WO2001075276A1 - Gas turbine engine - Google Patents

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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine engine in which turbine blades are arranged in a radial direction in an annular gas passage defined by an inner peripheral wall and an outer peripheral wall.
  • Japanese Unexamined Patent Publication No. Hei 11-241 601 discloses an axial cross section of an axial flow fan having a stationary blade and a moving blade, in which an axial section of an inner peripheral wall of a casing to which the stationary blade and the moving blade are connected.
  • a recess having a concave portion that is recessed radially inward with respect to a straight line that connects the leading edge of the root portion of the front stationary blade to the trailing edge of the root of the rear moving blade.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and suppresses the generation of a shock wave to prevent an increase in pressure loss when a stagger angle is increased by reducing the thickness of a turbine blade of a gas turbine engine.
  • the purpose is to do.
  • an inner peripheral wall or an outer peripheral wall is provided for a gas bin engine in which turbine blades are radially arranged in an annular gas passage defined by an inner peripheral wall and an outer peripheral wall.
  • the axial cross section of the connection part connected to the turbine blade has a concave portion on the leading edge side with a negative curvature to the gas flow direction and a convex portion on the trailing edge side with a positive curvature.
  • a gas turbine engine is proposed.
  • a gas turbine engine is proposed in which the height of the projection is 10% or less of the length of the gas passage in the radial direction.
  • a gas turbine engine characterized in that an axial cross section of the connection portion has at least one inflection point between a leading edge and a trailing edge.
  • a gas turbine bingengin is proposed in which the inflection point on the leading edge side of the at least one inflection point is located forward of the center position of the chord of the turbine blade. .
  • the axial position of the concave portion is set such that the axial position of the minimum negative pressure point near the front edge of the turbine blade connected to the flat connection portion is within the range of the concave portion.
  • a gas evening-bin engine is proposed.
  • a gas turbine engine wherein a front end of the concave portion is located behind a front edge.
  • the wall thickness is reduced to reduce the weight of the turbine blades of the gas turbine engine, the required stagger angle increases, and the flow velocity of the combustion gas in the front half of the upper surface of the blade main body rapidly accelerates and decelerates.
  • a critical Mach number is reached and a shock wave is generated, causing a large pressure loss and degrading the performance of the gas turbine engine.
  • the front-side concave portion having a negative curvature with respect to the gas flow direction has a positive concave portion.
  • the flow velocity on the upper surface of the blade main body is reduced by the concave portion on the leading edge side, suppressing the generation of shock waves and following the concave portion.
  • the flow rate at the convex portion on the trailing edge side it is possible to smoothly change the flow rate on the upper surface of the blade body and minimize the pressure loss.
  • the thickness of the blade body can be reduced while ensuring the performance of the gas turbine engine, thereby contributing to a reduction in weight.
  • This effect is achieved by setting the height of the projections to 10% or less of the radial length of the gas passage, placing the inflection point between the depressions and the projections ahead of the center position of the chord,
  • the absolute value of the negative curvature is made smaller than the absolute value of the positive curvature of the convex part, and the conventional This is more effectively achieved by making the minimum negative pressure point closest to the leading edge exist, and by locating the front end of the recess behind the leading edge.
  • FIG. 1 is a diagram showing the shape of a turbine blade of a gas turbine engine.
  • FIG. 2 is a diagram showing the shape of an inner wall surface along the chord of a Yubin bin blade. It is a figure which shows the curvature of a wall surface, and a blade surface velocity distribution.
  • Figure 1 shows the turbine blade 11 of an axial-flow gas evening bin engine.
  • the evening bin blade 11 consists of a blade body 12 located radially outward and a blade body 1 2
  • the blade end wall portion 13 is located radially inward
  • the blade mounting portion 14 is located radially inside the blade end wall portion 13.
  • the airfoil at the root of the blade body 12 (adjacent to the blade end wall 13), shown as an X—X section in Figure 1, has a leading edge 12 a, a trailing edge 12 b, and a top surface 1 2d and a lower surface 12e, and the straight line connecting the leading edge 12a and the trailing edge 12b has a relatively large sagger angle in the direction of the axis A of the gas turbine engine.
  • the blade angle of the blade body 12 of this embodiment is set to be larger than the conventional angle of 0 ° to 20 °.
  • the blade thickness of the blade body 12 can be reduced, and as a result, the evening bin blade can be used without changing the material.
  • the weight of 11 can be reduced by 20% compared to the conventional one.
  • the tip portion 12 c at the radially outer end of the blade body 12 faces the annular outer peripheral wall 15 a of the outer casing 15 via a slight tip clearance 16.
  • An annular hub 17a is formed on the outer periphery of the blade disk 17 rotatably supported around the axis A of the gas turbine engine, and the blade mounting portion 14 for a number of turbine blades 11 is formed as described above. Mounted radially on hub 17a.
  • the blade mounting part 14 is A plurality of ridges 14a and grooves 14b extending alternately in the direction of the axis A of the engine are provided alternately, and the ridges 14a and grooves 14b engage with the hub 17a. .
  • the blade end walls 13 of the evening bin blades 11 are connected integrally in the circumferential direction, and are formed in an annular shape.
  • the inner peripheral wall 13a is formed.
  • An annular gas passage 18 is formed so as to be surrounded by the outer peripheral wall 15a and the inner peripheral wall 13a, and the evening bin blade 1 is provided in the gas passage 18 through which the combustion gas flows in the direction of arrow F. 1 is placed.
  • stays (not shown) are arranged on the front and rear sides in the axial direction of the turbine blade 11, respectively.
  • the axial cross section of the annular inner peripheral wall 13a formed by the blade end wall portion 13 of the turbine blade 11 has a part formed of a curved line.
  • the axial cross section of the inner peripheral wall 13a extends from the leading edge 12a side to the trailing edge 12b side from the first linear portion 19, the first concave portion 20, the convex portion 21, the second concave portion. 22 and a second straight portion 23.
  • the curvature is a negative value and is concaved in the direction toward the axis A
  • the curvature is a positive value and the direction is away from the axis A. Convex.
  • a first inflection point a exists where the curvature transitions from a negative value to a positive value
  • a second inflection point b exists where the curvature transitions from a positive value to a negative value.
  • the curvature of the upper surface 12 d of the blade body 12 is a positive value over the entire area from the leading edge 12 a to the trailing edge 12.
  • the characteristic portion of the axial cross section of the inner peripheral wall 13 a of the present embodiment is that a first concave portion 20 and a convex portion 21 are continuously formed behind the first linear portion 19 following the leading edge 12 a. Because of the arrangement, the first concave portion 20, the convex portion 21, and the second concave portion 22 are formed within the range of the first concave portion 20 (range from the point d at the front end to the point a at the rear end). There is a minimum negative pressure point on the foremost side of the conventional blade main body having a flat inner peripheral wall 13a that is not formed.
  • the deepest point c of the first concave portion 20 (the point at which the distance from the straight line connecting the front end ⁇ and the rear end a of the first concave portion 20 becomes maximum) is located near the minimum negative pressure point. .
  • the first inflection point a is located ahead of the 50% position of the chord (the middle position between the leading edge 12a and the trailing edge 12b), and the negative curvature of the first recess 20 is
  • the absolute value is set smaller than the absolute value of the positive curvature of the convex portion 21.
  • the height of the convex portion 21 is the length of the gas passage 18 in the radial direction, That is, it is appropriate to set the distance between the inner peripheral wall 13a and the outer peripheral wall 15a to 10% or less.
  • the sagger angle As shown by the broken line in the graph of the velocity distribution of the blade upper surface 12 d in FIG. 2, the velocity distribution of the combustion gas on the upper surface 12 d of the blade body 12 sharply increases and then decreases sharply, It can be seen that a large pressure loss occurs.
  • the axial cross section of the inner peripheral wall 13 a of the blade end wall portion 13 is provided with the first concave portion 20 and the convex portion 21 continuously, so that the combustion gas is generated in the first concave portion 20. Can be diffused in the radial direction, and the rapid increase in the flow velocity can be suppressed to prevent the generation of shock waves. Then, since the flow rate of the combustion gas is increased by the convex portion 21 following the first concave portion 20, the upper surface 1 of the blade main body 1 2 as shown by the solid line in the velocity distribution graph of 2d of FIG. It can be seen that the pressure loss can be reduced by smoothly increasing the velocity distribution of the 2d combustion gas.
