JPH08312303A - 軸流圧縮機静翼のカーブドスタッキング方法 - Google Patents
軸流圧縮機静翼のカーブドスタッキング方法Info
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- JPH08312303A JPH08312303A JP7119767A JP11976795A JPH08312303A JP H08312303 A JPH08312303 A JP H08312303A JP 7119767 A JP7119767 A JP 7119767A JP 11976795 A JP11976795 A JP 11976795A JP H08312303 A JPH08312303 A JP H08312303A
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- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/542—Bladed diffusers
- F04D29/544—Blade shapes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/70—Shape
- F05D2250/71—Shape curved
- F05D2250/713—Shape curved inflexed
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Mechanical Engineering (AREA)
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 軸流圧縮機の静翼の全圧損失を低減すること
ができ、短時間で静翼を設計することができるカーブド
スタッキング方法を実現する。 【構成】 直線スタッキングラインの静翼２の翼後縁１
６近傍の全圧損失等高線図を求めた後、静翼２の各スパ
ンにおけるスタッキング位置を全圧損失２０％等高線２
５の位置まで負圧面側２７へ移動し、翼後縁６を形成す
ることによって、カーブドスタッキングの移動量が具体
的に決まるため、試行錯誤の必要がなく、設計時間の短
縮が可能となり、また、静翼による全圧損失が低減され
るため圧縮機の効率が向上し、更に、翼面境界層が薄く
なるため、圧縮機の流量が向上し、後方段への悪影響が
減少する。
ができ、短時間で静翼を設計することができるカーブド
スタッキング方法を実現する。 【構成】 直線スタッキングラインの静翼２の翼後縁１
６近傍の全圧損失等高線図を求めた後、静翼２の各スパ
ンにおけるスタッキング位置を全圧損失２０％等高線２
５の位置まで負圧面側２７へ移動し、翼後縁６を形成す
ることによって、カーブドスタッキングの移動量が具体
的に決まるため、試行錯誤の必要がなく、設計時間の短
縮が可能となり、また、静翼による全圧損失が低減され
るため圧縮機の効率が向上し、更に、翼面境界層が薄く
なるため、圧縮機の流量が向上し、後方段への悪影響が
減少する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、産業用ガスタービンや
航空用ジェットエンジン等の設計において適用される軸
流圧縮機静翼のカーブドスタッキング方法に関する。
航空用ジェットエンジン等の設計において適用される軸
流圧縮機静翼のカーブドスタッキング方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の軸流圧縮機の静翼のスタッキング
方法においては、直線スタッキング方法とカーブドスタ
ッキング方法とがあった。
方法においては、直線スタッキング方法とカーブドスタ
ッキング方法とがあった。
【０００３】前者は、図３に示すように静翼２の翼後縁
１６を形成するスタッキングライン（基準線）１０を直
線とするものであり、後者は、試行錯誤により静翼のそ
れぞれのスパンにおけるスタッキング位置の周方向１２
への移動量を求めてスタッキングライン１０を曲線とす
るものである。
１６を形成するスタッキングライン（基準線）１０を直
線とするものであり、後者は、試行錯誤により静翼のそ
れぞれのスパンにおけるスタッキング位置の周方向１２
への移動量を求めてスタッキングライン１０を曲線とす
るものである。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】従来の軸流圧縮機静翼
のカーブドスタッキング方法においては、静翼のそれぞ
れのスパンにおけるスタッキング位置の周方向への移動
量の決定には明確なルールがなく、試験を繰返し、試行
錯誤によりこれを決定していた。
のカーブドスタッキング方法においては、静翼のそれぞ
れのスパンにおけるスタッキング位置の周方向への移動
量の決定には明確なルールがなく、試験を繰返し、試行
錯誤によりこれを決定していた。
【０００５】本発明は、上記課題を解決しようとするも
のであって、その目的とするところは損失低減が可能な
軸流圧縮機静翼を短時間で設計することができるカーブ
ドスタッキング方法を提供することにある。
のであって、その目的とするところは損失低減が可能な
軸流圧縮機静翼を短時間で設計することができるカーブ
ドスタッキング方法を提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の軸流圧縮機静翼
のカーブドスタッキング方法は、スタッキングラインが
直線の静翼について翼後縁近傍の全圧損失等高線図を求
めた後、静翼のそれぞれのスパンにおけるスタッキング
位置を全圧損失２０％等高線と接するところまで負圧面
側へ移動し、翼後縁を形成することを特徴としている。
のカーブドスタッキング方法は、スタッキングラインが
直線の静翼について翼後縁近傍の全圧損失等高線図を求
めた後、静翼のそれぞれのスパンにおけるスタッキング
位置を全圧損失２０％等高線と接するところまで負圧面
側へ移動し、翼後縁を形成することを特徴としている。
【０００７】
【作用】上記においては、スタッキング位置の移動によ
り全圧損失が２０％以上の損失の高い領域が除去される
ため、損失の大幅低減が可能となる。
り全圧損失が２０％以上の損失の高い領域が除去される
ため、損失の大幅低減が可能となる。
【０００８】なお、本発明において、スタッキング位置
の移動を全圧損失２０％等高線と接する位置までとして
いるのは、２０％以上の場合は高損失領域が依然として
残留し、２０％以下の場合は固体壁の摩擦損失の増加に
より２０％の場合以上の効果は期待できないためであ
る。
の移動を全圧損失２０％等高線と接する位置までとして
いるのは、２０％以上の場合は高損失領域が依然として
残留し、２０％以下の場合は固体壁の摩擦損失の増加に
より２０％の場合以上の効果は期待できないためであ
る。
【０００９】本発明の場合、スタッキング位置を全圧損
失２０％の等高線の位置まで移動することでスタッキン
グラインを決定するため、従来の方法のように試行錯誤
をくり返す必要がなく、設計時間の短縮が可能となる。
失２０％の等高線の位置まで移動することでスタッキン
グラインを決定するため、従来の方法のように試行錯誤
をくり返す必要がなく、設計時間の短縮が可能となる。
【００１０】
【実施例】本発明の一実施例に係る軸流圧縮機静翼のカ
ーブドスタッキング方法について、図１により説明す
る。
ーブドスタッキング方法について、図１により説明す
る。
【００１１】図１に示す本実施例の方法においては、ス
タッキングライン１０が直線の静翼２について、図１
（ｃ）に示すように翼後縁１６近傍の全圧損失等高線図
を求めた後、静翼２のそれぞれのスパンにおけるスタッ
キング位置を全圧損失２０％等高線２５と接するところ
まで周方向の負圧面側２７へ移動し、図１（ｄ）に示す
翼後縁６を形成し、図１（ａ）に示す翼形状の静翼１を
得ている。
タッキングライン１０が直線の静翼２について、図１
（ｃ）に示すように翼後縁１６近傍の全圧損失等高線図
を求めた後、静翼２のそれぞれのスパンにおけるスタッ
キング位置を全圧損失２０％等高線２５と接するところ
まで周方向の負圧面側２７へ移動し、図１（ｄ）に示す
翼後縁６を形成し、図１（ａ）に示す翼形状の静翼１を
得ている。
【００１２】上記においては、スタッキング位置の移動
により損失の高い領域か固体壁に置き換わるため、図１
（ｄ）に示すようにパッセージ渦が発生する全圧損失が
２０％以上の領域が除去され、損失の大幅低減が可能と
なる。
により損失の高い領域か固体壁に置き換わるため、図１
（ｄ）に示すようにパッセージ渦が発生する全圧損失が
２０％以上の領域が除去され、損失の大幅低減が可能と
なる。
【００１３】上記スタッキング位置の移動を行い、静翼
１を形成した場合の翼前縁５部及び翼中間部の全圧損失
等高線図は、図２（ａ），（ｂ）にそれぞれ示すもので
あり、全圧損失が２０％以上の領域はほとんどなく、こ
の部分での損失も極めて少ないことが判る。
１を形成した場合の翼前縁５部及び翼中間部の全圧損失
等高線図は、図２（ａ），（ｂ）にそれぞれ示すもので
あり、全圧損失が２０％以上の領域はほとんどなく、こ
の部分での損失も極めて少ないことが判る。
【００１４】なお、本実施例においては、スタッキング
位置の移動を全圧損失２０％等高線と接する位置までと
しているが、これは２０％以上の場合には高損失領域が
依然として残留することになり、２０％以下とした場合
には固体壁による摩擦損失の増加により２０％の場合以
上の効果は望めないためである。
位置の移動を全圧損失２０％等高線と接する位置までと
しているが、これは２０％以上の場合には高損失領域が
依然として残留することになり、２０％以下とした場合
には固体壁による摩擦損失の増加により２０％の場合以
上の効果は望めないためである。
【００１５】本実施例の方法によりスタッキングライン
１０を決定する場合、スタッキング位置を全圧損失２０
％の等高線２５の位置まで移動するだけでよいため、従
来の方法のように試行錯誤をくり返す必要がなく、短時
間に決定することができ、設計時間の短縮が可能とな
る。
１０を決定する場合、スタッキング位置を全圧損失２０
％の等高線２５の位置まで移動するだけでよいため、従
来の方法のように試行錯誤をくり返す必要がなく、短時
間に決定することができ、設計時間の短縮が可能とな
る。
【００１６】
【発明の効果】本発明の軸流圧縮機静翼のカーブドスタ
ッキング方法においては、直線スタッキングラインの静
翼の翼後縁近傍の全圧損失等高線図を求めた後、静翼の
各スパンにおけるスタッキング位置を全圧損失２０％等
高線の位置まで負圧面側へ移動し、翼後縁を形成するこ
とによって、カーブドスタッキングの移動量が具体的に
決まるため、試行錯誤の必要がなく、設計時間の短縮が
可能となり、また、静翼による全圧損失が低減されるた
め、圧縮機の効率が向上し、更に、翼面境界層が薄くな
るため、圧縮機の流量が向上し、後方段への悪影響が減
少する。
ッキング方法においては、直線スタッキングラインの静
翼の翼後縁近傍の全圧損失等高線図を求めた後、静翼の
各スパンにおけるスタッキング位置を全圧損失２０％等
高線の位置まで負圧面側へ移動し、翼後縁を形成するこ
とによって、カーブドスタッキングの移動量が具体的に
決まるため、試行錯誤の必要がなく、設計時間の短縮が
可能となり、また、静翼による全圧損失が低減されるた
め、圧縮機の効率が向上し、更に、翼面境界層が薄くな
るため、圧縮機の流量が向上し、後方段への悪影響が減
少する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例に係る軸流圧縮機静翼のカー
ブドスタッキング方法の説明図で、（ａ）は完成状態の
静翼の斜視図、（ｂ）は全圧損失測定のための直線スタ
ッキングラインの静翼の斜視図、（ｃ）は（ｂ）のＡ−
Ａ矢視図、（ｄ）は（ｃ）についてスタッキング位置を
移動した後の翼後縁形状の説明図である。
ブドスタッキング方法の説明図で、（ａ）は完成状態の
静翼の斜視図、（ｂ）は全圧損失測定のための直線スタ
ッキングラインの静翼の斜視図、（ｃ）は（ｂ）のＡ−
Ａ矢視図、（ｄ）は（ｃ）についてスタッキング位置を
移動した後の翼後縁形状の説明図である。
【図２】上記一実施例に係るスタッキング位置移動後の
全圧損失の説明図で、（ａ）は翼前縁部、（ｂ）は翼の
中間部の説明図である。
全圧損失の説明図で、（ａ）は翼前縁部、（ｂ）は翼の
中間部の説明図である。
【図３】従来の軸流圧縮機静翼の直線スタッキング方法
の説明図で、（ａ）は完成状態の静翼の斜視図、（ｂ）
は（ａ）のＢ−Ｂ矢視図である。
の説明図で、（ａ）は完成状態の静翼の斜視図、（ｂ）
は（ａ）のＢ−Ｂ矢視図である。
１ カーブドスタッキングラインの静翼 ２ 直線スタッキングラインの静翼 ５ 翼前縁 ６ 翼後縁 １１ 軸方向 １２ 周方向 １５ 翼前縁 １６ 翼後縁 ２２ 全圧損失５％等高線 ２３ 全圧損失１０％等高線 ２４ 全圧損失１５％等高線 ２５ 全圧損失２０％等高線 ２７ 翼の負圧面側 ２８ 翼の正圧面側
Claims (1)
- 【請求項１】 スタッキングラインが直線の静翼につい
て翼後縁近傍の全圧損失等高線図を求めた後、静翼のそ
れぞれのスパンにおけるスタッキング位置を全圧損失２
０％等高線と接するところまで負圧面側へ移動し、翼後
縁を形成することを特徴とする軸流圧縮機静翼のカーブ
ドスタッキング方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7119767A JPH08312303A (ja) | 1995-05-18 | 1995-05-18 | 軸流圧縮機静翼のカーブドスタッキング方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7119767A JPH08312303A (ja) | 1995-05-18 | 1995-05-18 | 軸流圧縮機静翼のカーブドスタッキング方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08312303A true JPH08312303A (ja) | 1996-11-26 |
Family
ID=14769694
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7119767A Withdrawn JPH08312303A (ja) | 1995-05-18 | 1995-05-18 | 軸流圧縮機静翼のカーブドスタッキング方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08312303A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001193692A (ja) * | 1999-12-06 | 2001-07-17 | General Electric Co <Ge> | 二重に湾曲した圧縮機翼形部 |
| JP2012052524A (ja) * | 2010-08-31 | 2012-03-15 | General Electric Co <Ge> | 端壁輪郭形成の翼形部及び選択的クロッキングを有するタービン組立体 |
| CN103261700A (zh) * | 2010-12-15 | 2013-08-21 | 斯奈克玛 | 具有优化的积叠规律的涡轮发动机叶片 |
| CN111156195A (zh) * | 2020-01-07 | 2020-05-15 | 哈尔滨工程大学 | 一种新型的压气机叶片前缘结构 |
| WO2020161943A1 (ja) * | 2019-02-07 | 2020-08-13 | 株式会社Ihi | 軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼 |
| WO2024002212A1 (zh) * | 2022-06-30 | 2024-01-04 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 防飞转叶片及其制造方法、航空发动机、飞行器 |
-
1995
- 1995-05-18 JP JP7119767A patent/JPH08312303A/ja not_active Withdrawn
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001193692A (ja) * | 1999-12-06 | 2001-07-17 | General Electric Co <Ge> | 二重に湾曲した圧縮機翼形部 |
| JP2012052524A (ja) * | 2010-08-31 | 2012-03-15 | General Electric Co <Ge> | 端壁輪郭形成の翼形部及び選択的クロッキングを有するタービン組立体 |
| CN103261700A (zh) * | 2010-12-15 | 2013-08-21 | 斯奈克玛 | 具有优化的积叠规律的涡轮发动机叶片 |
| CN103261700B (zh) * | 2010-12-15 | 2016-06-15 | 斯奈克玛 | 具有优化的积叠规律的涡轮发动机叶片 |
| WO2020161943A1 (ja) * | 2019-02-07 | 2020-08-13 | 株式会社Ihi | 軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼 |
| JPWO2020161943A1 (ja) * | 2019-02-07 | 2021-09-30 | 株式会社Ihi | 軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼 |
| EP3922817A4 (en) * | 2019-02-07 | 2022-11-23 | Ihi Corporation | METHOD OF DESIGNING A BLADE FOR AXIAL FAN, COMPRESSOR AND TURBINE AND BLADE OBTAINED BY SAID CONSTRUCTION |
| US11795823B2 (en) | 2019-02-07 | 2023-10-24 | Ihi Corporation | Method for designing vane of fan, compressor and turbine of axial flow type, and vane obtained by the designing |
| CN111156195A (zh) * | 2020-01-07 | 2020-05-15 | 哈尔滨工程大学 | 一种新型的压气机叶片前缘结构 |
| CN111156195B (zh) * | 2020-01-07 | 2023-11-17 | 哈尔滨工程大学 | 一种压气机叶片前缘结构 |
| WO2024002212A1 (zh) * | 2022-06-30 | 2024-01-04 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 防飞转叶片及其制造方法、航空发动机、飞行器 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20020806 |