JPH08135597A - 翼列の２次流れ低減方法とその翼形 - Google Patents
翼列の２次流れ低減方法とその翼形Info
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- JPH08135597A JPH08135597A JP27690594A JP27690594A JPH08135597A JP H08135597 A JPH08135597 A JP H08135597A JP 27690594 A JP27690594 A JP 27690594A JP 27690594 A JP27690594 A JP 27690594A JP H08135597 A JPH08135597 A JP H08135597A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 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翼形を提供す
る。 【構成】 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ｒ1
を他の部分より小さくし、後縁３よりの曲率半径ｒ3 を
他の部分より大きくする。すなわち、翼中心線１を異な
る半径の複数の円弧によって構成し、前縁よりの円弧の
中心角φ1 を他の部分より小さくし、後縁よりの円弧の
中心角φ3を他の部分より大きくする。
減し、効率を向上することができる翼列の翼形を提供す
る。 【構成】 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ｒ1
を他の部分より小さくし、後縁３よりの曲率半径ｒ3 を
他の部分より大きくする。すなわち、翼中心線１を異な
る半径の複数の円弧によって構成し、前縁よりの円弧の
中心角φ1 を他の部分より小さくし、後縁よりの円弧の
中心角φ3を他の部分より大きくする。
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。
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。
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。
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。
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。
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、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、前縁位置を固定したまま、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、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。
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、前縁位置を固定したまま、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、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、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
が発生しやすい翼端部の翼中心線を、前縁位置を固定し
たまま、前縁よりの円弧の中心角を他の部分より小さく
し、後縁よりの円弧の中心角を他の部分より大きくす
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。
線を異なる半径の複数の円弧によって構成し、２次流れ
が発生しやすい翼端部の翼中心線を、前縁位置を固定し
たまま、前縁よりの円弧の中心角を他の部分より小さく
し、後縁よりの円弧の中心角を他の部分より大きくす
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、２次流れが発生しや
すい翼端部の翼形が、腹側と背側の静圧勾配が小さくな
るように、前縁位置を固定したまま、翼中心線の前縁よ
りの曲率半径を他の部分より小さく、かつ後縁よりの曲
率半径を他の部分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。
すい翼端部の翼形が、腹側と背側の静圧勾配が小さくな
るように、前縁位置を固定したまま、翼中心線の前縁よ
りの曲率半径を他の部分より小さく、かつ後縁よりの曲
率半径を他の部分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翼端部
も、他の部分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。
も、他の部分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。
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、両翼端部に対して本発明に
よる翼列の２次流れ低減方法を適用し、その他の部分は
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。
よる翼列の２次流れ低減方法を適用し、その他の部分は
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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前縁
より４０％翼弦長下流、８８％翼弦長下流、後縁よ
り４２％翼弦長下流、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。
失係数分布図を示す。位置は各図の左側より順に前縁
より４０％翼弦長下流、８８％翼弦長下流、後縁よ
り４２％翼弦長下流、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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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)
- 【請求項１】 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、前縁位
置を固定したまま、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、ことを特徴とする翼列の２次流れ低減方
法。 - 【請求項２】 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翼端部の翼中心線
を、前縁位置を固定したまま、前縁よりの円弧の中心角
を他の部分より小さくし、後縁よりの円弧の中心角を他
の部分より大きくする、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。 - 【請求項３】 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。 - 【請求項４】 ２次流れが発生しやすい翼端部の翼形
が、腹側と背側の静圧勾配が小さくなるように、前縁位
置を固定したまま、翼中心線の前縁よりの曲率半径を他
の部分より小さく、かつ後縁よりの曲率半径を他の部分
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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|---|---|---|---|
| JP27690594A JP3570438B2 (ja) | 1994-11-11 | 1994-11-11 | 翼列の２次流れ低減方法とその翼形 |
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| JP27690594A Expired - Fee Related JP3570438B2 (ja) | 1994-11-11 | 1994-11-11 | 翼列の２次流れ低減方法とその翼形 |
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Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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-
1994
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| US10480532B2 (en) | 2014-08-12 | 2019-11-19 | Ihi Corporation | Compressor stator vane, axial flow compressor, and gas turbine |
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| JP3570438B2 (ja) | 2004-09-29 |
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