JPH04214904A - 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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- 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
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- 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
- F04D29/544—Blade shapes
-
- 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
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/16—Two-dimensional parabolic
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- 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
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- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
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- 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
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
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。
、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ず
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。径間方向に延びている軸（径間方
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部は、翼表面の形状
を形成している。径間方向軸は、相互に翼部を位置付け
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。径間方向に延びている軸（径間方
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部は、翼表面の形状
を形成している。径間方向軸は、相互に翼部を位置付け
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つの径間方向に延びている部分（図３）から形
成されている径間方向軸（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つの径間方向に延びている部分（図３）から形
成されている径間方向軸（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、さらに翼の重さに対する翼の
輪郭の衝撃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、さらに翼の重さに対する翼の
輪郭の衝撃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、そして翼の径間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、そして翼の径間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径間方向（ｓｐａｎｗ
ｉｓｅ）軸すなわちスタッキング線を持つ。その径間方
向軸は、直線状であって、翼の中間スパン領域上で径方
向に平行であり、そして、直線状であって、端壁領域に
おいて径方向に向って周囲に曲げられている。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径間方向（ｓｐａｎｗ
ｉｓｅ）軸すなわちスタッキング線を持つ。その径間方
向軸は、直線状であって、翼の中間スパン領域上で径方
向に平行であり、そして、直線状であって、端壁領域に
おいて径方向に向って周囲に曲げられている。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、同族の
翼部を有しかつその全径間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の端壁領域
内の入口金属角度を有する複数個の翼部から形成されて
いる。
翼部を有しかつその全径間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の端壁領域
内の入口金属角度を有する複数個の翼部から形成されて
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径間方向軸（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
及び径間方向軸が、径方向に関して周囲に曲げられ、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径間方向軸（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
及び径間方向軸が、径方向に関して周囲に曲げられ、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、同族の翼部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、同族の翼部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向けて後ろにシフトするこ
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向けて後ろにシフトするこ
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指示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。
、ガスタービンエンジンの流れ指示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形Ｓが、各翼に近接し
ている。各流線形と関連する架空の点Ａは、流線に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つの点は部分面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
部を形成する。翼は、同族のこれらの翼部によって形成
される。
ている。各流線形と関連する架空の点Ａは、流線に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つの点は部分面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
部を形成する。翼は、同族のこれらの翼部によって形成
される。
【００２３】図４は、図３の線４−４に沿ってとられた
２つの近接する翼部の断面図である。
２つの近接する翼部の断面図である。
【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、前縁錠上の点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。翼部の重心ＣＧは、回転機械における翼に対する配
置基準である。径間方向軸５２すなわち翼３８における
スタッキング線は、各翼部の重心を通って径間方向に延
び、翼部を径間方向にそして周囲及び軸方向の弦方向に
互いに配置している。
ある。円錐形の弦線Ｂｔは、前縁錠上の点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。翼部の重心ＣＧは、回転機械における翼に対する配
置基準である。径間方向軸５２すなわち翼３８における
スタッキング線は、各翼部の重心を通って径間方向に延
び、翼部を径間方向にそして周囲及び軸方向の弦方向に
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
た翼部間の距離である。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
