JPH05113102A - 対称翼型タービンのタービンロータの翼 - Google Patents

対称翼型タービンのタービンロータの翼

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JPH05113102A JP3336386A JP33638691A JPH05113102A JP H05113102 A JPH05113102 A JP H05113102A JP 3336386 A JP3336386 A JP 3336386A JP 33638691 A JP33638691 A JP 33638691A JP H05113102 A JPH05113102 A JP H05113102A
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Abstract

(57)【要約】 【目的】対称翼型（ウエールズ）タービンのロータの翼
において、零揚力角を負値（マイナス）に偏移させ、小
さい迎え角での揚抗比、接線力係数、効率の低下を防
ぎ、抗力を低減し、高い作動特性を得る。 【構成】翼本体１１で、前縁１４に気体導入スクープ１
５と、翼内に噴流偏向保持形増幅器（中継器）１６、２
３と、その両側の翼形線１２、１３に制御ノズル１７、
１８と、並びに後縁にジェットフラップ噴射ノズル２
８、２９とを順次にに貫装し、簡単な流体素子制御のジ
ェットフラップ機構を形成することで、ジェットフラッ
プ噴射ノズルからの流体エネルギーで翼の周りの流れを
制御し、高い揚抗比、大きい接線力を得る。この発明の
対称翼は、小さい迎え角でも効率の低下を防ぎ、平滑な
高速回転で高効率を得られるので負荷負担特性と作動特
性が一層向上した。低圧・高速タービンのロータの翼。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、対称翼型タービンに
用いるタービンロータの翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】図９は、タービンロータの翼本体の翼の
取付度が零（ゼロ）度である従来の翼型（ウイング・セ
クション）を示したもので、この翼型ａの上下の翼形線
１，２を翼弦線３に対して対称にしたものが対称翼型で
ある。
【０００３】このようにしたタービンロータの対称翼型
ａの翼１枚の下の翼形線２の側に風が当り翼に接線方向
の周速度ｔが生じると、翼型には迎え角αと相対流向に
垂直な揚力Ｌと相対流向に並行な抗力Ｄが発生する。こ
れらによって、翼１枚に作用する回転方向成分である接
線力（回転力）Ｆｔと軸方向の成分である軸力Ｆａは迎
え角αに対して次式（１）、（２）のように求めること
が出来る。
【０００４】 Ｆｔ＝Ｌｓｉｎα−Ｄｃｏｓα （１） Ｆａ＝Ｌｃｏｓα＋Ｄｓｉｎα （２）
【０００５】なお、翼型ａの上の翼形線１の側に風が当
たる場合も同様に求められることが出来る。
【０００６】上記式（１）、（２）は、揚力係数ＣＬと
抗力係数ＣＤを用いて無次元数で表せば、接線力（回転
力）係数Ｃｔと軸力係数Ｃａは、次式（３）、（４）の
ように求めることが出来る。
【０００７】 Ｃｔ≡ＣＬｓｉｎα−ＣＤｃｏｓα （３） Ｃａ≡ＣＬｃｏｓα＋ＣＤｓｉｎα （４）
【０００８】対称翼型タービンのようなタービンロータ
の翼本体の翼の取付度が零（ゼロ）度である滑空型の翼
において、翼型の迎え角αに対する揚力Ｌと抗力Ｄの
比、または、揚力係数ＣＬと抗力係数ＣＤとの比を揚抗
比と言う。揚抗比ＣＬ／ＣＤは翼型の空力特性を示すパ
ラメータである。
【０００９】縦軸に揚力係数ＣＬ、横軸に抗力係数ＣＤ
をとり、迎え角αをパラメータとして揚力係数ＣＬと抗
力係数ＣＤの関係を表したものが揚抗極曲線である。こ
の揚抗極曲線上の任意の一点Ａは一つの迎え角に対応し
ている。
【００１０】いま、揚抗極曲線上のＡ点と原点（縦軸Ｃ
Ｌと横軸ＣＤの交点）とを直線で結び、この直線と縦軸
とのなす角をαとすると、Ａ点における揚抗比は、この
αを使って次式（５）のように表される。
【００１１】
【式５】
【００１２】なお、上記式（５）で、ＣＬは揚力係数、
ＣＤは抗力係数、ρは空気密度、Ｖは空速、Ｓは翼面
積、の各々である。
【００１３】上記式（５）において、ｃｏｔαは翼の迎
え角αに対する揚抗比を表し、揚抗ＣＬ／ＣＤと迎え角
αとの間には：− ｃｏｔα＝ＣＬＣＤ または ｔａｎα＝ＣＤ／ＣＬ （６） の関係があり、αをラジアンで表すと α≒ＣＤ／ＣＬ 即ち α×（ＣＬ／ＣＤ）＝１ （７） の関係が成立する。翼の揚抗比ＣＬ／ＣＤは迎え角αに
よって変わり、迎え角αが小さいときは迎え角αの増加
と共に 揚抗比ＣＬ／ＣＤも増加するが、ある迎え角α
で揚抗比ＣＬ／ＣＤは最大となり、その迎え角αよりさ
らに迎え角αが大きくなると揚抗比ＣＬ／ＣＤは小さく
なる。
【００１４】従って、揚抗比ＣＬ／ＣＤが最大となる迎
え角αより小さい迎え角αで滑空している翼に、より大
きい負荷が掛かって迎え角αが大きくなると、揚抗比Ｃ
Ｌ／ＣＤは増加し、そのため、上記式（７）から迎え角
αは小さくなり、翼はさらに滑空を続けることができ
る。
【００１５】迎え角αが小さくなることを「迎角の切り
上がり作用」、反対に大きくなることを「迎角の切り下
がり作用」と以下呼ぶことにする。
【００１６】なお、原点から揚抗極曲線上に接線を引け
ば、この接点に対応する揚力係数ＣＬと抗力係数ＣＤの
値の比が揚抗比の最大値を表す。同時に、この時の接線
と縦軸とのなす角度が揚抗比最大に対応する翼の迎え角
αを示す。
【００１７】タービンロータの翼本体の翼の取付度が零
（ゼロ）度である滑空型の対称翼タービンのタービンロ
ータの翼において、接線力係数Ｃｔ、軸力係数Ｃａ、迎
え角αに対する揚抗比ｃｏｔα、及び滑空効率（翼の効
率）ηとは次の式（８）の関係である。
【００１８】 η＝（Ｃｔｃｏｔα）／Ｃａ （８） 上記式（８）におけるｃｏｔαは、上記式（５）から、
翼の迎え角αにおける揚抗比であり、ｔａｎαの逆数で
あるから、翼の迎え角αが小さいほど、迎え角αに対す
る揚抗比は大きく、効率ηが高い。従って、効率上から
は作動領域の迎え角αは小さい方が望ましいこともわか
る。
【００１９】また同じく、上記式（８）から、Ｃｔ／Ｃ
ａの値が大きいほど、効率ηが高くなることがわかる。
【００２０】同様に、上記式（３）、（４）からは、翼
の取付度が零（ゼロ）度の対称翼タービンのタービンロ
ータの翼では、迎え角αに対し、軸力係数Ｃａが出来る
だけ小さく、接線力係数Ｃｔが大きく、且つ、接線力係
数Ｃｔが負（マイナス）となる領域がない翼型が好まし
いことがわかる。これはまた、ＣＬ／ＣＤが大きく、Ｃ
Ｌが出来るだけ大きく、ＣＤが小さい翼型好ましいこと
でもある。
【００２１】図４は、翼の迎え角αにたいして、揚抗比
ｃｏｔαとの関係を示したグラフである。このグラフで
は、迎え角α＜４．５の近傍以下の迎え角αにたいする
揚抗比ｃｏｔαの値が大幅に増加するのを示す。
【００２２】そして、翼の迎え角αに対して、揚力係数
ＣＬ、最大揚力係数ＣＬｍａｘ、抗力係数ＣＤ、失速の
迎え角ＳＳＴ、零（ゼロ）揚力角α０との関係を示した
のが図２である。また同時に、翼の迎え角αに対して、
接線力係数Ｃｔ、軸力係数Ｃａ、効率η、零（ゼロ）接
線力角αｔｏとの関係を示したものが図３である。ただ
し、これら図２及び図３の両者とも、本発明の実施例の
特姓を併記したもので、この従来の対称翼の特性は実線
で示している。
【００２３】このようにある翼型注能パラメーター間の
関係に沿って、この発明と比較対照すべき従来の技術に
ついて、翼型の空力特性が対称翼とは対照的な翼型の典
型として非対称翼型との対比において、翼型の迎え角α
が小さい領域（≒０゜〜 ４．５°近傍）における対称
翼の空力特性について述べる。
【００２４】翼型の空力特性線図から一般によく知られ
ているとおり、揚力係数ＣＬ曲線が揚力零（ゼロ）を示
す横軸と交わる点、すなわち、この交点が示す迎え角α
を、零（ゼロ）揚力角と呼び、この零（ゼロ）揚力角で
は、気流が翼に当たっても翼に揚力は発生しない。
【００２５】非対称翼型では、効率ηと迎え角αに対す
るｃｏｔαの上記式（８）の関係に着目して、効率を得
るのに望ましい迎え角αが小さい領域（≒０゜〜４．５
°近傍）における揚力係数ＣＬ、揚抗比ＣＬ／ＣＤ、接
線力係数Ｃｔを大きく、軸力係数Ｃａを小さくし、効率
を得るため翼型にキャンバーを持たせてある。 従って
キャンバーを持った非対称翼型では、零（ゼロ）揚力角
は負（マイナス）の迎え角であり、キャンバーが大きい
ほど、この零（ゼロ）揚力角の絶対値は大きい。
【００２６】すなわち、非対称翼型において、空気密
度、翼面積、速度、レイノルズ数を一定として、キャン
バーを大きくし、負（マイナス）の零（ゼロ）揚力角の
絶対値が増加すると、揚力係数曲線は勾配ほぼ一定のま
まで零（ゼロ）揚力角の移動につれて移動する。その結
果、迎え角αに対する揚力係数ＣＬは増加し、失速の迎
え角はやや減少する。
【００２７】このようにして 非対称翼型においては、
キャンバーを変化させることによって、翼型の迎え角α
が小さい領域（≒０゜〜 ４．５°近傍）において、上
記式（３）、（８）を同時に満足できる高い効率を得る
空力特性を持った翼型を選択設計できることはよく知ら
れているいるとおりである。
【００２８】一方、対称翼型（上面と下面の翼形線が同
一の翼型）では、揚力が零（ゼロ）となるのは常に迎え
角が零（ゼロ）度で一定である。このために、翼型の迎
え角αが小さい領域（≒０゜〜 ４．５°近傍）では、
迎え角αがα≒０°に近ずくに従って、揚力係数ＣＬも
漸減してＣＬ＝０になる。にも拘らず、抗力係数ＣＤは
低減しないので、迎え角α＜４．５辺りから、上記式
（３）の接線力係数Ｃｔが負（マイナス）となり、その
結果、上記式（８）から明かな通り、最も高い効率ηが
期待される翼型の迎え角αが小さい領域（≒０°〜
４．５°近傍）では逆に接線力（回転力）を失うことに
なっていた。
【００２９】しかしそれでも、さらに迎え角αが切り下
がって、迎え角α＞４．５より大きい迎え角では、上記
式（３）の接線力係数Ｃｔの値が再び正となり、揚力係
数ＣＬと抗力係数ＣＤの比も増大し、タービン・ロータ
に回転力を回復することが出来るようになるが現状の対
称翼タービンであった。上記式（８）から明かな通り、
迎え角α＞４．５では、迎え角αにたいする揚抗比ｃｏ
ｔαの値の低下率が大きいため、効率ηの３０〜５０％
低下は避けられなかったという空力特性上の基本に関わ
る困難な問題が対称翼型にはあった。
【００３０】
【発明が解決しようとする課題】上記のようにした従来
の対称翼おいては、最も高い効率が期待される作動領域
である翼型の迎え角αが小さい領域（α＜４．５°辺
り）の高速回転域で、接線力係数Ｃｔ＜０となりタービ
ンロータの翼が接線力を失ってしまっていた。
【００３１】従ってそこで必然的に、実際は翼の迎え角
αが切り下がって、迎え角α≒４．５°以上が対称翼型
の作動領域となっていた。上記式（８）や、図４から、
翼型の迎え角αに対する揚抗比ｃｏｔαの値が大幅に低
減するために、大きな効率低下は避けることは出来なか
ったが、これは対称翼型の持っている本質的な空力特性
に起因しやむをえないものであった。
【００３２】しかし一方、従来の対称翼型の持った他の
優れた特質、とりわけ、タービンロータに対称翼本体を
取付度が零（ゼロ）で取り付けただけの簡単な構造で、
しかも、気体流入の迎え角αが±９０°（度）と言う広
い範囲で、タービンロータが常に一方向（同一方向）に
回転し、さらに、低圧・低密度のエネルギー入力に対し
得る応答性を、極めて単純な機構で可能にするのが対称
翼型タービンであり、これは貴重な特質であった。
【００３３】従って寧ろ、この貴重な特質のために、従
来の対称翼型が、その最も高い効率を期待できる迎え角
αが小さい領域（≒０°〜 ４．５°近傍）で作動特性
を全く失って仕舞うということと、迎え角αが切り下が
って作動はしても効率ηが３０〜５０％の低下が避けら
れないということが問題であった。
【００３４】この発明は、以上のような点にかんがみて
なされたもので、対称翼内に構成された簡単な流体素子
による噴流偏向保持形増幅器で制御されたジェット・フ
ラップによる超循環制御で、翼の周りの気体の流れをコ
ントロールして、対称翼型が持っている本質的な空力特
性に起因する問題点を解決して、今までの対称翼では実
現不可能とされていた小さい迎え角での高い効率・揚抗
比・接線力を実現したことで、対称翼型の作動特性を飛
躍的に向上させた対称翼型タービン用のタービンロータ
の翼を提供することを目的としている。
【００３５】
【課題を解決するための手段】第１の発明は、タービン
ロータの翼の取付角が零（ゼロ）度である翼本体の翼型
（ウイング・セクション）の翼形線が、その翼弦線に対
して対称であり、自己起動性を持つ対称翼型からなるタ
ービンロータの翼を前提とするものである。
【００３６】そして、第１の発明の翼本体には、その前
縁に形成した気体導入用スクープと、この気体導入用ス
クープ後方を形成する第１パワーノズルに連通する末広
がりの壁に囲まれて空控をなした第１中継室（第１噴流
偏向保持形増幅器）と、翼本体の軸流風向に対して翼前
後の正・負圧部に向けて圧力パルス導入用にそれぞれの
一端を開口させ、他端の圧力パルス出力用第１制御ノズ
ルを上記第１中継室（第１噴流偏向保持形増幅器）内に
向けて開口させるとともに、上記翼弦線に対して噴射軸
がほぼ直交する一対の上記圧力パルス出力用第１制御ノ
ズルと、この第１中継室（第１噴流偏向保持形増幅器）
内に形成された第１スプリッタで分岐した一対の第１分
岐通路と、この両第１分岐通路のそれぞれの後端を翼の
後縁近傍に形成するとともに、そこから噴射される気体
噴流によって、高い揚抗比と接線力を得られる方向に開
口させたジェットフラップ噴射ノズルとを形成した点に
特徴を有する。
【００３７】第２の発明は、タービンロータの翼の取付
角が零（ゼロ）度である翼本体の翼型（ウイング・セク
ション）の翼形線が、その翼弦線に対して対称であり、
高速対応の翼型系の対称翼型からなるタービンロータの
翼を前提とするものである。
【００３８】翼本体には、その前縁に形成した気体導入
用スクープと、この気体導入用スクープ後方を形成する
第１パワーノズルに連通する末広がりの壁に囲まれて空
控をなした第１中継室（第１噴流偏向保持形増幅器）
と、翼本体の軸流風向に対して翼前後の正・負圧部に向
けて圧力パルス導入用にそれぞれの一端を開口させ、他
端の圧力パルス出力用第１制御ノズルを上記第１中継室
（第１噴流偏向保持形増幅器）内に向けて開口させると
ともに、上記翼弦線に対して噴射軸がほぼ直交する一対
の上記圧力パルス出力用第１制御ノズルと、この第１中
継室（第１噴流偏向保持形増幅器）内に形成された第１
スプリッタで分岐した一対の第１分岐通路と、これら両
第１分岐通路のそれぞれの後方端における合流点に形成
された末広がりの壁に囲まれて空控をなした第２中継室
（第２噴流偏向保持形増幅器）と、上記第１分岐通路後
端であってつづく第２中継室（第２噴流偏向保持形増幅
器）内への圧力パルス出力用開口を形成する一対の圧力
パルス出力用第２制御ノズルと、この圧力パルス出力用
第２制御ノズルの合流点の前方から第２中継室（第２噴
流偏向保持形増幅器）内に向け気体噴流を噴射する第２
パワーノズルと、上記第２中継室（第２噴流偏向保持形
増幅器）内に形成された第２スプリッタで分岐した一対
の第２分岐通路と、この両第２分岐通路のそれぞれの後
端を翼の後縁近傍に形成するとともに、そこから噴出さ
れる気体噴流によって、高い揚抗比と接線力を得られる
方向に開口させたジェットフラップ噴射ノズルとを形成
した点に特徴を有する。
【００３９】
【作用】第一の発明の対称翼タービンのタービンロータ
の翼は、前縁に淀み点の位置を確立する気体導入スクー
プを通じて第一パワーノズルから第一中継室（第一噴流
偏向保持形増幅器）に導入された気体が、翼本体の軸流
風向に対して前側の正圧部から導入された圧力パルス信
号によって、第一中継室（第一噴流偏向保持形増幅器）
内で偏向、増幅され、スプリッタで分岐され、分岐通路
を経由して翼後縁部下側に淀み点の位置を確定するとと
もに、フラップを形成するためにジェットフラップ噴射
ノズルから噴射されることになる。そして
【００４０】このようにした第一の発明の対称翼型ター
ビンのタービンロータの翼において、次の空力特性の連
動作用によって、揚力の増大、抗力の低減をし、高い揚
抗比や接線力、高効率を確保されることになる。
【００４１】（イ）翼の前縁と後縁下側の淀み点の位置
の確立と、翼内に構成された簡単な流体素子による噴流
偏向保持形増幅器によるジェットフラップ噴流の噴き出
しにより翼の周りの気体の流れに超循環場が形成され、
単なるフラップで実現できる揚力より大きい揚力増加作
用と、さらに推力増加作用とがある。 （ロ）正圧側に設けられる前縁気体流入スクープと後縁
の負圧側に設けられるジェットフラップ噴射ノズル孔が
連通されることで、翼の前後に発生する静的な圧力差に
よって生ずる流れの成分による、翼の抗力の低減作用が
ある。 （ハ）前縁気体導入スクープに包含された岐点（淀み
点）の動的な岐点圧による見掛け上の推力がジェットフ
ラップ噴流を加速するため、翼の抗力低減作用がある。 （ニ）翼内に構成された流体素子による噴流偏向保持形
増幅器には、気体導入スクープを通じて第一パワーノズ
ルによって導入された噴流気体が制御用の圧力パルス信
号の左・右いずれかの圧力によって曲げられる噴流の偏
向制御作用がある。 （ホ）翼内に構成された流体素子による噴流偏向保持形
増幅器には、保持作用（フリップ・フロップ作用）があ
る。一旦、圧力パルス信号が働き噴流が偏向された後
は、次の反対の圧力パルス信号が働くまでは噴流偏向は
コアンダ効果によってそのまま保持される。 （ヘ）翼内に構成された流体素子による噴流偏向保持形
増幅器には、気体導入スクープからの噴流と制御用圧力
パルスの噴流を作用させることにより増幅作用がある。 （ト）ジェットフラップの形成によって、零（ゼロ）揚
力角を負（マイナス）の値に移動することで対称翼の迎
え角αにたいする揚力増加作用がある。 （チ）上記（イ）揚力、推力増加、（ロ）抗力低減、
（ハ）抗力低減、（ニ）噴流偏向制御、（ホ）噴流偏向
保持、（ヘ）増幅作用による、正確な翼の周りの圧力判
断作用、自律的制御作用によって、常時安定した超循環
場形成作用がある。 （リ）上記（ト）揚力増加、（チ）超循環場形成作用に
よる揚力増加作用がある。 （ヌ）上記（イ）推力増加、（チ）超循環場形成作用の
ジェットフラップによる推力、並びに、（ハ）抗力低減
による推力増加作用がある。 （ル）上記（ロ）抗力低減、（ヌ）推力増加による抗力
低減作用がある。 （ヲ）上記（ル）抗力低減作用による軸力係数低減作用
がある。 （ワ）上記（リ）揚力増加、（ル）抗力低減、（ヌ）推
力増加による揚抗比増加作用がある。 （カ）上記（ト）揚力増加、（ワ）揚抗比増加による作
動領域における迎え角の切り上がり作用がある。 （ヨ）上記（ワ）揚抗比増加による接線力係数増加作用
がある。 （タ）往復軸流空気入力作用が一時的に中止しても、対
称翼タービンのタービンロータの翼に回転慣性があるの
で、上記（イ）推力増加、（ロ）抗力低減、（ハ）抗力
低減、（ニ）噴流偏向制御、（ホ）噴流偏向保持によっ
て流体素子制御ジェットフラップ機構は維持される。従
って、（ヘ）増幅作用は一部分が失われて超循環制御作
用は消失するが循環場は維持されるのでタービンロータ
の翼のジェットフラップ噴流は維持されるので、翼の滑
空作用も維持される。 （レ）上記（タ）翼の滑空作用によって非定常往復軸流
空気入力作用が一時的中断しても、極端な抗力の急増を
防止できるので回転平滑化作用がある。
【００４２】また、第２の発明の対称翼タービンのター
ビンロータの翼では、流体素子制御ジェットフラップ機
構の第１中継室（第１噴流偏向保持形増幅器）からの出
力噴流を制御信号用第２圧力パルス信号として用い、第
２パワーノズルから供給される噴流が第２中継室（第２
噴流偏向保持形増幅器）に導入されたところに作用させ
て、偏向、増幅され、第２スプリッタで分岐され、第２
分岐通路を経由して翼後縁部下側に淀み点の位置を確定
するとともに、フラップを形成するためにジェットフラ
ップ噴射ノズルから噴射される。
【００４３】このようにした、第２の発明の対称翼型タ
ービンのタービンロータの翼においては、第２パワーノ
ズルから第２中継室（第２噴流偏向保持形増幅器）内に
噴射され、増幅された気体噴流は、第２分岐通路を通過
する流速は加速されるので、第１の発明よりもジェット
フラップ噴射ノズルから噴射される噴射エネルギーが一
層大きくなり、次のような作用がさらに重加される。
【００４４】（ソ）第２パワーノズルから第２中継室
（第２噴流偏向保持形増幅器）へ導入される噴流の供給
量を増やして、ジェットフラップ噴射ノズルから噴射さ
れる噴き出し気体の量を増せば確実に揚抗比、接線力と
も驚異的に増加する作用がある。 （ツ）上記（ソ）の場合において、翼上面の剥離を防ぐ
のに、層流翼型系の高速対応の対称翼型を用いて高速回
転用のタービンロータの翼が得られることになる。 （ネ）また、上記（ソ）の場合において 翼上面の剥離
を防ぐのに、さらに、超高速対応の対称翼型を用いて超
高速回転用のタービンロータの翼が得られることにな
る。
【００４５】
【実施例】図１〜４，６，７に示した第１実施例は、そ
の翼本体１１がその翼弦線１０に対称にして翼形線１
２，１３を形成するとともに、その翼型は、たとえば高
速回転用は層流翼型、超高速回転用は超高速翼型のよう
に翼の速度に応じて対称翼型を使い分けられる場合の高
速回転用の層流翼型が採用される。
【００４６】そのようにした翼前縁部１４には作動状態
での岐点を包含するように位置決めした気体導入用スク
ープ１５とこの気体導入用スクープ１５後方に形成する
第１パワーノズル１５−１は、第１中継室（第１噴流偏
向保持形増幅器）１６に連通しているが、この第１中継
室（第１噴流偏向保持形増幅器）１６は、上記ノズル１
５−１の開口部分から後方に向かって末広がりの壁に囲
まれて空控を形成している。また、この空控の形状は前
方の上記ノズル１５−１の開口の両側にはコアンダ効果
を形成のためのポケット１６−１が突設されるように囲
んだ壁は後方の末広がりの壁につながって成形されてい
る。この空控の後端部の翼弦線１０上には第１スプリッ
タ１６−２が形成され、第１分岐通路１９，２０にこの
空控の後部を分岐して各々に連通している。
【００４７】また、上記翼形線１２，１３のそれぞれの
側には、一対の圧力パルス出力用第１制御ノズル１７，
１８の一端を開口させているが、このノズル１７，１８
の他端は、第１中継室（第１噴流偏向保持形増幅器）１
６に開口されている。このようにした両ノズル１７，１
８の噴射軸は翼本体１１の翼弦線１０に対して直交させ
ている。
【００４８】上記第１中継室（第１噴流偏向保持形増幅
器）１６の最後端部分は、第１スプリッタ１６−２によ
って分岐され、一対の第１分岐通路１９，２０の一端を
開口させているが、この両第１分岐通路１９，２０の他
端は、第２制御ノズル２１，２２を介して、第２中継室
（第２噴流偏向保持形増幅器）２３に連通されている。
第２中継室（第２噴流偏向保持形増幅器）２３は、第１
中継室（第１噴流偏向保持形増幅器）１６と同様に後方
に向かって末広がりにして成形されている。
【００４９】また、上記第１中継室（第１噴流偏向保持
形増幅器）１６と第２中継室（第２噴流偏向保持形増幅
器）２３との間には、第２パワー気体導入室２４を形成
している。この第２パワー気体導入室２４は、図示して
ない第２パワー気体供給部に連通させ、この供給部から
パワー気体が導かれるようにしている。
【００５０】そして、この第２パワー気体導入室２４
は、第２パワーノズル２５を介して第２中継室（第２噴
流偏向保持形増幅器）２３に連通している。したがっ
て、第２パワー気体導入室２４に供給された気体は、第
２パワーノズル２５を介して第２中継室（第２噴流偏向
保持形増幅器）２３に噴射されることになる。
【００５１】上記第２中継室（第２噴流偏向保持形増幅
器）２３の最後端部は、第２スプリッタ２３−２によっ
て分岐され、一対の第２分岐通路２６，２７の一端を開
口させているが、この両第２分岐通路２６，２７の他端
は、ジェットフラップ噴射ノズル２８，２９としてい
る。ジェットフラップ噴射ノズル２８，２９は翼本体１
１の翼形線１２，１３の後部に淀み点を確定するととも
に開口させて成形されている。
【００５２】次に、この第１実施例の作動を説明する翼
本体１１のＰＵ方向から風が当たったとすると、まず、
予め定められた起動手順によって翼本体１１が矢印３０
方向に回転し始める。 そして、その回転速度が上がっ
てきて起動を達成すると、気体導入用スクープ１５を介
して第１中継室（第１噴流偏向保持形増幅器）１６に気
体が導入される。これと同時に、第１制御ノズル１７か
らも気体が導入されるので、第１中継室（第１噴流偏向
保持形増幅器）１６に導入された気体は、第１中継室
（第１噴流偏向保持形増幅器）１６内の流体素子による
制御によって、第１分岐通路２０方向に強制的に送り込
まれる。
【００５３】第１分岐通路２０に送り込まれた気体は、
第２制御ノズル２２から第２中継室（第２噴流偏向保持
形増幅器）２３に噴出される。このとき第２中継室（第
２噴流偏向保持形増幅器）２３には、第２パワー気体導
入室２４から第２パワーノズル２５を介して気体が噴射
しているので、それと上記圧力パルス出力用第２制御ノ
ズル２２から噴射された気体とが合流して偏向・増速し
ながら、第２分岐通路２６に強制的に送り込まれる。こ
のようにして第２分岐通路２６に導かれた気体は、ジェ
ットフラップ噴射ノズル２８から噴射される。
【００５４】このようにして、噴射ノズル２８から噴射
されるジェットフラップによって、対称翼本体１１の周
りの流体の超循環制御で、揚力係数の増大、抗力係数の
低減を可能にし、高い揚抗比と接線力係数を得て、迎え
角の小さい作動領域でも効率が低下したりしない。高い
効率で外部負荷負担特性の大きい、一層向上した起動性
と作動性の両方を同時に満足させた対称翼タービン用の
タービンロータの翼を得ることができた。
【００５５】また、翼本体１１のＰＬ方向から風が当た
ったとすると、上記と同様の起動手順によって、気体が
第１ノズル１５→（第１制御ノズル１８）→第１分岐通
路１９→（第２パワーノズル２５）→第２制御ノズル２
１→第２分岐通路２７を経由してジェットフラップ噴射
ノズル２９から噴射される。
【００５６】図６は、この第１実施例のタービンロータ
の翼を構成するすべての要素技術の統合構造と要素技術
の作用効果の連動作用順序および要素技術の作用効果の
組織的編成をスケマティックに詳細したものである。
【００５７】図７は、第１実施例における、往復軸流空
気入力、パワー入力、信号の入力、及び翼内に構成され
る流体素子制御ジェットフラップ噴流の出力変化と翼の
周速度の平滑化との動作関係の時系列をタイムチャート
で詳細したものである。
【００５８】そしてまた、この図７は、本発明の第１実
施例において、軸流入力の往行、復行及び中断の軸流入
力の変化に拘らず、一旦起動を完成すれば、間接入力で
ある第１パワー噴流、第２パワー噴流は必然的に連続
し、その間において、制御パルス信号は、軸流入力が中
断するときは制御パルス信号の入力も中断するが、次の
制御パルス信号の入力までは、両パワー噴流の偏向が中
継室（噴流偏向保持形増幅器）によってそのまま保持さ
れ、従って、ジェットフラップ噴流による翼の揚力場も
保持されるので、翼の揚抗比、接線力を中心とする空力
特性も維持され、翼は、翼本体の慣性力で、次の軸流入
力と制御パルス信号入力があるまで、滑空を続けること
ができ、一方向の平滑回転を続けることを可能にした対
称翼型タービンのロータの翼を得ることになることを詳
細している。
【００５９】なお、この第１実施例の翼の迎え角αに対
して、揚力係数ＣＬ、最大揚力係数ＣＬｍａｘ、抗力係
数ＣＤ、失速の迎え角ＳＳＴ、零（ゼロ）揚力角α０と
の関係を図２の点線で示している。この図２からも、ジ
ェットフラップの効果で、零（ゼロ）揚力角は負（マイ
ナス）になり、揚力係数曲線は勾配ほぼ一定のままで零
（ゼロ）揚力角の移動につれて移動し、失速の迎え角は
やや減少し、揚力係数が大きく、抗力係数が小さく、な
っていることがわかる。
【００６０】また、翼の迎え角αに対して、接線力係数
Ｃｔ、軸力係数Ｃａ、効率η、零（ゼロ）接線力角α
ｔｏとの関係を図３の点線で示している。この図３から
も、迎え角が小さい領域でも、その効率曲線が極端に向
上していることをこの実施例は示している。
【００６１】ここでは、説明は省略されているが、第２
実施例は第１実施例のベースとなるものである。図５
は、流体素子による第１中継室（第１噴流偏向保持形増
幅器）が一段のみ装備された場合の第２実施例のタービ
ンロータの翼を構成するすべての要素技術の統合構造と
要素技術の作用効果の連動作用順序および要素技術の作
用効果の組織的編成をスケマテイックに詳細したもので
ある。上記以外の構成は、前記第１実施例と同様であ
る。
【００６２】図８に示した第３実施例は、前例におけ
る、流体素子型の第１中継室（第１噴流偏向保持形増幅
器）がややもすると長くなるために、翼型によっては、
翼内に貫装が難しい場合において、第１中継室１６から
分岐した第１分岐通路１９、２０に直交する位置に、機
械素子型のスプール（第１噴流偏向保持形増幅器）３１
を摺動自在に挿入している。このスプール（第１噴流偏
向保持形増幅器）３１は、いずれか一方の第１制御ノズ
ル１７あるいは１８の圧力作用で移動する。例えば、前
記ＰＬ方向から風が当たると、第１制御ノズル１８内の
圧力作用でスプール（第１噴流偏向保持形増幅器）３１
が図示の位置を保つ。この位置において、下側の第１制
御ノズル１８は、スプール（第１噴流偏向保持形増幅
器）内に形成した通路３２を経由して一方の第１分岐通
路１９に連通する。
【００６３】反対に、前記ＰＵ方向から風が当たると、
第１制御ノズル１７内の圧力作用でスプール（第１噴流
偏向保持形増幅器）３１が図面下方に移動し、今度は上
側の第１制御ノズル１７が、スプール（第１噴流偏向保
持形増幅器）３１に形成した別の通路３３を経由して他
方の第１分岐通路２０に連通する。上記以外の構成は、
前記第１実施例と同様である。
【００６４】
【発明の効果】第１の発明の対称翼型タービンのタービ
ンロータの翼によれば、この対称翼内に構成した簡単な
流体素子で制御されたジェットフラップによる超循環制
御で、次のような空力特性の作用効果が連動して、揚力
の増大、抗力の低減、高い揚抗比、接線力、効率の向上
効果を発揮することとなった。
【００６５】（イ）揚力増加作用と効力低減作用によっ
て揚抗比が増大した効果。 （ロ）揚抗比の増大によって、ｃｏｔαと接線力が増大
した効果。 （ハ）ｃｏｔαの増大による迎角切り上げ作用で、作動
領域の迎え角αを小さくした効果。 （ニ）ｃｏｔαと接線力の増大で、作動領域の迎え角α
が小さく、且つ、高速化した効果。 （ホ）ジェットフラップのジェット反力と流体素子制御
回路による両淀み点の連通による翼の静圧差・動圧差に
よる抗力の一部をなくすことで抗力低減作用を増大した
効果。 （ヘ）抗力低減作用の増大によって、軸力係数低減作用
を増大した効果。 （ト）上記（ロ）のｃｏｔαの増大と接線力係数Ｃｔの
増大と、上記（ヘ）の軸力係数Ｃａの低減から、上記式
（８）で、効率η＝（Ｃｔｃｏｔα／Ｃａが増大した効
果。 （チ）流体素子による噴流偏向保持形増幅器による噴流
偏向保持作用により、往復軸流空気入力作用の往・復流
間の入力が中断するときも、第１パワー噴流があるから
ジェットフラップは保持されるので、循環場も保持され
る。従って、その間も翼は自身の慣性力によって滑空作
用を持続する効果。 （リ）翼の滑空作用による回転平滑化作用によって回転
特性が一層向上する効果。 （ヌ）フラップ効果で零（ゼロ）揚力角が負（マイナ
ス）角に移動した。その結果、迎え角αに対する揚力係
数ＣＬは増加し、失速の迎え角はやや減少しただけにと
どまる。
【００６６】従って、ｃｏｔαの増大による迎角切り上
げ作用で、揚抗比ＣＬ／ＣＤが最大となる迎え角αより
大幅に小さい迎え角αで、高速で作動するようになっ
た。この小さい迎え角αで高速で作動中に、より大きい
負荷が掛かって迎え角αが大きくなると揚抗比ＣＬ／Ｃ
Ｄは増大し、そのため、上記式（７）の関係から迎え角
αは小さくなり翼はさらに速度を回復して滑空を続ける
ことが出来るため、外部負荷負担特性が向上した効果。
【００６７】以上の作用効果の統合効果により、高い揚
力、低い抗力、高い揚抗比、高い接線力が定常的に確保
されたことで、迎え角αの小さい高速回転領域でも効率
が低下したりしない効率の高い、自己起動性と作動性の
両方を満足した。さらに外部負荷負担特性や回転平滑特
性の作動特性が一層向上した対称翼型タービン用のター
ビンロータの翼を得ることができた。
【００６８】なお、この第１の発明は、翼の最大厚みは
より前方にあり、前縁半径が大きい翼型を形成するよう
な、自己起動性を持った対称翼型を前提としたとき、低
圧・高速型タービンである対称翼型タービンとしては、
比較的に回転数の低い領域で作動性の効果の高いタービ
ンロータの翼を得ることができる。
【００６９】また、第２の発明は、自己起動特性は翼型
特性のみにたよる単独起動性によるのではなく、第２パ
ワーノズルからの噴流の推力効果も併せて起動性を確立
するようにした、高速性能重視した対称翼型タービン用
のタービンロータの翼を前提としたとき次ぎの作用効果
を発揮することとなった。
【００７０】この発明は、翼内に構成される流体素子制
御ジェットフラップ機構で、第２パワーノズルから第２
中継室（第２噴流偏向保持型増幅器）へ導入される噴流
の供給量をまして、ジェットフラップ噴射ノズルから噴
射される噴き出し気体量を増して行けば、確実に揚抗
比、接線力ともに驚異的な増加をする作用効果がある。
【００７１】そこで、第２の発明では、翼上面の剥離を
防ぐのに、層流翼型系の高速対応の対称翼型を用いたこ
とで、高速回転領域での作動性と高速回転性能の一層向
上した効果がある高速回転用のタービンロータの翼が得
られることになった。
【００６８】さらなる高速を求めるには、翼上面の剥離
や衝撃波の発生を防ぐために、超音速型の翼型系の超高
速対応の対称翼型を用いたことで、超高速回転域での作
動性と超高速回転性の一層向上した効果がある超高速回
転用のタービンの翼が得られることになった。
【図面の簡単な説明】
【図１】断面図である。
【図２】迎え角と、揚力係数及び抗力係数との関係を示
したグラフである。
【図３】迎え角と、接線力係数、軸力係数及び効率との
関係を示したグラフである。
【図４】迎え角と、揚抗比ｃｏｔαとの関係を示したグ
ラフである。
【図５】第２実施例のタービンロータの翼のすべてを構
成する要素技術の統合構造と要素技術作用効果の連動作
用順序および要素技術作用効果の組織的編成の詳細を示
す図である。
【図６】第１実施例のタービンロータの翼のすべてを構
成する要素技術の統合構造と要素技術作用効果の連動作
用順序および要素技術作用効果の組織的編成の詳細を示
す図である。
【図７】第１実施例における、タービンロータの翼内に
構成される流体素子制御ジェットフラップの動作を示す
タイムチャート図である。
【図８】第３実施例の要部の断面図である。
【図９】従来の対称翼本体の断面図と翼に作用する力を
あらわした図である。
【符号の説明】
１０ 翼弦線 １１ 翼本体 １２，１３ 翼形線 １５ 気体導入スクープ １５−１ 第１パワーノズル １６ 第１中継室（第１噴流偏向保持形増
幅器） １６−１ 第１ポケット １６−２ 第１スプリッタ １７，１８ 圧力パルス出力用第１制御ノズル １９，２０ 第１分岐通路 ２１，２２ 第２制御ノズル ２３ 第２中継室（第２噴流偏向保持形増
幅器） ２３−１ 第２ポケット ２３−２ 第２スプリッタ ２４ 第２パワー気体導入室 ２５ 第２パワーノズル ２６，２７ 第２分岐通路 ２８，２９ ジェットフラップ噴射ノズル
【数５】

Claims (2)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 タービンロータの翼の取付角が零（ゼ
    ロ）度である翼本体の翼型（ウイング・セクション）の
    翼形線が、その翼弦線に対して対称であり、対称翼型か
    らなるタービンロータの翼において、翼本体には、その
    前縁に形成した気体導入用スクープと、この気体導入用
    スクープ後方を形成する第１パワーノズルに連通する末
    広がりの壁に囲まれて空控をなした第１中継室（第１噴
    流偏向保持形増幅器）と、翼本体の軸流風向に対して翼
    前後の正・負圧部に向けて圧力パルス導入用にそれぞれ
    の一端を開口させ、他端の圧力パルス出力用第１制御ノ
    ズルを上記第１中継室（第１噴流偏向保持形増幅器）内
    に向けて開口させるとともに、上記翼弦線に対して噴射
    軸がほぼ直交する一対の上記圧力パルス出力用第１制御
    ノズルと、この第１中継室（第１噴流偏向保持形増幅
    器）内に形成された第１スプリッタで分岐した一対の第
    １分岐通路と、この両第１分岐通路のそれぞれの後端を
    翼の後縁近傍に形成するとともに、そこから噴射される
    気体噴流によって、高い揚抗比と接線力を得られる方向
    に開口させたジェットフラップ噴射ノズルとを形成した
    対称翼型（ウエールズ）タービンのタービンロータの
    翼。
  2. 【請求項２】 タービンロータの翼の取付角が零（ゼ
    ロ）度である翼本体の翼型（ウイング・セクション）の
    翼形線が、その翼弦線に対して対称であり、対称翼型か
    らなるタービンロータの翼において、翼本体には、その
    前縁に形成した気体導入用スクープと、この気体導入用
    スクープ後方を形成する第１パワーノズルに連通する末
    広がりの壁に囲まれて空控をなした第１中継室（第１噴
    流偏向保持形増幅器）と、翼本体の軸流風向に対して翼
    前後の正・負圧部に向けて圧力パルス導入用にそれぞれ
    の一端を開口させ、他端の圧力パルス出力用第１制御ノ
    ズルを上記第１中継室（第１噴流偏向保持形増幅器）内
    に向けて開口させるとともに、上記翼弦線に対して噴射
    軸がほぼ直交する一対の上記圧力パルス出力用第１制御
    ノズルと、この第１中継室（第１噴流偏向保持形増幅
    器）内に形成された第１スプリッタで分岐した一対の第
    １分岐通路と、これら両第１分岐通路のそれぞれの後方
    端における合流点に形成された末広がりの壁に囲まれて
    空控をなした第２中継室（第２噴流偏向保持形増幅器）
    と、上記第１分岐通路後端であってつづく第２中継室
    （第２噴流偏向保持形増幅器）内への圧力パルス出力用
    開口を形成する一対の圧力パルス出力用第２制御ノズル
    と、この圧力パルス出力用第２制御ノズルの合流点の前
    方から第２中継室（第２噴流偏向保持形増幅器）内に向
    け気体噴流を噴射する第２パワーノズルと、上記第２中
    継室（第２噴流偏向保持形増幅器）内に形成された第２
    スプリッタで分岐した一対の第２分岐通路と、この両第
    ２分岐通路のそれぞれの後端を翼の後縁近傍に形成する
    とともに、そこから噴出される気体噴流によって、高い
    揚抗比と接線力を得られる方向に開口させたジェットフ
    ラップ噴射ノズルとを形成した対称翼型（ウエールズ）
    タ−ビンのタービンロータの翼。
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