(57)【要約】【課題】  主として遷音速領域で使用される軸流型回転流体機の翼の圧力損失を低減する。【解決手段】  軸流型タービンの極低アスペクトレシオのタービン翼のアキシャルコードの９０％よりも後方の後縁１２部のキャンバーラインＣＬｏに、腹面１３側にベントする第１ベント部Ｑ１と、該第１ベント部Ｑ１の後方に位置して背面１４側にベントする第２ベント部Ｑ２とを設け、翼根側で第２ベント部Ｑ２よりも直ぐ後方のキャンバーラインＣＬｏの傾きを、第１ベント部Ｑ１の直ぐ前方のキャンバーラインＣＬｏの傾きに略一致させ、かつ第２ベント部Ｑ２の曲率を翼根側から翼端側に向かって減少させる。その結果、タービン翼の圧力面である腹面１３における高圧部分が後縁１２側に移動し、翼端側から翼根側に向かう二次流れを抑制して、特に翼根部の近傍における圧力損失を最小限に抑えることができる。【選択図】        図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁（１１）および後縁（１２）間に正圧を発生する腹面（１３）および負圧を発生する背面（１４）を備えた軸流型回転流体機械の翼において、
後縁（１２）部のキャンバーライン（ＣＬｏ）は、腹面（１３）側にベントする第１ベント部（Ｑ１）と、該第１ベント部（Ｑ１）の後方に位置して背面（１４）側にベントする第２ベント部（Ｑ２）とを備え、第２ベント部（Ｑ２）の曲率は翼根側から翼端側に向かって減少することを特徴とする軸流型回転流体機械の翼。
【請求項２】
第１ベント部（Ｑ１）の位置は、前縁（１１）の位置を０％として後縁（１２）の位置を１００％とするアキシャルコードで９０％よりも後方であり、少なくとも翼根部において第２ベント部（Ｑ２）の直ぐ後方のキャンバーライン（ＣＬｏ）の傾きは、第１ベント部（Ｑ１）の直ぐ前方のキャンバーライン（ＣＬｏ）の傾きに略一致していることを特徴とする、請求項１に記載の軸流型回転流体機械の翼。
【請求項３】
後縁（１２）近傍の腹面（１３）に一つの変曲点（Ｐ５）を有し、その前方の腹面（１３）に二つ以上の変曲点（Ｐ１〜Ｐ４）を有することを特徴とする、請求項１に記載の軸流型回転流体機械の翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、軸流型タービンや軸流型圧縮機のような軸流型回転流体機械に用いられる翼であって、特にアスペクトレシオが極めて小さい翼の三次元形状に関する。
【背景技術】
【０００２】
下記特許文献１に記載された軸流型タービンのタービン翼の翼型は、腹面上の８０％位置よりも後方に上流側の凹部から下流側の凸部に連なる変曲点を備えており、この変曲点の作用によって後縁部の腹面側から発生する衝撃波を二つに分散して個々の衝撃波を弱めることで、それらの衝撃波が隣接するタービン翼の背面の境界層と干渉して発生するエネルギー損失を低減させている。この翼型は後縁近傍の腹面上に変曲点を設けたことで、後縁近傍のキャンバーラインがＳ字状に湾曲している。
【特許文献１】特開２００２−１３８８０１号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
ところで、低アスペクトレシオのタービン翼では翼表面に沿う流体の流れが翼端側から翼根側に偏向する傾向（二次流れ）が顕著になり、その結果として翼の圧力損失が増加する問題があった。しかしながら上記従来のものは、タービン翼の三次元的形状、つまり翼根側の翼型および翼端側の翼型の違いについて考慮されていないため、前記二次流れに伴う圧力損失を充分に低減するができなかった。
【０００４】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、主として遷音速領域で使用される軸流型回転流体機の翼の圧力損失を低減することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、前縁および後縁間に正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を備えた軸流型回転流体機械の翼において、後縁部のキャンバーラインは、腹面側にベントする第１ベント部と、該第１ベント部の後方に位置して背面側にベントする第２ベント部とを備え、第２ベント部の曲率は翼根側から翼端側に向かって減少することを特徴とする軸流型回転流体機械の翼が提案される。      
【０００６】
また請求項２に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、第１ベント部の位置は、前縁の位置を０％として後縁の位置を１００％とするアキシャルコードで９０％よりも後方であり、少なくとも翼根部において第２ベント部の直ぐ後方のキャンバーラインの傾きは、第１ベント部の直ぐ前方のキャンバーラインの傾きに略一致していることを特徴とする軸流型回転流体機械の翼が提案される。
【０００７】
また請求項３に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、後縁近傍の腹面に一つの変曲点を有し、その前方の腹面に二つ以上の変曲点を有することを特徴とする軸流型回転流体機械の翼が提案される。
【発明の効果】
【０００８】
上記構成によれば、軸流型回転流体機械の翼の後縁部のキャンバーラインに、腹面側にベントする前側の第１ベント部と背面側にベントする後側の第２ベント部とを設け、第２ベント部の曲率を翼根側から翼端側に向かって減少させたので、翼の圧力面である腹面における高圧部分を後縁側に移動させることで、翼端側から翼根側に向かう二次流れを抑制して特に翼根部の近傍における圧力損失を最小限に抑えることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
以下、本発明の実施の形態を、添付の図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
【００１０】
図１〜図１１は本発明の一実施例を示すもので、図１は比較例および実施例のタービン翼の翼根部の翼型を示す図、図２は図１の２部拡大図、図３は図２の３部拡大図、図４は比較例および実施例のタービン翼の翼端部の翼型を示す図、図５は図４の５部拡大図、図６は図５の６部拡大図、図７は比較例および実施例のタービン翼の表面に沿う流線を示す図、図８は比較例のタービン翼の等エントロピーマッハ数のコード方向の分布を示すグラフ、図９は実施例のタービン翼の等エントロピーマッハ数のコード方向の分布を示すグラフ、図１０は比較例および実施例の正規化した積算エントロピーのコード方向の分布を示すグラフ、図１１は比較例および実施例のトータル圧力損失のスパン方向の分布を示すグラフである。尚、図面においては、「Ｘ」が軸方向の位置を示し、「Ｃａｘ」が軸方向の翼のコード長を表し、「ｒθ」が周方向の位置を表す。
【００１１】
本実施例のタービン翼は軸流型タービンの環状のガス通路に配置されてタービン翼列を構成する。図１に示す翼型はタービン静翼の径方向内端の翼根部（ハブに接続される部分）のものであり、図４に示す翼型はタービン静翼の径方向外端の翼端部のものであり、タービン翼の翼型は翼根部から翼端部に向かってプログレッシブに変化する。図７（Ｂ）から明らかなように、タービン翼の三次元形状はコード長に比べてスパン長が短い超低アスペクトレシオを有している。
【００１２】
図１に示す翼根部の翼型のうち、破線は基礎となる比較例の翼型を示しており、実線は比較例を基礎にして最適化を施した実施例の翼型を示している。実施例の翼型は左端の前縁１１と右端の後縁１２との間に、流体の流れに伴って正圧を発生する腹面１３（正圧面）と、流体の流れに伴って負圧を発生する背面１４（負圧面）とを備える。
【００１３】
実施例および比較例の翼型を比べると明らかなように、実施例の翼型は前縁１１近傍の翼厚が比較例の翼型よりも薄く、かつ実施例の翼型は後縁１２近傍に比較例には存在しないＳ字状の湾曲部を有している。比較例の翼型の腹面１３が単純なコンケーブ形状であるのに対し、実施例の翼型の腹面１３には前縁１１から後縁１２に向かって順番に５個の変曲点Ｐ１〜Ｐ５が存在する。変曲点Ｐ１，Ｐ３，Ｐ５はガスの流れ方向に向かって曲率がコンケーブからコンベックスに変化しており、変曲点Ｐ２，Ｐ４はガスの流れ方向に向かって曲率がコンベックスからコンケーブに変化している。
【００１４】
図２および図３には、実施例の翼型が顕著な特徴を有する後縁１２近傍の形状が拡大して示される。比較例の翼型のキャンバーラインＣＬｂはほぼ直線であるのに対し、実施例の翼型のキャンバーラインＣＬｏはＳ字状に湾曲しており、従って後縁１２近傍のキャンバーラインＣＬｏには２個のベント部Ｑ１，Ｑ２が存在する。前側の第１ベント部Ｑ１は流体の流れ方向の下流側が腹面１３側に向かって湾曲し、後側の第２ベント部Ｑ２は流体の流れ方向の下流側が背面１４側に向かって湾曲している。第１、第２ベント部Ｑ１，Ｑ２の位置は、前縁の位置を０％として後縁の位置を１００％とするアキシャルコード（図１参照）で９０パーセントよりも後方に存在する。実施例の翼型のコードラインＣＬｏは上述したＳ字状の湾曲により、第１ベント部Ｑよりも前方の部分の傾きと、第２ベント部Ｑ２よりも後方の部分の傾きとが略平行になっており、これにより後縁１２からの流体の流出角が調整される。また第１、第２ベント部Ｑ１，Ｑ２の間には、その前後部よりも翼厚が部分的に小さい部分が存在する。
【００１５】
図４〜図６に示す翼端部の翼型は、図１〜図３で説明した翼根部の翼型からプログレッシブに変化したものであり、その腹面１３の形状およびキャンバーラインＣＬｏの形状は翼根部の翼型の特徴を基本的に引き継いでいるが、以下の点で僅かに異なっている。即ち、翼根部の翼型の腹面１３は５個の変曲点Ｐ１〜Ｐ５を備えているが（図１参照）、翼端部の翼型の腹面１３は最も前縁１１寄りの変曲点Ｐ１および最も後縁１２寄りの変曲点Ｐ５が消滅している（図４参照）。また翼根部の翼型のキャンバーラインＣＬｏは第１、第２ベント部Ｑ１，Ｑ２を備えてＳ字状に湾曲しているが（図１参照）、翼端部の翼型のキャンバーラインＣＬｏは後縁１２側の第２ベント部Ｑ２が消滅している（図４参照）。
【００１６】
但し、二つの変曲点Ｐ１，Ｐ５および第２ベント部Ｑ２が消滅するのは翼端部の翼型においてであり、翼端から僅かに翼根寄りの位置では前記二つの変曲点Ｐ１，Ｐ５および第２ベント部Ｑ２は消滅せずに存在している。第２ベント部Ｑ２について言えば、その曲率が翼根における所定値から翼端におけるゼロへと漸減していることになる．
一般にタービン翼の表面（特に腹面１３）には翼端から翼根に向かう二次流れが存在し、この二次流れによって圧力損失が発生してタービン翼の性能を低下させることが知られている。図７（Ａ）および図７（Ｂ）はタービン翼の表面に沿う流体の流れを示すもので、図７（Ａ）は比較例に対応し、図７（Ｂ）は実施例に対応する。比較例および実施例には共に翼端から翼根に向かう二次流れが存在するが、実施例の方が主流の流れ方向に対する流線の傾斜が小さく、翼根に向かう二次流れが減少していることが分かる。この二次流れの減少は、主として腹面１３の後縁１２近傍に設けられた第１、第２ベント部Ｑ１，Ｑ２によって実現される。
【００１７】
図８および図９は、腹面１３（ＰＳ）および背面１４（ＳＳ）のコード方向に沿う等エントロピーマッハ数の分布を示すもので、図８は比較例に対応し、図９は実施例に対応する。太線および細線はそれぞれは腹面１３側および背面１４側の速度分布に対応し、また実線は翼根部（スパン方向１０％位置）に、破線は中間部（スパン方向５０％位置）に、鎖線は翼端部（スパン方向９０％位置）にそれぞれ対応する。
【００１８】
比較例および実施例の腹面１３側の圧力分布（太線参照）に着目すると、実施例は比較例に比べて圧力が高い部分（マッハ数が低い部分）が著しく後縁１２側に移動しており、実施例は後縁１２近傍でマッハ数が急激に立ち上がっている。実施例の特徴ある圧力分布は後縁１２近傍の第１、第２ベント部Ｑ１，Ｑ２の存在に起因しており、この圧力分布によって、タービン翼の腹面１３における翼端から翼根に向かう二次流れが抑制される。
【００１９】
図１０は、タービン翼のスパン方向０％（翼根部）から５０％（中間部）までの正規化したエントロピーの積算値のコード方向の分布を示しており、破線および実線はそれぞれ比較例および実施例に対応する。同図から明らかなように、コード方向のＸ座標が−１．０よりも後方において、実施例のエントロピーの積算値が比較例よりも著しく減少していることが分かる。このことはタービン翼の腹面１３のコード方向の中間部から後縁１２にかけて、翼端から翼根に向かう二次流れが抑制されたためと考えられる。
【００２０】
図１１はスパン方向のトータル圧力損失の分布を示すもので、破線および実施例はそれぞれ比較例および実施例に対応する。同図から明らかなように、主としてスパン方向の中間部から翼根部にかけて、実施例のトータル圧力損失が比較例を下回っているのが分かる。
【００２１】
以上、本発明の実施例を説明したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【００２２】
例えば、本発明の翼は、実施例のタービン翼に限定されず、圧縮機翼に対しても適用することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】比較例および実施例のタービン翼の翼根部の翼型を示す図
【図２】図１の２部拡大図
【図３】図２の３部拡大図
【図４】比較例および実施例のタービン翼の翼端部の翼型を示す図
【図５】図４の５部拡大図
【図６】図５の６部拡大図
【図７】比較例および実施例のタービン翼の表面に沿う流線を示す図
【図８】比較例のタービン翼の等エントロピーマッハ数のコード方向の分布を示すグラフ
【図９】実施例のタービン翼の等エントロピーマッハ数のコード方向の分布を示すグラフ
【図１０】比較例および実施例の正規化した積算エントロピーのコード方向の分布を示すグラフ
【図１１】比較例および実施例のトータル圧力損失のスパン方向の分布を示すグラフ
【符号の説明】
【００２４】
１１          前縁
１２          後縁
１３          腹面
１４          背面
ＣＬｏ        キャンバーライン
Ｐ１〜Ｐ５    変曲点
Ｑ１          第１ベント部
Ｑ２          第２ベント部
【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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