JP2001165096A - 軸流型圧縮機の静翼列 - Google Patents
軸流型圧縮機の静翼列Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 遷音速領域において衝撃波の発生による造波
抵抗を最小限に抑えることが可能な軸流型圧縮機の静翼
列を提供する。 【解決手段】 軸流型圧縮機の静翼は正圧を発生する腹
面および負圧を発生する背面を有しており、前記腹面お
よび前記背面は共に翼弦線の片側に存在する。静翼列の
腹面および背面間の距離が極大値となる部分ａで腹面側
の境界層を不安定化して積極的に剥離させることによ
り、不安定化した境界層に対向する背面側での衝撃波の
発生を抑制して造波抵抗を低減することができる。また
静翼列の腹面および背面間の距離が極大値に達した後に
極小値まで減少するため、その極小値の部分ａ′で流れ
を絞って再加速することにより、境界層を安定化して剥
離の促進を抑制し、腹面側の境界層の剥離による摩擦抵
抗の増加を抑えることができる。
抵抗を最小限に抑えることが可能な軸流型圧縮機の静翼
列を提供する。 【解決手段】 軸流型圧縮機の静翼は正圧を発生する腹
面および負圧を発生する背面を有しており、前記腹面お
よび前記背面は共に翼弦線の片側に存在する。静翼列の
腹面および背面間の距離が極大値となる部分ａで腹面側
の境界層を不安定化して積極的に剥離させることによ
り、不安定化した境界層に対向する背面側での衝撃波の
発生を抑制して造波抵抗を低減することができる。また
静翼列の腹面および背面間の距離が極大値に達した後に
極小値まで減少するため、その極小値の部分ａ′で流れ
を絞って再加速することにより、境界層を安定化して剥
離の促進を抑制し、腹面側の境界層の剥離による摩擦抵
抗の増加を抑えることができる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン等の
軸流型圧縮機の静翼列に関し、特に遷音速領域における
抵抗を低減し得る軸流型圧縮機の静翼列に関する。
軸流型圧縮機の静翼列に関し、特に遷音速領域における
抵抗を低減し得る軸流型圧縮機の静翼列に関する。
【０００２】
【従来の技術】軸流型圧縮機の動翼列において、動翼の
翼根元から５％の範囲内で、隣接する動翼の腹面および
背面間の距離を規定することにより、翼間の衝撃波の発
生を緩和するものが、特開平１１−１３６９２号公報に
より公知である。また圧縮性流体および非圧縮性流体の
両方に適用できる翼型であって、腹面（負圧面）側およ
び背面（正圧面）側の略中央位置にそれぞれ凹部を形成
し、層流境界層領域を長く保って剥離を抑制することに
より高迎角時の性能向上を図ったものが、米国特許第５
３９５０７１号明細書により公知である。
翼根元から５％の範囲内で、隣接する動翼の腹面および
背面間の距離を規定することにより、翼間の衝撃波の発
生を緩和するものが、特開平１１−１３６９２号公報に
より公知である。また圧縮性流体および非圧縮性流体の
両方に適用できる翼型であって、腹面（負圧面）側およ
び背面（正圧面）側の略中央位置にそれぞれ凹部を形成
し、層流境界層領域を長く保って剥離を抑制することに
より高迎角時の性能向上を図ったものが、米国特許第５
３９５０７１号明細書により公知である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ところで、軸流型圧縮
機の静翼に流入する流れが臨界マッハ数に達すると、そ
の静翼の背面側の流速が音速に達して衝撃波が発生する
ため、大きな造波抵抗が生じて性能を低下させる要因と
なる。従って、軸流型圧縮機の性能向上を図るには、静
翼の背面側に発生する衝撃波を緩和して造波抵抗を低減
することが必要である。
機の静翼に流入する流れが臨界マッハ数に達すると、そ
の静翼の背面側の流速が音速に達して衝撃波が発生する
ため、大きな造波抵抗が生じて性能を低下させる要因と
なる。従って、軸流型圧縮機の性能向上を図るには、静
翼の背面側に発生する衝撃波を緩和して造波抵抗を低減
することが必要である。
【０００４】本発明は前述の事情に鑑みてなされたもの
で、遷音速領域において衝撃波の発生による造波抵抗を
最小限に抑えることが可能な軸流型圧縮機の静翼列を提
供することを目的とする。
で、遷音速領域において衝撃波の発生による造波抵抗を
最小限に抑えることが可能な軸流型圧縮機の静翼列を提
供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、請求項１に記載された発明によれば、正圧を発生す
る腹面および負圧を発生する背面を有する多数の静翼を
環状の流体通路に配置した軸流型圧縮機の静翼列におい
て、隣接する２つの静翼の一方の腹面および他方の背面
間の距離の翼弦方向の分布が、前縁から後縁に向けて増
加して極大値に達した後に減少し、極小値に達した後に
再度増加することを特徴とする軸流型圧縮機の静翼列が
提案される。
に、請求項１に記載された発明によれば、正圧を発生す
る腹面および負圧を発生する背面を有する多数の静翼を
環状の流体通路に配置した軸流型圧縮機の静翼列におい
て、隣接する２つの静翼の一方の腹面および他方の背面
間の距離の翼弦方向の分布が、前縁から後縁に向けて増
加して極大値に達した後に減少し、極小値に達した後に
再度増加することを特徴とする軸流型圧縮機の静翼列が
提案される。
【０００６】また請求項２に記載された発明によれば、
請求項１の構成に加えて、前記距離は、一方の静翼の腹
面から他方の静翼の背面に引いた垂線の長さであること
を特徴とする軸流型圧縮機の静翼列が提案される。
請求項１の構成に加えて、前記距離は、一方の静翼の腹
面から他方の静翼の背面に引いた垂線の長さであること
を特徴とする軸流型圧縮機の静翼列が提案される。
【０００７】また請求項３に記載された発明によれば、
請求項１の構成に加えて、前記距離が極大値となる部分
で静翼の背面側の流れを安定させることを特徴とする軸
流型圧縮機の静翼列が提案される。
請求項１の構成に加えて、前記距離が極大値となる部分
で静翼の背面側の流れを安定させることを特徴とする軸
流型圧縮機の静翼列が提案される。
【０００８】また請求項４に記載された発明によれば、
請求項１の構成に加えて、前記距離が極小値となる部分
で静翼の腹面側の流れを安定させることを特徴とする軸
流型圧縮機の静翼列が提案される。
請求項１の構成に加えて、前記距離が極小値となる部分
で静翼の腹面側の流れを安定させることを特徴とする軸
流型圧縮機の静翼列が提案される。
【０００９】また請求項５に記載された発明によれば、
請求項１の構成に加えて、隣接する静翼間の距離と静翼
の翼弦長との比が１．５〜３．０であることを特徴とす
る軸流型圧縮機の静翼列が提案される。
請求項１の構成に加えて、隣接する静翼間の距離と静翼
の翼弦長との比が１．５〜３．０であることを特徴とす
る軸流型圧縮機の静翼列が提案される。
【００１０】上記構成によれば、静翼列の腹面および背
面間の距離が極大値となる部分で腹面側の境界層を不安
定化して積極的に剥離させることにより、不安定化した
境界層に対向する背面側での衝撃波の発生を抑制して造
波抵抗を低減することができる。腹面側の境界層の剥離
によって若干の摩擦抵抗の増加が発生するが、それは衝
撃波の発生の緩和による造波抵抗の低減に比べて遙に小
さいため、全体として抵抗を大幅に低減することができ
る。また静翼列の腹面および背面間の距離が極大値に達
した後に極小値まで減少するため、その極小値の部分で
流れを絞って再加速することにより、境界層を安定化し
て剥離の促進を抑制し、腹面側の境界層の剥離による摩
擦抵抗の増加を抑えることができる。
面間の距離が極大値となる部分で腹面側の境界層を不安
定化して積極的に剥離させることにより、不安定化した
境界層に対向する背面側での衝撃波の発生を抑制して造
波抵抗を低減することができる。腹面側の境界層の剥離
によって若干の摩擦抵抗の増加が発生するが、それは衝
撃波の発生の緩和による造波抵抗の低減に比べて遙に小
さいため、全体として抵抗を大幅に低減することができ
る。また静翼列の腹面および背面間の距離が極大値に達
した後に極小値まで減少するため、その極小値の部分で
流れを絞って再加速することにより、境界層を安定化し
て剥離の促進を抑制し、腹面側の境界層の剥離による摩
擦抵抗の増加を抑えることができる。
【００１１】また静翼列の腹面および背面間の距離は、
一方の静翼の腹面から他方の静翼の背面に引いた垂線の
長さとして的確に定義することができる。更に、隣接す
る静翼間の距離と静翼の翼弦長との比を１．５〜３．０
に設定することにより、上記効果を特に良好に発揮させ
ることができる。
一方の静翼の腹面から他方の静翼の背面に引いた垂線の
長さとして的確に定義することができる。更に、隣接す
る静翼間の距離と静翼の翼弦長との比を１．５〜３．０
に設定することにより、上記効果を特に良好に発揮させ
ることができる。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態を、添
付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
【００１３】図１〜図１２は本発明の実施例を示すもの
で、図１は第１実施例の翼型と、その腹面および背面の
曲率の変化とを示す図、図２は第１実施例の翼型の静翼
列と、その腹面および背面間の距離の変化とを示す図、
図３は第２実施例の翼型と、その腹面および背面の曲率
の変化とを示す図、図４は第２実施例の翼型の静翼列
と、その腹面および背面間の距離の変化とを示す図、図
５は第３実施例の翼型と、その腹面および背面の曲率の
変化とを示す図、図６は第３実施例の翼型の静翼列と、
その腹面および背面間の距離の変化とを示す図、図７は
隣接する静翼の腹面および背面間の距離の翼弦方向の分
布を示す図、図８はマッハ数と圧力損失係数の関係を示
す図、図９は第１実施例の静翼のまわりの流れの様子を
可視化した図、図１０は比較例の静翼のまわりの流れの
様子を可視化した図、図１１は比較例の翼型と、その腹
面および背面の曲率の変化とを示す図、図１２は比較例
の翼型の静翼列と、その腹面および背面間の距離の変化
とを示す図である。
で、図１は第１実施例の翼型と、その腹面および背面の
曲率の変化とを示す図、図２は第１実施例の翼型の静翼
列と、その腹面および背面間の距離の変化とを示す図、
図３は第２実施例の翼型と、その腹面および背面の曲率
の変化とを示す図、図４は第２実施例の翼型の静翼列
と、その腹面および背面間の距離の変化とを示す図、図
５は第３実施例の翼型と、その腹面および背面の曲率の
変化とを示す図、図６は第３実施例の翼型の静翼列と、
その腹面および背面間の距離の変化とを示す図、図７は
隣接する静翼の腹面および背面間の距離の翼弦方向の分
布を示す図、図８はマッハ数と圧力損失係数の関係を示
す図、図９は第１実施例の静翼のまわりの流れの様子を
可視化した図、図１０は比較例の静翼のまわりの流れの
様子を可視化した図、図１１は比較例の翼型と、その腹
面および背面の曲率の変化とを示す図、図１２は比較例
の翼型の静翼列と、その腹面および背面間の距離の変化
とを示す図である。
【００１４】図１に示す第１実施例の静翼は軸流型圧縮
機の環状の流体通路に設けられるもので、左端が前縁で
右端が後縁であり、流体の流れに伴って正圧を発生する
腹面（正圧面）と、流体の流れに伴って負圧を発生する
背面（負圧面）とが、前縁および後縁の近傍の２点で腹
面に接する翼弦線の上側に存在している。尚、翼弦線の
定義は翼型の形状により種々存在するが、本発明では腹
面および背面が共に背面側に湾曲している翼型に対して
一般的に適用される、上記定義の翼弦線を採用してい
る。また翼型を示す座標の横軸および縦軸は、翼弦長Ｃ
を１００％とした比率で表されている。
機の環状の流体通路に設けられるもので、左端が前縁で
右端が後縁であり、流体の流れに伴って正圧を発生する
腹面（正圧面）と、流体の流れに伴って負圧を発生する
背面（負圧面）とが、前縁および後縁の近傍の２点で腹
面に接する翼弦線の上側に存在している。尚、翼弦線の
定義は翼型の形状により種々存在するが、本発明では腹
面および背面が共に背面側に湾曲している翼型に対して
一般的に適用される、上記定義の翼弦線を採用してい
る。また翼型を示す座標の横軸および縦軸は、翼弦長Ｃ
を１００％とした比率で表されている。
【００１５】実線で示す背面の曲率は翼弦長Ｃの全域に
亘って正値であり、従って背面の形状は翼弦長Ｃの全域
に亘って上向きに凸に湾曲している。一方、破線で示す
腹面の曲率は、翼弦長Ｃの１５％〜８０％の領域Ｒ２で
正値であるが、翼弦長Ｃの０％〜１５％の領域Ｒ１と、
翼弦長Ｃの８０％〜１００％の領域Ｒ３とで負値になっ
ている。従って腹面の形状は中央の領域Ｒ２で上向きに
凸に湾曲しているが、前縁側の領域Ｒ１および後縁側の
領域Ｒ３で下向きに凸に湾曲している。
亘って正値であり、従って背面の形状は翼弦長Ｃの全域
に亘って上向きに凸に湾曲している。一方、破線で示す
腹面の曲率は、翼弦長Ｃの１５％〜８０％の領域Ｒ２で
正値であるが、翼弦長Ｃの０％〜１５％の領域Ｒ１と、
翼弦長Ｃの８０％〜１００％の領域Ｒ３とで負値になっ
ている。従って腹面の形状は中央の領域Ｒ２で上向きに
凸に湾曲しているが、前縁側の領域Ｒ１および後縁側の
領域Ｒ３で下向きに凸に湾曲している。
【００１６】背面の曲率は前縁から後縁に向かって単調
に増加し、翼弦長Ｃの４０％付近で極大値に達した後に
単調に減少する。また腹面の曲率は前縁から後縁に向か
って単調に増加し、翼弦長Ｃの５３％付近で極大値に達
した後に単調に減少する。
に増加し、翼弦長Ｃの４０％付近で極大値に達した後に
単調に減少する。また腹面の曲率は前縁から後縁に向か
って単調に増加し、翼弦長Ｃの５３％付近で極大値に達
した後に単調に減少する。
