(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジン用の圧縮機ベーン組立体を提供すること。【解決手段】圧縮機ベーン（６２）は、ベーン（６２）の根元部（１２８）近くの前縁軸方向スタック（１６０）と、前方向に延び、半径状の外形を有する内側バンド（８６）の内側プラットフォーム（１３２）の一部分（１５０）と、前縁（１２０）に沿ってかつ根元部（１２８）に隣接するエーロフォイル本体に対して負の上反角（２１０）形状と、根元部（１２８）近くのベーン（６２）の後縁（１２２）の少なくとも一部分の後縁軸方向スタック（１７０）とを含む、４つの漏出制御構造体の少なくとも１つを備えることができる。これらの漏出制御構造体は、タービン（１０）の作動効率性を増大させる。この効率性は、通常、圧縮機（２２）のより高い圧力段からより低い圧力段への漏出流（９６）によって低下する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）用の圧縮機ベーン組立体（９８）であって、
前縁（１２０）から後縁（１２２）まで翼弦方向に延び、根元部（１２８）から先端部（１２６）までスパン方向に延びるエーロフォイル本体を有するベーン（６２）と、
前記根元部（１２８）に固定された内側プラットフォーム（１３２）と
を備え、
前記ベーン組立体（９８）は、
前記根元部（１２８）において前記前縁（１２）から前方に、前記エーロフォイル本体のスパン（１３０）の１５％未満だけ延びる前記内側プラットフォーム（１３２）の一部分（１５０）と、
前記エーロフォイル本体の前記根元部（１２８）における前記前縁（１２０）の負の上反角（２１０）と、
前記後縁（１２２）が前記根元部（１２８）から径方向に延びるにつれて後方向（１６）に延びる後縁軸方向スタック（１７０）と、
前記前縁（１２０）が前記根元部（１２８）から径方向に延びるにつれて後方向（１６）に延びる前縁軸方向スタック（１６０）と
からなる４つの漏出流制御構造体のうち少なくとも１つを有する、
圧縮機ベーン組立体。
【請求項２】
前記後縁軸方向スタック（１７０）の前記最も後方向の地点が、前記後縁スパン（１３０）の上方３５％および下方６５％である、請求項１記載の圧縮機ベーン組立体（９８）。
【請求項３】
前記前縁軸方向スタック（１６０）の前記最も後方向の地点が、径方向に前記前縁スパン（１３０）の６５％以内にある、請求項１記載の圧縮機ベーン組立体（９８）。
【請求項４】
前記圧縮機ベーン組立（９８）が、前記４つの漏出流制御構造体の任意の２つを有する、請求項１記載の圧縮機ベーン組立体（９８）。
【請求項５】
前記圧縮機ベーン組立体（９８）が、前記４つの漏出流制御構造体の任意の３つを有する、請求項１記載の圧縮機ベーン組立体（９８）。
【請求項６】
前記圧縮機ベーン組立体（９８）が、前記４つの漏出流制御構造体の４つすべてを有する、請求項１記載の圧縮機ベーン組立体（９８）。
【請求項７】
前記根元部（１２８）における前記後縁（１２２）の前記軸方向スタック（１７０）の角度（β）が、０から４０％のスパン（１３０）で５度を上回る、請求項１記載の圧縮機ベーン組立体（９８）。
【請求項８】
前記根元部（１２８）における前記前縁（１２０）の前記軸方向スタック（１６０）の角度（α）が、０から５０％のスパン（１３０）で５度を上回り、正である、請求項１記載の圧縮機ベーン組立体（９８）。
【請求項９】
前記内側プラットフォーム（１３２）の前記部分（１５０）が、前記エーロフォイル本体の前記スパン（１３０）の１０％未満である、請求項１記載の圧縮機ベーン組立体（９８）。
【請求項１０】
前記前縁の負の上反角（２１０）が、前記根元部（１２８）から、前記エーロフォイル本体スパン（１３０）の少なくとも２０％に沿って延びる、請求項１記載の圧縮機ベーン組立体（９８）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン圧縮機ベーンに関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン、特にガスまたは燃焼タービンエンジンは、エンジンを通過して複数の回転式タービンブレード上に向かう燃焼ガスの流れからエネルギーを引き出す回転エンジンである。ガスタービンエンジンは、陸上および船上移動ならびに発電に使用されてきているが、最も一般的には、ヘリコプターを含む航空機などの航空用途に使用される。航空機において、ガスタービンエンジンは、航空機の推進のために使用される。地上用途では、タービンエンジンは、しばしば、発電に使用される。