た翼部間の距離である。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、タ接線ＴＬに対して角度β１で翼部に接近する
。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β１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、タ接線ＴＬに対して角度β１で翼部に接近する
。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β１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
翼部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
翼部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。径間方向軸５４すなわち翼３９のスタートライ
ンは、エンジンの軸を介して延びている径方向線である
。同族の翼部の各々の翼部は、その族の近接の径間部材
と類似している。翼部の径間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。径間方向軸５４すなわち翼３９のスタートライ
ンは、エンジンの軸を介して延びている径方向線である
。同族の翼部の各々の翼部は、その族の近接の径間部材
と類似している。翼部の径間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。翼部の残りは、
図６に示された従来のステータ翼の翼部と類似の状態に
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。翼部の残りは、
図６に示された従来のステータ翼の翼部と類似の状態に
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に対する径方向の径
間方向軸５４と比べて、本発明の翼３８の翼部に対する
径間方向軸５２（スタッキング線）を示す。ここで、径
間方向軸（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径間方向軸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５８、
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径間方向軸５２は、まっすぐで
、かつ径方向の径間方向軸と平行である。
れたタイプの従来の翼３９，３９ａに対する径方向の径
間方向軸５４と比べて、本発明の翼３８の翼部に対する
径間方向軸５２（スタッキング線）を示す。ここで、径
間方向軸（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径間方向軸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５８、
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径間方向軸５２は、まっすぐで
、かつ径方向の径間方向軸と平行である。
【００３１】径間方向軸５２は、内側の端壁領域５８及
び外側の端壁領域６６の両方の中間スパン領域６２及び
径方向の径間方向軸５４に関して、鋭角８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８は、約３０
度（３０°）である。
び外側の端壁領域６６の両方の中間スパン領域６２及び
径方向の径間方向軸５４に関して、鋭角８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８は、約３０
度（３０°）である。
【００３２】図示された実施例において、径間方向軸５
２は、圧力側４４が面する方向に周囲に偏移されている
。径間方向軸の中間スパン領域６２は、平行であるが、
翼３９ａの径方向の径間方向軸５４と一致しない。 代替案の実施例においては、径間方向軸の端壁領域は、
吸込面が面する方向において周囲に偏移されるであろう
。そのような実施例において、径間方向軸の中間領域は
、平行であり、そして径方向の径間方向軸と一致する。
２は、圧力側４４が面する方向に周囲に偏移されている
。径間方向軸の中間スパン領域６２は、平行であるが、
翼３９ａの径方向の径間方向軸５４と一致しない。 代替案の実施例においては、径間方向軸の端壁領域は、
吸込面が面する方向において周囲に偏移されるであろう
。そのような実施例において、径間方向軸の中間領域は
、平行であり、そして径方向の径間方向軸と一致する。
【００３３】遷移領域６０，６４における径間方向軸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、まっすぐな径間方向軸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、径間方向
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度の角度にある径間方向軸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、まっすぐな径間方向軸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、径間方向
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度の角度にある径間方向軸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８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径間方向軸５２、及び中
間スパン領域における径方向の径間方向軸５２のために
曲げられている。弓形翼の翼部は、翼部が径方向線から
偏移されている径間方向軸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径間方向軸５２、及び中
間スパン領域における径方向の径間方向軸５２のために
曲げられている。弓形翼の翼部は、翼部が径方向線から
偏移されている径間方向軸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に示された近接翼部の破線は、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径間方向軸５
４ａ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部を除いては、本形状
と同じ翼部を持つ。
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径間方向軸５
４ａ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部を除いては、本形状
と同じ翼部を持つ。
【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部は、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、そして基準翼部に関して翼の過
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部と同じ
入射角度ｉを維持する。
及び外壁に隣接する本発明の翼部は、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、そして基準翼部に関して翼の過
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部と同じ
入射角度ｉを維持する。
【００３８】図９から理解されるように、径間方向軸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径間方向軸に対して
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径間方向軸に対して
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、前縁が径間方向軸５２と同じ鋭
角を持たないように、径間方向軸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、前縁が径間方向軸５２と同じ鋭
角を持たないように、径間方向軸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こと効果を示している。弓形のス
