JPS6166801A - ガスタービンエンジン用の翼 - Google Patents
ガスタービンエンジン用の翼Info
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- JPS6166801A JPS6166801A JP60180392A JP18039285A JPS6166801A JP S6166801 A JPS6166801 A JP S6166801A JP 60180392 A JP60180392 A JP 60180392A JP 18039285 A JP18039285 A JP 18039285A JP S6166801 A JPS6166801 A JP S6166801A
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- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
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- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
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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
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
-
- 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
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- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using 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
-
- 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
- Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
- Y10S415/914—Device to control boundary layer
-
- 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
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- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
- Y10S416/02—Formulas of curves
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- Mechanical Engineering (AREA)
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- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はガスその他の流体タービンエンジンに一般に用
いられる翼形部材に関する。これらの部材はタービンエ
ンジンのタービンの動翼および静翼を含む。本発明は変
形された形で軸流圧縮機の動翼および靜ｇＫも適用され
ることができる。
いられる翼形部材に関する。これらの部材はタービンエ
ンジンのタービンの動翼および静翼を含む。本発明は変
形された形で軸流圧縮機の動翼および靜ｇＫも適用され
ることができる。
タービン動翼の機能はタービンおよびそれに関連する圧
縮機、またはプロイラその他のエネルギ吸収系の倒れか
を回転させるため、できるだけ効率的なやシ方で高温、
高速の運動ガスからエネルギを抽出することにある。同
様に静翼は運動ガスを受けて、存在する下流の動翼列に
正しい方向でガスを伝達する。
縮機、またはプロイラその他のエネルギ吸収系の倒れか
を回転させるため、できるだけ効率的なやシ方で高温、
高速の運動ガスからエネルギを抽出することにある。同
様に静翼は運動ガスを受けて、存在する下流の動翼列に
正しい方向でガスを伝達する。
便宜上、本書で用いる翼という語は動翼と静翼の双方を
含むものとする。
含むものとする。
エネルギの交換および伝達は熱力学的、空気力学的そし
て機械的な損失を伴う。空気力学的損失は隣接静翼の間
の通路における２次流による損失を含む。
て機械的な損失を伴う。空気力学的損失は隣接静翼の間
の通路における２次流による損失を含む。
本発明の目的上、２次流は運動ガスの意図された主流の
速度ベクトルからかなり異る速度ベクトルを有する流れ
として扱われる。これらの流れは隣接翼の吸込み面と加
圧面との間を円周方向に流れ、また翼根と翼端との間を
半径方向に流れることが可能であり、隣接する翼面通路
における静ＥＥ差により生ずる。
速度ベクトルからかなり異る速度ベクトルを有する流れ
として扱われる。これらの流れは隣接翼の吸込み面と加
圧面との間を円周方向に流れ、また翼根と翼端との間を
半径方向に流れることが可能であり、隣接する翼面通路
における静ＥＥ差により生ずる。
運動がるが通る通路は隣接翼の加圧面と吸込み面により
、また円周方向および軸方向に延在する内方および外方
の環形境界壁により画成される。
、また円周方向および軸方向に延在する内方および外方
の環形境界壁により画成される。
これらの境界壁の何れか、または両方を傾斜させて半径
方向の深さが一定かまたは変化する通路を生ずることが
できるが、この特性は環部フレアまたは幾何学的傾角と
して知られる。
方向の深さが一定かまたは変化する通路を生ずることが
できるが、この特性は環部フレアまたは幾何学的傾角と
して知られる。
容具は付根から翼端にかけて作シこみのねじりを有する
こともでき、この目的は異なる翼長位置にて所定の仕事
をするようにガス流を分布することにある。
こともでき、この目的は異なる翼長位置にて所定の仕事
をするようにガス流を分布することにある。
動翼のねじりと環部フレアの組合わせは一般に複雑な形
状の通路を生ずる。この通路に関連する平均流線は単純
な円筒形表面ではなく成る一般回転面の上に在るであろ
う。この平均流線に直角に切ったこの通路の断面形は入
口から出口にかけて異なる形状となるであろう。
状の通路を生ずる。この通路に関連する平均流線は単純
な円筒形表面ではなく成る一般回転面の上に在るであろ
う。この平均流線に直角に切ったこの通路の断面形は入
口から出口にかけて異なる形状となるであろう。
ねじりと環部フレアの組合わせは、軸方向および円周方
向に概して単純で一定な断面でなく、半径方向に成分を
有する通路を生じ、通路はガス流の方向にねじれ、入口
から出口Ｋかけて断面形状が異なる。境界壁と真直との
なす角度が９０°になるように配置し、真直に直角に作
用する翼刃が意図されたガスの主流方向から逸れた成分
を生じないようにすることＫよって流れの設計分布の達
成を助け２次流を排除することができる。
向に概して単純で一定な断面でなく、半径方向に成分を
有する通路を生じ、通路はガス流の方向にねじれ、入口
から出口Ｋかけて断面形状が異なる。境界壁と真直との
なす角度が９０°になるように配置し、真直に直角に作
用する翼刃が意図されたガスの主流方向から逸れた成分
を生じないようにすることＫよって流れの設計分布の達
成を助け２次流を排除することができる。
あるほぼ半径方向の積み重ね軸線に沿って一つづつ積み
重ねられた多数の要素翼形の上に表面を付けることによ
り翼を設計することが慣習となっている。個々の翼形は
局部的な空力的要求条件を満たし、翼形を重ねた時に直
線と見られる前縁および後縁を翼に生ずるような形状を
有した。でき上った加圧表面および吸込み表面の形状は
通常、半径方向および軸方向に僅かな曲！またはｆｎき
しか有しない。このやり方で設計された翼は許容し得る
程に効率的に機能したけれども、所期のガス流の分布か
らのずれに悩まされ、ガスを回転させることにつき物の
２次流が最低限度を越えた。その結果、著しい無用の効
率損失を生じた。
重ねられた多数の要素翼形の上に表面を付けることによ
り翼を設計することが慣習となっている。個々の翼形は
局部的な空力的要求条件を満たし、翼形を重ねた時に直
線と見られる前縁および後縁を翼に生ずるような形状を
有した。でき上った加圧表面および吸込み表面の形状は
通常、半径方向および軸方向に僅かな曲！またはｆｎき
しか有しない。このやり方で設計された翼は許容し得る
程に効率的に機能したけれども、所期のガス流の分布か
らのずれに悩まされ、ガスを回転させることにつき物の
２次流が最低限度を越えた。その結果、著しい無用の効
率損失を生じた。
燃料価格の高騰に伴い、燃料消費量を節約するために効
率のより高いエンジンを製作することが次第に重要とな
った。効率は種々のエンジン要素、例えば翼の効率を高
めることＫより向上することができる。
率のより高いエンジンを製作することが次第に重要とな
った。効率は種々のエンジン要素、例えば翼の効率を高
めることＫより向上することができる。
本発明は流れの分布をより良く制御して２次流の発生を
減らすことにより要素効率を上げた翼を与えることを目
的とする。
減らすことにより要素効率を上げた翼を与えることを目
的とする。
通路を画成する翼の設計方法を変えることにより、好ま
しくない流れの分布変化および２次流を減するために、
通路の形状を変更することが提案される。
しくない流れの分布変化および２次流を減するために、
通路の形状を変更することが提案される。
