JPH11148497A - 軸流圧縮機動翼 - Google Patents
軸流圧縮機動翼Info
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- JPH11148497A JPH11148497A JP31482997A JP31482997A JPH11148497A JP H11148497 A JPH11148497 A JP H11148497A JP 31482997 A JP31482997 A JP 31482997A JP 31482997 A JP31482997 A JP 31482997A JP H11148497 A JPH11148497 A JP H11148497A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】流入マッハ数が超音速となる断面を有する軸流
圧縮機の遷音速の動翼列に対し、過度の応力と局所的な
振動モードを抑えて翼の強度上の信頼性を確保し、かつ
翼間の衝撃波を弱くして圧力損失を低減する。 【解決手段】遷音速翼列の流入流速が音速を超える断面
で最大厚み位置１６を翼弦長１５の４０％から６０％の
間にすることにある。
圧縮機の遷音速の動翼列に対し、過度の応力と局所的な
振動モードを抑えて翼の強度上の信頼性を確保し、かつ
翼間の衝撃波を弱くして圧力損失を低減する。 【解決手段】遷音速翼列の流入流速が音速を超える断面
で最大厚み位置１６を翼弦長１５の４０％から６０％の
間にすることにある。
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、特に遷音速で作動
する翼列に関する。
るいは産業用の軸流圧縮機に係わり、特に遷音速で作動
する翼列に関する。
【０００２】
【従来の技術】多段の軸流圧縮機は図５に示した軸流圧
縮機の模式図のように複数の動翼列５１が取り付けられ
た回転３するロータ５４と、複数の静翼列５２を取り付
けたケーシング５３より構成され、ロータ５４とケーシ
ング５３により環状流路５５が形成されている。流入気
流１はこの環状流路を通過しながら、各翼列により圧縮
され高温高圧の気流２となる。
縮機の模式図のように複数の動翼列５１が取り付けられ
た回転３するロータ５４と、複数の静翼列５２を取り付
けたケーシング５３より構成され、ロータ５４とケーシ
ング５３により環状流路５５が形成されている。流入気
流１はこの環状流路を通過しながら、各翼列により圧縮
され高温高圧の気流２となる。
【０００３】このような軸流圧縮機の大風量化に伴う流
速の増大は、相対流入マッハ数の増加を引き起こし、相
対流入流速が音速を超える領域が発生する。特に、動翼
の先端部分では翼の周速が大きいためこの領域が発生し
やすい。
速の増大は、相対流入マッハ数の増加を引き起こし、相
対流入流速が音速を超える領域が発生する。特に、動翼
の先端部分では翼の周速が大きいためこの領域が発生し
やすい。
【０００４】かかる軸流圧縮機動翼の先端部では図５の
断面Ａ−Ａを示す図６に示すように翼列間に衝撃波１８
が発生する。図７はこのような断面（流入マッハ数１.
２)の翼面マッハ数分布の例を示したものである。流入
気流１は前縁１１で一旦減速されるが、背側翼面１３で
徐々に加速され衝撃波前面で最大値となり、衝撃波１８
で減速され亜音速気流２となって流出する。
断面Ａ−Ａを示す図６に示すように翼列間に衝撃波１８
が発生する。図７はこのような断面（流入マッハ数１.
２)の翼面マッハ数分布の例を示したものである。流入
気流１は前縁１１で一旦減速されるが、背側翼面１３で
徐々に加速され衝撃波前面で最大値となり、衝撃波１８
で減速され亜音速気流２となって流出する。
【０００５】この例では衝撃波上流マッハ数は１.４ の
隣接する翼の腹側１４に達する垂直衝撃波で全圧損失は
６％以上に達する。衝撃波上流のマッハ数が高いほど衝
撃波による圧力損失は増加するため、このような断面に
おいては、図８に示すように最大厚み位置１６を後縁側
にして翼前縁側８１を薄くして翼背側面側の加速を抑え
最大マッハ数を下げたり、図９に示すように背側翼面に
凹面状の領域９１を設けマッハ数を減少させかつ積極的
に斜め衝撃波１８を発生させて衝撃波による圧力損失を
低減する方法が採られている。
隣接する翼の腹側１４に達する垂直衝撃波で全圧損失は
６％以上に達する。衝撃波上流のマッハ数が高いほど衝
撃波による圧力損失は増加するため、このような断面に
おいては、図８に示すように最大厚み位置１６を後縁側
にして翼前縁側８１を薄くして翼背側面側の加速を抑え
最大マッハ数を下げたり、図９に示すように背側翼面に
凹面状の領域９１を設けマッハ数を減少させかつ積極的
に斜め衝撃波１８を発生させて衝撃波による圧力損失を
低減する方法が採られている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】軸流圧縮機の大風量化
は同時に図５に示す軸流圧縮機翼の翼長５６の増大も引
き起こす。特に動翼の翼長増加は、翼が気流から受ける
流体力による応力を増大させ、また回転による遠心力応
力も増加させる。そのため、翼の強度上の信頼性を確保
するために根元断面に十分な厚みが取られるのが一般的
である。
は同時に図５に示す軸流圧縮機翼の翼長５６の増大も引
き起こす。特に動翼の翼長増加は、翼が気流から受ける
流体力による応力を増大させ、また回転による遠心力応
力も増加させる。そのため、翼の強度上の信頼性を確保
するために根元断面に十分な厚みが取られるのが一般的
である。
【０００７】そのため、従来の技術のように流入流速が
音速を超える断面で、翼前縁側を薄くする方法では、翼
先端近傍の前縁領域のみが薄くなるため、図６に例示し
た最大厚みが翼弦長の５０％位置では発生しにくい翼先
端近傍の前縁領域が局所的に振動する翼の固有振動モー
ドが発生しやすく、また背側翼面に凹面状の領域を設け
る方法では流体力や遠心力の作用する方向が翼長方向に
過度の分布を持ってしまい図６に例示した凹面状の領域
を持たない翼では発生しにくい過度の応力が発生しやす
く、翼の強度上の信頼性が損なわれる。
音速を超える断面で、翼前縁側を薄くする方法では、翼
先端近傍の前縁領域のみが薄くなるため、図６に例示し
た最大厚みが翼弦長の５０％位置では発生しにくい翼先
端近傍の前縁領域が局所的に振動する翼の固有振動モー
ドが発生しやすく、また背側翼面に凹面状の領域を設け
る方法では流体力や遠心力の作用する方向が翼長方向に
過度の分布を持ってしまい図６に例示した凹面状の領域
を持たない翼では発生しにくい過度の応力が発生しやす
く、翼の強度上の信頼性が損なわれる。
【０００８】そこで、本発明は流入マッハ数が超音速と
なる断面を有する軸流圧縮機の遷音速動翼列に対し、過
度の応力と局所的な振動モードを抑えて翼の強度上の信
頼性を確保しかつ翼間の衝撃波を弱くして圧力損失を低
減した高性能の軸流圧縮機翼列を提供することを目的と
している。
なる断面を有する軸流圧縮機の遷音速動翼列に対し、過
度の応力と局所的な振動モードを抑えて翼の強度上の信
頼性を確保しかつ翼間の衝撃波を弱くして圧力損失を低
減した高性能の軸流圧縮機翼列を提供することを目的と
している。
【０００９】
【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、遷音速翼列の流入流速が音速を超える断面で最大
厚み位置を翼弦長の４０％から６０％の間にすることに
よって過度の応力と局所的な振動モードを抑え、かつ前
縁から翼弦長２０％までの背側翼面の曲率半径を翼弦長
２０％から後縁までの背側翼面の曲率半径より小さくす
ることによって翼背側の加速による最大マッハ数を低く
し衝撃波を弱くして圧力損失を低減する。
明は、遷音速翼列の流入流速が音速を超える断面で最大
厚み位置を翼弦長の４０％から６０％の間にすることに
よって過度の応力と局所的な振動モードを抑え、かつ前
縁から翼弦長２０％までの背側翼面の曲率半径を翼弦長
２０％から後縁までの背側翼面の曲率半径より小さくす
ることによって翼背側の加速による最大マッハ数を低く
し衝撃波を弱くして圧力損失を低減する。
【００１０】また、遷音速翼列の流入流速が音速を超え
る断面で最大厚み位置を翼弦長の４０％から６０％の間
にして、かつ２つの円弧からなる反り線の反りの接続点
を前縁から翼弦長２０％までの間にした多重円弧翼とす
ることによって、過度の応力と局所的な振動モードを抑
えて翼の強度上の信頼性を確保し、かつ翼背側の加速に
よる最大マッハ数を低くし衝撃波を弱くして圧力損失を
低減する。
る断面で最大厚み位置を翼弦長の４０％から６０％の間
にして、かつ２つの円弧からなる反り線の反りの接続点
を前縁から翼弦長２０％までの間にした多重円弧翼とす
ることによって、過度の応力と局所的な振動モードを抑
えて翼の強度上の信頼性を確保し、かつ翼背側の加速に
よる最大マッハ数を低くし衝撃波を弱くして圧力損失を
低減する。
【００１１】以上の手段により、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。
し、かつ性能の高い軸流圧縮機翼列を提供できる。
【００１２】
【発明の実施の形態】本発明の実施例を図１と図２を用
いて説明する。この図１は本発明による図６と同様の図
であり、図２は図１の断面を先端部分にもつ翼の流入マ
ッハ数が1.2の先端部分の翼面上のマッハ数分布を示し
たものである。この例では、最大厚み位置１６を翼弦長
１５の５０％の位置、前縁１１から翼弦長１５の２０％
の位置までの背側翼面１９の曲率半径を翼弦長１５の２
０％の位置から後縁１２までの背側翼面１Ａの曲率半径
の０.６ 倍にした例である。
いて説明する。この図１は本発明による図６と同様の図
であり、図２は図１の断面を先端部分にもつ翼の流入マ
ッハ数が1.2の先端部分の翼面上のマッハ数分布を示し
たものである。この例では、最大厚み位置１６を翼弦長
１５の５０％の位置、前縁１１から翼弦長１５の２０％
の位置までの背側翼面１９の曲率半径を翼弦長１５の２
０％の位置から後縁１２までの背側翼面１Ａの曲率半径
の０.６ 倍にした例である。
【００１３】流入気流１は図７と同様に前縁１１で一旦
減速するが、曲率半径の小さい前縁１１から翼弦長１５
の２０％の間１９で加速され前縁近傍で流入マッハ数と
同等の１.２ に達する。その後は背側翼面の曲率半径の
大きい領域１Ａになるので加速の度合いが小さくなり最
大マッハ数は１.３ 以下に抑えられ、衝撃波による全圧
損失が低減される。
減速するが、曲率半径の小さい前縁１１から翼弦長１５
の２０％の間１９で加速され前縁近傍で流入マッハ数と
同等の１.２ に達する。その後は背側翼面の曲率半径の
大きい領域１Ａになるので加速の度合いが小さくなり最
大マッハ数は１.３ 以下に抑えられ、衝撃波による全圧
損失が低減される。
【００１４】本発明の第２の実施例を図３を用いて説明
する。この図３は本発明による図６と同様の図であり、
図４は図３の先端部分を持つ翼の流入マッハ数が１.２
の先端部分の翼面上のマッハ数分布を示す。図３の断面
は最大厚み位置１６を翼弦長１５の５０％、２つの円弧
からなる反りの接続位置１７が前縁１１から翼弦長１５
の１０％の位置で、前縁側の反り線の反りを等しくした
多重円弧翼の例である。
する。この図３は本発明による図６と同様の図であり、
図４は図３の先端部分を持つ翼の流入マッハ数が１.２
の先端部分の翼面上のマッハ数分布を示す。図３の断面
は最大厚み位置１６を翼弦長１５の５０％、２つの円弧
からなる反りの接続位置１７が前縁１１から翼弦長１５
の１０％の位置で、前縁側の反り線の反りを等しくした
多重円弧翼の例である。
【００１５】流入気流１は図２と同様に前縁１１で一旦
減速するが、反りの大きい前縁１１から翼弦長１５の１
０％の領域で加速され前縁近傍で流入マッハ数と同等の
1.2に達する。その後は反りの小さい領域になるので加
速の度合いが小さくなり、第１の実施例と同様最大マッ
ハ数は１.３ 以下に抑えられ、衝撃波による全圧損失が
低減される。
減速するが、反りの大きい前縁１１から翼弦長１５の１
０％の領域で加速され前縁近傍で流入マッハ数と同等の
1.2に達する。その後は反りの小さい領域になるので加
速の度合いが小さくなり、第１の実施例と同様最大マッ
ハ数は１.３ 以下に抑えられ、衝撃波による全圧損失が
低減される。
【００１６】この例では２つの円弧からなる反りの接続
点が前縁から翼弦長１０％の位置にある多重円弧翼を用
いて説明したが、反りの接続点が前縁から翼弦長２０％
以内にあれば同様の作用により、最大マッハ数は１.３
以下に抑えられる。
点が前縁から翼弦長１０％の位置にある多重円弧翼を用
いて説明したが、反りの接続点が前縁から翼弦長２０％
以内にあれば同様の作用により、最大マッハ数は１.３
以下に抑えられる。
【００１７】上記の例では最大厚み位置を翼弦長の５０
％位置の場合で説明したが、流入マッハ数が１を超える
ような遷音速翼列の先端部では、最大厚みの翼弦長に対
する比は高々３％程度であり、最大厚み位置を翼弦長の
４０％から６０％の間で変更しても最大マッハ数は１.
３ 以下に抑えられ、前縁および後縁近傍の過度に薄く
なることはなく局所固有モードの発生を抑えることがで
きる。
％位置の場合で説明したが、流入マッハ数が１を超える
ような遷音速翼列の先端部では、最大厚みの翼弦長に対
する比は高々３％程度であり、最大厚み位置を翼弦長の
４０％から６０％の間で変更しても最大マッハ数は１.
３ 以下に抑えられ、前縁および後縁近傍の過度に薄く
なることはなく局所固有モードの発生を抑えることがで
きる。
【００１８】図６に示した従来の遷音速動翼の流入流速
が音速を超える断面の例は、実は、図１と図２に示した
本発明の実施例と同じ翼弦長，弦節比，最大厚み等の翼
諸元を持つ翼である。最大厚み位置１６は翼弦長の５０
％位置で、前縁側の反り線の反りが他方の２倍の２つの
円弧からなる反り線を持つ多重円弧翼であるが、反りの
接続点が本発明の範囲外である翼弦長の５０％位置にあ
り、前縁から翼弦長の５０％の位置までの背側翼面の曲
率半径が残りの背側翼面の曲率半径より小さい翼の例で
ある。図７のマッハ数分布から判るように、本発明の範
囲を超える翼では最大マッハ数が大きくなってしまい全
圧損失が大きい。
が音速を超える断面の例は、実は、図１と図２に示した
本発明の実施例と同じ翼弦長，弦節比，最大厚み等の翼
諸元を持つ翼である。最大厚み位置１６は翼弦長の５０
％位置で、前縁側の反り線の反りが他方の２倍の２つの
円弧からなる反り線を持つ多重円弧翼であるが、反りの
接続点が本発明の範囲外である翼弦長の５０％位置にあ
り、前縁から翼弦長の５０％の位置までの背側翼面の曲
率半径が残りの背側翼面の曲率半径より小さい翼の例で
ある。図７のマッハ数分布から判るように、本発明の範
囲を超える翼では最大マッハ数が大きくなってしまい全
圧損失が大きい。
【００１９】
【発明の効果】以上説明したとおり、本発明により、強
度上の信頼性を確保しかつ翼間の衝撃波を弱くして圧力
損失を低減した高性能の軸流圧縮機翼列を提供できる。
度上の信頼性を確保しかつ翼間の衝撃波を弱くして圧力
損失を低減した高性能の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遷音速断面の第
１の実施例を説明する図。
１の実施例を説明する図。
【図２】本発明による軸流圧縮機翼列の遷音速断面の第
１の実施例の翼面マッハ数分布を説明する図。
１の実施例の翼面マッハ数分布を説明する図。
【図３】本発明による軸流圧縮機翼列の遷音速断面の第
２の実施例を説明する図。
２の実施例を説明する図。
【図４】本発明による軸流圧縮機翼列の遷音速断面の第
２の実施例の翼面マッハ数分布を説明する図。
２の実施例の翼面マッハ数分布を説明する図。
【図５】軸流圧縮機の模式図。
【図６】従来の技術による流入速度が音速を超える断面
の例を説明する図。
の例を説明する図。
【図７】従来の技術による流入速度が音速を超える断面
の例の翼面マッハ数分布を説明する図。
の例の翼面マッハ数分布を説明する図。
【図８】従来の技術による流入速度が音速を超える断面
の第２の例を説明する図。
の第２の例を説明する図。
【図９】従来の技術による流入速度が音速を超える断面
の第３の例を説明する図。
の第３の例を説明する図。
１…流入気流、１Ａ…曲率半径の大きい背側翼面領域、
２…流出気流、３…回転方向、１１…前縁、１２…後
縁、１３…背側翼面、１４…腹側翼面、１５…翼弦長、
１６…最大厚み位置、１７…反り接続位置、１８…衝撃
波、１９…曲率半径の小さい背側翼面領域、５１…動翼
列、５２…静翼列、５３…ケーシング、５４…ロータ、
５５…環状流路、５６…翼長、８１…前縁近傍の翼の薄
い領域、９１…凹面上の背側翼面の領域。
２…流出気流、３…回転方向、１１…前縁、１２…後
縁、１３…背側翼面、１４…腹側翼面、１５…翼弦長、
１６…最大厚み位置、１７…反り接続位置、１８…衝撃
波、１９…曲率半径の小さい背側翼面領域、５１…動翼
列、５２…静翼列、５３…ケーシング、５４…ロータ、
５５…環状流路、５６…翼長、８１…前縁近傍の翼の薄
い領域、９１…凹面上の背側翼面の領域。
Claims (2)
- 【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、前記軸流圧縮機の流入流速が音速を
超える領域を有する前記動翼列において、当該翼列の流
入流速が音速を超える断面で最大厚み位置を翼弦長の４
０％から６０％の間にして、かつ前縁から翼弦長２０％
までの背側翼面の曲率半径を翼弦長２０％から後縁まで
の曲率半径より小さくしたことを特徴とする軸流圧縮機
動翼。 - 【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
流圧縮機の、流入流速が音速を超える領域を有する前記
動翼列において、当該翼列の流入流速が音速を超える断
面の翼形状を、最大厚み位置を翼弦長の４０％から６０
％の間にして、かつ２つの円弧からなる反り線の接続点
を前縁から翼弦長２０％までの間にもち前縁に近い反り
線の反りが他の反り線の反りより小さくない多重円弧翼
としたことを特徴とする軸流圧縮機動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31482997A JPH11148497A (ja) | 1997-11-17 | 1997-11-17 | 軸流圧縮機動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31482997A JPH11148497A (ja) | 1997-11-17 | 1997-11-17 | 軸流圧縮機動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11148497A true JPH11148497A (ja) | 1999-06-02 |
Family
ID=18058106
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP31482997A Pending JPH11148497A (ja) | 1997-11-17 | 1997-11-17 | 軸流圧縮機動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11148497A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6733238B2 (en) | 2001-04-27 | 2004-05-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Axial-flow turbine having stepped portion formed in axial-flow turbine passage |
| CN100346078C (zh) * | 2006-03-16 | 2007-10-31 | 上海交通大学 | 叶片前缘错置的叶轮 |
| 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 |
| FR3005682A1 (fr) * | 2013-05-14 | 2014-11-21 | Man Diesel & Turbo Se | Aube de compresseur axial ainsi que compresseur equipe de telles aubes |
| CN109779971A (zh) * | 2019-01-21 | 2019-05-21 | 上海交通大学 | 基于曲率控制的高负荷压气机叶型径向积叠造型优化方法 |
| CN110287647A (zh) * | 2019-07-18 | 2019-09-27 | 大连海事大学 | 一种跨声速压气机平面叶栅激波控制的设计方法 |
| CN110727995A (zh) * | 2018-06-29 | 2020-01-24 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 叶片形状的构造方法、叶片以及计算机设备 |
-
1997
- 1997-11-17 JP JP31482997A patent/JPH11148497A/ja active Pending
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| CN110727995B (zh) * | 2018-06-29 | 2023-09-22 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 叶片形状的构造方法、叶片以及计算机设备 |
| CN109779971A (zh) * | 2019-01-21 | 2019-05-21 | 上海交通大学 | 基于曲率控制的高负荷压气机叶型径向积叠造型优化方法 |
| CN110287647A (zh) * | 2019-07-18 | 2019-09-27 | 大连海事大学 | 一种跨声速压气机平面叶栅激波控制的设计方法 |
| CN110287647B (zh) * | 2019-07-18 | 2022-10-21 | 大连海事大学 | 一种跨声速压气机平面叶栅激波控制的设计方法 |
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