JP2017110633A - ガスタービンエンジン用の最適な揚力設計 - Google Patents

Abstract

【課題】最適な揚力を達成するための特徴を有するガスタービンエンジン用のタービン組立体を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン用のタービン組立体７５は、周方向に隣接するタービンロータブレード７４の列を含み、ブレードの列の各ブレードは、翼形部の対向する前縁と後縁の間に軸方向に延びる翼弦を定める翼形部を含む。各ブレードの中間翼長領域の翼弦は、ブレード翼根９２及びブレード先端９４に隣接する翼長領域の翼弦より短い。他では、タービン組立体は、周方向に隣接するタービンステータベーン７２の列を含み、ベーンの列の各ベーンは、翼形部の対向する前縁と後縁の間に軸方向に延びる翼弦を定める翼形部１００を含む。各ベーンの中間翼長領域の翼弦は、ベーン翼根１０２及びベーン先端１０４に隣接する翼長領域の翼弦より短い。ガスタービンエンジン用のタービンロータブレードも提供される。【選択図】図２

Description

本主題は、一般的に、ガスタービンエンジンに関し、又は、より具体的には、ガスタービンエンジンの１つ又はそれ以上のタービンセクション用の最適なつまり高揚力設計に関する。最も具体的には、本主題は、タービンロータブレード及びタービンステータベーンの最適な揚力設計に関する。

ガスタービンエンジンは、一般的に、互いに流体連通するよう配置されたファン及びコアを含む。また、ガスタービンエンジンのコアは、一般的に、流れの順に、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、排気セクションを含む。運転時は、空気はファンから圧縮機セクションの入口に与えられ、そこで１つ又はそれ以上の圧縮機は、空気が燃焼セクションに到達するまで累進的に空気を圧縮する。燃料は、圧縮された空気と混合され燃焼セクション内で燃焼して燃焼ガスを与える。燃焼ガスは燃焼セクションからタービンセクションへ送られる。タービンセクションを通る燃焼ガスの流れがタービンセクションを駆動し、排気セクションを通って、例えば大気へと送られる
一般的に、タービンの性能及び効率は、例えばタービン各段のロータブレードの剛率値及び／又はステータベーンの剛率値が高すぎる又は低すぎる場合など、タービン設計が最適な揚力水準を下回る又は上回ると減少してしまうことがある。例えば、設計の剛率値が過度であると、設計が最適な揚力水準を下回り、過剰な数の翼形部又は翼弦長を用いることになり、これにより長さ、重量、及びタービンセクションのコストが増大し、湿り表面積が過大となり、結果としてプロファイル損失の増大、及び／又は後縁損失の増大につながり得る。別の例として、剛率値が低すぎると、設計が最適な揚力水準を上回り、タービンは、翼形部の列内のマッハ数のピークが高いために損失が増大し、翼形部の負圧側面における後方拡散が増大し、及び／又は二次流つまり端壁損失が増大し得る。さらに、典型的なタービン設計では、下部貫流を用いてマッハ数損失を減少させ、非常に高い剛率及びより低いＺｗｅｉｆｅｌ係数のブレード列を用いて、翼形部、より具体的には端壁が、分離するのを防止している。かかる設計では、タービンモジュールがより重くかつ必要以上に高額になってしまう。揚力水準が最適水準を上回る又は下回ると、性能及び／又は効率に他のマイナスの影響が生じる場合がある。

従って、タービンの性能及び効率は、最適なタービン揚力水準を達成することにより向上できる。そのためには、タービン組立体の最適な揚力を達成するための特徴を有するガスタービンエンジン用のタービン組立体が望ましい。より具体的には、ブレード又はベーンの中間翼長領域における翼弦長を減少させてタービン組立体のＺｗｅｉｆｅｌ係数を最適化したタービンロータブレード及び／又はステータベーンを有するガスタービンエンジン用タービン組立体が有用である。

米国特許第８６０２７４０号明細書

本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、又はこの説明から明らかにすることができ、或いは本発明を実施することにより理解することができる。

本開示の１つの例示的実施形態において、ガスタービンエンジン用のタービン組立体が提供される。タービン組立体は、内面を有し、軸方向中心線の周りに延びるケーシングを含む。ケーシングは、タービン組立体の半径方向外側境界を定める。さらに、タービン組立体は、ケーシング内に同軸に配置されたディスクを含む。ディスクは、リムを有し、ディスクのリムは、ディスクの外周を定める。また、タービン組立体は、ケーシングの内面から半径方向内向きに延びる周方向に隣接するタービンステータベーンの列と、ディスクの外周から半径方向外向きに延びる周方向に隣接するタービンロータブレードの列とを含む。ブレードの列は、ベーンの列と隣接するよう配置される。ブレードの列の各ブレードは、翼形部を含む。各翼形部は、ブレード翼根からブレード先端までブレード翼長に沿って半径方向に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を有する。ブレード翼長は、複数のブレード翼長位置を含み、各ブレード翼長位置は、ブレード翼長の分数に対応する。また、各翼形部は、各ブレード翼長位置における翼弦を定める。翼弦は、翼形部の対向する前縁と後縁との間に軸方向に延びる。各ブレードの中間翼長領域の翼弦は、ブレード翼根に隣接する翼長領域及びブレード先端に隣接する翼長領域の翼弦よりも短い。

本開示の別の例示的実施形態において、ガスタービンエンジン用のタービン組立体が提供される。タービン組立体は、内面を有し、軸方向中心線の周りに延びるケーシングを含む。ケーシングは、タービン組立体の半径方向外側境界を定める。また、タービン組立体は、ケーシング内に同軸に配置されたディスクを含む。ディスクは、リムを有し、ディスクのリムは、ディスクの外周を定める。さらに、タービン組立体は、ケーシングの内面から半径方向内向きに延びる周方向に隣接するタービンステータベーンの列を含む。また、タービン組立体は、ディスクの外周から半径方向外向きに延びる周方向に隣接するタービンロータブレードの列と、を含む。ブレードの列は、ベーンの列と隣接するよう配置される。ベーンの列の各ベーンは、翼形部を含み、各翼形部は、ベーン翼根からベーン先端までベーン翼長に沿って半径方向に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を有する。ベーン翼長は、複数のベーン翼長位置を含む。各ベーン翼長位置は、ベーン翼長の分数に対応する。各翼形部は、各ベーン翼長位置における翼弦を定める。翼弦は、翼形部の対向する前縁と後縁との間に軸方向に延び、各ベーンの中間翼長領域の翼弦は、ベーン翼根に隣接する翼長領域及びベーン先端に隣接する翼長領域の翼弦よりも短い。

本開示のさらに別の例示的実施形態において、ガスタービンエンジン用のタービンロータブレードが提供される。タービンロータブレードは、ブレード翼根からブレード先端までブレード翼長に沿って半径方向に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を有する翼形部を含む。ブレード翼長は、複数のブレード翼長位置を含む。各ブレード翼長位置は、ブレード翼長の分数に対応する。また、各翼形部は、各ブレード翼長位置における翼弦を定める。翼弦は、翼形部の対向する前縁と後縁との間に軸方向に延びる。ブレードは、約１．１乃至約１．７の範囲内のＺｗｅｉｆｅｌ係数を有する。

本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の請求項を参照するとより理解できるであろう。本明細書に組み込まれ且つその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。

添付図を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全かつ有効な開示を説明する。

当業者に向けられる、その最良の形態を含む本発明の完全かつ可能な開示が、添付図面を参照して、本明細書に述べられる。

本主題の種々の実施形態による例示的ガスタービンエンジンの概略断面図。 本主題の例示的実施形態によるタービン組立体の部分断面の概略図。 本主題の例示的実施形態による、図２のタービン組立体のタービンロータブレードの列の概略図。 本主題の例示的実施形態によるタービンロータブレードの翼形部の一部の斜視図。

ここで、添付する図面内に１つ又はそれ以上の例が示される、本発明の現在の実施形態を詳細に参照する。詳細な説明では、数字及び文字記号を用いて図面における特徴を参照する。図面及び説明における同様又は類似の記号は、本発明の同様又は類似の部分を参照するために用いられる。本明細書で用いられる場合、「第１の」、「第２の」及び「第３の」という用語は、１つの構成要素を別の構成要素から区別するために互換可能に用いることができ、個別の構成要素の位置又は重要性を示すことを意図するものではない。「上流」及び「下流」という用語は、流体流路における流体流に関する相対的方向を示す。例えば、「上流」は、流体が流れてくる方向を示し、「下流」は流体が流れていく方向を示す。

ここで図面を参照するが、同一の数字は図面全体を通して同じ要素を示す。図１は、本開示の例示的実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図である。より具体的には、図１の実施形態について、ガスタービンエンジンは、本明細書では「ターボファンエンジン１０」と呼ばれる、高バイパス・ターボファンジェットエンジン１０である。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（参考のために与えられた長手方向中心線１２と平行に延びる）及び半径方向Ｒを定める。一般的に、ターボファンエンジン１０は、ファンセクション１４、及びファンセクション１４の下流に配置されたコアタービンエンジン１６を含む。

図示した例示的コアタービンエンジン１６は、一般的に、環状入口２０を定める略管状外側ケーシング１８を含む。外側ケーシング１８は、直列流れ関係において、ブースタつまり低圧（ＬＰ）圧縮機２２及び高圧（ＨＰ）圧縮機２４を含む圧縮機セクション、燃焼セクション２６、高圧（ＨＰ）タービン２８及び低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクション、及びジェット排気ノズルセクション３２を収容する。高圧（ＨＰ）軸つまりスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動可能に接続する。低圧（ＬＰ）軸つまりスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機３２に駆動可能に接続する。

図示した実施形態について、ファンセクション１４は、離間された様式でディスク４２に結合された複数のファンブレード４０を有する可変ピッチファン３８を含む。図示したように、ファンブレード４０はディスク４２から外向きに、概ね半径方向Ｒに沿って延びる。各ファンブレード４０は、ファンブレード４０のピッチを一斉に集合的に変化させるように構成された適切な作動部材４４に動作可能に結合されているので、ピッチ軸Ｐの周りでディスク４２に対して回転可能である。ファンブレード４０、ディスク４２及び作動部材４４は、動力ギアボックス４６を横切るＬＰ軸３６により長手方向軸１２の周りに、一緒に回転可能である。動力ギアボックス４６は、ＬＰ軸３６の回転速度をより効率的な回転ファン速度へ減速させるための複数のギアを含む。

図１の例示的実施形態をさらに参照すると、ディスク４２は、複数のファンブレード４０を通る空気流を増進するように空力学的外形にされた回転可能な前方ナセル４８により覆われる。また、例示的なファンセクション１４は、ファン３８及び／又はコアタービンエンジン１６の少なくとも一部を周方向に囲む環状ファンケーシングつまり外側ナセル５０を含む。ナセル５０は、複数の周方向に離間された出口案内ベーン５２によりコアタービンエンジン１６に対して支持されるように構成できることに留意されたい。さらに、ナセル５０の下流セクション５４は、コアタービンエンジン１６の外側部分の上を延び、それらの間にバイパス空気流経路５６を定めることができる。

ターボファンエンジン１０の運転の際、空気容積５８がナセル５０の関連付けられた入口６０及び／又はファンセクション１４を通ってターボファン１０に入る。空気容積５８がファンブレード４０を横切って通ると、矢印６２で示す空気５８の第１の部分は、バイパス空気流流路５６へ方向づけられ、つまり送られ、矢印６４で示す空気５８の第２の部分は、ＬＰ圧縮機２２へと方向づけられ、つまり送られる。空気の第１の部分６２と空気の第２の部分６４との比は、一般的にバイパス比として知られる。次に、空気の第２の部分６４の圧力は、高圧（ＨＰ）圧縮機２４及び燃焼セクション２６へ送られるにつれて増大し、そこで燃料と混合され燃焼して燃焼ガス６６を与える。

燃焼ガス６６は、ＨＰタービン２８を通って送られ、そこで熱及び／又は運動エネルギーの一部が、外側ケーシング１８に結合されたＨＰタービンステータベーン６８及びＨＰ軸つまりスプール３４に結合されたＨＰタービンロータブレード７０の連続する段を介して燃焼ガス６６から抽出され、従ってＨＰ軸つまりスプール３４を回転させ、それによりＨＰ圧縮機２４の動作が支援される。次に、燃焼ガス６６は、ＬＰタービン３０を通って送られ、そこで熱及び運動エネルギーの第２の部分が、外側ケーシング１８に結合されたＬＰタービンステータベーン７２及びＬＰ軸つまりスプール３６に結合されたＬＰタービンロータブレード７４の連続する段を介して燃焼ガス６６から抽出され、従ってＬＰ軸つまりスプール３６を回転させ、それによりＬＰ圧縮機２２の動作及び／又はファン３８の回転が支援される。

その後、燃焼ガス６６は、コアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通って送られて推進スラストを与える。同時に、空気の第１の部分６２の圧力は、空気の第１の部分６２がターボファン１０のファンノズル排気セクション７６から排出される前にバイパス空気流流路５６を通って送られるにつれて大幅に増大し、これも推進スラストを与える。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０及びジェット排気ノズルセクション３２は、少なくとも部分的に、コアタービンエンジン１６を通して燃焼ガス６６を送るための高温ガス経路７８を定める。

幾つかの実施形態において、ターボファンエンジン１０の構成要素、特に高温ガス経路７８内の構成要素は、高い温度性能を有する非金属材料であるセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料から成ることができる。かかる構成要素に使用される例示的ＣＭＣ材料は、シリコンカーバイド、シリコン、シリカ、アルミナマトリックス材料及びそれらの組み合わせを含むことができる。サファイヤ及びシリコンカーバイド（例えば、Ｔｅｘｔｒｏｎ社のＳＣＳ−６）等のモノフィラメント、並びにシリコンカーバイドを含む粗糸及び編み糸（例えば、日本カーボン株式会社のＮＩＣＡＬＯＮ（登録商標）、宇部興産株式会社のＴＹＲＡＮＮＯ（登録商標）、及びＤｏｗ Ｃｏｒｎｉｎｇ社のＳＹＲＡＭＩＣ（登録商標））、アルミナシリケート（例えば、Ｎｅｘｔｅｌ社の４４０及び４８０）、細断したウィスカー及びファイバ（例えば、Ｎｅｘｔｅｌ社の４４０及びＳＡＦＦＩＬ（登録商標））、随意的にセラミック粒子（例えば、Ｓｉ、Ａｌ、Ｚｒ、Ｙの酸化物及びそれらの組み合わせ）、及び無機充填材（例えば、葉ろう石、珪灰石、雲母、滑石、藍晶石、及びモンモリロナイト）を含む、酸化安定強化用繊維など、セラミック繊維をマトリックスに埋め込んでもよい。さらに別の例として、ＣＭＣ材料は、シリコンカーバイド（ＳｉＣ）又はカーボンファイバクロスを含んでもよい。

ここで図２及び図３を参照すると、図２は、本主題の例示的実施形態による、タービン組立体７５を形成するＬＰタービン３０の部分断面の概略図を提示する。図３は、ＬＰタービンロータブレード７４の列８４の概略図を提示する。前述のように、ＬＰタービン３０は、外側ケーシング１８に結合されたタービンステータベーン７２、及び軸つまりスプール３６に結合されたタービンロータブレード７４の連続する段を含む。図２に示すように、ブレード７４は、タービンロータディスク８０を介して軸つまりスプール３６に結合される、すなわちブレード７４は、ディスク８０に結合され、ディスク８０は軸つまりスプール３６に結合される（図１）。各ディスク８０は、ディスクの外周を定めるリム８２を有する。さらに、各ディスク８０は、ディスク８０がケーシング１８と同軸であるように、外側ケーシング１８内に配置される。ディスク８０及び外側ケーシング１８は、それぞれ、タービン組立体７５を通る高温ガス経路７８の内側端壁及び外側端壁を形成する。

ブレード７４は、周方向に隣接するブレード７４の列が各ディスク８０の外周から半径方向外向きに延びるように、すなわち列８４内の隣接するブレード７４が周方向Ｃに沿って互いに離間されかつ各ブレード７４がディスク８０から半径方向Ｒに沿って延びるように、ディスク８０に結合される。ブレード７４の列８４における各ブレード７４は、負圧側面９０に対向する正圧側面８８を有する翼形部８６を含む。各翼形部８６の対向する正圧側面及び負圧側面８８、９０は、ブレード翼根９２からブレード先端９４までブレード翼長ｓ_bに沿って半径方向に延びる。図示したように、ブレード翼根９２は、ブレード７４の半径方向最内側部分であり、ブレード先端９４はブレード７４の半径方向最外側部分である。従って、ブレード翼根９２はディスク８０により定められる内側端壁又はその近くに配置され、ブレード先端９４はケーシング１８により定められる外側端壁又はその近くで終端する。さらに、一般的に当技術分野において知られているように、ブレード翼根９２は、ブレード７４をディスク８０に結合するためのディスク８０における相補的形状のスロットで受けるためのダブテール又は他の形状を有する突起を定めることができることが明らかである。言うまでもなく、ブレード７４は、他の方法でディスクに結合してもよい。

図３に示すように、ブレードピッチｔは、ブレードの列８４内の隣接するブレード７４の間に定められる。ブレードピッチｔは、所与のブレード翼長ｓ_bにおけるブレードの周方向の間隔である。言い換えれば、ブレードピッチｔは、所与のブレード翼長ｓ_bにおける周方向長さをブレード７４の列８４のブレード７４の数で割ったものであり、従って、ブレード翼長ｓ_bに沿って変化し得る。

ブレード翼長ｓ_bは、複数のブレード翼長位置ＳＬ（図４）を含むことができる。各ブレード翼長位置ＳＬは、ブレード翼長ｓ_bの分数つまり百分率に対応し得る。例えば、第１のブレード翼長位置ＳＬ₁は、ブレード翼長ｓ_bの約４分の１に位置し、第１のブレード翼長ＳＬ₁が１／４ｓ_bつまりブレード翼長ｓ_bの約２５％に対応するようにすることができる。第２の動ブレード翼長位置ＳＬ₂は、ブレード翼長ｓ_bの約４分の３に位置し、第２のブレード翼長ＳＬ₂が３／４ｓ_bつまりブレード翼長ｓ_bの約７５％に対応するようにすることができる。従って、ブレード翼長位置ＳＬは、ブレード翼根９２のゼロ（すなわち、ブレード翼長ｓ_bの分数０つまり０％）に対応する位置からブレード先端９４のｓ_b（すなわち、ブレード翼長ｓ_bの分数１つまり１００％）に対応する位置まで、ブレード翼長ｓ_bに沿って任意の数の位置を含むことができる。

ブレード７４の翼形部８６は、ブレード翼長ｓ_bに沿って１つ又はそれ以上の領域を定めることができる。例えば、翼形部８６は、ブレード翼根９２に隣接する第１の翼長領域Ｓ１及びブレード先端９４に隣接する第２の翼長領域Ｓ２を定めることができる。中間翼長領域Ｓ_midも、例えば第１のブレード翼長位置ＳＬ₁と第２のブレード翼長位置ＳＬ₂との間に、又はより一般的に第１の翼長領域ｓ₁と第２の翼長領域ｓ₂との間に、定めることができる。

図３にさらに示すように、翼形部８６の正圧側及び負圧側面８８、９０は、前縁９６と対向する後縁９８との間に軸方向に延びる。翼形部８６は、対向する前縁及び後縁９６、９８の間に軸方向に延びる翼弦ｃを定める。明らかなように、翼弦ｃは、各ブレード翼長位置ＳＬにおいて定めることができる。従って、翼弦ｃの軸方向長さは、ブレード翼長ｓ_bに沿って変化し得る。

ここで図４を参照すると、本主題の例示的実施形態による翼形部８６の一部の斜視図が示され、各ブレード７４の中間翼長領域Ｓ_midの翼弦ｃは、ブレード翼根９２に隣接する第１の翼長領域ｓ₁及びブレード先端９４に隣接する第２の翼長領域ｓ₂における翼弦ｃより短い。すなわち、前縁９６から後縁９８までの軸方向距離は、中間翼長領域Ｓ_midにおいて、ブレード翼根９２及びブレード先端９４近くの翼長領域における前縁９６から後縁９８までの軸方向距離よりも、短い。より具体的には、翼弦ｃは、前縁９６、後縁９８又は前縁及び後縁９６、９８両方に対して減少させることができる。一例として、ブレード７４の前縁９６は、中間翼長領域Ｓ_midにおいて、第１の翼長領域ｓ₁又は第２の翼長領域ｓ₂におけるよりも、軸方向で後縁９８の近くとすることができる。別の例として、ブレード７４の後縁９８は、中間翼長領域Ｓ_midにおいて、第１の翼長領域ｓ₁又は第２の翼長領域ｓ₂におけるよりも、軸方向で前縁９６の近くとすることができる。代替的に図２に概略的に示すように、翼弦ｃが、中間翼長領域Ｓ_midにおいて第１の翼長領域ｓ₁及び第２の翼長領域ｓ₂と比較して減少するように、前縁９６及び後縁９８の両方とも、中間翼長領域Ｓ_midにおいて軸方向内向きに動かすことができる。

例示的実施形態において、中間翼長領域Ｓ_midにおける翼弦長は、通常のタービンロータブレードと比較して、約５％乃至約２５％減少させることができる。具体的実施形態において、中間翼長領域Ｓ_midにおける翼弦ｃの長さは、既知のタービンロータブレードの中間翼長領域における翼弦長よりも約１２％減少させることができる。

ブレード７４の中間翼長領域Ｓ_midにおける翼弦ｃの長さを減少させることにより、タービン組立体７５の重量を減少させ、それによりターボファンエンジン１０の効率を増大させることができる。さらに、中間翼長領域Ｓ_midにおける翼弦ｃの長さを減少させることにより、中間翼長領域Ｓ_midにおけるブレード７４の剛率σを減少させ、それによりディスク８０及び外側ケーシング１８により定められる端壁又はその付近の二次流損を回避しながらタービン組立体７５の効率を増大させることができる。ブレード７４の剛率σは、長さで表されるブレード翼弦ｃの、前述のように所与のブレード翼長ｓ_bにおけるブレード７４の周方向の間隔であるブレードピッチｔに対する、比率である。既知の装置において、ブレード７４の剛率σは、高い値に維持して二次流損を回避するのに役立てることができる。しかしながら、本主題の例示的実施形態において、ブレード翼根９２及びブレード先端９４又はその付近の翼弦ｃの長さがより長ければ、ブレード翼根及び先端９２、９４の領域における二次流損を回避するのに役立つ一方で、ブレード７４の中間翼長領域Ｓ_midにおける翼弦ｃの長さがより短ければ、タービン組立体７５の効率の増大に役立つ。従って、翼弦ｃの長さの減少に起因する二次流損の増大は、いずれも特定の翼弦ｃの長さを選択的に減少させることにより制御でき、これは二次流損を制御及び／又は管理できるように表面速度分布を調整することである。

また、中間翼長領域Ｓ_midにおける翼弦ｃの長さを減少させることにより、ブレード７４のＺｗｅｉｆｅｌ揚力係数を増大できる。ブレード７４のＺｗｅｉｆｅｌ揚力係数は、ブレードの正圧側表面上の定常圧力及びブレードの負圧側表面上の定常圧力を前提とする実際の力の基準の力に対する比率を表す無次元負荷係数である。より具体的には、Ｚｗｅｉｆｅｌ係数Ｚは、

として定義され、ここでｔはブレードピッチ、ｃは軸方向翼弦長、β₁及びβ₂は、それぞれ入口角度及び出口角度を表す。本主題の実施形態において、入口角度β₁は正、つまりβ₁＞０であり、出口角度β₂は負、つまりβ₂＜０である。例示的実施形態において、各ブレード７４は、約１．１乃至約１．７の範囲内のＺｗｅｉｆｅｌ係数を有する。別の例示的実施形態において、各ブレード７４のＺｗｅｉｆｅｌ係数は、約１．２乃至約１．３の範囲内とすることができる。

また、タービン組立体７５のブレード７４の剛率σおよびＺｗｅｉｆｅｌ係数は、ブレードの各列８４におけるブレード７４の数を減少させることにより最適化することができる。例えば、ブレード７４の各列８４は、典型的タービン段よりも約５％乃至約３０％少ないブレードを備える。１つの実施形態において、ブレード７４の１つの列８４は、類似の典型的タービン段より約５％少ないブレードを備え、ブレード７４の２つ目の列８４は類似の典型的タービン段より約１５％少ないブレードを備える。代替的実施形態において、ブレード７４の１つの列８４は、類似の典型的タービン段より約１０％少ないブレードを備え、ブレード７４の２つ目の列８４は類似の典型的タービン段より約２５％少ないブレードを備える。さらに、例示的実施形態において、ブレード７４の数は減少し、ブレード７４の中間翼長領域Ｓ_midにおける翼弦ｃの長さは、タービン組立体７５のブレード７４の１つ又はそれ以上の列８４において削減される。

図３を参照すると、さらに別の実施形態において、ブレード７４の食違い角λを最適化してディスク８０と外側ケーシング１８により定められる端壁における二次流損を削減及び／又は最小化することができる。食違い角λは、翼弦線Ｈとタービン軸方向Ａとの間の角度である。例示的実施形態において、各ブレード７４は、約１０°乃至約８０°の範囲内の食違い角λを有することができる。代替的実施形態において、各ブレード７４は、約１５°乃至約６０°の範囲内の食違い角λを有することができる。他の食違い角λも同様に用いることができるが、一般的に、最適な食違い角は、タービンロータブレードの食違い角に対して既知の値から低減される。より小さい食違い角は、端壁損失をより低くし、二次流に起因する端壁分離を防止することができる。

