JP2003138902A - 衝撃波が減少された遷音速翼形部 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 遷音速のタービンブレード（６０）。 【解決手段】 膨張波（１２５）が、ブレード（６０）
上の揚力面（５２）において生成される。この膨張波
（１２５）は、下流に向けて、隣接するブレード（６
０）の後縁（７８）において生成された衝撃波（１１
５）を通り抜けて延びる。本発明は、衝撃波（１１５）
の強さを増加させ、それにより衝撃波（１１５）を通過
する膨張波（１２５）を減衰させるものである。衝撃波
（１１５）を増加させるための一つの策は、衝撃波（１
１５）を生成する後縁（７８）の空気力学的負荷を減少
させることである。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、遷音速又は超音速
の流れ領域で作動し、しかも衝撃波を減少させる翼形
部、例えばガスタービンにおいて用いられる翼形部に関
する。衝撃波を減少させる一つの理由は、翼形部が、タ
ービン部品に望ましくない機械的応力を生じさせるから
である。

【０００２】

【従来の技術】まず、繰り返される圧力変動が、どのよ
うにして振動を誘起させることになるかについて簡単な
例えを示す。図１は、圧力波６を生じさせる音響ラウド
スピーカ３を示す。各々の波６は、高圧で高密度の領域
９と、低圧で低密度の領域１２とを含む。波６が物体１
５に当ると、各々の高圧領域９は、該物体１５に小さな
力を加え、続いて低圧領域１２がその力を弛める。−力
−緩和−力−緩和−の連続が、物体１５に振動を生じさ
せる。

【０００３】これから説明するように、回転する翼形部
により生成される衝撃波が、同様の振動をもたらすこと
がある。

【０００４】図２には、一般的な翼形部２６により生成
される一般的な衝撃波２３が示される。図２、同じく図
３及び図４にも描かれている衝撃波は、正確な描写では
なく単純化を意図したものであり、説明における原則を
示す。

【０００５】衝撃波２３の一つの特徴は、片側２９の静
圧が、他側３２の静圧よりも高いということである。他
の特徴は、片側２９の気体密度が、他側３２の気体密度
よりも高いということである。図３及び図４に関して説
明していくように、これらの圧力及び密度の差が、有害
な影響を及ぼすことがある。

【０００６】図３は、一般的なガスタービン３５を示
し、このガスタービンは、流入する気体流３８からエネ
ルギーを取り出す。各々のブレード４１は、図２の衝撃
波２３に類似する図４の衝撃波２３Ａを生成する。図４
のブレード４１は、全体として、衝撃波システム、すな
わち衝撃波構造４７を作り出す。

【０００７】図２の衝撃波２３と同様に、図４における
個別の衝撃波２３Ａの各々の両側には、圧力及び気体密
度の差がある。すなわち、衝撃波２３Ａの片側は高圧及
び高密度により特徴づけられ、他方の側は、低圧及び低
密度により特徴づけられる。

【０００８】衝撃波構造４７が回転すると、通常の作動
においては、近くの固定構造に一連の圧力パルスが与え
られるようになる。この一連の圧力パルスは、図１の一
連の音響圧力波６におおよそ類似している。

【０００９】例えば、固定案内羽根（図示せず）は、下
流側のタービン（これも図示せず）のブレードに、より
好ましい迎え角を生成するために、図３及び図４のブレ
ード４１から流出する気体流の方向を変えるように用い
られることがある。振動する圧力及び密度パルスは、固
定案内羽根に振動を生じさせることになる。

【００１０】

【発明が解決しようとする課題】一般原則として、回転
機械における振動は回避されるべきものである。

【００１１】上記の説明は、簡単化したものである。一
般に、図４の衝撃波２３Ａには、膨張波ファンが伴い、
全体的な空気力学的構造は非常に複雑である。それにも
かかわらず、上記で説明した一般原則をなお適用するこ
とが可能である。

【００１２】

【課題を解決するための手段】本発明の一形態におい
て、遷音速タービンブレードにおける負圧面の湾曲のほ
ぼ全てが、該ブレードとこれに隣接するブレードとによ
って定められるのど部の上流側に配置される。のど部の
下流側において、負圧面の残りの湾曲は、６度を超え
ず、好ましくは２度を超えない。

【００１３】

【発明の実施の形態】まず、この説明では、本発明の一
形態との関連において、標準用語について述べることに
する。遷音速、或いは超音速の構造について検討してい
ることを強調しておく。遷音速という用語は、マッハ数
が、構造上のある点においては１．０又はそれ以上であ
り、他の点においては１．０より下であることを意味す
る。超音速という用語は、マッハ数が、当該構造のいず
れの場所においても１．０より上であることを意味す
る。

