JP2010203456A - 高転向・高遷音速翼 - Google Patents

Abstract

【課題】 軸流圧縮機用翼列に用いられる高転向・高遷音速翼の前縁部に発生する衝撃波をコントロールして圧力損失の低減を図る。
【解決手段】 軸流圧縮機用翼列に用いられる高転向・高遷音速翼の前縁部の背面側の流速分布は、流速の最初の極大値ｊの後方であって前縁から翼弦長の１５％位置以内に流速が略一定の超音速部分ｋ〜ｌを有する。前記超音速部分ｋ〜ｌは、その前後端のマッハ数差ΔＭをその翼弦方向長さΔＸ／Ｃで除算した値が１未満であり、かつ前記超音速部分ｋ〜ｌの最大マッハ数が１．４未満である。流速が最初の極大値ｊになる位置で大きな第１の衝撃波を積極的に発生させることで、その後方の流速が略一定の超音速部分ｋ〜ｌに発生する第２の衝撃波を弱め、第２の衝撃波に伴う境界層の剥離を抑制して翼の後流の圧力損失を大幅に低減することができる。
【選択図】 図３

Description

本発明は、正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を有する多数の翼を環状の流体通路に配置した軸流圧縮機用翼列に用いられる高転向・高遷音速翼に関する。

下記特許文献１には、軸流圧縮機の背面の曲率分布を、前縁部から減少して極小値になり、そこから増加して極大値になった後に、後縁部に向けて減少するようにし、これにより前縁部における衝撃波の発生を回避して圧力損失の低減を図るものが記載されている。

また下記特許文献２には、圧縮機の翼の前縁部の腹面側の形状および背面側の形状をミーンキャンバーラインに対して非対称にすることで、前縁部における流速の急激な変化を防止して圧縮効率の向上を図るものが記載されている。

また下記特許文献３には、飛行機の翼の揚力特性の向上を図るべく、翼の背面を曲率の異なる三つの領域に分割し、前縁近傍の翼弦長の１０％未満の位置までの第１の領域では曲率が前縁部の大きな値から第１の極小値まで急激に減少し、それに続く第２の領域では曲率が前記第１の極小値から第１の極大値を経て翼弦長の４０％未満の位置の第２の極小値まで変化するものが記載されている。

特開平７−８３１９６号公報 特開平９−２５６９９８号公報 米国特許第４６５５４１２号明細書

ところで、上記特許文献１に記載された軸流圧縮機の翼は、前縁部の背面側における曲率分布が本願発明のものと類似しているが、その翼は転向角が極めて小さいタイプのものであり、本願発明が対象とする高転向型の翼とは基本形状および機能が異なっている。

また上記特許文献２に記載された軸流圧縮機の翼は、前縁部の背面側における流速分布が本願発明のものと類似しているが、前記流速分布の前部あるいは一部が亜音速であり、本願発明が対象とする前縁部の背面側における流速分布が全て超音速である翼とは使用条件および機能が異なっている。

また上記特許文献３に記載された翼は、前縁部の背面側における曲率分布が本願発明のものと類似しているが、その翼は飛行機に使用されるものであり、本願発明が対象とする軸流圧縮機用翼列に使用しても所期の性能を発揮できないものである。

本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、軸流圧縮機用翼列に用いられる高転向・高遷音速翼の前縁部に発生する衝撃波をコントロールして圧力損失の低減を図ることを目的とする。

上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を有する多数の翼を環状の流体通路に配置した軸流圧縮機用翼列に用いられる高転向・高遷音速翼において、翼の前縁部の背面側における翼弦長の５％位置以内に曲率の最初の極小値があり、翼の背面側の流速分布は、流速の最初の極大値の後方であって前縁から翼弦長の１５％位置以内に流速が略一定の超音速部分を有し、前記超音速部分の前後端のマッハ数差をその翼弦方向長さで除算した値を１未満とし、かつ前記超音速部分の最大マッハ数を１．４未満とすることで、前縁部に強い第１の衝撃波を誘発して主流に圧力損失を発生させるとともに、前記第１の衝撃波の後方に弱い第２衝撃波を誘発して翼の後流の圧力損失を低減し、以て前記第１、第２の衝撃波によるトータルの圧力損失を低減することを特徴とする高転向・高遷音速翼が提案される。

また請求項２に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、翼の転向角が４０°以上であることを特徴とする高転向・高遷音速翼が提案される。

また請求項３に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、主流のマッハ数は０．８２５以上で１．０未満であることを特徴とする高転向・高遷音速翼が提案される。

請求項１の構成によれば、軸流圧縮機用翼列に使用する高転向・高遷音速翼の背面側における翼弦長の５％位置以内に曲率の最初の極小値があり、背面側の流速分布が、流速の最初の極大値の後方の翼弦長の１５％位置以内に流速が略一定の超音速部分を有するので、流速が最初の極大値になる位置で大きな第１の衝撃波を積極的に発生させることで前縁の近傍の空力負荷を高め、その後方の流速が略一定の超音速部分に発生する第２の衝撃波を弱めることができる。その結果、第２の衝撃波に伴う境界層の剥離を抑制して翼の後流の圧力損失を大幅に低減し、強い第１の衝撃波による主流の圧力損失の僅かな増加を相殺してトータルの圧力損失を低減することができる。しかも流速の最初の極大値の後方の超音速部分の流速の増加率、つまり超音速部分の前後端のマッハ数差を該超音速部分の翼弦方向長さで除算した値を１未満とし、かつ前記超音速部分の最大マッハ数を１．４未満とすることで、第２の衝撃波を弱めて境界層の剥離を確実に抑制することができる。

請求項２の構成によれば、翼の前縁部の背面側の曲率の最初の極小値の位置を翼弦長の５％位置以内としたので、圧力損失の低減効果を最も効率的に発揮させることができる。

請求項２の構成によれば、翼の転向角を４０°以上とすることで、圧力損失の低減効果を最も効果的に発揮させることができる。

請求項３の構成によれば、主流のマッハ数を０．８２５以上で１．０未満でとすることで、圧力損失の低減効果を最も効果的に発揮させることができる。

実施の形態および比較例の翼列を示す図 実施の形態および比較例の翼の背面の曲率分布を示すグラフ 実施の形態の翼の入口マッハ数＝０．９０における背面および腹面の流速分布を示すグラフ 比較例の翼の入口マッハ数＝０．８９における背面および腹面の流速分布を示すグラフ 実施の形態および比較例の翼の前縁部の流速分布を示す図 実施の形態および比較例の翼の損失係数の分布を示す図 実施の形態および比較例の翼の損失係数の翼列のピッチ方向の分布を示すグラフ 実施の形態および比較例の翼の損失係数のマッハ数に対する変化を示すグラフ 実施の形態および比較例の翼の前縁部の形状を示す図

以下、図１〜図９に基づいて本発明の実施の形態を説明する。

本発明は軸流圧縮機用翼列に用いられる高転向・高遷音速翼に関するもので、図１に示す翼列のうち、実線は実施の形態の翼Ｗを示し、破線は比較例の翼Ｗを示している。前縁Ｅｌおよび後縁Ｅｔを結ぶ腹面Ｓｐ（正圧面）および背面Ｓｓ（負圧面）を有する翼Ｗは、キャンバーラインの反りが大きい高転向型のもので、その転向角θは４０°以上である。ここでは、翼列のピッチは翼弦長Ｃ（前縁Ｅｌおよび後縁Ｅｔ間の距離）の５０％とされる。

図２は翼Ｗの背面Ｓｓ（負圧面）の曲率分布を示すもので、実線で示す実施の形態の翼Ｗは、前縁Ｅｌ（０％位置）の直後に第１の最大値ａを持ち、４０％位置付近に第１の極大値ｂを持ち、９０％位置付近に第２の極大値ｃを持ち、後縁Ｅｔ（１００％位置）の直前に第２の最大値ｄを持つ。また前記第１の最大値ａの直後に第１の極小値ｅを持ち、７０％位置付近に第２の極小値ｆを持ち、前記第２の最大値ｄの直前に第３の極小値ｇを持つ。第１の極小値ｅは第１の最大値ａの直後にあり、その曲率は０．６と極めて小さくなっている。そして第１の極小値ｅから第１の極大値ｂに向かって曲率は緩やかに増加している。

一方、破線で示す比較例は、１５％位置付近に極大値ｈを持ち、７０％位置付近に極小値ｉを持つ。比較例は１５％位置付近に極大値ｈを持つのに対し、実施の形態は４０％位置付近に極大値ｂを持つため、その分だけ実施の形態の曲率変化が緩やかになる。

尚、本明細書でいう「曲率」とは翼弦長Ｃで無次元化したものを指す。即ち、曲率は曲率半径の逆数であるが、この曲率半径は翼弦長Ｃで無次元化したものである。従って、実際の曲率半径が翼弦長Ｃに等しければ無次元化した曲率半径は１．０となって曲率は１．０となり、実際の曲率半径が翼弦長Ｃの２倍であれば無次元化した曲率半径は２．０となって曲率は０．５となり、実際の曲率半径が翼弦長Ｃの半分であれば無次元化した曲率半径は０．５となって曲率は２．０となる。

実施の形態の翼Ｗの特徴は前縁Ｅｌの近傍の背面Ｓｓの曲率分布にあり、前縁Ｅｌの直後の第１の最大値ａの直後に第１の極小値ｅを持ち、第１の極小値ｅの後で曲率が緩やかに増加している。そして前記第１の極小値ｅは５％位置よりも前方で発生し、その値は０．６未満である。このような翼Ｗの前縁Ｅｌの近傍の背面Ｓｓの曲率分布により、その背面Ｓｓの圧力分布に顕著な特徴が発生する。

図３に楕円で囲って示すように、実施の形態の翼Ｗの前縁Ｅｌの近傍の背面Ｓｓの流速分布は、前縁Ｅｌの直後にマッハ数＝１．６０の第１の極大値ｊが発生し、そこからマッハ数＝１．３０の第１の極小値ｋまで急激に減少し、そこからマッハ数＝１．３５の第２の極大値ｌまで緩やかに増加した後に再び急激に減少する。第１の極小値ｋは翼弦長Ｃの３．９％位置において発生し、第２の極大値ｌは翼弦長Ｃの１２．５％位置において発生している。第１の極小値ｋおよび第２の極大値ｌ間のマッハ数差ΔＭは、ΔＭ＝１．３５−１．３０＝０．０５であり、第１の極小値ｋおよび第２の極大値ｌ間の翼弦方向長さΔＸ／Ｃは、ΔＸ／Ｃ＝０．１２５−０．０３９＝０．０８６であり、従って第１の極小値ｋおよび第２の極大値ｌ間の勾配はΔＭ÷ΔＸ／Ｃ＝０．５８となる。

それに対して、図４に示す比較例の翼Ｗの前縁Ｅｌの近傍の背面Ｓｓの流速分布は、前縁Ｅｌの直後にマッハ数＝１．４７の第１の極大値ｍが発生し、そこからマッハ数＝１．３０の第１の極小値ｎまで急激に減少し、そこからマッハ数＝１．４４の第２の極大値ｏまで急激に増加した後に再び急激に減少する。

図５（Ａ），（Ｂ）は実施の形態および比較例の翼Ｗの前縁Ｅｌ部の流速分布を示す図であって、斜線の密な領域ほど流速が高く、衝撃波が強いことを示している。図６（Ａ），（Ｂ）は実施の形態および比較例の翼Ｗの損失係数の分布を示す図であって、斜線の密な領域ほど、つまりＲ４＞Ｒ３＞Ｒ２＞Ｒ１の順に損失係数が大きいことを示している。

図３で説明した実施の形態の翼Ｗの前縁Ｅｌの近傍の背面Ｓｓの流速分布により、図５（Ａ）に示すように、前記流速の第１、第２の極大値ｊ，ｌに対応して、前縁Ｅｌの直後に第１の衝撃波ＳＷ１が発生し、その後方に第２の衝撃波ＳＷ２が発生する。第１、第２の衝撃波ＳＷ１，ＳＷ２は、第１の衝撃波ＳＷ１の方が第２の衝撃波ＳＷ２よりも遥かに強いものとなっている。

その結果、図６（Ａ）に示すように、第１、第２衝撃波ＳＷ１，ＳＷ２の後方の損失係数がやや高い領域Ｒ２が拡大するものの、翼Ｗの後方の損失係数が最も高い領域Ｒ４が大幅に減少することにより、トータルの損失係数を減少させることができる。

一方、図４で説明した比較例の翼Ｗの前縁Ｅｌの近傍の背面Ｓｓの流速分布により、図５（Ｂ）に示すように、前記流速の第１、第２の極大値ｍ，ｏに対応して、前縁Ｅｌの直後に第１の衝撃波ＳＷ１′が発生し、その後方に第２の衝撃波ＳＷ２′が発生するが、第２の衝撃波ＳＷ２′の方が第１の衝撃波ＳＷ１′よりも強くなっている。そのため、第２の衝撃波ＳＷ２′の後方において境界層の大きな剥離が発生する。

その結果、図６（Ｂ）に示すように、第１、第２衝撃波ＳＷ１′，ＳＷ２′の後方の損失係数がやや高い領域Ｒ２が減少するものの、境界層の剥離によって翼Ｗの後方の損失係数が最も高い領域Ｒ４が大幅に増加することにより、トータルの損失係数が増加していることが分かる。

尚、実施の形態および比較例の翼Ｗの前縁Ｅｌ近傍の形状は図９に示される。

図７は翼弦長Ｃの５０％位置における損失係数の、翼列のピッチ方向の分布を示すグラフであって、実線で示す実施の形態の翼Ｗは破線で示す比較例の翼Ｗに対して、翼列の隣接する翼Ｗ間の主流部分で損失係数が若干増加しているものの、翼Ｗの後流部分で損失係数が大幅に減少しているため、トータルの損失係数が減少していることが分かる。

以上のように実施の形態の翼Ｗは、その前縁Ｅｌの直後に曲率の第１の極小値ｅを設けて流速を増加させ、そこに強い第１の衝撃波ＳＷ１を積極的に発生させて前縁Ｅｌの近傍の空力負荷を高め、かつ曲率の第１の最大値ａの後方の第１の極小値ｅの値を十分に小さくし、そこから後方に向けて曲率を緩やかに増加させることで、その後方の境界層の大剥離の原因となる翼前部（翼弦長Ｃのほぼ１５％位置）に発生する第２の衝撃波ＳＷ２を弱めることができる。その結果、境界層の剥離を緩和し、第１、第２の衝撃波ＳＷ１，ＳＷ２によるトータルの圧力損失を減少させることができる。

一方、比較例の翼Ｗは、第１の衝撃波ＳＷ１′が小さいために主流の損失係数は殆ど増加しないが、第２の衝撃波ＳＷ２′が大きいために境界層が剥離して翼Ｗの後流の損失係数が大幅に増加してしまい、結果としてトータルの損失係数が増加してしまうことになる。

図８は損失係数のマッハ数に対する変化を示すグラフであって、マッハ数が０．８２５未満の領域では実施の形態の翼Ｗの損失係数が比較例の翼Ｗの損失係数を若干上回っているが、マッハ数が０．８２５以上の領域では実施の形態の翼Ｗの損失係数が比較例の翼Ｗの損失係数を劇的に下回っており、損失係数の大きな低減効果が得られることが確認される。

以上の説明から明らかなように、本発明の翼Ｗは、背面Ｓｓ側の流速の第１の極大値ｊの後方に流速が略一定の超音速部分を有することが必須であり、かつ前記超音速部分の後端は翼弦長Ｃの１５％位置（実施の形態では１２．５％位置）以内にあることが必須である。また本発明の翼Ｗの効果を最大限に発揮させるには、曲率の第１の極小値ｅは翼弦長Ｃの５％位置よりも前方（実施の形態では３．９％位置）にあり、その第１の極小値ｅは０．６未満であることが望ましい。また前記超音速部分の勾配であるΔＭ÷ΔＸ／Ｃの値は１未満（実施の形態では０．５８）であり、かつ前記超音速部分における最大マッハ数は１．４未満（実施の形態では１．３５）であることが望ましい。また翼列に対する主流の流入速度は、マッハ数が０．８２５以上で１．０未満の高遷音速であることが望ましい。

以上、本発明の実施の形態を詳述したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。

Ｃ 翼弦長
Ｅｌ 前縁
Ｅｔ 後縁
ｅ 曲率の極小値
ｊ 流速の極大値
Ｓｐ 腹面
Ｓｓ 背面
Ｗ 翼
ΔＭ マッハ数差
ΔＸ／Ｃ 翼弦方向長さ
θ 転向角

Claims (3)

1. 正圧を発生する腹面（Ｓｐ）および負圧を発生する背面（Ｓｓ）を有する多数の翼（Ｗ）を環状の流体通路に配置した軸流圧縮機用翼列に用いられる高転向・高遷音速翼において、
   翼（Ｗ）の前縁（Ｅｌ）部の背面（Ｓｓ）側における翼弦長（Ｃ）の５％位置以内に曲率の最初の極小値（ｅ）があり、
   翼（Ｗ）の背面（Ｓｓ）側の流速分布は、流速の最初の極大値（ｊ）の後方であって前縁（Ｅｌ）から翼弦長（Ｃ）の１５％位置以内に流速が略一定の超音速部分を有し、
   前記超音速部分の前後端のマッハ数差（ΔＭ）をその翼弦方向長さ（ΔＸ／Ｃ）で除算した値を１未満とし、かつ前記超音速部分の最大マッハ数を１．４未満とすることで、前縁（Ｅｌ）部に強い第１の衝撃波（ＳＷ１）を誘発して主流に圧力損失を発生させるとともに、前記第１の衝撃波（ＳＷ１）の後方に弱い第２衝撃波（ＳＷ２）を誘発して翼（Ｗ）の後流の圧力損失を低減し、以て前記第１、第２の衝撃波（ＳＷ１，ＳＷ２）によるトータルの圧力損失を低減することを特徴とする高転向・高遷音速翼。
2. 翼（Ｗ）の転向角（θ）が４０°以上であることを特徴とする、請求項１に記載の高転向・高遷音速翼。
3. 主流のマッハ数は０．８２５以上で１．０未満であることを特徴とする、請求項１に記載の高転向・高遷音速翼。

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