JPWO2012147938A1 - タービン翼 - Google Patents
タービン翼 Download PDFInfo
- Publication number
- JPWO2012147938A1 JPWO2012147938A1 JP2013512478A JP2013512478A JPWO2012147938A1 JP WO2012147938 A1 JPWO2012147938 A1 JP WO2012147938A1 JP 2013512478 A JP2013512478 A JP 2013512478A JP 2013512478 A JP2013512478 A JP 2013512478A JP WO2012147938 A1 JPWO2012147938 A1 JP WO2012147938A1
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- line
- ventral
- curve portion
- dorsal
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Images
Classifications
-
- 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
- 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
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/30—Arrangement of components
- F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
- F05D2250/322—Arrangement of components according to their shape tangential
-
- 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
- F05D2250/70—Shape
-
- 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
- F05D2250/70—Shape
- F05D2250/71—Shape curved
-
- 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
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
翼背側ライン(2)と、翼腹側ライン(3)と、翼背側ライン(2)及び翼腹側ライン(3)の各後端同士を曲線(4)で繋いで成る翼後縁(5)と、を有するプロファイルのタービン翼(1)において、プロファイルにおける翼後縁(5)を形成する曲線(4)は、翼腹側ライン(3)の後端からプロファイルのキャンバライン(CL)に向かう曲率半径一定の円弧を成す腹側曲線部(4a)と、翼背側ライン(2)の後端からキャンバライン(CL)を間にして腹側曲線部(4)と線対称を成す対称曲線部よりもキャンバライン(CL)に近い領域を通過してキャンバライン(CL)に向かう腹側曲線部(4a)と、を接続して成っている。強度を確保しつつ、翼重量が増加したり構造設計へ影響が及んだりする懸念を生じさせずに、速度分布欠損を少なく抑えて、性能をより一層向上させることが可能であると共に、仕事を増加させることができる。
Description
本発明は、例えば、航空機用ジェットエンジンに用いられるタービン翼に関するものである。
上記したようなタービン翼の性能向上を図るうえで、プロファイル損失が注目される。このプロファイル損失は、タービン翼の翼後縁からの後流に基づく速度分布欠損による損失が主要なものである。このプロファイル損失を低減させるための重要なポイントは、如何にして速度分布欠損を少なく抑えるかである。
ここで、タービン翼の翼後縁の厚みが薄ければ薄いほど速度分布欠損が少なくなることが知られている。タービン翼のプロファイルにおいて、翼背側ラインと翼腹側ラインとが真円の略半円分の円弧で結ばれた形状や、キャンバラインに対して垂直な直線で結ばれた形状が翼後縁に多く採用される。
このように、タービン翼のプロファイルにおいて、翼後縁が半円形状を成している場合には、この翼後縁の厚みを半円の直径以下にすることはできない。したがって、翼後縁の厚みが比較的大きくなり、タービン翼の翼後縁からの後流も大きくなって速度分布欠損が比較的大きくなってしまう。
従来において、上記速度分布欠損を小さくするべく形成されたタービン翼としては、例えば、特許文献1に開示されたものがある。
特許文献1に記載されたタービン翼は、翼背側ライン又は翼腹側ラインのいずれか一方から流体の流れ方向の最も下流側に位置する後端部に向かって漸次曲率半径が減少して後端部で曲率半径が最も小さくなり、その後、後端部から翼背側ライン又は翼腹側ラインのいずれか他方に向かって漸次曲率半径が増加して翼背側ライン又は翼腹側ラインのいずれか他方に至る後縁部の曲面を有する構成を成している。
特許文献1に記載されたタービン翼は、翼背側ライン又は翼腹側ラインのいずれか一方から流体の流れ方向の最も下流側に位置する後端部に向かって漸次曲率半径が減少して後端部で曲率半径が最も小さくなり、その後、後端部から翼背側ライン又は翼腹側ラインのいずれか他方に向かって漸次曲率半径が増加して翼背側ライン又は翼腹側ラインのいずれか他方に至る後縁部の曲面を有する構成を成している。
上記した特許文献1に開示されているタービン翼において、翼後縁を半円形状としているタービン翼と比べて、十分な強度を有したまま翼後縁の厚みを薄くすることができるものの、翼弦長が伸びる。したがって、翼弦長が伸びる分だけ翼重量の増加や、翼間の軸方向クリアランスが変わることによる構造設計への影響が懸念されており、これを解決することが従来の課題となっている。
本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたもので、強度を確保すると共に翼重量が増加したり構造設計へ影響が及んだりする懸念を払拭したうえで、速度分布欠損による損失を少なく抑えて、性能をより一層向上させることが可能であると共に、仕事を増加させることができるタービン翼を提供することを目的としている。
上記した目的を達成するべく、本発明は、翼背側ラインと、翼腹側ラインと、前記翼背側ライン及び翼腹側ラインの各後端同士を曲線で繋いで成る翼後縁を有するプロファイルのタービン翼において、前記プロファイルにおける翼後縁を形成する曲線は、前記翼腹側ラインの後端から前記プロファイルのキャンバラインに向かう曲率半径一定の円弧状を成す腹側曲線部と、前記キャンバラインを間にして前記腹側曲線部と線対称を成す対称曲線部よりも該キャンバラインに近い領域を通過して前記翼背側ラインの後端から前記キャンバラインに向かう背側曲線部とを接続して成っている構成とする。
なお、キャンバの付いたタービン翼の場合、翼形中心線であるキャンバラインは曲線になるが、翼後縁ではほぼ直線となることから、本発明に係るタービン翼においても、翼後縁におけるキャンバラインを直線として扱っている。
好ましくは、前記背側曲線部は、楕円の長径方向に沿う曲線部分の中央から短径方向に沿う曲線部分の中央にかけての楕円構成線で表される構成とする。
また、好ましくは、前記翼背側ラインの後端と前記背側曲線部との接続点は、前記プロファイルにおける翼後縁の最後端から前記腹側曲線部の半径の長さ寸法以上で且つ翼弦長の10%以下の範囲内に位置している構成とする。
さらに、好ましくは、前記翼背側ラインの後端と前記背側曲線部との接続点は、前記プロファイルにおける翼後縁の最後端から前記腹側曲線部における半径の三倍の長さ寸法以上で且つ翼弦長の10%以下の範囲内に位置している構成とする。
ここで、図2に示すように、翼背側ライン2の後端と背側曲線部4bとの接続点Pになり得る最も翼後縁5の最後端5aに近い位置(近地点)Sは、円弧状を成す腹側曲線部4aの半径Rに基づいて設定される。翼弦長をCとした場合においてこの円の半径Rは翼弦長Cの0.5%〜2%に設定されることが多い。
一方、翼背側ライン2の後端と背側曲線部4bとの接続点Pになり得る最も翼後縁5の最後端5aから遠い位置(遠地点)は、翼後縁5の薄肉化を図りつつ固有振動数の変化を少なく抑えるうえで、プロファイルにおける翼後縁5の最後端5aから翼弦長の10%以下に設定した。図2では、翼背側ライン2の後端と背側曲線部4bとの接続点Pを翼後縁5の最後端5aから翼弦長Cの5%の位置とした場合を示している。
さらにまた、好ましくは、前記腹側曲線部と前記背側曲線部との接続点は、前記キャンバライン上に位置する前記腹側曲線部の中心周りで且つ該キャンバラインの背腹側各30°の範囲内に位置している構成とする。
この場合には、腹側曲線部と背側曲線部との接続点をキャンバラインの背側及び腹側の双方にシフトさせ得るので、腹側曲線部と背側曲線部との接続のさせ方における自由度が広がることとなって、製造の容易化が図られることとなる。
本発明に係るタービン翼において、翼後縁を形成する曲線の背側曲線部は、キャンバラインを間にして腹側曲線部と線対称を成す対称曲線部よりも該キャンバラインに近い領域を通過して翼背側ラインの後端からキャンバライン付近に至っているので、背側曲線部での主流(空気流れ)が加速されて境界層が小さくなり、加えて、主流がコアンダ効果によって背側曲線部から腹側曲線部へと回り込むような形になって、主流の翼後縁からの流出角度が増加することとなる。
つまり、プロファイルにおける翼前縁から翼後縁に至る部分での翼厚を維持しつつ、翼後縁のみの厚さを薄くすることで、強度を低下させることなく、また、翼重量が増加したり構造設計へ影響が及んだりする懸念を生じさせることなく、速度分布欠損による損失を少なく抑え得ると共に、タービン翼の仕事を増加させ得ることとなる。
本発明に係るタービン翼では、強度を確保し、そして、翼重量が増加する危惧や構造設計に影響が波及する懸念を抱かせることなく、速度分布欠損による損失を少なく抑えて、性能をより一層向上させることが可能であると共に、主流の翼後縁からの流出角度を増加させて、仕事を増やすことができるという非常に優れた効果がもたらされる。
以下、本発明を図面に基づいて説明する。
図1及び図2は本発明の一実施例に係るタービン翼のプロファイルを示している。
図1及び図2は本発明の一実施例に係るタービン翼のプロファイルを示している。
図1に示すように、このタービン翼1は、翼背側ライン2と、翼腹側ライン3と、翼後縁5と翼前縁6を具備したプロファイルを有しており、翼後縁5は、図1の拡大部分に示すように、プロファイルにおいて、翼背側ライン2及び翼腹側ライン3の各後端同士を曲線4で繋いで成っている。
プロファイルにおける翼後縁5を形成する曲線4は、腹側曲線部4aと、背側曲線部4bとから成っている。腹側曲線部4aは、翼腹側ライン3の後端からプロファイルのキャンバラインCLに向かう曲率半径一定の円弧状を成している。背側曲線部4bは、翼背側ライン2の後端からキャンバラインCLを間にして腹側曲線部4と線対称を成す対称曲線部(図1の拡大部分に二点鎖線で示す曲線部、すなわち、従来の背側曲線部)よりもキャンバラインCLに近い領域を通過してキャンバラインCLに向かっている。腹側曲線部4aと背側曲線部4bとは、キャンバラインCL付近で互いに接続されている。背側曲線部4bは、図2に示すように、楕円Aの長径a方向に沿う曲線部分の中央から短径b方向に沿う曲線部分の中央にかけての楕円構成線で表されるものとなっている。
この場合、翼背側ライン2の後端と曲線4の背側曲線部4bとの接続点Pは、翼後縁5の薄肉化を図りつつ固有振動数の変化を少なく抑えるうえで、プロファイルにおける翼後縁5の最後端5aから5%C(Cは翼弦長)の位置に設定している。
上記したように、この実施例に係るタービン翼1では、翼後縁5を形成する曲線4の背側曲線部4bに、翼背側ライン2の後端から上記対称曲線部よりもキャンバラインCLに近い領域を通過する楕円構成線を採用しているので、図3に示すように、背側曲線部4bでの主流FPが加速されて、コアンダ効果によって背側曲線部4bから腹側曲線部4aへと回り込むような形になり、図4に示す従来の翼後縁55からまっすぐ流出する従来主流FBと比べて、主流FPの翼後縁5からの流出角度が増加することとなる。
つまり、プロファイルにおける翼前縁6から翼後縁5に至る部分での翼厚を維持しつつ、図1の拡大部分に二点鎖線で示す従来のタービン翼における翼後縁(翼背側ラインと翼腹側ラインとを真円の略半円分の円弧で結んだ翼後縁)と比べて、翼後縁5のみの厚さを薄くすることで、強度を低下させることなく、また、翼重量が増加したり構造設計へ影響が及んだりする懸念を生じさせることなく、速度分布欠損による損失を少なく抑え得ると共に、タービン翼1の仕事を増加させ得ることとなる。
そこで、本実施例によるタービン翼1及び上記従来のタービン翼において、レイノルズ数を大きくして流れ場を次第に乱流に近づける場合の各々の全圧損失係数の低減度合いを比較したところ、図5のグラフに示す結果が得られた。
図5に示すように、レイノルズ数が小さい場合において、本実施例によるタービン翼1と従来のタービン翼との間には、全圧損失係数の低減度合いに大きな違いは見られないが、レイノルズ数が大きい場合には、本実施例によるタービン翼1の方が従来のタービン翼よりも全圧損失係数が8%も低減していることが判る。これにより、本実施例のタービン翼1では、翼後縁5からの後流に基づく速度分布欠損による損失を少なく抑え得ることが実証できた。
上記した実施例では、本発明に係るタービン翼1における翼後縁5を形成する曲線4の腹側曲線部4aと背側曲線部4bとの接続点が、キャンバラインCL上の翼後縁5の最後端5aに位置している場合を説明したが、これに限定されるものではなく、図6に示すように、曲線4の腹側曲線部4aと背側曲線部4bとの接続点Qが、キャンバラインCL上に位置する腹側曲線部4aの中心O周りで且つキャンバラインCLの背側30°の部位に位置している構成としてもよい。
また、曲線4の腹側曲線部4aと背側曲線部4bとの接続点Qを腹側曲線部4aの中心O周りで且つキャンバラインCLの腹側30°の範囲に位置させる構成としてもよい。
この場合には、腹側曲線部4aと背側曲線部4bとの接続点QをキャンバラインCLの背腹側にシフトさせ得ることから、腹側曲線部4a及び背側曲線部4bの接続のさせ方における自由度が広がることとなり、製造の容易化が図られることとなる。
本発明に係るタービン翼の構成は、上記した実施例に限定されるものではない。
1 タービン翼
2 翼背側ライン
3 翼腹側ライン
4 曲線
4a 腹側曲線部
4b 背側曲線部
5 翼後縁
5a 翼後縁の最後端
A 楕円
a 楕円の長径
b 楕円の短径
C 翼弦長
CL キャンバライン
FP 主流
O 腹側曲線部の中心
P 翼背側ラインと背側曲線部との接続点
Q 腹側曲線部と背側曲線部との接続点
R 腹側曲線部の半径
S 近地点
2 翼背側ライン
3 翼腹側ライン
4 曲線
4a 腹側曲線部
4b 背側曲線部
5 翼後縁
5a 翼後縁の最後端
A 楕円
a 楕円の長径
b 楕円の短径
C 翼弦長
CL キャンバライン
FP 主流
O 腹側曲線部の中心
P 翼背側ラインと背側曲線部との接続点
Q 腹側曲線部と背側曲線部との接続点
R 腹側曲線部の半径
S 近地点
Claims (5)
- 翼背側ラインと、
翼腹側ラインと、
前記翼背側ライン及び翼腹側ラインの各後端同士を曲線で繋いで成る翼後縁を有するプロファイルのタービン翼において、
前記プロファイルにおける翼後縁を形成する曲線は、
前記翼腹側ラインの後端から前記プロファイルのキャンバラインに向かう曲率半径一定の円弧状を成す腹側曲線部と、
前記キャンバラインを間にして前記腹側曲線部と線対称を成す対称曲線部よりも該キャンバラインに近い領域を通過して前記翼背側ラインの後端から前記キャンバラインに向かう背側曲線部とを接続して成っている
ことを特徴とするタービン翼。 - 前記背側曲線部は、楕円の長径方向に沿う曲線部分の中央から短径方向に沿う曲線部分の中央にかけての楕円構成線で表される
ことを特徴とする請求項1に記載のタービン翼。 - 前記翼背側ラインの後端と前記背側曲線部との接続点は、前記プロファイルにおける翼後縁の最後端から前記腹側曲線部の半径の長さ寸法以上で且つ翼弦長の10%以下の範囲内に位置している
ことを特徴とする請求項1又は2に記載のタービン翼。 - 前記翼背側ラインの後端と前記背側曲線部との接続点は、前記プロファイルにおける翼後縁の最後端から前記腹側曲線部における半径の三倍の長さ寸法以上で且つ翼弦長の10%以下の範囲内に位置している
ことを特徴とする請求項1又は2に記載のタービン翼。 - 前記腹側曲線部と前記背側曲線部との接続点は、前記キャンバライン上に位置する前記腹側曲線部の中心周りで且つ該キャンバラインの背腹側各30°の範囲内に位置している
ことを特徴とする請求項1〜4のいずれか一つの項に記載のタービン翼。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2013512478A JP5549825B2 (ja) | 2011-04-28 | 2012-04-27 | タービン翼 |
Applications Claiming Priority (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2011101266 | 2011-04-28 | ||
JP2011101266 | 2011-04-28 | ||
JP2013512478A JP5549825B2 (ja) | 2011-04-28 | 2012-04-27 | タービン翼 |
PCT/JP2012/061422 WO2012147938A1 (ja) | 2011-04-28 | 2012-04-27 | タービン翼 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP5549825B2 JP5549825B2 (ja) | 2014-07-16 |
JPWO2012147938A1 true JPWO2012147938A1 (ja) | 2014-07-28 |
Family
ID=47072450
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2013512478A Active JP5549825B2 (ja) | 2011-04-28 | 2012-04-27 | タービン翼 |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9371734B2 (ja) |
EP (1) | EP2703600B1 (ja) |
JP (1) | JP5549825B2 (ja) |
CA (1) | CA2833859C (ja) |
WO (1) | WO2012147938A1 (ja) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP5999348B2 (ja) * | 2012-10-31 | 2016-09-28 | 株式会社Ihi | タービン翼 |
EP2927427A1 (de) | 2014-04-04 | 2015-10-07 | MTU Aero Engines GmbH | Gasturbinenschaufel |
US10443607B2 (en) * | 2016-04-11 | 2019-10-15 | Rolls-Royce Plc | Blade for an axial flow machine |
WO2020055387A1 (en) * | 2018-09-12 | 2020-03-19 | General Electric Company | Hybrid elliptical-circular trailing edge for a turbine airfoil |
GB2581351A (en) * | 2019-02-13 | 2020-08-19 | Rolls Royce Plc | Blade for a gas turbine engine |
WO2022118500A1 (ja) * | 2020-12-03 | 2022-06-09 | 株式会社Ihi | 軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の改造方法、及び当該改造により得られる翼 |
US11840939B1 (en) * | 2022-06-08 | 2023-12-12 | General Electric Company | Gas turbine engine with an airfoil |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6461110B1 (en) * | 2001-07-11 | 2002-10-08 | General Electric Company | First-stage high pressure turbine bucket airfoil |
DE10039642C2 (de) * | 2000-08-14 | 2002-06-13 | Honda Motor Co Ltd | Turbinenblattluftflügel und Turbinenblatt für eine Axialstromturbine |
JP3894811B2 (ja) * | 2002-03-01 | 2007-03-22 | 本田技研工業株式会社 | 軸流型タービンのタービン翼型およびタービン翼 |
US6769879B1 (en) * | 2003-07-11 | 2004-08-03 | General Electric Company | Airfoil shape for a turbine bucket |
JP2005076533A (ja) * | 2003-08-29 | 2005-03-24 | Toshiba Corp | タービン翼 |
DE102005025213B4 (de) * | 2005-06-01 | 2014-05-15 | Honda Motor Co., Ltd. | Schaufel einer Axialströmungsmaschine |
JP5351637B2 (ja) * | 2009-07-09 | 2013-11-27 | 三菱重工業株式会社 | 翼体および回転機械 |
EP2299124A1 (de) * | 2009-09-04 | 2011-03-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichterlaufschaufel für einen Axialverdichter |
-
2012
- 2012-04-27 JP JP2013512478A patent/JP5549825B2/ja active Active
- 2012-04-27 EP EP12776447.0A patent/EP2703600B1/en active Active
- 2012-04-27 WO PCT/JP2012/061422 patent/WO2012147938A1/ja active Application Filing
- 2012-04-27 CA CA2833859A patent/CA2833859C/en active Active
-
2013
- 2013-10-22 US US14/113,265 patent/US9371734B2/en active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2703600A4 (en) | 2014-10-15 |
US9371734B2 (en) | 2016-06-21 |
JP5549825B2 (ja) | 2014-07-16 |
WO2012147938A1 (ja) | 2012-11-01 |
CA2833859C (en) | 2016-12-13 |
EP2703600A1 (en) | 2014-03-05 |
US20140112795A1 (en) | 2014-04-24 |
CA2833859A1 (en) | 2012-11-01 |
EP2703600B1 (en) | 2024-01-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP5549825B2 (ja) | タービン翼 | |
JP5999348B2 (ja) | タービン翼 | |
US9932960B2 (en) | Rotor blade of a wind turbine | |
JP5946707B2 (ja) | 軸流タービン動翼 | |
JP6524258B2 (ja) | タービンロータ翼の断面形状を決定するための方法 | |
JP5530453B2 (ja) | 翼の形状および対応する翼を最適化する方法 | |
WO2015041801A3 (en) | Diffuser with strut-induced vortex mixing | |
JP2011137424A (ja) | タービン動翼翼列および蒸気タービン | |
WO2015134005A8 (en) | Turbine airfoil cooling system for bow vane | |
JP2009293425A (ja) | 送風機 | |
JP5351637B2 (ja) | 翼体および回転機械 | |
JP2014528552A (ja) | 湾曲部を含むターボ機械センターブレード | |
JP2012047085A (ja) | タービンインペラ | |
JP2004293335A (ja) | 高転向・高遷音速翼 | |
CN115176070A (zh) | 涡轮机部件或部件的组合件 | |
JP7210324B2 (ja) | 翼及びこれを備えた機械 | |
CN111699323B (zh) | 旋转叶片以及具备该旋转叶片的离心压缩机 | |
JP4944979B2 (ja) | 高転向・高遷音速翼 | |
JP2010203259A (ja) | 翼構造及び軸流ターボ機械 | |
JP2019027751A5 (ja) | ||
JP2014001687A (ja) | インペラ及び遠心圧縮機 | |
WO2019097757A1 (ja) | タービンノズル及びこのタービンノズルを備える軸流タービン | |
WO2012090269A1 (ja) | 翼体および回転機械 | |
CN115339619A (zh) | 飞行器支承构件空气动力剖面 | |
JP2013076413A (ja) | 翼体および回転機械 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20140423 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20140506 |
|
R151 | Written notification of patent or utility model registration |
Ref document number: 5549825 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |