JPWO2017158674A1

JPWO2017158674A1 - Lift generator

Info

Publication number: JPWO2017158674A1
Application number: JP2018505064A
Authority: JP
Inventors: 聖始増田; 功治牧野; 憲璽高岸
Original assignee: Japan Marine United Corp
Current assignee: Japan Marine United Corp
Priority date: 2016-03-14
Filing date: 2016-03-14
Publication date: 2018-09-06
Anticipated expiration: 2036-03-14
Also published as: KR102065866B1; CN108473189A; TW201731727A; SG11201804236XA; JP6621911B2; WO2017158674A1; KR20180081796A; CN108473189B; TWI627102B; PH12018501091A1

Abstract

船（１）の推進プロペラ（３）の前方に揚力発生体（１０）が位置する。揚力発生体（１０）は、推進プロペラ（３）の中心軸（Ｃ）の延長線（Ｃｅ）を回る周方向に延びる壁部（７）を有する。壁部（７）は、延長線（Ｃｅ）の方向に貫通する流路を内側に形成する。翼形において、壁部（７）の外周面（７ａ）を形成する外側面が窪みを形成するように内側に曲がっている。翼形において厚みが最大となる設定位置から後縁までの全範囲にわたって、翼形は、｜ｄｔ／ｄｘ｜≦０．１５を満たす。ｄｘは、翼形の翼弦方向における位置座標ｘの微小変化量であり、ｄｔは、ｄｘに対する厚みｔの微小変化量であり、｜ｄｔ／ｄｘ｜はｄｔ／ｄｘの大きさである。A lift generator (10) is located in front of the propeller (3) of the ship (1). The lift generator (10) has a wall (7) extending in the circumferential direction around an extension line (Ce) of the central axis (C) of the propeller (3). A wall part (7) forms the flow path which penetrates in the direction of an extension line (Ce) inside. In the airfoil, the outer surface forming the outer peripheral surface (7a) of the wall (7) is bent inward so as to form a depression. The airfoil satisfies | dt / dx | ≦ 0.15 over the entire range from the setting position where the thickness is maximum in the airfoil to the trailing edge. dx is a minute change amount of the position coordinate x in the chord direction of the airfoil, dt is a minute change amount of the thickness t with respect to dx, and | dt / dx | is a magnitude of dt / dx.

Description

本発明は、船において、推進プロペラの前方に位置する揚力発生体に関する。 The present invention relates to a lift generator located in front of a propeller in a ship.

従来、船の船尾部の推進プロペラの前方に、揚力発生体としてダクトが設けられる場合がある。推進プロペラの回転により、揚力発生体には船の前方側から後方側へ向かう水流が発生する。揚力発生体の断面は翼形になっているので、この水流により、揚力発生体に揚力が発生する。この揚力は、船の前方を向く方向の成分（前向き成分）を有する。その結果、推進プロペラを回転させるための動力が低減される。このような揚力発生体は、例えば特許文献１、２にダクトとして記載されている。 Conventionally, a duct may be provided as a lift generator in front of a propeller on a stern part of a ship. Due to the rotation of the propeller, a water flow from the front side of the ship to the rear side is generated in the lift generator. Since the cross section of the lift generator has an airfoil shape, lift is generated in the lift generator by this water flow. This lift has a component in a direction facing the front of the ship (forward component). As a result, the power for rotating the propeller is reduced. Such a lift generator is described as a duct in Patent Documents 1 and 2, for example.

特開２０１１ー４２２０４号公報JP 2011-42204 A 特許第４０７９７４２号Japanese Patent No. 4079742

推進プロペラを回転させるための動力をさらに低減可能にする揚力発生体が望まれる。
すなわち、本発明の目的は、従来の揚力発生体（ダクト）と比べて、同じ動力で推進プロペラを回転させる場合に、より大きく船を推進できるようにする揚力発生体を提供することにある。A lift generator that can further reduce the power for rotating the propeller is desired.
That is, an object of the present invention is to provide a lift generator that can propel a ship larger when a propeller is rotated with the same power as compared with a conventional lift generator (duct).

上述の目的を達成するため、本発明によると、推進プロペラを備える船において、前記推進プロペラの前方に位置する揚力発生体であって、
揚力発生体は、前記推進プロペラの中心軸の延長線を回る周方向に延びる壁部を有し、この壁部は、前記延長線の方向に貫通する流路を内側に形成し、
前記周方向の設定範囲において、前記延長線を含む仮想平面による前記壁部の断面の形状は、翼形であり、
前記翼形において、前記壁部の外周面を形成する外側面が窪みを形成するように内側に曲がっており、
前記翼形の厚みは、該厚みが最大となる設定位置から後方へ移行するにつれて次第に小さくなっており、
前記設定位置から翼形の後縁までの全範囲にわたって、前記翼形は、

｜ｄｔ／ｄｘ｜≦０．１５

を満たし、この不等式において、ｄｘは、前記翼形の翼弦方向における位置座標ｘの微小変化量であり、ｄｔは、ｄｘに対する前記厚みｔの微小変化量であり、｜ｄｔ／ｄｘ｜は、ｄｔ／ｄｘの大きさである、揚力発生体が提供される。In order to achieve the above object, according to the present invention, in a ship equipped with a propeller, a lift generator located in front of the propeller,
The lift generator has a wall portion extending in the circumferential direction around an extension line of the central axis of the propeller, and the wall portion forms a flow passage penetrating in the direction of the extension line on the inside.
In the setting range in the circumferential direction, the shape of the cross section of the wall portion by the virtual plane including the extension line is an airfoil,
In the airfoil, the outer surface forming the outer peripheral surface of the wall is bent inward so as to form a depression,
The thickness of the airfoil gradually decreases as it moves backward from the set position where the thickness is maximum,
Over the entire range from the set position to the trailing edge of the airfoil, the airfoil is:

| Dt / dx | ≦ 0.15

In this inequality, dx is a minute change amount of the position coordinate x in the chord direction of the airfoil, dt is a minute change amount of the thickness t with respect to dx, and | dt / dx | A lift generator is provided that is dt / dx in magnitude.

本発明では、前記翼形において、前記壁部の外周面を形成する外側面は、窪みを形成するように内側に曲がっている。これにより、翼形において、流れの循環が大きくなり、その結果、内側面の圧力が低下して揚力が増大する。このような翼形の揚力の増大により、翼形の揚力の前向き成分も大きくなる（以下において、この作用を、揚力前向き成分の増加作用という）。 In the present invention, in the airfoil, the outer surface forming the outer peripheral surface of the wall portion is bent inward so as to form a recess. This increases the flow circulation in the airfoil, resulting in a decrease in pressure on the inner surface and an increase in lift. Such an increase in the lift force of the airfoil also increases the forward component of the lift force of the airfoil (hereinafter, this action is referred to as an increase action of the lift forward component).

また、本発明では、設定位置から後縁までの全範囲にわたって、翼弦方向の位置ｘの微小変化量ｄｘと当該位置ｘにおける厚みｔの微小変化量ｄｔとの比率ｄｔ／ｄｘの大きさが０．１５以下（ｄｘとｄｔの単位は同じ）である。これにより、上述の窪みを形成しても、翼形の流体抵抗を小さく抑えられる（以下において、この作用を、流体抵抗の低減作用という）。 Further, in the present invention, the magnitude of the ratio dt / dx between the minute change amount dx of the position x in the chord direction and the minute change amount dt of the thickness t at the position x over the entire range from the setting position to the trailing edge. 0.15 or less (units of dx and dt are the same). Thereby, even if the above-mentioned depression is formed, the fluid resistance of the airfoil can be kept small (hereinafter, this action is referred to as a fluid resistance reduction action).

本発明によると、上述した揚力の前向き成分増加作用と、上述した流体抵抗の低減作用とが相まって、従来の揚力発生体と比べて、同じ動力で、より大きく船を推進できるようになる（例えば、後述の比較例１、２との比較を参照）。 According to the present invention, the above-described increase in the forward component of lift and the above-described decrease in fluid resistance can be combined, and the ship can be propelled larger with the same power as compared with the conventional lift generator (for example, See comparison with Comparative Examples 1 and 2 below).

上述の揚力発生体は、以下のように構成されてよい。 The above-described lift generator may be configured as follows.

前記翼形において、前記外側面と、前記壁部の内周面を形成する内側面は、それぞれ、全体として前記流路の側に湾曲している。 In the airfoil, the outer surface and the inner surface forming the inner peripheral surface of the wall portion are each curved toward the flow path as a whole.

このように翼形の外側面と内側面の各々は、全体として内側に湾曲している。これにより、翼形（特に内側面）から流体が剥離しやすくなるので、揚力発生体を通過した流体は乱れてその流速が下がる。したがって、流速の下がった水流が推進プロペラに流入する。その結果、推進プロペラの効率が向上する（以下において、この作用を、プロペラ効率の向上作用という）。 Thus, each of the outer surface and the inner surface of the airfoil is curved inward as a whole. As a result, the fluid easily peels from the airfoil (particularly the inner surface), so that the fluid that has passed through the lift generator is disturbed and its flow velocity is reduced. Accordingly, the water flow having a reduced flow velocity flows into the propeller. As a result, the efficiency of the propeller is improved (hereinafter, this action is referred to as the action of improving the propeller efficiency).

したがって、上述した揚力前向き成分の増加作用と、上述した流体抵抗の低減作用と、上述したプロペラ効率の向上作用とが相まって、従来の揚力発生体と比べて、同じ動力で、一層大きく船を推進できるようになる。 Therefore, the above-mentioned action of increasing the forward component of lift, the above-mentioned action of reducing the fluid resistance, and the above-mentioned action of improving the propeller efficiency are combined, and the ship is propelled more greatly with the same power than the conventional lift generator. become able to.

前記壁部は、前記外周面が鉛直下方を向く下端部分を有し、
前記延長線の方向において、該下端部分の長さは、前記壁部の上端部分の長さよりも小さい。The wall portion has a lower end portion in which the outer peripheral surface faces vertically downward,
In the direction of the extension line, the length of the lower end portion is smaller than the length of the upper end portion of the wall portion.

壁部において、外周面が鉛直下方を向く下端部分には、抗力が発生しやすい。
これに対し、上記構成では、壁部において下端部分の長さを上端部分の長さよりも小さくしているので、下端部分での抗力が抑えられる。In the wall portion, drag is likely to occur at the lower end portion of the outer peripheral surface facing vertically downward.
On the other hand, in the said structure, since the length of the lower end part is made smaller than the length of an upper end part in a wall part, the drag in a lower end part is suppressed.

前記下端部分の前記断面の形状は、翼形であるが前記窪みを有せず、または翼形でない。 The shape of the cross section of the lower end portion is an airfoil but does not have the depression or is not an airfoil.

上述のように抗力が発生する下端部分には、上記窪みや翼形の断面が不要である。これにより、下端部分の断面形状を単純にできる。 As described above, the depression and the airfoil cross-section are not necessary in the lower end portion where the drag is generated. Thereby, the cross-sectional shape of a lower end part can be simplified.

前記設定範囲は、前記壁部の外周面が斜め上方を向いている前記周方向の範囲の少なくとも一部を含む。 The set range includes at least a part of the circumferential range in which the outer peripheral surface of the wall portion faces obliquely upward.

この範囲では、大きな揚力を翼形に発生させられる。 In this range, a large lift can be generated in the airfoil.

本発明によると、翼形の外側面は、窪みを形成するように内側に曲がっているので、翼形に発生する揚力が大きくなる。その結果、翼形の揚力の前向き成分も大きくなる。
また、設定位置から後縁までの全範囲にわたって、翼弦方向の位置ｘの微小変化量ｄｘと当該位置ｘにおける厚みｔの微小変化量ｄｔとの比率ｄｔ／ｄｘの大きさが０．１５以下である。これにより、上述の窪みを形成しても、翼形の流体抵抗を小さく抑えられる。
このような揚力の前向き成分増加と翼形の流体抵抗低減とが相俟って、従来の揚力発生体と比べて、同じ動力で、より大きく船を推進できるようになる。
According to the present invention, since the outer surface of the airfoil is bent inward so as to form a recess, the lift generated in the airfoil increases. As a result, the forward component of the airfoil lift is also increased.
Further, over the entire range from the set position to the trailing edge, the ratio dt / dx between the minute change amount dx of the position x in the chord direction and the minute change amount dt of the thickness t at the position x is 0.15 or less. It is. Thereby, even if the above-mentioned hollow is formed, the fluid resistance of the airfoil can be kept small.
Combined with such an increase in the forward component of lift and a reduction in the airfoil fluid resistance, the ship can be propelled larger with the same power as compared with the conventional lift generator.

本発明の実施形態による揚力発生体が適用された船の船尾部を示す。1 shows a stern portion of a ship to which a lift generator according to an embodiment of the present invention is applied. 図１ＡのＢ−Ｂ矢視図である。It is a BB arrow line view of FIG. 1A. 図１ＢのＩＩ−ＩＩ断面図である。It is II-II sectional drawing of FIG. 1B. 図１ＢのＩＩ−ＩＩ断面図であり、翼形の他の特徴を示す。FIG. 2B is a cross-sectional view taken along the line II-II of FIG. 1B showing other features of the airfoil. 本発明の実施形態の具体例による翼形と、比較例１による翼形との比較を説明する図である。It is a figure explaining the comparison with the airfoil by the specific example of embodiment of this invention, and the airfoil by the comparative example. 具体例と比較例１との比較を説明する別の図である。It is another figure explaining the comparison with a specific example and the comparative example 1. FIG. 具体例と比較例１との比較を説明する別の図である。It is another figure explaining the comparison with a specific example and the comparative example 1. FIG. 本発明の実施形態の具体例による翼形と比較例２による翼形との比較を説明する図である。It is a figure explaining the comparison with the airfoil by the specific example of embodiment of this invention, and the airfoil by the comparative example 2. FIG. 具体例と比較例２との比較を説明する別の図である。It is another figure explaining the comparison with a specific example and the comparative example 2. FIG. 具体例による翼形と比較例２による翼形との形状の差を示す。The difference of the shape of the airfoil by a specific example and the airfoil by the comparative example 2 is shown. 具体例と比較例２との形状の差を示す別のグラフである。It is another graph which shows the difference of the shape of a specific example and the comparative example 2. 揚力発生体の変更例を示す。The example of a change of a lift generator is shown.

本発明の好ましい実施形態を図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。 A preferred embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the common part in each figure, and the overlapping description is abbreviate | omitted.

図１Ａは、本発明の実施形態による揚力発生体１０が適用された船１の船尾部１ａを示す側面図である。 FIG. 1A is a side view showing a stern portion 1a of a ship 1 to which a lift generator 10 according to an embodiment of the present invention is applied.

船１は、海、湖または川を航行するものである。船１は、例えば船舶または艦艇である。船１は、船尾部１ａに推進プロペラ３を備える。推進プロペラ３は、スクリュープロペラであってよい。推進プロペラ３は、水中で回転駆動されて、船１の前進推力を発生させる。推進プロペラ３の回転により、船１の前方側から後方側へ向かう方向（以下、後ろ向きという）に推進プロペラ３へ向かう流れが生じる。なお、本願において、前方とは船１の前側（船首側）を意味し、後方とは船１の後側（船尾側）を意味する。 The ship 1 navigates the sea, lake, or river. The ship 1 is, for example, a ship or a ship. The ship 1 includes a propeller 3 at the stern portion 1a. The propulsion propeller 3 may be a screw propeller. The propeller 3 is rotationally driven in water to generate forward thrust of the ship 1. Due to the rotation of the propeller 3, a flow toward the propeller 3 occurs in a direction from the front side to the rear side of the ship 1 (hereinafter referred to as rearward direction). In the present application, the front means the front side (the bow side) of the ship 1 and the rear means the rear side (the stern side) of the ship 1.

揚力発生体１０は推進プロペラ３の前方に設けられる。すなわち、揚力発生体１０（後述の翼形９）は、推進プロペラ３による後ろ向きの上記流れの中に配置される。図１Ａでは、揚力発生体１０は、推進プロペラ３の直前に位置する。 The lift generator 10 is provided in front of the propeller 3. In other words, the lift generator 10 (airfoil 9 described later) is disposed in the above-described backward flow by the propeller 3. In FIG. 1A, the lift generator 10 is located immediately before the propeller 3.

図１Ｂは、図１ＡのＢ−Ｂ矢視図である。揚力発生体１０は、推進プロペラ３の中心軸Ｃの延長線Ｃｅを回る周方向（以下、単に周方向という）に延びる壁部７を有する。この壁部７は、延長線Ｃｅの方向に貫通する流路５を内側に形成する。この流路５に延長線Ｃｅが位置する。なお、図１では、揚力発生体１０の壁部７における上端部分の周方向端面が船尾部１ａに結合され、かつ、揚力発生体１０は、結合部材６を介しても船尾部１ａに結合されている。ただし、揚力発生体１０は、他の手段により船尾部１ａに結合されてもよい。中心軸Ｃは、船１における船体の中心線の方向（図１Ａの左右方向）を向いていてもよいし、この中心線の方向から、船１の左右と上下の一方または両方に傾いていてもよい。 1B is a BB arrow view of FIG. 1A. The lift generator 10 has a wall portion 7 extending in a circumferential direction (hereinafter simply referred to as a circumferential direction) around an extension line Ce of the central axis C of the propeller 3. The wall portion 7 forms a flow path 5 penetrating in the direction of the extension line Ce on the inner side. An extension line Ce is located in the flow path 5. In FIG. 1, the circumferential end surface of the upper end portion of the wall portion 7 of the lift generator 10 is coupled to the stern portion 1 a, and the lift generator 10 is coupled to the stern portion 1 a via the coupling member 6. ing. However, the lift generator 10 may be coupled to the stern portion 1a by other means. The center axis C may face the direction of the center line of the hull in the ship 1 (left and right direction in FIG. 1A), and is inclined to one or both of the left and right and up and down of the ship 1 from the direction of the center line. Also good.

図２Ａは、図１ＢのＩＩ−ＩＩ断面図である。周方向の設定範囲（以下、単に設定範囲という）において、延長線Ｃｅを含む仮想平面による壁部７の断面の形状は翼形９である。この翼形９を図２に基づいて説明する。設定範囲におけるいずれの周方向位置での上記断面の形状も、以下で説明する翼形９と同じであってよい。 2A is a cross-sectional view taken along the line II-II of FIG. 1B. In the circumferential setting range (hereinafter simply referred to as the setting range), the shape of the cross section of the wall portion 7 by the virtual plane including the extension line Ce is the airfoil 9. The airfoil 9 will be described with reference to FIG. The shape of the cross section at any circumferential position in the setting range may be the same as the airfoil 9 described below.

設定範囲は、少なくとも、壁部７の外周面７ａが斜め上方を向いている周方向の範囲θ１（図１Ｂを参照）を含む。本実施形態では、設定範囲は、壁部７が周方向に延びている全ての範囲である。この場合、図１Ｂでは、設定範囲は、範囲θ１と、壁部７の外周面７ａが水平または斜め下方を向いている周方向の範囲θ２（図１Ｂを参照）と、壁部７の外周面７ａが鉛直下方を向いている周方向の範囲θ３とからなる。 The set range includes at least a circumferential range θ1 (see FIG. 1B) in which the outer peripheral surface 7a of the wall 7 faces obliquely upward. In the present embodiment, the setting range is the entire range in which the wall portion 7 extends in the circumferential direction. In this case, in FIG. 1B, the setting range is the range θ1, the circumferential range θ2 (see FIG. 1B) in which the outer peripheral surface 7a of the wall 7 faces horizontally or obliquely downward, and the outer peripheral surface of the wall 7 7a includes a circumferential range θ3 facing vertically downward.

翼型９の翼弦Ｂｃ（すなわち図２Ａにおいて翼形９の前縁Ｐｆと後縁Ｐｒとを結ぶ直線）は推進プロペラ３の中心軸Ｃから傾いている。また、翼弦Ｂｃ上の点は、前方側に移行するにつれて中心軸Ｃの延長線Ｃｅから離れていく。すなわち、翼弦Ｂｃ上の点が前方側に移行するにつれて、この延長線Ｃｅと直交する方向（半径方向）における翼弦Ｂｃ上の当該点と延長線Ｃｅとの距離Ｄ１が大きくなっている。これにより、前向き成分を持つ揚力が翼形９に発生する。便宜上、図２Ａにおいて、延長線Ｃｅを、実際の位置から翼形９の近くに平行移動して図示している。 The chord Bc of the airfoil 9 (that is, the straight line connecting the leading edge Pf and the trailing edge Pr of the airfoil 9 in FIG. 2A) is inclined from the central axis C of the propeller 3. Further, the point on the chord Bc moves away from the extended line Ce of the central axis C as it moves forward. That is, as the point on the chord Bc moves forward, the distance D1 between the point on the chord Bc and the extension line Ce in the direction (radial direction) orthogonal to the extension line Ce increases. Thereby, a lift having a forward component is generated in the airfoil 9. For the sake of convenience, in FIG. 2A, the extension line Ce is translated from the actual position to the vicinity of the airfoil 9 and illustrated.

翼形９（すなわち翼形９の輪郭）において、壁部７の外周面７ａ（図１Ａと図１Ｂを参照）を形成する外側面９ａは、窪み１１を形成するように内側（流路５の側）に曲がっている。本実施形態では、翼形９において、外側面９ａと、壁部７の内周面７ｂを形成する内側面９ｂは、それぞれ、全体として内側に湾曲している。これについて、外側面９ａと内側面９ｂ（特に内側面９ｂ）での流体剥離による乱流が推進プロペラ３に流入するように、揚力発生体１０は推進プロペラ３に近接している。 In the airfoil 9 (that is, the outline of the airfoil 9), the outer surface 9a that forms the outer peripheral surface 7a (see FIGS. 1A and 1B) of the wall 7 is formed on the inner side (the flow path 5). Side). In the present embodiment, in the airfoil 9, the outer side surface 9 a and the inner side surface 9 b forming the inner peripheral surface 7 b of the wall portion 7 are each curved inward as a whole. In this regard, the lift generator 10 is close to the propeller 3 so that turbulent flow due to fluid separation on the outer surface 9 a and the inner surface 9 b (particularly the inner surface 9 b) flows into the propeller 3.

翼形９の厚みｔは、翼弦方向における設定位置Ｐｓで最大になっている。翼弦方向とは、翼弦Ｂｃと平行な方向である。本実施形態では、設定位置Ｐｓは、翼弦Ｂｃの中央（すなわち翼弦Ｂｃを二等分する点）よりも前方側にある。ただし、設定位置Ｐｓは、翼弦Ｂｃの中央であってもよいし、翼弦Ｂｃの中央よりも後方側にあってもよい。 The thickness t of the airfoil 9 is maximum at the set position Ps in the chord direction. The chord direction is a direction parallel to the chord Bc. In the present embodiment, the set position Ps is on the front side of the center of the chord Bc (that is, the point that divides the chord Bc into two equal parts). However, the set position Ps may be at the center of the chord Bc, or may be behind the center of the chord Bc.

翼形９の厚みｔは、翼形９のキャンバーラインＬｃと直交する方向の厚みである。キャンバーラインＬｃは、前縁Ｐｆから後縁Ｐｒまで延びる線であって、翼形９の外側面９ａと内側面９ｂから等しい距離にある線（すなわち図２Ａの一点鎖線）である。なお、翼弦方向の位置座標ｘにおける翼９の厚みｔとは、翼弦方向の位置が当該座標ｘとなるキャンバーラインＬｃ上の点でキャンバーラインＬｃと直交し外側面９ａから内側面９ｂまで延びる線分の長さである。翼形９の厚みｔは、前縁Ｐｆから設定位置Ｐｓまで後方側へ移行するにつれて次第に大きくなり、設定位置Ｐｓから後縁Ｐｒまで後方側へ移行するにつれて次第に小さくなる。 The thickness t of the airfoil 9 is the thickness of the airfoil 9 in the direction orthogonal to the camber line Lc. The camber line Lc is a line that extends from the leading edge Pf to the trailing edge Pr, and is a line that is at an equal distance from the outer surface 9a and the inner surface 9b of the airfoil 9 (that is, a one-dot chain line in FIG. 2A). The thickness t of the blade 9 at the position coordinate x in the chord direction is perpendicular to the camber line Lc at a point on the camber line Lc where the position in the chord direction becomes the coordinate x, from the outer surface 9a to the inner surface 9b. The length of the line segment that extends. The thickness t of the airfoil 9 gradually increases as it moves rearward from the front edge Pf to the setting position Ps, and gradually decreases as it moves rearward from the setting position Ps to the rear edge Pr.

図１Ａから分かるように、壁部７の断面の翼形９の翼弦長（または延長線Ｃｅの方向における翼形９の寸法）は、下方に移行するにつれて減っている。したがって、壁部７の下端部分（すなわち範囲θ３の部分）の翼弦長は、壁部７の上端部分の翼弦長よりも小さい。 As can be seen from FIG. 1A, the chord length of the airfoil 9 in the cross section of the wall 7 (or the dimension of the airfoil 9 in the direction of the extension line Ce) decreases as it moves downward. Therefore, the chord length of the lower end portion of the wall portion 7 (that is, the range θ3 portion) is smaller than the chord length of the upper end portion of the wall portion 7.

本実施形態の揚力発生体１０は、以下の特徴Ａ〜Ｃを有する。 The lift generator 10 of the present embodiment has the following features A to C.

（特徴Ａ）
図２Ａにおいて、設定位置Ｐｓから後縁Ｐｒまでの全範囲にわたって、翼形９は次の不等式を満たす。

｜ｄｔ／ｄｘ｜≦０．１５

ここで、ｄｘは、翼形９の翼弦方向における位置座標ｘの微小変化量であり、ｄｔは、位置座標ｘにおけるｄｘに対する厚みｔの微小変化量であり、｜ｄｔ／ｄｘ｜はｄｔ／ｄｘの大きさ（絶対値）である。ｄｔ／ｄｘは、位置座標ｘによる厚みｔの微分であってよい。言い換えると、ｄｔ／ｄｘは微小変化量ｄｘに対するｄｔの比率である。位置座標ｘと厚みｔの単位は同じである。設定位置Ｐｓから後縁Ｐｒまでの全範囲で、｜ｄｔ／ｄｘ｜が０．１５以下であることにより、翼形９の流体抵抗が低く抑えられる。(Feature A)
In FIG. 2A, the airfoil 9 satisfies the following inequality over the entire range from the set position Ps to the trailing edge Pr.

| Dt / dx | ≦ 0.15

Here, dx is a minute change amount of the position coordinate x of the airfoil 9 in the chord direction, dt is a minute change amount of the thickness t with respect to dx in the position coordinate x, and | dt / dx | is dt / It is the magnitude (absolute value) of dx. dt / dx may be a differentiation of the thickness t with respect to the position coordinate x. In other words, dt / dx is the ratio of dt to the minute change amount dx. The unit of the position coordinate x and the thickness t is the same. Since | dt / dx | is 0.15 or less over the entire range from the setting position Ps to the trailing edge Pr, the fluid resistance of the airfoil 9 can be kept low.

（特徴Ｂ）
図２Ｂは、図１ＢのＩＩ−ＩＩ断面図であるが、翼形９の他の特徴を示す。翼弦Ｂｃの長さをＣとし、翼形９の厚みｔの最大値をｔｍとし、翼弦方向と直交する方向における翼弦Ｂｃと外側面９ａとの最大距離をＤｍとする。
ｔｍ／Ｃは、０．０５≦ｔｍ／Ｃ≦０．３を満たすことが好ましい。
Ｄｍ／ｔｍは、０．０６＜Ｄｍ／ｔｍ≦０．４、０．２＜Ｄｍ／ｔｍ≦０．４、または０．３＜Ｄｍ／ｔｍ≦０．４を満たすことが好ましい。(Feature B)
FIG. 2B is a cross-sectional view taken along the line II-II of FIG. 1B but shows other features of the airfoil 9. The length of the chord Bc is C, the maximum value of the thickness t of the airfoil 9 is tm, and the maximum distance between the chord Bc and the outer surface 9a in the direction orthogonal to the chord direction is Dm.
tm / C preferably satisfies 0.05 ≦ tm / C ≦ 0.3.
Dm / tm preferably satisfies 0.06 <Dm / tm ≦ 0.4, 0.2 <Dm / tm ≦ 0.4, or 0.3 <Dm / tm ≦ 0.4.

Ｄｍ／ｔｍは、窪み１１の大きさを示す指標になる。Ｄｍ／ｔｍの大きさを上記のように設定することにより、窪み１１がない場合と比べて、翼形９において流れの循環が大きくなる。その結果、内側面９ｂの圧力が低下して翼形９に発生する揚力が増大する。したがって、翼形９の揚力の前向き成分も大きくなる。 Dm / tm is an index indicating the size of the depression 11. By setting the size of Dm / tm as described above, the circulation of the flow is increased in the airfoil 9 as compared with the case where the recess 11 is not provided. As a result, the pressure on the inner surface 9b decreases and the lift generated in the airfoil 9 increases. Accordingly, the forward component of the lift force of the airfoil 9 is also increased.

（特徴Ｃ）
図１Ａにおいて、壁部７の後端１３（すなわち周方向に延びる後端１３）の全体は、船１における船体の中心線の方向（この図の左右方向）から見た場合に、推進プロペラ３が回転して通過する領域Ｒ（以下、推進プロペラ３の通過領域Ｒという）内に位置している。この構成で、翼形９を通過して上述のように乱流となることにより流速が低下した流れの全てまたはほぼ全てが、推進プロペラ３の通過領域Ｒに流入するようになる。その結果、推進プロペラ３の効率がより確実に向上する。(Feature C)
In FIG. 1A, the entire rear end 13 (that is, the rear end 13 extending in the circumferential direction) of the wall portion 7 is the propeller 3 when viewed from the direction of the center line of the hull in the ship 1 (the horizontal direction in this figure). Is located in a region R through which the rotor rotates (hereinafter referred to as a passing region R of the propeller 3). With this configuration, all or almost all of the flow whose flow velocity is reduced by passing through the airfoil 9 and becoming turbulent as described above flows into the passing region R of the propeller 3. As a result, the efficiency of the propeller 3 is more reliably improved.

ただし、本発明によると、船１における船体の中心線の方向から見たときに、壁部７の下端が、推進プロペラ３の通過領域Ｒに位置していればよい。この場合においても、好ましくは、推進プロペラ３の中心軸Ｃの延長線Ｃｅは流路５（すなわち壁部７の内側）に位置する。 However, according to the present invention, it is only necessary that the lower end of the wall portion 7 is located in the passing region R of the propeller 3 when viewed from the direction of the center line of the hull in the ship 1. Also in this case, preferably, the extension line Ce of the central axis C of the propeller 3 is located in the flow path 5 (that is, inside the wall portion 7).

次に、本実施形態による翼形９の具体例を、比較例１と比べて説明する。 Next, a specific example of the airfoil 9 according to the present embodiment will be described in comparison with Comparative Example 1.

図３Ａは、本実施形態による具体例の翼形９と、比較例１の翼形を示す。図３Ａにおいて、実線は具体例を示し、破線は比較例１を示す。比較例１の翼形９は、外側面において実質的に窪みを有しない。 FIG. 3A shows a specific example airfoil 9 according to the present embodiment and a comparative example 1 airfoil. In FIG. 3A, the solid line indicates a specific example, and the broken line indicates Comparative Example 1. The airfoil 9 of Comparative Example 1 has substantially no depression on the outer surface.

図３Ｂに示すように、具体例と比較例１の翼形には同じ向きの揚力が発生するが、比較例１よりも具体例のほうが揚力は大きくなる。その結果、揚力の前向き成分は、具体例のほうが比較例１よりも大きくなる。 As shown in FIG. 3B, the lift force in the same direction is generated in the airfoil of the specific example and the comparative example 1, but the lift force of the specific example is larger than that of the comparative example 1. As a result, the forward component of lift is greater in the specific example than in Comparative Example 1.

図３Ｃは、一定の推力を船に発生させる場合、推進プロペラ３を回転駆動するための動力の低減効果（以下、動力低減効果という）を、船１の流体抵抗低減量として示している。すなわち、図３Ｃは、推進プロペラ３の回転により得られる推力と、揚力発生体１０の流体抵抗および揚力とを総合した場合の動力低減効果を船１の流体抵抗低減量に換算した値を示す。図３Ｃの結果は、ＣＦＤ（ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｆｌｕｉｄｄｙｎａｍｉｃｓ）によるシミュレーションで得られた。このシミュレーションにおいて、具体例と比較例１とでは、図３Ａのように翼形が異なっているとし他の条件を同じにした。 FIG. 3C shows a power reduction effect (hereinafter referred to as a power reduction effect) for driving the propeller 3 to rotate as a fluid resistance reduction amount of the ship 1 when a constant thrust is generated in the ship. That is, FIG. 3C shows a value obtained by converting the power reduction effect when the thrust obtained by the rotation of the propeller 3 and the fluid resistance and lift of the lift generator 10 are combined into the amount of fluid resistance reduction of the ship 1. The result of FIG. 3C was obtained by simulation by CFD (computational fluid dynamics). In this simulation, it is assumed that the airfoil is different between the specific example and the comparative example 1 as shown in FIG.

図３Ｃに示すように、比較例１の流体抵抗低減量を１００％とした場合に、具体例の流体抵抗低減量が１１０％強であった。したがって、具体例では、比較例１よりも１０％強も多く流体抵抗（動力）が低減される。 As shown in FIG. 3C, when the fluid resistance reduction amount of Comparative Example 1 was set to 100%, the fluid resistance reduction amount of the specific example was slightly over 110%. Therefore, in the specific example, the fluid resistance (power) is reduced by a little more than 10% compared with Comparative Example 1.

次に、本実施形態による翼形９の具体例を、比較例２と比べて説明する。 Next, a specific example of the airfoil 9 according to the present embodiment will be described in comparison with Comparative Example 2.

図４Ａは、本実施形態による具体例の翼形９と、比較例２の翼形を示す。図４Ａにおいて、実線は、具体例を示し図３Ａの場合と同じであり、破線は比較例２を示す。比較例２の翼形は、具体例と同程度の大きさの窪みを有するが、翼弦方向の位置座標ｘによる厚みｔの微分ｄｔ／ｄｘが具体例と異なる。 FIG. 4A shows a specific example airfoil 9 according to the present embodiment and a comparative example 2 airfoil. In FIG. 4A, a solid line shows a specific example and is the same as the case of FIG. 3A, and a broken line shows Comparative Example 2. The airfoil of the comparative example 2 has a dent of the same size as the specific example, but the differential dt / dx of the thickness t according to the position coordinate x in the chord direction is different from the specific example.

図５Ａは、翼弦方向の位置座標ｘと翼形９の厚みｔとの関係を示すグラフである。図５Ａにおいて、横軸は、前縁Ｐｆの座標ｘをゼロとし翼弦長を１とした場合の座標ｘを示す。図５Ａにおいて、縦軸は、翼形９の厚みｔを翼弦長で割った値（厚み／翼弦長）を示す。 FIG. 5A is a graph showing the relationship between the position coordinate x in the chord direction and the thickness t of the airfoil 9. In FIG. 5A, the horizontal axis represents the coordinate x when the coordinate x of the leading edge Pf is zero and the chord length is one. In FIG. 5A, the vertical axis represents a value obtained by dividing the thickness t of the airfoil 9 by the chord length (thickness / chord length).

図５Ｂは、翼弦方向の位置座標ｘと上述の微分ｄｔ／ｄｘとの関係を示すグラフである。図５Ｂにおいて、横軸は、前縁Ｐｆの座標ｘをゼロとし翼弦長を１とした場合の座標ｘを示す。図５Ｂにおいて、縦軸は微分ｄｔ／ｄｘの値を示す。 FIG. 5B is a graph showing the relationship between position coordinates x in the chord direction and the above-described differential dt / dx. In FIG. 5B, the horizontal axis indicates the coordinate x when the coordinate x of the leading edge Pf is zero and the chord length is one. In FIG. 5B, the vertical axis indicates the value of the differential dt / dx.

具体例も比較例２も、翼形９の厚みｔは、図５Ａのように座標ｘが０．３の設定位置Ｐｓで最大となっている。
具体例では、ｄｔ／ｄｘの大きさは、図５Ｂのように、設定位置Ｐｓから翼形９の後縁Ｐｒ（すなわち後端１３の位置）までの全範囲にわたって０．１５よりも小さくなっている。比較例２では、このようになっていない。すなわち、比較例２では、ｄｔ／ｄｘの大きさが、座標ｘが０．８６の位置から翼形の後端までの範囲にわたって０．１５以上になっている。In both the specific example and the comparative example 2, the thickness t of the airfoil 9 is maximum at the set position Ps where the coordinate x is 0.3 as shown in FIG. 5A.
In the specific example, the magnitude of dt / dx is smaller than 0.15 over the entire range from the set position Ps to the trailing edge Pr of the airfoil 9 (that is, the position of the trailing end 13) as shown in FIG. 5B. Yes. In Comparative Example 2, this is not the case. That is, in Comparative Example 2, the magnitude of dt / dx is 0.15 or more over the range from the position where the coordinate x is 0.86 to the rear end of the airfoil.

図４Ｂは、図３Ｃの場合と同様に、動力低減効果を船の流体抵抗低減量に換算した値を示す。図４Ｂの結果は、ＣＦＤによるシミュレーションで得られた。このシミュレーションにおいて、具体例と比較例２とでは、図４Ａと図５Ａと図５Ｂのように翼形が異なっているとし他の条件を同じにした。 FIG. 4B shows a value obtained by converting the power reduction effect into the fluid resistance reduction amount of the ship, similarly to the case of FIG. 3C. The result of FIG. 4B was obtained by simulation by CFD. In this simulation, it was assumed that the airfoil was different between the specific example and the comparative example 2 as shown in FIGS. 4A, 5A, and 5B, and other conditions were the same.

図４Ｂに示すように、比較例２の流体抵抗低減量を１００％とした場合に、具体例の流体抵抗低減量が１１５％弱であった。したがって、具体例では、比較例２よりも１５％弱も多く流体抵抗（動力）が低減される。 As shown in FIG. 4B, when the fluid resistance reduction amount of Comparative Example 2 was set to 100%, the fluid resistance reduction amount of the specific example was slightly less than 115%. Therefore, in the specific example, the fluid resistance (power) is reduced by a little less than 15% compared with the comparative example 2.

本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の技術的思想の範囲内で種々変更を加え得ることは勿論である。例えば、以下の変更例１〜３のいずれかを単独で採用してもよいし、変更例１〜３の２つ以上を任意に選択して採用してもよい。この場合、以下で説明しない点は、上述と同じであってよい。 The present invention is not limited to the above-described embodiments, and various changes can be made within the scope of the technical idea of the present invention. For example, any one of the following modification examples 1 to 3 may be adopted alone, or two or more of the modification examples 1 to 3 may be arbitrarily selected and employed. In this case, the points not described below may be the same as described above.

（変更例１）
壁部７の断面の形状が上述した翼形９となっている上述の設定範囲は、上述に限定されない。例えば、この設定範囲は、図１Ｂに示す上記の範囲θ２と範囲θ３の一方または両方の一部または全部を含まなくてもよい。また、上記設定範囲は、上記の範囲θ１のうち一部のみを含んでいてもよい。この場合、上記設定範囲は、上記の範囲θ２と範囲θ３の一方または両方の一部または全部を含まなくてもよい。(Modification 1)
The above-mentioned setting range in which the cross-sectional shape of the wall portion 7 is the above-described airfoil 9 is not limited to the above. For example, this set range may not include a part or all of one or both of the above range θ2 and range θ3 shown in FIG. 1B. The set range may include only a part of the range θ1. In this case, the set range may not include part or all of one or both of the range θ2 and the range θ3.

（変更例２）
図６は、図１Ｂに相当するが、揚力発生体１０の変更例２を示す。図６のように、壁部７の内側の流路５は、鉛直下方（半径方向）に開口していてもよい。なお、流路５は、他の半径方向（すなわち延長線Ｃｅと直交する方向）に開口していてもよい。(Modification 2)
FIG. 6 corresponds to FIG. 1B, but shows a second modification of the lift generator 10. As shown in FIG. 6, the flow path 5 inside the wall portion 7 may be opened vertically downward (in the radial direction). In addition, the flow path 5 may be opened in another radial direction (that is, a direction orthogonal to the extension line Ce).

（変更例３）
船尾部１ａに複数の推進プロペラ３が設けられる場合には、各推進プロペラ３の前方に揚力発生体１０が設けられてよい。(Modification 3)
When a plurality of propulsion propellers 3 are provided on the stern portion 1a, the lift generator 10 may be provided in front of each propulsion propeller 3.

（変更例４）
壁部７における下端部分の上記断面の形状は、翼形であるが、上記窪み１１を有しなくてもよい。または、この下端部分の上記断面の形状は翼形でなくてもよい。(Modification 4)
The shape of the cross section of the lower end portion of the wall portion 7 is an airfoil, but the recess 11 may not be provided. Or the shape of the said cross section of this lower end part may not be an airfoil.

１船、１ａ船尾部、３推進プロペラ、５流路、６結合部材、７壁部、７ａ外周面、７ｂ内周面、９翼形、９ａ外側面、９ｂ内側面、１０揚力発生体、１１窪み、１３後端、Ｂｃ翼弦、Ｃ中心軸、Ｃｅ中心軸の延長線、Ｄ１中心軸の延長線と翼弦上の点との距離、Ｐｓ設定位置、Ｐｆ前縁、Ｐｒ後縁 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Ship, 1a Stern part, 3 propeller, 5 flow path, 6 connection member, 7 wall part, 7a outer peripheral surface, 7b inner peripheral surface, 9 airfoil, 9a outer side surface, 9b inner side surface, 10 lift generator, 11 Dimple, 13 Rear end, Bc chord, C center axis, Ce center axis extension, D1 Distance between center axis extension and point on chord, Ps set position, Pf leading edge, Pr trailing edge

Claims

In a ship provided with a propulsion propeller, a lift generator located in front of the propulsion propeller,
The lift generator has a wall portion extending in the circumferential direction around an extension line of the central axis of the propeller, and the wall portion forms a flow passage penetrating in the direction of the extension line on the inside.
In the setting range in the circumferential direction, the shape of the cross section of the wall portion by a virtual plane including the extension line is an airfoil,
In the airfoil, the outer surface forming the outer peripheral surface of the wall is bent inward so as to form a depression,
The thickness of the airfoil gradually decreases as it moves backward from the set position where the thickness is maximum,
Over the entire range from the set position to the trailing edge of the airfoil, the airfoil is:

| Dt / dx | ≦ 0.15

In this inequality, dx is a minute change amount of the position coordinate x in the chord direction of the airfoil, dt is a minute change amount of the thickness t with respect to dx, and | dt / dx | A lift generator having a size of dt / dx.

In the said airfoil, the said outer surface and the inner surface which forms the inner peripheral surface of the said wall part are the lift generators of Claim 1 which each curve to the said flow path side as a whole.

The wall portion has a lower end portion in which the outer peripheral surface faces vertically downward,
The lift generator according to claim 1 or 2, wherein the length of the lower end portion is smaller than the length of the upper end portion of the wall portion in the direction of the extension line.

The lift generator according to claim 3, wherein a shape of the cross section of the lower end portion is an airfoil but does not have the dent or is not an airfoil.

The lift generator according to any one of claims 1 to 4, wherein the setting range includes at least a part of the circumferential range in which an outer peripheral surface of the wall portion faces obliquely upward.