WO2012090269A1 - 翼体および回転機械 - Google Patents

翼体および回転機械 Download PDF

Info

Publication number
WO2012090269A1
WO2012090269A1 PCT/JP2010/073563 JP2010073563W WO2012090269A1 WO 2012090269 A1 WO2012090269 A1 WO 2012090269A1 JP 2010073563 W JP2010073563 W JP 2010073563W WO 2012090269 A1 WO2012090269 A1 WO 2012090269A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
radius
rear end
curvature
end portion
curved surface
Prior art date
Application number
PCT/JP2010/073563
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
康朗 坂元
伊藤　栄作
仁志 北川
進 若園
Original Assignee
三菱重工業株式会社
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱重工業株式会社 filed Critical 三菱重工業株式会社
Priority to EP10861484.3A priority Critical patent/EP2660423B1/en
Priority to PCT/JP2010/073563 priority patent/WO2012090269A1/ja
Priority to KR1020137010482A priority patent/KR20130056907A/ko
Priority to US13/881,582 priority patent/US20130224034A1/en
Priority to KR1020157002354A priority patent/KR101710287B1/ko
Priority to CN201080070409.0A priority patent/CN103237958B/zh
Publication of WO2012090269A1 publication Critical patent/WO2012090269A1/ja

Links

Images

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
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a blade body and a rotary machine applied to a rotary machine such as a turbine section of a gas turbine, a compressor, a fan, a steam turbine, and a windmill, and particularly relates to a rear edge shape thereof.
  • a relatively thick thickness is given to increase the strength, and the trailing edge is formed into a circular arc (substantially semicircle) or There is a case where the shape is a straight line cut substantially perpendicular to the camber line.
  • the thickness of the trailing edge becomes relatively large, so that the flow generated on the blade surface is separated. Since the wake from the trailing edge is relatively large, the loss of flow or the channel resistance has increased.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and a wing body and a rotation that can reduce flow loss and flow resistance caused by wakes from the trailing edge caused by separation of the flow on the blade surface of the wing body Provide machines.
  • the wing body according to the present invention (for example, the moving blades 1, 21, 31 in the embodiment) has a main body (for example, the back surface (for example, the back surface 2 in the embodiment) and the abdominal surface (for example, the abdominal surface 3 in the embodiment).
  • a rear edge portion (for example, 6, 26, 36 in the embodiment) that connects the main body portion 4) in the embodiment and the back surface and the abdominal surface with continuous curved surfaces (for example, the curved surfaces 5, 25, 35 in the embodiment).
  • the curved surface of the rear edge portion is directed from one of the back surface and the abdominal surface toward the rear end portion located at the most downstream side in the fluid flow direction (for example, the rear end portions 7, 27, 37 in the embodiment).
  • the radius of curvature gradually decreases and the radius of curvature becomes the smallest at the rear end, and then the radius of curvature gradually increases from the rear end toward either the back surface or the abdominal surface, and the back surface or the abdominal surface.
  • the curved surface of the rear edge portion continuous with the back surface or the abdominal surface of the main body portion is thinned as the radius of curvature gradually decreases and approaches the rear end portion.
  • the cross-sectional shape is simply a semi-circular shape like the conventional rear edge, or the angle of the connection point between the end of the back side edge line and the end of the abdominal side edge line is substantially vertical. Since the vicinity of the rear end can be made thin, the separation position of the flow from the blade surface moves rearward and the wake from the rear edge becomes thinner, reducing flow loss and improving efficiency. Can do.
  • the trailing edge portion is different in a decreasing rate of a curvature radius of the curved surface on the back surface side and a decreasing rate of a curvature radius of the curved surface on the ventral surface side toward the rear end portion. Also good.
  • the decreasing rate of the radius of curvature toward the rear end of the curved surface on the back side of the trailing edge and the decreasing rate of the radius of curvature toward the rear end of the curved surface on the ventral surface side Even when the cross-sectional shape is simply a semicircular shape like the conventional rear edge, or the angle of the connection point between the end of the dorsal edge line and the end of the ventral edge line is substantially vertical.
  • the blade thickness in the vicinity of the rear end can be made thinner compared to the case where it is formed on the blade, so that the separation position of the flow from the blade surface moves rearward and the wake from the rear edge becomes thinner, reducing flow loss and Efficiency can be improved.
  • the rear end portion is disposed on an extension line (for example, the extension line 10 in the embodiment) of the camber line (for example, the camber line 9 in the embodiment) of the main body portion. Also good.
  • the curvature radius changes on the abdominal surface side and the back surface side become equal, and the wing shape can be easily and smoothly formed. .
  • the rear end portion may be disposed on the back side or the abdominal surface side of the extension line of the camber line of the main body portion. According to the wing body according to the present invention, even when the rear end portion is arranged on the back side or the abdominal surface side of the extension line of the camber line of the main body portion, it is compared with the trailing edge shape of the conventional wing body. Thus, wakes due to flow separation on the blade surface can be suppressed.
  • the wing body according to the present invention is a wing body that is arranged in a plurality on the rotating body at equal intervals, and the curved surface of the trailing edge portion is a throat between the wings when there is no trailing edge portion (for example, the embodiment). May be formed with a radius of curvature capable of maintaining the throat S). According to the wing body according to the present invention, since the trailing edge does not affect the throat between the wings, it is possible to prevent the flow rate from changing due to a decrease in the throat.
  • the rotating machine according to the present invention includes the wing body of the present invention.
  • the curved surface of the rear edge portion gradually decreases in radius from either one of the back surface and the abdominal surface toward the rear end portion which is the rearmost side of the main body portion, and the rear end
  • the radius of curvature becomes the smallest at the rear part, and then the radius of curvature gradually increases from the rear end part toward the back side or the abdominal surface to reach either the back side or the abdominal surface. Since the blade thickness near the trailing edge can be made thin, the flow separation position from the blade surface can move rearward and the wake from the trailing edge can be narrowed, thus reducing flow loss and flow. There is an effect that the road resistance can be reduced.
  • FIG. 1 is a partial cross-sectional view of a gas turbine according to a first embodiment of the present invention as viewed from the side.
  • FIG. 2 is a view showing a profile of a moving blade in the first embodiment of the present invention.
  • 3 is a partially enlarged view around the rear edge of FIG.
  • FIG. 4 is a partially enlarged view corresponding to FIG. 3 in another aspect of the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a view showing a throat of a moving blade in the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 6 is a partially enlarged view corresponding to FIG. 3 in the second embodiment of the present invention.
  • FIG. 7 is a partially enlarged view corresponding to FIG. 3 in another aspect of the second embodiment of the present invention.
  • FIG. 8 is a partially enlarged view corresponding to FIG. 3 in the third embodiment of the present invention.
  • FIG. 9 is a partially enlarged view corresponding to FIG. 3 in another aspect of the third embodiment of the present invention.
  • a moving blade disposed at equal intervals on a rotor of a turbine section of a gas turbine will be described as an example as a blade body (hereinafter, the same applies to the second and third embodiments).
  • the gas turbine 100 includes a compressor 102 that generates compressed air, a combustor 103 that supplies fuel to the compressed air supplied from the compressor 102 to generate combustion gas, and a stationary blade 104. And a turbine 107 for rotating the rotor 106 to which the rotor blade 1 is attached by the combustion gas supplied from the combustor 103.
  • a combustion gas flow path F is formed inside a cylindrical casing 108 disposed coaxially with the axis O of the rotor 106.
  • the combustion gas flow path F is separated from the casing 108 by a cylindrical outer peripheral side end wall 110 provided on the inner peripheral side of the casing 108 on the outer peripheral side, and on the outer peripheral side of the rotor 106 on the inner peripheral side. Is separated from the rotor 106 by a cylindrical inner peripheral side end wall 111 provided in the shape of the flow path along the axis O direction having a donut cross section.
  • a plurality of the stationary blades 104 and the moving blades 1 at each stage are radially arranged.
  • FIG. 2 shows a profile of the moving blade 1 which is the wing body of this embodiment.
  • the moving blade 1 includes a main body 4 having a back surface 2 and an abdominal surface 3.
  • the back surface 2 is formed with a curved surface having a relatively small radius of curvature
  • the abdominal surface 3 is formed with a curved surface having a larger radius of curvature than the back surface.
  • the moving blade 1 includes a trailing edge portion 6 that connects the back surface 2 and the abdominal surface 3 of the main body portion 4 with a continuous curved surface 5 on the downstream side in the fluid flow direction (indicated by an arrow in FIG. 3).
  • the rear edge 6 has a radius of curvature that gradually decreases from either the back surface 2 or the abdominal surface 3 toward the rear end portion 7 that is the most downstream in the fluid flow direction.
  • the radius of curvature becomes the smallest at the end portion 7, and then the radius of curvature gradually increases from the rear end portion 7 toward the other side of the back surface 2 or the abdominal surface 3 to reach either the back surface 2 or the abdominal surface 3.
  • the rear edge portion 6 and the back surface 2 and the abdominal surface 3 are smoothly connected so that no step or corner portion is generated, and the rear end portion 7 is on the extension line 10 of the camber line 9 which is the center of the airfoil of the main body portion 4. Be placed.
  • the arc 8 shown by a broken line in FIG. 3 is a trailing edge shape of a conventional wing body, that is, a perfect circular arc (semicircle).
  • the rear edge portion 6 of the present embodiment is formed so that the radius of curvature of the curved surface 5 gradually decreases toward the rear end portion 7, so that the rear edge portion 6 extends narrower downstream than the arc 8.
  • the base side of the rear edge portion 6 is Since it is formed with the same thickness as the trailing edge of a conventional wing body, the wake can be made thin while obtaining sufficient strength.
  • an arc of an ellipse 12 whose major axis overlaps the extension line 10 of the camber line 9 may be used as shown in FIG. 4.
  • the rear edge 6 improves the rear edge 6 by the cross-sectional area of the throat S that is the portion where the flow path between the blades of the plurality of moving blades 1 arranged at equal intervals is the narrowest.
  • the radius of curvature is gradually reduced according to the shape of the back surface 2 of the blade 1.
  • the curvature radius gradually increases as the curved surface 5 of the rear edge portion 6 continuous with the back surface 2 or the abdominal surface 3 of the main body portion 4 approaches the rear end portion 7. Reduced and made thinner. Therefore, compared with the case where the cross-sectional shape is simply a semi-circular shape like the rear edge of a conventional wing body, and the angle of the connection point between the back surface and the abdominal surface is formed substantially vertically while ensuring the strength. Thus, the separation position of the flow from the blade surface moves rearward, and the wake from the trailing edge 6 can be reduced. As a result, flow loss can be reduced and efficiency can be improved.
  • the rear end portion 7 is disposed on the extension line 10 of the camber line 9 of the main body portion 4, the change in the radius of curvature on the abdominal surface side and the back surface side becomes equal, and the wing shape can be formed easily and smoothly. Further, since the trailing edge 6 does not affect the throat S between the blades, it is possible to prevent the flow rate from changing due to a decrease in the throat.
  • the moving blade of the gas turbine has been described as an example.
  • the present invention is not limited to this, and a stationary blade may be used.
  • it is not restricted to the blade body of a gas turbine, A compressor, a fan, a steam turbine, a windmill, and the blade body of an aircraft may be sufficient.
  • you may apply to the object wing
  • the moving blade 21 which is a blade body in the second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
  • symbol is attached
  • the moving blade 21 includes a main body 4 having a back surface 2 and an abdominal surface 3, and a continuous curved surface 25 on the back surface 2 and the abdominal surface 3 on the downstream side in the fluid flow direction. And a rear edge portion 26 connected to each other.
  • the rear end portion 27 which is the most downstream side in the fluid flow direction is disposed on the extension line 10 of the camber line 9.
  • the curved surface 25 of the rear edge portion 26 has a radius of curvature that gradually decreases from either the back surface 2 or the abdominal surface 3 toward the rear end portion 27 and becomes the smallest at the rear end portion 27.
  • the radius of curvature gradually increases from the portion 27 toward the other of the back surface 2 or the abdominal surface 3 and reaches either the back surface 2 or the abdominal surface 3.
  • the curved surface 25 of the rear edge portion 26 shown in FIG. 6 includes a back surface-side curved surface 25 a extending from the back surface 2 to the rear end portion 27 and a ventral surface-side curved surface 25 b extending from the abdominal surface 3 to the rear end portion 27.
  • the curved surface 25a and the curved surface 25b are formed such that the radius of curvature becomes smaller as they approach the rear end portion 27, but the rate of decrease of the radius of curvature is different. More specifically, the curved surface 25a is formed so that the decreasing rate of the radius of curvature from the back surface 2 toward the rear end portion 27 is relatively constant, whereas the curved surface 25b is formed from the abdominal surface 3.
  • the rate of decrease in the radius of curvature toward the rear end portion 27 is low at a position away from the rear end portion 27 and high near the rear end portion 27.
  • the decreasing rate toward the rear end portion 27 of the radius of curvature near the rear end portion 27 is lower on the curved surface 25a than on the curved surface 25b.
  • the rate of decrease in the radius of curvature of the curved surface 25a on the back surface toward the rear end portion 27 in the trailing edge portion 26 and the rate of decrease in the radius of curvature of the curved surface 25b on the ventral surface side is simply a semi-circular shape like the rear edge of a conventional wing body, or the connection point between the end of the dorsal edge line and the end of the ventral edge line Compared to the case where the angle is formed substantially vertically, the vicinity of the rear end portion 27 can be made thinner by the continuous curved surface 25. Therefore, the separation position of the flow from the blade surface moves backward, and the wake from the trailing edge portion 26 can be narrowed. As a result, flow loss can be reduced and efficiency can be improved.
  • the rate of decrease in the radius of curvature of the curved surface 25a on the back side toward the rear end 27 in the vicinity of the rear end 27 is lower than the rate of decrease in the radius of curvature of the curved surface 25b on the ventral surface.
  • the rate of decrease in the radius of curvature of the curved surface 25a on the back side toward the rear end 27 in the vicinity of the rear end 27 is lower than the rate of decrease in the radius of curvature of the curved surface 25b on the ventral surface.
  • the moving blade 31 which is the blade body of 3rd Embodiment of this invention is demonstrated, referring FIG. 8, FIG.
  • the rear end portion 27 of the second embodiment is offset from the extended line 10 of the camber line 9 on the back side or the abdominal side.
  • the same portions as those in the first embodiment and the second embodiment described above are denoted by the same reference numerals for description.
  • the moving blade 31 of the third embodiment is similar to the moving blade 21 of the second embodiment, on the downstream side in the fluid flow direction, with the main body portion 4 having the back surface 2 and the abdominal surface 3.
  • a rear edge portion 36 that connects the back surface 2 and the abdominal surface 3 with a continuous curved surface 35 is provided.
  • the rear end portion 37 which is the most downstream side in the fluid flow direction of the curved surface 35 of the rear edge portion 36 is disposed on the abdominal surface 3 side with respect to the extension line 10 of the camber line 9.
  • the curved surface 35 of the rear edge portion 36 has a radius of curvature that gradually decreases from either the back surface 2 or the abdominal surface 3 toward the rear end portion 37 and becomes the smallest at the rear end portion 37.
  • the radius of curvature gradually increases from the portion 37 toward the other of the back surface 2 and the abdominal surface 3 and reaches either the back surface 2 or the abdominal surface 3.
  • the curved surface 35 of the rear edge portion 36 is similar to the second embodiment described above in that the rate of decrease in the radius of curvature of the curved surface 35a on the back surface from the back surface 2 to the rear end portion 37 and the abdominal surface from the abdominal surface 3 to the rear end portion 37 are similar.
  • the decreasing rate of the radius of curvature is different from that of the curved surface 35b on the side. More specifically, the curved surface 35a is formed such that the decreasing rate of the radius of curvature from the back surface 2 toward the rear end portion 37 is relatively constant, whereas the curved surface 35b is formed from the abdominal surface 3.
  • the rate of decrease in the radius of curvature toward the rear end portion 37 is formed so as to decrease at a position away from the rear end portion 37 and to increase in the vicinity of the rear end portion 37. And the decreasing rate toward the rear end portion 37 of the radius of curvature near the rear end portion 37 is lower on the curved surface 35a than on the curved surface 35b.
  • the cross-sectional shape is simply a semicircular shape like the rear edge portion of the conventional blade body, or the end portion of the back side edge line and the ventral side edge Compared with the case where the angle of the connection point with the end of the line is formed substantially vertically, the vicinity of the rear end 27 can be made thinner by the continuous curved surface 35. Therefore, the separation position of the flow from the blade surface moves rearward, and the wake from the trailing edge portion 36 becomes thin. As a result, flow loss can be reduced and efficiency can be improved.
  • the rear end portion 37 is offset toward the abdominal surface 3 with respect to the extension line 10, and the curvature of the curved surface 35 a on the back surface toward the rear end portion 37 in the vicinity of the rear end portion 37.
  • the case where the radius reduction rate is set lower than the curvature radius reduction rate of the curved surface 35b on the abdominal surface side has been described.
  • the rear end portion 37 is offset to the back surface 2 side from the extension line 10, and the curved surface 35 a toward the rear end portion 37 described above.
  • the decrease rate of the radius of curvature of the curved surface 35b and the decrease rate of the curvature radius of the curved surface 35b are interchanged, and the decrease rate of the curvature radius of the curved surface 35b on the ventral side toward the rear end portion 37 in the vicinity of the rear end portion 37 is obtained. You may make it set lower than the decreasing rate of the curvature radius of 35a.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

　本発明の翼体は、背面（２）と腹面（３）を有する本体部（４）と、背面（２）と腹面（３）とを連続的な曲面（５）で繋ぐ後縁部（６）とを備え、後縁部（６）の曲面（５）は、背面（２）または腹面（３）の何れか一方から流体の流れ方向の最も下流側に位置する後端部（７）に向かって漸次曲率半径が減少して後端部（７）で曲率半径が最も小さくなり、その後、後端部（７）から背面（２）または腹面（３）の何れか他方に向かって漸次曲率半径が増加して背面（２）または腹面（３）の何れか他方に至る。

Description

翼体および回転機械
　本発明は、ガスタービンのタービン部、圧縮機、ファン、蒸気タービン、風車などの回転機械に適用される翼体および回転機械に関するものであり、特にその後縁形状に係るものである。
　従来、ガスタービンのタービン部などの回転機械に適用される翼体にあっては、強度を高くするために比較的厚みを持たせて、その後縁を真円による円弧（略半円）形状またはキャンバーラインに対して略垂直にカットした直線形状にする場合がある。このように後縁として真円による円弧形状またはキャンバーラインに対して垂直にカットした直線形状を採用した場合、後縁の厚みが比較的大きくなるので、翼面上の流れが剥離して生じる翼後縁からのウェークが比較的大きくなるため、流れの損失もしくは流路抵抗が増大していた。
　そこで、直線または曲率半径の大きい曲線の翼体の腹側縁線の端部と背側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成した翼体が提案されている（例えば、特許文献１参照）。
特開２００５－７６５３３号公報
　しかしながら、上述した従来の回転機械においては、全体の損失のうち翼体のウェークに起因する流れの損失および流路抵抗の占める割合が未だ高いため、このウェークに起因する損失を低減して更なる効率の向上を図ることが望まれている。
　本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、翼体の翼面上の流れの剥離によって生じる後縁からのウェークに起因する流れの損失および流路抵抗を低減可能な翼体および回転機械を提供するものである。
　本発明に係る翼体（例えば、実施形態における動翼１，２１，３１）は、背面（例えば、実施形態における背面２）と腹面（例えば、実施形態における腹面３）を有する本体部（例えば、実施形態における本体部４）と、前記背面と前記腹面とを連続的な曲面（例えば、実施形態における曲面５，２５，３５）で繋ぐ後縁部（例えば、実施形態における６，２６，３６）とを備える。前記後縁部の曲面は、前記背面または前記腹面の何れか一方から流体の流れ方向の最も下流側に位置する後端部（例えば、実施形態における後端部７，２７，３７）に向かって漸次曲率半径が減少して前記後端部で曲率半径が最も小さくなり、その後、前記後端部から前記背面または前記腹面の何れか他方に向かって漸次曲率半径が増加して前記背面または前記腹面の何れか他方に至る。
　本発明に係る翼体によれば、本体部の背面または腹面に連続する後縁部の曲面が、曲率半径が徐々に減少して後端部に近づくほど薄型化されるため、強度を確保しつつ、従来の後縁部のように断面形状を単なる略半円形状にしたり、背側縁線の端部と腹側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成する場合と比較して後端部近傍を肉薄に形成することができるため、翼面からの流れの剥離位置が後方へ移動して後縁部からのウェークが細くなり、流れの損失低減や効率向上を図ることができる。
　また本発明に係る翼体において、前記後縁部は、前記後端部に向かっての前記背面側の曲面の曲率半径の減少率と前記腹面側の曲面の曲率半径の減少率とが異なってもよい。
　本発明に係る翼体によれば、後縁部の背面側の曲面の後端部に向かっての曲率半径の減少率と腹面側の曲面の後端部に向かっての曲率半径の減少率とが異なる場合であっても、従来の後縁部のように断面形状を単なる略半円形状にしたり、背側縁線の端部と腹側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成する場合と比較して後端部近傍の翼厚を薄く形成できるため、翼面からの流れの剥離位置が後方へ移動して後縁部からのウェークが細くなり、流れの損失低減や効率向上を図ることができる。
　また本発明に係る翼体において、前記後端部は、前記本体部のキャンバーライン（例えば、実施形態におけるキャンバーライン９）の延長線（例えば、実施形態における延長線１０）上に配置されていてもよい。
　本発明に係る翼体によれば、後端部が本体部のキャンバーラインの延長線上に配置することで、腹面側および背面側の曲率半径変化が同等となり、翼形状を容易に滑らかに形成できる。
　さらに本発明に係る翼体において、前記後端部は、前記本体部のキャンバーラインの延長線よりも背面側または腹面側に配置してもよい。
　本発明に係る翼体によれば、後端部が本体部のキャンバーラインの延長線よりも背面側または腹面側に配置される場合であっても、従来の翼体の後縁形状と比較して、翼面上の流れの剥離によるウェークを抑制することができる。
　また本発明に係る翼体は、回転体に等間隔で複数配置された翼体であって、前記後縁部の曲面は、前記後縁部が無い場合の翼間のスロート（例えば、実施形態におけるスロートＳ）を維持可能な曲率半径で形成されていてもよい。
　本発明に係る翼体によれば、前記後縁部が、翼間のスロートに影響を与えないため、スロートの減少などにより流量が変化するのを防止することができる。
　さらに本発明に係る回転機械は、上記本発明の翼体を備えている。
　本発明に係る翼体および回転機械によれば、後縁部の曲面が背面または腹面の何れか一方から本体部の最も後方側となる後端部に向かって漸次曲率半径が減少して後端部で曲率半径が最も小さくなり、その後、後端部から背面または腹面の何れか他方に向かって漸次曲率半径が増加して背面または腹面の何れか他方に至ることで、従来よりも後縁の後端部近傍の翼厚を薄く形成することが出来るため、翼面からの流れの剥離位置が後方へ移動して後縁部からのウェークを細くすることができ、したがって、流れの損失および流路抵抗を低減することができる効果がある。
図１は、本発明の第１実施形態におけるガスタービンを側方から見た部分断面図である。 図２は、本発明の第１実施形態における動翼のプロファイルを示す図である。 図３は、図２の後縁部周辺の部分拡大図である 図４は、本発明の第１実施形態の他の態様における図３に相当する部分拡大図である。 図５は、本発明の第１実施形態における動翼のスロートを示す図である。 図６は、本発明の第２実施形態における図３に相当する部分拡大図である。 図７は、本発明の第２実施形態の他の態様における図３に相当する部分拡大図である。 図８は、本発明の第３実施形態における図３に相当する部分拡大図である。 図９は、本発明の第３実施形態の他の態様における図３に相当する部分拡大図である。
　次に、本発明の第１実施形態における翼体および回転機械について図面を参照しながら説明する。この第１実施形態においては、翼体としてガスタービンのタービン部のロータに等間隔で配置される動翼を一例に説明する（以下、第２実施例および第３実施例も同様）。
　図１に示すように、ガスタービン１００は、圧縮空気を生成する圧縮機１０２と、圧縮機１０２から供給される圧縮空気に燃料を供給して燃焼ガスを生成する燃焼器１０３と、静翼１０４及び動翼１が交互に配設され、燃焼器１０３から供給される燃焼ガスにより動翼１が取り付けられたロータ１０６を回転させるタービン１０７とを備える。タービン１０７は、ロータ１０６の軸線Ｏと同軸上に配設された筒状のケーシング１０８の内部を燃焼ガス流路Ｆとしている。該燃焼ガス流路Ｆは、その外周側において、ケーシング１０８の内周側に設けられた筒状の外周側端壁１１０によってケーシング１０８と隔てられ、また、内周側において、ロータ１０６の外周側に設けられた筒状の内周側端壁１１１によってロータ１０６と隔てられており、断面ドーナツ状の軸線Ｏ方向に沿った流路となっている。そして、該燃焼ガス流路Ｆ内に、各段の静翼１０４及び動翼１がそれぞれ放射状に複数配設されている。
　図２は、この実施形態の翼体である動翼１のプロファイルを示している。動翼１は、背面２と腹面３とを有する本体部４を備えている。背面２は曲率半径の比較的小さい曲面で形成され、腹面３は背面よりも曲率半径の大きい曲面で形成される。
　さらに動翼１は、流体の流れ方向の下流側（図３中、矢印で示す）で本体部４の背面２と腹面３とを連続的な曲面５で繋ぐ後縁部６を備えている。この後縁部６は、図３に示すように、背面２または腹面３の何れか一方から、流体の流れ方向の最も下流側となる後端部７に向かって曲率半径が漸次減少して後端部７で曲率半径が最も小さくなり、その後、後端部７から背面２または腹面３の何れか他方に向かって曲率半径が漸次増加して、背面２または腹面３の何れか他方に至る。この後縁部６と背面２および腹面３とは段差や角部が生じないよう滑らかに接続され、後端部７は、本体部４の翼型中心であるキャンバーライン９の延長線１０上に配置される。
　図３に破線で示す円弧８は、従来の翼体の後縁形状すなわち、真円の円弧（半円）である。本実施形態の後縁部６は、後端部７に向かうほど曲面５の曲率半径が漸次減少するので、円弧８よりも下流側に細く伸びて形成され、さらに後縁部６の基部側は従来の翼体の後縁と同等の厚みに形成されるため、十分な強度を得つつウェークを細くすることができる。後端部７に向かうほど曲率半径が漸次減少する形状としては、例えば、図４に示すようにキャンバーライン９の延長線１０上に長軸が重なる楕円１２の孤を用いても良い。
　後縁部６は、図５に示すように等間隔に配置された複数の動翼１の翼間の流路が最も狭くなる部分であるスロートＳの断面積が、後縁部６を改良する前のスロートＳの断面積を維持できる様に、翼１の背面２の形状に応じて曲率半径が漸次減少される。
　したがって、上述した実施形態の動翼１および回転機械によれば、本体部４の背面２または腹面３に連続する後縁部６の曲面５が、後端部７に近づくほど曲率半径が徐々に減少して薄型化される。そのため、強度を確保しつつ、従来の翼体の後縁部のように断面形状を単なる略半円形状にしたり、背面と腹面との接続点の角度を略垂直に形成したりする場合と比較して、翼面からの流れの剥離位置が後方へ移動して後縁部６からのウェークを細くすることができる。その結果、流れの損失低減や効率向上を図ることができる。
　また、後端部７が、本体部４のキャンバーライン９の延長線１０上に配置されるため、腹面側および背面側の曲率半径変化が同等となり、翼形状を容易に滑らかに形成できる。
　また、後縁部６が、翼間のスロートＳに影響を与えないため、スロートの減少などにより流量が変化するのを防止することができる。
　なお、上記実施形態ではガスタービンの動翼を一例に説明したが、これに限られるものではなく、静翼であってもよい。また、ガスタービンの翼体に限られず、圧縮機、ファン、蒸気タービン、風車、航空機の翼体であってもよい。また、背面と腹面との曲率半径が異なる翼型に適用する場合について説明したが、翼型の背面と腹面との形状が対象な対象翼に適用してもよい。
　次に、本発明の第２実施形態における翼体である動翼２１について図６、図７を参照しながら説明する。なお、第１実施形態の動翼１と同一部分に同一符号を付して説明する。
　図６に示すように、この第２実施形態の動翼２１は、背面２および腹面３を有する本体部４と、流体の流れ方向の下流側において背面２および腹面３とを連続的な曲面２５で繋ぐ後縁部２６とを備えて構成される。後縁部２６の曲面２５は、流体の流れ方向の最も下流側となる後端部２７がキャンバーライン９の延長線１０上に配置される。
　後縁部２６の曲面２５は、背面２または腹面３の何れか一方から、後端部２７に向かって曲率半径が漸次減少して後端部２７で曲率半径が最も小さくなり、その後、後端部２７から背面２または腹面３の何れか他方に向かって曲率半径が漸次増加して、背面２または腹面３の何れか他方に至る。
　ここで、図６に示す後縁部２６の曲面２５は、背面２から後端部２７に至る背面側の曲面２５ａおよび腹面３から後端部２７に至る腹面側の曲面２５ｂで構成されている。これら曲面２５ａと曲面２５ｂとは、互いに後端部２７に近づくほど曲率半径が小さく形成されているがそれぞれ曲率半径の減少率が異なっている。
　より具体的には、曲面２５ａは、背面２から後端部２７に向かってのその曲率半径の減少率が比較的一定になるよう形成されているのに対して、曲面２５ｂは、腹面３から後端部２７に向かってのその曲率半径の減少率が、後端部２７から離れた位置で低くなり、後端部２７の近傍で高くなるように形成されている。そして、後端部２７の近傍の曲率半径の後端部２７に向かっての減少率は、曲面２５ｂよりも曲面２５ａの方が低くなっている。
　上述した第２実施形態の動翼２１のように、後縁部２６における後端部２７に向かっての背面側の曲面２５ａの曲率半径の減少率と腹面側の曲面２５ｂの曲率半径の減少率とがそれぞれ異なる場合であっても、従来の翼体の後縁部のように断面形状を単なる略半円形状にしたり、背側縁線の端部と腹側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成したりする場合と比較して、連続的な曲面２５によって後端部２７近傍を肉薄に形成することができる。そのため、翼面からの流れの剥離位置が後方へ移動して後縁部２６からのウェークを細くすることができる。その結果、流れの損失低減や効率向上を図ることができる。
　なお、上記第２実施形態では、後端部２７の近傍における後端部２７に向かっての背面側の曲面２５ａの曲率半径の減少率を腹面側の曲面２５ｂの曲率半径の減少率よりも低く設定した場合について説明した。ところで、スロートＳ維持の条件等に応じて、例えば図７に示すように、上述した曲面２５ａと曲面２５ｂとの曲率半径の減少率を入れ替えて、後端部２７近傍における後端部２７に向かっての腹面３側の曲面２５ｂの曲率半径の減少率を背面側の曲面２５ａの曲率半径の減少率よりも低く設定するようにしてもよい。
　次に、本発明の第３実施形態の翼体である動翼３１について図８、図９を参照しながら説明する。なお、この第３実施形態は第２実施形態の後端部２７をキャンバーライン９の延長線１０よりも背面側または腹面側にオフセット配置したものである。上述した第１実施形態および第２実施形態と同一部分に同一符号を付して説明する。
　図８に示すように、この第３実施形態の動翼３１は、第２実施形態の動翼２１と同様に、背面２および腹面３を有する本体部４と、流体の流れ方向の下流側において背面２および腹面３とを連続的な曲面３５で繋ぐ後縁部３６とを備えて構成される。
　後縁部３６の曲面３５の流体の流れ方向の最も下流側となる後端部３７は、キャンバーライン９の延長線１０よりも腹面３側に配置される。
　後縁部３６の曲面３５は、背面２または腹面３の何れか一方から、後端部３７に向かって曲率半径が漸次減少して後端部３７で曲率半径が最も小さくなり、その後、後端部３７から背面２または腹面３の何れか他方に向かって曲率半径が漸次増加して、背面２または腹面３の何れか他方に至る。
　後縁部３６の曲面３５は、上述した第２実施形態と同様に、背面２から後端部３７までの背面側の曲面３５ａの曲率半径の減少率と腹面３から後端部３７までの腹面側の曲面３５ｂとの曲率半径の減少率とが異なっている。より具体的には、曲面３５ａは、背面２から後端部３７に向かってのその曲率半径の減少率が比較的一定になるよう形成されているのに対して、曲面３５ｂは、腹面３から後端部３７に向かっての曲率半径の減少率が、後端部３７から離れた位置で低くなり、後端部３７の近傍で高くなるように形成されている。そして、後端部３７の近傍の曲率半径の後端部３７に向かっての減少率は、曲面３５ｂよりも曲面３５ａの方が低くなっている。
　この第３実施形態の動翼３１においても第２実施形態と同様に、従来の翼体の後縁部のように断面形状を単なる半円形状にしたり、背側縁線の端部と腹側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成したりする場合と比較して、連続的な曲面３５によって後端部２７近傍を肉薄に形成することができる。そのため、翼面からの流れの剥離位置が後方へ移動して後縁部３６からのウェークが細くなる。その結果、流れの損失低減や効率向上を図ることができる。
　なお、上記第３実施形態では、後端部３７が延長線１０よりも腹面３側にオフセットし、且つ、後端部３７の近傍における後端部３７に向かっての背面側の曲面３５ａの曲率半径の減少率を腹面側の曲面３５ｂの曲率半径の減少率よりも低く設定した場合について説明した。ところで、スロートＳ維持の条件等に応じて、例えば図９に示すように、後端部３７を延長線１０よりも背面２側にオフセットさせると共に、上述した後端部３７に向かっての曲面３５ａの曲率半径の減少率と曲面３５ｂの曲率半径の減少率とを入れ替えて、後端部３７近傍における後端部３７に向かっての腹面側の曲面３５ｂの曲率半径の減少率を背面側の曲面３５ａの曲率半径の減少率よりも低く設定するようにしてもよい。
　１，２１，３１…動翼、
２…背面、
３…腹面、
４…本体部、
５，２５，３５…曲面、
６，２６，３６…後縁部、
７，２７，３７…後端部、
９…キャンバーライン、
１０…延長線、
１００…ガスタービン、
Ｓ…スロート

Claims (6)

  1. 　背面と腹面を有する本体部と、
    　前記背面と前記腹面とを連続的な曲面で繋ぐ後縁部とを備える翼体であって、
    　該後縁部の曲面は、前記背面または前記腹面の何れか一方から流体の流れ方向の最も下流側に位置する後端部に向かって漸次曲率半径が減少して前記後端部で曲率半径が最も小さくなり、その後、前記後端部から前記背面または前記腹面の何れか他方に向かって漸次曲率半径が増加して前記背面または前記腹面の何れか他方に至る翼体。
  2. 　前記後縁部は、前記後端部に向かっての前記背面側の曲面の曲率半径の減少率と前記腹面側の曲面の曲率半径の減少率とが異なる請求項１に記載の翼体。
  3. 　前記後端部は、前記本体部のキャンバーラインの延長線上に配置される請求項１または２に記載の翼体。
  4. 　前記後端部は、前記本体部のキャンバーラインの延長線よりも背面側または腹面側に配置される請求項１または２に記載の翼体。
  5. 　回転体に等間隔で複数配置された翼体であって、
    　前記後縁部の曲面は、前記後縁部が無い場合の翼間のスロートを維持可能な曲率半径で形成される請求項１乃至４の何れかに記載の翼体。
  6. 　請求項１乃至５の何れか一項に記載の翼体を備える回転機械。
PCT/JP2010/073563 2009-07-09 2010-12-27 翼体および回転機械 WO2012090269A1 (ja)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP10861484.3A EP2660423B1 (en) 2010-12-27 2010-12-27 Blade body and rotary machine
PCT/JP2010/073563 WO2012090269A1 (ja) 2010-12-27 2010-12-27 翼体および回転機械
KR1020137010482A KR20130056907A (ko) 2010-12-27 2010-12-27 날개체 및 회전 기계
US13/881,582 US20130224034A1 (en) 2009-07-09 2010-12-27 Blade body and rotary machine
KR1020157002354A KR101710287B1 (ko) 2010-12-27 2010-12-27 날개체 및 회전 기계
CN201080070409.0A CN103237958B (zh) 2010-12-27 2010-12-27 叶身及旋转机械

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/JP2010/073563 WO2012090269A1 (ja) 2010-12-27 2010-12-27 翼体および回転機械

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2012090269A1 true WO2012090269A1 (ja) 2012-07-05

Family

ID=46382420

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2010/073563 WO2012090269A1 (ja) 2009-07-09 2010-12-27 翼体および回転機械

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP2660423B1 (ja)
KR (2) KR20130056907A (ja)
CN (1) CN103237958B (ja)
WO (1) WO2012090269A1 (ja)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6982482B2 (ja) * 2017-12-11 2021-12-17 三菱パワー株式会社 可変静翼、及び圧縮機

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS57113906A (en) * 1981-01-06 1982-07-15 Toshiba Corp Vane of turbine
US4968216A (en) * 1984-10-12 1990-11-06 The Boeing Company Two-stage fluid driven turbine
JPH09105310A (ja) * 1995-06-02 1997-04-22 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン用流れ配向制御要素及び軸流圧縮機
JP2003254002A (ja) * 2002-03-01 2003-09-10 Honda Motor Co Ltd 軸流型タービンのタービン翼型およびタービン翼
JP2006336637A (ja) * 2005-06-01 2006-12-14 Honda Motor Co Ltd 軸流型回転流体機械の翼
US20070140837A1 (en) * 2005-12-19 2007-06-21 Volker Guemmer Turbomachine with variable stator

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5601047A (en) 1995-03-31 1997-02-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Dualcavitating hydrofoil structures for multi-speed applications
JP2005076533A (ja) 2003-08-29 2005-03-24 Toshiba Corp タービン翼
US20060216144A1 (en) * 2005-03-28 2006-09-28 Sullivan Michael A First and second stage turbine airfoil shapes
JP4616781B2 (ja) * 2006-03-16 2011-01-19 三菱重工業株式会社 タービン翼列エンドウォール
JP4929193B2 (ja) * 2008-01-21 2012-05-09 三菱重工業株式会社 タービン翼列エンドウォール

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS57113906A (en) * 1981-01-06 1982-07-15 Toshiba Corp Vane of turbine
US4968216A (en) * 1984-10-12 1990-11-06 The Boeing Company Two-stage fluid driven turbine
JPH09105310A (ja) * 1995-06-02 1997-04-22 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン用流れ配向制御要素及び軸流圧縮機
JP2003254002A (ja) * 2002-03-01 2003-09-10 Honda Motor Co Ltd 軸流型タービンのタービン翼型およびタービン翼
JP2006336637A (ja) * 2005-06-01 2006-12-14 Honda Motor Co Ltd 軸流型回転流体機械の翼
US20070140837A1 (en) * 2005-12-19 2007-06-21 Volker Guemmer Turbomachine with variable stator

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP2660423A4 *

Also Published As

Publication number Publication date
EP2660423B1 (en) 2019-07-31
KR20130056907A (ko) 2013-05-30
CN103237958B (zh) 2015-09-09
CN103237958A (zh) 2013-08-07
EP2660423A4 (en) 2014-12-03
KR20150027270A (ko) 2015-03-11
KR101710287B1 (ko) 2017-02-24
EP2660423A1 (en) 2013-11-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5301148B2 (ja) ガスタービンエンジンのタービン組立体及びその製造方法
US7597544B2 (en) Blade of axial flow-type rotary fluid machine
JP5351637B2 (ja) 翼体および回転機械
JP5179161B2 (ja) 複数曲面ステータベーンを含むガスタービンエンジン及びそれを組立てる方法
US8894364B2 (en) Aerofoil blade for an axial flow turbomachine
JP5172320B2 (ja) 傾斜静翼を含むガスタービンエンジン及びそれを組立てる方法
CN111133201B (zh) 螺旋桨式风扇以及轴流式鼓风机
US8251649B2 (en) Blade row of axial flow type compressor
EP3221564B1 (en) Turbomachine including a vane and method of assembling such turbomachine
EP3231996B1 (en) A blade for an axial flow machine
JP2012047085A (ja) タービンインペラ
KR20100054804A (ko) 증기 터빈 스테이지
US20130224034A1 (en) Blade body and rotary machine
WO2012090269A1 (ja) 翼体および回転機械
JP2009036112A (ja) 回転機械の翼
JP5595532B2 (ja) 翼体および回転機械
JP2004263602A (ja) 軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落
JP5456186B2 (ja) 翼体および回転機械
JP2019027751A5 (ja)
JP2005233057A (ja) 遷音速流体用の圧縮機
JP4974006B2 (ja) ターボファンエンジン
JP5869777B2 (ja) ターボ機械ノズル
JP2011252431A (ja) タービンインペラ

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 10861484

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 20137010482

Country of ref document: KR

Kind code of ref document: A

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2010861484

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 13881582

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: JP