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高温ガス炉ガスタービン発電システム用軸流式ヘリウムガス圧縮機の端壁境界層厚さの抑制方法に関する研究

Study on restriction method for end-wall boundary layer thickness in axial helium gas compressor for gas turbine high temperature gas cooled reactor

高田 昌二; 滝塚 貴和; Yan, X.; 國富 一彦; 稲垣 嘉之

Takada, Shoji; Takizuka, Takakazu; Yan, X.; Kunitomi, Kazuhiko; Inagaki, Yoshiyuki

高温ガス炉ガスタービン発電システム用軸流式ヘリウムガス圧縮機の1/3スケール,4段の圧縮機モデルにより、ヘリウムガスを作動流体とした空力性能試験を実施した。試験装置は、直径500mmのロータを定格回転数10800rpmの電動機で駆動する。初段動翼高さ34mmである。試験条件は、入口圧力0.88MPa,温度30$$^{circ}$$C,流量12.47kg/sとした。高ボス比・多段型となるヘリウムガス圧縮機では、端壁境界層厚さが大きくなり、効率が低下しやすい。端壁境界層では、翼端すき間流れや二次流れの発生により旋回流が発生して軸流速度が低下する。旋回流に合わせて翼端壁近傍の翼入口角を大きくすることで、軸流速度の低下を抑制することができる。試験と3次元数値解析により、翼入口角による端壁境界層における軸流速度への影響を明らかにした。また、20段の実機圧縮機の断熱効率が約90%となることを予測した。

Aerodynamic performance test was carried out using a 1/3 scale, 4-stage model of helium gas compressor to investigate an effect of end-wall over-camber to prevent decrease of axial velocity in end-wall boundary layer. The model compressor consists of a rotor, 500 mm in diameter, which is driven at a rotational speed of 10800 rpm. The rotor blade span of the first stage is 34 mm. The test was carried out under the condition that the helium gas pressure 0.88 MPa, temperature 30 $$^{circ}$$C, and mass flow rate 12.47 kg/s at the inlet. A 3-dimensional aerodynamic code, which was verified using the test data, showed that axial velocity was lowered by using a blade which increased the inlet blade angle around the end-wall region of the casing side in comparison with that using the original design blade, because the inlet flow angle mismatched with the inlet blade angle of the rotor blade. The overall adiabatic efficiency of the full scale 20-stage compressor was predicted 89.7% from the test data.

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