JPS62195495A - 軸流圧縮機 - Google Patents
軸流圧縮機Info
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- JPS62195495A JPS62195495A JP3447986A JP3447986A JPS62195495A JP S62195495 A JPS62195495 A JP S62195495A JP 3447986 A JP3447986 A JP 3447986A JP 3447986 A JP3447986 A JP 3447986A JP S62195495 A JPS62195495 A JP S62195495A
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- 230000003068 static effect Effects 0.000 abstract description 12
- 238000004299 exfoliation Methods 0.000 abstract 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 10
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- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 2
- 230000001186 cumulative effect Effects 0.000 description 1
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明は軸流圧縮機に係り、特にその動翼および静翼の
形状に特徴を有する軸流圧縮機に関り′る。
形状に特徴を有する軸流圧縮機に関り′る。
一般に軸流圧縮機においては、第６図に示したように、
ロータ１に植設された動′Ｉ！Ｊ２とケーシング３に固
定された静翼４とにより一段落が形成され、この段落を
軸方向に複数個組合わせることにより軸流圧縮機が構成
され、この軸流圧縮機のロータ側内壁（以下内壁という
）５とケーシング側外壁（以下外壁という）６との間に
は作動流体が流れる環状通路７が形成されている。この
ような軸流圧縮機において、吸込管８より入口案内翼９
を経て初段動ＩＪ ２ ａに流入する作動流体は、ロー
タ１と共に回転する初段動ｌＸ１２ａによって旋回力が
与えられ、加速された後初設電閾４ａで減速されること
ににつでその圧力が上背する。さらに、次の段落に流入
する作動流体は同様の動作を繰り返すので、環状通路７
を軸方向に向かって流れる間にその圧力は順次高められ
、最終的に作動流体は出口案内翼１０を経て吐出管１１
へと排出される。
ロータ１に植設された動′Ｉ！Ｊ２とケーシング３に固
定された静翼４とにより一段落が形成され、この段落を
軸方向に複数個組合わせることにより軸流圧縮機が構成
され、この軸流圧縮機のロータ側内壁（以下内壁という
）５とケーシング側外壁（以下外壁という）６との間に
は作動流体が流れる環状通路７が形成されている。この
ような軸流圧縮機において、吸込管８より入口案内翼９
を経て初段動ＩＪ ２ ａに流入する作動流体は、ロー
タ１と共に回転する初段動ｌＸ１２ａによって旋回力が
与えられ、加速された後初設電閾４ａで減速されること
ににつでその圧力が上背する。さらに、次の段落に流入
する作動流体は同様の動作を繰り返すので、環状通路７
を軸方向に向かって流れる間にその圧力は順次高められ
、最終的に作動流体は出口案内翼１０を経て吐出管１１
へと排出される。
ところが、作動流体が環状通路７を通過する際には作動
流体のもつ粘性のために内壁と外壁の表面に速度の遅い
境界層が発生し、この境界層は下流に行くにつれて成長
する。第７図は作動流体の軸流速度成分の内壁から外壁
までの高さ方向分布を示したもので、内壁と外壁の近傍
に減速部δがみられる。この減速部δが境界層であり、
初段入口部の速度成分ＣＸＡと最終段出口部の速度成分
Ｃｘ８とを比較すると、境界層δは出口部のδＨ８、δ
