JPS6365811B2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- JPS6365811B2 JPS6365811B2 JP54152519A JP15251979A JPS6365811B2 JP S6365811 B2 JPS6365811 B2 JP S6365811B2 JP 54152519 A JP54152519 A JP 54152519A JP 15251979 A JP15251979 A JP 15251979A JP S6365811 B2 JPS6365811 B2 JP S6365811B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wall
- airfoil
- axial centerline
- centerline
- gas turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
Links
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/10—Final actuators
- F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
- F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
- F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
- F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/08—Sealings
- F04D29/16—Sealings between pressure and suction sides
- F04D29/161—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/164—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps of an axial flow wheel
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
- F04D29/563—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable specially adapted for elastic fluid pumps
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はガスタービンエンジンに関し、特に、
可変位置翼形体と、エンジンのガス流路を形成す
る壁体との間に最小の間隙を維持する装置に関す
る。
可変位置翼形体と、エンジンのガス流路を形成す
る壁体との間に最小の間隙を維持する装置に関す
る。
ガスタービンエンジンの分野において、エンジ
ンの全サイクルにわたる性能はエンジンの様々な
部分で可変位置翼形体を利用することによつて改
良され得るということは周知である。例えば、最
新エンジンのなかには、エンジンの圧縮機部にお
いて複数の可変静翼を利用するものがあり、こら
れの静翼は、通例、低出力状態におる比較的閉ざ
された位置と、全出力状態における全開位置との
間を回動する。可変位置翼形体の他の適用例とし
ては、高バイパス比ガスタービンエンジンの可変
位置フアン動翼、可変入口案内翼、タービンの可
変位置動翼と可変位置静翼等がある。
ンの全サイクルにわたる性能はエンジンの様々な
部分で可変位置翼形体を利用することによつて改
良され得るということは周知である。例えば、最
新エンジンのなかには、エンジンの圧縮機部にお
いて複数の可変静翼を利用するものがあり、こら
れの静翼は、通例、低出力状態におる比較的閉ざ
された位置と、全出力状態における全開位置との
間を回動する。可変位置翼形体の他の適用例とし
ては、高バイパス比ガスタービンエンジンの可変
位置フアン動翼、可変入口案内翼、タービンの可
変位置動翼と可変位置静翼等がある。
翼形体の端部と流路壁との間隙がエンジン性能
に悪影響を及ぼすということも周知である。間隙
の増大によつて性能損失は増大する。可変位置翼
形体の場合はその回転によつて性能損失はさらに
多くなる。さらに詳述すると、翼形体の端部と、
それに隣接する空気力学的流路面との間隙は翼形
体の位置によつて変わる。この結果は、回転曲面
である流路輪郭と、翼形体が回転するにつれて平
面内を移動する翼形体の半径方向に面する内外両
面との間の固有の不整合から生ずるものである。
従来、設計者たちは、翼形体の端縁と流路壁との
干渉を防ぐために、翼形体が開閉極限位置のいず
れかにある時流路壁と干渉するおそれのある翼形
体端縁の部分を機械加工によつて除去してきそ。
この方法によれば、翼形体が上記極限位置を占め
る時の間隙は最小となるが、翼形体が他の回転位
置にある時の間隙は大きくなる。しばしば、大き
な間隙は臨界の運転時高出力設定値と翼位置で生
じ、その結果、空気の漏れが増加し、エンジン性
能の損失が生じ、かつ燃料消費量が増大する。本
発明は可変位置翼形体と関連する過大間隙に関す
る問題の解決をはかろうとするものである。
に悪影響を及ぼすということも周知である。間隙
の増大によつて性能損失は増大する。可変位置翼
形体の場合はその回転によつて性能損失はさらに
多くなる。さらに詳述すると、翼形体の端部と、
それに隣接する空気力学的流路面との間隙は翼形
体の位置によつて変わる。この結果は、回転曲面
である流路輪郭と、翼形体が回転するにつれて平
面内を移動する翼形体の半径方向に面する内外両
面との間の固有の不整合から生ずるものである。
従来、設計者たちは、翼形体の端縁と流路壁との
干渉を防ぐために、翼形体が開閉極限位置のいず
れかにある時流路壁と干渉するおそれのある翼形
体端縁の部分を機械加工によつて除去してきそ。
この方法によれば、翼形体が上記極限位置を占め
る時の間隙は最小となるが、翼形体が他の回転位
置にある時の間隙は大きくなる。しばしば、大き
な間隙は臨界の運転時高出力設定値と翼位置で生
じ、その結果、空気の漏れが増加し、エンジン性
能の損失が生じ、かつ燃料消費量が増大する。本
発明は可変位置翼形体と関連する過大間隙に関す
る問題の解決をはかろうとするものである。
従つて、本発明の目的は、ガスタービンエンジ
ンのガス流路に配置される可変位置翼形体がその
回転軸の周りを回転したときに、該翼形体とガス
流路を形成する壁体との間の間隙を最小に保つよ
うな、翼形体、壁体及びそれらに関連するガス流
路構成を有するガスタービンを提供する。
ンのガス流路に配置される可変位置翼形体がその
