JPH025882B2 - - Google Patents

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JPH025882B2
JPH025882B2 JP56172670A JP17267081A JPH025882B2 JP H025882 B2 JPH025882 B2 JP H025882B2 JP 56172670 A JP56172670 A JP 56172670A JP 17267081 A JP17267081 A JP 17267081A JP H025882 B2 JPH025882 B2 JP H025882B2
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JP
Japan
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point
chord
curve
line
conical
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Application number
JP56172670A
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English (en)
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JPS57105503A (en
Inventor
Henrii Ruubenshutain Josefu
Kenesu Rosu Aran
Aasaa Robidoo Buraian
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RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
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Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPS57105503A publication Critical patent/JPS57105503A/ja
Publication of JPH025882B2 publication Critical patent/JPH025882B2/ja
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/301—Cross-sectional characteristics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
    • Y10S416/02—Formulas of curves

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
本発明は軸流回転機械、特にかかる機械に使用
するための遷音速エーロフオイルに係る。 軸流回転機械は典型的に動作媒体ガスの流路を
横切つて延びるエーロフオイルのアレーを有す
る。各アレーのエーロフオイルは動作媒体ガスか
ら仕事を受け、または流れを回転させることによ
り動作媒体ガスに仕事をする。ガスがアレーを通
過するにつれて、ガスに衝撃波および境界層の剥
離が生じ得る。これらの現象により空気力学的損
失が生ずる。これらの損失によりエーロフオイル
の段効率が制限される。これらの損失は遷音速流
れ場すなわち並列に亜音速および超音速の局部速
度領域を含む流れ場において特に問題となる。こ
のテーマに関する論文としてはAIAA第９回流体
およびプラズマカ力学会議、サンジエゴ、カリフ
オルニア、1976におけるWuおよびMouldenの論
文“遷音速空気力学の展望“AIAA Paper No.
76−326がある。 遷音速流れ場における損失を減少する１つの方
法はエーロフオイルの輪郭を最適化することであ
る。この方法は20年来研究さりてきた。かかる研
究の結果は、亜音速での飛行のためのエーロフオ
イル形状”という名称の米国特許第3952971号明
細書に記載されている。この特許は、内部流れま
たは案内された流れを有さない絶縁されたエーロ
フオイルに関するものである。しかし、この特許
はブレードの性能を最適化するようにブレード表
面の輪郭を定めることによる空気力学上の改良の
一例である。 科学者および技術者は隣接エーロフオイル表面
の輪郭を適当に定めることによりエーロフオイル
のアレーの性能を改良する努力もしている。この
努力は、一般に、２つの意図でなされている。そ
の１つは、エーロフオイルと動作媒体ガスとの間
の流れ関係を最適化するようにほぼすべての点に
おける各エーロフオイル部分の輪郭を正確に定め
ることである。もう１つは、従来の形状よりも流
