KR101040825B1

KR101040825B1 - 천음속 날개 및 축류 회전기

Info

Publication number: KR101040825B1
Application number: KR1020097009461A
Authority: KR
Inventors: 나오노리 나가이; 준지 이와타니
Original assignee: 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Priority date: 2006-11-02
Filing date: 2007-09-11
Publication date: 2011-06-14
Also published as: CN101535654B; US8133012B2; JP2008115736A; EP2080909A1; EP2080909A4; EP2080909B1; US20100068064A1; CN101535654A; WO2008053635A1; JP4664890B2; KR20090078345A

Abstract

팁(124)과 중간부(125) 및 허브(123) 사이의 부분에 있어서의 단면 프로파일을, 각각 스위프 방향에 있어서의 작동 유체의 흐름의 상류측으로 천이시킨다. 이로써, 팁(124)과 중간부(125) 및 허브(123) 사이의 부분을 돌기시킨 S자 형상으로 하여, 충격파에 의한 각종의 손실을 저감하여서, 공력 특성이 양호한 천음속 날개를 형성할 수 있다.

Description

천음속 날개 및 축류 회전기{TRANSONIC AIRFOIL AND AXIAL FLOW ROTARY MACHINE}

본 발명은 천음속(遷音速) 또는 초음속(超音速)의 흐름 영역에서 작동하는 천음속 날개 및 이 천음속 날개를 구비하는 터빈 등의 축류 회전기에 관한 것으로, 특히 3차원 형상으로 되는 천음속 날개 및 이 천음속 날개를 구비하는 축류 회전기에 관한 것이다.

가스 터빈이나 항공용 팬 엔진이나 항공용 제트 엔진 등의 축류 회전기에 있어서, 날개열에 발생하는 손실은 크게 분류하면, 날개형 형상 바로 그것에 기인하는 프로파일 손실과 날개열 사이를 흐르는 유체에 기인하는 2차 손실로 나누어진다. 2차 손실을 저감시키는 날개로서, 전연부의 높은 위치를 낮은 위치보다 축방향으로 전방으로 배치시켜서, 날개면에 발생하는 고체벽 경계층에 있어서의 2차 흐름을 억제하는 동익(動翼)이 제안되어 있다(특허문헌 1 참조). 또한, 본 명세서에 있어서, 축방향이란 날개가 주위에 설치되는 로터의 축방향을 나타내고, 직경방향은 이 로터의 직경방향을 나타낸다. 또한, 프로파일 손실에 대해서는, 3차원 구조의 날개를 구성함으로써, 그 손실의 저감이 도모되고 있다.

또한, 동익으로서, 천음속 또는 초음속의 차동 유체가 유입되어 작동하는 천 음속 날개가 마련되어 있는 것이 있다. 이 천음속 날개가 마련된, 천음속 또는 초음속의 차동 유체로 작동하는 축류 회전기에서는, 차동 유체의 압축성에 따른 충격파가 발생하고, 상술한 프로파일 손실 및 2차 손실로 되는 각종의 손실이 생긴다. 즉, 충격파 그 자체에 의한 손실, 충격파와 고체벽 경계층의 간섭에 의한 손실 및 충격파와 팁 간극 누설 흐름[날개의 배복(背腹)의 압력차에 의해 날개 선단과 케이싱의 간극으로부터 분출하는 누설 흐름]의 간섭에 의한 손실이 발생한다.

그리고, 이들 충격파에 의한 손실 각각의 영향은, 도 15의 날개면 정압 분포에 도시하는 바와 같이, 날개(100)의 팁(날개 선단)(101)측에서 강한 충격파가 생기기 때문에, 도 16에 도시하는 날개의 직경방향의 효율 분포에 도시하는 바와 같이, 팁측에서의 효율이 낮아진다. 또한, 도 17에 도시하는 바와 같이, 충격파의 일종인 이탈 충격파(110)에 의해 감속한 흐름이 날개(100)의 전연(102)에 대해서, 그 인시던스(incidence; 입류각과 날개의 전연의 각도의 차이)가 커진다. 이 인시던스가 커지면, 압력 손실이 커져서, 그만큼 축류 회전기에 있어서의 효율이 저하하게 된다.

이러한 충격파에 의한 각종의 손실에 대해서, 특허문헌 1에 있어서의 동익에서는 특히, 충격파와 고체벽 경계층의 간섭에 의한 손실을 억제하기 위해서, 날개의 직경방향 충격파와 고체벽 경계층의 간섭점의 위치가, 직경방향의 높이가 높은 위치일수록, 축방향의 상류측으로 되도록 설계되어 있다. 즉, 동익 단면에 있어서의 전연부가, 직경방향의 높이가 높은 위치일수록 축방향의 상류측으로 되도록 전체로서 상류측으로 전경(前傾)된 형태로 한다. 이로써, 고체벽 경계층의 2차 흐름 을 억제하여, 충격파와의 간섭전에서의 경계층의 비대를 피하는 동시에 박리를 방지하여, 그 손실을 저감할 수 있다.

