(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ａ）前縁（３）、
ｂ）後縁（４）、および
ｃ）前縁（３）から後縁（４）まで延びる直線区間である翼弦（５）を有する翼形断面（２）を持ち、
ｄ）この翼形断面（２）が、前縁（３）と後縁（４）とを結ぶ凸面状に湾曲した翼の背（６）と、この翼の背（６）と反対側に位置する翼の腹（１３）とを有している
圧縮機翼（１）において、
下記の要件を備えていることを特徴とする圧縮機翼。
Ａ）翼の背（６）が、翼弦（５）の長さ（Ｌ）の５％の場所で翼弦（５）を直角に横切る基準直線（８）との翼の背側の交点（７）において、翼弦（５）の長さ（Ｌ）の半分より小さい曲率半径（Ｐ）を有していること。
Ｂ）翼形断面（２）が最大直径（Ｄ）の円（１０）を閉じ込めており、この最大直径（Ｄ）が最大翼厚（Ｄ）を規定し、円（１０）の中心を通る中心直線（１１）が、翼弦（５）を直角に横切り、翼弦（５）の長さ（Ｌ）の３２％より小さい円距離（Ｋ）だけ、前縁（３）から間隔を隔てられて位置していること。
Ｃ）翼の背（６）が、基準直線（８）との翼の背における交点（７）に、翼の背側の接線（１２）を、翼の腹（１３）が基準直線（８）との翼の腹における交点（１５）に翼の腹側の接線（１４）を有し、翼の背側の接線（１２）および翼の腹側の接線（１４）が、互いに５〜２０°の接線角度（Ｔ）を成していること。
【請求項２】
最大翼厚（Ｄ）をＤ、翼弦（５）の長さ（Ｌ）をＬ、接線角度（Ｔ）をＴとしたとき、相対接線角度ＴRが、
ＴR＝（Ｔ／１００）・（Ｌ／Ｄ）
で規定され、この相対接線角度ＴRが１〜２．５であることを特徴とする請求項１記載の圧縮機翼。
【請求項３】
翼の背（６）が所定の流入速度（Ａ）の気体（２０）によって洗流される場合、最高速度（２４）が発生する気体（２０）の境界層（２３）が生ずる請求項１または２に記載の圧縮機翼（１）において、翼形断面（２）が、マッハ数０．４より大きい流入速度（Ａ）の値において境界層（２３）に遷移個所（２６）が生ずるように選定され、この遷移個所（２６）において、気体の流れが層流から乱流に変化し、かつ気体が最高速度（２４）の少なくとも９０％の遷移速度（２５）を有していることを特徴とする圧縮機翼。
【請求項４】
翼の背（６）の表面が気体（２０）で洗流される際、翼弦（５）に沿って前縁（３）から後縁（４）まで気体（２０）の境界層（２３）が生ずる圧縮機翼（１）において、翼形断面（２）が、境界層（２３）における最大場所（２７）で最高速度（２４）が発生し、その最大場所（２７）を通り翼弦（５）を垂直に横切る最大直線（２６）が、前縁（３）から、翼弦（５）の長さ（Ｌ）の１５％より小さい最大距離（Ｓ）だけ間隔を隔てられていることを特徴とする請求項１ないし３のいずれか１つに記載の圧縮機翼。
【請求項５】
翼形断面（２）が、翼弦の長さ（Ｌ）の１％から９９％までの範囲にわたり、最大翼厚（Ｄ）の少なくとも１８％の翼厚（ｄ）を有していることを特徴とする請求項項１ないし４のいずれか１つに記載の圧縮機翼。
【請求項６】
定置形ガスタービン（３１）の圧縮機（３０）に利用されることを特徴とする請求項１ないし５のいずれか１つに記載の圧縮機翼（１）の用途。
【発明の詳細な説明】
本発明は圧縮機翼とその用途に関する。
ドイツ特許第３１４１９４８号明細書に、ガスタービンの圧縮機用の円錐翼形断面を持つ翼が記載されている。圧縮機の環状翼列の形で配置された翼が、高速の気体の貫流時に衝撃波を受けることが説明されている。気体は翼の表面に沿って境界層内を流れる。この境界層は衝撃波によって翼表面から剥がれてしまう。これに伴ない空気力学的損失が生じる。この損失は翼の効率を制限する。そのような損失は、遷音速の流れ領域、即ち局所的な亜音速領域と、局所的な超音速領域とが共存する流れ領域において特に意味がある。この損失を減少するために、翼の輪郭を最適化する方式がある。上述の明細書には、円錐翼形をし、輪郭づけられた翼の背と輪郭づけられた翼の腹とを備えた翼が挙げられている。この翼は、良好な空気力学的特性を有すると共に簡単に製造できる。圧縮機翼の効率をより一層改良することが熱望されている。
米国特許第４７７３８２５号明細書に、特別に形成されたプロペラ翼形断面を持つ飛行機のプロペラが記載されている。このプロペラの翼形断面は、飛行中における、例えば上昇過程あるいは巡航過程における種々の負荷状態に対処できるように設計されている。
本発明の課題は、効率に関して特に良好な特性を有する圧縮機翼を提供することにある。また本発明の課題は、そのような圧縮機翼の用途を提供することにある。
圧縮機翼に向けられた課題は、本発明に基づいて、
ａ）前縁、
ｂ）後縁、および
ｃ）前縁から後縁まで延びる直線区間である翼弦を有する翼形断面を持ち、
ｄ）この翼形断面が、前縁と後縁とを結ぶ凸面状に湾曲した翼の背と、この翼の背と反対側に位置する翼の腹とを有している
圧縮機翼において、翼の背が、翼弦の長さの５％の場所で翼弦を直角に横切る基準直線との翼の背における交点において、翼弦の長さの半分より小さい曲率半径を有していることを特徴とする圧縮機翼によって解決される。
このように形成された圧縮機翼は、特に大きなレイノルズ数および高い乱流度の流れ状態において、特に低い空気力学的損失を示すという利点を有する。ここで「レイノルズ数」および「乱流度」なる用語は、１９８９年、ワルター  デ  グルイテル社出版（ベルリンおよびニューヨーク）の書籍「ストレームングスレーレ（Ｓｔｒｏｍｕｎｇｓｌｅｈｒｅ）」、第２９０頁ないし第３２５頁における定義に応じて解釈するものとする。
本発明は、風洞内で実験的に得られた測定データに基づく圧縮機翼の通常の最適化は、圧縮機の実際状態に十分に適合していないという認識に基づいている。上述の大きなレイノルズ数および高い乱流度の流れの状態は、風洞内では非常に高い経費をかけねば実現できないが、しかしこれは、圧縮機、特に大出力の圧縮機においては非常に重要である。この認識から出発して、上述の新しい圧縮機翼の形状が考え出された。
翼形断面が最大直径の円を閉じ込め、この最大直径が最大翼厚を規定し、円の中心を通る中心直線が翼弦を直角に横切り、翼弦の長さの３２％より小さい、特に翼弦の長さの１５〜３０％の距離だけ、前縁から間隔を隔てられて位置していることが有利である。この幾何学的特徴は、圧縮機翼の大きなレイノルズ数および高い乱流度の流れ内における空気力学的損失に関する特性の特別な向上を意味する。
更にまた、翼の背が、基準直線との翼の背における交点に翼の背側の接線を、そして翼の腹が、基準直線との翼の腹における交点に翼の腹側の接線をそれぞれ有し、翼の背側の接線と翼の腹側の接線とが互いに５〜２０°の接線角度を成していることが有利である。
圧縮機翼に向けられた課題は本発明に基づいて、
ａ）前縁、
ｂ）後縁、
ｃ）前縁から後縁まで延びる直線区間である翼弦、および
ｄ）それぞれ前縁と後縁とを結ぶ凸面状に湾曲した翼の背と、この翼の背と反対側に位置する翼の腹を有する翼形断面を有し、そして
ｅ）この翼形断面が、最大直径の円を閉じ込め、この最大直径が最大翼厚を規定し、円の中心を通る中心直線が、翼弦を直角に横切り、前縁から所定の距離（以下円距離と呼ぶ）だけ間隔を隔てられている
圧縮機翼において、前記円距離が、翼弦の長さの３２％より小さく、特に翼弦の長さの１５〜３０％であることを特徴とする圧縮機翼によって解決される。
この圧縮機翼の利点は、上述の実施態様に相応して生ずる。
ここでは、翼の背に、翼弦の長さの５％の場所で翼弦を直角に横切る基準直線との翼の背側の交点で翼の背側の接線が接し、翼の腹に、基準直線との翼の腹側の交点で翼の腹側の接線が接し、翼の背側の接線および翼の腹側の接線が互いに５〜２０°の接線角度を成していることが有利である。
圧縮機翼に向けられた課題は、本発明に基づいて、
ａ）前縁、
ｂ）後縁、
ｃ）前縁から後縁まで延びる直線区間である翼弦、
ｄ）翼弦の長さの５％の場所で翼弦を直角に横切る基準直線との翼の背側の交点における接線を有する翼の背、
ｅ）翼の背と反対側に位置し、基準直線との翼の腹側の交点に、翼の腹側の接線を有する翼の腹、
を有する翼形断面を持った圧縮機翼において、翼の背側の接線と翼の腹側の接線とが互いに５〜２０°の接線角度を成していることを特徴とする圧縮機翼によって解決される。
この圧縮機翼の利点は上述の実施態様に相当して生ずる。
ここでは、翼形断面が最大直径の円を閉じ込め、この最大直径が最大翼厚を規定し、その場合、最大翼厚をＤ、翼弦の長さをＬ、接線角度をＴとしたとき、相対接線角度ＴRが次式で規定され、
ＴR＝（Ｔ／１００）・（Ｌ／Ｄ）
この相対接線角度ＴRが１〜２．５、特に１．２〜２であることが有利である。
翼の背が所定の流入速度で気体によって洗流される場合、最高速度が発生する気体の境界層が生ずる圧縮機翼において、翼形断面が、マッハ数０．４より大きい流入速度の値において境界層に遷移個所が生ずるように選定され、この遷移個所において、気体の流れが層流から乱流に変化し、気体が、最高速度の少なくとも９０％の遷移速度を有していることが有利である。これによって、気体の乱流がせいぜい僅かな距離にわたってしか加速されないこととなり、特に小さな空気力学的損失を示す圧縮機翼が得られる。これは、最高速度（それに到達する前に専ら気体の加速が行われる）が乱流への変化点の極めて近くに位置していることによって達成される。正に乱流の加速が大きな空気力学的損失を生じさせるので、この乱流がせいぜい僅かしか加速されないようにすることによって、空気力学的損失は小さく保たれる。
更にまた、翼の背の表面が気体で洗流される際、翼弦に沿って前縁から後縁まで気体の境界層が生ずる圧縮機翼において、翼形断面が、境界層内の最大場所で最高速度が発生し、その最大場所を通り、翼弦を垂直に横切る最大直線が、前縁から、翼弦の長さの１５％より小さい最大距離だけ間隔を隔てられていることが有利である。
好適には、翼形断面は、翼弦の長さの１％から９９％までの範囲にわたり、最大翼厚の少なくとも１８％の翼厚を有している。このような大きな翼厚分布は、圧縮機翼の特に堅固な造りを保証する。
翼形断面のほぼ全長にわたって延びる厚い翼厚分布は、翼厚が前縁に近づく際に最後の部分で非常に急激に減少することを意味する。
用途に関する課題は、本発明に基づいて、定置形ガスタービンの圧縮機に利用することによって解決される。
特に大きなレイノルズ数および高い乱流度の流れ状態において、空気力学的損失を最小にするために設計された圧縮機翼を、正に定置形ガスタービンの圧縮機の特別な流れ状態において採用することが、特に有利である。
以下、図を参照して本発明の実施例を詳細に説明する。
図１は圧縮機翼の断面図、
図２は空気で洗流される圧縮機翼の断面図、
図３は気体の洗流速度に関する圧縮機翼の最適最大翼厚の位置を表した線図、
図４は気体の洗流速度に関する圧縮機翼の相対接線角度を表した線図、
図５は翼弦に沿った圧縮機翼の翼厚分布を表した線図、
図６は圧縮機付きガスタービンの概略構成図である。
各図において、同一部分には同一符号が付されている。
図１には圧縮機翼１が断面図で示されている。この断面図は翼形断面２を表している。翼形断面２は前縁（入口縁）３および後縁（出口縁）４を有している。前縁３と後縁４との間の直線区間は翼弦５である。更に翼形断面２は前縁３と後縁４とを結ぶ凸面状に湾曲した翼の背６を有している。この翼の背６と反対側に、前縁３と後縁４とを結ぶ翼の腹１３がある。ｄは翼厚である。翼形断面２は最大直径Ｄの円１０を閉じ込める。この円１０の中心Ｍを通って中心直線１１が延びている。この中心直線１１は、前縁３から測って円距離Ｋの位置で翼弦５を垂直に横切っている。翼弦５に対して平行に、翼弦５の長さＬを明瞭にする尺度ＭＳが示されている。前縁３から測って翼弦５の長さＬの５％に相当する場所で、基準直線８が翼弦５を垂直に横切っている。その値を０．０５・Ｌで表す。更に基準直線８は、翼の腹１３を翼の腹との交点１５において横切り、翼の背６を翼の背側の交点７において横切っている。翼の背６は、翼の背側の交点７において曲率半径Ｐの翼の背曲率を有している。翼の背側の交点７において、翼の背側の接線１２が翼の背６に接している。翼の腹側の交点１５において翼の腹側の接線１４が翼の腹１３に接している。翼の背側の接線１２および翼の腹側の接線１４は互いに接線角度Ｔを成している。
圧縮機翼１は、
ａ）曲率半径Ｐが翼弦５の長さＬの半分より小さい、
ｂ）円距離Ｋが翼弦５の長さＬの３２％より小さく、好ましくは２３％である、
ｃ）接線角度Ｔが５°〜２０°である
ことによって、特に大きなレイノルズ数および高い乱流度の流れ状態における採用に適したものとなる。
図２は、図１に示す圧縮機翼１を断面図で示している。ここには圧縮機翼１を洗流する気体２０の流れも概略的に示されている。その場合、境界層２３における翼の背６に沿った気体２０の流れしか描かれていない。気体２０の流れは、前縁３から測って、まずはじめは層流２０Ａとなっている。前縁３から翼弦５に沿って測って遷移距離Ｒにおいて、層流２０Ａは乱流２０Ｂに変化する。そこで気体は遷移速度２５を有している。気体２０の速度は前縁３からの距離に関する速度分布２２として破線で示されている。この速度分布２２は、前縁３での流入速度Ａに対する相対値２１をで表す。前縁３からの距離Ｘが増大するにつれて、気体２０の速度は増大する。前縁３からの距離Ｓにおいて最高速度２４に達する。距離Ｘが更に増大するにつれて、気体２０の速度は、気体２０が圧縮機翼１の後端で流入速度Ａの値２１より小さい値２８に達するまで減少する。
特に大きなレイノルズ数および高い乱流度の流れ状態における、特に低い空気力学的損失は、遷移距離Ｒと距離Ｓが一致することによって得られる。これによって乱流２０Ｂに対する加速は生じない。そのような加速は特に大きな損失をもたらす。更に、距離Ｓが翼弦５の長さＬの１５％より小さいことから、上述の流れ状態に対する、特に良好な圧縮機翼の特性が生ずる。
図３には、図１における円距離Ｋの空気力学的損失に関して適した値の範囲がハッチングを入れて示されている。流入速度Ａはマッハ数Ｍａ1の値で表され、その場合、Ｍａ1＝１は、所定の温度および所定の圧力における気体２０の音速を意味する。円距離Ｋは翼弦５の長さＬの単位で表され、その場合、翼弦５の長さＬが１として基準づけられている。流れに関する種々の周辺条件に対して、例えば圧縮機翼１への気体２０の種々の流入角度に対して、円距離Ｋに対して種々の値が生ずる。この種々の値によりハッチングを入れた範囲が生ずる。空気力学的損失に関して適した円距離Ｋの値は、本質的に翼弦５の長さＬの３０％より小さい。
図４には、接線角度Ｔが流入速度Ａの種々の値２１に関する相対接線角度ＴRとして示されている。流入速度Ａの単位は図３における単位に相当している。相対接線速度ＴRは図１における接線角度Ｔから次式で生ずる。
ＴR＝（Ｔ／１００）・（Ｌ／Ｄ）
図４には、空気力学的損失に関して適した相対接線角度ＴRの値を有する範囲が、ハッチングを入れて示されている。この範囲の種々の値は種々の流れ周辺条件から生ずる。それに応じて、相対接線角度ＴRは好適には１．２〜２．０である。
図５には、図１における圧縮機翼１の翼厚ｄが、翼弦５に沿った前縁３からの距離Ｘに関係して示されている。その翼厚ｄおよび距離Ｘは、翼弦５の長さＬで基準化されている。翼弦５の長さＬの２３％の円距離Ｋにおいて、即ちＸ＝Ｋ＝０．２３Ｌにおいて、最大翼厚ｄ＝Ｄとなっている。
図６にはガスタービン３１が概略的に示されている。圧縮機３０およびタービン３３が軸３４に沿って並べて配置されている。圧縮機３０とタービン３３との間に燃焼器３２が配置されている。圧縮機３０内に軸３４に沿って複数の環状翼列３５が配置されている。これらの翼列３５は図１における圧縮機翼１で構成されている。軸３４に沿って静翼列１Ａおよび動翼列１Ｂが交互に配置されている。ガスタービン３１の運転中、空気２０が圧縮機３０に吸い込まれる。この空気２０は圧縮機３０内で圧縮される。この圧縮空気２０は燃焼器３２に到達し、そこで供給された燃料Ｂと燃焼して燃焼ガス２０′となる。この燃焼ガス２０′はタービン３３内で膨張する。これによってタービン３３が駆動される。圧縮機翼１は上述した形状によって、大きなレイノルズ数および高い乱流度で特色づけられる圧縮機３０内で生ずる流れ状態に対処されているので、ガスタービン３１において僅かな空気力学的損失しか生ぜず、従って高い効率が得られる。
【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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