JP2001221195A - 湾曲圧縮機翼形部 - Google Patents
湾曲圧縮機翼形部Info
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- 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
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- Fluid Mechanics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【課題】 圧縮機翼形部の効率の最大化は、主に、正圧
側及び負圧側での速度分布を最適化することによって行
われる。しかし、従来の圧縮機設計では適度な失速マー
ジンの要件によって効率が制限されるのが通例であっ
た。それ以上効率を高めようとすると失速マージンの低
下という結果に陥るのが通例であり、逆に、失速マージ
ンを増やすと効率の低下という結果に至る。 【解決手段】 圧縮機翼形部１２は根元２２から先端２
４まで、前縁２６と後縁２８の間に延在する正圧側面１
８と負圧側面２０とを含む。横断面はそれぞれの翼弦と
反り線を含む。性能改善のために断面の重心３４は、接
線方向、軸方向又は両方向に湾曲した積重ね軸に沿って
整列されている。
側及び負圧側での速度分布を最適化することによって行
われる。しかし、従来の圧縮機設計では適度な失速マー
ジンの要件によって効率が制限されるのが通例であっ
た。それ以上効率を高めようとすると失速マージンの低
下という結果に陥るのが通例であり、逆に、失速マージ
ンを増やすと効率の低下という結果に至る。 【解決手段】 圧縮機翼形部１２は根元２２から先端２
４まで、前縁２６と後縁２８の間に延在する正圧側面１
８と負圧側面２０とを含む。横断面はそれぞれの翼弦と
反り線を含む。性能改善のために断面の重心３４は、接
線方向、軸方向又は両方向に湾曲した積重ね軸に沿って
整列されている。
Description
【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、さらに詳細にはガスタービンエンジ
ンにおける圧縮機又はファンに関する。
ンエンジンに関し、さらに詳細にはガスタービンエンジ
ンにおける圧縮機又はファンに関する。
【０００２】
【従来技術】ターボファン航空機ガスタービンエンジン
では、作動中、空気はファン及び圧縮機で加圧される。
ファン空気は飛行中の航空機の推進に用いられる。圧縮
機を通過した空気は燃焼器内で燃料と混合して点火さ
れ、高温燃焼ガスを生じ、複数のタービン段を通って流
れ、ファン及び圧縮機の動力源となるエネルギーが抽出
される。
では、作動中、空気はファン及び圧縮機で加圧される。
ファン空気は飛行中の航空機の推進に用いられる。圧縮
機を通過した空気は燃焼器内で燃料と混合して点火さ
れ、高温燃焼ガスを生じ、複数のタービン段を通って流
れ、ファン及び圧縮機の動力源となるエネルギーが抽出
される。
【０００３】典型的ターボファンエンジンは多段軸流圧
縮機を含んでおり、この多段軸流圧縮機で逐次空気を加
圧して燃焼用高圧空気を生じさせる。圧縮機設計の基本
は、離陸、巡航及び着陸の運行の全飛行エンベロープを
通して十分な失速マージンを保っての空気の圧縮効率に
ある。
縮機を含んでおり、この多段軸流圧縮機で逐次空気を加
圧して燃焼用高圧空気を生じさせる。圧縮機設計の基本
は、離陸、巡航及び着陸の運行の全飛行エンベロープを
通して十分な失速マージンを保っての空気の圧縮効率に
ある。
【０００４】しかし、圧縮機の効率と失速マージンは通
常反比例の関係にあり、効率を上げとその分失速マージ
ンが減るのが通例である。失速マージンと効率の相反す
る要件は、高い圧縮機効率と併せて高レベルの失速マー
ジンが要求される高性能軍用機エンジンで特に厳しい。
常反比例の関係にあり、効率を上げとその分失速マージ
ンが減るのが通例である。失速マージンと効率の相反す
る要件は、高い圧縮機効率と併せて高レベルの失速マー
ジンが要求される高性能軍用機エンジンで特に厳しい。
【０００５】圧縮機翼形部の効率の最大化は、主に、正
圧側及び負圧側での速度分布を最適化することによって
行われる。しかし、従来の圧縮機設計では適度な失速マ
ージンの要件によって効率が制限されるのが通例であっ
た。それ以上効率を高めようとすると失速マージンの低
下という結果に陥るのが通例であり、逆に、失速マージ