が入］］部のδ 、δ より大きくなっており、ＣＢ
ＩＩＡ ＣＡ また第８図に示したように初段入口部から最終段出口部
に向けて次第に成長することが実測された。
流体のもつ粘性のために内壁と外壁の表面に速度の遅い
境界層が発生し、この境界層は下流に行くにつれて成長
する。第７図は作動流体の軸流速度成分の内壁から外壁
までの高さ方向分布を示したもので、内壁と外壁の近傍
に減速部δがみられる。この減速部δが境界層であり、
初段入口部の速度成分ＣＸＡと最終段出口部の速度成分
Ｃｘ８とを比較すると、境界層δは出口部のδＨ８、δ
が入］］部のδ 、δ より大きくなっており、ＣＢ
ＩＩＡ ＣＡ また第８図に示したように初段入口部から最終段出口部
に向けて次第に成長することが実測された。
そして、この境界層の成長により作動流体の動すｑ２ま
たは静翼４への流入角は設−ｔ ｔｒｉより大きくずれ
、この流入角のずれは段落性能低下の要因となっている
。
たは静翼４への流入角は設−ｔ ｔｒｉより大きくずれ
、この流入角のずれは段落性能低下の要因となっている
。
第９図は、作動流体の前段静翼４′からの流出角α１と
当該段動響２への流入角β１およσ当該段切Ｗ２からの
流出角β２と当該設電Ｗ４への流入角α２との関係を示
したものである。図中点線で示したように、前設電８４
’から速度Ｃ１Ａ、角度α１Ａで流出する作動流体は、
当該段動舅２が速度Ｕで回転しているので相対速度Ｗ１
Ａ、相対流入角β１Ａで動Ｍ２へ最適流入するように設
計されている。しかしなから、壁面近傍の境界層内では
軸流速度成分がＣからＣＸ′に減速するので、静舅流出
速度は図中実線で示したように０１ＡからＣＩＢへ減速
され、実際に動ｙＪ２へ流入する作動流体は相対速度Ｗ
ＩＢ、相対流入角β１８となり、設計値から離れた方向
より動翼２へ流入することになる。また、当該段静翼４
についても同様であり、当該段ＩＪＪ ｎ ２から速度
Ｗ 、角度β２Ａで流出する２＾ 作動流体は、相対速度Ｃ、相対流入角α２Ａで当Ａ 該設電買４へ最適流入するように設計されているが、境
界層内では相対速度０２Ｂ、相対流入角α２Ｂで静翼４
へ流入することになり、設ａｌ値からのずれが生じてい
る。
当該段動響２への流入角β１およσ当該段切Ｗ２からの
流出角β２と当該設電Ｗ４への流入角α２との関係を示
したものである。図中点線で示したように、前設電８４
’から速度Ｃ１Ａ、角度α１Ａで流出する作動流体は、
当該段動舅２が速度Ｕで回転しているので相対速度Ｗ１
Ａ、相対流入角β１Ａで動Ｍ２へ最適流入するように設
計されている。しかしなから、壁面近傍の境界層内では
軸流速度成分がＣからＣＸ′に減速するので、静舅流出
速度は図中実線で示したように０１ＡからＣＩＢへ減速
され、実際に動ｙＪ２へ流入する作動流体は相対速度Ｗ
ＩＢ、相対流入角β１８となり、設計値から離れた方向
より動翼２へ流入することになる。また、当該段静翼４
についても同様であり、当該段ＩＪＪ ｎ ２から速度
Ｗ 、角度β２Ａで流出する２＾ 作動流体は、相対速度Ｃ、相対流入角α２Ａで当Ａ 該設電買４へ最適流入するように設計されているが、境
界層内では相対速度０２Ｂ、相対流入角α２Ｂで静翼４
へ流入することになり、設ａｌ値からのずれが生じてい
る。
このように作動流体の流入角が最適流入角からずれると
、動翼２および静ｙＪ４の背面で流れが剥離し大きな翼
列損失が生ずる。この境界層に基づく損失は圧縮機内部
損失のうちでも特に大ぎな割合を占めており、１ネルギ
の有効利用という観点からその効果的対策が３望されて
いた。また、剥離流れ【よ不安定な流れなので圧縮機金
体がザージに入る危険性があり、圧縮機を安全に運転す
る観点からも剥離流れを防止ザる要望があった。
、動翼２および静ｙＪ４の背面で流れが剥離し大きな翼
列損失が生ずる。この境界層に基づく損失は圧縮機内部
損失のうちでも特に大ぎな割合を占めており、１ネルギ
の有効利用という観点からその効果的対策が３望されて
いた。また、剥離流れ【よ不安定な流れなので圧縮機金
体がザージに入る危険性があり、圧縮機を安全に運転す
る観点からも剥離流れを防止ザる要望があった。
従来、上述のような要望を解決する手段として境界層内
