JPH0452365B2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- JPH0452365B2 JPH0452365B2 JP58079889A JP7988983A JPH0452365B2 JP H0452365 B2 JPH0452365 B2 JP H0452365B2 JP 58079889 A JP58079889 A JP 58079889A JP 7988983 A JP7988983 A JP 7988983A JP H0452365 B2 JPH0452365 B2 JP H0452365B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- stator
- sectional shape
- loss
- cross
- 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 - Lifetime
Links
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 10
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 9
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明は軸流タービンに係り、特に翼の長さに
応じて各段落の静翼の翼断面形状を決定し、ター
ビンの全段落にわたつて高い性能を維持できるよ
うにした軸流タービンに関する。
応じて各段落の静翼の翼断面形状を決定し、ター
ビンの全段落にわたつて高い性能を維持できるよ
うにした軸流タービンに関する。
一般に蒸気タービンのように軸流タービンは、
第１図に示したように、ノズルダイアフラム１を
有し、このノズルダイアフラム１はノズルダイア
フラム内輪２とノズル外輪３とこれらの間に円周
方向に多数配列された静翼４とから構成されてい
る。また回転軸５と一体のデイスク６には多数の
動翼７が設けられている。
第１図に示したように、ノズルダイアフラム１を
有し、このノズルダイアフラム１はノズルダイア
フラム内輪２とノズル外輪３とこれらの間に円周
方向に多数配列された静翼４とから構成されてい
る。また回転軸５と一体のデイスク６には多数の
動翼７が設けられている。
蒸気等の作動流体はノズルダイアフラム内輪２
の外周面８とノズル外輪の内周面９とで形成され
る環状の通路内を軸方向に流れ、静翼４を通過す
ることによつて充分な旋回力が与えられたのちに
動翼７に入り、ここで作動流体の旋回力が動翼７
を介して回転軸５の回転力に変換される。動翼７
から流出した作動流体は次段の静翼に入り同様の
作動が繰り返される。このようにして作動流体の
持つエネルギが回転軸の動力へと変換されるが、
作動流体が静翼４を通過する際に、作動流体のも
つ粘性のために静翼４の表面および外周面８と内
周面９には速度の遅い境界層が発生し、タービン
の仕事に関与しないプロフイール損失を伴う。
の外周面８とノズル外輪の内周面９とで形成され
る環状の通路内を軸方向に流れ、静翼４を通過す
ることによつて充分な旋回力が与えられたのちに
動翼７に入り、ここで作動流体の旋回力が動翼７
を介して回転軸５の回転力に変換される。動翼７
から流出した作動流体は次段の静翼に入り同様の
作動が繰り返される。このようにして作動流体の
持つエネルギが回転軸の動力へと変換されるが、
作動流体が静翼４を通過する際に、作動流体のも
つ粘性のために静翼４の表面および外周面８と内
周面９には速度の遅い境界層が発生し、タービン
の仕事に関与しないプロフイール損失を伴う。
一方、軸流タービンの静翼のように円弧状の曲
面を有する流路では、流路内に流線の曲率に基づ
く圧力分布が生じ、第２図に示される静翼腹側１
Ｐでは圧力が高く、静翼背側１Sでは圧力が低くな
る。この圧力分布は主流の流速および上記曲率に
よつて支配されるが、外周面８および内周面９の
近傍における流速は境界層のために主流の流速に
比べて小さく、このため圧力差に対抗するだけ十
分な遠心力が得られず、内外周面に沿つて静翼腹
側１Pから静翼背側１Sに向う二次流れ１０が誘起
され渦１１が発生し二次損失を伴う。
面を有する流路では、流路内に流線の曲率に基づ
く圧力分布が生じ、第２図に示される静翼腹側１
Ｐでは圧力が高く、静翼背側１Sでは圧力が低くな
る。この圧力分布は主流の流速および上記曲率に
よつて支配されるが、外周面８および内周面９の
近傍における流速は境界層のために主流の流速に
比べて小さく、このため圧力差に対抗するだけ十
分な遠心力が得られず、内外周面に沿つて静翼腹
側１Pから静翼背側１Sに向う二次流れ１０が誘起
され渦１１が発生し二次損失を伴う。
第３図は第１図のＡ−Ａ線に沿つた静翼の断面
形状を示したものであり、基準線ｍ−ｎとｐ−ｑ
との交叉角α1は作動流体の入口角を示し、基準線
ｒ−ｓとｔ−ｕとの交叉角α2は出口角を示してい
る。従来用いられているフリー・ボルテツクス・
デザインを採用すると、静翼出口では半径と流体
速度の回転方向成分との積が一定となるように出
口角度α2が半径方向に分布を持つが、翼断面形状
としてはほぼ同一のものを半径方向にひねりなが
ら積み重ねた形状の静翼が使用される。翼断面形
状はプロフイール損失を極力小さくするような形
状が用いられる。従来の亜音速段落からなる多段
式軸流タービンでは、全段落にわたつて同一の基
本断面形状が用いられる。また、一段の衝動ター
ビンにおいては、入口角度α1＝90゜、出口角度α2
＝11〜15゜が設定される。
形状を示したものであり、基準線ｍ−ｎとｐ−ｑ
との交叉角α1は作動流体の入口角を示し、基準線
ｒ−ｓとｔ−ｕとの交叉角α2は出口角を示してい
る。従来用いられているフリー・ボルテツクス・
デザインを採用すると、静翼出口では半径と流体
速度の回転方向成分との積が一定となるように出
口角度α2が半径方向に分布を持つが、翼断面形状
としてはほぼ同一のものを半径方向にひねりなが
ら積み重ねた形状の静翼が使用される。翼断面形
状はプロフイール損失を極力小さくするような形
状が用いられる。従来の亜音速段落からなる多段
式軸流タービンでは、全段落にわたつて同一の基
本断面形状が用いられる。また、一段の衝動ター
ビンにおいては、入口角度α1＝90゜、出口角度α2
＝11〜15゜が設定される。
翼の断面形状を決定するパラメータとしては、
翼出口端から翼形の最大厚み部分に内接する円の
中心点までの軸方向距離l1と、静翼の入口角と出
口角との基準線ｍ−ｎとｒ−ｓの延長線の交点ｏ
までの軸方向距離l2との比が考えられる。そし
て、翼背側の減速域を極力減らしてプロフイール
損失を小さくした場合l1／l2＝1.6〜1.9の範囲とな
る。しかし、実際のタービンの静翼として使用す
る場合、前記の距離比のl1／l2を有する翼形はプ
ロフイール損失は小さいが、二次流れの影響によ
り、翼長が短い静翼では全体的な損失が急激に増
大する。
翼出口端から翼形の最大厚み部分に内接する円の
中心点までの軸方向距離l1と、静翼の入口角と出
口角との基準線ｍ−ｎとｒ−ｓの延長線の交点ｏ
までの軸方向距離l2との比が考えられる。そし
て、翼背側の減速域を極力減らしてプロフイール
損失を小さくした場合l1／l2＝1.6〜1.9の範囲とな
る。しかし、実際のタービンの静翼として使用す
る場合、前記の距離比のl1／l2を有する翼形はプ
ロフイール損失は小さいが、二次流れの影響によ
り、翼長が短い静翼では全体的な損失が急激に増
大する。
第４図はl1／l2＝1.8、入口角度α1＝90゜、出口角
度α2＝12゜の静翼に対する翼長〔mm〕と損失〔％〕
との関係を示したものである。図から明らかなよ
うに、70mm以下の短い翼長では全体的な損失が急
増していることがわかる。
度α2＝12゜の静翼に対する翼長〔mm〕と損失〔％〕
との関係を示したものである。図から明らかなよ
うに、70mm以下の短い翼長では全体的な損失が急
増していることがわかる。
そこで本発明の目的は、タービンの全段落にわ
たつて高い性能を維持できるようにした軸流ター
ビンを提供することにある。
たつて高い性能を維持できるようにした軸流ター
ビンを提供することにある。
上記目的を達成するために、本発明の軸流ター
ビンは、静翼と動翼とを組合わせて各段落を構成
し、作動流体の上流側から下流側に向つて漸次長
い翼長の静翼と動翼とからなる段落を同軸的に配
置した多段式の軸流タービンにおいて；前記静翼
は、その長手方向各部の翼断面形状が、その静翼
の翼長に対応するほぼ等しい距離比l1／l2を有し、
前記距離比l1／l2は翼長が長い静翼に対しては相
対的に小さく、翼長が短い静翼に対しては相対的
に大きくなるように各段落の静翼の距離比l1／l2
を選定し、この距離比l1／l2に基づいて翼断面形
状が選定されていることを特徴とするものであ
る。
ビンは、静翼と動翼とを組合わせて各段落を構成
し、作動流体の上流側から下流側に向つて漸次長
い翼長の静翼と動翼とからなる段落を同軸的に配
置した多段式の軸流タービンにおいて；前記静翼
は、その長手方向各部の翼断面形状が、その静翼
の翼長に対応するほぼ等しい距離比l1／l2を有し、
前記距離比l1／l2は翼長が長い静翼に対しては相
対的に小さく、翼長が短い静翼に対しては相対的
に大きくなるように各段落の静翼の距離比l1／l2
を選定し、この距離比l1／l2に基づいて翼断面形
状が選定されていることを特徴とするものであ
る。
以下本発明による軸流タービンの実施例を第５
図乃至第１２図を参照して説明する。
図乃至第１２図を参照して説明する。
第５図において、回転軸５の軸上には軸方向に
所定の距離をおいて６個のデイスク６，６，…６
が一体に形成され、それぞれの外周端には翼長を
漸次増大させた動翼７，７，…７が設けられてい
る。そして、これらの動翼７，７，…７の手前に
は、それぞれノズルダイアフラム１，１，…１が
配置され、各ノズルダイアフラム１は、ノズルダ
イアフラム内輪２とノズル外輪３とこれらの間に
円周方向に多数配列された静翼４，４，…４とか
ら構成されている。そして本発明によれば、これ
ら静翼４はそれぞれ、その翼長に応じてほぼ同一
の翼断面形状を有している。すなわち、第１段の
静翼の翼断面形状ａ−ａ、第２段乃至第４段の翼
断面形状ｂ−ｂおよび第５段および第６段の翼断
面形状ｃ−ｃは、第６図に示したようにそれぞれ
異なつている。これらの翼断面形状の距離比l1／
l2と翼長Ｈ〔mm〕との関係は次のように定められ
る。
所定の距離をおいて６個のデイスク６，６，…６
が一体に形成され、それぞれの外周端には翼長を
漸次増大させた動翼７，７，…７が設けられてい
る。そして、これらの動翼７，７，…７の手前に
は、それぞれノズルダイアフラム１，１，…１が
配置され、各ノズルダイアフラム１は、ノズルダ
イアフラム内輪２とノズル外輪３とこれらの間に
円周方向に多数配列された静翼４，４，…４とか
ら構成されている。そして本発明によれば、これ
ら静翼４はそれぞれ、その翼長に応じてほぼ同一
の翼断面形状を有している。すなわち、第１段の
静翼の翼断面形状ａ−ａ、第２段乃至第４段の翼
断面形状ｂ−ｂおよび第５段および第６段の翼断
面形状ｃ−ｃは、第６図に示したようにそれぞれ
異なつている。これらの翼断面形状の距離比l1／
l2と翼長Ｈ〔mm〕との関係は次のように定められ
る。
Ｈ＜50mmのとき
l1／l2＝2.7（第６図ａ）
50mm≦Ｈ≦100mmのとき
l1／l2＝2.2（第６図ｂ）
100mm＜Ｈのとき
l1／l2＝1.8（第６図ｃ）
次に第５図および第６図のように構成された本
発明による軸流タービンの効果について考察す
る。
発明による軸流タービンの効果について考察す
る。
静翼出口端から翼形の最大厚さ部分に内接する
円の中心点までの軸方向距離l1と、静翼出口端か
ら静翼入口角と出口角の基準線の交点までの距離
l2との比l1／l2が大きくなるほど、翼の出口端近
くで背側と腹側の圧力差が大きくなる。
円の中心点までの軸方向距離l1と、静翼出口端か
ら静翼入口角と出口角の基準線の交点までの距離
l2との比l1／l2が大きくなるほど、翼の出口端近
くで背側と腹側の圧力差が大きくなる。
第７図は翼面上の圧力分布を示したものであ
り、l1／l2＝2.7の場合、翼入口端近くで背側と腹
側の圧力差が小さく、出口端近くで圧力差が大き
くなつている。またl1／l2＝1.8の場合、l1／l2＝
2.7の場合に比べて翼入口端での背側と腹側の圧
力差が大きくなつている。二次流れは翼入口端近
傍の背側と腹側との圧力差に起因して発生するの
で、l1／l2＝2.7の静翼の方が二次損失を小さく抑
えることができる。ただし、l1／l2＝2.7の静翼は
l1／l2＝1.8の静翼に比べて背側スロート以降の圧
力上昇が大きいため背側における翼面境界層が発
達してプロフイール損失が大きくなる。
り、l1／l2＝2.7の場合、翼入口端近くで背側と腹
側の圧力差が小さく、出口端近くで圧力差が大き
くなつている。またl1／l2＝1.8の場合、l1／l2＝
2.7の場合に比べて翼入口端での背側と腹側の圧
力差が大きくなつている。二次流れは翼入口端近
傍の背側と腹側との圧力差に起因して発生するの
で、l1／l2＝2.7の静翼の方が二次損失を小さく抑
えることができる。ただし、l1／l2＝2.7の静翼は
l1／l2＝1.8の静翼に比べて背側スロート以降の圧
力上昇が大きいため背側における翼面境界層が発
達してプロフイール損失が大きくなる。
第８図は第６図に示した翼の断面ａ，ｂ，ｃに
対応して翼長と損失との関係を示したものであ
り、Ｈ＜50mmではl1／l2＝2.7の翼断面形状、50mm
≦Ｈ≦100mmではl1／l2＝2.2の翼断面形状、Ｈ＞
100mmではl1／l2＝1.8の翼断面形状の損失が少な
いことがわかる。これは、翼長が小さい静翼で
は、二次損失が損失の支配的な部分になり、l1／
l2が大きい翼断面形状が有利であり、逆に翼長が
大きい静翼では、プロフイール損失が損失の支配
的な部分になり、l1／l2が小さい翼断面形状が有
利であることによる。
対応して翼長と損失との関係を示したものであ
り、Ｈ＜50mmではl1／l2＝2.7の翼断面形状、50mm
≦Ｈ≦100mmではl1／l2＝2.2の翼断面形状、Ｈ＞
100mmではl1／l2＝1.8の翼断面形状の損失が少な
いことがわかる。これは、翼長が小さい静翼で
は、二次損失が損失の支配的な部分になり、l1／
l2が大きい翼断面形状が有利であり、逆に翼長が
大きい静翼では、プロフイール損失が損失の支配
的な部分になり、l1／l2が小さい翼断面形状が有
利であることによる。
翼長に応じて上記のように損失が最も小さい距
離比l1／l2を有する静翼を用いた場合、全段落に
l1／l2＝1.8の静翼を使つたときに比べて、タービ
ン全体としての損失は約５％低減する。
離比l1／l2を有する静翼を用いた場合、全段落に
l1／l2＝1.8の静翼を使つたときに比べて、タービ
ン全体としての損失は約５％低減する。
第９図はl1／l2とプロフイール損失〔％〕との
関係を示している。図中に示すように、l1／l2の
値が大きくなるにしたがつて、上述したように、
翼の背側の圧力上昇が大きくなり、プロフイール
損失が増大する。
関係を示している。図中に示すように、l1／l2の
値が大きくなるにしたがつて、上述したように、
翼の背側の圧力上昇が大きくなり、プロフイール
損失が増大する。
これに対して、第１０図はl1／l2と二次損失
〔％〕との関係を示している。図中に示すように、
l1／l2の値が大きくなるにしたがつて二次損失は
減少する。この関係は翼長Ｈが小さい静翼におい
て特に顕著であり、Ｈ＝30mmの静翼ではl1／l2の
値が大きくなると、二次損失は急激に減少する。
〔％〕との関係を示している。図中に示すように、
l1／l2の値が大きくなるにしたがつて二次損失は
減少する。この関係は翼長Ｈが小さい静翼におい
て特に顕著であり、Ｈ＝30mmの静翼ではl1／l2の
値が大きくなると、二次損失は急激に減少する。
上記プロフイール損失と二次損失の合計が静翼
の損失となる。この合計された静翼の損失とl1／
l2との関係は第１１図に示したようになる。図中
に示すように、一般に静翼の損失は、翼長Ｈが大
きいほど小さい。また静翼の損失は、l1／l2が小
さい値から大きい値に変化するとき、最初は減少
し、所定のl1／l2以降は増加する。上記のことか
ら、静翼の翼断面形状には、その翼長Ｈに対応し
て、損失が最小となる最適な距離比（l1／l2）pptが
存在することがわかる。
の損失となる。この合計された静翼の損失とl1／
l2との関係は第１１図に示したようになる。図中
に示すように、一般に静翼の損失は、翼長Ｈが大
きいほど小さい。また静翼の損失は、l1／l2が小
さい値から大きい値に変化するとき、最初は減少
し、所定のl1／l2以降は増加する。上記のことか
ら、静翼の翼断面形状には、その翼長Ｈに対応し
て、損失が最小となる最適な距離比（l1／l2）pptが
存在することがわかる。
第１２図はそれぞれの翼長Ｈに対する上記最適
な距離比（l1／l2）pptを示したものである。
な距離比（l1／l2）pptを示したものである。
第１２図の関係を近似式で表わすと下記のよう
になる。
になる。
（l1／l2）ppt＝8.0×H-0.3
この関係を満足するように翼断面形状を選定す
ることにより軸流タービン全体の損失を低減し、
性能向上が図れる。
ることにより軸流タービン全体の損失を低減し、
性能向上が図れる。
ただし、各段落毎に翼断面形状を変えることは
設計および製造の面から好ましくないので、実際
には異なつた翼断面形状を二種類以上設定し、そ
れぞれの使用範囲を第１２図を参照して決定すれ
ばよい。また、実用上、損失が急増しない範囲で
l1／l2と翼長Ｈとの関係を求めると次の関係式が
得られる。
設計および製造の面から好ましくないので、実際
には異なつた翼断面形状を二種類以上設定し、そ
れぞれの使用範囲を第１２図を参照して決定すれ
ばよい。また、実用上、損失が急増しない範囲で
l1／l2と翼長Ｈとの関係を求めると次の関係式が
得られる。
７×H-0.3≦l1／l2≦９×H-0.3
〔発明の効果〕
以上の説明から明らかなように、本発明によれ
ば、損失がほぼ最小となるように翼長に対応して
静翼の翼断面形状を選定し、この最適な翼断面形
状を有する静翼によつて多段式軸流タービンの各
段落を構成するようにしたので、タービンの全段
落にわたつて損失を低減し、タービン効率を大幅
に向上させることができる。
ば、損失がほぼ最小となるように翼長に対応して
静翼の翼断面形状を選定し、この最適な翼断面形
状を有する静翼によつて多段式軸流タービンの各
段落を構成するようにしたので、タービンの全段
落にわたつて損失を低減し、タービン効率を大幅
に向上させることができる。
第１図は軸流タービンの一段落の構成を示した
断面図、第２図は静翼流路における二次流れを示
した説明図、第３図は静翼の翼断面形状を示した
端面図、第４図は翼長と損失との関係を示した線
図、第５図は本発明の一実施例による軸流タービ
ンを示した半断面図、第６図は翼長に応じて異な
る形状を有する静翼の断面を示した説明図、第７
図は静翼の圧力分布を示した線図、第８図は翼長
と損失との関係を示した線図、第９図は静翼のプ
ロフイール損失を示した線図、第１０図は静翼の
二次損失を示した線図、第１１図は静翼の断面形
状と損失の関係を示した線図、第１２図は翼長と
最適断面形状の関係を示した線図である。 １…ノズルダイアフラム、２…ノズルダイアフ
ラム内輪、３…ノズル外輪、４…静翼、５…回転
軸、６…デイスク、７…動翼。
断面図、第２図は静翼流路における二次流れを示
した説明図、第３図は静翼の翼断面形状を示した
端面図、第４図は翼長と損失との関係を示した線
図、第５図は本発明の一実施例による軸流タービ
ンを示した半断面図、第６図は翼長に応じて異な
る形状を有する静翼の断面を示した説明図、第７
図は静翼の圧力分布を示した線図、第８図は翼長
と損失との関係を示した線図、第９図は静翼のプ
ロフイール損失を示した線図、第１０図は静翼の
二次損失を示した線図、第１１図は静翼の断面形
状と損失の関係を示した線図、第１２図は翼長と
最適断面形状の関係を示した線図である。 １…ノズルダイアフラム、２…ノズルダイアフ
ラム内輪、３…ノズル外輪、４…静翼、５…回転
軸、６…デイスク、７…動翼。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 静翼と動翼とを組合わせて各段落を構成し、
作動流体の上流側から下流側に向つて漸次長い翼
長の静翼と動翼とからなる段落を同軸的に配置し
た多段式の軸流タービンにおいて；前記静翼は、
その長手方向各部の翼断面形状が、その静翼の翼
長に対応するほぼ等しい距離比l1／l2を有し、前
記距離比l1／l2は翼長が長い静翼に対しては相対
的に小さく、翼長が短い静翼に対しては相対的に
大きくなるように各段落の静翼の距離比l1／l2を
選定し、この距離比l1／l2に基づいて翼断面形状
が選定されていることを特徴とする軸流タービ
ン。 ２ 上記軸方向距離l1とl2の比l1／l2と静翼の翼長
Ｈとの関係が ７×H-0.3≦l1／l2≦９×H-0.3 となるように静翼の翼断面形状を選定したことを
特徴とする特許請求の範囲第１項記載の軸流ター
ビン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7988983A JPS59206603A (ja) | 1983-05-07 | 1983-05-07 | 軸流タ−ビン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7988983A JPS59206603A (ja) | 1983-05-07 | 1983-05-07 | 軸流タ−ビン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59206603A JPS59206603A (ja) | 1984-11-22 |
| JPH0452365B2 true JPH0452365B2 (ja) | 1992-08-21 |
Family
ID=13702828
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7988983A Granted JPS59206603A (ja) | 1983-05-07 | 1983-05-07 | 軸流タ−ビン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59206603A (ja) |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5218329A (en) * | 1975-08-04 | 1977-02-10 | Fuji Xerox Co Ltd | The sensitive body cleaning device for the electrophotographic copying machine |
-
1983
- 1983-05-07 JP JP7988983A patent/JPS59206603A/ja active Granted
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5218329A (en) * | 1975-08-04 | 1977-02-10 | Fuji Xerox Co Ltd | The sensitive body cleaning device for the electrophotographic copying machine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS59206603A (ja) | 1984-11-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5397215A (en) | Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine | |
| US4653976A (en) | Method of compressing a fluid flow in a multi stage centrifugal impeller | |
| US6283713B1 (en) | Bladed ducting for turbomachinery | |
| US9051839B2 (en) | Supersonic turbine moving blade and axial-flow turbine | |
| JP3528285B2 (ja) | 軸流送風機 | |
| JPS5990797A (ja) | 遠心圧縮機及び圧縮方法 | |
| JP3779360B2 (ja) | ターボ機械の入口段用の超音速分配器 | |
| JP2003074306A (ja) | 軸流タービン | |
| JP2013096411A (ja) | エーロフォイル、圧縮機、ベーン、ガスタービンエンジン、およびステータの列 | |
| GB2270348A (en) | Axial-flow turbine. | |
| JP2017082784A (ja) | スプリッタを搭載した圧縮機 | |
| JPH0610610A (ja) | タービンブレード組立体 | |
| JPS6133968B2 (ja) | ||
| US5447413A (en) | Stator endwall for an elastic-fluid turbine | |
| CN108953222A (zh) | 一种离心叶轮 | |
| JPH0452365B2 (ja) | ||
| JPH07332007A (ja) | タービン静翼 | |
| JP2004263602A (ja) | 軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落 | |
| JPH0478803B2 (ja) | ||
| JP2000104501A (ja) | タービン動翼及びガスタービン及び蒸気タービン | |
| JPH0893404A (ja) | タービンノズルおよびタービン動翼 | |
| JPH03267506A (ja) | 軸流タービンの静翼 | |
| JPH05340265A (ja) | ラジアルタービン動翼 | |
| JPH11173104A (ja) | タービン動翼 | |
| JPH01211605A (ja) | タービンノズル |