JPS61232302A - タ−ビン翼列 - Google Patents
タ−ビン翼列Info
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- JPS61232302A JPS61232302A JP7516885A JP7516885A JPS61232302A JP S61232302 A JPS61232302 A JP S61232302A JP 7516885 A JP7516885 A JP 7516885A JP 7516885 A JP7516885 A JP 7516885A JP S61232302 A JPS61232302 A JP S61232302A
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
［産業上の利用分野］
この発明は、ジェットエンジンやガスタービンエンジン
に用いられる鈍頭型のタービン翼列に関するものである
。
に用いられる鈍頭型のタービン翼列に関するものである
。
［従来技術］
従来、軸流型のタービン翼は、後縁寄りに大きな負荷を
かけるＡＦＴ−ＬＯＡＤＥＤ型が主流であった。これは
、タービン翼の空力的損失を減少させるには、翼面上の
流れの剥離点をできるだけ後方へずらせるのが好ましい
と考えられていたためである。つまり、上記剥離点を後
方へずらせるために、第３図に示すように、タービン翼
の背側Ｕの最高速度点１１を後方に位置させ、腹側りは
、前縁から後縁へ向って滑らかに増速するように翼型を
決めていたのであり、その結果、背側Ｕの速度曲線と腹
側りの速度曲線とで囲まれた領域Ｄ２の面積で表わされ
るタービン翼の負荷は、後縁側で大きくなっていたので
ある。
かけるＡＦＴ−ＬＯＡＤＥＤ型が主流であった。これは
、タービン翼の空力的損失を減少させるには、翼面上の
流れの剥離点をできるだけ後方へずらせるのが好ましい
と考えられていたためである。つまり、上記剥離点を後
方へずらせるために、第３図に示すように、タービン翼
の背側Ｕの最高速度点１１を後方に位置させ、腹側りは
、前縁から後縁へ向って滑らかに増速するように翼型を
決めていたのであり、その結果、背側Ｕの速度曲線と腹
側りの速度曲線とで囲まれた領域Ｄ２の面積で表わされ
るタービン翼の負荷は、後縁側で大きくなっていたので
ある。
なお、第３図の横軸は、前縁の岐点を始点とし、翼面に
沿って図った翼面距＃ＳＸを、後縁までの翼面全長Ｓｏ
で除した値を表わし、縦軸は、速度をマツへ数で表わし
ている。また、第３図の実線は初段のタービンＥＦ２の
速度曲線を示し、その条件は、流出速度のマツハ数が０
．７、転向角ΔＢが６５°である。破線は２段目以降（
以下、「中間段」という）のタービン質Ｍ２の速度曲線
を示し、その条件は、流出速度のマツハ数が０．７、転
内角ΔＢが１０１°である。
沿って図った翼面距＃ＳＸを、後縁までの翼面全長Ｓｏ
で除した値を表わし、縦軸は、速度をマツへ数で表わし
ている。また、第３図の実線は初段のタービンＥＦ２の
速度曲線を示し、その条件は、流出速度のマツハ数が０
．７、転向角ΔＢが６５°である。破線は２段目以降（
以下、「中間段」という）のタービン質Ｍ２の速度曲線
を示し、その条件は、流出速度のマツハ数が０．７、転
内角ΔＢが１０１°である。
〔発明が解決しようとする問題点］
ところが、このように後縁側に大きな負荷をもってくる
と、上記領域Ｄ２を充分に広げることができなくなり、
タービン翼１枚当りに負担できる負荷が小さくなり、結
果として、タービン翼の枚数が増大する欠点がある。
と、上記領域Ｄ２を充分に広げることができなくなり、
タービン翼１枚当りに負担できる負荷が小さくなり、結
果として、タービン翼の枚数が増大する欠点がある。
この欠点を解消するには、いわゆる鈍頭型のタービン翼
を採用して、背側の最高速度点を前縁側へもってくるこ
とが考えられる。しかしながら、従来の鈍頭型の大型は
、腹側の剥離を極力避けるために、腹側を前縁から後縁
にかけて滑らかに増速する増速型に設定されていたので
、腹側の速度曲線が充分低速側（第３図の下側）へ移行
しない結果、負荷が充分大きくならないという問題があ
った。
を採用して、背側の最高速度点を前縁側へもってくるこ
とが考えられる。しかしながら、従来の鈍頭型の大型は
、腹側の剥離を極力避けるために、腹側を前縁から後縁
にかけて滑らかに増速する増速型に設定されていたので
、腹側の速度曲線が充分低速側（第３図の下側）へ移行
しない結果、負荷が充分大きくならないという問題があ
った。
そこで、発明者らは、上記欠点を解消するために鋭意研
究を重ねた結果、背側の最高速度点と。
究を重ねた結果、背側の最高速度点と。
腹側の最低速度点を適切な位置に設定することにより、
負荷の大きい鈍頭型であって、しかも、空力的損失が少
ない大型を見い出した。
負荷の大きい鈍頭型であって、しかも、空力的損失が少
ない大型を見い出した。
［問題点を解決するための手段］
この発明は、上記のように、タービン翼の前縁の岐点か
ら翼面に沿って計った翼面距離をＳｘ、岐点から翼面に
沿って後縁までの翼面全長をＳｏとしたとき、タービン
翼の背側の最高速度点および腹側の最低速度点を、 Ｓ
ｘ／Ｓｏ ＝ ０．２〜０．３の位置に設定している。
ら翼面に沿って計った翼面距離をＳｘ、岐点から翼面に
沿って後縁までの翼面全長をＳｏとしたとき、タービン
翼の背側の最高速度点および腹側の最低速度点を、 Ｓ
ｘ／Ｓｏ ＝ ０．２〜０．３の位置に設定している。
［作用〕
この発明によれば、背側の速度曲線と腹側の速度曲線と
で囲まれる領域の面積、つまり、タービン翼の負荷が大
きくなる。また、背側の境界層は、最適設計によって乱
流への遷移点を後縁側へ寄せることにより、従来よりも
薄くでき、また、腹側は、最低速度点を有していて滑ら
かな増速型ではないから、若干境界層が厚くなるが、従
来と大差のない程度に抑制できる結果、空力的損失の増
大が抑制される。
で囲まれる領域の面積、つまり、タービン翼の負荷が大
きくなる。また、背側の境界層は、最適設計によって乱
流への遷移点を後縁側へ寄せることにより、従来よりも
薄くでき、また、腹側は、最低速度点を有していて滑ら
かな増速型ではないから、若干境界層が厚くなるが、従
来と大差のない程度に抑制できる結果、空力的損失の増
大が抑制される。
［実施例］
以下、この発明の実施例を図面にしたがって説明する。
第１図の実線は、この発明によるタービン翼Ｆｌ、Ｍｌ
の翼列を示している。Ｆｌは初段。
の翼列を示している。Ｆｌは初段。
Ｍｌは中間段である。このタービン翼列は、軸方向に流
れる高温ガスＧから駆動力を受ける軸流型のタービン翼
列である。
れる高温ガスＧから駆動力を受ける軸流型のタービン翼
列である。
第１図の一点鎖線は従来の一般的なタービン翼Ｆ２．Ｍ
２を示しており、Ｆ２は初段、Ｍ２は中間段である。こ
れら従来のタービン翼Ｆ２．Ｍ２との比較から、この発
明のタービンｉＦｌ、Ｍｌが、前縁部に丸みのある鈍頭
型の大型であることがわかる。
２を示しており、Ｆ２は初段、Ｍ２は中間段である。こ
れら従来のタービン翼Ｆ２．Ｍ２との比較から、この発
明のタービンｉＦｌ、Ｍｌが、前縁部に丸みのある鈍頭
型の大型であることがわかる。
第１図中、Ｃは翼弦長、Ｃａ！はタービン軸の方向に沿
った翼長（供試の翼では３５ｍ＋ｓ） 、 Ｂｕは反時
計回りを正とする流入角、Ｂｄは時計回りを正とする流
出角、ＳＸは前縁の岐点から翼面に沿って計った翼面距
離、Ｓｏは岐点から翼面に沿って後縁までの翼面全長、
ｔはピッチ、Ｍｄｔは理論流出速度（マツハ数）、ｘは
前縁からタービン軸方向に計った距離、Ｙは前縁からタ
ービン回転方向に計つた距離をそれぞれ示す、また、数
値表におけるＺは供試翼列の翼枚数、ΔＢは転向角（Δ
Ｂ＝Ｂｕ−Ｂｄ） 、 ｔｅは後縁を形成する円弧の直
径をそれぞれ示す。
った翼長（供試の翼では３５ｍ＋ｓ） 、 Ｂｕは反時
計回りを正とする流入角、Ｂｄは時計回りを正とする流
出角、ＳＸは前縁の岐点から翼面に沿って計った翼面距
離、Ｓｏは岐点から翼面に沿って後縁までの翼面全長、
ｔはピッチ、Ｍｄｔは理論流出速度（マツハ数）、ｘは
前縁からタービン軸方向に計った距離、Ｙは前縁からタ
ービン回転方向に計つた距離をそれぞれ示す、また、数
値表におけるＺは供試翼列の翼枚数、ΔＢは転向角（Δ
Ｂ＝Ｂｕ−Ｂｄ） 、 ｔｅは後縁を形成する円弧の直
径をそれぞれ示す。
第１図に示したこの発明のタービン翼Ｆ１．Ｍｌの翼面
座標を、以下の第１表、第２表にそれぞれ示す。
座標を、以下の第１表、第２表にそれぞれ示す。
（Ｌ：４Ｔ余白）
第１表
第２表
また、上記タービン翼Ｆ１．Ｍｌについて、その背側Ｕ
と腹側りの翼面上の速度分布を第２図に示す、このとき
の理論流出速度Ｍｄｔ、流入角Ｂｕ、流出角ａｄ、転向
角ΔＢ ＝ Ｂｕ −Ｂｄは、第１図の数値表に示した
とおりである。
と腹側りの翼面上の速度分布を第２図に示す、このとき
の理論流出速度Ｍｄｔ、流入角Ｂｕ、流出角ａｄ、転向
角ΔＢ ＝ Ｂｕ −Ｂｄは、第１図の数値表に示した
とおりである。
この第２図の速度分布を備えるように、第１図、第１表
および第２表に示した大型を計算と実験によって求める
。その計算方法は、逆問題設計法として公知であるので
、ここでは省略する。
および第２表に示した大型を計算と実験によって求める
。その計算方法は、逆問題設計法として公知であるので
、ここでは省略する。
第２図から明らかなように、初段のタービン翼Ｆ１は、
背側ＵがＳｘ／Ｓｏ ＝ ０．２３付近の位置に最高速
度点１１を有し、腹側りが同じ＜ Ｓｘ／Ｓｏ −０，
２３付近の位置に最低速度点１２を有している。また、
中間段のタービン３１１Ｍ２は、背側ＵがＳ！／Ｓ。
背側ＵがＳｘ／Ｓｏ ＝ ０．２３付近の位置に最高速
度点１１を有し、腹側りが同じ＜ Ｓｘ／Ｓｏ −０，
２３付近の位置に最低速度点１２を有している。また、
中間段のタービン３１１Ｍ２は、背側ＵがＳ！／Ｓ。
＝ ０．２１付近の位置に最高速度点１１を有し、腹側
りが同じ＜ Ｓｘ／Ｓｏ −０，２１付近の位置に最低
速度点１２を有している。上記最高速度点１１のマツハ
数は１．１以下に設定されている。これは、１．１以上
になると衝撃波により境界層が厚くなり、損失が増大す
るからである。また、最低速度点１２のマツハ数は０．
１以上に設定されている。これは。
りが同じ＜ Ｓｘ／Ｓｏ −０，２１付近の位置に最低
速度点１２を有している。上記最高速度点１１のマツハ
数は１．１以下に設定されている。これは、１．１以上
になると衝撃波により境界層が厚くなり、損失が増大す
るからである。また、最低速度点１２のマツハ数は０．
１以上に設定されている。これは。
０．１以下では、腹側りにおいて後述する境界層の再付
着が発生しなくなり、境界層の剥離による失速現象が起
きるからである。
着が発生しなくなり、境界層の剥離による失速現象が起
きるからである。
上記最高速度点１１および最低速度点１２は、転向角Δ
Ｂの大きさによって変化する、つまり、転向角ΔＢの小
さい初段のタービン翼Ｆｌと、転向角ΔＢの大きい中間
段のタービン翼Ｍ１とで変化するが、設計点では、その
変化の範囲は、５ｘｌＳｏ ＝ ０．２〜０．３の中に
収まっている。
Ｂの大きさによって変化する、つまり、転向角ΔＢの小
さい初段のタービン翼Ｆｌと、転向角ΔＢの大きい中間
段のタービン翼Ｍ１とで変化するが、設計点では、その
変化の範囲は、５ｘｌＳｏ ＝ ０．２〜０．３の中に
収まっている。
上記背側Ｕの速度曲線と、腹側りの速度曲線とで囲まれ
た領域ＤＩの面積が、タービンｉＦ１゜Ｍｌの負荷に相
当する。この発明を示す第２図と、従来例を示す第３図
とを比較すると、第２図では、第３図の背側Ｕの速度を
前縁側で引き上げ、腹側りの速度を前縁側で引き下げた
形となっている。つまり、前縁寄りに大きな負荷をかけ
る大型（以下、この発明の大型をｒ ＦＯＲＥ−ＬＯＡ
ＤＥＤ Ｊと呼ぶ。）であり、前縁寄りに最大厚さを有
する、いわゆる鈍頭型に近い大型になる。
た領域ＤＩの面積が、タービンｉＦ１゜Ｍｌの負荷に相
当する。この発明を示す第２図と、従来例を示す第３図
とを比較すると、第２図では、第３図の背側Ｕの速度を
前縁側で引き上げ、腹側りの速度を前縁側で引き下げた
形となっている。つまり、前縁寄りに大きな負荷をかけ
る大型（以下、この発明の大型をｒ ＦＯＲＥ−ＬＯＡ
ＤＥＤ Ｊと呼ぶ。）であり、前縁寄りに最大厚さを有
する、いわゆる鈍頭型に近い大型になる。
その結果、この発明にかかる第２図の領域Ｄ１の面積は
、第３図に示した従来のタービン翼の領域ｐ２の面積よ
りもはるかに大きくなる。すなわち、この発明のＦＯＲ
Ｅ−ＬＯＡＤＥＤ型タービン翼Ｆｌ。
、第３図に示した従来のタービン翼の領域ｐ２の面積よ
りもはるかに大きくなる。すなわち、この発明のＦＯＲ
Ｅ−ＬＯＡＤＥＤ型タービン翼Ｆｌ。
Ｍｌの方がはるかに大きな負荷をもつ、したがって、タ
ービンｇＦＬ、Ｍｌの枚数を従来より大幅に減らすこと
ができる。実際に発明者らの計算および実験によれば、
タービン翼の枚数を従来よりも３０％も減らすことがで
きた。
ービンｇＦＬ、Ｍｌの枚数を従来より大幅に減らすこと
ができる。実際に発明者らの計算および実験によれば、
タービン翼の枚数を従来よりも３０％も減らすことがで
きた。
つぎに、この発明のＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型タービン
翼Ｆｌ、ＭＬの空力的損失が小さい理由を説明する。
翼Ｆｌ、ＭＬの空力的損失が小さい理由を説明する。
第４図にＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型タービン質の境界層
の運動量厚さく以下、単に「境界層厚さ」という、）を
示す、第４図では、代表として初段のタービン翼につい
て、この発明のＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型Ｆ１と、従来
のＡＦＴ−ＬＯＡＤＥＤ型Ｆ２の境型層２さが示されて
いる。
の運動量厚さく以下、単に「境界層厚さ」という、）を
示す、第４図では、代表として初段のタービン翼につい
て、この発明のＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型Ｆ１と、従来
のＡＦＴ−ＬＯＡＤＥＤ型Ｆ２の境型層２さが示されて
いる。
空力的損失の大きさは、後縁（図の右端）での境界層の
厚さにほぼ比例する。背側Ｕの境界層は、前縁から後縁
へ向かって徐々に発達しているが、後縁での厚さＴυ１
は、従来のＡＦＴ−ＬＯＡＤＥＤ型タービン翼の背側Ｕ
の境界層の厚さＴυ２よりも薄い、これは、この発明に
おいて、ＷＩ、２図に示した背側Ｕの速度曲線を、境界
層の発達が可能な限り抑制されるように決定した結果、
層流から乱流への遷移点ＴＲＮが、この発明のＦＯＲＥ
−ＬＯＡＤＥＤ型の方がより後縁寄りに存在することと
なったためである。
厚さにほぼ比例する。背側Ｕの境界層は、前縁から後縁
へ向かって徐々に発達しているが、後縁での厚さＴυ１
は、従来のＡＦＴ−ＬＯＡＤＥＤ型タービン翼の背側Ｕ
の境界層の厚さＴυ２よりも薄い、これは、この発明に
おいて、ＷＩ、２図に示した背側Ｕの速度曲線を、境界
層の発達が可能な限り抑制されるように決定した結果、
層流から乱流への遷移点ＴＲＮが、この発明のＦＯＲＥ
−ＬＯＡＤＥＤ型の方がより後縁寄りに存在することと
なったためである。
また、腹側りについては、従来のＡＦＴ−ＬＯＡＤＥＤ
型では、腹側りが滑らかな増速型であることから、腹側
りの境界層が後縁へ向かって徐々に発達し、後縁では、
厚さＴＬ２となる。これに対し、この発明のＦＯＲＥ−
ＬＱＡＤＥＤ型では、腹側りに最低速度点１２（第２図
参照）があることから、この最低速度点１２よりも前縁
側が減速領域となる結果、最低速度点１２の付近の剥離
点ＳＰで境界層が剥離を起こす、この剥離により、矢印
Ｘで示すように、境界層が急激に発達して厚くなるが、
最低速度点１２の後縁側の増速領域において急激に薄く
なり、結局、後縁での厚さＴＬＩは、従来の厚さＴＬ２
よりも小さくなっている。これは、一旦剥離した流れが
、最低速度点１２の後縁側の上記増速領域において、再
び翼面に付着するからである。この現象は、発明者らに
よって初めて見い出されたものであり、この現象により
、たとえ剥離が発生しても、腹側りの後縁における境界
層の発達が抑制される。
型では、腹側りが滑らかな増速型であることから、腹側
りの境界層が後縁へ向かって徐々に発達し、後縁では、
厚さＴＬ２となる。これに対し、この発明のＦＯＲＥ−
ＬＱＡＤＥＤ型では、腹側りに最低速度点１２（第２図
参照）があることから、この最低速度点１２よりも前縁
側が減速領域となる結果、最低速度点１２の付近の剥離
点ＳＰで境界層が剥離を起こす、この剥離により、矢印
Ｘで示すように、境界層が急激に発達して厚くなるが、
最低速度点１２の後縁側の増速領域において急激に薄く
なり、結局、後縁での厚さＴＬＩは、従来の厚さＴＬ２
よりも小さくなっている。これは、一旦剥離した流れが
、最低速度点１２の後縁側の上記増速領域において、再
び翼面に付着するからである。この現象は、発明者らに
よって初めて見い出されたものであり、この現象により
、たとえ剥離が発生しても、腹側りの後縁における境界
層の発達が抑制される。
中間段のタービン翼Ｍｌについても同様な傾向がある。
このように、この発明のＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型ター
ビンｉＦ１．Ｍｌは、後縁における境界層の厚さが、背
側Ｕと腹側りの両方において従来のＡＦＴ−ＬＯＡＤＥ
Ｄ型タービン翼Ｆ２ 、Ｍ２よりも薄くなるので、空力
的損失が減少する。
ビンｉＦ１．Ｍｌは、後縁における境界層の厚さが、背
側Ｕと腹側りの両方において従来のＡＦＴ−ＬＯＡＤＥ
Ｄ型タービン翼Ｆ２ 、Ｍ２よりも薄くなるので、空力
的損失が減少する。
つぎに、この発明のタービンｉＦ１．Ｍｌにおいて、背
側Ｕの最高速度点１１と腹側の最低速度点１２をＳ！／
Ｓｏ ＝ ０．２〜０．３の位置に設定した理由につい
て説明する。
側Ｕの最高速度点１１と腹側の最低速度点１２をＳ！／
Ｓｏ ＝ ０．２〜０．３の位置に設定した理由につい
て説明する。
まず、第２図の領域Ｄ２の面積を大きくして高負荷化を
達成するために、背側Ｕについては、第２図の最高速度
点１１を′前縁寄りに位置させるのが好ましい、一方、
境界層厚さが後縁で厚くならないようにするには、最高
速度点１１を後縁寄りに位置させるのが好ましい０両者
を考慮すれば、最高速度点１１をＳ！／Ｓｏ ＝ ０．
２〜０．３ （７）位置に設定するのが最適である。
達成するために、背側Ｕについては、第２図の最高速度
点１１を′前縁寄りに位置させるのが好ましい、一方、
境界層厚さが後縁で厚くならないようにするには、最高
速度点１１を後縁寄りに位置させるのが好ましい０両者
を考慮すれば、最高速度点１１をＳ！／Ｓｏ ＝ ０．
２〜０．３ （７）位置に設定するのが最適である。
つぎに、第２図の領域Ｄ２の面積を大きくするには、腹
側りの最低速度点１２を、背側Ｕの最高速度点１１と対
称位置であるＳ！／Ｓｏ ＝ ０．２〜０．３の位置に
設定するのが好ましい、また、この位置にすると、鈍頭
型とはいえ、前縁の膨らみがさほど大きくならないので
、前述のように、腹側りにおける剥離した境界層の再付
着が起こり、空力的損失を極力抑制できる。したがって
、腹側りの最低速度点１２も、 Ｓｘ／Ｓｏ ＝ ０．
２〜０．３の位置に設定するのが最適である。
側りの最低速度点１２を、背側Ｕの最高速度点１１と対
称位置であるＳ！／Ｓｏ ＝ ０．２〜０．３の位置に
設定するのが好ましい、また、この位置にすると、鈍頭
型とはいえ、前縁の膨らみがさほど大きくならないので
、前述のように、腹側りにおける剥離した境界層の再付
着が起こり、空力的損失を極力抑制できる。したがって
、腹側りの最低速度点１２も、 Ｓｘ／Ｓｏ ＝ ０．
２〜０．３の位置に設定するのが最適である。
さらに、タービン翼の性能を示す他の指標として、流入
角（入射角） Ｂｕが設計点からずれたときの空力的損
失の変化を示す入射角特性と、遷音速領域における空力
的損失の増大を示すマツハ数特性とがあり、一般に、両
特性とも優れたものにすることは困難とされていたが、
この発明のＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型タービン翼Ｆｌ
、Ｍｌは、上記両特性とも優れるという大きな利点をも
っている。
角（入射角） Ｂｕが設計点からずれたときの空力的損
失の変化を示す入射角特性と、遷音速領域における空力
的損失の増大を示すマツハ数特性とがあり、一般に、両
特性とも優れたものにすることは困難とされていたが、
この発明のＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型タービン翼Ｆｌ
、Ｍｌは、上記両特性とも優れるという大きな利点をも
っている。
これを第５図および第６図により説明する。
第５図は、流入角Ｂｕの変化に対する損失係数ξの変化
を示している。ここで、損失係数ξは、理論流出速度Ｍ
ｄｔに対して、実流出速度をＭｄとしたとき、 ξ＝ １−（Ｍｄ／Ｍｄｔ）” で表わされる。第５図では、代表として中間段のタービ
ン翼について、この発明のＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型Ｍ
ｌと、従来のＡＦＴ−ＬＯＡＤＥＩＩ型Ｍ２の損失型数
２が示されているが、初段のタービン翼についても同様
な傾向がある。第５図から明らかなように、この発明の
タービン翼Ｍ１は、流入角ｎｕが設計点Ｄｐから外れて
も、損失係数ξが急激に増大することがない、つまり、
入射角特性に優れている。これは、鈍頭型のタービン翼
がもつ一般的な特長でもある。
を示している。ここで、損失係数ξは、理論流出速度Ｍ
ｄｔに対して、実流出速度をＭｄとしたとき、 ξ＝ １−（Ｍｄ／Ｍｄｔ）” で表わされる。第５図では、代表として中間段のタービ
ン翼について、この発明のＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型Ｍ
ｌと、従来のＡＦＴ−ＬＯＡＤＥＩＩ型Ｍ２の損失型数
２が示されているが、初段のタービン翼についても同様
な傾向がある。第５図から明らかなように、この発明の
タービン翼Ｍ１は、流入角ｎｕが設計点Ｄｐから外れて
も、損失係数ξが急激に増大することがない、つまり、
入射角特性に優れている。これは、鈍頭型のタービン翼
がもつ一般的な特長でもある。
第６図は、理論流出速度Ｍｄｔの変化に対する損失係数
ξの変化を示している。第６図では、代表として初段の
タービン翼について、この発明のタービン翼Ｆ１と、従
来のタービン翼Ｆ２の損失係数ξが示されているが、中
間段についても同様な傾向がある。第６図から明らかな
ように、この発明のタービン翼Ｆｌは、理論流出速度Ｍ
ｄｔが設計点よりも高い領域における損失急増点が、従
来のタービンｇＦ２よりも高マツへ数側へずれている。
ξの変化を示している。第６図では、代表として初段の
タービン翼について、この発明のタービン翼Ｆ１と、従
来のタービン翼Ｆ２の損失係数ξが示されているが、中
間段についても同様な傾向がある。第６図から明らかな
ように、この発明のタービン翼Ｆｌは、理論流出速度Ｍ
ｄｔが設計点よりも高い領域における損失急増点が、従
来のタービンｇＦ２よりも高マツへ数側へずれている。
つまり、遷音速領域におけるマツハ数特性が優れている
。この理由を第７図を用いて説明する。
。この理由を第７図を用いて説明する。
第７図はこの発明のＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型タービン
型刻−ビン翼列速度線を示す、従来のＡＦＴ−ＬＯＡＤ
ＥＤ型タービン翼Ｍ２においては、背側Ｕの最高速度点
１１が後縁寄りに存在するために、音速線は破線ＭＢで
示す位置に発生し、これが強い垂直衝撃波を発生させて
、境界層の剥離を招き、遷音速領域における上記マツハ
数特性の劣化を引き起こしていた。これに対し、この発
明のＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型のタービン翼Ｍｌでは、
背側Ｕの最高速度点１１が前縁寄りに存在する結果、音
速線は、実線Ｍ４で示すように、Ｓ字形になり、弱い斜
め衝撃波を発生させるだけなので、衝撃波による境界層
の剥離を招くことがなくなり、マツハ数特性が向上する
のである。
型刻−ビン翼列速度線を示す、従来のＡＦＴ−ＬＯＡＤ
ＥＤ型タービン翼Ｍ２においては、背側Ｕの最高速度点
１１が後縁寄りに存在するために、音速線は破線ＭＢで
示す位置に発生し、これが強い垂直衝撃波を発生させて
、境界層の剥離を招き、遷音速領域における上記マツハ
数特性の劣化を引き起こしていた。これに対し、この発
明のＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型のタービン翼Ｍｌでは、
背側Ｕの最高速度点１１が前縁寄りに存在する結果、音
速線は、実線Ｍ４で示すように、Ｓ字形になり、弱い斜
め衝撃波を発生させるだけなので、衝撃波による境界層
の剥離を招くことがなくなり、マツハ数特性が向上する
のである。
したがって、従来は、空力的損失の増大を避けるために
、背側Ｕの最高速度を、第３図からもわかるように、マ
ツハ１以下に設定する必要があったが、この発明では、
第２図から明らかなように、空力的損失を増大させるこ
となく、背側Ｕの最高速度をマツハ１以上に設定するこ
とが可能である。その結果、タービンの回転速度を上げ
て、比出力を向上させることができる。
、背側Ｕの最高速度を、第３図からもわかるように、マ
ツハ１以下に設定する必要があったが、この発明では、
第２図から明らかなように、空力的損失を増大させるこ
となく、背側Ｕの最高速度をマツハ１以上に設定するこ
とが可能である。その結果、タービンの回転速度を上げ
て、比出力を向上させることができる。
［発明の効果］
以上説明したように、この発明によれば、タービン翼が
、ＳＸ／Ｓｏ ＝ ０．２〜０．３の位置に背側の最高
速度点および腹側の最低速度点をもっているから、背側
の速度曲線と腹側の速度曲線とで囲まれる領域の面積、
つまり、タービン翼の負荷が大きくなる。したがって、
夕・−ビン翼の枚数を従来より大幅に減らし、構造の簡
略化と軽量化を実現できる。また、タービン翼の枚数が
減ることにより、タービン翼列全体として空力的損失が
減少する。さらに、空力的損失の増大を招くことなく、
背側の最高速度をマツハ１以上に上げることができるの
で、タービンを高速回転させて、比出力を向上させるこ
とが可能である。また、入射角特性とマツハ数特性の両
方に優れている。
、ＳＸ／Ｓｏ ＝ ０．２〜０．３の位置に背側の最高
速度点および腹側の最低速度点をもっているから、背側
の速度曲線と腹側の速度曲線とで囲まれる領域の面積、
つまり、タービン翼の負荷が大きくなる。したがって、
夕・−ビン翼の枚数を従来より大幅に減らし、構造の簡
略化と軽量化を実現できる。また、タービン翼の枚数が
減ることにより、タービン翼列全体として空力的損失が
減少する。さらに、空力的損失の増大を招くことなく、
背側の最高速度をマツハ１以上に上げることができるの
で、タービンを高速回転させて、比出力を向上させるこ
とが可能である。また、入射角特性とマツハ数特性の両
方に優れている。
第１図はこの発明の一実施例に係るタービン翼の大型を
示す図、第２図は同質型の速度分布を示す特性図、第３
図は従来の大型の速度分布を示す特性図、第４図は境界
層の厚さを示す特性図、第５図は入射角特性を示す特性
図、第６図はマツハ数特性を示す特性図、第７図はマツ
ハ数特性を説明するための等速度線を示す特性図である
。 １１・・・最高速度点、１２・・・最低速度点、Ｆｌ。 Ｍｌ・・・タービン翼、Ｇ・・・高温ガス。 −Φ 肩 四 第２図 Ｓｘ／Ｓ。 第４図 第６図 流出速度（マツ八ｌｋ）Ｍｄｔ 第７図
示す図、第２図は同質型の速度分布を示す特性図、第３
図は従来の大型の速度分布を示す特性図、第４図は境界
層の厚さを示す特性図、第５図は入射角特性を示す特性
図、第６図はマツハ数特性を示す特性図、第７図はマツ
ハ数特性を説明するための等速度線を示す特性図である
。 １１・・・最高速度点、１２・・・最低速度点、Ｆｌ。 Ｍｌ・・・タービン翼、Ｇ・・・高温ガス。 −Φ 肩 四 第２図 Ｓｘ／Ｓ。 第４図 第６図 流出速度（マツ八ｌｋ）Ｍｄｔ 第７図
Claims (1)
- （１）軸方向に流れる高温ガスから駆動力を受ける軸流
型のタービン翼列において、タービン翼の前縁の岐点か
ら翼面に沿って計った翼面距離をＳｘ、岐点から翼面に
沿って後縁までの翼面全長をＳｏとしたとき、タービン
翼が、Ｓｘ／Ｓｏ＝０．２〜０．３の位置に、背側の最
高速度点および腹側の最低速度点をもつ形状を備えたこ
とを特徴とするタービン翼列。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60075168A JPH0610401B2 (ja) | 1985-04-08 | 1985-04-08 | タ−ビン翼列 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60075168A JPH0610401B2 (ja) | 1985-04-08 | 1985-04-08 | タ−ビン翼列 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61232302A true JPS61232302A (ja) | 1986-10-16 |
| JPH0610401B2 JPH0610401B2 (ja) | 1994-02-09 |
Family
ID=13568398
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60075168A Expired - Lifetime JPH0610401B2 (ja) | 1985-04-08 | 1985-04-08 | タ−ビン翼列 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0610401B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6776582B2 (en) | 2001-05-18 | 2004-08-17 | Hitachi, Ltd. | Turbine blade and turbine |
| JP2011524490A (ja) * | 2008-07-04 | 2011-09-01 | マン・ディーゼル・アンド・ターボ・エスイー | 流体機関のための翼列およびそのような翼列を有する流体機関 |
-
1985
- 1985-04-08 JP JP60075168A patent/JPH0610401B2/ja not_active Expired - Lifetime
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| AGARD CONF PROC=1978 * |
| JOURNAL OF ENGINEERING FOR POWER=1981 * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6776582B2 (en) | 2001-05-18 | 2004-08-17 | Hitachi, Ltd. | Turbine blade and turbine |
| US7052237B2 (en) | 2001-05-18 | 2006-05-30 | Hitachi, Ltd. | Turbine blade and turbine |
| JP2011524490A (ja) * | 2008-07-04 | 2011-09-01 | マン・ディーゼル・アンド・ターボ・エスイー | 流体機関のための翼列およびそのような翼列を有する流体機関 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0610401B2 (ja) | 1994-02-09 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |