JPH06257597A - 軸流圧縮機の翼列構造 - Google Patents
軸流圧縮機の翼列構造Info
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- JPH06257597A JPH06257597A JP4138393A JP4138393A JPH06257597A JP H06257597 A JPH06257597 A JP H06257597A JP 4138393 A JP4138393 A JP 4138393A JP 4138393 A JP4138393 A JP 4138393A JP H06257597 A JPH06257597 A JP H06257597A
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Links
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 16
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 7
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 圧縮機の高流量化と高効率化とを図った軸流
圧縮機の翼列構造を提供する。 【構成】 環状に配置された内側流路壁２と外側流路壁
１との間に、その周方向に沿って所定間隔を隔て複数の
翼３を配列してなる軸流圧縮機５の翼列構造において、
上記内側流路壁２に、翼３列間の流路断面積が最小とな
るスロート部９に位置させて流路断面積を広げる凹部１
１を形成すると共に、該凹部１１の後流側に位置させて
翼背側根元部７を流れる流体の減速を抑制させる滑らか
な凸部１２を形成したことを特徴としている。
圧縮機の翼列構造を提供する。 【構成】 環状に配置された内側流路壁２と外側流路壁
１との間に、その周方向に沿って所定間隔を隔て複数の
翼３を配列してなる軸流圧縮機５の翼列構造において、
上記内側流路壁２に、翼３列間の流路断面積が最小とな
るスロート部９に位置させて流路断面積を広げる凹部１
１を形成すると共に、該凹部１１の後流側に位置させて
翼背側根元部７を流れる流体の減速を抑制させる滑らか
な凸部１２を形成したことを特徴としている。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ジェットエンジン等に
用いられる軸流圧縮機の静翼又は動翼の翼列構造に係
り、特に、高流量化および高効率化を図った軸流圧縮機
の翼列構造に関する。
用いられる軸流圧縮機の静翼又は動翼の翼列構造に係
り、特に、高流量化および高効率化を図った軸流圧縮機
の翼列構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】軸流圧縮機の概要を図５に示す。図示す
るように、環状に配置された外側流路壁１（外筒）と内
側流路壁２（内筒）との間に、その周方向に沿って所定
間隔を隔てて複数の翼３が設けられている。これら翼３
は、外筒１内面に固定された静翼３ａと、内筒２内のロ
ータ４に固定された動翼３ｂとからなり、動翼３ｂ・静
翼３ａが圧縮機５の軸方向に交互に多段に配置されてい
る。
るように、環状に配置された外側流路壁１（外筒）と内
側流路壁２（内筒）との間に、その周方向に沿って所定
間隔を隔てて複数の翼３が設けられている。これら翼３
は、外筒１内面に固定された静翼３ａと、内筒２内のロ
ータ４に固定された動翼３ｂとからなり、動翼３ｂ・静
翼３ａが圧縮機５の軸方向に交互に多段に配置されてい
る。
【０００３】上記ロータ４は下流のタービン（図示せ
ず）に連結されており、タービンによって回転駆動され
る。ロータ４が回転すると動翼３ｂも回転し、圧縮機５
上流の空気が動翼３ｂ・静翼３ａを通過しつつ順次圧縮
され、圧縮機５下流の燃焼室（図示せず）に送られるよ
うになっている。
ず）に連結されており、タービンによって回転駆動され
る。ロータ４が回転すると動翼３ｂも回転し、圧縮機５
上流の空気が動翼３ｂ・静翼３ａを通過しつつ順次圧縮
され、圧縮機５下流の燃焼室（図示せず）に送られるよ
うになっている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】ところで、このような
軸流圧縮機５は以下の問題を抱えている。
軸流圧縮機５は以下の問題を抱えている。
【０００５】．軸流圧縮機５の動・静翼３ａ，３ｂ列
はある設計点に合わせて設計されているので、その設計
点を外れて流量が著しく増加すると、図２に示す翼列間
の流路断面積最小部９（スロート部９）においてチョー
キングが生じてしまい、それ以上流量を増やすことがで
きなくなる。よって、圧縮機５の利用範囲を流量増大側
に広げることはできなかった。
はある設計点に合わせて設計されているので、その設計
点を外れて流量が著しく増加すると、図２に示す翼列間
の流路断面積最小部９（スロート部９）においてチョー
キングが生じてしまい、それ以上流量を増やすことがで
きなくなる。よって、圧縮機５の利用範囲を流量増大側
に広げることはできなかった。
【０００６】．また、圧縮時、翼３の背側６を流れる
流体は、図４に実線で示すように最初加速されてその後
