JPH10502150A - 回転機械の圧縮領域のための流れ配向アッセンブリ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 軸流圧縮機の作動流体の流路を径方向において規制している内側及び／又は外側円筒壁は、波打った形状を有している。翼の前縁端の交差部では、上記壁は、凸形の形状をしており（５４）ついで、上記翼の最大厚領域において凹形の形状（５８）とされているとともに、上記翼の後縁端との交差部において、再度凸形の形状（５６）とされている。上記翼は、ロータブレード又はステータベーンのいづれにも使用することができる。

Description

【発明の詳細な説明】 回転機械の圧縮領域のための流れ配向アッセンブリ 技術分野 本発明は、ロータアセンブリやステータアッセンブリを備えた圧縮領域を有す る回転機械に関する。より詳細には、本発明は、内側壁と外側壁と、によって境 界づけられる翼列に関する。本発明は、上記機械の軸方向に延びた圧縮領域ばか りではなく、他の設計の回転機械に対しても応用することができる。上記圧縮領 域は、回転機械の単一の圧縮機又は複数の圧縮機として参照される。 発明の背景 ガスタービンエンジンは、そのエンジンの回転軸Ｒを中心として配設され、上 記軸に沿って延びた圧縮領域を有する回転機械の一つの例である。上記ガスター ビンエンジンは、上記圧縮領域の下流に燃焼領域と、タービン領域と、を有して いる。上記それぞれの領域は、上記中心軸Ｒを中心として配設されている。作動 媒体ガスの環状流路は、上記エンジンの複数の領域を通じて流れて行くようにさ れている。 上記作動媒体ガスは、上記圧縮領域において圧縮され、ディフューズされる。 燃料は、上記燃焼領域で上記作動媒体ガスに混合されて燃焼され、上記ガスにエ ネルギーを加える。この加熱、加圧され たガスは、上記タービン領域を通して膨脹して推進力となる推力を発生させてい るとともに、上記エンジンの上記軸を中心として上記タービンを駆動させて、一 つ以上のタービンにより上記ガスからエネルギーを抽出している。 ロータシャフトは、上記エンジン内において軸方向に延びていて、上記タービ ンへと上記圧縮領域の部品を回転することができるように取り付けられている。 それぞれのタービンは、上記膨脹作動媒体ガスによって上記中心軸Ｒを中心とし て駆動されているとともに、上記軸を中心として上記圧縮領域内の回転部品を駆 動している。上記圧縮領域の複数の上記回転部品は、流れ込んでくるガスに作用 して上記ガスを加圧させるようになっている。 ターボファンガスタービンエンジンにおいては、上記圧縮領域は、３つの圧縮 機が軸方向に配置されており、流入ガスの圧力を増加させるようになっている。 上記圧縮機は、それぞれファン圧縮機と、低圧圧縮機と、高圧圧縮機と、呼ばれ る。 それぞれの圧縮機は、外側壁と、内側壁と、を有しており、それぞれが上記作 動媒体ガスの流路を画成している。上記回転部品は、上記作動媒体流路を横切っ て外側に延び、上記外側壁に近接する複数のロータブレード列を有している。ロ ータブレード列と交互に、複数の圧縮機ベーン列が配設されている。それぞれの 圧縮機ベーンは、上記外側壁と上記内側壁の間に延び、かつ、上記作動媒体ガス の流路を横切って延びた翼を有している。上記ベーンのそれぞれの翼は、上記ロ ータ段から排出され、上記ガスが互いに隣接したロータ段にはいる前、又は、上 記圧縮機のディフューザ領域に入る前に上記作動媒体ガスの角速度成分を調節し ている。 上記構成は、フィンク(Fink)に付与された米国特許第２，９３４，１５０号、 名称“プレッシャー形状スピンナ”に示されているターボプロップの構成とは極 めて異なっている。ターボプロップ構成は、プロペラの回りに周方向に延びた外 側壁を有していない。また、プロペラの空力的設計は、外側壁に取り囲まれた圧 縮機の翼についての空力的設計とは極めて異なっている。 フィンクは、凹部を有する内側壁の形状が、上記プロペラと上記スピンナとの 連結部での抵抗を低減させることができることを示している。フィンクは、局所 的な流れ分離を軽減させることで、この手法がターボ機械のブレードにも使用で きることを示唆している。しかしながら、内側壁にのみ境界を持つ翼列を有する ターボブロップ（境界のないカスケード）と内側壁と、外側壁と、に境界を持つ 翼列（境界づけられたカスケード）の間には、著しい空力的性能の相違がある。 境界を持つカスケードについていえば、多くの従来技術が存在しており、上記 内側壁又は上記外側壁が、空力的に配慮された形状とされている。上記空力的配 慮としては、例えば、上記翼の空力的効 率、上記翼列を上記ガスが通過して行く際に上記ガスが受ける流れ損失と、上記 列に特有のチョークフローと、を挙げることができる。上記チョークフロー特性 とは、上記複数の翼を備えた列を通過した際の圧力比をいい、チヨークフローが 生じている下では、圧力比は、上記列を通過しても増加しない。 境界を有するカスケードの例は、ハウザマン(Hausamman)による米国特許第２ ，７３５，６１２号、名称“圧縮機及びディフューザのためのブレード通路構成 ”に開示されており、上記作動媒体ガスの上記流路内に複数の突き出しが備えら れていて、上記翼に隣接して凹−凸のある壁流路が得られている。米国特許第２ ，８４６，１３７号、名称“軸流ターボ機械の構成”は、スミスに付与されてお り、ここでは、上記翼の端部壁における上記流路が、凸−凹形状又は凹−凸形状 とされている。ハウザマンに付与された米国特許第２，９１８，２５４号では、 上記翼の正圧側から負圧側にまで、上記端壁上に延びた突き出し部が開示されて おり、この突き出し部は後方へと延ばされている。シュワー(Schwaar)に付与さ れた米国特許第２，９５５，７４７号、名称“超音速軸流圧縮機”は、互いに角 度が付けられた隣接段端部壁を有する互いに隣接したロータ段が開示されている 。ウオルシュ(Walsh)に付与された米国特許第４，３７１，３１１号、名称“軸 流回転機械のための圧縮領域”では、上記ロータ段と、上記ステータ段と、につ いて曲線とされた端部壁が開示されており、凹−凸領域が、上記翼段の流路上流 側及び下流側の上記端部壁領域において形成されている。ドイツ国特許第５７９ ９ ８９号、名称“軸負荷スチームのブレード又はヘッドリング無しのガスタービン のブレード”では、上記翼の前縁端部で凹形領域又は凸形領域のいづれかの領域 を備えた角度が付けられた流路が開示されている。英国特許第５９６，７８４号 、名称“弾性流体タービンに関する改善”では、曲線の端部壁を有する翼が開示 されている。 境界を有するカスケードの上記構成は、その多くが上記端部壁に沿って軸方向 に延びた曲面を使用して、複数の上記翼列の上記流れ特性に影響を与えている。 上記技術はあるものの、科学者及び技術者は、本願譲受人の指揮の下に効率が向 上し、かつ、上記作動流体ガスの上記流路を画成する上記それぞれの壁付近の翼 領域での空力的損失が低減された翼の開発を行ってきた。 発明の開示 本発明は、部分的には上記端部壁のコード（chord:翼弦）中央領域に凹部領域 を配置させれば、上記複数の翼を備えた列のチョークフロー特性を向上させるこ とができる認識によるものである。また、より重要なことには、上記前縁端にお いて凸部を形成させ、上記後縁端で凸部を形成させることを可能とすることで、 上記前縁に流入してきた流れを配向させて、空力的効率を向上させ、かつ、上記 翼を流出するにつれて上記後縁領域における流れ損失を低減させるようにする、 という設計に対する柔軟性が与えられることになる。 本発明によれば、回転機械の上記圧縮領域は、対となった複数の 流れ配向面、例えば複数の翼の間において後方側に向かって延びた流路壁を有し ており、この壁は、上記流路に向いて凸状に延び、かつ、前縁端から前縁端にま で横方向に延びた第１の領域と、上記流路へと向いて凸状に、かつ、後縁から延 びた第２の領域と、上記第１の領域と上記第２の領域の間に延び、かつ、上記流 路に向いて凹状とされており、さらに、翼から翼へ向かって延びて、上記翼の横 側の最も厚くなっている位置で上記凹部領域を形成する第３の領域と、を有して いる。 本発明の一つの実施例によれば、上記第１の凸部領域と、上記第２の凸部領域 と、上記凹部は、それぞれその最大に延びた部分（傾き０の位置）は、それぞれ 上記前縁端と、上記後縁端と、上記エンジンの軸と上記壁における上記前縁端と 上記後縁端とを通る円錐面（コニカルサーフェイス：conical surface）とを含 んだ径方向の面が交差した線から計って上記翼が最も厚い部分にそれぞれ軸方向 において近接している。 本発明の主要な特徴は、形状を付けた壁にある。上記形状の壁は、対となった 上記翼の間において通路を境界づけている。上記形状の壁は、上記前縁端と上記 後縁端の間において上記流路に対して後方側に凹部を有している。上記形状の壁 の別の主要な特徴は、上記凹部領域と上記後縁端部の間の上記凸部領域にある。 上記形状の壁のさらに別の主要な特徴は、上記凹部領域と上記前縁端の間の凸部 領域にある。一つの実施例では、上記凹部領域の最大延長部は、上記 翼の軸方向に横幅の最も厚い部分に配列されている。 本発明の主な効果は、エンジン効率水準にあり、この効率は、所定のチョーク フロー特性において、上記流入フローに対してより効果的に配列された前縁端領 域と、円錐(コニカル：conical)形の壁によって境界づけられている同様な翼に 比較して、粘性流損失を低減する後縁領域と、を有した翼列を使用することにあ る。一つの実施例における別の効果は、エンジン効率にあり、これは、負圧側面 上の単調となったディフュージョン特性によって得られるものであり、この特性 はまた、上記凸領域の間において上記凹部領域の軸方向配置に応じたものとなっ ている。 本発明の前述した特徴及び他の特徴及び効果については、好適な実施例と、添 付する図面と、により、より詳細に説明する。 図面の簡単な説明 図１は、ターボファンガスタービンエンジンの簡略化した側面立面図であり、 外側ケースを切り欠いて、上記エンジンの２つの圧縮領域におけるロータアッセ ンブリと、ステータアセンブリと、を示した図である。 図２は、ガスタービンエンジンの流れ配向アッセンブリ部分の上流位置の展開 図であり、図１の上記ロータと上記ステータアッセンブリの隠れている部分を示 した図である。 図３は、図２のライン３−３に沿って示した圧縮機の側面立面図である。 図４は、図３のライン４−４に沿った互いに隣接した２つの翼形断面図である 。 図５は、図４の断面の拡大図である。 図６は、図３の側面立面図の部分を拡大した図である。 図７は、上記ファン圧縮機のファンロータブレードの側面立面図である。 図８は、図７の側面立面図部分の拡大図である。 図９は、負圧面(suction surface)と正圧面(pressure surface)における局所 的速度をグラフ的に表したものである。 発明の最適な実施態様 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を図１に示す。上記 エンジンの主要部分は、圧縮領域１２と、燃焼器領域１４と、タービン領域１６ である。上記圧縮領域は、ファン圧縮機１８と低圧圧縮機２０と、高圧圧縮機２ ２と、を有している。上記 エンジンはまた、軸Ｒを有している。 ロータアッセンブリは、上記ロータアッセンブリ２４，２４ａによって示され ており、これらは、それぞれロータブレード２５，２５ａを有しているとともに 、これらのロータブレードは、上記圧縮領域１２と、上記タービン領域１６と、 を通る軸方向に延在している。ステータアッセンブリ２６は、上記ロータアッセ ンブリを取り囲むようになっている。環状の流路２８，２８ａは、作動媒体ガス のためのものであり、これは、上記圧縮領域を通して延ばされていて、上記ステ ータアッセンブリと上記ロータアッセンブリのそれぞれの部分によって境界が形 成されている。これらの部品は、複数の上記環状流路の内側壁３２，３２ａと外 側壁３４，３４ａを形成している。 図２は、図１の上記ステータアッセンブリの部分を示したものであり、特に上 記ガスタービンエンジンの上記流れ配向アッセンブリの一部を形成する上記圧縮 機ステータベーン３６が示されている。破線は、改善する前の実施例を示した図 である（周方向に延びた）。実線は、改善後の実施例を示した図である。 上記圧縮機ステータベーン３６は、内側壁３２と、外側壁３４と、翼３８とし て示されている列となった複数の翼列と、を有しており、これらの翼は、上記内 側壁から上記外側壁にまで延びている。それぞれの翼は、内側端４０と、外側端 ４１と、を有している。作動媒 体ガスの上記流路は、上記隣接した翼の間に延びている。それぞれの翼は、凸面 すなわち、凸となった側を上記負圧側面４２として有しているとともに、凹面す なわち、凹となった正圧側面４４を有している。 図３に示すように、上記内側壁３２は、上記アッセンブリのチョークフロー特 性を向上させるために特殊な形状を有している。それぞれの翼の上記負圧側面４ ２と上記正圧面４４とは、前縁端４６と、後縁端４８と、において互いに連結さ れている。上記それぞれの壁は、上記それぞれの端部の間に延びている。仮想的 な円錐面Ｐは、上記軸Ｒを中心として上記エンジンに延ばされており（拡大した 図では図２に示されている平面である）、上記前縁端と上記内側壁の仮想点Ａで の交線を通して延びている。点Ａは、上記エンジンの上記軸Ｒを中心とした径ｒ を有している。同様に、仮想点Ｂは、上記翼の周方向において最も厚い側におい て、負圧側に設けられている。仮想点Ｃは、上記壁と上記後縁端の交差する点に 上記後縁端に設けられている。これらの３点は、図２において平面となっている ４ー４の上記円錐形の面Ｐを形成している。上記面Ｐは、それぞれの翼に通され ているとともに、円錐形の翼形を形成している。上記翼は、これらの翼形の一群 によって画成されている。上記平面Ｐは、上記形状の壁に対する基準面となって いる。上記壁の形状は、後方に向かって変化して行くようになっているが、上記 形状は、周方向には変化していない。 図４は、図３のライン４−４に沿った互いに隣接した翼形を拡大断面図で示し た図である。通路５０は、上記周方向に離間した翼３８と上記内側壁３２と上記 外側壁との間において、後ろ側へと向かって延びている。上記通路の上記軸方向 （後ろ側）離間は、一つの翼の負圧面４２から互いに隣接した翼の上記正圧面へ と周方向（横方向）に延在している。 図５は、図４の拡大断面図である。円錐形のコードラインＢ_tは、上記前縁端 上の点Ａと上記後縁端上の点Ｃとを結んだ直線である。上記円錐形のコードライ ンＢ_tは、長さｂ_tを有している。平均キャンバラインＭＣＬは、上記前縁端上の 上記点Ａと上記後縁端の点Ｃとを連結している。上記負圧面４２と、上記正圧面 ４４とは、上記平均キャンバラインに対して垂直に測定して複数のラインＺに沿 って上記平均キャンバラインから所定の距離だけ離間している。上記翼形の重心 ＣＧは、上記回転機械の上記翼の位置決め基準となっている。上記翼３８の翌幅 方向軸５２、すなわちスタッキングラインは、それぞれの翼形の重心を通して翼 幅にわたって延びており、周方向及び軸方向において上記翼形を上記翼幅方向及 びコード方向へとそれぞれを位置決めしている。示している実施例では、上記翼 の上記周方向に最も厚い位置がスタッキングラインとされている。別実施例では 、スタッキングラインは、このスタッキングラインの上流側又は下流側とされて いても良い。 前部接線方向ラインＴＬは、上記エンジンの中心軸Ｒを通して延 びる径方向ラインと、点Ａを通して延びる径方向のラインで形成される円に対し て接線方向となっているとともに、上記回転軸Ｒを含んで、角度と、距離と、を 測定するための基準軸となる（ｙ軸）。回転軸を含んでこれを通過して延びる面 は、上記平面Ｐと第２の基準線において交差しており、この基準線は、ｘ軸とさ れる。τは、前部接線方向ラインＴＬに沿って計った上記翼形の間の距離である 。αは、コード角であり、α_ohは、上記接線方向ラインＴＬと上記円錐コードラ インＢ_tの間の角度である。 上記作動媒体ガスの流路２８に沿って流れる上記作動媒体ガスは、上記接線方 向ラインＴＬに対して角度β₁で上記翼形に接近する。上記キャンバ平均ライン ＭＣＬは、タンジェントラインＴ_MCFを、上記前縁端において有している。上記 タンジェントラインＴ_MCFと上記接線方向ラインＴＬの間の角度は、インレット メタル角度β^* ₁である。上記インレットメタル角度β^* ₁と作動媒体ガスの角度β₁ との間の差は、上記作動媒体ガスの迎え角ｉである。図５にも示すように、上 記迎え角ｉは、負となっている。 上記作動媒体ガスは、角度β₂で、後部接線方向ラインＴＬＲへと上記翼を出 てゆく。上記平均キャンバラインＭＣＬは、タンジェントラインＴ_MCRを、上記 後縁端（リア側）において有している。全キャンバ角Θ^* _tは、上記前縁端におけ る上記タンジェントラインＴ_MCFと上記後縁端における上記タンジェントライン Ｔ_MCRの間の角度である。上記全キャンバ角Θ^* _tは、上記キャンバ平均ラインと 、 上記翼形の曲り具合の尺度となる。 図６は、図３の上記側面断面図を拡大して、上記負圧面４２と、上記正圧面４ ４と、を示している。図４に示すように、上記負圧面４２と、上記正圧面４４と は、上記スタッキングラインのもっとも厚くなっている点Ｂへと下流に向かって 広がってゆき、上記後縁端へと収束してゆき、さらに、上記後縁端に向かって、 その厚さが薄くされている。壁は、上記内側壁３２によって示されており、この 壁は、軸方向、かつ、周方向に上記翼形の間に延びているとともに、上記前縁端 ４６と上記後縁端４８の間にそれらを互いに超えて延びている。上記壁は、第１ の領域５４を有しており、この第１の領域５４は、前縁から前縁にまで横方向、 すなわち周方向に延びているとともに、下流側（後方側）に向かって、上記前縁 端から上記後縁端までの軸方向長さＬａの１／４以下の距離まで下流側にある。 上記壁は、上記第１の領域においては、上記流路に向かって凸となっている。本 願中で用いるように、用語“凸”とは、上記壁が、上記流路に向かって張り出し ており、かつ、上記曲線のいかなる位置又は上記曲線の上記流路側においても接 線方向に同一となっていることを意味している。上記第一の領域の上記内側壁は 、上記前縁端の直上流の上記内側壁とは接しており、また、上記下流側において 上記前縁端を超えて直線的に延びた上記内側壁のわずかな延長部と接している。 曲線の曲り具合は、上記壁の上記形状領域を示すものである。理解されることと 思うが、マークされた湾曲したポイントは、上記凸部領域と上記凹部領域の間の 境界となっている。 別の構成においては、上記前縁端４６の直上流側の上記内側壁３２は、外側に 凸となりながら上記前縁端において翼の間にわたって延びている。いずれの場合 にでも、上記第１の凸領域は、上記翼前縁において、上記エンジンの軸と、上記 壁の上記前縁端と上記後縁端とを通る円錐形の面を含む径方向の交線から計って 、上記流路（すなわち、傾きがゼロの地点である）に向かって最大だけ延びてい る。したがって、上記翼前縁上流の上記内側壁は、この円錐形の面Ｐを通しては 延びておらず、この翼列とその上流側の翼列の間の距離の少なくとも半分までは 延びていない。 上記内側壁３２は、第２の領域５６を有しており、この第２の領域は、後縁端 ４８から後縁端４８にまで延びており、示してある実施例では、その軸方向長さ Ｌａの１／４以下の距離だけ上流側に延びている。上記壁は、上記第２の領域内 においても上記流路に向かって凸となっているが、これは上記第１の領域と同様 である。上記第２の凸部領域は、上記第１の領域と同様に上記後縁端において最 大に延びており（すなわち、傾きが０のところ）、上記後縁端の直下流側から上 記内側壁にまで延びたラインに対して接しているか、又は、上記翼列へと上記後 縁をわずかに超えて延びた上記内側壁延長部に対して接している。どちらの場合 においても、上記内側壁は、この翼列とその下流側にある隣接した翼列の間の距 離の少なくとも半分までは上記円錐形の面Ｐを通して延びてはいない。 別の実施例としては、上記後縁端部の凸面は、周方向の形状において翼から翼 への途中までしか延びていなくても良い。これらの実施例は、製造するにはより 困難である。この概念を使用するほとんど全ての場合には、一つの翼の上記負圧 面４２から、それぞれに隣接する翼の正圧面まで延びた形状ではなく、単に周方 向に延びた凸領域を使用するようにすることもできる。 上記内側壁は、第３の領域５８を有しており、この第３の領域５８は、第１の 領域５４と、第２の領域５６と、へと延びているとともに、翼から翼へと周方向 に延びている。上記第３の領域における壁は、変化するいかなる点においても上 記流路に向かって凹、すなわち、上記流路から離間するようにされており、上記 第２の領域が曲線をトレースする点が、接線ラインを有する点から膨らむように して離間していて、平たんな場合には上記曲線状にあるか、又は、上記流路から 離れた上記曲線の側面に離れて存在している。上記第２の領域は、隣接点Ｂで最 大の延長部を有しており、この点Ｂは、上記翼が周方向においてもっとも厚くな っている地点である。上記第２の領域の最大延長部は、上記円錐形の曲面Ｐに対 して測定したものであり、この円錐面Ｐは、上記壁において、上記前縁端と、上 記後縁端と、を通っている。上記最大延長部位置において、上記形状は、上記エ ンジンの軸Ｒと上記円錐面Ｐを含む上記径方向面の交差領域に対して測定して、 傾きが０のスロープを有している。 これとは別の構成においては、上記表面の上記最大延長部の位置 は、上記翼の最大厚さ部分の僅かに前方側又は僅かに後方側とされていても良い 。この軸方向位置は、上記負圧面上のコード長にわたって上記速度分布が、上記 流れがその最大幅を通過した後に単調になるようにさせている。これは、図７と 図８とに示す上記翼の構成において、より詳細に説明する。 図７は、流れ配向面の別実施例の側面立面図であり、上記ファン圧縮機１８の 上記ファンロータ翼（ブレード）３８ａを代表させて示したものである。示して ある特定の実施例では、上記内側壁３２ａは、上記ロータブレードのプラットフ ォームによって形成されている。上記外側壁３４ａは、周方向に延びた外側ファ ンケースによって画成されており、上記ロータブレードから径方向に離間してい る。 図８は、上記ファンロータブレードの上記内側壁３２ａの拡大側面立面図を示 す。図６に示した上記ステータベーンの上記内側壁と同様に、上記内側壁は、第 １の領域５４ａを有しており、この第１の領域は、前縁端部から隣接した前縁端 部にまで延びている。上記第１の領域は、上記前縁端から上記後縁端までの軸方 向長さＬａの１／４以下の距離まで下流側に延びている。上記壁は、上記第１の 領域内において上記流路に向かって軸方向に凸となっている。上記壁は、第２の 領域５６ａを有しており、この第２の領域は、後縁端から後縁端にまで延び、か つ、軸方向長さＬａの１／４以下の距離だけ上流側にある。上記壁は、上記第２ の領域の上記流路に向かって軸方向に凸となっている。 上記壁３２は、第３の領域５８ａを有している。上記第３の領域は、上記第１ の領域から上記第２の領域にまで延びているとともに、翼から翼へと横方向に延 びている。上記第３の領域の壁は、上記流路に向かって軸方向に凹部となってい る。上記第１の凸領域と、上記第２の凸領域と上記第３の凹領域とは、それぞれ の最大延長部（傾き０の位置）を、上記前縁端と、上記後縁端と、に近接して有 しており、この翼の最大厚位置は、上記エンジンの軸を含む径方向面と、上記壁 の上記前縁端４６ａと上記後縁端４８ａを通過する上記円錐形の面Ｐ’とを含む 面が交差するラインに対して測定したものである。上記前縁端と上記後縁端と、 における上記最大延長部位置は、いづれも上記前縁端と、上記後縁端と、におけ る上記凹面すなわち上記凹面の曲線位置に接するわずかに平坦な位置に設けられ ている。 図８の破線に示されているように、僅かなフェアリング４７ａ，４９ａが、上 記プラットフォームの上記前縁と上記後縁とに設けられている。上記フェアリン グは、上記翼形の解析的設計中には、考慮されない。上記前縁端４６ａと、上記 後縁端４８ａとは、位置Ａ’位置Ｃ’と、における上記後縁端と上記前縁端での 上記内側壁に接している。理解されるように、別の構成としては、上記前縁端の 上流側に内側壁又は上記後縁端の下流側に内側壁を有していても良く、これらは 、最大延長部位置を過ぎて凸曲線として連なっていても良い。上記構成は、実質 的に上記前縁端の上流側内側壁と上記後縁端の下流側に延びた上記外側エッジが 、それぞれ軸方向に延びた 形状のつけられていない面とされている構成と同一に挙動するものと考えている 。通常では、上記前縁端の上流側と上記前縁端の下流側の内側壁は、円錐形の基 準面Ｐ’を通して延びている。 図９は、図７に示した上記翼の上記内側壁に隣接した位置における上記負圧側 面と上記正圧側面上における局所的な速度分布を、上記円錐形のコード長ｂ_tの 関数として、最大巡航条件といったその特徴的な運転条件下にある場合における グラフとして示したものである。この運転条件下では（実線で示す）、上記負圧 面上での速度は、迅速に増加して、ピーク値となり、上記後縁端部に向かって減 少して行く。示されているように、上記曲線は、単調、すなわち、上記曲線の傾 きは、常に上記速度の最大位置から常に負となっている。上記翼は、単調な負圧 面特性を有している。上記翼は、速度分布が単調でない上記負圧面分布よりも良 好な空力特性を有している（上記流れの拡散に伴う損失が少ないことによる）。 単調ではない速度分布の例としては、破線により示されている。この速度分布 は、迅速に最大値にまで増加する。この速度は、後方側に向かって迅速に減少し て行き、その後増加し、上記翼の上記後縁端までにおいて、負から正へと変化し ている。上記曲線は、上記翼列を通過する上記流れの大きな空力的損失を生じさ せる構成の代表例である。上記曲線形状と上記曲線の単調特性は、考慮している 特定の翼に依存して、上記凹領域を前方側又は後方側に運動させることによって 影響を受ける。これらの速度分布を分析する器具は、 圧縮領域分野においては周知である。理解されるように、上記翼は、単調な負圧 面特性を有しているかどうかは、上記第１の領域と上記第２の領域の上記凸とな ったそれぞれの面が、上記複数の上記凸形の面を有しないことを除き同一の特性 を有する翼の空力特性を改善するか否かによって判断する。 図１に示す上記ガスタービンエンジン１０の運転中は、作動媒体ガスは、上記 作動流体流路２８，２８ａに沿って流れる。これらのガスは、上記圧縮領域に流 入し、上記翼の上記凹形部分５８，５８ａは、上記流れに対して付加的な断面部 分を与える。上記付加的な流れ面積は、上記後方領域において上記翼の厚さが増 加することによって引き起こされる流れ断面積の減少をオフセットさせる。これ により、上記翼のチョークフロー特性が適正化されることになる。 より重要なことは、上記凹形領域は、上記後縁端において凸領域を形成し、上 記前縁領域で凸形領域を形成させることが可能となることにある。上記前縁端で は、上記凸形領域は、通路５０内部において上記複数の翼の間を流れる軸方向速 度を増加させるとともに、静圧を減少させ、上記後縁端領域へと流れをより多く 引き込ませる。このことによって、上記流れを上記翼近傍に配置させつつ、移動 させることが可能となり、上記ブレードへの上記流れの迎え角が軽減され上記翼 上での空力的損失が低減される。また、このことによって、上記負圧側速度のス パイクが低減され、上記空力効率がさらに増加する。この付加的な流れはまた、 上昇及び最大高度時の条件下 で失速を避けることを可能とする。 さらに、チョークフロー特性が与えられた所定の最少水準の際（図５の実践で 示した上記前縁端と上記後縁端とともに、破線で示されている）には、上記イン レットメタル角度は、上記翼の上記破線と実線との間で可変とすることもできる 。理解されるように、このことによって、上記翼の列を閉じさせるようにするこ とが可能であり（又は、よりチョークフロー特性を得るようにこれらを開かせて ）、必要に応じて、上記エンジンのオーバースピード能力に対して許容される程 度以下のチョークフロー損失が無いように、流入する流れに対して上記前縁を配 列させることができる。 最も重要な効果は、上記後縁端領域において発生し、この領域では、上記端部 壁領域に周方向の流れが存在する。上記周方向の流れは、通常では、通路渦(pas sage vortex)と呼ばれ、これは、また、高圧側の正圧面から低圧側の負圧面まで 延びている。ロータブレード内の上記通路渦の効果は、上記粘性流に上記ファン ブレードが径方向に押す力を加えることによって増強される。これらは、上記通 路渦に伴う著しい空力的損失を与える。 これまで説明してきたように、上記凹形領域は、上記ブレードの後縁端におい て、上記凸領域を形成させることを可能とする。上記凸領域の形成は、上記端部 壁における通路５０内での上記流れの速度を増加させ、かつ、静圧を減少させる とともに、上記後縁端部領 域に付加的な流れを引き込ませる。上記通路の上記境界面へと付加的な流れが上 記通路渦を乱し、上記渦に伴う上記空力的損失を減少させることとなっている。 これらをまとめると、ロータブレード、又はステータベーンの上記空力的特性 は、上記前縁端を上記流れに対して良好に配列させ、かつ、上記翼列のチョーク フロー特性を流れに対して改善させてやるように上記前縁端の角度を設計者が調 節することによって増加させることができる。加えて、上記後縁端における空力 的損失が低減されることになる。 本発明は、その詳細な実施例について記載し、かつ、示してきたが、当業者に よれば、請求項に記載する発明の趣旨及び範囲内において種々形状やその詳細に わたる変更が可能である。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． 作動媒体ガスの流路を有する回転機械の流れ配向アッセンブリであって、 該アッセンブリは、前記流路の境界となる第１の壁と、第２の壁と、正圧面及び 負圧面を有する翼の対を少なくとも一つと、を有するものであって、前記翼はそ れぞれ前記流路を横切って延びて、それらの間に作動媒体ガスの通路が後方へと 延びており、この通路は、前記複数の翼によって前記後部方向に対して垂直な方 向において横方向に区切られているとともに、前記それぞれの壁によって幅方向 が境界づけられており、 前縁端から後方側に延びた第１の領域を有する第１の壁を有し、前記第１の領 域の壁は、前記前縁から後方側において前記流路に向かって凸とされており、さ らに、前記第１の領域は、第１の翼の前記負圧面から第２の翼の前記正圧面にま で延びており、 後縁端から前方側へと延びた第２の領域を有し、前記第２の領域の壁は、前記 後縁端から前方側において前記流路に向かって凸とされており、前記第２の領域 は、前記第１の翼の前記負圧面から前記第２の翼の正圧面に向かって延びており 、 前記第１の領域と前記第２の領域の間に延びた第３の領域を有し、前記第３の 領域は、前記前方側及び後方側における前記流路に向かって凹部とされていて、 前記第１の翼の前記負圧面から前記第２の翼 の前記負圧面へと横方向に延びていることを特徴とする流れ配向アッセンブリ。 ２． 前記第２の領域は、前記第１の翼の負圧面から横方向に前記第２の翼の前 記正圧面まで延びていることを特徴とする請求項１に記載の流れ配向アッセンブ リ。 ３． 前記通路は、前記前縁端から前記後縁端にまで長さＬａだけ後方側に延び ており、前記第１の凸領域は、前記長さＬａの１／４以下の長さだけ前記翼前縁 から延びていることを特徴とする請求項１に記載の流れ配向アッセンブリ。 ４． 前記通路は、前記前縁端から前記後縁端にまで長さＬａだけ後方に延びて おり、前記第１の凸領域は、前記長さＬａの１／４以下の長さだけ前記翼前縁か ら延びていることを特徴とする請求項２に記載の流れ配向アッセンブリ。 ５． 前記翼は、第１の軸方向位置において周方向最大厚さを有しており、前記 凹面の前記流路から離れた最大延長部は、前記前縁端と前記後縁端と前記翼の外 側壁の交差部を通り、かつ、周方向に延びた円錐形の基準平面Ｐに対して測定し て前記第１の軸方向位置に隣接していることを特徴とする請求項４に記載の流れ 配向アッセンブリ。 ６． 前記第２の領域の前記流路に向かった前記凸面の前記最大延長部は、前記 基準平面Ｐに対して測定して前記後縁に位置していることを特徴とする請求項５ に記載の流れ配向アッセンブリ。 ７． 前記第１の領域の前記流路に向かった前記凸面の最大延長部は、前記基準 面Ｐに対して測定して前記前縁端に位置していることを特徴とする請求項６に記 載の流れ配向アッセンブリ。 ８． 前記アッセンブリは、ステータアッセンブリであり、その翼は、前記第１ の壁と前記第２の壁にそれぞれ取り付けられていることを特徴とする請求項６に 記載の流れ配向アッセンブリ。 ９． 前記アッセンブリは、ロータアッセンブリであり、その翼は、前記第１の 壁に取り付けられていて、この第１の壁は前記第２の壁からは離間しており、か つ、前記第１の壁がそれぞれの領域を有していることを特徴とする請求項６に記 載の方法。 １０． 中心軸Ｒを中心として周方向へと延び、かつ、上流側端部と、下流側端 部と、を有する回転機械の圧縮領域のための流れ配向アッセンブリであって、こ の流れ配向アッセンブリは、 前記中心軸Ｒを中心として周方向に延びる外側壁と、 前記外側壁から径方向に離間し、作動媒体ガスのための環状通路 をそれらの間に画成している内側壁と、 周方向に離間し、前記作動媒体流路を横切って径方向に延び、かつ、それぞれ が内側端と外側端と、それらの間に延びた翼幅方向軸と、を有する複数の翼と、 前記翼幅軸を中心として配設された複数の翼形と、を有しており、 それぞれの翼形は、前縁端と、後縁端と、前記前縁端から前記後縁端にまでそ れぞれ延び、前記翼の空力的面を形成している正圧面及び負圧面を有しており、 前記負圧面と前記正圧面とは、それらの間が離間しており、前記前縁端から下流 側（コード方向）に向かってそれぞれが分かれて最大値へと向って周方向厚さが 増大し、その後、前記後縁端に向かってその厚さを減少させて行くようになって いて、 前記翼は、複数の壁の内の少なくとも１つの壁から延び、前記壁は、軸方向及 び前記翼形の間において周方向、かつ、前記前縁端と前記後縁端の間に延びてい て、前記壁は、前縁端から前縁端にまで周方向に延び、かつ、前縁端から後縁端 までの軸方向距離Ｌａの１／４以下の距離だけ下流側にまで延在し、前記流路に 向かって凸となっている第１の領域と、後縁から後縁にまで延び、かつ、前記軸 方向距離Ｌａの１／４より短い距離だけ上流にまで延在し、前記流路に向かって 凸となっている第２の領域と、を有し、 前記壁は、前記第１の領域から前記第２の領域にまで延び、かつ、翼から翼へ と周方向に延びた第３の領域を有しており、前記第２の領域の前記壁は、前記流 路に向かって凹形とされ、前記凸領域と、前記第２の凸領域と、前記凹領域とは 、前記前縁端部と、前記後縁端部と、径方向面及び前記壁の前記前縁端と前記後 縁端とを通過する円錐面との交線から計った前記翼の最大厚位置と、においてそ れぞれそれらの最大延長部（傾きが０の位置）を有していることを特徴とする流 れ配向アッセンブリ。