回転軸の周りを回転したときに、該翼形体とガス
流路を形成する壁体との間の間隙を最小に保つよ
うな、翼形体、壁体及びそれらに関連するガス流
路構成を有するガスタービンを提供する。
簡略に述べると、添付図面と関連する以下の説
明から明らかとなるはずの上記および他の目的を
達成するため、本発明は、一態様において、エン
ジンの中心線の周囲に配設されて環状流路を画成
する第１軸方向延在壁を設ける。この第１壁は周
方向と軸方向とに延在する半径方向向きの所定形
状表面を有する。前記流路内には可変位置翼形体
が存し、前記所定形状表面と離隔対面関係にある
半径方向向きの所定形状端面を有する。この翼形
体はエンジン中心線に対して傾斜した回転中心線
を中心として回転するようになつており、前記表
面と前記端面との間隔は、翼形体がその回転中心
線を中心として第１および第２位置間を回動する
間一定に保たれる。前記表面と前記端面は球形で
よい。
明から明らかとなるはずの上記および他の目的を
達成するため、本発明は、一態様において、エン
ジンの中心線の周囲に配設されて環状流路を画成
する第１軸方向延在壁を設ける。この第１壁は周
方向と軸方向とに延在する半径方向向きの所定形
状表面を有する。前記流路内には可変位置翼形体
が存し、前記所定形状表面と離隔対面関係にある
半径方向向きの所定形状端面を有する。この翼形
体はエンジン中心線に対して傾斜した回転中心線
を中心として回転するようになつており、前記表
面と前記端面との間隔は、翼形体がその回転中心
線を中心として第１および第２位置間を回動する
間一定に保たれる。前記表面と前記端面は球形で
よい。
次に添付の図面によつて本発明の好適実施例を
説明する。この実施例の説明は、従来装置をあら
かじめ簡単に説明すれば、一層良く理解されよ
う。従つて、まず第１図、すなわち、代表的な従
来装置とそれに伴う欠点とを示す概略図について
述べる。第１図はガスタービンエンジンの中心線
ｘ−ｘの周囲に壁２４によつて部分的に画成され
た環状流路２０の一部分の側面図である。環状流
路２０内には可変位置翼形体２２が比較的閉ざさ
れた位置と比較的開いた位置とにあるように示さ
れており、後者の位置は破線で示してある。翼形
体２２は、半径方向に延びる垂直な回転中心線ｙ
−ｙを中心として開閉両位置間を回動する。第１
図に示す壁２４の特定形状は一般にガスタービン
エンジンの圧縮機部に見られるものであろう。こ
の場合、環状流路の断面積はエンジン内を後方に
進むにつれて減少する。また、中心線ｘ−ｘから
壁２４までの距離は、通例、環状流路２０内で特
定の流れ特性を得るに必要な条件に従い軸方向位
置によつて異なる。
説明する。この実施例の説明は、従来装置をあら
かじめ簡単に説明すれば、一層良く理解されよ
う。従つて、まず第１図、すなわち、代表的な従
来装置とそれに伴う欠点とを示す概略図について
述べる。第１図はガスタービンエンジンの中心線
ｘ−ｘの周囲に壁２４によつて部分的に画成され
た環状流路２０の一部分の側面図である。環状流
路２０内には可変位置翼形体２２が比較的閉ざさ
れた位置と比較的開いた位置とにあるように示さ
れており、後者の位置は破線で示してある。翼形
体２２は、半径方向に延びる垂直な回転中心線ｙ
−ｙを中心として開閉両位置間を回動する。第１
図に示す壁２４の特定形状は一般にガスタービン
エンジンの圧縮機部に見られるものであろう。こ
の場合、環状流路の断面積はエンジン内を後方に
進むにつれて減少する。また、中心線ｘ−ｘから
壁２４までの距離は、通例、環状流路２０内で特
定の流れ特性を得るに必要な条件に従い軸方向位
置によつて異なる。
前述のように、従来の翼形体の半径方向に面す
る端面と流路壁との間隙は翼形体の位置の関数と
して変わる。間隙の変化が生ずるのは、翼形体２
２の端面の各点の回転面が壁２４に平行でないか
らである。さらに詳述すると、翼形体２２の端面
の各点は中心線ｘ−ｘに平行な平面内で回転す
る。しかし、壁２４は中心線ｘ−ｘの方向に傾斜
しているだけでなく、中心線ｘ−ｘを中心として
わん曲している。従つて、壁２４は２つの方向に
傾斜していると言える。翼形体２２の端面の任意
の点と壁２４との間の距離はその点の軸方向位置
によつて変わる。翼形体２２は動き得るので、こ
のような点の軸方向位置は変動する。こうして間
隙の変化が生ずるのである。
る端面と流路壁との間隙は翼形体の位置の関数と
して変わる。間隙の変化が生ずるのは、翼形体２
２の端面の各点の回転面が壁２４に平行でないか
らである。さらに詳述すると、翼形体２２の端面
の各点は中心線ｘ−ｘに平行な平面内で回転す
る。しかし、壁２４は中心線ｘ−ｘの方向に傾斜
しているだけでなく、中心線ｘ−ｘを中心として
わん曲している。従つて、壁２４は２つの方向に
傾斜していると言える。翼形体２２の端面の任意
の点と壁２４との間の距離はその点の軸方向位置
によつて変わる。翼形体２２は動き得るので、こ
のような点の軸方向位置は変動する。こうして間
隙の変化が生ずるのである。
前述の可変間隙を一層簡単に例示するために、
壁２４の曲率半径が十分に大きく、従つて、第１
図の紙面と直交する向きの壁２４のわん曲は無視
し得ると仮定する。翼形体２２が閉位置にある
時、翼形体２２の前方下面２６は軸方向位置I2に
おいて間隙ａだけ壁２４から離れている。ここで
述べておくべきことは、第１，２，３図に示す間
隙の大きさは先行技術と本発明の理解を容易にす
るために大いに誇張されているということであ
る。翼形体２２が開位置にある時、翼形体２２の
前方下面２６は軸方向位置I1において間隙ｂだけ
壁２４から離れている。間隙ｂは間隙ａより大き
い。なぜなら、翼形体２２の下面２６は（第１図
に示すように）水平面内で回転するのに対し、壁
２４の半径は軸方向位置I2から軸方向位置I1に向
かつて減少するからである。間隙ａは通常閉位置
に対して最小許容値に設定されるので、間隙ｂは
過大になり、その結果、局所的な漏れと流れの乱
れとによつて性能損失が生ずる。
壁２４の曲率半径が十分に大きく、従つて、第１
図の紙面と直交する向きの壁２４のわん曲は無視
し得ると仮定する。翼形体２２が閉位置にある
時、翼形体２２の前方下面２６は軸方向位置I2に
おいて間隙ａだけ壁２４から離れている。ここで
述べておくべきことは、第１，２，３図に示す間
隙の大きさは先行技術と本発明の理解を容易にす
るために大いに誇張されているということであ
る。翼形体２２が開位置にある時、翼形体２２の
前方下面２６は軸方向位置I1において間隙ｂだけ
壁２４から離れている。間隙ｂは間隙ａより大き
い。なぜなら、翼形体２２の下面２６は（第１図
に示すように）水平面内で回転するのに対し、壁
２４の半径は軸方向位置I2から軸方向位置I1に向
かつて減少するからである。間隙ａは通常閉位置
に対して最小許容値に設定されるので、間隙ｂは
過大になり、その結果、局所的な漏れと流れの乱
れとによつて性能損失が生ずる。
同様に、過大間隙が翼形体２２の後方下面２８
で生ずる。さらに詳述すると、翼形体２２が開位
置にある時、翼形体２２の後方下面２８は軸方向
位置I4において間隙ｃだけ壁２４から離れてい
る。翼形体２２が閉位置にある時、翼形体２２の
後方下面２８は軸方向位置I3において間隙ｄだけ
壁２４から離れている。この例では、最小間隙ｃ
は翼形体２２が開位置にある時に生ずる。従つ
て、翼形体２２が閉ざされた時、間隙ｃより大き
な間隙ｄは過大となり、その結果漏れと性能損失
が生ずる。翼形体２２が開閉両位置間を回動する
につれ、前方下面２６と間隙はａとｂとの間で変
わり、後方下面２８の間隙はｃとｄとの間で変わ
る。前述のように、先行技術の諸問題をより簡単
に例示する目的で、紙面と直交する向きの壁２４
のわん曲は無視し得るものと仮定した。実際に
は、このようなわん曲は無視し得るものではな
く、間隙の変化をさらに大きくする。
で生ずる。さらに詳述すると、翼形体２２が開位
置にある時、翼形体２２の後方下面２８は軸方向
位置I4において間隙ｃだけ壁２４から離れてい
る。翼形体２２が閉位置にある時、翼形体２２の
後方下面２８は軸方向位置I3において間隙ｄだけ
壁２４から離れている。この例では、最小間隙ｃ
は翼形体２２が開位置にある時に生ずる。従つ
て、翼形体２２が閉ざされた時、間隙ｃより大き
な間隙ｄは過大となり、その結果漏れと性能損失
が生ずる。翼形体２２が開閉両位置間を回動する
につれ、前方下面２６と間隙はａとｂとの間で変
わり、後方下面２８の間隙はｃとｄとの間で変わ
る。前述のように、先行技術の諸問題をより簡単
に例示する目的で、紙面と直交する向きの壁２４
のわん曲は無視し得るものと仮定した。実際に
は、このようなわん曲は無視し得るものではな
く、間隙の変化をさらに大きくする。
第２図は翼形体と流路境界との間に一定の間隙
を保つ本発明の好適実施例を示す。周方向と軸方
向とに延在して相隔たる内壁３０と外壁３１が、
軸方向に延在する環状流路３２の境界を少なくと
も部分的に画成している。壁３０は、概して、ガ
スタービンエンジンの軸方向中心線ｚ−ｚを中心
とする回転面から成り、そしてエンジンの前方か
ら後方（第２図の左側から右側）に向かつて中心
線ｚ−ｚから壁３０までの距離が増加するように
設けられている。
を保つ本発明の好適実施例を示す。周方向と軸方
向とに延在して相隔たる内壁３０と外壁３１が、
軸方向に延在する環状流路３２の境界を少なくと
も部分的に画成している。壁３０は、概して、ガ
スタービンエンジンの軸方向中心線ｚ−ｚを中心
とする回転面から成り、そしてエンジンの前方か
ら後方（第２図の左側から右側）に向かつて中心
線ｚ−ｚから壁３０までの距離が増加するように
設けられている。
壁３０には、周方向と軸方向に延在し概して半
径方向に面する球形表面または部分３４が含ま
れ、中心線ｚ−ｚ上の第１位置36に存する第１曲
率中心を有する。表面３４は球形であるから、そ
のすべての点は中心３６から一定の距離つまり半
径Ｒのところに存在する。中心３６は、球形表面
３４の中心線ｚ−ｚへの半径方向投影の軸方向範
囲を定める点Ｐ、Ｑ間の中点Ｏから距離ｆだけ離
れて中心線ｚ−ｚ上に存在する。中心３６を中点
Ｏから距離ｆだけ離すことによつて、球形輪郭３
４は壁３０の正常輪郭に一層正確に近似する。本
発明の任意の適用例における距離ｆの大きさは壁
３０の傾斜度等のパラメータに依存する。距離ｆ
は一般に次の方程式によつて定義される。
径方向に面する球形表面または部分３４が含ま
れ、中心線ｚ−ｚ上の第１位置36に存する第１曲
率中心を有する。表面３４は球形であるから、そ
のすべての点は中心３６から一定の距離つまり半
径Ｒのところに存在する。中心３６は、球形表面
３４の中心線ｚ−ｚへの半径方向投影の軸方向範
囲を定める点Ｐ、Ｑ間の中点Ｏから距離ｆだけ離
れて中心線ｚ−ｚ上に存在する。中心３６を中点
Ｏから距離ｆだけ離すことによつて、球形輪郭３
４は壁３０の正常輪郭に一層正確に近似する。本
発明の任意の適用例における距離ｆの大きさは壁
３０の傾斜度等のパラメータに依存する。距離ｆ
は一般に次の方程式によつて定義される。
ｆ＝tanθ×（ｅ＋ｌ／２sinθ）
ただし、
θ＝表面３４と壁３０の２つの軸方向整合交点を
結ぶ線の軸方向傾斜角 ｅ＝点Ｐから壁３０までの半径方向距離 ｌ＝壁３０に沿う表面３４の軸方向長さ 可変位置翼形体３８は流路３２内にそれを半径
方向に横切つて延在し、球形部３４と半径方向に
隣接する。翼形体３８は半径方向に面する球形端
面４０を有し、この端面は表面または部分３４と
離隔対面関係にある。端面４０は第２位置37に存
する第２曲率中心を有する。第２図の実施例で
は、前述の第１位置36は第２位置３７と合致して
いる。端面４０は球形であるから、そのすべての
点は中心３６から一定の距離または半径Ｒ＋Δの
ところにあり、従つて、部分３４と端面４０との
間には一定の間隙Δが存在する。Δは表面３４と
端面４０の曲率半径の差に等しい。
結ぶ線の軸方向傾斜角 ｅ＝点Ｐから壁３０までの半径方向距離 ｌ＝壁３０に沿う表面３４の軸方向長さ 可変位置翼形体３８は流路３２内にそれを半径
方向に横切つて延在し、球形部３４と半径方向に
隣接する。翼形体３８は半径方向に面する球形端
面４０を有し、この端面は表面または部分３４と
離隔対面関係にある。端面４０は第２位置37に存
する第２曲率中心を有する。第２図の実施例で
は、前述の第１位置36は第２位置３７と合致して
いる。端面４０は球形であるから、そのすべての
点は中心３６から一定の距離または半径Ｒ＋Δの
ところにあり、従つて、部分３４と端面４０との
間には一定の間隙Δが存在する。Δは表面３４と
端面４０の曲率半径の差に等しい。
可変位置翼形体３８は、軸方向中心線ｚ−ｚと
交わる中心線Ｍ−Ｍを中心として回転するように
なつている。さらに、第２図に示す好適実施例で
は、中心線Ｍ−Ｍは合致曲率中心３６，３７と交
わつている。
交わる中心線Ｍ−Ｍを中心として回転するように
なつている。さらに、第２図に示す好適実施例で
は、中心線Ｍ−Ｍは合致曲率中心３６，３７と交
わつている。
可変位置翼形体３８がその第１位置すなわち開
位置と第２位置すなわち閉位置との間を回動する
につれ、表面３４上の任意の点と端面４０との間
の半径方向距離は一定値Δに保たれる。また、半
径方向間隙Δは表面３４上の全点と端面４０との
間で一定である。この一定間隙が得られるのは、
表面３４の半径と、端面４０の半径と、翼形体３
８の回転中心線Ｍ−Ｍとがすべて中心３６の同一
点で交わるからである。また、中心３６は中心線
ｚ−ｚ上に存するので、壁３０において表面３４
を中心線ｚ−ｚを中心とする球形回転面として機
械加工するのに便利である。
位置と第２位置すなわち閉位置との間を回動する
につれ、表面３４上の任意の点と端面４０との間
の半径方向距離は一定値Δに保たれる。また、半
径方向間隙Δは表面３４上の全点と端面４０との
間で一定である。この一定間隙が得られるのは、
表面３４の半径と、端面４０の半径と、翼形体３
８の回転中心線Ｍ−Ｍとがすべて中心３６の同一
点で交わるからである。また、中心３６は中心線
ｚ−ｚ上に存するので、壁３０において表面３４
を中心線ｚ−ｚを中心とする球形回転面として機
械加工するのに便利である。
回転中心線Ｍ−Ｍは90゜より少ない角度で中心
線ｚ−ｚと交わつており、従つて、中心線ｚ−ｚ
に対して前方に傾斜していると言える。中心線Ｍ
−Ｍの傾斜は翼形体３８の形状によつて角度が変
わる。この傾斜はいくつかの理由で有利である。
第１に、中心線Ｍ−Ｍの傾斜は環状流路３２内を
流れる空気によつて翼形体３８に作用する力の正
味モーメントを減らす。さらに詳述すると、中心
３６は中点Ｏの後方にあるので、もし中心線Ｍ−
Ｍが中心線ｚ−ｚに対して90゜の角度をなしてい
るとすれば、回転中心線Ｍ−Ｍの前方の翼形体３
８の部分に空気流が及ぼす力は、回転中心線Ｍ−
Ｍの後方の翼形体３８の部分に空気流が及ぼす力
よりかなり大きくなる。この力の正味モーメント
は、翼形体３８の位置を制御する頑強なリンク機
構によつて受止められる必要がある。中心線Ｍ−
Ｍを図示のように前方に傾けることによつて、中
心線Ｍ−Ｍの前方の翼形体３８の表面積の大きさ
を中心線Ｍ−Ｍの後方の表面積の大きさに近づけ
ることができる。こうして、中心線Ｍ−Ｍを中心
とする力の正味モーメントは減少し、従つて、位
置づけリンク機構（図示せず）の重量と頑強さを
減らすことができ、それだけ費用を節約できる。
線ｚ−ｚと交わつており、従つて、中心線ｚ−ｚ
に対して前方に傾斜していると言える。中心線Ｍ
−Ｍの傾斜は翼形体３８の形状によつて角度が変
わる。この傾斜はいくつかの理由で有利である。
第１に、中心線Ｍ−Ｍの傾斜は環状流路３２内を
流れる空気によつて翼形体３８に作用する力の正
味モーメントを減らす。さらに詳述すると、中心
３６は中点Ｏの後方にあるので、もし中心線Ｍ−
Ｍが中心線ｚ−ｚに対して90゜の角度をなしてい
るとすれば、回転中心線Ｍ−Ｍの前方の翼形体３
８の部分に空気流が及ぼす力は、回転中心線Ｍ−
Ｍの後方の翼形体３８の部分に空気流が及ぼす力
よりかなり大きくなる。この力の正味モーメント
は、翼形体３８の位置を制御する頑強なリンク機
構によつて受止められる必要がある。中心線Ｍ−
Ｍを図示のように前方に傾けることによつて、中
心線Ｍ−Ｍの前方の翼形体３８の表面積の大きさ
を中心線Ｍ−Ｍの後方の表面積の大きさに近づけ
ることができる。こうして、中心線Ｍ−Ｍを中心
とする力の正味モーメントは減少し、従つて、位
置づけリンク機構（図示せず）の重量と頑強さを
減らすことができ、それだけ費用を節約できる。
中心線Ｍ−Ｍの傾斜の第２の利点は、翼形体３
８の半径方向外向きの端面４２と外壁３１との間
隙の制御が良好になることである。特に、中心線
Ｍ−Ｍから端面４２に沿つて翼形体３８の前縁コ
ーナ４４に至る距離が減少する。従つて、中心線
Ｍ−Ｍを中心とする翼形体３８のいかなる特定回
転量に対しても、前縁コーナ４４の動きは減少
し、従つて、間隙変化の比較的良好な制御が可能
になる。また、翼形体３８は傾斜した中心線Ｍ−
Ｍのまわりを回転するので、後縁コーナ４６は中
心線Ｍ−Ｍを中心として回転する。コーナ４６の
このような回転によつて、コーナ４６は中心線Ｍ
−Ｍに垂直な回転面内を移動する。この回転面は
第２図にｒで示してあり、紙面に直交する方向に
延在する。次に第２図を第３図と共に参照する。
第３図は流路３２を軸方向後方から見た概略図で
ある。両図からわかるように、翼形体３８の回転
に伴うコーナ４６の旋回は、壁３１のわん曲に近
似する点の軌跡を描くように行われ得る。本発明
のこの特徴を例示するため、翼形体３８はコーナ
４６が点ｇ、ｈ間を動くように一円弧範囲におい
て回転する必要があると仮定する。また、コーナ
４６と壁３１との間に現存する間隙は、翼形体３
８の占める位置がコーナ４６がｇにある位置であ
る時の間隙であると仮定する。翼形体３８が傾斜
中心線Ｍ−Ｍを中心として回転するにつれ、コー
ナ４６は第３図に示す破線と第２図に示す面ｒと
に従つて動き、ｈの位置を占めるに至る。翼形体
３８をこのように回すと、その結果、コーナ４６
は第２図に明示のように壁３１に向かつて動くの
で、コーナ４６と壁３１との間隙は減少する。も
しコーナ４６が先行技術の教示に従つて垂直回転
中心線を中心として回転するならば、コーナ４６
は中心線ｚ−ｚに平行な回転面内で回転し、そし
て第３図に見られるように点ｇから点ｉまで水平
面内を移動することになる。このような先行技術
による動きの場合、コーナ４６と壁３１との間隙
は、コーナ４６が点ｇから点ｉまで動くにつれて
増加する。従つて、傾斜回転中心線を使用の場
合、コーナ４６は壁３１のわん曲に概して追従す
るので、間隙変化の制御が良好になることは明ら
かである。中心線Ｍ−Ｍの傾斜度は特定の流路形
状と翼形体回転弧とに応じて選定されることに注
意されたい。位置ｇにおけるコーナ４６と壁３１
との間隙は従来の設計の場合よりわずかに大きく
選定されるかもしれないが、ｈにおける最終間隙
は垂直回転の場合に得られる間隙よりかなり小さ
い。その結果、傾斜中心線を用いた場合の間隙の
変化は垂直回転の場合のそれよりかなり少なくな
る。
８の半径方向外向きの端面４２と外壁３１との間
隙の制御が良好になることである。特に、中心線
Ｍ−Ｍから端面４２に沿つて翼形体３８の前縁コ
ーナ４４に至る距離が減少する。従つて、中心線
Ｍ−Ｍを中心とする翼形体３８のいかなる特定回
転量に対しても、前縁コーナ４４の動きは減少
し、従つて、間隙変化の比較的良好な制御が可能
になる。また、翼形体３８は傾斜した中心線Ｍ−
Ｍのまわりを回転するので、後縁コーナ４６は中
心線Ｍ−Ｍを中心として回転する。コーナ４６の
このような回転によつて、コーナ４６は中心線Ｍ
−Ｍに垂直な回転面内を移動する。この回転面は
第２図にｒで示してあり、紙面に直交する方向に
延在する。次に第２図を第３図と共に参照する。
第３図は流路３２を軸方向後方から見た概略図で
ある。両図からわかるように、翼形体３８の回転
に伴うコーナ４６の旋回は、壁３１のわん曲に近
似する点の軌跡を描くように行われ得る。本発明
のこの特徴を例示するため、翼形体３８はコーナ
４６が点ｇ、ｈ間を動くように一円弧範囲におい
て回転する必要があると仮定する。また、コーナ
４６と壁３１との間に現存する間隙は、翼形体３
８の占める位置がコーナ４６がｇにある位置であ
る時の間隙であると仮定する。翼形体３８が傾斜
中心線Ｍ−Ｍを中心として回転するにつれ、コー
ナ４６は第３図に示す破線と第２図に示す面ｒと
