JP3179122B2 - 翼及びそれを用いた回転機械 - Google Patents
翼及びそれを用いた回転機械Info
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- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
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- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
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- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/542—Bladed diffusers
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、圧縮部を持つ回転機械
に係り、特に機械の軸方向に延びている圧縮部において
使用される翼に関する。圧縮部は、コンプレッサ、また
は、機械の幾つかのコンプレッサとして一般に参照され
る。
に係り、特に機械の軸方向に延びている圧縮部において
使用される翼に関する。圧縮部は、コンプレッサ、また
は、機械の幾つかのコンプレッサとして一般に参照され
る。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンは、エンジンの軸
Ｒの回りに配置されている軸方向に延びている圧縮部を
持つ回転機械の１つの例である。ガスタービンエンジン
は、燃焼部及び軸Ｒの回りに同様に配置される圧縮部下
流のタービン部を有する。作動媒体ガス用の環状流路
は、エンジンのそれらの部分を介して軸方向に延びてい
る。
Ｒの回りに配置されている軸方向に延びている圧縮部を
持つ回転機械の１つの例である。ガスタービンエンジン
は、燃焼部及び軸Ｒの回りに同様に配置される圧縮部下
流のタービン部を有する。作動媒体ガス用の環状流路
は、エンジンのそれらの部分を介して軸方向に延びてい
る。
【０００３】作動媒体ガスは、圧縮部において圧縮さ
れ、そして放散される。燃料は、燃焼部において作動媒
体ガスと混合され、そして燃焼され、エネルギーをガス
に加える。熱い、加圧ガスは、タービン部を経て膨張さ
れ、推進スラストを発生する。そして、１以上のタービ
ンを経て、エンジンの軸回りにタービンを駆動すること
によってガスからエネルギーを抽出する。
れ、そして放散される。燃料は、燃焼部において作動媒
体ガスと混合され、そして燃焼され、エネルギーをガス
に加える。熱い、加圧ガスは、タービン部を経て膨張さ
れ、推進スラストを発生する。そして、１以上のタービ
ンを経て、エンジンの軸回りにタービンを駆動すること
によってガスからエネルギーを抽出する。
【０００４】圧縮部のコンポーネントは、ロータシャフ
トによってタービンに回転可能に取り付けられている。
各タービンが、膨張している作動媒体ガスによって軸Ｒ
の回りに駆動されると、タービンが軸回りに圧縮部の回
転コンポーネントを駆動する。圧縮部におけるこれらの
回転コンポーネントは、流入ガスに作用し、そのガスを
加圧する。
トによってタービンに回転可能に取り付けられている。
各タービンが、膨張している作動媒体ガスによって軸Ｒ
の回りに駆動されると、タービンが軸回りに圧縮部の回
転コンポーネントを駆動する。圧縮部におけるこれらの
回転コンポーネントは、流入ガスに作用し、そのガスを
加圧する。
【０００５】ターボファンガスタービンエンジンにおい
て、圧縮部は、流入ガスの圧力を増大するために軸方向
に整列している３台のコンプレッサを持つ。それらのコ
ンプレッサは、通常、ファンコンプレッサ、低圧コンプ
レッサ、及び、高圧コンプレッサと称される。
て、圧縮部は、流入ガスの圧力を増大するために軸方向
に整列している３台のコンプレッサを持つ。それらのコ
ンプレッサは、通常、ファンコンプレッサ、低圧コンプ
レッサ、及び、高圧コンプレッサと称される。
【０００６】各コンプレッサは、作動媒体流路を境界づ
けている外壁及び内壁を有する。回転コンポーネント
は、作動媒体流路を横切って外壁の近傍に外側に延びて
いる幾列かのロータブレードを含んでいる。コンプレッ
サベーンは、ロータブレードと交互に配列されている。
各コンプレッサベーンは、作動媒体ガス流路を横切って
径方向に内側へ延びている翼を有する。翼は、ガスがロ
ータ段を出て、かつ近接するロータ段またはコンプレッ
サのディフユーザ領域に入る前に、作動媒体ガスの角速
度成分を調節する。
けている外壁及び内壁を有する。回転コンポーネント
は、作動媒体流路を横切って外壁の近傍に外側に延びて
いる幾列かのロータブレードを含んでいる。コンプレッ
サベーンは、ロータブレードと交互に配列されている。
各コンプレッサベーンは、作動媒体ガス流路を横切って
径方向に内側へ延びている翼を有する。翼は、ガスがロ
ータ段を出て、かつ近接するロータ段またはコンプレッ
サのディフユーザ領域に入る前に、作動媒体ガスの角速
度成分を調節する。
【０００７】この型の一連の翼の１つの例が、「環状流
路内の案内ベーン装置」と題するヒューソンの米国特許
第２，７９５，３７３に開示されている。ヒューソンの
翼は、コンプレッサのデフユーザ領域に配置されてい
る。
路内の案内ベーン装置」と題するヒューソンの米国特許
第２，７９５，３７３に開示されている。ヒューソンの
翼は、コンプレッサのデフユーザ領域に配置されてい
る。
【０００８】各翼は、前縁及び後縁を有する。空力学的
表面は、前縁から後縁まで延びている。空力学的表面
は、吸引面として一般に参照される一方の側部にある吸
込み側面と、圧力面として一般に参照される他方の側部
にある圧力側面である。翼幅方向に延びている軸（翼幅
方向軸すなわちスタッキングライン）、及び軸回りに配
置された複数の弦方向に延びている翼断面は、翼表面の
形状を形成している。翼幅方向軸は、相互に翼断面を位
置付けるために、各翼部の重心を通過する。
表面は、前縁から後縁まで延びている。空力学的表面
は、吸引面として一般に参照される一方の側部にある吸
込み側面と、圧力面として一般に参照される他方の側部
にある圧力側面である。翼幅方向に延びている軸（翼幅
方向軸すなわちスタッキングライン）、及び軸回りに配
置された複数の弦方向に延びている翼断面は、翼表面の
形状を形成している。翼幅方向軸は、相互に翼断面を位
置付けるために、各翼部の重心を通過する。
【０００９】ヒューソンの特許は、曲線（図６）である
か、または直線であって、かつ翼の中間スパン領域で交
差する２つの翼幅方向に延びている部分（図３）から形
成されている翼幅方向軸（スタッキング線）を有する翼
を示している。ヒューソンによれば、これは、装置の上
流側の境界層損失を補正し、そして、全体の圧力ヘッド
の不適切な配分を回避するために、ガス流において全体
の圧力ヘッドを再分配する。
か、または直線であって、かつ翼の中間スパン領域で交
差する２つの翼幅方向に延びている部分（図３）から形
成されている翼幅方向軸（スタッキング線）を有する翼
を示している。ヒューソンによれば、これは、装置の上
流側の境界層損失を補正し、そして、全体の圧力ヘッド
の不適切な配分を回避するために、ガス流において全体
の圧力ヘッドを再分配する。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】前述の技術にもかかわ
らず、出願人の譲受人の指揮下で働く科学者及び技術者
は、作動媒体ガス用の流路を境界付けている壁（普通、
端壁領域として参照される。）に隣接する翼領域におけ
る空力学的損失を低減し、さらに翼の形状が重さ に与え
る影響を低減する翼の開発に努力してきた。
らず、出願人の譲受人の指揮下で働く科学者及び技術者
は、作動媒体ガス用の流路を境界付けている壁（普通、
端壁領域として参照される。）に隣接する翼領域におけ
る空力学的損失を低減し、さらに翼の形状が重さ に与え
る影響を低減する翼の開発に努力してきた。
【００１１】
【課題を解決するための手段】本発明は、翼の中間スパ
ン領域をどちらかに曲げることが、翼にかかる負荷を逆
に増大し、そして翼の翼幅方向範囲を横切って放射状に
なっている翼と比較して、翼の能力を低減させるかもし
れないという認識に、一部分は基づいている。
ン領域をどちらかに曲げることが、翼にかかる負荷を逆
に増大し、そして翼の翼幅方向範囲を横切って放射状に
なっている翼と比較して、翼の能力を低減させるかもし
れないという認識に、一部分は基づいている。
【００１２】本発明によれば、回転機械の環状圧縮部の
翼は、一般に径方向に延びている翼幅方向（spanwise）
軸すなわちスタッキング線を持つ。その翼幅方向軸は、
中間スパン領域において直線状でかつ翼の径方向に平行
であり、そして、端壁領域において直線状でかつ径方向
に対して周方向に角度づけられている。その結果、翼の
各端壁領域において近接する壁に面する圧力面を有する
弓形翼が形成されている。
翼は、一般に径方向に延びている翼幅方向（spanwise）
軸すなわちスタッキング線を持つ。その翼幅方向軸は、
中間スパン領域において直線状でかつ翼の径方向に平行
であり、そして、端壁領域において直線状でかつ径方向
に対して周方向に角度づけられている。その結果、翼の
各端壁領域において近接する壁に面する圧力面を有する
弓形翼が形成されている。
【００１３】本発明の一実施例によれば、翼は、一連の
翼断面を有しかつその全翼幅方向長にわたって径方向に
延びている基準翼の入口金属角度よりも小さい端壁領域
内の入口金属角度を有する複数個の翼断面から形成され
ている。
翼断面を有しかつその全翼幅方向長にわたって径方向に
延びている基準翼の入口金属角度よりも小さい端壁領域
内の入口金属角度を有する複数個の翼断面から形成され
ている。
【００１４】本発明の第一の特徴は、翼、及び翼の中間
スパン領域にわたって真っすぐである翼幅方向軸（スタ
ッキング線）を有する回転機械の圧縮部の翼にある。本
発明の他の特徴は、翼の端壁領域にある。そこでは、翼
及び翼幅方向軸が、径方向に関して周方向に曲げられ、
弓形翼を形成している。
スパン領域にわたって真っすぐである翼幅方向軸（スタ
ッキング線）を有する回転機械の圧縮部の翼にある。本
発明の他の特徴は、翼の端壁領域にある。そこでは、翼
及び翼幅方向軸が、径方向に関して周方向に曲げられ、
弓形翼を形成している。
【００１５】その翼は、翼の各端壁領域における近接の
壁に面する圧力面を有する。一つの特別な実施例におい
ては、その特徴が、一連の翼断面を持つ対応する径方向
翼に対する入口金属角度より小さい端壁領域における入
口金属角度にある。
壁に面する圧力面を有する。一つの特別な実施例におい
ては、その特徴が、一連の翼断面を持つ対応する径方向
翼に対する入口金属角度より小さい端壁領域における入
口金属角度にある。
【００１６】本発明の第一の利点は、翼列に接近する作
動媒体ガスの上流の流れを、各翼の中間スパン領域方向
へ及び各端壁から離れるようにシフトすることに起因し
て増大されたコンプレッサ効率にある。他の利点は、下
流の流れを、流れがロータブレードの次の配列に入る前
に存在した元の径方向分散に戻るようにシフトすること
に起因するコンプレッサの効率にある。他の利点は、全
長にわたって角度を付けられるかまたは全長にわたって
曲げられている翼と比較して、翼の中間スパン領域に直
線部を持つことに起因する翼の質量低減にある。
動媒体ガスの上流の流れを、各翼の中間スパン領域方向
へ及び各端壁から離れるようにシフトすることに起因し
て増大されたコンプレッサ効率にある。他の利点は、下
流の流れを、流れがロータブレードの次の配列に入る前
に存在した元の径方向分散に戻るようにシフトすること
に起因するコンプレッサの効率にある。他の利点は、全
長にわたって角度を付けられるかまたは全長にわたって
曲げられている翼と比較して、翼の中間スパン領域に直
線部を持つことに起因する翼の質量低減にある。
【００１７】
【実施例】本発明のターボファンガスタービンエンジン
の実施例１０が、図１に示されている。エンジンの主要
部は、圧縮部１２、燃焼部１４、及びタービン部１６で
ある。圧縮部は、ファンコンプレッサ１８、低圧コンプ
レッサ２０、及び高圧コンプレッサ２２を含む。エンジ
ンは、軸Ｒを有する。
の実施例１０が、図１に示されている。エンジンの主要
部は、圧縮部１２、燃焼部１４、及びタービン部１６で
