JPH08254156A - 軸流圧縮機の動翼 - Google Patents
軸流圧縮機の動翼Info
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- JPH08254156A JPH08254156A JP7058819A JP5881995A JPH08254156A JP H08254156 A JPH08254156 A JP H08254156A JP 7058819 A JP7058819 A JP 7058819A JP 5881995 A JP5881995 A JP 5881995A JP H08254156 A JPH08254156 A JP H08254156A
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- Japan
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- front edge
- blade
- concave surface
- axial flow
- rotor blade
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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
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- 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
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 軸流圧縮機の動翼に係り、動翼の回転域にお
ける衝撃波前後の急減速を低減し、衝撃波強さを減衰さ
せるとともに、境界層の剥離現象を防止して高性能化を
図る。 【構成】 圧縮流路に配される動翼において、動翼の背
面に、前縁部に寄った状態の凹面が形成される構成を採
用している。
ける衝撃波前後の急減速を低減し、衝撃波強さを減衰さ
せるとともに、境界層の剥離現象を防止して高性能化を
図る。 【構成】 圧縮流路に配される動翼において、動翼の背
面に、前縁部に寄った状態の凹面が形成される構成を採
用している。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、軸流圧縮機の動翼に係
り、特に超音速流れでの衝撃波強さを減衰させて圧縮効
率を高める技術に関するものである。
り、特に超音速流れでの衝撃波強さを減衰させて圧縮効
率を高める技術に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図８は、航空機に使用されるガスタービ
ンエンジン（ターボファンエンジン）の構造例を示すも
のである。図中符号１は空気取入口、２はファン・低圧
圧縮機、３はファン空気排出ダクト、４は高圧圧縮機、
５は燃焼室、６は高圧タービン、６ａはタービン軸、７
は低圧タービン、８は排気ダクト、９はディスク、１０
は動翼、１１はケーシングである。
ンエンジン（ターボファンエンジン）の構造例を示すも
のである。図中符号１は空気取入口、２はファン・低圧
圧縮機、３はファン空気排出ダクト、４は高圧圧縮機、
５は燃焼室、６は高圧タービン、６ａはタービン軸、７
は低圧タービン、８は排気ダクト、９はディスク、１０
は動翼、１１はケーシングである。
【０００３】このようなガスタービンエンジンにおける
ファン・低圧圧縮機２及び高圧圧縮機４等の軸流圧縮機
の部分では、ディスク９によって図９に矢印で示すよう
に、動翼１０が回転させられることにより、空気を圧縮
して後方に送り出すようにしている。
ファン・低圧圧縮機２及び高圧圧縮機４等の軸流圧縮機
の部分では、ディスク９によって図９に矢印で示すよう
に、動翼１０が回転させられることにより、空気を圧縮
して後方に送り出すようにしている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】両圧縮機２，４のディ
スク９とケーシング１１との間（圧縮流路）に送り込ま
れる空気流が動翼１０の回転域に超音速で流入する場合
には、図９に矢印で示す回転に基づいて、動翼１０の回
転前方向が正圧面１０Ａとなり動翼１０の回転後方向が
負圧面１０Ｂとなるが、空気流の流入速度が超音速を越
える場合における各動翼１０の近傍の静圧分布を求める
と、図１０に示すようになる。各動翼１０の翼列におい
て、動翼１０の前縁部１０ａとその隣の動翼１０の負圧
面（背面）１０Ｂとの間の等圧線が密になった部分に、
負圧面１０Ｂに対してほぼ垂直状態の衝撃波が図１０に
示すように発生し、衝撃波により流れが図１１に示すよ
うに急減して空気が圧縮される。しかし、ガスタービン
エンジンの圧縮機やその他の軸流圧縮機にあっては、翼
列内に強い衝撃波が発生した場合には、圧力損失が大き
くなり、また、図１１に示すような衝撃波前後の急減速
により、動翼１０の負圧面１０Ｂで境界層の剥離現象を
誘発して、圧縮効率を低下させる原因となるという課題
が残されている。
スク９とケーシング１１との間（圧縮流路）に送り込ま
れる空気流が動翼１０の回転域に超音速で流入する場合
には、図９に矢印で示す回転に基づいて、動翼１０の回
転前方向が正圧面１０Ａとなり動翼１０の回転後方向が
負圧面１０Ｂとなるが、空気流の流入速度が超音速を越
える場合における各動翼１０の近傍の静圧分布を求める
と、図１０に示すようになる。各動翼１０の翼列におい
て、動翼１０の前縁部１０ａとその隣の動翼１０の負圧
面（背面）１０Ｂとの間の等圧線が密になった部分に、
負圧面１０Ｂに対してほぼ垂直状態の衝撃波が図１０に
示すように発生し、衝撃波により流れが図１１に示すよ
うに急減して空気が圧縮される。しかし、ガスタービン
エンジンの圧縮機やその他の軸流圧縮機にあっては、翼
列内に強い衝撃波が発生した場合には、圧力損失が大き
くなり、また、図１１に示すような衝撃波前後の急減速
により、動翼１０の負圧面１０Ｂで境界層の剥離現象を
誘発して、圧縮効率を低下させる原因となるという課題
が残されている。
【０００５】本発明は、これらの課題に鑑みてなされた
もので、動翼の回転域における衝撃波前後の急減速を低
減し、境界層の剥離現象を防止して高性能化を図ること
を目的としている。
もので、動翼の回転域における衝撃波前後の急減速を低
減し、境界層の剥離現象を防止して高性能化を図ること
を目的としている。
【０００６】
【課題を解決するための手段】圧縮流路に配される動翼
において、動翼の背面に、前縁部に寄った状態の凹面が
形成される。この際に、前縁部から凹面の底部までの距
離は、動翼のコード長に対して、 ０＜（Ｘ／Ｃ）＜０．７ の範囲に設定される。凹面は、翼の頂部近傍を含むとと
もに、流入マッハ数が１付近及び１よりも大きくなる範
囲に形成され、前縁部から凹面の底部までの距離は、コ
ード長の７０％以下の範囲に設定される。また、凹面
は、前縁部から底部までの厚さ変化よりも、底部から最
大肉厚部までの厚さ変化が大きくなるように設定され、
前縁部の近傍から底部までの前方傾斜面と底部から最大
肉厚部までの後方傾斜面との実質的なずれ角が１０度以
内であることが望ましい。
において、動翼の背面に、前縁部に寄った状態の凹面が
形成される。この際に、前縁部から凹面の底部までの距
離は、動翼のコード長に対して、 ０＜（Ｘ／Ｃ）＜０．７ の範囲に設定される。凹面は、翼の頂部近傍を含むとと
もに、流入マッハ数が１付近及び１よりも大きくなる範
囲に形成され、前縁部から凹面の底部までの距離は、コ
ード長の７０％以下の範囲に設定される。また、凹面
は、前縁部から底部までの厚さ変化よりも、底部から最
大肉厚部までの厚さ変化が大きくなるように設定され、
前縁部の近傍から底部までの前方傾斜面と底部から最大
肉厚部までの後方傾斜面との実質的なずれ角が１０度以
内であることが望ましい。
【０００７】
【作用】空気流の流入マッハ数が１付近及び１よりも大
きくなる場合にあって、動翼の背面に凹面が形成されて
いると、隣合う動翼の前縁部と背面との間に、二つの衝
撃波が発生する。これらの衝撃波の部分で、空気流が減
速させられることによる圧縮が行なわれ、衝撃波が一つ
である場合と比較して、空気流の速度変化が緩やかにな
る。また、空気流の減速が緩やかになることに基づい
て、動翼における背面の剥離現象の発生が抑制されると
ともに、動翼の範囲の大部分において圧力損失が小さく
なる。
きくなる場合にあって、動翼の背面に凹面が形成されて
いると、隣合う動翼の前縁部と背面との間に、二つの衝
撃波が発生する。これらの衝撃波の部分で、空気流が減
速させられることによる圧縮が行なわれ、衝撃波が一つ
である場合と比較して、空気流の速度変化が緩やかにな
る。また、空気流の減速が緩やかになることに基づい
て、動翼における背面の剥離現象の発生が抑制されると
ともに、動翼の範囲の大部分において圧力損失が小さく
なる。
【０００８】
【実施例】以下、本発明に係る軸流圧縮機の動翼を、ガ
スタービンエンジンの圧縮機に適用した場合の一実施例
について、図１ないし図７に基づいて説明する。
スタービンエンジンの圧縮機に適用した場合の一実施例
について、図１ないし図７に基づいて説明する。
【０００９】図１に示すように、動翼１０の横断面形状
は、前縁部１０ａと後縁部１０ｂとを結ぶ腹面（正圧
面）１０Ａ及び背面（負圧面）１０Ｂの横断曲線の組み
合わせにより設定されるが、背面１０Ｂには、前縁部１
０ａに寄った状態の凹面２０が形成される。
は、前縁部１０ａと後縁部１０ｂとを結ぶ腹面（正圧
面）１０Ａ及び背面（負圧面）１０Ｂの横断曲線の組み
合わせにより設定されるが、背面１０Ｂには、前縁部１
０ａに寄った状態の凹面２０が形成される。
【００１０】該凹面２０の横断面形状にあっては、図１
に示すように、その底部２０ａから前縁部１０ａまでの
前方傾斜面２０ｂの厚さと、底部２０ａから動翼１０の
最大肉厚部１０ｃまでの後方傾斜面２０ｃの厚さとが、
それぞれ漸次大きくなるように設定されるが、前方傾斜
面２０ｂよりも後方傾斜面２０ｃの厚さ変化が大きくな
るように、図２に示すように、底部２０ａを挟む前方傾
斜面２０ｂ及び後方傾斜面２０ｃの間の実質的なずれ角
（角度）θが、下記の関係を有するように設定される。 ０°＜θ＜１０°
に示すように、その底部２０ａから前縁部１０ａまでの
前方傾斜面２０ｂの厚さと、底部２０ａから動翼１０の
最大肉厚部１０ｃまでの後方傾斜面２０ｃの厚さとが、
それぞれ漸次大きくなるように設定されるが、前方傾斜
面２０ｂよりも後方傾斜面２０ｃの厚さ変化が大きくな
るように、図２に示すように、底部２０ａを挟む前方傾
斜面２０ｂ及び後方傾斜面２０ｃの間の実質的なずれ角
（角度）θが、下記の関係を有するように設定される。 ０°＜θ＜１０°
【００１１】そして、凹面２０における底部２０ａの位
置、前縁部１０ａからの距離Ｘは、コード長Ｃに対し
て、下記の関係を有するように設定される。 ０＜（Ｘ／Ｃ）＜０．７ この場合における凹面２０の形成距離Ｙは、コード長Ｃ
に対して、例えば下記の関係を有するように設定され
る。 ０＜（Ｙ／Ｃ）＜０．９
置、前縁部１０ａからの距離Ｘは、コード長Ｃに対し
て、下記の関係を有するように設定される。 ０＜（Ｘ／Ｃ）＜０．７ この場合における凹面２０の形成距離Ｙは、コード長Ｃ
に対して、例えば下記の関係を有するように設定され
る。 ０＜（Ｙ／Ｃ）＜０．９
【００１２】また、凹面２０にあっては、図４に示すよ
うに、ディスク（ハブ）９とケーシング１１との間の圧
縮流路１２を流れる空気流の流入マッハ数が１付近及び
１よりも大きくなる範囲に形成され、動翼１０の頂部