  • the stagger angle is increased by merely changing the axial cross-sectional shape of the inner peripheral wall 13 a of the blade end wall 13 of the turbine blade 11 1, the upper surface 1 2
  • the rapid change in the speed distribution in d can be suppressed, minimizing the pressure loss and ensuring the performance of the gas turbine engine, while reducing the thickness of the blade body 12 and contributing to weight reduction. can do.
  • the turbine blade 11 is exemplified as the turbine blade.
  • the present invention can be similarly applied to a stay evening of a gas evening bin engine.
  • the present invention may be applied to the inner peripheral wall to which the radial inner end of the stay is connected or the outer peripheral wall to which the radial outer end of the stay is connected. it can.
  • the present invention can be applied to an axial flow type gas turbine engine for aircraft, stationary use, and any other use.

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Description

明細書 ガスタービンエンジン
発明の分野
本発明は、 内周壁および外周壁で区画された円環状のガス通路にタービン翼を放 射方向に配置したガスタービンエンジンに関する。
背景技術
日本特開平 1 1— 2 4 1 6 0 1号公報には、 静翼および動翼を備えた軸流夕ービ ンにおいて、 静翼および動翼が接続されたケーシングの内周壁の軸方向断面が、 前 側の静翼のルート部前縁から後側の動翼のルート後縁を結ぶ直線に対して半径方向 内側に凹んだ凹部を有するものが記載されている。
また米国特許第 5 4 6 6 1 2 3号明細書には、 ガス夕一ビンエンジンの静翼を支 持するケーシングの内周壁の軸方向と直交する断面が、 正弦波状の凹部および凸部 を交互に有するものが記載されている。
ところで、 ガス夕一ビンエンジンのタービン翼の材質を変更せずに軽量化するた めに翼厚を減少させた場合、 そのスタガ一角ァ （図 1参照） を増加させる必要があ るが、 ス夕ガー角 rが増加すると翼上面前半部の曲率が増加するために翼上面の流 速が急加速および急減速し、 特に動翼入力総体マッハ数が高い高負荷翼の場合は臨 界マッハ数を越えて衝撃波が発生し、 その結果として圧力損失が増加するという問 題がある。
発明の開示
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、 ガスタービンエンジンのタービン 翼の翼厚を減少させてスタガー角を増加させた場合に、 衝撃波の発生を抑制して圧 力損失の増加を防止することを目的とする。
上記目的を達成するために、 本発明によれば、 内周壁および外周壁で区画された 円環状のガス通路にタービン翼を放射方向に配置したガス夕一ビンエンジンにおい て、 内周壁または外周壁のタービン翼に連なる接続部分の軸方向断面が、 ガスの流 れ方向に対して負の曲率を持つ前縁側の凹部と正の曲率を持つ後縁側の凸部とを有 することを特徴とするガスタービンェンジンが提案される。 また上記構成に加えて、 前記凸部の高さは前記ガス通路の放射方向の長さの 1 0 %以下であることを特徴とするガスタービンエンジンが提案される。
また上記構成に加えて、 前記接続部分の軸方向断面が、 前縁および後縁間に少な くとも一つの変曲点を有することを特徴とするガスタービンエンジンが提案される。 また上記構成に加えて、 前記少なくとも一つの変曲点のうち、 最も前縁側の変曲 点はタービン翼の翼弦の中央位置よりも前方に位置することを特徴とするガスター ビンェンジンが提案される。
また上記構成に加えて、 前記凹部の負の曲率の絶対値は前記凸部の正の曲率の絶 対値よりも小さいことを特徴とするガスタービンエンジンが提案される。
また上記構成に加えて、 平坦な接続部分に連なるタービン翼の最も前縁寄りの最 小負圧点の軸方向位置が、 前記凹部の範囲内に存在するように該凹部の軸方向位置 を設定したことを特徴とするガス夕一ビンエンジンが提案される。
また上記構成に加えて、 前記凹部の前端は前縁よりも後方に位置することを特徴 とするガスタービンエンジンが提案される。
ガスタービンエンジンのタービン翼を軽量化すべく肉厚を減少させると必要なス 夕ガー角が増加するため、 ブレード本体部の上面前半部の燃焼ガスの流速が急加速 および急減速し、 特に動翼入力総体マッハ数が高い高負荷翼の場合は臨界マッハ数 に達して衝撃波が発生し、 大きな圧力損失を生じてガスタービンエンジンの性能を 低下させる。 しかしながら、 本発明によれば、 ガスタービンエンジンの内周壁また は外周壁のタービン翼に連なる接続部分の軸方向断面に、 ガスの流れ方向に対して 負の曲率を持つ前縁側の凹部と正の曲率を持つ後縁側の凸部とを変曲点を介して形 成することにより、 ブレード本体部の上面の流速を前縁側の凹部で減少させて衝撃 波の発生を抑え、かつ前記凹部に続く後縁側の凸部で流速を増加させることにより、 ブレード本体部の上面の流速を滑らかに変化させて圧力損失を最小限に抑えること ができる。 これにより、 ガスタービンエンジンの性能を確保しながらブレード本体 部の肉厚を減少させて重量の軽減に寄与することができる。
この効果は、 凸部の高さをガス通路の放射方向の長さの 1 0 %以下とし、 凹部お よび凸部間の変曲点を翼弦の中央位置よりも前方に位置させ、 凹部の負の曲率の絶 対値を凸部の正の曲率の絶対値よりも小さくし、 凹部の範囲内に従来の夕一ビン翼 の最も前縁寄りの最小負圧点が存在するようにし、 凹部の前端を前縁よりも後方に 位置させることにより一層効果的に発揮される。
図面の簡単な説明
図 1および図 2は本発明の一実施例を示すもので、 図 1はガスタービンエンジン のタービンブレードの形状を示す図、 図 2は夕一ビンブレードの翼弦に沿う内壁面 の形状、 内壁面の曲率および翼面速度分布を示す図である。
発明を実施するための最良の形態
以下、 本発明の実施の形態を、 添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明 する。
図 1および図 2は本発明の一実施例を示すものである。
図 1は軸流式ガス夕一ビンエンジンのタービンブレード 1 1を示すもので、 その 夕一ビンブレード 1 1は、 半径方向外側に位置するブレード本体部 1 2と、 ブレー ド本体部 1 2の半径方向内側に位置するブレード端壁部 1 3と、 ブレード端壁部 1 3の半径方向内側に位置するブレード取付部 1 4とから構成される。 図 1に X— X 断面として示されるブレード本体部 1 2のルート部 （ブレード端壁部 1 3に隣接す る部分） の翼型は、 前縁 1 2 a、 後縁 1 2 b、 上面 1 2 dおよび下面 1 2 eを備え ており、 その前縁 1 2 aおよび後縁 1 2 bを結ぶ直線はガスタービンエンジンの軸 線 Aの方向に対して比較的に大きなス夕ガー角了を有している。
本実施例のブレード本体部 1 2のス夕ガー角ァは、 従来の 0 ° 〜2 0 ° のス夕ガ —角ァに対して大きめに設定されている。 このようにス夕ガー角 7を従来のものに 比べて大きめに設定することによりブレード本体部 1 2の翼厚を薄くすることがで き、 その結果、 材料を変更することなく夕一ビンブレード 1 1の重量を従来に比べ て 2 0 %軽減することができる。
ブレ一ド本体部 1 2の半径方向外端のチップ部 1 2 cは、 アウターケーシング 1 5の環状の外周壁 1 5 aに僅かなチップクリアランス 1 6を介して対向する。 ガス タービンエンジンの軸線 Aまわりに回転自在に支持されたブレードディスク 1 7の 外周には環状のハブ 1 7 aが形成されており、 多数のタービンブレード 1 1のブレ —ド取付部 1 4が前記ハブ 1 7 aに放射状に取り付けられる。 タービンブレード 1 1に作用する大きな遠心力に耐えるように、 ブレード取付部 1 4はガスタービンェ ンジンの軸線 A方向に延びる複数の凸条 1 4 aおよび凹溝 1 4 bを交互に備えてお り、 それら凸条 1 4 aおよび凹溝 1 4 bがハブ 1 7 aに凹凸係合する。
ブレードディスク 1 7のハブ 1 7 aに多数の夕一ビンブレード 1 1を取り付けた とき、 それら夕一ビンブレード 1 1のブレード端壁部 1 3は円周方向に一体に連な り、 環状の内周壁 1 3 aを構成する。 そして前記外周壁 1 5 aおよび内周壁 1 3 a に囲まれるように円環状のガス通路 1 8が形成され、 燃焼ガスが矢印 F方向に流れ る前記ガス通路 1 8内に夕一ビンブレード 1 1が配置される。 尚、 タービンブレー ド 1 1の軸方向前側および後側には、 図示せぬステ一夕べ一ンがそれぞれ配置され る。
図 2から明らかなように、 タービンブレード 1 1のブレード端壁部 1 3によって 構成される環状の内周壁 1 3 aの軸方向断面は、 その一部が曲線から構成される。 すなわち内周壁 1 3 aの軸方向断面は、 前縁 1 2 a側から後縁 1 2 b側に向けて、 第 1直線部 1 9、 第 1凹部 2 0、 凸部 2 1、 第 2凹部 2 2および第 2直線部 2 3を 備える。 第 1凹部 2 0および第 2凹部 2 2では曲率が負値であって軸線 Aに向かう 方向にコンケープしており、 また凸部 2 1では曲率が正値であって軸線 Aから離れ る方向にコンベックスしている。 そして曲率が負値から正値に移行する部分に第 1 変曲点 aが存在し、曲率が正値から負値に移行する部分に第 2変曲点 bが存在する。 尚、 ブレード本体部 1 2の上面 1 2 dの曲率は、 前縁 1 2 aから後縁 1 2 までの 全域において正値である。
本実施例の内周壁 1 3 aの軸方向断面の特徴的な部分は、 前縁 1 2 aに続く第 1 直線部 1 9の後方に第 1凹部 2 0および凸部 2 1を連続して配置したことにあり、 その第 1凹部 2 0の範囲 （前端の d点から後端の a点までの範囲） 内に、 第 1凹部 2 0、 凸部 2 1および第 2凹部 2 2が形成されていない平坦な内周壁 1 3 aを持つ 従来のブレード本体部の最も前方側の最小負圧点が存在している。 前記第 1凹部 2 0の最深点 c (第 1凹部 2 0の前端 άおよび後端 aを結ぶ直線からの距離が最大に なる点） は、 前記最小負圧点の近傍に位置させることが望ましい。 また第 1変曲点 aは翼弦の 5 0 %位置 （前縁 1 2 aおよび後縁 1 2 bの中間位置） よりも前方にあ り、 また第 1凹部 2 0の負値の曲率の絶対値は、 凸部 2 1の正値の曲率の絶対値よ りも小さく設定される。 尚、 凸部 2 1の高さは、 ガス通路 1 8の放射方向の長さ、 つまり内周壁 1 3 aおよび外周壁 1 5 a間の距離の 1 0 %以下とするのが適切であ る。
ところで、 タービンブレード 1 1の重量を軽減すべくブレード本体部 1 2の肉厚 を薄くしてス夕ガー角？ "を増加させると、 図 2の翼上面 1 2 dの速度分布のグラフ に破線で示すように、 ブレード本体部 1 2の上面 1 2 dの燃焼ガスの速度分布が急 増した後に急減し、 大きな圧力損失が発生することが分かる。
しかしながら、 本実施例ではブレード端壁部 1 3の内周壁 1 3 aの軸方向断面が 第 1凹部 2 0および凸部 2 1を連続して備えることにより、 第 1凹部 2 0で燃焼ガ スの流れを半径方向に拡散させ、 流速の急増を抑えて衝撃波の発生を防止すること ができる。そして第 1凹部 2 0に続く凸部 2 1で燃焼ガスの流速を増加させるので、 図 2の翼上面 1 2 dの速度分布のグラフに実線で示すように、 ブレード本体部 1 2 の上面 1 2 dの燃焼ガスの速度分布を滑らかに増加させて圧力損失を低減できるこ とが分かる。
このように、 タービンブレード 1 1のブレード端壁部 1 3の内周壁 1 3 aの軸方 向断面形状を変更するだけで、 スタガー角ァを増加させてもブレード本体部 1 2の 上面 1 2 dの速度分布の急変を抑制することができ、 圧力損失の発生を最小限に抑 えてガスタービンエンジンの性能を確保しながら、 ブレード本体部 1 2の肉厚を減 少させて軽量化に寄与することができる。
以上、 本発明の実施例を説明したが、 本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々 の設計変更を行うことが可能である。
例えば、 実施例ではタービン翼としてタービンブレード 1 1を例示したが、 本発 明はガス夕一ビンエンジンのステ一夕べーンに対しても同様に適用することができ る。 この場合、 ステ一夕べーンの半径方向内端が接続される内周壁、 あるいはステ 一夕べーンの半径方向外端が接続される外周壁の両方または一方に本発明を適用す ることができる。
また図 2の翼上面 1 2 dの速度分布のグラフに実線で示すように、 翼弦の 7 0 % 位置付近にも燃焼ガスの流速の急変部分が認められるが、 第 2凹部 2 2の負値の曲 率の絶対値を増加させ、 かつ第 2凹部 2 2の範囲を後縁側に拡大することにより、 前記翼弦の 7 0 %位置付近の流速の変化を滑らかにして圧力損失を更に低減するこ とも可能である。
産業上の利用可能性
本発明は航空機用、 定置用およびその他の任意の用途の軸流型ガスタービンェン ジンに対して適用することができる。

Claims

請求の範囲
1. 内周壁 （13 a) および外周壁 （15 a) で区画された円環状のガス通路 （1 8) にタービン翼 （11) を放射方向に配置したガス夕一ビンエンジンにおいて、 内周壁 （13 a) または外周壁 （15 a) のタービン翼 （11) に連なる接続部 分の軸方向断面が、 ガスの流れ方向に対して負の曲率を持つ前縁 （12 a) 側の凹 部 （20) と正の曲率を持つ後縁 （12 b) 側の凸部 （21) とを有することを特 徴とするガスタービンエンジン。
2. 前記凸部 （21) の高さは前記ガス通路 （18) の放射方向の長さの 10%以 下であることを特徴とする、 請求項 1に記載のガスタービンエンジン。
3. 前記接続部分の軸方向断面が、 前縁 （12 a) および後縁 （12b) 間に少な くとも一つの変曲点 （a， b) を有することを特徴とする、 請求項 1に記載のガス 夕一ビンエンジン。
4. 前記少なくとも一つの変曲点 （a， b) のうち、 最も前縁 （12 a) 側の変曲 点 （a) はタービン翼 （11) の翼弦の中央位置よりも前方に位置することを特徴 とする、 請求項 3に記載のガスタービンエンジン。
5. 前記凹部 （20) の負の曲率の絶対値は前記凸部 （21) の正の曲率の絶対値 よりも小さいことを特徴とする、 請求項 1に記載のガスタービンエンジン。
6. 平坦な接続部分に連なるタービン翼 （11) の最も前縁 （12 a) 寄りの最小 負圧点の軸方向位置が、 前記凹部（20) の範囲内に存在するように該凹部 （20) の軸方向位置を設定したことを特徴とする、 請求項 1に記載のガス夕一ビンェンジ ン。
7. 前記凹部 （20) の前端 （d) は前縁 （12 a) よりも後方に位置することを 特徴とする、 請求項 1に記載のガスター 1 補正書の請求の範囲
[2001年 7月 1 3日 （1 3. 07. 01 ) 国際事務局受理：出願当初の請求の範囲 1， 4 及び 6は補正されテこ；出願当初の請求の範囲 3は取り下げられた。 （1頁） ]
1. (補正後） ブレード端壁部 （13) と、 そのブレード端壁部 （13) から半径 方向外側に延びるブレード本体部 （12) とを備えたタービンブレード （1 1) を 円環状のガス通路 （18) に放射方向に配置したガスタービンエンジンにおいて、 タービンブレード （1 1) のブレード端壁部 （13) がブレード本体部 （12) に連なる接続部分の軸方向断面が、 ガスの流れ方向に対して負の曲率を持つ前縁 (12 a) 側の凹部 （20) と正の曲率を持つ後縁 （12 b) 側の凸部 （2 1) と を有し、 かつ前記接続部分の軸方向断面が、 前縁 （12 a) および後縁 （12 b) 間に少なくとも二つの変曲点 （a， b) を有することを特徴とするガスタービンェ
2. 前記凸部 （21) の高さは前記ガス通路 （18) の放射方向の長さの 10%以 下であることを特徴とする、 請求項 1に記載のガスタービンエンジン。
3. (削除）
