[go: up one dir, main page]

KR100248129B1 - 축류 유체기계용 날개 - Google Patents

축류 유체기계용 날개 Download PDF

Info

Publication number
KR100248129B1
KR100248129B1 KR1019970048937A KR19970048937A KR100248129B1 KR 100248129 B1 KR100248129 B1 KR 100248129B1 KR 1019970048937 A KR1019970048937 A KR 1019970048937A KR 19970048937 A KR19970048937 A KR 19970048937A KR 100248129 B1 KR100248129 B1 KR 100248129B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
wing
blade
axial
effective portion
root
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
KR1019970048937A
Other languages
English (en)
Other versions
KR19980024999A (ko
Inventor
타까시 사사끼
겐이찌 오꾸노
사까에 가와사끼
Original Assignee
니시무로 타이죠
가부시끼가이샤 도시바
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 니시무로 타이죠, 가부시끼가이샤 도시바 filed Critical 니시무로 타이죠
Publication of KR19980024999A publication Critical patent/KR19980024999A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR100248129B1 publication Critical patent/KR100248129B1/ko
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/38—Blades
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
    • Y10S415/914—Device to control boundary layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

본 발명은 배면측 말굽형 소용돌이 및 유로 소용돌이의 성장을 억제함으로써 날걔열 효율의 향상을 도모한 축류유체기계용 날개를 제공한다.
본 발명에 관한 축류유체기계용 날개는 날개 유효부(34a)의 루트부(34b) 및 칩부(34c)의 적어도 한쪽으로부터 상류측을 향하여 뻗는 축기선(XA, XB)과, 이 축기선(XA, XB)의 단부로부터 상기 날개 유효부(34a)의 전연(34e)을 향하여 경사져서 뻗는 축기선(YA, YB)로 형성된 돌출 날개부(35a, 35b)를 상기 전연(34e)에 연속해서 일체로 설치함과 동시에, 상기 날개 유효부(34a)의 최대 날개 두께와 상기 돌출 날개부(35a, 35b)의 최대 날개 두께를 동일한 날개 두께로 형성한 것이다.

Description

축류유체기계용 날개
본 발명은 축류유체기계용 날개에 관한 것이며, 특히 회전축의 축방향을 따라 배열된 날개열이 작동유체를 통과할 때 발생하는 2차흐름 손실을 저감하여, 그 날개열 효율의 향상을 도모한 축류유체기계용 날개에 관한 것이다.
일반적으로 유체기계에는 축류식, 복류식, 원심식, 용적식 등 많은 형식의 원동기가 있으나, 이 중에서 축류식은 고출력이 얻어지므로 항공용 또는 발전용의 공기압축기, 가스터빈, 증기터빈 등의 초대형 원동기에 사용되고 있다.
축류식의 유체기계, 예를 들어 공기압축기는 도 14에 나타낸 바와 같이 케이싱(1)에 수용되어 정익(3), 동익(3)을 조합한 단락(4)을 회전축(5)의 축방향을 따라 배열하고, 입구(6)에서 흡입한 대기(7)를 정익(2)으로 압축하여, 그 고압공기를 동익(3)을 거쳐서 다음의 단락(4)에 안내하고, 여기서도 정익(2)에 의해 압축화하며, 이와 같이 해서 최종적으로 소정 압력의 고압공기(8)로 하여 출구(9)로부터 가스터빈(도시하지 않음)에 공급하도록 되어 있다.
또 축류식의 유체기계, 예를 들어 도 15에 나타낸 바와 같이 케이싱(10)에 수용되어, 다이어프램 외륜(11), 다이어프램 내륜(12)에 끼워진 정익(13)과 회전축(15)의 디스크(16)에 설치된 동익(14)을 조합한 단락(17)을 회전축(15)의 축방향을 따라 배열하고, 증기(18)를 정익(14)으로 팽창시켜서, 그 팽창력을 동익(14)에 주어 회전시켜서 회전동력을 꺼내도록 하고 있다. 또한 증기(18)가 단락(17)을 통과할 때의 누설 증기는 다이어프램 내륜(12)에 설치한 래버린스(19)에 의해 봉쇄된다.
그러나 축류식의 공기압축기에서는 고압공기(8)가 정익(2), 동익(3)을 통과할 때, 또는 축류식의 증기터빈에서는 증기(18)가 정익(13), 동익(14)을 통과할 때에, 어느 것이나 여러 가지 손실이 생기며, 이들 손실이 날개열손실이 되어 날개열효율을 저하시키는 원인이 되고 있다.
날개열손실에는 익(날개)형의 형상 그 자체에 기인하여 발생하는 익형손실, 날개 정상부와 유로벽간의 틈새로부터 발생하는 극간누설손실, 유로의 내주벽과 외주벽의 존재에 의해 발생하는 벽면손실 등이 있다. 이 중에서도 벽면손실은 날개열효율을 저하시키는 큰 비중을 점하고 있다.
벽면손실의 주원인에는 날개열내에 발생하는 2차흐름에 수반하는 소용돌이와, 이 소용돌이에 의해 발생되는 유로벽의 경계층 박리가 있으며, 2차흐름에 수반하는 소용돌이 및 경계층 박리의 전형적인 예는 축류식의 공기압축기 및 증기터빈에도 공통되며, 날개열간을 통과하는 주류(공기압축기의 경우에는 공기가 작동유체이고, 또 증기터빈의 경우에는 증기가 작동유체이지만, 어느 경우의 작동유체도 이하 주류라 한다)의 거동에 의해 2차흐름을 일으킴이 알려져 있다.
2차흐름이라 함은 주류가 날개열간을 통과할 때에, 날개 길이 중간부측에서 주류가 날개형상을 따라 흐르는 데 비해, 날개 정상부측 및 날개 루트부측에서는 주류가 날개 높이 중간부측에서 흐르는 주류와 교차하는 방향으로 흐르는 것을 말하는 데, 날개와 인접하는 날개 사이의 압력차가 원인이 되어 생긴다.
주류가 2차흐름으로 되는 경우에는 소용돌이를 수반하나, 이 소용돌이는 도 16에 나타낸 바와 같이 발생하고, 즉시 성장한다. 즉 입구 경계층(20a1, 20b1)을 수반한 주류(20a, 20b)가 날개(21a, 21b)사이의 유로(22a, 22b)에 유입할 때, 전연(23a, 23b)에 충돌하여 소용돌이(24a, 24b)가 발생한다.
소용돌이(24a, 24b)는 복면측 말굽형 소용돌이(24a1, 24b1), 배면측 말굽형 소용돌이(24a2, 24b2)으로 나누어진다. 배면측 말굽형 소용돌이(24a2, 24b2)는 부압이 되어 있는 날개(21a, 21b)의 배면측(25a, 25b)을 따라 흐르는 사이에 유로(22a, 22b)의 경계층을 휩쓸리게 하여 차차 성장하면서 후연(26a, 26b)으로 흐른다.
한편 복면측 말굽형 소용돌이(24a1, 24b1)는 정압이 되어 있는 날개(21a, 21b)의 복면측(27a, 27b)과 부압이 되어 있는 인접한 날개(21b, 21c)의 배면측(25b, 25c)간의 압력차에 의해 2차흐름과 함께 인접한 날개(21b, 21c)의 배면측(25b, 25c)를 향해 흐를 때 유로(22a, 22b)의 경계층을 휩쓸어 크게 성장하여 유로 소용돌이(24a3, 24b3)가 되고, 즉시 배면측 말굽형 소용돌이(24a2, 24b2)과 합류한다.
이와 같이 주류(20a, 20b)의 날개(21a, 21b)의 전연(23a, 23b)에서 충돌하여 발생하는 소용돌이(24a, 24b)는 복면측 말굽형 소용돌이(24a1, 24b1)와 배면측 말굽형 소용돌이(24a2, 24b2)로 나누어지고, 복면측 말굽형 소용돌이(24a1, 24b1)가 크게 성정하여 유로 소용돌이(24a3, 24b3)가 되고, 또 배면측 말굽형 소용돌이(24a2, 24b2)가 배면측(25a, 25b)을 따라 흐르는 사이에 크게 성장하는 것을 총칭하여 2차흐름 소용돌이라 한다.
이 2차흐름 소용돌이는 유로(22a, 22b)의 벽면 가까이를 통과하는 주류(20a, 20b)의 유선을 나타내고, 날개(21a, 21b)의 날개열효율을 저하시키는 큰 원인이 되고 있다. 이 때문에 2차흐름 소용돌이를 어떻든 억제하여야 한다.
2차흐름 소용돌이를 억제하는 한가지 방법으로는, 예를 들어 일본국 특공소 56-19446호 공보에 이미 공표되어 있다. 이 기술은 도 17에 나타낸 바와 같이 날개 유효부(28)의 전연(29)에 유로벽(31)으로부터 거리(1a)에 걸쳐 돌출 날개부(30)를 형성하여, 이 횡단면 형상을 도 18에 나타낸 바와 같이 돌출 날개부 복면측(32a)을 날개 유효부 복면측(32b)에 일치시키고, 돌출 날개부 배면측(33a)을 날개 유효부 배면측(33b)보다도 팽출시킨 것이다. 또한 도 17에 나타낸 돌출 날개부(30)와 유로벽(31)간의 교점(S10), 돌출 날개부(30)와 날개 유효부(28)간의 교점(S20), 교점(S20)의 유로벽(31)에 대한 투영접(S30)의 각각은 도 18에 나타낸 S10, S20, S30의 각각과 대응시키고 있다.
이 기술에서는 날개 유효부(28)의 전연(29)에 유로벽(31, 31)측을 향해서 돌출 날개부(30, 30)을 형성하고, 또 돌출 날개부(30, 30)의 코드 길이를 날개 유효부의 코드 길이보다 증가시킴으로써, 도 19에 나타낸 바와 같이 날개 코드(c)를 따라 날개 유효부 배면측(33b)의 압력을 돌출 날개부 배면측(33a)의 압력보다 높게 하여 2차흐름 소용돌이중에서 배면측 말굽형 소용돌이를 낮게 억제한 것이다. 즉 날개 유효부 배면측(33b)으로부터 돌출 날개부 배면측(33a)에 압력을 가하여 배면측 말굽형 소용돌이의 성장을 억제한 것이다.
이와 같이 도 17에 나타낸 종래기술에서는 배면측 말굽형 소용돌이의 성장을 낮게 억제하는 면에서는 우수한 효과를 갖추고 있는 반면에, 도 19에 나타낸 바와 같이 날개 유효부 복면측(32b) 및 돌출 날개부 복면측(32a)과 돌출 날개부 배면측(33b) 사이의 압력차가 종래보다 더욱 높아지기 때문에, 한쪽 날개의 복면측으로부터 다른 쪽의 인접한 날개 배면측을 향하는 유로 소용돌이의 성장을 더욱 촉진하게 된다. 이 때문에 도 17에 나타낸 종래기술에서는 복면측 말굽형 소용돌이로부터 즉시 크게 성장하는 유로 소용돌이를 억제할 수가 없어서, 날개열효율이 높아지는 문제가 있었다.
본 발명은 이와 같은 사정을 감안하여 이루어진 것으로서, 배면측 말굽형 소용돌이 및 유로 소용돌이의 성장을 낮게 억제함으로써 비약적인 날개열효율의 향상을 도모한 축류유체기계용 날개를 제공하는 것을 목적으로 한다.
도 1은 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개의 제1실시형태를 개략적으로 나타낸 사시도.
도 2는 도1의 A-A 화살표방향 절단단면도.
도 3은 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개와, 이 날개를 통과하는 주류의 압력분포특성을 관련시킨 설명도.
도 4는 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개의 유입각이 실속을 일으키지 않도록 정의 실속 마진 범위내 있는 것을 나타낸 설명도.
도 5는 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개의 날개열 손실을 나타낸 그래프.
도 6은 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개의 제1실시형태의 제1실시예를 나타낼 때, 압력분포특성, 날개를 통과하는 주류의 거동, 날개 횡단면의 형상(B-B 화살표방향 절단단면)을 관련시킨 설명도.
도 7은 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개의 제2실시형태를 개략적으로 나타낸 사시도.
도 8은 도 7의 C-C 화살표방향 절단단면도.
도 9는 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개의 제2실시형태에서의 날개와, 이 날개를 통과하는 주류의 압력분포특성을 관련시킨 설명도.
도 10은 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개의 제2실시형태의 제1실시예를 나타낸 개략도.
도 11은 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개의 제2실시형태의 제2실시예를 나타낸 개략도.
도 12는 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개의 제3실시형태를 나타낸 개략도.
도 13은 도 12의 D-D 화살표방향 절단단면도.
도 14는 종래의 축류공기압축기의 개략단면도.
도 15는 종래의 축류 증기터빈의 개략 부분단면도.
도 16은 종래의 날개열에서 소용돌이의 발생기구, 거동을 나타낸 설명도.
도 17은 종래의 축류유체기계용 날개를 나타낸 개략도.
도 18은 도 17의 A-A 화살표방향 절단단면도.
도 19는 도 17의 축류유체기계용 날개의 압력분포를 나타낸 그래프.
본 발명에 의한 축류유체기계용 날개는 상기 목적을 달성하기 위하여, 청구항 1에 기재한 바와 같이 날개 유효부의 루트부 및 칩부중의 적어도 한쪽으로부터 상류측을 향해서 뻗는 축 기선과, 이 축 기선의 단부로부터 상기 날개 유효부의 전연을 향해서 경사져서 뻗는 축선으로 형성된 돌출날개부를 상기 전연에 연속해서 일체로 설치함과 동시에, 상기 날개 유효부의 최대 날개 두께와 상기 돌출 날개부의 최대 날개 두께를 동일 날개 두께로 형성한 것이다.
본 발명에 의한 축류유체기계용 날개는 상기 목적을 달성하기 위하여, 청구항 2에 기재한 바와 같이 날개 유효부의 전연을 향해서 경사져서 뻗는 축선은 날개 유효부의 전연에 대한 경사각도를 15˚∼45˚의 범위로 설정한 것이다.
본 발명에 의한 축류유체기계용 날개는 상기 목적을 달성하기 위하여, 청구항 3에 기재한 바와 같이 날개 유효부의 전연을 향해서 경사져서 뻗는 축선의 높이는 날개 유효부의 전 날개 길이에 대하여 1/6∼2/6의 범위로 설정한 것이다.
본 발명에 의한 축류유체기계용 날개는 상기 목적을 달성하기 위화여, 청구항 4에 기재한 바와 같이 날개 유효부의 루트부 및 칩부의 적어도 한쪽으로부터 상류측으로 뻗는 축 기선과, 이 축 기선의 단부로부터 상기 날개 유효부의 앞 가장자리를 향해서 경사져서 뻗는 축 기선으로 형성된 돌출날개부를 상기 전연에 연속해서 일체로 설치하는 한편, 상기 날개 유효부의 루트부 및 칩부중의 적어도 한쪽으로부터 하류측으로 뻗는 축 기선과, 이 축 기선의 단부로부터 상기 날개 유효부의 후연을 향해서 경사져서 뻗는 축선으로 형성된 돌출날개부를 상기 후연에 연속해서 일체로 설치함과 동시에, 상기 날개 유효부의 최대 날개 두께와 상기 전연에 설치한 상기 돌출 날개부 및 상기 후연에 설치한 돌출 날개부의 각각의 최대 날개 두께를 동일 날개 두께로 형성한 것이다.
본 발명에 의한 축류유체기계용 날개는 상기 목적을 달성하기 위하여, 청구항 5에 기재한 바와 같이 날개 유효부의 후연을 향해서 경사져서 뻗는 축선은 날개 유효부의 후연에 대한 경사각도를 15˚∼45˚의 범위로 설정한 것이다.
본 발명에 의한 축류유체기계용 날개는 상기 목적을 달성하기 위하여, 청구항 6에 기재한 바와 같이 날개 유효부의 후연을 향해서 경사져서 뻗는 축선의 높이는 날개 유효부의 전 날개 길이에 대하여 1/6∼2/6의 범위로 설정한 것이다.
본 발명에 의한 축류유체기계용 날개는 상기 목적을 달성하기 위하여, 청구항 7에 기재한 바와 같이 날개 유효부에 구분된 루트 날개부, 중간 날개부, 칩 날개부를 연속해서 일체로 형성하고, 루트 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선 및 칩 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선의 각각이 상기 중간 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선에 대해 상류측을 향해서 경사져서 형성됨과 동시에, 상기 루트 날개부 및 칩 날개부의 각각의 최대 두께와 상기 중간 날개부의 최대 두께를 동일 날개 두께로 형성한 것이다.
본 발명에 의한 축류유체기계용 날개는 상기 목적을 달성하기 위하여, 청구항 8에 기재한 바와 같이 루트 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 칩 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선의 각각은 중간 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선에 대한 경사각도를 15˚∼45˚의 범위로 설정한 것이다.
본 발명에 의한 축류유체기계용 날개는 상기 목적을 달성하기 위하여, 청구항 9에 기재한 바와 같이 루트 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선의 높이 및 칩 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선의 높이의 각각은 날개 유효부의 전 날개 길이에 대하여 1/6∼2/6의 범위로 설정한 것이다.
[발명의 실시형태]
이하 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개의 1실시형태에 대해 도면을 참조하여 설명한다.
도 1은 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개를 축류공기압축기 및 축류증기터빈에 적용한 실시형태를 개략적으로 나타낸 사시도이다. 그리고 도 1에 나타낸 프로파일(익형)은 축류공기압축기용 날개를 일례로서 든 것이다.
날개(34)는 회전축방향선(X1)을 기준으로 스태거각(엇갈림각)(ξ)만큼 어긋나게 한 스태거선(X2)(날개 전연과 날개 후연을 잇는 선)을 따라 주류(F)를 향해서 전진시키고, 또한 루트부(34b)(날개 뿌리)로부터 칩(34c)(날개 정상부)을 향해서 가상 파선으로 나타낸 기준 날개소자(34d)를 겹쳐 쌓은 프로파일로 형성되어 있다.
또 이 날개(34)에는 기준 날개소자(35d)를 스태거선(X2)상에 겹쳐 쌓고, 또한 스태거선(X2)이 반경방향(날개 길이방향)을 향해서 그 각도를 변화시킨 날개 유효부(34a)를 갖추고 있으며, 이 날개 유효부(34a)에 연속해서 일체로 접속된 돌출 날개부(35a, 35b)가 각각 설치된다.
돌출 날개부(35a, 35b)는 날개 유효부(34a)의 루트부(34b) 및 칩부(34c)의 각각으로부터 주류(F)측을 향해서 뻗는 축 기선(XA, XB)과 축 기선(XA, XB)의 단부로부터 날개 유효부(34a)의 전연(34e)에 접속한 아크형상의 만곡면을 갖춘 축선(YA, YB)으로 형성된다.
또 돌출 날개부(35a, 35b)는 축선(YA, YB)과 날개 유효부(34a)의 전연(34e)간의 교점(ZA, ZB)을 필릿형상(소곡률 원호)으로 형성하여 접속하도록 되어 있다.
또 날개 유효부(34a)의 전연(34e)으로부터 연속해서 일체로 팽출한 돌출 날개부(35a, 35b)의 횡단면과 날개 유효부(34a)만의 횡단면은 도 2에 나타낸 바와 같이, 주류(F)의 유입각이 돌출 날개부(35a, 35b) 및 날개 유효부(34a)의 각각에 대해 동일하게 되도록 돌출 날개부(35a, 35b)의 캠버선(CL1)과 날개 유효부(34a)의 캠버선(CL2)을 어긋나게 하여, 날개 유효부(34a)의 최대 날개 두께(W2)로 서로 일치시키도록 형성되어 있다. 이 때문에 돌출 날개부(35a, 35b)의 최대 날개 두께(W1)와 날개 유효부(34a)의 최대 날개 두께(W2)는 서로 어긋나게 되어 있다. 또한 날개 유효부(34a)의 최대 날개 두께(W2)로 각각의 캠버선(CL1, CL2)을 일치시킨 돌출 날개부(35a, 35b) 및 날개 유효부(34a)의 횡단면 형상은 후연(34f)을 향해서 복면측(36a)의 윤곽선(36b)과 배면측(37a)의 윤곽선(37b)을 일치시키고 있다.
한편 돌출 날개부(35a, 35b)의 축선(YA, YB)은 날개 유효부(34a)의 전연(34e)에 대해 각각 경사각도(Ah, Ac)만큼 어긋나도록 형성되어 있다. 또 돌출 날개부(35a, 35b)의 경사진 축선(YA, YB)은 날개 유효부(34a)의 전 날개 길이(LO)에 대해 각각 높이(Lh, Lc)가 되도록 형성되어 있다.
축선(YA, YB)의 경사각도(Ah, Ac)는 다 같이 다음 수학식1의 범위로 설정된다.
15˚≤ Ah, Ac≤ 45˚
축선(YA, YB)의 경사각도(Ah, Ac)의 각각의 범위는 주류(F)의 실속을 충분히 고려하여 설정한 것이다.
일반적으로 주류(F)는 도 2에 나타낸 바와 같이 좌표축(X)에 대해 날개 입구각(β)의 날개 입구선(F1)(캠버선(CL1, CL2)의 접선)과 일치시키는 것이 이상적이지만, 실제로는 좌표축(X)에 대해 유입각(σ)으로 날개열에 유입하는 경우가 많다. 이 경우에 날개 입구각(β)과 유입각(σ)간의 차를 인시던스(i)(영입각)라 하고, 이 인시던스(i)가 복면측(36a)을 향해서 실속을 일으키는 것을 정의 실속이라 한다.
주류(F)가 정의 실속을 일으키느냐의 여부는 오로지 인시던스(i)의 대소에 관련된다. 이 때문에 인시던스(i), 직접적으로는 유입각(σ)을 미리 실험으로 구해 두고, 실험에서 구한 유입각(σ)이 도 4에 나타낸 바와 같이 날개열손실특성(L)의 최소치(ωmin)의 교점(M)으로부터 날개열손실치(2ωmin)의 교점(N)까지의 정의 실속마진 범위내에 있으면 정의 실 속의 위험성을 피할 수가 있다.
이와 같이 축선(YA, YB)의 경사각도(Ah, Ac)의 각각은 주류(F)의 실속 위험성을 확실하게 피할 수 있기 때문에, 도 4에 나타낸 정의 실속마진 범위내에 들어가도록 15˚∼45˚의 범위로 설정한 것이다. 따라서 이 범위를 일탈하면 실 속의 우려가 있다.
또 축선(YA, YB)의 각각의 높이(Lh, Lc)는 날개 유효부(34a)의 전 날개 길이(Lo)에 대해 다음 수학식2의 범위내로 설정한다.
1/6 = Lh/Lo, Lc/Lo≤ 2/6
이 관계식은 축선(YA, YB)의 경사각도(Ah, Ac)가 주류(F)의 실속 위험성을 확실하게 피하기 때문에, 정의 실속마진 범위내로 들어가도록 설정한 15˚∼45˚의 범위의 관계로부터 설정한 것이다. 이 범위를 일탈하면 실속의 우려가 있다.
여기서 축선(YA, YB)의 각각의 경사각도(Ah, Ac)를 15˚∼45˚로 설정하고, 돌출 날개부(35a, 35b)의 각각의 날개 길이비(Lh/Lo, Lc/Lo)를 상기 식의 범위로 설정한 경우에, 돌출 날개부(35a, 35b)가 존재하지 않는 경우의 종래의 날개열손실치 1.0을 기준으로 비교하면, 도 5에 나타낸 바와 같이 돌출 날개부(35a, 35b)의 각각의 날개 길이비(Lh/Lo, Lc/Lo)의 범위 1/6∼2/6은 다 같이 종래의 비교기준치 1.0보다 낮다는 것이 실험에 의해 확인되어서, 좋은 결과를 얻고 있다.
다음에 작용을 설명한다.
주류(F)가 압력(정압)(PO)으로 날개열에 유입할 경우에는 날개열간의 유로는 유한으로 되어 있기 때문에 그 속도는 증가하고 압력(PO)은 낮아진다. 이 때문에 날개 유효부(34a)의 날개 길이 중심선(X3)을 따라 흐르는 주류(F)의 압력분포특성(PA)과 돌출 날개부(35a, 35b)의 각각의 날개 길이 중심선(X4, X4)를 따라 흐르는 주류(F)의 압력분포특성(PB)은 도 3의 실선과 파선으로 나타낸 바와 같이 날개열 최소 통로부의 압력(P1)까지 저하하고, 이 압력(P1)으로부터 후연(34f)을 향해서 서서히 압력이 회복하도록 되어 있다. 이 경우에 주류(F)는 우선 돌출 날개부(35a, 35b)의 각각의 점(S1, S1)에 유입하고, 다음에 날개 유효부(34a)의 점(S2)에 유입하므로, 전연(34e)의 선상의 점(S2)과 점(S3, S3) 사이에 압력차가 생기게 되고, 이 압력차에 의해 압압력(PF)이 발생한다. 이 압압력(PF)은 날개 유효부(34a)의 날개 길이 중심선(X3)으로부터 루트부(34b) 및 칩부(34c)를 향해 작용하므로, 도 14에 나타낸 배면측 말굽형 소용돌이(25a, 25b)를 억제할 수가 있다. 그리고 도 3중의 돌출 날개부(35a, 35b)의 각각의 날개 길이 중심선(X4, X4) 및 날개 유효부(34a)의 날개 길이 중심선(X3)을 통과하는 주류(F)는 압력(P1)을 넘으면 압력이 회복하고, 후연(34f)의 점(S4, S5, S5)에서 다시 일치하게 된다.
또 본 실시형태는 도 2에 나타낸 바와 같이 날개 유효부(34a)의 최대 날개 두께(W2)와 돌출 날개부(35a, 35b)의 각각의 최대 날개 두께(W1)를 일치시킴으로써 한쪽 날개의 복면측과 다른 쪽 인접한 날개의 배면측간의 압력차를 도 17에 나타낸 종래기술의 압력차[S10(S20-S30]보다 낮게 되도록 형성하고 있으므로, 한쪽 날개의 복면측으로부터 다른 쪽 날개의 배면측을 향해서 복면측 말굽형 소용돌이로부터 성장한 유로 소용돌이가 흘러와도 상술한 압압력(PF)에 의해 낮게 억제할 수가 있다.
이와 같이 본 실시형태에서는 기준 날개소자(34d)를 스태거선(X2)상을 따라 겹쳐 쌓고, 또한 주류(F)측을 향해 전진시켜 돌출 날개부(35a, 35b)와 날개 유효부(34a)를 갖춘 날개(34)를 형성하여, 날개 유효부(34a)의 중심으로부터 루트부(34b) 및 칩부(34c)를 향하는 압압력(PF)을 발생시키므로 배면측 말굽형 소용돌이를 억제할 수가 있다.
또 본 실시형태에서는 돌출 날개부(35a, 35b)와 날개 유효부(34a)의 최대 날개 두께(W1, W2)를 서로 일치시킴으로써 한쪽 날개의 복면측과 다른 쪽의 인접한 날개의 배면측간의 압력차를 종래보다 낮게 하고 있으므로, 한쪽 날개의 복면측으로부터 다른 쪽의 인접한 날개의 배면측을 향하는 유로 소용돌이를 상술한 압압력(PF)으로 낮게 억제할 수가 있다.
또 돌출 날개부(35a, 35b)의 각각의 축선(YA, YB)의 경사각도(Ah, Ac) 및 축선(YA, YB)의 각각의 높이(Lh, Lc)를 주류가 실속하지 않는 범위로 설정하고 있으므로, 부분부하운전과 같이 주류(F)의 유량이 비교적 적어져도 안전한 운전을 할 수가 있다.
도 6은 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개의 제1실시형태의 제1실시예를 나타낸 설명도이다.
도 6에 나타낸 실시예는 축류증기터빈 날개에 적용한 것이지만, 날개 두께만이 제1실시형태와 상이할 뿐이고 다른 구성은 실질적으로 다르지 않으므로 동일 부호를 붙이고 설명을 생략한다.
본 실시예도 날개 유효부(34a)의 날개 길이 중심선(X3)으로부터 루트부(34b) 및 칩부(34c)를 향해서 압압력(PF)을 발생시킬 수 있으므로, 제1실시형태와 마찬가지로 배면측 말굽형 소용돌이를 억제할 수가 있다.
또 본 실시예도 날개 유효부(34a)의 최대 날개 두께(W2)와 돌출 날개부(35a, 35b)의 각각의 최대 날개 두께(W1)를 서로 일치시키고 있으므로, 제1실시형태와 마찬가지로 유로 소용돌이를 상술한 압압력(PF)으로 억제할 수가 있다.
도 7은 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개를 축류공기압축기 및 축류증기터빈에 적용한 제2실시형태를 개략적으로 나타낸 사시도이다, 그리고 도 7에 나타낸 프로파일은 축류공기압축기용 날개를 일례로 든 것이다. 또 제1실시형태의 구성부품과 동일 부분에는 동일 부호를 붙이고 그 중복 설명을 생략하며, 다른 점만 설명한다.
본 실시형태는 제1실시형태에 의한 돌출 날개부(35a, 35b)에 추가해서 주류(F)의 후류측을 향해서 날개 유효부(34a)의 후연(34f)과 연속해서 일체로 형성하는 돌출 날개부(38a, 38b)를 각각 설치한 것이다.
돌출 날개부(38a, 38b)는 날개 유효부(34a)의 루트부(34b) 및 칩부(34c)의 각각으로부터 주류(F)의 후류측을 향해서 뻗는 축 기선(XA1, XB1)과 축 기선(XA1, XB1)의 단부로부터 날개 유효부(34a)의 후연(34f)에 접속하는 아크형상의 만곡면을 갖춘 축선(YA1, YB1)으로 형성한다.
또 돌출 날개부(38a, 38b)는 축선(YA1, YB1)의 각각과 날개 유효부(34a)의 후연(34f)간의 교점(ZA1, ZB1)을 필릿형상으로 형성하여 접속하도록 되어 있다.
또 날개 유효부(34a)의 후연(34f)으로부터 연속해서 일체가 되어 팽출한 돌출 날개부(38a, 38b)의 횡단면과 날개 유효부(34a)만의 횡단면은 도 8에 나타낸 바와 같이, 주류(F)의 유입각이 돌출 날개부(35a, 35b) 및 날개 유효부(34a)의 각각에 대해 동일하게 되도록 돌출 날개부(35a, 35b)의 캠버선(CL1)과 날개 유효부(34a)의 캠버선(CL2)를 어긋나게 하여, 날개 유효부(34a)의 최대 날개 두께(W2)로 서로 일치시키도록 형성되어 있다. 이 때문에 돌출 날개부(35a, 35b)의 최대 날개 두께(W1)와 날개 유효부(34a)의 최대 날개 두께(W2)는 어긋나도록 되어 있다. 또한 날개 유효부(34a)의 최대 날개 두께(W2)로 일치시킨 돌출 날개부(35a, 35b)의 캠버선(CL1)과 날개 유효부(34a)의 캠버선(CL2)은 각각의 후연(34f1, 34f2)을 향함에 따라 어긋나도록 되어 있다.
한편 돌출 날개부(38a, 38b)의 축선(YA1, YB1)의 각각은 날개 유효부(34a)의 후연(34f)에 대해 각각의 경사각도(Aht, Act)만큼 어긋나도록 형성되어 있다. 또 돌출 날개부(38a, 38b)가 경사한 축선(YA1, YB1)의 각각은 날개 유효부(34a)의 전 날개 길이(Lo)에 대해 각각 높이(Lht, Lct)가 되도록 형성되어 있다.
경사각도(Aht, Act) 및 높이(Lht, Lct)의 각각은 다음 수학식3의 범위내로 설정한다.
15˚≤ Aht, Act≤ 45˚
1/6 ≤ Lht/Lo,Lct/Lo≤ 2/6
경사각도(Aht, Act) 및 높이(Lht, Lct)의 각각을 상기 식의 범위내로 설정한 경우에는 날개 유효부(34a)의 날개 길이 중심선(X3)을 따라 흐르는 주류(F)의 압력분포특성(FA)은 도 9의 파선으로 나타낸 바와 같이 날개 유효부(34a)의 점(S21)에 압력(PO)으로 유입한 주류(F)가 날개열 최소통로에 도달하면 압력(P1)까지 내려가고, 그 후에 압력이 서서히 회복하여 후연(34f)의 점(S41)에 도달하면 원래의 압력(FO)을 회복하도록 되어 있다.
한편 돌출 날개부(35a, 35b, 38a, 38b)의 날개 길이 중심선(X4, X4)의 각각을 따라 흐르는 주류(F)의 압력분포특성(PB)은 도 9의 실선으로 나타낸 바와 같이 돌출 날개부(35a, 35b)의 각각의 점(S11, S11)에 압력(P0)으로 유입한 주류(F)가 날개열 최소통로에 도달하면 압력(P1)까지 내려가고, 그 후에 압력이 회복하여 돌출 날개부(38a, 38b)의 각각에 도달하면 원래의 압력(P0)을 회복하도록 되어 있다. 이 경우에 점(S21)과 점(S31, S31) 및 점(S41)과 점(S51, S51)과의 각각에는 압력차가 있으며, 이 압력차가 날개 유효부(34a)의 중앙부로부터 전연(34e)의 루트부(34b), 칩부(34c) 및 후연(34f)의 루트부(34b), 칩부(34c)의 각각을 향해서 압압력(PF, PF)로서 주어진다.
이와 같이 본 실시형태에서는 전연(34e)측 및 후연(34f)측의 각각에 돌출 날개부(35a, 35b, 38a, 38b)를 날개 유효부(34a)에 연속해서 일체로 형성하고 2종의 압압력(PF, PF)을 날개 유효부(34a)의 중앙으로부터 루트부(34b) 및 칩부(34c)의 각각에 발생시키도록 하였으므로, 날개의 배면측을 따라 흐르는 배면측 말굽형 소용돌이 및 한쪽 날개의 복면측으로부터 다른 쪽의 인접한 날개의 배면측을 향해서 흐르는 유로 소용돌이를 확실하게 억제할 수가 있다. 그리고 본 실시형태는 축류공기압축기용 날개를 일례로 들어 설명하였으나, 증기터빈용 날개에도 적용할 수가 있다.
또한 본 실시형태에서는 날개 유효부(34a)의 전연(34e)에 있는 루트부(34b) 및 칩부(34c)의 각각에 돌출 날개부(35a, 35b)를 설치한 한편, 후연(34f)에 있는 루트부(34b) 및 칩부(34c)의 각각에도 돌출 날개부(38a, 38b)를 설치한 것을 설명하였으나, 이 실시형태에 한정하지 않고 도 10에 나타낸 바와 같이, 날개 유효부(34a)의 전연(34e)에 있는 루트부(34b)측에 돌출 날개부(35a)를 설치하여도 좋으며, 또 도 11에 나타낸 바와 같이 날개 유효부(34a)의 전연(34e)에 있는 루트부(34e)측 및 후연(34f)에 있는 루트부(34b)측의 각각에 돌출 날개부(35a, 38a)를 설치하여도 좋다. 특히 압압력(PF)이 회전중의 날개(34)에 발생하는 원심력을 억제하므로, 축류공기압축기 및 축류증기터빈의 동익에 적용하는 경우에 효과적이다.
도 12는 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개의 제3실시형태를 나타낸 개략도이다. 그리고 제1실시형태의 구성부분과 동일 부분에는 동일 부호를 붙인다.
본 실시형태는 날개 유효부(34a)를 루트 날개부(39), 중간 날개부(40), 칩 날개부(41)로 구분하고, 각 날개부(39, 40, 41)를 연속해서 일체로 형성함과 동시에, 루트 날개부(39) 및 칩 날개부(40)의 가상 파선으로 나타낸 기준 날개소자(39g)의 각각을 중간 날개부(40)에서의 가상 파선으로 나타낸 기준 날개소자(39g)의 전연(34e)으로부터 주류(F)를 향해서 전진시킨 것이다. 이 경우에 루트 날개부(39)의 횡단면 중심(관성주축)을 통과하는 축선(I) 및 칩 날개부(41)의 횡단면 중심(관성주축)을 통과하는 축선(K)의 각각은 중간 날개부(40)의 횡단면 중심(관성주축)을 통과하는 축선(J)에 대해 경사각도(Ah1, Ac1)만큼 어긋나도록 형성되어 있다. 또 루트 날개부(39)의 횡단면 중심을 통과하는 축선(I) 및 칩 날개부(41)의 횡단면 중심을 통과하는 축선(K)은 날개 유효부(34a)의 전 날개 길이(L1)에 대해 각각의 높이(Lh1, Lc1)가 되도록 형성되어 있다.
횡단면 중심을 통과하는 축선(I, K)의 경사각도(Ah1, Ac1)의 각각은 다 같이 다음 수학식4의 범위로 설정한다.
15˚≤ Ah1,Ac1≤ 45˚
이 설정범위는 제1실시형태와 마찬가지로 주류(F)의 실속을 충분히 고려한 것으로서, 이 범위를 일탈하면 실속의 우려가 있다.
또 횡단면 중심을 통과하는 축선(I, K)의 각각의 높이(Lh1, Lc1)는 날개 유효부(34a)의 전 날개 길이(L1)에 대해 다음 수학식5의 범위내로 설정한다.
1/6 = Lh1/L1, Lc1/L01≤ 2/6
이 관계식은 횡단면 중심을 통과하는 축선(I, K)의 각각의 경사각도(Ah1, Ac1)가 주류(F)의 실속 위험성을 확실하게 피하기 위해 정의 실속마진 범위에 들어가도록 설정한 15˚∼45˚의 범위의 관계로부터 설정한 것이다.
한편 중간 날개부(40)의 전연(34e)로부터 연속해서 일체로 돌출한 루트 날개부(39)의 횡단면 및 칩 날개부(41)의 횡단면의 각각과 중간 날개부(40)만의 횡단면과는 도 13에 나타낸 바와 같이 주류(F)의 유입각이 루트 날개부(39), 칩 날개부(41) 및 중간 날개부(40)의 각각에 대해 동일하게 되도록 루트 날개부(39), 칩 날개부(41)의 캠버선(CL11)과 중간 날개부(40)의 캠버선(CL21)을 어긋나게 하여, 중간 날개부(40)의 최대 날개 두께(W21)로 서로 일치시키도록 형성되어 있다. 이 때문에 루트 날개부(39), 칩 날개부(41)의 최대 날개 두께(W11)와 중간 날개부(40)의 최대 날개 두께(W21)는 어긋나게 되어 있다.
이와 같이 본 실시형태는 날개 유효부(34a)를 루트 날개부(39), 중간 날개부(40), 칩 날개부(41)로 각각 구분하고, 루트 날개부(39), 칩 날개부(41)의 각각을 중간 날개부(40)의 전연(34e)으로부터 주류(F)를 향해서 전진시키므로, 제1실시형태와 마찬가지로 중간 날개부(40)로부터 루트 날개부(39)의 루트부(34b) 및 칩 날개부(41)의 칩부(34c)의 각각을 향해 압압력(PF)을 발생시킬 수가 있다.
따라서 본 실시형태에서는 중간 날개부(40)로부터 루트 날개부(39)의 루트부(34b) 및 칩 날개부(41)의 칩부(34c)의 각각을 향해 압압력(PF)을 발생시킬 수 있으므로, 배면측 말굽형 소용돌이 및 유로 소용돌이를 억제할 수가 있다. 그리고 본 실시형태는 압압력(PF)이 배면측 말굽형 소용돌이에 의한 경계층 박리위치에서 보다 많이 발생하므로, 축류공기압축기의 정익, 동익에 적용하면 효과적이다.
이상 설명한 바와 같이 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개는 날개 유효부의 전연에 연속해서 일체로 형성한 돌출 날개부를 루트측 및 칩부측중의 적어도 한쪽에 갖추고, 날개 유효부의 중앙으로부터 루트부 및 칩부중의 적어도 한쪽을 향해서 압압력을 발생시킴과 동시에, 날개 유효부의 최대 날개 두께와 돌출 날개부의 최대 날개 두께와의 날개 두께를 서로 일치히키고, 한쪽 날개의 복면측과 다른 쪽의 인접한 날개의 배면측간의 압력차를 낮게 억제하도록 하였으므로, 배면측 말굽형 소용돌이 및 유로 소용돌이를 억제할 수 있어서, 종래보다도 높은 날개열효율의 축류유체기계용 날개를 실현할 수가 있다.
또 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개는 날개 유효부의 전연 및 후연의 각각에 연속해서 일체로 형성한 돌출 날개부를 루트부측 및 칩부측중의 적어도 한쪽에 갖추며, 날개 유효부의 중앙으로부터 전연의 루트부측, 칩부측 및 후연의 루트부측, 칩부측의 각각에 2중의 압압력을 발생시키므로, 배면측 말굽형 소용돌이 및 유로 소용돌이를 확실하게 억제할 수가 있다.
또 본 발명에 의한 축류유체기계용 날개는 날개 유효부를 루트 날개부, 중간 날개부, 칩 날개부로 구분하고, 루트 날개부 및 칩 날개부의 각각을 중간 날개부의 전연에 대해 연속해서 일체가 되도록 팽출시켜서 중간 날개부로부터 루트 날개부의 루트부 및 칩 날개부의 칩부를 향해서 압압력을 발생시킴과 동시에, 중간 날개부의 최대 날개 두께와 루트 날개부 및 칩 날개부의 각각의 최대 날개 두께의 날개 두께를 서로 일치시켜서, 한쪽 날개의 복면측과 다른 쪽의 인접하는 날개의 배면측간의 압력차를 낮게 억제하도록 하였으므로, 배면측 말굽형 소용돌이 및 유로 소용돌이를 억제할 수가 있다.

Claims (9)

  1. 날개 유효부의 루트부 및 칩부중의 적어도 한쪽으로부터 상류측을 향해서 뻗는 축 기선과, 이 축 기선의 단부로부터 상기 날개 유효부의 전연을 향해서 경사져서 뻗는 축선으로 형성된 돌출날개부를 상기 전연에 연속해서 일체로 설치함과 동시에, 상기 날개 유효부의 최대 날개 두께와 상기 돌출 날개부의 최대 날개 두께를 동일 날개 두께로 형성한 것을 특징으로 한 축류유체기계용 날개.
  2. 제1항에 있어서, 날개 유효부의 전연을 향해서 경사져서 뻗는 축선은 날개 유효부의 전연에 대한 경사각도를 15˚∼45˚의 범위로 설정한 것을 특징으로 한 축류유체기계용 날개.
  3. 제1항에 있어서, 날개 유효부의 전연을 향해서 경사져서 뻗는 축선의 높이는 날개 유효부의 전 날개 길이에 대하여 1/6∼2/6의 범위로 설정한 것을 특징으로 한 축류유체기계용 날개.
  4. 날개 유효부의 루트부 및 칩부중의 적어도 한쪽으로부터 상류측으로 뻗는 축 기선과, 이 축 기선의 단부로부터 상기 날개 유효부의 전연을 향해서 경사져서 뻗는 축 기선으로 형성된 돌출날개부를 상기 전연에 연속해서 일체로 설치하는 한편, 상기 날개 유효부의 루트부 및 칩부중의 적어도 한쪽으로부터 하류측으로 뻗는 축 기선과, 이 축 기선의 단부로부터 상기 날개 유효부의 후연을 향해서 경사져서 뻗는 축선으로 형성된 돌출 날개부를 상기 후연에 연속해서 일체로 설치함과 동시에, 상기 날개 유효부의 최대 날개 두께와 상기 전연에 성치한 상기 돌출 날개부 및 상기 후연에 설치한 돌출 날개부의 각각의 최대 날개 두께를 동일 날개 두께로 형성한 것을 특징으로 한 축류유체기계용 날개.
  5. 제4항에 있어서, 날개 유효부의 후연을 향해서 경사져서 뻗는 축선은 날개 유효부의 후연에 대한 경사각도를 15˚∼45˚의 범위로 설정한 것을 특징으로 한 축류유체기계용 날개.
  6. 제4항에 있어서, 날개 유효부의 후연을 향해서 경사져서 뻗는 축선의 높이는 날개 유효부의 전 날개 길이에 대하여 1/6∼2/6의 범위로 설정한 것을 특징으로 한 축류유체기계용 날개.
  7. 날개 유효부에 구분된 루트 날개부, 중간 날개부, 칩 날개부를 연속해서 일체로 형성하고, 루트 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선 및 칩 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선의 각각이 상기 중간 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선에 대해 상류측을 향해서 경사져서 형성됨과 동시에, 상기 루트 날개부 및 칩 날개부의 각각의 최대 날개 두께와 상기 중간 날개부의 최대 날개 두께를 동일 날개 두께로 형성한 것을 특징으로 한 축류유체기계용 날개.
  8. 제7항에 있어서, 루트 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선 및 칩 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선의 각각은 중간 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선에 대한 경사각도를 15˚∼45˚의 범위로 설정한 것을 특징으로 한 축류유체기계용 날개.
  9. 제7항에 있어서, 루트 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선의 높이 및 칩 날개부의 횡단면 중심을 통과하는 축선의 높이의 각각은 날개 유효부의 전 날개 길이에 대하여 1/6∼2/6의 범위로 설정한 것을 특징으로 한 축류유체기계용 날개.
KR1019970048937A 1996-09-30 1997-09-26 축류 유체기계용 날개 Expired - Fee Related KR100248129B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP96-259681 1996-09-30
JP8259681A JPH10103002A (ja) 1996-09-30 1996-09-30 軸流流体機械用翼

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR19980024999A KR19980024999A (ko) 1998-07-06
KR100248129B1 true KR100248129B1 (ko) 2000-04-01

Family

ID=17337441

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1019970048937A Expired - Fee Related KR100248129B1 (ko) 1996-09-30 1997-09-26 축류 유체기계용 날개

Country Status (7)

Country Link
US (1) US6079948A (ko)
EP (1) EP0833060B1 (ko)
JP (1) JPH10103002A (ko)
KR (1) KR100248129B1 (ko)
CN (1) CN1100194C (ko)
AU (1) AU701429B2 (ko)
DE (1) DE69711793T2 (ko)

Families Citing this family (97)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11182204A (ja) * 1997-12-15 1999-07-06 Toshiba Corp タービン動翼
EP0957236A1 (de) * 1998-05-15 1999-11-17 Asea Brown Boveri AG Turbinenlaufschaufel
US6491493B1 (en) 1998-06-12 2002-12-10 Ebara Corporation Turbine nozzle vane
WO2000061918A2 (en) * 1999-03-22 2000-10-19 Siemens Westinghouse Power Corporation Airfoil leading edge vortex elimination device
US6419446B1 (en) * 1999-08-05 2002-07-16 United Technologies Corporation Apparatus and method for inhibiting radial transfer of core gas flow within a core gas flow path of a gas turbine engine
US6312219B1 (en) * 1999-11-05 2001-11-06 General Electric Company Narrow waist vane
JP3473549B2 (ja) * 2000-04-28 2003-12-08 松下電器産業株式会社 送風機羽根車とその送風機羽根車を備えた空気調和機
US6508630B2 (en) 2001-03-30 2003-01-21 General Electric Company Twisted stator vane
JP4786077B2 (ja) * 2001-08-10 2011-10-05 本田技研工業株式会社 タービン用静翼及びその製造方法
US6682301B2 (en) 2001-10-05 2004-01-27 General Electric Company Reduced shock transonic airfoil
US6554564B1 (en) * 2001-11-14 2003-04-29 United Technologies Corporation Reduced noise fan exit guide vane configuration for turbofan engines
US6830432B1 (en) 2003-06-24 2004-12-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling of combustion turbine airfoil fillets
US6899526B2 (en) * 2003-08-05 2005-05-31 General Electric Company Counterstagger compressor airfoil
DE102004054752A1 (de) 2004-11-12 2006-05-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufel einer Strömungsarbeitsmaschine mit erweiterter Randprofiltiefe
DE102005042115A1 (de) * 2005-09-05 2007-03-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufel einer Strömungsarbeitsmaschine mit blockweise definierter Profilskelettlinie
JP2009511811A (ja) * 2005-10-11 2009-03-19 アルストム テクノロジー リミテッド ターボ機械用翼
JP4719038B2 (ja) 2006-03-14 2011-07-06 三菱重工業株式会社 軸流流体機械用翼
JP4616781B2 (ja) * 2006-03-16 2011-01-19 三菱重工業株式会社 タービン翼列エンドウォール
JP4782625B2 (ja) * 2006-07-07 2011-09-28 株式会社東芝 軸流タービン
JP4664890B2 (ja) * 2006-11-02 2011-04-06 三菱重工業株式会社 遷音速翼及び軸流回転機
FR2908152B1 (fr) * 2006-11-08 2009-02-06 Snecma Sa Aube en fleche de turbomachine
GB0704426D0 (en) * 2007-03-08 2007-04-18 Rolls Royce Plc Aerofoil members for a turbomachine
JP2009127541A (ja) * 2007-11-26 2009-06-11 Daikin Ind Ltd 遠心ファン
FR2924958B1 (fr) 2007-12-14 2012-08-24 Snecma Aube de turbomachine realisee de fonderie avec un engraissement local de la section de la pale
JP4565008B2 (ja) * 2008-01-16 2010-10-20 株式会社日立製作所 水力機械の吸出し管
EP2133573B1 (en) 2008-06-13 2011-08-17 Siemens Aktiengesellschaft Vane or blade for an axial flow compressor
JP5297228B2 (ja) * 2009-02-26 2013-09-25 三菱重工業株式会社 タービン翼及びガスタービン
JP5736650B2 (ja) * 2010-03-08 2015-06-17 株式会社Ihi 軸流圧縮機及びガスタービンエンジン
GB201011854D0 (en) * 2010-07-14 2010-09-01 Isis Innovation Vane assembly for an axial flow turbine
US10287987B2 (en) * 2010-07-19 2019-05-14 United Technologies Corporation Noise reducing vane
US8602727B2 (en) * 2010-07-22 2013-12-10 General Electric Company Turbine nozzle segment having arcuate concave leading edge
EP2441918A1 (en) * 2010-10-18 2012-04-18 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine annular diffuser
FR2969230B1 (fr) * 2010-12-15 2014-11-21 Snecma Aube de compresseur a loi d'empilage amelioree
JP5703750B2 (ja) 2010-12-28 2015-04-22 株式会社Ihi ファン動翼及びファン
EP2476862B1 (en) * 2011-01-13 2013-11-20 Alstom Technology Ltd Vane for an axial flow turbomachine and corresponding turbomachine
JP5087149B2 (ja) * 2011-02-21 2012-11-28 三菱重工業株式会社 軸流流体機械用翼
JP5603800B2 (ja) * 2011-02-22 2014-10-08 株式会社日立製作所 タービン静翼、およびそれを用いた蒸気タービン設備
ITTO20110728A1 (it) * 2011-08-04 2013-02-05 Avio Spa Segmento palettato statorico di una turbina a gas per motori aeronautici
CN103089661B (zh) * 2011-11-04 2015-04-01 上海交通大学 横流风扇
FR2983234B1 (fr) * 2011-11-29 2014-01-17 Snecma Aube pour disque aubage monobloc de turbomachine
JP5946707B2 (ja) * 2012-07-06 2016-07-06 三菱日立パワーシステムズ株式会社 軸流タービン動翼
WO2014137446A1 (en) * 2013-03-07 2014-09-12 United Technologies Corporation Hybrid fan blades for jet engines
JP5479624B2 (ja) * 2013-03-13 2014-04-23 三菱重工業株式会社 タービン翼及びガスタービン
JP6097194B2 (ja) * 2013-10-09 2017-03-15 三菱重工業株式会社 空気機械
US20150110617A1 (en) * 2013-10-23 2015-04-23 General Electric Company Turbine airfoil including tip fillet
US10352180B2 (en) * 2013-10-23 2019-07-16 General Electric Company Gas turbine nozzle trailing edge fillet
US9551226B2 (en) 2013-10-23 2017-01-24 General Electric Company Turbine bucket with endwall contour and airfoil profile
US9638041B2 (en) 2013-10-23 2017-05-02 General Electric Company Turbine bucket having non-axisymmetric base contour
US9670784B2 (en) 2013-10-23 2017-06-06 General Electric Company Turbine bucket base having serpentine cooling passage with leading edge cooling
US9528379B2 (en) 2013-10-23 2016-12-27 General Electric Company Turbine bucket having serpentine core
US9797258B2 (en) 2013-10-23 2017-10-24 General Electric Company Turbine bucket including cooling passage with turn
FR3017165B1 (fr) * 2014-02-05 2016-01-22 Snecma Pale pour une helice de turbomachine, notamment a soufflante non carenee, helice et turbomachine correspondantes
EP3575551B1 (en) 2014-02-19 2021-10-27 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108101B1 (en) 2014-02-19 2022-04-20 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108118B1 (en) 2014-02-19 2019-09-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108107B1 (en) 2014-02-19 2023-10-11 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
EP3108100B1 (en) 2014-02-19 2021-04-14 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
US9140127B2 (en) 2014-02-19 2015-09-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10495106B2 (en) 2014-02-19 2019-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126450A1 (en) * 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108116B1 (en) 2014-02-19 2024-01-17 RTX Corporation Gas turbine engine
WO2015126941A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10605259B2 (en) 2014-02-19 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10502229B2 (en) 2014-02-19 2019-12-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10519971B2 (en) 2014-02-19 2019-12-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175051A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015178974A2 (en) 2014-02-19 2015-11-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP4509698A3 (en) 2014-02-19 2025-05-28 RTX Corporation Gas turbine engine airfoil
US10557477B2 (en) 2014-02-19 2020-02-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10570915B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9567858B2 (en) 2014-02-19 2017-02-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10465702B2 (en) 2014-02-19 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126449A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108104B1 (en) 2014-02-19 2019-06-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP2921647A1 (en) 2014-03-20 2015-09-23 Alstom Technology Ltd Gas turbine blade comprising bended leading and trailing edges
EP3051142B1 (de) 2015-01-28 2017-10-11 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinen-axialverdichter
US10107108B2 (en) 2015-04-29 2018-10-23 General Electric Company Rotor blade having a flared tip
US20170138202A1 (en) * 2015-11-16 2017-05-18 General Electric Company Optimal lift designs for gas turbine engines
PL415835A1 (pl) * 2016-01-18 2017-07-31 General Electric Company Zespół łopatki sprężarki do gazowego silnika turbinowego i sposób kontrolowania strumienia przecieku przez uszczelnienia wokół zespołu łopatki sprężarki do gazowego silnika turbinowego
US10001014B2 (en) 2016-02-09 2018-06-19 General Electric Company Turbine bucket profile
US10125623B2 (en) 2016-02-09 2018-11-13 General Electric Company Turbine nozzle profile
US10221710B2 (en) 2016-02-09 2019-03-05 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC) and profile
US10196908B2 (en) 2016-02-09 2019-02-05 General Electric Company Turbine bucket having part-span connector and profile
US10190421B2 (en) 2016-02-09 2019-01-29 General Electric Company Turbine bucket having tip shroud fillet, tip shroud cross-drilled apertures and profile
US10161255B2 (en) 2016-02-09 2018-12-25 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC)
US10190417B2 (en) 2016-02-09 2019-01-29 General Electric Company Turbine bucket having non-axisymmetric endwall contour and profile
US10156149B2 (en) * 2016-02-09 2018-12-18 General Electric Company Turbine nozzle having fillet, pinbank, throat region and profile
IT201700005808A1 (it) * 2017-01-19 2018-07-19 Ansaldo Energia Spa Pala per un compressore e compressore comprendente detta pala
FR3070448B1 (fr) * 2017-08-28 2019-09-06 Safran Aircraft Engines Aube de redresseur de soufflante de turbomachine, ensemble de turbomachine comprenant une telle aube et turbomachine equipee de ladite aube ou dudit ensemble
US20190106989A1 (en) * 2017-10-09 2019-04-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3502482B1 (en) * 2017-12-20 2020-08-26 Ansaldo Energia Switzerland AG Compressor blade with modified stagger angle spanwise distribution
US11118466B2 (en) 2018-10-19 2021-09-14 Pratt & Whiiney Canada Corp. Compressor stator with leading edge fillet
US11220910B2 (en) * 2019-07-26 2022-01-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor stator
US11286779B2 (en) * 2020-06-03 2022-03-29 Honeywell International Inc. Characteristic distribution for rotor blade of booster rotor
CN113606076B (zh) * 2021-09-07 2022-08-26 清华大学 一种基于叶片头部凸起结构的流动控制方法及具有其的叶轮
CN115853597B (zh) * 2022-07-05 2024-11-05 浙江理工大学 一种轴流涡轮机的圆角叶片结构
US11873730B1 (en) * 2022-11-28 2024-01-16 Rtx Corporation Gas turbine engine airfoil with extended laminar flow

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE560687C (de) * 1930-08-28 1932-10-06 Escher Wyss Maschf Ag Schaufelung fuer Dampf- und Gasturbinen
US2355413A (en) * 1942-01-21 1944-08-08 Gen Electric Elastic fluid turbine blading
US2795373A (en) * 1950-03-03 1957-06-11 Rolls Royce Guide vane assemblies in annular fluid ducts
US2801790A (en) * 1950-06-21 1957-08-06 United Aircraft Corp Compressor blading
DE2034890A1 (de) * 1969-07-21 1971-02-04 Rolls Royce Ltd Derby, Derbyshire (Großbritannien) Schaufel fur Axialstromungsmaschinen
SU901852A1 (ru) * 1979-05-21 1982-01-30 Институт Белка Ан Ссср Дифференциальный сканирующий микрокалориметр
JPS5925091B2 (ja) * 1979-11-09 1984-06-14 株式会社日立製作所 タ−ビン静翼
JPS59115500A (ja) * 1982-12-22 1984-07-03 Junji Uematsu 軸流旋転機械減速翼列の翼
GB2177163B (en) * 1985-06-28 1988-12-07 Rolls Royce Improvements in or relating to aerofoil section members for gas turbine engines
US5088892A (en) * 1990-02-07 1992-02-18 United Technologies Corporation Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine
DE4344189C1 (de) * 1993-12-23 1995-08-03 Mtu Muenchen Gmbh Axial-Schaufelgitter mit gepfeilten Schaufelvorderkanten
JP3461661B2 (ja) * 1995-06-01 2003-10-27 松下エコシステムズ株式会社 送風機

Also Published As

Publication number Publication date
DE69711793T2 (de) 2003-02-27
CN1179503A (zh) 1998-04-22
KR19980024999A (ko) 1998-07-06
EP0833060A3 (en) 1998-12-02
AU701429B2 (en) 1999-01-28
CN1100194C (zh) 2003-01-29
EP0833060B1 (en) 2002-04-10
JPH10103002A (ja) 1998-04-21
AU3930297A (en) 1998-04-02
US6079948A (en) 2000-06-27
DE69711793D1 (de) 2002-05-16
EP0833060A2 (en) 1998-04-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR100248129B1 (ko) 축류 유체기계용 날개
US7229248B2 (en) Blade structure in a gas turbine
EP0792410B1 (en) Rotor airfoils to control tip leakage flows
JP4923073B2 (ja) 遷音速翼
EP0985801B1 (en) Blade configuration for steam turbine
EP2492440B1 (en) Turbine nozzle blade and steam turbine equipment using same
US8591176B2 (en) Fluid flow machine with sidewall boundary layer barrier
JP6034860B2 (ja) ターボ機械要素
EP3036403B1 (en) Blade or vane arrangement for a gas turbine engine
JP2010156335A (ja) 改良型タービン翼プラットフォームの輪郭に関する方法および装置
JP2008545097A (ja) タービン機械翼
EP2852736B1 (en) Airfoil mateface sealing
EP3064709B1 (en) Turbine bucket platform for influencing hot gas incursion losses
EP3392459A1 (en) Compressor blades
CN102116317A (zh) 关于涡轮发动机中压缩机操作的系统及设备
GB2042675A (en) Secondary Flow Control in Axial Fluid Flow Machine
EP3740656B1 (en) Article of manufacture
JPH10331791A (ja) 軸流圧縮機用翼およびその翼を適用する軸流圧縮機
JP4240728B2 (ja) ３次元軸流タービン段落
EP3611384B1 (en) Non-axisymmetric impeller hub flowpath
CN111911240A (zh) 护罩互锁装置
JPH1061405A (ja) 軸流形ターボ機械の静翼
US20250101871A1 (en) Blading assembly for a turbomachine and turbomachine
JPH11241601A (ja) 軸流タービン
US20210062657A1 (en) Control stage blades for turbines

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
PA0109 Patent application

Patent event code: PA01091R01D

Comment text: Patent Application

Patent event date: 19970926

PA0201 Request for examination

Patent event code: PA02012R01D

Patent event date: 19970926

Comment text: Request for Examination of Application

PG1501 Laying open of application
E701 Decision to grant or registration of patent right
PE0701 Decision of registration

Patent event code: PE07011S01D

Comment text: Decision to Grant Registration

Patent event date: 19991009

GRNT Written decision to grant
PR0701 Registration of establishment

Comment text: Registration of Establishment

Patent event date: 19991216

Patent event code: PR07011E01D

PR1002 Payment of registration fee

Payment date: 19991216

End annual number: 3

Start annual number: 1

PG1601 Publication of registration
PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20021128

Start annual number: 4

End annual number: 4

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20031128

Start annual number: 5

End annual number: 5

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20041201

Start annual number: 6

End annual number: 6

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20051130

Start annual number: 7

End annual number: 7

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20061201

Start annual number: 8

End annual number: 8

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20071127

Start annual number: 9

End annual number: 9

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20081120

Start annual number: 10

End annual number: 10

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20091127

Start annual number: 11

End annual number: 11

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20101124

Start annual number: 12

End annual number: 12

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20111118

Start annual number: 13

End annual number: 13

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20121121

Year of fee payment: 14

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20121121

Start annual number: 14

End annual number: 14

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20131119

Year of fee payment: 15

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20131119

Start annual number: 15

End annual number: 15

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20141120

Year of fee payment: 16

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20141120

Start annual number: 16

End annual number: 16

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20151118

Year of fee payment: 17

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20151118

Start annual number: 17

End annual number: 17

LAPS Lapse due to unpaid annual fee
PC1903 Unpaid annual fee

Termination category: Default of registration fee

Termination date: 20170926