ンを増やすと効率の低下という結果に至る。
圧側及び負圧側での速度分布を最適化することによって
行われる。しかし、従来の圧縮機設計では適度な失速マ
ージンの要件によって効率が制限されるのが通例であっ
た。それ以上効率を高めようとすると失速マージンの低
下という結果に陥るのが通例であり、逆に、失速マージ
ンを増やすと効率の低下という結果に至る。
【０００６】通例、高い効率は所定の段の翼形部のぬれ
表面積を最小限にしてその分翼形部の抗力を減少させる
ことによって得られる。これは、通例、ソリディティつ
まりロータディスク外周の翼形部の密度を減らすか、或
いは翼弦長とスパン長さとのアスペクト比を増すことに
よって達成される。
表面積を最小限にしてその分翼形部の抗力を減少させる
ことによって得られる。これは、通例、ソリディティつ
まりロータディスク外周の翼形部の密度を減らすか、或
いは翼弦長とスパン長さとのアスペクト比を増すことに
よって達成される。
【０００７】ある所定のロータ速度では、こうした効率
の増加は失速マージンを減少させる。高レベルの失速マ
ージンを達成するには、至適入射角以下で翼形部を設計
するとともに、至適レベルよりも高いソリディティを用
いればよい。これは軸流圧縮機の効率を下げる。
の増加は失速マージンを減少させる。高レベルの失速マ
ージンを達成するには、至適入射角以下で翼形部を設計
するとともに、至適レベルよりも高いソリディティを用
いればよい。これは軸流圧縮機の効率を下げる。
【０００８】失速マージンはロータ速度を高めることに
よっても増大し得るが、これは翼形部のマッハ数を増加
させて翼形部の抗力を増すことになり、効率を低下させ
る。
よっても増大し得るが、これは翼形部のマッハ数を増加
させて翼形部の抗力を増すことになり、効率を低下させ
る。
【０００９】従って、典型的な圧縮機設計は必然的に効
率と失速マージンのいずれかを優先させる妥協を含む。
率と失速マージンのいずれかを優先させる妥協を含む。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】そこで、ガスタービン
エンジン圧縮機の性能を改善すべく圧縮機の効率と失速
マージンを共に向上させることが望まれている。
エンジン圧縮機の性能を改善すべく圧縮機の効率と失速
マージンを共に向上させることが望まれている。
【００１１】
【課題を解決するための手段】圧縮機翼形部は根元から
先端まで、前縁と後縁の間に延在する正圧側面と負圧側
面とを含む。各横断面は翼弦と反り線を含んでいる。性
能改善のために、横断面の重心は接線方向、軸方向又は
両方向に湾曲した積重ね軸上に整列する。
先端まで、前縁と後縁の間に延在する正圧側面と負圧側
面とを含む。各横断面は翼弦と反り線を含んでいる。性
能改善のために、横断面の重心は接線方向、軸方向又は
両方向に湾曲した積重ね軸上に整列する。
【００１２】
【発明の実施の形態】本発明の好ましい例示的な実施形
態を、その他の目的及び利点と併せて、添付の図面を参
照しながら、以下の詳細な説明によって具体的に説明す
る。
態を、その他の目的及び利点と併せて、添付の図面を参
照しながら、以下の詳細な説明によって具体的に説明す
る。
【００１３】図１は、ガスタービンエンジンの多段軸流
圧縮機の１段を画成する環状ロータブリスク１０の一部
を示す。ブリスクは、複数の円周方向に離隔したロータ
動翼つまり翼形部１２が一体ロータディスク１４の周囲
から半径方向外側に延びていて、単一の一体アセンブリ
をなす。ブリスクは従来の機械加工及び電気化学的加工
法で製造し得る。
圧縮機の１段を画成する環状ロータブリスク１０の一部
を示す。ブリスクは、複数の円周方向に離隔したロータ
動翼つまり翼形部１２が一体ロータディスク１４の周囲
から半径方向外側に延びていて、単一の一体アセンブリ
をなす。ブリスクは従来の機械加工及び電気化学的加工
法で製造し得る。
【００１４】別法として、翼形部は一体ダブテールとと
もになるものであってもよく、従来の別の構成における
ように別個のロータディスクの外周のダブテールスロッ
トに着脱自在に装着される。
もになるものであってもよく、従来の別の構成における
ように別個のロータディスクの外周のダブテールスロッ
トに着脱自在に装着される。
【００１５】作動中、図１に示すようにブリスクは、隣
り合った翼形部間を流れて空気を加圧すべく例えば時計
回りに回転する。翼形部は、空気圧縮の効率が最大にな
り、かつ圧縮機の効率を高めるために適当に高い失速マ
ージンをもたらすような空気力学的プロフィールに構成
されている。図１に示すブリスク１０は、効率と失速マ
ージンとを高めて圧縮機の性能を向上させる本発明によ
って構成できる、多段ロータ翼形部のうちの一段のみで
ある。
り合った翼形部間を流れて空気を加圧すべく例えば時計
回りに回転する。翼形部は、空気圧縮の効率が最大にな
り、かつ圧縮機の効率を高めるために適当に高い失速マ
ージンをもたらすような空気力学的プロフィールに構成
されている。図１に示すブリスク１０は、効率と失速マ
ージンとを高めて圧縮機の性能を向上させる本発明によ
って構成できる、多段ロータ翼形部のうちの一段のみで
ある。
【００１６】空気力学的な効率と失速マージンの間の従
来の妥協案にもかかわらず、翼形部の性能評価のための
３次元（３Ｄ）の粘性流れ方程式を解くのに最新コンピ
ュータソフトが一般に利用できる。その結果として得ら
れる翼形部は、その翼長にわたり半径方向の断面が僅か
に変わる従来型の翼形部と比較して、全体的に著しく異
なる独特の３次元的形状を有する。
来の妥協案にもかかわらず、翼形部の性能評価のための
３次元（３Ｄ）の粘性流れ方程式を解くのに最新コンピ
ュータソフトが一般に利用できる。その結果として得ら
れる翼形部は、その翼長にわたり半径方向の断面が僅か
に変わる従来型の翼形部と比較して、全体的に著しく異
なる独特の３次元的形状を有する。
【００１７】図１は、従来不可能であった効率と失速マ
ージンとを高める、改善された性能を有する３次元解析
から明らかになった、特有の湾曲した翼形部１２を示
す。
ージンとを高める、改善された性能を有する３次元解析
から明らかになった、特有の湾曲した翼形部１２を示
す。
【００１８】ロータディスク１４は、Ｘ軸と、接線方向
又は円周方向のＹ軸と、半径方向のＺ軸の３本の直交軸
を有する。軸方向のＸ軸は、圧縮機を通る空気流れ１６
に対して下流方向に延在する。接線方向のＹ軸は、ディ
スクと翼形部の回転方向に延在する。さらに、半径方向
のＺ軸は、ディスクの周囲からディスク上の翼形部の各
々に対して半径方向外側に延在している。
又は円周方向のＹ軸と、半径方向のＺ軸の３本の直交軸
を有する。軸方向のＸ軸は、圧縮機を通る空気流れ１６
に対して下流方向に延在する。接線方向のＹ軸は、ディ
スクと翼形部の回転方向に延在する。さらに、半径方向
のＺ軸は、ディスクの周囲からディスク上の翼形部の各
々に対して半径方向外側に延在している。
【００１９】各々の翼形部１２は、全体的に凹形の正圧
側面１８と、全体的に凸形の負圧側面２０とを含み、デ
ィスクの周囲に一体的に接続されている根元つまりハブ
２２から半径方向外側の先端２４まで、半径方向つまり
縦方向に延在する。両側つまり正圧側面と負圧側面は、
前縁と後縁の間の翼弦方向つまり軸方向に、根元から先
端まで延在する。
側面１８と、全体的に凸形の負圧側面２０とを含み、デ
ィスクの周囲に一体的に接続されている根元つまりハブ
２２から半径方向外側の先端２４まで、半径方向つまり
縦方向に延在する。両側つまり正圧側面と負圧側面は、
前縁と後縁の間の翼弦方向つまり軸方向に、根元から先
端まで延在する。
【００２０】本発明の一つの特徴によれば、翼形部の負
圧側面２０は、ディスク周囲と交わる部分で、根元２２
の近傍又は隣接位置で後縁２８に沿って横方向つまり接
線方向に湾曲している。この位置における空気流の剥離
を実質的に低減又は除去できるので、動翼効率及び失速
マージンが改善される。
圧側面２０は、ディスク周囲と交わる部分で、根元２２
の近傍又は隣接位置で後縁２８に沿って横方向つまり接
線方向に湾曲している。この位置における空気流の剥離
を実質的に低減又は除去できるので、動翼効率及び失速
マージンが改善される。
【００２１】図２に示すように、負圧側面の後縁は、基
本的に接線方向のみに主として湾曲している。図３に示
す軸方向及び半径方向の平面Ｘ−Ｚの突出部において、
負圧側面の湾曲は僅かである。しかし、翼形部は以下で
検討する性能のさらに改善のために、図３に示すように
軸方向に湾曲させてもよい。
本的に接線方向のみに主として湾曲している。図３に示
す軸方向及び半径方向の平面Ｘ−Ｚの突出部において、
負圧側面の湾曲は僅かである。しかし、翼形部は以下で
検討する性能のさらに改善のために、図３に示すように
軸方向に湾曲させてもよい。
【００２２】図１−３に示す翼形部は、複数の半径方向
つまり縦方向に積み重ねられた各横断面で規定されてお
り、その一つが図４に示されている。各々の断面は前縁
２６と後縁２８の間に延在する正圧側面１８と負圧側面
