JPH05280495A - ファン動翼 - Google Patents
ファン動翼Info
- Publication number
- JPH05280495A JPH05280495A JP7786692A JP7786692A JPH05280495A JP H05280495 A JPH05280495 A JP H05280495A JP 7786692 A JP7786692 A JP 7786692A JP 7786692 A JP7786692 A JP 7786692A JP H05280495 A JPH05280495 A JP H05280495A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- long
- short
- blades
- pressure loss
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- Withdrawn
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 相対入口流速が超音速領域であっても、衝撃
波の存在による圧力損失を極力抑さえて高効率圧縮が可
能なファン動翼を提供することを目的する。 【構成】 ターボファンエンジンの空気取入口に配設さ
れ、放射状に配設された複数の翼の回転により流入空気
を圧縮して下流側へ送り出すファン動翼である。そし
て、本発明のファン動翼を構成する各翼は、翼中央部か
ら翼端までの形状が、所定の翼弦長を有する長翼と、長
翼より短い翼弦長を有する短翼とで構成されている。そ
して、これら長翼及び短翼が互い違いに放射状に配列さ
れている。また、長翼の翼前縁は、短翼の翼前縁より上
流側に位置している。
波の存在による圧力損失を極力抑さえて高効率圧縮が可
能なファン動翼を提供することを目的する。 【構成】 ターボファンエンジンの空気取入口に配設さ
れ、放射状に配設された複数の翼の回転により流入空気
を圧縮して下流側へ送り出すファン動翼である。そし
て、本発明のファン動翼を構成する各翼は、翼中央部か
ら翼端までの形状が、所定の翼弦長を有する長翼と、長
翼より短い翼弦長を有する短翼とで構成されている。そ
して、これら長翼及び短翼が互い違いに放射状に配列さ
れている。また、長翼の翼前縁は、短翼の翼前縁より上
流側に位置している。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は、ターボファンエンジン
の空気取入口に配設されたファン動翼に関し、詳しく
は、遷音速領域(亜音速から超音速までの領域)の入口
相対速度においても高効率に空気圧縮が可能なものに関
する。
の空気取入口に配設されたファン動翼に関し、詳しく
は、遷音速領域(亜音速から超音速までの領域)の入口
相対速度においても高効率に空気圧縮が可能なものに関
する。
【0002】
【従来の技術】図1は、ターボファンエンジンの概略を
示すものであり、空気取入口1から取り入れられた流入
空気は、まずファン動翼2で圧縮される。そして、ファ
ン動翼2から送り出された圧縮空気の一部は、ファン空
気排出ダクト3を通過して直接エンジン外へバイパス推
力として噴出される。一方、ファン動翼2から送りださ
れた圧縮空気は、圧縮機4でさらに高圧圧縮され、その
後、燃焼室5に送られて供給燃料と混合されて燃焼工程
が行われる。そして、燃焼室5から排気された排気ガス
は、圧縮機タービン6及びファンタービン7を回転させ
るとともに、排気ダクト8よりコア推力として噴出され
る構造になっている。
示すものであり、空気取入口1から取り入れられた流入
空気は、まずファン動翼2で圧縮される。そして、ファ
ン動翼2から送り出された圧縮空気の一部は、ファン空
気排出ダクト3を通過して直接エンジン外へバイパス推
力として噴出される。一方、ファン動翼2から送りださ
れた圧縮空気は、圧縮機4でさらに高圧圧縮され、その
後、燃焼室5に送られて供給燃料と混合されて燃焼工程
が行われる。そして、燃焼室5から排気された排気ガス
は、圧縮機タービン6及びファンタービン7を回転させ
るとともに、排気ダクト8よりコア推力として噴出され
る構造になっている。
【0003】そして、前述したファン動翼2は、ハブ
(根元)9a側から翼端9bに向かうにつれてねじれを
付けた複数枚の翼9…が、ファン回転軸10に放射状に
植設されて構成されている。
(根元)9a側から翼端9bに向かうにつれてねじれを
付けた複数枚の翼9…が、ファン回転軸10に放射状に
植設されて構成されている。
【0004】ここで、各翼9…は、図4に示すように、
翼中央部9cから翼端9bまでの形状が、同一の翼弦長
Cで、かつ同一の翼断面形状とされた翼が使用され、そ
れら翼9…が所定のピッチSをあけて等間隔に配列され
て、所定のソリディティ値(c/s)を有する翼列12
を形成している。なお、各翼9…は、ファン動翼2の矢
印A方向の回転方向に対して、翼9の翼前縁13が回転
方向の前方側、翼後縁14が回転方向の後方側となるよ
うにねじりが付けられている。
翼中央部9cから翼端9bまでの形状が、同一の翼弦長
Cで、かつ同一の翼断面形状とされた翼が使用され、そ
れら翼9…が所定のピッチSをあけて等間隔に配列され
て、所定のソリディティ値(c/s)を有する翼列12
を形成している。なお、各翼9…は、ファン動翼2の矢
印A方向の回転方向に対して、翼9の翼前縁13が回転
方向の前方側、翼後縁14が回転方向の後方側となるよ
うにねじりが付けられている。
【0005】そして、ファン動翼2が所定の周速度U1
で回転し、上流側16から所定の入口絶対速度V1で空
気が取り入れられることにより、ファン動翼2は入口相
対速度W1の空気を圧縮するようになっている。
で回転し、上流側16から所定の入口絶対速度V1で空
気が取り入れられることにより、ファン動翼2は入口相
対速度W1の空気を圧縮するようになっている。
【0006】
【発明が解決しようとする課題】ところで、上記従来の
ファン動翼2においては、上流側16から超音速の入口
相対速度W1で空気が流れ込むと、圧力損失の発生によ
り圧縮効率が低下してしまう。その要因としては、第1
には衝撃波自身の存在によるもの、第2には衝撃波の存
在によって翼面に境界層が急激に発達することが要因で
ある。
ファン動翼2においては、上流側16から超音速の入口
相対速度W1で空気が流れ込むと、圧力損失の発生によ
り圧縮効率が低下してしまう。その要因としては、第1
には衝撃波自身の存在によるもの、第2には衝撃波の存
在によって翼面に境界層が急激に発達することが要因で
ある。
【0007】そして、入口相対速度W1がマッハ数1.6
程度までの領域では、上述した第2の要因により圧力損
失が圧倒的に高くなることが知られている。すなわち、
図4に示すように、マッハ数1.6の入口相対速度W1に
より、全ての翼9…の翼前縁13に衝撃波18が存在
し、この衝撃波18より下流側17の翼上面に急激に境
界層20が発達する。そして、この発達した境界層20
の剥離によりエントロピーの上昇、すなわち圧力損失が
発生してファン動翼2の圧縮効率が著しく低下してしま
う。
程度までの領域では、上述した第2の要因により圧力損
失が圧倒的に高くなることが知られている。すなわち、
図4に示すように、マッハ数1.6の入口相対速度W1に
より、全ての翼9…の翼前縁13に衝撃波18が存在
し、この衝撃波18より下流側17の翼上面に急激に境
界層20が発達する。そして、この発達した境界層20
の剥離によりエントロピーの上昇、すなわち圧力損失が
発生してファン動翼2の圧縮効率が著しく低下してしま
う。
【0008】本発明は、上記事情に鑑みてなされたもの
で、相対入口流速が超音速領域であっても、衝撃波の存
在による圧力損失を極力抑さえて高効率圧縮が可能なフ
ァン動翼を提供することを目的としている。
で、相対入口流速が超音速領域であっても、衝撃波の存
在による圧力損失を極力抑さえて高効率圧縮が可能なフ
ァン動翼を提供することを目的としている。
【0009】
【課題を解決するための手段】本発明のファン動翼は、
ターボファンエンジンの空気取入口に配設され、放射状
に配設された複数の翼の回転により流入空気を圧縮して
下流側へ送り出すファン動翼であって、各翼を、翼中央
部から翼端までの形状が、所定の翼弦長を有する長翼
と、長翼より短い翼弦長を有する短翼とで構成し、かつ
これら長翼及び短翼を互い違いに放射状に配列するとと
もに、長翼の翼前縁を短翼の翼前縁より上流側に位置さ
せてなることを特徴とするものである。
ターボファンエンジンの空気取入口に配設され、放射状
に配設された複数の翼の回転により流入空気を圧縮して