タッキング線に起因する翼部の方向は、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径間方向軸翼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こと効果を示している。弓形のス
タッキング線に起因する翼部の方向は、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径間方向軸翼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
。
、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
れた翼に関係し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
れた翼に関係し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
する翼部の断面図である。
する翼部の断面図である。
【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】同族の基準翼部を有する径方向に延びている基
準翼の前面図である。
準翼の前面図である。
【図８】本発明の翼の径間方向軸（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径間方向軸（
スタッキング線）に関しての本発明の翼部の重心の周囲
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径間方向軸（
スタッキング線）に関しての本発明の翼部の重心の周囲
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。
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
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、径間方向軸の回りに配置された複数個の翼部を
持つ径間方向軸と、内側端壁領域、外側端壁領域、及び
内側と外側の端壁領域の間に径間方向に配置された中間
スパン領域を有する翼とを備え、上記各翼部は、翼用の
空力学的表面を形成する吸引表面及び圧力表面を有し、
圧力表面が翼の端壁領域内の中間スパン領域から外方向
へ離れて面するように、上記径間方向軸は、上記中間ス
パン領域上を真っすぐに延び、かつ、中間スパン領域内
で径方向軸に対して鋭角をなして、端壁領域内を真っす
ぐに延び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
ン領域における径間方向軸は、回転機械の軸Ａ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
おける径間方向軸及び中間スパン領域における径間方向
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
おける径間方向軸及び中間スパン領域における径間方向
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
る式の曲線に従う径間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、及び端壁領域の間に径間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、圧力面、及び前縁端領域から後縁端
領域まで径間方向に延びている吸込面を有し、径間方向
における翼の弦の少なくとも半分以上の翼は、中間スパ
ン領域において径間方向に真っすぐに延び、かつ端壁領
域内の圧力面が中間スパン領域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、端壁領域内を径
間方向に真っすぐに延び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径間方向軸及び中間スパン領
域における径間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、内壁、そ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一列の翼を有する流路を境界づ
けているステータ装置を含んでおり、少なくとも一つの
翼が、内壁から外壁まで一般に径方向に延びている第１
の径間方向軸と、径間方向軸回りに配置された複数個の
翼部とを有しており、 上記径間方向軸は、内側端壁
、内側遷移領域、外側遷移領域、及び、外側端壁領域を
有し、上記各翼部は、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、翼部は、上記機械の径方向線上に存在する第
二の径間方向軸回りに配置された一連の翼部から形成さ
れた基準翼から発生されており、第一径方向軸が、端壁
領域のそれぞれにおいて真っすぐであると共に、隣接す
る壁に面するように翼の圧力面を向いている径方向に対
して鋭角をなして周囲に延びており、径間方向軸が、中
間スパン領域の一部分上に真っすぐであると共に、径方
向に平行に延びており、さらに径間方向軸は、端壁領域
近くよりも中間スパン領域近くで一層平坦な曲線から形
成されている遷移領域において実質的に真っすぐであり
、そして各々の端壁領域における複数個の翼部の入口金
属角度は、径方向の径間方向軸を有する基準翼の、関連
する翼部の入口金属角度より小さく、基準翼部と同一の
入射角を作動媒体ガスに関して維持することを特徴とす
る回転機械。 - 【請求項１１】 請求項１０の回転機械において、径
間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
る式の曲線に従う径間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径間方向軸を
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。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/476,921 US5088892A (en) | 1990-02-07 | 1990-02-07 | Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine |
| US476,921 | 1990-02-07 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04214904A true JPH04214904A (ja) | 1992-08-05 |
| JP3179122B2 JP3179122B2 (ja) | 2001-06-25 |
Family
ID=23893798
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP03368191A Expired - Lifetime JP3179122B2 (ja) | 1990-02-07 | 1991-02-01 | 翼及びそれを用いた回転機械 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5088892A (ja) |
| EP (1) | EP0441097B1 (ja) |
| JP (1) | JP3179122B2 (ja) |
| DE (1) | DE69026811T2 (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001132696A (ja) * | 1999-11-05 | 2001-05-18 | General Electric Co <Ge> | 狭ウェスト部を有する静翼 |
| JP2006307846A (ja) * | 2005-03-31 | 2006-11-09 | Toshiba Corp | 軸流タービン |
| JP2007032579A (ja) * | 1995-11-17 | 2007-02-08 | United Technol Corp <Utc> | ターボ機械ブレード |
| JP2007032570A (ja) * | 2005-07-28 | 2007-02-08 | Snecma | ターボ機械ブレードの検査 |
| JP2007270837A (ja) * | 2006-03-30 | 2007-10-18 | Snecma | 最適化された案内羽根、案内羽根の環状体セクタ、そのような羽根を備える圧縮段階、圧縮機およびターボ機械 |
| JP2011236909A (ja) * | 2010-05-11 | 2011-11-24 | General Electric Co <Ge> | ターボ機械ノズル |
| JP2013083252A (ja) * | 2011-10-12 | 2013-05-09 | General Electric Co <Ge> | 不均一可変ベーン |
| JP2013137017A (ja) * | 2011-11-30 | 2013-07-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ラジアルタービン |
| JP2014508895A (ja) * | 2011-03-25 | 2014-04-10 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 高キャンバーステータベーン |
Families Citing this family (103)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB9119846D0 (en) * | 1991-09-17 | 1991-10-30 | Rolls Royce Plc | Aerofoil members for gas turbine engines and method of making the same |
| DE4228879A1 (de) * | 1992-08-29 | 1994-03-03 | Asea Brown Boveri | Axialdurchströmte Turbine |
| GB9417406D0 (en) * | 1994-08-30 | 1994-10-19 | Gec Alsthom Ltd | Turbine blade |
| US5525038A (en) * | 1994-11-04 | 1996-06-11 | United Technologies Corporation | Rotor airfoils to control tip leakage flows |
| US5731644A (en) * | 1995-03-02 | 1998-03-24 | Lucas Aerospace Power Equipment Corporation | Integral cooling air diffuser for electromechanical apparatus |
| US6375419B1 (en) | 1995-06-02 | 2002-04-23 | United Technologies Corporation | Flow directing element for a turbine engine |
| JPH0925897A (ja) * | 1995-07-11 | 1997-01-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 軸流圧縮機の静翼 |
| JPH10103002A (ja) * | 1996-09-30 | 1998-04-21 | Toshiba Corp | 軸流流体機械用翼 |
| RU2191930C2 (ru) * | 1997-06-24 | 2002-10-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение |
| CN1100195C (zh) | 1997-09-08 | 2003-01-29 | 西门子公司 | 用于叶片机械的叶片和汽轮机 |
| US6195983B1 (en) | 1999-02-12 | 2001-03-06 | General Electric Company | Leaned and swept fan outlet guide vanes |
| US6331100B1 (en) | 1999-12-06 | 2001-12-18 | General Electric Company | Doubled bowed compressor airfoil |
| US6299412B1 (en) | 1999-12-06 | 2001-10-09 | General Electric Company | Bowed compressor airfoil |
| US6328533B1 (en) | 1999-12-21 | 2001-12-11 | General Electric Company | Swept barrel airfoil |
| US6508630B2 (en) | 2001-03-30 | 2003-01-21 | General Electric Company | Twisted stator vane |
| US6554569B2 (en) | 2001-08-17 | 2003-04-29 | General Electric Company | Compressor outlet guide vane and diffuser assembly |
| US6554564B1 (en) | 2001-11-14 | 2003-04-29 | United Technologies Corporation | Reduced noise fan exit guide vane configuration for turbofan engines |
| JP4269723B2 (ja) | 2003-03-12 | 2009-05-27 | 株式会社Ｉｈｉ | タービンノズル |
| FR2853022B1 (fr) * | 2003-03-27 | 2006-07-28 | Snecma Moteurs | Aube de redresseur a double courbure |
| US6830432B1 (en) | 2003-06-24 | 2004-12-14 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooling of combustion turbine airfoil fillets |
| US6899526B2 (en) * | 2003-08-05 | 2005-05-31 | General Electric Company | Counterstagger compressor airfoil |
| DE10352788A1 (de) * | 2003-11-12 | 2005-06-30 | Mtu Aero Engines Gmbh | Gasturbine |
| ITMI20032388A1 (it) * | 2003-12-05 | 2005-06-06 | Nuovo Pignone Spa | Ugello variabile per una turbina a gas. |
| US8757965B2 (en) * | 2004-06-01 | 2014-06-24 | Volvo Aero Corporation | Gas turbine compression system and compressor structure |
| EP1612372B1 (en) * | 2004-07-01 | 2014-10-08 | Alstom Technology Ltd | Turbine blade with a cut-back at the root of the blade |
| US7320575B2 (en) * | 2004-09-28 | 2008-01-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for aerodynamically self-enhancing rotor blades |
| EP1710397B1 (en) | 2005-03-31 | 2014-06-11 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Bowed nozzle vane |
| US7384243B2 (en) * | 2005-08-30 | 2008-06-10 | General Electric Company | Stator vane profile optimization |
| US8517666B2 (en) * | 2005-09-12 | 2013-08-27 | United Technologies Corporation | Turbine cooling air sealing |
| DE102006026968A1 (de) | 2006-06-09 | 2008-01-24 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsarbeitsmaschine mit Rotoren hoher spezifischer Energieabgabe |
| US7726937B2 (en) | 2006-09-12 | 2010-06-01 | United Technologies Corporation | Turbine engine compressor vanes |
| US7967571B2 (en) * | 2006-11-30 | 2011-06-28 | General Electric Company | Advanced booster rotor blade |
| US8292574B2 (en) | 2006-11-30 | 2012-10-23 | General Electric Company | Advanced booster system |
| US8087884B2 (en) | 2006-11-30 | 2012-01-03 | General Electric Company | Advanced booster stator vane |
| US7695242B2 (en) * | 2006-12-05 | 2010-04-13 | Fuller Howard J | Wind turbine for generation of electric power |
| WO2008087670A1 (en) * | 2007-01-17 | 2008-07-24 | Ansaldo Energia S.P.A. | Turbogas system multistage compressor |
| US8157518B2 (en) * | 2007-03-05 | 2012-04-17 | Xcelaero Corporation | Low camber microfan |
| WO2008109036A1 (en) * | 2007-03-05 | 2008-09-12 | Xcelaero Corporation | High efficiency cooling fan |
| US8333559B2 (en) * | 2007-04-03 | 2012-12-18 | Carrier Corporation | Outlet guide vanes for axial flow fans |
| JP2009008014A (ja) * | 2007-06-28 | 2009-01-15 | Mitsubishi Electric Corp | 軸流ファン |
| FR2924958B1 (fr) * | 2007-12-14 | 2012-08-24 | Snecma | Aube de turbomachine realisee de fonderie avec un engraissement local de la section de la pale |
| DE102008011645A1 (de) * | 2008-02-28 | 2009-09-03 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsarbeitsmaschine mit Rotoren mit niedrigen Rotoraustrittswinkeln |
| EP2133573B1 (en) * | 2008-06-13 | 2011-08-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Vane or blade for an axial flow compressor |
| US8147207B2 (en) * | 2008-09-04 | 2012-04-03 | Siemens Energy, Inc. | Compressor blade having a ratio of leading edge sweep to leading edge dihedral in a range of 1:1 to 3:1 along the radially outer portion |
| US8167567B2 (en) | 2008-12-17 | 2012-05-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US10287987B2 (en) * | 2010-07-19 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Noise reducing vane |
| US8794941B2 (en) | 2010-08-30 | 2014-08-05 | Oscomp Systems Inc. | Compressor with liquid injection cooling |
| US9267504B2 (en) | 2010-08-30 | 2016-02-23 | Hicor Technologies, Inc. | Compressor with liquid injection cooling |
| EP2441918A1 (en) * | 2010-10-18 | 2012-04-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine annular diffuser |
| FR2967202B1 (fr) * | 2010-11-10 | 2013-01-11 | Snecma | Procede d'optimisation du profil d'une aube en materiau composite pour roue mobile de turbomachine |
| US8777564B2 (en) | 2011-05-17 | 2014-07-15 | General Electric Company | Hybrid flow blade design |
| FR2977908B1 (fr) * | 2011-07-13 | 2016-11-25 | Snecma | Aube de turbomachine |
| US8807930B2 (en) | 2011-11-01 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Non axis-symmetric stator vane endwall contour |
| FR2983234B1 (fr) * | 2011-11-29 | 2014-01-17 | Snecma | Aube pour disque aubage monobloc de turbomachine |
| JP6012034B2 (ja) * | 2012-03-23 | 2016-10-25 | ミネベア株式会社 | 軸流ファン |
| FR2993323B1 (fr) * | 2012-07-12 | 2014-08-15 | Snecma | Aube de turbomachine ayant un profil configure de maniere a obtenir des proprietes aerodynamiques et mecaniques ameliorees |
| US10584598B2 (en) | 2012-08-22 | 2020-03-10 | United Technologies Corporation | Complaint cantilevered airfoil |
| US9551226B2 (en) | 2013-10-23 | 2017-01-24 | General Electric Company | Turbine bucket with endwall contour and airfoil profile |
| US9797258B2 (en) | 2013-10-23 | 2017-10-24 | General Electric Company | Turbine bucket including cooling passage with turn |
| US10352180B2 (en) * | 2013-10-23 | 2019-07-16 | General Electric Company | Gas turbine nozzle trailing edge fillet |
| US9670784B2 (en) | 2013-10-23 | 2017-06-06 | General Electric Company | Turbine bucket base having serpentine cooling passage with leading edge cooling |
| US9638041B2 (en) | 2013-10-23 | 2017-05-02 | General Electric Company | Turbine bucket having non-axisymmetric base contour |
| US20150110617A1 (en) * | 2013-10-23 | 2015-04-23 | General Electric Company | Turbine airfoil including tip fillet |
| US9528379B2 (en) | 2013-10-23 | 2016-12-27 | General Electric Company | Turbine bucket having serpentine core |
| US10385866B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-08-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108115B8 (en) | 2014-02-19 | 2023-11-08 | RTX Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc blades |
| WO2015126451A1 (en) * | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108100B1 (en) | 2014-02-19 | 2021-04-14 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine fan blade |
| US10584715B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-03-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US9163517B2 (en) | 2014-02-19 | 2015-10-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US10557477B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-02-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US9140127B2 (en) | 2014-02-19 | 2015-09-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015126454A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108119B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-10-04 | RTX Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc blade airfoils |
| US10465702B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-11-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108123B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-10-04 | Raytheon Technologies Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils |
| EP3575551B1 (en) | 2014-02-19 | 2021-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015126449A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015126824A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015175044A2 (en) * | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108121B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-09-06 | Raytheon Technologies Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils |
| US10422226B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-09-24 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US9567858B2 (en) | 2014-02-19 | 2017-02-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015126796A1 (en) * | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015126774A1 (en) * | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108120B1 (en) | 2014-02-19 | 2021-03-31 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine having a geared architecture and a specific fixed airfoil structure |
| EP3108118B1 (en) | 2014-02-19 | 2019-09-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US9938854B2 (en) | 2014-05-22 | 2018-04-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil curvature |
| JP6468414B2 (ja) * | 2014-08-12 | 2019-02-13 | 株式会社Ihi | 圧縮機静翼、軸流圧縮機、及びガスタービン |
| EP3051142B1 (de) | 2015-01-28 | 2017-10-11 | MTU Aero Engines GmbH | Gasturbinen-axialverdichter |
| EP3081751B1 (en) * | 2015-04-14 | 2020-10-21 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Cooled airfoil and method for manufacturing said airfoil |
| US10107108B2 (en) | 2015-04-29 | 2018-10-23 | General Electric Company | Rotor blade having a flared tip |
| JP2016217355A (ja) | 2015-05-22 | 2016-12-22 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 流れ混合ローブを含むターボ機械ディフューザ及びその方法 |
| US10323528B2 (en) * | 2015-07-01 | 2019-06-18 | General Electric Company | Bulged nozzle for control of secondary flow and optimal diffuser performance |
| JP6971564B2 (ja) * | 2015-12-18 | 2021-11-24 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ターボ機械およびそのためのタービンノズル |
| US11428241B2 (en) * | 2016-04-22 | 2022-08-30 | Raytheon Technologies Corporation | System for an improved stator assembly |
| US10526894B1 (en) * | 2016-09-02 | 2020-01-07 | United Technologies Corporation | Short inlet with low solidity fan exit guide vane arrangements |
| US20190106989A1 (en) * | 2017-10-09 | 2019-04-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| JP6953322B2 (ja) * | 2018-02-01 | 2021-10-27 | 本田技研工業株式会社 | ファンブレードの形状決定方法 |
| EP3830424B1 (en) | 2018-08-02 | 2024-09-11 | Horton, Inc. | Low solidity vehicle cooling fan |
| EP3951138B1 (en) * | 2019-03-26 | 2024-03-20 | IHI Corporation | Stationary blade segment of axial turbine |
| US11286779B2 (en) * | 2020-06-03 | 2022-03-29 | Honeywell International Inc. | Characteristic distribution for rotor blade of booster rotor |
| US11873730B1 (en) * | 2022-11-28 | 2024-01-16 | Rtx Corporation | Gas turbine engine airfoil with extended laminar flow |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB190627409A (en) * | 1906-12-01 | 1907-11-30 | Rudolf Pawlikowski | Improvements in Steam Turbines. |
| US2154313A (en) * | 1938-04-01 | 1939-04-11 | Gen Electric | Directing vane |
| US2355413A (en) * | 1942-01-21 | 1944-08-08 | Gen Electric | Elastic fluid turbine blading |
| US2570155A (en) * | 1948-02-25 | 1951-10-02 | Westinghouse Electric Corp | Flow apparatus |
| US2663493A (en) * | 1949-04-26 | 1953-12-22 | A V Roe Canada Ltd | Blading for compressors, turbines, and the like |
| US2795373A (en) * | 1950-03-03 | 1957-06-11 | Rolls Royce | Guide vane assemblies in annular fluid ducts |
| US2801790A (en) * | 1950-06-21 | 1957-08-06 | United Aircraft Corp | Compressor blading |
| FR1110068A (fr) * | 1953-10-22 | 1956-02-06 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Aube directrice pour machines à circulation axiale |
| DE1168599B (de) * | 1953-10-29 | 1964-04-23 | United Aircraft Corp | Axialverdichter |
| US3572962A (en) * | 1969-06-02 | 1971-03-30 | Canadian Patents Dev | Stator blading for noise reduction in turbomachinery |
| JPS5445405A (en) * | 1977-09-16 | 1979-04-10 | Hitachi Ltd | Turbine cascade |
| US4371311A (en) * | 1980-04-28 | 1983-02-01 | United Technologies Corporation | Compression section for an axial flow rotary machine |
| US4431376A (en) * | 1980-10-27 | 1984-02-14 | United Technologies Corporation | Airfoil shape for arrays of airfoils |
| GB2129882B (en) * | 1982-11-10 | 1986-04-16 | Rolls Royce | Gas turbine stator vane |
| GB2164098B (en) * | 1984-09-07 | 1988-12-07 | Rolls Royce | Improvements in or relating to aerofoil section members for turbine engines |
| US4741667A (en) * | 1986-05-28 | 1988-05-03 | United Technologies Corporation | Stator vane |
| US4826400A (en) * | 1986-12-29 | 1989-05-02 | General Electric Company | Curvilinear turbine airfoil |
| SE461112B (sv) * | 1988-06-08 | 1990-01-08 | Flaekt Ab | Ledskena foer en axialflaekt |
-
1990
- 1990-02-07 US US07/476,921 patent/US5088892A/en not_active Expired - Lifetime
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-
1991
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Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007032579A (ja) * | 1995-11-17 | 2007-02-08 | United Technol Corp <Utc> | ターボ機械ブレード |
| JP2001132696A (ja) * | 1999-11-05 | 2001-05-18 | General Electric Co <Ge> | 狭ウェスト部を有する静翼 |
| JP2006307846A (ja) * | 2005-03-31 | 2006-11-09 | Toshiba Corp | 軸流タービン |
| JP2007032570A (ja) * | 2005-07-28 | 2007-02-08 | Snecma | ターボ機械ブレードの検査 |
| JP2007270837A (ja) * | 2006-03-30 | 2007-10-18 | Snecma | 最適化された案内羽根、案内羽根の環状体セクタ、そのような羽根を備える圧縮段階、圧縮機およびターボ機械 |
| JP2011236909A (ja) * | 2010-05-11 | 2011-11-24 | General Electric Co <Ge> | ターボ機械ノズル |
| JP2014508895A (ja) * | 2011-03-25 | 2014-04-10 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 高キャンバーステータベーン |
| JP2013083252A (ja) * | 2011-10-12 | 2013-05-09 | General Electric Co <Ge> | 不均一可変ベーン |
| JP2013137017A (ja) * | 2011-11-30 | 2013-07-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ラジアルタービン |
| US10072513B2 (en) | 2011-11-30 | 2018-09-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Radial turbine |
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