(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ａ）一つ又はそれ以上の段（２０４）を備え、
前記段の各々が、
ｉ）タービンブレードを支持するロータと、
ｉｉ）ステータと、
を含み、前記段ごとの正規化エネルギー取り出し量が３０３．５４３Ｊ／ｋｇ＊Ｋ（０．０７２５ＢＴＵ／（ｌｂｍ＊Ｒ））より上である遷音速タービン（６０）と、
ｂ）前記タービンブレードの後縁において該タービンブレードの負荷を除くための前記ロータ上の手段（１１０）と、
を備え、
前記手段（１１０）が、ｉ）前記タービンブレードの前記後縁（７８）で終端し、ｉｉ）曲げが２度を超えない、タービンブレードの負圧面上の領域を備え、
前記領域の金属角度（Ａ２）が、下流方向に向けて連続的に増加することを特徴とするシステム。
【請求項２】
ａ）一つ又はそれ以上の段（２０４）を備え、
前記段の各々が、
ｉ）タービンブレードを支持するロータと、
ｉｉ）ステータと、
を含み、前記段ごとの絶対圧力比が３．５から５．０までである遷音速タービンと、
ｂ）前記タービンブレードの後縁において該タービンブレードの負荷を除くための前記ロータ上の手段（１１０）と、
を備え、
前記手段（１１０）が、ｉ）前記タービンブレードの前記後縁（７８）で終端し、ｉｉ）曲げが２度を超えない、タービンブレードの負圧面上の領域を備え、
前記領域の金属角度（Ａ２）が、下流方向に向けて連続的に増加することを特徴とするシステム。
【請求項３】
前記金属角度（Ａ２）の１次微分係数が、下流方向に向けて連続的に増加することを特徴とする、請求項１又は２に記載のシステム。
【請求項４】
ａ）第１及び第２タービンブレード（６０）を備え、
ｉ）前記タービンブレードの各々が、負圧側（６６）と圧力側（６３）とを有し、
ｉｉ）前記タービンブレードの双方が協働して翼形部口（５５）で終端する翼形部流路を間に形成しており、
ｂ）ｉ）２度の曲げを除き全ての曲げが前記翼形部口（５５）より前方にあるように、前記第２ブレード（６０）上における負圧側（６６）の負圧面（１１０）が構成された、
ことを特徴とするシステム。
【請求項５】
遷音速タービンブレードシステムであって、
ａ）協働して翼形部流路（５２）と翼形部口（５５）を定める隣接する一対のブレード（６０）を備え、
ｂ）ブレード金属角度（Ａ２）が定められ、前記翼形部口（５５）の下流において、該金属角度（Ａ２）が、
ｉ）下流方向に向けて次第に増加し、
ｉｉ）同様に、下流方向に向けて次第に増加する微分係数を有する、
ようになった前記ブレードの一方の負圧側（６６）を備える、
ことを特徴とする遷音速タービンブレードシステム。
【請求項６】
ａ）０．７３７ｍｍ（０．０２９インチ）を超えない厚さの後縁を有する遷音速タービンブレード（６０）の列を備え、
ｉ）翼形部流路（５２）が、隣接する前記ブレード（６０）の間に定められ、
ｉｉ）膨張波（１２５）が、前記ブレード（６０）の負圧面（６６）上に配置された点から発散され、
ｂ）前記膨張波（１２５）が通り抜ける流路横断衝撃波（１１５）を生成する手段（１１０）が設けられ、
前記手段により、１．３５より小さい、５０％翼弦平面（１９０）における（最大静圧／最小静圧）の比が得られる、
ことを特徴とする装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、遷音速又は超音速の流れ領域で作動し、しかも衝撃波を減少させる翼形部、例えばガスタービンにおいて用いられる翼形部に関する。衝撃波を減少させる一つの理由は、翼形部が、タービン部品に望ましくない機械的応力を生じさせるからである。
【０００２】
【従来の技術】
まず、繰り返される圧力変動が、どのようにして振動を誘起させることになるかについて簡単な例えを示す。図１は、圧力波６を生じさせる音響ラウドスピーカ３を示す。各々の波６は、高圧で高密度の領域９と、低圧で低密度の領域１２とを含む。波６が物体１５に当ると、各々の高圧領域９は、該物体１５に小さな力を加え、続いて低圧領域１２がその力を弛める。−力−緩和−力−緩和−の連続が、物体１５に振動を生じさせる。
