JP7210324B2

JP7210324B2 - 翼及びこれを備えた機械

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Publication number: JP7210324B2
Application number: JP2019032583A
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Inventors: 康朗坂元
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2019-02-26
Filing date: 2019-02-26
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Description

本開示は、翼及びこれを備えた機械に関する。

流体機械や航空機等の機械に適用される翼では、翼面での流れの剥離等による損失が生じ、これにより機械の性能や運転効率が低下する場合がある。そこで、流体の剥離等による損失を低減するように翼型が設計されることがある。

例えば、特許文献１には、翼型部の最大肉厚部付近に、支持壁面に近接して腹側（正圧面側）から背側（負圧面側）に貫通するバイパス流路を設けたタービン翼が開示されている。このタービン翼では、支持壁面の近接位置で、上述のバイパス流路を介して腹側から背側に作動流体の一部をバイパスさせることで、支持壁面付近における腹側と背側との圧力差を軽減することにより、二次流れを低減して流れ損失を低減することを図っている。

特開２００５－９８２０３号公報

ところで、流体機械や航空機等の機械において、設計点からずれた運転条件（例えば部分負荷運転等）で運転される場合がある。設計点からずれた運転条件では、翼の表面において流れの剥離が起きやすくなる場合がある。したがって、機械の運転条件が設計点からずれても流体の剥離が生じにくい翼が求められる。

上述の事情に鑑みて、本発明の少なくとも一実施形態は、翼面で生じ得る剥離を抑制可能な翼及びこれを備えた機械を提供することを目的とする。

（１）本発明の少なくとも一実施形態に係る翼は、
前縁と後縁との間において翼幅方向に沿ってそれぞれ延在するとともに、翼弦に関して対称な形状を有する第１翼面及び第２翼面を有する翼型部と、
前記翼型部の内部を通り、前記第１翼面に開口する第１開口端、及び、前記第２翼面に開口する第２開口端を有する少なくとも一つの連通孔と、を備える翼であって、
前記第１開口端は、前記翼幅方向における第１位置において前記翼幅方向に直交する第１断面上に位置し、
前記第２開口端は、前記翼幅方向における第２位置において前記翼幅方向に直交する第２断面上に位置し、
前記第１断面又は前記第２断面上において、前記前縁を中心とし、前記翼が取り付けられる機器の設計点での運転条件における流体の前記翼型部への流入方向に平行な直線を基準とする－１０度以上１０度以下の角度範囲内に条件（ａ）を満たす角度Ａ１が存在し、
前記条件（ａ）は、前記角度Ａ１の方向から前記前縁に向かう方向の流体の流れを前記翼型部が受けたとき、前記第１翼面上の前記第１開口端の位置における静圧と、前記第２翼面上の前記第２開口端の位置における静圧とが等しくなる、という条件である。

上記（１）の構成では、上述の角度Ａ１の方向からの流体の流れを翼型部が受けたとき、第１翼面上の第１開口端の位置と、第２翼面上の第２開口端の位置とで静圧が等しくなる。よって、翼が適用される機器の設計点付近での運転時には、翼型部に向かう流体の流れ方向が前記角度Ａ１の方向に近いため、第１開口端の位置と、第２開口端の位置とで圧力差がほとんどなく、翼型部に設けられた連通孔を通る流れは生じにくい。一方、運転条件が設計点からずれたときには、第１翼面上の第１開口端の位置と、第２翼面上の第２開口端の位置とで圧力差が生じ、高圧側の開口端から低圧側の開口端へと連通孔を通る流れが生じる。そして、この流れが低圧側の開口端から流出することにより、低圧側の開口端が設けられた翼面（第１翼面又は第２翼面）近傍の流れ（主流）に運動量が供給されるため、該翼面で生じ得る流れの剥離を抑制することができる。
よって、上記（１）の構成によれば、設計点付近での運転時における性能低下を抑制しながら、運転条件が設計点からずれたときに生じ得る翼面での流れの剥離を抑制することができ、損失を低減可能な運転範囲（例えば迎角の範囲等）を拡大することができる。

（２）本発明の少なくとも一実施形態に係る翼は、
前縁と後縁との間において翼幅方向に沿ってそれぞれ延在するとともに、翼弦に関して対称な形状を有する第１翼面及び第２翼面を有する翼型部と、
前記翼型部の内部を通り、前記第１翼面に開口する第１開口端、及び、前記第２翼面に開口する第２開口端を有する少なくとも一つの連通孔と、を備える翼であって、
前記第１開口端は、前記翼幅方向における第１位置において前記翼幅方向に直交する第１断面上に位置し、
前記第２開口端は、前記翼幅方向における第２位置において前記翼幅方向に直交する第２断面上に位置し、
前記第１断面上での前記前縁を基準とする前記第１開口端の無次元翼弦長位置（％）をＸ１とし、前記第２断面上での前記前縁を基準とする前記第２開口端の無次元翼弦長位置（％）をＸ２としたとき、
前記翼が取り付けられる機器の設計点での運転条件における流体の前記翼型部への流入方向の翼弦方向に対する角度が０度であり、かつ、前記第１開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ１と、前記第２開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ２との差の絶対値｜Ｘ１－Ｘ２｜は、５％以下である、又は、
前記翼が取り付けられる機器の設計点での運転条件における流体の前記翼型部への流入方向の前記翼弦方向に対する角度が０度より大きく、前記流入方向は前記第１翼面に対向する向きであり、かつ、前記第１翼面に開口する前記第１開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ１は、前記第２翼面に開口する前記第２開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ２よりも大きい。

一対の翼面が翼弦に対して対称な形状を有する対称翼の場合、翼弦方向に平行な方向の流体の流れを受けたとき、両翼面上での静圧は、翼弦方向における同一の位置において（あるいは、同一の無次元方向位置において）基本的には等しくなる。
この点、上記（２）の構成では、設計点での運転条件における流体の流入方向の翼弦方向に対する角度が０度に設定された対称翼において、無次元翼弦長位置が互いに近い位置に（即ち、上述のＸ１とＸ２の差が小さくなるように）第１開口端及び第２開口端をそれぞれ設けている。よって、設計点付近での運転時には、第１開口端の位置と第２開口端の位置とで圧力差をほとんどなくすことができるため、翼型部に設けられた連通孔を通る流れは生じにくくなる。一方、運転条件が設計点からずれたときには、第１翼面上の第１開口端の位置と、第２翼面上の第２開口端の位置とで圧力差が生じ、高圧側の開口端から低圧側の開口端へと連通孔を通る流れが生じる。そして、この流れが低圧側の開口端から流出することにより、低圧側の開口端が設けられた翼面（第１翼面又は第２翼面）近傍の流れ（主流）に運動量が供給されるため、該翼面で生じ得る流れの剥離を抑制することができる。

また、対象翼の場合、翼弦方向に対して傾斜した角度からの流れを受けたとき、両翼面上での翼弦方向における同一の位置では、流れに対向する一方の翼面上の静圧のほうが他方の翼面上の静圧に比べて高くなる。よって、このとき、両翼面上において静圧が等しくなる位置は、流れに対向する一方の翼面上の位置の方が、他方の翼面上の位置よりも後縁側となる。
この点、上記（２）の構成では、設計点での運転条件における流体の流入方向の翼弦方向に対する角度が０度より大きく、該流入方向が第１翼面に対向するように設定された対称翼において、第１翼面上の第１開口端を、第２翼面上の第２開口端よりも後縁側に設けている（すなわち、Ｘ１がＸ２より大きくなるようにしている）。よって、設計点付近での運転時には、第１開口端の位置と第２開口端の位置とで圧力差をほとんどなくすことができるため、翼型部に設けられた連通孔を通る流れは生じにくくなる。一方、運転条件が設計点からずれたときには、第１翼面上の第１開口端の位置と、第２翼面上の第２開口端の位置とで圧力差が生じ、高圧側の開口端から低圧側の開口端へと連通孔を通る流れが生じる。そして、この流れが低圧側の開口端から流出することにより、低圧側の開口端が設けられた翼面（第１翼面又は第２翼面）近傍の流れ（主流）に運動量が供給されるため、該翼面で生じ得る流れの剥離を抑制することができる。

よって、上記（２）の構成によれば、設計点付近での運転時における性能低下を抑制しながら、運転条件が設計点からずれたときに生じ得る翼面での流れの剥離を抑制することができ、損失を低減可能な運転範囲（例えば迎角の範囲等）を拡大することができる。

（３）幾つかの実施形態では、上記（１）又は（２）の構成において、
前記第１開口端又は前記第２開口端の少なくとも一方は、前記翼型部の翼弦方向と平行な接線を有する前記第１翼面又は前記第２翼面上の点よりも前記前縁側に位置する。

翼が適用される機器の運転条件が設計点からずれたとき、第１翼面又は第２翼面において、上述の点（翼弦方向と平行な接線との接点）よりも後縁側の位置で剥離が生じやすい場合がある。この点、上記（３）の構成によれば、第１翼面又は第２翼面において剥離が生じやすい位置よりも前縁側に第１開口端又は第２開口端を設けたので、設計点からずれた運転条件下において、第１翼面又は第２翼面で生じやすい流体の剥離を効果的に抑制することができる。

（４）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（３）の何れかの構成において、
前記連通孔は、前記第１開口端と前記第２開口端との間において直線状に延在する。

上記（４）の構成によれば、連通孔は直線状の形状を有するので、機械加工による連通孔の形成を容易に行うことができる。

（５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れかの構成において、
前記翼幅方向から視たとき、前記第１開口端における前記第１翼面の接線のうち前記第１開口端よりも前縁側の部分と、前記第１開口端における前記連通孔とがなす角度は、４５度以下である。

上記（５）の構成によれば、連通孔は、第１開口端の位置において、第１翼面に沿った形状を有するので、連通孔からの流れが第１開口端から流出するときに、第１翼面近傍を流れる流体との混合損失を低減することができる。

（６）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（５）の何れかの構成において、
前記第２開口端における前記第２翼面の接線のうち前記第２開口端よりも前縁側の部分と、前記第２開口端における前記連通孔とがなす角度は、４５度以下である。

前記翼幅方向から視たとき、上記（６）の構成によれば、連通孔は、第２開口端の位置において、第２翼面に沿った形状を有するので、連通孔からの流れが第２開口端から流出するときに、第２翼面近傍を流れる流体との混合損失を低減することができる。

（７）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（６）の何れかの構成において、
前記第１開口端及び前記第２開口端は、前記翼幅方向において同一位置に位置する。

上記（７）の構成によれば、第１開口端及び第２開口端は、翼幅方向における同一位置に位置するので、連通孔を翼型部に比較的容易に形成することができる。

（８）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（６）の何れかの構成において、
前記第１開口端及び前記第２開口端は、前記翼幅方向において異なる位置に位置する。

上記（８）の構成によれば、第１開口端及び第２開口端は、翼幅方向において異なる位置に位置するので、これらの位置で翼面上の静圧が等しい場合に、連通孔から流出する流れにより、翼型部の表面に沿って流れる流体の該翼面で生じ得る剥離を効果的に抑制することができる。

（９）本発明の少なくとも一実施形態に係る機械は、上記（１）乃至（８）の何れかに記載の翼を備える。

上記（９）の機械が備える翼は、上記（１）又は（２）の構成を有する。すなわち、上記（９）の構成では、上記（１）又は（２）で述べたように、機械の設計点付近での運転時には、第１開口端の位置と、第２開口端の位置とで圧力差がほとんどなく、翼型部に設けられた連通孔を通る流れは生じにくい。一方、運転条件が設計点からずれたときには、第１翼面上の第１開口端の位置と、第２翼面上の第２開口端の位置とで圧力差が生じ、高圧側の開口端から低圧側の開口端へと連通孔を通る流れが生じる。そして、この流れが低圧側の開口端から流出することにより、低圧側の開口端が設けられた翼面（第１翼面又は第２翼面）近傍の流れ（主流）に運動量が供給されるため、該翼面で生じ得る流れの剥離を抑制することができる。
よって、上記（９）の構成によれば、設計点付近での運転時における性能低下を抑制しながら、運転条件が設計点からずれたときに生じ得る翼面での流れの剥離を抑制することができ、損失を低減可能な運転範囲（例えば迎角の範囲等）を拡大することができる。

本発明の少なくとも一実施形態によれば、翼面で生じ得る剥離を抑制可能な翼及びこれを備えた機械が提供される。

一実施形態に係る航空機の概略構成図である。一実施形態に係る翼（垂直尾翼）の斜視図である。一実施形態に係る翼（垂直尾翼）の斜視図である。一実施形態に係る翼の第１断面上での断面形状を模式的に示す図である。一実施形態に係る翼の第２断面上での断面形状を模式的に示す図である。一実施形態に係る翼の第１断面上での断面形状を模式的に示す図である。一実施形態に係る翼の第２断面上での断面形状を模式的に示す図である。翼における迎角と揚力係数の関係の例を示すグラフである。翼における迎角と抗力係数の関係の例を示すグラフである。一実施形態に係る翼型部の部分的な断面を模式的に示す図である。一実施形態に係る翼型部の部分的な断面を模式的に示す図である。翼型部の対称性について説明するための図である。翼型部の対称性について説明するための図である。一実施形態に係る翼型部の部分的な断面を模式的に示す図である。

以下、添付図面を参照して本発明の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本発明の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。

まず、幾つかの実施形態に係る翼が適用される機械の一例である航空機について説明する。なお、本発明に係る機械は、航空機に限定されず、例えば、ガスタービン等の流体機械であってもよい。

図１は、一実施形態に係る航空機の概略構成図である。同図に示すように、航空機４０は、胴体４２と、一対の主翼４４（左主翼４４Ｌ及び右主翼４４Ｒ）と、一対の水平尾翼４６（左水平尾翼４６Ｌ及び右水平尾翼４６Ｒ）と、垂直尾翼４８と、を備えている。図１に示す航空機４０において、主翼４４、水平尾翼４６、垂直尾翼４８は、それぞれ、胴体４２に取り付けられている。

幾つかの実施形態に係る翼は、上述の航空機４０の水平尾翼４６又は垂直尾翼４８であってもよい。以下、幾つかの実施形態に係る翼の一例として、上述の垂直尾翼４８を用いて説明する。

図２及び図３は、それぞれ、一実施形態に係る翼５０（垂直尾翼４８）の斜視図である。図２及び図３に示すように、翼５０は、翼幅方向に沿って、基端６３と先端６４との間に延在する翼型部６０を有する。なお、翼型部６０の基端６３は、航空機４０（図１参照）の胴体４２に接続されている。翼型部６０は、翼幅方向に沿って前縁６１と後縁６２との間に延在する第１翼面６５及び第２翼面６６を有している。第１翼面６５及び第２翼面６６は、典型的には、翼幅方向に視たとき、翼型部６０の内側から外側に向かって突出する凸形状を有している。第１翼面６５及び第２翼面６６は、翼型部６０の翼弦に関して対称な形状を有している。

ここで、「第１翼面６５及び第２翼面６６が翼型部６０の翼弦に関して対称な形状を有する」とは、第１翼面６５と第２翼面６６とが翼弦に関して完全に対称である場合を含むが、これに限定されない。本明細書では、下記条件を満たす場合も「第１翼面６５及び第２翼面６６が翼型部６０の翼弦に関して対称な形状を有する」といえるものとする。

条件：翼幅方向に直交する翼型部６０の断面全体の面積をＢ１（図１０Ａ参照）とし、この断面形状を翼型部６０の翼弦線Ｌ１に関して折り返し、第１翼面６５側の断面部分と第２翼面６６側の断面部分が重ならない部分の面積を（Ｂ２＋Ｂ３）（図１１Ｂ参照）としたとき、面積Ｂ１に対する面積（Ｂ２＋Ｂ３）の割合｛（Ｂ２＋Ｂ３）／Ｂ１｝が１０％以下である。

なお、図１０Ａ及び図１０Ｂは、翼型部６０の対称性について説明するための図であり、図１０Ａは、翼型部６０の翼幅方向に直交する断面を示す模式図であり、図１０Ｂは、図１０Ａに示す翼型部６０の断面を、翼弦線Ｌ１にて折り返したときの模式図を示す。

図２及び図３に示すように、翼型部６０には、該翼型部６０の内部を通る連通孔７０が設けられている。連通孔７０は、第１翼面６５に開口する第１開口端７２と、第２翼面６６に開口する第２開口端７４と、を有する。第１翼面６５に開口する第１開口端７２は、翼幅方向における第１位置において翼幅方向に直交する第１断面Ｓ１上に位置している。また、第２翼面６６に開口する第２開口端７４は、翼幅方向における第２位置において翼幅方向に直交する第２断面Ｓ２上に位置している。

図２に示す例示的な実施形態では、翼幅方向において、第１断面Ｓ１が位置する第１位置と、第２断面Ｓ２が位置する第２位置は同一位置であり、すなわち、第１開口端７２及び第２開口端７４は、同一断面（第１断面Ｓ１及び第２断面Ｓ２）上に位置している。図３に示す例示的な実施形態では、翼幅方向において、第１断面Ｓ１が位置する第１位置と、第２断面Ｓ２が位置する第２位置とが異なる。より具体的には、図３に示す例示的な実施形態では、第１断面Ｓ１が位置する第１位置は、第２断面Ｓ２が位置する第２位置よりも翼幅方向において基端６３側に位置しており、すなわち、第１開口端７２は、第２翼面６６に開口する第２開口端７４よりも翼幅方向において基端６３側の位置にて第１翼面６５に開口している。

図４Ａ～図４Ｂは、一実施形態に係る翼５０の第１断面Ｓ１及び第２断面Ｓ２上での断面形状をそれぞれ模式的に示す図である。また、図５Ａ～図５Ｂは、他の一実施形態に係る翼５０の第１断面Ｓ１及び第２断面Ｓ２上での断面形状をそれぞれ模式的に示す図である。

ここで、第１断面Ｓ１上での６１前縁を基準とする第１開口端７２の無次元翼弦長位置（％）をＸ１と定義し、第２断面Ｓ２上での前縁６１を基準とする第２開口端７４の無次元翼弦長位置（％）をＸ２と定義する。
本明細書において、翼幅方向に直交するある断面における前縁６１を基準とする無次元翼弦長位置（％）とは、該断面上での翼弦方向（コード方向；前縁６１と後縁６２を結ぶ方向）における前縁６１の位置を０％とし、後縁６２の位置を１００％としたときの位置（％）を意味する。

例えば、図４Ａに示すように、第１断面Ｓ１上において、翼型部６０の翼弦方向長さがＣ_Ａであり、前縁６１から第１開口端７２までの翼弦方向長さがＣ_Ｘ１である場合、第１断面Ｓ１上での前縁６１を基準とする第１開口端７２の無次元翼弦長位置Ｘ１（％）は、（Ｃ_Ｘ１／Ｃ_Ａ）である。また、図４Ｂに示すように、第２断面Ｓ２上において、翼型部６０の翼弦方向長さがＣ_Ｂであり、前縁６１から第２開口端７４までの翼弦方向長さがＣ_Ｘ２である場合、第２断面Ｓ２上での前縁６１を基準とする第２開口端７４の無次元翼弦長位置Ｘ２（％）は、（Ｃ_Ｘ２／Ｃ_Ｂ）である。

なお、上述した無次元翼弦長位置を用いることで、翼幅方向において翼型部６０の断面形状が異なる場合や、翼型部６０が捩れた形状を有する場合等であっても、第１断面Ｓ１上での第１開口端７２の翼弦方向位置と、第２断面Ｓ２上での第２開口端７４の翼弦方向位置とを適切に比較することができる。

一実施形態に係る翼５０は、該翼５０が取り付けられる機器の設計点での運転条件における流体の翼型部６０への流入方向の翼弦方向に対する角度が０度となるように設計される。そして、第１翼面６５に開口する第１開口端７２の無次元翼弦長位置Ｘ１と、第２翼面６６に開口する第２開口端７４の無次元翼弦長位置Ｘ２との差の絶対値｜Ｘ１－Ｘ２｜が、５％以下である。

例えば、図４Ａ及び図４Ｂに示す翼５０（垂直尾翼４８）は、該翼５０が取り付けられる航空機４０（機器）の巡航運転での運転条件（設計点での運転条件）における空気（流体）の翼型部６０への流入方向（図４Ａ中の矢印Ｆ０の方向）の翼弦方向（翼弦線Ｌ１の方向）に対する角度が０度となるように設計されている。そして、第１翼面６５に開口する第１開口端７２の無次元翼弦長位置Ｘ１と、第２翼面６６に開口する第２開口端７４の無次元翼弦長位置Ｘ２とは等しい。すなわち、Ｘ１とＸ２の差の絶対値｜Ｘ１－Ｘ２｜がゼロである。

上述の実施形態のように、一対の翼面（第１翼面６５及び第２翼面６６）が翼弦に対して対称な形状を有する対称翼の場合、翼弦方向に平行な方向（図４Ａ中の矢印Ｆ０の方向）の流体の流れを受けたとき、両翼面上での静圧は、翼弦方向における同一の位置（あるいは、同一の無次元翼弦長位置）において基本的には等しくなる。

この点、上述の実施形態では、設計点での運転条件における流体の流入方向の翼弦方向に対する角度が０度に設定された対称翼（翼５０）において、無次元翼弦長位置が互いに近い位置に（即ち、上述のＸ１とＸ２の差が小さくなるように）第１開口端７２及び第２開口端７４をそれぞれ設けている。よって、設計点付近での運転時には、第１翼面６５条の第１開口端７２の位置と、第２翼面６６上の第２開口端７４の位置とで圧力差をほとんどなくすことができるため、翼型部６０に設けられた連通孔７０を通る流れは生じにくくなる。

一方、運転条件が設計点からずれたときには、第１翼面６５上の第１開口端７２の位置と、第２翼面６６上の第２開口端７４の位置とで圧力差が生じ、高圧側の開口端から低圧側の開口端へと連通孔７０を通る流れが生じる。例えば、運転条件が設計点からずれて、翼型部６０に対する流体の流入方向が、翼弦方向に対して傾斜し、かつ、第１翼面６５に対向する方向（図４Ａ中の矢印Ｆ１の方向）となる場合、第１開口端７２の位置での静圧が、第２開口端７４の位置での静圧よりも大きくなる。そうすると、高圧側の第１開口端７２から低圧側の第２開口端７４へと、連通孔７０を通る流れが生じる。そして、この流れが低圧側の第２開口端７４から流出することにより、第２開口端７４が設けられた第２翼面６６近傍の流れ（主流）に運動量が供給されるため、第２翼面６６で生じ得る流れの剥離を抑制することができる。

ここで、図６は、翼における迎角と揚力係数の関係の幾つかの例を示すグラフであり、図７は、翼における迎角と抗力係数の幾つかの例を示すグラフである。
図６には、上述した連通孔を設けていない従来の対象翼に係る迎角と揚力係数の関係を示す曲線１０２と、図４Ａ及び図４Ｂに示す実施形態に係る迎角と揚力係数の関係を示す曲線１０４が示されている。図６中の曲線１０６については後述する。
図７には、上述した連通孔を設けていない従来の対象翼に係る迎角と抗力係数の関係を示す曲線１１２と、図４Ａ及び図４Ｂに示す実施形態に係る迎角と抗力係数の関係を示す曲線１１４が示されている。図７中の曲線１１６については後述する。
なお、迎角は、翼弦方向に対する流体の流入方向を示す角度である。該流入方向が翼弦方向に平行なとき、迎角は０度である。また、該流入方向が、第１翼面６５に対向するように翼弦方向に対して傾斜しているときに迎角が正であり、該流入方向が、第２翼面６６に対向するように翼弦方向に対して傾斜しているときに迎角が負であるものと定義する。

上述の連通孔７０を設けていない従来の対象翼の場合、図６に示すように（曲線１０２参照）、０度を含む迎角の範囲において、揚力係数は迎角に比例して変化するが、迎角がある程度大きくなると、迎角の増加に対する揚力係数の増加が鈍化し、さらに迎角が増加すると揚力係数が低減する。また、図７に示すように（曲線１１２参照）、迎角が増加するのに従い抗力係数は増加するが、揚力係数が低下する迎角の範囲において、抗力係数は著しく大きくなっている。

一方、連通孔７０を設けた実施形態に係る翼５０の場合、図６に示すように（曲線１０４参照）、従来例に比べて、迎角に比例して揚力係数が増加する迎角の範囲が拡大され、より大きな迎角まで揚力係数が増加する。また、図７に示すように（曲線１１４参照）、高迎角領域において、従来例に比べて抗力係数が低減されている。これは、図４Ａ及び図４Ｂに示す実施形態に係る翼５０では、剥離が生じ得るような運転条件においても、上述したように連通孔７０を介した流れを生じさせることができるため、翼面で生じ得る流れの剥離を抑制することができるためであると考えられる。
したがって、上述の実施形態に係る翼５０を採用することにより、損失を低減可能な運転範囲（例えば迎角の範囲等）を拡大することができる。

また、他の一実施形態に係る翼５０は、該翼５０が取り付けられる機器の設計点での運転条件における流体の翼型部６０への流入方向の翼弦方向に対する角度が０度より大きくなるように設計される。そして、翼面上で静圧最小となる位置よりも前縁側では、第１翼面６５に開口する第１開口端７２の無次元翼弦長位置Ｘ１は、第２翼面６６に開口する第２開口端７４の無次元翼弦長位置Ｘ２よりも大きい（すなわち、Ｘ２＜Ｘ１が成立する）。

例えば、図５Ａ及び図５Ｂに示す翼５０（垂直尾翼４８）は、該翼５０が取り付けられる航空機４０（機器）の巡航運転での運転条件（設計点での運転条件）における空気（流体）の翼型部６０への流入方向（図５Ａ中の矢印Ｆ０の方向）の翼弦方向（翼弦線Ｌ１の方向）に対する角度α０が０度より大きくなるように設計されている場合、すなわち、上述の流入方向が、翼弦方向に対して傾斜している。そして、翼面上で静圧最小となる位置よりも前縁側に設置する場合は、第１翼面６５に開口する第１開口端７２の無次元翼弦長位置Ｘ１は、第２翼面６６に開口する第２開口端７４の無次元翼弦長位置Ｘ２よりも大きい。

上述の実施形態のように、一対の翼面（第１翼面６５及び第２翼面６６）が翼弦に対して対称な形状を有する対称翼の場合、翼弦方向に対して傾斜した角度の方向からの流れを受けたとき、両翼面上での翼弦方向における同一の位置では、流れに対向する一方の翼面上の静圧のほうが他方の翼面上の静圧に比べて高くなる。よって、このとき、両翼面上において静圧が等しくなる位置は、流れに対向する一方の翼面上の位置の方が、他方の翼面上の位置よりも後縁側もしくは前縁側となる。
例えば、図５Ａに示すように、翼弦方向に対して傾斜し、かつ、第１翼面６５に対向する方向（図５Ａ中の矢印Ｆ０）からの流れを受けたとき、両翼面上での翼弦方向における同一の位置では、流れに対向する第１翼面６５上の静圧のほうが第２翼面６６上の静圧に比べて高くなる。よって、このとき、図５Ａの連通孔の配置の場合には、両翼面上において静圧が等しくなる位置は、流れに対向する第１翼面６５上の位置の方が、第２翼面６６上の位置よりも後縁側となる。

この点、上述の実施形態では、設計点での運転条件における流体の流入方向の翼弦方向に対する角度が０度より大きく、該流入方向が第１翼面６５に対向するように設定された対称翼（翼５０）において、第１翼面６５上の第１開口端７２を、第２翼面６６上の第２開口端７４よりも後縁６２側に設けている（すなわち、Ｘ１がＸ２より大きい）。よって、設計点付近での運転時には、第１翼面６５上の第１開口端７２の位置と、第２翼面６６上の第２開口端７４の位置とで圧力差をほとんどなくすことができるため、翼型部６０に設けられた連通孔７０を通る流れは生じにくくなる。

一方、運転条件が設計点からずれたときには、第１翼面６５上の第１開口端７２の位置と、第２翼面６６上の第２開口端７４の位置とで圧力差が生じ、高圧側の開口端から低圧側の開口端へと連通孔７０を通る流れが生じる。例えば、運転条件が設計点からずれて、翼型部６０に対する流体の流入方向が、翼弦方向に対してさらに傾斜し、かつ、第１翼面６５に対向する方向（図５Ａ中の矢印Ｆ１の方向）となる場合（このとき、流体の流入方向の翼弦方向に対する傾斜角度は上述の角度α０よりも大きい）、第１開口端７２の位置での静圧が、第２開口端７４の位置での静圧よりも大きくなる。そうすると、高圧側の第１開口端７２から低圧側の第２開口端７４へと、連通孔７０を通る流れが生じる。そして、この流れが低圧側の第２開口端７４から流出することにより、該第２開口端７４が設けられた第２翼面６６近傍の流れ（主流）に運動量が供給されるため、第２翼面６６で生じ得る流れの剥離を抑制することができる。

ここで、図６中の曲線１０６は、図５Ａ及び図５Ｂに示す実施形態に係る迎角と揚力係数の関係を示し、図７中の曲線１１６は、図５Ａ及び図５Ｂに示す実施形態に係る迎角と抗力係数の関係を示す。

図５Ａ及び図５Ｂに示す実施形態に係る翼５０の場合、図６に示すように（曲線１０６参照）、図４Ａ及び図４Ｂに示す翼５０の場合（曲線１０４参照）に比べて、迎角に比例して揚力係数が増加する迎角の範囲がさらに拡大され、さらに大きな迎角まで揚力係数が増加する。また、図７に示すように（曲線１１６参照）、高迎角領域において、図４Ａ及び図４Ｂに示す翼５０の場合（曲線１１４参照）に比べて抗力係数がさらに低減されている。

これは、図５Ａ及び図５Ｂに示す実施形態に係る翼５０では、運転条件が設計点からずれたときに連通孔７０を通る流れが流出する低圧側の開口端（第２開口端７４）を、図４Ａ及び図４Ｂに示す場合に比べて前縁側に設けたため、より大きな迎角領域でも連通孔７０を介した流れを生じさせることができるため、翼面で生じ得る流れの剥離をより効果的に抑制することができるためであると考えられる。
したがって、上述の実施形態に係る翼５０を採用することにより、損失を低減可能な運転範囲（例えば迎角の範囲等）を拡大することができる。

以上説明したように、上述した実施形態によれば、設計点付近での運転時における性能低下を抑制しながら、運転条件が設計点からずれたときに生じ得る翼面での流れの剥離を抑制することができ、損失を低減可能な運転範囲（例えば迎角の範囲等）を拡大することができる。

幾つかの実施形態では、翼５０は、翼幅方向において第１開口端７２が位置する第１断面Ｓ１又は第２開口端７４が位置する第２断面Ｓ２上において、前縁６１を中心とし、翼５０が取り付けられる機器（航空機４０）の設計点での運転条件における流体の翼型部６０への流入方向に平行な直線を基準とする－１０度以上１０度以下の角度範囲内（図４Ａ、図５Ａ参照）に条件（ａ）を満たす角度Ａ１が存在する。ここで、前記条件（ａ）は、角度Ａ１の方向から前縁６１に向かう方向の流体の流れ（図４Ａ、図５Ａ中の矢印Ｆ）を翼型部６０が受けたとき、第１翼面６５上の前記第１開口端７２の位置における静圧と、第２翼面６６上の第２開口端７４の位置における静圧とが等しくなる、という条件である。

以下の説明において、翼幅方向に直交する断面における、前縁６１を中心とする角度は、流体の流れの向きが第１翼面６５に対向する向き（図４Ａ及び図５Ａにおける反時計回り）を正とし、流体の流れの向きが第２翼面に対向する向き（図４Ａ及び図５Ａにおける時計回り）を負とする。

上述の実施形態では、上述の角度Ａ１の方向からの流体の流れを翼型部６０が受けたとき、第１翼面６５上の第１開口端７２の位置と、第２翼面６６上の第２開口端７４の位置とで静圧が等しくなる。よって、翼５０が適用される機器（航空機４０）の設計点付近での運転時には、翼型部６０に向かう流体の流れ方向（例えば、およそ、図４Ａ及び図５ＡのＦ０の方向）が角度Ａ１の方向に近いため、第１開口端７２の位置と、第２開口端７４の位置とで圧力差がほとんどなく、翼型部６０に設けられた連通孔７０を通る流れは生じにくい。

一方、運転条件が設計点からずれたときには、第１翼面６５上の第１開口端７２の位置と、第２翼面６６上の第２開口端７４の位置とで圧力差が生じ、高圧側の開口端（例えば、第１開口端７２）から低圧側の開口端（例えば第２開口端）へと連通孔７０を通る流れが生じる。そして、この流れが低圧側の開口端から流出することにより、低圧側の開口端が設けられた翼面（第１翼面６５又は第２翼面６６）近傍の流れ（主流）に運動量が供給されるため、該翼面で生じ得る流れの剥離を抑制することができる。

よって、本実施形態の翼５０を用いることで、図６及び図７を参照して既に説明した場合と同様に、連通孔７０を設けない従来例の対称翼に比べて、迎角に比例して揚力係数が増加する迎角の範囲が拡大され、より大きな迎角まで揚力係数が増加するとともに、高迎角領域において抗力係数が低減される。このため、この翼５０を採用することにより、損失を低減可能な運転範囲（例えば迎角の範囲等）を拡大することができる。

このように、上述の実施形態によれば、設計点付近での運転時における性能低下を抑制しながら、運転条件が設計点からずれたときに生じ得る翼面での流れの剥離を抑制することができ、損失を低減可能な運転範囲（例えば迎角の範囲等）を拡大することができる。

幾つかの実施形態では、第１開口端７２又は第２開口端７４の少なくとも一方は、翼型部６０の翼弦方向と平行な接線を有する第１翼面６５又は第２翼面６６上の点よりも前縁６１側に位置する。
例えば、図５Ｂに示すように、第１開口端７２は、翼型部６０の翼弦方向（翼弦線Ｌ１の方向）と平行な接線ＬＴ１を有する第１翼面６５上の点ＰＴ１よりも前縁６１側に位置していてもよい。あるいは、図５Ｂに示すように、第２開口端７４は、翼型部６０の翼弦方向（翼弦線Ｌ１の方向）と平行な接線ＬＴ２を有する第２翼面６６上の点ＰＴ２よりも前縁６１側に位置していてもよい。

翼５０が適用される機器（航空機４０）の運転条件が設計点からずれたとき、第１翼面６５又は第２翼面６６において、上述の点ＰＴ１又はＰＴ２（翼弦方向と平行な接線ＬＴ１，ＬＴ２との接点）よりも後縁６２側の位置で剥離が生じやすい場合がある。この点、上述の実施形態では、第１翼面６５又は第２翼面６６において剥離が生じやすい位置よりも前縁６１側に第１開口端７２又は第２開口端７４を設けたので、設計点からずれた運転条件下において、第１翼面６５又は第２翼面６６で生じやすい流体の剥離を効果的に抑制することができる。

図８、図９及び図１１は、それぞれ、一実施形態に係る翼型部６０の翼幅方向に直交する部分的な断面を模式的に示す図である。

幾つかの実施形態では、例えば図８に示すように、連通孔７０は、第１開口端７２と第２開口端７４との間において直線状に延在する。この場合、連通孔７０は直線状の形状を有するので、機械加工による連通孔の形成を容易に行うことができる。

なお、連通孔７０の断面形状は特に限定されず、例えば、円形、楕円形、又は矩形であってもよい。

幾つかの実施形態では、例えば図９に示すように、翼幅方向から視たとき、第１開口端７２における第１翼面６５の接線Ｌ２のうち第１開口端７２よりも前縁６１側の部分と、第１開口端７２における連通孔７０（図９における直線Ｌ３の方向）とがなす角度θ１は、４５度以下である。なお、図９に示す実施形態において、連通孔７０の第１開口端７２における延在方向は、直線Ｌ２の方向である。

この場合、連通孔７０は、第１開口端７２の位置において、第１翼面６５に沿った形状を有するので、連通孔７０からの流れが第１開口端７２から流出するときに、第１翼面６５近傍を流れる流体との混合損失を低減することができる。

幾つかの実施形態では、例えば図９に示すように、前記翼幅方向から視たとき、第２開口端７４における第２翼面６６の接線Ｌ４のうち第２開口端７４よりも前縁６１側の部分と、第２開口端７４における連通孔７０（図９における直線Ｌ５の方向）とがなす角度θ２は、４５度以下である。なお、図９に示す実施形態において、連通孔７０の第１開口端７２における延在方向は、直線Ｌ５の方向である。

この場合、連通孔７０は、第２開口端７４の位置において、第２翼面６６に沿った形状を有するので、連通孔７０からの流れが第２開口端７４から流出するときに、第２翼面６６近傍を流れる流体との混合損失を低減することができる。

幾つかの実施形態では、例えば図１１に示すように、前記翼幅方向から視たとき、連通路７０は第１開口端７２と第２開口端７４との間において、第１開口端７２における連通路７０の流路面積ｗ１又は第２開口端７４における連通路７０の流路面積ｗ２よりも流路面積が大きい部分を有する。なお、図１１に示す実施形態では、コード直交方向における第１開口端７２と第２開口端７４との間の中心位置における連通路７０の流路面積ｗ３は、第１開口端７２における連通路７０の流路面積ｗ１よりも大きい。また、前述の中心位置における連通路７０の流路面積ｗ３は、第２開口端７４における連通路７０の流路面積ｗ２よりも大きい。

このように、連通孔７０において、第１開口端７２と第２開口端７４との間に流路面積が拡大している部分があると、その部分における流体の流速が低下して圧力損失が低減する。このため、連通孔７０の内部において流体が流れ易くなる。

幾つかの実施形態に係る翼５０は、ガスタービン等の流体機械に適用されてもよい。例えば、一実施形態では、ガスタービンの作動流体が通過する通路（例えば排気ディフューザ通路）に設けられるストラット（支持部材）であってもよい。この場合、ストラット（翼５０）は、該ストラットの翼幅方向が、ガスタービンのロータの径方向に沿うように設けられていてもよい。

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。

本明細書において、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
また、本明細書において、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
また、本明細書において、一の構成要素を「備える」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。

４０航空機
４２胴体
４４主翼
４４Ｌ左主翼
４４Ｒ右主翼
４６水平尾翼
４６Ｌ左水平尾翼
４６Ｒ右水平尾翼
４８垂直尾翼
５０翼
６０翼型部
６１前縁
６２後縁
６３基端
６４先端
６５第１翼面
６６第２翼面
７０連通孔
７２第１開口端
７４第２開口端
Ｓ１第１断面
Ｓ２第２断面
Ｘ１無次元翼弦長位置
Ｘ２無次元翼弦長位置

Claims

前縁と後縁との間において翼幅方向に沿ってそれぞれ延在するとともに、翼弦に関して対称な形状を有する第１翼面及び第２翼面を有する翼型部と、
前記翼型部の内部を通り、前記第１翼面に開口する第１開口端、及び、前記第２翼面に開口する第２開口端を有する少なくとも一つの連通孔と、を備える翼であって、
前記第１開口端は、前記翼幅方向における第１位置において前記翼幅方向に直交する第１断面上に位置し、
前記第２開口端は、前記翼幅方向における第２位置において前記翼幅方向に直交する第２断面上に位置し、
前記第１断面又は前記第２断面上において、前記前縁を中心とし、前記翼が取り付けられる機器の設計点での運転条件における流体の前記翼型部への流入方向に平行な直線を基準とする－１０度以上１０度以下の角度範囲内に条件（ａ）を満たす角度Ａ１が存在し、
前記条件（ａ）は、前記角度Ａ１の方向から前記前縁に向かう方向の流体の流れを前記翼型部が受けたとき、前記第１翼面上の前記第１開口端の位置における静圧と、前記第２翼面上の前記第２開口端の位置における静圧とが等しくなる、という条件である
翼。
前縁と後縁との間において翼幅方向に沿ってそれぞれ延在するとともに、翼弦に関して対称な形状を有する第１翼面及び第２翼面を有する翼型部と、
前記翼型部の内部を通り、前記第１翼面に開口する第１開口端、及び、前記第２翼面に開口する第２開口端を有する少なくとも一つの連通孔と、を備える翼であって、
前記第１開口端は、前記翼幅方向における第１位置において前記翼幅方向に直交する第１断面上に位置し、
前記第２開口端は、前記翼幅方向における第２位置において前記翼幅方向に直交する第２断面上に位置し、
前記第１断面上での前記前縁を基準とする前記第１開口端の無次元翼弦長位置（％）をＸ１とし、前記第２断面上での前記前縁を基準とする前記第２開口端の無次元翼弦長位置（％）をＸ２としたとき、
前記翼が取り付けられる機器の設計点での運転条件における流体の前記翼型部への流入方向の翼弦方向に対する角度が０度であり、かつ、前記第１開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ１と、前記第２開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ２との差の絶対値｜Ｘ１－Ｘ２｜は、５％以下である、又は、
前記翼が取り付けられる機器の設計点での運転条件における流体の前記翼型部への流入方向の前記翼弦方向に対する角度が０度より大きく、前記流入方向は前記第１翼面に対向する向きであり、かつ、前記第１翼面に開口する前記第１開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ１は、前記第２翼面に開口する前記第２開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ２よりも大きく、
前記第１開口端又は前記第２開口端の少なくとも一方は、前記翼型部の翼弦方向と平行な接線を有する前記第１翼面又は前記第２翼面上の点よりも前記前縁側に位置する
翼。
前記連通孔は、前記第１開口端と前記第２開口端との間において直線状に延在する
請求項１又は２に記載の翼。
前縁と後縁との間において翼幅方向に沿ってそれぞれ延在するとともに、翼弦に関して対称な形状を有する第１翼面及び第２翼面を有する翼型部と、
前記翼型部の内部を通り、前記第１翼面に開口する第１開口端、及び、前記第２翼面に開口する第２開口端を有する少なくとも一つの連通孔と、を備える翼であって、
前記第１開口端は、前記翼幅方向における第１位置において前記翼幅方向に直交する第１断面上に位置し、
前記第２開口端は、前記翼幅方向における第２位置において前記翼幅方向に直交する第２断面上に位置し、
前記第１断面上での前記前縁を基準とする前記第１開口端の無次元翼弦長位置（％）をＸ１とし、前記第２断面上での前記前縁を基準とする前記第２開口端の無次元翼弦長位置（％）をＸ２としたとき、
前記翼が取り付けられる機器の設計点での運転条件における流体の前記翼型部への流入方向の翼弦方向に対する角度が０度であり、かつ、前記第１開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ１と、前記第２開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ２との差の絶対値｜Ｘ１－Ｘ２｜は、５％以下である、又は、
前記翼が取り付けられる機器の設計点での運転条件における流体の前記翼型部への流入方向の前記翼弦方向に対する角度が０度より大きく、前記流入方向は前記第１翼面に対向する向きであり、かつ、前記第１翼面に開口する前記第１開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ１は、前記第２翼面に開口する前記第２開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ２よりも大きく、
前記翼幅方向から視たとき、前記第１開口端における前記第１翼面の接線のうち前記第１開口端よりも前縁側の部分と、前記第１開口端における前記連通孔とがなす角度は、４５度以下である
翼。
前縁と後縁との間において翼幅方向に沿ってそれぞれ延在するとともに、翼弦に関して対称な形状を有する第１翼面及び第２翼面を有する翼型部と、
前記翼型部の内部を通り、前記第１翼面に開口する第１開口端、及び、前記第２翼面に開口する第２開口端を有する少なくとも一つの連通孔と、を備える翼であって、
前記第１開口端は、前記翼幅方向における第１位置において前記翼幅方向に直交する第１断面上に位置し、
前記第２開口端は、前記翼幅方向における第２位置において前記翼幅方向に直交する第２断面上に位置し、
前記第１断面上での前記前縁を基準とする前記第１開口端の無次元翼弦長位置（％）をＸ１とし、前記第２断面上での前記前縁を基準とする前記第２開口端の無次元翼弦長位置（％）をＸ２としたとき、
前記翼が取り付けられる機器の設計点での運転条件における流体の前記翼型部への流入方向の翼弦方向に対する角度が０度であり、かつ、前記第１開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ１と、前記第２開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ２との差の絶対値｜Ｘ１－Ｘ２｜は、５％以下である、又は、
前記翼が取り付けられる機器の設計点での運転条件における流体の前記翼型部への流入方向の前記翼弦方向に対する角度が０度より大きく、前記流入方向は前記第１翼面に対向する向きであり、かつ、前記第１翼面に開口する前記第１開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ１は、前記第２翼面に開口する前記第２開口端の前記無次元翼弦長位置Ｘ２よりも大きく、
前記翼幅方向から視たとき、前記第２開口端における前記第２翼面の接線のうち前記第２開口端よりも前縁側の部分と、前記第２開口端における前記連通孔とがなす角度は、４５度以下である
翼。
前記第１開口端及び前記第２開口端は、前記翼幅方向において同一位置に位置する
請求項１乃至５の何れか一項に記載の翼。
前記第１開口端及び前記第２開口端は、前記翼幅方向において異なる位置に位置する
請求項１乃至５の何れか一項に記載の翼。
請求項１乃至７の何れか一項に記載の翼を備えた機械。