JP2001271602A - ガスタービンエンジン - Google Patents
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- gas turbine
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- 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
- 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
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
-
- 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
- F05D2240/302—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor characteristics related to shock waves, transonic or supersonic flow
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F05D2250/00—Geometry
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- F05D2250/71—Shape curved
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- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービンエンジンのタービン翼の翼厚を
減少させてスタガー角を増加させた場合に、衝撃波の発
生を抑制して圧力損失の増加を防止する。 【解決手段】 タービンブレード１１のブレード本体部
１２が接続される環状の内周壁１３ａの軸方向断面は、
前縁１２ａ側および後縁１２ｂ側に凹部２０および凸部
２１を備える。凹部２０では曲率が負値であって軸線に
向かう方向にコンケーブしており、また凸部２１では曲
率が正値であって軸線から離れる方向にコンベックスし
ている。ブレード本体部１２の上面の流速を前縁１２ａ
側の凹部２０で減少させて衝撃波の発生を抑え、その凹
部２０に続く後縁１２ｂ側の凸部２１で流速を増加させ
ることにより、ブレード本体部１２の上面の流速を滑ら
かに変化させて圧力損失を最小限に抑えることができ
る。これにより、ガスタービンエンジンの性能を確保し
ながらブレード本体部１２の肉厚を減少させて重量の軽
減に寄与することができる。
減少させてスタガー角を増加させた場合に、衝撃波の発
生を抑制して圧力損失の増加を防止する。 【解決手段】 タービンブレード１１のブレード本体部
１２が接続される環状の内周壁１３ａの軸方向断面は、
前縁１２ａ側および後縁１２ｂ側に凹部２０および凸部
２１を備える。凹部２０では曲率が負値であって軸線に
向かう方向にコンケーブしており、また凸部２１では曲
率が正値であって軸線から離れる方向にコンベックスし
ている。ブレード本体部１２の上面の流速を前縁１２ａ
側の凹部２０で減少させて衝撃波の発生を抑え、その凹
部２０に続く後縁１２ｂ側の凸部２１で流速を増加させ
ることにより、ブレード本体部１２の上面の流速を滑ら
かに変化させて圧力損失を最小限に抑えることができ
る。これにより、ガスタービンエンジンの性能を確保し
ながらブレード本体部１２の肉厚を減少させて重量の軽
減に寄与することができる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、内周壁および外周
壁で区画された円環状のガス通路にタービン翼を放射方
向に配置したガスタービンエンジンに関する。
壁で区画された円環状のガス通路にタービン翼を放射方
向に配置したガスタービンエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】特開平１１−２４１６０１号公報には、
静翼および動翼を備えた軸流タービンにおいて、静翼お
よび動翼が接続されたケーシングの内周壁の軸方向断面
が、前側の静翼のルート部前縁から後側の動翼のルート
後縁を結ぶ直線に対して半径方向内側に凹んだ凹部を有
するものが記載されている。
静翼および動翼を備えた軸流タービンにおいて、静翼お
よび動翼が接続されたケーシングの内周壁の軸方向断面
が、前側の静翼のルート部前縁から後側の動翼のルート
後縁を結ぶ直線に対して半径方向内側に凹んだ凹部を有
するものが記載されている。
【０００３】また米国特許第５４６６１２３号明細書に
は、ガスタービンエンジンの静翼を支持するケーシング
の内周壁の軸方向と直交する断面が、正弦波状の凹部お
よび凸部を交互に有するものが記載されている。
は、ガスタービンエンジンの静翼を支持するケーシング
の内周壁の軸方向と直交する断面が、正弦波状の凹部お
よび凸部を交互に有するものが記載されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】ところで、ガスタービ
ンエンジンのタービン翼の材質を変更せずに軽量化する
ために翼厚を減少させた場合、そのスタガー角γ（図１
参照）を増加させる必要があるが、スタガー角γが増加
すると翼上面前半部の曲率が増加するために翼上面の流
速が急加速および急減速し、特に動翼入力総体マッハ数
が高い高負荷翼の場合は臨界マッハ数を越えて衝撃波が
発生し、その結果として圧力損失が増加するという問題
がある。
ンエンジンのタービン翼の材質を変更せずに軽量化する
ために翼厚を減少させた場合、そのスタガー角γ（図１
参照）を増加させる必要があるが、スタガー角γが増加
すると翼上面前半部の曲率が増加するために翼上面の流
速が急加速および急減速し、特に動翼入力総体マッハ数
が高い高負荷翼の場合は臨界マッハ数を越えて衝撃波が
発生し、その結果として圧力損失が増加するという問題
がある。
【０００５】本発明は前述の事情に鑑みてなされたもの
で、ガスタービンエンジンのタービン翼の翼厚を減少さ
せてスタガー角を増加させた場合に、衝撃波の発生を抑
制して圧力損失の増加を防止することを目的とする。
で、ガスタービンエンジンのタービン翼の翼厚を減少さ
せてスタガー角を増加させた場合に、衝撃波の発生を抑
制して圧力損失の増加を防止することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、請求項１に記載された発明によれば、内周壁および
外周壁で区画された円環状のガス通路にタービン翼を放
射方向に配置したガスタービンエンジンにおいて、内周
壁または外周壁のタービン翼に連なる接続部分の軸方向
断面が、ガスの流れ方向に対して負の曲率を持つ前縁側
の凹部と正の曲率を持つ後縁側の凸部とを有することを
特徴とするガスタービンエンジンが提案される。
に、請求項１に記載された発明によれば、内周壁および
外周壁で区画された円環状のガス通路にタービン翼を放
射方向に配置したガスタービンエンジンにおいて、内周
壁または外周壁のタービン翼に連なる接続部分の軸方向
断面が、ガスの流れ方向に対して負の曲率を持つ前縁側
の凹部と正の曲率を持つ後縁側の凸部とを有することを
特徴とするガスタービンエンジンが提案される。
【０００７】また請求項２に記載された発明によれば、
請求項１の構成に加えて、前記凸部の高さは前記ガス通
路の放射方向の長さの１０％以下であることを特徴とす
る、請求項１に記載のガスタービンエンジンが提案され
る。
請求項１の構成に加えて、前記凸部の高さは前記ガス通
路の放射方向の長さの１０％以下であることを特徴とす
る、請求項１に記載のガスタービンエンジンが提案され
る。
【０００８】また請求項３に記載された発明によれば、
請求項１の構成に加えて、前記接続部分の軸方向断面
が、前縁および後縁間に少なくとも一つの変曲点を有す
ることを特徴とするガスタービンエンジンが提案され
る。
請求項１の構成に加えて、前記接続部分の軸方向断面
が、前縁および後縁間に少なくとも一つの変曲点を有す
ることを特徴とするガスタービンエンジンが提案され
る。
【０００９】また請求項４に記載された発明によれば、
請求項３の構成に加えて、前記少なくとも一つの変曲点
のうち、最も前縁側の変曲点はタービン翼の翼弦の中央
位置よりも前方に位置することを特徴とするガスタービ
ンエンジンが提案される。
請求項３の構成に加えて、前記少なくとも一つの変曲点
のうち、最も前縁側の変曲点はタービン翼の翼弦の中央
位置よりも前方に位置することを特徴とするガスタービ
ンエンジンが提案される。
【００１０】また請求項５に記載された発明によれば、
請求項１の構成に加えて、前記凹部の負の曲率の絶対値
は前記凸部の正の曲率の絶対値よりも小さいことを特徴
とするガスタービンエンジンが提案される。
請求項１の構成に加えて、前記凹部の負の曲率の絶対値
は前記凸部の正の曲率の絶対値よりも小さいことを特徴
とするガスタービンエンジンが提案される。
【００１１】また請求項６に記載された発明によれば、
請求項１の構成に加えて、平坦な接続部分に連なるター
ビン翼の最も前縁寄りの最小負圧点の軸方向位置が、前
記凹部の範囲内に存在するように該凹部の軸方向位置を
設定したことを特徴とする、請求項１に記載のガスター
ビンエンジンが提案される。
請求項１の構成に加えて、平坦な接続部分に連なるター
ビン翼の最も前縁寄りの最小負圧点の軸方向位置が、前
記凹部の範囲内に存在するように該凹部の軸方向位置を
設定したことを特徴とする、請求項１に記載のガスター
ビンエンジンが提案される。
【００１２】また請求項７に記載された発明によれば、
請求項１の構成に加えて、前記凹部の前端は前縁よりも
後方に位置することを特徴とするガスタービンエンジン
が提案される。
請求項１の構成に加えて、前記凹部の前端は前縁よりも
後方に位置することを特徴とするガスタービンエンジン
が提案される。
【００１３】ガスタービンエンジンのタービン翼を軽量
化すべく肉厚を減少させると必要なスタガー角が増加す
るため、ブレード本体部の上面前半部の燃焼ガスの流速
が急加速および急減速し、特に動翼入力総体マッハ数が
高い高負荷翼の場合は臨界マッハ数に達して衝撃波が発
生し、大きな圧力損失を生じてガスタービンエンジンの
性能を低下させる。しかしながら、本発明によれば、ガ
スタービンエンジンの内周壁または外周壁のタービン翼
に連なる接続部分の軸方向断面に、ガスの流れ方向に対
して負の曲率を持つ前縁側の凹部と正の曲率を持つ後縁
側の凸部とを変曲点を介して形成することにより、ブレ
ード本体部の上面の流速を前縁側の凹部で減少させて衝
撃波の発生を抑え、かつ前記凹部に続く後縁側の凸部で
流速を増加させることにより、ブレード本体部の上面の
流速を滑らかに変化させて圧力損失を最小限に抑えるこ
とができる。これにより、ガスタービンエンジンの性能
を確保しながらブレード本体部の肉厚を減少させて重量
の軽減に寄与することができる。
化すべく肉厚を減少させると必要なスタガー角が増加す
るため、ブレード本体部の上面前半部の燃焼ガスの流速
が急加速および急減速し、特に動翼入力総体マッハ数が
高い高負荷翼の場合は臨界マッハ数に達して衝撃波が発
生し、大きな圧力損失を生じてガスタービンエンジンの
性能を低下させる。しかしながら、本発明によれば、ガ
スタービンエンジンの内周壁または外周壁のタービン翼
に連なる接続部分の軸方向断面に、ガスの流れ方向に対
して負の曲率を持つ前縁側の凹部と正の曲率を持つ後縁
側の凸部とを変曲点を介して形成することにより、ブレ
ード本体部の上面の流速を前縁側の凹部で減少させて衝
撃波の発生を抑え、かつ前記凹部に続く後縁側の凸部で
流速を増加させることにより、ブレード本体部の上面の
流速を滑らかに変化させて圧力損失を最小限に抑えるこ
とができる。これにより、ガスタービンエンジンの性能
を確保しながらブレード本体部の肉厚を減少させて重量
の軽減に寄与することができる。
【００１４】この効果は、凸部の高さをガス通路の放射
方向の長さの１０％以下とし、凹部および凸部間の変曲
点を翼弦の中央位置よりも前方に位置させ、凹部の負の
曲率の絶対値を凸部の正の曲率の絶対値よりも小さく
し、凹部の範囲内に従来のタービン翼の最も前縁寄りの
最小負圧点が存在するようにし、凹部の前端を前縁より
も後方に位置させることにより一層効果的に発揮され
る。
方向の長さの１０％以下とし、凹部および凸部間の変曲
点を翼弦の中央位置よりも前方に位置させ、凹部の負の
曲率の絶対値を凸部の正の曲率の絶対値よりも小さく
し、凹部の範囲内に従来のタービン翼の最も前縁寄りの
最小負圧点が存在するようにし、凹部の前端を前縁より
も後方に位置させることにより一層効果的に発揮され
る。
【００１５】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態を、添
付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
【００１６】図１および図２は本発明の一実施例を示す
もので、図１はガスタービンエンジンのタービンブレー
ドの形状を示す図、図２はタービンブレードの翼弦に沿
う内壁面の形状、内壁面の曲率および翼面速度分布を示
す図である。
もので、図１はガスタービンエンジンのタービンブレー
ドの形状を示す図、図２はタービンブレードの翼弦に沿
う内壁面の形状、内壁面の曲率および翼面速度分布を示
す図である。
【００１７】図１は軸流式ガスタービンエンジンのター
ビンブレード１１を示すもので、そのタービンブレード
１１は、半径方向外側に位置するブレード本体部１２
と、ブレード本体部１２の半径方向内側に位置するブレ
ード端壁部１３と、ブレード端壁部１３の半径方向内側
に位置するブレード取付部１４とから構成される。図１
にＸ−Ｘ断面として示されるブレード本体部１２のルー
ト部（ブレード端壁部１３に隣接する部分）の翼型は、
前縁１２ａ、後縁１２ｂ、上面１２ｄおよび下面１２ｅ
を備えており、その前縁１２ａおよび後縁１２ｂを結ぶ
直線はガスタービンエンジンの軸線Ａの方向に対して比
較的に大きなスタガー角γを有している。
ビンブレード１１を示すもので、そのタービンブレード
１１は、半径方向外側に位置するブレード本体部１２
と、ブレード本体部１２の半径方向内側に位置するブレ
ード端壁部１３と、ブレード端壁部１３の半径方向内側
に位置するブレード取付部１４とから構成される。図１
にＸ−Ｘ断面として示されるブレード本体部１２のルー
ト部（ブレード端壁部１３に隣接する部分）の翼型は、
前縁１２ａ、後縁１２ｂ、上面１２ｄおよび下面１２ｅ
を備えており、その前縁１２ａおよび後縁１２ｂを結ぶ
直線はガスタービンエンジンの軸線Ａの方向に対して比
較的に大きなスタガー角γを有している。
【００１８】本実施例のブレード本体部１２のスタガー
角γは、従来の０°〜２０°のスタガー角γに対して大
きめに設定されている。このようにスタガー角γを従来
のものに比べて大きめに設定することによりブレード本
体部１２の翼厚を薄くすることができ、その結果、材料
を変更することなくタービンブレード１１の重量を従来
に比べて２０％軽減することができる。
角γは、従来の０°〜２０°のスタガー角γに対して大
きめに設定されている。このようにスタガー角γを従来
のものに比べて大きめに設定することによりブレード本
体部１２の翼厚を薄くすることができ、その結果、材料
を変更することなくタービンブレード１１の重量を従来
に比べて２０％軽減することができる。
【００１９】ブレード本体部１２の半径方向外端のチッ
プ部１２ｃは、アウターケーシング１５の環状の外周壁
１５ａに僅かなチップクリアランス１６を介して対向す
る。ガスタービンエンジンの軸線Ａまわりに回転自在に
支持されたブレードディスク１７の外周には環状のハブ
１７ａが形成されており、多数のタービンブレード１１
のブレード取付部１４が前記ハブ１７ａに放射状に取り
付けられる。タービンブレード１１に作用する大きな遠
心力に耐えるように、ブレード取付部１４はガスタービ
ンエンジンの軸線Ａ方向に延びる複数の凸条１４ａおよ
び凹溝１４ｂを交互に備えており、それら凸条１４ａお
よび凹溝１４ｂがハブ１７ａに凹凸係合する。
プ部１２ｃは、アウターケーシング１５の環状の外周壁
１５ａに僅かなチップクリアランス１６を介して対向す
る。ガスタービンエンジンの軸線Ａまわりに回転自在に
支持されたブレードディスク１７の外周には環状のハブ
１７ａが形成されており、多数のタービンブレード１１
のブレード取付部１４が前記ハブ１７ａに放射状に取り
付けられる。タービンブレード１１に作用する大きな遠
心力に耐えるように、ブレード取付部１４はガスタービ
ンエンジンの軸線Ａ方向に延びる複数の凸条１４ａおよ
び凹溝１４ｂを交互に備えており、それら凸条１４ａお
よび凹溝１４ｂがハブ１７ａに凹凸係合する。
【００２０】ブレードディスク１７のハブ１７ａに多数
のタービンブレード１１を取り付けたとき、それらター
ビンブレード１１のブレード端壁部１３は円周方向に一
体に連なり、環状の内周壁１３ａを構成する。そして前
記外周壁１５ａおよび内周壁１３ａに囲まれるように円
環状のガス通路１８が形成され、燃焼ガスが矢印Ｆ方向
に流れる前記ガス通路１８内にタービンブレード１１が
配置される。尚、タービンブレード１１の軸方向前側お
よび後側には、図示せぬステータベーンがそれぞれ配置
される。
のタービンブレード１１を取り付けたとき、それらター
ビンブレード１１のブレード端壁部１３は円周方向に一
体に連なり、環状の内周壁１３ａを構成する。そして前
記外周壁１５ａおよび内周壁１３ａに囲まれるように円
環状のガス通路１８が形成され、燃焼ガスが矢印Ｆ方向
に流れる前記ガス通路１８内にタービンブレード１１が
配置される。尚、タービンブレード１１の軸方向前側お
よび後側には、図示せぬステータベーンがそれぞれ配置
される。
【００２１】図２から明らかなように、タービンブレー
ド１１のブレード端壁部１３によって構成される環状の
内周壁１３ａの軸方向断面は、その一部が曲線から構成
される。すなわち内周壁１３ａの軸方向断面は、前縁１
２ａ側から後縁１２ｂ側に向けて、第１直線部１９、第
１凹部２０、凸部２１、第２凹部２２および第２直線部
２３を備える。第１凹部２０および第２凹部２２では曲
率が負値であって軸線Ａに向かう方向にコンケーブして
おり、また凸部２１では曲率が正値であって軸線Ａから
離れる方向にコンベックスしている。そして曲率が負値
から正値に移行する部分に第１変曲点ａが存在し、曲率
が正値から負値に移行する部分に第２変曲点ｂが存在す
る。尚、ブレード本体部１２の上面１２ｄの曲率は、前
縁１２ａから後縁１２ｂまでの全域において正値であ
る。
ド１１のブレード端壁部１３によって構成される環状の
内周壁１３ａの軸方向断面は、その一部が曲線から構成
される。すなわち内周壁１３ａの軸方向断面は、前縁１
２ａ側から後縁１２ｂ側に向けて、第１直線部１９、第
１凹部２０、凸部２１、第２凹部２２および第２直線部
２３を備える。第１凹部２０および第２凹部２２では曲
率が負値であって軸線Ａに向かう方向にコンケーブして
おり、また凸部２１では曲率が正値であって軸線Ａから
離れる方向にコンベックスしている。そして曲率が負値
から正値に移行する部分に第１変曲点ａが存在し、曲率
が正値から負値に移行する部分に第２変曲点ｂが存在す
る。尚、ブレード本体部１２の上面１２ｄの曲率は、前
縁１２ａから後縁１２ｂまでの全域において正値であ
る。
【００２２】本実施例の内周壁１３ａの軸方向断面の特
徴的な部分は、前縁１２ａに続く第１直線部１９の後方
に第１凹部２０および凸部２１を連続して配置したこと
にあり、その第１凹部２０の範囲（前端のｄ点から後端
のａ点までの範囲）内に、第１凹部２０、凸部２１およ
び第２凹部２２が形成されていない平坦な内周壁１３ａ
を持つ従来のブレード本体部の最も前方側の最小負圧点
が存在している。前記第１凹部２０の最深点ｃ（第１凹
部２０の前端ｄおよび後端ａを結ぶ直線からの距離が最
大になる点）は、前記最小負圧点の近傍に位置させるこ
とが望ましい。また第１変曲点ａは翼弦の５０％位置
（前縁１２ａおよび後縁１２ｂの中間位置）よりも前方
にあり、また第１凹部２０の負値の曲率の絶対値は、凸
部２１の正値の曲率の絶対値よりも小さく設定される。
尚、凸部２１の高さは、ガス通路１８の放射方向の長
さ、つまり内周壁１３ａおよび外周壁１５ａ間の距離の
１０％以下とするのが適切である。
徴的な部分は、前縁１２ａに続く第１直線部１９の後方
に第１凹部２０および凸部２１を連続して配置したこと
にあり、その第１凹部２０の範囲（前端のｄ点から後端
のａ点までの範囲）内に、第１凹部２０、凸部２１およ
び第２凹部２２が形成されていない平坦な内周壁１３ａ
を持つ従来のブレード本体部の最も前方側の最小負圧点
が存在している。前記第１凹部２０の最深点ｃ（第１凹
部２０の前端ｄおよび後端ａを結ぶ直線からの距離が最
大になる点）は、前記最小負圧点の近傍に位置させるこ
とが望ましい。また第１変曲点ａは翼弦の５０％位置
（前縁１２ａおよび後縁１２ｂの中間位置）よりも前方
にあり、また第１凹部２０の負値の曲率の絶対値は、凸
部２１の正値の曲率の絶対値よりも小さく設定される。
尚、凸部２１の高さは、ガス通路１８の放射方向の長
さ、つまり内周壁１３ａおよび外周壁１５ａ間の距離の
１０％以下とするのが適切である。
【００２３】ところで、タービンブレード１１の重量を
軽減すべくブレード本体部１２の肉厚を薄くしてスタガ
ー角γを増加させると、図２の翼上面１２ｄの速度分布
のグラフに破線で示すように、ブレード本体部１２の上
面１２ｄの燃焼ガスの速度分布が急増した後に急減し、
大きな圧力損失が発生することが分かる。
軽減すべくブレード本体部１２の肉厚を薄くしてスタガ
ー角γを増加させると、図２の翼上面１２ｄの速度分布
のグラフに破線で示すように、ブレード本体部１２の上
面１２ｄの燃焼ガスの速度分布が急増した後に急減し、
大きな圧力損失が発生することが分かる。
【００２４】しかしながら、本実施例ではブレード端壁
部１３の内周壁１３ａの軸方向断面が第１凹部２０およ
び凸部２１を連続して備えることにより、第１凹部２０
で燃焼ガスの流れを半径方向に拡散させ、流速の急増を
抑えて衝撃波の発生を防止することができる。そして第
１凹部２０に続く凸部２１で燃焼ガスの流速を増加させ
るので、図２の翼上面１２ｄの速度分布のグラフに実線
で示すように、ブレード本体部１２の上面１２ｄの燃焼
ガスの速度分布を滑らかに増加させて圧力損失を低減で
きることが分かる。
部１３の内周壁１３ａの軸方向断面が第１凹部２０およ
び凸部２１を連続して備えることにより、第１凹部２０
で燃焼ガスの流れを半径方向に拡散させ、流速の急増を
抑えて衝撃波の発生を防止することができる。そして第
１凹部２０に続く凸部２１で燃焼ガスの流速を増加させ
るので、図２の翼上面１２ｄの速度分布のグラフに実線
で示すように、ブレード本体部１２の上面１２ｄの燃焼
ガスの速度分布を滑らかに増加させて圧力損失を低減で
きることが分かる。
【００２５】このように、タービンブレード１１のブレ
ード端壁部１３の内周壁１３ａの軸方向断面形状を変更
するだけで、スタガー角γを増加させてもブレード本体
部１２の上面１２ｄの速度分布の急変を抑制することが
でき、圧力損失の発生を最小限に抑えてガスタービンエ
ンジンの性能を確保しながら、ブレード本体部１２の肉
厚を減少させて軽量化に寄与することができる。
ード端壁部１３の内周壁１３ａの軸方向断面形状を変更
するだけで、スタガー角γを増加させてもブレード本体
部１２の上面１２ｄの速度分布の急変を抑制することが
でき、圧力損失の発生を最小限に抑えてガスタービンエ
ンジンの性能を確保しながら、ブレード本体部１２の肉
厚を減少させて軽量化に寄与することができる。
【００２６】以上、本発明の実施例を説明したが、本発
明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行う
ことが可能である。
明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行う
ことが可能である。
【００２７】例えば、実施例ではタービン翼としてター
ビンブレード１１を例示したが、本発明はガスタービン
エンジンのステータベーンに対しても同様に適用するこ
とができる。この場合、ステータベーンの半径方向内端
が接続される内周壁、あるいはステータベーンの半径方
向外端が接続される外周壁の両方または一方に本発明を
適用することができる。
ビンブレード１１を例示したが、本発明はガスタービン