4. (補正後） 前記少なくとも二つの変曲点 （a， b) のうち、 最も前縁 （ 1 2 a) 側の変曲点 （a) はブレード本体部 （12) の翼弦の中央位置よりも前方に位 置することを特徴とする、 請求項 1に記載のガスタービンエンジン。
5. 前記凹部 （20) の負の曲率の絶対値は前記凸部 （21) の正の曲率の絶対値 よりも小さいことを特徴とする、 請求項 1に記載のガスタービンエンジン。
6. (補正後） 平坦な接続部分に連なるブレード本体部 （12) の最も前縁 （12 a) 寄りの最小負圧点の軸方向位置が、 前記凹部 （20) の範囲内に存在するよう に該凹部 （20) の軸方向位置を設定したことを特徴とする、 請求項 1に記載のガ ス夕一ビンエンジン。
7. 前記凹部 （20) の前端 （d) は前縁 （12 a) よりも後方に位置することを 特徴とする、 請求項 1に記載のガス夕一ビンエンジン。 補正された用紙 (条約第 19条）
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2004038180A1 (en) * 2002-10-23 2004-05-06 United Technologies Corporation Apparatus and method for reducing the heat load of an airfoil

Families Citing this family (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2407136B (en) * 2003-10-15 2007-10-03 Alstom Turbine rotor blade for gas turbine engine
US7690890B2 (en) * 2004-09-24 2010-04-06 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co. Ltd. Wall configuration of axial-flow machine, and gas turbine engine
US7217096B2 (en) * 2004-12-13 2007-05-15 General Electric Company Fillet energized turbine stage
US7134842B2 (en) * 2004-12-24 2006-11-14 General Electric Company Scalloped surface turbine stage
JP4533219B2 (ja) * 2005-04-08 2010-09-01 キヤノン株式会社 画像形成装置、画像形成装置の制御方法及びプログラム
US7220100B2 (en) * 2005-04-14 2007-05-22 General Electric Company Crescentic ramp turbine stage
US7874794B2 (en) * 2006-03-21 2011-01-25 General Electric Company Blade row for a rotary machine and method of fabricating same
EP1857635A1 (de) * 2006-05-18 2007-11-21 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine Gasturbine
DE102007020025A1 (de) * 2007-04-27 2008-10-30 Honda Motor Co., Ltd. Form eines Gaskanals in einer Axialströmungs-Gasturbinenmaschine
US7614852B2 (en) * 2007-12-24 2009-11-10 Clark Philip G Wind turbine blade and assembly
US20090257884A1 (en) * 2007-12-24 2009-10-15 Clark Philip G Wind turbine blade and assembly
FR2928173B1 (fr) 2008-02-28 2015-06-26 Snecma Aube avec plateforme 3d comportant un bulbe interaubes.
US8316096B2 (en) 2008-04-29 2012-11-20 Kota Enterprises, Llc Facemail
US9002922B2 (en) * 2008-05-15 2015-04-07 Kota Enterprises, Llc Question server to facilitate communication between participants
US8647067B2 (en) * 2008-12-09 2014-02-11 General Electric Company Banked platform turbine blade
US8459956B2 (en) * 2008-12-24 2013-06-11 General Electric Company Curved platform turbine blade
DE102009036406A1 (de) * 2009-08-06 2011-02-10 Mtu Aero Engines Gmbh Schaufelblatt
US8439643B2 (en) * 2009-08-20 2013-05-14 General Electric Company Biformal platform turbine blade
US8393872B2 (en) * 2009-10-23 2013-03-12 General Electric Company Turbine airfoil
US8356975B2 (en) * 2010-03-23 2013-01-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured vane platform
US9976433B2 (en) 2010-04-02 2018-05-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured rotor blade platform
FR2971540B1 (fr) * 2011-02-10 2013-03-08 Snecma Ensemble pale-plateforme pour ecoulement supersonique
FR2971539B1 (fr) * 2011-02-10 2013-03-08 Snecma Ensemble pale-plateforme pour ecoulement subsonique
US9103213B2 (en) 2012-02-29 2015-08-11 General Electric Company Scalloped surface turbine stage with purge trough
JP5906319B2 (ja) * 2012-09-12 2016-04-20 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン
US20140154068A1 (en) * 2012-09-28 2014-06-05 United Technologies Corporation Endwall Controuring
US9140128B2 (en) * 2012-09-28 2015-09-22 United Technologes Corporation Endwall contouring
US9188017B2 (en) 2012-12-18 2015-11-17 United Technologies Corporation Airfoil assembly with paired endwall contouring
US9879540B2 (en) 2013-03-12 2018-01-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor stator with contoured endwall
US10196897B2 (en) 2013-03-15 2019-02-05 United Technologies Corporation Fan exit guide vane platform contouring
DE102013209966A1 (de) * 2013-05-28 2014-12-04 Honda Motor Co., Ltd. Profilgeometrie eines Flügels für einen Axialkompressor
US10030523B2 (en) * 2015-02-13 2018-07-24 United Technologies Corporation Article having cooling passage with undulating profile
US10907648B2 (en) 2016-10-28 2021-02-02 Honeywell International Inc. Airfoil with maximum thickness distribution for robustness
US10895161B2 (en) * 2016-10-28 2021-01-19 Honeywell International Inc. Gas turbine engine airfoils having multimodal thickness distributions
BE1026579B1 (fr) * 2018-08-31 2020-03-30 Safran Aero Boosters Sa Aube a protuberance pour compresseur de turbomachine
US20250297571A1 (en) * 2024-03-19 2025-09-25 General Electric Company System and apparatus for reducing bow waves in gas turbine engines

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5735102A (en) * 1980-08-07 1982-02-25 Toshiba Corp Turbine
JPS6363503U (ja) * 1986-10-15 1988-04-26
US5466123A (en) * 1993-08-20 1995-11-14 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine turbine
WO1996000841A1 (en) * 1993-06-14 1996-01-11 United Technologies Corporation Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine
US5653580A (en) * 1995-03-06 1997-08-05 Solar Turbines Incorporated Nozzle and shroud assembly mounting structure
JPH11241601A (ja) * 1998-02-25 1999-09-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 軸流タービン

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2788172A (en) * 1951-12-06 1957-04-09 Stalker Dev Company Bladed structures for axial flow compressors
US2918254A (en) * 1954-05-10 1959-12-22 Hausammann Werner Turborunner
DE3202855C1 (de) * 1982-01-29 1983-03-31 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur Verminderung von Sekundaerstroemungsverlusten in einem beschaufelten Stroemungskanal
US6077035A (en) * 1998-03-27 2000-06-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Deflector for controlling entry of cooling air leakage into the gaspath of a gas turbine engine
GB9823840D0 (en) * 1998-10-30 1998-12-23 Rolls Royce Plc Bladed ducting for turbomachinery
US6561761B1 (en) * 2000-02-18 2003-05-13 General Electric Company Fluted compressor flowpath

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5735102A (en) * 1980-08-07 1982-02-25 Toshiba Corp Turbine
JPS6363503U (ja) * 1986-10-15 1988-04-26
WO1996000841A1 (en) * 1993-06-14 1996-01-11 United Technologies Corporation Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine
US5466123A (en) * 1993-08-20 1995-11-14 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine turbine
US5653580A (en) * 1995-03-06 1997-08-05 Solar Turbines Incorporated Nozzle and shroud assembly mounting structure
JPH11241601A (ja) * 1998-02-25 1999-09-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 軸流タービン

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP1270872A4 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2004038180A1 (en) * 2002-10-23 2004-05-06 United Technologies Corporation Apparatus and method for reducing the heat load of an airfoil
US6969232B2 (en) 2002-10-23 2005-11-29 United Technologies Corporation Flow directing device

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Publication number Publication date
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