ある。圧縮部は、ファンコンプレッサ１８、低圧コンプ
レッサ２０、及び高圧コンプレッサ２２を含む。エンジ
ンは、軸Ｒを有する。
【００１８】ロータブレード２５を持つロータ装置２４
によって表されたロータ装置は、圧縮部１２、及びター
ビン部１６を介して軸方向に延びている。ステータ装置
２６は、ロータ装置を取り囲んでいる。作動媒体ガスの
ための環状の流路２８は、コンプレッサ部を介して軸方
向に延びていて、そしてステータ装置、及び環状流路の
ための内壁３２及び外壁３４を形成するロータ装置の部
分によって境界付けられている。
によって表されたロータ装置は、圧縮部１２、及びター
ビン部１６を介して軸方向に延びている。ステータ装置
２６は、ロータ装置を取り囲んでいる。作動媒体ガスの
ための環状の流路２８は、コンプレッサ部を介して軸方
向に延びていて、そしてステータ装置、及び環状流路の
ための内壁３２及び外壁３４を形成するロータ装置の部
分によって境界付けられている。
【００１９】図２は、図１のステータ装置の部分を示
し、ガスタービンエンジンの流れ誘導装置の一部分であ
るコンプレッサステータベーン３６の一部分を示してい
る。破線は、実施例を未展開図で示し、実線は、実施例
を展開図で示している。
し、ガスタービンエンジンの流れ誘導装置の一部分であ
るコンプレッサステータベーン３６の一部分を示してい
る。破線は、実施例を未展開図で示し、実線は、実施例
を展開図で示している。
【００２０】コンプレッサステータベーン３６は、内壁
３２、外壁３４、及び翼３８によって表されたように、
内壁及び外壁の間に延びている一連の翼を含む。作動媒
体ガスのための流路は、近接の翼の間に延びている。各
翼は、吸込み側面４２のような凸面すなわち凸側、及び
圧力側表面のような凹面４４すなわち凹側を持つ。
３２、外壁３４、及び翼３８によって表されたように、
内壁及び外壁の間に延びている一連の翼を含む。作動媒
体ガスのための流路は、近接の翼の間に延びている。各
翼は、吸込み側面４２のような凸面すなわち凸側、及び
圧力側表面のような凹面４４すなわち凹側を持つ。
【００２１】図３に示される如く、各翼の吸込表面４２
及び圧力面４４は、前縁４６及び後縁４８で共に結合さ
れている。
及び圧力面４４は、前縁４６及び後縁４８で共に結合さ
れている。
【００２２】流路内の架空の流線Ｓが、各翼に近接して
いる。各流線と関連する架空の点Ａは、流線Ｓに沿って
翼の前縁に存在する。点Ａは、エンジンの軸Ｒについて
半径ｒを持つ。同様に、架空の点Ｂは、吸引側に存在
し、そして、架空の点Ｃは、流線Ｓに沿って後縁に存在
する。３つの点は切断面Ｓ’（４−４）を形成してい
る。平面Ｓ’は、各翼を通過し、そして、円錐形の翼断
面を形成する。翼は、一連のこれらの翼断面によって形
成される。
いる。各流線と関連する架空の点Ａは、流線Ｓに沿って
翼の前縁に存在する。点Ａは、エンジンの軸Ｒについて
半径ｒを持つ。同様に、架空の点Ｂは、吸引側に存在
し、そして、架空の点Ｃは、流線Ｓに沿って後縁に存在
する。３つの点は切断面Ｓ’（４−４）を形成してい
る。平面Ｓ’は、各翼を通過し、そして、円錐形の翼断
面を形成する。翼は、一連のこれらの翼断面によって形
成される。
【００２３】図４は、図３の線４−４に沿ってとられた
２つの近接する翼の断面図である。
２つの近接する翼の断面図である。
【００２４】図５は、図４でとられた断面図の拡大図で
ある。円錐形の弦線Ｂtは、前縁上の点Ａを後縁上の点
Ｃと接続している直線である。円錐形の弦線Ｂtは、長
さｂtを持つ。中間キャンバ線ＭＣＬが前縁上の点Ａと
後縁上の点Ｃを連結している。吸引面２０、及び圧力面
２２は、中間キャンバ線に垂直に測定された線Ｚn’に
沿って中間キャンバ平均線から所定の距離離されてい
る。翼断面の重心ＣＧは、回転機械における翼の配置基
準である。翼幅方向軸５２すなわち翼３８におけるスタ
ッキング線は、各翼断面の重心を通って翼幅方向に延
び、翼断面を翼幅方向にそして周方向及び軸方向で弦方
向に互いに配置している。
ある。円錐形の弦線Ｂtは、前縁上の点Ａを後縁上の点
Ｃと接続している直線である。円錐形の弦線Ｂtは、長
さｂtを持つ。中間キャンバ線ＭＣＬが前縁上の点Ａと
後縁上の点Ｃを連結している。吸引面２０、及び圧力面
２２は、中間キャンバ線に垂直に測定された線Ｚn’に
沿って中間キャンバ平均線から所定の距離離されてい
る。翼断面の重心ＣＧは、回転機械における翼の配置基
準である。翼幅方向軸５２すなわち翼３８におけるスタ
ッキング線は、各翼断面の重心を通って翼幅方向に延
び、翼断面を翼幅方向にそして周方向及び軸方向で弦方
向に互いに配置している。
【００２５】エンジンの軸Ｒ及び点Ａを通過する径方向
線によって形成された円に接した前方の接線ＴＬは、角
度及び距離を測定するための基準軸（ｙ軸）を与える。
回転軸Ｒを通過する平面は、第２の基準線、ｘ軸で平面
Ｓ’と交差する。ｒは、前方接線ＴＬに沿って測定され
た翼断面間の距離である。アルファ弦角度αchは、接線
ＴＬと円錐形弦線Ｂt間の角度である。
線によって形成された円に接した前方の接線ＴＬは、角
度及び距離を測定するための基準軸（ｙ軸）を与える。
回転軸Ｒを通過する平面は、第２の基準線、ｘ軸で平面
Ｓ’と交差する。ｒは、前方接線ＴＬに沿って測定され
た翼断面間の距離である。アルファ弦角度αchは、接線
ＴＬと円錐形弦線Ｂt間の角度である。
【００２６】作動媒体流路２８に沿って流れる作動媒体
ガスは、接線ＴＬに対して角度β1で翼断面に接近す
る。中間キャンバ線ＭＣＬは、前縁に接線ＴMCFを有す
る。接線ＴMCFと接線ＴＬ間の角度は、入口金属角度β
＊1である。入口金属角度β＊1と作動媒体ガスの角度β
1の間の差異は、作動媒体ガスの入射角度ｉである。図
５において示されたように、角度ｉは、負である。
ガスは、接線ＴＬに対して角度β1で翼断面に接近す
る。中間キャンバ線ＭＣＬは、前縁に接線ＴMCFを有す
る。接線ＴMCFと接線ＴＬ間の角度は、入口金属角度β
＊1である。入口金属角度β＊1と作動媒体ガスの角度β
1の間の差異は、作動媒体ガスの入射角度ｉである。図
５において示されたように、角度ｉは、負である。
【００２７】作動媒体ガスは、後部接線ＴＬＲに対して
角度β2で翼を去る。平均キャンバ線ＭＣＬは、後縁に