で作動する動翼または静Ｗの娑端部を高さ方向に一定の
仕事を行なうように変形する技術が提案されている（特
開昭５９−９９０９６号公報参照）。この技術によれば
、該当する段落については動翼または静翼への作動流体
の流入角を適正化できるが段落の圧力上昇が黄の高さ方
向に一定とならず、境界層の影響を受ける翼端部の圧力
上がか他の翼部分と比較して大きくなり、翼端部を通過
する作動流体の容積流量が減少するという問題があった
。このため、圧縮機の内壁または外壁近傍では境界層に
よる流れの減速に加えて容積流量の減少による減速が加
わり、次段溝への作動流体の流れが著しく変形し大きな
損失を生ずるという問題があり、特に多段圧縮機の場合
には累積効果により下流の段落を適正に設計することが
困難になるという問題があった。
で作動する動翼または静Ｗの娑端部を高さ方向に一定の
仕事を行なうように変形する技術が提案されている（特
開昭５９−９９０９６号公報参照）。この技術によれば
、該当する段落については動翼または静翼への作動流体
の流入角を適正化できるが段落の圧力上昇が黄の高さ方
向に一定とならず、境界層の影響を受ける翼端部の圧力
上がか他の翼部分と比較して大きくなり、翼端部を通過
する作動流体の容積流量が減少するという問題があった
。このため、圧縮機の内壁または外壁近傍では境界層に
よる流れの減速に加えて容積流量の減少による減速が加
わり、次段溝への作動流体の流れが著しく変形し大きな
損失を生ずるという問題があり、特に多段圧縮機の場合
には累積効果により下流の段落を適正に設計することが
困難になるという問題があった。
そこで本発明の目的は、上記従来技術が有する問題点を
解消し、軸流圧縮機の環状通路に形成される境界層に起
因する翼列損失を低減し優れた段落性能を発揮する動翼
および静胃の形状を提供するものである。
解消し、軸流圧縮機の環状通路に形成される境界層に起
因する翼列損失を低減し優れた段落性能を発揮する動翼
および静胃の形状を提供するものである。
上記目的を達成するために、本発明は断面がほぼ三ケ月
状に形成された！ＩＩＩＩ舅おＪ：び静Ｗを備えた軸流
圧縮機において、上記・動Ｗおよび静Ｗの翼根元部おＪ
：び９ン先端部の断面形状の湾曲の程度をマＮＩＩＩ央
部の断面形状の湾曲の程度より大きく形成したもので、
動翼および静翼背面での剥１Ｉｌｔ流れを防止すると共
に段落の圧力上背を翼の高さ方向に一定としたものであ
る。
状に形成された！ＩＩＩＩ舅おＪ：び静Ｗを備えた軸流
圧縮機において、上記・動Ｗおよび静Ｗの翼根元部おＪ
：び９ン先端部の断面形状の湾曲の程度をマＮＩＩＩ央
部の断面形状の湾曲の程度より大きく形成したもので、
動翼および静翼背面での剥１Ｉｌｔ流れを防止すると共
に段落の圧力上背を翼の高さ方向に一定としたものであ
る。
以下、本発明による軸流圧縮機の実施例を第１図乃至第
５図を参照して説明する。なお、軸流圧縮機の全体構成
は第６図に示した従来のそれと同様なので、その説明を
省略する。
５図を参照して説明する。なお、軸流圧縮機の全体構成
は第６図に示した従来のそれと同様なので、その説明を
省略する。
第１図は断面がほぼ三ケ月状に形成された軸流圧縮機の
動翼の形状を示すスタガーλ８の内壁ｈＸら外壁までの
高さ方向分布図で、本発明による動翼のスタガー分布λ
ＲＢを実線で、従来の動翼のスタガー分布λＲＡを破線
で示している。ここでスタガーとは、圧縮機の軸流速度
方向と翼の値線との間の角度をいう。従来の動翼のスタ
ガーλＲＡは、半径増加ににる回転周速の増大に対応し
て内壁から外壁に向けて徐々に増大し、翼は根元部から
先端部に向かって捩りが大きくなるように形成されてい
る。これに対して本発明による動ＷのスタガーλＲＢは
、内壁側および外壁側において藺の中央部から端部に向
かうに従って増大し、翼は根元部より所定高さδ□上方
の位置から根元部に向かうに従って連続的に捩りが大き
くなると共に先端部より所定高さδ。下った位置から先
端部に向かうに従って連続的に捩りが大きくなるように
形成され、根元部および先端部の断面形状の湾曲の程度
が中央部のそれより大きく形成されている。さらに中央
部は従来と同じように根元部から先端部に向かって捩り
が大きくなるように形成されている。
動翼の形状を示すスタガーλ８の内壁ｈＸら外壁までの
高さ方向分布図で、本発明による動翼のスタガー分布λ
ＲＢを実線で、従来の動翼のスタガー分布λＲＡを破線
で示している。ここでスタガーとは、圧縮機の軸流速度
方向と翼の値線との間の角度をいう。従来の動翼のスタ
ガーλＲＡは、半径増加ににる回転周速の増大に対応し
て内壁から外壁に向けて徐々に増大し、翼は根元部から
先端部に向かって捩りが大きくなるように形成されてい
る。これに対して本発明による動ＷのスタガーλＲＢは
、内壁側および外壁側において藺の中央部から端部に向
かうに従って増大し、翼は根元部より所定高さδ□上方
の位置から根元部に向かうに従って連続的に捩りが大き
くなると共に先端部より所定高さδ。下った位置から先
端部に向かうに従って連続的に捩りが大きくなるように
形成され、根元部および先端部の断面形状の湾曲の程度
が中央部のそれより大きく形成されている。さらに中央
部は従来と同じように根元部から先端部に向かって捩り
が大きくなるように形成されている。
ここで、上記所定高さδ 、δ０は内壁および外壁での
境界層厚さで、第７図または第８図に示したように実測
値または理論計算値で確定することができるものである
。
境界層厚さで、第７図または第８図に示したように実測
値または理論計算値で確定することができるものである
。
第２図は軸流圧縮機の静翼の形状を示すスタガーλ８の
高さ方向分布図で、本発明によるスタガー分布λ８８を
実線で、従来のスタガー分布λ８Ａを破線で示している
。従来の静翼のスタガーλＳＡは、要の高さ方向に一定
となり、翼の捩りは高さ方向に関し−・定となっている
。これに対して本発明にＪ：る静Ｗのスタガーλ８８は
、動翼の場合とＲｊｌじように、内壁側および外壁側に
おいて翼の中央部から端部に向かうに従って増大し、Ｗ
は根元部および先端部において連続的に捩りが大きくな
るように形成され、根元部および先端部の断面形状の湾
曲の程度が中央部より大きく形成されている。ここて、
図中δ 、δ。は内壁および外壁での境界■ 層厚さを示し、動翼の場合と同じようにして確定する。
高さ方向分布図で、本発明によるスタガー分布λ８８を
実線で、従来のスタガー分布λ８Ａを破線で示している
。従来の静翼のスタガーλＳＡは、要の高さ方向に一定
となり、翼の捩りは高さ方向に関し−・定となっている
。これに対して本発明にＪ：る静Ｗのスタガーλ８８は
、動翼の場合とＲｊｌじように、内壁側および外壁側に
おいて翼の中央部から端部に向かうに従って増大し、Ｗ
は根元部および先端部において連続的に捩りが大きくな
るように形成され、根元部および先端部の断面形状の湾
曲の程度が中央部より大きく形成されている。ここて、
図中δ 、δ。は内壁および外壁での境界■ 層厚さを示し、動翼の場合と同じようにして確定する。
上述のように、本発明による動翼および静翼は、内壁お
よび外壁の境界層領域に位置する藺のスタガーが具申央
部のスタガーより大きく形成されている。以下、このス
タガーの増加Ｍを確定する方法を第３図により説明する
。第３図は、本発明による１１１ｍの入口部および出口
部における作動流体の速度三角形を示し、実線は流れの
減速がある境界層内の実際の速度三角形を、また点線は
境界層による流れの減速が無い場合の速度三角形を示し
でいる。境界層による流れの減速が無い設計上の場合、
相対速度Ｗ１Ａ′ｃ前段静翼より当該回動翼に流入する
作ＩＪＪ流体は、ｆＪＪ ＦＪが周速Ｕ′Ｃ−回転して
いるので相対速度Ｗ２Ａで当該回動翼より当該段静翼に
流出する。ここで、この時の相対速度ＷＩＡおよびＷ２
Ａの周方向成分をそれぞれＷＩＶＡおよびＷ２ｙＡとす
れば、その粕よ ΔＷＡ＝（ＷｌｙＡ−Ｗ２．Ａ）と表わせる。
よび外壁の境界層領域に位置する藺のスタガーが具申央
部のスタガーより大きく形成されている。以下、このス
タガーの増加Ｍを確定する方法を第３図により説明する
。第３図は、本発明による１１１ｍの入口部および出口
部における作動流体の速度三角形を示し、実線は流れの
減速がある境界層内の実際の速度三角形を、また点線は
境界層による流れの減速が無い場合の速度三角形を示し