【０００３】
これから説明するように、回転する翼形部により生成される衝撃波が、同様の振動をもたらすことがある。
【０００４】
図２には、一般的な翼形部２６により生成される一般的な衝撃波２３が示される。図２、同じく図３及び図４にも描かれている衝撃波は、正確な描写ではなく単純化を意図したものであり、説明における原則を示す。
【０００５】
衝撃波２３の一つの特徴は、片側２９の静圧が、他側３２の静圧よりも高いということである。他の特徴は、片側２９の気体密度が、他側３２の気体密度よりも高いということである。図３及び図４に関して説明していくように、これらの圧力及び密度の差が、有害な影響を及ぼすことがある。
【０００６】
図３は、一般的なガスタービン３５を示し、このガスタービンは、流入する気体流３８からエネルギーを取り出す。各々のブレード４１は、図２の衝撃波２３に類似する図４の衝撃波２３Ａを生成する。図４のブレード４１は、全体として、衝撃波システム、すなわち衝撃波構造４７を作り出す。
【０００７】
図２の衝撃波２３と同様に、図４における個別の衝撃波２３Ａの各々の両側には、圧力及び気体密度の差がある。すなわち、衝撃波２３Ａの片側は高圧及び高密度により特徴づけられ、他方の側は、低圧及び低密度により特徴づけられる。
【０００８】
衝撃波構造４７が回転すると、通常の作動においては、近くの固定構造に一連の圧力パルスが与えられるようになる。この一連の圧力パルスは、図１の一連の音響圧力波６におおよそ類似している。
【０００９】
例えば、固定案内羽根（図示せず）は、下流側のタービン（これも図示せず）のブレードに、より好ましい迎え角を生成するために、図３及び図４のブレード４１から流出する気体流の方向を変えるように用いられることがある。振動する圧力及び密度パルスは、固定案内羽根に振動を生じさせることになる。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
一般原則として、回転機械における振動は回避されるべきものである。
【００１１】
上記の説明は、簡単化したものである。一般に、図４の衝撃波２３Ａには、膨張波ファンが伴い、全体的な空気力学的構造は非常に複雑である。それにもかかわらず、上記で説明した一般原則をなお適用することが可能である。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
本発明の一形態において、遷音速タービンブレードにおける負圧面の湾曲のほぼ全てが、該ブレードとこれに隣接するブレードとによって定められるのど部の上流側に配置される。のど部の下流側において、負圧面の残りの湾曲は、６度を超えず、好ましくは２度を超えない。
【００１３】
【発明の実施の形態】
まず、この説明では、本発明の一形態との関連において、標準用語について述べることにする。遷音速、或いは超音速の構造について検討していることを強調しておく。遷音速という用語は、マッハ数が、構造上のある点においては１．０又はそれ以上であり、他の点においては１．０より下であることを意味する。超音速という用語は、マッハ数が、当該構造のいずれの場所においても１．０より上であることを意味する。
【００１４】
図５は、本発明で用いられる２つのタービンブレード６０の端面図である。つまり、図３が本発明を示すものとした場合、図３において４１と標記されたブレードの断面が、図５に示される断面に対応する。
【００１５】
図５において、翼形部流路５２が、のど部と呼ばれることもある翼形部口５５と共に示される。翼形部流路という用語は、技術用語である。すなわち、翼形部口５５の下流側にある領域も、見方によっては流路に見えるであろうが、ここに定められる翼形部流路５２ではない。ここでの翼形部流路５２は、該流路の全長に沿って２つのブレードにより境界づけられたものである。
【００１６】
各々のブレード６０は、圧力面すなわち圧力側６３と、負圧面すなわち負圧側６６とを含む。矢印７３が、流出する気体流を表すのに対して、矢印７０は、流入する気体流を表す。
【００１７】
矢印７３は、下流方向に向いている。上流方向は反対側である。
【００１８】
前縁７５が示され、後縁７８が示される。
【００１９】
破線８１は、タービンの回転軸に平行な線を表す。この軸線は、図３では、８３と標記される。図５における線８１、及びこの線に平行な他の線８１は、基準線を表し、種々の角度を定めるのに用いられるものである。図５において、角度Ｂ１は、流入する気体流７０と基準線８１との間の角度を表す。角度Ｂ１は、翼形部入口気体角と呼ばれる。
【００２０】
角度Ｂ２は、流出する気体流７３と基準線８１との間の角度を表す。角度Ｂ２は、翼形部出口気体角と呼ばれる。
【００２１】
角度Ａ１は、負圧面６６の一部と基準線８１との間の角度を表す。角度Ａ１は、翼形部口における翼形部負圧面の金属角度と呼ばれる。
【００２２】
角度Ａ２は、後縁における負圧面６６の一部と基準線８１との間の角度を表す。角度Ａ２は、翼形部後縁における翼形部負圧面の金属角度と呼ばれる。
【００２３】
これらの定義を背景に、図５のシステムの４つの重要な特徴について説明することができる。１つの特徴は、２度を超えない曲げ、又は湾曲しか、翼形部口５５の下流にある負圧側６６においては生じないということである。この曲げについて説明するデータ表及び数字は、後で示す。
【００２４】
曲げ及び湾曲という用語は、同義とみなされ、目に見える空間的形状を指す。しかしながら、これらは、後で説明する曲率という用語とは異なるものである。
【００２５】
この湾曲の場所に関する制限により、遷音速の空気流のほぼ全ての膨張波が、翼形部口の上流で生じることになる。従って、少なくとも翼形部流路において生じる揚力生成プロセスのために、もしあるとしても、わずかな膨張波しか、翼形部口５５の下流では生成されない。しかしながら、以下に説明するように、口５５の下流の膨張波が、別の目的のために特定の点で意図的に生成される。
【００２６】
第２の特徴は、第1の特徴の当然の帰結の類である。すなわち、負圧側６６が、翼形部口５５の下流にある、既に述べた２度の曲げをもっている領域１１０においてほぼ平坦なことである。図６及び図７に関連して説明するように、この平坦さにより、膨張波と衝撃波が減少されることになる。
【００２７】
図６は、凹状のコーナ部９３に遭遇する気体流９０を示す。引き起こされる圧縮プロセスにより、衝撃波９６が生成される。図７は、凸状のコーナ部１０３に遭遇する気体流９３を示す。引き起こされる膨張プロセスにより膨張波ファン１０６が生成される。図６においては、衝撃波９６をはさんで特徴的な圧力差及び密度差が存在する。膨張波ファン１０６はまた、独自の型の圧力及び密度差を伴う。
【００２８】
対照的に、図５における領域１１０の平坦さ、すなわち非常に浅い曲げは、そのような衝撃波と膨張波ファンを発生させず、或いは発生させても弱い強さのものである。
【００２９】
従って、第1と第２の特徴を一緒にして考えると、衝撃波と膨張波の大部分は、図５の翼形部流路５２において生じることになり、面１１０上の翼形部口５５の下流で生成される衝撃波及び膨張波は、ほんのわずかであるか、又はほとんどない。例外は、意図的に生成される、以下に説明する衝撃波である。
【００３０】
第３の特徴を説明するに際して、全て、又はほぼ全ての膨張波が、翼形部流路５２に制限されることを想起されたい。しかしながら、図８の発生した膨張波すなわち膨張波ファン１２５は、翼形部口５５を通って逃げ、流路５２には閉じ込められない。
【００３１】
本発明の第３の特徴は、図９に示すように、膨張波ファン１２５を衝撃波１１５に通すことで、膨張波ファン１２５が緩和されることである。本発明においては、この特定の衝撃波１１５は、図１０から図１２までに示される特定のブレード幾何学形状の使用により、強さが意図的に増加される。
【００３２】
図１０の上部は、図５の領域１１０の実際の形状をプロットしたものである。ｘ軸は、図５の基準線８１に平行に延びる。矢印１５３は、実際の形状１１０と、領域１１０の最初から最後まで延びる直線１５４との間の非常に小さなギャップを示す。
【００３３】
このギャップの最大の寸法は、図の尺度が示すように、０．００５インチより小さい。例えば、ｘ軸の隣接するグリッド線の間の距離は、約０．０２０インチである。明らかに、距離１５３は、０．０２０の４分の１、つまり０．００５より小さい。
【００３４】
図１１は、対応するｘ位置における領域１１０の表面上にある各点の角度をプロットしたものである。各々の角度は、基準線８１に対して測定される。例えば、図５の角度Ｂ１は、図１０においてプロットされた角度の一つである。
【００３５】
図１０の下部は、同じく対応する図１０のｘ位置における各角度の曲率をプロットしたものである。曲率という用語は、数学的意味で用いられる。これは、ｘに関する図１０の角度変化の１次微分係数である。
【００３６】
下記の表１は、領域１１０を構成することができるデータを示す。表１のパラメータＸは、図１０及び図１１に示される。Ｘのゼロ値は、図５の翼形部口５５に対応する。表１のパラメータＹは、図１０に示されるｙ位置である。表１のパラメータ「角度」は、図１１の角度である。表１のパラメータ「曲率」は、図１０の曲率である。
【００３７】
強調すべき点は、ブレードに対して選択された特定の配向によって、幾つかの座標を負とみなすことができることである。例えば、一つの慣習により、図１０のパラメータＹを負とみなすことができる。座標システムの選択、及び負の軸の指定は、共に設計者の選択であると考えられる。簡単にするために、ここでは軸の代数符号は無視する。
【００３８】
【表１】
0004307814.tif 000002
0004307814.tif 000003
0004307814.tif 000004
【００３９】
図１０及び図１１は、表１のデータを簡単にプロットしたものである。表の１０番目ごとのデータポイントが、これら図においてプロットされている。
【００４０】
図１０及び図１１の幾つかの重要な特徴は、次のとおりである。図１０が示すように、領域１１０は、ほぼ平坦である。距離１５３は、０．００５インチより小さい。
【００４１】
図１１が示すように、領域１１０の表面の角度は、下流に向かうにつれて連続的に増加する。表１は、角度が、図５の翼形部口５５における絶対値６８．１９８５から、後縁７８における絶対値７０．１８０６まで変化することを示す。これらの２つの角度の間の差は、１．９８２１であるか、又は上述の２度より小さい。
【００４２】
図１０が示すように、曲率は、口５５から後縁７８まで、徐々に単調に増加する。言い換えれば、角度の変化の割合は、口５５から後縁７８まで増加する。
【００４３】
図９における流路横断衝撃波１１５の強さに関するこの幾何学形状の影響について説明する。図１２は、一般的な後縁７８と、同じく図９に示される発生される流路横断衝撃波１１５を示す。膨張波ファン１６０が、図１２に示され、下流に衝撃波１６５が示される。
【００４４】
図１３はまた、後縁を示すが、これは時計回りに回転されている。回転された状態は、後縁７８における空気力学的負荷を除く傾向がある。つまり、圧力側にかかる静圧が減少されて、負圧側にかかる静圧が増加される。この負荷の除去は、後縁において負の揚力が得られる程十分に大きくすることができる。
【００４５】
