(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流流体機械の動翼であって、
ハブ部からチップ部までスパン方向に延びると共に正圧面と負圧面を有する翼部を備え、
前記翼部は、翼型の形状を有するプロファイルを前記スパン方向に積み重ねることにより形成されており、
各スパン方向位置における前記プロファイルの重心を連ねるスタッキングラインは、
前記ハブ部から前記ハブ部近傍の二次流れ領域の外端までの部位においては、径方向に平行な直線であり、
前記二次流れ領域の外端から前記チップ部までの部位においては、前記直線から周方向に前記負圧面側へ計った距離が、前記チップ部へ向かって漸増する曲線である、動翼。
【請求項２】
前記ハブ部から、前記直線と前記曲線との接続点までの距離は、前記翼部の全高の２０％である、請求項１に記載の動翼。
【請求項３】
前記チップ部において前記翼部に結合されたチップシュラウドを含む、請求項１または２に記載の動翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、軸流流体機械の動翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
例えばガスタービンエンジンの構成要素である軸流型のファン、圧縮機及びタービン等の軸流流体機械は、軸方向に配列された１つまたは複数の段を備えており、各段は、それぞれ周方向に等間隔で配置された複数の静翼及び動翼から成っている。【０００３】
一例として、ガスタービンエンジンの軸流タービンの動翼を、図３に示す。なお、以下の説明で用いられる「径方向」及び「周方向」は、それぞれ、動翼が組み込まれる軸流タービンの径方向及び周方向と一致する方向である。【０００４】
動翼ＲＢは、翼型の断面形状を有する翼部ＡＦと、翼部ＡＦの径方向外側及び内側の端部にそれぞれ結合されたチップシュラウドＴＳ及びプラットフォームＰＦと、を備えている。【０００５】
動翼ＲＢは、さらに、プラットフォームＰＦの径方向内側にシャンクＳＫ及びダブテールＤＴを備えており、軸流タービンを構成する回転部品であるディスク（図示省略）の外周面に設けられた溝（ダブテールスロット）にダブテールＤＴを嵌め込むことにより、ディスクに取り付けられる。【０００６】
チップシュラウドＴＳ及びプラットフォームＰＦは、全ての動翼ＲＢがディスクに取り付けられた状態において、全体としてリングを形成するような形状を有しており、このとき、チップシュラウドＴＳの内面ＴＳｉは主流流路（作動流体である燃焼ガスの流路）の径方向外側の端壁（チップ側エンドウォール）を、プラットフォームＰＦの外面ＰＦｏは主流流路の径方向内側の端壁（ハブ側エンドウォール）を、それぞれ形成する。【０００７】
翼部ＡＦは、主流流路を横断して延びる部位であり、燃焼ガスの流れ方向においてそれぞれ上流側及び下流側に位置する前縁ＬＥ及び後縁ＴＥと、前縁ＬＥと後縁ＴＥの間をそれぞれ延びる凹状の正圧面ＰＳ及び凸状の負圧面ＳＳと、を備えている。【０００８】
なお、チップシュラウドＴＳは、軸流タービンの運転中に、隣り合う動翼ＲＢの翼部ＡＦの径方向外側の端部同士を互いに拘束することにより、翼部ＡＦに過大な振動が発生することを防止すると共に、その外面に設けられたシールフィンＴＳｆによって、チップシュラウドＴＳの径方向外側を迂回して上流側から下流側へ漏れる燃焼ガスの量を低減する機能を有している。【０００９】
軸流タービンの運転中、ディスクと共に回転する動翼ＲＢには、径方向外向きの遠心力が作用する。また、主流流路を流れる燃焼ガスの圧力（静圧）は、翼部ＡＦの正圧面ＰＳにおいて相対的に高く、負圧面ＳＳにおいて相対的に低いため、翼部ＡＦには、上記両面における圧力の差に起因するガス力が作用する。さらに、翼部ＡＦは、径方向に温度分布を有する燃焼ガスの流れに晒されるため、これに起因して、翼部ＡＦにも温度分布が発生する。【００１０】
