(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ケース内でブレードの少なくとも一部にわたって超音速流を生じさせる速度で回転可能なガスタービンエンジン用のブレードであって、前記ブレードの前縁は、減少しない掃引角で全体にわたって前方掃引された中間領域を有し、該中間領域は先端領域まで延び、この先端領域の前縁は該中間領域の端部での掃引角と同じ掃引角を有する場合よりも後方に移動していることを特徴とするブレード。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はターボ機械翼に係り、特にエアロフォイル面にわたる作用媒体の超音速流の悪影響を小さくするために、エアロフォイルが掃引される翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、エンジンの軸方向に流れる圧縮可能な作用媒体とエネルギーを交換するためにブレード（翼）のカスケード（翼列）を用いる。カスケードにおける各ブレードは回転可能なハブにおけるスロット（溝）に係合するアタッチメント（取り付け具）を有し、ブレードはハブから軸方向に延びる。各ブレードは軸方向に延びるエアロフォイル（翼）を有し、各エアロフォイルは、カスケードを通しての一連のインターブレード（内部翼）流通路を規定するために、隣のブレードと協働する。流路の径方向外方境界はエアロフォイル先端の周囲を囲むケースによって形成される。通路の内方境界は各ブレードから円周方向に延びる接触するプラットフォームによって形成される。
【０００３】
エンジンの動作中に、ハブ、すなわち、そこに取り付けられているブレードが軸方向に延びる回転軸に関して回転する。ブレードに関連する作用媒体の速度は半径が増すにつれて増加する。従って、高速度での作用媒体の圧縮に関連する空気力学の悪影響を和らげるために、エアロフォイル前縁が前方掃引または後方掃引されることは稀ではない。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
掃引されたブレードの欠点は、関連するエアロフォイル吸い込み面の翼幅に沿って延びるとともに、ブレードを取り囲むケースに反射する圧力波の結果生ずる。エアロフォイルは掃引されているので、入射波と反射波との双方はケースに対して傾斜する。反射波は入射波に作用しこれと合体して、隣り合うエアロフォイル間の翼間流路にわたって延びる平面的な空力衝撃となる。これらの端壁衝撃はケースから限られた間隔だけ軸方向内方に延びる。さらに、作用媒体の圧縮は、前述の端壁衝撃には無関係である通路衝撃を通路を介して各ブレードの前縁から隣り合うブレードの吸引面まで伸ばす。結果として、チャンネルに流れる速度と全圧力における回復できない損失を経験する。
【０００５】
必要とされることは、作用媒体の圧縮の悪影響を和らげるためにエアロフォイルが掃引されるターボエンジンブレードであるとともに、多重衝撃の悪影響を避けることである。
【０００６】
それ故に、本発明の目的は、各インターブレードの通路における衝撃の数を制限することによって、空気力学損失と、端壁衝撃に関連する効率低下を小さくすることである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明によれば、ブレード衝撃用のブレードはエアロフォイルを持っており、エアロフォイルはその翼幅方向の少なくとも一部にわたって掃引されるとともに、端壁とともに径方向に延びるエアロフォイルの部分は隣りのエアロフォイルから延びる端壁衝撃を阻止し、端壁衝撃と通路衝撃は一致する。
【０００８】
一つの実施例においては、エアロフォイル先端の径方向内部へ向かう推移半径に位置する内部推移点を規定する。外部推移点は内部推移径とエアロフォイル先端を径方向中間とする外部推移径に位置する。外部推移径と先端はブレード先端領域の境界となり、内部推移径と外部推移径は中間領域の境界となる。前縁は、減少しない掃引角で全体にわたって前方掃引された上記の中間領域を有し、該中間領域は上記の先端領域まで延び、この先端領域の前縁は該中間領域の端部での掃引角と同じ掃引角を有する場合よりも後方に移動している。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
初めに、本発明の参考例について説明する。図１〜３を参照すると、ガスエンジンの前端は、ファンブレード１２のカスケード（翼列）を有するファン部１０を含んでいる。各ブレードは、軸方向に延びる回転軸１８に関して回転可能であるディスク又はハブ１６を取り付けるための取り付け具１４を持っている。各ブレードは、もちろん、円周方向に延びる取り付け具の径方向外方のプラットフォーム２０を有する。エンジンに設置された時、カスケードにおける隣り合うブレードのプラットフォームは、互いに接触して、カスケードの流路境界を形成する。各プラットフォームから径方向外方に延びるエアロフォイル２２は、根本２４，端部２６，前縁２８，翼後縁３０，圧力面３２および吸引面３４を備えている。前縁の軸方向最前端は先端の径方向内方に向かう内部推移半径ｒt-innerで内部推移点４０を規定する。ブレードカスケードは、カスケードの外部流路境界を形成するケース４２によって囲まれる。ケースは摩擦片４６を含んでおり、この摩擦片は、エンジン動作中に回転するブレードが接触すると部分的にすり減る。空気等の作用媒体は、隣り合うエアロフォイルのブレード間の通路５０を通して軸方向に流れるにつれて、加圧される。
【００１０】
ハブ１６はシャフト５２に取り付けられている。エンジン動作中に、タービン（図示せず）がシャフト、すなわちハブとブレードを、方向Ｒにおける軸１８のまわりに回転させる。それ故に、各ブレードは、それに先立つ前隣と、回転軸のまわりをブレードが回転している間に、それに従う後縁を持っている。
【００１１】
作用媒体の軸方向速度は流路の直径に関して本質的に一定である。しかしながら、回転するエアロフォイルの直線速度Ｕは直径が増すにつれて増加する。エアロフォイル前縁での作用媒体の相対速度Ｖrが直径の増加につれて増加するとともに、充分な回転速度でエアロフォイルは、その先端の近傍で超音速作用媒体流に遭遇する。エアロフォイル上の超音速流は、作用媒体の圧力を最大にするために有益であるけれども、作用媒体の速度と全圧力における損失を招くことによってファン効率を低下させるという望ましくない効果を持っている。それ故に、少なくともブレードスパン（翼幅）の一部にわたってエアロフォイル前縁を掃引することは典型的なものであり、コードワイズディレクション（翼弦方向）における作動媒体の速度成分（前縁に垂直）は亜音速である。相対速度Ｖｒは直径が増すにつれて増加するので、掃引角が、同様にして、直径が増すにつれて増加する。図４に示されているように、どの任意の半径での掃引角σはエアロフォイル２２の前縁２８に対する接線方向のライン５４と速度ベクトルＶｒに関して垂直な面５６間で鋭角である。相対速度ベクトルと接線の両方を含むとともに面５６に垂直である面５８において掃引角が測定される。この定義に従って、以下に図２，３および６に示されているように、掃引角σ1とσ2は、実際の掃引角を平面上に投影させて示されている。
【００１２】
ブレード前縁を掃引することは、超音速作用媒体速度による悪影響を小さくするために有用であるが、端壁反射衝撃を生じるという望ましくない点を持っている。ブレード吸引面にわたる作用媒体の流れは圧力波６０（図１のみに示されている）を発生し、この圧力波はブレードのスパンに沿って延びるとともにケースで反射する。反射波６２と入射波６０はケースの近傍で合体し、各ブレード間を介して端壁衝撃６４を形成する。端壁衝撃はケースから径方向にして限られた内方の間隔ｄだけ延びる。図３に仮想線で示されている図のような従来技術に良く示されているように、各端壁衝撃は、もちろん、回転軸に垂直な面６７に対して傾斜しており、衝撃は軸方向および円周方向に延びる。原理として、端壁衝撃は、多重のブレード間通路を介して延びるとともに、これらの通路に入る作用媒体に影響する。実際には、膨張波（代表的に波６８によって示されているように）は、各エアロフォイルから軸方向前方に拡散し、かつエアロフォイルの前隣からの端壁衝撃を弱め、端壁衝撃は、通常、端壁衝撃が発生した通路のみに作用する。加えて、流れの超音速特性は通路衝撃６６を通路を介して伸ばす。端壁反射に無関係である通路衝撃は各ブレードの前縁からブレードの前隣の吸引面まで延びる。かくして、作用媒体は、エネルギー効率の対応する低下によって多重衝撃の空気力学損失をきたす。
【００１３】
端壁衝撃はケースの壁を、入射波がその反射波と合致するように、入射膨張波に垂直にすることによって低減される。
【００１４】
しかしながら、流路領域の制約とケースの構造上の制限のような他の設計面を検討すると、この選択肢は利用し得ないものとなる。端壁衝撃を低減できない状況において、合成衝撃空気力学損失が多重の個々の衝撃よりも小さいので、端壁衝撃が通路衝撃に合致することが望ましい。
【００１５】
本発明によれば、端壁衝撃と通路衝撃の合致は、エアロフォイルを独特な方法で成形することによって達成され、つまり、エアロフォイルが、先行する隣のエアロフォイルから延びる端壁衝撃を阻止するとともに、端壁衝撃を通路衝撃に合致させるように成形する。
【００１６】
本発明の参考例となる図１，図２の低速エアロフォイルは先端２８，翼後縁３０，根本２４および先端径ｒtipに位置する先端２６を持っている。内部推移径ｒt-innerに位置する内部推移点４０は先端の軸方向最先点である。
【００１７】
エアロフォイルの先端はエアロフォイルの中間領域７０における径方向に変わる掃引角σ1によって後退される。図２において平面５６は図の面との交差によって規定される線として表れているとともに、図３において接線５４は図の平面を貫く点として表れている。中間領域７０は内部推移径ｒt-innerと外部推移径ｒt-outerによって径方向に境界とされる領域である。第１の掃引角は、技術分野において慣例であるように、径が増すにつれて減少しないものであり、すなわち、径が増すにつれて、掃引角が増加するか又は少なくとも減少しない。
【００１８】
エアロフォイルの前縁２８は、エアロフォイルの先端領域７４において径方向に変化する第２の掃引角σ2によって後退される。先端領域は外部推移径ｒt-outerと先端径ｒtipによって境界とされる。第２の掃引角は、径が増すにつれて、増加するものではない（減少するか又は少なくとも増加しない）。このことは、掃引角が内部推移径の径方向外方の径が増すにつれて増加する従来のエアロフォイル２２′に対して極めて対照的である。
【００１９】
発明の有益な効果は、この参考例（および関連する端壁衝撃と通路衝撃）を、仮想線で示されている従来の翼（および関連する衝撃）と比較する図３を参照することによって、理解される。まず仮想線で示されている従来のものを参照すると、端壁衝撃６４は各翼の吸引面に沿って延びる圧力波６０（図１）の結果として発生する。各端壁衝撃は、回転軸に垂直な平面に対して傾斜しているとともに、内部翼通路を介して伸びている。通路衝撃は、もちろん、翼の前縁から流路を介して翼の先行する隣接物の吸引面まで延びる。通路に入る作用媒体は多重の衝撃によって悪影響を受ける。逆に、参考例としての後方掃引エアロフォイル２２の第２の掃引角の増加しない特性によって、翼前縁の一部が作用媒体における前方（上流）から充分に遠ざけられる。エアロフォイルの部分は先行する隣のエアロフォイルから延びる端壁衝撃と径方向に同じ広がりのエアロフォイル部分は端壁衝撃を阻止する（エアロフォイルの独特な掃引は端壁衝撃の位置又は方向に目視で認識できるほどには影響を及ぼさないが、説明のために、従来技術による翼に関連する仮想線で示した端壁衝撃は、参考例のエアロフォイルに対する端壁衝撃の若干上流に示されている）。さらに、通路衝撃６６（翼前縁に取り付けられたままであり、前縁に沿って前方に移される）は端壁衝撃と合致され、作用媒体は多重衝撃に遭遇しない。
【００２０】
図２と図３の参考例は、前縁が公知の翼の前縁に比べて、回転軸に対して軸方向前方にかつ平行に移されている翼を示す（翼後縁も対応して変移しているように示す。但し、翼後縁の位置は本発明に包含されない）。一方、図５は先端領域部が（従来技術による翼に比較して）円周方向に変移されている参考例を示し、これにより翼は、端壁衝撃６４を阻止するとともに、該端壁衝撃を通路衝撃６６に合致させる。図３の参考例についてそうであるように、変位した部分は、全半径にわたる端壁衝撃を阻止するには十分に軸方向内方に延びるとともに、通路衝撃６６に合致させる。この参考例は、通路衝撃を端壁衝撃に合致させることに関して、図３の参考例と同様に効果的に機能する。しかしながら、それは翼先端が回転方向に巻上がった形となるという欠点がある。エンジン動作中に翼先端が摩擦片４６に接触する場合、巻上がった翼先端は、摩擦片をすり減らすというよりも、えぐり取ってしまい、その摩擦片の取り替えを必要とする。
【００２１】
本発明は、特に、前方掃引エアロフォイルを有する翼に関するものであり、前述したような有益な効果が同様に適用される。本発明の一実施例を示す図６と図７を参照すると、本発明による前方掃引エアロフォイル１２２は前縁１２８，翼後縁１３０，根本１２２，および先端径ｒtipに位置する先端１２６を備えている。内部推移径ｒt-innerに位置する内部推移点１４０は前縁上の軸方向最後部の点である。エアロフォイルの前縁は該エアロフォイルの中間領域７０における径方向に変わる第１の掃引角σ1によって前方に掃引される。中間領域は内部推移径ｒt-innerと外部推移径ｒt-outerによって径方向に境界づけられる。第１の掃引角σ1は、径の増加につれて増加し、又は少なくとも減少しない。
