JP4318940B2 - 圧縮機翼型 - Google Patents
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、圧縮機の翼列を構成する翼の翼型に関し、特に正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面が共に翼弦線の片側に在る圧縮機翼型に関する。
【０００２】
【従来の技術】
下記特許文献１に記載された飛行機用の翼型は、その背面の曲率分布に特徴を有するもので、翼弦長の１０％位置よりも前方に１番目の曲率の極小値を持ち、その後方であって翼弦長の４０％位置よりも前方に２番目の曲率の極小値を持ち、前記１番目および２番目の曲率の極小値の中間位置に曲率の極大値を持っており、この曲率分布により揚力特性の向上や高迎角時の荷重バランスの向上を図っている。
【０００３】
また下記特許文献２に記載された軸流圧縮機の静翼用あるいは動翼用の翼型は、その背面の曲率が前縁の後方に極小値を持ち、その更に後方に極大値を持つもので、軸流圧縮機の入口速度が高亜音速から超音速の領域での衝撃波の発生を回避して衝撃波に起因する損失の低減を図っている。
【０００４】
【特許文献１】
米国特許第４６５５４１２号明細書
【０００５】
【特許文献２】
特許第２９０６９３９号公報
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、上記特許文献１に記載された翼型は、転向角が小さい飛行機用の翼型であって、高転向角型の軸流圧縮機の翼に適用することは困難である。また上記特許文献２に記載された翼型は軸流圧縮機用のものであるが、それは低転向型のものであって腹面および背面が翼弦線の両側に在り、腹面および背面が翼弦線の片側に在る本発明の翼型とは基本的に異なっている。また翼型の背面の曲率が極小値の後方に極大値を持つもので、翼型の背面の曲率が翼弦長の１０％〜３５％の範囲内で極大値を持ち、その後方、翼弦長の３０％〜５０％の範囲内に極小値を持つ本発明のものと異なっている。
【０００７】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、中・高レイノルズ数領域での性能を維持しながら、特に低レイノルズ数領域での層流剥離およびバブルの発生を抑制して全圧損失を低減し得る圧縮機翼型を提供することを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
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が共に翼弦線の片側に在る翼型において、前記背面の翼弦長で無次元化した曲率が、翼弦長の１０％位置から３５％位置の間に極大値を持ち、その後方であって翼弦長の３０％位置から５０％位置の間に極小値を持つことを特徴とする圧縮機翼型が提案される。
【０００９】
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、前記背面の曲率の極大値および極小値の差が０．５以上であることを特徴とする圧縮機翼型が提案される。
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、転向角が４０°以上であることを特徴とする圧縮機翼型が提案される。
【００１０】
上記構成によれば、正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面が共に翼弦線の片側に在る圧縮機用翼型の背面の曲率が、翼弦長の１０％位置から３５％位置の間に極大値を持ち、その後方であって翼弦長の３０％位置から５０％位置の間に極小値を持つことにより、中・高レイノルズ数領域での性能を阻害することなく、低レイノルズ数領域での層流剥離およびバブルの発生を抑制して全圧損失を著しく低減することができる。特に、翼型の背面の曲率の極大値および極小値の差を０．５以上とし、あるいは転向角を４０°以上とすることで、上記効果を一層顕著に発揮させることができる。
【００１１】
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。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
図１〜図６は本発明の実施例を示すもので、図１は第１実施例の翼型、第２実施例の翼型および比較例の翼型を示す図、図２は第１実施例の翼型の翼列を示す図、図３は第１実施例の翼型、第２実施例の翼型および比較例の翼型の背面の曲率の翼弦方向の分布を示すグラフ、図４はレイノルズ数が第１実施例の翼型、第２実施例の翼型および比較例の翼型の全圧損失係数に与える影響を示すグラフ、図５は第１実施例の翼型の翼入口マッハ数が０．６０における背面の壁面剪断応力の分布を示すグラフ、図６は比較例の翼型の翼入口マッハ数が０．６０における背面の壁面剪断応力の分布を示すグラフである。
【００１３】
図１には、本発明の第１実施例の翼型が実線で示され、本発明の第２実施例の翼型が破線で示され、比較例の翼型（従来のコントロールディフュージョン翼）が鎖線で示されており、これらの翼型は軸流型圧縮機の翼列として用いられる（図２参照）。第１、第２実施例の翼型は翼弦線ＣＬの片側に腹面（正圧面）Ｓｐおよび背面（負圧面）Ｓｓが在り、かつ流入角と流出角との差である転向角αは４０°以上（第１実施例の翼型では４３°）の高転向角型である。
【００１４】
図３から明らかなように、比較例の翼型の背面Ｓｓの曲率は、前縁から後縁に向かって単調に減少しており、翼弦長Ｃの８３％よりも後方では曲率が負値（背面Ｓｓの形状が上向きに凹）になっている。このように翼型の背面Ｓｓの曲率を滑らかに変化させることで、背面Ｓｓを流れる流体を効果的に減速して圧力回復させ、剥離の発生を防止している。しかしながら、図４から明らかなように、比較例の翼型は、広いレイノルズ数領域で全圧損失係数が高く、特にレイノルズ数が１３００００以下の低レイノルズ数領域で全圧損失係数が急激に増加する問題がある。
【００１５】
それに対して、第１実施例の翼型（実線参照）では、翼弦長Ｃの２１％位置で背面Ｓｓの曲率が極大値（１．３７）をとり、その後方の翼弦長Ｃの４０％位置で背面Ｓｓの曲率が極小値（０．６３）をとっており、また第２実施例の翼型（破線参照）では、翼弦長Ｃの２９％位置で背面Ｓｓの曲率が極大値（２．１２）をとり、その後方の翼弦長Ｃの３２％位置で背面Ｓｓの曲率が極小値（０．７３）をとっている。また背面Ｓｓの曲率の極大値および極小値の差は、第１実施例の翼型で０．７４であり、第２実施例の翼型で１．３９であり、何れも０．５０を超えている。
【００１６】
このように翼弦長Ｃの１０％位置から３５％位置の間に曲率の極大値を持つとともに、その後方であって翼弦長の３０％位置から５０％位置の間に曲率の極小値を持つことにより、中・高レイノルズ数領域を含む全てのレイノルズ数領域で比較例の翼型よりも全圧損失係数が低下しており、特にレイノルズ数が１３００００以下の低レイノルズ数領域で比較例の翼型よりも全圧損失係数が大幅に低下している。そして上記効果は、翼型の転向角αが４０°以上であり、かつ曲率の極大値および極小値の差が０．５０以上である場合に特に顕著なものとなる。
【００１７】
図６に示すように、比較例の翼型の背面Ｓｓの無次元壁面剪断応力が負値になる領域、つまり層流剥離によるバブルが発生している領域は翼弦長Ｃの３６％位置から７０％位置までであるが、図５に示すように、第１実施例の翼型の背面Ｓｓの無次元壁面剪断応力が負値になる領域、つまり層流剥離によるバブルが発生している領域は翼弦長Ｃの３６％位置から６２％位置までであり、第１実施例の翼型は境界層の再付着位置が前方に移動したことにより、層流剥離領域のサイズが翼弦長Ｃの８％分だけ減少している。しかも層流剥離領域における無次元壁面剪断応力の負値の程度は第１実施例の翼型の方が比較例の翼型よりも弱く、第１実施例の翼型は層流剥離領域におけるバブル内の流体の逆流現象が軽減されていることが分かる。このように、本発明の翼型によれば、背面Ｓｓにおける層流剥離およびバブルの発生が効果的に抑制されており、これが全圧損失係数を低減し得る要因であると考えられる。
【００１８】
尚、壁面剪断応力τは、粘性係数をμ、壁面からの距離をｙ、壁面からｙの位置での速度の壁面に平行な成分の流速をＵとしたとき、τ＝μ（ｄＵ／ｄｙ）で表される。図５および図６における無次元壁面剪断応力τ′は、前記壁面剪断応力τを基準速度Ｕｒｅｆおよび基準密度ρを用いて無次元化したもので、τ′＝τ／（ρＵｒｅｆ＊＊２）で表される。
【００１９】
