JPH08114199A - Axial flow compressor - Google Patents
Axial flow compressorInfo
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- JPH08114199A JPH08114199A JP25346094A JP25346094A JPH08114199A JP H08114199 A JPH08114199 A JP H08114199A JP 25346094 A JP25346094 A JP 25346094A JP 25346094 A JP25346094 A JP 25346094A JP H08114199 A JPH08114199 A JP H08114199A
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- blade
- hub
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、例えばガスタービン等
に採用されている軸流圧縮機の改良に関するものであ
る。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an improvement of an axial compressor used in, for example, a gas turbine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来一般に採用されているガスタービン
は、燃焼用および冷却用の空気を得るために、タービン
と同軸上に軸流圧縮機を備えているのが普通である。こ
の軸流圧縮機には、ケーシング側に周方向に所定の間隔
をおいて固定保持された静翼，入口案内翼および出口案
内翼が設けられており、また回転するハブ側には、その
外周に周方向に所定の間隔をおいて動翼が設けられてい
る。2. Description of the Related Art Generally, a gas turbine that has been generally used conventionally has an axial compressor coaxially with the turbine in order to obtain air for combustion and cooling. This axial-flow compressor is provided with stationary vanes, inlet guide vanes, and outlet guide vanes, which are fixedly held on the casing side at predetermined intervals in the circumferential direction, and on the rotating hub side, the outer circumference thereof. The rotor blades are provided at predetermined intervals in the circumferential direction.
【０００３】これら翼（静翼，入口案内翼，出口案内
翼，動翼）においては、翼の腹側面と背側面との圧力差
が原因となって、翼の先端側および根本側，すなわちハ
ブ側およびケーシング側に近い部分において二次流れが
発生する。翼部にこの二次流れが発生すると軸流圧縮機
の効率は低下し、安定な作動範囲も狭くなる。したがっ
て、この二次流れの発生はぜひ避けなくてはならない。In these blades (stator blades, inlet guide blades, outlet guide blades, moving blades), the pressure difference between the ventral side surface and the back side surface of the blade causes the blade tip side and the root side, that is, the hub. A secondary flow occurs in the side near the casing and the casing side. When this secondary flow is generated in the blade, the efficiency of the axial compressor is reduced and the stable operating range is narrowed. Therefore, the occurrence of this secondary flow must be avoided.
【０００４】従来このための一つの対策として、例えば
特開昭６２−１９５４９５号公報にも記載されているよ
うに、動翼および静翼の中心断面（径方向中央部におけ
る断面）よりケーシングおよび／又はハブ側に近い部分
の断面の方が曲率半径が小さくなるように翼を加工し、
翼列損失の低減を図るようにしている。As one conventional measure for this, as described in, for example, Japanese Patent Application Laid-Open No. 62-195495, the casing and / or the rotor blade and the stator blade are cut from the central cross section (the cross section at the central portion in the radial direction). Or, process the blade so that the radius of curvature is smaller in the section near the hub side,
The blade loss is reduced.
【０００５】また、もう一つの対策として、特開昭５９
−１１５５００号公報に記載されているように、翼のケ
ーシングおよびハブに近い部分に突起を設け、この突起
の作用により主流空気の一部をケーシングおよびハブに
沿った流れとなし、その翼列損失を低減するようにする
考えもある。As another countermeasure, Japanese Patent Laid-Open No. 59-59
As described in Japanese Patent Laid-Open No. 115500, a protrusion is provided in a portion of the blade near the casing and the hub, and the action of the protrusion causes a part of the mainstream air to flow along the casing and the hub, resulting in blade loss. There is also an idea to reduce.
【０００６】[0006]
【発明が解決しようとする課題】いずれにしても、この
ように形成された翼であると、たしかにある程度の翼列
損失を低減することが可能であるが、この従来の翼構
成，例えば前者の特開昭６２−１９５４９５号公報記載
のものでは、翼の曲率の増大に伴って空気の流れが翼の
表面から剥離し易くなるという点についての配慮がなさ
れておらず、この剥離の問題で圧縮機効率の低下を招
き、安定な作動範囲が狭くなる恐れがあった。In any case, with the blade formed in this way, it is possible to reduce the blade row loss to some extent, but this conventional blade configuration, for example, the former In the one disclosed in Japanese Patent Laid-Open No. 62-195495, no consideration is given to the fact that the flow of air easily separates from the surface of the blade as the curvature of the blade increases, and compression due to this separation problem occurs. There was a risk that the machine efficiency would be reduced and the stable operating range would be narrowed.
【０００７】また、後者の特開昭５９−１１５５００号
公報に開示されている翼の場合には、翼に突起が設けら
れていることから、この突起のために、翼の弦長が増す
ことになり、そのために翼表面においては流体の粘性に
基づく渦層がより厚くなり、翼列の全圧力損失が増加
し、やはり圧縮機効率の低下を招くことになり、この構
成でも安定な作動範囲を狭くしてしまう嫌いがあった。Further, in the latter case of the blade disclosed in Japanese Patent Laid-Open No. 59-115500, since the blade is provided with a projection, the chord length of the blade is increased due to the projection. As a result, the vortex layer due to the viscosity of the fluid becomes thicker on the blade surface, increasing the total pressure loss in the blade row, which also leads to a decrease in compressor efficiency. I didn't like to narrow it.
【０００８】本発明はこれに鑑みなされたもので、その
目的とするところは、翼表面の剥離を抑制し、翼間の二
次流れの発生を抑制しながら軸流圧縮機の安定作動範囲
の拡大を図り、かつ効率を向上させることが可能なこの
種の軸流圧縮機を提供するにある。The present invention has been made in view of the above, and an object thereof is to suppress the separation of the blade surface and suppress the generation of a secondary flow between the blades while maintaining the stable operation range of the axial flow compressor. It is an object of the present invention to provide an axial flow compressor of this type which can be expanded and can be improved in efficiency.
【０００９】[0009]
【課題を解決するための手段】すなわち本発明は、翼の
先端部および根本部の方が、翼中心部よりも翼断面の弦
長および曲率半径を大きくするようになし、所期の目的
を達成するようにしたものである。That is, according to the present invention, the chord length and the radius of curvature of the blade cross section are made larger at the tip portion and the root portion of the blade than at the blade central portion. It was something that was achieved.
【００１０】[0010]
【作用】すなわちこのように形成された翼を有する軸流
圧縮機であると、翼の循環は一定のままで翼の腹側面と
背側面との圧力差が減少し、翼間の二次流れの発生は抑
制され、したがって翼表面の剥離を抑制し、翼間の二次
流れの発生を抑制しながら軸流圧縮機の安定作動範囲の
拡大を図り、効率を向上させることができる。In other words, in the axial flow compressor having the blades thus formed, the pressure difference between the ventral side surface and the back side surface of the blades is reduced while the circulation of the blades remains constant, and the secondary flow between the blades is reduced. Therefore, the blade surface can be prevented from being separated, the secondary flow between the blades can be suppressed from occurring, the stable operation range of the axial compressor can be expanded, and the efficiency can be improved.
【００１１】[0011]
【実施例】以下図示した実施例に基づいて本発明を詳細
に説明する。図２にはその軸流圧縮機の概略構成が断面
で示されている。回転軸７とともに回転するハブ２の外
面には、動翼４が周方向および軸方向に所定の間隔をお
いて多数配置されており、またケーシング１の内壁側に
は、静翼３が前記動翼と軸の長手方向に交互配置となる
ように多数配置されている。なお、軸流圧縮機の入口に
は、入口案内翼５が１列、出口には出口案内翼６が２列
（この実施例の場合）配置されている。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS The present invention will be described in detail with reference to the illustrated embodiments. FIG. 2 shows a schematic configuration of the axial flow compressor in cross section. A large number of moving blades 4 are arranged on the outer surface of the hub 2 rotating with the rotating shaft 7 at predetermined intervals in the circumferential direction and the axial direction, and on the inner wall side of the casing 1, the stationary blades 3 are arranged. A large number of blades and shafts are arranged alternately in the longitudinal direction. The inlet guide vanes 5 are arranged in one row at the inlet of the axial compressor, and the outlet guide vanes 6 are arranged in two rows at the outlet (in the case of this embodiment).
【００１２】図１には、これらの翼のうち出口案内翼６
の場合の側面が概略的に示され、また図３には、この図
１中のＡ−Ａ，Ｂ−ＢおよびＣ−Ｃ線に沿う断面が、そ
れぞれ断面１２，断面１３および断面１４で示されてい
る。出口案内翼６の断面は、腹側面２０および背側面２
１、それに前縁１０と後縁１１とを単一円弧で結んだ反
り線１２で構成されている。FIG. 1 shows an outlet guide blade 6 among these blades.
The side surface in the case of is schematically shown, and in FIG. 3, the cross sections along the lines AA, BB and CC in FIG. 1 are shown as cross section 12, cross section 13 and cross section 14, respectively. Has been done. The cross section of the outlet guide vane 6 has a ventral side surface 20 and a back side surface 2.
1 and a warp line 12 connecting a front edge 10 and a rear edge 11 with a single arc.