に従つて動き、ｈの位置を占めるに至る。翼形体
３８をこのように回すと、その結果、コーナ４６
は第２図に明示のように壁３１に向かつて動くの
で、コーナ４６と壁３１との間隙は減少する。も
しコーナ４６が先行技術の教示に従つて垂直回転
中心線を中心として回転するならば、コーナ４６
は中心線ｚ−ｚに平行な回転面内で回転し、そし
て第３図に見られるように点ｇから点ｉまで水平
面内を移動することになる。このような先行技術
による動きの場合、コーナ４６と壁３１との間隙
は、コーナ４６が点ｇから点ｉまで動くにつれて
増加する。従つて、傾斜回転中心線を使用の場
合、コーナ４６は壁３１のわん曲に概して追従す
るので、間隙変化の制御が良好になることは明ら
かである。中心線Ｍ−Ｍの傾斜度は特定の流路形
状と翼形体回転弧とに応じて選定されることに注
意されたい。位置ｇにおけるコーナ４６と壁３１
との間隙は従来の設計の場合よりわずかに大きく
選定されるかもしれないが、ｈにおける最終間隙
は垂直回転の場合に得られる間隙よりかなり小さ
い。その結果、傾斜中心線を用いた場合の間隙の
変化は垂直回転の場合のそれよりかなり少なくな
る。
第２図に示した好適実施例は、改変可能であ
り、その一例においては、表面３４と端面４０の
諸点との間隙は変化し、かつ端面４０上の任意の
点と表面３４との間の間隙は、翼形体３０が中心
線Ｍ−Ｍのまわりを回転する間一定のままであ
る。この結果は、端面４０の曲率半径を表面３４
の曲率半径Ｒに等しくすることと、中心３７を回
転中心線Ｍ−Ｍに沿つて距離Δだけ中心位置36か
ら変位させることによつて得られる。このような
構成の場合、中心線Ｍ−Ｍに沿う表面３４と端面
４０との間の距離はΔに等しい。端面４０上の他
の点は表面３４からΔより少ない距離だけ離れて
いる。しかし、端面４０の任意の特定点と表面３
４との間の距離は、翼形体３０が前述の第１およ
び第２位置に間を中心線Ｍ−Ｍを中心として回動
する間一定に保たれる。
り、その一例においては、表面３４と端面４０の
諸点との間隙は変化し、かつ端面４０上の任意の
点と表面３４との間の間隙は、翼形体３０が中心
線Ｍ−Ｍのまわりを回転する間一定のままであ
る。この結果は、端面４０の曲率半径を表面３４
の曲率半径Ｒに等しくすることと、中心３７を回
転中心線Ｍ−Ｍに沿つて距離Δだけ中心位置36か
ら変位させることによつて得られる。このような
構成の場合、中心線Ｍ−Ｍに沿う表面３４と端面
４０との間の距離はΔに等しい。端面４０上の他
の点は表面３４からΔより少ない距離だけ離れて
いる。しかし、端面４０の任意の特定点と表面３
４との間の距離は、翼形体３０が前述の第１およ
び第２位置に間を中心線Ｍ−Ｍを中心として回動
する間一定に保たれる。
第２図の好適実施例は、連結壁として例示され
た壁３０と共に図示されている。しかし、ガス流
路３２を部分的に画成する壁３０は複数のセグメ
ントで構成され得るということを理解されたい。
これらのセグメントの幾つかは回転するエンジン
構成部の或部分でよく、他のセグメントは静止構
造体でよい。これと関連し、球形面３４は静止シ
ユラウドの形態をなす静翼止セグメント、あるい
は表面シユラウドの形態をなす回転セグメントか
ら成るものでよい。
た壁３０と共に図示されている。しかし、ガス流
路３２を部分的に画成する壁３０は複数のセグメ
ントで構成され得るということを理解されたい。
これらのセグメントの幾つかは回転するエンジン
構成部の或部分でよく、他のセグメントは静止構
造体でよい。これと関連し、球形面３４は静止シ
ユラウドの形態をなす静翼止セグメント、あるい
は表面シユラウドの形態をなす回転セグメントか
ら成るものでよい。
第１図は従来の装置とそれに伴う欠点を示す概
略図、第２図はガスタービンエンジンの流路内に
設けた可変位置翼形体に適用された場合の本発明
の概略図、第３図は第２図に示した流路の軸方向
から見た概略図で、本発明の一態様によつて達成
される間隙制御を示す。 ３０……内壁、３１……外壁、３２……流路、
３４……球形表面、３６……表面３４の曲率中
心、３７……端面４０の曲率中心、３８……翼形
体、４０……球形端面。
略図、第２図はガスタービンエンジンの流路内に
設けた可変位置翼形体に適用された場合の本発明
の概略図、第３図は第２図に示した流路の軸方向
から見た概略図で、本発明の一態様によつて達成
される間隙制御を示す。 ３０……内壁、３１……外壁、３２……流路、
３４……球形表面、３６……表面３４の曲率中
心、３７……端面４０の曲率中心、３８……翼形
体、４０……球形端面。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ ガスタービンエンジンの軸方向中心線Ｚ−Ｚ
の周囲に設けられた軸方向延在流路３２を有する
ガスタービンエンジンであつて、 第１の壁３０と、第２の壁３１と、可変位置翼
形体３８とを含み、 前記第１の壁は前記軸方向中心線の周囲に配置
され、該第１の壁は前記軸方向中心線に対して該
第１の壁と前記軸方向中心線との距離が不均一と
なるように配置され、該第１の壁は前記軸方向中
心線の第１位置にある第１曲率中心３６を有する
周方向並びに軸方向延在し半径方向に面する周辺
輪郭の端面３４を有し、 前記第２の壁は前記軸方向中心線の周囲に配置
され、該第２の壁は前記軸方向中心線の周囲に全
く非球形表面の第２回転面を持ち、該第２の壁は
前記軸方向中心線に対して該第２の壁と前記軸方
向中心線との距離が略均一となるように配置さ
れ、 前記可変位置翼形体は前記第１の壁と第２の壁
の間の前記流路内にそれを横切つて延在し、第２
位置にある第２曲率中心を有する半径方向の輪郭
の端面４０を有し、該端面は前記第１の壁の周辺
輪郭の端面と離隔対面関係に配置され、前記翼形
体は前記軸方向中心線に前記第１位置において
90゜未満の角度で交差する回転軸の周囲を回転す
るガスタービンエンジン。 ２ 前記翼形体が前記回転軸の前の第１表面積と
前記回転軸の後の第２表面積とを含み、前記第１
表面積が第２表面積に略等しい特許請求の範囲第
１項記載のガスタービンエンジン。 ３ 前記第２位置が前記回転軸の、前記第１第１
から離れた個所に在る特許請求の範囲第１項記載
のガスタービンエンジン。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US05/966,304 US4278398A (en) | 1978-12-04 | 1978-12-04 | Apparatus for maintaining variable vane clearance |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5596327A JPS5596327A (en) | 1980-07-22 |