以上、本発明の実施例を詳述したが、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。
【００２０】
【発明の効果】
以上のように請求項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が共に翼弦線の片側に在る圧縮機用翼型の背面の曲率が、翼弦長の１０％位置から３５％位置の間に極大値を持ち、その後方であって翼弦長の３０％位置から５０％位置の間に極小値を持つことにより、中・高レイノルズ数領域での性能を阻害することなく、低レイノルズ数領域での層流剥離およびバブルの発生を抑制して全圧損失を著しく低減することができる。
【００２１】
また請求項２に記載された発明によれば、翼型の背面の曲率の極大値および極小値の差を０．５以上とすることで、上記効果を一層顕著に発揮させることができる。
【００２２】
また請求項３に記載された発明によれば、転向角を４０°以上とすることで、上記効果を一層顕著に発揮させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 第１実施例の翼型、第２実施例の翼型および比較例の翼型を示す図
【図２】 第１実施例の翼型の翼列を示す図
【図３】 第１実施例の翼型、第２実施例の翼型および比較例の翼型の背面の曲率の翼弦方向の分布を示すグラフ
【図４】 レイノルズ数が第１実施例の翼型、第２実施例の翼型および比較例の翼型の全圧損失係数に与える影響を示すグラフ
【図５】 第１実施例の翼型の翼入口マッハ数が０．６０における背面の壁面剪断応力の分布を示すグラフ
【図６】 比較例の翼型の翼入口マッハ数が０．６０における背面の壁面剪断応力の分布を示すグラフ
【符号の説明】
Ｃ 翼弦長
ＣＬ 翼弦線
Ｓｐ 腹面
Ｓｓ 背面
α 転向角
【発明の属する技術分野】
本発明は、圧縮機の翼列を構成する翼の翼型に関し、特に正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面が共に翼弦線の片側に在る圧縮機翼型に関する。
【０００２】
【従来の技術】
下記特許文献１に記載された飛行機用の翼型は、その背面の曲率分布に特徴を有するもので、翼弦長の１０％位置よりも前方に１番目の曲率の極小値を持ち、その後方であって翼弦長の４０％位置よりも前方に２番目の曲率の極小値を持ち、前記１番目および２番目の曲率の極小値の中間位置に曲率の極大値を持っており、この曲率分布により揚力特性の向上や高迎角時の荷重バランスの向上を図っている。
【０００３】
また下記特許文献２に記載された軸流圧縮機の静翼用あるいは動翼用の翼型は、その背面の曲率が前縁の後方に極小値を持ち、その更に後方に極大値を持つもので、軸流圧縮機の入口速度が高亜音速から超音速の領域での衝撃波の発生を回避して衝撃波に起因する損失の低減を図っている。
【０００４】
【特許文献１】
米国特許第４６５５４１２号明細書
【０００５】
【特許文献２】
特許第２９０６９３９号公報
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、上記特許文献１に記載された翼型は、転向角が小さい飛行機用の翼型であって、高転向角型の軸流圧縮機の翼に適用することは困難である。また上記特許文献２に記載された翼型は軸流圧縮機用のものであるが、それは低転向型のものであって腹面および背面が翼弦線の両側に在り、腹面および背面が翼弦線の片側に在る本発明の翼型とは基本的に異なっている。また翼型の背面の曲率が極小値の後方に極大値を持つもので、翼型の背面の曲率が翼弦長の１０％〜３５％の範囲内で極大値を持ち、その後方、翼弦長の３０％〜５０％の範囲内に極小値を持つ本発明のものと異なっている。
【０００７】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、中・高レイノルズ数領域での性能を維持しながら、特に低レイノルズ数領域での層流剥離およびバブルの発生を抑制して全圧損失を低減し得る圧縮機翼型を提供することを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
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が共に翼弦線の片側に在る翼型において、前記背面の翼弦長で無次元化した曲率が、翼弦長の１０％位置から３５％位置の間に極大値を持ち、その後方であって翼弦長の３０％位置から５０％位置の間に極小値を持つことを特徴とする圧縮機翼型が提案される。
【０００９】
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、前記背面の曲率の極大値および極小値の差が０．５以上であることを特徴とする圧縮機翼型が提案される。
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、転向角が４０°以上であることを特徴とする圧縮機翼型が提案される。
【００１０】
上記構成によれば、正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面が共に翼弦線の片側に在る圧縮機用翼型の背面の曲率が、翼弦長の１０％位置から３５％位置の間に極大値を持ち、その後方であって翼弦長の３０％位置から５０％位置の間に極小値を持つことにより、中・高レイノルズ数領域での性能を阻害することなく、低レイノルズ数領域での層流剥離およびバブルの発生を抑制して全圧損失を著しく低減することができる。特に、翼型の背面の曲率の極大値および極小値の差を０．５以上とし、あるいは転向角を４０°以上とすることで、上記効果を一層顕著に発揮させることができる。
【００１１】
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。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
図１〜図６は本発明の実施例を示すもので、図１は第１実施例の翼型、第２実施例の翼型および比較例の翼型を示す図、図２は第１実施例の翼型の翼列を示す図、図３は第１実施例の翼型、第２実施例の翼型および比較例の翼型の背面の曲率の翼弦方向の分布を示すグラフ、図４はレイノルズ数が第１実施例の翼型、第２実施例の翼型および比較例の翼型の全圧損失係数に与える影響を示すグラフ、図５は第１実施例の翼型の翼入口マッハ数が０．６０における背面の壁面剪断応力の分布を示すグラフ、図６は比較例の翼型の翼入口マッハ数が０．６０における背面の壁面剪断応力の分布を示すグラフである。
【００１３】
図１には、本発明の第１実施例の翼型が実線で示され、本発明の第２実施例の翼型が破線で示され、比較例の翼型（従来のコントロールディフュージョン翼）が鎖線で示されており、これらの翼型は軸流型圧縮機の翼列として用いられる（図２参照）。第１、第２実施例の翼型は翼弦線ＣＬの片側に腹面（正圧面）Ｓｐおよび背面（負圧面）Ｓｓが在り、かつ流入角と流出角との差である転向角αは４０°以上（第１実施例の翼型では４３°）の高転向角型である。
【００１４】
図３から明らかなように、比較例の翼型の背面Ｓｓの曲率は、前縁から後縁に向かって単調に減少しており、翼弦長Ｃの８３％よりも後方では曲率が負値（背面Ｓｓの形状が上向きに凹）になっている。このように翼型の背面Ｓｓの曲率を滑らかに変化させることで、背面Ｓｓを流れる流体を効果的に減速して圧力回復させ、剥離の発生を防止している。しかしながら、図４から明らかなように、比較例の翼型は、広いレイノルズ数領域で全圧損失係数が高く、特にレイノルズ数が１３００００以下の低レイノルズ数領域で全圧損失係数が急激に増加する問題がある。
【００１５】
それに対して、第１実施例の翼型（実線参照）では、翼弦長Ｃの２１％位置で背面Ｓｓの曲率が極大値（１．３７）をとり、その後方の翼弦長Ｃの４０％位置で背面Ｓｓの曲率が極小値（０．６３）をとっており、また第２実施例の翼型（破線参照）では、翼弦長Ｃの２９％位置で背面Ｓｓの曲率が極大値（２．１２）をとり、その後方の翼弦長Ｃの３２％位置で背面Ｓｓの曲率が極小値（０．７３）をとっている。また背面Ｓｓの曲率の極大値および極小値の差は、第１実施例の翼型で０．７４であり、第２実施例の翼型で１．３９であり、何れも０．５０を超えている。
【００１６】
このように翼弦長Ｃの１０％位置から３５％位置の間に曲率の極大値を持つとともに、その後方であって翼弦長の３０％位置から５０％位置の間に曲率の極小値を持つことにより、中・高レイノルズ数領域を含む全てのレイノルズ数領域で比較例の翼型よりも全圧損失係数が低下しており、特にレイノルズ数が１３００００以下の低レイノルズ数領域で比較例の翼型よりも全圧損失係数が大幅に低下している。そして上記効果は、翼型の転向角αが４０°以上であり、かつ曲率の極大値および極小値の差が０．５０以上である場合に特に顕著なものとなる。
【００１７】
図６に示すように、比較例の翼型の背面Ｓｓの無次元壁面剪断応力が負値になる領域、つまり層流剥離によるバブルが発生している領域は翼弦長Ｃの３６％位置から７０％位置までであるが、図５に示すように、第１実施例の翼型の背面Ｓｓの無次元壁面剪断応力が負値になる領域、つまり層流剥離によるバブルが発生している領域は翼弦長Ｃの３６％位置から６２％位置までであり、第１実施例の翼型は境界層の再付着位置が前方に移動したことにより、層流剥離領域のサイズが翼弦長Ｃの８％分だけ減少している。しかも層流剥離領域における無次元壁面剪断応力の負値の程度は第１実施例の翼型の方が比較例の翼型よりも弱く、第１実施例の翼型は層流剥離領域におけるバブル内の流体の逆流現象が軽減されていることが分かる。このように、本発明の翼型によれば、背面Ｓｓにおける層流剥離およびバブルの発生が効果的に抑制されており、これが全圧損失係数を低減し得る要因であると考えられる。
【００１８】
尚、壁面剪断応力τは、粘性係数をμ、壁面からの距離をｙ、壁面からｙの位置での速度の壁面に平行な成分の流速をＵとしたとき、τ＝μ（ｄＵ／ｄｙ）で表される。図５および図６における無次元壁面剪断応力τ′は、前記壁面剪断応力τを基準速度Ｕｒｅｆおよび基準密度ρを用いて無次元化したもので、τ′＝τ／（ρＵｒｅｆ＊＊２）で表される。
【００１９】
以上、本発明の実施例を詳述したが、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。
【００２０】
【発明の効果】
以上のように請求項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が共に翼弦線の片側に在る圧縮機用翼型の背面の曲率が、翼弦長の１０％位置から３５％位置の間に極大値を持ち、その後方であって翼弦長の３０％位置から５０％位置の間に極小値を持つことにより、中・高レイノルズ数領域での性能を阻害することなく、低レイノルズ数領域での層流剥離およびバブルの発生を抑制して全圧損失を著しく低減することができる。
【００２１】
また請求項２に記載された発明によれば、翼型の背面の曲率の極大値および極小値の差を０．５以上とすることで、上記効果を一層顕著に発揮させることができる。
【００２２】
また請求項３に記載された発明によれば、転向角を４０°以上とすることで、上記効果を一層顕著に発揮させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 第１実施例の翼型、第２実施例の翼型および比較例の翼型を示す図
【図２】 第１実施例の翼型の翼列を示す図
【図３】 第１実施例の翼型、第２実施例の翼型および比較例の翼型の背面の曲率の翼弦方向の分布を示すグラフ
【図４】 レイノルズ数が第１実施例の翼型、第２実施例の翼型および比較例の翼型の全圧損失係数に与える影響を示すグラフ
【図５】 第１実施例の翼型の翼入口マッハ数が０．６０における背面の壁面剪断応力の分布を示すグラフ
【図６】 比較例の翼型の翼入口マッハ数が０．６０における背面の壁面剪断応力の分布を示すグラフ
【符号の説明】
Ｃ 翼弦長
ＣＬ 翼弦線
Ｓｐ 腹面
Ｓｓ 背面
α 転向角
Claims (3)
- 圧縮機の翼列を構成する翼の翼型であって、正圧を発生する腹面（Ｓｐ）および負圧を発生する背面（Ｓｓ）が共に翼弦線（ＣＬ）の片側に在る翼型において、
前記背面（Ｓｓ）の翼弦長（Ｃ）で無次元化した曲率が、翼弦長（Ｃ）の１０％位置から３５％位置の間に極大値を持ち、その後方であって翼弦長（Ｃ）の３０％位置から５０％位置の間に極小値を持つことを特徴とする圧縮機翼型。 - 前記背面（Ｓｓ）の曲率の極大値および極小値の差が０．５以上であることを特徴とする、請求項１に記載の圧縮機翼型。
- 転向角（α）が４０°以上であることを特徴とする、請求項１に記載の圧縮機翼型。
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