특허문헌 1 : 일본 특허 공개 제 1995-224794 호 공보

(발명이 해결하고자 하는 과제)

상술한 바와 같이, 특허문헌 1의 동익에서는, 상류측으로 전경 자세가 되도록 구성하는 것에 의해, 상술한 바와 같이, 팁 누설 흐름에 의한 2차 흐름과 충격파의 간섭이 완화되어, 팁측의 손실 저하는 인정된다. 이로써, 팁측에 흐름을 접근시키게 되어, 팁측의 효율을 양호하게 할 수 있지만, 반대로 허브(기저)측의 경계층이 두껍게 되어서 흐름이 불안정하게 되어, 허브측의 효율이 악화해버린다.

(과제를 해결하기 위한 수단)

이러한 문제를 감안하여, 본 발명은, 팁측의 충격파에 의한 효율의 저하를 억제하는 동시에, 허브측의 경계층의 비대를 피해서 박리를 방지할 수 있는 천음속 날개 및 축류 회전기를 제공하는 것을 목적으로 한다.

상기 목적을 달성하기 위해서, 본 발명의 천음속 날개는, 천음속 이상의 작동 유체에 의한 흐름 영역에서 작동하는 천음속 날개로서, 회전축과의 접속 위치측의 허브(hub)와, 상기 회전축의 직경방향이 되는 높이방향의 중심 위치인 중간부(mean)와, 상기 높이방향에 있어서 상기 회전축으로부터 가장 떨어진 위치의 선단인 팁(tip)과, 유입되는 상기 작동 유체의 상류측에 위치하는 전연(前緣)과, 상기 작동 유체의 하류측에 위치하는 후연(後緣)을 구비하고, 상기 전연과 상기 후연을 연결하는 제 1 방향에 평행하게, 상기 날개의 높이방향의 각 단면 프로파일을 연속적으로 천이시키고, 상기 팁측의 상기 단면 프로파일과 상기 중간부 및 상기 허브 사이의 상기 단면 프로파일을 상기 제 1 방향에 있어서의 상류측으로 돌출시켜서 S자 형상으로 하고, 상기 팁측의 상기 단면 프로파일의 상기 제 1 방향에 있어서의 천이량이 상기 중간부 및 상기 허브 사이의 상기 단면 프로파일의 상기 제 1 방향에 있어서의 천이량보다 큰 것을 특징으로 한다.

즉, 상기 제 1 방향에 있어서 상기 팁측이 상류측으로 경사진 포워드 스위프(forward sweep) 형상과, 상기 제 1 방향에 있어서 상기 중간부 및 상기 허브 사이의 부분이 상류측으로 돌출한 백워드 스위프(backward sweep) 형상을 조합시킨 S자 형상이며, 상기 팁측이 가장 상류측으로 돌출한 형상으로 된다.

이때, 상기 제 1 방향에 수직인 제 2 방향에 대해서도, 상기 날개의 높이방향의 각 단면 프로파일을 연속적으로 천이시키는 것으로 해도 상관없다. 즉, 상기 제 2 방향에 있어서 상기 팁측이 상류측으로 경사진 포워드 린(forward lean) 형상을 더 조합시킨 형상으로 해도 상관없고, 상기 제 2 방향에 있어서 상기 중간부 및 상기 허브 사이의 부분이 상류측으로 돌출한 백워드 린(backward lean) 형상을 더 조합시킨 형상으로 해도 상관없다.

또한, 상기 날개의 높이방향의 각 단면 프로파일에 있어서의 상기 제 1 방향과 상기 회전축의 축방향의 교차각이 연속적으로 변화되도록 한 3차원 날개 형상으로 해도 상관없다.

본 발명의 축류 회전기는, 중심에 위치하는 동시에 회전하는 회전축과, 상기 회전축의 외주방향 및 축방향 각각에 있어서 등간격으로 상기 회전축의 외주 표면에 설치된 복수의 동익과, 상기 회전축 및 동익을 덮는 차실과, 상기 차실의 내주 표면에 상기 동익과 상기 회전축의 축방향으로 교대로 되어 배치되는 복수의 정익을 구비하는 축류 회전기로서, 상기 복수의 동익의 일부로서, 상술한 것중 어느 하나의 천음속 날개를 구비하는 것을 특징으로 한다.

본 발명에 의하면, 팁측과 허브 및 중간부 사이의 부분을 상류측으로 돌출시킨 S자 형상으로 함으로써, 허브측의 경계층을 얇게 하여, 허브측에 있어서의 박리 내력을 강화하는 동시에, 팁측의 경계층을 두껍게 하여, 팁 누설 손실을 저감할 수 있다. 또한, 팁측이 상류측으로 돌출한 형상이기 때문에, 충격파를 약하게 할 수 있어, 충격파에 의한 각종 손실을 억제할 수 있다. 이들 손실의 저감에 의해, 날개의 회전 에너지를 효율적으로 유체에 전달할 수 있다. 또한, 허브에서의 박리를 저감함으로써, 스톨 마진[stall margin; 실속(失速) 여유]을 증가시킬 수 있다.