| JPS6365811B2 true JPS6365811B2 (ja) | 1988-12-16 |
Family
ID=25511197
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15251979A Granted JPS5596327A (en) | 1978-12-04 | 1979-11-27 | Apparatus for maintaining gap between variable vanes |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4278398A (ja) |
| JP (1) | JPS5596327A (ja) |
| DE (1) | DE2948530A1 (ja) |
| FR (1) | FR2443577B1 (ja) |
| GB (1) | GB2036885B (ja) |
| IL (1) | IL58144A (ja) |
| IT (1) | IT1127631B (ja) |
Families Citing this family (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6114703U (ja) * | 1984-06-29 | 1986-01-28 | 川崎重工業株式会社 | 静翼可変機構 |
| FR2599785B1 (fr) * | 1986-06-04 | 1990-10-12 | Snecma | Aubage directeur d'entree d'air a calage variable pour turboreacteur |
| US4834613A (en) * | 1988-02-26 | 1989-05-30 | United Technologies Corporation | Radially constrained variable vane shroud |
| FR2696500B1 (fr) * | 1992-10-07 | 1994-11-25 | Snecma | Turbomachine équipée de moyens de réglage du jeu entre les redresseurs et le rotor d'un compresseur. |
| US6283705B1 (en) | 1999-02-26 | 2001-09-04 | Allison Advanced Development Company | Variable vane with winglet |
| FR2814205B1 (fr) | 2000-09-18 | 2003-02-28 | Snecma Moteurs | Turbomachine a veine d'ecoulement ameliore |
| ITTO20010445A1 (it) * | 2001-05-11 | 2002-11-11 | Fiatavio Spa | Statore di una turbina assiale a geometria variabile per applicazioniaeronautiche. |
| DE10352787A1 (de) * | 2003-11-12 | 2005-06-23 | Mtu Aero Engines Gmbh | Leitschaufelgitter und Turbomaschine mit einem Leitschaufelgitter |
| DE102005040574A1 (de) * | 2005-08-26 | 2007-03-15 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Spaltkontrollvorrichtung für eine Gasturbine |
| JP4845557B2 (ja) * | 2006-03-29 | 2011-12-28 | 三洋電機株式会社 | 天井カセット形空気調和機 |
| US8105019B2 (en) * | 2007-12-10 | 2012-01-31 | United Technologies Corporation | 3D contoured vane endwall for variable area turbine vane arrangement |
| EP2083174A1 (en) * | 2008-01-25 | 2009-07-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Inlet guide vane for a gas compressor |
| US9353765B2 (en) * | 2008-02-20 | 2016-05-31 | Trane International Inc. | Centrifugal compressor assembly and method |
| DE102008021683A1 (de) * | 2008-04-30 | 2009-11-05 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Rotierende Einheit für einen Axialkompressor |
| DE102011119879A1 (de) | 2011-12-01 | 2013-06-06 | Ihi Charging Systems International Gmbh | Fluidenergiemaschine, insbesondere für einen Abgasturbolader eines Kraftwagens |
| US11118471B2 (en) * | 2013-11-18 | 2021-09-14 | Raytheon Technologies Corporation | Variable area vane endwall treatments |
| US9638212B2 (en) | 2013-12-19 | 2017-05-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor variable vane assembly |
| US9533485B2 (en) | 2014-03-28 | 2017-01-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor variable vane assembly |
| FR3019855B1 (fr) * | 2014-04-14 | 2016-04-01 | Airbus Operations Sas | Ensemble propulsif d'aeronef comprenant une vanne d'air a debit variable |
| US11391298B2 (en) | 2015-10-07 | 2022-07-19 | General Electric Company | Engine having variable pitch outlet guide vanes |
| DE112015006777T5 (de) * | 2015-10-27 | 2018-05-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Rotationsmaschine |
| CN107923409B (zh) * | 2015-10-27 | 2019-09-27 | 三菱重工业株式会社 | 旋转机械 |
| US10495108B2 (en) | 2017-01-31 | 2019-12-03 | Honeywell International Inc. | Variable vane devices containing rotationally-driven translating vane structures and methods for the production thereof |
| JP2019163728A (ja) * | 2018-03-20 | 2019-09-26 | 本田技研工業株式会社 | 軸流圧縮機の可変静翼構造 |
| US20190301488A1 (en) * | 2018-04-03 | 2019-10-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas path duct for a gas turbine engine |
| DE102018117884A1 (de) * | 2018-07-24 | 2020-01-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strukturbaugruppe für einen Verdichter einer Strömungsmaschine |
| CN109386313B (zh) * | 2018-12-18 | 2022-04-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种可调涡轮导向叶片端壁结构、机匣端壁结构及涡轮 |
| FR3099518B1 (fr) * | 2019-07-31 | 2021-08-06 | Safran Aircraft Engines | Ensemble redresseur pour un compresseur de turbomachine |
| FR3109959B1 (fr) * | 2020-05-06 | 2022-04-22 | Safran Helicopter Engines | Compresseur de turbomachine comportant une paroi fixe pourvue d’un traitement de forme |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5088416A (ja) * | 1973-08-16 | 1975-07-16 | ||
| JPS5246215A (en) * | 1975-10-08 | 1977-04-12 | Westinghouse Electric Corp | Intermediate transfer annular structure for 22shaft gas turbine engine |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE855828C (de) * | 1942-06-18 | 1952-11-17 | Voith Gmbh J M | Laufrad mit drehbaren Schaufeln fuer Rohrturbinen |
| US2606713A (en) * | 1948-04-26 | 1952-08-12 | Snecma | Adjustable inlet device for compressors |
| US2728518A (en) * | 1951-02-21 | 1955-12-27 | Rolls Royce | Method and means for regulating characteristics of multi-stage axial-flow compressors |
| US3074689A (en) * | 1960-06-06 | 1963-01-22 | Chrysler Corp | Adjustable nozzle ring support |
| DE1244479B (de) * | 1964-03-20 | 1967-07-13 | Licentia Gmbh | Einrichtung zur Winkeleinstellung einer Leitschaufel, insbesondere von Gasturbinen |
| GB1119439A (en) * | 1966-06-03 | 1968-07-10 | Rover Co Ltd | Adjustable nozzle guide vane assembly for an axial flow turbine |
| FR1528203A (fr) * | 1966-06-03 | 1968-06-07 | Rover Co Ltd | Système d'aubes de guidage de tuyères pour turbine axiale |
| GB1276720A (en) * | 1969-12-19 | 1972-06-07 | English Electric Co Ltd | Drives to adjustable stator blades for turbomachinery |
| US4046435A (en) * | 1975-07-14 | 1977-09-06 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Bearing seat usable in a gas turbine engine |
| US4046434A (en) * | 1975-07-14 | 1977-09-06 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Deformable bearing seat |
| US4013377A (en) * | 1975-10-08 | 1977-03-22 | Westinghouse Electric Corporation | Intermediate transition annulus for a two shaft gas turbine engine |
-
1978
- 1978-12-04 US US05/966,304 patent/US4278398A/en not_active Expired - Lifetime
-
1979
- 1979-08-30 IL IL58144A patent/IL58144A/xx unknown
- 1979-09-27 GB GB7933580A patent/GB2036885B/en not_active Expired
- 1979-11-27 JP JP15251979A patent/JPS5596327A/ja active Granted
- 1979-11-28 IT IT27631/79A patent/IT1127631B/it active
- 1979-12-01 DE DE19792948530 patent/DE2948530A1/de not_active Ceased
- 1979-12-04 FR FR7929728A patent/FR2443577B1/fr not_active Expired
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5088416A (ja) * | 1973-08-16 | 1975-07-16 | ||
| JPS5246215A (en) * | 1975-10-08 | 1977-04-12 | Westinghouse Electric Corp | Intermediate transfer annular structure for 22shaft gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE2948530A1 (de) | 1980-06-19 |
| FR2443577B1 (fr) | 1986-03-14 |
| JPS5596327A (en) | 1980-07-22 |
| IL58144A (en) | 1982-12-31 |
| GB2036885B (en) | 1983-05-05 |
| US4278398A (en) | 1981-07-14 |
| IT1127631B (it) | 1986-05-21 |
| IL58144A0 (en) | 1979-12-30 |
| IT7927631A0 (it) | 1979-11-28 |
| GB2036885A (en) | 1980-07-02 |
| FR2443577A1 (fr) | 1980-07-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPS6365811B2 (ja) | ||
| US6602049B2 (en) | Compressor stator having a constant clearance | |
| US5314301A (en) | Variable camber stator vane | |
| EP2631435B1 (en) | Turbine engine variable stator vane | |
| EP0781371B1 (en) | Dynamic control of tip clearance | |
| US8105019B2 (en) | 3D contoured vane endwall for variable area turbine vane arrangement | |
| US20070160463A1 (en) | Gap control arrangement for a gas turbine | |
| US4957411A (en) | Turbojet engine with fan rotor blades having tip clearance | |
| US4645417A (en) | Compressor casing recess | |
| JPS6244120B2 (ja) | ||
| CA1157779A (en) | Compression section for an axial flow rotary machine | |
| JPS5925846B2 (ja) | タ−ボ装置用ノズル案内翼組立体 | |
| US4874289A (en) | Variable stator vane assembly for a rotary turbine engine | |
| US4606699A (en) | Compressor casing recess | |
| EP4006315B1 (en) | Variable orientation guide vane for a gas turbine engine, and method of operating adjacent variable orientation first and second vanes disposed in an annular gas path of a gas turbine engine | |
| US20220333495A1 (en) | Bypass turbomachine for an aircraft | |
| JP2002213202A (ja) | ガスタービン翼 | |
| GB2100809A (en) | Root formation for rotor blade | |
| CA2976930A1 (en) | Inner shroud and orientable vane of an axial turbomachine compressor | |
| US10794392B2 (en) | Hub for propeller having variable-pitch blades, with radial and axial dimensioning variation | |
| JPH0681603A (ja) | 軸流形ターボ機械の静翼構造 | |
| US11905846B2 (en) | Turbomachine polyspherical hub for variable pitch blades | |
| JP3040601B2 (ja) | ラジアルタービン動翼 | |
| US11365631B2 (en) | Turbine rotor blade and turbine | |
| EP3611384A1 (en) | Non-axisymmetric impeller hub flowpath |