エンジンのステータベーンに対しても同様に適用するこ
とができる。この場合、ステータベーンの半径方向内端
が接続される内周壁、あるいはステータベーンの半径方
向外端が接続される外周壁の両方または一方に本発明を
適用することができる。
【００２８】また図２の翼上面１２ｄの速度分布のグラ
フに実線で示すように、翼弦の７０％位置付近にも燃焼
ガスの流速の急変部分が認められるが、第２凹部２２の
負値の曲率の絶対値を増加させ、かつ第２凹部２２の範
囲を後縁側に拡大することにより、前記翼弦の７０％位
置付近の流速の変化を滑らかにして圧力損失を更に低減
することも可能である。
フに実線で示すように、翼弦の７０％位置付近にも燃焼
ガスの流速の急変部分が認められるが、第２凹部２２の
負値の曲率の絶対値を増加させ、かつ第２凹部２２の範
囲を後縁側に拡大することにより、前記翼弦の７０％位
置付近の流速の変化を滑らかにして圧力損失を更に低減
することも可能である。
【００２９】
【発明の効果】ガスタービンエンジンのタービン翼を軽
量化すべく肉厚を減少させると必要なスタガー角が増加
するため、ブレード本体部の上面前半部の燃焼ガスの流
速が急加速および急減速し、特に動翼入力総体マッハ数
が高い高負荷翼の場合は臨界マッハ数に達して衝撃波が
発生し、大きな圧力損失を生じてガスタービンエンジン
の性能を低下させる。しかしながら、本発明によれば、
ガスタービンエンジンの内周壁または外周壁のタービン
翼に連なる接続部分の軸方向断面に、ガスの流れ方向に
対して負の曲率を持つ前縁側の凹部と正の曲率を持つ後
縁側の凸部とを変曲点を介して形成することにより、ブ
レード本体部の上面の流速を前縁側の凹部で減少させて
衝撃波の発生を抑え、かつ前記凹部に続く後縁側の凸部
で流速を増加させることにより、ブレード本体部の上面
の流速を滑らかに変化させて圧力損失を最小限に抑える
ことができる。これにより、ガスタービンエンジンの性
能を確保しながらブレード本体部の肉厚を減少させて重
量の軽減に寄与することができる。
量化すべく肉厚を減少させると必要なスタガー角が増加
するため、ブレード本体部の上面前半部の燃焼ガスの流
速が急加速および急減速し、特に動翼入力総体マッハ数
が高い高負荷翼の場合は臨界マッハ数に達して衝撃波が
発生し、大きな圧力損失を生じてガスタービンエンジン
の性能を低下させる。しかしながら、本発明によれば、
ガスタービンエンジンの内周壁または外周壁のタービン
翼に連なる接続部分の軸方向断面に、ガスの流れ方向に
対して負の曲率を持つ前縁側の凹部と正の曲率を持つ後
縁側の凸部とを変曲点を介して形成することにより、ブ
レード本体部の上面の流速を前縁側の凹部で減少させて
衝撃波の発生を抑え、かつ前記凹部に続く後縁側の凸部
で流速を増加させることにより、ブレード本体部の上面
の流速を滑らかに変化させて圧力損失を最小限に抑える
ことができる。これにより、ガスタービンエンジンの性
能を確保しながらブレード本体部の肉厚を減少させて重
量の軽減に寄与することができる。
【００３０】この効果は、凸部の高さをガス通路の放射
方向の長さの１０％以下とし、凹部および凸部間の変曲
点を翼弦の中央位置よりも前方に位置させ、凹部の負の
曲率の絶対値を凸部の正の曲率の絶対値よりも小さく
し、凹部の範囲内に従来のタービン翼の最も前縁寄りの
最小負圧点が存在するようにし、凹部の前端を前縁より
も後方に位置させることにより一層効果的に発揮され
る。
方向の長さの１０％以下とし、凹部および凸部間の変曲
点を翼弦の中央位置よりも前方に位置させ、凹部の負の
曲率の絶対値を凸部の正の曲率の絶対値よりも小さく
し、凹部の範囲内に従来のタービン翼の最も前縁寄りの
最小負圧点が存在するようにし、凹部の前端を前縁より
も後方に位置させることにより一層効果的に発揮され
る。
【図１】ガスタービンエンジンのタービンブレードの形
状を示す図
状を示す図
【図２】タービンブレードの翼弦に沿う内壁面の形状、
内壁面の曲率および翼面速度分布を示す図
内壁面の曲率および翼面速度分布を示す図
１１ タービンブレード（タービン翼） １２ａ 前縁 １２ｂ 後縁 １３ａ 内周壁 １５ａ 外周壁 １８ ガス通路 ２０ 第１凹部（凹部） ２１ 凸部 ａ 変曲点（最も前縁側の変曲点） ｂ 変曲点 ｃ 凹部の最深点（第１凹部の最深点） ｄ 凹部の前端 γ スタガー角
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成１２年４月１９日（２０００．４．１
９）
９）
【手続補正１】
【補正対象書類名】図面
【補正対象項目名】図２
【補正方法】変更
【補正内容】
【図２】
Claims (7)
- 【請求項１】 内周壁（１３ａ）および外周壁（１５
ａ）で区画された円環状のガス通路（１８）にタービン
翼（１１）を放射方向に配置したガスタービンエンジン
において、 内周壁（１３ａ）または外周壁（１５ａ）のタービン翼
（１１）に連なる接続部分の軸方向断面が、ガスの流れ
方向に対して負の曲率を持つ前縁（１２ａ）側の凹部
（２０）と正の曲率を持つ後縁（１２ｂ）側の凸部（２
１）とを有することを特徴とするガスタービンエンジ
ン。 - 【請求項２】 前記凸部（２１）の高さは前記ガス通路
（１８）の放射方向の長さの１０％以下であることを特
徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項３】 前記接続部分の軸方向断面が、前縁（１
２ａ）および後縁（１２ｂ）間に少なくとも一つの変曲
点（ａ，ｂ）を有することを特徴とする、請求項１に記
載のガスタービンエンジン。 - 【請求項４】 前記少なくとも一つの変曲点（ａ，ｂ）
のうち、最も前縁（１２ａ）側の変曲点（ａ）はタービ
ン翼（１１）の翼弦の中央位置よりも前方に位置するこ
とを特徴とする、請求項３に記載のガスタービンエンジ
ン。 - 【請求項５】 前記凹部（２０）の負の曲率の絶対値は
前記凸部（２１）の正の曲率の絶対値よりも小さいこと
を特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジ
ン。 - 【請求項６】 平坦な接続部分に連なるタービン翼（１
１）の最も前縁（１２ａ）寄りの最小負圧点の軸方向位
置が、前記凹部（２０）の範囲内に存在するように該凹
部（２０）の軸方向位置を設定したことを特徴とする、
請求項１に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項７】 前記凹部（２０）の前端（ｄ）は前縁
（１２ａ）よりも後方に位置することを特徴とする、請
求項１に記載のガスタービンエンジン。
Priority Applications (5)
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000090730A JP2001271602A (ja) | 2000-03-27 | 2000-03-27 | ガスタービンエンジン |
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|---|---|
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ID=18606301
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Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005121022A (ja) * | 2003-10-15 | 2005-05-12 | Alstom Technology Ltd | ガスタービン機関のためのタービンロータブレード |
| JP2006289735A (ja) * | 2005-04-08 | 2006-10-26 | Canon Inc | 情報処理装置及び情報処理方法 |
| JP2012127354A (ja) * | 2007-04-27 | 2012-07-05 | Honda Motor Co Ltd | 軸流型ガスタービンエンジンのガス通路形状 |
| JP2014505829A (ja) * | 2011-02-10 | 2014-03-06 | スネクマ | 亜音速流れ用の翼およびプラットフォームアセンブリ |
Families Citing this family (32)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6969232B2 (en) | 2002-10-23 | 2005-11-29 | United Technologies Corporation | Flow directing device |
| WO2006033407A1 (ja) * | 2004-09-24 | 2006-03-30 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | 軸流機械の壁形状及びガスタービンエンジン |
| US7217096B2 (en) * | 2004-12-13 | 2007-05-15 | General Electric Company | Fillet energized turbine stage |
| US7134842B2 (en) * | 2004-12-24 | 2006-11-14 | General Electric Company | Scalloped surface turbine stage |
| US7220100B2 (en) * | 2005-04-14 | 2007-05-22 | General Electric Company | Crescentic ramp turbine stage |
| US7874794B2 (en) * | 2006-03-21 | 2011-01-25 | General Electric Company | Blade row for a rotary machine and method of fabricating same |
| EP1857635A1 (de) * | 2006-05-18 | 2007-11-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel für eine Gasturbine |
| US20090257884A1 (en) * | 2007-12-24 | 2009-10-15 | Clark Philip G | Wind turbine blade and assembly |
| US7614852B2 (en) * | 2007-12-24 | 2009-11-10 | Clark Philip G | Wind turbine blade and assembly |
| FR2928173B1 (fr) | 2008-02-28 | 2015-06-26 | Snecma | Aube avec plateforme 3d comportant un bulbe interaubes. |
| US8316096B2 (en) | 2008-04-29 | 2012-11-20 | Kota Enterprises, Llc | Facemail |
| US9002922B2 (en) * | 2008-05-15 | 2015-04-07 | Kota Enterprises, Llc | Question server to facilitate communication between participants |
| US8647067B2 (en) * | 2008-12-09 | 2014-02-11 | General Electric Company | Banked platform turbine blade |
| US8459956B2 (en) * | 2008-12-24 | 2013-06-11 | General Electric Company | Curved platform turbine blade |
| DE102009036406A1 (de) * | 2009-08-06 | 2011-02-10 | Mtu Aero Engines Gmbh | Schaufelblatt |
| US8439643B2 (en) * | 2009-08-20 | 2013-05-14 | General Electric Company | Biformal platform turbine blade |
| US8393872B2 (en) * | 2009-10-23 | 2013-03-12 | General Electric Company | Turbine airfoil |
| US8356975B2 (en) * | 2010-03-23 | 2013-01-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured vane platform |
| US9976433B2 (en) | 2010-04-02 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured rotor blade platform |
| FR2971540B1 (fr) * | 2011-02-10 | 2013-03-08 | Snecma | Ensemble pale-plateforme pour ecoulement supersonique |
| US9103213B2 (en) | 2012-02-29 | 2015-08-11 | General Electric Company | Scalloped surface turbine stage with purge trough |
| JP5906319B2 (ja) | 2012-09-12 | 2016-04-20 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン |
| US20140154068A1 (en) * | 2012-09-28 | 2014-06-05 | United Technologies Corporation | Endwall Controuring |
| US9140128B2 (en) * | 2012-09-28 | 2015-09-22 | United Technologes Corporation | Endwall contouring |
| US9188017B2 (en) | 2012-12-18 | 2015-11-17 | United Technologies Corporation | Airfoil assembly with paired endwall contouring |
| US9879540B2 (en) | 2013-03-12 | 2018-01-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor stator with contoured endwall |
| EP2971576B1 (en) | 2013-03-15 | 2020-06-24 | United Technologies Corporation | Fan exit guide vane platform contouring |
| DE102013209966A1 (de) * | 2013-05-28 | 2014-12-04 | Honda Motor Co., Ltd. | Profilgeometrie eines Flügels für einen Axialkompressor |
| US10030523B2 (en) * | 2015-02-13 | 2018-07-24 | United Technologies Corporation | Article having cooling passage with undulating profile |
| US10907648B2 (en) | 2016-10-28 | 2021-02-02 | Honeywell International Inc. | Airfoil with maximum thickness distribution for robustness |
| US10895161B2 (en) | 2016-10-28 | 2021-01-19 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine airfoils having multimodal thickness distributions |
| BE1026579B1 (fr) * | 2018-08-31 | 2020-03-30 | Safran Aero Boosters Sa | Aube a protuberance pour compresseur de turbomachine |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2788172A (en) * | 1951-12-06 | 1957-04-09 | Stalker Dev Company | Bladed structures for axial flow compressors |
| US2918254A (en) * | 1954-05-10 | 1959-12-22 | Hausammann Werner | Turborunner |
| JPS5735102A (en) * | 1980-08-07 | 1982-02-25 | Toshiba Corp | Turbine |
| JPS6363503U (ja) * | 1986-10-15 | 1988-04-26 | ||
| WO1996000841A1 (en) * | 1993-06-14 | 1996-01-11 | United Technologies Corporation | Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine |
| US5653580A (en) * | 1995-03-06 | 1997-08-05 | Solar Turbines Incorporated | Nozzle and shroud assembly mounting structure |
| JPH11241601A (ja) * | 1998-02-25 | 1999-09-07 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 軸流タービン |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3202855C1 (de) * | 1982-01-29 | 1983-03-31 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Einrichtung zur Verminderung von Sekundaerstroemungsverlusten in einem beschaufelten Stroemungskanal |
| GB2281356B (en) * | 1993-08-20 | 1997-01-29 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine turbine |
| US6077035A (en) * | 1998-03-27 | 2000-06-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deflector for controlling entry of cooling air leakage into the gaspath of a gas turbine engine |
| GB9823840D0 (en) * | 1998-10-30 | 1998-12-23 | Rolls Royce Plc | Bladed ducting for turbomachinery |
| US6561761B1 (en) * | 2000-02-18 | 2003-05-13 | General Electric Company | Fluted compressor flowpath |
-
2000
- 2000-03-27 JP JP2000090730A patent/JP2001271602A/ja active Pending
- 2000-12-22 EP EP00985839A patent/EP1270872B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-12-22 US US10/240,107 patent/US6837679B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-12-22 CA CA002405810A patent/CA2405810C/en not_active Expired - Fee Related
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Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2788172A (en) * | 1951-12-06 | 1957-04-09 | Stalker Dev Company | Bladed structures for axial flow compressors |
| US2918254A (en) * | 1954-05-10 | 1959-12-22 | Hausammann Werner | Turborunner |
| JPS5735102A (en) * | 1980-08-07 | 1982-02-25 | Toshiba Corp | Turbine |
| JPS6363503U (ja) * | 1986-10-15 | 1988-04-26 | ||
| WO1996000841A1 (en) * | 1993-06-14 | 1996-01-11 | United Technologies Corporation | Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine |
| US5653580A (en) * | 1995-03-06 | 1997-08-05 | Solar Turbines Incorporated | Nozzle and shroud assembly mounting structure |
| JPH11241601A (ja) * | 1998-02-25 | 1999-09-07 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 軸流タービン |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005121022A (ja) * | 2003-10-15 | 2005-05-12 | Alstom Technology Ltd | ガスタービン機関のためのタービンロータブレード |
| JP2006289735A (ja) * | 2005-04-08 | 2006-10-26 | Canon Inc | 情報処理装置及び情報処理方法 |
| JP4533219B2 (ja) * | 2005-04-08 | 2010-09-01 | キヤノン株式会社 | 画像形成装置、画像形成装置の制御方法及びプログラム |
| JP2012127354A (ja) * | 2007-04-27 | 2012-07-05 | Honda Motor Co Ltd | 軸流型ガスタービンエンジンのガス通路形状 |
| JP2012132463A (ja) * | 2007-04-27 | 2012-07-12 | Honda Motor Co Ltd | 軸流型ガスタービンエンジンのガス通路形状 |
| JP2014505829A (ja) * | 2011-02-10 | 2014-03-06 | スネクマ | 亜音速流れ用の翼およびプラットフォームアセンブリ |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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