JP2013237430A - 回転機械で使用するためのエーロフォイル - Google Patents

Abstract

【課題】推進装置のためのプロペラのエーロフォイル断面を提供する。
【解決手段】エーロフォイル断面は、正圧面１３４および負圧面１３２を含み、正圧面および負圧面は、前縁部１３１および後縁部１３３で交差している。エーロフォイル断面は、正圧面および負圧面の間の中ほどに定義される翼形中心線１３０を有し、翼形中心線角１３９が、翼形中心線の接線とプロペラの中心線１１２の間の角度として定義される。ブレードは、翼形中心線に沿った翼弦比に対する翼形中心線角の傾きとして定義される翼形中心線曲率を有し、翼形中心線の少なくとも一部は、およそ０．１の翼弦比の間から増大して前縁部の方へ進む翼形中心線曲率を有し、翼形中心線の少なくとも一部は、およそ０．１の翼弦比の間から減少して前縁部の方へ進む翼形中心線曲率を有する。
【選択図】図３

Description

本開示の分野は、概して回転機械に関し、特に、回転機械で使用するエーロフォイルに関する。

航空機に推進力を与えるために使用するガスタービンエンジンなど公知の回転機械の少なくとも一部は、空気を下流へ送る複数の回転するブレードを含む。各ブレードは、エーロフォイル断面を画定する横断面形状を有する。従来の単回転（ｓｉｎｇｌｅ ｒｏｔａｔｉｏｎ）ターボプロップエンジンは、（飛行マッハ数が約０．７までの）低巡航速度で効率が高いが、一部の単回転ターボプロップエンジンは、より速い巡航速度向けに検討されてきた。より速い巡航速度（マッハ０．７から０．９）は、通常、ダクテッドターボファンエンジンを用いて必要とされる比較的高い推力を生成して達成される。

ダクトのない二重反転（ｃｏｕｎｔｅｒ−ｒｏｔａｔｉｎｇ）プロペラエンジンは、しばしば、アンダクテッドファン（ＵＤＦ（登録商標））またはオープンロータと呼ばれ、高巡航速度に必要な大きな推力をダクテッドターボファンよりも高い効率で出すために開発されてきた。高巡航速度効率化のための二重反転プロペラは、離陸など、通常、飛行マッハ数が０．３以下の低飛行速度において、強い音響的な相互作用をする（つまり、騒音が発生する）。低飛行速度で静かに動作するように設計された二重反転プロペラは、高巡航速度で効率が悪くなる傾向がある。したがって、高飛行速度で効率が良く、かつ、低飛行速度で騒音が小さい単回転プロペラと二重反転プロペラが共に求められている。

幅広い動作条件で動作するように、プロペラのブレードは、通常、回転するハブに、各ブレードの設定角度またはピッチを飛行中に調整できるように取り付けられる。ブレードのピッチ角をこのように調整することで性能に影響を及ぼすことができるが、ブレードは本質的に剛体であることから、ブレードを構成するエーロフォイル断面は、高速飛行時の効率を改善し低速飛行時の騒音を低減するように特別な方法で成形される。したがって、高速時に効率が高く、かつ、騒音が小さいプロペラが求められている。

米国特許出願公開第２００８／０１１８３６２号公報

一態様において、推進装置のためのプロペラのエーロフォイル断面は、前縁部および後縁部で交差している正圧面および負圧面を含む。エーロフォイル断面は、正圧面および負圧面の間の中ほどに定義される翼形中心線を有し、翼形中心線角が、翼形中心線の接線とプロペラの中心線の間の角度として定義される。ブレードは、翼形中心線に沿った翼弦比（ｃｈｏｒｄ ｆｒａｃｔｉｏｎ）に対する翼形中心線角の傾きとして定義される翼形中心線曲率を有し、翼形中心線の少なくとも一部は、およそ０．１の翼弦比の間から増大して前縁部の方へ進む翼形中心線曲率を有し、翼形中心線の少なくとも別の部分は、およそ０．１の翼弦比の間から減少して前縁部の方へ進む翼形中心線曲率を有する。

別の態様では、推進装置のためのプロペラ用のエーロフォイル断面が、前縁部および後縁部で交差している正圧面および負圧面を含む。エーロフォイル断面は、正圧面および負圧面の間の中ほどに定義される翼形中心線を有し、翼形中心線角が、翼形中心線の接線とプロペラの中心線の間の角度として定義される。エーロフォイル断面は、翼形中心線に沿った翼弦比に対する翼形中心線角の傾きとして定義される翼形中心線曲率を有し、エーロフォイル断面の厚さが正圧面および負圧面の間を翼形中心線に垂直に測定した距離として定義され、エーロフォイル断面は、最大厚さが翼弦比約０．１５から約０．２５の間に位置する。

さらに別の態様では、オープンロータ推進装置が、正圧面および負圧面を備えた少なくとも１つのエーロフォイル断面を各々が有する複数のプロペラブレードを含む。正圧面および負圧面は、前縁部および後縁部で交差している。少なくとも１つのエーロフォイル断面は、正圧面および負圧面の間の中ほどに定義される翼形中心線を有する。翼形中心線角が、翼形中心線の接線とプロペラブレードの中心線の間の角度として定義され、翼形中心線は、翼形中心線に沿った翼弦比に対する翼形中心線角の傾きとして定義される翼形中心線曲率を有する。少なくとも１つのエーロフォイル断面は、（Ａ）翼形中心線の少なくとも一部は、およそ０．１の翼弦比の間から増大して前縁部の方へ進む翼形中心線曲率を有し、翼形中心線の少なくとも別の部分は、およそ０．１の翼弦比の間から減少して前縁部の方へ進む翼形中心線曲率を有する、（Ｂ）エーロフォイル断面の厚さは、正圧面および負圧面の間を翼形中心線に垂直に測定した距離として定義され、エーロフォイル断面は、最大厚さ比が、翼弦比が約０．１５から約０．２５の間に位置し、かつ、厚さ比は、およそ０．１の翼弦比で０．８以上である、という条件（Ａ）および（Ｂ）の少なくとも一方を満たす。

例示的な推進装置を含む航空機の図である。 図１に示した例示的な推進装置の側面図である。 図２に示した推進装置におけるロータブレードの例示的なエーロフォイル断面の輪郭を示す図である。 従来のロータブレードエーロフォイル断面および図３のロータブレードエーロフォイル断面の翼弦長さ比の関数として翼形中心線角をプロットした図である。 従来のロータブレードを図３の例示的なロータブレードと比べた、厚さ分布の比較をプロットした図である。 従来のロータブレードおよび図３の例示的なロータブレードについての翼形中心線曲率の比較をプロットした図である。

図１は、一対の翼１０２および１０４を含む例示的な航空機１００を図示している。各翼１０２および１０４は、支持部１０８を介して回転推進装置１０６を支持している。他の実施形態では、１つまたは２つ以上の回転推進装置１０６を航空機１００の任意の適当な位置に取り付けてもよい。別の実施形態において、推進装置１０６は、二重反転プロペラエンジン１１０である。

図２は、二重反転プロペラエンジン１１０の側面図を図示している。二重反転プロペラエンジン１１０は、長手方向中心線１１２を有する。例示的な実施形態では、エンジンカバー１１４が、中心線１１２と同軸に配置されている。二重反転プロペラエンジン１１０はコア部を含み、このコア部は、圧縮機と、燃焼機と、タービンとを含む。タービンは、多段式のタービンであってもよい。

例示的な実施形態では、二重反転プロペラエンジン１１０が、（不図示の）動力発生用回転機械を収容するエンジンカバー１１４を含む。回転機械は、第１の組のロータブレード１１６と、第２の組のロータブレード１１８とに連結されている。動作中、第１の組のロータブレード１１６と第２の組のロータブレード１１８は、逆向きに回転する。第１の組のロータブレード１１６は、ハブ１２０回りに回転し、第２の組のロータブレードは、第２のハブ１２２回りに回転する。ハブ１２０および第２のハブ１２２は、中心線１１２と同軸で配置されている。第１の組のロータブレード１１６および第２の組のロータブレード１１８の各々は、周方向に間隔をおいて配置された複数のロータブレード１２４、１２６を含む。

回転するプロペラのブレードについて、回転によりブレードの前進側となるブレードの面を正圧面という。回転によりブレードの後退側となる面を負圧面と呼ぶ。プロペラのブレードの前縁部は、本明細書では、負圧面と正圧面が、飛行方向を基準としたブレードの上流側縁部で接する３次元曲線をいうのに用いられる。後縁部は、同じ負圧面と正圧面がブレードの下流側縁部で交差するところをいう。平均面は、本明細書では、前縁部を後縁部に接続し、正圧面と負圧面の間の中ほどにある仮想面をいうのに用いられる。

図３は、中心線１１２へ向かって径方向下向きに見たときの、ブレードを（図１に示した）ハブ１１６に取り付ける場所と、ロータブレード１２４の先端部との間のロータブレード１２４のエーロフォイル横断面を示している（ロータブレード１２６も同様に成形してもよい）。ブレード１２４の回転方向は、図３の方向矢印で示されている。図３において、ブレードの面は曲線のように見え、縁部は点のように見える。例示的な実施形態において、ブレード１２４は、正圧面１３４と、負圧面１３２と、前縁部１３１と、後縁部１３３とを含む（図３は、ブレード１２４の２次元の図であるが、同様の取り決めは３次元のブレードにも用いられる）。反り曲線ということもある翼形中心線１３０は、ブレード１２４の平均面を二次元的に見たものである。

例示的な実施形態では、ブレード１２４のエーロフォイル断面が翼形中心線角１３９を有する。翼形中心線角１３９は、翼形中心線１３０の接線と中心線１１２の間の角度をいう。翼形中心線角１３９は、翼形中心線１３０に沿った任意の位置で測定することができ、図３では、前縁部１３１と後縁部１３３の間のほぼ中ほどに図示されている。厚さ１３６は、翼形中心線に垂直に、正圧面１３４と負圧面１３２の間で測定された距離であり、翼形中心線に沿った任意の位置で測定することができる。厚さ１３６は、図３では、前縁部１３１と後縁部１３３の間のほぼ中ほどの位置で向き合う２つの矢印の間の距離として図示されている。翼弦は、前縁部１３１と後縁部１３３の間の直線距離として定義される。翼形中心線１３０に沿った、翼形中心線角１３９または厚さ１３６のいずれの位置も、翼弦比で近似することができる。本明細書で使用する場合、翼弦比とは、前縁部１３１から興味がある点までの距離を翼弦で割ったものをいう。ブレード１２４のエーロフォイル断面の最大厚さ１３７は、正圧面１３４と負圧面１３２の間の内接円の直径で表される。一実施形態において、最大厚さ位置１３７は、翼弦比がおよそ０．２のところ（つまり、前縁部１３１から後縁部１３３までの総距離の２０％のところ）に位置する。

本明細書で使用する場合、反りは、翼形中心線１３０に沿った任意の２点間における翼形中心線角１３９の変化として定義される。翼形中心線１３０の曲率は、翼形中心線１３０に沿った翼弦比についての翼形中心線角１３９の微分係数、または傾き、として計算される。通常、そして本明細書で使用する場合、翼形中心線角が前縁部から後縁部まで概して減少するプロペラのエーロフォイル断面では、反りは、翼形中心線に沿った１つの特定の点からより前縁部に近い別の特定の点までの翼形中心線角の変化として表される（つまり、正の反りは、翼形中心線角が前縁部の方へ進むにつれて増加するところである）。同様に、翼形中心角分布の傾きは正の曲率に対し数学的には負であるが、曲率は、前縁部へ向かう方向で増加する翼形中心線角について正であるとみなす。

図４は、２つのエーロフォイル断面の翼形中心線角をそれぞれの翼弦比全体にわたって図示したグラフ１４０である。グラフ１４０は、翼弦比を単位にして目盛りを付けた横軸１４２と、角度で目盛りを付けた縦軸１４４とを含む。従来の低騒音のエーロフォイル断面についての翼形中心線角分布の線がライン１４６として示されており、（例えば、ブレード１２４または１２６内など）低騒音、高速効率化エーロフォイル断面についての翼形中心線角分布の線がライン１４８として示されている。従来の低騒音エーロフォイル断面の翼形中心線角分布１４６は、翼弦比０．５から前縁部まで角度が増加しており（つまり、反っており）、角度の増加は、高速効率化用の従来設計（不図示）に対するものよりも数度大きい。従来の低騒音エーロフォイル１４６の、高速効率化用の従来設計と比べて大きい反りは、エーロフォイルの負圧面を、前縁部近くの流れの剥離が少なくなるように調整する。このようにしなければ、流れの剥離は、下流で反対方向に回転するブレードまたは他の構造物と音響的な相互作用を生じさせる（つまり、騒音を発生させる）。図４に示すように、従来の低騒音エーロフォイルの翼形中心線角分布１４６は、実質的に滑らかであり、翼弦比が約０．１から前縁部の方へ進むにつれて単調に増加している。なお、前縁部は、翼弦比０．０で表されていることに留意されたい。速い飛行速度では、従来の低騒音エーロフォイルの翼形中心線角分布１４６は、このエーロフォイルの正圧面上の空気流が剥離するために、エーロフォイルの前縁部近くで流れの損失（つまり、効率の不利益）を引き起こす。例示の実施形態では、翼弦比がおよそ０．１から前縁部（つまり、翼弦比０．０）の方へ進む領域１４７において、低騒音、高速効率化エーロフォイル１４８の翼形中心線角が、最初、従来の低騒音エーロフォイルの翼形中心線角分布１４６と比べて増加する。しかし、引き続き前縁部の方へいくと、翼弦比がおよそ０．０５の短い距離にわたって、翼形中心線角１４８の増加が翼形中心線角１４６の増加よりも小さい。

一実施形態において、翼形中心線角分布１４８の傾きが翼形中心線角分布１４６に比べて増加し、その後で減少する上記領域１４７には、ブレード１２４内のエーロフォイル断面の翼形中心線１３０に沿った厚さ分布に対する修正が伴い、この修正により、最大厚さ位置１３７が、翼弦比およそ０．４から翼弦比およそ０．２まで前方へ（前縁部１３１の方へ）移動する。例示的な実施形態では、追加の厚さが、ブレード１２４内のエーロフォイル断面に、翼弦比がおよそ０．０からおよそ０．１５まででさらに加えられ、この結果、負圧面１３２が従来の低騒音エーロフォイル断面の負圧面に厳密に一致し、厚さ比は、翼弦比０．１において０．８以上になる。したがって、結果として得られた正圧面１３４は、従来の低騒音エーロフォイル断面の場合よりも負圧面１３２から離れており、これにより、前縁部１３１近くでの正圧面１３４周りの空気流の曲率半径を従来のエーロフォイル断面と比べて大きくし、高速飛行時の空気流の剥離と効率損失を減らしている。

図５は、２つのエーロフォイル断面の厚さ比をそれぞれの翼弦比の全体にわたって図示するグラフ１５０である。グラフ１５０は、翼弦比を単位として目盛りが付けられた横軸１５２と、厚さ比（つまり、興味がある点でのエーロフォイル断面厚さをエーロフォイル断面の最大厚さで割ったもの）を表す縦軸１５４とを含む。従来の低騒音エーロフォイル断面厚さ比１５６は（もっぱら高速効率化のために設計されたエーロフォイル断面についても同様であるが）翼弦比およそ０．４でピークをとる（つまり、最大である）。これに対して、低騒音、高速効率化用に設計された例示的な実施形態の（つまり、ブレード１２４またはブレード１２６内の）エーロフォイル断面では、厚さ比１５８が、翼弦比０．０から０．２０の範囲で、従来のエーロフォイル断面と比べてかなり大きくなっている。一実施形態では、ブレード１２４のエーロフォイル断面のピーク厚さ１５９が翼弦比およそ０．２０にある。

図６は、２つのエーロフォイル断面の翼形中心線曲率をそれぞれの翼弦比の全体にわたって図示するグラフである。グラフ１６０は、翼弦比を単位にして目盛りが付けられている横軸１６２と、単位翼弦当たりの反りを表す縦軸１６４とを含む。従来の低騒音エーロフォイル断面についての曲率分布１６６の線が、例示的な低騒音、高速効率化エーロフォイル断面（つまり、ブレード１２４またはブレード１２６内）の曲率分布１６８の線とともにグラフ１６０に描かれている。従来の低騒音の曲率分布１６６では、曲率は、翼弦比約０．１から前縁部まで増加する、または、実質的に一定のままである。例示的な低騒音、高速効率化エーロフォイル断面では、曲率分布１６８が翼弦比約０．１から前縁部までで増加してから急激に減少する。

一実施形態において、曲率における振動（つまり、曲率分布１６８は、翼弦比約０．１から前縁部までで増加してから急激に減少する）は、少なくとも１回、ブレード１２４の翼弦比０．１と約０．０の間で起こり、また、負圧面１３２を低騒音エーロフォイルに適したものに維持する厚さ分布を伴う。一実施形態において、曲率の増減は、各々、大きさが単位翼弦当たり約１０度以上であり、また、各々、およそ０．０５より小さい翼弦比の範囲で起きる。もっとも、翼形中心線に沿った他の曲率分布および厚さ分布も本開示の範囲内で使用してもよい。

本書は、最良の形態を含めて本発明を開示し、また、任意の装置またはシステムを作製および使用し、組み込まれた任意の方法を実行することを含めて、当業者が誰でも本発明を実施できるように例を使用している。本発明の特許性のある範囲は、特許請求の範囲に定義されており、当業者が思いつく他の例も含みうる。このような他の例は、特許請求の範囲の文字通りの用語と異ならない構造要素を有する場合、または、特許請求の範囲の文字通りの用語と実質的に異ならない均等な構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にあることが意図される。

１００ 航空機
１０２ 翼
１０４ 翼
１０６ 回転推進装置
１０８ 支持部
１１０ 二重反転プロペラエンジン
１１２ 中心線
１１４ エンジンカバー
１１６ ロータブレード
１１８ 第２の組のロータブレード
１２０ ハブ
１２２ 第２のハブ
１２４ ロータブレード
１２６ ロータブレード
１３０ 翼形中心線
１３１ 前縁部
１３２ 負圧面
１３３ 後縁部
１３４ 正圧面
１３６ 厚さ
１３７ 最大厚さ
１３９ 翼形中心線角
１４０ グラフ
１４２ 横軸
１４４ 縦軸
１４６ ライン
１４７ 領域
１４８ 翼形中心線角分布の線
１５０ グラフ
１５２ 翼弦比を単位として目盛りが付けられた横軸
１５４ 縦軸
１５６ 厚さ比
１５８ 高効率化厚さ比
１５９ ピーク厚さ
１６０ グラフ
１６２ 翼弦比を単位にして目盛りが付けられている横軸
１６４ 縦軸
１６６ 曲率分布
１６８ 高効率化曲率分布

Claims (10)

1. 推進装置（１０６）のためのプロペラ（１２４、１２６）のエーロフォイル断面であって、
   前縁部（１３１）および後縁部（１３３）で交差している正圧面（１３４）および負圧面（１３２）を備え、
   前記エーロフォイル断面は、前記正圧面および前記負圧面の間の中ほどに定義される翼形中心線（１３０）を有し、翼形中心線角（１３９）が、前記翼形中心線の接線と前記プロペラ（１２４、１２６）の中心線の間の角度として定義され、ブレードは、前記翼形中心線に沿った翼弦比に対する翼形中心線角の傾きとして定義される翼形中心線曲率を有し、前記翼形中心線の少なくとも一部は、およそ０．１の翼弦比の間から増大して前記前縁部の方へ進む翼形中心線曲率を有し、前記翼形中心線の少なくとも別の部分は、およそ０．１の翼弦比の間から減少して前記前縁部の方へ進む翼形中心線曲率を有する、エーロフォイル断面。
2. 前記翼形中心線の増加は、約０．０５の翼弦比よりも狭い広さで起こり、前記翼形中心線の減少は、約０．０５の翼弦比よりも狭い広さで起こる、請求項１記載のエーロフォイル断面。
3. 前記翼形中心線の増加および翼形中心線の減少の大きさは、単位翼弦当たり１０度以上である、請求項２記載のエーロフォイル断面。
4. 前記エーロフォイル断面の厚さ（１３６）は、前記正圧面（１３４）および前記負圧面（１３２）の間を前記翼形中心線（１３０）に垂直に測定した距離として定義され、前記厚さは、翼弦比が約０．１５から約０．２５の間で最大である、請求項１記載のエーロフォイル断面。
5. 前記エーロフォイル断面の厚さ（１３６）は、前記正圧面（１３４）および前記負圧面（１３２）の間を前記翼形中心線（１３０）に垂直に測定した距離として定義され、厚さ比（１５６）は、前記エーロフォイル断面の最大厚さ（１３７）で割った前記厚さとして定義され、前記厚さ比は、翼弦比０．１で０．８以上である、請求項１記載のエーロフォイル断面。
6. 前記エーロフォイル断面は、マッハ約０．７から約０．９の間の飛行速度で動作するように構成されている、請求項１記載のエーロフォイル断面。
7. 推進装置（１０６）のためのプロペラ（１２４、１２６）用のエーロフォイル断面であって、
   前縁部（１３１）および後縁部（１３３）で交差している正圧面（１３４）および負圧面（１３２）を備え、
   前記エーロフォイル断面は、前記正圧面および前記負圧面の間の中ほどに定義される翼形中心線（１３０）を有し、翼形中心線角（１３９）が、前記翼形中心線の接線と前記プロペラ（１２４、１２６）の中心線の間の角度として定義され、前記エーロフォイル断面は、前記翼形中心線に沿った翼弦比に対する前記翼形中心線角の傾きとして定義される翼形中心線曲率を有し、
   前記エーロフォイル断面の厚さ（１３６）は、前記正圧面および前記負圧面の間を前記翼形中心線に垂直に測定した距離として定義され、前記エーロフォイル断面は、最大厚さ（１３７）が翼弦比約０．１５から約０．２５の間に位置する、エーロフォイル断面。
8. 正圧面（１３４）および負圧面（１３２）を備えた少なくとも１つのエーロフォイル断面を各々が有し、前記正圧面および負圧面が前縁部（１３１）および後縁部（１３３）で交差している複数のプロペラブレード（１２４、１２６）を備え、前記少なくとも１つのエーロフォイル断面は、前記正圧面および前記負圧面の間の中ほどに定義される翼形中心線（１３０）を有し、翼形中心線角が、前記翼形中心線の接線と前記プロペラブレードの中心線の間の角度として定義され、前記翼形中心線は、前記翼形中心線に沿った翼弦比に対する翼形中心線角の傾きとして定義される翼形中心線曲率を有し、
   前記少なくとも１つのエーロフォイル断面は、
   （Ａ）前記翼形中心線の少なくとも一部は、およそ０．１の翼弦比の間から増大して前記前縁部の方へ進む翼形中心線曲率を有し、前記翼形中心線の少なくとも別の部分は、およそ０．１の翼弦比の間から減少して前記前縁部の方へ進む翼形中心線曲率を有する、
   （Ｂ）前記エーロフォイル断面の厚さは、前記正圧面および前記負圧面の間を前記翼形中心線に垂直に測定した距離として定義され、前記エーロフォイル断面は、最大厚さ比が、翼弦比が約０．１５から約０．２５の間に位置し、かつ、前記厚さ比は、およそ０．１の翼弦比で０．８以上である、
   という条件（Ａ）および（Ｂ）の少なくとも一方を満たす、オープンロータ推進装置（１０６）。
9. 前記プロペラブレード（１２４、１２６）の全てが条件（Ａ）を満たすエーロフォイル断面を備える、請求項８記載の推進装置（１０６）。
10. 前記プロペラブレード（１２４、１２６）の全てが条件（Ｂ）を満たすエーロフォイル断面を備える、請求項８記載の推進装置（１０６）。