JPH08121390A - 高速流体用の圧縮機翼形 - Google Patents
高速流体用の圧縮機翼形Info
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- JPH08121390A JPH08121390A JP25859594A JP25859594A JPH08121390A JP H08121390 A JPH08121390 A JP H08121390A JP 25859594 A JP25859594 A JP 25859594A JP 25859594 A JP25859594 A JP 25859594A JP H08121390 A JPH08121390 A JP H08121390A
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- 230000035939 shock Effects 0.000 claims abstract description 82
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 claims 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 3
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 流入速度が音速を越える場合でも、翼列間に
発生する垂直衝撃波の強さを大幅に低減することがで
き、これにより垂直衝撃波による圧力損失を十分低減す
ることができる高速流体用の圧縮機翼形を提供する。 【構成】 超音速流２に接する翼１１の背面に、超音速
流を偏向させて斜め衝撃波１３ａ，１３ｂを発生させる
複数の凹面１１ａ，１１ｂが間隔を隔てて設けられ、こ
れにより複数の斜め衝撃波１３ａ，１３ｂ，３を翼列間
に発生させて下流に発生する垂直衝撃波４を弱める。
発生する垂直衝撃波の強さを大幅に低減することがで
き、これにより垂直衝撃波による圧力損失を十分低減す
ることができる高速流体用の圧縮機翼形を提供する。 【構成】 超音速流２に接する翼１１の背面に、超音速
流を偏向させて斜め衝撃波１３ａ，１３ｂを発生させる
複数の凹面１１ａ，１１ｂが間隔を隔てて設けられ、こ
れにより複数の斜め衝撃波１３ａ，１３ｂ，３を翼列間
に発生させて下流に発生する垂直衝撃波４を弱める。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、軸流圧縮機の翼形に係
わり、更に詳しくは、流入速度が音速を越える高速流体
用の圧縮機翼形に関する。
わり、更に詳しくは、流入速度が音速を越える高速流体
用の圧縮機翼形に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機の高速化に伴い、図５に模式的に
示すジェットエンジンの圧縮機動翼１への気流２の流入
速度が高まり、音速を越える領域が発生する。特に、翼
先端部では翼の周速が大きいため、この領域が発生しや
すい。かかる圧縮機の翼先端部では、図５のＡ−Ａ断面
を示す図６に示すように、翼列の間に斜め衝撃波３と垂
直衝撃波４が発生し、超音速の気流２（例えばＭ＝１．
５）は斜め衝撃波３と垂直衝撃波４により亜音速流５
（例えばＭ＝０．７）まで減速される。
示すジェットエンジンの圧縮機動翼１への気流２の流入
速度が高まり、音速を越える領域が発生する。特に、翼
先端部では翼の周速が大きいため、この領域が発生しや
すい。かかる圧縮機の翼先端部では、図５のＡ−Ａ断面
を示す図６に示すように、翼列の間に斜め衝撃波３と垂
直衝撃波４が発生し、超音速の気流２（例えばＭ＝１．
５）は斜め衝撃波３と垂直衝撃波４により亜音速流５
（例えばＭ＝０．７）まで減速される。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかし、かかる衝撃波
が発生すると、斜め衝撃波３による圧力変化は比較的小
さいため（例えばＭ＝１．５→１．４）、垂直衝撃波４
による圧力変化が大きく（例えばＭ＝１．４→０．
７）、この強い垂直衝撃波４により大きな圧力損失が生
ずる問題点があった。すなわち、図７に示す垂直衝撃波
前後の関係から明らかなように、垂直衝撃波前のマッハ
数Ｍ1 が大きく、衝撃波前後における全圧比Ｐ2 ／Ｐ1
が小さくなり、全圧損失Ｐ1 −Ｐ2 が大きい問題点があ
