CN111605699A - 翼及具备该翼的机械 - Google Patents

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Abstract

一种可抑制在翼面产生的剥离的翼及具备其的机械。翼具备：翼型部，具有在前缘与后缘之间沿翼展方向分别延伸且具有关于翼弦对称的形状的第一及第二翼面；连通孔，在翼型部的内部通过，具有在第一、第二翼面开口的第一、第二开口端，第一、第二开口端位于在翼展方向上的第一、第二位置处与翼展方向正交的第一、第二截面上，在第一或第二截面上，以前缘为中心，在以如下直线为基准的‑10度以上且10度以下的角度范围内存在满足条件(a)的角度A1，该直线与安装翼的设备的基于设计点的运转条件下的流体的流入方向平行，条件(a)是翼型部受到从角度A1的方向朝向前缘的方向的流体流时，第一翼面上的第一开口端处与第二翼面上的第二开口端处的静压相等。

Description

翼及具备该翼的机械
技术领域
本公开涉及翼及具备该翼的机械。
背景技术
在应用于流体机械或航空器等机械的翼中，会产生翼面上的流动的剥离等引起的损失，由此机械的性能或运转效率有时会下降。因此，有时以降低流体的剥离等引起的损失的方式设计翼型。
例如，专利文献1公开了在翼型部的最大壁厚部附近设有接近支撑壁面地从腹侧(正压面侧)向背侧(负压面侧)贯通的旁通流路的涡轮叶片。在该涡轮叶片中，在支撑壁面的接近位置，经由上述旁通流路而使工作流体的一部分从腹侧向背侧绕过，由此减轻支撑壁面附近的腹侧与背侧之间的压力差，从而减少二次流而减少流动损失。
在先技术文献
专利文献1：日本特开2005-98203号公报
发明内容
发明要解决的课题
然而，在流体机械或航空器等机械中，有时在偏离了设计点的运转条件(例如局部负载运转等)下运转。在偏离了设计点的运转条件下，在翼的表面有时容易产生流动的剥离。因此，要求即使机械的运转条件偏离了设计点也难以产生流体的剥离的翼。
鉴于上述情况，本发明的至少一实施方式目的在于提供一种能够抑制在翼面产生的剥离的翼及具备该翼的机械。
用于解决课题的方案
(1)本发明的至少一实施方式的翼具备：
翼型部，具有在前缘与后缘之间沿着翼展方向分别延伸并且具有关于翼弦对称的形状的第一翼面及第二翼面；及
至少一个连通孔，在上述翼型部的内部通过，具有在上述第一翼面开口的第一开口端及在上述第二翼面开口的第二开口端，
上述第一开口端位于在上述翼展方向上的第一位置处与上述翼展方向正交的第一截面上，
上述第二开口端位于在上述翼展方向上的第二位置处与上述翼展方向正交的第二截面上，
在上述第一截面或上述第二截面上，以上述前缘为中心，在以如下直线为基准的-10度以上且10度以下的角度范围内存在满足条件(a) 的角度A1，上述直线与安装上述翼的设备的基于设计点的运转条件下的流体向上述翼型部流入的流入方向平行，
上述条件(a)是如下的条件：上述翼型部受到从上述角度A1的方向朝向上述前缘的方向的流体流时，上述第一翼面上的上述第一开口端的位置处的静压与上述第二翼面上的上述第二开口端的位置处的静压相等。
在上述(1)的结构中，在翼型部受到来自上述角度A1的方向的流体流时，在第一翼面上的第一开口端的位置与第二翼面上的第二开口端的位置之间静压相等。由此，在翼所应用的设备的设计点附近的运转时，朝向翼型部的流体的流动方向接近上述角度A1的方向，因此在第一开口端的位置与第二开口端的位置之间几乎没有压力差，不容易产生在设于翼型部的连通孔中通过的流动。另一方面，在运转条件偏离了设计点时，在第一翼面上的第一开口端的位置与第二翼面上的第二开口端的位置产生压力差，从高压侧的开口端向低压侧的开口端产生在连通孔中通过的流动。并且，该流动从低压侧的开口端流出，由此向低压侧所设置的开口端的翼面(第一翼面或第二翼面)附近的流动(主流)供给动量，因此能够抑制可能在该翼面产生的流动的剥离。
由此，根据上述(1)的结构，能够抑制设计点附近的运转时的性能下降，并能够抑制在运转条件偏离了设计点时可能产生的翼面处的流动的剥离，能够扩大能够降低损失的运转范围(例如迎角的范围等)。
(2)本发明的至少一实施方式的翼具备：
翼型部，具有在前缘与后缘之间沿着翼展方向分别延伸并且具有关于翼弦对称的形状的第一翼面及第二翼面；及
至少一个连通孔，在上述翼型部的内部通过，具有在上述第一翼面开口的第一开口端及在上述第二翼面开口的第二开口端，
上述第一开口端位于在上述翼展方向上的第一位置处与上述翼展方向正交的第一截面上，
上述第二开口端位于在上述翼展方向上的第二位置处与上述翼展方向正交的第二截面上，
在将上述第一截面上的以上述前缘为基准的上述第一开口端的无量纲翼弦长度位置(％)设为X1，将上述第二截面上的以上述前缘为基准的上述第二开口端的无量纲翼弦长度位置(％)设为X2时，
安装上述翼的设备的基于设计点的运转条件下的流体向上述翼型部流入的流入方向相对于翼弦方向的角度为0度，且上述第一开口端的上述无量纲翼弦长度位置X1与上述第二开口端的上述无量纲翼弦长度位置X2之差的绝对值|X1-X2|为5％以下，或者，
安装上述翼的设备的基于设计点的运转条件下的流体向上述翼型部流入的流入方向相对于上述翼弦方向的角度大于0度，而上述流入方向是与上述第一翼面相向的方向，且在上述第一翼面开口的上述第一开口端的上述无量纲翼弦长度位置X1大于在上述第二翼面开口的上述第二开口端的上述无量纲翼弦长度位置X2。
在具有一对翼面相对于翼弦对称的形状的对称翼的情况下，在受到与翼弦方向平行的方向的流体流时，两翼面上的静压在翼弦方向上的同一位置处(或者在同一无量纲方向位置处)基本上相等。
关于这一点，在上述(2)的结构中，在基于设计点的运转条件下的流体的流入方向相对于翼弦方向的角度被设定为0度的对称翼中，在无量纲翼弦长度位置相互接近的位置(即，以使上述X1与X2之差减小的方式)分别设置第一开口端及第二开口端。由此，在设计点附近的运转时，在第一开口端的位置与第二开口端的位置能够几乎消除压力差，因此不容易产生在设于翼型部的连通孔中通过的流动。另一方面，在运转条件偏离了设计点时，在第一翼面上的第一开口端的位置与第二翼面上的第二开口端的位置产生压力差，从高压侧的开口端向低压侧的开口端产生在连通孔中通过的流动。并且，该流动从低压侧的开口端流出，由此向低压侧所设置的开口端的翼面(第一翼面或第二翼面)附近的流动(主流)供给动量，因此能够抑制可能在该翼面产生的流动的剥离。
另外，在对称翼的情况下，在受到来自相对于翼弦方向而倾斜的角度的流动时，在两翼面上的翼弦方向上的相同的位置处，与流动相向的一侧的翼面上的静压大于另一侧的翼面上的静压。由此，此时，关于在两翼面上静压相等的位置，与流动相向的一侧的翼面上的位置比另一侧的翼面上的位置靠后缘侧。
关于这一点，在上述(2)的结构中，在基于设计点的运转条件下的流体的流入方向相对于翼弦方向的角度大于0度而该流入方向设定为与第一翼面相向的对称翼中，将第一翼面上的第一开口端设于比第二翼面上的第二开口端靠后缘侧处(即，使X1大于X2)。由此，在设计点附近的运转时，在第一开口端的位置与第二开口端的位置能够几乎消除压力差，因此不容易产生在设于翼型部的连通孔中通过的流动。另一方面，在运转条件偏离了设计点时，在第一翼面上的第一开口端的位置与第二翼面上的第二开口端的位置之间产生压力差，从高压侧的开口端向低压侧的开口端产生在连通孔中通过的流动。并且，该流动从低压侧的开口端流出，由此向低压侧所设置的开口端的翼面 (第一翼面或第二翼面)附近的流动(主流)供给动量，因此能够抑制可能在该翼面产生的流动的剥离。
由此，根据上述(2)的结构，能够抑制设计点附近的运转时的性能下降，并能够抑制在运转条件偏离了设计点时可能产生的翼面处的流动的剥离，能够扩大能够降低损失的运转范围(例如迎角的范围等)。
(3)在几个实施方式中，以上述(1)或(2)的结构为基础，
上述第一开口端及上述第二开口端中的至少一方比具有与上述翼型部的翼弦方向平行的切线的上述第一翼面或上述第二翼面上的点靠上述前缘侧。
在翼所应用的设备的运转条件偏离了设计点时，在第一翼面或第二翼面中，在比上述点(与平行于翼弦方向的切线的切点)靠后缘侧的位置处有时容易产生剥离。关于这一点，根据上述(3)的结构，由于在第一翼面或第二翼面中比容易产生剥离的位置靠前缘侧处设有第一开口端或第二开口端，因此在偏离了设计点的运转条件下，能够有效地抑制在第一翼面或第二翼面容易产生的流体的剥离。
(4)在几个实施方式中，以上述(1)至(3)中任一结构为基础，
上述连通孔在上述第一开口端与上述第二开口端之间呈直线状地延伸。
根据上述(4)的结构，连通孔具有直线状的形状，因此能够容易地通过机械加工形成连通孔。
(5)在几个实施方式中，以上述(1)至(4)中任一结构为基础，在从上述翼展方向观察时，上述第一开口端处的上述第一翼面的切线中的比上述第一开口端靠前缘侧的部分与上述第一开口端处的上述连通孔所成的角度为45度以下。
根据上述(5)的结构，连通孔在第一开口端的位置处具有沿着第一翼面的形状，因此在来自连通孔的流动从第一开口端流出时，能够降低与在第一翼面附近流动的流体混合的混合损失。
(6)在几个实施方式中，以上述(1)至(5)中任一结构为基础，
在从上述翼展方向观察时，上述第二开口端处的上述第二翼面的切线中的比上述第二开口端靠前缘侧的部分与上述第二开口端处的上述连通孔所成的角度为45度以下。
根据上述(6)的结构，连通孔在第二开口端的位置处具有沿着第二翼面的形状，因此在来自连通孔的流动从第二开口端流出时，能够降低与在第二翼面附近流动的流体混合的混合损失。
(7)在几个实施方式中，以上述(1)至(6)中任一结构为基础，
上述第一开口端及上述第二开口端在上述翼展方向上位于同一位置。
根据上述(7)的结构，第一开口端及第二开口端位于翼展方向上的同一位置，因此能够在翼型部上比较容易地形成连通孔。
(8)在几个实施方式中，以上述(1)至(6)中任一结构为基础，
上述第一开口端及上述第二开口端在上述翼展方向上位于不同的位置。
根据上述(8)的结构，第一开口端及第二开口端在翼展方向上位于不同的位置，因此在上述位置处翼面上的静压相等的情况下，通过从连通孔流出的流动，能够有效地抑制沿着翼型部的表面流动的流体的可能在该翼面产生的剥离。
(9)本发明的至少一实施方式的机械具备上述(1)至(8)中任一记载的翼。
上述(9)的机械具备的翼具有上述(1)或(2)的结构。即，在上述(9)的结构中，如上述(1)或(2)所述，在机械的设计点附近的运转时，在第一开口端的位置与第二开口端的位置几乎没有压力差，不容易产生在设于翼型部的连通孔中通过的流动。另一方面，在运转条件偏离了设计点时，在第一翼面上的第一开口端的位置与第二翼面上的第二开口端的位置之间产生压力差，从高压侧的开口端向低压侧的开口端产生在连通孔中通过的流动。并且，通过该流动从低压侧的开口端流出而向低压侧所设置的开口端的翼面(第一翼面或第二翼面) 附近的流动(主流)供给动量，因此能够抑制可能在该翼面产生的流动的剥离。
由此，根据上述(9)的结构，能够抑制设计点附近的运转时的性能下降，并能够抑制在运转条件偏离了设计点时可能产生的翼面处的流动的剥离，能够扩大能够降低损失的运转范围(例如迎角的范围等)。
发明效果
根据本发明的至少一实施方式，能提供一种能够抑制在翼面产生的剥离的翼及具备该翼的机械。
附图说明
图1是一实施方式的航空器的概略构成图。
图2是一实施方式的翼(垂直尾翼)的立体图。
图3是一实施方式的翼(垂直尾翼)的立体图。
图4A是示意性地表示一实施方式的翼的第一截面上的截面形状的图。
图4B是示意性地表示一实施方式的翼的第二截面上的截面形状的图。
图5A是示意性地表示一实施方式的翼的第一截面上的截面形状的图。
图5B是示意性地表示一实施方式的翼的第二截面上的截面形状的图。
图6是表示翼中的迎角与升力系数之间的关系的例子的曲线图。
图7是表示翼中的迎角与阻力系数之间的关系的例子的曲线图。
图8是示意性地表示一实施方式的翼型部的局部性的截面的图。
图9是示意性地表示一实施方式的翼型部的局部性的截面的图。
图10A是用于说明翼型部的对称性的图。
图10B是用于说明翼型部的对称性的图。
图11是示意性地表示一实施方式的翼型部的局部性的截面的图。
具体实施方式
以下，参照附图来对本发明的几个实施方式进行说明。但是，作为实施方式而记载的或附图所示的构成部件的尺寸、材质、形状、其相对配置等不是将本发明的范围限定于此的意思，只不过为说明例。
首先，对作为几个实施方式的翼所应用的机械的一例的航空器进行说明。另外，本发明的机械不限定于航空器，也可以是例如燃气轮机等流体机械。
图1是一实施方式的航空器的概略构成图。如该图所示，航空器 40具备：主体42、一对主翼44(左主翼44L及右主翼44R)、一对水平尾翼46(左水平尾翼46L及右水平尾翼46R)及垂直尾翼48。在图 1所示的航空器40中，主翼44、水平尾翼46、垂直尾翼48分别安装于主体42。
几个实施方式的翼可以是上述航空器40的水平尾翼46或垂直尾翼48。以下，作为几个实施方式的翼的一例，使用上述垂直尾翼48来进行说明。
图2及图3分别是一实施方式的翼50(垂直尾翼48)的立体图。如图2及图3所示，翼50具有沿着翼展方向在基端63与前端64之间延伸的翼型部60。另外，翼型部60的基端63连接于航空器40(参照图1)的主体42。翼型部60具有沿着翼展方向在前缘61与后缘62之间延伸的第一翼面65及第二翼面66。第一翼面65及第二翼面66典型的是在沿着翼展方向观察时，具有从翼型部60的内侧向外侧突出的凸形状。第一翼面65及第二翼面66具有关于翼型部60的翼弦对称的形状。
在此，“第一翼面65及第二翼面66具有关于翼型部60的翼弦对称的形状”包括第一翼面65与第二翼面66关于翼弦完全对称的情况，但是不限定于此。在本说明书中，在满足下述条件的情况下，也可以说是“第一翼面65及第二翼面66具有关于翼型部60的翼弦对称的形状”。
条件：将与翼展方向正交的翼型部60的截面整体的面积设为B1 (参照图10A)，将该截面形状关于翼型部60的翼弦线L1折回，将第一翼面65侧的截面部分与第二翼面66侧的截面部分不重叠的部分的面积设为(B2+B3)(参照图10B)时，面积(B2+B3)相对于面积 B1的比例{(B2+B3)/B1}为10％以下。
另外，图10A及图10B是用于说明翼型部60的对称性的图，图 10A是表示翼型部60的与翼展方向正交的截面的示意图，图10B示出将图10A所示的翼型部60的截面以翼弦线L1折回时的示意图。
如图2及图3所示，在翼型部60设有在该翼型部60的内部通过的连通孔70。连通孔70具有在第一翼面65开口的第一开口端72和在第二翼面66开口的第二开口端74。在第一翼面65开口的第一开口端 72在翼展方向上的第一位置处位于与翼展方向正交的第一截面S1上。另外，在第二翼面66开口的第二开口端74在翼展方向上的第二位置处位于与翼展方向正交的第二截面S2上。
在图2所示的例示性的实施方式中，在翼展方向上，第一截面S1 所在的第一位置与第二截面S2所在的第二位置为同一位置，即，第一开口端72及第二开口端74位于同一截面(第一截面S1及第二截面S2) 上。在图3所示的例示性的实施方式中，在翼展方向上，第一截面S1 所在的第一位置与第二截面S2所在的第二位置不同。更具体而言，在图3所示的例示性的实施方式中，第一截面S1所在的第一位置与第二截面S2所在的第二位置相比在翼展方向上位于基端63侧，即，第一开口端72与在第二翼面66开口的第二开口端74相比在翼展方向上在基端63侧的位置处在第一翼面65开口。
图4A～图4B是分别示意性地表示一实施方式的翼50的第一截面 S1及第二截面S2上的截面形状的图。另外，图5A～图5B是分别示意性地表示另一实施方式的翼50的第一截面S1及第二截面S2上的截面形状的图。
在此，将第一截面S1上的以前缘61为基准的第一开口端72的无量纲翼弦长度位置(％)定义为X1，将第二截面S2上的以前缘61为基准的第二开口端74的无量纲翼弦长度位置(％)定义为X2。
在本说明书中，以与翼展方向正交的某截面处的前缘61为基准的无量纲翼弦长度位置(％)是指将该截面上的翼弦方向(弦方向；连结前缘61与后缘62的方向)上的前缘61的位置设为0％且将后缘62的位置设为100％时的位置(％)。
例如如图4A所示，在第一截面S1上，在翼型部60的翼弦方向长度为CA且从前缘61至第一开口端72的翼弦方向长度为CX1的情况下，第一截面S1上的以前缘61为基准的第一开口端72的无量纲翼弦长度位置X1(％)为(CX1/CA)。另外，如图4B所示，在第二截面 S2上，在翼型部60的翼弦方向长度为CB且从前缘61至第二开口端 74的翼弦方向长度为CX2的情况下，第二截面S2上的以前缘61为基准的第二开口端74的无量纲翼弦长度位置X2(％)为(CX2/CB)。
另外，通过使用上述无量纲翼弦长度位置，即使在翼展方向上翼型部60的截面形状不同的情况下或翼型部60具有扭转的形状的情况下等，也能够对第一截面S1上的第一开口端72的翼弦方向位置与第二截面S2上的第二开口端74的翼弦方向位置适当地进行比较。
一实施方式的翼50被设计成安装该翼50的设备的基于设计点的运转条件下的流体向翼型部60的流入方向相对于翼弦方向的角度成为 0度。并且，在第一翼面65开口的第一开口端72的无量纲翼弦长度位置X1与在第二翼面66开口的第二开口端74的无量纲翼弦长度位置 X2之差的绝对值|X1-X2|为5％以下。
例如图4A及图4B所示的翼50(垂直尾翼48)被设计成该安装翼50的航空器40(设备)的巡航驾驶中的运转条件(基于设计点的运转条件)下的空气(流体)向翼型部60的流入方向(图4A中的箭头 F0的方向)相对于翼弦方向(翼弦线L1的方向)的角度成为0度。并且，在第一翼面65开口的第一开口端72的无量纲翼弦长度位置X1与在第二翼面66开口的第二开口端74的无量纲翼弦长度位置X2相等。即，X1与X2之差的绝对值|X1-X2|为0。
如上述实施方式那样，在具有一对翼面(第一翼面65及第二翼面 66)相对于翼弦对称的形状的对称翼的情况下，在受到与翼弦方向平行的方向(图4A中的箭头F0的方向)的流体流时，两翼面上的静压在翼弦方向上的同一位置(或相同的无量纲翼弦长度位置)处基本上相等。
关于这一点，在上述实施方式中，在基于设计点的运转条件下的流体的流入方向相对于翼弦方向的角度设定为0度的对称翼(翼50) 中，在无量纲翼弦长度位置相互接近的位置(即，以上述X1与X2之差减小的方式)分别设置第一开口端72及第二开口端74。由此，在设计点附近的运转时，在第一翼面65上的第一开口端72的位置与第二翼面66上的第二开口端74的位置之间能够几乎消除压力差，因此难以产生在设于翼型部60的连通孔70中通过的流动。
另一方面，在运转条件偏离了设计点时，在第一翼面65上的第一开口端72的位置与第二翼面66上的第二开口端74的位置之间产生压力差，产生从高压侧的开口端向低压侧的开口端在连通孔70中通过的流动。例如，在运转条件偏离设计点而流体相对于翼型部60的流入方向相对于翼弦方向倾斜且成为与第一翼面65相向的方向(图4A中的箭头F1的方向)的情况下，第一开口端72的位置处的静压大于第二开口端74的位置处的静压。这样以来，产生从高压侧的第一开口端72 向低压侧的第二开口端74在连通孔70中通过的流动。并且，该流动从低压侧的第二开口端74流出，由此向第二开口端74所设置的第二翼面66附近的流动(主流)供给动量，因此能够抑制在第二翼面66 产生的流动的剥离。
在此，图6是表示翼中的迎角与升力系数之间的关系的几个例子的曲线图，图7是表示翼中的迎角与阻力系数的几个例子的曲线图。
图6示出表示未设置上述连通孔的以往的对称翼的迎角与升力系数之间的关系的曲线102和表示图4A及图4B所示的实施方式的迎角与升力系数之间的关系的曲线104。关于图6中的曲线106在后文叙述。
图7示出表示未设置上述连通孔的以往的对称翼的迎角与阻力系数之间的关系的曲线112和表示图4A及图4B所示的实施方式的迎角与阻力系数之间的关系的曲线114。关于图7中的曲线116在后文叙述。
另外，迎角是表示流体相对于翼弦方向的流入方向的角度。在该流入方向与翼弦方向平行时，迎角为0度。另外，在该流入方向以与第一翼面65相向的方式相对于翼弦方向倾斜时，迎角定义为正，在该流入方向以与第二翼面66相向的方式相对于翼弦方向倾斜时，迎角定义为负。
在未设置上述连通孔70的以往的对称翼的情况下，如图6所示(参照曲线102)，在包含0度的迎角的范围内，升力系数与迎角成正比地变化，但是当迎角增大一定程度时，相对于迎角的增加的升力系数的增加钝化，当迎角进一步增加时，升力系数降低。另外，如图7所示 (参照曲线112)，随着迎角增加而阻力系数增加，但是在升力系数下降的迎角的范围内，阻力系数显著增大。
另一方面，在设有连通孔70的实施方式的翼50的情况下，如图 6所示(参照曲线104)，与现有例相比，升力系数与迎角成正比地增加的迎角的范围扩大，升力系数增加直至更大的迎角。另外，如图7 所示(参照曲线114)，在高迎角区域中，与现有例相比阻力系数降低。可认为这是因为，在图4A及图4B所示的实施方式的翼50中，即使在会剥离产生那样的运转条件下，如上所述也能够产生经由连通孔70的流动，因此能够抑制可能在翼面产生的流动的剥离。
因此，通过采用上述实施方式的翼50，能够扩大能够降低损失的运转范围(例如迎角的范围等)。
另外，另一实施方式的翼50被设计成安装该翼50的设备的基于设计点的运转条件下的流体向翼型部60的流入方向相对于翼弦方向的角度大于0度。并且，在翼面上在比静压最小的位置靠前缘侧处，第一翼面65开口的第一开口端72的无量纲翼弦长度位置X1大于在第二翼面66开口的第二开口端74的无量纲翼弦长度位置X2(即，X2<X1 成立)。
例如，在图5A及图5B所示的翼50(垂直尾翼48)被设计成安装该翼50的航空器40(设备)的巡航驾驶中的运转条件(基于设计点的运转条件)下的空气(流体)的向翼型部60的流入方向(图5A的箭头F0的方向)相对于翼弦方向(翼弦线L1的方向)的角度α0大于 0度的情况下，即，上述流入方向相对于翼弦方向倾斜。并且，在翼面上设置于比静压最小的位置靠前缘侧处的情况下，在第一翼面65开口的第一开口端72的无量纲翼弦长度位置X1大于在第二翼面66开口的第二开口端74的无量纲翼弦长度位置X2。
如上述实施方式那样，在具有一对翼面(第一翼面65及第二翼面 66)相对于翼弦对称的形状的对称翼的情况下，在受到来自相对于翼弦方向倾斜的角度的方向的流动时，在两翼面上的翼弦方向上的相同的位置处，与流动相向的一侧的翼面上的静压高于另一侧的翼面上的静压。由此，此时，关于在两翼面上静压相等的位置，与流动相向的一侧的翼面上的位置与另一侧的翼面上的位置相比在后缘侧或前缘侧。
例如如图5A所示，在受到来自相对于翼弦方向倾斜且与第一翼面 65相向的方向(图5A中的箭头F0)的流动时，在两翼面上的翼弦方向上的相同的位置处，与流动相向的第一翼面65上的静压高于第二翼面66上的静压。由此，此时，在图5A的连通孔的配置的情况下，关于在两翼面上静压相等的位置，与流动相向的第一翼面65上的位置与第二翼面66上的位置相比在后缘侧。
关于这一点，在上述实施方式中，在基于设计点的运转条件下的流体的流入方向相对于翼弦方向的角度大于0度且以使该流入方向与第一翼面65相向的方式设定的对称翼(翼50)中，将第一翼面65上的第一开口端72设于比第二翼面66上的第二开口端74靠后缘62侧处(即，X1大于X2)。由此，在设计点附近的运转时，在第一翼面 65上的第一开口端72的位置与第二翼面66上的第二开口端74的位置之间几乎能够消除压力差，因此不容易产生在设于翼型部60的连通孔 70中通过的流动。
另一方面，在运转条件偏离了设计点时，在第一翼面65上的第一开口端72的位置与第二翼面66上的第二开口端74的位置之间产生压力差，从高压侧的开口端向低压侧的开口端产生在连通孔70中通过的流动。例如，在运转条件偏离设计点，流体对于翼型部60的流入方向相对于翼弦方向进一步倾斜且成为与第一翼面65相向的方向(图5A 中的箭头F1的方向)的情况下(此时，流体的流入方向相对于翼弦方向的倾斜角度大于上述角度α0)，第一开口端72的位置处的静压大于第二开口端74的位置处的静压。这样一来，从高压侧的第一开口端72 向低压侧的第二开口端74产生在连通孔70中通过的流动。并且，该流动从低压侧的第二开口端74流出，由此向该第二开口端74所设置的第二翼面66附近的流动(主流)供给动量，因此能够抑制可能在第二翼面66产生的流动的剥离。
在此，图6中的曲线106表示图5A及图5B所示的实施方式的迎角与升力系数之间的关系，图7中的曲线116表示图5A及图5B所示的实施方式的迎角与阻力系数之间的关系。
在图5A及图5B所示的实施方式的翼50的情况下，如图6所示 (参照曲线106)，与图4A及图4B所示的翼50的情况(参照曲线104) 相比，升力系数与迎角成正比地增加的迎角的范围进一步扩大，升力系数增加直至更大的迎角。另外，如图7所示(参照曲线116)，在高迎角区域中，与图4A及图4B所示的翼50的情况(参照曲线114)相比阻力系数进一步降低。
可认为这是因为，在图5A及图5B所示的实施方式的翼50中，将在运转条件偏离了设计点时在连通孔70中通过的流动流出的低压侧的开口端(第二开口端74)设于比图4A及图4B所示的情况靠前缘侧处，因此即使在更大的迎角区域中也能够产生经由连通孔70的流动，因此能够更有效地抑制可能在翼面产生的流动的剥离。
因此，通过采用上述实施方式的翼50，能够扩大能够降低损失的运转范围(例如迎角的范围等)。
如以上说明所述，根据上述实施方式，能够抑制设计点附近的运转时的性能下降，并抑制在运转条件偏离设计点时可能产生的翼面处的流动的剥离，能够扩大能够降低损失的运转范围(例如迎角的范围等)。
在几个实施方式中，翼50在翼展方向上，在第一开口端72所在的第一截面S1或第二开口端74所在的第二截面S2上，以前缘61为中心，在以如下直线为基准的-10度以上且10度以下的角度范围内(参照图4A、图5A)存在满足条件(a)的角度A1，上述直线与安装翼 50的设备(航空器40)的基于设计点的运转条件下的流体向翼型部60 的流入方向平行。在此，上述条件(a)是如下的条件：翼型部60受到从角度A1的方向朝向前缘61的方向的流体的流动(图4A、图5A 中的箭头F)时，第一翼面65上的上述第一开口端72的位置处的静压与第二翼面66上的第二开口端74的位置处的静压相等。
在以下的说明中，关于与翼展方向正交的截面处的以前缘61为中心的角度，将流体流的方向与第一翼面65相向的方向(图4A及图5A 中的逆时针方向)设为正，将流体流的方向与第二翼面相向的方向(图 4A及图5A中的顺时针方向)设为负。
在上述实施方式中，在翼型部60受到来自上述角度A1的方向的流体流时，在第一翼面65上的第一开口端72的位置与第二翼面66上的第二开口端74的位置处静压相等。由此，在翼50所应用的设备(航空器40)的设计点附近的运转时，朝向翼型部60的流体的流动方向(例如，大致为图4A及图5A的F0的方向)与角度A1的方向接近，因此在第一开口端72的位置与第二开口端74的位置几乎没有压力差，不容易产生在设于翼型部60的连通孔70中通过的流动。
另一方面，在运转条件偏离了设计点时，在第一翼面65上的第一开口端72的位置与第二翼面66上的第二开口端74的位置之间产生压力差，从高压侧的开口端(例如，第一开口端72)向低压侧的开口端 (例如第二开口端)产生在连通孔70中通过的流动。并且，该流动从低压侧的开口端流出，由此向低压侧的开口端所设置的翼面(第一翼面65或第二翼面66)附近的流动(主流)供给动量，因此能够抑制可能在该翼面产生的流动的剥离。
由此，通过使用本实施方式的翼50，与参照图6及图7已经说明的情况相同地，与未设置连通孔70的现有例的对称翼相比，升力系数与迎角成正比地增加的迎角的范围扩大，升力系数增加直至更大的迎角，并且在高迎角区域中能降低阻力系数。因此，通过采用该翼50，能够扩大能够降低损失的运转范围(例如迎角的范围等)。
这样，根据上述实施方式，能够抑制设计点附近的运转时的性能下降，并能够抑制在运转条件偏离了设计点时产生的翼面上的流动的剥离，能够扩大能够降低损失的运转范围(例如迎角的范围等)。
在几个实施方式中，第一开口端72或第二开口端74中的至少一方位于比具有与翼型部60的翼弦方向平行的切线的第一翼面65或第二翼面66上的点靠前缘61侧处。
例如，也可以如图5B所示，第一开口端72位于比具有与翼型部 60的翼弦方向(翼弦线L1的方向)平行的切线LT1的第一翼面65上的点PT1靠前缘61侧处。或者，可以如图5B所示，第二开口端74 位于比具有与翼型部60的翼弦方向(翼弦线L1的方向)平行的切线 LT2的第二翼面66上的点PT2靠前缘61侧处。
在翼50所应用的设备(航空器40)的运转条件偏离了设计点时，在第一翼面65或第二翼面66中，在比上述点PT1或PT2(与平行于翼弦方向的切线LT1、LT2的切点)靠后缘62侧的位置有时容易产生剥离。关于这一点，在上述实施方式中，在第一翼面65或第二翼面66中在比容易产生剥离的位置靠前缘61侧处设有第一开口端72或第二开口端74，因此在偏离了设计点的运转条件下，能够有效地抑制在第一翼面65或第二翼面66容易产生的流体的剥离。
图8、图9及图11分别是示意性地表示一实施方式的翼型部60 的与翼展方向正交的局部性的截面的图。
在几个实施方式中，例如如图8所示，连通孔70在第一开口端 72与第二开口端74之间呈直线状地延伸。在该情况下，连通孔70具有直线状的形状，因此能够容易地通过机械加工形成连通孔。
另外，连通孔70的截面形状不作特别限定，可以是例如圆形、椭圆形或矩形。
在几个实施方式中，例如如图9所示，在从翼展方向观察时，第一开口端72处的第一翼面65的切线L2中的比第一开口端72靠前缘 61侧的部分与第一开口端72处的连通孔70(图9中的直线L3的方向) 所成的角度θ1为45度以下。另外，在图9所示的实施方式中，连通孔70的第一开口端72的延伸方向是直线L2的方向。
在该情况下，连通孔70在第一开口端72的位置具有沿着第一翼面65的形状，因此在来自连通孔70的流动从第一开口端72流出时，能够降低与在第一翼面65附近流动的流体混合的混合损失。
在几个实施方式中，例如如图9所示，在从上述翼展方向观察时，第二开口端74处的第二翼面66的切线L4中的比第二开口端74靠前缘61侧的部分与第二开口端74处的连通孔70(图9中的直线L5的方向)所成的角度θ2为45度以下。另外，在图9所示的实施方式中，连通孔70的第一开口端72处的延伸方向为直线L5的方向。
在该情况下，连通孔70在第二开口端74的位置具有沿着第二翼面66的形状，因此在来自连通孔70的流动从第二开口端74流出时，能够降低与在第二翼面66附近流动的流体混合的混合损失。
在几个实施方式中，例如如图11所示，在从上述翼展方向观察时，连通路70在第一开口端72与第二开口端74之间具有流路面积大于第一开口端72处的连通路70的流路面积w1或第二开口端74处的连通路70的流路面积w2的部分。另外，在图11所示的实施方式中，弦正交方向上的第一开口端72与第二开口端74之间的中心位置处的连通路70的流路面积w3大于第一开口端72处的连通路70的流路面积w1。另外，上述中心位置处的连通路70的流路面积w3大于第二开口端74 处的连通路70的流路面积w2。
这样，在连通孔70中，当在第一开口端72与第二开口端74之间存在流路面积扩大的部分时，该部分的流体的流速下降而压力损失下降。因此，在连通孔70的内部，流体容易流动。
几个实施方式的翼50也可以应用于燃气轮机等流体机械。例如，在一实施方式中，也可以是在燃气轮机的工作流体通过的通路(例如排气扩散通路)设置的支柱(支撑部件)。在该情况下，支柱(翼50) 也可以以使该支柱的翼展方向沿着燃气轮机的转子的径向的方式设置。
以上，对本发明的实施方式进行了说明，但是本发明不限定于上述实施方式，也包括对上述实施方式施加了变形的方式或将这些方式适当组合的方式。
在本说明书中，“在某方向上”、“沿着某方向”、“平行”、“正交”、“中心”、“同心”或“同轴”等表示相对性的或绝对性的配置的表述不仅是严格地表示这样的配置，而且也表示具有公差或能得到相同功能的程度的角度或距离而相对地位移的状态。
例如，“同一”、“相等”及“均质”等表示事物相等的状态的表述不仅严格地表示相等的状态，而且也表示存在公差或能得到相同功能的程度的差的状态。
另外，在本说明书中，四边形形状或圆筒形状等的表示形状的表述不仅表示几何学上严格的意思下的四边形形状或圆筒形状等形状，而且也表示在得到相同效果的范围内包含凹凸部或倒角部等的形状。
另外，在本说明书中，“具备”、“包含”或“具有”一构成要素这样的表述并不是将其他构成要素的存在排除在外的排他性的表现。
附图标记说明
40 航空器
42 主体
44 主翼
44L 左主翼
44R 右主翼
46 水平尾翼
46L 左水平尾翼
46R 右水平尾翼
48 垂直尾翼
50 翼
60 翼型部
61 前缘
62 后缘
63 基端
64 前端
65 第一翼面
66 第二翼面
70 连通孔
72 第一开口端
74 第二开口端
S1 第一截面
S2 第二截面
X1 无量纲翼弦长度位置
X2 无量纲翼弦长度位置

Claims (9)

1.一种翼，具备：
翼型部，具有在前缘与后缘之间沿着翼展方向分别延伸并且具有关于翼弦对称的形状的第一翼面及第二翼面；及
至少一个连通孔，在所述翼型部的内部通过，具有在所述第一翼面开口的第一开口端及在所述第二翼面开口的第二开口端，
所述第一开口端位于在所述翼展方向上的第一位置处与所述翼展方向正交的第一截面上，
所述第二开口端位于在所述翼展方向上的第二位置处与所述翼展方向正交的第二截面上，
在所述第一截面或所述第二截面上，以所述前缘为中心，在以如下直线为基准的-10度以上且10度以下的角度范围内存在满足条件(a)的角度A1，所述直线与安装所述翼的设备的基于设计点的运转条件下的流体向所述翼型部流入的流入方向平行，
所述条件(a)是如下的条件：所述翼型部受到从所述角度A1的方向朝向所述前缘的方向的流体流时，所述第一翼面上的所述第一开口端的位置处的静压与所述第二翼面上的所述第二开口端的位置处的静压相等。
2.一种翼，具备：
翼型部，具有在前缘与后缘之间沿着翼展方向分别延伸并且具有关于翼弦对称的形状的第一翼面及第二翼面；及
至少一个连通孔，在所述翼型部的内部通过，具有在所述第一翼面开口的第一开口端及在所述第二翼面开口的第二开口端，
所述第一开口端位于在所述翼展方向上的第一位置处与所述翼展方向正交的第一截面上，
所述第二开口端位于在所述翼展方向上的第二位置处与所述翼展方向正交的第二截面上，
在将所述第一截面上的以所述前缘为基准的所述第一开口端的无量纲翼弦长度位置(％)设为X1、将所述第二截面上的以所述前缘为基准的所述第二开口端的无量纲翼弦长度位置(％)设为X2时，
安装所述翼的设备的基于设计点的运转条件下的流体向所述翼型部流入的流入方向相对于翼弦方向的角度为0度，且所述第一开口端的所述无量纲翼弦长度位置X1与所述第二开口端的所述无量纲翼弦长度位置X2之差的绝对值|X1-X2|为5％以下，或者，
安装所述翼的设备的基于设计点的运转条件下的流体向所述翼型部流入的流入方向相对于所述翼弦方向的角度大于0度，而所述流入方向是与所述第一翼面相向的方向，且在所述第一翼面开口的所述第一开口端的所述无量纲翼弦长度位置X1大于在所述第二翼面开口的所述第二开口端的所述无量纲翼弦长度位置X2。
3.根据权利要求1或2所述的翼，其中，
所述第一开口端及所述第二开口端中的至少一方比具有与所述翼型部的翼弦方向平行的切线的所述第一翼面或所述第二翼面上的点靠所述前缘侧。
4.根据权利要求1～3中任一项所述的翼，其中，
所述连通孔在所述第一开口端与所述第二开口端之间呈直线状地延伸。
5.根据权利要求1～4中任一项所述的翼，其中，
从所述翼展方向观察时，所述第一开口端处的所述第一翼面的切线中的比所述第一开口端靠前缘侧的部分与所述第一开口端处的所述连通孔所成的角度为45度以下。
6.根据权利要求1～5中任一项所述的翼，其中，
从所述翼展方向观察时，所述第二开口端处的所述第二翼面的切线中的比所述第二开口端靠前缘侧的部分与所述第二开口端处的所述连通孔所成的角度为45度以下。
7.根据权利要求1～6中任一项所述的翼，其中，
所述第一开口端及所述第二开口端在所述翼展方向上位于相同的位置。
8.根据权利要求1～6中任一项所述的翼，其中，
所述第一开口端及所述第二开口端在所述翼展方向上位于不同的位置。
9.一种机械，具备权利要求1～8中任一项所述的翼。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7206129B2 (ja) * 2019-02-26 2023-01-17 三菱重工業株式会社 翼及びこれを備えた機械

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3576301A (en) * 1969-06-20 1971-04-27 Joseph W Stickle Direct lift control system
EP0805106A2 (de) * 1996-05-04 1997-11-05 DaimlerChrysler Aerospace Airbus Gesellschaft mit beschränkter Haftung Absauggeneratorsystem eines Flugzeuges für die Laminarhaltung der Grenzschicht
CA2260668A1 (en) * 1998-02-04 1999-08-04 Albert L. Degraffenried Boundary layer control system
EP0955235A2 (de) * 1998-05-06 1999-11-10 DaimlerChrysler Aerospace Airbus Gesellschaft mit beschränkter Haftung Anordnung zur Grenzschichtabsaugung für ein Flugzeug
JP2001080585A (ja) * 1999-09-16 2001-03-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 超音速航空機のエアインテーク構造
US6368059B1 (en) * 2000-07-28 2002-04-09 Lockheed Martin Corporation Controlled passive porosity systems to mitigate cavitation
CN101258071A (zh) * 2005-07-13 2008-09-03 城市大学 用于产生流体动力的元件
CN101674980A (zh) * 2007-05-04 2010-03-17 空中客车营运有限公司 飞行器的翼面上的高升力系统
US20100181435A1 (en) * 2009-01-19 2010-07-22 The Boeing Company Door assembly for laminar flow control system
CN102341305A (zh) * 2009-03-04 2012-02-01 空中客车营运有限公司 飞机的机翼以及具有用于影响流动的装置的机翼组件
CN104149967A (zh) * 2014-08-07 2014-11-19 西北工业大学 一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS62225498A (ja) * 1986-03-28 1987-10-03 三菱重工業株式会社 流動体排出装置
JP2630701B2 (ja) * 1991-10-21 1997-07-16 陸郎 野津 対称翼型タービンのタービンロータブレード
GB0001399D0 (en) * 2000-01-22 2000-03-08 Rolls Royce Plc An aerofoil for an axial flow turbomachine
JP2005098203A (ja) 2003-09-25 2005-04-14 Hitachi Ltd タービン翼及びその流れ損失低減方法
US8128037B2 (en) * 2009-01-19 2012-03-06 The Boeing Company Apparatus and method for passive purging of micro-perforated aerodynamic surfaces

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3576301A (en) * 1969-06-20 1971-04-27 Joseph W Stickle Direct lift control system
EP0805106A2 (de) * 1996-05-04 1997-11-05 DaimlerChrysler Aerospace Airbus Gesellschaft mit beschränkter Haftung Absauggeneratorsystem eines Flugzeuges für die Laminarhaltung der Grenzschicht
CA2260668A1 (en) * 1998-02-04 1999-08-04 Albert L. Degraffenried Boundary layer control system
EP0955235A2 (de) * 1998-05-06 1999-11-10 DaimlerChrysler Aerospace Airbus Gesellschaft mit beschränkter Haftung Anordnung zur Grenzschichtabsaugung für ein Flugzeug
JP2001080585A (ja) * 1999-09-16 2001-03-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 超音速航空機のエアインテーク構造
US6368059B1 (en) * 2000-07-28 2002-04-09 Lockheed Martin Corporation Controlled passive porosity systems to mitigate cavitation
CN101258071A (zh) * 2005-07-13 2008-09-03 城市大学 用于产生流体动力的元件
CN101674980A (zh) * 2007-05-04 2010-03-17 空中客车营运有限公司 飞行器的翼面上的高升力系统
US20100181435A1 (en) * 2009-01-19 2010-07-22 The Boeing Company Door assembly for laminar flow control system
CN102341305A (zh) * 2009-03-04 2012-02-01 空中客车营运有限公司 飞机的机翼以及具有用于影响流动的装置的机翼组件
CN104149967A (zh) * 2014-08-07 2014-11-19 西北工业大学 一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法

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