エーロフォイル、圧縮機、ベーン、ガスタービンエンジン、およびステータの列
【課題】 非軸対称の内径および外径端壁輪郭を成形したステータベーンエーロフォイルを提供する。
【解決手段】 エーロフォイルが、前縁から後縁へと軸方向に延在するとともに基部から先端部へと径方向に延在する、正圧面と、負圧面と、を有し、基部および先端部が、それらの間に平均翼幅を画定する。内側端壁が基部から軸方向かつ周方向に延在して、内側端壁輪郭を画定し、外側端壁が先端部から軸方向かつ周方向に延在して、外側端壁輪郭を画定する。内側端壁輪郭および外側端壁輪郭は、周方向に一定の公称内側および外側半径からの径方向偏差を変化させることによって定義され、それらの径方向偏差のうちの一つは、軸方向かつ周方向にエーロフォイルの平均翼幅の少なくとも３％変動する。
【解決手段】 エーロフォイルが、前縁から後縁へと軸方向に延在するとともに基部から先端部へと径方向に延在する、正圧面と、負圧面と、を有し、基部および先端部が、それらの間に平均翼幅を画定する。内側端壁が基部から軸方向かつ周方向に延在して、内側端壁輪郭を画定し、外側端壁が先端部から軸方向かつ周方向に延在して、外側端壁輪郭を画定する。内側端壁輪郭および外側端壁輪郭は、周方向に一定の公称内側および外側半径からの径方向偏差を変化させることによって定義され、それらの径方向偏差のうちの一つは、軸方向かつ周方向にエーロフォイルの平均翼幅の少なくとも３％変動する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概ねターボ機械に関し、特にガスタービンエンジンの圧縮機、タービン、またはファンセクションのステータベーンに関する。特に本発明は、軸方向および周方向端壁輪郭（ｃｏｎｔｏｕｒ）を成形したステータベーンエーロフォイルに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは航空機や産業用発電を含む広範囲の応用例に信頼性の高い高効率の動力を提供する。現代の設計は、通常、上流のインレットと下流の排気口とともに流れに対して直列に配置された、圧縮機と、燃焼器と、タービンセクションとからなる出力コアを中核として作られる。
【０００３】
圧縮機セクションがインレットからの空気を圧縮し、燃焼器内で燃料と混合し、点火して、高温燃焼ガスを発生させる。タービンセクションは、膨張する燃焼ガスからエネルギーを抽出し、共通のシャフトを通して圧縮機を駆動する。シャフトにおける回転エネルギーの形態、排気からの反応スラストの形態、又はその両方の形態でエネルギーが伝えられる。
【０００４】
小規模のガスタービンエンジンは概ね同時回転する圧縮機セクションとタービンセクションとを有する１スプール設計を利用する。より大規模の燃焼タービン、ジェットエンジン、および産業用ガスタービン（ＩＧＴ）は通常、異なる圧力および温度で作動し、異なるスピードで回転する複数の同軸状に入れ子にされたスプールに配置される。
【０００５】
各スプール内の個別の圧縮機セクションおよびタービンセクションは、ロータブレードとステータベーンエーロフォイルとの交互の列を形成する複数の段に更に分割される。エーロフォイルは作動流体の流れを回転させ、タービン内の回転エネルギーに変換するように揚力を発生させる形状をなす。
【０００６】
航空応用例はターボジェット、ターボファン、ターボプロップ、およびターボシャフト形態を有する。ターボジェットは古い設計であり、主に排気から推力を発生する。現代の固定翼航空機は通常ターボファンおよびターボプロップエンジンを利用し、低圧スプールが推力ファンまたはプロペラに連結される。ターボシャフトエンジンはヘリコプタを含む回転翼航空機で用いられる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
これらの異なるガスタービン応用例を通じて、エンジン性能はステータベーンエーロフォイルに亘る正確な流れ制御に大きく依存する。同様に、流れ制御はエーロフォイル設計だけに依存するのではなく、エーロフォイル表面に隣接する、フローダクトの内側端壁と外側端壁に沿って画定された、隣接する流路の構造にも依存する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明はステータまたはベーンエーロフォイルに関する。エーロフォイルは、前縁から後縁へと軸方向に延在するとともに基部から先端部へと径方向に延在する、正圧面と、負圧面と、を有する。基部および先端部が、それらの間に平均翼幅（ｍｅａｎ ｓｐａｎ）を画定する。
【０００９】
内側端壁がエーロフォイルの基部から軸方向かつ周方向に延在して、内側端壁輪郭を画定する。外側端壁が先端部から軸方向かつ周方向に延在して、外側端壁輪郭を画定する。
【００１０】
内側端壁輪郭および外側端壁輪郭のうち少なくとも一つが非軸対称である。特に、その輪郭は、公称端壁半径からの非軸対称の径方向偏差によって定義され、公称半径は、周方向に一定であり、径方向偏差は、公称半径に関して軸方向と周方向の両方において、平均翼幅の少なくとも３％変動する。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】ガスタービンエンジンの断面図。
【図２】端壁領域における二次流れの影響を示す、ステータ段の半径方向図。
【図３Ａ】軸対称の内径および外径端壁輪郭を有するエーロフォイルの側面図。
【図３Ｂ】非軸対称の内径および外径端壁輪郭を有するエーロフォイルの側面図。
【図４Ａ】輪郭が成形された内径端壁を有するステータ段の半径方向図。
【図４Ｂ】輪郭が成形された外径端壁を有するステータ段の半径方向図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
図１は航空機の推進機関として用いられる２スプールターボファンの形態の、ガスタービンエンジン１０の断面図である。図に示すように、低スプール１２は、低圧シャフト１８を介して回転するように連結された低圧圧縮機（ＬＰＣ）１４と、低圧タービン（ＬＰＴ）１６と、を含む。高スプール２０は、高圧シャフト２６を介して回転するように連結された高圧圧縮機（ＨＰＣ）２２と、高圧タービン（ＨＰＴ）２４と、を含む。高スプール２０は、エンジン中心線（すなわちタービン軸）ＣLに沿って、燃焼器２８が高圧圧縮機２２と高圧タービン２４との間に流れに対して直列に配置されるように、低スプール１２の周りに同軸に配置される。
【００１３】
ナセル３０が、ガスタービンエンジン１０の前端の周りに配置され、その径方向内側表面にファンケース３１が推進ファン３２からファン出口案内翼（ＦＥＧＶ）３３へと延在する。ファン３２にファンシャフト３４が回転するように連結され、ファンダクト（すなわちバイパスダクト）３５を通して推進流れＦを発生させる。高性能のエンジン設計では、ファンドライブギアシステム３６がファンシャフト３４を低スプール１２に連結して、騒音を低減し運転効率を向上させるための独立したファンスピードコントロールを提供する。
【００１４】
図１に示すように、ガスタービンエンジン１０は、低スプール１２、高スプール２０、低圧タービン１６、高圧タービン２４、およびファン出口案内翼３３全体に亘って分散されたステータベーン段すなわちステータベーンの列を含む。これらのベーンの列は、これに限定しないが、ファンロータ３２のファン出口案内翼３３、低圧圧縮機１４および高圧圧縮機２２の圧縮機出口案内翼３７，３８、および低圧タービン１６または高圧タービン２４のタービンベーンの列３９を含む。一方、ガスタービンエンジン１０は、上述のように、１つ、２つ、３つ、またはそれ以上の同時回転するまたは二重反転するスプールを有するターボファン、ターボプロップ、ターボジェット、またはターボシャフトエンジンとして、または、多軸の産業用ガスタービンとして構成され、それに応じて個々のベーンの列３３，３７，３８，３９の数、位置、および構成は異なる。
【００１５】
各ベーンの列は、複数の個々のベーンエーロフォイルを、タービン軸ＣLを中心として周方向に配置することによって画定される。内側および外側端壁は低圧圧縮機１４、低圧タービン１６、高圧圧縮機２２、高圧タービン２４、およびターボファン形態では、バイパスダクト（またはファンダクト）３５を通してフローダクトを画定する。追加のベーンの列が個々の圧縮機とタービンセクションとの間に配置された移行ダクトに配置される。
【００１６】
効率およびスラスト性能を向上させるように、一つ以上のこれらのベーンの列に非軸対称の端壁輪郭（ｎｏｎ ａｘｉｓ−ｓｙｍｍｅｔｒｉｃ ｅｎｄｗａｌｌ ｃｏｎｔｏｕｒｉｎｇ）が設けられる。この技術では、流体の剥離の一因となる二次流れおよび端壁のロールアップの影響を低減するように、内側端壁および外側端壁の輪郭がタービン軸ＣLを中心として軸方向に異なるだけでなく、周方向にも異なる。このアプローチはまた、以下に記載するように全体的な拡散性能（ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ）を向上させる。
【００１７】
図２は、二次流れ場を示す、ステータの列（ベーンの列またはベーンの段）４０の周方向の図である。ステータの列４０は、タービン軸ＣLを中心として周方向に配置された複数の個々のステータベーンエーロフォイル４２の形状をなす。流脈線（ｓｔｒｅａｋｌｉｎｅ）Ｓは径方向外径（ＯＤ）端壁または径方向内径（ＩＤ）端壁４４，４３に沿った二次流れを表す。
