JPH09105310A - ガスタービンエンジン用流れ配向制御要素及び軸流圧縮機 - Google Patents
ガスタービンエンジン用流れ配向制御要素及び軸流圧縮機Info
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- JPH09105310A JPH09105310A JP8139809A JP13980996A JPH09105310A JP H09105310 A JPH09105310 A JP H09105310A JP 8139809 A JP8139809 A JP 8139809A JP 13980996 A JP13980996 A JP 13980996A JP H09105310 A JPH09105310 A JP H09105310A
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- 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
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/324—Blades
-
- 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
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-
- 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
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- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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- Fluid Mechanics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 軸流コンプレッサ用の流れ配向制御要素を提
供する。 【解決手段】 タービンエンジン用の圧縮機のベーン等
の流れ配向制御要素は、可変の翼弦長を有しており、圧
縮機の効率を低下させることなく圧縮機のサージマージ
ンを改善する。上記ベーンは、翼前縁８０と、翼後縁８
２と、根本８４と先端部８８とを有する翼型領域７０を
有している。上記翼型の翼弦長は、根本の第一の値か
ら、上記根本と上記先端部との翼幅中間位置１１０での
第二の値まで増加しており、上記翼型が上記圧縮機に取
り付けられた場合には、上記翼後縁位置は、上記圧縮機
の排出部に近くなるように配設されるとともに、上記し
た根本から上記翼幅方向外側に向かって翼弦長が増加す
るようにして配設される。上記翼弦長は、上記翼幅中間
位置からは、上記先端に向かって一定の翼弦長とされて
いる。
供する。 【解決手段】 タービンエンジン用の圧縮機のベーン等
の流れ配向制御要素は、可変の翼弦長を有しており、圧
縮機の効率を低下させることなく圧縮機のサージマージ
ンを改善する。上記ベーンは、翼前縁８０と、翼後縁８
２と、根本８４と先端部８８とを有する翼型領域７０を
有している。上記翼型の翼弦長は、根本の第一の値か
ら、上記根本と上記先端部との翼幅中間位置１１０での
第二の値まで増加しており、上記翼型が上記圧縮機に取
り付けられた場合には、上記翼後縁位置は、上記圧縮機
の排出部に近くなるように配設されるとともに、上記し
た根本から上記翼幅方向外側に向かって翼弦長が増加す
るようにして配設される。上記翼弦長は、上記翼幅中間
位置からは、上記先端に向かって一定の翼弦長とされて
いる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンの圧
縮機やタービン領域に使用されるステータベーンやブレ
ード等、流れ制御要素に関するものである。
ジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンの圧
縮機やタービン領域に使用されるステータベーンやブレ
ード等、流れ制御要素に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】現在のガスタービンエンジンは、軸流圧
縮機又は遠心圧縮機を使用して燃焼に好適な圧力及び温
度にまで空気を圧縮している。上記圧縮機は、上記圧縮
機入り口の低圧領域から上記圧縮機吐出部での高圧領域
にまで空気を導くようになっている。空気は本来、高圧
領域から低圧領域へと流れて行くため、上記圧縮プロセ
スには大きなエネルギを消費することになり、上記圧縮
機をできるだけ高効率として上記エネルギ消費を低減さ
せることが好ましい。
縮機又は遠心圧縮機を使用して燃焼に好適な圧力及び温
度にまで空気を圧縮している。上記圧縮機は、上記圧縮
機入り口の低圧領域から上記圧縮機吐出部での高圧領域
にまで空気を導くようになっている。空気は本来、高圧
領域から低圧領域へと流れて行くため、上記圧縮プロセ
スには大きなエネルギを消費することになり、上記圧縮
機をできるだけ高効率として上記エネルギ消費を低減さ
せることが好ましい。
【０００３】上記エンジンの圧縮機を通って流れる空気
流の方向は、圧力が減少する方向へ流れるという空気の
自然な流れとは逆であることから、圧縮機は、サージと
いった空力学的不安定性の影響を受けやすい。圧縮機サ
ージは、上記圧縮機に対して突然、かつ、好ましくない
空気の逆流等といった破壊的な現象を生じさせる。幸運
な場合には、サージは、エンジンの出力を瞬間的に失わ
せてしまうだけで、その後、上記圧縮機を通して正常な
空気流が流されるようになるとともに、通常のエンジン
運転が再開されることになる。より重大な場合には、上
記圧縮機を通る正常な空気流が良好に再現されず、エン
ジン出力を維持しておけなくなることになる。さらに
は、サージにより、エンジン部品が破損してしまうこと
にもなる。
流の方向は、圧力が減少する方向へ流れるという空気の
自然な流れとは逆であることから、圧縮機は、サージと
いった空力学的不安定性の影響を受けやすい。圧縮機サ
ージは、上記圧縮機に対して突然、かつ、好ましくない
空気の逆流等といった破壊的な現象を生じさせる。幸運
な場合には、サージは、エンジンの出力を瞬間的に失わ
せてしまうだけで、その後、上記圧縮機を通して正常な
空気流が流されるようになるとともに、通常のエンジン
運転が再開されることになる。より重大な場合には、上
記圧縮機を通る正常な空気流が良好に再現されず、エン
ジン出力を維持しておけなくなることになる。さらに
は、サージにより、エンジン部品が破損してしまうこと
にもなる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上述したサージを回避
する必要があることは明らかなことである。サージを回
避するべく、圧縮機の設計者は、これまで上記圧縮機の
サージマージンを増加させるための検討を行ってきた。
より詳細には後述するが、サージマージンは、上記圧縮
機のサージに対する抵抗性を示す尺度となるものであ
る。当業界では良く知られているように、圧縮機のサー
ジマージンを増加させると、圧縮機効率が低下し、か
つ、エンジンの定常状態を持続させるための燃料消費が
増大してしまう不都合があった。
する必要があることは明らかなことである。サージを回
避するべく、圧縮機の設計者は、これまで上記圧縮機の
サージマージンを増加させるための検討を行ってきた。
より詳細には後述するが、サージマージンは、上記圧縮
機のサージに対する抵抗性を示す尺度となるものであ
る。当業界では良く知られているように、圧縮機のサー
ジマージンを増加させると、圧縮機効率が低下し、か
つ、エンジンの定常状態を持続させるための燃料消費が
増大してしまう不都合があった。
【０００５】従って、圧縮機効率とエンジン効率とに影
響を与えずに圧縮機サージマージンを改善するための方
法が望まれていた。
響を与えずに圧縮機サージマージンを改善するための方
法が望まれていた。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、タービ
ンエンジン用のブレード又はベーンは、空気流速度を、
上記翼型の翼幅方向にわたって再分散させるような特殊
な形状とされている。特に、上記翼型は、上記翼型根本
で最小の値を持ち、上記根本と上記翼型先端部の翼幅中
間位置に向かって増大するような翼弦長を有しているこ
とを特徴とする。また上記した翼幅の中間位置と上記先
端部との間では、上記翼弦長は実質的に一定とされてい
る。
ンエンジン用のブレード又はベーンは、空気流速度を、
上記翼型の翼幅方向にわたって再分散させるような特殊
な形状とされている。特に、上記翼型は、上記翼型根本
で最小の値を持ち、上記根本と上記翼型先端部の翼幅中
間位置に向かって増大するような翼弦長を有しているこ
とを特徴とする。また上記した翼幅の中間位置と上記先
端部との間では、上記翼弦長は実質的に一定とされてい
る。
【０００７】本発明の一実施例では、上記翼幅中間位置
は、上記翼型幅の２５％から７５％に設けられているこ
とが好ましい。又、別の実施例では、上記翼型根本の翼
弦長の上記翼幅中間位置での翼弦長に対する比は、０．
７から０．９の範囲であることが好適である。
は、上記翼型幅の２５％から７５％に設けられているこ
とが好ましい。又、別の実施例では、上記翼型根本の翼
弦長の上記翼幅中間位置での翼弦長に対する比は、０．
７から０．９の範囲であることが好適である。
【０００８】本発明は、航空機用ガスタービンエンジン
ための軸流圧縮機における、少なくともいくつかの固定
段におけるステータベーンとして用いる場合に特に効果
的である。
ための軸流圧縮機における、少なくともいくつかの固定
段におけるステータベーンとして用いる場合に特に効果
的である。
【０００９】本発明の第一の効果は、圧縮機の定常状態
での効率を低下させずに上記圧縮機のサージマージンを
増加させることができることにある。
での効率を低下させずに上記圧縮機のサージマージンを
増加させることができることにある。
【００１０】本発明の上記した特徴、効果、及びその他
の効果及び特徴については、添付する図面と実施例とを
もってより詳細に説明する。
の効果及び特徴については、添付する図面と実施例とを
もってより詳細に説明する。
【００１１】
【発明の実施の形態】本発明は、ガスタービンエンジン
用圧縮機のサージマージンの低下は、少なくともその一
部が上記圧縮機流路において翼幅の中間部分より径方向
外側での軸方向速度（特に流路の外壁付近）が減少して
しまうことに起因しており、上記軸方向速度を径方向に
再配分すれば、上記圧縮機作動ラインの定格水準におい
て、ほとんどあるいは全く効率を低下させずに上記サー
ジマージンを著しく改善することができるという認識の
下になされたものである。
用圧縮機のサージマージンの低下は、少なくともその一
部が上記圧縮機流路において翼幅の中間部分より径方向
外側での軸方向速度（特に流路の外壁付近）が減少して
しまうことに起因しており、上記軸方向速度を径方向に
再配分すれば、上記圧縮機作動ラインの定格水準におい
て、ほとんどあるいは全く効率を低下させずに上記サー
ジマージンを著しく改善することができるという認識の
下になされたものである。
【００１２】図１には、軸流ガスタービンエンジン１０
を示す。このガスタービンエンジン１０は、非回転のス
テータベーン１２，１２ａと、回転ブレード１４等の列
となった流れ配向要素、すなわち段が交互に配列されて
いる。ただし、上記流れ配向要素には、図面を明確に示
すため、その一部だけに符号を付けている。上記ブレー
ド及びベーンの内側端にあるプラットフォーム１６と１
８は、圧縮機の流路２２の内側壁２０を画成している。
圧縮機ケースアッセンブリ２４と上記いくつかのベーン
の外側プラットフォーム２５は、上記圧縮機流路の外側
壁を画成している。上記内側壁と上記外側壁は、長手方
向の中心軸２７を中心として周囲を取り囲んでおり、圧
縮機の環状流路を画成している。上記複数のブレードの
翼型部分２８は、上記内側壁から径方向外側、かつ、上
記外側壁の寸前まで延びていて、それぞれのブレード先
端部３０と上記外側壁との間には、わずかなギャップ２
９が画成されている。上記内側壁の径方向内側におい
て、それぞれのブレードがロータ３１に取り付けられて
いる。エンジンの運転中、上記ロータと、このロータに
取り付けられたブレードとは、上記軸を中心として回転
する。上記ステータベーンの翼型部分３２は、上記圧縮
機流路を横切って、上記内側壁から上記外側壁まで延び
ている。この複数のベーン３２は、エンジン運転中には
軸２７を中心として回転しない。しかしながら、ベーン
段のうちの少なくとも一段は、トラニオン３４に支持さ
れており、この様にして支持された各ベーンは、径方向
の軸３５を中心として回動可能になっている。上記回動
可能なベーン１２を可変ベーンと呼ぶ。上記各可変ベー
ンは、連結アーム３６によって、ユニゾンリング３８へ
と連結されており、このユニゾンリング３８は、上記圧
縮機を取り囲むように延びている。図示していないが、
複数のアクチュエータが、上記ユニゾンリングを周方向
に移動させて、上記可変ベーンを回動させるようになっ
ている。符号１２ａで示されるベーンは、回動可能とさ
れておらず、これらを固定ベーンと呼ぶ。
を示す。このガスタービンエンジン１０は、非回転のス
テータベーン１２，１２ａと、回転ブレード１４等の列
となった流れ配向要素、すなわち段が交互に配列されて
いる。ただし、上記流れ配向要素には、図面を明確に示
すため、その一部だけに符号を付けている。上記ブレー
ド及びベーンの内側端にあるプラットフォーム１６と１
８は、圧縮機の流路２２の内側壁２０を画成している。
圧縮機ケースアッセンブリ２４と上記いくつかのベーン
の外側プラットフォーム２５は、上記圧縮機流路の外側
壁を画成している。上記内側壁と上記外側壁は、長手方
向の中心軸２７を中心として周囲を取り囲んでおり、圧
縮機の環状流路を画成している。上記複数のブレードの
翼型部分２８は、上記内側壁から径方向外側、かつ、上
記外側壁の寸前まで延びていて、それぞれのブレード先
端部３０と上記外側壁との間には、わずかなギャップ２
９が画成されている。上記内側壁の径方向内側におい
て、それぞれのブレードがロータ３１に取り付けられて
いる。エンジンの運転中、上記ロータと、このロータに
取り付けられたブレードとは、上記軸を中心として回転
する。上記ステータベーンの翼型部分３２は、上記圧縮
機流路を横切って、上記内側壁から上記外側壁まで延び
ている。この複数のベーン３２は、エンジン運転中には
軸２７を中心として回転しない。しかしながら、ベーン
段のうちの少なくとも一段は、トラニオン３４に支持さ
れており、この様にして支持された各ベーンは、径方向
の軸３５を中心として回動可能になっている。上記回動
可能なベーン１２を可変ベーンと呼ぶ。上記各可変ベー
ンは、連結アーム３６によって、ユニゾンリング３８へ
と連結されており、このユニゾンリング３８は、上記圧
縮機を取り囲むように延びている。図示していないが、
複数のアクチュエータが、上記ユニゾンリングを周方向
に移動させて、上記可変ベーンを回動させるようになっ
ている。符号１２ａで示されるベーンは、回動可能とさ
れておらず、これらを固定ベーンと呼ぶ。
【００１３】エンジンの運転中には、低温、低圧の空気
５０は、上記圧縮機入り口５２に吸引される。この空気
は、圧縮されて、上記複数のブレードと複数のベーンと
が協働することで軸方向後方に向かって流されて行く。
高温、高圧の空気は、圧縮機吐出口５４から排出され
る。上記圧縮機は、上記空気をその圧力が増加する方向
へと強制的に流すため、上記圧縮機には、前述したよう
なサージという問題が生じる。
５０は、上記圧縮機入り口５２に吸引される。この空気
は、圧縮されて、上記複数のブレードと複数のベーンと
が協働することで軸方向後方に向かって流されて行く。
高温、高圧の空気は、圧縮機吐出口５４から排出され
る。上記圧縮機は、上記空気をその圧力が増加する方向
へと強制的に流すため、上記圧縮機には、前述したよう
なサージという問題が生じる。
【００１４】圧縮機性能は、典型的には、図２に示した
圧縮機線図によって説明できる。上記線図は、上記圧縮
機を横切る圧力比、すなわち、上記圧縮機吐出口圧に対
する上記圧縮機入り口圧の比を、上記圧縮機を流れる流
量比の関数として示したものである。作動ライン６０
は、上記圧縮機の定常状態での運転状態を示している。
サージライン６２は、上記エンジンがサージ状態となる
状態あるいはそれ以上の状態にある運転状態を示す。サ
ージマージンは、圧縮機のサージに対する抵抗性を表す
指標となるものであり、このサージマージンは、所定の
空気流量において、上記作動ラインと上記サージライン
との間の垂直方向の距離（矢印６４）で示されている。
サージマージンは、通常上記圧縮機の作動ラインにおけ
る圧力比をパーセントで示して表すことができる。エン
ジンの寿命中には、エンジンの劣化により、連続的、か
つ、自然にエンジンのサージマージンが低下する。すな
わち上記サージラインが、低下（サージライン６２に比
べて低下したサージラインを６２ａで示している）した
り、上記作動ラインが上昇したりする（作動ライン６０
に対して劣化した運転ラインが６０ａによって示されて
いる）。また、急速にエンジン出力を変化させたり、エ
ンジンを横風の下で運転する等、ある種の過渡的な事態
によって一時的ではあるが、顕著なサージマージンの減
少が生じることも知られている。このような過渡的な現
象により、作動ラインが、上記正常な作動ラインを著し
く超えたような過渡的運転条件を発生させてしまうこと
になる。設計者は、上記したような不可避的にサージマ
ージンが減少しても、常にサージマージンに余裕を持た
せておくことが要求される。定常状態でのサージマージ
ンを改善すると、上記圧縮機作動ラインの定格水準にお
いて、上記圧縮機とエンジン効率とを低下させてしまう
といった不都合をもたらしてしまうことが知られてい
た。これとは逆に、効率を向上させると上記サージマー
ジンが減少してしまうことになっていた。
圧縮機線図によって説明できる。上記線図は、上記圧縮
機を横切る圧力比、すなわち、上記圧縮機吐出口圧に対
する上記圧縮機入り口圧の比を、上記圧縮機を流れる流
量比の関数として示したものである。作動ライン６０
は、上記圧縮機の定常状態での運転状態を示している。
サージライン６２は、上記エンジンがサージ状態となる
状態あるいはそれ以上の状態にある運転状態を示す。サ
ージマージンは、圧縮機のサージに対する抵抗性を表す
指標となるものであり、このサージマージンは、所定の
空気流量において、上記作動ラインと上記サージライン
との間の垂直方向の距離（矢印６４）で示されている。
サージマージンは、通常上記圧縮機の作動ラインにおけ
る圧力比をパーセントで示して表すことができる。エン
ジンの寿命中には、エンジンの劣化により、連続的、か
つ、自然にエンジンのサージマージンが低下する。すな
わち上記サージラインが、低下（サージライン６２に比
べて低下したサージラインを６２ａで示している）した
り、上記作動ラインが上昇したりする（作動ライン６０
に対して劣化した運転ラインが６０ａによって示されて
いる）。また、急速にエンジン出力を変化させたり、エ
ンジンを横風の下で運転する等、ある種の過渡的な事態
によって一時的ではあるが、顕著なサージマージンの減
少が生じることも知られている。このような過渡的な現
象により、作動ラインが、上記正常な作動ラインを著し
く超えたような過渡的運転条件を発生させてしまうこと
になる。設計者は、上記したような不可避的にサージマ
ージンが減少しても、常にサージマージンに余裕を持た
せておくことが要求される。定常状態でのサージマージ
ンを改善すると、上記圧縮機作動ラインの定格水準にお
いて、上記圧縮機とエンジン効率とを低下させてしまう
といった不都合をもたらしてしまうことが知られてい
た。これとは逆に、効率を向上させると上記サージマー
ジンが減少してしまうことになっていた。
【００１５】本発明は、上記圧縮機作動ラインの定格水
準において、上記圧縮機効率を全く、あるいはほとんど
低下させずに上記圧縮機のサージマージンを改善すると
いった、特殊かつ通常では得られないような所望の効果
を発揮するものである。実験的な検討では、サージマー
ジンは、著しく改善でき、かつ、効率もわずかながら改
善されることが見いだされた。
準において、上記圧縮機効率を全く、あるいはほとんど
低下させずに上記圧縮機のサージマージンを改善すると
いった、特殊かつ通常では得られないような所望の効果
を発揮するものである。実験的な検討では、サージマー
ジンは、著しく改善でき、かつ、効率もわずかながら改
善されることが見いだされた。
【００１６】図３、図４及び図５には、本発明の固定ス
テータベーンを示す。図３には、本発明のステータベー
ンを示す。上記ベーンは、翼型部分７０と、一体となっ
た内側と外側の各プラットフォーム７２、７４とを有し
ている。上記内側プラットフォームのフック７６は、上
記ベーンにエアシールを取り付けるために備えられてい
る。上記エアシールは、本発明には関連がないので図示
してはいない。上記外側プラットフォームの足７８は、
上記ケースアッセンブリ（図１参照）に上記ベーンを取
り付けるための手段となっている。
テータベーンを示す。図３には、本発明のステータベー
ンを示す。上記ベーンは、翼型部分７０と、一体となっ
た内側と外側の各プラットフォーム７２、７４とを有し
ている。上記内側プラットフォームのフック７６は、上
記ベーンにエアシールを取り付けるために備えられてい
る。上記エアシールは、本発明には関連がないので図示
してはいない。上記外側プラットフォームの足７８は、
上記ケースアッセンブリ（図１参照）に上記ベーンを取
り付けるための手段となっている。
【００１７】図３に示すように、上記翼型領域は、さら
に翼前縁８０と、翼後縁８２と、上記翼型と上記内側プ
ラットフォームとの連結部となっている根本８４と、上
記翼型と上記外側プラットフォームとの連結部となって
いる先端部８８とを有している。図４には、仮想的な翼
弦線９０が、上記翼前縁８０から上記翼後縁８２にまで
延ばされている。この翼弦線の長さを、翼型の翼弦長と
する。上記翼型は、曲面すなわち、キャンバが付けられ
ており、その一方の面は、正圧面１００と呼ばれ、この
正圧面１００は、凹面形状を有している。反対側の面
は、負圧面１０２と呼ばれており、この負圧面１０２
は、凸面となっている。平均キャンバライン１０４は、
上記正圧面と上記負圧面との中間点を、上記平均キャン
バラインが垂直となるようにこの中間点を連結したライ
ンである。翼型曲面は、そのキャンバ１０６によって定
量化されるが、その際のキャンバとは、上記翼弦線から
上記平均キャンバラインまでの最大離間幅１０６として
定義される。キャンバは、多くの場合、翼弦長に対する
パーセントとして表示される。上記翼型幅１０８は、上
記根本から上記先端部までの上記翼型に沿った長さを示
す。
に翼前縁８０と、翼後縁８２と、上記翼型と上記内側プ
ラットフォームとの連結部となっている根本８４と、上
記翼型と上記外側プラットフォームとの連結部となって
いる先端部８８とを有している。図４には、仮想的な翼
弦線９０が、上記翼前縁８０から上記翼後縁８２にまで
延ばされている。この翼弦線の長さを、翼型の翼弦長と
する。上記翼型は、曲面すなわち、キャンバが付けられ
ており、その一方の面は、正圧面１００と呼ばれ、この
正圧面１００は、凹面形状を有している。反対側の面
は、負圧面１０２と呼ばれており、この負圧面１０２
は、凸面となっている。平均キャンバライン１０４は、
上記正圧面と上記負圧面との中間点を、上記平均キャン
バラインが垂直となるようにこの中間点を連結したライ
ンである。翼型曲面は、そのキャンバ１０６によって定
量化されるが、その際のキャンバとは、上記翼弦線から
上記平均キャンバラインまでの最大離間幅１０６として
定義される。キャンバは、多くの場合、翼弦長に対する
パーセントとして表示される。上記翼型幅１０８は、上
記根本から上記先端部までの上記翼型に沿った長さを示
す。
【００１８】本発明によれば、上記翼型の上記翼弦が変
化している。上記翼弦長は、根本での第一の値から、上
記根本と上記先端部の翼幅中間位置１１０で、前記第一
の値より大きな第二の値にまで増加して行くようになっ
ており、これにより上記翼型が圧縮機に取り付けられた
状態において、上記根本から翼幅方向に距離が増加する
につれて、上記翼後縁が、より上記圧縮機の排出部に近
接するようになっている。上記根本と翼幅の中間位置と
の間の上記翼型部分を、翼型の狭窄翼弦長部分又は、可
変翼弦長部分と呼ぶ。上記翼弦長は、上記翼幅中間位置
から上記先端まではほぼ一定とされている。上記翼型の
翼前縁は、エンジンに取り付けられた状態では、図１及
び図３の側面立面図に示されているように、一般には径
方向に向くように沿っている。しかしながら、本発明で
は、正面立面図として見た場合に、翼前縁が周方向に傾
けられているような翼型を使用することもできる。この
ような翼型の一例は、ワインゴールド(Weingold)らに付
与され、本願と同一の譲受人に係わる米国特許第５、０
８８、８９２号に開示のものを挙げることができる。
化している。上記翼弦長は、根本での第一の値から、上
記根本と上記先端部の翼幅中間位置１１０で、前記第一
の値より大きな第二の値にまで増加して行くようになっ
ており、これにより上記翼型が圧縮機に取り付けられた
状態において、上記根本から翼幅方向に距離が増加する
につれて、上記翼後縁が、より上記圧縮機の排出部に近
接するようになっている。上記根本と翼幅の中間位置と
の間の上記翼型部分を、翼型の狭窄翼弦長部分又は、可
変翼弦長部分と呼ぶ。上記翼弦長は、上記翼幅中間位置
から上記先端まではほぼ一定とされている。上記翼型の
翼前縁は、エンジンに取り付けられた状態では、図１及
び図３の側面立面図に示されているように、一般には径
方向に向くように沿っている。しかしながら、本発明で
は、正面立面図として見た場合に、翼前縁が周方向に傾
けられているような翼型を使用することもできる。この
ような翼型の一例は、ワインゴールド(Weingold)らに付
与され、本願と同一の譲受人に係わる米国特許第５、０
８８、８９２号に開示のものを挙げることができる。
【００１９】上記可変翼弦長を使用したことによるサー
ジマージンの改善は、少なくともその一部は、図６と図
７とに示されるように、上記圧縮機の流路を通る上記空
気流の軸方向速度を径方向に再分散させることによるも
のである。
ジマージンの改善は、少なくともその一部は、図６と図
７とに示されるように、上記圧縮機の流路を通る上記空
気流の軸方向速度を径方向に再分散させることによるも
のである。
【００２０】図６は、従来の翼型を有する圧縮機の吐出
部での翼型幅間の位置をパーセントで表したものに対し
て、軸方向速度を解析的に見積もった値を示したもので
ある。上記圧縮機は、１１段の回転ブレードと、１２段
の非回転のステータベーン段とを有してなり、かつ、非
回転のステータベーン段の中の４段のベーンは、可変ベ
ーンとされていて、残りの８段は、固定ステータベーン
となっている。図には、定格作動ラインと、上記定格作
動ラインを１１％上回った作動ラインの双方を図示して
ある。上記の図によれば、従来の翼型では、軸方向速度
が、およそ上記翼型根本で最大となり、かつ、上記先端
部に向かって減少していることが示されている。翼型幅
が増加することによる上記軸方向速度の減少は、特に作
動ラインが上昇した場合に顕著になっている。なお、上
図においては、軸方向速度としてフィート／ｓｅｃ（フ
ィートは約０．３０４８ｍ）を用いている。
部での翼型幅間の位置をパーセントで表したものに対し
て、軸方向速度を解析的に見積もった値を示したもので
ある。上記圧縮機は、１１段の回転ブレードと、１２段
の非回転のステータベーン段とを有してなり、かつ、非
回転のステータベーン段の中の４段のベーンは、可変ベ
ーンとされていて、残りの８段は、固定ステータベーン
となっている。図には、定格作動ラインと、上記定格作
動ラインを１１％上回った作動ラインの双方を図示して
ある。上記の図によれば、従来の翼型では、軸方向速度
が、およそ上記翼型根本で最大となり、かつ、上記先端
部に向かって減少していることが示されている。翼型幅
が増加することによる上記軸方向速度の減少は、特に作
動ラインが上昇した場合に顕著になっている。なお、上
図においては、軸方向速度としてフィート／ｓｅｃ（フ
ィートは約０．３０４８ｍ）を用いている。
【００２１】図７は、上記した８段の固定ベーン段のう
ちの最初の連続した７段を本発明のベーンとした圧縮機
について、その軸方向に流れる速度について同様のこと
を行った場合の結果を示したものである。作動ラインを
通常の１３％と２６％まで上昇させたものの他、定格の
作動ラインについても見積もりを行った（作動ラインを
１１％まで上昇させた場合のラインは、図６と直接比較
して補間した速度を用いた）。図によると、可変翼弦長
を有する翼型は、径方向に上記軸方向の空気流速を再分
散させて、その軸方向速度を、上記した従来法の翼型で
得られる速度に比べて、上記翼型根本部でより低速と
し、かつ、上記先端部、すなわち、流路の外壁近傍でよ
り高速としている。
ちの最初の連続した７段を本発明のベーンとした圧縮機
について、その軸方向に流れる速度について同様のこと
を行った場合の結果を示したものである。作動ラインを
通常の１３％と２６％まで上昇させたものの他、定格の
作動ラインについても見積もりを行った（作動ラインを
１１％まで上昇させた場合のラインは、図６と直接比較
して補間した速度を用いた）。図によると、可変翼弦長
を有する翼型は、径方向に上記軸方向の空気流速を再分
散させて、その軸方向速度を、上記した従来法の翼型で
得られる速度に比べて、上記翼型根本部でより低速と
し、かつ、上記先端部、すなわち、流路の外壁近傍でよ
り高速としている。
【００２２】上記流路外壁近傍での流速向上の重要性
は、各回転ブレードと前記流路外壁との間の上記クリア
ランスギャップ２９（図１）の効果を考慮すると理解す
ることができる。すなわち各ブレードの正圧面に接した
空気は、上記ギャップを通して上記ブレードの負圧面に
漏れ出て、先端リーク渦(tip leakage vortex)を形成す
る。この先端リーク渦は、上記外壁近傍の空気流を部分
的に阻害する。上記した阻害は、上記作動ラインが上昇
するにつれてますます激しくなる。一方で上記ステータ
先端から離脱する軸方向空気流速が低い場合には、従来
のステータベーンの様に上記先端リーク渦に起因する阻
害作用を改善できず、かつ、上記ブレード先端部で空力
学的失速が生じる結果になる。上記先端部での失速は、
直ちに圧縮機のサージへと進行する。対照的に、本発明
のステータベーンを使用すると、上記ブレード先端での
軸方向速度が高められることになり、かつ、上記先端ク
リアランス渦、すなわち、上記先端リーク渦を改善する
ことができるようになる。
は、各回転ブレードと前記流路外壁との間の上記クリア
ランスギャップ２９（図１）の効果を考慮すると理解す
ることができる。すなわち各ブレードの正圧面に接した
空気は、上記ギャップを通して上記ブレードの負圧面に
漏れ出て、先端リーク渦(tip leakage vortex)を形成す
る。この先端リーク渦は、上記外壁近傍の空気流を部分
的に阻害する。上記した阻害は、上記作動ラインが上昇
するにつれてますます激しくなる。一方で上記ステータ
先端から離脱する軸方向空気流速が低い場合には、従来
のステータベーンの様に上記先端リーク渦に起因する阻
害作用を改善できず、かつ、上記ブレード先端部で空力
学的失速が生じる結果になる。上記先端部での失速は、
直ちに圧縮機のサージへと進行する。対照的に、本発明
のステータベーンを使用すると、上記ブレード先端での
軸方向速度が高められることになり、かつ、上記先端ク
リアランス渦、すなわち、上記先端リーク渦を改善する
ことができるようになる。
【００２３】図４と図５とを用いれば、上記可変翼弦長
翼型による上記流れ速度の再分散について、上記ベーン
によって加えられる流れ方向の変化から説明することが
できる。上記ベーンの一定翼弦長部分（図５）は、上記
流れをその流入方向ｄ１、軸方向に対する角度ａ１か
ら、脱出方向ｄ２、軸方向に対する角度ａ２へと曲げ
る。上記狭窄翼弦長部分（図４）は、上記流れを、方向
ｄ１から方向ｄ３へと軸方向に対する角度ａ３まで曲げ
る。上記狭窄翼弦長部分（図４）では、一定翼弦長部分
よりも曲率がより小さい、すなわちより小さなキャンバ
１０６を有しているので、上記翼型の根本付近の方向ｄ
３は、ｄ２よりも軸方向に対して大きくずれている。当
然、翼幅方向への位置については、上記根本部から離れ
るにつれて、方向ｄ３は、軸方向により近づいてきて、
位置１１０において方向ｄ２とｄ３とは同一となってい
る。上記した可変（狭窄）翼弦長部分は、上記した一定
翼弦長部分のように上記流れをを前記軸方向に向けて偏
向させないので、上記軸方向速度は、上記一定翼弦長部
分では増大することになり、上記圧縮機を流れる空気の
体積流量比が改善されることになる。
翼型による上記流れ速度の再分散について、上記ベーン
によって加えられる流れ方向の変化から説明することが
できる。上記ベーンの一定翼弦長部分（図５）は、上記
流れをその流入方向ｄ１、軸方向に対する角度ａ１か
ら、脱出方向ｄ２、軸方向に対する角度ａ２へと曲げ
る。上記狭窄翼弦長部分（図４）は、上記流れを、方向
ｄ１から方向ｄ３へと軸方向に対する角度ａ３まで曲げ
る。上記狭窄翼弦長部分（図４）では、一定翼弦長部分
よりも曲率がより小さい、すなわちより小さなキャンバ
１０６を有しているので、上記翼型の根本付近の方向ｄ
３は、ｄ２よりも軸方向に対して大きくずれている。当
然、翼幅方向への位置については、上記根本部から離れ
るにつれて、方向ｄ３は、軸方向により近づいてきて、
位置１１０において方向ｄ２とｄ３とは同一となってい
る。上記した可変（狭窄）翼弦長部分は、上記した一定
翼弦長部分のように上記流れをを前記軸方向に向けて偏
向させないので、上記軸方向速度は、上記一定翼弦長部
分では増大することになり、上記圧縮機を流れる空気の
体積流量比が改善されることになる。
【００２４】図８は、定格作動ライン水準でのサージマ
ージンと圧縮機効率との相関関係を示したものである。
斜線を付けたバンド１１２は、サージマージンを改善す
る際に、通常予測される効率低下を示したものである。
データポイント１１４、１１６、１１８は、可変翼型を
用いた場合と用いなかった場合の圧縮機の試験結果を示
したものである。実験の便宜上、上記複数の圧縮機は、
タービンエンジンに取り付けずに単体で試験を行った。
データポイント１１４は、従来の翼型を有する圧縮機、
すなわち、図６で示すような速度分布を有する圧縮機の
効率とサージマージンとを示している。ポイント１１８
は、本発明の固定翼型を７段有する圧縮機、すなわち、
速度プロファイルが図７で示される圧縮機の効率と、サ
ージマージンとを示したものである。ポイント１１６
は、８段のうちの連続した初めの４段の固定ステータベ
ーン段のステータベーンが、本発明のステータで構成さ
れている同様の圧縮機のデータを示したものである。最
後にデータポイント１１９は、データポイント１１８に
示した圧縮機をタービンエンジンに搭載して、その特性
を発揮させることによって単体で試験した結果が信頼で
きることを確認したものである。
ージンと圧縮機効率との相関関係を示したものである。
斜線を付けたバンド１１２は、サージマージンを改善す
る際に、通常予測される効率低下を示したものである。
データポイント１１４、１１６、１１８は、可変翼型を
用いた場合と用いなかった場合の圧縮機の試験結果を示
したものである。実験の便宜上、上記複数の圧縮機は、
タービンエンジンに取り付けずに単体で試験を行った。
データポイント１１４は、従来の翼型を有する圧縮機、
すなわち、図６で示すような速度分布を有する圧縮機の
効率とサージマージンとを示している。ポイント１１８
は、本発明の固定翼型を７段有する圧縮機、すなわち、
速度プロファイルが図７で示される圧縮機の効率と、サ
ージマージンとを示したものである。ポイント１１６
は、８段のうちの連続した初めの４段の固定ステータベ
ーン段のステータベーンが、本発明のステータで構成さ
れている同様の圧縮機のデータを示したものである。最
後にデータポイント１１９は、データポイント１１８に
示した圧縮機をタービンエンジンに搭載して、その特性
を発揮させることによって単体で試験した結果が信頼で
きることを確認したものである。
【００２５】図８から明らかなように、本発明のステー
タベーンは、バンド１１２で示されているような予測結
果とは逆に、サージマージンを改善するばかりではな
く、正常運転ライン付近において効率を低減させないこ
とが示されている。翼型における狭窄翼弦長部分での翼
弦長は、圧縮機効率の低下が上記圧縮機の定格の作動ラ
インの付近で検出できる程度に発生しないように減少さ
れている。定格の作動ラインよりも著しく高い作動ライ
ンでは、ある程度の効率低下は発生する。しかしながら
この低下は、上記した作動ラインが、通常では２つの安
定した運転条件が急速に変化すると言ったような場合に
一過的に生じるものであることから、特に問題となる訳
ではない。上記した上昇した作動ライン水準において、
短時間でも時間間隔をとるように運転すれば、通常に運
転している、又は定格作動ライン付近にある上記圧縮機
の定常状態特性には大きく影響を与えることはない。
タベーンは、バンド１１２で示されているような予測結
果とは逆に、サージマージンを改善するばかりではな
く、正常運転ライン付近において効率を低減させないこ
とが示されている。翼型における狭窄翼弦長部分での翼
弦長は、圧縮機効率の低下が上記圧縮機の定格の作動ラ
インの付近で検出できる程度に発生しないように減少さ
れている。定格の作動ラインよりも著しく高い作動ライ
ンでは、ある程度の効率低下は発生する。しかしながら
この低下は、上記した作動ラインが、通常では２つの安
定した運転条件が急速に変化すると言ったような場合に
一過的に生じるものであることから、特に問題となる訳
ではない。上記した上昇した作動ライン水準において、
短時間でも時間間隔をとるように運転すれば、通常に運
転している、又は定格作動ライン付近にある上記圧縮機
の定常状態特性には大きく影響を与えることはない。
【００２６】上記した説明は、ステータベーンについて
行ってきたが、本発明によって製造した圧縮機ブレード
も同様の有効な効果を有することが期待できる。図９
は、本発明による圧縮機ブレードを示したものである。
上記ブレードは、翼型領域１２０と、一体となった内側
プラットフォーム１２２とを有している。取り付け手段
１２４は、上記内側プラットフォームの径方向内側に取
り付けられており、これは、上記ブレードをロータに取
り付けるために備えられているものである。上記翼型領
域は、翼前縁１２６と、翼後縁１２８と、上記翼型と上
記内側プラットフォームとの連結部にある根本１３０
と、上記翼型の最外端にある先端部１３２とを有してい
る。図３のステータと同様に、上記翼型の翼弦長は、本
発明により改善されている。また、上記翼弦長は、およ
そ、根本部分の第一の値から、上記根本と上記先端部と
の翼幅中間位置１３４の第二の値にまで増加している。
上記翼弦長は、上記翼幅中間位置から上記先端部にかけ
て、ほぼ一定とされている。
行ってきたが、本発明によって製造した圧縮機ブレード
も同様の有効な効果を有することが期待できる。図９
は、本発明による圧縮機ブレードを示したものである。
上記ブレードは、翼型領域１２０と、一体となった内側
プラットフォーム１２２とを有している。取り付け手段
１２４は、上記内側プラットフォームの径方向内側に取
り付けられており、これは、上記ブレードをロータに取
り付けるために備えられているものである。上記翼型領
域は、翼前縁１２６と、翼後縁１２８と、上記翼型と上
記内側プラットフォームとの連結部にある根本１３０
と、上記翼型の最外端にある先端部１３２とを有してい
る。図３のステータと同様に、上記翼型の翼弦長は、本
発明により改善されている。また、上記翼弦長は、およ
そ、根本部分の第一の値から、上記根本と上記先端部と
の翼幅中間位置１３４の第二の値にまで増加している。
上記翼弦長は、上記翼幅中間位置から上記先端部にかけ
て、ほぼ一定とされている。
【００２７】上記翼型幅の５％から９５％の翼幅中間位
置では、いずれも良好な結果を与えるものと考えられる
が、本発明によって構成されたステータベーンの解析
的、かつ実験的な評価によれば、上記翼幅中間位置１１
０は、上記翼型幅の２５％から７５％の翼幅中間位置に
あることが好ましいことが示された。本発明を実施する
際の最良の実施例は、上記翼型幅の５０％の翼幅位置と
することによって得ることができる。図８のデータポイ
ント１１４、１１６、１１８、１１９に示されているよ
うに、可変された翼弦長を有する固定ベーン段の数が増
加すれば、上記サージマージンも増大している。
置では、いずれも良好な結果を与えるものと考えられる
が、本発明によって構成されたステータベーンの解析
的、かつ実験的な評価によれば、上記翼幅中間位置１１
０は、上記翼型幅の２５％から７５％の翼幅中間位置に
あることが好ましいことが示された。本発明を実施する
際の最良の実施例は、上記翼型幅の５０％の翼幅位置と
することによって得ることができる。図８のデータポイ
ント１１４、１１６、１１８、１１９に示されているよ
うに、可変された翼弦長を有する固定ベーン段の数が増
加すれば、上記サージマージンも増大している。
【００２８】いくつかの実施例によって示したように、
圧縮機サージを頻繁に生じさせるような圧縮段は、試験
や解析によって同定することができる。上記したような
場合、可変翼弦長を有する流れ配向要素の段の最初の１
つ以上の段を、上記した同定された段の上記圧縮機上流
側、すなわち入り口側に配設することが最も効果的であ
る。この様に配置することで、軸方向速度の径方向にお
ける再分散が長期間にわたって、軸方向にわたって、良
好に、安定的に行うことが確実となる。
圧縮機サージを頻繁に生じさせるような圧縮段は、試験
や解析によって同定することができる。上記したような
場合、可変翼弦長を有する流れ配向要素の段の最初の１
つ以上の段を、上記した同定された段の上記圧縮機上流
側、すなわち入り口側に配設することが最も効果的であ
る。この様に配置することで、軸方向速度の径方向にお
ける再分散が長期間にわたって、軸方向にわたって、良
好に、安定的に行うことが確実となる。
【００２９】上記実験結果を解析することにより、さら
に、翼弦長の第一の値（根本部での値）の翼弦長の第二
の値（翼幅中間位置での値）に対する比は、０．７から
０．９の範囲、すなわち、上記根本の翼弦長は、最大翼
弦長の７０％から９０％であることが好適であることが
わかった。また、本発明の実施するために最良の値は、
０．８であった。
に、翼弦長の第一の値（根本部での値）の翼弦長の第二
の値（翼幅中間位置での値）に対する比は、０．７から
０．９の範囲、すなわち、上記根本の翼弦長は、最大翼
弦長の７０％から９０％であることが好適であることが
わかった。また、本発明の実施するために最良の値は、
０．８であった。
【００３０】本発明は、ガスタービンエンジンの軸流圧
縮機を例にとって説明を加えてきたが、本発明は、遠心
圧縮機といったいかなる用途にも使用できるブレード付
き圧縮機に対して利用することができる。さらには、本
発明は、本発明によってサージマージンを増大させるこ
とが必須ではない、通常では十分なサージマージンで運
転されているタービンにおいても当然ながら利用できる
ものである。
縮機を例にとって説明を加えてきたが、本発明は、遠心
圧縮機といったいかなる用途にも使用できるブレード付
き圧縮機に対して利用することができる。さらには、本
発明は、本発明によってサージマージンを増大させるこ
とが必須ではない、通常では十分なサージマージンで運
転されているタービンにおいても当然ながら利用できる
ものである。
【００３１】
【発明の効果】本発明は、航空機用ガスタービンエンジ
ンための軸流圧縮機における、少なくともいくつかの固
定段におけるステータベーンとして用いる場合に特に効
果的である。また、本発明の第一の効果は、圧縮機の定
常状態での効率を低下させずに上記圧縮機のサージマー
ジンを増加させることができることにある。
ンための軸流圧縮機における、少なくともいくつかの固
定段におけるステータベーンとして用いる場合に特に効
果的である。また、本発明の第一の効果は、圧縮機の定
常状態での効率を低下させずに上記圧縮機のサージマー
ジンを増加させることができることにある。
【図１】図１は、いくつかの段を選択して本発明の流れ
配向要素を取り付けたタービンエンジン用の軸流圧縮機
の断面を、簡略化して示した側面立面図である。
配向要素を取り付けたタービンエンジン用の軸流圧縮機
の断面を、簡略化して示した側面立面図である。
【図２】図２は、定格作動ラインと、性能が低下した作
動ラインと、サージ限界とを示した圧縮機特性線図の概
略図を示した図である。
動ラインと、サージ限界とを示した圧縮機特性線図の概
略図を示した図である。
【図３】図３は、本発明の圧縮機用固定ステータベーン
の側面立面図である。
の側面立面図である。
【図４】図４は、図３のライン４−４で切断して示した
断面図であり、上記ステータベーンの翼弦長が一定であ
る部分の代表的な断面を示した図である。
断面図であり、上記ステータベーンの翼弦長が一定であ
る部分の代表的な断面を示した図である。
【図５】図５は、図３のライン５−５で切断して示した
断面図であり、上記ステータベーンの翼弦長が変化して
いる部分の代表的な断面を示した図である。
断面図であり、上記ステータベーンの翼弦長が変化して
いる部分の代表的な断面を示した図である。
【図６】図６は、従来の翼型による圧縮機内での軸流速
度の径方向分布を示した図であり、定格作動ライン上で
の運転と上昇した作動ラインでの運転の双方の場合が示
されている。
度の径方向分布を示した図であり、定格作動ライン上で
の運転と上昇した作動ラインでの運転の双方の場合が示
されている。
【図７】図７は、本発明の固定ステータを用いた場合の
圧縮機内での軸流速度の径方向分布を示した図であり、
正常作動ライン上での運転と上昇した作動ラインでの運
転の双方の場合が示されている。
圧縮機内での軸流速度の径方向分布を示した図であり、
正常作動ライン上での運転と上昇した作動ラインでの運
転の双方の場合が示されている。
【図８】図８は、サージマージンを改善した場合に通常
予測される圧縮機効率の低下を示したグラフであり、本
発明によりサージマージンを改善しても効率が維持でき
ることを示した図である。
予測される圧縮機効率の低下を示したグラフであり、本
発明によりサージマージンを改善しても効率が維持でき
ることを示した図である。
【図９】図９は、本発明による圧縮ブレードの側面立面
図を示した図である。
図を示した図である。
１０…軸流圧縮機 １２…非回転のステータベーン １４…回転ブレード １６…プラットフォーム １８…プラットフォーム ２０…圧縮機流路の内側壁 ２４…圧縮機ケースアッセンブリ ２５…外側プラットフォーム ２６…外側壁
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ブルース ピー．ビーダーマン アメリカ合衆国，コネチカット，メリデ ン，メリデン アベニュー ４ (72)発明者 アーロン ジェイ．グレイクスナー アメリカ合衆国，ペンシルヴェニア，フィ ラデルフィア，ナンバー 610，ローカス ト ストリート 2429 (72)発明者 チャド ジェイ．イェトカ アメリカ合衆国，フロリダ，ウェスト パ ーム ビーチ，ザ ポインテ 1334
Claims (7)
- 【請求項１】 翼前縁と、翼後縁と、根本と先端とを備
えたキャンバした翼型部分を有するガスタービンエンジ
ン用の流れ配向制御要素において、前記翼型部分の翼弦
長は、根本近傍の第一の値から前記根本と前記先端との
間の翼幅中間位置での第二の値まで増加されており、さ
らに、前記翼弦長は、前記翼幅中間位置から前記先端部
分までは一定とされていることを特徴とする流れ配向制
御要素。 - 【請求項２】 前記翼幅中間位置は、翼型幅の５％から
９５％、より好ましくは２５％から７５％の範囲に設け
られていることを特徴とする請求項１に記載の流れ配向
制御要素。 - 【請求項３】 前記翼幅中間位置は、前記翼型幅の略５
０％位置に設けられていることを特徴とする請求項１に
記載の流れ配向制御要素。 - 【請求項４】 前記第一の値の前記第二の値に対する比
は、０．７から０．９であることを特徴とする請求項１
に記載の流れ配向要素。 - 【請求項５】 前記第一の値の前記第二の値に対する比
は、略０．８であることを特徴とする請求項１に記載の
流れ配向要素。 - 【請求項６】 前記流れ配向要素は、ステータベーンで
あることを特徴とする請求項１に記載の流れ配向要素。 - 【請求項７】 ガスタービンエンジン用の軸流圧縮機に
おいて、前記圧縮機は、少なくとも１つの非回転のステ
ータベーン段と、少なくとも１つのブレード段とを有し
ており、前記ブレード段は、長軸を中心として回転可能
とされ、少なくとも一つのステータベーン段のステータ
ベーンは、可変ステータベーンであり、その残りのステ
ータベーン段は、固定ステータベーン段であって、少な
くとも一つの固定ステータベーン段の固定ステータベー
ンの前記翼型部分の翼弦長は、前記根本近傍の第一の値
から前記根本と前記先端との間の翼幅中間位置での第二
の値まで増加されており、さらに前記翼幅中間位置から
前記先端部分までは一定とされていることを特徴とする
ガスタービン用軸流圧縮機。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/459,986 US6375419B1 (en) | 1995-06-02 | 1995-06-02 | Flow directing element for a turbine engine |
| US08/459986 | 1995-06-02 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09105310A true JPH09105310A (ja) | 1997-04-22 |
| JP3890094B2 JP3890094B2 (ja) | 2007-03-07 |
Family
ID=23826948
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13980996A Expired - Fee Related JP3890094B2 (ja) | 1995-06-02 | 1996-06-03 | ガスタービンエンジン用流れ配向制御要素及び軸流圧縮機 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6375419B1 (ja) |
| EP (1) | EP0745755B1 (ja) |
| JP (1) | JP3890094B2 (ja) |
| DE (1) | DE69601283T2 (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005291211A (ja) * | 2004-04-01 | 2005-10-20 | General Electric Co <Ge> | 振動数調整圧縮機ステータブレード及び関連する方法 |
| JP2007051642A (ja) * | 2005-08-16 | 2007-03-01 | General Electric Co <Ge> | 誘起される振動が少ないエーロフォイル及び該エーロフォイルを備えるガスタービンエンジン |
| WO2007126183A1 (en) * | 2006-05-03 | 2007-11-08 | Seung Ha Yoo | Gyro axial flow turbine compressor |
| JP2008501091A (ja) * | 2004-06-01 | 2008-01-17 | ボルボ エアロ コーポレイション | ガスタービン圧縮システム及びコンプレッサ構造部 |
| WO2012090269A1 (ja) * | 2010-12-27 | 2012-07-05 | 三菱重工業株式会社 | 翼体および回転機械 |
| US10480532B2 (en) | 2014-08-12 | 2019-11-19 | Ihi Corporation | Compressor stator vane, axial flow compressor, and gas turbine |
Families Citing this family (47)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19722353A1 (de) * | 1997-05-28 | 1998-12-03 | Klein Schanzlin & Becker Ag | Kreiselpumpe mit einer Einlaufleiteinrichtung |
| DE10027084C2 (de) * | 2000-05-31 | 2002-07-18 | Honda Motor Co Ltd | Leitschaufel und Leitschaufelkaskade für einen Axialverdichter |
| JP2002213206A (ja) * | 2001-01-12 | 2002-07-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンにおける翼構造 |
| US6682301B2 (en) * | 2001-10-05 | 2004-01-27 | General Electric Company | Reduced shock transonic airfoil |
| US6871487B2 (en) * | 2003-02-14 | 2005-03-29 | Kulite Semiconductor Products, Inc. | System for detecting and compensating for aerodynamic instabilities in turbo-jet engines |
| US7011494B2 (en) * | 2004-02-04 | 2006-03-14 | United Technologies Corporation | Dual retention vane arm |
| 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 |
| DE102004036594A1 (de) * | 2004-07-28 | 2006-03-23 | Mtu Aero Engines Gmbh | Strömungsstruktur für eine Gasturbine |
| US7159401B1 (en) * | 2004-12-23 | 2007-01-09 | Kulite Semiconductor Products, Inc. | System for detecting and compensating for aerodynamic instabilities in turbo-jet engines |
| US7249928B2 (en) * | 2005-04-01 | 2007-07-31 | General Electric Company | Turbine nozzle with purge cavity blend |
| WO2008087670A1 (en) * | 2007-01-17 | 2008-07-24 | Ansaldo Energia S.P.A. | Turbogas system multistage compressor |
| FR2940374B1 (fr) * | 2008-12-23 | 2015-02-20 | Snecma | Carter de compresseur a cavites optimisees. |
| GB201108001D0 (en) * | 2011-05-13 | 2011-06-29 | Rolls Royce Plc | A method of reducing asymmetric fluid flow effect in a passage |
| US8424313B1 (en) | 2012-01-31 | 2013-04-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine mid turbine frame with flow turning features |
| EP2696042B1 (de) * | 2012-08-09 | 2015-01-21 | MTU Aero Engines GmbH | Strömungsmaschine mit mindestens einem Leitschaufelkranz |
| EP2746534B1 (de) | 2012-12-19 | 2019-07-31 | MTU Aero Engines AG | Stator- und/oder Rotorstufe einer Strömungsmaschine, sowie zugehörige Gasturbine |
| EP3108109B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-09-13 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine fan blade |
| WO2015175073A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015175052A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015175058A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108110B1 (en) | 2014-02-19 | 2020-04-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015126824A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US9567858B2 (en) | 2014-02-19 | 2017-02-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3114321B1 (en) | 2014-02-19 | 2019-04-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US10465702B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-11-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015126454A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015126450A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US10519971B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-12-31 | 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 |
| EP3108101B1 (en) | 2014-02-19 | 2022-04-20 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015126715A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108106B1 (en) | 2014-02-19 | 2022-05-04 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US10605259B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US10502229B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108113A4 (en) | 2014-02-19 | 2017-03-15 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US10590775B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-03-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US10393139B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108116B1 (en) | 2014-02-19 | 2024-01-17 | RTX Corporation | Gas turbine engine |
| US11428241B2 (en) * | 2016-04-22 | 2022-08-30 | Raytheon Technologies Corporation | System for an improved stator assembly |
| JP7116459B2 (ja) * | 2017-10-05 | 2022-08-10 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | ダクテッドファン、マルチコプタ、垂直離着陸機、ｃｐｕ冷却用ファン及びラジエータ冷却用ファン |
| US10822981B2 (en) | 2017-10-30 | 2020-11-03 | General Electric Company | Variable guide vane sealing |
| US10815821B2 (en) | 2018-08-31 | 2020-10-27 | General Electric Company | Variable airfoil with sealed flowpath |
| KR102207971B1 (ko) * | 2019-06-21 | 2021-01-26 | 두산중공업 주식회사 | 터빈 베인, 및 이를 포함하는 터빈 |
| IT202000005146A1 (it) * | 2020-03-11 | 2021-09-11 | Ge Avio Srl | Motore a turbina con profilo aerodinamico avente alta accelerazione e bassa curva di paletta |
| US11686210B2 (en) | 2021-03-24 | 2023-06-27 | General Electric Company | Component assembly for variable airfoil systems |
| US20240011407A1 (en) * | 2022-07-07 | 2024-01-11 | General Electric Company | Turbine engine with a rotating blade having a fin |
Family Cites Families (34)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2302054A (en) | 1942-11-17 | Automatic variable pitch sheet met | ||
| US1142915A (en) | 1914-01-30 | 1915-06-15 | John L Scott | Propeller. |
| US1288360A (en) | 1916-11-06 | 1918-12-17 | Ludwig W Zaar | Turbine. |
| US1352877A (en) | 1917-02-13 | 1920-09-14 | Esercizio Bacini Soc | Marine propeller |
| DE433183C (de) * | 1924-05-16 | 1926-08-24 | Erste Bruenner Maschinen Fab | Schaufeln fuer achsiale Dampf- oder Gasturbinen |
| DE434405C (de) | 1925-01-06 | 1926-09-25 | Alsacienne Constr Meca | Laufschaufel fuer Dampf- oder Gasturbinen |
| US1806345A (en) | 1929-03-19 | 1931-05-19 | Ole G Halvorsen | Screw propeller |
| GB479342A (en) | 1935-07-17 | 1938-02-01 | Albert Betz | Improvements in and relating to high output blowers having helical blades |
| US2355413A (en) | 1942-01-21 | 1944-08-08 | Gen Electric | Elastic fluid turbine blading |
| US2460902A (en) | 1945-03-09 | 1949-02-08 | Vornado Trust | Propeller |
| US2551371A (en) | 1949-07-22 | 1951-05-01 | Guy M Grigg | Thrust stabilizer for outboard motors |
| US2801790A (en) | 1950-06-21 | 1957-08-06 | United Aircraft Corp | Compressor blading |
| US2746672A (en) * | 1950-07-27 | 1956-05-22 | United Aircraft Corp | Compressor blading |
| US2938662A (en) | 1953-03-24 | 1960-05-31 | Daimler Benz Ag | Turbo compressor |
| US2795394A (en) * | 1954-01-26 | 1957-06-11 | William R Slivka | Turbine blade arrangement |
| GB916672A (en) * | 1959-12-23 | 1963-01-23 | Prvni Brnenska Strojirna Zd Y | Improvements in and relating to exhaust gas turbines |
| GB1070480A (en) * | 1966-02-01 | 1967-06-01 | Rolls Royce | Aerofoil shaped blade for a fluid flow machine such as a gas turbine engine |
| US3652182A (en) * | 1970-04-01 | 1972-03-28 | Mikhail Efimovich Deich | Turboseparator for polyphase fluids and turbine incorporating said turboseparator |
| GB1419381A (en) | 1972-03-09 | 1975-12-31 | Rolls Royce | Fan for gas turbine engines |
| CS175720B1 (ja) * | 1974-04-01 | 1977-05-31 | ||
| US4012172A (en) | 1975-09-10 | 1977-03-15 | Avco Corporation | Low noise blades for axial flow compressors |
| CA1034509A (en) * | 1975-10-14 | 1978-07-11 | John Korta | Vane rotator assembly for a gas turbine |
| JPS5447907A (en) * | 1977-09-26 | 1979-04-16 | Hitachi Ltd | Blading structure for axial-flow fluid machine |
| US4195396A (en) * | 1977-12-15 | 1980-04-01 | Trw Inc. | Method of forming an airfoil with inner and outer shroud sections |
| US4621979A (en) | 1979-11-30 | 1986-11-11 | United Technologies Corporation | Fan rotor blades of turbofan engines |
| US4682935A (en) * | 1983-12-12 | 1987-07-28 | General Electric Company | Bowed turbine blade |
| US4801243A (en) | 1985-12-28 | 1989-01-31 | Bird-Johnson Company | Adjustable diameter screw propeller |
| US4741667A (en) | 1986-05-28 | 1988-05-03 | United Technologies Corporation | Stator vane |
| US4919593A (en) * | 1988-08-30 | 1990-04-24 | Westinghouse Electric Corp. | Retrofitted rotor blades for steam turbines and method of making the same |
| US5088892A (en) | 1990-02-07 | 1992-02-18 | United Technologies Corporation | Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine |
| US5209643A (en) | 1991-03-27 | 1993-05-11 | The Cessna Aircraft Company | Tapered propeller blade design |
| US5215432A (en) * | 1991-07-11 | 1993-06-01 | United Technologies Corporation | Stator vane damper |
| DE4228879A1 (de) * | 1992-08-29 | 1994-03-03 | Asea Brown Boveri | Axialdurchströmte Turbine |
| US5292230A (en) * | 1992-12-16 | 1994-03-08 | Westinghouse Electric Corp. | Curvature steam turbine vane airfoil |
-
1995
- 1995-06-02 US US08/459,986 patent/US6375419B1/en not_active Expired - Lifetime
-
1996
- 1996-05-29 DE DE69601283T patent/DE69601283T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1996-05-29 EP EP96303858A patent/EP0745755B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1996-06-03 JP JP13980996A patent/JP3890094B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005291211A (ja) * | 2004-04-01 | 2005-10-20 | General Electric Co <Ge> | 振動数調整圧縮機ステータブレード及び関連する方法 |
| JP4711717B2 (ja) * | 2004-04-01 | 2011-06-29 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 振動数調整圧縮機ステータブレード及び関連する方法 |
| JP2008501091A (ja) * | 2004-06-01 | 2008-01-17 | ボルボ エアロ コーポレイション | ガスタービン圧縮システム及びコンプレッサ構造部 |
| JP4918034B2 (ja) * | 2004-06-01 | 2012-04-18 | ボルボ エアロ コーポレイション | ガスタービン圧縮システム及びコンプレッサ構造部 |
| JP2007051642A (ja) * | 2005-08-16 | 2007-03-01 | General Electric Co <Ge> | 誘起される振動が少ないエーロフォイル及び該エーロフォイルを備えるガスタービンエンジン |
| WO2007126183A1 (en) * | 2006-05-03 | 2007-11-08 | Seung Ha Yoo | Gyro axial flow turbine compressor |
| WO2012090269A1 (ja) * | 2010-12-27 | 2012-07-05 | 三菱重工業株式会社 | 翼体および回転機械 |
| CN103237958A (zh) * | 2010-12-27 | 2013-08-07 | 三菱重工业株式会社 | 叶身及旋转机械 |
| US10480532B2 (en) | 2014-08-12 | 2019-11-19 | Ihi Corporation | Compressor stator vane, axial flow compressor, and gas turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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