JP2011220312A - 翼 - Google Patents

Abstract

【課題】従来よりも速度欠損の回復率を向上させる。
【解決手段】所定の流体中に晒される翼であって、前縁部１ａに形成された導入孔２ａから上記流体を取り込むと共に、取り込んだ上記流体を後縁部１ｂに形成された導出孔２ｂから噴出して速度欠損領域に供給する。取り込んだ上記流体を加速させる加速手段を備える。導出孔が導入孔に対して絞られている。導入孔は、翼高さ方向の幅が翼厚み方向の幅の８倍とされた矩形状の開口であり、導出孔が円形状の開口である。
【選択図】図１

Description

本発明は、所定の流体中に晒される翼に関するものである。

航空機エンジン等の軸流流体装置は、軸方向に配列される動翼列と静翼列とを備えている。動翼列は複数の動翼によって構成されており、静翼列は複数の静翼によって構成されている。
このような航空機エンジンにおいては、動翼列を回転することによって、動翼の下流側に、周囲に対して流れの遅い速度欠損領域が生じる。この速度欠損領域における流れは、一般的に後流（伴流またはｗａｋｅとも呼ばれる）と呼ばれており、動翼の直後においては幅が狭くかつ速度欠損が強く、動翼から離れるにしたがって幅が広がりかつ速度欠損が弱くなる。

このような速度欠損領域は騒音や振動の原因となる。そこで、特許文献１には、簡易な構造で速度欠損の回復を図る発明が提案されている。
具体的には、特許文献１に係る発明は、正圧面から負圧面あるいは後縁部に導通される流体流路を翼の内部に形成し、当該流体流路を介して正圧面側の流体を速度欠損領域に供給することによって速度欠損を弱めて速度欠損の回復を図っている。

特開２００７−２７８１８７号公報

しかしながら、特許文献１に示された発明は、複雑な構造を備えることなく速度欠損の回復が図れる点で有用であるものの、流体流路から噴射される流体の流速が遅く、十分に速度欠損の回復を図ることが難しい。

本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、従来よりも速度欠損の回復率を向上させることを目的とする。

本発明は、上記課題を解決するための手段として、以下の構成を採用する。

第１の発明は、流体中に晒される翼であって、前縁部に形成された導入孔から上記流体を取り込む取り込み手段と、取り込んだ上記流体を後縁部に形成された導出孔から噴出して速度欠損領域に供給する速度欠損回復手段とを備えるという構成を採用する。

第２の発明は、上記第１の発明において、取り込んだ上記流体を加速させる加速手段を備えるという構成を採用する。

第３の発明は、上記第２の発明において、上記導出孔が上記導入孔に対して絞られているという構成を採用する。

第４の発明は、上記第２または第３の発明において、上記導入孔は、翼高さ方向の幅が翼厚み方向の幅の８倍とされた矩形状の開口であり、上記導出孔が円形状の開口であるという構成を採用する。

本発明によれば、前縁部より取り込まれた流体が後縁部の速度欠損領域に噴出される。この結果、正圧面から負圧面あるいは後縁部に導通される流体流路を有する場合よりも流体の吹出し量（噴出量）が多くなり、速度欠損の回復率を向上させることが可能となる。
また、加速手段及び速度欠損回復手段によって、速度欠損領域に供給される流体が加速される。このため、速度欠損領域に供給される流体の流速が速くなり、従来よりも速度欠損領域の流速を全体的に速めることが可能となる。この結果、速度欠損が従来よりも回復する。
したがって、本発明によれば、従来よりも速度欠損の回復率を向上させることが可能となる。

本発明の一実施形態における翼の概略構成を示す斜視図である。 従来の翼の概略構成を示す斜視図である。 従来の翼と本発明の一実施形態における翼を用いたシミュレーション結果を示す模式図である。 従来の翼と本発明の一実施形態における翼を用いたシミュレーション結果を示す模式図である。 従来の翼を用いたシミュレーション結果と、一実施形態における翼を用いたシミュレーション結果とを比較するグラフである。

以下、図面を参照して、本発明に係る翼及びターボファンエンジンの一実施形態について説明する。なお、以下の説明において、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。

図１は、本実施形態の翼１の概略構成を示す斜視図である。
この図に示すように、本実施形態の翼１は、外気等の流体に晒されるファン動翼等として用いられるものであり、外気を通気するためのバイパス流路２（加速手段及び速度欠損回復手段）を備えている。
そして、本実施形態の翼１は、翼高さが１２７ｍｍで翼弦長が２０ｍｍの形状を有している。

バイパス流路２は、翼１周囲の外気を取り込んで翼１の後縁部１ｂの下流側に形成される速度欠損領域に供給するものであり、図１に示すように、導入孔２ａと、導出孔２ｂと、内部流路２ｃとを備えている。
なお、このバイパス流路２は、図１に示すように、翼１の翼高さ方向に複数設けられている。

導入孔２ａは、前縁部１ａ側におけるバイパス流路２の開口端であり、前縁部１ａに形成されている。
また、前縁部１ａの近傍の領域は、翼１の上流側から供給される外気が前縁部１ａに衝突すると共に翼１の腹面側と背面側とに分岐する領域であるため、外気の流速が遅い領域（すなわち、よどみ領域）となっている。つまり、導入孔２ａは、前縁部１ａに形成されることによって、よどみ領域に臨んで形成されている。
そして、本実施形態の翼１において導入孔２ａは、翼１の後縁部１ｂと前縁部１ａとを結ぶ方向を翼弦方向、翼１のハブ部１ｃとチップ部１ｄとを結ぶ方向を翼高さ方向、翼の負圧面から正圧面を結ぶ方向を翼厚み方向（図１参照）とした場合に、翼高さ方向の幅が１６ｍｍで翼厚み方向の幅が２ｍｍの矩形状とされている。なお、当該数値は一例であり、導入孔２ａは、翼高さ方向の幅が翼厚み方向の幅の８倍である矩形状の開口であることによって効率的に外気を取り込み可能となる。

導出孔２ｂは、後縁部１ｂ側におけるバイパス流路２の開口端であり、後縁部１ｂに形成されている。
そして、本実施形態の翼１において導出孔２ｂは、直径２ｍｍの円形状とされている。つまり、本実施形態の翼１において導出孔２ｂは、導入孔２ａよりも断面積（流路面積）が狭い。すなわち本実施形態の翼１において導出孔２ｂは、導入孔２ａよりも絞られている。なお、当該数値は一例である。導出孔２ｂの直径を変更することも可能である。

内部流路２ｃは、導入孔２ａと導出孔２ｂとを接続する流路であり、翼１の内部に翼弦長方向に延在して形成されている。
そして、内部流路２ｃは、導入孔２ａに接続されると共に当該導入孔２ａと同じ断面形状（すなわち翼高さ方向の幅が１６ｍｍで翼厚み方向の幅が２ｍｍの矩形状）を有する前縁部側内部流路２ｃ１と、導出孔２ｂに接続されると共に当該導出孔２ｂと同じ断面形状（すなわち直径２ｍｍの円形状）を有する後縁部側内部流路２ｃ２とによって形成されている。

このような構成を有する本実施形態の翼１においては、翼１が取り付けられたディスクの回転に伴って回転され、これによって翼１が外気流れ中に晒されると、外気の動圧によって、導入孔２ａから外気がバイパス流路２に取り込まれる。そしてバイパス流路２に取り込まれた外気は、内部流路２ｃを通過して導出孔２ｂから噴出される。
ここで、本実施形態の翼１においては、導出孔２ｂが、導入孔２ａに対して絞られている。このため、導入孔２ａからバイパス流路２に取り込まれた外気は、流路面積の狭い導出孔２ｂを通過することによって、後縁部１ｂの周囲の外気流れの速度と同程度にあるいは近づくように加速されて噴出される。
そして、加速されて噴出された外気は、翼１が回転されることによって後縁部１ｂの下流側に形成される速度欠損領域に供給される。

このような速度欠損領域に、後縁部１ｂの周囲の外気流れの速度と同程度にあるいは近づくように加速された外気が供給されると、速度欠損領域での外気の流速が速められ、速度欠損が回復する。
このとき、導出孔２ｂを絞る位置と導出孔２ｂ１との距離が離れていると、外気を加速する効果が十分得られない。例えば、導出孔２ｂ１と導出孔２ｂを絞る位置との距離は、導出孔２ｂ１の径の１０倍以下が望ましい。

以上のように、本実施形態の翼１は、前縁部１ａに形成される導入孔２ａから外気を取り込むと共に、取り込んだ外気を加速させて後縁部１ｂに形成される導出孔２ｂから噴出して速度欠損領域に供給するバイパス流路２を備える。
このような本実施形態の翼１によれば、バイパス流路２によって、速度欠損領域に供給される外気が加速される。このため、速度欠損領域に供給される外気の流速が速くなり、従来よりも速度欠損領域の流速を全体的に速めることが可能となる。この結果、速度欠損が従来よりも回復する。
したがって、本実施形態の翼１によれば、従来よりも速度欠損の回復率を向上させることが可能となる。

また、本実施形態の翼１によれば、導出孔２ｂが導入孔２ａに対して絞られることによって、バイパス流路２における外気の加速が行われる。このため、複雑な機構を設けることなくバイパス流路２において外気を加速させることが可能となる。

（シミュレーション結果）
次に、本実施形態の翼１を用いたシミュレーション結果について説明する。
なお、上記実施形態の翼１を用いたシミュレーション結果に加え、図２に示すように、導入孔２ａ１と導出孔２ｂ１とが共に直径が２ｍｍの円形状とされた翼１００を用いたシミュレーションも実施した。

図３は、図２に示す翼１００を用いたシミュレーションによって得られた外気の流速分布を模式的に示した図であり、（ａ）が従来の翼を翼高さ方向から見た図であり、（ｂ）が上記実施形態の翼１を翼高さ方向から見た図である。
一方、図４は、図２に示す翼１００を用いたシミュレーションによって得られた外気の流速分布を模式的に示した図であり、（ａ）が図２に示す翼１００を翼厚み方向から見た図であり、（ｂ）が上記実施形態の翼１を翼厚み方向から見た図である。
なお、図３及び４においては、各箇所における外気の流れ方向を矢印の向きによって示し、各箇所における流速を矢印の長さによって示している。

そして、図３（ａ）及び図４（ａ）に示すように図２に示す翼１００においては導出孔２ｂから噴出される外気の流速が導出孔２ｂから噴出される前の外気の流速に対して大きく変化しておらず、外気が加速されていないことが分かる。
一方で、図３（ｂ）及び図４（ｂ）に示すように、上記実施形態の翼１においては、導出孔２ｂから噴出される外気の流速が導出孔２ｂから噴出される前の外気の流速に対して大きく変化し、外気が加速されていることが分かる。

なお、図４（ｂ）においては、翼の内壁面が直角に折れ曲がっているために、渦流が発生している。この渦流は、例えば、翼の内壁面を滑らかな曲面とすることによって容易に解消することができる。

図５は、上記シミュレーション結果から求めた、速度欠損回復率と、噴出速度比（噴出速度／周囲速度）と、流量と、揚力係数とを従来の翼に対する比として示すグラフである。
この図に示すように、図２に示す翼１００は、噴出速度比が小さく（すなわち導出孔２ｂ１から噴出される外気の流速が翼１に対して遅い）、速度欠損回復率が小さい。しかしながら、後述するように噴出率（噴出流量）の増加が確認され、速度欠損回復率が向上することが分かった。
一方、上記実施形態の翼１は、噴出速度比が大きく（すなわち導出孔２ｂから噴出される外気の流速が相対的に速い）、速度欠損回復率が大きい。
このようなシミュレーションによっても、特に、導出孔２ｂが後縁部１ｂに形成されている場合に、従来よりも速度欠損の回復率を向上させることが確認された。

また、上記シミュレーションとは別に、上記実施形態の翼１と、特許文献１に記載の導入孔２ａが腹面に形成された翼とを比較するシミュレーションを行った。
この結果、上記実施形態の翼１における導出孔２ｂからの噴出率（周囲流量に対する噴出量）が０．９％で揚力係数が０．３１であったのに対して、導入孔２ａが腹面に形成された翼における噴出率が０．５２％で、揚力係数が０．３であった。
この結果から、導入孔２ａは、前縁部１ａに形成することが好ましいことが分かった。

以上、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。

例えば、上記実施形態においては、翼１をファン動翼として用いる例について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、本発明の翼をタービン動翼や圧縮機動翼に用いることも可能である。

また、上記実施形態においては、本発明における流体が外気（空気）である例について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、本発明における流体が水蒸気や液体であっても良い。

１……翼、１ａ……前縁部、１ｂ……後縁部、２……バイパス流路（取り込み手段、加速手段及び速度欠損回復手段）、２ａ……導入孔、２ｂ……導出孔、２ｃ……内部流路

Claims (4)

1. 流体中に晒される翼であって、
   前縁部に形成された導入孔から前記流体を取り込む取り込み手段と、
   取り込んだ前記流体を後縁部に形成された導出孔から噴出して速度欠損領域に供給する速度欠損回復手段と
   を備えることを特徴とする翼。
2. 取り込んだ前記流体を加速させる加速手段を備えることを特徴とする請求項１記載の翼。
3. 前記導出孔が前記導入孔に対して絞られていることを特徴とする請求項２記載の翼。
4. 前記導入孔は、翼高さ方向の幅が翼厚み方向の幅の８倍とされた矩形状の開口であり、前記導出孔が円形状の開口であることを特徴とする請求項２または３記載の翼。

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