JPH09184451A - ターボ機械ブレード - Google Patents

ターボ機械ブレード

Info

Publication number
JPH09184451A
JPH09184451A JP8301416A JP30141696A JPH09184451A JP H09184451 A JPH09184451 A JP H09184451A JP 8301416 A JP8301416 A JP 8301416A JP 30141696 A JP30141696 A JP 30141696A JP H09184451 A JPH09184451 A JP H09184451A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
blade
diameter
impact
tip
end wall
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP8301416A
Other languages
English (en)
Other versions
JP3902278B2 (ja
Inventor
David A Spear
エイ．スピア デイビッド
Bruce P Biederman
ピー．ビーダーマン ブルース
John A Orosa
エイ．オローサ ジョン
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=24235807&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=JPH09184451(A) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPH09184451A publication Critical patent/JPH09184451A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3902278B2 publication Critical patent/JP3902278B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D21/00—Pump involving supersonic speed of pumped fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/38—Blades
    • F04D29/384—Blades characterised by form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/38—Blades
    • F04D29/384—Blades characterised by form
    • F04D29/386—Skewed blades
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/327—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, high solidity propeller
    • 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
    • F05D2240/302—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor characteristics related to shock waves, transonic or supersonic flow
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/711—Shape curved convex
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/712—Shape curved concave
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/713—Shape curved inflexed

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 各インターブレードの通路における衝撃の数
を制限することによって、空気力学損と、端壁衝撃に関
連する効率低下を小さくする。 【解決手段】 ブレードのカスケードに使用するための
掃引されたターボ機械ブレードが開示されている。ブレ
ード（１２）は均一に掃引されたエアロフォイル（６
４）を有し、制限された径方向の長さの端壁衝撃（６
４）と通路衝撃（６６）は一致し、かつインターブレー
ド通路（５０）を通して流れる作用媒体（４８）はむし
ろ個々の衝撃よりも単一の合致した衝撃を受ける。本発
明の実施例においては、エアロフォイルの最前端が内部
推移径ｒt-innerに位置する内部推移点（４０）を規定
する。エアロフォイルの掃引角は、内部推移径ｒ
t-outerすなわち内部推移径からエアロフォイル先端
（２６）まで径が増すにつれて減少しないとともに、外
部推移径とエアロフォイル先端との間の径の増加につれ
て増加しない。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はターボ機械翼に係
り、特にエアロフォイル面にわたる作用媒体の超音速流
の悪影響を小さくするために、エアロフォイルが掃引さ
れる翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンは、エンジンの軸
方向に流れる圧縮可能な作用媒体とエネルギーを交換す
るためにブレード（翼）のカスケード（縦続）を用い
る。カスケードにおける各ブレードは回転可能なハブに
おけるスロット（溝）に係合するアタッチメント（取り
付け具）を有し、ブレードはハブから軸方向に伸びる。
各ブレードは軸方向に伸びるエアロフォイル（翼）を有
し、各エアロフォイルは、カスケードを通しての一連の
インターブレード（内部翼）流通路を規定するために、
隣のブレードと協同する。流路の軸方向外方境界はエア
ロフォイル先端の周囲を囲むケースによって形成され
る。通路の内方境界は各ブレードから円周方向に伸びる
接触するプラットフォームによって形成される。
【０００３】エンジンの動作中に、バブ、すなわち、そ
こに取り付けられているブレードが軸方向に伸びる回転
軸に関して回転する。ブレードに関連する作用媒体の速
度は半径が増すにつれて増加する。従って、それは、高
速度での作用媒体の圧縮に関連する空気力学の悪影響を
和らげるために前方掃引または後方掃引されるべきエア
ロフォイル前縁に対して共通でない。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】掃引されたブレードの
欠点は、関連するエアロフォイル吸い込み面のスパンに
沿って伸びるとともに囲いケースを反射する圧力波に起
因する。エアロフォイルは掃引されるので、入射波と反
射波の両方はケースの傾斜面である。反射波は入射波に
作用するとともに、隣のエアロフォイル間のインターブ
レード流チャンネルを介して伸びるプラナー空気力学衝
撃内に合体する。これらの端壁衝撃はケースから限られ
た間隔だけ軸方向内方に伸びる。さらに、作用媒体の圧
縮は、前述の端壁衝撃には無関係である通路衝撃を通路
を介して各ブレードの前縁から隣り合うブレードの吸引
面まで伸ばす。結果として、チャンネルに流れる速度と
全圧力における回復できない損失を経験する。
【０００５】必要とされることは、作用媒体の圧縮の悪
影響を和らげるためにエアロフォイルが掃引されるター
ボエンジンブレードであるとともに、多重衝撃の悪影響
を避けることである。
【０００６】それ故に、本発明の目的は、各インターブ
レードの通路における衝撃の数を制限することによっ
て、空気力学損と、端壁衝撃に関連する効率低下を小さ
くすることである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、ブレー
ド衝撃用のブレードはエアロフォイルを持っており、エ
アロフォイルは少なくとも次のスパンにわたって掃引さ
れるとともに、端壁とともに径方向に伸びるエアロフォ
イルの部分は隣りのエアロフォイルから伸びる端壁衝撃
を、阻止し、端壁衝撃と通路衝撃は一致する。
【０００８】一つの実施例においては、エアロフォイル
先端の径方向内部へ向かう推移半径に位置する内部推移
点を規定する。外部推移点は内部推移径とエアロフォイ
ル先端を径方向中間とする外部推移径に位置する。外部
推移径と先端はブレード先端領域を境界とし、内部径と
外部径は中間領域を境界とする。前縁は、中間領域にお
いて第１の掃引角で掃引されるとともに、少なくとも先
端領域にわたる第２の掃引角で掃引される。第１の掃引
角は径の増加につれて減少せず、第２の掃引角は径の増
加につれて増加しない。
【０００９】
【発明の実施の形態】図１〜３を参照すると、ガスエン
ジンの前端は、ファンブレード１２のカスケードを有す
るファン部１０を含んでいる。各ブレードは、軸方向に
伸びる回転軸１８に関して回転可能であるディスク又は
ハブ１６を取り付けるための取り付け具１４を持ってい
る。各ブレードは、もちろん、円周方向に伸びる取り付
け具の径方向外方のプラットフォーム２０を有する。エ
ンジンに設置された時、カスケードにおける隣り合うブ
レードのプラットフォームは、互いに接触して、カスケ
ードの流路境界を形成する。各プラットフォームから径
方向外方に伸びるエアロフォイル２２は、根本２４，端
部２６，前縁２８，翼後縁３０，圧力面３２および吸引
面３４を備えている。前縁の軸方向最前端は先端の径方
向内方に向かう内部推移半径ｒt-innerで内部推移点４
０を規定する。ブレードカスケードは、カスケードの外
部流路境界を形成するケース４２によって囲まれる。ケ
ースは摩擦片４６を含んでおり、この摩擦片は、エンジ
ン動作中に回転するブレードが接触すると部分的にすり
減る。空気のような作用媒体は、隣り合うエアロフォイ
ル間のインターブレード通路５０を通して軸方向に流れ
るにつれて、加圧される。
【００１０】ハブ１６はシャフト５２に取り付けられて
いる。エンジン動作中に、タービン（図示せず）がシャ
フト、すなわちハブとブレードを、方向Ｒにおける軸１
８のまわりに回転させる。それ故に、各ブレードは、そ
れに先立つ前隣と、回転軸のまわりをブレードが回転し
