JPH10184303A - ストール防止翼列構造 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 翼後縁の形状を変えることにより翼背面の付
け根や先端に生ずる境界層の剥離を防止する。 【解決手段】 軸流機械の翼列構造において、翼後縁を
中央より付け根に向かって拡張してゆく翼形状とする。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、軸流機械の翼列の
翼形状に係わり、特に後縁形状をストール防止に有効な
翼形状としたストール防止翼列構造に関する。

【０００２】

【従来の技術】軸流機械の翼列では２次流れによる損失
が発生する。図６は軸流機械の翼列に発生する２次流れ
による損失を説明する図である。軸流機械の翼列の隣接
する２つの翼１、２の対向して流体の流路をなす壁面、
すなわち翼１の背面１ａと翼２の腹面２ｂの圧力が異な
るため、翼２の腹面２ｂに生ずる高圧の境界層７ｂか
ら、流路底面部３に生ずる境界層７ｃを通り、翼１の背
面１ａに生じる低圧の境界層７ａに向かって流れる。こ
の境界層内の流れを２次流れ４と称する。翼１の背面付
け根部１ｃは主流６の作用により渦流５が発生し易く、
この渦流５により流路底面部３に生ずる境界層７ｃが翼
１の背面付け根部１ｃに堆積するため、翼背面における
境界層の剥離（ストール）を起こし、翼性能を低下させ
る。

【０００３】特開昭５２−６７４０４号公報にはこの境
界層の剥離を防止する方法として、流路底部に翼の背面
側から湾曲した突出部を設け、流路底部を階段状に構成
して翼背面における境界層の剥離を防止する技術が示さ
れている。また、特開昭５２−５４８０８号公報には流
路底部に、流路途中の流れの転向する部分以降に１個以
上の障害物を設け、翼背面における境界層の剥離を防止
する技術が示されている。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】両公報に開示された技
術は流路底部に突出部を設けたり、障害物を設けたりす
るため部品数が増大し製作費用が嵩むという問題点があ
った。本発明は、かかる問題点に鑑みてなされたもの
で、翼後縁の形状を変えることにより翼背面の付け根や
先端に生ずる境界層の剥離を防止することを目的とす
る。

【０００５】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、請求項１の発明では、軸流機械の翼列構造におい
て、翼後縁を中央より付け根に向かって拡張してゆく翼
形状とする。

【０００６】翼背面の後縁側で翼付け根部は図２（Ａ）
に示すように境界層が剥離し易い。図１は翼後縁を中央
から付け根に向けておよび先端に向けて拡張した形状を
有する翼の翼背面静圧等圧線を示す。翼背面の流速は後
縁に向かうに従い減速するので、静圧は大きくなってゆ
く。静圧の差が翼に働く力となりこの反力Ｆが流体に働
く。このＦの翼付け根方向の成分Ｆｙにより境界層の剥
離を抑えることができる。

【０００７】請求項２の発明では、軸流機械の翼列構造
において、翼後縁を中央より先端に向かって拡張してゆ
く翼形状とする。

【０００８】翼背面の後縁側で翼先端部も付け根部と同
様に境界層が剥離し易い。翼後縁を中央から先端に向け
て拡張した形状とすることにより、請求項１の発明の付
け根を拡張した場合と同様に流体に翼先端方向の成分の
力が働き、境界層の剥離を抑えることができる。

【０００９】請求項３の発明では、軸流機械の翼列構造
において、翼後縁を中央より付け根および先端に向かっ
てそれぞれ拡張してゆく翼形状とする。

【００１０】翼後縁を中央より付け根および先端に向か
ってそれぞれ拡張してゆく翼形状とすることにより、静
圧により翼に働く力の反力が流体に働き、この反力の翼
付け根方向の分力と翼先端方向の分力により、翼背面の
付け根部および先端部に発生する剥離を押さえることが
できる。

【００１１】

【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面を参照して説明する。図１は本発明の実施形態を
示す翼側面図で、（Ａ）は翼背面の静圧等圧線とこの静
圧によって流体に生じる反力を示し、（Ｂ）は翼後縁拡
張部の詳細図である。翼はターボ圧縮機の翼列を構成す
るもので、動翼、静翼いずれにも適用される。動翼の場
合、翼付け根部はハブに取付けられ、先端はシュラウド
に取付けられる。静翼の場合、翼付け根部はハブに取付
けられ、先端はケーシングに取付けられる。なお、隣接
する２枚の翼と、翼付け根を取付けるハブ、翼先端を取
付けるシュラウドまたはケーシングは流路を形成するの
で、翼付け根側をインナ側流路、翼先端側をアウタ側流
路と称する。

【００１２】翼背面では流速は前縁より後縁に行くに従
い減速してゆくので、静圧は前縁より後縁に行くに従い
大きくなってゆく。さらに翼後縁が中央より付け根にか
けて湾曲して広がっており、同様に翼後縁が中央より先
端にかけて湾曲して広がっているので静圧等圧線も湾曲
している。翼背面に加わる静圧の差は力となり、この力
の反力Ｆが流体に働く。この反力Ｆは静圧等圧線に直角
に働くため、翼弦長方向前縁より中央部までは流れと反
対方向に働く。中央部より後縁で付け根側および先端側
では湾曲に直角に力Ｆが働く。力Ｆの翼付け根方向また
は翼先端方向の分力Ｆｙは境界層の剥離を押さえるよう
に働く。

【００１３】反力Ｆの大きさは付け根部や先端部の広が
りの大きさと湾曲形状を考慮して静圧等圧線を算出して
求めることができる。

【００１４】図２の（Ａ）は従来の翼形の境界層剥離状
態を示し、（Ｂ）は本発明の境界層の状態を示す。後縁
は付け根部のみ広げた場合を示すが、先端を広げた場合
も同様な効果が得られる。

【００１５】図３は図２に示した従来の翼型と、本発明
の付け根部を広げた場合の圧力損失係数を示す。圧力損
失係数は境界層の剥離が発生すると大きくなるので、こ
の剥離を抑制する機能を示す指標として用いることがで
きる。（Ａ）の横軸の％スパンとは（Ｂ）に示すように
翼の高さを表し、インナ側通路はスパン％を０％とし、
アウタ側通路は１００％とする。本翼形状は付け根側の
み広げているので０％に近づくにつれて、圧力損失係数
は、従来技術では境界層が剥離するため大きくなるが、
本発明では境界層の剥離を抑えているので、大きくなっ
ていない。

【００１６】図４は翼後縁の付け根側を広げない従来の
翼形状の静圧等圧線を示し、図５は翼後縁の付け根側を
広げた本発明の翼形状の静圧等圧線を示す。図４におい
て、翼付け根側のａ部は静圧が極めて大きくなっている
範囲を示し、ｂ部は境界層の剥離が発生している範囲を
示す。また翼上端のｃ部にもｂ部よりは小さな境界層の
剥離が発生していることを示す。図５において、図示の
ように翼後縁の付け根側を広げると、ａ部、ｂ部の静圧
等圧線の乱れは整形され、ｂ部に発生していた境界層の
剥離はほぼ消滅している。なお、ｃ部については後縁の
形状は図４と同じであるので同様の小さな境界層剥離が
発生している。

【００１７】このように翼後縁を広げることにより、翼
背面の翼付け根部や上端部に発生する境界層剥離を抑制
することができる。しかし、拡張部があまり大きくなる
と摩擦抵抗が増大し翼効率が減少する等の問題が発生す
るため、この後縁の広げ具合は、まず後縁の形状を設定
し、この形状の翼背面の静圧等圧線を計算や必要に応じ
実験も行って定め、図５に示すように乱れや極度に集中
した分布のない状態になるようにトライアンドエラーで
翼形状を決定する。なお、図２〜図５の説明では翼付け
根部のみ後縁を拡張した場合を示したが、翼上端部を拡
張することにより翼上端部に発生する境界層の剥離を抑
制することができる。

【００１８】

【発明の効果】以上の説明より明らかなように、本発明
は、翼後縁の翼付け根部や上端部を拡張することによ
り、それらの場所に発生する境界層の剥離を抑制するこ
とができる。これにより圧縮機の効率向上およびサージ
ングに対する余裕（マージン）が増大する。また翼の形
状を変更するだけなので、従来の境界層剥離防止構造に
比べ、部品の増加もなく製作が容易になる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の実施形態を示す翼背面の側面図であ
る。

【図２】本発明の境界層剥離防止効果を説明する図であ
る。

【図３】圧力損失係数により本発明の効果を説明する図
である。

【図４】従来の翼形状の静圧等圧線を示す図である。

【図５】本発明の翼形状の静圧等圧線を示す図である。

【図６】翼列に発生する２次流れを説明する図である。

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 軸流機械の翼列構造において、翼後縁を
   中央より付け根に向かって拡張してゆく翼形状としたこ
   とを特徴とするストール防止翼列構造。
2. 【請求項２】 軸流機械の翼列構造において、翼後縁を
   中央より先端に向かって拡張してゆく翼形状としたこと
   を特徴とするストール防止翼列構造。
3. 【請求項３】 軸流機械の翼列構造において、翼後縁を
   中央より付け根および先端に向かってそれぞれ拡張して
   ゆく翼形状としたことを特徴とするストール防止翼列構
   造。