JP2002538379A - 遠心型空気流制御装置 - Google Patents

遠心型空気流制御装置

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Abstract

(57)【要約】 ヘリコプタのロータブレード、ガスタービンエンジンのファンブレード、空気が流動する装置のファンブレードといったブレードが、前記ブレードのハブの近傍に空気流入口を備えている。これらは、ブレードの圧力側および／またはブレード先端部の近傍でかつ前縁もしくは後縁の近傍に配置することができ、前記空気流入口とスロットとの間に空気プレナムが設けられている。これによって、空気が、前記空気流入口の内部に流入するよう促され、プレナムを通り、前記スロットから流出して、前記ブレードに隣接した流れに流入する。これらのスロットは、通常は、境界層が剥離する位置の近傍で、ブレードの吸込面を通って延びており、これによって、スロットから流出する空気が前記ブレードの吸込面の境界層に流入し、境界層の剥離の開始が遅らされるか防止されたり、もしくは超音速の衝撃が緩和される。流入口を、ブレードの後縁およびルート部の近傍で、かつジェットエンジンのコアの空気流入口に隣接して配置することによって、コアの流入口において空気を吸入してファンの後流による閉塞を抑制することができる。これらのスロットは、ファンブレードの先端部に隣接して圧力面を通って延ばすことができる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【関連出願とのクロスリファレンス】
本願と同時に出願され、出願人が所有する特許出願（明細書Ｒ−４１２８号、
Ｒ−４２３７号およびＲ−４２３９号）は、本願で開示および請求された内容を
含む。
【０００２】
【技術分野】
本発明は、周囲空気を遠心方向に流して、ファンブレードやヘリコプタのロー
タブレードといったブレードの上の境界層に向かうノズルを動作させることに関
する。
【０００３】
【背景技術】
表面に隣接したせん断層におけるガス流は、この表面と干渉する分子粘性の摩
擦に起因して、速度が小さく、これによって、表面からの垂直距離に相関した大
きな速度勾配が存在する。つまり、速度は、表面ではほぼ０であり、徐々に増大
して境界層の外側端部において主流速度になる。このように速度が減少すること
に起因して、ガス密度と粘度の２乗値との積である運動量フラックスが減少する
。エアロフォイル（例えば、ファンブレードやヘリコプタブレード）の吸込面に
おいて生じるように、発散型の面（すなわち、平均流れ（mean flow）の方向か
ら次第に後退した面）に沿って流れる場合、このような表面に沿った流れは、圧
力上昇を伴う。このことは、運動量フラックスが変換されることによって生じる
。この表面に沿ったガスの運動量およびエネルギーは、圧力上昇および摩擦に打
ち勝つ際に消費され、これによって、ガス粒子が最終的に静止して流れが壁部か
ら分離する。これによって、境界層が剥離点の下流側で剥離する。境界層が剥離
すると、圧力上昇（回復）状態が終わることによって、性能（例えば、エアロフ
ォイルの揚力）が損なわれ、システム効率が劇的に減少する。このことは、流れ
のエネルギーが乱流に変化し、最終的に熱になることに起因する。境界層の剥離
は、表面近傍に流れるガス粒子の運動量フラックスを増大させることによって、
防止することができる。当該技術分野において、境界層の剥離を防止することは
、一般的に、「境界層剥離の開始を遅らせること」と称される。
【０００４】 境界層の剥離を防止するための１つの方法は、単に高エネルギーのガスを流出
口から下流側へ接線方向に流すことによって、表面近傍の流れにエネルギーを直
接与えることである。しかし、このような技術には、圧力源と、圧力源から表面
の開口部までの内部配管と、が必要である。このことは、このようなシステムの
コスト、重量および複雑性を増大させるとともに、実用化を保証できるほど有効
であることが未だ確認されていない。
【０００５】 ヘリコプタの技術において、後退型ブレードの失速によって、ロータの負荷お
よび飛行速度が制限されることは、周知である。揚力を発生させる能力が減少す
るだけでなく、不安定なブレード失速によって、ブレードの非常に大きな衝撃ピ
ッチングモーメントが飛行制御システムに伝達される。制御負荷が過度になるこ
とを防止するために、失速境界が、ロータ負荷および飛行速度の関数として設定
される。失速境界によって、速度およびペイロードのみならず操縦性および鋭敏
性にも影響する最大ブレード負荷が規定される。ペイロード容量は、先端部の失
速を減少させてホバリング時の空気力学的効率を増大させ、かつ後退型ブレード
の失速を減少させて前進飛行の空気力学的効率を増大させることによって、改善
することができる。軍事用航空機や商業輸送用航空機に利用されているような軸
流型のガスタービンエンジンに特有の問題は、エンジンのコア領域（低圧圧縮機
）の入口がファンブレードの後流により閉塞されることである。このことは、ブ
レードのルート部近傍で生じる。ファンに関する他の問題として、ブレード先端
部におけるリークがある。現在のところ、補償装置もしくはシステム全体の寄生
衝撃（parasitic impact）によりエネルギーが消費されることに起因して全エン
ジン性能を劣化させることなくこのような問題を解決する技術は、見つかってい
ない。
【０００６】
【発明の開示】 本発明の目的は、境界層の流れを改善すること、境界層の剥離を防止すること
、空気流を利用した装置の効率を増大させること、ヘリコプタのロータブレード
の効率および揚力を増大させること、航空機の垂直離陸および垂直着陸のための
プロペラの効率および揚力を増大させること、航空機のガスタービンエンジンの
効率を増大させること、ジェットエンジンのコアの入口のファンブレードの後流
による閉塞を防止すること、ファンにおけるブレード先端部のリークを減少させ
ること、効率的かつ効果的で、初期コストが低く運転コストが０である境界層制
御方法を提供すること、比較的簡単で、かつ主要構造および主要システムに寄生
衝撃をあまり与えない境界層制御方法を提供することである。
【０００７】 本発明によると、回転するエアロフォイルつまりブレードに隣接したガス流（
例えば空気）へと流入する空気流が、遠心力によって受動的に発生させられ、周
囲空気が、ハブ近傍のブレードに流入し、外側に促され、ブレード先端部に近接
してブレード表面に設けられた１つもしくは複数のスロットから流出される。こ
れによって、ブレード近傍の流れを制御することができる。さらに本発明による
と、ブレードは、ヘリコプタのロータブレードもしくはファンブレードである。
さらに本発明によると、ブレードは、ガスタービンエンジンの第１段もしくは空
気が流動する装置のファンに利用されるものである。 本発明の１つの形態では、空気流が、小さな入射角で（ほぼ接線方向に）、ファ
ンブレードつまりエアロフォイルの境界層剥離点の近傍に案内され、これによっ
て、境界層の剥離が防止される。本発明は、上流側の境界層のガス粒子よりも運
動量フラックスが大きいガス粒子を、下流側の境界層に流入させ、これによって
、境界層の剥離の開始を遅らせる。ガス粒子は、ほぼ接線方向に選択的に導入す
ることができる。 本発明の他の形態では、ジェットエンジンのファンブレード（先端部が超音速で
回転する）の翼弦長の半分の位置の近傍もしくは後方で、空気流が、このファン
ブレードの表面近傍の流れに流入させられる。このような位置で、超音速の衝撃
および境界層の剥離が発生するためである。このことによって、マッハ数の勾配
が小さくなり、効率が増大する。 さらに本発明によると、軸流ファン型ガスタービンエンジンのファンのルート部
近傍で、このファンを通過する空気が、ブレードのルート部近傍で吸込面に設け
られたスロットにより吸入され、これによって、ファンブレードの後流による閉
塞が防止され、これによって、コアエンジン（低圧圧縮機）に流入する流れの効
率が増大する。本発明によると、吸入された空気は、中空状ブレード内部で遠心
方向に流され、ブレード先端部により近接した位置で排出される。１つの実施例
では、ブレード翼弦長の半分の位置の近傍もしくは後方で、空気が吸込側に排出
され、これによって、衝撃が緩和されるとともに、境界層剥離の開始が遅らされ
る。他の実施例では、吸入された空気が、ブレード先端部で圧力側に排出され、
これによって、ブレードのリークの影響が緩和される。
【０００８】 本発明の他の目的、特徴および利点は、その実施例の詳細な説明および付随の
図面によって、より明確となるだろう。
【０００９】
【発明を実施するための最良の形態】
図１および図２に示されているように、ヘリコプタ１１のメインロータ１０の
ブレード９は、そのルート部１４近傍に流入口スロット１３を備えており、該流
入口スロット１３は、ブレードの先端部１８に向かって外側に延びた空気プレナ
ム１５に通じている。スロット２０によって、プレナム１５内部の加圧された空
気が、外側に流れてブレード９の吸込面（通常飛行時には上側）上の境界層に流
入するようになっている。図１および図２の矢印の方向にブレードが回転すると
、空気が流入口１３内部へと促され、回転速度が比較的大きいことに起因して遠
心力が空気団に作用することによって、プレナム１５内部の空気が先端部に向か
って外側に流れ、これによって、各ブレードにおいて空気が流入口１３からスロ
ット２０を通って安定的に流れる。ブレードのルート部の近傍における小さな遠
心力により流れが得られる場合には、先端部に最も近接したスロットのみを利用
することも可能である。
【００１０】 本発明の最も簡単な実施例では、システム全体が受動型であり、ロータが回転
している状態では、常に、空気がスロット２０から連続的に流れる。しかし、流
入口１３、プレナム１５ののど部およびスロット２０のいずれかにバルブが取り
付けられていることにより境界層への空気流を脈動させることが可能なシステム
にもまた、本発明を適用することができる。
【００１１】 図１および図２に示された発明では、運動量フラックスが大きい空気をブレー
ドの吸込側の境界層に流入させ、これによって、境界層の剥離を防止する。スロ
ット２０の位置は、ブレード翼弦長の４％〜１０％程度もしくはこれより下流側
にすることもできるが、特定のブレード設計および対応する運転パラメータによ
って決まる。
【００１２】 図１および図２では、空気流入口がブレード９の前縁に設けられている。しか
し、ブレード角度が大きい状態では、本発明の設計により対処すべき境界層の作
用が厳しいため、図３に示されるように、流入口１３を僅かにブレードの圧力側
（スロット２０の反対側）に配置することによって、入射角が大きい状態で多く
の空気流を流入させることも可能である。ヘリコプタのブレードは、通常、軽量
のハニカム状後縁ポケット（honeycomb trailing edge pocket）２１を有する中
空状の桁を備えているため、本発明に利用できるスペースが余分に存在する。
【００１３】 図３を参照すると、ブレード２３は、ハブ２７に隣接したブレードルート部２
６の近傍において、その圧力面２５を貫通する空気流入口２４を備えている。こ
の流入口は、プレナム（図示せず。図２と同様なもの）に通じており、このプレ
ナムによって、空気が、ブレードの先端部２８に向かって外側に促され、ブレー
ドの吸込面３０を貫通するスロット２９から外部に流れる。ブレード２３は、図
４および図５に示されるようなガスタービンエンジンの第１段、もしくは、図６
に示されているようなＨＶＡＣシステム内部で空気を移動させるためのファンも
しくは他のファンの一部として利用することができる。図６では、ブレードが中
空状であり、これによって、プレナム１５ａが構成されている。
【００１４】 図４に示されているように、ジェットエンジン３５のファン３６は、ハブ３９
に取り付けられたブレード３７，３８（および図示しない付加的なブレード）を
備えている。図４において、ブレード３７がこの図を見る人から遠ざかっている
ことによりその吸込面が図４に示されており、ブレード３８がこの図を見る人に
向かって進行していることによりその圧力面が図４に示されていると仮定する。
ブレードのルート部近傍でファン３６により加圧された空気は、低圧圧縮機４２
のブレードおよびベーンとして図４に示された、エンジンのコアに流入する。フ
ァン３６により加圧された空気の残りは、一般的にそうであるように、バイパス
導管４４を通過して、エンジンの主な推力を発生させる。本発明によると、各ブ
レード３７，３８は、その吸込面の後縁近傍に、空気流入口スロット４７，４８
を備えている。これらの空気流入口は、空気流路５０，５１と気体的に連通して
おり、これらの空気流路５０，５１は、各ブレードの吸込面の翼弦長の半分の位
置の近傍もしくは後方にある対応する空気出口スロット５４，５５に通じている
。図４の実施例の主な利点は、コア流領域における吸込みによりファンブレード
の後流による閉塞が防止され、これによって、コアの流量容量が増大することで
ある。第２の主な利点は、吸込みによってファンロータの効率が増大し、これに
よって、エンジンの全圧力比を所定値にするための圧縮仕事量が減少することで
ある。従って、図４に示されるような本発明の流入口スロット４７，４８におけ
る吸込みによって、全エンジン効率が増大する。図４の実施例の付加的な利点は
、超音速の衝撃および境界層の剥離が発生する位置の近傍で、空気出口スロット
５４，５５から空気が安定的に流れるため、ブレード表面における空気速度の勾
配が減少するとともに、境界層の剥離の開始が遅れる。このことによっても、空
気を加圧してバイパス導管４４に流入させる際のブレード効率が増大する。
【００１５】 図５に示されているように、ジェットエンジン３５ａのブレード３７ａ，３８
ａは、図４に関して上述されたものと同じ空気流入口スロット４７，４８を備え
ており、これによって、上述したような、コアエンジン入口の、ファンブレード
の後流による閉塞が防止される。しかし、中空状ブレード３７ａ，３８ａの内部
に設けられた空気導管５０ａ，５１ａは、この例では、ブレードの先端部近傍で
圧力面に設けられた空気出口スロット５４ａ，５５ａに通じている。このことに
よって、ブレードより前進した空気流が発生し、この空気流によって、ブレード
先端部により生じる吸込みが打ち消される。ブレード先端部により生じる吸込み
は、ブレード先端部におけるリークの原因となる。ブレード先端部のリークが減
少することによって、ファンにより空気を加圧してバイパス導管４４に流入させ
る際の全ファン効率が増大する。
【００１６】 スロットを１つだけ設けるのではなく、翼幅方向もしくは流れの方向に離間さ
れた複数のスロットを設けることも可能である。
【００１７】 上述した特許出願は、全て、本願に関して参照することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明を利用したヘリコプタのロータの斜視図。
【図２】 本発明を利用したヘリコプタブレードの、一部が断面図とされた部分上面図。
【図３】 本発明のブレードの前面図。
【図４】 本発明を利用したガスタービンエンジンの一部切欠側断面図。
【図５】 本発明を利用したガスタービンエンジンの一部切欠側断面図。
【図６】 本発明を利用した空気が流動する機械のファンの一部が断面図とされた部分側
面図
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） Ｆ０４Ｄ 29/38 Ｆ０４Ｄ 29/38 Ｅ (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＣＹ， ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，Ｉ Ｔ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ ，ＣＦ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＧＷ，ＭＬ， ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＧＨ，ＧＭ，Ｋ Ｅ，ＬＳ，ＭＷ，ＳＤ，ＳＬ，ＳＺ，ＴＺ，ＵＧ，ＺＷ )，ＥＡ(ＡＭ，ＡＺ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ，ＭＤ，ＲＵ， ＴＪ，ＴＭ)，ＡＥ，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ，ＡＺ， ＢＡ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，Ｃ Ｕ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＤ ，ＧＥ，ＧＨ，ＧＭ，ＨＲ，ＨＵ，ＩＤ，ＩＬ，ＩＮ， ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＣ，Ｌ Ｋ，ＬＲ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ， ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＳＬ，ＴＪ，Ｔ Ｍ，ＴＲ，ＴＴ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＳ，ＵＺ，ＶＮ，ＹＵ ，ＺＡ，ＺＷ (72)発明者 ロード，ウェスレイ ケイ． アメリカ合衆国，コネチカット，サウス グラストンベリー，ブルーベリー レーン 62 Ｆターム(参考） 3H033 AA02 AA16 BB03 BB08 BB17 BB18 BB19 CC02 DD03 DD06 EE08 【要約の続き】 トは、ファンブレードの先端部に隣接して圧力面を通っ て延ばすことができる。

Claims (20)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ハブ、前縁、先端部、ルート部、圧力面および吸込面を備えた
    空気力学的ブレードであって、 前記ハブの近傍で前記ブレードに配置された空気流入口と、 前記ハブまでの距離よりも前記先端部までの距離の方が小さくなるように、前
    記ブレードの表面を通って延びた１つもしくは複数のスロットと、 前記ブレードの内部で前記空気流入口から前記の１つもしくは複数のスロット
    まで延びたプレナムと、を備えており、前記ブレードが回転すると、空気が、前
    記空気流入口内部へと促され、遠心力によって前記プレナムに沿って流され、前
    記の１つもしくは複数のスロットから流出して、前記ブレードに隣接した空気流
    に流入されることを特徴とするブレード。
  2. 【請求項２】 前記の１つもしくは複数のスロットは、前記ブレードの吸込面
    を通って延びており、前記スロットから流出した空気は、前記吸込面の境界層に
    流入し、これによって、大きな運動量フラックスを有する空気粒子が前記吸込面
    の前記境界層に流入し、これによって、境界層の剥離を遅らされるか防止される
    ことを特徴とする請求項２記載のブレード。
  3. 【請求項３】 前記の１つもしくは複数のスロットは、前記ブレードの前記境
    界層が剥離する位置の近傍に配置されていることを特徴とする請求項２記載のブ
    レード。
  4. 【請求項４】 前記ブレードは、ヘリコプタのロータブレードであり、前記吸
    込面の前記境界層が剥離する位置の近傍に複数の前記スロットを備えていること
    を特徴とする請求項２記載のブレード。
  5. 【請求項５】 前記スロットは、空気を、ほぼ接線方向に前記境界層へと流入
    させるものであることを特徴とする請求項２記載のブレード。
  6. 【請求項６】 前記ブレードは、ファンブレードであり、前記吸込面の前記境
    界層が剥離する位置の近傍に前記スロットを複数備えていることを特徴とする請
    求項２記載のブレード。
  7. 【請求項７】 前記ブレードが、空気が流動する機械のファンの一部であるこ
    とを特徴とする請求項６記載のブレード。
  8. 【請求項８】 前記ブレードが、ガスタービンエンジンの第１段であり、前記
    スロットが、前記ブレードの翼弦長の半分の位置の近傍もしくは下流側に配置さ
    れていることを特徴とする請求項２記載のブレード。
  9. 【請求項９】 前記空気流入口が、前記ブレードの前縁の近傍に配置されてい
    ることを特徴とする請求項１記載のブレード。
  10. 【請求項１０】 前記空気流入口は、前記ブレードの前記吸込面を通って延び
    ていることを特徴とする請求項１記載のブレード。
  11. 【請求項１１】 前記空気流入口が、前記ブレードの前縁近傍で、前記圧力面
    を通って延びていることを特徴とする請求項１記載のブレード。
  12. 【請求項１２】 前記ブレードが、空気バイパス導管を備えた軸流型ガスター
    ビンエンジンのファンの一部であり、前記空気流入口が、前記ブレードのルート
    部の近傍で、かつ前記ブレードの後縁の近傍に配置されていることを特徴とする
    請求項１記載のブレード。
  13. 【請求項１３】 前記流入口が、前記ブレードの前記吸込面を通って延びてい
    ることを特徴とする請求項１２記載のブレード。
  14. 【請求項１４】 前記ブレードが、空気バイパス導管およびコアを備えた軸流
    型ガスタービンエンジンのファンの一部であり、前記空気流入口が、前記コアの
    空気流入口に隣接させて前記ブレードの後縁の近傍に配置されており、これによ
    って、ファンブレードの後流による閉塞が抑制されてコアの流量容量が増大され
    ていることを特徴とする請求項１記載のブレード。
  15. 【請求項１５】 前記空気流入口が、前記ブレードの前記吸込面を通って延び
    ていることを特徴とする請求項１４記載のブレード。
  16. 【請求項１６】 前記の１つもしくは複数のスロットは、前記ブレードの吸込
    面を通って延びており、前記スロットから流出した空気は、前記吸込面の境界層
    に流入し、これによって、大きな運動量フラックスを有する空気粒子が前記吸込
    面の前記境界層に流入し、これによって、前記バイパス導管に流入されるべき流
    れを有する境界層の剥離を遅らせるか防止することを特徴とする請求項２記載の
    ブレード。
  17. 【請求項１７】 前記の１つもしくは複数のスロットが、前記ブレードの先端
    部の近傍に配置されていることを特徴とする請求項１４記載のブレード。
  18. 【請求項１８】 前記の１つもしくは複数のスロットが、前記ブレードの先端
    部に沿って前記圧力面を通って延びていることを特徴とする請求項１４記載のブ
    レード。
  19. 【請求項１９】 前記の１つもしくは複数のスロットが、前記吸込面において
    超音速の衝撃が生じる部分で、前記吸込面を通って延びていることを特徴とする
    請求項１４記載のブレード。
  20. 【請求項２０】 前記の１つもしくは複数のスロットが、前記ブレードの翼弦
    長の半分の位置の近傍もしくは下流側で、前記吸込面を通って延びていることを
    特徴とする請求項１４記載のブレード。
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