WO2008075716A1 - タービン翼 - Google Patents

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Akira Takahashi
Mizuho Aotsuka
Hiroshi Hamazaki
Haruyuki Tanimitsu
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Definitions

  • the present invention relates to a turbine blade that is exposed to a relatively high temperature high temperature atmosphere and a relatively low temperature low temperature atmosphere, and relates to a turbine blade used in, for example, a gas turbine.
  • a turbine blade used in a gas turbine or the like has a concave curved pressure surface that is concave along the fluid flowing direction and a convex curved negative surface that is convex along the fluid flowing direction. And a pressure surface.
  • a phenomenon in which a boundary layer of fluid formed on the suction surface peels, that is, so-called laminar flow separation occurs.
  • Laminar flow separation results in noise and reduced turbine efficiency.
  • a technique has been proposed in which a turbulent flow is positively formed by providing protrusions on the suction surface as in Patent Document 1 and the occurrence of laminar flow separation is suppressed by this turbulent flow.
  • Patent Document 1 Japanese Utility Model Publication No. 7-35702
  • a turbine blade is used.
  • 1S Aircraft will be exposed to different temperature environments during cruise and takeoff and landing.
  • the combustion energy of a combustor provided in front of the turbine is low, that is, because the engine output is small, the turbine blades are exposed to a relatively low temperature environment (low temperature atmosphere).
  • the combustion energy of the combustor is high, that is, the engine output is large, so that the turbine blades are exposed to a relatively high temperature environment (high temperature atmosphere).
  • the present invention has been made in view of the above-described problems, and reduces the pressure loss of the turbine blade at a low layarez number in a low-temperature atmosphere without increasing the pressure loss of the turbine blade at a high layarez number in a high-temperature atmosphere.
  • the purpose is to let you.
  • the present invention provides a turbine blade that is exposed to a relatively high temperature high temperature atmosphere and a relatively low temperature low temperature atmosphere, and is recessed along the fluid flow direction.
  • the present invention provides a turbine blade provided with an unevenness forming means that makes a suction surface a smooth surface along a convex curved surface when exposed to a high temperature atmosphere.
  • the unevenness forming means when the unevenness forming means is exposed to a low temperature atmosphere, an uneven portion along the flow of the fluid appears on the negative pressure surface, and when exposed to the high temperature atmosphere, the negative pressure surface follows the convex surface. A smooth surface. That is, when exposed to a low temperature atmosphere, an uneven portion that suppresses laminar flow separation is formed on the negative pressure surface, and when exposed to a high temperature atmosphere, the uneven portion disappears from the negative pressure surface.
  • the unevenness forming means includes a metal material group made of a plurality of metal materials having different thermal expansion coefficients arranged in the fluid flow direction. Monkey.
  • the metal material group is formed by alternately arranging a plurality of metal materials having a relatively small coefficient of thermal expansion and metal materials having a relatively large coefficient of thermal expansion in the flow direction.
  • V U configuration can be adopted.
  • the turbine blade at a high leikarez number in a high temperature atmosphere It is possible to reduce the pressure loss of the turbine blades at a low Reikales number in a low-temperature atmosphere without increasing the pressure loss of the turbine.
  • FIG. 1 is a perspective view of a wing that is a first embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view of the main part including the vicinity of the concavo-convex forming portion provided in the blade according to the first embodiment of the present invention, and shows the case where the blade is exposed to a low-temperature atmosphere.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of the main part including the vicinity of the concavo-convex forming portion provided in the blade according to the first embodiment of the present invention, and shows the case where the blade is exposed to a high-temperature atmosphere.
  • FIG. 4 is a perspective view of a wing that is a second embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a perspective view of a turbine blade 10 according to a first embodiment of the present invention. Shown in this figure Thus, the turbine blade 10 has a leading edge 11 on the side where the fluid F flows, a concave curved pressure surface 12 which is recessed along the direction in which the fluid F flows, and a convex shape along the direction in which the fluid F flows. It is configured to be surrounded by a convex-curved negative pressure surface 13 and a rear edge 14 on the side where the fluid F flows out.
  • a mounting base 16 that is attached to a turbine body (not shown) is provided on the side surface of the turbine blade 10.
  • the suction surface 13 is provided with a concavo-convex forming portion 15 (concave / convex forming means) over the entire region in the width direction H of the turbine blade 10 (direction perpendicular to the chord direction).
  • FIG. 2 is a cross-sectional view of the main part of the turbine blade 10 including the vicinity of the unevenness forming part 15.
  • the unevenness forming portion 15 includes a plurality of low expansion coefficient coating materials 151, a high expansion coefficient coating material 1 52, and a plurality of alternately in the flow direction of force fluid F (in this embodiment, low expansion coefficient coating material).
  • the material 151 is arranged in two rows and the high expansion coefficient coating material 152 is arranged in three rows.
  • the low expansion coefficient coating material 151 is formed of an alloy material (metal material) having a smaller thermal expansion coefficient than the high expansion coefficient coating material 152.
  • the low expansion coefficient coating material 151 for example, an alloy material containing platinum, a zirconium alloy or the like can be used.
  • the high expansion coefficient coating material 152 is formed of an alloy material (metal material) having a larger thermal expansion coefficient than the low expansion coefficient coating material 151.
  • an alloy material containing an aluminum alloy or the like can be used. That is, in the present embodiment, the unevenness forming portion 15 is made of a metal material group composed of a plurality of metal materials arranged in the flow direction of the fluid F and having different thermal expansion coefficients.
  • the turbine blade 10 of the present embodiment causes the uneven surface 153 along the flow of the fluid F to appear on the suction surface 13 when exposed to a low temperature atmosphere, and is negative when exposed to a high temperature atmosphere.
  • a concave / convex forming portion 15 is provided that makes the pressure surface 13 a smooth surface along a convex curved surface that is convex along the direction in which the fluid F flows.
  • the high temperature atmosphere refers to a state in which the combustion energy of the combustor during takeoff and landing of the aircraft is high when the turbine on which the turbine blades 10 are installed is mounted on an aircraft jet engine. That is, the temperature at which the turbine blades 10 are exposed in a state where the engine output is high, and an atmosphere in which laminar flow separation does not occur regardless of the presence or absence of the concavo-convex portion 153 (atmosphere with a high Leicarez number).
  • the low temperature atmosphere in this embodiment is
  • the temperature difference between the high temperature atmosphere and the low temperature atmosphere is about 300 ° C
  • the difference in thickness between the low expansion coefficient coating material 151 and the high expansion coefficient coating material 152 in the low temperature atmosphere is about 0. 05mm.
  • the negative pressure surface 13 becomes a smooth surface as shown in FIG. Then, the flow of the fluid F flowing into the suction surface from the front edge 11 side of the turbine blade 10 flows out from the rear edge 12 of the turbine blade 10 as it is. In this way, in the state where laminar flow separation does not occur, the uneven portion 153 disappears from the suction surface 13, thereby reducing the pressure loss of the turbine blade 10 compared with the case where the uneven portion 153 is present. .
  • the uneven portion 153 that suppresses the occurrence of laminar flow separation is formed on the negative pressure surface 13 when exposed to a low temperature atmosphere, and the high temperature atmosphere When exposed to water, the uneven portion 153 disappears from the suction surface 13. That is, the uneven portion 153 appears when the laikarez number is low and laminar flow separation occurs, and the uneven portion 153 disappears when the laikarez number is high and no laminar flow separation occurs.
  • the pressure loss of the turbine blade 10 in the low temperature atmosphere can be reduced without increasing the pressure loss of the turbine blade 10 in the high temperature atmosphere.
  • the formation position of the concavo-convex forming portion 15 is preferably located closer to the leading edge 11 than the maximum velocity point at which the flow velocity of the fluid F flowing into the suction surface 13 is maximum on the suction surface 13. That's right.
  • the uneven portion 153 appears by positioning the uneven portion 15 on the leading edge 11 side from the maximum velocity point at which the flow velocity of the fluid F is maximum on the suction surface 13, the fluid F is uneven. It is possible to make the turbulent flow generated by hitting the part 153 stronger and further suppress the occurrence of laminar flow separation.
  • FIG. 4 is a perspective view of the turbine blade 30 of the second embodiment. As shown in this figure, in the turbine blade 30 of the present embodiment, the unevenness provided over the entire region in the width direction H (direction perpendicular to the chord direction) of the turbine blade 10 in the first embodiment. The forming portion 15 is provided intermittently in the width direction H of the turbine blade 30.
  • the formation material of the unevenness forming portion 15, that is, the low expansion coefficient coating material 151 and the high expansion coefficient coating material 152 can be reduced, and the cost can be further reduced.
  • the pressure loss of the blade in the low temperature atmosphere can be reduced without increasing the pressure loss of the blade in the high temperature atmosphere.
  • each of the rod-shaped members formed of the same metal material as the low expansion coefficient coating material 151 and the high expansion coefficient coating material 152 is formed.
  • the concavo-convex forming portion 15 may be configured by burying a part of the ridges and alternately arranging them.
  • the unevenness forming portion 15 has a plurality of low expansion coefficient coating materials 151 and a plurality of high expansion coefficient coating materials 152 alternately arranged has been described.
  • the present invention is not limited to this, and the unevenness forming portion 15 may be constituted by the low expansion coefficient coating material 151 and the high expansion coefficient coating material 152 arranged in a row. . Further, the unevenness forming portion 15 may be configured such that a plurality of low expansion coefficient coating materials 151 and a plurality of high expansion coefficient coating materials 152 are alternately arranged.
  • the configuration in which the unevenness forming portion 15 is made of two types of coating materials has been described.
  • the present invention is not limited to this, and the concavo-convex forming portion 15 may be configured by arranging a plurality of types of coating materials. In such a case, since each coating material has a different coefficient of thermal expansion, it is possible to bring about a fine shape change by the concavo-convex forming portion 15.
  • the unevenness forming means of the present invention is not limited to the configuration of the unevenness forming part 15 of the above embodiment, and is negative in a high temperature atmosphere depending on the temperature difference between the high temperature atmosphere and the low temperature atmosphere. Any material may be used as long as the uneven portion 153 is eliminated from the pressure surface 13 and the uneven portion 153 is formed on the negative pressure surface 13 in a low temperature atmosphere.
  • a turbine in a turbine blade mounted on an aircraft jet engine, a turbine at a low Reikarez number in a low temperature atmosphere without increasing the pressure loss of the turbine blade at a high Reikarez number in a high temperature atmosphere.
  • Use force S to reduce the pressure loss of the wing.

Abstract

　本発明は、相対的に高温度な高温雰囲気と相対的に低温度な低温雰囲気とに晒されるタービン翼であって、流体の流れる方向に沿って凹とされた凹曲面状の圧力面と、流体の流れる方向に沿って凸とされた凸曲面状の負圧面と、低温雰囲気に晒される場合に負圧面に流体の流れに沿った凹凸部を出現させ、高温雰囲気に晒される場合に負圧面を凸曲面に沿う滑らかな面とする凹凸形成手段とを備えるタービン翼を提供する。この構成により、高温雰囲気の高いレイノルズ数におけるタービン翼の圧力損失を増大させることなく低温雰囲気の低いレイノルズ数におけるタービン翼の圧力損失を低減させることができる。

Description

明 細 書
タービン翼
技術分野
[0001] 本発明は、相対的に高温度な高温雰囲気と相対的に低温度な低温雰囲気とに晒 されるタービン翼であり、例えばガスタービン等に用いられるタービン翼に関する。 本願 (ま、 2006年 12月 21曰 ίこ曰本 ίこ出願された特願 2006— 343951号 ίこ基づき 優先権を主張し、その内容をここに援用する。
背景技術
[0002] 例えば、ガスタービン等に用いられるタービン翼は、流体の流れる方向に沿って凹 とされた凹曲面状の圧力面と、流体の流れる方向に沿って凸とされた凸曲面状の負 圧面とを備えている。このようなタービン翼においては、従来から、負圧面に形成され た流体の境界層が剥離する現象、いわゆる層流剥離が生じることが知られている。層 流剥離は、騒音やタービン効率の低下を招く。このため、例えば特許文献 1のように 負圧面に突起物を設けることによって、積極的に乱流を形成し、この乱流によって層 流剥離の発生を抑制する技術が提案されてレ、る。
特許文献 1 :実開平 7— 35702号公報
発明の開示
発明が解決しょうとする課題
[0003] ところで、例えば、航空機のジェットエンジンに搭載されるタービンでは、タービン翼
1S 航空機の巡航時と離着陸時とで異なる温度環境に晒されることとなる。例えば、 航空機の巡航時には、タービンの前段に設けられた燃焼器の燃焼エネルギが低レ、 ため、すなわちエンジン出力が小さいため、タービン翼は相対的に低い温度環境 (低 温雰囲気）に晒される。一方、航空機の離着陸時には、燃焼器の燃焼エネルギが高 いため、すなわちエンジン出力が大きいため、タービン翼は相対的に高い温度環境（ 高温雰囲気）に晒される。
そして、このような巡航時の低温雰囲気と離着陸時の高温雰囲気とに晒されるター ビン翼では、巡航時の低温雰囲気では層流剥離が生じるのに対して離着陸時の高 温雰囲気では層流剥離が発生していないという現象が生じる。この現象は、巡航時 の低温雰囲気では、レイカレズ数が低いために層流剥離が生じ易い状態にあり、離 着陸時の高温雰囲気では、レイカレズ数が高いために層流剥離が生じ難い状態にな ることが原因と考えられる。
このため、特許文献 1のように負圧面に突起物を設けた場合には、タービン翼が離 着陸時の高温雰囲気に晒されて!/、る状態、すなわち層流剥離が生じて!/、な!/、状態 にお!/、て、突起物がなレ、場合と比較してタービン翼の圧力損失が増大することとなる 。よって、タービン効率が逆に低下する可能性がある。
[0004] 本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、高温雰囲気の高いレイカレズ 数におけるタービン翼の圧力損失を増大させることなく低温雰囲気の低いレイカレズ 数におけるタービン翼の圧力損失を低減させることを目的とする。
課題を解決するための手段
[0005] 上記目的を達成するために、本発明は、相対的に高温度な高温雰囲気と相対的に 低温度な低温雰囲気とに晒されるタービン翼であって、流体の流れる方向に沿って 凹とされた凹曲面状の圧力面と、流体の流れる方向に沿って凸とされた凸曲面状の 負圧面と、低温雰囲気に晒される場合に負圧面に流体の流れに沿った凹凸部を出 現させ、高温雰囲気に晒される場合に負圧面を凸曲面に沿う滑らかな面とする凹凸 形成手段とを備えるタービン翼を提供する。
[0006] 本発明によれば、凹凸形成手段によって、低温雰囲気に晒される場合に負圧面に 流体の流れに沿った凹凸部が出現され、高温雰囲気に晒される場合に負圧面が凸 局面に沿う滑らかな面とされる。つまり、低温雰囲気に晒される場合には、層流剥離 が生じることを抑制する凹凸部が負圧面に形成され、高温雰囲気に晒される場合に は、上記凹凸部が負圧面からなくなる。
[0007] また、本発明においては、前記凹凸形成手段が、前記流体の流れ方向に配列され た熱膨張率が異なる複数の金属材からなる金属材群からなるという構成を採用する こと力 Sでさる。
[0008] また、本発明においては、前記金属材群が、相対的に熱膨張率の小さな金属材と 相対的に熱膨張率の大きな金属材とを前記流れ方向に交互に複数配置してなると V、う構成を採用することができる。
発明の効果
[0009] 本発明によれば、低温雰囲気に晒される場合には、層流剥離が生じることを抑制す る凹凸部が負圧面に形成され、高温雰囲気に晒される場合には、上記凹凸部が負 圧面からなくなる。すなわち、レイカレズ数が低く層流剥離が生じている場合に凹凸 部が出現し、レイカレズ数が高く層流剥離が生じていない場合に、凹凸部がなくなる したがって、高温雰囲気の高いレイカレズ数におけるタービン翼の圧力損失を増大 させることなく低温雰囲気の低いレイカレズ数におけるタービン翼の圧力損失を低減 させることが可能となる。
図面の簡単な説明
[0010] [図 1]本発明の第 1実施形態である翼の斜視図である。
[図 2]本発明の第 1実施形態である翼が備える凹凸形成部近傍を含む要部断面図で あり、翼が低温雰囲気に晒されている場合を示す図である。
[図 3]本発明の第 1実施形態である翼が備える凹凸形成部近傍を含む要部断面図で あり、翼が高温雰囲気に晒されている場合を示す図である。
[図 4]本発明の第 2実施形態である翼の斜視図である。
符号の説明
[0011] 10, 20, 30……タービン翼、 13……負圧面、 15……凹凸形成部（凹凸形成手段 )、 151……低膨張率コーティング材 (金属材）、 152……高膨張率コーティング材、 153……凹凸部、 F……流体
発明を実施するための最良の形態
[0012] 以下、図面を参照して、本発明に係るタービン翼の一実施形態について説明する
。なお、以下の図面において、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮 尺を適宜変更している。
[0013] (第 1実施形態）
図 1は、本発明の第 1実施形態のタービン翼 10の斜視図である。この図に示される ように、タービン翼 10は、流体 Fが流入する側の前縁 11と、流体 Fの流れる方向に沿 つて凹とされた凹曲面状の圧力面 12と、流体 Fの流れる方向に沿って凸とされた凸 曲面状の負圧面 13と、流体 Fが流出する側の後縁 14とに囲まれた構成とされている 。なお、本実施形態では、このタービン翼 10の側面に、図示されないタービン本体に 取付けられる取付け台 16が設けられている。
[0014] そして、負圧面 13には、タービン翼 10の幅方向 H (翼弦方向と直交する方向）の全 域に亘つて凹凸形成部 15 (凹凸形成手段）が設けられている。
図 2は、凹凸形成部 15近傍を含むタービン翼 10の要部断面図である。この図に示 すように凹凸形成部 15は、低膨張率コーティング材 151と高膨張率コーティング材 1 52と力 流体 Fの流れ方向に交互に複数 (本実施形態においては、低膨張率コーテ イング材 151が 2列、高膨張率コーティング材 152が 3列）配置されることによって構 成されている。
低膨張率コーティング材 151は、高膨張率コーティング材 152よりも熱膨張率の小 さな合金材 (金属材）によって形成されている。この低膨張率コーティング材 151とし ては、例えば、プラチナやジルコユア合金等を含む合金材を用いることができる。ま た、高膨張率コーティング材 152は、低膨張率コーティング材 151よりも熱膨張率の 大きな合金材 (金属材）によって形成されている。この高膨張率コーティング材 152と しては、例えば、アルミニウム合金等を含む合金材を用いることができる。すなわち、 本実施形態においては、凹凸形成部 15は、流体 Fの流れ方向に配列された熱膨張 率が異なる複数の金属材からなる金属材群からなつている。
[0015] そして、このような凹凸形成部 15は、タービン翼 10が低温雰囲気に晒される場合に 、図 2に示すように、負圧面 13に流体 Fの流れに沿った凹凸部 153が出現するように 、かつ、タービン翼 10が高温雰囲気に晒される場合に、図 3に示すように、負圧面 13 が流体 Fの流れる方向に沿って凸とされた滑らかな面（凸曲面に沿う滑らかな面）とな るように、低膨張率コーティング材 151の厚みと熱膨張率、及び、高膨張率コーティ ング材 152の厚みと熱膨張率が設定されている。
すなわち、本実施形態のタービン翼 10は、低温雰囲気に晒される場合に負圧面 1 3に流体 Fの流れに沿った凹凸部 153を出現させ、高温雰囲気に晒される場合に負 圧面 13を流体 Fの流れる方向に沿って凸とされた凸曲面に沿う滑らかな面とする凹 凸形成部 15を備えている。
[0016] なお、本実施形態において高温雰囲気とは、タービン翼 10が設置されるタービン が航空機のジェットエンジンに搭載されている場合に、航空機の離着陸時である燃 焼器の燃焼エネルギが高い状態、すなわちエンジン出力の高い状態でタービン翼 1 0が晒される温度であり、凹凸部 153の有る無しに関わらず層流剥離が生じない雰囲 気（レイカレズ数が高い雰囲気）である。一方、本実施形態において低温雰囲気とは
、航空機の巡航時である燃焼器の燃焼エネルギが低い状態、すなわちエンジン出力 の低い状態でタービン翼 10が晒される温度であり、凹凸部 153が無い場合には層流 剥離が生じる雰囲気（レイカレズ数が低い雰囲気）である。例えば、高温雰囲気と低 温雰囲気との温度差が約 300°Cである場合には、低温雰囲気の場合における低膨 張率コーティング材 151と高膨張率コーティング材 152との厚みの差は、約 0. 05m mである。
[0017] このように構成された本実施形態のタービン翼 10においては、低温雰囲気に晒さ れている場合には、図 2に示すように、負圧面 13に凹凸部 153が出現する。そして、 タービン翼 10の前縁 11側から負圧面に流入した流体 Fの流れが凹凸部 153に当た ることによって乱流が形成される。このような乱流によって、流体 Fの境界層が負圧面 13から剥離する層流剥離の発生を抑制しながら、流体 Fはタービン翼 10の後縁 12 力も流出する。このため、流体 Fの境界層が負圧面 13から剥離する場合よりもタービ ン翼 10の圧力損失を低減させることができる。
また、本実施形態のタービン翼 10が高温雰囲気に晒されている場合には、図 3に 示すように、負圧面 13が滑らかな面となる。そして、タービン翼 10の前縁 11側から負 圧面に流入した流体 Fの流れがそのままタービン翼 10の後縁 12から流出する。この ように、層流剥離が生じていない状態において、凹凸部 153が負圧面 13からなくなる ことによって、凹凸部 153がある場合と比較してタービン翼 10の圧力損失を低減する こと力 Sでさる。
[0018] このような本実施形態のタービン翼 10によれば、低温雰囲気に晒される場合には、 層流剥離が生じることを抑制する凹凸部 153が負圧面 13に形成され、高温雰囲気 に晒される場合には、上記凹凸部 153が負圧面 13からなくなる。すなわち、レイカレ ズ数が低く層流剥離が生じている場合に凹凸部 153が出現し、レイカレズ数が高く層 流剥離が生じていない場合に凹凸部 153がなくなる。
したがって、高温雰囲気におけるタービン翼 10の圧力損失を増大させることなく低 温雰囲気におけるタービン翼 10の圧力損失を低減させることが可能となる。
[0019] なお、凹凸形成部 15の形成位置は、負圧面 13に流入した流体 Fの流速がこの負 圧面 13において最大となる最大速度点よりも前縁 11側に位置されていることが好ま しい。
このように凹凸形成部 15を負圧面 13において流体 Fの流速が最大となる最大速度 点よりも前縁 11側に位置することによって、凹凸部 153が出現している場合に、流体 Fが凹凸部 153に当たることによって発生する乱流をより強いものとし、層流剥離の発 生をより抑制することが可能となる。
[0020] (第 2実施形態）
次に、本発明の第 2実施形態について説明する。なお、本第 2実施形態の説明に おいて、上記第 1実施形態と同様の部分については、その説明を省略あるいは簡略 化する。
[0021] 図 4は、本第 2実施形態のタービン翼 30の斜視図である。この図に示すように、本 第実施形態のタービン翼 30では、上記第 1実施形態においてタービン翼 10の幅方 向 H (翼弦方向と直交する方向）の全域に亘つて設けられていた凹凸形成部 15が、 タービン翼 30の幅方向 Hに断続的に設けられている。
[0022] このような構成を有する本実施形態のタービン翼 30においては、凹凸形成部 15の 形成材料すなわち低膨張率コーティング材 151及び高膨張率コーティング材 152を 削減することができ、より低コストで、高温雰囲気における翼の圧力損失を増大させる ことなく低温雰囲気における翼の圧力損失を低減させることが可能となる。
[0023] 以上、図面を参照しながら本発明に係る翼の好適な実施形態について説明したが 、本発明は上記実施形態に限定されないことは言うまでもない。上述した実施形態に おいて示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨 力、ら逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。 [0024] 例えば、上記実施形態においては、凹凸形成部 15が、 2種類のコーティング材 (低 膨張率コーティング材 151と高膨張率コーティング材 152)からなる構成について説 明した。し力もながら、本発明はこれに限定されるものではなぐ例えば、低膨張率コ 一ティング材 151及び高膨張率コーティング材 152と同じ金属材によって形成される 棒状部材を各々形成し、この膨張部材の一部を埋設して交互に配置することによつ て、凹凸形成部 15を構成しても良い。
[0025] また、上記実施形態においては、凹凸形成部 15が、複数の低膨張率コーティング 材 151と複数の高膨張率コーティング材 152とが交互に配列された構成について説 明した。し力もながら、本発明はこれに限定されるものではなぐ凹凸形成部 15が、 1 列ずつ配列される低膨張率コーティング材 151と高膨張率コーティング材 152とによ つて構成されていても良い。また、凹凸形成部 15が、さらに複数の低膨張率コーティ ング材 151と複数の高膨張率コーティング材 152とが交互に配列された構成であつ ても良い。
このような場合には、低温雰囲気において、低膨張率コーティング材 151と複数の 高膨張率コーティング材 152との段差が小さい場合でも、層流剥離を抑制することが できる。
[0026] また、上記実施形態においては、凹凸形成部 15が、 2種類のコーティング材 (低膨 張率コーティング材 151と高膨張率コーティング材 152)からなる構成について説明 した。し力もながら、本発明はこれに限定されるものではなぐ凹凸形成部 15が、さら に複数種類のコーティング材が配列されることによって構成されても良い。このような 場合には、各コーティング材が異なる熱膨張率を有していることとなるため、凹凸形 成部 15により細かい形状変化をもたらすことが可能となる。
[0027] また、本発明の凹凸形成手段は、上記実施形態の凹凸形成部 15の構成に限定さ れるものではなぐ高温雰囲気と低温雰囲気との温度差に応じて、高温雰囲気の場 合に負圧面 13から凹凸部 153をなくし、低温雰囲気の場合に負圧面 13に凹凸部 15 3を形成するものであれば良い。例えば、翼が晒されている温度を検出する検出手段 と、負圧面 13に凹凸部 153を出現可能な形成機構と、上記検出手段の検出結果に 基づいて形成機構を制御する制御部とから凹凸形成手段を構成することも可能であ 産業上の利用可能性
以上説明した通り、本発明によれば、航空機のジェットエンジンに搭載されるタービ ン翼において、高温雰囲気の高いレイカレズ数におけるタービン翼の圧力損失を増 大させることなく低温雰囲気の低いレイカレズ数におけるタービン翼の圧力損失を低 減させること力 Sでさる。

Claims

請求の範囲
[1] 相対的に高温度な高温雰囲気と相対的に低温度な低温雰囲気とに晒されるタービ ン翼であって、流体の流れる方向に沿って凹とされた凹曲面状の圧力面と、流体の 流れる方向に沿って凸とされた凸曲面状の負圧面と、前記低温雰囲気に晒される場 合に前記負圧面に前記流体の流れに沿った凹凸部を出現させ、前記高温雰囲気に 晒される場合に前記負圧面を前記凸曲面に沿う滑らかな面とする凹凸形成手段とを 備えるタービン翼。
[2] 前記凹凸形成手段が、前記流体の流れ方向に配列された熱膨張率が異なる複数 の金属材からなる金属材群からなる請求項 1記載のタービン翼。
[3] 前記金属材群が、相対的に熱膨張率の小さな金属材と相対的に熱膨張率の大き な金属材とを前記流れ方向に交互に複数配置してなる請求項 1または 2記載のター ビン翼。
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