JPH11343998A - 軸流圧縮機 - Google Patents
軸流圧縮機Info
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- JPH11343998A JPH11343998A JP15251898A JP15251898A JPH11343998A JP H11343998 A JPH11343998 A JP H11343998A JP 15251898 A JP15251898 A JP 15251898A JP 15251898 A JP15251898 A JP 15251898A JP H11343998 A JPH11343998 A JP H11343998A
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- leading edge
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Abstract
(57)【要約】
【課題】軸流圧縮機の遷音速翼列において、低コストに
翼の強度上の信頼性を確保しかつ翼間の衝撃波を弱くし
て損失を低減しチョーク流れを回避する。 【解決手段】翼面の中心線である反り線を２つ以上の円
弧で構成し、かつ最前縁側の円弧接続位置を翼弦長の半
分より前縁側に設け、かつ最前縁側に位置する円弧の中
心角を、最前縁側に位置する円弧以外の円弧の中心角の
和以上にして、かつ前縁側の円弧接続位置を翼先端に向
かって前縁側にする。
翼の強度上の信頼性を確保しかつ翼間の衝撃波を弱くし
て損失を低減しチョーク流れを回避する。 【解決手段】翼面の中心線である反り線を２つ以上の円
弧で構成し、かつ最前縁側の円弧接続位置を翼弦長の半
分より前縁側に設け、かつ最前縁側に位置する円弧の中
心角を、最前縁側に位置する円弧以外の円弧の中心角の
和以上にして、かつ前縁側の円弧接続位置を翼先端に向
かって前縁側にする。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン用あ
るいは産業用の軸流圧縮機に係わり、特に遷音速で作動
する動翼列を有する軸流圧縮機に関する。
るいは産業用の軸流圧縮機に係わり、特に遷音速で作動
する動翼列を有する軸流圧縮機に関する。
【０００２】
【従来の技術】多段軸流圧縮機は図４に示した軸流圧縮
機の模式図のように複数の動翼列４２が取り付けられた
回転３するロータ４４と、複数の静翼列４１を取り付け
たケーシング４３より構成され、ロータ４４とケーシン
グ４３および各翼列４１，４２により環状流路が形成さ
れている。流入気流１はこの環状流路を通過しながら、
各翼列により圧縮され高温高圧の流出気流２となる。軸
流圧縮機の設計においては、所定の流量と圧力比が高い
効率で達成されるように、流路形状と翼列が設計され
る。
機の模式図のように複数の動翼列４２が取り付けられた
回転３するロータ４４と、複数の静翼列４１を取り付け
たケーシング４３より構成され、ロータ４４とケーシン
グ４３および各翼列４１，４２により環状流路が形成さ
れている。流入気流１はこの環状流路を通過しながら、
各翼列により圧縮され高温高圧の流出気流２となる。軸
流圧縮機の設計においては、所定の流量と圧力比が高い
効率で達成されるように、流路形状と翼列が設計され
る。
【０００３】軸流圧縮機の翼列設計では、回転による遠
心力および気流から受ける流体力による、翼付け根部分
に作用する応力に対応するため、十分な翼根元厚みが設
けられる。軸流圧縮機の低圧段動翼の先端部分では、周
速が大きいため、翼列に対する流入マッハ数が高く、流
入流速が音速を超える領域が発生する。かかる翼列の先
端部断面においては、文献「ターボ送風機と圧縮機」
（生井武文，井上雅弘著、昭和６３年、コロナ社）に記
載してあるような、二重円弧翼あるいは最大厚み位置を
後縁側にして翼前縁側を薄くした多重円弧翼の採用によ
り、衝撃波損失の低減が図られている。
心力および気流から受ける流体力による、翼付け根部分
に作用する応力に対応するため、十分な翼根元厚みが設
けられる。軸流圧縮機の低圧段動翼の先端部分では、周
速が大きいため、翼列に対する流入マッハ数が高く、流
入流速が音速を超える領域が発生する。かかる翼列の先
端部断面においては、文献「ターボ送風機と圧縮機」
（生井武文，井上雅弘著、昭和６３年、コロナ社）に記
載してあるような、二重円弧翼あるいは最大厚み位置を
後縁側にして翼前縁側を薄くした多重円弧翼の採用によ
り、衝撃波損失の低減が図られている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】軸流圧縮機の大流量化
および高周速化は翼長の増大につながり、翼が気流から
受ける流体力と、動翼においては遠心力による応力を増
大させる。そのため、材料として鋼を使用して、強度上
の信頼性を確保するために十分な根元厚みをとると、計
画流量の確保が困難となる場合がある。すなわち、翼根
元を厚くすると根元近傍断面のスロート幅が狭くなり、
文献「ターボ送風機と圧縮機」（生井武文，井上雅弘
著、昭和６３年、コロナ社）に記載されている流入マッ
ハ数に対する（スロート幅／入口流路幅）の限界値よ
り、翼根元部分の（スロート幅／入口流路幅）が小さく
なってチョーク流れの状態となり、所定の流量が確保で
きない。比強度の大きいチタン合金等の高強度，軽量材
料を使用すれば、翼の根元を薄くしても強度上の信頼性
は確保でき流量の確保は容易となるが、コストが高くな
り経済的でない。また、材料は鋼で根元が厚いままで
も、先端形状をチョークマージンの大きい二重円弧翼と
すれば流量の確保は容易となるが、先端領域の超音速流
入域での衝撃波損失が増大し軸流圧縮機の効率低下につ
ながる。
および高周速化は翼長の増大につながり、翼が気流から
受ける流体力と、動翼においては遠心力による応力を増
大させる。そのため、材料として鋼を使用して、強度上
の信頼性を確保するために十分な根元厚みをとると、計
画流量の確保が困難となる場合がある。すなわち、翼根
元を厚くすると根元近傍断面のスロート幅が狭くなり、
文献「ターボ送風機と圧縮機」（生井武文，井上雅弘
著、昭和６３年、コロナ社）に記載されている流入マッ
ハ数に対する（スロート幅／入口流路幅）の限界値よ
り、翼根元部分の（スロート幅／入口流路幅）が小さく
なってチョーク流れの状態となり、所定の流量が確保で
きない。比強度の大きいチタン合金等の高強度，軽量材
料を使用すれば、翼の根元を薄くしても強度上の信頼性
は確保でき流量の確保は容易となるが、コストが高くな
り経済的でない。また、材料は鋼で根元が厚いままで
も、先端形状をチョークマージンの大きい二重円弧翼と
すれば流量の確保は容易となるが、先端領域の超音速流
入域での衝撃波損失が増大し軸流圧縮機の効率低下につ
ながる。
【０００５】そこで本発明の目的は、低コストで強度上
の信頼性を確保する厚翼としたうえで、チョーク流れを
回避し、所定の流量の確保と先端部での衝撃波損失の低
減、を可能とする遷音速翼列、を有する軸流圧縮機を提
供することにある。
の信頼性を確保する厚翼としたうえで、チョーク流れを
回避し、所定の流量の確保と先端部での衝撃波損失の低
減、を可能とする遷音速翼列、を有する軸流圧縮機を提
供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】前記課題を解決する本発
明は、遷音速動翼列の少なくとも１つの動翼列の超音速
流入断面で、翼面の中心線である反り線を２つ以上の円
弧で構成し、かつ最前縁側の円弧接続位置を翼弦長の半
分より前縁側に設け、かつ最前縁側に位置する円弧の中
心角を、最前縁側に位置する円弧以外の円弧の中心角の
和以上にして、かつ最前縁側の円弧接続位置を翼先端に
向かって前縁側にすることにより、所定の流量を確保
し、先端部での衝撃波損失を低減するものである。
明は、遷音速動翼列の少なくとも１つの動翼列の超音速
流入断面で、翼面の中心線である反り線を２つ以上の円
弧で構成し、かつ最前縁側の円弧接続位置を翼弦長の半
分より前縁側に設け、かつ最前縁側に位置する円弧の中
心角を、最前縁側に位置する円弧以外の円弧の中心角の
和以上にして、かつ最前縁側の円弧接続位置を翼先端に
向かって前縁側にすることにより、所定の流量を確保
し、先端部での衝撃波損失を低減するものである。
【０００７】また、遷音速動翼列の少なくとも１つの動
翼列の超音速流入断面で、翼面の中心線である反り線
を、その反り線の曲率半径が、前縁から翼弦長の半分以
下の位置より増加を始め、前縁から翼弦長の半分以下の
位置で翼弦長に対する増加率が減少もしくは後縁まで一
定となるように構成して、かつ超音速流入域で反り線の
曲率半径が増加を開始する位置を翼先端に向かって前縁
側にすることにより、所定の流量を確保し、先端部での
衝撃波損失を低減するものである。
翼列の超音速流入断面で、翼面の中心線である反り線
を、その反り線の曲率半径が、前縁から翼弦長の半分以
下の位置より増加を始め、前縁から翼弦長の半分以下の
位置で翼弦長に対する増加率が減少もしくは後縁まで一
定となるように構成して、かつ超音速流入域で反り線の
曲率半径が増加を開始する位置を翼先端に向かって前縁
側にすることにより、所定の流量を確保し、先端部での
衝撃波損失を低減するものである。
【０００８】
【発明の実施の形態】本発明の実施例を図１，図２およ
び図４を用いて説明する。図４は本発明を適用した軸流
圧縮機を示す。図４に示す軸流圧縮機は、静翼列４１を
取り付けたケーシング４３，動翼列４２を取り付けた回
転３するロータ４４を持ち、流入気流１は複数の静翼列
４１と複数の動翼列４２を通過して高温，高圧の流出気
流２となる。超音速流入域４５とは、図４に示すように
遷音速動翼列の先端側に位置していて、一般的には翼先
端ほど流入マッハ数は高い。
び図４を用いて説明する。図４は本発明を適用した軸流
圧縮機を示す。図４に示す軸流圧縮機は、静翼列４１を
取り付けたケーシング４３，動翼列４２を取り付けた回
転３するロータ４４を持ち、流入気流１は複数の静翼列
４１と複数の動翼列４２を通過して高温，高圧の流出気
流２となる。超音速流入域４５とは、図４に示すように
遷音速動翼列の先端側に位置していて、一般的には翼先
端ほど流入マッハ数は高い。
【０００９】動翼列の超音速流入断面（例えば断面Ａ−
Ａ）は、図５に示すような形状で、翼面の中心線である
反り線１２が定義される。図５は反り線１２が、反り接
続位置１３で接続された、それぞれ円弧反り線の中心角
φ１，φ２，曲率半径Ｒ１，Ｒ２の２つの円弧反り線か
ら構成されている例である。
Ａ）は、図５に示すような形状で、翼面の中心線である
反り線１２が定義される。図５は反り線１２が、反り接
続位置１３で接続された、それぞれ円弧反り線の中心角
φ１，φ２，曲率半径Ｒ１，Ｒ２の２つの円弧反り線か
ら構成されている例である。
【００１０】図１（ａ）は、２つの円弧より翼の中心線
である反り線１２を構成し、円弧接続位置（最前縁側の
円弧接続位置）１３を翼弦長１１の半分より前縁１６側
にして、前縁側（最前縁側）に位置する円弧の中心角φ
１を、後縁側に位置する円弧（最前縁側の円弧以下の円
弧）の中心角φ２（中心角の和）より大きくした例であ
る。このような反り線を構成すると、反り接続位置(最
前縁側の反り接続位置)１３までの背側翼面１４の曲率
半径が小さく、反り接続位置（最前縁側の反り接続位
置）１３から後縁１７までの背側翼面１４の曲率半径が
大きい。ここでいう翼面の曲率半径とは翼で一般的な前
縁近傍と後縁近傍での急激な曲率変化は考慮していな
い。
である反り線１２を構成し、円弧接続位置（最前縁側の
円弧接続位置）１３を翼弦長１１の半分より前縁１６側
にして、前縁側（最前縁側）に位置する円弧の中心角φ
１を、後縁側に位置する円弧（最前縁側の円弧以下の円
弧）の中心角φ２（中心角の和）より大きくした例であ
る。このような反り線を構成すると、反り接続位置(最
前縁側の反り接続位置)１３までの背側翼面１４の曲率
半径が小さく、反り接続位置（最前縁側の反り接続位
置）１３から後縁１７までの背側翼面１４の曲率半径が
大きい。ここでいう翼面の曲率半径とは翼で一般的な前
縁近傍と後縁近傍での急激な曲率変化は考慮していな
い。
【００１１】曲率半径の小さい翼面領域での流れの加速
は大きく、反対に曲率半径の大きい翼面領域での加速は
小さい。したがって反り接続位置（最前縁側の反り線の
接続位置）１３を翼弦長１１の半分の位置より前縁側に
すると、加速の領域が短くなり、マッハ数を低減するこ
とができる。すなわち、前縁近傍での加速は大きくなる
がその領域が短いため、翼間衝撃波の発生するスロート
位置１８でのマッハ数を低く抑えることができ、衝撃波
損失を低減することができる。
は大きく、反対に曲率半径の大きい翼面領域での加速は
小さい。したがって反り接続位置（最前縁側の反り線の
接続位置）１３を翼弦長１１の半分の位置より前縁側に
すると、加速の領域が短くなり、マッハ数を低減するこ
とができる。すなわち、前縁近傍での加速は大きくなる
がその領域が短いため、翼間衝撃波の発生するスロート
位置１８でのマッハ数を低く抑えることができ、衝撃波
損失を低減することができる。
【００１２】また、反り接続位置（最前縁側の円弧接続
位置）１３を翼弦長１１の半分より前縁側にして、前縁
側（最前縁側に位置する円弧）の中心角φ１を、後縁側
に位置する円弧の中心角φ２（最前縁側に位置する円弧
以外の円弧の中心角の和）以上になるように２つの円弧
（２つ以上の円弧）より、翼の中心線である反り線１２
を構成しているので、前縁側の腹側翼面１５が凸面の度
合いが緩和されあるいは凹面の状態となり、後縁側の背
側翼面１４でも曲率が小さく凸面の度合いが緩和され
る。したがって、後縁側背側翼面上の点と前縁側腹側翼
面上の点で構成されるスロート１８の幅が広がり（スロ
ート幅／入口流路幅）の値を大きくすることができる。
したがって、先端近傍ではチョーク限界に対し大きいマ
ージンを持たせることが可能となり、根元近傍のチョー
ク状態を相殺し計画した流量を確保できる。
位置）１３を翼弦長１１の半分より前縁側にして、前縁
側（最前縁側に位置する円弧）の中心角φ１を、後縁側
に位置する円弧の中心角φ２（最前縁側に位置する円弧
以外の円弧の中心角の和）以上になるように２つの円弧
（２つ以上の円弧）より、翼の中心線である反り線１２
を構成しているので、前縁側の腹側翼面１５が凸面の度
合いが緩和されあるいは凹面の状態となり、後縁側の背
側翼面１４でも曲率が小さく凸面の度合いが緩和され
る。したがって、後縁側背側翼面上の点と前縁側腹側翼
面上の点で構成されるスロート１８の幅が広がり（スロ
ート幅／入口流路幅）の値を大きくすることができる。
したがって、先端近傍ではチョーク限界に対し大きいマ
ージンを持たせることが可能となり、根元近傍のチョー
ク状態を相殺し計画した流量を確保できる。
【００１３】さらに、図１（ｂ）に示すように翼先端に
向かって反り接続位置（最前縁側の反り線の接続位置）
の翼弦長に対する比率を減少させると、流入マッハ数の
増大を相殺するように加速領域を短くすることとなり、
全翼高さにおいて最大マッハ数を抑えることができ、衝
撃波損失を低減することができる。図１（ｂ）では、亜
音速流入域（翼根元近傍）では反り接続位置の翼弦長に
対する比率を０.５ としているが、本発明とは直接関係
無く、どのような翼断面でもよい。
向かって反り接続位置（最前縁側の反り線の接続位置）
の翼弦長に対する比率を減少させると、流入マッハ数の
増大を相殺するように加速領域を短くすることとなり、
全翼高さにおいて最大マッハ数を抑えることができ、衝
撃波損失を低減することができる。図１（ｂ）では、亜
音速流入域（翼根元近傍）では反り接続位置の翼弦長に
対する比率を０.５ としているが、本発明とは直接関係
無く、どのような翼断面でもよい。
【００１４】図２（ａ）は本実施例の効果を示すため
に、従来例の二重円弧翼と比較して圧力比と流量の関係
を示したものである。本発明により、上述の作用により
所定の流量が確保できていることが分かる。また、図２
（ｂ）は従来例と本発明の実施例の衝撃波損失の比較を
示したものであるが、本発明により全ての翼高さにおい
て、上述の作用によりマッハ数が低減されるため衝撃波
損失が低減されていることが分かる。
に、従来例の二重円弧翼と比較して圧力比と流量の関係
を示したものである。本発明により、上述の作用により
所定の流量が確保できていることが分かる。また、図２
（ｂ）は従来例と本発明の実施例の衝撃波損失の比較を
示したものであるが、本発明により全ての翼高さにおい
て、上述の作用によりマッハ数が低減されるため衝撃波
損失が低減されていることが分かる。
【００１５】上記では、２つの円弧より反り線が構成さ
れる場合に説明したが、翼の中心線である反り線を２つ
以上の円弧より構成して、最前縁側の円弧接続位置を翼
弦長の半分より前縁側に設けて、最前縁側に位置する円
弧の中心角を、最前縁側に位置する円弧以外の円弧の中
心角の和以上にすれば、同様の作用により、所定の流量
を確保し、衝撃波損失を低減できる。
れる場合に説明したが、翼の中心線である反り線を２つ
以上の円弧より構成して、最前縁側の円弧接続位置を翼
弦長の半分より前縁側に設けて、最前縁側に位置する円
弧の中心角を、最前縁側に位置する円弧以外の円弧の中
心角の和以上にすれば、同様の作用により、所定の流量
を確保し、衝撃波損失を低減できる。
【００１６】図３は図４に示したような軸流圧縮機の超
音速流入断面（Ａ−Ａ断面）に、本発明を適用した第２
の実施例である。図３（ａ）に示すように、翼の中心線
である反り線の曲率半径が、前縁から翼弦長の半分以下
の位置より増加を始め、前縁から翼弦長の半分以下の位
置まで増加し最大値となり、以下後縁まで一定であるよ
うに翼面の中心線である反り線を構成したものである。
音速流入断面（Ａ−Ａ断面）に、本発明を適用した第２
の実施例である。図３（ａ）に示すように、翼の中心線
である反り線の曲率半径が、前縁から翼弦長の半分以下
の位置より増加を始め、前縁から翼弦長の半分以下の位
置まで増加し最大値となり、以下後縁まで一定であるよ
うに翼面の中心線である反り線を構成したものである。
【００１７】このような反り線を構成すると、反り線の
曲率半径が増加始める位置３１までの、背側翼面の曲率
半径は小さく、反り線の曲率半径が一定ともなる位置３
２以後の背側翼面の曲率半径は大きい。背側翼面では前
縁から曲率半径が最大に達するあたりまで加速は続く
が、それより下流では翼面の曲率半径が大きいため加速
の度合いが小さい。したがって曲率が一定値に達する位
置（曲率半径の増加率が減少する位置）を翼弦長の半分
の位置より前縁側にすると、加速の領域が短くなり、マ
ッハ数を低減することができる。
曲率半径が増加始める位置３１までの、背側翼面の曲率
半径は小さく、反り線の曲率半径が一定ともなる位置３
２以後の背側翼面の曲率半径は大きい。背側翼面では前
縁から曲率半径が最大に達するあたりまで加速は続く
が、それより下流では翼面の曲率半径が大きいため加速
の度合いが小さい。したがって曲率が一定値に達する位
置（曲率半径の増加率が減少する位置）を翼弦長の半分
の位置より前縁側にすると、加速の領域が短くなり、マ
ッハ数を低減することができる。
【００１８】すなわち、前縁近傍での加速は大きくなる
がその領域が短いため、翼間衝撃波の発生するスロート
位置でのマッハ数を低く抑えることができ、衝撃波損失
を低減することができる。また、前縁近傍で反り線の曲
率半径が小さいので、前縁側の腹側翼面で凸面の度合い
が緩和されあるいは前縁側の腹側翼面が凹面の状態とな
る。また、後縁側の背側翼面では曲率半径が大きく凸面
の度合いが緩和される。
がその領域が短いため、翼間衝撃波の発生するスロート
位置でのマッハ数を低く抑えることができ、衝撃波損失
を低減することができる。また、前縁近傍で反り線の曲
率半径が小さいので、前縁側の腹側翼面で凸面の度合い
が緩和されあるいは前縁側の腹側翼面が凹面の状態とな
る。また、後縁側の背側翼面では曲率半径が大きく凸面
の度合いが緩和される。
【００１９】したがって、後縁側背側翼面上の点と前縁
側腹側翼面上の点で構成されるスロートの幅が広がり
（スロート幅／入口流路幅）の値を大きくすることがで
き、先端近傍ではチョーク限界に対し大きいマージンを
持たせることが可能となり、根元近傍のチョーク状態を
相殺し計画した流量を確保できる。
側腹側翼面上の点で構成されるスロートの幅が広がり
（スロート幅／入口流路幅）の値を大きくすることがで
き、先端近傍ではチョーク限界に対し大きいマージンを
持たせることが可能となり、根元近傍のチョーク状態を
相殺し計画した流量を確保できる。
【００２０】さらに、図３（ｂ）に示すように、反り線
の曲率半径が増加を開始する位置３１を翼先端に向かっ
て前縁側にする（翼弦長に対する比率を小さくする）
と、流入マッハ数の増大を相殺するように加速領域を短
くすることとなり、全翼高さにおいて最大マッハ数を抑
えることができ、衝撃波損失を低減することができる。
図３（ｂ）では、亜音速流入域（翼根元近傍）では反り
線の曲率半径が増加を始める位置の翼弦長に対する割合
を０.５ としているが、このことは本発明とは直接関係
なく、どのような翼断面でもよい。
の曲率半径が増加を開始する位置３１を翼先端に向かっ
て前縁側にする（翼弦長に対する比率を小さくする）
と、流入マッハ数の増大を相殺するように加速領域を短
くすることとなり、全翼高さにおいて最大マッハ数を抑
えることができ、衝撃波損失を低減することができる。
図３（ｂ）では、亜音速流入域（翼根元近傍）では反り
線の曲率半径が増加を始める位置の翼弦長に対する割合
を０.５ としているが、このことは本発明とは直接関係
なく、どのような翼断面でもよい。
【００２１】上記では、前縁から翼弦長の半分以下の位
置で曲率半径が一定となる例で説明したが、前縁から翼
弦長の半分以下の位置で翼弦長に対する増加率が減少す
る場合でも、同様の作用により、所定の流量の確保し、
先端部での衝撃波損失を低減できる。
置で曲率半径が一定となる例で説明したが、前縁から翼
弦長の半分以下の位置で翼弦長に対する増加率が減少す
る場合でも、同様の作用により、所定の流量の確保し、
先端部での衝撃波損失を低減できる。
【００２２】以上説明した実施例は、流入流速が亜音速
から超音速に亙る遷音速動翼列を有する軸流圧縮機に適
用したものであるが、翼先端マッハ数が１.１〜１.３の
遷音速動翼列に適用するのがより好ましい。
から超音速に亙る遷音速動翼列を有する軸流圧縮機に適
用したものであるが、翼先端マッハ数が１.１〜１.３の
遷音速動翼列に適用するのがより好ましい。
【００２３】
【発明の効果】以上説明したとおり、本発明により、低
コストで強度上の信頼性を確保し、かつチョーク流れを
回避し、衝撃波損失を低減した、遷音速翼列を有する高
性能の軸流圧縮機を提供できる。
コストで強度上の信頼性を確保し、かつチョーク流れを
回避し、衝撃波損失を低減した、遷音速翼列を有する高
性能の軸流圧縮機を提供できる。
【図１】（ａ）及び（ｂ）は本発明による第１の実施例
である軸流圧縮機の遷音速動翼列の断面図及び流入マッ
ハ数と列接続位置との関係を示す特性図。
である軸流圧縮機の遷音速動翼列の断面図及び流入マッ
ハ数と列接続位置との関係を示す特性図。
【図２】（ａ）ないし（ｂ）は本発明の効果を示す特性
図。
図。
【図３】（ａ）ないし（ｂ）は本発明による軸流圧縮機
の遷音速動翼列との関係を示す特性図。
の遷音速動翼列との関係を示す特性図。
【図４】本発明を適用する軸流圧縮機の模式図。
【図５】本発明の動翼列の反り接続位置を説明する図。
１…流入気流、２…流出気流、３…回転、１１…翼弦
長、１２…反り線、１３…反り接続位置、１４…背側翼
面、１５…腹側翼面、１６…前縁、１７…後縁、１８…
スロート、３１…反り線の曲率半径が増加を始める位
置、３２…反り線の曲率半径が最大で一定となるもしく
は増加率が減少する位置、４１…静翼列、４２…動翼
列、４３…ケーシング、４４…ロータ、４５…超音速流
入域、φ１，φ２…円弧中心角。
長、１２…反り線、１３…反り接続位置、１４…背側翼
面、１５…腹側翼面、１６…前縁、１７…後縁、１８…
スロート、３１…反り線の曲率半径が増加を始める位
置、３２…反り線の曲率半径が最大で一定となるもしく
は増加率が減少する位置、４１…静翼列、４２…動翼
列、４３…ケーシング、４４…ロータ、４５…超音速流
入域、φ１，φ２…円弧中心角。
Claims (2)
- 【請求項１】流入流速が亜音速から超音速に亙る遷音速
動翼列を有する軸流圧縮機において、当該遷音速動翼列
の少なくとも１つの動翼列の超音速流入断面で、翼面の
中心線である反り線を２つ以上の円弧で構成し、かつ最
前縁側の円弧接続位置を翼弦長の半分より前縁側に設
け、かつ最前縁側に位置する円弧の中心角を、最前縁側
に位置する円弧以外の円弧の中心角の和以上にし、かつ
最前縁側の円弧接続位置を翼先端に向かって前縁側にし
たことを特徴とする軸流圧縮機。 - 【請求項２】流入流速が亜音速から超音速に亙る遷音速
動翼列を有する軸流圧縮機において、当該遷音速動翼列
の少なくとも１つの動翼列の超音速流入断面で、翼面の
中心線である反り線を、その反り線の曲率半径が、前縁
から翼弦長の半分以下の位置より増加を始め、かつ前縁
から翼弦長の半分以下の位置で翼弦長に対する増加率が
減少もしくは後縁まで一定となるように構成し、かつ反
り線の曲率半径が増加を開始する位置を翼先端に向かっ
て前縁側にしたことを特徴とする軸流圧縮機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15251898A JPH11343998A (ja) | 1998-06-02 | 1998-06-02 | 軸流圧縮機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15251898A JPH11343998A (ja) | 1998-06-02 | 1998-06-02 | 軸流圧縮機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11343998A true JPH11343998A (ja) | 1999-12-14 |
Family
ID=15542205
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15251898A Pending JPH11343998A (ja) | 1998-06-02 | 1998-06-02 | 軸流圧縮機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11343998A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005155613A (ja) * | 2003-10-31 | 2005-06-16 | Hitachi Ltd | ガスタービン及びガスタービンの製造方法 |
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-
1998
- 1998-06-02 JP JP15251898A patent/JPH11343998A/ja active Pending
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