JPH09256997A - 軸流圧縮機の動翼 - Google Patents
軸流圧縮機の動翼Info
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- JPH09256997A JPH09256997A JP6884696A JP6884696A JPH09256997A JP H09256997 A JPH09256997 A JP H09256997A JP 6884696 A JP6884696 A JP 6884696A JP 6884696 A JP6884696 A JP 6884696A JP H09256997 A JPH09256997 A JP H09256997A
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- blade
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 動翼の回転域における衝撃波前後の急減速を
低減し、境界層の剥離現象を防止して高性能化を図る。 【解決手段】 圧縮流路１２に配される動翼１０におい
て、動翼の背面１０Ｂの略中央部分に凹面２０が形成さ
れる構成を採用する。
低減し、境界層の剥離現象を防止して高性能化を図る。 【解決手段】 圧縮流路１２に配される動翼１０におい
て、動翼の背面１０Ｂの略中央部分に凹面２０が形成さ
れる構成を採用する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、軸流圧縮機の動翼
に係り、特に超音速流れでの衝撃波強さを減衰させて圧
縮効率を高める技術に関するものである。
に係り、特に超音速流れでの衝撃波強さを減衰させて圧
縮効率を高める技術に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図７は、航空機に使用されるガスタービ
ンエンジン（ターボファンエンジン）の構造例を示すも
のである。図中符号１は空気取入口、２はファン・低圧
圧縮機、３はファン空気排出ダクト、４は高圧圧縮機、
５は燃焼室、６は高圧タービン、６ａはタービン軸、７
は低圧タービン、８は排気ダクト、９はディスク、１０
は動翼、１１はケーシングである。
ンエンジン（ターボファンエンジン）の構造例を示すも
のである。図中符号１は空気取入口、２はファン・低圧
圧縮機、３はファン空気排出ダクト、４は高圧圧縮機、
５は燃焼室、６は高圧タービン、６ａはタービン軸、７
は低圧タービン、８は排気ダクト、９はディスク、１０
は動翼、１１はケーシングである。
【０００３】このようなガスタービンエンジンにおける
ファン・低圧圧縮機２及び高圧圧縮機４等の軸流圧縮機
の部分では、ディスク９によって図８に矢印で示すよう
に、動翼１０が回転させられることにより、空気を圧縮
して後方に送り出すようにしている。
ファン・低圧圧縮機２及び高圧圧縮機４等の軸流圧縮機
の部分では、ディスク９によって図８に矢印で示すよう
に、動翼１０が回転させられることにより、空気を圧縮
して後方に送り出すようにしている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】両圧縮機２，４のディ
スク９とケーシング１１との間（圧縮流路）に送り込ま
れる空気流が動翼１０の回転域に超音速で流入する場合
には、図８に矢印で示す回転に基づいて、動翼１０の回
転前方向が正圧面１０Ａとなり動翼１０の回転後方向が
負圧面１０Ｂとなるが、空気流の流入速度が超音速を越
える場合における各動翼１０の近傍の静圧分布を求める
と、図９に示すようになる。各動翼１０の翼列におい
て、動翼１０の前縁部１０ａとその隣の動翼１０の負圧
面（背面）１０Ｂとの間の等圧線が密になった部分に、
負圧面１０Ｂに対してほぼ垂直状態の衝撃波が発生し、
衝撃波により流れが急減速して空気が圧縮される。しか
し、ガスタービンエンジンの圧縮機やその他の軸流圧縮
機にあっては、翼列内に強い衝撃波が発生した場合に
は、圧力損失が大きくなり、また、衝撃波前後の急減速
により、動翼１０の負圧面１０Ｂで境界層の剥離現象を
誘発して、圧縮効率を低下させる原因となるという課題
が残されている。
スク９とケーシング１１との間（圧縮流路）に送り込ま
れる空気流が動翼１０の回転域に超音速で流入する場合
には、図８に矢印で示す回転に基づいて、動翼１０の回
転前方向が正圧面１０Ａとなり動翼１０の回転後方向が
負圧面１０Ｂとなるが、空気流の流入速度が超音速を越
える場合における各動翼１０の近傍の静圧分布を求める
と、図９に示すようになる。各動翼１０の翼列におい
て、動翼１０の前縁部１０ａとその隣の動翼１０の負圧
面（背面）１０Ｂとの間の等圧線が密になった部分に、
負圧面１０Ｂに対してほぼ垂直状態の衝撃波が発生し、
衝撃波により流れが急減速して空気が圧縮される。しか
し、ガスタービンエンジンの圧縮機やその他の軸流圧縮
機にあっては、翼列内に強い衝撃波が発生した場合に
は、圧力損失が大きくなり、また、衝撃波前後の急減速
により、動翼１０の負圧面１０Ｂで境界層の剥離現象を
誘発して、圧縮効率を低下させる原因となるという課題
が残されている。
【０００５】本発明は、これらの課題に鑑みてなされた
もので、動翼の回転域における衝撃波前後の急減速を低
減し、境界層の剥離現象を防止して高性能化を図ること
を目的としている。
もので、動翼の回転域における衝撃波前後の急減速を低
減し、境界層の剥離現象を防止して高性能化を図ること
を目的としている。
【０００６】
【課題を解決するための手段】圧縮流路に配される動翼
であって、動翼の背面の略中央部分に凹面が形成され
る。この際、動翼の前縁部から凹面の前端までの距離Ｘ
ａは、動翼のコード長Ｃに対して、 ０．３＜（Ｘａ／Ｃ）＜０．６ の範囲に設定され、かつ、動翼の前縁部から凹面の後端
までの距離Ｘｂは、動翼のコード長Ｃに対して、 ０．３＜（Ｘｂ／Ｃ）＜０．８ の範囲に設定され、しかも、動翼の前縁部から凹面の前
端までの距離Ｘａと、動翼の前縁部から凹面の後端まで
の距離Ｘｂは、 Ｘａ＜Ｘｂ の関係にあるように設定される。また、凹面の底部の翼
厚ｔは、動翼の最大肉厚部Ｔｍａｘに対して、 ０．５＜（ｔ／Ｔｍａｘ）＜０．９ の範囲に設定されるのが望ましい。
であって、動翼の背面の略中央部分に凹面が形成され
る。この際、動翼の前縁部から凹面の前端までの距離Ｘ
ａは、動翼のコード長Ｃに対して、 ０．３＜（Ｘａ／Ｃ）＜０．６ の範囲に設定され、かつ、動翼の前縁部から凹面の後端
までの距離Ｘｂは、動翼のコード長Ｃに対して、 ０．３＜（Ｘｂ／Ｃ）＜０．８ の範囲に設定され、しかも、動翼の前縁部から凹面の前
端までの距離Ｘａと、動翼の前縁部から凹面の後端まで
の距離Ｘｂは、 Ｘａ＜Ｘｂ の関係にあるように設定される。また、凹面の底部の翼
厚ｔは、動翼の最大肉厚部Ｔｍａｘに対して、 ０．５＜（ｔ／Ｔｍａｘ）＜０．９ の範囲に設定されるのが望ましい。
【０００７】
【作用】空気流の流入マッハ数が１付近及び１よりも大
きくなる場合にあって、動翼の背面に凹面が形成されて
いると、隣合う動翼の前縁部と背面との間に、二つの衝
撃波が発生する。これらの衝撃波の部分で、空気流が減
速させられることによる圧縮が行なわれ、衝撃波が一つ
である場合と比較して、空気流の速度変化が緩やかにな
る。また、空気流の減速が緩やかになることに基づい
て、動翼における背面の剥離現象の発生が抑制されると
ともに、動翼の範囲の大部分において圧力損失が小さく
なる。
きくなる場合にあって、動翼の背面に凹面が形成されて
いると、隣合う動翼の前縁部と背面との間に、二つの衝
撃波が発生する。これらの衝撃波の部分で、空気流が減
速させられることによる圧縮が行なわれ、衝撃波が一つ
である場合と比較して、空気流の速度変化が緩やかにな
る。また、空気流の減速が緩やかになることに基づい
て、動翼における背面の剥離現象の発生が抑制されると
ともに、動翼の範囲の大部分において圧力損失が小さく
なる。
【０００８】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係る軸流圧縮機の
動翼を、ガスタービンエンジンの圧縮機に適用した場合
の実施の形態について、図１ないし図６に基づいて説明
する。
動翼を、ガスタービンエンジンの圧縮機に適用した場合
の実施の形態について、図１ないし図６に基づいて説明
する。
【０００９】図１に示すように、動翼１０の横断面形状
は、前縁部１０ａと後縁部１０ｂとを結ぶ腹面（正圧
面）１０Ａ及び背面（負圧面）１０Ｂの横断曲線の組み
合わせにより設定されるが、背面１０Ｂには略中央部分
に凹面２０が形成される。
は、前縁部１０ａと後縁部１０ｂとを結ぶ腹面（正圧
面）１０Ａ及び背面（負圧面）１０Ｂの横断曲線の組み
合わせにより設定されるが、背面１０Ｂには略中央部分
に凹面２０が形成される。
【００１０】該凹面２０の横断面形状にあっては、図１
に示すように、大きい曲率半径を持つように円弧状に形
成される。そして、その底部２０ｃの翼厚ｔは、動翼の
最大肉厚部Ｔｍａｘに対して下記の関係を有するように
設定される。 ０．５＜（ｔ／Ｔｍａｘ）＜０．９ ここで、底部２０ｃの翼厚ｔと動翼の最大肉厚部１０ｃ
の翼厚Ｔｍａｘと比を０．５以下に設定すると、凹面２
０を形成した箇所の強度が所定より低下する点で好まし
くなく、また、逆に０．９以上に設定すると、衝撃波を
誘発する凹面２０の本来の機能が損なわれてしまう点で
好ましくない。
に示すように、大きい曲率半径を持つように円弧状に形
成される。そして、その底部２０ｃの翼厚ｔは、動翼の
最大肉厚部Ｔｍａｘに対して下記の関係を有するように
設定される。 ０．５＜（ｔ／Ｔｍａｘ）＜０．９ ここで、底部２０ｃの翼厚ｔと動翼の最大肉厚部１０ｃ
の翼厚Ｔｍａｘと比を０．５以下に設定すると、凹面２
０を形成した箇所の強度が所定より低下する点で好まし
くなく、また、逆に０．９以上に設定すると、衝撃波を
誘発する凹面２０の本来の機能が損なわれてしまう点で
好ましくない。
【００１１】前記凹面２０は、動翼の前縁部１０ａから
該凹面の前端２０ａまでの距離Ｘａは、動翼のコード長
Ｃに対して、例えば下記の関係を有するように設定され
る。 ０．３＜（Ｘａ／Ｃ）＜０．６ ここで、動翼の前縁部１０ａから凹面２０の前端２０ａ
までの距離Ｘａと動翼のコード長Ｃとの比を０．３以下
にすると、凹面２０が動翼の前縁部１０ａに偏りすぎる
こととなり、衝撃波を誘発させるべき箇所である、動翼
の略中央部分からはずれてしまうので好ましくない。ま
た、逆に０．６以上に設定しても、同様に衝撃波を誘発
させるべき箇所からはずれてしまうので好ましくない。
また、凹面２０は、動翼の前縁部１０ａから該凹面の後
端２０ｂまでの距離Ｘｂは、動翼のコード長Ｃに対し
て、例えば下記の関係を有するように設定される。 ０．３＜（Ｘｂ／Ｃ）＜０．８ ここで、動翼の前縁部１０ａから凹面２０の後端２０ｂ
までの距離Ｘｂと動翼のコード長Ｃとの比を０．３以下
にすると、凹面２０が動翼の前縁部１０ａに寄りすぎる
こととなり、衝撃波を誘発させるべき箇所からはずれて
しまうので好ましくない。また、逆に０．８以上に設定
しても、同様に衝撃波を誘発させるべき箇所からはずれ
てしまうので好ましくない。さらに、凹面２０は、動翼
の前縁部１０ａから凹面２０の前端２０ａまでの距離Ｘ
ａと、動翼の前縁部１０ａから凹面２０の後端２０ｂま
での距離Ｘｂは、下記の関係を有するように設定され
る。 Ｘａ＜Ｘｂ
該凹面の前端２０ａまでの距離Ｘａは、動翼のコード長
Ｃに対して、例えば下記の関係を有するように設定され
る。 ０．３＜（Ｘａ／Ｃ）＜０．６ ここで、動翼の前縁部１０ａから凹面２０の前端２０ａ
までの距離Ｘａと動翼のコード長Ｃとの比を０．３以下
にすると、凹面２０が動翼の前縁部１０ａに偏りすぎる
こととなり、衝撃波を誘発させるべき箇所である、動翼
の略中央部分からはずれてしまうので好ましくない。ま
た、逆に０．６以上に設定しても、同様に衝撃波を誘発
させるべき箇所からはずれてしまうので好ましくない。
また、凹面２０は、動翼の前縁部１０ａから該凹面の後
端２０ｂまでの距離Ｘｂは、動翼のコード長Ｃに対し
て、例えば下記の関係を有するように設定される。 ０．３＜（Ｘｂ／Ｃ）＜０．８ ここで、動翼の前縁部１０ａから凹面２０の後端２０ｂ
までの距離Ｘｂと動翼のコード長Ｃとの比を０．３以下
にすると、凹面２０が動翼の前縁部１０ａに寄りすぎる
こととなり、衝撃波を誘発させるべき箇所からはずれて
しまうので好ましくない。また、逆に０．８以上に設定
しても、同様に衝撃波を誘発させるべき箇所からはずれ
てしまうので好ましくない。さらに、凹面２０は、動翼
の前縁部１０ａから凹面２０の前端２０ａまでの距離Ｘ
ａと、動翼の前縁部１０ａから凹面２０の後端２０ｂま
での距離Ｘｂは、下記の関係を有するように設定され
る。 Ｘａ＜Ｘｂ
【００１２】また、凹面２０にあっては、図４に示すよ
うに、ディスク（ハブ）９とケーシング１１との間の圧
縮流路１２を流れる空気流の流入マッハ数が１付近及び
１よりも大きくなる範囲に形成され、動翼１０の頂部
（チップ）１０ｄの近傍を含むように設定される。例え
ば図４に示すように、翼高さのｉの範囲で流入マッハ数
が１付近及び１よりも大きい場合、ｉの範囲で凹面２０
を形成することが有効となる。
うに、ディスク（ハブ）９とケーシング１１との間の圧
縮流路１２を流れる空気流の流入マッハ数が１付近及び
１よりも大きくなる範囲に形成され、動翼１０の頂部
（チップ）１０ｄの近傍を含むように設定される。例え
ば図４に示すように、翼高さのｉの範囲で流入マッハ数
が１付近及び１よりも大きい場合、ｉの範囲で凹面２０
を形成することが有効となる。
【００１３】図５は、翼高さ：ｈの９５％スパン位置
（スパン横断面位置）における実施の形態の動翼の圧力
分布を示すものである。ただし、下記の条件により求め
た。 流入マッハ数＝１．４ スパン横断面位置の高さ＝１５８ｍｍ コード長：Ｃ＝１０５ｍｍ Ｘａ＝５２．００ｍｍ Ｘｂ＝７８．５０ｍｍ Ｙの軸方向投影寸法：Ｂ＝：２７．６ｍｍ 最大肉厚部の厚さ＝３．８ｍｍ 凹面底部の翼厚＝２．７ｍｍ 回転域Ａの範囲＝３８ｍｍ 図８例（凹面２０のない基本形）に基づく図９例と比較
すると、図５例では、隣合う動翼１０において、前縁部
１０ａと背面１０Ｂとの間に、第１衝撃波及び第２衝撃
波の二つの衝撃波が発生しており、かつ、図９例では衝
撃波が背面１０Ｂに対して垂直状態であるが、図５例で
は衝撃波が背面１０Ｂに対して傾斜状態となっている。
（スパン横断面位置）における実施の形態の動翼の圧力
分布を示すものである。ただし、下記の条件により求め
た。 流入マッハ数＝１．４ スパン横断面位置の高さ＝１５８ｍｍ コード長：Ｃ＝１０５ｍｍ Ｘａ＝５２．００ｍｍ Ｘｂ＝７８．５０ｍｍ Ｙの軸方向投影寸法：Ｂ＝：２７．６ｍｍ 最大肉厚部の厚さ＝３．８ｍｍ 凹面底部の翼厚＝２．７ｍｍ 回転域Ａの範囲＝３８ｍｍ 図８例（凹面２０のない基本形）に基づく図９例と比較
すると、図５例では、隣合う動翼１０において、前縁部
１０ａと背面１０Ｂとの間に、第１衝撃波及び第２衝撃
波の二つの衝撃波が発生しており、かつ、図９例では衝
撃波が背面１０Ｂに対して垂直状態であるが、図５例で
は衝撃波が背面１０Ｂに対して傾斜状態となっている。
【００１４】図６は、上述条件の実施の形態び基本形に
おける動翼の高さ（スパン）と損失係数との関係の解析
例を示している。これらを比較すると、破線で示す基本
型と実線で示す実施の形態では、スパン５０％以上の範
囲で破線と実線との差が大きくなっていることが明らか
であり、この差分だけ本形態の方が改良されて、損失係
数が小さくなっており、つまり、空気圧縮時の損失発生
が減少している。
おける動翼の高さ（スパン）と損失係数との関係の解析
例を示している。これらを比較すると、破線で示す基本
型と実線で示す実施の形態では、スパン５０％以上の範
囲で破線と実線との差が大きくなっていることが明らか
であり、この差分だけ本形態の方が改良されて、損失係
数が小さくなっており、つまり、空気圧縮時の損失発生
が減少している。
【００１５】
【発明の効果】本発明に係る軸流圧縮機の動翼によれ
ば、以下のような効果を奏する。 （１） 動翼の背面の略中央位置に凹面を形成すること
により、翼列内に強い衝撃波が発生することを防止し
て、圧力損失を小さくすることができる。 （２） 動翼の前縁部から凹面の前端までの距離が、コ
ード長に対して、 ０．３＜（Ｘａ／Ｃ）＜０．６ の範囲に設定され、動翼の前縁部から凹面の後端までの
距離がコード長に対して、 ０．３＜（Ｘｂ／Ｃ）＜０．８ の範囲に設定され、しかも、動翼の前縁部から凹面の前
端までの距離と、動翼の前縁部から凹面の後端までの距
離が、 Ｘａ＜Ｘｂ となるように設定されていることにより、動翼の回転域
における衝撃波前後の急減速を回避し、背面における境
界層の剥離現象を防止して、圧縮効率向上による高性能
化を図ることができる。 （３） 凹面の底部の翼厚が、動翼の最大肉厚部に対し
て、 ０．５＜（ｔ／Ｔｍａｘ）＜０．９ の範囲に設定されていることにより、空気流の速度変化
を緩やかに変化させて、無理のない円滑な圧縮を行な
い、圧縮機の構成材に対する過度な衝撃の付与を抑制す
ることができる。
ば、以下のような効果を奏する。 （１） 動翼の背面の略中央位置に凹面を形成すること
により、翼列内に強い衝撃波が発生することを防止し
て、圧力損失を小さくすることができる。 （２） 動翼の前縁部から凹面の前端までの距離が、コ
ード長に対して、 ０．３＜（Ｘａ／Ｃ）＜０．６ の範囲に設定され、動翼の前縁部から凹面の後端までの
距離がコード長に対して、 ０．３＜（Ｘｂ／Ｃ）＜０．８ の範囲に設定され、しかも、動翼の前縁部から凹面の前
端までの距離と、動翼の前縁部から凹面の後端までの距
離が、 Ｘａ＜Ｘｂ となるように設定されていることにより、動翼の回転域
における衝撃波前後の急減速を回避し、背面における境
界層の剥離現象を防止して、圧縮効率向上による高性能
化を図ることができる。 （３） 凹面の底部の翼厚が、動翼の最大肉厚部に対し
て、 ０．５＜（ｔ／Ｔｍａｘ）＜０．９ の範囲に設定されていることにより、空気流の速度変化
を緩やかに変化させて、無理のない円滑な圧縮を行な
い、圧縮機の構成材に対する過度な衝撃の付与を抑制す
ることができる。
【図１】本発明に係る軸流圧縮機の動翼の実施の形態を
示す横断面図である。
示す横断面図である。
【図２】図１における凹面の底部の拡大図である。
【図３】図１における凹面の寸法を示す横断面図であ
る。
る。
【図４】図１の動翼における凹面の形成範囲を示す正面
図である。
図である。
【図５】図１の動翼に生じる衝撃波及び圧力分布図であ
る。
る。
【図６】図１例及び基本形の動翼における高さ（スパ
ン）と損失係数との関係曲線図である。
ン）と損失係数との関係曲線図である。
【図７】ガスタービンエンジンの構造例を示す正断面図
である。
である。
【図８】図７例における基本形の動翼の横断面図であ
る。
る。
【図９】図８例の動翼に生じる衝撃波及び圧力分布図で
ある。
ある。
２ ファン・低圧圧縮機 ４ 高圧圧縮機 ９ ディスク（ハブ） １０ 動翼 １０Ａ 腹面（正圧面） １０Ｂ 背面（負圧面） １０ａ 前縁部 １０ｂ 後縁部 １０ｃ 最大肉厚部 １０ｄ 頂部（チップ） １１ ケーシング １２ 圧縮流路 ２０ 凹面 ２０ａ 前端 ２０ｂ 後端 ２０ｃ 底部 Ｃ コード長
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 千葉 薫 東京都西多摩郡瑞穂町殿ケ谷229番地 石 川島播磨重工業株式会社瑞穂工場内株式会 社先進材料利用ガスジェネレータ研究所瑞 穂分室内
Claims (3)
- 【請求項１】 圧縮流路（１２）に配される動翼（１
０）であって、動翼の背面（１０Ｂ）の略中央部分に凹
面（２０）が形成されることを特徴とする軸流圧縮機の
動翼。 - 【請求項２】 動翼の前縁部（１０ａ）から凹面（２
０）の前端（２０ａ）までの距離（Ｘａ）は、動翼のコ
ード長（Ｃ）に対して、 ０．３＜（Ｘａ／Ｃ）＜０．６ の範囲に設定され、かつ、 動翼の前縁部から凹面の後端（２０ｂ）までの距離（Ｘ
ｂ）は、動翼のコード長（Ｃ）に対して、 ０．３＜（Ｘｂ／Ｃ）＜０．８ の範囲に設定され、 しかも、動翼の前縁部から凹面の前端までの距離（Ｘ
ａ）と、動翼の前縁部から凹面の後端までの距離（Ｘ
ｂ）が、 Ｘａ＜Ｘｂ の関係にあることを特徴とする請求項１記載の軸流圧縮
機の動翼。 - 【請求項３】 凹面の底部の翼厚（ｔ）は、動翼の最大
肉厚部（Ｔｍａｘ）に対して、 ０．５＜（ｔ／Ｔｍａｘ）＜０．９ の範囲に設定されていることを特徴とする請求項１また
は２記載の軸流圧縮機の動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6884696A JPH09256997A (ja) | 1996-03-25 | 1996-03-25 | 軸流圧縮機の動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6884696A JPH09256997A (ja) | 1996-03-25 | 1996-03-25 | 軸流圧縮機の動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09256997A true JPH09256997A (ja) | 1997-09-30 |
Family
ID=13385466
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6884696A Withdrawn JPH09256997A (ja) | 1996-03-25 | 1996-03-25 | 軸流圧縮機の動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09256997A (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE10027084A1 (de) * | 2000-05-31 | 2001-12-13 | Honda Motor Co Ltd | Leitschaufel und Leitschaufelkaskade für einen Axialverdichter |
| JP2012052557A (ja) * | 2006-04-28 | 2012-03-15 | Honda Motor Co Ltd | 低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型 |
| CN103498812A (zh) * | 2013-05-23 | 2014-01-08 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | 一种燃气轮机用压气机的低压中间级动叶片 |
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| CN103867489A (zh) * | 2012-12-14 | 2014-06-18 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | 压气机叶片、压气机以及航空发动机 |
| 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 |
| JP2016532043A (ja) * | 2013-10-01 | 2016-10-13 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 超音速圧縮機および関連する方法 |
| WO2020052220A1 (zh) * | 2018-09-14 | 2020-03-19 | 广东美的制冷设备有限公司 | 轴流风轮及空调器 |
-
1996
- 1996-03-25 JP JP6884696A patent/JPH09256997A/ja not_active Withdrawn
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