TURBINE ENGINE COMPRESSOR BLADE

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide leading and trailing edge sweep and dihedral angles for improving efficiency of an airfoil.SOLUTION: An airfoil 76 for a compressor blade of a gas turbine engine has a chord 104a-c between a leading edge 100 and a trailing edge 102, and a span 110 between a root 106 and a tip 108. Further, the airfoil can locally reduce the chord from about 75% span to the tip thereby locally reducing the solidity by about a 5%. The airfoil can reduce sweep angles for the leading edge and the trailing edge from 50% span to the tip and can reduce leading and trailing edge dihedral angles from 50% span to the tip.SELECTED DRAWING: Figure 3 【課題】エーロフォイルの効率を改善するための前縁および後縁のスイープ角およびダイヘドラル角を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジンの圧縮機ブレード用のエーロフォイル７６は、前縁１００と後縁１０２との間に翼弦１０４ａ〜ｃ、および翼根１０６と翼端１０８との間にスパン１１０を有する。エーロフォイルはさらに、約７５％スパンから翼端まで翼弦を局所的に縮小して、弦節比を局所的に約５％減少させることができる。エーロフォイルは、５０％スパンから翼端まで前縁および後縁に対するスイープ角を減少させ、５０％スパンから翼端まで前縁および後縁ダイヘドラル角を減少させることができる。【選択図】図３