JP4837515B2 - Turbomachine blades - Google Patents
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Description
本発明は、ターボ機械の羽根に関する。 The present invention relates to a turbomachine blade.
ポンプ、タービン等のターボ機械の羽根(例えば羽根車の羽根や案内羽根)の設計では、NACA(National Advisory Committee on Aeronautics)65系の翼型(翼断面)が広く採用されている。NACA65系の翼型及びその選定手法は広く知られており、例えば非特許文献1に記載されている。NACA65系の翼型に関しては、多大な翼列実験資料や設計資料が蓄積され利用可能である。
In the design of turbomachine blades such as pumps and turbines (for example, impeller blades and guide blades), NACA (National Advisory Committee on Aeronautics) 65 airfoil (blade cross section) is widely adopted. The NACA65 type airfoil and its selection method are widely known, and are described in Non-Patent
しかし、NACA65系の翼型は前縁を含む先端部分の肉厚が薄い。具体的には、NACA65系の厚み分布関数では、前縁は弦長の0.00687倍の曲率半径を有する非常に小さい円弧である。このように先端の肉厚が薄いために、NACA65系の翼型をターボ機械の羽根に採用した場合、先端に衝突する異物に対する強度が低い。また、先端の肉厚が薄いと、鋳造により羽根を製造する場合に引け巣等の不具合発生の原因となる。 However, the NACA65-based airfoil has a thin tip portion including the leading edge. Specifically, in the thickness distribution function of the NACA65 system, the leading edge is a very small arc having a curvature radius of 0.00687 times the chord length. Since the tip is thin in this way, when a NACA65 type airfoil is used for a turbomachine blade, the strength against foreign matter colliding with the tip is low. Moreover, when the thickness of the tip is thin, it causes a problem such as a shrinkage nest when the blade is manufactured by casting.
また、単に翼型先端の肉厚を厚くするだけでは、翼型を翼幅方向に変化させて3次元翼形状とした場合に滑らかな翼面形状が得られない。また、NACA65系の翼型から翼型が大きく変化してしまうと、NACA65系の翼型に関する翼列実験資料や設計資料を利用できなくなる。 Further, by simply increasing the thickness of the tip of the airfoil, a smooth blade surface shape cannot be obtained when the airfoil is changed in the blade width direction to form a three-dimensional blade shape. In addition, if the airfoil greatly changes from the NACA65-based airfoil, it becomes impossible to use blade row experiment data and design data related to the NACA65-based airfoil.
本発明は、先端が十分や強度を有し、翼面形状が滑らかであると共に、NACA65系の翼型に関する多大な実験資料や設計資料を有効利用できるターボ機械の羽根を提供することを課題とする。 It is an object of the present invention to provide a turbomachine blade that has a sufficient tip and strength, has a smooth blade surface shape, and can effectively use a large amount of experimental and design data related to NACA65-based airfoils. To do.
本発明は、ターボ機械の羽根であって、前記羽根の翼型はNACA65系の厚み分布関数を修正して得られた修正厚み分布関数により肉厚が規定され、前記NACA65系の厚み分布関数における弦、肉厚、及び前縁を、それぞれ横軸、縦軸、及び原点とする直交座標系を設定し、この直交座標系において、弦長の0.00687倍を上回り0.03倍以下の半径を有し、前記弦上に中心を有し、かつ前縁と接する円を修正円とし、前記NACA65系の厚み分布関数により規定される曲線上にあり、かつ前記前縁から前記弦長の0.5倍以下の位置にある点を修正基準点とし、かつ前記修正基準点で前記NACA65系の厚み分布関数により規定される曲線と接すると共に、前記修正円と接する円弧を修正円弧とすると、前記修正厚み分布関数は、前記直交座標系において、前記前縁から前記修正円弧と前記修正円の接点までが前記修正円により構成され、前記接点から前記修正基準点までが前記修正円弧により構成され、かつ前記修正基準点から後縁までが前記NACA65系の厚み分布関数により規定される曲線で構成されたものであることを特徴とする、ターボ機械の羽根を提供する。 The present invention is a blade of a turbomachine, and the blade shape of the blade is defined by a modified thickness distribution function obtained by correcting a thickness distribution function of the NACA65 system, and in the thickness distribution function of the NACA65 system, Set a Cartesian coordinate system with the chord, wall thickness, and leading edge as the horizontal axis, vertical axis, and origin, respectively. In this Cartesian coordinate system, the radius is more than 0.00687 times the chord length and less than 0.03 times A circle having a center on the string and in contact with the leading edge is defined as a corrected circle, is on a curve defined by the thickness distribution function of the NACA65 system, and is zero on the chord length from the leading edge. When a point at a position of 5 times or less is set as a correction reference point, and the correction reference point is in contact with a curve defined by the thickness distribution function of the NACA65 system, and an arc in contact with the correction circle is a correction arc, Modified thickness distribution In the Cartesian coordinate system, the number is formed by the correction circle from the leading edge to the contact point of the correction arc and the correction circle, the point from the contact point to the correction reference point is configured by the correction arc, and the correction There is provided a blade of a turbomachine characterized in that a portion from a reference point to a trailing edge is constituted by a curve defined by the thickness distribution function of the NACA65 system.
NACA65系の厚み分布関数の先端は弦長の0.00687倍の半径を有する円で構成されている。これに対して本発明にかかるターボ機械の羽根の肉厚を規定する修正厚み分布関数は、前縁を含む先端付近(前縁から接点まで)が弦長の0.00687倍を上回り0.03倍以下の半径を有する修正円により構成されている。換言すれば、修正厚み分布関数における前縁を含む先端付近の肉厚は、NACA65系の厚み分布関数よりも十分大きい。従って、本発明にかかるターボ機械の羽根の先端は十分な肉厚を有しており、異物に対して十分な強度を有すると共に、鋳造により製造する場合に引け巣等の不具合が発生しにくい。 The tip of the thickness distribution function of the NACA65 system is composed of a circle having a radius of 0.00687 times the chord length. On the other hand, the modified thickness distribution function that defines the thickness of the blade of the turbomachine according to the present invention is that the vicinity of the tip including the leading edge (from the leading edge to the contact point) exceeds 0.00687 times the chord length and is 0.03. It is composed of a modified circle having a radius less than double. In other words, the thickness near the tip including the leading edge in the corrected thickness distribution function is sufficiently larger than the thickness distribution function of the NACA65 system. Therefore, the tip of the blade of the turbomachine according to the present invention has a sufficient thickness, has a sufficient strength against foreign matter, and is less likely to cause defects such as shrinkage when manufactured by casting.
また、修正厚み分布関数はNACA65系の厚み分布関数の前縁付近だけを部分的に修正したものであるので、この修正厚み分布関数を利用して得られる翼型を翼幅方向に変化させて3次元翼形状とした場合にも、滑らかな翼面形状が得られる。 The modified thickness distribution function is a partial modification of only the vicinity of the leading edge of the NACA65-based thickness distribution function. Therefore, the airfoil obtained using the modified thickness distribution function is changed in the blade width direction. Even in the case of a three-dimensional blade shape, a smooth blade surface shape can be obtained.
さらに、修正厚み分布関数はNACA65系の厚み分布関数の前縁付近だけを部分的に修正したものであるので、NACA65系の翼型に関する多大な翼列実験資料や設計資料を利用可能である。 Furthermore, since the corrected thickness distribution function is a partial correction of only the vicinity of the leading edge of the NACA65-based thickness distribution function, a large amount of blade cascade experiment data and design data relating to the NACA65-based airfoil can be used.
修正円の半径を弦長の0.00687倍よりも大きく設定しているのは、少なくともNACA65系の厚み分布関数(弦長の0.00687倍)よりも前縁付近の肉厚を大きく設定するためである。また、修正円の半径を弦長の0.03倍以下に設定しているのは、修正円の半径が弦長の0.03倍よりも大きくなると、前縁の肉厚が過度に大きくなって衝突損失が増加するからである。また、修正円の半径が弦長の0.03倍よりも大きくなると、NACA65系の厚み分布関数との近似性が大幅に損なわれ、NACA65系の翼型に関する翼列実験資料や設計資料を利用することが困難となるからである。 The reason why the radius of the correction circle is set larger than 0.00687 times the chord length is to set the thickness near the leading edge to be at least larger than the thickness distribution function of the NACA65 system (0.00687 times the chord length). Because. The radius of the correction circle is set to 0.03 times or less of the chord length because the thickness of the leading edge becomes excessively large when the radius of the correction circle is larger than 0.03 times the chord length. This is because the collision loss increases. In addition, when the radius of the corrected circle is larger than 0.03 times the chord length, the approximation with the thickness distribution function of the NACA65 system is greatly impaired, and blade cascade experiment data and design data on the NACA65 system airfoil are used. It is difficult to do.
前記修正円弧は真円の一部でも楕円の一部であってもよい。 The corrected arc may be a part of a perfect circle or a part of an ellipse.
本発明にかかるターボ機械の羽根は、NACA65系の厚み分布関数の前縁付近だけを部分的に修正した修正厚み分布関数によって肉厚が規定された翼型を有するので、先端が十分な肉厚を有する。従って、先端が異物に対して十分な強度を有すると共に、鋳造により製造する場合に引け巣等の不具合が発生しにくい。また、翼型を翼幅方向に変化させて3次元翼形状とした場合にも、滑らかな翼面形状が得られる。さらに、NACA65系の翼型に関する翼列実験資料や設計資料を利用可能である。 Since the blade of the turbomachine according to the present invention has an airfoil whose thickness is defined by a modified thickness distribution function in which only the vicinity of the leading edge of the thickness distribution function of the NACA65 system is partially corrected, the tip has a sufficient thickness. Have Therefore, the tip has a sufficient strength against foreign matter, and in the case of manufacturing by casting, a defect such as a shrinkage nest hardly occurs. Also, a smooth blade surface shape can be obtained when the blade shape is changed in the blade width direction to form a three-dimensional blade shape. In addition, cascade experiment data and design data related to the NACA65 series airfoil can be used.
図1は、本発明の実施形態にかかる羽根9を有する羽根車1を備える軸流ポンプ2を示す。この軸流ポンプ2は、その内部が流路3を構成する両端開口の筒状である外部ケーシング4と、流路3中に延びる固定ベーン5と、この固定ベーン5に支持された軸受部6とを備えている。軸受部6によって回転自在に支持された水平方向に延びる回転軸7の先端に、羽根車1のボス部8が固定されている。このボス部8に複数の羽根9の基端側が固定されている。原動機10の回転出力は封水装置を介して回転軸7に伝達される。回転軸7と共に回転する羽根車1の羽根9が流路3中の水に揚力を与え、それによって圧力が生じる。羽根9は図2から図6を参照して後に詳述するように、NACA65系の翼型の厚み分布関数を修正して得られる修正厚み分布関数により厚みが規定されている。
FIG. 1 shows an
以下、図2を参照して羽根9の翼型を設計する手順を概説する。図2において、Rは羽根9の回転方向、FLinは羽根9の入口である前縁9aにおける水の流れの方向、FLoutは羽根9の出口である後縁9bにおける水の流れの方向を示す。また、符号9cは羽根9の正圧面(腹面)を示し、符号9dは負圧面(背面)を示す。さらに、図2の直交座標系は、羽根9の前縁を原点として、弦長方向にx’軸を設定し、弦長方向と直交する方向、すなわちそり方向をy’軸に設定している。
The procedure for designing the airfoil of the
まず、キャンバラインCを決定する。詳細には、流入角(前縁9aにおいて回転軸と水の流入方向FLinとのなす角度)β1と、転向角θ(前縁9aにおける流入方向FLinの方向と後縁9bにおける流出方向FLoutの方向とのなす角度;θ=β1−β2)を、羽根車9の仕様等に基づいて決定する。また、図7及び図8を参照すると、ピッチt(t=πD/N;πは円周率、Dは翼断面上の円筒の直径、Nは羽根枚数)と弦長Lの比である弦節比L/tを決める。そして、流入角β1、転向角θ、及び弦節比L/tを決めれば、NACA65系のキャンバ選定のカーペット線図からキャンバラインCが与えられる。
First, the camber line C is determined. In particular, a beta 1 (the angle between the inflow direction FL in the rotating shaft and water at the leading edge 9a) inflow angle, the outflow direction in the direction of the
次に、キャンバラインC、弦節比L/t、及び流入角β1からNACA65系の迎え角選定のカーペット線図を使用して食違い角ξを決定する。 Next, to determine the camber line C, the chord-pitch ratio L / t, and stagger angle ξ using carpet diagrams angle of attack selected from the inflow angle β 1 NACA65 system.
次に、強度等を考慮して肉厚wを決定する。肉厚wは修正厚み分布関数に基づいて決定される。以下、図3を参照して修正厚み分布関数の求め方を説明する。 Next, the wall thickness w is determined in consideration of strength and the like. The wall thickness w is determined based on the corrected thickness distribution function. Hereinafter, a method of obtaining the corrected thickness distribution function will be described with reference to FIG.
図3の直交座標系は、NACA65系の厚み分布関数F(x)における弦長方向をx軸(横軸)、肉厚をy軸(縦軸)に設定している。また、NACA65系の厚み分布関数F(x)における前縁LEを原点に設定している。図3では、NACA65系の厚み分布関数F(x)を破線で示し、修正厚み分布関数F’(x)を実線で示している。 In the orthogonal coordinate system of FIG. 3, the chord length direction in the thickness distribution function F (x) of the NACA65 system is set to the x axis (horizontal axis), and the wall thickness is set to the y axis (vertical axis). Further, the leading edge LE in the NACA65 system thickness distribution function F (x) is set as the origin. In FIG. 3, the NACA65-based thickness distribution function F (x) is indicated by a broken line, and the corrected thickness distribution function F ′ (x) is indicated by a solid line.
NACA65系の厚み分布関数F(x)の前縁LEは、弦長Lの0.00687倍の小径の円CRにより構成されており、前縁LEを含む先端部分の肉厚が非常に薄い。そこで、羽根の先端の肉厚を増加させるために、修正円CR’を設定する。この修正円CR’は弦長Lの0.00687倍を上回り弦長Lの0.03倍以下の半径を有する(0.00687L<CR’≦0.03L)。また、修正円CR’はオリジナルの円CRと同様にx軸(弦)上に中心を有する。 The leading edge LE of the NACA65-based thickness distribution function F (x) is configured by a circle CR having a small diameter of 0.00687 times the chord length L, and the tip portion including the leading edge LE is very thin. Therefore, a correction circle CR 'is set in order to increase the thickness of the blade tip. The corrected circle CR 'has a radius that exceeds 0.00687 times the chord length L and is 0.03 times or less of the chord length L (0.00687L <CR'≤0.03L). The corrected circle CR 'has a center on the x-axis (string) like the original circle CR.
次に、NACA65系の厚み分布関数F(x)により規定される曲線上に修正基準点ST(=(STx,STy))を設定する。この修正基準点STよりも後縁TE(図6参照)側ではNACA65系の厚み分布関数F(x)をそのまま使用する。一方、この修正基準点STよりも前縁LE側ではNACA65系の厚み分布関数を修正して使用する。換言すれば、修正基準点STはNACA65系の厚み分布関数F(x)をそのまま使用する領域とNACA65系の厚み分布関数F(x)に修正を加える領域の境界を定める。修正基準点STが過度に後縁TE側に設定されていると、修正厚み分布関数F’(x)とNACA65系の厚み分布関数F(x)との近似性が大きく損なわれる。近似性を損なわないためには、前縁LEを含む先端部分のみについてNACA65系の厚み分布関数F(x)を部分的に修正することが好ましい。従って、修正基準STは、前縁LEから少なくとも弦長Lの0.5倍以下の位置に設定する必要がある(STx≦0.5L)。また、修正基準点STは前縁LEから少なくとも弦長Lの0.2倍以下の位置に設定することがより好ましい。
Next, a correction reference point ST (= (STx, STy)) is set on the curve defined by the NACA65 system thickness distribution function F (x). On the trailing edge TE (see FIG. 6) side of the corrected reference point ST, the NACA65-based thickness distribution function F (x) is used as it is. On the other hand, the thickness distribution function of the NACA65 system is corrected and used on the leading edge LE side from the correction reference point ST. In other words, the correction reference point ST defines a boundary between a region where the NACA65-based thickness distribution function F (x) is used as it is and a region where the NACA65-based thickness distribution function F (x) is corrected. If the correction reference point ST is excessively set on the trailing edge TE side, the closeness between the corrected thickness distribution function F ′ (x) and the NACA65 system thickness distribution function F (x) is greatly impaired. In order not to impair the approximation, it is preferable to partially correct the NACA65-based thickness distribution function F (x) for only the tip portion including the leading edge LE. Therefore, the correction reference ST needs to be set at a position at least 0.5 times the chord length L from the leading edge LE (STx ≦ 0.5L). The correction reference point ST is more preferably set at a position that is at least 0.2 times the chord length L from the leading edge LE.
修正基準点STと修正円CR’を真円の一部である修正円弧APで接続する。この修正円弧APは修正基準点STにおいてNACA65系の厚み分布関数F(x)で規定される曲線と接する。換言すれば、修正基準点STにおいて、NACA65系の厚み分布関数F(x)で規定される曲線の傾きと修正円弧APの傾きが等しい。また、修正円弧APは修正円CR’と接している。修正円弧APと修正円CR’の接点を符号P(=(Px,Py))で示す。 The correction reference point ST and the correction circle CR ′ are connected by a correction arc AP which is a part of a perfect circle. This corrected arc AP is in contact with the curve defined by the thickness distribution function F (x) of the NACA65 system at the correction reference point ST. In other words, at the correction reference point ST, the slope of the curve defined by the thickness distribution function F (x) of the NACA65 system is equal to the slope of the correction arc AP. The corrected arc AP is in contact with the corrected circle CR ′. A contact point between the corrected arc AP and the corrected circle CR ′ is indicated by a symbol P (= (Px, Py)).
図3の直交座標系において、修正厚み分布関数F’(x)は以下の3つの部分から構成されている。まず、前縁LE(x=0)から修正円弧APと修正円CR’の接点P(x=Px)までは、修正円CR’により構成されている。また、接点P(x=Px)から修正基準点ST(x=STx)までは、修正円弧APにより構成されている。さらに、修正基準点ST(x=STx)から後縁TE(x=L)までは、NACA65系の厚み分布関数により規定される曲線で構成されている。 In the orthogonal coordinate system of FIG. 3, the corrected thickness distribution function F ′ (x) is composed of the following three parts. First, from the leading edge LE (x = 0) to the contact point P (x = Px) of the correction arc AP and the correction circle CR ′ is constituted by the correction circle CR ′. Further, the contact point P (x = Px) to the correction reference point ST (x = STx) is constituted by a correction arc AP. Furthermore, from the correction reference point ST (x = STx) to the trailing edge TE (x = L), a curve defined by the thickness distribution function of the NACA65 system is used.
修正円CR’の半径を0.02Lに設定し、修正基準点STを前縁LEから0.2Lの位置(STx=0.2L)に設定した場合、修正円弧APと修正円CR’の接点Pは前縁LEから0.0169288L(Px=0.0169288L)の位置にある。この場合、L=1とすると修正厚み分布関数F’(x)は以下の式(1)〜(5)で表される。 When the radius of the correction circle CR ′ is set to 0.02L and the correction reference point ST is set to a position 0.2L from the leading edge LE (STx = 0.2L), the contact point between the correction arc AP and the correction circle CR ′ P is at a position of 0.0169288L (Px = 0.0169288L) from the leading edge LE. In this case, when L = 1, the corrected thickness distribution function F ′ (x) is expressed by the following equations (1) to (5).
式(1)〜(5)で表される修正厚み分布関数F’(x)の弦の片側のみを図4及び図5に示す。図4は弦長L全体を示しているが、図5は前縁付近の肉厚の分布がより明確となるように前縁LEから0.2Lの範囲のみを示している。また、図6(A)はNACA65系の厚み分布関数F(x)、図6(B)は修正円CR’の半径が0.02Lの場合の修正厚み分布関数F’(x)、図6(C)は修正円CR’の半径が0.03Lの場合の修正厚み分布関数F’(x)をそれぞれ示す。これらの図からも明らかなように、本実施形態の修正厚み分布関数F’(x)における前縁を含む先端部分の肉厚は、NACA65系の厚み分布関数F(x)における前縁を含む先端付近の肉厚よりも十分大きい。従って、修正厚み分布関数F’(x)に基づいて肉厚を設定した羽根9は、前縁を含む先端が十分な肉厚を有し、異物に対して十分な強度を有する。また、修正厚み分布関数F’(x)に基づいて肉厚を設定した羽根9は前縁付近が十分な肉厚を有するので、鋳造により製造する場合に引け巣等の不具合が発生しにくい。
Only one side of the chord of the corrected thickness distribution function F ′ (x) represented by the equations (1) to (5) is shown in FIGS. 4 and 5. FIG. 4 shows the entire chord length L, but FIG. 5 shows only the range from the leading edge LE to 0.2L so that the thickness distribution near the leading edge becomes clearer. 6A shows a thickness distribution function F (x) of the NACA65 system, FIG. 6B shows a corrected thickness distribution function F ′ (x) when the radius of the corrected circle CR ′ is 0.02L, and FIG. (C) shows the corrected thickness distribution function F ′ (x) when the radius of the corrected circle CR ′ is 0.03L. As is clear from these figures, the thickness of the tip portion including the leading edge in the modified thickness distribution function F ′ (x) of the present embodiment includes the leading edge in the NACA65-based thickness distribution function F (x). It is sufficiently larger than the wall thickness near the tip. Accordingly, the
修正厚み分布関数F’(x)はNACA65系の厚み分布関数F(x)の前縁付近だけ(0.5Lよりも前縁側)を部分的に修正したものであるので、この修正厚み分布関数F’(x)を利用して得られる翼型を翼幅方向に変化させて3次元翼形状とする場合にも、滑らかな翼面形状が得られる。 The corrected thickness distribution function F ′ (x) is a partial correction of only the vicinity of the leading edge of the NACA65-based thickness distribution function F (x) (the leading edge side from 0.5 L). Even when the airfoil obtained using F ′ (x) is changed in the blade width direction to form a three-dimensional blade shape, a smooth blade surface shape can be obtained.
また、修正厚み分布関数F’(x)はNACA65系の厚み分布関数F(x)の前縁付近だけを部分的に修正したものであるので、修正厚み分布関数F’(x)により肉厚が規定される羽根9について、NACA65系の翼型に関する多大な翼列実験資料や設計資料を利用可能である。
Further, since the corrected thickness distribution function F ′ (x) is a partial correction of only the vicinity of the leading edge of the NACA65-based thickness distribution function F (x), the corrected thickness distribution function F ′ (x) As for the
修正円CR’の半径を弦長Lの0.00687倍よりも大きく設定しているのは、少なくともNACA65系の厚み分布関数F(x)(円CRの半径は弦長Lの0.00687倍)よりも前縁付近の肉厚を大きく設定するためである。また、修正円CR’の半径を弦長の0.03倍以下に設定しているのは、修正円CR’の半径が弦長の0.03倍よりも大きくなると、前縁LEの肉厚が過度に大きくなって衝突損失が増加するからである。また、修正円CR’の半径が弦長Lの0.03倍よりも大きくなると、NACA65系の厚み分布関数F(x)との近似性が大幅に損なわれるのでNACA65系の翼型に関する翼列実験資料や設計資料を利用することが困難となるからである。 The radius of the modified circle CR ′ is set to be larger than 0.00687 times the chord length L at least because of the thickness distribution function F (x) of the NACA65 system (the radius of the circle CR is 0.00687 times the chord length L) This is because the thickness near the leading edge is set larger than (). Further, the radius of the corrected circle CR ′ is set to 0.03 times or less of the chord length because the thickness of the leading edge LE is increased when the radius of the corrected circle CR ′ is larger than 0.03 times the chord length. This is because the collision loss is increased due to excessive increase in the distance. Further, if the radius of the corrected circle CR ′ is larger than 0.03 times the chord length L, the approximation with the thickness distribution function F (x) of the NACA65 system is greatly impaired, and therefore the cascade related to the NACA65 system airfoil This is because it becomes difficult to use experimental materials and design materials.
