WO2012147938A1 - タービン翼 - Google Patents

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正昭 浜辺
あゆみ 儘田
るり子 山脇
浩志 濱崎
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a turbine blade used in, for example, an aircraft jet engine.
  • profile loss is attracting attention.
  • This profile loss is mainly due to a loss of velocity distribution based on the wake from the trailing edge of the turbine blade.
  • An important point for reducing the profile loss is how to reduce the velocity distribution deficiency.
  • the thinner the blade trailing edge of the turbine blade the smaller the velocity distribution defect.
  • the shape of the blade back line and blade belly side line connected by a semicircle arc of a perfect circle, or the shape connected by a straight line perpendicular to the camber line is the blade trailing edge. Many are adopted.
  • the thickness of the blade trailing edge cannot be less than the diameter of the semicircle. Therefore, the thickness of the blade trailing edge becomes relatively large, the wake from the blade trailing edge of the turbine blade becomes large, and the velocity distribution defect becomes relatively large.
  • Patent Document 1 Conventionally, as a turbine blade formed so as to reduce the velocity distribution defect, there is one disclosed in Patent Document 1, for example.
  • the radius of curvature gradually decreases from either the blade back line or the blade vent line toward the rear end portion located on the most downstream side in the fluid flow direction.
  • the radius of curvature becomes the smallest at the end, and then the radius of curvature gradually increases from the rear end toward the other side of the wing back side line or wing ventral side line. It has the structure which has the curved surface of the rear edge part leading to the other.
  • the thickness of the blade trailing edge can be reduced while maintaining sufficient strength as compared with a turbine blade having a semicircular blade trailing edge.
  • the string length increases. Therefore, there is a concern about the influence on the structural design due to the increase in the blade weight and the change in the axial clearance between the blades as the chord length increases, and it has been a conventional problem to solve this.
  • the present invention has been made by paying attention to the above-mentioned conventional problems, and after ensuring that the strength is ensured and the weight of the blade is increased or the structural design is affected, loss due to velocity distribution loss
  • An object of the present invention is to provide a turbine blade that can further improve the performance while suppressing the amount of the pressure and can increase the work.
  • the present invention has a blade trailing edge formed by connecting a blade back side line, a blade blade side line, and the rear ends of the blade back side line and the blade blade side line with curves.
  • a curve forming a blade trailing edge in the profile includes a ventral curve portion having an arc shape with a constant radius of curvature from a rear end of the blade ventral line toward the camber line of the profile, and the camber A dorsal curve portion that passes through a region closer to the camber line than a symmetric curve portion that is in line symmetry with the ventral curve portion with a line in between, and from the rear end of the blade dorsal line toward the camber line It is assumed that the connection is made.
  • the camber line which is the airfoil centerline, is curved, but is substantially straight at the trailing edge of the blade. Therefore, the turbine blade according to the present invention also has a camber at the trailing edge of the blade.
  • the line is treated as a straight line.
  • the dorsal curve portion has a configuration represented by an elliptical configuration line extending from the center of the curved portion along the major axis direction of the ellipse to the center of the curved portion along the minor axis direction.
  • connection point between the rear end of the blade dorsal line and the back curve portion is not less than the length of the radius of the ventral curve portion from the rearmost end of the blade trailing edge in the profile and the blade. It is assumed that the position is within a range of 10% or less of the chord length.
  • connection point between the rear end of the blade dorsal line and the dorsal curve portion is not less than three times the length of the radius at the ventral curve portion from the rearmost end of the blade trailing edge in the profile. And it is set as the structure located in the range of 10% or less of chord length.
  • a position (near point) S closest to the rearmost end 5a of the blade trailing edge 5 that can be a connection point P between the rear end of the blade backside line 2 and the back curve portion 4b is: It is set based on the radius R of the ventral side curved portion 4a having an arc shape. When the chord length is C, the radius R of this circle is often set to 0.5% to 2% of the chord length C.
  • the most distant position (far point) from the rearmost end 5a of the blade trailing edge 5 that can be the connection point P between the rear end of the blade backside line 2 and the back curve portion 4b is to reduce the thickness of the blade trailing edge 5.
  • the profile was set to 10% or less of the chord length from the rearmost end 5a of the blade trailing edge 5 in the profile.
  • FIG. 2 shows a case where the connection point P between the rear end of the blade back side line 2 and the back curve portion 4 b is set to a position 5% of the chord length C from the rearmost end 5 a of the blade trailing edge 5.
  • connection point between the ventral curve portion and the dorsal curve portion is about 30 ° around the center of the ventral curve portion located on the camber line and 30 ° on the dorsal ventral side of the camber line. It is set as the structure located in the range.
  • connection point between the ventral curve portion and the dorsal curve portion can be shifted to both the dorsal side and the ventral side of the camber line, how to connect the ventral curve portion and the dorsal curve portion.
  • the degree of freedom increases in manufacturing.
  • the dorsal curve portion of the curve forming the blade trailing edge passes through a region closer to the camber line than the symmetrical curve portion that is in line symmetry with the ventral curve portion with the camber line in between. Since the rear end of the blade back line reaches the camber line, the main flow (air flow) at the back curve is accelerated and the boundary layer becomes smaller. In addition, the main flow becomes the dorsal curve by the Coanda effect. As a result, the outflow angle from the trailing edge of the main wing increases.
  • the strength is ensured, and the loss due to the velocity distribution deficiency is suppressed and the performance is further improved without causing the fear that the blade weight may increase or the influence on the structural design.
  • the outflow angle from the mainstream blade trailing edge can be increased, resulting in a very good effect of increasing work.
  • FIG. 1 and 2 show the profile of a turbine blade according to an embodiment of the present invention.
  • the turbine blade 1 has a profile including a blade back side line 2, a blade ventral side line 3, a blade trailing edge 5, and a blade leading edge 6.
  • the rear ends of the blade back side line 2 and the blade ventral side line 3 are connected by a curve 4 in the profile.
  • the curve 4 forming the blade trailing edge 5 in the profile is composed of a ventral curve portion 4a and a dorsal curve portion 4b.
  • the ventral curve portion 4a has an arc shape with a constant radius of curvature from the rear end of the wing ventral line 3 toward the camber line CL of the profile.
  • the dorsal curve portion 4b is a symmetrical curve portion (a curve portion indicated by a two-dot chain line in the enlarged portion of FIG. 1) that is symmetrical with the ventral curve portion 4 with the camber line CL from the rear end of the blade dorsal line 2 in between. That is, it passes toward the camber line CL through a region closer to the camber line CL than the conventional back side curve portion).
  • the ventral curve portion 4a and the dorsal curve portion 4b are connected to each other in the vicinity of the camber line CL.
  • the dorsal curve portion 4 b is represented by an elliptical component line extending from the center of the curved portion along the major axis a direction of the ellipse A to the center of the curved portion along the minor axis b direction. Yes.
  • connection point P between the rear end of the blade back line 2 and the back curve portion 4b of the curve 4 is to reduce the change in the natural frequency while reducing the thickness of the blade trailing edge 5. It is set at a position of 5% C (C is the chord length) from the rearmost end 5a of the blade trailing edge 5.
  • the back curve portion 4b of the curve 4 forming the blade trailing edge 5 is connected to the camber line CL from the rear end of the blade back side line 2 than the symmetrical curve portion.
  • the mainstream FP in the dorsal curve portion 4b is accelerated, and the Coanda effect causes the dorsal curve portion 4b to the ventral curve portion. 4a, and the outflow angle of the mainstream FP from the blade trailing edge 5 is increased as compared with the conventional mainstream FB that flows straight out from the conventional blade trailing edge 55 shown in FIG.
  • the blade trailing edge (blade back side line and blade backside line in the conventional turbine blade indicated by a two-dot chain line in the enlarged portion of FIG.
  • connection point between the ventral curve portion 4a and the dorsal curve portion 4b of the curve 4 forming the blade trailing edge 5 in the turbine blade 1 according to the present invention is the blade trailing edge 5 on the camber line CL.
  • the present invention is not limited to this.
  • the connection point Q between the ventral curve portion 4a and the dorsal curve portion 4b of the curve 4 is described. However, it is good also as a structure located in the site
  • connection point Q between the ventral curve portion 4a and the dorsal curve portion 4b of the curve 4 may be positioned around the center O of the ventral curve portion 4a and in the range of 30 ° on the ventral side of the camber line CL. .
  • connection point Q between the ventral curve portion 4a and the dorsal curve portion 4b can be shifted to the dorsal ventral side of the camber line CL, the connection between the ventral curve portion 4a and the dorsal curve portion 4b is possible. As a result, the degree of freedom in the method of spreading increases, and the manufacture becomes easier.
  • the configuration of the turbine blade according to the present invention is not limited to the above-described embodiment.

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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

タービン翼
　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。
特開2011-017290号公報
　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。
本発明の一実施例によるタービン翼のプロファイル説明図である。 図１のタービン翼の翼背側ラインの後端と翼後縁の背側曲線部との接続点の設定要領を示すプロファイル説明図である。 図１のタービン翼の背側曲線部から腹側曲線部へと主流がコアンダ効果によって回り込む状況を示すプロファイル説明図である。 従来のタービン翼の背側曲線部を主流が流れる状況を示すプロファイル説明図である。 図１のタービン翼による全圧損失係数の低減度合いを示すグラフである。 本発明の他の実施例によるタービン翼の翼後縁の最後端部分を拡大して示すプロファイル説明図である。
　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

Claims (5)

  1. 　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。
  2. 　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。
  3. 　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。
  4. 　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。
  5. 　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。
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