JP2651259B2 - ガスタービンエンジン羽根及びガスタービンエンジン羽根を形成する方法 - Google Patents
ガスタービンエンジン羽根及びガスタービンエンジン羽根を形成する方法Info
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Description
【発明の詳細な説明】 ［発明の背景］ 本発明はガスタービンエンジンの圧縮機に関し、特
に、異物損傷（FOD）に対する耐性を高めた圧縮機ロー
タ第１段羽根に関する。
に、異物損傷（FOD）に対する耐性を高めた圧縮機ロー
タ第１段羽根に関する。
航空機に動力を与えるガスタービンエンジンは氷等の
異物を吸入しやすく、そのため圧縮機ロータ第１段の羽
根すなわち動翼が損傷するおそれがある。従来経験した
１タイプの損傷は、圧縮機第１段動翼の前縁先端角部が
氷片による衝撃によって湾曲するものである。吸入され
た氷等の異物は主として翼端近くと、翼端に近接する圧
縮機シュラウド近くとを移動しがちであることが既に観
察されている。
異物を吸入しやすく、そのため圧縮機ロータ第１段の羽
根すなわち動翼が損傷するおそれがある。従来経験した
１タイプの損傷は、圧縮機第１段動翼の前縁先端角部が
氷片による衝撃によって湾曲するものである。吸入され
た氷等の異物は主として翼端近くと、翼端に近接する圧
縮機シュラウド近くとを移動しがちであることが既に観
察されている。
このような翼端湾曲態様の羽根異物損傷を空力性能を
低下させるとともに余計な整備を要するので望ましくな
い。
低下させるとともに余計な整備を要するので望ましくな
い。
異物損傷耐性を高める公知の一方式は羽根の厚さを増
すことである。しかし、これは超音速流入条件に対して
設計した圧縮機羽根には望ましくない。なお、このよう
な羽根は空力性能の向上のために比較的薄くしてあるの
が普通である。もしこのような羽根を厚くすれば空力性
能は低下してしまう。
すことである。しかし、これは超音速流入条件に対して
設計した圧縮機羽根には望ましくない。なお、このよう
な羽根は空力性能の向上のために比較的薄くしてあるの
が普通である。もしこのような羽根を厚くすれば空力性
能は低下してしまう。
従って、本発明の目的はガスタービンエンジンの新規
改良羽根を提供することである。
改良羽根を提供することである。
本発明の他の目的は、異物損傷に対する耐性を高めた
ガスタービンエンジン羽根を提供することである。
ガスタービンエンジン羽根を提供することである。
本発明の他の目的は、羽根の空力性能を実質上悪影響
を及ぼすことなく異物損傷に対する耐性を高めたガスタ
ービンエンジン羽根を提供することである。
を及ぼすことなく異物損傷に対する耐性を高めたガスタ
ービンエンジン羽根を提供することである。
本発明の他の目的は、異物損傷による翼端湾曲を有す
る羽根から異物損傷に対する耐性を有する羽根を形成す
る方法を提供することである。
る羽根から異物損傷に対する耐性を有する羽根を形成す
る方法を提供することである。
［発明の要約］ 本発明によるガスタービンエンジン羽根は、半径方向
に相隔たる翼根および翼端と、軸方向に相隔たりそして
翼根から翼端まで延在する前縁および後縁とを境界とす
る翼部を含み、さらにこの翼部の異物損傷耐性を高める
手段を有し、この手段は後退前縁を包含する。
に相隔たる翼根および翼端と、軸方向に相隔たりそして
翼根から翼端まで延在する前縁および後縁とを境界とす
る翼部を含み、さらにこの翼部の異物損傷耐性を高める
手段を有し、この手段は後退前縁を包含する。
本発明はまた、このようなガスタービンエンジン羽根
を、異物損傷によって生じた前縁先端湾曲を有する羽根
から形成する方法を包含する。
を、異物損傷によって生じた前縁先端湾曲を有する羽根
から形成する方法を包含する。
本発明の新規な特徴は特許請求の範囲に記載の通りで
ある。本発明は、他の目的およ利点とともに、添付図面
と関連する好適実施例の以下は詳述からさらに明らかに
なろう。
ある。本発明は、他の目的およ利点とともに、添付図面
と関連する好適実施例の以下は詳述からさらに明らかに
なろう。
［詳細な説明］ 第１図には本発明の好適実施例によるガスタービンエ
ンジンの圧縮機第１段10を示す。第１段10は複数の周方
向に相隔たる普通の可変前置静翼12を含む。前置静翼12
は半径方向内端が内側ケーシング14に従来の仕方で回転
自在に装着されそして半径方向外端が外側ケーシングま
たはシュラウド16に従来の仕方で回転自在に装着されて
いる。各前置静翼12はその半径方向外端にスピンドル18
を備え、このスピンドルは外側ケーシング16を貫通して
おり、作動レバー20に固定されている。レバー20は弧状
ユニゾンリング22に回転自在に連結されている。前置静
翼12は従来形のものであり、ユニゾンリング22によって
従来のように操作されてそれと共に回転しうる。
ンジンの圧縮機第１段10を示す。第１段10は複数の周方
向に相隔たる普通の可変前置静翼12を含む。前置静翼12
は半径方向内端が内側ケーシング14に従来の仕方で回転
自在に装着されそして半径方向外端が外側ケーシングま
たはシュラウド16に従来の仕方で回転自在に装着されて
いる。各前置静翼12はその半径方向外端にスピンドル18
を備え、このスピンドルは外側ケーシング16を貫通して
おり、作動レバー20に固定されている。レバー20は弧状
ユニゾンリング22に回転自在に連結されている。前置静
翼12は従来形のものであり、ユニゾンリング22によって
従来のように操作されてそれと共に回転しうる。
圧縮機第１段10はまた第１段ロータ24を含み、このロ
ータは図示の実施例では一体の羽根付きディスク組立体
（すなわちブリスク）である。ブリスク（blisk）24は
ロータディスク28に一体に形成された複数の周方向に相
