JP2020132111A - 翼及びこれを備えた機械 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】翼面に開口する第1開口端52を有し、翼のうち翼型部を除く部分または翼が取り付けられる機器に形成される第2開口端と第1開口端とを連通させるように、少なくとも翼型部40の内部を通る少なくとも一つの連通孔50を備え、翼幅方向における第1開口端の位置を通り翼幅方向に直交する断面上において、前縁41を中心とし、翼型部40のキャンバーラインを前縁から伸ばした延長線を基準とする−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、条件(a)は、角度A1の方向から前縁に向かう方向の流体の流れを翼型部が受けたとき、第1開口端の位置における静圧と、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。
【選択図】図2
Description
前縁と後縁との間において翼幅方向に沿って延在する翼面を有する翼型部を備える翼であって、
前記翼面に開口する第1開口端を有し、前記翼のうち前記翼型部を除く部分または前記翼が取り付けられる機器に形成される第2開口端と前記第1開口端とを連通させるように、少なくとも前記翼型部の内部を通る少なくとも一つの連通孔を備え、
前記翼幅方向における前記第1開口端の位置を通り前記翼幅方向に直交する断面上において、前記前縁を中心とし、前記翼型部のキャンバーラインを前記前縁から伸ばした延長線を基準とする−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開口端の位置における静圧と、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。
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る。
前記機器は、航空機の胴体を含み、
前記翼型部は、前記航空機の垂直尾翼や水平尾翼等の翼を含む。
前記翼面は、前記垂直尾翼の左舷側表面及び右舷側表面を含み、
前記第1開口端が前記垂直尾翼の前記左舷側表面に開口するとともに、前記第2開口端が前記胴体の右側部分の表面に開口する、又は、
前記第1開口端が前記垂直尾翼の前記右舷側表面に開口するとともに、前記第2開口端が前記胴体の左側部分の表面に開口する。
よって、上記(3)の構成によれば、飛行条件が設計点からずれたときに生じ得る垂直尾翼の左舷側表面又は右舷側表面での流れの剥離を抑制することができる。
前記翼面は、前記水平尾翼の上側表面及び下側表面を含み、
前記第1開口端が前記水平尾翼の前記上側表面又は前記下側表面に開口し、
前記第2開口端が胴体の表面に開口する。
よって、上記(4)の構成によれば、飛行条件が設計点からずれたときに生じ得る水平尾翼の上側表面又は下側表面での流れの剥離を抑制することができる。
前縁と後縁との間に翼幅方向に沿って延在する翼面を有する翼型部と、
前記翼型部が接続される接続部材と、
前記翼面に開口する第1開口端、及び、前記接続部材の表面に開口する第2開口端を有し、前記翼型部及び前記接続部材の内部を通る少なくとも一つの連通孔と、
を備える。
この点、上記(5)の構成では、連通孔の第1開口端を翼面に設けるとともに、第2開口端を接続部材の表面に設けるようにしたので、翼が設けられる機器の設計点での運転時に静圧が等しくなる位置に第1開口端及び第2開口端を設けることができる。よって、このような位置に第1開口端及び第2開口端を設けることで、設計点付近での運転条件下では、第1開口端及び第2開口端の位置では圧力差がほとんどなく、連通孔を通る流れは基本的には生じない。一方、運転条件が設計点からずれると、第1開口端の位置と第2開口端の位置との間に圧力差が生じ、これにより、これらの開口端のうち高圧側の一方から低圧側の一方へ向かって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部材(典型的には翼型部)の表面近傍の流れ(主流)に運動量が供給されるため、該表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(5)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る。
前記翼面は、正圧面及び負圧面を含み、
前記接続部材の前記表面は、前記翼型部が接続されるとともに、タービンの作動流体の流路を形成する端壁面を含む。
前記第1開口端は、前記正圧面又は前記負圧面に開口し、
前記第2開口端は、前記接続部材の前記端壁面に開口する。
前記接続部材の前記表面は、前記翼型部よりも上流側に位置し、軸方向に直交する平面に沿って延在する上流側端面をさらに含み、
前記第1開口端は、前記正圧面又は前記負圧面に開口し、
前記第2開口端は、前記上流側端面に開口する。
前記接続部材の前記表面は、前記翼型部よりも下流側に位置し、軸方向に直交する平面に沿って延在する下流側端面をさらに含み、
前記第1開口端は、前記正圧面又は前記負圧面に開口し、
前記第2開口端は、前記下流側端面に開口する。
前記接続部材の前記表面は、前記翼の前記接続部材と、周方向において該翼に隣接する翼の前記接続部材との間において、隙間を介して互いに対向する周方向端面を含み、
前記第1開口端は、前記正圧面又は前記負圧面に開口し、
前記第2開口端は、前記周方向端面に開口する。
前記第1開口端は、前記翼型部の翼弦方向と平行な接線を有する前記正圧面上の点よりも前記前縁側において、前記正圧面に開口する。
前記第1開口端は、前記前縁を通り、前記前縁における前記翼型部のキャンバーライン(翼の正圧面と負圧面から等しい距離にある線)に平行な直線と、前記負圧面との交点よりも前記前縁側の位置において、前記負圧面に開口する。
前記翼幅方向における前記第1開口端の位置を通り前記翼幅方向に直交する断面上において、前記前縁を中心とし、前記翼型部のキャンバーラインを前記前縁から伸ばした延長線を基準とする−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、前記翼面の前記第1開口端の位置における静圧と、前記接続部材の前記表面上の前記第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。
よって、上記(13)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る。
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。
よって、設計点付近での運転条件下では、第1開口端及び第2開口端の位置では圧力差がほとんどなく、連通孔を通る流れは基本的には生じない。一方、運転条件が設計点からずれると、第1開口端の位置と第2開口端の位置との間に圧力差が生じ、これにより、これらの開口端のうち高圧側の一方から低圧側の一方へ向かって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部材(典型的には翼型部)の表面近傍の流れ(主流)に運動量が供給されるため、該表面で生じ得る流れの剥離を抑制することができる。
以下、幾つかの実施形態に係る翼として、ガスタービン又は航空機に適用される翼について説明する。
圧縮機2には、空気取入口12から取り込まれた空気が送られるようになっており、この空気は、複数の静翼16及び複数の動翼18を通過して圧縮されることで高温高圧の圧縮空気となる。
本明細書において、「上流側」とは翼の周囲における流体の流れの上流側を意味し、「下流側」とは翼の周囲における流体の流れの下流側を意味する。 なお、図1に示すガスタービン1のタービン6の場合、翼の周囲における流体の流れの方向は、通常、ロータ8の軸方向に沿ったものとなる。
図4に示す例示的な実施形態に係る翼32Cでは、第1開口端52は翼型部40の負圧面46に開口し、第2開口端54は、プラットフォーム38の下流側端面66に開口している。
そして、第1開口端52は翼型部40の負圧面46に開口し、第2開口端54は、プラットフォーム38の周方向端面68に開口している。
なお、周方向において翼32Dに隣接する翼32D’は、翼32Dと同様の構成を有しており、図5において、翼32D’の要素を示す符号は「’」を付して示す。
なお、特に図示しないが、翼33としての垂直尾翼78は、該垂直尾翼78の左舷側表面(翼面)に開口する第1開口端53を有する連通孔51を備えていてもよい。この場合、連通孔51の第2開口端55は胴体72の右側部分の表面に開口するように形成される。
なお、同様に、右水平尾翼76Rに第1開口端53を有するとともに、該第1開口端53と、胴体72に形成される第2開口端55とを連通させる連通孔51が設けられていてもよい。
同様に、右水平尾翼76Rに第1開口端53を有するとともに、該第1開口端53と、胴体72に形成される第2開口端55とを連通させる連通孔51が設けられていてもよい。
図9は、一実施形態に係る翼32の断面図であり、第1開口端52(図2〜図5参照)を通り翼幅方向に直交する断面を示す図である。図10は、一実施形態に係る翼33の断面図であり、第1開口端53(図8参照)を通り翼幅方向に直交する断面を示す図である。
また、図11及び図12のグラフには、プラットフォーム38(接続部材)の端壁面62に設けられた第2開口端54の位置(T1で示す)も併せて表示している。図11及び図12のグラフにおいて、第2開口端54の翼弦方向位置x2は、翼弦方向位置がゼロよりも小さくなっているが、これは、端壁面62上の第2開口端54は、翼型部40の前縁41よりも上流側に位置していることを意味する。
よって、正圧面45上の位置U1に第1開口端52を有し、端壁面62上の位置T1に第2開口端54を有する連通孔50を設けたとき、設計点での運転時には、連通孔50を通る流体の流れは基本的には生じない。
また、図14及び図15のグラフには、プラットフォーム38(接続部材)の下流側端面66に設けられた第2開口端54の位置(T2で示す)も併せて表示している。図14及び図15のグラフにおいて、第2開口端54の翼弦方向位置x4は、翼弦方向位置がcよりも大きくなっているが、これは、下流側端面66上の第2開口端54は、翼型部40の後縁42よりも下流側に位置していることを意味する。
よって、負圧面46上の位置U2に第1開口端52を有し、下流側端面66上の位置T2に第2開口端54を有する連通孔50を設けたとき、設計点での運転時には、連通孔50を通る流体の流れは基本的には生じない。
よって、設計点付近での運転時における機械の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る。
また、図7に示す実施形態において、水平尾翼76(翼33)の表面(例えば下側表面)に第1開口端53Bを有する連通孔51Bの第2開口端55Bは、胴体72のうち、主翼74よりも前方の部分において、胴体72の上側表面に設けられていてもよい。
いずれの場合においても、連通孔51の第1開口端53と第2開口端55は、航空機70の設計点付近での運転時(例えば巡航速度での運転時)に等圧となる位置に設けられる。
また、例えば図18に示す例示的な実施形態では、連通孔50の第1開口端52は負圧面46に開口しており、第1開口端52における負圧面46(翼面)の接線TL2のうち第1開口端52よりも前縁41側の部分と、第1開口端52における連通孔50(図中の直線L2の方向)とがなす角度θ2は、45度以下である。
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。
2 圧縮機
4 燃焼器
6 タービン
8 ロータ
10 圧縮機車室
12 空気取入口
16 静翼
18 動翼
20 ケーシング
22 タービン車室
24 静翼
26 動翼
28 燃焼ガス通路
30 排気室
32(32A〜32D) 翼
33 翼
38 プラットフォーム
40 翼型部
41 前縁
42 後縁
43 基端
44 先端
45 正圧面
46 負圧面
50 連通孔
51 連通孔
52 第1開口端
53(53A〜53B) 第1開口端
54 第2開口端
55(55A〜55B) 第2開口端
62 端壁面
64 上流側端面
66 下流側端面
68,69 周方向端面
70 航空機
72 胴体
74,74L,74R 主翼
76,76L,76R 水平尾翼
78 垂直尾翼
80 翼型部
81 前縁
82 後縁
83 基端
84 先端
85 翼面
86 翼面
92 翼型部
94 内側シュラウド
96 外側シュラウド
CL キャンバーライン
Claims (15)
- 前縁と後縁との間において翼幅方向に沿って延在する翼面を有する翼型部を備える翼であって、
前記翼面に開口する第1開口端を有し、前記翼のうち前記翼型部を除く部分または前記翼が取り付けられる機器に形成される第2開口端と前記第1開口端とを連通させるように、少なくとも前記翼型部の内部を通る少なくとも一つの連通孔を備え、
前記翼幅方向における前記第1開口端の位置を通り前記翼幅方向に直交する断面上において、前記前縁を中心とし、前記翼型部のキャンバーラインを前記前縁から伸ばした延長線を基準とする−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開口端の位置における静圧と、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。 - 前記機器は、航空機の胴体を含み、
前記翼型部は、前記航空機の垂直尾翼又は水平尾翼を含む
請求項1に記載の翼。 - 前記翼面は、前記垂直尾翼の左弦側表面及び右弦側表面を含み、
前記第1開口端が前記垂直尾翼の前記左舷側表面に開口するとともに、前記第2開口端が前記胴体の右側部分の表面に開口する、又は、
前記第1開口端が前記垂直尾翼の前記右舷側表面に開口するとともに、前記第2開口端が前記胴体の左側部分の表面に開口する
請求項2に記載の翼。 - 前記翼面は、前記水平尾翼の上側表面及び下側表面を含み、
前記第1開口端が前記水平尾翼の前記上側表面又は前記下側表面に開口し、
前記第2開口端が胴体の表面に開口する
請求項2に記載の翼。 - 前縁と後縁との間に翼幅方向に沿って延在する翼面を有する翼型部と、
前記翼型部が接続される接続部材と、
前記翼面に開口する第1開口端、及び、前記接続部材の表面に開口する第2開口端を有し、前記翼型部及び前記接続部材の内部を通る少なくとも一つの連通孔と、
を備える翼。 - 前記翼面は、正圧面及び負圧面を含み、
前記接続部材の前記表面は、前記翼型部が接続されるとともに、タービンの作動流体の流路を形成する端壁面を含む
請求項5に記載の翼。 - 前記第1開口端は、前記正圧面又は前記負圧面に開口し、
前記第2開口端は、前記接続部材の前記端壁面に開口する
請求項6に記載の翼。 - 前記接続部材の前記表面は、前記翼型部よりも前記流路の上流側に位置し、軸方向に直交する平面に沿って延在する上流側端面をさらに含み、
前記第1開口端は、前記正圧面又は前記負圧面に開口し、
前記第2開口端は、前記上流側端面に開口する
請求項6に記載の翼。 - 前記接続部材の前記表面は、前記翼型部よりも下流側に位置し、軸方向に直交する平面に沿って延在する下流側端面をさらに含み、
前記第1開口端は、前記正圧面又は前記負圧面に開口し、
前記第2開口端は、前記下流側端面に開口する
請求項6に記載の翼。 - 前記接続部材の前記表面は、前記翼の前記接続部材と、周方向において該翼に隣接する翼の前記接続部材との間において、隙間を介して互いに対向する周方向端面を含み、
前記第1開口端は、前記正圧面又は前記負圧面に開口し、
前記第2開口端は、前記周方向端面に開口する
請求項6に記載の翼。 - 前記第1開口端は、前記翼型部の翼弦方向と平行な接線を有する前記正圧面上の点よりも前記前縁側において、前記正圧面に開口する
請求項6乃至10の何れか一項に記載の翼。 - 前記第1開口端は、前記前縁を通り、前記前縁における前記翼型部のキャンバーラインに平行な直線と、前記負圧面との交点よりも前記前縁側の位置において、前記負圧面に開口する
請求項6乃至10の何れか一項に記載の翼。 - 前記翼幅方向における前記第1開口端の位置を通り前記翼幅方向に直交する断面上において、前記前縁を中心とし、前記翼型部のキャンバーラインを前記前縁から伸ばした延長線を基準とする−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、前記翼面の前記第1開口端の位置における静圧と、前記接続部材の前記表面上の前記第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
請求項5乃至11の何れか一項に記載の翼。 - 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
請求項1乃至13の何れか一項に記載の翼。 - 請求項1乃至14の何れか一項に記載の翼を備えた機械。
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