JPH1113692A - 軸流圧縮機翼列 - Google Patents
軸流圧縮機翼列Info
- Publication number
- JPH1113692A JPH1113692A JP16560397A JP16560397A JPH1113692A JP H1113692 A JPH1113692 A JP H1113692A JP 16560397 A JP16560397 A JP 16560397A JP 16560397 A JP16560397 A JP 16560397A JP H1113692 A JPH1113692 A JP H1113692A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- width
- cascade
- inlet
- row
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】翼根元近傍の流入マッハ数が０.７〜０.９の高
亜音速の動翼列に対し、低コストで強度上の信頼性を確
保するため厚翼とし、かつ翼間衝撃波を弱くしてチョー
ク流れを回避する。 【解決手段】動翼列根元から翼高さ５％の範囲で、動翼
列の最小流路幅１２に対する翼列入口幅１３の比率と動
翼列の入口流路幅１１に対する動翼列の最小流路幅１２
の比率との差を０.０６〜０.０８とし、動翼列の翼列入
口幅１３に対する翼列入口幅１３と翼列スロート幅１４
の差の比率を０.０２〜０.０４にすることにより、背側
翼面と腹側翼面の流れの加速を抑え翼間衝撃波を弱くし
て、チョーク流れを回避する。
亜音速の動翼列に対し、低コストで強度上の信頼性を確
保するため厚翼とし、かつ翼間衝撃波を弱くしてチョー
ク流れを回避する。 【解決手段】動翼列根元から翼高さ５％の範囲で、動翼
列の最小流路幅１２に対する翼列入口幅１３の比率と動
翼列の入口流路幅１１に対する動翼列の最小流路幅１２
の比率との差を０.０６〜０.０８とし、動翼列の翼列入
口幅１３に対する翼列入口幅１３と翼列スロート幅１４
の差の比率を０.０２〜０.０４にすることにより、背側
翼面と腹側翼面の流れの加速を抑え翼間衝撃波を弱くし
て、チョーク流れを回避する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン用あ
るいは産業用の軸流圧縮機に係わり、特に高亜音速で作
動する翼列に関する。
るいは産業用の軸流圧縮機に係わり、特に高亜音速で作
動する翼列に関する。
【０００２】
【従来の技術】図２に文献「ターボ送風機と圧縮機」
（生井武文，井上雅弘著，昭和６３年，コロナ社）の３
７３頁に記載してある、スロート幅／入口流路幅に対す
る、最大流入マッハ数の関係を示す。図２の破線は一次
元流れの理論式から算出した翼列を流れることができる
流入マッハ数の限界、いわゆるチョーク限界を示してい
る。また、実線は実験的に求めたチョーク限界である。
従って、翼列入口マッハ数を定めると、破線または実線
の右側に来るようなスロート幅／翼列入口流路幅を有す
る圧縮機翼列としなければならない。
（生井武文，井上雅弘著，昭和６３年，コロナ社）の３
７３頁に記載してある、スロート幅／入口流路幅に対す
る、最大流入マッハ数の関係を示す。図２の破線は一次
元流れの理論式から算出した翼列を流れることができる
流入マッハ数の限界、いわゆるチョーク限界を示してい
る。また、実線は実験的に求めたチョーク限界である。
従って、翼列入口マッハ数を定めると、破線または実線
の右側に来るようなスロート幅／翼列入口流路幅を有す
る圧縮機翼列としなければならない。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】図２に従うと、入口マ
ッハ数が０.７〜０.９の高亜音速で流入する翼列では、
翼のコードに対する翼の最大厚み比は１０％程度あるい
は、それ以下にする必要がある。一方、最近の軸流圧縮
機は大風量化，高圧力化が図られているため、高周速と
なっている。そのため、従来技術に基づく翼根元の厚み
では、根元断面に加わる遠心応力や、ガス曲げ応力が高
くなり、強度上の信頼性に欠ける課題があった。これを
回避する手段として高強度，軽量材料を選定する手段が
あるが、コスト増となり経済的でない。
ッハ数が０.７〜０.９の高亜音速で流入する翼列では、
翼のコードに対する翼の最大厚み比は１０％程度あるい
は、それ以下にする必要がある。一方、最近の軸流圧縮
機は大風量化，高圧力化が図られているため、高周速と
なっている。そのため、従来技術に基づく翼根元の厚み
では、根元断面に加わる遠心応力や、ガス曲げ応力が高
くなり、強度上の信頼性に欠ける課題があった。これを
回避する手段として高強度，軽量材料を選定する手段が
あるが、コスト増となり経済的でない。
【０００４】そこで、本発明は翼根元近傍の流入マッハ
数が０.７〜０.９の高亜音速の動翼列に対し、強度上の
信頼性を確保するため厚翼としてコストの低減を図り、
かつ翼間の衝撃波を弱くしてチョーク流れを回避する軸
流圧縮機翼列を提供することを目的としている。
数が０.７〜０.９の高亜音速の動翼列に対し、強度上の
信頼性を確保するため厚翼としてコストの低減を図り、
かつ翼間の衝撃波を弱くしてチョーク流れを回避する軸
流圧縮機翼列を提供することを目的としている。
【０００５】
【課題を解決するための手段】前記課題を解決する本発
明は、動翼列根元から翼高さ５％の範囲で、動翼列の最
小流路幅に対する翼列入口幅の比率と動翼列の入口流路
幅に対する動翼列の最小流路幅の比率との差（以下背側
加速パラメータと記す）を、０.０８ 以下とすることに
より、背側翼面での翼前縁からスロートまでの流れの加
速を抑え、翼間衝撃波が弱くしてチョーク流れを回避で
きる。また動翼列根元から翼高さ５％の範囲で動翼列の
翼列入口幅に対する翼列入口幅と翼列スロート幅の差の
比率（以下腹側加速パラメータと記す）を０.０４ 以下
にすることにより、腹側翼面での翼列入口位置からスロ
ート位置までの流れの加速を抑え、翼間衝撃波が弱くし
てチョーク流れを回避できる。
明は、動翼列根元から翼高さ５％の範囲で、動翼列の最
小流路幅に対する翼列入口幅の比率と動翼列の入口流路
幅に対する動翼列の最小流路幅の比率との差（以下背側
加速パラメータと記す）を、０.０８ 以下とすることに
より、背側翼面での翼前縁からスロートまでの流れの加
速を抑え、翼間衝撃波が弱くしてチョーク流れを回避で
きる。また動翼列根元から翼高さ５％の範囲で動翼列の
翼列入口幅に対する翼列入口幅と翼列スロート幅の差の
比率（以下腹側加速パラメータと記す）を０.０４ 以下
にすることにより、腹側翼面での翼列入口位置からスロ
ート位置までの流れの加速を抑え、翼間衝撃波が弱くし
てチョーク流れを回避できる。
【０００６】また背側加速パラメータを０.０６〜０.０
８とし、腹側加速パラメータを0.02〜０.０４ すること
により、背側翼面での翼前縁からスロートまでの加速流
れと、腹側翼面での翼列入口からスロートまでの加速流
れを同時に抑えることができ、動翼列の流路内での衝撃
波を弱くしてチョーク流れを回避できる。以上の手段に
より、低コストで強度上の信頼性を確保し、かつ性能の
高い軸流圧縮機翼列を提供できる。
８とし、腹側加速パラメータを0.02〜０.０４ すること
により、背側翼面での翼前縁からスロートまでの加速流
れと、腹側翼面での翼列入口からスロートまでの加速流
れを同時に抑えることができ、動翼列の流路内での衝撃
波を弱くしてチョーク流れを回避できる。以上の手段に
より、低コストで強度上の信頼性を確保し、かつ性能の
高い軸流圧縮機翼列を提供できる。
【０００７】
【発明の実施の形態】本発明の実施例を図１を用いて説
明する。図１は厚翼と高亜音速流れの例として、翼厚比
１５％，流入マッハ数０.８２ の条件で軸流圧縮機の動
翼列の５％断面に本発明を適用した例である。背側翼面
１５と回転方向３と逆方向の隣接する動翼の腹側翼面１
６、および翼前縁１９に至る流線１７，翼後縁１Ａから
延びる流線１８とで形成される流路の流路幅は、入口流
路幅１１から始まりいったん最小流路幅１２まで減少し
翼列入口幅１３まで増加する、その後翼間のスロート幅
１４まで減少し以降は下流に向かって再び増加する。
明する。図１は厚翼と高亜音速流れの例として、翼厚比
１５％，流入マッハ数０.８２ の条件で軸流圧縮機の動
翼列の５％断面に本発明を適用した例である。背側翼面
１５と回転方向３と逆方向の隣接する動翼の腹側翼面１
６、および翼前縁１９に至る流線１７，翼後縁１Ａから
延びる流線１８とで形成される流路の流路幅は、入口流
路幅１１から始まりいったん最小流路幅１２まで減少し
翼列入口幅１３まで増加する、その後翼間のスロート幅
１４まで減少し以降は下流に向かって再び増加する。
【０００８】本実施例では、背側加速パラメータを０.
０７３，腹側加速パラメータを0.036としている。ここ
で背側加速パラメータと腹側加速パラメータは、背側加
速パラメータ＝翼列入口幅１３／最小流路幅１２−最小
流路幅１２／入口流路幅１１，腹側加速パラメータ＝
（翼列入口幅１３−スロート幅１４）／翼列入口幅１
３、で定義される値である。
０７３，腹側加速パラメータを0.036としている。ここ
で背側加速パラメータと腹側加速パラメータは、背側加
速パラメータ＝翼列入口幅１３／最小流路幅１２−最小
流路幅１２／入口流路幅１１，腹側加速パラメータ＝
（翼列入口幅１３−スロート幅１４）／翼列入口幅１
３、で定義される値である。
【０００９】本発明を適用する軸流圧縮機は図３に示す
ように、静翼列３１を取り付けたケーシング３３，動翼
列３２を取り付けた回転するロータ３４とで構成され、
流入気流１は複数静翼列３１と複数の動翼列３２を通過
して高温，高圧の流出気流２となる。動翼列３２の各断
面（例えば断面Ａ−Ａ）は、図１に示したように背側翼
面１５と回転方向３と逆方向の隣接する動翼の腹側翼面
１６、および翼前縁１９に至る流線１７，翼後縁１Ａか
ら延びる流線１８とで流路を形成する。流入マッハ数が
０.７〜０.９の高亜音速の断面の背側翼面においては、
翼前縁から最小流路幅１２の間で流れは超音速に加速さ
れ、その後翼列入口１３まで加速が継続され、加速が大
きいと背側翼面から腹側翼面に亙る垂直衝撃波を形成し
チョーク流れとなる。
ように、静翼列３１を取り付けたケーシング３３，動翼
列３２を取り付けた回転するロータ３４とで構成され、
流入気流１は複数静翼列３１と複数の動翼列３２を通過
して高温，高圧の流出気流２となる。動翼列３２の各断
面（例えば断面Ａ−Ａ）は、図１に示したように背側翼
面１５と回転方向３と逆方向の隣接する動翼の腹側翼面
１６、および翼前縁１９に至る流線１７，翼後縁１Ａか
ら延びる流線１８とで流路を形成する。流入マッハ数が
０.７〜０.９の高亜音速の断面の背側翼面においては、
翼前縁から最小流路幅１２の間で流れは超音速に加速さ
れ、その後翼列入口１３まで加速が継続され、加速が大
きいと背側翼面から腹側翼面に亙る垂直衝撃波を形成し
チョーク流れとなる。
【００１０】亜音速では流路幅が減少するときに流れは
加速し、超音速においては流路幅が増大するときに流れ
が加速されるので、最小流路幅１２が大きく、翼列入口
幅１３が小さい方が背側翼面の加速は小さくなる。すな
わち、背側加速パラメータを所定の値より小さくすれば
背側翼面の加速は小さくなり翼間の衝撃波も弱くなり、
チョーク流れが回避される。また流入マッハ数が０.７
〜０.９の高亜音速の断面の腹側翼面においては、流れ
は翼前縁からスロートに至る間に超音速に加速され、加
速が大きいと背側翼面から腹側翼面に亙る垂直衝撃波を
形成しチョーク流れとなる。腹側翼面に流入する流れは
亜音速なので、スロート幅１４が大きければ加速は抑え
られる。
加速し、超音速においては流路幅が増大するときに流れ
が加速されるので、最小流路幅１２が大きく、翼列入口
幅１３が小さい方が背側翼面の加速は小さくなる。すな
わち、背側加速パラメータを所定の値より小さくすれば
背側翼面の加速は小さくなり翼間の衝撃波も弱くなり、
チョーク流れが回避される。また流入マッハ数が０.７
〜０.９の高亜音速の断面の腹側翼面においては、流れ
は翼前縁からスロートに至る間に超音速に加速され、加
速が大きいと背側翼面から腹側翼面に亙る垂直衝撃波を
形成しチョーク流れとなる。腹側翼面に流入する流れは
亜音速なので、スロート幅１４が大きければ加速は抑え
られる。
【００１１】すなわち、腹側加速パラメータを所定の値
より小さくすれば翼腹側の加速は小さくなり翼間の衝撃
波も弱くなり、チョーク流れが回避される。背側加速パ
ラメータと腹側加速パラメータの２つの値が別個に設計
できる値とならず、一方を小さくすると他方が大きくな
るような場合は、それぞれの値の上限に加えて、それぞ
れの値が別の所定の値以上になるようにすれば、背側翼
面と腹側翼面の加速を同時に抑えることができ翼間の衝
撃波を弱くしてチョーク流れを回避できる。
より小さくすれば翼腹側の加速は小さくなり翼間の衝撃
波も弱くなり、チョーク流れが回避される。背側加速パ
ラメータと腹側加速パラメータの２つの値が別個に設計
できる値とならず、一方を小さくすると他方が大きくな
るような場合は、それぞれの値の上限に加えて、それぞ
れの値が別の所定の値以上になるようにすれば、背側翼
面と腹側翼面の加速を同時に抑えることができ翼間の衝
撃波を弱くしてチョーク流れを回避できる。
【００１２】本発明を実施した軸流圧縮機翼列の５％断
面の設計流量での翼面上マッハ数分布を図４に示す。背
側翼面１５と腹側翼面１６の加速を抑えているため、翼
間の衝撃波は弱く腹側翼面のマッハ数が１を越えておら
ず、チョーク流れを回避できている。一方従来技術によ
る軸流圧縮機翼列の場合、翼間の衝撃波が強くなりチョ
ーク流れとなる。図５は、背側加速パラメータが０.０
９０ と本発明の請求範囲を越える軸流圧縮機の動翼の
５％断面の設計流量での翼面マッハ数分布の例を示して
いる。この例では、翼背側の加速が大きく、翼間の衝撃
波が強くなりチョーク流れとなっている。
面の設計流量での翼面上マッハ数分布を図４に示す。背
側翼面１５と腹側翼面１６の加速を抑えているため、翼
間の衝撃波は弱く腹側翼面のマッハ数が１を越えておら
ず、チョーク流れを回避できている。一方従来技術によ
る軸流圧縮機翼列の場合、翼間の衝撃波が強くなりチョ
ーク流れとなる。図５は、背側加速パラメータが０.０
９０ と本発明の請求範囲を越える軸流圧縮機の動翼の
５％断面の設計流量での翼面マッハ数分布の例を示して
いる。この例では、翼背側の加速が大きく、翼間の衝撃
波が強くなりチョーク流れとなっている。
【００１３】また図６は、腹側加速パラメータが０.０
５３ と本発明の請求範囲を越える軸流圧縮機翼列の５
％断面の設計流量での翼面マッハ数分布の別の例を示し
ている。この例では翼腹側の加速が大きく翼間の衝撃波
が強くなりチョーク流れとなっている。本発明では、背
側加速パラメータを０.０７３ ，腹側加速パラメータを
０.０３６とした場合を例にとり説明したが、背側加速
パラメータが０.０６〜０.０８ の範囲にあり、腹側加
速パラメータが０.０２〜０.０４の範囲であれば上述と
同様の効果を有する。
５３ と本発明の請求範囲を越える軸流圧縮機翼列の５
％断面の設計流量での翼面マッハ数分布の別の例を示し
ている。この例では翼腹側の加速が大きく翼間の衝撃波
が強くなりチョーク流れとなっている。本発明では、背
側加速パラメータを０.０７３ ，腹側加速パラメータを
０.０３６とした場合を例にとり説明したが、背側加速
パラメータが０.０６〜０.０８ の範囲にあり、腹側加
速パラメータが０.０２〜０.０４の範囲であれば上述と
同様の効果を有する。
【００１４】
【発明の効果】以上説明したとおり、本発明により、低
コストで強度上の信頼性を確保し、かつ性能の高い軸流
圧縮機翼列を提供できる。
コストで強度上の信頼性を確保し、かつ性能の高い軸流
圧縮機翼列を提供できる。
【図１】本発明による軸流圧縮機翼列の５％断面とその
流路幅変化の例を示す図。
流路幅変化の例を示す図。
【図２】最大流入マッハ数とスロート幅／入口流路幅の
関係を示す図。
関係を示す図。
【図３】軸流圧縮機の模式図。
【図４】本発明による軸流圧縮翼列の５％断面翼面上マ
ッハ数分布の例を示す図。
ッハ数分布の例を示す図。
【図５】最小流路幅に対する翼列入口幅の比率と入口流
路幅に対する最小流路幅の比率との差が請求範囲を越え
る５％断面翼面上マッハ数分布の例を示す図。
路幅に対する最小流路幅の比率との差が請求範囲を越え
る５％断面翼面上マッハ数分布の例を示す図。
【図６】翼列入口幅に対する翼列入口幅とスロート幅の
差の比率が請求範囲を超える５％断面翼面上マッハ数分
布の例を示す図。
差の比率が請求範囲を超える５％断面翼面上マッハ数分
布の例を示す図。
１…流入気流、１Ａ…翼後縁、２…流出気流、３…回転
方向、１１…入口流路幅、１２…最小流路幅、１３…翼
列入口幅、１４…スロート幅、１５…背側翼面、１６…
腹側翼面、１７，１８…流線、１９…翼前縁、３１…静
翼列、３２…動翼列、３３…ケーシング、３４…ロー
タ。
方向、１１…入口流路幅、１２…最小流路幅、１３…翼
列入口幅、１４…スロート幅、１５…背側翼面、１６…
腹側翼面、１７，１８…流線、１９…翼前縁、３１…静
翼列、３２…動翼列、３３…ケーシング、３４…ロー
タ。
Claims (3)
- 【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、前記環状流路を構成する回
転するロータに取り付けられた複数の動翼列からなる軸
流圧縮機において、前記動翼列根元から翼高さ５％の範
囲で、前記動翼列の最小流路幅に対する翼列入口幅の比
率と、前記動翼列の入口流路幅に対する前記動翼列の最
小流路幅の比率との差を、０.０８ 以下としたことを特
徴とする軸流圧縮機翼列。 - 【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、前記環状流路を構成する回
転するロータに取り付けられた複数の動翼列からなる軸
流圧縮機において、前記動翼列根元から翼高さ５％の範
囲で、前記動翼列の翼列入口幅に対する、翼列入口幅と
翼列スロート幅の差の比率を、０.０４ 以下にしたこと
を特徴とする軸流圧縮機翼列。 - 【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、前記環状流路を構成する回
転するロータに取り付けられた複数の動翼列からなる軸
流圧縮機において、前記動翼列根元から翼高さ５％の範
囲で、前記動翼列の最小流路幅に対する翼列入口幅の比
率と前記動翼列の入口流路幅に対する前記動翼列の最小
流路幅の比率との差を、０.０６〜０.０８とし、前記動
翼列の翼列入口幅に対する翼列入口幅と翼列スロート幅
の差の比率を、０.０２〜０.０４にしたことを特徴とす
る軸流圧縮機翼列。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16560397A JPH1113692A (ja) | 1997-06-23 | 1997-06-23 | 軸流圧縮機翼列 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16560397A JPH1113692A (ja) | 1997-06-23 | 1997-06-23 | 軸流圧縮機翼列 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1113692A true JPH1113692A (ja) | 1999-01-19 |
Family
ID=15815500
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP16560397A Pending JPH1113692A (ja) | 1997-06-23 | 1997-06-23 | 軸流圧縮機翼列 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1113692A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005155613A (ja) * | 2003-10-31 | 2005-06-16 | Hitachi Ltd | ガスタービン及びガスタービンの製造方法 |
| WO2018216255A1 (ja) * | 2017-05-24 | 2018-11-29 | 株式会社Ihi | ファン及び圧縮機の翼 |
-
1997
- 1997-06-23 JP JP16560397A patent/JPH1113692A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005155613A (ja) * | 2003-10-31 | 2005-06-16 | Hitachi Ltd | ガスタービン及びガスタービンの製造方法 |
| WO2018216255A1 (ja) * | 2017-05-24 | 2018-11-29 | 株式会社Ihi | ファン及び圧縮機の翼 |
| US11125085B2 (en) | 2017-05-24 | 2021-09-21 | Ihi Corporation | Blade of fan or compressor |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8186962B2 (en) | Fan rotating blade for turbofan engine | |
| JP5059991B2 (ja) | 狭ウェスト部を有する静翼 | |
| JP5301148B2 (ja) | ガスタービンエンジンのタービン組立体及びその製造方法 | |
| CA2327850C (en) | Swept barrel airfoil | |
| US8317482B2 (en) | Swept turbomachine blade | |
| JP5410014B2 (ja) | 最新式ブースタステータベーン | |
| US4512718A (en) | Tandem fan stage for gas turbine engines | |
| US20080095633A1 (en) | Fan blade | |
| JPH10502150A (ja) | 回転機械の圧縮領域のための流れ配向アッセンブリ | |
| JP2007536459A (ja) | 遷音速ガスタービンの衝撃波誘起境界層の抽気 | |
| EP1260674B1 (en) | Turbine blade and turbine | |
| US5513952A (en) | Axial flow compressor | |
| US10837459B2 (en) | Mistuned fan for gas turbine engine | |
| US11035385B2 (en) | Fan rotor with flow induced resonance control | |
| WO2008075467A1 (ja) | 軸流圧縮機の翼列 | |
| US6312221B1 (en) | End wall flow path of a compressor | |
| JP4269723B2 (ja) | タービンノズル | |
| CN109844263B (zh) | 涡轮机叶轮、涡轮机及涡轮增压器 | |
| US20210372288A1 (en) | Compressor stator with leading edge fillet | |
| JPH06173895A (ja) | プロペラファン | |
| JPH1113692A (ja) | 軸流圧縮機翼列 | |
| JPH11343998A (ja) | 軸流圧縮機 | |
| CN113202789B (zh) | 离心压缩机用叶轮及离心压缩机 | |
| JPH11148497A (ja) | 軸流圧縮機動翼 | |
| EP3643877A1 (en) | Ducted propulsor with airfoils having a leading edge with a deflected region |