JPH1122486A - タンデム翼を用いた圧縮機構造 - Google Patents
タンデム翼を用いた圧縮機構造Info
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- JPH1122486A JPH1122486A JP19050597A JP19050597A JPH1122486A JP H1122486 A JPH1122486 A JP H1122486A JP 19050597 A JP19050597 A JP 19050597A JP 19050597 A JP19050597 A JP 19050597A JP H1122486 A JPH1122486 A JP H1122486A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 タンデム動翼と静翼との関係が明確化される
ことにより、高圧力比が得られる動翼列にタンデム翼列
を用いた圧縮機構造を提供する。 【解決手段】 タンデム動翼１１と、前記タンデム動翼
１１の下流にあって同タンデム動翼１１からの流れを所
定角度に転向させるタンデム静翼２１とを備えてなる圧
縮機構造である。
ことにより、高圧力比が得られる動翼列にタンデム翼列
を用いた圧縮機構造を提供する。 【解決手段】 タンデム動翼１１と、前記タンデム動翼
１１の下流にあって同タンデム動翼１１からの流れを所
定角度に転向させるタンデム静翼２１とを備えてなる圧
縮機構造である。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は圧縮機構造に関す
る。さらに詳しくは、タンデム動翼とタンデム静翼との
組合せを有する圧縮機構造に関する。
る。さらに詳しくは、タンデム動翼とタンデム静翼との
組合せを有する圧縮機構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空用ガスタービンまたはジェットエン
ジン（以下、単にガスタービンという）においては、圧
縮機を駆動軸を介してタービンにより駆動することがな
されている。そして、この駆動機構に関しては、従来よ
り、例えば、図１１ないし図１３に示すような構成が用
いられている。すなわち、図１１に示すように、単一の
駆動軸１３０に上流側から軸流圧縮機（低圧圧縮機）１
１０および遠心圧縮機（高圧圧縮機）１２０をこの順に
装着して、この駆動軸１３０をタービン１４０により駆
動するようにしてなるもの、図１２に示すように、駆動
軸１３０を２重軸１３１，１３２とするとともに、各軸
１３１，１３２のそれぞれに圧縮機（低圧軸流圧縮機１
１０および高圧遠心圧縮機１２０）を装着し、各軸１３
１，１３２をそれぞれタービン１４１，１４２により駆
動するようにしてなるもの、図１３に示すように、駆動
軸１３０を２重軸１３１，１３２とし、内側の軸１３１
の先端１３１ａに減速機１５０を装着し、その減速機１
５０にファン１６０を装着するとともに、外側の軸１３
２に低圧軸流圧縮機１１０および高圧圧縮機１２０を装
着し、そして各軸１３１，１３２をそれぞれタービン１
４１，１４２により駆動するようにしてなるものが用い
られている。
ジン（以下、単にガスタービンという）においては、圧
縮機を駆動軸を介してタービンにより駆動することがな
されている。そして、この駆動機構に関しては、従来よ
り、例えば、図１１ないし図１３に示すような構成が用
いられている。すなわち、図１１に示すように、単一の
駆動軸１３０に上流側から軸流圧縮機（低圧圧縮機）１
１０および遠心圧縮機（高圧圧縮機）１２０をこの順に
装着して、この駆動軸１３０をタービン１４０により駆
動するようにしてなるもの、図１２に示すように、駆動
軸１３０を２重軸１３１，１３２とするとともに、各軸
１３１，１３２のそれぞれに圧縮機（低圧軸流圧縮機１
１０および高圧遠心圧縮機１２０）を装着し、各軸１３
１，１３２をそれぞれタービン１４１，１４２により駆
動するようにしてなるもの、図１３に示すように、駆動
軸１３０を２重軸１３１，１３２とし、内側の軸１３１
の先端１３１ａに減速機１５０を装着し、その減速機１
５０にファン１６０を装着するとともに、外側の軸１３
２に低圧軸流圧縮機１１０および高圧圧縮機１２０を装
着し、そして各軸１３１，１３２をそれぞれタービン１
４１，１４２により駆動するようにしてなるものが用い
られている。
【０００３】また、軸流圧縮機１１０においては単段に
おける圧力比が約１．５を超えると図１４に示すよう
に、動翼列間ｍ，ｍに衝撃波Ｓが発生して圧縮機の性能
低下を招来するところから、図１５に示すように、駆動
軸１３０を３重軸１３１，１３２，１３３とするととも
に、各軸１３１，１３２，１３３のそれぞれに圧縮機
（低圧軸流圧縮機１１１、中圧軸流圧縮機１１２および
高圧遠心圧縮機１２０）を装着し、各軸をそれぞれター
ビン１４１，１４２，１４３により駆動するようにして
なるものもある。なお、図１１ないし図１５において、
符号１５０は減速機を示し、符号Ｃは燃焼器を示し、符
号Ａ1，Ａ2，Ａ3は空気流れを示す。
おける圧力比が約１．５を超えると図１４に示すよう
に、動翼列間ｍ，ｍに衝撃波Ｓが発生して圧縮機の性能
低下を招来するところから、図１５に示すように、駆動
軸１３０を３重軸１３１，１３２，１３３とするととも
に、各軸１３１，１３２，１３３のそれぞれに圧縮機
（低圧軸流圧縮機１１１、中圧軸流圧縮機１１２および
高圧遠心圧縮機１２０）を装着し、各軸をそれぞれター
ビン１４１，１４２，１４３により駆動するようにして
なるものもある。なお、図１１ないし図１５において、
符号１５０は減速機を示し、符号Ｃは燃焼器を示し、符
号Ａ1，Ａ2，Ａ3は空気流れを示す。
【０００４】しかしながら、図１１に示す構成において
は、１軸で低圧圧縮機１１０と高圧圧縮機１２０とを駆
動するようにしているために、低圧圧縮機１１０と高圧
圧縮機１２０とを同一回転数で駆動しなければならず、
そのためそれぞれ最適な回転数で駆動させることができ
ないという問題がある。また、最適な回転数とできない
ために、所望圧力比を得ようとすれば、段数を多くしな
ければならないという問題も生ずる。
は、１軸で低圧圧縮機１１０と高圧圧縮機１２０とを駆
動するようにしているために、低圧圧縮機１１０と高圧
圧縮機１２０とを同一回転数で駆動しなければならず、
そのためそれぞれ最適な回転数で駆動させることができ
ないという問題がある。また、最適な回転数とできない
ために、所望圧力比を得ようとすれば、段数を多くしな
ければならないという問題も生ずる。
【０００５】図１２に示す構成においては、駆動軸１３
０を２重軸１３１，１３２とするとともに、それぞれを
独立のタービン１４１，１４２で駆動するようにしてい
るため、軸数に応じたタービンを設ける必要があるとと
もに、各軸に軸受等の付属部品を装着しなければなら
ず、そのため軸長が長くなり、ガスタービンＧの重量の
増大を招来するという問題がある。この重量増大は、迅
速な応答性を要求される軍用ヘリコプターに搭載される
ガスタービンＧにとっては致命的な欠陥となる。
０を２重軸１３１，１３２とするとともに、それぞれを
独立のタービン１４１，１４２で駆動するようにしてい
るため、軸数に応じたタービンを設ける必要があるとと
もに、各軸に軸受等の付属部品を装着しなければなら
ず、そのため軸長が長くなり、ガスタービンＧの重量の
増大を招来するという問題がある。この重量増大は、迅
速な応答性を要求される軍用ヘリコプターに搭載される
ガスタービンＧにとっては致命的な欠陥となる。
【０００６】図１３に示す構成においては、ファン１６
０と駆動軸１３０とを減速機１５０を介して直列接続と
しているので、ガスタービンＧの全長が長くなるととも
に、重量の増大を招来し、前記図１２に示すものと同様
な問題がある。
０と駆動軸１３０とを減速機１５０を介して直列接続と
しているので、ガスタービンＧの全長が長くなるととも
に、重量の増大を招来し、前記図１２に示すものと同様
な問題がある。
【０００７】図１５に示す構成においても同様な問題が
ある。
ある。
【０００８】前記従来技術の問題点を解消すべく、特開
平９ー１３８９８号公報には、図１６に示すように、遠
心圧縮機１２０を駆動軸１３０を介して高圧タービン１
４０により駆動してなるガスタービンＧにおいて、軸流
圧縮機１１０を有する補助軸１３５を前記駆動軸１３０
に先端部１３０ａの外側に同心円状に備え、該補助軸１
３５を駆動力伝達手段１５２により、駆動軸１３０より
低速で回転させるとともに、前記軸流圧縮機１１０の動
翼列を相互干渉抑制型タンデム翼列としてなる圧縮機構
造が提案されている。
平９ー１３８９８号公報には、図１６に示すように、遠
心圧縮機１２０を駆動軸１３０を介して高圧タービン１
４０により駆動してなるガスタービンＧにおいて、軸流
圧縮機１１０を有する補助軸１３５を前記駆動軸１３０
に先端部１３０ａの外側に同心円状に備え、該補助軸１
３５を駆動力伝達手段１５２により、駆動軸１３０より
低速で回転させるとともに、前記軸流圧縮機１１０の動
翼列を相互干渉抑制型タンデム翼列としてなる圧縮機構
造が提案されている。
【０００９】また、同公報の第２１段落には、「図２に
示す例では、補助軸５に装着されている低圧圧縮機４の
動翼４１は通常の動翼形状とされているが、タンデム翼
列とすれば、所定の圧力比を得るための段数を減らすこ
とができ、より一層の重量の減少を図ることができる。
このタンデム翼列とする場合、特願平７ー１９７７９号
に提案されている相互干渉抑制型タンデム翼列とされる
のが好ましい。また、その段数も図２に示す例では作図
の便宜上、１段とされているが、この段数も要求される
圧力比に応じて適宜調整される。」との記載がなされて
いる。
示す例では、補助軸５に装着されている低圧圧縮機４の
動翼４１は通常の動翼形状とされているが、タンデム翼
列とすれば、所定の圧力比を得るための段数を減らすこ
とができ、より一層の重量の減少を図ることができる。
このタンデム翼列とする場合、特願平７ー１９７７９号
に提案されている相互干渉抑制型タンデム翼列とされる
のが好ましい。また、その段数も図２に示す例では作図
の便宜上、１段とされているが、この段数も要求される
圧力比に応じて適宜調整される。」との記載がなされて
いる。
【００１０】しかしながら、同公報には動翼をタンデム
翼とした場合における静翼をいかにすべきかの具体的な
提案はなされていない。
翼とした場合における静翼をいかにすべきかの具体的な
提案はなされていない。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の課題に鑑みなされたものであって、タンデム動翼と
静翼との関係が明確化されることにより、高圧力比が得
られる動翼列にタンデム翼列が用いられている圧縮機構
造を提供することを目的としている。
術の課題に鑑みなされたものであって、タンデム動翼と
静翼との関係が明確化されることにより、高圧力比が得
られる動翼列にタンデム翼列が用いられている圧縮機構
造を提供することを目的としている。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明の圧縮機構造は、
タンデム動翼と、前記タンデム動翼の下流にあって同タ
ンデム動翼からの流れを所定角度に転向させるタンデム
静翼とを備えてなることを特徴とする。
タンデム動翼と、前記タンデム動翼の下流にあって同タ
ンデム動翼からの流れを所定角度に転向させるタンデム
静翼とを備えてなることを特徴とする。
【００１３】本発明の圧縮機構造の一形態は、軸流圧縮
機と遠心圧縮機とを同一の駆動軸で駆動してなるガスタ
ービンまたはジェットエンジンの圧縮機構造であって、
前記軸流圧縮機が、タンデム動翼と前記タンデム動翼の
下流にあって同タンデム動翼からの流れを所定角度に転
向させるタンデム静翼とを備えてなるものとされる。本
発明の圧縮機構造においては、前記タンデム動翼からな
る翼列が、後縁衝撃波型境界層制御タンデム翼列である
のが好ましい。
機と遠心圧縮機とを同一の駆動軸で駆動してなるガスタ
ービンまたはジェットエンジンの圧縮機構造であって、
前記軸流圧縮機が、タンデム動翼と前記タンデム動翼の
下流にあって同タンデム動翼からの流れを所定角度に転
向させるタンデム静翼とを備えてなるものとされる。本
発明の圧縮機構造においては、前記タンデム動翼からな
る翼列が、後縁衝撃波型境界層制御タンデム翼列である
のが好ましい。
【００１４】すなわち、前記タンデム動翼からなる翼列
が、隣接する前置翼上面の後縁近傍と前置翼の下面前縁
近傍とを結ぶ位置に衝撃波が形成されるようにするとと
もに、前置翼下面後縁から後置翼上面に吹き上げる噴流
の速度および運動量などを調整して噴流が後置翼上面に
沿って流れるようにして後置翼上面の境界層の剥離が後
縁近傍に限定されてなるタンデム翼列であるのが好まし
い。
が、隣接する前置翼上面の後縁近傍と前置翼の下面前縁
近傍とを結ぶ位置に衝撃波が形成されるようにするとと
もに、前置翼下面後縁から後置翼上面に吹き上げる噴流
の速度および運動量などを調整して噴流が後置翼上面に
沿って流れるようにして後置翼上面の境界層の剥離が後
縁近傍に限定されてなるタンデム翼列であるのが好まし
い。
【００１５】また、本発明の圧縮機構造においては、前
記タンデム静翼よる転向角が、２０度ないし５０度の範
囲にあるのが好ましく、２０度ないし３５度の範囲にあ
るのがさらに好ましい。
記タンデム静翼よる転向角が、２０度ないし５０度の範
囲にあるのが好ましく、２０度ないし３５度の範囲にあ
るのがさらに好ましい。
【００１６】
【作用】本発明の圧縮機構造は前記の如く構成されてい
るので、タンデム動翼列を多段とすることができる。そ
のため、少ない段数で高圧力比が得られる。また、タン
デム動翼とタンデム静翼を組合せてなる軸流圧縮機と遠
心圧縮機とを同軸で駆動するようにしても、軸流圧縮機
における一段当たりの圧力比が高く、かつ、タンデム動
翼からの流れが所定角度に転向させられているで、流れ
を遠心圧縮機に最適な角度で突入させることができる。
したがって、高圧力比の圧縮機構造とすることができ
る。
るので、タンデム動翼列を多段とすることができる。そ
のため、少ない段数で高圧力比が得られる。また、タン
デム動翼とタンデム静翼を組合せてなる軸流圧縮機と遠
心圧縮機とを同軸で駆動するようにしても、軸流圧縮機
における一段当たりの圧力比が高く、かつ、タンデム動
翼からの流れが所定角度に転向させられているで、流れ
を遠心圧縮機に最適な角度で突入させることができる。
したがって、高圧力比の圧縮機構造とすることができ
る。
【００１７】
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照しながら本
発明を実施の形態に基づいて説明するが、本発明はかか
る実施の形態のみに限定されるものではない。
発明を実施の形態に基づいて説明するが、本発明はかか
る実施の形態のみに限定されるものではない。
【００１８】実施の形態１ 本発明の実施の形態１に係る圧縮機構造におけるタンデ
ム動翼およびタンデム静翼の概略図を図１に示す。この
実施の形態１は、図１に示すように、圧縮機構造の動翼
列１に後縁衝撃波型境界層制御タンデム翼１１からなる
タンデム動翼列１Ａを用いるとともに、静翼列２にタン
デム静翼列２Ａが用いられているものである。
ム動翼およびタンデム静翼の概略図を図１に示す。この
実施の形態１は、図１に示すように、圧縮機構造の動翼
列１に後縁衝撃波型境界層制御タンデム翼１１からなる
タンデム動翼列１Ａを用いるとともに、静翼列２にタン
デム静翼列２Ａが用いられているものである。
【００１９】そして、この実施の形態１ではタンデム動
翼列１Ａのタンデム動翼１１の前置翼１２の形状、後置
翼１３の形状、前置翼１２と後置翼１３との位置関係、
静翼列２Ａのタンデム静翼２１の前置翼２２の形状、後
置翼２３の形状、前置翼２２と後置翼２３との位置関
係、タンデム動翼列１Ａおよびタンデム静翼列２Ａのピ
ッチなどについては、コンピュータにより３次元の流れ
解析を行い決定される。例えば、タンデム動翼列１Ａに
ついては図２に模式図的に示すように、タンデム動翼列
１Ａにおける衝撃波Ｓが隣接する前置翼１２上面の後縁
近傍と前置翼１２の下面前縁近傍とを結ぶ位置に形成さ
れるようにするとともに、前置翼１２下面後縁から後置
翼１３上面に吹き上げる噴流の速度および運動量などを
調整して噴流が後置翼上面に沿って流れるようにして後
置翼１３上面の境界層の剥離が後縁近傍に限定されるよ
うに設定されている。つまり、衝撃波Ｓの発生をできる
だけ前置翼１２上面の後部にずらすとともに、前置翼１
２により後置翼１３の境界層制御をなすものである。
翼列１Ａのタンデム動翼１１の前置翼１２の形状、後置
翼１３の形状、前置翼１２と後置翼１３との位置関係、
静翼列２Ａのタンデム静翼２１の前置翼２２の形状、後
置翼２３の形状、前置翼２２と後置翼２３との位置関
係、タンデム動翼列１Ａおよびタンデム静翼列２Ａのピ
ッチなどについては、コンピュータにより３次元の流れ
解析を行い決定される。例えば、タンデム動翼列１Ａに
ついては図２に模式図的に示すように、タンデム動翼列
１Ａにおける衝撃波Ｓが隣接する前置翼１２上面の後縁
近傍と前置翼１２の下面前縁近傍とを結ぶ位置に形成さ
れるようにするとともに、前置翼１２下面後縁から後置
翼１３上面に吹き上げる噴流の速度および運動量などを
調整して噴流が後置翼上面に沿って流れるようにして後
置翼１３上面の境界層の剥離が後縁近傍に限定されるよ
うに設定されている。つまり、衝撃波Ｓの発生をできる
だけ前置翼１２上面の後部にずらすとともに、前置翼１
２により後置翼１３の境界層制御をなすものである。
【００２０】この場合、３次元の流れ解析を行うプログ
ラムは、翼列の回りの流れや衝撃波の分布を３次元的に
解析できるものであればいかなるプログラムでもよく、
その適用プログラムについては特に限定はない。
ラムは、翼列の回りの流れや衝撃波の分布を３次元的に
解析できるものであればいかなるプログラムでもよく、
その適用プログラムについては特に限定はない。
【００２１】また、タンデム静翼列２Ａの前置翼２２お
よび後置翼２３についても同様に決定できる。その場
合、図３に示すタンデム動翼列１Ａに対する突入角αは
５５°〜７０°の範囲となるようにタンデム静翼列２Ａ
の前置翼２２および後置翼２３の形状が設定されるのが
好ましい。つまり、タンデム静翼による転向角が２０°
〜５０°の範囲となるようにされるのが好ましい。な
お、その場合におけるタンデム動翼列１Ａからの飛び出
し角βが０°〜３０°の範囲となるように、タンデム動
翼列１Ａの前置翼１２および後置翼１３の形状が設定さ
れている。また、タンデム静翼の後に遠心圧縮機が設け
られている場合、この転向角は２０°〜３５°の範囲と
なるようにされるのが好ましい。
よび後置翼２３についても同様に決定できる。その場
合、図３に示すタンデム動翼列１Ａに対する突入角αは
５５°〜７０°の範囲となるようにタンデム静翼列２Ａ
の前置翼２２および後置翼２３の形状が設定されるのが
好ましい。つまり、タンデム静翼による転向角が２０°
〜５０°の範囲となるようにされるのが好ましい。な
お、その場合におけるタンデム動翼列１Ａからの飛び出
し角βが０°〜３０°の範囲となるように、タンデム動
翼列１Ａの前置翼１２および後置翼１３の形状が設定さ
れている。また、タンデム静翼の後に遠心圧縮機が設け
られている場合、この転向角は２０°〜３５°の範囲と
なるようにされるのが好ましい。
【００２２】しかして、このような特性を有するタンデ
ム動翼列１Ａは、タンデム動翼１１の前置翼１２および
後置翼１３の位置関係ならびにタンデム翼１１、１１相
互の位置関係を、例えば、図４〜図７に示すように、前
置翼１２および後置翼１３の寸法関係を図示のように設
定し、また前置翼１２および後置翼１３の相互関係をＨ
ＵＢ部からＴＩＰ部にかけて前置翼１２および後置翼１
３が共に寝た状態から立ち上がった状態にしかつ前置翼
１２と後置翼１３との隙間を漸増させ、つまり前置翼１
２および後置翼１３を共に撚った状態にすれば得られ
る。
ム動翼列１Ａは、タンデム動翼１１の前置翼１２および
後置翼１３の位置関係ならびにタンデム翼１１、１１相
互の位置関係を、例えば、図４〜図７に示すように、前
置翼１２および後置翼１３の寸法関係を図示のように設
定し、また前置翼１２および後置翼１３の相互関係をＨ
ＵＢ部からＴＩＰ部にかけて前置翼１２および後置翼１
３が共に寝た状態から立ち上がった状態にしかつ前置翼
１２と後置翼１３との隙間を漸増させ、つまり前置翼１
２および後置翼１３を共に撚った状態にすれば得られ
る。
【００２３】このように、この実施の形態１では圧縮機
構造にタンデム翼列１Ａ，２Ａを用いているため、一段
で得られる圧力比が大きいところから、１段あるいは２
段で所望の圧力比が得られるので、圧縮機構造を小型化
できるとともにその重量を軽減できる。
構造にタンデム翼列１Ａ，２Ａを用いているため、一段
で得られる圧力比が大きいところから、１段あるいは２
段で所望の圧力比が得られるので、圧縮機構造を小型化
できるとともにその重量を軽減できる。
【００２４】なお、本明細書においては、前置翼１２上
面の後縁近傍に衝撃波Ｓを発生させ、しかも前置翼１２
により境界層制御するような特性を有するタンデム翼列
１Ａを「後縁衝撃波型境界層制御タンデム翼列」と定義
し、また前置翼１２により後置翼１３の境界層制御をな
す特性を有するタンデム翼１１を「境界層制御タンデム
翼」と定義する。
面の後縁近傍に衝撃波Ｓを発生させ、しかも前置翼１２
により境界層制御するような特性を有するタンデム翼列
１Ａを「後縁衝撃波型境界層制御タンデム翼列」と定義
し、また前置翼１２により後置翼１３の境界層制御をな
す特性を有するタンデム翼１１を「境界層制御タンデム
翼」と定義する。
【００２５】実施の形態２ 本発明の実施の形態２の圧縮機構造を図８に概略図で示
し、この圧縮機構造は、ガスタービンＧに用いられる圧
縮機構造であって、実施の形態１のタンデム動翼１１と
タンデム静翼２１との組合せを有する軸流圧縮機３の下
流に遠心圧縮機４を設けるとともに、この軸流圧縮機３
および遠心圧縮機４を単一の駆動軸５に配置してなるも
のである。この実施の形態２では軸流圧縮機３における
翼列１，２をタンデム翼列１Ａ，２Ａとしているので、
軸流圧縮機３と遠心圧縮機４とを同一の駆動軸５に配置
してタービン６により駆動しても、軸流圧縮機３におけ
る圧力比が高いところから、所望の圧力比を得ることが
できる。なお、図８においては、作図の簡略化の観点か
らタンデム動翼列１Ａおよびタンデム静翼列２Ａは明瞭
には図示されていない。また、図８中、符号７は減速機
を示し、Ｃは燃焼機を示し、Ａ1，Ａ2，Ａ3は空気流れ
を示す。
し、この圧縮機構造は、ガスタービンＧに用いられる圧
縮機構造であって、実施の形態１のタンデム動翼１１と
タンデム静翼２１との組合せを有する軸流圧縮機３の下
流に遠心圧縮機４を設けるとともに、この軸流圧縮機３
および遠心圧縮機４を単一の駆動軸５に配置してなるも
のである。この実施の形態２では軸流圧縮機３における
翼列１，２をタンデム翼列１Ａ，２Ａとしているので、
軸流圧縮機３と遠心圧縮機４とを同一の駆動軸５に配置
してタービン６により駆動しても、軸流圧縮機３におけ
る圧力比が高いところから、所望の圧力比を得ることが
できる。なお、図８においては、作図の簡略化の観点か
らタンデム動翼列１Ａおよびタンデム静翼列２Ａは明瞭
には図示されていない。また、図８中、符号７は減速機
を示し、Ｃは燃焼機を示し、Ａ1，Ａ2，Ａ3は空気流れ
を示す。
【００２６】このように、この実施の形態２ではガスタ
ービンＧの圧縮機における軸流圧縮機３を実施の形態１
のタンデム翼列１Ａ，２Ａにより構成しているので、軸
流圧縮機３と遠心圧縮機４を単一の駆動軸５で駆動して
いるにもかかわらず、所望の圧力比が得られる。そのた
め、圧縮機の構成が簡素化されて重量の低減が達成され
る。すなわち、応答性の向上を図りながら性能の向上が
図られる。
ービンＧの圧縮機における軸流圧縮機３を実施の形態１
のタンデム翼列１Ａ，２Ａにより構成しているので、軸
流圧縮機３と遠心圧縮機４を単一の駆動軸５で駆動して
いるにもかかわらず、所望の圧力比が得られる。そのた
め、圧縮機の構成が簡素化されて重量の低減が達成され
る。すなわち、応答性の向上を図りながら性能の向上が
図られる。
【００２７】
【実施例】以下、より具体的な実施例に基づいて本発明
をより具体的に説明する。
をより具体的に説明する。
【００２８】実施例および比較例 下記に示す要目の後縁衝撃波型境界層制御タンデム翼列
（実施例）を図４〜図７に示す形状および寸法にて作製
して軸流圧縮機とし、図９に示す試験装置によりその性
能を測定した。また、下記に示す要目の従来の翼列（比
較例）を実施例のタンデム翼と同一の翼幅にて作製し、
実施例と同一の試験装置によりその性能を測定した。
（実施例）を図４〜図７に示す形状および寸法にて作製
して軸流圧縮機とし、図９に示す試験装置によりその性
能を測定した。また、下記に示す要目の従来の翼列（比
較例）を実施例のタンデム翼と同一の翼幅にて作製し、
実施例と同一の試験装置によりその性能を測定した。
【００２９】測定は図１０に模式図的に示すように、翼
の前方（図１０のＡ点）および翼の後方（図１０のＢ
点）に全圧測定用プローブおよび全温測定用プローブを
９０度の角度で配置し、その各プローブをＴＩＰ〜ＨＵ
Ｂ間において半径方向に１ｍｍごとにトラバースするこ
とにより行った。また、流量は入口ダクト部の上流に設
けられたオリフィスにより測定し、翼列の回転数は翼列
が装着されているディスクの回転軸に設けられた回転数
ピックアップにより測定した。
の前方（図１０のＡ点）および翼の後方（図１０のＢ
点）に全圧測定用プローブおよび全温測定用プローブを
９０度の角度で配置し、その各プローブをＴＩＰ〜ＨＵ
Ｂ間において半径方向に１ｍｍごとにトラバースするこ
とにより行った。また、流量は入口ダクト部の上流に設
けられたオリフィスにより測定し、翼列の回転数は翼列
が装着されているディスクの回転軸に設けられた回転数
ピックアップにより測定した。
【００３０】そして、その測定により得られた各データ
は次のようにして処理を行った。
は次のようにして処理を行った。
【００３１】（１）Ａ点およびＢ点におけるＴＩＰ〜Ｈ
ＵＢ間の全圧測定値および全温測定値の各平均値を算出
する。
ＵＢ間の全圧測定値および全温測定値の各平均値を算出
する。
【００３２】（２）Ｂ点の全圧の平均値ＰBおよびＡ点
の全圧の平均値ＰAの比ＰB／ＰAより圧力比を算出す
る。
の全圧の平均値ＰAの比ＰB／ＰAより圧力比を算出す
る。
【００３３】（３）さらにＢ点の全温の平均値ＴBおよ
びＡ点の全温の平均値ＴAをも算出し、先に算出された
Ｂ点の全圧の平均値ＰBおよびＡ点の全圧の平均値ＰAを
を用いて下記式により効率を算出した。
びＡ点の全温の平均値ＴAをも算出し、先に算出された
Ｂ点の全圧の平均値ＰBおよびＡ点の全圧の平均値ＰAを
を用いて下記式により効率を算出した。
【００３４】
【数１】
【００３５】そして、このようにして測定された実施例
の測定結果および算出された圧力比ならびに効率を表１
に実施例の要目と併せて示し、また比較例の測定結果お
よび圧力比ならびに効率を表２に比較例の要目と併せて
示す。
の測定結果および算出された圧力比ならびに効率を表１
に実施例の要目と併せて示し、また比較例の測定結果お
よび圧力比ならびに効率を表２に比較例の要目と併せて
示す。
【００３６】
【表１】
【００３７】
【表２】
【００３８】表１および表２の対比から、実施例におい
ては比較例と同一の効率を確保しながら、比較例よりも
ほぼ１．５倍の２．７という高い圧力比が得られるのが
わかる。
ては比較例と同一の効率を確保しながら、比較例よりも
ほぼ１．５倍の２．７という高い圧力比が得られるのが
わかる。
【００３９】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明によれば、
軸流圧縮機における動翼列をタンデム翼列とするととも
に、静翼列をタンデム動翼列からの流れを所定角度に転
向させるタンデム静翼列としているので、少ない段数で
所望の圧力比が得られるという優れた効果が得られる。
軸流圧縮機における動翼列をタンデム翼列とするととも
に、静翼列をタンデム動翼列からの流れを所定角度に転
向させるタンデム静翼列としているので、少ない段数で
所望の圧力比が得られるという優れた効果が得られる。
【００４０】また、タンデム動翼列からの流れをタンデ
ム静翼列により所定の角度に転向させているので、この
軸流圧縮機を遠心圧縮機と組み合わせた場合にも遠心圧
縮機への流れを所定角度で遠心圧縮機に突入させること
ができ、高い圧力比の圧縮機とすることができるという
優れた効果が得られる。
ム静翼列により所定の角度に転向させているので、この
軸流圧縮機を遠心圧縮機と組み合わせた場合にも遠心圧
縮機への流れを所定角度で遠心圧縮機に突入させること
ができ、高い圧力比の圧縮機とすることができるという
優れた効果が得られる。
【図１】本発明の実施の形態１の圧縮機構造に用いられ
ているタンデム動翼列およびタンデム静翼列の概略図で
ある。
ているタンデム動翼列およびタンデム静翼列の概略図で
ある。
【図２】同タンデム動翼列における流れの摸式図であ
る。
る。
【図３】同タンデム動翼列および静翼列における速度三
角形を示す説明図である。
角形を示す説明図である。
【図４】同タンデム動翼列の一例の側面図である。
【図５】図４に示すタンデム動翼列のＨＵＢ部の横断面
図である。
図である。
【図６】図４に示すタンデム動翼列のＭＥＡＮ部の横断
面図である。
面図である。
【図７】図４に示すタンデム翼列のＴＩＰ部の横断面図
である。
である。
【図８】本発明の実施の形態２の圧縮機構造の概略図で
ある。
ある。
【図９】実施例および比較例の性能試験に用いられた試
験装置の概略図である。
験装置の概略図である。
【図１０】図９の試験装置における測定の仕方を示す説
明図である。
明図である。
【図１１】従来の圧縮機構造を用いたガスタービンの一
例の概略図である。
例の概略図である。
【図１２】従来の圧縮機構造を用いたガスタービンの他
の例の概略図である。
の例の概略図である。
【図１３】従来の圧縮機構造を用いたガスタービンのさ
らに他の例の概略図である。
らに他の例の概略図である。
【図１４】従来の動翼列における流れの模式図である。
【図１５】従来の圧縮機構造を用いたガスタービンのさ
らに他の例の概略図である。
らに他の例の概略図である。
【図１６】特開平９ー１３８９８号公報の提案にかかわ
る圧縮機構造の概略図である。
る圧縮機構造の概略図である。
１ 動翼列 １Ａ タンデム動翼列 １１ タンデム動翼 １２ 前置翼 １３ 後置翼 ２ 静翼列 ２Ａ タンデム静翼列 ２１ タンデム静翼 ２２ 前置翼 ２３ 後置翼 ３ 軸流圧縮機 ４ 遠心圧縮機 ５ 駆動軸 Ｇ ガスタービン Ｓ 衝撃波
Claims (8)
- 【請求項１】 タンデム動翼と、前記タンデム動翼の下
流にあって同タンデム動翼からの流れを所定角度に転向
させるタンデム静翼とを備えてなることを特徴とする圧
縮機構造。 - 【請求項２】 軸流圧縮機と遠心圧縮機とを同一の駆動
軸で駆動してなるガスタービンまたはジェットエンジン
の圧縮機構造であって、 前記軸流圧縮機が、タンデム動翼と、前記タンデム動翼
の下流にあって同タンデム動翼からの流れを所定角度に
転向させるタンデム静翼とを備えてなることを特徴とす
るガスタービンまたはジェットエンジンの圧縮機構造。 - 【請求項３】 前記タンデム動翼からなる翼列が、後縁
衝撃波型境界層制御タンデム翼列であることを特徴とす
る請求項１または２記載の圧縮機構造。 - 【請求項４】 前記タンデム動翼からなる翼列が、隣接
する前置翼上面の後縁近傍と前置翼の下面前縁近傍とを
結ぶ位置に衝撃波が形成されるようにするとともに、前
置翼下面後縁から後置翼上面に吹き上げる噴流の速度お
よび運動量などを調整して噴流が後置翼上面に沿って流
れるようにして後置翼上面の境界層の剥離が後縁近傍に
限定されてなるタンデム翼列であることを特徴とする請
求項３記載の圧縮機構造。 - 【請求項５】 前記タンデム静翼よる転向角が、２０度
ないし５０度の範囲であることを特徴とする請求項１ま
たは２記載の圧縮機構造。 - 【請求項６】 前記タンデム静翼による転向角が、２０
度ないし３５度の範囲であることを特徴とする請求項５
記載の圧縮機構造。 - 【請求項７】 請求項１ないし請求項６のいずれかに記
載の圧縮機構造を有する圧縮機。 - 【請求項８】 請求項７記載の圧縮機を有するガスター
ビンまたはジェットエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19050597A JPH1122486A (ja) | 1997-06-30 | 1997-06-30 | タンデム翼を用いた圧縮機構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19050597A JPH1122486A (ja) | 1997-06-30 | 1997-06-30 | タンデム翼を用いた圧縮機構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1122486A true JPH1122486A (ja) | 1999-01-26 |
Family
ID=16259217
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP19050597A Pending JPH1122486A (ja) | 1997-06-30 | 1997-06-30 | タンデム翼を用いた圧縮機構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1122486A (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2006080386A1 (ja) * | 2005-01-26 | 2006-08-03 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | ターボファンエンジン |
| JPWO2006080386A1 (ja) * | 2005-01-26 | 2008-06-19 | 株式会社Ihi | ターボファンエンジン |
| US7721526B2 (en) | 2006-06-28 | 2010-05-25 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | Turbofan engine |
| JP2012062814A (ja) * | 2010-09-16 | 2012-03-29 | Hitachi Ltd | 軸流圧縮機，軸流圧縮機を備えたガスタービンシステム及び軸流圧縮機の改造方法 |
| US8579592B2 (en) | 2006-07-04 | 2013-11-12 | Ihi Corporation | Turbofan engine |
| WO2015072256A1 (ja) | 2013-11-15 | 2015-05-21 | 株式会社Ihi | 軸流ターボ機械の翼の構造及びガスタービンエンジン |
| KR20170083144A (ko) | 2015-04-14 | 2017-07-17 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 가스 터빈의 제조 방법 |
| CN110145225A (zh) * | 2019-05-17 | 2019-08-20 | 西南石油大学 | 一种具有串列叶栅的涡轮钻具涡轮副 |
-
1997
- 1997-06-30 JP JP19050597A patent/JPH1122486A/ja active Pending
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2006080386A1 (ja) * | 2005-01-26 | 2006-08-03 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | ターボファンエンジン |
| WO2006080055A1 (ja) * | 2005-01-26 | 2006-08-03 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | ターボファンエンジン |
| JPWO2006080386A1 (ja) * | 2005-01-26 | 2008-06-19 | 株式会社Ihi | ターボファンエンジン |
| US7748950B2 (en) | 2005-01-26 | 2010-07-06 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | Turbofan engine |
| JP4974006B2 (ja) * | 2005-01-26 | 2012-07-11 | 株式会社Ｉｈｉ | ターボファンエンジン |
| US7721526B2 (en) | 2006-06-28 | 2010-05-25 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | Turbofan engine |
| US8579592B2 (en) | 2006-07-04 | 2013-11-12 | Ihi Corporation | Turbofan engine |
| JP2012062814A (ja) * | 2010-09-16 | 2012-03-29 | Hitachi Ltd | 軸流圧縮機，軸流圧縮機を備えたガスタービンシステム及び軸流圧縮機の改造方法 |
| WO2015072256A1 (ja) | 2013-11-15 | 2015-05-21 | 株式会社Ihi | 軸流ターボ機械の翼の構造及びガスタービンエンジン |
| KR20170083144A (ko) | 2015-04-14 | 2017-07-17 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 가스 터빈의 제조 방법 |
| US10718340B2 (en) | 2015-04-14 | 2020-07-21 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine manufacturing method |
| CN110145225A (zh) * | 2019-05-17 | 2019-08-20 | 西南石油大学 | 一种具有串列叶栅的涡轮钻具涡轮副 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20010515 |