JPH0653701U - 軸流タービンノズル翼の構造 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 翼背面の圧力分布を制御し、その圧力勾配に
より翼間で生じる２次流れが主流側へ流れ込むのを抑制
することができる軸流タービンノズル翼の構造を提供す
る。 【構成】 各断面の後縁部を結ぶ線が一直線（Ｌ）をな
す軸流タービンノズル翼の構造である。翼の中央部分に
おける前縁と後縁とを結ぶ線とタービン軸線とのなす角
度（θａ）が、ケーシング側およびハブ側における前縁
と後縁都を結ぶ線とタービン軸線とのなす角度（θｂ、
θｃ）よりも大となるように設定されている。

Description

【考案の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】

本考案はターボジェットエンジンあるいはターボフアンエンジン等で用いられ る軸流タービンノズル翼の構造に関する。

【０００２】

【従来の技術】

図６は、従来使用されているガスタービンエンジンの一例を示す。このガスタ ービンエンジンでは、空気取入口１から取り入れられた流入空気は、まず低圧圧 縮機２で圧縮される。そして、低圧圧縮機２から送り出された圧縮空気の一部は 、ファン空気排出ダクト３を通過して直接エンジン外へバイパス推力として噴射 される。

【０００３】 一方、低圧圧縮機２から送り出された圧縮空気は、高圧圧縮機４でさらに高圧 圧縮され、その後燃焼室５に送られて供給燃料と混合されてガス化され燃焼され る。そして燃焼室５から排出された排気ガスは、圧縮機タービン６およびファン タービン７を回転させるともに、排気ダクト８よりコア推力として噴出される構 造になっている。 なお、圧縮機タービン６やファンタービン７は、ともに静翼列及び動翼列から 構成される。

【０００４】

【考案が解決しようとする課題】

ところで、この種のガスタービンエンジンにおいて圧縮機タービン６等を構成 する静翼列（ノズル）の個々の翼９の形状は、燃焼室５から出てきたガスを後方 の動翼列を回転させるのに好適な方向及び速度に変換させることができるように 定められ、通常、図７に示すように全体が斜めに配されるとともに、前縁が膨ら みかつ後方に向かうに従い漸次小径となるように形成されている。

【０００５】 この種の従来のタービンノズル翼９において、運転時の燃焼ガスの流れを調べ てみると、ハブ１０やケーシング１１に近い箇所では境界層内の剪断流れのため 図７に示すように２次流れ１２が生じる。そして、この２次流れ１２が下流側に 向かうに従い次第に広がり、主流１３の流れを乱してしまう不具合があった。

【０００６】 本考案は上記事情に鑑みてなされたもので、翼背面の圧力分布を制御し、その 圧力勾配により翼間で生じる２次流れが主流側へ流れ込むのを抑制することがで きる軸流タービンノズル翼の構造を提供することを目的とするものである。

【０００７】

【課題を解決するための手段】

本考案では係る目的を達成するために、各断面の後縁部を結ぶ線が一直線をな す軸流タービンノズル翼の構造において、中央部分における前縁と後縁とを結ぶ 線とタービン軸線とのなす角度が、ケーシング側およびハブ側における前縁と後 縁都を結ぶ線とタービン軸線とのなす角度よりも大となるように設定されている 構成とした。

【０００８】

【作用】

本考案にかかる軸流タービンノズル翼では、翼前縁側において、翼背面とケー シング面およびハブ面とのなす角度は鋭角となる。このため、空力特性により、 ケーシング側およびハブ側に近い部分の圧力は中央部分の圧力よりも小になり、 中央部分からケーシング側あるいはハブ側へ向かう圧力勾配が生じる。この結果 、翼間に発生する２次流れが主流（翼の中央部）に巻き上がるのを防止できる。

【０００９】

【実施例】

以下、本考案にかかる軸流タービンノズル翼について図１〜図５を参照しなが ら説明する。 本考案にかかる軸流タービンノズル翼２０は、図１に示すようにタービンの軸 線方向（言い換えれば燃焼ガスの流入方向）に対して全体が斜めに傾斜して配置 され、しかも前縁が膨らみかつ後方に向かうに従い漸次小径となるように形成さ れるとともに腹面２０ａに凹部がまた背面２０ｂに凸部が形成されるように全体 が湾曲して形成されている。

【００１０】 この種のノズル翼２０の形状を決定する方法の一つとしてスタッキング法があ る。この方法は、例えば、翼の各横断面形状を定め、それをタービン半径方向に 積み上げて翼の形状を定める方法である。

【００１１】 ここで示すノズル翼２０は、後縁２０ｃがスタッキング軸Ｌに設定されている 。なお、スタッキング軸Ｌは、ノズル翼２０のケーシング側の後縁Ｐａとハブ側 の後縁Ｐｂとを通る直線であり、ノズル翼２０の横断面の後縁部を結ぶ線は一直 線上、すなわちスタッキング軸Ｌ上に位置することになる。また、ノズル翼２０ では、ノズル翼のミーン（中央部分）側における前縁と後縁とを結ぶ線とタービ ン軸線とのなす角度θａが、ケーシング側およびハブ側における前縁と後縁都を 結ぶ線とタービン軸線とのなす角度θｂ、θｃよりも大となるように設定されて いる。

【００１２】 上記角度θａ〜θｃは、タービンの大小、出力等によっても異なるが、概ね３ ５°〜６５°の範囲で、図５に示すように（θｃ、θｂ）＜θａのように定めら れ、具体的な値としては、例えばケーシング側の角度θｂ、ミーン側の角度θａ 、ハブ側の角度θｃがそれぞれ５５°、５６°、５４°に設定される。なお、そ れら３つの断面の間に位置する各翼の横断面の角度は、それら翼横断面の角度を なめらかに連続する値に設定される（図５参照）。

【００１３】 しかして、上記構成の軸流タービン翼構造によれば、前方の燃焼器から流入す るガスの一部分は、ノズル翼２０の前縁２０ｄにあたって左右に分れる。このと き、ノズル翼２０の背面２０ｂでは、ノズル翼入口の境界層のためにケーシング １１側及びハブ１０側の近傍に２次流れ１２による渦が発生する。

【００１４】 ここで、このノズル翼の前縁２０ｄ側において背面２０ｂが、ケーシング１１ とハブ１０とのなす角度は鋭角となる。このため、空力特性により、ミーン側の 圧力はケーシング側あるいはハブ側に近い部分の圧力よりも大になり、中央部分 からケーシング側あるいはハブ側へ向かう圧力勾配が生じる。この結果、翼間に 発生する２次流れが主流（翼の中央部）に巻き上がるのを防止でき、主流部の流 れが妨げられない。したがって、後方の動翼に対し、ロスが少なく所定角度度を 持ちかつ乱れの少ない流れを供給できる。

【００１５】 なお、本考案の軸流タービンノズル翼の構造は、前記実施例に限られることな く、各部材の形状、材質、寸法等の具体的な構成要素は、実施にあたり適宜変更 可能である。 例えば、上記実施例では、ノズル翼２０のケーシング側の後縁Ｐａとハブ側の 後縁Ｐｂとを通る直線であるスタッキング軸Ｌはエンジンの回転中心を通ってい るが、スタッキング軸Ｌは必ずしもエンジンの回転中心を通らなくてもよく、ま た燃焼ガスの流入方向に対して傾いてもよい。

【００１６】

【考案の効果】

本考案によれば、各断面の後縁部を結ぶ線が一直線をし、かつ翼の中央部分に おける前縁と後縁とを結ぶ線とタービン軸線とのなす角度が、翼のケーシング側 およびハブ側における前縁と後縁都を結ぶ線とタービン軸線とのなす角度よりも 大となるように設定されているから、ノズル翼の背面の圧力分布がミーン側が最 も高くケーシング側及びハブ側へ向かうに従い低くなるため、翼間に発生する２ 次流れによる渦はミーン側である主流部に巻き上がることがなく、この結果、ガ ス流の流れを乱すことなく、ロスが少なく理想に近い翼形状とすることができる 。

【図面の簡単な説明】

【図１】本考案にかかる軸流タービンノズル翼の構造を
示す概略斜視図である。

【図２】同軸流タービンノズル翼の構造を示す平面図で
ある。

【図３】図２におけるＸ矢視図である。

【図４】図３におけるＹ矢視図である。

【図５】軸流タービンノズル翼の各横断面の角度を説明
する図である。

【図６】ガスタービンエンジンの全体構造を示す概略図
である。

【図７】軸流タービンノズル翼の従来例を示す平面図で
ある。

【符号の説明】

２０ 軸流タービンノズル翼 ２０ａ 軸流タービンノズル翼の後端 ２０ｂ 軸流タービンノズル翼の前端

Claims (1)

【実用新案登録請求の範囲】
1. 【請求項１】 各断面の後縁部を結ぶ線が一直線をなす
   軸流タービンノズル翼の構造において、中央部分におけ
   る前縁と後縁とを結ぶ線とタービン軸線とのなす角度
   が、ケーシング側およびハブ側における前縁と後縁都を
   結ぶ線とタービン軸線とのなす角度よりも大となるよう
   に設定されていることを特徴とする軸流タービンノズル
   翼の構造。