JPS6259203B2 - - Google Patents
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- JPS6259203B2 JPS6259203B2 JP54090426A JP9042679A JPS6259203B2 JP S6259203 B2 JPS6259203 B2 JP S6259203B2 JP 54090426 A JP54090426 A JP 54090426A JP 9042679 A JP9042679 A JP 9042679A JP S6259203 B2 JPS6259203 B2 JP S6259203B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- airfoil
- flow path
- width
- fluid
- Prior art date
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- Expired
Links
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 15
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 5
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000006735 deficit Effects 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
-
- 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
- F05D2240/301—Cross-sectional characteristics
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
〔産業上の利用分野〕
本発明は、軸流々体機械の増速翼列における翼
形に関するものである。 〔従来の技術〕 タービン等の軸流々体機械における翼列を構成
するための翼形々状については、従来から種々の
提案がなされており、例えば、大場次郎著「蒸気
およびガスタービン」（1959年，日刊工業新聞社
発行）に、その主要方法が取まとめて記載されて
いるが、翼の断面形状はすべて円弧の組合せによ
つて決定し、流体力学的には、翼形の前縁から後
縁にいたるまでの翼形曲線を連続的に変化させる
とともに、後縁に近づくにつれて曲線の曲率を
段々小さくするように決定するものである。 〔発明が解決しようとする問題点〕 しかし、以上のような従来の翼形決定法におい
ては、翼形の決定因子として流入角度，流出角度
および翼幅（あるいは翼弦長）をとつており、翼
形の組合せによつて構成される翼列として翼間流
路の流体力的な状況を十分に考慮したものではな
く、実用機器に適用するための翼形性能の把握が
不十分であり、高性能翼形を得ることは困難であ
つた。すなわち、翼間流路を流れる実際の流体
は、粘性を有しているために、翼面上では粘性境
界層が発達し、これが翼出口端から流出して翼後
流における速度欠損状態を形成する。この後流に
おける速度欠損の状況が翼形性能を決定づけるも
のであり、その重要な因子が翼間流路内で発達し
て翼出口端に達した時の境界層厚さであり、翼出
口端における境界層が薄い程、翼形性能が良好な
結果を示すものである。この境界層厚さの発達状
況は、翼間流路内を通過する際の流体の速度変化
の過程によつて性状を異にすることが、境界層に
関する多くの研究者によつて指摘されている事実
である。しかしながら、従来においては翼間流路
形状を決定するに当つて、流路内の速度変化の状
況は考慮されておらず、境界層の発達を抑制する
ことがなされていないために、流れのはく離等の
過大な翼形性能劣化をひきおこす恐れがあり、高
性能な翼形を得ることは困難であつた。 本発明の目的とするところは、翼間流路の流れ
の転向点に至るまでに流体の加速を大部分完了さ
せることによつて境界層の性状を安定させ、性能
の高い増速翼形を提供することにある。 〔問題点を解決するための手段〕 本発明の要旨とするところは、翼の入口角と出
口角とによる両延長線の交点を通り翼列軸に平行
な線を翼出口端からの距離が翼幅の1/2以上とな
る範囲に設定し、この線と翼間流路の中心線との
交点における内接円の直径が入口流路幅の40％以
下となるように翼形を形成することにある。 〔作 用〕 上述の構成によれば翼間流路の前半部分（流れ
の転向前）で流体の加速をほぼ完了させて境界層
の厚さが薄い状態で該流体を流下させ、該流路の
後半部分（流れの転向後）では流体の助走部とし
て翼出口端部後流の速度分布を均一化することが
できるので、翼出口端における翼の背側と腹側の
速度差が小さくなり高性能な翼形を得ることがで
きる。 次に本発明の一実施例であるタービン翼形を図
面を参照して説明する。 〔実施例〕 第１図において、本発明に係わる翼形を実線
で、比較の為に従来技術に係わる翼形を破線で示
している。これらの翼形の特徴は次の通りであ
る。即ち、翼１０の入口角α１と出口角α２との
両延長線の交点Ｊの位置を通り、且つ翼列軸（翼
１０が並んでいる方向）との平行線Ｈを描く。こ
の線Ｈの位置は、翼１０の背面１０ｂと腹面１０
ａとの間で形成される翼間流路内における流体流
れの転向位置に相当するものである。この翼間流
路の翼間隔である入口流路幅をｔ、出口流路幅を
Ｓ、流路中心線をＡとすると、流れの転向位置に
おける流路幅は線Ｈと流路中心線Ａとの交点Ｐ
（従来翼P′）での内接円の直径ＳP（従来翼ＳP′）
となるが、流れの転向位置を表わす線Ｈの位置は
翼出口端からの距離が翼幅の1/2以上になるよう
に設定しておく。また、翼形をこの線Ｈによつて
上流側と下流側とに分割した場合、翼背面１０ａ
における上流側の曲率半径ＲaはＲa＜ＲO（従来
翼）、下流側の曲率半径ＲNOはＲNO＞ＲOO（従来
翼）となり、翼腹面１０ｂにおける下流側の曲率
半径ＲNPはＲNP＞ＲOP（従来翼）と云う条件とな
る。 上記のような翼面の曲率半径で形成された翼形
による翼間流路の形状を、第１図の翼間流路中心
曲線Ａ，Ｐ，Ｂに沿つて直線状に展開したものが
第２図である。第２図に示されるように、破線の
従来翼では流路幅が翼入口から出口に向つてほぼ
一定割合で漸減し、先細ノズル状になつている。
これに対して、実線の本発明の翼では翼入口から
流れの転向点Ｐまでの領域である流路の上流側
（第１図のＡからＰまでの領域）で流路幅が急激
に縮小し、下流側（第１図のＰからＢまでの領
域）では流路幅の縮小が緩慢になつている。 つまり、本発明の翼形においては、第１図に示
した翼入口部から流れの転向点である線Ｈまでの
翼背面１０ｂの曲率半径ＲNを従来翼のＲNOより
も小さくＲN／Ｃ＜0.15とし、また流れの転向点
である線Ｈから翼出口部までの背面１０ｂの曲率
半径ＲNO及び腹面１０ａの曲率半径ＲNPをそれぞ
れＲNO／Ｃ＞5.0，ＲNP／Ｃ＞1.3として、いずれ
も従来翼のＲOO，ＲOPよりも大きな値をとつてい
る。尚、ここでＣは翼弦長を表わす。 これらの流路形状の相違を表記したものが第１
表である。
形に関するものである。 〔従来の技術〕 タービン等の軸流々体機械における翼列を構成
するための翼形々状については、従来から種々の
提案がなされており、例えば、大場次郎著「蒸気
およびガスタービン」（1959年，日刊工業新聞社
発行）に、その主要方法が取まとめて記載されて
いるが、翼の断面形状はすべて円弧の組合せによ
つて決定し、流体力学的には、翼形の前縁から後
縁にいたるまでの翼形曲線を連続的に変化させる
とともに、後縁に近づくにつれて曲線の曲率を
段々小さくするように決定するものである。 〔発明が解決しようとする問題点〕 しかし、以上のような従来の翼形決定法におい
ては、翼形の決定因子として流入角度，流出角度
および翼幅（あるいは翼弦長）をとつており、翼
形の組合せによつて構成される翼列として翼間流
路の流体力的な状況を十分に考慮したものではな
く、実用機器に適用するための翼形性能の把握が
不十分であり、高性能翼形を得ることは困難であ
つた。すなわち、翼間流路を流れる実際の流体
は、粘性を有しているために、翼面上では粘性境
界層が発達し、これが翼出口端から流出して翼後
流における速度欠損状態を形成する。この後流に
おける速度欠損の状況が翼形性能を決定づけるも
のであり、その重要な因子が翼間流路内で発達し
て翼出口端に達した時の境界層厚さであり、翼出
口端における境界層が薄い程、翼形性能が良好な
結果を示すものである。この境界層厚さの発達状
況は、翼間流路内を通過する際の流体の速度変化
の過程によつて性状を異にすることが、境界層に
関する多くの研究者によつて指摘されている事実
である。しかしながら、従来においては翼間流路
形状を決定するに当つて、流路内の速度変化の状
況は考慮されておらず、境界層の発達を抑制する
ことがなされていないために、流れのはく離等の
過大な翼形性能劣化をひきおこす恐れがあり、高
性能な翼形を得ることは困難であつた。 本発明の目的とするところは、翼間流路の流れ
の転向点に至るまでに流体の加速を大部分完了さ
せることによつて境界層の性状を安定させ、性能
の高い増速翼形を提供することにある。 〔問題点を解決するための手段〕 本発明の要旨とするところは、翼の入口角と出
口角とによる両延長線の交点を通り翼列軸に平行
な線を翼出口端からの距離が翼幅の1/2以上とな
る範囲に設定し、この線と翼間流路の中心線との
交点における内接円の直径が入口流路幅の40％以
下となるように翼形を形成することにある。 〔作 用〕 上述の構成によれば翼間流路の前半部分（流れ
の転向前）で流体の加速をほぼ完了させて境界層
の厚さが薄い状態で該流体を流下させ、該流路の
後半部分（流れの転向後）では流体の助走部とし
て翼出口端部後流の速度分布を均一化することが
できるので、翼出口端における翼の背側と腹側の
速度差が小さくなり高性能な翼形を得ることがで
きる。 次に本発明の一実施例であるタービン翼形を図
面を参照して説明する。 〔実施例〕 第１図において、本発明に係わる翼形を実線
で、比較の為に従来技術に係わる翼形を破線で示
している。これらの翼形の特徴は次の通りであ
る。即ち、翼１０の入口角α１と出口角α２との
両延長線の交点Ｊの位置を通り、且つ翼列軸（翼
１０が並んでいる方向）との平行線Ｈを描く。こ
の線Ｈの位置は、翼１０の背面１０ｂと腹面１０
ａとの間で形成される翼間流路内における流体流
れの転向位置に相当するものである。この翼間流
路の翼間隔である入口流路幅をｔ、出口流路幅を
Ｓ、流路中心線をＡとすると、流れの転向位置に
おける流路幅は線Ｈと流路中心線Ａとの交点Ｐ
（従来翼P′）での内接円の直径ＳP（従来翼ＳP′）
となるが、流れの転向位置を表わす線Ｈの位置は
翼出口端からの距離が翼幅の1/2以上になるよう
に設定しておく。また、翼形をこの線Ｈによつて
上流側と下流側とに分割した場合、翼背面１０ａ
における上流側の曲率半径ＲaはＲa＜ＲO（従来
翼）、下流側の曲率半径ＲNOはＲNO＞ＲOO（従来
翼）となり、翼腹面１０ｂにおける下流側の曲率
半径ＲNPはＲNP＞ＲOP（従来翼）と云う条件とな
る。 上記のような翼面の曲率半径で形成された翼形
による翼間流路の形状を、第１図の翼間流路中心
曲線Ａ，Ｐ，Ｂに沿つて直線状に展開したものが
第２図である。第２図に示されるように、破線の
従来翼では流路幅が翼入口から出口に向つてほぼ
一定割合で漸減し、先細ノズル状になつている。
これに対して、実線の本発明の翼では翼入口から
流れの転向点Ｐまでの領域である流路の上流側
（第１図のＡからＰまでの領域）で流路幅が急激
に縮小し、下流側（第１図のＰからＢまでの領
域）では流路幅の縮小が緩慢になつている。 つまり、本発明の翼形においては、第１図に示
した翼入口部から流れの転向点である線Ｈまでの
翼背面１０ｂの曲率半径ＲNを従来翼のＲNOより
も小さくＲN／Ｃ＜0.15とし、また流れの転向点
である線Ｈから翼出口部までの背面１０ｂの曲率
半径ＲNO及び腹面１０ａの曲率半径ＲNPをそれぞ
れＲNO／Ｃ＞5.0，ＲNP／Ｃ＞1.3として、いずれ
も従来翼のＲOO，ＲOPよりも大きな値をとつてい
る。尚、ここでＣは翼弦長を表わす。 これらの流路形状の相違を表記したものが第１
表である。
【表】
第１表に示した諸元は、次のような特徴的な流
路形状パラメータを決定するためのものであり、
本発明では、それらのパラメータとして、内接円
直径ＳPが入口流路幅S1の40％になり、また、0.9
＜Ｓ／ＳP＜1.0になつて、第２表に示すように従
来技術と大幅に相違するものとする。
路形状パラメータを決定するためのものであり、
本発明では、それらのパラメータとして、内接円
直径ＳPが入口流路幅S1の40％になり、また、0.9
＜Ｓ／ＳP＜1.0になつて、第２表に示すように従
来技術と大幅に相違するものとする。
以上の説明より、本発明によれば翼間流路の流
れの転向点に至るまでに流体の加速が大部分完了
されるので翼面に発生する境界層の性状が安定
し、よつて高性能の増速翼形を実現出来るという
効果がある。
れの転向点に至るまでに流体の加速が大部分完了
されるので翼面に発生する境界層の性状が安定
し、よつて高性能の増速翼形を実現出来るという
効果がある。
第１図は本発明の一実施例である増速翼形を従
来翼と比較して示した説明図、第２図は翼間流路
の展開図、第３図は本発明の翼形による翼面圧力
分布図、第４図は本発明の翼形による背面上の境
界層厚さを示す説明図、第５図は本発明の翼形に
よる翼形損失係数の実験値を示す説明図、第６図
は損失係数の実験に用いられた翼形を示す図、第
７図は実験結果を示す図、第８図は損失係数の実
験に用いられた他の翼形を示す図、第９図は実験
結果を示す図である。 １０ａ…翼腹面、１０ｂ…翼背面、α１…翼入
口角、α２…翼出口角、ＳP…流れの転向点での
流路幅、ｔ…入口流路幅、Ｓ…出口流路幅、ＲN
…翼背面上流側の曲率半径、ＲNO…翼背面下流側
の曲率半径、ＲNP…翼腹面下流側の曲率半径、Ａ
…流路中心線。
来翼と比較して示した説明図、第２図は翼間流路
の展開図、第３図は本発明の翼形による翼面圧力
分布図、第４図は本発明の翼形による背面上の境
界層厚さを示す説明図、第５図は本発明の翼形に
よる翼形損失係数の実験値を示す説明図、第６図
は損失係数の実験に用いられた翼形を示す図、第
７図は実験結果を示す図、第８図は損失係数の実
験に用いられた他の翼形を示す図、第９図は実験
結果を示す図である。 １０ａ…翼腹面、１０ｂ…翼背面、α１…翼入
口角、α２…翼出口角、ＳP…流れの転向点での
流路幅、ｔ…入口流路幅、Ｓ…出口流路幅、ＲN
…翼背面上流側の曲率半径、ＲNO…翼背面下流側
の曲率半径、ＲNP…翼腹面下流側の曲率半径、Ａ
…流路中心線。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 翼列を構成する増速翼形において、該翼の入
口角と出口角とを、それぞれ該入口角と出口角と
による両延長線の交点を通り翼列軸に平行な線が
翼出口端からの距離で翼幅の1/2以上となる範囲
にくるように設定し、翼間流路を流れる流体の転
向点となる該線と翼間流路の中心曲線との交点に
おける流路幅が、入口流路幅の約40％以下となる
ように設定して、前記転向点に至るまでに流体の
加速を大部分完了させるようにしたことを特徴と
する増速翼形。 ２ 翼出口部の最狭流路幅が、流体の転向点とな
る位置での流路幅の90〜100％となるように前記
流体の転向点となる位置での流路幅を設定したこ
とを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の増速
翼形。 ３ 流れの転向点より上流側に位置する翼背面の
曲率半径を、翼弦長の15％以下となるように設定
したことを特徴とする特許請求の範囲第１項又は
第２項記載の増速翼形。 ４ 流れの転向点より下流側位置する翼背面の曲
率半径を、翼弦長の約５倍以上となるように設定
したことを特徴とする特許請求の範囲第１項又は
第２項又は第３項記載の増速翼形。 ５ 流れの転向点より下流側に位置する翼復面の
曲率半径を、翼弦長の約1.3倍以上としたことを
特徴とする特許請求の範囲第３項又は第４項記載
の増速翼形。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9042679A JPS5614802A (en) | 1979-07-18 | 1979-07-18 | Profile of accelerating blade |
| EP19800104153 EP0023025B1 (en) | 1979-07-18 | 1980-07-16 | A turbine blade |
| DE8080104153T DE3072147D1 (en) | 1979-07-18 | 1980-07-16 | A turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9042679A JPS5614802A (en) | 1979-07-18 | 1979-07-18 | Profile of accelerating blade |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5614802A JPS5614802A (en) | 1981-02-13 |
| JPS6259203B2 true JPS6259203B2 (ja) | 1987-12-10 |
Family
ID=13998272
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9042679A Granted JPS5614802A (en) | 1979-07-18 | 1979-07-18 | Profile of accelerating blade |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0023025B1 (ja) |
| JP (1) | JPS5614802A (ja) |
| DE (1) | DE3072147D1 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11015993B2 (en) | 2019-10-02 | 2021-05-25 | Cnh Industrial America Llc | System and method for wirelessly monitoring the operational status of tools of an agricultural implement |
| US11220909B2 (en) | 2014-06-26 | 2022-01-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine rotor blade row, turbine stage, and axial-flow turbine |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5829603U (ja) * | 1981-08-21 | 1983-02-25 | 芝浦メカトロニクス株式会社 | 保線機械の車体横振装置 |
| DE3201436C1 (de) * | 1982-01-19 | 1983-04-21 | Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim | Turbomaschinenschaufel |
| JPS60250102A (ja) * | 1984-05-25 | 1985-12-10 | 芝浦メカトロニクス株式会社 | コンパクタ付きバラストスイ−パ |
| JPS61122302A (ja) * | 1984-11-20 | 1986-06-10 | 芝浦メカトロニクス株式会社 | 位置調整機能を備えたコンパクタ装置 |
| US5172210A (en) * | 1987-03-18 | 1992-12-15 | Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha | Master slice integrated circuit having a memory region |
| JP2516962B2 (ja) * | 1987-03-18 | 1996-07-24 | 三菱電機株式会社 | マスタ−スライスｌｓｉ |
| US4900230A (en) * | 1989-04-27 | 1990-02-13 | Westinghouse Electric Corp. | Low pressure end blade for a low pressure steam turbine |
| WO2007010329A1 (en) * | 2005-07-15 | 2007-01-25 | Vestas Wind Systems A/S | Wind turbine blade |
| DE102008031781B4 (de) * | 2008-07-04 | 2020-06-10 | Man Energy Solutions Se | Schaufelgitter für eine Strömungsmaschine und Strömungsmaschine mit einem solchen Schaufelgitter |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS49129002A (ja) * | 1973-04-20 | 1974-12-10 |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| BE334235A (ja) * | 1925-05-27 | 1926-05-21 | ||
| GB550393A (en) * | 1941-05-21 | 1943-01-06 | Oscar Anton Wiberg | Blade rim for steam or gas turbines |
| DE1272305B (de) * | 1959-01-27 | 1968-07-11 | Siemens Ag | Beschaufelung fuer Dampfturbinen |
| US3475108A (en) * | 1968-02-14 | 1969-10-28 | Siemens Ag | Blade structure for turbines |
-
1979
- 1979-07-18 JP JP9042679A patent/JPS5614802A/ja active Granted
-
1980
- 1980-07-16 EP EP19800104153 patent/EP0023025B1/en not_active Expired
- 1980-07-16 DE DE8080104153T patent/DE3072147D1/de not_active Expired
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS49129002A (ja) * | 1973-04-20 | 1974-12-10 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11220909B2 (en) | 2014-06-26 | 2022-01-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine rotor blade row, turbine stage, and axial-flow turbine |
| US11015993B2 (en) | 2019-10-02 | 2021-05-25 | Cnh Industrial America Llc | System and method for wirelessly monitoring the operational status of tools of an agricultural implement |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE3072147D1 (en) | 1989-04-20 |
| EP0023025A1 (en) | 1981-01-28 |
| JPS5614802A (en) | 1981-02-13 |
| EP0023025B1 (en) | 1989-03-15 |
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| JPS6229604B2 (ja) | ||
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| JPH021962B2 (ja) | ||
| US4165950A (en) | Fan having forward-curved blades | |
| JP4315597B2 (ja) | タービンノズル翼 | |
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