JPH07224794A - 軸流機械の動翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 超音速流体により作動を行う軸流圧縮機の動
翼においては、衝撃波の影響によって生じる２次流れ損
失の問題があるが、従来、その低減策は取られてなかっ
た。本発明は、動翼前縁部から発生する衝撃波が、隣接
する動翼に衝突する衝突点の流れ方向位置を変えること
により、衝撃波を使って、逆に、２次流れ損失を低減で
きるようにした、軸流機械の動翼を提供することを目的
とする。 【構成】 本発明は、動翼のある高さの前縁部から発生
するパッセージ衝撃波の隣接する動翼背面への衝突位置
（衝突点）を、その高さより低い高さの前縁部から生じ
るパッセージ衝撃波の衝突点より前方に位置するように
して、同軸位置における、衝突点近傍の静圧分布を、動
翼高さが高くなるほど大きくして、動翼の回転に伴う翼
面上の動翼高さ方向の流れ（２次流れ）を低減したもの
である。これにより、動翼の空力的特性の向上が図れ、
効率の良いものにできる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、大型産業用ガスタービ
ン、航空用ファンエンジンのファン、航空用ジェットエ
ンジンの軸流圧縮機の前方段等において用いられ、少な
くとも動翼の一部分に、遷音速、ないし超音速の作動流
体が流入して、作動させられるようにした軸流機械の動
翼に関する。

【０００２】

【従来の技術】軸流機械、例えば前述した、圧縮機前方
段等の動翼における流れの損失は、大きく分けると、プ
ロフィル損失と二次流れ損失がある。従来、動翼に相対
的に流入する作動流体中に、マッハ数が１を超す超音速
流の部分が発生しない亜音速圧縮機の動翼においては、
これら２つの損失の低減が図られて来た。たとえば、前
者のプロフィル損失の低減にあたっては、損失の少ない
翼断面プロフィルを作ることで行われており、後者の二
次流れ損失の低減にあっては、例えば、本出願人が特願
平１−２７４８１２号「軸流機械の動翼」で提案した、
前進スキュー翼等の採用で、損失の低減が図られてい
る。

【０００３】また、動翼に相対的に流入する速度が遷音
速、すなわち、動翼に流入する作動流体中に、マッハ数
が１を超す超音速の部分が発生する速度、以上となる作
動流体で作動させる、遷音速圧縮機、ないし超音速圧縮
機では、作動流体の圧縮性に伴う衝撃波の問題が生じる
ため、前者のプロフィル損失の低減にあたっては、衝撃
波損失をも含めた意味での、プロフィル損失を低減する
翼断面プロフィルにすることで低減が図られている。し
かし、後者の二次流れ損失の低減については、これまで
低減対策が取られた例は無い様に思われる。

【０００４】次に、従来の遷音速圧縮機、ないし超音速
圧縮機の翼形についての、２次流れ損失について、図に
より説明する。

【０００５】図３は、従来の軸流圧縮機の動翼のロータ
ハブの側断面図を示す。図において、０１はロータハブ
の外周に植設された動翼、０２は図示しないロータの外
周に突設されたロータ・ハブ、０３はロータ、ロータハ
ブ０２、動翼０１等の可動体を包囲して設けられたケー
シング、０５はロータの回転中心である。動翼０１は、
必要十分な数量がロータハブ０２の外周に植設、保持さ
れ、ロータの回転中心０５を中心にして回転する。この
時、流れる作動流体の平均的な子午面流線を０４，０
４′，０４″で示す。これら流線は、全体として、ほぼ
円筒状ないし円錐状の面をなしており、これを以下、流
れ面と称する。

【０００６】流れ面０４，０４′，０４″と動翼０１と
の交叉する面のうち、矢視Ａ−Ａで示す、流れ面４を展
開して示したものが図４である。同図において、０１
１，０１１′はこの断面における動翼０１，０１′のプ
ロフィルの前縁部、０１２，０１２′はプロフィルの背
面、０１３，０１３′は腹面である。動翼０１に遷音速
以上の作動流体が流入した場合には、前縁部０１１，０
１１′、またはその極く近傍前方から、作動流体のマッ
ハ数、および前縁部０１１′の形状に応じた角度の衝撃
波が発生する。衝撃波のうち、上流側に伸びる０１６，
０１６′で示す衝撃波を以下、バウ衝撃波（ｂｏｗ ｓ
ｈｏｃｋ ｗａｖｅ）と称し、下流側に伸びる０１５，
０１５′で示す衝撃波を以下、パッセージ衝撃波（ｐａ
ｓｓａｇｅ ｓｈｏｃｋ ｗａｖｅ）と称する。なお、
本図では、動翼０１を２個だけ示しているが、前記した
ように、ロータハブ０２の外周には、必要十分な数量の
動翼０１が植設されており、これらの何れの動翼０１か
らも、同様の衝撃波が発生するものである。

【０００７】背面０１２側に隣接する動翼０１′の前縁
部０１１′から発生するパッセージ衝撃波０１５′が、
背面０１２に衝突する点を以下、衝突点０１４と称す
る。図３に示す点線０６は、動翼０１の高さ（半径）方
向に位置する、各々の前縁部０１１′から発生するパッ
セージ衝撃波０１５′の背面０１２への衝突点０１４の
高さ方向の軌跡を示す。同図に示されるように、衝突点
０１４の軌跡である点線０６は、動翼０１の高さが高く
なるにつれて、軸方向に後退している。

【０００８】図５は、通常の設計法にて設計された、従
来の遷音速、ないし、超音速の作動流体中で作動する動
翼における、上述の衝突点０１４の軌跡を詳しく説明す
るための図である。同図において、前述したパッセージ
衝撃波０１５′の衝突点０１４の位置を示すため、動翼
０１の側面図および超音速流入部分Ｘ−Ｘ、Ｙ−Ｙ、Ｚ
−Ｚの３水平断面における動翼０１，０１′の背面０１
２（Ｘ），０１２（Ｙ），０１２（Ｚ），０１２′
（Ｘ），０１２′（Ｙ），０１２′（Ｚ）の形状並び
に、動翼０１′の前縁部０１１′（Ｘ），０１１′
（Ｙ），０１１′（Ｚ）部より発生するパッセージ衝撃
波０１５′（Ｘ），０１５′（Ｙ），０１５′（Ｚ）お
よびバウ衝撃波０１６′（Ｘ），０１６′（Ｙ），０１
６′（Ｚ）を示す。なお、上記符号（Ｘ），（Ｙ），
（Ｚ）は、それぞれ矢視Ｘ−Ｘ，Ｙ−Ｙ，Ｚ−Ｚの３水
平断面におけるものを示す。

【０００９】この図から理解できるように、動翼０１′
の前縁部０１１′（Ｘ），０１１′（Ｙ），０１１′
（Ｚ）の各々より発生するパッセージ衝撃波０１５′
（Ｘ），０１５′（Ｙ），０１５′（Ｚ）が、隣接する
動翼０１の背面０１２（Ｘ），０１２（Ｙ），０１２
（Ｚ）に衝突する衝突点０１４（Ｘ），０１４（Ｙ），
０１４（Ｚ）の位置は、（１）動翼０１，０１′の翼断
面形状が背面の形状より理解できるように、動翼０１，
０１の翼端に近くになるほど食違角が大きくなり、ねて
くること、（２）動翼０１，０１′の前縁部に流入する
作動流体は動翼０１，０１′の翼端に近くなるほど流速
が大きくなり、高マッハ数となることから、Ｚ−Ｚ→Ｙ
−Ｙ→Ｘ−Ｘ断面と半径方向外側（翼端側）に向うほど
後退していく。図３に示した点線０６の衝突点０１４の
軌跡はこの状態を示している。

【００１０】図６に図４の一部を再現し、図４の衝突点
０１４の近傍の流れについて説明する。図６に示すよう
に、動翼０１の背面０１２側の境界層０２０の厚み分布
０２０は、前縁部０１１から衝突点０１４までは、後方
になるにつれて、徐々に増加して行くが、パッセージ衝
撃波０１５′がぶつかる衝突点０１４の前後では、急激
に厚みが増加する。すなわち、パッセージ衝撃波０１
５′の前後で、静圧が不連続的に著しく増加するため、
パッセージ衝撃波０１５′の後方の境界層０２０の厚み
は、図示するように急激に増加する。

【００１１】ところで、動翼０１の翼面に発生する境界
層０２０内の作動流体は、境界層０２０外を流れる作動
流体（以下、主流流体という）に比較して、動翼０１に
付着している状態に近いので、ロータ回転中心まわりの
回転速度は境界層外部の主流流体よりも速く、従って、
主流流体よりも大きい遠心力を受け、翼面に沿って動翼
０１の半径方向外方におし出される傾向を持つ。その様
子を示したものが図７である。

【００１２】図７において、０３０は動翼０１の背面０
１２上で半径方向の高さが小さい、動翼０１下方におけ
る断面での境界層０２０の内部における流体が、遠心力
でおし出されて生じる２次流れを示す。また、０３１は
動翼０１の上方で、かつ、軌跡０６の後方から半径方向
外側に遠心力でおし出される２次流れを示す。軌跡０６
の後方では、図６において示した様に、パッセージ衝撃
波０１５′の影響で、動翼０１の背面０１２の境界層０
２０が著しく肥大し、厚くなっているため、大量の境界
層内流体が遠心力で押し出される傾向が発生する。この
２次流れ０３１は、亜音速時の２次流れ、あるいは動翼
０１の下方に生じる２次流れ０３０に比して、極めて大
きくなる。その上、軌跡０６の前方、即ち、パッセージ
衝撃波０１５′前方の静圧は、前述したように軌跡０６
の後方、即ちパッセージ衝撃波０１５′後方の静圧より
も小さく、この傾向を助長する。つまり流れ面の平均的
な静圧は半径方向に平衡して半径方向外向きに上昇して
行くが、この様に局部的には逆の現象が発生することが
あるのである。図３，図７に示す、従来の軸流圧縮機の
遷音速ないし超音速の作動流体で作動させる翼形の場
合、背面０１２に沿って、動翼０１の回転に伴う遠心力
で外側におし出される２次流れは、極めて大きくなる
上、軌跡０６の前後における静圧差により、この傾向が
著しく加速される。

【００１３】さらに、パッセージ衝撃波０１５の衝突点
０４の軌跡０６の後方の点０３２にあった境界層０２０
内の作動流体が、上述のメカニズムで翼先端側に移り、
パッセージ衝撃波０１５′の軌跡０６の前方の点０３３
に移ったとすると、軌跡０６の上流側の点０３３での境
界層０２０は肥大し、乱れた状態になる。このように、
パッセージ衝撃波０１５′が背面０１２にぶつかる前の
背面０１２の境界層０２０が肥大していると、境界層０
２０とパッセージ衝撃波０１５′との干渉点で、さらに
境界層０２０の肥大、又は背面０１２からの流れの剥離
等が生じ、性能上極めて不都合な境界層条件になる。

【００１４】このように、遷音速以上の作動流体を流入
させて作動させる、従来の翼形の軸流機械の動翼では、
２次流れの増大が生じ、効率低下が避けられず、その改
善が求められている。

【００１５】

【発明が解決しようとする課題】本発明は、従来の軸流
機械の動翼の欠点を解消し、動翼の前端部から発生する
衝撃波によって強くなる２次流れを、衝撃波の隣接する
動翼への衝突点の位置を制御することにより軽減し、２
次流れに伴う圧縮機効率の損失低減を図った軸流機械の
動翼を提供することを課題とする。

【００１６】

【課題を解決するための手段】本発明の軸流機械の動翼
は次の手段とした。流路を流れる作動流体中に交叉して
設置され、その高さ方向の少なくとも一部分には、遷音
速以上の速度になる作動流体が相対的に流入して作動す
る軸流機械の動翼において、ある高さの動翼前縁部に流
入する遷音速以上の作動流体によって発生するパッセー
ジ衝撃波の隣接する動翼の背面への衝突点の位置が、そ
れよりも高さが小さい位置にある前縁部から発生するパ
ッセージ衝撃波の隣接する動翼の背面への衝突点の位置
よりも、少なくとも後方にならないようにした。

【００１７】

【作用】本発明の軸流機械の動翼は、上述の手段によ
り、例えば、動翼断面における前縁部は、径方向に高さ
の小さい翼根部近くの断面プロフィルから径方向に高さ
の大きい先端断面プロフィルに向って、軸方向に上流側
に写り、全体として動翼は前傾、ないし前進した動翼プ
ロフィルとなり、これにより、 （１）同一軸方向位置において、動翼背面上の静圧が、
動翼断面高さ方向位置が大きくなるに従って高くなり、
動翼の回転に伴う遠心力による境界層２次流れが強めら
れる事はなく、逆に、動翼断面高さ位置の高い外側の方
が静圧が高いことにより、背面境界層２次流れは抑制さ
れる。 （２）この様に、境界層２次流れの抑制により、衝撃波
との干渉前での翼背面境界層の肥大がさけられるので、
それと衝撃波との干渉において、境界層の更なる著しい
劣化（大きな肥大や剥離）を回避できる。

【００１８】

【実施例】以下、本発明の軸流機械の動翼の実施例を図
面により説明する。図１は、本発明の軸流機械の動翼の
一実施例の側面図である。同図において、４１は図示し
ないロータの外周に突設された、ロータハブ４２の周縁
に植設された動翼である。動翼４１は水平断面形が図
４，図６に示すように、翼型を形成し、ロータハブ４２
の外周に必要な数量設けられており、流入する作動流体
を加速、圧縮する。動翼４１の前端、および後端には前
縁部４３、および後縁部４４がそれぞれ形成されるとと
もに、側面に、腹面および背面が、図４，図６と同様に
形成されている。

【００１９】４５は、ロータ、ロータハブ４２、動翼４
１等からなる回転体を包囲して、回転体とともに、作動
流体の流路４６を形成するケーシングである。流路４６
中には、作動流体が流れ、円筒若しくは円錐状の流れ面
４７，４７′，４７″を形成する。流れ面４７，４
７′，４７″に交叉して配設された動翼４１は、ロータ
回転中心４８まわりに回転する。動翼４１に流入する作
動流体は、動翼４１の径方向（高さ方向）の少なくとも
一部分では、流れ中に超音速流になる部分が含まれる、
遷音速以上の速度となるため、図４において説明したよ
うな、バウ衝撃波およびパッセージ衝撃波が動翼４１の
前縁部４３、又は前縁部４３に極めて近い前方から動翼
４１の両側へ発生する。

【００２０】４９は、前縁部４３で発生したパッセージ
衝撃波が、図４，図６に示すように、隣接する動翼４１
の背面に衝突した衝突点の軌跡である。すなわち、この
軌跡４９から理解できるように、高さの低い前縁部４３
から発生したパッセージ衝撃波の衝突点は、それよりも
高い位置にある前縁部４３から発生したパッセージ衝撃
波の衝突点より前方にはならず、ロータ回転中心４８と
衝突点の軌跡４９に引いた直線とのなす角θは、９０°
が下限となっている。これは、図１に示すように、動翼
４１の前縁部４３の形状を、動翼４１の高い位置にある
前縁部４３を、低い位置にある前縁部４３より前方に配
置させて、前傾させた翼平面形状とすることにより、達
成することができる。

【００２１】このことを図により詳細に説明する。図２
は、下方部分が図１に示す実施例の側面図を示し、上方
部分が動翼４１、および動翼４１に隣接する動翼４１′
の超音速流入部分Ｘ′−Ｘ′，Ｙ′−Ｙ′，Ｚ′−Ｚ′
３水平断面における背面１２（Ｘ′），１２（Ｙ′），
１２（Ｚ′），１２′（Ｘ），１２′（Ｙ），１２′
（Ｚ）の形状及び動翼４１′の前縁１１′（Ｘ′），１
１′（Ｙ′），１１′（Ｚ′）部から発生するパッセー
ジ衝撃波１５′（Ｘ′），１５′（Ｙ′），１５′
（Ｚ′）、バウ衝撃波１６′（Ｘ′），１６′
（Ｙ′），１６′（Ｚ′）を示している。また、パッセ
ージ衝撃波１５′（Ｘ′），１５′（Ｙ′），１５′
（Ｚ′）の隣接する動翼４１の背面への衝突点を１４
（Ｘ′），１４（Ｙ′），１４（Ｚ′）で示す。

【００２２】図に示すように、動翼４１′の前縁１１′
（Ｘ′），１１′（Ｙ′），１１′（Ｚ′）に流入する
作動流体の流速（マッハ数）は軸流機械の設計時に特定
されるので、動翼４１，４１′の形状を背面１２
（Ｘ′）〜１２′（Ｚ′）の形状から理解できるよう
に、翼端になるほど前縁を前方へ移動させるとともに、
立ち上がらせた形状にすることにより、パッセージ衝撃
波１５′（Ｘ′），１５′（Ｙ′），１５′（Ｚ′）の
動翼４１背面への衝突点１４（Ｘ′），１４（Ｙ′），
１４（Ｚ′）を結んだ軌跡４９がロータ回転軸に垂直な
面内にある様にできる（子午面断面でみてθ＝９０
°）。なお、上述した方法により軌跡４９の回転軸の中
心線４８となす角θを、θ＞９０°にする事も同様にし
て可能である。

【００２３】以上、軌跡４９が直線を成す場合について
説明したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において、
１４（Ｚ′）点より翼先端側に位置する１４（Ｙ′）
点，１４（Ｘ′）点が順次軸方向上流側にあって、それ
らを結ぶ軌跡が弧状の曲線を示す場合も、本発明の範囲
に含まれるものである。この様な１４（Ｘ′）〜１４
（Ｚ′）の各点は、実験的に求める事により、あるいは
簡易空力計算又は、計算流体力学を利用する事によって
求めることができる。

【００２４】なお、上記実施例においては、図１の動翼
４１の翼根に近い部分は、後方へ傾斜させた例を示した
が、これは、この部分における作動流体の速度が、遷音
速以上に達せず、パッセージ衝撃波による二次流れの問
題が生じていない為に、この様な形状にしたが、勿論、
動翼４１の全面に遷音速以上の速度の作動流体が流入す
るケースにおいては、前縁部４３全体を前傾させて、動
翼４１の高さ方向に生じる軌跡４９全体を前傾させるよ
うにすれば良い。

【００２５】また、前縁部から発生する衝撃波の角度
は、流入する作動流体と前縁部とのなす角度、言葉を代
えて言えば、前縁部の厚み、傾斜角、又は作動流体の流
入方向に対する設置角度によっても変るので、上記動翼
前縁部の前傾角度の選択に合せ、これらを考慮して翼形
プロフィールを形成すれば、より空力的に秀れた動翼と
することができよう。

【００２６】

【発明の効果】本発明の軸流機械の動翼によれば、特許
請求の範囲に示す構成により、 （１）同一軸方向位置において、動翼背面上の静圧が動
翼高さが大きくなるに従って高くなり、動翼の回転に伴
う遠心力による境界層２次流れを低減することができ
る。 （２）また、この境界層２次流れの抑制により、衝撃波
との干渉前での背面境界層の肥大が避けられるので、そ
れと衝撃波との干渉において、境界層の更なる著しい劣
化（大きな肥大や剥離）を回避できる。

【００２７】以上により、２字流れ損失の増大を抑制で
き、なおかつ、プロフィール損失の増大も避ける事がで
き、これらの総合効果により、空力性能の大幅な向上を
図る事ができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の第１実施例に係る軸流圧縮機の動翼側
面図、

【図２】図１の実施例におけるパッセージ衝撃波の衝突
点軌跡説明図、

【図３】従来の軸流圧縮機の動翼の側面図、

【図４】図３の軸流圧縮機の動翼部分における１つの流
れ面を示す断面図、

【図５】図３の動翼におけるパッセージ衝撃波の衝突点
軌跡説明図、

【図６】図４の流れ面での、動翼背面における境界層の
状態を示す図、

【図７】図３の動翼背面に生じる境界層の２次流れを示
す図である。

【符号の説明】

１１，１１′ （動翼の）前縁 １２，１２′ （動翼の）水平断面に
おける背面 １４ パッセージ衝撃波の
衝突点 １５′ パッセージ衝撃波 １６′ バウ衝撃波 ４１ 動翼 ４２ ロータハブ ４３ 前縁部 ４４ 後縁部 ４５ ケーシング ４６ 流路 ４７，４７′，４７″ 流れ面 ４８ ロータ回転中心 ４９ 衝撃波衝突点の軌跡 （Ｘ′），（Ｙ′），（Ｚ′） 動翼の矢視Ｘ′−
Ｘ′，Ｙ′−Ｙ′，Ｚ′−Ｚ′断面における状態を示
す。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 流路中に設置され、高さ方向の少なくと
   も一部分には、遷音速以上の作動流体が相対的に流入し
   て作動する軸流機械の動翼において、動翼のある高さの
   前縁部から発生するパッセージ衝撃波の隣接する動翼の
   背面への衝突点が、前記前縁部より低い高さの前縁部か
   ら発生するパッセージ衝撃波の衝突点より、少なくとも
   後方にならないようにしたことを特徴とする軸流機械の
   動翼。