JP2009013984A

JP2009013984A - 回転機械で使用する翼形部及びそれを製作する方法

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Publication number: JP2009013984A
Application number: JP2008176407A
Authority: JP
Inventors: Trevor Howard Wood; トレヴァー・ハワード・ウッド; Anurag Gupta; アヌラッグ・グプタ; Ludwig Christian Haber; ルドウィグ・クリスティアン・ハバー; Phillip Roger Gliebe; フィリップ・ロジャー・グリーブ
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2007-07-09
Filing date: 2008-07-07
Publication date: 2009-01-22
Anticipated expiration: 2028-07-07
Also published as: CN101344014B; US20090013532A1; JP5551856B2; US8419372B2; CN101344014A; US8083487B2; EP2014870A3; EP2014870A2; US20110305579A1; EP2014870B1

Abstract

【課題】前縁（４８、１４８）及び後縁（５０、１５０）において互いに結合された負圧側面（４６）と正圧側面（４４）とを含む翼形部（４２）を提供する。
【解決手段】本翼形部（４２）は、複数の第１の翼弦セクション（６２、１６２）及び複数の第２の翼弦セクション（６４、１６４）によって形成され、第１の翼弦セクションの少なくとも１つが、後縁において翼形部正圧側面から外向きに延び、また第２の翼弦セクションの少なくとも１つが、後縁において翼形部負圧側面から外向きに延びる。
【選択図】図２

Description

本発明は、総括的には回転機械に関し、より具体的には、回転機械で使用する翼形部に関する。

例えばそれに限定されないが航空機エンジン、ガスタービンエンジン及び蒸気タービンエンジンのような少なくとも幾つかの公知の回転機械は、空気流を下流方向に流す複数の回転翼形部を含む。その結果として、翼形部の下流に位置する物体に対して衝突する可能性があるような後流（ｗａｋｅｆｌｏｗ）が発生しかつ下流方向に流れるおそれがある。物体によっては、後流の衝突により、騒音及び／又は空気力学的負荷が発生する可能性がある。幾つかの公知のエンジンでは、騒音は、回転翼形部の下流に位置するステータ又はロータ構成部品上に衝突する上流側回転翼形部後流か或いはステータ構成部品の下流に位置する回転翼形部上に衝突する上流側ステータ構成部品後流かのいずれかによって発生する可能性がある。さらに幾つかの公知のエンジンでは、後流は、不均一温度分布を含む可能性がある。

そのような後流の発生は、エンジン性能及びエンジン効率の損失を引き起こす可能性がある。後流の大きさ（振幅）を減少させることにより、後流が下流側物体に対して衝突した時に発生する騒音及び空気力学的負荷を低下させることができる。後流の大きさを減少させる及び／又は後流の熱的均一性をもたらす少なくとも幾つかの公知の方法には、上流側翼形部と下流側物体との間の距離を増大させることが含まれる。この増大した距離により、後流が混合され、従って後流の大きさが減少する。

上流側翼形部と下流側物体との間の距離を増大させることは、エンジンの寸法、重量及びコストを増大させ、それによってエンジンの効率及び性能を低下させる。
米国特許第６，７３３，２４０号公報米国特許第４，８３０，３１５号公報米国特許第４，８１３，６３５号公報米国特許第４，８１３，６３３号公報米国特許第４，７８６，０１６号公報米国特許第４，３１８，６６９号公報米国特許第３，０８４，５０５号公報

１つの態様では、翼形部を製作する方法を提供する。本方法は、前縁及び後縁において互いに結合された負圧側面と正圧側面とを備えた少なくとも１つの翼形部を製作する段階を含み、その場合に、翼形部は、その各々が後縁及び前縁間で延びる複数の第１及び第２の翼弦セクションを含み、第１の翼弦セクションの少なくとも１つは、後縁において翼形部の正圧側面から外向きに延び、また第２の翼弦セクションの少なくとも１つは、後縁において翼形部の負圧側面から外向きに延びるようになっている。

別の態様では、翼形部を提供する。翼形部は、前縁及び後縁において互いに結合された負圧側面と正圧側面とを含んでおり、本翼形部は、複数の第１の翼弦セクション及び複数の第２の翼弦セクションによって形成され、第１の翼弦セクションの少なくとも１つは、後縁において翼形部正圧側面から外向きに延び、また第２の翼弦セクションの少なくとも１つは、後縁において翼形部負圧側面から外向きに延びる。

さらに別の態様では、エンジンで使用するロータ組立体を提供する。本ロータ組立体は、ロータディスクと、該ロータディスクに結合された複数のロータブレードとを含む。ロータブレードは、前縁及び後縁において互いに結合された負圧側面と正圧側面とを備えた翼形部分を含み、翼形部分は、複数の第１の翼弦セクション及び複数の第２の翼弦セクションによって形成され、第１の翼弦セクションの少なくとも１つは、翼形部正圧側面から外向きに延び、また第２の翼弦セクションの少なくとも１つは、翼形部負圧側面から外向きに延びる。

