JP6468414B2 - 圧縮機静翼、軸流圧縮機、及びガスタービン - Google Patents

Description

本発明は、空気等の流体を軸方向に沿って圧縮する軸流圧縮機、及び軸流圧縮機に用いられる圧縮機静翼等に関する。

近年、ガスタービン等に用いられる軸流圧縮機について種々の開発がなされており、一般的な軸流圧縮機の構成は、次のようになる。

一般的な軸流圧縮機は、筒状の圧縮機ケースを具備しており、この圧縮機ケースは、軸方向（軸流圧縮機の軸方向）に沿って延びている。また、圧縮機ケースの内側には、流体を軸方向に沿って流通させるための環状の主流路（コア流路）が形成されている。

圧縮機ケース内には、複数段の圧縮機ロータが軸方向に沿って回転可能に設けられている。また、各段の圧縮機ロータは、その軸心（圧縮機ロータの軸心）周り回転可能な圧縮機ディスクを備えており、この圧縮機ディスクの外周面（ハブ面）は、主流路の半径方向内側の壁面の一部を構成している。更に、各圧縮機ディスクの外周面には、流体を圧縮するための複数の圧縮機動翼が周方向（圧縮機ディスクの外周面の周方向）に等間隔に一体的に設けられており、複数の圧縮機動翼は、主流路内に位置している。

圧縮機ケース内には、複数段の圧縮機ステータが軸方向に沿って複数段の圧縮機ロータと交互に設けられている。また、各段の圧縮機ステータは、主流路内にその周方向（主流路の周方向）に等間隔に配設されかつ流体の流れを整流する複数の圧縮機静翼を備えている。

なお、本発明に関連する先行技術としては特許文献１及び特許文献２に示すものがある。

特開２０１３−７６３４４号公報 特開２０１２−１３７０７２号公報

ところで、圧縮機静翼の翼形状による全圧損失（プロファイル損失）、及び圧縮機動翼の後縁の直下流側に生成されるウェーク（圧縮機動翼のウェーク）による全圧損失（ウェーク混合損失）が軸流圧縮機の圧縮機効率の低下の要因になることが知られている。また、近年、ガスタービン等の分野においては、軸流圧縮機の圧縮機効率の向上の要請が強くなっている。

そこで、本発明は、圧縮機静翼の翼形状による全圧損失等を低減して、圧縮機効率の向上を図ることができる、新規な構成の圧縮機静翼及び軸流圧縮機等を提供することを目的とする。

本願の発明者は、前述の問題を解決するために、試行錯誤を繰り返した結果、圧縮機静翼の翼型断面において圧縮機静翼の前縁からキャンバ線上の所定の基準点までの距離が２６〜３８％コードに設定されている場合に、軸流圧縮機のストール（失速）を抑えつつ、圧縮機静翼の翼形状による全圧損失及び圧縮機動翼のウェークによる全圧損失を十分に低減することができるという、新規な知見を得ることができ（後述の実施例参照）、本発明を完成するに至った。ここで、所定の基準点とは、メタル角から出口メタル角を引いた角度のキャンバ角に対する割合が５０％になる点のことをいう。

本発明の第１の態様は、流体を軸方向に沿って圧縮する軸流圧縮機に用いられる圧縮機静翼において、入口メタル角の絶対値が出口メタル角の絶対値よりも大きくなっており、キャンバ線上に、メタル角から出口メタル角を引いた角度のキャンバ角に対する割合が５０％になるキャンバ基準点を有し、前縁から前記キャンバ基準点までの距離が２６〜３８％コードに設定されていることである。

なお、本願の明細書及び特許請求の範囲の記載において、「流体」とは、空気等のガスを含む意であり、「軸方向」とは、特に断らない限り、軸流圧縮機の軸方向のことをいう。また、「前縁」とは、圧縮機静翼が軸流圧縮機に用いられた場合に、流体の主流方向の上流側の端縁になる部位のことをいう。

本発明の第１の態様によると、前記圧縮機静翼の前縁から前記キャンバ基準点までの距離が２６〜３８％コードに設定されているため、前記圧縮機静翼を前記軸流圧縮機に用いることにより、前記軸流圧縮機に前述の新規な知見を適用することができる。これにより、前記軸流圧縮機のストールを抑えつつ、圧縮機静翼の翼形状による全圧損失（プロファイル損失）及び圧縮機動翼のウェークによる全圧損失（ウェーク混合損失）を十分に低減することができる。