本発明は前記実施形態に限定されず種々の変形が可能である。例えば、前記実施形態では修正円弧APは真円の一部であるが、修正円弧APは楕円の一部であってもよい。また、軸流ポンプの羽根車が備える羽根を例に本発明を説明したが、本発明はターボ機械の羽根であれば適用対象は特に限定されず、例えばタービンの案内羽根等にも適用できる。 The present invention is not limited to the above-described embodiment, and various modifications are possible. For example, in the embodiment, the corrected arc AP is a part of a perfect circle, but the corrected arc AP may be a part of an ellipse. Moreover, although this invention was demonstrated to the example with the blade | wing with which the impeller of an axial flow pump is provided, if this invention is a blade | wing of a turbomachine, an application object will not be specifically limited, For example, it can apply also to the guide blade | blade etc. of a turbine.
1 羽根車
2 軸流ポンプ
3 流路
4 外部ケーシング
5 固定ベーン
6 軸受部
7 回転軸
8 ボス部
9 羽根
9a 前縁
9b 後縁
9c 正圧面
9d 負圧面
10 原動機
CR’ 修正円
ST 修正基準点
AP 修正円弧
LE 前縁
TE 後縁
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前記羽根の翼型はNACA65系の厚み分布関数を修正して得られた修正厚み分布関数により肉厚が規定され、
前記NACA65系の厚み分布関数における弦、肉厚、及び前縁を、それぞれ横軸、縦軸、及び原点とする直交座標系を設定し、この直交座標系において、
弦長の0.00687倍を上回り0.03倍以下の半径を有し、前記弦上に中心を有し、かつ前縁と接する円を修正円とし、
前記NACA65系の厚み分布関数により規定される曲線上にあり、かつ前記前縁から前記弦長の0.5倍以下の位置にある点を修正基準点とし、かつ
前記修正基準点で前記NACA65系の厚み分布関数により規定される曲線と接すると共に、前記修正円と接する円弧を修正円弧とすると、
前記修正厚み分布関数は、前記直交座標系において、前記前縁から前記修正円弧と前記修正円の接点までが前記修正円により構成され、前記接点から前記修正基準点までが前記修正円弧により構成され、かつ前記修正基準点から後縁までが前記NACA65系の厚み分布関数により規定される曲線で構成されたものであることを特徴とする、ターボ機械の羽根。 A turbomachine blade,
The thickness of the blade airfoil is defined by the modified thickness distribution function obtained by correcting the thickness distribution function of the NACA65 system,
An orthogonal coordinate system having a horizontal axis, a vertical axis, and an origin as a chord, a wall thickness, and a leading edge in the thickness distribution function of the NACA65 system is set.
A circle having a radius greater than 0.00687 times the chord length and not more than 0.03 times, having a center on the chord and in contact with the leading edge,
A point on the curve defined by the thickness distribution function of the NACA65 system and at a position not more than 0.5 times the chord length from the leading edge is used as a correction reference point, and the NACA65 system at the correction reference point When the arc that touches the correction circle and the curved line defined by the thickness distribution function is a corrected arc,
In the orthogonal coordinate system, the corrected thickness distribution function includes the corrected circle from the leading edge to the contact point of the corrected arc and the corrected circle, and the corrected arc from the contact point to the correction reference point. The blade of the turbomachine is characterized in that the portion from the correction reference point to the trailing edge is constituted by a curve defined by the thickness distribution function of the NACA65 system.
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