ている間に、それに従う後縁を持っている。
【００１１】作用媒体の軸方向速度は流路の直径に関し
て本質的に一定である。しかしながら、回転するエアロ
フォイルの直線速度Ｕは直径が増すにつれて増加する。
エアロフォイル前縁での作用媒体の相対速度Ｖrが直径
の増加につれて増加するとともに、充分な回転速度でエ
アロフォイルは、その先端の近傍で超音速作用媒体流に
遭遇する。エアロフォイルに勝る超音速流は、作用媒体
の圧力を最大にするために有益であるけれども、作用媒
体の速度と全圧力における損失を招くことによってファ
ン効率を低下させるという望ましくない効果を持ってい
る。それ故に、少なくともブレードスパンの一部にわた
ってエアロフォイル前縁を掃引することは典型的なもの
であり、コードワイズディレクション（前縁に垂直）は
超音速である。相対速度Ｖｒは直径が増すにつれて増加
するので、掃引角が、同様にして、直径が増すにつれて
増加する。図４に示されているように、どの任意の半径
での掃引角σはエアロフォイル２２の前縁２８に対する
接線方向のライン５４と速度ベクトルＶｒに関して垂直
な面５６間で鋭角である。相対速度ベクトルと接線の両
方を含むとともに面５６に垂直である面５８において掃
引角が測定される。この定義に従って、以下に図２，３
および６に示されているように、掃引角σ1とσ2は面上
の実際の掃引角の突起として示されている。
【００１２】ブレード前縁を掃引することは、超音速作
用媒体速度による悪影響を小さくするために有用である
が、端壁反射衝撃を生じるという望ましくない点を持っ
ている。ブレード吸引面にわたる作用媒体の流れは圧力
波６０（図１のみに示されている）を発生し、この圧力
波はブレードのスパンに沿って伸びるとともにケースを
反射する。反射波６２と入射波６０はケースの近傍で合
体し、各インターブレードを介して端壁衝撃６４を形成
する。端壁衝撃はケースから径方向にして限られた内方
の間隔ｄだけ伸びる。図３に仮想線で示されている図の
ような従来技術に良く示されているように、各端壁衝撃
は、もちろん、回転軸に垂直な面６７に対して傾斜して
おり、衝撃は軸方向および円周方向に伸びる。原理とし
て、端壁衝撃は、多重のインターブレード通路を介して
伸びるとともに、これらの通路に入る作用媒体に影響す
る。実際には、膨張波（代表的に波６８によって示され
ているように）は、各エアロフォイルから軸方向前方に
拡散し、かつエアロフォイルの前隣からの端壁衝撃を弱
め、端壁衝撃は、通常、端壁衝撃が発生した通路のみに
作用する。加えて、流れの超音速特性は通路衝撃６６を
通路を介して伸ばす。端壁反射に無関係である通路衝撃
は各ブレードの前縁からブレードの前隣の吸引面まで伸
びる。かくして、作用媒体は、エネルギー効率の対応す
る低下によって多重衝撃の空気力学損失をきたす。
【００１３】端壁衝撃はケースの壁を、入射波はその反
射波と合致するように、入射膨張波に垂直にすることに
よって低減される。
【００１４】しかしながら、ケースの構造による流路領
域の強制と制限のような他の設計面は、この付属器を不
用なものとする。端壁衝撃を低減できない状況におい
て、合成衝撃空気力学損失が多重の個々の衝撃よりも小
さいので、端壁衝撃が通路衝撃に合致することが望まし
い。
【００１５】本発明によれば、端壁衝撃と通路衝撃の合
致エアロフォイルを均一に成形することによって達成さ
れ、エアロフォイルが、主要なエアロフォイルの隣接物
から伸びる端壁衝撃を阻止するとともに、端壁衝撃と通
路衝撃に帰因する。
【００１６】本発明による低速エアロフォイルは先端２
８，翼後縁３０，根本２４および先端径ｒtipに位置す
る先端２６を持っている。内部推移径ｒt-innerに位置
する内部推移点４０は先端の軸方向最先点である。
【００１７】エアロフォイルの先端はエアロフォイルの
中間領域７０における径方向に変わる掃引角σ1によっ
て後退される。図２において平面５６は図の面との交差
によって規定される線として表れているとともに、図３
において接線５４は図の平面を貫く点として表れてい
る。中間領域７０は内部推移径ｒt-innerと外部推移径
ｒt-outerによって径方向に境界とされる領域である。
第１の掃引角は、技術分野において慣例であるように、
径が増すにつれて減少しないものであり、すなわち、径
が増すにつれて、掃引角が増加するか又は少なくとも減
少しない。
【００１８】エアロフォイルの先行縁２８は、エアロフ
ォイルの先端領域７４において径方向に変化する第２の
掃引角σ2によって後退される。先端領域は外部推移径
ｒt-outerと先端径ｒtipによって境界とされる。第２の
掃引角は、径が増すにつれて、増加するものではない
（減少するか又は増加しない）。このことは、掃引角が
内部推移径の径方向外方の径が増すにつれて増加する従
来のエアロフォイル２２′に反して、鋭いものである。
【００１９】発明の有益な効果は、本発明（および関連
する端壁衝撃と通路衝撃）を、仮想線で示されている従
来の翼（および関連する衝撃）と比較する図３を参照す
ることによって、理解される。まず仮想線で示されてい
る従来のものを参照すると、端壁衝撃６４は各翼の吸引
面に沿って伸びる圧力波６０（図１）の結果として発生
する。各端壁衝撃は、回転軸に垂直な平面に対して傾斜
しているとともに、内部翼通路を介して伸びている。通
路衝撃は、もちろん、翼の先行縁から流路を介して翼の
先行する隣接物の吸引面まで伸びる。通路に入る作用媒
体は多重の衝撃によって悪影響を受ける。逆に、本発明
による背後エアロフォイル２２の第２の掃引角の増加し
ない特性によって、翼前縁の一部が作用媒体における前
方（上流）から充分に遠ざけられる。エアロフォイルの
部分はエアロフォイルの前の隣接物から伸びる端壁衝撃
と径方向に同じ広がりのエアロフォイル部分は端壁衝撃
を阻止する（エアロフォイルの均一な掃引は端壁衝撃の
位置又は発生に影響を及ぼさず、従来技術による翼に関
連する仮想線で示した端壁衝撃は、表示を明確にするた
めに、本発明のエアロフォイルに対する端壁衝撃のわず
かな上流に示されている）。さらに、通路衝撃６６（翼
前縁に取り付けられたままであり、前縁に沿って前方に
移される）は端壁衝撃と合致され、作用媒体は多重衝撃
に遭遇しない。
【００２０】図２と図３の実施例は、前縁が公知の翼の
前縁に比べて、回転軸に対して軸方向前方にかつ平行に
移されている翼を示す（翼後縁の対応する変移を示す…
翼後縁の位置は本発明によって取り囲まれてはいな
い）。しかしながら、本発明は、エアロフォイルが通路
衝撃を端壁衝撃に合致させるような端壁衝撃を阻止する
いかなる翼をも意図するものである。例えば、図５は先
端領域部が円周方向に変移されている実施例を示し（従
来技術による翼に関して）、これにより翼は、端壁衝撃
６４を阻止するとともに、該端壁衝撃を通路衝撃６６に
合致させる。図３の実施例についてそうであるように、
変位した部分は、全半径にわたって端壁衝撃を阻止する
には不充分に軸方向内方に伸びるとともに、通路衝撃６
６に合致させる。この実施例は、通路衝撃を端壁衝撃に
合致させることに関して、図３の実施例と同様に効果的
に機能する。しかしながら、それは翼先端が回転方向に
渦巻くという欠点がある。エンジン動作中に翼先端が摩
擦片４６に接触する場合、渦巻かれた翼先端は、むしろ
その取り替えを必要とする摩擦片をすり減らすというよ
りも、削られる。他の実施例もこのような害をこうむる
とともに他の欠点がある。
【００２１】本発明の有益な効果は、もちろん、前方掃
引エアロフォイルを有する翼に適用される。図６と７を
参照すると、本発明による前方掃引エアロフォイル１２
２は前縁１２８，翼後縁１３０，根本１２２，および先
端径ｒtipに位置する先端１２６を備えている。内部推
移径ｒt-innerに位置する内部推移点１４０は前縁上の
軸方向最後部の点である。エアロフォイルの前縁は該エ
アロフォイルの中間領域７０における径方向に変わる第
１の掃引角σ1によって前方に掃引される。中間領域は
内部推移径ｒt-innerと外部推移径ｒt-outerによって径
方向に境界ずけられる。第１の掃引角σ1は、径の増加
につれて増加しない、すなわち、径の増加につれて、増
加し、又は少なくとも減少しない。
【００２２】エアロフォイルの前縁１２８は、もちろ
ん、該エアロフォイルの先端領域における径方向に変わ
る掃引角σ2によって前方に掃引される。先端領域は外
部推移径ｒt-outerと先端径ｒtipによって径方向に境界
ずけられる。第２の掃引角は径が増すにつれて増加しな
い（径が増すにつれて減少、又は少なくとも増加しな
い）。これは、内部推移径の径方向外方への径の増加に
つれて掃引角が増す従来のエアロフォイルとは逆に、鋭
いものである。
【００２３】本発明の前方掃引された実施例において、
背後掃引された実施例において、背後掃引された実施例
と同じように、先端領域７４における増加しない掃引角
の２により端壁衝撃６４は、前述したように、空気力学
損を減らすための通路衝撃６６に合致する。このこと
は、端壁衝撃と通路衝撃が異なるものであり、かつそれ
故に、多重の空気力学損を作用媒体に及ぼす、仮想線で
示されている従来技術による翼とは逆のものである。
【００２４】図２の背後掃引の実施例において、内部推
移点は前縁上の軸方向最前端点である。前縁は内部推移
径よりも大きな半径で背後掃引される。内部推移径の前
縁掃引の特性は本発明によって包囲されるものではな
い。図６の前方掃引の実施例において、内部推移点は前
縁上の軸方向最後方点である。前縁は内部推移径よりも
大きな半径で前方に掃引される。後方掃引の実施例と同
様に、内部推移径の前縁内方掃引の特性は本発明によっ
て包囲されるものではない。両方の前方掃引と背後掃引
の実施例において、内部推移点はエアロフォイル根本の
径方向外方であるものとして示されている。しかしなが
ら、本発明によって、内部推移点（背後掃引の実施例に
対する軸方向最前方と前方掃引の実施例に対する軸方向
最後方点）は、根本の前縁と一致する。このことは、図
２における点線の前縁２８″によって、示されている。
【００２５】
【発明の効果】本発明によれば、各インターブレードに
おける衝撃の数が制限され、エンジン効率が最大になる
という利点が得られる。
【００２６】本発明はガスタービンエンジン用のファン
ブレードに関して提示されているけれども、本発明の適
用能力は、隣り合うエアロフォイル間の流路が多重衝撃
を蒙る如何なるターボ機械にも及ぶものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による背後掃引ファンブレードを示すガ
スタービンエンジンのファン部分の正断面図。
【図２】点線によつて示された他の前縁のプロフィルと
仮想線で示された従来技術のブレードを含む、図１のブ
レードの拡大図。
【図３】本発明の四つのブレードの先端を、仮想線で四
つの従来技術によるブレードに沿って示し、図２の３−
３線に沿う展開図。
【図４】掃引角の定義を示すエアロフォイルの概略斜視
図。
【図５】本発明の他の実施例と、仮想線による従来技術
のブレードを示し、図３と同様な展開図。
【図６】本発明による前方掃引ファンブレードを示すと
ともに、仮想線による従来技術のファンブレードを示す
ガスタービンエンジンのファン部分の側断面図。
【図７】仮想線で示された四つの従来技術のブレードに
沿って、本発明の四つのブレードの先端を示す、図６の
７−７線に沿う展開図。
【符号の説明】
１０…ファン １２…ファン翼 １４…取り付け具 １６…ハブ １８…回転軸 ２０…プラットフォーム ２２，２２′…（翼）エアロフォイル ２４…根本 ２６…先端 ２８…翼前縁 ３０…翼後縁 ３２…圧力面 ３４…吸引面 ４０…推移点 ４２…ケース ４６…摩擦片 ４８…エア ５０…内翼通路 ５２…シャフト ５４…接線 ５６…平面 ５８…平面 ６０…圧力波 ６２…反射波 ６４…端壁衝撃 ６６…通路衝撃 ６７…平面 ７０…中間領域 ７４…先端領域 １２２，１２２′…前方掃引エアロフォイル １２４…根本 １２６…先端 １２８…翼前縁 １３０…翼後縁 １４０…内部推移点 σ…掃引角 σ1…第１の掃引角 σ2…第２の掃引角 ｒt-inner…内部推移径 ｒt-outer…外部推移径 ｒtip…先端径
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ブルース ピー．ビーダーマン アメリカ合衆国，コネチカット，メリデ ン，メリデン アベニュー ４ (72)発明者 ジョン エイ．オローサ アメリカ合衆国，フロリダ，パーム ビー チ ガーデンズ，コットンウッド サーク ル 11730

Claims (3)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 カスケードにおける各ブレードが前の隣
    り合うブレードと後縁の隣り合うブレードを有するよう
    に回転軸に関して回転可能であるブレードのカスケード
    を有し、各ブレードが作用媒体ガス用の流路を規定する
    ために隣り合うブレードと協同し、ブレードカスケード
    がケースによって境界を付けられており、動作条件のも
    とで端壁衝撃がケースから制限された径方向間隔だけ伸
    びるとともに流路を介して軸方向かつ円周方向に伸び、
    かつ通路衝撃が流路を介して伸びるとともに、ブレード
    が先縁，翼後縁，根本，先端，および先端の径方向内方
    に向かう内部推移点を含む、ターボエンジン用ターボ機
    械ブレードであって、 内部推移点の径方向外方に向かう先縁が掃引されるとと
    もに、隣り合うブレードから伸びる端壁衝撃と同じ広が
    りのエアロフォイルが端壁衝撃を阻止し、端壁衝撃と通
    路衝撃が合致する、ことを特徴とするターボ機械ブレー
    ド。
  2. 【請求項２】 カスケードにおける各ブレードが前の隣
    り合うブレードと後縁の隣り合うブレードを有するよう
    に回転軸に関して回転可能であるブレードのカスケード
    を有し、各ブレードが作用媒体ガス用の流路を規定する
    ために隣り合うブレードと協同し、ブレードカスケード
    がケースによって境界を付けられており、動作条件のも
    とで端壁衝撃がケースから制限された径方向間隔だけ伸
    びるとともに流路を介して軸方向かつ円周方向に伸び、
    かつ通路衝撃が流路を介して伸びるとともに、ブレード
    が先縁，翼後縁，根本，先端径に位置する先端，先端の
    径方向内方に向かう内部推移径に位置する内部推移点お
    よび内部推移径と先端径の径方向中間の外部推移径に位
    置する外部推移点を含み、前記ブレードは外部推移径と
    先端径によって境界ずけられる先端領域と、内部推移径
    と外部推移径によって境界ずけられる中間領域を有す
    る、ターボエンジン用ターボ機械ブレードであって、 先縁が、径の増加につれて減少しない第１の掃引角で中
    間領域において掃引されるとともに、径の増加につれて
    増加しない第２の掃引角で先端領域の少なくとも一部を
    わたって掃引され、先の隣り合うブレードから伸びる端
    壁衝撃と径方向に同じ広がりのエアロフォイル部分が端
    壁衝撃を阻止し、端壁衝撃と通路衝撃が合致する、こと
    を特徴とするターボ機械ブレード。
  3. 【請求項３】 内部推移径がブレードの先縁で根本と一
    致することを特徴とする、請求項１又は２に記載のター
    ボ機械ブレード。
JP30141696A 1995-11-17 1996-11-13 ターボ機械ブレード Expired - Lifetime JP3902278B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/559965 1995-11-17
US08/559,965 US5642985A (en) 1995-11-17 1995-11-17 Swept turbomachinery blade

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2006302189A Division JP4417947B2 (ja) 1995-11-17 2006-11-08 ターボ機械ブレード

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH09184451A true JPH09184451A (ja) 1997-07-15
JP3902278B2 JP3902278B2 (ja) 2007-04-04

Family

ID=24235807

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP30141696A Expired - Lifetime JP3902278B2 (ja) 1995-11-17 1996-11-13 ターボ機械ブレード
JP2006302189A Expired - Lifetime JP4417947B2 (ja) 1995-11-17 2006-11-08 ターボ機械ブレード

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2006302189A Expired - Lifetime JP4417947B2 (ja) 1995-11-17 2006-11-08 ターボ機械ブレード

Country Status (4)

Country Link
US (4) US5642985A (ja)
EP (4) EP0774567B1 (ja)
JP (2) JP3902278B2 (ja)
DE (3) DE1138877T1 (ja)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001271792A (ja) * 2000-02-18 2001-10-05 General Electric Co <Ge> 縦溝付き圧縮機流路
WO2008053635A1 (en) * 2006-11-02 2008-05-08 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Transonic airfoil and axial flow rotary machine
JP2019132239A (ja) * 2018-02-01 2019-08-08 本田技研工業株式会社 ファンブレードおよびファンブレードの形状決定方法

Families Citing this family (95)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5642985A (en) 1995-11-17 1997-07-01 United Technologies Corporation Swept turbomachinery blade
US6071077A (en) * 1996-04-09 2000-06-06 Rolls-Royce Plc Swept fan blade
GB9607316D0 (en) * 1996-04-09 1996-06-12 Rolls Royce Plc Swept fan blade
DE19812624A1 (de) * 1998-03-23 1999-09-30 Bmw Rolls Royce Gmbh Rotor-Schaufelblatt einer Axialströmungsmaschine
EP0957236A1 (de) * 1998-05-15 1999-11-17 Asea Brown Boveri AG Turbinenlaufschaufel
US6195983B1 (en) 1999-02-12 2001-03-06 General Electric Company Leaned and swept fan outlet guide vanes
GB9922619D0 (en) * 1999-09-25 1999-11-24 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
US6312219B1 (en) 1999-11-05 2001-11-06 General Electric Company Narrow waist vane
US6299412B1 (en) 1999-12-06 2001-10-09 General Electric Company Bowed compressor airfoil
US6328533B1 (en) * 1999-12-21 2001-12-11 General Electric Company Swept barrel airfoil
US6338609B1 (en) 2000-02-18 2002-01-15 General Electric Company Convex compressor casing
US20030210980A1 (en) * 2002-01-29 2003-11-13 Ramgen Power Systems, Inc. Supersonic compressor
US7334990B2 (en) * 2002-01-29 2008-02-26 Ramgen Power Systems, Inc. Supersonic compressor
US7293955B2 (en) * 2002-09-26 2007-11-13 Ramgen Power Systrms, Inc. Supersonic gas compressor
US7434400B2 (en) * 2002-09-26 2008-10-14 Lawlor Shawn P Gas turbine power plant with supersonic shock compression ramps
FR2851798B1 (fr) * 2003-02-27 2005-04-29 Snecma Moteurs Aube en fleche de turboreacteur
US6899526B2 (en) * 2003-08-05 2005-05-31 General Electric Company Counterstagger compressor airfoil
DE102004011607B4 (de) * 2004-03-10 2016-11-24 MTU Aero Engines AG Verdichter einer Gasturbine sowie Gasturbine
US7147426B2 (en) * 2004-05-07 2006-12-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Shockwave-induced boundary layer bleed
US7204676B2 (en) * 2004-05-14 2007-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan blade curvature distribution for high core pressure ratio fan
US7320575B2 (en) * 2004-09-28 2008-01-22 General Electric Company Methods and apparatus for aerodynamically self-enhancing rotor blades
DE102004054752A1 (de) * 2004-11-12 2006-05-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufel einer Strömungsarbeitsmaschine mit erweiterter Randprofiltiefe
US7476086B2 (en) * 2005-04-07 2009-01-13 General Electric Company Tip cambered swept blade
US7374403B2 (en) * 2005-04-07 2008-05-20 General Electric Company Low solidity turbofan
DE102005059438B3 (de) * 2005-12-13 2007-07-19 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Turbostrahlantrieb
JP4863162B2 (ja) 2006-05-26 2012-01-25 株式会社Ｉｈｉ ターボファンエンジンのファン動翼
US7726937B2 (en) 2006-09-12 2010-06-01 United Technologies Corporation Turbine engine compressor vanes
GB0620769D0 (en) 2006-10-19 2006-11-29 Rolls Royce Plc A fan blade
FR2908152B1 (fr) * 2006-11-08 2009-02-06 Snecma Sa Aube en fleche de turbomachine
US8087884B2 (en) 2006-11-30 2012-01-03 General Electric Company Advanced booster stator vane
US7967571B2 (en) * 2006-11-30 2011-06-28 General Electric Company Advanced booster rotor blade
US8292574B2 (en) 2006-11-30 2012-10-23 General Electric Company Advanced booster system
DE102007020476A1 (de) * 2007-04-27 2008-11-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorderkantenverlauf für Turbomaschinenkomponenten
DE102007028788B4 (de) * 2007-06-22 2013-04-18 Thermo King Container-Denmark A/S Kühlcontainer für Schiffe
JP5480806B2 (ja) * 2007-06-22 2014-04-23 インガーソール−ランド クリマズィステーメ ドイチュラント ゲーエムベーハー 陸上、道路、及び鉄道車両用の冷凍コンテナ
DE102007028787B4 (de) * 2007-06-22 2013-05-23 Ingersoll-Rand Klimasysteme Deutschland Gmbh Kühlcontainer für land-, straßen- und schienengebundene Fahrzeuge
JP2009008014A (ja) * 2007-06-28 2009-01-15 Mitsubishi Electric Corp 軸流ファン
FR2926856B1 (fr) * 2008-01-30 2013-03-29 Snecma Compresseur de turboreacteur
US8147207B2 (en) * 2008-09-04 2012-04-03 Siemens Energy, Inc. Compressor blade having a ratio of leading edge sweep to leading edge dihedral in a range of 1:1 to 3:1 along the radially outer portion
JP4923073B2 (ja) * 2009-02-25 2012-04-25 株式会社日立製作所 遷音速翼
FR2974060B1 (fr) * 2011-04-15 2013-11-22 Snecma Dispositif de propulsion a helices contrarotatives et coaxiales non-carenees
US9790797B2 (en) * 2011-07-05 2017-10-17 United Technologies Corporation Subsonic swept fan blade
EP2568114A1 (de) 2011-09-09 2013-03-13 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Profilieren einer Ersatzschaufel als ein Eratzteil für eine Altschaufel für eine Axialströmungsmaschine
FR2983234B1 (fr) * 2011-11-29 2014-01-17 Snecma Aube pour disque aubage monobloc de turbomachine
FR2986285B1 (fr) 2012-01-30 2014-02-14 Snecma Aube pour soufflante de turboreacteur
US9017036B2 (en) 2012-02-29 2015-04-28 United Technologies Corporation High order shaped curve region for an airfoil
FR2989107B1 (fr) * 2012-04-04 2017-03-31 Snecma Aube de rotor de turbomachine
US9121285B2 (en) * 2012-05-24 2015-09-01 General Electric Company Turbine and method for reducing shock losses in a turbine
FR2991373B1 (fr) * 2012-05-31 2014-06-20 Snecma Aube de soufflante pour turboreacteur d'avion a profil cambre en sections de pied
US9932933B2 (en) * 2012-12-20 2018-04-03 United Technologies Corporation Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size
US9920653B2 (en) 2012-12-20 2018-03-20 United Technologies Corporation Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size
WO2014163673A2 (en) 2013-03-11 2014-10-09 Bronwyn Power Gas turbine engine flow path geometry
WO2015023325A1 (en) * 2013-08-12 2015-02-19 United Technologies Corporation Non-axisymmetric fan flow path
US9574567B2 (en) 2013-10-01 2017-02-21 General Electric Company Supersonic compressor and associated method
EP3985226B1 (en) 2014-02-19 2024-12-25 RTX Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175052A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10584715B2 (en) 2014-02-19 2020-03-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126941A1 (en) * 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108106B1 (en) 2014-02-19 2022-05-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3575551B1 (en) 2014-02-19 2021-10-27 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108103B1 (en) 2014-02-19 2023-09-27 Raytheon Technologies Corporation Fan blade for a gas turbine engine
EP3108123B1 (en) 2014-02-19 2023-10-04 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
EP3108100B1 (en) 2014-02-19 2021-04-14 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
US9140127B2 (en) 2014-02-19 2015-09-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175073A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126454A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10570915B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175043A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10570916B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108120B1 (en) 2014-02-19 2021-03-31 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine having a geared architecture and a specific fixed airfoil structure
US9567858B2 (en) 2014-02-19 2017-02-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108101B1 (en) 2014-02-19 2022-04-20 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10495106B2 (en) 2014-02-19 2019-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10465702B2 (en) * 2014-02-19 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175044A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108105B1 (en) 2014-02-19 2021-05-12 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
RU2606294C1 (ru) * 2015-07-06 2017-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Рабочее колесо высокооборотного осевого вентилятора
GB201512688D0 (en) * 2015-07-20 2015-08-26 Rolls Royce Plc Aerofoil
GB2544735B (en) * 2015-11-23 2018-02-07 Rolls Royce Plc Vanes of a gas turbine engine
US10479519B2 (en) * 2015-12-31 2019-11-19 United Technologies Corporation Nacelle short inlet for fan blade removal
US10458426B2 (en) 2016-09-15 2019-10-29 General Electric Company Aircraft fan with low part-span solidity
GB201702383D0 (en) * 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade with axial lean
GB201719538D0 (en) * 2017-11-24 2018-01-10 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
FR3129687B1 (fr) * 2021-11-29 2024-11-29 Safran Aircraft Engines Aube pour une hélice non carénée d’une turbomachine
FR3129686B1 (fr) * 2021-11-29 2024-07-12 Safran Aircraft Engines Aube pour une soufflante carénée d’une turbomachine
US12066027B2 (en) 2022-08-11 2024-08-20 Next Gen Compression Llc Variable geometry supersonic compressor
WO2024035894A1 (en) 2022-08-11 2024-02-15 Next Gen Compression Llc Method for efficient part load compressor operation
US12378887B2 (en) * 2022-11-28 2025-08-05 General Electric Company Airfoil assembly
CN115959282A (zh) * 2023-01-31 2023-04-14 中国航发湖南动力机械研究所 一种桨扇发动机的桨叶、桨扇及桨扇发动机
US12345177B2 (en) 2023-02-20 2025-07-01 General Electric Company Turbine engine with composite airfoils
US12331661B2 (en) 2023-02-20 2025-06-17 General Electric Company Turbine engine with composite airfoils
US12352284B2 (en) 2023-02-20 2025-07-08 General Electric Company Turbine engine with composite airfoils
US12410715B2 (en) * 2023-08-10 2025-09-09 General Electric Company Rotor blade system for turbine engines
US12209557B1 (en) 2023-11-30 2025-01-28 General Electric Company Gas turbine engine with forward swept outlet guide vanes
US12385430B2 (en) 2023-11-30 2025-08-12 General Electric Company Gas turbine engine with forward swept outlet guide vanes

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3989406A (en) * 1974-11-26 1976-11-02 Bolt Beranek And Newman, Inc. Method of and apparatus for preventing leading edge shocks and shock-related noise in transonic and supersonic rotor blades and the like
JPS62114105U (ja) * 1986-01-09 1987-07-20
JPS63126501U (ja) * 1987-02-13 1988-08-18
JPH07224794A (ja) * 1993-12-14 1995-08-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 軸流機械の動翼

Family Cites Families (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2735612A (en) * 1956-02-21 hausmann
US1964525A (en) * 1932-07-30 1934-06-26 Gen Electric Fan blade
US2154313A (en) * 1938-04-01 1939-04-11 Gen Electric Directing vane
US2628768A (en) 1946-03-27 1953-02-17 Kantrowitz Arthur Axial-flow compressor
US2935246A (en) * 1949-06-02 1960-05-03 Onera (Off Nat Aerospatiale) Shock wave compressors, especially for use in connection with continuous flow engines for aircraft
FR996967A (fr) * 1949-09-06 1951-12-31 Rateau Soc Perfectionnement aux aubages de turbomachines
US2689681A (en) 1949-09-17 1954-09-21 United Aircraft Corp Reversely rotating screw type multiple impeller compressor
US2660401A (en) * 1951-08-07 1953-11-24 Gen Electric Turbine bucket
US2830753A (en) * 1951-11-10 1958-04-15 Edward A Stalker Axial flow compressors with circular arc blades
US2915238A (en) * 1953-10-23 1959-12-01 Szydlowski Joseph Axial flow compressors
US2934259A (en) * 1956-06-18 1960-04-26 United Aircraft Corp Compressor blading
US3444817A (en) * 1967-08-23 1969-05-20 William J Caldwell Fluid pump
US3416725A (en) * 1967-10-12 1968-12-17 Acme Engineering And Mfg Corp Dihedral bladed ventilating fan
US3546882A (en) * 1968-04-24 1970-12-15 Gen Electric Gas turbine engines
US3692425A (en) * 1969-01-02 1972-09-19 Gen Electric Compressor for handling gases at velocities exceeding a sonic value
US4408957A (en) * 1972-02-22 1983-10-11 General Motors Corporation Supersonic blading
US3843277A (en) * 1973-02-14 1974-10-22 Gen Electric Sound attenuating inlet duct
US4012172A (en) * 1975-09-10 1977-03-15 Avco Corporation Low noise blades for axial flow compressors
US4012165A (en) 1975-12-08 1977-03-15 United Technologies Corporation Fan structure
US4123196A (en) * 1976-11-01 1978-10-31 General Electric Company Supersonic compressor with off-design performance improvement
GB1598616A (en) 1977-06-29 1981-09-23 Kawasaki Heavy Ind Ltd Diagonal-flow fan wheel with blades of developable surface shape
IT1165216B (it) * 1979-06-15 1987-04-22 Mancinelli Euro Emme Gruppo ventilatore per il convogliamento di aria attraverso una apertura circolare
US4370097A (en) 1979-07-16 1983-01-25 United Technologies Corporation Noise reduction means for prop-fan
US4358246A (en) * 1979-07-16 1982-11-09 United Technologies Corporation Noise reduction means for prop-fan and the construction thereof
GB2164098B (en) * 1984-09-07 1988-12-07 Rolls Royce Improvements in or relating to aerofoil section members for turbine engines
FR2603953B1 (fr) * 1986-09-12 1991-02-22 Peugeot Aciers Et Outillage Pale profilee d'helice et son application aux motoventilateurs
US4726737A (en) * 1986-10-28 1988-02-23 United Technologies Corporation Reduced loss swept supersonic fan blade
US4784575A (en) * 1986-11-19 1988-11-15 General Electric Company Counterrotating aircraft propulsor blades
SU1528965A1 (ru) * 1988-02-17 1989-12-15 Ташкентский Политехнический Институт Им.А.Р.Бируни Рабочее колесо центробежного вентил тора
JPH0745801B2 (ja) * 1988-08-11 1995-05-17 三菱重工業株式会社 三次元タービン動翼
US5064345A (en) 1989-11-16 1991-11-12 Airflow Research And Manufacturing Corporation Multi-sweep blade with abrupt sweep transition
US5088892A (en) * 1990-02-07 1992-02-18 United Technologies Corporation Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine
US5112192A (en) * 1990-07-26 1992-05-12 General Signal Corporation Mixing impellers and impeller systems for mixing and blending liquids and liquid suspensions having a wide range of viscosities
US5167489A (en) * 1991-04-15 1992-12-01 General Electric Company Forward swept rotor blade
JPH0527201U (ja) * 1991-09-19 1993-04-09 株式会社日立製作所 軸流タービン
GB9307288D0 (en) 1993-04-07 1993-06-02 Rolls Royce Plc Gas turbine engine casing construction
JP3118136B2 (ja) * 1994-03-28 2000-12-18 株式会社先進材料利用ガスジェネレータ研究所 軸流圧縮機のケーシング
US5584661A (en) 1994-05-02 1996-12-17 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Forward sweep, low noise rotor blade
US5642985A (en) 1995-11-17 1997-07-01 United Technologies Corporation Swept turbomachinery blade
US6071077A (en) 1996-04-09 2000-06-06 Rolls-Royce Plc Swept fan blade
GB9607316D0 (en) 1996-04-09 1996-06-12 Rolls Royce Plc Swept fan blade

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3989406A (en) * 1974-11-26 1976-11-02 Bolt Beranek And Newman, Inc. Method of and apparatus for preventing leading edge shocks and shock-related noise in transonic and supersonic rotor blades and the like
JPS62114105U (ja) * 1986-01-09 1987-07-20
JPS63126501U (ja) * 1987-02-13 1988-08-18
JPH07224794A (ja) * 1993-12-14 1995-08-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 軸流機械の動翼

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001271792A (ja) * 2000-02-18 2001-10-05 General Electric Co <Ge> 縦溝付き圧縮機流路
WO2008053635A1 (en) * 2006-11-02 2008-05-08 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Transonic airfoil and axial flow rotary machine
JP2008115736A (ja) * 2006-11-02 2008-05-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遷音速翼及び軸流回転機
KR101040825B1 (ko) * 2006-11-02 2011-06-14 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 천음속 날개 및 축류 회전기
US8133012B2 (en) 2006-11-02 2012-03-13 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Transonic airfoil and axial flow rotary machine
JP2019132239A (ja) * 2018-02-01 2019-08-08 本田技研工業株式会社 ファンブレードおよびファンブレードの形状決定方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP1571342A2 (en) 2005-09-07
US5642985A (en) 1997-07-01
USRE38040E1 (en) 2003-03-18
EP1571342B1 (en) 2012-06-27
EP0774567A1 (en) 1997-05-21
JP4417947B2 (ja) 2010-02-17
EP2278124A1 (en) 2011-01-26
EP1138877A1 (en) 2001-10-04
EP0774567B1 (en) 2002-06-26
JP2007032579A (ja) 2007-02-08
USRE43710E1 (en) 2012-10-02
DE69622002D1 (de) 2002-08-01
EP1138877B1 (en) 2005-07-13
DE69622002T2 (de) 2002-12-12
EP1571342A3 (en) 2006-01-11
DE69634933D1 (de) 2005-08-18
DE69634933T2 (de) 2006-05-24
USRE45689E1 (en) 2015-09-29
JP3902278B2 (ja) 2007-04-04
DE1138877T1 (de) 2003-05-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH09184451A (ja) ターボ機械ブレード
JP4307706B2 (ja) 湾曲したバレルエーロフォイル
US6454535B1 (en) Blisk
EP1930599B1 (en) Advanced booster system
JP3578769B2 (ja) 回転機械の圧縮領域のための流れ配向アッセンブリ
US6283713B1 (en) Bladed ducting for turbomachinery
EP1930600B1 (en) Advanced booster stator vane
US6071077A (en) Swept fan blade
EP1783346B1 (en) Duct for reducing shock related noise
JP3640396B2 (ja) 分断された周方向溝付きステータ構造体
US10837459B2 (en) Mistuned fan for gas turbine engine
US20120009065A1 (en) Rotor blade
CA2611339A1 (en) Advanced booster rotor blade
JP2008303889A (ja) ターボジェット用後退翼
JP2651259B2 (ja) ガスタービンエンジン羽根及びガスタービンエンジン羽根を形成する方法
EP3456919B1 (en) Rotor, corresponding gas turbine engine and method of forming a rotor
US11225874B2 (en) Turbine engine rotor blade with castellated tip surface

Legal Events

Date Code Title Description
A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20050125

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20050415

RD02 Notification of acceptance of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7422

Effective date: 20050415

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20050420

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20050725

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20060509

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20060808

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20060815

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20061108

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20061205

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20061228

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110112

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110112

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120112

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130112

Year of fee payment: 6

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130112

Year of fee payment: 6

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term