これら遠心力及びガス力の作用、並びに、温度分布の発生によって、翼部ＡＦには、応力（遠心力及びガス力に起因する機械的応力、並びに、温度分布に起因する熱応力）が発生する。【００１１】
このうち、ガス力は、径方向内端部（プラットフォームＰＦとの結合部）において片持ち支持された翼部ＡＦに対して、正圧面ＰＳから負圧面ＳＳへ向かう向きに作用する分布荷重と見なすことができ、これに起因して、翼部ＡＦには、曲げ応力（正圧面ＰＳ側において引張状態、負圧面ＳＳ側において圧縮状態）が作用する。【００１２】
この翼部ＡＦに作用する曲げ応力の低減を目的として、翼部ＡＦ全体を周方向において負圧面ＳＳ側へ傾斜させる技術が、従来から提案されている。これについて、以下で説明する。【００１３】
図４Ａ及び図４Ｂは、従来技術の動翼の翼部の形状を示す概略斜視図であり、図４Ａは周方向における傾斜のない翼部ＡＦ０の形状を、図４Ｂは全体を周方向において負圧面側へ傾斜させた翼部ＡＦ１の形状を、それぞれ示している。【００１４】
図４Ａ及び図４Ｂに示すように、翼部ＡＦ０，ＡＦ１は、いずれも、径方向Ｒに垂直な断面（これを、プロファイルと称する。）Ｐ０，Ｐ１を、スパン方向（長手方向）に積み重ねること（これを、スタッキングと称する。）により形成されている。なお、両図においては、翼部ＡＦ０，ＡＦ１のハブ部（根元部）及びチップ部（先端部）を含む８つのスパン方向位置におけるプロファイルＰ０，Ｐ１のみを示している。ただし、各スパン方向位置におけるプロファイルＰ０，Ｐ１は同一の形状を有しており、且つ、ハブ部におけるプロファイルＰ０ｈ，Ｐ１ｈは、その位置も含めて完全に同一である。【００１５】
ここで、スタッキングの態様の定義方法は幾つか知られているが、動翼においては、各スパン方向位置におけるプロファイルの重心を連ねる線（これを、スタッキングラインと称する。）の形状によって定義することが一般的である。【００１６】
図４Ａに示した翼部ＡＦ０においては、各スパン方向位置におけるプロファイルＰ０の重心Ｇ０を連ねるスタッキングラインＳＬ０は、ハブ部におけるプロファイルＰ０ｈの重心Ｇ０ｈを通り且つ径方向Ｒに平行な直線ＲＬと一致している。【００１７】
これに対して、図４Ｂに示した翼部ＡＦ１においては、各スパン方向位置におけるプロファイルＰ１の重心Ｇ１を連ねるスタッキングラインＳＬ１は、ハブ部におけるプロファイルＰ１ｈの重心Ｇ１ｈを通り且つ径方向Ｒに平行な直線ＲＬに対して、周方向に角度θだけ負圧面ＳＳ１側へ傾斜した直線とされている。換言すれば、図４Ｂに示した翼部ＡＦ１は、図４Ａに示した翼部ＡＦ０のスタッキングラインＳＬ０を周方向に角度θだけ負圧面ＳＳ１側へ傾斜させた直線ＳＬ１をスタッキングラインとする翼部である。【００１８】
このように、スタッキングラインＳＬ１が径方向Ｒに対して周方向に負圧面ＳＳ１側へ傾斜していることにより、翼部ＡＦ１には、遠心力Ｆｃに起因して、図において時計回り（ＣＷ）のモーメントＭｃが作用することになる。【００１９】
一方、翼部ＡＦ１の正圧面ＰＳ１と負圧面ＳＳ１における圧力の差に起因するガス力は、概略的に矢印Ｆｇで代表して示すように、正圧面ＰＳ１から負圧面ＳＳ１へ向かう向きに作用する。したがって、翼部ＡＦ１には、ガス力Ｆｇに起因して、図において反時計回り（ＣＣＷ）のモーメントＭｇが作用する。【００２０】
このように、時計方向のモーメントＭｃが作用することにより、反時計方向のモーメントＭｇの少なくとも一部が相殺され、結果的に、翼部ＡＦ１に作用する曲げ応力を、傾斜のない翼部ＡＦ０と比較して低減させることができる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００２１】
しかしながら、図４Ｂに示した翼部ＡＦ１においては、スタッキングラインＳＬ１が傾斜していることにより、ハブ部近傍の領域（ハブ側エンドウォール近傍の領域）の二次流れが影響を受け、図４Ａに示した翼部ＡＦ０と比較して二次流れに起因する損失（二次流れロス）が増大してしまうという問題があった。【００２２】
本開示は、以上のような問題点に鑑みてなされたものであって、翼部に作用する曲げ応力の低減効果を維持しつつ、ハブ側エンドウォール近傍における二次流れロスを低減することが可能な軸流流体機械の動翼を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００２３】
上記課題を解決するために、本開示の軸流流体機械の動翼は、ハブ部からチップ部までスパン方向に延びると共に正圧面と負圧面を有する翼部を備え、前記翼部は、翼型の形状を有するプロファイルを前記スパン方向に積み重ねることにより形成されており、各スパン方向位置における前記プロファイルの重心を連ねるスタッキングラインは、前記ハブ部から前記ハブ部近傍の二次流れ領域の外端までの部位においては、径方向に平行な直線であり、前記二次流れ領域の外端から前記チップ部までの部位においては、前記径方向に平行な直線から周方向に前記負圧面側へ計った距離が、前記チップ部へ向かって漸増する曲線である。
【発明の効果】
【００２４】
本開示の軸流流体機械の動翼によれば、翼部に作用する曲げ応力の低減効果を維持しつつ、ハブ側エンドウォール近傍における二次流れロスを低減することができるという、優れた効果を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１Ａ】本開示の軸流流体機械の動翼の翼部の概略的な全体斜視図である。
【図１Ｂ】本開示の軸流流体機械の動翼の翼部のスタッキングラインの形状を示すグラフである。
【図２Ａ】本開示の軸流流体機械の動翼の翼部により得られる効果を説明する図であり、全圧損失係数のスパン方向分布を示している。
【図２Ｂ】本開示の軸流流体機械の動翼の翼部により得られる効果を説明する図であり、応力のスパン方向分布を示している。
【図３】ガスタービンエンジンの軸流タービンの動翼の全体概略斜視図である。
【図４Ａ】従来技術の動翼の翼部の形状を示す概略斜視図であり、周方向における傾斜のない翼部の形状を示している。
【図４Ｂ】従来技術の動翼の翼部の形状を示す概略斜視図であり、全体を周方向において負圧面側へ傾斜させた翼部の形状を示している。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
以下、本開示の実施形態について、図面を参照して詳細に説明する。
【００２７】
図１Ａは、本開示の軸流流体機械の動翼（ガスタービンエンジンの軸流タービンの動翼）ＲＢＸの翼部ＡＦＸの形状を示す全体概略斜視図である。なお、翼部ＡＦＸを備える動翼ＲＢＸの全体的な構成は、図３を参照して説明した動翼ＲＢと同様であるので、重複する説明は省略する。
【００２８】
図１Ａに示すように、翼部ＡＦＸは、プロファイルＰＸをスパン方向にスタッキングすることにより形成されている。なお、同図においては、翼部ＡＦＸのハブ部及びチップ部を含む８つのスパン方向位置におけるプロファイルＰＸのみを示している。また、同図に示した翼部ＡＦＸにおいては、各スパン方向位置におけるプロファイルＰＸの形状は、図４Ａ及び図４Ｂを参照して説明した翼部ＡＦ０，ＡＦ１のプロファイルＰ０，Ｐ１と同一であり、且つ、ハブ部におけるプロファイルＰＸｈは、その位置も含めて翼部ＡＦ０，ＡＦ１のハブ部におけるプロファイルＰ０ｈ，Ｐ１ｈと完全に同一である。
【００２９】
同図に示すように、翼部ＡＦＸのスタッキングラインＳＬＸは、ハブ側の領域においては、ハブ部におけるプロファイルＰＸｈの重心ＧＸｈを通り且つ径方向Ｒに平行な直線ＲＬと一致しているが、当該領域よりチップ側の領域においては、チップ側へ向かうにつれて直線ＲＬから徐々に乖離している。これにより、翼部ＡＦＸは、スパン方向における中間部からチップ側へ向かうにつれて、周方向において負圧面ＳＳＸ側へ湾曲した形状となっている。
【００３０】
図１Ｂは、翼部ＡＦＸのスタッキングラインＳＬＸの形状を示すグラフである。ここで、グラフの縦軸はスパン方向位置を、横軸はスタッキングラインＳＬＸの周方向（負圧面ＳＳＸ側）への変位量を、それぞれ示している。なお、縦軸にプロットされているスパン方向位置は、翼部のハブ部から計った高さを翼部の全高（ハブ部からチップ部までの高さ）で除した無次元値をパーセンテージ表示したものであり、０％スパンはハブ部に、１００％スパンはチップ部に、それぞれ対応する。また、同図には、図４Ａ及び図４Ｂで説明した従来技術の動翼の翼部ＡＦ０，ＡＦ１のスタッキングラインＳＬ０，ＳＬ１の形状も、比較のために示してある。
【００３１】
図１Ｂに示すように、翼部ＡＦＸのスタッキングラインＳＬＸの周方向（負圧面ＳＳＸ側）への変位量は、０％スパンから２０％スパンまでの部位ではゼロであるが、２０％スパンから１００％スパンまでの部位では加速度的に増大している。換言すれば、翼部ＡＦＸのスタッキングラインＳＬＸは、０％スパンから２０％スパンまでの部位においては径方向Ｒに平行な直線であり、２０％スパンからから１００％スパンまでの部位においては、径方向Ｒに平行な直線（ＲＬ）から周方向に負圧面ＳＳＸ側へ計った距離が、チップ部へ向かって漸増する曲線である。即ち、翼部ＡＦＸのスタッキングラインＳＬＸを構成する直線と曲線との接続点のスパン方向位置は、２０％スパンである。
【００３２】
なお、比較のために示した従来技術の動翼の翼部ＡＦ０のスタッキングラインＳＬ０の周方向への変位量は、スパン方向位置に関わらずゼロであり、翼部ＡＦ１のスタッキングラインＳＬ１の周方向への変位量は、０％スパンにおいてゼロであり、１００％スパンまで直線的に増大している。
【００３３】
なお、図１Ｂにおいては、翼部ＡＦＸのスタッキングラインＳＬＸの周方向への変位量が増大を開始するスパン方向位置ＴＰ（以下、傾斜開始位置と称する。）を２０％スパンとしているが、これは、ハブ側エンドウォール近傍の二次流れ領域が、通常は０〜２０％スパンの範囲に存在することを考慮したものである。このように、傾斜開始位置ＴＰは、解析または試験により把握されるハブ側エンドウォール近傍の二次流れ領域の径方向外端、または、それよりチップ側に設定されるべきである。
【００３４】
また、傾斜開始位置ＴＰよりチップ側におけるスタッキングラインＳＬＸの周方向への変位量は、スタッキングラインＳＬＸを傾斜させることにより発生する遠心力Ｆｃに起因するモーメントＭｃと、翼部ＡＦＸに作用するガス力Ｆｇに起因するモーメントＭｇとの大小関係を考慮して、適宜に設定することができる。例えば、図１Ｂに示すように、スタッキングラインＳＬＸの周方向への変位量が、０％スパンから２０％スパンまでの部位においてゼロであっても、２０％スパンから１００％スパンまでの部位における変位量を適宜に設定することにより、応力を従来技術の動翼の翼部より低く抑えることが可能である。また、変位量が小さくても、これを適宜に設定することにより、任意のスパン方向位置において従来技術相当の応力低減効果を得ることができる（図２Ｂ参照）。
【００３５】
このように、翼部ＡＦＸにおいては、ハブ側エンドウォール近傍の二次流れ領域が存在する部位では、スタッキングラインＳＬＸを周方向に傾斜させないことにより二次流れへの影響を回避しつつ、それよりチップ側の部位では、スタッキングラインＳＬＸを周方向に負圧面ＳＳＸ側へ傾斜させることにより、翼部ＡＦＸに作用する曲げ応力を低減させる効果を発揮させている。
【００３６】
以上のように構成された翼部ＡＦＸによって得られる効果について、図２Ａ及び図２Ｂを参照して説明する。
【００３７】
図２Ａは、翼部ＡＦＸによって構成される翼列の翼間流路内の流れを、ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics；数値流体力学）を用いて解析した結果に基づいて求めた全圧損失係数のスパン方向分布を、翼部ＡＦ０，ＡＦ１と比較して示すグラフである。また、図２Ｂは、翼部ＡＦＸに作用する応力のスパン方向分布を、翼部ＡＦ１と比較して示すグラフである。
【００３８】
図２Ａに示すように、いずれの翼部においても、ハブ側エンドウォール近傍の二次流れ領域が存在する０〜２０％スパンの範囲に、二次流れロスに起因する全圧損失係数のピークが表れているが、翼部ＡＦＸにおいては、全体を周方向において負圧面側へ傾斜させた従来技術の翼部ＡＦ１と比較して、二次流れロスが低く抑えられている（周方向における傾斜のない従来技術の翼部ＡＦ０と同等のレベル）。
【００３９】
また、図２Ｂに示すように、翼部ＡＦＸに作用する応力は、スパン方向のほぼ全域に亘って、全体を周方向において負圧面側へ傾斜させた従来技術の翼部ＡＦ１と比較して低く抑えられている。
【００４０】
このように、翼部ＡＦＸによれば、翼部に作用する応力を従来技術の翼部ＡＦ１と比較して低く抑え、同時に、ハブ側エンドウォール近傍における二次流れロスも従来技術の翼部ＡＦ１と比較して低く抑えることができる。
【００４１】
なお、以上においては、本開示の動翼をガスタービンエンジンの軸流タービンの動翼として説明したが、本開示はこれに限定されない。例えば、本開示の動翼は、ガスタービンエンジンのファンまたは圧縮機、単一の装置としてのファン、圧縮機またはタービンなど、軸流流体機械に広く適用可能である。
【００４２】
（本開示の態様）
本開示の第１の態様の軸流流体機械の動翼は、ハブ部からチップ部までスパン方向に延びると共に正圧面と負圧面を有する翼部を備え、前記翼部は、翼型の形状を有するプロファイルを前記スパン方向に積み重ねることにより形成されており、各スパン方向位置における前記プロファイルの重心を連ねるスタッキングラインは、前記ハブ部から前記ハブ部近傍の二次流れ領域の外端までの部位においては、径方向に平行な直線であり、前記二次流れ領域の外端から前記チップ部までの部位においては、前記径方向に平行な直線から周方向に前記負圧面側へ計った距離が、前記チップ部へ向かって漸増する曲線である。
【００４３】
本開示の第２の態様の軸流流体機械の動翼においては、前記ハブ部から、前記直線と前記曲線との接続点までの距離は、前記翼部の全高の２０％である。
【００４４】
本開示の第３の態様の軸流流体機械の動翼は、前記チップ部において前記翼部に結合されたチップシュラウドを含む。
【符号の説明】
【００４５】
ＡＦＸ    翼部
ＧＸ      プロファイルの重心
ＰＳＸ    正圧面
ＰＸ      プロファイル
ＲＢＸ    動翼
ＳＬＸ    スタッキングライン
ＳＳＸ    負圧面
ＴＳ      チップシュラウド
【図１Ａ】
0006959589.tif 000002
【図１Ｂ】
0006959589.tif 000003
【図２Ａ】
0006959589.tif 000004
【図２Ｂ】
0006959589.tif 000005
【図３】
0006959589.tif 000006
【図４Ａ】
0006959589.tif 000007
【図４Ｂ】
0006959589.tif 000008