跨音速翼和轴流旋转机的制作方法

专利名称：跨音速翼和轴流旋转机的制作方法
技术领域：
本发明涉及在跨音速或超音速流动区域动作的跨音速翼和具备该跨音 速翼的涡轮等轴流旋转机，特别是涉及三维形状的跨音速翼和具备该跨音 速翼的轴流旋转机。
背景技术：
在燃气轮机、航空用风扇发动机和航空用喷气发动机等轴流旋转机中，如果把翼列产生的损失进行大的分类，则能够分为由翼型形状本身引起 的轮廓损失和由在翼列之间流动的流体引起的二次损失。作为减少二次损 失的翼而被提案有把前边缘部高的位置配置在比低的位置更位于轴向前 方，来抑制在翼面产生的固体壁边界层中的二次流动的动翼(参照专利文 献l)。在本说明书中，轴向是表示翼周围设置的转子的轴向，径向是表示 该转子的径向。且对于轮廓损失来说，通过构成三维结构的翼来谋求减少 其损失。且作为动翼有的被设置为有跨音速或超音速差动流体流入而动作的跨 音速翼。在设置了该跨音速翼的利用跨音速或超音速差动流体来动作的轴 流旋转机中，伴随差动流体的压缩性而产生冲击波，并产生成为上述轮廓损失和二次损失的各种损失。即，产生由冲击波本身引起的损失、由沖击 波与固体壁边界层的干涉引起的损失、由沖击波与顶端间隙漏泄流动(由翼的背腹压力差而引起的从翼前端与壳体的间隙喷出的漏泄流动)的干涉 引起的损失。如图15的翼面静压分布所示，由于这些沖击波引起的各个损失的影响 而在翼100的顶端(翼前端)101侧产生强沖击波，所以如图16表示的周 方向(翼的高度方向)效率分布所示，顶端侧的效率变低。且如图17所示， 由沖击波的一种即脱离沖击波110引起的减速流动对于翼100的前边缘102 来说其入射角(流入角与翼前边缘的角度差)变大。当该入射角变大则压 力损失就变大，由此而使轴流旋转机的效率降低。对于该沖击波引起的各种损失，特别是为了抑制由冲击波与固体壁边 界层的干涉而引起的损失，专利文献1中的动翼把翼的径向冲击波与固体 壁边界层的干涉点的位置设置成径向高度的位置越高则越成为轴向的上游 侧。即，动翼截面中的前边缘部作为整体被设定成向上游侧前倾的形状， 以使径向高度位置越高的位置越成为轴向的上游侧。由此，能够抑制固体 壁边界层的二次流动，避免在与冲击波干涉前的边界层肥大，能够防止其 剥离并减少其损失。专利文献l:特开平7-224794号公报如上所述，专利文献1的动翼通过构成向上游侧前倾的姿势而如上所 述地来緩和由顶端漏泄流动而引起的二次流动与冲击波的干涉，确认顶端 侧的损失被降低。由此，使流动向顶端侧靠近，能够使顶端侧的效率变良 好，但相反地轴端(根本)侧的边界层变厚而流动不稳定，使轴端侧的效 率恶化。发明内容鉴于该问题，本发明的目的在于提供一种跨音速翼和轴流旋转机，能 够抑制由顶端侧的沖击波所引起的效率降低，且能够避免轴端侧边界层的 月巴大而防止剥离。为了达到上述目的，本发明的跨音速翼是在跨音速以上动作流体的流 动区域进行动作的跨音速翼，具备在与旋转轴连接位置侧的轴端、处于 成为所述旋转轴径向的高度方向中心位置的中部、在所述高度方向中是从 所述旋转轴离开最远位置的前端即顶端、位于流入的所述动作流体上游侧 的前边缘、位于所述动作流体下游侧的后边缘，其中，使所述翼的高度方 向各截面轮廓与连结所述前边缘和所述后边缘的第 一方向平行地连续偏 移，4吏所述顶端侧的所述截面轮廓和所述中部与所述轴端之间的所述截面 轮廓向所述第一方向的上游侧突出并且形成S字形状，所述顶端侧的所述 截面轮廓在所述第一方向的偏移量比所述中部与所述轴端之间的所述截面 轮廓在所述第一方向的偏移量大。即，是把在所述第 一 方向中所述顶端侧向上游侧倾斜的向前扫掠摆动 形状和在所述第一方向中所述中部与所述轴端之间的部分向上游侧突出的 向后扫掠摆动形状进行组合的S字形状，被设定为所述顶端侧最向上游侧突出的形状。这时，即使对于与所述第一方向垂直的第二方向，也可以使所述翼高 度方向的各截面轮廓连续偏移。即，也可以是把在所述第二方向中所述顶 端侧向上游侧倾斜的向前偏斜形状进一 步进行组合的形状，也可以是把在 所述第二方向中所述中部和所述轴端之间的部分向上游侧突出的向后偏斜 形状进一步进行组合的形状。且也可以是所述翼的高度方向各截面轮廓中所述第一方向与所述旋转 轴轴向的交叉角是连续变化的三维翼形状。本发明的轴流旋转机具备位于中心且旋转的旋转轴、分别在所述旋 转轴的外周方向和轴向上等间隔地设置在所述旋转轴外周表面的多个动 翼、覆盖所述旋转轴和动翼的车室、在该车室的内周表面与所述动翼在所 述旋转轴的轴向上成交替配置的多个静翼，其中，作为所述多个动翼的一 部分而具备上述的任何的跨音速翼。根据本发明，通过把顶端侧和轴端与中部之间的部分设定成向上游侧 突出的S字形状，则能够使轴端侧的边界层变薄而强化轴端侧的剥离耐力， 且使顶端侧的边界层变厚而减少顶端漏泄损失。且由于顶端侧是向上游侧 突出的形状，所以能够减弱冲击波，能够抑制由沖击波引起的各种损失。 通过减少这些损失而能够使翼的旋转能量有效地向流体传递。且通过减少 在轴端处的剥离而增加失速安全系数(失速余量)。


图1是燃气轮机的概略结构图；图2是表示跨音速翼截面轮廓的图；图3是表示跨音速翼结构的翼展方向的截面图；图4A是用于说明跨音速翼的截面轮廓重心偏移方向即扫掠摆动方向的图；图4B是用于说明跨音速翼的截面轮廓重心偏移方向即偏斜方向的图；图5A是用于说明本发明跨音速翼的基本结构的图；图5B是用于说明本发明跨音速翼的基本结构的图；图5C是用于说明本发明跨音速翼的基本结构的图；图6是表示与图5A 图5C的跨音速翼分别相对的翼展方向轴流速度分布的图；图7是表示与图5A 图5C的跨音速翼分别相对的翼展方向效率分布的图；图8是表示与转子的周方向并列的沖击波对于图5B所示跨音速翼状态的图；图9是表示第一实施例跨音速翼结构的概略三维图； 图IO是表示在图9的跨音速中部各截面轮廓相对翼展方向而在扫掠摆 动方向上的偏移的图；图11A是从成为基准形状的跨音速翼顶端侧看的俯视图； 图IIB是从图9跨音速翼的顶端侧看的俯视图；图12A是表示基准形状的跨音速中部轴端、中部和顶端各个截面轮廓的图；图12B是表示图9的跨音速中部轴端、中部和顶端各个截面轮廓的图； 图13A是表示在偏斜方向上使截面轮廓位置变化的跨音速翼结构的图；图13B是表示在偏斜方向上使截面轮廓位置变化的跨音速翼结构的图；图13C是表示在偏斜方向上使截面轮廓位置变化的跨音速翼结构的图；图14是表示在第二实施例的跨音速中部各截面轮廓相对翼展方向而在 偏斜方向上偏移的图；图15是表示现有中部的翼面静压分布的图；图16是表示现有中部的翼展方向效率分布的图；图n是表示对于与转子周方向并列的现有翼的沖击波状态的图。符号说明1压缩机 2燃烧器 3涡轮 4车室5转子 11、 31静翼 12、 32动翼12a 12e、 12x、 12y跨音速翼 121前边缘122后边缘 123轴端 124顶端 125中部126背面127腹面具体实施方式