２０のそれぞれの部分によって定められる空気力学的プ
ロフィールをもつ。各々のプロフィールは、前縁と後縁
の間を軸方向に延在する一直線の翼弦３０と、前縁と後
縁の間に正圧側面と負圧側面から等距離に位置する中心
線である弓状反り線３２とによって定められる。反り線
３２は、軸方向のＸ軸に対するキャンバ角Ａを有し、こ
の角度は、前縁と後縁の間で変化し、典型的に翼形部前
縁において入射空気１６とほぼ平行である。
つまり縦方向に積み重ねられた各横断面で規定されてお
り、その一つが図４に示されている。各々の断面は前縁
２６と後縁２８の間に延在する正圧側面１８と負圧側面
２０のそれぞれの部分によって定められる空気力学的プ
ロフィールをもつ。各々のプロフィールは、前縁と後縁
の間を軸方向に延在する一直線の翼弦３０と、前縁と後
縁の間に正圧側面と負圧側面から等距離に位置する中心
線である弓状反り線３２とによって定められる。反り線
３２は、軸方向のＸ軸に対するキャンバ角Ａを有し、こ
の角度は、前縁と後縁の間で変化し、典型的に翼形部前
縁において入射空気１６とほぼ平行である。
【００２３】また、各々の翼形部断面は、図１に示すよ
うに湾曲した積重ね軸３６において翼形部の縦方向の翼
長に沿って半径方向に整列される重心３４を有する。翼
弦３０と反り線３２とを含む対応する翼形部断面の形状
に加えて、積重ね軸３６は、本発明による性能向上のた
めの翼形部の３Ｄ定義を可能にする。
うに湾曲した積重ね軸３６において翼形部の縦方向の翼
長に沿って半径方向に整列される重心３４を有する。翼
弦３０と反り線３２とを含む対応する翼形部断面の形状
に加えて、積重ね軸３６は、本発明による性能向上のた
めの翼形部の３Ｄ定義を可能にする。
【００２４】より詳細には、図１に示す積重ね軸３６
は、図２に示す接線方向の積重ね軸３６ａと、図３に示
す軸方向の積重ね軸３６ｂとを含む２本の直交成分を有
する。図２に示すように、翼形部の負圧側面２０を後縁
の根元つまりハブの近傍で湾曲させるために、接線方向
の積重ね軸３６ａは、翼形部の根元２２に隣接する位置
で非線形であり湾曲している。
は、図２に示す接線方向の積重ね軸３６ａと、図３に示
す軸方向の積重ね軸３６ｂとを含む２本の直交成分を有
する。図２に示すように、翼形部の負圧側面２０を後縁
の根元つまりハブの近傍で湾曲させるために、接線方向
の積重ね軸３６ａは、翼形部の根元２２に隣接する位置
で非線形であり湾曲している。
【００２５】接線方向の積重ね軸３６ａは、最初根元２
２から翼形部の正圧側面２２の方向に、前方つまり翼形
部とディスクの回転方向に傾斜している。その後、軸３
６ａは、先端２４に隣接する負圧側面２０に向かって、
翼形部及びディスクの回転方向と反対側の後方つまり後
ろ向きに傾斜している。それに対応して根元付近の翼形
部の各横断面のキャンバは、順にそこで負圧側面に湾曲
するよう変化する。
２から翼形部の正圧側面２２の方向に、前方つまり翼形
部とディスクの回転方向に傾斜している。その後、軸３
６ａは、先端２４に隣接する負圧側面２０に向かって、
翼形部及びディスクの回転方向と反対側の後方つまり後
ろ向きに傾斜している。それに対応して根元付近の翼形
部の各横断面のキャンバは、順にそこで負圧側面に湾曲
するよう変化する。
【００２６】積重ね軸３６ａの湾曲と、対応する横断面
形状とは、負圧側面の空気流の剥離を十分に低減又は除
去するよう選定される。
形状とは、負圧側面の空気流の剥離を十分に低減又は除
去するよう選定される。
【００２７】図１及び図２に示す通り、湾曲した積重ね
軸は、後縁２８が、湾曲した負圧側面２０の根元と実質
的に垂直に配向し、そこから上では後ろ向きに傾斜する
ことを可能にする。後縁２８は、ロータの周囲又はプラ
ットホームと交差角Ｂで交差しており、後縁の湾曲がな
ければ著しく鋭角になってしまう。コンピュータ解析
は、鋭角の後縁交差角がハブの境界層剥離を助長するこ
とを示し、このことは翼形部の効率を低下させる。負圧
側面の湾曲は、交差角Ｂの鋭角度を減じ、対応して境界
層剥離を低減して結果として効率が高まる。湾曲した積
重ね軸は、作動中に発生した遠心荷重が、翼形部を僅か
に真っ直ぐにして、遠心引張応力を局所的に相殺する局
所圧縮曲げ応力をもたらすことを可能にする。
軸は、後縁２８が、湾曲した負圧側面２０の根元と実質
的に垂直に配向し、そこから上では後ろ向きに傾斜する
ことを可能にする。後縁２８は、ロータの周囲又はプラ
ットホームと交差角Ｂで交差しており、後縁の湾曲がな
ければ著しく鋭角になってしまう。コンピュータ解析
は、鋭角の後縁交差角がハブの境界層剥離を助長するこ
とを示し、このことは翼形部の効率を低下させる。負圧
側面の湾曲は、交差角Ｂの鋭角度を減じ、対応して境界
層剥離を低減して結果として効率が高まる。湾曲した積
重ね軸は、作動中に発生した遠心荷重が、翼形部を僅か
に真っ直ぐにして、遠心引張応力を局所的に相殺する局
所圧縮曲げ応力をもたらすことを可能にする。
【００２８】従って、選択的に湾曲された翼形部は、ハ
ブでの境界層剥離を低減し、作動中に許容できる曲げ応
力によってもたらされる積重ね軸の湾曲の程度によって
のみ制限を受ける。改善されたハブでの空気流れは、失
速マージンを損なうことなくエーアフォイルの効率を高
める。
ブでの境界層剥離を低減し、作動中に許容できる曲げ応
力によってもたらされる積重ね軸の湾曲の程度によって
のみ制限を受ける。改善されたハブでの空気流れは、失
速マージンを損なうことなくエーアフォイルの効率を高
める。
【００２９】空気力学的スイープは、圧縮機翼形部の性
能を評価するための一般的なパラメータである。本発明
の別の特徴によれば、翼形部１２の前縁と後縁の間の空
気力学的アフトスイープを制限する手段が提供される。
アフトスイープは、逆に失速マージンに悪影響を及ぼす
ことがあり、選択的にアフトスイープを制限すると失速
マージンを高めることができる。図３に示す翼形部１２
のアフトスイープは、選択的に軸方向積重ね軸３６ｂを
湾曲させ、また選択的に横断面の翼弦分布を変化させる
ことによって制限できる。
能を評価するための一般的なパラメータである。本発明
の別の特徴によれば、翼形部１２の前縁と後縁の間の空
気力学的アフトスイープを制限する手段が提供される。
アフトスイープは、逆に失速マージンに悪影響を及ぼす
ことがあり、選択的にアフトスイープを制限すると失速
マージンを高めることができる。図３に示す翼形部１２
のアフトスイープは、選択的に軸方向積重ね軸３６ｂを
湾曲させ、また選択的に横断面の翼弦分布を変化させる
ことによって制限できる。
【００３０】例えば、アフトスイープは、翼形部前縁２
６が先端２４を含む軸方向に共面の半径方向外側部分つ
まり外側部分をもつよう形成することで制限できる。さ
らに、前縁２６の残りの半径方向内側部分つまり内側部
分は、外側部分から根元２２にかけて軸方向前方に傾斜
する。
６が先端２４を含む軸方向に共面の半径方向外側部分つ
まり外側部分をもつよう形成することで制限できる。さ
らに、前縁２６の残りの半径方向内側部分つまり内側部
分は、外側部分から根元２２にかけて軸方向前方に傾斜
する。
【００３１】図３は翼形部１２の負圧側面２０からの軸
方向の突出部を示し、一定の軸方向位置にあることが好
ましい真っ直ぐな前縁の外側部分を示す。前縁２６の内
側部分は、仮想線で示す半径方向ラインに対して翼形部
の根元に近づくにつれて前方に傾斜している。つまり、
翼形部の空気力学的アフトスイープは、前縁において翼
形部の根元から先端まで制限されている。
方向の突出部を示し、一定の軸方向位置にあることが好
ましい真っ直ぐな前縁の外側部分を示す。前縁２６の内
側部分は、仮想線で示す半径方向ラインに対して翼形部
の根元に近づくにつれて前方に傾斜している。つまり、
翼形部の空気力学的アフトスイープは、前縁において翼
形部の根元から先端まで制限されている。
【００３２】図３に示すように、前縁２６の外側部分と
内側部分とは、翼形部の翼幅中央部あたりで交差つまり
遷移する。好ましい実施形態において、翼幅中央部の遷
移部は、翼長の高さの約４０％から約６０％の範囲にあ
る。翼形部効率と失速マージンとはこの好ましい前縁形
状でさらに高められる。
内側部分とは、翼形部の翼幅中央部あたりで交差つまり
遷移する。好ましい実施形態において、翼幅中央部の遷
移部は、翼長の高さの約４０％から約６０％の範囲にあ
る。翼形部効率と失速マージンとはこの好ましい前縁形
状でさらに高められる。
【００３３】空気力学的アフトスイープは、翼形部後縁
２８を図３に示すように選択的に形成することでさらに
制限できる。対応する翼弦長と共に軸方向の積重ね軸３
６ｂは、後縁形状の制限に用いることができる。図３に
示す好ましい実施形態において、後縁２８は、根元２２
を含む軸方向に共面の内側部分と、内側部分から先端２
４まで軸方向前方に傾斜する外側部分とを有する。
２８を図３に示すように選択的に形成することでさらに
制限できる。対応する翼弦長と共に軸方向の積重ね軸３
６ｂは、後縁形状の制限に用いることができる。図３に
示す好ましい実施形態において、後縁２８は、根元２２
を含む軸方向に共面の内側部分と、内側部分から先端２
４まで軸方向前方に傾斜する外側部分とを有する。
【００３４】後縁２８の内側部分と外側部分とは、翼形
部の翼幅中央部と根元２２の間で半径方向内側に交差つ
まり遷移する。好ましい実施形態において、後縁の内側
遷移部は、翼長の高さの約１５％から約２５％の範囲に
ある。つまり、後縁の形状は、翼長の高さの僅かな内側
部分にわたって根元２２から後縁の一定の軸方向位置を
保つことによって定められ、後縁の大部分を占める外側
部分は、仮想線に示す半径方向ラインに対して先端２４
に向かって前方に突出つまり傾斜する。この場合も同様
に、空気力学的アフトスイープは、同様に翼形部の効率
と失速マージンを高めるよう制限される。
部の翼幅中央部と根元２２の間で半径方向内側に交差つ
まり遷移する。好ましい実施形態において、後縁の内側
遷移部は、翼長の高さの約１５％から約２５％の範囲に
ある。つまり、後縁の形状は、翼長の高さの僅かな内側
部分にわたって根元２２から後縁の一定の軸方向位置を
保つことによって定められ、後縁の大部分を占める外側
部分は、仮想線に示す半径方向ラインに対して先端２４
に向かって前方に突出つまり傾斜する。この場合も同様
に、空気力学的アフトスイープは、同様に翼形部の効率
と失速マージンを高めるよう制限される。
【００３５】積重ね軸は、接線方向及び軸方向の両成分
を含んでいるので、図１と図２に示すように、接線方向
成分は、後縁近傍の根元において湾曲した負圧側面２０
を導くのに役立つよう利用でき、前記の利点を得ること
ができる。同様に、図３に示すように、前縁２６と後縁
２８とに沿ってアフトスイープを制限するよう積重ね軸
の軸方向成分を選定できる。
を含んでいるので、図１と図２に示すように、接線方向
成分は、後縁近傍の根元において湾曲した負圧側面２０
を導くのに役立つよう利用でき、前記の利点を得ること
ができる。同様に、図３に示すように、前縁２６と後縁
２８とに沿ってアフトスイープを制限するよう積重ね軸
の軸方向成分を選定できる。
【００３６】さらに、翼形部の軸方向の形状は、接線方
向の形状と協働してさらに著しく境界層剥離を低減す
る。
向の形状と協働してさらに著しく境界層剥離を低減す
る。
【００３７】積重ね軸は、翼弦３０と反り線３２のキャ
ンバの長さの分布を含む、個々の翼形部の横断面形状と
共に形成される。さらに、遠心的に生じる翼形部内の曲
げ応力を許容限界内に制限するための積重ね軸の特定形
状も制限できる。
ンバの長さの分布を含む、個々の翼形部の横断面形状と
共に形成される。さらに、遠心的に生じる翼形部内の曲
げ応力を許容限界内に制限するための積重ね軸の特定形
状も制限できる。
【００３８】従って、積重ね軸の２つの成分と翼形部の
横断面形状とは、翼形部の効率と失速マージンとを高め
るよう３Ｄ粘性流れ解析に基づいてさらに形成でき、図
に示す独特の３Ｄ形状をもたらす。負圧側面の湾曲の程
度と、前縁と後縁とに沿うアフトスイープの制限とは、
高められた翼形部の効率と対応する失速マージンの利益
を変更するよう、異なる翼形部の形状について異なる組
み合わせにおいて調整できる。つまり、結果として得ら
れる翼形部１２は、このような改善を可能にするコンピ
ュータ解析における最新の進歩に帰因する真の３次元性
能に合わせて設計できる。
横断面形状とは、翼形部の効率と失速マージンとを高め
るよう３Ｄ粘性流れ解析に基づいてさらに形成でき、図
に示す独特の３Ｄ形状をもたらす。負圧側面の湾曲の程
度と、前縁と後縁とに沿うアフトスイープの制限とは、
高められた翼形部の効率と対応する失速マージンの利益
を変更するよう、異なる翼形部の形状について異なる組
み合わせにおいて調整できる。つまり、結果として得ら
れる翼形部１２は、このような改善を可能にするコンピ
ュータ解析における最新の進歩に帰因する真の３次元性
能に合わせて設計できる。
【００３９】本明細書では本発明の好ましい例示的な実
施形態と思料するものについて説明してきたが、本発明
のその他の形態は本明細書の教示内容から当業者には自
明であり、本発明の技術的思想及び技術的範囲に属する
かかる形態すべてが特許請求の範囲で保護されることを
望むものである。
施形態と思料するものについて説明してきたが、本発明
のその他の形態は本明細書の教示内容から当業者には自
明であり、本発明の技術的思想及び技術的範囲に属する
かかる形態すべてが特許請求の範囲で保護されることを
望むものである。
【００４０】従って、特許による保護を求めるのは、請
求項に規定され特徴付けられた発明である。
求項に規定され特徴付けられた発明である。
【図１】本発明の例示的な実施形態による一体型ロータ
ディスクから半径方向外側に延在する湾曲翼形部を有す
る、ガスタービンエンジン圧縮機ロータ段の一部分の等
角投影図である。
ディスクから半径方向外側に延在する湾曲翼形部を有す
る、ガスタービンエンジン圧縮機ロータ段の一部分の等
角投影図である。
【図２】図１に示す翼形部の１つの、線２−２に概ね沿
った接線方向及び半径方向平面での正面等角投影図であ
る。
った接線方向及び半径方向平面での正面等角投影図であ
る。
【図３】図１に示す翼形部の１つの、線３−３に概ね沿
った円周方向に投影した軸方向及び半径方向平面での側
面立面図である。
った円周方向に投影した軸方向及び半径方向平面での側
面立面図である。
【図４】図３に示す線４−４に沿った翼形部の例示的な
部分の半径方向横断面図である。
部分の半径方向横断面図である。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジョン・ジャレド・デッカー アメリカ合衆国、オハイオ州、リバティ ー・タウンシップ、ウッズエッジ・ドライ ブ、6675番 (72)発明者 グレゴリー・トッド・ステインメッツ 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 マーク・ジョセフ・ミエルケ アメリカ合衆国、オハイオ州、ブランチェ スター、テンプリン・ロード、7288番
Claims (21)
- 【請求項１】 軸方向、接線方向及び半径方向の直交軸
を有するロータディスク１４用圧縮機翼形部１２であっ
て、 半径方向に根元２２から先端２４まで延在しているとと
もに軸方向に前縁２６と後縁２８の間に延在する正圧側
面１８及び負圧側面２０と；前縁と後縁の間に延在する
翼弦及び反り線並びに湾曲した積重ね軸３６上に整列し
た重心３４を有する各横断面と；を含んでなり、負圧側
面２０が境界層剥離を低減すべく根元２２付近の後縁２
８に沿って湾曲している、翼形部１２。 - 【請求項２】 前記積重ね軸が接線方向の積重ね軸３６
ａと軸方向の積重ね軸３６ｂとを含む２つの直交成分か
らなり、接線方向の積重ね軸が翼形部の根元２２付近で
湾曲して負圧側面２０が根元２２で湾曲している、請求
項１記載の翼形部。 - 【請求項３】 接線方向の積重ね軸３６ａが、まず根元
２２から正圧側面１８に向かって前方に傾斜し、次に先
端２４付近の負圧側面２０に向かって後方に傾斜してお
り、根元付近の断面のキャンバはそこでの負圧側面２０
が湾曲するように変化している、請求項２記載の翼形
部。 - 【請求項４】 前記前方への傾斜がディスク１４上の翼
形部の回転方向であり、前記後方への傾斜が上記回転方
向と反対方向である、請求項３記載の翼形部。 - 【請求項５】 後縁２８が、前記湾曲した負圧側面２０
で根元と実質的垂直に配向しており、そこから上では後
方に傾斜している、請求項３記載の翼形部。 - 【請求項６】 前縁２６と後縁２８の間に、翼形部の空
気力学的アフトスイープを制限する手段３６ｂをさらに
含む、請求項１記載の翼形部。 - 【請求項７】 積重ね軸が接線方向の積重ね軸３６ａと
軸方向積重ね軸３６ｂとを含む２つの直交成分を有し；
スイープ制限手段が軸方向の積重ね軸３６ｂを湾曲させ
る、請求項６記載の翼形部。 - 【請求項８】 スイープ制限手段がさらに横断面の翼弦
分布を変える、請求項７記載の翼形部。 - 【請求項９】 スイープ制限手段が、さらに先端２４を
含む軸方向に共面の外側部分と、外側部分から根元２２
まで前方に傾斜する内側部分とを有する前縁２６を含
む、請求項８記載の翼形部。 - 【請求項１０】 外側前縁部分と内側前縁部分が翼形部
のほぼ翼幅中央部で遷移する、請求項９記載の翼形部。 - 【請求項１１】 翼幅中央部の遷移が翼幅の４０％から
約６０％の範囲にある、請求項１０記載の翼形部。 - 【請求項１２】 スイープ制限手段が、さらに根元２２
を含む軸方向に共面の内側部分と、内側部分から先端ま
で前方に傾斜する外側部分とを有する後縁２８を含む、
請求項８記載の翼形部。 - 【請求項１３】 内側後縁部分と外側後縁部分が翼形部
の翼幅中央部と根元２２の間で内側に遷移する、請求項
９記載の翼形部。 - 【請求項１４】 内側遷移が翼幅の約１５％から約２５
％の範囲にある、請求項１３記載の翼形部。 - 【請求項１５】 スイープ制限手段がさらに、 先端２４を含む軸方向に共面の外側部分と、外側部分か
ら根元２２まで前方に傾斜する内側部分とを有する前縁
２６を有し；後縁２８が、根元２２を含む軸方向に共面
の内側部分と、後縁内側部分から先端２４まで前方に傾
斜する外側部分とを含む、請求項８記載の翼形部。 - 【請求項１６】 前縁の外側部分と内側部分とが翼形部
のほぼ翼幅中央部で遷移し；後縁の内側部分と外側部分
とが、翼幅中央部と根元２２の間の内側部分で遷移す
る；、請求項１５記載の翼形部。 - 【請求項１７】 前縁翼幅中央部の遷移が翼幅の約４０
％から約６０％の範囲にあり；後縁の内側部分の遷移が
翼幅の約１５％から約２５％の範囲にある；、請求項１
６記載の翼形部。 - 【請求項１８】 半径方向に根元２２から先端２４まで
延在しているとともに軸方向に前縁２６と後縁２８の間
に延在する正圧側面１８及び負圧側面２０と；前縁と後
縁の間に延在する翼弦と反り線並びに湾曲した積重ね軸
３６上に整列した重心３４を有する各横断面と；を含
む、軸方向、接線方向及び半径方向の直交軸を有するロ
ータディスク１４用の圧縮機翼形部１２であって、 負圧側面２０が境界層剥離を低減するよう根元２２付近
の後縁２８に沿って湾曲し；積重ね軸が接線方向の積重
ね軸３６ａと、軸方向の積重ね軸３６ｂとを含む２つの
直交成分を有し、積重ね軸が負圧側面を根元２２で湾曲
させるよう翼形部の根元２２付近で湾曲している、翼形
部１２。 - 【請求項１９】 軸方向、接線方向及び半径方向の直交
軸を有するロータディスク１４用の圧縮機翼形部１２で
あって、 半径方向に根元２２から先端２４まで延在しているとと
もに軸方向に前縁２６と後縁２８の間に延在する正圧側
面１８及び負圧側面２０と；前縁と後縁の間に延在する
翼弦及び反り線並びに湾曲した積重ね軸３６上に整列し
た重心３４を有する各横断面と；前縁と後縁の間の翼形
部の空気力学的アフトスイープを制限する手段３６ｂ
と；を含む、翼形部１２。 - 【請求項２０】 積重ね軸３６ａが負圧側面２０を根元
２２で湾曲するよう翼形部の根元２２付近で湾曲してい
る、請求項１９記載の翼形部。 - 【請求項２１】 一体型ブリスク１０のロータディスク
１４から半径方向外側に延在し、そこでのハブの境界層
剥離を低減するよう、負圧側面２０がディスクに隣接す
る位置で湾曲している、請求項２０記載の翼形部。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/455828 | 1999-12-06 | ||
| US09/455,828 US6299412B1 (en) | 1999-12-06 | 1999-12-06 | Bowed compressor airfoil |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001221195A true JP2001221195A (ja) | 2001-08-17 |
| JP2001221195A5 JP2001221195A5 (ja) | 2010-12-09 |
| JP4942244B2 JP4942244B2 (ja) | 2012-05-30 |
Family
ID=23810436
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000305574A Expired - Fee Related JP4942244B2 (ja) | 1999-12-06 | 2000-10-05 | 湾曲圧縮機翼形部 |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6299412B1 (ja) |
| EP (1) | EP1106835B1 (ja) |
| JP (1) | JP4942244B2 (ja) |
| AT (1) | ATE402344T1 (ja) |
| BR (1) | BR0004690A (ja) |
| CA (1) | CA2321330C (ja) |
| DE (1) | DE60039571D1 (ja) |
| ES (1) | ES2310509T3 (ja) |
| IL (1) | IL138651A (ja) |
| PL (1) | PL198629B1 (ja) |
| RU (1) | RU2220329C2 (ja) |
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