JP6649981B2 - 空気力学的特性および機械的特性を改善するように設計されたエアフォイルを有するターボ機械翼 - Google Patents

Description

本発明は、ターボ機械翼の分野に関し、特に、ターボ機械の高圧圧縮機または低圧圧縮機のファンの金属翼に適用される。

ターボ機械の翼はかなりの回転速度を受けるので、翼の空気力学的性能および機械的性能は、ターボ機械の正常な動作を確保するのに重要である。

翼の形状に手を加えて翼の性能を改善するために、複数の提案がすでになされている。

特に、本出願人の名義で出願されている仏国特許出願公開第２９０８１５２号明細書には、翼の形状を高さに沿って変化させることが提案されている。

より詳細には、上述の特許は、翼を比較的低い位置の特徴的な下側と非常に特徴的な背面の長手方向および接線方向の偏位とを組み合わせた形状にすることで、翼の空気力学的性能を改善することを提案している。

しかし、このような翼にすることで空気力学的性能が向上しても、この特別な形状が機械的抵抗力に影響を及ぼすので、より正確には、この形状が翼のある共振モードに影響を及ぼすので、翼の動作には細心の注意が必要になる。

仏国特許出願公開第２９０８１５２号明細書

本発明は、高い空気力学的性能および機械的性能を関連づける翼を提案することによって、上述の問題を克服することである。

上記目的を達成するためには、本発明は、半径方向軸に沿って積み重ねられた複数の翼断面を備えるターボ機械翼であって、各翼断面は、前縁と後縁との間で長手方向軸に沿って伸び、圧力面と吸引面との間で接線方向に沿って伸び、翼断面は、翼の根元部から頂部まで伸びる翼の高さに応じて、前記長手方向軸および接線方向軸に対して翼断面のそれぞれの重心の位置決めを定義する長手方向Ｘｇ分布則および接線方向Ｙｇ分布則に従って配置されるターボ機械翼であって、翼の高さＨの９０％〜１００％に位置する翼の頂部断面には、
長手方向Ｘｇ分布則が翼の前縁に向かってリターンする始点である第１の高さが存在し、
接線方向Ｙｇ分布則が翼の吸引面に向かってリターンする始点である第２の高さが存在する
ことを特徴とするターボ機械翼を提案する。

あるいは、前記第１の高さおよび第２の高さは、翼の高さＨの９０％〜９５％である。

特定の実施形態によれば、前記第１の高さと第２の高さは等しい。

前記翼は、一般的には、金属材料製である。

本発明はさらに、上記で定義されている複数の翼を備えたターボ機械ファン、低圧圧縮機、または高圧圧縮機に関する。

さらに、本発明は、上記で定義されている複数の翼を備えたターボ機械に関する。

本発明の他の特徴および利点は、以下の説明の中で明らかになるであろう。以下の説明は、単なる例であって、これに限定されるのではなく、添付図面を参照しながら読まなければならない。

先行技術のターボ機械のファンの長手方向部分断面図である。 本発明の翼の高さの一部のＸｇ分布則の変化を示した曲線の例である。 本発明の翼の高さの一部のＹｇ分布則の変化を示した曲線の例である。 本発明の翼の高さ全体のＸｇ分布則の変化を示した曲線の例である。 本発明の翼の高さ全体のＹｇ分布則の変化を示した曲線の例である。 周知の翼に対して本発明の翼によって得られた降伏強度の増加を示したグラフである。

図１は、ターボ機械、一般的には、航空機分野で使用されるターボジェットのファン２の部分図である。

ファン２は、ファン２の長手方向軸Ｘ−Ｘを中心としたロータのディスク６（通常、ハブと呼ばれる）の周囲に規則的に離間された複数の翼４から成る。

各翼４は、通常、ブレード８、根元部１０、および頂部１２を備える。翼の根元部１０は、ロータのディスク６に取り付けられ、ファン２を通過するガス流１６を画定するプラットフォーム１４を介してブレード８に接続される。ロータのディスク６は、長手方向軸Ｘ−Ｘを中心として、矢印１８で示される方向に回転駆動される。

翼の頂部１２は、ファンの固定ケーシングの内面２０に対向した位置にあり、この内面２０はさらにガス流１６を画定するので、ガス流１６は、プラットフォーム１４とケーシングの内面２０との間を通過する。

ブレード８は、軸Ｘ−Ｘに垂直な半径方向軸Ｚ−Ｚに沿って積み重ねられた複数の翼断面２２から成る。翼断面２２は、長手方向軸Ｘ−Ｘから半径方向距離が増加する位置に配置される。形成された積層構造は、前縁２４と後縁２６との間で長手方向軸Ｘ−Ｘに沿って伸び、トラクションと反対側の圧力面とトラクションの吸引面との間でファンの接線方向軸Ｙ−Ｙに沿って伸びる（図示せず）空気力学的表面を形成する。

翼は、半径方向軸Ｚ−Ｚに沿って翼の根元部１０から頂部１２に向かって測定される高さＨを有する。０％の高さＨに位置する翼の断面は、前縁２４とガス流の流れの内側流との交差断面の半径に相当し、１００％の高さＨに位置する翼の断面は、前縁２４とガス流の流れの上流との交差断面の半径の点に相当する。

このように定義されたファンの長手方向軸Ｘ−Ｘ、接線方向軸Ｙ−Ｙ、および半径方向軸Ｚ−Ｚは、正規直交三面体を形成する。

本発明は、ターボ機械のさまざまなタイプの可動翼、例えば、高圧圧縮機（すなわち、ガス流の流れ方向の上流側の圧縮機）および高圧圧縮機（すなわち、ガス流の流れ方向の下流側の圧縮機）の可動ファン翼に適用される。

ターボ機械ファンの部分図である図１は、単なる例として示されており、図１から、特に、ターボ機械のさまざまな軸を定義することができる。

実際に、以下の説明は、ファン翼以外のターボ機械の翼、特に、低圧圧縮機の翼および／または高圧圧縮機の翼に置き換えてもよいことは理解されたい。

図２および図３は、本発明の翼の高さの一部のＸｇ分布則およびＹｇ分布則の変化をそれぞれ示した曲線の例である。

これらの２つの曲線は、長手方向軸Ｘ−Ｘおよび接線方向軸Ｙ−Ｙに対して、翼を形成する積層翼断面のそれぞれの重心の位置決めを定義する長手方向Ｘｇ分布則および接線方向Ｙｇ分布則の変化を示している。縦軸は比ｈ／Ｈを示し、Ｈは上記で定義された翼の全高であり、ｈは翼の根元１０から測定された重心の高さである。

これらの曲線に示されているように、本発明は、翼の上方部分、すなわち、頂部１２を形成する翼の頂部１０％におけるこれらのＸｇ分布則およびＹｇ分布則の傾斜の向きの変化を提案している。

したがって、翼の根元を始点とする翼の高さＨの９０％〜１００％の高さの値に対して、これら２つの局所的な分布則の屈曲部が見られる。

より詳細には、Ｘｇ分布則およびＹｇ分布則それぞれに対して、翼の高さＨの９０％〜１００％の範囲内に、２つの分布則が減少する始点の高さがある。

これらの高さは、一般的に、翼の高さＨの９０％〜９５％の範囲内にある。

翼の高さＨの９０％〜１００％の範囲内のＸｇ分布則が減少する始点の高さの値と、翼の高さＨの９０％〜１００％の範囲内のＹｇ分布則が減少する始点の高さの値とは、同じである場合もあれば、異なる場合もある。

長手方向軸Ｘ−Ｘおよび接線方向軸Ｙ−Ｙに対して、翼を形成する積層翼断面のそれぞれの重心の位置決めを定義する長手方向のＸｇ分布則と接線方向のＹｇ分布則は、一般に、根元を始点とする翼の高さＨの９０％〜１００％の高さの値に対して、傾斜の向きの変化を１つだけ含む。

したがって、本発明の翼は、根元を始点とする翼の高さの９０％〜１００％の高さの範囲では前縁２４の方向に吸引面に向かって伸びるエアフォイルを有する。したがって、このエアフォイルは、翼の上方部分の前方および吸引面に向かう先端部に対応する。

図３および図４はそれぞれ、翼の高さ全体における長手方向Ｘｇ分布則および接線方向のＹｇ分布則の例を示している。

図２および図３に示されているのと同様に、翼の上方部分、すなわち、頂部１２を形成する翼の頂部１０％において、これらのＸｇ分布則およびＹｇ分布則の傾斜の向きの変化が見られる。翼の上方部分におけるこれらのＸｇ分布則およびＹｇ分布則の傾斜の向きの変化は、翼の残りの高さにおけるＸｇ分布則およびＹｇ分布則の変化とは無関係である。

図６は、周知の翼に対して本発明の翼によって得られた降伏強度の増加を示したグラフである。

考慮される降伏強度は、上流側と下流側の圧力および温度を考慮して、翼の上流側と下流側との間で判断される。この図では、翼の頂部半分における、すなわち、Ｈ／２〜Ｈ（Ｈは翼の全高）の範囲の高さにおける降伏強度の変化が示されている。

この図には、本発明の翼によって得られた降伏強度、頂部に屈曲がない先行技術の翼によって得られた降伏強度、および頂部に長手方向分布則Ｘｇの屈曲がある先行技術の翼によって得られた降伏強度をそれぞれ表した３つの曲線１００、１０２、および１０４が示されている。

このグラフに見られるように、本発明により、翼の頂部の降伏強度を改善することができる。さらに、翼の頂部を修正することで、明らかにより延長した高さ範囲における降伏強度が修正される、つまり、翼の形状を１０％修正することによって、翼の空気力学的降伏強度は５０％以上影響を受けることがわかる。

さらに、先行技術の解決策とは対照的に、本発明は、長手方向Ｘｇ分布則および接線方向Ｙｇ分布則の両方を修正することによって、翼の機械的抵抗力を強化することができる。

実際に、長手方向Ｘｇ分布則の屈曲により、翼の静的拘束を低減することができる。さらに、このＸｇ分布則の屈曲は、翼の特定のモード（ここでは、モード４）の周波数を大幅に減少させることになり、この減少は、この同じモードの周波数の実質的に同等の増加をもたらす接線方向Ｙｇ分布則の屈曲によって補償される。

他の特定のモードのＸｇおよびＹｇの屈曲の影響はごくわずかである。

したがって、長手方向Ｘｇ分布則および接線方向Ｙｇ分布則を修正することで、静的拘束の低減により、動的性能が影響を受けずに機械的性能を改善することができる。

本発明は、特に、金属材料製の翼、例えば、小型の翼、一般に、４０インチ〜５０インチの大きさ、すなわち、１０１．６０ｃｍ〜１２７ｃｍの大きさの翼に適用される。

Claims (8)

1. 半径方向軸（Ｚ−Ｚ）に沿って積み重ねられた複数の翼断面を備えるターボ機械翼にして、各翼断面は、前縁と後縁との間で長手方向軸（Ｘ−Ｘ）に沿って伸び、圧力面と吸引面との間で接線方向軸（Ｙ−Ｙ）に沿って伸び、翼断面は、翼の根元部から頂部まで伸びる翼の高さに応じて、前記長手方向軸（Ｘ−Ｘ）および接線方向軸（Ｙ−Ｙ）に対して翼断面のそれぞれの重心の位置決めを定義する長手方向Ｘｇ分布則および接線方向Ｙｇ分布則に従って配置されるターボ機械翼であって、
   翼の高さ（Ｈ）の９０％〜１００％に位置する翼の頂部断面には、長手方向Ｘｇ分布則が翼の前縁に向かってリターンする始点である第１の高さ（Ｈｘ）が存在し、接線方向Ｙｇ分布則が翼の吸引面に向かってリターンする始点である第２の高さが存在し、
   前記長手方向軸（Ｘ−Ｘ）および接線方向軸（Ｙ−Ｙ）に対して積層翼断面のそれぞれの重心の位置決めを定義する前記長手方向のＸｇ分布則および接線方向のＹｇ分布則は、翼の高さ（Ｈ）の９０％〜１００％の高さの値に対して、傾斜の向きの変化を１つだけ含む、
   ことを特徴とするターボ機械翼。
2. 前記第１の高さおよび第２の高さ（ＨｘおよびＨｙ）が、翼の高さＨの９０％〜９５％の範囲内にある、請求項１に記載のターボ機械翼。
3. 前記第１の高さおよび前記第２の高さ（ＨｘおよびＨｙ）が等しい、請求項１または請求項２のいずれかに記載のターボ機械翼。
4. 前記翼が、金属材料製である、請求項１〜請求項３のうちのいずれか一項に記載のターボ機械翼。
5. 請求項１〜請求項４のうちのいずれか一項に記載の複数の翼を備えることを特徴とする、ターボ機械ファン。
6. 請求項１〜請求項４のうちのいずれか一項に記載の複数の翼を備えることを特徴とする、ターボ機械の高圧圧縮機。
7. 請求項１〜請求項４のうちのいずれか一項に記載の複数の翼を備えることを特徴とする、ターボ機械の低圧圧縮機。
8. 請求項１〜請求項４のうちのいずれか一項に記載の複数の翼を備えることを特徴とする、ターボ機械。

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