JPH10103002A - 軸流流体機械用翼 - Google Patents

軸流流体機械用翼

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JPH10103002A
JPH10103002A JP8259681A JP25968196A JPH10103002A JP H10103002 A JPH10103002 A JP H10103002A JP 8259681 A JP8259681 A JP 8259681A JP 25968196 A JP25968196 A JP 25968196A JP H10103002 A JPH10103002 A JP H10103002A
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JP8259681A
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Takashi Sasaki
隆 佐々木
Sakae Kawasaki
榮 川崎
Kenichi Okuno
研一 奥野
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Original Assignee
Toshiba Corp
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    • 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
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    • 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
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    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
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    • F04D29/324—Blades
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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    • 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
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Abstract

(57)【要約】 【課題】背側馬蹄型渦および流路渦の成長を低く抑える
ことにより翼列効率の向上を図った軸流流体機械用翼を
提供する。 【解決手段】本発明に係る軸流流体機械用翼は、翼有効
部３４ａのルート部３４ｂおよびチップ部３４ｃの少な
くとも一方から上流側に向って延びる軸基線ＸA，ＸB
と、この軸基線ＸA ，ＸB の端部から上記翼有効部３４
ａの前縁３４ｅに向って傾斜状に延びる軸線ＹA ，ＹB
とにより形成される突き出し翼部３５ａ，３５ｂを、上
記前縁３４ｅに連続一体に設けるとともに、上記翼有効
部３４ａの最大翼厚みと上記突き出し翼部３５ａ，３５
ｂの最大翼厚みとを同一翼厚みに形成したものである。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、軸流流体機械用翼
に係り、特に回転軸の軸方向に沿って配列される翼列が
作動流体通過の際、発生する二次流れ損失を低減し、そ
の翼列効率の向上を図った軸流流体機械用翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】一般に、流体機械には、軸流式、輻流
式、遠心式、容積式等多くの形式の原動機があるが、こ
の中で軸流式は高出力が得られるので、航空用あるいは
発電用の空気圧縮機、ガスタービン、蒸気タービン等の
超大型の原動機に使用されている。
【０００３】軸流式の流体機械、例えば空気圧縮機は、
図１４に示すように、ケーシング１に収容され、静翼
２、動翼３を組み合せた段落４を回転軸５の軸方向に沿
って配列し、入口６で吸い込んだ大気７を静翼２で圧縮
化し、その高圧空気を動翼３を経て次の段落４に案内
し、ここでも静翼２によりさらに圧縮化し、このように
して最終、所定圧力の高圧空気８にして出口９からガス
タービン（図示せず）に供給するようになっている。
【０００４】また、軸流式の流体機械、例えば蒸気ター
ビンは、図１５に示すように、ケーシング１０に収容さ
れ、ダイヤフラム外輪１１、ダイヤフラム内輪１２に挟
まれた静翼１３と回転軸１５のディスク１６に植設され
た動翼１４とを組み合せた段落１７を、回転軸１５の軸
方向に沿って配列し、蒸気１８を静翼１４で膨張させ、
その膨張力を動翼１４に与えて回転させて回転動力を取
り出すようになっている。なお、蒸気１８が段落１７を
通過する際の漏れ蒸気は、ダイヤフラム内輪１２に植設
するラビリンス１９により封止される。
【０００５】ところで、軸流式の空気圧縮機において、
高圧空気８が静翼２、動翼３を通過するとき、あるいは
軸流式の蒸気タービンにおいて、蒸気１８が、静翼１
３、動翼１４を通過するとき、いずれも種々の損失が出
ており、これらの損失が翼列損失として翼列効率を低下
させる原因になっている。
【０００６】翼列損失には、翼型の形状そのものに起因
して発生する翼型損失、翼頂部との流路壁との隙間から
発生する隙間漏洩損失、流路の内周壁と外周壁との存在
により発生する壁面損失等がある。この中でも、壁面損
失は、翼列効率を低下させる大きなウエイトを占めてい
る。
【０００７】壁面損失の主因には、翼列内に発生する二
次流れに伴う渦と、この渦により引き起こされる流路壁
の境界層剥離とがあり、二次流れに伴う渦および境界層
剥離の典型的な例は、軸流式の空気圧縮機および蒸気タ
ービンともに共通しており、翼列間を通過する主流（空
気圧縮機の場合、空気が作動流体であり、また蒸気ター
ビンの場合、蒸気が作動流体であるが、いずれの作動流
体も以下主流と記す）の挙動により二次流れを引き起さ
れることが知られている。
【０００８】二次流れとは、主流が翼列間を通過する
際、翼長中間部側で主流が翼形状に沿って流れるのに対
し、翼頂部側および翼根元部側で主流が翼高中間部側で
流れる主流に交差する方向に流れることを言うが、翼と
隣りの翼との間の圧力差が原因になって生じる。
【０００９】主流が二次流れになる場合、渦を伴うが、
この渦は、図１６に示すように発生し、やがて成長す
る。すなわち、入口境界層２０ａ1 ，２０ｂ1 を伴った
主流２０ａ，２０ｂが翼２１ａ，２１ｂ間の流路２２
ａ，２２ｂに流入するとき、前縁２３ａ，２３ｂに衝突
して渦２４ａ，２４ｂが発生する。
【００１０】渦２４ａ，２４ｂは腹側馬蹄型渦２４
ａ1 ，２４ｂ1 、背側馬蹄型渦２４ａ2，２４ｂ2 とに
分かれる。背側馬蹄型渦２４ａ2 ，２４ｂ2 は負圧にな
っている翼２１ａ，２１ｂの背側２５ａ，２５ｂに沿っ
て流れる間に流路２２ａ，２２ｂの境界層を巻き込んで
次第に成長しながら後縁２６ａ，２６ｂに流れる。
【００１１】一方、腹側馬蹄型渦２４ａ1 ，２４ｂ1 は
正圧になっている翼２１ａ，２１ｂの腹側２７ａ，２７
ｂと負圧になっている隣りの翼２１ｂ，２１ｃの背側２
５ｂ，２５ｃとの圧力差により二次流れとともに隣りの
翼２１ｂ，２１ｃの背側２５ｂ，２５ｃに向って流れる
とき流路２２ａ，２２ｂの境界層を巻き込んで大きく成
長し、流路渦２４ａ3 ，２４ｂ3 となってやがて背側馬
蹄型渦２４ａ2 ，２４ｂ2 と合流する。
【００１２】このように、主流２０ａ，２０ｂの翼２１
ａ，２１ｂの前縁２３ａ，２３ｂでの衝突により発生す
る渦２４ａ，２４ｂは、腹側馬蹄型渦２４ａ1 ，２４ｂ
1 と背側馬蹄型渦２４ａ2 ，２４ｂ2 に分かれ、腹側馬
蹄型渦２４ａ1 ，２４ｂ1 が大きく成長して流路渦２４
ａ3 ，２４ｂ3 となり、また背側馬蹄型渦２４ａ2 ，２
４ｂ2 が背側２５ａ，２５ｂに沿って流れる間に大きく
成長することを、総称して二次流れ渦と称している。
【００１３】この二次流れ渦は、流路２２ａ，２２ｂの
壁面近くを通過する主流２０ａ，２０ｂの流線を示し、
翼２１ａ，２１ｂの翼列効率を低下させる大きな原因に
なっている。このため、二次流れ渦を如何にして抑制す
るかが求められている。
【００１４】
【発明が解決しようとする課題】二次流れ渦を抑制する
一手法として、例えば特公昭５６−１９４４６号公報が
既に公表されている。この技術は、図１７に示すよう
に、翼有効部２８の前縁２９に、流路壁３１から距離ｌ
ａに亘って突き出し翼部３０を形成し、この横断面形状
を、図１８に示すように、突き出し翼部腹側３２ａを翼
有効部腹側３２ｂに一致させ、突き出し翼部背側３３ａ
を翼有効部背側３３ｂよりも膨出させたものである。な
お、図１７で示した突き出し翼部３０と流路壁３１との
交点Ｓ10、突き出し翼部３０と翼有効部２８との交点Ｓ
20、交点Ｓ2 の流路壁３１への投影点Ｓ30のそれぞれ
は、図１６で示したＳ10，Ｓ20，Ｓ30のそれぞれと対応
させてある。
【００１５】この技術では、翼有効部２８の前縁２９
に、流路壁３１，３１側に向って突き出し翼部３０，３
０を形成し、かつ突き出し翼部３０，３０のコード長さ
を翼有効部のコード長さに対して増加させることによ
り、図１９に示すように、翼コードｃに沿って翼有効部
背側３３ｂの圧力を突き出し翼部背側３３ａの圧力より
も高くして二次流渦のうち背側馬蹄型渦を低く抑えたも
のである。つまり、翼有効部背側３３ｂから突き出し翼
部背側３３ａに押圧力を与え、背側馬蹄型渦の成長を抑
えたものである。
【００１６】このように、図１７で示した従来技術で
は、背側馬蹄型渦の成長を低く抑える点で優れた効果を
備えている反面、図１９に示すように、翼有効部腹側３
２ｂおよび突き出し翼部腹側３２ａと、突き出し翼部背
側３３ｂとの圧力差が従来よりもさらに高くなったた
