JP2003106103A - 回転機の静翼 - Google Patents
回転機の静翼Info
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- JP2003106103A JP2003106103A JP2001305975A JP2001305975A JP2003106103A JP 2003106103 A JP2003106103 A JP 2003106103A JP 2001305975 A JP2001305975 A JP 2001305975A JP 2001305975 A JP2001305975 A JP 2001305975A JP 2003106103 A JP2003106103 A JP 2003106103A
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- blade
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
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-
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- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- 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
Abstract
(57)【要約】
【課題】 静翼の低アスペクト比を実現し、且つ圧力損
失を低減することができるように構成されたタービンの
静翼を提供する。 【解決手段】 回転機に於けるタービンホイール（１
１）の動翼（３２）と隣接配置されたノズル（Ｎ）を構
成する静翼（３１）を、アスペクト比（後縁の高さｈ／
ハブ上での軸方向長さＣ）が０．５以下であり、且つ後
縁の背面の半径線に対する傾き角度が７度以上４２度以
下であるものとする。これにより、静翼を傾けることに
より、ハブ側の負荷を減少させ、２次流が抑えられるた
めに圧力損失を低減し得る。
失を低減することができるように構成されたタービンの
静翼を提供する。 【解決手段】 回転機に於けるタービンホイール（１
１）の動翼（３２）と隣接配置されたノズル（Ｎ）を構
成する静翼（３１）を、アスペクト比（後縁の高さｈ／
ハブ上での軸方向長さＣ）が０．５以下であり、且つ後
縁の背面の半径線に対する傾き角度が７度以上４２度以
下であるものとする。これにより、静翼を傾けることに
より、ハブ側の負荷を減少させ、２次流が抑えられるた
めに圧力損失を低減し得る。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、回転機に於ける動
翼と隣接配置された静翼に関するものである。
翼と隣接配置された静翼に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンなど、ノズルを構
成する静翼とタービンを構成する動翼とを軸方向につい
て互いに隣接配置した回転機においては、静翼の圧力損
失を抑えるために、静翼のソリディティ（翼の軸方向寸
法／周方向についての翼間寸法）を所定値以上に設定す
ることが一般的である。そのための手法として、翼の枚
数を増やして周方向についての翼間寸法を小さくすると
共に、翼の軸方向寸法を小さくしてアスペクト比（後縁
の高さｈ／ハブ上での軸方向長さＣ）を高くすることが
一般的である。
成する静翼とタービンを構成する動翼とを軸方向につい
て互いに隣接配置した回転機においては、静翼の圧力損
失を抑えるために、静翼のソリディティ（翼の軸方向寸
法／周方向についての翼間寸法）を所定値以上に設定す
ることが一般的である。そのための手法として、翼の枚
数を増やして周方向についての翼間寸法を小さくすると
共に、翼の軸方向寸法を小さくしてアスペクト比（後縁
の高さｈ／ハブ上での軸方向長さＣ）を高くすることが
一般的である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかるに、動翼の固有
振動周波数（ω）と静翼枚数（ｎ）とエンジン回転数
（Ｎ）との間には〔ω＞ｎ・Ｎ／６０〕の関係があり、
常用回転域での共振発生を回避するには、静翼枚数を少
なくする必要がある。そして静翼枚数を少なくするに
は、必然的に静翼のアスペクト比を低くしなければなら
ない（図７参照）。ところが、静翼のアスペクト比を低
くすると、静翼の圧力損失が極端に増大してしまう。
振動周波数（ω）と静翼枚数（ｎ）とエンジン回転数
（Ｎ）との間には〔ω＞ｎ・Ｎ／６０〕の関係があり、
常用回転域での共振発生を回避するには、静翼枚数を少
なくする必要がある。そして静翼枚数を少なくするに
は、必然的に静翼のアスペクト比を低くしなければなら
ない（図７参照）。ところが、静翼のアスペクト比を低
くすると、静翼の圧力損失が極端に増大してしまう。
【０００４】本発明は、このような従来技術の問題点、
つまり動翼の共振を回避するためには静翼の低アスペク
ト比が絶対条件であるが、単にアスペクト比を低くする
と静翼の圧力損失が増大する、という不都合を解消すべ
く案出されたものであり、その主な目的は、静翼の低ア
スペクト比を実現し、且つ圧力損失を低減することがで
きるように構成されたタービンの静翼を提供することに
ある。
つまり動翼の共振を回避するためには静翼の低アスペク
ト比が絶対条件であるが、単にアスペクト比を低くする
と静翼の圧力損失が増大する、という不都合を解消すべ
く案出されたものであり、その主な目的は、静翼の低ア
スペクト比を実現し、且つ圧力損失を低減することがで
きるように構成されたタービンの静翼を提供することに
ある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】このような目的を果たす
ために、本発明の請求項１においては、 回転機に於け
るタービンホイール（１１）の動翼（３２）と隣接配置
されたノズル（Ｎ）を構成する静翼（３１）を、アスペ
クト比（後縁の高さｈ／ハブ上での軸方向長さＣ）が
０．５以下であり、且つ後縁の背面の半径線に対する傾
き角度が７度以上４２度以下であることを特徴とするも
のとした。
ために、本発明の請求項１においては、 回転機に於け
るタービンホイール（１１）の動翼（３２）と隣接配置
されたノズル（Ｎ）を構成する静翼（３１）を、アスペ
クト比（後縁の高さｈ／ハブ上での軸方向長さＣ）が
０．５以下であり、且つ後縁の背面の半径線に対する傾
き角度が７度以上４２度以下であることを特徴とするも
のとした。
【０００６】このように、静翼を傾ける（リーンまたは
バウさせる）ことにより、ハブ側の負荷を減少させ、２
次流が抑えられるために圧力損失を低減し得る。
バウさせる）ことにより、ハブ側の負荷を減少させ、２
次流が抑えられるために圧力損失を低減し得る。
【０００７】また請求項２の発明においては、上記に加
えて、（静翼後縁から動翼前縁までの軸方向距離Ｌ／静
翼のハブ上での軸方向長さＣ）が０．２５以下であるこ
とを特徴とするものとした。
えて、（静翼後縁から動翼前縁までの軸方向距離Ｌ／静
翼のハブ上での軸方向長さＣ）が０．２５以下であるこ
とを特徴とするものとした。
【０００８】このようにすれば、静翼後縁と動翼前縁と
の軸方向間隔が短くなり、静翼の下流に発生した渦が成
長する以前に動翼へ流れ込むので、圧力損失を低減でき
る。
の軸方向間隔が短くなり、静翼の下流に発生した渦が成
長する以前に動翼へ流れ込むので、圧力損失を低減でき
る。
【０００９】
【発明の実施の形態】以下に添付の図面を参照して本発
明について詳細に説明する。
明について詳細に説明する。
【００１０】図１は、本発明が適用される複軸バイパス
ジェットエンジンの模式図である。このエンジン１は、
互いの間を整流板２で連結されて同軸上に配置されたそ
れぞれが円筒状をなすアウタケーシング３とインナケー
シング４とを有している。また、同心的に組み合わされ
た中空軸からなり、それぞれが互いに独立した軸受５ｆ
・５ｒ・６ｆ・６ｒをもってケーシングの中心部に支持
されたアウタシャフト７とインナシャフト８とを有して
いる。
ジェットエンジンの模式図である。このエンジン１は、
互いの間を整流板２で連結されて同軸上に配置されたそ
れぞれが円筒状をなすアウタケーシング３とインナケー
シング４とを有している。また、同心的に組み合わされ
た中空軸からなり、それぞれが互いに独立した軸受５ｆ
・５ｒ・６ｆ・６ｒをもってケーシングの中心部に支持
されたアウタシャフト７とインナシャフト８とを有して
いる。
【００１１】アウタシャフト７には、その前側に高圧遠
心コンプレッサＨＣのインペラホイール９が、そして後
側に逆流燃焼室１０のノズルＮに隣接配置された高圧タ
ービンＨＴのタービンホイール１１が、それぞれ一体的
に結合されている。
心コンプレッサＨＣのインペラホイール９が、そして後
側に逆流燃焼室１０のノズルＮに隣接配置された高圧タ
ービンＨＴのタービンホイール１１が、それぞれ一体的
に結合されている。
【００１２】インナシャフト８には、その前端にフロン
トファン１２が、フロントファン１２の後方に低圧軸流
コンプレッサＬＣの動翼を構成するコンプレッサホイー
ル１３が、そして後端に燃焼ガスの噴射ダクト１４中に
低圧タービンＬＴの動翼を置いた一対のタービンホイー
ル１５ａ・１５ｂが、それぞれ一体的に結合されてい
る。
トファン１２が、フロントファン１２の後方に低圧軸流
コンプレッサＬＣの動翼を構成するコンプレッサホイー
ル１３が、そして後端に燃焼ガスの噴射ダクト１４中に
低圧タービンＬＴの動翼を置いた一対のタービンホイー
ル１５ａ・１５ｂが、それぞれ一体的に結合されてい
る。
【００１３】フロントファン１２の中心には、ノーズコ
ーン１６が設けられ、フロントファン１２の後方には、
アウタケーシング３の内周面にその外端を結合させた静
翼１７が配置されている。
ーン１６が設けられ、フロントファン１２の後方には、
アウタケーシング３の内周面にその外端を結合させた静
翼１７が配置されている。
【００１４】インナケーシング４の前端部内周には、低
圧軸流コンプレッサＬＣの静翼１８が配置されている。
そしてその後方には、フロントファン１２が吸入し、か
つ低圧軸流コンプレッサＬＣが予圧した空気を高圧遠心
コンプレッサＨＣへと送り込むための吸入ダクト１９
と、これに連続する高圧遠心コンプレッサＨＣのインペ
ラケーシング２０とが形成されている。また吸入ダクト
１９の内周側には、前記したアウタシャフト７並びにイ
ンナシャフト８の前端側を支持する軸受５ｆ・６ｆの軸
受箱２１が結合されている。
圧軸流コンプレッサＬＣの静翼１８が配置されている。
そしてその後方には、フロントファン１２が吸入し、か
つ低圧軸流コンプレッサＬＣが予圧した空気を高圧遠心
コンプレッサＨＣへと送り込むための吸入ダクト１９
と、これに連続する高圧遠心コンプレッサＨＣのインペ
ラケーシング２０とが形成されている。また吸入ダクト
１９の内周側には、前記したアウタシャフト７並びにイ
ンナシャフト８の前端側を支持する軸受５ｆ・６ｆの軸
受箱２１が結合されている。
【００１５】フロントファン１２が吸入した空気は、そ
の一部が上記のように低圧軸流コンプレッサＬＣを経て
高圧遠心コンプレッサＨＣへと送り込まれる。そしてそ
の残りの比較的低速かつ大量の空気は、アウタケーシン
グ３とインナケーシング４との間に形成されたバイパス
ダクト２２から後方へ噴射され、低速域での主たる推力
となる。
の一部が上記のように低圧軸流コンプレッサＬＣを経て
高圧遠心コンプレッサＨＣへと送り込まれる。そしてそ
の残りの比較的低速かつ大量の空気は、アウタケーシン
グ３とインナケーシング４との間に形成されたバイパス
ダクト２２から後方へ噴射され、低速域での主たる推力
となる。
【００１６】高圧遠心コンプレッサＨＣの外周部には、
ディフューザ２３が結合されており、その直後に設けら
れた逆流燃焼室１０へ高圧の空気を送り込むようになっ
ている。
ディフューザ２３が結合されており、その直後に設けら
れた逆流燃焼室１０へ高圧の空気を送り込むようになっ
ている。
【００１７】逆流燃焼室１０では、その後端面に設けら
れた燃料噴射ノズル２４から噴射された燃料とディフュ
ーザ２３から送り込まれた高圧空気とを混合して燃焼さ
せる。そして後方を向くノズルＮから噴射ダクト１４を
経て大気中へ噴射する燃焼ガスにより、高速域での主た
る推力を得る。
れた燃料噴射ノズル２４から噴射された燃料とディフュ
ーザ２３から送り込まれた高圧空気とを混合して燃焼さ
せる。そして後方を向くノズルＮから噴射ダクト１４を
経て大気中へ噴射する燃焼ガスにより、高速域での主た
る推力を得る。
【００１８】なお、噴射ダクト１４の内周側には、前記
したアウタシャフト７並びにインナシャフト８の後端側
を支持する軸受５ｒ・６ｒの軸受箱２５が結合されてい
る。
したアウタシャフト７並びにインナシャフト８の後端側
を支持する軸受５ｒ・６ｒの軸受箱２５が結合されてい
る。
【００１９】このエンジン１のアウタシャフト７には、
図示されていないギア機構を介してスタータモータ２６
の出力軸が連結されている。このスタータモータ２６を
駆動すると、高圧遠心コンプレッサＨＣのインペラホイ
ール９がアウタシャフト７と共に駆動され、高圧空気が
逆流燃焼室１０へ送り込まれる。この高圧空気と燃料と
を混合して燃焼させると、その燃焼ガスの噴射圧で高圧
タービンＨＴのタービンホイール１１並びに低圧タービ
ンＬＴのタービンホイール１５ａ・１５ｂが駆動され
る。この高圧タービンホイール１１の回転力で高圧遠心
コンプレッサＨＣのインペラホイール９が、そして低圧
タービンホイール１５ａ・１５ｂの回転力でフロントフ
ァン１２及び低圧軸流コンプレッサＬＣのコンプレッサ
ホイール１３が、それぞれ駆動される。そして燃焼ガス
の噴射圧で高圧タービンホイール１１並びに低圧タービ
ンホイール１５ａ・１５ｂが駆動されると、燃料供給量
と吸入空気量との自己フィードバック的釣り合いに応じ
て定まる状態でエンジン１が回転を継続することとな
る。
図示されていないギア機構を介してスタータモータ２６
の出力軸が連結されている。このスタータモータ２６を
駆動すると、高圧遠心コンプレッサＨＣのインペラホイ
ール９がアウタシャフト７と共に駆動され、高圧空気が
逆流燃焼室１０へ送り込まれる。この高圧空気と燃料と
を混合して燃焼させると、その燃焼ガスの噴射圧で高圧
タービンＨＴのタービンホイール１１並びに低圧タービ
ンＬＴのタービンホイール１５ａ・１５ｂが駆動され
る。この高圧タービンホイール１１の回転力で高圧遠心
コンプレッサＨＣのインペラホイール９が、そして低圧
タービンホイール１５ａ・１５ｂの回転力でフロントフ
ァン１２及び低圧軸流コンプレッサＬＣのコンプレッサ
ホイール１３が、それぞれ駆動される。そして燃焼ガス
の噴射圧で高圧タービンホイール１１並びに低圧タービ
ンホイール１５ａ・１５ｂが駆動されると、燃料供給量
と吸入空気量との自己フィードバック的釣り合いに応じ
て定まる状態でエンジン１が回転を継続することとな
る。
【００２０】図２は、本発明による逆流燃焼室１０のノ
ズルＮを構成する静翼３１の斜視図であり、図３は、静
翼３１と高圧タービンホイール１１の動翼３２との関係
を示す軸線に沿う部分的な断面図である。この静翼３１
のアスペクト比（後縁での翼高さｈ／ハブ上での軸方向
長Ｃ）は、約０．３２であり、その枚数は８枚である。
ズルＮを構成する静翼３１の斜視図であり、図３は、静
翼３１と高圧タービンホイール１１の動翼３２との関係
を示す軸線に沿う部分的な断面図である。この静翼３１
のアスペクト比（後縁での翼高さｈ／ハブ上での軸方向
長Ｃ）は、約０．３２であり、その枚数は８枚である。
【００２１】前述の通り、動翼の無共振を達成すべく静
翼のアスペクト比を低くすると、静翼の圧力損失が増大
する。そこで圧力損失を増大させないための手法とし
て、第１に、静翼３１を傾けるものとした（図４参
照）。この半径線に対する翼静３１の背面のリーン角α
を、静翼３１の後縁において７度以上４２度以下とする
ことにより、１以上に設定される高アスペクト比の静翼
の損失よりも低くすることができる（図５参照）。これ
は、ハブ側の負荷を減少させ、２次流れが抑えられるた
め、圧力損失を低減し得るからである。なお、リーン角
αを４２度以上とすることは製造上困難であり、また応
力が増大しがちである。
翼のアスペクト比を低くすると、静翼の圧力損失が増大
する。そこで圧力損失を増大させないための手法とし
て、第１に、静翼３１を傾けるものとした（図４参
照）。この半径線に対する翼静３１の背面のリーン角α
を、静翼３１の後縁において７度以上４２度以下とする
ことにより、１以上に設定される高アスペクト比の静翼
の損失よりも低くすることができる（図５参照）。これ
は、ハブ側の負荷を減少させ、２次流れが抑えられるた
め、圧力損失を低減し得るからである。なお、リーン角
αを４２度以上とすることは製造上困難であり、また応
力が増大しがちである。
【００２２】また、上記の条件に加えて静翼３１の後縁
と、静翼３１に隣接配置された動翼３２の前縁との間隔
Ｌと静翼３１の軸方向長Ｃとの関係を０＜Ｌ／Ｃ＜０．
２５とすることにより、静翼３１の下流に発生した渦が
成長する以前に流体が動翼３２へ流れ込むので、特に静
翼３１のハブ側の圧力損失を低減することができる（図
６参照）。
と、静翼３１に隣接配置された動翼３２の前縁との間隔
Ｌと静翼３１の軸方向長Ｃとの関係を０＜Ｌ／Ｃ＜０．
２５とすることにより、静翼３１の下流に発生した渦が
成長する以前に流体が動翼３２へ流れ込むので、特に静
翼３１のハブ側の圧力損失を低減することができる（図
６参照）。
【００２３】
【発明の効果】このように本発明によれば、静翼のアス
ペクト比を低く設定した上で圧力損失の増大を抑制する
ことができるので、エンジンの常用回転域での動翼の共
振を回避する上に多大な効果を奏することができる。
ペクト比を低く設定した上で圧力損失の増大を抑制する
ことができるので、エンジンの常用回転域での動翼の共
振を回避する上に多大な効果を奏することができる。
【図１】本発明が適用されるジェットエンジンの模式的
構造図
構造図
【図２】ノズルの静翼の斜視図
【図３】静翼と動翼との関係を示す要部断面図
【図４】静翼の後方から見た模式図
【図５】リーン角と損失との関係線図
【図６】損失の比較線図
【図７】回転速度と振動数との関係線図
３１ 静翼
３２ 動翼
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 本田 修一
埼玉県和光市中央１丁目４番１号 株式会
社本田技術研究所内
(72)発明者 園田 豊隆
埼玉県和光市中央１丁目４番１号 株式会
社本田技術研究所内
Ｆターム(参考） 3G002 GA07 GB05
Claims (2)
- 【請求項１】 回転機に於ける動翼と隣接配置された静
翼であって、アスペクト比（後縁の高さｈ／ハブ上での
軸方向長さＣ）が０．５以下であり、且つ後縁の背面の
半径線に対する傾き角度が７度以上４２度以下であるこ
とを特徴とする回転機の静翼。 - 【請求項２】 （静翼後縁から動翼前縁までの軸方向距
離Ｌ／静翼のハブ上での軸方向長さＣ）が０．２５以下
であることを特徴とする請求項１に記載の回転機の静
翼。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001305975A JP2003106103A (ja) | 2001-10-02 | 2001-10-02 | 回転機の静翼 |
| US10/260,422 US6719528B2 (en) | 2001-10-02 | 2002-10-01 | Stator vane arrangement for rotating machinery |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001305975A JP2003106103A (ja) | 2001-10-02 | 2001-10-02 | 回転機の静翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003106103A true JP2003106103A (ja) | 2003-04-09 |
Family
ID=19125682
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001305975A Pending JP2003106103A (ja) | 2001-10-02 | 2001-10-02 | 回転機の静翼 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6719528B2 (ja) |
| JP (1) | JP2003106103A (ja) |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060143841A1 (en) * | 2002-12-13 | 2006-07-06 | K.K. Australia Pty Ltd. | Intake assembly for self-propelled pool cleaner |
| US7195456B2 (en) * | 2004-12-21 | 2007-03-27 | United Technologies Corporation | Turbine engine guide vane and arrays thereof |
| US20070160475A1 (en) * | 2006-01-12 | 2007-07-12 | Siemens Power Generation, Inc. | Tilted turbine vane with impingement cooling |
| US7329093B2 (en) * | 2006-01-27 | 2008-02-12 | General Electric Company | Nozzle blade airfoil profile for a turbine |
| US7794201B2 (en) * | 2006-12-22 | 2010-09-14 | General Electric Company | Gas turbine engines including lean stator vanes and methods of assembling the same |
| US7758306B2 (en) * | 2006-12-22 | 2010-07-20 | General Electric Company | Turbine assembly for a gas turbine engine and method of manufacturing the same |
| EP2241722A1 (en) * | 2009-04-14 | 2010-10-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Inlet guide vane and compressor |
| DE102014207547A1 (de) * | 2014-04-22 | 2015-10-22 | MTU Aero Engines AG | Flugtriebwerk |
| US11136901B2 (en) * | 2019-05-17 | 2021-10-05 | Raytheon Technologies Corporation | Monolithic combustor for attritiable engine applications |
| IT202000005146A1 (it) * | 2020-03-11 | 2021-09-11 | Ge Avio Srl | Motore a turbina con profilo aerodinamico avente alta accelerazione e bassa curva di paletta |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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