（チップ）１０ｄの近傍を含むように設定される。例え
ば図４に示すように、翼高さのｉの範囲で流入マッハ数
が１付近及び１よりも大きい場合、ｉの範囲で凹面２０
を形成することが有効となる。
うに、ディスク（ハブ）９とケーシング１１との間の圧
縮流路１２を流れる空気流の流入マッハ数が１付近及び
１よりも大きくなる範囲に形成され、動翼１０の頂部
（チップ）１０ｄの近傍を含むように設定される。例え
ば図４に示すように、翼高さのｉの範囲で流入マッハ数
が１付近及び１よりも大きい場合、ｉの範囲で凹面２０
を形成することが有効となる。
【００１３】図５は、翼高さ：ｈの９５％スパン位置
（スパン横断面位置）における実施例動翼の圧力分布を
示すものである。ただし、下記の条件により求めた。 流入マッハ数＝１．４ スパン横断面位置の高さ＝１５８ｍｍ コード長：Ｃ＝１０５ｍｍ Ｘ＝４７．２５ｍｍ Ｙ＝７７ｍｍ Ｙの軸方向投影寸法：Ｂ＝：２７．６ｍｍ 最大肉厚部の厚さ＝３．８ｍｍ ずれ角：θ＝５° 回転域Ａの範囲＝３８ｍｍ 図９例（凹面２０のない基本形）に基づく図１０例と比
較すると、図５例では、隣合う動翼１０において、前縁
部１０ａと背面１０Ｂとの間に、第１衝撃波及び第２衝
撃波の二つの衝撃波が発生しており、かつ、図１０例で
は衝撃波が背面１０Ｂに対して垂直状態であるが、図５
例では衝撃波が背面１０Ｂに対して傾斜状態となってい
る。
（スパン横断面位置）における実施例動翼の圧力分布を
示すものである。ただし、下記の条件により求めた。 流入マッハ数＝１．４ スパン横断面位置の高さ＝１５８ｍｍ コード長：Ｃ＝１０５ｍｍ Ｘ＝４７．２５ｍｍ Ｙ＝７７ｍｍ Ｙの軸方向投影寸法：Ｂ＝：２７．６ｍｍ 最大肉厚部の厚さ＝３．８ｍｍ ずれ角：θ＝５° 回転域Ａの範囲＝３８ｍｍ 図９例（凹面２０のない基本形）に基づく図１０例と比
較すると、図５例では、隣合う動翼１０において、前縁
部１０ａと背面１０Ｂとの間に、第１衝撃波及び第２衝
撃波の二つの衝撃波が発生しており、かつ、図１０例で
は衝撃波が背面１０Ｂに対して垂直状態であるが、図５
例では衝撃波が背面１０Ｂに対して傾斜状態となってい
る。
【００１４】図６は、上述条件の実施例における動翼１
０のコード長と翼面のマッハ数との関係の解析例を示し
ている。この図６にあっては、背面（負圧面）における
概略コード長の０．４位置及び０．７位置に、図５の衝
撃波発生に基づいてマッハ数が低下する現象が現れてい
る。基本形の図１１と比較すると、実施例における動翼
１０の方が、 （１）衝撃波前のピークマッハ数が低くなっているこ
と。 （２）衝撃波の発生箇所近傍におけるマッハ数の立上が
り現象が消滅していること。 （３）２段階の衝撃波によるマッハ数の低下が緩やか
で、全体的にコード長の広い範囲で減速が行なわれるこ
と。等の点で、衝撃波強さを弱め、圧力損失を低下させ
るとともに、円滑かつ効果的な減速により空気が圧縮さ
れ、動翼１０の負圧面（背面）１０Ｂにおける空気流の
剥離現象の発生が抑止されていると推定される。
０のコード長と翼面のマッハ数との関係の解析例を示し
ている。この図６にあっては、背面（負圧面）における
概略コード長の０．４位置及び０．７位置に、図５の衝
撃波発生に基づいてマッハ数が低下する現象が現れてい
る。基本形の図１１と比較すると、実施例における動翼
１０の方が、 （１）衝撃波前のピークマッハ数が低くなっているこ
と。 （２）衝撃波の発生箇所近傍におけるマッハ数の立上が
り現象が消滅していること。 （３）２段階の衝撃波によるマッハ数の低下が緩やか
で、全体的にコード長の広い範囲で減速が行なわれるこ
と。等の点で、衝撃波強さを弱め、圧力損失を低下させ
るとともに、円滑かつ効果的な減速により空気が圧縮さ
れ、動翼１０の負圧面（背面）１０Ｂにおける空気流の
剥離現象の発生が抑止されていると推定される。
【００１５】図７は、上述条件の実施例及び基本形にお
ける動翼の高さ（スパン）と損失係数との関係の解析例
を示している。これらを比較すると、破線で示す基本型
と実線で示す実施例とでは、スパン１５％以上の範囲で
破線と実線との差が大きくなっていることが明らかであ
り、この差分だけ実施例の方が改良されて、損失係数が
小さくなっており、つまり、空気圧縮時の損失発生が減
少している。
ける動翼の高さ（スパン）と損失係数との関係の解析例
を示している。これらを比較すると、破線で示す基本型
と実線で示す実施例とでは、スパン１５％以上の範囲で
破線と実線との差が大きくなっていることが明らかであ
り、この差分だけ実施例の方が改良されて、損失係数が
小さくなっており、つまり、空気圧縮時の損失発生が減
少している。
【００１６】
【発明の効果】本発明に係る軸流圧縮機の動翼によれ
ば、以下のような効果を奏する。 （１） 動翼の背面に、前縁部に寄った状態の凹面を形
成することにより、翼列内に強い衝撃波が発生すること
を防止して、圧力損失を小さくすることができる。 （２） 動翼の前縁部から凹面の底部までの距離が、コ
ード長に対して、 ０＜（Ｘ／Ｃ）＜０．７ の範囲に設定されることにより、動翼の回転域における
衝撃波前後の急減速を回避し、背面における境界層の剥
離現象を防止して、圧縮効率向上による高性能化を図る
ことができる。 （３） 凹面について、前縁部から底部よりも底部から
最大肉厚部までの厚さ変化が大きくなるようにすること
により、空気流の速度変化を緩やかに変化させて、無理
のない円滑な圧縮を行ない、圧縮機の構成材に対する過
度な衝撃の付与を抑制することができる。
ば、以下のような効果を奏する。 （１） 動翼の背面に、前縁部に寄った状態の凹面を形
成することにより、翼列内に強い衝撃波が発生すること
を防止して、圧力損失を小さくすることができる。 （２） 動翼の前縁部から凹面の底部までの距離が、コ
ード長に対して、 ０＜（Ｘ／Ｃ）＜０．７ の範囲に設定されることにより、動翼の回転域における
衝撃波前後の急減速を回避し、背面における境界層の剥
離現象を防止して、圧縮効率向上による高性能化を図る
ことができる。 （３） 凹面について、前縁部から底部よりも底部から
最大肉厚部までの厚さ変化が大きくなるようにすること
により、空気流の速度変化を緩やかに変化させて、無理
のない円滑な圧縮を行ない、圧縮機の構成材に対する過
度な衝撃の付与を抑制することができる。
【図１】本発明に係る軸流圧縮機の動翼の一実施例を示
す横断面図である。
す横断面図である。
【図２】図１における凹面の底部の拡大図である。
【図３】図１における凹面の寸法を示す横断面図であ
る。
る。
【図４】図１の動翼における凹面の形成範囲を示す正面
図である。
図である。
【図５】図１の動翼に生じる衝撃波及び圧力分布図であ
る。
る。
【図６】図１例の動翼におけるコード長とマッハ数との
関係曲線図である。
関係曲線図である。
【図７】図１例及び基本形の動翼における高さ（スパ
ン）と損失係数との関係曲線図である。
ン）と損失係数との関係曲線図である。
【図８】ガスタービンエンジンの構造例を示す正断面図
である。
である。
【図９】図８例における基本形の動翼の横断面図であ
る。
る。
【図１０】図８例の動翼に生じる衝撃波及び圧力分布図
である。
である。
【図１１】図８例の動翼におけるコード長とマッハ数と
の関係曲線図である。
の関係曲線図である。
２ ファン・低圧圧縮機 ４ 高圧圧縮機 ９ ディスク（ハブ） １０ 動翼 １０Ａ 腹面（正圧面） １０Ｂ 背面（負圧面） １０ａ 前縁部 １０ｂ 後縁部 １０ｃ 最大肉厚部 １０ｄ 頂部（チップ） １１ ケーシング １２ 圧縮流路 ２０ 凹面 ２０ａ 底部 ２０ｂ 前方傾斜面 ２０ｃ 後方傾斜面 θ 角度 Ｃ コード長 Ｘ 前方傾斜面の長さ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 千葉 薫 東京都西多摩郡瑞穂町殿ケ谷229番地 石 川島播磨重工業株式会社瑞穂工場内株式会 社先進材料利用ガスジェネレータ研究所瑞 穂分室内
Claims (3)
- 【請求項１】 圧縮流路（１２）に配される動翼（１
０）であって、動翼の背面（１０Ｂ）に、前縁部（１０
ａ）に寄った状態の凹面（２０）が形成されることを特
徴とする軸流圧縮機の動翼。 - 【請求項２】 前縁部（１０ａ）から凹面（２０）の底
部（２０ａ）までの距離（Ｘ）は、動翼（１０）のコー
ド長（Ｃ）に対して、 ０＜（Ｘ／Ｃ）＜０．７ の範囲に設定されることを特徴とする請求項１記載の軸
流圧縮機の動翼。 - 【請求項３】 凹面（２０）は、前縁部（１０ａ）の近
傍から底部（２０ａ）までの厚さ変化よりも底部から最
大肉厚部（１０ｃ）までの厚さ変化が大きくなるように
設定され、前縁部の近傍から底部までの前方傾斜面（２
０ｂ）と底部から最大肉厚部までの後方傾斜面（２０
ｃ）との実質的なずれ角（θ）が１０度以内であること
を特徴とする請求項１または２記載の軸流圧縮機の動
翼。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7058819A JPH08254156A (ja) | 1995-03-17 | 1995-03-17 | 軸流圧縮機の動翼 |
| EP96400540A EP0732505A1 (en) | 1995-03-17 | 1996-03-15 | Rotor blades for axial flow compressor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7058819A JPH08254156A (ja) | 1995-03-17 | 1995-03-17 | 軸流圧縮機の動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08254156A true JPH08254156A (ja) | 1996-10-01 |
Family
ID=13095241
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7058819A Pending JPH08254156A (ja) | 1995-03-17 | 1995-03-17 | 軸流圧縮機の動翼 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0732505A1 (ja) |
| JP (1) | JPH08254156A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE10027084A1 (de) * | 2000-05-31 | 2001-12-13 | Honda Motor Co Ltd | Leitschaufel und Leitschaufelkaskade für einen Axialverdichter |
| JP2010203456A (ja) * | 2010-06-21 | 2010-09-16 | Honda Motor Co Ltd | 高転向・高遷音速翼 |
| JP2012132446A (ja) * | 2010-12-21 | 2012-07-12 | General Electric Co <Ge> | 超音速圧縮機ロータ及びその組み立て方法 |
| DE102013209966A1 (de) | 2013-05-28 | 2014-12-04 | Honda Motor Co., Ltd. | Profilgeometrie eines Flügels für einen Axialkompressor |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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