次第に減速されるが、その減速過程で翼背側６から剥離
しやすい。特に、図３に示すように翼３の背側６の根元
部７においては、動翼３ｂ・静翼３ａ間の複雑な流れ現
象と相俟って広範囲に亘って剥離域８が生じ、その乱れ
によって翼根元部７の流れの圧力損失が大幅に増大して
しまう。従って、圧縮機５の効率を高めることができな
かった。
流体は、図４に実線で示すように最初加速されてその後
次第に減速されるが、その減速過程で翼背側６から剥離
しやすい。特に、図３に示すように翼３の背側６の根元
部７においては、動翼３ｂ・静翼３ａ間の複雑な流れ現
象と相俟って広範囲に亘って剥離域８が生じ、その乱れ
によって翼根元部７の流れの圧力損失が大幅に増大して
しまう。従って、圧縮機５の効率を高めることができな
かった。
【０００７】以上の事情を考慮して創案された本発明の
目的は、圧縮機の高流量化と高効率化とを図った軸流圧
縮機の翼列構造を提供することにある。
目的は、圧縮機の高流量化と高効率化とを図った軸流圧
縮機の翼列構造を提供することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に本発明は、環状に配置された内側流路壁と外側流路壁
との間に、その周方向に沿って所定間隔を隔て複数の翼
を配列してなる軸流圧縮機の翼列構造において、上記内
側流路壁に、翼列間の流路断面積が最小となるスロート
部に位置させて流路断面積を広げる凹部を形成すると共
に、該凹部の後流側に位置させて翼背側根元部を流れる
流体の減速を抑制させる滑らかな凸部を形成したことを
特徴としている。
に本発明は、環状に配置された内側流路壁と外側流路壁
との間に、その周方向に沿って所定間隔を隔て複数の翼
を配列してなる軸流圧縮機の翼列構造において、上記内
側流路壁に、翼列間の流路断面積が最小となるスロート
部に位置させて流路断面積を広げる凹部を形成すると共
に、該凹部の後流側に位置させて翼背側根元部を流れる
流体の減速を抑制させる滑らかな凸部を形成したことを
特徴としている。
【０００９】
【作用】上記構成によれば、内側流路壁に設けられた凹
部により、翼列間のスロート部（流路断面積最小部）の
流路断面積が増え、その断面積が増えた分、スロート部
のチョーク流量が増加する。よって、圧縮機の高流量化
が可能となる。
部により、翼列間のスロート部（流路断面積最小部）の
流路断面積が増え、その断面積が増えた分、スロート部
のチョーク流量が増加する。よって、圧縮機の高流量化
が可能となる。
【００１０】また、上記凹部の後流側に設けられた凸部
により、スロート部以降の流路が狭められ、そのノズル
効果および凸状面に沿って流れる流体の特性に起因して
そこを流れる流体が加速される。よって、翼の背側を流
れる流体の減速が弱められ、剥離ポイントが後流側へず
れる。従って、圧力損失が低減し、圧縮機の高効率化が
可能となる。
により、スロート部以降の流路が狭められ、そのノズル
効果および凸状面に沿って流れる流体の特性に起因して
そこを流れる流体が加速される。よって、翼の背側を流
れる流体の減速が弱められ、剥離ポイントが後流側へず
れる。従って、圧力損失が低減し、圧縮機の高効率化が
可能となる。
【００１１】
【実施例】以下に本発明の一実施例を添付図面に基づい
て説明する。
て説明する。
【００１２】図１にジェットエンジンに用いられる軸流
圧縮機５の動翼３ｂの部分側面図を示す。動翼３ｂは、
図５に示す如く環状に配置された外側流路壁１と内側流
路壁２との間に、その周方向に沿って所定間隔を隔てて
複数配列されており、圧縮機５の軸方向に沿って静翼３
ａと交互に多段に設けられている。
圧縮機５の動翼３ｂの部分側面図を示す。動翼３ｂは、
図５に示す如く環状に配置された外側流路壁１と内側流
路壁２との間に、その周方向に沿って所定間隔を隔てて
複数配列されており、圧縮機５の軸方向に沿って静翼３
ａと交互に多段に設けられている。
【００１３】この動翼３ｂの部分斜視図を図２に示す。
図示するように、各動翼３ｂは、内側流路壁２上に所定
間隔を隔てて立設されており、その先端１０が外側流路
壁１（図示せず）にぎりぎりまで近接されている。図
中、便宜上、内側流路壁２を平板状に示したが、実際は
図５に示す如くリング状になっている。この内側流路壁
２のさらに内方には、内側流路壁２および動翼３ｂを回
転駆動するロータ４が設けられている。
図示するように、各動翼３ｂは、内側流路壁２上に所定
間隔を隔てて立設されており、その先端１０が外側流路
壁１（図示せず）にぎりぎりまで近接されている。図
中、便宜上、内側流路壁２を平板状に示したが、実際は
図５に示す如くリング状になっている。この内側流路壁
２のさらに内方には、内側流路壁２および動翼３ｂを回
転駆動するロータ４が設けられている。
【００１４】この実施例の特長とするところは、上記内
側流路壁２に、翼列間の流路断面積が最小となるスロー
ト部９に位置させて、流路断面積を広げる凹部１１を形
成すると共に、その凹部１１の後流側に位置させて翼背
側根元部７を流れる流体の減速を抑制させる滑らかな凸
部１２を形成した点にある。図２に示すようにこれら凹
部１１および凸部１２は、上記内側流路壁２に、その周
方向に沿ってそれぞれ環状に形成されている。また、凹
部１１および凸部１２は、図１に示すように流路壁１，
２間の流路断面積が滑らかに変化するように形成されて
いる。よって、ここを通過する流体は各流路壁１，２に
沿ってスムーズに流れることになる。
側流路壁２に、翼列間の流路断面積が最小となるスロー
ト部９に位置させて、流路断面積を広げる凹部１１を形
成すると共に、その凹部１１の後流側に位置させて翼背
側根元部７を流れる流体の減速を抑制させる滑らかな凸
部１２を形成した点にある。図２に示すようにこれら凹
部１１および凸部１２は、上記内側流路壁２に、その周
方向に沿ってそれぞれ環状に形成されている。また、凹
部１１および凸部１２は、図１に示すように流路壁１，
２間の流路断面積が滑らかに変化するように形成されて
いる。よって、ここを通過する流体は各流路壁１，２に
沿ってスムーズに流れることになる。
【００１５】以上の構成からなる本実施例の作用を述べ
る。
る。
【００１６】内側流路壁２に形成された凹部１１によ
り、翼列間のスロート部９（流路断面積最小部）の流路
断面積が増える。よって、その面積が増えた分、スロー
ト部９のチョーク流量が増加する。つまり、この凹部１
１のない従来の翼列構造では、流量が増えると各翼列間
のスロート部９においてチョーキング現象が生じるが、
図１に示す本翼列構造によればスロート部９の流路断面
積が凹部１１によって広がっているのでその分チョーク
流量が増加し、チョーク余裕が増加する。従って、圧縮
機５の高流量化が可能になり、図５に示すように圧縮機
５の利用範囲を流量増大側に広げることができる。
り、翼列間のスロート部９（流路断面積最小部）の流路
断面積が増える。よって、その面積が増えた分、スロー
ト部９のチョーク流量が増加する。つまり、この凹部１
１のない従来の翼列構造では、流量が増えると各翼列間
のスロート部９においてチョーキング現象が生じるが、
図１に示す本翼列構造によればスロート部９の流路断面
積が凹部１１によって広がっているのでその分チョーク
流量が増加し、チョーク余裕が増加する。従って、圧縮
機５の高流量化が可能になり、図５に示すように圧縮機
５の利用範囲を流量増大側に広げることができる。
【００１７】また、内側流路壁２に設けられた凸部１２
により、翼列間の流路断面積が最小となるスロート部９
以降の流路が狭められる。よって、そのノズル効果およ
び凸状面に沿って流れる流体の特性に起因して、凸部１
２の表面を流れる流体が加速される。すなわち、凸部１
２がない一般的な翼列構造では、図４に実線で示すよう
に翼背側６を流れる流体はスロート部９近傍をピークと
してその後減速されてしまうが、上記凸部１２を設ける
ことによりその後再加速され、破線で示すようにスロー
ト部９以降の流体の減速が弱められる。尚、翼背側６の
速度が一旦減速しているのは、内側流路壁２に形成され
た凹部１１のデフューザ効果によるものである。
により、翼列間の流路断面積が最小となるスロート部９
以降の流路が狭められる。よって、そのノズル効果およ
び凸状面に沿って流れる流体の特性に起因して、凸部１
２の表面を流れる流体が加速される。すなわち、凸部１
２がない一般的な翼列構造では、図４に実線で示すよう
に翼背側６を流れる流体はスロート部９近傍をピークと
してその後減速されてしまうが、上記凸部１２を設ける
ことによりその後再加速され、破線で示すようにスロー
ト部９以降の流体の減速が弱められる。尚、翼背側６の
速度が一旦減速しているのは、内側流路壁２に形成され
た凹部１１のデフューザ効果によるものである。
【００１８】このように、翼背側６を流れる流体の減速
ポイントが後流側にずれるので、これに伴い翼背側６を
流れる流体の剥離ポイントも後流側へ移行する。従っ
て、図３に示すように従来翼根元部７において広範囲に
亘って広がっていた剥離域が狭まり、剥離域の面積と直
接相関のある流れの圧力損失が破線で示すように大幅に
低減する。よって、図５に示すように高効率化を推進す
ることができる。
ポイントが後流側にずれるので、これに伴い翼背側６を
流れる流体の剥離ポイントも後流側へ移行する。従っ
て、図３に示すように従来翼根元部７において広範囲に
亘って広がっていた剥離域が狭まり、剥離域の面積と直
接相関のある流れの圧力損失が破線で示すように大幅に
低減する。よって、図５に示すように高効率化を推進す
ることができる。
【００１９】すなわち、本実施例は、凹部１１がスロー
ト部９の流路断面積を広げ通過流量の増加を図り、同時
に凸部１２がスロート部９以降の流体の減速を弱めその
剥離ポイントを後流側にずらすことで圧力損失を低減し
ている。これにより、圧縮機５の高流量化と高効率化と
を無理なく両立できる。
ト部９の流路断面積を広げ通過流量の増加を図り、同時
に凸部１２がスロート部９以降の流体の減速を弱めその
剥離ポイントを後流側にずらすことで圧力損失を低減し
ている。これにより、圧縮機５の高流量化と高効率化と
を無理なく両立できる。
【００２０】なお、本実施例は軸流圧縮機５の動翼３ｂ
に適用した例を示したが、もちろん静翼３ａに適用して
もよい。
に適用した例を示したが、もちろん静翼３ａに適用して
もよい。
【００２１】
【発明の効果】以上説明したように本発明に係る「軸流
圧縮機の翼列構造」によれば、圧縮機の高流量化と高効
率化とを達成することができる。
圧縮機の翼列構造」によれば、圧縮機の高流量化と高効
率化とを達成することができる。
【図１】本発明の一実施例を示す軸流圧縮機の翼列構造
の部分側面図である。
の部分側面図である。
【図２】上記翼列構造の部分斜視図である。
【図３】上記翼列構造と従来の翼列構造とについての剥
離域の差および損失分布の差を示す図である。
離域の差および損失分布の差を示す図である。
【図４】上記翼列構造と従来の翼列構造とについての速
度分布の差を示す図である。
度分布の差を示す図である。
【図５】上記翼列構造と従来の翼列構造との性能特性の
差を示す図である。
差を示す図である。
【図６】軸流圧縮機の側断面図である。
１ 外側流路壁 ２ 内側流路壁 ３ 翼 ３ａ 静翼 ３ｂ 動翼 ５ 軸流圧縮機 ６ 背側 ７ 根元部 ９ スロート部 １１ 凹部 １２ 凸部
Claims (1)
- 【請求項１】 環状に配置された内側流路壁と外側流路
壁との間に、その周方向に沿って所定間隔を隔て複数の
翼を配列してなる軸流圧縮機の翼列構造において、上記
内側流路壁に、翼列間の流路断面積が最小となるスロー
ト部に位置させて流路断面積を広げる凹部を形成すると
共に、該凹部の後流側に位置させて翼背側根元部を流れ
る流体の減速を抑制させる滑らかな凸部を形成したこと
を特徴とする軸流圧縮機の翼列構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4138393A JPH06257597A (ja) | 1993-03-02 | 1993-03-02 | 軸流圧縮機の翼列構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4138393A JPH06257597A (ja) | 1993-03-02 | 1993-03-02 | 軸流圧縮機の翼列構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06257597A true JPH06257597A (ja) | 1994-09-13 |
Family
ID=12606875
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4138393A Pending JPH06257597A (ja) | 1993-03-02 | 1993-03-02 | 軸流圧縮機の翼列構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06257597A (ja) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001271792A (ja) * | 2000-02-18 | 2001-10-05 | General Electric Co <Ge> | 縦溝付き圧縮機流路 |
| EP1632648A2 (de) * | 2004-09-03 | 2006-03-08 | MTU Aero Engines GmbH | Strömungsstruktur für eine Gasturbine |
| WO2008075467A1 (ja) | 2006-12-18 | 2008-06-26 | Ihi Corporation | 軸流圧縮機の翼列 |
| US7690890B2 (en) | 2004-09-24 | 2010-04-06 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co. Ltd. | Wall configuration of axial-flow machine, and gas turbine engine |
| EP1936120A3 (en) * | 2006-12-05 | 2011-07-20 | Rolls-Royce plc | A transition duct for a gas turbine engine |
| WO2012086044A1 (ja) * | 2010-12-24 | 2012-06-28 | 三菱重工業株式会社 | 流路構造及びガスタービン排気ディフューザ |
| CN102549271A (zh) * | 2009-10-02 | 2012-07-04 | 斯奈克玛 | 带有优化的内端壁的涡轮机压缩机转子 |
| US20130315738A1 (en) * | 2011-02-10 | 2013-11-28 | Snecma | Airfoil and platform assembly for supersonic flow |
| JP2014505829A (ja) * | 2011-02-10 | 2014-03-06 | スネクマ | 亜音速流れ用の翼およびプラットフォームアセンブリ |
| EP2778343A1 (en) * | 2013-03-12 | 2014-09-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor stator |
-
1993
- 1993-03-02 JP JP4138393A patent/JPH06257597A/ja active Pending
Cited By (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001271792A (ja) * | 2000-02-18 | 2001-10-05 | General Electric Co <Ge> | 縦溝付き圧縮機流路 |
| EP1632648A2 (de) * | 2004-09-03 | 2006-03-08 | MTU Aero Engines GmbH | Strömungsstruktur für eine Gasturbine |
| EP1632648A3 (de) * | 2004-09-03 | 2012-05-23 | MTU Aero Engines AG | Strömungsstruktur für eine Gasturbine |
| US7690890B2 (en) | 2004-09-24 | 2010-04-06 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co. Ltd. | Wall configuration of axial-flow machine, and gas turbine engine |
| EP1936120A3 (en) * | 2006-12-05 | 2011-07-20 | Rolls-Royce plc | A transition duct for a gas turbine engine |
| WO2008075467A1 (ja) | 2006-12-18 | 2008-06-26 | Ihi Corporation | 軸流圧縮機の翼列 |
| US8251649B2 (en) | 2006-12-18 | 2012-08-28 | Ihi Corporation | Blade row of axial flow type compressor |
| CN102549271A (zh) * | 2009-10-02 | 2012-07-04 | 斯奈克玛 | 带有优化的内端壁的涡轮机压缩机转子 |
| JP2013506783A (ja) * | 2009-10-02 | 2013-02-28 | スネクマ | 最適な内端壁を有する、ターボ機械の圧縮機のロータ |
| US9732674B2 (en) | 2010-12-24 | 2017-08-15 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Flow path structure and gas turbine exhaust diffuser |
| WO2012086044A1 (ja) * | 2010-12-24 | 2012-06-28 | 三菱重工業株式会社 | 流路構造及びガスタービン排気ディフューザ |
| US20130315738A1 (en) * | 2011-02-10 | 2013-11-28 | Snecma | Airfoil and platform assembly for supersonic flow |
| US9458720B2 (en) * | 2011-02-10 | 2016-10-04 | Snecma | Airfoil and platform assembly for supersonic flow |
| US9464526B2 (en) | 2011-02-10 | 2016-10-11 | Snecma | Airfoil and platform assembly for subsonic flow |
| RU2627621C2 (ru) * | 2011-02-10 | 2017-08-09 | Снекма | Узел пера лопатки и полки для сверхзвукового потока |
| JP2014505829A (ja) * | 2011-02-10 | 2014-03-06 | スネクマ | 亜音速流れ用の翼およびプラットフォームアセンブリ |
| EP2778343A1 (en) * | 2013-03-12 | 2014-09-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor stator |
| US20140271158A1 (en) * | 2013-03-12 | 2014-09-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor stator |
| US9879540B2 (en) | 2013-03-12 | 2018-01-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor stator with contoured endwall |
| EP3683403A1 (en) * | 2013-03-12 | 2020-07-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor stator |
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