【００１３】この図３からも明らかなように、出口案内
翼６は、翼の中心部であるＢ−Ｂ断面よりも翼先端側の
Ａ−Ａ断面および翼根本側のＣ−Ｃ断面の方が、反り線
の弦長および曲率半径が大きく形成されている。さらに
中心断面Ｂ−Ｂの反り線１５の翼弦長２５よりも、ケー
シング側端部８に近いＡ−Ａ断面の反り線翼弦長１９、
およびハブ側端部９に近いＣ−Ｃ断面の反り線翼弦長２
９の方が大きくなっている。As is clear from FIG. 3, the outlet guide vane 6 has an AA cross section on the blade tip side and a CC cross section on the blade root side with respect to the BB cross section which is the central portion of the blade. However, the chord length and the radius of curvature of the warp line are formed to be large. Further, the warp line chord length 19 of the AA cross section closer to the casing side end portion 8 than the chord length 25 of the warp line 15 of the central cross section BB,
And the warp chord length 2 of the CC cross section near the hub side end 9
9 is bigger.
【００１４】さらに、反り線１５の半径は、翼中心部の
半径２３よりも翼先端側および翼根本側の半径１７，２
７の方が大きく形成されている。なお、この場合当然の
ことながら、反り線１５の中心角は、中心角２４よりも
中心角１８および２８の方が小さくなっている。Further, the radius of the warp line 15 is such that the radii 17 and 2 on the blade tip side and the blade root side are larger than the radius 23 at the blade central portion.
7 is formed larger. In this case, as a matter of course, the central angle of the warp line 15 is smaller in the central angles 18 and 28 than in the central angle 24.
【００１５】次にこのように形成された出口案内翼６の
動作について説明する。この出口案内翼６は、翼の背側
面２１よりも腹側面２０の方が圧力が高いために、翼列
の間では背側面２１から腹側面２０に向かう二次流れは
発生する。しかし、翼中心部のＢ−Ｂ断面では、この二
次流れよりも軸流速度５１の方が十分大きいので、二次
流れによる影響はない。Next, the operation of the outlet guide vane 6 thus formed will be described. In the outlet guide blade 6, the pressure is higher on the ventral side surface 20 than on the dorsal side surface 21 of the blade, so that a secondary flow from the dorsal side surface 21 to the ventral side surface 20 is generated between the blade rows. However, in the BB cross section of the blade central portion, the axial flow velocity 51 is sufficiently larger than this secondary flow, so there is no effect due to the secondary flow.
【００１６】一方、両端部側，すなわちＡ−ＡおよびＣ
−Ｃ断面部の近傍では、ケーシングおよびハブ表面に発
生する渦層によって軸流速度が減少するために、二次流
れの影響を強く受けるように思われるが、この翼の場合
には、前述したように、翼弦２５よりも翼弦１９および
２９の方を大きく、なおかつ半径２３よりも半径１７お
よび２７の方が大きく、さらに中心角２４よりも中心角
１８および２８の方が小さく形成されていることから、
Ａ−ＡおよびＣ−Ｃ断面の背側面２１と腹側面２０との
圧力差が小さくなり、結果的に二次流れの規模と強さが
小さくなるのである。On the other hand, both ends, that is, AA and C
In the vicinity of the −C cross section, the axial flow velocity is reduced by the vortex layer generated on the casing and hub surfaces, so it seems that the secondary flow is strongly affected. Thus, the chords 19 and 29 are made larger than the chord 25, the radii 17 and 27 are made larger than the radius 23, and the center angles 18 and 28 are made smaller than the center angle 24. Because
The pressure difference between the dorsal side surface 21 and the ventral side surface 20 in the AA and CC cross sections is reduced, and as a result, the scale and strength of the secondary flow are reduced.
【００１７】このように出口案内翼６を形成することに
より、翼列内部で発生する二次流れの規模と強さを抑制
する効果があり、さらに圧縮機効率を向上および安定作
動範囲の拡大をもたらすのである。By forming the outlet guide vanes 6 in this way, it is possible to suppress the scale and strength of the secondary flow generated inside the blade row, and further improve the compressor efficiency and expand the stable operation range. To bring.
【００１８】なお、以上の説明では出口案内翼６の場合
について説明してきたが、静翼３および動翼４さらには
入口案内翼５に実施した場合でも同様な効果が生ずるこ
とは勿論である。In the above description, the case of the outlet guide vane 6 has been described, but it goes without saying that the same effect can be obtained even when the stationary vane 3, the moving blade 4, and the inlet guide vane 5 are implemented.
【００１９】次にもう一つの実施例を図４に基づき説明
する。この図は、図１中の断面の反り線が、それぞれ２
個の円弧３０と３１とで成る場合を示している。勿論図
３と同様に断面１２および断面１３および断面１４は、
それぞれ図１のＡ−Ａ，Ｂ−ＢおよびＣ−Ｃ断面を示し
ている。Next, another embodiment will be described with reference to FIG. In this figure, the warp lines of the cross section in FIG.
It shows a case where it is composed of individual arcs 30 and 31. Of course, as in FIG. 3, the cross section 12 and the cross section 13 and the cross section 14 are
3A and 3B respectively show AA, BB and CC cross sections of FIG.
