JPH05187202A - 亜音速状態のためのタービン機械用の翼 - Google Patents
亜音速状態のためのタービン機械用の翼Info
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- JPH05187202A JPH05187202A JP4169421A JP16942192A JPH05187202A JP H05187202 A JPH05187202 A JP H05187202A JP 4169421 A JP4169421 A JP 4169421A JP 16942192 A JP16942192 A JP 16942192A JP H05187202 A JPH05187202 A JP H05187202A
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- airfoil
- blade
- suction side
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- 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
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-
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- 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
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- Physics & Mathematics (AREA)
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 吸引側の後縁部範囲で翼形損失にとって重要
な運動量損失厚さを減少させることにある。 【構成】 前縁部範囲で吸引側（Ｓ）の大部分に亘って
凸面状に彎曲した翼形をかつ押圧側（Ｄ）の範囲で凹面
状に彎曲した翼形を有する、亜音速状態のためのタービ
ン機械用の翼において、翼形が吸引側の後縁部範囲で凹
面状（Ｋ）に形成されている。
な運動量損失厚さを減少させることにある。 【構成】 前縁部範囲で吸引側（Ｓ）の大部分に亘って
凸面状に彎曲した翼形をかつ押圧側（Ｄ）の範囲で凹面
状に彎曲した翼形を有する、亜音速状態のためのタービ
ン機械用の翼において、翼形が吸引側の後縁部範囲で凹
面状（Ｋ）に形成されている。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、前縁部範囲で吸引側の
大部分に亘って凸面状に彎曲した翼形をかつ押圧側の範
囲で凹面状に彎曲した翼形を有し、翼形全体が連続的な
曲線経過を有している、亜音速状態のためのタービン機
械用の翼に関する。
大部分に亘って凸面状に彎曲した翼形をかつ押圧側の範
囲で凹面状に彎曲した翼形を有し、翼形全体が連続的な
曲線経過を有している、亜音速状態のためのタービン機
械用の翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】このようなタービン機械用の翼の翼形を
設計するばあい一般に、速度最大が吸引側で維持されか
つ損失を伴う次いで生ずる減速ができるだけわずかに維
持されるようにする必要がある。
設計するばあい一般に、速度最大が吸引側で維持されか
つ損失を伴う次いで生ずる減速ができるだけわずかに維
持されるようにする必要がある。
【０００３】公知の翼の翼形は通常吸引側の後縁部の範
囲で直線的に又は多少凸面状に形成されている。
囲で直線的に又は多少凸面状に形成されている。
【０００４】別の公知の可能性は、翼形損失を減少させ
るために、吸引側の境界層の層流から渦流への遷移を流
れを適当に加速することによってできるだけ遅らせるこ
とにある。このことは、渦流の境界層が層流の境界層よ
りも著しく損失を生ぜしめるという事実に基づいてい
る。
るために、吸引側の境界層の層流から渦流への遷移を流
れを適当に加速することによってできるだけ遅らせるこ
とにある。このことは、渦流の境界層が層流の境界層よ
りも著しく損失を生ぜしめるという事実に基づいてい
る。
【０００５】
【発明が解決するための課題】本発明の課題は、翼形損
失が翼後縁部における運動量損失厚さによって著しく影
響を及ぼされるという事実から出発して、冒頭に述べた
形式のタービン機械用の翼において翼後縁部に、運動量
損失厚さをできるだけわずかに維持するための措置を講
ずることにある。
失が翼後縁部における運動量損失厚さによって著しく影
響を及ぼされるという事実から出発して、冒頭に述べた
形式のタービン機械用の翼において翼後縁部に、運動量
損失厚さをできるだけわずかに維持するための措置を講
ずることにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】前記課題は本発明によれ
ば、翼形が吸引側の後縁部範囲で凹面状に形成されてい
ることによって解決された。
ば、翼形が吸引側の後縁部範囲で凹面状に形成されてい
ることによって解決された。
【０００７】この措置によって、吸引側の境界層発生に
有利な影響が及ぼされる。
有利な影響が及ぼされる。
【０００８】特に、凹面状の区分が後縁部から、最も狭
い横断面における隣接する２つの翼間の間隔にほぼ相応
する長さに亘ってのびていると、有利である。
い横断面における隣接する２つの翼間の間隔にほぼ相応
する長さに亘ってのびていると、有利である。
【０００９】遷音速及び超音速の翼形において、吸引側
の流出範囲を凹面状に形成することは公知であるけれど
も、このばあい隣接する翼の適当の形成された押圧側の
流出範囲との機能的な協働においてラバール状態を生ぜ
しめる。
の流出範囲を凹面状に形成することは公知であるけれど
も、このばあい隣接する翼の適当の形成された押圧側の
流出範囲との機能的な協働においてラバール状態を生ぜ
しめる。
【００１０】
【実施例】次に図示の実施例を軸方向貫流式のターボ機
械用の翼に基づき説明する。
械用の翼に基づき説明する。
【００１１】第１図では直線的な翼列として円筒展開図
を図示している。このばあい亜音速状態のためのタービ
ン翼を翼形全体の連続的な経過を以って図示している。
を図示している。このばあい亜音速状態のためのタービ
ン翼を翼形全体の連続的な経過を以って図示している。
【００１２】更に図面では符号Ｓｅで翼弦を、符号Ｓで
翼の吸引側をかつ符号Ｄで翼の押圧側を図示している。
図示の実施例では翼弦長さＳｅに対する翼ピッチの比は
ほぼ０，８である。翼はほぼ５５度の角度θを以って食
い違っている。
翼の吸引側をかつ符号Ｄで翼の押圧側を図示している。
図示の実施例では翼弦長さＳｅに対する翼ピッチの比は
ほぼ０，８である。翼はほぼ５５度の角度θを以って食
い違っている。
【００１３】前縁部の範囲及び吸引側の大部分は凸面状
に彎曲した翼形を備えている。押圧側の範囲は凹面状に
彎曲した翼形を有している。
に彎曲した翼形を備えている。押圧側の範囲は凹面状に
彎曲した翼形を有している。
【００１４】作業媒体によって貫流される最も狭い横断
面Ｑは前記状態では、翼後縁部の吸引側の構成とは無関
係に、翼の押圧側の後縁部から隣接する翼の凸面状の翼
背面までで測定されている。本発明はこの翼後縁部の吸
引側の構成について考慮する。
面Ｑは前記状態では、翼後縁部の吸引側の構成とは無関
係に、翼の押圧側の後縁部から隣接する翼の凸面状の翼
背面までで測定されている。本発明はこの翼後縁部の吸
引側の構成について考慮する。
【００１５】流出側範囲においては翼の翼形は吸引側で
凹面状に形成されている。第２図で詳述されたこの凹面
部は有利には本来の後縁部から、ほぼ上述した横断面Ｑ
の寸法に相応する長さＥに亘ってのびている。
凹面状に形成されている。第２図で詳述されたこの凹面
部は有利には本来の後縁部から、ほぼ上述した横断面Ｑ
の寸法に相応する長さＥに亘ってのびている。
【００１６】第２図では本発明の措置を詳細に示してい
る。このばあい算定の根拠を成すすべての絶対値につい
ては表示しない。それというのもこれら絶対値は極めて
多数のパラメータに関連しているためいずれにせよ十分
な説得力を有していないからである。
る。このばあい算定の根拠を成すすべての絶対値につい
ては表示しない。それというのもこれら絶対値は極めて
多数のパラメータに関連しているためいずれにせよ十分
な説得力を有していないからである。
【００１７】比較のために従来公知の翼形が一点鎖線で
図示されていて、このばあいそれぞれ同じ後縁部厚さか
ら出発する。
図示されていて、このばあいそれぞれ同じ後縁部厚さか
ら出発する。
【００１８】一点鎖線で示された輪郭は直線的な吸引側
の後縁部を示していて、このばあい凸面状の区分への移
行部は図示されていない。
の後縁部を示していて、このばあい凸面状の区分への移
行部は図示されていない。
【００１９】鎖線で示された輪郭は、凸面状の翼背面の
継続部を成す凸面状の翼構成に相応している。
継続部を成す凸面状の翼構成に相応している。
【００２０】一点鎖線で示された輪郭と鎖線で示された
輪郭との間には本発明による凹面状の輪郭Ｋが示されて
いる。
輪郭との間には本発明による凹面状の輪郭Ｋが示されて
いる。
【００２１】制限ない設計規則として輪郭は次のように
説明できる。後縁部コーナから吸引側で接線がひかれ
る。この接線から壁が押圧側の方向にずらされる。
説明できる。後縁部コーナから吸引側で接線がひかれ
る。この接線から壁が押圧側の方向にずらされる。
【００２２】従って新たな輪郭が２つの区分によって形
成される。つまり、偏向点Ｕまで達する極めて緩やかな
凸面度を有する、吸引側に隣接する第１の区分と、偏向
点から後縁部コーナまでのびる本来の凹面状の区分Ｋと
から形成される。
成される。つまり、偏向点Ｕまで達する極めて緩やかな
凸面度を有する、吸引側に隣接する第１の区分と、偏向
点から後縁部コーナまでのびる本来の凹面状の区分Ｋと
から形成される。
