JP2016070212A - Low noise blade, and low noise blade device - Google Patents

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JP2016070212A JP2014201580A JP2014201580A JP2016070212A JP 2016070212 A JP2016070212 A JP 2016070212A JP 2014201580 A JP2014201580 A JP 2014201580A JP 2014201580 A JP2014201580 A JP 2014201580A JP 2016070212 A JP2016070212 A JP 2016070212A
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延行 藤澤
Nobuyuki Fujisawa
延行 藤澤
貴幸 山縣
Takayuki Yamagata
貴幸 山縣
根本　泰行
Yasuyuki Nemoto
泰行 根本
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Ahikaga Institute Of Technology
Niigata University NUC
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Ahikaga Institute Of Technology
Niigata University NUC
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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a low noise blade for suppressing discrete frequency noise without deteriorating aerodynamic performance of a blade, and a low noise blade device using the low noise blade.SOLUTION: In a low noise blade, a rear end surface RS having an inclination to a vertical line V of a blade chord line L is formed at a blade chord directional position close to a rear edge R rather than a middle point of the blade chord line L. The inclination is inclined oppositely to an inclination formed by the blade chord line L to a fluid flow direction.SELECTED DRAWING: Figure 1

Description

本発明は、主に発電用小型風車装置、送風機、圧縮機等の流体機械に用いられる低騒音翼、及びそれを用いた低騒音翼装置に関するものである。   The present invention relates to a low-noise blade mainly used in fluid machinery such as a small windmill device for power generation, a blower, and a compressor, and a low-noise blade device using the blade.

発電用の小型風車（出力２０ｋＷ以下）では、低レイノルズ数領域で風車翼を使用するため、離散周波数騒音が発生することが知られている。しかし、これまでは離散周波数騒音が発生しない大型風車の設計技術を小型風車へ適用していたため、騒音発生に対する対策を施すことなく翼の空力性能のみに着目した設計がなされてきた。しかし、この離散周波数騒音は、可聴音域内の特定周波数の騒音として発生するため耳障りであることが多い。そのため、小型風車装置のみならず、同程度のレイノルズ数で用いられる送風機、圧縮機等の流体機械全般において、環境上そのような騒音の抑制が求められている。   It is known that a small wind turbine for power generation (output of 20 kW or less) generates discrete frequency noise because a wind turbine blade is used in a low Reynolds number region. However, until now, design technology for large wind turbines that do not generate discrete frequency noise has been applied to small wind turbines, and therefore, design has been made focusing only on the aerodynamic performance of the blades without taking measures against noise generation. However, since this discrete frequency noise is generated as noise of a specific frequency within the audible sound range, it is often annoying. Therefore, not only small wind turbine apparatuses but also fluid machines such as blowers and compressors that are used with the same Reynolds number are required to suppress such noise in terms of the environment.

このような問題に対し、例えば、非特許文献１では、液晶による可視化及びＰＩＶ(Particle Image Velocimetry:粒子画像流速測定法)を用いて、低レイノルズ数領域で翼を使用した場合の離散周波数騒音の発生メカニズムを解析する手法が提案されている。また、非特許文献２では、トリッピングワイヤを設置することにより離散周波数騒音を低減する手法が提案されている。   To deal with such a problem, for example, in Non-Patent Document 1, using a wing in the low Reynolds number region using liquid crystal visualization and PIV (Particle Image Velocimetry), the discrete frequency noise is reduced. A method for analyzing the generation mechanism has been proposed. Non-Patent Document 2 proposes a method of reducing discrete frequency noise by installing a tripping wire.

T. Nakano, N. Fujisawa, Y. Oguma, Y. Takagi and S. Lee, Experimental Study on Flow and Noise Characteristics of NACA0018 Airfoil, J. Wind Eng. Ind. Aerody., 95(2007), pp 511-531.T. Nakano, N. Fujisawa, Y. Oguma, Y. Takagi and S. Lee, Experimental Study on Flow and Noise Characteristics of NACA0018 Airfoil, J. Wind Eng. Ind. Aerody., 95 (2007), pp 511-531 . 小野寺、佐藤、小型風車の騒音低減に関する研究（小型低騒音風洞の試作と風車翼騒音の特性解析）、風力エネルギー、30 ( 4 ) , pp.79 - 89 , 2006.Onodera, Sato, Research on noise reduction of small wind turbines (prototype of small low noise wind tunnel and characteristic analysis of wind turbine blade noise), wind energy, 30 (4), pp.79-89, 2006.

しかし、非特許文献２の手法によれば、離散周波数騒音の低減について一定の効果があるものの、空力性能の劣化を伴う他、長期間にわたる連続運転に向かない等の問題があった。   However, according to the method of Non-Patent Document 2, although there is a certain effect on the reduction of discrete frequency noise, there is a problem that it is not suitable for continuous operation over a long period of time in addition to the deterioration of aerodynamic performance.

したがって、かかる点に鑑みてなされた本発明の目的は、翼の空力性能を劣化させることなく、離散周波数騒音を抑制するための低騒音翼及びそれを用いた低騒音翼装置を提供することにある。   Accordingly, an object of the present invention made in view of such points is to provide a low noise blade for suppressing discrete frequency noise and a low noise blade device using the same without deteriorating the aerodynamic performance of the blade. is there.

上記課題を解決するため、本発明に係る低騒音翼は、
翼弦線の中点よりも後縁寄りの翼弦方向位置において、翼弦線の垂線に対して傾斜を有する後端面が形成され、
前記傾斜は、流体の流れの方向に対して翼弦線がなす傾斜とは反対回りの傾斜であることを特徴とする。 In order to solve the above problems, a low noise blade according to the present invention is:
A rear end surface having an inclination with respect to the normal of the chord line is formed at the chord direction position closer to the rear edge than the midpoint of the chord line,
The inclination is an inclination opposite to the inclination formed by the chord line with respect to the direction of fluid flow.

また、前記翼弦線の垂線に対して前記後端面がなす角度は５〜１５度であることが好ましい。   Moreover, it is preferable that the angle which the said rear end surface makes with respect to the perpendicular of the said chord line is 5 to 15 degrees.

また、前記低騒音翼は、レイノルズ数２．０×１０6以下で用いられることが好ましい。 The low noise blade is preferably used with a Reynolds number of 2.0 × 10 6 or less.

また、前記低騒音翼は、対称翼に対して前記後端面を形成することが好ましい。   The low noise blade preferably forms the rear end surface with respect to the symmetrical blade.

また、上記課題を解決するため、本発明に係る低騒音翼装置は、前記低騒音翼を備えることを特徴とする。   Moreover, in order to solve the said subject, the low noise blade apparatus which concerns on this invention is equipped with the said low noise blade.

本発明によれば、翼の空力性能を劣化させることなく、離散周波数騒音を抑制するための低騒音翼及びそれを用いた低騒音翼装置を提供することができる。   According to the present invention, it is possible to provide a low noise blade and a low noise blade device using the blade for suppressing discrete frequency noise without deteriorating the aerodynamic performance of the blade.

一実施形態に係る低騒音翼の断面形状を示す図である。It is a figure which shows the cross-sectional shape of the low noise blade which concerns on one Embodiment. 一実施形態に係る低騒音翼の空力騒音を測定するための測定装置の構成を示す図である。It is a figure which shows the structure of the measuring apparatus for measuring the aerodynamic noise of the low noise blade which concerns on one Embodiment. 一実施形態に係る低騒音翼を用いた場合の、空力騒音の音圧レベルの迎角依存性を示す図である。It is a figure which shows the angle-of-attack dependence of the sound pressure level of aerodynamic noise at the time of using the low noise blade which concerns on one Embodiment. 一実施形態に係る低騒音翼を用いた場合の、空力騒音（迎角６度）の周波数分布を示す図である。It is a figure which shows the frequency distribution of the aerodynamic noise (attack angle 6 degree | times) at the time of using the low noise blade which concerns on one Embodiment.

以下において、本発明の一実施形態に係る低騒音翼について、図面を参照しながら説明する。なお、以下の図面の記載において、同一又は類似の部分には、同一又は類似の符号を付している。   Hereinafter, a low-noise blade according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings. In the following description of the drawings, the same or similar parts are denoted by the same or similar reference numerals.

ただし、図面は模式的なものであり、各寸法の比率などは現実のものとは異なることに留意すべきである。従って、具体的な寸法などは以下の説明を参酌して判断すべきである。また、図面相互間においても互いの寸法の関係や比率が異なる部分が含まれていることは勿論である。   However, it should be noted that the drawings are schematic and ratios of dimensions and the like are different from actual ones. Therefore, specific dimensions and the like should be determined in consideration of the following description. Moreover, it is a matter of course that portions having different dimensional relationships and ratios are included between the drawings.

図１は、本発明の一実施形態に係る低騒音翼１を示す図である。本実施形態に係る低騒音翼１は、ＮＡＣＡ（National Advisory Committee for Aeronautics、アメリカ航空諮問委員会）で規定されている翼型：ＮＡＣＡ００１８（図１（ａ））をベースに作製されている。低騒音翼１は、翼弦線Ｌに関して線対称な対称翼であるＮＡＣＡ００１８の後縁Ｒ近傍において、翼弦線Ｌの垂線Ｖに対して傾斜角θを有する切断線ＣＬにより切断して得られる翼形状（図１（ｂ））を有する。傾斜角θは、例えば１０度とすることができる。   FIG. 1 is a diagram showing a low noise blade 1 according to an embodiment of the present invention. The low noise blade 1 according to the present embodiment is manufactured based on a blade type NACA0018 (FIG. 1A) defined by NACA (National Advisory Committee for Aeronautics). The low noise blade 1 is obtained by cutting along a cutting line CL having an inclination angle θ with respect to the perpendicular V of the chord line L in the vicinity of the trailing edge R of the NACA0018 which is a symmetrical wing with respect to the chord line L. It has a wing shape (FIG. 1B). The inclination angle θ can be set to 10 degrees, for example.

なお、図１（ａ），（ｂ）は、翼の断面形状を表しており、ＮＡＣＡ００１８、及び低騒音翼１は、紙面に垂直方向に奥行きを有している。   1A and 1B show the cross-sectional shape of the blade, and the NACA0018 and the low-noise blade 1 have a depth in a direction perpendicular to the paper surface.

図１において、迎角αは、翼弦線Ｌが流体の流れる方向に対してなす角度であり、例えば風車装置の場合、風向き及び風車の回転数等により変化するものである。従って、風車用翼には、なるべく広範囲の迎角αに対して空力騒音を抑えることが求められている。なお、本実施形態の低騒音翼１は、迎角αが概ね３〜６度の範囲で用いられる。   In FIG. 1, the angle of attack α is an angle formed by the chord line L with respect to the fluid flow direction. For example, in the case of a wind turbine apparatus, the angle of attack α changes depending on the wind direction, the rotational speed of the wind turbine, and the like. Accordingly, the wind turbine blade is required to suppress aerodynamic noise with respect to the attack angle α as wide as possible. In addition, the low noise blade 1 of this embodiment is used in the range whose angle of attack α is approximately 3 to 6 degrees.

本実施形態の低騒音翼１は、例えば、翼弦長８０［ｍｍ］のＮＡＣＡ００１８に対して、前縁Ｆ及び後縁Ｒの中点よりも後縁Ｒ寄りの翼弦方向位置において、翼弦線Ｌの垂線Ｖに対して所定の傾斜角θを有するような後端面ＲＳを形成することにより作製することができる。低騒音翼１は、例えば後端面ＲＳを形成するためにＮＡＣＡ００１８の後縁Ｒ近傍を切断及び研磨加工することにより作製することができる。また、低騒音翼１は、切断加工の他、例えば上記後端面ＲＳを有する翼形状となるように、樹脂を射出成型することにより作製することができる。   For example, the low noise blade 1 of the present embodiment has a chord at a position in the chord direction closer to the trailing edge R than the middle point of the leading edge F and the trailing edge R with respect to the NACA0018 having a chord length of 80 [mm]. It can be produced by forming the rear end face RS having a predetermined inclination angle θ with respect to the perpendicular V of the line L. The low noise blade 1 can be manufactured by cutting and polishing the vicinity of the rear edge R of the NACA0018 in order to form the rear end face RS, for example. Moreover, the low noise blade | wing 1 can be produced by injection-molding resin so that it may become a blade | wing shape which has the said rear end surface RS other than a cutting process, for example.

傾斜角θは、図１（ｂ）に示すように、翼弦線Ｌの垂線Ｖに対して後端面ＲＳがなす角度であり、流体の流れの方向に対して翼弦線Ｌがなす傾斜、すなわち迎角αとは反対回りの傾斜である。本実施形態において、後端面ＲＳは、例えば後縁Ｒから翼弦線Ｌに沿って１０［ｍｍ］だけ前縁Ｆ寄りの位置において、１０度の傾斜角を有するように形成することができる。この場合、低騒音翼１の翼弦長は７０［ｍｍ］となる。低騒音翼１は、例えばアルミニウムにより作製することができる。また、低騒音翼１はアクリル樹脂を射出成型することにより作製しても良い。   As shown in FIG. 1B, the inclination angle θ is an angle formed by the rear end surface RS with respect to the perpendicular V of the chord line L, and the inclination formed by the chord line L with respect to the direction of fluid flow. That is, the inclination is opposite to the angle of attack α. In the present embodiment, the rear end surface RS can be formed to have an inclination angle of 10 degrees at a position closer to the front edge F by 10 mm along the chord line L from the rear edge R, for example. In this case, the chord length of the low noise blade 1 is 70 [mm]. The low noise blade 1 can be made of aluminum, for example. The low noise blade 1 may be manufactured by injection molding of acrylic resin.

次に、本発明の一実施形態に係る低騒音翼１の空力騒音を定量化するための実験装置の構成について説明する。   Next, the configuration of an experimental apparatus for quantifying the aerodynamic noise of the low noise blade 1 according to an embodiment of the present invention will be described.

図２は、本発明の一実施形態に係る低騒音翼１の空力騒音を定量化するための風洞１００の構成を示す図である。風洞１００は、吸音性を有する材料で構成された上板３及び下板４と、流れを視認可能とするために透明のアクリル樹脂で形成された側板５，６と、上板３に取り付けられ、空力騒音を収音するためのマイクロフォン７とを備える。   FIG. 2 is a diagram showing a configuration of the wind tunnel 100 for quantifying the aerodynamic noise of the low noise blade 1 according to the embodiment of the present invention. The wind tunnel 100 is attached to the upper plate 3 and the lower plate 4 made of a sound-absorbing material, side plates 5 and 6 made of a transparent acrylic resin to make the flow visible, and the upper plate 3. And a microphone 7 for collecting aerodynamic noise.

風洞１００は、図２に示すように、流体の流れの方向（ｘ方向）に５００［ｍｍ］、高さ方向（ｙ方向）に１９０［ｍｍ］、奥行き方向(ｚ方向)に１９０［ｍｍ］の大きさを有する風洞である。座標系の原点は、ｘ、ｙ方向については低騒音翼１の迎角αを変化させる際の回転中心を原点としている。ｚ方向については、低騒音翼１の一方の端面を原点としている。なお、本実施形態において迎角αを変化させる際の低騒音翼１の回転中心は前縁Ｆから２４［ｍｍ］としているが、本発明はこれには限定されない。   As shown in FIG. 2, the wind tunnel 100 is 500 [mm] in the fluid flow direction (x direction), 190 [mm] in the height direction (y direction), and 190 [mm] in the depth direction (z direction). A wind tunnel having a size of The origin of the coordinate system is the rotation center when changing the angle of attack α of the low noise blade 1 in the x and y directions. For the z direction, one end face of the low noise blade 1 is set as the origin. In the present embodiment, the rotation center of the low noise blade 1 when changing the angle of attack α is 24 [mm] from the front edge F, but the present invention is not limited to this.

上板３及び下板４は、後述するマイクロフォン７により空力騒音を収音するため、音響共振を吸収させる必要がある。そのため、上板３及び下板４は吸音性の高い材質で作製されている。また、側板５及び６は、先述のように流れを視認可能とするために透明のアクリル樹脂で形成されている。   Since the upper plate 3 and the lower plate 4 collect aerodynamic noise by a microphone 7 described later, it is necessary to absorb acoustic resonance. For this reason, the upper plate 3 and the lower plate 4 are made of a highly sound-absorbing material. Further, the side plates 5 and 6 are formed of a transparent acrylic resin in order to make the flow visible as described above.

マイクロフォン７は、低騒音翼１の空力騒音を収音するためのマイクロフォンであり、空力騒音の周波数分布を定量化するために、２０〜８０００Ｈｚの範囲においてフラットな周波数応答を有するものを用いている。マイクロフォン７は、風洞１００を構成する、吸音性の高い上板３又は下板４上のｘ＝０［ｍｍ］となる位置に設置されている。マイクロフォン７の出力電圧は、Ａ／Ｄコンバータによりデジタル信号に変換され、ＰＣ(Personal Computer)によりＦＦＴ(Fast Fourier Transform)演算され、空力騒音の周波数スペクトラムが算出される。   The microphone 7 is a microphone for collecting the aerodynamic noise of the low-noise wing 1, and uses a microphone having a flat frequency response in the range of 20 to 8000 Hz in order to quantify the frequency distribution of the aerodynamic noise. . The microphone 7 is installed at a position where x = 0 [mm] on the upper plate 3 or the lower plate 4 that constitutes the wind tunnel 100 and has high sound absorption. The output voltage of the microphone 7 is converted into a digital signal by an A / D converter, and subjected to FFT (Fast Fourier Transform) calculation by a PC (Personal Computer) to calculate a frequency spectrum of aerodynamic noise.

次に、本発明の一実施形態に係る低騒音翼１の空力騒音を、上記風洞１００により定量化した実施例について説明する。   Next, an example in which aerodynamic noise of the low noise blade 1 according to an embodiment of the present invention is quantified by the wind tunnel 100 will be described.

なお、この実施例では、流体の流速：Ｕ0＝３０［ｍ／ｓ］、動粘度：１．５×１０-5［ｍ／ｓ2］、レイノルズ数Ｒｅ：１．６×１０5、翼弦長：７０［ｍｍ］（傾斜後端面有り）、翼弦長比（傾斜後端面の有無での翼弦長の比率）：０．８７５、最大翼厚：１４．４［ｍｍ］の条件で実験を行っている。 In this example, fluid flow velocity: U 0 = 30 [m / s], kinematic viscosity: 1.5 × 10 −5 [m / s 2 ], Reynolds number Re: 1.6 × 10 5 , blade Chord length: 70 [mm] (with inclined rear end face), chord length ratio (ratio of chord length with or without inclined rear end face): 0.875, maximum blade thickness: 14.4 [mm] I am conducting an experiment.

図３は、図２に示す風洞１００を用いて、翼周りに発生する空力騒音の音圧レベルを計測した結果である。図３の横軸は迎角α、縦軸は空力騒音の音圧レベルを示す。後端面ＲＳを設けていない通常翼では、迎角αが３度及び６度の状態において、空力騒音の音圧レベルの上昇が著しいのに対し、傾斜した後端面ＲＳを設けた低騒音翼１では、迎角αが３度及び６度の状態における空力騒音の音圧レベルが他の迎角αと同等程度にまで抑圧されている。これは、離散周波数騒音の発生原因である、翼の後縁Ｒから生じた渦から放出される音波が次の渦の放出を励起する音響フィードバック効果による特定周波数の騒音の増幅が、後縁Ｒを切断して後端面ＲＳを設けることにより遮断されるからである。また、本願発明では、図１（ｂ）に示すように後端面ＲＳを傾斜させることにより非対称な渦が発生するため、音響フィードバックが更に生じにくくなるものと考えられる。   FIG. 3 shows the result of measuring the sound pressure level of aerodynamic noise generated around the wing using the wind tunnel 100 shown in FIG. In FIG. 3, the horizontal axis represents the angle of attack α, and the vertical axis represents the sound pressure level of aerodynamic noise. In the normal wing without the rear end face RS, the sound pressure level of the aerodynamic noise is remarkably increased when the angle of attack α is 3 degrees and 6 degrees, whereas the low noise wing 1 with the inclined rear end face RS is provided. Then, the sound pressure level of aerodynamic noise when the angle of attack α is 3 degrees and 6 degrees is suppressed to the same level as other angles of attack α. This is because the sound wave emitted from the vortex generated from the trailing edge R of the blade, which is the cause of generation of discrete frequency noise, amplifies the noise at a specific frequency by the acoustic feedback effect that excites the emission of the next vortex. It is because it is interrupted | blocked by cut | disconnecting and providing rear-end surface RS. Further, in the present invention, as shown in FIG. 1 (b), since the asymmetric vortex is generated by inclining the rear end face RS, it is considered that acoustic feedback is further less likely to occur.

図４は、図３の迎角６度における空力騒音の音圧レベルデータのＦＦＴ演算を行い、音圧レベルの周波数分布を算出した結果を示す。後端面ＲＳの無い通常翼において、周波数約２１００Ｈｚにおいて空力騒音のピークが存在することが分かる。これは、離散周波数騒音に特徴的な特定周波数の騒音である。   FIG. 4 shows the result of calculating the frequency distribution of the sound pressure level by performing the FFT calculation of the sound pressure level data of the aerodynamic noise at the angle of attack of 6 degrees in FIG. It can be seen that a peak of aerodynamic noise exists at a frequency of about 2100 Hz in a normal wing without the rear end face RS. This is noise of a specific frequency characteristic of discrete frequency noise.

一方、傾斜した後端面ＲＳを設けた低騒音翼１では、この特定周波数の空力騒音のピーク、及びその高調波成分が理想的に低減されていることが分かる。これらの結果から、通常翼に発生している離散周波数騒音が、本実施例の傾斜した後端面ＲＳにより効果的に低減されることが分かる。   On the other hand, in the low noise blade 1 provided with the inclined rear end face RS, it can be seen that the peak of the aerodynamic noise of the specific frequency and its harmonic components are ideally reduced. From these results, it can be seen that the discrete frequency noise generated in the normal blade is effectively reduced by the inclined rear end face RS of the present embodiment.

なお、本実施例では、レイノルズ数Ｒｅ：１．０×１０5の条件において実験を行ったが、先行文献によれば、離散周波数騒音が発生するのは、概ねレイノルズ数Ｒｅが２．０×１０6以下の条件であり、本実施形態の低騒音翼１についても、その範囲で離散周波数騒音の低減効果があると考えられる。 In this example, the experiment was performed under the condition of Reynolds number Re: 1.0 × 10 5. However, according to the prior art, discrete frequency noise is generated when the Reynolds number Re is approximately 2.0 ×. The condition is 10 6 or less, and the low noise blade 1 of the present embodiment is also considered to have an effect of reducing discrete frequency noise within that range.

また、本実施例では、傾斜した後端面ＲＳの傾斜角θ：１０度の条件を定めて実験を行ったが、実験ごとの翼の加工ばらつきが±５度程度存在しても、離散周波数騒音の十分な低減効果を確認できている。従って、少なくとも傾斜角θ：１０度±５度の範囲において本願発明は十分な効果を奏するものと考えられる。   Further, in this embodiment, the experiment was performed under the condition that the tilt angle θ of the tilted rear end face RS was 10 degrees. However, even if there is about ± 5 degrees of wing machining variation for each experiment, discrete frequency noise A sufficient reduction effect can be confirmed. Therefore, it is considered that the present invention has a sufficient effect at least in the range of the inclination angle θ: 10 degrees ± 5 degrees.

また、本実施例では、翼弦長比（傾斜後端面の有無での翼弦長の比率）：０．８の条件を定めて実験を行ったが、実験ごとの翼弦長比のばらつきが±０．１程度存在しても、離散周波数騒音の十分な低減効果を確認できている。従って、少なくとも上記範囲において本願発明は十分な効果を奏するものと考えられる。   In this example, the chord length ratio (ratio of the chord length with or without the inclined rear end face) was set to 0.8, and the experiment was performed. Even when there is about ± 0.1, a sufficient reduction effect of discrete frequency noise has been confirmed. Accordingly, it is considered that the present invention has a sufficient effect at least within the above-mentioned range.

以上のように、本実施形態によれば、後縁Ｒの近傍において翼弦線Ｌの垂線Ｖに対して傾斜を有する後端面ＲＳを形成し、その傾斜が流体の流れの方向に対して翼弦線Ｌがなす傾斜とは反対回りの傾斜であるように構成した。これにより、後縁Ｒに発生する渦に起因する特定周波数の騒音を効果的に低減することができる。   As described above, according to the present embodiment, the rear end surface RS having an inclination with respect to the perpendicular V of the chord line L is formed in the vicinity of the trailing edge R, and the inclination is a blade with respect to the direction of fluid flow. The inclination is opposite to the inclination formed by the chord line L. Thereby, the noise of the specific frequency resulting from the eddy which generate | occur | produces in the trailing edge R can be reduced effectively.

また、本実施形態によれば、傾斜角θが５〜１５度となるように構成したので、特定周波数の騒音をより効果的に低減することができる。   Moreover, according to this embodiment, since it comprised so that inclination-angle (theta) might be 5-15 degrees, the noise of a specific frequency can be reduced more effectively.

また、本実施形態によれば、離散周波数騒音が発生すると考えられているレイノルズ数Ｒｅが２．０×１０6以下となる条件において低騒音翼１を用いるため、空力騒音を効果的に低減することができる。 Further, according to the present embodiment, since the low noise blade 1 is used under the condition that the Reynolds number Re considered to generate discrete frequency noise is 2.0 × 10 6 or less, aerodynamic noise is effectively reduced. be able to.

また、本実施形態の低騒音翼１は、一般的な翼型：ＮＡＣＡ００１８の後縁Ｒに変更を施した翼であり、小型風車装置、送風機、圧縮機等の翼を有する流体機械にそのまま適用することができる。そして、低騒音翼１を備えることにより、空力騒音を効果的に低減した低騒音翼装置を実現することができる。   In addition, the low noise blade 1 of the present embodiment is a blade having a modified typical blade type: NACA0018 trailing edge R, and is applied as it is to a fluid machine having blades such as a small windmill device, a blower, and a compressor. can do. And by providing the low noise wing | blade 1, the low noise wing | blade apparatus which reduced the aerodynamic noise effectively can be implement | achieved.

本発明を諸図面や実施例に基づき説明してきたが、当業者であれば本開示に基づき種々の変形や修正を行うことが容易であることに注意されたい。従って、これらの変形や修正は本発明の範囲に含まれることに留意されたい。例えば、各構成部に含まれる機能は論理的に矛盾しないように再配置可能であり、複数の構成部を１つに組み合わせたり、或いは分割したりすることが可能であり、本発明の範囲にはこれらも包含されるものと理解されたい。   Although the present invention has been described based on the drawings and examples, it should be noted that those skilled in the art can easily make various modifications and corrections based on the present disclosure. Therefore, it should be noted that these variations and modifications are included in the scope of the present invention. For example, the functions included in each component can be rearranged so as not to be logically contradictory, and a plurality of components can be combined into one or divided, and this is within the scope of the present invention. It should be understood that these are also included.

１ 低騒音翼
３ 上板
４ 下板
５，６ 側板
７ マイクロフォン
１００ 風洞
ＣＬ 切断線
Ｆ 前縁
Ｌ 翼弦線
Ｒ 後縁
ＲＳ 後端面
Ｖ 垂線 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Low noise blade 3 Upper plate 4 Lower plate 5,6 Side plate 7 Microphone 100 Wind tunnel CL Cutting line F Front edge L Wing chord line R Rear edge RS Rear end face V Perpendicular

Claims (5)

翼弦線の中点よりも後縁寄りの翼弦方向位置において、翼弦線の垂線に対して傾斜を有する後端面が形成され、
前記傾斜は、流体の流れの方向に対して翼弦線がなす傾斜とは反対回りの傾斜であることを特徴とする低騒音翼。 A rear end surface having an inclination with respect to the normal of the chord line is formed at the chord direction position closer to the rear edge than the midpoint of the chord line,
The low-noise blade according to claim 1, wherein the inclination is an inclination opposite to an inclination formed by a chord line with respect to a fluid flow direction. 前記翼弦線の垂線に対して前記後端面がなす角度は５〜１５度である、請求項１に記載の低騒音翼。   The low noise blade according to claim 1, wherein an angle formed by the rear end surface with respect to a perpendicular of the chord line is 5 to 15 degrees. レイノルズ数２．０×１０6以下で用いられる、請求項１又は２に記載の低騒音翼。 The low noise blade according to claim 1 or 2, which is used at a Reynolds number of 2.0 x 10 6 or less. 対称翼に対して前記後端面を形成した、請求項１乃至３のいずれか一項に記載の低騒音翼。   The low noise blade according to any one of claims 1 to 3, wherein the rear end surface is formed with respect to a symmetrical blade. 請求項１乃至４のいずれか一項に記載の低騒音翼を備える低騒音翼装置。   A low noise blade apparatus comprising the low noise blade according to any one of claims 1 to 4.
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