(^由^i走專争才几)首先在以下说明把跨音速翼作为动翼使用的轴流旋转机。且以下作为 该轴流旋转机是4巴燃气4仑才几的压缩机举为例进行说明。图1表示燃气轮积^ 的概略结构图。如图1所示，燃气轮机具备压缩空气的压缩机1、供给由压缩机1 压缩的空气和燃料并进行燃烧动作的燃烧器2、被来自燃烧器2的燃烧气体 驱动旋转的涡轮3。该压缩机l、燃烧器2和涡轮3分别被车室4所覆盖， 且把多个燃烧器2以等间隔配置在转子5的外周，该转子把压缩机1和涡 轮3设定为一个轴。该燃气轮机中，把压缩机1压缩的空气通过车室4内向燃烧器2和转 子5供给。向燃烧器2供给的压缩空气被在向燃烧器2供给的燃料进行燃 烧时使用。且向涡轮3侧的车室4内和转子5内供给的压缩空气是为了冷 却固定于车室4的静翼31和固定于转子5的动翼32而使用，车室4暴露 在来自燃烧器2的燃烧气体的高温中。该静翼31和动翼32在转子5的轴 向上交替配列。由燃烧器2的燃烧动作而产生的燃烧气体被向涡轮3供给，燃烧气体 被吹向动翼32并且被静翼31所整流，驱动涡轮3旋转。涡轮3的旋转驱 动经由转子5而向压缩机1传递，压缩机1被驱动旋转。由此，在压缩机1 中通过固定于转子5的动翼12旋转而把在由固定于车室4的静翼11与动翼 12所形成的空间流动的空气进行压缩。该静翼11和动翼12在转子5的轴 向上交替配列。在图1所示的燃气轮机中，压缩机1被设定为是在其流入速度是跨音 速，即，向动翼流入的动作流体(空气)中马赫数超过1的超音速部分所 产生的速度以上的动作流体(空气)中进行动作的跨音速或超音速压缩机。 在该被设定为跨音速或超音速压缩机的压缩机1中，作为其动翼12是使用跨音速翼。以下说明本发明的跨音速翼。在以下的说明中对于图1所示燃气轮机 的转子5轴向，而把动作流体(空气)的流入侧作为"上游侧"，把动作流 体(空气)的流出侧作为"下游侧"。且把图1所示燃气轮机的转子5径向 即跨音速翼的高度方向作为"翼展方向"。且把与转子5轴向动作流体的流 动平行的面作为"子午线面"，把与转子5径向垂直的跨音速翼截面形状作为"截面轮廓"。且在跨音速中部，把截面轮廓向翼展方向堆积的情况叫做"重叠"。在图2所示跨音速翼12的截面轮廓中把动作流体(空气)流入侧的前端作为 "前边缘"(图2的符号121 ),把动作流体(空气)流出侧的前端作为"后 边缘"(图2的符号122 ),把连接该前边缘和后边缘的直线相对转子5倾斜 的方向作为"交错排列方向"(图2的箭头S)。把面向转子5轴向上游侧的 面作为"背面"(图2的符号126)，把面向转子5轴向下游侧的面作为"腹 面"(图2的符号127)。且在图3所示跨音速翼12的翼展方向截面中，把与转子5连接的部分 (跨音速翼12的高度方向80~100%位置)作为"轴端"(图3的符号123 )， 把接近车室的前端部分(跨音速翼12的高度方向0 20%位置)作为"顶端" (图3的符号124),把翼高度的中央位置(跨音速翼12的高度方向50%近 旁位置)作为"中部"(图3的符号125 )。虽然把跨音速翼12的高度方向 位置按百分比表示，但该百分比表示把转子5的径向(与跨音速翼12的高 度方向相当)的各位置作为跨音速翼12的高度相对位置进行了表示。且把 从转子5的外周表面离开最远的前端作为0%，把转子5的外周表面中连接 位置作为100%。且如图4A所示，在跨音速翼12的截面轮廓中，在向交错排列方向(箭 头S)平行偏移时，把其偏移方向(箭头P)作为"扫掠摆动方向"，且如 图4B所示，在与交错排列方向垂直偏移时，把其偏移方向(箭头Q)作为 "偏4斗方向"。(本发明中跨音速翼的基本结构)参照

本发明中跨音速翼的基本结构。本基本结构中，使相对 翼展方向的跨音速翼各截面轮廓的重心位置向扫掠摆动方向连续变化。图 5A 图5C表示翼展方向中从轴端123朝向顶端124而向扫掠摆动方向连续 变化的三种跨音速翼12a 12c的结构。图5A所示的跨音速翼12a是从轴端123朝向顶端124而使各截面轮廓 的重心G与翼展方向平行的结构。即，是朝向转子5的径向而各截面轮廓 的重心G—致的结构，并且把该图5A所示的结构设定为基准。在以下之中 把该跨音速翼12a的形状叫做"基准形状"。图5B所示的跨音速翼12b是从轴端123朝向顶端124而使各截面轮廓的重心G相对扫掠4罢动方向而乂人下游侧向上游侧连续偏移的结构。即，与图5A的跨音速翼12a相比，是相对转子5的径向而向上游侧(前边缘121 侧)前倾的结构。在以下之中把该跨音速翼12b的形状叫做"向前扫掠摆 动形状"。图5C所示的跨音速翼12c是从顶端124朝向轴端123而使各截面轮廓 的重心G相对扫掠摆动方向而,人下游侧向上游侧连续偏移的结构。即，与 图5A的跨音速翼12a相比是相对转子5的径向而向下游侧(后边缘122侧) 后倾且轴端123侧向上游侧(前边缘121侧)突起的结构。在以下之中把 该跨音速翼12c的形状叫做"向后扫掠摆动形状"。分别与该图5A 图5C的跨音速翼12a 12c相对，而翼展方向的轴流速 度(向前边缘121流入的动作流体的速度)分布就成为图6的曲线X1 Z1 所分别表示的分布形状。关于该翼展方向的轴流速度分布，在把图5A基准 形状的跨音速翼12a与图5B向前扫掠摆动形状的跨音速翼12b进行比较时， 与和跨音速翼12a相对应的曲线XI相比，和跨音速翼12b相对应的曲线 Yl中顶端124侧的轴流速度变快，而相反地，轴端123侧的轴流速度变慢。 另一方面，在把图5A基准形状的跨音速翼12a与图5C向后扫掠摆动形状 的跨音速翼12c进行比较时，与和跨音速翼12a相对应的曲线Xl相比，和 跨音速翼12c相对应的曲线Zl中顶端124侧的轴流速度变慢，而相反地， 轴端123侧的轴流速度变快。根据该图6曲线X1 Z1的结果，如图5B的跨音速翼12b所示，通过 设定成使顶端124侧前倾的向前扫掠摆动形状，则使动作流体(空气)的 流动向顶端124侧靠近。另一方面如图5C的跨音速翼12c所示，通过设定 成使顶端124侧后倾的向后扫掠摆动形状，则使动作流体(空气)的流动 向轴端123侧靠近。且分别与图5A 图5C的跨音速翼12a 12c相对，而翼展方向的效率(把 使跨音速翼旋转的动力向动作流体传递的能量效率)分布就成为图7的曲 线X2 Z2所分别表示的分布形状。关于该翼展方向的效率分布，在把图5A 基准形状的跨音速翼12a与图5B向前扫掠摆动形状的跨音速翼12b进行比 较时，与和^争音速翼12a相对应的曲线X2相比，和跨音速翼12b相对应的 曲线Y2中，与顶端124侧的效率高相反，轴端123侧的效率低。另一方面， 在把图5A基准形状的跨音速翼12a与图5C向后扫掠摆动形状的跨音速翼12c进行比较时，与和跨音速翼12a相对应的曲线X2相比，和跨音速翼12c 相对应的曲线Z2中尽管顶端124侧的效率变差，但顶端124近旁以外部分 的效率被维持或有提高。根据该图7曲线X2 Z2的结果，如图5B的跨音速翼12b所示，通过 设定成使顶端124侧前倾的向前扫掠摆动形状，则使翼展方向翼高度的70% 以上的顶端124侧中，前边缘121的背面126和腹面127各自静压的压力 差变小。另一方面如图5C的跨音速翼12c所示，通过设定成使顶端124侧 后倾的向后扫掠摆动形状，则使翼展方向翼高度的70%以下的轴端123侧 中，前边缘121的背面126和腹面127各自静压的压力差变小。且通过设定成图5B那样的向前扫掠摆动形状，则如图8所示在转子5 周方向并列的多个跨音速翼12b的顶端124侧截面轮廓那样，在顶端124 侧利用向前端121碰撞的冲击波80而分别在背面126和腹面127产生斜向 冲击波80a、 80b。且在顶端124侧，通过腹面127侧所产生的斜向冲击波 80b而使动作流体(空气)的流动减速，使邻接的跨音速翼12b之间所产生 的垂直沖击波81变弱。由此，通过设定成图5B那样的向前扫掠摆动形状，使动作流体(空气) 的流动向顶端124靠近，使在前边缘121的匹配变良好，而且还能够减弱 沖击波。由此，在顶端124侧能够减少由冲击波本身引起的损失、由沖击 波与固体壁边界层的干涉引起的损失、由冲击波与顶端间隙漏泄流动的干 涉引起的损失。另一方面，通过设定成图5C那样的向后扫掠摆动形状，使动作流体(空 气)的流动向轴端123侧靠近，使在顶端124以外的前边缘121的匹配变 良好。且"匹配良好"是表示相对进口叶片几何角而动作流体相对翼的流 入角度是适当的值，翼所产生的损失最小或是与其接近的状态。由此，能 够使在轴端123侧的固体壁边界层变薄而强化剥离耐力。且能够减少在轴 端123侧的由冲击波与固体壁边界层的干涉引起的损失。通过这样把在翼展方向重叠的截面轮廓在扫掠摆动方向进行调整，则 能够控制沖击波下游的三维压力场，改变在前边缘121的轴流速度分布曲 线。由此，与入射角重合就能够减少轮廓损失，而且使流动向后边缘122 靠近而能够抑制边界层的扩展。因此，使在跨音速翼的动翼12相对的静翼 11车室4侧的轴端处剥离减少，能够增加失速安全系数(失速余量)。且如上所述，对于跨音速翼的动翼12在翼展方向的各位置值能够抑制基于冲击 波的各种损失，能够提高其效率地进行调整。下面说明把这样在扫掠摆动方向调整了的截面轮廓在翼展方向进行重 叠所得到的跨音速翼的实施例。 〈第一实施例〉参照

根据上述基本结构而把翼展方向的各截面轮廓在扫掠摆动方向进行调整构成的跨音速翼第一实施例。图9是表示本实施例跨音速 翼结构的概略三维图。图IO是表示相对从轴端到顶端的翼展方向而各截面 轮廓在扫掠摆动方向中的偏移的图。如图9所示，本实施例的跨音速翼12x是把图5B的跨音速翼12b的向 前扫掠摆动形状与图5C的跨音速翼12c的向后扫掠摆动形状组合的形状。 即，图9所示的跨音速翼12x与图5B的跨音速翼12b的向前扫掠摆动形状 同样地是使顶端124侧的截面轮廓向扫掠摆动方向的上游侧突起的形状。 且与图5C的跨音速翼12c的向后扫掠摆动形状同样地，使轴端123与中部 125之间部分的截面轮廓向扫掠摆动方向上游侧突起的形状。图9所示的跨音速翼12x通过把各截面轮廓在扫掠摆动方向进行位置 调整而成为相对翼展方向是S字形状。关于该相对翼展方向而连续变化的 扫掠摆动方向的位置调整量则被表示在图10。如该图IO所示，图9所示的 跨音速翼12x被形成顶端124 (翼展方向100%的位置)的向扫掠摆动方 向上游侧的突起部分90、比轴端123与中部125之间部分(翼展方向 20% 50%的位置)的向扫掠摆动方向上游侧的突起部分91 、还向扫掠摆动 方向的上游侧突起，成为S字形状。通过这样设定成把向前扫掠摆动形状与向后扫掠摆动形状组合的S字 形状而能够把轴端123侧的边界层变薄，能够强化轴端123侧的剥离耐力， 并且还通过把在顶端124的冲击波结构恰当化而能够减少压力损失。而且为了把该跨音速翼12x设定成谋求减少轮廓损失三维翼形状，相 对翼展方向而改变各截面轮廓的交错排列方向。关于该各截面轮廓的交错 排列方向改变，把从跨音速翼的顶端侧看的俯视图表示在图IIA和图IIB。 图11B表示的是本实施例跨音速翼12x的俯视图，且为了把理解变简单而 图IIA表示在扫掠摆动方向没有变位的基准形状的跨音速翼12a,以与跨音 速翼12x进行对比。且为了更容易理解，图12A和图12B分别表示跨音速翼12a、 12x各自的轴端123、中部125和顶端124的截面4仑廓。
如图IIA、图IIB、图12A和图12B所示，跨音速翼12a、 12x都是使 顶端124侧相对转子5的轴向而成为接近于垂直的角度地来决定交错排列 方向，使轴端123侧相对转子5的轴向而成为接近于平行的角度来决定交 错排列方向。而且使从轴端123朝向顶端124交错排列方向连续变化地来 设定各截面轮廓的交错排列方向。即，跨音速翼12a、 12x都是在中部125 的交错排列方向相对转子5的轴向角度是顶端124和轴端123各自的交错 排列方向相对转子5的轴向角度的中间值。 〈第二实施例〉
参照

根据上述基本结构而把翼展方向的各截面轮廓在扫掠摆 动方向进行调整构成的跨音速翼第二实施例。本实施例与第 一 实施例的跨 音速翼把翼展方向的各截面轮廓在扫掠摆动方向进行调整的结构相对，是 在偏斜方向也使截面轮廓的位置变化的重叠结构。
即，本实施例的跨音速翼12y与第一实施例的跨音速翼12x同样地如 图IO所示，是相对从轴端到顶端的翼展方向而各截面轮廓对于扫掠摆动方 向被偏移，顶端124侧设定成向前扫掠摆动形状，且轴端123被设定成向 后扫掠摆动形状。而且相对从轴端到顶端的翼展方向而各截面轮廓对于偏 4斗方向也纟皮偏移。
关于在该偏斜方向使截面轮廓的位置变化的跨音速翼则参照图 13A 13C来简单说明。图13~图13C表示翼展方向从轴端123朝向顶端124 而在偏斜方向连续变化的三种跨音速翼12a、 12d、 12e的结构。且图13A 的跨音速翼12a是与图5A同样的"基准形状"的跨音速翼。
图13B所示的跨音速翼12d是从轴端123朝向顶端124而使各截面轮 廓的重心G相对偏斜方向而从下游侧(腹面127侧)向上游侧(背面126 侧)连续偏移的结构。即，与图12A的跨音速翼12a相比，相对转子5的 径向而向上游侧(前边缘121侧)前倾的结构。在以下之中把该跨音速翼 12d的形状叫做"向前偏斜形状"。
图13C所示的跨音速翼12e是从顶端124朝向轴端123而使各截面轮 廓的重心G相对偏斜方向而从下游侧(腹面127侧)向上游侧(背面126) 连续偏移的结构。即，与图13A的跨音速翼12a相比是相对转子5的径向 而向下游侧(后边缘122侧)后倾且轴端123侧向上游侧(前边缘121侧)突起的结构。在以下之中把该跨音速翼12e的形状叫做"向后偏斜形状"。
由此，本实施例的跨音速翼12y与第一实施例相同的把图5B跨音速翼 12b的向前扫掠摆动形状与图5C跨音速翼12c的向后扫掠摆动形状组合的 S字形状相对，是进而把图13B跨音速翼12d的向前偏斜形状或把图13C 跨音速翼12e的向后偏斜形状进行组合的形状。由此，与第一实施例的跨音 速翼12x相比，轴流速度分布曲线和匹配的调整自由度变大，因此能够提 高空气动力性能。
图14是在组合向前偏斜形状的情况下表示相对从轴端到顶端的翼展方 向而各截面4仑廓在偏斜方向的偏移状态。如该图14所示，在对由向前扫掠 摆动形状和向后扫掠摆动形状形成的S字形状组合向前偏斜形状的情况下， 例如向偏斜方向上游侧(背面126)的偏移量被设定为是从轴端123朝向 顶端124缓慢地增加，偏移量的变化率在轴端123侧大而在顶端124侧变 小。
本发明能够适用在跨音速或超音速的动作流体环境内被利用的跨音速 翼。且本发明能够适用在具备把该跨音速翼作为动翼的轴流旋转机。作为 该轴流旋转机而能够适用在燃气轮机、航空用风扇发动机、航空用喷气发 动才几等的压缩才几。
权利要求
1、一种跨音速翼，是在跨音速以上动作流体的流动区域进行动作的跨音速翼，其特征在于，具备在与旋转轴连接位置侧的轴端、处于成为所述旋转轴径向的高度方向中心位置的中部、在所述高度方向中是从所述旋转轴离开最远位置的前端即顶端、位于流入的所述动作流体上游侧的前边缘、位于所述动作流体下游侧的后边缘，使所述翼的高度方向各截面轮廓与连结所述前边缘和所述后边缘的第一方向平行地连续偏移，使所述顶端侧的所述截面轮廓和所述中部与所述轴端之间的所述截面轮廓向所述第一方向的上游侧突出并且形成S字形状，所述顶端侧的所述截面轮廓在所述第一方向的偏移量比所述中部与所述轴端之间的所述截面轮廓在所述第一方向的偏移量大。
2、 如权利要求1所述的跨音速翼，其特征在于，所述翼的高度方向各 截面轮廓中所述第 一方向与所述旋转轴轴向的交叉角连续变化。
3、 如权利要求1所述的跨音速翼，其特征在于，即使对于与所述第一 方向垂直的第二方向，也可以使所述翼高度方向的各截面轮廓连续偏移。
4、 如权利要求3所述的跨音速翼，其特征在于，所述翼的高度方向各 截面轮廓中所述第 一方向与所述旋转轴轴向的交叉角连续变化。
5、 一种轴流旋转机，其特征在于，具备 位于中心且旋转的旋转轴、分别在所述旋转轴的外周方向和轴向上等间隔地设置在所述旋转轴外 周表面的多个动翼、覆盖所述旋转轴和动翼的车室、在该车室的内周表面与所述动翼在所述旋转轴的轴向上成交替配置的 多个静翼，作为所述多个动翼的一部分而具备权利要求1 权利要求4任一项所述的跨音速翼。
全文摘要
一种跨音速翼，使顶端(124)和中部(125)与轴端(123)之间部分的截面轮廓分别向扫掠摆动方向的动作流体流动的上游侧偏移。由此，使顶端(124)和中部(125)与轴端(123)之间部分变成突起的S字形状，能够减少由冲击波引起的各种损失，形成空气动力特性良好的跨音速翼。
文档编号F04D29/38GK101535654SQ200780040888
公开日2009年9月16日 申请日期2007年9月11日 优先权日2006年11月2日
发明者岩谷淳二, 永井尚教 申请人:三菱重工业株式会社