JP3570438B2 - 翼列の２次流れ低減方法とその翼形 - Google Patents
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、軸流圧縮機、タービン等の翼列の２次流れ低減方法とその翼形に関する。
【０００２】
【従来の技術】
翼の断面を翼形といい、図１３に示すように、翼中心線１（キャンバーライン）の前縁及び後縁をそれぞれ翼の前縁２及び後縁３とよび、それらを結ぶ直線を翼弦線という。翼弦線の長さを翼弦長といい、翼形の幾何学的寸法の基準長さとする。翼弦線と翼中心線との間隔を反りという。翼形の肉厚の分布を表す曲線を肉厚曲線とよび、翼中心線に垂直にその両側に肉厚の１／２ ずつの点をとることによって肉付けを行う。翼中心線が膨らんだ側を背側といい、翼中心線が窪んだ側を腹側という。翼に沿った流体の流れにより、翼の背側は負圧、腹側は正圧となる。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
図１４は、軸流圧縮機、タービン等の翼列の一部に生ずる「２次流れ」を模式的に示している。この図に示すように、翼列４による流れは、軸対称の翼面に拘束された流れ５（主流）に、２次流れ６が重なった複雑な流れとなる。２次流れ６は、翼に沿った流れに垂直な流れであり、流入する流れに存在する流速分布、翼列の背側と腹側の圧力分布、壁面付近の境界層等の影響で発生し、主流の流れを乱し、主流の流出角や下流に位置する別の翼列の流入角をずらし、剥離を引き起こしやすく、圧力損失を増大させ、設計通りの性能を発揮できず、効率（圧縮効率、タービン効率、等）を低下させる等の問題点がある。
【０００４】
従来、翼列の性能向上のために、捩じれ翼等の種々の翼形が提案されていた。しかし従来の翼形では上述した２次流れの低減は十分な効果が得られなかった。
【０００５】
本発明はかかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、２次流れを低減し、これにより圧力損失を低減し、効率を向上することができる翼列の２次流れ低減方法とその翼形を提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、軸流圧縮機又はタービンの動翼列又は静翼列において、腹側と背側の静圧勾配が小さくなるように、２次流れが発生しやすい径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の前縁よりの曲率半径をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の前縁よりの曲率半径より小さくし、径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の後縁よりの曲率半径をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の後縁よりの曲率半径より大きくする、ことを特徴とする翼列の２次流れ低減方法が提供される。
【０００７】
本発明の好ましい実施例によれば、径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線を異なる半径の複数の円弧によって構成し、２次流れが発生しやすい径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の前縁よりの円弧の中心角をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の前縁よりの円弧の中心角より小さくし、径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の後縁よりの円弧の中心角をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の後縁よりの円弧の中心角より大きくする。また、前記複数の円弧は、半径ｒ1,ｒ2,ｒ3 、中心角φ1,φ2,φ3の３つの円弧からなり、中心角φ1,φ3の比が１．０：１．２〜１．８の範囲にある。
【０００８】
また本発明によれば、軸流圧縮機又はタービンの動翼列又は静翼列における２次流れ低減のための翼形であって、腹側と背側の静圧勾配が小さくなるように、２次流れが発生しやすい径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の前縁よりの曲率半径をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の前縁よりの曲率半径より小さく、かつ径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の後縁よりの曲率半径をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の後縁よりの曲率半径より大きく構成したことを特徴とする翼列の２次流れ低減のための翼形が提供される。
【０００９】
【作用】
従来の翼形は、２次流れが発生しやすい径方向内方端部及び径方向外方端部も、その径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部とほぼ同一の翼形を捩じれ翼や可変翼としたものであり、背側に発生する負圧の最大位置が前縁よりにあった。これに対して本発明の方法及びその翼形によれば、２次流れが発生しやすい翼端部の翼形を、翼中心線の前縁よりの曲率半径を他の部分より小さくし、後縁よりの曲率半径を他の部分より大きくするので、その静圧分布を背側にわたってなだらかにすることができ、これにより、隣接する翼列の背側と腹側の静圧の差を低減し、圧力勾配により生ずる２次流れを低減することができる。また、前縁位置を固定したままにするため、捩じれ翼等における前縁位置のずれに起因する２次流れの発生を防止することができる。
【００１０】
【実施例】
以下、本発明の好ましい実施例を図面を参照して説明する。なお、実施例は、圧縮機の静翼に対するものであるが、本発明は、圧縮機の動翼、及びタービン翼の静翼及び動翼にも同様に適用することができる。
実施対象とした翼は、径方向中央位置における設計流入角３８．５度、設計流出角０．０度、縦横比３．０の圧縮機静翼である。また、図１は設計点における入口マッハ数、図２は流入角の径方向分布である。図１及び図２におけるスパン比（横軸）は、翼の根元（ハブ）から先端（チップ）までの位置を示す。これらの図から明らかなように、チップ付近は、速度分布が大きく２次流れが発生しやすくなっている。
【００１１】
本実施例では、径方向内方端部及び径方向外方端部（以下、この両端部を「翼端部」と呼ぶ。）に対して本発明による翼列の２次流れ低減方法を適用し、その径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部（以下、この部分を「他の部分」と呼ぶ。）は元の翼列と同じ翼形を用いた。なお、以下、本発明による翼を「２次流れ制御翼列」とよぶ。
【００１２】
図３は、翼面の静圧分布図である。この図において、横軸は翼弦に沿って前縁から後縁までの位置（翼弦位置）を示している。腹側では入口静圧より圧力が高くなり（正圧）、背側では圧力が低くなる（負圧）。従来の翼と本発明による翼とでは、腹側の静圧分布はほぼ同一であるが、背側の静圧分布は、従来の翼と本発明の翼とで大きく異なっている。すなわち、従来の翼形では、図３に示すように腹側と背側の間で大きな静圧勾配ａが生じ、その結果、図４（Ａ）に模式的に示すように、隣接する翼間で矢印で示す２次流れ６が発生するが、本発明の翼形では、図３に示すように静圧勾配ｂが小さくなり、２次流れを抑制することができる。
【００１３】
本発明の方法は、図４（Ｂ）に模式的に示すように、２次流れが発生しやすい翼端部の翼形を、腹側と背側の静圧勾配が小さくなるように、前縁２の位置を固定したまま、翼中心線１の前縁よりの曲率半径を他の部分より小さくし、後縁３よりの曲率半径を他の部分より大きくする、ことからなる。すなわち、図５に示すように、翼中心線１を異なる半径の複数の円弧（この図において半径ｒ１，ｒ２，ｒ３ 、中心角φ１，φ２，φ３ の３つの円弧１ａ，１ｂ，１ｃ）によって構成し、２次流れが発生しやすい翼端部の翼中心線１を、前縁２の位置を固定したまま、前縁２よりの円弧１ａの中心角φ１ を他の部分より小さくし、後縁よりの円弧１ｃの中心角φ３ を他の部分より大きくする。中心角φ１，φ３ の比は１．０：１．２〜１．８の範囲とするのがよい。かかる構成により、図３にｂで示すように静圧分布を背側にわたってなだらかにすることができ、静圧勾配が小さくなり、２次流れを抑制することができる。
【００１４】
また、図４（Ｂ）に示すように、本発明の翼形は、２次流れが発生しやすい翼端部の前縁２の位置を他の部分と同一位置に固定したままにするため、通常の捩じれ翼等における前縁位置のずれに起因する２次流れの発生を防止することができる。
この構成により、翼列に流入／流出する流れの方向を従来とほぼ同一に保持し、翼列の性能を確保しかつ下流に位置する別の翼列への影響を最小限にすることができる。
【００１５】
以下、上述した本発明による２次流れ制御翼列の性能を従来の翼列と比較して説明する。なお、図６〜図１０は、数値解析結果である。
図６は静翼流出角（後縁より５０％翼弦長の下流位置）の径方向分布図であり、破線は元の翼、実線は本発明による改良翼（２次流れ制御翼列）を示している。また、流出角は軸方向を基準（０）とし、転向角の大きくなる方を負側としている。
【００１６】
この図から明らかなように、チップ側（スパン比が１付近）では、本発明による翼列は元の翼列に比べ、壁面近傍での転向角の増大及び壁面からやや内側における転向角の急激な減少という２次流れに特徴的な流出角の偏向が緩和されている。一方ハブ側にいくにつれ（スパン比が小さいなるにつれ）、元の翼列では流出角が徐々に負側にずれていく傾向があるが、本発明による翼列では、より軸流出に近づいている。またハブ壁面近傍の転向角の増大も改善されている。
【００１７】
図７に翼前縁より８０％翼弦長下流における、流れ方向に垂直な断面内の２次流れ速度ベクトルを示す。元の翼列（Ｂ：左図）ではチップ部の壁面と翼の負圧面との角に強い２次流れが生じていることがわかる。これに対して、本発明による翼列（Ａ：右図）では２次流れ成分が大幅に減少していることがわかる。
図８に静翼負圧面上の流線を比較する。本発明による翼列（Ａ：右図）ではチップ部の流線の偏向が小さくなっており、この図からも２次流れが抑制されていることがわかる。
【００１８】
図９は、後縁より９０％翼弦長下流位置における圧力損失率の径方向分布の比較図である。本発明の翼列（実線）では、チップ部（スパン比が１付近）の圧力損失が大幅に減少している。一方、ハブ部（スパン比が０付近）では圧力損失の低減は見られない。これは、図１に示した入口流速分布からわかるように、チップ部においては平均径付近からの広い範囲にわたり比較的大きい速度勾配があるため大きな２次流れが生じていたのに対し、ハブ部では壁面境界層中の剪断により生じる比較的狭い範囲の２次流れであり、２次流れ制御設計の効果が小さいためと考えられる。
【００１９】
図１０に流れ方向に垂直な断面内の圧力損失係数分布図を示す。位置は各図の左側より順に▲１▼前縁より４０％翼弦長下流、▲２▼８８％翼弦長下流、▲３▼後縁より４２％翼弦長下流、▲４▼９６％翼弦長下流である。元の翼列（Ｂ：左図）ではチップ部において高圧損領域が翼列内から徐々に増大していることがわかる。一方、本発明による翼列（Ａ：右図）では高圧損領域の生成が抑えられている。これは２次流れが抑制されることにより、２次流れ渦が散逸する際に生み出す混合圧力損失が低減されることによると考えられる。
【００２０】
次に、本発明による翼列の試験結果を説明する。
図１１は、試験方法の概要を示す模式図である。試験する静翼を環状翼列試験装置にセットし、上流の動翼は同一のものを用い、静翼前後の全圧分布を圧力計測装置（例えばピトー管）により計測した。試験は、元の翼と本発明による改良翼の２種類について試験し、両静翼に対して同じ入口条件となるようにした。すなわち、試験静翼の前縁より１翼弦長上流において全圧、流れ角を、後縁より５翼弦長下流において全圧を計測し、十分上流において全体流量を計測した。
【００２１】
図１２にこの試験により得られた静翼列の圧力損失率を示す。この図において、白丸（○印）は元の翼列、黒丸（●印）は本発明による翼列を示す。なお、この図における圧力損失は、静翼の５翼弦長下流における計測値を流れ方向に垂直な断面内で流量平均した全圧を用いて求めている。この図から明らかなように、いずれの回転数においても本発明による翼列（●印）の方が圧力損失が減少している。また、静翼の負荷が上がるにつれて圧力損失の減少幅が大きくなることがわかった。
【００２２】
上述したように、本発明の方法及びその翼形によれば、２次流れが発生しやすい翼端部の翼形を、翼中心線１の前縁２よりの曲率半径を他の部分より小さくし、後縁３よりの曲率半径を他の部分より大きくするので、静圧分布を背側にわたってなだらかにすることができ、これにより、隣接する翼列の背側と腹側の静圧の差を低減し、圧力勾配により生ずる２次流れ６を低減することができる。また、前縁位置を固定したままにするため、捩じれ翼等における前縁位置のずれに起因する２次流れの発生を防止することができる。
【００２３】
なお、本発明は上述した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できることは勿論である。
【００２４】
【発明の効果】
上述したように、本発明の翼列の２次流れ低減方法とその翼形は、２次流れを低減し、これにより圧力損失を低減し、効率を向上することができる優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】設計点における入口マッハ数の分布図である。
【図２】設計点における流入角の径方向分布図である。
【図３】翼面の静圧分布図である。
【図４】本発明による翼形の模式図である。
【図５】本発明による翼形の翼中心線図である。
【図６】静翼流出角の径方向分布図である。
【図７】翼前縁より８０％翼弦長下流における流れ方向に垂直な断面内の２次流れ速度ベクトル図である。
【図８】静翼負圧面上の流線図である。
【図９】後縁より９０％翼弦長下流位置における圧力損失率の径方向分布図である。
【図１０】流れ方向に垂直な断面内の圧力損失係数分布図である。
【図１１】試験方法の概要図である。
【図１２】静翼列の圧力損失率の試験結果である。
【図１３】翼形を示す模式図である。
【図１４】翼列に生ずる「２次流れ」の模式図である。
【符号の説明】
１ 翼中心線（キャンバーライン）
１ａ，１ｂ，１ｃ 円弧
２ 前縁
３ 後縁
４ 翼列
５ 主流
６ ２次流れ
ｒ１，ｒ２，ｒ３ 半径
φ１，φ２，φ３ 中心角
【産業上の利用分野】
本発明は、軸流圧縮機、タービン等の翼列の２次流れ低減方法とその翼形に関する。
【０００２】
【従来の技術】
翼の断面を翼形といい、図１３に示すように、翼中心線１（キャンバーライン）の前縁及び後縁をそれぞれ翼の前縁２及び後縁３とよび、それらを結ぶ直線を翼弦線という。翼弦線の長さを翼弦長といい、翼形の幾何学的寸法の基準長さとする。翼弦線と翼中心線との間隔を反りという。翼形の肉厚の分布を表す曲線を肉厚曲線とよび、翼中心線に垂直にその両側に肉厚の１／２ ずつの点をとることによって肉付けを行う。翼中心線が膨らんだ側を背側といい、翼中心線が窪んだ側を腹側という。翼に沿った流体の流れにより、翼の背側は負圧、腹側は正圧となる。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
図１４は、軸流圧縮機、タービン等の翼列の一部に生ずる「２次流れ」を模式的に示している。この図に示すように、翼列４による流れは、軸対称の翼面に拘束された流れ５（主流）に、２次流れ６が重なった複雑な流れとなる。２次流れ６は、翼に沿った流れに垂直な流れであり、流入する流れに存在する流速分布、翼列の背側と腹側の圧力分布、壁面付近の境界層等の影響で発生し、主流の流れを乱し、主流の流出角や下流に位置する別の翼列の流入角をずらし、剥離を引き起こしやすく、圧力損失を増大させ、設計通りの性能を発揮できず、効率（圧縮効率、タービン効率、等）を低下させる等の問題点がある。
【０００４】
従来、翼列の性能向上のために、捩じれ翼等の種々の翼形が提案されていた。しかし従来の翼形では上述した２次流れの低減は十分な効果が得られなかった。
【０００５】
本発明はかかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、２次流れを低減し、これにより圧力損失を低減し、効率を向上することができる翼列の２次流れ低減方法とその翼形を提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、軸流圧縮機又はタービンの動翼列又は静翼列において、腹側と背側の静圧勾配が小さくなるように、２次流れが発生しやすい径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の前縁よりの曲率半径をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の前縁よりの曲率半径より小さくし、径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の後縁よりの曲率半径をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の後縁よりの曲率半径より大きくする、ことを特徴とする翼列の２次流れ低減方法が提供される。
【０００７】
本発明の好ましい実施例によれば、径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線を異なる半径の複数の円弧によって構成し、２次流れが発生しやすい径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の前縁よりの円弧の中心角をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の前縁よりの円弧の中心角より小さくし、径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の後縁よりの円弧の中心角をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の後縁よりの円弧の中心角より大きくする。また、前記複数の円弧は、半径ｒ1,ｒ2,ｒ3 、中心角φ1,φ2,φ3の３つの円弧からなり、中心角φ1,φ3の比が１．０：１．２〜１．８の範囲にある。
【０００８】
また本発明によれば、軸流圧縮機又はタービンの動翼列又は静翼列における２次流れ低減のための翼形であって、腹側と背側の静圧勾配が小さくなるように、２次流れが発生しやすい径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の前縁よりの曲率半径をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の前縁よりの曲率半径より小さく、かつ径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の後縁よりの曲率半径をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の後縁よりの曲率半径より大きく構成したことを特徴とする翼列の２次流れ低減のための翼形が提供される。
【０００９】
【作用】
従来の翼形は、２次流れが発生しやすい径方向内方端部及び径方向外方端部も、その径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部とほぼ同一の翼形を捩じれ翼や可変翼としたものであり、背側に発生する負圧の最大位置が前縁よりにあった。これに対して本発明の方法及びその翼形によれば、２次流れが発生しやすい翼端部の翼形を、翼中心線の前縁よりの曲率半径を他の部分より小さくし、後縁よりの曲率半径を他の部分より大きくするので、その静圧分布を背側にわたってなだらかにすることができ、これにより、隣接する翼列の背側と腹側の静圧の差を低減し、圧力勾配により生ずる２次流れを低減することができる。また、前縁位置を固定したままにするため、捩じれ翼等における前縁位置のずれに起因する２次流れの発生を防止することができる。
【００１０】
【実施例】
以下、本発明の好ましい実施例を図面を参照して説明する。なお、実施例は、圧縮機の静翼に対するものであるが、本発明は、圧縮機の動翼、及びタービン翼の静翼及び動翼にも同様に適用することができる。
実施対象とした翼は、径方向中央位置における設計流入角３８．５度、設計流出角０．０度、縦横比３．０の圧縮機静翼である。また、図１は設計点における入口マッハ数、図２は流入角の径方向分布である。図１及び図２におけるスパン比（横軸）は、翼の根元（ハブ）から先端（チップ）までの位置を示す。これらの図から明らかなように、チップ付近は、速度分布が大きく２次流れが発生しやすくなっている。
【００１１】
本実施例では、径方向内方端部及び径方向外方端部（以下、この両端部を「翼端部」と呼ぶ。）に対して本発明による翼列の２次流れ低減方法を適用し、その径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部（以下、この部分を「他の部分」と呼ぶ。）は元の翼列と同じ翼形を用いた。なお、以下、本発明による翼を「２次流れ制御翼列」とよぶ。
【００１２】
図３は、翼面の静圧分布図である。この図において、横軸は翼弦に沿って前縁から後縁までの位置（翼弦位置）を示している。腹側では入口静圧より圧力が高くなり（正圧）、背側では圧力が低くなる（負圧）。従来の翼と本発明による翼とでは、腹側の静圧分布はほぼ同一であるが、背側の静圧分布は、従来の翼と本発明の翼とで大きく異なっている。すなわち、従来の翼形では、図３に示すように腹側と背側の間で大きな静圧勾配ａが生じ、その結果、図４（Ａ）に模式的に示すように、隣接する翼間で矢印で示す２次流れ６が発生するが、本発明の翼形では、図３に示すように静圧勾配ｂが小さくなり、２次流れを抑制することができる。
【００１３】
本発明の方法は、図４（Ｂ）に模式的に示すように、２次流れが発生しやすい翼端部の翼形を、腹側と背側の静圧勾配が小さくなるように、前縁２の位置を固定したまま、翼中心線１の前縁よりの曲率半径を他の部分より小さくし、後縁３よりの曲率半径を他の部分より大きくする、ことからなる。すなわち、図５に示すように、翼中心線１を異なる半径の複数の円弧（この図において半径ｒ１，ｒ２，ｒ３ 、中心角φ１，φ２，φ３ の３つの円弧１ａ，１ｂ，１ｃ）によって構成し、２次流れが発生しやすい翼端部の翼中心線１を、前縁２の位置を固定したまま、前縁２よりの円弧１ａの中心角φ１ を他の部分より小さくし、後縁よりの円弧１ｃの中心角φ３ を他の部分より大きくする。中心角φ１，φ３ の比は１．０：１．２〜１．８の範囲とするのがよい。かかる構成により、図３にｂで示すように静圧分布を背側にわたってなだらかにすることができ、静圧勾配が小さくなり、２次流れを抑制することができる。
【００１４】
また、図４（Ｂ）に示すように、本発明の翼形は、２次流れが発生しやすい翼端部の前縁２の位置を他の部分と同一位置に固定したままにするため、通常の捩じれ翼等における前縁位置のずれに起因する２次流れの発生を防止することができる。
この構成により、翼列に流入／流出する流れの方向を従来とほぼ同一に保持し、翼列の性能を確保しかつ下流に位置する別の翼列への影響を最小限にすることができる。
【００１５】
以下、上述した本発明による２次流れ制御翼列の性能を従来の翼列と比較して説明する。なお、図６〜図１０は、数値解析結果である。
図６は静翼流出角（後縁より５０％翼弦長の下流位置）の径方向分布図であり、破線は元の翼、実線は本発明による改良翼（２次流れ制御翼列）を示している。また、流出角は軸方向を基準（０）とし、転向角の大きくなる方を負側としている。
【００１６】
この図から明らかなように、チップ側（スパン比が１付近）では、本発明による翼列は元の翼列に比べ、壁面近傍での転向角の増大及び壁面からやや内側における転向角の急激な減少という２次流れに特徴的な流出角の偏向が緩和されている。一方ハブ側にいくにつれ（スパン比が小さいなるにつれ）、元の翼列では流出角が徐々に負側にずれていく傾向があるが、本発明による翼列では、より軸流出に近づいている。またハブ壁面近傍の転向角の増大も改善されている。
【００１７】
図７に翼前縁より８０％翼弦長下流における、流れ方向に垂直な断面内の２次流れ速度ベクトルを示す。元の翼列（Ｂ：左図）ではチップ部の壁面と翼の負圧面との角に強い２次流れが生じていることがわかる。これに対して、本発明による翼列（Ａ：右図）では２次流れ成分が大幅に減少していることがわかる。
図８に静翼負圧面上の流線を比較する。本発明による翼列（Ａ：右図）ではチップ部の流線の偏向が小さくなっており、この図からも２次流れが抑制されていることがわかる。
【００１８】
図９は、後縁より９０％翼弦長下流位置における圧力損失率の径方向分布の比較図である。本発明の翼列（実線）では、チップ部（スパン比が１付近）の圧力損失が大幅に減少している。一方、ハブ部（スパン比が０付近）では圧力損失の低減は見られない。これは、図１に示した入口流速分布からわかるように、チップ部においては平均径付近からの広い範囲にわたり比較的大きい速度勾配があるため大きな２次流れが生じていたのに対し、ハブ部では壁面境界層中の剪断により生じる比較的狭い範囲の２次流れであり、２次流れ制御設計の効果が小さいためと考えられる。
【００１９】
図１０に流れ方向に垂直な断面内の圧力損失係数分布図を示す。位置は各図の左側より順に▲１▼前縁より４０％翼弦長下流、▲２▼８８％翼弦長下流、▲３▼後縁より４２％翼弦長下流、▲４▼９６％翼弦長下流である。元の翼列（Ｂ：左図）ではチップ部において高圧損領域が翼列内から徐々に増大していることがわかる。一方、本発明による翼列（Ａ：右図）では高圧損領域の生成が抑えられている。これは２次流れが抑制されることにより、２次流れ渦が散逸する際に生み出す混合圧力損失が低減されることによると考えられる。
【００２０】
次に、本発明による翼列の試験結果を説明する。
図１１は、試験方法の概要を示す模式図である。試験する静翼を環状翼列試験装置にセットし、上流の動翼は同一のものを用い、静翼前後の全圧分布を圧力計測装置（例えばピトー管）により計測した。試験は、元の翼と本発明による改良翼の２種類について試験し、両静翼に対して同じ入口条件となるようにした。すなわち、試験静翼の前縁より１翼弦長上流において全圧、流れ角を、後縁より５翼弦長下流において全圧を計測し、十分上流において全体流量を計測した。
【００２１】
図１２にこの試験により得られた静翼列の圧力損失率を示す。この図において、白丸（○印）は元の翼列、黒丸（●印）は本発明による翼列を示す。なお、この図における圧力損失は、静翼の５翼弦長下流における計測値を流れ方向に垂直な断面内で流量平均した全圧を用いて求めている。この図から明らかなように、いずれの回転数においても本発明による翼列（●印）の方が圧力損失が減少している。また、静翼の負荷が上がるにつれて圧力損失の減少幅が大きくなることがわかった。
【００２２】
上述したように、本発明の方法及びその翼形によれば、２次流れが発生しやすい翼端部の翼形を、翼中心線１の前縁２よりの曲率半径を他の部分より小さくし、後縁３よりの曲率半径を他の部分より大きくするので、静圧分布を背側にわたってなだらかにすることができ、これにより、隣接する翼列の背側と腹側の静圧の差を低減し、圧力勾配により生ずる２次流れ６を低減することができる。また、前縁位置を固定したままにするため、捩じれ翼等における前縁位置のずれに起因する２次流れの発生を防止することができる。
【００２３】
なお、本発明は上述した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できることは勿論である。
【００２４】
【発明の効果】
上述したように、本発明の翼列の２次流れ低減方法とその翼形は、２次流れを低減し、これにより圧力損失を低減し、効率を向上することができる優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】設計点における入口マッハ数の分布図である。
【図２】設計点における流入角の径方向分布図である。
【図３】翼面の静圧分布図である。
【図４】本発明による翼形の模式図である。
【図５】本発明による翼形の翼中心線図である。
【図６】静翼流出角の径方向分布図である。
【図７】翼前縁より８０％翼弦長下流における流れ方向に垂直な断面内の２次流れ速度ベクトル図である。
【図８】静翼負圧面上の流線図である。
【図９】後縁より９０％翼弦長下流位置における圧力損失率の径方向分布図である。
【図１０】流れ方向に垂直な断面内の圧力損失係数分布図である。
【図１１】試験方法の概要図である。
【図１２】静翼列の圧力損失率の試験結果である。
【図１３】翼形を示す模式図である。
【図１４】翼列に生ずる「２次流れ」の模式図である。
【符号の説明】
１ 翼中心線（キャンバーライン）
１ａ，１ｂ，１ｃ 円弧
２ 前縁
３ 後縁
４ 翼列
５ 主流
６ ２次流れ
ｒ１，ｒ２，ｒ３ 半径
φ１，φ２，φ３ 中心角
Claims (4)
- 軸流圧縮機又はタービンの動翼列又は静翼列において、腹側と背側の静圧勾配が小さくなるように、２次流れが発生しやすい径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の前縁よりの曲率半径をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の前縁よりの曲率半径より小さくし、径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の後縁よりの曲率半径をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の後縁よりの曲率半径より大きくする、ことを特徴とする翼列の２次流れ低減方法。
- 径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線を異なる半径の複数の円弧によって構成し、２次流れが発生しやすい径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の前縁よりの円弧の中心角をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の前縁よりの円弧の中心角より小さくし、径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の後縁よりの円弧の中心角をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の後縁よりの円弧の中心角より大きくする、ことを特徴とする請求項１に記載の翼列の２次流れ低減方法。
- 前記複数の円弧は、半径ｒ1,ｒ2,ｒ3 、中心角φ1,φ2,φ3の３つの円弧からなり、中心角φ1,φ3の比が１．０：１．２〜１．８の範囲にある、ことを特徴とする請求項２に記載の翼列の２次流れ低減方法。
- 軸流圧縮機又はタービンの動翼列又は静翼列における２次流れ低減のための翼形であって、
腹側と背側の静圧勾配が小さくなるように、２次流れが発生しやすい径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の前縁よりの曲率半径をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の前縁よりの曲率半径より小さく、かつ径方向内方端部及び径方向外方端部の翼中心線の後縁よりの曲率半径をその径方向内方端部と径方向外方端部の間に位置する径方向中間部の翼中心線の後縁よりの曲率半径より大きく構成したことを特徴とする翼列の２次流れ低減のための翼形。
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