れ特性が良好でしかも簡単な形状のエーロフオイ
ルを形成することである。これらの意図により開
発されたエーロフオイル部分の例はAIAA第11回
流体およびプラズマ力学会議、シアトル、ワシン
トン、1978に於けるStephensの論文“圧縮機カ
スケードへの超臨界エーロフオイル・テクノロジ
イの応用：理論および実験結果の比較”AIAA
Paper No.78−1138に記載されている。 第１の意図で開発された複雑な形状のエーロフ
オイルは設計に困難を伴いかつ大きな費用を要
し、また製作に非常に大きな費用を要する。第２
の意図で開発された二重または多重円弧エーロフ
オイルを含むものは、設計および製作は比較的簡
単であるが、第１の意図で開発されたものにくら
べて空気力学的効率が劣つている。従つて、設計
および製作が比較的簡単な形状であり、しかも遷
音速領域で良好な空気力学的流れ特性を呈するエ
ーロフオイルを開発することが要請されている。 本発明によれば、エーロフオイル部分の中心
線、凸面（吸入面）および凹面（圧力面）が
（τ／bt）sin（90−αch）（ここにτは隣り合うエ
ーロフオイルの周縁方向の相互間隔、btは円錐翼
弦線の長さ、αchはアルフア翼弦角）の関数であ
る変量により定められる。 本発明によれば、前方円弧と後方円弧とから成
り両円弧間の移行点で両円弧が互いに正接してい
る中心線を決定する過程と、中心線の前縁と後縁
との間に延びる円錐翼弦線を決定する過程と、円
錐翼弦線に対して厚み分布曲線を決定する過程
と、厚み分布曲線に基づいて中心線の両側に凸面
および凹面を決定する過程とを経てエーロフオイ
ル部分が製作される。 本発明の第１の特徴は、円錐エーロフオイル部
分の凸面および凹面が新規な輪郭を有することで
ある。他の特徴は、エーロフオイル部分の最大厚
みの位置と、前方キヤンバ角θf*と全キヤンバ角
θt*との比と、前方翼弦線の長さbfと円錐翼弦線
の長さbtとの比と、中心線からの凸面および凹面
の距離Tznとの新奇な定め方である。 本発明の主な利点は、円弧エーロフオイル部分
と比較して遷音速流れ場におけるエーロフオイル
部分の空気力学的性能が良好なことである。境界
層の剥離およびその結果としての空気力学的損失
は吸入面に沿う拡散のレートを制御することによ
り制御される。他の利点は、流れ場のポイント・
バイ・ポイントの解析により得られるエーロフオ
イル形状と比較してエーロフオイル形状が簡単に
得られることである。 本発明の上記および他の目的、特徴および利点
は、以下にその好ましい実施例を図面により詳細
に説明するなかで一層明らかとなろう。 第１図には、回転機械の例としてガスタービン
エンジンの圧縮機ロータ組立体１０の一部分が展
開図で示されている。展開されていない状態は破
線で示されている。ロータ組立体１０は回転軸線
Ｒを有するロータ円板１２を含んでいる。ロータ
ブレード１４により代表される複数個のロータブ
レードはロータ円板から外方に延びている。動作
媒体ガスの流路１６は隣接ロータブレードの間を
延びている。各ブレードは動作媒体流路を横切つ
て外方に延びるエーロフオイル１８を有する。各
エーロフオイルは凸面（吸入面）２０および凹面
（圧力面）２２を有する。 第２図に示されているように、各エーロフオイ
ル１８の凸面２０および凹面２２は前縁２４およ
び後縁２６でつながつている。流路中の仮想流線
Ｓは各エーロフオイルに隣接している。点Ａはエ
ンジンの回転軸線Ｒのまわりに半径ｒを有する。
同様に仮想点Ｂおよび仮想点Ｃはそれぞれ流線Ｓ
に沿つて凸面および後縁上に位置している。これ
らの３点は断面S′（線３−３）を定める。断面
S′は各エーロフオイルを通り、円錐エーロフオイ
ル部分２８を形成する。 第３図は第２図の線３−３に沿う２つの隣接エ
ーロフオイル部分２８の断面図である。 第４図は第３図の断面図の拡大図である。円錐
翼弦線Btは前縁上の点Ａを後縁上の点Ｃと結ぶ
直線である。円錐翼弦線Btは長さbtを有する。
中心線MCLは前縁上の点Ａおよび後縁上の点Ｃ
を結んでいる。凸面２０および凹面２２は中心線
MCLに対して垂直な直線Z′nに沿つて中心線
MCLからそれぞれ距離Tznをおいている。 回転軸線Ｒのまわりの点Ａの回転経路に正接す
る前方接線TLは角度および距離を測るための基
準軸（ｙ軸）をなしている。後方接線TLRは前
方接線TLに対して平行であり点Ｃを通つている。
回転軸線Ｒを通る平面は第２の基準軸すなわちｘ
軸で平面Ｓと交わる。相互間隔τはTLに沿つて
測つたエーロフオイル部分２８の間の距離であ
る。アルフア翼弦角αchは接線TLと円錐翼弦線
Btとの間の角度である。 接線TLから円錐翼弦線Btに沿つて測つて、そ
の円錐翼弦線Btに接線TLと隣接エーロフオイル
の前縁との交点からおろした垂直（この垂線と凸
面との仮想交点がFCSとして記入されている）ま
での距離ｌは相互間隔τおよびアルフア翼弦角
αchからｌ＝τ・sin（90−αch）として計算され
る。距離ｌを円錐翼弦線Btの長さbtで除算した
値を基本化距離Ｌ fcsと呼ぶことにする（Ｌ
fcs＝ｌ／bt）。 エーロフオイルは最大厚みｔ maxを有する。
中心線MCL上の最大厚み位置をTMAXとする。
TMAXを中心とする半径ｔ max／２の円は凸
面２０および凹面２２に正接している。点Ａから
円錐翼弦線Btに沿つて最大厚み位置TMAXまで
の距離をloc mtとする。 動作媒体流路１６に沿つて流れる動作媒体ガス
は接線TLに対して角度β1でエーロフオイル部分
２８に接近する。中心線MCLは前縁接線TMCFｆ
を有する。接線TMCFはブレード入口角β1 *で接線
TLを交わる。角度β1 *と角度β1との間の差は入射
角ｉである。第４図に示されているように、入射
角ｉは負である。 動作媒体ガスは後方接線TLRに対して角度β2
でエーロフオイル部分を去る。中心線MCLは後
縁に接線TMCFを有する。接線TMCRはブレード出
口角β2 *で接線TLを交わる。角度β2 *と角度β2と
の間の差は偏差角ｄである。 第５図に示されているように、全キヤンバ角
θt*は前縁における接線TMCFと後縁における接線
TMCRとの間の角度である。全キヤンバ角のθt*は
中心線およびエーロフオイル部分の反りの尺度で
ある。 中心線MCLは２つの円弧すなわち前方円弧FA
および後方円弧RAを有する二重円弧である。前
方円弧FAは曲率半径RFAを有する。後方円弧RA
は曲率半径RRAを有する。前方円弧FAは移行点
TPで後方円弧RAに正接している。すなわち移
行点TPにおける接線TFCは両円弧に正接してい
る。この接線TFCと接線TMCFとの間の角度が前方
キヤンバ角θf*である。前方キヤンバ角θf*は前方
円弧FAの反りの尺度である。前方円錐翼弦線Bf
は前縁上の点Ａと移行点TPとの間に延びている。
この前方翼弦線は長さbfを有する。 第６図には、エーロフオイル部分を基準化距離
Ｌ fcs＝ｌ／bt＝（τ／bt）sin（90−αch）の関
数として記述するいくつかのパラメータの関係が
グラフで示されている。この関係を記述する式は
【表】
【表】 である。これらの式をグラフに表わした第６図か
ら、前方キヤンバ角θf*と全キヤンバ角θt*との比
が曲線θf*／θt*によりアルフア翼弦角αchおよび
相互間隔対翼弦長比τ／btに関係づけられてい
る。同様に、前縁から最大厚み位置までの距離
loc mtと円錐翼弦線Btの長さbtとの比が曲線loc
mt／btによりアルフア翼弦角αchおよび相互間隔
対翼弦長比τ／btに関係づけられている。前方翼
弦線Bfの長さbfと円錐翼弦線Btの長さbtとの比
は曲線bf／btによりアルフア翼弦角αchおよび相
互間隔対翼弦長比τ／btに関係づけられている。
同様に、無次元量TERGが曲線TERGによりア
ルフア翼弦角αchおよび相互間隔対翼弦長比τ／
btに関係づけられている。量TERGは距離Tznを
決定するのに用いられる。 エーロフオイル部分２８を形成する方法の過程
は下記の過程Ａ、Ｂ、ＣおよびＤから成つてい
る。最初の過程は、前方円弧FAおよび後方円弧
RAを有する中心線MCLを描く過程Ａ（第５図）
である。前方円弧および後方円弧は移行点TPで
互いに正接している。前方円弧は前縁２４を有
し、後方円弧は後縁２６を有する。過程Ａは、中
心線MCLの前縁と後縁との間に延びる円錐翼弦
線Btを描く過程を含んでいる。それに続く過程
Ｂ（第７図）では、円錐翼弦線Btに対して厚み分
布曲線TDが描かれ、さらに過程Ｃ（第９図）で
は、円錐翼弦線Btに対する厚み分布曲線TDの垂
直距離を中心線MCLの両側に垂直にとることに
より凸面および凹面が描かれる。それにより厚み
分布が翼弦方向に凸面側では伸ばされ、凹面側で
は縮められた形態となる。こうして得られたエー
ロフオイル部分は遷音速流れ場において所望の剥
離特性を有する。最後に過程Ｄで、所望の輪郭を
有するエーロフオイル部分を形成することにより
エーロフオイル部分が完成される。これらの過程
を細分して以下に詳細に説明する。 空気力学的および構造的考察に基づく事前設計
により、円錐翼弦線Btの長さbtと、ブレード入
口角β1 *と、全キヤンバ角θt*と、隣接エーロフオ
イル部分間の周縁方向の間隔τと、エーロフオイ
ル部分の最大厚みｔ maxとの値が予め決定さ
れる。第４図および第５図を参照して、最初の過
程Ａは、 (A) 凸面と凹面との間のキヤンバの中心を通り前
方円弧FAと後方円弧RAとから成り両円弧間
の移行点TPで両円弧が互いに正接している中
心線MCLを決定する過程として、 (Aa) アルフア翼弦角の初値αchiをブレード入
口角β1 *および全キヤンバ角θt*からαchi＝
β1 *＋θt*／２として決定する過程と、 (Ab) アルフア翼弦角αchをαch＝αchiに設定す
る過程と、 (Ac) 接線TLから円錐翼弦線Btに沿つて測つ
て、その円錐翼弦線Btに接線TLと隣接エー
ロフオイルの前縁との交点からおろした垂線
までの距離ｌを相互間隔τおよびアルフア翼
弦角αchからｌ＝τ・sin（90−αch）として
決定する過程と、 (Ad) 距離ｌを円錐翼弦線Btの長さbtで除算し
て基準化距離Ｌ fcsを決定する過程と、 (Ae) 前方翼弦線Bfの長さbfと円錐翼弦線Btの
長さbtとの比および前方キヤンバ角θf*と全
キヤンバ角θt*との比を過程Adで決定したＬ
fcsの値において第６図の曲線bf／btおよ
び曲線θf*／θt*から求める過程と、 (Af) 前縁を通る前方円弧FAを所与のbt、θt*、
β1 *の値と過程Aeで求めたbfおよびθf*の値
とを用いて描く過程と、 (Ag) 後縁を通る後方円弧RAを所与のbt、θt*、
β1 *の値と過程Aeで求めたbfおよびθf*の値
とを用いて描く過程と、 (Ah) 前縁と後縁との間に延びる円錐翼弦線Bt
を描く過程と、 (Ai) 接線TLと円錐翼弦線Btとの間の角度とし
て実際アルフア翼弦角αchaを決定する過程
と、 (Aj) 実際アルフア翼弦角αchaと基準化距離Ｌ
fcsの計算に用いたアルフア翼弦角αchとの
間の差ＥをＥ＝αcha−αchとして決定する過
程と、 (Ak) Ｅの絶対値｜Ｅ｜を所定の値ｅと比較す
る過程とを含んでおり、もし｜Ｅ｜＜ｅであ
れば、下記の過程Ｂに進み、 (Al) 他方もし｜Ｅ｜≧ｅであれば、アルフア翼
弦角αchをαch＝αchaに設定して、 (Am) 過程AcないしAjを繰返して行なう。 所定の値ｅは、第６図から求められる両
TERG、bf／bt、loc mt／btおよびθf*／θt*の
偏差を±0.02以下とするように選定されてい
る。 第７図を参照して、円錐翼弦線Btに対して
厚み分布曲線TDを描く過程Ｂは、 (B) 円錐翼弦線Btに沿つて前縁上の点Ａから距
離Lanをおいた点znで円錐翼弦線Btと直交する
直線Znの点znから第１曲線部分TD1および第
２曲線部分TD2から成る厚み分布曲線TDとの
交点までの長さTznとしてエーロフオイルの中
心線MCLからの凹面および凸面の垂直距離を
定めるため、 (Ba) 第１曲線部分TD1を描く過程として、 (Ba1) 点Ａから円錐翼弦線Btに沿つて最大厚み
ｔ maxの位置TMAXまでの距離loc mt
を、loc mtと所与の値との比を過程Adで
決定したＬ fcsの値において第６図の曲
線loc mt／btから求めることにより、決
定する過程と、 (Ba2) 円錐翼弦線Bt上で点Ａからloc mtの距離
にある最大厚み位置TMAXを中心として
エーロフオイルの最大厚みｔ maxの1/2
の半径Rt max（Rt max＝ｔ max／２）
を有する円Ｔ maxを描く過程と、 (Ba3) 円錐翼弦線Bt上の点を中心としてエーロ
フオイルの最大厚みｔ maxの0.1852倍の
半径Ｒ ler（Ｒ ler＝0.1852・ｔ max）
を有し点Ａを通る円を描く過程と、 (Ba4) 円錐翼弦線Bt上で点Ａからbfの距離にあ
る点ｉ（Lan＝bf）で円錐翼弦線Btと直交
する直線Ｑを描く過程と、 (Ba5) 半径Ｒ lerの前記の円に点flで正接しか
つ前記の円Ｔ maxに正接しかつ前記の
直線Ｑと点fqで交わるように曲線半径Rf
を有する曲線Ｆを描く過程と、 (Ba6) 円錐翼弦線Bt上で点Ａから翼弦長btの
0.035倍の距離にある点（Lan＝0.035・bt）
で円錐翼弦線Btと長交し前記の曲線Ｆと
点feで交わる直線Ｐを描く過程と、 (Ba7) 点Ａで半径Ｒ lerの前記の円に正接しか
つ点feで前記曲線Ｆに正接しかつ点feと点
fqとの間で曲線Ｆと一致するように点Ａ、
feおよびfqを通る第１曲線部分TD1を描く
過程とを含んでおり、 (Bb) 第２曲線部分TD2を描く過程として、 (Bb1) 無次元量TERGの値を過程Adで決定した
Ｌ fcsの値において第６図の曲線TERG
から求め、このTERGの値とエーロフオ
イルの最大厚みｔ maxの0.463倍との積
として半径Rter（Rter＝TERG・0.463・ｔ
max）を決定する過程と、 (Bb2) 円錐翼弦線Bt上の点を中心として前記の
半径Rterを有し後縁上の点Ｃを通る円を
描く過程と、 (Bb3) 半径Rterの前記の円に点gtで正接しかつ
前記の曲線Ｆに点fqで正接するように曲率
半径Rgを有する曲線Ｇを描く過程と、 (Bb4) 点Ｃと点gtとの間で半径Rterの前記の円
と一致しかつ点gtと点fqとの間で前記の曲
線Ｇと一致するように点Ｃ、gtおよびfqを
通る第２曲線部分TD2を描く過程とを含ん
でいる。 第８図には、上記の過程Ｂで描かれた厚み分
布曲線TDが示されている。厚み分布曲線は長
さbtの円錐翼弦線Btを基準線として描かれて
いる。前縁上の点Ａでは、厚みTznは零に等し
い（Tzn＝Tza＝０）。後縁上の点Ｃでも、厚
みは零に等しい（Tzn＝Tzc＝０）。円錐翼弦
線Btに沿つて測つて前縁から距離La1（Lan＝
La1）の点z1（ｎ＝１）では、厚みはTz1に等し
い。距離Tz1はBtと直交する直線Z1に沿つて測
つたものである。同様に、前縁から距離La2の
点Z2におけるTz2に等しく、前縁から距離La3
の点Z3における厚みはTz3に等しい。 第９図には、厚み分布曲線に基づいて中心線
の両側に凸面２０（吸入面）および凹面２２
（圧力面）を描く過程が示されている。この第
３の過程Ｃは、 (C) 中心線MCLの両側に凹面および凸面を描く
過程として、 (Ca) 直線Znと中心線MCLとの交点である複数
個の点zn′をとる過程と、 (Cb) 各点zn′で中心線MCLと直交する直線Z′n
を描く過程と、 (Cc) 各点zn′から直線Z′nに沿つて中心線MCLの
凹面側に距離Tznをおいた点zn″と凸面側に
距離Tznをおいた点znをプロツトする過程
と、 (Cd) 前縁および後縁とすべての点zn″とを通る
凹面を描く過程と、 (Ce) 前縁および後縁とすべての点znとを通る
凸面を描く過程とを含んでいる。 第９図に示されているように、点z1″と点
z2″との間の距離は円錐翼弦線Bt上の点Z1と点
z2との間の距離よりも大きい。従つて、円錐翼
弦線Btに対して描かれた厚み分布曲線TDは凸
面上では翼弦方向に伸ばされている。また、点
z1と点z2との間の距離は円錐翼弦線Bt上の
点z1と点z2との間の距離よりも小さい。従つ
て、円錐翼弦線Btに対して描かれた厚み分布
曲線TDは凹面上では翼弦方向に縮められてい
る。 最後の過程Ｄは、 (D) 過程Ａ、ＢおよびＣで決定された中心線、凹
面および凸面を有するエーロフオイル部分を形
成する過程である。 この過程は任意の適当な方法、たとえば鋳造
により、または鋳造および機械加工により行な
われ得る。こうして遷音速流れ場において所望
の剥離特性を有するエーロフオイル部分が形成
される。 こうして形成されたエーロフオイル部分は、
第４図に示されているように、 凸面とそれに前縁および後縁でつながる凹面
とを有しており、 前方キヤンバ角θf*と全キヤンバ角θt*との比
が第６図の曲線θf*／θt*によりアルフア翼弦角
αchおよび相互間隔対翼弦長比τ／btに関係づ
けられており、 前方翼弦線Bfの長さbfと円錐翼弦線Btの長
さbtとの比が第６図の曲線bf／btによりアルフ
ア翼弦角αchおよび相互間隔対翼弦長比τ／bt
に関係づけられており、 前縁から最大厚み位置までの距離loc mtと
円錐翼弦線Btの長さbtとの比が第６図の曲線
loc mt／btによりアルフア翼弦角αchおよび相
互間隔対翼弦長比τ／btに関係づけられてお
り、 凹面および凸面はそれぞれ中心線MCL上の
任意の点zn′から中心線MCLに対して垂直に距
離Tznをおいており、 距離Tznは円錐翼弦線Btに沿つて前縁上の
点Ａから距離Lanをおいた点znで円錐翼弦線Bt
と直交する直線Znの点znから下記の第１曲線
部分TD1および第２曲線部分TD2から成る厚み
分布曲線TDとの交点までの長さとして定めら
れており、 (A) 第１曲線部分TD1は (A1) 点Ａで前縁と交わり、 (A2) 円錐翼弦線Bt上の点を中心としてエーロ
フオイルの最大厚みｔ maxの0.1852倍の半
径Ｒ ler（Ｒ ler＝0.1852・ｔ max）を有
し点Ａを通る円に点Ａで正接し、 (A3) 円錐翼弦線Bt上で点Ａからloc mtの距離
にある最大厚み位置TMAX（Lan＝loc mt）
を中心としてエーロフオイルの最大厚みｔ
maxの1/2の半径Rt max（Rt max＝ｔ
max／２）を有する円Ｔ maxに正接し、 (A4) 円錐翼弦線Btに沿つて測つて点Ａから翼
弦長btの0.035倍の距離Laεにある点fe（Lan
＝Laε＝0.035・bt）で、半径Ｒ lerの前記
の円に点Flで正接しかつ前記の円Ｔ max
に正接し曲率半径Rfを有する曲線Ｆと一致
し、 (A5) 円錐翼弦線Bt上で点Ａからbfの距離にあ
る点ｉ（Lan＝bf）で円錐翼弦線Btと直交す
る曲線Ｑとの交点fqで終端し、 (A6) 点feと点fqとの間では曲率半径Rfを有して
おり、 (B) 第２曲線部分TD2は (B1) 点fqで第１曲線部分TD1に正接し、 (B2) 点fqから曲率半径Rgを有する曲線Ｇとし
て延び、 (B3) 後縁上の点Ｃを通り円錐翼弦線Bt上の点
を中心としてエーロフオイルの最大厚みｔ
maxの0.463倍と無次元量TERG（第６図の曲
線TERGによりαchおよびτ／btに関係して
定められる量）との積に等しい半径Rter
（Rter＝TERG・0.463・ｔ max）を有する
円に点ｇで正接し、 (B4) 点gtと点Ｃとの間では半径Rterの前記の円
と一致している。 本発明の範囲内の曲線TD1は、点feと点fqと
の間で曲線Ｆと一致することと、点flと点Ａと
の間でＦおよび半径Ｒ lerの円弧に正接する
こととを特徴とする。このような曲線の一例は
第１０図に破線で示されている曲線TD1であ
る。この曲線はflとfqとの間で曲線Ｆと一致
し、flとＡとの間で円弧Rlerと一致している。
他の例は点feおよび点Ａに近い範囲で直線部分
および曲線部分を有する曲線である。第３の例
は第１０図に実線で示されている曲線TD1であ
る。この実線の曲線TD1は点Ａと点flとの間に
延びる楕円曲線である。この曲線TD1を描く方
法は (Ba8) 点feで曲線Ｆに正接しかつ点Ａで半径
Rlerの前記の円弧に正接する楕円曲線ε
を描く過程と、 (Ba9) 点Ａと点feとの間で楕円曲線εと一致す
るように点feを通る曲線TD1を描く過程と
を含んでいる。 従つて、曲線TD1は楕円曲線εと一致し
ている。この楕円曲線は点Ａで半径Rler
の円弧に正接している。楕円曲線は点feで
Rfに等しい曲率半径を有し、点Ａと点fe
との間に延びている。このような楕円曲線
と曲線Ｆとの正接点における曲率の不連続
性は円弧と曲線Ｆとの正接点における曲率
の不連続性にくらべて小さい。 本発明の方法により得られるエーロフオイル部
分は遷音速流れ場における特性が従来の円弧状エ
ーロフオイル部分にくらべて良好である。このエ
ーロフオイル部分はほぼ0.7〜0.9M（Ｍはマツハ
数）の範囲で使用するのに特に適している。この
エーロフオイル部分のすぐれた特性は吸入面の輪
郭に由来している。吸入面の輪郭により、翼弦方
向のすべての点で境界層の剥離のリスクが均等に
なるように、圧縮機段の吸入面に沿つて動作媒体
ガスの流れに拡散が生ずる。このような拡散の分
布により衝撃波およびその結果としての再圧縮が
避けられる。こうして、本発明によるエーロフオ
イルでは、衝撃波により生ずる損失および流れの
剥離に伴う損失が避けられる。 本発明によるエーロフオイルは遷音速流れ場で
使用するのに特に適しているが、亜音速流れ場で
も有用である。 本発明をその好ましい実施例について図示し説
明してきたが、本発明の範囲内でその形態および
細部に種々の変更および省略が可能であることは
当業者により理解されよう。
【図面の簡単な説明】
第１図はガスタービンエンジンの圧縮機ロータ
組立体の一部分を示す展開図である。第２図は第
１図の線２−２から見たロータブレードの側面図
である。第３図は第２図の線３−３に沿う２つの
隣接エーロフオイル部分の側面図である。第４図
は第３図の断面図の拡大図である。第５図は第４
図の円錐エーロフオイル部分の中心線の描き方の
説明図である。第６図は基準化距離（τ／bt）
sin（90−αch）の関数としてエーロフオイル部分
の種々のパラメータの関係を示すグラフである。
第７図は円錐翼弦線Btに対して厚み分布曲線を
描く過程の説明図である。第８図は描かれた厚み
分布曲線を示す図である。第９図は中心線の両側
に凸面および凹面を描く過程の説明図である。第
１０図は第７図および第８図に示されている厚み
分布曲線の前縁範囲の描き方の説明図である。 １０……圧縮機ロータ組立体、１２……ロータ
円板、１４……ロータブレード、１６……流路、
１８……エーロフオイル、２０……凸面（吸入
面）、２２……凹面（圧力面）、２４……前縁、２
６……後縁、Bt……円錐翼弦線、FA……前方円
弧、MCL……中心線、RA……後方円弧、TD…
…厚み分布曲線。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ ガスタービンエンジン内にアレー状に、周縁
    方向に相互間隔τをおいて配列されているロータ
    ブレードの円錐エーロフオイル部分であつて、前
    縁と後縁と前方キヤンバ角（θf*）と全キヤンバ
    角θt*とブレード入口角（β1 *）とブレード出口角
    （β2 *）と最大厚みｔ maxと前縁から最大厚み位
    置までの長さ（loc mt）とキヤンバの中心を通
    つて前縁および後縁で終端する中心線MCLと前
    縁・後縁間に延びる長さbtの円錐翼弦線Btと翼
    弦線Bt−前縁通過接線TL間のアルフア翼弦角
    （αch）と長さbfの前方翼弦線Bfと相互間隔対翼
    弦長比（τ／bt）とを有する円錐エーロフオイル
    部分に於て、 凸面とそれに前縁および後縁でつながる凹面と
    を有しており、 前方キヤンバ角θf*と全キヤンバ各θt*との比が
    第６図の曲線θf*／θt*によりアルフア翼弦角αch
    および相互間隔対翼弦長比τ／btに関係づけられ
    ており、 前方翼弦線Bfの長さbfと円錐翼弦線Btの長さ
    btとの比が第６図の曲線bf／btによりアルフア翼
    弦角αchおよび相互間隔対翼弦長比τ／btに関係
    づけられており、 前縁から最大厚み位置までの距離loc mtと円
    錐翼弦線Btの長さbtとの比が第６図の曲線loc
    mt／btによりアルフア翼弦角αchおよび相互間隔
    対翼弦長比τ／btに関係づけられており、 凹面および凸面はそれぞれ中心線MCL上の任
    意の点zn′から中心線MCLに対して垂直に距離
    Tznをおいており、 距離Tznは円錐翼弦線Btに沿つて前縁上の点
    Ａから距離Lanをおいた点znで円錐翼弦線Btと直
    交する直線Znの点znから下記の第１曲線部分
    TD1および第２曲線部分TD2から成る厚み分布曲
    線TDとの交点までの長さとして定められてお
    り、 (A) 第１曲線部分TD1は (A1) 点Ａで前縁と交わり、 (A2) 円錐翼弦線Bt上の点を中心としてエーロ
    フオイルの最大厚みｔ maxの0.1852倍の半
    径Ｒ ler（Ｒ ler＝0.1852・ｔ max）を有
    し点Ａを通る円に点Ａで正接し、 (A3) 円錐翼弦線Bt上で点Ａからloc mtの距離
    にある最大厚み位置TMAX（Lan＝loc mt）
    を中心としてエーロフオイルの最大厚みｔ
    maxの1/2の半径Rt max（Rt max＝ｔ
    max／２）を有する円Ｔ maxに正接し、 (A4) 円錐翼弦線Btに沿つて測つて点Ａから翼
    弦長btの0.035倍の距離Laεにある点fe（Lan
    ＝Laε＝0.035・bt）で、半径Ｒ lerの前記
    の円に点F1で正接しかつ前記の円Ｔ max
    に正接し曲率半径Rfを有する曲線Ｆと一致
    し、 (A5) 円錐翼弦線Bt上で点Ａからbfの距離にあ
    る点ｉ（Lan＝bf）で円錐翼弦線Btと直交す
    る曲線Ｑとの交点fqで終端し、 (A6) 点feと点fqとの間では曲率半径Rfを有して
    おり、 (B) 第２曲線部分TD2は (B1) 点fqで第１曲線部分TD1に正接し、 (B2) 点fqから曲率半径Rgを有する曲線Ｇとし
    て延び、 (B3) 後縁上の点Ｃを通り円錐翼弦線Bt上の点
    を中心としてエーロフオイルの最大厚みｔ
    maxの0.463倍と無次元量TERG（第６図の曲
    線TERGによりαchおよびτ／btに関係して
    定められる量）との積に等しい半径Rter
    （Rter＝TERG・0.463・ｔ max）を有する
    円に点gtで正接し、 (B4) 点gtと点Ｃとの間では半径Rterの前記の円
    と一致していることを特徴とするロータブレ
    ードの円錐エーロフオイル部分。 ２ 回転軸線のまわりに周縁方向に相互間隔τを
    おいて配列されているロータブレードの円錐エー
    ロフオイル部分であつて、ブレード入口角β1 *と
    全キヤンバ角θt*とアルフア翼弦角αchと最大厚
    みｔ maxと前縁と後縁と前縁を通つて回転の
    経路に正接する接線TLと長さbfの前方翼弦線Bf
    と長さbtの円錐翼弦線Btとを有するエーロフオ
    イル部分を所与のβ1 *、θt*、τ、btおよびｔ
    maxの値に基づいて形成する方法に於て、 (A) 凸面と凹面との間のキヤンバの中心を通り前
    方円弧FAと後方円弧RAとから成り両円弧間
    の移行点TPで両円弧が互いに正接している中
    心線MCLを決定する過程として、 (Aa) アルフア翼弦角の初値αchiをブレード入
    口角β1 *および全キヤンバ角θt*からαchi＝
    β1 *＋θt*／２として決定する過程と、 (Ab) アルフア翼弦角αchをαch＝αchiに設定す
    る過程と、 (Ac) 接線TLから円錐翼弦線Btに沿つて測つ
    て、その円錐翼弦線Btに接線TLと隣接エー
    ロフオイルの前縁との交点からおろした垂線
    までの距離ｌを相互間隔τおよびアルフア翼
    弦角αchからｌ＝τ・sin（90−αch）として
    決定する過程と、 (Ad) 距離ｌを円錐翼弦線Btの長さbtで除算し
    て基準化距離Ｌ fcsを決定する過程と、 (Ae) 前方翼弦線Bfの長さbfと円錐翼弦線Btの
    長さbtとの比および前方キヤンバ角θf*と全
    キヤンバ角θt*との比を過程Adで決定したＬ
    fcsの値において第６図の曲線bf／btおよ
    び曲線θf*／θt*から求める過程と、 (Af) 前縁を通る前方円弧FAを所与のbt、θt*、
    β1 *の値と過程Aeで求めたbfおよびθf*の値
    とを用いて描く過程と、 (Ag) 後縁を通る後方円弧RAを所与のbt、θt*、
    β1 *の値と過程Aeで求めたbfおよびθf*の値
    とを用いて描く過程と、 (Ah) 前縁と後縁との間に延びる円錐翼弦線Bt
    を描く過程と、 (Ai) 接線TLと円錐翼弦線Btとの間の角度とし
    て実際アルフア翼弦角αchaを決定する過程
    と、 (Aj) 実際アルフア翼弦角αchaと基準化距離Ｌ
    fcsの計算に用いたアルフア翼弦角αchとの
    間の差ＥをＥ＝αcha−αchとして決定する過
    程と、 (Ak) Ｅの絶対値｜Ｅ｜を所定の値ｅと比較す
    る過程とを含んでおり、もし｜Ｅ｜＜ｅであ
    れば、下記の過程Ｂに進み、 (Al) 他方もし｜Ｅ｜≧ｅであれば、アルフア翼
    弦角αchをαch＝αchaに設定して、 (Am) 過程AcないしAjを繰返して行ない、 (B) 円錐翼弦線Btに沿つて前縁上の点Ａから距
    離Lanをおいた点znで円錐翼弦線Btと直交する
    直線Znの点znから第１曲線部分TD1および第
    ２曲線部分TD2から成る厚み分布曲線TDとの
    交点までの長さTznとしてエーロフオイルの中
    心線MCLから凹面および凸面の垂直距離を定
    めるため、 (Ba) 第１曲線部分TD1を描く過程として、 (Ba1) 点Ａから円錐翼弦線Btに沿つて最大厚み
    ｔ maxの位置TMAXまでの距離loc mt
    を、loc mtと所与のbtの値との比を過程
    Adで決定したＬ fcsの値において第６図
    の曲線loc mt／btから求めることにより、
    決定する過程と、 (Ba2) 円錐翼弦線Bt上で点Ａからloc mtの距離
    にある最大厚み位置TMAXを中心として
    エーロフオイルの最大厚みｔ maxの1/2
    の半径Rt max（Rt max＝ｔ max／２）
    を有する円Ｔ maxを描く過程と、 (Ba3) 円錐翼弦線Bt上の点を中心としてエーロ
    フオイルの最大厚みｔ maxの0.1852倍の
    半径Ｒ ler（Ｒ ler＝0.1852・ｔ max）
    を有し点Ａを通る円を描く過程と、 (Ba4) 円錐翼弦線Bt上で点Ａからbfの距離にあ
    る点ｉ（Lan＝bf）で円錐翼弦線Btと直交
    する直線Ｑを描く過程と、 (Ba5) 半径Ｒ lerの前記の円に点flで正接しか
    つ前記の円Ｔ maxに正接しかつ前記の
    直線Ｑと点fqで交わるように曲率半径Rf
    を有する曲線Ｆを描く過程と、 (Ba6) 円錐翼弦線Bt上で点Ａから翼弦長btの
    0.035倍の距離にある点（Lan＝0.035・bt）
    で円錐翼弦線Btと長交し前記の曲線Ｆと
    点feで交わる直線Ｐを描く過程と、 (Ba7) 点Ａで半径Ｒ lerの前記の円に正接しか
    つ点feで前記曲線Ｆに正接しかつ点feと点
    fqとの間で曲線Ｆと一致するように点Ａ、
    feおよびfqを通る第１曲線部分TD1を描く
    過程とを含んでおり、 (Bb) 第２曲線部分TD2を描く過程として、 (Bb1) 無次元量TERGの値を過程Adで決定した
    Ｌ fcsの値において第６図の曲線TERG
    から求め、このTERGの値とエーロフオ
    イルの最大厚みｔ maxの0.463倍との積
    として半径Rter（Rter＝TERG・0.463・ｔ
    max）を決定する過程と、 (Bb2) 円錐翼弦線Bt上の点を中心として前記の
    半径Rterを有し後縁上の点Ｃを通る円を
    描く過程と、 (Bb3) 半径Rterの前記の円に点gtで正接しかつ
    前記の曲線Ｆに点fgで正接するように曲率
    半径Rgを有する曲線Ｇを描く過程と、 (Bb4) 点Ｃと点gtとの間で半径Rterの前記の円
    と一致しかつ点gtと点fgとの間で前記の曲
    線Ｇと一致するように点Ｃ、gtおよびfqを
    通る第２曲線部分TD2を描く過程とを含ん
    でおり、 (C) 中心線MCLの両側に凹面および凸面を描く
    過程として、 (Ca) 直線Znと中心線MCLとの交点である複数
    個の点zn′をとる過程と、 (Cb) 各点zn′で中心線MCLと直交する直線Z′n
    を描く過程と、 (Cc) 各点zn′から直線Z′nに沿つて中心線MCLの
    凹面側に距離Tznをおいた点zn″と凸面側に
    距離Tznをおいた点znをプロツトする過程
    と、 (Cd) 前縁および後縁とすべての点zn″とを通る
    凹面を描く過程と、 (Ce) 前縁および後縁とすべての点znとを通る
    凸面を描く過程とを含んでおり、 (D) 過程Ａ、ＢおよびＣで決定された中心線、凹
    面および凸面を有するエーロフオイル部分を形
    成する過程を含んでおり、それにより厚み分布
    が翼弦方向に凸面側では伸ばされ、凹面側では
    縮められた形態をなし遷音速流れ場において所
    望の剥離特性を有するエーロフオイル部分を形
    成することを特徴とするロータブレードの円錐
    エーロフオイル部分の形成方法。
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