JPH0783196A - 軸流圧縮機 - Google Patents
軸流圧縮機Info
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- JPH0783196A JPH0783196A JP5232776A JP23277693A JPH0783196A JP H0783196 A JPH0783196 A JP H0783196A JP 5232776 A JP5232776 A JP 5232776A JP 23277693 A JP23277693 A JP 23277693A JP H0783196 A JPH0783196 A JP H0783196A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/324—Blades
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D21/00—Pump involving supersonic speed of pumped fluids
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- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
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- F05D2240/302—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor characteristics related to shock waves, transonic or supersonic flow
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- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
- Y10S416/02—Formulas of curves
Abstract
(57)【要約】
【目的】高亜音速の入口流れを有する翼の形状の改良に
よって、翼列の衝撃波損失を回避し、高効率の軸流圧縮
機を提供する。 【構成】ガスタービン用あるいは産業用の軸流圧縮機
の、静翼列または動翼列の翼背側の曲率分布を、翼前縁
から一旦極小値をもち、その後極大値を有するようにす
る。 【効果】入口流れが高亜音速の場合でも、翼背側での翼
前縁部から最大速度までの過大な増速を抑制し、衝撃波
の発生を回避できるようしたので、翼列の損失を低減で
き、軸流圧縮機の効率を向上することができる。
よって、翼列の衝撃波損失を回避し、高効率の軸流圧縮
機を提供する。 【構成】ガスタービン用あるいは産業用の軸流圧縮機
の、静翼列または動翼列の翼背側の曲率分布を、翼前縁
から一旦極小値をもち、その後極大値を有するようにす
る。 【効果】入口流れが高亜音速の場合でも、翼背側での翼
前縁部から最大速度までの過大な増速を抑制し、衝撃波
の発生を回避できるようしたので、翼列の損失を低減で
き、軸流圧縮機の効率を向上することができる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービン用或いは産
業用の軸流圧縮機に係わり、特に、高性能であって低損
失の軸流圧縮機ブレードを有する軸流圧縮機に関するも
のである。
業用の軸流圧縮機に係わり、特に、高性能であって低損
失の軸流圧縮機ブレードを有する軸流圧縮機に関するも
のである。
【０００２】
【従来の技術】従来から、軸流圧縮機の翼には文献「Ｎ
ＡＣＡ，ＳＰ−３６」（１９６５年）に記述されている
ように、亜音速用に開発されたＮＡＣＡ−６５翼が用い
られていた。近年、軸流圧縮機の高圧力比，高効率化の
必要性から、翼列入口流れの高速化が図られてる。
ＡＣＡ，ＳＰ−３６」（１９６５年）に記述されている
ように、亜音速用に開発されたＮＡＣＡ−６５翼が用い
られていた。近年、軸流圧縮機の高圧力比，高効率化の
必要性から、翼列入口流れの高速化が図られてる。
【０００３】高亜音速の翼列に対しては、文献「ポンプ
・送風機の理論と応用」ＪＳＭＥ第３４３回講演会（昭
和４６年）に記述されているように、翼の背側と腹側と
をそれぞれ単一の円弧で構成した二重円弧翼が用いらて
いた。
・送風機の理論と応用」ＪＳＭＥ第３４３回講演会（昭
和４６年）に記述されているように、翼の背側と腹側と
をそれぞれ単一の円弧で構成した二重円弧翼が用いらて
いた。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】従来技術は、翼列入口
のマッハ数が０.８ 以上となると翼面上に発生する衝撃
波に起因する損失が非常に大きくなり、効率が低下する
という問題があった。また、高速化に伴って衝撃波が起
因して翼型損失が増大する傾向にある。
のマッハ数が０.８ 以上となると翼面上に発生する衝撃
波に起因する損失が非常に大きくなり、効率が低下する
という問題があった。また、高速化に伴って衝撃波が起
因して翼型損失が増大する傾向にある。
【０００５】従って、入口流れが高亜音速の場合に高性
能を有する翼型を提供することは重要である。
能を有する翼型を提供することは重要である。
【０００６】そこで、本発明はこのような問題点に鑑み
てなされたもので、その目的とするところは、音速近
傍、例えば、高亜音速または超音速の場合の入口流れを
有する部分の翼形状の改良により、衝撃派の発生を回避