上述の性能改善は、タービンロータブレード構造に限定されず、同様にタービンステータベーン構造にも適用されることを理解されたい。再び図２を参照すると、前述のように、タービン組立体７５は、外側ケーシング１８に結合されたタービンステータベーン７２を含む。ロータブレード７４のように、ステータベーン７２は、周方向に隣接するベーン７２の列で配置される。各ベーン７２は、ケーシング１８の内面１９から半径方向内向きにロータディスク８０に向かって延びる。ベーン７２の列の各ベーン７２は、翼形部１００を含む。各ベーン翼形部１００は、ケーシング１８の内面１９におけるベーン翼根１０２からロータディスク８０に隣接する又はその付近のベーン先端１０４までのベーン翼長ｓ_vに沿って半径方向に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を含む。さらに、ブレード７４の列８４は、タービン組立体７５がベーン７２及びブレード７４の交互の列からなり、かつベーン７２の列がブレード７４の列８４の前に燃焼ガス６６を受けるように、ベーン７２の列の軸方向後ろに定めることができる。ベーン７２の１つの列とブレード７４の隣接する列８４とはタービン組立体７５の１つの段Ｌを定める。１つの例示的実施形態において、タービン組立体７５は、最大１２段Ｌを備える、つまりタービン組立体７５は、１乃至１２段Ｌを備える。

ブレード７４と同様に、ベーン翼長ｓ_vは、複数のベーン翼長位置を含むことができ、各ベーン翼長位置は、ベーン翼長ｓ_vの分数つまり百分率に対応させることができる。例えば、第１のベーン翼長位置は、ベーン翼長ｓ_vの約４分の１に配置し、第１のベーン翼長位置が約１／４ｓ_vつまりベーン翼長ｓ_vの約２５％に対応するようにすることができる。第２のベーン翼長位置は、ベーン翼長ｓ_vの約４分の３に配置し、第２のベーン翼長位置が約３／４ｓ_vつまりベーン翼長ｓ_vの約７５％に対応するようにすることができる。従って、ベーン翼長位置は、ベーン翼根１０２のゼロ（すなわち、ベーン翼長ｓ_vの分数０つまり０％）に対応する位置からベーン先端１０４のｓ_v（すなわち、ベーン翼長ｓ_vの分数１つまり１００％）に対応する位置まで、ベーン翼長ｓ_vに沿って任意の数の位置を含むことができる。

さらに、ベーン７２の翼形部１００は、ベーン翼長ｓ_vに沿って１つ又はそれ以上の翼長領域を定めることができる。一例として、翼形部１００は、ベーン翼根１０２に隣接する第１のベーン翼長領域とベーン先端１０４に隣接する第２のベーン翼長領域とを定めることができる。また、中間翼長領域を、例えば第１のベーン翼長位置と第２のベーン翼長位置との間に又は一般的に第１のベーン翼長位置と第２のベーン翼長位置との間に、定めることができる。前述のように、第１のベーン翼長位置は、ベーン翼長ｓ_vの約４分の１に位置し、第２のベーン翼長位置は、ベーン翼長ｓ_vの約４分の３に位置することができる。従って、中間翼長領域は、ベーン翼長ｓ_vのおよそ中央の２分の１つまり中間の５０％を含むことができる。

さらに、各ベーン翼形部１００は、翼形部の対向する前縁と後縁との間に軸方向に延びる翼弦ｃを定めることができる。ブレード７４と同様に、翼弦は各ベーン翼長位置において定めることができ、翼弦の軸方向長はベーン翼長ｓ_vに沿って変化し得る。本主題の例示的実施形態によると、各ベーン７２の中間翼長領域における翼弦は、ベーン翼根１０２に隣接する第１のベーン翼長領域及びベーン先端１０４に隣接する第２のベーン翼長領域における翼弦よりも短い。つまり、ベーン７２の翼形部１００の前縁から後縁までの軸方向距離は、中間翼長領域において、ベーン翼根１０２及びベーン先端１０４付近の翼長領域における前縁から後縁までの軸方向距離より短い。より具体的には、ベーンの前縁、後縁又は前縁及び後縁の両方に対して減少させることができる。一例として、ベーン７２の前縁は、ベーン７２の中間翼長領域において、第１のベーン翼長領域又は第２のベーン翼長領域におけるよりも、軸方向で後縁の近くとすることができる。別の例として、図２に概略的に示すように、ベーン７２の後縁は、中間翼長領域において、第１のベーン翼長領域又は第２のベーン翼長領域におけるよりも、軸方向で前縁の近くとすることができる。代替的に、翼弦が第１のベーン翼長領域及び第２のベーン翼長領域と比較して中間翼長領域において減少するように、前縁及び後縁の両方とも中間翼長領域において軸方向内向きに動かすことができる。

例示的実施形態において、中間翼長領域における翼弦長は、典型的タービンステータベーンと比較して約５％乃至約２５％減少させることができる。具体的実施形態において、ベーン７２の中間翼長領域における翼弦長は、既知のタービンステータベーンの中間翼長領域における翼弦長より約１２％減少させることができる。

ブレード７４の翼弦ｃの長さの低減と同様に、ベーン７２の中間翼長領域における翼弦長の低減は、タービン組立体７５の重量を減少させ、ターボファンエンジン１０の効率を増大させることができる。さらに、中間翼長領域における翼弦長の低減は、中間翼長領域におけるベーン７２の剛率σ（つまり、ベーン翼弦長のベーンピッチつまりベーン７２の列におけるベーン７２の間の周方向の間隔）に対する比を減少させ、それにより、ベーン７２の翼根１０２及び先端１０４における翼弦長がより長いので、ディスク８０及び外側ケーシング１８により定められる端壁又はその付近の二次流損を回避しながら、タービン組立体７５の効率を増大させることができる。前述のように、剛率σは、既知の装置において高い値に維持して二次流損を回避させることができる。しかしながら、本主題の例示的実施形態において、ベーン翼根１０２及び先端１０４又はその付近の翼弦長がより長いことは、ベーン翼根及び先端１０２、１０４の領域における二次流損を回避できる一方、ベーン７２の中間翼長領域における翼弦長がより短いことは、タービン組立体７５の効率を増大させることができる。従って、翼弦長の低減に起因する二次流損のいずれの増大も、特定の翼弦の長さを選択的に減少させることにより制御することができ、これは二次流損を制御及び／又は管理できるように表面速度分布を調整することである。

また、中間翼長領域における翼弦長の低減は、ベーン７２のＺｗｅｉｆｅｌ揚力係数（つまりベーン７２の無次元負荷係数）を増大させることができる。例示的実施形態において、各ベーン７２は、約１．１乃至約１．７の範囲内のＺｗｅｉｆｅｌ係数を有する。別の例示的実施形態において、各ベーン７２のＺｗｅｉｆｅｌ係数は、約１．２乃至約１．３の範囲内とすることができる。

また、タービン組立体７５の剛率σ及びＺｗｅｉｆｅｌ係数は、ベーン７２の各列におけるベーン７２の数を減少させることにより最適化できる。例えば、ベーン７２の各列は、典型的なタービン段よりも約５％乃至約３０％少ないベーンを備える。１つの実施形態において、ベーン７２の１つの列は、類似の典型的タービン段より約５％少ないベーンを備え、ベーン７２の２つ目の列は類似の典型的タービン段より約１５％少ないベーンを備える。代替的実施形態において、ベーン７２の１つの列は、類似の典型的タービン段より約１０％少ないベーンを備え、ベーン７２の２つ目の列は類似の典型的タービン段より約２５％少ないベーンを備える。さらに、例示的実施形態において、ベーン７２の数及びベーンの中間翼長領域における翼弦長は、ともにタービン組立体７５のベーン７２の１つ又はそれ以上の列において低減される。

さらに別の実施形態において、ベーン７２の食違い角λを最適化してディスク８０と外側ケーシング１８により定まる端壁における二次流損を削減及び／又は最小化できる。例示的実施形態において、各ベーン７２は、約１０°乃至約８０°の範囲内の食違い角λを有することができる。代替的実施形態において、各ベーン７２は、約１５°乃至約６０°の範囲内の食違い角λを有することができる。他の食違い角λも同様に用いることができるが、一般的に、最適な食違い角は、タービンロータブレードの食違い角に対して既知の値から低減する。ブレード７４に関して説明したように、より小さい食違い角は、端壁損失をより低くし、二次流に起因する端壁分離を防止することができる。

本明細書に記載されるいずれかの技術又は構造を単独で又は組み合わせて採用することにより、ベーン７２、ブレード７４、ベーン７２の列、及び／又はブレード７４の列８４の構造を最適化し、例えば二次流損、重量及び効率、並びに他の性能パラメータ等の重要な性能パラメータが最適化されるようにすることができる。一例として、選択した領域、区域、又はブレード翼長ｓ_bの部分のみの剛率σの低減により、タービン組立体７５の効率を改善しながら、低減した剛率σに起因する二次流損の何らかの増大を制御することができる。同様に、選択した領域、区域、又はベーン翼長ｓ_vの部分のみの剛率σの低減により、タービン組立体７５の効率を改善しながら、低減した剛率σに起因する二次流損の何らかの増大を制御することができる。さらに、他の性能改善を実現することもできる。例えば、冷却されたタービンにおいて、ブレード７４又はベーン７２等の翼形部の数の削減により、必要な冷却流を削減することができる。本主題は、他の利点又は利益をもたらすことができる。

さらに、本主題は、ガスタービンエンジンの低圧タービンセクションについて記載したが、上述の設計検討内容及び構造は、ガスタービンエンジンの他の構成要素及び／又はセクションに応用できることも容易に理解されるであろう。例えば、本主題は、低速及び高速低圧タービンの両方に応用できる。別の例として、ターボファンエンジン１０のＬＰタービンセクションに関して上述したが、本主題は、ＨＰタービンセクションにも利用することができる。代替的に又は付加的に、本主題は、ターボファンエンジン１０の他の構造又はガスタービンエンジンの他の型式又は構造に応用することができる。

本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
ガスタービンエンジン用のタービン組立体であって、
内面を有し、軸方向中心線の周りに周方向に延び、上記タービン組立体の半径方向外側境界を定めるケーシングと、
上記ケーシング内に同軸に配置されたディスクであって、リムを有し、ディスクの上記リムはディスクの外周を定める、ディスクと、
上記ケーシングの上記内面から半径方向内向きに延びる周方向に隣接するタービンステータベーンの列と、
上記ディスクの上記外周から半径方向外向きに延び、上記ステータベーンの列に隣接して配置された、周方向に隣接するタービンロータブレードの列と
を備え、
上記ブレードの列の上記ブレードの各々は、翼形部を含み、上記翼形部の各々は、ブレード翼根からブレード先端までブレード翼長に沿って半径方向に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を有し、上記ブレード翼長は、複数のブレード翼長位置を含み、上記ブレード翼長位置の各々は、上記ブレード翼長の分数に対応し、
上記翼形部の各々は、上記ブレード翼長位置の各々における翼弦を定め、上記翼弦は、上記翼形部の対向する前縁と後縁との間に軸方向に延び、
上記ブレードの各々の中間翼長領域の上記翼弦は、上記ブレード翼根に隣接する翼長領域及び上記ブレード先端に隣接する翼長領域の上記翼弦よりも短い、
ことを特徴とするタービン組立体。
［実施態様２］
上記ブレードの各々は、約１．１乃至約１．７の範囲内のＺｗｅｉｆｅｌ係数を有することを特徴とする、実施態様１に記載のタービン組立体。
［実施態様３］
上記ブレードの各々の上記Ｚｗｅｉｆｅｌ係数は、約１．２乃至約１．３の範囲内にあることを特徴とする、実施態様２に記載のタービン組立体。
［実施態様４］
上記ブレードの各々は、約１０°乃至約８０°の範囲内の食違い角を有することを特徴とする、実施態様１に記載のタービン組立体。
［実施態様５］
上記ブレードの各々の上記中間翼長領域は、第１のブレード翼長位置から第２のブレード翼長位置まで延び、上記第１のブレード翼長位置は上記ブレード翼長の約４分の１にあり、かつ上記第２のブレード翼長位置は上記ブレード翼長の約４分の３にあることを特徴とする、実施態様１に記載のタービン組立体。
［実施態様６］
上記ベーンの列の上記ベーンの各々は、上記ケーシングの上記内面から半径方向内向きに延び、かつ、ベーン翼根からベーン先端までベーン翼長に沿って半径方向に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を有する翼形部を含み、上記ベーン翼長は、複数のベーン翼長位置を含み、上記ベーン翼長位置の各々は、上記ベーン翼長の分数に対応し、
上記ベーン翼形部の各々は、上記ベーン翼長位置の各々における翼弦を定め、上記翼弦は、上記翼形部の対向する前縁と後縁との間に軸方向に延び、
上記ベーンの各々の中間翼長領域の上記翼弦は、上記ベーン翼根に隣接する翼長領域及び上記ベーン先端に隣接する翼長領域の上記翼弦よりも短い、
ことを特徴とする実施態様１に記載のタービン組立体。
［実施態様７］
上記ベーンの各々の上記中間翼長領域は、第１のベーン翼長位置から第２のベーン翼長位置まで延び、上記第１のベーン翼長位置は上記ベーン翼長の約４分の１にあり、かつ上記第２のベーン翼長位置は上記ベーン翼長の約４分の３にあることを特徴とする、実施態様６に記載のタービン組立体。
［実施態様８］
上記ベーンの列及び上記隣接するブレードの列は、上記タービン組立体の１つの段を定め、上記タービン組立体は最大１２段を備えることを特徴とする、実施態様１に記載のタービン組立体。
［実施態様９］
ガスタービンエンジン用タービン組立体であって、
内面を有し、軸方向中心線の周りに延び、上記タービン組立体の半径方向外側境界を定めるケーシングと、
上記ケーシング内に同軸に配置されたディスクであって、リムを有し、ディスクの上記リムは、ディスクの外周を定める、ディスクと、
上記ケーシングの上記内面から半径方向内向きに延びる周方向に隣接するタービンステータベーンの列と、
上記ディスクの上記外周から半径方向外向きに延び、上記ベーンの列に隣接して配置される、周方向に隣接するタービンロータブレードの列と、
を備え、
上記ベーンの列の上記ベーンの各々は、翼形部を含み、上記翼形部の各々は、ベーン翼根からベーン先端までベーン翼長に沿って半径方向に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を有し、上記ベーン翼長は、複数のベーン翼長位置を含み、上記ベーン翼長位置の各々は、上記ベーン翼長の分数に対応し、
上記翼形部の各々は、ベーン翼長位置の各々における翼弦を定め、上記翼弦は、上記翼形部の対向する前縁と後縁との間に軸方向に延び、
上記ベーンの各々の中間翼長領域の上記翼弦は、上記ベーン翼根に隣接する翼長領域及び上記ベーン先端に隣接する翼長領域の上記翼弦よりも短い、
ことを特徴とするタービン組立体。
［実施態様１０］
上記ブレードの列の上記ブレードの各々は、翼形部を含み、上記翼形部の各々は、ブレード翼根からブレード先端までブレード翼長に沿って半径方向に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を有し、上記ブレード翼長は、複数のブレード翼長位置を含み、上記ブレード翼長位置の各々は、上記ブレード翼長の分数に対応し、
上記ブレード翼形部の各々は、上記ブレード翼長位置の各々における翼弦を定め、上記翼弦は、上記翼形部の対向する前縁と後縁との間に軸方向に延び、
上記ブレードの各々の中間翼長領域の上記翼弦は、上記ブレード翼根に隣接する翼長領域及び上記ブレード先端に隣接する翼長領域の上記翼弦よりも短い、
ことを特徴とする、実施態様９に記載のタービン組立体。
［実施態様１１］
上記ブレードの各々は、約１．１乃至約１．７の範囲内のＺｗｅｉｆｅｌ係数を有することを特徴とする、実施態様１０に記載のタービン組立体。
［実施態様１２］
上記ブレードの各々の上記Ｚｗｅｉｆｅｌ係数は、約１．２乃至約１．３の範囲内にあることを特徴とする、実施態様１１に記載のタービン組立体。
［実施態様１３］
上記ブレードの各々は、約１０°乃至約８０°の範囲内の食違い角を有することを特徴とする、実施態様１０に記載のタービン組立体。
［実施態様１４］
上記ブレードの各々の上記中間翼長領域は第１のブレード翼長位置から第２のブレード翼長位置まで延び、上記第１のブレード翼長位置は上記ブレード翼長の約４分の１にあり、かつ上記第２のブレード翼長位置は上記ブレード翼長の約４分の３にあることを特徴とする、実施態様１０に記載のタービン組立体。
［実施態様１５］
上記ベーンの各々の上記中間翼長領域は第１のベーン翼長位置から第２のベーン翼長位置まで延び、上記第１のベーン翼長位置は上記ベーン翼長の約４分の１にあり、かつ上記第２のベーン翼長位置は上記ベーン翼長の約４分の３にあることを特徴とする、実施態様９に記載のタービン組立体。
［実施態様１６］
ガスタービンエンジン用のタービンロータブレードであって、
翼形部を備え、上記翼形部はブレード翼根からブレード先端までブレード翼長に沿って半径方向に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を有し、上記ブレード翼長は、複数のブレード翼長位置を含み、上記ブレード翼長位置の各々は、上記ブレード翼長の分数に対応し、
上記翼形部の各々は、上記ブレード翼長位置の各々における翼弦を定め、上記翼弦は、上記翼形部の対向する前縁と後縁との間に軸方向に延び、
上記ブレードは、約１．１乃至約１．７の範囲内のＺｗｅｉｆｅｌ係数を有する、
ことを特徴とするタービンロータブレード。
［実施態様１７］
上記ブレードの上記Ｚｗｅｉｆｅｌ係数は、約１．２乃至約１．３の範囲内にあることを特徴とする、実施態様１６に記載のタービンロータブレード翼。
［実施態様１８］
上記ブレードは、約１０°乃至約８０°の範囲内の食違い角を有することを特徴とする、実施態様１６に記載のタービンロータブレード。
［実施態様１９］
上記ブレードの中間翼長領域の上記翼弦は、上記ブレード翼根に隣接する翼長領域及び上記ブレード先端に隣接する翼長領域の上記翼弦よりも短い、
ことを特徴とする、実施態様１６に記載のタービンロータブレード。
［実施態様２０］
上記ブレードの上記中間翼長領域は第１のブレード翼長位置から第２のブレード翼長位置まで延び、上記第１のブレード翼長位置は上記ブレード翼長の約４分の１にあり、かつ上記第２のブレード翼長位置は上記ブレード翼長の約４の３にあることを特徴とする、実施態様１９に記載のタービンロータブレード。

１０ ターボファンジェットエンジン
１２ 長手方向又は軸方向中心線
１４ ファンセクション
１６ コアタービンエンジン
１８ 外側ケーシング
１９ ケーシングの内面
２０ 入口
２２ 低圧圧縮機
２４ 高圧圧縮機
２６ 燃焼セクション
２８ 高圧タービン
３０ 低圧タービン
３２ ジェット排気セクション
３４ 高圧シャフト／スプール
３６ 低圧シャフト／スプール
３８ ファン
４０ ブレード
４２ ディスク
４４ 作動部材
４６ 動力ギアボックス
４８ ナセル
５０ ファンケーシング又はナセル
５２ 出口案内ベーン
５４ 下流セクション
５６ バイパス空気流経路
５８ 空気
６０ 入口
６２ 空気の第１の部分
６４ 空気の第２の部分
６６ 燃焼ガス
６８ ステータベーン
７０ タービンロータブレード
７２ ステータベーン
７４ タービンロータブレード
７５ タービン組立体
７６ ファンノズル排気セクション
７８ 高温ガス経路
８０ タービンロータディスク
８２ リム
８４ ブレードの列
８６ 翼形部
８８ 正圧側面
９０ 負圧側面
９２ ブレード翼根
９４ ブレード先端
９６ ブレード前縁
９８ ブレード後縁
１００ ベーン翼形部
１０２ ベーン翼根
１０４ ベーン先端
ｓ_b ブレード翼長
ｓ_v ベーン翼長
ｔ ブレードピッチ
ＳＬ ブレード翼長位置
ＳＬ₁ 第１のブレード翼長位置
ＳＬ₂ 第２のブレード翼長位置
ｓ₁ 第１の翼長領域
ｓ₂ 第２の翼長領域
ｓ_mid 中間翼長領域
ｃ 翼弦
σ 剛率
λ 食違い角
Ｈ 翼弦線
Ｌ 段
Ｒ 半径方向
Ａ 軸方向
Ｃ 周方向

Claims (10)

1. ガスタービンエンジン用のタービン組立体であって、
   内面（１９）を有し、軸方向中心線（１２）の周りに周方向に延び、前記タービン組立体の半径方向外側境界を定めるケーシング（１８）と、
   前記ケーシング（１８）内に同軸に配置されたディスク（８０）であって、リム（８２）を有し、ディスク（８０）の前記リム（８２）はディスク（８０）の外周を定める、ディスク（８０）と、
   前記ケーシング（１８）の前記内面（１９）から半径方向内向きに延びる周方向に隣接するタービンステータベーン（７２）の列と、
   前記ディスク（８０）の前記外周から半径方向外向きに延び、前記ステータベーンの列に隣接して配置された、周方向に隣接するタービンロータブレード（７４）の列（８４）と
   を備え、
   前記ブレードの列の前記ブレード（７４）の各々は、翼形部（８６）を含み、前記翼形部（８６）の各々は、ブレード翼根（９２）からブレード先端（９４）までブレード翼長（ｓ_b）に沿って半径方向に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を有し、前記ブレード翼長（ｓ_b）は、複数のブレード翼長位置（ＳＬ）を含み、前記ブレード翼長位置（ＳＬ）の各々は、前記ブレード翼長（ｓ_b）の分数に対応し、
   前記翼形部（８６）の各々は、前記ブレード翼長位置（ＳＬ）の各々における翼弦（ｃ）を定め、前記翼弦（ｃ）は、前記翼形部（８６）の対向する前縁と後縁との間に軸方向に延び、
   前記ブレードの各々の中間翼長領域の前記翼弦（ｃ）は、前記ブレード翼根（９２）に隣接する翼長領域及び前記ブレード先端（９４）に隣接する翼長領域の前記翼弦（ｃ）よりも短い、
   ことを特徴とするタービン組立体。
2. 前記ブレード（７４）の各々は、約１．１乃至約１．７の範囲内のＺｗｅｉｆｅｌ係数を有することを特徴とする、請求項１に記載のタービン組立体。
3. 前記ブレード（７４）の各々の前記Ｚｗｅｉｆｅｌ係数は、約１．２乃至約１．３の範囲内にあることを特徴とする、請求項２に記載のタービン組立体。
4. 前記ブレード（７４）の各々は、約１０°乃至約８０°の範囲内の食違い角を有することを特徴とする、請求項１に記載のタービン組立体。
5. 前記ブレード（７４）の各々の前記中間翼長領域は、第１のブレード翼長位置（ＳＬ）から第２のブレード翼長位置（ＳＬ）まで延び、前記第１のブレード翼長位置（ＳＬ）は前記ブレード翼長（ｓ_b）の約４分の１にあり、かつ前記第２のブレード翼長位置（ＳＬ）は前記ブレード翼長（ｓ_b）の約４分の３にあることを特徴とする、請求項１に記載のタービン組立体。
6. 前記ベーン（７４）の列の前記ベーン（７４）の各々は、前記ケーシング（１８）の前記内面（１９）から半径方向内向きに延び、かつ、ベーン翼根（１０２）からベーン先端（１０４）までベーン翼長（ｓ_v）に沿って半径方向に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を有する翼形部（８６）を含み、前記ベーン翼長（ｓ_v）は、複数のベーン翼長位置を含み、前記ベーン翼長位置の各々は、前記ベーン翼長（ｓ_v）の分数に対応し、
   前記ベーン翼形部（８６）の各々は、前記ベーン翼長位置の各々における翼弦（ｃ）を定め、前記翼弦（ｃ）は、前記翼形部（８６）の対向する前縁と後縁との間に軸方向に延び、
   前記ベーンの各々の中間翼長領域の前記翼弦（ｃ）は、前記ベーン翼根（１０２）に隣接する翼長領域及び前記ベーン先端（１０４）に隣接する翼長領域の前記翼弦（ｃ）よりも短い、
   ことを特徴とする請求項１に記載のタービン組立体。
7. 前記ベーン（７２）の各々の前記中間翼長領域は、第１のベーン翼長位置から第２のベーン翼長位置まで延び、前記第１のベーン翼長位置は前記ベーン翼長（ｓ_v）の約４分の１にあり、かつ前記第２のベーン翼長位置は前記ベーン翼長（ｓ_v）の約４分の３にあることを特徴とする、請求項６に記載のタービン組立体。
8. 前記ブレード（７４）の各々は、約１．１乃至約１．７の範囲内のＺｗｅｉｆｅｌ係数を有することを特徴とする、請求項６に記載のタービン組立体。
9. 前記ブレード（７４）の各々の前記Ｚｗｅｉｆｅｌ係数は、約１．２乃至約１．３の範囲内にあることを特徴とする、請求項８に記載のタービン組立体。
10. 前記ベーン（７２）の列及び隣接するブレード（７４）の列は、前記タービン組立体の１つ段（Ｌ）を定め、前記タービン組立体は、最大１２段（Ｌ）を備える、請求項１に記載のタービン組立体。