(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流タービン用の羽根組立体であって、
前記羽根組立体では、内側ハブ、外側筐体および複数の羽根によってタービン軸の周囲に対称的に位置する複数のノズルが形成され、前記複数の羽根は、隣接するノズルの間に位置し、隣接するノズルから成るノズル対の一方のノズルの負圧面と、隣接するノズルから成るノズル対の他方のノズルの正圧面とを構成し、
前記複数のノズルのうち少なくとも一部は、前記タービン軸に対して垂直な断面が、前記タービン軸に沿った前記断面の位置に応じて、前記ノズルの上流端において最小曲率半径が限界値Ｌ以上である第１の値を取る第１の断面形状から、前記ノズルの下流端において最小曲率半径が前記第１の値未満の第２の値を取る第２の断面形状へと円滑に変化し、
前記タービン軸に垂直な基準平面を、当該基準平面内における前記タービン軸と中心が一致する円が、軸流方向における前記タービン軸に沿った、前記羽根の後縁における最上流の位置で前記羽根の前記後縁に接するような面として定義し、
（ａ）前記基準平面内の前記内側ハブにおける前記ノズルの前記タービン軸からの最小半径と、（ｂ）前記基準平面における前記外側筐体における前記ノズルの前記タービン軸からの最大半径との間の平均として、前記タービン軸からの基準半径を定義し、
前記タービン軸に垂直なノズルの基準断面を、前記タービン軸に沿った所定位置に定義し、前記所定位置において、前記タービン軸に平行な軸状ラインは、前記タービン軸からの前記基準半径において、羽根の前記負圧面に対する接線となり、
（ｃ）前記基準断面における前記内側ハブでの前記ノズルの前記タービン軸からの最小半径と、（ｄ）前記基準断面における前記外側筐体での前記ノズルの前記タービン軸からの最大半径との差の半分として、特徴長さａを定義し、
特徴長さｂを、前記基準断面の面積を積（π．ａ）で除算した商と定義し、
ｋが少なくとも１／３という定数である場合に、前記限界値Ｌは、ｋ．ｍｉｎ（ａ，ｂ）と定義される羽根組立体。
【請求項２】
ｋは、少なくとも１／２という定数である請求項1に記載の羽根組立体。
【請求項３】
ｋは、少なくとも２／３という定数である請求項２に記載の羽根組立体。
【請求項４】
前記第１の断面形状は、楕円形、卵形、曲線状の端部同士の間に２つの直線状の辺がある競走用トラックの形状、または、内側に湾曲した部分が少なくとも１つある湾曲した形状のうちいずれか１つである請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の羽根組立体。
【請求項５】
前記第２の断面形状は、四辺の最小曲率半径の値が、前記第１の値よりも大きく、前記四辺の間に形成される角部分は、曲率半径の値が、前記第１の値未満である請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の羽根組立体。
【請求項６】
前記第２の断面形状は、扇形、面取りした扇形、傾斜した扇形、面取りをした傾斜した扇形、傾斜した複合扇形、面取りをした傾斜した複合扇形のうちいずれか１つである請求項１から請求項５のいずれか一項に記載の羽根組立体。
【請求項７】
前記タービン軸に垂直な前記断面は、前記第１の断面形状から前記第２の断面形状へと、最小曲率半径を小さくしつつ、円滑に変化する請求項１から請求項６のいずれか一項に記載の羽根組立体。
【請求項８】
前記複数のノズルは、環状ダクトからの流れを分割するように配置されており、前記羽根の誘導面は、前記環状ダクトに面しており、円滑に変化する前記断面を持つ２つのノズルの間に位置しており、前記内側ハブと前記外側筐体との間に位置する鞍点を持つ鞍状の形状を持つ請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の羽根組立体。
【請求項９】
前記複数のノズルは、前記タービン軸に沿った前記鞍点の位置において、前記タービン軸に垂直な前記第１の断面形状の前記断面を持つ請求項８に記載の羽根組立体。
【請求項１０】
前記タービン軸の径方向に延伸して前記鞍点を通過する平面内のラインに沿った羽根の誘導面は、長さがｂの前記鞍点からの前記タービン軸に沿った位置が所定範囲にある場合、湾曲しており、最小曲率半径は、前記限界値Ｌ以上である第３の値を取る請求項８または請求項９に記載の羽根組立体。
【請求項１１】
前記内側ハブ、前記外側筐体、および、前記羽根の前記誘導面によって境界が画定される、前記タービン軸に垂直な前記環状ダクトの断面全体は、所定範囲内において、前記タービン軸に沿った位置に応じて円滑に変化し、前記環状ダクトが前記複数のノズルに分割される前記鞍点の位置において、複数のダクトの断面へと円滑に変化する請求項８から請求項１０のいずれか一項に記載の羽根組立体。
【請求項１２】
前記複数のノズルはそれぞれ、燃焼容器の連続部分として形成され、前記燃焼容器は、断面が円滑に前記複数のノズルの断面に変化する請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の羽根組立体。
【請求項１３】
前記羽根組立体は、前記軸流タービンエンジンのタービン段のステータまたはロータである請求項１から請求項１２のいずれか一項に記載の羽根組立体。
【請求項１４】
前記タービン段は、高圧タービン段である請求項１３に記載の羽根組立体。
【請求項１５】
前記タービン段は、中間圧タービン段である請求項１３に記載の羽根組立体。
【請求項１６】
前記タービン段は、低圧タービン段ではない請求項１３に記載の羽根組立体。
【請求項１７】
前記軸流タービンエンジンは、航空エンジンである請求項１から請求項１６のいずれか一項に記載の羽根組立体。
【請求項１８】
前記軸流タービンエンジンは、静的タービンエンジンである請求項１から請求項１６のいずれか一項に記載の羽根組立体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、軸流タービン用の羽根組立体に関する。
【背景技術】
【０００２】
軸流タービンは、高圧から低圧へと作動流体を膨張させることによってエンジン内でパワーを生成する回転デバイスである。軸流ガスタービンの場合、作動流体は気体であり、多くの場合は空気である。タービンは、通常は複数段のコンプレッサで空気を圧縮した後、複数段のコンプレッサの下流に導入される燃料を空気を利用して燃焼させ、その後、燃焼段の下流にあるタービンで空気を膨張させる熱力学サイクルの一部を成す。コンプレッサ段を駆動するエネルギーは通常、タービンから供給されるが、熱力学サイクルは正味エネルギーを供給する。正味エネルギーは通常、パワー発生器の場合には発電機を用いて電力に変換され、航空エンジンまたはジェットエンジンの場合には高速気体ジェットを出力して推進力を得るために利用される。軸流蒸気タービンの場合、作動流体は蒸気である。蒸気は、高圧および高温でタービン内に導入され、軸流タービンを通過して膨張させる。気体を膨張させることによって生成されるパワーは通常、パワー生成器またはパワープラントの場合と同様、発電機を駆動するために用いられる。
【０００３】
軸流タービンでは、タービン軸に沿って作動流体が流れ、タービン軸の周囲にも流体成分が発生することが多いが、通常は軸流対半径流の比率が高い。軸流タービンでは通常、ステータ羽根組立体の列とロータ羽根組立体の列とが交互に配列されている。ロータ羽根組立体は、タービン軸を中心として回転し、パワーを生成する。
【０００４】
このような羽根組立体は、タービン軸の周囲に対称に配列されており、内側ハブによって形成されている複数のノズルを構成し、外側筐体および羽根は、隣接するノズルから成る各ノズル対と交差する。各羽根は、隣接するノズルから成るノズル対の一方のノズルの負圧面と、隣接するノズルから成るノズル対の他方のノズルの正圧面とを構成している。羽根組立体は、ノズルを通って誘導される軸流を受け取る。当該軸流は、作動流体に作用して、作動流体を羽根組立体に対して回転させる。「軸流」と呼ぶのは、大部分がタービン軸に沿った流れであることが理由であるが、上述したように、タービン軸の周囲にも流体成分があり、通常は最大で２０度までは数学的に軸流でないとする。一般的には、羽根組立体は、作動流体を加速して作動流体の流れの回転成分を生成する目的のステータ（ノズル誘導羽根と呼ぶ場合もある）、または、作動流体によって自身の回転運動を生成する目的のロータであってよい。大半のロータでは、ロータに対して作動流体を加速させる効果も持つ。ロータでは、作動流体を膨張させることによってパワーを生成し、この動作をできる限り高効率で行うことが目的である。通常は、タービン軸に沿って羽根組立体が複数の連続した段で設けられている。
【０００５】
軸流タービンは、航空エンジンおよびパワー生成といった複数の技術分野で重要な構成要素である。このため、性能を改善し、且つ、環境に対する影響を低減するべく、効率を改善することが求められている。