【００２３】この翼形は、吸引側の流れ速度が最大に達
した後でまず強い勾配を以ってかつ次いで緩い勾配を以
って減速されるように形成されねばならない。更に必要
であれば後縁部に向けてわずかな加速を生ぜしめること
もできる。
した後でまず強い勾配を以ってかつ次いで緩い勾配を以
って減速されるように形成されねばならない。更に必要
であれば後縁部に向けてわずかな加速を生ぜしめること
もできる。
【００２４】このことが質的及び量的にみてどの様なも
のかは、第３図及び第４図のダイヤグラムで図示されて
いる。両ダイヤグラムの横軸では無次元に翼の翼弦長さ
Ｓｅを示している。
のかは、第３図及び第４図のダイヤグラムで図示されて
いる。両ダイヤグラムの横軸では無次元に翼の翼弦長さ
Ｓｅを示している。
【００２５】第３図の縦軸ではマッハ数Ｍがかつ第４図
の縦軸では翼弦長さに対する運動量損失厚さの無次元の
比Ｊが示されている。符号Ｄで図示した特性曲線列は翼
押圧側でそれぞれ提示される状態をかつ符号Ｓで図示し
た特性曲線列は翼吸引側でそれぞれ提示される状態を示
している。
の縦軸では翼弦長さに対する運動量損失厚さの無次元の
比Ｊが示されている。符号Ｄで図示した特性曲線列は翼
押圧側でそれぞれ提示される状態をかつ符号Ｓで図示し
た特性曲線列は翼吸引側でそれぞれ提示される状態を示
している。
【００２６】実験された翼形に関しては実線の特性曲線
Ｎが本発明の措置を備えた翼形であるのに対して、鎖線
の特性曲線Ｂは吸引側の後縁部の凸面状の経過を有する
翼形のばあいに得られる。
Ｎが本発明の措置を備えた翼形であるのに対して、鎖線
の特性曲線Ｂは吸引側の後縁部の凸面状の経過を有する
翼形のばあいに得られる。
【００２７】このばあい申し分なく理解するために、実
験された両翼形の押圧側でそれぞれ同じ状態が生ずるも
のと仮定する。従って実線の特性曲線ＮＤは両ダイヤグ
ラムにおいて図示されてない鎖線の特性曲線と合致す
る。
験された両翼形の押圧側でそれぞれ同じ状態が生ずるも
のと仮定する。従って実線の特性曲線ＮＤは両ダイヤグ
ラムにおいて図示されてない鎖線の特性曲線と合致す
る。
【００２８】第３図で明らかなように特性曲線ＮＳのば
あい、後縁部に向けてまずマッハ数が著しく減少し次い
で最終値までフラットである。これとは全く異なって特
性曲線ＢＳの経過は最大値から最終値に向けて不変に低
下している。
あい、後縁部に向けてまずマッハ数が著しく減少し次い
で最終値までフラットである。これとは全く異なって特
性曲線ＢＳの経過は最大値から最終値に向けて不変に低
下している。
【００２９】第４図では運動量損失厚さに関し本発明に
よる措置が示されている。
よる措置が示されている。
【００３０】適当な境界層計算によって、第３図のマッ
ハ数分布に類似して特性曲線ＮＳによる速度減少の大き
な勾配がまず運動量損失厚さを著しく増大させることが
明らかとなった。次いで生ずる、後縁部に向かう速度減
少の小さな勾配は運動量損失厚さを申し分なくフラット
にする。
ハ数分布に類似して特性曲線ＮＳによる速度減少の大き
な勾配がまず運動量損失厚さを著しく増大させることが
明らかとなった。次いで生ずる、後縁部に向かう速度減
少の小さな勾配は運動量損失厚さを申し分なくフラット
にする。
【００３１】結果的に本発明による輪郭に基づき翼形損
失にとって重要な後縁部における運動量損失厚さは、特
性曲線ＢＳで明瞭に示されているような凸面状の後縁部
によって得られる比較可能な値よりも小さく維持され
る。
失にとって重要な後縁部における運動量損失厚さは、特
性曲線ＢＳで明瞭に示されているような凸面状の後縁部
によって得られる比較可能な値よりも小さく維持され
る。
【００３２】当然本発明は図示の実施例に限定されるも
のではない。従って有利には本発明は強く偏向するター
ビン翼又は弱く偏向するタービン翼のばあいにも適用で
きる。
のではない。従って有利には本発明は強く偏向するター
ビン翼又は弱く偏向するタービン翼のばあいにも適用で
きる。
【図１】翼の円筒断面の部分的な展開図。
【図２】公知の後縁部構成と本発明による後縁部構成と
を比較して図示した図。
を比較して図示した図。
【図３】押圧側及び吸引側の翼形に関連したマッハ数・
分布を示した線図。
分布を示した線図。
【図４】押圧側及び吸引側の翼形に関連した運動量損失
厚さ・分布を示した線図。
厚さ・分布を示した線図。
Ｂ 公知の翼形 Ｄ 押圧側 Ｊ 運動量損失厚さ／翼長さの比 Ｅ 長さ Ｋ 輪郭 Ｍ マッハ数 Ｎ 本発明の翼形 Ｑ 横断面 Ｓ 吸引側 Ｔ 翼ピッチ Ｕ 偏向点 θ 食違い角
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 サイド ハヴァケシアン スイス国 バーデン ブリスギ−シュトラ ーセ 24 (72)発明者 ニルス ランネフォルス スイス国 ノイエンホーフ チュルヒャー シュトラーセ 165 (72)発明者 ウルリッヒ シュタイガー スイス国 チューリッヒ ブルンヴィーゼ ンシュトラーセ 40
Claims (2)
- 【請求項１】 前縁部範囲で吸引側（Ｓ）の大部分に亘
って凸面状に彎曲した翼形をかつ押圧側（Ｄ）の範囲で
凹面状に彎曲した翼形を有し、翼形全体が連続的な曲線
経過を有している、亜音速状態のためのタービン機械用
の翼において、翼形が吸引側の後縁部範囲で凹面状
（Ｋ）に形成されていることを特徴とする、亜音速状態
のためのタービン機械用の翼。 - 【請求項２】 後縁部範囲の凹面状の区分（Ｋ）が後縁
部から、最も狭い横断面における隣接する２つの翼間の
間隔（Ｑ）のほぼ１倍乃至２倍に相応する長さに（Ｅ）
亘って、のびている、請求項１記載の翼。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CH192491 | 1991-06-28 | ||
| CH1924/91-3 | 1991-06-28 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05187202A true JPH05187202A (ja) | 1993-07-27 |
Family
ID=4221779
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4169421A Pending JPH05187202A (ja) | 1991-06-28 | 1992-06-26 | 亜音速状態のためのタービン機械用の翼 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5228833A (ja) |
| EP (1) | EP0520288B1 (ja) |
| JP (1) | JPH05187202A (ja) |
| DE (1) | DE59200459D1 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6776582B2 (en) | 2001-05-18 | 2004-08-17 | Hitachi, Ltd. | Turbine blade and turbine |
| KR100713252B1 (ko) * | 2005-07-08 | 2007-05-02 | 부산대학교 산학협력단 | 축류 터빈용 로터 블레이드 |
| WO2019097757A1 (ja) * | 2017-11-17 | 2019-05-23 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービンノズル及びこのタービンノズルを備える軸流タービン |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| EP0934455B1 (en) * | 1996-10-28 | 2005-04-06 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Airfoil for a turbomachine |
| DE19650656C1 (de) * | 1996-12-06 | 1998-06-10 | Mtu Muenchen Gmbh | Turbomaschine mit transsonischer Verdichterstufe |
| US6682301B2 (en) | 2001-10-05 | 2004-01-27 | General Electric Company | Reduced shock transonic airfoil |
| US9790797B2 (en) | 2011-07-05 | 2017-10-17 | United Technologies Corporation | Subsonic swept fan blade |
| US9957801B2 (en) | 2012-08-03 | 2018-05-01 | United Technologies Corporation | Airfoil design having localized suction side curvatures |
| US10641113B2 (en) * | 2015-04-08 | 2020-05-05 | United Technologies Corporation | Airfoils |
| CN109356666B (zh) * | 2018-12-14 | 2021-05-25 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种轴流式涡轮大小叶片组合叶栅的叶型设计方法 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE249844C (ja) * | ||||
| US1748892A (en) * | 1917-10-20 | 1930-02-25 | Allis Chalmers Mfg Co | Hydraulic process and apparatus |
| GB490501A (en) * | 1937-03-04 | 1938-08-16 | Escher Wyss Maschf Ag | Improvements in or relating to the blading of steam or gas turbines |
| US2935246A (en) * | 1949-06-02 | 1960-05-03 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Shock wave compressors, especially for use in connection with continuous flow engines for aircraft |
| US2830753A (en) * | 1951-11-10 | 1958-04-15 | Edward A Stalker | Axial flow compressors with circular arc blades |
| US2949224A (en) * | 1955-08-19 | 1960-08-16 | American Mach & Foundry | Supersonic centripetal compressor |
| US3156407A (en) * | 1958-07-07 | 1964-11-10 | Commissariat Energie Atomique | Supersonic compressors |
| US3333817A (en) * | 1965-04-01 | 1967-08-01 | Bbc Brown Boveri & Cie | Blading structure for axial flow turbo-machines |
| DE3202855C1 (de) * | 1982-01-29 | 1983-03-31 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Einrichtung zur Verminderung von Sekundaerstroemungsverlusten in einem beschaufelten Stroemungskanal |
-
1992
- 1992-06-16 DE DE59200459T patent/DE59200459D1/de not_active Expired - Fee Related
- 1992-06-16 EP EP92110107A patent/EP0520288B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1992-06-23 US US07/902,738 patent/US5228833A/en not_active Expired - Fee Related
- 1992-06-26 JP JP4169421A patent/JPH05187202A/ja active Pending
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| US6776582B2 (en) | 2001-05-18 | 2004-08-17 | Hitachi, Ltd. | Turbine blade and turbine |
| US7052237B2 (en) | 2001-05-18 | 2006-05-30 | Hitachi, Ltd. | Turbine blade and turbine |
| KR100713252B1 (ko) * | 2005-07-08 | 2007-05-02 | 부산대학교 산학협력단 | 축류 터빈용 로터 블레이드 |
| WO2019097757A1 (ja) * | 2017-11-17 | 2019-05-23 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービンノズル及びこのタービンノズルを備える軸流タービン |
| JP2019094779A (ja) * | 2017-11-17 | 2019-06-20 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービンノズル及びこのタービンノズルを備える軸流タービン |
| US11162374B2 (en) | 2017-11-17 | 2021-11-02 | Mitsubishi Power, Ltd. | Turbine nozzle and axial-flow turbine including same |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE59200459D1 (de) | 1994-10-13 |
| EP0520288B1 (de) | 1994-09-07 |
| EP0520288A1 (de) | 1992-12-30 |
| US5228833A (en) | 1993-07-20 |
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