(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエンジンでエネルギーを抽出するための翼形部（１０）であって、
正圧表面（１２）と、
負圧表面（１１）と、を含み、
該翼形部（１０）のスパン方向局所部分における前記正圧及び負圧表面（１２、１１）の半径方向に対応する表面特性が、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような該翼形部（１０）のキャンバ線ＣRを協働して定めるように形成され、
前記符号反転ポイントの数が、前記スパン方向局所部分から測定した該翼形部（１０）の半径方向寸法に沿って減少する、
翼形部（１０）。
【請求項２】
前記表面特性が、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような該翼形部（１０）の厚さ分布プロットＴRを協働して定める、請求項１記載の翼形部（１０）。
【請求項３】
該翼形部（１０）の翼弦長さＣLが、そこにおいて前記表面特性が２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような前記キャンバ線ＣRを協働して定める２つ又はそれ以上の半径方向位置においてほぼ均一である、請求項１または２に記載の翼形部（１０）。
【請求項４】
タービンエンジンでエネルギーを抽出するための翼形部（１０）であって、
正圧表面（１２）と、
負圧表面（１１）と、を含み、
該翼形部（１０）のスパン方向局所部分における前記正圧及び負圧表面（１２、１１）の半径方向に対応する表面特性が、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような該翼形部（１０）の厚さ分布プロットＴRを協働して定めるように形成され、
前記符号反転ポイントの数が、前記スパン方向局所部分から測定した該翼形部（１０）の半径方向寸法に沿って減少し、
前記表面特性が、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するキャンバ線ＣRを協働して定める、
翼形部（１０）。
【請求項５】
該翼形部（１０）の翼弦長さＣLが、そこにおいて前記半径方向に対応する表面特性が２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような前記厚さ分布プロットＴRを協働して定める２つ又はそれ以上の半径方向位置においてほぼ均一である、請求項４に記載の翼形部（１０）。
【請求項６】
タービンエンジンでエネルギーを抽出するための翼形部（１０）であって、
正圧表面特性を有する正圧表面（１２）と、
負圧表面特性を有する負圧表面（１１）と、を含み、
前記正圧及び負圧表面特性が、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような該翼形部（１０）のキャンバ線ＣR及び該翼形部（１０）の厚さ分布プロットＴRの１以上を協働して定めるように、該翼形部（１０）のスパン方向局所部分において形成され、
前記符号反転ポイントの数が、前記スパン方向局所部分から測定した該翼形部（１０）の半径方向寸法に沿ってゼロまで減少する、
翼形部（１０）。
【請求項７】
該翼形部（１０）の翼弦長さＣLが、前記半径方向寸法に沿って前記スパン方向局所部分及び該スパン方向局所部分から間隔を置いた別のスパン方向局所部分においてほぼ均一である、請求項６記載の翼形部（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン翼形部設計に関する。
【背景技術】
【０００２】
伝統的なタービンブレード設計では、弧状キャンバ線が用いられ、その曲率半径は前縁から後縁まで連続的に変化するが、常に一方の符号であって純粋な凹形となる。さらに、伝統的なガスタービンブレードにおけるキャンバ線に沿った厚さ分布も円弧状であり、その曲率半径は前縁から後縁まで連続的に変化しているが、常に一方の符号であって純粋な凹形となる。そのような構成では、円柱極座標枠でのキャンバ線によって定まる平面内でガス流が二次元である場合には、エネルギー抽出が行なわれまたガスタービンを通る比較的効率的な流れが生じる。
【０００３】
多くの場合、流れは、ほぼ三次元でありまた平面から外れたものとなることが観察されており、このようなほぼ三次元の場合には、タービンブレードの純凹形は、二次元の場合よりも低い効率となるおそれがある。従って、流れが三次元である場合におけるタービンブレード効率の増大に対する要望により、伝統的な翼形部形状は、薄い後縁、後方荷重のための特注キャンバ線、並びに半径方向圧力勾配を与えるためのスパン（翼長）方向の傾き及び曲がりになるようにして、通路を通る流れの分布を調整するようにされてきた。
【０００４】
しかしながら、多くの場合、機械的制約条件により、後縁厚さが制限されることになり、またブレードの回転により、半径方向ブレード要素を使用して回転時における大きな曲げ荷重を回避しかつ極度な曲がり及び傾きを排除することが必要となる。これらの結果に鑑みて、ブレード通路内部における隆起部及び凹部並びに上流及び下流方向への延長部により端部壁輪郭成形して、ブレード根元端部壁に隣接して発生する二次流れを調整することが、これまで説明されてきた。端部壁輪郭成形は、凹部を鋳造するのと同様な製造上及び実施上の困難な課題を引き起こし或いはロータブレードにおける波形プラットフォーム下方摩擦ダンパの必要性を生じさせる不利益がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第７２２０１００号明細書
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の１つの態様では、タービンエンジンでエネルギーを抽出するための翼形部を提供するが、本翼形部は、正圧表面と、負圧表面とを含み、本翼形部のスパン方向局所部分における正圧及び負圧表面の半径方向に対応する表面特性は、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような該翼形部のキャンバ線を協働して定めるように形成され、符号反転ポイントの数は、スパン方向局所部分から測定した本翼形部の半径方向寸法に沿って減少する。
【０００７】
本発明の別の態様では、タービンエンジンでエネルギーを抽出するための翼形部を提供するが、本翼形部は、正圧表面と、負圧表面とを含み、本翼形部のスパン方向局所部分における正圧及び負圧表面の半径方向に対応する表面特性は、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような該翼形部の厚さ分布プロットを協働して定めるように形成され、符号反転ポイントの数は、スパン方向局所部分から測定した本翼形部の半径方向寸法に沿って減少する。
【０００８】
本発明のさらに別の態様では、タービンエンジンでエネルギーを抽出するための翼形部を提供するが、本翼形部は、正圧表面特性を有する正圧表面と、負圧表面特性を有する負圧表面とを含み、正圧及び負圧表面特性は、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような本翼形部のキャンバ線及び該翼形部の厚さ分布プロットの１以上を協働して定めるように該翼形部のスパン方向局所部分において形成され、符号反転ポイントの数は、スパン方向局所部分から測定した本翼形部の半径方向寸法に沿ってゼロまで減少する。
【０００９】
本発明の要旨については、特許請求の範囲に明確かつ簡潔に記載されている。本発明の上記その他の特徴、態様及び利点については、図面と併せて以下の詳細な説明を参照することによって理解を深めることができるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】翼形部の半径方向図。
【図２】図１の翼形部の厚さ変化のグラフ。
【図３】翼形部の概略三次元半径方向図。
【図４】図３の翼形部の周辺図。
【図５】増大した半径方向位置（５−５）における、図４の翼形部の半径方向図。
【図６】増大した半径方向位置（６−６）における、図４の翼形部の半径方向図。
【図７】増大した半径方向位置（７−７）における、図４の翼形部の半径方向図。
【図８】増大した半径方向位置（８−８）における、図４の翼形部の半径方向図。
【図９】翼形部の概略三次元半径方向図。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
詳細な説明は、それに限定されないが、図面を参照しながら実施例によって、本発明の実施形態をその利点及び特徴と共に説明する。
【００１２】
図１及び図２を参照すると、タービンエンジンでエネルギーを抽出するための翼形部１０を示しており、翼形部１０は、負圧表面１１と、正圧表面１２とを含む。負圧表面１１及び正圧表面１２は各々、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような翼形部１０の軸方向翼弦に対するキャンバ線ＣR及び／又は厚さ分布プロットＴRの１以上を協働して定める該翼形部１０のスパン方向局所部分における半径方向に対応する表面特性を有する。符号反転ポイントの数は、スパン方向局所部分から測定した翼形部１０の半径方向寸法に沿って減少する。幾つかのケースでは、符号反転ポイントの数は、ゼロまで減少する。
【００１３】
キャンバ線ＣR及び／又は厚さ分布ＴRの凸形及び凹形は一般に、根元のみに端部壁を有する翼形部１０におけるその根元付近において翼形部１０スパンの約１０％の範囲内に設置されることになる。同様のことが、その先端に端部壁を有するそれら翼形部について反対の位置で当てはまる。その根元及び先端の両方に端部壁を有するそれら翼形部の場合には、凸形及び凹形は、各端部壁の１０％スパンの範囲内で実施することができる。幾つかのケース（例えば、図９参照）では、キャンバ線ＣR及び／又は厚さ分布ＴRの凸形及び凹形は、上記の範囲を超えて延びることができる。
【００１４】
図３を参照すると、凸形及び凹形の両方であるキャンバ線ＣR及び／又は厚さ分布ＴRを有する翼形部１０は、増大した半径方向位置において変更表面特性を備えることができる。実施形態では、翼形部１０は、該翼形部１０の半径方向寸法に沿って、それぞれ少なくとも第１、第２、第３及び第４のトポグラフィ（微細構成）２０、３０、４０及び５０を有する。図４〜図８に示すように、これらのトポグラフィは、それぞれ線５−５（図５に示すトポグラフィ２０）、線６−６（図６に示すトポグラフィ３０）、線７−７（図７に示すトポグラフィ４０）及び線８−８（図８に示すトポグラフィ５０）に対応し、それら各々は、図４の翼形部１０のスパン及び翼弦の周辺図を切断している。
【００１５】
例示的な実施形態では、図５に示すように、ポグラフィ２０に対応する翼形部１０のスパン方向局所部分において、負圧表面１１及び正圧表面１２の表面特性は、それぞれ該翼形部１０の前縁及び後縁に近接して比較的不規則なノーズ（頭部）セクション２１及び比較的不規則なテール（尾部）セクション２２を形成する。つまり、トポグラフィ２０に対応する翼形部１０のスパン方向局所部分におけるノーズセクション２１は、そのスロート部における対向する凹部領域２３及び２４を特徴とし、一方、テールセクション２２は、単一の凹部領域２５に特徴がある。
【００１６】
続いて図６〜図８に示すように、翼形部１０のトポグラフィ３０、４０及び５０に対応する該翼形部１０のスパン方向部分は、その１つが該翼形部１０の半径方向寸法に沿ってさらに進むと徐々に減少した浮彫り（ｐｒｏｍｉｎｅｎｔ）状態になった特徴形状を有する。例えば、ノーズセクション２１及びテールセクション２２のそれぞれの形状は、徐々に滑らかな状態になる。つまり、ノーズセクション２１は、翼形部の半径方向位置において比較的球根状としかつ翼形部１０の半径方向寸法に沿って徐々に球根状の状態でないようにすることができる。同様に、テールセクション２２は、翼形部１０の半径方向位置においてタービン段回転の方向に湾曲させると共に該翼形部１０の半径方向寸法に沿ってその湾曲が減少しかつ／又はその方向が最終的に逆になるようにすることができる。最終的には、図８に示すように、符号反転ポイントの数は、トポグラフィ２０に対応するスパン方向局所部分から測定した翼形部１０の半径方向寸法に沿ってゼロまで減少させることができる。このようにして、トポグラフィ５０に対応する翼形部１０のスパン方向部分は、比較的普通の翼形部形状に似たものとなる。
【００１７】
図４〜図８は、ゼロまで減少するキャンバ線ＣR及び／又は厚さ分布プロットＴRの１以上の符号反転ポイントの数を協働して示しているが、これは単に例示的な実施形態を反映しているだけであること及びその他の形態を使用することもできることを理解されたい。例えば、幾つかのケースでは、符号反転ポイントの数は、１つ又はそれ以上まで減少させることすらできる。その他のケースでは、翼形部の特定の翼弦位置における幾つかのトポグラフィ特徴形状は、その特定の翼弦位置における翼形部のキャンバ線ＣR又は厚さ分布プロットＴRを符号反転させずに該翼形部の半径方向寸法に沿って徐々に減少した浮彫り状態になるようにすることができる。
【００１８】
図９に示すように、別の実施形態による第２の翼形部１００は、そこで２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するようなキャンバ線ＣR及び／又は厚さ分布ＴRの１以上を表面特性が協働して定める２つ又はそれ以上の半径方向（又はスパン方向）位置においてほぼ均一である翼弦長さＣLを有することができる。このケースでは、翼形部１００のキャンバ線ＣR及び／又は厚さ分布ＴRの凸形及び凹形は、上記の範囲を越えて延びる。従って、根元又は先端のいずれかに対して必ずしも近接していない付加的トポグラフィ２００、３００、４００及び５００は、その１つが半径方向寸法に沿ってさらに進むと徐々に減少した浮彫り状態になる。
【００１９】
さらに別の態様では、翼形部の正圧及び負圧表面を形成する方法を提供するが、本方法は、翼形部上を流れる流体の三次元流路を解析するステップと、その解析により、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような翼形部のキャンバ線及び厚さ分布プロットの１以上を協働して定めるように該翼形部のスパン方向局所部分における正圧及び負圧表面の半径方向に対応する表面特性を設計するステップとを含む。本方法はさらに、その解析により、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するようなキャンバ線及び厚さ分布プロットの他方を協働して定めるように表面特性を設計するステップを含むことができる。
【００２０】
本方法によると、この設計するステップはさらに、スパン方向局所部分から測定した翼形部の半径方向寸法に沿って、符号反転ポイントの数が減少するように表面特性を変更するステップを含むことができる。幾つかのケースでは、これらの変更により、符号反転ポイントの数を１つ又はそれ以上の符号反転ポイントに減少させることになる。他のケースでは、この変更により、符号反転ポイントの数を最終的にはゼロまで減少させることになる。
【００２１】
限られた数の実施形態に関してのみ本発明を詳細に説明してきたが、本発明がそのような開示した実施形態に限定されるものではないことは、容易に理解される筈である。むしろ、本発明は、これまで説明していないが本発明の技術思想及び技術的範囲に相応するあらゆる数の変形、変更、置換え又は均等な構成を組込むように改良することができる。さらに、本発明の様々な実施形態について説明してきたが、本発明の態様は説明した実施形態の一部のみを含むことができることを理解されたい。従って、本発明は、上記の説明によって限定されるものと見なすべきではなく、本発明は、特許請求の範囲の技術的範囲によってのみ限定される。
【符号の説明】
【００２２】
１０  翼形部
１１  負圧表面
１２  正圧表面
ＣR  キャンバ線
ＴR  厚さ分布プロット
２０  第１のトポグラフィ
２１  ノーズセクション
２２  テールセクション
２３、２４、２５  凹部領域
３０  第２のトポグラフィ
４０  第３のトポグラフィ
５０  第４のトポグラフィ
１００  第２の翼形部
２００、３００、４００、５００  付加的トポグラフィ
翼弦長さ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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