(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流圧縮機のエッジセンサ付き静翼（２０）であって、
軸流圧縮機のガスダクト内に配置され翼断面を有する柱状部材である静翼本体（２１）と、
前記ガスダクトの後方から流れるガスの全圧を測定可能な様に圧力計測面が向けられて前記静翼本体の後縁部に設けられたトレーディングエッジセンサ（２５）と、を備えたことを特徴とするエッジセンサ付き静翼。
【請求項２】
複数のトレーディングエッジセンサ（２５）が前記静翼本体の長手方向に所定間隔で設けられていることを特徴とする請求項１に記載のエッジセンサ付き静翼。
【請求項３】
前記ガスダクトの前方から流れるガスの全圧を測定可能な様に圧力計測面が向けられて前記静翼本体の前縁部に設けられたリーディングエッジセンサ（２４）を備え、
前記トレーディングエッジセンサと前記リーディングエッジセンサとがガスダクト内の略同一流線上に位置する様に静翼本体に取り付けられていることを特徴とする請求項１乃至３に記載のエッジセンサ付き静翼。
【請求項４】
サージ現象発生時の軸流圧縮機において前段静翼と後段静翼とに挟まれ所定の周速度で回転する動翼に作用する空力荷重を推定する空力荷重推定方法であって、
前段静翼の後縁部での全圧である前段全圧を測定する前段全圧測定工程（Ｓ１１１）と、
後段静翼の後縁部での全圧である後段全圧を測定する後段全圧測定工程（Ｓ１２１）と、
前段静翼での静圧である前段静圧を測定する前段静圧測定工程（Ｓ１１２）と、
後段静翼での静圧である後段静圧を測定する後段静圧測定工程（Ｓ１２２）と、
前記前段静圧と前記前段動圧とから演算して前段絶対速度値を求める前段絶対速度値演算工程（Ｓ１１３）と、
前記後段静圧と前記後段動圧とから演算して後段絶対速度値を求める後段絶対速度値演算工程（Ｓ１２３）と、
前記前段絶対速度値と前記所定の周速度と動翼の翼断面形状とから演算して動翼から射出するガスの射出相対速度ベクトルを求める射出相対速度ベクトル演算工程（Ｓ１１４）と、
前記後段絶対速度値と前記所定の周速度と後段静翼の翼断面形状とから演算して動翼に入射するガスの入射相対速度ベクトルを求める入射相対速度ベクトル演算工程（Ｓ１２４）と、
入射相対速度ベクトルと射出相対速度ベクトルとから空力荷重値を演算して求める空力荷重演算工程（Ｓ１３０）と、を備えたことを特徴とする空力荷重推定方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、軸流圧縮機の試験装置と試験方法に係る。特にサージ現象を発生した際の軸流圧縮機の内部現象を把握するのに適した試験装置と試験方法に係る。
【０００２】
【従来の技術】
圧縮機において、一定の回転数で運転しながら、吐出弁をしだいに閉めて流量を減じていくと、ある流量に対して一定の圧力比が得られる。更に流量を減じていくと、いままで静かに運転していた圧縮機が急に圧縮機内で圧力と流れの激しい脈動と振動を伴い運転が不安定になり、場合によっては圧縮機全体が振動して運転が危険な状態になる。これをサージ現象という。かかるサージ現象をおこした状態では、圧縮機内の流れは正常運転時とは大きく異なる。例えば、逆流等を伴う複雑な流れが発生する。
そこで、従来からサージ現象をおこした圧縮機の内部状況を把握するために、逆流を伴う流れ状態（流速、流れ角等）を正確に計測することが強く要望されてきた。
【０００３】
特に、ガスダクト内に正常時とは逆の流れが生ずると、片持ち梁である動翼に正常時とは異なる空気荷重が作用する。例えば、正常時とは全く逆の方向に空気荷重が作用し、動翼が正常時とは異なる方向へたわむ。
軸流圧縮機の設計段階で、この動翼の撓み量を見積もるために、動翼に作用する空気荷重を知る必要が有る。ところで、ガスがガスダクトに正常に流れている際の空気荷重を見積もることは、簡単な数値解析により可能である。
【０００４】
以下に、簡単にその数値解析法を、図を基に、説明する。図８は、従来の数値解析のベクトル図であり、動翼の周囲での流れを示す。
ここで、翼の輪郭線は、翼の前縁から後縁にかけて複数の円を連ねて出来た包絡線であり、キャンバ線とは、その円の中心を結んだ線をいい、翼の翼形の中心線である。入口角とは、前縁部でのキャンバ線の接線と軸方向のなす角をいう。出口角とは、後先部でのキャンバ線の接線と軸方向のなす角をいう。
【０００５】
入射相対速度ベクトルＣ１のガスが翼の前縁部に入射する。入射相対速度ベクトルＣ１が軸方向となす角がα１である。入射相対速度ベクトルＣ１の作用線が翼の前縁部でのキャンバ線の接線に平行すると仮定する。設計通りに作動している翼では、入射相対速度ベクトルの作用線と翼の前縁部でのキャンバ線の接線とのなす角は微小であり、「α１は、翼の入口角に等しくなり、翼型から一意的に定まる」と仮定しても誤差は無視できる。
射出相対速度ベクトルＣ２のガスが翼の後縁部から射出する。射出相対速度ベクトルＣ２が軸方向となす角がα２である。射出相対速度ベクトルＣ２の作用線が翼の後縁部でのキャンバ線の接線に平行すると仮定する。設計通りに作動している翼では、射出相対速度ベクトルの作用線と翼の後縁部でのキャンバ線の接線とのなす角は微小であり、「α２は、翼の出口角に等しくなり、翼断面の形状から一意的に定まる」と仮定しても誤差は無視できる。
【０００６】
翼に作用する空力荷重の周方向成分をＹとし、軸方向成分をＸとする。入射相対速度ベクトルの軸方向成分をＣｘ１とし、周方向成分をＣｙ１とする。射出相対速度ベクトルの軸方向成分をＣｘ２とし、周方向成分をＣｙ２とする。
翼周りにおいて、軸方向の速度変化はゼロであるので、周方向の力の釣り合いから、軸方向の単位スパン当たりの空力荷重Ｘは、（数１）となる。
【０００７】
【数１】
0004168367.tif 000002
【０００８】
また、力のつり合いから、周方向の単位スパン当たりの空力荷重Ｙは、（数２）となる。
【０００９】
【数２】
0004168367.tif 000003
【００１０】
従って、翼に作用する空力荷重を翼型と翼列ピッチと翼に流れる軸方向速度により、一意的に求めることができる。もちろん、この解析方法により求めた空力荷重は一次解であり、より正確な空力荷重は実験により確認される。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】
上述の数値解析法の場合、ガスがガスダクト内を設計で狙ったとおりに流れることを前提としており、サージ現象を生じてガスがガスダクト内を逆流する場合に翼に作用する空力荷重を求めるのには利用できないという問題があった。特に動翼に作用する空力荷重を知ることは極めて困難であった。
【００１２】
本発明は以上に述べた問題点に鑑み案出されたもので、軸流圧縮機においてサージ現象を生じてガスダクト内をガスが逆流した際に動翼に作用する空力荷重を求めるために、エッジセンサ付き静翼とそれを利用した空力荷重推定方法を提供しようとする。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するため、本発明に係る軸流圧縮機のエッジセンサ付き静翼は、軸流圧縮機のガスダクト内に配置され翼断面を有する柱状部材である静翼本体（２１）と、前記ガスダクトの後方から流れるガスの全圧を測定可能な様に圧力計測面が向けられて前記静翼本体の後縁部に設けられたトレーディングエッジセンサ（２５）と、を備えたものとした。
【００１４】
上記本発明の構成により、翼断面を有する柱状部材である静翼本体（２１）が軸流圧縮機のガスダクト内に配置され、前記静翼本体の後縁部に設けられるトレーディングエッジセンサ（２５）が前記ガスダクトの後方から流れるガスの全圧を測定可能な様に圧力計測面が向けられているので、サージ現象を起こしてガスが逆流した際に静翼本体の後縁の周囲での全圧をリアルタイムに測定できる。
【００１５】
さらに、本発明に係るエッジセンサ付き静翼は、複数のトレーディングエッジセンサ（２５）が前記静翼本体の長手方向に所定間隔で設けられているものとした。
上記本発明の構成により、複数のトレーディングエッジセンサ（２５）が前記静翼本体（２１）の長手方向に所定間隔で設けられているので、サージ現象を起こしてガスが逆流した際に静翼本体の後縁の周囲での柱状部材の長手方向の複数の全圧をリアルタイムに測定でき、全圧の分布を知ることが出来る。
【００１６】
さらに、本発明に係るエッジセンサ付き静翼は、前記ガスダクトの前方から流れるガスの全圧を測定可能な様に圧力計測面が向けられて前記静翼本体の前縁部に設けられたリーディングエッジセンサ（２４）を備え、前記トレーディングエッジセンサと前記リーディングエッジセンサとがガスダクト内の略同一流線上に位置する様に静翼本体に取り付けられているものとした。
上記本発明の構成により、静翼本体（２１）の前縁部に設けられたリーディングエッジセンサ（２４）がガスダクトの前方から流れるガスの全圧を測定可能な様に圧力計測面が向けられ、トレーディングエッジセンサ（２５）とリーディングエッジセンサ（２４）とがガスダクト内の同一流線上に位置する様に静翼本体に取り付けられているので、エッジセンサがガスの流れを乱すことなく圧力を測定でき、サージ現象を起こしてガスが逆流した際に静翼本体の後縁の周囲での柱状部材の長手方向の順方向と逆方向の全圧をリアルタイムに測定でき、全圧の変化を知ることが出来る。
【００１７】
上記目的を達成するため、本発明に係るサージ現象発生時の軸流圧縮機において前段静翼と後段静翼とに挟まれ所定の周速度で回転する動翼に作用する空力荷重を推定する空力荷重推定方法は、前段静翼の後縁部での全圧である前段全圧を測定する前段全圧測定工程（Ｓ１１１）と、後段静翼の後縁部での全圧である後段全圧を測定する後段全圧測定工程（Ｓ１２１）と、前段静翼での静圧である前段静圧を測定する前段静圧測定工程（Ｓ１１２）と、後段静翼での静圧である後段静圧を測定する後段静圧測定工程（Ｓ１２２）と、前記前段静圧と前記前段動圧とから演算して前段絶対速度値を求める前段絶対速度値演算工程（Ｓ１１３）と、前記後段静圧と前記後段動圧とから演算して後段絶対速度値を求める後段絶対速度値演算工程（Ｓ１２３）と、前記前段絶対速度値と前記所定の周速度と動翼の翼断面形状とから演算して動翼から射出するガスの射出相対速度ベクトルを求める射出相対速度ベクトル演算工程（Ｓ１１４）と、前記後段絶対速度値と前記所定の周速度と後段静翼の翼断面形状とから演算して動翼に入射するガスの入射相対速度ベクトルを求める入射相対速度ベクトル演算工程（Ｓ１２４）と、入射相対速度ベクトルと射出相対速度ベクトルとから空力荷重値を演算して求める空力荷重演算工程（Ｓ１３０）とを備えたものとした。
【００１８】
上記本発明の構成により、前段全圧測定工程（Ｓ１１１）において前段静翼の後縁部での全圧である前段全圧を測定し、後段全圧測定工程（Ｓ１２１）において後段静翼の後縁部での全圧である後段全圧を測定し、前段静圧測定工程（Ｓ１１２）において前段静翼での静圧である前段静圧を測定し、後段静圧測定工程（Ｓ１２２）において後段静翼での静圧である後段静圧を測定し、前段絶対速度値演算工程（Ｓ１１３）において前記前段静圧と前記前段動圧とから演算して前段絶対速度値を求め、後段絶対速度値演算工程（Ｓ１２３）において前記後段静圧と前記後段動圧とから演算して後段絶対速度値を求め、射出相対速度ベクトル演算工程（Ｓ１１４）において前記前段絶対速度値と前記所定の周速度と動翼の翼断面形状とから演算して動翼から射出するガスの射出相対速度ベクトルを求め、入射相対速度ベクトル演算工程（Ｓ１２４）において前記後段絶対速度値と前記所定の周速度と後段静翼の翼断面形状とから演算して動翼に入射するガスの入射相対速度ベクトルを求め、空力荷重演算工程（Ｓ１３０）において入射相対速度ベクトルと射出相対速度ベクトルとから空力荷重値を演算して求めるので、前段全圧と前段静圧と後段全圧と後段静圧とを測定することにより、周速と動翼の翼断面形状と静翼の翼断面形状とから、動翼の周囲を流れるガスの入射相対速度ベクトルと射出相対速度ベクトルとを得ることが出来る。
【００１９】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施形態を、図面を参照して説明する。なお、各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００２０】
本発明の実施形態に係るエッジセンサ付静翼の構造を説明する。図１は、本発明の実施形態の全体図である。図２は、本発明の実施形態の側面図である。図３は、本発明の実施形態の平面断面図である。
【００２１】
最初に、エッジセンサ付静翼を用いた軸流圧縮機の構造を説明する。この軸流圧縮機は、主に試験に用いられるものである。
軸流圧縮機は、複数の動翼１０と複数のエッジセンサ付静翼２０と壁圧センサ３０と静圧トランスデユーサ４０と全圧トランスデユーサ５０とロータ６０とケーシング７０とを備える。
【００２２】
ケーシング７０は、軸流圧縮機の外形を形つくるものであり、エッジセンサ付静翼２０を支持する。
ロータ６０は、ケーシング７０内に回転自在に設けられ、動翼１０を支持する。
ケーシング７０とロータ６０とで挟まれた空間がガスダクト８０を形成する。ガスダクト８０はガスが流れる通路である。
説明の便宜のために、正常運用時のガスダクト８０内をガスの流れ方向を順方向といい、その反対側へ流れる方向を逆方向という。
壁圧センサ３０は、ケーシング７０のガスダクト８０に面する壁付近の静圧を測定する圧力センサであり、ケーシング７０の内壁の各動翼と各静翼の隙間の位置に設けられる。
静圧トランスデユーサ４０は、壁圧センサ３０から導圧配管を介して導かれた圧力を電気信号に変換する装置である。
【００２３】
複数の静翼段と複数の動翼段とがガスダクト８０内の軸方向に交互に並べられる。
一段の静翼段には、所定の数のエッジセンサ付静翼２０が円周に沿って所定の間隔で並べられる。静翼段では、エッジセンサ付静翼２０の後述するアウターバンド２２とインナーバンド２３とがガスダクト８０を挟む。
一段の動翼段には、所定の数の動翼１０が円周に沿って所定の間隔で並べられる。動翼段では、動翼１０のロータとの取付部とケーシング７０の内壁とがガスダクト８０を挟む。
【００２４】
エッジセンサ付静翼２０は、ガスダクト内の温度、圧力を計測することのできる静翼であって、静翼本体２１とアウターバンド２２とインナーバンド２３とリーディングエッジセンサ２４とトレーディングエッジセンサ２５と導圧配管２６とを有する。
【００２５】
静翼本体２１は、翼断面を有する柱状部材であり、一端を後述するアウターバンド２２に固定し、他端を後述するインナーバンド２３に固定する。静翼本体の翼断面形状の順方向に流れるガスの上流側端部を先縁（リーディングエッジ）といい、下流側端部を後縁（トレーディングエッジ）という。
【００２６】
アウターバンド２２は、ガスダクト内に配置されたエッジセンサ付静翼２０の外周側に設けられた板であり、ガスダクトを外側から囲う外周円環の一部を構成する。
インナーバンド２３は、ガスダクト内に配置されたエッジセンサ付静翼２０の内周側に設けられた板であり、ガスダクトを内側から囲う内周円環の一部を構成する。
【００２７】
リーディングエッジセンサ２４は、前記ガスダクトの前方から流れるガスの全圧を測定可能な様に圧力計測面が向けられて前記静翼本体の先縁部に設けられたセンサである。例えば、リーディングエッジセンサ２４の圧力計測面は、翼断面のキャンバ線Ａの先縁での接線に沿って順方向上流側に向いている。
【００２８】
トレーディングエッジセンサ２５は、前記ガスダクトの後方から流れるガスの全圧を測定可能な様に圧力計測面が向けられて前記静翼本体の後縁部に設けられたセンサである。例えば、トレーディングエッジセンサ２５の圧力計側面は、翼断面のキャンバ線Ａの後縁での接線に沿って順方向下流側に向いている。複数のトレーディングエッジセンサ２５が、静翼本体２１の先縁に沿って、所定の間隔で設けられる。
リーディングエッジセンサ２４またはトレーディングエッジセンサ２５では、一般的に圧力計測面に垂直な線を中心に所定の円錐角の範囲で全圧を測定可能である。所定の角度は、例えば、±３０℃である。複数のリーディングエッジセンサ２４が、静翼本体２１の後縁に沿って、所定の間隔で設けられる。トレーディングエッジセンサ２５とリーディングエッジセンサ２４とは、ガスダクト内の同一流線上に位置する様に静翼本体２１に取り付けられているのが好ましい。
全圧トランスデユーサ５０は、リーディングエッジセンサ２４またはトレーディングエッジセンサ２５から導圧配管を介して導かれた圧力を電気信号に変換する装置である。
【００２９】
次に、このエッジセンサ付き静翼２０を用いて、サージ現象を生じてガスがガスダクト内を逆流した際の、動翼１０に作用する空力荷重を推定する空力荷重推定方法と、その推定した空力荷重を使用して動翼の撓みを計算する動翼撓み計算方法を説明する。
【００３０】
最初に、空力荷重推定方法の実施形態を、図を基に、説明する。図４は、本発明の実施形態の手順図である。図５は、本発明の実施形態の数値流れ図である。空力荷重推定方法Ｓ１１０は、サージ現象発生時の軸流圧縮機において前段静翼と後段静翼とに挟まれ所定の周速度で回転する動翼に作用するガスによる空力荷重を推定する方法であって、前段全圧測定工程Ｓ１１１と後段全圧測定工程Ｓ１２１と前段静圧測定工程Ｓ１１２と後段静圧測定工程Ｓ１２２と前段絶対速度値演算工程Ｓ１１３と後段絶対速度値演算工程Ｓ１２３と射出相対速度ベクトル演算工程Ｓ１１４と入射相対速度ベクトル演算工程Ｓ１２４と出口角演算工程Ｓ１１５と入口角演算工程Ｓ１２５と空力荷重演算工程Ｓ１３０とを備える。
【００３１】
前段全圧測定工程Ｓ１１１は、前段静翼の後縁部での全圧である前段全圧を測定する工程である。
前段全圧測定工程Ｓ１１１では、前段静翼の後縁部での全圧である前段全圧を測定するために、前段のエッジセンサ付静翼２０の後縁に設けられたトレーディングエッジセンサ２５により逆流するガスの動圧を測定する。
【００３２】
後段全圧測定工程はＳ１２１は、後段静翼の後縁部での全圧である後段全圧を測定する工程である。
後段全圧測定工程はＳ１２１では、後段静翼の後縁部での全圧である後段全圧を測定するために、後段のエッジセンサ付静翼２０の後縁に設けられたトレーディングエッジセンサ２５により逆流するガスの動圧を測定する。
【００３３】
前段静圧測定工程Ｓ１１２は、前段静翼での静圧である前段静圧を測定する工程である。
前段静圧測定工程Ｓ１１２では、前段静翼での静圧である前段静圧を測定するために、前段静翼と動翼の隙間の位置に設けられた壁圧センサ３０によりケーシング内壁付近の静圧を測定する。
【００３４】
後段静圧測定工程Ｓ１２２は、後段静翼での静圧である後段静圧を測定する工程である。
後段静圧測定工程Ｓ１２２では、後段静翼での静圧である後段静圧を測定するために、後段静翼と動翼の隙間の位置に設けられた壁圧センサによりケーシングの内壁付近の静圧を測定する。
【００３５】
前段絶対速度値演算工程Ｓ１１３は、前記前段静圧と前記前段動圧とから演算して前段絶対速度値を求める工程である。
前段絶対速度値演算工程Ｓ１１３では、前記前段静圧と前記前段動圧とから演算して前段絶対速度値を求めるために、前段静翼後縁部の全圧から前段静翼後縁部の静圧を引いて得られた差圧を前段静翼後縁部での絶対速度値に換算する。
【００３６】
後段絶対速度値演算工程Ｓ１２３は、前記後段静圧と前記後段動圧とから演算して後段絶対速度値を求める工程である。
後段絶対速度値演算工程Ｓ１２３では、前記後段静圧と前記後段動圧とから演算して後段絶対速度値を求めるために、後段静翼後縁部の全圧から後段静翼前縁部の静圧を引いて得られた差圧を後段静翼前縁部での絶対速度値に換算する。ここで、後段静翼前縁部の全圧を得ることができない場合があるので、後段静翼前縁部の全圧のかわりに後段静翼後縁部の全圧を用いるが、静翼を逆流するガスの圧力損失は小さいので、大きな誤差にならない。
【００３７】
射出相対速度ベクトル演算工程Ｓ１１４は、前記動翼の前の位置での絶対速度値と前記動翼の周速と動翼の翼断面形状とから演算して動翼から射出するガスの射出相対速度ベクトルを求める工程である。
射出相対速度ベクトル演算工程Ｓ１１４では、動翼のキャンバ線Ａの先縁での接線に平行で前側へ向いたベクトルを射出相対速度ベクトルであると仮定して、射出絶対速度ベクトルの絶対値が動翼の前の位置での絶対速度値であるので、
射出相対速度ベクトル＝射出絶対速度ベクトル＋周速ベクトル
の関係から、射出相対速度ベクトルを求める。
【００３８】
入射相対速度ベクトル演算工程Ｓ１２４は、前記動翼の後の位置の絶対速度値と前記動翼の周速と前記後段の静翼の翼断面形状とから演算して動翼に入射するガスの入射相対速度ベクトルを求める工程である。
入射相対速度ベクトル演算工程Ｓ１２４では、後段静翼のキャンバ線Ａの先縁での接線に平行で前側へ向き、絶対値が動翼の後の位置の絶対速度値であるベクトルを入射絶対速度ベクトルであると仮定して、
入射相対速度ベクトル＝入射絶対速度ベクトル＋周速ベクトル
の関係から、入射相対速度ベクトルを求める。
【００３９】
出口角演算工程Ｓ１１５は、射出相対速度ベクトルを演算して逆方向へ流れるガスの動翼に対する出口角を求める工程である。
出口角演算工程Ｓ１１５では、射出相対速度ベクトルを演算して逆方向へ流れるガスの動翼に対する出口角を求めるために、射出相対速度ベクトルと軸方向とのなす角を求め、出口角とする。
【００４０】
入口角演算工程Ｓ１２５は、入射相対速度ベクトルを演算して逆方向に流れるガスの動翼に対する入口角を求める工程である。
入口角演算工程Ｓ１２５では、入射相対速度ベクトルを演算して逆方向に流れるガスの動翼に対する入口角を求めるために、入射相対速度ベクトルと軸方向とのなす角を求め、入口角とする。
【００４１】
空力荷重演算工程Ｓ１３０は、動翼を前記入口角を持った前縁と前記出口角を持った後縁とで構成された翼断面を有する柱状部材であると仮定して、動翼に作用する空力荷重値を演算して求める工程である。
空力荷重演算工程Ｓ１３０では、動翼を前記入口角を持った前縁と前記出口角を持った後縁とで構成された翼断面を有する柱状部材であると仮定して、動翼に作用する空力荷重値を演算して求めるために、従来技術で説明した周知の数値解析法を用いて、動翼に作用するスパン方向単位長さ当たりの空気荷重を求める。
【００４２】
【数３】
0004168367.tif 000004
【００４３】
【数４】
0004168367.tif 000005
【００４４】
この方法により、エッジセンサ付き静翼のエッジセンサが設けられたスパン位置での動翼に作用するスパン単位長さ当たりの空気荷重を求めることができる。
【００４５】
次に、その推定した空力荷重を使用して動翼の撓みを計算する動翼撓み計算方法の実施形態を、説明する。ここで、スパン位置を無次元化し、動翼の根元を０％とし、チップ先端を１００％とする。先に説明した動翼に作用する空力荷重を推定する空力荷重推定方法により、スパン２５％、５０％、７５％の位置での空力荷重をＸ（２５％）、Ｙ（２５％）、Ｘ（５０％）、Ｙ（５０％）、Ｘ（７５％）、Ｙ（７５％）であるとする。
エッジセンサ付き静翼のエッジセンサが設けられたスパン位置での動翼に作用するスパン単位長さ当たりの空気荷重から、動翼の撓みを求める方法を説明する。
動翼撓み計算方法Ｓ１４０は、スパン単位空力荷重演算工程Ｓ１４１とスパン単位分布空力荷重演算工程Ｓ１４２と有限要素法撓み演算工程Ｓ１４３を備える。
【００４６】
スパン単位空力荷重演算工程Ｓ１４１は、任意のスパン位置での空力荷重を演算する工程である。
スパン単位空力荷重演算工程では、任意のスパン位置での空力荷重を演算するために、ＸとＹに付きそれぞれ、Ｘ（２５％）、Ｙ（２５％）、Ｘ（５０％）、Ｙ（５０％）、Ｘ（７５％）、Ｙ（７５％）の値を満足する近似線を求める。近似線により、任意のスパン位置での空力荷重Ｘ（ｎ％）、Ｙ（ｎ％）が得られる。
【００４７】
スパン単位分布空力荷重演算工程Ｓ１４２は、任意のスパン位置での空力荷重Ｘ（ｎ％）、Ｙ（ｎ％）から動翼に作用する分布空力荷重を求める工程である。
スパン単位等分布空力荷重演算工程Ｓ１４２では、任意のスパン位置での空力荷重Ｘ（ｎ％）、Ｙ（ｎ％）から動翼に作用する分布空力荷重を求めるために、ｎ％での翼断面のコード長さまたはキャンバ線長さを求め、
空力分布荷重ΔＸ（ｎ％）＝空力荷重Ｘ（ｎ％）／（コード長さまたはキャンバ線長さ）
空力分布荷重ΔＹ（ｎ％）＝空力荷重Ｙ（ｎ％）／（コード長さまたはキャンバ線長さ）
により、空力分布荷重ΔＸ（ｎ％）、ΔＹ（ｎ％）を求める。
【００４８】
有限要素法撓み演算工程Ｓ１４３は、動翼の数値モデルに、空力分布荷重ΔＸ（ｎ％）、ΔＹ（ｎ％）を作用した際の動翼の撓みをコンピュータによる有限要素法プログラムにより演算し求める。
【００４９】
上述の実施形態のエッジセンサ付静翼を用いれば、サージ現象によりガスが逆流した際の動圧をリアルタイムに計測できる。また、複数のトレーディングエッジセンサが付いているので、スパン方向の動圧の分布を測定することができる。また、トレーディングエッジセンサと前記リーディングエッジセンサとが同一流線上に位置しているので、サージ現象発生前からサージ現象発生後までのガスダクト内のガスの動圧をなるべく圧力損失を少なくした状態でリアルタイムに測定できる。
また、空力荷重推定方法により、サージ現象が発生し、ガスが逆流した際に動翼に作用する空力荷重を簡便に精度良く推定できる。また、動翼撓み推定方法により、サージ現象が発生し、ガスが逆流した際に動翼の撓み量を簡便に精度良く推定できる。
【００５０】
本発明は以上に述べた実施形態に限られるものではなく、発明の要旨を逸脱しない範囲で各種の変更が可能である。
【００５１】
【発明の効果】
以上説明したように本発明のサージ現象発生時の軸流圧縮機の動翼に作用する空力荷重を推定する空力荷重推定方法は、その構成により、以下の効果を有する。
【００５２】
静翼の後縁にトレーディングエッジセンサを設けたので、サージ現象を起こしてガスが逆流した際に静翼本体の後縁の周囲での全圧をリアルタイムに測定できる。
また、複数のトレーディングエッジセンサを設けたので、サージ現象を起こしてガスが逆流した際に静翼本体の後縁の周囲での柱状部材の長手方向の複数の全圧をリアルタイムに測定でき、全圧の分布を知ることが出来る。
【００５３】
また、トレーディングエッジセンサとリーディングエッジセンサとを同一流線上に並べたので、エッジセンサがガスの流れを乱すことなく圧力を測定でき、サージ現象を起こしてガスが逆流した際に静翼本体の後縁の周囲での柱状部材の長手方向の順方向と逆方向の全圧をリアルタイムに測定でき、全圧の変化を知ることが出来る。
【００５４】
また、前段全圧と前段静圧と後段全圧と後段静圧とを測定することにより、周速と動翼のキャンバ線と静翼のキャンバ線とから、動翼の周囲を流れるガスの入射相対速度ベクトルと射出相対速度ベクトルとを得ることが出来る。
【００５５】
従って、サージ現象を生じてガスダクト内をガスが逆流した際に動翼に作用する空力荷重を求めるために、エッジセンサ付き静翼とそれを利用した空力荷重推定方法を提供できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施形態の概念図である。
【図２】本発明の実施形態の側面図である。
【図３】本発明の実施形態の平面断面図である。
【図４】本発明の実施形態の手順図である。
【図５】本発明の実施形態の数値流れ図である。
【図６】本発明の実施形態のベクトル図その１である。
【図７】本発明の実施形態のベクトル図その２である。
【図８】従来の数値解析のベクトル図である。
【符号の説明】
１０    動翼
２０    エッジセンサ付静翼
２１    静翼本体
２２    アウターバンド
２３    インナーバンド
２４    リーディングエッジセンサー
２５    トレーディングエッジセンサ
２６    導圧配管
３０    壁圧センサ
４０    静圧トランスデューサ
５０    全圧トランスデューサ
Ａ    キャンバ線
【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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