(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を有する多数の静翼を環状の流体通路に配置した軸流型圧縮機の静翼列において、
隣接する２つの静翼の一方の腹面および他方の背面間の距離を一方の静翼の腹面から他方の静翼の背面に引いた垂線の長さとしたとき、前記距離の翼弦方向の分布が、前縁から後縁に向けて増加して極大値に達した後に減少し、極小値に達した後に再度増加することを特徴とする軸流型圧縮機の静翼列。
【請求項２】
前記距離が極大値となる位置が翼弦長の５０％〜７０％の範囲にあることを特徴とする、請求項１に記載の軸流型圧縮機の静翼列。
【請求項３】
前記距離が極小値となる位置が翼弦長の８０％〜９３％の範囲にあることを特徴とする、請求項１に記載の軸流型圧縮機の静翼列。
【請求項４】
隣接する静翼間の距離と静翼の翼弦長との比が１．５〜３．０であることを特徴とする、請求項１に記載の軸流型圧縮機の静翼列。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン等の軸流型圧縮機の静翼列に関し、特に遷音速領域における抵抗を低減し得る軸流型圧縮機の静翼列に関する。
【０００２】
【従来の技術】
軸流型圧縮機の動翼列において、動翼の翼根元から５％の範囲内で、隣接する動翼の腹面および背面間の距離を規定することにより、翼間の衝撃波の発生を緩和するものが、特開平１１−１３６９２号公報により公知である。また圧縮性流体および非圧縮性流体の両方に適用できる翼型であって、腹面（負圧面）側および背面（正圧面）側の略中央位置にそれぞれ凹部を形成し、層流境界層領域を長く保って剥離を抑制することにより高迎角時の性能向上を図ったものが、米国特許第５３９５０７１号明細書により公知である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、軸流型圧縮機の静翼に流入する流れが臨界マッハ数に達すると、その静翼の背面側の流速が音速に達して衝撃波が発生するため、大きな造波抵抗が生じて性能を低下させる要因となる。従って、軸流型圧縮機の性能向上を図るには、静翼の背面側に発生する衝撃波を緩和して造波抵抗を低減することが必要である。
【０００４】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、遷音速領域において衝撃波の発生による造波抵抗を最小限に抑えることが可能な軸流型圧縮機の静翼列を提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
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、正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を有する多数の静翼を環状の流体通路に配置した軸流型圧縮機の静翼列において、隣接する２つの静翼の一方の腹面および他方の背面間の距離を一方の静翼の腹面から他方の静翼の背面に引いた垂線の長さとしたとき、前記距離の翼弦方向の分布が、前縁から後縁に向けて増加して極大値に達した後に減少し、極小値に達した後に再度増加することを特徴とする軸流型圧縮機の静翼列が提案される。
【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、前記距離が極大値となる位置が翼弦長の５０％〜７０％の範囲にあることを特徴とする軸流型圧縮機の静翼列が提案される。
【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、前記距離が極小値となる位置が翼弦長の８０％〜９３％の範囲にあることを特徴とする軸流型圧縮機の静翼列が提案される。
【０００８】
また請求項４に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、隣接する静翼間の距離と静翼の翼弦長との比が１．５〜３．０であることを特徴とする軸流型圧縮機の静翼列が提案される。
【０００９】
上記構成によれば、静翼列の腹面および背面間の距離、つまり一方の静翼の腹面から他方の静翼の背面に引いた垂線の長さが極大値となる部分で腹面側の境界層を不安定化して積極的に剥離させることにより、不安定化した境界層に対向する背面側での衝撃波の発生を抑制して造波抵抗を低減することができる。腹面側の境界層の剥離によって若干の摩擦抵抗の増加が発生するが、それは衝撃波の発生の緩和による造波抵抗の低減に比べて遙に小さいため、全体として抵抗を大幅に低減することができる。また静翼列の腹面および背面間の距離が極大値に達した後に極小値まで減少するため、その極小値の部分で流れを絞って再加速することにより、境界層を安定化して剥離の促進を抑制し、腹面側の境界層の剥離による摩擦抵抗の増加を抑えることができる。
【００１０】
また隣接する静翼間の距離と静翼の翼弦長との比を１．５〜３．０に設定することにより、上記効果を特に良好に発揮させることができる。
【００１１】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。  図１〜図１２は本発明の実施例を示すもので、図１は第１実施例の翼型と、その腹面および背面の曲率の変化とを示す図、図２は第１実施例の翼型の静翼列と、その腹面および背面間の距離の変化とを示す図、図３は第２実施例の翼型と、その腹面および背面の曲率の変化とを示す図、図４は第２実施例の翼型の静翼列と、その腹面および背面間の距離の変化とを示す図、図５は第３実施例の翼型と、その腹面および背面の曲率の変化とを示す図、図６は第３実施例の翼型の静翼列と、その腹面および背面間の距離の変化とを示す図、図７は隣接する静翼の腹面および背面間の距離の翼弦方向の分布を示す図、図８はマッハ数と圧力損失係数の関係を示す図、図９は第１実施例の静翼のまわりの流れの様子を可視化した図、図１０は比較例の静翼のまわりの流れの様子を可視化した図、図１１は比較例の翼型と、その腹面および背面の曲率の変化とを示す図、図１２は比較例の翼型の静翼列と、その腹面および背面間の距離の変化とを示す図である。
【００１２】
図１に示す第１実施例の静翼は軸流型圧縮機の環状の流体通路に設けられるもので、左端が前縁で右端が後縁であり、流体の流れに伴って正圧を発生する腹面（正圧面）と、流体の流れに伴って負圧を発生する背面（負圧面）とが、前縁および後縁の近傍の２点で腹面に接する翼弦線の上側に存在している。尚、翼弦線の定義は翼型の形状により種々存在するが、本発明では腹面および背面が共に背面側に湾曲している翼型に対して一般的に適用される、上記定義の翼弦線を採用している。また翼型を示す座標の横軸および縦軸は、翼弦長Ｃを１００％とした比率で表されている。
【００１３】
実線で示す背面の曲率は翼弦長Ｃの全域に亘って正値であり、従って背面の形状は翼弦長Ｃの全域に亘って上向きに凸に湾曲している。一方、破線で示す腹面の曲率は、翼弦長Ｃの１５％〜８０％の領域Ｒ２で正値であるが、翼弦長Ｃの０％〜１５％の領域Ｒ１と、翼弦長Ｃの８０％〜１００％の領域Ｒ３とで負値になっている。従って腹面の形状は中央の領域Ｒ２で上向きに凸に湾曲しているが、前縁側の領域Ｒ１および後縁側の領域Ｒ３で下向きに凸に湾曲している。
【００１４】
背面の曲率は前縁から後縁に向かって単調に増加し、翼弦長Ｃの４０％付近で極大値に達した後に単調に減少する。また腹面の曲率は前縁から後縁に向かって単調に増加し、翼弦長Ｃの５３％付近で極大値に達した後に単調に減少する。
【００１５】
静翼の腹面において、前縁側の領域Ｒ１の下向きに凸に湾曲している部分が本発明の第１膨出部を構成し、後縁側の領域Ｒ３の下向きに凸に湾曲している部分が本発明の第２膨出部を構成する。
【００１６】
図２は静翼列の隣接する２つの静翼の腹面および背面間の距離の前縁部（スロート部）から後縁部までの変化を示すもので、図２（ａ）に示すように上側の静翼の腹面から下側の静翼の背面に向かって垂線を下ろし、その垂線の長さの翼弦方向の変化を、下側の静翼の背面を直線に展開して示したものが図２（ｂ）に示される。図２（ｂ）を縦軸方向に拡大したものが図７に実線で示される。腹面および背面間の距離は前縁部から後縁部に向けて増加し、翼弦長Ｃの５５％付近のａ点で極大値に達した後に減少し、翼弦長Ｃの８２％付近のａ′点で極小値に達した後に再度増加している。
【００１７】
図３に示す第２実施例の静翼は、実線で示す背面の曲率は翼弦長Ｃの全域に亘って正値であり、従って背面の形状は翼弦長Ｃの全域に亘って上向きに凸に湾曲している。一方、破線で示す腹面の曲率は、翼弦長Ｃの２４％〜６６％の領域Ｒ２と、翼弦長Ｃの８６％〜１００％の領域Ｒ４とで正値であるが、翼弦長Ｃの０％〜２４％の領域Ｒ１と、翼弦長Ｃの６６％〜８６％の領域Ｒ３とで負値になっている。従って腹面の形状は２つの領域Ｒ２，Ｒ４で上向きに凸に湾曲しているが、他の２つの領域Ｒ１，Ｒ３で下向きに凸に湾曲している。
【００１８】
背面の曲率は前縁から後縁に向かって増加し、翼弦長Ｃの２２％付近で極大値に達した後に減少に転じ、翼弦長Ｃの４５％付近で極小値に達した後に増加に転じている。また腹面の曲率は前縁から後縁に向かって減少し、翼弦長Ｃの２２％付近で極小値に達した後に増加に転じ、翼弦長Ｃの４５％付近で極大値に達した後に減少に転じ、翼弦長Ｃの７３％付近で極小値に達した後に増加に転じている。
【００１９】
静翼の腹面において、前縁側の領域Ｒ１の下向きに凸に湾曲している部分が本発明の第１膨出部を構成し、後縁側の領域Ｒ３の下向きに凸に湾曲している部分が本発明の第２膨出部を構成する。
【００２０】
図４（ｂ）および図７（１点鎖線参照）に示すように、第２実施例の静翼は、腹面および背面間の距離が前縁部から後縁部に向けて増加し、翼弦長Ｃの５０％付近のｂ点で極大値に達した後に減少し、翼弦長Ｃの８０％付近のｂ′点で極小値に達した後に再度増加している。
【００２１】
図５に示す第３実施例の静翼は、実線で示す背面の曲率は大部分の領域で正値であるが、翼弦長Ｃの５８％〜６５％の領域Ｒ３のみ負値であり、従って背面の形状は前記領域Ｒ３において下向きに凸に湾曲している。一方、破線で示す腹面の曲率は、翼弦長Ｃの１１％〜８８の領域Ｒ２，Ｒ３，Ｒ４で正値であるが、翼弦長Ｃの０％〜１１％の領域Ｒ１と、翼弦長Ｃの８８％〜１００％の領域Ｒ５とで負値になっている。従って腹面の形状は中央の領域Ｒ２〜Ｒ４で上向きに凸に湾曲しているが、前縁側の領域Ｒ１および後縁側の領域Ｒ５で下向きに凸に湾曲している。
【００２２】
背面の曲率は前縁から後縁に向かって増加し、翼弦長Ｃの３２％付近で極大値に達した後に減少に転じ、翼弦長Ｃの６２％付近で極小値に達した後に増加に転じ、更に翼弦長Ｃの９０％付近で極大値に達した後に減少に転じている。また腹面の曲率は前縁から後縁に向かって増加し、翼弦長Ｃの２８％付近で極大値に達した後に減少に転じ、翼弦長Ｃの５６％付近で極小値に達した後に増加に転じ、翼弦長Ｃの７５％付近で極大値に達した後に減少に転じている。
【００２３】
静翼の腹面において、前縁側の領域Ｒ１の下向きに凸に湾曲している部分が本発明の第１膨出部を構成し、後縁側の領域Ｒ５の下向きに凸に湾曲している部分が本発明の第２膨出部を構成する。
【００２４】
図６（ｂ）および図７（２点鎖線参照）に示すように、第３実施例の静翼は、腹面および背面間の距離が前縁部から後縁部に向けて増加し、翼弦長Ｃの７０％付近のｃ点で極大値に達した後に減少し、翼弦長Ｃの９３％付近のｃ′点で極小値に達した後に再度増加している。
【００２５】
図１１は静翼の比較例を示すもので、その翼型の腹面の曲率は、前縁および後縁の極一部を除く翼弦長Ｃの実質的に全域で正値であり、かつ背面の曲率は翼弦長Ｃの全域で正値である。従って腹面は、第１〜第３実施例のものの第１膨出部および第２膨出部を備えていない。また図１２（ｂ）および図７（破線参照）に示すように、比較例の静翼列の腹面および背面間の距離は、前縁部から後縁部に向けて増加率を減少させながら単調に増加しており、極大値あるいは極小値を備えていない。
【００２６】
図８は第１〜第３実施例および比較例について、静翼列の入口におけるマッハ数と圧力損失係数との関係を示すものである。同図から明らかなように、設計ポイントである静翼列の入口におけるマッハ数＝０．８７において、第１〜第３実施例の圧力損失係数は、比較例の圧力損失係数に比べて０．０５程度小さくなっている。
【００２７】
第１〜第３実施例の上記効果は、主として静翼の腹面の前縁側に設けた第１膨出部と、後縁側に設けた第２膨出部とによって得られるものである。即ち、静翼の腹面の前縁側に設けた第１膨出部で該第１膨出部よりも後方の境界層を不安定化して積極的に剥離させることにより、静翼の背面における衝撃波の発生を抑制して造波抵抗を低減することができる。腹面の第１膨出部により境界層が剥離すると摩擦抵抗が増加するが、この摩擦抵抗の増加量は衝撃波の発生の抑制による造波抵抗の低減量に比べて遙に小さいため、全体として抵抗の低減に大きく寄与することができる。
【００２８】
しかも、腹面の前縁側に設けた第１膨出部により不安定化した境界層は、腹面の後縁側に設けた第２膨出部により再加速されて安定化され、境界層の剥離の促進が抑制される。これにより、腹面側の境界層の剥離による摩擦抵抗の増加を最小限に抑え、更なる抵抗の低減を可能にすることができる。
【００２９】
図９および図１０は、それぞれ第１実施例および比較例の静翼のまわりの流れの様子を可視化したものである。図９に示す第１実施例は、図１０に示す比較例に比べて、鎖線で囲って示す部分で衝撃波の後部の圧力勾配が緩やかになっており、造波抵抗の低減効果が確認される。
【００３０】
上記第１〜第３実施例の効果を静翼列の観点から説明すると、以下のようになる。
【００３１】
静翼列の腹面および背面間の距離が、前縁部から後縁部に向けて増加して極大値に達した後に減少し、極小値に達した後に再度増加しているので、前記距離が極大値となる部分で腹面側の境界層を不安定化して積極的に剥離させることにより、それに対向する背面側における衝撃波の発生を抑制して造波抵抗を低減することができる。腹面側の境界層の剥離により摩擦抵抗が増加するが、この摩擦抵抗の増加量は背面側での造波抵抗の低減量に比べて遙に小さいため、全体として抵抗が大きく低減する。
【００３２】
しかも、前記距離が極大値に達した後に極小値まで減少して再度増加するため、その極小値の部分で流れが絞られることにより腹面側の流れが再加速され、境界層が安定化されて剥離の促進が抑制される。その結果、腹面側の境界層の剥離による摩擦抵抗の増加が抑えられ、静翼全体の抵抗を更に低減することができる。
【００３３】
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。
【００３４】
例えば、第２膨出部の前端の位置Ｘａは、第１実施例が翼弦長Ｃの８０％、第２実施例が翼弦長Ｃの６５％、第３実施例が翼弦長Ｃの８８％であるが、それを６０％〜９０％の範囲に設定すれば充分な効果を得ることができる。また第１膨出部の後端の位置Ｘｂは、第１実施例が翼弦長Ｃの１５％、第２実施例が翼弦長Ｃの２４％、第３実施例が翼弦長Ｃの１１％であるが、それを５％〜４０％の範囲に設定すれば充分な効果を得ることができる。
【００３５】
また第１〜第３実施例では、ソリディティ（隣接する静翼間の距離に対する翼弦長Ｃの比）が２．０であるが、それを１．５〜３．０の範囲に設定すれば充分な効果を得ることができる。
【００３６】
【発明の効果】
以上のように本発明によれば、静翼列の腹面および背面間の距離、つまり一方の静翼の腹面から他方の静翼の背面に引いた垂線の長さが極大値となる部分で腹面側の境界層を不安定化して積極的に剥離させることにより、不安定化した境界層に対向する背面側での衝撃波の発生を抑制して造波抵抗を低減することができる。腹面側の境界層の剥離によって若干の摩擦抵抗の増加が発生するが、それは衝撃波の発生の緩和による造波抵抗の低減に比べて遙に小さいため、全体として抵抗を大幅に低減することができる。また静翼列の腹面および背面間の距離が極大値に達した後に極小値まで減少するため、その極小値の部分で流れを絞って再加速することにより、境界層を安定化して剥離の促進を抑制し、腹面側の境界層の剥離による摩擦抵抗の増加を抑えることができる。
【００３７】
また隣接する静翼間の距離と静翼の翼弦長との比を１．５〜３．０に設定することにより、上記効果を特に良好に発揮させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  第１実施例の翼型と、その腹面および背面の曲率の変化とを示す図
【図２】  第１実施例の翼型の静翼列と、その腹面および背面間の距離の変化とを示す図
【図３】  第２実施例の翼型と、その腹面および背面の曲率の変化とを示す図
【図４】  第２実施例の翼型の静翼列と、その腹面および背面間の距離の変化とを示す図
【図５】  第３実施例の翼型と、その腹面および背面の曲率の変化とを示す図
【図６】  第３実施例の翼型の静翼列と、その腹面および背面間の距離の変化とを示す図
【図７】  隣接する静翼の腹面および背面間の距離の翼弦方向の分布を示す図
【図８】  マッハ数と圧力損失係数の関係を示す図
【図９】  第１実施例の静翼のまわりの流れの様子を可視化した図
【図１０】  比較例の静翼のまわりの流れの様子を可視化した図
【図１１】  比較例の翼型と、その腹面および背面の曲率の変化とを示す図
【図１２】  比較例の翼型の静翼列と、その腹面および背面間の距離の変化とを示す図
【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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