【０００６】
一般的には、羽根組立体の設計は、ハブおよび筐体外形の形状を決める環状ライン、および、作動流体を回転させる面の形状を決める羽根の翼型の設計によって決まる。加速度および作動流体の回転を所望レベルで実現できるように設計する。羽根は通常、翼型積層体によって画定される。翼型積層体は、翼部同士を略径方向に突出させることによって形成されている固体部である。羽根は、翼型が内側ハブと外側筐体との間で変化している立体構成を持つとしてもよい。羽根組立体では、各羽根が環状部の周囲に対称に配置されている。
【０００７】
このような羽根組立体は、熱力学的には、所与の圧力とそれより低い圧力との間での膨張プロセスと表現することができる。この膨張プロセスをできる限り高効率で行うことが目的である。実際には、拡散プロセスが数多く発生して、効率が低下する。このような拡散プロセスによって、エントロピーが増加し、羽根組立体で発生するエントロピー変化量は、エネルギー損失を表すものとして用いることができる。効率は通常、粘性損失または熱伝達損失が発生しない基準膨張プロセスと相対的に定義される。このような基準膨張プロセスは、等エントロピー膨張プロセスと呼ぶ。
【０００８】
ステータ羽根組立体について考えると、実際の膨張プロセスおよび基準膨張プロセスは通常、入口全圧と出口静圧との間で行われる。これは、ステータ羽根組立体の目的が、静エンタルピーを変化させることにあるからである。ロータ羽根組立体について考えると、実際の膨張プロセスおよび基準膨張プロセスは通常、入口全圧と出口全圧との間で行われる。これは、ロータ羽根組立体の目的が、流れの全エンタルピーを変化させることにあるからである。全エンタルピーは、ロータパワーとして消費される。ステータ羽根組立体では、エントロピーが増加すると、静エンタルピー変化量が減少する。ロータ羽根組立体では、エントロピーが増加すると、作動流体では全エンタルピー変化量が減少するので、作業出力および等エントロピー効率が減少する。
【０００９】
ステータ羽根組立体およびロータ羽根組立体でのエントロピーの増加につながるメカニズムの１つとして、ハブおよび筐体および羽根壁部の近傍での作動流体における粘性力の作用が挙げられる。このような粘性力は、エントロピーを増加させ、作動流体の全圧を低減させる。相対的に全圧が低い作動流体は、相対的に高い全圧の流体に対して羽根を回転させることで形成される圧力傾斜によって得られ、ベクトルが主要な流れの方向にそろっている渦度成分を持つ二次流を発生させる。このような二次流によって、ステータ羽根組立体またはロータ羽根組立体の内部で粘性消散がさらに発生するが、作動流体の渦度が粘性作用によって消散するので下流の羽根組立体でも発生する。二次流はさらに、羽根組立体またはロータ羽根組立体の出口において、流れを不均一にする。一般的に、連続する複数の段を最適な効率で機能させるためには、各段は出口において流れ場を可能な限り均一にしなければならない。
【００１０】
二次流は、連続段の効率を低減するものと見なすことができる。例えば、ホーラー（Ｈａｌｌｅｒ）、「完全立体タービン翼構成−軸流タービンにおける二次流および先端隙間流（Ｆｕｌｌ  ３Ｄ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｂｌａｄｅ  Ｄｅｓｉｇｎ  −  Ｓｅｃｏｎｄａｒｙ  ａｎｄ  Ｔｉｐ  Ｃｌｅａｒａｎｃｅ  Ｆｌｏｗｓ  ｉｎ  Ａｘｉａｌ  Ｔｕｒｂｉｎｅｓ）」、ＶＫＩ  ＬＳ  １９９７−０１では、通常のＨＰ（高圧）ステータ−ロータ段での損失の１４％をステータ二次流が占めることを示唆している。プロフィール損失が最も重要な部分を占めるが、二次損失は、以下で参照する研究報告で証明されているように、低減が可能である。
【００１１】
多くの研究者が、二次流構造の重要性について考え、ステータ羽根組立体およびロータ羽根組立体での二次損失を低減するための研究が多く成されてきた。概して言えば、研究では、羽根の翼の形状を変更すること、または、ノズルの端壁部を形成する内側ハブおよび外側筐体のプロフィールを変更することに重点が置かれていた。バグショー（Ｂａｇｓｈａｗ）、「軸流タービンにおける経路の整形（Ｐａｓｓａｇｅ  Ｓｈａｐｉｎｇ  ｉｎ  Ａｘｉａｌ  Ｆｌｏｗ  Ｔｕｒｂｉｎｅｓ）」、ＰＨＤシーシス（Ｔｈｅｓｉｓ）、ダーラム大学（Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ  ｏｆ  Ｄｕｒｈａｍ）、２００８、および、アイマン他（Ｅｙｍａｎ  ｅｔ  ａｌ．）、「端壁部の外形の整形および翼型の構成の変更に基づく、多段ＬＰタービンにおける３Ｄ流動特性の改良（Ｉｍｐｒｏｖｉｎｇ  ３Ｄ  Ｆｌｏｗ  Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ  ｉｎ  ａ  Ｍｕｌｔｉｓｔａｇｅ  ＬＰ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  ｂｙ  Ｍｅａｎｓ  ｏｆ  Ｅｎｗａｌｌ  Ｃｏｎｔｏｕｒｉｎｇ  ａｎｄ  Ａｉｒｆｏｉｌ  Ｄｅｓｉｇｎ  Ｍｏｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ）」、ＡＳＭＥ  Ｔｕｒｂｏ  Ｅｘｐｏ  ＧＴ−２００２−３０３５２＆３０３５３等、一部の文献は、これら２つを組み合わせることについて調査しており、ナゲルおよびバイエ（Ｎａｇｅｌ  ａｎｄ  Ｂａｉｅｒ）、「軸対称でない端壁部を持つ３Ｄパラメータ化されたタービン羽根の最適化の実験による検証（Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｌｙ  Ｖｅｒｉｆｉｅｄ  Ｏｐｔｉｍｉｓａｔｉｏｎ  ｏｆ  ａ  Ｔｈｒｅｅ−Ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌ  Ｐａｒａｍｅｔｒｉｚｅｄ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｖａｎｅ  Ｗｉｔｈ  Ｎｏｎａｘｉｓｙｍｍｅｔｒｉｃ  Ｅｎｄ  Ｗａｌｌｓ）」、ＡＳＭＥジャーナル・オブ・ターボマシーナリー（ＡＳＭＥ  Ｊｏｕｒｎａｌ  ｏｆ  Ｔｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙ）、２００５、Ｖｏｌ  １２７、ｐｇ．３８０−３８７は、端壁の外形の整形と組み合わせた羽根プロフィールの最適化の試みについて述べている。上記文献の著者およびその他の研究者によって試行されてきたさまざまな方法について、以下にまとめている。
【００１２】
翼の傾きを考慮する方法が、方法の１つとして挙げられる。翼型の表面近傍では、表面曲率の変化によって、壁表面に垂直な作動流体において圧力勾配成分が発生し、翼の角度を利用してチャネル内の圧力勾配を制御することができる。複合傾斜は、羽根の中央部分がずれて、下端および上端と端壁との間の角度が９０度以外となるように、径方向から離れていくにつれて羽根が湾曲していくことを意味する。負圧面側が端壁との間に形成している角度が鋭角である逆複合傾斜は、バグショー（Ｂａｇｓｈａｗ）、２００８（上記引用を参照のこと）で詳細に説明している。湾曲しているのは、負圧面側における各端壁に向けた翼幅方向の圧力勾配を発生させるためである。この圧力勾配は、そこに形成される二次流の径方向の範囲を抑制する作用がある。これによって、出口において流れがより均一化され、端壁での損失が低減し、出口における角度のバラツキが小さくなる、といった効果が得られる。バグショー（Ｂａｇｓｈａｗ）２００８（上記引用を参照のこと）では、端壁の角度よりも中央部分のずれが効果を左右する主な要因であると結論付けている。
【００１３】
別の方法として、羽根の前縁を変更する方法がある。前縁の延長については、デントンおよびシュー（Ｄｅｎｔｏｎ  ａｎｄ  Ｘｕ）、「ターボ機械構成における３Ｄ流動の活用（Ｔｈｅ  Ｅｘｐｌｏｉｔａｔｉｏｎ  ｏｆ  Ｔｈｒｅｅ−Ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌ  Ｆｌｏｗ  ｉｎ  Ｔｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙ  Ｄｅｓｉｇｎ）」、ＩＭｅｃｈＥ、Ｖｏｌ  ２１３、Ｐａｒｔ  Ｃ、１９９９、ｐｐ．１２５−１３７に詳細に記載されている。ここで、翼弦は、端壁領域において延長されており、端壁の近傍で翼の前方がオフロードされている。シーおよびリン（Ｓｈｉｈ  ａｎｄ  Ｌｉｎ）、「空気力学損失および表面熱伝達を低減するための前縁翼型フィレットおよび入口スワールによる二次流構造の制御（Ｃｏｎｔｒｏｌｌｉｎｇ  Ｓｅｃｏｎｄａｒｙ−Ｆｌｏｗ  Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ  ｂｙ  Ｌｅａｄｉｎｇ−Ｅｄｇｅ  Ａｉｒｆｏｉｌ  Ｆｉｌｌｅｔ  ａｎｄ  Ｉｎｌｅｔ  Ｓｗｉｒｌ  ｔｏ  Ｒｅｄｕｃｅ  Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ  Ｌｏｓｓ  ａｎｄ  Ｓｕｒｆａｃｅ  Ｈｅａｔ  Ｔｒａｎｓｆｅｒ）」、ジャーナル・オブ・ターボマシーナリー（Ｊｏｕｒｎａｌ  ｏｆ  Ｔｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙ）、２００３、Ｖｏｌ．１２５、ｐｐ４８−５６は、前縁／端壁交差部において材料を追加することにより延長して、フィレットおよび球状部を形成することを開示している。全ての構成要素の高さは、境界層の高さに略等しい。フィレットを利用する目的は、下側の境界層の流体を加速することによって、馬てい形渦の大きさを小さくすることにある。これによって、境界層での径方向の圧力勾配が低減し逆流が少なくなる。球状部の目的は、正圧面側の馬てい形渦を実際には大きくして経路の渦と干渉させて、その大きさを低減することにある。シーおよびリン（Ｓｈｉｈ  ａｎｄ  Ｌｉｎ）２００３（上記の引用を参照のこと）は、このような特徴によって大幅に損失を低減可能であると開示している。
【００１４】
さらに別の方法としては、内側ハブまたは外側筐体で形成されているノズルの端壁のプロフィールを変更する方法がある。変更後の端壁構成は、端壁境界層領域における経路横断圧力勾配を低減することを目標とする。従来は、軸流タービンにおいて軸対称の端壁を利用していた。最近では、軸対称でない複雑な構成、例えば、バグショー（Ｂａｇｓｈａｗ）２００８（上記の引用を参照のこと）で開示されているようなものが試されている。軸対称でないプロフィールを用いて、端壁近傍の経路横断圧力勾配を低減することができる。これは、正圧面側（凸部）に材料を追加して局所流速を高めるとともに静圧を低減し、負圧面側（凹部）から材料を除去して反対の効果を得ることによって実現される。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１５】
これらの方法によれば改善が見られるかもしれないが、二次流の制御および抑制は、新たな研究分野であり、ステータ羽根組立体およびロータ羽根組立体において二次流を制御および抑制する設計を開発することは依然として求められている。
【課題を解決するための手段】
【００１６】
本発明によると、軸流タービン用の羽根組立体が提供される。羽根組立体では、内側ハブ、外側筐体および複数の羽根によってタービン軸の周囲に対称的に位置する複数のノズルが形成され、複数の羽根はそれぞれ、隣接するノズルの間に位置し、隣接するノズルから成るノズル対の一方のノズルの負圧面と、隣接するノズルから成るノズル対の他方のノズルの正圧面とを構成し、複数のノズルのうち少なくとも一部は、タービン軸に対して垂直な断面が、タービン軸に沿った断面の位置に応じて、最小曲率半径が限界値Ｌ以上である第１の値を取る第１の形状から、最小曲率半径が第１の値未満の第２の値を取る第２の形状へと円滑に変化し、タービン軸に垂直な基準平面を所定位置に定義し、所定位置において、中心が前記タービン軸に一致する基準平面内の円が羽根の後縁に接するようにすると、軸流方向におけるタービン軸に沿った所定位置が最小値を取り、（ａ）基準平面内の内側ハブにおけるノズルのタービン軸からの最小半径と、（ｂ）基準平面における外側筐体におけるノズルのタービン軸からの最大半径との間の平均として、タービン軸からの基準半径を定義し、タービン軸に垂直なノズルの基準断面を、タービン軸に沿った所定位置に定義し、所定位置において、タービン軸に平行な軸状ラインは、タービン軸からの基準半径において、羽根の前記負圧面に対する接線となり、（ｃ）基準断面における内側ハブでのノズルのタービン軸からの最小半径と、（ｄ）基準断面における外側筐体でのノズルのタービン軸からの最大半径との差の半分として、特徴長さａを定義し、特徴長さｂを、基準断面の面積を積（π．ａ）で除算した商と定義し、ｋが少なくとも１／３という定数である場合に、限界値Ｌは、ｋ．ｍｉｎ（ａ，ｂ）と定義される。
このような羽根組立体は、タービン軸に垂直な断面を持つ。当該断面は、タービン軸に沿った位置に応じて連続的に変化する。さらに、ノズルの断面は、最小曲率半径が限界値Ｌ以上である第１の値を取る第１の形状から、最小曲率半径が第１の値未満の第２の値を取る第２の形状に変化するように構成されている。限界値Ｌは、ノズルの特徴的な長さａおよびｂによって定められる。
【００１７】
ノズルの断面の第１の形状の最小曲率半径の要件は、断面の第１の形状のうちどの部分も、曲率半径が限界値Ｌ未満となるような大きく湾曲した角部分を持たないことを意味するので、第１の形状は全体的に、ゆるやかに湾曲している。逆に、ノズルの断面の第２の形状の最小曲率半径の要件は、曲率半径が、第１の形状の最小曲率半径である第１の値未満となる、大きく湾曲している角部分を持つことを意味する。第１の形状の最小曲率半径は、限界値Ｌ以上となる。例えば、第２の形状は、四辺の最小曲率半径の値が第１の値よりも大きく、四辺で形成される角部分の曲率半径の値が、第１の値未満である。通常、ノズルの断面の第２の形状の最小曲率半径は、第１の値よりも大幅に大きい。
【００１８】
これは、タービン軸に垂直なノズルの断面の形状は、ゆるやかに湾曲した第１の形状から、大きく湾曲した第２の形状へと変化することを意味する。例えば、第１の形状は、楕円形、卵形、湾曲した端部の間に２つの直線がある競走用トラックの形状、または、内側に湾曲している部分が少なくとも１つある曲線形状のうちいずれか１つであってよく、第２の形状は、扇形、角を面取りした扇形、傾斜した扇形、角を面取りして傾斜した扇形、傾斜した複合扇形、または、角を面取りして傾斜した複合扇形のうち１つであってよい。
【００１９】
このように、本発明は、羽根組立体のノズルが、本質的に３次元形状であり、つまり、流れ方向に沿って変化する断面の構成を持つ特定の形状を持つように構成されているものと見なすとしてよい。これは、タービン軸に垂直な２次元形状、主に、軸から径方向に延伸している羽根で形成される略直線状の辺と、軸の周囲に延在するハブおよび筐体で形成されている緩やかに湾曲している辺とを持つ、扇形の形状を持つ多くの先行技術に係る羽根組立体とは対照的であるとしてよい。翼型の傾斜等を変更し、延長を含め前縁を変更するとしてもよく、角部分の面取り、または、端壁のプロフィール分析を行うとしてよい。
【００２０】
本発明は、以下に記載するように多くの利点を持つ。
【００２１】
主な利点としては、本発明に係る羽根組立体の二次流構造は、主に扇形である二次元形状のノズルを持つ先行技術に係る構成とは非常に異なる点が挙げられる。これによって、二次流を最適化して、空気力学損失および冷却性能を改善することが可能になる。このため、以下でより詳細に説明するが、効率が改善する。
【００２２】
本発明に係る形状に関する他の利点を以下で説明する。構成要素の形状は、主に扇形である二次元形状のノズルを持つ先行技術に係る構成のものとは非常に異なる。具体的には、本発明に係る形状によれば、応力集中を低減することが可能で、内部冷却またはフィルム冷却によって、羽根を冷却する機能が改善される。
【００２３】
本発明に係る形状によればさらに、比較的低コストの技術に適しているので製造工程の改善が可能になる。例えば、上流のハブおよび筐体のノズルへの入口が丸みを帯びていることにより、スタンピングおよびキャスティングといった一部の製造技術に関して利点が得られる。これによって、コストの低減、および／または、内部冷却および／またはフィルム冷却の最適化を、スタンピングまたはキャスティングが可能である用途で実現することが可能になる。
【００２４】
本発明に係る形状によればさらに、（所与の質量流および回転角について）表面積を小さくすることによって、または、境界層および二次流の制御によって熱伝達係数を制御することによって、羽根にかかる総熱負荷を低減することが可能になるとしてよい。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
本発明の理解を深めるべく、添付図面を参照しつつ、本発明を限定することなく一例として、本発明の実施形態を以下で説明する。図面は以下の通りである。
【図１】変更後の構成を示す形状を重ねて、扇形形状のノズルを備える羽根組立体の一部を概略的に示す正面斜視図である。
【図２】ノズルを備える羽根組立体の一部を示す正面図である。
【図３】ノズルを備える羽根組立体の一部を示す背面図である。
【図４】ノズルを備える羽根組立体の一部の負圧面側から見た様子を示す図である。
【図５】ノズルを備える羽根組立体の一部の正圧面側から見た様子を示す図である。
【図６】タービン軸に沿った定位置の平面内のノズルのコンツアーを所与の角度から見た様子を示す図である。
【図７】タービン軸に沿った定位置の平面内の同じノズルのコンツアーを別の角度から見た様子を示す図である。
【図８】タービン軸から径方向に測定された一定の無次元の高さの平面における、図２および図３のノズルのコンツアーを示す図である。
【図９】（Ａ）から（Ｅ）は、一のノズル内の一連の第１の形状を示す図であり、（Ｆ）から（Ｊ）は、ノズル内の一連の第２の形状を示す図である。
【図１０】タービン軸に沿って見た場合の羽根を示す概略側面図であり、挿入図は一定半径の分離した平面における２個の羽根を示す概略断面図を示す。
【図１１】図１０の平面におけるノズルのタービン軸に対して垂直な概略断面図である。
【図１２】直線翼列環境での、従来のノズルの表面流れパターンを示す図である。
【図１３】直線翼列環境での、変更後のノズルの表面流れパターンを示す図である。
【図１４】環状翼列環境での、従来のノズルの表面流れパターンを示す図である。
【図１５】環状翼列環境での、変更後のノズルの表面流れパターンを示す図である。
【図１６】図１４のノズルの場合の、単一マッハ数における実験データと比較している、ノズル中央等エントロピー表面マッハ数分布（さまざまな平均出口マッハ数）のグラフである。
【図１７】図１５のノズルの場合の、単一マッハ数における実験データと比較している、ノズル中央等エントロピー表面マッハ数分布（さまざまな平均出口マッハ数）のグラフである。
【図１８】図１２および図１３のノズルの場合の、ノズル後縁の軸方向翼弦長の１０％下流での渦度のコンツアーを示す。
【図１９】図１２および図１３のノズルの場合の、ノズル後縁の軸方向翼弦長の１０％下流での全圧損失係数（Ｃｐ）のコンツアーを示す。
【図２０】図１４および図１５のノズルの場合の、ノズル後縁の軸方向翼弦長の１０％下流にある全圧損失係数（Ｃｐ）のコンツアーを示す。
【図２１】図１４および図１５のノズルの場合の、軸方向距離の関数として、全圧損失係数（Ｃｐ）を示すグラフである。
【図２２】図１２および図１３のノズルの場合の、表面熱伝達係数の曲線を示す図である。
【図２３】図１４および図１５のノズルの場合の、表面熱伝達係数の曲線を示す図である。
【図２４】高バイパス航空エンジンを示す断面図である。
【図２５】陸上ガスタービンエンジンを示す断面図である。
【図２６】工業用ガスタービンエンジンを示す部分断面図である。
【図２７】従来の構成の３つの燃焼容器を示す斜視図である。
【図２８】図２６の産業用ガスタービンエンジンの３つの燃焼容器を示す斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
最初に、本発明の実施形態に係る軸流タービンエンジン用の羽根組立体の形状について説明する。
【００２７】
本発明に係る形状の特性を説明するべく、図１は、複数のノズル２を構成している公知の羽根組立体１に対する変更を図示している。複数のノズル２は、タービン軸の周囲に延在しており、環状ダクトからの流れを分割するように配置されている。説明を簡潔化するべく、図１は、羽根組立体１の一部を示す図であり、タービン軸の周囲に対称に配置されている複数の同一のノズル２のうち３つのみを図示している。ノズル２は、断面が主に扇形であるが、図１では、羽根組立体１がタービン軸から分離された状態で図示されているので、ノズル２は矩形に見える。しかし、実際の扇形形状は、タービン軸の周囲に設けられる羽根３の数を鑑みると、いずれにしても略矩形である。扇形形状の角部分は、曲率半径をわずかに大きくするべく、面取りされているとしてよい。
【００２８】
ノズル２は、羽根３同士の間に形成される。隣接するノズル２から成る各ノズル対の間に羽根３が位置している。羽根３はそれぞれ、翼型の形状を持ち、一のノズル２の負圧面４、および、隣接するノズル２の正圧面５を構成している。羽根３は、内側ハブ６と外側筐体との間に延在している。外側筐体については、説明を分かり易くするべく省略しているが、位置を円周状ライン７と軸状ライン８とによって示している。このため、ノズル２は、羽根３によって形成されるタービン軸から径方向に延伸する直線状の辺と、内側ハブ６および外側筐体によって形成されるタービン軸の周囲の円の一部である緩やかな曲線状の辺とを持つ扇形の形状の断面を持つ。
【００２９】
公知の羽根組立体１は、図１に示すように変更されることで、本発明の実施形態を構成する。
【００３０】
第一に、上流端におけるタービン軸に垂直なノズル２の断面の形状は、断面の湾曲が大きい角部分の曲率が小さくなるように変更する。つまり、曲率半径を大きくする。この結果、断面は、点線９で示すような第１の形状を持つようになる。しかし、ノズルの下流端でのタービン軸に対して垂直なノズル２の断面の形状は、変更せず、主に扇形である第２の形状のままとする。その間において、ノズル２の形状は、第１の形状から第２の形状へと一体的に変化させて、タービン軸に対して垂直な断面が、タービン軸に沿った位置に応じて連続的に変化するようにする。
【００３１】
第二に、環状ダクトに向う上流に面した２つのノズル２の間にある羽根３の誘導面を変更して、羽根３と内側ハブ６との間、および、羽根３と外側筐体との間の大きく湾曲した角の曲率を小さくする。つまり、曲率半径を大きくする。この結果、点線１０で示すような形状とする。こうすると、羽根３の誘導面は、鞍状の形状となり、鞍点１１が内側ハブ６と外側筐体との間に位置する。羽根は、誘導面の鞍状の形状から、ノズル２の断面の第１の形状へと一体的に変化する形状を持つ。
【００３２】
このように変更すると、図２、図３、図４および図５にさまざまな角度から見た様子を示す羽根組立体２１が得られる。
【００３３】
羽根組立体２１では、羽根２３同士の間にノズル２２が複数形成される。羽根２３は、隣接するノズル２２から成る各ノズル対の間に位置し、タービン軸の周囲に全周に、延伸するように設けられる。説明を分かり易いものとするべく、図２から図５では、タービン軸の周囲に対称に配置されている同一の羽根２３を２つのみ図示している。図１と同様に、図２から図５では、羽根組立体１は、タービン軸から分離したものとして図示されており、タービン軸の周囲の扇形形状は矩形に見える。
【００３４】
羽根２３はそれぞれ、翼型の形状を持ち、隣接するノズル２２から成るノズル対のうち一方のノズルの負圧面２４と、隣接するノズル２２から成るノズル対のうち他方のノズルの正圧面２５とを構成する。羽根２３は、内側ハブ２６と外側筐体２７との間に延在している。羽根２３、内側ハブ２６および外側筐体２７は、以下に説明するように、ノズル２２の形状を画定するように形成されている。
【００３５】
ノズル２２の上流端におけるタービン軸に垂直なノズル２２の断面は、全周にわたってゆるやかに湾曲した第１の形状を持ち、大きく湾曲している角はない。具体的には、第１の形状は、最小曲率半径が、以下で詳述するが、ノズル２の特徴的な長さに対して定められる限界値Ｌ以上の第１の値である。このように、羽根２３は、ノズル２２の上流端において、内側ハブ２５および外側筐体２７に一体化している。このため、羽根２３、内側ハブ２６および外側筐体２７を別々の構成要素としてそれぞれの形状を考慮するよりも、ノズル２２の全体的な形状を考える方が有益である。
【００３６】
ノズル２２の下流端におけるタービン軸に垂直なノズル２２の断面は、大きく湾曲した角部分を持つ第２の形状を持つ。第２の形状は、最小曲率半径が、第１の値未満である第２の値を取る。第２の値は通常、第１の値より一桁小さい。具体的には、第２の形状の四辺が、内側ハブ２６、外側筐体２７および２つの羽根２３によって形成されるとしてよい。これらの四辺は通常平坦であり、最小曲率半径の値は、第１の値よりも大きい。具体的には、羽根２３によって形成される２つの辺は通常、直線状であり、タービン軸から径方向に延伸している。内側ハブ２６および外側筐体２７によって形成される２つの辺は、緩やかな曲線を描くタービン軸の周囲の円の一部である。四辺の間に形成される角部分は、曲率半径の値が第１の値未満であり、通常は一桁小さい。角部分は面取りをして、ある程度の大きさの曲率を持つとしてよいが、曲率半径は、第１の形状の第１の値よりは依然として小さいままとする。
【００３７】
ノズル２２は、上流端と下流端との間において、第１の形状の断面を第２の形状の断面へと一体的に変化するような形状に構成されている。このため、タービン軸に垂直な断面は、タービン軸に沿った位置に応じて連続的に変化する。この変化は、ノズル２に沿った作動流体の流れを最適化するように、または、妨害しないように十分に円滑な変化である。例えば、一部の実施形態によると、この変化は、タービン軸に沿った位置に応じてタービン軸に垂直な断面積の二次導関数が不連続にならないように十分に円滑な変化である。および／または、一部の実施形態によると、この変化は、流れ方向に沿ったノズル２の表面に対する接線が不連続にならないように十分に円滑な変化である。
【００３８】
通常、タービン軸に垂直な断面は、第１の形状から第２の形状へと、最小曲率半径が単調減少するように、変化するとしてよい。つまり、最小曲率半径は常に、タービン軸に沿った位置が大きくなっても、同じか、または、短くなる。つまり、原則的に、タービン軸に沿った位置については、全体的には第１の形状から第２の形状へと変化しているが、最小曲率半径が大きくなるような範囲があり得る。
【００３９】
図６および図７は、タービン軸に沿ったノズル２２の形状の変化を説明するための図である。第１の形状が楕円形で、第２の形状が扇形である場合の、タービン軸に沿った定位置の平面内のコンツアーを示している。
【００４０】
上述したように、第１の形状は、最小曲率半径が、限界値Ｌ以上である第１の値であり、第１の形状は全体的に緩やかに湾曲していることが分かる。この制限内で、第１の形状は、任意の湾曲した形状であってよい。これらに限定されるものではないが、形状の例を幾つか図９に示す。
楕円形（例えば、図９の（Ａ）に示す連続したライン）
卵形（例えば、図９の（Ａ）の点線）
湾曲した端部同士の間に２つの直線状の辺がある競走用トラックの形状（例えば、図９の（Ｂ）および図９の（Ｃ））
内側に湾曲した部分を少なくとも１つ持つ湾曲した形状、内側に湾曲した部分を１つ持つ腎臓形状を含む（例えば、図９の（Ｄ）および図９の（Ｅ））
【００４１】
同様に、第２の形状は、最小曲率半径が第１の値未満の第２の値を取る。つまり、第１の形状は、大きく湾曲した角部分を持つ。第１の形状は、この制限を満たす任意の形状であってよい。これらに限定されるものではないが、形状の例を幾つか以下および図９に示す。
扇形（例えば、図９の（Ｆ））
傾斜した扇形（例えば、図９の（Ｈ）および図９の（Ｊ））
傾斜した複合扇形（例えば、図９の（Ｇ）および図９の（Ｉ））
上記の形状で角部分を面取りしたもの
【００４２】
羽根２３の誘導面２８は、環状ダクトへと上流に向いた２つのノズル２２の間に位置しており、内側ハブ２６から外側筐体２７へとゆるやかに湾曲した形状を持つので、羽根２３と内側ハブ２６との間、または、羽根２３と外側筐体２７との間には、大きく湾曲した角部分はない。このため、羽根２３の誘導面２８は、鞍状の形状を持ち、鞍点２９が内側ハブ２６と外側筐体２７との間に位置している。具体的には、タービン軸の径方向に延伸した平面内のラインに沿っており鞍点を通過する羽根２３の誘導面２８は、特徴長さｂの鞍点２９からのタービン軸に沿った位置が所定範囲内にある場合、最小曲率半径が限界値Ｌ以上である第３の値を取るように湾曲している。ノズル２の特徴長さｂは、限界値Ｌの定義と同様、以下でさらに説明する。
【００４３】
羽根２３は、誘導面２８の鞍形状がノズル２２の断面の第１の形状へと変化していくような形状を持つ。このため、タービン軸に垂直な環状ダクトの断面全体は、内側ハブ２６、外側筐体および羽根２３の誘導面によって境界が画定されているが、特徴長さｂの鞍点２９からのタービン軸に沿った位置が所定範囲内にある場合、タービン軸に沿った位置に応じて円滑に変化する。環状ダクトが複数のノズル２２に分割される鞍点２９の位置において、タービン軸に垂直な環状ダクトの断面全体は、ノズル２２の第１の形状の断面へと円滑に変化する。このように、ノズル２２は、タービン軸に沿った鞍点２９の位置において、タービン軸に垂直な断面が第１の形状を取る。断面形状の変化は、ノズル２２への作動流体の流れを最適化するように、または、妨害しないように、十分に円滑な変化である。例えば、一部の実施形態では、タービン軸に沿った位置に応じてタービン軸に垂直な断面積の二次導関数が不連続にならないように十分に円滑に変化させる。および／または、一部の実施形態によると、流れの方向に沿ったノズル２２の表面に対する接線が不連続にならないように十分に円滑に変化させる。
【００４４】
尚、羽根２３の誘導端２８におけるタービン軸に垂直な断面をこのように円滑に変化させることは、環状ダクト内の流れが複数のノズルに分割される際にタービン軸に垂直な断面が非常に急激に変化するのが普通である多くの公知の羽根組立体と対照的である。このように羽根２３の誘導端２８における断面を円滑に変化させることによって、二次流の制御を行い易くなる。
【００４５】
図８は、タービン軸に沿ったノズル２２の誘導端２８の形状を図示している。タービン軸から径方向に一定の無次元の高さにある平面内のコンツアーを図示している（または、一定の無次元の高さで、Ｒ１がノズルの半径の極小値、Ｒ２がノズルの半径の極大値、および、ｒがコンツアーの半径の局所値を表す場合に、（ｒ−Ｒ１）／（Ｒ２−Ｒ１）という一定の値を取る）。
【００４６】
上述したようにノズル２２が全て円滑に変化する断面を持つのではなく、羽根組立体２１は、ノズル２２のうち一部のみが、円滑に変化する断面を持つように変形するとしてもよい。これによって、ノズルの形状を変化させることによって得られる効果は全体的に低くなるが、別の理由で好ましいとしてよい。一例として、羽根２３の一部は、支持部材となる支柱として機能するべく、より大きな羽根に置換するとしてよく、置換した羽根２３は、等間隔に配置することが好ましい。この場合、羽根２３のうち３分の１未満を通常、置換する。このように羽根２３を置換する場合、交換した羽根２３に隣接しているノズル２２は、同様に断面が円滑に変化するとしてもよいし、または、支持部材としての機能を実現しやすいように断面の構成を変更するとしてもよい。
【００４７】
限界値Ｌの定義について、ノズル２２の特徴長さａおよびｂに関連付けて、羽根組立体２１の構造的な特徴を図示している図１０および図１１を参照しつつ、以下で説明する。具体的には、図１０は、タービン軸に沿って羽根を見た様子を示す概略側面図である。挿入図は、タービン軸から一定半径離れた分離された平面における２つの羽根を示す概略断面図である。
【００４８】
以下のような極座標系を定義する。
ｚは、軸方向を表し、流れの方向に増加する。ゼロ点は、高圧羽根の上流にある最終圧縮段の出口である。
ｒは、タービン軸から測定する径方向の距離である。
θは、機械を上流から下流の方向に見た場合に、上死点から反時計方向ｋに正に測定される角座標である。
【００４９】
この座標系では、鞍点２９の位置は、（ｚ１，ｒ１，θ１）と定義するとしてよく、タービン軸に垂直な平面内のタービン軸を中心とする円が羽根２３の前縁に接する場合に、タービン軸に沿った位置ｚが最大値となるような位置である。
【００５０】
同様に、タービン軸に垂直な基準平面が所定位置に定義される。当該所定位置において、タービン軸を中心とする基準平面内の円が羽根２３の後縁に接触する場合、タービン軸に沿った位置ｚが最小値となる。当該円が後縁に接触する位置は、（ｚ２，ｒ２，θ２）によって定義されるとしてよく、翼弦ｃは、（ｚ２，−ｚ１）と定義されるとしてよい。羽根２３の特徴長さは、タービン軸に平行となる。
【００５１】
基準平面に基づき、（ａ）基準平面内における内側ハブ２６でのノズル２２のタービン軸からの最小半径Ｒ１と、（ｂ）基準平面内における外側筐体２７でのノズル２２のタービン軸からの最大半径Ｒ２との平均に等しい基準半径ｒ３を定義する。ＡＢは、基準半径Ｒ３の円筒面である。
【００５２】
基準半径ｒ３に基づき、図１０の挿入図に示すように、タービン軸から基準半径ｒ３離れた位置にあるタービン軸に平行な軸状ラインが羽根２２の負圧面２４に対して接線となるような、タービン軸に沿った位置において、つまり、円筒面ＡＢのＣ点において、タービン軸に垂直なノズル２２の基準断面を定義する。基準断面は、タービン軸に沿った位置ｚ３にある。Ｄは、基準半径ｒ３において、そして、タービン軸に沿った位置ｚ３において、基準断面内のノズルの正圧面２５上の対応する点である。Ｃ点およびＤ点を含む基準断面の一例を、図１１に概略的に示す。
【００５３】
２つの特徴長さａおよびｂは、基準断面を用いて定義される。
【００５４】
特徴長さａは、（ｃ）Ｅ点における基準断面内の内側ハブにおけるノズルのタービン軸からの最小半径と、（ｄ）Ｆ点における基準断面内の外側筐体におけるノズルのタービン軸からの最大半径との差の半分と定義される。この特徴長さａは、基準断面における、内側ハブ２６と外側筐体２７との間のノズル２２の径方向の高さの半分を表す。
【００５５】
特徴長さｂは、基準断面の面積を積（π．ａ）で除算した商と定義される。この特徴長さｂは、基準断面における羽根２３同士の間のノズル２２の幅を表す。これは、長径ａおよび短径ｂの楕円の面積Ａは積（π．ａ．ｂ）に等しいことを考慮した上で理解されたい。このように、特徴長さｂは、基準断面が楕円である場合にはラインＥＦに垂直な半径に等しく、基準断面が別の形状を持つ場合には、ラインＥＦに垂直な半径を表す。図１１に示した基準断面の例として、ラインＥＦに垂直で、ラインＥＦの中点を通る長さ２ｂのラインＧＨを図示している。
【００５６】
特徴長さａおよびｂに基づき、限界値Ｌをｋ．ｍｉｎ（ａ，ｂ）と定義する。ｋは、少なくとも１／３という定数であり、より好ましくは、少なくとも１／２、より好ましくは少なくとも２／３である。
【００５７】
羽根組立体２１は、従来の構成と比べて利点を有するが、それらについて以下で説明する。羽根組立体２１の二次流構造は、主に扇形である２次元形状のノズルを含む先行技術に係る構成の二次流構造とは大きく異なる。これによって、二次流を最適化して、空気力学損失および冷却性能を改善することが可能になる。
【００５８】
表層流動場およびフィルム冷却構成の影響について最初に考える。
【００５９】
羽根組立体２１の実施形態について、表層流動パターンを理解するべく数値流体力学で調査を行った。壁面に播種された粒子を利用して、３Ｄ流れ場を分析した。直線翼列環境において試験される第１の実施形態における、従来のノズル２の表面流動パターンを図１２で、変形後のノズル２２の表面流動パターンを図１３で図示している。
【００６０】
従来のノズル２の場合、馬てい形の渦の発生に関連付けられる角部分の流線、および、前縁において停滞領域が見られる。馬てい形の渦の構造は、直線翼列および環状翼列の両方の場合で、公知である。馬てい形の渦の領域は、境界層の流体および主流の流体が大きく混じり合っているという特徴があり、このために、フィルム冷却が難しい。図１３において、馬てい形の渦の構造が大幅に変化し、実際には、ノズル前縁の従来の位置の上流にある混合端壁領域において加速されるので、前縁近傍領域から無くなることが明らかである。このことがノズルのフィルム冷却に特に有益な影響を及ぼすことが期待される。
【００６１】
環状翼列環境において試験される第２の実施形態における、従来のノズル２の表層流動パターンを図１４に示し、変更後のノズル２２の表層流動パターンを図１５に示す。環状翼列環境（エンジンの場合）では、流れパターンは前縁領域において特に大幅に変化することが明らかである。馬てい形の渦の構造は、変化した結果、弱くなり、ノズル内の後方に行くにつれ発達し、フィルム冷却構成について有益である可能性がある。
【００６２】
続いて、空気力学性能について考える。
【００６３】
通常の従来のノズル２、および、図１４および図１５に示す本発明に応じて変更された変更後のノズル２２について、表面マッハ数分布および出口での渦の角度に関して空気力学性能を評価するべく試験を行った。従来のノズル２の表面マッハ数分布についてのＣＦＤ分析の結果を図１６に示す。同図では、ＣＦＤ予測値を複数の出口マッハ数について示し、実験データを設計点の近くの一の出口マッハ数について示す。実験およびＣＦＤはいずれも、図１４に示す構成について行われる。図１６の実線は、実験データ（＋）の近傍において、設計条件での基準事例について、ノズル表面における中央等エントロピーマッハ数を示す。一般的に、計算によって得られる結果は、実験データとよく合致し、実験の誤差範囲内に収まる。実験の衝撃波が不安定で位置にバラツキがあるので、軸方向翼弦長の８０％と１００％との間において負圧面では発散が見られるものと考えられる。このため、時間平均データでは、当該実験においてこの領域において圧力分布を空間的に平滑化する。この比較によって、ＣＦＤ法の信頼性が得られる。
【００６４】
図１７では、図１５に応じて変更したノズル２２について、同様の結果を示している。従来のノズル２についての実験結果は、＋マークで示す。変更後のノズル２２についてのＣＦＤ予測値は、複数の出口マッハ数について、図１６に示した解と同一の値を持つ静圧対全圧の比を示す。従来の羽根および変更後の羽根について、中央部において等エントロピーマッハ数分布の類似度が高いことが明らかである。つまり、変更後のノズル構成は、熱伝達の劣化および損失につながり、且つ、冷却システム構成を改善するまで構成を大きく変更したにもかかわらず、従来のノズルと同様の軸方向マッハ数分布を持つことが分かった。
【００６５】
所与の動作圧力比についてノズル内の軸方向マッハ数分布が同様であるので、出口での渦の角度の分布は、試験対象の構成についての、従来のノズル２と同様になる。
【００６６】
二次流の流れ場および合計圧力損失について以下で説明する。
【００６７】
羽根２３の空気力学性能を、出口での二次流および羽根の全圧損失について、数値化するべく、図１２に示す従来のノズル２および図１３に示す変更後のノズル２２に対してＣＦＤ予測を実行した。渦度のコンツアーを、従来のノズル２（上側）および変更後のノズル２２（下側）について、ノズルの軸方向翼弦長の１０％下流において、図１８に示す。出口での二次運動エネルギー（渦度で数値化する）に関しては、２種類のノズル２およびノズル２２の性能は同様であることが明らかである。定量的には、変更後のノズル２２の性能の方がわずかに良好であり、変更後のノズル２２の周囲の設計空間を調査することによって、より良い性能を実現する設計を開発することが可能であると期待される。
【００６８】
全圧損失係数（Ｃｐ）のコンツアーを、従来のノズル２（上側）および変更後のノズル２２（下側）について、ノズルの軸方向翼弦長の１０％下流において、図１９に示す。２種類のノズル２およびノズル２２の性能は同様である。更なる調査によって、図１３に図示した変更後のノズル２２と同様の系統の設計を利用することで、最高で１０％（全圧損失の１０％）の全圧損失の改善が可能となることが分かった。ここで、全圧損失係数は、以下の数１によって定義される。
【数１】
0005931060.tif 000002
式中、ｐ０１はノズルへの入口全圧であり、ｐ０２は質量平均した出口全圧であり、ｐ２は質量平均した出口静圧である。
【００６９】
環状構成についても上述したものと同じ分析を実行し、図２０に、図１４に図示した従来のノズル２（右上）の全圧損失係数、および、図１５に図示した変更後のノズル２２に関連する同系統のノズル（左上のもの以外）の全圧損失係数を、図示する。図１５に図示した変更後の羽根と同系統の羽根の質量平均した全圧係数を見ると、図１４に示す従来の羽根と比較して、最高で１０％全圧損失係数が低減している。
【００７０】
この結果については、図２１に示すように、従来のノズル２および変更後のノズル２２（下側）について、質量平均した全圧損失係数の軸方向の変化を比較した様子も図示する。変更後のノズル２２は、従来のノズル２に比べると、約１０％性能が高い。このように、新しい羽根形状を利用することで、従来の形状に比べて、空気力学性能が大きく改善されることが分かる。
【００７１】
以下では、熱伝達について説明する。
【００７２】
図２２は、図１２に示した従来のノズル２および図１３に示した変更後のノズル２２について熱伝達係数のコンツアーを示す図である。図２３は、図１４に示した環状のノズル２および図１５に示した変更後のノズル２２についても同様の結果を示す。直線翼列（図２２）および環状翼列（図２３）の両方の場合において、面積平均した熱伝達係数が５％のオーダで改善したことが分かった。従来の構成から変更することによって、関連する面積が数パーセント低減した。このため、変更後の設計では、総熱負荷を５％以上低減し得るものと期待される。
【００７３】
熱伝達係数のコンツアーによると、面積平均した熱伝達係数の低減の一因として、ノズルの後方負圧面における熱伝達係数が低減したことが挙げられることが分かる。この領域は、高いマッハ数の流体を注入すると高コストになり、適切なフィルムを後方負圧面に形成するためには前縁領域に大量の冷却流体を注入することが結果的に必要になるので、特に冷却が難しい。この領域で熱伝達係数が小さくなると、全体的な冷却システムの構成が大幅に改善され得る。
【００７４】
前縁の直ぐ下流に位置する負圧面／端壁の角部分における熱伝達係数が特に改善する。これは、従来の羽根に比べて、高温流を取り込む馬てい形の渦の負圧面の足部分を変更することに関連付けられる。また、変更後のノズル２２では、停滞領域が小さくなったことに留意されたい。従来の羽根３とは異なり、より低温の端壁の境界層の流体が、変更後の構成に見られる延長表面上に押し上げられる。これは、エンジンの場合に、羽根を冷却するコストを低減し得る。
【００７５】
要約すると、変更後のノズル２２によって、表面平均した熱伝達係数および表面積が小さくなり、その結果、総熱負荷を大幅に低減し得ることが分かった。また、ピーク熱伝達係数およびピーク熱負荷を低減し得る可能性もある。このような要因により、冷却空気要件が全体的に低い冷却方式が実現可能となるので、エンジン性能が全体的に高くなる可能性がある。
【００７６】
ノズル２２の構成によってさらに、以下で説明するように、複合冷却システムを製造できる可能性が高くなり得る。
【００７７】
上述した羽根組立体２１は、多岐にわたる軸流タービンで利用し得る。
【００７８】
羽根組立体２１は、作動流体がガス、大抵は、例えば、航空エンジンまたは静的（または陸上）ガスタービンエンジンにおいて、空気中で燃焼する燃料の燃焼生成物であるガスタービンに適用される場合には、上述した効果を奏する。
【００７９】
図２４は、羽根組立体２１を適用し得る航空エンジン１００の一例を示す図である。航空エンジン１００は、タービン軸Ｔの周囲に対称に配置される以下の構成要素を備える。
【００８０】
吸気部１０１は、空気を圧縮する圧縮部１０２へと空気を供給する。圧縮部１０２は、圧縮された空気を、燃料が燃焼する燃焼部１０３へと供給する。
【００８１】
燃焼生成物が燃焼部１０３からタービン１０４へと供給される。タービン１０４は、ＨＰステータ１０５およびＨＰロータ１０６から成るＨＰ（高圧）段と、ＩＰステータ１０７およびＩＰロータ１０８から成るＩＰ（中間圧）段と、ＬＰステータ１０９およびＬＰロータ１１０から成るＬＰ（低圧）段とを有する。
【００８２】
各段において、ＨＰステータ１０５、ＩＰステータ１０７およびＬＰステータ１０９は、軸方向に流れるガスを、圧力部１０２に結合されている軸方向シャフト１１１、１１２および１１３に結合されているＨＰロータ１０６、ＩＰロータ１０８およびＬＰロータ１１０に供給する前に、当該ガスを受け取り、加速し、回転させる羽根組立体である。各段において、ＨＰロータ１０６、ＩＰロータ１０８およびＬＰロータ１１０は、受け取った軸方向に流れるガスによって駆動され回転する。これによって、軸方向のシャフト１１１、１１２および１１３を駆動して回転させ、その結果、圧力部１０２が駆動される。
【００８３】
軸方向に流れるガスは、ＬＰロータ１１３を出た後、排気部１１４を通って排気される。
【００８４】
羽根組立体２１は、ＨＰステータ１０５、ＩＰステータ１０７およびＬＰステータ１０９のうち一部または全てとして利用されるとしてもよいし、および／または、ＨＰロータ１０６、ＩＰロータ１０８およびＬＰロータ１１０の一部または全てに適用されるとしてもよい。しかし、高圧段に利用される場合に効果が最大化する。このため、羽根組立体２１は、ＨＰ段のＨＰステータ１０５および／またはＨＰロータ１０６に適用されると効果が最大化され、ＩＰ段のＩＰステータ１０７および／またはＩＰロータ１０８に適用されると小さくなるものの効果は得られる。所与のエンジンにおいて、羽根組立体２１は、ＬＰ段のＬＰステータ１０５および／またはＬＰロータ１０６に適用されない場合があるとしてよい。しかし、いずれの場合にも、羽根組立体２１は、複数のノズル２２が環状ダクトからの流れを分割するように配置されている環境において適用される。
【００８５】
同様に、図２５は、羽根組立体２１を利用し得る静的ガスタービンエンジン１２０の一例を示す図である。静的ガスタービンエンジン１２０は、以下の構成要素がタービン軸Ｔの周囲に対称に配置されている。吸気部１２１、圧縮部１２２、燃焼部１２３、ＨＰステータ１２５およびＨＰロータ１２６から成るＨＰ（高圧）段と、ＩＰステータ１２７およびＩＰロータ１２８から成るＩＰ（中間圧）段と、ＬＰステータ１２９およびＬＰロータ１３０から成るＬＰ（低圧）段とを有するタービン１２４、軸方向シャフト１３１、１３２および１３３、ならびに、排気部１３４を備える。これらの構成要素は、上述した航空エンジン１００の対応した名称を持つ構成要素と、配置および動作が同じである。
【００８６】
羽根組立体２１はさらに、作動流体が蒸気である蒸気タービンに適用される場合に利点が得られる。この場合、空気力学損失の改善に関して、上述したものと同様の利点が得られると期待される。しかし、熱伝達および冷却性能の改善に関して上述した利点は、相対的に重要性が低くなるとしてもよい。
【００８７】
図２６は、羽根組立体２１を利用する産業用ガスタービンエンジン１４０の一例を示す図である。産業用ガスタービン１４０は、米国特許第５，８２９，２４５号に開示されているものと同様である。当該特許には、より詳しい説明が記載されており、本願で参照する。産業用ガスタービンエンジン１４０は、以下の構成要素がタービン軸Ｔの周囲に対称に配置されている。
【００８８】
吸気部（不図示）は、空気を圧縮する圧縮部１４２に空気を供給する。圧縮部１４２は、圧縮された空気で燃料を燃焼させる燃焼部１４３へと圧縮された空気を供給し、燃焼生成物をタービン１５４へと供給する。
【００８９】
燃焼部１４３は、空間１４５を内包するシェル１４４を有する。シェル１４４は、燃焼部１４３の外周にアレイ状に複数の別箇の燃焼容器１４６が装着されている。各燃焼容器１４６は、燃料投入口１４８から燃料を受け取る上端１４７と、燃焼チャンバ１４９とを含む。ステータ１５５を構成する羽根組立体の各ノズルは、燃焼容器１４６からの流れを集める環状領域が不要になるように、燃焼容器１４６と連続して形成される。この場合、ノズルの数は、燃焼容器１４６の数と等しくなる。羽根組立体２１は、ステータ１５５に適用されるとしてよい。この場合、燃焼容器１４６はそれぞれ、断面がノズル２２の断面へと円滑に変化する。燃焼容器１４６が、燃焼容器１４６に沿ってノズル２２の前端までタービン軸Ｔを横切るように配置されるので、関連断面は燃焼容器１４６の中央軸に垂直に切断した断面とする。燃焼容器１４６からノズル２２への断面の変化は、ノズル２２への作動流体の流れを最適化するように、または、妨害しないように十分に円滑である。例えば、一部の実施形態では、位置に応じて断面積の二次導関数が不連続にならないように十分に円滑に変化させ、および／または、一部の実施形態では、流れの方向に沿ったノズル２２および燃焼容器１４６の表面に対する接線が不連続にならないように十分に円滑に変化させる。ノズル２２の形状によって、図２７に示すような従来の構成で燃焼容器１４６を形成することは必須ではなくなる。従来の構成では、燃焼チャンバ１６０が円筒形状または円すい形状の金属ライナ１６１を有し、金属ライナ１６１は、ライナ１６１の円状断面からタービン入口１６３の円弧形状の扇形へと高温ガス流路を遷移させるシート状で金属製の遷移部材１６２と円状上端とを係合させる。図２８に示すように、燃焼容器１４６では、遷移部材１６２は、燃焼容器１４６の円形または楕円形からノズル２２の第１の形状へと流れが直接遷移するように、省略する。このため、羽根２３の前縁は全て除去し、各ノズル２２は燃焼容器１４６の自然な延長部分となる。
【００９０】
羽根２３の数は燃焼容器１４６の数よりも多く、カウント比が整数（つまり、羽根の数／燃焼容器の数＝整数）である場合、燃焼容器１４６は、腎臓形状の扇形に遷移し、各扇形の最右端および最左端は、羽根２３の第１の形状の半分を形成し、扇形の最右端および最左端では羽根２３の前縁を除去する。このため、燃焼容器１４６は、「角部分が直角の」扇形を経過することなく、羽根２３の第１の形状に円滑に変化するものと思われる。間に位置する羽根２３は、本明細書で説明するように形成される。このように、ノズル表面は、上流の燃焼容器１４６から円滑に変化する。これによって、二次流をより良く制御できるようになり、羽根２３の前縁を冷却する必要がなくなる。尚、ノズルと燃焼容器１４６を組み合わせることによって羽根２３の前縁は除去される。
【００９１】
他の実施形態によると、入口１５２に代えて、遷移部材１５１からの排気の下流にある複数の別箇の燃焼容器１４６からの流れを集める環状ダクトを利用するとしてもよい。この場合、羽根組立体２１は、ステータ１５５およびロータ１５６の片方または両方に適用され得る。
【００９２】
これに代えて、タービン１５４は、複数段を備えるとしてよい。この場合、羽根組立体２１は、上述した航空エンジン１００および静的ガスタービンエンジン１２０と同様に、後続段に利用するとしてもよい。産業用ガスタービン１４０は静的エンジンであるが、羽根組立体は同様に、複数の別箇の燃焼容器を利用する航空エンジン用ガスタービンに適用され得る。
【００９３】
羽根組立体の製造は、単に従来の技術をノズルの変更後の形状に適用することによって、実行し得る。
【００９４】
例えば、羽根組立体２１は、インベストメントキャスティング（ワックスキャスティングとも呼ばれる）で製造するとしてよい。羽根組立体２１は、羽根２３、内側ハブ２６および外側筐体２７を一体的に含む一の部材としてキャスティングで製造されるとしてよい。
【００９５】
これに代えて、羽根組立体２１は、複数の部材として形成した後に、溶接するとしてもよい。例えば、インベストメントキャスティング法は、羽根２３を内側ハブ２６へ、そして、外側筐体２７へと溶接する処理と共に利用されるとしてもよい。この場合、ノズル２２の上端を画定している羽根２３は、上述したインベストメントキャスティング法を用いてキャスティングで製造されるとしてよい。羽根２３はこの後、内側ハブ６および外側筐体２７に溶接されるとしてよい。
【００９６】
外側筐体２７は、内側ハブ２６および羽根２３とは別の処理で製造するとしてよい。具体的には、外側筐体２７は、鍛造処理で製造するとしてよい。鍛造処理では、スチール等の材料から外側筐体２７の形状を形成するべく圧縮力を利用する。
【００９７】
インベストメントキャスティング法は、以下のように説明する。所望の部材のモールドを製造する。上述したように、所望の部材とは、羽根組立体２１全体であってもよいし、または、羽根を形成後に内側ハブ６および外側筐体２７に取着する場合には、羽根２３等、羽根組立体２１の一部であってもよい。モールドは、例えば、融点が比較的低い金属、スチール、または、木材を材料とするとしてよい。
【００９８】
モールドは、マスターパターンから製造されるとしてよい。マスターパターンは、所望の部材のレプリカを変更したものである。マスターパターンは、例えば、金属、木材またはプラスチックを材料とするとしてよい。マスターパターンの材料は、可鍛性の材料である必要がある。これに代えて、モールドは直接機械加工で製造されるとしてもよい。この場合、マスターパターンを製造する工程を省略するとしてよい。
【００９９】
「ワックス」パターンを製造する。いわゆる「ワックス」パターンは、例えば、ワックス、プラスチックまたは凍結した水銀を材料とするとしてよい。「ワックス」パターンは、ワックスパターン材料によってモールドの内面に均一なコーティングを形成することによって製造されるとしてよい。このコーティングは、厚みが約３ｍｍであるとしてよい。当該コーティングは、ワックスパターン材料をモールド内に注ぎ込んで、モールドの内面を被覆させることによって形成するとしてよい。この注ぎ込む工程は、コーティングが所望の厚みになるまで、繰り返し行われるとしてよい。このように注ぎ込むことで形成する方法は、コーティングの厚みを正確に制御できるという利点がある。
【０１００】
これに代えて、コーティングは、液状のワックスパターン材料でモールドを充填することによって形成するとしてもよい。ワックスパターン材料はこの後、コーティングがモールドの内面上で固まるまで冷却させるとしてよい。残りの固まっていないワックスパターン材料を、モールドから注ぎ出す。
【０１０１】
「ワックス」パターンをモールドから取り外す。複数の異なる「ワックス」パターンは、それぞれが羽根組立体２１の異なる構成要素に対応しており、製造された後で一の複合「ワックス」パターンを形成するように組み合わせられるとしてよい。例えば、一の「ワックス」パターンは、羽根組立体２１の各ノズル２２または各羽根２３について製造するとしてよい。これに代えて、ワックスパターンは、羽根組立体２１が備える複数の羽根２３または複数のノズル２２の一部を形成するべく製造されるとしてもよい。
【０１０２】
複数の「ワックス」パターンを、加熱した金属ツールを利用して、互いに直接取着して、所望の部材（例えば、羽根組立体２１全体）の複合ワックスパターンを形成するとしてよい。これに代えて、「ワックス」パターンはそれぞれ、加熱した金属ツールを利用して湯口（ｓｐｒｕｅ）に取着されて、複合「ワックス」パターンを形成する。加熱した金属ツールは、「ワックス」パターン同士の間のつなぎ目において発生する問題を少なくとも低減するために利用され得る。
【０１０３】
セラミック材料から形成されるインベストメントモールドを製造する。完成した「ワックス」パターンを、耐熱性の高い材料のスラリーでコーティングする。この後、「ワックス」パターンを、セラミック粒子等の粗粒子で漆喰仕上げとする。この処理は、例えば、「ワックス」パターンをセラミック粒子の流動床に浸漬させることによって、または、セラミック粒子を手で扱うことによって、実行されるとしてよい。コーティングを硬化させる。コーティング工程、漆喰仕上げ工程および硬化工程は、インベストメントモールドが必要な厚みになるまで繰り返し行う。モールドの厚みは、約５ｍｍから約１５ｍｍの範囲内であるとしてよい。
【０１０４】
インベストメントモールドを製造するために用いられる耐熱性材料は、例えば、二酸化シリコン、ジルコン、ケイ酸アルミニウム、または、酸化アルミニウムであってよい。インベストメントモールドは、コーティング毎に耐熱性材料も異なるものを利用するとしてよい。ケイ酸エチル、コロイド状シリカまたはケイ酸ナトリウム等の物質を利用して、耐熱性材料を所定位置に固定するとしてよい。
【０１０５】
この後、インベストメントモールドを乾燥させる。乾燥時間を短くするべく真空を利用するとしてよい。インベストメントモールドはこの後、炉またはオートクレーブ内に入れて、ワックスパターン材料を融解および／または気化させる。
【０１０６】
インベストメントモールドはこの後、約摂氏９００度から約摂氏１１００度までの範囲内の温度まで加熱される。この目的は、水分および残りのワックスパターン材料を取り除き、インベストメントモールドを焼結させることにある。
【０１０７】
この後、インベストメントモールドを、砂または砂のような材料で充填した容器内に入れる。所望の部材（例えば、羽根組立体２１）を形成するために利用される金属をインベストメントモールド内に充填する。この充填処理は、注ぎ込む処理、正の大気圧を加える処理、傾斜して充填する処理、および、遠心キャスティング処理を任意に組み合わせて実行するとしてよい。
【０１０８】
インベストメントモールドを取り去って、羽根組立体２１を取り出す。湯口が利用される場合、湯口を切断して再利用するとしてよい。羽根組立体２１は、例えば、研磨処理によって洗浄するとしてよい。
【０１０９】
上述したように、羽根組立体２１の形状に関する利点の１つとして、羽根の内部冷却機能を改善可能な点が挙げられる。一部の最新型のガスタービンノズルは、動作時の主流ガス温度が非常に高く、フィルム冷却および内部冷却の両方で冷却され、リブ／ピン冷却システムと衝突冷却システムを組み合わせて冷却される。内部冷却システムは、ノズル２の空間内に衝突冷却用の挿入部材が配設されているとしてよい。衝突冷却用の挿入部材を設ける目的は、ノズル２２の内面における熱伝達係数を大きくすることである。ノズル２２は、衝突冷却用の挿入部材を挿入可能な形状にする必要がある。変更後の羽根組立体２１は、ノズル２２の内面に到達しやすい。到達しやすくなったことで、内部冷却システムの衝突冷却用の挿入部材の構成に関する制限が少なくなる。この結果、羽根組立体２１と共に実現する内部冷却システムを最適化することが可能になる。具体的には、到達しやすくなったことで、羽根の内部の衝突冷却システムの開発に関して柔軟性が高くなる。また、ノズル２２の内面のうち機械加工処理を実行することが可能な部分が大きくなる。これによって、内部冷却システムを、従来のキャスティング技術に加え、機械加工によって形成することが可能となる。この結果、内部冷却システムに関する制限が少なくなる。
【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９ａ】
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【図９ｂ】
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【図９ｃ】
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【図９ｄ】
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【図９ｅ】
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【図９ｆ】
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【図９ｇ】
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【図９ｈ】
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【図９ｉ】
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【図９ｊ】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２５】
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【図２６】
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【図２７】
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【図２８】
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