【００２０】翼の端部側の断面１２および断面１４の翼
弦長１９および２９は、翼中心部の断面１３の翼弦長２
５よりも大きく形成され、かつ中心角３７と３８との和
は、中心角４３と４４との和よりも小さい。また、中心
角３７と３８との和は、中心角４９と５０との和よりも
小さい。なお、図４では反り線が２個の円弧で成る場合
を示したが、反り線が３個以上の円弧で成るようにして
もよい。The chord lengths 19 and 29 of the cross section 12 and the cross section 14 on the blade end side are the chord length 2 of the cross section 13 at the center of the blade.
It is formed larger than 5, and the sum of the central angles 37 and 38 is smaller than the sum of the central angles 43 and 44. The sum of the central angles 37 and 38 is smaller than the sum of the central angles 49 and 50. Although FIG. 4 shows the case where the warp line is composed of two arcs, the warp line may be composed of three or more arcs.
【００２１】この例においても翼が二次流れを抑制する
際の基本的な動作は、前述した実施例と同様に動作し、
同様な効果を秦することは勿論のこと、さらにこの実施
例であると、翼の反り線が３０と３１の２個の円弧から
構成されているために、さらに遷音速翼や超音速翼のよ
うに高速流でも作動できる効果がある。Also in this example, the basic operation when the blade suppresses the secondary flow is the same as that of the above-mentioned embodiment,
In addition to providing the same effect, further, in this embodiment, since the warp line of the blade is composed of two circular arcs 30 and 31, the transonic blade and the supersonic blade have more It has the effect that it can operate even at high speeds.
【００２２】さらにもう一つの実施例について図５を使
って説明する。図５は、図２の出口案内翼６とケーシン
グおよびハブの一部分と、出口案内翼６の前縁１０より
上流位置５３における軸流速度の半径方向分布５２を示
している。図５のＡ−ＡおよびＢ−ＢおよびＣ−Ｃ断面
は、図３もしくは図４のいずれか一方の形状をもつ。な
お、半径方向分布５２において、ケーシング１に最も近
い変曲点５４とケーシング１との間を渦層厚５６とす
る。Still another embodiment will be described with reference to FIG. FIG. 5 shows the outlet guide vanes 6 and a part of the casing and the hub of FIG. 2 and the radial distribution 52 of the axial flow velocity at a position 53 upstream of the leading edge 10 of the outlet guide vanes 6. The cross section taken along the lines AA, BB, and CC of FIG. 5 has the shape of either FIG. 3 or FIG. In the radial distribution 52, the vortex layer thickness 56 is between the inflection point 54 closest to the casing 1 and the casing 1.
【００２３】出口案内翼のケーシング側において、ケー
シング側渦層厚５６に相当する範囲６０の中で、翼６の
中心側からケーシング１に向く方向に、弦長および曲率
半径が連続してかつ滑らかに大きくなる。同様に、ハブ
２に最も近い変曲点５５とハブ２との間をハブ側渦層厚
５７とし、渦層厚５７に相当する範囲６１の中で、翼６
の中心側からハブ２に向く方向に、弦長および曲率半径
が連続してかつ滑らかに大きくなる。On the casing side of the outlet guide vane, within the range 60 corresponding to the casing-side vortex layer thickness 56, the chord length and the radius of curvature are continuous and smooth in the direction from the center side of the vane 6 to the casing 1. Grows to. Similarly, a hub-side vortex layer thickness 57 is set between the inflection point 55 closest to the hub 2 and the hub 2, and the blade 6 is included in a range 61 corresponding to the vortex layer thickness 57.
The chord length and the radius of curvature increase continuously and smoothly in the direction from the center side to the hub 2.
【００２４】なお、この場合も出口案内翼に実施した例
について説明したが、静翼３および動翼４および入口案
内翼５に実施してもよい。In this case as well, the example in which the guide vanes are used for the outlet guide vane has been described, but the vane guide vanes 3, the moving vanes 4, and the inlet guide vanes 5 may be implemented.
【００２５】前記実施例において、翼が二次流れを抑制
する際の基本的な動作は前述の実施例と同等であるが、
特にこの実施例では、渦層５６および５７の中で軸流速
度が滑らかに原則するのに応じて、弦長および曲率半径
が連続してかつ滑らかに大きくなるので、翼面上の圧力
も滑らかに変化し、それによって二次流れを効率良く抑
制できるという効果がある。さらに、弦長および曲率半
径が大きくなる範囲を６０および６１に限定しているの
で、二次流れを抑制する範囲も限定できるという効果も
ある。In the above embodiment, the basic operation of the blade for suppressing the secondary flow is the same as that of the above embodiment,
In particular, in this embodiment, the chord length and the radius of curvature increase continuously and smoothly in accordance with the principle of smooth axial velocity in the vortex layers 56 and 57, so that the pressure on the blade surface is also smooth. There is an effect that the secondary flow can be efficiently suppressed. Furthermore, since the range in which the chord length and the radius of curvature are large is limited to 60 and 61, there is also an effect that the range in which the secondary flow is suppressed can be limited.
【００２６】以上種々説明してきたように、このように
形成された翼を有する軸流圧縮機であると、静翼の中心
断面よりもケーシングおよび／またはハブ側断面図の弦
長が大きい形状とすることによって、ケーシングからハ
ブ側断面に至るまでの弦長が一定である静翼に比べて、
翼表面の半径方向圧力差が均一化されるので、静翼列の
翼間に発生する二次流れの発生を抑制する効果があり、
さらに、静翼の曲率半径も大きくすることによって翼面
の渦層の発達を抑えて、全圧損失の増加を抑制しながら
圧縮機の効率を向上させ、安定作動範囲を拡大すること
ができるのである。As described above, the axial flow compressor having the blades thus formed has a shape in which the chord length of the casing and / or hub side sectional view is larger than the central cross section of the stationary blade. By doing so, compared to a stationary blade in which the chord length from the casing to the hub side cross section is constant,
Since the radial pressure difference on the blade surface is made uniform, it has the effect of suppressing the generation of the secondary flow generated between the blades of the stationary blade row,
Furthermore, by increasing the radius of curvature of the stationary blade, it is possible to suppress the development of the vortex layer on the blade surface, improve the efficiency of the compressor while suppressing the increase in total pressure loss, and expand the stable operation range. is there.
【００２７】[0027]
【発明の効果】以上説明してきたように本発明によれ
ば、翼表面の剥離が抑制され、翼間の二次流れの発生を
抑制しながら軸流圧縮機の安定作動範囲の拡大を図り、
かつ効率を向上させることが可能なこの種軸流圧縮機を
得ることができる。As described above, according to the present invention, the separation of the blade surface is suppressed and the stable operation range of the axial compressor is expanded while suppressing the generation of the secondary flow between the blades.
And this kind of axial flow compressor which can improve efficiency can be obtained.
【図１】本発明の軸流圧縮機の翼部の一実施例を示す横
断平面図である。FIG. 1 is a cross-sectional plan view showing an embodiment of a blade portion of an axial flow compressor of the present invention.
【図２】本発明の軸流圧縮機の一実施例を示す縦断側面
図である。FIG. 2 is a vertical sectional side view showing an embodiment of the axial flow compressor of the present invention.
【図３】本発明の軸流圧縮機の翼部の一実施例を示す側
面図である。FIG. 3 is a side view showing an embodiment of a blade portion of an axial flow compressor of the present invention.
【図４】本発明の軸流圧縮機の翼部の他の実施例を示す
横断平面図である。FIG. 4 is a cross-sectional plan view showing another embodiment of the blade portion of the axial flow compressor of the present invention.
【図５】本発明の軸流圧縮機の翼部の他の実施例を示す
側面図である。FIG. 5 is a side view showing another embodiment of the blade portion of the axial flow compressor of the present invention.
１…ケーシング、２…ハブ、３…静翼、４…動翼、５…
入口案内翼、６…出口案内翼、７…回転軸、８…ケーシ
ング側端部、９…ハブ側端部、１０…前縁、１１…後
縁、１２…Ａ−Ａ断面、１３…Ｂ−Ｂ断面、１４…Ｃ−
Ｃ断面、１５…反り線、１６…Ａ−Ａ断面反り線の中
心、１７…Ａ−Ａ断面反り線の半径、１８…Ａ−Ａ断面
反り線の中心角、１９…Ａ−Ａ断面反り線の弦長、２０
…腹側面、２１…背側面、２２…Ｂ−Ｂ断面反り線の中
心、２３…Ｂ−Ｂ断面反り線の半径、２４…Ｂ−Ｂ断面
反り線の中心角、２５…Ｂ−Ｂ断面反り線の弦長、２６
…Ｃ−Ｃ断面反り線の中心、２７…Ｃ−Ｃ断面反り線の
半径、２８…Ｃ−Ｃ断面反り線の中心角、２９…Ｃ−Ｃ
断面反り線の弦長、３０…前側反り線、３１…後側反り
線、３２…前側反り線と後側反り線との境界線、３３…
Ａ−Ａ断面前側反り線の中心、３４…Ａ−Ａ断面後側反
り線の中心、３５…Ａ−Ａ断面前側反り線の半径、３６
…Ａ−Ａ断面後側反り線の半径、３７…Ａ−Ａ断面前側
反り線の中心角、３８…Ａ−Ａ断面後側反り線の中心
角、３９…Ｂ−Ｂ断面前側反り線の中心、４０…Ｂ−Ｂ
断面後側反り線の中心、４１…Ｂ−Ｂ断面前側反り線の
半径、４２…Ｂ−Ｂ断面後側反り線の半径、４３…Ｂ−
Ｂ断面前側反り線の中心角、４４…Ｂ−Ｂ断面後側反り
線の中心角、４５…Ｃ−Ｃ断面前側反り線の中心、４６
…Ｃ−Ｃ断面後側反り線の中心、４７…Ｃ−Ｃ断面前側
反り線の半径、４８…Ｃ−Ｃ断面後側反り線の半径、４
９…Ｃ−Ｃ断面前側反り線の中心角、５０…Ｃ−Ｃ断面
後側反り線の中心角、５１…軸流速度、５２…半径方向
分布、５３…出口案内翼前縁よりも上流の位置、５４…
ケーシング側変曲点、５５…ハブ側変曲点、５６…ケー
シング側渦層厚、５７…ハブ側渦層厚、５８…ケーシン
グ側渦層外縁、５９…ハブ側渦層外縁、６０…ケーシン
グ側の翼面上渦層の範囲、６１…ハブ側の翼面上渦層の
範囲。1 ... Casing, 2 ... Hub, 3 ... Stationary blade, 4 ... Moving blade, 5 ...
Inlet guide vanes, 6 ... Outlet guide vanes, 7 ... Rotating shaft, 8 ... Casing side end, 9 ... Hub side end, 10 ... Leading edge, 11 ... Trailing edge, 12 ... AA cross section, 13 ... B- Section B, 14 ... C-
C section, 15 ... Warp line, 16 ... Center of AA section warp line, 17 ... Radius of AA section warp line, 18 ... Center angle of AA section warp line, 19 ... AA section warp line String length, 20
... ventral side surface, 21 ... back side surface, 22 ... center of warp line of BB section, 23 ... radius of warp line of BB section, 24 ... central angle of warp line of BB section, 25 ... warp of BB section Line chord length, 26
... center of the CC cross-section warp line, 27 ... radius of the CC cross-section warp line, 28 ... center angle of the CC cross-section warp line, 29 ... C-C
Chord length of cross-section warp line, 30 ... Front warp line, 31 ... Rear warp line, 32 ... Boundary line between front warp line and rear warp line, 33 ...
Center of front warp line of AA section, 34 ... Center of back warp line of AA section, 35 ... Radius of front warp line of AA section, 36
... radius of AA section rearward warp line, 37 ... central angle of AA section frontward warp line, 38 ... central angle of AA section rearward warp line, 39 ... center of BB section frontward warp line , 40 ... BB
Center of back warp line of section, 41 ... BB radius of front warp line of BB section, 42 ... BB Radius of back warp line of BB section, 43 ... BB
B-section front side warp line center angle, 44 ... BB section back-side warp line center angle, 45 ... CC section front-side warp line center angle, 46
... center of rear warp line of CC cross section, 47 ... radius of front warp line of CC cross section, 48 ... radius of rear warp line of CC cross section, 4
9 ... Center angle of front warp line of CC cross section, 50 ... Central angle of rear warp line of CC cross section, 51 ... Axial flow velocity, 52 ... Radial distribution, 53 ... Upstream of outlet guide vane leading edge Position, 54 ...
Casing side inflection point, 55 ... Hub side inflection point, 56 ... Casing side vortex layer thickness, 57 ... Hub side vortex layer thickness, 58 ... Casing side vortex layer outer edge, 59 ... Hub side vortex layer outer edge, 60 ... Casing side Range of the vortex layer on the blade surface of 61, ... Range of the vortex layer on the blade surface on the hub side.
Claims (9)
およびケーシングにそれぞれ保持された複数の翼を複数
段備えている軸流圧縮機において、 前記翼の先端部および根本部の方が、翼の中心部よりも
翼断面における反り線の弦長および曲率半径が大きく形
成されていることを特徴とする軸流圧縮機。1. An axial flow compressor comprising a hub rotating in a casing and a plurality of stages of a plurality of blades respectively held by the hub and the casing, wherein a tip portion and a root portion of the blade are blades. An axial flow compressor characterized in that the chord length and the radius of curvature of the warp line in the blade cross section are formed to be larger than those in the central portion of the.
およびケーシングにそれぞれ保持された複数の翼を複数
段備えている軸流圧縮機において、 前記翼の径方向中心部における断面より前記ケーシング
および／またはハブ側近傍の断面の方が、翼の反り線の
弦長および曲率半径が大きく形成されていることを特徴
とする軸流圧縮機。2. An axial flow compressor comprising a hub rotating in a casing and a plurality of stages of a plurality of blades respectively held by the hub and the casing, wherein the casing and An axial-flow compressor characterized in that the chord length and the radius of curvature of the blade warp line are formed to be larger in the cross section near the hub side.
とともに回転するハブと、該ハブの周囲に放射方向にの
びて固定保持された動翼と、前記ケーシングに保持さ
れ、前記動翼と軸方向に交互に配置された静翼とを備え
ている軸流圧縮機において、 前記動翼および静翼は、その翼の径方向中心部における
断面よりも前記ケーシングおよび／またはハブに近い側
の断面の方が、翼の反り線の弦長および曲率半径が大き
く形成されていることを特徴とする軸流圧縮機。3. A casing, a hub that rotates with a rotating shaft in the casing, a moving blade that extends around the hub in a radial direction and is fixedly held, and a casing that is held by the casing and has an axial direction with the moving blade. In the axial-flow compressor, the stationary blades and the stationary blades are alternately arranged in the axial flow compressor, wherein the moving blades and the stationary blades have a cross section on a side closer to the casing and / or the hub than a cross section at the radial center of the blades. The axial flow compressor is characterized in that the chord length and the radius of curvature of the warp line of the blade are formed to be larger.
およびケーシングにそれぞれ保持された複数の翼を複数
段備えている軸流圧縮機において、 前記翼の先端部および根本部の方が、翼の中心部よりも
翼断面における反り線の弦長および曲率半径が大きく形
成されるとともに、その弦長および曲率半径が連続して
滑らかに大きくなるように形成したことを特徴とする軸
流圧縮機。4. An axial flow compressor comprising a hub rotating in a casing and a plurality of stages of a plurality of blades respectively held by the hub and the casing, wherein a tip portion and a root portion of the blade are blades. The axial-flow compressor is characterized in that the chord length and the radius of curvature of the warp line in the blade cross section are formed to be larger than those in the central portion of the blade, and the chord length and the radius of curvature are continuously and smoothly increased. .
とともに回転するハブと、該ハブの周囲に放射方向にの
びて固定保持された動翼と、前記ケーシングに保持さ
れ、前記動翼と軸方向に交互に配置された静翼とを備え
ている軸流圧縮機において、 前記静翼前縁よりも上流位置における流速の半径方向分
布中、前記ケーシングおよびハブに最も近い変曲点とケ
ーシングおよびハブとの間をそれぞれケーシングおよび
ハブ側壁面渦層と定義し、このケーシングおよびハブ側
壁面渦層の中にある翼の先端部および根本部の方が、翼
の中心部よりも翼断面における反り線の弦長および曲率
半径は大きく形成され、かつその弦長および曲率半径は
連続して滑らかに形成されていることを特徴とする軸流
圧縮機。5. A casing, a hub that rotates with a rotating shaft in the casing, a moving blade that extends around the hub in a radial direction and is fixedly held, and a casing that is held by the casing and has an axial direction with the moving blade. An axial flow compressor having alternating stator vanes, wherein an inflection point closest to the casing and the hub and the casing and the hub in the radial distribution of the flow velocity at a position upstream of the vane leading edge. Are defined as casing and hub side wall vortex layer, and the tip and root of the blade in this casing and hub side wall vortex layer are more warped in the blade cross section than in the center of the blade. The axial flow compressor is characterized in that the chord length and the radius of curvature are formed to be large, and the chord length and the radius of curvature are continuously and smoothly formed.
とともに回転するハブと、該ハブの周囲に放射方向にの
びて固定保持された動翼と、前記ケーシングに保持さ
れ、前記動翼と軸方向に交互に配置された静翼とを備え
ている軸流圧縮機において、 前記静翼前縁よりも上流位置の流速の半径方向分布上で
曲率がゼロになる点の中で、前記ケーシングおよびハブ
に最も近い点と、ケーシングおよびハブとの間をそれぞ
れケーシングおよびハブ側壁面渦層と定義し、このケー
シングおよびハブ側壁面渦層の中にある翼の先端部およ
び根本部の方が、翼の中心部よりも翼断面における反り
線の弦長および曲率半径は大きく形成され、かつその弦
長および曲率半径は連続して滑らかに形成されているこ
とを特徴とする軸流圧縮機。6. A casing, a hub that rotates with a rotating shaft in the casing, a moving blade that extends around the hub in a radial direction and is fixedly held, and a casing that is held by the casing and has an axial direction with the moving blade. In the axial flow compressor, the stator and the hub are alternately arranged at a position where the curvature becomes zero on the radial distribution of the flow velocity at a position upstream of the leading edge of the stator vane. Is defined as a casing and a hub side wall vortex layer between the casing and the hub, and the tip and the root of the blade in the casing and hub side wall vortex layer are An axial flow compressor characterized in that the chord length and the radius of curvature of the warp line in the blade cross section are formed larger than those in the central portion, and that the chord length and the radius of curvature are continuously and smoothly formed.
れてなる請求項１，２，３，４，５若しくは６記載の軸
流圧縮機。7. The axial flow compressor according to claim 1, wherein the warp line of the blade is formed by a plurality of arcs.
が、翼の後縁側にのびて形成されてなる請求項１，２，
３，４，５若しくは６記載の軸流圧縮機。8. The expansion of the chord length of the warp line in the blade cross section is formed so as to extend to the trailing edge side of the blade.
The axial compressor of 3, 4, 5 or 6.
とともに回転するハブと、該ハブの周囲に放射方向にの
びて固定保持された動翼と、前記ケーシングの内側に保
持され、前記動翼と軸方向に交互に配置された静翼と、
静翼の前段側に配置された入口案内翼と、静翼の後段側
に配置された出口案内翼とを備えている軸流圧縮機にお
いて、 前記静翼，動翼，入口案内翼および出口案内翼のすべて
の翼が、翼前縁よりも上流位置の流速の半径方向分布上
で曲率がゼロになる点の中で、前記ケーシングおよびハ
ブに最も近い点と、ケーシングおよびハブとの間をそれ
ぞれケーシングおよびハブ側壁面渦層と定義し、このケ
ーシングおよびハブ側壁面渦層の中にある翼の先端部お
よび根本部の方が、翼の中心部よりも翼断面における反
り線の弦長および曲率半径は大きく形成され、かつその
弦長および曲率半径は連続して滑らかに形成されている
ことを特徴とする軸流圧縮機。9. A casing, a hub that rotates with a rotating shaft in the casing, a moving blade that extends and is fixedly held around the hub in a radial direction, and a moving blade that is held inside the casing. Stationary vanes arranged alternately in the axial direction,
An axial flow compressor comprising an inlet guide vane arranged in a front stage side of a stationary vane and an outlet guide vane arranged in a rear stage side of the stationary vane, wherein the stationary vane, the moving blade, the inlet guide vane and the outlet guide vane are provided. All of the blades have a curvature of zero on the radial distribution of the flow velocity at a position upstream of the blade leading edge, between the point closest to the casing and the hub and the casing and the hub, respectively. It is defined as the casing and hub side wall vortex layer, and the blade tip and root in this casing and hub side wall vortex layer have the chord length and curvature of the blade section in the blade cross section rather than the blade center part. An axial flow compressor characterized in that the radius is formed large and the chord length and the radius of curvature are formed continuously and smoothly.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25346094A JPH08114199A (en) | 1994-10-19 | 1994-10-19 | Axial flow compressor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25346094A JPH08114199A (en) | 1994-10-19 | 1994-10-19 | Axial flow compressor |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08114199A true JPH08114199A (en) | 1996-05-07 |
Family
ID=17251703
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP25346094A Pending JPH08114199A (en) | 1994-10-19 | 1994-10-19 | Axial flow compressor |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08114199A (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001132696A (en) * | 1999-11-05 | 2001-05-18 | General Electric Co <Ge> | Stationary blade having narrow waist part |
| JP2009511811A (en) * | 2005-10-11 | 2009-03-19 | アルストム テクノロジー リミテッド | Turbomachinery wing |
| JP2012062814A (en) * | 2010-09-16 | 2012-03-29 | Hitachi Ltd | Axial flow compressor, gas turbine system having the axial flow compressor and method of modifying the axial flow compressor |
| CN102562665A (en) * | 2010-12-28 | 2012-07-11 | 株式会社日立制作所 | Axial compressor |
| JP2013503999A (en) * | 2009-09-04 | 2013-02-04 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | Compressor blade for axial compressor |
-
1994
- 1994-10-19 JP JP25346094A patent/JPH08114199A/en active Pending
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001132696A (en) * | 1999-11-05 | 2001-05-18 | General Electric Co <Ge> | Stationary blade having narrow waist part |
| JP2009511811A (en) * | 2005-10-11 | 2009-03-19 | アルストム テクノロジー リミテッド | Turbomachinery wing |
| JP2012207668A (en) * | 2005-10-11 | 2012-10-25 | Alstom Technology Ltd | Turbo machine blade |
| DE112006002658B4 (en) * | 2005-10-11 | 2021-01-07 | General Electric Technology Gmbh | Turbomachine Blade |
| JP2013503999A (en) * | 2009-09-04 | 2013-02-04 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | Compressor blade for axial compressor |
| US8911215B2 (en) | 2009-09-04 | 2014-12-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Compressor blade for an axial compressor |
| JP2012062814A (en) * | 2010-09-16 | 2012-03-29 | Hitachi Ltd | Axial flow compressor, gas turbine system having the axial flow compressor and method of modifying the axial flow compressor |
| CN102562665A (en) * | 2010-12-28 | 2012-07-11 | 株式会社日立制作所 | Axial compressor |
| JP2012137072A (en) * | 2010-12-28 | 2012-07-19 | Hitachi Ltd | Axial compressor |
| EP2472127A3 (en) * | 2010-12-28 | 2015-04-01 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Axial compressor |
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