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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- Japan
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- blade
- long
- short
- blades
- pressure loss
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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 |