JP2020176598A - Axial flow compressor - Google Patents
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Abstract
Description
本開示は、軸流圧縮機に関する。 The present disclosure relates to an axial compressor.
例えばターボファンエンジン等のガスタービンエンジンは、主要構成要素として圧縮機、燃焼器及びタービンを備えている。 For example, a gas turbine engine such as a turbofan engine includes a compressor, a combustor and a turbine as main components.
このうち、圧縮機は、ガスタービンエンジンに吸入された空気（ターボファンエンジンの場合は、吸入された後にファンによって圧縮された空気）を圧縮して燃焼器に供給する機能を有するターボ機械である。圧縮機には、軸流式、遠心式等の形式があるが、ガスタービンエンジンでは軸流式の圧縮機（軸流圧縮機）が採用されることが多く、以下では、この軸流圧縮機について述べる。 Of these, the compressor is a turbo machine that has the function of compressing the air sucked into the gas turbine engine (in the case of a turbo fan engine, the air compressed by the fan after being sucked) and supplying it to the combustor. .. There are various types of compressors such as axial flow type and centrifugal type, but in gas turbine engines, axial flow type compressors (axial flow compressors) are often adopted. Will be described.
軸流圧縮機は、軸方向に配列された１つ又は複数の段を備えており、それぞれの段は、動翼が周方向に等間隔で配置されることにより形成される動翼列と、静翼が周方向に等間隔で配置されることにより形成される静翼列とから成っている。なお、動翼列は各段の上流側に、静翼列は各段の下流側に、それぞれ配置されている。また、最も上流側の段の動翼列の上流には入口案内翼（ＩＧＶ；Inlet Guide Vane）が配置され、最も下流側の段の静翼列を形成する静翼は出口案内翼（ＯＧＶ；Outlet Guide Vane）と称される。 The axial flow compressor includes one or more stages arranged in the axial direction, and each stage has a moving blade row formed by arranging the moving blades at equal intervals in the circumferential direction. It consists of a row of stationary blades formed by arranging the stationary blades at equal intervals in the circumferential direction. The moving blade row is arranged on the upstream side of each stage, and the stationary blade row is arranged on the downstream side of each stage. Inlet Guide Vane (IGV) is arranged upstream of the moving blade row of the most upstream stage, and the stationary blade forming the stationary blade row of the most downstream stage is the exit guide blade (OGV; It is called Outlet Guide Vane).
動翼列を構成する動翼は、通常、翼部と、当該翼部の径方向内端に結合されたプラットフォームと、を備えている。動翼は、さらに、プラットフォームの径方向内側にダブテールを備えており、圧縮機ロータの外周面に設けられダブテールと相補的な断面形状を有するスロットに当該ダブテールが嵌め込まれることにより、圧縮機ロータに取り付けられる。上述したプラットフォームは、動翼列を構成する全ての動翼が圧縮機ロータに取り付けられた状態において、全体としてリングを形成するような形状を有しており、このとき、プラットフォームの外面は、後述する主流流路の径方向内側境界面を形成する。なお、軸流圧縮機においては、動翼と圧縮機ロータが一体化されたブリスク（ＢＬＩＳＫ；Bladed Disk）が採用されることもあるが、この場合には、ブリスクの外周面（動翼の翼部の径方向内端が結合されている面）が、上述したプラットフォームと同様に、後述する主流流路の径方向内側境界面を形成する。 The rotor blades constituting the rotor blade train usually include a blade portion and a platform coupled to the radial inner end of the blade portion. The rotor blades are further provided with a dovetail on the radial inside of the platform, and the dovetail is fitted into the compressor rotor by fitting the dovetail into a slot provided on the outer peripheral surface of the compressor rotor and having a cross-sectional shape complementary to the dovetail. It is attached. The above-mentioned platform has a shape that forms a ring as a whole when all the moving blades constituting the moving blade row are attached to the compressor rotor. At this time, the outer surface of the platform is described later. Form a radial inner interface of the mainstream flow path. In the axial flow compressor, a blisk (BLISK; Bladed Disk) in which the moving blade and the compressor rotor are integrated may be adopted. In this case, the outer peripheral surface of the blisk (the blade of the moving blade) is used. The surface to which the radial inner ends of the portions are joined) forms the radial inner interface of the mainstream flow path, which will be described later, similar to the platform described above.
静翼列を構成する静翼は、通常、翼部と、当該翼部の径方向外端及び内端にそれぞれ結合されたアウターバンド及びインナーバンドと、を備えている。静翼は、圧縮機ケーシングの内周にアウターバンドが固定されることにより、圧縮機ケーシングに取り付けられる。アウターバンド及びインナーバンドは、静翼列を構成する全ての静翼が圧縮機ケーシングに取り付けられた状態において、それぞれ全体としてリングを形成するような形状を有しており、このとき、アウターバンドの内面及びインナーバンドの外面は、それぞれ、後述する主流流路の径方向外側境界面及び径方向内側境界面を形成する。 The stationary blades constituting the stationary blade row usually include a blade portion and an outer band and an inner band coupled to the radial outer end and inner end of the blade portion, respectively. The stationary blade is attached to the compressor casing by fixing the outer band to the inner circumference of the compressor casing. The outer band and the inner band each have a shape that forms a ring as a whole in a state where all the stationary blades constituting the stationary blade row are attached to the compressor casing. At this time, the outer band The inner surface and the outer surface of the inner band form a radial outer boundary surface and a radial inner boundary surface of the mainstream flow path, which will be described later, respectively.
動翼列を構成する動翼の翼部、及び、静翼列を構成する静翼の翼部は、軸方向に延びる環状の主流流路内に配置されている。主流流路は、軸流圧縮機の作動流体である空気が流れる流路である。主流流路を流れる空気は、動翼列を通過する際に回転エネルギーを付与されて絶対流速が上昇する一方で相対流速が減少することにより静圧が上昇し、静翼列を通過する際に絶対流速が減少することにより静圧が上昇する、という過程が繰り返されることにより、次第に圧縮される。 The blades of the rotor blades constituting the rotor blades and the blades of the rotor blades forming the rotor blades are arranged in the annular mainstream flow path extending in the axial direction. The mainstream flow path is a flow path through which air, which is the working fluid of the axial flow compressor, flows. Rotational energy is applied to the air flowing through the mainstream flow path when passing through the rotor blade row, and while the absolute flow velocity increases, the static pressure rises due to the decrease in the relative flow velocity, and when passing through the rotor blade row, By repeating the process in which the static pressure rises as the absolute flow velocity decreases, it is gradually compressed.
ここで、主流流路の径方向外端は、動翼列においては、動翼の翼部の径方向外端と対向する圧縮機ケーシングの内周面によって、静翼列においては、静翼のアウターバンドの内面によって、それぞれ画定されている。また、主流流路の径方向内端は、動翼列においては、動翼のプラットフォームの外面によって、静翼列においては、静翼のインナーバンドの外面によって、それぞれ画定されている。 Here, the radial outer end of the mainstream flow path is formed by the inner peripheral surface of the compressor casing facing the radial outer end of the blade portion of the rotor blade in the rotor blade row. Each is defined by the inner surface of the outer band. The radial inner end of the mainstream flow path is defined by the outer surface of the blade platform in the rotor blade row and by the outer surface of the inner band of the rotor blade in the rotor blade row.
一方、動翼列と静翼列の間の部位において、主流流路の径方向外端は、圧縮機ケーシングの内周面によって画定されているが、主流流路の径方向内端には、実体としての面が存在しない。これは、動翼のプラットフォームと静翼のインナーバンドの間には、前者が回転部品であり後者が静止部品であるために、軸方向のギャップが存在するからである。そこで、当該ギャップにおいては、これを挟んで軸方向に隣接する動翼のプラットフォームの外面と静翼のインナーバンドの外面の軸方向における端部（上流端又は下流端）同士を結ぶ仮想的な面が、主流流路の径方向内端を画定していると見なす。 On the other hand, in the portion between the moving blade row and the stationary blade row, the radial outer end of the mainstream flow path is defined by the inner peripheral surface of the compressor casing, but the radial inner end of the mainstream flow path is defined. There is no surface as an entity. This is because there is an axial gap between the platform of the moving wing and the inner band of the stationary wing because the former is a rotating part and the latter is a stationary part. Therefore, in the gap, a virtual surface connecting the outer surface of the moving blade platform and the outer surface of the inner band of the stationary blade in the axial direction (upstream end or downstream end) adjacent to each other in the axial direction. Is considered to define the radial inner end of the mainstream flow path.
主流流路は、以上のように、その径方向外端及び内端を画定されているが、径方向外端を画定する面を径方向外側境界面、径方向内端を画定する面を径方向内側境界面と称することにする。また、径方向外側境界面及び径方向内側境界面のそれぞれと、子午面（軸流圧縮機の回転中心軸を含む平面）との交線を、径方向外側境界線及び径方向内側境界線と称することにする。 As described above, the mainstream flow path is defined with its radial outer end and inner end, but the surface defining the radial outer end is the radial outer boundary surface, and the surface defining the radial inner end is the diameter. It will be referred to as the directional inner interface. In addition, the intersection of the radial outer boundary surface and the radial inner boundary surface and the meridional surface (the plane including the rotation center axis of the axial flow compressor) is defined as the radial outer boundary line and the radial inner boundary line. I will call it.
主流流路の子午面における断面形状（即ち、径方向外側境界線及び径方向内側境界線の形状）は、軸流圧縮機の要求仕様を満足すべく決定されるが、軸流圧縮機の後段部（最下流の段を含む幾つかの段）においては、径方向外側境界線及び径方向内側境界線が、軸方向にほぼ平行（上下方向を径方向、左右方向を軸方向（左が上流側、右が下流側）として描いた図においては、ほぼ水平）となることが多い。 The cross-sectional shape of the meridional surface of the mainstream flow path (that is, the shape of the radial outer boundary line and the radial inner boundary line) is determined to satisfy the required specifications of the axial flow compressor, but is the latter stage of the axial flow compressor. In the part (several steps including the most downstream step), the radial outer boundary line and the radial inner boundary line are almost parallel in the axial direction (vertical direction is radial direction, left and right direction is axial direction (left is upstream). In the figure drawn with the side and right as the downstream side), it is often almost horizontal).
このような形状の主流流路を備える軸流圧縮機において、後段部の動翼列における主流流路の径方向内側境界線を、下流側へ向かって径が拡大するようなもの（即ち、上述したような図においては、右上がりとなるようなもの）とすることにより、当該動翼列の効率が向上することが知られている。これは、翼部の後縁近傍におけるコーナー剥離が抑制され、これに起因する全圧損失が低減するためである。 In an axial compressor provided with a mainstream flow path having such a shape, the diameter of the radial inner boundary line of the mainstream flow path in the rear rotor blade row is expanded toward the downstream side (that is, described above). It is known that the efficiency of the rotor blade train is improved by setting the rotor blade row upward to the right in such a figure. This is because corner peeling in the vicinity of the trailing edge of the wing portion is suppressed, and the total pressure loss caused by this is reduced.
ただし、この場合には、全体として軸方向にほぼ平行に延びる形状を維持すべく、径方向内側境界線は、動翼列において下流側へ向かって径を拡大させた分だけ、静翼列において下流側へ向かって径を縮小させる必要があった。そして、そのような静翼列における径方向内側境界線は、通常、静翼列の入口（インナーバンドの上流端）に対応する点と、静翼列の出口（インナーバンドの下流端）に対応する点とを結ぶ直線とされていた。 However, in this case, in order to maintain the shape extending almost parallel to the axial direction as a whole, the radial inner boundary line is formed in the rotor blade row by the amount that the diameter is increased toward the downstream side in the rotor blade row. It was necessary to reduce the diameter toward the downstream side. And, the radial inner boundary line in such a stationary blade row usually corresponds to the point corresponding to the inlet of the stationary blade row (upstream end of the inner band) and the outlet of the stationary blade row (downstream end of the inner band). It was supposed to be a straight line connecting the points to be used.
しかしながら、径方向内側境界線を、動翼列において下流側へ向かって径を拡大させた分だけ、静翼列において下流側へ向かって直線的に径が縮小するようなものとすると、静翼列を通過する空気の減速量が大きくなり、流れの剥離が発生して全圧損失が増大する結果、静翼列の効率が低下してしまうという問題があった。この静翼列の効率の低下は、上述した動翼列の効率の向上を相殺する（場合によっては、これを上回る）ものであり、軸流圧縮機の全体効率を向上させるために、その抑制が求められていた。 However, assuming that the radial inner boundary line is linearly reduced in diameter toward the downstream side in the rotor blade row by the amount that the diameter is increased toward the downstream side in the rotor blade row, the stationary blade is used. There is a problem that the deceleration amount of the air passing through the row is increased, the flow is separated, the total pressure loss is increased, and the efficiency of the blade row is lowered. This decrease in the efficiency of the stationary blade train offsets (in some cases exceeds) the above-mentioned improvement in the efficiency of the moving blade train, and suppresses it in order to improve the overall efficiency of the axial flow compressor. Was sought.
本開示は、以上のような問題点に鑑みてなされたものであって、後段部の動翼列における主流流路の径方向内側境界線が、下流側へ向かって径が拡大するようなものとされている場合に、全体効率を向上させるべく、静翼列の効率の低下を可及的に抑制することができる軸流圧縮機を提供することを目的とする。 The present disclosure has been made in view of the above problems, and the radial inner boundary line of the mainstream flow path in the moving blade row in the rear stage expands in diameter toward the downstream side. In this case, it is an object of the present invention to provide an axial flow compressor capable of suppressing a decrease in the efficiency of the stationary blade row as much as possible in order to improve the overall efficiency.
上記課題を解決するために、本開示の軸流圧縮機は、径方向外側境界面及び径方向内側境界面によって画定される環状の主流流路と、前記主流流路内に配置された少なくとも１つの静翼列と、前記主流流路内における前記静翼列の直上流及び直下流にそれぞれ配置された上流側動翼列及び下流側動翼列と、を含み、前記主流流路の前記径方向内側境界面と子午面との交線である径方向内側境界線は、
（１）前記上流側動翼列及び前記下流側動翼列のそれぞれの下流端において上流端よりも径方向外側に位置し、
（２）前記静翼列の下流端において上流端よりも径方向内側に位置し、
且つ、
（３）前記静翼列の上流端と下流端の間において、これらを結ぶ直線よりも径方向内側に位置し、且つ、上流側の曲線部と下流側の直線部とから成っており、
前記曲線部は、前記直線部との接続点及び前記静翼列の上流端のそれぞれにおいて、それぞれ下流側及び上流側に位置する前記径方向内側境界線と滑らかに接続されている。
In order to solve the above problems, the axial flow compressor of the present disclosure includes an annular mainstream flow path defined by a radial outer boundary surface and a radial inner boundary surface, and at least one arranged in the mainstream flow path. The diameter of the mainstream flow path includes the two stationary blade rows and the upstream and downstream blade rows arranged immediately upstream and downstream of the stationary blade row in the mainstream flow path, respectively. The radial inner boundary, which is the intersection of the inner interface and the meridional surface, is
(1) At each downstream end of the upstream rotor blade row and the downstream rotor blade row, the rotor blade row is located radially outside the upstream end.
(2) Located at the downstream end of the stationary blade row in the radial direction from the upstream end,
and,
(3) Between the upstream end and the downstream end of the stationary blade row, it is located radially inside the straight line connecting them, and is composed of a curved portion on the upstream side and a straight portion on the downstream side.
The curved portion is smoothly connected to the radial inner boundary line located on the downstream side and the upstream side, respectively, at the connection point with the straight portion and the upstream end of the stationary blade row.
本開示の軸流圧縮機によれば、後段部の動翼列における主流流路の径方向内側境界線が、下流側へ向かって径が拡大するようなものとされている場合に、静翼列の効率の低下を可及的に抑制することができ、ひいては軸流圧縮機全体の効率を向上させることができるという、優れた効果を得ることができる。 According to the axial flow compressor of the present disclosure, when the radial inner boundary line of the mainstream flow path in the rear rotor blade row is set to increase in diameter toward the downstream side, the stationary blade It is possible to obtain an excellent effect that the decrease in the efficiency of the row can be suppressed as much as possible, and the efficiency of the entire axial compressor can be improved.
以下、本開示の実施形態について、図面を参照しながら詳細に説明する。 Hereinafter, embodiments of the present disclosure will be described in detail with reference to the drawings.
図１は、本開示の実施形態の軸流圧縮機の後段部における主流流路の子午面における断面形状を示す概略説明図である。 FIG. 1 is a schematic explanatory view showing a cross-sectional shape of a mainstream flow path in a meridional surface in a rear portion of an axial compressor according to an embodiment of the present disclosure.
主流流路１００は、矢印ＡＦで示すように空気が流れる環状の流路であって、その内部には、静翼（列）１２０が配置されている。静翼（列）１２０の直上流及び直下流には、それぞれ上流側動翼（列）１１０及び下流側動翼（列）１３０が配置されている。なお、図１においては、上流側動翼（列）１１０の翼部の前縁１１０Ｌ及び後縁１１０Ｔ、静翼（列）１２０の翼部の前縁１２０Ｌ及び後縁１２０Ｔ、並びに、下流側動翼（列）１３０の翼部の前縁１３０Ｌ及び後縁１３０Ｔを、模式的に直線で示している。
The
主流流路１００の径方向外端は、圧縮機ケーシング（図示省略）の内面によって形成される径方向外側境界面によって画定されるが、主流流路１００の子午面における断面形状を示す図１において、当該径方向外側境界面は、径方向外側境界線２００として示されている。
The radial outer end of the
一方、主流流路１００の径方向内端は、径方向内側境界面によって画定されるが、主流流路１００の子午面における断面形状を示す図１において、当該径方向内側境界面は、径方向内側境界線３００として示されている。
On the other hand, the radial inner end of the
背景技術欄で述べたように、軸流圧縮機の後段部における主流流路１００の径方向内側境界線３００は、軸方向にほぼ平行（上下方向が径方向Ｒに、左右方向が軸方向Ｘ（左が上流側、右が下流側）に、それぞれ対応する図１においては、ほぼ水平）に延びている。このことを示すために、図１には、軸方向に平行な（同図においては水平な）仮想的な直線Ｌを示してある。
As described in the background technology column, the radial
以下、主流流路１００の径方向内側境界線３００の形状について詳述する。
Hereinafter, the shape of the radial
図１において、径方向内側境界線３００の上には、形状の定義にあたって必要となる複数の点が示されている。
In FIG. 1, a plurality of points necessary for defining the shape are shown on the radial
３１０Ｕ及び３１０Ｄは、それぞれ上流側動翼１１０のプラットフォーム（図示省略）の上流端及び下流端に対応する点である。また、３２０Ｕ及び３２０Ｄは、それぞれ静翼１２０のインナーバンド（図示省略）の上流端及び下流端に対応する点である。さらに、３３０Ｕ及び３３０Ｄは、それぞれ下流側動翼１３０のプラットフォーム（図示省略）の上流端及び下流端に対応する点である。
The
径方向内側境界線３００のうち、点３１０Ｕから点３１０Ｄまでの区間、点３２０Ｕから点３２０Ｄまでの区間、点３３０Ｕから点３３０Ｄまでの区間を、便宜的にそれぞれ上流側動翼列区間３１０、静翼列区間３２０、下流側動翼列区間３３０と称することにする。
Of the radial
また、点３１０Ｄから点３２０Ｕまでの区間は、上流側動翼１１０のプラットフォームの下流端と静翼１２０のインナーバンドの上流端の間に存在するギャップに対応する区間であり、これを静翼列上流側ギャップ区間３１５と称することにする。さらに、点３２０Ｄから点３３０Ｕまでの区間は、静翼１２０のインナーバンドの下流端と下流側動翼１３０のプラットフォームの上流端の間に存在するギャップに対応する区間であり、これを静翼列下流側ギャップ区間３２５と称することにする。
The section from the
上流側動翼列区間３１０及び下流側動翼列区間３３０は、下流側へ向かって径が拡大する（即ち、図１において右上がりとなる）ものとして構成されている。即ち、上流側動翼列区間３１０の下流端の点３１０Ｄは、上流端の点３１０Ｕよりも径方向外側に位置している。同様に、下流側動翼列区間３３０の下流端の点３３０Ｄは、上流端の点３３０Ｕよりも径方向外側に位置している。
The upstream rotor
静翼列上流側ギャップ区間３１５及び静翼列下流側ギャップ区間３２５は、仮想的な面であり、便宜上、径が一定（即ち、図１において水平）の区間と見なす。
The
なお、図１においては、上流側動翼列区間３１０及び静翼列上流側ギャップ区間３１５を共に直線として示しているが、上流側動翼列区間３１０は、点３１０Ｄにおいて静翼列上流側ギャップ区間３１５と滑らかに接続される曲線を含んでいることが好ましい。同様に、図１においては、静翼列下流側ギャップ区間３２５及び下流側動翼列区間３３０を共に直線として示しているが、下流側動翼列区間３３０は、点３３０Ｕにおいて静翼列下流側ギャップ区間３２５と滑らかに接続される曲線を含んでいることが好ましい。
In addition, in FIG. 1, both the upstream side moving
静翼列区間３２０は、上流側動翼列区間３１０において下流側へ向かって径を拡大させた分だけ、下流側へ向かって径が縮小する（即ち、図１において全体として右下がりとなる）ものとして構成されているが、その形状について、以下で詳述する。
The diameter of the stationary
図２は、本開示の実施形態の軸流圧縮機の後段部における主流流路の子午面における断面形状を示す概略説明図であって、径方向内側境界線３００のうち静翼列区間３２０を拡大して示している。
FIG. 2 is a schematic explanatory view showing a cross-sectional shape of the mainstream flow path in the meridional plane in the rear stage of the axial compressor of the present disclosure, and shows a stationary
静翼列区間３２０は、上流側の曲線区間３２０Ｃ（曲線部）及び下流側の直線区間３２０Ｓ（直線部）から成っており、これら両区間は接続点３２０Ｍにおいて滑らかに接続されている。また、静翼列区間３２０は、その上流端の点３２０Ｕにおいて、それよりも上流側の径方向内側境界線３００（即ち静翼列上流側ギャップ区間３１５；図示省略）と、また、その下流端の点３２０Ｄにおいて、それよりも下流側の径方向内側境界線３００（即ち静翼列下流側ギャップ区間３２５；図示省略）と、それぞれ滑らかに接続されている。なお、曲線区間３２０Ｃを構成する曲線としては、例えば３次以上の高次の曲線を用いることができる。
The stationary
上述したように、静翼列区間３２０は、下流側へ向かって径が縮小する（即ち、図２において全体として右下がりとなる）ものとして構成されている。即ち、静翼列区間３２０の下流端の点３２０Ｄは、上流端の点３２０Ｕよりも径方向内側に位置している。また、静翼列区間３２０は、上流端の点３２０Ｕと下流端の点３２０Ｄを結ぶ直線３２０‘よりも径方向内側に位置している。なお、直線３２０‘は、背景技術欄で述べたように、静翼列区間において下流側へ向かって径が縮小する径方向内側境界線として、従来技術において採用されていたものである。
As described above, the stationary
ここで、曲線区間３２０Ｃと直線区間３２０Ｓとの接続点３２０Ｍの軸方向Ｘ及び径方向Ｒにおける位置は、これを種々に変えてＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics；数値流体力学）解析を行い、静翼１２０の全圧損失係数が最小となるように選定した。
Here, the positions of the
このとき、接続点３２０Ｍの軸方向Ｘにおける位置は、静翼１２０の翼部の前縁１２０Ｌから接続点３２０Ｍまでの軸方向距離Ｌｘを、静翼１２０のアキシャルコード（axial chord；軸方向に計った翼弦長（前縁から後縁までの距離））Ｃｘで除した無次元パラメータＬｘ／Ｃｘで代表させた。なお、アキシャルコードがスパン方向に変化する静翼の場合、アキシャルコードとしては、例えばスパン方向位置５０％における値を用いればよい。
At this time, the position of the
また、接続点３２０Ｍの径方向Ｒにおける位置は、静翼列区間３２０の上流端の点３２０Ｕと接続点３２０Ｍの半径差ＤＲを、静翼列区間３２０の上流端の点３２０Ｕと下流端の点３２０Ｄの半径差ＤＲｔで除した無次元パラメータＤＲ／ＤＲｔで代表させた。
Further, the position of the
無次元パラメータＬｘ／Ｃｘ及びＤＲ／ＤＲｔを種々に変えてＣＦＤ解析を行い、静翼１２０の全圧損失係数を求めた結果を、図３に示す。
FIG. 3 shows the results of obtaining the total pressure drop coefficient of the
図３は、径方向内側境界線３００の静翼列区間３２０における曲線区間３２０Ｃと直線区間３２０Ｓとの接続点３２０Ｍの位置を代表するパラメータを種々に変えた場合の静翼１２０の全圧損失係数を示すグラフであって、（Ａ）は接続点３２０Ｍの軸方向位置を代表するパラメータＬｘ／Ｃｘと全圧損失係数の関係を、（Ｂ）は接続点３２０Ｍの径方向位置を代表するパラメータＤＲ／ＤＲｔと全圧損失係数の関係を、それぞれ示している。なお、両グラフとも、縦軸は全圧損失係数であり、横軸はそれぞれのパラメータをパーセンテージ表示したものである。
FIG. 3 shows the total pressure loss coefficient of the
図３（Ａ）からは、静翼１２０の全圧損失係数を可及的に小さくするためには、接続点３２０Ｍの軸方向位置を代表するパラメータＬｘ／Ｃｘを１０〜３０％とすることが好ましいことが分かる。これは、静翼列１２０のハブ（根元）の近傍（即ち、径方向内側境界面の近傍）においては、マッハ数が極大となるＬｘ／Ｃｘ≒３０％よりも下流側の領域で流れの減速が大きいため、これよりも上流側の領域に曲線区間３２０Ｃを配置して径方向内側境界線３００の静翼列区間３２０を径方向内向きにえぐってマッハ数の極大値を小さく抑えると、これよりも下流側の領域で流れの減速が緩和されるためと考えられる。なお、グラフは、軸流圧縮機が設計点で作動している場合を示している。
From FIG. 3A, in order to reduce the total pressure loss coefficient of the
また、図３（Ｂ）からは、静翼１２０の全圧損失係数を可及的に小さくするためには、接続点３２０Ｍの径方向位置を代表するパラメータＤＲ／ＤＲｔを２５〜７５％とすることが好ましいことが分かる。なお、図中のＤは軸流圧縮機が設計点で作動している場合を、ＮＳは軸流圧縮機が絞り側の条件（Near Stall条件）で作動している場合を、それぞれ示しているが、いずれの場合においても、パラメータＤＲ／ＤＲｔを２５〜７５％とした場合に、全圧損失係数を小さく抑えられることが分かる。
Further, from FIG. 3B, in order to reduce the total pressure loss coefficient of the
そこで、パラメータＬｘ／Ｃｘを２０％に、パラメータＤＲ／ＤＲｔを５０％に、それぞれ設定してＣＦＤ解析を行い、静翼１２０の全圧損失係数のスパン方向分布を求めた結果を、図４に示す。
Therefore, CFD analysis was performed with the parameters Lx / Cx set to 20% and the parameters DR / DRt set to 50%, respectively, and the results of obtaining the span direction distribution of the total pressure loss coefficient of the
図４は、静翼１２０の全圧損失係数のスパン方向分布を示すグラフであって、縦軸はスパン方向位置（翼部のハブから計った高さを翼部の全高で除した無次元値をパーセンテージ表示したもの）、横軸は全圧損失係数である。また、図中のＩＶは本開示の実施形態の軸流圧縮機（径方向内側境界線３００のうち静翼列区間３２０として、曲線区間３２０Ｃ及び直線区間３２０Ｓから成る上述した態様のものを採用した場合）における静翼１２０の全圧損失係数を、ＰＡは従来技術による軸流圧縮機（径方向内側境界線のうち静翼列区間として、その上流端の点と下流端の点を結ぶ直線（３２０‘）を採用した場合）を、それぞれ示している。
FIG. 4 is a graph showing the distribution of the total pressure loss coefficient of the
図４に示すように、スパン方向位置０〜４０％の領域において、本開示の実施形態の軸流圧縮機における静翼１２０の全圧損失係数（ＩＶ）が、従来技術による軸流圧縮機における静翼の全圧損失係数（ＰＡ）と比較して、全体的に小さく抑えられていることが分かる。なお、ハブのごく近くの領域（スパン方向位置約３％を中心とする領域）において、本開示の実施形態の軸流圧縮機における静翼１２０の全圧損失係数（ＩＶ）が、従来技術による軸流圧縮機における静翼の全圧損失係数（ＰＡ）を上回っているが、当該領域を通過する空気の流量は僅かであるため、その影響は微小である。即ち、本開示の実施形態の軸流圧縮機における静翼１２０の全圧損失係数（ＩＶ）は、従来技術による軸流圧縮機における静翼の全圧損失係数（ＰＡ）と比較して、全体として小さく抑えられているといえる。
As shown in FIG. 4, in the region of the
１００ 主流流路
１１０ 上流側動翼列
１２０ 静翼列
１３０ 下流側動翼列
３００ 径方向内側境界線
３２０Ｃ 曲線区間（曲線部）
３２０Ｍ 接続点
３２０Ｓ 直線区間（直線部）
100
Claims (2)
前記主流流路内に配置された少なくとも１つの静翼列と、
前記主流流路内における前記静翼列の直上流及び直下流にそれぞれ配置された上流側動翼列及び下流側動翼列と、を含む軸流圧縮機であって、
前記主流流路の前記径方向内側境界面と子午面との交線である径方向内側境界線は、
（１）前記上流側動翼列及び前記下流側動翼列のそれぞれの下流端において上流端よりも径方向外側に位置し、
（２）前記静翼列の下流端において上流端よりも径方向内側に位置し、
且つ、
（３）前記静翼列の上流端と下流端の間において、これらを結ぶ直線よりも径方向内側に位置し、且つ、上流側の曲線部と下流側の直線部とから成っており、
前記曲線部は、前記直線部との接続点及び前記静翼列の上流端のそれぞれにおいて、それぞれ下流側及び上流側に位置する前記径方向内側境界線と滑らかに接続されている、軸流圧縮機。 An annular mainstream flow path defined by a radial outer interface and a radial inner interface,
With at least one stationary blade array arranged in the mainstream flow path,
An axial flow compressor including an upstream-side moving wing train and a downstream-side moving wing train arranged immediately upstream and immediately downstream of the stationary blade train in the mainstream flow path, respectively.
The radial inner boundary line, which is the line of intersection between the radial inner boundary surface and the meridional surface of the mainstream flow path, is
(1) Located at each downstream end of the upstream side moving wing train and the downstream side moving wing train, and located radially outside the upstream end.
(2) Located at the downstream end of the stationary blade row in the radial direction from the upstream end,
and,
(3) Between the upstream end and the downstream end of the stationary blade row, it is located radially inside the straight line connecting them, and is composed of a curved portion on the upstream side and a straight portion on the downstream side.
Axial flow compression in which the curved portion is smoothly connected to the radial inner boundary line located on the downstream side and the upstream side, respectively, at the connection point with the straight portion and the upstream end of the stationary blade row. Machine.
前記径方向内側境界線の前記静翼列の上流端に対応する点と前記接続点の半径差をＤＲ、前記径方向内側境界線の前記静翼列の上流端に対応する点と下流端に対応する点の半径差をＤＲｔとするとき、ＤＲをＤＲｔで除したパラメータは０．２５〜０．７５の範囲にある、
請求項１に記載の軸流圧縮機。 When the axial distance from the front edge of the stationary blades constituting the stationary blade row to the connection point is Lx and the axial code of the stationary blade is Cx, the parameter obtained by dividing Lx by Cx is 0.1 to 0. In the range of 3
The radial difference between the point corresponding to the upstream end of the stationary blade row and the connection point of the radial inner boundary line is DR, and the point corresponding to the upstream end of the stationary blade row and the downstream end of the radial inner boundary line When the radius difference of the corresponding points is DRt, the parameter obtained by dividing DR by DRt is in the range of 0.25 to 0.75.
The axial flow compressor according to claim 1.
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