JP6126995B2 - 亜音速流れ用の翼およびプラットフォームアセンブリ - Google Patents

Description

本発明は、翼が実装されるプラットフォームとともにタービンエンジンブレード付きホィール用の翼を含むアセンブリに関し、このように形成されたアセンブリは、１つのプラットフォームまたは複数の一体組み立てプラットフォームに締結された複数の翼がブレード付きホィールを形成できるように配置されている。「プラットフォーム」という用語は本明細書において、ブレード付きホィールの隣り合う２つの翼の間に形成されたブレード間通路の半径方向内側を画定する部分を指定するために使用される。「プラットフォーム表面」という用語は、ブレード間通路に面するプラットフォーム表面を指定するために使用される。プラットフォーム表面はまた、まとめて見なされるブレード付きホィールのプラットフォーム表面のアセンブリも指定してもよい。

周知の方法では、ブレード付きホィールの翼は、ブレード付きホィールを構成するために、ロータディスクと一体に作成されてもよい。翼およびそのプラットフォームの両方を組み合わせる方法で作成された部品は、一体型ブレード付きホィールと称される。別の実施形態において、翼はロータデディスクとは別に作成される（すなわち、これらは個別の部品を構成する）。このような状況下で、翼はそれぞれの根元を備えてロータディスクに締結され得るように形成され、これによりブレードを構成する。ロータディスク上にブレードを含むアセンブリは、こうしてブレード付きホィールを構成する。

本発明は、プラットフォーム表面に対する翼の有利な配置を得ようとするものである。このような配置は、プラットフォームおよび翼が個別の部品を構成するか否かに関わらず、上述の様々な構造において提供されてもよい。

本発明はより具体的には、（高圧または低圧）圧縮機の、具体的にはタービンエンジンまたはヘリコプタ用ターボシャフトエンジンに見られる多段圧縮機のブレード付きホィールを作成するために、上述のようなアセンブリを作成しようとするものである。本発明はまた、タービンエンジンのタービン用のブレードまたはブレード付きホィールを作成するために使用されてもよい（このタービンは高圧または低圧タービンのいずれでもよい）。

タービンエンジンの圧縮機段の空気力学的効率（理想的な仕事（すなわち等エントロピー変化に結合された仕事）と、圧縮機段の上流および下流末端の間で所定の圧力上昇を得るために流体に通常供給される仕事との比率に等しい）は、翼の形状のみならず、プラットフォームの形状にも依存する。この効率を向上させるために、（１つまたは複数の）ブレード付きホィールを通る流体ストリームの流れ断面積を局所的に増加または減少させるように、１つ以上のブレード付きホィールのプラットフォーム表面を変更することが知られている。この目的のため、および周知の方法において、プラットフォームは、翼と同じレベルの表面に周囲陥凹および／または周囲隆起領域を配置することによって変更される。（「周囲」という用語は本明細書において、当然ながら翼の直接的な近傍を除いて、実質的に回転面である陥凹または隆起領域を指定するために、陥凹または隆起領域に対して使用される）。「輪郭付け」として知られるこのような変更は、ブレード付きホィールの、およびより一般的には圧縮機段の、空気力学的効率を改善するのに役立つ。「陥凹」および「隆起領域」という用語は、通路の内部を半径方向に画定し、ブレード付きホィールの上流から下流に向かって直線的に変化する、理論上の表面を基準として理解されるべきである。

とは言うものの、ブレード付きホィールのためにこうして得られた効率の向上にもかかわらず、このような変更は一般的に、流体ストリームに対する特定の望ましくない効果もたらす。具体的には、
・これはブレード付きホィールからの出口における高い圧力勾配を生じる可能性がある。このような勾配は、ブレード付きホィールの動作に、具体的には特に多段圧縮機の、タービンエンジンの全体的な効率にとって、有害である。

・これは特にその根元の近傍において、翼の周りの速度分布の不均一性を生じる可能性がある。

・最後にこれは、ホィールの圧縮比の変更を招く可能性がある（ここで圧縮比とはブレード付きホィールの上流および下流の圧力の比率に等しい）。

このような望ましくない副作用が観察されると、これらは通常、対象とするブレード付きホィールより下流の流体通路に位置するブレード付きホィールの形状を変更することによって、是正される。とは言うものの、このような変更は、対象とするブレード付きホィールのプラットフォーム表面を変更することによって可能とされた効率の改善を保存することはできない。加えて、このような変更をなすことは、必ずしも可能であるとは限らない。

本発明の目的は、タービンエンジンブレード付きホィール用の翼と、翼が実装されるのに適したプラットフォームとを含む、アセンブリを提案することによって、このような欠点を是正することであり、
複数の前記翼は、前記プラットフォームに、またはホィール軸を有するブレード付きホィールを形成するように一体に組み立てられた複数の前記プラットフォームに締結されるのに、およびこの軸に沿って上流および下流方向を画定するのに適しており、翼はホィールの中で半径方向に配置されており、
前記ホィールにおいて、プラットフォームまたは一体組み立てプラットフォームは、プラットフォーム表面と称されて、翼の間に形成されたガス通過路の内側を半径方向に画定する、翼の間の表面を有し、
プラットフォーム表面は、実質的にその上流末端における翼の前縁と、その下流末端における翼の軸方向範囲の６０％未満までとの間に軸方向に延在する周囲陥凹を有し、
このアセンブリは、ブレード付きホィールに良好な空気力学的効率を付与し、プラットフォーム表面に周囲陥凹がない場合と類似のブレード付きホィールより下流の圧力勾配を提供し、特にブレード根元の近傍で、比較的均一な流体の速度分布を得られるようにする。

本発明によって提供される解決法を提示するために、以下の要素が定義される。

プラットフォームの「近傍」とは、翼をプラットフォームに接続する隅肉の上方の短い距離（たとえば翼の高さの２０％未満）に位置する翼の部分に関する。スケルトン角度は、翼の長手方向に対して直角な平面内のブレード付きホィールの軸に対して、翼の中立素分によって形成された角度であり、スケルトン角度の徴候は、上流スケルトン角度（翼の前縁におけるスケルトン角度）がプラスになるように選択される。スケルトン曲線は、ホィールの軸に沿った位置に応じて、プラットフォーム表面と実質的に平行な断面における翼のスケルトン角度のばらつきをプロットした曲線である。線形化スケルトン曲線は、ホィールの軸に沿った位置に応じた角度のばらつきを表す曲線であり、この角度は、その前縁から翼の軸方向範囲のそれぞれ１０％および９０％におけるスケルトン角度を表す点の間の直線接続をなす。線形化スケルトン曲線によって表される線形化スケルトン角度はこのため、前縁から翼の軸方向範囲の１０％および９０％におけるスケルトン角度に等しい（特定の配置に置かれてもよい翼の上流および下流末端は、考慮されない）。

上記で指定された目的は、上記で指定されたようなアセンブリにおいて、プラットフォームの近傍で、線形化スケルトン曲線の下に位置するスケルトン曲線の低下部分が、前記陥凹の軸方向範囲の少なくとも半分にわたって軸方向に延在するということによって、本発明により達成される。

このため本発明は、プラットフォームに設けられた周囲陥凹によって引き起こされるストリームの変更に翼を適応させるように、周囲陥凹の少なくとも半分に関連して（およびひいてはこれと軸方向に重複する範囲にわたって）スケルトン曲線を（対象とする断面におけるスケルトン角度が線形化スケルトン曲線と比較した絶対値において減少するという意味において、スケルトン角度を「開く」程度に）低下させることができるように、翼の形状を局所的に変更することからなる。プラットフォームの近傍で翼になされる変更は、周囲陥凹によって構成されたプラットフォーム表面に対する変更を考慮に入れて、ブレード付きホィールが最適に動作できるようにする。

翼の軸方向範囲は、翼根元における、翼の前縁と後縁との間のブレード付きホィールの軸に沿った距離を指定する。周囲陥凹は、翼の軸方向範囲の６０％を超えて軸方向に延在するものではない。

本発明のアセンブリにおいて、翼の半径方向下方部分にわたる、スケルトン角度のばらつきをプロットした曲線、すなわち「スケルトン」曲線によって示される低下部分のため、周囲陥凹の近傍のブレードに対する座標系において減速するように、空気またはガスストリームは偏向する。周囲陥凹によって設けられた通路の開口部は、ブレード根元の近傍における拡散を容易にし、こうしてこの拡散を周囲陥凹の配置前のその値にリセットしながら、以下を可能にする。

・翼の上流部分において、流体ストリームの速度の上昇を制限し、こうして衝撃波損失を減少させること（具体的には翼の軸方向範囲の０％から４０％にわたる範囲の、スケルトン角度を開いた結果として）、および
・翼の下流部分において、流体に課せられる偏向を局所的に制限することによって、プロファイルストリームのずれを減少させること（後縁の近傍におけるストリームの方向と下流スケルトン角度との間のずれ）。

本発明のアセンブリは、以下の改良を受けてもよい。

・周囲陥凹は、実質的にその上流末端における前縁とその下流末端における翼の軸方向範囲の４０％のみとの間に軸方向に延在してもよい。

・前記陥凹の最深部分は、軸方向で翼の前縁から翼の軸方向範囲の１５％から３５％の範囲に位置してもよい。

・プラットフォーム表面は、軸方向で翼の下流半分に位置する周囲隆起領域を有してもよい。

・隆起領域の最突起部分は、軸方向で翼の前縁から翼の軸方向範囲の５０％から７０％の範囲に位置してもよい。

・前記近傍において、スケルトン曲線は、線形化スケルトン角度曲線の上方に位置して前記低下部分から軸方向下流に位置する、せり上がり部分を有してもよい。このせり上がり部分は、前記隆起領域と軸方向で実質的に同じレベルに位置してもよく、場合により隆起領域の軸方向範囲全体にわたって軸方向に延在してもよい。せり上がり部分が隆起部分と軸方向で実質的に同じレベルであるということは、せり上がり部分と隆起部分との限界の間の差（ブレード付きホィールの軸に沿って）が、上流であれ下流であれ１０％未満であることを意味している。

・スケルトン曲線は、その前縁から翼の軸方向範囲の８０％から１００％の範囲、好ましくは６０％から１００％の範囲で、線形化スケルトン曲線よりも小さい絶対値の傾斜を有してもよい。この配置は、翼の後縁におけるプロファイルストリームの差を減少させられるようにする。一実施形態において、スケルトン曲線は具体的には、翼の軸方向範囲の１０％から９０％の間の線形化スケルトン曲線の下に位置してもよい。

・上流スケルトン角度は翼の前縁におけるスケルトン角度であってもよい。翼の半径方向下４分の１において、上流スケルトン角度は翼根元に接近するにつれて絶対値が増加してもよい（翼の上流角度は閉じると言われている）。翼の前縁のこの構成は、プラットフォーム表面の周囲陥凹によって生じる悪影響を低減または排除するのに貢献する。

本発明の第二の目的は、このようなブレードの助けを借りて構成されたブレード付きホィールに良好な空気力学的効率を付与し、プラットフォーム表面の周囲陥凹がない場合に観察されるであろうものと類似のブレード付きホィールより下流の圧力勾配を提供し、特にブレード根元の近傍において、比較的均一な流体の速度分布を得られるようにする、タービンエンジンブレードを提供することである。