【００１７】静翼の腹面において、前縁側の領域Ｒ１の
下向きに凸に湾曲している部分が本発明の第１膨出部を
構成し、後縁側の領域Ｒ３の下向きに凸に湾曲している
部分が本発明の第２膨出部を構成する。
下向きに凸に湾曲している部分が本発明の第１膨出部を
構成し、後縁側の領域Ｒ３の下向きに凸に湾曲している
部分が本発明の第２膨出部を構成する。
【００１８】図２は静翼列の隣接する２つの静翼の腹面
および背面間の距離の前縁部（スロート部）から後縁部
までの変化を示すもので、図２（ａ）に示すように上側
の静翼の腹面から下側の静翼の背面に向かって垂線を下
ろし、その垂線の長さの翼弦方向の変化を、下側の静翼
の背面を直線に展開して示したものが図２（ｂ）に示さ
れる。図２（ｂ）を縦軸方向に拡大したものが図７に実
線で示される。腹面および背面間の距離は前縁部から後
縁部に向けて増加し、翼弦長Ｃの５５％付近のａ点で極
大値に達した後に減少し、翼弦長Ｃの８２％付近のａ′
点で極小値に達した後に再度増加している。
および背面間の距離の前縁部（スロート部）から後縁部
までの変化を示すもので、図２（ａ）に示すように上側
の静翼の腹面から下側の静翼の背面に向かって垂線を下
ろし、その垂線の長さの翼弦方向の変化を、下側の静翼
の背面を直線に展開して示したものが図２（ｂ）に示さ
れる。図２（ｂ）を縦軸方向に拡大したものが図７に実
線で示される。腹面および背面間の距離は前縁部から後
縁部に向けて増加し、翼弦長Ｃの５５％付近のａ点で極
大値に達した後に減少し、翼弦長Ｃの８２％付近のａ′
点で極小値に達した後に再度増加している。
【００１９】図３に示す第２実施例の静翼は、実線で示
す背面の曲率は翼弦長Ｃの全域に亘って正値であり、従
って背面の形状は翼弦長Ｃの全域に亘って上向きに凸に
湾曲している。一方、破線で示す腹面の曲率は、翼弦長
Ｃの２４％〜６６％の領域Ｒ２と、翼弦長Ｃの８６％〜
１００％の領域Ｒ４とで正値であるが、翼弦長Ｃの０％
〜２４％の領域Ｒ１と、翼弦長Ｃの６６％〜８６％の領
域Ｒ３とで負値になっている。従って腹面の形状は２つ
の領域Ｒ２，Ｒ４で上向きに凸に湾曲しているが、他の
２つの領域Ｒ１，Ｒ３で下向きに凸に湾曲している。
す背面の曲率は翼弦長Ｃの全域に亘って正値であり、従
って背面の形状は翼弦長Ｃの全域に亘って上向きに凸に
湾曲している。一方、破線で示す腹面の曲率は、翼弦長
Ｃの２４％〜６６％の領域Ｒ２と、翼弦長Ｃの８６％〜
１００％の領域Ｒ４とで正値であるが、翼弦長Ｃの０％
〜２４％の領域Ｒ１と、翼弦長Ｃの６６％〜８６％の領
域Ｒ３とで負値になっている。従って腹面の形状は２つ
の領域Ｒ２，Ｒ４で上向きに凸に湾曲しているが、他の
２つの領域Ｒ１，Ｒ３で下向きに凸に湾曲している。
【００２０】背面の曲率は前縁から後縁に向かって増加
し、翼弦長Ｃの２２％付近で極大値に達した後に減少に
転じ、翼弦長Ｃの４５％付近で極小値に達した後に増加
に転じている。また腹面の曲率は前縁から後縁に向かっ
て減少し、翼弦長Ｃの２２％付近で極小値に達した後に
増加に転じ、翼弦長Ｃの４５％付近で極大値に達した後
に減少に転じ、翼弦長Ｃの７３％付近で極小値に達した
後に増加に転じている。
し、翼弦長Ｃの２２％付近で極大値に達した後に減少に
転じ、翼弦長Ｃの４５％付近で極小値に達した後に増加
に転じている。また腹面の曲率は前縁から後縁に向かっ
て減少し、翼弦長Ｃの２２％付近で極小値に達した後に
増加に転じ、翼弦長Ｃの４５％付近で極大値に達した後
に減少に転じ、翼弦長Ｃの７３％付近で極小値に達した
後に増加に転じている。
【００２１】静翼の腹面において、前縁側の領域Ｒ１の
下向きに凸に湾曲している部分が本発明の第１膨出部を
構成し、後縁側の領域Ｒ３の下向きに凸に湾曲している
部分が本発明の第２膨出部を構成する。
下向きに凸に湾曲している部分が本発明の第１膨出部を
構成し、後縁側の領域Ｒ３の下向きに凸に湾曲している
部分が本発明の第２膨出部を構成する。
【００２２】図４（ｂ）および図７（１点鎖線参照）に
示すように、第２実施例の静翼は、腹面および背面間の
距離が前縁部から後縁部に向けて増加し、翼弦長Ｃの５
０％付近のｂ点で極大値に達した後に減少し、翼弦長Ｃ
の８０％付近のｂ′点で極小値に達した後に再度増加し
ている。
示すように、第２実施例の静翼は、腹面および背面間の
距離が前縁部から後縁部に向けて増加し、翼弦長Ｃの５
０％付近のｂ点で極大値に達した後に減少し、翼弦長Ｃ
の８０％付近のｂ′点で極小値に達した後に再度増加し
ている。
【００２３】図５に示す第３実施例の静翼は、実線で示
す背面の曲率は大部分の領域で正値であるが、翼弦長Ｃ
の５８％〜６５％の領域Ｒ３のみ負値であり、従って背
面の形状は前記領域Ｒ３において下向きに凸に湾曲して
いる。一方、破線で示す腹面の曲率は、翼弦長Ｃの１１
％〜８８の領域Ｒ２，Ｒ３，Ｒ４で正値であるが、翼弦
長Ｃの０％〜１１％の領域Ｒ１と、翼弦長Ｃの８８％〜
１００％の領域Ｒ５とで負値になっている。従って腹面
の形状は中央の領域Ｒ２〜Ｒ４で上向きに凸に湾曲して
いるが、前縁側の領域Ｒ１および後縁側の領域Ｒ５で下
向きに凸に湾曲している。
す背面の曲率は大部分の領域で正値であるが、翼弦長Ｃ
の５８％〜６５％の領域Ｒ３のみ負値であり、従って背
面の形状は前記領域Ｒ３において下向きに凸に湾曲して
いる。一方、破線で示す腹面の曲率は、翼弦長Ｃの１１
％〜８８の領域Ｒ２，Ｒ３，Ｒ４で正値であるが、翼弦
長Ｃの０％〜１１％の領域Ｒ１と、翼弦長Ｃの８８％〜
１００％の領域Ｒ５とで負値になっている。従って腹面
の形状は中央の領域Ｒ２〜Ｒ４で上向きに凸に湾曲して
いるが、前縁側の領域Ｒ１および後縁側の領域Ｒ５で下
向きに凸に湾曲している。
【００２４】背面の曲率は前縁から後縁に向かって増加
し、翼弦長Ｃの３２％付近で極大値に達した後に減少に
転じ、翼弦長Ｃの６２％付近で極小値に達した後に増加
に転じ、更に翼弦長Ｃの９０％付近で極大値に達した後
に減少に転じている。また腹面の曲率は前縁から後縁に
向かって増加し、翼弦長Ｃの２８％付近で極大値に達し
た後に減少に転じ、翼弦長Ｃの５６％付近で極小値に達
した後に増加に転じ、翼弦長Ｃの７５％付近で極大値に
達した後に減少に転じている。
し、翼弦長Ｃの３２％付近で極大値に達した後に減少に
転じ、翼弦長Ｃの６２％付近で極小値に達した後に増加
に転じ、更に翼弦長Ｃの９０％付近で極大値に達した後
に減少に転じている。また腹面の曲率は前縁から後縁に
向かって増加し、翼弦長Ｃの２８％付近で極大値に達し
た後に減少に転じ、翼弦長Ｃの５６％付近で極小値に達
した後に増加に転じ、翼弦長Ｃの７５％付近で極大値に
達した後に減少に転じている。
【００２５】静翼の腹面において、前縁側の領域Ｒ１の
下向きに凸に湾曲している部分が本発明の第１膨出部を
構成し、後縁側の領域Ｒ５の下向きに凸に湾曲している
部分が本発明の第２膨出部を構成する。
下向きに凸に湾曲している部分が本発明の第１膨出部を
構成し、後縁側の領域Ｒ５の下向きに凸に湾曲している
部分が本発明の第２膨出部を構成する。
【００２６】図６（ｂ）および図７（２点鎖線参照）に
示すように、第３実施例の静翼は、腹面および背面間の
距離が前縁部から後縁部に向けて増加し、翼弦長Ｃの７
０％付近のｃ点で極大値に達した後に減少し、翼弦長Ｃ
の９３％付近のｃ′点で極小値に達した後に再度増加し
ている。
示すように、第３実施例の静翼は、腹面および背面間の
距離が前縁部から後縁部に向けて増加し、翼弦長Ｃの７
０％付近のｃ点で極大値に達した後に減少し、翼弦長Ｃ
の９３％付近のｃ′点で極小値に達した後に再度増加し
ている。
【００２７】図１１は静翼の比較例を示すもので、その
翼型の腹面の曲率は、前縁および後縁の極一部を除く翼
弦長Ｃの実質的に全域で正値であり、かつ背面の曲率は
翼弦長Ｃの全域で正値である。従って腹面は、第１〜第
３実施例のものの第１膨出部および第２膨出部を備えて
いない。また図１２（ｂ）および図７（破線参照）に示
すように、比較例の静翼列の腹面および背面間の距離
は、前縁部から後縁部に向けて増加率を減少させながら
単調に増加しており、極大値あるいは極小値を備えてい
ない。
翼型の腹面の曲率は、前縁および後縁の極一部を除く翼
弦長Ｃの実質的に全域で正値であり、かつ背面の曲率は
翼弦長Ｃの全域で正値である。従って腹面は、第１〜第
３実施例のものの第１膨出部および第２膨出部を備えて
いない。また図１２（ｂ）および図７（破線参照）に示
すように、比較例の静翼列の腹面および背面間の距離
は、前縁部から後縁部に向けて増加率を減少させながら
単調に増加しており、極大値あるいは極小値を備えてい
ない。
【００２８】図８は第１〜第３実施例および比較例につ
いて、静翼列の入口におけるマッハ数と圧力損失係数と
の関係を示すものである。同図から明らかなように、設
計ポイントである静翼列の入口におけるマッハ数＝０．
８７において、第１〜第３実施例の圧力損失係数は、比
較例の圧力損失係数に比べて０．０５程度小さくなって
いる。
いて、静翼列の入口におけるマッハ数と圧力損失係数と
の関係を示すものである。同図から明らかなように、設
計ポイントである静翼列の入口におけるマッハ数＝０．
８７において、第１〜第３実施例の圧力損失係数は、比
較例の圧力損失係数に比べて０．０５程度小さくなって
いる。
【００２９】第１〜第３実施例の上記効果は、主として
静翼の腹面の前縁側に設けた第１膨出部と、後縁側に設
けた第２膨出部とによって得られるものである。即ち、
静翼の腹面の前縁側に設けた第１膨出部で該第１膨出部
よりも後方の境界層を不安定化して積極的に剥離させる
ことにより、静翼の背面における衝撃波の発生を抑制し
て造波抵抗を低減することができる。腹面の第１膨出部
により境界層が剥離すると摩擦抵抗が増加するが、この
摩擦抵抗の増加量は衝撃波の発生の抑制による造波抵抗
の低減量に比べて遙に小さいため、全体として抵抗の低
減に大きく寄与することができる。
静翼の腹面の前縁側に設けた第１膨出部と、後縁側に設
けた第２膨出部とによって得られるものである。即ち、
静翼の腹面の前縁側に設けた第１膨出部で該第１膨出部
よりも後方の境界層を不安定化して積極的に剥離させる
ことにより、静翼の背面における衝撃波の発生を抑制し
て造波抵抗を低減することができる。腹面の第１膨出部
により境界層が剥離すると摩擦抵抗が増加するが、この
摩擦抵抗の増加量は衝撃波の発生の抑制による造波抵抗
の低減量に比べて遙に小さいため、全体として抵抗の低
減に大きく寄与することができる。
【００３０】しかも、腹面の前縁側に設けた第１膨出部
により不安定化した境界層は、腹面の後縁側に設けた第
２膨出部により再加速されて安定化され、境界層の剥離
の促進が抑制される。これにより、腹面側の境界層の剥
離による摩擦抵抗の増加を最小限に抑え、更なる抵抗の
低減を可能にすることができる。
により不安定化した境界層は、腹面の後縁側に設けた第
２膨出部により再加速されて安定化され、境界層の剥離
の促進が抑制される。これにより、腹面側の境界層の剥
離による摩擦抵抗の増加を最小限に抑え、更なる抵抗の
低減を可能にすることができる。
【００３１】図９および図１０は、それぞれ第１実施例
および比較例の静翼のまわりの流れの様子を可視化した
ものである。図９に示す第１実施例は、図１０に示す比
較例に比べて、鎖線で囲って示す部分で衝撃波の後部の
圧力勾配が緩やかになっており、造波抵抗の低減効果が
確認される。
および比較例の静翼のまわりの流れの様子を可視化した
ものである。図９に示す第１実施例は、図１０に示す比
較例に比べて、鎖線で囲って示す部分で衝撃波の後部の
圧力勾配が緩やかになっており、造波抵抗の低減効果が
確認される。
【００３２】上記第１〜第３実施例の効果を静翼列の観
点から説明すると、以下のようになる。
点から説明すると、以下のようになる。
【００３３】静翼列の腹面および背面間の距離が、前縁
部から後縁部に向けて増加して極大値に達した後に減少
し、極小値に達した後に再度増加しているので、前記距
離が極大値となる部分で腹面側の境界層を不安定化して
積極的に剥離させることにより、それに対向する背面側
における衝撃波の発生を抑制して造波抵抗を低減するこ
とができる。腹面側の境界層の剥離により摩擦抵抗が増
加するが、この摩擦抵抗の増加量は背面側での造波抵抗
の低減量に比べて遙に小さいため、全体として抵抗が大
きく低減する。
部から後縁部に向けて増加して極大値に達した後に減少
し、極小値に達した後に再度増加しているので、前記距
離が極大値となる部分で腹面側の境界層を不安定化して
積極的に剥離させることにより、それに対向する背面側
における衝撃波の発生を抑制して造波抵抗を低減するこ
とができる。腹面側の境界層の剥離により摩擦抵抗が増
加するが、この摩擦抵抗の増加量は背面側での造波抵抗
の低減量に比べて遙に小さいため、全体として抵抗が大
きく低減する。
【００３４】しかも、前記距離が極大値に達した後に極
小値まで減少して再度増加するため、その極小値の部分
で流れが絞られることにより腹面側の流れが再加速さ
れ、境界層が安定化されて剥離の促進が抑制される。そ
の結果、腹面側の境界層の剥離による摩擦抵抗の増加が
抑えられ、静翼全体の抵抗を更に低減することができ
る。
小値まで減少して再度増加するため、その極小値の部分
で流れが絞られることにより腹面側の流れが再加速さ
れ、境界層が安定化されて剥離の促進が抑制される。そ
の結果、腹面側の境界層の剥離による摩擦抵抗の増加が
抑えられ、静翼全体の抵抗を更に低減することができ
る。
【００３５】以上、本発明の実施例を説明したが、本発
明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行う
ことが可能である。
明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行う
ことが可能である。
【００３６】例えば、第２膨出部の前端の位置Ｘａは、
第１実施例が翼弦長Ｃの８０％、第２実施例が翼弦長Ｃ
の６５％、第３実施例が翼弦長Ｃの８８％であるが、そ
れを６０％〜９０％の範囲に設定すれば充分な効果を得
ることができる。また第１膨出部の後端の位置Ｘｂは、
第１実施例が翼弦長Ｃの１５％、第２実施例が翼弦長Ｃ
の２４％、第３実施例が翼弦長Ｃの１１％であるが、そ
れを５％〜４０％の範囲に設定すれば充分な効果を得る
ことができる。
第１実施例が翼弦長Ｃの８０％、第２実施例が翼弦長Ｃ
の６５％、第３実施例が翼弦長Ｃの８８％であるが、そ
れを６０％〜９０％の範囲に設定すれば充分な効果を得
ることができる。また第１膨出部の後端の位置Ｘｂは、
第１実施例が翼弦長Ｃの１５％、第２実施例が翼弦長Ｃ
の２４％、第３実施例が翼弦長Ｃの１１％であるが、そ
れを５％〜４０％の範囲に設定すれば充分な効果を得る
ことができる。
【００３７】また第１〜第３実施例では、ソリディティ
（隣接する静翼間の距離に対する翼弦長Ｃの比）が２．
０であるが、それを１．５〜３．０の範囲に設定すれば
充分な効果を得ることができる。
（隣接する静翼間の距離に対する翼弦長Ｃの比）が２．
０であるが、それを１．５〜３．０の範囲に設定すれば
充分な効果を得ることができる。
【００３８】
【発明の効果】以上のように本発明によれば、静翼列の
腹面および背面間の距離が極大値となる部分で腹面側の
境界層を不安定化して積極的に剥離させることにより、
不安定化した境界層に対向する背面側での衝撃波の発生
を抑制して造波抵抗を低減することができる。腹面側の
境界層の剥離によって若干の摩擦抵抗の増加が発生する
が、それは衝撃波の発生の緩和による造波抵抗の低減に
比べて遙に小さいため、全体として抵抗を大幅に低減す
ることができる。また静翼列の腹面および背面間の距離
が極大値に達した後に極小値まで減少するため、その極
小値の部分で流れを絞って再加速することにより、境界
層を安定化して剥離の促進を抑制し、腹面側の境界層の
剥離による摩擦抵抗の増加を抑えることができる。
腹面および背面間の距離が極大値となる部分で腹面側の
境界層を不安定化して積極的に剥離させることにより、
不安定化した境界層に対向する背面側での衝撃波の発生
を抑制して造波抵抗を低減することができる。腹面側の
境界層の剥離によって若干の摩擦抵抗の増加が発生する
が、それは衝撃波の発生の緩和による造波抵抗の低減に
比べて遙に小さいため、全体として抵抗を大幅に低減す
ることができる。また静翼列の腹面および背面間の距離
が極大値に達した後に極小値まで減少するため、その極
小値の部分で流れを絞って再加速することにより、境界
層を安定化して剥離の促進を抑制し、腹面側の境界層の
剥離による摩擦抵抗の増加を抑えることができる。
【００３９】また静翼列の腹面および背面間の距離は、
一方の静翼の腹面から他方の静翼の背面に引いた垂線の
長さとして的確に定義することができる。更に、隣接す
る静翼間の距離と静翼の翼弦長との比を１．５〜３．０
に設定することにより、上記効果を特に良好に発揮させ
ることができる。
一方の静翼の腹面から他方の静翼の背面に引いた垂線の
長さとして的確に定義することができる。更に、隣接す
る静翼間の距離と静翼の翼弦長との比を１．５〜３．０
に設定することにより、上記効果を特に良好に発揮させ
ることができる。
【図１】第１実施例の翼型と、その腹面および背面の曲
率の変化とを示す図
率の変化とを示す図
【図２】第１実施例の翼型の静翼列と、その腹面および
背面間の距離の変化とを示す図
背面間の距離の変化とを示す図
【図３】第２実施例の翼型と、その腹面および背面の曲
率の変化とを示す図
率の変化とを示す図
【図４】第２実施例の翼型の静翼列と、その腹面および
背面間の距離の変化とを示す図
背面間の距離の変化とを示す図
【図５】第３実施例の翼型と、その腹面および背面の曲
率の変化とを示す図
率の変化とを示す図
【図６】第３実施例の翼型の静翼列と、その腹面および
背面間の距離の変化とを示す図
背面間の距離の変化とを示す図
【図７】隣接する静翼の腹面および背面間の距離の翼弦
方向の分布を示す図
方向の分布を示す図
【図８】マッハ数と圧力損失係数の関係を示す図
【図９】第１実施例の静翼のまわりの流れの様子を可視
化した図
化した図
【図１０】比較例の静翼のまわりの流れの様子を可視化
した図
した図
【図１１】比較例の翼型と、その腹面および背面の曲率
の変化とを示す図
の変化とを示す図
【図１２】比較例の翼型の静翼列と、その腹面および背
面間の距離の変化とを示す図
面間の距離の変化とを示す図
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 有馬 敏幸 埼玉県和光市中央１丁目４番１号 株式会 社本田技術研究所内 Ｆターム(参考） 3H034 AA02 AA16 BB03 BB08 BB17 BB18 CC03 DD07 DD25 EE08 EE18
Claims (5)
- 【請求項１】 正圧を発生する腹面および負圧を発生す
る背面を有する多数の静翼を環状の流体通路に配置した
軸流型圧縮機の静翼列において、 隣接する２つの静翼の一方の腹面および他方の背面間の
距離の翼弦方向の分布が、前縁から後縁に向けて増加し
て極大値に達した後に減少し、極小値に達した後に再度
増加することを特徴とする軸流型圧縮機の静翼列。 - 【請求項２】 前記距離は、一方の静翼の腹面から他方
の静翼の背面に引いた垂線の長さであることを特徴とす
る、請求項１に記載の軸流型圧縮機の静翼列。 - 【請求項３】 前記距離が極大値となる部分で静翼の背
面側の流れを安定させることを特徴とする、請求項１に
記載の軸流型圧縮機の静翼列。 - 【請求項４】 前記距離が極小値となる部分で静翼の腹
面側の流れを安定させることを特徴とする、請求項１に
記載の軸流型圧縮機の静翼列。 - 【請求項５】 隣接する静翼間の距離と静翼の翼弦長と
の比が１．５〜３．０であることを特徴とする、請求項
１に記載の軸流型圧縮機の静翼列。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34857899A JP4405019B2 (ja) | 1999-12-08 | 1999-12-08 | 軸流型圧縮機の静翼列 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34857899A JP4405019B2 (ja) | 1999-12-08 | 1999-12-08 | 軸流型圧縮機の静翼列 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001165096A true JP2001165096A (ja) | 2001-06-19 |
| JP4405019B2 JP4405019B2 (ja) | 2010-01-27 |
Family
ID=18397966
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP34857899A Expired - Fee Related JP4405019B2 (ja) | 1999-12-08 | 1999-12-08 | 軸流型圧縮機の静翼列 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4405019B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012082779A (ja) * | 2010-10-14 | 2012-04-26 | Hitachi Ltd | 軸流圧縮機 |
-
1999
- 1999-12-08 JP JP34857899A patent/JP4405019B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012082779A (ja) * | 2010-10-14 | 2012-04-26 | Hitachi Ltd | 軸流圧縮機 |
| CN102454633A (zh) * | 2010-10-14 | 2012-05-16 | 株式会社日立制作所 | 轴流压缩机 |
| US9303656B2 (en) | 2010-10-14 | 2016-04-05 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Axial compressor |
| US9644637B2 (en) | 2010-10-14 | 2017-05-09 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Axial compressor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4405019B2 (ja) | 2010-01-27 |
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Legal Events
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