【００１４】図５は、本発明で用いられる２つのタービ
ンブレード６０の端面図である。つまり、図３が本発明
を示すものとした場合、図３において４１と標記された
ブレードの断面が、図５に示される断面に対応する。

【００１５】図５において、翼形部流路５２が、のど部
と呼ばれることもある翼形部口５５と共に示される。翼
形部流路という用語は、技術用語である。すなわち、翼
形部口５５の下流側にある領域も、見方によっては流路
に見えるであろうが、ここに定められる翼形部流路５２
ではない。ここでの翼形部流路５２は、該流路の全長に
沿って２つのブレードにより境界づけられたものであ
る。

【００１６】各々のブレード６０は、圧力面すなわち圧
力側６３と、負圧面すなわち負圧側６６とを含む。矢印
７３が、流出する気体流を表すのに対して、矢印７０
は、流入する気体流を表す。

【００１７】矢印７３は、下流方向に向いている。上流
方向は反対側である。

【００１８】前縁７５が示され、後縁７８が示される。

【００１９】破線８１は、タービンの回転軸に平行な線
を表す。この軸線は、図３では、８３と標記される。図
５における線８１、及びこの線に平行な他の線８１は、
基準線を表し、種々の角度を定めるのに用いられるもの
である。図５において、角度Ｂ１は、流入する気体流７
０と基準線８１との間の角度を表す。角度Ｂ１は、翼形
部入口気体角と呼ばれる。

【００２０】角度Ｂ２は、流出する気体流７３と基準線
８１との間の角度を表す。角度Ｂ２は、翼形部出口気体
角と呼ばれる。

【００２１】角度Ａ１は、負圧面６６の一部と基準線８
１との間の角度を表す。角度Ａ１は、翼形部口における
翼形部負圧面の金属角度と呼ばれる。

【００２２】角度Ａ２は、後縁における負圧面６６の一
部と基準線８１との間の角度を表す。角度Ａ２は、翼形
部後縁における翼形部負圧面の金属角度と呼ばれる。

【００２３】これらの定義を背景に、図５のシステムの
４つの重要な特徴について説明することができる。１つ
の特徴は、２度を超えない曲げ、又は湾曲しか、翼形部
口５５の下流にある負圧側６６においては生じないとい
うことである。この曲げについて説明するデータ表及び
数字は、後で示す。

【００２４】曲げ及び湾曲という用語は、同義とみなさ
れ、目に見える空間的形状を指す。しかしながら、これ
らは、後で説明する曲率という用語とは異なるものであ
る。

【００２５】この湾曲の場所に関する制限により、遷音
速の空気流のほぼ全ての膨張波が、翼形部口の上流で生
じることになる。従って、少なくとも翼形部流路におい
て生じる揚力生成プロセスのために、もしあるとして
も、わずかな膨張波しか、翼形部口５５の下流では生成
されない。しかしながら、以下に説明するように、口５
５の下流の膨張波が、別の目的のために特定の点で意図
的に生成される。

【００２６】第２の特徴は、第1の特徴の当然の帰結の
類である。すなわち、負圧側６６が、翼形部口５５の下
流にある、既に述べた２度の曲げをもっている領域１１
０においてほぼ平坦なことである。図６及び図７に関連
して説明するように、この平坦さにより、膨張波と衝撃
波が減少されることになる。

【００２７】図６は、凹状のコーナ部９３に遭遇する気
体流９０を示す。引き起こされる圧縮プロセスにより、
衝撃波９６が生成される。図７は、凸状のコーナ部１０
３に遭遇する気体流９３を示す。引き起こされる膨張プ
ロセスにより膨張波ファン１０６が生成される。図６に
おいては、衝撃波９６をはさんで特徴的な圧力差及び密
度差が存在する。膨張波ファン１０６はまた、独自の型
の圧力及び密度差を伴う。

【００２８】対照的に、図５における領域１１０の平坦
さ、すなわち非常に浅い曲げは、そのような衝撃波と膨
張波ファンを発生させず、或いは発生させても弱い強さ
のものである。

【００２９】従って、第1と第２の特徴を一緒にして考
えると、衝撃波と膨張波の大部分は、図５の翼形部流路
５２において生じることになり、面１１０上の翼形部口
５５の下流で生成される衝撃波及び膨張波は、ほんのわ
ずかであるか、又はほとんどない。例外は、意図的に生
成される、以下に説明する衝撃波である。

【００３０】第３の特徴を説明するに際して、全て、又
はほぼ全ての膨張波が、翼形部流路５２に制限されるこ
とを想起されたい。しかしながら、図８の発生した膨張
波すなわち膨張波ファン１２５は、翼形部口５５を通っ
て逃げ、流路５２には閉じ込められない。

【００３１】本発明の第３の特徴は、図９に示すよう
に、膨張波ファン１２５を衝撃波１１５に通すことで、
膨張波ファン１２５が緩和されることである。本発明に
おいては、この特定の衝撃波１１５は、図１０から図１
２までに示される特定のブレード幾何学形状の使用によ
り、強さが意図的に増加される。

【００３２】図１０の上部は、図５の領域１１０の実際
の形状をプロットしたものである。ｘ軸は、図５の基準
線８１に平行に延びる。矢印１５３は、実際の形状１１
０と、領域１１０の最初から最後まで延びる直線１５４
との間の非常に小さなギャップを示す。

【００３３】このギャップの最大の寸法は、図の尺度が
示すように、０．００５インチより小さい。例えば、ｘ
軸の隣接するグリッド線の間の距離は、約０．０２０イ
ンチである。明らかに、距離１５３は、０．０２０の４
分の１、つまり０．００５より小さい。

【００３４】図１１は、対応するｘ位置における領域１
１０の表面上にある各点の角度をプロットしたものであ
る。各々の角度は、基準線８１に対して測定される。例
えば、図５の角度Ｂ１は、図１０においてプロットされ
た角度の一つである。

【００３５】図１０の下部は、同じく対応する図１０の
ｘ位置における各角度の曲率をプロットしたものであ
る。曲率という用語は、数学的意味で用いられる。これ
は、ｘに関する図１０の角度変化の１次微分係数であ
る。

【００３６】下記の表１は、領域１１０を構成すること
ができるデータを示す。表１のパラメータＸは、図１０
及び図１１に示される。Ｘのゼロ値は、図５の翼形部口
５５に対応する。表１のパラメータＹは、図１０に示さ
れるｙ位置である。表１のパラメータ「角度」は、図１
１の角度である。表１のパラメータ「曲率」は、図１０
の曲率である。

【００３７】強調すべき点は、ブレードに対して選択さ
れた特定の配向によって、幾つかの座標を負とみなすこ
とができることである。例えば、一つの慣習により、図
１０のパラメータＹを負とみなすことができる。座標シ
ステムの選択、及び負の軸の指定は、共に設計者の選択
であると考えられる。簡単にするために、ここでは軸の
代数符号は無視する。

【００３８】

【表１】

【００３９】図１０及び図１１は、表１のデータを簡単
にプロットしたものである。表の１０番目ごとのデータ
ポイントが、これら図においてプロットされている。

【００４０】図１０及び図１１の幾つかの重要な特徴
は、次のとおりである。図１０が示すように、領域１１
０は、ほぼ平坦である。距離１５３は、０．００５イン
チより小さい。

【００４１】図１１が示すように、領域１１０の表面の
角度は、下流に向かうにつれて連続的に増加する。表１
は、角度が、図５の翼形部口５５における絶対値６８．
１９８５から、後縁７８における絶対値７０．１８０６
まで変化することを示す。これらの２つの角度の間の差
は、１．９８２１であるか、又は上述の２度より小さ
い。

【００４２】図１０が示すように、曲率は、口５５から
後縁７８まで、徐々に単調に増加する。言い換えれば、
角度の変化の割合は、口５５から後縁７８まで増加す
る。

【００４３】図９における流路横断衝撃波１１５の強さ
に関するこの幾何学形状の影響について説明する。図１
２は、一般的な後縁７８と、同じく図９に示される発生
される流路横断衝撃波１１５を示す。膨張波ファン１６
０が、図１２に示され、下流に衝撃波１６５が示され
る。

【００４４】図１３はまた、後縁を示すが、これは時計
回りに回転されている。回転された状態は、後縁７８に
おける空気力学的負荷を除く傾向がある。つまり、圧力
側にかかる静圧が減少されて、負圧側にかかる静圧が増
加される。この負荷の除去は、後縁において負の揚力が
得られる程十分に大きくすることができる。

【００４５】図１２及び図１３の比較で示されるよう
に、負荷の減少が、後流１７０を圧力側６３に向かって
回転させることになる。この状況は、図１３における流
路横断衝撃波１１５の強さを増加させることになる。こ
のことを理解する一つの方法は、後流１７０を物理的な
障害物として見ることである。図１３の圧力側６３は、
後流１７０と協働して、図６の凸状のコーナ部９３とし
て働き、図１３における圧力側６３上の下流方向に移動
する流れを強制的に曲げさせる。この作用が、流路横断
衝撃波１１５を増加させることになる。

【００４６】図９の膨張波すなわち膨張波ファン１２５
が、今度は、増強された流路横断衝撃波１１５を横切る
とき、その強さは該衝撃波によって減少される。

【００４７】本発明は、特定の好ましい圧力比を提供す
るものである。２つの圧力が、図１４に示す特定の平面
１９０において測定される。点Ｐ８とＰ９は、圧力を測
定する２つの点を示す。図は、Ｐ８とＰ９の正確な位置
を示してはいず、２つの別個の位置を含むことを示すに
過ぎない。

【００４８】点Ｐ８とＰ９は、平面１９５に平行な平面
１９０内にあり、平面１９５はブレード６０の後縁の先
端部を含む。平面１９０は、ブレードの翼弦の５０パー
セントの距離だけ後縁から下流に配置される。翼弦が示
され、５０パーセントの距離が示される。この平面は、
５０パーセント翼弦平面として定義される。

【００４９】点Ｐ８又はＰ９において測定される一つの
圧力は、流路横断面の最大静圧「ＰＳＭＡＸ」である。
これが、平面１９０における最大圧力となる。他の圧力
は、平面１９０における最小静圧「ＰＳＭＩＮ」であ
る。もちろん、横断平面１９０の流れ場は、軸対称なの
で、これに匹敵する多数の対の点Ｐ８とＰ９が存在する
ことになる。

【００５０】ＰＳＭＡＸ／ＰＳＭＩＮの比は、１．３５
又はそれ以下の範囲にあることが好ましい。

【００５１】２つの点Ｐ８とＰ９は、比較可能な空気力
学的位置に配置されなければならない。例えば、Ｐ８が
ブレードの半径方向の先端部に配置され、Ｐ９がブレー
ドの根元部に配置された場合には、おそらく両位置を比
較することはできないであろう。これとは対照的に、両
方の点が、図３の回転軸８３から同じ半径のところに配
置された場合には、位置を比較することができる。

【００５２】図１５は、任意の単位に描かれた、本発明
の一形態において用いられる翼形部の尺度表示である。
図１５に示される曲線は、下記の表２において与えられ
るデータポイントに基づいた、「不均一な有理Ｂ−スプ
ライン関数ＮＵＲＢ（Nonuniform rational B-Spline,
NURB）」である。

【００５３】

【表２】

【００５４】次の説明では、（１）本発明の種々の特
徴、及び（２）定義事項について考察する。

【００５５】図５に示すように、負圧側６６を、（１）
該負圧側のほぼ全ての曲げを含む翼形部流路５２内の揚
力領域と、（２）２度を超えない曲げを含み、全体が図
５の翼形部口５５の下流に配置された後部領域１１０に
分けることができる。

【００５６】負圧側６６の後縁７８は、翼形部口におけ
る負圧側よりも大きなキャンバを有する。キャンバ角
は、技術用語であり、例えば、Cohen, Rogers及びSarav
anamuttooによるテキスト「ガスタービン理論」（１９
７２年にLongman Scientific &Technical Publishingよ
り出版、ISBN 0-470-20705-1）の第５章において定義さ
れている。

【００５７】図５において、下流方向に、すなわち、矢
印６０の方向に向かうにつれて、表面１１０は、該表面
１１０の曲げにより線８１で示される軸方向から離れる
ように移動させられる。つまり、図１１で示されるよう
に、表面１１０の角度は、徐々に増加する。更にこの角
度の数学的曲率、すなわち１次微分係数も、下流方向に
向かって徐々に増加する。

【００５８】今述べたこの増加により、負圧側６６の表
面は、軸方向から離れて横方向に向かって移動させられ
る。

【００５９】角度という用語の意味を説明すべきであろ
う。図１１では、各々のｘ位置における領域１１０の勾
配によって角度が与えられる。この勾配は、図１０の上
部に対する無次元の比、インチ／インチである。実際の
角度が度又はラジアンで所望される場合には、所定の角
度／勾配のアークタンジェントの値を取らなければなら
ない。

【００６０】既に述べたように、図１１の角度／勾配
は、Ｘに関する図１０上部のＹの１次微分係数である。
図１０下部の曲率は、Ｘに関するＹの２次微分係数であ
り、角度／勾配の１次微分係数に等しい。

【００６１】本発明の一形態は、タービンブレードの列
を含み、このタービンブレードの列をロータで支持する
ことができる。図３は、ロータ上にあるタービンブレー
ドの列を示す。タービン技術においては、タービンブレ
ードの配列がタービンディスクで支持された図３の周方
向の配列であるが、この配列を慣習的に列と呼ぶ。ま
た、翼列試験においては、タービンブレードの文理上の
列が用いられる。

【００６２】図５のように、ブレードの対の各々は、翼
形部流路５２と、翼形部口を定めており、気体は該流路
５２を通り抜け、該流路５２を出るとき該口を介して進
む。図９の膨張波１２５は、負圧面６６から発し、流路
横断衝撃波１１５を通過する。本発明は、この流路横断
衝撃波１１５の強さを増すための手段、又は方法を提供
するものである。

【００６３】図５における平均又は代表的気体流７３を
いかにして導き出すかということは、当該分野では認識
されている。一つの手法は、単純に翼形部口５５に垂直
な線を引くことである。別の手法は、口５５から出る全
ての流れベクトルを表す平均ベクトルを取ることであ
る。

【００６４】本発明の別の形態は、後縁の負荷を空気力
学的に除く手段を備えた遷音速タービンブレードとみな
すことができる。図１０の曲率により、このような手段
の例が与えられる。

【００６５】図５の角度Ａ２は、角度Ｂ２より大きい
が、５度を超えるほど大きくはない。

【００６６】図５の角度Ａ１は、（１）角度Ｂ２より小
さいが、５度を超えるほど小さくはないか、（２）Ｂ２
より大きいが、５度を超えるほど大きくないか、のいず
れかである。

【００６７】曲げという用語に関しては、湾曲した面上
にある２つの点間の曲げ量を、２つのそれぞれの点にお
いて２つの接線が成す角度として定義することができ
る。例えば、図１６は、曲線３００と、２つの接線３０
５及び３１０とを示す。２つの接点３３０及び３４０間
の曲げ量は、角度３１５に等しい。別の例としては、１
２時の位置と３時の位置の間の円筒の曲げ量は、９０度
である。これらの点の間に変曲点がある場合は、この定
義を適用することはできない。

【００６８】本発明は、遷音速タービンにおいて特定の
用途を有する。遷音速タービンは、移動する気体流から
可能な限り多くのエネルギーを取り出し、更に、可能な
限り少ない数のタービン段と翼形部を用いるような設計
によって特徴づけられる。

【００６９】タービン段は、一対の要素、すなわち
（１）固定入口案内羽根ＩＧＶの組と、（２）回転ター
ビンブレードの列として定義される。図１７は、２つの
段を示す。

【００７０】単一のタービン段２０４に対しては、エネ
ルギー取り出し水準を、標準化されたエネルギー量とし
て定めることができ、これは、図１７の点２０５のよう
な、羽根出口における絶対全温度によって分けられた気
体流のポンド当たりのＢＴＵすなわち英国熱量単位で
の、該段により取り出されたエネルギーの量に等しい。
つまり、計算された量は、ＢＴＵ／（ｌｂｍ＊Ｒ）とな
り、ここで、ＢＴＵは、段当たり取り出されるエネルギ
ーを表し、ｌｂｍは、秒当たりのポンド質量における気
体の質量流量を表し、Ｒは、ランキン温度目盛の温度を
表す。

【００７１】本発明の一形態において、この量は、単段
について、０．０７２５から０．０８００までの範囲に
ある。本発明の原理を、この範囲及びそれ以上で作動す
るタービンに適用する。

【００７２】本発明により作動される環境タイプの別の
尺度が、２つの絶対圧力の比で示される。この比は、
（１）図１７の点２１０、すなわち、段の入口における
絶対圧力の、（２）点２１５、すなわち、段の出口にお
ける絶対圧力に対する比である。本発明の一形態におい
て、この比は、３．５から５．０までの範囲にある。

【００７３】本発明により作動される環境タイプの第３
の尺度が、段を横切る圧力に対する、ブレードを横切る
圧力の比で示される。本発明の一形態のもとでは、
（１）図１７の点２３０、すなわち、ブレード入口にお
ける全圧力の、（２）点２１５、すなわち、翼形部（又
はブレード）出口における静圧に対する比は、２．３か
ら３．０までの範囲にある。

【００７４】口と後縁の間の曲げ量が２度までに制限さ
れなければならないことを上述した。しかしながら、他
の実施形態においては、６度の大きさの曲げが可能であ
る。

【００７５】上の説明では、図１０の寸法１５３につい
て、０．００５インチの制限が設けられた。本発明の別
の態様において、この制限を異なる手法で計算すること
ができる。図１８は、領域１１０を示し、この領域は、
図５の領域１１０に対応することが可能であり、又は、
蒸気タービンにおいて用いられるような、大きなブレー
ド上のブレード口から後縁まで及ぶ、領域１１０に匹敵
する表面を表すことができる。

【００７６】本発明の一形態において、６度の制限は、
図１８の角度ＡＸと角度ＡＺの双方に設けられる。面１
１１は、平坦である。図５の領域１１０は、破線の面１
１０Ａと面１１１の間の包絡面を占めなくてはならな
い。

【００７７】これらの所定の６度の制限において、面１
１１からのずれＤＥＶの最大値は、（長さ＿１１１／
２）ＴＡＮ６であり、ここで、長さ＿１１０は、面１１
０の長さである。表１におけるように、長さ＿１１０
が、約１／３インチである場合には、ＤＥＶの最大値
は、０．０１７５である。より長いブレードにおいて、
長さ＿１１１が、１．５インチである場合には、ＤＥＶ
の最大値は、０．０７９インチとなる。

【００７８】包絡面１１０Ａ内の面１１０は、波打って
いるか、或いは波状であってもよいが、それでもなお、
パラメータＤＥＶで定められる包絡面内になければなら
ない。

【００７９】既述の制限は、６度の角度に対するもので
あった。本発明の他の形態では、同種の制限が、異なる
角度で実施される。０．５、１．０、１．５、２．０、
２．５、３．０、３．５、４．０、４．５、５．０、
５．５及び６．０度の角度ＡＸ及び角度ＡＺが含まれ
る。例えば、特定のブレードに、３度の制限に基づいた
ＤＥＶの制限を課すことができる。従って、ＤＥＶの制
限は、（長さ＿１１１／２）ＴＡＮ３となる。長さ＿１
１１が、１／３インチである場合には、ＤＥＶの制限
は、０．００８７インチとなる。

【００８０】制限の一般形態は、（長さ＿１１１／２）
ＴＡＮｘとなり、ここで、ｘは、前段落において特定さ
れた一連の角度の一つであり、０．５から６．０までの
範囲に及ぶ。

【００８１】図１９は、従来技術において見られるター
ビンブレードの後縁を示し、図示されるように０．０５
０インチの厚さを有する。当該ブレードにより、図１４
の５０％翼弦平面において１．３５の望ましい圧力比Ｐ
ＳＭＡＸ／ＰＳＭＩＮが与えられた。この比は、上で説
明されたものである。しかしながら、全圧力損失で示さ
れるように、このブレードは、好ましくない効率をもた
らすと思われる。本発明のもとでの翼列試験は、図１４
の５０％翼弦平面における全圧力損失が３．７５％であ
ることを示す。この試験は、全静圧比２．８で、図２０
に示される型の１．５倍の尺度の翼形部上において、後
縁冷却を用いて行われた。

【００８２】図２０に示されるように、本発明は、０．
０２９インチ、プラス又はマイナス０．００２インチの
厚さの後縁を提供するものである。つまり、本発明のも
とで、その厚さは、０．０２７インチから０．０３１イ
ンチまでの範囲にある。更に、後縁を冷却するために、
冷却流路３００が設けられ、この冷却通路は、内部冷却
キャビティ３０５に連結する。加圧空気が、キャビティ
３０５から流路３００を通るように強制される。

【００８３】重要な特徴は、今日の技術において、図２
０の装置に、図１９の流路３１５に類似した中央冷却流
路を設けることが、実行可能とは考えられないことであ
る。その主な理由は、図２０における図示された０．０
２９の厚さが、強度による理由のため材料の厚さの最小
限度であると考えられることである。

【００８４】言い換えれば、図１９における厚さが、
０．０５０インチの代わりに０．０２９インチであった
場合、及び、通路３１５に類似した流路が設けられた場
合、壁３２０及び３２５において取り得る壁厚の絶対最
大値は、〔（０．０２９／２）−流路３１５の半径〕で
ある。明らかに、流路３１５の半径が０．００１インチ
であっても、壁厚は０．０１５インチより小さくなり、
限界値より低くなる。