【００２２】
エアロフォイルの前縁１２８は、もちろん、該エアロフォイルの先端領域における径方向に変わる掃引角σ2によって前方に掃引される。先端領域は外部推移径ｒt-outerと先端径ｒtipによって径方向に境界ずけられる。第２の掃引角は径が増すにつれて増加しない（径が増すにつれて減少、又は少なくとも増加しない）。これは、内部推移径の径方向外方への径の増加につれて掃引角が増す従来のエアロフォイルとは逆に、鋭いものである。
【００２３】
本発明の前方掃引された実施例において、後方掃引された参考例と同じように、先端領域７４における増加しない掃引角σ2により端壁衝撃６４は、前述したように、空気力学損を減らすための通路衝撃６６に合致する。このことは、端壁衝撃と通路衝撃が異なるものであり、かつそれ故に、多重の空気力学損を作用媒体に及ぼす、仮想線で示されている従来技術による翼とは逆のものである。
【００２４】
図２の後方掃引の参考例において、内部推移点は前縁上の軸方向最前端点である。前縁は内部推移径よりも大きな半径において後方掃引される。内部推移径より内側の前縁掃引の特性は本発明に包含されるものではない。図６の前方掃引の実施例において、内部推移点は前縁上の軸方向最後方点である。前縁は内部推移径よりも大きな半径において前方に掃引される。後方掃引の参考例と同様に、内部推移径より内側の前縁内方掃引の特性は本発明に包含されるものではない。前方掃引の実施例および後方掃引の参考例の双方において、内部推移点はエアロフォイル根本の径方向外方であるものとして示されている。しかしながら、本発明は、内部推移点（後方掃引の参考例における軸方向最前方の点と前方掃引の実施例における軸方向最後方の点）が、根本の前縁と一致するブレードを含む。この例は、図２における点線の前縁２８”によって、示されている。
【００２５】
本発明によれば、各インターブレードにおける衝撃の数が制限され、エンジン効率が最大になるという利点が得られる。
【００２６】
本発明はガスタービンエンジン用のファンブレードに関して提示されているけれども、本発明の適用能力は、隣り合うエアロフォイル間の流路が多重衝撃を蒙る如何なるターボ機械にも及ぶものである。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】本発明の参考例となる後方掃引ファンブレードを示すガスタービンエンジンのファン部分の正断面図。
【図２】仮想線で示された従来技術のブレードと対比して示す、図１のブレードの拡大図（点線は他の参考例のプロファイルを示す）。
【図３】参考例の四つのブレードの先端を、仮想線で示す四つの従来技術によるブレードとともに示した、図２の３−３線に沿う展開図。
【図４】掃引角の定義を示すエアロフォイルの概略斜視図。
【図５】他の参考例のブレードを、仮想線による従来技術のブレードとともに示した、図３と同様な展開図。
【図６】本発明による前方掃引ファンブレードを示すとともに、仮想線によって従来技術のファンブレードを示すガスタービンエンジンのファン部分の側断面図。
【図７】仮想線で示された四つの従来技術のブレードとともに、本発明の四つのブレードの先端を示す、図６の７−７線に沿う展開図。
【符号の説明】
【００２８】
１０…ファン
１２…ファン翼
１４…取り付け具
１６…ハブ
１８…回転軸
２０…プラットフォーム
２２，２２’…（翼）エアロフォイル
２４…根本
２６…先端
２８…翼前縁
３０…翼後縁
３２…圧力面
３４…吸引面
４０…推移点
４２…ケース
４６…摩擦片
４８…エア
５０…内翼通路
５２…シャフト
５４…接線
５６…平面
５８…平面
６０…圧力波
６２…反射波
６４…端壁衝撃
６６…通路衝撃
６７…平面
７０…中間領域
７４…先端領域
１２２，１２２’ …前方掃引エアロフォイル
１２４…根本
１２６…先端
１２８…翼前縁
１３０…翼後縁
１４０…内部推移点
σ…掃引角
σ1…第１の掃引角
σ2…第２の掃引角
ｒt-inner…内部推移径
ｒt-outer…外部推移径
ｒtip…先端径
【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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