JP2007224898A - ブレードおよびベーンおよび流体の方向転換方法 - Google Patents

Abstract

【課題】ターボ機械用途に用いられる翼間の流路に生じる全圧損失を減少させ、制御するために、単一の設計に荷重則の組合せを実現する高揚力翼（１０）を提供する。
【解決手段】複合荷重高揚力翼設計は、そのような用途において翼面（２０，２４）および端壁に沿って形成される境界層の発生および相互作用を制御することによって、後方荷重翼則および前方荷重翼則の両方が有する最良の総合プロファイルおよび二次損失特性を実現し示す。複合荷重高揚力翼（１０）は、回転および非回転両方のターボ機械用途に用いることができる。
【選択図】図２ａ

Description

本発明は、一般に翼に関し、より詳細には、複合荷重則を実現した高揚力翼設計に関する。

ターボ機械用途には、一般に、１枚または複数枚の回転翼および／または非回転翼を含む構成要素、たとえばコンプレッサまたはタービンが使用される。そのようなターボ機械の翼を試験するとき、翼性能を評価するために、技術者は、通常、全圧損失を測定する。ターボ機械の翼列で全圧損失を生じさせる公知の３つの要因は、翼面に沿う境界層の作用、翼が取り付けられている内径および外径端壁に沿った境界層の作用、および翼境界層と端壁境界層との互いの相互作用である。現在の産業的手法において、損失を制御することの重要性および影響は理解されているが、これら損失の発生を左右する根底の物理的現象は未だ十分には分かっていない。

翼の基本的な作用は、翼が存在する流体媒体の方向を変えることである。そうすることによって、翼の表面上に流体圧力、すなわち圧力荷重の分布が生じる。この分布は、局部的翼形状によって決定される、翼面近くの流体の運動に大きく依存する。したがって、翼の設計によって、翼の圧力荷重に影響を及ぼすことが可能である。圧力荷重の大半を翼の前縁近くに配置しようとする設計は、通常、前方荷重翼と呼ばれる。同様に、圧力荷重の大半を翼の後縁近くに配置しようとする設計は、通常、後方荷重翼と呼ばれる。翼面の荷重分布は、通常、翼の荷重則と呼ばれ、ターボ機械業者は、それぞれの経験および設計原理に基づいて、１つの荷重則を別のものより好む傾向がある。

たとえば、殆どのターボ機械用途には、１つの荷重則を根元から先端まで翼幅に亘って一様に分布させた翼を備えたタービンおよび／またはコンプレッサが用いられており、当業界内ではこれが標準的に実施されている。翼は、作動媒体流体の通路面積、すなわち翼の負圧面から隣接翼の正圧面への最小距離線を翼幅に沿って積分することによって測られる２つの翼間の最小（またはスロート）面積を変えることによって設計要求に適合するように、互いに対して配置することができる。しかし、標準的荷重則、すなわち後方荷重または前方荷重則に従う翼を使用し続ける限り、翼の配列替えだけでは、最終的に性能を改善し圧力損失を減少させることはできない。

全圧損失の翼幅方向の分布は、それぞれ別々の方法で制御される２つの異なる領域に分類することができる。第１に、端壁から離れた翼の中間部分近くの全圧損失は、翼プロファイル損失と呼称され、翼面境界層の作用に大きく依存している。前方荷重翼は、後方荷重翼より小さなプロファイル損失を生じる傾向があることが分かっている。また、端壁に近い翼の根元および先端部分の全圧損失は、二次損失と呼称され、端壁の境界層ならびに端壁の境界層と翼面境界層との相互作用の両方に大きく依存する。後方荷重翼は、前方荷重翼より小さな二次損失を生じる傾向があることが分かっている。

さらに、翼によって発生する荷重の総計が問題とされる。一般に、翼の荷重値は、当業者には周知のヅヴァイフェル荷重係数（Ｚｗｅｉｆｅｌ ｌｏａｄ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ）として知られる無次元荷重パラメータとして表すことができる。ヅヴァイフェル荷重係数は、理想的翼荷重に対する実際の翼荷重の比である。

ヅヴァイフェル荷重係数は、下式によって計算される。

所与の翼列毎の荷重に対し、翼毎の荷重は、翼総数または翼の大きさのいずれかまたは両方を調節することによって制御することができる。たとえば、これら２つのパラメータのいずれを小さくしても、翼の重量およびコストを共に低減させることができ、他方、翼の荷重を増加させる。しかし、翼荷重が増加すると、増加した翼二次流れ損失に関し好ましくない作動状態に翼を移行させるおそれがある。たとえば、高揚力翼は、一般に、１．２より大きいヅヴァイフェル荷重係数を有する。しかし、高揚力翼のターボ機械用途への使用は、ある種の性能上の障害のために、通常は回避される。高揚力翼を使用したターボ機械は、翼流れの剥離、または望ましくない境界層厚さの増加ならびに二次損失の増加をもたらすおそれがあることが認められている。

従来技術による従来式の１つの翼設計では、複合荷重則を有する翼を採用することによって、最大１．１６のヅヴァイフェル荷重係数を達成した。しかし、１．１６より大きいヅヴァイフェル荷重係数を達成するためには、各翼の大きさを調節する必要があり、かつ／または翼の数を変える必要があった。

したがって、従来の複合荷重翼設計に比較して、翼および端壁の境界層双方の特性を改善し、２つの境界層間の相互作用を最低限に抑えることによって、全圧損失を低減する高揚力翼設計が必要とされる。

本発明によれば、ブレードは、プラットフォーム、凹状の正圧面、凸状の負圧面、および翼を備え、その翼は、第１の荷重則およびプラットフォームに係合される取付部を有する根元部、第２の荷重則を有する翼幅中間部、および第３の荷重則を有する先端部を備え、第１の荷重則、第２の荷重則、および第３の荷重則の翼の翼幅に亘る翼幅方向分布が、複合荷重則および約１．２以上のヅヴァイフェル荷重係数を有する。

本発明によれば、ベーンは、プラットフォーム、凹状の正圧面、凸状の負圧面、および翼を備え、その翼は、第１の荷重則およびプラットフォームに係合される取付部を有する根元部、第２の荷重則を有する翼幅中間部、および第３の荷重則を有する先端部を備え、第１の荷重則、第２の荷重則、および第３の荷重則の前記翼の翼幅に亘る翼幅方向分布が、複合荷重則および約１．２以上のヅヴァイフェル荷重係数を有する。

本発明によれば、ターボ機械用途において空気を方向転換させる方法は、少なくとも１つの方向およびある速度を有する作動媒体流体をターボ機械用途のタービンに供給することを含み、流体の少なくとも１つの方向がタービンの中心線に平行であり、タービンが、タービンに生じる圧力損失を低減するように配置された複数の複合荷重翼を備えており、さらに流体がタービンの複数の複合荷重翼を通過するときに流体を方向転換させることを含み、翼は、第１の荷重則を有する根元部、第２の荷重則を有する翼幅中間部、および第３の荷重則を有する先端部を備え、第１の荷重則、第２の荷重則、および第３の荷重則の翼の翼幅に亘る翼幅方向分布が、複合荷重則および約１．２以上のヅヴァイフェル荷重係数を有する。

本発明の１つまたは複数の実施形態の詳細が、添付図面および以下の説明に記述される。本発明の他の特徴、目的、および利点は、以下の説明および図面ならびに特許請求の範囲から明らかになる。

異なる図面における同じ参照番号および符号は、同じ要素を示す。

特に、ターボ機械用途に用いられる翼間の作動媒体流路に生じる全圧損失を減少させ、制御するために、単一の高揚力設計に複数の荷重則（ｌｏａｄｉｎｇ ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎ）の組合せを実現した翼が、本明細書では開示される。以下により詳細に述べられるように、複合荷重則に従う高揚力翼は、後方荷重翼および前方荷重翼則の双方が有する最も好ましい全圧損失特性を示す。さらに、そのような複合荷重則は、そのような用途における翼面境界層の発達、ならびに、翼面境界層と端壁境界層との相互作用に、より好ましい影響を及ぼすことができる。

本発明の高揚力翼設計は、本明細書に記載する複合荷重則を用いて、性能上の障害を克服する。本発明の複合荷重則を実現する高揚力翼設計は、約１．２またはそれ以上のヅヴァイフェル荷重係数を示し、それにもかかわらず、従来技術の翼設計とは異なり、翼流れの剥離または二次損失の増加を生じさせることがない。

一般に、翼設計は常に２つの異なる面、すなわち正圧面および負圧面を有し、それが、翼使用中に作動媒体流体の方向転換を生じさせる。当業者には周知の通り、所望の用途に応じて作動媒体流体の方向転換を増加および／または減少させるために、翼設計に変更を加えることができる。

本明細書で記述する複合荷重翼（ｍｉｘｅｄ−ｌｏａｄｉｎｇ ａｉｒｆｏｉｌ）設計では、後方荷重則と前方荷重則とを組み合わせるとともに、翼幅に沿って異なる曲率分布を有する翼面を用いる。以下にさらに記述されるように、翼が、翼面に沿って形成される境界層の作用、ならびに翼面境界層と端壁境界層との相互作用に影響を与え、後方荷重および前方荷重設計双方の利点を有することができるのは、これら曲率値の作用による。複合荷重翼の厚みは、当業者には周知の通り、意図する用途に従って変えることができるが、翼厚を変えることは、翼面の曲率を変えることになる。同様に、本複合翼設計は、最初に検討されたターボ機械用途を越えて使用することができると考えられる。

ここで図１を全体的に参照すると、ガスタービンエンジン１００の代表的なアセンブリが示されている。ガスタービンエンジン１００は、複合荷重翼を有する複数のブレード１４０を備える回転タービンブレードアセンブリ１２０、および複合荷重翼を有する複数のベーン１５０を備える静止タービンベーンアセンブリを備える。各翼は、根元部、翼幅中間部および先端部、ならびに、翼の上流端またはその近傍に位置する前縁、および翼の下流端またはその近傍に位置する後縁を有する。静止タービンエンジンアセンブリでは、各ベーンの根元部および／または先端部は、内径側端壁および外径側端壁の両方に取り付けられている。回転タービンエンジンアセンブリでは、各ブレードの根元部および／または先端部は、プラットフォームに取り付けられ、エンジンのディスクに固定的に係合するように構成されている。ブレードはシュラウド付きでもよい。すなわち、ブレードの先端部が、外側端壁の、ブレード自体と同じ速度で回転する部分に取り付けられてもよい。また、ブレードはシュラウド無しでもよい。すなわち、ブレードの先端部は外側端壁に取り付けられていなくてもよい。この構成では、外側端壁は回転せず、ブレード先端部と端壁との間には間隙が存在する。

次に図２ａ〜２ｄを参照すると、複合荷重翼は、根元部１２、翼幅中間部１４、先端部１６を備えることができる。根元部１２から先端部１６までの翼幅に沿った凹面１８は正圧面２０と呼ばれ、根元部１２から先端部１６までの翼幅に沿った凸面２２は負圧面２４と呼ばれる。ここで、複合荷重翼１０を具体的に参照すると、図２ｂは、翼１０の先端部１６の断面図を示し、図２ｃは、翼１０の翼幅中間部１４の断面図を示し、同様に、図２ｄは、翼１０の根元部１２の断面図を示す。軸方向翼弦２６が、各図２ｂ〜２ｄに示されている。軸方向翼弦は、エンジン軸を含む平面へ投影された翼の軸方向長さとして定義される。軸方向翼弦２６は、翼幅に沿って、翼１０の根元部、翼幅中間部、および先端部について、一定の長さを維持する必要は無いことに留意されたい。

次いで、図３ａ〜４ｂ全てを参照しながら、本発明の複合荷重翼設計に適用される様々な荷重原理についてより詳細に述べる。図３ａおよび４ａは、翼１０の典型的な後方荷重根元部１２または先端部１６の断面、および後方荷重断面の代表的な圧力分布グラフをそれぞれ示す。図３ｂおよび４ｂは、翼１０の前方荷重翼幅中間部１４の断面、および前方荷重断面の代表的な圧力分布グラフをそれぞれ示す。

図３ａおよび３ｂに示された後方荷重根元および先端断面と前方荷重翼中間断面とを比較するとき、各断面の軸方向翼弦２６は等しくても、等しくなくてもよいことが分かる。各図に示された負圧面の曲率のグラフは、当業者には周知の通り、各断面それぞれの負圧面２４の表面に沿った点から得た測定値の導関数を用いて計算された曲率値を表す。翼断面は、エンジン装着状態の基準座標で方向付けられ、Ｘ軸はエンジンの中心軸に平行で、Ｙ軸はエンジンのピッチ方向または回転方向軸内に延在する。Ｘ軸単位ベクトルの正方向は、エンジン前方からエンジン後方に向かう。Ｙ軸単位ベクトルの正方向は、翼の正圧面から翼の負圧面に向かう。図３ａおよび３ｂの座標系は、上記のＸ軸およびＹ軸を用いており、Ｘ軸の原点は翼前縁点に位置し、Ｘ座標およびＹ座標は翼の軸方向翼弦長に対して正規化されている。翼の負圧面および正圧面のＹ座標は、前縁および後縁点から離れた位置では、Ｘ座標の関数、ｙ＝ｆ（ｘ）として定義することができる。負圧面および正圧面の曲率は、次式を用いて計算される。

上記の式において、ｙ’は、上記で定義された基準座標における翼面座標の１次導関数を指し、ｙ”は、上記で定義された基準座標における翼面座標の２次導関数を指す。翼１０の後方荷重根元および先端部１２、１６の負圧面曲率グラフは、負圧面２４の最大曲率が軸方向翼弦２６のほぼ中間点またはその近傍で生じ得ることを示す。対照的に、翼１０の前方荷重翼幅中間部１４の負圧面曲率グラフは、負圧面２４の最大曲率が軸方向翼弦２６のほぼ４分の１の点またはその近傍に生じ得ることを示す。前方荷重翼幅中間部の最大曲率の位置は、常に、後方荷重根元部および先端部１２、１６両方の最大曲率の位置の上流にある。

最大曲率の位置は、複合荷重翼の意図される用途に応じて、タービンエンジンによって発生した作動媒体流体によってブレードまたはベーンに適用される速度により変わり得る。当業者には理解されるように、速度は一般に、周囲媒体中の音の速度に対する物体の速度の比として計算される「マッハ数」として、無次元項で表される。この場合は、関連する物体は、作動媒体流体である。ターボ機械用途における作動媒体流体の一般的な作動速度は、約マッハ０．１から約マッハ２．０の範囲を有することができる。適度なマッハ作動範囲は、約マッハ０．１から約マッハ１．０を含み、高マッハ作動範囲は、約マッハ１．０から約マッハ２．０を含み得る。歴史的に、作動媒体流体の作動範囲は、約マッハ０．５から約マッハ１．５まで変化し得る。しかし、マッハ作動範囲に関係なく、前方荷重翼幅中間部の圧力荷重の大半（ｂｕｌｋ）は、後方荷重根元および先端部両方の圧力荷重の大半に対して、やはり上流に位置する。

マッハ数が増加すると、翼面に沿う作動媒体流体の流れが変わり、それにより、翼面境界層に影響を及ぼし、翼のプロファイル損失を増加させる可能性がある。前述の通り、翼相互の配置を替えても、最終的に翼プロファイル損失を減少させて性能を改善することにはならない。本明細書に記載の複合荷重翼の設計は、意図するターボ機械用途のマッハ数に依存することになり、用途によって変化し得る。ブレードまたはベーンの翼が複合荷重則を実現しているか否かを判定するために、当業者には周知の１つまたは複数の方法を用いてブレードまたはベーンを測定することができる。本明細書に記載の複合荷重翼は、作動媒体流体の速度が約マッハ０．１未満および約マッハ２．０を超える様々なターボ機械用途およびターボ機械以外の用途に使用することができると考えられる。

翼１０の後方荷重根元および先端部１２、１６と、翼１０の前方荷重翼幅中間部１４との曲率分布の違いが、前記各部が作動媒体流体にさらされたとき、図４ａおよび４ｂの例示的圧力分布グラフに示すような異なる結果を生じさせる。図４ａおよび４ｂに示された例示的圧力分布グラフは、それぞれ単独で後方荷重翼および前方荷重翼上の圧力分布のみを表していることに留意されたい。しかし、図４ａおよび４ｂの例示的圧力分布グラフは、図５に示す翼幅方向の全圧損失分布の線図の観点から読み取り、解釈することができる。当業者は、後方荷重則および前方荷重則をそれぞれ単独で用いる場合に対し、複合荷重翼１０の明かな利益および利点を、直ちに認識し理解するであろう。

ここで図４ａを詳細に参照すると、例示的圧力分布グラフは、従来の後方荷重翼設計に関し、正規化された静圧［Ｐ／Ｐ₀］対正規化された軸方向翼弦［Ｘ／Ｂ_X］をグラフにしている。各グラフの上側の線は、後方荷重翼設計の正圧面、すなわち圧力が高い方の面上を流れる作動媒体流体の正規化された圧力を示し、各グラフの下側の線は、後方荷重翼設計の負圧面、すなわち圧力が低い方の面に沿って流れる作動媒体流体の正規化された圧力を示す。負の勾配値は、後方荷重翼の面上で作動媒体流体が加速することを表し、正の勾配は、後方荷重翼の面に沿って作動媒体流体が減速することを示す。圧力分布の勾配値は、流体の加速または流体の減速の大きさを示す。

図４ａの例示的圧力分布グラフは、作動媒体流体が後方荷重翼の負圧面に沿って流れるとき、流体は、最初、流路のスロート位置に対応するほぼ中間翼弦領域に達するまで、先細流路内で加速することを示す。流体がこの位置を通過すると、流路は広がり、流体は、翼の後縁に近付くにつれて減速を始める。流体の減速は、大きく逆向きの圧力勾配をもつこの領域内で翼面境界層をかなり早く成長させ、その境界層が翼のプロファイル損失の一因になる。負圧面に沿う作動流体の流れ方とは対照的に、後方荷重翼の正圧面に沿って流れる流体は、その狭くなる流路内で次第に加速する。

次に図４ｂを参照すると、作動媒体流体が従来の前方荷重翼の正圧面に沿って流れるとき、空気流は、前縁から後縁に向かって次第に加速する。対照的に、流体が前方荷重翼の負圧面に沿って前縁から後縁に流れるとき、流体の速度は、最初は前縁の周りで非常に急速に増加し、次いで、図４ｂの正規化された軸方向翼弦目盛り［Ｘ／Ｂ_X］上の約０．０５まで、減速する。その点から、流体の速度は正規化軸位置約０．３０まで加速し、次いで、図４ｂの正規化静圧目盛り［Ｐ／Ｐ₀］上で値が約０．９８に達するまで次第に減速する。前述の通り、流体の減速は、好ましくない圧力勾配内で翼境界層が厚くなるために、全圧損失を発生させるが、減速の大きさは後方荷重設計の減速より小さい。

次に図５を参照すると、従来技術の後方荷重翼、従来技術の前方荷重翼、および本明細書に記載された複合荷重翼の実施形態についての全圧損失の翼幅方向分布が、翼幅の半分に亘って示されている。後方荷重翼と前方荷重翼とを互いに比較すると、前方荷重設計は、翼中間領域のプロファイル損失が後方荷重設計より低いことが明らかである。また、端壁近傍では、後方荷重翼の二次損失が、前方荷重設計より小さい。図５に示されるように、本明細書に記載された複合荷重翼は、後方荷重翼および前方荷重翼双方の翼幅方向全圧損失分布の好特性を合体させている。複合荷重翼は、後方荷重翼の翼プロファイル損失より低く、前方荷重翼の翼プロファイル損失と同等な翼プロファイル損失を有する。さらに、複合荷重翼は、前方荷重翼の二次損失より低く、後方荷重翼の二次損失と同等な二次損失を有する。複合荷重設計は、前方および後方荷重翼形状双方のプロファイルおよび二次損失の最良の特徴部を１つの設計の中に合体したものである。

再び図１を参照すると、本明細書に記載された複合荷重翼設計は、たとえば、回転および静止の両方のターボ機械構成要素を組み込んだガスタービンエンジンで生じる圧力損失を低減するために、ブレードおよび／またはベーンに使用することができる。