【０００３】
航空機用のガスタービンエンジンは、ロータによって回転されるブレードの複数のバンドと、ブレード間に配設された固定ベーンのバンドとを備えて設計された圧縮機段から構成される。圧縮機段は、空気を圧縮し、空気は、次いで、燃焼器およびタービンに移動される。圧縮機ベーンは、シールに隣接して配設され、このシールは、システムの効率性を低下させる恐れがある圧縮機の上流側領域への空気流の漏出を抑える。しかし、このシールは、少量の空気を前方に漏出させる傾向がある。漏出により、コンプレッサ内にエントロピが発生し、効率性を低下させる。
【発明の概要】
【０００４】
本圧縮機ベーン組立体のひとつは、ガスタービンエンジン用の圧縮機ベーン組立体であって、翼弦方向に前縁から後縁に延び、スパン方向に根元部から先端部まで延びるエーロフォイル本体を有するベーンと、根元部に固定された内側プラットフォームとを備える。ベーン組立体は、４つの次の漏出流制御構造体、すなわち（１）根元部において前縁から前方にエーロフォイル本体のスパンの１５％未満だけ延びる内側プラットフォームの一部分、（２）エーロフォイル本体の根元部における前縁にある負の上反角、（３）後縁が根元部から径方向に延びるにつれて後方向に延びる後縁軸方向スタック、および（４）前縁が根元から径方向に延びるにつれて後方向に延びる前縁軸方向スタックのうち少なくとも１つを有する。
【０００５】
方法のひとつは、内側プラットフォームに固定された根元部を有するベーンを備えるガスタービンエンジン圧縮機ベーン組立体周りのシール漏出流を制御する方法であって、漏出流を内側プラットフォームに沿うように空気力学的に向けることを含む。
【図面の簡単な説明】
【０００６】
【図１】航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図２】図１の圧縮機セクションの断面図である。
【図３】図２の１つの圧縮機ベーンの概略図である。
【図４】前縁および後縁の軸方向スタック、および図３のベーンの前方の半径状のプラットフォーム張り出し部の概略図である。
【図５】ベーンのスパンに沿った後縁軸方向スタックの位置を示すプロット図である。
【図６】ベーンのスパンに沿った図５の後縁軸方向スタックの角度を示すプロット図である。
【図７】ベーンのスパンに沿った前縁軸方向スタックの位置を示すプロット図である。
【図８】ベーンのスパンに沿った図７の前縁軸方向スタックの角度を示すプロット図である。
【図９】ベーンの上反角を示す図３の圧縮機ベーンの上面図である。
【図１０】図９の上反角を示す図３のベーンの底部斜視図である。
【図１１】図９のベーンのスパンに沿った前縁上反角を示すプロット図である。
【発明を実施するための形態】
【０００７】
本発明の説明する実施形態は、圧縮機ベーンを対象とする。例示する目的で、本発明は、航空機ガスタービンエンジン用の圧縮機ベーンに関して説明される。しかし、本発明はそれほど限定的ではなく、非航空機用途、たとえば他の可動用途および非可動の工業的、商業的、および住居的用途などにおいて一般的に適用できるものであることが理解されよう。本発明はまた、タービンエンジンにおいて固定式ベーン以外の、可変ベーンなどのエーロフォイルにも適用することができる。
【０００８】
図１は、航空機用のガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、前方１４から後方１６まで延びる全般的に長手方向に延びる軸または中心線１２を有する。エンジン１０は、下流側に向けて直流関係に、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタまたは低圧（ＬＰ）圧縮機２４および高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排気セクション３８とを含む。
【０００９】