本発明の第２の態様は、流体を軸方向に沿って圧縮する軸流圧縮機において、内側に流体を軸方向に沿って流通させる環状の主流路（コア流路）が形成された筒状の圧縮機ケースと、前記圧縮機ケース内に軸方向に沿って回転可能に設けられ、圧縮機ディスク、及び前記圧縮機ディスクの外周面にその周方向（前記圧縮機ディスクの外周面の周方向）に沿って間隔を置いて一体的に設けられかつ前記主流路内に位置する複数の圧縮機動翼を備えた複数段の圧縮機ロータと、前記圧縮機ケース内に前記軸方向に沿って複数段の前記圧縮機ロータと交互に設けられ、前記主流路内にその周方向（前記主流路の周方向）に間隔を置いて配設された複数の圧縮機静翼を備えた複数段の圧縮機ステータと、前記圧縮機静翼の入口メタル角の絶対値が前記圧縮機静翼の出口メタル角の絶対値よりも大きくなっており、複数段の前記圧縮機ステータのうちの少なくともいずれかの段の前記圧縮機ステータにおける前記圧縮機静翼は、キャンバ線上に、メタル角から出口メタル角を引いた角度のキャンバ角に対する割合が５０％になるキャンバ基準点を有し、前記圧縮機静翼の前縁から前記キャンバ基準点までの距離が２６〜３８％コードに設定されていることである。

なお、本願の明細書及び特許請求の範囲の記載において、「設けられ」とは、直接的に設けられたことの他に、別部材を介して間接的に設けられたことを含む意であり、「一体的に設けられ」とは、一体形成されたことを含む意である。

本発明の第２の態様によると、前記軸流圧縮機の駆動によって複数段の前記圧縮機ロータを回転させることにより、複数段の前記圧縮機ロータと複数段の前記圧縮機ステータを協働させて、前記主流路内に取入れた流体を軸方向に沿って圧縮することができる。

いずれかの段の前記圧縮機ステータにおける各縮機静翼の前縁から前記キャンバ基準点までの距離が２６〜３８％コードに設定されているため、前記軸流圧縮機に前述の新規な知見を適用することができる。これにより、前記軸流圧縮機のストールを抑えつつ、圧縮機静翼の翼形状による全圧損失（プロファイル損失）及び圧縮機動翼のウェークによる全圧損失（ウェーク混合損失）を十分に低減することができる。

本発明の第３の態様は、高温高圧の燃焼ガスを排気（噴射）することによって推進力又は回転力を発生させるガスタービンにおいて、本発明の第２の態様からなる軸流圧縮機を具備したことである。

なお、本願の明細書及び特許請求の範囲の記載において、「ガスタービン」とは、航空機に用いられる航空用ガスタービン（ジェットエンジン）及び産業機械に用いられる産業用ガスタービンを含む意である。

本発明の第３の態様によると、本発明の第２の態様による作用と同様の作用を奏する。

本発明によれば、前記軸流圧縮機のストールを抑えつつ、前記圧縮機静翼の翼形状による全圧損失及び前記圧縮機動翼のウェークによる全圧損失を十分に低減できるため、前記軸流圧縮機の作動範囲を十分に確保しつつ、前記軸流圧縮機の圧縮機効率の向上を図ることができる。

図１（ａ）は、本発明の実施形態に係る圧縮機静翼の翼型断面を示す図、図１（ｂ）は、従来例に係る圧縮機静翼の翼型断面を示す図である。 図２は、本発明の実施形態に係る圧縮機静翼において、所定の割合（θ−θｅ）／θｋとコード比との関係を示す図である。 図３は、本発明の実施形態に係る高圧圧縮機の模式的な側断面図である。 図４は、本発明の実施形態に係る航空用ガスタービンの側断面図である。 図５は、発明例１、発明例２、発明例３、従来例、比較例１、及び比較例２に係る圧縮機静翼において、所定の割合（θ−θｅ）／θｋとコード比との関係を示す図である。 図６は、発明例１及び従来例の場合において、５０％スパンにおける翼面のマッハ数とコード比との関係を示す図である。 図７は、発明例１、発明例２、従来例、及び比較例１の場合において、翼形状による全圧損失係数とインシデンスとの関係を示す図である。 図８は、発明品及び比較品についての性能試験の結果としての圧縮機動翼のウェークによる全圧損失係数を示す図である。

本発明の実施形態及び実施例について図面を参照して説明する。

なお、図面中、「Ｆ」は、前方向（主流方向の上流側）、「Ｒ」は、後方向（主流方向の下流側）、「ＳＤ」は、軸方向、「ＲＤ」は、半径方向、「ＲＤｉ」は、半径方向内側、「ＲＤｏ」は、半径方向外側、「ＣＤ」は、高圧圧縮機ロータ等のロータの回転方向をそれぞれ指している。

（本発明の実施形態）
図４に示すように、本発明の実施の形態に係る航空用ガスタービン（ジェットエンジン）１は、航空機（図示省略）に用いられ、高温高圧の燃焼ガスを後方向へ排気（噴射）することにより推進力を発生させる装置である。また、航空用ガスタービン１は、筒状のコアカウル（ガスタービン内筒）３を具備しており、このコアカウル３の内側には、空気等（空気及び燃焼ガス）を軸方向（航空用ガスタービン１の軸方向）に沿って流通させるための環状の主流路（コア流路）５が形成されている。更に、コアカウル３の外側には、筒状のナセル（エンジン外筒）７がコアカウル３を囲むように設けられており、ナセル７の内周面とコアカウル３外周面との間には、空気を軸方向に沿って流通させるための環状のバイパス流路９が形成されている。

コアカウル３の前端部（先端部）には、主流路５及びバイパス流路９に空気を取入れるファン（ファンロータ）１１が回転可能に設けられている。そして、コアカウル３内におけるファン１１の後側（主流方向の直下流側）には、軸流圧縮機の１つである低圧圧縮機１３が設けられており、この低圧圧縮機１３は、主流路５内に取り入れた空気を軸方向（航空用ガスタービン１、換言すれば、低圧圧縮機１３の軸方向）に沿って低圧圧縮（低圧力で圧縮）するものである。また、低圧圧縮機１３は、コアカウル３内に軸方向に沿って回転可能に設けられた複数段の低圧圧縮機ロータ１５と、コアカウル３内に軸方向に沿って複数段の低圧圧縮機ロータ１５と交互に設けられた複数段の低圧圧縮機ステータ１７とを備えている。

コアカウル３内における低圧圧縮機１３の後方側（主流方向の下流側）には、軸流圧縮機の１つである高圧圧縮機１９が設けられており、この高圧圧縮機１９は、低圧圧縮された圧縮空気を軸方向（航空用ガスタービン１、換言すれば、高圧圧縮機１９の軸方向）に沿って高圧圧縮（高圧力で圧縮）するものである。また、高圧圧縮機１９は、コアカウル３内に軸方向に沿って回転可能に設けられた複数段の高圧圧縮機ロータ２１と、コアカウル３内に軸方向に沿って複数段の高圧圧縮機ロータ２１に交互に設けられた複数段の高圧圧縮機ステータ２３とを備えている。なお、高圧圧縮機１９の構成の詳細については、後述する。

コアカウル３内における高圧圧縮機１９の後側には、圧縮空気中で燃料を燃焼させる環状の燃焼器２５が設けられている。また、燃焼器２５は、中空環状の燃焼器ライナ２７と、この燃焼器ライナ２７の前側部分にその周方向（燃焼器ライナ２７の周方向）に沿って間隔を置いて配設されかつ燃料を噴射する複数の燃料ノズル２９と、燃焼器ライナ２７の適宜位置に設けられかつ燃料に着火（点火）する点火栓（図示省略）とを備えている。

コアカウル３内における燃焼器２５の後側には、高圧タービン３１が設けられており、この高圧タービン３１は、燃焼器２５からの燃焼ガスの膨張によって駆動されかつ高圧圧縮機１９を連動して駆動するものである。また、高圧タービン３１は、コアカウル３内に軸方向（航空用ガスタービン１、換言すれば、高圧タービン３１の軸方向）に沿って回転可能に設けられた複数段（２段）の高圧タービンロータ３３と、コアカウル３内に軸方向に沿って複数段の高圧タービンロータ３３と交互に設けられた高圧タービンステータ３５とを備えている。更に、複数段の高圧タービンロータ３３は、航空用ガスタービン１の軸心ＳＣ上に配設された中空の第１タービン軸３７を介して複数段の高圧圧縮機ロータ２１に一体的に連結してある。

