JP2016166614A - 超音速タービン動翼及び軸流タービン - Google Patents
超音速タービン動翼及び軸流タービン Download PDFInfo
- Publication number
- JP2016166614A JP2016166614A JP2016087089A JP2016087089A JP2016166614A JP 2016166614 A JP2016166614 A JP 2016166614A JP 2016087089 A JP2016087089 A JP 2016087089A JP 2016087089 A JP2016087089 A JP 2016087089A JP 2016166614 A JP2016166614 A JP 2016166614A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- curvature
- turbine
- pressure
- angle
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 53
- 230000035939 shock Effects 0.000 abstract description 51
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 abstract description 36
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 10
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 5
- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 2
- 101100417906 Synechocystis sp. (strain PCC 6803 / Kazusa) rre1 gene Proteins 0.000 description 1
- 210000001015 abdomen Anatomy 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
翼長や平均直径を大きくすることで動翼周速が大きくなることにより動翼流入部などで生じる衝撃波損失を小さくすることが可能な超音速タービン動翼を提供する。
【解決手段】
翼圧力面の曲率R1が前縁端から後縁端まで非負となる構造、翼負圧面の曲率が上流側R2では正で、下流側R3では負となる構造、翼間ピッチを曲率半径で割った無次元翼圧力面曲率が、翼圧力面に沿った距離で、全長の30%位置から60%間で、0.0より大きく0.1より小さくなる構造、翼前縁部が曲率連続の曲線で形成されており、翼の最大厚みの2分の1となる位置と翼前縁端1LEとの距離が、翼の最大厚みの2分の1より大きくなる構造、翼出口角を理論流出角より大きくした構造、翼の最大厚み位置を、翼前縁より翼後縁に近く配置し、翼間流路がスロートを入り口とする拡大流路を形成するようにした構造の少なくとも一つを組み合わせる。
【選択図】図9
Description
(1)タービン翼の翼前縁部も曲率連続の曲線で形成し、タービン翼の上流側の、翼の最大厚みの2分の1となる位置と、翼前縁端との距離が、翼の最大厚みの2分の1より大きくなる構造とすること(図7)、もしくはタービン翼の翼前縁部も曲率連続の曲線で形成し、翼の上流側の、翼の最大厚みの5分の1となる位置の、翼負圧面と翼圧力面の、入口角方向とがなす角の大きさが、ともに20度以下となる構造とする(図8)。
(2)翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼圧力面の曲率が、前縁端から後縁端まで、正もしくはゼロとする(図10)。
(3)翼負圧面の曲率が、上流側では正で、下流側では負となり、途中で曲率ゼロとなる変曲点を有する形状とする(図11)。
(4)翼間の周方向距離であるピッチを、翼圧力面曲率の逆数である曲率半径で割った、翼圧力面無次元曲率が、翼圧力面に沿った距離で、30%位置から60%間で、0.1より小さくする(図12、図14)。この場合、翼圧力面の平均角を流入角に近づける(好ましくは実質的に合わせる)ことが望ましい。
(5)動翼間に形成される翼間流路は、入口をスロートとした拡大流路とする(図5)。スロートを入り口とした拡大流路形状を形成する場合、翼出口角ang2は理論流出角ang2tより大きくするのが望ましい。スロートを入り口とした拡大流路を形成して、他の特徴、例えば(4)の特徴を備えるには、翼の最大厚み位置101が、翼前縁1LEよりむしろ翼後縁1TEに近い配置とする。
Claims (31)
- 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させるタービン動翼であって、
翼の出口角が翼の入口角に対しタービンの軸方向を向いており、かつ、
翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼圧力面の曲率が、前縁端から後縁端まで、正もしくはゼロとなる構造を有することを特徴とするタービン動翼。 - 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させるタービン動翼であって、
翼の出口角が翼の入口角に対しタービンの軸方向を向いており、かつ、
翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼負圧面の曲率が、上流側では正で、下流側では負となり、途中で曲率ゼロとなる変曲点を有することを特徴とするタービン動翼。 - 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させるタービン動翼であって、
翼の出口角が翼の入口角に対しタービンの軸方向を向いており、かつ、
翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼間の周方向距離であるピッチを、翼圧力面曲率の逆数である曲率半径で割った、無次元翼圧力面曲率が、翼圧力面に沿った距離で、全長の30%位置から60%間で、0.0より大きく0.1より小さくなる構造を有することを特徴とするタービン動翼。 - 請求項1において、翼負圧面の曲率が、上流側では正で、下流側では負となり、途中で曲率ゼロとなる変曲点を有することを特徴とするタービン動翼。
- 請求項3において、翼負圧面の曲率が、上流側では正で、下流側では負となり、途中で曲率ゼロとなる変曲点を有することを特徴とするタービン動翼。
- 請求項3において、前記翼圧力面の平均角を流入角に実質的に合わせたことを特徴とするタービン動翼。
- 請求項6において、翼の最大厚み位置を、翼前縁より翼後縁に近く配置し、翼間流路がスロートを入り口とする拡大流路を形成するようにしたことを特徴とするタービン動翼。
- 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させるタービン動翼であって、
翼の出口角が翼の入口角に対しタービンの軸方向を向いており、
翼前縁部は曲率連続の曲線で形成されており、かつ、
翼の上流側において翼の最大厚みの2分の1となる位置と翼前縁端との距離が、翼の最大厚みの2分の1より大きくなる構造を有することを特徴とするタービン動翼。 - 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させるタービン動翼であって、
翼の出口角が翼の入口角に対しタービンの軸方向を向いており、
翼前縁部は曲率連続の曲線で形成されており、かつ、
翼の上流側において翼の最大厚みの5分の1となる位置における、翼負圧面の接線が入口角方向となす角及び翼圧力面の接線が入口角方向となす角が、ともに20度以下となる構造を有することを特徴とするタービン動翼。 - 請求項8において、翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼圧力面の曲率が、前縁端から後縁端まで、正もしくはゼロとなる構造を有することを特徴とするタービン動翼。
- 請求項8において、翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼間の周方向距離であるピッチを、翼圧力面曲率の逆数である曲率半径で割った、無次元翼圧力面曲率が、翼圧力面に沿った距離で、全長の30%位置から60%間で、0.0より大きく0.1より小さくなる構造を有することを特徴とするタービン動翼。
- 請求項8において、翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼圧力面の曲率が、前縁端から後縁端まで、正もしくはゼロとなる構造を有し、かつ、翼負圧面の曲率が、上流側では正で、下流側では負となり、途中で曲率ゼロとなる変曲点を有することを特徴とするタービン動翼。
- 請求項8において、翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼間の周方向距離であるピッチを、翼圧力面曲率の逆数である曲率半径で割った、無次元翼圧力面曲率が、翼圧力面に沿った距離で、全長の30%位置から60%間で、0.0より大きく0.1より小さくなる構造を有し、かつ、翼負圧面の曲率が、上流側では正で、下流側では負となり、途中で曲率ゼロとなる変曲点を有することを特徴とするタービン動翼。
- 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させるタービン動翼であって、
翼の出口角が翼の入口角に対しタービンの軸方向を向いており、
翼出口角は、理論流出角より大きくしたことをすることを特徴とするタービン動翼。 - 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させるタービン動翼であって、
翼の出口角が翼の入口角に対しタービンの軸方向を向いており、かつ、
翼の最大厚み位置を、翼前縁より翼後縁に近く配置し、翼間流路がスロートを入り口とする拡大流路を形成するようにしたことを特徴とするタービン動翼。 - 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させ、かつ、流入マッハ数と流出マッハ数がともに1.0を超えて超音速となる超音速タービン動翼であって、
翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼圧力面の曲率が、前縁端から後縁端まで、正もしくはゼロとなる構造を有することを特徴とする超音速タービン動翼。 - 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させ、かつ、流入マッハ数と流出マッハ数がともに1.0を超えて超音速となる超音速タービン動翼であって、
翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼負圧面の曲率が、上流側では正で、下流側では負となり、途中で曲率ゼロとなる変曲点を有することを特徴とする超音速タービン動翼。 - 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させ、かつ、流入マッハ数と流出マッハ数がともに1.0を超えて超音速となる超音速タービン動翼であって、
翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼間の周方向距離であるピッチを、翼圧力面曲率の逆数である曲率半径で割った、無次元翼圧力面曲率が、翼圧力面に沿った距離で、全長の30%位置から60%間で、0.0より大きく0.1より小さくなる構造を有することを特徴とする超音速タービン動翼。 - 請求項16において、翼負圧面の曲率が、上流側では正で、下流側では負となり、途中で曲率ゼロとなる変曲点を有することを特徴とする超音速タービン動翼。
- 請求項18において、翼負圧面の曲率が、上流側では正で、下流側では負となり、途中で曲率ゼロとなる変曲点を有することを特徴とする超音速タービン動翼。
- 請求項18において、前記翼圧力面の平均角を流入角に実質的に合わせたことを特徴とする超音速タービン動翼。
- 請求項21において、翼の最大厚み位置を、翼前縁より翼後縁に近く配置し、翼間流路がスロートを入り口とする拡大流路を形成するようにしたことを特徴とする超音速タービン動翼。
- 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させ、かつ、流入マッハ数と流出マッハ数がともに1.0を超えて超音速となる超音速タービン動翼であって、
翼前縁部は曲率連続の曲線で形成されており、
翼の上流側において翼の最大厚みの2分の1となる位置と翼前縁端との距離が、翼の最大厚みの2分の1より大きくなる構造を有することを特徴とする超音速タービン動翼。 - 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させ、かつ、流入マッハ数と流出マッハ数がともに1.0を超えて超音速となる超音速タービン動翼であって、
翼前縁部は曲率連続の曲線で形成されており、
翼の上流側において翼の最大厚みの5分の1となる位置における、翼負圧面の接線が入口角方向となす角及び翼圧力面の接線が入口角方向となす角が、ともに20度以下となる構造を有することを特徴とする超音速タービン動翼。 - 請求項23において、翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼圧力面の曲率が、前縁端から後縁端まで、正もしくはゼロとなる構造を有することを特徴とする超音速タービン動翼。
- 請求項23において、翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼間の周方向距離であるピッチを、翼圧力面曲率の逆数である曲率半径で割った、無次元翼圧力面曲率が、翼圧力面に沿った距離で、全長の30%位置から60%間で、0.0より大きく0.1より小さくなる構造を有することを特徴とする超音速タービン動翼。
- 請求項23において、翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼圧力面の曲率が、前縁端から後縁端まで、正もしくはゼロとなる構造を有し、かつ、翼負圧面の曲率が、上流側では正で、下流側では負となり、途中で曲率ゼロとなる変曲点を有することを特徴とする超音速タービン動翼。
- 請求項23において、翼面曲率の曲率中心が翼の内部方向にあるときを正とした時、翼間の周方向距離であるピッチを、翼圧力面曲率の逆数である曲率半径で割った、無次元翼圧力面曲率が、翼圧力面に沿った距離で、全長の30%位置から60%間で、0.0より大きく0.1より小さくなる構造を有し、かつ、翼負圧面の曲率が、上流側では正で、下流側では負となり、途中で曲率ゼロとなる変曲点を有することを特徴とする超音速タービン動翼。
- 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させ、かつ、流入マッハ数と流出マッハ数がともに1.0を超えて超音速となる超音速タービン動翼であって、
翼出口角は、理論流出角より大きくしたことをすることを特徴とする超音速タービン動翼。 - 高圧部を上流側、低圧部を下流側とし、隣り合う翼との間に形成される流路部で、流れを膨張させ、かつ、流入マッハ数と流出マッハ数がともに1.0を超えて超音速となる超音速タービン動翼であって、
翼の最大厚み位置を、翼前縁より翼後縁に近く配置し、翼間流路がスロートを入り口とする拡大流路を形成するようにしたことを特徴とする超音速タービン動翼。 - 静翼と動翼とで構成されるタービン段落を複数有し、最終段落に請求項1から30の何れかに記載の動翼を用いることを特徴とする軸流タービン。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2011143987 | 2011-06-29 | ||
JP2011143987 | 2011-06-29 |
Related Parent Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2012124897A Division JP6030853B2 (ja) | 2011-06-29 | 2012-05-31 | タービン動翼及び軸流タービン |
Related Child Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2017045050A Division JP6268315B2 (ja) | 2011-06-29 | 2017-03-09 | タービン動翼及び蒸気タービン |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2016166614A true JP2016166614A (ja) | 2016-09-15 |
JP6110544B2 JP6110544B2 (ja) | 2017-04-05 |
Family
ID=56897927
Family Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2016087089A Active JP6110544B2 (ja) | 2011-06-29 | 2016-04-25 | 超音速タービン動翼及び軸流タービン |
JP2017045050A Active JP6268315B2 (ja) | 2011-06-29 | 2017-03-09 | タービン動翼及び蒸気タービン |
Family Applications After (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2017045050A Active JP6268315B2 (ja) | 2011-06-29 | 2017-03-09 | タービン動翼及び蒸気タービン |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (2) | JP6110544B2 (ja) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11162374B2 (en) | 2017-11-17 | 2021-11-02 | Mitsubishi Power, Ltd. | Turbine nozzle and axial-flow turbine including same |
CN115182788A (zh) * | 2022-09-13 | 2022-10-14 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机单级涡轮气动构型 |
CN115221618A (zh) * | 2022-06-15 | 2022-10-21 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种轴流压气机超音速叶栅造型关键角度参数确定方法 |
CN115749968A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-03-07 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种混合透平结构及混合透平的运行方法 |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4968216A (en) * | 1984-10-12 | 1990-11-06 | The Boeing Company | Two-stage fluid driven turbine |
JP2008115736A (ja) * | 2006-11-02 | 2008-05-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 遷音速翼及び軸流回転機 |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB944166A (en) * | 1960-03-02 | 1963-12-11 | Werner Hausammann | Rotor for turbines or compressors |
US3565548A (en) * | 1969-01-24 | 1971-02-23 | Gen Electric | Transonic buckets for axial flow turbines |
-
2016
- 2016-04-25 JP JP2016087089A patent/JP6110544B2/ja active Active
-
2017
- 2017-03-09 JP JP2017045050A patent/JP6268315B2/ja active Active
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4968216A (en) * | 1984-10-12 | 1990-11-06 | The Boeing Company | Two-stage fluid driven turbine |
JP2008115736A (ja) * | 2006-11-02 | 2008-05-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 遷音速翼及び軸流回転機 |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
JPN6016036461; 妹尾 茂樹 外3名: '高反動度型超音速タービン翼列のための数値流体解析手法' 第38回日本ガスタービン学会定期講演会(徳島)講演論文集 Vol.38, 201010, PP.127-132, 日本ガスタービン学会 * |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11162374B2 (en) | 2017-11-17 | 2021-11-02 | Mitsubishi Power, Ltd. | Turbine nozzle and axial-flow turbine including same |
CN115221618A (zh) * | 2022-06-15 | 2022-10-21 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种轴流压气机超音速叶栅造型关键角度参数确定方法 |
CN115221618B (zh) * | 2022-06-15 | 2024-04-09 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种轴流压气机超音速叶栅造型关键角度参数确定方法 |
CN115182788A (zh) * | 2022-09-13 | 2022-10-14 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机单级涡轮气动构型 |
CN115749968A (zh) * | 2022-10-31 | 2023-03-07 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种混合透平结构及混合透平的运行方法 |
CN115749968B (zh) * | 2022-10-31 | 2024-05-07 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种混合透平结构及混合透平的运行方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2017160909A (ja) | 2017-09-14 |
JP6268315B2 (ja) | 2018-01-24 |
JP6110544B2 (ja) | 2017-04-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6030853B2 (ja) | タービン動翼及び軸流タービン | |
US10502231B2 (en) | Diffuser pipe with vortex generators | |
JP6421091B2 (ja) | 軸流圧縮機、それを備えたガスタービン、及び軸流圧縮機の静翼 | |
JP6268315B2 (ja) | タービン動翼及び蒸気タービン | |
KR102196815B1 (ko) | 베인을 갖는 반경류 또는 혼류 압축기 디퓨저 | |
US10221854B2 (en) | Impeller and rotary machine provided with same | |
JP2017528632A (ja) | ガスタービンエンジン用のエンドウォール構成 | |
JP2012072735A (ja) | 遠心圧縮機 | |
KR100587571B1 (ko) | 터빈날개 | |
US10823195B2 (en) | Diffuser pipe with non-axisymmetric end wall | |
JP4869974B2 (ja) | 軸流タービン | |
JP4515404B2 (ja) | 軸流タービン | |
CN108005956A (zh) | 一种汽车空调用蜗壳结构 | |
JP6643238B2 (ja) | 遠心圧縮機用の液体耐性インペラ | |
JP2017218983A (ja) | タービン動翼および蒸気タービン | |
JP2007177736A (ja) | 翼列およびこれを備えた軸流圧縮機 | |
JP6302172B2 (ja) | タービンおよびタービンでの衝撃損失を低減するための方法 | |
JP6860331B2 (ja) | ディフューザ、吐出流路、および遠心ターボ機械 | |
RU2606294C1 (ru) | Рабочее колесо высокооборотного осевого вентилятора | |
JP6081398B2 (ja) | タービン動翼翼列、タービン段落および蒸気タービン | |
JP2011252430A (ja) | タービンの3次元インペラ | |
JP2017082725A (ja) | 動翼、軸流タービン | |
JP2015175336A (ja) | タービン動翼および蒸気タービン | |
JP2015187435A (ja) | タービン動翼および軸流タービン |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20170207 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20170309 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 6110544 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
S533 | Written request for registration of change of name |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533 |
|
R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |