JPS58124006A - タ−ビンブレ−ド - Google Patents
タ−ビンブレ−ドInfo
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- JPS58124006A JPS58124006A JP58005765A JP576583A JPS58124006A JP S58124006 A JPS58124006 A JP S58124006A JP 58005765 A JP58005765 A JP 58005765A JP 576583 A JP576583 A JP 576583A JP S58124006 A JPS58124006 A JP S58124006A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine blade
- airfoil profile
- parabolic
- internal
- section
- Prior art date
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/301—Cross-sectional characteristics
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/14—Two-dimensional elliptical
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/16—Two-dimensional parabolic
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
この発明は、前縁と吸込み側と後縁との範囲において凸
にかつ加圧側の範囲において凹に曲った翼形輪郭を有し
、全翼形輪郭が連続した曲線から成るタービンブレード
でろって、前縁の範囲は第１の楕内部分とこれに続く第
２の楕内部分とから成り、吸込み側の範囲は第２の楕内
部分に続く第１の内部分とこの内部分に続く第１の２次
放物線部分とから成り、加圧側の範囲は第１の楕内部分
に続く第３の内部分から成るものにかかわる。
にかつ加圧側の範囲において凹に曲った翼形輪郭を有し
、全翼形輪郭が連続した曲線から成るタービンブレード
でろって、前縁の範囲は第１の楕内部分とこれに続く第
２の楕内部分とから成り、吸込み側の範囲は第２の楕内
部分に続く第１の内部分とこの内部分に続く第１の２次
放物線部分とから成り、加圧側の範囲は第１の楕内部分
に続く第３の内部分から成るものにかかわる。
この種のタービンブレードは西ドイツ国特許公開公報第
３０２９０８２号により公知である。この公知のタービ
ンブレードの翼形輪郭は部分ごとに数学的に正確に把握
されうる複数の２次曲線から集成され、全翼形輪郭は連
続した曲線から成っている。従って翼面積、重心位置、
主慣性軸の傾斜、慣性モーメント、曲げ抵抗モーメント
、せん断中心の位置、ねじシ剛性係数及びねじり抵抗モ
ーメントが数学的に正確に計算され、これら蹟量を正確
に知ることにより強度と振動についての信頼性のある正
確な計算が可能となる。そして翼形輪郭を形成する２次
曲線のパラメータを適切に選択することにより、流体力
学的及び模様的必要条件を満す翼形輪郭が設計できる。
３０２９０８２号により公知である。この公知のタービ
ンブレードの翼形輪郭は部分ごとに数学的に正確に把握
されうる複数の２次曲線から集成され、全翼形輪郭は連
続した曲線から成っている。従って翼面積、重心位置、
主慣性軸の傾斜、慣性モーメント、曲げ抵抗モーメント