コアカウル３内における高圧タービン３１の後方側には、低圧タービン３９が設けられており、この低圧タービン３９は、燃焼ガスの膨張によって駆動されかつ低圧圧縮機１３及びファン１１を連動して駆動するものである。また、低圧タービン３９は、コアカウル３内に軸方向（航空用ガスタービン１、換言すれば、低圧タービン３９の軸方向）に沿って回転可能に設けられた複数段の低圧タービンロータ４１と、コアカウル３内に軸方向に沿って複数段の低圧タービンロータ４１と交互に設けられた複数段の低圧タービンステータ４３とを備えている。ここで、複数段の低圧タービンロータ４１は、中空の第１タービン軸３７の内側に同軸状に配設された中空の第２タービン軸４５を介して複数段の低圧圧縮機ロータ１５及びファン１１に一体的に連結してある。

なお、図４において、ファン１１、低圧圧縮機１３、高圧圧縮機１９、高圧タービン３１、及び低圧タービン３９における動翼は、静翼と区別するためハッチングを施してある。

続いて、本発明の実施形態に係る高圧圧縮機１９の構成の詳細について説明する。

図３に示すように、本発明の実施形態に係る高圧圧縮機１９は、前述のように低圧圧縮された圧縮空気（空気）を軸方向（高圧圧縮機１９の軸方向）に沿って高圧圧縮（高圧力で圧縮）するものであり、筒状の圧縮機ケース４７を具備している。また、圧縮機ケース４７は、コアカウル３の一部を構成するものであり、軸方向（高圧圧縮機１９の軸方向）に沿って延びている。そして、圧縮機ケース４７の内側には、前述の主流路５（主流路５の一部）が形成されている。

圧縮機ケース４７内には、前述のように、複数段（図３には２段のみ図示）の高圧圧縮機ロータ（圧縮機ロータ）２１が軸方向に沿って回転可能に設けられている。また、各段の高圧圧縮機ロータ２１は、その軸心（高圧圧縮機ロータ２１の軸心）ＳＣ周りに回転可能な圧縮機ディスク４９を備えており、この圧縮機ディスク４９の外周面（ハブ面）４９ｈは、主流路５の半径方向内側の壁面の一部を構成している。そして、圧縮機ディスク４９の外周面４９ｈには、空気を圧縮するための圧縮機動翼５１が周方向（圧縮機ディスク４９の外周面４９ｈの周方向）に等間隔に一体形成されており、各圧縮機動翼５１は、主流路５内に位置している。

圧縮機ケース４７内には、前述のように、複数段（図３には２段のみ図示）の高圧圧縮機ステータ（圧縮機ステータ）２３が軸方向に沿って複数段の高圧圧縮機ロータ２１と交互に設けられている。また、各段の高圧圧縮機ステータ２３は、主流路５内にその周方向（主流路５の周方向）に沿って等間隔に配設されかつ空気（圧縮空気）の流れを整流する複数の圧縮機静翼５３を備えている。そして、本発明の実施形態に係る圧縮機静翼５３の特徴部分の構成は、次のようになる。

図１（ａ）及び図２に示すように、圧縮機静翼５３において、メタル角θから出口メタル角θｅを引いた角度（θ−θｅ）のキャンバ角θｋに対する割合（θ−θｅ）／θｋと、コード比との関係は、例えば、図２において実線、一点鎖線、又は二点鎖線で示すようになる。また、圧縮機静翼５３は、キャンバ線ＣＬ上に、所定の割合（θ−θｅ）／θｋが５０％になるキャンバ基準点ＢＰを有しており、翼型断面において、前縁ＬＥからキャンバ基準点ＢＰまでの距離は、２６〜３８％コードに設定されている。所定の距離を２６％コード以上に設定したのは、２６％コード未満であると、圧縮機静翼５３の負圧面ＮＦの前縁ＬＥ側の曲率が過大になって、圧縮機静翼５３の負圧面ＮＦの前縁ＬＥ側の剥離が拡大するおそれがあるからである。所定の距離を３８％コード以下に設定したのは、３８％コードを超えると、圧縮機静翼５３の翼形状による全圧損失及び圧縮機動翼５１のウェークによる全圧損失を十分に低減できなくなるからである。更に、所定の距離が２６〜３８％コードに設定されることによって、圧縮機静翼５３は、従来例に係る圧縮機静翼１００（図１（ｂ）参照）に比べて、負圧面ＮＦの後縁ＴＥ側が緩やかになると共に、負圧面ＮＦの前縁ＬＥ側の曲率が大きくなっている。なお、図１（ａ）（ｂ）において、翼型断面のハッチングは、省略してあり、従来例に係る圧縮機静翼１００において、所定の割合（θ−θｅ）／θｋとコード比との関係は、例えば、図２において点線で示すようになる。

ここで、「メタル角θ」とは、キャンバ線ＣＬ上の任意位置の接線方向と軸方向とのなす角のことをいい、「キャンバ線ＣＬ」とは、翼型断面において正圧面ＰＦと負圧面ＮＦに内接する内接円ＩＣの中心を結んだ線、換言すれば、前縁ＬＥから後縁ＴＥにかけての翼厚の中心線のことをいう。また、「キャンバ角θｋ」とは、入口メタル角θｉから出口メタル角θｅを引いた角度（θｉ−θｅ）のことをいい、「入口メタル角θｉ」とは、キャンバ線ＣＬ上の前端である前縁ＬＥの接線方向と軸方向とのなす角のことをいい、「出口メタル角θｅ」とは、キャンバ線ＣＬの後端である後縁ＴＥの接線方向と軸方向とのなす角のことをいう。更に、「コード比」とは、前縁ＬＥからキャンバ線ＣＬ上の任意位置までのコード方向の長さに対するコード長の割合のことをいい、前縁ＬＥにおけるコード比が０％コードになり、後縁ＴＥにおけるコード比が１００％コードになる。

図示は省略するが、各段の高圧圧縮機ステータ２３における圧縮機静翼５３に適用した構成を各段の低圧圧縮機ステータ１７における圧縮機静翼５５（図４参照）に適用している。

続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。

適宜のスタータ装置（図示省略）の作動によって高圧圧縮機１９を駆動して、複数段の高圧圧縮機ロータ２１を回転させることにより、複数段の高圧圧縮機ロータ２１と複数段の高圧圧縮機ステータ２３を協働させて、主流路５内に取入れた空気を軸方向に沿って圧縮する。そして、燃焼器２５によって圧縮空気の中で燃料を燃焼させることにより、燃焼ガスの膨張によって高圧タービン３１及び低圧タービン３９を駆動させると共に、高圧タービン３１によって高圧圧縮機１９を連動して駆動させて、低圧タービン３９によってファン１１及び低圧圧縮機１３を連動して駆動させる。更に、前述のような一連の動作（ファン１１の駆動、低圧圧縮機１３の駆動、高圧圧縮機１９の駆動、燃焼器２５による燃焼、高圧タービン３１の駆動、低圧タービン３９の駆動）が連続して行われることにより、航空用ガスタービン１を適切に稼動させることができる。これにより、主流路５から高温高圧の燃焼ガスをコアジェットとして、及びバイパス流路９から低温の空気をバイパスジェットとしてそれぞれ後方向へ排気することができ、推進力を発生させることができる（航空用ガスタービン１の通常の作用）。

各段の高圧圧縮機ステータ２３における圧縮機静翼５３の前縁ＬＥからキャンバ基準点ＢＰまでの距離が２６〜３８％コードに設定されているため、高圧圧縮機１９に前述の新規な知見を適用することができる。これにより、高圧圧縮機１９のストールを抑えつつ、圧縮機静翼５３の翼形状による全圧損失（プロファイル損失）、及び圧縮機動翼５１のウェークによる全圧損失（ウェーク混合損失）を十分に低減することができる。同様に、各段の高圧圧縮機ステータ２３における圧縮機静翼５３に適用した構成を各段の低圧圧縮機ステータ１７における圧縮機静翼５５に適用しているため、低圧圧縮機１３のストールを抑えつつ、圧縮機静翼５５の翼形状による全圧損失等を十分に低減することができる。（航空用ガスタービン１の特有の作用）。

従って、本発明の実施形態によれば、高圧圧縮機１９等のストールを抑えつつ、圧縮機静翼５３の翼形状による全圧損失及び圧縮機動翼５１のウェークによる全圧損失等を十分に低減できるため、高圧圧縮機１９等の作動範囲を十分に確保しつつ、高圧圧縮機１９等の圧縮機効率の向上を図ることができる。換言すれば、本発明の実施形態によれば、航空用ガスタービン１の作動範囲を十分に隠しつつ、航空用ガスタービン１のタービン効率の向上を図ることができる。

なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、例えば、航空用ガスタービン１の高圧圧縮機１９等に適用した構成を産業用ガスタービン（図示省略）の軸流圧縮機（図示省略）に適用する等、その他、種々の態様で実施可能である。そして、本発明に包含される権利範囲は、前述の実施形態に限定されないものである。

（本発明の実施例）
図５に示すように、発明例１に係る圧縮機静翼は、前縁からキャンバ基準点までの距離が２６％コードに設定されかつ所定の割合（θ−θｅ）／θｋとコード比との関係が実線で示されている。発明例２に係る圧縮機静翼は、前縁からキャンバ基準点までの距離が２６％コードに設定されかつ所定の割合（θ−θｅ）／θｋとコード比との関係が二点鎖線で示されている。発明例３に係る圧縮機静翼は、前縁からキャンバ基準点までの距離が３８％コードに設定されかつ割合（θ−θｅ）／θｋとコード比との関係が一点鎖線で示されている。

従来例に係る圧縮機静翼は、前縁からキャンバ基準点までの距離が５０％コードに設定されかつ割合（θ−θｅ）／θｋとコード比との関係が破線で示されている。比較例１に係る圧縮機静翼は、前縁からキャンバ基準点までの距離が２３％コードに設定されかつ割合（θ−θｅ）／θｋとコード比との関係が細い実線で示されている。比較例２に係る圧縮機静翼は、前縁からキャンバ基準点までの距離が４２％コードに設定されかつ割合（θ−θｅ）／θｋとコード比との関係が細い破線で示されている。

発明例１に係る圧縮機静翼を用いた軸流圧縮機を運転する場合（発明例１の場合）、及び従来例に係る圧縮機静翼を用いた軸流圧縮機を運転する場合（従来例の場合）に、同じ流出角（具体的には、流出角をゼロ）の条件下で、５０％スパンにおける翼面（正圧面と負圧面）のマッハ数とコード比との関係について数値流体解析（ＣＦＤ：ComputationalFluid Dynamics解析）を行い、その結果をまとめると、図６に示すようになる。即ち、矢印で示した細い実線で囲んだ部分に示すように、従来例の場合には、負圧面における後縁側において十分に減速させることができないのに対して、発明例１の場合には、負圧面における後縁側においても十分に減速させることができることが判明した。これは、発明例１の場合には、従来例の場合に比べて、負圧面の後縁側が緩やかになり、負圧面の後縁側の剥離を抑えたことによるものと考えられる。

発明例１に係る圧縮機静翼を用いた軸流圧縮機を運転する場合（発明例１の場合）、発明例２に係る圧縮機静翼を用いた軸流圧縮機を運転する場合（発明例２の場合）、従来例に係る圧縮機静翼を用いた軸流圧縮機を運転する場合（従来例の場合）、及び比較例１に係る圧縮機静翼を用いた軸流圧縮機を運転する場合（比較例１の場合）に、同じ流出角（具体的には、流出角をゼロ）の条件下で、翼形状による全圧損失係数とインシデンス（流入角から入口メタル角を引いた角度）との関係について数値流体解析を行い、その結果をまとめると、図７に示すようになる。即ち、発明例１及び発明例２の場合には、従来例の場合に比べて、ストールを抑えつつ、翼形状による全圧損失を十分に低減できることが判明した。これは、発明例１及び発明例２の場合に、従来例の場合に比べて、負圧面の後縁側が緩やかになり、負圧面の後縁側の剥離を抑えたことによるものと考えられる。なお、比較例１の場合には、従来例の場合に比べて、翼形状による全圧損失を低減できるものの、インシデンスの増加によってストールが発生して、作動範囲が狭くなることが判明した。これは、比較例１に係る圧縮機静翼の負圧面の前縁側の曲率が過大になって、負圧面の前縁側の剥離が拡大したことによるものと考えられる。

インシデンスをゼロの条件下で、発明例３に係る圧縮機静翼を用いた軸流圧縮機（発明品の場合）、及び比較例２に係る圧縮機静翼を用いた軸流圧縮機（比較品の場合）について性能試験を行い、その結果として、圧縮機動翼のウェークによる全圧損失係数についてまとめると、図８に示すようになる。即ち、発明品の場合には、比較品の場合に比べて、圧縮機動翼のウェークによる全圧損失を十分に低減できることが判明した。これは、発明例３に係る圧縮機静翼の方が比較例２に係る圧縮機静翼に比べて負圧面の前縁側の曲率を大きく、圧縮機動翼のウェークの減衰作用が働いたことによるものと考えられる。

つまり、本発明の発明者は、２つの数値流体解析及び性能試験の結果から、圧縮機静翼の翼型断面において圧縮機静翼の前縁からキャンバ基準点までの距離が２６〜３８％コードに設定されている場合に、軸流圧縮機のストールを抑えつつ、圧縮機静翼の翼形状による全圧損失及び圧縮機動翼のウェークによる全圧損失を十分に低減することができるという、新規な知見を得ることができた。

１：航空用ガスタービン、３：コアカウル、５：主流路、７：ナセル、９：バイパス流路、１１：ファン、１３：低圧圧縮機（軸流圧縮機）、１５：低圧圧縮機ロータ、１７：低圧圧縮機ステータ、１９：高圧圧縮機（軸流圧縮機）、２１：高圧圧縮機ロータ、２３：高圧圧縮機ステータ、２５：燃焼器、３１：高圧タービン、３９：低圧タービン、４７：圧縮機ケース、４９：圧縮機ディスク、４９ｈ：外周面、５１：圧縮機動翼、５３：圧縮機静翼、５５：圧縮機静翼、θｉ：入口メタル角、θｅ：出口メタル角、θｋ：キャンバ角、ＢＰ：キャンバ基準点、ＣＬ：キャンバ線、ＬＥ：前縁、ＴＥ：後縁、ＰＦ：正圧面、ＮＦ：負圧面

Claims (3)

1. 流体を軸方向に沿って圧縮する軸流圧縮機に用いられる圧縮機静翼において、
   入口メタル角の絶対値が出口メタル角の絶対値よりも大きくなっており、
   キャンバ線上に、メタル角から出口メタル角を引いた角度のキャンバ角に対する割合が５０％になるキャンバ基準点を有し、前縁から前記キャンバ基準点までの距離が２６〜３８％コードに設定されている、圧縮機静翼。
2. 流体を軸方向に沿って圧縮する軸流圧縮機において、
   内側に流体を軸方向に沿って流通させる環状の主流路が形成された筒状の圧縮機ケースと、
   前記圧縮機ケース内に軸方向に沿って回転可能に設けられ、圧縮機ディスク、及び前記圧縮機ディスクの外周面にその周方向に沿って間隔を置いて一体的に設けられかつ前記主流路内に位置する複数の圧縮機動翼を備えた複数段の圧縮機ロータと、
   前記圧縮機ケース内に前記軸方向に沿って複数段の前記圧縮機ロータと交互に設けられ、前記主流路内にその周方向に間隔を置いて配設された複数の圧縮機静翼を備えた複数段の圧縮機ステータと、
   前記圧縮機静翼の入口メタル角の絶対値が前記圧縮機静翼の出口メタル角の絶対値よりも大きくなっており、
   複数段の前記圧縮機ステータのうちの少なくともいずれかの段の前記圧縮機ステータにおける前記圧縮機静翼は、キャンバ線上に、メタル角から出口メタル角を引いた角度のキャンバ角に対する割合が５０％になるキャンバ基準点を有し、前記圧縮機静翼の前縁から前記キャンバ基準点までの距離が２６〜３８％コードに設定されている、軸流圧縮機。
3. 高温高圧の燃焼ガスを排気することによって推進力又は回転力を発生させるガスタービンにおいて、
   請求項２に記載の軸流圧縮機を具備した、ガスタービン。

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