KR20130056907A

KR20130056907A - 날개체 및 회전 기계

Info

Publication number: KR20130056907A
Application number: KR1020137010482A
Authority: KR
Inventors: 야스로 사카모토; 에이사쿠 이토; 히토시 기타가와; 스스무 와카조노
Original assignee: 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Priority date: 2010-12-27
Filing date: 2010-12-27
Publication date: 2013-05-30
Also published as: EP2660423B1; CN103237958A; EP2660423A1; WO2012090269A1; EP2660423A4; KR20150027270A; CN103237958B; KR101710287B1

Abstract

본 발명의 날개체는, 배면(2)과 복면(3)을 갖는 본체부(4)와, 배면(2)과 복면(3)을 연속적인 곡면(5)으로 연결하는 후방 모서리부(6)를 구비하고, 후방 모서리부(6)의 곡면(5)은, 배면(2) 또는 복면(3) 중 어느 한쪽으로부터 유체의 흐름 방향의 가장 하류측에 위치하는 후단부(7)를 향해 점차 곡률 반경이 감소하여 후단부(7)에서 곡률 반경이 가장 작아지고, 그 후, 후단부(7)로부터 배면(2) 또는 복면(3) 중 다른 쪽을 향해 점차 곡률 반경이 증가하여 배면(2) 또는 복면(3) 중 다른 쪽에 이른다.

Description

날개체 및 회전 기계{BLADE BODY AND ROTARY MACHINE}

본 발명은, 가스 터빈의 터빈부, 압축기, 팬, 증기 터빈, 풍차 등의 회전 기계에 적용되는 날개체 및 회전 기계에 관한 것이며, 특히 그 후방 모서리 형상에 관한 것이다.

종래, 가스 터빈의 터빈부 등의 회전 기계에 적용되는 날개체에 있어서는, 강도를 높게 하기 위해 비교적 두께를 갖게 하여, 그 후방 모서리를 진원에 의한 원호(대략 반원) 형상 또는 캠버 라인에 대하여 대략 수직으로 컷트한 직선 형상으로 하는 경우가 있다. 이와 같이 후방 모서리로서 진원에 의한 원호 형상 또는 캠버 라인에 대하여 수직으로 컷트한 직선 형상을 채용한 경우, 후방 모서리의 두께가 비교적 커지므로, 날개면 상의 흐름이 박리하여 발생하는 날개 후방 모서리로부터의 웨이크가 비교적 커지므로, 흐름의 손실 혹은 유로 저항이 증대하고 있었다.

따라서, 직선 또는 곡률 반경이 큰 곡선의 날개체의 복면(腹面)측 모서리선의 단부와 배면측 모서리선의 단부의 접속점의 각도를 대략 수직으로 형성한 날개체가 제안되어 있다(예를 들어, 특허문헌 1 참조).

일본 특허 출원 공개 제2005-76533호 공보

그러나 상술한 종래의 회전 기계에 있어서는, 전체의 손실 중 날개체의 웨이크에 기인하는 흐름의 손실 및 유로 저항이 차지하는 비율이 아직 높으므로, 이 웨이크에 기인하는 손실을 저감하여 가일층의 효율의 향상을 도모하는 것이 요망되고 있다.

본 발명은, 상기 사정에 비추어 이루어진 것이며, 날개체의 날개면 상의 흐름의 박리에 의해 발생하는 후방 모서리로부터의 웨이크에 기인하는 흐름의 손실 및 유로 저항을 저감 가능한 날개체 및 회전 기계를 제공하는 것이다.

본 발명에 관한 날개체[예를 들어, 실시 형태에 있어서의 동익(1, 21, 31)]는, 배면[예를 들어, 실시 형태에 있어서의 배면(2)]과 복면[예를 들어, 실시 형태에 있어서의 복면(3)]을 갖는 본체부[예를 들어, 실시 형태에 있어서의 본체부(4)]와, 상기 배면과 상기 복면을 연속적인 곡면[예를 들어, 실시 형태에 있어서의 곡면(5, 25, 35)]으로 연결하는 후방 모서리부(예를 들어, 실시 형태에 있어서의 6, 26, 36)를 구비한다. 상기 후방 모서리부의 곡면은, 상기 배면 또는 상기 복면 중 어느 한쪽으로부터 유체의 흐름 방향의 가장 하류측에 위치하는 후단부[예를 들어, 실시 형태에 있어서의 후단부(7, 27, 37)]를 향해 점차 곡률 반경이 감소하여 상기 후단부에서 곡률 반경이 가장 작아지고, 그 후, 상기 후단부로부터 상기 배면 또는 상기 복면 중 다른 쪽을 향해 점차 곡률 반경이 증가하여 상기 배면 또는 상기 복면 중 다른 쪽에 이른다.

본 발명에 관한 날개체에 따르면, 본체부의 배면 또는 복면에 연속하는 후방 모서리부의 곡면이, 곡률 반경이 서서히 감소하여 후단부에 근접할수록 박형화되므로, 강도를 확보하면서, 종래의 후방 모서리부와 같이 단면 형상을 단순한 대략 반원 형상으로 하거나, 배면측 모서리선의 단부와 복면측 모서리선의 단부의 접속점의 각도를 대략 수직으로 형성하는 경우와 비교하여 후단부 근방을 얇게 형성할 수 있으므로, 날개면으로부터의 흐름의 박리 위치가 후방으로 이동하여 후방 모서리부로부터의 웨이크가 미세해지고, 흐름의 손실 저감이나 효율 향상을 도모할 수 있다.

또한 본 발명에 관한 날개체에 있어서, 상기 후방 모서리부는, 상기 후단부를 향한 상기 배면측의 곡면의 곡률 반경의 감소율과 상기 복면측의 곡면의 곡률 반경의 감소율이 달라도 된다.

본 발명에 관한 날개체에 따르면, 후방 모서리부의 배면측의 곡면의 후단부를 향한 곡률 반경의 감소율과 복면측의 곡면의 후단부를 향한 곡률 반경의 감소율이 다른 경우라도, 종래의 후방 모서리부와 같이 단면 형상을 단순한 대략 반원 형상으로 하거나, 배면측 모서리선의 단부와 복면측 모서리선의 단부의 접속점의 각도를 대략 수직으로 형성하는 경우와 비교하여 후단부 근방의 날개 두께를 얇게 형성할 수 있으므로, 날개면으로부터의 흐름의 박리 위치가 후방으로 이동하여 후방 모서리부로부터의 웨이크가 미세해지고, 흐름의 손실 저감이나 효율 향상을 도모할 수 있다.

또한 본 발명에 관한 날개체에 있어서, 상기 후단부는, 상기 본체부의 캠버 라인[예를 들어, 실시 형태에 있어서의 캠버 라인(9)]의 연장선[예를 들어, 실시 형태에 있어서의 연장선(10)] 상에 배치되어 있어도 된다.

본 발명에 관한 날개체에 따르면, 후단부가 본체부의 캠버 라인의 연장선 상에 배치됨으로써, 복면측 및 배면측의 곡률 반경 변화가 동등해지고, 날개 형상을 용이하게 매끄럽게 형성할 수 있다.

또한 본 발명에 관한 날개체에 있어서, 상기 후단부는, 상기 본체부의 캠버 라인의 연장선보다도 배면측 또는 복면측에 배치해도 된다.

본 발명에 관한 날개체에 따르면, 후단부가 본체부의 캠버 라인의 연장선보다도 배면측 또는 복면측에 배치되는 경우라도, 종래의 날개체의 후방 모서리 형상과 비교하여, 날개면 상의 흐름의 박리에 의한 웨이크를 억제할 수 있다.

또한 본 발명에 관한 날개체는, 회전체에 등간격으로 복수 배치된 날개체이며, 상기 후방 모서리부의 곡면은, 상기 후방 모서리부가 없는 경우의 날개간의 스로트[예를 들어, 실시 형태에 있어서의 스로트(S)]를 유지 가능한 곡률 반경으로 형성되어 있어도 된다.

본 발명에 관한 날개체에 따르면, 상기 후방 모서리부가, 날개간의 스로트에 영향을 주지 않으므로, 스로트의 감소 등에 의해 유량이 변화되는 것을 방지할 수 있다.

또한 본 발명에 관한 회전 기계는, 상기 본 발명의 날개체를 구비하고 있다.

본 발명에 관한 날개체 및 회전 기계에 따르면, 후방 모서리부의 곡면이 배면 또는 복면 중 어느 한쪽으로부터 본체부의 가장 후방측으로 되는 후단부를 향해 점차 곡률 반경이 감소하여 후단부에서 곡률 반경이 가장 작아지고, 그 후, 후단부로부터 배면 또는 복면 중 다른 쪽을 향해 점차 곡률 반경이 증가하여 배면 또는 복면 중 다른 쪽에 이름으로써, 종래보다도 후방 모서리의 후단부 근방의 날개 두께를 얇게 형성할 수 있으므로, 날개면으로부터의 흐름의 박리 위치가 후방으로 이동하여 후방 모서리부로부터의 웨이크를 미세하게 할 수 있고, 따라서, 흐름의 손실 및 유로 저항을 저감할 수 있는 효과가 있다.

도 1은 본 발명의 제1 실시 형태에 있어서의 가스 터빈을 측방에서 본 부분 단면도이다.
도 2는 본 발명의 제1 실시 형태에 있어서의 동익의 프로파일을 도시하는 도면이다.
도 3은 도 2의 후방 모서리부 주변의 부분 확대도이다.
도 4는 본 발명의 제1 실시 형태의 다른 형태에 있어서의 도 3에 상당하는 부분 확대도이다.
도 5는 본 발명의 제1 실시 형태에 있어서의 동익의 스로트를 도시하는 도면이다.
도 6은 본 발명의 제2 실시 형태에 있어서의 도 3에 상당하는 부분 확대도이다.
도 7은 본 발명의 제2 실시 형태의 다른 형태에 있어서의 도 3에 상당하는 부분 확대도이다.
도 8은 본 발명의 제3 실시 형태에 있어서의 도 3에 상당하는 부분 확대도이다.
도 9는 본 발명의 제3 실시 형태의 다른 형태에 있어서의 도 3에 상당하는 부분 확대도이다.

다음으로, 본 발명의 제1 실시 형태에 있어서의 날개체 및 회전 기계에 대해 도면을 참조하면서 설명한다. 이 제1 실시 형태에 있어서는, 날개체로서 가스 터빈의 터빈부의 로터에 등간격으로 배치되는 동익을 일례로 설명한다(이하, 제2 실시예 및 제3 실시예도 마찬가지임).

도 1에 도시하는 바와 같이, 가스 터빈(100)은, 압축 공기를 생성하는 압축기(102)와, 압축기(102)로부터 공급되는 압축 공기에 연료를 공급하여 연소 가스를 생성하는 연소기(103)와, 정익(104) 및 동익(1)이 교대로 배치되고, 연소기(103)로부터 공급되는 연소 가스에 의해 동익(1)이 장착된 로터(106)를 회전시키는 터빈(107)을 구비한다. 터빈(107)은, 로터(106)의 축선 O와 동축 상에 배치된 통 형상의 케이싱(108)의 내부를 연소 가스 유로(F)로 하고 있다. 상기 연소 가스 유로(F)는, 그 외주측에 있어서, 케이싱(108)의 내주측에 설치된 통 형상의 외주측 단부벽(110)에 의해 케이싱(108)과 이격되고, 또한, 내주측에 있어서, 로터(106)의 외주측에 설치된 통 형상의 내주측 단부벽(111)에 의해 로터(106)와 이격되어 있고, 단면 도넛 형상의 축선 O 방향을 따른 유로로 되어 있다. 그리고 상기 연소 가스 유로(F) 내에, 각 단의 정익(104) 및 동익(1)이 각각 방사상으로 복수 배치되어 있다.

도 2는 이 실시 형태의 날개체인 동익(1)의 프로파일을 도시하고 있다. 동익(1)은, 배면(2)과 복면(3)을 갖는 본체부(4)를 구비하고 있다. 배면(2)은 곡률 반경이 비교적 작은 곡면으로 형성되고, 복면(3)은 배면보다도 곡률 반경이 큰 곡면으로 형성된다.

또한 동익(1)은, 유체의 흐름 방향의 하류측(도 3 중, 화살표로 나타냄)에서 본체부(4)의 배면(2)과 복면(3)을 연속적인 곡면(5)으로 연결하는 후방 모서리부(6)를 구비하고 있다. 이 후방 모서리부(6)는, 도 3에 도시하는 바와 같이, 배면(2) 또는 복면(3) 중 어느 한쪽으로부터, 유체의 흐름 방향의 가장 하류측으로 되는 후단부(7)를 향해 곡률 반경이 점차 감소하여 후단부(7)에서 곡률 반경이 가장 작아지고, 그 후, 후단부(7)로부터 배면(2) 또는 복면(3) 중 다른 쪽을 향해 곡률 반경이 점차 증가하여, 배면(2) 또는 복면(3) 중 다른 쪽에 이른다. 이 후방 모서리부(6)와 배면(2) 및 복면(3)은 단차나 코너부가 발생하지 않도록 매끄럽게 접속되고, 후단부(7)는, 본체부(4)의 날개형 중심인 캠버 라인(9)의 연장선(10) 상에 배치된다.

도 3에 파선으로 나타내는 원호(8)는, 종래의 날개체의 후방 모서리 형상, 즉, 진원의 원호(반원)이다. 본 실시 형태의 후방 모서리부(6)는, 후단부(7)를 향할수록 곡면(5)의 곡률 반경이 점차 감소하므로, 원호(8)보다도 하류측에 미세하게 신장되어 형성되고, 또한 후방 모서리부(6)의 기부측은 종래의 날개체의 후방 모서리와 동등한 두께로 형성되므로, 충분한 강도를 얻으면서 웨이크를 미세하게 할 수 있다. 후단부(7)를 향할수록 곡률 반경이 점차 감소하는 형상으로서는, 예를 들어, 도 4에 도시하는 바와 같이 캠버 라인(9)의 연장선(10) 상에 장축이 겹치는 타원(12)의 호를 사용해도 된다.

후방 모서리부(6)는, 도 5에 도시하는 바와 같이 등간격으로 배치된 복수의 동익(1)의 날개간의 유로가 가장 좁아지는 부분인 스로트(S)의 단면적이, 후방 모서리부(6)를 개량하기 전의 스로트(S)의 단면적을 유지할 수 있도록, 날개(1)의 배면(2)의 형상에 따라 곡률 반경이 점차 감소된다.

따라서, 상술한 실시 형태의 동익(1) 및 회전 기계에 따르면, 본체부(4)의 배면(2) 또는 복면(3)에 연속하는 후방 모서리부(6)의 곡면(5)이, 후단부(7)에 근접할수록 곡률 반경이 서서히 감소하여 박형화된다. 그로 인해, 강도를 확보하면서, 종래의 날개체의 후방 모서리부와 같이 단면 형상을 단순한 대략 반원 형상으로 하거나, 배면과 복면의 접속점의 각도를 대략 수직으로 형성하는 경우와 비교하여, 날개면으로부터의 흐름의 박리 위치가 후방으로 이동하여 후방 모서리부(6)로부터의 웨이크를 미세하게 할 수 있다. 그 결과, 흐름의 손실 저감이나 효율 향상을 도모할 수 있다.

또한, 후단부(7)가, 본체부(4)의 캠버 라인(9)의 연장선(10) 상에 배치되므로, 복면측 및 배면측의 곡률 반경 변화가 동등해지고, 날개 형상을 용이하게 매끄럽게 형성할 수 있다.

또한, 후방 모서리부(6)가, 날개간의 스로트(S)에 영향을 주지 않으므로, 스로트의 감소 등에 의해 유량이 변화되는 것을 방지할 수 있다.

또한, 상기 실시 형태에서는 가스 터빈의 동익을 일례로 설명하였지만, 이것에 한정되는 것이 아니라, 정익이어도 된다. 또한, 가스 터빈의 날개체에 한정되지 않고, 압축기, 팬, 증기 터빈, 풍차, 항공기의 날개체여도 된다. 또한, 배면과 복면의 곡률 반경이 다른 날개형에 적용하는 경우에 대해 설명하였지만, 날개형의 배면과 복면의 형상이 대상인 대상 날개에 적용해도 된다.

다음으로, 본 발명의 제2 실시 형태에 있어서의 날개체인 동익(21)에 대해 도 6, 도 7을 참조하면서 설명한다. 또한, 제1 실시 형태의 동익(1)과 동일 부분에 동일 부호를 부여하여 설명한다.

도 6에 도시하는 바와 같이, 이 제2 실시 형태의 동익(21)은, 배면(2) 및 복면(3)을 갖는 본체부(4)와, 유체의 흐름 방향의 하류측에 있어서 배면(2) 및 복면(3)을 연속적인 곡면(25)으로 연결하는 후방 모서리부(26)를 구비하여 구성된다. 후방 모서리부(26)의 곡면(25)은, 유체의 흐름 방향의 가장 하류측으로 되는 후단부(27)가 캠버 라인(9)의 연장선(10) 상에 배치된다.

후방 모서리부(26)의 곡면(25)은, 배면(2) 또는 복면(3) 중 어느 한쪽으로부터, 후단부(27)를 향해 곡률 반경이 점차 감소하여 후단부(27)에서 곡률 반경이 가장 작아지고, 그 후, 후단부(27)로부터 배면(2) 또는 복면(3) 중 다른 쪽을 향해 곡률 반경이 점차 증가하여, 배면(2) 또는 복면(3) 중 다른 쪽에 이른다.

여기서, 도 6에 도시하는 후방 모서리부(26)의 곡면(25)은, 배면(2)으로부터 후단부(27)에 이르는 배면측의 곡면(25a) 및 복면(3)으로부터 후단부(27)에 이르는 복면측의 곡면(25b)으로 구성되어 있다. 이들 곡면(25a)과 곡면(25b)은, 서로 후단부(27)에 근접할수록 곡률 반경이 작게 형성되어 있지만 각각 곡률 반경의 감소율이 다르다.

보다 구체적으로는, 곡면(25a)은, 배면(2)으로부터 후단부(27)를 향한 그 곡률 반경의 감소율이 비교적 일정해지도록 형성되어 있는 것에 반해, 곡면(25b)은, 복면(3)으로부터 후단부(27)를 향한 그 곡률 반경의 감소율이, 후단부(27)로부터 이격된 위치에서 낮아지고, 후단부(27)의 근방에서 높아지도록 형성되어 있다. 그리고 후단부(27)의 근방의 곡률 반경의 후단부(27)를 향한 감소율은, 곡면(25b)보다도 곡면(25a) 쪽이 낮게 되어 있다.

상술한 제2 실시 형태의 동익(21)과 같이, 후방 모서리부(26)에 있어서의 후단부(27)를 향한 배면측의 곡면(25a)의 곡률 반경의 감소율과 배면측의 곡면(25b)의 곡률 반경의 감소율이 각각 다른 경우라도, 종래의 날개체의 후방 모서리부와 같이 단면 형상을 단순한 대략 반원 형상으로 하거나, 배면측 모서리선의 단부와 복면측 모서리선의 단부의 접속점의 각도를 대략 수직으로 형성하는 경우와 비교하여, 연속적인 곡면(25)에 의해 후단부(27) 근방을 얇게 형성할 수 있다. 그로 인해, 날개면으로부터의 흐름의 박리 위치가 후방으로 이동하여 후방 모서리부(26)로부터의 웨이크를 미세하게 할 수 있다. 그 결과, 흐름의 손실 저감이나 효율 향상을 도모할 수 있다.

또한, 상기 제2 실시 형태에서는, 후단부(27)의 근방에 있어서의 후단부(27)를 향한 배면측의 곡면(25a)의 곡률 반경의 감소율을 복면측의 곡면(25b)의 곡률 반경의 감소율보다도 낮게 설정한 경우에 대해 설명하였다. 그런데 스로트(S) 유지의 조건 등에 따라, 예를 들어 도 7에 도시하는 바와 같이, 상술한 곡면(25a)과 곡면(25b)의 곡률 반경의 감소율을 교체하여, 후단부(27) 근방에 있어서의 후단부(27)를 향한 복면(3)측의 곡면(25b)의 곡률 반경의 감소율을 배면측의 곡면(25a)의 곡률 반경의 감소율보다도 낮게 설정하도록 해도 된다.

다음으로, 본 발명의 제3 실시 형태의 날개체인 동익(31)에 대해 도 8, 도 9를 참조하면서 설명한다. 또한, 이 제3 실시 형태는 제2 실시 형태의 후단부(27)를 캠버 라인(9)의 연장선(10)보다도 배면측 또는 복면측에 오프셋 배치한 것이다. 상술한 제1 실시 형태 및 제2 실시 형태와 동일 부분에 동일 부호를 부여하여 설명한다.

도 8에 도시하는 바와 같이, 이 제3 실시 형태의 동익(31)은, 제2 실시 형태의 동익(21)과 마찬가지로, 배면(2) 및 복면(3)을 갖는 본체부(4)와, 유체의 흐름 방향의 하류측에 있어서 배면(2) 및 복면(3)을 연속적인 곡면(35)으로 연결하는 후방 모서리부(36)를 구비하여 구성된다.

후방 모서리부(36)의 곡면(35)의 유체의 흐름 방향의 가장 하류측으로 되는 후단부(37)는, 캠버 라인(9)의 연장선(10)보다도 복면(3)측에 배치된다.

후방 모서리부(36)의 곡면(35)은, 배면(2) 또는 복면(3) 중 어느 한쪽으로부터, 후단부(37)를 향해 곡률 반경이 점차 감소하여 후단부(37)에서 곡률 반경이 가장 작아지고, 그 후, 후단부(37)로부터 배면(2) 또는 복면(3) 중 다른 쪽을 향해 곡률 반경이 점차 증가하여, 배면(2) 또는 복면(3) 중 다른 쪽에 이른다.

후방 모서리부(36)의 곡면(35)은, 상술한 제2 실시 형태와 마찬가지로, 배면(2)으로부터 후단부(37)까지의 배면측의 곡면(35a)의 곡률 반경의 감소율과 복면(3)으로부터 후단부(37)까지의 복면측의 곡면(35b)의 곡률 반경의 감소율이 다르다. 보다 구체적으로는, 곡면(35a)은, 배면(2)으로부터 후단부(37)를 향한 그 곡률 반경의 감소율이 비교적 일정해지도록 형성되어 있는 것에 반해, 곡면(35b)은, 복면(3)으로부터 후단부(37)를 향한 곡률 반경의 감소율이, 후단부(37)로부터 이격된 위치에서 낮아지고, 후단부(37)의 근방에서 높아지도록 형성되어 있다. 그리고 후단부(37)의 근방의 곡률 반경의 후단부(37)를 향한 감소율은, 곡면(35b)보다도 곡면(35a) 쪽이 낮게 되어 있다.

이 제3 실시 형태의 동익(31)에 있어서도 제2 실시 형태와 마찬가지로, 종래의 날개체의 후방 모서리부와 같이 단면 형상을 단순한 반원 형상으로 하거나, 배면측 모서리선의 단부와 복면측 모서리선의 단부의 접속점의 각도를 대략 수직으로 형성하는 경우와 비교하여, 연속적인 곡면(35)에 의해 후단부(27) 근방을 얇게 형성할 수 있다. 그로 인해, 날개면으로부터의 흐름의 박리 위치가 후방으로 이동하여 후방 모서리부(36)로부터의 웨이크가 미세해진다. 그 결과, 흐름의 손실 저감이나 효율 향상을 도모할 수 있다.

또한, 상기 제3 실시 형태에서는, 후단부(37)가 연장선(10)보다도 복면(3)측에 오프셋하고, 또한, 후단부(37)의 근방에 있어서의 후단부(37)를 향한 배면측의 곡면(35a)의 곡률 반경의 감소율을 복면측의 곡면(35b)의 곡률 반경의 감소율보다도 낮게 설정한 경우에 대해 설명하였다. 그런데 스로트(S) 유지의 조건 등에 따라, 예를 들어 도 9에 도시하는 바와 같이, 후단부(37)를 연장선(10)보다도 배면(2)측에 오프셋시키는 동시에, 상술한 후단부(37)를 향한 곡면(35a)의 곡률 반경의 감소율과 곡면(35b)의 곡률 반경의 감소율을 교체하여, 후단부(37) 근방에 있어서의 후단부(37)를 향한 복면측의 곡면(35b)의 곡률 반경의 감소율을 배면측의 곡면(35a)의 곡률 반경의 감소율보다도 낮게 설정하도록 해도 된다.

1, 21, 31 : 동익
2 : 배면
3 : 복면
4 : 본체부
5, 25, 35 : 곡면
6, 26, 36 : 후방 모서리부
7, 27, 37 : 후단부
9 : 캠버 라인
10 : 연장선
100 : 가스 터빈
S : 스로트

Claims

배면과 복면을 갖는 본체부와,
상기 배면과 상기 복면을 연속적인 곡면으로 연결하는 후방 모서리부를 구비하는 날개체이며,
상기 후방 모서리부의 곡면은, 상기 배면 또는 상기 복면 중 어느 한쪽으로부터 유체의 흐름 방향의 가장 하류측에 위치하는 후단부를 향해 점차 곡률 반경이 감소하여 상기 후단부에서 곡률 반경이 가장 작아지고, 그 후, 상기 후단부로부터 상기 배면 또는 상기 복면 중 다른 쪽을 향해 점차 곡률 반경이 증가하여 상기 배면 또는 상기 복면 중 다른 쪽에 이르는, 날개체.
제1항에 있어서, 상기 후방 모서리부는, 상기 후단부를 향한 상기 배면측의 곡면의 곡률 반경의 감소율과 상기 복면측의 곡면의 곡률 반경의 감소율이 다른, 날개체.
제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 후단부는, 상기 본체부의 캠버 라인의 연장선 상에 배치되는, 날개체.
제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 후단부는, 상기 본체부의 캠버 라인의 연장선보다도 배면측 또는 복면측에 배치되는, 날개체.
제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 회전체에 등간격으로 복수 배치된 날개체이며,
상기 후방 모서리부의 곡면은, 상기 후방 모서리부가 없는 경우의 날개간의 스로트를 유지 가능한 곡률 반경으로 형성되는, 날개체.
제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 기재된 날개체를 구비하는, 회전 기계.