JP5386433B2 - 翼設計装置,翼設計手法,それを用いて設計された翼,及びその翼を用いたターボ機械 - Google Patents
翼設計装置,翼設計手法,それを用いて設計された翼,及びその翼を用いたターボ機械 Download PDFInfo
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かかる構成により、ボス比が小さく、翼長が大きい翼に対しても、滑らかな翼面を効率的に設計できるものとなる。
かかる方法により、ボス比が小さく、翼長が大きい翼に対しても、滑らかな翼面を効率的に設計できるものとなる。
かかる構成により、ボス比が小さく、翼長が大きい翼に対しても、滑らかな翼面を得ることができるものとなる。
(8)好ましくは、ターボ機械の翼を設計する翼設計方法を用いて設計された翼であって、上記(3)ないし(6)のいずれかにより設計されたものである。
かかる構成により、ボス比が小さく、翼長が大きい翼に対しても、滑らかな翼面を得ることができるものとなる。
(10)好ましくは、タービンケーシングの内周側に固設された静翼と、タービン中心軸周りに回転するタービンロータに設けられた動翼とからなるターボ機械であって、前記動翼若しくは静翼は、上記(3)ないし(6)のいずれかにより設計された翼としたものである。
図1は、本発明の一実施形態による翼設計装置の構成を示すブロック図である。
最初に、図2〜図7を用いて、本実施形態の翼設計装置による亜音速翼型翼の二次元翼型の決定方法について説明する。
図2〜図7は、本発明の一実施形態の翼設計装置による亜音速翼型翼の二次元翼型の決定方法の説明図である。
B)前縁制御点幅2:wLE2
C)前縁ウェッジ角1:WELE1
D)前縁ウェッジ角2:WELE2
ここでのウェッジ角は、NURBS曲線の制御点のなす角である。また、
E)前縁ウェッジ角3:WELE3
は、図6に示すように線P0−P−1と線P4−P5とのなす角である。ここで、制御点P−1,P5は、仮想的な制御点である。
図8〜図11は、本発明の一実施形態の翼設計装置による遷音速翼型翼の二次元翼型の決定方法の説明図である。
図12は、本発明の一実施形態の翼設計装置により設計され三次元翼の形状を示す翼断面のスタッキング図である。
翼型のスタッキング図
内周側0%、25%高さ位置の2断面が亜音速翼型であり、50%、75%、100%高さ位置の3断面が遷音速翼型であるため、翼のねじりが大きく、また高さ方向に種類の異なる二種類の翼が適用されているにもかかわらず、5断面の設計断面から、滑らかな翼面が形成されていることが確認できる。
図13は、本発明の一実施形態の翼設計装置により設計され三次元翼を用いたターボ機械の構成を示す断面図である。
112…二次元翼型設計部
114…スタッキング部
120…設計変数部
130,140,170…評価部
150…最適化部
160…CAD部
Claims (10)
- ターボ機械の翼を設計する翼設計装置であって、
熱設計からフローパターンの情報及び設計変数部に保持された設計変数を用いて、それぞれの翼高さ位置での二次元断面を4次のNURBS曲線で定義して、二次元翼型を決定する二次元翼型設計部と、
該二次元翼型設計部によって設計された翼高さ位置の異なる複数の二次元翼型を、図心や後縁を基準にスタッキングして、そのNURBS曲線群から4次のNURBS曲面を生成することにより、三次元翼の形状データを得るスタッキング部とを備え、
前記二次元翼型は、内周側は絞り流路を持つ亜音速翼型であり、外周側は絞り−拡がり流路を持つ遷音速翼型であり、前記拡がり流路は流出マッハ数に応じた形状であり、
前記スタッキング部は、前記二次元翼型設計部により決定された複数の翼高さ位置の異なる二次元断面を示すNURBS曲線の制御点の数とノットベクトルが一致しない場合には、すべてのNURBS曲線の制御点の数とノットベクトルを等しくした上で、4次のNURBS曲面を生成することを特徴とする翼設計装置。 - 請求項1記載の翼設計装置において、
前記スタッキング部により得られた三次元翼に対して算出された一次元遠心応力が翼材料の許容応力以下であることを拘束条件として、前記二次元翼型設計部により決定された二次元翼型に対する流体解析による損失最小化を目的関数に、翼型の設計変数を決定する最適化部とを備え、
前記二次元翼型設計部は、前記最適部により決定された翼型の設計変数を用いて、再度、二次元翼型を決定することを特徴とする翼設計装置。 - ターボ機械の翼を設計する翼設計方法であって、
二次元翼型設計部が、代表高さの二次元断面を4次のNURBS曲線で定義し、そのNURBS曲線群から4次のNURBS曲面を生成し、
前記二次元翼型設計部が、熱設計からフローパターンの情報及び設計変数部に保持された設計変数を用いて、それぞれの翼高さ位置での二次元断面を4次のNURBS曲線で定義して、二次元翼型を決定し、
スタッキング部が、前記二次元翼型設計部によって設計された翼高さ位置の異なる複数の二次元翼型を、図心や後縁を基準にスタッキングして、そのNURBS曲線群から4次のNURBS曲面を生成することにより、三次元翼の形状データを獲得し、
前記二次元翼型は、内周側は絞り流路を持つ亜音速翼型であり、外周側は絞り−拡がり流路を持つ遷音速翼型であり、前記拡がり流路は流出マッハ数に応じた形状であり、
前記スタッキング部が、前記二次元翼型設計部により決定された複数の翼高さ位置の異なる二次元断面を示すNURBS曲線の制御点の数とノットベクトルが一致しない場合には、すべてのNURBS曲線の制御点の数とノットベクトルを等しくした上で、4次のNURBS曲面を生成することを特徴とする翼設計方法。 - 請求項3記載の翼設計方法において、
前記二次元翼型設計部は、二次元断面を定義する4次のNURBS曲線が、上流工程で決まる流入角、スロート・ピッチ比を必ず満足するように決定することを特徴とする翼設計方法。 - 請求項3記載の翼設計方法において、
最適化部が、二次元断面を定義する4次のNURBS曲線の設計変数を、翼型損失最小化を目的とした数値的な最適化法を用いて決定し、
前記二次元翼型設計部により、前記最適部により決定された翼型の設計変数を用いて、再度、二次元翼型を決定することを特徴とする翼設計方法。 - 請求項5記載の翼設計方法において、
前記最適化部が、前記スタッキング部により得られた三次元翼に対して算出された一次元遠心応力が翼材料の許容応力以下であることを拘束条件として、前記二次元翼型設計部により決定された二次元翼型に対する流体解析による損失最小化を目的関数に、翼型の設計変数を決定することを特徴とする翼設計方法。 - ターボ機械の翼を設計する翼設計方法を用いて設計された翼であって、
請求項1または2の翼設計装置により設計されたことを特徴とする翼。 - ターボ機械の翼を設計する翼設計方法を用いて設計された翼であって、
請求項3ないし6のいずれか1項に記載の翼設計方法により設計されたことを特徴とする翼。 - タービンケーシングの内周側に固設された静翼と、タービン中心軸周りに回転するタービンロータに設けられた動翼とからなるターボ機械であって、
前記動翼若しくは静翼は、請求項1または2の翼設計装置により設計された翼であることを特徴とするターボ機械。 - タービンケーシングの内周側に固設された静翼と、タービン中心軸周りに回転するタービンロータに設けられた動翼とからなるターボ機械であって、
前記動翼若しくは静翼は、請求項3ないし6のいずれか1項に記載の翼設計方法により設計された翼であることを特徴とするターボ機械。
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