JP4590955B2 - Stator segment, stator, and stator blade - Google Patents

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Description

本発明は、ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機のステータに用いられるステータ、該ステータのセグメントであるステータセグメント、及び該ステータセグメントの構成要素である静翼に関する。   The present invention relates to a stator used for an axial fan or a stator of an axial compressor in a gas turbine engine, a stator segment that is a segment of the stator, and a stationary blade that is a component of the stator segment.

ジェットエンジン等のガスタービンエンジンにおける軸流圧縮機のステータは、通常、セグメント化されてあって、複数のステータセグメントを環状に配置してなるものである。そして、前記ステータセグメントの従来技術としては、例えば、図８（ａ）（ｂ）に示すステータセグメント１と、図１０（ａ）（ｂ）に示すステータセグメント３がある。なお、図中、「Ｆ」は、前方向を指し、「Ｒ」は、後方向を指す。   A stator of an axial compressor in a gas turbine engine such as a jet engine is usually segmented, and a plurality of stator segments are annularly arranged. And as a prior art of the said stator segment, there exist the stator segment 1 shown to Fig.8 (a) (b) and the stator segment 3 shown to Fig.10 (a) (b), for example. In the figure, “F” indicates the forward direction, and “R” indicates the backward direction.

まず、第１の従来技術に係わるステータセグメント１の構成について説明する。   First, the configuration of the stator segment 1 according to the first prior art will be described.

図８（ａ）（ｂ）に示すように、ステータセグメント１は、円弧状のアウターバンド５を具備しており、このアウターバンド５は、前側に、円弧状のフロントリム７を有しており、後側に、円弧状のリアリム９を有している。なお、フロントリム７及びリアリム９は、前記ガスタービンエンジンにおけるエンジンケース１１に適宜の手段によって支持されるものである。   As shown in FIGS. 8A and 8B, the stator segment 1 has an arc-shaped outer band 5, and the outer band 5 has an arc-shaped front rim 7 on the front side. On the rear side, an arc-shaped rear rim 9 is provided. The front rim 7 and the rear rim 9 are supported by appropriate means on the engine case 11 in the gas turbine engine.

アウターバンド５に対向する位置には、環状のインナーバンド１３が配設されており、インナーバンド１３には、複数のインナー係合穴１５が円弧方向に沿って等間隔に形成されている。   An annular inner band 13 is disposed at a position facing the outer band 5, and a plurality of inner engagement holes 15 are formed in the inner band 13 at equal intervals along the arc direction.

アウターバンド５とインナーバンド１３の間には、複数枚の静翼１７が連結するように配設されており、各静翼１７の具体的な構成は、次のようになる。   A plurality of stationary blades 17 are connected between the outer band 5 and the inner band 13, and the specific configuration of each stationary blade 17 is as follows.

即ち、各静翼１７は、正圧面Ｆｐと負圧面Ｆｎをそれぞれ有してあって、胴体部１９をそれぞれ備えている。また、胴体部１９は、翼スパン方向Ｄへ延びるように構成されてあって、図９に示すように、ステータセグメント１の製造の際に保持具２１によって保持されるものである。   That is, each stationary blade 17 has a positive pressure surface Fp and a negative pressure surface Fn, and includes a body portion 19. Moreover, the trunk | drum 19 is comprised so that it may extend in the wing span direction D, and is hold | maintained by the holder 21 in the case of manufacture of the stator segment 1, as shown in FIG.

胴体部１９の先端には、突き刺し部２３が連続して形成されており、突き刺し部２３は、翼スパン方向Ｄへ延びるように構成されてあって、チップ側に、エッジ２３ｅを有している。また、胴体部１９のハブ側には、対応関係にあるインナー係合穴１５に係合可能な係合突起２５が形成されている。   A piercing portion 23 is formed continuously at the tip of the body portion 19, and the piercing portion 23 is configured to extend in the blade span direction D, and has an edge 23 e on the tip side. . Further, on the hub side of the body portion 19, an engagement protrusion 25 that can be engaged with the corresponding inner engagement hole 15 is formed.

前述の構成に基づいて、第１の従来技術に係わるステータセグメント１にあっては、胴体部１９は、翼スパン方向Ｄに対して平行に構成されて、突き刺し部２３は、翼スパン方向Ｄに対して平行に構成されてあって、チップ側にエッジ２３ｅを有しているため、保持具２１によって胴体部１９を保持した状態の下で、保持具２１をアウターバンド５の内側面に対して接近させることにより、静翼１７をアウターバンド５の内側面に垂直に突き刺すことができる。換言すれば、所謂スタビング手法を用いて静翼１７とアウターバンド５を連結することができる。そのため、ステータセグメント１の製造する際に、複数枚の静翼１７の一部が係合可能な複数のアウター係合穴をアウターバンド５に形成する必要がなくなって、ステータセグメント１の製造コストの低減を図ることができる。   Based on the above-described configuration, in the stator segment 1 according to the first prior art, the body portion 19 is configured in parallel to the blade span direction D, and the piercing portion 23 is in the blade span direction D. Since the edge 23e is formed on the tip side, the holder 21 is held with respect to the inner surface of the outer band 5 with the body portion 19 held by the holder 21. By making it approach, the stationary blade 17 can be pierced perpendicularly to the inner surface of the outer band 5. In other words, the stationary blade 17 and the outer band 5 can be connected using a so-called stubbing method. Therefore, when the stator segment 1 is manufactured, it is not necessary to form a plurality of outer engagement holes in the outer band 5 to which a part of the plurality of stationary blades 17 can be engaged. Reduction can be achieved.

続いて、第２の従来技術に係わるステータセグメント３の構成について説明する。   Next, the configuration of the stator segment 3 according to the second prior art will be described.

図１０（ａ）（ｂ）に示すように、ステータセグメント３は、円弧状のアウターバンド２７を具備しており、このアウターバンド２７は、前側に、円弧状のフロントリム２９を有しており、後側に、円弧状のリアリム３１を有している。なお、フロントリム２９及びリアリム３１は、前記ガスタービンエンジンにおけるエンジンケース３３に適宜の手段によって支持されるものである。また、アウターバンド２７には、複数のアウター係合穴３５が円弧方向に沿って等間隔に形成されている。   As shown in FIGS. 10A and 10B, the stator segment 3 includes an arc-shaped outer band 27. The outer band 27 has an arc-shaped front rim 29 on the front side. On the rear side, an arc-shaped rear rim 31 is provided. The front rim 29 and the rear rim 31 are supported by appropriate means on the engine case 33 in the gas turbine engine. The outer band 27 has a plurality of outer engagement holes 35 formed at equal intervals along the arc direction.

アウターバンド２７に対向する位置には、インナーバンド３７が配設されており、インナーバンド３７には、複数のインナー係合穴３９が円弧方向に沿って等間隔に形成されている。   An inner band 37 is disposed at a position facing the outer band 27, and a plurality of inner engagement holes 39 are formed in the inner band 37 at equal intervals along the arc direction.

アウターバンド２７とインナーバンド３７の間には、複数枚の静翼４１が連結するように配設されており、各静翼４１の具体的な構成は、次のようになる。   Between the outer band 27 and the inner band 37, a plurality of stationary blades 41 are arranged so as to be connected. The specific configuration of each stationary blade 41 is as follows.