、せん断中心の位置、ねじシ剛性係数及びねじり抵抗モ
ーメントが数学的に正確に計算され、これら蹟量を正確
に知ることにより強度と振動についての信頼性のある正
確な計算が可能となる。そして翼形輪郭を形成する２次
曲線のパラメータを適切に選択することにより、流体力
学的及び模様的必要条件を満す翼形輪郭が設計できる。
特に、圧力分布、流出角度、翼形損失などが求められる
流体力学的計算にもとづき、パラメータの僅かな変更に
よって必要な強度特性を低下させることなく流体力学的
最適化を行うことができる。この公知のタービンブレー
ドの別の長所は加工の際に生じる。通常の加工法が採用
可能であって、その除数学的に把握可能な翼形輪郭のお
陰で加工梢度が著しく向上する。なぜならば翼形輪郭の
すべての点を正確に決別でき、現実的に無数の基準点を
選びうるがらである。
流体力学的計算にもとづき、パラメータの僅かな変更に
よって必要な強度特性を低下させることなく流体力学的
最適化を行うことができる。この公知のタービンブレー
ドの別の長所は加工の際に生じる。通常の加工法が採用
可能であって、その除数学的に把握可能な翼形輪郭のお
陰で加工梢度が著しく向上する。なぜならば翼形輪郭の
すべての点を正確に決別でき、現実的に無数の基準点を
選びうるがらである。
この公知のタービンブレードにおいては、翼形輪郭は加
圧側の全範囲において１つの内部分により形成され、そ
の際流体が貫流する翼列においてこの一定の曲率の加圧
側に沿って流れの局部的加速度の翼形垂直方向成分の比
較的強い増加が生じうる。局部的加速度の垂直成分の増
加が強過ぎると、加圧側に形成される境界層が厚くなり
大きい流体損失が生じる。
圧側の全範囲において１つの内部分により形成され、そ
の際流体が貫流する翼列においてこの一定の曲率の加圧
側に沿って流れの局部的加速度の翼形垂直方向成分の比
較的強い増加が生じうる。局部的加速度の垂直成分の増
加が強過ぎると、加圧側に形成される境界層が厚くなり
大きい流体損失が生じる。
この発明は西ドイツ国特許公開公報第３０２９０８２号
によシ公知のタービンブレードを、流体が貫流する翼列
において加圧側に沿って流れの局部的加速度の垂直成分
の増加°が少ないように改良することを目的とする。
によシ公知のタービンブレードを、流体が貫流する翼列
において加圧側に沿って流れの局部的加速度の垂直成分
の増加°が少ないように改良することを目的とする。
この目的はｖ４記のＡ類のタービンブレード７において
この発明にもとづき、加圧側の範囲の翼形輪郭が第２の
内部分と第３の内部分との間に第２の２次放物線部分が
付加接続されて成ることにより達成される。
この発明にもとづき、加圧側の範囲の翼形輪郭が第２の
内部分と第３の内部分との間に第２の２次放物線部分が
付加接続されて成ることにより達成される。
すなわちこの発明にもとづくタービンブレードにおいて
は、翼形輪郭は加圧側の範囲において第２の内部分だけ
ではなく、この第２の内部分と後縁に続く第２の２次放
物線部分とにより形成される。それにより第２の内部分
における翼形輪郭の一定の曲率が第２の放物線部分にお
いては後縁に向って次第に減少するという状態が得られ
る。したがって流体が貫流する翼列の中における流速の
増加と同時に加圧側における翼形輪郭の曲率が減少し、
そのために局部的加速度の垂直成分の増加が少なくなる
。そして流れの局部的加速度の垂直成分の増加が少なく
なることにより圧力側に形成される境界層の厚さと流体
損失とが減少する。圧力側の範囲において翼形輪郭が後
縁に向って段階的にではなく第２の２次放物線の曲線変
化に従って連続的に減少するということもまた、流体損
失の減少にとって重要である。
は、翼形輪郭は加圧側の範囲において第２の内部分だけ
ではなく、この第２の内部分と後縁に続く第２の２次放
物線部分とにより形成される。それにより第２の内部分
における翼形輪郭の一定の曲率が第２の放物線部分にお
いては後縁に向って次第に減少するという状態が得られ
る。したがって流体が貫流する翼列の中における流速の
増加と同時に加圧側における翼形輪郭の曲率が減少し、
そのために局部的加速度の垂直成分の増加が少なくなる
。そして流れの局部的加速度の垂直成分の増加が少なく
なることにより圧力側に形成される境界層の厚さと流体
損失とが減少する。圧力側の範囲において翼形輪郭が後
縁に向って段階的にではなく第２の２次放物線の曲線変
化に従って連続的に減少するということもまた、流体損
失の減少にとって重要である。
この発明にもとづくタービンブレードはまた、第１の横
内部分を形成する第１の楕円と第２の横内部分を形成す
る第２の楕円とが共通の長半径を有し、かつこの長半径
上の共通の頂点において両部会が相互に移行するように
構成され九翼形輪郭を有することもできる。その場合に
第１と第２の楕円の短半径が同一長さである。すなわち
第１と第２の横内部分が単一の楕円の一部分として表示
されることもろりうる。さらに加えて第１と第２の楕円
のすべての長短半径が同一長さであれば、第１と第２の
横内部分は１つの内部分となる。
内部分を形成する第１の楕円と第２の横内部分を形成す
る第２の楕円とが共通の長半径を有し、かつこの長半径
上の共通の頂点において両部会が相互に移行するように
構成され九翼形輪郭を有することもできる。その場合に
第１と第２の楕円の短半径が同一長さである。すなわち
第１と第２の横内部分が単一の楕円の一部分として表示
されることもろりうる。さらに加えて第１と第２の楕円
のすべての長短半径が同一長さであれば、第１と第２の
横内部分は１つの内部分となる。
この発明にもとづくタービンブレードの有利な１実施態
様においては、第１の内部分が第１の放物線の頂点にお
いて曲率半径が変化せずに第１の放物線部分に移行する
。これにより第１の内部分と第１の放物線部分との間の
移行箇所において曲率の不連続と流れのはく離とが確実
に回避される。
様においては、第１の内部分が第１の放物線の頂点にお
いて曲率半径が変化せずに第１の放物線部分に移行する
。これにより第１の内部分と第１の放物線部分との間の
移行箇所において曲率の不連続と流れのはく離とが確実
に回避される。
この発明にもとづくタービンブレードの有利な別の実施
態様においては、第３の内部分が第２の放物線の頂点に
おいて曲率半径が変化せずに第２の放物線部分に移行す
る。これによシ第３の内部分と第２の放物線部分との間
の移行箇所において曲率の不連続と流れのはく離とが確
実に回避される。
態様においては、第３の内部分が第２の放物線の頂点に
おいて曲率半径が変化せずに第２の放物線部分に移行す
る。これによシ第３の内部分と第２の放物線部分との間
の移行箇所において曲率の不連続と流れのはく離とが確
実に回避される。
翼形輪郭を形成する各２次曲線のパラメータはブレード
の根本と先端との間で変化しうる。したがって寸法がブ
レードの長手に沿って一定又は変化する円筒状又はねじ
れたタービンブレードの速やかで簡単な製図が可能であ
る。寸法の変化は一様強度体とするか又はあらかじめ定
めた任意の変化法則にもとづき直線的又は指数的に決定
できる。
の根本と先端との間で変化しうる。したがって寸法がブ
レードの長手に沿って一定又は変化する円筒状又はねじ
れたタービンブレードの速やかで簡単な製図が可能であ
る。寸法の変化は一様強度体とするか又はあらかじめ定
めた任意の変化法則にもとづき直線的又は指数的に決定
できる。
つぎにこの発明の２実施例を示す図面にもとづきこの発
明の詳細な説明する。
明の詳細な説明する。
第１図は連続した勾配により相互に移行する合計７つの
翼形輪郭部分を有するタービンブレードの実施例１の翼
形輪郭を示す。圧力側と前縁との間の移行箇所を始点と
して、翼形輪郭は点ＡとＥとの間において第１の横内部
分により形成される。
翼形輪郭部分を有するタービンブレードの実施例１の翼
形輪郭を示す。圧力側と前縁との間の移行箇所を始点と
して、翼形輪郭は点ＡとＥとの間において第１の横内部
分により形成される。
吸込み側に延びる第２の横内部分ＥＢがこの第１の横内
部分ＡＥに続く。吸込み側の範囲における翼形のそれに
続く部分は第１の内部分ＢＣとこの部分に続く第１の２
次放物線部分ＣＤとにより形成される。後縁は第１の放
物線部分ＣＤに続く第２の内部分ＤＧにより形成される
。圧力側において第２の２次放物線部分ＧＩが第２の内
部分ＤＧに続く。そして圧力側のそれに続く部分は、第
２の放物線部分ＧＩに続きかつ第１の横内部分ＥＡにお
いて前縁に向って移行する第３の内部分ＩＡにより決定
される。
部分ＡＥに続く。吸込み側の範囲における翼形のそれに
続く部分は第１の内部分ＢＣとこの部分に続く第１の２
次放物線部分ＣＤとにより形成される。後縁は第１の放
物線部分ＣＤに続く第２の内部分ＤＧにより形成される
。圧力側において第２の２次放物線部分ＧＩが第２の内
部分ＤＧに続く。そして圧力側のそれに続く部分は、第
２の放物線部分ＧＩに続きかつ第１の横内部分ＥＡにお
いて前縁に向って移行する第３の内部分ＩＡにより決定
される。
第１図の翼形輪郭の詳細は第２図に示されている。第２
図では基準システムとして横軸Ｘと縦軸ｙとを有する平
面直交座標ｘ−ｙが用いられており、ここで横軸Ｘは後
縁の範囲と前縁の範囲とにおいて翼形に接し、また縦軸
ｙは前縁の範囲において翼形に接している。
図では基準システムとして横軸Ｘと縦軸ｙとを有する平
面直交座標ｘ−ｙが用いられており、ここで横軸Ｘは後
縁の範囲と前縁の範囲とにおいて翼形に接し、また縦軸
ｙは前縁の範囲において翼形に接している。
第１の横内部分ＡＭは局所的に、その原点をＯｌとしそ
の横軸■が主座標の横軸Ｘと角００をなす直交座標Ｖ
−Ｗと関係付けられている。そして第１の横内部分は直
交座標■−Ｗに関し式 第２の横内部分ＢＢは同様に局所的に直交座標Ｖ−Ｗに
関係付けられ式 で表わされる。ここで■。は長半径、Ｗ。、は短半径両
楕円の長半径■Ｏは等しく、点Ｅは第１の横内部分ＡＥ
と第２の横内部分ＥＢとの共通の頂点を形成する。
の横軸■が主座標の横軸Ｘと角００をなす直交座標Ｖ
−Ｗと関係付けられている。そして第１の横内部分は直
交座標■−Ｗに関し式 第２の横内部分ＢＢは同様に局所的に直交座標Ｖ−Ｗに
関係付けられ式 で表わされる。ここで■。は長半径、Ｗ。、は短半径両
楕円の長半径■Ｏは等しく、点Ｅは第１の横内部分ＡＥ
と第２の横内部分ＥＢとの共通の頂点を形成する。
第１の内部分ＢＣはその中心を０２としその半径を鳥と
する円により決定される。
する円により決定される。
第１の２次放物線部分は局所的に、その原点をＣとしそ
の横軸ξ１が第１の内部分ＢＣの中心ｑを通る直交座標
ξ１−η１に関係付けられる。そして第１の放物線部分
ＣＤは式 ηｒ ＝ ２ Ｒ１ξ１ によシ表わすことができる。この式は第１の内部分Ｂｅ
の半径が第１の放物線部分ＣＤの頂点における曲率半径
に等しいことから導かれる。したがって第１の内部分Ｂ
Ｃは式 ％式％） によっても表わされる。
の横軸ξ１が第１の内部分ＢＣの中心ｑを通る直交座標
ξ１−η１に関係付けられる。そして第１の放物線部分
ＣＤは式 ηｒ ＝ ２ Ｒ１ξ１ によシ表わすことができる。この式は第１の内部分Ｂｅ
の半径が第１の放物線部分ＣＤの頂点における曲率半径
に等しいことから導かれる。したがって第１の内部分Ｂ
Ｃは式 ％式％） によっても表わされる。
第２の内部分ＤＧはその中心をＯｌとしその半径を鳥と
する円により決定される。この円は座標Ｘ−ｙに関係付
けられかつ横軸Ｘに接する。
する円により決定される。この円は座標Ｘ−ｙに関係付
けられかつ横軸Ｘに接する。
第２の２次放物線部分ＧＩは局所的に、その原点をＩと
しその横軸ξ！が第３の内部分ＩＡの中心０４を通る直
角座標ξ、−η２に関係付けられる。そして第２の放物
線部分ＧＩＩｆｉ式 ％式％ で表わされる。ここで瓜は第２の２次放物線の頂点にお
ける曲率半径でるる。この半径曳はまた中心を０４とす
る第３の内部分ＩＡの′□半径と尋しいので、第３の内
部分工人は式 ％式％） によシ表わされる。しかしながら中心０４ヲ有する第３
の内部分ＩＡは直交座標ｘ−ｙＫ関係付けることもでき
る。
しその横軸ξ！が第３の内部分ＩＡの中心０４を通る直
角座標ξ、−η２に関係付けられる。そして第２の放物
線部分ＧＩＩｆｉ式 ％式％ で表わされる。ここで瓜は第２の２次放物線の頂点にお
ける曲率半径でるる。この半径曳はまた中心を０４とす
る第３の内部分ＩＡの′□半径と尋しいので、第３の内
部分工人は式 ％式％） によシ表わされる。しかしながら中心０４ヲ有する第３
の内部分ＩＡは直交座標ｘ−ｙＫ関係付けることもでき
る。
さらに第２図において翼形の長さがＬにょ沙、点Ａにお
ける法線と縦軸ｙとの間の角度がψ１にょシ、点ＢＫお
ける法線と横軸Ｘとの間の角度が為によシそれぞれ表わ
されている。
ける法線と縦軸ｙとの間の角度がψ１にょシ、点ＢＫお
ける法線と横軸Ｘとの間の角度が為によシそれぞれ表わ
されている。
かくして翼形は次の１１のパラメータによシ決定される
。
。
１、 翼長Ｌ
２ 半径比ｋ。
３、半径比に２
４、長半径■。
５、角θ。
６、第１の２次放物線の頂点における曲率半径−７、第
２の２次放物線の頂点における曲率半径ζ＆ 角ψ１ ９、角島 １０、点りのＸ座標Ｘ。
２の２次放物線の頂点における曲率半径ζ＆ 角ψ１ ９、角島 １０、点りのＸ座標Ｘ。
１１、点ＤＯｙ座標ｙ。
タービンブレードの設計に際し上記の各パラメータを変
えることによシ流体力学的及び機械的要求を満す適切な
翼形が発見できる。
えることによシ流体力学的及び機械的要求を満す適切な
翼形が発見できる。
第３図はこの発明にもとづくタービンブレードの実施例
２の翼形輪郭を示し、ここでは図を単純化するために座
標系や個々のパラメータは記入されていない。しかしな
がら第２図に示す座標系とパラメータが同様な方法で第
３図に示す翼形輪郭にも適用されるのは当然である。
２の翼形輪郭を示し、ここでは図を単純化するために座
標系や個々のパラメータは記入されていない。しかしな
がら第２図に示す座標系とパラメータが同様な方法で第
３図に示す翼形輪郭にも適用されるのは当然である。
第３図に示す翼形輪郭においては、第１の内部分ＢＣは
比較的小さい半径へを有する。第１の内部分ＢＣの半径
へすなわち第２の２次放物線部分ＣＤの頂点における曲
率半径が小さい程、第１の放物線部分ＣＤは平坦になる
。さらに第３図に示す翼形輪郭においては第３の内部分
ＩＡの長さは極端に短く、点工とＡとは事実上型なって
いる。
比較的小さい半径へを有する。第１の内部分ＢＣの半径
へすなわち第２の２次放物線部分ＣＤの頂点における曲
率半径が小さい程、第１の放物線部分ＣＤは平坦になる
。さらに第３図に示す翼形輪郭においては第３の内部分