った。
が発生すると、斜め衝撃波３による圧力変化は比較的小
さいため（例えばＭ＝１．５→１．４）、垂直衝撃波４
による圧力変化が大きく（例えばＭ＝１．４→０．
７）、この強い垂直衝撃波４により大きな圧力損失が生
ずる問題点があった。すなわち、図７に示す垂直衝撃波
前後の関係から明らかなように、垂直衝撃波前のマッハ
数Ｍ1 が大きく、衝撃波前後における全圧比Ｐ2 ／Ｐ1
が小さくなり、全圧損失Ｐ1 −Ｐ2 が大きい問題点があ
った。
【０００４】かかる問題点を解決するため、従来、流入
マッハ数が高い場合には、多重円弧翼（ＭＣＡ）によ
り単一の斜め衝撃波を発生して減速させる、プレコン
プレッション翼により連続的に圧縮波を発生して減速さ
せる、等の手段により垂直衝撃波を弱めていた。しか
し、かかる従来の手段は、単一の斜め衝撃波や圧縮波に
よる減速のため減速効果が小さく、気流２の流入速度が
高い場合には、依然として強い垂直衝撃波４が発生して
しまい、圧力損失が十分低減できない問題点があった。
このため、垂直衝撃波による圧力損失が、超音速航空機
用の圧縮機の性能を向上するための障壁となっていた。
マッハ数が高い場合には、多重円弧翼（ＭＣＡ）によ
り単一の斜め衝撃波を発生して減速させる、プレコン
プレッション翼により連続的に圧縮波を発生して減速さ
せる、等の手段により垂直衝撃波を弱めていた。しか
し、かかる従来の手段は、単一の斜め衝撃波や圧縮波に
よる減速のため減速効果が小さく、気流２の流入速度が
高い場合には、依然として強い垂直衝撃波４が発生して
しまい、圧力損失が十分低減できない問題点があった。
このため、垂直衝撃波による圧力損失が、超音速航空機
用の圧縮機の性能を向上するための障壁となっていた。
【０００５】本発明はかかる問題点を解決するために創
案されたものである。すなわち、本発明の目的は、流入
速度が音速を越える場合でも、翼列間に発生する垂直衝
撃波の強さを大きく低減することができ、これにより垂
直衝撃波による圧力損失を十分低減することができる高
速流体用の圧縮機翼形を提供することにある。
案されたものである。すなわち、本発明の目的は、流入
速度が音速を越える場合でも、翼列間に発生する垂直衝
撃波の強さを大きく低減することができ、これにより垂
直衝撃波による圧力損失を十分低減することができる高
速流体用の圧縮機翼形を提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、超音速
流に接する翼の背面に、超音速流を偏向させて斜め衝撃
波を発生させる複数の凹面が間隔を隔てて設けられ、こ
れにより複数の斜め衝撃波を翼列間に発生させて下流に
発生する垂直衝撃波を弱める、ことを特徴とする高速流
体用の圧縮機翼形が提供される。
流に接する翼の背面に、超音速流を偏向させて斜め衝撃
波を発生させる複数の凹面が間隔を隔てて設けられ、こ
れにより複数の斜め衝撃波を翼列間に発生させて下流に
発生する垂直衝撃波を弱める、ことを特徴とする高速流
体用の圧縮機翼形が提供される。
【０００７】また、本発明によれば、超音速流に接する
翼の腹面に、超音速流を偏向させて斜め衝撃波とこれに
続く複数の膨張波を発生させる凸面が設けられ、これに
より斜め衝撃波と複数の膨張波を翼列間に発生させて下
流に発生する垂直衝撃波を弱める、ことを特徴とする高
速流体用の圧縮機翼形が提供される。
翼の腹面に、超音速流を偏向させて斜め衝撃波とこれに
続く複数の膨張波を発生させる凸面が設けられ、これに
より斜め衝撃波と複数の膨張波を翼列間に発生させて下
流に発生する垂直衝撃波を弱める、ことを特徴とする高
速流体用の圧縮機翼形が提供される。
【０００８】
【作用】本発明の翼形では、多くの斜め衝撃波により徐
々に減速させ、最後の垂直衝撃波の前のマッハ数をより
低くできる。このとき、前述の図７より垂直衝撃波の前
のマッハ数が下がり、全圧損失Ｐ1 −Ｐ2 を小さくする
ことができる。すなわち、超音速流が凹面に沿って曲げ
られるとき、偏向角が大きいと斜め衝撃波が発生する。
この斜め衝撃波は、垂直衝撃波に比べると変化が穏やか
であり、圧力損失が小さい。従って、上記本発明の構成
により、複数の凹面により複数の斜め衝撃波を翼列間に
発生させることにより、穏やかな変化で流入速度を下
げ、下流に発生する垂直衝撃波を弱めることができ、垂
直衝撃波による全圧損失を小さくすることができる。
々に減速させ、最後の垂直衝撃波の前のマッハ数をより
低くできる。このとき、前述の図７より垂直衝撃波の前
のマッハ数が下がり、全圧損失Ｐ1 −Ｐ2 を小さくする
ことができる。すなわち、超音速流が凹面に沿って曲げ
られるとき、偏向角が大きいと斜め衝撃波が発生する。
この斜め衝撃波は、垂直衝撃波に比べると変化が穏やか
であり、圧力損失が小さい。従って、上記本発明の構成
により、複数の凹面により複数の斜め衝撃波を翼列間に
発生させることにより、穏やかな変化で流入速度を下
げ、下流に発生する垂直衝撃波を弱めることができ、垂
直衝撃波による全圧損失を小さくすることができる。
【０００９】また、上記本発明の別の構成により翼の腹
面に凸面を設けることにより、凸面による最初の偏角部
で斜め衝撃波を発生させ、同時に凸面の表面から複数の
膨張波を発生させることができる。斜め衝撃波は前述の
ように下流に発生する垂直衝撃波を弱め、更に膨張波に
よっても垂直衝撃波を弱めることができる。
面に凸面を設けることにより、凸面による最初の偏角部
で斜め衝撃波を発生させ、同時に凸面の表面から複数の
膨張波を発生させることができる。斜め衝撃波は前述の
ように下流に発生する垂直衝撃波を弱め、更に膨張波に
よっても垂直衝撃波を弱めることができる。
【００１０】
【実施例】以下、本発明の好ましい実施例を図面を参照
して説明する。なお、各図において共通する部分には同
一の符号を付して使用する。図１は、本発明による高速
流体用の圧縮機翼形の翼列を示す図６と同様の図であ
り、図２は図１の部分拡大図である。図１及び図２にお
いて、動翼１１は図に破線の矢印で示す方向に回転し、
この動翼１１の間に超音速流２が流入し、圧縮されて亜
音速流５となって流出する。本発明による翼形の動翼１
１には、超音速流２に接する翼の背面に、超音速流２を
偏向させて斜め衝撃波１３ａ，１３ｂを発生させる複数
の凹面１１ａ，１１ｂが間隔を隔てて設けられている。
すなわち、図２に示すように、凹面１１ａ，１１ｂで
は、翼の背面が超音速流２に直交する方向に延びる凹み
を形成するように折れ曲がっており、この折曲り角（す
なわち偏向角）が超音速流２を偏向させ斜め衝撃波１３
ａ，１３ｂを発生させるように設定されている。図６の
場合と同様に、斜め衝撃波１３ｂと垂直衝撃波４の間に
は、別個に翼前縁から斜め衝撃波３が発生する。斜め衝
撃波１３ａ，１３ｂ，３の前後では、速度の法線成分の
間に成り立つ関係が垂直衝撃波と同一であり、速度の平
行成分が不変であるが、垂直衝撃波と比較すると斜め衝
撃波の前後の速度変化は小さく、変化は穏やかであり、
圧力損失は小さい。例えば、超音速流２のマッハ数Ｍが
１．５の場合、斜め衝撃波１３ａにより例えばＭ＝１．
５→１．４、斜め衝撃波１３ｂによりＭ＝１．４→１．
３、斜め衝撃波３によりＭ＝１．３→１．２となり、垂
直衝撃波４により亜音速流５（例えばＭ＝１．２→０．
７）まで減速される。
して説明する。なお、各図において共通する部分には同
一の符号を付して使用する。図１は、本発明による高速
流体用の圧縮機翼形の翼列を示す図６と同様の図であ
り、図２は図１の部分拡大図である。図１及び図２にお
いて、動翼１１は図に破線の矢印で示す方向に回転し、
この動翼１１の間に超音速流２が流入し、圧縮されて亜
音速流５となって流出する。本発明による翼形の動翼１
１には、超音速流２に接する翼の背面に、超音速流２を
偏向させて斜め衝撃波１３ａ，１３ｂを発生させる複数
の凹面１１ａ，１１ｂが間隔を隔てて設けられている。
すなわち、図２に示すように、凹面１１ａ，１１ｂで
は、翼の背面が超音速流２に直交する方向に延びる凹み
を形成するように折れ曲がっており、この折曲り角（す
なわち偏向角）が超音速流２を偏向させ斜め衝撃波１３
ａ，１３ｂを発生させるように設定されている。図６の
場合と同様に、斜め衝撃波１３ｂと垂直衝撃波４の間に
は、別個に翼前縁から斜め衝撃波３が発生する。斜め衝
撃波１３ａ，１３ｂ，３の前後では、速度の法線成分の
間に成り立つ関係が垂直衝撃波と同一であり、速度の平
行成分が不変であるが、垂直衝撃波と比較すると斜め衝
撃波の前後の速度変化は小さく、変化は穏やかであり、
圧力損失は小さい。例えば、超音速流２のマッハ数Ｍが
１．５の場合、斜め衝撃波１３ａにより例えばＭ＝１．
５→１．４、斜め衝撃波１３ｂによりＭ＝１．４→１．
３、斜め衝撃波３によりＭ＝１．３→１．２となり、垂
直衝撃波４により亜音速流５（例えばＭ＝１．２→０．
７）まで減速される。
【００１１】従って、垂直衝撃波４の入口マッハ数を従
来（Ｍ＝１．４）と比べ低くでき、下流に発生する垂直
衝撃波４を大幅に弱めることができ、図７より垂直衝撃
波の前のマッハ数が下がり、全圧損失Ｐ1 −Ｐ2 を小さ
くすることができる。
来（Ｍ＝１．４）と比べ低くでき、下流に発生する垂直
衝撃波４を大幅に弱めることができ、図７より垂直衝撃
波の前のマッハ数が下がり、全圧損失Ｐ1 −Ｐ2 を小さ
くすることができる。
【００１２】図３は、本発明の効果を模式的に示す図で
ある。従来の翼形では、航空機の高速化に伴い翼先端部
に超音速領域が発生し、この領域における損失が大きく
なる（図に破線で示す）が、本発明の翼形をこの領域に
適用することにより、損失を図に実線で示すように低減
することができる。なお、超音速領域が拡大するにつ
れ、本発明の適用範囲を拡大し、例えば翼全体が超音速
領域となる場合には翼全体に本発明を適用することがで
きることは勿論である。
ある。従来の翼形では、航空機の高速化に伴い翼先端部
に超音速領域が発生し、この領域における損失が大きく
なる（図に破線で示す）が、本発明の翼形をこの領域に
適用することにより、損失を図に実線で示すように低減
することができる。なお、超音速領域が拡大するにつ
れ、本発明の適用範囲を拡大し、例えば翼全体が超音速
領域となる場合には翼全体に本発明を適用することがで
きることは勿論である。
【００１３】図４は、本発明による翼形の第２実施例で
ある。この図において、本発明の翼形の動翼１５には、
超音速流２に接する翼の腹面に、超音速流２を偏向させ
て斜め衝撃波１６とこれに続く複数の膨張波１７を発生
させる凸面１５ａが設けられている。
ある。この図において、本発明の翼形の動翼１５には、
超音速流２に接する翼の腹面に、超音速流２を偏向させ
て斜め衝撃波１６とこれに続く複数の膨張波１７を発生
させる凸面１５ａが設けられている。
【００１４】凸面１５ａは、図に示すように鋭部のない
円弧面であり、この円弧面の上流側の縁と翼の腹との間
に偏角部１５ｂが形成され、この偏角部１５ｂにより、
超音速流２を偏向させ斜め衝撃波１６を発生させるよう
に設定されている。更に、凸面１５ａの表面から放射状
に複数の膨張波１７が発生する。この膨張波は、プラン
トル・マイヤーの膨張波と呼ばれるものである。また図
６の場合と同様に、斜め衝撃波１６の上流側には、別個
に翼前縁から斜め衝撃波３が発生する。かかる構成によ
り、斜め衝撃波３，１６により前述のように下流に発生
する垂直衝撃波を弱めることができ、更に複数の膨張波
１７によっても流速を下げ、垂直衝撃波を更に弱めるこ
とができ、図３と同様の効果を得ることができる。
円弧面であり、この円弧面の上流側の縁と翼の腹との間
に偏角部１５ｂが形成され、この偏角部１５ｂにより、
超音速流２を偏向させ斜め衝撃波１６を発生させるよう
に設定されている。更に、凸面１５ａの表面から放射状
に複数の膨張波１７が発生する。この膨張波は、プラン
トル・マイヤーの膨張波と呼ばれるものである。また図
６の場合と同様に、斜め衝撃波１６の上流側には、別個
に翼前縁から斜め衝撃波３が発生する。かかる構成によ
り、斜め衝撃波３，１６により前述のように下流に発生
する垂直衝撃波を弱めることができ、更に複数の膨張波
１７によっても流速を下げ、垂直衝撃波を更に弱めるこ
とができ、図３と同様の効果を得ることができる。
【００１５】なお、本発明は上述した実施例に限定され
ず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できるこ
とは勿論である。例えば、上述した実施例は動翼に本発
明を適用した場合であるが、本発明は動翼に限定され
ず、静翼に適用することもできる。
ず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できるこ
とは勿論である。例えば、上述した実施例は動翼に本発
明を適用した場合であるが、本発明は動翼に限定され
ず、静翼に適用することもできる。
【００１６】
【発明の効果】上述したように、本発明の高速流体用の
圧縮機翼形により、多くの斜め衝撃波により徐々に減速
させ、最後の垂直衝撃波の前のマッハ数をより低くで
き、これにより、垂直衝撃波の前のマッハ数が下がり、
全圧損失Ｐ1 −Ｐ2 を小さくすることができる。
圧縮機翼形により、多くの斜め衝撃波により徐々に減速
させ、最後の垂直衝撃波の前のマッハ数をより低くで
き、これにより、垂直衝撃波の前のマッハ数が下がり、
全圧損失Ｐ1 −Ｐ2 を小さくすることができる。
【００１７】従って、本発明の高速流体用の圧縮機翼形
は、流入速度が音速を越える場合でも、翼列間に発生す
る垂直衝撃波の強さを大幅に低減することができ、これ
により垂直衝撃波による圧力損失を低減することができ
る、等の優れた効果を有する。
は、流入速度が音速を越える場合でも、翼列間に発生す
る垂直衝撃波の強さを大幅に低減することができ、これ
により垂直衝撃波による圧力損失を低減することができ
る、等の優れた効果を有する。
【図１】本発明による高速流体用の圧縮機翼形の翼列を
示す図である。
示す図である。
【図２】図１の部分拡大図である。
【図３】本発明の効果を模式的に示す図である。
【図４】本発明による翼形の第２実施例である。
【図５】ジェットエンジンの圧縮機動翼の模式図であ
る。
る。
【図６】従来の翼列間に発生する衝撃波を示す図５のＡ
−Ａ断面図である。
−Ａ断面図である。
【図７】垂直衝撃波前後の関係図である。
１ 圧縮機動翼 ２ 流入気流（超音速流） ３ 斜め衝撃波 ４ 垂直衝撃波 ５ 亜音速流 １１ 動翼 １１ａ，１１ｂ 凹面 １３ａ，１３ｂ 斜め衝撃波 １５ 動翼 １５ａ 凸面 １５ｂ 偏角部 １６ 斜め衝撃波 １７ 膨張波
Claims (2)
- 【請求項１】 超音速流に接する翼の背面に、超音速流
を偏向させて斜め衝撃波を発生させる複数の凹面が間隔
を隔てて設けられ、これにより複数の斜め衝撃波を翼列
間に発生させて下流に発生する垂直衝撃波を弱める、こ
とを特徴とする高速流体用の圧縮機翼形。 - 【請求項２】 超音速流に接する翼の腹面に、超音速流
を偏向させて斜め衝撃波とこれに続く複数の膨張波を発
生させる凸面が設けられ、これにより斜め衝撃波と複数
の膨張波を翼列間に発生させて下流に発生する垂直衝撃
波を弱める、ことを特徴とする高速流体用の圧縮機翼
形。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25859594A JPH08121390A (ja) | 1994-10-25 | 1994-10-25 | 高速流体用の圧縮機翼形 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25859594A JPH08121390A (ja) | 1994-10-25 | 1994-10-25 | 高速流体用の圧縮機翼形 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08121390A true JPH08121390A (ja) | 1996-05-14 |
Family
ID=17322455
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP25859594A Pending JPH08121390A (ja) | 1994-10-25 | 1994-10-25 | 高速流体用の圧縮機翼形 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08121390A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN100346078C (zh) * | 2006-03-16 | 2007-10-31 | 上海交通大学 | 叶片前缘错置的叶轮 |
| GB2443082A (en) * | 2006-10-19 | 2008-04-23 | Rolls Royce Plc | Suction surface profile for a gas turbine engine transonic fan blade |
| JP2012132446A (ja) * | 2010-12-21 | 2012-07-12 | General Electric Co <Ge> | 超音速圧縮機ロータ及びその組み立て方法 |
| JP2014231832A (ja) * | 2013-05-28 | 2014-12-11 | 本田技研工業株式会社 | 軸流型圧縮機用翼形 |
| EP3205885A1 (de) * | 2016-02-10 | 2017-08-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichterlaufschaufel und verfahren zum profilieren der verdichterlaufschaufel |
| CN112160920A (zh) * | 2020-10-27 | 2021-01-01 | 上海电气集团股份有限公司 | 一种压气机超音预压缩叶型 |
| CN114382727A (zh) * | 2022-01-19 | 2022-04-22 | 集美大学 | 一种超音速轴流压气机及其叶片设计方法 |
-
1994
- 1994-10-25 JP JP25859594A patent/JPH08121390A/ja active Pending
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN100346078C (zh) * | 2006-03-16 | 2007-10-31 | 上海交通大学 | 叶片前缘错置的叶轮 |
| GB2443082A (en) * | 2006-10-19 | 2008-04-23 | Rolls Royce Plc | Suction surface profile for a gas turbine engine transonic fan blade |
| GB2443082B (en) * | 2006-10-19 | 2010-07-21 | Rolls Royce Plc | A fan blade arrangement |
| US7997872B2 (en) | 2006-10-19 | 2011-08-16 | Rolls-Royce Plc | Fan blade |
| JP2012132446A (ja) * | 2010-12-21 | 2012-07-12 | General Electric Co <Ge> | 超音速圧縮機ロータ及びその組み立て方法 |
| JP2014231832A (ja) * | 2013-05-28 | 2014-12-11 | 本田技研工業株式会社 | 軸流型圧縮機用翼形 |
| EP3205885A1 (de) * | 2016-02-10 | 2017-08-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichterlaufschaufel und verfahren zum profilieren der verdichterlaufschaufel |
| WO2017137201A1 (de) * | 2016-02-10 | 2017-08-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichterlaufschaufel, verdichter und verfahren zum profilieren der verdichterlaufschaufel |
| CN108603509A (zh) * | 2016-02-10 | 2018-09-28 | 西门子股份公司 | 压气机转子动叶、压气机及用于对压气机转子动叶仿形的方法 |
| KR20180110054A (ko) * | 2016-02-10 | 2018-10-08 | 지멘스 악티엔게젤샤프트 | 압축기 로터 블레이드, 압축기, 및 압축기 로터 블레이드를 프로파일 형성하기 위한 방법 |
| CN108603509B (zh) * | 2016-02-10 | 2020-04-03 | 西门子股份公司 | 压气机转子动叶、压气机及用于对压气机转子动叶仿形的方法 |
| US10837450B2 (en) | 2016-02-10 | 2020-11-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Compressor rotor blade, compressor, and method for profiling the compressor rotor blade |
| CN112160920A (zh) * | 2020-10-27 | 2021-01-01 | 上海电气集团股份有限公司 | 一种压气机超音预压缩叶型 |
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