도 1은 가스 터빈의 개략 구성도,

도 2는 천음속 날개의 단면 프로파일을 도시하는 도면,

도 3은 천음속 날개의 구성을 도시하는 자오선면의 단면도,

도 4a는 천음속 날개의 단면 프로파일의 중심의 천이방향인 스위프 방향을 설명하기 위한 도면,

도 4b는 천음속 날개의 단면 프로파일의 중심의 천이방향인 린 방향을 설명하기 위한 도면,

도 5a는 본 발명의 천음속 날개에 있어서의 기본 구성을 설명하기 위한 도면,

도 5b는 본 발명의 천음속 날개에 있어서의 기본 구성을 설명하기 위한 도면,

도 5c는 본 발명의 천음속 날개에 있어서의 기본 구성을 설명하기 위한 도면,

도 6은 도 5a 내지 도 5c의 천음속 날개 각각에 대한 스팬 방향의 축류 속도 분포를 도시하는 도면,

도 7은 도 5a 내지 도 5c의 천음속 날개 각각에 대한 스팬 방향의 효율 분포를 도시하는 도면,

도 8은 로터의 둘레방향으로 늘어선 도 5b에 도시하는 천음속 날개에 대한 충격파의 상태를 도시하는 도면,

도 9는 제 1 실시형태의 천음속 날개의 구성을 도시하는 개략 사시도,

도 10은 도 9의 천음속 날개에 있어서, 스팬 방향에 대한 각 단면 프로파일의 스위프 방향에 있어서의 천이를 도시하는 도면,

도 11a는 기준 형상이 되는 천음속 날개의 팁측에서 본 상면도,

도 11b는 도 9의 천음속 날개의 팁측에서 본 평면도,

도 12a는 기준 형상이 되는 천음속 날개에 있어서의, 허브, 중간부 및 팁 각각에서의 단면 프로파일을 도시하는 도면,

도 12b는 도 9의 천음속 날개에 있어서의, 허브, 중간부 및 팁 각각에서의 단면 프로파일을 도시하는 도면,

도 13a는 린 방향에 단면 프로파일의 위치를 변화시킨 천음속 날개의 구성을 도시하는 도면,

도 13b는 린 방향으로 단면 프로파일의 위치를 변화시킨 천음속 날개의 구성을 도시하는 도면,

도 13c는 린 방향으로 단면 프로파일의 위치를 변화시킨 천음속 날개의 구성을 도시하는 도면,

도 14는 제 2 실시형태의 천음속 날개에 있어서, 스팬 방향에 대한 각 단면 프로파일의 린 방향에 있어서의 천이를 도시하는 도면,

도 15는 종래의 날개에 있어서의 날개면 정압 분포를 도시하는 도면,

도 16는 종래의 날개에 있어서의 스팬 방향의 효율 분포를 도시하는 도면,

도 17은 로터의 둘레방향으로 늘어선 종래의 날개에 대한 충격파의 상태를 도시하는 도면.

(부호의 설명)

1 : 압축기 2 : 연소기

3 : 터빈 4 : 차실

5 : 로터 11, 31 : 정익

12, 32 : 동익 12a 내지 12e, 12x, 12y…천음속 날개

121 : 전연 122 : 후연

123 : 허브 124 : 팁

125 : 중간부 126 : 배면

127 : 복면

(축류 회전기)

우선, 천음속 날개를 동익으로서 사용하는 축류 회전기에 대해서 이하에 설명한다. 또한, 이하에서는, 이러한 축류 회전기로서, 가스 터빈의 압축기를 예로 들어서 설명하다. 도 1에 가스 터빈의 개략 구성도를 도시한다.

도 1에 도시하는 바와 같이, 가스 터빈은, 공기를 압축하는 압축기(1)와, 압축기(1)에서 압축된 공기와 연료가 공급되어서 연소 동작을 실행하는 연소기(2)와, 연소기(2)로부터의 연소 가스에 의해 회전 구동하는 터빈(3)을 구비한다. 이 압축기(1), 연소기(2) 및 터빈(3)은 각각 차실(4)로 덮여지고, 또한 연소기(2)가 압축기(1)와 터빈(3)을 1축으로 하는 로터(5)의 외주에 등간격으로 복수 배치된다.

이러한 가스 터빈에 있어서, 압축기(1)에서 압축된 공기가 차실(4)내를 통해서 연소기(2)나 로터(5)에 공급된다. 그리고, 연소기(2)에 공급된 압축 공기는 연소기(2)에 공급되는 연료의 연소에 사용된다. 또한, 터빈(3)측의 차실(4)내 및 로터(5)내에 공급된 압축 공기는 연소기(2)로부터의 연소 가스에 의해 고온에 노출되는 차실(4)에 고정된 정익(31)과 로터(5)에 고정된 동익(32)을 냉각하기 위해서 사용된다. 이러한 정익(31) 및 동익(32)이 로터(5)의 축방향으로 교대로 배열된다.

그리고, 연소기(2)에 있어서의 연소 동작에 의해 발생하는 연소 가스가 터빈(3)에 공급되어서, 연소 가스가 동익(32)에 내뿜어지는 동시에 정익(31)에서 정 류됨으로써, 터빈(3)이 회전 구동한다. 터빈(3)의 회전 구동이 로터(5)를 거쳐서 압축기(1)에 전해지는 것에 의해, 압축기(1)가 회전 구동한다. 이로써, 압축기(1)에 있어서, 로터(5)에 고정된 동익(12)이 회전함으로써, 차실(4)에 고정된 정익(11)과 동익(12)에 의해 형성되는 공간을 흐르는 공기가 압축된다. 이러한 정익(11) 및 동익(12)이 로터(5)의 축방향으로 교대로 배열된다.

도 1에 도시하는 바와 같은 가스 터빈에 있어서, 압축기(1)는, 그 유입 속도가 천음속, 즉 동익에 유입되는 작동 유체(공기)중에 마하수가 1을 초과하는 초음속의 부분이 발생하는 속도 이상으로 되는 작동 유체(공기)에서 작동되는 천음속 또는 초음속 압축기가 된다. 그리고, 이 천음속 또는 초음속 압축기가 되는 압축기(1)에 있어서, 그 동익(12)으로서, 천음속 날개가 사용된다.

이하에 있어서, 본 발명에 있어서의 천음속 날개에 대해서 설명한다. 또한, 이하의 설명에 있어서, 도 1에 도시하는 가스 터빈에 있어서의 로터(5)의 축방향에 있어서, 작동 유체(공기)가 유입되는 측을 「상류측」, 작동 유체(공기)가 유출되는 측을 「하류측」이라고 한다. 또한, 도 1에 도시하는 가스 터빈에 있어서의 로터(5)의 직경방향, 즉 천음속 날개의 높이방향을 「스팬 방향(span direction)」이라고 한다. 또한, 로터(5)의 축방향의 작동 유체의 흐름에 대하여 평행한 면을 「자오선면」이라고 하고, 로터(5)의 직경방향에 수직한 천음속 날개의 단면의 형상을 「단면 프로파일」이라고 한다.

그리고, 천음속 날개에 있어서, 단면 프로파일을 스팬 방향으로 퇴적하는 것을 「스태킹(stacking)」이라고 칭한다. 또한, 도 2에 도시하는 천음속 날개(12) 의 단면 프로파일에 있어서, 작동 유체(공기)가 유입되는 측의 선단을 「전연」[도 2의 도면부호(121)]이라고 하고, 작동 유체(공기)가 유출되는 측의 선단을 「후연」[도 2의 도면부호(122)]이라고 하고, 이 전연과 후연을 접속하는 직선의 로터(5)축에 대한 경사방향을 「스태거 방향(stagger direction)」[도 2의 화살표(S)]이라고 한다. 그리고, 로터(5)의 축방향의 상류측에 면한 면을 「배면」[도 2의 도면부호(126)]이라고 하고, 로터(5)의 축방향의 하류측에 면한 면을 「복면」[도 2의 도면부호(127)]이라고 한다.

또한, 도 3에 도시하는 천음속 날개(12)의 스팬 방향 단면에 있어서, 로터(5)에 접속되는 부분[천음속 날개(12)의 높이방향 80% 내지 100% 위치]을 「허브(hub)」[도 3의 도면부호(123)]라고 하고, 차실(4)에 근접하는 선단 부분[천음속 날개(12)의 높이방향 0% 내지 20% 위치)을 「팁(tip)」[도 3의 도면부호(124)]이라고 하고, 날개의 높이의 중앙 위치[천음속 날개(12)의 높이방향 50% 근방 위치]를 「중간부(mean)」[도 3의 부호(125)]이라고 한다. 또한, 천음속 날개(12)의 높이방향의 위치를 퍼센트 표시로 했지만, 이 퍼센트 표시는 로터(5)의 직경방향[천음속 날개(12)의 높이방향에 해당]의 각 위치를 천음속 날개(12)의 높이의 상대 위치로서 나타내는 것이다. 그리고, 로터(5)의 외주 표면으로부터 가장 떨어진 선단을 0%라고 하고, 로터(5)의 외주 표면에 있어서의 접속 위치를 100%라고 하고 있다.

또한, 천음속 날개(12)의 단면 프로파일에 있어서, 도 4a에 도시하는 바와 같이, 스태거 방향[화살표(S)]에 평행하게 천이시킬 때, 그 천이시키는 방향[화살표(P)]을 「스위프 방향(sweep direction)」이라고 하고, 또한 도 4b에 도시하는 바와 같이, 스태거 방향에 수직하게 천이시킬 때, 그 천이시키는 방향[화살표(Q)]을 「린 방향(lean direction)」이라고 한다.

(본 발명에 있어서의 천음속 날개의 기본 구성)

본 발명에 있어서의 천음속 날개의 기본 구성에 대해서 도면을 참조하여 설명한다. 본 기본 구성에 있어서는, 스팬 방향에 대한 천음속 날개의 각 단면 프로파일에 의한 중심 위치가 스위프 방향으로 연속적으로 변화시켜진다. 도 5a 내지 도 5c에, 스팬 방향에 있어서의 허브(123)로부터 팁(124)을 향해서 스위프 방향으로 연속적으로 변화시킨 3종류의 천음속 날개(12a 내지 12c)의 구성을 도시한다.

도 5a에 도시하는 천음속 날개(12a)는 허브(123)로부터 팁(124)을 향해서 각 단면 프로파일의 중심(G)을 스팬 방향에 평행하게 되도록 한 구성으로 한다. 즉, 로터(5) 직경방향을 향해서, 각 단면 프로파일의 중심(G)이 일치한 구성으로 하고, 이 도 5a에 도시하는 구성을 기준으로 한다. 이러한 천음속 날개(12a)와 같은 형상을, 이하에서 「기준 형상」이라고 칭한다.

그리고, 도 5b에 도시하는 천음속 날개(12b)는 허브(123)로부터 팁(124)을 향해서 각 단면 프로파일의 중심(G)을 스위프 방향에 대하여 하류측으로부터 상류측으로 연속적으로 천이한 구성으로 한다. 즉, 도 5a의 천음속 날개(12a)와 비교하여, 로터(5)의 직경방향에 대해서 상류측[전연(121)측]으로 전경한 구성으로 한다. 이러한 천음속 날개(12b)와 같은 형상을, 이하에서 「포워드 스위프 형상」이라고 칭한다.

또한, 도 5c에 도시하는 천음속 날개(12c)는 팁(124)으로부터 허브(123)를 향해서 각 단면 프로파일의 중심(G)을 스위프 방향에 대하여 하류측으로부터 상류측에 연속적으로 천이한 구성으로 한다. 즉, 도 5a의 천음속 날개(12a)와 비교하여, 로터(5)의 직경방향에 대해 하류측[후연(122)측]으로 후경(後傾)하여, 허브(123)측이 상류측[전연(121)측]으로 돌기한 구성으로 한다. 이러한 천음속 날개(12c)와 같은 형상을, 이하에서 「백워드 스위프 형상」이라고 칭한다.

이러한 도 5a 내지 도 5c의 천음속 날개(12a 내지 12c) 각각에 대해, 스팬 방향의 축류 속도[전연(121)에 유입되는 작동 유체의 속도] 분포가 도 6의 곡선(X1 내지 Z1) 각각에 도시하는 분포 형상이 된다. 이러한 스팬 방향의 축류 속도 분포에 대해서, 도 5a의 기준 형상의 천음속 날개(12a)와 도 5b의 포워드 스위프 형상의 천음속 날개(12b)를 비교했을 때, 천음속 날개(12a)에 대한 곡선(X1)에 비해서, 천음속 날개(12b)에 대한 곡선(Y1)에서는, 팁(124)측에서의 축류 속도가 빨라지고, 반대로 허브(123)측에서의 축류 속도가 늦어지고 있다.

한편, 도 5a의 기준 형상의 천음속 날개(12a)와 도 5c의 백워드 스위프 형상의 천음속 날개(12c)를 비교했을 때, 천음속 날개(12a)에 대한 곡선(X1)에 비해서, 천음속 날개(12c)에 대한 곡선(Z1)에서는, 팁(124)측에서의 축류 속도가 늦어지고, 반대로 허브(123)측에서의 축류 속도가 빨라지고 있다.

이러한 도 6의 곡선(X1 내지 Z1)의 결과로부터, 도 5b의 천음속 날개(12b)에 도시하는 바와 같이, 팁(124)측을 전경시킨 포워드 스위프 형상으로 함으로써, 팁(124)측에 작동 유체(공기)의 흐름이 근접하게 된다. 한편, 도 5c의 천음속 날개(12c)에 도시하는 바와 같이, 팁(124)측을 후경시킨 백워드 스위프 형상으로 함 으로써, 허브(123)측에 작동 유체(공기)의 흐름이 근접하게 된다.

또한, 도 5a 내지 도 5c의 천음속 날개(12a 내지 12c) 각각에 대해, 스팬 방향의 효율(천음속 날개를 회전시키는 동력이 작동 유체에 전달되는 에너지 효과) 분포가 도 7의 곡선(X2 내지 Z2) 각각에서 도시하는 분포 형상이 된다. 이러한 스팬 방향의 효율 분포에 대해서, 도 5a의 기준 형상의 천음속 날개(12a)와 도 5b의 포워드 스위프 형상의 천음속 날개(12b)를 비교했을 때, 천음속 날개(12a)에 대한 곡선(X2)에 비해서, 천음속 날개(12b)에 대한 곡선(Y2)에서는, 팁(124)측에서의 효율이 높아지는 반면, 허브(123)측에서의 효율이 낮아지고 있다. 한편, 도 5a의 기준 형상의 천음속 날개(12a)와 도 5c의 백워드 스위프 형상의 천음속 날개(12c)를 비교했을 때, 천음속 날개(12a)에 대한 곡선(X2)에 비해서, 천음속 날개(12c)에 대한 곡선(Z2)에서는, 팁(124)측에서의 효율이 나빠지지만, 팁(124) 근방 이외의 부분에서의 효율을 유지 또는 향상하고 있다.

이러한 도 7의 곡선(X2 내지 Z2)의 결과로부터, 도 5b의 천음속 날개(12b)에 도시하는 바와 같이, 팁(124)측을 전경시킨 포워드 스위프 형상으로 함으로써, 스팬 방향의 날개 높이의 70% 이상이 되는 팁(124)측에 있어서, 전연(121)에 있어서의 배면(126) 및 복면(127) 각각의 정압의 압력차가 작아진다. 한편, 도 5c의 천음속 날개(12c)에 도시하는 바와 같이, 팁(124)측을 후경시킨 백워드 스위프 형상으로 함으로써, 스팬 방향의 날개 높이의 70% 이하가 되는 허브(123)측에 있어서, 전연(121)에 있어서의 배면(126) 및 복면(127) 각각의 정압의 압력차가 작아진다.

또한, 도 5b와 같은 포워드 스위프 형상으로 함으로써, 도 8에 도시하는 로 터(5)의 둘레방향으로 늘어선 복수의 천음속 날개(12b)의 팁(124)측에 있어서의 단면 프로파일과 같이, 팁(124)측에서는, 전단(121)에 충돌하는 충격파(80)에 의해, 배면(126) 및 복면(127) 각각에 경사 충격파(80a, 80b)가 발생한다. 그리고, 팁(124)측에 있어서, 복면(127)측에 발생하는 경사 충격파(80b)에 의해 작동 유체(공기)의 흐름이 감속해서 인접하는 천음속 날개(12b) 사이에 발생하는 수직 충격파(81)가 약해진다.

이러한 것으로부터, 도 5b와 같은 포워드 스위프 형상으로 함으로써, 팁(124)측에 있어서 작동 유체(공기)의 흐름을 근접시켜서, 전연(121)에서의 매칭을 양호하게 하는 동시에, 또한 충격파를 약하게 할 수 있다. 이로써, 팁(124)측에 있어서, 충격파 그 자체에 의한 손실, 충격파와 고체벽 경계층의 간섭에 의한 손실 및 충격파와 팁 간극 누설 흐름의 간섭에 의한 손실을 저감할 수 있다.

한편, 도 5c와 같은 백워드 스위프 형상으로 함으로써, 허브(123)측에 작동 유체(공기)의 흐름을 근접시켜서, 팁(124) 이외의 전연(121)에서의 매칭을 양호하게 한다. 또한, 「매칭이 양호하다」란, 날개 메탈각에 대해 작동 유체의 날개에 대한 유입 각도가 적당한 값이 되어, 날개에서 발생하는 손실이 최소 혹은 그것에 가까운 상태가 되는 것을 나타낸다. 이로써, 허브(123)측에서의 고체벽 경계층을 얇게 하여, 박리 내력을 강화할 수 있다. 따라서, 허브(123)측에서의 충격파와 고체벽 경계층의 간섭에 의한 손실을 저감할 수 있다.

이와 같이, 스팬 방향으로 스태킹하는 단면 프로파일을 스위프 방향으로 조정함으로써, 충격파 하류의 3차원 압력장을 억제하여, 전연(121)에서의 축류 속도 프로파일을 변경할 수 있다. 이로써, 인시던스각을 맞추어, 프로파일 손실을 저감할 수 있는 동시에, 후연(122)에 흐름을 모아서, 경계층의 발달을 억제할 수 있다. 이를 위해, 천음속 날개가 되는 동익(12)에 대한 정익(11)의 차실(4)측의 허브에서의 박리를 저감하여, 스톨 마진(실속 여유)을 증가시킬 수 있다. 또한, 상술한 바와 같이, 천음속 날개가 되는 동익(12)의 스팬 방향의 각 위치에 대해서, 충격파에 근거하는 각종 손실을 억제하여, 그 효율을 높이도록 조정할 수 있다.

이하에서는, 이와 같이 스위프 방향으로 조정된 단면 프로파일을 스팬 방향으로 스태킹해서 얻어지는 천음속 날개의 실시형태에 대해서 설명한다.

<제 1 실시형태>

상술한 기본 구조에 근거해서 스팬 방향의 각 단면 프로파일이 스위프 방향으로 조정되어서 구성되는 천음속 날개의 제 1 실시형태에 대해서 도면을 참조해서 설명한다. 도 9는 본 실시형태의 천음속 날개의 구성을 도시하는 개략 사시도이다. 또한, 도 10은 허브로부터 팁까지의 스팬 방향에 대한 각 단면 프로파일의 스위프 방향에 있어서의 천이를 도시한 도면이다.

본 실시형태의 천음속 날개(12x)는, 도 9에 도시하는 바와 같이, 도 5b의 천음속 날개(12b)의 포워드 스위프 형상과, 도 5c의 천음속 날개(12c)의 백워드 스위프 형상을 조합시킨 형상으로 한다. 즉, 도 9에 도시하는 천음속 날개(12x)는, 도 5b의 천음속 날개(12b)의 포워드 스위프 형상과 마찬가지로, 팁(124)측에 있어서의 단면 프로파일이 스위프 방향의 상류측으로 돌기한 형상이 된다. 그리고, 도 5c의 천음속 날개(12c)의 백워드 스위프 형상과 마찬가지로, 허브(123)와 중간부(125) 사이의 부분에 있어서의 단면 프로파일이 스위프 방향의 상류측으로 돌기한 형상이 된다.

이와 같이, 도 9에 도시하는 천음속 날개(12x)는 각 단면 프로파일이 스위프 방향으로 위치 조정된 구성으로 되므로, 스팬 방향에 대해 S자 형상이 된다. 이 스팬 방향에 대해 연속하여 변화시키는 스위프 방향의 위치 조정량에 대해서 도 10에 도시한다. 이러한 도 10에 도시하는 바와 같이, 도 9에 도시하는 천음속 날개(12x)는, 팁(124)(스팬 방향 100%의 위치)에 있어서의 스위프 방향 상류측으로의 돌기 부분(90)이 허브(123)와 중간부(125) 사이의 부분(스팬 방향 20% 내지 50%의 위치)에 있어서의 스위프 방향 상류측으로의 돌기 부분(91)보다도 스위프 방향의 상류측으로 돌기하도록 형성되므로, S자 형상이 된다.

이와 같이, 포워드 스위프 형상과 백워드 스위프 형상을 조합시킨 S자 형상으로 함으로써, 허브(123)측의 경계층을 얇게 하여, 허브(123)측에 있어서의 박리 내력을 강화하는 동시에, 팁(124)에서의 충격파 구조의 적정화에 의해 압력 손실을 저감할 수 있다.

또한, 이 천음속 날개(12x)는, 프로파일 손실의 저감을 도모하는 3차원적인 날개 형상으로 하기 위해서, 스팬 방향에 대해 각 단면 프로파일의 스태거 방향이 변경된다. 이러한 각 단면 프로파일의 스태거 방향의 변경에 대해서 천음속 날개의 팁측에서 본 상면도를 도 11a 및 도 11b에 도시한다. 또한, 도 11b에 본 실시형태의 천음속 날개(12x)의 상면도를 도시하는 동시에, 보다 이해를 간단하게 하기 위해서, 도 11a에 스위프 방향의 변위가 없는 기준 형상의 천음속 날개(12a)를 도 시하여, 천음속 날개(12x)와 비교시킨다. 또한, 보다 이해를 용이하게 하기 위해서, 도 12a 및 도 12b 각각에, 천음속 날개(12a, 12x) 각각에 있어서의 허브(123), 중간부(125) 및 팁(124)에서의 단면 프로파일을 도시한다.

도 11a, 도 11b, 도 12a 및 도 12b에 도시하는 바와 같이, 천음속 날개(12a, 12x)와 함께, 팁(124)측이 로터(5)의 축방향에 대해 수직에 가까운 각도가 되도록 스태거 방향이 결정되고, 허브(123)측이 로터(5)의 축방향에 대해 평행에 가까운 각도가 되도록 스태거 방향이 결정된다. 그리고, 허브(123)로부터 팁(124)을 향해서 그 스태거 방향이 연속적으로 변화하도록 각 단면 프로파일의 스태거 방향이 설정된다. 즉, 천음속 날개(12a, 12x)와 함께, 중간부(125)에서의 스태거 방향의 로터(5)의 축방향에 대한 각도가 팁(124) 및 허브(123) 각각에서의 스태거 방향의 로터(5)의 축방향에 대한 각도의 중간값이 된다.

<제 2 실시형태>

상술한 기본 구조에 근거해서 스팬 방향의 각 단면 프로파일이 스위프 방향으로 조정되어서 구성되는 천음속 날개의 제 2 실시형태에 대해서 도면을 참조하여 설명한다. 본 실시형태에서는, 제 1 실시형태의 천음속 날개와 마찬가지로, 스팬 방향의 각 단면 프로파일이 스위프 방향으로 조정된 구성에 대해서, 린 방향으로도 단면 프로파일의 위치를 변화시켜서 스태킹한 구성으로 한다.

즉, 본 실시형태의 천음속 날개(12y)는, 제 1 실시형태의 천음속 날개(12x)와 마찬가지로 도 10에 도시하는 바와 같이, 스위프 방향에 대해 허브로부터 팁까지의 스팬 방향에 대한 각 단면 프로파일이 천이되고, 팁(124)측이 포워드 스위프 형상으로 되는 동시에, 허브(123)측이 백워드 스위프 형상으로 되어 있다. 그것에 부가하여, 허브로부터 팁까지의 스팬 방향에 대한 각 단면 프로파일이 린 방향에 대해서도 천이되도록 하여 구성된다.

이러한 린 방향으로 단면 프로파일의 위치를 변화시킨 천음속 날개에 대해서, 도 13a 내지 도 13c를 참조해서 간단히 설명한다. 도 13 내지 도 13c에 스팬 방향에 있어서의 허브(123)로부터 팁(124)을 향해서, 린 방향으로 연속적으로 변화시킨 3종류의 천음속 날개(12a, 12d, 12c)의 구성을 도시한다. 또한, 도 13a의 천음속 날개(12a)는 도 5a와 동일한 「기준 형상」의 천음속 날개이다.

도 13b에 도시하는 천음속 날개(12d)는, 허브(123)로부터 팁(124)을 향해서, 각 단면 프로파일의 중심(G)을 린 방향에 대해 하류측[복면(127)측]으로부터 상류측[배면(126)측]으로 연속적으로 천이한 구성으로 한다. 즉, 도 13a의 천음속 날개(12a)와 비교해서, 로터(5)의 직경방향에 대하여 상류측[전연(121)측]으로 전경한 구성으로 한다. 이러한 천음속 날개(12d)와 같은 형상을, 이하에서 「포워드 린 형상」이라고 칭한다.

또한, 도 13c에 도시하는 천음속 날개(12c)는, 팁(124)으로부터 허브(123)를 향해서, 각 단면 프로파일의 중심(G)을 린 방향에 대하여 하류측[복면(127)측]으로부터 상류측[배면(126)측]으로 연속적으로 천이한 구성으로 한다. 즉, 도 13a의 천음속 날개(12a)와 비교해서, 로터(5)의 직경방향에 대하여 하류측[후연(122)측]으로 후경하여, 허브(123)측이 상류측[전연(121)측]으로 돌기한 구성으로 한다. 이러한 천음속 날개(12e)와 같은 형상을, 이하에서 「백워드 린 형상」이라고 칭한 다.

따라서, 본 실시형태의 천음속 날개(12y)에서는, 제 1 실시형태와 마찬가지로, 도 5b의 천음속 날개(12b)의 포워드 스위프 형상과, 도 5c의 천음속 날개(12c)의 백워드 스위프 형상을 조합시킨 S자 형상에 대해, 또한 도 13b의 천음속 날개(12d)의 포워드 린 형상 또는 도 13c의 천음속 날개(12c)의 백워드 린 형상을 조합시킨 형상으로 한다. 이로써, 제 1 실시형태의 천음속 날개(12x)와 비교해서, 축류 속도 프로파일이나 매칭의 조정 자유도가 커지기 때문에, 공력 성능을 향상시킬 수 있다.

또한, 도 14에 포워드 린 형상을 조합시킨 경우에 있어서, 허브로부터 팁까지의 스팬 방향에 대한 각 단면 프로파일의 린 방향에 있어서의 천이 상태를 도시한다. 이러한 도 14에 도시하는 바와 같이, 포워드 스위프 형상과 백워드 스위프 형상에 의한 S자 형상에 포워드 린 형상을 조합시키는 경우, 예를 들면 린 방향의 상류측[배면(126)측]으로의 천이량이 허브(123)로부터 팁(124)을 향해서 완만하게 증가하여, 천이량의 변화율이 허브(123)측에서 크고, 팁(124)측에서 작아지도록 설정된다.

본 발명은 천음속 또는 초음속의 작동 유체 분위기내에서 이용되는 천음속 날개에 적용 가능하다. 또한, 본 발명은 이 천음속 날개를 동익으로서 구비하는 축류 회전기에 적용 가능하다. 또한, 이러한 축류 회전기로서, 가스 터빈, 항공용 팬 엔진, 항공용 제트 엔진 등의 압축기에 적용할 수 있다.

Claims

천음속 이상의 작동 유체에 의한 흐름 영역에서 작동하는 천음속 날개에 있어서,

회전축과의 접촉 위치측의 허브와,

상기 회전축의 직경방향이 되는 높이방향의 중심 위치인 중간부와,

상기 높이방향에 있어서 상기 회전축으로부터 가장 떨어진 위치의 선단인 팁과,

유입되는 상기 작동 유체의 상류측에 위치하는 전연과,

상기 작동 유체의 하류측에 위치하는 후연을 구비하고,

상기 전연과 상기 후연을 연결하는 제 1 방향에 평행하게, 상기 날개의 높이방향의 각 단면 프로파일을 연속적으로 천이시키고,

상기 팁측의 상기 단면 프로파일과 상기 중간부 및 상기 허브 사이의 상기 단면 프로파일을, 상기 제 1 방향에 있어서의 상류측으로 돌출시켜서 S자 형상으로 하고,

상기 팁측의 상기 단면 프로파일의 상기 제 1 방향에 있어서의 천이량이 상기 중간부 및 상기 허브 사이의 상기 단면 프로파일의 상기 제 1 방향에 있어서의 천이량보다 큰 것을 특징으로 하는

천음속 날개.
제 1 항에 있어서,

상기 날개의 높이방향의 각 단면 프로파일에 있어서의 상기 제 1 방향과 상기 회전축의 축방향의 교차각이 연속적으로 변화하는 것을 특징으로 하는

천음속 날개.
제 1 항에 있어서,

상기 제 1 방향에 수직인 제 2 방향에 대해서도, 상기 날개의 높이방향의 각 단면 프로파일을 연속적으로 천이시키는 것을 특징으로 하는

천음속 날개.
제 3 항에 있어서,

상기 날개의 높이방향의 각 단면 프로파일에 있어서의 상기 제 1 방향과 상기 회전축의 축방향의 교차각이 연속적으로 변화하는 것을 특징으로 하는

천음속 날개.
중심에 위치하는 동시에 회전하는 회전축과,

상기 회전축의 외주방향 및 축방향 각각에 있어서 등간격으로 상기 회전축의 외주 표면에 설치된 복수의 동익과,

상기 회전축 및 동익을 덮는 차실과,

상기 차실의 내주 표면에 상기 동익과 상기 회전축의 축방향으로 교대로 배 치되는 복수의 정익을 구비하고,

상기 복수의 동익의 일부로서, 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 기재된 천음속 날개를 구비하는 것을 특징으로 하는

축류 회전기.