この目的は、タービンエンジンブレードが、少なくとも１つの翼と一体に形成されたプラットフォームを含む、上記で定義されたようなアセンブリによって構成されているということによって、達成される。このようなブレードのプラットフォームは一般的に、翼の間に存在するガス流路の内側を半径方向に画定するブレード間表面全体を画定するような方法で、配置される。

本発明の第三の目的は、良好な空気力学的効率、プラットフォーム表面の周囲陥凹がない場合に観察されるであろうものと類似のブレード付きホィールより下流の圧力勾配、および特にブレード根元の近傍において比較的均一な速度分布を有する、タービンエンジンブレード付きホィールを提供することである。

この目的は、ブレード付きホィールが、具体的には少なくとも１つの翼と一体に形成されたプラットフォームを各々が含む羽根を備える、上記で定義されたようなアセンブリを用いて作成されているということによって、達成される。一体型ブレード付きホィールは、このようなブレード付きホィールの一例を構成する。

最後に本発明は、上記で定義されたような少なくとも１つのブレード付きホィールを含むタービンエンジンに、有利に組み込まれてもよい。

非限定例として提供される実施形態の、以下の詳細な説明を読むことで、本発明はより良く理解され、その利点はより明らかとなる。説明では、以下の添付図面を参照する。

本発明のタービンエンジンの圧縮機段の模式的斜視図である。 図１に示されるホィールの部品を形成する、本発明の３つのアセンブリの模式的斜視図である。 先行技術の、翼に結合されたプラットフォームを含むアセンブリを示す図であって、ａ）周方向から見たアセンブリの模式図で、ｂ）前記アセンブリの翼のスケルトン曲線を示すグラフである。 本発明の第一の実施形態を構成する、翼に結合されたプラットフォームを含むアセンブリを示す図であって、ａ）周方向から見たアセンブリの模式図で、ｂ）前記アセンブリの翼のスケルトン曲線を示すグラフである。 それぞれ第一の実施形態および第二の実施形態に対応する、本発明のアセンブリの翼のスケルトン曲線の２つの変形例を示すグラフである。 本発明のアセンブリの翼の断面図である。 本発明の実施形態における翼より上流のスケルトン角度のばらつきを示す曲線をプロットしたグラフである。

様々な図において、同一または類似の要素には、同じ参照符号が付される。

図１は、タービンエンジン１００内の軸流圧縮機１０の部分を示す。圧縮機１０は、内部にブレード付きホィール１４が実装されたケーシング１２を含む。ブレード付きホィール１４自体は、軸対称構成で半径方向ブレード１８が従来通りに実装された、ロータディスク１６を含む。ブレード付きホィールは、ケーシング１２の中で回転軸Ａを中心に回転できるように、配置されている。

ブレード付きホィール１４上のブレード１８の配置は、ホィール１４の一部を示す、図２によってより詳細に示されている。

ホィール１４において、各ブレード１８は、翼２０、プラットフォーム２２、およびブレード根元２４を結合するアセンブリ１を形成する。ブレードプラットフォーム２２は、こうして翼２０と一体に作成される。当然ながら本発明は、翼および（１つまたは複数の）プラットフォームが個別の部品を構成する、別のタイプのブレード付きホィールにおいて実現されてもよい。

根元２４は、ブレード１８をロータディスク１６に締結するのに役立つ。

ブレード付きホィール１４内に結合されたプラットフォーム２２は、ブレードの間にガスを通すブレード間通路の半径方向内側を画定するプラットフォーム表面３０を作り上げる。このプラットフォーム表面は、ほぼ回転面である−またはこれは少なくとも回転面に近似していてもよい。

ブレード１８は、ホィール１４を作り上げるように一体に組み立てられたときに、ブレードのプラットフォームは翼２０の間に形成されたプラットフォーム表面３０全体を画定するような方法で配置される。このため、プラットフォーム表面３０の一部を形成したり、またはこれを成形したりする、付加的な部分はない。ブレード１８が一体に組み立てられることを可能にするために、プラットフォームのブレード付きホィールの周方向の１辺の縁３２は、周方向Ｃに対する対辺上に位置するプラットフォームの縁３４と補完的な形状である。

各翼２０は前縁２６および後縁２８を有しており、各翼に特有の半径方向Ｂに、放射状に延在する。

図２には、プラットフォーム表面３０と実質的に平行な断面を構成する断面Ｖが見られ、これは翼２０の根元の近傍に位置している。

図５は、翼の長手軸に対して直角な平面内にある、タービンエンジンブレードの翼１２０の断面図である。

この断面図は、問題の平面における、翼の中立素分１２２を示す。中立素分は、翼の２つの側面（圧力側および吸引側）から等距離にある、翼の１組の点である。たとえば、図示される点Ｍは、圧力側および吸引側から同じ距離ｄにある。点Ｍにおけるスケルトン角度αは、点Ｍにおける中立素分との接線１２４とホィールの軸Ａとの間の角度である。スケルトン角度α_０すなわち上流スケルトン角度は、翼１２０の前側でのスケルトン角度である。

図３Ａおよび図３Ｂは、それぞれ先行技術による実施形態および本発明の実施形態における（プラットフォーム２２および翼２０を組み合わせた）アセンブリ１を示す。

図３Ａ
ａ）に示されるプラットフォーム表面３０は、翼２０の軸に沿って（すなわち軸Ａに沿って）いかなる特有の変化も受けていない。このためこのプラットフォーム表面３０は、実質的に円錐形の基準プラットフォーム表面３０_ｒｅｆである。

ｂ）には、ホィール１４の軸に沿った軸方向位置に応じて、平面Ａ−Ａ（ａ）において一点鎖線で記された平面）内のａ）翼のスケルトン角度のばらつきを示す曲線がプロットされている。軸方向位置は、翼２０の軸方向範囲Ｅに対する位置に応じて、パーセンテージで記される。軸方向範囲Ｅは、翼２０の根元における前縁２６と後縁２８との間の軸Ａに沿った距離である（ａ）参照）。図３Ａに示されるアセンブリの翼２０は、ｂ）に示されるように、スケルトン曲線と線形化スケルトンが一致したタイプの翼である。

図３Ｂ
図３Ｂは、本発明の実施形態を示す。この実施形態において、プラットフォーム表面３０は翼２０に沿って変化させられている。

施された変化は、基準プラットフォーム表面３０_ｒｅｆに対して半径方向に相対的に画定されている。この表面３０_ｒｅｆは、プラットフォーム表面３０と近似している実質的に円錐形の表面として画定されており、この基準面３０_ｒｅｆは、周囲陥凹、および翼２０に沿った様々な軸方向箇所においてプラットフォーム表面から突起または窪む可能性のあるその他いずれの局所的変化も（周方向であってもなくても、もしあれば）無視しながら、決定される。

プラットフォーム３０および翼２０の表面変化はまた、翼２０の軸方向範囲Ｅに対して軸方向にも画定される。

プラットフォーム表面３０は、周囲陥凹４０を有するように変化させられる（ａ））。陥凹（または反対に超先細または隆起表面）という用語は、基準プラットフォーム表面３０_ｒｅｆの半径方向内側（または同じく外側）に位置し、局所的に拡大（または同じく縮小）された空気流路に対応する、プラットフォーム表面の部分を意味するために使用される。

周囲陥凹４０は、（軸Ａに沿って）翼の軸方向範囲Ｅの最大６０％まで、翼２０の前縁２６から軸方向に延在する。実際には、陥凹４０は軸方向範囲Ｅの６０％近くまで延在する。この陥凹４０が最も深くなる軸方向断面４１（ホィール１４の軸に対して直角）は、軸方向で、軸方向範囲Ｅの１５％から３５％の範囲、具体的には軸方向範囲Ｅの３０％に、位置している。上記の文中で、「最深」断面とは、基準プラットフォーム表面３０_ｒｅｆに対する距離ｄ_２が最大となる陥凹４０の断面を意味する（ａ）参照）。

さらにプラットフォーム表面は、軸方向で翼の下流半分に位置する、「超先細」と称されてもよい、周囲隆起領域４２を有する。この隆起領域４２の最突起部分４３は、軸方向で、翼の前縁から翼の軸方向範囲の５０％から７０％の範囲、具体的には軸方向範囲Ｅの７０％の範囲に位置している。上記の文中で、「最突起」断面とは、基準プラットフォーム表面３０_ｒｅｆからの距離ｄ_３が最大となる、周囲領域４２の断面を意味する。

上述の変化４０および４２は、ブレード付きホィール１４の効率を向上させる。しかしながら、これらは理論上のプラットフォーム表面３０_ｒｅｆによって可能とされる流れと比較して、プラットフォーム表面の近傍における流体の流れを撹乱する。本発明において、これらの撹乱を補償するために、翼２０の形状は図３Ｂのｂ）および図４に示されるように変更される。

この変更は、主に翼２０の半径方向内側半分に対して（一般的な形で）影響を及ぼす。この変更は、特にプラットフォーム表面と平行であってプラットフォームの近傍に位置する、翼の断面（平面Ｖ、図２）に見られる。

この変更は、以下のように図４に示さる。

・太字破線で示される、本発明の第一の実施形態の翼２０のスケルトン角度αのばらつきを表すスケルトン曲線４６（図３Ｂ）。

・細字破線で示される、本発明の第二の実施形態における翼のスケルトン角度αのばらつきを示すスケルトン曲線４７。

・実線で示される、両方の実施形態と同じ線形化スケルトン角度のばらつきを示す、翼２０の線形化スケルトン曲線４５。

これらの様々な曲線において、スケルトン角度αのばらつきは翼の軸方向位置に応じてプロットされており、この軸方向位置は、翼２０の軸方向範囲Ｅに対するパーセンテージとして与えられる。

両方の実施形態において、プラットフォーム表面の形状は同じであり、図３Ｂに示される通りである。

本発明にしたがって翼２０に施された変更は、スケルトン角度曲線が、軸方向で周囲陥凹４０の軸方向範囲の半分未満にわたって延在する低下部分を示すということに存する。（「低下部分」という用語は、線形化スケルトン角度曲線の下に位置する曲線の部分を意味するために使用される。言い換えると、低下部分において、スケルトン角度は線形化スケルトン角度よりも絶対値が低く、より大きく開いている）。この低下部分は、第一の実施形態および第二の実施形態について、それぞれ４４および１４４の参照番号が付されている。

図示される実施形態において、陥凹４０は、軸方向範囲Ｅの０％から６０％を占有する領域４０Ｒにわたって延在する。本発明において、曲線４６は、陥凹４０の領域４０Ｒ（０％から６０％）の軸方向範囲の少なくとも３０％に及ぶ領域４４Ｒ上に軸方向に延在する低下部分４４を示している。このため、第一の実施形態において、領域４４Ｒは軸方向範囲Ｅのおよそ１０％から５３％に延在している。

領域４４Ｒは、陥凹４０に含まれる領域４０Ｒ内に軸方向に含まれてもよく、あるいは下流方向に前記領域を超えて延在してもよい。一実施形態において、低下部分４４全体が陥凹４０内に位置し、領域４４Ｒは領域４０Ｒ内に含まれる。反対に、第二の実施形態において、低下部分１４４は翼の軸方向範囲のほぼ全体にわたって延在し、具体的には翼の軸方向範囲の１０％から９０％に延在する。

さらに、低下部分４４に加えて、プラットフォームの近傍における翼２０の形状を示す図４に示されるスケルトン曲線４６は、せり上がり部分４８も示している。「せり上がり部分」という用語は本明細書において、線形化スケルトン角度曲線４５の上方に位置する曲線の部分を意味するために使用される。このせり上がり部分４８は、低下部分４４よりも軸方向下流に位置している。図示される例において、隆起部分４２が延在する領域４２Ｒは軸方向範囲Ｅの６０％から１００％の範囲に位置し、せり上がり部分４８が延在する領域４８Ｒは軸方向範囲Ｅの５３％から９０％の範囲に位置する。このため、翼断面の隆起領域４２およびせり上がり部分４８は、軸方向で実質的に同じ箇所に位置している。

通常、実施形態に応じて（図４参照）、せり上がり部分４８は、翼の軸方向範囲の４０％から６０％の範囲でその上流末端を開始してもよい。その下流末端において、構造によって、これは実質的に軸方向範囲Ｅの約９０％まで持続してもよく、この点において曲線４５、４６、および４７が交差する。このせり上がり部分４８の存在は、ずれに対して起こり得る影響を低下部分４４によって生じる流れプロファイルに限定しようとするものである。せり上がり部分４８は好ましくは、翼の軸方向範囲の少なくとも３０％にわたって、および好ましくは少なくとも４０％にわたって、延在する。

第二の実施形態において、および第一とは異なり、スケルトン曲線４７は低下部分より下流にせり上がり部分を有していない。対照的に、スケルトン曲線は、低下部分１４４が翼の軸方向範囲のほぼすべて（１０％から９０％の範囲）を占有した状態で、線形化スケルトン曲線の下に残る。その結果、スケルトン曲線４７は、その前縁から翼の軸方向範囲Ｅの８０％から１００％の範囲、そしてこの実施形態では６０％から１００％の範囲の線形化スケルトン曲線が示すよりも小さい絶対値の傾斜を示すことになる。

図６は、プラットフォーム３０の表面への変化によって生じる望ましくない効果を補償するのに適した翼の、可能性のある付加的変化を示す。図６は、翼の全高のパーセンテージとして示され、翼の根元から翼の末端までで測定された、高さｈに応じた翼の上流スケルトン角度α_０のばらつきを示す。

この実施形態において、翼の半径方向下半分で、上流スケルトン角度α_０（図５）は、通常の方法で使用される上流スケルトン角度とは異なっている。翼の下半分において、スケルトン角度のばらつきは、周知の方法で用いられるような典型的な上流スケルトン角度の曲線８０によって、ならびに本発明の実施形態での上流スケルトン角度の曲線８２によって、表される。ブレードの上半分において、これら２つの曲線が一致して曲線８１を形成する。

従来の方法では、翼は、上流スケルトン角度が翼の先端（ｈ＝１００％、ｈは翼の根元からの半径方向距離）から翼の根元（ｈ＝０％）まで絶対値が減少するような方法で配置されている。反対に、本発明のこの改良では、翼の下４分の１、および場合により最大で翼の根元から延びる翼の高さの４０％までにおいて、上流スケルトン角度の絶対値は、翼の根元に接近するにつれて増加する（すなわち、スケルトン角度は閉じてくる）。この変更は、通路の輪郭付けによって生じる翼の根元での流量の局所的な増加を補償しようとするものである。これはまた、サージマージンのいかなる損失からもブレードを保護するのに役立つ。

本発明は、亜音速流れにおいて動作するブレードに、特に適している。

Claims (14)

1. タービンエンジンブレード付きホィール用の翼（２０）と、翼が実装された、または実装されるのに適したプラットフォーム（２２）とを含むアセンブリ（１）であって、
   複数の前記翼は、前記プラットフォームに、またはホィール軸（Ａ）を有するブレード付きホィール（１４）を形成するように一体に組み立てられた複数の前記プラットフォームに締結されるのに、およびこの軸に沿って上流および下流方向を画定するのに適しており、翼はホィールの中で半径方向に配置されており、
   前記ホィールにおいて、プラットフォーム（２２）または一体組み立てプラットフォームは、プラットフォーム表面と称されて、翼の間に形成されたガス通過路の内側を半径方向に画定する、翼の間の表面（３０）を有し、
   前記プラットフォーム表面は、実質的にその上流末端における翼の前縁と、その下流末端における翼の軸方向範囲の６０％未満までとの間に軸方向に延在する周囲陥凹（４０）を有し、
   アセンブリは、
   「スケルトン曲線」が、ホィールの軸に沿った位置に応じて、プラットフォーム表面と実質的に平行な断面における翼のスケルトン角度（α）のばらつきを表す曲線であり、
   「線形化スケルトン曲線」（４５）が、それぞれ前縁からの翼の軸方向範囲の１０％および９０％におけるスケルトン角度を表す点を直線で結ぶ、ホィールの軸に沿った位置に応じた角度のばらつきを表す曲線であり、
   プラットフォームの近傍において、線形化スケルトン曲線（４５）の下方に位置するスケルトン曲線の低下部分（４４）が、前記陥凹（４０）の軸方向範囲（４０Ｒ）の少なくとも半分にわたって軸方向に延在するが、前記陥凹（４０）の軸方向範囲（４０Ｒ）内に軸方向に含まれることを特徴とする、アセンブリ。
2. 周囲陥凹が、実質的にその上流末端の前縁とその下流末端における翼の軸方向範囲の４０％のみとの間に軸方向に延在する、請求項１に記載のアセンブリ。
3. 前記陥凹（４０）の最深部分が、軸方向で翼の前縁から翼の軸方向範囲の１５％から３５％の範囲に位置する、請求項１または２に記載のアセンブリ。
4. 前記プラットフォーム表面が、軸方向で翼の下流半分に位置する周囲隆起領域（４２）を有する、請求項１から３のいずれか１つに記載のアセンブリ。
5. 前記隆起領域の最突起部分（４３）が、軸方向で翼の前縁から翼の軸方向範囲の５０％から７０％の範囲に位置する、請求項４に記載のアセンブリ。
6. 前記近傍において、スケルトン曲線が、線形化スケルトン角度曲線の上方に位置して前記低下部分から軸方向下流に位置する、せり上がり部分（４８）を有する、請求項１から５のいずれか１つに記載のアセンブリ。
7. 前記近傍において、スケルトン曲線が、線形化スケルトン角度曲線の上方に位置して前記低下部分から軸方向下流に位置する、せり上がり部分（４８）を有し、
   前記せり上がり部分（４８）が、前記隆起領域と軸方向で実質的に同じレベルに位置する、請求項４または５に記載のアセンブリ。
8. スケルトン曲線が、その前縁から翼の軸方向範囲の８０％から１００％の範囲で、線形化スケルトン曲線よりも小さい絶対値の傾斜を有する、請求項１から５のいずれか１つに記載のアセンブリ。
9. スケルトン曲線が、その前縁から翼の軸方向範囲の６０％から１００％の範囲で、線形化スケルトン曲線よりも小さい絶対値の傾斜を有する、請求項８に記載のアセンブリ。
10. 上流スケルトン角度が翼の前縁におけるスケルトン角度であり、翼の半径方向下４分の１において、前記上流スケルトン角度は翼根元に接近するにつれて絶対値が増加する、請求項１から９のいずれか１つに記載のアセンブリ。
11. 請求項１から１０のいずれか１つに記載のアセンブリによって構成され、少なくとも１つの翼と一体に形成されたプラットフォームを有する、タービンエンジンブレード（１８）。
12. 請求項１１に記載のブレードを備えて形成された、タービンエンジンブレード付きホィール（１４）。
13. 請求項１から１０のいずれか１つに記載の少なくとも１つのアセンブリを備えて形成された、タービンエンジンブレード付きホィール（１４）。
14. 請求項１２または請求項１３に記載の少なくとも１つのブレード付きホィールを含む、タービンエンジン（１００）。

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