即ち、各静翼４１は、正圧面Ｆｐと負圧面Ｆｎをそれぞれ有してあって、胴体部４３をそれぞれ備えており、胴体部４３は、スパン方向Ｄへ延びるように構成されている。また、胴体部４３のチップ側には、アウター傾斜部４５が形成されており、アウター傾斜部４５は、翼スパン方向Ｄに対して負圧面Ｆｎ側へ傾斜するように構成されている。   That is, each stationary blade 41 has a positive pressure surface Fp and a negative pressure surface Fn, and includes a body portion 43, and the body portion 43 is configured to extend in the span direction D. Further, an outer inclined portion 45 is formed on the tip side of the body portion 43, and the outer inclined portion 45 is configured to be inclined toward the suction surface Fn side with respect to the blade span direction D.

胴体部４３のハブ側には、インナー傾斜部４７が形成されており、インナー傾斜部４７は、翼スパン方向Ｄに対して負圧面Ｆｎ側へ傾斜するように構成されている。また、アウター傾斜部４５のチップ側には、対応関係にあるアウター係合穴３５に係合可能な係合片４９が形成されており、インナー傾斜部４７のハブ側には、対応関係にあるインナー係合穴３９に係合可能な係合突起５１が形成されている。   An inner inclined portion 47 is formed on the hub side of the body portion 43, and the inner inclined portion 47 is configured to be inclined toward the suction surface Fn side with respect to the blade span direction D. In addition, an engagement piece 49 that can be engaged with the corresponding outer engagement hole 35 is formed on the tip side of the outer inclined portion 45, and the hub side of the inner inclined portion 47 is in a corresponding relationship. An engagement protrusion 51 that can be engaged with the inner engagement hole 39 is formed.

前述の構成に基づいて、第２の従来技術に係わるステータセグメント３にあっては、アウター傾斜部４５及びインナー傾斜部４７が翼スパン方向Ｄに対して負圧面Ｆｎ側へ傾斜するように構成されているため、前記軸流圧縮機の稼動中に、静翼４１におけるチップＴ近傍部分及びハブＨ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができる。そのため、図７（ｂ）に示すように、静翼４１間におけるチップＴ近傍及びハブＨ近傍に全圧損失の大きい領域Ｇが小さくなって、前記軸流圧縮機の空力性能の向上を図ることができる。ここで、図７（ｂ）における全圧損失の大きい領域Ｇは、３次元定常粘性ＣＦＤ(Computational Fluid Dynamics)解析により求められる。   Based on the above-described configuration, the stator segment 3 according to the second prior art is configured such that the outer inclined portion 45 and the inner inclined portion 47 are inclined toward the suction surface Fn side with respect to the blade span direction D. Therefore, during the operation of the axial compressor, it is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation in the vicinity of the tip T and the vicinity of the hub H of the stationary blade 41. Therefore, as shown in FIG. 7B, the region G where the total pressure loss is large between the stationary blades 41 near the tip T and the hub H is reduced, and the aerodynamic performance of the axial compressor is improved. Can do. Here, the region G having a large total pressure loss in FIG. 7B is obtained by a three-dimensional steady viscosity CFD (Computational Fluid Dynamics) analysis.

なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１に示すものがある。
特開平６−８１６０３号公報 In addition, there exists a thing shown to patent document 1 as a prior art relevant to this invention.
JP-A-6-81603

ところで、第１の従来技術に係わるステータセグメント１にあっては、ステータセグメント１の製造コストの低減を図ることができるものの、前記軸流圧縮機の稼動中に、静翼１７におけるチップＴ近傍部分及びハブＨ近傍部分に空気の剥離が生じる。そのため、図７（ａ）に示すように、静翼１７間におけるチップＴ近傍及びハブＨ近傍に全圧損失の大きい領域Ｇが大きくなって、前記軸流圧縮機の空力性能の低下するという問題がある。ここで、図７（ａ）における全圧損失の大きい領域Ｇは、３次元定常粘性ＣＦＤ解析により求められる。   Incidentally, in the stator segment 1 according to the first prior art, although the manufacturing cost of the stator segment 1 can be reduced, the portion near the tip T in the stationary blade 17 during the operation of the axial compressor. In addition, air separation occurs in the vicinity of the hub H. Therefore, as shown in FIG. 7A, the region G where the total pressure loss is large near the tip T and the hub H between the stationary blades 17 becomes large, and the aerodynamic performance of the axial flow compressor is deteriorated. There is. Here, the region G having a large total pressure loss in FIG. 7A is obtained by a three-dimensional steady viscosity CFD analysis.

一方、第２の従来技術に係わるステータセグメント３の場合にあっては、前記軸流圧縮機の空力性能の向上を図ることができるものの、アウター傾斜部４５が翼スパン方向Ｄに対して負圧面Ｆｎ側へ傾斜するように構成されてあって、静翼４１をアウターバンド２７の内側面に垂直に突き刺すことができない。換言すれば、所謂スタビング手法を用いて静翼４１とアウターバンド２７を連結することができない。そのため、ステータセグメント３の製造する際に、アウターバンド２７に複数枚の静翼４１の係合片４９が係合可能な複数のアウター係合穴３５を形成する必要があって、ステータセグメント３の製造コストの高くなるという問題がある。   On the other hand, in the case of the stator segment 3 according to the second prior art, although the aerodynamic performance of the axial compressor can be improved, the outer inclined portion 45 is a suction surface with respect to the blade span direction D. It is configured to incline toward the Fn side, and the stationary blade 41 cannot be pierced perpendicularly to the inner surface of the outer band 27. In other words, the stationary blade 41 and the outer band 27 cannot be connected using a so-called stubbing method. Therefore, when manufacturing the stator segment 3, it is necessary to form a plurality of outer engagement holes 35 in which the engagement pieces 49 of the plurality of stationary blades 41 can be engaged with the outer band 27. There is a problem of high manufacturing costs.

なお、前記ガスタービンエンジンにおける軸流ファンのステータのセグメントであるステータセグメントにあっても、前述の問題と同様の問題がある。   The stator segment, which is the stator segment of the axial fan in the gas turbine engine, has the same problem as described above.

請求項１に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機のステータのセグメントであるステータセグメントにおいて、
円弧状のアウターバンドと；
前記アウターインナーバンドに対向する位置に配置された円弧状のインナーバンドと；
前記アウターバンドと前記インナーバンドの間に連結するように配設された複数枚の静翼と；
を具備しており、
更に、各静翼は、
翼スパン方向へ延びるように構成された胴体部と；
前記胴体部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたアウター傾斜部と；
前記アウター傾斜部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成されてあって、製造の際に保持具によって保持される被保持部と；
前記被保持部に連続して形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、チップ側にエッジを有した突き刺し部と；
をそれぞれ備えたことを特徴とする。 In the invention according to claim 1, in the stator segment which is a segment of an axial fan or a stator of an axial compressor in a gas turbine engine,
An arc-shaped outer band;
An arc-shaped inner band disposed at a position facing the outer inner band;
A plurality of stationary blades arranged to be connected between the outer band and the inner band;
It has
In addition, each vane
A fuselage configured to extend in the wing span direction;
An outer inclined portion formed on the tip side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
A held portion that is formed on the tip side of the outer inclined portion and is configured in parallel with the blade span direction and is held by a holding tool during manufacture;
A piercing portion formed continuously with the held portion, configured parallel to the blade span direction, and having an edge on the tip side;
It is characterized by having each.

請求項１に記載の発明特定事項によると、前記被保持部は、前記翼スパン方向に対して平行に構成されて、前記突き刺し部は、前記翼スパン方向に対して平行に構成されてあって、チップ側に前記エッジを有しているため、前記保持具によって前記被保持部を保持した状態の下で、前記保持具を前記アウターバンドの内側面に対して接近させることにより、前記静翼を前記アウターバンドの内側面に垂直に突き刺すことができる。換言すれば、所謂スタビング手法を用いて前記静翼と前記アウターバンドを連結することができる。   According to the invention specific matter of the first aspect, the held portion is configured parallel to the blade span direction, and the piercing portion is configured parallel to the blade span direction. Since the edge is provided on the tip side, the stationary blade is moved closer to the inner side surface of the outer band while the held portion is held by the holding tool. Can be pierced perpendicularly to the inner surface of the outer band. In other words, the stationary blade and the outer band can be connected using a so-called stubbing method.

また、前記アウター傾斜部が前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されているため、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の稼動中に、前記静翼におけるチップ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができる。   In addition, since the outer inclined portion is configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction, a portion near the tip in the stationary blade during operation of the axial fan or the axial compressor. It is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation.

請求項２に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機のステータのセグメントであるステータセグメントにおいて、
円弧状のアウターバンドと；
前記アウターバンドに配設された複数枚の静翼と；
を具備しており、
更に、各静翼は、
ステータの径方向へ延びるように構成された胴体部と；
前記胴体部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたアウター傾斜部と；
前記アウター傾斜部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成されてあって、製造の際に保持具によって保持される被保持部と；
前記被保持部に連続して形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、チップ側にエッジを有した突き刺し部と；
をそれぞれ備えたことを特徴とする。 In the invention according to claim 2, in the stator segment which is the segment of the stator of the axial fan or the axial compressor in the gas turbine engine,
An arc-shaped outer band;
A plurality of stationary blades disposed on the outer band;
It has
In addition, each vane
A fuselage configured to extend in a radial direction of the stator;
An outer inclined portion formed on the tip side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
A held portion that is formed on the tip side of the outer inclined portion and is configured in parallel with the blade span direction and is held by a holding tool during manufacture;
A piercing portion formed continuously with the held portion, configured parallel to the blade span direction, and having an edge on the tip side;
It is characterized by having each.

請求項２に記載の発明特定事項によると、前記被保持部は、前記翼スパン方向に対して平行に構成されて、前記突き刺し部は、前記翼スパン方向に対して平行に構成されてあって、チップ側に前記エッジを有しているため、前記保持具によって前記被保持部を保持した状態の下で、前記保持具を前記アウターバンドの内側面に対して接近させることにより、前記静翼を前記アウターバンドの内側面に垂直に突き刺すことができる。換言すれば、所謂スタビング手法を用いて前記静翼と前記アウターバンドを連結することができる。   According to the invention specific matter of claim 2, the held portion is configured in parallel with the blade span direction, and the piercing portion is configured in parallel with the blade span direction. Since the edge is provided on the tip side, the stationary blade is moved closer to the inner side surface of the outer band while the held portion is held by the holding tool. Can be pierced perpendicularly to the inner surface of the outer band. In other words, the stationary blade and the outer band can be connected using a so-called stubbing method.

また、前記アウター傾斜部が前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されているため、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の稼動中に、前記静翼におけるチップ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができる。   In addition, since the outer inclined portion is configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction, a portion near the tip in the stationary blade during operation of the axial fan or the axial compressor. It is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation.

請求項３に記載の発明にあっては、請求項１又は請求項２に記載の発明特定事項の他に、各静翼は、
前記胴体部のハブ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたインナー傾斜部と；
をそれぞれ備えたことを特徴とする。 In the invention according to claim 3, in addition to the invention specific matter according to claim 1 or claim 2, each stationary blade is
An inner inclined portion formed on the hub side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
It is characterized by having each.

請求項３に記載の発明特定事項によると、請求項１又は請求項２に記載の発明特定事項による作用の他に、前記インナー傾斜部が前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されているため、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の稼動中に、前記静翼におけるハブ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができる。   According to the invention specific matter of claim 3, in addition to the action of the invention specific matter of claim 1 or claim 2, the inner inclined portion is inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction. Therefore, it is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation in the vicinity of the hub in the stationary blade during the operation of the axial fan or the axial compressor.

請求項４に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機のステータのセグメントであるステータセグメントにおいて、
円弧状のアウターバンドと；
前記アウターインナーバンドに対向する位置に配置された円弧状のインナーバンドと；
前記アウターバンドと前記インナーバンドの間に連結するように配設された複数枚の静翼と；
を具備しており、
更に、各静翼は、
翼スパン方向へ延びるように構成された胴体部と；
前記胴体部のハブ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたインナー傾斜部と；
前記インナー傾斜部のハブ側に形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成されてあって、製造の際に保持具によって保持される被保持部と；
前記被保持部に連続して形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、ハブ側にエッジを有した突き刺し部と；
をそれぞれ備えたことを特徴とする。 In the invention according to claim 4, in the stator segment which is the segment of the stator of the axial fan or the axial compressor in the gas turbine engine,
An arc-shaped outer band;
An arc-shaped inner band disposed at a position facing the outer inner band;
A plurality of stationary blades arranged to be connected between the outer band and the inner band;
It has
In addition, each vane
A fuselage configured to extend in the wing span direction;
An inner inclined portion formed on the hub side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
A held portion that is formed on the hub side of the inner inclined portion and is configured to be parallel to the blade span direction, and is held by a holder during manufacture;
A piercing portion formed continuously with the held portion, configured parallel to the blade span direction and having an edge on the hub side;
It is characterized by having each.

請求項４に記載の発明特定事項によると、前記被保持部は、前記翼スパン方向に対して平行に構成されて、前記突き刺し部は、前記翼スパン方向に対して平行に構成されてあって、ハブ側に前記エッジを有しているため、前記保持具によって前記被保持部を保持した状態の下で、前記保持具を前記インナーバンドの外側面に対して接近させることにより、前記静翼を前記インナーバンドの外側面に垂直に突き刺すことができる。換言すれば、所謂スタビング手法を用いて前記静翼と前記インナーバンドを連結することができる。   According to the invention specific matter of claim 4, the held portion is configured in parallel to the blade span direction, and the piercing portion is configured in parallel to the blade span direction. Since the edge is provided on the hub side, the stationary blade is moved closer to the outer surface of the inner band in a state where the held portion is held by the holding tool. Can be pierced perpendicularly to the outer surface of the inner band. In other words, the stationary blade and the inner band can be connected using a so-called stubbing method.

また、前記インナー傾斜部が前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されているため、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の稼動中に、前記静翼におけるハブ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができる。   Further, since the inner inclined portion is configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction, a portion near the hub in the stationary blade during operation of the axial fan or the axial compressor. It is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation.

請求項５に記載の発明にあっては、請求項４に記載の発明特定事項の他に、各静翼は、
前記胴体部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたアウター傾斜部と；
をそれぞれ備えたことを特徴とする。 In the invention according to claim 5, in addition to the invention specific matter according to claim 4, each stationary blade is
An outer inclined portion formed on the tip side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
It is characterized by having each.

請求項５に記載の発明特定事項によると、請求項４に記載の発明特定事項による作用の他に、前記アウター傾斜部が前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されているため、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の稼動中に、前記静翼におけるチップ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができる。   According to the invention specific matter of the fifth aspect, in addition to the action by the invention specific matter of the fourth aspect, the outer inclined portion is configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction. Therefore, it is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation in the vicinity of the tip of the stationary blade during operation of the axial fan or the axial compressor.

請求項６に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機に用いられるステータにおいて、
請求項１から請求項５のうちのいずれかの請求項に記載のステータセグメントを環状に配置したことを特徴とする。 In the invention according to claim 6, in the stator used in the axial fan or the axial compressor in the gas turbine engine,
The stator segment according to any one of claims 1 to 5 is arranged in an annular shape.