図１２及び図１３の比較で示されるように、負荷の減少が、後流１７０を圧力側６３に向かって回転させることになる。この状況は、図１３における流路横断衝撃波１１５の強さを増加させることになる。このことを理解する一つの方法は、後流１７０を物理的な障害物として見ることである。図１３の圧力側６３は、後流１７０と協働して、図６の凸状のコーナ部９３として働き、図１３における圧力側６３上の下流方向に移動する流れを強制的に曲げさせる。この作用が、流路横断衝撃波１１５を増加させることになる。
【００４６】
図９の膨張波すなわち膨張波ファン１２５が、今度は、増強された流路横断衝撃波１１５を横切るとき、その強さは該衝撃波によって減少される。
【００４７】
本発明は、特定の好ましい圧力比を提供するものである。２つの圧力が、図１４に示す特定の平面１９０において測定される。点Ｐ８とＰ９は、圧力を測定する２つの点を示す。図は、Ｐ８とＰ９の正確な位置を示してはいず、２つの別個の位置を含むことを示すに過ぎない。
【００４８】
点Ｐ８とＰ９は、平面１９５に平行な平面１９０内にあり、平面１９５はブレード６０の後縁の先端部を含む。平面１９０は、ブレードの翼弦の５０パーセントの距離だけ後縁から下流に配置される。翼弦が示され、５０パーセントの距離が示される。この平面は、５０パーセント翼弦平面として定義される。
【００４９】
点Ｐ８又はＰ９において測定される一つの圧力は、流路横断面の最大静圧「ＰＳＭＡＸ」である。これが、平面１９０における最大圧力となる。他の圧力は、平面１９０における最小静圧「ＰＳＭＩＮ」である。もちろん、横断平面１９０の流れ場は、軸対称なので、これに匹敵する多数の対の点Ｐ８とＰ９が存在することになる。
【００５０】
ＰＳＭＡＸ／ＰＳＭＩＮの比は、１．３５又はそれ以下の範囲にあることが好ましい。
【００５１】
２つの点Ｐ８とＰ９は、比較可能な空気力学的位置に配置されなければならない。例えば、Ｐ８がブレードの半径方向の先端部に配置され、Ｐ９がブレードの根元部に配置された場合には、おそらく両位置を比較することはできないであろう。これとは対照的に、両方の点が、図３の回転軸８３から同じ半径のところに配置された場合には、位置を比較することができる。
【００５２】
図１５は、任意の単位に描かれた、本発明の一形態において用いられる翼形部の尺度表示である。図１５に示される曲線は、下記の表２において与えられるデータポイントに基づいた、「不均一な有理Ｂ−スプライン関数ＮＵＲＢ（Nonuniform rational B-Spline, NURB）」である。
【００５３】
【表２】
0004307814.tif 000005
0004307814.tif 000006
【００５４】
次の説明では、（１）本発明の種々の特徴、及び（２）定義事項について考察する。
【００５５】
図５に示すように、負圧側６６を、（１）該負圧側のほぼ全ての曲げを含む翼形部流路５２内の揚力領域と、（２）２度を超えない曲げを含み、全体が図５の翼形部口５５の下流に配置された後部領域１１０に分けることができる。
【００５６】
負圧側６６の後縁７８は、翼形部口における負圧側よりも大きなキャンバを有する。キャンバ角は、技術用語であり、例えば、Cohen, Rogers及びSaravanamuttooによるテキスト「ガスタービン理論」（１９７２年にLongman Scientific & Technical Publishingより出版、ISBN 0-470-20705-1）の第５章において定義されている。
【００５７】
図５において、下流方向に、すなわち、矢印６０の方向に向かうにつれて、表面１１０は、該表面１１０の曲げにより線８１で示される軸方向から離れるように移動させられる。つまり、図１１で示されるように、表面１１０の角度は、徐々に増加する。更にこの角度の数学的曲率、すなわち１次微分係数も、下流方向に向かって徐々に増加する。
【００５８】
今述べたこの増加により、負圧側６６の表面は、軸方向から離れて横方向に向かって移動させられる。
【００５９】
角度という用語の意味を説明すべきであろう。図１１では、各々のｘ位置における領域１１０の勾配によって角度が与えられる。この勾配は、図１０の上部に対する無次元の比、インチ／インチである。実際の角度が度又はラジアンで所望される場合には、所定の角度／勾配のアークタンジェントの値を取らなければならない。
【００６０】
既に述べたように、図１１の角度／勾配は、Ｘに関する図１０上部のＹの１次微分係数である。図１０下部の曲率は、Ｘに関するＹの２次微分係数であり、角度／勾配の１次微分係数に等しい。
【００６１】
本発明の一形態は、タービンブレードの列を含み、このタービンブレードの列をロータで支持することができる。図３は、ロータ上にあるタービンブレードの列を示す。タービン技術においては、タービンブレードの配列がタービンディスクで支持された図３の周方向の配列であるが、この配列を慣習的に列と呼ぶ。また、翼列試験においては、タービンブレードの文理上の列が用いられる。
【００６２】
図５のように、ブレードの対の各々は、翼形部流路５２と、翼形部口を定めており、気体は該流路５２を通り抜け、該流路５２を出るとき該口を介して進む。図９の膨張波１２５は、負圧面６６から発し、流路横断衝撃波１１５を通過する。本発明は、この流路横断衝撃波１１５の強さを増すための手段、又は方法を提供するものである。
【００６３】
図５における平均又は代表的気体流７３をいかにして導き出すかということは、当該分野では認識されている。一つの手法は、単純に翼形部口５５に垂直な線を引くことである。別の手法は、口５５から出る全ての流れベクトルを表す平均ベクトルを取ることである。
【００６４】
本発明の別の形態は、後縁の負荷を空気力学的に除く手段を備えた遷音速タービンブレードとみなすことができる。図１０の曲率により、このような手段の例が与えられる。
【００６５】
図５の角度Ａ２は、角度Ｂ２より大きいが、５度を超えるほど大きくはない。
【００６６】
図５の角度Ａ１は、（１）角度Ｂ２より小さいが、５度を超えるほど小さくはないか、（２）Ｂ２より大きいが、５度を超えるほど大きくないか、のいずれかである。
【００６７】
曲げという用語に関しては、湾曲した面上にある２つの点間の曲げ量を、２つのそれぞれの点において２つの接線が成す角度として定義することができる。例えば、図１６は、曲線３００と、２つの接線３０５及び３１０とを示す。２つの接点３３０及び３４０間の曲げ量は、角度３１５に等しい。別の例としては、１２時の位置と３時の位置の間の円筒の曲げ量は、９０度である。これらの点の間に変曲点がある場合は、この定義を適用することはできない。
【００６８】
本発明は、遷音速タービンにおいて特定の用途を有する。遷音速タービンは、移動する気体流から可能な限り多くのエネルギーを取り出し、更に、可能な限り少ない数のタービン段と翼形部を用いるような設計によって特徴づけられる。
【００６９】
タービン段は、一対の要素、すなわち（１）固定入口案内羽根ＩＧＶの組と、（２）回転タービンブレードの列として定義される。図１７は、２つの段を示す。
【００７０】
単一のタービン段２０４に対しては、エネルギー取り出し水準を、標準化されたエネルギー量として定めることができ、これは、図１７の点２０５のような、羽根出口における絶対全温度によって分けられた気体流のポンド当たりのＢＴＵすなわち英国熱量単位での、該段により取り出されたエネルギーの量に等しい。つまり、計算された量は、ＢＴＵ／（ｌｂｍ＊Ｒ）となり、ここで、ＢＴＵは、段当たり取り出されるエネルギーを表し、ｌｂｍは、秒当たりのポンド質量における気体の質量流量を表し、Ｒは、ランキン温度目盛の温度を表す。
【００７１】
本発明の一形態において、この量は、単段について、０．０７２５から０．０８００までの範囲にある。本発明の原理を、この範囲及びそれ以上で作動するタービンに適用する。
【００７２】