たとえば、ガスタービンエンジン１００は、複合荷重翼設計を実現し、タービンエンジンで生じる圧力損失を低減するように配置された複数のブレード１４０を有する回転タービンブレードアセンブリ１２０を備えることができる。ある方向および速度を有する作動媒体流体が、中心線１１０と平行にガスタービンエンジン１００を通って流れる。翼が、通過する作動媒体流体と相互作用するとき、複合荷重翼設計は、翼および端壁面に沿って形成される境界層の発生および相互作用を最低限に抑える。

別の例では、ガスタービンエンジン１００は、複合荷重翼設計を実現し、タービンエンジンで生じる圧力損失を低減するように配置された複数のベーン１５０を有する静止タービンベーンアセンブリ１３０を備えることができる。ある方向および速度を有する作動媒体流体が、中心線１１０と平行にガスタービンエンジン１００を通って流れる。ベーンの翼が流体を方向転換させるとき、複合翼設計は、翼および端壁面に沿って形成される境界層の発生および相互作用を最低限に抑える。

本発明は、本明細書に記載され示された例示に限定されることなく、それら例示は単に本発明を実施する最も良い形態を示すものと見なされ、それら例示には、形状、寸法、部品の配列、および作用の詳細に変更を行うことができることが理解されるべきである。さらには、本発明は、特許請求の範囲によって定義される本発明の趣旨および範囲内にある全ての変更を包含するものである。

本発明の複合荷重則を実現した回転ファンブレードならびに本発明の複合荷重則を実現したコンプレッサ翼およびタービン翼の両方を使用した代表的なガスタービンエンジンを示す図である。 本発明の翼の例示的実施形態の３次元側視図である。 図２ａの翼の先端部の断面図である。 図２ａの翼の翼幅中間部の断面図である。 図２ａの翼の根元部の断面図である。 翼の典型的な後方荷重根元部または先端部の負圧面の曲率のグラフおよび断面図である。 翼の前方荷重翼幅中間部の負圧面の曲率のグラフおよび断面図である。 後方荷重翼の代表的な圧力分布のグラフである。 前方荷重翼の代表的な圧力分布のグラフである。 従来技術の後方荷重翼設計、従来技術の前方荷重翼設計、および本発明の複合荷重翼についての全圧損失の翼幅方向分布の図である。

符号の説明

１０…翼
１２…根元部
１４…翼幅中間部
１６…先端部
１８…凹面
２０…正圧面
２２…凸面
２４…負圧面
２６…軸方向翼弦
１００…ガスタービンエンジン
１１０…中心線
１２０…回転タービンブレードアセンブリ
１３０…静止タービンベーンアセンブリ
１４０…ブレード
１５０…ベーン

Claims (29)

1. プラットフォームと、
   凹状の正圧面と、
   凸状の負圧面と、
   翼と
   を備えるブレードであって、
   前記翼が、
   第１の荷重則を有し、かつ前記プラットフォームに係合する取付部を有する根元部と、
   第２の荷重則を有する翼幅中間部と、
   第３の荷重則を有する先端部と、を備え、
   前記第１の荷重則、前記第２の荷重則、および前記第３の荷重則の、前記翼の翼幅に亘る翼幅方向分布が、複合荷重則および約１．２以上のヅヴァイフェル荷重係数を有するブレード。
2. 前記翼幅が、複数の曲率分布を有し、前記根元部から前記先端部まで延在している請求項１に記載のブレード。
3. 前記根元部、翼幅中間部、および先端部がそれぞれ、前記翼の軸方向翼弦上の複数の位置に複数の曲率値を有する請求項２に記載のブレード。
4. 前記部分のそれぞれが、前記複数の曲率値内に最大曲率値を有する請求項３に記載のブレード。
5. 前記根元部の前記最大曲率値が、前記軸方向翼弦上で、前記翼幅中間部の前記最大曲率値より大きい位置に配置されている請求項４に記載のブレード。
6. 前記先端部の前記最大曲率値が、前記軸方向翼弦上で、前記翼幅中間部の前記最大曲率値より大きい位置に配置されている請求項４に記載のブレード。
7. 前記翼幅中間部に隣接して配置された前記根元部が、複合荷重則に応じた翼幅方向全圧損失分布を有する請求項１に記載のブレード。
8. 前記第１の荷重則および前記第３の荷重則が、後方荷重則である請求項１に記載のブレード。
9. 前記第２の荷重則が前方荷重則である請求項１に記載のブレード。
10. 前記先端部が、エンジンシュラウドの外側端壁に取り付けられている請求項１に記載のブレード。
11. 前記先端部が、エンジンシュラウドの外側端壁に取り付けられていない請求項１に記載のブレード。
12. プラットフォームと、
    凹状の正圧面と、
    凸状の負圧面と、
    翼と
    を備えるベーンであって、
    前記翼が、
    第１の荷重則を有し、かつ前記プラットフォームに係合する取付部を有する根元部と、
    第２の荷重則を有する翼幅中間部と、
    第３の荷重則を有する先端部と、を備え、
    前記第１の荷重則、前記第２の荷重則、および前記第３の荷重則の前記翼の翼幅に亘る翼幅方向分布が、複合荷重則および約１．２以上のヅヴァイフェル荷重係数を有するベーン。
13. 前記翼幅が、複数の曲率分布を有し、前記根元部から前記先端部まで延在している請求項１２に記載のベーン。
14. 前記根元部、翼幅中間部、および先端部がそれぞれ、前記翼の軸方向翼弦上の複数の位置に複数の曲率値を有する請求項１３に記載のベーン。
15. 前記部分のそれぞれが、前記複数の曲率値内に最大曲率値を有する請求項１４に記載のベーン。
16. 前記根元部の前記最大曲率値が、前記軸方向翼弦上で、前記翼幅中間部の前記最大曲率値より大きい位置に配置されている請求項１５に記載のベーン。
17. 前記先端部の前記最大曲率値が、前記軸方向翼弦上で、前記翼幅中間部の前記最大曲率値より大きい位置に配置されている請求項１５に記載のベーン。
18. 前記翼幅中間部に隣接して配置された前記根元部が、複合荷重則に応じた翼幅方向全圧損失分布を有する請求項１２に記載のベーン。
19. 前記第１の荷重則および前記第３の荷重則が、後方荷重則である請求項１２に記載のベーン。
20. 前記第２の荷重則が前方荷重則である請求項１２に記載のベーン。
21. 前記先端部が、エンジンシュラウドの外側端壁に取り付けられている請求項１２に記載のベーン。
22. 前記先端部が、エンジンシュラウドの外側端壁に取り付けられていない請求項１２に記載のベーン。
23. ターボ機械用途における流体の方向転換方法であって、
    少なくとも１つの方向およびある速度を有する作動媒体流体をターボ機械用途のタービンに供給することを含み、前記流体の前記少なくとも１つの方向が前記タービンの中心線に平行であるとともに、前記タービンが、前記タービンに生じる圧力損失を低減するように配置された複数の複合荷重翼を備えており、
    前記タービンの前記複数の複合荷重翼を前記流体が通過するときに前記流体を方向転換させることを含み、
    前記翼は、第１の荷重則を有する根元部と、第２の荷重則を有する翼幅中間部と、第３の荷重則を有する先端部と、を備え、前記第１の荷重則、前記第２の荷重則、および前記第３の荷重則の前記翼の翼幅に亘る翼幅方向分布が、複合荷重則および約１．２以上のヅヴァイフェル荷重係数を有する流体の方向転換方法。
24. 前記翼がベーンの一体部分である請求項２３に記載の流体の方向転換方法。
25. 前記流体の方向転換が、
    前記流体を複数のベーンの前記複合荷重翼に通過させて、
    前記複合荷重翼によって前記流体を方向転換させることを含む請求項２３に記載の流体の方向転換方法。
26. 前記速度が約マッハ０．１から約マッハ２．０の範囲を有する請求項２５に記載の流体の方向転換方法。
27. 前記翼がブレードの一体部分である請求項２３に記載の流体の方向転換方法。
28. 前記流体の方向転換が、
    前記流体を複数のブレードの前記複合荷重翼に通過させて、
    前記流体の前記速度によって前記複数のブレードを回転させ、
    前記複合荷重翼によって前記流体を方向転換させることを含む請求項２３に記載の流体の方向転換方法。
29. 前記速度が約マッハ０．１から約マッハ２．０の範囲を有する請求項２８に記載の流体の方向転換方法。

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