め、一方の翼の腹側から他方の隣りの翼の背側に向う流
路渦の成長をさらに促すことになる。このため、図１７
で示した従来技術では、腹側馬蹄型渦からやがて大きく
成長する流路渦の抑制ができず、翼列効率が高くならな
いという不具合があった。
【００１７】本発明は、このような事情に基づいてなさ
れたもので、背側馬蹄型渦および流路渦の成長を低く抑
えることにより飛躍的な翼列効率の向上を図った軸流流
体機械用翼を提供することを目的とする。
【００１８】
【課題を解決するための手段】本発明に係る軸流流体機
械用翼は、上記目的を達成するために、請求項１に記載
したように、翼有効部のルート部およびチップ部の少な
くとも一方から上流側に向って延びる軸基線と、この軸
基線の端部から上記翼有効部の前縁に向って傾斜状に延
びる軸線とにより形成される突き出し翼部を、上記前縁
に連続一体に設けるとともに、上記翼有効部の最大翼厚
みと上記突き出し翼部の最大翼厚みとを同一翼厚みに形
成したものである。
【００１９】本発明に係る軸流流体機械用翼は、上記目
的を達成するために、請求項２に記載したように、翼有
効部の前縁に向って傾斜状に延びる軸線は、翼有効部の
前縁に対する傾斜角度を１５°〜４５°の範囲に設定し
たものである。
【００２０】本発明に係る軸流流体機械用翼は、上記目
的を達成するために、請求項３に記載したように、翼有
効部の前縁に向って傾斜状に延びる軸線の高さは、翼有
効部の全翼長に対して１／６〜２／６の範囲に設定した
ものである。
【００２１】本発明に係る軸流流体機械用翼は、上記目
的を達成するために、請求項４に記載したように、翼有
効部のルート部およびチップ部の少なくとも一方から上
流側に延びる軸基線と、この軸基線の端部から上記翼有
効部の前縁に向って傾斜状に延びる軸基線とにより形成
される突き出し翼部を上記前縁に連続一体に設ける一
方、上記翼有効部のルート部およびチップ部の少なくと
も一方から下流側に延びる軸基線と、この軸基線の端部
から上記翼有効部の後縁に向って傾斜状に延びる軸線と
により形成される突き出し翼部を、上記後縁に連続一体
に設けるとともに、上記翼有効部の最大翼厚みと上記前
縁に設けた突き出し翼部および上記後縁に設けた突き出
し翼部のそれぞれの最大翼厚みとを同一翼厚みに形成し
たものである。
【００２２】本発明に係る軸流流体機械用翼は、上記目
的を達成するために、請求項５に記載したように、翼有
効部の後縁に向って傾斜状に延びる軸線は、翼有効部の
後縁に対する傾斜角度を１５°〜４５°の範囲に設定し
たものである。
【００２３】本発明に係る軸流流体機械用翼は、上記目
的を達成するために、請求項６に記載したように、翼有
効部の後縁に向って傾斜状に延びる軸線の高さは、翼有
効部の全翼長に対して１／６〜２／６の範囲に設定した
ものである。
【００２４】本発明に係る軸流流体機械用翼は、上記目
的を達成するために、請求項７に記載したように、翼有
効部に区分けされたルート翼部、中間翼部、チップ翼部
を連続一体に形成し、ルート翼部の横断面中心を通る軸
線およびチップ翼部の横断面中心を通る軸線のそれぞれ
が、上記中間翼部の横断面中心を通る軸線に対して、上
流側に向って傾斜状に形成するとともに、上記ルート翼
部およびチップ翼部のそれぞれの最大翼厚みと上記中間
翼部の最大翼厚みとを同一翼厚みに形成したものであ
る。
【００２５】本発明に係る軸流流体機械用翼は、上記目
的を達成するために、請求項８に記載したように、ルー
ト翼部の横断面中心を通る軸線およびチップ翼部の横断
面中心を通る軸線のそれぞれは、中間翼部の横断面中心
を通る軸線に対する傾斜角度を１５°〜４５°の範囲に
設定したものである。
【００２６】本発明に係る軸流流体機械用翼は、上記目
的を達成するために、請求項９に記載したように、ルー
ト翼部の横断面中心を通る軸線の高さおよびチップ翼部
の横断面中心を通る軸線の高さのそれぞれは、翼有効部
の全翼長に対して１／６〜２／６の範囲に設定したもの
である。
【００２７】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係る軸流流体機械
用翼の一実施の形態について図面を参照して説明する。
【００２８】図１は、本発明に係る軸流流体機械用翼
を、軸流空気圧縮機および軸流蒸気タービンに適用する
実施形態を概略的に示す斜視図である。なお、図１で示
すプロファイル（翼型）は、軸流空気圧縮機用翼を一例
としたものである。
【００２９】翼３４は、回転軸方向線Ｘ1 を基準にスタ
ッガー角（食い違い角）ξでずらしたスタッガー線Ｘ2
（翼前縁と翼後縁とを結ぶ線）に沿って主流Ｆに向って
前進させ、かつルート部３４ｂ（翼根元）からチップ３
４ｃ（翼頂部）に向って仮想破線で示す基準翼素３４ｄ
を積み重ねたプロファイルに形成されている。
【００３０】また、この翼３４には、基準翼素３４ｄを
スタッガー線Ｘ2 上に積み重ね、かつスタッガー線Ｘ2
が半径方向（翼長方向）に向ってその角度を変化させた
翼有効部３４ａを備えており、この翼有効部３４ａに連
続一体に接続される突き出し翼部３５ａ，３５ｂがそれ