【００１８】
流れは、図２の左側から右側へと進み、ガスタービン軸ＣLに沿った概ね下流軸方向（矢印Ｆ）に、個々のエーロフォイルセクション４２の前縁４５から後縁４６へと進む。流脈線Ｓは、例えば染料注入によって示される、特定の空間点を通流した流体成分の位置を表す。一方、瞬間的な流れの方向を表す、流れの方向の接線である、流線（ｓｔｒｅａｍｌｉｎｅ）が用いられてもよく、あるいは、特定の流体粒子が続く軌跡に沿って指向された流跡線（ｐａｔｈｌｉｎｅ）によって流れ場が表される、あるいは、一組の流体粒子をマーキングし、時間が経つに従ってのその変位を追跡することにより形成されるタイムライン（ｔｉｍｅ ｌｉｎｅ）を用いてもよい。
【００１９】
エーロフォイルセクション（すなわちエーロフォイル部）４２を径方向外側に見た図を示し、（±ｘ軸に沿った）タービン軸ＣLから径方向（＋ｚ軸）に端壁４４に向かって見ているところを示す。個々のエーロフォイル部４２は凸面（負圧面）４７と凹面（正圧面）４８との間に画定され、前縁４５から後縁４６へと軸方向に延在する。端壁４４はエーロフォイル部の間に画定され、隣り合う負圧面４７と正圧面４８との間に（±ｙ軸に沿って）周方向に延在する。
【００２０】
一般的な設計では、端壁４４は、ベーンエーロフォイル部またはブレードエーロフォイル部を形成するようにエーロフォイル部４２に取り付けられた、隣り合うプラットフォーム面に沿って形成される。代替例として、エーロフォイル部４２はプラットフォーム面を有さず、独立して形成され、端壁４４に取り付けられる。したがって、ここで定義したように、表面４４はエーロフォイル部４２の基部または先端部から軸方向および周方向に延在する内側または外側プラットフォームに沿って形成される内側または外側端壁表面であり、エーロフォイル部４２の基部または先端部から軸方向および周方向に延在する内側または外側端壁を形成する内側または外側プラットフォーム面である。
【００２１】
翼形中心線Ｃは、負圧面４７と正圧面４８との間の中間点である、エーロフォイルプロファイルの平均線を画定する。周方向流路幅Ｗは、隣り合うエーロフォイル４２の翼形中心線Ｃの間に画定され、タービン軸ＣLを中心として内径または外径端壁４４に沿って周方向に測定される。
【００２２】
図２に示すように、ベーンエーロフォイル４２は流れ場における渦流を低減するように成形される。特に、エーロフォイル４２は、主に軸方向下流の流脈線Ｓ´を、ベーンの列４０の右側に生じさせるように、上流流脈線Ｓの周方向成分をベーンの列４０の左側に向ける。
【００２３】
ある一定の拡散係数または流れの旋回レベル以上では、境界流層の肥厚化や剥れ、およびその他の損失効果により非効率な旋回を呈しうる。付加的な端壁境界層の流れや関連する二次流れの影響により、損失効果が内径および外径端壁の付近で合成される。ベーンエーロフォイル４２によって生成される流路横断（ｃｒｏｓｓ−ｐａｓｓａｇｅ）圧力勾配および低流れ方向速度もまた隣り合うエーロフォイル４２の間に流路を横断する流れを生じさせ、渦巻運動状態（ｖｏｒｔｉｃｉｔｙ）と端壁のロールアップ（ｒｏｌｌ−ｕｐ）を生じさせる。これらの影響により、後縁４６で始まりエーロフォイル４２の負圧面４７に沿って上流に進む、内径および外径端壁における隅部の剥離の一因となる。
【００２４】
これらの影響に対処するように、ベーンの列４０に非軸対称の端壁輪郭（ｅｎｄｗａｌｌ ｃｏｎｔｏｕｒｉｎｇ）が設けられる。特に、端壁４４の輪郭はエンジン中心線ＣL（±ｘ軸）に沿った軸方向と、中心線ＣLを中心として±ｙ軸に沿って回転する周方向と、の両方における径方向の偏差（ｖａｒｉａｔｉｏｎ）によって画定される。一方、以下に述べるように、非軸対称の輪郭が内側端壁、または内側および外側端壁の両方に適用され、輪郭が形成されていない軸対称の形状と比較してステータ性能を向上させる。
【００２５】
図３Ａは、輪郭が形成されていないすなわち軸対称の径方向内径および径方向外径端壁５３，５４を有するエーロフォイル５２の側面図である。流れは前縁５５の流脈線Ｓに沿ってエーロフォイル５２の方に向けられ、主に軸方向（矢印Ｆ）である。負の軸流速度の領域Ｒは、後縁５６に沿った隅部の剥離および端壁のロールアップに起因し、負圧面５７の下流領域へと延在する。
【００２６】
図３Ａに示すように、エーロフォイル５２は、周方向（±ｙ軸）に沿って均一な一定の公称内側および外側半径を有する、軸対称の内径および外径端壁（すなわちプラットフォーム）５３，５４を有する。この設計は、後縁５６と、内径および外径端壁５３，５４と、の間の隅部の接合部分で、特に重負荷下で、実質的な流体の剥離を受けやすい。境界層のロールアップは逆軸流の広範な領域Ｒを生み出し、負圧面５７に沿った流動的損失（ｆｌｏｗ ｄｙｎａｍｉｃ ｌｏｓｓ）を増大させる。
【００２７】
エーロフォイル５２に湾曲（ｂｏｗ）を加えることにより隅部の剥離の進行を遅らせうるが、これは翼幅の間の負荷性能（ｌｏａｄｉｎｇ ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ）を犠牲にして成り立つ。一方、非軸対称の端壁輪郭では、端壁に沿った二次流れの影響を緩和し、負荷時の実質的な負の影響を受けることなく全体的な拡散性能を向上させることが可能である。
【００２８】
図３Ｂは、ある一定の形状が付けられた内径および外径端壁（すなわちプラットフォーム）４３，４４を有するエーロフォイル４２の側面図である。流れはまた流脈線Ｓに沿って前縁４５から後縁４６へとエーロフォイル４２の方に向けられ、主に軸方向（矢印Ｆ）である。しかしながら、図３Ｂに示すように、負の軸流速度の領域Ｒは、図３Ａの輪郭が形成されていない（すなわち軸対称の）設計に比べて実質的に減少している。また内径および外径端壁４３，４４に沿った隅部の剥離が減少しており、端壁４３，４４から負圧面４７にかけての境界層ロールアップが減少している。
【００２９】
エーロフォイル４２を周方向から見た図で示し、負圧面４７に向かって−ｙ軸に沿って見下ろしている。軸方向の翼弦長Ｌは前縁４５と後縁４６との間でエンジン中心線（ｘ軸）に沿って画定される。
【００３０】
概ね、軸方向翼弦長Ｌは、エーロフォイル４２の基部４９と先端部５０との間で径方向（＋ｚ軸）に沿って変化する。平均軸方向翼弦は内径および外径における翼弦の値の平均によって与えられる。
【００３１】
【数１】
【００３２】
翼幅高さ（ｓｐａｎ ｈｅｉｇｈｔ）Ｈは、内径端壁（すなわち径方向内径プラットフォーム）４３に隣接する基部４９から、外径端壁（すなわち径方向外径プラットフォーム）４４に隣接する先端部５０へと、径方向（＋ｚ軸）に沿って画定される。翼幅高さＨは軸方向（±ｘ軸）に沿って変化し、平均翼幅（ｍｅａｎ ｓｐａｎ）は前縁４５における高さと後縁４６における高さとの平均によって与えられる。
【００３３】
【数２】
【００３４】
一方、平均翼幅および平均軸方向翼弦長は、例えば、エーロフォイル４２の基部４９と先端部５０との中間に位置する平均ブレードセクションを用いることにより、すなわち内径端壁４３と外径端壁４４との平均翼幅の半分における平均ブレードセクションを用いることにより、同時に画定される。
【００３５】
ステータの列４０およびエーロフォイル４２の形態は応用分野に応じて異なる。一部のエーロフォイル４２では、平均翼幅は約０．４インチ（１．０ｃｍ）〜１．２インチ（３．０ｃｍ）もしくはそれ以上、例えば０．６０±０．０５インチ、すなわち１．５０±０．１０ｃｍである。対応するベーンの列４０は約５インチ（１２ｃｍ）〜１５インチ（３８ｃｍ）もしくはそれ以上の範囲の周方向に一定の公称内側半径（ＲID）を有し、例えば７．５±０．５インチ、すなわち１９±１ｃｍである。周方向に一定の公称外側半径（ＲOD）は約６インチ（１５ｃｍ）〜１８インチ（４５ｃｍ）もしくはそれ以上の範囲に亘り、例えば８．０±０．５インチ、すなわち２０±１ｃｍである。エーロフォイル４２の翼幅の中間（ｍｉｄｓｐａｎ）、またはフローダクトの中心すなわち内側半径ＲIDと外側半径ＲODとの中間に定義される平均フローダクト半径（ＲM）もまた異なる。
【００３６】
内径端壁４３の輪郭は、エンジン中心線（またはタービン軸）から測定した、一定の公称内側端壁半径ＲIDの周りの周方向の偏差（ｖａｒｉａｔｉｏｎ）によって定義される。同様に、外径端壁４４の輪郭は、一定の公称外側端壁半径ＲODの周りの周方向の偏差によって定義される。径方向の偏差は±Ｚ軸に沿って、流路の中心に向かってまたは流路の中心から離れる方向に測定され、それに応じて流量範囲が減少もしくは増加する。流路の中心は翼幅の中心（平均翼幅の半分）で定義され、平均半径ＲMは内径端壁４３と外径端壁４４との中間に位置する。
【００３７】
図３Ｂに示すように、±ｘ軸に沿った軸方向位置の関数として、および±ｙ軸に沿った周方向位置の関数として、内径端壁４３および外径端壁４４のうちの一つまたは両方の輪郭が変化する。その結果、エーロフォイル４２はエンジン軸ＣLを中心とした回転に関して非対称な内径端壁輪郭または外径端壁輪郭のうちの少なくとも一つを有する。
【００３８】
この設計により、エーロフォイル４２の負圧面４７に亘る逆軸流の領域Ｒを減少させる。後縁４６と、内径／外径端壁４３，４４と、の間の隅部の接合部分で、特にエーロフォイル４２の高負荷下において、流体の剥離が低減される。特に基部４９と先端部５０との間の翼幅の中間部分における端壁のロールアップもまた後縁４６に沿って低減される。
【００３９】
図４Ａ，４Ｂは、非軸対称の輪郭を示す、ベーンの列４０の内径端壁４３および外径端壁４４の輪郭のプロットを示す。ベーンの列４０をそれぞれ±Ｚ軸に沿った径方向内側および径方向外側の図で示す。翼形中心線Ｃが図４Ａの内径端壁４３に隣接するエーロフォイル基部４９、および図４Ｂの外径端壁４４に隣接するエーロフォイル先端部５０に定義される。
【００４０】
負圧面４７および正圧面４８がガスタービン中心線に沿って、前縁４５の軸方向翼弦Ｌ０％から後縁４６の軸方向翼弦Ｌ１００％へと軸方向に延在する。内径端壁４３が隣り合うエーロフォイル４２の基部４９の間に周方向に延在し、ベーン間の流路幅Ｗが翼形中心線Ｃ（流路幅０％）から定義されるとともに、＋ｙ軸方向に負圧面４７から隣接する正圧面４８へと増大する。
【００４１】
留意すべきは、流路幅Ｗは湾曲した翼形中心線Ｃの間で定義されるため、図４Ａおよび図４Ｂの座標系は必ずしも直交座標すなわちデカルト座標である必要は無い。内径端壁４３または外径端壁４４に点を配置すべく、前縁４５（軸方向翼弦Ｌ０％）と後縁４６（軸方向翼弦Ｌ１００％）との間に相対的な軸方向翼弦Ｌが識別され、翼形中心線Ｃに対して周方向（エンジン軸に対して垂直方向）に延在する。次いで、隣り合う翼形中心線Ｃの間で周方向流路幅Ｗが測定され、このとき５０％流路幅Ｗが常に、その隣り合った翼形中心線Ｃの曲線に従う隣り合ったエーロフォイル４２の間の中間点となるように測定される。従って、５０％流路幅地点（および流路幅Ｗのその他の値）は、軸方向翼弦寸法Ｌに沿った翼形中心線Ｃの曲率により定義される、エーロフォイル部４２の形状に基づいて軸方向に変化する。
【００４２】
図４Ａ，４Ｂの端壁輪郭は、内径端壁４３の表１に記載され、外径端壁４４の表２に記載されているように定められた離散的な制御点数に基づく。制御点は、平均エーロフォイル翼幅高さの割合として、および、相対的な軸方向翼弦Ｌ（または割合）と相対的なベーン間の流路幅Ｗ（または割合）との関数として与えられ、周方向に一定の公称内径半径または外径半径からの端壁輪郭の偏差を決定する。
【００４３】
図４Ａの表１では、軸方向翼弦長Ｌおよび翼形中心線Ｃはそれぞれ内径端壁４３に隣接するエーロフォイル４２の基部４９に沿って画定される。周方向流路幅Ｗは、隣り合う翼形中心線Ｃの間に画定され、内径端壁４３に沿って測定されるとともに負圧面４７から正圧面４８に向かって増加する。負の値（−）が大きくなるほど、エンジン中心線またはガスタービン軸に向かって、周方向に一定の内径公称半径より下に（エーロフォイル４２の翼幅の中間における）流路の中間から離れる方向に逸脱した径方向特徴部を表す。正の値（＋）が大きくなるほど、ガスタービン軸から離れる方向に翼幅の中間に向かって、周方向に一定の内径公称半径上または内径公称半径より上にある、径方向特徴部を表す。
【００４４】
図４Ｂの表２では、軸方向翼弦長Ｌおよび翼形中心線Ｃは先端部５０に沿って画定され、周方向流路幅Ｗは外径端壁４４に沿って周方向に測定される。また負の値（−）が大きくなるほど、翼幅の中間における流路の中間から離れる方向、すなわち外径公称半径よりも上にガスタービン軸から離れる方向に逸脱する特徴部を示す。正の値（＋）が大きくなるほど、外径公称半径上または外径公称半径より下、すなわちガスタービン軸および翼幅の中間に向かう方向に逸脱する特徴部を示す。
【００４５】
したがって、負の値は、表１および表２の両方において、翼幅の中間から離れる方向に延在する径方向特徴部を示し、内径端壁４３と外径端壁４４との間の流量範囲を増加させる傾向がある。一方、正の値が大きくなるほど、径方向に翼幅の中間に向かって延在する特徴部を示し、流量範囲を減少させる。
【００４６】
【表１】
【００４７】
【表２】
【００４８】
表１，２に示すように、内径端壁４３および外径端壁４４の両方の端壁輪郭は、隣り合うエーロフォイル４２の負圧面４７と正圧面４８との間に配置された物理的な点の、軸方向と周方向の両方における、平均翼幅の少なくとも３％の径方向偏差で定義される。ある地点では、径方向偏差は平均翼幅の５または６％以上である。
【００４９】
一部のベーン２２では、内径および外径の輪郭はそれぞれ実質的に表１および表２に示された一組の径方向偏差の値に対応する。内径および外径端壁の輪郭の両方とも、高温または低温、あるいはコーティングされたまたはコーティングされていない表面で表されてもよい。
【００５０】
一方、一部のベーン２２は、概して一連の特徴部に対してスプラインフィットまたは多項式フィッティングを採用するのではなく、内径または外径輪郭の１つ以上の個々の特徴部を組み込む。例えば、内径端壁４３に沿って、軸方向翼弦Ｌの２５％〜５０％の間と、周方向流路幅Ｗの２５％〜７５％の間とに位置する、平均翼幅の５％を上回る径方向偏差を有する特徴部が存在する。さらに具体的には、この特徴部は、軸方向翼弦Ｌの約３０±１０％と周方向流路幅Ｗの約５０±１０％に中心がある最大偏位（ｄｅｆｌｅｃｔｉｏｎ）を有する。
【００５１】
外径端壁４４に沿って、軸方向翼弦Ｌの５０％〜７５％の間と、周方向流路幅Ｗの７５％〜１００％の間とに位置する、平均翼幅の５％を上回る径方向偏差を有する特徴部が存在する。さらに具体的には、この特徴部は、軸方向翼弦Ｌの約７０±１０％と周方向流路幅Ｗの約８５±１０％とに中心がある最大偏位を有する。別の外径特徴部は、軸方向翼弦Ｌの約２５±１０％と周方向流路幅Ｗの約２０±１０％に中心がある、平均翼幅の５％を上回る最大偏位を有する。
【００５２】
留意すべきは、負圧面４７および正圧面４８に沿って異なる輪郭を形成する非軸対称のフィットを組み込むように、流路幅Ｗの０％および１００％の制御点は必ずしも等しいまたは断続的である必要はない。さらに、周方向流路幅Ｗの０％および１００％の制御点は、両方とも翼形中心線上にあり、これはエーロフォイル部４２内部にある。一方、物理的な端壁面は、隣り合うエーロフォイル部４２の間の負圧面４７から正圧面４８へと延在する。
【００５３】
したがって、実質的な対応は、ここで用いるように、隣り合うエーロフォイル４２の負圧面４７と正圧面４８との間に配置された、表１，２における実際の（物理的な）制御点との実質的な対応を意味する。また実質的な対応は、例えば制御点に固定（ａｎｃｈｏｒｅｄ）した三次スプラインを用いることによる、制御点の一式への多項式フィットまたはスプラインフィットを含む。これらの応用例では、端壁の輪郭は実質的に一つのエーロフォイル４２の負圧面４７と、隣接するエーロフォイル４２の正圧面４８との間のフィッティング関数（ｆｉｔｔｉｎｇ ｆｕｎｃｔｉｏｎ）に対応するが、必ずしもエーロフォイル自体の断面内にある必要はない。
【００５４】
さらに、実質的な対応は、実際の（物理的な）制御点およびフィット関数に関する、例えば平均翼幅の１または２％の公称公差を含む。もう一つの選択肢として、公差は例えば２，５〜１０ｍｉｌ、すなわち、０．００２、０．００５または０．０１０インチ以内、または約０．０５、０．１０、または０．２５ｍｍ以内のように絶対的である。
【００５５】
実施例を参照しながら本発明を説明したが、本発明の範囲を逸脱することなく様々な変更がなされ、本発明の要素と同等のものに置き換えられうることが当業者にとって理解されるであろう。さらに、本発明の真の範囲を逸脱することなく特定の状況もしくは材料に適合するように、種々の変更が本発明の教示に対してなされうる。したがって、本発明は開示の特定の実施例に限定されるものではなく、付記の特許請求の範囲に含まれる全ての実施例を包含することを意図するものである。
【符号の説明】
【００５６】
４２…エーロフォイル部
４３…径方向内径端壁
４４…径方向外径端壁
４５…前縁
４６…後縁
４７…負圧面
４９…基部
５０…先端部
【技術分野】
【０００１】
本発明は概ねターボ機械に関し、特にガスタービンエンジンの圧縮機、タービン、またはファンセクションのステータベーンに関する。特に本発明は、軸方向および周方向端壁輪郭（ｃｏｎｔｏｕｒ）を成形したステータベーンエーロフォイルに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは航空機や産業用発電を含む広範囲の応用例に信頼性の高い高効率の動力を提供する。現代の設計は、通常、上流のインレットと下流の排気口とともに流れに対して直列に配置された、圧縮機と、燃焼器と、タービンセクションとからなる出力コアを中核として作られる。
【０００３】
圧縮機セクションがインレットからの空気を圧縮し、燃焼器内で燃料と混合し、点火して、高温燃焼ガスを発生させる。タービンセクションは、膨張する燃焼ガスからエネルギーを抽出し、共通のシャフトを通して圧縮機を駆動する。シャフトにおける回転エネルギーの形態、排気からの反応スラストの形態、又はその両方の形態でエネルギーが伝えられる。
【０００４】
小規模のガスタービンエンジンは概ね同時回転する圧縮機セクションとタービンセクションとを有する１スプール設計を利用する。より大規模の燃焼タービン、ジェットエンジン、および産業用ガスタービン（ＩＧＴ）は通常、異なる圧力および温度で作動し、異なるスピードで回転する複数の同軸状に入れ子にされたスプールに配置される。