少なくとも一つの配置において境界壁が翼の後縁および
隣接する真直にほぼ直角とな石ように要素翼形を重ねる
ことが提案される。
隣接する真直にほぼ直角とな石ように要素翼形を重ねる
ことが提案される。
特に翼を構成する翼形の後縁部分の各々が運動ガスの局
部的流線に直角になるなうに後縁を配置することができ
る。この条件の中で翼形を種々のやり方で重ねることが
できる。
部的流線に直角になるなうに後縁を配置することができ
る。この条件の中で翼形を種々のやり方で重ねることが
できる。
エンジン軸線を含む放射面内で翼形後縁が傾斜するよう
に翼形を配置することができる。かかる配置は、恐らく
側面図で、すなわち軸方向に曲がる後縁と、恐らく前面
図で、すなわち半径方向に曲がる加圧面および吸込み面
と、を有する翼を生ずるであろう。
に翼形を配置することができる。かかる配置は、恐らく
側面図で、すなわち軸方向に曲がる後縁と、恐らく前面
図で、すなわち半径方向に曲がる加圧面および吸込み面
と、を有する翼を生ずるであろう。
翼形後縁をエンジン軸線に直角な平面内に重ねることも
できる。この配置は、翼通路の幾何学的なスロート部分
を含む平面に平行な方向に見た時、局部流線が後縁に直
角になるように曲った後縁を恐らく有する翼を生ずる。
できる。この配置は、翼通路の幾何学的なスロート部分
を含む平面に平行な方向に見た時、局部流線が後縁に直
角になるように曲った後縁を恐らく有する翼を生ずる。
後縁は境界壁との接ぎ目は別として線方向にほぼ真直ぐ
であり加圧面および吸込み面は恐らく半径方向に曲って
いるであろう。
であり加圧面および吸込み面は恐らく半径方向に曲って
いるであろう。
エンジン軸線を含む平面とエンジン軸線に直角な平面の
間にある任意の平面内で翼形後縁を積み重ねることもで
きる。この配置はまた後縁における翼面に直角またはは
ぼ直角な方向で局部流の流線に直角な後縁を有する翼を
恐らく生ずるであろう。
間にある任意の平面内で翼形後縁を積み重ねることもで
きる。この配置はまた後縁における翼面に直角またはは
ぼ直角な方向で局部流の流線に直角な後縁を有する翼を
恐らく生ずるであろう。
よって本発明は広い意味で、相互に対して積み重ねられ
た多数の要素翼形で画成され空力外形を有する翼であっ
て、該要素翼形の後縁は翼の後縁を画成するように配置
され、翼後縁は翼列内の隣接翼の間の幾何学的スロート
の境界を形成し、スロートを通るガス流の局部流線が交
点において翼後縁に直角になっている、ガスタービンエ
ンジン用の翼を与える。
た多数の要素翼形で画成され空力外形を有する翼であっ
て、該要素翼形の後縁は翼の後縁を画成するように配置
され、翼後縁は翼列内の隣接翼の間の幾何学的スロート
の境界を形成し、スロートを通るガス流の局部流線が交
点において翼後縁に直角になっている、ガスタービンエ
ンジン用の翼を与える。
要素翼形の後縁を、エンジン縦軸線を含む放射平面内、
エンジン縦軸線に直角な平面内、またはエンジン縦軸線
を含む放射平面とエンジン縦軸線に直角な平面との間に
ある平面内に積み重ねることができる。
エンジン縦軸線に直角な平面内、またはエンジン縦軸線
を含む放射平面とエンジン縦軸線に直角な平面との間に
ある平面内に積み重ねることができる。
要素翼形の後縁を積み重ねる態様によって、翼後縁は恐
らく軸方向または半径方向、または軸方向および半径方
向の双方に曲かるであろう。
らく軸方向または半径方向、または軸方向および半径方
向の双方に曲かるであろう。
局部流の流線が上記に定義される後縁に直角であるばか
りでなく、考慮する流線を含む回転面内の局部流の流面
も後縁に直角である。
りでなく、考慮する流線を含む回転面内の局部流の流面
も後縁に直角である。
その上、翼の前縁も軸方向または半径方向に曲がること
ができる。
ができる。
本発明は静翼および回転翼に適用されることができ、特
にタービンノズル案内翼、タービン動翼およびタービン
静翼に適用されることができる。
にタービンノズル案内翼、タービン動翼およびタービン
静翼に適用されることができる。
タービン動翼の場合、軸方向、半径方向またはその両方
の曲率の度合は応力上の制限から静翼に比して限定され
る。
の曲率の度合は応力上の制限から静翼に比して限定され
る。
第１図を参照するに、現用のガスタービンエンジン１０
は軸１６を介して低圧タービン１４により駆動されるフ
ァン１２、軸２２を介して中圧タービン２０により駆動
される中圧上縮機、および軸２８を介して高圧タービン
２６により駆動される高圧圧縮機を含む。燃焼装置３０
が高圧圧縮機からの吐出空気で燃料を燃やしてタービン
２６．２０．１４０尾動ガスを生ずる。
は軸１６を介して低圧タービン１４により駆動されるフ
ァン１２、軸２２を介して中圧タービン２０により駆動
される中圧上縮機、および軸２８を介して高圧タービン
２６により駆動される高圧圧縮機を含む。燃焼装置３０
が高圧圧縮機からの吐出空気で燃料を燃やしてタービン
２６．２０．１４０尾動ガスを生ずる。
高温ガスが出口案内ｉ３１の間を流れてノスル３２から
排出され、ここで推進力の一部が生ずる。
排出され、ここで推進力の一部が生ずる。
主要推進力はファンノズル３４から排出される大量の比
較的遅い運動空気により与えられる。
較的遅い運動空気により与えられる。
タービンの動翼および静翼に対するガス流および２次流
の不良分布を避けるために、境界壁と翼面が相互に直角
であり、翼の後縁が空間において以下の２つの特定要求
条件を満たすような正しい向きを持つことが望ましい。
の不良分布を避けるために、境界壁と翼面が相互に直角
であり、翼の後縁が空間において以下の２つの特定要求
条件を満たすような正しい向きを持つことが望ましい。
第１に、性能をＩｋ適化するために、通常隣接翼の間の
通路は収縮−拡張型とすべきでない、すなわち各翼長位
置におけるスロートの幾何学直交線が後縁と交差すべき
である。但し直交線とは実質的に流面内にあって平均流
の流線に直角に引いた線であると定義される。
通路は収縮−拡張型とすべきでない、すなわち各翼長位
置におけるスロートの幾何学直交線が後縁と交差すべき
である。但し直交線とは実質的に流面内にあって平均流
の流線に直角に引いた線であると定義される。
第２に流線が所要の設計方向でスロートを離れるように
翼間の幾何学的スロート区域が空間内で向くようＫ、要
素翼形を積み重ねるべきである。
翼間の幾何学的スロート区域が空間内で向くようＫ、要
素翼形を積み重ねるべきである。
タービン翼において、いわゆる後縁の直交性という条件
を定義する上記２つの条件が満たされるならば、翼の後
縁は幾何学的スロート窓の一つの側の境界となるであろ
う。
を定義する上記２つの条件が満たされるならば、翼の後
縁は幾何学的スロート窓の一つの側の境界となるであろ
う。
第４図、第５図および第６図はＸ−Ｙ面、２−Ｙ面およ
びｘ−２面の中における流れおよび翼後縁の方向のけ号
定義を示す。後縁の各要素が幾何学的スロート窓の一つ
の縁を形成し局部流線の流れベクトルに直角となるため
Ｋは、流れの流線の直交性条件を適用して、 ｔａｎθ＋ｔａｎλ＝ｔａｎαｐ ｔａｎφ（式１）但
し、θ＝後後縁軸方向局部傾き角 φ＝後後縁局部切線方向傾き角 λ＝ガス流の局部半径方向角度 αｐ＝ガス流の面内の局部渦巻き角 更に、２次流を制限するには、通路内の流れに作用する
半径方向圧力勾配を制御する必要がある。
びｘ−２面の中における流れおよび翼後縁の方向のけ号
定義を示す。後縁の各要素が幾何学的スロート窓の一つ
の縁を形成し局部流線の流れベクトルに直角となるため
Ｋは、流れの流線の直交性条件を適用して、 ｔａｎθ＋ｔａｎλ＝ｔａｎαｐ ｔａｎφ（式１）但
し、θ＝後後縁軸方向局部傾き角 φ＝後後縁局部切線方向傾き角 λ＝ガス流の局部半径方向角度 αｐ＝ガス流の面内の局部渦巻き角 更に、２次流を制限するには、通路内の流れに作用する
半径方向圧力勾配を制御する必要がある。
そのためには、翼面が通路内の子側局部流面に直角にな
るように翼面を空間内に向けるべきでちる。
るように翼面を空間内に向けるべきでちる。
結果として、後縁における付加的流面直交性条件を満た
さなければならない、すなわち θ＝−λ（式２）。 式（１）と式（２）を組合わせて
φ−〇一つの平面内に展開して見た場合、幾何学的スロ
ート窓の要素は実質的に矩形の形状を有するということ
ができる。
さなければならない、すなわち θ＝−λ（式２）。 式（１）と式（２）を組合わせて
φ−〇一つの平面内に展開して見た場合、幾何学的スロ
ート窓の要素は実質的に矩形の形状を有するということ
ができる。
できるだけ矩形形状を持つことが望喧しい他の通路断面
にも同様の条件があてはまる。よって翼前縁におけるほ
ぼ矩形通路について、前縁は切、線方向の傾き角がＯで
、軸方向傾き角は局部流線とは逆の付号を有する。
にも同様の条件があてはまる。よって翼前縁におけるほ
ぼ矩形通路について、前縁は切、線方向の傾き角がＯで
、軸方向傾き角は局部流線とは逆の付号を有する。
ノズル案内翼または静翼として知られる静止型の翼は通
常後縁に沿って積み重ねられ、後祿直父性条件を満たす
ように重ねられることができる。
常後縁に沿って積み重ねられ、後祿直父性条件を満たす
ように重ねられることができる。
動翼として知られるロータ型の翼についてこれらの条件
を満たすことはより困難ではあるが必ずしも不可能では
なく、これらの翼は遠心力とガスの荷重を釣合わせるだ
めに通常は近似放射線上に図形中心を置いて重ねられる
。
を満たすことはより困難ではあるが必ずしも不可能では
なく、これらの翼は遠心力とガスの荷重を釣合わせるだ
めに通常は近似放射線上に図形中心を置いて重ねられる
。
要素翼形の積み重ねは後縁直交性条件および／または矩
形または近似矩形の通路条件を満たすのみならず、下記
の事項の一つ以上を考慮しなければならない。
形または近似矩形の通路条件を満たすのみならず、下記
の事項の一つ以上を考慮しなければならない。
ａ）内部冷却チューブおよび他の冷却特性の付与、。
ｂ）荷重支承構造およびサービス導管を静翼内にはめ込
む必要。
む必要。
Ｃ）製作上の要求。
ｄ）応力上の要求。
ｅ）振動上の要求。
望むらくは後縁直交性〔式（１）および式（２）〕が各
要素スロート窓区域について満たされるべきであり、こ
れはしばしば第３図に線図で図解されるように、曲った
後縁を生ずる。この場合、静翼３６および動翼３８は共
に曲った前縁および後縁を有し、円周方向に隣接する翼
の間のスロート窓はほぼ矩形形状を有する。
要素スロート窓区域について満たされるべきであり、こ
れはしばしば第３図に線図で図解されるように、曲った
後縁を生ずる。この場合、静翼３６および動翼３８は共
に曲った前縁および後縁を有し、円周方向に隣接する翼
の間のスロート窓はほぼ矩形形状を有する。
静翼および動翼はガスタービンエンジン１０のタービン
の部分を形成する。外方環形境界壁４０、内方環形境界
壁４２が運動ガスの通過流の環形流路４４を画成する。
の部分を形成する。外方環形境界壁４０、内方環形境界
壁４２が運動ガスの通過流の環形流路４４を画成する。
線Ｓ、８２等は全て円周方向および軸方向に延在する流
面上にある流線である。
面上にある流線である。
流線は全て９０°またはほぼ９０°にて静Ｂ３６、およ
び動Ｒ３８の後縁と、翼のほぼ全長にわたって交差する
。翼の前縁も後縁と似た様に曲っているが、これは望ま
しいが必須ではない。もしも流線が幾らかの半径方向成
分を有しなければ、平均流の流線が後縁に直角になるよ
うに軸方向に傾いた直線の後縁のみを翼が有することも
可能である。
び動Ｒ３８の後縁と、翼のほぼ全長にわたって交差する
。翼の前縁も後縁と似た様に曲っているが、これは望ま
しいが必須ではない。もしも流線が幾らかの半径方向成
分を有しなければ、平均流の流線が後縁に直角になるよ
うに軸方向に傾いた直線の後縁のみを翼が有することも
可能である。
かかる配置は第２図に示され、ノズル案内翼３５は平均
流の流線に直角になるように傾斜した直線の後縁を有す
る。隣接静翼３５の間の幾何学的スロート窓はほぼ矩形
となる。もしもかなりの傾き角を有し流線がある程度の
局部的半径方向流れ成分を有するタービン配置に本発明
が取り入れられないとすると、性能損失が生じ得ると信
じられる。
流の流線に直角になるように傾斜した直線の後縁を有す
る。隣接静翼３５の間の幾何学的スロート窓はほぼ矩形
となる。もしもかなりの傾き角を有し流線がある程度の
局部的半径方向流れ成分を有するタービン配置に本発明
が取り入れられないとすると、性能損失が生じ得ると信
じられる。
例えば、共に真の半径線上にある真直ぐな前縁および後
縁を有するＲを含む配置が環形境界壁の間に設けられた
とする。内方壁は外方壁よりも犬きな割合で拡がり、内
方壁に近い流線は外方壁に近い流線よりも後縁に直角な
線からの拡がりが大きい。
縁を有するＲを含む配置が環形境界壁の間に設けられた
とする。内方壁は外方壁よりも犬きな割合で拡がり、内
方壁に近い流線は外方壁に近い流線よりも後縁に直角な
線からの拡がりが大きい。
かかる配置の効果は２つの不利な状態を個別Ｋまたは組
合わせて生ずる可能性がある。上流のスロートが形成さ
れて、後縁はもはやスロート窓の一縁を画成せず、流管
通路が収量／拡大型になっていることを意味することに
なる。
合わせて生ずる可能性がある。上流のスロートが形成さ
れて、後縁はもはやスロート窓の一縁を画成せず、流管
通路が収量／拡大型になっていることを意味することに
なる。
ガス流は意図した流線方向をもって翼を離れず、そのた
め流れの剥離および乱れを生じて効率低下をもたらすこ
とが有シ得る。
め流れの剥離および乱れを生じて効率低下をもたらすこ
とが有シ得る。
第３図に示す翼装置は一般的な形で本発明を図解するも
ので、次式を満たす：後縁の全要素につきｔａｎθ＋ｔ
ａｎλ＝ｔａｎαｐ ｔａｎφで、本発明の全ての実施
例が本式を満たす。第７図乃至第１２図は本発明による
静翼の具体例をより詳細に示す。特に第１０図、第１１
図および第１２図は静翼翼形要素を積み重ねる、３つの
異なる方法を示す。
ので、次式を満たす：後縁の全要素につきｔａｎθ＋ｔ
ａｎλ＝ｔａｎαｐ ｔａｎφで、本発明の全ての実施
例が本式を満たす。第７図乃至第１２図は本発明による
静翼の具体例をより詳細に示す。特に第１０図、第１１
図および第１２図は静翼翼形要素を積み重ねる、３つの
異なる方法を示す。
第７図、第８図および第９図は第３図の最上流の静翼３
６の３つの図を示す。
６の３つの図を示す。
第７図は前縁および後縁が共に＠方向に見て曲っている
のに、第８図は後縁がその長さのかなりの部分にわたっ
て真直ぐであることを示す。第９図は複雑な形状を示す
静翼の斜視図であり、積み重ねられて静翼のエンベロー
プ（包絡面）を画成する多数の要素翼形３６ａを示す。
のに、第８図は後縁がその長さのかなりの部分にわたっ
て真直ぐであることを示す。第９図は複雑な形状を示す
静翼の斜視図であり、積み重ねられて静翼のエンベロー
プ（包絡面）を画成する多数の要素翼形３６ａを示す。
積み重ねの方法の詳細は第１０Ａ図乃至第１０Ｅ図に示
される。
される。
第１０Ａ図において、エンジン回転軸線を含む平面内に
積み重ねられた後縁を有する静翼の３つの翼形が示され
、よって第１０Ｂ図に示すようにエンジン軸線の方向に
見た時に後縁は紬然たる半径方向に延在する真腺となる
。翼形は付根、平均高さおよび翼端におけるものが示さ
れる。これらの翼形および中間の翼形を積み重ねて、隣
接静翼間のスロートに平行に見た図である第１０Ｃ図に
示すように後縁が曲線を形成するようにする。ライン８
１〜Ｓ９はガス流の局部流線を表わし、これらの流線は
後縁との交差点において全て後縁に対して直角である。
積み重ねられた後縁を有する静翼の３つの翼形が示され
、よって第１０Ｂ図に示すようにエンジン軸線の方向に
見た時に後縁は紬然たる半径方向に延在する真腺となる
。翼形は付根、平均高さおよび翼端におけるものが示さ
れる。これらの翼形および中間の翼形を積み重ねて、隣
接静翼間のスロートに平行に見た図である第１０Ｃ図に
示すように後縁が曲線を形成するようにする。ライン８
１〜Ｓ９はガス流の局部流線を表わし、これらの流線は
後縁との交差点において全て後縁に対して直角である。
局部流線は第１０Ｄ図シて示すように側面図で静翼を見
た時にも後縁に直角に交差する。
た時にも後縁に直角に交差する。
第１ｏＥ図は隣接静翼間のスロート窓の図であり、後縁
がスロートの一つの側の境界となシ、ラインＳ１〜Ｓ９
が流線を表わす。この配置において、流面もまた後縁に
直角であって、完全な後縁の直交性の条件（式（１）お
よび式（２））が両方共満たされる。
がスロートの一つの側の境界となシ、ラインＳ１〜Ｓ９
が流線を表わす。この配置において、流面もまた後縁に
直角であって、完全な後縁の直交性の条件（式（１）お
よび式（２））が両方共満たされる。
この配置において、後縁の各要素の接線方向の傾き角φ
はＯである。また式（１）１式（２）が共に満たされる
から、軸方向の傾き角θはＯでない値を持つ。
はＯである。また式（１）１式（２）が共に満たされる
から、軸方向の傾き角θはＯでない値を持つ。
それに反し、第１１Ａ〜ＩＩＥ図の積み重ね配置では軸
方向傾き角が無い（ｅ＝ｏ）が、接線方向の傾き角φの
値は存在する。
方向傾き角が無い（ｅ＝ｏ）が、接線方向の傾き角φの
値は存在する。
静翼翼形の後縁はエンジン縦軸線に直角な線に沿って積
み重ねられる。第１１Ｃ図に示すように静翼間のスロー
トに平行に静翼を見た時、局部流線は後縁との交点にお
いて直角である。何故ならばθ＝０として式（１）を満
たすようにφが選ばれているからである。
み重ねられる。第１１Ｃ図に示すように静翼間のスロー
トに平行に静翼を見た時、局部流線は後縁との交点にお
いて直角である。何故ならばθ＝０として式（１）を満
たすようにφが選ばれているからである。
しかしθへ−λであるから
流線は第１１Ｄ図に示すように交点において後縁に直角
ではなく、流面はスロート面内において後縁に直角でな
い（第ＬＩＥ図）。従ってこの積み重ね方法を用いると
、流面後縁直交性は達成されない。
ではなく、流面はスロート面内において後縁に直角でな
い（第ＬＩＥ図）。従ってこの積み重ね方法を用いると
、流面後縁直交性は達成されない。
θもφも共にＯでない決った値をとって静翼が軸方向の
、傾き角および半径方向の傾き角を持つように要素翼形
を積み重ねることもできる。そのような配置が第１２Ａ
〜１２Ｅ図に示される。エンジン軸線を含む平面とエン
ジン軸線に直角な平面との間にある成る平面内に翼形の
後縁が積み重ねられる。
、傾き角および半径方向の傾き角を持つように要素翼形
を積み重ねることもできる。そのような配置が第１２Ａ
〜１２Ｅ図に示される。エンジン軸線を含む平面とエン
ジン軸線に直角な平面との間にある成る平面内に翼形の
後縁が積み重ねられる。
流線８１〜Ｓ９も交点において後縁に直角となるように
（第１２Ｃ図）、各要素翼形の角度θ、φが選ばれる。
（第１２Ｃ図）、各要素翼形の角度θ、φが選ばれる。
静翼を側面図（第１２Ｄ図）で見た時、φ＝＋０である
から流線は９０°で後縁と交差せず、流面はスロート平
面内にて後縁に直角でない（第１２Ｅ図）。
から流線は９０°で後縁と交差せず、流面はスロート平
面内にて後縁に直角でない（第１２Ｅ図）。
よって、前の配置の場合と同様に流面後縁直交性は満た
されない。しかし、流線は依然として９０°で後縁と交
差するから、成る程度の２次流の減少と流れ分布変化の
向上があり翼列に関する要素効率が増大する。
されない。しかし、流線は依然として９０°で後縁と交
差するから、成る程度の２次流の減少と流れ分布変化の
向上があり翼列に関する要素効率が増大する。
前縁および／または前縁と後縁の中間位置において成る
程度の直交性を得るために、本発明を取り入れない第１
１図乃至第１２図に示す翼の前縁は、曲げられる（第１
０図）か、真直ぐか、または実質的に真直ぐ（第１１図
、第１２図）Ｋすることができる。
程度の直交性を得るために、本発明を取り入れない第１
１図乃至第１２図に示す翼の前縁は、曲げられる（第１
０図）か、真直ぐか、または実質的に真直ぐ（第１１図
、第１２図）Ｋすることができる。
ある程度の局部的性能向上を得るために後縁または前縁
において翼長の部分にわたって直交性の原則を適用する
ことができる。よって直交性の式の両方または片方を満
たすように翼後縁の一部分を曲げ、残りの部分を直線ま
たは任意の他の形状にすることができる。かかる翼では
、成る程度の直交性の違反があるであろう。例えば、第
２図に示す翼の場合、翼は直線の後縁を有し、平均流の
流線のみが交点にて後縁に直角である。この配置は向上
を示すことが実証された。
において翼長の部分にわたって直交性の原則を適用する
ことができる。よって直交性の式の両方または片方を満
たすように翼後縁の一部分を曲げ、残りの部分を直線ま
たは任意の他の形状にすることができる。かかる翼では
、成る程度の直交性の違反があるであろう。例えば、第
２図に示す翼の場合、翼は直線の後縁を有し、平均流の
流線のみが交点にて後縁に直角である。この配置は向上
を示すことが実証された。
本発明は静翼、ノズル案内翼および動翼に適用されるこ
とができる。
とができる。
第１図は本発明を適用し得るガスタービンエンジンの線
図、 第２図はノズル案内翼に適用される本発明の基本形式、 第３図は本発明による一形式の翼を、狙込んだタービン
の線図式側面図、 第４図、第５図および第６図は本発明による翼に関連し
て用いられる付号の定義と名称を図解する線図、 第７図、第８図および第９図は第３図に示す翼の一つの
それぞれ側面図、前面図および斜視図、第１０Ａ図は本
発明による翼の３つの要素翼形の平面図、 第１０Ｂ図は第１０Ａ図に示す翼の後面図、第１０Ｃ図
は２つの隣接翼の間に形成されるスロートに平行な線に
沿う、第１０Ａ図に示す翼の図、第１０Ｄ図は第１０Ａ
図に示す翼の側面図、１１０Ｅ図は第１０Ａ図に示す翼
から成る２枚の隣接翼間のスロー）Ｋ直角に見た図、 第１１Ａ図乃至第１１Ｅ図は本発明によるいま一つの入
の、第１０Ａ図乃至、％ＩＯＥ図に示すものと同様な図
、 第１２Ａ図乃至第１２Ｅ図は本発明による更にいま一つ
の翼の、第１０Ａ図乃至第１０Ｅ図に示すものと同様な
図。 ３５・・・・・・ノズル案内翼、３６・・・・・・静翼
。 ３８・・・・・動翼。 嚢暇： χ ！７郷＆四崗 ｄ Ｆ 千でｋＲＯ）ノ！７０ 二４纏ｈｉ＝に後縁！ θ軸方隆呻き寅（，１７部） ψ 搏緯方蛸婢１寅 ０５部） ｌ￥ｉｒ埠ｔ＾昧込み輸
図、 第２図はノズル案内翼に適用される本発明の基本形式、 第３図は本発明による一形式の翼を、狙込んだタービン
の線図式側面図、 第４図、第５図および第６図は本発明による翼に関連し
て用いられる付号の定義と名称を図解する線図、 第７図、第８図および第９図は第３図に示す翼の一つの
それぞれ側面図、前面図および斜視図、第１０Ａ図は本
発明による翼の３つの要素翼形の平面図、 第１０Ｂ図は第１０Ａ図に示す翼の後面図、第１０Ｃ図
は２つの隣接翼の間に形成されるスロートに平行な線に
沿う、第１０Ａ図に示す翼の図、第１０Ｄ図は第１０Ａ
図に示す翼の側面図、１１０Ｅ図は第１０Ａ図に示す翼
から成る２枚の隣接翼間のスロー）Ｋ直角に見た図、 第１１Ａ図乃至第１１Ｅ図は本発明によるいま一つの入
の、第１０Ａ図乃至、％ＩＯＥ図に示すものと同様な図
、 第１２Ａ図乃至第１２Ｅ図は本発明による更にいま一つ
の翼の、第１０Ａ図乃至第１０Ｅ図に示すものと同様な
図。 ３５・・・・・・ノズル案内翼、３６・・・・・・静翼
。 ３８・・・・・動翼。 嚢暇： χ ！７郷＆四崗 ｄ Ｆ 千でｋＲＯ）ノ！７０ 二４纏ｈｉ＝に後縁！ θ軸方隆呻き寅（，１７部） ψ 搏緯方蛸婢１寅 ０５部） ｌ￥ｉｒ埠ｔ＾昧込み輸
Claims (17)
- （１）相互に対して積み重ねられた多数の要素翼形によ
り画成される空気力学的輪郭を有する、ガスタービンエ
ンジン用の翼であつて、該要素翼形の間の翼後縁の要素
が少なくとも部分的に翼の後縁を画成するように配置さ
れ、翼列中の隣接翼の間の幾何学的スロート窓の一つの
境界を前記翼後縁が形成し、該スロートを通るガス流の
局部流線が交点にて前記翼後縁に直角であることを特徴
とする翼。 - （２）前記要素翼形の間の前記後縁要素がガスタービン
エンジンの縦軸線を含む放射面内で積み重ねられ、静翼
後縁がエンジン縦軸線を含む平面に直角な平面内にある
１本の直線であることを特徴とする、特許請求の範囲第
（１）項に記載の翼。 - （３）前記静翼後縁がエンジン縦軸線を含む平面内で翼
長方向に曲つている、特許請求の範囲第（２）項に記載
の翼。 - （４）前記幾何学的スロート窓を含む平面内において前
記翼の凹形つまり加圧表面が翼長方向で曲つており、凸
形つまり吸込み表面が翼長方向で曲つている、特許請求
の範囲第（２）項に記載の翼。 - （５）幾何学的スロート窓の平面内で見た時に流面が翼
後縁との交点において翼後縁の各要素に直角である、特
許請求の範囲第（２）項に記載の翼。 - （６）前記要素翼形の間の前記後縁要素がエンジン縦軸
線に直角な平面内に積み重ねられ、翼後縁はエンジン縦
軸線に直角な平面内で見て実質的に１本の直線である、
特許請求の範囲第（１）項に記載の翼。 - （７）前記要素翼形の間の前記後縁要素がエンジン縦軸
線を含む平面とエンジン縦軸線に直角な平面との間にあ
る任意の平面内に積み重ねられる、特許請求の範囲第（
１）項に記載の翼。 - （８）エンジン縦軸線を含む平面とエンジン縦軸線に直
角な平面の双方に対して翼後縁が曲つている、特許請求
の範囲第（１）項に記載の翼。 - （９）隣接翼間の幾何学的スロート窓を含む平面内にて
、翼の凹形つまり加圧表面が翼長方向で曲つており、ま
たは吸込み表面が翼長方向で曲つている、特許請求の範
囲第（１）項に記載の翼。 - （１０）翼の前縁が実質的に半径方向に延在する直線で
ある、特許請求の範囲第（１）項に記載の翼。 - （１１）エンジン縦軸線を含む一つの平面とそれに直角
な一つの平面の双方に対して翼前縁が曲つており、該前
縁が入射流に直角である、特許請求の範囲第（１）項か
ら第（９）項までのいずれか１項に記載の翼。 - （１２）複数のガス流路の軸方向壁を画成するように翼
が円周方向の列に配置され、残りの内壁および外壁が対
称性回転面または非対称面の何れかにより画成されて、
非円筒環状部を生ずる、かつ、相互に対して積み重ねら
れた多数の要素翼形により画成される空気力学的輪郭を
有し、該要素翼形の間の翼後縁の要素が少なくとも部分
的に翼の後縁を画成するように配置され、翼列中の隣接
翼の間の幾何学的スロート窓の一つの境界を前記翼後縁
が形成し、該スロートを通るガス流の局部流線が交点に
て前記翼後縁に直角である翼を１個以上有するガスター
ビンエンジン。 - （１３）前記翼がタービン動翼を含む、特許請求の範囲
第（１２）項に記載のガスタービンエンジン。 - （１４）前記翼がタービン静翼またはノズル案内翼を含
む、特許請求の範囲第（１２）項に記載のガスタービン
エンジン。 - （１５）相互に積み重ねられた多数の要素翼形により空
気力学的輪郭が画成される、ガスタービンエンジン用の
翼であつて、該要素翼形の間の翼後縁の要素が共同して
隣接翼間の幾何学的スロート窓の一つの境界を形成し、
実質的に後縁の全長がそれぞれの局部流の流線に対しそ
の交点において直角であり、前記後縁要素の空間位置が
、 θ＝後縁の局部軸方向傾き角 φ＝後縁の局部接線方向傾き角 λ＝ガス流の局部半径方向角度 α＿ｐ＝ガス流の平面内における局部渦巻き角とした時
、式ｔａｎθ＋ｔａｎλ＝α＿ｐｔａｎφの関係で表わ
されることを特徴とする翼。 - （１６）θ＝−λである、特許請求の範囲第（１５）項
に記載の翼。 - （１７）θ＝−λ、φ＝０である時、隣接翼の間の幾何
学的スロート窓がほぼ矩形である、特許請求の範囲第（
１６）項に記載の翼。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB08422662A GB2164098B (en) | 1984-09-07 | 1984-09-07 | Improvements in or relating to aerofoil section members for turbine engines |
| GB8422662 | 1984-09-07 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6166801A true JPS6166801A (ja) | 1986-04-05 |
| JP2753217B2 JP2753217B2 (ja) | 1998-05-18 |
Family
ID=10566413
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60180392A Expired - Lifetime JP2753217B2 (ja) | 1984-09-07 | 1985-08-16 | ガスタービンエンジン用の翼 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4714407A (ja) |
| JP (1) | JP2753217B2 (ja) |
| DE (1) | DE3530769C2 (ja) |
| FR (1) | FR2574114B1 (ja) |
| GB (1) | GB2164098B (ja) |
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