JP2002021502A

JP2002021502A - 翼列圧力損失低減装置

Info

Publication number: JP2002021502A
Application number: JP2000201706A
Authority: JP
Inventors: Ryuma Nogami; 龍馬野上; Yukio Kawachi; 幸雄河内; Kunihiro Shimizu; 邦弘清水
Original assignee: Senshin Zairyo Riyo Gas Generator Kenkyusho KK
Current assignee: Senshin Zairyo Riyo Gas Generator Kenkyusho KK
Priority date: 2000-07-04
Filing date: 2000-07-04
Publication date: 2002-01-23

Abstract

(57)【要約】【課題】本発明はガスタービン翼列等の翼列圧力損失
低減装置に関する。航空機等に適用されるガスタービン
翼列では、隣接翼で発生する衝撃波と負圧面の境界層と
の干渉が生じ、境界層の肥厚化で圧力損失が増大する不
具合がある。本発明はこのような不具合を解消できる装
置の提供を課題とする。【解決手段】本発明の翼列圧力損失低減装置は、翼列
の負圧面に隣接翼から発生した衝撃波の衝突による衝撃
波と境界層との干渉により翼列に生じる圧力損失を低減
させるため、負圧面翼高さ方向にスリット壁又は多孔壁
を設けた。これにより、負圧面に配置したスリット壁等
により、負圧面内部に再循環流が生じ、衝撃波と相互干
渉し衝撃波を弱め、また、衝撃波と干渉した後流側の境
界層の肥厚化は、再循環流れの吸い込み効果により抑制
され、翼負圧面の圧力損失を低減できる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンの圧縮機
翼あるいはタービン翼等の翼列を構成する翼に適用さ
れ、隣接する圧縮機翼あるいはタービン翼の前縁あるい
は後縁等より発生する衝撃波とこれらの翼の負圧面側に
発達した境界層との干渉により、衝撃波の衝突により生
じる圧力損失を低減させる翼列圧力損失低減装置に係
り、特に、航空機等に適用されるガスタービンの熱効率
改善に寄与でき、航空機等の性能を向上させ、燃費を低
減させることのできる翼列圧力損失低減装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】図７は、従来から航空機等に適用されて
いるガスタービン翼列を構成する動翼の斜視図を示す。
動翼全体を示す図に示すように、動翼１０は翼弦方向が
凹面に形成された圧力面１４（腹面）と凸に形成された
負圧面１６（背面）と、ガスタービン翼列に流入する主
流流体Ｆ１の流入する側に配置された前縁１８及び主
流流体Ｆ５１の流出する側に配置された後縁２０とを
有する翼型部１２と、翼型部１２を図示省略したタービ
ンロータに取り付けるためにプラットフォーム２１の下
方に設けられたダブテール形の翼根部２２を有する。

【０００３】このようなガスタービン、特に、航空機等
に適用されるガスタービンの圧力損失を低減させるに
は、これ迄次の方法が考えられている。（１）動翼１０の後縁２０から流出する主流流体Ｆ１
の翼列出口マッハ数を、出来るだけ亜音速レベルに抑制
し、後縁２０より発生する衝撃波を弱くする。（２）動翼１０の負圧面の凸面輪郭形状を工夫し、後縁
２０より発生する衝撃波と隣接する動翼の負圧面に発達
する境界層とが干渉する干渉位置後方の負圧面１６境界
層の肥厚化を抑制し、又は境界層の肥厚化に伴う剥離を
抑制し、負圧面１６に沿って流れる流れの干渉位置後方
での抵抗増大を防止し、境界層の肥厚化に伴う圧力損失
増大を防止する。

【０００４】上記（１）の方法による圧力損失低減で
は、ガスタービンに重量の制約がないときにはタービン
段数を増やし、一段当たりの膨張比及び負荷を低くする
ことで、翼列出口マッハ数を亜音速レベルにでき有効で
ある。しかし、同一性能なら低コスト、小型化が要求さ
れる航空機に適用されるガスタービンでは、通常の場合
軽量であることが第１命題となるため、逆にタービン段
数は削減することが定常的に追求されており、必然的に
一段当たりの膨張比及び負荷が高くなり、翼列出口マッ
ハ数が遷音速、あるいは超音速になり易く、有効な方法
とはならない。

【０００５】他方、上記（２）の方法による圧力損失低
減については、これまで、この方法に適用できる有効な
装置については報告されておらず、また、航空機に適用
されるガスタービンでは、通常、飛行状態に応じてガス
タービンの作動状況を変化させて飛行速度を変えること
が行われており、ガスタービンの作動状況が変化すると
衝撃波の発生位置、形状が変化し、これにより衝撃波と
動翼１０の負圧面との干渉位置も移動するため、定常飛
行を想定して干渉位置を定め、負圧面１６に沿う流れの
境界層の肥厚化を抑制するように、負圧面１６凸面輪郭
形状を設計しても、部分負荷でガスタービンが作動する
ときには、衝撃波と境界層との干渉による境界層の肥厚
化が効率良く抑制できない等、有効な方法とはならない
不具合がある。

【０００６】以上、本発明に係る従来の技術を、航空機
に適用されるガスタービンのタービン動翼を例にして説
明したが、本発明は上述の航空機に適用されるガスター
ビンのタービン動翼又は静翼等の翼列に限定されるもの
ではなく、また、航空機に適用されるガスタービンの圧
縮機翼列に対して限定されるものでもなく、例えば、地
上に設置されるガスタービン等の翼列を形成する一般的
な翼に生じる衝撃波と境界層との干渉による圧力損失低
減をも対象にするものである。

【０００７】

【発明が解決しようとする課題】（１）本発明はタービ
ン翼列又は圧縮機翼列等の翼列出口マッハ数が遷音速、
あるいは超音速になるとき、隣接して配設された隣接翼
より発生する衝撃波と当該衝撃波が衝突するように配設
されている翼の負圧面に発達した境界層との干渉によっ
て、翼の負圧面に発生する圧力損失を効率良く低減させ
ることのできる翼列圧力損失低減装置を提供することを
課題とする。

【０００８】

【課題を解決するための手段】このため、本発明の翼列
圧力損失低減装置は、次の手段とした。

【０００９】（１）主流流体中に配置される翼列を構成
する翼の負圧面に入射する隣接する翼から発生した衝撃
波と負圧面上を発達した境界層との干渉により生じる圧
力損失を低減させるために、翼弦方向が凸に形成された
負圧面（背面）の翼高さ方向、即ち翼根部から翼先端部
に向かう方向にスリット壁若しくは多孔壁を設けるもの
とした。なお、負圧面の翼高さ方向に設けるスリット壁
若しくは多孔壁は、翼弦方向、即ち負圧面に沿って流れ
る主流流体方向に複数列設け、下流側に設けたスリット
壁若しくは多孔壁から流入した主流流体が、上流側に設
けたスリット壁若しくは多孔壁から主流流体中に流出す
る、循環流を形成するように、上流側に設けたスリット
壁若しくは多孔壁と下流側に設けたスリット壁若しくは
多孔壁とを負圧面に近い翼内部で連通させるようにした
ものにすることが好ましい。

【００１０】（ａ）本発明の翼列圧力損失低減装置は、
上述（１）の手段にしたことにより、圧縮機あるいはタ
ービン翼列等を構成する翼のうち、隣接する翼から発生
する衝撃波と翼の負圧面に発達した境界層とが衝突して
干渉する前後の負圧面に、スリット壁あるいは多孔壁が
的確に配置されることになり、隣接して配設された翼よ
り発生する衝撃波と翼の負圧面に発達した境界層との干
渉が、衝撃波が負圧面に衝突する干渉位置より下流側に
設けた、スリット壁若しくは多孔壁から負圧面の内部に
流入した主流流体が、上流側に設けたスリット壁若しく
は多孔壁から主流流体中に流出して再循環流を形成する
ことにより、干渉位置より下流側の境界層の肥厚化が低
減し、衝撃波と負圧面境界層との干渉による圧力損失が
低減し、翼の性能を向上させることができる。

【００１１】すなわち、翼の負圧面に間隔を設けて配列
された複数列のスリット壁あるいは多孔壁を配置するこ
とにより、前後に設けたスリット壁あるいは多孔壁の内
部で再循環流が生じ、その流れが衝撃波と相互干渉する
ことで衝撃波を弱め、また、衝撃波と干渉する負圧面下
流側の境界層は肥厚化するが、当該再循環流れにはこの
境界層の吸い込み効果があるため、境界層の肥厚化が抑
制され、これらの効果により翼の負圧面で生じる圧力損
失を低減させることができる。

【００１２】また、本発明の翼列圧力損失低減装置は、
上述（１）の手段に加え、次の手段とした。

【００１３】（２）翼列を構成する翼が動翼、静翼から
なる航空機に適用されるガスタービンのタービン翼であ
り、タービン翼負圧面後方にスリット壁あるいは多孔壁
を配置することにより、隣接するタービン翼の後縁より
発生する衝撃波とタービン翼の負圧面後方に発達した境
界層との干渉を低減させることにより、圧力損失を低減
させるものとした。

【００１４】（ｂ）本発明の翼列圧力損失低減装置は、
上述（ａ）に加え、上述（２）により、ガスタービンの
作動状況に対応した翼の後方負圧面の必要な範囲がスリ
ット壁あるいは多孔壁化されるため、ガスタービンの定
常負荷時は勿論のこと、部分負荷時においても圧力損失
低減の有効な手段となる。

【００１５】即ち、隣接して配設された翼から発生する
衝撃波の影響を、複数列設けたスリット壁あるいは多孔
壁の間で循環する再循環流により弱めることができ、ま
た、衝撃波と隣接する動翼の負圧面に発達する境界層と
の干渉による干渉位置が変化しても、干渉位置後方の負
圧面境界層の肥厚化も再循環流により抑制され、干渉位
置後方での負圧面に沿って流れる流れの剥離等を抑制で
き、翼列の抵抗増大による圧力損失および翼列で生じる
推力の低下を低減することができる。

【００１６】また、本発明の翼列圧力損失低減装置は、
上述（１）の手段に加え、次の手段とした。

【００１７】（３）翼列を構成する翼がタービン翼等に
供給する空気を圧縮する圧縮機翼であり、圧縮機翼負圧
面の中央部にスリット壁あるいは多孔壁を配置すること
により、隣接する圧縮機翼の前縁より発生する衝撃波と
圧縮機翼の負圧側中央部に発達した境界層との干渉を低
減させることにより、圧力損失を低減させるものとし
た。

【００１８】（ｃ）本発明の翼列圧力損失低減装置は、
上述（ａ）に加え、上述（３）により、ガスタービンの
作動状況に対応した圧縮機翼の中央部負圧面の必要な範
囲をスリット壁あるいは多孔壁化するため、圧縮機の定
常負荷時、又は部分負荷時においても圧縮機翼の圧力損
失低減の有効な手段となる。

【００１９】即ち、翼列を構成する圧縮機翼の負圧面に
間隔を設けた配列した複数列のスリット壁あるいは多孔
壁を、衝撃波と境界層の干渉する干渉位置近傍に的確に
配置することにより発生する再循環流により、隣接する
圧縮機翼の前縁より発生する衝撃波と相互干渉させるこ
とで衝撃波を弱め、さらには衝撃波と圧縮機翼の負圧面
に発達した境界層との干渉による境界層の肥大化を抑制
し圧力損失を低減させ、いかなるガスタービンの作動状
況、例えば、部分負荷により干渉位置が変化する場合に
おいても、負圧面に発達する境界層との干渉による干渉
位置後方の負圧面境界層の肥厚化を抑制でき、干渉位置
後方での負圧面に沿って流れる流れの剥離等を抑制で
き、翼列の抵抗による圧力損失を低減することができ、
さらにはガスタービンの燃費を高める有効な手段とな
る。

【００２０】

【発明の実施の形態】以下、本発明の翼列圧力損失低減
装置の実施の一形態を、図面に基づき説明する。なお、
図において、図７に示す部材と同一若しくは類似の部材
には同一符号を付して説明は極力省略する。

【００２１】図１は、本発明の翼圧力損失低減装置の実
施の第１形態を示す斜視図である。

【００２２】図において、１０はガスタービンの動翼で
あり、スリット壁２４が負圧面１６の後方の翼弦方向に
一定の間隔を設けて複数列配置されている。また、本実
施例では翼型部１２を図示省略したタービンロータに装
着するために、図７と同様にダブテール形にされた翼根
部２２をプラットフォーム２１の下部に設けるようにし
ているが、翼型部１２とタービンロータとが一体に形成
された、図示省略したブリスク型の翼根部２２を使用す
るようにしても良いものである。

【００２３】また、負圧面１６の後方に配置されるスリ
ット壁２４は、翼高さ方向、即ち翼根部２２上方に設け
られたプラットフォーム２１上方から翼先端下方まで連
通した長方形スリットを複数の使用したものを示してい
るが、スリット壁２４としては長手方向に２つに分割さ
れた長方形スリット、又は３個以上に分割された長方形
スリットを使用するようにしてもよい。さらに、スリッ
ト壁２４が３列以上配置される場合のスリット壁２４の
間隔は、極端な不等ピッチしない限り、本実施の形態に
おける効果は損なわれないものである。

【００２４】次に、図２は本発明の翼列圧力損失低減装
置の実施の第２形態を示す斜視図である。図に示す如
く、本実施の形態においても、図１に示すスリット壁２
４と同様な配置にされて設けられているが、図２におい
ては、図１におけるスリット壁２４に変えて横断面が円
形にされた孔を穿設した多孔壁２６を設けるようにして
いる。多孔壁２６としては、図に示すような複数の円孔
を翼高さ方向にプラットフォーム上方から翼先端下方ま
で等ピッチに配置して設けるようにしている。また、こ
の多孔壁２６は図に示す円孔に変えて長楕円孔等の種々
の断面形状の孔を用いるようにしても良いものである。
さらに、孔の間隔は極端な不等ピッチでない限り本実施
の形態における効果は損なわれないものである。

【００２５】なお、図１に示すスリット壁２４を長手方
向に複数個に分割したり、図２に示すように多孔壁２６
を採用した場合には、翼型部１２の構造強度が増す利点
はあるが、多孔壁２６等が設けられていない領域におい
ては、隣接する翼後端部から発生する衝撃波と負圧面を
下流側に向けて発達する境界層との干渉を低減させるこ
とはできず、実施の第１形態及び第２形態において目的
としている翼列圧力損失低減効果は少なくなる。

【００２６】図３は本発明の翼列圧力損失低減装置の実
施の第１形態を示す、図１の矢視Ａ−Ａにおける横断面
図である。また、図４は本発明の翼列圧力損失低減装置
の実施の第１形態における、図３に示すＢ部のスリット
壁部の拡大断面図である。

【００２７】図３に示すように、隣接する翼型部１２の
後縁２０から発生し、翼型部１２の負圧面１６の後部に
設けたスリット壁２４に衝突する干渉位置の衝撃波３６
の前後では、衝撃波３６との干渉位置より上流側の方が
下流側よりも、負圧面１６に沿って流れる境界層３８内
の翼面静圧が低いため、図４に示すように、この前部ス
リット３４と後部スリット３２との圧力差より、主流流
体Ｆ₁５１の肥大した下流側の境界層３８が後部スリッ
ト３２からスリット壁内部通路３０に吸い込まれ、再循
環流れＦ₁５２を生じさせる。

【００２８】この前部スリット３４と後部スリット３２
との翼型部１２内部に形成されたスリット壁内部通路３
０を通って、スリット壁２４の前部スリット３４から主
流流体Ｆ₁５１へ噴き出し、形成される再循環流は、
干渉位置へ衝突する衝撃波３６と相互干渉することで衝
撃波を弱めると共に、干渉位置より下流側で極端に肥厚
化する境界層３８は、後部スリット３２からの吸い込み
により、図示するように干渉位置下流側でも極端に肥厚
化することがなくなる。

【００２９】これにより、境界層３８の負圧面からの剥
離が防止され、又は少なくとも肥厚化が軽減されること
により翼列の圧力損失を低減でき、またタービン翼の効
率低下が防止され、ガスタービンの燃費を向上させるこ
とができる。なお、負圧面１６に設ける前部スリット３
４及び後部スリット３２を配置する範囲は、ガスタービ
ンの作動状況、即ち、主流流体Ｆ１の流速が変化する
と負圧面１６と衝撃波３６との干渉位置が移動するた
め、ガスタービンの作動環境、即ち、主流流体Ｆ１の
流速、衝撃波３６の発生位置、形状を考慮して決める必
要がある。

【００３０】また、前部スリット３４と後部スリット３
２との幅及び間隔は、各々のタービンの仕様に対して数
値流体力学(Computational Fluid Dynamics)（ＣＦＤ）
解析等により最適な数値を決める必要があり、さらに前
部スリット３４と後部スリット３２との内部に形成され
たスリット壁内部通路３０の内部構造は、内部流路を翼
内部に設け翼を内部から冷却するようにした通常の冷却
翼に見られる、リターンフロー、ピンフィン等の複雑な
形状のものと同様な形状のものにすることもできる。

【００３１】また、図４に示す後部スリット３２及び前
部スリット３４は、負圧面１６の曲面に対して垂直な形
状にされているが、スリット壁内部通路３０及び多孔を
形成する後部スリット３２及び前部スリット３４の方向
はどの方向でもよいが、負圧面１６の曲面との角度が垂
直から大きく外れると、翼型部１２の強度面で問題が出
てくる。

【００３２】次に、図５は本発明の翼圧力損失低減装置
の実施の第３形態としての圧縮機の動翼を示す斜視図で
ある。圧縮機の動翼１０の場合、隣接する動翼１０から
発生する衝撃波３６は、図６に示すように、動翼１０の
前縁１８より発生するため、負圧面１６の後方に設ける
タービン動翼に対して、スリット壁２４は負圧面１６の
中央部に設けるようにしている。

【００３３】図５のＣ−Ｃ断面図である図６に示すよう
に、このようにスリット壁２４を負圧面１６の中央部に
設けることにより、隣接する動翼１０の前縁１８から発
生した衝撃波３６は、負圧面１６の中央部に設けたスリ
ット壁２４に衝突することとなり、干渉位置は負圧面１
６の中央部になる。このように、圧縮機の動翼１０の場
合、衝撃波３６と干渉を起す負圧面１６の翼弦方向の干
渉位置は変動するものの、前述したタービン翼に設ける
ようにしたスリット壁２４における翼列圧力損失低減と
同様な作用、効果を奏することができる。

【００３４】以上、本発明の実施の形態を説明したが、
本発明は上記実施の形態に限定されるものではなく、遷
音速のタービン動翼及び圧縮機動翼に適用される上記実
施例に代えて、遷音速のタービン静翼及び圧縮機静翼に
適用しても上記実施の形態と同様な効果が得られもので
あり、さらに、本発明の範囲内で本発明のすべての実質
的な利点を損なうことなく本発明構成部の形態、構造、
構成等に様々な改変を施し得るものである。

【００３５】

【発明の効果】以上述べたように、本発明の翼列圧力損
失低減装置は主流流体中に配置された翼列の負圧面に隣
接する翼から発生した衝撃波が衝突することにより、衝
撃波と負圧面に発達した境界層との干渉により生じる圧
力損失を低減させるために負圧面の翼高さ方向にスリッ
ト壁若しくは多孔壁を設けた。

【００３６】これにより、負圧面に配置したスリット壁
等により、スリット壁等が設けられた負圧面内部には再
循環流が生じ、再循環流が衝撃波と相互干渉することで
衝撃波を弱め、また、衝撃波との干渉位置より下流側の
境界層の肥厚化は、再循環流れの境界層の吸い込み効果
により抑制され、翼列に生じる圧力損失を低減させるこ
とができ、翼列の性能を向上させ、翼列の作業効率を向
上できる。

【００３７】また、本発明の翼列圧力損失低減装置は、
翼が航空機に適用されるガスタービンのタービン翼の翼
列を構成し、負圧面の後部にスリット壁あるいは多孔壁
を配置することにより、隣接するタービン翼の後縁より
発生する衝撃波とタービン翼の負圧面に発達した境界層
とを干渉させることにより、圧力損失を低減させるよう
にした。

【００３８】これにより、ガスタービンの部分負荷時に
おいても圧力損失低減の有効な手段となる。即ち、翼列
の後縁から発生する衝撃波を抑制でき、また、衝撃波と
負圧面に発達する境界層との干渉による後方負圧面境界
層の肥厚化を抑制し、干渉位置後方での負圧面に沿って
流れる流れの剥離を抑制でき、翼列の抵抗による圧力損
失を低減することができる。従って、翼列出口マッハ数
が遷音速、あるいは超音速となる時に発生する高負荷・
高膨張比タービン圧力損失を低減でき、ガスタービン等
の燃費が向上する効果を得ることができる。

【００３９】また、本発明の翼列圧力損失低減装置は、
翼が航空機に適用されるガスタービンの圧縮機翼の翼列
を構成し、負圧面の中央部にスリット壁あるいは多孔壁
を配置することにより、隣接する圧縮機翼の前縁より発
生する衝撃波と圧縮機翼の負圧側に発達した境界層とを
干渉させて圧力損失を低減するようにした。

【００４０】これにより、圧縮機翼の負圧面にスリット
壁等を的確に配置できるので、部分負荷の場合において
も衝撃波と圧縮機翼の負圧面の境界層との干渉による圧
力損失を低減させ、負圧面に発達する境界層との干渉に
よる干渉位置後方の負圧面境界層の肥厚化を抑制し、干
渉位置後方での負圧面の流れの剥離を抑制でき、翼列の
抵抗による圧力損失を低減することができる。従って、
ガスタビーン等の広範囲な作動状態において、ガスター
ビン等の燃費が向上する効果を得ることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の翼列圧力損失低減装置の実施の第１形
態としてのタービン動翼の負圧面側に複数のスリット壁
を設けた斜視図、

【図２】本発明の翼列圧力損失低減装置の実施の第２形
態としてのタービン動翼の負圧面側に複数の多孔壁を設
けた斜視図、

【図３】図１に示す矢視Ａ−Ａにおけるタービン動翼の
断面図、

【図４】図３に示すＢ部におけるタービン動翼の詳細断
面図、

【図５】本発明の翼列圧力損失低減装置の実施の第３形
態としての圧縮機動翼の負圧面側に複数のスリット壁を
設けた斜視図、

【図６】図５に示す矢視Ｃ−Ｃにおける圧縮機動翼の断
面図、

【図７】従来のタービン動翼を示す斜視図である。

【符号の説明】

１０動翼１２翼型部１４圧力面１６負圧面１８前縁２０後縁２１プラットフォーム２２翼根部２４スリット壁（長方形スリット）２６多孔壁（円孔）３０スリット壁内部通路３２後部スリット３４前部スリット３６衝撃波３８境界層Ｆ₁ 主流流体Ｆ₂ 再循環流れ

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者河内幸雄愛知県小牧市大字東田中1200番地三菱重工業株式会社名古屋誘導推進システム製作所内株式会社先進材料利用ガスジェネレータ研究所小牧分室内 (72)発明者清水邦弘愛知県小牧市大字東田中1200番地三菱重工業株式会社名古屋誘導推進システム製作所内株式会社先進材料利用ガスジェネレータ研究所小牧分室内Ｆターム(参考） 3G002 BA02 BB01 3H033 AA02 AA16 BB03 BB08 BB18 CC01 DD06 EE08 EE19

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】主流流体中に配置された翼列の負圧面に隣
接する翼から発生した衝撃波と前記負圧面に発達した境
界層との干渉により生じる圧力損失を低減させる翼列圧
力損失低減装置において、前記負圧面の翼高さ方向にス
リット壁若しくは多孔壁を設けたことを特徴とする翼列
圧力損失低減装置。
【請求項２】前記翼が航空機に適用されるタービン翼の
翼列を構成するものであり、前記負圧面の後部にスリッ
ト壁あるいは多孔壁を配置することにより、隣接する前
記タービン翼の後縁より発生する衝撃波と前記タービン
翼の負圧面に発達した境界層とを干渉させることによ
り、圧力損失を低減させることを特徴とする請求項１の
翼列圧力損失低減装置。
【請求項３】前記翼が航空機に適用される圧縮機翼の翼
列を構成するものであり、前記負圧面の中央部にスリッ
ト壁あるいは多孔壁を配置することにより、隣接する前
記圧縮機翼の前縁より発生する衝撃波と前記圧縮機翼の
負圧面に発達した境界層とを干渉させることによる圧力
損失を低減させることを特徴とする請求項１の翼列圧力
損失低減装置。