(57)【要約】【課題】軸流回転機械中の遷音速以上の流れ場で作動する翼において、衝撃波損失の低減と翼の局所応力低減を同時に達成する遷音速翼を提供する。【解決手段】回転機械の回転軸もしくは外周側ケーシングと接続しているハブ断面３１と、回転軸の垂直方向である翼高さ方向でハブ断面から最も離れた位置にあるチップ断面３３と、上流側に位置する前縁と、下流側に位置する後縁とを備え、通過する作動流体の流れの少なくとも一部が遷音速以上の流れとなっており、ハブ断面３１からチップ断面３３にかけての各断面の重心を結んだ線であるスタッキングライン３６の一部が、スタッキング中心３７よりも作動流体主流の流れ方向で下流側に位置することを特徴とする遷音速翼。【選択図】  図１
2010196563.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転機械の回転軸もしくは外周側ケーシングと接続しているハブ断面と、前記回転軸の垂直方向である翼高さ方向で前記ハブ断面から最も離れた位置にあるチップ断面と、作動流体主流の流れ方向で上流側に位置する前縁と、作動流体主流の流れ方向下流側に位置する後縁とを備え、通過する作動流体の流れの少なくとも一部が遷音速以上の流れとなっている遷音速翼において、
前記ハブ断面から前記チップ断面にかけての各断面の重心を結んだ線であるスタッキングラインの一部が、前記ハブ断面の重心位置であるスタッキング中心よりも作動流体主流の流れ方向で下流側に位置することを特徴とする遷音速翼。
【請求項２】
請求項１に記載の遷音速翼において、
遷音速翼全体の重心と、前記スタッキング中心との前記回転軸の長さ方向の差εが、前記ハブ断面の前縁における強度限界を超えないよう設定されていることを特徴とする遷音速翼。
【請求項３】
請求項１に記載の遷音速翼において、
前記εが翼高さの１％以下であることを特徴とする遷音速翼。
【請求項４】
請求項１に記載の遷音速翼において、
前記εが略０であることを特徴とする遷音速翼。
【請求項５】
請求項１〜４に記載の遷音速翼において、
前記ハブ断面と前記チップ断面の間に第三の断面を有し、
前記第三の断面と前記チップ断面との間では、スタッキングラインが主流方向下流側に凸であり、
前記第三の断面と前記ハブ断面との間では、スタッキングラインが主流方向上流側に凸であることを特徴とする遷音速翼。
【請求項６】
請求項５に記載の遷音速翼において
前記第三の断面と前記チップ断面との間における遷音速翼の重心が、前記スタッキング中心よりも主流方向下流側にあることを特徴とする遷音速翼。
【請求項７】
請求項５，６に記載の遷音速翼において
前記スタッキングラインの上流側への移動量の最も大きい位置が、前記第三の断面と前記ハブ断面との間にあることを特徴とする遷音速翼。
【請求項８】
請求項１〜３に記載の遷音速翼において、
前記ハブ断面と前記チップ断面の間に第三の断面を有し、
前記第三の断面と前記チップ断面との間では、スタッキングラインが主流方向下流側に凸であり、
前記第三の断面と前記ハブ断面との間では、スタッキングラインが直線であることを特徴とする遷音速翼。
【請求項９】
請求項８に記載の遷音速翼において、
前記スタッキングラインの上流側への移動量の最も大きい位置が、前記チップ断面にあることを特徴とする遷音速翼。
【請求項１０】
請求項５〜９に記載の遷音速翼において、
前記第三断面が、ミーン断面であることを特徴とする遷音速翼。
【請求項１１】
請求項１〜１０に記載の遷音速翼において、
前記チップ断面から前記ハブ断面にかけての各翼形につき、翼弦長に対する最大厚み位置が各翼形で一致することを特徴とする遷音速翼。
【請求項１２】
回転軸と、ケーシングと、複数の動翼と、複数の静翼を有し、通過する作動流体の流れの少なくとも一部が遷音速以上の流れである圧縮機において、
主流の流れ方向最上流側の動翼が、回転軸と接続しているハブ断面と、前記回転軸の垂直方向である翼高さ方向で前記ハブ断面から最も離れた位置にあるチップ断面と、作動流体主流の流れ方向で上流側に位置する前縁と、作動流体主流の流れ方向で下流側に位置する後縁とを備え、
遷音速翼全体の重心と、前記ハブ断面の重心位置であるスタッキング中心との前記回転軸の長さ方向位置の差εが、前記ハブ断面の前縁における強度限界を超えないよう設定されており
前記ハブ断面から前記チップ断面にかけての各断面の重心を結んだ線であるスタッキングラインの一部が、前記スタッキング中心よりも作動流体主流の流れ方向で下流側に位置することを特徴とする圧縮機。
【請求項１３】
回転機械の回転軸もしくは外周側ケーシングと接続しているハブ断面と、前記回転軸の垂直方向である翼高さ方向で前記ハブ断面から最も離れた位置にあるチップ断面と、作動流体の流れ方向で上流側に位置する前縁と、作動流体の流れ方向で下流側に位置する後縁とを備え、通過する作動流体の流れの少なくとも一部が遷音速以上の流れとなっている遷音速翼の設計方法において、
前記ハブ断面から前記チップ断面にかけての各断面の重心を結んだ線であるスタッキングラインの一部を、前記ハブ断面の重心位置であるスタッキング中心よりも作動流体の流れ方向で下流側に位置するようにし、
遷音速翼全体の重心と、前記スタッキング中心との前記回転軸の長さ方向位置の差εを、前記ハブ断面の前縁における強度限界を超えないように定めることを特徴とする遷音速翼の設計方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、流れの全体もしくは一部が遷音速以上の流れ場となる場合に用いられる遷音速翼を備える軸流回転機械に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
近年の燃料高や環境意識の高まりを背景として、産業用ガスタービンやジェットエンジンといった軸流回転機械における効率向上の重要性がますます高くなっている。軸流回転機械における効率向上手段の一つに、翼の損失低減が挙げられる。翼の損失は、回転軸の径方向における翼の断面（翼形）で発生するプロファイル損失と、その他の損失に大別される。その他の損失の例としては衝撃波損失や２次流れ損失などがある。近年の軸流回転機は１段当たりの負荷が大きく、翼へ流入する作動流体のマッハ数が増加している。そのため、衝撃波損失は増加する傾向にある。すなわち衝撃波損失の低減は、回転機性能の向上に大きく寄与する。
【０００３】
衝撃波損失を低減する研究は従来から行われているが、その中の一つに、スタッキングライン形状の変更がある。特許文献１には、スタッキングラインを上流側に傾けた翼が記載されている。また特許文献２には、ミーン断面からハブ断面にかけての各断面とチップ断面を上流側に移動させることでＳ字形状のスタッキングラインを構成し、かつチップ断面の移動量を最も大きくした翼が記載されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平７−２２４７９４号公報
【特許文献２】特開２００８−１１５７３６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかし、特許文献１や２においては、スタッキングラインの変更に対する遷音速翼の強度に関して充分な検討は行われていない。
【０００６】
特許文献１や特許文献２に記載された遷音速翼は、チップ断面での衝撃波による種々の損失を低減するため、全体の重心位置が上流側に移動した形状となっている。このように重心位置が移動した翼では、鉛直方向に垂直なスタッキングラインを有する遷音速翼に比べ、ハブ断面の前縁付近の局所的な応力が増加するという問題がある。
【０００７】
本発明の目的は、チップ断面での衝撃波による損失の低減を達成しつつ、ハブ断面における局所的な応力を低減した遷音速翼を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
回転機械の回転軸もしくは外周側ケーシングと接続しているハブ断面と、前記回転軸の垂直方向である翼高さ方向で前記ハブ断面から最も離れた位置にあるチップ断面と、作動流体主流の流れ方向で上流側に位置する前縁と、作動流体主流の流れ方向下流側に位置する後縁とを備え、通過する作動流体の流れの少なくとも一部が遷音速以上の流れとなっている遷音速翼において、前記ハブ断面から前記チップ断面にかけての各断面の重心を結んだ線であるスタッキングラインの一部が、前記ハブ断面の重心位置であるスタッキング中心よりも作動流体主流の流れ方向で下流側に位置する。
【発明の効果】
【０００９】
本発明によると、チップ断面での衝撃波による損失の低減を達成しつつ、ハブ断面における局所的な応力を低減した遷音速翼を提供できる。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本発明の実施例１である遷音速翼の斜視図。
【図２】本発明の実施例１の遷音速翼を組み込む軸流回転機械のサイクル構成図。
【図３】軸流圧縮機の子午面断面図。
【図４】本発明の実施例１である遷音速翼のチップ断面拡大図。
【図５】基準翼と実施例１の遷音速翼の斜視図。
【図６】本発明の実施例１である遷音速翼と基準翼とのスタッキングラインの比較図。
【図７】本発明の実施例１である遷音速翼と基準翼の軸方向の断面積分布の比較図。
【図８】本発明の実施例１である遷音速翼と基準翼の翼高さ方向損失分布の比較図。
【図９】本発明の実施例１である遷音速翼と基準翼のミーン断面３２からチップ断面３３にかけての翼断面における翼面上マッハ数分布の比較図。
【図１０】本発明の実施例１である遷音速翼と基準翼、および前方Ｓ字スイープ翼のスタッキングラインの比較図。
【図１１】本発明の実施例１である遷音速翼と基準翼、および前方Ｓ字スイープ翼の軸方向断面積分布の比較図。
【図１２】本発明の実施例１である遷音速翼と基準翼、および前方Ｓ字スイープ翼の翼高さ方向損失分布の比較図。
【図１３】本発明の実施例１である遷音速翼と前方Ｓ字スイープ翼との最大局所応力の比較図。
【図１４】本発明の実施例１である遷音速翼と前方Ｓ字スイープ翼のスタッキングラインとスタッキング中心の位置の比較図。
【図１５】本発明の実施例２である遷音速翼の斜視図。
【図１６】本発明の実施例２である遷音速翼と基準翼、および本発明の実施例１である遷音速翼とのスタッキングラインの比較図。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
回転機械の翼において、主流速度が増加し音速に近くなると翼面上に衝撃波が発生する。これに伴い抵抗が増加し、性能が低下する。衝撃波損失を低減する研究は従来から行われているが、その中の一つに、スタッキングライン形状の変更がある。スタッキングラインとは、各翼高さ位置における翼形の重心位置を結んだ線である。従来、翼の設計においては、強度上の観点から翼形の重心をまっすぐに積み上げてスタッキングラインを直線にする手法が広く行われていた。しかしながら、近年の軸流回転機では１段当たりの負荷が大きくなる傾向にあり、衝撃波損失が回転機の性能に与える影響が大きくなってきた。この衝撃波損失の増大に対応すべく、スタッキングライン形状を変更する設計手法が研究されはじめている。
【００１２】
この研究は、当初、特許文献１に記載されているように、スタッキングラインを単純に傾けるものが中心であり、スタッキングラインの変曲点は１点以下であった。特許文献１に記載された翼はスタッキングラインを上流側に傾けたものである。流入マッハ数の大きいケーシング近傍の断面（チップ断面）では、漏れ流れや２次流れといった固体壁からの境界層の発達が懸念される。これに対し、スタッキングラインを上流側に傾ければ、固体壁からの境界層の発達を抑制し、衝撃波との干渉による境界層の拡大を抑制して損失を低減することができる。ただしこの場合、スタッキングラインのチップ断面側が上流側に前傾した形状となる。そうすると、回転軸もしくはケーシングと翼が接続する断面（ハブ断面）側よりも、チップ側の流れが早く増速し始めてしまい、チップ側の静圧が低下する。その結果、ハブ断面側からチップ断面側への作動流体の流れが促進され、ハブ断面側の作動流体の流量が減少する。すなわち、ハブ断面側で境界層が発達しやすくなり、損失が増加してしまうことになる。
【００１３】
また特許文献２には、ミーン断面からハブ断面にかけての各断面とチップ断面を上流側に移動させることでＳ字形状のスタッキングラインを構成し、かつチップ断面の移動量を最も大きくした翼が記載されている。ミーン断面とは、ハブ断面とチップ断面の中間に位置する断面のことである。特許文献２に記載された翼は、特許文献１に記載された翼に対して、ミーン断面近傍の各翼断面を下流側に移動させた形状をしている。この形状の翼は、スタッキングライン上に変曲点を１つしか持たない特許文献１に記載された翼の欠点であった、ハブ側での損失増加を抑制している。ハブ断面での剥離を抑制しているため、ストールマージン（失速余裕）の低減も可能である。また、チップ側を上流に移動させた形状をとることで、衝撃波によって発生する種々の損失を低減させることも可能であるとされている。
【００１４】
これらに対して以下実施例を用いて説明する本願発明は、衝撃波による損失を低減しつつ、ハブ断面での剥離を抑制して効率向上図ることはもちろんのこと、さらに信頼性の面でも優れた遷音速翼を提供すべく発明者らが検討する中で想到したものである。本願発明の遷音速翼は具体的には、遷音速翼全体の重心と、ハブ断面の重心位置であるスタッキング中心との回転軸の長さ方向位置の差εが、ハブ断面の前縁における強度限界を超えないよう設定されている。さらに、ハブ断面からチップ断面にかけての各断面の重心を結んだ線であるスタッキングラインの一部が、前記スタッキング中心よりも作動流体主流の流れ方向で下流側に位置する。
【００１５】
上記特許文献１や２に記載の発明では、スタッキングラインを上流側に傾けることによって損失を低減しているが、そうすると翼の重心位置が上流側に移動し、特にハブ断面の前縁付近の局所的な応力が増加するという問題が生じる。
【００１６】
これに対して本願発明は、ハブ断面の前縁における強度限界を超えないようεを設定することで、信頼性の低下を抑制できる。その際、局所的にスタッキングラインを上流側に移動（前方スイープ）させた場合でも、スタッキングラインの一部をスタッキング中心よりも下流側に位置するようにしている。遷音速翼全体の重心を下流側に移動させ、翼全体として重心位置をスタッキング中心に近づけることが可能になるからである。すなわち本発明によると、信頼性の低下を抑制した上で、衝撃波による損失を低減可能な種々の翼形状を採用することができる。また本発明の遷音速翼は構造上高い強度を保つことができるため、高価な材料を用いる必要がなく、コスト削減効果も得られるといえる。
【００１７】
そもそも、スタッキングラインの形状を変更しない従来の翼では、強度上その他の観点から、重心をロータ１１の長さ方向にそろえて翼形を積み上げる手法が常識であった。上記特許文献１や２に記載の発明は、強度、すなわち信頼性の面で不利になるのは承知の上で効率向上を図るべく、スタッキングラインを変更して損失低減を狙ったものである。本願発明は、スタッキングラインを変更しながらも、構造を工夫して信頼性の低下を抑制しようとした点で優れている。なおεがほぼ０、すなわち遷音速翼全体の重心とスタッキング中心との回転軸長さ方向位置を一致させればさらに信頼性が高まる。
【００１８】
本発明によれば、ハブ断面〜ミーン断面間のスタッキングラインを上流側に凸な形状とすることで、特許文献１のように単純にスタッキングライン全体を上流側に傾けた遷音速翼に比べ、特許文献２と同様にハブ側での境界層の発達を抑制することができる。またミーン断面〜チップ断面間を下流側に凸にして全体のスタッキングラインをＳ字形状とすることで、流れ方向の断面積分布が平滑化されてミーン断面〜チップ断面間の流入マッハ数を軽減し、衝撃波による損失を低減することが可能となる。さらにミーン断面〜チップ断面間の重心位置を下流側とすることで全体の重心位置がスタッキング中心に近づくため、前述のようなハブ断面における局所応力の増加を抑制することが可能となる。
【００１９】
以下、図面を参照して本発明の実施の形態について説明する。
【実施例１】
【００２０】
図２に実施例１の遷音速翼を組み込む軸流回転機械のサイクル構成図を示す。ここでは、軸流回転機械としてガスタービン圧縮機を例にとって説明する。
【００２１】
まず、サイクルの概要について説明する。作動流体１０ａはまず軸流圧縮機１に流入する。圧縮機１で圧縮された作動流体は燃焼器２へ流入し、噴射された燃料１０ｂとともに混合燃焼されて高温・高圧の燃焼ガスを生成する。この高温・高圧の燃焼ガス１０ｃがタービン３に流入する。タービン３に流入した燃焼ガスが軸４を回転させることで発電機５を駆動し、発電を行っている。
【００２２】
図３には、軸流圧縮機１の子午面断面図を示す。図３に示すように、圧縮機は回転軸であるロータ１１と、ケーシング１２，ロータ１１の外周側に接続された動翼１３，ケーシング１２に接続された静翼１４によって構成される。作動流体は、ロータ１１の外周側とケーシング１２の間を通り、初段動翼１３ａ，初段静翼１４ａ、から最終段動翼１３ｂ，最終段静翼１４ｂを通過することで圧縮される。以下に説明する実施例１の遷音速翼としては、このうちの初段動翼１３ａに採用することを想定している。他の動翼もしくは静翼に本実施例の遷音速翼を採用しても構わない。
【００２３】
次に、実施例１である動翼１３ａについて説明する。図１には実施例１である遷音速翼の斜視図を示す。図１において動翼１３ａは、ロータ１１の外周側と接続しているハブ断面３１，ロータ１１の長さ方向に対する鉛直方向でありロータ１１からケーシング１２へ向かう方向（翼高さ方向）において翼高さにおいて半分の位置の断面であるミーン断面３２、および翼高さ方向においてハブ断面３１から最も離れた断面となるチップ断面３３をはじめとする、ロータ１１の径方向に連続した断面（翼形）から構成されている。各翼形において最も上流側に位置する点が前縁３４であり、最も下流側に位置する点が後縁３５である。また各翼形の重心位置を結んだ線をスタッキングライン３６，ハブ断面３１の重心位置をスタッキング中心３７とする。
【００２４】
次にスタッキングライン３６の変更方法について図４を用いて説明する。図４は実施例１である遷音速翼のチップ断面の拡大図である。図４において、前縁３４と後縁３５を結んだ直線をスタッガ線３８とする。スタッキングラインとは、各翼高さ位置における各翼形の重心位置を結んだ線である。スタッキングライン３６を変更する際はスタッガ線３８の長さ方向、すなわちスタッガ線３８に平行な直線に沿った方向に移動させる。移動方向として、スタッキング中心より上流側への移動を前方スイープ、下流側への移動を後方スイープと呼ぶ。本実施例の動翼１３ａは、ハブ断面３１付近が前方スイープ、ミーン断面３２付近が後方スイープ、チップ断面３３付近は前方スイープになっており、スタッキングライン３６はＳ字形状となる。
【００２５】
なお一般的には、スタッガ線３８と垂直な方向であるリーン方向へのスタッガ線の変更は、空力性能にあまり効かないといわれている。そのため、スタッガ線３８の移動の際に、リーン方向に多少移動させたとしても、空力性能への影響は少ない。
【００２６】
次に、本実施例である動翼１３ａにおける流れ場の条件について説明する。圧縮機１の圧力比は１５程度を想定している。この圧縮機１の初段動翼である動翼１３ａにおける圧力比は約１.３、先端の相対流入マッハ数は約１.１を想定している。また、鉛直方向に直線のスタッキングラインを持つ、スイープがない遷音速翼を基準翼と定義する。図５に、基準翼と本実施例の遷音速翼の斜視図を示す。本実施例の条件で動翼１３ａの代わりに基準翼を用いると、ミーン断面からチップ断面にかけて翼の背側に衝撃波が発生し、大きな損失が発生することが予想される。
【００２７】
ここで、本実施例の動翼１３ａの空力性能に関する特徴を、基準翼との形状比較を用いて説明する。図６に実施例１の動翼１３ａと基準翼とのスタッキングラインの比較図を、図７には実施例１の動翼１３ａと基準翼との軸方向の断面積分布の比較図を示す。図６において横軸はスイープの量、縦軸は翼の高さ方向の位置を表している。また図７における横軸は、ハブ断面の翼前縁３４の位置を０、後縁３５の位置を１とした場合の軸方向位置を表している。縦軸は、流路断面積（入口断面積）に対する翼形の断面積を表している。
【００２８】
一般的に翼のスタッガ線３８に直交する方向の厚みは、重心位置に近いほど厚くなる。基準翼では、各翼形の重心位置がロータ１１の長さ方向で同一であるため、ロータ１１の長さ方向に対する、翼の断面積変化の勾配が大きい。これに対して本実施例の動翼１３ａでは、図６に示すように各翼形の重心位置は、ハブ断面３１からミーン断面３２にかけては全体的に基準翼より前縁側に、ミーン断面３２からチップ断面３３にかけては全体的に基準翼より後縁側にある。このような形状の翼では、図７からも見てとれるように、基準翼に比べ、翼の断面積変化の勾配が緩和される。翼の断面積変化の勾配が緩和されると翼断面における流速の変化が緩和され、衝撃波損失の低減が可能となる。
【００２９】
ここで、図８に実施例１である動翼１３ａと基準翼との翼高さ方向の損失比較を、図９にミーン断面３２からチップ断面３３にかけての翼断面における翼面上マッハ数分布の比較を示す。図８，図９に示す通り、本実施例の動翼１３ａでは断面積分布の変化を緩和することでピークマッハ数を基準翼より減少させ、衝撃波損失を低減している。さらに特許文献１のようなスタッキングラインを単純に前方へスイープさせた翼と比べ、特許文献２の翼と同様、ハブ断面３１近傍での境界層の発達は抑制される。よって動翼１３ａのハブ断面３１近傍の損失は、基準翼とほぼ同等になる。
【００３０】
次に本実施例である動翼１３ａの強度に関する特徴を、以下に示す前方Ｓ字スイープ翼との比較によって説明する。本明細書中で前方Ｓ字スイープ翼とは、空力性能向上のため、チップ断面、およびハブ断面からミーン断面にかけての前方スイープ量を大きくした遷音速翼を意味する。図１０には、本実施例である動翼１３ａと基準翼、および前方Ｓ字スイープ翼のスタッキングラインの比較図を、図１１には両者の断面積分布の比較図を、図１２には両者の翼高さ方向における損失分布の比較図を示す。図１０〜図１２に示す通り、前方Ｓ字スイープ翼を採用すると、チップ断面３３、およびハブ断面３１からミーン断面３２にかけてのスイープ量を大きくすることができ、断面積分布の変化を動翼１３ａより大きく緩和し大幅な損失低減を達成可能である。
【００３１】
その一方で、前方Ｓ字スイープ翼には強度上の懸念がある。これを説明するため、図１３に本実施例である動翼１３ａと前方Ｓ字スイープ翼との最大局所応力の比較図を、図１４に両者のスタッキングラインとスタッキング中心の位置の比較を示す。図１３の縦軸は最大局所応力を材料の許容値によって無次元化した値である。なお最大局所応力は、両者ともにハブ断面３１の前縁近傍で発生している。図１３や図１４に示すように、前方Ｓ字スイープ翼は翼全体の重心がスタッキング中心より上流にある。そのため、ハブ断面の前縁近傍にかかる局所応力が大きくなり、この部分で材料の許容値を超えてしまう可能性が高い。つまり前方Ｓ字スイープ翼を実機に使用するためには、高級な材料を使用するなどの対策や設計変更が必要であり、コストの増加など種々の検討課題が発生すると予想される。
【００３２】
一方、本実施例である動翼１３ａは、重心位置がスタッキング中心から所望の範囲内に収まるよう構成されている。所望の範囲とは、ハブ断面３１の前縁近傍の局所応力が、許容値を満足する範囲を意味する。具体的には、このときの動翼１３ａの重心位置は、スタッキング中心３７からの軸方向距離の誤差が翼高さの１％以下程度とするのが望ましいことが、計算上明らかになっている。
【００３３】
なお本実施例の動翼１３ａにおいて、翼全体の重心位置を満足させるためには、少なくともミーン断面３２からチップ断面３３にかけての部分の重心位置がスタッキング中心３７より下流側になければならない。この条件を満たす範囲であれば、チップ断面３３はスタッキング中心３７より上流側にあっても問題ない。ただしチップ断面３３をあまり上流側にしてしまうとミーン断面３２からチップ断面３３にかけてのスタッキングライン３６の曲率が増加し、その部分の局所応力が許容値を超える可能性がある。このためチップ断面３３の位置は全体のなかで最も上流側ではなく、ハブ断面３１からミーン断面３２にかけてのいずれかの翼断面より下流側にあるのが望ましい。
【００３４】
以上をまとめると、本実施例である動翼１３ａは、遷音速翼全体の重心と、ハブ断面の重心位置であるスタッキング中心との回転軸４の長さ方向位置の差εが、ハブ断面の前縁における強度限界を超えないよう設定されており、ハブ断面からチップ断面にかけての各断面の重心を結んだ線であるスタッキングラインの一部が、スタッキング中心よりも作動流体主流の流れ方向で下流側に位置している。さらに、ハブ断面と前記チップ断面の間に第三の断面であるミーンの断面を有し、ミーン断面とチップ断面との間では、スタッキングラインが主流方向下流側に凸であり、ミーン断面とハブ断面との間では、スタッキングラインが主流方向上流側に凸であることを特徴としている。
【００３５】
このような特徴を備えることにより、特許文献２の翼と同じく、スイープを行わない翼に比べてチップ断面側の損失を低減しつつ、ハブ断面側の損失増加を抑制することができる。さらに前方Ｓ字スイープ翼や特許文献２に比べ、ハブ断面前縁近傍の局所応力を低減可能であり、構造的にも信頼性を高められる。つまり、空力性能向上と信頼性向上を同時に達成した翼であるといえる。
【００３６】
なお本実施例では簡単のため、チップ断面とハブ断面以外の断面である第三の断面をミーン断面として説明したが、これ以外の断面でも同種の効果を得られる。すなわち、上記本実施例の説明中の「ミーン断面」を「第三の断面」と置き換えても構わない。ただし、第三の断面を、翼高さ半分の位置の断面であるミーン断面とすれば、設計の複雑度を緩和できるというメリットがある。
【実施例２】
【００３７】
図１５に実施例２である動翼１３ａの斜視図を示す。実施例１との相違は、ハブ断面３１からミーン断面３２にかけてのスタッキングラインが直線となっており、チップ断面が最も上流側にある点である。なお図１と重複する機器については番号を同一とし、詳細な説明は省略する。
【００３８】
本実施例である動翼１３ａの特徴について、図１６を用いて説明する。図１６は本実施例と実施例１のスタッキングラインの比較である。本実施例のスタッキングライン３６はハブ断面３１からミーン断面３２まで直線であり、ミーン断面３２からチップ断面３３にかけては主流方向下流側に凸な形状となっている。なお本実施例ではスタッキングラインが直線となる範囲をミーン断面までとしているが、それよりチップ断面３３側まででもハブ断面３１側まででも構わない。
【００３９】
本実施例の動翼１３ａは実施例１のようにハブ断面近傍で翼が上流側にスイープした形状となっていない。このためハブ断面３１近傍の流量は実施例１よりもさらに増加し、ハブ断面３１近傍の境界層の発達を抑制することができる。一方ミーン断面３２からチップ断面３３にかけては下流側に凸な形状となっているため、スイープによって断面積分布の変化が緩和され、この部分の衝撃波損失が低減できる。
【００４０】
また、ハブ断面３１の近傍における上流側への翼断面のスイープがなく、実施例１よりハブ断面３１の前縁に応力が集中しにくい構造になっている。よって全体の重心位置とスタッキング中心３７との誤差εが一定値以内であれば、局所応力が実施例１の遷音速翼より小さくなると考えられる。
【００４１】
なお本実施例の動翼１３ａは、スタッキングラインの変曲点が一点の「し」のような形の翼として説明したが、変曲点が二点以上の「Ｓ」や「Ｗ」のような形の翼でも同種の効果を得ることができる。ただし、いたずらに変曲点を増やすことは、スタッキングラインの局所的な曲率を増加させることにつながり、局所応力の増加で信頼性を低下させる要因になりうる。そのため、本実施例のような遷音速翼では、変曲点は少ない方が望ましい。
【００４２】
変曲点が一点である本実施例の動翼１３ａの翼形で、重心位置を上流側に移動させるのに貢献しているのは、スタッキング中心３７よりも軸長方向で上流にあるチップ断面３３付近の翼形のみである。これ以外の翼形の重心は、スタッキング中心３７よりも軸長方向で下流にあるため、重心位置の移動に貢献していないか、下流方向への移動に貢献しているかのどちらかである。そのため、翼全体の重心位置をスタッキング中心に近づけるためには、チップ断面３１をスタッキング中心３７より上流側に移動させることを意味している。すなわち、変曲点が一点の本実施例の遷音速翼では、チップ断面３１が、上流側へのスイープ量が最も大きい翼形となる。
【００４３】
以上をまとめると、本実施例における遷音速翼は、スイープを行わない翼に比べてチップ断面側の損失を低減しつつ、ハブ断面側の損失増加を抑制することができる。さらに、その損失増加の抑制効果は実施例１の動翼１３ａに比べて大きい。またハブ断面前縁における局所応力も、実施例１の動翼１３ａに比べてさらに低減することが可能である。
【００４４】
なお実施例１および２の遷音速翼の双方において、各断面の翼厚みが最大となる位置（翼弦長に対する比率）が一致しているほど、基準翼に比べた空力性能の向上効果が高くなる。これは最大翼厚みの位置が一致している翼ほど翼全体の最小断面積が小さくなりやすく、スイープによって断面積変化を緩和しやすくなるからである。
【産業上の利用可能性】
【００４５】
本発明は、翼間に衝撃波が発生する遷音速以上の流れ場を作動条件とする翼に対して適用可能である。本発明の遷音速翼の適用先としては、ガスタービンや航空用エンジンといった軸流回転機械が挙げられる。
【符号の説明】
【００４６】
１  圧縮機
２  燃焼器
３  タービン
４  軸
５  発電機
１１  ロータ
１２  ケーシング
１３ａ，１３ｂ  動翼
１４ａ，１４ｂ  静翼
３１  ハブ断面
３２  ミーン断面
３３  チップ断面
３４  前縁
３５  後縁
３６  スタッキングライン
３７  スタッキング中心
３８  スタッガ線
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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