【０００５】
各スプール内の個別の圧縮機セクションおよびタービンセクションは、ロータブレードとステータベーンエーロフォイルとの交互の列を形成する複数の段に更に分割される。エーロフォイルは作動流体の流れを回転させ、タービン内の回転エネルギーに変換するように揚力を発生させる形状をなす。
【０００６】
航空応用例はターボジェット、ターボファン、ターボプロップ、およびターボシャフト形態を有する。ターボジェットは古い設計であり、主に排気から推力を発生する。現代の固定翼航空機は通常ターボファンおよびターボプロップエンジンを利用し、低圧スプールが推力ファンまたはプロペラに連結される。ターボシャフトエンジンはヘリコプタを含む回転翼航空機で用いられる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
これらの異なるガスタービン応用例を通じて、エンジン性能はステータベーンエーロフォイルに亘る正確な流れ制御に大きく依存する。同様に、流れ制御はエーロフォイル設計だけに依存するのではなく、エーロフォイル表面に隣接する、フローダクトの内側端壁と外側端壁に沿って画定された、隣接する流路の構造にも依存する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明はステータまたはベーンエーロフォイルに関する。エーロフォイルは、前縁から後縁へと軸方向に延在するとともに基部から先端部へと径方向に延在する、正圧面と、負圧面と、を有する。基部および先端部が、それらの間に平均翼幅（ｍｅａｎ ｓｐａｎ）を画定する。
【０００９】
内側端壁がエーロフォイルの基部から軸方向かつ周方向に延在して、内側端壁輪郭を画定する。外側端壁が先端部から軸方向かつ周方向に延在して、外側端壁輪郭を画定する。
【００１０】
内側端壁輪郭および外側端壁輪郭のうち少なくとも一つが非軸対称である。特に、その輪郭は、公称端壁半径からの非軸対称の径方向偏差によって定義され、公称半径は、周方向に一定であり、径方向偏差は、公称半径に関して軸方向と周方向の両方において、平均翼幅の少なくとも３％変動する。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】ガスタービンエンジンの断面図。
【図２】端壁領域における二次流れの影響を示す、ステータ段の半径方向図。
【図３Ａ】軸対称の内径および外径端壁輪郭を有するエーロフォイルの側面図。
【図３Ｂ】非軸対称の内径および外径端壁輪郭を有するエーロフォイルの側面図。
【図４Ａ】輪郭が成形された内径端壁を有するステータ段の半径方向図。
【図４Ｂ】輪郭が成形された外径端壁を有するステータ段の半径方向図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
図１は航空機の推進機関として用いられる２スプールターボファンの形態の、ガスタービンエンジン１０の断面図である。図に示すように、低スプール１２は、低圧シャフト１８を介して回転するように連結された低圧圧縮機（ＬＰＣ）１４と、低圧タービン（ＬＰＴ）１６と、を含む。高スプール２０は、高圧シャフト２６を介して回転するように連結された高圧圧縮機（ＨＰＣ）２２と、高圧タービン（ＨＰＴ）２４と、を含む。高スプール２０は、エンジン中心線（すなわちタービン軸）ＣLに沿って、燃焼器２８が高圧圧縮機２２と高圧タービン２４との間に流れに対して直列に配置されるように、低スプール１２の周りに同軸に配置される。
【００１３】
ナセル３０が、ガスタービンエンジン１０の前端の周りに配置され、その径方向内側表面にファンケース３１が推進ファン３２からファン出口案内翼（ＦＥＧＶ）３３へと延在する。ファン３２にファンシャフト３４が回転するように連結され、ファンダクト（すなわちバイパスダクト）３５を通して推進流れＦを発生させる。高性能のエンジン設計では、ファンドライブギアシステム３６がファンシャフト３４を低スプール１２に連結して、騒音を低減し運転効率を向上させるための独立したファンスピードコントロールを提供する。
【００１４】
図１に示すように、ガスタービンエンジン１０は、低スプール１２、高スプール２０、低圧タービン１６、高圧タービン２４、およびファン出口案内翼３３全体に亘って分散されたステータベーン段すなわちステータベーンの列を含む。これらのベーンの列は、これに限定しないが、ファンロータ３２のファン出口案内翼３３、低圧圧縮機１４および高圧圧縮機２２の圧縮機出口案内翼３７，３８、および低圧タービン１６または高圧タービン２４のタービンベーンの列３９を含む。一方、ガスタービンエンジン１０は、上述のように、１つ、２つ、３つ、またはそれ以上の同時回転するまたは二重反転するスプールを有するターボファン、ターボプロップ、ターボジェット、またはターボシャフトエンジンとして、または、多軸の産業用ガスタービンとして構成され、それに応じて個々のベーンの列３３，３７，３８，３９の数、位置、および構成は異なる。
【００１５】
各ベーンの列は、複数の個々のベーンエーロフォイルを、タービン軸ＣLを中心として周方向に配置することによって画定される。内側および外側端壁は低圧圧縮機１４、低圧タービン１６、高圧圧縮機２２、高圧タービン２４、およびターボファン形態では、バイパスダクト（またはファンダクト）３５を通してフローダクトを画定する。追加のベーンの列が個々の圧縮機とタービンセクションとの間に配置された移行ダクトに配置される。
【００１６】
効率およびスラスト性能を向上させるように、一つ以上のこれらのベーンの列に非軸対称の端壁輪郭（ｎｏｎ ａｘｉｓ−ｓｙｍｍｅｔｒｉｃ ｅｎｄｗａｌｌ ｃｏｎｔｏｕｒｉｎｇ）が設けられる。この技術では、流体の剥離の一因となる二次流れおよび端壁のロールアップの影響を低減するように、内側端壁および外側端壁の輪郭がタービン軸ＣLを中心として軸方向に異なるだけでなく、周方向にも異なる。このアプローチはまた、以下に記載するように全体的な拡散性能（ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ）を向上させる。
【００１７】
図２は、二次流れ場を示す、ステータの列（ベーンの列またはベーンの段）４０の周方向の図である。ステータの列４０は、タービン軸ＣLを中心として周方向に配置された複数の個々のステータベーンエーロフォイル４２の形状をなす。流脈線（ｓｔｒｅａｋｌｉｎｅ）Ｓは径方向外径（ＯＤ）端壁または径方向内径（ＩＤ）端壁４４，４３に沿った二次流れを表す。
【００１８】
流れは、図２の左側から右側へと進み、ガスタービン軸ＣLに沿った概ね下流軸方向（矢印Ｆ）に、個々のエーロフォイルセクション４２の前縁４５から後縁４６へと進む。流脈線Ｓは、例えば染料注入によって示される、特定の空間点を通流した流体成分の位置を表す。一方、瞬間的な流れの方向を表す、流れの方向の接線である、流線（ｓｔｒｅａｍｌｉｎｅ）が用いられてもよく、あるいは、特定の流体粒子が続く軌跡に沿って指向された流跡線（ｐａｔｈｌｉｎｅ）によって流れ場が表される、あるいは、一組の流体粒子をマーキングし、時間が経つに従ってのその変位を追跡することにより形成されるタイムライン（ｔｉｍｅ ｌｉｎｅ）を用いてもよい。
【００１９】
エーロフォイルセクション（すなわちエーロフォイル部）４２を径方向外側に見た図を示し、（±ｘ軸に沿った）タービン軸ＣLから径方向（＋ｚ軸）に端壁４４に向かって見ているところを示す。個々のエーロフォイル部４２は凸面（負圧面）４７と凹面（正圧面）４８との間に画定され、前縁４５から後縁４６へと軸方向に延在する。端壁４４はエーロフォイル部の間に画定され、隣り合う負圧面４７と正圧面４８との間に（±ｙ軸に沿って）周方向に延在する。
【００２０】
一般的な設計では、端壁４４は、ベーンエーロフォイル部またはブレードエーロフォイル部を形成するようにエーロフォイル部４２に取り付けられた、隣り合うプラットフォーム面に沿って形成される。代替例として、エーロフォイル部４２はプラットフォーム面を有さず、独立して形成され、端壁４４に取り付けられる。したがって、ここで定義したように、表面４４はエーロフォイル部４２の基部または先端部から軸方向および周方向に延在する内側または外側プラットフォームに沿って形成される内側または外側端壁表面であり、エーロフォイル部４２の基部または先端部から軸方向および周方向に延在する内側または外側端壁を形成する内側または外側プラットフォーム面である。
【００２１】
翼形中心線Ｃは、負圧面４７と正圧面４８との間の中間点である、エーロフォイルプロファイルの平均線を画定する。周方向流路幅Ｗは、隣り合うエーロフォイル４２の翼形中心線Ｃの間に画定され、タービン軸ＣLを中心として内径または外径端壁４４に沿って周方向に測定される。
【００２２】
図２に示すように、ベーンエーロフォイル４２は流れ場における渦流を低減するように成形される。特に、エーロフォイル４２は、主に軸方向下流の流脈線Ｓ´を、ベーンの列４０の右側に生じさせるように、上流流脈線Ｓの周方向成分をベーンの列４０の左側に向ける。
【００２３】
ある一定の拡散係数または流れの旋回レベル以上では、境界流層の肥厚化や剥れ、およびその他の損失効果により非効率な旋回を呈しうる。付加的な端壁境界層の流れや関連する二次流れの影響により、損失効果が内径および外径端壁の付近で合成される。ベーンエーロフォイル４２によって生成される流路横断（ｃｒｏｓｓ−ｐａｓｓａｇｅ）圧力勾配および低流れ方向速度もまた隣り合うエーロフォイル４２の間に流路を横断する流れを生じさせ、渦巻運動状態（ｖｏｒｔｉｃｉｔｙ）と端壁のロールアップ（ｒｏｌｌ−ｕｐ）を生じさせる。これらの影響により、後縁４６で始まりエーロフォイル４２の負圧面４７に沿って上流に進む、内径および外径端壁における隅部の剥離の一因となる。
【００２４】
これらの影響に対処するように、ベーンの列４０に非軸対称の端壁輪郭（ｅｎｄｗａｌｌ ｃｏｎｔｏｕｒｉｎｇ）が設けられる。特に、端壁４４の輪郭はエンジン中心線ＣL（±ｘ軸）に沿った軸方向と、中心線ＣLを中心として±ｙ軸に沿って回転する周方向と、の両方における径方向の偏差（ｖａｒｉａｔｉｏｎ）によって画定される。一方、以下に述べるように、非軸対称の輪郭が内側端壁、または内側および外側端壁の両方に適用され、輪郭が形成されていない軸対称の形状と比較してステータ性能を向上させる。
【００２５】
図３Ａは、輪郭が形成されていないすなわち軸対称の径方向内径および径方向外径端壁５３，５４を有するエーロフォイル５２の側面図である。流れは前縁５５の流脈線Ｓに沿ってエーロフォイル５２の方に向けられ、主に軸方向（矢印Ｆ）である。負の軸流速度の領域Ｒは、後縁５６に沿った隅部の剥離および端壁のロールアップに起因し、負圧面５７の下流領域へと延在する。
【００２６】
図３Ａに示すように、エーロフォイル５２は、周方向（±ｙ軸）に沿って均一な一定の公称内側および外側半径を有する、軸対称の内径および外径端壁（すなわちプラットフォーム）５３，５４を有する。この設計は、後縁５６と、内径および外径端壁５３，５４と、の間の隅部の接合部分で、特に重負荷下で、実質的な流体の剥離を受けやすい。境界層のロールアップは逆軸流の広範な領域Ｒを生み出し、負圧面５７に沿った流動的損失（ｆｌｏｗ ｄｙｎａｍｉｃ ｌｏｓｓ）を増大させる。
【００２７】
エーロフォイル５２に湾曲（ｂｏｗ）を加えることにより隅部の剥離の進行を遅らせうるが、これは翼幅の間の負荷性能（ｌｏａｄｉｎｇ ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ）を犠牲にして成り立つ。一方、非軸対称の端壁輪郭では、端壁に沿った二次流れの影響を緩和し、負荷時の実質的な負の影響を受けることなく全体的な拡散性能を向上させることが可能である。
【００２８】
図３Ｂは、ある一定の形状が付けられた内径および外径端壁（すなわちプラットフォーム）４３，４４を有するエーロフォイル４２の側面図である。流れはまた流脈線Ｓに沿って前縁４５から後縁４６へとエーロフォイル４２の方に向けられ、主に軸方向（矢印Ｆ）である。しかしながら、図３Ｂに示すように、負の軸流速度の領域Ｒは、図３Ａの輪郭が形成されていない（すなわち軸対称の）設計に比べて実質的に減少している。また内径および外径端壁４３，４４に沿った隅部の剥離が減少しており、端壁４３，４４から負圧面４７にかけての境界層ロールアップが減少している。
【００２９】
エーロフォイル４２を周方向から見た図で示し、負圧面４７に向かって−ｙ軸に沿って見下ろしている。軸方向の翼弦長Ｌは前縁４５と後縁４６との間でエンジン中心線（ｘ軸）に沿って画定される。
【００３０】
概ね、軸方向翼弦長Ｌは、エーロフォイル４２の基部４９と先端部５０との間で径方向（＋ｚ軸）に沿って変化する。平均軸方向翼弦は内径および外径における翼弦の値の平均によって与えられる。
【００３１】
【数１】
【００３２】
翼幅高さ（ｓｐａｎ ｈｅｉｇｈｔ）Ｈは、内径端壁（すなわち径方向内径プラットフォーム）４３に隣接する基部４９から、外径端壁（すなわち径方向外径プラットフォーム）４４に隣接する先端部５０へと、径方向（＋ｚ軸）に沿って画定される。翼幅高さＨは軸方向（±ｘ軸）に沿って変化し、平均翼幅（ｍｅａｎ ｓｐａｎ）は前縁４５における高さと後縁４６における高さとの平均によって与えられる。
【００３３】
【数２】
【００３４】
一方、平均翼幅および平均軸方向翼弦長は、例えば、エーロフォイル４２の基部４９と先端部５０との中間に位置する平均ブレードセクションを用いることにより、すなわち内径端壁４３と外径端壁４４との平均翼幅の半分における平均ブレードセクションを用いることにより、同時に画定される。
【００３５】
ステータの列４０およびエーロフォイル４２の形態は応用分野に応じて異なる。一部のエーロフォイル４２では、平均翼幅は約０．４インチ（１．０ｃｍ）〜１．２インチ（３．０ｃｍ）もしくはそれ以上、例えば０．６０±０．０５インチ、すなわち１．５０±０．１０ｃｍである。対応するベーンの列４０は約５インチ（１２ｃｍ）〜１５インチ（３８ｃｍ）もしくはそれ以上の範囲の周方向に一定の公称内側半径（ＲID）を有し、例えば７．５±０．５インチ、すなわち１９±１ｃｍである。周方向に一定の公称外側半径（ＲOD）は約６インチ（１５ｃｍ）〜１８インチ（４５ｃｍ）もしくはそれ以上の範囲に亘り、例えば８．０±０．５インチ、すなわち２０±１ｃｍである。エーロフォイル４２の翼幅の中間（ｍｉｄｓｐａｎ）、またはフローダクトの中心すなわち内側半径ＲIDと外側半径ＲODとの中間に定義される平均フローダクト半径（ＲM）もまた異なる。
【００３６】
内径端壁４３の輪郭は、エンジン中心線（またはタービン軸）から測定した、一定の公称内側端壁半径ＲIDの周りの周方向の偏差（ｖａｒｉａｔｉｏｎ）によって定義される。同様に、外径端壁４４の輪郭は、一定の公称外側端壁半径ＲODの周りの周方向の偏差によって定義される。径方向の偏差は±Ｚ軸に沿って、流路の中心に向かってまたは流路の中心から離れる方向に測定され、それに応じて流量範囲が減少もしくは増加する。流路の中心は翼幅の中心（平均翼幅の半分）で定義され、平均半径ＲMは内径端壁４３と外径端壁４４との中間に位置する。
【００３７】
図３Ｂに示すように、±ｘ軸に沿った軸方向位置の関数として、および±ｙ軸に沿った周方向位置の関数として、内径端壁４３および外径端壁４４のうちの一つまたは両方の輪郭が変化する。その結果、エーロフォイル４２はエンジン軸ＣLを中心とした回転に関して非対称な内径端壁輪郭または外径端壁輪郭のうちの少なくとも一つを有する。
【００３８】
この設計により、エーロフォイル４２の負圧面４７に亘る逆軸流の領域Ｒを減少させる。後縁４６と、内径／外径端壁４３，４４と、の間の隅部の接合部分で、特にエーロフォイル４２の高負荷下において、流体の剥離が低減される。特に基部４９と先端部５０との間の翼幅の中間部分における端壁のロールアップもまた後縁４６に沿って低減される。
【００３９】
図４Ａ，４Ｂは、非軸対称の輪郭を示す、ベーンの列４０の内径端壁４３および外径端壁４４の輪郭のプロットを示す。ベーンの列４０をそれぞれ±Ｚ軸に沿った径方向内側および径方向外側の図で示す。翼形中心線Ｃが図４Ａの内径端壁４３に隣接するエーロフォイル基部４９、および図４Ｂの外径端壁４４に隣接するエーロフォイル先端部５０に定義される。
【００４０】
負圧面４７および正圧面４８がガスタービン中心線に沿って、前縁４５の軸方向翼弦Ｌ０％から後縁４６の軸方向翼弦Ｌ１００％へと軸方向に延在する。内径端壁４３が隣り合うエーロフォイル４２の基部４９の間に周方向に延在し、ベーン間の流路幅Ｗが翼形中心線Ｃ（流路幅０％）から定義されるとともに、＋ｙ軸方向に負圧面４７から隣接する正圧面４８へと増大する。
【００４１】
留意すべきは、流路幅Ｗは湾曲した翼形中心線Ｃの間で定義されるため、図４Ａおよび図４Ｂの座標系は必ずしも直交座標すなわちデカルト座標である必要は無い。内径端壁４３または外径端壁４４に点を配置すべく、前縁４５（軸方向翼弦Ｌ０％）と後縁４６（軸方向翼弦Ｌ１００％）との間に相対的な軸方向翼弦Ｌが識別され、翼形中心線Ｃに対して周方向（エンジン軸に対して垂直方向）に延在する。次いで、隣り合う翼形中心線Ｃの間で周方向流路幅Ｗが測定され、このとき５０％流路幅Ｗが常に、その隣り合った翼形中心線Ｃの曲線に従う隣り合ったエーロフォイル４２の間の中間点となるように測定される。従って、５０％流路幅地点（および流路幅Ｗのその他の値）は、軸方向翼弦寸法Ｌに沿った翼形中心線Ｃの曲率により定義される、エーロフォイル部４２の形状に基づいて軸方向に変化する。
【００４２】
図４Ａ，４Ｂの端壁輪郭は、内径端壁４３の表１に記載され、外径端壁４４の表２に記載されているように定められた離散的な制御点数に基づく。制御点は、平均エーロフォイル翼幅高さの割合として、および、相対的な軸方向翼弦Ｌ（または割合）と相対的なベーン間の流路幅Ｗ（または割合）との関数として与えられ、周方向に一定の公称内径半径または外径半径からの端壁輪郭の偏差を決定する。
【００４３】
図４Ａの表１では、軸方向翼弦長Ｌおよび翼形中心線Ｃはそれぞれ内径端壁４３に隣接するエーロフォイル４２の基部４９に沿って画定される。周方向流路幅Ｗは、隣り合う翼形中心線Ｃの間に画定され、内径端壁４３に沿って測定されるとともに負圧面４７から正圧面４８に向かって増加する。負の値（−）が大きくなるほど、エンジン中心線またはガスタービン軸に向かって、周方向に一定の内径公称半径より下に（エーロフォイル４２の翼幅の中間における）流路の中間から離れる方向に逸脱した径方向特徴部を表す。正の値（＋）が大きくなるほど、ガスタービン軸から離れる方向に翼幅の中間に向かって、周方向に一定の内径公称半径上または内径公称半径より上にある、径方向特徴部を表す。
