K-1105 軸流圧縮機翼列の翼端隙間による背面コーナ流れの改善に関する研究(S18-2 圧縮機・タービン)(S18 流体機械に関する諸問題)
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概要
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For an improvement of aerodynamic performances of axial-flow compressors, effects of tip clearances on the suction-corner flow of the blade cascades were studied by cascade-wind-tunnel tests. The cascade pressure-recovery coefficients were found to improve by about 5 % for an optimum small tip clearance (0.4mm for the chord length of 100 mm). The measured distributions of total pressure and the visualized flow patters on the end-wall evidenced the structure of the improved end-wall flow. The phenomenon is promising for the future improvement of the machine, although the tip clearance is too small for practical application at the present level of technology.
- 社団法人日本機械学会の論文
- 2001-08-22
著者
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