JP2753217B2 - 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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- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
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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静翼にも適用さ
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、またはプロペラその他のエネルギ吸収系の何れ
かを回転させるため、できるだけ効率的なやり方で高
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。 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。 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
路における静圧差により生ずる。 運動ガス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。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。 各翼は付根から翼端にかけて作り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。 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或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つ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
口から出口にかけて断面形状が異なる。境界壁と翼面と
のなす角度が90°になるように配置し、翼面に直角に作
用する翼力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によつ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つて一つづつ積
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習慣となつている。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。でき上つ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率または傾き
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
なつた。効率は種々のエンジン要素、例えば翼の効率を
高めることに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。 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次流を減ずるため
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
び隣接する翼面にほぼ直角となる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よ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。 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つ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
つているであろう。 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
ほ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。 よつ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
つて、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つている、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。 要素翼形の後縁を積み重ねる態様によつて、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
方向の双方に曲がるであろう。 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。 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。 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。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。 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アン
12、軸22を介して中圧タービン20により駆動される中圧
圧縮機、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26,20,14の駆動ガ
スを生ずる。 高温ガスが出口案内翼31の間を流れてノズル32から排
出され、ここで推進力の一部が生ずる。主要推進力はフ
アンノズル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。 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。第１に、性能を最適化するために、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つて平均
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に、
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。 第４図、第５図および第６図はＸ−Ｙ面、Ｚ−Ｙ面お
よびＸ−Ｚ面の中における流れおよび翼後縁の方向の付
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
めには、流れの流線の直交性条件を適用して、後縁ベク
トルと流れベクトル（第４〜６図参照）のベクトル解析
により次の式が得られる。 tanθ＋tanλ＝tanαp tanφ（式１） 但し、θ＝後縁の局部軸方向傾き角 φ＝後縁の局部切線方向傾き角 λ＝ガス流の局部半径方向角度 αp＝ガス流の平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、翼面が通路内の予測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ある。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
＝０ 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ましい他の通路断
面にも同様の条件があてはまる。よつて翼前縁における
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
通常後縁に沿つて積み重ねられ、後縁直交性条件を満た
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た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。 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。 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、曲つ
た後縁を生ずる。この場合、静翼36および動翼38は共に
曲つ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。線S,S2
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。 流線は全て90°またはほぼ90°にて静翼36、および動
翼38の後縁と、翼のほぼ全長にわたつて交差する。翼の
前縁も後縁と似た様に曲つているが、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。 例えば、共に真の半径線上にある真直ぐな前縁および
後縁を有する翼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大きな割合で拡がり、
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にまたは
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
管通路が収縮／拡大型になつ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つて翼を離れず、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
ことが有り得る。 第３図に示す翼配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＋tan
λ＝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
36の３つの図を示す。 第７図は前縁および後縁が共に軸方向に見て曲つてい
るのに、第８図は後縁がその長さのかなりの部分にわた
つ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。 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、よつて第10B図に示すようにエンジン軸線の方向に
見た時に後縁は純然たる半径方向に延在する直線とな
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S1
〜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図に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。 第10E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り、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
であつて、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０である。また式（１），式（２）が共に満たされ
るから、軸方向の傾き角θは０でない値を持つ。 それに反し、第11A〜11E図の積み重ね配置では軸方向
傾き角が無い（ｅ＝０）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つて
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。 しかしθ≠−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11E図）。従つ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０でない決つた値をとつて静翼が軸方向
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〜1
2E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或る平面内に翼形の後縁が
積み重ねられる。 流線S1〜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。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）。 よつて、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、或る程度の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或
る程度の直交性を得るために、本発明を取り入れない第
11図乃至第12図に示す翼の前縁は、曲げられる（第10
図）か、真直ぐか、または実質的に真直ぐ（第11図、第
12図）にすることができる。 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つて直交性の原則を適用す
ることができる。よつ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、或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。
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静翼にも適用さ
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、またはプロペラその他のエネルギ吸収系の何れ
かを回転させるため、できるだけ効率的なやり方で高
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。 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。 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
路における静圧差により生ずる。 運動ガス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。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。 各翼は付根から翼端にかけて作り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。 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或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つ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
口から出口にかけて断面形状が異なる。境界壁と翼面と
のなす角度が90°になるように配置し、翼面に直角に作
用する翼力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によつ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つて一つづつ積
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習慣となつている。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。でき上つ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率または傾き
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
なつた。効率は種々のエンジン要素、例えば翼の効率を
高めることに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。 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次流を減ずるため
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
び隣接する翼面にほぼ直角となる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よ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。 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つ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
つているであろう。 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
ほ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。 よつ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
つて、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つている、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。 要素翼形の後縁を積み重ねる態様によつて、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
方向の双方に曲がるであろう。 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。 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。 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。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。 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アン
12、軸22を介して中圧タービン20により駆動される中圧
圧縮機、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26,20,14の駆動ガ
スを生ずる。 高温ガスが出口案内翼31の間を流れてノズル32から排
出され、ここで推進力の一部が生ずる。主要推進力はフ
アンノズル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。 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。第１に、性能を最適化するために、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つて平均
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に、
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。 第４図、第５図および第６図はＸ−Ｙ面、Ｚ−Ｙ面お
よびＸ−Ｚ面の中における流れおよび翼後縁の方向の付
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
めには、流れの流線の直交性条件を適用して、後縁ベク
トルと流れベクトル（第４〜６図参照）のベクトル解析
により次の式が得られる。 tanθ＋tanλ＝tanαp tanφ（式１） 但し、θ＝後縁の局部軸方向傾き角 φ＝後縁の局部切線方向傾き角 λ＝ガス流の局部半径方向角度 αp＝ガス流の平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、翼面が通路内の予測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ある。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
＝０ 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ましい他の通路断
面にも同様の条件があてはまる。よつて翼前縁における
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
通常後縁に沿つて積み重ねられ、後縁直交性条件を満た
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た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。 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。 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、曲つ
た後縁を生ずる。この場合、静翼36および動翼38は共に
曲つ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。線S,S2
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。 流線は全て90°またはほぼ90°にて静翼36、および動
翼38の後縁と、翼のほぼ全長にわたつて交差する。翼の
前縁も後縁と似た様に曲つているが、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。 例えば、共に真の半径線上にある真直ぐな前縁および
後縁を有する翼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大きな割合で拡がり、
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にまたは
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
管通路が収縮／拡大型になつ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つて翼を離れず、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
ことが有り得る。 第３図に示す翼配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＋tan
λ＝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
36の３つの図を示す。 第７図は前縁および後縁が共に軸方向に見て曲つてい
るのに、第８図は後縁がその長さのかなりの部分にわた
つ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。 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、よつて第10B図に示すようにエンジン軸線の方向に
見た時に後縁は純然たる半径方向に延在する直線とな
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S1
〜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図に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。 第10E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り、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
であつて、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０である。また式（１），式（２）が共に満たされ
るから、軸方向の傾き角θは０でない値を持つ。 それに反し、第11A〜11E図の積み重ね配置では軸方向
傾き角が無い（ｅ＝０）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つて
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。 しかしθ≠−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11E図）。従つ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０でない決つた値をとつて静翼が軸方向
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〜1
2E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或る平面内に翼形の後縁が
積み重ねられる。 流線S1〜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。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）。 よつて、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、或る程度の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或
る程度の直交性を得るために、本発明を取り入れない第
11図乃至第12図に示す翼の前縁は、曲げられる（第10
図）か、真直ぐか、または実質的に真直ぐ（第11図、第
12図）にすることができる。 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つて直交性の原則を適用す
ることができる。よつ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、或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。
【図面の簡単な説明】
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組込んだタービンの
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、 第10E図は第10A図に示す翼から成る２枚の隣接翼間のス
ロートに直角に見た図、 第11A図乃至第11E図は本発明によるいま一つの翼の、第
10A図乃至第10E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。
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組込んだタービンの
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、 第10E図は第10A図に示す翼から成る２枚の隣接翼間のス
ロートに直角に見た図、 第11A図乃至第11E図は本発明によるいま一つの翼の、第
10A図乃至第10E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。
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 アルフレツド・ルビニ
イギリス国ダービー，リトルオーヴア
ー，クリツチ・アベニユー 18
(56)参考文献 特開 昭54−45405（ＪＰ，Ａ)
特開 昭57−68103（ＪＰ，Ａ)
特開 昭57−18405（ＪＰ，Ａ)
特開 昭57−193703（ＪＰ，Ａ)
特開 昭53−11257（ＪＰ，Ａ)
特開 昭57−99211（ＪＰ，Ａ)
Claims (1)
- (57)【特許請求の範囲】 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
ジン用の翼であって、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、前記翼後縁の要素は該スロ
ートを通るガス流の局部流線に対し直角であり、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 αp＝ガス流の平面内における局部渦巻き角 とした時、式tanθ＋tanλ＝tanαp tanφの関係で表わ
されることを特徴とする翼。 ２．前記要素翼形の間の前記翼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
方向に曲がっている、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がっており、凸
形つまり吸込み表面が翼長方向で曲がっている、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がっている、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がっており、ま
たは吸込み表面が翼長方向で曲がっている、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がっており、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．θ＝−λである、特許請求の範囲第１項に記載の
翼。 １３．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12項
に記載の翼。 １４．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、前記翼後縁の要素は該スロートを通るガス流の
局部流線に対し直角であり、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 αp＝ガス流の平面内における局部渦巻き角 とした時、式tanθ＋tanλ＝tanαp tanφの関係で表わ
される翼を１個以上有するガスタービンエンジン。 １５．前記翼がタービン動翼を含む、特許請求の範囲第
14項に記載のガスタービンエンジン。 １６．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14項に記載のガスタービンエンジ
ン。
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| 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 |
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|---|---|
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| FR (1) | FR2574114B1 (ja) |
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