【００４４】
図４Ｂの表２では、軸方向翼弦長Ｌおよび翼形中心線Ｃは先端部５０に沿って画定され、周方向流路幅Ｗは外径端壁４４に沿って周方向に測定される。また負の値（−）が大きくなるほど、翼幅の中間における流路の中間から離れる方向、すなわち外径公称半径よりも上にガスタービン軸から離れる方向に逸脱する特徴部を示す。正の値（＋）が大きくなるほど、外径公称半径上または外径公称半径より下、すなわちガスタービン軸および翼幅の中間に向かう方向に逸脱する特徴部を示す。
【００４５】
したがって、負の値は、表１および表２の両方において、翼幅の中間から離れる方向に延在する径方向特徴部を示し、内径端壁４３と外径端壁４４との間の流量範囲を増加させる傾向がある。一方、正の値が大きくなるほど、径方向に翼幅の中間に向かって延在する特徴部を示し、流量範囲を減少させる。
【００４６】
【表１】
【００４７】
【表２】
【００４８】
表１，２に示すように、内径端壁４３および外径端壁４４の両方の端壁輪郭は、隣り合うエーロフォイル４２の負圧面４７と正圧面４８との間に配置された物理的な点の、軸方向と周方向の両方における、平均翼幅の少なくとも３％の径方向偏差で定義される。ある地点では、径方向偏差は平均翼幅の５または６％以上である。
【００４９】
一部のベーン２２では、内径および外径の輪郭はそれぞれ実質的に表１および表２に示された一組の径方向偏差の値に対応する。内径および外径端壁の輪郭の両方とも、高温または低温、あるいはコーティングされたまたはコーティングされていない表面で表されてもよい。
【００５０】
一方、一部のベーン２２は、概して一連の特徴部に対してスプラインフィットまたは多項式フィッティングを採用するのではなく、内径または外径輪郭の１つ以上の個々の特徴部を組み込む。例えば、内径端壁４３に沿って、軸方向翼弦Ｌの２５％〜５０％の間と、周方向流路幅Ｗの２５％〜７５％の間とに位置する、平均翼幅の５％を上回る径方向偏差を有する特徴部が存在する。さらに具体的には、この特徴部は、軸方向翼弦Ｌの約３０±１０％と周方向流路幅Ｗの約５０±１０％に中心がある最大偏位（ｄｅｆｌｅｃｔｉｏｎ）を有する。
【００５１】
外径端壁４４に沿って、軸方向翼弦Ｌの５０％〜７５％の間と、周方向流路幅Ｗの７５％〜１００％の間とに位置する、平均翼幅の５％を上回る径方向偏差を有する特徴部が存在する。さらに具体的には、この特徴部は、軸方向翼弦Ｌの約７０±１０％と周方向流路幅Ｗの約８５±１０％とに中心がある最大偏位を有する。別の外径特徴部は、軸方向翼弦Ｌの約２５±１０％と周方向流路幅Ｗの約２０±１０％に中心がある、平均翼幅の５％を上回る最大偏位を有する。
【００５２】
留意すべきは、負圧面４７および正圧面４８に沿って異なる輪郭を形成する非軸対称のフィットを組み込むように、流路幅Ｗの０％および１００％の制御点は必ずしも等しいまたは断続的である必要はない。さらに、周方向流路幅Ｗの０％および１００％の制御点は、両方とも翼形中心線上にあり、これはエーロフォイル部４２内部にある。一方、物理的な端壁面は、隣り合うエーロフォイル部４２の間の負圧面４７から正圧面４８へと延在する。
【００５３】
したがって、実質的な対応は、ここで用いるように、隣り合うエーロフォイル４２の負圧面４７と正圧面４８との間に配置された、表１，２における実際の（物理的な）制御点との実質的な対応を意味する。また実質的な対応は、例えば制御点に固定（ａｎｃｈｏｒｅｄ）した三次スプラインを用いることによる、制御点の一式への多項式フィットまたはスプラインフィットを含む。これらの応用例では、端壁の輪郭は実質的に一つのエーロフォイル４２の負圧面４７と、隣接するエーロフォイル４２の正圧面４８との間のフィッティング関数（ｆｉｔｔｉｎｇ ｆｕｎｃｔｉｏｎ）に対応するが、必ずしもエーロフォイル自体の断面内にある必要はない。
【００５４】
さらに、実質的な対応は、実際の（物理的な）制御点およびフィット関数に関する、例えば平均翼幅の１または２％の公称公差を含む。もう一つの選択肢として、公差は例えば２，５〜１０ｍｉｌ、すなわち、０．００２、０．００５または０．０１０インチ以内、または約０．０５、０．１０、または０．２５ｍｍ以内のように絶対的である。
【００５５】
実施例を参照しながら本発明を説明したが、本発明の範囲を逸脱することなく様々な変更がなされ、本発明の要素と同等のものに置き換えられうることが当業者にとって理解されるであろう。さらに、本発明の真の範囲を逸脱することなく特定の状況もしくは材料に適合するように、種々の変更が本発明の教示に対してなされうる。したがって、本発明は開示の特定の実施例に限定されるものではなく、付記の特許請求の範囲に含まれる全ての実施例を包含することを意図するものである。
【符号の説明】
【００５６】
４２…エーロフォイル部
４３…径方向内径端壁
４４…径方向外径端壁
４５…前縁
４６…後縁
４７…負圧面
４９…基部
５０…先端部
【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁から後縁へと軸方向に延在するとともに基部から先端部へと径方向に延在する正圧面および負圧面であって、前記基部および前記先端部がそれらの間に平均翼幅を画定する、正圧面および負圧面と、
前記基部から周方向に延在し、かつ、周方向に一定の内側半径からの径方向偏差を変化させることによって画定される、内側端壁輪郭を画定する内側プラットフォームと、
前記先端部から軸方向かつ周方向に延在し、かつ、周方向に一定の外側半径からの径方向偏差を変化させることによって画定される、外側端壁輪郭を画定する外側プラットフォームと、
を備え、
前記内側および外側端壁輪郭のうち少なくとも一つの前記径方向偏差は、軸方向および周方向に前記平均翼幅の少なくとも３％変動することを特徴とするエーロフォイル。
【請求項２】
前記内側端壁輪郭の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表１）に記載の数値に対応し、前記数値は前記前縁から軸方向に延在するとともに前記基部から周方向に延在しており、前記偏差は、前記平均翼幅の２％の公差以内の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【表１】
【請求項３】
前記内側端壁輪郭の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表１）に記載の数値間のスプライン補間に対応し、前記数値は前記前縁から軸方向に延在するとともに前記先端部から周方向に延在しており、前記偏差は、前記平均翼幅の２％の公差以内の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【表１】
【請求項４】
前記平均翼幅は、０．４インチ〜１．２インチ、すなわち１．０ｃｍ〜３．０ｃｍの間であることを特徴とする請求項３に記載のエーロフォイル。
【請求項５】
前記外側端壁輪郭の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表２）に記載の数値に対応し、前記数値は前記前縁から軸方向に延在するとともに前記基部から周方向に延在しており、前記偏差は、前記平均翼幅の２％の公差以内の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【表２】
【請求項６】
前記外側端壁輪郭の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表２）に記載の数値間のスプライン補間に対応し、前記数値は前記前縁から軸方向に延在するとともに前記基部から周方向に延在しており、前記偏差は、前記平均翼幅の２％の公差以内の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【表２】
【請求項７】
前記平均翼幅は、０．４インチ〜１．２インチ、すなわち１．０ｃｍ〜３．０ｃｍの間であることを特徴とする請求項６に記載のエーロフォイル。
【請求項８】
前記内側端壁輪郭は前記平均翼幅の少なくとも５％の最大径方向偏差を画定し、前記最大径方向偏差は、前記前縁から延在する軸方向翼弦における軸方向の２５％〜５０％に位置し、かつ、前記エーロフォイルの平均翼形中心線から前記内側端壁輪郭に沿って前記負圧面から増加するように定義された周方向流路における周方向の２５％〜７５％に位置することを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【請求項９】
前記外側端壁輪郭は前記平均翼幅の少なくとも５％の最大径方向偏差を画定し、前記最大径方向偏差は、前記前縁から延在する軸方向翼弦における軸方向の５０％〜７５％に位置し、かつ、前記エーロフォイルの平均翼形中心線から前記外側端壁輪郭に沿って前記正圧面に向かって増加するように定義された周方向流路における周方向の７５％〜１００％に位置することを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【請求項１０】
請求項１に記載の複数のエーロフォイルを備えた圧縮機であって、前記複数のエーロフォイルが、前記内側端壁輪郭と前記外側端壁輪郭との間にフローダクトを画定するように軸を中心として周方向に配置された圧縮機。
【請求項１１】
前記複数のエーロフォイルが、高圧セクションのベーンの列を画定することを特徴とする請求項１０に記載の圧縮機。
【請求項１２】
前縁から後縁へと軸方向に延在し、かつ、基部から先端部へと径方向に延在するとともにそれらの間に平均翼幅を画定する、正圧面と負圧面とを有するエーロフォイル部と、
前記エーロフォイル部の前記基部に隣接して軸方向および周方向に延在する内側端壁であって、周方向に一定の公称内側半径からの径方向偏差を変化させることによって画定される非軸対称の輪郭を有する内側端壁と、
前記エーロフォイル部の前記先端部に隣接して軸方向および周方向に延在する外側端壁であって、周方向に一定の公称外側半径からの径方向偏差を変化させることによって画定される非軸対称の輪郭を有する外側端壁と、
を備え、
前記内側端壁および前記外側端壁の前記径方向偏差は、前記軸方向および周方向に沿って前記平均翼幅の少なくとも３％変動することを特徴とするベーン。
【請求項１３】
前記内側端壁の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表１）に記載の数値に対応し、前記外側端壁の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表２）に記載の数値に対応し、前記数値は前記前縁から軸方向に延在するとともに前記正圧面および前記負圧面から周方向に延在しており、前記径方向偏差は、前記平均翼幅の２％の公差の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項１２に記載のベーン。
【表１】
【表２】
【請求項１４】
前記内側端壁の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表１）に記載の数値へのスプラインフィットに対応し、前記外側端壁の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表２）に記載の数値へのスプラインフィットに対応し、前記数値は前記前縁から軸方向に延在するとともに前記正圧面および前記負圧面から周方向に延在しており、前記径方向偏差は、前記平均翼幅の２％の公差の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項１２に記載のベーン。
【表１】
【表２】
【請求項１５】
前記平均翼幅は、０．４インチ〜１．２インチ、すなわち１．０ｃｍ〜３．０ｃｍの間であることを特徴とする請求項１４に記載のベーン。
【請求項１６】
請求項１５に記載の複数のベーンを備えたガスタービンエンジンであって、前記複数のベーンが、前記内側端壁と前記外側端壁との間にフローダクトを画定するように、軸を中心として周方向に配置されたガスタービンエンジン。
【請求項１７】
前記複数のベーンが、高圧圧縮機セクションの出口ガイドベーンの列を画定することを特徴とする請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１８】
前記内側端壁は前記平均翼幅の少なくとも５％の径方向偏差を含み、前記少なくとも５％の径方向偏差は、前記前縁から延在する軸方向翼弦における軸方向の２５％〜５０％に位置し、かつ、前記エーロフォイルの平均翼形中心線から前記内側端壁に沿って前記負圧面から増加するように定義された周方向流路における周方向の２５％〜７５％に位置することを特徴とする請求項１２に記載のベーン。
【請求項１９】
前記外側端壁は前記平均翼幅の少なくとも５％の径方向偏差を含み、前記少なくとも５％の径方向偏差は、前記前縁から延在する軸方向翼弦における軸方向の５０％〜７５％に位置し、かつ、前記エーロフォイルの平均翼形中心線から前記外側端壁輪郭に沿って前記正圧面に向かって増加するように定義された周方向流路における周方向の７５％〜１００％に位置することを特徴とする請求項１２に記載のベーン。
【請求項２０】
軸を中心として周方向に配置された複数のエーロフォイルであって、その各々が、前縁から後縁へと軸方向に延在し、かつ、基部から先端部へと径方向に延在するとともにそれらの間に平均翼幅を画定する、正圧面と負圧面とを有する、複数のエーロフォイルと、
前記基部に隣接して前記エーロフォイルの間に軸方向かつ周方向に延在する内側端壁であって、周方向に一定の公称内側半径からの径方向偏差を変化させることによって画定される非軸対称の輪郭を有する内側端壁と、
前記先端部に隣接して前記エーロフォイルの間に軸方向かつ周方向に延在する外側端壁であって、周方向に一定の公称外側半径からの径方向偏差を変化させることによって画定される非軸対称の輪郭を有する外側端壁と、
を備え、
前記内側端壁および前記外側端壁の前記径方向偏差は、各々、前記軸方向かつ周方向に前記平均翼幅の少なくとも３％変動することを特徴とするステータの列。
【請求項２１】
前記内側端壁の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表１）に記載の数値間のスプライン補間に対応し、前記数値は、前記前縁から軸方向に延在するとともに前記エーロフォイルから前記基部に隣接して周方向に延在しており、前記径方向偏差は、前記平均翼幅の２％の公差の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項２０に記載のステータの列。
【表１】
【請求項２２】
前記外側端壁の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表２）に記載の数値間のスプライン補間に対応し、前記数値は、前記前縁から軸方向に延在するとともに前記エーロフォイルから前記先端部に隣接して周方向に延在しており、前記径方向偏差は、前記平均翼幅の２％の公差の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項２０に記載のステータの列。
【表２】
【請求項２３】
請求項２０に記載のステータの列を備えた圧縮機。
【請求項２４】
前記ステータの列が、高圧セクション内部に含まれることを特徴とする請求項２３に記載の圧縮機。
【請求項２５】
前記ステータの列が、出口ガイドベーンの列を画定することを特徴とする請求項２３に記載の圧縮機。
【請求項１】
前縁から後縁へと軸方向に延在するとともに基部から先端部へと径方向に延在する正圧面および負圧面であって、前記基部および前記先端部がそれらの間に平均翼幅を画定する、正圧面および負圧面と、
前記基部から周方向に延在し、かつ、周方向に一定の内側半径からの径方向偏差を変化させることによって画定される、内側端壁輪郭を画定する内側プラットフォームと、
前記先端部から軸方向かつ周方向に延在し、かつ、周方向に一定の外側半径からの径方向偏差を変化させることによって画定される、外側端壁輪郭を画定する外側プラットフォームと、
を備え、
前記内側および外側端壁輪郭のうち少なくとも一つの前記径方向偏差は、軸方向および周方向に前記平均翼幅の少なくとも３％変動することを特徴とするエーロフォイル。
【請求項２】
前記内側端壁輪郭の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表１）に記載の数値に対応し、前記数値は前記前縁から軸方向に延在するとともに前記基部から周方向に延在しており、前記偏差は、前記平均翼幅の２％の公差以内の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【表１】
【請求項３】
前記内側端壁輪郭の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表１）に記載の数値間のスプライン補間に対応し、前記数値は前記前縁から軸方向に延在するとともに前記先端部から周方向に延在しており、前記偏差は、前記平均翼幅の２％の公差以内の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【表１】
【請求項４】
前記平均翼幅は、０．４インチ〜１．２インチ、すなわち１．０ｃｍ〜３．０ｃｍの間であることを特徴とする請求項３に記載のエーロフォイル。
【請求項５】
前記外側端壁輪郭の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表２）に記載の数値に対応し、前記数値は前記前縁から軸方向に延在するとともに前記基部から周方向に延在しており、前記偏差は、前記平均翼幅の２％の公差以内の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【表２】
【請求項６】
前記外側端壁輪郭の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表２）に記載の数値間のスプライン補間に対応し、前記数値は前記前縁から軸方向に延在するとともに前記基部から周方向に延在しており、前記偏差は、前記平均翼幅の２％の公差以内の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【表２】
【請求項７】
前記平均翼幅は、０．４インチ〜１．２インチ、すなわち１．０ｃｍ〜３．０ｃｍの間であることを特徴とする請求項６に記載のエーロフォイル。
【請求項８】
前記内側端壁輪郭は前記平均翼幅の少なくとも５％の最大径方向偏差を画定し、前記最大径方向偏差は、前記前縁から延在する軸方向翼弦における軸方向の２５％〜５０％に位置し、かつ、前記エーロフォイルの平均翼形中心線から前記内側端壁輪郭に沿って前記負圧面から増加するように定義された周方向流路における周方向の２５％〜７５％に位置することを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【請求項９】
前記外側端壁輪郭は前記平均翼幅の少なくとも５％の最大径方向偏差を画定し、前記最大径方向偏差は、前記前縁から延在する軸方向翼弦における軸方向の５０％〜７５％に位置し、かつ、前記エーロフォイルの平均翼形中心線から前記外側端壁輪郭に沿って前記正圧面に向かって増加するように定義された周方向流路における周方向の７５％〜１００％に位置することを特徴とする請求項１に記載のエーロフォイル。
【請求項１０】
請求項１に記載の複数のエーロフォイルを備えた圧縮機であって、前記複数のエーロフォイルが、前記内側端壁輪郭と前記外側端壁輪郭との間にフローダクトを画定するように軸を中心として周方向に配置された圧縮機。
【請求項１１】
前記複数のエーロフォイルが、高圧セクションのベーンの列を画定することを特徴とする請求項１０に記載の圧縮機。
【請求項１２】
前縁から後縁へと軸方向に延在し、かつ、基部から先端部へと径方向に延在するとともにそれらの間に平均翼幅を画定する、正圧面と負圧面とを有するエーロフォイル部と、
前記エーロフォイル部の前記基部に隣接して軸方向および周方向に延在する内側端壁であって、周方向に一定の公称内側半径からの径方向偏差を変化させることによって画定される非軸対称の輪郭を有する内側端壁と、
前記エーロフォイル部の前記先端部に隣接して軸方向および周方向に延在する外側端壁であって、周方向に一定の公称外側半径からの径方向偏差を変化させることによって画定される非軸対称の輪郭を有する外側端壁と、
を備え、
前記内側端壁および前記外側端壁の前記径方向偏差は、前記軸方向および周方向に沿って前記平均翼幅の少なくとも３％変動することを特徴とするベーン。
【請求項１３】
前記内側端壁の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表１）に記載の数値に対応し、前記外側端壁の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表２）に記載の数値に対応し、前記数値は前記前縁から軸方向に延在するとともに前記正圧面および前記負圧面から周方向に延在しており、前記径方向偏差は、前記平均翼幅の２％の公差の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項１２に記載のベーン。
【表１】
【表２】
【請求項１４】
前記内側端壁の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表１）に記載の数値へのスプラインフィットに対応し、前記外側端壁の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表２）に記載の数値へのスプラインフィットに対応し、前記数値は前記前縁から軸方向に延在するとともに前記正圧面および前記負圧面から周方向に延在しており、前記径方向偏差は、前記平均翼幅の２％の公差の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項１２に記載のベーン。
【表１】
【表２】
【請求項１５】
前記平均翼幅は、０．４インチ〜１．２インチ、すなわち１．０ｃｍ〜３．０ｃｍの間であることを特徴とする請求項１４に記載のベーン。
【請求項１６】
請求項１５に記載の複数のベーンを備えたガスタービンエンジンであって、前記複数のベーンが、前記内側端壁と前記外側端壁との間にフローダクトを画定するように、軸を中心として周方向に配置されたガスタービンエンジン。
【請求項１７】
前記複数のベーンが、高圧圧縮機セクションの出口ガイドベーンの列を画定することを特徴とする請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１８】
前記内側端壁は前記平均翼幅の少なくとも５％の径方向偏差を含み、前記少なくとも５％の径方向偏差は、前記前縁から延在する軸方向翼弦における軸方向の２５％〜５０％に位置し、かつ、前記エーロフォイルの平均翼形中心線から前記内側端壁に沿って前記負圧面から増加するように定義された周方向流路における周方向の２５％〜７５％に位置することを特徴とする請求項１２に記載のベーン。
【請求項１９】
前記外側端壁は前記平均翼幅の少なくとも５％の径方向偏差を含み、前記少なくとも５％の径方向偏差は、前記前縁から延在する軸方向翼弦における軸方向の５０％〜７５％に位置し、かつ、前記エーロフォイルの平均翼形中心線から前記外側端壁輪郭に沿って前記正圧面に向かって増加するように定義された周方向流路における周方向の７５％〜１００％に位置することを特徴とする請求項１２に記載のベーン。
【請求項２０】
軸を中心として周方向に配置された複数のエーロフォイルであって、その各々が、前縁から後縁へと軸方向に延在し、かつ、基部から先端部へと径方向に延在するとともにそれらの間に平均翼幅を画定する、正圧面と負圧面とを有する、複数のエーロフォイルと、
前記基部に隣接して前記エーロフォイルの間に軸方向かつ周方向に延在する内側端壁であって、周方向に一定の公称内側半径からの径方向偏差を変化させることによって画定される非軸対称の輪郭を有する内側端壁と、
前記先端部に隣接して前記エーロフォイルの間に軸方向かつ周方向に延在する外側端壁であって、周方向に一定の公称外側半径からの径方向偏差を変化させることによって画定される非軸対称の輪郭を有する外側端壁と、
を備え、
前記内側端壁および前記外側端壁の前記径方向偏差は、各々、前記軸方向かつ周方向に前記平均翼幅の少なくとも３％変動することを特徴とするステータの列。
【請求項２１】
前記内側端壁の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表１）に記載の数値間のスプライン補間に対応し、前記数値は、前記前縁から軸方向に延在するとともに前記エーロフォイルから前記基部に隣接して周方向に延在しており、前記径方向偏差は、前記平均翼幅の２％の公差の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項２０に記載のステータの列。
【表１】
【請求項２２】
前記外側端壁の前記径方向偏差は、実質的に以下の（表２）に記載の数値間のスプライン補間に対応し、前記数値は、前記前縁から軸方向に延在するとともに前記エーロフォイルから前記先端部に隣接して周方向に延在しており、前記径方向偏差は、前記平均翼幅の２％の公差の、前記平均翼幅との比率として表されることを特徴とする請求項２０に記載のステータの列。
【表２】
【請求項２３】
請求項２０に記載のステータの列を備えた圧縮機。
【請求項２４】
前記ステータの列が、高圧セクション内部に含まれることを特徴とする請求項２３に記載の圧縮機。
【請求項２５】
前記ステータの列が、出口ガイドベーンの列を画定することを特徴とする請求項２３に記載の圧縮機。
【図１】
【図２】
【図３Ａ】
【図３Ｂ】
【図４Ａ】
【図４Ｂ】
【図２】
【図３Ａ】
【図３Ｂ】
【図４Ａ】
【図４Ｂ】
【公開番号】特開２０１３−９６４１１（Ｐ２０１３−９６４１１Ａ）
【公開日】平成２５年５月２０日（２０１３．５．２０）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−２３６２４１（Ｐ２０１２−２３６２４１）
【出願日】平成２４年１０月２６日（２０１２．１０．２６）
【出願人】（５９０００５４４９）ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション (581)
【氏名又は名称原語表記】ＵＮＩＴＥＤ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＩＥＳ ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮ
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２５年５月２０日（２０１３．５．２０）
【国際特許分類】
【出願日】平成２４年１０月２６日（２０１２．１０．２６）
【出願人】（５９０００５４４９）ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション (581)
【氏名又は名称原語表記】ＵＮＩＴＥＤ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＩＥＳ ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮ
【Ｆターム（参考）】
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