下流側へ送り出すファン動翼であって、各翼を、翼中央
部から翼端までの形状が、所定の翼弦長を有する長翼
と、長翼より短い翼弦長を有する短翼とで構成し、かつ
これら長翼及び短翼を互い違いに放射状に配列するとと
もに、長翼の翼前縁を短翼の翼前縁より上流側に位置さ
せてなることを特徴とするものである。
【0010】
【作用】本発明のファン動翼によれば、上流側から超音
速の入口相対速度で空気が流れ込むと、長翼の翼前縁に
のみ衝撃波が存在し、この衝撃波よって下流側の長翼の
翼上面に厚い境界層が発達する。一方、衝撃波より下流
側の長翼間の領域は、亜音速(マッハ数0.6〜0.8)
流入となるので、短翼の翼上面での境界層は発達が抑さ
えられ、長翼面上のものと比べると非常に薄い。これに
より、短翼面上に発達する境界層による圧力損失は、長
翼面上に発達する境界層による圧力損失と比較して無視
できる程小さい。したがって、ファン動翼全体の圧力損
失が減少し、効率良く空気を圧縮して下流側に送り出す
ことができる。
速の入口相対速度で空気が流れ込むと、長翼の翼前縁に
のみ衝撃波が存在し、この衝撃波よって下流側の長翼の
翼上面に厚い境界層が発達する。一方、衝撃波より下流
側の長翼間の領域は、亜音速(マッハ数0.6〜0.8)
流入となるので、短翼の翼上面での境界層は発達が抑さ
えられ、長翼面上のものと比べると非常に薄い。これに
より、短翼面上に発達する境界層による圧力損失は、長
翼面上に発達する境界層による圧力損失と比較して無視
できる程小さい。したがって、ファン動翼全体の圧力損
失が減少し、効率良く空気を圧縮して下流側に送り出す
ことができる。
【0011】
【実施例】本発明のファン動翼の一実施例について、図
1ないし図3を参照して説明する。なお、図4に示した
構成と同一構成部分には、同一符号を付してその説明を
省略する。
1ないし図3を参照して説明する。なお、図4に示した
構成と同一構成部分には、同一符号を付してその説明を
省略する。
【0012】本実施例のファン動翼30は、各翼31…
が、中央部31cから翼端31bまでの形状を、所定の
翼弦長C1を有する長翼31Aと、この長翼31Aより
短い翼弦長C2を有する短翼31Bとで構成されてい
る。そして、これら長翼31A、短翼31Bは、互い違
いに放射状に配列されているとともに、長翼31Aの翼
前縁32が、短翼31Bの翼前縁33より上流側16に
位置している。
が、中央部31cから翼端31bまでの形状を、所定の
翼弦長C1を有する長翼31Aと、この長翼31Aより
短い翼弦長C2を有する短翼31Bとで構成されてい
る。そして、これら長翼31A、短翼31Bは、互い違
いに放射状に配列されているとともに、長翼31Aの翼
前縁32が、短翼31Bの翼前縁33より上流側16に
位置している。
【0013】また、長翼31A、短翼31B間が同一の
ピッチS1に設定され、全体としてソリディティ値の平
均値は変えずに翼列35が形成されている。そして、フ
ァン動翼30が所定の周速度U1で回転し、上流側16
から所定の入口絶対速度V1で空気が取り入れられるこ
とにより、ファン動翼30は入口相対速度W1の空気を
圧縮するようになっている。
ピッチS1に設定され、全体としてソリディティ値の平
均値は変えずに翼列35が形成されている。そして、フ
ァン動翼30が所定の周速度U1で回転し、上流側16
から所定の入口絶対速度V1で空気が取り入れられるこ
とにより、ファン動翼30は入口相対速度W1の空気を
圧縮するようになっている。
【0014】上記構成からなるファン動翼30に、上流
側16から超音速の入口相対速度W2で空気が流れ込む
と、図2に示すように、長翼31Aの翼前縁32にのみ
衝撃波18が存在し、この衝撃波18よって下流側17
の長翼31Aの翼上面に境界層20が発達する。そし
て、衝撃波18より下流側の長翼31A、31A間の領
域は、亜音速(マッハ数0.6〜0.8)流入となるの
で、短翼31Bの翼上面への境界層発達は抑さえられ
る。これにより、厚い境界層20は、長翼31Aの翼上
面にのみ発達して圧力損失が発生するだけなので、ファ
ン動翼30全体の圧力損失は減少し、効率良く空気を圧
縮して下流17側のファン空気排出ダクト3、圧縮機4
に送り出すことができる。
側16から超音速の入口相対速度W2で空気が流れ込む
と、図2に示すように、長翼31Aの翼前縁32にのみ
衝撃波18が存在し、この衝撃波18よって下流側17
の長翼31Aの翼上面に境界層20が発達する。そし
て、衝撃波18より下流側の長翼31A、31A間の領
域は、亜音速(マッハ数0.6〜0.8)流入となるの
で、短翼31Bの翼上面への境界層発達は抑さえられ
る。これにより、厚い境界層20は、長翼31Aの翼上
面にのみ発達して圧力損失が発生するだけなので、ファ
ン動翼30全体の圧力損失は減少し、効率良く空気を圧
縮して下流17側のファン空気排出ダクト3、圧縮機4
に送り出すことができる。
【0015】従って、本実施例のファン動翼30は、各
翼31…を、中央部31cから翼端31bまでの形状
が、所定の翼弦長C1を有する長翼31Aと、この長翼
31Aより短い翼弦長C2を有する短翼31Bとで構成
し、かつこれら長翼31A、短翼31Bを互い違いに放
射状に配列するとともに、長翼31Aの翼前縁32を、
短翼31Bの翼前縁33より上流側16に位置させた構
造としており、上流側16から超音速の入口相対速度W
2で空気が流れ込んだ場合、長翼31Aの翼前縁32に
のみ衝撃波18が存在して翼上面に境界層20が発達
し、短翼31Bへ流れ込む空気は亜音速流入となり翼上
面への境界層発達が抑さえられるので、図4に示したフ
ァン動翼2と比較して、ファン動翼全体の圧力損失を減
少させたファン動翼を提供することができる。
翼31…を、中央部31cから翼端31bまでの形状
が、所定の翼弦長C1を有する長翼31Aと、この長翼
31Aより短い翼弦長C2を有する短翼31Bとで構成
し、かつこれら長翼31A、短翼31Bを互い違いに放
射状に配列するとともに、長翼31Aの翼前縁32を、
短翼31Bの翼前縁33より上流側16に位置させた構
造としており、上流側16から超音速の入口相対速度W
2で空気が流れ込んだ場合、長翼31Aの翼前縁32に
のみ衝撃波18が存在して翼上面に境界層20が発達
し、短翼31Bへ流れ込む空気は亜音速流入となり翼上
面への境界層発達が抑さえられるので、図4に示したフ
ァン動翼2と比較して、ファン動翼全体の圧力損失を減
少させたファン動翼を提供することができる。
【0016】
【発明の効果】以上説明したように、本発明のファン動
翼は、各翼を、翼中央部から翼端までの形状が、所定の
翼弦長を有する長翼と、この長翼より短い翼弦長を有す
る短翼とで構成し、かつこれら長翼及び短翼を互い違い
に放射状に配列するとともに、長翼の翼前縁を、短翼の
翼前縁より上流側に位置させた構造としており、上流側
から超音速の入口相対速度で空気が流れ込んだ場合であ
っても、長翼の翼前縁にのみ衝撃波が存在して長翼の翼
上面に境界層が発達し、短翼へ流れ込む空気は亜音速流
入となり翼上面への境界層発達が抑さえられるため、フ
ァン動翼全体の圧力損失が減少し、高効率に空気圧縮が
可能なファン動翼を得ることができる。
翼は、各翼を、翼中央部から翼端までの形状が、所定の
翼弦長を有する長翼と、この長翼より短い翼弦長を有す
る短翼とで構成し、かつこれら長翼及び短翼を互い違い
に放射状に配列するとともに、長翼の翼前縁を、短翼の
翼前縁より上流側に位置させた構造としており、上流側
から超音速の入口相対速度で空気が流れ込んだ場合であ
っても、長翼の翼前縁にのみ衝撃波が存在して長翼の翼
上面に境界層が発達し、短翼へ流れ込む空気は亜音速流
入となり翼上面への境界層発達が抑さえられるため、フ
ァン動翼全体の圧力損失が減少し、高効率に空気圧縮が
可能なファン動翼を得ることができる。
【図1】ターボファンエンジンを示す概略図である。
【図2】本発明のファン動翼の翼列を示す断面図であ
る。
る。
【図3】本発明のファン動翼が配設されたターボファン
エンジンの空気取入口を示す概略図である。
エンジンの空気取入口を示す概略図である。
【図4】従来のファン動翼の翼列を示す断面図である。
1 空気取入口 3 ファン空気排気ダクト 4 圧縮機 10 ファン回転軸 30 ファン動翼 31 翼 31b 翼端 31c 翼中央部 31A 長翼 31B 短翼 32 長翼の翼前縁 33 長翼の翼前縁 35 翼列 C1 長翼の翼弦長 C2 短翼の翼弦長 S1 ピッチ U1 ファン動翼の回転周速度 V1 空気の入口絶対速度 W1 空気の入口相対速度
Claims (1)
- 【請求項1】 ターボファンエンジンの空気取入口に配
設され、放射状に配設された複数の翼の回転により流入
空気を圧縮して下流側へ送り出すファン動翼であって、 各翼を、翼中央部から翼端までの形状が、所定の翼弦長
を有する長翼と、当該長翼より短い翼弦長を有する短翼
とで構成し、かつこれら長翼及び短翼を互い違いに放射
状に配列するとともに、長翼の翼前縁を短翼の翼前縁よ
り上流側に位置させてなることを特徴とするファン動
翼。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP7786692A JPH05280495A (ja) | 1992-03-31 | 1992-03-31 | ファン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP7786692A JPH05280495A (ja) | 1992-03-31 | 1992-03-31 | ファン動翼 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH05280495A true JPH05280495A (ja) | 1993-10-26 |
Family
ID=13645980
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP7786692A Withdrawn JPH05280495A (ja) | 1992-03-31 | 1992-03-31 | ファン動翼 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH05280495A (ja) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2006291955A (ja) * | 2005-04-07 | 2006-10-26 | General Electric Co <Ge> | 低ソリディティターボファン |
GB2443082A (en) * | 2006-10-19 | 2008-04-23 | Rolls Royce Plc | Suction surface profile for a gas turbine engine transonic fan blade |
JP2009168024A (ja) * | 2008-01-10 | 2009-07-30 | Snecma | スペーサストリップを有する2枚翼型ブレード |
CN109989943A (zh) * | 2019-04-18 | 2019-07-09 | 江苏大学 | 一种多级泵反导叶分流叶片及设计方法 |
-
1992
- 1992-03-31 JP JP7786692A patent/JPH05280495A/ja not_active Withdrawn
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2006291955A (ja) * | 2005-04-07 | 2006-10-26 | General Electric Co <Ge> | 低ソリディティターボファン |
GB2443082A (en) * | 2006-10-19 | 2008-04-23 | Rolls Royce Plc | Suction surface profile for a gas turbine engine transonic fan blade |
GB2443082B (en) * | 2006-10-19 | 2010-07-21 | Rolls Royce Plc | A fan blade arrangement |
US7997872B2 (en) | 2006-10-19 | 2011-08-16 | Rolls-Royce Plc | Fan blade |
JP2009168024A (ja) * | 2008-01-10 | 2009-07-30 | Snecma | スペーサストリップを有する2枚翼型ブレード |
CN109989943A (zh) * | 2019-04-18 | 2019-07-09 | 江苏大学 | 一种多级泵反导叶分流叶片及设计方法 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19990608 |