JP2020132111A

JP2020132111A - 翼及びこれを備えた機械

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Publication number: JP2020132111A
Application number: JP2019032568A
Authority: JP
Inventors: 康朗坂元; Yasuaki Sakamoto
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2019-02-26
Filing date: 2019-02-26
Publication date: 2020-08-31
Anticipated expiration: 2039-02-26
Also published as: US20200269966A1; JP7206129B2; US11597494B2; DE102019008166A1; CN111608736A

Abstract

【課題】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。
【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

本開示は、翼及びこれを備えた機械に関する。

回転機械や流体機械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、近年、回転機械等の機械において、運転条件に関する要求仕様が多様化してきており、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。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。

翼が適用される機器は、翼に流入する流体（主流）の向きが、翼型部のキャンバーラインを前縁から伸ばした延長線に沿うように設計されることがある。このような翼において、上述の角度Ａ１は、翼型部のキャンバーラインの延長線に沿う方向を示すものであり、すなわち、翼が設けられる機器の設計点での運転時における、流体の翼型部へのインシデンス角（迎角に相当する角度）を示すものである。

この点、上記（１）の構成では、設計点での運転時に（すなわち、角度Ａ１の方向から流体が翼型部に流入する運転条件で）静圧が等しくなる位置に連通孔の第１開口端及び第２開口端が設けられている。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（すなわち、流体のインシデンス角が角度Ａ１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（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。

なお、翼が設けられる機器の運転条件が設計点からずれたときに、第１開口端と第２開口端のうちどちらの開口端の位置においてより高圧又はより低圧になるかは、翼型部の形状や第１開口端及び第２開口端が設けられる位置、あるいは、運転条件が設計点からどのようにずれたか（すなわち、流体のインシデンス角がどの方向にずれたか）等による。

（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、
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。

上記（２）の構成によれば、航空機の垂直尾翼又は水平尾翼の翼面に開口する第１開口端が設けられるとともに、航空機の設計点での運転（例えば、巡航速度での運転）時において第１開口端の位置と同じ静圧となる胴体の表面上の位置に第２開口端が設けられている。よって、上記（１）で述べたように、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垂直尾翼又は水平尾翼の表面（翼面）での流れの剥離を抑制することができる。

（３）幾つかの実施形態では、上記（２）の構成において、
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。

上記（３）の構成によれば、垂直尾翼の左舷側表面に第１開口端を設けるとともに、胴体の右側部分の表面に第２開口端を設けた場合には、空気の流れが胴体に対して右舷側から向かってくる飛行条件（運転条件）のとき（すなわち設計点からずれた飛行条件のとき）に、右舷側の第２開口端から垂直尾翼の左表面へと連通孔を通る流れが生じる。また、垂直尾翼の右舷側表面に第１開口端を設けるとともに、胴体の左側部分の表面に第２開口端を設けた場合には、空気の流れが胴体に対して左舷側から向かってくる飛行条件のとき（すなわち設計点からずれた飛行条件のとき）に、左舷側の第２開口端から垂直尾翼の右舷側表面へと連通孔を通る流れが生じる。
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。

（４）幾つかの実施形態では、上記（２）の構成において、
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。

上記（４）の構成によれば、例えば、水平尾翼の下側表面に第１開口端を設けるとともに、胴体の上側表面に第２開口端を設けた場合には、空気の流れが胴体に対して上側から向かってくる飛行条件の時（すなわち、設計点からずれた飛行条件のとき）に、胴体の上側表面の第２開口端から水平尾翼の下側表面へと連通孔を通る流れが生じる。また、例えば、水平尾翼の上側表面に第１開口端を設けるとともに、胴体の下側表面に第２開口端を設けた場合には、空気の流れが胴体に対して下側から向かってくる飛行条件の時（すなわち、設計点からずれた飛行条件のとき）に、胴体の下側表面の第２開口端から水平尾翼の上側表面へと連通孔を通る流れが生じる。
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。

（５）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。

翼が適用される機器の設計点での運転時に、翼型部の表面（翼面）上のある位置と同じ静圧となる位置が接続部材の表面に存在することがある。
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。

（６）幾つかの実施形態では、上記（５）の構成において、
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。

上記（６）の構成を有する翼では、正圧面及び負圧面を含む翼型部がタービンの作動流体の流路を形成する端壁面に接続されており、タービンの作動流体は、翼型部の正圧面及び負圧面の近傍を流れるようになっている。そして、タービンの運転条件が設計点（定格運転）からずれたときには、正圧面又は負圧面において作動流体の流れの剥離が生じ得る。この点、上記（６）の構成では、翼型部の正圧面又は負圧面に第１開口端を設けるとともに、接続部材の表面に第２開口端を設けたので、上記（５）で述べたように、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正圧面又は負圧面での流れの剥離を抑制することができる。

（７）幾つかの実施形態では、上記（６）の構成において、
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。

翼型部が接続される接続部材の端壁面上には、タービンの定格運転時（設計点での運転時）に正圧面又は負圧面上のある位置における静圧と同じ静圧になる位置が存在することがある。この点、上記（７）の構成では、翼型部の正圧面又は負圧面に開口するように第１開口端が設けられるとともに、接続部材の端壁面に開口するように第２開口端を設けたので、上記（６）で述べたように、タービンの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正圧面又は負圧面での流れの剥離を抑制することができる。

（８）幾つかの実施形態では、上記（６）の構成において、
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。

翼型部が接続される接続部材の上流側端面上には、タービンの定格運転時（設計点での運転時）に正圧面又は負圧面上のある位置における静圧と同じ静圧になる位置が存在することがある。この点、上記（８）の構成では、翼型部の正圧面又は負圧面に開口するように第１開口端が設けられるとともに、接続部材の上流側端面に開口するように第２開口端を設けたので、上記（６）で述べたように、タービンの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正圧面又は負圧面での流れの剥離を抑制することができる。

（９）幾つかの実施形態では、上記（６）の構成において、
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。

翼型部が接続される接続部材の下流側端面上には、タービンの定格運転時（設計点での運転時）に正圧面又は負圧面上のある位置における静圧と同じ静圧になる位置が存在することがある。この点、上記（９）の構成では、翼型部の正圧面又は負圧面に開口するように第１開口端が設けられるとともに、接続部材の下流側端面に開口するように第２開口端を設けたので、上記（６）で述べたように、タービンの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正圧面又は負圧面での流れの剥離を抑制することができる。

（１０）幾つかの実施形態では、上記（６）の構成において、
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。

翼型部が接続される接続部材の周方向端面上には、タービンの定格運転時（設計点での運転時）に正圧面又は負圧面上のある位置における静圧と同じ静圧になる位置が存在することがある。この点、上記（１０）の構成では、翼型部の正圧面又は負圧面に開口するように第１開口端が設けられるとともに、接続部材の周方向端面に開口するように第２開口端を設けたので、上記（６）で述べたように、タービンの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正圧面又は負圧面での流れの剥離を抑制することができる。

（１１）幾つかの実施形態では、上記（６）乃至（１０）の何れかの構成において、
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。

タービンに適用される翼では、翼に対する作動流体のインシデンス角（迎角）が負である場合（すなわち、設計点に比べて流体の流れが負圧面に衝突する向きである場合）、正圧面では、翼弦方向と平行な接線を有する正圧面上の点付近の位置で剥離が生じやすい場合がある。この点、上記（１１）の構成によれば、このように正圧面で剥離が生じやすい位置よりも前縁側において正圧面に第１開口端を設けたので、上述のインシデンス角が負である場合に、正圧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。

（１２）幾つかの実施形態では、上記（６）乃至（１０）の何れかの構成において、
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。

タービンに適用される翼では、翼に対する流体のインシデンス角（迎角）が正である場合（すなわち、設計点に比べて流体の流れが正圧面に衝突する向きである場合）、負圧面では、前縁を通り、該前縁における翼型部のキャンバーラインに平行な直線と、負圧面との交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（１２）の構成によれば、このように負圧面で剥離が生じやすい位置よりも前縁側において負圧面に第１開口端を設けたので、上述のインシデンス角が正である場合に、負圧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。

（１３）幾つかの実施形態では、上記（５）乃至（１１）の何れかの構成において、
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。

上記（１３）の構成では、タービンの設計点での運転時に（すなわち、角度Ａ１の方向から流体が翼型部に流入する運転条件で）静圧が等しくなる位置に連通孔の第１開口端及び第２開口端が設けられている。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（すなわち、流体のインシデンス角が角度Ａ１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翼面（正圧面又は負圧面）の表面近傍の作動流体の流れ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（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。

（１４）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（１３）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（１４）の構成によれば、連通孔は、第１開口端の位置において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、該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。

（１５）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（１４）の何れかに記載の翼を備える。

上記（１５）の構成では、翼が上記（１）の特徴を有する場合、設計点での運転時に（すなわち、角度Ａ１の方向から流体が翼型部に流入する運転条件で）静圧が等しくなる位置に連通孔の第１開口端及び第２開口端が設けられている。あるいは、上記（１５）の構成では、翼が上記（５）の特徴を有する場合、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、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。

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。

一実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。一実施形態に係る翼の概略的な斜視図である。一実施形態に係る翼の概略的な斜視図である。一実施形態に係る翼の概略的な斜視図である。一実施形態に係る翼の概略的な斜視図である。一実施形態に係る翼（動翼）が適用されたタービンの部分的な概略図である。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の概略的な斜視図である。一実施形態に係る翼の断面図である。一実施形態に係る翼の断面図である。図２に示す翼を含むガスタービンの設計点での運転条件における翼面上の静圧分布の一例を示すグラフである。図２に示す翼を含むガスタービンの設計点からずれた運転条件における翼面上の静圧分布の一例を示すグラフである。翼の損失係数とインシデンス角との関係の一例を示すグラフである。図４に示す翼を含むガスタービンの設計点での運転条件における翼面上の静圧分布の一例を示すグラフである。図４に示す翼を含むガスタービンの設計点からずれた運転条件における翼面上の静圧分布の一例を示すグラフである。翼の損失係数とインシデンス角との関係の一例を示すグラフである。一実施形態に係る翼の部分的な断面図である。一実施形態に係る翼の部分的な断面図である。

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。

幾つかの実施形態に係る翼は、航空機または流体機械（例えばガスタービン等）等の機械に適用される。詳細については後述するが、幾つかの実施形態に係る翼は、翼面を有する翼型部と、少なくとも翼型部の内部を通る連通孔と、を備えている。連通孔の第１開口端は翼型部の翼面に開口し、連通孔の第２開口端は、翼のうち翼型部を除く部分（例えばタービン翼のプラットフォームやシュラウド等）又は翼が取り付けられる機器（例えば航空機の胴体）に形成される。
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。

図１は、一実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。同図に示すように、ガスタービン１は、圧縮空気を生成するための圧縮機２と、圧縮空気及び燃料を用いて燃焼ガスを発生させるための燃焼器４と、燃焼ガスによって回転駆動されるように構成されたタービン６と、を備える。発電用のガスタービン１の場合、タービン６には不図示の発電機が連結される。

圧縮機２は、圧縮機車室１０側に固定された複数の静翼１６と、静翼１６に対して交互に配列されるようにロータ８に植設された複数の動翼１８と、を含む。
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。

燃焼器４には、燃料と、圧縮機２で生成された圧縮空気とが供給されるようになっており、該燃焼器４において燃料が燃焼され、タービン６の作動流体である燃焼ガスが生成される。図１に示すように、ガスタービン１は、ケーシング２０内にロータ８を中心として周方向に沿って複数配置された燃焼器４を有する。

タービン６は、タービン車室２２によって形成される燃焼ガス通路２８を有し、該燃焼ガス通路２８に設けられる複数の静翼２４及び動翼２６を含む。タービン６の静翼２４及び動翼２６は、燃焼ガスの流れに関して燃焼器４の下流側に設けられている。

静翼２４はタービン車室２２側に固定されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の静翼２４が静翼列を構成している。また、動翼２６はロータ８に植設されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の動翼２６が動翼列を構成している。静翼列と動翼列とは、ロータ８の軸方向において交互に配列されている。

タービン６では、燃焼ガス通路２８に流れ込んだ燃焼器４からの燃焼ガスが複数の静翼２４及び複数の動翼２６を通過することでロータ８が回転駆動され、これにより、ロータ８に連結された発電機が駆動されて電力が生成されるようになっている。タービン６を駆動した後の燃焼ガスは、排気室３０を介して外部へ排出される。

上述の動翼２６又は静翼２４の少なくとも一方は、本発明の実施形態に係る翼であってもよい。図２〜図５は、それぞれ、一実施形態に係る翼３２の概略的な斜視図である。図２〜図５に示す翼３２は、上述の動翼２６として適用可能なものである。

図２〜図５に示すように、一実施形態に係る翼３２（翼３２Ａ〜３２Ｄ；動翼２６）は、基端４３と先端４４との間に延在する翼型部４０と、翼型部４０が接続されるプラットフォーム３８（接続部材）と、翼型部４０及びプラットフォーム３８の内部を通る連通孔５０と、を備えている。

翼型部４０は、前縁４１と後縁４２との間において翼幅方向に沿って延在する正圧面４５（翼面）及び負圧面４６（翼面）を有する。翼幅方向から視たとき、正圧面４５は翼型部４０の内側に向かって凹む凹形状を有し、負圧面４６は翼型部４０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。なお、本明細書において翼幅方向とは、翼型部４０の基端４３と先端４４とを結ぶ方向であり、翼３２がタービン６に取り付けられた状態（動翼２６の場合、ロータ８に取り付けられた状態）では、ロータ８の径方向と略一致する。

プラットフォーム３８は、翼幅方向において、ロータ８に埋設される翼根部（不図示）と翼型部４０との間に設けられる。プラットフォーム３８は、翼型部４０が接続される端壁面６２と、翼型部４０よりも上流側に位置する上流側端面６４と、翼型部４０よりも下流側の位置する下流側端面６６と、一対の周方向端面６８，６９と、を有している。
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。

端壁面６２は、タービン車室２２とともに、タービン６における作動流体の流路（燃焼ガス通路２８；図１参照）を形成する。

上流側端面６４及び下流側端面６６は、ロータ８の軸方向に直交する平面に沿って延在する。ここで、ロータ８の軸方向は、典型的には、翼型部４０の翼弦方向（翼型部４０の前縁４１と後縁４２を結ぶ方向）に沿った方向である。

ここで、図６は、一実施形態に係る翼３２（動翼２６）が適用されたタービン６の部分的な概略図であり、タービン６に適用される翼３２（動翼２６）と、その上流側に隣接して設けられる静翼２４とを示す図である。図６に示す静翼は、翼型部９２と、翼型部９２の径方向内側に設けられる内側シュラウド９４と、翼型部９２の径方向外側に設けられる外側シュラウド９６と、を含む。外側シュラウド９６は、タービン車室２２に支持されている。

図６に示すように、翼３２（動翼２６）の上流側端面６４は、該上流側端面６４を有する翼３２（動翼２６）が形成する動翼列と、該翼３２（動翼２６）の上流側にて該翼３２（動翼２６）に隣接して設けられる静翼２４が形成する静翼列との間に形成されるキャビティ（空間）９８に面するように設けられる。翼３２（動翼２６）の下流側端面６６は、該下流側端面６６を有する翼３２（動翼２６）が形成する動翼列と、該翼３２（動翼２６）の下流側にて該翼３２（動翼２６）に隣接して設けられる静翼２４（図６において不図示）が形成する静翼列との間に形成されるキャビティ（空間）９９に面するように設けられる。

また、図２〜図５に示すように、プラットフォーム３８の周方向端面６８，６９は、該プラットフォーム３８を有する翼３２と周方向において隣接する翼３２’（図５の翼３２Ｄ’を参照）のプラットフォーム３８’の周方向端面６９’，６８’と互いに対向するように設けられる。なお、本明細書において、周方向とは、ロータ８の周方向を意味し、軸方向に直交する方向である。

端壁面６２、上流側端面６４、下流側端面６６及び周方向端面６８，６９は、プラットフォーム３８（接続部材）の表面を構成する。

なお、幾つかの実施形態では、翼３２（例えばタービン６の静翼２４や動翼２６）は、翼型部の径方向外側に設けられる外側シュラウド（例えば図６に示す外側シュラウド９６）、又は、翼型部の径方向内側に設けられる内側シュラウド（例えば図６に示す内側シュラウド９４）を含んでいてもよく、この場合、「接続部材」は外側シュラウド又は内側シュラウドであってもよい。

翼型部４０及びプラットフォーム３８（接続部材）の内部を通る連通孔５０は、翼型部４０の正圧面４５（翼面）又は負圧面４６（翼面）に開口する第１開口端５２と、プラットフォーム３８の表面に開口する第２開口端５４と、を有する。

より具体的には、図２に示す例示的な実施形態に係る翼３２Ａでは、第１開口端５２は翼型部４０の正圧面４５に開口し、第２開口端５４は、プラットフォーム３８の端壁面６２に開口している。第２開口端５４は、翼型部４０の翼弦方向において、第１開口端５２よりも上流側に位置していてもよい。あるいは、第２開口端５４は、翼幅方向における第１開口端５２の位置を通り翼幅方向に直交する断面Ｓ１上での翼型部４０の前縁４１よりも、翼型部４０の翼弦方向において上流側に位置していてもよい。

図３に示す例示的な実施形態に係る翼３２Ｂでは、第１開口端５２は翼型部４０の正圧面４５に開口し、第２開口端５４は、プラットフォーム３８の上流側端面６４に開口している。
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。

図５に示す例示的な実施形態では、翼３２Ｄのプラットフォーム３８の周方向端面６８、及び、該翼３２Ｄに隣接する翼３２Ｄ’のプラットフォーム３８’の周方向端面６９’は、少なくとも部分的に、周方向に隙間を空けて、互いに対向するように設けられている。
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、第１開口端５２の開口位置と、第２開口端５４の開口位置の組合せは、図示するものに限定されない。例えば、一実施形態では、第１開口端５２は翼型部４０の負圧面４６に開口するとともに、第２開口端５４はプラットフォーム３８の端壁面６２に開口していてもよい。一実施形態では、第１開口端５２は翼型部４０の負圧面４６に開口するとともに、第２開口端５４は、プラットフォーム３８の上流側端面６４に開口していてもよい。一実施形態では、第１開口端５２は翼型部４０の正圧面４５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に開口していてもよい。一実施形態では、第１開口端５２は翼型部４０の正圧面４５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に開口していてもよい。

図７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７０は、胴体７２と、一対の主翼７４（左主翼７４Ｌ及び右主翼７４Ｒ）と、一対の水平尾翼７６（左水平尾翼７６Ｌ及び右水平尾翼７６Ｒ）と、垂直尾翼７８と、を備えている。主翼７４、水平尾翼７６、垂直尾翼７８は、それぞれ、胴体７２に取り付けられている。また、航空機７０は、垂直尾翼７８及び胴体７２の内部を通る連通孔５１Ａ、及び、水平尾翼７６及び胴体７２の内部を通る連通孔５１Ｂを有する。左水平尾翼７６Ｌ、右水平尾翼７６Ｒ、及び垂直尾翼７８のうち少なくとも１つは、本発明の実施形態に係る翼である。

図８は、一実施形態に係る翼３３（水平尾翼７６又は垂直尾翼７８）の概略的な斜視図である。図８に示すように、一実施形態に係る翼３３は、胴体７２に接続される基端８３と先端８４との間に延在する翼型部８０と、少なくとも翼型部８０の内部を通る連通孔５１（５１Ａ，５１Ｂ）と、を備えている。

翼型部８０は、前縁８１と後縁８２との間において翼幅方向に沿って延在する一対の翼面８５、８６を有する。翼３３が水平尾翼７６である場合、一対の翼面８５，８６は、上側半分に位置する上側表面と、下側半分に位置する下側表面と、を有する。翼３３が垂直尾翼７８である場合、一対の翼面８５，８６は、左側半分に位置する左舷側表面と、右側半分に位置する右舷側表面と、を含む。

翼型部８０を翼幅方向から視たとき、一対の翼面８５，８６は、それぞれ、翼型部８０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。図８に示す例示的な実施形態では、翼型部８０は、翼面８５と翼面８６とが翼弦に関して略対称な形状を有する対称翼である。

図７及び図８に示すように、連通孔５１（５１Ａ，５１Ｂ）は、翼面８５又は翼面８６に開口する第１開口端５３（５３Ａ，５３Ｂ）を有し、該第１開口端５３（５３Ａ，５３Ｂ）と、胴体７２に形成される第２開口端５５（５５Ａ，５５Ｂ）とを連通させるように、翼型部８０及び胴体７２の内部を通るように設けられている。

幾つかの実施形態では、例えば図７に示すように、翼３３としての垂直尾翼７８は、該垂直尾翼７８の右舷側表面（翼面）に開口する第１開口端５３Ａを有する連通孔５１Ａを備えており、連通孔５１Ａの第２開口端５５Ａは胴体７２の左側部分の表面に開口している。
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。

また、幾つかの実施形態では、例えば図７に示すように、翼３３としての左水平尾翼７６Ｌは、該左水平尾翼７６Ｌの下側表面（翼面）に開口する第１開口端５３Ｂを有する連通孔５１Ｂを備えており、連通孔５１Ｂの第２開口端５５Ｂは胴体７２の表面に開口している。第２開口端５５Ｂは、胴体７２の上側表面に開口していてもよい。また、第２開口端５５Ｂは、胴体７２の前方部分に設けられていてもよく、例えば、主翼７４よりも前方に設けられていてもよい。
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。

また、特に図示しないが、幾つかの実施形態では、翼３３としての左水平尾翼７６Ｌは、該左水平尾翼７６Ｌの上側表面（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の下側表面に開口していてもよい。また、第２開口端５５は、胴体７２の前方部分に設けられていてもよく、例えば、主翼７４よりも前方に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。

以下、幾つかの実施形態に係る翼３２（タービン６の翼等）及び翼３３（航空機７０の尾翼等）についてさらに説明する。
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。

幾つかの実施形態に係る翼３２（図９参照）又は翼３３（図１０参照）は、翼幅方向における第１開口端５２，５３の位置を通り翼幅方向に直交する断面Ｓ１上において、前縁４１，８１を中心とし、翼型部４０，８０のキャンバーラインＣＬを前縁４１，８１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が存在する。ここで、前記条件（ａ）は、角度Ａ１の方向から前縁４１，８１に向かう方向の流体の流れ（図９、図１０中の矢印Ｆ）を翼型部４０，８０が受けたとき、第１開口端５２，５３の位置における静圧と、第２開口端５４，５５の位置における静圧とが等しくなる、という条件である。

なお、上述の「延長線」とは、前縁４１，８１を通り、前縁４１，８１におけるキャンバーラインＣＬに平行な直線（前縁４１におけるキャンバーラインＣＬの傾きを有する直線）Ｌｃａｍのうち、前縁４１，８１よりも前方の部分（前縁４１、８１を挟んで後縁４２，８２とは反対側の部分）のことである。なお、図１０に示すように、翼３３が対称翼である場合には、翼弦とキャンバーラインＣＬは一致し、前縁８１におけるキャンバーラインＣＬの傾きを有する直線Ｌｃａｍは、キャンバーラインＣＬに一致する。

また、流体の流れの方向とは、翼３２，３３を基準とする相対的な方向である。すなわち、翼３２，３３が回転機械のロータとともに回転している場合には、上述の流体の流れの方向は、翼３２，３３の周速や、流体の流速に依存するものである。また、翼３２，３３が航空機の場合には、上述の流体の流れの方向は、航空機の周囲の流体（典型的には空気）の向き（風向）や、航空機の進行方向及び航行速度等に依存するものである。

以下の説明において、翼３２，３３に向かう流体の流れの、運転条件が設計点である場合の方向（典型的にはキャンバーラインＣＬの上記延長線）を基準とする角度をインシデンス角（迎角）という。すなわち、設計点での運転条件の場合、インシデンス角はゼロ度である。また、インシデンス角は、前縁４１、８１を中心とし、設計点の場合よりも正圧面４５又は翼面８５に対向する向きを正とする。すなわち、図９及び図１０においては、インシデンス角は、前縁４１、８１を中心として、反時計周りが正の向きであり、時計周りが負の向きである。

なお、ガスタービン１（図１参照）の場合、設計点での運転条件よりも低負荷での運転の場合、翼３２としての動翼２６に対する流体のインシデンス角は負となる傾向があり、設計点での運転条件よりも高負荷での運転の場合、上述のインシデンス角は正となる傾向がある。

上述の構成を有する翼３２，３３により得られる効果について、図２及び図４に示す例示的な実施形態を用いて以下に説明するが、他の実施形態により得られる効果も、同様に説明することができる。

図１１及び図１２は、図２に示す翼３２をガスタービン１（図１参照）の動翼２６として適用した場合の、異なる運転条件における翼面上（即ち、正圧面４５及び負圧面４６上）の静圧分布の一例を示すグラフである。このうち、図１１は、設計点の運転条件（すなわち、インシデンス角０度）のものである。また、図１２は、運転条件が設計点からずれ、流体のインシデンス角が負となったときのものである。

なお、図１１及び図１２のグラフの横軸は翼弦方向位置を示し、翼型部４０の前縁４１の位置を０、後縁４２の位置をｃと表示している。また、翼面上に設けられた第１開口端５２の位置をＵ１で示し、この翼弦方向位置をｘ１と表示する。
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。

設計点の運転条件（即ちインシデンス角が０度）における翼面上の静圧分布は、典型的には図１１のグラフに示すような形状を有し、静圧が同一となる翼面（正圧面４５又は負圧面４６）上の位置と、プラットフォーム３８の端壁面６２上の位置とが存在する。例えば、図１１のグラフにおいて、正圧面４５上の位置Ｕ１と、端壁面６２上の位置Ｔ１とでは、設計点での運転条件において静圧が同一となる。
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。

一方、このような特徴を有する翼３２を用いた回転機械等の機械において、運転条件が設計点からずれて、翼３２に向かう流体のインシデンス角が設計点よりも負の方向にずれたとき、流体の流れは負圧面４６に衝突しやすくなるとともに、正圧面４５において流れの剥離が生じやすくなる。

このとき、図１２に示すように、翼面上の静圧分布は、設計点での運転条件では同一圧力だった正圧面４５上の位置Ｕ１と端壁面６２上の位置Ｔ１とで圧力差が生じ、端壁面６２上の位置Ｔ１での圧力の方が比較的高圧となる。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を設けることで、翼３２に向かう流体のインシデンス角が設計点よりも負の方向にずれたとき、比較的高圧の第２開口端５４から比較的低圧の第１開口端５２に向かって、連通孔５０を通る流れが生じる。そして、この流れが第１開口端５２を介して正圧面４５上に流出することで、正圧面４５近傍の流れ（主流）に運動量が供給されるため、正圧面４５で生じ得る剥離を抑制することができる。

したがって、図１３に示すように、上述の連通孔５０を設けた場合には、インシデンス角が負の領域において、連通孔５０を設けない場合に比べて、翼３２の損失係数を低減することができる。なお、図１３は、翼３２の損失係数とインシデンス角との関係の一例を示すグラフであり、連通孔５０を設けた翼３２の損失係数１０２と、連通孔５０を設けない場合の翼３２の損失係数１０１を比較して示すものである。

図１４及び図１５は、図４に示す翼３２をガスタービン１（図１参照）の動翼２６として適用した場合の、異なる運転条件における翼面上（即ち、正圧面４５及び負圧面４６上）の静圧分布の一例を示すグラフである。このうち、図１４は、設計点の運転条件（すなわち、インシデンス角０度）のものである。また、図１５は、運転条件が設計点からずれ、流体のインシデンス角が正となったときのものである。

なお、図１４及び図１５のグラフの横軸は翼弦方向位置を示し、翼型部４０の前縁４１の位置を０、後縁４２の位置をｃと表示している。また、翼面上に設けられた第１開口端５２の位置をＵ２で示し、この翼弦方向位置をｘ３と表示する。
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。

設計点の運転条件（即ちインシデンス角が０度）における翼面上の静圧分布は、典型的には図１４のグラフに示すような形状を有し、静圧が同一となる翼面（正圧面４５又は負圧面４６）上の位置と、プラットフォーム３８の下流側端面６６上の位置とが存在する。例えば、図１４のグラフにおいて、負圧面４６上の位置Ｕ２と、下流側端面６６上の位置Ｔ２とでは、設計点での運転条件において静圧が同一となる。
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。

一方、このような特徴を有する翼３２を用いた回転機械等の機械において、運転条件が設計点からずれて、翼３２に向かう流体のインシデンス角が設計点よりも正の方向にずれたとき、流体の流れは正圧面４５に衝突しやすくなるとともに、負圧面４６において流れの剥離が生じやすくなる。

このとき、図１５に示すように、翼面上の静圧分布は、設計点での運転条件では同一圧力だった負圧面４６上の位置Ｕ２と下流側端面６６上の位置Ｔ２とで圧力差が生じ、下流側端面６６上の位置Ｔ２での圧力の方が比較的高圧となる。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を設けることで、翼３２に向かう流体のインシデンス角が設計点よりも正の方向にずれたとき、比較的高圧の第２開口端５４から比較的低圧の第１開口端５２に向かって、連通孔５０を通る流れが生じる。そして、この流れが第１開口端５２を介して負圧面４６上に流出することで、負圧面４６近傍の流れ（主流）に運動量が供給されるため、負圧面４６で生じ得る剥離を抑制することができる。

したがって、図１６に示すように、上述の連通孔５０を設けた場合には、インシデンス角が正の領域において、連通孔５０を設けない場合に比べて、翼３２の損失係数を低減することができる。なお、図１６は、翼３２の損失係数とインシデンス角との関係の一例を示すグラフであり、連通孔５０を設けた翼３２の損失係数１０４と、連通孔５０を設けない場合の翼３２の損失係数１０３を比較して示すものである。

以上の説明からわかるように、上述した実施形態に係る翼３２，３３では、上記条件（ａ）を満たす角度Ａ１が存在するので、機械（ガスタービン１や航空機７０等）の設計点での運転時に、翼面上の第１開口端５２，５３の位置と、第２開口端５４，５５の位置とで静圧が同一となる一方、機械の運転状態が設計点からずれたとき、第１開口端５２，５３の位置と第２開口端５４，５５の位置とで圧力差が生じることになる。

このため、機械の設計点付近での運転条件下では、第１開口端５２，５３及び第２開口端５４，５５の位置では圧力差がほとんどなく、連通孔５０，５１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（すなわち、流体のインシデンス角が角度Ａ１からずれると）、第１開口端５２，５３の位置と第２開口端５４，５５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５０，５１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４０，８０）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、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。

なお、図７に示す実施形態において、垂直尾翼７８（翼３３）の表面（例えば右舷側表面）に第１開口端５３Ａを有する連通孔５１Ａの第２開口端５５Ａは、胴体７２のうち、主翼７４（例えば左主翼７４Ｌ）の基端（胴体７２との接続部）の近傍において、該基端よりも上方に位置していてもよい。
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。

幾つかの実施形態に係る翼３２及び／又は翼３３は、以下に説明する特徴をさらに有していてもよい。

幾つかの実施形態では、翼３２の第１開口端５２は、翼型部４０の翼弦方向と平行な接線ＬＴ_Ｐ（図９参照）を有する正圧面４５上の点Ｐ_Ａ（図９参照）よりも前縁４１側において、正圧面４５に開口する。

翼３２が適用される機械（ガスタービン１等）において、翼３２に対する流体のインシデンス角が負である場合（すなわち、設計点での運転条件に比べて流体の流れが負圧面４６に衝突しやすい向きである場合）、正圧面４５のでは、翼弦方向と平行な接線ＬＴ_Ｐを有する正圧面４５上の点Ｐ_Ａよりも後縁４２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、このように正圧面４５で剥離が生じやすい位置よりも前縁４１側に第１開口端５２を設けたので、上述のインシデンス角が負である場合に、正圧面４５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。

幾つかの実施形態では、翼３２の第１開口端５２は、前縁４１を通り、前縁４１における翼型部４０のキャンバーラインＣＬに平行な直線Ｌｃａｍと、負圧面４６との交点Ｐ_Ｂよりも前縁４１側に位置において、負圧面４６に開口する。

翼３２が適用される機械（ガスタービン１等）において、翼３２に対する流体のインシデンス角が正である場合（すなわち、設計点での運転条件に比べて流体の流れが正圧面４５に衝突する向きである場合）、負圧面４６のでは、前縁４１を通り、該前縁４１における翼型部４０のキャンバーラインＣＬに平行な直線Ｌｃａｍと、負圧面４６との交点Ｐ_Ｂよりも後縁４２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、このように負圧面４６で剥離が生じやすい位置よりも前縁４１側に第２開口端５４を設けたので、上述のインシデンス角が正である場合に、負圧面４６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１７及び図１８は、それぞれ、一実施形態に係る翼の部分的な断面図であり、第１開口端５２を通り翼幅方向に直交する断面を示す図である。

幾つかの実施形態では、翼３２，３３を翼幅方向から視たとき、第１開口端５２，５３における翼面の接線のうち第１開口端５２，５３よりも前縁４１，８１側の部分と、第１開口端５２，５３における連通孔５０，５１とがなす角度は、４５度以下である。

例えば、図１７に示す例示的な実施形態では、連通孔５０の第１開口端５２は正圧面４５に開口しており、第１開口端５２における正圧面４５（翼面）の接線ＴＬ１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Ｌ１の方向）とがなす角度θ１は、４５度以下である。
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。

上述の実施形態の場合、連通孔５０，５１は、第１開口端５２，５３の位置において翼面（正圧面４５又は負圧面４６）に沿った形状を有するので、連通孔５０，５１からの流れが第１開口端５２，５３から流出するときに、該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。

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。

１ガスタービン
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

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。