請求項６に記載の発明特定事項によると、請求項１から請求項５のうちのいずれかの請求項に記載の発明特定事項による作用と同様の作用を奏する。   According to the invention specific matter described in claim 6, the same effect as the effect of the invention specific matter described in any one of claims 1 to 5 is achieved.

請求項７に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機のステータセグメントの構成要素の１つである静翼において、
翼スパン方向へ延びるように構成された胴体部と；
前記胴体部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたアウター傾斜部と；
前記アウター傾斜部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、前記ステータセグメントの製造の際に保持具によって保持される被保持部と；
前記被保持部に連続して形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、チップ側にエッジを有した突き刺し部と；
を具備したことを特徴とする。 In the invention according to claim 7, in the stationary blade which is one of the components of the stator segment of the axial fan or the axial compressor in the gas turbine engine,
A fuselage configured to extend in the wing span direction;
An outer inclined portion formed on the tip side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
A held portion that is formed on the tip side of the outer inclined portion, is configured in parallel to the blade span direction, and is held by a holder when the stator segment is manufactured;
A piercing portion formed continuously with the held portion, configured parallel to the blade span direction, and having an edge on the tip side;
It is characterized by comprising.

請求項７に記載の発明特定事項によると、前記被保持部は、前記翼スパン方向に対して平行に構成されて、前記突き刺し部は、前記翼スパン方向に対して平行に構成されてあって、チップ側に前記エッジを有しているため、前記保持具によって前記被保持部を保持した状態の下で、前記保持具を前記アウターバンドの内側面に対して接近させることにより、前記静翼を前記アウターバンドの内側面に垂直に突き刺すことができる。換言すれば、所謂スタビング手法を用いて前記静翼と前記アウターバンドを連結することができる。   According to the invention specific matter of claim 7, the held portion is configured parallel to the blade span direction, and the piercing portion is configured parallel to the blade span direction. Since the edge is provided on the tip side, the stationary blade is moved closer to the inner side surface of the outer band while the held portion is held by the holding tool. Can be pierced perpendicularly to the inner surface of the outer band. In other words, the stationary blade and the outer band can be connected using a so-called stubbing method.

また、前記アウター傾斜部が前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されているため、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の稼動中に、前記静翼におけるチップ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができる。   In addition, since the outer inclined portion is configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction, a portion near the tip in the stationary blade during operation of the axial fan or the axial compressor. It is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation.

請求項８に記載の発明にあっては、請求項７に記載の発明特定事項の他に、前記胴体部のハブ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたインナー傾斜部と；
を具備したことを特徴とする。 In the invention according to claim 8, in addition to the matters specifying the invention according to claim 7, the fuselage is formed on the hub side and is inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction. A configured inner slant;
It is characterized by comprising.

請求項８に記載の発明特定事項によると、請求項７に記載の発明特定事項による作用の他に、前記インナー傾斜部が前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されているため、前記静翼におけるハブ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができる。   According to the invention specific matter of the eighth aspect, in addition to the action of the invention specific matter of the seventh aspect, the inner inclined portion is configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction. Therefore, it is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation in the vicinity of the hub in the stationary blade.

請求項９に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機のステータセグメントの構成要素の１つである静翼において、
翼スパン方向へ延びるように構成された胴体部と；
前記胴体部のハブ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたインナー傾斜部と；
前記インナー傾斜部のハブ側に形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、前記ステータセグメントの製造の際に保持具によって保持される被保持部と；
前記被保持部に連続して形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、ハブ側にエッジを有した突き刺し部と；
を具備したことを特徴とする。 In the invention according to claim 9, in the stationary blade which is one of the components of the stator segment of the axial fan or the axial compressor in the gas turbine engine,
A fuselage configured to extend in the wing span direction;
An inner inclined portion formed on the hub side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
A held portion that is formed on the hub side of the inner inclined portion, is configured parallel to the blade span direction, and is held by a holder when the stator segment is manufactured;
A piercing portion formed continuously with the held portion, configured parallel to the blade span direction and having an edge on the hub side;
It is characterized by comprising.

請求項９に記載の発明特定事項によると、前記被保持部は、前記翼スパン方向に対して平行に構成されて、前記突き刺し部は、前記翼スパン方向に対して平行に構成されてあって、ハブ側に前記エッジを有しているため、前記保持具によって前記被保持部を保持した状態の下で、前記保持具を前記インナーバンドの外側面に対して接近させることにより、前記静翼を前記インナーバンドの外側面に垂直に突き刺すことができる。換言すれば、所謂スタビング手法を用いて前記静翼と前記インナーバンドを連結することができる。   According to the invention specific matter of the ninth aspect, the held portion is configured in parallel with the blade span direction, and the piercing portion is configured in parallel with the blade span direction. Since the edge is provided on the hub side, the stationary blade is moved closer to the outer surface of the inner band in a state where the held portion is held by the holding tool. Can be pierced perpendicularly to the outer surface of the inner band. In other words, the stationary blade and the inner band can be connected using a so-called stubbing method.

また、前記インナー傾斜部が前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されているため、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の稼動中に、前記静翼におけるハブ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができる。   Further, since the inner inclined portion is configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction, a portion near the hub in the stationary blade during operation of the axial fan or the axial compressor. It is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation.

請求項１０に記載の発明にあっては、請求項９に記載の発明特定事項の他に、前記アウター傾斜部が前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されているため、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の稼動中に、前記静翼におけるチップ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができる。   In the invention according to claim 10, in addition to the matters specifying the invention according to claim 9, the outer inclined portion is configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction. During the operation of the axial fan or the axial compressor, it is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation in the vicinity of the tip of the stationary blade.

請求項１から請求項３、請求項６から請求項８のうちのいずれかの請求項に記載の発明によれば、所謂スタビング手法を用いて前記静翼と前記アウターバンドを連結することができるため、前記ステータセグメントの製造する際に、前記アウターバンドに前記静翼の一部が係合可能なアウター係合穴を形成する必要がなくなって、前記ステータセグメントの製造コストの低減を図ることができる。   According to the invention of any one of claims 1 to 3 and claims 6 to 8, the stationary blade and the outer band can be connected using a so-called stubbing technique. Therefore, when the stator segment is manufactured, it is not necessary to form an outer engagement hole in which a part of the stationary blade can be engaged with the outer band, so that the manufacturing cost of the stator segment can be reduced. it can.

また、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の稼動中に、前記静翼におけるチップ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができるため、前記静翼間におけるチップ近傍に全圧損失の大きい領域が小さくなって、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の空力性能の向上を図ることができる。   Further, it is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation in the vicinity of the tip of the stationary blade during the operation of the axial fan or the axial compressor. The region where the loss is large can be reduced and the aerodynamic performance of the axial fan or the axial compressor can be improved.

つまり、前記ステータセグメントの製造コストの低減と、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の空力性能の向上を両立して図ることができる。   That is, it is possible to achieve both reduction of the manufacturing cost of the stator segment and improvement of aerodynamic performance of the axial fan or the axial compressor.

特に、請求項３、請求項６、請求項８のうちのいずれかの請求項に記載の発明によれば、前記静翼における前記チップ近傍部分及びハブ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができるため、前記静翼間におけるチップ近傍及びハブ近傍に全圧損失の大きい領域が小さくなって、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の空力性能のより一層の向上を図ることができる。   In particular, according to the invention according to any one of claims 3, 6, and 8, it is sufficient that air separation occurs in the tip vicinity portion and the hub vicinity portion of the stationary blade. Therefore, it is possible to further reduce the aerodynamic performance of the axial fan or the axial compressor by reducing the area where the total pressure loss between the stationary blades and the hub is small. Can do.

更に、請求項４、請求項５、請求項９、請求項１０のうちのいずれかの請求項に記載の発明によれば、所謂スタビング手法を用いて前記静翼と前記インナーバンドを連結することができるため、前記ステータセグメントの製造する際に、前記インナーバンドに前記静翼の一部が係合可能なインナー係合穴を形成する必要がなくなって、前記ステータセグメントの製造コストの低減を図ることができる。   Furthermore, according to the invention of any one of claims 4, 5, 9, and 10, the stator blade and the inner band are connected using a so-called stubbing method. Therefore, when the stator segment is manufactured, it is not necessary to form an inner engagement hole in which a part of the stationary blade can be engaged with the inner band, thereby reducing the manufacturing cost of the stator segment. be able to.

また、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の稼動中に、前記静翼におけるハブ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができるため、前記静翼間におけるハブ近傍に全圧損失の大きい領域が小さくなって、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の空力性能の向上を図ることができる。   Further, it is possible to sufficiently prevent air separation in the vicinity of the hub in the stationary blade during the operation of the axial fan or the axial compressor, so that the total pressure in the vicinity of the hub between the stationary blades can be suppressed. The region where the loss is large can be reduced and the aerodynamic performance of the axial fan or the axial compressor can be improved.

つまり、前記ステータセグメントの製造コストの低減と、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の空力性能の向上を両立して図ることができる。   That is, it is possible to achieve both reduction of the manufacturing cost of the stator segment and improvement of aerodynamic performance of the axial fan or the axial compressor.

特に、請求項５又は請求項１０に記載の発明によれば、前記静翼における前記チップ近傍部分及びハブ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができるため、前記静翼間におけるチップ近傍及びハブ近傍に全圧損失の大きい領域が小さくなって、前記軸流ファン又は前記軸流圧縮機の空力性能のより一層の向上を図ることができる。   In particular, according to the invention described in claim 5 or claim 10, it is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation in the vicinity of the tip and the vicinity of the hub of the stationary blade. The region where the total pressure loss is large near the tip and the hub is reduced, and the aerodynamic performance of the axial fan or the axial compressor can be further improved.

以下、本発明をより詳細に説明するために、本発明の各実施形態につき、適宜に図面を参照して説明する。なお、図面中において、「Ｆ」は、前方向を指してあって、「Ｒ」は、後方向を指している。   Hereinafter, in order to describe the present invention in more detail, each embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings as appropriate. In the drawings, “F” indicates the forward direction, and “R” indicates the backward direction.

（第１の実施形態）
図１（ａ）（ｂ）及び図２に示すように、第１の実施形態に係わるステータセグメント５３は、ジェットエンジン等のガスタービンエンジンにおける軸流圧縮機のステータのセグメントであって、円弧状のアウターバンド５５を具備している。また、アウターバンド５５は、前側に、円弧状のフロントリム５７を有しており、後側に、円弧状のリアリム５９を有している。なお、フロントリム５７及びリアリム５９は、前記ガスタービンエンジンにおけるエンジンケース６１に適宜の手段によって支持されるものである。 (First embodiment)
As shown in FIGS. 1A, 1B and 2, a stator segment 53 according to the first embodiment is a segment of an axial compressor in a gas turbine engine such as a jet engine, and has an arc shape. The outer band 55 is provided. The outer band 55 has an arcuate front rim 57 on the front side and an arcuate rear rim 59 on the rear side. The front rim 57 and the rear rim 59 are supported by appropriate means on the engine case 61 in the gas turbine engine.

アウターバンド５５に対向する位置には、環状のインナーバンド６３が配設されており、インナーバンド６３には、複数のインナー係合穴６５が円弧方向に沿って等間隔に形成されている。   An annular inner band 63 is disposed at a position facing the outer band 55, and a plurality of inner engagement holes 65 are formed in the inner band 63 at equal intervals along the arc direction.

アウターバンド５５とインナーバンド６３の間には、複数枚の静翼６７が連結するように配設されており、各静翼６７の具体的な構成は、次のようになる。   A plurality of stationary blades 67 are arranged between the outer band 55 and the inner band 63 so as to be connected. The specific configuration of each stationary blade 67 is as follows.

即ち、静翼６７は、正圧面Ｆｐと負圧面Ｆｎを有してあって、胴体部６９を備えてあって、胴体部６９は、翼スパン方向Ｄへ延びるように構成されている。また、胴体部６９のチップ側には、アウター傾斜部７１が形成されており、アウター傾斜部７１は、翼スパン方向Ｄに対して負圧面Ｆｎ側へ傾斜するように構成されている。更に、胴体部６９のハブ側には、インナー傾斜部７３が形成されており、インナー傾斜部７３は、翼スパン方向Ｄに対して負圧面Ｆｎ側へ傾斜するように構成されている。   That is, the stationary blade 67 has a pressure surface Fp and a suction surface Fn, and includes a body portion 69, and the body portion 69 is configured to extend in the blade span direction D. Further, an outer inclined portion 71 is formed on the tip side of the body portion 69, and the outer inclined portion 71 is configured to be inclined toward the suction surface Fn side with respect to the blade span direction D. Further, an inner inclined portion 73 is formed on the hub side of the body portion 69, and the inner inclined portion 73 is configured to be inclined toward the suction surface Fn side with respect to the blade span direction D.

アウター傾斜部７１のチップ側には、被保持部７５が形成されており、被保持部７５は、図３に示すように、ステータセグメント５３の製造の際に保持具７７によって保持されるものであって、翼スパン方向Ｄに対して平行に構成されている。なお、本発明の実施形態にあっては、被保持部７５の翼スパン方向Ｄの長さは、０．５mm以上であって１．０mm以下になるように設定されている。また、被保持部７５には、突き刺し部７９が連続して形成されており、突き刺し部７９は、翼スパン方向Ｄへ延びるように構成されてあって、チップ側に、エッジ７９ｅを有している。   A held portion 75 is formed on the tip side of the outer inclined portion 71, and the held portion 75 is held by a holder 77 when the stator segment 53 is manufactured as shown in FIG. Thus, the blade span direction D is configured in parallel. In the embodiment of the present invention, the length of the held portion 75 in the blade span direction D is set to be 0.5 mm or more and 1.0 mm or less. Further, a piercing portion 79 is continuously formed in the held portion 75, and the piercing portion 79 is configured to extend in the blade span direction D, and has an edge 79e on the tip side. Yes.

インナー傾斜部７３には、対応関係にあるインナー係合穴６５に係合可能な係合突起８１が形成されている。   The inner inclined portion 73 is formed with an engagement protrusion 81 that can be engaged with the corresponding inner engagement hole 65.

次に、第１の実施形態の作用について説明する。   Next, the operation of the first embodiment will be described.

被保持部７５は、翼スパン方向Ｄに対して平行にそれぞれ構成されて、突き刺し部７９は、翼スパン方向Ｄに対して平行にそれぞれ構成されてあって、チップ側にエッジ７９ｅを有しているため、保持具７７によって被保持部７５を保持した状態の下で、保持具７７をアウターバンド５５の内側面に対して接近させることにより、静翼６７をアウターバンド５５の内側面に垂直に突き刺すことができる。換言すれば、所謂スタビング手法を用いて静翼６７とアウターバンド５５を連結することができる。   The held portion 75 is configured in parallel with the blade span direction D, and the piercing portion 79 is configured in parallel with the blade span direction D, and has an edge 79e on the tip side. Therefore, the stationary blade 67 is made perpendicular to the inner surface of the outer band 55 by bringing the holder 77 close to the inner surface of the outer band 55 under the state where the held portion 75 is held by the holder 77. Can be pierced. In other words, the stationary blade 67 and the outer band 55 can be connected using a so-called stubbing method.

また、アウター傾斜部７１及びインナー傾斜部７３が翼スパン方向Ｄに対して負圧面Ｆｎ側へ傾斜するように構成されているため、前記軸流圧縮機の稼動中に、静翼６７におけるチップＴ近傍部分及びハブＨ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができる。   In addition, since the outer inclined portion 71 and the inner inclined portion 73 are configured to be inclined toward the suction surface Fn side with respect to the blade span direction D, the tip T of the stationary blade 67 during the operation of the axial compressor. It is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation in the vicinity and in the vicinity of the hub H.

以上の如き、第１の実施形態によれば、所謂スタビング手法を用いて静翼６７とアウターバンド５５を連結することができるため、ステータセグメント５３の製造する際に、アウターバンド５５に静翼６７の一部が係合可能なアウター係合穴を形成する必要がなくなって、ステータセグメント５３の製造コストの低減を図ることができる。   As described above, according to the first embodiment, since the stator blade 67 and the outer band 55 can be connected using a so-called stubbing method, the stator blade 67 is connected to the outer band 55 when the stator segment 53 is manufactured. It is no longer necessary to form an outer engagement hole in which a part of the stator segment 53 can be engaged, and the manufacturing cost of the stator segment 53 can be reduced.

また、前記軸流圧縮機の稼動中に、静翼６７におけるチップＴ近傍部分及びハブＨ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができるため、図６（ａ）に示すように、静翼６７間におけるチップＴ近傍及びハブＨ近傍に全圧損失の大きい領域Ｇが小さくなって、前記軸流圧縮機の空力性能の向上を図ることができる。ここで、図６（ａ）における全圧損失の大きい領域Ｇは、３次元定常粘性ＣＦＤ解析により求められる。   Further, during operation of the axial compressor, air separation can be sufficiently prevented from occurring in the vicinity of the tip T and the vicinity of the hub H in the stationary blade 67, as shown in FIG. The region G where the total pressure loss is large between the tip T and the hub H between the stationary blades 67 is reduced, and the aerodynamic performance of the axial flow compressor can be improved. Here, the region G having a large total pressure loss in FIG. 6A is obtained by a three-dimensional steady viscosity CFD analysis.

つまり、ステータセグメント５３の製造コストの低減と、前記軸流圧縮機の空力性能の向上を両立して図ることができる。   That is, it is possible to achieve both reduction in manufacturing cost of the stator segment 53 and improvement in aerodynamic performance of the axial flow compressor.

なお、本発明は、前述の第１の実施形態の説明に限るものではなく、例えば、次のように種々の態様で実施可能である。   The present invention is not limited to the description of the first embodiment described above, and can be implemented in various modes as follows, for example.

即ち、ステータセグメント５３からインナーバンド６３を省略しても、同様の作用、効果を奏するものである。   That is, even if the inner band 63 is omitted from the stator segment 53, the same operation and effect can be obtained.

また、前記ガスタービンエンジンにおける軸流ファンのステータのセグメントとして、ステータセグメント５３を用いても、同様の作用、効果を奏するものである。   Further, even if the stator segment 53 is used as the stator segment of the axial fan in the gas turbine engine, the same operation and effect can be obtained.

（第２の実施形態）
図４（ａ）（ｂ）に示すように、第２の実施形態に係わるステータセグメント８３は、第１の実施形態に係わるステータセグメント５３と同様に、ジェットエンジン等のガスタービンエンジンにおける軸流圧縮機のステータのセグメントであって、円弧状のアウターバンド８５を具備している。また、アウターバンド８５は、前側に、円弧状のフロントリム８７を有しており、後側に、円弧状のリアリム８９を有している。更に、アウターバンド８５には、複数のアウター係合穴９１が円弧方向に沿って等間隔に形成されている。なお、フロントリム８７及びリアリム８９は、前記ガスタービンエンジンにおけるエンジンケース９３に適宜の手段によって支持されるものである。 (Second Embodiment)
As shown in FIGS. 4A and 4B, the stator segment 83 according to the second embodiment is axially compressed in a gas turbine engine such as a jet engine, like the stator segment 53 according to the first embodiment. It is a segment of the stator of the machine and includes an arc-shaped outer band 85. The outer band 85 has an arc-shaped front rim 87 on the front side, and an arc-shaped rear rim 89 on the rear side. Furthermore, the outer band 85 has a plurality of outer engagement holes 91 formed at equal intervals along the arc direction. The front rim 87 and the rear rim 89 are supported by appropriate means on the engine case 93 in the gas turbine engine.

アウターバンド８５に対向する位置には、環状のインナーバンド９５が配設されている。   An annular inner band 95 is disposed at a position facing the outer band 85.

アウターバンド８５とインナーバンド９５の間には、複数枚の静翼９７が連結するように配設されており、各静翼９７の具体的な構成は、次のようになる。   A plurality of stationary blades 97 are connected between the outer band 85 and the inner band 95, and the specific configuration of each stationary blade 97 is as follows.

即ち、静翼９７は、正圧面Ｆｐと負圧面Ｆｎを有してあって、胴体部９９を備えてあって、胴体部９９は、翼スパン方向Ｄへ延びるように構成されている。また、胴体部９９のチップ側には、アウター傾斜部１０１が形成されており、アウター傾斜部１０１は、翼スパン方向Ｄに対して負圧面Ｆｎ側へ傾斜するように構成されている。更に、胴体部９９のハブ側には、インナー傾斜部１０３が形成されており、インナー傾斜部１０３は、翼スパン方向Ｄに対して負圧面Ｆｎ側へ傾斜するように構成されている。   That is, the stationary blade 97 has a positive pressure surface Fp and a negative pressure surface Fn, and includes a body portion 99. The body portion 99 is configured to extend in the blade span direction D. Further, an outer inclined portion 101 is formed on the tip side of the body portion 99, and the outer inclined portion 101 is configured to be inclined toward the suction surface Fn side with respect to the blade span direction D. Further, an inner inclined portion 103 is formed on the hub side of the body portion 99, and the inner inclined portion 103 is configured to be inclined toward the suction surface Fn with respect to the blade span direction D.

インナー傾斜部１０３のハブ側には、被保持部１０５が形成されており、被保持部１０５は、図５に示すように、ステータセグメント８３の製造の際に保持具１０７によって保持されるものであって、翼スパン方向Ｄに対して平行に構成されている。なお、本発明の実施形態にあっては、被保持部１０５の翼スパン方向Ｄの長さは、０．５mm以上であって１．０mm以下になるように設定されている。また、被保持部１０５には、突き刺し部１０９が連続して形成されており、突き刺し部１０９は、翼スパン方向Ｄへ延びるように構成されてあって、ハブ側に、エッジ１０９ｅを有している。   A held portion 105 is formed on the hub side of the inner inclined portion 103, and the held portion 105 is held by a holder 107 when the stator segment 83 is manufactured as shown in FIG. 5. Thus, the blade span direction D is configured in parallel. In the embodiment of the present invention, the length of the held portion 105 in the blade span direction D is set to be 0.5 mm or more and 1.0 mm or less. Further, the held portion 105 is continuously formed with a piercing portion 109. The piercing portion 109 is configured to extend in the blade span direction D, and has an edge 109e on the hub side. Yes.

アウター傾斜部１０１には、対応関係にあるアウター係合穴９１に係合可能な係合突起１１１が形成されている。   The outer inclined portion 101 is formed with an engagement protrusion 111 that can be engaged with the outer engagement hole 91 having a corresponding relationship.

次に、第２の実施形態の作用について説明する。   Next, the operation of the second embodiment will be described.

被保持部１０５は、翼スパン方向Ｄに対して平行にそれぞれ構成されて、突き刺し部１０９は、翼スパン方向Ｄに対して平行にそれぞれ構成されてあって、ハブ側にエッジ１０９ｅを有しているため、保持具１０７によって被保持部１０５を保持した状態の下で、保持具１０７を治具１１３にセットしたインナーバンド９５の外側面に対して接近させることにより、静翼９７をインナーバンド９５の外側面に垂直に突き刺すことができる。換言すれば、所謂スタビング手法を用いて静翼９７とインナーバンド９５を連結することができる。   The held portion 105 is configured in parallel with the blade span direction D, and the piercing portion 109 is configured in parallel with the blade span direction D, and has an edge 109e on the hub side. Therefore, the stationary blade 97 is moved closer to the outer surface of the inner band 95 set on the jig 113 under the state where the held portion 105 is held by the holding tool 107, so that the stationary blade 97 is moved to the inner band 95. Can be pierced perpendicularly to the outer surface of the. In other words, the stationary blade 97 and the inner band 95 can be connected using a so-called stubbing method.

また、アウター傾斜部１０１及びインナー傾斜部１０３が翼スパン方向Ｄに対して負圧面Ｆｎ側へ傾斜するように構成されているため、前記軸流圧縮機の稼動中に、静翼９７におけるチップＴ近傍部分及びハブＨ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができる。   Further, since the outer inclined portion 101 and the inner inclined portion 103 are configured to be inclined toward the suction surface Fn side with respect to the blade span direction D, the tip T in the stationary blade 97 is operated during the operation of the axial flow compressor. It is possible to sufficiently suppress the occurrence of air separation in the vicinity and in the vicinity of the hub H.

以上の如き、第２の実施形態によれば、所謂スタビング手法を用いて静翼９７とインナーバンド９５を連結することができるため、ステータセグメント８３の製造する際に、インナーバンド９５に静翼９７の一部が係合可能なインナー係合穴を形成する必要がなくなって、ステータセグメント８３の製造コストの低減を図ることができる。   As described above, according to the second embodiment, since the stator blade 97 and the inner band 95 can be connected using a so-called stubbing method, the stator blade 97 is connected to the inner band 95 when the stator segment 83 is manufactured. It is no longer necessary to form an inner engagement hole in which a part of the stator segment 83 can be engaged, and the manufacturing cost of the stator segment 83 can be reduced.

また、前記軸流圧縮機の稼動中に、静翼９７におけるチップＴ近傍部分及びハブＨ近傍部分に空気の剥離が生じることを十分に抑えることができるため、図６（ｂ）に示すように、静翼９７間におけるチップＴ近傍及びハブＨ近傍に全圧損失の大きい領域Ｇが小さくなって、前記軸流圧縮機の空力性能の向上を図ることができる。ここで、図６（ｂ）における全圧損失の大きい領域Ｇは、３次元定常粘性ＣＦＤ解析により求められる。   Further, during operation of the axial compressor, air separation can be sufficiently prevented from occurring in the vicinity of the tip T and the vicinity of the hub H of the stationary blade 97, as shown in FIG. 6B. The region G where the total pressure loss is large between the tip T and the hub H between the stationary blades 97 is reduced, and the aerodynamic performance of the axial compressor can be improved. Here, the region G where the total pressure loss is large in FIG. 6B is obtained by three-dimensional steady viscosity CFD analysis.

つまり、ステータセグメント８３の製造コストの低減と、前記軸流圧縮機の空力性能の向上を両立して図ることができる。   That is, it is possible to achieve both reduction in manufacturing cost of the stator segment 83 and improvement in aerodynamic performance of the axial flow compressor.

なお、本発明は、前述の第２の実施形態の説明に限るものではなく、前記ガスタービンエンジンにおける軸流ファンのステータのセグメントとして、ステータセグメント８３を用いても、同様の作用、効果を奏するものである。   The present invention is not limited to the description of the second embodiment described above, and the same operation and effect can be achieved even when the stator segment 83 is used as the stator segment of the axial fan in the gas turbine engine. Is.

図１（ａ）は、第１の実施形態に係わるステータセグメントの側断面図であって、図１（ｂ）は、図１（ａ）におけるI-I線に沿った図である。FIG. 1A is a side sectional view of the stator segment according to the first embodiment, and FIG. 1B is a view taken along the line I-I in FIG. 第１の実施形態に係わる静翼を後視から見た図である。It is the figure which looked at the stationary blade concerning 1st Embodiment from backsight. 第１の実施形態に係わる静翼を保持具によって保持した状態を示す図である。It is a figure which shows the state which hold | maintained the stationary blade concerning 1st Embodiment with the holder. 図４（ａ）は、第２の実施形態に係わるステータセグメントの側断面図であって、図４（ｂ）は、図４（ａ）におけるII-II線に沿った図である。FIG. 4A is a side sectional view of the stator segment according to the second embodiment, and FIG. 4B is a view taken along line II-II in FIG. 第２の実施形態に係わる静翼を保持具によって保持した状態を示す図である。It is a figure which shows the state which hold | maintained the stationary blade concerning 2nd Embodiment with the holder. 図６（ａ）は、第１の実施形態に係わる静翼間における全圧損失の大きい領域を示す後視からの図であって、図６（ｂ）は、第２の実施形態に係わる静翼間における全圧損失の大きい領域を示す後視からの図である。FIG. 6A is a rear view showing a region where the total pressure loss between the stationary blades according to the first embodiment is large, and FIG. 6B is a diagram according to the second embodiment. It is a figure from backsight which shows the area | region where the total pressure loss between blades is large. 図７（ａ）は、第１の従来技術に係わる静翼間における全圧損失の大きい領域を示す後視からの図であって、図７（ｂ）は、第２の従来技術に係わる静翼間における全圧損失の大きい領域を示す後視からの図である。FIG. 7A is a rear view showing a region where the total pressure loss between the stationary blades according to the first prior art is large, and FIG. 7B is a diagram according to the second prior art. It is a figure from backsight which shows the area | region where the total pressure loss between blades is large. 図８（ａ）は、第１の従来技術に係わるステータセグメントの側断面図であって、図８（ｂ）は、図８（ａ）におけるIII-III線に沿った図である。FIG. 8A is a side sectional view of the stator segment according to the first prior art, and FIG. 8B is a view taken along line III-III in FIG. 8A. 第１の従来技術に係わる静翼を保持具によって保持した状態を示す図である。It is a figure which shows the state which hold | maintained the stationary blade concerning 1st prior art with the holder. 図１０（ａ）は、第２の従来技術に係わるステータセグメントの側断面図であって、図１０（ｂ）は、図１０（ａ）におけるIV-IV線に沿った図である。FIG. 10A is a side sectional view of a stator segment according to the second prior art, and FIG. 10B is a view taken along line IV-IV in FIG.

符号の説明Explanation of symbols

５３ ステータセグメント
５５ アウターバンド
６３ インナーバンド
６７ 静翼
６９ 胴体部
７１ アウター傾斜部
７３ インナー傾斜部
７５ 被保持部
７７ 保持具
７９ 突き刺し部
７９ｅ エッジ
８３ ステータセグメント
８５ アウターバンド
９５ インナーバンド
９７ 静翼
９９ 胴体部
１０１ アウター傾斜部
１０３ インナー傾斜部
１０５ 被保持部
１０７ 保持具
１０９ 突き刺し部
１０９ｅ エッジ 53 Stator segment 55 Outer band 63 Inner band 67 Stator blade 69 Body portion 71 Outer inclined portion 73 Inner inclined portion 75 Holding portion 77 Holder 79 Piercing portion 79e Edge 83 Stator segment 85 Outer band 95 Inner band 97 Stator blade 99 Body portion 101 Outer inclined portion 103 Inner inclined portion 105 Holding portion 107 Holder 109 Puncture portion 109e Edge

Claims (10)

ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機のステータのセグメントであるステータセグメントにおいて、
円弧状のアウターバンドと；
前記アウターインナーバンドに対向する位置に配置された円弧状のインナーバンドと；
前記アウターバンドと前記インナーバンドの間に連結するように配設された複数枚の静翼と；
を具備しており、
更に、各静翼は、
翼スパン方向へ延びるように構成された胴体部と；
前記胴体部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたアウター傾斜部と；
前記アウター傾斜部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成されてあって、製造の際に保持具によって保持される被保持部と；
前記被保持部に連続して形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、チップ側にエッジを有した突き刺し部と；
をそれぞれ備えたことを特徴とするステータセグメント。 In a stator segment, which is a segment of an axial fan or an axial compressor stator in a gas turbine engine,
An arc-shaped outer band;
An arc-shaped inner band disposed at a position facing the outer inner band;
A plurality of stationary blades arranged to be connected between the outer band and the inner band;
It has
In addition, each vane
A fuselage configured to extend in the wing span direction;
An outer inclined portion formed on the tip side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
A held portion that is formed on the tip side of the outer inclined portion and is configured in parallel with the blade span direction and is held by a holding tool during manufacture;
A piercing portion formed continuously with the held portion, configured parallel to the blade span direction, and having an edge on the tip side;
Each of the stator segments is provided with a stator segment. ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機のステータのセグメントであるステータセグメントにおいて、
円弧状のアウターバンドと；
前記アウターバンドに配設された複数枚の静翼と；
を具備しており、
更に、各静翼は、
ステータの径方向へ延びるように構成された胴体部と；
前記胴体部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたアウター傾斜部と；
前記アウター傾斜部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成されてあって、製造の際に保持具によって保持される被保持部と；
前記被保持部に連続して形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、チップ側にエッジを有した突き刺し部と；
をそれぞれ備えたことを特徴とするステータセグメント。 In a stator segment, which is a segment of an axial fan or an axial compressor stator in a gas turbine engine,
An arc-shaped outer band;
A plurality of stationary blades disposed on the outer band;
It has
In addition, each vane
A fuselage configured to extend in a radial direction of the stator;
An outer inclined portion formed on the tip side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
A held portion that is formed on the tip side of the outer inclined portion and is configured in parallel with the blade span direction and is held by a holding tool during manufacture;
A piercing portion formed continuously with the held portion, configured parallel to the blade span direction, and having an edge on the tip side;
Each of the stator segments is provided with a stator segment. 各静翼は、
前記胴体部のハブ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたインナー傾斜部と；
をそれぞれ備えたことを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のステータセグメント。 Each vane
An inner inclined portion formed on the hub side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
The stator segment according to claim 1 or 2, wherein each of the stator segments is provided. ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機のステータのセグメントであるステータセグメントにおいて、
円弧状のアウターバンドと；
前記アウターインナーバンドに対向する位置に配置された円弧状のインナーバンドと；
前記アウターバンドと前記インナーバンドの間に連結するように配設された複数枚の静翼と；
を具備しており、
更に、各静翼は、
翼スパン方向へ延びるように構成された胴体部と；
前記胴体部のハブ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたインナー傾斜部と；
前記インナー傾斜部のハブ側に形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成されてあって、製造の際に保持具によって保持される被保持部と；
前記被保持部に連続して形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、ハブ側にエッジを有した突き刺し部と；
をそれぞれ備えたことを特徴とするステータセグメント。 In a stator segment, which is a segment of an axial fan or an axial compressor stator in a gas turbine engine,
An arc-shaped outer band;
An arc-shaped inner band disposed at a position facing the outer inner band;
A plurality of stationary blades arranged to be connected between the outer band and the inner band;
It has
In addition, each vane
A fuselage configured to extend in the wing span direction;
An inner inclined portion formed on the hub side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
A held portion that is formed on the hub side of the inner inclined portion and is configured to be parallel to the blade span direction, and is held by a holder during manufacture;
A piercing portion formed continuously with the held portion, configured parallel to the blade span direction and having an edge on the hub side;
Each of the stator segments is provided with a stator segment. 各静翼は、
前記胴体部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたアウター傾斜部と；
をそれぞれ備えたことを特徴とする請求項４に記載のステータセグメント。 Each vane
An outer inclined portion formed on the tip side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
The stator segment according to claim 4, wherein each of the stator segments is provided. ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機に用いられるステータにおいて、
請求項１から請求項５のうちのいずれかの請求項に記載のステータセグメントを環状に配置したことを特徴とするステータ。 In a stator used for an axial fan or an axial compressor in a gas turbine engine,
A stator, wherein the stator segments according to any one of claims 1 to 5 are annularly arranged. ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機のステータセグメントの構成要素の１つである静翼において、
翼スパン方向へ延びるように構成された胴体部と；
前記胴体部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたアウター傾斜部と；
前記アウター傾斜部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、前記ステータセグメントの製造の際に保持具によって保持される被保持部と；
前記被保持部に連続して形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、チップ側にエッジを有した突き刺し部と；
を具備したことを特徴とする静翼。 In a stationary blade that is one of the components of a stator segment of an axial fan or an axial compressor in a gas turbine engine,
A fuselage configured to extend in the wing span direction;
An outer inclined portion formed on the tip side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
A held portion that is formed on the tip side of the outer inclined portion, is configured in parallel to the blade span direction, and is held by a holder when the stator segment is manufactured;
A piercing portion formed continuously with the held portion, configured parallel to the blade span direction, and having an edge on the tip side;
A stationary blade characterized by comprising: 前記胴体部のハブ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたインナー傾斜部と；
を具備したことを特徴とする請求項７に記載の静翼。 An inner inclined portion formed on the hub side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
The stator blade according to claim 7, comprising: ガスタービンエンジンにおける軸流ファン又は軸流圧縮機のステータセグメントの構成要素の１つである静翼において、
翼スパン方向へ延びるように構成された胴体部と；
前記胴体部のハブ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたインナー傾斜部と；
前記インナー傾斜部のハブ側に形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、前記ステータセグメントの製造の際に保持具によって保持される被保持部と；
前記被保持部に連続して形成され、前記翼スパン方向に対して平行に構成され、ハブ側にエッジを有した突き刺し部と；
を具備したことを特徴とする静翼。 In a stationary blade that is one of the components of a stator segment of an axial fan or an axial compressor in a gas turbine engine,
A fuselage configured to extend in the wing span direction;
An inner inclined portion formed on the hub side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
A held portion that is formed on the hub side of the inner inclined portion, is configured parallel to the blade span direction, and is held by a holder when the stator segment is manufactured;
A piercing portion formed continuously with the held portion, configured parallel to the blade span direction and having an edge on the hub side;
A stationary blade characterized by comprising: 前記胴体部のチップ側に形成され、前記翼スパン方向に対して負圧面側へ傾斜するように構成されたアウター傾斜部と；
を具備したことを特徴とする請求項９に記載の静翼。
An outer inclined portion formed on the tip side of the body portion and configured to be inclined toward the suction surface side with respect to the blade span direction;
The stator blade according to claim 9, comprising:
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