本発明により作動される環境タイプの別の尺度が、２つの絶対圧力の比で示される。この比は、（１）図１７の点２１０、すなわち、段の入口における絶対圧力の、（２）点２１５、すなわち、段の出口における絶対圧力に対する比である。本発明の一形態において、この比は、３．５から５．０までの範囲にある。
【００７３】
本発明により作動される環境タイプの第３の尺度が、段を横切る圧力に対する、ブレードを横切る圧力の比で示される。本発明の一形態のもとでは、（１）図１７の点２３０、すなわち、ブレード入口における全圧力の、（２）点２１５、すなわち、翼形部（又はブレード）出口における静圧に対する比は、２．３から３．０までの範囲にある。
【００７４】
口と後縁の間の曲げ量が２度までに制限されなければならないことを上述した。しかしながら、他の実施形態においては、６度の大きさの曲げが可能である。
【００７５】
上の説明では、図１０の寸法１５３について、０．００５インチの制限が設けられた。本発明の別の態様において、この制限を異なる手法で計算することができる。図１８は、領域１１０を示し、この領域は、図５の領域１１０に対応することが可能であり、又は、蒸気タービンにおいて用いられるような、大きなブレード上のブレード口から後縁まで及ぶ、領域１１０に匹敵する表面を表すことができる。
【００７６】
本発明の一形態において、６度の制限は、図１８の角度ＡＸと角度ＡＺの双方に設けられる。面１１１は、平坦である。図５の領域１１０は、破線の面１１０Ａと面１１１の間の包絡面を占めなくてはならない。
【００７７】
これらの所定の６度の制限において、面１１１からのずれＤＥＶの最大値は、（長さ＿１１１／２）ＴＡＮ６であり、ここで、長さ＿１１０は、面１１０の長さである。表１におけるように、長さ＿１１０が、約１／３インチである場合には、ＤＥＶの最大値は、０．０１７５である。より長いブレードにおいて、長さ＿１１１が、１．５インチである場合には、ＤＥＶの最大値は、０．０７９インチとなる。
【００７８】
包絡面１１０Ａ内の面１１０は、波打っているか、或いは波状であってもよいが、それでもなお、パラメータＤＥＶで定められる包絡面内になければならない。
【００７９】
既述の制限は、６度の角度に対するものであった。本発明の他の形態では、同種の制限が、異なる角度で実施される。０．５、１．０、１．５、２．０、２．５、３．０、３．５、４．０、４．５、５．０、５．５及び６．０度の角度ＡＸ及び角度ＡＺが含まれる。例えば、特定のブレードに、３度の制限に基づいたＤＥＶの制限を課すことができる。従って、ＤＥＶの制限は、（長さ＿１１１／２）ＴＡＮ３となる。長さ＿１１１が、１／３インチである場合には、ＤＥＶの制限は、０．００８７インチとなる。
【００８０】
制限の一般形態は、（長さ＿１１１／２）ＴＡＮｘとなり、ここで、ｘは、前段落において特定された一連の角度の一つであり、０．５から６．０までの範囲に及ぶ。
【００８１】
図１９は、従来技術において見られるタービンブレードの後縁を示し、図示されるように０．０５０インチの厚さを有する。当該ブレードにより、図１４の５０％翼弦平面において１．３５の望ましい圧力比ＰＳＭＡＸ／ＰＳＭＩＮが与えられた。この比は、上で説明されたものである。しかしながら、全圧力損失で示されるように、このブレードは、好ましくない効率をもたらすと思われる。本発明のもとでの翼列試験は、図１４の５０％翼弦平面における全圧力損失が３．７５％であることを示す。この試験は、全静圧比２．８で、図２０に示される型の１．５倍の尺度の翼形部上において、後縁冷却を用いて行われた。
【００８２】
図２０に示されるように、本発明は、０．０２９インチ、プラス又はマイナス０．００２インチの厚さの後縁を提供するものである。つまり、本発明のもとで、その厚さは、０．０２７インチから０．０３１インチまでの範囲にある。更に、後縁を冷却するために、冷却流路３００が設けられ、この冷却通路は、内部冷却キャビティ３０５に連結する。加圧空気が、キャビティ３０５から流路３００を通るように強制される。
