JP2001214893A - 湾曲したバレルエーロフォイル - Google Patents

湾曲したバレルエーロフォイル

Info

Publication number
JP2001214893A
JP2001214893A JP2000386193A JP2000386193A JP2001214893A JP 2001214893 A JP2001214893 A JP 2001214893A JP 2000386193 A JP2000386193 A JP 2000386193A JP 2000386193 A JP2000386193 A JP 2000386193A JP 2001214893 A JP2001214893 A JP 2001214893A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
airfoil
barrel
curvature
tip
blade
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.)
Granted
Application number
JP2000386193A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4307706B2 (ja
JP2001214893A5 (ja
Inventor
Jarred Decker John
ジョン・ジャレド・デッカー
Andrew Breeze-Stringfellow
アンドリュー・ブリーズ−ストリングフェロウ
Gregory Todd Steinmetz
グレゴリー・トッド・スティンメッツ
Peter Nicholas Szucs
ピーター・ニコラス・スクス
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2001214893A publication Critical patent/JP2001214893A/ja
Publication of JP2001214893A5 publication Critical patent/JP2001214893A5/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4307706B2 publication Critical patent/JP4307706B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 巡航作動などの部分速での改善され効率と、
高速での高い流れ圧送力又は容量との両方を備え、同時
に失速及びフラッタに対する良好な作動可能マージンを
備える改良されたファン又は圧縮機エーロフォイル。 【解決手段】 エーロフォイルは、翼根元及び翼先端間
の前縁の翼弦バレル、及び、翼先端に空力的前方湾曲を
含む。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、概してガスタービ
ンエンジンに関し、具体的にはガスタービンエンジンの
ファン及び圧縮機に関する。
【０００２】
【従来技術】ターボファンガスタービンエンジンは、多
段軸流圧縮機がその後に連なるファンを備え、それぞれ
の圧縮機は、通常、静翼と協働する円周方向に間隔をお
いて配置された動翼列を備える。動翼は、亜音速から超
音速の空気流れを生じることができる速度で回転し、そ
こから衝撃が付随して発生する。衝撃により、作動中に
圧力損失が生じ、望ましくない騒音が発生する。
【０００３】Ｗａｄｉａ他の米国特許第５，１６７，４
８９号において、前方湾曲した動翼が作動中の空力損失
を減少させるために開示されているが、空力損失には動
翼の先端の衝撃−境界層空気の相互作用によるものも含
まれる。
【０００４】しかしながら、ファン及び圧縮機のエーロ
フォイル設計には、通常、空力的、機械的、さらに航空
学的な理由による妥協が多く要求される。エンジンは様
々な回転速度で作動し、エーロフォイルをそこを通る空
気流れのポンプ圧送を最大にし、同時に圧力能率も最大
になるように設計する必要がある。エーロフォイルの回
転速度は、その設計、及び、その所望の流れ圧送及び圧
縮効率に影響を及ぼす。
【０００５】回転速度が高い場合、エーロフォイル関連
の流量マッハ数はその最高値を示し、さらに、衝撃及び
境界層での相互作用は、最も厳しい状態になる。振動及
び遠心応力が重大な影響をもつ動翼が高速の場合、エー
ロフォイルの機械的制約も、厳しい状態になる。しか
も、流れによるフラッタを含む航空機械的制約にも適応
させる必要がある。
【０００６】従って、従来技術には、空力的な湾曲（ｓ
ｗｅｅｐ）、スタッキング分布、ねじれ、翼弦分布及び
動翼の効率を改善しようとする設計思想を変更する多く
のファン及び圧縮機動翼構成が含まれる。設計の中に
は、最大速度のとき対応する効率を持ちながら良好な動
翼流れ容量あるいは圧送能力を有するものもあれば、巡
航作動中は部分速度効率が向上するが、例えば、最高速
では対応して流れ圧送能力又は容量が低下するようなも
のもある。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】従って、巡航作動など
の部分速での改善され効率と、高速での高い流れ圧送力
又は容量との両方を備え、同時に失速及びフラッタに対
する良好な作動可能マージンを備える改良されたファン
又は圧縮機エーロフォイルが提供されることが望まれて
いる。
【０００８】
【課題を解決するための手段】エーロフォイルは、翼根
元及び翼先端間の前縁の翼弦バレル、及び翼先端におけ
る空力的前方湾曲を備える。
【０００９】
【発明の実施の形態】本発明を、好ましい例示的な実施
形態により、そのさらなる目的及び利点と共に、添付図
面に関連してなされた以下の詳細な記述により、さらに
詳しく説明する。
【００１０】図１に示すのは、部分的に示された例示的
なターボファンガスタービンエンジンのファン１０であ
る。ファン１０は、軸方向の中心軸線１２に対して軸対
称である。
【００１１】図１から図３に示すように、ファンは、フ
ァン動翼の例示的な形をした円周方向に間隔をおいて配
置されたエーロフォイル１４の列を含む。図３に最初に
示すように、エーロフォイル１４の各々は、概して凹状
の正圧側面１６、及び、半径方向内側の翼根元２０から
半径方向外側の翼先端２２までの横断又は半径方向断面
に沿ったスパンで長手方向又は半径方向に延びる、円周
方向に相対した概して凸状の負圧側面１８を備える。
【００１２】図１に示すように、各エーロフォイル１４
は、半径方向軸線２４に沿って半径方向外方に延び、エ
ーロフォイルの変化する半径方向又は横断断面を軸線２
４に沿って定めることができる。また、各エーロフォイ
ルは軸方向又は翼弦方向に間隔をおいて位置する前縁及
び後縁２６、２８を含み、それらの間を正圧及び負圧側
面が軸方向に延びる。
【００１３】図３に示すように、エーロフォイルの各々
の半径方向又は横断断面は、前縁及び後縁間で測定され
たその長さＣにより表される翼弦を備える。エーロフォ
イルは、翼根元から翼先端までねじれ、作動中、その上
を流れる空気３０と協働する。断面翼弦は、従来と同様
に、翼根元から翼先端まで、ねじり角度Ａで変化する。
【００１４】図１及び図３に示すように、エーロフォイ
ルの断面翼弦は、翼根元２０から翼先端２２に外側に向
かうその外部寄りで翼弦の長さが増大しており、翼根元
の上方のエーロフォイルがバレル状に膨出している。本
発明の好ましい実施形態によれば、翼弦のバレル状の膨
出は、エーロフォイルの前縁２６に沿って、前縁におい
て翼根元及び翼先端間に延びる直線から上流又は前方へ
前縁を軸方向に突出するように拡大させて得られる。
【００１５】図１に示すように、エーロフォイル又は翼
弦バレルは、正圧及び負圧側面の軸方向又は側面方向に
突出した、前縁及び後縁２６、２８間の最大拡大部を有
する。最大バレル膨出は、エーロフォイルのスパンに沿
った適切な半径方向位置にある中間横断断面３２で生
じ、記載の例示的な実施形態では、エーロフォイルの中
央スパン又はピッチ断面の直ぐ下方になる。
【００１６】バレルにおける前縁２６は、翼根元２０か
ら軸方向前方に拡大し、後縁２８は対応するように樽状
にバレル状膨出し、翼根元２０から軸方向後方に拡大す
るのが好ましい。このように、エーロフォイルのバレル
膨出は、前縁及び後縁２６、２８の両方に沿って側方に
突出させて行なわれる。
【００１７】図１に示す本発明の他の特徴によれば、エ
ーロフォイルは、その翼先端２２で前方又は負の空力的
湾曲を持ち、また、翼先端２２から内部寄りで後方又は
正の空力的湾曲２２を持つ。空力的湾曲は、慣用のパラ
メータで、入ってくる空気の方向と軸方向及び円周又は
接線方向の両方におけるエーロフォイル面の方向の関数
である局部的な湾曲角度（ｓｗｅｅｐ ａｎｇｌｅ）に
より表される。湾曲角度については、先に引用した米国
特許第５，１６７，４８９号に詳細にのべられており、
引用として本明細書に組み込まれる。空力的湾曲角度
は、例えば、図１に示すように大文字Ｓで示され、前方
湾曲に対して負の値（−）を、後方湾曲に対して正の値
(＋）を持っている。
【００１８】図１に示すように、エーロフォイルの翼先
端２２は、翼先端２２の前縁及び後縁の両方で前方湾曲
（Ｓ-）を持っていることが好ましい。
【００１９】ファンエーロフォイルの好ましい翼弦バレ
ル状膨出及び湾曲の両方とも、真っ直ぐな半径方向軸か
ら軸方向あるいは円周方向のどちらか又はその両方に対
応して変化する、対応する非線形の曲線をしたスタッキ
ング軸線に沿って、エーロフォイルの個々の横断断面を
半径方向にスタッキングすることによって、通常の方法
で得ることができる。さらに、エーロフォイルは、翼弦
の長さＣ、及び図３に示すねじり角度Ａを含む横断断面
の各々における翼弦の半径方向の分布により付加的に定
められる。
【００２０】翼先端の前方湾曲に関連させてエーロフォ
イルの翼弦をバレル状に膨出させることは、顕著な利点
をもたらす。主な利点は、エーロフォイルの前縁の有効
面積が増加することであり、これにより前縁関連の平均
マッハ数が対応して低くなる。さらに、エーロフォイル
によりもたらされる圧縮プロセスが、前縁をバレル状に
膨出させることなく、エーロフォイルの位置に対してよ
り上流位置で、開始又は始まる。従って、エーロフォイ
ルは、高速又は最大速におけるその送流能力を効果的に
増加できるだけでなく、部分速での効率及び安定性マー
ジンも改善する。
【００２１】これらの利点は、回転するファン動翼の形
をしたエーロフォイル１４では、特に重要である。しか
しながら、同じ利点は、回転しないファン又は圧縮機の
静翼でも得ることができる。図１に示す動翼の実施形態
において、一体のダブテール３４が、従来通り支持ロー
タディスク又はハブ３６にエーロフォイルを支持し、別
個のプラットホーム３８が、隣接するエーロフォイル間
でその対応する翼根元に取付けられ、空気３０に対する
半径方向内側の流路境界面を構成する。外側ケーシング
４０が、動翼列を取り囲み、空気に対する半径方向外側
の流路境界面を構成する。
【００２２】図１から図３に示すエーロフォイルの動翼
の形状について、断面翼弦Ｃは翼根元２０から翼先端２
２までづっと翼弦の長さが増加し、翼先端が最大翼弦長
を持つことが好ましい。そこで、エーロフォイルのバレ
ル膨出は、図３に示すように半径方向の翼弦の分布及び
変化するねじり角度の両方によって得られ、図１に示す
好ましい軸方向突出または側面図をもたらす。
【００２３】図１に概略的に示すように、エーロフォイ
ルの翼先端の前方湾曲は、前縁２６と同様に後縁２８に
形成されるのが好ましい。エーロフォイル先端の前方湾
曲は、部分速での圧縮効率及びスロットル安定性マージ
ンを維持するうえで望ましい。作動中に、半径方向外方
に拡散する空気がエーロフォイル先端に拡散する前に後
縁から出ていき、翼先端境界層の空気及び翼先端におけ
る衝撃損失を確実に減じるためには、翼先端における後
縁の前方湾曲が最も効果的である。また、エーロフォイ
ル先端での空気流れは、従来の動翼に見られる静圧上昇
よりも、所定の動翼での平均静圧上昇においてさらに低
い静圧上昇となる。
【００２４】翼先端におけるエーロフォイル前縁の前方
湾曲はまた、流れ安定性を促進するために望ましい。さ
らに、エーロフォイル先端近くの後縁２８の前方湾曲
は、翼先端近くの前縁２６の前方湾曲より大きいことが
好ましい。
【００２５】図１に示す後縁２８の前方湾曲は、翼先端
で最大値を示し、中間断面３２における最大翼弦バレル
までその値が減少するように、翼先端から翼根元に向か
って減少することが好ましい。後縁２８は、作動中に、
許容できる遠心応力などの機械的な制約で許容される限
り、翼根元２０へ向ってスパンの下方遠くへ前方湾曲を
持つべきである。図１に示す実施形態では、後縁２８
は、最大バレルから半径方向内部寄りで後方湾曲を持
ち、そこから半径方向外部寄りで前方湾曲に移行する。
【００２６】エーロフォイルのバレル状膨出は、エーロ
フォイルの望ましい翼先端の前方湾曲との組合せで行な
われるので、図１に示す前縁２６は、前方湾曲が、翼先
端２２から翼先端及び中間断面３２における最大バレル
の間で後方湾曲に移行する。次いで、前縁の後方湾曲
は、中間断面３２における最大バレルの内部寄りで、前
方湾曲に移行する。前縁の内部寄りの前方湾曲は、翼根
元２０へと下方まで続く。
【００２７】しかしながら、好ましい実施形態によれ
ば、前縁２６は、翼根元２０の外部寄りかつ中間断面３
２における最大バレルの内部寄りで、再び前方湾曲から
後方湾曲に移行する。このように、エーロフォイルの前
縁は、翼弦のバレル状膨出及び翼先端の前方湾曲の両方
を組合せて、部分速及び全速の両方での空力性能を飛躍
的に向上させる。
【００２８】３次元コンピュータ分析の予測では、上述
の前方湾曲されバレル状に膨出させたエーロフォイル１
４は、従来の半径方向にスタッキングされたファン動翼
よりも約１パーセントまで大きい前縁有効面積を持つこ
とを予測した。このことは、同一又はそれより大きいレ
ベルの圧縮効率で送流能力が１パーセント増加すること
に相当する。
【００２９】さらに、従来の動翼よりも約０．８パーセ
ント程度大きい部分速又は巡航での効率も達成できる。
部分速効率の利点の大半は、翼先端損失を減少させる翼
先端の前方湾曲、及び、衝撃力を弱めそれに伴って衝撃
損失を減少させる翼弦のバレル状膨出による動翼の中間
スパンにおける後方湾曲によりもたらされる。
【００３０】横断断面の非半径方向のスタッキングと翼
弦のバレル状膨出により有効前面積を増大させると共に
動翼先端で前方湾曲を局部的に使用するファン動翼の変
更形態は、ファン動翼に対して利点があるだけでなく、
送流能力を改善し空力損失を減少させるために遷音速フ
ァン静翼にも同様に適用できる。
【００３１】本発明の好ましい例示的な実施形態と思わ
れるものについてこれまで説明してきたが、本発明のそ
の他の変更形態が、本明細書の教示から当業者には明白
であり、それ故、本発明の技術思想及び技術的範囲に含
まれる全てのそのような変更形態が添付の特許請求の範
囲に保護されることを望むものである。
【００３２】従って、特許による保護を望むものは、特
許請求の範囲において記載され特定される発明である。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の例示的実施形態による、ファン動翼
列の軸方向の側面図。
【図２】 図１に示されたファン部分の、２−２線によ
る前方から後方を見た半径方向図。
【図３】 図２に示されたファン動翼の、３−３線によ
る平面図。
【符号の説明】 １０ ファン １２ 中心軸線 １４ エーロフォイル １６ 正圧側面 １８ 負圧側面 ２０ 翼根元 ２２ 翼先端 ２４ 半径方向軸線 ２６ 前縁 ２８ 後縁 ３０ 空気 ３２ 中間断面
フロントページの続き (72)発明者 アンドリュー・ブリーズ−ストリングフェ ロウ アメリカ合衆国、オハイオ州、モントゴメ リー、ローレルビュー・ドライブ、11724 番 (72)発明者 グレゴリー・トッド・スティンメッツ アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、ウィートクロフト・ドライブ、3287番 (72)発明者 ピーター・ニコラス・スクス アメリカ合衆国、オハイオ州、ウエスト・ チェスター、アデナ・ヒルズ・コート、 7262番

Claims (20)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 翼根元２０から翼先端２２までの横断面
    に沿ったスパンで、および、前縁及び後縁２６、２８間
    の断面翼弦で延びる正圧及び負圧側面１６、１８を含
    み、前記翼弦は、前記翼根元から外方よりにその長さが
    増大し、前記翼根元から前記エーロフォイルをバレル状
    に膨出させ；また、前記エーロフォイルは前記翼先端に
    おいて空力的前方湾曲を、また前記先端部から内側寄り
    にいおて空力的後方湾曲を含むことを特徴とするエーロ
    フォイル。
  2. 【請求項２】 前記翼先端の前方湾曲が、前記後縁２８
    において形成されることを特徴とする請求項１に記載の
    エーロフォイル。
  3. 【請求項３】 前記翼先端の前方湾曲が、前記前縁２６
    において形成されることを特徴とする請求項２に記載の
    エーロフォイル。
  4. 【請求項４】 前記断面翼弦は前記翼根元２０及び前記
    翼先端２２間でねじり角度が変化し、前記バレルが、前
    記側面１８、２０の軸方向の突出で前記前縁及び後縁２
    ６、２８間の最大拡大部を持つことを特徴とする請求項
    ３に記載のエーロフォイル。
  5. 【請求項５】 前記バレルにおける前記前縁２６が前記
    翼根元２０から軸方向前方に拡大し、前記バレルの前記
    後縁２８が前記翼根元から軸方向後方に拡大することを
    特徴とする請求項４に記載のエーロフォイル。
  6. 【請求項６】 前記翼弦が、前記翼根元２０から前記翼
    先端２２にかけて翼弦長さが増大することを特徴とする
    請求項５に記載のエーロフォイル。
  7. 【請求項７】 前記後縁２８における前記前方湾曲が、
    前記前縁２６における前記前方湾曲よりも大きいことを
    特徴とする請求項５に記載のエーロフォイル。
  8. 【請求項８】 前記後縁２８における前記前方湾曲が、
    前記翼先端から前記最大バレルにかけて減少することを
    特徴とする請求項５に記載のエーロフォイル。
  9. 【請求項９】 前記後縁２８が、前記最大バレルから内
    側寄りおいて後方湾曲を含むことを特徴とする請求項８
    に記載のエーロフォイル。
  10. 【請求項１０】 前記前縁２６における前記前方湾曲
    が、前記翼先端２２及び前記最大バレル間で後方湾曲に
    移行することを特徴とする請求項５に記載のエーロフォ
    イル。
  11. 【請求項１１】 前記前縁の後方湾曲が、前記最大バレ
    ルから内側寄りにおいて前方湾曲に移行することを特徴
    とする請求項１０に記載のエーロフォイル。
  12. 【請求項１２】 前記前縁２６が、前記翼根元２０から
    外側寄りかつ前記最大バレルから内側寄りにおいて後方
    湾曲を備えることを特徴とする請求項１１に記載のエー
    ロフォイル。
  13. 【請求項１３】 ファン動翼の形であることを特徴とす
    る請求項５に記載のエーロフォイル。
  14. 【請求項１４】 翼根元２０及び翼先端２２間に前縁翼
    弦バレルを、また、前記翼先端に空力的前方湾曲を持つ
    ことを特徴とするエーロフォイル１４。
  15. 【請求項１５】 前縁及び後縁２６、２８間に軸方向に
    延び、前記翼根元２０から前記翼先端２２までの前記エ
    ーロフォイルの相当する断面において、その間に翼弦を
    持つ正圧及び負圧側面１６、１８をさらに備え、前記翼
    弦はその間でねじり角度が変化し、前記バレルは前記側
    面の軸方向に突出した最大拡大部を有することを特徴と
    する請求項１４に記載のエーロフォイル。
  16. 【請求項１６】 前記翼先端の前方湾曲が、前記前縁及
    び後縁２６、２８の両方において形成されることを特徴
    とする請求項１５に記載のエーロフォイル。
  17. 【請求項１７】 前記バレルの前記前縁２６が前記翼根
    元２０から軸方向前方に拡大し、さらに、前記バレルの
    前記後縁２８が前記翼根元の軸方向後方に拡大すること
    を特徴とする請求項１６に記載のエーロフォイル。
  18. 【請求項１８】 前記後縁２８における前記前方湾曲
    が、前記前縁２６における前記前方湾曲より大きいこと
    を特徴とする請求項１７に記載のエーロフォイル。
  19. 【請求項１９】 前記後縁２８における前記前方湾曲が
    前記翼先端２２から前記翼根元２２にかけ減少すること
    を特徴とする請求項１８に記載のエーロフォイル。
  20. 【請求項２０】 前記前縁２６における前記前方湾曲
    が、前記翼先端２２から後方湾曲に、さらに前記最大バ
    レルから内側寄りにおいて前方湾曲に順番に移行するこ
    とを特徴とする請求項１９に記載のエーロフォイル。
JP2000386193A 1999-12-21 2000-12-20 湾曲したバレルエーロフォイル Expired - Fee Related JP4307706B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/467956 1999-12-21
US09/467,956 US6328533B1 (en) 1999-12-21 1999-12-21 Swept barrel airfoil

Publications (3)

Publication Number Publication Date
JP2001214893A true JP2001214893A (ja) 2001-08-10
JP2001214893A5 JP2001214893A5 (ja) 2008-02-14
JP4307706B2 JP4307706B2 (ja) 2009-08-05

Family

ID=23857838

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2000386193A Expired - Fee Related JP4307706B2 (ja) 1999-12-21 2000-12-20 湾曲したバレルエーロフォイル

Country Status (8)

Country Link
US (1) US6328533B1 (ja)
EP (1) EP1111188B1 (ja)
JP (1) JP4307706B2 (ja)
BR (1) BR0005937A (ja)
CA (1) CA2327850C (ja)
DE (1) DE60031941T2 (ja)
PL (1) PL201181B1 (ja)
RU (1) RU2255248C2 (ja)

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006291955A (ja) * 2005-04-07 2006-10-26 General Electric Co <Ge> 低ソリディティターボファン
WO2007138779A1 (ja) * 2006-05-26 2007-12-06 Ihi Corporation ターボファンエンジンのファン動翼
WO2008053635A1 (fr) * 2006-11-02 2008-05-08 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Profil aérodynamique transsonique et machine rotative à écoulement axial
JP2008121670A (ja) * 2006-11-08 2008-05-29 Snecma ターボ機械用スウェプト型ブレード
JP2011099453A (ja) * 2011-02-21 2011-05-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 軸流流体機械用翼
WO2012090736A1 (ja) * 2010-12-28 2012-07-05 株式会社Ihi ファン動翼及びファン
JP2015509162A (ja) * 2012-01-30 2015-03-26 スネクマ ターボジェットファンブレード
JP2015190332A (ja) * 2014-03-27 2015-11-02 三菱電機株式会社 軸流送風機、換気装置及び冷凍サイクル装置
JP2017532484A (ja) * 2014-09-08 2017-11-02 サフラン・エアクラフト・エンジンズ スポイラーを備える翼
JPWO2020161943A1 (ja) * 2019-02-07 2021-09-30 株式会社Ihi 軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼

Families Citing this family (61)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10352253A1 (de) * 2003-11-08 2005-06-09 Alstom Technology Ltd Verdichterlaufschaufel
DE102004011607B4 (de) * 2004-03-10 2016-11-24 MTU Aero Engines AG Verdichter einer Gasturbine sowie Gasturbine
EP1582695A1 (de) * 2004-03-26 2005-10-05 Siemens Aktiengesellschaft Schaufel für eine Strömungsmaschine
US7204676B2 (en) * 2004-05-14 2007-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan blade curvature distribution for high core pressure ratio fan
US7320575B2 (en) * 2004-09-28 2008-01-22 General Electric Company Methods and apparatus for aerodynamically self-enhancing rotor blades
US7476086B2 (en) * 2005-04-07 2009-01-13 General Electric Company Tip cambered swept blade
US7497664B2 (en) * 2005-08-16 2009-03-03 General Electric Company Methods and apparatus for reducing vibrations induced to airfoils
JP4719038B2 (ja) * 2006-03-14 2011-07-06 三菱重工業株式会社 軸流流体機械用翼
GB0620769D0 (en) * 2006-10-19 2006-11-29 Rolls Royce Plc A fan blade
US7967571B2 (en) * 2006-11-30 2011-06-28 General Electric Company Advanced booster rotor blade
US8087884B2 (en) * 2006-11-30 2012-01-03 General Electric Company Advanced booster stator vane
US8292574B2 (en) * 2006-11-30 2012-10-23 General Electric Company Advanced booster system
US7806653B2 (en) * 2006-12-22 2010-10-05 General Electric Company Gas turbine engines including multi-curve stator vanes and methods of assembling the same
GB0701866D0 (en) * 2007-01-31 2007-03-14 Rolls Royce Plc Tone noise reduction in turbomachines
US8333559B2 (en) * 2007-04-03 2012-12-18 Carrier Corporation Outlet guide vanes for axial flow fans
DE102007020476A1 (de) 2007-04-27 2008-11-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorderkantenverlauf für Turbomaschinenkomponenten
US8147207B2 (en) * 2008-09-04 2012-04-03 Siemens Energy, Inc. Compressor blade having a ratio of leading edge sweep to leading edge dihedral in a range of 1:1 to 3:1 along the radially outer portion
FR2974060B1 (fr) * 2011-04-15 2013-11-22 Snecma Dispositif de propulsion a helices contrarotatives et coaxiales non-carenees
US9790797B2 (en) 2011-07-05 2017-10-17 United Technologies Corporation Subsonic swept fan blade
FR2981118B1 (fr) * 2011-10-07 2016-01-29 Snecma Disque aubage monobloc pourvu d'aubes a profil de pied adapte
FR2983234B1 (fr) 2011-11-29 2014-01-17 Snecma Aube pour disque aubage monobloc de turbomachine
US20130202443A1 (en) * 2012-02-07 2013-08-08 Applied Thermalfluid Analysis Center, Ltd. Axial flow device
EP2696042B1 (de) * 2012-08-09 2015-01-21 MTU Aero Engines GmbH Strömungsmaschine mit mindestens einem Leitschaufelkranz
US9568009B2 (en) 2013-03-11 2017-02-14 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine flow path geometry
US9784286B2 (en) * 2014-02-14 2017-10-10 Honeywell International Inc. Flutter-resistant turbomachinery blades
US10557477B2 (en) 2014-02-19 2020-02-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9163517B2 (en) 2014-02-19 2015-10-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10352331B2 (en) 2014-02-19 2019-07-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175058A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10519971B2 (en) 2014-02-19 2019-12-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108119B1 (en) 2014-02-19 2023-10-04 RTX Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc blade airfoils
WO2015126824A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126452A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108106B1 (en) 2014-02-19 2022-05-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10570916B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9567858B2 (en) 2014-02-19 2017-02-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3114321B1 (en) 2014-02-19 2019-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108100B1 (en) 2014-02-19 2021-04-14 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
US10584715B2 (en) 2014-02-19 2020-03-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108118B1 (en) 2014-02-19 2019-09-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10422226B2 (en) 2014-02-19 2019-09-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108122B1 (en) * 2014-02-19 2023-09-20 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
US20170167267A1 (en) * 2014-02-19 2017-06-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10605259B2 (en) 2014-02-19 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108104B1 (en) 2014-02-19 2019-06-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10570915B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9140127B2 (en) 2014-02-19 2015-09-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108123B1 (en) 2014-02-19 2023-10-04 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
US10208770B2 (en) * 2014-02-24 2019-02-19 Mitsubishi Electric Corporation Axial flow fan
US9631496B2 (en) 2014-02-28 2017-04-25 Hamilton Sundstrand Corporation Fan rotor with thickened blade root
US9938854B2 (en) 2014-05-22 2018-04-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil curvature
US9470093B2 (en) 2015-03-18 2016-10-18 United Technologies Corporation Turbofan arrangement with blade channel variations
US10458426B2 (en) 2016-09-15 2019-10-29 General Electric Company Aircraft fan with low part-span solidity
US10718214B2 (en) * 2017-03-09 2020-07-21 Honeywell International Inc. High-pressure compressor rotor with leading edge having indent segment
KR101921422B1 (ko) * 2017-06-26 2018-11-22 두산중공업 주식회사 블레이드 구조와 이를 포함하는 팬 및 발전장치
JP6953322B2 (ja) * 2018-02-01 2021-10-27 本田技研工業株式会社 ファンブレードの形状決定方法
JP6426869B1 (ja) * 2018-06-08 2018-11-21 株式会社グローバルエナジー 横軸ロータ
DE102019107839A1 (de) * 2019-03-27 2020-10-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Rotor-Schaufelblatt einer Strömungsmaschine
KR20220033358A (ko) * 2020-09-09 2022-03-16 삼성전자주식회사 팬, 팬을 갖는 공기조화기 및 팬의 제조방법
FR3115322B1 (fr) * 2020-10-20 2022-10-14 Safran Aircraft Engines Aube de soufflante à dièdre nul en tête
CN113958537B (zh) * 2021-12-16 2022-03-15 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 压气机和航空发动机

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1806345A (en) * 1929-03-19 1931-05-19 Ole G Halvorsen Screw propeller
US2104306A (en) * 1935-07-10 1938-01-04 Mcleod George Harnett Screw propeller
US4726737A (en) 1986-10-28 1988-02-23 United Technologies Corporation Reduced loss swept supersonic fan blade
US5088892A (en) 1990-02-07 1992-02-18 United Technologies Corporation Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine
US5167489A (en) 1991-04-15 1992-12-01 General Electric Company Forward swept rotor blade
DE4228879A1 (de) 1992-08-29 1994-03-03 Asea Brown Boveri Axialdurchströmte Turbine
US5480284A (en) * 1993-12-20 1996-01-02 General Electric Company Self bleeding rotor blade
DE4344189C1 (de) * 1993-12-23 1995-08-03 Mtu Muenchen Gmbh Axial-Schaufelgitter mit gepfeilten Schaufelvorderkanten
US5642985A (en) 1995-11-17 1997-07-01 United Technologies Corporation Swept turbomachinery blade
GB9607316D0 (en) 1996-04-09 1996-06-12 Rolls Royce Plc Swept fan blade
US6071077A (en) * 1996-04-09 2000-06-06 Rolls-Royce Plc Swept fan blade
JPH1054204A (ja) * 1996-05-20 1998-02-24 General Electric Co <Ge> ガスタービン用の多構成部翼
US5735673A (en) 1996-12-04 1998-04-07 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade pair