ぞれ設けられる。
【００３１】突き出し翼部３５ａ，３５ｂは、翼有効部
３４ａのルート部３４ｂおよびチップ部３４ｃのそれぞ
れから主流Ｆ側に向って延びる軸基線ＸA ，ＸB と軸基
線ＸA ，ＸB の端部から翼有効部３４ａの前縁３４ｅに
接続する弧状の湾曲面を備えた軸線ＹA ，ＹB とにより
形成される。
【００３２】また、突き出し翼部３５ａ，３５ｂは、軸
線ＹA ，ＹB と翼有効部３４ａの前縁３４ｅとの交点Ｚ
A ，ＺB をフィレット状（小曲率円弧）に形成して接続
するようになっている。
【００３３】また、翼有効部３４ａの前縁３４ｅから連
続一体に膨出する突き出し翼部３５ａ，３５ｂの横断面
と、翼有効部３４ａだけの横断面とは、図２に示すよう
に、主流Ｆの流入角が突き出し翼部３５ａ，３５ｂおよ
び翼有効部３４ａのそれぞれに対して同一となるよう突
き出し翼部３５ａ，３５ｂのキャンバー線ＣＬ1 と翼有
効部３４ａのキャンバー線ＣＬ2 とをずらし、翼有効部
３４ａの最大翼厚みＷ2 で互いに一致させるように形成
されている。このため、突き出し翼部３５ａ，３５ｂの
最大翼厚みＷ1 と翼有効部３４ａの最大翼厚みＷ2 とは
ずれるようになっている。なお、翼有効部３４ａの最大
翼厚みＷ2 で、それぞれのキャンバー線ＣＬ1 ，ＣＬ2
を一致させた突き出し翼部３５ａ，３５ｂおよび翼有効
部３４ａの横断面形状は、後縁３４ｆに向って腹側３６
ａの輪郭線３６ｂと背側３７ａの輪郭線３７ｂとを一致
させている。
【００３４】一方、突き出し翼部３５ａ，３５ｂの軸線
ＹA ，ＹB は、翼有効部３４ａの前縁３４ｅに対して、
それぞれ傾斜角度Λh ，Λc だけずれるように形成され
ている。また、突き出し翼部３５ａ，３５ｂの傾斜した
軸線ＹA ，ＹB は、翼有効部３４ａの全翼長Ｌ0 に対し
てそれぞれ高さＬh ，Ｌc になるよう形成されている。
【００３５】軸線ＹA ，ＹB の傾斜角度Λh ，Λc は、
ともに次式の範囲に設定される。
【００３６】
【数１】１５°≦Λh ，Λc ≦４５° 軸線ＹA ，ＹB の傾斜角度Λh ，Λc のそれぞれの範囲
は、主流Ｆの失速を充分に考慮して設定したものであ
る。
【００３７】一般に、主流Ｆは、図２に示すように、座
標軸Ｘに対し、翼入口角βの翼入口線Ｆ1 （キャンバー
線ＣＬ1 ，ＣＬ2 の接線）と一致させることが理想であ
るが、実際には座標軸Ｘに対し、流入角σで翼列に流入
することが多い。この場合、翼入口角βと流入角σとの
差をインシデンスｉ（抑え角）と称し、このインシデン
スｉが腹側３６ａに向って失速を起こすことを正の失速
という。
【００３８】主流Ｆが、正の失速を起こすか否かはひと
えにインシデンスｉの大小にかかわってくる。このた
め、インシデンスｉ、直接的には流入角σを予め実験で
求めておき、実験で求めた流入角σが図４に示すよう
に、翼列損失特性Ｌの最小値ωmin の交点Ｍから翼列損
失値２ωmin の交点Ｎまでの正の失速マージン範囲内に
あれば正の失速の危険性を避けることができる。
【００３９】このように、軸線ＹA ，ＹB の傾斜角度Λ
h ，Λc のそれぞれは、主流Ｆの失速の危険性を確実に
避けるため、図４に示す正の失速マージン範囲内に収ま
るよう１５°〜４５°の範囲に設定したものである。し
たがって、この範囲を逸脱すると失速のおそれがある。
【００４０】また、軸線ＹA ，ＹB のそれぞれの高さＬ
h ，Ｌc は、翼有効部３４ａの全翼長Ｌ0 に対して、次
式の範囲内に設定される。
【００４１】
【数２】１／６＝Ｌh ／Ｌ0 ，Ｌc ／Ｌ0 ≦２／６ この関係式は、軸線ＹA ，ＹB のそれぞれの傾斜角度Λ
h ，Λc が主流Ｆの失速の危険性を確実に避けるため
に、正の失速マージン範囲内に収まるように設定した１
５°〜４５°の範囲との関係から設定したものである。
この範囲を逸脱すると失速のおそれがある。
【００４２】ちなみに、軸線ＹA ，ＹB のそれぞれの傾
斜角度Λh ，Λc を１５°〜４５°に設定し、突き出し
翼３５ａ，３５ｂのそれぞれの翼長比Ｌh ／Ｌ0 ，Ｌc
／Ｌ0 を上式の範囲に設定した場合、突き出し翼部３５
ａ，３５ｂが存在しない場合の従来の翼列損失値１．０
を基準に比較すると、図５に示すように、突き出し翼部
３５ａ，３５ｂのそれぞれの翼長比Ｌh ／Ｌ0 ，Ｌc ／
Ｌ0 の範囲１／６〜２／６は、ともに従来比較基準値
１．０よりも低くなっていることが実験により確認さ
れ、好結果を得ている。
【００４３】次に作用を説明する。
【００４４】主流Ｆが圧力（静圧）Ｐ0 で翼列に流入す
る場合、翼列間の流路は有限になっているため、その速
度を増し、圧力Ｐ0 は低くなる。このため、翼有効部３
４ａの翼長中心線Ｘ3 に沿って流れる主流Ｆの圧力分布
特性ＰA と、突き出し翼部３５ａ，３５ｂのそれぞれの
翼長中心線Ｘ4 ，Ｘ4 に沿って流れる主流Ｆの圧力分布
特性ＰB は、図３の実線と破線で示すように、翼列最小
通路部の圧力Ｐ1 まで低下し、この圧力Ｐ1 から後縁３
４ｆに向って徐々に圧力が回復するようになっている。
この場合、主流Ｆは先に突き出し翼部３５ａ，３５ｂの
それぞれの点Ｓ1 ，Ｓ1 に流入し、後に翼有効部３４ａ
の点Ｓ2 に流入するから、前縁３４ｅの線上の点Ｓ2 と
点Ｓ3 ，Ｓ3 との間に圧力差が出るようになり、この圧
力差により押圧力ＰＦが発生する。この押圧力ＰＦは、
翼有効部３４ａの翼長中心線Ｘ3からルート部３４ｂお
よびチップ部３４ｃに向って作用するので、図１４に示
す背側馬蹄型渦２５ａ，２５ｂを抑制することができ
る。なお、図３中、突き出し翼部３５ａ，３５ｂのそれ
ぞれの翼長中心線Ｘ4 ，Ｘ4 および翼有効部３４ａの翼
長中心線Ｘ3 を通過する主流Ｆは、圧力Ｐ1 を過ぎると
圧力が回復し、後縁３４ｆの点Ｓ4 ，Ｓ5 ，Ｓ5 で再び
一致するようになる。
【００４５】また、本実施形態は、図２に示すように、
翼有効部３４ａの最大翼厚みＷ2 と突き出し翼部３５
ａ，３５ｂのそれぞれの最大翼厚みＷ1 とを一致させる
ことにより一方の翼の腹側と他方の隣りの翼の背側との
圧力差を、図１７で示した従来技術の圧力差［Ｓ10（Ｓ
20）−Ｓ30］よりも低くなるように形成しているので、
一方の翼の腹側から他方の翼の背側に向って腹側馬蹄型
渦から成長した流路渦が流れてきても、上述の押圧力Ｐ
Ｆにより低く抑えることができる。
【００４６】このように、本実施形態では、基準翼素３
４ｄをスタッガー線Ｘ2 上に沿って積み重ね、かつ主流
Ｆ側に向って前進させて突き出し翼部３５ａ，３５ｂと
翼有効部３４ａとを備えた翼３４に形成し、翼有効部３
４ａの中心からルート部３４ｂおよびチップ部３４ｃに
向う押圧力ＰＦを発生させたので、背側馬蹄型渦を抑制
することができる。
【００４７】また、本実施形態では、突き出し翼部３５
ａ，３５ｂと翼有効部３４ａとの最大翼厚みＷ1 ，Ｗ2
を互いに一致させることにより一方の翼の腹側と他方の
隣りの翼の背側との圧力差を従来よりも低くしているの
で、一方の翼の腹側から他方の隣りの翼の背側に向う流
路渦を、上述押圧力ＰＦで低く抑えることができる。
【００４８】また、突き出し翼部３５ａ，３５ｂのそれ
ぞれの軸線ＹA ，ＹB の傾斜角度Λh ，Λc および軸線
ＹA ，ＹB のそれぞれの高さＬh ，Ｌc を、主流が失速
しない範囲に設定しているので、部分負荷運転のように
主流Ｆの流量が比較的少なくなっても安全な運転を継続
して行なうことができる。
【００４９】図６は、本発明に係る軸流流体機械用翼の
第１実施形態における第１実施例を示す説明図である。
【００５０】図６に示された実施例は、軸流蒸気タービ
ン翼に適用したものであるが、翼厚みが第１実施形態と
相違するだけで他の構成は実質的に異ならないので同一
符号を付して説明を省略する。
【００５１】本実施例も翼有効部３４ａの翼長中心線Ｘ
3 からルート部３４ｂおよびチップ部３４ｃに向って押
圧力ＰＦを発生させることができるので、第１実施形態
と同様に背側馬蹄型渦を抑制することができる。
【００５２】また、本実施例も、翼有効部３４ａの最大
翼厚みＷ2 と突き出し翼部３５ａ，３５ｂのそれぞれの
最大翼厚みＷ1 とを互いに一致させているので、第１実
施形態と同様に流路渦を、上述押圧力ＰＦで抑制するこ
とができる。
【００５３】図７は、本発明に係る軸流流体機械用翼
を、軸流空気圧縮機および軸流蒸気タービンに適用する
第２実施形態を概略的に示す斜視図である。なお、図７
で示すプロファイルは、軸流空気圧縮機用翼を一例とし
たものである。また、第１実施形態の構成部品と同一部
分には同一符号を付し、その重複説明を省略し、異なる
点のみ説明する。
【００５４】本実施形態は第１実施形態に係る突き出し
翼部３５ａ，３５ｂに加えて、主流Ｆの後流側に向って
翼有効部３４ａの後縁３４ｆと連続一体に形成する突き
出し翼部３８ａ，３８ｂをそれぞれ設けたものである。
【００５５】突き出し翼部３８ａ，３８ｂは、翼有効部
３４ａのルート部３４ｂおよびチップ部３４ｃのそれぞ
れから主流Ｆの後流側に向って延びる軸基線ＸA1，ＸB1
と軸基線ＸA1，ＸB1の端部から翼有効部３４ａの後縁３
４ｆに接続する弧状の湾曲面を備えた軸線ＹA1，ＹB1と
により形成される。
【００５６】また、突き出し翼部３８ａ，３８ｂは、軸
線ＹA1，ＹB1のそれぞれと翼有効部３４ａの後縁３４ｆ
との交点ＺA1，ＺB1をフィレット状に形成して接続する
ようになっている。
【００５７】また、翼有効部３４ａの後縁３４ｆから連
続一体に膨出する突き出し翼部３８ａ，３８ｂの横断面
と、翼有効部３４ａだけの横断面とは、図８に示すよう
に、主流Ｆの流入角が突き出し翼部３５ａ，３５ｂおよ
び翼有効部３４ａのそれぞれに対して同一となるよう突
き出し翼部３５ａ，３５ｂのキャンバー線ＣＬ1 と翼有
効部３４ａのキャンバー線ＣＬ2 とをずらし、翼有効部
３４ａの最大翼厚みＷ2 で互いに一致させるように形成
されている。このため、突き出し翼部３５ａ，３５ｂの
最大翼厚みＷ1 と翼有効部３４ａの最大翼厚みＷ2 とは
ずれるようになっている。なお、翼有効部３４ａの最大
翼厚みＷ2 で、一致させた突き出し翼部３５ａ，３５ｂ
のキャンバー線ＣＬ1 と翼有効部３４ａのキャンバー線
ＣＬ2 とは、それぞれの後縁３４ｆ1 ，３４ｆ2 に向う
に従ってずれるようになっている。
【００５８】一方、突き出し翼部３８ａ，３８ｂの軸線
ＹA1，ＹB1のそれぞれは、翼有効部３４ａの後縁３４ｆ
に対して、それぞれの傾斜角度Λht，Λctだけずれるよ
うに形成されている。また、突き出し翼部３８ａ，３８
ｂの傾斜した軸線ＹA1，ＹB1のそれぞれは、翼有効部３
４ａの全翼長Ｌ0 に対してそれぞれ高さＬht，Ｌctにな
るよう形成されている。
【００５９】傾斜角度Λht，Λctおよび高さＬht，Ｌct
のそれぞれは次の式の範囲内に設定される。
【００６０】
【数３】
【００６１】傾斜角度Λht，Λctおよび高さＬht，Ｌct
のそれぞれを上式の範囲内に設定した場合、翼有効部３
４ａの翼長中心線Ｘ3 に沿って流れる主流Ｆの圧力分布
特性ＰA は、図９の破線で示すように、翼有効部３４ａ
の点Ｓ21に圧力Ｐ0 で流入した主流Ｆが翼列最小通路に
至ると圧力Ｐ1 までより、その後、圧力が徐々に回復
し、後縁３４ｆの点Ｓ41に至ると元の圧力Ｐ0 に回復す
るようになっている。
【００６２】一方、突き出し翼部３５ａ，３５ｂ，３８
ａ，３８ｂの翼長中心線Ｘ4 ，Ｘ4のそれぞれに沿って
流れる主流Ｆの圧力分布特性ＰB は、図９の実線で示す
ように、突き出し翼部３５ａ，３５ｂのそれぞれの点Ｓ
11，Ｓ11に圧力Ｐ0 で流入した主流Ｆが翼列最小通路に
至ると圧力Ｐ1 まで下がり、その後、圧力が回復し、突
き出し翼部３８ａ，３８ｂのそれぞれに至ると元の圧力
Ｐ0 に回復するようになっている。この場合、点Ｓ21と
点Ｓ31，Ｓ31および点Ｓ41と点Ｓ51，Ｓ51とのそれぞれ
には圧力差が出ており、この圧力差が翼有効部３４ａの
中央から前縁３４ｆのルート部３４ｂ、チップ部３４ｃ
および後縁３４ｆのルート部３４ｂ、チップ部３４ｃの
それぞれに向って、押圧力ＰＦ，ＰＦとして与えられ
る。
【００６３】このように、本実施形態では、前縁３４ｅ
側および後縁３４ｆ側のそれぞれに突き出し翼部３５
ａ，３５ｂ，３８ａ，３８ｂを翼有効部３４ａに連続一
体に形成し、２重の押圧力ＰＦ，ＰＦを翼有効部３４ａ
の中央からルート部３４ｂおよびチップ部３４ｃのそれ
ぞれに発生させるようにしたので、翼の背側に沿って流
れる背側馬蹄型渦および一方の翼の腹側から他方の隣り
の翼の背側に向って流れる流路渦を確実に抑制すること
ができる。なお、本実施形態は、軸流空気圧縮機用翼を
一例にして説明したが、蒸気タービン用翼にも適用する
ことができる。
【００６４】また、本実施形態では、翼有効部３４ａの
前縁３４ｅにおけるルート部３４ｂおよびチップ部３４
ｃのそれぞれに突き出し翼部３５ａ，３５ｂを設ける一
方、後縁３４ｆにおけるルート部３４ｂおよびチップ部
３４ｃのそれぞれにも突き出し翼部３８ａ，３８ｂを設
けることで説明したが、この実施形態に限らず、図１０
に示すように、翼有効部３４ａの前縁３４ｅにおけるル
ート部３４ｂ側に突き出し翼部３５ａを設けても良く、
また、図１１に示すように、翼有効部３４ａの前縁３４
ｅにおけるルート部３４ｅ側および後縁３４ｆにおける
ルート部３４ｂ側のそれぞれに突き出し翼部３５ａ，３
８ａを設けても良い。特に、押圧力ＰＦが回転中の翼３
４に発生する遠心力を抑制するので、軸流空気圧縮機お
よび軸流蒸気タービンの動翼に適用する場合に効果的で
ある。
【００６５】図１２は、本発明に係る軸流流体機械用翼
の第３実施形態を示す概略図である。なお、第１実施形
態の構成部分と同一部分には同一符号を付す。
【００６６】本実施形態は、翼３４の翼有効部３４ａ
を、ルート翼部３９、中間翼部４０，チップ翼部４１に
区分けし、各翼部３９，４０，４１を連続一体に形成す
るとともに、ルート翼部３９およびチップ翼部４０の仮
想破線で示す基準翼素３９ｇのそれぞれを、中間翼部４
０における仮想破線で示す基準翼素３９ｇの前縁３４ｅ
から主流Ｆに向って前進させたものである。この場合、
ルート翼部３９の横断面中心（慣性主軸）を通る軸線Ｉ
およびチップ翼部４１の横断面中心（慣性主軸）を通る
軸線Ｋのそれぞれは、中間翼部４０の横断面中心（慣性
主軸）を通る軸線Ｊに対して傾斜角度Λh1，Λc1だけず
れるように形成されている。また、ルート翼部３９の横
断面中心を通る軸線Ｉおよびチップ翼部４１の横断面中
心を通る軸線Ｋは、翼有効部３４ａの全翼長Ｌ01に対し
てそれぞれの高さＬh1，Ｌc1になるよう形成されてい
る。
【００６７】横断面中心を通る軸線Ｉ，Ｋの傾斜角度Λ
h1，Λc1のそれぞれは、ともに次式の範囲に設定され
る。
【００６８】
【数４】１５°≦Λh1，Λc1≦４５°
【００６９】この設定範囲は、第１実施形態と同様に、
主流Ｆの失速を充分に考慮したもので、この範囲を逸脱
すると失速のおそれがある。
【００７０】また、横断面中心を通る軸線Ｉ，Ｋのそれ
ぞれの高さＬh1，Ｌc1は、翼有効部３４ａの全翼長Ｌ01
に対して、次式の範囲内に設定される。
【００７１】
【数５】１／６＝Ｌh1／Ｌ01，Ｌc1／Ｌ01≦２／６ この関係式は、横断面中心を通る軸線Ｉ，Ｋのそれぞれ
の傾斜角度Λh1，Λc1が主流Ｆの失速の危険性を確実に
避けるために、正の失速マージン範囲に収まるように設
定した１５°〜４５°の範囲との関係から設定したもの
である。
【００７２】一方、中間翼部４０の前縁３４ｅから連続
一体に膨出するルート翼部３９の横断面およびチップ翼
部４１の横断面のそれぞれと、中間翼部４０だけの横断
面とは、図１３に示すように、主流Ｆの流入角がルート
翼部３９、チップ翼部４１および中間翼部４０のそれぞ
れに対して同一となるようルート翼部３９、チップ翼部
４１のキャンバー線ＣＬ11と中間翼部４０のキャンバー
線ＣＬ21とをずらし、中間翼部４０の最大翼厚みＷ21で
互いに一致させるように形成されている。このためルー
ト翼部３９、チップ翼部４１の最大翼厚みＷ11と中間翼
部４０の最大翼厚みＷ21とはずれるようになっている。
【００７３】このように、本実施形態は、翼有効部３４
ａをルート翼部３９、中間翼部４０、チップ翼部４１に
それぞれ区分けし、ルート翼部３９、チップ翼部４１の
それぞれを、中間翼部４０の前縁３４ｅから主流Ｆに向
って前進させたので、第１実施形態と同様に、中間翼部
４０からルート翼部４９のルート部３４ｂおよびチップ
翼部４１のチップ部３４ｃのそれぞれに向って押圧力Ｐ
Ｆを発生させることができる。
【００７４】したがって、本実施形態では、中間翼部４
０からルート翼部３９のルート部３４ｂおよびチップ翼
部４１のチップ部３４ｃのそれぞれに向って押圧力ＰＦ
を発生させることができるので、背側馬蹄型渦および流
路渦を抑制することができる。なお、本実施形態は、押
圧力ＰＦが背側馬蹄型渦による境界層剥離位置でより多
く発生するので、軸流空気圧縮機の静翼、動翼に適用す
ると効果的である。
【００７５】
【発明の効果】以上に述べたように、本発明に係る軸流
流体機械用翼は、翼有効部の前縁に連続一体に形成した
突き出し翼部を、ルート部側およびチップ部側の少なく
とも一方に備え、翼有効部の中央からルート部およびチ
ップ部の少なくとも一方に向って押圧力を発生させると
ともに、翼有効部の最大翼厚みと突き出し翼部の最大翼
厚みとの翼厚みを互いに一致させ、一方の翼の腹側と他
方の隣りの翼の背側との圧力差を低く抑えるようにした
から、背側馬蹄型渦および流路渦を抑制でき、従来より
も高い翼列効率の軸流流体機械用翼を実現することがで
きる。
【００７６】また、本発明に係る軸流流体機械用翼は、
翼有効部の前縁および後縁のそれぞれに連続一体に形成
した突き出し翼部を、ルート部側およびチップ部側の少
なくとも一方に備え、翼有効部の中央から前縁のルート
部側、チップ部側および後縁のルート部側、チップ部側
のそれぞれに２重の押圧力を発生させたから、背側馬蹄
型渦および流路渦を確実に抑制することができる。
【００７７】また、本発明に係る軸流流体機械用翼は、
翼有効部をルート翼部、中間翼部、チップ翼部に区分け
し、ルート翼部およびチップ翼部のそれぞれを中間翼部
の前縁に対して連続一体に膨出させ、中間翼部からルー
ト翼部のルート部およびチップ翼部のチップ部に向って
押圧力を発生させるとともに、中間翼部の最大翼厚みと
ルート翼部およびチップ翼部のそれぞれの最大翼厚みと
の翼厚みを互いに一致させ、一方の翼の腹側と他方の隣
りの翼の背側との圧力差を低く抑えるようにしたから、
背側馬蹄型渦および流路渦を抑制することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係る軸流流体機械用翼の第１実施形態
を概略的に示す斜視図。
【図２】図１のＡ−Ａ矢視方向切断断面図。
【図３】本発明に係る軸流流体機械用翼と、この翼を通
過する主流の圧力分布特性とを関連させた説明図。
【図４】本発明に係る軸流流体機械用翼の流入角が失速
を起こさないよう正の失速マージン範囲内にあることを
示す説明図。
【図５】本発明に係る軸流流体機械用翼の翼列損失を示
すグラフ。
【図６】本発明に係る軸流流体機械用翼の第１実施形態
における第１実施例を示すにあたり、圧力分布特性、翼
を通過する主流の挙動、翼横断面の形状（Ｂ−Ｂ矢視切
断断面）とを関連させた説明図。
【図７】本発明に係る軸流流体機械用翼の第２実施形態
を概略的に示す斜視図。
【図８】図７のＣ−Ｃ矢視方向切断断面図。
【図９】本発明に係る軸流流体機械用翼の第２実施形態
における翼とこの翼を通過する主流の圧力分布特性とを
関連させた説明図。
【図１０】本発明に係る軸流流体機械用翼の第２実施形
態における第１実施例を示す概略図。
【図１１】本発明に係る軸流流体機械用翼の第２実施形
態における第２実施例を示す概略図。
【図１２】本発明に係る軸流流体機械用翼の第３実施形
態を示す概略図。
【図１３】図１２のＤ−Ｄ矢視方向切断断面図。
【図１４】従来の軸流空気圧縮機の概略断面図。
【図１５】従来の軸流蒸気タービンの概略部分断面図。
【図１６】従来の翼列において、渦の発生機構、挙動を
示す説明図。
【図１７】従来の軸流流体機械用翼を示す概略図。
【図１８】図１７のＡ−Ａ矢視方向切断断面図。
【図１９】図１７における軸流流体機械用翼の圧力分布
を示すグラフ。
【符号の説明】
１ ケーシング ２ 静翼 ３ 動翼 ４ 段落 ５ 回転軸 ６ 入口 ７ 大気 ８ 高圧空気 ９ 出口 １０ ケーシング １１ ダイヤフラム外輪 １２ ダイヤフラム内輪 １３ 静翼 １４ 動翼 １５ 回転軸 １６ ディスク １７ 段落 １８ 蒸気 １９ ラビリンス ２０ａ，２０ｂ 主流 ２０ａ1 ，２０ｂ1 入口境界層 ２１ａ，２１ｂ，２１ｃ 翼 ２２ａ，２２ｂ 流路 ２３ａ，２３ｂ 前縁 ２４ａ，２４ｂ 渦 ２４ａ1 ，２４ｂ1 腹側馬蹄型渦 ２４ａ2 ，２４ｂ2 背側馬蹄型渦 ２４ａ3 ，２４ｂ3 流路渦 ２５ａ，２５ｂ，２５ｃ 背側 ２６ａ，２６ｂ 後縁 ２７ａ，２７ｂ 腹側 ２８ 翼有効部 ２９ 前縁 ３０ 突き出し翼部 ３１ 流路壁 ３２ａ 突き出し翼部腹側 ３２ｂ 翼有効部腹側 ３３ａ 突き出し翼部背側 ３３ｂ 翼有効部背側 ３４ 翼 ３４ａ 翼有効部 ３４ｂ ルート部 ３４ｃ チップ部 ３４ｄ 基準翼素 ３４ｅ 前縁 ３４ｆ 後縁 ３５ａ，３５ｂ 突き出し翼部 ３６ａ 腹側 ３６ｂ 輪郭線 ３７ａ 背側 ３７ｂ 輪郭線 ３８ａ，３８ｂ 突き出し翼部 ３９ ルート翼部 ３９ｇ 基準翼素 ４０ 中間翼部 ４１ チップ翼部 ＸA ，ＸA1，ＸB1，ＸB2 軸基線 ＹA ，ＹA1，ＹB ，ＹB1 軸線 Ｉ ルート翼部の横断面中心を通る軸線 Ｊ 中間翼部の横断面中心を通る軸線 Ｋ チップ翼部の横断面中心を通る軸線 Ｗ1 ，Ｗ2 ，Ｗ11，Ｗ21 最大翼厚み

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 翼有効部のルート部およびチップ部の少
    なくとも一方から上流側に向って延びる軸基線と、この
    軸基線の端部から上記翼有効部の前縁に向って傾斜状に
    延びる軸線とにより形成される突き出し翼部を、上記前
    縁に連続一体に設けるとともに、上記翼有効部の最大翼
    厚みと上記突き出し翼部の最大翼厚みとを同一翼厚みに
    形成したことを特徴とする軸流流体機械用翼。
  2. 【請求項２】 翼有効部の前縁に向って傾斜状に延びる
    軸線は、翼有効部の前縁に対する傾斜角度を１５°〜４
    ５°の範囲に設定したことを特徴とする請求項１記載の
    軸流流体機械用翼。
  3. 【請求項３】 翼有効部の前縁に向って傾斜状に延びる
    軸線の高さは、翼有効部の全翼長に対して１／６〜２／
    ６の範囲に設定したことを特徴とする請求項１記載の軸
    流流体機械用翼。
  4. 【請求項４】 翼有効部のルート部およびチップ部の少
    なくとも一方から上流側に延びる軸基線と、この軸基線
    の端部から上記翼有効部の前縁に向って傾斜状に延びる
    軸基線とにより形成される突き出し翼部を上記前縁に連
    続一体に設ける一方、上記翼有効部のルート部およびチ
    ップ部の少なくとも一方から下流側に延びる軸基線と、
    この軸基線の端部から上記翼有効部の後縁に向って傾斜
    状に延びる軸線とにより形成される突き出し翼部を、上
    記後縁に連続一体に設けるとともに、上記翼有効部の最
    大翼厚みと上記前縁に設けた突き出し翼部および上記後
    縁に設けた突き出し翼部のそれぞれの最大翼厚みとを同
    一翼厚みに形成したことを特徴とする軸流流体機械用
    翼。
  5. 【請求項５】 翼有効部の後縁に向って傾斜状に延びる
    軸線は、翼有効部の後縁に対する傾斜角度を１５°〜４
    ５°の範囲に設定したことを特徴とする請求項４記載の
    軸流流体機械用翼。
  6. 【請求項６】 翼有効部の後縁に向って傾斜状に延びる
    軸線の高さは、翼有効部の全翼長に対して１／６〜２／
    ６の範囲に設定したことを特徴とする請求項４記載の軸
    流流体機械用翼。
  7. 【請求項７】 翼有効部に区分けされたルート翼部、中
    間翼部、チップ翼部を連続一体に形成し、ルート翼部の
    横断面中心を通る軸線およびチップ翼部の横断面中心を
    通る軸線のそれぞれが、上記中間翼部の横断面中心を通
    る軸線に対して、上流側に向って傾斜状に形成するとと
    もに、上記ルート翼部およびチップ翼部のそれぞれの最
    大翼厚みと上記中間翼部の最大翼厚みとを同一翼厚みに
    形成したことを特徴とする軸流流体機械用翼。
  8. 【請求項８】 ルート翼部の横断面中心を通る軸線およ
    びチップ翼部の横断面中心を通る軸線のそれぞれは、中
    間翼部の横断面中心を通る軸線に対する傾斜角度を１５
    °〜４５°の範囲に設定したことを特徴とする請求項７
    記載の軸流流体機械用翼。
  9. 【請求項９】 ルート翼部の横断面中心を通る軸線の高
    さおよびチップ翼部の横断面中心を通る軸線の高さのそ
    れぞれは、翼有効部の全翼長に対して１／６〜２／６の
    範囲に設定したことを特徴とする請求項７記載の軸流流
    体機械用翼。
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