JPS623103A - ガスタ−ビンエンジン用の翼部材 - Google Patents

ガスタ−ビンエンジン用の翼部材

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JPS623103A
JPS623103A JP61100772A JP10077286A JPS623103A JP S623103 A JPS623103 A JP S623103A JP 61100772 A JP61100772 A JP 61100772A JP 10077286 A JP10077286 A JP 10077286A JP S623103 A JPS623103 A JP S623103A
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JP
Japan
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gas turbine
turbine engine
pressure
airfoil
suction surface
Prior art date
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Pending
Application number
JP61100772A
Other languages
English (en)
Inventor
マーティン・ハムブレット
ダンカン・ジョン・リヴセィ
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.)
Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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Filing date
Publication date
Application filed by Rolls Royce PLC filed Critical Rolls Royce PLC
Publication of JPS623103A publication Critical patent/JPS623103A/ja
Pending legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • 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
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • 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
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/16—Two-dimensional parabolic
    • 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
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    • Y10S415/914—Device to control boundary layer

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (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。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ガスタービンエンジン用の翼部材、例えば、
ガスタービンエンジンの燃焼室のすぐ下流に配置された
ノズル案内翼に関する。
これらの翼の機能は、燃焼室からの排出ガスを受け、そ
れらを正しい角度で下流にある高圧室へ導くことである
。隣接する案内翼と、内側および外側の周辺端壁により
形成された通路を通過する流れにおいては、その流れは
二次流れの損失を含んで空気力学的損失を生じやすい０
本発明の目的のために、二次流れは、実質的に意図した
動力ガスの主たる流れベクトルと異なる速度ベクトルを
有する流れとして考察可能である。
このような流れが存在することは周知であるが、それら
により生じる損失の量、あるいは損失の機構それ自体は
はっきりしていない。二次流れの原因は１周辺方向にお
ける静力学的圧力の傾斜の影響の下に生じる圧力表面か
ら吸引表面までの端壁の境界層の動きであると信じられ
ている。多くの事例において、周辺方向の流れは、圧力
表面上の半径方向の静力学的傾斜により端壁へ向けて駆
動される圧力表面境界層の流体により供給される。低エ
ネルギーの流体が、損失を発生するコアを形成する吸引
表面へ向けて移動する。
これらの二次流れは二方向の一つあるいは双方向へ制御
可能である。吸引表面コーナー損失コアの発生は、圧力
表面の半径方向の圧力傾斜を最少化するかあるいは全部
除去することにより遅らせることが可能であり、損失コ
アの増大を、一旦発生しても最少化可能となる。
本発明は、圧力表面の半径方向圧力勾配の反転と、吸引
表面コーナー損失コアの成長の制限とを、吸引表面境界
層を端壁へ向けることにより行うことを目的の一つとす
る。この目的に合致する設計の翼は、異なる翼幅位置に
おいて翼の厚さに変化があり、それにより翼が中間領域
でより厚くなり、端においてより薄くなる傾向にある。
これはバレル（樽）形の翼を生み出し、隣接する翼と翼
との間に砂時計型の通路を有する。
従ってその最広義において、本発明はガスタービンエン
ジン用の翼部材を供給し、該部材は凹状のフランクを備
えた圧力表面と、凸状のフランクを備えた吸引表面とを
有し、前記フランクは両方とも翼の端の間で半径方向へ
伸長し、該部材は翼形部分の積重ねにより形成され、該
部材の端と端との間の各翼形の厚さは変化し、それによ
り凸状および凹状のフランクは両方とも該部材に沿った
翼幅の方向に凸状である。
本発明に従った部材のいくつかの例においては、該部材
のフランクの一つあるいは両方は幅方向にパラボラ状で
あり得る。
第１図を参照すれば、高圧コンプレッサ１２、燃焼シス
テム１４、およびコンプレッサ１２を駆動する高圧ター
ビン１８を有する高圧システムを含む前面ファン形式の
高バイパス率のガスタービンエンジン１０がある。燃焼
システムは燃料とコンプレッサ１２からの供給空気を受
け、燃焼排出物がノズル案内羽根１８の周方向に間隔を
置いた列を経て高圧コ　　　　　　　０．Ｉンプレッサ
に供給される。隣接する案内羽根は通路２０を形成しく
第２図）、そこを通って高温、高速の動力ガスが流れる
。
第２図においては、通路２０は一つの羽根の吸引表面（
Ｓ　Ｓ）と、隣接する羽根の圧力表面（ＰＳ）と、内側
および外側の周辺端壁２２．２４により形成される。吸
引表面および圧力表面は両方ともある程度放射状であり
、通路渦と呼ばれる渦が通路の中央部分に形成され、馬
蹄形渦と呼ばれる渦が通路の隅に形成される。実線矢印
は通路渦および馬蹄形渦を示し、点線矢印が減少する圧
力勾配の方向を示している。
端壁の境界層は、交差通路圧力勾配の影響により、圧力
表面から吸引表面へと移動する傾向がある。多くの事例
において、交差通路の流れは、圧力表面上の半径方向の
圧力勾配により端壁へ向かって駆動される圧力表面境界
層流体により供給される。低エネルギー流体は、吸引表
面へ向けて移動し、そこで損失生成コア（ｏｎ　１ｏｓ
ｓ　ｍａｋｉｎｇｃｏｒｅ）を形成する。
本発明に従った羽根の設計は、圧力表面の半径方向の圧
力勾配を反転させ、吸引表面境界層を端壁へ向けること
により吸引表面圧力損失の成長を防ぐことを目的とする
。この後者の流れは、主通路の渦に対抗して、吸引表面
のコーナーにおける渦を付勢すると考えられている。
これらの状態を発生させるように設計された羽根か第３
図に示され、そのような隣接する一対の羽根により形成
された通路の形２０が第４図に示されている。８２図に
示されているのと比較して、圧力表面の半径方向の圧力
勾配が反転し、吸引表面において、境界層がその表面上
の半径方向圧力勾配により端壁２２．２４に向けて流さ
れるのがわかる。
第３図から、この設計のアプローチは、「樽形」の羽根
を形成し、従って砂時計型の形態の通路を有する羽根を
形成することが注目される。必要な圧力表面の形状を得
るために小さな程度の複雑な勾配を使用することが必要
である。この複雑な勾配は内側および外側の端壁の間に
応じて変化可能であり、狭い通路の直交性のための条件
がいかなる程度においても妥協されるべきではない。
羽根の三次元形状と、それに基づく隣接する羽根の間の
通路は種々に異なる。すべての事例において、羽根は「
樽形」を生じるために中間部において厚く、圧力表面お
よび吸引表面のフランクは様々な形状が可能であり、あ
るいは半径方向に例えばパラボラ状であり得る。
本発明はガスタービン用のノズル案内羽根に関連して説
明されたが、あらゆる種類の羽根の列に応用可能である
。
【図面の簡単な説明】
第１図は、本発明の応用可能なガスタービンエンジンの
半分の上面図、 第２図は、一対の隣接する「従来」のノズル案内羽根に
より形成される流れの通路の通常の断面図、 第３図は、本発明に従ったノズル案内羽根の斜視図、 第４図は、本発明に従った設計の、隣接する一対のノズ
ル案内羽根により形成される流れの通路を通過する断面
図。 １０・・・ガスタービンエンジン、１２・・・高圧コン
プレッサ、１４・・・燃焼システム、１８・・・高圧タ
ービン、２２・・・端壁、２４・・・端壁。

Claims (3)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）ガスタービンエンジン用の翼部材において、凹状
    逃げ面を備えた圧力表面と、凸状フランクを備えた吸引
    表面とを有し、前記両方のフランクが前記部材の端と端
    との間で半径方向に伸長し、要素たる翼型部分の積重ね
    により形成された前記翼部材において、各翼型部分の厚
    さが前記部材の端と端との間における配置位置において
    変化し、それにより凹状および凸状のフランクが前記部
    材に沿う幅方向に凸状であるガスタービンエンジン用の
    翼部材。
  2. （２）少なくとも前記フランクの一つが放物状であるこ
    とを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載の翼部材。
  3. （３）ガスタービンノズルが案内翼であることを特徴と
    する特許請求の範囲第１項あるいは第２項に記載の翼部
    材。
JP61100772A 1985-06-28 1986-04-30 ガスタ−ビンエンジン用の翼部材 Pending JPS623103A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB8516436 1985-06-28
GB08516436A GB2177163B (en) 1985-06-28 1985-06-28 Improvements in or relating to aerofoil section members for gas turbine engines

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPS623103A true JPS623103A (ja) 1987-01-09

Family

ID=10581493

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP61100772A Pending JPS623103A (ja) 1985-06-28 1986-04-30 ガスタ−ビンエンジン用の翼部材

Country Status (5)

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US (1) US4696621A (ja)
JP (1) JPS623103A (ja)
DE (1) DE3614467C2 (ja)
FR (1) FR2584136B1 (ja)
GB (1) GB2177163B (ja)

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Also Published As

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US4696621A (en) 1987-09-29
FR2584136B1 (fr) 1993-11-12
GB2177163A (en) 1987-01-14
DE3614467C2 (de) 1993-10-14
GB2177163B (en) 1988-12-07
DE3614467A1 (de) 1987-01-08
FR2584136A1 (fr) 1987-01-02

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