Cited By (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006291955A (ja) * 2005-04-07 2006-10-26 General Electric Co <Ge> 低ソリディティターボファン
WO2007138779A1 (ja) * 2006-05-26 2007-12-06 Ihi Corporation ターボファンエンジンのファン動翼
JP2007315303A (ja) * 2006-05-26 2007-12-06 Ihi Corp ターボファンエンジンのファン動翼
US8186962B2 (en) 2006-05-26 2012-05-29 Ihi Corporation Fan rotating blade for turbofan engine
US8133012B2 (en) 2006-11-02 2012-03-13 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Transonic airfoil and axial flow rotary machine
JP4664890B2 (ja) * 2006-11-02 2011-04-06 三菱重工業株式会社 遷音速翼及び軸流回転機
JP2008115736A (ja) * 2006-11-02 2008-05-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遷音速翼及び軸流回転機
WO2008053635A1 (fr) * 2006-11-02 2008-05-08 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Profil aérodynamique transsonique et machine rotative à écoulement axial
JP2008121670A (ja) * 2006-11-08 2008-05-29 Snecma ターボ機械用スウェプト型ブレード
US9359064B2 (en) 2010-12-28 2016-06-07 Ihi Corporation Fan rotor blade and fan
WO2012090736A1 (ja) * 2010-12-28 2012-07-05 株式会社Ihi ファン動翼及びファン
JP2011099453A (ja) * 2011-02-21 2011-05-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 軸流流体機械用翼
JP2015509162A (ja) * 2012-01-30 2015-03-26 スネクマ ターボジェットファンブレード
JP2015190332A (ja) * 2014-03-27 2015-11-02 三菱電機株式会社 軸流送風機、換気装置及び冷凍サイクル装置
JP2017532484A (ja) * 2014-09-08 2017-11-02 サフラン・エアクラフト・エンジンズ スポイラーを備える翼
US10598033B2 (en) 2014-09-08 2020-03-24 Safran Aircraft Engines Vane with spoiler
JPWO2020161943A1 (ja) * 2019-02-07 2021-09-30 株式会社Ihi 軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼
JP7104379B2 (ja) 2019-02-07 2022-07-21 株式会社Ihi 軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼
US11795823B2 (en) 2019-02-07 2023-10-24 Ihi Corporation Method for designing vane of fan, compressor and turbine of axial flow type, and vane obtained by the designing

Also Published As

Publication number Publication date
EP1111188A3 (en) 2003-01-08
CA2327850A1 (en) 2001-06-21
DE60031941D1 (de) 2007-01-04
JP4307706B2 (ja) 2009-08-05
RU2255248C2 (ru) 2005-06-27
EP1111188A2 (en) 2001-06-27
PL344738A1 (en) 2001-07-02
EP1111188B1 (en) 2006-11-22
PL201181B1 (pl) 2009-03-31
CA2327850C (en) 2007-09-18
US6328533B1 (en) 2001-12-11
DE60031941T2 (de) 2007-09-13
BR0005937A (pt) 2001-07-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4307706B2 (ja) 湾曲したバレルエーロフォイル
US6338609B1 (en) Convex compressor casing
JP4942244B2 (ja) 湾曲圧縮機翼形部
JP5138138B2 (ja) ブリスク
JP4974096B2 (ja) 縦溝付き圧縮機流路
EP1930600B1 (en) Advanced booster stator vane
EP1930599B1 (en) Advanced booster system
JP4771585B2 (ja) 二重に湾曲した圧縮機翼形部
EP1930598B1 (en) Advanced booster rotor blade
JP4667787B2 (ja) カウンタ・スタッガ形圧縮機翼形部
JP4771672B2 (ja) 圧縮機翼形部に生じる振動を低減するための方法及び装置
US6358003B2 (en) Rotor blade an axial-flow engine
JP2001132696A (ja) 狭ウェスト部を有する静翼
AU2003207098A1 (en) Fan
US7108486B2 (en) Backswept turbojet blade
EP1260674B1 (en) Turbine blade and turbine
US20020085918A1 (en) Turbine blade airfoil, turbine blade and turbine blade cascade for axial-flow turbine
JP2004324646A (ja) 翼形部先端を構造的に支持するための方法及び装置
JPH10331791A (ja) 軸流圧縮機用翼およびその翼を適用する軸流圧縮機
CN113931882A (zh) 压气机、航空发动机和飞行器
JPH11343998A (ja) 軸流圧縮機
JPS61149504A (ja) 空気機械の翼車構造
JP2000204903A (ja) 軸流型タ―ビン

Legal Events

Date Code Title Description
A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20071219

A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20071219

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20080304

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20080603

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20080606

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20080902

A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20080924

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20090120

A911 Transfer to examiner for re-examination before appeal (zenchi)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A911

Effective date: 20090123

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20090331

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

RD04 Notification of resignation of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424

Effective date: 20090430

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20090430

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120515

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120515

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130515

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140515

Year of fee payment: 5

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees