JP5999348B2 - タービン翼 - Google Patents

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Description

本発明は、例えば、航空機用ジェットエンジンに用いられるタービン翼に関するものである。
上記したようなタービン翼の性能向上を図るうえで、プロファイル損失が注目される。このプロファイル損失は、タービン翼の翼後縁からの後流に基づく速度分布欠損による損失が主要なものである。このプロファイル損失を低減させるための重要なポイントは、如何にして速度分布欠損を少なく抑えるかである。
ここで、タービン翼の翼後縁の厚みが薄ければ薄いほど速度分布欠損が少なくなることが知られている。タービン翼のプロファイルにおいて、翼背側ラインと翼腹側ラインとが真円の略半円分の円弧で結ばれた形状や、キャンバラインに対して垂直な直線で結ばれた形状が翼後縁に多く採用される。
このように、タービン翼のプロファイルにおいて、翼後縁が半円形状を成している場合には、この翼後縁の厚みを半円の直径以下にすることはできない。したがって、翼後縁の厚みが比較的大きくなり、タービン翼の翼後縁からの後流も大きくなって速度分布欠損が比較的大きくなってしまう。
従来において、上記速度分布欠損を小さくするべく形成されたタービン翼としては、例えば、特許文献１に開示されたものがある。
特許文献１に記載されたタービン翼は、翼背側ライン又は翼腹側ラインのいずれか一方から流体の流れ方向の最も下流側に位置する後端部に向かって漸次曲率半径が減少して後端部で曲率半径が最も小さくなり、その後、後端部から翼背側ライン又は翼腹側ラインのいずれか他方に向かって漸次曲率半径が増加して翼背側ライン又は翼腹側ラインのいずれか他方に至る後縁部の曲面を有する構成を成している。
特開2011-017290号公報
上記した特許文献１に開示されているタービン翼において、翼後縁を半円形状としているタービン翼と比べて、十分な強度を有したまま翼後縁の厚みを薄くすることができるものの、翼弦長が伸びる。したがって、翼弦長が伸びる分だけ翼重量の増加や、翼間の軸方向クリアランスが変わることによる構造設計への影響が懸念されており、これを解決することが従来の課題となっている。
本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたもので、強度を確保すると共に翼重量が増加したり構造設計へ影響が及んだりする懸念を払拭したうえで、速度分布欠損による損失を少なく抑えて、性能をより一層向上させることが可能であると共に、仕事を増加させることができるタービン翼を提供することを目的としている。
上記した目的を達成するべく、本発明の請求項１に係る発明は、翼背側ラインと、翼腹側ラインと、前記翼背側ライン及び翼腹側ラインの各後端間に位置する翼後縁を有するプロファイルのタービン翼において、前記プロファイルにおける翼後縁は、前記翼腹側ラインの後端から前記プロファイルのキャンバラインに向かう曲率半径一定の腹側円弧曲線と、前記キャンバラインを間にして前記腹側円弧曲線と線対称を成す対称曲線よりも該キャンバラインに近い領域を通過して前記翼背側ラインの後端から前記キャンバラインに向かう背側線部とを接続して成り、前記背側線部は、楕円を構成する楕円構成線と直線とで表される構成としたことを特徴としており、この構成のタービン翼を前述した従来の課題を解決するための手段としている。
なお、キャンバの付いたタービン翼の場合、翼形中心線であるキャンバラインは曲線になるが、翼後縁ではほぼ直線となることから、本発明に係るタービン翼においても、翼後縁におけるキャンバラインを直線として扱っている。
また、本発明の請求項２に係るタービン翼において、前記背側線部の直線は、前記翼背側ラインの後端に接続される背側ライン寄り楕円構成線と、前記腹側円弧曲線に接続される円弧曲線寄り楕円構成線との間に位置している構成としている。
この場合、直線の両側に位置する背側ライン寄り楕円構成線及び円弧曲線寄り楕円構成線は、同じ楕円の構成線であってもよいし違う楕円の構成線であってもよい。
さらに、本発明の請求項３に係るタービン翼において、前記翼背側ラインの後端と前記背側線部との接続点は、前記プロファイルにおける翼後縁の最後端から前記腹側円弧曲線の曲率半径の長さ寸法以上で且つ翼弦長の１０％以下の範囲内に位置している構成としており、本発明の請求項４に係るタービン翼において、前記翼背側ラインの後端と前記背側線部との接続点は、前記プロファイルにおける翼後縁の最後端から前記腹側円弧曲線の曲率半径の三倍の長さ寸法以上で且つ翼弦長の１０％以下の範囲内に位置している構成としている。
ここで、図２に示すように、翼背側ライン２の後端と背側線部１２の背側ライン寄り楕円構成線１２ａとの接続点Ｐになり得る最も翼後縁５の最後端５ａに近い位置（近地点）Ｓは、腹側円弧曲線１１の半径Ｒに基づいて設定される。翼弦長をＣとした場合においてこの円の半径Ｒは翼弦長Ｃの０．５％〜２％に設定されることが多い。
一方、翼背側ライン２の後端と背側線部１２の背側ライン寄り楕円構成線１２ａとの接続点Ｐになり得る最も翼後縁５の最後端５ａから遠い位置（遠地点）は、翼後縁５の薄肉化を図りつつ固有振動数の変化を少なく抑えるうえで、プロファイルにおける翼後縁５の最後端５ａから翼弦長の１０％以下に設定した。図２では、翼背側ライン２の後端と背側線部１２の背側ライン寄り楕円構成線１２ａとの接続点Ｐを翼後縁５の最後端５ａから翼弦長Ｃの５％の位置とした場合を示している。
さらにまた、本発明の請求項５に係るタービン翼において、前記腹側円弧曲線と前記背側線部における前記円弧曲線寄り楕円構成線との接続点は、前記キャンバライン上に位置する前記腹側円弧曲線の中心周りで且つ該キャンバラインの背腹側各３０°の範囲内に位置している構成としており、この場合には、腹側円弧曲線と背側線部との接続点をキャンバラインの背腹側にシフトさせ得るので、背腹両曲線の接続のさせ方における自由度が広がることとなって、製造の容易化が図られることとなる。
本発明に係るタービン翼において、翼後縁を形成する背側線部は、キャンバラインを間にして腹側円弧曲線と線対称を成す対称曲線部よりも該キャンバラインに近い領域を通過して翼背側ラインの後端からキャンバライン付近に至っているので、プロファイルにおける翼前縁から翼後縁に至る部分での翼厚を維持しつつ、翼後縁のみの厚さを薄くすることができ、その結果、強度を低下させることなく、また、翼重量が増加したり構造設計へ影響が及んだりする懸念を生じさせることなく、速度分布欠損による損失を少なく抑え得ることとなり、タービン翼の仕事を増加させ得ることとなる。
加えて、翼後縁を形成する背側線部が、楕円を構成する楕円構成線と直線とで表される構成としているので、背側線部での主流（空気流れ）が加速されて境界層が小さくなり、加えて、主流がコアンダ効果によって背側線部から腹側円弧曲線へと回り込むような形になって、主流の翼後縁からの流出角度が増加することとなる。
本発明に係るタービン翼では、強度を確保し、そして、翼重量が増加する危惧や構造設計に影響が波及する懸念を抱かせることなく、速度分布欠損による損失を少なく抑えて、性能をより一層向上させることが可能であると共に、主流の翼後縁からの流出角度を増加させて、仕事を増やすことができるという非常に優れた効果がもたらされる。
本発明の一実施例によるタービン翼のプロファイル説明図である。 図１のタービン翼における翼背側ラインの後端と翼後縁の背側線部との接続点の設定要領を示すプロファイル説明図である。 図１のタービン翼の背側線部から腹側円弧曲線へと主流がコアンダ効果によって回り込む状況を示すプロファイル説明図である。 従来のタービン翼の背側線部を主流が流れる状況を示すプロファイル説明図である。 図１のタービン翼による全圧損失係数の低減度合いを示すグラフである。 本発明の他の実施例によるタービン翼の翼後縁の最後端部分を拡大して示すプロファイル説明図である。
以下、本発明を図面に基づいて説明する。
図１〜図３は本発明の一実施例に係るタービン翼のプロファイルを示している。
図１に示すように、このタービン翼１は、翼背側ライン２と、翼腹側ライン３と、翼前縁４と、翼後縁５とを具備したプロファイルを有しており、図１の拡大部分に示すように、プロファイルにおける翼後縁５は、翼背側ライン２及び翼腹側ライン３の各後端間に位置している。
プロファイルにおける翼後縁５は、翼腹側ライン３の後端からプロファイルのキャンバラインＣＬに向かう曲率半径一定の腹側円弧曲線１１と、背側線部１２とから成っている。背側線部１２は、翼背側ライン２の後端からキャンバラインＣＬを間にして腹側曲線部４と線対称を成す対称曲線部（図１の拡大部分に二点鎖線で示す曲線部、すなわち、従来の背側線部）よりもキャンバラインＣＬに近い領域を通過してキャンバラインＣＬに向かっている。腹側円弧曲線１１と背側線部１２とは、キャンバラインＣＬ上で互いに接続されている。
背側線部１２は、図２にも示すように、楕円Ａの長径ａ方向に沿う曲線部分の中央から短径ｂ方向に沿う曲線部分の中央にかけての楕円構成線、すなわち、同じ楕円Ａの楕円構成線１２ａ，１２ｃと直線１２ｂとで表され、背側線部１２の直線１２ｂは、翼背側ライン２の後端に接続される背側ライン寄り楕円構成線１２ａと、腹側円弧曲線１１に翼後縁５の最後端５ａで接続される円弧曲線寄り楕円構成線１２ｃとの間に位置している。
この場合、翼背側ライン２の後端と背側線部１２の背側ライン寄り楕円構成線１２ａとの接続点Ｐは、翼後縁５の薄肉化を図りつつ固有振動数の変化を少なく抑えるうえで、プロファイルにおける翼後縁５の最後端５ａから５％Ｃ（Ｃは翼弦長）の位置に設定している。
上記したように、この実施例に係るタービン翼１では、翼後縁５を形成する背側線部１２が、翼背側ライン２の後端から上記対称曲線部よりもキャンバラインＣＬに近い領域を通過するようにしているので、図３に示すように、背側線部１２での主流ＦＰが加速されて、コアンダ効果によって背側線部１２から腹側円弧曲線１１へと回り込むような形になり、図４に示す従来の翼後縁５５からまっすぐ流出する従来主流ＦＢと比べて、主流ＦＰの翼後縁５からの流出角度が増加することとなる。
つまり、プロファイルにおける翼前縁４から翼後縁５に至る部分での翼厚を維持しつつ、図１の拡大部分に二点鎖線で示す従来のタービン翼における翼後縁（翼背側ラインと翼腹側ラインとを真円の略半円分の円弧で結んだ翼後縁）と比べて、翼後縁５のみの厚さを薄くすることで、強度を低下させることなく、また、翼重量が増加したり構造設計へ影響が及んだりする懸念を生じさせることなく、速度分布欠損による損失を少なく抑え得ると共に、タービン翼１の仕事を増加させ得ることとなる。
そこで、本実施例によるタービン翼１及び上記従来のタービン翼において、レイノルズ数を大きくして流れ場を次第に乱流に近づける場合の各々の全圧損失係数の低減度合いを比較したところ、図５のグラフに示す結果が得られた。
図５に示すように、レイノルズ数が小さい場合において、本実施例によるタービン翼１と従来のタービン翼との間には、全圧損失係数の低減度合いに大きな違いは見られないが、レイノルズ数が大きい場合には、本実施例によるタービン翼１の方が従来のタービン翼よりも全圧損失係数が６％も低減していることが判る。これにより、本実施例のタービン翼１では、翼後縁５からの後流に基づく速度分布欠損による損失を少なく抑え得ることが実証できた。
上記した実施例では、本発明に係るタービン翼１の翼後縁５を形成する腹側円弧曲線１１と背側線部１２の円弧曲線寄り楕円構成線１２ｃとの接続点が、キャンバラインＣＬ上の翼後縁５の最後端５ａに位置している場合を説明したが、これに限定されるものではなく、図６に示すように、腹側円弧曲線１１と背側線部１２の円弧曲線寄り楕円構成線１２ｃとの接続点Ｑが、キャンバラインＣＬ上に位置する腹側円弧曲線１１の中心Ｏ周りで且つキャンバラインＣＬの背側３０°の部位に位置している構成としてもよい。
また、腹側円弧曲線１１と背側線部１２の円弧曲線寄り楕円構成線１２ｃとの接続点Ｑを腹側円弧曲線１１の中心Ｏ周りで且つキャンバラインＣＬの腹側３０°の範囲に位置させる構成としてもよい。
この場合には、腹側円弧曲線１１と背側線部１２の円弧曲線寄り楕円構成線１２ｃとの接続点ＱをキャンバラインＣＬの背腹側にシフトさせ得ることから、腹側円弧曲線１１及び背側線部１２の接続のさせ方における自由度が広がることとなり、製造の容易化が図られることとなる。
さらに、上記した実施例では、背側線部１２の直線１２ｂの両側に位置する背側ライン寄り楕円構成線１２ａ及び円弧曲線寄り楕円構成線１２ｃが互いに同じ楕円Ａの楕円構成線である場合を示したが、これに限定されるものではなく、背側ライン寄り楕円構成線１２ａ及び円弧曲線寄り楕円構成線１２ｃが互いに異なる楕円の構成線であってもよい。
本発明に係るタービン翼の構成は、上記した実施例に限定されるものではない。
１ タービン翼
２ 翼背側ライン
３ 翼腹側ライン
５ 翼後縁
５ａ 翼後縁の最後端
１１ 腹側円弧曲線
１２ 背側線部
１２ａ 背側ライン寄り楕円構成線
１２ｂ 直線
１２ｃ 円弧曲線寄り楕円構成線
Ａ 楕円
Ｃ 翼弦長
ＣＬ キャンバライン
Ｏ 腹側円弧曲線の中心
Ｐ 翼背側ラインと背側線部との接続点
Ｑ 腹側円弧曲線と背側線部との接続点
Ｒ 腹側円弧曲線の半径

Claims (5)

  1. 翼背側ラインと、
    翼腹側ラインと、
    前記翼背側ライン及び翼腹側ラインの各後端間に位置する翼後縁を有するプロファイルのタービン翼において、
    前記プロファイルにおける翼後縁は、
    前記翼腹側ラインの後端から前記プロファイルのキャンバラインに向かう曲率半径一定の腹側円弧曲線と、
    前記キャンバラインを間にして前記腹側円弧曲線と線対称を成す対称曲線よりも該キャンバラインに近い領域を通過して前記翼背側ラインの後端から前記キャンバラインに向かう背側線部とを接続して成り、
    前記背側線部は、楕円を構成する楕円構成線と直線とで表される
    ことを特徴とするタービン翼。
  2. 前記背側線部の直線は、前記翼背側ラインの後端に接続される背側ライン寄り楕円構成線と、前記腹側円弧曲線に接続される円弧曲線寄り楕円構成線との間に位置している請求項１に記載のタービン翼。
  3. 前記翼背側ラインの後端と前記背側線部との接続点は、前記プロファイルにおける翼後縁の最後端から前記腹側円弧曲線の曲率半径の長さ寸法以上で且つ翼弦長の１０％以下の範囲内に位置している
    ことを特徴とする請求項１又は２に記載のタービン翼。
  4. 前記翼背側ラインの後端と前記背側線部との接続点は、前記プロファイルにおける翼後縁の最後端から前記腹側円弧曲線における曲率半径の三倍の長さ寸法以上で且つ翼弦長の１０％以下の範囲内に位置している
    ことを特徴とする請求項１又は２に記載のタービン翼。
  5. 前記腹側円弧曲線と前記背側線部との接続点は、前記キャンバライン上に位置する前記腹側円弧曲線の中心周りで且つ該キャンバラインの背腹側各３０°の範囲内に位置している
    ことを特徴とする請求項１〜４のいずれか一つの項に記載のタービン翼。
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