隔たる翼部または羽根26を有する。ディスク28は従来の
湾曲継手30を介して圧縮機第２段（図示せず）に従来の
仕方で装着され、従来のタービン（図示せず）によって
駆動される。好適実施例では翼部26はディスク28と一体
に形成されているが、本発明は、ロータディスクに、例
えば、その通常の軸方向ダブテール溝内に着脱自在に固
定された従来の翼部にも適用しうるものである。
ータは図示の実施例では一体の羽根付きディスク組立体
（すなわちブリスク）である。ブリスク（blisk）24は
ロータディスク28に一体に形成された複数の周方向に相
隔たる翼部または羽根26を有する。ディスク28は従来の
湾曲継手30を介して圧縮機第２段（図示せず）に従来の
仕方で装着され、従来のタービン（図示せず）によって
駆動される。好適実施例では翼部26はディスク28と一体
に形成されているが、本発明は、ロータディスクに、例
えば、その通常の軸方向ダブテール溝内に着脱自在に固
定された従来の翼部にも適用しうるものである。
運転中、空気32が前置静翼12を経て第１段ロータ24に
達し圧縮される。一実施例では、ロータ24は約42,000rp
mで回転し、それを通過する空気32の流れは翼部26のほ
ぼ全長にわたってマッハ１より高速である。
達し圧縮される。一実施例では、ロータ24は約42,000rp
mで回転し、それを通過する空気32の流れは翼部26のほ
ぼ全長にわたってマッハ１より高速である。
第２図には従来の圧縮機第１段羽根34を有するロータ
ディスク28を示し、図示の羽根の一つは氷等の異物の衝
撃により形成された前縁先端湾曲部36を有する。先端湾
曲部36は羽根34の空気力学的輪郭を変えるので望ましく
ない。
ディスク28を示し、図示の羽根の一つは氷等の異物の衝
撃により形成された前縁先端湾曲部36を有する。先端湾
曲部36は羽根34の空気力学的輪郭を変えるので望ましく
ない。
第３図には、特定の羽根について氷衝撃を経験した翼
端湾曲の区域を示す前縁先端部分または区域38（斜線で
示す）を有する従来の圧縮機羽根34を示す。様々な翼端
湾曲が従来発生しており、それらは前縁40から後方に後
縁41に向かって両縁間の翼弦長の約30％まで延びてお
り、また翼端42から半径方向内方に向かって翼部の半径
方向翼幅の約57％まで延びている。
端湾曲の区域を示す前縁先端部分または区域38（斜線で
示す）を有する従来の圧縮機羽根34を示す。様々な翼端
湾曲が従来発生しており、それらは前縁40から後方に後
縁41に向かって両縁間の翼弦長の約30％まで延びてお
り、また翼端42から半径方向内方に向かって翼部の半径
方向翼幅の約57％まで延びている。
翼端湾曲の問題の解決に当たって発見したことは、本
発明の一実施例によって第３図の破線で示した比較的小
さな後退前縁部分44を設けるとそれは氷等の異物による
翼端湾曲に対する耐性を実質的に高める手段となり得る
ということである。
発明の一実施例によって第３図の破線で示した比較的小
さな後退前縁部分44を設けるとそれは氷等の異物による
翼端湾曲に対する耐性を実質的に高める手段となり得る
ということである。
さらに詳述すると、第４図は、ロータディスク28と一
体に形成されたブリスク翼部26の形態のガスタービンエ
ンジン羽根をより詳細に示す。第４図に示した本発明の
好適実施例において、翼部26は後退前縁部分44を除けば
第３図に示した従来の翼部34と同じである。第４図に
は、同図に示した翼部26を形成するために除去された元
の翼部34の部分を破線34で示してある。
体に形成されたブリスク翼部26の形態のガスタービンエ
ンジン羽根をより詳細に示す。第４図に示した本発明の
好適実施例において、翼部26は後退前縁部分44を除けば
第３図に示した従来の翼部34と同じである。第４図に
は、同図に示した翼部26を形成するために除去された元
の翼部34の部分を破線34で示してある。
翼部26は、半径方向に相隔たる翼根46と翼端48を境界
とし、さらに、軸方向または横断方向に相隔たる前縁40
と後縁41を境界とする。前縁40と後縁41は翼根46から翼
端48で延在する。後退前縁部分44は前縁40の先端部分で
ある第１部分を構成し、補完的な前縁第２部分50が第１
部分44から翼根46まで延在する。
とし、さらに、軸方向または横断方向に相隔たる前縁40
と後縁41を境界とする。前縁40と後縁41は翼根46から翼
端48で延在する。後退前縁部分44は前縁40の先端部分で
ある第１部分を構成し、補完的な前縁第２部分50が第１
部分44から翼根46まで延在する。
さらに詳述すると、前縁第２部分50は翼根46から翼部
26のほぼ翼幅中央54の半径方向外方にあり、そして後退
前縁部分44は第１点52から翼端42の第２点56まで延在す
る。
26のほぼ翼幅中央54の半径方向外方にあり、そして後退
前縁部分44は第１点52から翼端42の第２点56まで延在す
る。
翼端湾曲をなす圧縮機羽根の型と、翼端湾曲に対する
耐性の改善に要する後退前縁部分44の好適形状と範囲と
を充分に認識するには、様々な従来測定可能な固有振動
数のモード形状を調べる必要があり、その一例を第5A図
と第5B図に開示する。さらに詳述すると、第5A図は、試
験した一実施例について約12,020Hzの中間固有振動数で
生じる従来の翼部34の３筋モード形状58を概略的に示
す。
耐性の改善に要する後退前縁部分44の好適形状と範囲と
を充分に認識するには、様々な従来測定可能な固有振動
数のモード形状を調べる必要があり、その一例を第5A図
と第5B図に開示する。さらに詳述すると、第5A図は、試
験した一実施例について約12,020Hzの中間固有振動数で
生じる従来の翼部34の３筋モード形状58を概略的に示
す。
第5A図に示したモード形状58は３つの従来知られた節
線58a,58b,58cを含み、これらは振動中の無変位の線を
表す。前縁40に最も近い節線58aは翼部34の前縁と翼端
とにおいて比較的小さな３角形を形成する。節線58aは
第２図に示したような翼端湾曲が起った線に概して対応
する。
線58a,58b,58cを含み、これらは振動中の無変位の線を
表す。前縁40に最も近い節線58aは翼部34の前縁と翼端
とにおいて比較的小さな３角形を形成する。節線58aは
第２図に示したような翼端湾曲が起った線に概して対応
する。
第5B図は第5A図に示した翼部34の上面図であり、翼端
42が翼弦長C1を有しまた翼端42の中央近くで最大横断厚
さＴを有することを示す。また、翼端42は節線58aが翼
端42で発生する点で厚さt1を有する。この厚さは最大厚
さＴより実質的に少ない。厚さt1は約0.024インチであ
り、そして比T/C1は約0.032であり、これは比較的薄い
翼部34を表す。
42が翼弦長C1を有しまた翼端42の中央近くで最大横断厚
さＴを有することを示す。また、翼端42は節線58aが翼
端42で発生する点で厚さt1を有する。この厚さは最大厚
さＴより実質的に少ない。厚さt1は約0.024インチであ
り、そして比T/C1は約0.032であり、これは比較的薄い
翼部34を表す。
約42,000rpmで回る翼部34の翼端42に対する氷片の衝
撃中の高速映画を調べた後で行った計算によれば、氷片
は羽根振動の最初の４分の１ないし半サイクルだけの間
翼部34と接触し、これがこのモード形状において効率的
なエネルギー伝達を引起こしたということがわかる。こ
の観察は、翼端最大厚さ対翼弦比T/Cが約0.032であり、
そして薄い前縁域近くにある節線58aを含む３筋モード
形状を有する比較的薄い羽根において、約1.5〜３グラ
ムの重さの比較的小さな氷片からかなり多量の損傷すな
わち翼端湾曲が起こる機構を実証すると思われる。
撃中の高速映画を調べた後で行った計算によれば、氷片
は羽根振動の最初の４分の１ないし半サイクルだけの間
翼部34と接触し、これがこのモード形状において効率的
なエネルギー伝達を引起こしたということがわかる。こ
の観察は、翼端最大厚さ対翼弦比T/Cが約0.032であり、
そして薄い前縁域近くにある節線58aを含む３筋モード
形状を有する比較的薄い羽根において、約1.5〜３グラ
ムの重さの比較的小さな氷片からかなり多量の損傷すな
わち翼端湾曲が起こる機構を実証すると思われる。
従って、後退前縁部分44の範囲と形状は、第5A図と第
5B図に示したようなモード形状を有する羽根に固有のエ
ネルギー伝達励起機構から減らしそしてなるべく無くす
るようにあらかじめ選定される。この機構は、さもなけ
れば、翼端湾曲の発生に有効な異物からのエネルギー伝
達を促進するものである。
5B図に示したようなモード形状を有する羽根に固有のエ
ネルギー伝達励起機構から減らしそしてなるべく無くす
るようにあらかじめ選定される。この機構は、さもなけ
れば、翼端湾曲の発生に有効な異物からのエネルギー伝
達を促進するものである。
第３図に示した区域38において示した翼端湾曲は翼部
34の比較的大きな翼端角域で生じているが、比較的小さ
な後退絶縁部分44を用いることは、それにより許容し得
ないほど大幅な空力性能の低下をもたらすことなく氷吸
入による翼端湾曲を減らすのに有効でありそして試験し
た実施例ではそのような翼端湾曲を無くするほど有効で
あるということがわかった。
34の比較的大きな翼端角域で生じているが、比較的小さ
な後退絶縁部分44を用いることは、それにより許容し得
ないほど大幅な空力性能の低下をもたらすことなく氷吸
入による翼端湾曲を減らすのに有効でありそして試験し
た実施例ではそのような翼端湾曲を無くするほど有効で
あるということがわかった。
さらに詳述すると、第４図に破線で示したような元の
翼部34に関して、前縁の半径方向外端点60から第２点56
までの翼端42に沿う約0.25インチの前縁の軸方向切下げ
と、前縁先端点60から半径方向内方に約0.65インチの翼
幅に沿って前縁第１点52に至る半径方向切下げとがあら
かじめ選定された。好適実施例において、後退前縁部分
44は弧状でありそして前縁第１点52で円滑に混和してい
る。第４図にＬで示したような0.25インチの幅方向切下
げまたは第１点52の後方の第２点56の位置は、単一半径
に沿い前縁第１点52を通って後縁41まで延在する半径面
において前縁40から後縁41まで延在する第１断面翼弦長
62の約15％に相当する。前縁先端点60からの0.65インチ
の半径方向切下げは、前縁先端点60から翼根46までの前
縁長の約30％に相当する。
翼部34に関して、前縁の半径方向外端点60から第２点56
までの翼端42に沿う約0.25インチの前縁の軸方向切下げ
と、前縁先端点60から半径方向内方に約0.65インチの翼
幅に沿って前縁第１点52に至る半径方向切下げとがあら
かじめ選定された。好適実施例において、後退前縁部分
44は弧状でありそして前縁第１点52で円滑に混和してい
る。第４図にＬで示したような0.25インチの幅方向切下
げまたは第１点52の後方の第２点56の位置は、単一半径
に沿い前縁第１点52を通って後縁41まで延在する半径面
において前縁40から後縁41まで延在する第１断面翼弦長
62の約15％に相当する。前縁先端点60からの0.65インチ
の半径方向切下げは、前縁先端点60から翼根46までの前
縁長の約30％に相当する。
15％の軸方向切下げは、第３図に示したように約30％
の軸方向の経験ずみ翼端湾曲域の約半分に相当し、そし
て30％の半径方向切下げも、第３図に示したように約57
％の半径方向の経験ずみ翼端湾曲域の約半分に相当す
る。
の軸方向の経験ずみ翼端湾曲域の約半分に相当し、そし
て30％の半径方向切下げも、第３図に示したように約57
％の半径方向の経験ずみ翼端湾曲域の約半分に相当す
る。
同様な羽根の別の具体例では、0.85インチの半径方向
切下げが前縁先端点60から半径方向内方に行われ、これ
は先端点60からの前縁全長の40％の半径方向切下げに相
当する。
切下げが前縁先端点60から半径方向内方に行われ、これ
は先端点60からの前縁全長の40％の半径方向切下げに相
当する。
両実施例において、軸方向および半径方向切下げは、
許容し得ない程の空力性能低下無しに翼端湾曲耐性を高
めるのに要する翼端湾曲域38以内の切下げの最少量を定
めるように、例えば反復によって、あらかじめ選定され
ている。
許容し得ない程の空力性能低下無しに翼端湾曲耐性を高
めるのに要する翼端湾曲域38以内の切下げの最少量を定
めるように、例えば反復によって、あらかじめ選定され
ている。
第３図に示した翼端湾曲域38に例示したような経験ず
み翼端湾曲の範囲に対して、第３図と第４図に示したよ
うに前縁域の比較的小さな部分76が除去されたが、氷吸
入に対する翼端湾曲耐性のかなりの増加が試験において
示された。詳述すると、従来約1.5〜３グラムばかりの
氷片がかなりの翼端湾曲を引起こし得たが、改良翼部26
に質量が約８グラムで幅が約１インチまでの氷片が衝突
した時翼端湾曲はまったく観察されなかった。なお、こ
の約１インチという寸法は、隣合う前置静翼間12にはま
り得る氷の最大寸法に相当する。後退前縁部分44と関連
する空力性能損失は比較的少なく許容し得る程度であっ
た。
み翼端湾曲の範囲に対して、第３図と第４図に示したよ
うに前縁域の比較的小さな部分76が除去されたが、氷吸
入に対する翼端湾曲耐性のかなりの増加が試験において
示された。詳述すると、従来約1.5〜３グラムばかりの
氷片がかなりの翼端湾曲を引起こし得たが、改良翼部26
に質量が約８グラムで幅が約１インチまでの氷片が衝突
した時翼端湾曲はまったく観察されなかった。なお、こ
の約１インチという寸法は、隣合う前置静翼間12にはま
り得る氷の最大寸法に相当する。後退前縁部分44と関連
する空力性能損失は比較的少なく許容し得る程度であっ
た。
従って、後退前縁部分44は、それを含まないというこ
と以外は対等の羽根34について経験ずみの翼端湾曲の区
域内に延在するように選定されても、試験で確認された
ように翼端湾曲耐性をかなり高め得る。試験結果によれ
ば、試験した実施例の場合、後退前縁部分44は対等羽根
34の軸方向および半径方向切下げが経験ずみ翼端湾曲域
38の約半分だけにわたって延在すれば効果的である。
と以外は対等の羽根34について経験ずみの翼端湾曲の区
域内に延在するように選定されても、試験で確認された
ように翼端湾曲耐性をかなり高め得る。試験結果によれ
ば、試験した実施例の場合、後退前縁部分44は対等羽根
34の軸方向および半径方向切下げが経験ずみ翼端湾曲域
38の約半分だけにわたって延在すれば効果的である。
第３図に示すように、破線で示した後退前縁部分44は
翼端湾曲域38の一部分だけに相当する。本発明の好適実
施例では、後退前縁部分44は翼根46から翼端42までの前
縁40の範囲の少なくとも60％の半径方向位置にある前縁
第１点52から延在し、これは40％の半径方向切下げに相
当する。また後退前縁部分44は前記前縁範囲の70％の位
置からの30％の半径方向切下げを含む。後退前縁部分44
は第１点52から翼端42の第２点56まで大きさが減少する
傾斜を有することが好ましい。後退前縁部分44の輪郭は
真っ直ぐてもよいが、好適実施例では、それは弧状で、
前述のように漸減傾斜を有する。また、本発明の好適実
施例では、翼根46から第１点52まで延在する前縁第２部
分50は実質的に真っ直ぐであるが、本発明の他の実施例
では、前縁第２部分50は、本発明の諸目的に応じた後退
前縁部分44を利用する限り、弧状または他の任意の好適
形状を有し得る。
翼端湾曲域38の一部分だけに相当する。本発明の好適実
施例では、後退前縁部分44は翼根46から翼端42までの前
縁40の範囲の少なくとも60％の半径方向位置にある前縁
第１点52から延在し、これは40％の半径方向切下げに相
当する。また後退前縁部分44は前記前縁範囲の70％の位
置からの30％の半径方向切下げを含む。後退前縁部分44
は第１点52から翼端42の第２点56まで大きさが減少する
傾斜を有することが好ましい。後退前縁部分44の輪郭は
真っ直ぐてもよいが、好適実施例では、それは弧状で、
前述のように漸減傾斜を有する。また、本発明の好適実
施例では、翼根46から第１点52まで延在する前縁第２部
分50は実質的に真っ直ぐであるが、本発明の他の実施例
では、前縁第２部分50は、本発明の諸目的に応じた後退
前縁部分44を利用する限り、弧状または他の任意の好適
形状を有し得る。
第6A図には、本発明による後退前縁部分44を有する翼
部26の３筋モード形状64を示す。モード形状64は３筋モ
ード形状58と類似のものであり、３つの節線64a,64b,64
cを含む。翼部26と、後退前縁部分44を持たない従来の
翼部34のそれぞれのモード形状は、前縁先端域の切下げ
すなわちその結果生ずる後退前縁部分44によって変わる
ということに注意されたい。詳述すると、第5A図に示し
た従来の翼部34の節線58a,58b、58cに類似した節線64a,
64b,64cは位置が変わっている。特に重要なことは、後
退前縁部分44に最も近い節線64aが前縁40の第３点66か
ら第２点56の後方にある翼端48の第４点68まで延在する
ように変位していることである。節線64aと第３点66と
第４点68は第４図に示した翼部26に重ね合わせてある
が、これは見やすくするためと他の特徴との比較のため
である。
部26の３筋モード形状64を示す。モード形状64は３筋モ
ード形状58と類似のものであり、３つの節線64a,64b,64
cを含む。翼部26と、後退前縁部分44を持たない従来の
翼部34のそれぞれのモード形状は、前縁先端域の切下げ
すなわちその結果生ずる後退前縁部分44によって変わる
ということに注意されたい。詳述すると、第5A図に示し
た従来の翼部34の節線58a,58b、58cに類似した節線64a,
64b,64cは位置が変わっている。特に重要なことは、後
退前縁部分44に最も近い節線64aが前縁40の第３点66か
ら第２点56の後方にある翼端48の第４点68まで延在する
ように変位していることである。節線64aと第３点66と
第４点68は第４図に示した翼部26に重ね合わせてある
が、これは見やすくするためと他の特徴との比較のため
である。
好適実施例では、第３点66も翼部26の翼幅中央54の半
径方向外方にある。また、好適実施例によれば、後退前
縁部分44の輪郭も外方に凸で、第１点52から第２点56ま
で減少する傾斜を有するのに対し、節線64aは外向きに
凹形で、第３点66から第４点68まで増加する傾斜を有す
る。従って、後退前縁部分44の輪郭と節線64aの輪郭は
概して互いに逆であるそして概して互いに斜めに整合す
る。
径方向外方にある。また、好適実施例によれば、後退前
縁部分44の輪郭も外方に凸で、第１点52から第２点56ま
で減少する傾斜を有するのに対し、節線64aは外向きに
凹形で、第３点66から第４点68まで増加する傾斜を有す
る。従って、後退前縁部分44の輪郭と節線64aの輪郭は
概して互いに逆であるそして概して互いに斜めに整合す
る。
第6B図は第6A図の上面図であり、節線64aが、横断厚
さt2が約0.051インチである第４点68で翼端48に生じて
いることを示し、この厚さは第5A図と第5B図に示した節
線58aの場合より最大厚さＴに接近している。
さt2が約0.051インチである第４点68で翼端48に生じて
いることを示し、この厚さは第5A図と第5B図に示した節
線58aの場合より最大厚さＴに接近している。
従って、後退前縁部分44の導入により、節線64aは翼
部26において後方に移り翼の厚さがより大きい位置に達
している。節線64aが比較的厚い羽根部分で生じること
により、曲げに対する抵抗力も増すので、異物にする翼
端湾曲に対する抵抗力が増す。
部26において後方に移り翼の厚さがより大きい位置に達
している。節線64aが比較的厚い羽根部分で生じること
により、曲げに対する抵抗力も増すので、異物にする翼
端湾曲に対する抵抗力が増す。
第6B図に示した翼端48は翼弦長C2を有し、この翼弦長
は類似の翼弦長C1より小さく、その結果最大厚さ対翼弦
比T/C2は約0.036となる。翼部26と翼部34は比較的薄
い。なぜならそれらの翼端最大厚さ対翼弦比は約0.04以
下だからであり、この値はタービン羽根の通例のT/C比
よりかなり小さく、高圧タービン第１段位置で用いる１
種のターピン羽根の代表的なT/C比は約0.126である。例
示的な翼部26は長さが約2.1インチであり、これはさら
にその相対的な薄さを示し、本発明による翼端湾曲問題
の解決に寄与する。
は類似の翼弦長C1より小さく、その結果最大厚さ対翼弦
比T/C2は約0.036となる。翼部26と翼部34は比較的薄
い。なぜならそれらの翼端最大厚さ対翼弦比は約0.04以
下だからであり、この値はタービン羽根の通例のT/C比
よりかなり小さく、高圧タービン第１段位置で用いる１
種のターピン羽根の代表的なT/C比は約0.126である。例
示的な翼部26は長さが約2.1インチであり、これはさら
にその相対的な薄さを示し、本発明による翼端湾曲問題
の解決に寄与する。
さらに、第6Aに示したモード形状64と関連する振動数
はかなり増加して約17.485Hzに達しており、従って振動
の１サイクルの周期が減るので、42,000rpmで動かされ
る翼部26にかかる異物の衝撃は、後退前縁部分44の無い
場合に経験した４分の１ないし半サイクル以上にわたっ
て起こる。従って、異物の衝撃は振動の単一サイクルに
おける時間より長い間起こるので、羽根へのエネルギー
伝達の程度は減少する。異物が振動の１サイクルの全周
期中翼部に衝撃に与えると仮定した最適状態では、３筋
モード形状64を励起する傾向は減少するか消滅する。
はかなり増加して約17.485Hzに達しており、従って振動
の１サイクルの周期が減るので、42,000rpmで動かされ
る翼部26にかかる異物の衝撃は、後退前縁部分44の無い
場合に経験した４分の１ないし半サイクル以上にわたっ
て起こる。従って、異物の衝撃は振動の単一サイクルに
おける時間より長い間起こるので、羽根へのエネルギー
伝達の程度は減少する。異物が振動の１サイクルの全周
期中翼部に衝撃に与えると仮定した最適状態では、３筋
モード形状64を励起する傾向は減少するか消滅する。
本発明は異物による翼端湾曲の問題の解決の結果とし
て開示されたので、本発明の他の特徴は、異物損傷によ
って生じた前縁先端湾曲を有する翼部を持つガスタービ
ンエンジン羽根を修理することにより翼端湾曲に対する
耐性を高める手段を有する羽根を形成する改良方法であ
る。従来の羽根付きデイスク組立体では個々の羽根を取
外して交換し得るが、ブリスク24ではそれは不可能であ
る。なぜなら翼部26がロータディスク28と一体に形成さ
れているからである。いずれの場合も、空力性能に悪影
響を及ぼさない経済的な修理方法が望ましい。
て開示されたので、本発明の他の特徴は、異物損傷によ
って生じた前縁先端湾曲を有する翼部を持つガスタービ
ンエンジン羽根を修理することにより翼端湾曲に対する
耐性を高める手段を有する羽根を形成する改良方法であ
る。従来の羽根付きデイスク組立体では個々の羽根を取
外して交換し得るが、ブリスク24ではそれは不可能であ
る。なぜなら翼部26がロータディスク28と一体に形成さ
れているからである。いずれの場合も、空力性能に悪影
響を及ぼさない経済的な修理方法が望ましい。
従って、本発明による形成方法の一実施例は、第5B図
と第7A図に示すように、最大厚さＴと翼弦長Ｃの翼端を
有し、T/C比が約0.04以下であり、そして前縁先端湾曲
部36を有するような損傷したガスタービンエンジン羽根
34を準備することを包含する。一実施例において、この
方法は、前縁の点72から翼端の点74まで延在する分離線
70に沿って先端湾曲部36全体を（切削を含む従来の手段
によって）除去する段階を包含する。なお、分離線70は
先端湾曲部36の基部に相当する。
と第7A図に示すように、最大厚さＴと翼弦長Ｃの翼端を
有し、T/C比が約0.04以下であり、そして前縁先端湾曲
部36を有するような損傷したガスタービンエンジン羽根
34を準備することを包含する。一実施例において、この
方法は、前縁の点72から翼端の点74まで延在する分離線
70に沿って先端湾曲部36全体を（切削を含む従来の手段
によって）除去する段階を包含する。なお、分離線70は
先端湾曲部36の基部に相当する。
この方法は、前記除去段階により分離線70に沿って形
成された前縁部分44を、研削を含む任意の従来手段によ
り、空気力学的円滑な凸形輪郭に整形する最終段階をさ
らに包含し得る。その結果得られた羽根26を第7B図に示
してあり、点72は第１点52にりそして点74は第56になっ
ている。
成された前縁部分44を、研削を含む任意の従来手段によ
り、空気力学的円滑な凸形輪郭に整形する最終段階をさ
らに包含し得る。その結果得られた羽根26を第7B図に示
してあり、点72は第１点52にりそして点74は第56になっ
ている。
代替実施例では、第7A図に破線で示すように分離線78
に沿って前縁先端湾曲部36の第１部分76を切削または研
削を含む任意の従来手段によって除去する第１段階を包
含することにより、翼端湾曲全体を除去することなく羽
根の変化を最少にし得る。除去された部分76は前縁の点
80から翼端42の点82まで延在する分離線78に沿って延在
する（第４図を参照）。第7C図はこの除去段階後に得ら
れた羽根26を示す。
に沿って前縁先端湾曲部36の第１部分76を切削または研
削を含む任意の従来手段によって除去する第１段階を包
含することにより、翼端湾曲全体を除去することなく羽
根の変化を最少にし得る。除去された部分76は前縁の点
80から翼端42の点82まで延在する分離線78に沿って延在
する（第４図を参照）。第7C図はこの除去段階後に得ら
れた羽根26を示す。
第２段階は、第7D図に示すように、除去段階後に残存
する、基線70まで延在する先端湾曲部36の第２部分84
を、元の位置すなわち翼端湾曲前の位置に戻すことから
なる。これは第２部分84を元の位置に曲げ戻すことによ
り達成され得る。第１部分76を先端湾曲部36から除去す
るために使われた手段に基づいて、分離線78は後退前縁
部分44を第7C図に示すようにほぼ平らに形成することが
あるので、前縁部分44を第7D図に示すように空気力学的
に円滑な輪郭に整形する別の段階が必要となることもあ
る。これは、例えば研削によって前縁部分44を平らでな
くして、羽根に元来存在した概して外方に凸形で空気力
学的に円滑な前縁輪郭を形成することによって達成され
る。第7C図と第7D図に示すように、点80は第１点52とな
りそして点82は第２点56となる。
する、基線70まで延在する先端湾曲部36の第２部分84
を、元の位置すなわち翼端湾曲前の位置に戻すことから
なる。これは第２部分84を元の位置に曲げ戻すことによ
り達成され得る。第１部分76を先端湾曲部36から除去す
るために使われた手段に基づいて、分離線78は後退前縁
部分44を第7C図に示すようにほぼ平らに形成することが
あるので、前縁部分44を第7D図に示すように空気力学的
に円滑な輪郭に整形する別の段階が必要となることもあ
る。これは、例えば研削によって前縁部分44を平らでな
くして、羽根に元来存在した概して外方に凸形で空気力
学的に円滑な前縁輪郭を形成することによって達成され
る。第7C図と第7D図に示すように、点80は第１点52とな
りそして点82は第２点56となる。
この方法は、第１部分76または先端湾曲部36全体とと
もに除去された材料の代わりの材料を前縁に付加する段
階がないことを別の特徴とする。この付加材料は羽根の
元の無損傷形状に戻すために用いられるものである。こ
のような材料を付加すれば、もちろん、翼端湾曲損傷を
受ける前の元の羽根が得られる。除去材料の欠如による
空力性能の低下は、その結果生ずる翼端湾曲耐性の向上
に対して許容し得るものである。
もに除去された材料の代わりの材料を前縁に付加する段
階がないことを別の特徴とする。この付加材料は羽根の
元の無損傷形状に戻すために用いられるものである。こ
のような材料を付加すれば、もちろん、翼端湾曲損傷を
受ける前の元の羽根が得られる。除去材料の欠如による
空力性能の低下は、その結果生ずる翼端湾曲耐性の向上
に対して許容し得るものである。
翼端湾曲を有する既存の羽根は、前縁先端輪郭に比較
的小さな変化を与えることで翼端湾曲に対する耐性を高
めるように修理され得るが、本発明はまた新しい羽根に
も利用され得る。新しい羽根の設計では、後退前縁部分
44を元来の設計に含めることができる、また新しい羽根
は、第３図に破線で示すように、付加的な後縁部分86を
有するように設計され得る。この付加部分は羽根の後縁
先端部に付加されて第１部分76の除去を相殺する。これ
は用途によっては望ましいかもしれない。なぜなら、そ
うすれば、翼部34の翼端域の翼弦長が、後退前縁部分44
を用いない場合と同じ長さになり、従って、隣合う翼部
34間の流路の大きさが維持されかつその他の従来周知の
設計要件に適合し得るからである。
的小さな変化を与えることで翼端湾曲に対する耐性を高
めるように修理され得るが、本発明はまた新しい羽根に
も利用され得る。新しい羽根の設計では、後退前縁部分
44を元来の設計に含めることができる、また新しい羽根
は、第３図に破線で示すように、付加的な後縁部分86を
有するように設計され得る。この付加部分は羽根の後縁
先端部に付加されて第１部分76の除去を相殺する。これ
は用途によっては望ましいかもしれない。なぜなら、そ
うすれば、翼部34の翼端域の翼弦長が、後退前縁部分44
を用いない場合と同じ長さになり、従って、隣合う翼部
34間の流路の大きさが維持されかつその他の従来周知の
設計要件に適合し得るからである。
以上、本発明の好適実施例と考えられるものを説明し
たが、もちろん、本発明の範囲内で様々な改変が可能で
ある。
たが、もちろん、本発明の範囲内で様々な改変が可能で
ある。
特に、例示のみのために述べると、後退前縁部分44
は、異物による翼端湾曲損傷を受ける従来の羽根または
ブリスクにおいて用い得るものである。前述の凸形後退
前縁部分44は、例えば、異物が翼部26に厚さの大きな比
較的低い半径方向位置で衝突することを保証するのに好
適であり、これに比べ、凹形後退前縁部分は、異物が翼
の厚さが通例比較的少ない比較的高い半径方向位置で翼
部と衝突することを許容するものである。このように凸
形後退前縁部分44が好適であるが、部分44の他の形状も
選択し得る。後退前縁部分の好適な形状と大きさを、羽
根の前縁先端域に存在し得る節線に関して選定すること
により、異物損傷に対する耐性を高め得る。
は、異物による翼端湾曲損傷を受ける従来の羽根または
ブリスクにおいて用い得るものである。前述の凸形後退
前縁部分44は、例えば、異物が翼部26に厚さの大きな比
較的低い半径方向位置で衝突することを保証するのに好
適であり、これに比べ、凹形後退前縁部分は、異物が翼
の厚さが通例比較的少ない比較的高い半径方向位置で翼
部と衝突することを許容するものである。このように凸
形後退前縁部分44が好適であるが、部分44の他の形状も
選択し得る。後退前縁部分の好適な形状と大きさを、羽
根の前縁先端域に存在し得る節線に関して選定すること
により、異物損傷に対する耐性を高め得る。
第１図は本発明の一実施例によるガスタービンエンジン
圧縮機部の第１段の部分断面図、 第２図は１枚の羽根に生じた翼端湾曲を示す従来の圧縮
機第１段ロータの一部の上面斜視図、 第３図は翼端湾曲が生じた前縁先端域を示す従来の圧縮
機羽根の概略側面図、 第４図は本発明の一実施例による第１図に示した羽根の
概略側面図である。 第5A図は第３図に示した従来の羽根の概略図で、その固
有振動数と関連する３筋モード形状を示す。 第5B図は第5A図に示した羽根の線5B−5Bに沿う上面図で
ある。 第6A図は本発明の一実施例による第４図に示した羽根の
概略図で、その固有振動数と関連する３筋モード形状を
示す。 第6B図は第6A図に示した羽根の線6B−6Bに沿う上面図で
ある。 第7A図〜第7D図は翼端湾曲を有する従来の翼部に本発明
の実施例による形成方法を適用して後退前縁を有する翼
部を形成する場合の翼部の斜視図である。 主な符号の説明 26:翼部、36:先端湾曲部、40:前縁、41:後縁、44:後退
前縁部分、48:翼端、52:第１点、56:第２点、64:3筋モ
ード形状、64a,64b,64c:節線、66:第３点、68:第４点、
70,78:分離線。
圧縮機部の第１段の部分断面図、 第２図は１枚の羽根に生じた翼端湾曲を示す従来の圧縮
機第１段ロータの一部の上面斜視図、 第３図は翼端湾曲が生じた前縁先端域を示す従来の圧縮
機羽根の概略側面図、 第４図は本発明の一実施例による第１図に示した羽根の
概略側面図である。 第5A図は第３図に示した従来の羽根の概略図で、その固
有振動数と関連する３筋モード形状を示す。 第5B図は第5A図に示した羽根の線5B−5Bに沿う上面図で
ある。 第6A図は本発明の一実施例による第４図に示した羽根の
概略図で、その固有振動数と関連する３筋モード形状を
示す。 第6B図は第6A図に示した羽根の線6B−6Bに沿う上面図で
ある。 第7A図〜第7D図は翼端湾曲を有する従来の翼部に本発明
の実施例による形成方法を適用して後退前縁を有する翼
部を形成する場合の翼部の斜視図である。 主な符号の説明 26:翼部、36:先端湾曲部、40:前縁、41:後縁、44:後退
前縁部分、48:翼端、52:第１点、56:第２点、64:3筋モ
ード形状、64a,64b,64c:節線、66:第３点、68:第４点、
70,78:分離線。
フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭61−139596（ＪＰ，Ａ) 実開 昭60−81203（ＪＰ，Ｕ) 特許167417（ＪＰ，Ｃ１) 米国特許3989406（ＵＳ，Ａ) 米国特許4784575（ＵＳ，Ａ) ソ連国特許発明954573（ＳＵ，Ａ)
Claims (4)
- 【請求項１】翼根と、半径方向に隔たっている翼端と、
前縁と、軸方向に隔たっている後縁とを境界としている
翼部であって、前記翼端は、翼弦長Ｃと、最大厚さＴ
と、約0.04以下であるT/C比とを有しており、前記前縁
と、前記後縁とは、前記翼根から前記翼端まで延在して
いる、翼部と、 該翼部の翼端湾曲耐性を高めるために、該翼部のほぼ翼
幅中央の半径方向外方に設けられている前縁第１の点か
ら前記翼端の第２の点まで後退している前記前縁の先端
部であって、前記前縁第１の点から半径方向内方に設け
られている前記前縁は、前記後退している先端部に関し
て相対的に真っ直ぐである、先端部とを備えたガスター
ビンエンジン羽根。 - 【請求項２】前記第１の点は、前記翼根から前記前縁の
全長の少なくとも60％半径方向外方に設けられており、
前記第１の点は、前記翼部の第１の断面に設けられてお
り、該第１の断面は、前記前縁から前記後縁まで延在し
ている翼弦を有しており、前記第２の点は、前記第１の
点の軸方向後方に、前記第１の断面の翼弦の15％に達し
たところに設けられており、前記前縁の部分は、前記第
１の点から前記第２の点まで大きさが減少する傾斜を有
している請求項１に記載のガスタービンエンジン羽根。 - 【請求項３】前縁先端湾曲部を有している予め損傷した
ガスタービンエンジン羽根からガスタービンエンジン羽
根を形成する方法であって、前記羽根は、翼根と、半径
方向に隔たっている翼端と、前縁と、軸方向に隔たって
いる後縁とを境界としている翼部を有しており、前記翼
端は、翼弦長Ｃと、最大厚さＴと、約0.04以下であるT/
C比とを有しており、前記前縁と、前記後縁とは、前記
翼根から前記翼端まで延在しており、前記翼部の損傷
は、異物損傷であり、前記方法は、 前記前縁先端湾曲部を、前記前縁の第１の点から前記翼
端の第２の点まで後方に延在している分離線に沿って除
去する工程と、 該除去する工程により前記分離線に沿って形成された前
縁部を空気力学的に円滑な輪郭に整形する工程とを備え
たガスタービンエンジン羽根を形成する方法。 - 【請求項４】前記除去する工程は、前記分離線に沿って
前記前縁先端湾曲部の第１の部分を除去し、該除去する
工程の後に残存する前記先端湾曲部の第２の部分を元の
位置に戻す工程を更に含んでいる請求項３に記載の方
法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US312,093 | 1989-02-17 | ||
| US07/312,093 US4961686A (en) | 1989-02-17 | 1989-02-17 | F.O.D.-resistant blade |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02245402A JPH02245402A (ja) | 1990-10-01 |
| JP2651259B2 true JP2651259B2 (ja) | 1997-09-10 |
Family
ID=23209848
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2034053A Expired - Fee Related JP2651259B2 (ja) | 1989-02-17 | 1990-02-16 | ガスタービンエンジン羽根及びガスタービンエンジン羽根を形成する方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4961686A (ja) |
| JP (1) | JP2651259B2 (ja) |
| CN (1) | CN1024701C (ja) |
| CA (1) | CA2008744C (ja) |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5443365A (en) * | 1993-12-02 | 1995-08-22 | General Electric Company | Fan blade for blade-out protection |
| FR2797658B1 (fr) * | 1999-08-18 | 2002-08-23 | Snecma | Aube de turbine a profil ameliore |
| US6238187B1 (en) * | 1999-10-14 | 2001-05-29 | Lsp Technologies, Inc. | Method using laser shock peening to process airfoil weld repairs pertaining to blade cut and weld techniques |
| JP3862137B2 (ja) * | 2000-09-20 | 2006-12-27 | 淳一 黒川 | ターボ形水力機械 |
| US7008179B2 (en) * | 2003-12-16 | 2006-03-07 | General Electric Co. | Turbine blade frequency tuned pin bank |
| ES2294927B1 (es) * | 2006-05-31 | 2009-02-16 | Gamesa Eolica, S.A. | Pala de aerogenerador con borde de salida divergente. |
| DE102009033593A1 (de) * | 2009-07-17 | 2011-01-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Triebwerkschaufel mit überhöhter Vorderkantenbelastung |
| FR2964585B1 (fr) * | 2010-09-15 | 2012-10-05 | Snecma | Procede et machine outil pour l'ajustage du contour d'une piece |
| EP2725235A1 (de) * | 2012-10-24 | 2014-04-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Unterschiedlich raue Schaufel und zugehörige Herstellungsverfahren |
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