でいる。境界層による流れの減速が無い設計上の場合、
相対速度Ｗ１Ａ′ｃ前段静翼より当該回動翼に流入する
作ＩＪＪ流体は、ｆＪＪ ＦＪが周速Ｕ′Ｃ−回転して
いるので相対速度Ｗ２Ａで当該回動翼より当該段静翼に
流出する。ここで、この時の相対速度ＷＩＡおよびＷ２
Ａの周方向成分をそれぞれＷＩＶＡおよびＷ２ｙＡとす
れば、その粕よ ΔＷＡ＝（ＷｌｙＡ−Ｗ２．Ａ）と表わせる。
ところが、実際の境界層内部においては軸流速度成分が
ＣからＣＸ′に減速するので、これに応じて速度三角形
を変形しなければならない。そこで本発明による動ズは
、当該回動翼への実際の相対流入速度Ｗ１８および当該
回動翼からの実際の相対流出速度Ｗ２Ｂの周方向成分を
それぞれＷ１１／Ｂ、Ｗ とし、その差ΔＷ８−（Ｗ
ｌ、Ｂ−Ｗ２．、）２ＶＢ が上記設計値△ＷＡと同一になるように速度三角形を変
形し、境界層領域のすＪ？Ｊのスタガーλ１．を決定ザ
る。ここ“Ｃ１境界層流域の動１ｙＪのスタガーλＲＢ
は、相対流入角β１８と相対流出角β２８の平均（ＩＣ
１にほぼ等しく、近似的に λ −〇、５（β１８（−β２Ｂ）で求められる。また
、Ｂ 境界層流域にβ３ける段落の単位高さ当りの圧力上昇Δ
Ｐ８は、ΔＰ８＝ρＵΔＷ８ （ρ：平均密度）で求め
られるので、上述のようにΔＷ、＝ΔＷＡとなるにうに
スタガーλＲ８を決定すれば段落の圧力上昇を動翼の高
さ方向に一定とすることがＣきる。
ＣからＣＸ′に減速するので、これに応じて速度三角形
を変形しなければならない。そこで本発明による動ズは
、当該回動翼への実際の相対流入速度Ｗ１８および当該
回動翼からの実際の相対流出速度Ｗ２Ｂの周方向成分を
それぞれＷ１１／Ｂ、Ｗ とし、その差ΔＷ８−（Ｗ
ｌ、Ｂ−Ｗ２．、）２ＶＢ が上記設計値△ＷＡと同一になるように速度三角形を変
形し、境界層領域のすＪ？Ｊのスタガーλ１．を決定ザ
る。ここ“Ｃ１境界層流域の動１ｙＪのスタガーλＲＢ
は、相対流入角β１８と相対流出角β２８の平均（ＩＣ
１にほぼ等しく、近似的に λ −〇、５（β１８（−β２Ｂ）で求められる。また
、Ｂ 境界層流域にβ３ける段落の単位高さ当りの圧力上昇Δ
Ｐ８は、ΔＰ８＝ρＵΔＷ８ （ρ：平均密度）で求め
られるので、上述のようにΔＷ、＝ΔＷＡとなるにうに
スタガーλＲ８を決定すれば段落の圧力上昇を動翼の高
さ方向に一定とすることがＣきる。
一方、静翼についても動翼と同様のことがいえ、上述の
速度三角形により静翼のスタガーλ８８が決定され、近
似的にλ３８＝０．５（α２８＋α３８）で求められる
。
速度三角形により静翼のスタガーλ８８が決定され、近
似的にλ３８＝０．５（α２８＋α３８）で求められる
。
なお、内壁面および外壁面上では軸流速度成分ＣＸ′が
零となるため上述の方法を厳密に適用すると得られるス
タガーが９０°となり、動翼および静翼の翼端部の捩れ
は著しく大きいものになる。
零となるため上述の方法を厳密に適用すると得られるス
タガーが９０°となり、動翼および静翼の翼端部の捩れ
は著しく大きいものになる。
ところが、このような翼は現実問題として製造が困ｔｉ
なので、第１図および第２図に示したように内壁面Ｊ３
よび外壁面のごく近傍の範囲ε１１、ε。
なので、第１図および第２図に示したように内壁面Ｊ３
よび外壁面のごく近傍の範囲ε１１、ε。
においでは、上述の方法によりスタガーを決定μｍずに
その内側のＷ部分のスタガーの値から外挿払により求め
る。ここぐ上記範囲ε 、ε はそれＩＩ Ｃ ぞれ境界層厚さδ 、δ。の１０〜２０％程度とする。
その内側のＷ部分のスタガーの値から外挿払により求め
る。ここぐ上記範囲ε 、ε はそれＩＩ Ｃ ぞれ境界層厚さδ 、δ。の１０〜２０％程度とする。
このように！７３ 翼および静翼のスタガーを内壁ｄ３
よび外壁に向かうにつれて次第に増加り°るＪ：うに確
定すれば、境界層内のどの位置でも作動流体が適正な方
向から動翼および静翼に流入することになり、剥離流れ
が生じなくなる。このため剥離流れによる翼列損失を低
減することができ、優れた段落性能を保持することがで
きる。また、段落の圧力上昇が翼の高さ方向に一定とな
るので、作動流体の容積流量が高さ方向に一定となり、