し、衝撃波に起因する損失をなくし、高効率の軸流圧縮
機を提供することにある。
てなされたもので、その目的とするところは、音速近
傍、例えば、高亜音速または超音速の場合の入口流れを
有する部分の翼形状の改良により、衝撃派の発生を回避
し、衝撃波に起因する損失をなくし、高効率の軸流圧縮
機を提供することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明の軸流圧縮機は、
環状流路を構成するケーシングの内面に複数の静翼列
と、回転する複数の動翼列とを配置してなるものであ
る。本発明の特徴とするところは、この静翼列又は／及
び動翼列の翼背側の曲率分布を変化させ点にある。この
曲率分布の変化は、翼前縁から翼後縁へ向かって翼背側
に極小値を有し、その後、極大値を有するように構成す
る。
環状流路を構成するケーシングの内面に複数の静翼列
と、回転する複数の動翼列とを配置してなるものであ
る。本発明の特徴とするところは、この静翼列又は／及
び動翼列の翼背側の曲率分布を変化させ点にある。この
曲率分布の変化は、翼前縁から翼後縁へ向かって翼背側
に極小値を有し、その後、極大値を有するように構成す
る。
【０００８】更に、本発明の軸流圧縮機は、環状流路を
構成するケーシング内面に取り付けられた複数の静翼列
と、回転する動翼列を配置してなるものであって、静翼
列又は／及び動翼列の翼背側の曲率分布を、翼面上、マ
ッハ数が１となる位置と最大速度を示す位置との間に極
小値を有することを特徴とする。
構成するケーシング内面に取り付けられた複数の静翼列
と、回転する動翼列を配置してなるものであって、静翼
列又は／及び動翼列の翼背側の曲率分布を、翼面上、マ
ッハ数が１となる位置と最大速度を示す位置との間に極
小値を有することを特徴とする。
【０００９】更に、本発明の軸流圧縮機は、環状流路を
構成するケーシング内面に取り付けられた複数の静翼列
と、回転する動翼列を配置してなるものであって、前記
静翼列又は／及び動翼列の翼背側の曲率分布を、翼背側
上、最大速度を示す領域と対応する領域に極大値を有す
るように構成したことを特徴とする。
構成するケーシング内面に取り付けられた複数の静翼列
と、回転する動翼列を配置してなるものであって、前記
静翼列又は／及び動翼列の翼背側の曲率分布を、翼背側
上、最大速度を示す領域と対応する領域に極大値を有す
るように構成したことを特徴とする。
【００１０】更に、本発明の軸流圧縮機は、環状流路を
構成するケーシング内面に取り付けられた複数の静翼列
と、回転する動翼列を配置してなるものであって、静翼
列又は動翼列の少なくとも１列の翼の背側または腹側
を、翼弦長の中心より後縁側で且つ背側スロート位置よ
り後縁側に接続点を持つ少なくとも２つの円弧で構成
し、前記円弧のうち前縁側第１番目の円弧の曲率半径を
第２番目の円弧の曲率半径より大きくしたことを特徴と
する。
構成するケーシング内面に取り付けられた複数の静翼列
と、回転する動翼列を配置してなるものであって、静翼
列又は動翼列の少なくとも１列の翼の背側または腹側
を、翼弦長の中心より後縁側で且つ背側スロート位置よ
り後縁側に接続点を持つ少なくとも２つの円弧で構成
し、前記円弧のうち前縁側第１番目の円弧の曲率半径を
第２番目の円弧の曲率半径より大きくしたことを特徴と
する。
【００１１】更に、本発明の軸流圧縮機は、前記接続点
を翼先端断面から翼根元断面に向かって前縁側に徐々に
移動することが好ましい。
を翼先端断面から翼根元断面に向かって前縁側に徐々に
移動することが好ましい。
【００１２】更に、本発明の軸流圧縮機は、前記静翼ま
たは動翼の根元側の入り口マッハ数が低い範囲の翼形と
して二重円弧翼形またはNACA65翼形を用いることが好ま
しい。ここで二重円弧翼形とは背側と腹側とが一つの円
弧で形成されているものをいい、NACA65翼形とは、翼の
ソリを表わすキャラバンラインと翼の厚みを分布とによ
って決定される形状をいう。
たは動翼の根元側の入り口マッハ数が低い範囲の翼形と
して二重円弧翼形またはNACA65翼形を用いることが好ま
しい。ここで二重円弧翼形とは背側と腹側とが一つの円
弧で形成されているものをいい、NACA65翼形とは、翼の
ソリを表わすキャラバンラインと翼の厚みを分布とによ
って決定される形状をいう。
【００１３】更に、本発明の軸流圧縮機は、環状流路を
構成するケーシング内面に取り付けられた複数の静翼列
と、回転する動翼列を配置してなるものであって、静翼
列又は動翼列の少なくとも１列の翼の背側又は／及び腹
側を、翼弦長の中心より前縁側で且つ背側スロート位置
より前縁側に接続点を持ち、極値を有する円弧で構成し
たことを特徴とする。
構成するケーシング内面に取り付けられた複数の静翼列
と、回転する動翼列を配置してなるものであって、静翼
列又は動翼列の少なくとも１列の翼の背側又は／及び腹
側を、翼弦長の中心より前縁側で且つ背側スロート位置
より前縁側に接続点を持ち、極値を有する円弧で構成し
たことを特徴とする。
【００１４】すなわち、本発明は静翼または動翼の背側
の曲率分布を、翼前縁から翼後縁にかけて一旦極小値を
もたせ、その後極大値をもたせるように構成することに
よって、目的を達成するようにしたものである。
の曲率分布を、翼前縁から翼後縁にかけて一旦極小値を
もたせ、その後極大値をもたせるように構成することに
よって、目的を達成するようにしたものである。
【００１５】
【作用】すなわち、軸流圧縮機の静翼または動翼を前記
のように構成すると、翼背側で発生する超音速領域から
滑らかな減速が達成されるため、衝撃波の発生を回避で
きる。従って、翼列の損失を低減でき、軸流圧縮機全体
の効率が向上する。
のように構成すると、翼背側で発生する超音速領域から
滑らかな減速が達成されるため、衝撃波の発生を回避で
きる。従って、翼列の損失を低減でき、軸流圧縮機全体
の効率が向上する。
【００１６】また、静翼列又は動翼列の少なくとも１列
の翼の背側または腹側を、翼弦長の中心より後縁側で且
つ背側スロート位置より後縁側に接続点を持つ少なくと
も２つの円弧で構成し、前記円弧のうち前縁側第１番目
の円弧の曲率半径を第２番目の円弧の曲率半径より大き
くするように軸流圧縮機の静翼または動翼を構成する
と、翼列に発生する衝撃波面はスロートより前縁側に移
る。また、翼面上の流れについては、腹側の急減速部分
がなくなり、前縁側の増速の割合が小さくなり、最大マ
ッハ数も小さくなる。こうした理由から翼列の損失を低
減でき、軸流圧縮機全体の効率が向上する。
の翼の背側または腹側を、翼弦長の中心より後縁側で且
つ背側スロート位置より後縁側に接続点を持つ少なくと
も２つの円弧で構成し、前記円弧のうち前縁側第１番目
の円弧の曲率半径を第２番目の円弧の曲率半径より大き
くするように軸流圧縮機の静翼または動翼を構成する
と、翼列に発生する衝撃波面はスロートより前縁側に移
る。また、翼面上の流れについては、腹側の急減速部分
がなくなり、前縁側の増速の割合が小さくなり、最大マ
ッハ数も小さくなる。こうした理由から翼列の損失を低
減でき、軸流圧縮機全体の効率が向上する。
【００１７】
【実施例】以下、本発明の一実施例を図１及び図２を用
いて説明する。図２は本発明を実施した多段軸流圧縮機
の部分的な横断面を示すものであり、図１は図２中にお
けるＡ−Ａの静翼列背側部の断面及びその曲率分布を、
翼面位置と翼背側の曲率との関係で示したものである。
いて説明する。図２は本発明を実施した多段軸流圧縮機
の部分的な横断面を示すものであり、図１は図２中にお
けるＡ−Ａの静翼列背側部の断面及びその曲率分布を、
翼面位置と翼背側の曲率との関係で示したものである。
【００１８】多段軸流圧縮機は図２に示すように、ケー
シング１とロータ５とにより構成される環状流路２内に
静翼３と動翼４とが形成される。静翼３はケーシング１
の内面に取り付けられ、動翼４は前記ロータ５に取り付
けられる。
シング１とロータ５とにより構成される環状流路２内に
静翼３と動翼４とが形成される。静翼３はケーシング１
の内面に取り付けられ、動翼４は前記ロータ５に取り付
けられる。
【００１９】ロータ５は別置のモータやタービンなどに
より駆動される。
より駆動される。
【００２０】図２に示した断面Ａ−Ａにおける静翼列３
の翼前縁から翼後縁に到る翼背側の曲率分布は図２に示
されるが、図中３ａは、図１に示すように翼前縁より一
旦極小値３ｂをもち、その後極大値３ｃをもつような曲
率分布を有するように構成されている。そして、前記極
小値３ｂは、翼面上マッハ数が１となる位置と最大速度
を示す位置との間に設けられており、また前記極大値３
ｃは翼背側上において最大速度を示す領域に設けられて
いる。
の翼前縁から翼後縁に到る翼背側の曲率分布は図２に示
されるが、図中３ａは、図１に示すように翼前縁より一
旦極小値３ｂをもち、その後極大値３ｃをもつような曲
率分布を有するように構成されている。そして、前記極
小値３ｂは、翼面上マッハ数が１となる位置と最大速度
を示す位置との間に設けられており、また前記極大値３
ｃは翼背側上において最大速度を示す領域に設けられて
いる。
【００２１】極小値３ｂ及び極大値３ｃを形成する位置
としては翼面位置中央より前半であることが好ましく図
に示すような曲率分布を持たせることが好ましいと考え
られる。
としては翼面位置中央より前半であることが好ましく図
に示すような曲率分布を持たせることが好ましいと考え
られる。
【００２２】尚、正確には、翼面位置の０及び１の近傍
では一般的な翼構造から曲率分布は急激な変化を示す
が。図中においては特にその部分については言及しない
こととする。
では一般的な翼構造から曲率分布は急激な変化を示す
が。図中においては特にその部分については言及しない
こととする。
【００２３】このような翼構造とすることにより、翼前
縁に亜音速の流速を有する流体が入射した場合には、翼
背側では音速を越える速度を有し、翼後縁から出射され
る流体は亜音速にすることができる。
縁に亜音速の流速を有する流体が入射した場合には、翼
背側では音速を越える速度を有し、翼後縁から出射され
る流体は亜音速にすることができる。
【００２４】以下、このように構成された本発明の翼構
造の作用を図３及び図４を用いて、従来翼の作用と対比
して説明する。
造の作用を図３及び図４を用いて、従来翼の作用と対比
して説明する。
【００２５】図３は従来の翼の翼背側形状の曲率分布６
を示すものである。図４は本発明の翼と従来の翼との翼
列試験を実施した一例として、入口マッハ数が０.８ に
おける翼背側上のマッハ数分布測定結果を、翼面位置と
翼面マッハ数との関係で示す。
を示すものである。図４は本発明の翼と従来の翼との翼
列試験を実施した一例として、入口マッハ数が０.８ に
おける翼背側上のマッハ数分布測定結果を、翼面位置と
翼面マッハ数との関係で示す。
【００２６】従来翼では図３に示した如く翼前縁部から
翼中央部近傍までの翼背側部の曲率分布６は、曲率の一
定領域６ａがあるため、入口流れが高亜音速となると、
翼背側面上の増速が激しくなる。その結果、図４に示す
ように、従来翼の翼面速度分布７の最大マッハ数は１.
３ 近くになり、その下流位置では衝撃波８が発生し、
衝撃波自体による損失と翼面境界層との干渉により、境
界層が剥離しそのため損失を伴うという現象が生じた。
また、符号８においては温度も上昇してしまい問題を生
じた。
翼中央部近傍までの翼背側部の曲率分布６は、曲率の一
定領域６ａがあるため、入口流れが高亜音速となると、
翼背側面上の増速が激しくなる。その結果、図４に示す
ように、従来翼の翼面速度分布７の最大マッハ数は１.
３ 近くになり、その下流位置では衝撃波８が発生し、
衝撃波自体による損失と翼面境界層との干渉により、境
界層が剥離しそのため損失を伴うという現象が生じた。
また、符号８においては温度も上昇してしまい問題を生
じた。
【００２７】一方、本発明翼では前述の如く翼背側の曲
率分布３ａに、翼前縁から一旦極小値３ｂをもたせ、そ
の後極大値３ｃをもたせるように構成してある。この曲
率の極小値領域（前記極小値３ｂを形成する領域）は、
翼面上マッハ数が１となる位置、つまり、図４中９ａの
位置と、この曲率の極大値領域（前記極大値３ｃを形成
する領域）は、最大速度を示す位置、つまり、図４中９
ｂの位置との間に設けられることが好ましい。
率分布３ａに、翼前縁から一旦極小値３ｂをもたせ、そ
の後極大値３ｃをもたせるように構成してある。この曲
率の極小値領域（前記極小値３ｂを形成する領域）は、
翼面上マッハ数が１となる位置、つまり、図４中９ａの
位置と、この曲率の極大値領域（前記極大値３ｃを形成
する領域）は、最大速度を示す位置、つまり、図４中９
ｂの位置との間に設けられることが好ましい。
【００２８】また、前記極大値３ｃの位置は翼背側上に
おいて最大速度を示す領域と対応している。
おいて最大速度を示す領域と対応している。
【００２９】このように、本発明の翼構造は、翼背側面
上でマッハ数が１から超音速への増速を抑制する効果を
有している。また、極大値は設計条件から定まる翼の負
荷を達成する必要条件を満足するものである。
上でマッハ数が１から超音速への増速を抑制する効果を
有している。また、極大値は設計条件から定まる翼の負
荷を達成する必要条件を満足するものである。
【００３０】図４中に示したマッハ数分布９は、本発明
翼の翼列試験を示すものである。本発明翼のマッハ数分
布９は最大でも１.１ 以下であり、衝撃波の発生を伴わ
ずに超音速域から滑らかな減速流れが達成可能されてい
ることが分かる。すなわち、入口流れが高亜音速となっ
ても従来翼のような翼背側面上の著しい増速が抑制さ
れ、衝撃波の発生を伴わずに翼後縁に到る減速流れが達
成されている。
翼の翼列試験を示すものである。本発明翼のマッハ数分
布９は最大でも１.１ 以下であり、衝撃波の発生を伴わ
ずに超音速域から滑らかな減速流れが達成可能されてい
ることが分かる。すなわち、入口流れが高亜音速となっ
ても従来翼のような翼背側面上の著しい増速が抑制さ
れ、衝撃波の発生を伴わずに翼後縁に到る減速流れが達
成されている。
【００３１】図５は、本発明翼の翼列性能を評価するた
めに、翼列試験で求めた本発明翼の全圧損失係数の結果
を従来翼と対比して、入口マッハ数と翼全圧損失係数と
の関係で示したものである。
めに、翼列試験で求めた本発明翼の全圧損失係数の結果
を従来翼と対比して、入口マッハ数と翼全圧損失係数と
の関係で示したものである。
【００３２】本発明翼では入口マッハ数が０.８ を越え
る高亜音速域において、衝撃波の発生を回避しているた
め、従来翼に比べ大幅な損失低減が達成されていること
が確認できる。また、本発明翼は亜音速域においても良
好な翼列性能を有し、広い作動範囲を有することが明ら
かである。
る高亜音速域において、衝撃波の発生を回避しているた
め、従来翼に比べ大幅な損失低減が達成されていること
が確認できる。また、本発明翼は亜音速域においても良
好な翼列性能を有し、広い作動範囲を有することが明ら
かである。
【００３３】本発明では静翼を例にとりその作用効果を
説明したが、高亜音速で作動する動翼に本発明を適用し
ても同様の作用効果を示すことは明らかである。
説明したが、高亜音速で作動する動翼に本発明を適用し
ても同様の作用効果を示すことは明らかである。
【００３４】なお、図６には翼腹側の曲率分布１０を示
すが、翼前縁部からほぼ単調に増加する形状で構成すれ
ば本発明の効果は発揮される。
すが、翼前縁部からほぼ単調に増加する形状で構成すれ
ば本発明の効果は発揮される。
【００３５】次に第２の実施例を示す。
【００３６】以下、本発明の実施例を図７を用いて説明
する。図７は翼断面における動翼列７４の円筒断面を示
すものである。図７に示した動翼７４の円筒断面での形
状は、図７に示すように回転方向７６に対して隣りあう
翼と同一であり、背側７４ａと腹側７４ｂと前縁部分７
４ｃと後縁部分７４ｄとから構成されている。矢印７７
は回転軸の方向を示し、矢印７２０は翼列入口での相対
的な流れの方向を示す。前記背側７４ａ及び腹側７４ｂ
はそれぞれ、滑らかに接続される二つの円弧７９ａ，７
９ｂ及び７１０ａ，７１０ｂとから構成されており、そ
の接続点は翼弦長の中心７８より後縁側で且つスロート
７１４の背側位置７１４ａより後縁側に位置している。
する。図７は翼断面における動翼列７４の円筒断面を示
すものである。図７に示した動翼７４の円筒断面での形
状は、図７に示すように回転方向７６に対して隣りあう
翼と同一であり、背側７４ａと腹側７４ｂと前縁部分７
４ｃと後縁部分７４ｄとから構成されている。矢印７７
は回転軸の方向を示し、矢印７２０は翼列入口での相対
的な流れの方向を示す。前記背側７４ａ及び腹側７４ｂ
はそれぞれ、滑らかに接続される二つの円弧７９ａ，７
９ｂ及び７１０ａ，７１０ｂとから構成されており、そ
の接続点は翼弦長の中心７８より後縁側で且つスロート
７１４の背側位置７１４ａより後縁側に位置している。
【００３７】また、前縁側の円弧の方が後縁側の円弧よ
り曲率半径が大きくなっている。静翼７３については、
回転しないという点以外は動翼７４と同様の構成になっ
ているので、以下説明を省略する。
り曲率半径が大きくなっている。静翼７３については、
回転しないという点以外は動翼７４と同様の構成になっ
ているので、以下説明を省略する。
【００３８】図８に、図７のように構成された動翼７４
の翼列性能を評価するための一つの指標である全圧損失
係数を実験結果を用いて示す。
の翼列性能を評価するための一つの指標である全圧損失
係数を実験結果を用いて示す。
【００３９】グラフの横軸には翼列入口でのマッハ数
(Ｍ１）を取り、縦軸にはＭ１＝０.８での全圧損失係数
を１とした場合の値を取っている。翼列入口のマッハ数
Ｍ１が高くなると、全圧損失が増大し、Ｍ１＝０.８ に
おける全圧損失係数に対して、Ｍ１＝１.０ では１.３
倍，Ｍ１＝１.１ では２倍の値になる。一方、翼の背側
７４ａと腹側７４ｂをそれぞれ単一の円弧で構成した二
重円弧翼の場合、Ｍ１＝１.０ では７.８倍 ，Ｍ１＝
１.１ では１１.８倍になる。
(Ｍ１）を取り、縦軸にはＭ１＝０.８での全圧損失係数
を１とした場合の値を取っている。翼列入口のマッハ数
Ｍ１が高くなると、全圧損失が増大し、Ｍ１＝０.８ に
おける全圧損失係数に対して、Ｍ１＝１.０ では１.３
倍，Ｍ１＝１.１ では２倍の値になる。一方、翼の背側
７４ａと腹側７４ｂをそれぞれ単一の円弧で構成した二
重円弧翼の場合、Ｍ１＝１.０ では７.８倍 ，Ｍ１＝
１.１ では１１.８倍になる。
【００４０】次にこの原因について説明する。翼列の入
口マッハ数Ｍ１が１.０５ の場合の翼の背側，腹側に於
けるマッハ数分布の測定結果を図９に示す。グラフの横
軸は前縁を０，後縁を１として無次元化した場合の翼面
位置で、縦軸は各翼面位置でのマッハ数である。実験値
を表す点については、本発明の翼は黒丸が背側で、白抜
きの丸が腹側であり、二重円弧翼は黒く塗りつぶした四
角が背側で、白抜きの四角が腹側である。本発明による
翼の場合は、腹側の分布は平坦になっており、背側の前
縁側の増速の割合は小さく、急減速部の減速の程度も小
さい。一方、二重円弧翼の場合は、背側，腹側共に大き
な減速部分があり、前縁側の増速の割合が大きく、最大
マッハ数も高い。
口マッハ数Ｍ１が１.０５ の場合の翼の背側，腹側に於
けるマッハ数分布の測定結果を図９に示す。グラフの横
軸は前縁を０，後縁を１として無次元化した場合の翼面
位置で、縦軸は各翼面位置でのマッハ数である。実験値
を表す点については、本発明の翼は黒丸が背側で、白抜
きの丸が腹側であり、二重円弧翼は黒く塗りつぶした四
角が背側で、白抜きの四角が腹側である。本発明による
翼の場合は、腹側の分布は平坦になっており、背側の前
縁側の増速の割合は小さく、急減速部の減速の程度も小
さい。一方、二重円弧翼の場合は、背側，腹側共に大き
な減速部分があり、前縁側の増速の割合が大きく、最大
マッハ数も高い。
【００４１】この違いを、図１０に示す背側の曲率半径
の分布図によって示す。グラフの横軸は前縁を０，後縁
を１として無次元化した場合の翼面位置で、縦軸は各翼
面位置での曲率半径であり、基準値としての二重円弧翼
の曲率半径を破線で表し、本発明の翼の曲率半径は実線
で表しており、曲率半径が大きく変わる部分が円弧の接
続点に相当する。本発明の翼の前縁側の円弧の曲率半径
は、二重円弧翼の円弧の曲率半径に対して大きくなって
いるので、前縁側の増速の割合が小さくなる。また、円
弧の接続点がスロート７１４の背側位置７１４ａより後
縁側にあるので、スロート７１４より前縁側で増速の割
合が大きくなることはない。これらの理由から本発明に
よる翼の方が、最大マッハ数が低く、減速の程度も小さ
い。
の分布図によって示す。グラフの横軸は前縁を０，後縁
を１として無次元化した場合の翼面位置で、縦軸は各翼
面位置での曲率半径であり、基準値としての二重円弧翼
の曲率半径を破線で表し、本発明の翼の曲率半径は実線
で表しており、曲率半径が大きく変わる部分が円弧の接
続点に相当する。本発明の翼の前縁側の円弧の曲率半径
は、二重円弧翼の円弧の曲率半径に対して大きくなって
いるので、前縁側の増速の割合が小さくなる。また、円
弧の接続点がスロート７１４の背側位置７１４ａより後
縁側にあるので、スロート７１４より前縁側で増速の割
合が大きくなることはない。これらの理由から本発明に
よる翼の方が、最大マッハ数が低く、減速の程度も小さ
い。
【００４２】さらに図１１及び図１２を用いて、可視化
実験より得られた衝撃波面（超音速から亜音速へ急減速
する面）の位置７１３の比較を示す。図１１に示すよう
に、本発明の翼列に発生する衝撃波面７１３はスロート
７１４より前縁側にあり、また背側７４ａのみに付着し
ている。これは図９の背側のみに急減速部分が存在する
ことに相当する。一方、図１２に示す二重円弧翼の場合
は衝撃波面７１３はスロート７１４より後縁側にあり、
背側７４ａ，腹側７４ｂの両方に付着している。
実験より得られた衝撃波面（超音速から亜音速へ急減速
する面）の位置７１３の比較を示す。図１１に示すよう
に、本発明の翼列に発生する衝撃波面７１３はスロート
７１４より前縁側にあり、また背側７４ａのみに付着し
ている。これは図９の背側のみに急減速部分が存在する
ことに相当する。一方、図１２に示す二重円弧翼の場合
は衝撃波面７１３はスロート７１４より後縁側にあり、
背側７４ａ，腹側７４ｂの両方に付着している。
【００４３】以上の説明のごとく、本発明は従来のもの
に比べ、翼面上の流れの前縁側の増速の割合が小さくな
り、最大マッハ数を低減でき、さらに翼列に発生する衝
撃波面７１３がスロート７１４より前縁側に移り、腹側
の急減速部分がなくるので、衝撃波による損失を低減で
き、軸流圧縮機の効率を向上できる。
に比べ、翼面上の流れの前縁側の増速の割合が小さくな
り、最大マッハ数を低減でき、さらに翼列に発生する衝
撃波面７１３がスロート７１４より前縁側に移り、腹側
の急減速部分がなくるので、衝撃波による損失を低減で
き、軸流圧縮機の効率を向上できる。
【００４４】前記実施例において、２つの円弧の接続点
７１１または７１２を翼長方向の先端側から根元側に向
かって前縁側に徐々に移動させてもよい。図１３は本実
施例による動翼で、矢印７１５は翼長方向を表し、上が
先端側，下が根元側である。また左が翼列の入口側すな
わち前縁側である。破線７１６は背側の円弧の接続点７
１１を翼長方向に連ねた曲線を表しており、入口マッハ
数の高い先端側では接続点７１１を後縁側にし、マッハ
数が低くなる根元側にいくにつれて、接続点７１１を前
縁側に徐々に移動させている。腹側の接続点７１２につ
いても同様の変化をさせているので、以下説明を省略す
る。
７１１または７１２を翼長方向の先端側から根元側に向
かって前縁側に徐々に移動させてもよい。図１３は本実
施例による動翼で、矢印７１５は翼長方向を表し、上が
先端側，下が根元側である。また左が翼列の入口側すな
わち前縁側である。破線７１６は背側の円弧の接続点７
１１を翼長方向に連ねた曲線を表しており、入口マッハ
数の高い先端側では接続点７１１を後縁側にし、マッハ
数が低くなる根元側にいくにつれて、接続点７１１を前
縁側に徐々に移動させている。腹側の接続点７１２につ
いても同様の変化をさせているので、以下説明を省略す
る。
【００４５】このように円弧の接続点を変化させる理由
について、図１４を用いて説明する。図１４は翼列の流
れ計算結果をもとに、入口マッハ数をパラメータとし円
弧の接続点７１１の位置を変化させた時の全圧損失係数
を比較したものである。グラフの横軸には円弧の接続点
の位置をとり、前縁を０、後縁を１として無次元化して
いる。縦軸は入口マッハ数Ｍ１＝０.８ の場合に円弧の
接続点を変化させたときに得られた全圧損失係数の最小
値を１としている。グラフ中の実線はそれぞれ、各入口
マッハ数Ｍ１において円弧の接続点を変化させたときの
値を示す。また最小値となる点には印を施しており、Ｍ
１＝０.７，０.８，０.９，１.０，１．１の順にそれぞ
れ、黒丸，四角，三角，罰点，白抜きの丸で表してい
る。翼列入口のマッハ数Ｍ１が低くなるにつれて、全圧
損失係数が最小となるような接続点の位置が後縁側から
前縁側にずれていくことから、入口マッハ数に応じて最
適な点を採用することによって翼全体としての損失を低
くすることができる。
について、図１４を用いて説明する。図１４は翼列の流
れ計算結果をもとに、入口マッハ数をパラメータとし円
弧の接続点７１１の位置を変化させた時の全圧損失係数
を比較したものである。グラフの横軸には円弧の接続点
の位置をとり、前縁を０、後縁を１として無次元化して
いる。縦軸は入口マッハ数Ｍ１＝０.８ の場合に円弧の
接続点を変化させたときに得られた全圧損失係数の最小
値を１としている。グラフ中の実線はそれぞれ、各入口
マッハ数Ｍ１において円弧の接続点を変化させたときの
値を示す。また最小値となる点には印を施しており、Ｍ
１＝０.７，０.８，０.９，１.０，１．１の順にそれぞ
れ、黒丸，四角，三角，罰点，白抜きの丸で表してい
る。翼列入口のマッハ数Ｍ１が低くなるにつれて、全圧
損失係数が最小となるような接続点の位置が後縁側から
前縁側にずれていくことから、入口マッハ数に応じて最
適な点を採用することによって翼全体としての損失を低
くすることができる。
【００４６】前記実施例において、前記静翼または動翼
の根元側の入り口マッハ数が低い範囲の翼形として二重
円弧翼またはＮＡＣＡ６５翼を用いてもよい。図１５は
本実施例による動翼を図１３と同様の方向から見たもの
である。入口マッハ数の高い先端側では本発明の翼形を
用い、根元側では二重円弧翼を用いている。図中の一点
鎖線７１９が本発明の翼と二重円弧翼の接続部分であ
る。本発明翼の二重円弧翼との接続部分近くでは、２つ
の円弧の接続点は翼弦長の中心付近にあり、円弧の曲率
半径も殆ど同じにしているので、接続は滑らかである。
このように翼を構成することの利点は入口マッハ数が低
い部分で従来技術を使うことによって、設計や製作のコ
ストを節約できることにある。
の根元側の入り口マッハ数が低い範囲の翼形として二重
円弧翼またはＮＡＣＡ６５翼を用いてもよい。図１５は
本実施例による動翼を図１３と同様の方向から見たもの
である。入口マッハ数の高い先端側では本発明の翼形を
用い、根元側では二重円弧翼を用いている。図中の一点
鎖線７１９が本発明の翼と二重円弧翼の接続部分であ
る。本発明翼の二重円弧翼との接続部分近くでは、２つ
の円弧の接続点は翼弦長の中心付近にあり、円弧の曲率
半径も殆ど同じにしているので、接続は滑らかである。
このように翼を構成することの利点は入口マッハ数が低
い部分で従来技術を使うことによって、設計や製作のコ
ストを節約できることにある。
【００４７】
【発明の効果】本発明は、以上説明してきたように、静
翼列または動翼列の翼背側の曲率分布を、翼前縁から一
旦極小値をもち、その後極大値を有するように構成する
ことによって、入口流れが高亜音速の場合でも、翼背側
での翼前縁部から最大速度までの過大な増速を抑制し、
衝撃波の発生を回避できるようしたので、翼列の損失を
低減でき、軸流圧縮機の効率を向上することができる。
翼列または動翼列の翼背側の曲率分布を、翼前縁から一
旦極小値をもち、その後極大値を有するように構成する
ことによって、入口流れが高亜音速の場合でも、翼背側
での翼前縁部から最大速度までの過大な増速を抑制し、
衝撃波の発生を回避できるようしたので、翼列の損失を
低減でき、軸流圧縮機の効率を向上することができる。
【図１】図２の断面ＡＡにおける静翼背側の曲率分布を
示す図。
示す図。
【図２】本発明を実施した多段圧縮機の部分横断面図。
【図３】従来翼の翼背側の曲率分布図。
【図４】翼背側面上のマッハ数分布図。
【図５】翼全圧損失係数図。
【図６】翼腹側の曲率分布図。
【図７】動翼列の円筒断面図。
【図８】翼列入口マッハ数に対する全圧損失係数の比
較。
較。
【図９】Ｍ１＝１.０５ の時の翼面マッハ数分布。
【図１０】背側の曲率半径分布図。
【図１１】本発明翼列の可視化実験による図。
【図１２】二重円弧翼の場合の可視化図。
【図１３】本発明の翼の背側面の子午面射影図。
【図１４】円弧の接続点の位置が全圧損失に及ぼす影
響。
響。
【図１５】本発明の翼形と二重円弧翼を組み合わせた場
合の子午面射影図。
合の子午面射影図。
１…ケーシング、２…環状流路、３…静翼、３ｂ…翼背
側曲率の極小値、３ｃ…翼背側曲率の極大値、４…動
翼、５…ロータ、６…従来翼の翼背側曲率分布、６ａ…
従来翼の翼背側曲率の一定領域、７…従来翼の翼面速度
分布、８…衝撃波、９…本発明翼の翼面速度分布、９ａ
…マッハ数が１となる翼面位置、９ｂ…マッハ数が最大
となる翼面位置、１０…翼腹側曲率分布。
側曲率の極小値、３ｃ…翼背側曲率の極大値、４…動
翼、５…ロータ、６…従来翼の翼背側曲率分布、６ａ…
従来翼の翼背側曲率の一定領域、７…従来翼の翼面速度
分布、８…衝撃波、９…本発明翼の翼面速度分布、９ａ
…マッハ数が１となる翼面位置、９ｂ…マッハ数が最大
となる翼面位置、１０…翼腹側曲率分布。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 鳥谷 初 茨城県日立市幸町三丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内 (72)発明者 笹田 哲男 茨城県日立市幸町三丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内
Claims (7)
- 【請求項１】環状流路を構成するケーシング内面に取り
付けられた複数の静翼列と、回転する動翼列を配置して
なる軸流圧縮機において、 前記静翼列又は／及び動翼列の翼背側の曲率分布を、翼
前縁から翼後縁に至る範囲で一旦極小値をもち、その後
極大値を有するように構成したことを特徴とする軸流圧
縮機。 - 【請求項２】環状流路を構成するケーシング内面に取り
付けられた複数の静翼列と、回転する動翼列を配置して
なる軸流圧縮機において、 前記静翼列又は／及び動翼列の翼背側の曲率分布を、翼
面上、マッハ数が１となる位置と最大速度を示す位置と
の間に極小値を有することを特徴とする軸流圧縮機。 - 【請求項３】環状流路を構成するケーシング内面に取り
付けられた複数の静翼列と、回転する動翼列を配置して
なる軸流圧縮機において、 前記静翼列又は／及び動翼列の翼背側の曲率分布を、翼
背側上、最大速度を示す領域と対応する領域に極大値を
有するように構成したことを特徴とする軸流圧縮機。 - 【請求項４】環状流路を構成するケーシング内面に取り
付けられた複数の静翼列と、回転する動翼列を配置して
なる軸流圧縮機において、前記静翼列又は動翼列の少な
くとも１列の翼の背側または腹側を、翼弦長の中心より
後縁側で且つ背側スロート位置より後縁側に接続点を持
つ少なくとも２つの円弧で構成し、前記円弧のうち前縁
側第１番目の円弧の曲率半径を第２番目の円弧の曲率半
径より大きくしたことを特徴とする軸流圧縮機。 - 【請求項５】請求項４において、前記接続点を翼先端断
面から翼根元断面に向かって前縁側に徐々に移動させた
ことを特徴とする軸流圧縮機。 - 【請求項６】請求項４において、前記静翼または動翼の
根元側の入り口マッハ数が低い範囲の翼形として二重円
弧翼形を用いたことを特徴とする軸流圧縮機。 - 【請求項７】環状流路を構成するケーシング内面に取り
付けられた複数の静翼列と、回転する動翼列を配置して
なる軸流圧縮機において、前記静翼列又は動翼列の少な
くとも１列の翼の背側又は／及び腹側を、翼弦長の中心
より前縁側で且つ背側スロート位置より前縁側に接続点
を持ち、極値を有する円弧で構成したことを特徴とする
軸流圧縮機。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5232776A JP2906939B2 (ja) | 1993-09-20 | 1993-09-20 | 軸流圧縮機 |
| US08/302,261 US5554000A (en) | 1993-09-20 | 1994-09-08 | Blade profile for axial flow compressor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5232776A JP2906939B2 (ja) | 1993-09-20 | 1993-09-20 | 軸流圧縮機 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0783196A true JPH0783196A (ja) | 1995-03-28 |
| JP2906939B2 JP2906939B2 (ja) | 1999-06-21 |
Family
ID=16944564
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5232776A Expired - Lifetime JP2906939B2 (ja) | 1993-09-20 | 1993-09-20 | 軸流圧縮機 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5554000A (ja) |
| JP (1) | JP2906939B2 (ja) |
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| US7056089B2 (en) | 2003-03-25 | 2006-06-06 | Honda Motor Co., Ltd. | High-turning and high-transonic blade |
| JP2010203456A (ja) * | 2010-06-21 | 2010-09-16 | Honda Motor Co Ltd | 高転向・高遷音速翼 |
| JP2011122535A (ja) * | 2009-12-11 | 2011-06-23 | Hitachi Plant Technologies Ltd | 軸流送風機 |
| JP2012082779A (ja) * | 2010-10-14 | 2012-04-26 | Hitachi Ltd | 軸流圧縮機 |
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| DE10051223A1 (de) | 2000-10-16 | 2002-04-25 | Alstom Switzerland Ltd | Verbindbare Statorelemente |
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1993
- 1993-09-20 JP JP5232776A patent/JP2906939B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
1994
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US5554000A (en) | 1996-09-10 |
| JP2906939B2 (ja) | 1999-06-21 |
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