ファンセクション１８は、ファン２０を取り囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りに径方向に配設された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、およびＨＰタービン３４は、燃焼ガスを生成するエンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、ファンケーシング４０と結合することができるコアケーシング４６によって取り囲まれる。
【００１０】
エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配設されたＨＰシャフトまたはＨＰスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動可能に連結する。より大きい直径の環状のＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配設されたＬＰシャフトまたはＬＰスプール５０は、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４およびファン２０に駆動可能に連結する。
【００１１】
ＬＰ圧縮機２４およびＨＰ圧縮機２６はそれぞれ、複数の圧縮機スプール５２、５４を含み、その中で、圧縮機ブレード５６、５８の組は、固定圧縮機ベーン６０、６２の対応する組に対して回転してこの段を通過する流体のストリームを圧縮または加圧する。複数の圧縮機ブレード５６、５８は、リング内に設けることができ、中心線１２に対して径方向に外方向に、ブレードプラットフォームからブレード先端部まで延びることができ、一方で対応する固定圧縮機ベーン６０、６２は、回転式ブレード５６、５８の下流側にこれに隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、および圧縮機段の数は、例示する目的のみで選択されており、他の数が可能であることが、留意される。
【００１２】
ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６はそれぞれ、複数のタービン段６４、６６を含み、この中で、タービンブレード６８、７０の組は、固定タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）の対応する組に対して回転されて、段を通過する流体のストリームからエネルギーを引き出す。単一のタービン段６４、６６には、複数のタービンブレード６８、７０が、リング内に設けられ、中心線１２に対して径方向に外方向に、ブレードプラットフォームからブレード先端部まで延びることができ、一方で対応する固定タービンベーン７２、７４は、回転式ブレード６８、７０の上流側にこれに隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、およびタービン段の数は、例示する目的のみで選択されており、他の数が可能であることが、留意される。
【００１３】
作動において、回転式ファン２０は、空気をＬＰ圧縮機２４に供給し、ＬＰ圧縮機２４は、次いで、加圧された空気をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６は、さらに空気を加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧された空気は、燃焼器３０内で燃料と混合され、点火され、それによって燃焼ガスを生成する。一部の作用は、ＨＰ圧縮機２６を駆動するＨＰタービン３４によってこれらのガスから引き出される。ＨＰタービンを出たガスは、ＬＰタービン３６内に排出され、ＬＰタービンは、さらなる仕事を引き出してＬＰスプール５０を駆動し、ファン２０およびＬＰ圧縮機２４を回転させる。排気ガスは、最終的には、エンジン１０から排気セクション３８を介して排出される。
【００１４】
ファン２０によって供給された周囲空気の一部は、エンジンコア４４を迂回し、エンジン１０の特に高温部分の冷却に使用することができ、および／または航空機の他の状況（ａｓｐｅｃｔ）を冷却するまたは動力供給するために使用することができる。タービンエンジンの文脈では、エンジンの高温部分は、通常、燃焼器３０の下流側、特にタービンセクション３２であり、このときＨＰタービン３４は、これが燃焼セクション２８のすぐ下流側にあるために最も高温の部分である。冷却流体の他の供給源は、それだけに限定されないが、ＬＰ圧縮機２４またはＨＰ圧縮機２６から排出された流体になることができる。
【００１５】
図２は、複数の圧縮機ブレード５８および圧縮機ベーン６２を備える、図１のＨＰ圧縮機セクション２６を示す。ブレード５８の１つのリングおよびベーン６２の１つのリングの各々の組み合わせが、圧縮機段を構成することができる。各々のブレード５８は、ブレード５８を支持するためのロータ８０に装着され、ロータ８０は、さらにディスク８２に装着される。ロータ８０は、エンジン１０の中心線１２に対して環状であり、それにより、複数のブレード５８をロータ８０の周りに配設することができる。ロータ８０は、中心線１２の周りを回転することができ、それにより、ブレード５８は、中心線１２の周りを径方向に回転する。
【００１６】
ベーン６２は、コアケーシング４６に装着することができ、ブレード５８と同様にエンジン中心線１２の周りに径方向に配設される。ベーン６２は、外側バンド８４においてコアケーシング４６に装着することができ、外側バンド８４の反対側の内側バンド８６に装着することができる。シール８８は、内側バンド８６に隣接してディスク８２に装着することができ、それにより、空気流漏出が、ベーン６２の下流側からベーン６２の上流側に移動することが阻止される。主流空気流９０は、ＨＰ圧縮機２６を通って前方から後方向に移動する。したがって、主流空気流９０は、ベーン６２に対して、それぞれベーン６２の後方の位置および前方の位置に対して下流側領域１０６および上流側領域１０８を画定することができる。主流空気流９０の一部は、シール８８が上流側の空気流漏出のほとんどを防止している状態で、主流空気流９０とは反対方向にシールから漏出する恐れがある。
【００１７】
空気流路は、主流空気流９０に対してベーン６２の下流側領域１０６とベーン６２の上流側領域１０８の間に画定され得る。下流側領域１０６は、圧縮機セクション２６の上流側領域１０８に対してより高い圧力を有する。９２において、ベーン６２の下流側領域１０６内の圧縮された空気は、内側バンド８６とロータ８０の間を、シール８８に隣接して移動し得る。９４において、圧縮された空気流９２は、シール８８から漏出して、上流側領域１０８に向かって移動し得る。９６において、９４からの流れは、上流側領域内１０８に漏出して戻る可能性があり、これは、主流空気流９０と再統合させなければならない。
【００１８】
漏出流９６は、ベーン６２の下流側領域１０６からの圧縮された空気がベーン６２の上流側領域１０８まで進行することを可能にすることによって、エンジン１０の効率性を低下させる。漏出流９６がベーン６２の上流側領域１０８に再入するとき、漏出流９６はより遅い速度を含み、主流空気流９０とうまく再統合できず、それによってさらに圧縮機セクション２６の全体圧力を低下させる。固定圧力と動的圧力の間の圧力差および回転構造体８０、８８の摩擦の結果として生じる、漏出流９６に加えた乱流エネルギーからの温度差が、効率性を低下させる。
【００１９】
次に図３を参照すると、ベーン６２を図２の圧縮機段内に装着するためのベーン組立体９８の図が、示される。ベーン組立体９８は、ベーン６２と、下側部材１００と、摩擦要素１０２と、複数のシール歯１０４とを備えることができる。ベーン６２は、翼弦、キャンバ、およびエーロフォイルに一般的な他の要素を有するエーロフォイル本体を備えることができる。下側部材１００は、中空部材であり、内側バンド８６の径方向内側の表面に装着することができる。シール８８は、下側部材１００に装着された摩擦要素１０２と、摩擦要素１０２に隣接して配設された複数のシール歯１０４とを含む。シール歯１０４は、ブレード５８のロータ８０およびディスク８２と共に回転する。シール歯１０４は、摩擦要素１０２からわずかに離間させることができ、それにより、シール歯１０４の径方向範囲と摩擦要素１０２の間に空間１１０が配設される。摩擦要素１０２およびシール歯１０４の組み合わせは、ラビリンスシールを画定して、漏出空気流を妨げる。しかし、空間１１０は、ある空気の量がシール歯１０４と摩擦要素１０２の間を流れることを可能にし得る。
【００２０】
ベーン６２は、さらに、上流側領域１０８および下流側領域１０６それぞれに隣接して、前縁１２０および後縁１２２を備えることができる。ベーン６２は、さらに、前縁１２０と後縁１２２の間を翼弦方向に延びる軸方向の翼弦１２４を画定することができる。ベーン６２の先端部１２６および根元部１２８は、外側バンド８４および内側バンド８６にそれぞれ隣接し、根元部１２８から先端部１２６までスパン方向に延びるスパン１３０を画定する。内側バンド８６は、さらに、内側プラットフォーム１３２および下側部材１００を備えることができる。ベーン６２は、プラットフォーム１３２に、根元部１２８に隣接させて装着することができる。中間線１３４が、スパン１３０の中間点を通る軸方向翼弦１２４として画定される。
【００２１】
プラットフォーム１３２は、主流空気流９０に対してベーン６２の前方および後方それぞれに配設された、突出部１４０および尾部１４２を備えることができる。突出部１４０は、さらに、半径状表面を有する、円形または弧状の外形を含むことができる。
【００２２】
次に図４を参照すると、内側プラットフォーム１３２の弧状突出部１４０は、根元部１２８において部分１５０だけ前縁１２０の前方に延びることができる。部分１５０の長さは、たとえば、ベーン６２のスパン方向の長さに対して画定され得る。たとえば、突出部１４０の部分１５０の長さは、エーロフォイルベーン６２のスパン方向長さの１５％未満になることができる。
【００２３】
前縁１２０は、さらに、根元部１２８の近くに、前縁１２０の少なくとも一部分に対して前縁軸方向スタック１６０を含むことができる。前縁スタック１６０は、根元部１２８から延び、根元部１２８から延びる前縁１２０によって画定された長手方向軸１６２として角度偏差を含む。前縁軸方向スタック１６０は、さらに、エンジン中心線１２から径方向に、根元部１２８にある前縁１２０を通って延びる径方向軸１６６に対して長手方向軸１６２の角度として第１の角度αを画定することができる。前縁１２０におけるベーン６２は、前縁軸方向スタック１６０によって画定された上流側領域１０８に対して凹状形状を有し、それにより、根元部１２８および先端部１２６における前縁１２０は、径方向軸１６６に対して実質的に直交し、これと交差する。
【００２４】
後縁１２２は、さらに、後縁１２２の少なくとも一部分に対する後縁軸方向スタック１７０を根元部１２８の近くに含むことができる。前縁軸方向スタック１６０と同様に、後縁軸方向スタック１７０は、根元部１２８から延びることができ、前縁１２０と同様に、後縁１２２の角度偏差を含み、それにより、後縁軸方向スタック軸１７４と、エンジン中心線１２から延びる径方向軸１７６との間に、第２の角度βが画定される。後縁１２２は、下流側領域１０６に対して凸状形状を画定することができ、それにより、根元部１２８および先端部１２６における後縁１２２は、径方向に位置合わせされる。
【００２５】
第１の角度αおよび第２の角度βは、同一または類似することができ、それにより、前縁軸方向スタック１６０および後縁軸方向スタック１７０は、幾何学的に同一または類似することができる。角度α、βは、根元部１２８において５度を上回ることができる。
【００２６】
さらに、先端部１２６および根元部１２８における前縁１２０および後縁１２２は、実質的に直交することができ、それにより、前縁１２０、後縁１２２、先端部１２６、根元部１２８との間の交差部において画定された４つの接合部１８０の組は、互いに対して径方向に位置合わせして配設されて、ベーン６２の設計をコンパクトにする。
【００２７】
突出部１４０の弓状の半径状の形状は、漏出流９６が弓状表面を周り、プラットフォーム１３２および根元部１２８に隣接するベーン６２の領域に沿って進みながら、より円滑に移行して主流空気流９０に戻ることを可能にする。
【００２８】
前縁軸方向スタックが、根元部の前縁近くのベーン６２の上昇を低減する傾向があり、それによって、高い吸引側固定圧力を維持するのを助け、漏出流が吸引側に引き出される傾向を低減することを理解されたい。さらに、後縁軸方向スタックがベーン６２の中間線１３４を根元部１２８および先端部１２６のさらに下流側に移動させることを理解されたい。
【００２９】
図５を参照すると、第１のプロットは、２つの潜在的な段を表す、軸方向の形で圧縮機セクションに沿った、２つのステータ、エーロフォイルＡおよびエーロフォイルＢによって表された後縁軸方向スタックの幾何学形状を示す。エーロフォイルＡおよびエーロフォイルＢは、例示的なエーロフォイルであり、プロット内に示すエーロフォイルのバリエーションが、本開示の範囲内で企図されることを理解されたい。後縁軸方向スタックは、後方向に移動しており、これは、根元部における翼弦方向の距離に基づいて決定された軸方向の根元部翼弦の割合で表される。後縁１２２の軸方向位置は、最初に後方向に移動し、縁軸方向スタックの負の値によって表された前方軸方向位置に移行する。後縁１２２の最大後方位置は、スパンの上方約３５％にあり、下方約６５％にあり、根元部１２８における後縁１２２の後方向の軸方向翼弦の４％から１０％の間にあることができる。
【００３０】
図６では、第２のプロットは、図５に示すのと同じ２つのステータを示し、図４の後縁１２２の軸方向スタック角度βを示す。後縁軸方向スタックは、正の角度を含み、エーロフォイルＡおよびエーロフォイルＢのスパンの５０％から６０％の間まで正のスロープを画定する。根元部における後縁軸方向スタックは、スパンの０％から４０％で５度を上回り、またはスパンの０％から２０％で１０度を上回ることができ、またはその両方になることができる。さらに、後縁の角度およびスロープは、段の中で異なることができる。
【００３１】
図７を参照すると、第３のプロットは、エーロフォイルＡおよびエーロフォイルＢの前縁軸方向スタックの例示的な幾何学的形状を示す。前縁軸方向スタックは、後方向に移動し、これは、前縁１２０の軸方向位置に対する、根元部における翼弦方向の距離に基づいて決定された軸方向の根元部翼弦の割合によって表され、前方向の軸方向位への移行は、後縁軸方向スタックの負の値によって表される。前縁１２０に対する最大の後方向位置は、スパンの約２０％から６５％の間に位置付けられ、これは、種々のベーン６２間でさまざまになる。前縁軸方向スタックの最も後方向の地点は、径方向に前縁スパンの６５％内にあることができる。
【００３２】
図８を参照すると、第４のプロットは、エーロフォイルＡおよびＢの図４の第１の角度αとして画定された、前縁軸方向スタックの角度αを示す。理解されるように、エーロフォイルの角度は、最初、正の角度によって画定された正のスロープを有する。根元部における前縁軸方向スタック角度は、０から５０％のスパンで５度を上回り、正であり、または０％から２０％のスパンで１０度を上回り、またはその両方になることができる。図６と同様に、根元部１２８に隣接する正のスロープは、漏出流に関連付けられた空気力学的損失を最小限にする傾向がある。圧縮機セクションを通って移動するエーロフォイルの根元部１２８における前縁１２０の最初の正のスロープは、漏出流をプラットフォーム１３２近くに維持する傾向があり、そうでなければ効率性を最小限にするであろう漏出流と主流の流れ９０の相互混合を防止する傾向があることを理解されたい。さらに、前縁の角度およびスロープは、段の中で異なることができることが企図される。
【００３３】
図９を参照すると、図３のベーン６２の上面図は、ベーン６２の上反角エーロフォイル形状２１０を最適に示している。図９は、根元部１２８、中間線１３４、および先端部１２６において切り取られたエーロフォイルベーン６２の３つの断面図を示す。図９の上面図は、エンジン中心線１２に対する径方向図であることを理解されたい。ベーン６２のエーロフォイル形状は、ベーン６２のスパン１３０に沿って、圧力側２１２および吸引側２１４を画定する。負の上反角が、根元部１２８と、根元部の下方に配置されるように示す中間線１３４との間に画定される。正の上反角は、中間線１３４から、中間線１３４の上方に配置されるように示す先端部１２６まで画定される。
【００３４】
ベーン６２は、後縁１２２まで延びる前縁１２０に対して根元部１２８において負の上反角を有するものとして示されているが、ベーン６２は、前縁１２０に対してのみ根元部１２８において負の上反角を有することができ、後縁１２２においては全く有さず、または異なる上反角を有することを理解されたい。さらに、上反角は、前縁１２０および後縁１２２の両方に対して同じように示されているが、縁１２０、１２２における上反角は、互いに異なることができる。
【００３５】
図１０を参照すると、ベーン６２の斜視図は、図９のエーロフォイルの上反角形状を示し、エンジン中心線１２に対してわずかに径方向に外方向に見た、分離されたベーン６２の底部斜視図であり、例示の目的のためプラットフォームは除去されている。前縁軸２２０および後縁軸２２２は、根元部１２８において、前縁１２０および後縁１２２のそれぞれに沿って画定され得る。前縁の負の上反角度２２４および後縁の負の上反角度２２６は、前縁軸２２０および後縁軸２２２と、前縁および後縁の径方向軸１６６、１７６との間にそれぞれ画定され得る。
【００３６】
図１１を参照すると、プロットは、図９および１０のベーン６２になることができる例示的なエーロフォイル、エーロフォイルＡおよびエーロフォイルＢの前縁の機械的上反角を示す。理解され得るように、エーロフォイルＡおよびＢは、０％スパンにおいて根元部１２８における前縁の負の上反角度２２４を有する、根元部１２８に隣接する負の前縁上反角を含む。前縁の負の上反角は、エーロフォイル本体スパンの少なくとも２０％に沿って根元部から延びる。負の上反角形状は、段間シールの漏出流９６によって引き起こされる局所的な高い発生および二次流の影響を低減し、これもまた効率性およびストールマージンを増大させる。前縁の負の上反角度２２４は、根元部からスパンの約５０％にわたって負のままである。さらに、前縁の負の上反角は、５度を上回る最大の大きさを有し、根元部１２８では１０度を上回る大きさを有することができる。
【００３７】
圧力側方向にベーン６２の湾曲を画定し、根元部１２８に隣接する上反角度は、漏出流９６を根元部１２８およびプラットフォーム１３２近くに向けそこで維持することを理解されたい。したがって、漏出流９６は、径方向に外方向に移動することが防止され、移動した場合、漏出流９６は主流空気流９０と混合する可能性があり、それによってエンジン効率性を低下させる傾向がある。負の上反角はまた、主流空気流９０の方向に漏出流を向ける。これは、前縁根元部１２８近くにおいて固定圧力を上昇させる傾向があり、それによって全体的な漏出流９６を減少させる傾向がある。したがって、漏出流９６は、径方向に外方向に移動して主流空気流９０と能動的に混じることが妨げられ、それによって漏出流９６によって生成される圧力損失および乱流を低下させ、効率性を増大させる。
【００３８】
漏出流９６はまた、圧縮機ベーン組立体のシール漏出流を制御する方法によって制御することもでき、この方法は、漏出流を内側プラットフォームに沿うように向けることを含むことができる。漏出流を向ける方法は、次の空気力学的作用すなわち：（１）ベーンの前縁の正面における漏出流の前方移動をベーンスパンの１５％未満に限定することと、（２）ベーンの前縁の前方軸方向スタックによって漏出流の少なくとも一部分を捕捉することと、（３）根元部のベーンの前縁上の負の上反角を用いて漏出流を内側プラットフォームに向けることと、（４）後縁軸方向スタックを用いて根元部において流れを安定化させて局所的な根元部後縁の流れの分離を最小限にすることとのうち少なくとも１つを含むことができる。漏出流を空気力学的に誘導し、エーロフォイル根元部の流れを改善することにより、漏出流の効率性への有害な影響を最小限にする。効率性への影響は、断熱段の効率性の１．５ポイントになることができるが、断熱効率性の影響を１から２ポイントの間にすることが企図され得る。方法は、この方法を利用する上で、４つの空気力学的作用の任意の組み合わせを含んで、４つの空気力学的作用のうち１つまたは複数を実施できることを理解されたい。
【００３９】
タービンエンジンにおける漏出流の従来の解決策では、漏出流を抑える、またはベーン６２の下流側から上流側の漏出流９６を防止することに焦点をあてていたが、これらの解決策は、しばしば、全体的なシステム剛性を増大させ、システムの全体的な複雑性を増大させ、または漏出流がシステム圧力を低下させることを適切に防止していない。本明細書において説明する方法では、漏出流９６を制御し、漏出流９６を徐々に主流空気流９０に組み込んで戻すという異なる方法を採用している。したがって、主流空気流９０との干渉は、最小限にされ、通常の圧力損失も同様に最小限にされる。
【００４０】
ベーン組立体は、エーロフォイル形状のベーンを備えることができることを理解されたい。ベーンは、根元部に隣接する前縁における軸方向スタックと、根元部に隣接する後縁における軸方向スタックと、前縁に沿ったエーロフォイル本体に対する負の上反角形状と、内側バンドによって画定されたプラットフォームの弧状張り出し部とを備える１つまたは複数の漏出制御構造体を備えることができ、それにより、結果として段間シールの隙間漏出をもたらす空気力学的パフォーマンスが、改善されることを理解されたい。漏出流と主流空気流の間の流れの相互作用は軽減されて、シール漏出に関連付けられた、ベーンエーロフォイルにわたる圧力損失を最小限にする。
【００４１】
本明細書において説明する改良された三次元特徴は、改良された空気力学的パフォーマンス、漏出流の主流空気流への統合の向上、発生および圧縮機を通る二次流の損失の低減をもたらす。したがって、エンジンおよびストールマージンの全体的な効率性は、増大される。
【００４２】
こうして記述した説明は、例を使用して、最良の形態を含んで本発明を開示しており、任意のデバイスまたはシステムを作製し、使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んで、当業者が本発明を実践することを可能にする。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者に想定される他の例を含むことができる。そのような他の例は、これらが、特許請求範囲の文字通りの言葉とは異ならない構造的要素を有する場合、またはこれらが、特許請求の範囲の文字通りの言葉とわずかしか異ならない等価の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲内に含まれるよう意図される。
【符号の説明】
【００４３】
１０  ガスタービンエンジン
１２  中心線、エンジン中心線
１４  前方
１６  後方
１８  ファンセクション
２０  ファン、回転式ファン
２２  圧縮機セクション
２４  低圧（ＬＰ）圧縮機
２６  高圧（ＨＰ）圧縮機、ＨＰ圧縮機セクション
２８  燃焼セクション
３０  燃焼器
３２  タービンセクション
３４  ＨＰタービン
３６  ＬＰタービン
３８  排気セクション
４０  ファンケーシング
４２  ファンブレード
４４  コア、エンジンコア
４６  コアケーシング
４８  ＨＰシャフトまたはＨＰスプール
５０  ＬＰシャフトまたはＬＰスプール
５２、５４  圧縮機スプール
５６、５８  圧縮機ブレード、回転式ブレード
６０、６２  固定圧縮機ベーン
６２  （エーロフォイル）ベーン
６４、６６  タービン段
６８、７０  タービンブレード、回転式ブレード
７２、７４  固定タービンベーン
８０  ロータ、回転構造体
８２  ディスク
８４  外側バンド
８６  内側バンド
８８  シール、回転構造体
９０  主流空気流
９２  圧縮された空気流
９６  漏出流
９８  ベーン組立体、圧縮機ベーン組立体
１００  下側部材
１０２  摩擦要素
１０４  複数のシール歯
１０６  下流側領域
１０８  上流側領域
１１０  空間
１２０  前縁
１２２  後縁
１２４  軸方向翼弦
１２６  先端部
１２８  根元部
１３０  スパン
１３２  内側プラットフォーム
１３４  中間線
１４０  突出部、弧状突出部
１４２  尾部
１５０  部分
１６０  前縁軸方向スタック
１６２  長手方向軸
１６６  径方向軸
１７０  後縁軸方向スタック
１７４  後縁軸方向スタック軸
１７６  径方向軸
１８０  ４つの接合部
２１０  上反角エーロフォイル形状
２１２  圧力側
２１４  吸引側
２２０  前縁軸
２２２  後縁軸
２２４  前縁の負の上反角度
２２６  後縁の負の上反角度
【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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【図１０】
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【図１１】
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【外国語明細書】
2017129137000001.pdf