次段落へ悪影響を及ぼすこともない。
よび外壁に向かうにつれて次第に増加り°るＪ：うに確
定すれば、境界層内のどの位置でも作動流体が適正な方
向から動翼および静翼に流入することになり、剥離流れ
が生じなくなる。このため剥離流れによる翼列損失を低
減することができ、優れた段落性能を保持することがで
きる。また、段落の圧力上昇が翼の高さ方向に一定とな
るので、作動流体の容積流量が高さ方向に一定となり、
次段落へ悪影響を及ぼすこともない。
第４図は、本発明による軸流圧縮機の他の実施例を示し
たもので、本実施例による動翼は、図中実線で示したよ
うに内壁側および外壁側において翼の中央部から端部に
向かうにつれてキャンバ−θＲＢが増大するように形成
されている。ここでキャンバ−とは、翼断面の内接円の
中心を結んだ主１シンバー曲線の具入口端における接線
と具用口端における接線のなす外角をいう。図から明ら
かなように本実施例による動翼は、前記実施例と同じよ
うに、根元部より所定高さδ１１上方の位置から根元部
に向かうに従って連続的に捩りが大きくなると共に先端
部より所定高さδ。下った位置から先端部に向かうに従
って連続的に捩りが大きくなるように形成されている。
たもので、本実施例による動翼は、図中実線で示したよ
うに内壁側および外壁側において翼の中央部から端部に
向かうにつれてキャンバ−θＲＢが増大するように形成
されている。ここでキャンバ−とは、翼断面の内接円の
中心を結んだ主１シンバー曲線の具入口端における接線
と具用口端における接線のなす外角をいう。図から明ら
かなように本実施例による動翼は、前記実施例と同じよ
うに、根元部より所定高さδ１１上方の位置から根元部
に向かうに従って連続的に捩りが大きくなると共に先端
部より所定高さδ。下った位置から先端部に向かうに従
って連続的に捩りが大きくなるように形成されている。
なお、図中点線は従来の動翼のキャンバ−分布θＲＡを
示している。
示している。
第５図は上記キャンバ−の増加６ｔを確定する速度三角
形を示し、実線は流れの減速がある境界層内の実際の速
度三角形を、また点線は境界層による流れの減速が無い
場合の速度三角形を示している。この場合も前記実施例
と同じように、境界層内の動翼への相対流入速度ＷＩＢ
および動翼からの相対流出速度Ｗ２Ｂの周方向成分の差
ΔＷ８が設計上の周方向成分の差ΔＷＡと同一になるよ
うに速度三角形を変形し、キャンバ−θＲ８を決定する
。
形を示し、実線は流れの減速がある境界層内の実際の速
度三角形を、また点線は境界層による流れの減速が無い
場合の速度三角形を示している。この場合も前記実施例
と同じように、境界層内の動翼への相対流入速度ＷＩＢ
および動翼からの相対流出速度Ｗ２Ｂの周方向成分の差
ΔＷ８が設計上の周方向成分の差ΔＷＡと同一になるよ
うに速度三角形を変形し、キャンバ−θＲ８を決定する
。
また、このキャンバ−θ１．は相対流入角と相対流出角
の差にほぼ等しく、近似的に θＲＢ−（β１８−β２８）で求められる。
の差にほぼ等しく、近似的に θＲＢ−（β１８−β２８）で求められる。
以上の説明から明らかなように、本発明は動翼およσ静
翼の菌根元部および翼先端部の断面形状の湾曲の程度が
具申央部の断面形状の湾曲の程度より大きく形成しであ
るので、動翼および静画背面での剥１１流れを防止する
ことができ、優れた段落性能を保持することができる。
翼の菌根元部および翼先端部の断面形状の湾曲の程度が
具申央部の断面形状の湾曲の程度より大きく形成しであ
るので、動翼および静画背面での剥１１流れを防止する
ことができ、優れた段落性能を保持することができる。
また、段落の圧力上昇を翼の高さ方向に一定とすること
ができ、作動流体の容積流量の減少による次段落への流
れの変形を防止することができる。
ができ、作動流体の容積流量の減少による次段落への流
れの変形を防止することができる。
第１図は本発明による軸流圧縮機の動翼のスタガー分布
を示す図、第２図は本発明による軸流圧縮機の静翼のス
タガー分布を示す図、第３図は上記動翼の入口部および
出口部における作動流体の速度三角形を示す図、第４図
は本発明による軸流圧縮機の他の実施例による動翼のキ
ャンバ−分布を示す図、第５図は上記使の実施例の１Ｆ
ＩＪ翼の入口部および出口部における作動流体の速度三
角形を示づ図、第６図は軸流圧縮機の概略を示す縦断面
図、第７図および第８図は軸流圧縮機の環状通路に形成
される境界層を説明する図、第９図は従来の作動流体の
速度三角形を示す図である。 １・・・ロータ、２・・・動翼、４・・・静翼、５・・
・ロータ側内壁、６・・・ケーシング側外壁、７・・・
環状通路、δ・・・境界層厚さ、Ｃ、ＣＸ′・・・軸流
速度成分、λ 、λ ・・・スタガー、θＲ・・・キャ
ンバ−０Ｓ 出願人代理人 佐 藤 −雄 内ダ タ
トダ第１図 内型 外！第２図 第３＠ 内壁 外壁第４図 第５図 第６図 第２図 第９＠
を示す図、第２図は本発明による軸流圧縮機の静翼のス
タガー分布を示す図、第３図は上記動翼の入口部および
出口部における作動流体の速度三角形を示す図、第４図
は本発明による軸流圧縮機の他の実施例による動翼のキ
ャンバ−分布を示す図、第５図は上記使の実施例の１Ｆ
ＩＪ翼の入口部および出口部における作動流体の速度三
角形を示づ図、第６図は軸流圧縮機の概略を示す縦断面
図、第７図および第８図は軸流圧縮機の環状通路に形成
される境界層を説明する図、第９図は従来の作動流体の
速度三角形を示す図である。 １・・・ロータ、２・・・動翼、４・・・静翼、５・・
・ロータ側内壁、６・・・ケーシング側外壁、７・・・
環状通路、δ・・・境界層厚さ、Ｃ、ＣＸ′・・・軸流
速度成分、λ 、λ ・・・スタガー、θＲ・・・キャ
ンバ−０Ｓ 出願人代理人 佐 藤 −雄 内ダ タ
トダ第１図 内型 外！第２図 第３＠ 内壁 外壁第４図 第５図 第６図 第２図 第９＠
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、断面がほぼ三ケ月状に形成された動翼および静翼を
備えた軸流圧縮機において、上記動翼および静翼の翼根
元部および翼先端部の断面形状の湾曲の程度が翼中央部
の断面形状の湾曲の程度より大きく形成してあることを
特徴とする軸流圧縮機。 ２、上記動翼および静翼のスタガーは、翼根元部より所
定高さ上方の位置から翼根元部に向かうに従って連続的
に大きくなると共に翼先端部より所定高さ下った位置か
ら翼先端部に向かうに従って連続的に大きくなるように
形成してあることを特徴とする特許請求の範囲第１項に
記載の軸流圧縮機。 ３、上記動翼および静翼のキャスターは、翼根元部より
所定高さ上方の位置から翼根元部に向かうに従って連続
的に大きくなると共に翼先端部より所定高さ下った位置
から翼先端部に向かうに従って連続的に大きくなるよう
に形成してあることを特徴とする特許請求の範囲第１項
に記載の軸流圧縮機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61034479A JPH07103877B2 (ja) | 1986-02-19 | 1986-02-19 | 軸流圧縮機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61034479A JPH07103877B2 (ja) | 1986-02-19 | 1986-02-19 | 軸流圧縮機 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62195495A true JPS62195495A (ja) | 1987-08-28 |
| JPH07103877B2 JPH07103877B2 (ja) | 1995-11-08 |
Family
ID=12415383
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61034479A Expired - Fee Related JPH07103877B2 (ja) | 1986-02-19 | 1986-02-19 | 軸流圧縮機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07103877B2 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1058774C (zh) * | 1994-12-14 | 2000-11-22 | 株式会社日立制作所 | 带导入流道的轴流式鼓风机 |