接線ＴMCRを有する。全体のキャンバ角度θ＊tは、前縁
の接線ＴMCFと後縁の接線ＴMCRの間の角度である。全体
のキャンバ角度θ＊tは、中間キャンバ線と翼断面の曲
線から測定される。
角度β2で翼を去る。平均キャンバ線ＭＣＬは、後縁に
接線ＴMCRを有する。全体のキャンバ角度θ＊tは、前縁
の接線ＴMCFと後縁の接線ＴMCRの間の角度である。全体
のキャンバ角度θ＊tは、中間キャンバ線と翼断面の曲
線から測定される。
【００２８】図６は、従来の曲がっていないステータ翼
を示す。翼幅方向軸５４すなわち翼３９のスタッキング
線は、エンジンの軸を介して延びている径方向線であ
る。一連の翼断面の各々は、その翼幅方向に近接する断
面と類似している。翼断面の翼幅方向キャンバ分布は、
それがロータブレードの下流列と適切に整列するよう
に、翼を出て行く流れに対して適切な方向を与える。隣
接する内壁と外壁の入口金属角度は、端壁領域の境界層
効果を受け入れるために特別な処置をすることなく、翼
の前縁をロータブレード列を出る流れに整列させるよう
になっている。
を示す。翼幅方向軸５４すなわち翼３９のスタッキング
線は、エンジンの軸を介して延びている径方向線であ
る。一連の翼断面の各々は、その翼幅方向に近接する断
面と類似している。翼断面の翼幅方向キャンバ分布は、
それがロータブレードの下流列と適切に整列するよう
に、翼を出て行く流れに対して適切な方向を与える。隣
接する内壁と外壁の入口金属角度は、端壁領域の境界層
効果を受け入れるために特別な処置をすることなく、翼
の前縁をロータブレード列を出る流れに整列させるよう
になっている。
【００２９】図７は、内壁及び外壁に隣接する付加的キ
ャンバを持つコンプレッサのための翼の図６に示された
図に対応する図である。入口金属角度を減少することに
よって与えられた付加的キャンバは、この領域における
境界層効果による作動媒体ガスの速度分散及び入射角度
ｉの変化を受け入れる。そのような翼は、進歩的なエン
ジンにおける使用のために提案された。翼断面の残り
は、図６に示された従来のステータ翼の翼断面と類似の
状態にある。
ャンバを持つコンプレッサのための翼の図６に示された
図に対応する図である。入口金属角度を減少することに
よって与えられた付加的キャンバは、この領域における
境界層効果による作動媒体ガスの速度分散及び入射角度
ｉの変化を受け入れる。そのような翼は、進歩的なエン
ジンにおける使用のために提案された。翼断面の残り
は、図６に示された従来のステータ翼の翼断面と類似の
状態にある。
【００３０】図８は、図６に、或いは図７において示さ
れたタイプの従来の翼３９，３９ａに対する径方向の翼
幅方向軸５４と比べて、本発明の翼３８の翼断面に対す
る翼幅方向軸５２（スタッキング線）を示す。ここで、
翼幅方向軸（スタッキング線）は、径方向線上に存在す
る。本発明の翼に対する翼幅方向軸５２は、翼の次の領
域を通して延びている。すなわち、内側の端壁領域５
８、内部遷移領域６０、中間スパン領域６２、外部遷移
領域６４、そして外側の端壁領域６６の各領域である。
中間スパン領域における翼幅方向軸５２は、まっすぐ
で、かつ径方向の翼幅方向軸と平行である。
れたタイプの従来の翼３９，３９ａに対する径方向の翼
幅方向軸５４と比べて、本発明の翼３８の翼断面に対す
る翼幅方向軸５２（スタッキング線）を示す。ここで、
翼幅方向軸（スタッキング線）は、径方向線上に存在す
る。本発明の翼に対する翼幅方向軸５２は、翼の次の領
域を通して延びている。すなわち、内側の端壁領域５
８、内部遷移領域６０、中間スパン領域６２、外部遷移
領域６４、そして外側の端壁領域６６の各領域である。
中間スパン領域における翼幅方向軸５２は、まっすぐ
で、かつ径方向の翼幅方向軸と平行である。
【００３１】翼幅方向軸５２は、内側の端壁領域５８及
び外側の端壁領域６６の両方で中間スパン領域６２及び
径方向の翼幅方向軸５４に関して、鋭角δで角度付けら
れた直線である。４５度かそれ以下の鋭角は、満足であ
ると信じられる。本実施例において、鋭角δは、約３０
度（３０°）である。
び外側の端壁領域６６の両方で中間スパン領域６２及び
径方向の翼幅方向軸５４に関して、鋭角δで角度付けら
れた直線である。４５度かそれ以下の鋭角は、満足であ
ると信じられる。本実施例において、鋭角δは、約３０
度（３０°）である。
【００３２】図示された実施例において、翼幅方向軸５
２は、圧力側４４が面する方向に周囲に偏移されてい
る。翼幅方向軸の中間スパン領域６２は、平行である
が、翼３９ａの径方向の翼幅方向軸５４と一致しない。
代替案の実施例においては、翼幅方向軸の端壁領域は、
吸込面が面する方向において周方向に偏移されるであろ
う。そのような実施例において、翼幅方向軸の中間領域
は、平行であり、そして径方向の翼幅方向軸と一致す
る。
２は、圧力側４４が面する方向に周囲に偏移されてい
る。翼幅方向軸の中間スパン領域６２は、平行である
が、翼３９ａの径方向の翼幅方向軸５４と一致しない。
代替案の実施例においては、翼幅方向軸の端壁領域は、
吸込面が面する方向において周方向に偏移されるであろ
う。そのような実施例において、翼幅方向軸の中間領域
は、平行であり、そして径方向の翼幅方向軸と一致す
る。
【００３３】遷移領域６０，６４における翼幅方向軸５
２は、遷移線を、線形（一次）端壁領域５８，６６から
翼の中心における直線状の（一次）中間スパン領域５２
まで滑らかにするより高次（二次以上）の曲線である。
図示された実施例において、その曲線は、放物線であ
り、そして、更に高次の式であり得る。その曲線は、壁
領域５８，６６の近くよりも、中間スパン領域６２の近
くで更に平坦である。
２は、遷移線を、線形（一次）端壁領域５８，６６から
翼の中心における直線状の（一次）中間スパン領域５２
まで滑らかにするより高次（二次以上）の曲線である。
図示された実施例において、その曲線は、放物線であ
り、そして、更に高次の式であり得る。その曲線は、壁
領域５８，６６の近くよりも、中間スパン領域６２の近
くで更に平坦である。
【００３４】翼の全体のスパンＳrは、内側の端壁３２
に隣接している翼の根本６８から外側の端壁３４に近い
翼の先端７０までの距離である。図示された特定の実施
例では、まっすぐな翼幅方向軸５２（スタッキング線）
を有する内側の端壁領域は、内壁３２から、内壁から外
壁までの全体スパンＳrの１０パーセント（１０％）で
あるところのおおよそ１０パーセント（１０％）のスパ
ン位置まで延びている。内側の遷移領域６２は、内側の
端壁領域５８からおおよそ４０パーセント（４０％）の
スパン位置まで延びている。上述したように、翼幅方向
軸５２は、例えば放物線式などの少なくとも二次式、あ
るいはそれ以上の高次の式の曲線に従う。まっすぐな、
そして径方向の線と平行である中間スパン領域６２は、
内側の遷移領域６０から６０パーセント（６０％）のス
パン位置まで延びている。内側の遷移領域と同様に放物
線である外側の遷移領域６４は、中間スパン領域６２か
らおおよそ９０パーセント（９０％）のスパン位置まで
延びている。外側の端壁領域６６は、外側の遷移領域６
４から外壁３４まで延びており、そして中間スパン領域
及び径方向線に関して３０度の角度にある翼幅方向軸５
２を含んでいる。各々の領域の間で境界を説明するため
に使用されたように、用語「おおよそ」は、スパン位置
が境界のどちらの側にでもある２つの近接領域のスパン
の１０パーセント（１０％）だけ変化し得ることを意味
する。例えば、遷移領域及び中間スパン領域の間の境界
は、５パーセント（５％）だけ変化し得、そして、遷移
領域及び端壁領域の間では４パーセント（４％）だけ変
化し得る。
に隣接している翼の根本６８から外側の端壁３４に近い
翼の先端７０までの距離である。図示された特定の実施
例では、まっすぐな翼幅方向軸５２（スタッキング線）
を有する内側の端壁領域は、内壁３２から、内壁から外
壁までの全体スパンＳrの１０パーセント（１０％）で
あるところのおおよそ１０パーセント（１０％）のスパ
ン位置まで延びている。内側の遷移領域６２は、内側の
端壁領域５８からおおよそ４０パーセント（４０％）の
スパン位置まで延びている。上述したように、翼幅方向
軸５２は、例えば放物線式などの少なくとも二次式、あ
るいはそれ以上の高次の式の曲線に従う。まっすぐな、
そして径方向の線と平行である中間スパン領域６２は、
内側の遷移領域６０から６０パーセント（６０％）のス
パン位置まで延びている。内側の遷移領域と同様に放物
線である外側の遷移領域６４は、中間スパン領域６２か
らおおよそ９０パーセント（９０％）のスパン位置まで
延びている。外側の端壁領域６６は、外側の遷移領域６
４から外壁３４まで延びており、そして中間スパン領域
及び径方向線に関して３０度の角度にある翼幅方向軸５
２を含んでいる。各々の領域の間で境界を説明するため
に使用されたように、用語「おおよそ」は、スパン位置
が境界のどちらの側にでもある２つの近接領域のスパン
の１０パーセント（１０％）だけ変化し得ることを意味
する。例えば、遷移領域及び中間スパン領域の間の境界
は、５パーセント（５％）だけ変化し得、そして、遷移
領域及び端壁領域の間では４パーセント（４％）だけ変
化し得る。
【００３５】図９は、本発明の翼３８を示している図６
及び図７に示された図と同様の図である。そして、端壁
領域において角度を付けられた翼幅方向軸５２、及び中
間スパン領域における径方向の翼幅方向軸５２のために
曲げられている。弓形翼の翼断面は、翼断面が径方向線
から偏移されている翼幅方向軸５２のために偏移されて
いる点を除いて、図７に示された基準翼７２の翼と同じ
である。この説明に対する例外は、翼の端壁領域にあ
る。外側の端壁領域６６の翼の先端７０の前縁、及び内
側の端壁領域における翼の根本６８における前縁４６
は、図７に示される曲がっていない翼７２よりも更に反
っている。
及び図７に示された図と同様の図である。そして、端壁
領域において角度を付けられた翼幅方向軸５２、及び中
間スパン領域における径方向の翼幅方向軸５２のために
曲げられている。弓形翼の翼断面は、翼断面が径方向線
から偏移されている翼幅方向軸５２のために偏移されて
いる点を除いて、図７に示された基準翼７２の翼と同じ
である。この説明に対する例外は、翼の端壁領域にあ
る。外側の端壁領域６６の翼の先端７０の前縁、及び内
側の端壁領域における翼の根本６８における前縁４６
は、図７に示される曲がっていない翼７２よりも更に反
っている。
【００３６】図５に示された近接翼断面の破線は、本発
明の再反りすなわち過度に反った翼と基準翼との関係を
例証するため、図７の基準翼の前縁を示している。基準
翼は、エンジンの軸から径方向に延びている翼幅方向軸
５４ａすなわちスタッキング線上に形成される。その基
準翼は、内壁及び外壁に隣接する翼断面を除いては、本
形状と同じ翼断面を持つ。
明の再反りすなわち過度に反った翼と基準翼との関係を
例証するため、図７の基準翼の前縁を示している。基準
翼は、エンジンの軸から径方向に延びている翼幅方向軸
５４ａすなわちスタッキング線上に形成される。その基
準翼は、内壁及び外壁に隣接する翼断面を除いては、本
形状と同じ翼断面を持つ。
【００３７】図示されたように、端壁領域において内壁
及び外壁に隣接する本発明の翼断面は、基準翼より更に
反らされている。この余分のキャンバを与えることで、
翼の端壁領域において更に満足な入射角ｉが与えられる
ということが分かった。このように、本発明の翼は、端
壁領域において翼を曲げることで、入って来る流れの入
射角度をさらに低減させ、そして基準翼断面に関して翼
の過度の反りを必要とするという理解を考慮して、設計
されている。これは、作動媒体ガスに関して基準翼断面
と同じ入射角度ｉを維持する。
及び外壁に隣接する本発明の翼断面は、基準翼より更に
反らされている。この余分のキャンバを与えることで、
翼の端壁領域において更に満足な入射角ｉが与えられる
ということが分かった。このように、本発明の翼は、端
壁領域において翼を曲げることで、入って来る流れの入
射角度をさらに低減させ、そして基準翼断面に関して翼
の過度の反りを必要とするという理解を考慮して、設計
されている。これは、作動媒体ガスに関して基準翼断面
と同じ入射角度ｉを維持する。
【００３８】図９から理解されるように、翼幅方向軸５
２は、中間スパン領域上をまっすぐに延び、かつ圧力面
が翼の端壁領域における中間スパン領域から外側に面す
るように、中間スパン領域において翼幅方向軸に対して
鋭角をなしてかつ端壁領域においてまっすぐに延びてい
る。
２は、中間スパン領域上をまっすぐに延び、かつ圧力面
が翼の端壁領域における中間スパン領域から外側に面す
るように、中間スパン領域において翼幅方向軸に対して
鋭角をなしてかつ端壁領域においてまっすぐに延びてい
る。
【００３９】翼の端壁領域において前縁４６に置かれた
キャンバの量に応じて、前縁が翼幅方向軸５２と同じ鋭
角を持たないように、翼幅方向軸５２に関して前縁の角
度に影響を与えることは、可能である。それでもなお、
翼の弦長さの少なくとも半分は、中間スパン領域におい
てまっすぐに延び、さらに、端壁領域５８，６６におけ
る圧力表面４４が中間スパン領域６２から離れて面する
ように、中間スパン領域に対して鋭角をなして端壁領域
５８、６６においてまっすぐに延びている。
キャンバの量に応じて、前縁が翼幅方向軸５２と同じ鋭
角を持たないように、翼幅方向軸５２に関して前縁の角
度に影響を与えることは、可能である。それでもなお、
翼の弦長さの少なくとも半分は、中間スパン領域におい
てまっすぐに延び、さらに、端壁領域５８，６６におけ
る圧力表面４４が中間スパン領域６２から離れて面する
ように、中間スパン領域に対して鋭角をなして端壁領域
５８、６６においてまっすぐに延びている。
【００４０】図１０は、図１の圧縮部１２の部分の概略
説明図であり、回転機械の圧縮部を通る軸方向流線に、
本発明の翼を採用する効果を示している。弓形のスタッ
キング線に起因する翼断面の方向は、端壁領域から離れ
て翼列に接近する上流の流れをシフトする作動媒体ガス
に径方向の力を課する。上流の流れは、中間スパン領域
６２の方へ動かされる。従って、流れが翼列を通過する
と、更に作動媒体ガスが、中間スパン領域を経て流さ
れ、かつ図６または図７に示されたタイプの曲がってい
ないすなわちまっすぐな翼幅方向軸翼３９，３９ａと比
べると、端壁領域を経て流される量が少ない。
説明図であり、回転機械の圧縮部を通る軸方向流線に、
本発明の翼を採用する効果を示している。弓形のスタッ
キング線に起因する翼断面の方向は、端壁領域から離れ
て翼列に接近する上流の流れをシフトする作動媒体ガス
に径方向の力を課する。上流の流れは、中間スパン領域
６２の方へ動かされる。従って、流れが翼列を通過する
と、更に作動媒体ガスが、中間スパン領域を経て流さ
れ、かつ図６または図７に示されたタイプの曲がってい
ないすなわちまっすぐな翼幅方向軸翼３９，３９ａと比
べると、端壁領域を経て流される量が少ない。
【００４１】
【発明の効果】中間スパン領域を通る増大された流れ
は、３つの方法で空気力学的損失を減少させる。中間ス
パン領域は、通常、端壁領域よりはるかに低い損失を持
つ。従って、中間スパン領域を通過する流れを増大する
ことは、端壁領域を通過する流れを減少させ、そして中
間スパン領域を通る流れの増分増加が端壁領域を流れる
である場合よりも、より少ない損失を与える。第二に、
翼列の端壁領域を通して流れる作動媒体ガスが低減され
るので、端壁領域におけるマッハ数もまた、同様に減少
される。これは、端壁領域における損失をさらに低減す
る。
は、３つの方法で空気力学的損失を減少させる。中間ス
パン領域は、通常、端壁領域よりはるかに低い損失を持
つ。従って、中間スパン領域を通過する流れを増大する
ことは、端壁領域を通過する流れを減少させ、そして中
間スパン領域を通る流れの増分増加が端壁領域を流れる
である場合よりも、より少ない損失を与える。第二に、
翼列の端壁領域を通して流れる作動媒体ガスが低減され
るので、端壁領域におけるマッハ数もまた、同様に減少
される。これは、端壁領域における損失をさらに低減す
る。
【００４２】流れが翼を出るとき、弓形の翼によって流
れに課せられた径方向の力が、作動媒体ガスを元の径方
向分散の方へ戻すように作用する。これが、弓形の翼を
持たない構造の場合と同様に流線を元の配置に戻す。従
って、流れが翼列に入ると、流れが内側に動かされ、そ
して流れが翼列から離れると外側に動かされ、作動媒体
ガスの元の流線方向を回復し、翼の端壁に隣接するコン
プレッサ部の壁領域における端壁損失を回避する。
れに課せられた径方向の力が、作動媒体ガスを元の径方
向分散の方へ戻すように作用する。これが、弓形の翼を
持たない構造の場合と同様に流線を元の配置に戻す。従
って、流れが翼列に入ると、流れが内側に動かされ、そ
して流れが翼列から離れると外側に動かされ、作動媒体
ガスの元の流線方向を回復し、翼の端壁に隣接するコン
プレッサ部の壁領域における端壁損失を回避する。
【００４３】翼列を離れる流れの外方向の運動は、端壁
領域におけるブレード負荷を減少し、さらには端壁領域
の損失を低減する。幾つかの構造では、翼にかかる負荷
が端壁領域において十分に減少され、非分離流を作り出
し、端壁領域において通常分離された流れと関連してい
る損失を回避する。
領域におけるブレード負荷を減少し、さらには端壁領域
の損失を低減する。幾つかの構造では、翼にかかる負荷
が端壁領域において十分に減少され、非分離流を作り出
し、端壁領域において通常分離された流れと関連してい
る損失を回避する。
【００４４】更に、翼の直線部６２は、中間スパン領域
が曲げられ、或いは角度を付けられた翼によって分けら
れている構造のものに比較して、重さが減少した。重さ
の減少は、エンジンの効率を増大する。中間スパン領域
における翼の直線部は、曲げられた或いは角度を付けら
れた翼に比べてこの領域において翼にかかる負荷を減少
する。従って、重さの減少は、空気力学的ペナルティを
伴うことなく、そして、実際、翼が中間スパン領域にお
いて曲げられているものと比較して、中間スパン領域と
関連している空気力学的なペナルティを減少し得る。
が曲げられ、或いは角度を付けられた翼によって分けら
れている構造のものに比較して、重さが減少した。重さ
の減少は、エンジンの効率を増大する。中間スパン領域
における翼の直線部は、曲げられた或いは角度を付けら
れた翼に比べてこの領域において翼にかかる負荷を減少
する。従って、重さの減少は、空気力学的ペナルティを
伴うことなく、そして、実際、翼が中間スパン領域にお
いて曲げられているものと比較して、中間スパン領域と
関連している空気力学的なペナルティを減少し得る。
【００４５】他の利点は、作動媒体ガスに関して入射角
度ｉを変えるために翼が径方向の軸回りに回転可能であ
る構成に存在する。そのような可変ステータを持つステ
ータは、普通”可変ステータ”として呼ばれる。翼のま
っすぐな中間スパン領域は曲げられた中間スパン領域を
持つ翼と比較して、翼が径方向の軸回りに回転させられ
ると、中間スパン領域が通過する弧を低減する。損失の
低減によって、そのように曲げられた翼の効率が増大す
る。これは、ロータブレードの上流及び下流列との干渉
前に十分に曲げられた翼によって許可されるよりも大き
な回転角が得られる。これは、十分に曲げられた翼より
も始動時あるいは低速での改善された効率及び安定性を
提供し得る。
度ｉを変えるために翼が径方向の軸回りに回転可能であ
る構成に存在する。そのような可変ステータを持つステ
ータは、普通”可変ステータ”として呼ばれる。翼のま
っすぐな中間スパン領域は曲げられた中間スパン領域を
持つ翼と比較して、翼が径方向の軸回りに回転させられ
ると、中間スパン領域が通過する弧を低減する。損失の
低減によって、そのように曲げられた翼の効率が増大す
る。これは、ロータブレードの上流及び下流列との干渉
前に十分に曲げられた翼によって許可されるよりも大き
な回転角が得られる。これは、十分に曲げられた翼より
も始動時あるいは低速での改善された効率及び安定性を
提供し得る。
【図１】外部ケースを取り外したターボファンガスター
ビンエンジンの簡単な側部立面図であって、エンジンの
１つのコンプレッサ部内のロータ、及びステータ装置の
一部分を示している。
ビンエンジンの簡単な側部立面図であって、エンジンの
１つのコンプレッサ部内のロータ、及びステータ装置の
一部分を示している。
【図２】ガスタービンエンジンの流れ指示装置の一部分
の上流側からの展開図であって、図１のロータステータ
装置の隠れた部分を示している。
の上流側からの展開図であって、図１のロータステータ
装置の隠れた部分を示している。
【図３】図２に示されたように、線分３−３に沿ってと
られたコンプレッサの側部立面図である。
られたコンプレッサの側部立面図である。
【図４】図３の線分４−４に沿ってとられた２つの近接
する翼の断面図である。
する翼の断面図である。
【図５】図４の断面図の拡大図である。
【図６】径方向に延びている中間スパン領域及び２つの
径方向に延びている端壁部を持つ従来型の２つの近接の
径方向に延びている翼の弦方向の上流からの図である。
径方向に延びている端壁部を持つ従来型の２つの近接の
径方向に延びている翼の弦方向の上流からの図である。
【図７】一連の基準翼断面を有する径方向に延びている
基準翼の前面図である。
基準翼の前面図である。
【図８】本発明の翼の翼幅方向軸（スタッキング線）を
示す図であって、基準翼に対する径方向の翼幅方向軸
（スタッキング線）に関しての本発明の翼断面の重心の
周囲配置を示している。
示す図であって、基準翼に対する径方向の翼幅方向軸
（スタッキング線）に関しての本発明の翼断面の重心の
周囲配置を示している。
【図９】図７において示された翼の図と同様である展望
からとられた本発明の２つの翼の図である。
からとられた本発明の２つの翼の図である。
【図１０】回転機械のコンプレッサの部分の概略図であ
って、機械を通る作動媒体ガスの流れに関する本発明の
翼の効果を示している。
って、機械を通る作動媒体ガスの流れに関する本発明の
翼の効果を示している。
【符号の説明】 １０ ガスタービンエンジン １２ 圧縮部 １４ 燃焼部 １６ タービン部 １８ コンプレッサ ２０ 低圧コンプレッサ ２２ 高圧コンプレッサ ２５ ロータブレード ２６ ステータブレード ３２ 内壁 ３４ 外壁 ３８ 翼
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ロバート ジェイ．ニューバート アメリカ合衆国，コネチカット，アムス トン，バック ロード 40 (72)発明者 ジョン ジー．アンディ アメリカ合衆国，コネチカット，ハムデ ン，ビーコン ストリート 105 (72)発明者 ロイ イー．ベールク アメリカ合衆国，コネチカット，マンチ ェスター，ベット ドライブ 64 (72)発明者 グレン イー．ポッター アメリカ合衆国，コネチカット，ヴァー ノン，リスレイ ロード 82 (56)参考文献 特開 昭54−45405（ＪＰ，Ａ) 国際公開89／12174（ＷＯ，Ａ１) 西独国特許出願公開1168599（ＤＥ, Ａ１) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F04D 29/54 F01D 9/00
Claims (12)
- 【請求項１】 軸Ｒを持つ回転機械の圧縮部用の翼であ
って、翼幅方向軸を中心に配置された一連の多数の翼断
面を含み、上記各翼断面は、該翼の空気力学的な面を形
成する吸引面と圧力面とを有しており、上記翼は、 内側端壁領域（５８）、外側端壁領域（６
６）、及び内側と外側の端壁領域の間に翼幅方向に配置
された中間スパン領域（６２）を含み、上記翼幅方向軸
は、上記中間スパン領域に亘って直線状に延びるととも
に、上記各端壁領域に亘って、周方向で直線状にかつ上
記中間スパン領域の上記翼幅方向軸に対して鋭角で延び
ており、これにより、上記各端壁領域において、上記圧
力面が上記中間スパン領域から外向きに離れるように面
しており、上記いずれかの端壁領域における第一の翼断
面が、上記中間スパン領域において翼幅方向軸上に位置
する基準翼断面を有し、該基準翼断面は、該第一の翼断
面とほぼ同一の寸法及び形状を有しており、上記第一の
翼断面は、各々の点に関して、該基準翼断面の対応する
点から、上記端壁領域における上記第一の翼断面の翼幅
方向軸と、上記中間スパン領域（６２）における上記基
準翼断面の翼幅方向軸と、の離間距離と同じだけ周方向
に離間しており、上記各端壁領域は、弓形の翼を形成す
るように上記中間スパン領域からずれていることを特徴
とする翼。 - 【請求項２】 請求項１の翼において、上記中間スパン
領域における翼幅方向軸は、回転機械の軸Ｒから延びる
径方向の線に対して平行に延びていることを特徴とする
翼。 - 【請求項３】 請求項２の翼において、上記端領域にお
ける翼幅方向軸及び中間スパン領域における翼幅方向軸
間の鋭角は、４５度よりも小さいことを特徴とする翼。 - 【請求項４】 請求項２の翼において、上記端領域にお
ける翼幅方向軸及び中間スパン領域における翼幅方向軸
の間の鋭角は、おおよそ３０度であることを特徴とする
翼。 - 【請求項５】 請求項３の翼において、上記内側の端壁
領域は、内側の壁からおおよそ１０パーセントのスパン
位置まで延びており、 上記翼は、内側の壁領域からおおよそ４０パーセントの
スパン位置まで延びている内側の遷移領域を持つと共
に、少なくとも第二次数式である式の曲線に従う径方向
軸を有しており、 上記中間スパン領域は、内側の遷移領域から約６０パー
セントのスパン位置まで延びており、 上記翼は、中間スパン領域からおおよそ９０パーセント
のスパン位置まで延びている外側の遷移領域を有すると
共に、少なくとも第二次数式である式の曲線に従う径方
向軸を有しており、さらに外側の端壁領域は、外側の遷
移領域から外壁まで延びていることを特徴とする翼。 - 【請求項６】 請求項４の翼において、上記内側の端壁
領域は、内側の壁からおおよそ１０パーセントのスパン
位置まで延びており、 上記翼は、内側の壁領域からおおよそ４０パーセントの
スパン位置まで延びている内側の遷移領域を持つと共
に、少なくとも第二次数式である式の曲線に従う径方向
軸を有しており、 上記中間スパン領域は、内側の遷移領域から約６０パー
セントのスパン位置まで延びており、 上記翼は、中間スパン領域からおおよそ９０パーセント
のスパン位置まで延びている外側の遷移領域を有すると
共に、少なくとも第二次数式である式の曲線に従う翼幅
方向軸を有しており、さらに外側の端壁領域は、外側の
遷移領域から外壁まで延びていることを特徴とする翼。 - 【請求項７】 内壁、外壁、内側端壁領域、外側端壁領
域、及びこれらの端壁領域の間に翼幅方向に配置された
中間スパン領域を有する回転機械の圧縮部用のコンプレ
ッサベーンであって、上記ベーンは、さらに、前縁領域
及び後縁領域を有する翼、及び前縁領域から後縁領域ま
で翼幅方向に延びている圧力面と吸入面を有し、翼幅 方向における翼の弦の少なくとも半分以上の翼部分
は、中間スパン領域において翼幅方向に直線状に延びる
とともに、上記各端壁領域において、周方向で直線状に
かつ上記中間スパン領域の上記翼幅方向軸に対して鋭角
で延びており、これにより、上記各端壁領域において、
上記圧力面が上記中間スパン領域から外向きに離れるよ
うに面しており、かつ上記の翼部分については、上記い
ずれかの端壁領域における第一の翼断面が、上記中間ス
パン領域において翼幅方向軸上に位置する基準翼断面を
有し、該基準翼断面は、該第一の翼断面と同一の寸法及
び形状を有しており、上記第一の翼断面は、各々の点に
関して、該基準翼断面の対応する点から、上記端壁領域
における上記第一の翼断面の翼幅方向軸と、上記中間ス
パン領域（６２）における上記基準翼断面の翼幅方向軸
と、の離間距離と同じだけ周方向に離間しており、上記
各端壁領域は、弓形の翼を形成するように上記中間スパ
ン領域からずれていることを特徴とする翼。 - 【請求項８】 請求項７のコンプレッサベーンにおい
て、上記翼の中間スパン領域は、コンプレッサベーンの
外壁及び内壁に垂直に延びていることを特徴とするコン
プレッサベーン。 - 【請求項９】 請求項８のコンプレッサベーンにおい
て、上記端壁領域における翼幅方向軸及び中間スパン領
域における翼幅方向軸の間の鋭角は、約３０度であるこ
とを特徴とするコンプレッサベーン。 - 【請求項１０】 軸Ｒ、及び軸Ｒの回りに配置された作
動媒体ガス用の環状流路を有する回転機械であって、上
記回転機械は、流路がそこを通って延びている圧縮部
と、流路を境界づけているステータ装置と、を含み、該
ステータ装置は、内壁と、この内壁から径方向に離れた
外壁、及び内壁から外壁まで延びている少なくとも１つ
の翼を含む一列の翼を有し、該翼は、 内壁から外壁までほぼ径方向に延びている第一の翼幅方
向軸と、この第一の翼幅方向軸を中心に配置された一連
の多数の翼断面とを有しており、上記第一の翼幅方向軸
は、内側端壁領域、内側遷移領域、中間スパン領域、外
側遷移領域、及び、外側端壁領域を有し、上記各翼断面
は、前縁、後縁、前縁から後縁まで延びている吸込面、
及び前縁から後縁まで延びている圧力面を有し、各翼断
面は、上記機械の径方向線上に存在する第二の翼幅方向
軸を中心に配置された一連の翼断面から形成された基準
翼に基づいて設定されており、 上記第一の翼幅方向軸が、端壁領域のそれぞれにおいて
真っすぐであるとともに、径方向に対して鋭角をなして
周方向に延びており、これにより、翼の圧力面が隣接す
る壁に面するように方向づけられており、 上記第一の翼幅 方向軸が、中間スパン領域の一部分に亘
って真っすぐでかつ径方向に平行に延びており、さらに
第一の翼幅方向軸は、遷移領域において実質的に真っす
ぐであるとともに、端壁領域近くよりも中間スパン領域
近くでより平坦な曲線から形成されており、 各々の端壁領域における複数個の翼断面の入口金属角度
は、径方向の第二の翼幅方向軸を有する基準翼の対応す
る翼断面の入口金属角度より小さく、基準翼断面と同一
の入射角を作動媒体ガスに関して維持していることを特
徴とする回転機械。 - 【請求項１１】 請求項１０の回転機械において、翼幅
方向軸が遷移領域において放物線であることを特徴とす
る回転機械。 - 【請求項１２】 請求項１１の回転機械において、上記
内側の端壁領域は、内側の壁からおおよそ１０パーセン
トのスパン位置まで延びており、 上記内側の遷移領域は、内側端壁領域からおおよそ４０
パーセントのスパン位置まで延びていると共に、少なく
とも第二次数式である式の曲線に従う翼幅方向軸を有し
ており、 上記中間スパン領域は、内側の遷移領域から約６０パー
セントのスパン位置まで延びており、 上記翼は、中間スパン領域からおおよそ９０パーセント
のスパン位置まで延びており、上記外側の遷移領域は、
中間スパン領域からおおよそ９０パーセントのスパン位
置まで延びていると共に、少なくとも第二次数式である
式の曲線に従う翼幅方向軸を有しており、さらに外側の
端壁領域は、外側の遷移領域から外壁まで延びているこ
とを特徴とする回転機械。
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