を定常的に受けるだけでなく、翼列
は更に、ロータ回転数の整数倍（調波： harmonics）と
一致する振動数の振動を受ける。かかる翼振動は、ター
ビンの周囲の蒸気流のむら又は不均一により励振される
場合がある。蒸気流の不均一の原因として、抽気管及び
補剛リブが設けられていること、或いは、静翼の形状及
び間隔が完全ではないことが挙げられる。かくして、単
一の、或いはほぼ単一の回転数で動作するようになった
蒸気タービンでは、翼は一又は二以上の共振振動数が
「同調（tuning) 」と呼ばれるロータ回転数の調波と一
致しないような設計が行われている。
は更に、ロータ回転数の整数倍（調波： harmonics）と
一致する振動数の振動を受ける。かかる翼振動は、ター
ビンの周囲の蒸気流のむら又は不均一により励振される
場合がある。蒸気流の不均一の原因として、抽気管及び
補剛リブが設けられていること、或いは、静翼の形状及
び間隔が完全ではないことが挙げられる。かくして、単
一の、或いはほぼ単一の回転数で動作するようになった
蒸気タービンでは、翼は一又は二以上の共振振動数が
「同調（tuning) 」と呼ばれるロータ回転数の調波と一
致しないような設計が行われている。
【０００７】大抵の場合、翼形によって翼の熱力学的性
能だけでなく、翼に加わる力とその機械的強度の両方、
及び共振振動数が決まるので、蒸気タービン翼の設計に
関する問題は深刻になる。これら事情により翼幹部の形
状の選択に制約が生じ、したがって、必然的に、所与の
列についての最適な翼幹部の形状はその機械的特性と空
力学的特性に関する妥協の問題となる。
能だけでなく、翼に加わる力とその機械的強度の両方、
及び共振振動数が決まるので、蒸気タービン翼の設計に
関する問題は深刻になる。これら事情により翼幹部の形
状の選択に制約が生じ、したがって、必然的に、所与の
列についての最適な翼幹部の形状はその機械的特性と空
力学的特性に関する妥協の問題となる。
【０００８】したがって、良好な熱力学的性能を発揮す
ると共に遠心力に起因する翼幹部及び翼根部に加わる応
力を極力小さくし、しかも共振による励振現象を回避す
る蒸気タービン翼列を提供することが望ましい。
ると共に遠心力に起因する翼幹部及び翼根部に加わる応
力を極力小さくし、しかも共振による励振現象を回避す
る蒸気タービン翼列を提供することが望ましい。
【０００９】かくして、本発明の目的は、良好な熱力学
的性能を発揮すると共に遠心力に起因する翼幹部及び翼
根部に加わる応力を極力小さくし、しかも共振による励
振現象を回避する蒸気タービン翼列を提供することにあ
る。
的性能を発揮すると共に遠心力に起因する翼幹部及び翼
根部に加わる応力を極力小さくし、しかも共振による励
振現象を回避する蒸気タービン翼列を提供することにあ
る。
【００１０】
【課題を解決するための手段】この目的に鑑みて、本発
明の要旨は、内部に蒸気流が存在する据置き状態のシリ
ンダと、シリンダによって包囲されたロータと、ロータ
に固定された列状の翼とを有するターボ機械であって、
前記翼が各々、翼幹部及び翼根部を有し、各翼幹部が翼
弦を定める前縁と後縁を備え、翼幹部が、翼根部に隣接
の基端部に基部、外端部に先端をそれぞれ有すると共に
基部と先端との中間に位置する中間高さ部を有してお
り、前記翼弦の長さは、前記基部から前記中間高さ部ま
では減少するが、前記中間高さ部から前記先端までは本
質的には一定であることを特徴とするターボ機械にあ
る。
明の要旨は、内部に蒸気流が存在する据置き状態のシリ
ンダと、シリンダによって包囲されたロータと、ロータ
に固定された列状の翼とを有するターボ機械であって、
前記翼が各々、翼幹部及び翼根部を有し、各翼幹部が翼
弦を定める前縁と後縁を備え、翼幹部が、翼根部に隣接
の基端部に基部、外端部に先端をそれぞれ有すると共に
基部と先端との中間に位置する中間高さ部を有してお
り、前記翼弦の長さは、前記基部から前記中間高さ部ま
では減少するが、前記中間高さ部から前記先端までは本
質的には一定であることを特徴とするターボ機械にあ
る。
【００１１】本発明の内容は、添付の図面に例示的に示
すに過ぎない好ましい実施例の以下の説明を読むと一層
明らかになろう。
すに過ぎない好ましい実施例の以下の説明を読むと一層
明らかになろう。
【００１２】
【実施例】図面を参照すると、図１には、蒸気タービン
１の低圧部の横断面の一部が示されている。図示のよう
に、蒸気タービン１の蒸気流路は、固定又は据置き状態
にあるタービンケーシングまたはシリンダ２及びタービ
ン軸またはロータ３によって形成されている。列状に配
置された動翼又は回転翼５がロータ３の円板９の周囲に
取り付けられ、円周方向に列をなした状態で流路中に半
径方向外方へ延びている。図１に示すように、動翼５の
列は、低圧蒸気タービン１の最終翼列である。ダイヤフ
ラム構造の列状の静翼４がシリンダ２に取り付けられて
いて、動翼５の列の直ぐ上流側で、円周方向に列をなし
た状態で半径方向内方へ延びている。静翼４は蒸気が静
翼列中を流れる際に蒸気に対して段の圧力降下の一部を
与えるような翼形を有している。また、静翼の翼形は、
この段に流入する蒸気７の流れを差し向けて、蒸気が正
しい角度で動翼５の列に流入するようにする働きをも
つ。静翼４の列と動翼５の列は協働して段（stage)を形
成する。
１の低圧部の横断面の一部が示されている。図示のよう
に、蒸気タービン１の蒸気流路は、固定又は据置き状態
にあるタービンケーシングまたはシリンダ２及びタービ
ン軸またはロータ３によって形成されている。列状に配
置された動翼又は回転翼５がロータ３の円板９の周囲に
取り付けられ、円周方向に列をなした状態で流路中に半
径方向外方へ延びている。図１に示すように、動翼５の
列は、低圧蒸気タービン１の最終翼列である。ダイヤフ
ラム構造の列状の静翼４がシリンダ２に取り付けられて
いて、動翼５の列の直ぐ上流側で、円周方向に列をなし
た状態で半径方向内方へ延びている。静翼４は蒸気が静
翼列中を流れる際に蒸気に対して段の圧力降下の一部を
与えるような翼形を有している。また、静翼の翼形は、
この段に流入する蒸気７の流れを差し向けて、蒸気が正
しい角度で動翼５の列に流入するようにする働きをも
つ。静翼４の列と動翼５の列は協働して段（stage)を形
成する。
【００１３】図１に示すように、各動翼５は、蒸気７か
らエネルギを抽出する翼幹部１１及び動翼をロータ３に
固定するのに役立つ翼根部１２で構成されている。翼幹
部１１は、段のハブ領域において翼根部１２に隣接した
その基端部に基部１５を有すると共に、段の先端領域に
おいてその遠方端部に先端１６を有する。図１に示すよ
うに、動翼は自立形のものであり、即ち、翼にはシュラ
ウドが設けられていない。好ましい実施例では、動翼５
は比較的長大であり、即ち図４に示す翼幹部１１の高さ
Ｈは約９１cm（３６インチ）である。
らエネルギを抽出する翼幹部１１及び動翼をロータ３に
固定するのに役立つ翼根部１２で構成されている。翼幹
部１１は、段のハブ領域において翼根部１２に隣接した
その基端部に基部１５を有すると共に、段の先端領域に
おいてその遠方端部に先端１６を有する。図１に示すよ
うに、動翼は自立形のものであり、即ち、翼にはシュラ
ウドが設けられていない。好ましい実施例では、動翼５
は比較的長大であり、即ち図４に示す翼幹部１１の高さ
Ｈは約９１cm（３６インチ）である。
【００１４】本発明は動翼５の翼幹部１１及び翼根部１
２に関する。より詳細には、本発明は、翼列を通って流
れる蒸気７が受けるエネルギ損失を極力抑え、それによ
り翼の性能及びタービンの熱力学的効率を増大させ、し
かも、翼幹部を極力軽量化し、それにより遠心力に起因
する翼幹部の基部及び翼根部に対する力を減少させる新
規な翼形に関する。従って、図２は、翼列の一部を形成
する２つの隣り合う翼幹部１１を示している。各翼幹部
は前縁２１、後縁２６、凸状の表面、即ち負圧面１４、
及び凹状の表面、即ち正圧面１８を有する。本発明の最
終列の翼５の翼幹部１１の新規な幾何学的形状は、関連
パラメータにより以下の表１に特定されており、これら
パラメータの各々は以下に説明され（表１の全ての角度
は°で表わされている）、そして図３に示されている。
表１では、各パラメータは、翼幹部に沿って５つの半径
方向の場所、具体的には（ａ）ロータの中心線から半径
７１ｍｍ（２８インチ）に相当する翼幹部の基部のとこ
ろ、（ｂ）半径９４ｍｍ（３７インチ）に相当する２５
％高さのところ、（ｃ）半径１１６．８ｍｍ（４６イン
チ）に相当する中間高さのところ、（ｄ）半径１３９．
７ｍｍ（５５インチ）に相当する７５％高さのところ、
（ｅ）半径１６２．６ｍｍ（６４インチ）に相当する翼
幹部の先端のところ、で特定されている。翼設計に従事
する当業者であれば理解されるように、翼幹部の基部の
所の半径方向位置に関して表１に示すパラメータの値
は、翼の実際の物理的な幾何学的形状に一致していない
が、その基部の所の翼幹部幾何学的形状を定めるよう翼
設計者によって使用される外挿に基づいている。その理
由は、翼幹部の基部では、実際の値に誤差を与えるフィ
レットが形成されているからである。
２に関する。より詳細には、本発明は、翼列を通って流
れる蒸気７が受けるエネルギ損失を極力抑え、それによ
り翼の性能及びタービンの熱力学的効率を増大させ、し
かも、翼幹部を極力軽量化し、それにより遠心力に起因
する翼幹部の基部及び翼根部に対する力を減少させる新
規な翼形に関する。従って、図２は、翼列の一部を形成
する２つの隣り合う翼幹部１１を示している。各翼幹部
は前縁２１、後縁２６、凸状の表面、即ち負圧面１４、
及び凹状の表面、即ち正圧面１８を有する。本発明の最
終列の翼５の翼幹部１１の新規な幾何学的形状は、関連
パラメータにより以下の表１に特定されており、これら
パラメータの各々は以下に説明され（表１の全ての角度
は°で表わされている）、そして図３に示されている。
表１では、各パラメータは、翼幹部に沿って５つの半径
方向の場所、具体的には（ａ）ロータの中心線から半径
７１ｍｍ（２８インチ）に相当する翼幹部の基部のとこ
ろ、（ｂ）半径９４ｍｍ（３７インチ）に相当する２５
％高さのところ、（ｃ）半径１１６．８ｍｍ（４６イン
チ）に相当する中間高さのところ、（ｄ）半径１３９．
７ｍｍ（５５インチ）に相当する７５％高さのところ、
（ｅ）半径１６２．６ｍｍ（６４インチ）に相当する翼
幹部の先端のところ、で特定されている。翼設計に従事
する当業者であれば理解されるように、翼幹部の基部の
所の半径方向位置に関して表１に示すパラメータの値
は、翼の実際の物理的な幾何学的形状に一致していない
が、その基部の所の翼幹部幾何学的形状を定めるよう翼
設計者によって使用される外挿に基づいている。その理
由は、翼幹部の基部では、実際の値に誤差を与えるフィ
レットが形成されているからである。
【００１５】
【表４】 表 １ パラメータ ２５％ 中 間 ７５％ 先 端 半 径（cm） 94.0 116.8 139.7 162.6 幅 （cm） 25.0 14.3 6.60 2.06 弦長 （cm） 25.5 19.0 18.4 18.5 ピッチ／弦長 0.45 0.76 0.94 0.97 食違い角 10.3 40.8 69.3 84.4 最大厚さ（cm） 3.88 2.49 1.16 0.90 最大厚さ／弦長 0.15 0.13 0.06 0.05 最大厚さ／ピッチ 0.34 0.17 0.07 0.05 回転角 94.0 74.6 13.7 0.7 出口開き（cm） 6.30 6.46 4.78 --- 出口開き角 36.1 33.8 24.9 --- ゲージング 0.54 0.45 0.28 --- 入口金属角 50.0 77.8 149.8 175.7 入口夾角 9.2 16.0 11.0 2.6 出口金属角 36.0 27.6 16.5 3.6 負圧面の回転角 0.1 2.8 8.4 1.9 翼幅は、軸方向における前縁から後縁までの距離を指
し、図２ではＷで示されている。翼弦長は、前縁２２か
ら後縁２６までの距離を指し、図２ではＣで示されてい
る。さらに以下に説明するように、本発明の翼幹部は、
弦Ｃについて新規な半径方向分布を有している。
し、図２ではＷで示されている。翼弦長は、前縁２２か
ら後縁２６までの距離を指し、図２ではＣで示されてい
る。さらに以下に説明するように、本発明の翼幹部は、
弦Ｃについて新規な半径方向分布を有している。
【００１６】ピッチは、隣り合う後縁間の接線方向にお
ける距離であり、図２ではＰで示されている。弦に対す
るピッチの比（ピッチ・コード比）は、翼列の性能を判
定する上で重要なパラメータである。というのは、翼の
エネルギ損失を最少にさせるこのパラメータについての
最適値があるからである。つまり、値が大きすぎる場合
（これは翼の数が少なすぎることを示す）、各翼の支持
荷重が大きすぎて流れの分離が生じ、また、値が小さす
ぎる場合（これは、翼の数が多すぎることを示す）、表
面摩擦が過度に大きくなる。従って、これらパラメータ
が表１に含まれている。
ける距離であり、図２ではＰで示されている。弦に対す
るピッチの比（ピッチ・コード比）は、翼列の性能を判
定する上で重要なパラメータである。というのは、翼の
エネルギ損失を最少にさせるこのパラメータについての
最適値があるからである。つまり、値が大きすぎる場合
（これは翼の数が少なすぎることを示す）、各翼の支持
荷重が大きすぎて流れの分離が生じ、また、値が小さす
ぎる場合（これは、翼の数が多すぎることを示す）、表
面摩擦が過度に大きくなる。従って、これらパラメータ
が表１に含まれている。
【００１７】食違い角は、前縁から後縁まで引いた線２
１が軸方向と成す角度であって、図２ではＳで示されて
いる。
１が軸方向と成す角度であって、図２ではＳで示されて
いる。
【００１８】最大厚さは、翼幹部の横断面の最も厚い部
分を指し、図２でｔで示されている。弦に対する厚さの
最大比及びピッチに対する厚さの最大比は、半径方向の
場所における翼弦長及び翼幹部ピッチに対するその半径
方向場所における翼幹部の横断面の最大厚さの比であ
る。
分を指し、図２でｔで示されている。弦に対する厚さの
最大比及びピッチに対する厚さの最大比は、半径方向の
場所における翼弦長及び翼幹部ピッチに対するその半径
方向場所における翼幹部の横断面の最大厚さの比であ
る。
【００１９】回転角は、図２ではＭＴＡで示されてお
り、ＭＴＡ＝１８０°−（ＩＭＡ＋ＥＭＡ）という式で
与えられ、この式においてＩＭＡ及びＥＭＡはそれぞれ
後述のように入口金属角度及び出口金属角度である。
り、ＭＴＡ＝１８０°−（ＩＭＡ＋ＥＭＡ）という式で
与えられ、この式においてＩＭＡ及びＥＭＡはそれぞれ
後述のように入口金属角度及び出口金属角度である。
【００２０】出口開き、又は、のど部（throat）の幅
は、負圧面と垂直な線に沿う、一方の翼の後縁２６から
隣接の翼の負圧面１４までの距離であり、図２ではＯで
示されている。出口開きは先端１６には示されていな
い。その理由は、本発明の翼に関しては、先端のところ
での隣り合う翼の前縁と後縁は、一方の翼の負圧面から
隣りの翼の後縁２６まで垂直線を引くことができないよ
うな位置関係にあるからである。翼列のゲージング（ga
uging)は、ピッチに対する出口開きの比として定義さ
れ、蒸気流に対して利用可能な環状領域の部分を示して
いる。
は、負圧面と垂直な線に沿う、一方の翼の後縁２６から
隣接の翼の負圧面１４までの距離であり、図２ではＯで
示されている。出口開きは先端１６には示されていな
い。その理由は、本発明の翼に関しては、先端のところ
での隣り合う翼の前縁と後縁は、一方の翼の負圧面から
隣りの翼の後縁２６まで垂直線を引くことができないよ
うな位置関係にあるからである。翼列のゲージング（ga
uging)は、ピッチに対する出口開きの比として定義さ
れ、蒸気流に対して利用可能な環状領域の部分を示して
いる。
【００２１】出口開き角度は、ゲージングのアークサイ
ン（逆正弦）である。
ン（逆正弦）である。
【００２２】入口金属角度は、円周方向線と線１９，２
０の二等分線２５との間の角度であり、線１９，２０は
それぞれ、前縁２２での負圧面１４と正圧面１８の接線
である。入口金属角度は図２ではＩＭＡで示されてい
る。
０の二等分線２５との間の角度であり、線１９，２０は
それぞれ、前縁２２での負圧面１４と正圧面１８の接線
である。入口金属角度は図２ではＩＭＡで示されてい
る。
【００２３】入口夾角は、接線１９，２０のなす角度で
あり、図２では、ＩＩＡで示されている。入口夾角の選
択決定にはトレードオフの関係がある。その理由は、大
きな入口夾角が大きい場合にはオフデザイン状態におけ
る性能が向上し、これに対し、入口夾角が小さな場合に
は各種設計条件下においても最適性能が得られるからで
ある。
あり、図２では、ＩＩＡで示されている。入口夾角の選
択決定にはトレードオフの関係がある。その理由は、大
きな入口夾角が大きい場合にはオフデザイン状態におけ
る性能が向上し、これに対し、入口夾角が小さな場合に
は各種設計条件下においても最適性能が得られるからで
ある。
【００２４】出口金属角度は、円周方向線と線２３，２
４の二等分線２７との間の角度であり、線２３，２４は
それぞれ、後縁２６での負圧面１４と正圧面１８の接線
である。出口金属角度は図２ではＥＭＡで示されてい
る。
４の二等分線２７との間の角度であり、線２３，２４は
それぞれ、後縁２６での負圧面１４と正圧面１８の接線
である。出口金属角度は図２ではＥＭＡで示されてい
る。
【００２５】負圧面の回転角は、のど部Ｏから後縁２６
までの負圧面１４の回転量であり、図２ではＳＴＡで示
されている。負圧面の回転角の最適値はマッハ数によっ
て変わる。回転量が大きすぎると、流れが分離する場合
があり、回転量が少なすぎると、蒸気流の適正な加速が
妨げられる。理解できるように、負圧面の回転角は翼幹
部を全体を通じて１０°以下に維持され、それにより境
界層の分離が後縁２６の領域で生じないようになってい
る。
までの負圧面１４の回転量であり、図２ではＳＴＡで示
されている。負圧面の回転角の最適値はマッハ数によっ
て変わる。回転量が大きすぎると、流れが分離する場合
があり、回転量が少なすぎると、蒸気流の適正な加速が
妨げられる。理解できるように、負圧面の回転角は翼幹
部を全体を通じて１０°以下に維持され、それにより境
界層の分離が後縁２６の領域で生じないようになってい
る。
【００２６】本発明の翼幹部１１は図３に示す翼幹部１
１のいわゆる「スタックドプロット（stacked plot）」
によってさらに特定されており、かかるスタックドプロ
ットは、符号３０によって指示される翼幹部の先端１６
のところ、符号３１によって指示される２５％高さのと
ころ、符号３２によって示される中間高さのところ、符
号３３によって示される７５％高さのところ、符号３４
によって示される翼幹部の基部１５のところの横断面を
示している。
１のいわゆる「スタックドプロット（stacked plot）」
によってさらに特定されており、かかるスタックドプロ
ットは、符号３０によって指示される翼幹部の先端１６
のところ、符号３１によって指示される２５％高さのと
ころ、符号３２によって示される中間高さのところ、符
号３３によって示される７５％高さのところ、符号３４
によって示される翼幹部の基部１５のところの横断面を
示している。
【００２７】蒸気流からエネルギを効率的に抽出するた
めに、翼幹部はその弦長についてある特定の最小値を有
する必要がある。従来、弦長の最小値の生ずる場所は翼
先端であった。翼幹部の先端から基部に向かうにつれて
翼幹部に加わる遠心力及び曲げ力の増大に起因して、最
大の弦長は一般に、これら力が最も大きい翼幹部の基部
で生じた。従来、翼弦のこの変化は一般に、翼幹部の基
部からその先端へ弦をほぼ一定の割合で変化させること
によって行ってきた。
めに、翼幹部はその弦長についてある特定の最小値を有
する必要がある。従来、弦長の最小値の生ずる場所は翼
先端であった。翼幹部の先端から基部に向かうにつれて
翼幹部に加わる遠心力及び曲げ力の増大に起因して、最
大の弦長は一般に、これら力が最も大きい翼幹部の基部
で生じた。従来、翼弦のこの変化は一般に、翼幹部の基
部からその先端へ弦をほぼ一定の割合で変化させること
によって行ってきた。
【００２８】本発明の重要な特徴によれば、弦Ｃは翼の
高さＨに沿って一定の割合では変化していない。その代
りに、翼幹部１１の弦Ｃの減少している部分のほとんど
全ては翼幹部の下半分で生じている。翼形のこの新規な
形状は図１では明らかでない。その理由は、捩れによっ
て翼形の側面図が歪んでいるからである。しかしなが
ら、図４は、翼幹部１１が捩れていないかのように見え
る側面図を示しており、従って、前縁２２及び後縁２６
は同一平面内にあり、それにより本発明の新規なテーパ
形状を明確にしている。
高さＨに沿って一定の割合では変化していない。その代
りに、翼幹部１１の弦Ｃの減少している部分のほとんど
全ては翼幹部の下半分で生じている。翼形のこの新規な
形状は図１では明らかでない。その理由は、捩れによっ
て翼形の側面図が歪んでいるからである。しかしなが
ら、図４は、翼幹部１１が捩れていないかのように見え
る側面図を示しており、従って、前縁２２及び後縁２６
は同一平面内にあり、それにより本発明の新規なテーパ
形状を明確にしている。
【００２９】図５は、弦Ｃの半径方向分布を、翼幹部の
基部１５での弦の百分率として示している。図４及び図
５に示すように、弦Ｃは、翼幹部の基部１５から約５０
％高さまでほぼ一定の割合で減少しており、５０％高さ
の時点では、基部の弦長の半分以下になっている。しか
しながら、翼幹部の５０％高さから先端１６までは、弦
長は本質的に一定のままであり、即ち偏差が５％未満で
ある。
基部１５での弦の百分率として示している。図４及び図
５に示すように、弦Ｃは、翼幹部の基部１５から約５０
％高さまでほぼ一定の割合で減少しており、５０％高さ
の時点では、基部の弦長の半分以下になっている。しか
しながら、翼幹部の５０％高さから先端１６までは、弦
長は本質的に一定のままであり、即ち偏差が５％未満で
ある。
【００３０】本発明による弦Ｃの新規な半径方向分布に
より、図４に破線で示す従来のほぼ一定のテーパの弦と
比べて、翼の重量が軽くなる。この軽量化により、翼幹
部１１により生じる遠心力が小さくなり、その結果、翼
根部１２内の応力が減少するという点で有利な結果が得
られる。
より、図４に破線で示す従来のほぼ一定のテーパの弦と
比べて、翼の重量が軽くなる。この軽量化により、翼幹
部１１により生じる遠心力が小さくなり、その結果、翼
根部１２内の応力が減少するという点で有利な結果が得
られる。
【００３１】本発明による翼幹部１１はまた、基部１５
から先端部１６に延びるにつれて高い度合いの捩れを示
している。この高度の捩れは、食違い角Ｓが図６に示さ
れているように翼幹部の基部１５のところで約０から先
端部１６の所の約８５°まで変化することによって示さ
れており、図３で容易に見ることができる。
から先端部１６に延びるにつれて高い度合いの捩れを示
している。この高度の捩れは、食違い角Ｓが図６に示さ
れているように翼幹部の基部１５のところで約０から先
端部１６の所の約８５°まで変化することによって示さ
れており、図３で容易に見ることができる。
【００３２】表１で特定され、図３に示されている本発
明の翼幹部１１の新規な形状により、蒸気７は最小限度
のエネルギ損失で翼列を横切って膨張することができ
る。翼列による著しいエネルギ損失は、蒸気が翼幹部表
面に沿って流れるときに生じる摩擦損失及び翼幹部の負
圧面１４上の境界層の分離に起因して生じる場合があ
る。本発明の翼幹部の形状では、これら蒸気エネルギの
損失の両方が最小限に抑えられる。
明の翼幹部１１の新規な形状により、蒸気７は最小限度
のエネルギ損失で翼列を横切って膨張することができ
る。翼列による著しいエネルギ損失は、蒸気が翼幹部表
面に沿って流れるときに生じる摩擦損失及び翼幹部の負
圧面１４上の境界層の分離に起因して生じる場合があ
る。本発明の翼幹部の形状では、これら蒸気エネルギの
損失の両方が最小限に抑えられる。
【００３３】摩擦損失を最小限に抑えるには、翼幹部の
形状を図７に示すように蒸気の速度を比較的小さい値に
維持するよう構成する。具体的に述べると、図７は、速
度比、即ち、前縁ＬＥから後縁ＴＥまで変化するときの
中間高さにおける翼列を出る蒸気の速度に対する中間高
さにおける翼幹部の表面の蒸気速度の比を示している。
上側の曲線は凸状の負圧面１４に関する速度比を示し、
下側の曲線は凹状の正圧面１８に関する速度比を表わし
ている。図７に示すように、翼幹部の幅全体に亘って中
間高さ（これは翼幹部の長さ全体を代表する）における
速度比は１．２未満である。かかる有利な速度の分布状
態は、図３に示す翼の表面輪郭線によって可能になって
いる。
形状を図７に示すように蒸気の速度を比較的小さい値に
維持するよう構成する。具体的に述べると、図７は、速
度比、即ち、前縁ＬＥから後縁ＴＥまで変化するときの
中間高さにおける翼列を出る蒸気の速度に対する中間高
さにおける翼幹部の表面の蒸気速度の比を示している。
上側の曲線は凸状の負圧面１４に関する速度比を示し、
下側の曲線は凹状の正圧面１８に関する速度比を表わし
ている。図７に示すように、翼幹部の幅全体に亘って中
間高さ（これは翼幹部の長さ全体を代表する）における
速度比は１．２未満である。かかる有利な速度の分布状
態は、図３に示す翼の表面輪郭線によって可能になって
いる。
【００３４】また、図７は、本発明の翼において、蒸気
が翼幹部１１の後縁２６に向って膨張している時に蒸気
が余り急激に減速しないように翼幹部の幾何学的形状を
定めることによって、境界層の分離を阻止することを示
している。理解できるように、負圧面に関する速度比
は、約９０％翼幅のところでのそのピーク値である約
１．１から後縁ＴＥにおけるその値まで著しくは減少し
ておらず、それにより、境界層の分離及び関連の蒸気エ
ネルギの損失が生じないようにする。
が翼幹部１１の後縁２６に向って膨張している時に蒸気
が余り急激に減速しないように翼幹部の幾何学的形状を
定めることによって、境界層の分離を阻止することを示
している。理解できるように、負圧面に関する速度比
は、約９０％翼幅のところでのそのピーク値である約
１．１から後縁ＴＥにおけるその値まで著しくは減少し
ておらず、それにより、境界層の分離及び関連の蒸気エ
ネルギの損失が生じないようにする。
【００３５】図８に示すように、本発明の翼では、翼幹
部の基部のところのゲージングＧは、比較的高く、約
０．５５になっており、翼高さの下側１／３にわたり
０．５以上に保たれている。しかる後、ゲージングは翼
幹部の先端に向って急激に減少する。大きなゲージング
が翼幹部の下部において維持されるこの半径方向ゲージ
ング分布により、いっそう多量の蒸気が段のハブ領域を
通過し、先端領域における蒸気の流れを減少させる。こ
れは望ましい状況である。というのは、これにより、翼
の下流側の排気フード性能が好ましいものとなるからで
ある。
部の基部のところのゲージングＧは、比較的高く、約
０．５５になっており、翼高さの下側１／３にわたり
０．５以上に保たれている。しかる後、ゲージングは翼
幹部の先端に向って急激に減少する。大きなゲージング
が翼幹部の下部において維持されるこの半径方向ゲージ
ング分布により、いっそう多量の蒸気が段のハブ領域を
通過し、先端領域における蒸気の流れを減少させる。こ
れは望ましい状況である。というのは、これにより、翼
の下流側の排気フード性能が好ましいものとなるからで
ある。
【００３６】図９は、翼幹部１１の最大厚さＴの半径方
向分布状態を、翼幹部の基部１５でのその値の百分率と
して示している。図８に示すように、翼幹部の最大厚さ
は、約２０％高さでの約１０６％から約８０％高さでの
３０％未満まで劇的に小さくなる。このように翼幹部の
上方部分が次第に薄くなっているので、翼幹部の重量は
小さくなり、それにより翼根部１２に作用する遠心力が
減少する。
向分布状態を、翼幹部の基部１５でのその値の百分率と
して示している。図８に示すように、翼幹部の最大厚さ
は、約２０％高さでの約１０６％から約８０％高さでの
３０％未満まで劇的に小さくなる。このように翼幹部の
上方部分が次第に薄くなっているので、翼幹部の重量は
小さくなり、それにより翼根部１２に作用する遠心力が
減少する。
【００３７】表１で特定された幾何学的形状の翼幹部の
機械的性質が表２に示されている。翼幹部の主要な座標
軸が図２において、ＭＩＮ及びＭＡＸとして示されてい
る。これらの座標軸の周りの最小及び最大の二次慣性モ
ーメントが表２において、Ｉmin 及びＩmax として示さ
れており、完成捩りモーメントがＩtor で示されてい
る。Ｉmin の半径方向分布及び横断面積は第１の振動モ
ードに大きな影響をもっている。Ｉmax の半径方向分布
及び横断面積は二次振動モードに対し大きな影響をもっ
ている。それゆえ、これら値を調節して共振を回避する
ことが重要である。主座標軸ＭＩＮ及びＭＡＸからの前
縁及び後縁の距離はそれぞれＣmin 及びＣmax で示され
ている。主座標軸ＭＩＮが軸方向線と成す角度が図２に
おいてＰＣＡで示されている。主座標軸の角度を除き、
表２に示す値は、翼に遠心力が加わってもそれによって
翼幹部が捩れたりしないことを考慮して、設計速度、即
ち３６００ＲＰＭでの運転中、翼のとる幾何学的形状に
基づいている。
機械的性質が表２に示されている。翼幹部の主要な座標
軸が図２において、ＭＩＮ及びＭＡＸとして示されてい
る。これらの座標軸の周りの最小及び最大の二次慣性モ
ーメントが表２において、Ｉmin 及びＩmax として示さ
れており、完成捩りモーメントがＩtor で示されてい
る。Ｉmin の半径方向分布及び横断面積は第１の振動モ
ードに大きな影響をもっている。Ｉmax の半径方向分布
及び横断面積は二次振動モードに対し大きな影響をもっ
ている。それゆえ、これら値を調節して共振を回避する
ことが重要である。主座標軸ＭＩＮ及びＭＡＸからの前
縁及び後縁の距離はそれぞれＣmin 及びＣmax で示され
ている。主座標軸ＭＩＮが軸方向線と成す角度が図２に
おいてＰＣＡで示されている。主座標軸の角度を除き、
表２に示す値は、翼に遠心力が加わってもそれによって
翼幹部が捩れたりしないことを考慮して、設計速度、即
ち３６００ＲＰＭでの運転中、翼のとる幾何学的形状に
基づいている。
【００３８】
【表５】 表 ２ 翼幹部の機械的性質 パラメータ 基部 ２５％ 中間 ７５％ 先端 横断面積（cm2) 124.0 67.4 28.8 12.7 11.0 主座標軸の角度 - 0.6 5.3 42.9 70.8 85.2 Ｉtor'cm4 407 191 34 2.5 1.7 Ｉmin'cm4 842 336 34 0.9 0.4 Ｉmax'cm4x10 2 128 23.7 5.7 3.1 2.7 Ｉmin - LE，mm - 7.00 -5.43 -3.06 -0.80 -1.27 Ｉmax - LE，mm 20.75 12.4 6.81 7.07 7.39 Ｉmin - TE，mm -7.53 -7.38 -2.35 -0.34 -0.18 Ｉmax - TE，mm -19.04 -13.7 -12.02 -11.02 -10.88 新規な翼幹部１１に加えて、本発明の翼はまた、新規な
翼根部１２を利用している。図１０に示すように、翼根
部１２は、４つの突起部、具体的に述べると、最も上の
突起部５０、最も上の突起部の次の突起部５１、最も下
の突起部の次の突起部５２及び最も下の突起部５３を備
えたクリスマスツリーの形をしている。最も上側の溝５
５が、最も上に位置する突起部の上、即ち具体的に述べ
ると翼端部プラットフォーム４９と最も上の突起部５０
との間に位置している。加えて、最も上側の溝の次の溝
５６が、突起部５０と５１との間に位置し、最も下側の
溝の次の溝５７が突起部５１と５２との間に位置し、最
も下側の溝５８が突起部５２と５３との間に位置してい
る。
翼根部１２を利用している。図１０に示すように、翼根
部１２は、４つの突起部、具体的に述べると、最も上の
突起部５０、最も上の突起部の次の突起部５１、最も下
の突起部の次の突起部５２及び最も下の突起部５３を備
えたクリスマスツリーの形をしている。最も上側の溝５
５が、最も上に位置する突起部の上、即ち具体的に述べ
ると翼端部プラットフォーム４９と最も上の突起部５０
との間に位置している。加えて、最も上側の溝の次の溝
５６が、突起部５０と５１との間に位置し、最も下側の
溝の次の溝５７が突起部５１と５２との間に位置し、最
も下側の溝５８が突起部５２と５３との間に位置してい
る。
【００３９】図１０に示すように、翼根部１２は、ロー
タディスク９の周囲に設けられていて、翼根部の溝５５
〜５８に一致する突起部８１〜８４を有し、且つ翼根部
の突起部５０〜５３に一致する溝８５〜８８を有するス
ロット８０に嵌まり込む。翼根部１２及びディスクスロ
ット８０の輪郭及び公差を厳密に調節することにより、
翼根部の突起部５０〜５３の各々の上面の一部はディス
クスロットの突起部８５〜８８の各々の下面の一部に当
接することになる。かくして、突起部５０〜５３は、図
１１にＢＡ１〜ＢＡ４によって示された幅の支承領域を
形成し、かかる支承領域全体に接触応力が分布される。
ロータ３の回転により翼根部の突起部及びディスクの溝
に加わる遠心力が大きく、しかも蒸気流によって生じる
振動力があるので、支承面積及び翼根部の強さを最大に
し、そして応力集中を最小限に抑えることにより力を最
適に吸収して分布させるよう翼根部１２及びディスクス
ロット８０の幾何学的形状を定めることが重要である。
したがって、本発明の翼根部では翼根部の幾何学的形状
は、支承面積及び翼根部の強さを最大限にし、応力集中
を最小限に抑えるよう最適化されていた。これは部分的
には表３に反映されており、かかる表３では、翼根部の
溝５５〜５８の各々と突起部５０〜５３の各々の支承幅
との間の最小翼根部ネック幅が図１１においてＮ１〜Ｎ
４で指示されている。理解できるように、本発明による
翼根部の幾何学的形状により、突起部から伝えられた応
力に耐えるための比較的幅の広い翼根部ネック幅及び接
触応力を吸収するための比較的大きな支承幅が得られ
る。
タディスク９の周囲に設けられていて、翼根部の溝５５
〜５８に一致する突起部８１〜８４を有し、且つ翼根部
の突起部５０〜５３に一致する溝８５〜８８を有するス
ロット８０に嵌まり込む。翼根部１２及びディスクスロ
ット８０の輪郭及び公差を厳密に調節することにより、
翼根部の突起部５０〜５３の各々の上面の一部はディス
クスロットの突起部８５〜８８の各々の下面の一部に当
接することになる。かくして、突起部５０〜５３は、図
１１にＢＡ１〜ＢＡ４によって示された幅の支承領域を
形成し、かかる支承領域全体に接触応力が分布される。
ロータ３の回転により翼根部の突起部及びディスクの溝
に加わる遠心力が大きく、しかも蒸気流によって生じる
振動力があるので、支承面積及び翼根部の強さを最大に
し、そして応力集中を最小限に抑えることにより力を最
適に吸収して分布させるよう翼根部１２及びディスクス
ロット８０の幾何学的形状を定めることが重要である。
したがって、本発明の翼根部では翼根部の幾何学的形状
は、支承面積及び翼根部の強さを最大限にし、応力集中
を最小限に抑えるよう最適化されていた。これは部分的
には表３に反映されており、かかる表３では、翼根部の
溝５５〜５８の各々と突起部５０〜５３の各々の支承幅
との間の最小翼根部ネック幅が図１１においてＮ１〜Ｎ
４で指示されている。理解できるように、本発明による
翼根部の幾何学的形状により、突起部から伝えられた応
力に耐えるための比較的幅の広い翼根部ネック幅及び接
触応力を吸収するための比較的大きな支承幅が得られ
る。
【００４０】本発明によれば、各突起部支承領域ＢＡ１
〜ＢＡ４がＸ軸となす、図１１に示す角度Ａは約３０°
である。角度Ａが大き過ぎると、突起部の支承領域に加
わる摩擦力（これは、加えられた加重が支承領域と成す
角度の関数である）は大きくなり過ぎ、それにより翼根
部は表面損傷を受けやすくなる。しかしながら、所与の
翼根部の包絡線又はエンベロープでは、角度Ａが小さけ
ればそれだけ一層、所与の支承領域の幅ＢＡについて達
成できる翼根部ネック幅Ｎが小さくなる。その理由は、
ネック幅はＸ軸と平行な平面に投影された支承領域幅の
関数だからである。従って、本発明者等は、３０°とい
う角度が、翼根部突起部の支承面がＸ方向線となす角度
Ａについて最適値であることを発見した。
〜ＢＡ４がＸ軸となす、図１１に示す角度Ａは約３０°
である。角度Ａが大き過ぎると、突起部の支承領域に加
わる摩擦力（これは、加えられた加重が支承領域と成す
角度の関数である）は大きくなり過ぎ、それにより翼根
部は表面損傷を受けやすくなる。しかしながら、所与の
翼根部の包絡線又はエンベロープでは、角度Ａが小さけ
ればそれだけ一層、所与の支承領域の幅ＢＡについて達
成できる翼根部ネック幅Ｎが小さくなる。その理由は、
ネック幅はＸ軸と平行な平面に投影された支承領域幅の
関数だからである。従って、本発明者等は、３０°とい
う角度が、翼根部突起部の支承面がＸ方向線となす角度
Ａについて最適値であることを発見した。
【００４１】
【表６】 表 ３ 場 所 翼根部ネック幅,Ni (cm) 支承幅，BAi (cm) 最も上 （i=1) ３．８１０ ０．５３２ 最も上の次 (i=2) ３．０５８ ０．４９３ 最も下の次 (i=3) ２．０９７ ０．４７０ 最も下 (i=4) １．３９８ ０．３６２ 図１１に示すように、本発明によれば、最も上に位置す
る溝５５は、Ｐ２に始まりＰ３で終わる第１の凹状部分
及びＰ４で始まり、Ｐ５で終わる第２の凹状部分で構成
される。２つの凹状部分は点Ｐ３，Ｐ４の間に延びる接
線によって連結される。溝５５の場合、Ｐ３，Ｐ４の間
の接線は非常に短く、ある実施例ではなしで済ますこと
もできることは注目されるべきである。第１の凹状部分
はＣ１を中心とする曲率半径Ｒ１を有し、第２の凹状部
分はＣ２を中心とする曲率半径Ｒ２を有する。最も上に
位置する突起部５０は、Ｐ５で始まり、Ｐ６で終わる第
１の真っ直ぐな部分、Ｐ７で始まり、Ｐ８で終わる第２
の真っ直ぐな部分、及びＰ９で始まりＰ１０で終わる第
３の真っ直ぐな部分で構成される。第１及び第２の真っ
直ぐな部分は、Ｃ３を中心とする曲率半径Ｒ３を有する
接線方向凸状部分によって接合され、第２及び第３の真
っ直ぐな部分は、中心をＣ４とする曲率半径Ｒ４の接線
方向凸状部分によって接合される。
る溝５５は、Ｐ２に始まりＰ３で終わる第１の凹状部分
及びＰ４で始まり、Ｐ５で終わる第２の凹状部分で構成
される。２つの凹状部分は点Ｐ３，Ｐ４の間に延びる接
線によって連結される。溝５５の場合、Ｐ３，Ｐ４の間
の接線は非常に短く、ある実施例ではなしで済ますこと
もできることは注目されるべきである。第１の凹状部分
はＣ１を中心とする曲率半径Ｒ１を有し、第２の凹状部
分はＣ２を中心とする曲率半径Ｒ２を有する。最も上に
位置する突起部５０は、Ｐ５で始まり、Ｐ６で終わる第
１の真っ直ぐな部分、Ｐ７で始まり、Ｐ８で終わる第２
の真っ直ぐな部分、及びＰ９で始まりＰ１０で終わる第
３の真っ直ぐな部分で構成される。第１及び第２の真っ
直ぐな部分は、Ｃ３を中心とする曲率半径Ｒ３を有する
接線方向凸状部分によって接合され、第２及び第３の真
っ直ぐな部分は、中心をＣ４とする曲率半径Ｒ４の接線
方向凸状部分によって接合される。
【００４２】最も上に位置する溝の次の溝５６は、Ｐ１
０で始まり、Ｐ１１で終わる第１の凹状部分及びＰ１２
で始まり、Ｐ１３で終わる第２の凹状部分によって構成
されている。２つの凹状部分は、Ｐ１１，Ｐ１２の間に
延びる接線によって連結されている。第１の凹状部分
は、中心をＣ５とする曲率半径Ｒ５を有し、第２の凹状
部分は、中心をＣ６とする曲率半径Ｒ６を有する。最も
上に位置する突起部の次の突起部５２は、Ｐ１３で始ま
り、Ｐ１４で終わる第１の真っ直ぐな部分、Ｐ１５で始
まり、Ｐ１６で終わる第２の真っ直ぐな部分、及びＰ１
７で始まり、Ｐ１８で終わる第３の真っ直ぐな部分によ
って構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな部分
は、中心をＣ７とする曲率半径Ｒ７の接線半径凸状部分
によって結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、
中心をＣ８とする曲率半径Ｒ８の接線方向凸状部分によ
って結合されている。
０で始まり、Ｐ１１で終わる第１の凹状部分及びＰ１２
で始まり、Ｐ１３で終わる第２の凹状部分によって構成
されている。２つの凹状部分は、Ｐ１１，Ｐ１２の間に
延びる接線によって連結されている。第１の凹状部分
は、中心をＣ５とする曲率半径Ｒ５を有し、第２の凹状
部分は、中心をＣ６とする曲率半径Ｒ６を有する。最も
上に位置する突起部の次の突起部５２は、Ｐ１３で始ま
り、Ｐ１４で終わる第１の真っ直ぐな部分、Ｐ１５で始
まり、Ｐ１６で終わる第２の真っ直ぐな部分、及びＰ１
７で始まり、Ｐ１８で終わる第３の真っ直ぐな部分によ
って構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな部分
は、中心をＣ７とする曲率半径Ｒ７の接線半径凸状部分
によって結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、
中心をＣ８とする曲率半径Ｒ８の接線方向凸状部分によ
って結合されている。
【００４３】最も下に位置する溝の次の溝５７は、Ｐ１
８で始まり、Ｐ１９で終わる第１の凹状部分及びＰ２０
で始まり、Ｐ２１で終わる第２の凹状部分によって構成
されている。第２の凹状部分は、Ｐ１９，Ｐ２０の間に
延びる接線によって連結されている。第１の凹状部分
は、中心をＣ９とする曲率半径Ｒ９を有し、第２の凹状
部分は、中心をＣ１０とする曲率半径Ｒ１０を有する。
最も下に位置する突起部の次の突起部５３は、Ｐ２１で
始まり、Ｐ２２で終わる第１の真っ直ぐな部分、Ｐ２３
で始まり、Ｐ２４で終わる第２の真っ直ぐな部分、及び
Ｐ２５で始まり、Ｐ２６で終わる第３の真っ直ぐな部分
によって構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな部
分は、中心をＣ１１とする曲率半径Ｒ１１の接線方向凸
状部分によって結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部
分は、中心をＣ１２とする曲率半径Ｒ１２の接線方向凸
状部分によって結合されている。最も下に位置する溝５
８は、Ｐ２６で始まり、Ｐ２７で終わる第１の凹状部分
及びＰ２８で始まり、Ｐ２９で終わる第２の凹状部分に
よって構成されている。２つの凹状部分は、点Ｐ２７，
Ｐ２８の間を延びる接線によって連結されている。第１
の凹状部分は、中心をＣ１３とする曲率半径Ｒ１３を有
し、第２の凹状部分は、中心をＣ１４とする曲率半径Ｒ
１４を有する。最も下に位置する突起部５４は、Ｐ２９
で始まり、Ｐ３０で終わる第１の真っ直ぐな部分、Ｐ３
１で始まり、Ｐ３２で終わる第２の真っ直ぐな部分及び
Ｐ３３で始まり、Ｐ３４で終わる第３の真っ直ぐな部分
によって構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな部
分は、中心をＣ１５とする曲率半径Ｒ１５の接線方向凸
状部分で結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、
中心をＣ１６とする曲率半径Ｒ１６の接線方向凸状部分
によって結合されている。本発明の翼根部１２の曲率半
径及び他の形状に関する特徴は、翼根部内の応力を最小
限に抑えるよう最適化されている。従って、表４は点Ｐ
１〜Ｐ３４の位置を定めるＸ−Ｙ座標点を示し、表５は
曲率半径Ｒ１〜１６の値及びこれに対応したこれら曲率
半径の中心Ｃ１〜Ｃ１６のＸ−Ｙ座標を与えている。座
標及び半径は図１２に示すように翼根部１２の左半分し
か示していないが、翼根部はＹ軸によって定まるその半
径方向中心線の周りに対称であり、従って、表４及び表
５は完全に翼根部１２の幾何学的形状を特定するように
なる。本発明の一実施例では、表４及び表５に示された
座標点及び半径の値はインチで表現されている。しかし
ながら、本発明による翼根部１２が形状が同一であるな
らば、より大きな或いはより小さなサイズに合わせて大
きさを定めてもよい。従って、表４及び表５で与えられ
ている座標及び半径についての値は無次元数であると考
えられるべきである。
８で始まり、Ｐ１９で終わる第１の凹状部分及びＰ２０
で始まり、Ｐ２１で終わる第２の凹状部分によって構成
されている。第２の凹状部分は、Ｐ１９，Ｐ２０の間に
延びる接線によって連結されている。第１の凹状部分
は、中心をＣ９とする曲率半径Ｒ９を有し、第２の凹状
部分は、中心をＣ１０とする曲率半径Ｒ１０を有する。
最も下に位置する突起部の次の突起部５３は、Ｐ２１で
始まり、Ｐ２２で終わる第１の真っ直ぐな部分、Ｐ２３
で始まり、Ｐ２４で終わる第２の真っ直ぐな部分、及び
Ｐ２５で始まり、Ｐ２６で終わる第３の真っ直ぐな部分
によって構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな部
分は、中心をＣ１１とする曲率半径Ｒ１１の接線方向凸
状部分によって結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部
分は、中心をＣ１２とする曲率半径Ｒ１２の接線方向凸
状部分によって結合されている。最も下に位置する溝５
８は、Ｐ２６で始まり、Ｐ２７で終わる第１の凹状部分
及びＰ２８で始まり、Ｐ２９で終わる第２の凹状部分に
よって構成されている。２つの凹状部分は、点Ｐ２７，
Ｐ２８の間を延びる接線によって連結されている。第１
の凹状部分は、中心をＣ１３とする曲率半径Ｒ１３を有
し、第２の凹状部分は、中心をＣ１４とする曲率半径Ｒ
１４を有する。最も下に位置する突起部５４は、Ｐ２９
で始まり、Ｐ３０で終わる第１の真っ直ぐな部分、Ｐ３
１で始まり、Ｐ３２で終わる第２の真っ直ぐな部分及び
Ｐ３３で始まり、Ｐ３４で終わる第３の真っ直ぐな部分
によって構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな部
分は、中心をＣ１５とする曲率半径Ｒ１５の接線方向凸
状部分で結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、
中心をＣ１６とする曲率半径Ｒ１６の接線方向凸状部分
によって結合されている。本発明の翼根部１２の曲率半
径及び他の形状に関する特徴は、翼根部内の応力を最小
限に抑えるよう最適化されている。従って、表４は点Ｐ
１〜Ｐ３４の位置を定めるＸ−Ｙ座標点を示し、表５は
曲率半径Ｒ１〜１６の値及びこれに対応したこれら曲率
半径の中心Ｃ１〜Ｃ１６のＸ−Ｙ座標を与えている。座
標及び半径は図１２に示すように翼根部１２の左半分し
か示していないが、翼根部はＹ軸によって定まるその半
径方向中心線の周りに対称であり、従って、表４及び表
５は完全に翼根部１２の幾何学的形状を特定するように
なる。本発明の一実施例では、表４及び表５に示された
座標点及び半径の値はインチで表現されている。しかし
ながら、本発明による翼根部１２が形状が同一であるな
らば、より大きな或いはより小さなサイズに合わせて大
きさを定めてもよい。従って、表４及び表５で与えられ
ている座標及び半径についての値は無次元数であると考
えられるべきである。
【００４４】
【表７】表 ４ Ｐ１ −１．２５０ １．０８３ Ｐ２ −１．００２ １．０８３ Ｐ３ −．７５４ ０．７３１ Ｐ４ −．７５３ ０．７３０ Ｐ５ −．８８４ ０．４５６ Ｐ６ −１．０６６ ０．３５１ Ｐ７ −１．１２８ ０．２０３ Ｐ８ −１．１０１ ０．０９２ Ｐ９ −１．０３５ ０．０２１ Ｐ１０ −０．６８６ −０．０９４ Ｐ１１ −０．６０４ −０．２０１ Ｐ１２ −０．６０２ −０．２２６ Ｐ１３ −０．６９７ −０．４０２ Ｐ１４ −０．８６５ −０．４９９ Ｐ１５ −０．９３４ −０．６９４ Ｐ１６ −０．９１４ −０．７４７ Ｐ１７ −０．８５２ −０．８０６ Ｐ１８ −０．５０２ −０．９２２ Ｐ１９ −０．４２２ −１．０１４ Ｐ２０ −０．４１６ −１．０４６ Ｐ２１ −０．４９３ −１．２１４ Ｐ２２ −０．６５４ −１．３０６ Ｐ２３ −０．７２７ −１．４７８ Ｐ２４ −０．７００ −１．５９２ Ｐ２５ −０．６３４ −１．６６４ Ｐ２６ −０．３８２ −１．７４７ Ｐ２７ −０．３０１ −１．８３８ Ｐ２８ −０．２７８ −１．９５９ Ｐ２９ −０．３４０ −２．０９６ Ｐ３０ −０．４６４ −２．１６８ Ｐ３１ −０．５４７ −２．３６１ Ｐ３２ −０．５１１ −２．５１５ Ｐ３３ −０．２５３ −２．７１９ Ｐ３４ ０．０００ −２．７１９
【表８】 表 ５ Ｒ１ ０．４９ −１．２３６ ０．６５４ Ｒ２ ０．２７ −１．０１８ ０．６８８ Ｒ３ ０．１３ −０．９９９ ０．２３５ Ｒ４ ０．１０ −１．００４ ０．１１６ Ｒ５ ０．１２ −０．７２４ −０．２０８ Ｒ６ ０．１９ −０．７９２ −０．２３８ Ｒ７ ０．１６ −０．７８５ −０．６３８ Ｒ８ ０．１０ −０．８２１ −０．７１１ Ｒ９ ０．１２ −０．５４０ −１．０３６ Ｒ１０ ０．１６ −０．５７３ −１．０７６ Ｒ１１ ０．１６ −０．５７５ −１．４４２ Ｒ１２ ０．１０ −０．６０３ −１．５６９ Ｒ１３ ０．１２ −０．４１９ −１．８６１ Ｒ１４ ０．１３ −０．４０５ −１．９８４ Ｒ１５ ０．１８ −０．３７６ −２．３２１ Ｒ１６ ０．２７ −０．２５３ −２．４５４ 表５から分かるように、本発明による翼根部１２の溝は
比較的大きな半径を用いている。これは翼根部の疲労強
さを最大限にする上で重要である。
比較的大きな半径を用いている。これは翼根部の疲労強
さを最大限にする上で重要である。
【００４５】従来、翼根部の突起部及び溝の包絡線は、
内側及び外側の真っ直ぐな線によって構成されており、
各突起部及び溝は、その最も内側及び最も外側の点にお
いてこれらの線に対して接線であった。しかしながら、
図１１に示すように、本発明によれば、突起部及び溝の
包絡線は、最も上及び最も下の突起部の間に延びる真っ
直ぐな線１００及び最も上及び最も下の溝の間に延びる
真っ直ぐな線１０１によっては特定されていない。そう
ではなくて、各突起部及び溝は１１００及び１１０１を
越えて延び、或いは必要ならばこれらの線の手前で終っ
て翼根部の幾何学的形状を最適化している。
内側及び外側の真っ直ぐな線によって構成されており、
各突起部及び溝は、その最も内側及び最も外側の点にお
いてこれらの線に対して接線であった。しかしながら、
図１１に示すように、本発明によれば、突起部及び溝の
包絡線は、最も上及び最も下の突起部の間に延びる真っ
直ぐな線１００及び最も上及び最も下の溝の間に延びる
真っ直ぐな線１０１によっては特定されていない。そう
ではなくて、各突起部及び溝は１１００及び１１０１を
越えて延び、或いは必要ならばこれらの線の手前で終っ
て翼根部の幾何学的形状を最適化している。
【００４６】上述のように、翼根部１２はディスク９の
対応のスロット８０と嵌合関係をなす。図１０に示すよ
うに、ディスクスロット８０の輪郭は、翼根部１２の輪
郭とほとんど類似しており、ディスクスロットの輪郭
は、点Ｐ１〜Ｐ３４の座標及び半径Ｒ１〜Ｒ１６につい
ての値及び中心における僅かな変化を除き、翼根部のほ
ぼ鏡像関係にある。
対応のスロット８０と嵌合関係をなす。図１０に示すよ
うに、ディスクスロット８０の輪郭は、翼根部１２の輪
郭とほとんど類似しており、ディスクスロットの輪郭
は、点Ｐ１〜Ｐ３４の座標及び半径Ｒ１〜Ｒ１６につい
ての値及び中心における僅かな変化を除き、翼根部のほ
ぼ鏡像関係にある。
【００４７】図１０に示すように、そして種々の点及び
半径の位置を理解する助けとして図１１を参照すると
（なお、ディスクスロット８０の輪郭は翼根部の輪郭と
ほぼ鏡像関係にあって、ディスク材料が図１１において
点Ｐ１１〜Ｐ３４によって印付けられた輪郭の左側にあ
ることを条件とする）、本発明によれば、最も上に位置
するディスク突起部８１は、Ｐ１で始まり、Ｐ２で終る
第１の真っ直ぐな部分、Ｐ３で始まり、Ｐ４で終る第２
の真っ直ぐな部分及びＰ５で始まり、Ｐ６で終る第３の
真っ直ぐな部分によって構成される。突起部８１の場
合、第２の真っ直ぐな部分は比較的短く、ある実施例で
は、なしで済ますことができることは注目されるべきで
ある。第１及び第２の真っ直ぐな部分は、中心をＣ１と
する曲率半径Ｒ１の接線方向凸状部分によって結合さ
れ、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、中心をＣ２とす
る曲率半径Ｒ２の接線方向凸状部分によって結合されて
いる。最も上に位置するディスク溝８５は、Ｐ６で始ま
り、Ｐ７で終る第１の凹状部分、及びＰ８で始まり、Ｐ
９で終る第２の凹状部分によって構成される。２つの凹
状部分は、溝８５の場合、点Ｐ７，Ｐ８の間に延びる接
線によって連結されている。第１の凹状部分は、中心を
Ｃ３とする曲率半径Ｒ３を有し、第２の凹状部分は、中
心をＣ４とする曲率半径Ｒ４を有している。
半径の位置を理解する助けとして図１１を参照すると
（なお、ディスクスロット８０の輪郭は翼根部の輪郭と
ほぼ鏡像関係にあって、ディスク材料が図１１において
点Ｐ１１〜Ｐ３４によって印付けられた輪郭の左側にあ
ることを条件とする）、本発明によれば、最も上に位置
するディスク突起部８１は、Ｐ１で始まり、Ｐ２で終る
第１の真っ直ぐな部分、Ｐ３で始まり、Ｐ４で終る第２
の真っ直ぐな部分及びＰ５で始まり、Ｐ６で終る第３の
真っ直ぐな部分によって構成される。突起部８１の場
合、第２の真っ直ぐな部分は比較的短く、ある実施例で
は、なしで済ますことができることは注目されるべきで
ある。第１及び第２の真っ直ぐな部分は、中心をＣ１と
する曲率半径Ｒ１の接線方向凸状部分によって結合さ
れ、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、中心をＣ２とす
る曲率半径Ｒ２の接線方向凸状部分によって結合されて
いる。最も上に位置するディスク溝８５は、Ｐ６で始ま
り、Ｐ７で終る第１の凹状部分、及びＰ８で始まり、Ｐ
９で終る第２の凹状部分によって構成される。２つの凹
状部分は、溝８５の場合、点Ｐ７，Ｐ８の間に延びる接
線によって連結されている。第１の凹状部分は、中心を
Ｃ３とする曲率半径Ｒ３を有し、第２の凹状部分は、中
心をＣ４とする曲率半径Ｒ４を有している。
【００４８】最も上に位置するディスク突起部の次の突
起部８２は、Ｐ９で始まり、Ｐ１０で終る第１の真っ直
ぐな部分、Ｐ１１で始まり、Ｐ１２で終る第２の真っ直
ぐな部分、及びＰ１３で始まり、Ｐ１４で終る第３の真
っ直ぐな部分によって構成されている。第１及び第２の
真っ直ぐな部分は、中心をＣ５とする曲率半径Ｒ５の接
線方向凸状部分によって結合され、第２及び第３の真っ
直ぐな部分は、中心をＣ６とする曲率半径Ｒ６の接線方
向凸状部分によって結合されている。最も上に位置する
ディスク溝の次の溝８６は、Ｐ１４で始まり、Ｐ１５で
終る第１の凹状部分及びＰ１６で始まり、Ｐ１７で終る
第２の凹状部分によって構成されている。２つの凹状部
分はＰ１５，Ｐ１６の間に延びる接線によって連結され
ている。第１の凹状部分は中心をＣ７とする曲率半径Ｒ
７を有し、第２の凹状部分は中心をＣ８とする曲率半径
Ｒ８を有している。
起部８２は、Ｐ９で始まり、Ｐ１０で終る第１の真っ直
ぐな部分、Ｐ１１で始まり、Ｐ１２で終る第２の真っ直
ぐな部分、及びＰ１３で始まり、Ｐ１４で終る第３の真
っ直ぐな部分によって構成されている。第１及び第２の
真っ直ぐな部分は、中心をＣ５とする曲率半径Ｒ５の接
線方向凸状部分によって結合され、第２及び第３の真っ
直ぐな部分は、中心をＣ６とする曲率半径Ｒ６の接線方
向凸状部分によって結合されている。最も上に位置する
ディスク溝の次の溝８６は、Ｐ１４で始まり、Ｐ１５で
終る第１の凹状部分及びＰ１６で始まり、Ｐ１７で終る
第２の凹状部分によって構成されている。２つの凹状部
分はＰ１５，Ｐ１６の間に延びる接線によって連結され
ている。第１の凹状部分は中心をＣ７とする曲率半径Ｒ
７を有し、第２の凹状部分は中心をＣ８とする曲率半径
Ｒ８を有している。
【００４９】最も下に位置するディスク突起部の次の突
起部８３は、Ｐ１７で始まり、Ｐ１８で終る第１の真っ
直ぐな部分、Ｐ１９で始まり、Ｐ２０で終る第２の真っ
直ぐな部分、及びＰ２１で始まり、Ｐ２２で終る第３の
真っ直ぐな部分によって構成されている。第１及び第２
の真っ直ぐな部分は、中心をＣ９とする曲率半径Ｒ９の
接線方向凸状部分によって結合され、第２及び第３の真
っ直ぐな部分は、中心をＣ１０する曲率半径Ｒ１０の接
線方向凸状部分によって結合されている。最も下に位置
するディスク溝の次の溝８７は、Ｐ２２で始まり、Ｐ２
３で終る第１の凹状部分及びＰ２４で始まり、Ｐ２５で
終る第２の凹状部分によって構成されている。２つの凹
状部分は、Ｐ２３，Ｐ２４の間に延びる接線によって連
結されている。第１の凹状部分は、中心をＣ１１とする
曲率半径Ｒ１１を有し、第２の凹状部分は、中心をＲ１
２とする曲率半径Ｒ１２を有する。
起部８３は、Ｐ１７で始まり、Ｐ１８で終る第１の真っ
直ぐな部分、Ｐ１９で始まり、Ｐ２０で終る第２の真っ
直ぐな部分、及びＰ２１で始まり、Ｐ２２で終る第３の
真っ直ぐな部分によって構成されている。第１及び第２
の真っ直ぐな部分は、中心をＣ９とする曲率半径Ｒ９の
接線方向凸状部分によって結合され、第２及び第３の真
っ直ぐな部分は、中心をＣ１０する曲率半径Ｒ１０の接
線方向凸状部分によって結合されている。最も下に位置
するディスク溝の次の溝８７は、Ｐ２２で始まり、Ｐ２
３で終る第１の凹状部分及びＰ２４で始まり、Ｐ２５で
終る第２の凹状部分によって構成されている。２つの凹
状部分は、Ｐ２３，Ｐ２４の間に延びる接線によって連
結されている。第１の凹状部分は、中心をＣ１１とする
曲率半径Ｒ１１を有し、第２の凹状部分は、中心をＲ１
２とする曲率半径Ｒ１２を有する。
【００５０】最も下に位置するディスク突起部８４は、
Ｐ２５で始まり、Ｐ２６で終る第１の真っ直ぐな部分、
Ｐ２７で始まり、Ｐ２８で終る第２の真っ直ぐな部分、
及びＰ２９で始まり、Ｐ３０で終る第３の真っ直ぐな部
分によって構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな
部分は、中心をＣ１３とする曲率半径Ｒ１３の接線方向
凸状部分によって結合され、第２及び第３の真っ直ぐな
部分は、中心をＣ１４とする曲率半径Ｒ１４の接線方向
凸状部分によって結合されている。最も下に位置するデ
ィスク溝８８は、Ｐ３０で始まり、Ｐ３１で終る第１の
凹状部分及びＰ３２で始まり、Ｐ３３で終る第２の凹状
部分によって構成されている。２つの凹状部分は、Ｐ３
１，Ｐ３２の間に延びる接線によって連結されている。
第１の凹状部分は、中心をＣ１５とする曲率半径Ｒ１５
を有し、第２の凹状部分は中心をＣ１６とする曲率半径
Ｒ１６を有する。
Ｐ２５で始まり、Ｐ２６で終る第１の真っ直ぐな部分、
Ｐ２７で始まり、Ｐ２８で終る第２の真っ直ぐな部分、
及びＰ２９で始まり、Ｐ３０で終る第３の真っ直ぐな部
分によって構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな
部分は、中心をＣ１３とする曲率半径Ｒ１３の接線方向
凸状部分によって結合され、第２及び第３の真っ直ぐな
部分は、中心をＣ１４とする曲率半径Ｒ１４の接線方向
凸状部分によって結合されている。最も下に位置するデ
ィスク溝８８は、Ｐ３０で始まり、Ｐ３１で終る第１の
凹状部分及びＰ３２で始まり、Ｐ３３で終る第２の凹状
部分によって構成されている。２つの凹状部分は、Ｐ３
１，Ｐ３２の間に延びる接線によって連結されている。
第１の凹状部分は、中心をＣ１５とする曲率半径Ｒ１５
を有し、第２の凹状部分は中心をＣ１６とする曲率半径
Ｒ１６を有する。
【００５１】翼根部１２の場合のように、３０°という
角度が、ディスク突起部の支承面がＸ方向線と交わる角
度についての最適値である。
角度が、ディスク突起部の支承面がＸ方向線と交わる角
度についての最適値である。
【００５２】表６及び表７は、ディスク溝８０を特定す
る点及び曲率半径についての対応の値を与えている。先
と同様に、座標及び半径は、スロット８０の右側につい
てのみ示されているが、スロットはＹ軸によって定まる
その半径方向中心線の周りに対称であり、従って表６及
び表７はディスクスロット８０の幾何学的形状を完全に
特定するようになっている。本発明の一実施例では、表
６及び表７に示された座標点及び半径の値はインチで表
わされている。しかしながら、本発明によるディスクス
ロット８０は、形状が同一ならば、より大きな或いはよ
り小さな寸法に合わせて大きさを定めてもよいことは理
解されるべきである。従って表６及び表７で与えられた
座標及び半径についての値は無次元数であると考えるべ
きである。
る点及び曲率半径についての対応の値を与えている。先
と同様に、座標及び半径は、スロット８０の右側につい
てのみ示されているが、スロットはＹ軸によって定まる
その半径方向中心線の周りに対称であり、従って表６及
び表７はディスクスロット８０の幾何学的形状を完全に
特定するようになっている。本発明の一実施例では、表
６及び表７に示された座標点及び半径の値はインチで表
わされている。しかしながら、本発明によるディスクス
ロット８０は、形状が同一ならば、より大きな或いはよ
り小さな寸法に合わせて大きさを定めてもよいことは理
解されるべきである。従って表６及び表７で与えられた
座標及び半径についての値は無次元数であると考えるべ
きである。
【００５３】
【表９】表 ６ Ｐ１ −１．２５０ １．０６６ Ｐ２ −１．００４ １．０６６ Ｐ３ −０．７６２ ０．７２２ Ｐ４ −０．７６１ ０．７１５ Ｐ５ −０．８８４ ０．４５６ Ｐ６ −１．０６６ ０．３５１ Ｐ７ −１．１３２ ０．１９６ Ｐ８ −１．１０７ ０．０９７ Ｐ９ −１．０２８ ０．０１２ Ｐ１０ −０．６９０ −０．１００ Ｐ１１ −０．６１４ −０．１９７ Ｐ１２ −０．６１１ −０．２４２ Ｐ１３ −０．６９７ −０．４０２ Ｐ１４ −０．８６５ −０．４９９ Ｐ１５ −０．９３７ −０．７０１ Ｐ１６ −０．９１８ −０．７４９ Ｐ１７ −０．８５０ −０．８１４ Ｐ１８ −０．５２０ −０．９２３ Ｐ１９ −０．４４１ −１．０１９ Ｐ２０ −０．４３２ −１．０９３ Ｐ２１ −０．４９３ −１．２１４ Ｐ２２ −０．６５３ −１．３０６ Ｐ２３ −０．７３４ −１．４９３ Ｐ２４ −０．７１１ −１．５８９ Ｐ２５ −０．６３８ −１．６６９ Ｐ２６ −０．３８６ −１．７５２ Ｐ２７ −０．３２４ −１．８３８ Ｐ２８ −０．３２４ −２．０６８ Ｐ２９ −０．３４１ −２．０９７ Ｐ３０ −０．４６４ −２．１６８ Ｐ３１ −０．５５７ −２．３８４ Ｐ３２ −０．５２４ −２．５２２ Ｐ３３ −０．２５２ −２．７３７ Ｐ３４ ０．０００ −２．７３７
【表１０】 表 ７ Ｒ１ ０．４８ −１．２３６ ０．６４６ Ｒ２ ０．２５ −１．０１１ ０．６７５ Ｒ３ ０．１４ −０．９９６ ０．２３０ Ｒ４ ０．１２ −０．９９１ ０．１２６ Ｒ５ ０．１１ −０．７２４ −０．２０５ Ｒ６ ０．１７ −０．７８３ −０．２５３ Ｒ７ ０．１７ −０．７８３ −０．６４２ Ｒ８ ０．１１ −０．８１５ −０．７１０ Ｒ９ ０．１２ −０．５５６ −１．０３３ Ｒ１０ ０．１２ −０．５５４ −１．１０７ Ｒ１１ ０．１７ −０．５６８ −１．４５４ Ｒ１２ ０．１１ −０．６０４ −１．５６５ Ｒ１３ ０．０９ −０．４１４ −１．８３８ Ｒ１４ ０．０３ −０．３５７ −２．０６８ Ｒ１５ ０．２０ −０．３６６ −２．３３９ Ｒ１６ ０．２８ −０．２５２ −２．４５７ 本発明を蒸気タービンの最終翼列に関連して説明した
が、本発明は蒸気タービンの他の列、或いは他型式のタ
ーボ機械、例えばガスタービンにも適応できる。従っ
て、本発明は、その精神または均等範囲から逸脱するこ
となく他形態で実施できるので、本発明の範囲を定める
ものとしては、明細書の上記開示内容ではなくて特許請
求の範囲を参照すべきである。
が、本発明は蒸気タービンの他の列、或いは他型式のタ
ーボ機械、例えばガスタービンにも適応できる。従っ
て、本発明は、その精神または均等範囲から逸脱するこ
となく他形態で実施できるので、本発明の範囲を定める
ものとしては、明細書の上記開示内容ではなくて特許請
求の範囲を参照すべきである。
【００５４】
【図１】本発明による最終翼列の近傍における蒸気ター
ビンの部分横断面図である。
ビンの部分横断面図である。
【図２】種々の性能に関連したパラメータを示す本発明
の２つの隣り合う翼の線図である。
の２つの隣り合う翼の線図である。
【図３】図１に示す翼幹部を種々の半径方向位置で表わ
した一連の横断面図である。
した一連の横断面図である。
【図４】図１に示す翼幹部の図であるが、翼幹部が捩れ
ていなくて、前縁及び後縁が共通平面内にあって、弦の
半径方向のばらつきを示している図である。
ていなくて、前縁及び後縁が共通平面内にあって、弦の
半径方向のばらつきを示している図である。
【図５】本発明による翼幹部の弦Ｃの半径方向分布状態
を、翼幹部の基部、即ち０％高さからその先端、即ち１
００％高さまで翼幹部の基部における弦長の百分率とし
て表わしたグラフ図である。
を、翼幹部の基部、即ち０％高さからその先端、即ち１
００％高さまで翼幹部の基部における弦長の百分率とし
て表わしたグラフ図である。
【図６】図１に示す翼幹部についての食違い角Ｓ（°）
の半径方向分布状態を翼幹部の基部から先端までにつき
表わしたグラフ図である。
の半径方向分布状態を翼幹部の基部から先端までにつき
表わしたグラフ図である。
【図７】図１に示す翼幹部についての中間高さにおけ
る、上側の曲線で示す翼の負圧面及び下側の曲線で示さ
れた翼の正圧面における前縁ＬＥから後縁ＴＥまでの翼
幹部の幅Ｗに沿う蒸気速度の比ＶＲ、即ち翼列の出口速
度に対する局所的な表面速度の計算された軸方向分布状
態を示すグラフ図である。
る、上側の曲線で示す翼の負圧面及び下側の曲線で示さ
れた翼の正圧面における前縁ＬＥから後縁ＴＥまでの翼
幹部の幅Ｗに沿う蒸気速度の比ＶＲ、即ち翼列の出口速
度に対する局所的な表面速度の計算された軸方向分布状
態を示すグラフ図である。
【図８】翼幹部の基部からその先端までの本発明による
翼列のゲージングＧの計算された半径方向分布状態を示
すグラフ図である。
翼列のゲージングＧの計算された半径方向分布状態を示
すグラフ図である。
【図９】翼幹部の基部からその先端部までの最大翼幹部
厚さの半径方向分布状態を示すグラフ図である。
厚さの半径方向分布状態を示すグラフ図である。
【図１０】図１に示す１０−１０線における本発明の翼
根部及びディスク溝の横断面図である。
根部及びディスク溝の横断面図である。
【図１１】図１０に示す翼根部の詳細図である。
１ 蒸気タービン ２ シリンダ ３ ロータ ４ 静翼 ５ 動翼又は回転翼 １１ 翼幹部 １２ 翼根部 １５ 基部 １６ 先端 ２２ 前縁 ２６ 後縁
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ダニエル リチャード コーネル アメリカ合衆国 フロリダ州 オビエド マルコム・カウンティ 1014 (72)発明者 ジェームズ ピー ライドン アメリカ合衆国 フロリダ州 ウインター パーク ファーンブルック・ウエイ 7753
Claims (8)
- 【請求項１】 内部に蒸気流が存在する据置き状態のシ
リンダと、シリンダによって包囲されたロータと、ロー
タに固定された列状の翼とを有するターボ機械であっ
て、前記翼が各々、翼幹部及び翼根部を有し、各翼幹部
が翼弦を定める前縁と後縁を備え、翼幹部が、翼根部に
隣接の基端部に基部、外端部に先端をそれぞれ有すると
共に基部と先端との中間に位置する中間高さ部を有して
おり、前記翼弦の長さは、前記基部から前記中間高さ部
までは減少するが、前記中間高さ部から前記先端までは
本質的には一定であることを特徴とするターボ機械。 - 【請求項２】 前記中間高さ部のところの翼弦長は、前
記基部のところの翼弦長の１／２未満であることを特徴
とする請求項１のターボ機械。 - 【請求項３】 翼弦長は、前記基部から前記中間高さ部
までほぼ一定の割合で減少していることを特徴とする請
求項１のターボ機械。 - 【請求項４】 各翼幹部は、前記基部と前記中間高さ部
との中間に位置した２５％高さ部及び前記中間高さ部と
前記先端との中間に位置した７５％高さ部を有し、各翼
幹部は、 【表１】 パラメータ ２５％ 中 間 ７５％ 先 端 半 径（cm） 94.0 116.8 139.7 162.6 幅 （cm） 25.0 14.3 6.60 2.06 弦長 （cm） 25.5 19.0 18.4 18.5 ピッチ／弦長 0.45 0.76 0.94 0.97 食違い角 10.3 40.8 69.3 84.4 最大厚さ（cm） 3.88 2.49 1.16 0.90 最大厚さ／弦長 0.15 0.13 0.06 0.05 最大厚さ／ピッチ 0.34 0.17 0.07 0.05 回転角 94.0 74.6 13.7 0.7 出口開き（cm） 6.30 6.46 4.78 --- 出口開き角 36.1 33.8 24.9 --- ゲージング 0.54 0.45 0.28 --- 入口金属角 50.0 77.8 149.8 175.7 入口夾角 9.2 16.0 11.0 2.6 出口金属角 36.0 27.6 16.5 3.6 負圧面の回転角 0.1 2.8 8.4 1.9 ほぼ上記表に示された値の上記パラメータにより特定さ
れ、角度は全て（°）で表されていることを特徴とする
請求項１のターボ機械。 - 【請求項５】 各翼根部は、最も上に位置する第１突起
部、最も上の突起部の次に設けられた第２突起部、最も
下に位置する第３突起部、及び最も下の突起部の次に設
けられた第４突起部を有し、各翼根部は、前記第１突起
部と前記翼幹部との間に位置する最も上の第１溝、前記
第１突起部と前記第２突起部との間に位置する最も上の
溝の次に設けられた第２溝、前記第４突起部と前記第２
突起部との間に位置していて最も下から次に位置する第
３溝、及び前記第４突起部と前記第３突起部との間に位
置する最も下の第４溝を有し、各溝は、第１の点で始ま
り、第２の点で終わる第１の凹状部分及び第３の点で始
まり、第４の点で終わる第２の凹状部分で特定され、前
記第１の凹状部分と前記第２の凹状部分は、前記第２の
点と前記第３の点の間に延びるこれらの接線によって結
ばれ、各突起部は、前記第４の点で始まり、第５の点で
終わる第１の真っ直ぐな部分、第６の点で始まり、第７
の点で終わる第２の真っ直ぐな部分、第８の点で始ま
り、第９の点で終わる第３の真っ直ぐな部分で特定さ
れ、前記第１の真っ直ぐな部分と前記第２の真っ直ぐな
部分は、これらに接する第１の凸状部分で結ばれ、前記
第２の真っ直ぐな部分と前記第３の真っ直ぐな部分は、
これらに接する第２の凸状部分で結ばれていることを特
徴とする請求項１のターボ機械。 - 【請求項６】 各翼根部は第１及び第２の側部を有し、
該側部は、半径方向中心線の周りに対称形であり、前記
第１の側部は、次の表に示されたＸ−Ｙ座標軸に関する
点Ｐ１〜Ｐ３４で特定される形状の輪郭を有し、 【表２】点 Ｘ Ｙ Ｐ１ −１．２５０ １．０８３ Ｐ２ −１．００２ １．０８３ Ｐ３ −．７５４ ０．７３１ Ｐ４ −．７５３ ０．７３０ Ｐ５ −．８８４ ０．４５６ Ｐ６ −１．０６６ ０．３５１ Ｐ７ −１．１２８ ０．２０３ Ｐ８ −１．１０１ ０．０９２ Ｐ９ −１．０３５ ０．０２１ Ｐ１０ −０．６８６ −０．０９４ Ｐ１１ −０．６０４ −０．２０１ Ｐ１２ −０．６０２ −０．２２６ Ｐ１３ −０．６９７ −０．４０２ Ｐ１４ −０．８６５ −０．４９９ Ｐ１５ −０．９３４ −０．６９４ Ｐ１６ −０．９１４ −０．７４７ Ｐ１７ −０．８５２ −０．８０６ Ｐ１８ −０．５０２ −０．９２２ Ｐ１９ −０．４２２ −１．０１４ Ｐ２０ −０．４１６ −１．０４６ Ｐ２１ −０．４９３ −１．２１４ Ｐ２２ −０．６５４ −１．３０６ Ｐ２３ −０．７２７ −１．４７８ Ｐ２４ −０．７００ −１．５９２ Ｐ２５ −０．６３４ −１．６６４ Ｐ２６ −０．３８２ −１．７４７ Ｐ２７ −０．３０１ −１．８３８ Ｐ２８ −０．２７８ −１．９５９ Ｐ２９ −０．３４０ −２．０９６ Ｐ３０ −０．４６４ −２．１６８ Ｐ３１ −０．５４７ −２．３６１ Ｐ３２ −０．５１１ −２．５１５ Ｐ３３ −０．２５３ −２．７１９ Ｐ３４ ０．０００ −２．７１９ Ｙ軸は前記半径方向中心線であることを特徴とする請求
項５のターボ機械。 - 【請求項７】 点Ｐ２と点Ｐ３は曲率半径がＲ１の凹状
部分で結ばれ、点Ｐ４と点Ｐ５は曲率半径がＲ２の凹状
部分で結ばれ、点Ｐ６と点Ｐ７は曲率半径がＲ３の凸状
部分で結ばれ、点Ｐ８と点Ｐ９は曲率半径がＲ４の凸状
部分で結ばれ、点Ｐ１０と点Ｐ１１は曲率半径がＲ５の
凹状部分で結ばれ、点Ｐ１２と点Ｐ１３は曲率半径がＲ
６の凹状部分で結ばれ、点Ｐ１４と点Ｐ１５は曲率半径
がＲ７の凸状部分で結ばれ、点Ｐ１６と点Ｐ１７は曲率
半径がＲ８の凸状部分で結ばれ、点Ｐ１８と点Ｐ１９は
曲率半径がＲ９の凹状部分で結ばれ、点Ｐ２０と点Ｐ２
１は曲率半径がＲ１０の凹状部分で結ばれ、点Ｐ２２と
点Ｐ２３は曲率半径がＲ１１の凸状部分で結ばれ、点Ｐ
２４と点Ｐ２５は曲率半径がＲ１２の凸状部分で結ば
れ、点Ｐ２６と点Ｐ２７は曲率半径がＲ１３の凹状部分
で結ばれ、点Ｐ２８と点Ｐ２９は曲率半径がＲ１４の凹
状部分で結ばれ、点Ｐ３０と点Ｐ３１は曲率半径がＲ１
５の凸状部分で結ばれ、点Ｐ３２と点Ｐ３３は曲率半径
がＲ１６の凸状部分で結ばれ、 【表３】 半 径 値 中 心 座 標 Ｘ Ｙ Ｒ１ ０．４９ −１．２３６ ０．６５４ Ｒ２ ０．２７ −１．０１８ ０．６８８ Ｒ３ ０．１３ −０．９９９ ０．２３５ Ｒ４ ０．１０ −１．００４ ０．１１６ Ｒ５ ０．１２ −０．７２４ −０．２０８ Ｒ６ ０．１９ −０．７９２ −０．２３８ Ｒ７ ０．１６ −０．７８５ −０．６３８ Ｒ８ ０．１０ −０．８２１ −０．７１１ Ｒ９ ０．１２ −０．５４０ −１．０３６ Ｒ１０ ０．１６ −０．５７３ −１．０７６ Ｒ１１ ０．１６ −０．５７５ −１．４４２ Ｒ１２ ０．１０ −０．６０３ −１．５６９ Ｒ１３ ０．１２ −０．４１９ −１．８６１ Ｒ１４ ０．１３ −０．４０５ −１．９８４ Ｒ１５ ０．１８ −０．３７６ −２．３２１ Ｒ１６ ０．２７ −０．２５３ −２．４５４ 前記曲率半径Ｒ１〜Ｒ１６は、前記Ｘ−Ｙ軸に関し上記
表の値及び中心を有することを特徴とする請求項６のタ
ーボ機械。 - 【請求項８】 前記突起部の各々の第１の真っ直ぐな部
分は、半径方向線に対して垂直な軸線と約３０°の角度
をなすことを特徴とする請求項５のターボ機械。
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US10989993A | 1993-08-23 | 1993-08-23 | |
| US08/109899 | 1993-08-23 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0777007A true JPH0777007A (ja) | 1995-03-20 |
| JP3771597B2 JP3771597B2 (ja) | 2006-04-26 |
Family
ID=22330177
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP22265294A Expired - Lifetime JP3771597B2 (ja) | 1993-08-23 | 1994-08-23 | ターボ機械 |
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| Country | Link |
|---|---|
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| JP (1) | JP3771597B2 (ja) |
| KR (1) | KR100355508B1 (ja) |
| CA (1) | CA2130628C (ja) |
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