| JP2013224627A (ja) * | 2012-04-23 | 2013-10-31 | Mitsubishi Electric Corp | 軸流ファン |
| JP2014513230A (ja) * | 2011-03-25 | 2014-05-29 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 高キャンバ圧縮機ロータブレード |
| JP2015137607A (ja) * | 2014-01-23 | 2015-07-30 | 三菱重工業株式会社 | 動翼、及び軸流回転機械 |
| WO2016157530A1 (ja) * | 2015-04-03 | 2016-10-06 | 三菱重工業株式会社 | 動翼、及び軸流回転機械 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5999096A (ja) * | 1982-10-13 | 1984-06-07 | ロ−ルス・ロイス・ピ−エルシ− | 軸流圧縮機の動翼または静翼 |
-
1986
- 1986-02-19 JP JP61034479A patent/JPH07103877B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5999096A (ja) * | 1982-10-13 | 1984-06-07 | ロ−ルス・ロイス・ピ−エルシ− | 軸流圧縮機の動翼または静翼 |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1058774C (zh) * | 1994-12-14 | 2000-11-22 | 株式会社日立制作所 | 带导入流道的轴流式鼓风机 |
| JP2014513230A (ja) * | 2011-03-25 | 2014-05-29 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 高キャンバ圧縮機ロータブレード |
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| JP2015137607A (ja) * | 2014-01-23 | 2015-07-30 | 三菱重工業株式会社 | 動翼、及び軸流回転機械 |
| WO2016157530A1 (ja) * | 2015-04-03 | 2016-10-06 | 三菱重工業株式会社 | 動翼、及び軸流回転機械 |
| KR20170109034A (ko) * | 2015-04-03 | 2017-09-27 | 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 | 동익, 및 축류 회전 기계 |
| CN107250555A (zh) * | 2015-04-03 | 2017-10-13 | 三菱重工业株式会社 | 动叶片以及轴流式旋转机械 |
| US20180051714A1 (en) * | 2015-04-03 | 2018-02-22 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Rotor blade and axial flow rotary machine |
| US10794397B2 (en) | 2015-04-03 | 2020-10-06 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Rotor blade and axial flow rotary machine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH07103877B2 (ja) | 1995-11-08 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |