JPH0544691A - 軸流ターボ機械翼 - Google Patents
軸流ターボ機械翼Info
- Publication number
- JPH0544691A JPH0544691A JP22225091A JP22225091A JPH0544691A JP H0544691 A JPH0544691 A JP H0544691A JP 22225091 A JP22225091 A JP 22225091A JP 22225091 A JP22225091 A JP 22225091A JP H0544691 A JPH0544691 A JP H0544691A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- fillet
- curvature
- flow
- point
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 動翼又は静翼にて主流から偏った各種流れに
よる二次損失を低減させて効率向上を図ること。 【構成】 翼１の翼背面とプラットフォーム３（動翼の
場合）又はケーシング壁面（静翼の場合）とを接続する
フィレットを、前半部分で曲率半径を大きくした背面前
部付根フィレット１０とし、後半部分で曲率半径を小さ
くした背面後部付根フィレット１１とし、これらの境界
で曲率半径を急変させた急変更点１６とし、この急変更
点１６を付根の翼背面の最大反り点から後縁までの間の
実験的に最適な位置とするもの。
よる二次損失を低減させて効率向上を図ること。 【構成】 翼１の翼背面とプラットフォーム３（動翼の
場合）又はケーシング壁面（静翼の場合）とを接続する
フィレットを、前半部分で曲率半径を大きくした背面前
部付根フィレット１０とし、後半部分で曲率半径を小さ
くした背面後部付根フィレット１１とし、これらの境界
で曲率半径を急変させた急変更点１６とし、この急変更
点１６を付根の翼背面の最大反り点から後縁までの間の
実験的に最適な位置とするもの。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、軸流型のファン、圧縮
機、タービン、ポンプ等の軸流ターボ機械の動翼及び静
翼に関する。
機、タービン、ポンプ等の軸流ターボ機械の動翼及び静
翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の軸流ターボ機械の翼の例を図５及
び図６に示す。図５は翼の斜視図、図６はその側面図で
ある。本例は動翼に関する図であるが、静翼の場合も同
様であるので、動翼についてのみ説明する。これらの図
において、１は翼、２ははダブテール、３はダブテール
２のプラットフォーム、４は翼１における翼背面５は翼
１における翼腹面、６は翼１の後縁、７は翼１の前縁、
８は翼背面４とプラットフォーム３とを滑らかに接続す
るフィレット（丸み）をそれぞれ示している。これが動
翼の通常の形態であり、静翼の場合にはプラットフォー
ム３がケーシング壁面又はシュラウド環の面に相当す
る。
び図６に示す。図５は翼の斜視図、図６はその側面図で
ある。本例は動翼に関する図であるが、静翼の場合も同
様であるので、動翼についてのみ説明する。これらの図
において、１は翼、２ははダブテール、３はダブテール
２のプラットフォーム、４は翼１における翼背面５は翼
１における翼腹面、６は翼１の後縁、７は翼１の前縁、
８は翼背面４とプラットフォーム３とを滑らかに接続す
るフィレット（丸み）をそれぞれ示している。これが動
翼の通常の形態であり、静翼の場合にはプラットフォー
ム３がケーシング壁面又はシュラウド環の面に相当す
る。
【０００３】ここで着目しているのはフィレット８であ
る。フィレット８の役目は、翼１を応力集中が発生せず
に保持することと、コーナ部に発生する渦流れを緩和し
て二次損失の一部を減らすことにある。
る。フィレット８の役目は、翼１を応力集中が発生せず
に保持することと、コーナ部に発生する渦流れを緩和し
て二次損失の一部を減らすことにある。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】圧縮機において動翼や
静翼によりなされる仕事のうち、ある部分は損失として
消費される。その例を、段効率における割合として図７
に示す。その損失の内訳は、大まかには、プロファイル
損失、アニュラス損失、及びそれ以外の損失に分けられ
る。プロファイル損失とは、主要部分の流線に沿う翼断
面で生ずる摩擦損失等、二次元的な損失である。また、
アニュラス損失は、ケーシングとハブとの各面の摩擦損
失に相当する。一方、それ以外の損失をまとめて二次損
失と呼んでいる。これは翼端すきまからの漏れ流れやコ
ーナ部で発生する渦、流路の曲りにより発生する流路渦
等、主として渦となってその運動エネルギを回収できな
い流れ損失である。この図から分かるように、二次損失
は全損失の１／２〜１／３程度の大きな割合を占めてい
る。
静翼によりなされる仕事のうち、ある部分は損失として
消費される。その例を、段効率における割合として図７
に示す。その損失の内訳は、大まかには、プロファイル
損失、アニュラス損失、及びそれ以外の損失に分けられ
る。プロファイル損失とは、主要部分の流線に沿う翼断
面で生ずる摩擦損失等、二次元的な損失である。また、
アニュラス損失は、ケーシングとハブとの各面の摩擦損
失に相当する。一方、それ以外の損失をまとめて二次損
失と呼んでいる。これは翼端すきまからの漏れ流れやコ
ーナ部で発生する渦、流路の曲りにより発生する流路渦
等、主として渦となってその運動エネルギを回収できな
い流れ損失である。この図から分かるように、二次損失
は全損失の１／２〜１／３程度の大きな割合を占めてい
る。
【０００５】軸流圧縮機の動翼における翼間あるいは翼
と壁間との間の流れの特徴を図８に示す。ここに示され
た流れの細部には各々それなりの名称がつけられている
が、設計流れからの逸脱を示す点で、ここではそれらを
まとめて二次流れと呼んでいる。
と壁間との間の流れの特徴を図８に示す。ここに示され
た流れの細部には各々それなりの名称がつけられている
が、設計流れからの逸脱を示す点で、ここではそれらを
まとめて二次流れと呼んでいる。
【０００６】最近では、翼の断面プロファイルの性態は
ほぼ計画どおりに達成されているが、これら二次流れは
まだ制御し難い点が多い。ターボ機械の効率を更に向上
させるには、この二次損失の低減を図ることが必要にな
りつつある。
ほぼ計画どおりに達成されているが、これら二次流れは
まだ制御し難い点が多い。ターボ機械の効率を更に向上
させるには、この二次損失の低減を図ることが必要にな
りつつある。
【０００７】一方、最近では、流れの測定や可視化の技
術が向上し、二次流れに関するデータが蓄積され、その
イメージが把握されてきている。また、数値計算流体力
学等、理論計算法の高度化などにより、詳しい検討も可
能になりつつある。これらにより、二次流れを制御し、
その損失を低減する試みが始められつつある。
術が向上し、二次流れに関するデータが蓄積され、その
イメージが把握されてきている。また、数値計算流体力
学等、理論計算法の高度化などにより、詳しい検討も可
能になりつつある。これらにより、二次流れを制御し、
その損失を低減する試みが始められつつある。
【０００８】現在行われている二次損失低減の手法は、
軸流タービンの例で見ると、翼断面の積重ね方を工夫
し、翼高さ方向の静圧分布を制御して二次流れを減らす
かアニュラス壁面の絞り方を工夫して翼面の間のコーナ
の渦を抑制するもので、主として静翼に適用されること
が多い。
軸流タービンの例で見ると、翼断面の積重ね方を工夫
し、翼高さ方向の静圧分布を制御して二次流れを減らす
かアニュラス壁面の絞り方を工夫して翼面の間のコーナ
の渦を抑制するもので、主として静翼に適用されること
が多い。
【０００９】図８に示される各種の二次的な流れの低減
のため、様々なアプローチを行っている。ここで、特
に、ハブコーナ渦について着目してみると、ハブコーナ
渦の発生の原因は、図９に示す如く、翼腹面５の上側で
の高い圧力と、翼背面４の上側での低い圧力のため、プ
ラットフォーム３の上を通る流れがプラットフォーム３
を経て、破線９で示す如く、翼背面４の上に巻き上がっ
て行くことによる。この流れ９は翼背面４上の境界層と
干渉して流れを劣化させ、大きな圧力損失をハブ付近に
発生させるのである。
のため、様々なアプローチを行っている。ここで、特
に、ハブコーナ渦について着目してみると、ハブコーナ
渦の発生の原因は、図９に示す如く、翼腹面５の上側で
の高い圧力と、翼背面４の上側での低い圧力のため、プ
ラットフォーム３の上を通る流れがプラットフォーム３
を経て、破線９で示す如く、翼背面４の上に巻き上がっ
て行くことによる。この流れ９は翼背面４上の境界層と
干渉して流れを劣化させ、大きな圧力損失をハブ付近に
発生させるのである。
【００１０】本発明は二次流れのうち、ハブコーナ渦の
抑制と、それに起因する損失の低減を図った翼を提供す
ることを目的とする。
抑制と、それに起因する損失の低減を図った翼を提供す
ることを目的とする。
【００１１】
【課題を解決するための手段】上記目的に対し、本発明
によれば、翼とプラットフォーム又はケーシング壁面と
の接合部にてこれらを翼背面で滑らかに接続するフィレ
ットを、翼の前縁から背面最大反り点を越したある点ま
では曲率半径が大きく、そのある点から翼の後縁までは
曲率半径が小さく、かつそのある点における曲率半径は
急激に変化させてなる軸流ターボ機械翼が提供される。
によれば、翼とプラットフォーム又はケーシング壁面と
の接合部にてこれらを翼背面で滑らかに接続するフィレ
ットを、翼の前縁から背面最大反り点を越したある点ま
では曲率半径が大きく、そのある点から翼の後縁までは
曲率半径が小さく、かつそのある点における曲率半径は
急激に変化させてなる軸流ターボ機械翼が提供される。
【００１２】
【作用】上記手段によれば、曲率半径の急変更点は下流
向きのステップであるため、ここで流れは剥離し、急変
更点より後縁までのフィレットに局部的な負圧が発生す
る。ハブコーナ渦に伴う壁面沿いの流れはその負圧部分
に取り込まれて吸収されることになる。
向きのステップであるため、ここで流れは剥離し、急変
更点より後縁までのフィレットに局部的な負圧が発生す
る。ハブコーナ渦に伴う壁面沿いの流れはその負圧部分
に取り込まれて吸収されることになる。
【００１３】
【実施例】以下、図１ないし図４を参照し、本発明の好
適な実施例について詳述する。図１は本発明による翼の
斜視図、図２はその平面図、図３はその側面図、図４は
流れの説明図であり、これらの図において、図５及び図
６に示したものと同一の要素については同一の符号を付
してある。なお、符号１０は背面前部付根フィレット、
１１は背面後部付根フィレット、１２は背面前部付根フ
ィレット１０の丸み上端、１３はその丸み下端、１４は
背面後部付根フィレット１１の丸み上端、１５はその丸
み下端、１６は背面前部付根フィレット１０と背面後部
付根フィレット１１との境界の急変更点、１７は負圧
面、１８及び１９は流れを示している。
適な実施例について詳述する。図１は本発明による翼の
斜視図、図２はその平面図、図３はその側面図、図４は
流れの説明図であり、これらの図において、図５及び図
６に示したものと同一の要素については同一の符号を付
してある。なお、符号１０は背面前部付根フィレット、
１１は背面後部付根フィレット、１２は背面前部付根フ
ィレット１０の丸み上端、１３はその丸み下端、１４は
背面後部付根フィレット１１の丸み上端、１５はその丸
み下端、１６は背面前部付根フィレット１０と背面後部
付根フィレット１１との境界の急変更点、１７は負圧
面、１８及び１９は流れを示している。
【００１４】翼背面プロファイルのフィレットの前半部
分である背面前部付根フィレット１０は曲率半径ｒ1を
大きくとり、後半部分の背面後部付根フィレット１１は
曲率半径ｒ2を小さくとり、かつ急変更点１６にてｒ1か
らｒ2への変化を急に行っている。
分である背面前部付根フィレット１０は曲率半径ｒ1を
大きくとり、後半部分の背面後部付根フィレット１１は
曲率半径ｒ2を小さくとり、かつ急変更点１６にてｒ1か
らｒ2への変化を急に行っている。
【００１５】急変更点１６は、応力集中のため剥離を起
こす可能性のある背面最大反り点のごく近くを避けてそ
の最大反り点と後縁６との間で決定され、最も適切な位
置は実験的に最適化される。また、曲率半径ｒ1及びｒ2
の大きさも実験的に最適に設定される。
こす可能性のある背面最大反り点のごく近くを避けてそ
の最大反り点と後縁６との間で決定され、最も適切な位
置は実験的に最適化される。また、曲率半径ｒ1及びｒ2
の大きさも実験的に最適に設定される。
【００１６】作用について説明すると、図１〜３に示す
背面前部付根フィレット１０及び背面後部付根フィレッ
ト１１の急変更点１６は下流向きのステップであるた
め、ここでは流れは剥離され、急変更点１６の面に接し
て、逆流を伴なう強く乱れた流れが発生し、大きな負圧
が局部的に発生する。
背面前部付根フィレット１０及び背面後部付根フィレッ
ト１１の急変更点１６は下流向きのステップであるた
め、ここでは流れは剥離され、急変更点１６の面に接し
て、逆流を伴なう強く乱れた流れが発生し、大きな負圧
が局部的に発生する。
【００１７】この負圧は周囲の圧力より低いため、図８
に示すハブコーナ渦に伴う壁面沿いの流れはこの急変更
点１６の下流の負圧面１７に取り込まれ、吸収されて、
翼背面４上によじ登って行き難くなる。即ち、図４にお
ける流れ１８，１９の如く、プラットフォーム３の面と
翼面に沿って負圧面２５に引込まれる。
に示すハブコーナ渦に伴う壁面沿いの流れはこの急変更
点１６の下流の負圧面１７に取り込まれ、吸収されて、
翼背面４上によじ登って行き難くなる。即ち、図４にお
ける流れ１８，１９の如く、プラットフォーム３の面と
翼面に沿って負圧面２５に引込まれる。
【００１８】したがって、翼背面付根には、細い負圧部
分が発生するが、これが障壁となって本来のハブコーナ
渦はくい止められ（図９の流れ９と図４の流れ１９とは
翼背面４上では逆方向となっている）、それと翼背面４
上の境界層との干渉によって生ずる翼面流れの劣化と、
それに起因する大きな圧力損失は抑止される。すなわ
ち、二次損失の幾許かは低減される。この作用はある点
でボルテックスゼネレータの作用に似ている。
分が発生するが、これが障壁となって本来のハブコーナ
渦はくい止められ（図９の流れ９と図４の流れ１９とは
翼背面４上では逆方向となっている）、それと翼背面４
上の境界層との干渉によって生ずる翼面流れの劣化と、
それに起因する大きな圧力損失は抑止される。すなわ
ち、二次損失の幾許かは低減される。この作用はある点
でボルテックスゼネレータの作用に似ている。
【００１９】
【発明の効果】本発明によれば、ハブコーナ渦の発生が
抑制されたことにより、これに起因した二次損失が低減
され、効率向上を図ることができる。
抑制されたことにより、これに起因した二次損失が低減
され、効率向上を図ることができる。
【図１】本発明の実施例に係る動翼の斜視図である。
【図２】図１の動翼の平面図である。
【図３】図１の動翼の側面図である。
【図４】本発明の原理説明図である。
【図５】従来の動翼の斜視図である。
【図６】図５の動翼の側面図である。
【図７】圧縮機における段効率−流量係数を示す図であ
る。
る。
【図８】圧縮機における二次的な流れを示す説明図であ
る。
る。
【図９】ハブコーナ渦の発生を説明するための図であ
る。
る。
１ 翼 ３ プラットフォーム ４ 翼背面 １０ 背面前部付根フィレット １１ 背面後部付根フィレット １６ 急変更点
Claims (1)
- 【請求項１】翼とプラットフォーム又はケーシング壁面
との接合部にてこれらを翼背面で滑らかに接続するフィ
レットを、翼の前縁から背面最大反り点を越したある点
までは曲率半径が大きく、そのある点から翼の後縁まで
は曲率半径が小さく、かつそのある点における曲率半径
は急激に変化させてなる軸流ターボ機械翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22225091A JPH0544691A (ja) | 1991-08-07 | 1991-08-07 | 軸流ターボ機械翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22225091A JPH0544691A (ja) | 1991-08-07 | 1991-08-07 | 軸流ターボ機械翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0544691A true JPH0544691A (ja) | 1993-02-23 |
Family
ID=16779452
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP22225091A Withdrawn JPH0544691A (ja) | 1991-08-07 | 1991-08-07 | 軸流ターボ機械翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0544691A (ja) |
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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-
1991
- 1991-08-07 JP JP22225091A patent/JPH0544691A/ja not_active Withdrawn
Cited By (34)
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