【００８５】図２０の本発明は、冷却流路３００に対す
る出口を全て圧力面６３上に配置することで、この問題
を回避するものである。

【００８６】後縁の厚さは、そこで後縁が終端するフィ
レット又は湾曲部の直径として定められる。つまり、図
２０において、０．０２９を示す点の下流に移動し、そ
の下流位置において測定をする場合がある。その測定値
は、０．０２９より小さいものとなる。しかしながら、
求められるような直径ではなく、その点における翼弦を
測定することになる。

【００８７】本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱
することなく、多くの代替と変更を行うことができる。
なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易の
ためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮す
るものではない。

【図面の簡単な説明】

【図１】 物体１５に衝突する音響波６を示す図。

【図２】 一般的な衝撃波２３を示す図。

【図３】 一般的なタービンを示す図。

【図４】 図３のタービンにより引き起こされた衝撃波
２３Ａを示す図。

【図５】 本発明の一形態を示す図。

【図６】 衝撃波の形成を示す図。

【図７】 膨張波ファンの形成を示す図。

【図８】 本発明の一形態の作動を示す図。

【図９】 本発明の一形態の作動を示す図。

【図１０】 本明細書中の表１に含まれるデータに基づ
いた、図５における領域１１０の実際の幾何学形状を示
す図。

【図１１】 本明細書中の表１に含まれるデータに基づ
いた、図５における領域１１０の実際の幾何学形状を示
す図。

【図１２】 本発明の一形態の作動を示す図。

【図１３】 本発明の一形態の作動を示す図。

【図１４】 ５０％翼弦平面の定義と、その平面におい
て圧力を測定する点を示す図。

【図１５】 本発明の一形態の断面図。

【図１６】 いかにして表面の曲げ量を数値的に定める
ことができるかを示す図。

【図１７】 ガスタービンエンジンにおけるブレード及
び入口案内羽根ＩＧＶの概略断面図。

【図１８】 いかにして平坦からの許容可能な最大ずれ
量ＤＥＶを算出することができるかを示す図。

【図１９】 従来技術に見られるタービンブレードの後
縁を示す図。

【図２０】 本発明が、いかにしてタービンブレードの
後縁における０．０２９インチの厚さを達成し、その上
更に、該後縁に冷却空気のための流路を設けるかを示す
図。

【符号の説明】

５２ 翼形部流路 ５５ 翼形部口 ６０ タービンブレード ６３ 圧力面 ６６ 負圧面 ７０ 流入気体流 ７３ 流出気体流 ７５ 前縁 ７８ 後縁 ８１ 基準線 １１０ 後部領域 １１５ 衝撃波 １２５ 膨張波

Claims (19)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ａ）一つ又はそれ以上の段（２０４）を
   備え、 前記段の各々が、 ｉ）タービンブレードを支持するロータと、 ｉｉ）ステータと、 を含み、前記段ごとの正規化エネルギー取り出し量が
   ０．０７２５ＢＴＵ／（ｌｂｍ＊Ｒ）より上である遷音
   速タービン（６０）と、 ｂ）前記タービンブレードの後縁において該タービンブ
   レードの負荷を除くための前記ロータ上の手段（１１
   ０）と、を備えることを特徴とするシステム。
2. 【請求項２】 前記手段が、 ｉ）前記タービンブレードの前記後縁で終端し、 ｉｉ）曲げが６度を超えない、 前記タービンブレードの負圧面上における領域（１１
   ０）を備える、ことを特徴とする、請求項１に記載のシ
   ステム。
3. 【請求項３】 前記手段は、曲げが２度を超えないもの
   であることを特徴とする、請求項２に記載のシステム。
4. 【請求項４】 前記領域の金属角度（Ａ２）が、下流方
   向に向けて連続的に増加することを特徴とする、請求項
   ２に記載のシステム。
5. 【請求項５】 前記金属角度（Ａ２）の１次微分係数
   が、下流方向に向けて連続的に増加することを特徴とす
   る、請求項４に記載のシステム。
6. 【請求項６】 ａ）一つ又はそれ以上の段（２０４）を
   備え、 前記段の各々が、 ｉ）タービンブレードを支持するロータと、 ｉｉ）ステータと、 を含み、前記段ごとの絶対圧力比が３．５から５．０ま
   でである遷音速タービンと、 ｂ）前記タービンブレードの後縁において該タービンブ
   レードの負荷を除くための前記ロータ上の手段（１１
   ０）と、を備えることを特徴とするシステム。
7. 【請求項７】 前記手段（１１０）が、 ｉ）前記タービンブレードの前記後縁（７８）で終端
   し、 ｉｉ）曲げが２度を超えない、 タービンブレードの負圧面上の領域を備える、ことを特
   徴とする、請求項６に記載のシステム。
8. 【請求項８】 前記領域の金属角度（Ａ２）が、下流方
   向に向けて連続的に増加することを特徴とする、請求項
   ７に記載のシステム。
9. 【請求項９】 前記金属角度（Ａ２）の１次微分係数
   が、下流方向に向けて連続的に増加することを特徴とす
   る、請求項８に記載のシステム。
10. 【請求項１０】 その上に翼形部口（５５）が定めら
    れ、タービンブレード（６０）において用いるための負
    圧側（６６）であって、 ａ）揚力領域（５２）と、 ｂ）前記翼形部の下流側に配置され、曲げが２度を超え
    ない後面（１１０）と、を備えることを特徴とする負圧
    側（６６）。
11. 【請求項１１】 前記後面（１１０）が、下流方向に向
    けて、周方向に次第に近づいていくことを特徴とする、
    請求項１０に記載の負圧側。
12. 【請求項１２】 ａ）第１及び第２タービンブレード
    （６０）を備え、 ｉ）前記タービンブレードの各々が、負圧側（６６）と
    圧力側（６３）とを有し、 ｉｉ）前記タービンブレードの双方が協働して翼形部口
    （５５）で終端する翼形部流路を間に形成しており、 ｂ）ｉ)２度の曲げを除き全ての曲げが前記翼形部口
    （５５）より前方にあるように、前記第２ブレード（６
    ０）上における負圧側（６６）の負圧面（１１０）が構
    成された、ことを特徴とするシステム。
13. 【請求項１３】 遷音速タービンブレードシステムであ
    って、 ａ）協働して翼形部流路（５２）と翼形部口（５５）を
    定める隣接する一対のブレード（６０）を備え、 ｂ）ブレード金属角度（Ａ２）が定められ、前記翼形部
    口（５５）の下流において、該金属角度（Ａ２）が、 ｉ）下流方向に向けて次第に増加し、 ｉｉ）同様に、下流方向に向けて次第に増加する微分係
    数を有する、ようになった前記ブレードの一方の負圧側
    （６６）を備える、ことを特徴とする遷音速タービンブ
    レードシステム。
14. 【請求項１４】 後縁を有し、該後縁の下流側に後流を
    生じさせる遷音速タービンブレードであって、 ａ）負圧側（６６）と、 ｂ）圧力側（６３）と、 ｃ）前記後縁から負荷を除く手段（１１０）と、を備え
    ることを特徴とする遷音速タービンブレード。
15. 【請求項１５】 前記手段（１１０）が、前記後流を前
    記圧力側に向けて転向させることを特徴とする、請求項
    １４に記載のブレード。
16. 【請求項１６】 ａ）０．０２９インチを超えない厚さ
    の後縁を有する遷音速タービンブレード（６０）の列を
    備え、 ｉ）翼形部流路（５２）が、隣接する前記ブレード（６
    ０）の間に定められ、 ｉｉ）膨張波（１２５）が、前記ブレード（６０）の負
    圧面（６６）上に配置された点から発散され、 ｂ）前記膨張波（１２５）が通り抜ける流路横断衝撃波
    （１１５）を生成する手段（１１０）が設けられ、 前記手段により、１．３５より小さい、５０％翼弦平面
    （１９０）における（最大静圧／最小静圧）の比が得ら
    れる、ことを特徴とする装置。
17. 【請求項１７】 前記手段（１１０）が、前記ブレード
    （６０）の前記後縁（７８）における空気力学的負荷を
    減少させる装置を含むことを特徴とする、請求項１６に
    記載の装置。
18. 【請求項１８】 ａ）タービンのロータを備え、 ｂ）０．０２９インチの厚さを超えない後縁（７８）を
    有するブレード（６０）が前記ロータ上に設けられ、 前記ブレードは、 ｉ）翼弦長が定められ、 ｉｉ）遷音速の、又はそれより大きい流れの中に配置さ
    れ、 ｉｉｉ）５０％翼弦平面（１９０）における（最大静圧
    ／最小静圧）の比が、１．３５より小さい圧力場を生成
    する、ことを特徴とする装置。
19. 【請求項１９】 ａ）負圧側（６６）上に定められたブ
    レード口（５５）と、 ｂ）前記ブレード口の上流側に配置された前記負圧側
    （６６）の、９４度又はそれ以上の湾曲と、 ｃ）０．０２７インチから０．０３１インチまでの厚さ
    の後縁（７８）と、を備えることを特徴とするタービン
    ブレード。