【００８３】
重要な特徴は、今日の技術において、図２０の装置に、図１９の流路３１５に類似した中央冷却流路を設けることが、実行可能とは考えられないことである。その主な理由は、図２０における図示された０．０２９の厚さが、強度による理由のため材料の厚さの最小限度であると考えられることである。
【００８４】
言い換えれば、図１９における厚さが、０．０５０インチの代わりに０．０２９インチであった場合、及び、通路３１５に類似した流路が設けられた場合、壁３２０及び３２５において取り得る壁厚の絶対最大値は、〔（０．０２９／２）−流路３１５の半径〕である。明らかに、流路３１５の半径が０．００１インチであっても、壁厚は０．０１５インチより小さくなり、限界値より低くなる。
【００８５】
図２０の本発明は、冷却流路３００に対する出口を全て圧力面６３上に配置することで、この問題を回避するものである。
【００８６】
後縁の厚さは、そこで後縁が終端するフィレット又は湾曲部の直径として定められる。つまり、図２０において、０．０２９を示す点の下流に移動し、その下流位置において測定をする場合がある。その測定値は、０．０２９より小さいものとなる。しかしながら、求められるような直径ではなく、その点における翼弦を測定することになる。
【００８７】
本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなく、多くの代替と変更を行うことができる。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】  物体１５に衝突する音響波６を示す図。
【図２】  一般的な衝撃波２３を示す図。
【図３】  一般的なタービンを示す図。
【図４】  図３のタービンにより引き起こされた衝撃波２３Ａを示す図。
【図５】  本発明の一形態を示す図。
【図６】  衝撃波の形成を示す図。
【図７】  膨張波ファンの形成を示す図。
【図８】  本発明の一形態の作動を示す図。
【図９】  本発明の一形態の作動を示す図。
【図１０】  本明細書中の表１に含まれるデータに基づいた、図５における領域１１０の実際の幾何学形状を示す図。
【図１１】  本明細書中の表１に含まれるデータに基づいた、図５における領域１１０の実際の幾何学形状を示す図。
【図１２】  本発明の一形態の作動を示す図。
【図１３】  本発明の一形態の作動を示す図。
【図１４】  ５０％翼弦平面の定義と、その平面において圧力を測定する点を示す図。
【図１５】  本発明の一形態の断面図。
【図１６】  いかにして表面の曲げ量を数値的に定めることができるかを示す図。
【図１７】  ガスタービンエンジンにおけるブレード及び入口案内羽根ＩＧＶの概略断面図。
【図１８】  いかにして平坦からの許容可能な最大ずれ量ＤＥＶを算出することができるかを示す図。
【図１９】  従来技術に見られるタービンブレードの後縁を示す図。
【図２０】  本発明が、いかにしてタービンブレードの後縁における０．０２９インチの厚さを達成し、その上更に、該後縁に冷却空気のための流路を設けるかを示す図。
【符号の説明】
５２  翼形部流路
５５  翼形部口
６０  タービンブレード
６３  圧力面
６６  負圧面
７０  流入気体流
７３  流出気体流
７５  前縁
７８  後縁
８１  基準線
１１０  後部領域
１１５  衝撃波
１２５  膨張波
【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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【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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