本発明は一般的に、タービンエンジンで使用する翼形部を製作するための例示的な装置及び方法を提供する。本明細書で説明する実施形態は、限定的なものではなく、むしろ単なる例示にすぎない。本発明は、それに限定されないがファンブレード、ロータブレード、ステータブレード、ダクト式ファンブレード、非ダクト式ファンブレード、ストラット、ベーン、排出ダクト及び／又はノズル組立体のようなあらゆる形式の翼形部或いは空気力学的表面に適用することができることを理解されたい。より具体的には、本発明は、翼形部の下流に後流を発生するようなあらゆる翼形部又は空気力学的表面に適用することができる。

本明細書に記載した本発明は、タービンエンジンと関連させて説明しているが、本発明の装置及び方法は、適切な変更により、その下流に後流を発生するような翼形部を含むあらゆる装置に適したものとすることができることは当業者には当然明らかであろう。

図１は、中心軸線１２を有する例示的なターボファン式ガスタービンエンジン組立体１０の概略図である。この例示的な実施形態では、エンジン組立体１０は、ファン組立体１３、ブースタ圧縮機１４、コアガスタービンエンジン１６、並びにファン組立体１３及びブースタ圧縮機１４に結合された低圧タービン２６を含む。ファン組立体１３は、ファンロータディスク１５からほぼ半径方向外向きに延びる複数のロータファンブレード１１を含む。コアガスタービンエンジン１６は、高圧圧縮機２２、燃焼器２４及び高圧タービン１８を含む。ブースタ圧縮機１４は、第１の駆動シャフト３１に結合された圧縮機ロータディスク２０からほぼ半径方向外向きに延びる複数のロータブレード４０を含む。圧縮機２２及び高圧タービン１８は、第２の駆動シャフト２９によって互いに結合される。エンジン組立体１０はまた、吸気側２８、コアエンジン排気側３０及びファン排出側３１を含む。

運転時に、吸気側２８を通ってエンジン１０に流入した空気は、ファン組立体１３によって加圧される。ファン組立体１３から流出した空気流は、分割されて、該空気流の一部分３５はブースタ圧縮機１４内に流れ、また該空気流の残りの部分３６はブースタ圧縮機１４及びコアタービンエンジン１６を迂回しかつファン排出側３１を通ってエンジン１０から流出するようになる。複数のロータブレード４０は、空気流３５を加圧しかつ加圧空気流３５をコアガスタービンエンジン１６に向って送給する。空気流３５はさらに、高圧圧縮機２２によって加圧されかつ燃焼器２４に送給される。燃焼器２４からの空気流３５は、回転タービン１８及び２６を駆動し、排気側３０を通ってエンジン１０から流出する。

図２は、エンジン１０（図１に示す）で使用することができるファンブレード１１の１つの実施形態の斜視図である。図３は、例示的なファンブレード１１の一部分の拡大図である。この例示的な実施形態では、ファンブレード１１は、翼形部４２、プラットフォーム５６及び根元部分５４を含む。それに代えて、翼形部４２は、それに限定されないがロータブレード、ステータブレード及び／又はノズル組立体で使用することができる。この例示的な実施形態では、根元部分５４は、ファンブレード１１をロータディスク１５に取付けるのを可能にする一体形ダブテール５８を含む。翼形部４２は、第１の輪郭付き側壁４４と第２の輪郭付き側壁４６とを含む。具体的には、この例示的な実施形態では、第１の側壁４４は、ファンブレード１１の正圧側面を形成し、また第２の側壁４６は、ファンブレード１１の負圧側面を形成する。側壁４４及び４６は、前縁４８及び軸方向に間隔を置いた後縁５０において互いに結合される。後縁５０は、前縁４８から翼弦方向にかつ下流方向に間隔を置いて配置される。それぞれ正圧及び負圧側面４４及び４６は各々、根元部分５４から先端部分５２まで長手方向につまり半径方向外向きに延びる。後でより詳細に説明するように、この例示的な実施形態では、ファンブレード１１はまた、根元部分５４から先端部分５２までスパン方向に延びるキャンバ及び厚さ変更開始線５９を含む。開始線５９は、前縁４８から翼弦方向距離５７だけ間隔を置いている。１つの実施形態では、距離５７は、翼弦長さ６３の約０％〜翼弦長さ６３の約９０％である。この例示的な実施形態では、距離５７は、翼弦長さ６３の約６０％である。それに代えて、ファンブレード１１は、ダブテール５８及びプラットフォーム部分５６を備えた状態又は備えない状態でのあらゆる従来型の形態を有することができる。例えば、ファンブレード１１は、ダブテール５８及びプラットフォーム部分５６を含まないブリスク形式構成としてディスク１５と一体形に形成することができる。

この例示的な実施形態では、翼形部４２は、複数の第１の翼弦セクション６２と複数の第２の翼弦セクション６４とを含む。第１の翼弦セクション６２及び第２の翼弦セクション６４はそれぞれ、前縁及び後縁４８及び５０間でほぼ翼弦方向に延びる。さらに、翼形部４２は、距離７６だけ半径方向に間隔を置いた２つの第１の翼弦セクション６２を備えた少なくとも１つの第１の翼弦群６６を含む。同様に、翼形部４２はまた、距離７４だけ半径方向に間隔を置いた２つの第２の翼弦セクション６４を備えた少なくとも１つの第２の翼弦群６８を含む。それに代えて、距離７４及び７６の少なくとも１つは、実質的にゼロとすることができる。この例示的な実施形態では、少なくとも１つの第１の翼弦群６６は、第２の翼弦群６８から距離７８だけ半径方向に間隔を置いている。さらに、この例示的な実施形態では、少なくとも１つの第２の翼弦群６８は、第１の翼弦群６６から距離８０だけ半径方向に間隔を置いている。この例示的な実施形態では、距離７８は、距離８０と実質的に等しい。それに代えて、距離７８は、距離８０と実質的に等しくないものとすることができる。この例示的な実施形態では、各第１及び第２の翼弦セクション６２及び６４は、翼弦長さ６３として形成される。さらに、この例示的な実施形態では、翼弦長さ６３の翼弦方向長さは、根元部分５４から先端部分５２まで変化する。

図４は、翼形部後縁５０の翼弦方向断面図である。図５は、翼形部４２のスパン方向断面図である。この例示的な実施形態では、翼形部４２はまた、前縁４８から後縁５０まで翼弦方向に延びる平均キャンバ線５５を有するものとして形成されて、キャンバ線５５は負圧側面４６及び正圧側面４４の両方から等距離になるようになっている。この例示的な実施形態では、翼形部分４２はまた、正圧側面４４及び負圧側面４６間で測定した厚さを有する。具体的には、この例示的な実施形態では、翼形部分４２は、少なくとも１つの第１の翼弦群６６上に形成された第１の翼弦厚さ８６と少なくとも１つの第２の翼弦群６８上に形成された第２の翼弦厚さ８８とを有する。この例示的な実施形態では、第１の翼弦厚さ８６は、前縁４８から開始線５９までは第２の翼弦厚さ８８に実質的に等しい。さらに、この例示的な実施形態では、厚さ８８は、開始線５９からほぼ後縁５０までは厚さ８６よりもより幅広になっている。その結果、波形の又は小鈍鋸歯形（褶曲構造（ｃｒｅｎｕｌａｔｉｏｎ））の翼形部４２が形成される。

さらに、この例示的な実施形態では、第１及び第２の翼弦群６６及び６８は各々、それぞれのキャンバ線９０及び９２を有するものとして形成される。具体的には、第１の翼弦キャンバ線９０は、後縁５０において翼形部平均キャンバ線５５に対して角度Θ_１で配向される。より具体的には、第１の翼弦キャンバ線９０の配向により、少なくとも１つの第１の翼弦群６６上に形成された後縁５０が平均キャンバ線５５及び正圧側面４４間で測定した距離８３だけ正圧側面４４の流路（図示せず）内に延びるようになる。同様に、第２の翼弦キャンバ線９２は、後縁５０において平均キャンバ線５５に対して角度Θ_２で配向される。より具体的には、第２の翼弦キャンバ線９２の配向により、少なくとも１つの第２の翼弦群６８上に形成された後縁５０が平均キャンバ線５５及び負圧側面４６間で測定した距離８４だけ負圧側面４６の流路（図示せず）内に延びるようになる。

この例示的な実施形態では、距離８５は、第１の翼弦群６６の負圧側面４６及び半径方向に隣接する第２の翼弦群６８の負圧側面４６間で測定される。さらに、この例示的な実施形態では、距離８５は、後縁５０における第２の翼弦キャンバ線９２と第１の翼弦キャンバ線９０との間の角距離を増大させることによってさらに増大する。後でより詳細に説明するように、距離８５を増大させることにより、翼形部４２によって発生した後流を混合することが可能になり、それにより、下流側物体における騒音及び空気力学的負荷を低下させることが可能になる。さらに、この例示的な実施形態では、「後流混合」という用語又は該用語の表現形式は、それに限定されないが、後縁５０から下流方向に延びる空気流３６の少なくとも１つの部分の流跡線を変化させる及び／又は後流の熱的均一性をもたらす渦を発生させることを意味する。

この例示的な実施形態では、小鈍鋸歯形は、ファンブレード１１の根元部分５４から先端部分５２までスパン方向に延びる。別の実施形態では、小鈍鋸歯形は、翼形部４２に沿ってスパン方向に部分的に延びることができる。さらに別の実施形態では、翼形部４２は、該翼形部４２に沿ってスパン方向に延びる少なくとも１つの小鈍鋸歯形の群を含むことができる。

エンジン運転時に、ロータディスク１５及びファンブレード１１は、軸線１２周りで回転して、空気流３６を発生させ、その空気流３６をそれに限定されないが複数の固定又は回転翼形部（図示せず）のような物体に向かって下流方向に流すようになる。より具体的には、空気流３６は、各ファンブレード１１上を後縁５０に向かって流れる。空気流３６が、第１の翼弦セクション６２、第２の翼弦セクション６４及び後縁５０上を流れると、一対の逆回転する（二重反転）渦が発生する。この例示的な実施形態では、この二重反転渦対の大きさは、少なくとも部分的に距離８５によって決まる。一般的に、距離８５がより大きくなるにつれて、より大きい大きさを有する渦を発生させることが可能になる。この例示的な実施形態では、各第２の翼弦群６８の第２の翼弦厚さ８８は、空気流３６を第１の翼弦群６６に向かって流すのを可能にする。さらに、この例示的な実施形態では、第２の翼弦群６８及び第１の翼弦群６６の配向すなわちΘ_１及びΘ_２もまた、空気流３６を第２の翼弦群６８から第１の翼弦群６６に流すのを可能にする。より具体的には、第２の翼弦群６８は、空気流３６を第１の翼弦群６６に向かって流すのを可能にし、それにより、渦を発生させることが可能になる。

さらに、この例示的な実施形態では、第１及び第２の翼弦群６６及び６８の数は、翼形部４２の下流側に発生する渦の数及び空気流３６の交互する流跡線の数に比例する。具体的には、運転時に、空気流３６は、翼形部４２上を負圧側面４６、正圧側面４４及び後縁５０を通過して流れる。各第２の翼弦群６８は、空気流３６が後縁５０上を流れる時に、二重反転渦対（図示せず）を発生させる。さらに、この例示的な実施形態では、第１の翼弦群６６上を流れる空気流３６は、第１の流跡線を有しかつ下流方向に正圧側面４４の流路（図示せず）内に延びる。同様に、この例示的な実施形態では、第２の翼弦群６８上を流れる空気流３６は、第２の流跡線を有しかつ下流方向に負圧側面４６の流路（図示せず）内に延びる。この例示的な実施形態では、空気流３６の後流混合つまり渦の発生及び交互流跡線により、下流側物体上に衝突する後流つまりウェークシグナルの大きさを減少させるのを可能にして、騒音及び空気力学的負荷を低下させるのを可能にする。さらに、後流混合により、翼形部４２及び下流側物体間に必要な軸方向距離（図示せず）を減少させることが可能になる。その結果、少なくとも１つの翼形部４２上に小鈍鋸歯形が形成されていない翼形部を使用したエンジンと比較して、エンジン効率及び性能を高めることが可能になる。

図６は、エンジン１０（図１に示す）で使用することができるファンブレード１１１の第２の実施形態の斜視図である。図７は、ファンブレード１１１の一部分の拡大図である。図６及び図７は、図２及び図３に示すファンブレード１１とほぼ同様である例示的なファンブレード１１１を示す。従って、図２及び図３における構成部品を示すのに使用した参照符号を使用して、図６及び図７における同様の構成部品を示すことにする。この例示的な実施形態では、ファンブレード１１１は、翼形部分１４２、プラットフォーム５６及び根元部分５４を含む。それに代えて、翼形部１４２は、それに限定されないがロータブレード、ステータブレード及び／又はノズル組立体で使用することができる。この例示的な実施形態では、根元部分５４は、ファンブレード１１１をロータディスク１５に取付けるのを可能にする一体形ダブテール５８を含む。翼形部１４２は、第１の輪郭付き側壁４４と第２の輪郭付き側壁４６とを含む。具体的には、この例示的な実施形態では、第１の側壁４４は、ほぼ凹面形でありかつファンブレード１１１の正圧側面を形成し、また第２の側壁４６は、ほぼ凸面形でありかつファンブレード１１１の負圧側面を形成する。側壁４４及び４６は、前縁４８及び軸方向に間隔を置いた後縁１５０において互いに結合される。後縁１５０は、前縁４８から翼弦方向にかつ下流方向に間隔を置いて配置される。それぞれ正圧及び負圧側面４４及び４６は各々、根元部分５４から先端部分５２まで長手方向につまり半径方向外向きに延びる。後でより詳細に説明するように、この例示的な実施形態では、ファンブレード１１１はまた、根元部分５４から先端部分５２までスパン方向で延びるキャンバ及び厚さ変更開始線５９を含む。開始線５９は、前縁４８から翼弦方向距離５７だけ間隔を置いている。１つの実施形態では、距離５７は、翼弦長さ１６５の約０％〜翼弦長さ１６５の約９０％である。この例示的な実施形態では、距離５７は、翼弦長さ１６５の約６０％である。それに代えて、ファンブレード１１１は、ダブテール５８及びプラットフォーム部分５６を備えた状態又は備えない状態でのあらゆる従来型の形態を有することができる。例えば、ファンブレード１１１は、ダブテール５８及びプラットフォーム部分５６を含まないブリスク形式構成としてディスク１５と一体形に形成することができる。

この例示的な実施形態では、その設計のためにまた後でより詳細に説明するように、翼形部１４２は、複数の第１の翼弦セクション１６２と複数の第２の翼弦セクション１６４とを含む。第１の翼弦セクション１６２及び第２の翼弦セクション１６４はそれぞれ、前縁及び後縁１４８及び１５０間でほぼ翼弦方向に延びる。後でより詳細に説明するように、各第１の翼弦セクション１６２は、直ぐ隣接する第２の翼弦セクション１６４から離れる方向に距離１８０だけ半径方向に間隔を置いている。この例示的な実施形態では、少なくとも１つの第１の翼弦セクション１６２は、少なくとも１つの第２の翼弦セクション１６４の翼弦長さ１６５よりも長い翼弦長さ１６３を有した状態で形成される。具体的には、この例示的な実施形態では、各第１の翼弦セクション１６２は、後縁１５０に沿って波形先端１６６を形成する。同様に、各第２の翼弦セクション１６４は、後縁１５０に沿って波形トラフ１６８を形成する。その結果、この例示的な実施形態では、複数の交互する第２の翼弦セクション１６４及び第１の翼弦セクション１６２が、後縁１５０に沿って延びる波形状パターンを形成する。

さらに、この例示的な実施形態では、波形１６０は各々、半径方向内側端縁部１７０及び半径方向外側端縁部１７２を含む。さらに、後縁１５０は、複数の先端部分１６６及び複数のトラフ部分１６８によって形成される。より具体的には、各波形先端１６６は、それぞれの第１の翼弦セクション１６２上に形成される。同様に、各波形トラフ１６８は、それぞれの第２の翼弦セクション１６４上に形成される。その結果、この例示的な実施形態では、各波形先端１６６は、翼弦方向において各波形トラフ１６８から距離１８１だけ下流方向に延びる。さらに、この例示的な実施形態では、各内側端縁部１７０及び外側端縁部１７２は、先端部分１６６及びトラフ部分１６８間でほぼ半径方向に延びる。

この例示的な実施形態では、交互する隣接した第１及び第２の翼弦セクション１６２及び１６４の数により、後縁１５０に沿って形成された波形１６０の数が決まる。具体的には、この例示的な実施形態では、第２の翼弦セクション１６４は、半径方向内側端縁部１７０に対して測定した距離１７８だけ各第１の翼弦セクション１６２から分離される。同様に、この例示的な実施形態では、各第１の翼弦セクション１６２は、半径方向外側端縁部１７２に対して測定した距離１８０だけ各第２の翼弦セクション１６４から分離される。それに代えて、距離１７８及び１８０は、内側及び外側端縁部１７０及び１７２が先端部分１６６及びトラフ部分１６８間でほぼ翼弦方向に延びるように実質的にゼロとすることができる。この例示的な実施形態では、波形１６０は、実質的に対称であり、距離１７８及び１８０が実質的に等しくなるようになる。その結果、プラットフォーム５６に対する内側端縁部１７０の傾きは、外側端縁部１７２の傾きに実質的に逆比例する。別の実施形態では、距離１７８は、距離１８０と等しくないようにして、実質的に非対称である波形１６０を形成することができる。そのような実施形態では、内側端縁部１７０の傾きは、外側端縁部１７２の傾きに実質的に逆比例していない。別の実施形態では、内側端縁部１７０及び外側端縁部１７２は、それに限定されないが直線形端縁部、正弦波状端縁部及び鋸歯形端縁部を含む、先端部分１６６及びトラフ部分１６８間で延びるあらゆる平面形状を有することができる。

この例示的な実施形態では、波形１６０は、ファンブレード１１１の根元部分５４から先端部分５２までスパン方向に延びる。別の実施形態では、波形１６０は、翼形部１４２に沿ってスパン方向に部分的に延びることができる。さらに別の実施形態では、翼形部１４２は、該翼形部１４２に沿ってスパン方向に延びる少なくとも１つの波形１６０の群を含むことができる。

さらに、この例示的な実施形態では、トラフ部分１６８は、後縁１５０にほぼ沿って延びる長さ１７４を有する。同様に、この例示的な実施形態では、先端部分１６６は、後縁１５０にほぼ沿って延びる長さ１７６を有する。それに代えて、トラフ部分１６８の長さ１７４は、該トラフ部分１６８が実質的に内側及び外側端縁部１７０及び１７２間に形成された移行部位となるように、実質的にゼロとすることができる。別の実施形態では、長さ１７６は、先端部分１６６が実質的に内側及び外側端縁部１７０及び１７２間に形成された移行部位となるように、実質的にゼロとすることができる。

波形１６０は各々、先端間距離１８２に対する距離１８１の割合を表わす所定アスペクト比として製作される。この例示的な実施形態では、距離１８１は、第１の翼弦長さ１６３（図２に示す）と第２の翼弦長さ（図２に示す）との間の距離である。さらに、この例示的な実施形態では、先端間距離１８２は、一対の直ぐ隣接する波形先端１６６間にスパン方向距離である。この例示的な実施形態では、距離１８１は、第１の翼弦長さ１６３の約０％〜約３０％である。１つの実施形態では、距離１８１は、第１の翼弦長さ１６３の約１０％である。さらに、この例示的な実施形態では、先端間距離１８２は、第１の翼弦長さ１６３の約０％〜約５０％である。１つの実施形態では、先端間距離１８２は、第１の翼弦長さ１６３の約３０％である。

図８は、翼形部後縁１５０の翼弦方向断面図である。図９は、翼形部１４２のスパン方向断面図である。図８及び図９は、図４及び図５に示す翼形部後縁５０とほぼ同様である例示的な翼形部後縁１５０を示す。従って、図４及び図５における構成部品を示すのに使用した参照符号を使用して、図８及び図９における同様の構成部品を示すことにする。この例示的な実施形態では、翼形部１４２はまた、前縁４８から後縁１５０まで翼弦方向に延びる平均キャンバ線５５を有するものとして形成されて、キャンバ線５５は負圧側面４６及び正圧側面４４の両方から等距離になるようになっている。この例示的な実施形態では、翼形部１４２はまた、正圧側面４４及び負圧側面４６間で測定した厚さを有する。具体的には、この例示的な実施形態では、翼形部１４２は、少なくとも１つの第１の翼弦セクション１６２上に形成された第１の翼弦厚さ１８６と少なくとも１つの第２の翼翼弦セクション１６４上に形成された第２の翼弦厚さ１８８とを有する。この例示的な実施形態では、第１の翼弦厚さ１８６は、前縁４８から開始線５９まで第２の翼弦厚さ１８８に実質的に等しい。さらに、この例示的な実施形態では、厚さ１８８は、開始線５９からほぼ後縁５０まで厚さ８６よりもより幅広になっている。その結果、小鈍鋸歯形（褶曲構造）の翼形部４２が形成される。

さらに、この例示的な実施形態では、第１の翼弦セクション１６２及び第２の翼弦セクション１６４は各々、それぞれのキャンバ線９０及び９２を有するものとして形成される。具体的には、第１の翼弦キャンバ線９０は、後縁１５０において翼形部平均キャンバ線５５に対して角度Θ_１で配向される。より具体的には、第１の翼弦キャンバ線９０の配向により、波形先端１６６が平均キャンバ線５５及び正圧側面４４間で測定した距離８３だけ正圧側面４４の流路（図示せず）内に延びるようになる。同様に、第２の翼弦キャンバ線９２は、平均キャンバ線５５に対して角度Θ_２で配向される。より具体的には、第２の翼弦キャンバ線９２の配向により、波形先端１６８が平均キャンバ線５５及び負圧側面４６間で測定した距離８４だけ負圧側面４６の流路（図示せず）内に延びるようになる。

この例示的な実施形態では、距離８５は、先端部分１６６の負圧側面４６及びトラフ部分１６８の負圧側面４６間で測定される。さらに、この例示的な実施形態では、後縁１５０上に形成された距離８５は、後縁１５０における第２の翼弦キャンバ線９２と第１の翼弦キャンバ線９０との間の角距離を増大させることによってさらに増大する。後でより詳細に説明するように、距離８５を増大させることにより、翼形部４２によって発生した後流を混合することが可能になり、それにより、下流側物体における騒音及び空気力学的負荷を低下させることが可能になる。さらに、この例示的な実施形態では、「後流混合」という用語又は該用語の表現形式は、それに限定されないが、渦を発生させること及び後流の一部分の流跡線を変更することを意味する。

この例示的な実施形態では、後縁１５０上に形成された波形１６０の数は、翼形部１４２の下流側に発生する渦の数に比例する。運転時に、空気流３６は、翼形部１４２上を負圧側面４６、正圧側面４４及び波形１６０を通過して流れる。各波形１６０は、空気流３６が波形１６０上を流れる時に、二重反転渦対（図示せず）を発生させる。具体的には、この例示的な実施形態では、各半径方向内側端縁部１７０を通過して流れる空気流３６は、第１の渦（図示せず）を発生させ、また各半径方向外側端縁部１７２上を流れる空気流３６は、逆回転する第２の渦（図示せず）を発生させる。その結果として、この例示的な実施形態では、各波形１６０は、後縁１５０から下流方向に延びる一対の二重反転渦を発生させる。さらに、この例示的な実施形態では、各波形端縁部１７０及び１７２の寸法、形状、配向及び傾きは、発生する渦のサイズに影響を及ぼす。具体的には、内側又は外側端縁部１７０又は１７２の傾きがより急になるほど、或いは距離１７８又は１８０がより小さくなるほど、発生渦のサイズがより小さくなる。換言すれば、内側又は外側端縁部１７０又は１７２の傾きが浅いほど、或いは距離１７８又は１８０が長いほど、各波形１６０の下流側により幅広く渦が発生することになる。さらに、この例示的な実施形態では、波形１６０の実験によると、渦は最適なサイズに達した後には、その効果がより少なくなることを示した。上述のように、ほぼ対称である波形１６０は一般的に、そのサイズ及び強度が実質的に等しい二重反転渦対を発生させる。それに代えて、実質的に非対称である波形１６０は一般的に、そのサイズ及び効力が実質的に均等でない二重反転渦対を発生させる。

さらに、エンジン運転時に、ロータディスク１５及びファンブレード１１１は、軸線１２周りで回転して、空気流３６を発生させ、その空気流３６をそれに限定されないが複数の固定又は回転翼形部（図示せず）のような物体に向かって下流方向に流すようになる。より具体的には、空気流３６は、各ファンブレード１１１上を波形１６０に向かって流れる。空気流３６が波形１６０上を流れると、上述のように、二重反転渦が、端縁部１７０及び１７２によって発生する。二重反転渦のサイズ及び強度は、それぞれ内側及び外側端縁部１７０及び１７２の傾き並びに各対の第２及び第１の翼弦セクション１６４及び１６２の負圧側面４６間に形成された距離８５によって決まる。

この例示的な実施形態では、この二重反転渦対の大きさは、少なくとも部分的に距離８５によって決まる。一般的に、距離８５がより大きくなるにつれて、より大きい大きさを有する渦を発生させることが可能になる。この例示的な実施形態では、第２の翼弦厚さ８８は、空気流３６を第２の翼弦セクション１６４から第１の翼弦セクション１６２に向かって流すのを可能にする。さらに、この例示的な実施形態では、第２の翼弦セクション１６４及び第１の翼弦セクション１６２の配向すなわちΘ_１及びΘ_２もまた、空気流３６を第２の翼弦セクション１６４から第１の翼弦セクション１６２に流すのを可能にする。より具体的には、第２の翼弦セクション１６４は、空気流３６を第２の翼弦セクション１６４から第１の翼弦セクション１６２に向かって流すのを可能にし、それにより、渦を発生させることが可能になる。

さらに、この例示的な実施形態では、波形先端１６６上を流れる空気流３６は、第１の流跡線を有しかつ後縁１５０から下流方向に正圧側面４４の流路（図示せず）内に延びる。同様に、この例示的な実施形態では、波形トラフ１６８上を流れる空気流３６は、第２の流跡線を有しかつ後縁１５０から下流方向に負圧側面４６の流路（図示せず）内に延びる。この例示的な実施形態では、空気流３６の後流混合つまり渦の発生及び交互流跡線により、下流側物体上に衝突する後流つまりウェークシグナルの大きさを減少させるのを可能にして、騒音及び空気力学的負荷を低下させるのを可能にする。さらに、後流混合により、翼形部１４２及び下流側物体間に必要な軸方向距離（図示せず）を減少させることが可能になる。その結果、少なくとも１つの翼形部１４２上に複数の波形及び小鈍鋸歯形が形成されていない翼形部を使用したエンジンと比較して、エンジン効率及び性能を高めることが可能になる。

また、本明細書に記載しているのは、翼形部を製作する方法である。本方法は、前縁及び後縁において互いに結合された負圧側面と正圧側面とを備えた少なくとも１つの翼形部を製作する段階を含み、その場合に、翼形部は、その各々が後縁及び前縁間で延びる複数の第１及び第２の翼弦セクションを含むようになっている。第１の翼弦セクションの少なくとも１つは、後縁において翼形部の正圧側面から外向きに延び、また第２の翼弦セクションの少なくとも１つは、後縁において翼形部の負圧側面から外向きに延びる。

上記の翼形部は、エンジン運転時に発生する騒音及び空気力学的負荷を低減するのを可能にする。エンジン運転時に、翼形部は、それが下流側物体上に衝突した時に騒音及び空気力学的負荷を生じさせる可能性がある後流を発生する。１つの実施形態では、翼形部は、第１の翼弦厚さを有する複数の第１の翼弦群と第２の翼弦厚さを有する複数の第２の翼弦群とを含む。そのような実施形態では、第１の翼弦群の少なくとも１つ上に形成された後縁は、翼形部の負圧側面から外向きに延びる。同様に、第２の翼弦群の少なくとも１つ上に形成された後縁は、翼形部の正圧側面から外向きに延びる。その結果、波形の又は小鈍鋸歯形の翼形部が形成される。第１及び第２の翼弦群は、後流混合つまり翼形部の下流に渦を発生させること及び空気流の流跡線を変更することを可能にする。後流混合により、下流側物体上に衝突する後流の大きさを減少させるのを可能にして、騒音及び空気力学的負荷を低下させることが可能になるようになる。さらに、後流混合により、翼形部及び下流側構成部品間に必要な軸方向距離減少させることが可能になる。その結果、少なくとも１つの翼形部上に小鈍鋸歯形が形成されていない翼形部を使用したエンジンと比較して、エンジン効率及び性能を高めることが可能になる。

第２の実施形態では、各翼形部は、複数の波形突出部又は波形を備えた後縁を含む。そのような実施形態では、翼形部は、第１の翼弦厚さを有する複数の第１の翼弦セクションと第２の翼弦厚さを有する複数の第２の翼弦セクションとを含む。さらに、そのような実施形態では、複数の波形が、後縁に沿って複数の先端及びトラフを形成する。その結果、小鈍鋸歯形の翼形部が形成される。波形は、後流混合つまり翼形部の下流に渦を発生させること及び空気流の流跡線を変更することを可能にする。後流混合により、下流側物体上に衝突する後流の大きさを減少させるのを可能にして、騒音及び空気力学的負荷を低下させることが可能になるようになる。さらに、後流混合により、翼形部及び下流側構成部品間に必要な軸方向距離減少させることが可能になる。その結果、少なくとも１つの翼形部上に複数の波形及び小鈍鋸歯形が形成されていない翼形部を使用したエンジンと比較して、エンジン効率及び性能を高めることが可能になる。

以上、翼形部を含むファンブレードの例示的な実施形態を詳細に説明している。本翼形部は、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、下流側物体上に衝突する可能性がある後流を発生するようなあらゆる形式の翼形部に適用することができる。例えば、本明細書に記載した翼形部は、他のエンジンにおいて他のブレードシステム構成部品と組合せて使用することができる。

様々な特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施することができることは、当業者には分かるであろう。

例示的なタービンエンジンの概略図。図１に示すエンジンで使用することができる例示的なファンブレードの斜視図。図２に示すファンブレードの一部分の拡大図。図２に示すファンブレードの一部分の翼弦方向断面図。図２に示すファンブレードの一部分の断面図。図１に示すエンジンで使用することができる別の例示的なファンブレードの斜視図。図６に示すファンブレードの一部分の拡大図。図６に示すファンブレードの一部分の翼弦方向断面図。図６に示すファンブレードの一部分の断面図。

符号の説明

１０ガスタービンエンジン組立体
１１ファンブレード
１２中心軸線
１３ファン組立体
１４ブースタ圧縮機
１５ファンロータディスク
１６コアタービンエンジン
１８高圧タービン
２０圧縮機ロータディスク
２２圧縮機
２４燃焼器
２６低圧タービン
２８吸気側
２９第２の駆動シャフト
３０コアエンジン排気側
３１ファン排出側
３５一部分
３６空気流
４０ロータブレード
４２翼形部
４４正圧側面
４６負圧側面
４８前縁
５０後縁
５２先端部分
５４根元部分
５５平均キャンバ線
５６プラットフォーム部分
５７距離
５８一体形ダブテール
５９開始線
６２第１の翼弦セクション
６３翼弦長さ
６４第２の翼弦セクション
６６第１の翼弦群
６８第２の翼弦群
７６距離
７８距離
８０距離
８３距離
８４距離
８５距離
８６第１の翼弦厚さ
８８第２の翼弦厚さ
９０第１の翼弦キャンバ線
９２第２の翼弦キャンバ線
１１１ファンブレード
１４２翼形部
１４８前縁
１５０後縁
１６０波形
１６２第１の翼弦セクション
１６３第１の翼弦長さ
１６４第２の翼弦セクション
１６５翼弦長さ
１６６先端部分
１６８トラフ部分
１６８波形トラフ
１７０内側端縁部
１７２外側端縁部
１７４長さ
１７６長さ
１７８距離
１８０距離
１８０距離
１８１距離
１８２先端間距離
１８６第１の翼弦厚さ
１８８第２の翼弦厚さ

Claims

前縁（４８、１４８）及び後縁（５０、１５０）において互いに結合された負圧側面（４６）と正圧側面（４４）とを含む翼形部（４２）であって、
複数の第１の翼弦セクション（６２、１６２）及び複数の第２の翼弦セクション（６４、１６４）によって形成され、
前記第１の翼弦セクションの少なくとも１つが、前記後縁において前記翼形部正圧側面から外向きに延び、
前記第２の翼弦セクションの少なくとも１つが、前記後縁において前記翼形部負圧側面から外向きに延びる、
翼形部（４２）。
前記負圧及び正圧側面（４６、４４）間で測定されかつ前記前縁（４８、１４８）から前記後縁（５０、１５０）まで延びる厚さ（８６、１８８）をさらに含み、
前記翼形部厚さが、スパン方向で変化する、
請求項１記載の翼形部（４２）。
第１の厚さ（８６）を有する複数の部分（３５）と第２の厚さ（８８）を有する複数の部分とをさらに含み、
前記複数の第１の部分が各々、前記複数の第２の部分の各々間に形成される、
請求項１記載の翼形部（４２）。
前記後縁（５０、１５０）が、該後縁に沿って延びる複数の間隔を置いた波形形状突出部を含む、請求項１記載の翼形部（４２）。
前記後縁（５０、１５０）が、少なくとも１つのトラフ部分（１６８）をさらに含み、
各前記トラフ部分が、少なくとも１対の前記隣接する間隔を置いた波形形状突出部間に形成される、
請求項４記載の翼形部（４２）。
前記複数の第１の翼弦セクション（６２、１６２）の少なくとも１つが、前記複数の第２の翼弦セクション（６４、１６４）の少なくとも１つよりも長い、請求項１記載の翼形部（４２）。
前記正圧側面（４４）、負圧側面（４６）、前縁（４８、１４８）及び後縁（５０、１５０）の少なくとも１つが、後流混合を可能にするように構成される、請求項１記載の翼形部（４２）。
エンジン（１０）で使用するロータ組立体であって、
ロータディスク（１５）と、
前記ロータディスクに結合された複数のロータブレード（４０）と、を含み、
前記ロータブレードが、前縁（４８、１４８）及び後縁（５０、１５０）において互いに結合された負圧側面（４６）と正圧側面（４４）とを備えた翼形部分（４２）を含み、
前記翼形部分が、複数の第１の翼弦セクション（６２、１６２）及び複数の第２の翼弦セクション（６４、１６４）によって形成され、
前記第１の翼弦セクションの少なくとも１つが、前記翼形部正圧側面から外向きに延び、また前記第２の翼弦セクションの少なくとも１つが、前記翼形部負圧側面から外向きに延びる、
ロータ組立体。
前記複数の第１の翼弦セクション（６２、１６２）の少なくとも１つが、前記複数の第２の翼弦セクション（６４、１６４）の少なくとも１つよりも長い、請求項８記載のロータ組立体。
前記後縁（５０、１５０）が、該後縁に沿って延びる複数の間隔を置いた波形形状突出部を含む、請求項８記載のロータ組立体。