JP2004257380A - ターボジェット用後退翼 - Google Patents

Abstract

【課題】ターボジェットのあらゆる動作状況下で最適な空気力学的性能を保証すると同時に、発生する騒音を最小限に抑えることを可能にし、また、これらの翼を複数含む、ターボジェットのファンおよびターボジェットのコンプレッサーを提供する。
【解決手段】ターボジェットの回転翼は、複数の翼部であって前記翼の基部（１６）および先端部（１８）の間で該翼部の重心線（１５）に沿って延設される翼部を含み、前記翼は、前記ターボジェットの放射軸（Ｚ−Ｚ）に沿って下部（２４）、中間部（２６）および上部（２８）を有し、前記下部は前縁線（３３）の縦傾斜角（α）を有し、前記中間部は前記前縁線の後方への縦傾斜角（β）を有し、前記上部は前記前縁線の後方への縦傾斜角（γ）および前記翼の回転方向と逆方向における前記翼の前記重心線の接線傾斜角（δ）を有す。
【選択図】 図１

Description

本発明はターボジェットの後退翼（ｂａｃｋｓｗｅｐｔ）の分野全般に関し、特にターボジェットのファンまたはコンプレッサーにおける翼の幾何学に関する。

ターボジェットは、特に、ターボジェットを通過する気体の流れる方向における後方に多段コンプレッサーを有するファンを備える。ファンおよびコンプレッサーはターボジェットの要素であり、これらを気体流が通過する。これらは各々、円周に沿って相互間に間隔を置いて配置される動翼列を含み、気体流の通路を画成する。これらの要素の翼は、ターボジェットのこれらの要素を通過する気体の流れにおいて亜音速から超音速までの速度を発生させることができる回転速度の影響を受ける。高流速は特に、気体の質量流量の改善を可能にし、それによってターボジェットの推力が高まるが、高レベルの騒音が発生するという欠点を伴う場合もある。特に、気体流が超音速から亜音速へ切り換わるのに伴う「スーパーソニック・バン（ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｂａｎｇ）」は、かかる騒音の大きな原因となる。他にも、ファン付近での気体の乱流（広帯域騒音）を含む相互作用現象も、ファンの騒音源となる。

従って、エンジン製造業者は、ターボジェットの推力を高めることができ、かつファンまたはコンプレッサーを通過する気体の流れによって生じる騒音を最小限に抑える、ファン翼およびコンプレッサー翼の案出を探索している。更に、このような翼を設計する際は、空気力学およびこれらの翼の強度といった、他の様々なパラメータを考慮する必要がある。翼は、質量流量およびそれを通過する気体の圧縮を最適にする一方で、翼にとって良好な機械的強度を保証するよう、設計される必要がある。特に、高速回転時においては、高レベルの振動と遠心力とが翼にかかるため、翼が受ける機械的応力はより深刻である。

ファン翼およびコンプレッサー翼については、多くの幾何学が提案されてきた。これらは主に、空気力学的性能を高めてターボジェットのファンおよびコンプレッサーによって生じる騒音を減らすための、翼部分の積重ねの関係、全般的な曲率、および空気力学的に後退させた部分を存在させる可能性、を特徴とする。しかし、これらの翼のいずれも、ターボジェットが用いられるあらゆる状況、特に、例えば離陸中および機体が最高高度に達する場合等に発生する高速または高毎分回転数（ｒｐｍ）、および例えば機体のアプローチ段階等に起こる部分的ｒｐｍの、両方の状況下で、効果的な空気力学的動作が得られるものではなく、かつ、ますます厳しさを増す騒音基準を満たすものではない。

従って、本発明は、ターボジェットのファン翼またはコンプレッサー翼に関する新規な幾何学的形状を提案することによりこれらの欠点の緩和を探索し、ターボジェットのあらゆる動作状況下で最適な空気力学的性能を保証すると同時に、発生する騒音を最小限に抑えることを可能にする。また本発明は、これらの翼を複数含む、ターボジェットのファンおよびターボジェットのコンプレッサーを提供する。

このため、本発明は、縦方向の気体流の影響を受けるターボジェットの回転翼を提供する。前記翼は、複数の翼部（ｂｌａｄｅ ｓｅｃｔｉｏｎ）であって翼の基部および先端部の間で該翼部の重心線に沿って延設される翼部を含み、前記翼は、前縁部および後縁部の間に縦に画成され、前記翼は、前記ターボジェットの放射軸に沿って下部、中間部および上部を有し、前記下部は前記翼の基部から前記中間部の下限まで放射状に続き、前記上部は前記中間部の上限から前記翼の先端部まで放射状に続く。前記下部は前縁線の縦傾斜角を有し、前記中間部は、前記前縁線の後方への縦傾斜角を有し、前記上部は、前記前縁線の後方への縦傾斜角および前記翼の回転方向と逆方向における前記翼部の前記重心線の接線傾斜角を有することを特徴とする。

高い「腹部」（「腹部」とは、縦位置が最小値になる前縁の地点、つまり、前縁の中間部の下限に位置する地点として定義される）と、軸方向および接線方向（翼の回転方向と逆方向）にオフセットされる後退部との組み合わせにより、翼を通過する気体の流れをより良く放射状に分配させ、高ｒｐｍでの質量流量を増加させて部分的ｒｐｍでの効率を改善することが可能となる。このように効率が改善され入射角が小さくなる結果として、音響特性が改善される。その結果、このような翼の幾何学的形状は、低ｒｐｍでは、高効率と連携して等厚翼（ｓｔｒａｉｇｈｔ ｂｌａｄｅ）の騒音が低レベルであることの利益を受け、高ｒｐｍでは、質量流量の大きさと後退翼の効率性能の高さの利益を受ける。

腹部の位置は、翼の基部および先端部の間の翼の半径高さの４０％から７５％の範囲内であると有利である。

下部の前縁線の縦傾斜角は、ターボジェットの放射軸に対して−５°から１５°の範囲内であることが好ましい。翼の基部と通過する気体流の流れとの間の接合角に関するこの制限は、翼にかかる機械的応力を制限する役割をする。更に、翼の下部は、翼部の重心線の接線傾斜角を有しても良い。この接線傾斜角は、ターボジェットの放射軸に対して−５°から１５°の範囲内であると有利である。

同様に、中間部の前縁線の後方への縦傾斜角は、ターボジェットの放射軸に対して５°から２０°の範囲内であることが好ましい。翼の中間部はまた、翼部の重心線の接線傾斜角を有しても良い。この接線傾斜角は、ターボジェットの放射軸に対して−５°から１５°の範囲内であると有利である。

上部の前縁線の後方への縦傾斜角は、ターボジェットの放射軸に対して２０°から５０°の範囲内、上部の回転方向とは逆方向における翼部の重心線の接線傾斜角は、ターボジェットの放射軸に対して２０°から５０°の範囲内、であることが好ましい。

本発明の変形では、前縁の上部は更に、翼の先端部へ放射状に延びる先端区域を含み、前縁線が前方への縦傾斜角を有す。翼上部の先端区域のこの前方傾斜によって、翼は、その効率を損なうことなく機械的にバランスを取ることが可能となる。

本発明の他の特徴および利点は、添付の図面を参照した以下の記述によって明らかになる。図面は、本発明の一つの実施形態を示すものであり、限定的な性質を持つものではない。

図１および図２は、本発明の１つの実施形態を構成する、翼が取り付けられたターボジェットのファンの、線図による部分的な縦断面図である。これらの図において、ファンは、ディスクまたはハブ４の周囲に、相互間に一定の間隔を置いて配置された一列の翼２を含む。各翼２は、根部６によってディスクまたはハブ４に固定され、該ディスクまたはハブ４は、ターボジェットの縦軸Ｘ−Ｘの周りを矢印Ｆの示す回転方向に回転する。各翼２はまた、縦軸Ｘ−Ｘの周囲にその一部が延びたプラットホーム８を有する。翼がディスクまたはハブ４に組み込まれる際、隣接する翼のプラットフォーム８が相互に接触し、それによって、ファンを通過する空気流の流れ１２のための内壁１０が画成される。ファンを囲むケーシングの壁１４は、大気流の流れの外壁を形成する。

以下の記述に関して、ターボジェットの放射軸Ｚ−Ｚは、縦軸Ｘ−Ｘに垂直な軸であり、翼と空気流の流れの内壁との間の交点の重心を通ると定義される。接線軸Ｙ−Ｙは、ターボジェットの縦軸Ｘ−Ｘおよび放射軸Ｚ−Ｚと連動して右手系の直角の基準系を形成する。

図示されている翼２は、該翼を放射軸Ｚ−Ｚに垂直な一定高度の平面に副分割することによって生じる、複数の翼部（図示せず）を含む。これらの翼部は、プラットホーム８から該翼部の重心を通る線１５に沿って延設される。翼部の重心線１５は、各翼部の重心を、接線軸Ｙ−Ｙおよび放射軸Ｚ−Ｚによって画成される平面へと投出させることによって得られる。図３Ｂに示すように、この翼部の重心線は、該翼部の重心の放射軸Ｚ−Ｚに沿う高さの関数である。従って、翼部の重心を通る線は、高さが最も低い地点Ｚａから高さが最も高い地点Ｚｂまで続く。地点Ｚａは、翼と空気流の流れの内壁との交点上に位置し、その高度は、該交点での翼の前縁地点および後縁地点の高度の平均値に該当する。地点Ｚｂは、完全に空気流の流れの中に位置する最後の翼部の高度に該当する。

翼は、翼の基部１６および先端部１８の間に放射状に画成され、また前縁２０および後縁２２の間に縦に画成される。翼２はまた、動作中にファンを通過する空気流１２と連動するよう、基部１６から先端部１８に向かって捻れている。図３Ａおよび３Ｂをより具体的に参照すると、翼は、線図式には下部２４、中間部２６、および上部２８に副分割できることがわかる。下部２４は、翼面１６から中間部２６の下限３０までターボジェットの放射軸Ｚ−Ｚに沿って続き、上部２８は、中間部２６の上限３２から翼の先端部１８まで放射状に続く。

本発明によれば、翼の前縁２０に沿って続く線３３は、翼の下部２４における前方または後方への縦傾斜角αを有し、また翼の中間部２６における後方への縦傾斜角βを有する。更に、翼の上部２８は、前縁線３３の後方への縦傾斜角γ、および翼部の重心線１５の翼の回転方向と逆方向における接線入射角δを有す。

翼の前縁線３３は、図３Ａに示すように、翼の前縁２０の地点を、一定半径で縦軸Ｘ−Ｘおよび放射軸Ｚ−Ｚで画成される子午面へ投出することで画成される。従って、この前縁線３３は前縁の地点の半径の関数である。前縁上の地点の半径は、空気流の流れの内壁と交差する翼の前縁２０に該当する最低半径地点Ｒａ、および前縁と空気流の流れの外壁との交点に該当する最大半径地点Ｒｂの間に画成される。

前縁線３３は、「前方への」縦傾斜角を有すると言われる。つまり、翼の前縁線３３は、ファンの前方に向かって、つまり、ファンを通過する空気流１２の吸気口に向かって傾斜する。同様に、縦傾斜角は、前縁線がファンの後端部に向かって、つまり、ファンを通過する空気流１２の流れる方向に傾斜する場合に、「後方へ」と言われる。また、傾斜角は、翼部の重心線１５が接線軸Ｙ−Ｙに対して傾斜し、この接線傾斜角δがファンの回転方向Ｆと逆方向である場合に、「翼の回転方向と逆の接線方向に」といわれる。これらの傾斜角α、β、γおよびδは全て、ターボジェットの放射軸Ｚ−Ｚに対して定められる。

このような構成により、本発明の翼の前縁は最小の縦方向横座標地点を有す。これは、「腹部」が中間部２６の下限３０と同じ高さに位置するとも言われる。ターボジェットの縦軸Ｘ−Ｘに沿う横座標は、空気流１２の方向に画成される。本発明の翼の前縁はまた、ファンの回転方向と逆の方向に接線オフセットされる翼部と連携する後退（ｂａｃｋｗａｒｄ ｓｗｅｅｐ）を示す。図２および図３Ｂは、接線オフセットに関連するこの後退を示す。

本発明の好適な特性によると、最小の縦方向横軸地点Ｒｖつまり腹部は、翼の半径高さ全体の４０％から７５％の範囲内に位置する。半径高さは、翼の基部１６から先端部１８に向かって測定される。定義により、最低半径高さである０％は前縁と空気流の流れの内壁の交点Ｒａに該当し、最高半径高さである１００％は前縁と空気流の流れの外壁の交点Ｒｂに該当する。これに対して、従来技術の翼が図３Ａおよび３Ｂに点線で示されている。図３Ａにおいては、特に、従来技術の翼の前縁にも最小の縦方向横座標点があることがわかる。しかし、この最小横座標点は、これに対応する本発明の翼における点よりもはるかに低い位置にある（半径高さ約３０％）。

更に、翼の中間部２６と上部２８との間の限界は、まず、地点ＲｖとＲｂとを相互接続するセグメントを２つの等しい部分に分割することによって前縁線３３について決定され、次に、地点Ｚｖ（地点Ｒｖと等しい高度）とＺｂとを相互接続するセグメントを同様に２つの等しい部分に分割することによって翼の重心線１５について決定されることが、認識されるべきである。

本発明の別の好適な特性によると、翼の下部２４の前縁線３３の縦傾斜角αは−５°から１５°の範囲内である。この傾斜角が負の場合は、前縁線の後方への傾斜角に当たることを意味し、正の場合は、前方への傾斜角に当たることを意味する。この構成により、翼の基部１６および内部の空気流の流れの接点角の制限が可能となる。従って、翼の下部にかかる機械的応力は、接点角が大きい従来技術よりも小さい。更に、翼の中間部２６の前縁線３３の後方への縦傾斜角βは、５°から２０°の範囲内であることが好ましい。

本発明の更に別の好適な特性によると、翼の上部２８は、前縁線の後方への縦傾斜角γ（図３Ａ）がターボジェットの放射軸Ｚ−Ｚに対して２０°から５０°の範囲内であり、翼部の重心線１５に対する回転方向（図３Ｂ）と逆方向への接線傾斜角δが、ターボジェットの放射軸Ｚ−Ｚに対して２０°から５０°に範囲内である。

本発明の更に別の好適な特性によると、翼の底部２４は、翼部の重心線１５に対して接線傾斜角φを有しても良い。この接線傾斜角φは、ターボジェットの放射軸Ｚ−Ｚに対して−５°から１５°の範囲内であることが好ましい。角度が負の場合、この傾斜角φは翼の回転方向と逆方向であり、正の場合は、翼の回転方向である。

更に、翼の中間部２６は、翼部の重心線１５に対して接線傾斜角εを有しても良い。この接線傾斜角εは、ターボジェットの放射軸Ｚ−Ｚに対して−５°から１５°の範囲内であることが好ましい。角度が負の場合、この傾斜角εは翼の回転方向であり、正の場合は、翼の回転方向と逆方向である。

傾斜角α、β、γ、φおよびεは全て、縦方向および接線方向へ強く後退する翼に対応する。この後退と、高位置における腹部の存在とを組み合わせることによって、特に、翼形の入射角を極めて大幅に減少させる役割を果たす。翼の上部２８において、このように入射角が大幅に減少することは、特に、部分的ｒｐｍでかなりの効率が得られることになり、従ってファンを通過する空気流によって発生する広帯域騒音が改善される。さらに、本発明の翼によりファンを通過する空気の流れが放射状に分配されることによって、空気流の翼の上部への移動を増やすことが可能となる。

必要な場合は、本発明の変形において、翼の先端部を前方に傾斜させ（図示せず）翼の機械的挙動の改良を提供することも可能である。翼の先端部は、翼の上部２８の先端区域に位置し、半径高さの８０％から１００％の範囲内にある。従って、この先端部の前方傾斜は、この区域における前縁線の前方への縦傾斜角に該当する。例えば、この傾斜角は５°から２０°の範囲であって良い。この先端部における局所的な傾斜は、翼部の重心の違いを制限しながら翼のバランスを保つ利点があるが、これによって、翼の幾何学の空中音響性能に影響を与えることはない。

上述の翼は、ターボジェットのファンの一部を形成する。当然、本発明はターボジェットの高圧および低圧コンプレッサーの翼にも適用される。更に、翼の他の幾何学的特性（翼弦、厚み、後縁の翼形、翼のそり等）は、本発明の主題を構成するものではないため、説明されていないことは認識されるであろう。

本発明の一つの実施形態を構成する、翼を取り付けたターボジェットのファンの部分的な縦断面図である。 図１のＩＩ−ＩＩに沿った断面図である。 図１の翼を線図で示す縦断面図であり、従来技術の翼形を点線で表す線図を含む。 図１の翼を線図で示す横断面図であり、従来技術の翼形を点線で表す線図を含む。

符号の説明

２ 翼
４ ディスクまたはハブ
６ 根部
８ プラットホーム
１０ 内壁
１２ 空気流
１４ 壁
１５ 重心線
１６ 基部
１８ 先端部
２０ 前縁
２２ 後縁
２４ 下部
２６ 中間部
２８ 上部
３０ 下限
３２ 上限
３３ 前縁線

Claims (11)

1. 縦方向の気体流の影響を受けるターボジェットの回転翼であって、前記翼（２）は、複数の翼部であって前記翼の基部（１６）および先端部（１８）の間で該翼部の重心線（１５）に沿って延設される翼部を含み、前記翼は、前縁部（２０）および後縁部（２２）の間に縦に画成され、前記翼は、前記ターボジェットの放射軸（Ｚ−Ｚ）に沿って下部（２４）、中間部（２６）および上部（２８）を有し、前記下部は前記翼の基部（１６）から前記中間部の下限（３０）まで続き、前期上部は前記中間部の上限（３２）から前記翼の先端部（１８）まで続き、
   前記下部（２４）は前縁線（３３）の縦傾斜角（α）を有し、前記中間部（２６）は前記前縁線の後方への縦傾斜角（β）を有し、前記上部（２８）は、前記前縁線の後方への縦傾斜角（γ）および前記翼の回転方向と逆方向における前記翼部の前記重心線（１５）の接線傾斜角（δ）を有することを特徴とする、翼。
2. 前記翼の前記中間部（２６）の下限（３０）は、前記基部（１６）および前記先端部（１８）の間の前記翼の半径高さの４０％から７５％の範囲内であることを特徴とする、請求項１に記載の翼。
3. 前記下部（２４）の前記前縁線の縦傾斜角（α）は、前記ターボジェットの前記放射軸（Ｚ−Ｚ）に対して−５°から１５°の範囲内であることを特徴とする、請求項１または２に記載の翼。
4. 中間部（２６）の前縁線の後方への縦傾斜角（β）は、前記ターボジェットの前記放射軸（Ｚ−Ｚ）に対して５°から２０°の範囲内であることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の翼。
5. 前記上部（２８）の前縁線の後方への縦傾斜角（γ）は、前記ターボジェットの前記放射軸（Ｚ−Ｚ）に対して２０°から５０°の範囲内であり、前記上部（２８）の翼部の重心線（１５）の接線傾斜角（δ）は、前記ターボジェットの前記放射軸（Ｚ−Ｚ）に対して２０°から５０°の範囲内であることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載の翼。
6. 前記下部（２４）は更に、前記ターボジェットの放射軸（Ｚ−Ｚ）に対して−５°から１５°の範囲内にある、前記翼部の中心線（１５）の接線傾斜角（φ）を有することを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の翼。
7. 前記中間部（２６）は更に、前記ターボジェットの前記放射軸（Ｚ−Ｚ）に対して−５°から１５°の範囲内にある、前記翼部の重心線（１５）の接線傾斜角（ε）を有することを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の翼。
8. 前記上部（２８）は更に、前記前縁線（３３）が前方への縦傾斜角を有する前記翼の先端部（１８）へ放射状に延びる先端区域を含むことを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載の翼。
9. 気体の流れを通過させる回転式のターボジェットの機械であって、請求項１から８のいずれか一項に記載の複数の翼を含むことを特徴とする、機械。
10. ターボジェットのファンを構成することを特徴とする、請求項９に記載の機械。
11. ターボジェットのコンプレッサーを構成することを特徴とする、請求項９に記載の機械。

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