ＩＡの長さは極端に短く、点工とＡとは事実上型なって
いる。
一般に翼形輪郭の設計に際しパラメータが下記の影響を
翼形輪郭に与えることに注意すべきである： ａ）半径比に、とに！との影響 場合１ ： ｋｌ ”ｋｌ ）１ 構内部分ＡＥとＢＢとは横軸Ｖに関し対称である。
翼形輪郭に与えることに注意すべきである： ａ）半径比に、とに！との影響 場合１ ： ｋｌ ”ｋｌ ）１ 構内部分ＡＥとＢＢとは横軸Ｖに関し対称である。
一般にに、とに！が大きい程、構内部分ＡＨとＢＢ小さ
い方のに櫨を有する構内部分は大きい方のに値を有する
構内部分より横軸■がら離れている。
い方のに櫨を有する構内部分は大きい方のに値を有する
構内部分より横軸■がら離れている。
場合３ ： ｋ、＝ ｋ、＝ １
この場合には楕円は半径Ｒ，＝ｖｏの円に変化する。
ｂ）長半径■ｏの影響
ｖｏは半径比に、及びに、と共に構内部分ＩＥとＥＢと
の形ＫＷ、接影響する。
の形ＫＷ、接影響する。
Ｃ）角ａ０の影響
角Ｏｏが大きい程翼形が湾曲する。この逆も成立つ。
ｄ）半径風の影響
半径へが小さい＠第１の放物線部分ＣＤが平坦になる。
ｅ）半径風の影響
半径＾が小さい程１ｇ２の放物線部分ＧＩが平坦となる
。
。
ｆ）角ψ１の影響
角ψ、が大きい程、第１の横内部分ｋＥが延びかつ半径
＾が短くなる。
＾が短くなる。
ｇ）角ψ２の影響
角りが大きい程第２の横内部分ＥＢが延びる。
１２点りの座標の影響
縦座標ｙ。が大きい程第２の内部分ＤＧが延びる。
横座標Ｘ。は吸込み側の範囲の最大湾曲位置に影響する
。
。
パラメータを与えられると必要な強度特性と流体力学的
形状とを有する翼形輪郭を設計することができる。続い
て行われた流体力学的計算と得られた結果にもとづき、
必要な強度特性を低下させることなく適切なパラメータ
の僅かな変更によυ流体力学的最適化が実施できる。翼
形輪郭の製図、ジ虫度計算、流体力学的計算及び流体力
学的最適化に対し、適切にプログラムされた計算機が利
用できる。
形状とを有する翼形輪郭を設計することができる。続い
て行われた流体力学的計算と得られた結果にもとづき、
必要な強度特性を低下させることなく適切なパラメータ
の僅かな変更によυ流体力学的最適化が実施できる。翼
形輪郭の製図、ジ虫度計算、流体力学的計算及び流体力
学的最適化に対し、適切にプログラムされた計算機が利
用できる。
この発明によれば、タービンブレードの翼形輪郭を、前
縁につながる内部分と後縁を形成する内部分との間に２
次放物線からなる部分を付加接続させることによって、
流体が翼列を貫流する際加圧側に沿って流れの局部的加
速度の垂直成分が増加するのを少なくすることができる
。
縁につながる内部分と後縁を形成する内部分との間に２
次放物線からなる部分を付加接続させることによって、
流体が翼列を貫流する際加圧側に沿って流れの局部的加
速度の垂直成分が増加するのを少なくすることができる
。
第１図はこの発明にもとづくタービンブレードの実施例
１の翼形輪郭図、第２図は第１図に示す翼形輪郭に個々
の曲線部分の座標軸とパラメータとを付記し九翼形輪郭
図、第３図は実施例２の第１図と同様な翼形輪郭図であ
る。 図面において、ＡＥは第１の横内部分、ＥＢは第２の横
内部分、ＢＣは第１の内部分、ＣＤ＃ｉ第１の２次放物
線部分、ＤＧは第２の内部分、ＧＩは第２の２次放物線
部分、ＩＡ’ＦＩ第３の内部分、Ｅは第１と第２の楕円
の長半径上の頂点、Ｃは第１の放物線の頂点、■は第２
の放物線の頂点、である。
１の翼形輪郭図、第２図は第１図に示す翼形輪郭に個々
の曲線部分の座標軸とパラメータとを付記し九翼形輪郭
図、第３図は実施例２の第１図と同様な翼形輪郭図であ
る。 図面において、ＡＥは第１の横内部分、ＥＢは第２の横
内部分、ＢＣは第１の内部分、ＣＤ＃ｉ第１の２次放物
線部分、ＤＧは第２の内部分、ＧＩは第２の２次放物線
部分、ＩＡ’ＦＩ第３の内部分、Ｅは第１と第２の楕円
の長半径上の頂点、Ｃは第１の放物線の頂点、■は第２
の放物線の頂点、である。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １）前縁と吸込み側と後縁との範囲において凸にかつ加
圧側の範囲において凹に曲った翼形輪郭を有し、全翼形
輪郭が連続した曲線から成るタービンブレードであって
、前轍の範囲は第１の構内部分（ＡＥ）とこれに続く第
２の構内部分（ＥＢ）とから成シ、吸込み側の範囲は第
２の構内部分に続く第１の内部分（ＢＣ）とこの内部分
に続く第１の２次放物線部分（ＣＤ）とから成り、後縁
の範囲は第１の２次放物線部分に続く第２の内部分（Ｄ
Ｇ）から成り、加圧側の範囲は前記第１の構内部分に続
く第３の内部分（ＩＡ）から成るものにおいて、加圧側
の範囲の翼形輪郭が前記第２の内部分と前記第３の内部
分との間に第２の２次放物線部分（ＧＩ）を付加接続さ
れて成ることを特徴とするタービンブレード。 ２、特許請求の範囲第１項に記載のタービンブレードに
おいて、第１の構内部分を形成する第１の楕円と第２の
構内部分を形成する第２の楕円とが共通の長半径を有し
、かつこの長半径上の共通の頂点（Ｅ）において画部分
が相互に移行することを特徴とするタービンブレード。 ３）％許請求の範囲第２項に記載のタービンブレードに
おいて、第１と第２の楕円の短半径が同一長さであるこ
とを特徴とするタービンブレード。 ４）特許請求の範囲第３項に記載のタービンブレードに
おいて、第１と第２の楕円のすべての長短半径が同一長
さであることを特徴とするタービンブレード。 ５）特許請求の範囲第１！ＩＪから第４項までのいずれ
かに記載のタービンブレードにおいて、第１の内部分が
第１の放物線の頂点（Ｃ）において曲率半径が変化せず
に第１の放物線部分に移行することを特徴とするタービ
ンブレード。 ６）特許請求の範囲第１項から第５項までのいずれかに
記載のタービンブレードにおいて、第３の内部分が第２
の放物線の頂点（Ｉ）において曲率半径が変化せずに第
２の放物線部分に移行することを特徴とするタービンブ
レード。 ７）特許請求の範囲第１項から第６項までのいずれかに
記載のタービンブレードにおいて、翼形輪郭を形成する
それぞれの２次曲線のパラメータがブレードの根本と先
端との間で変化することを特徴とするタービンブレード
。
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| DE3201436A DE3201436C1 (de) | 1982-01-19 | 1982-01-19 | Turbomaschinenschaufel |
| DE31014368 | 1982-01-19 |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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| JPH0131001B2 JPH0131001B2 (ja) | 1989-06-22 |
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- 1983-01-18 ES ES1983277995U patent/ES277995Y/es not_active Expired
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