(57)【要約】【課題】  軸流型圧縮機の翼列を構成する翼の腹面ＰＳ側に発生する衝撃波を抑制することで圧力損失を低減する。【解決手段】  軸流型圧縮機の翼列を構成する翼が、背面ＳＳの前縁部分に形成された曲率が負の凹部１７と、凹部１７の後方に連続する曲率が略ゼロの平坦部１８とを備えることにより、圧縮波を複数に分散させ、第１通路衝撃波の強さを緩和でき、圧力損失の低減および背面の境界層の剥離を抑制することができる。それに加えて、翼の腹面ＰＳの前半部分に曲率が負の凹部１４を備えることにより、腹面ＰＳの前半部分における空気流の流速の増加を抑制し、腹面ＰＳに発生する第２通路衝撃波を弱めることで圧力損失を低減することができる。前記凹部１４は、コード長の１０％以下の位置から２０％以上の位置に跨がって存在すれば更に有効である。【選択図】        図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流型圧縮機の翼列を構成する翼の背面（ＳＳ）が、その前縁部分に形成された曲率が負の凹部（１７）と、前記凹部（１７）の後方に連続する曲率が略ゼロの平坦部（１８）とを備える軸流型圧縮機用翼形において、
前記翼の腹面（ＰＳ）の前半部分に曲率が負の凹部（１４）を備えることを特徴とする軸流型圧縮機用翼形。
【請求項２】
前記腹面（ＰＳ）の凹部（１４）の少なくとも一部は、コード長の１０％〜２０％の範囲内に存在することを特徴とする、請求項１に記載の軸流型圧縮機用翼形。
【請求項３】
前記腹面（ＰＳ）の凹部（１４）は、コード長の１０％以下の位置からコード長の２０％以上の位置に跨がって存在することを特徴とする、請求項２に記載の軸流型圧縮機用翼形。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、軸流型圧縮機の動翼あるいは静翼に好適に適用可能な翼形に関し、特に腹面に発生する衝撃波を抑制することで圧力損失を低減することが可能な翼形に関する。
【背景技術】
【０００２】
軸流型圧縮機の翼列に流入する空気流の流速が音速を超えると、図５に示すように、翼列における相互に隣接する二つの動翼間の空気通路において、動翼の前縁ＬＥから隣接する動翼の背面ＳＳ（負圧面）に向かって一つの強い衝撃波（第１通路衝撃波）が発生するため、動翼の背面ＳＳにおける空気流の流速が第１通路衝撃波の直後で急減して圧力損失が増加するだけでなく、第１通路衝撃波によって動翼の背面ＳＳの境界層の剥離が誘発されて圧縮機の圧縮効率を低下させる問題があった。
【０００３】
このような問題を解決するために、下記特許文献１に開示された軸流型圧縮機の動翼の翼形は、その背面ＳＳの前縁ＬＥ寄りの位置に曲率が負となる凹部を設けるとともに、凹部の底部（最も窪んだ部分）の位置を前縁ＬＥからコード長の０％〜７０％の範囲内に設定している。この構成により、動翼の前縁ＬＥから動翼の背面ＳＳ（負圧面）にかけて、複数の弱い圧縮波を発生させ、第１通路衝撃波の強さを緩和でき、空気流の流速の減速度合いを緩やかにすることで、動翼の背面ＳＳにおける圧力損失の低減および境界層の剥離の抑制が可能になる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平８−２５４１５６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、上記特許文献１に開示されたものは、動翼の翼形の腹面ＰＳ（正圧面）の翼前半部前縁ＬＥ寄りの部分が正の曲率を有する凸部で構成されているため、その凸部で空気流の流速が加速されることで腹面ＰＳから強い衝撃波（第２通路衝撃波）が発生してしまい、圧力損失の増加を招くという問題があった。
【０００６】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、軸流型圧縮機の翼列を構成する翼の腹面側に発生する衝撃波を抑制することで圧力損失を低減することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上記目的を達成するために、本発明によれば、軸流型圧縮機の翼列を構成する翼の背面が、その前縁部分に形成された曲率が負の凹部と、前記凹部の後方に連続する曲率が略ゼロの平坦部とを備える軸流型圧縮機用翼形において、前記翼の腹面の前半部分に曲率が負の凹部を備えることを特徴とする軸流型圧縮機用翼形が提案される。前記腹面の凹部の少なくとも一部は、コード長の１０％〜２０％の範囲内に存在することが望ましく、前記腹面の凹部は、コード長の１０％以下の位置からコード長の２０％以上の位置に跨がって存在することが更に望ましい。
【発明の効果】
【０００８】
上記構成によれば、軸流型圧縮機の翼列を構成する翼の背面が、その前縁部分に形成された曲率が負の凹部と、凹部の後方に連続する曲率が略ゼロの平坦部とを備えることにより、第１通路衝撃波の強さを緩和でき、第１通路衝撃波の前後の空気流の流速の減速度合いを緩やかにすることで、圧力損失の低減および背面の境界層の剥離を抑制することができる。
【０００９】
それに加えて、翼の腹面の前半部分に曲率が負の凹部を備えることにより、腹面の前半部分における空気流の流速の増加を抑制し、前記凹部の後方に発生する第２通路衝撃波を弱めることで、腹面における圧力損失を低減することができる。
【００１０】
翼の腹面における曲率が負の凹部は、コード長の１０％〜２０％の範囲内の少なくとも一部に存在すれば有効であり、コード長の１０％以下の位置からコード長の２０％以上の位置に跨がって存在すれば更に有効である。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】実施の形態の翼形と、その背面ＳＳおよび腹面ＰＳの曲率分布とを示す図。
【図２】比較例の翼形と、その背面ＳＳおよび腹面ＰＳの曲率分布とを示す図。
【図３】実施の形態および比較例の翼形の圧力分布を示すグラフ。
【図４】実施の形態および比較例の離陸時、巡航時および最大上昇時におけるロータ効率を示すグラフ。
【図５】従来例の翼列に発生する第１、第２通路衝撃波を模式的に示す図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
以下、図１〜図５に基づいて本発明の実施の形態を説明する。
【００１３】
図１に示される本実施の形態の翼形は、航空機用ジェットエンジンの軸流型圧縮機のロータの翼列を構成する動翼に適用されるものであり、破線で示す背面ＳＳ（負圧面）と、実線で示す腹面ＰＳ（正圧面）とを備える。背面ＳＳおよび腹面ＰＳのコード方向の位置は、コード長をＣとし、前縁ＬＥから後縁ＴＥに向かって測った距離をＸとして、Ｘ／Ｃで表される。また本明細書において、凸部とは曲率が正の面（膨らんだ面）として定義され、凹部とは曲率が負の面（窪んだ面）として定義される。
【００１４】
図１から明らかなように、破線で示す背面ＳＳは、前縁ＬＥ側から後縁ＴＥ側に向かって、背面凹部１７、背面平坦部１８および背面凸部１９を備える。背面凹部１７は前縁ＬＥ近傍から２０％コード位置までの範囲に存在し、曲率が略ゼロの背面平坦部１８は２０％コード位置から４０％コード位置までの範囲に存在し、背面凸部１９は４０％コード位置から後縁ＴＥ近傍までの範囲に存在する。これは図２の比較例と全く同一である。
【００１５】
また実線で示す腹面ＰＳは、前縁ＬＥ側から後縁ＴＥ側に向かって、第１腹面凹部１４、第１腹面凸部１５および第２腹面凹部１６を備える。第１腹面凹部１４は７％コード位置から２２％コード位置までの範囲に存在し、第１腹面凸部１５は２２％コード位置から６６％コード位置までの範囲に存在し、第２腹面凹部１６は６６％コード位置から後縁ＴＥ近傍までの範囲に存在する。
【００１６】
図２は上記特許文献１に開示された翼形に類似する比較例の翼形を示すもので、破線で示す背面ＳＳは、上記実施の形態と全く同一である。
【００１７】
また実線で示す腹面ＰＳは、前縁ＬＥ側から後縁ＴＥ側に向かって、腹面凸部２０および腹面凹部２１を備える。腹面凸部２０は前縁ＬＥ近傍から５３％コード位置までの範囲に存在し、腹面凹部２１は５３％コード位置から後縁ＴＥ近傍までの範囲に存在する。
【００１８】
図１に示す実施の形態の翼形は背面凹部１７により、また図２に示す比較例の翼形は背面凹部１７により、上記特許文献１に開示された翼形の作用効果を達成することができる。即ち、複数の圧縮波を発生させ、第１通路衝撃波の強さを緩和でき、空気流の流速の減速度合いを緩やかにすることで、動翼の背面における圧力損失の低減および境界層の剥離の抑制が可能になる。
【００１９】
図３からも明らかなように、本実施の形態の翼形も比較例の翼形も、破線で示す背面ＳＳの圧力分布は略一致しており、実施の形態で示した腹側の曲率変更による第１通路衝撃波への影響は小さいことが分かる。
【００２０】
一方、腹面ＰＳの形状を比較すると、図２に示すように比較例の翼形の腹面ＰＳの前半部は腹面凸部２０で占められており、そこに凹部は存在していない。しかしながら、図１に楕円で囲って示すように、本実施の形態の翼形の腹面ＰＳの前半部には、７％コード位置から２２％コード位置に亙って第１腹面凹部１４が形成されているため、この第１腹面凹部１４によって腹面ＰＳの空気流の流速を減速することが可能になる。
【００２１】
比較例の翼形では、腹面ＰＳの空気流の流速が腹面凸部２０で加速されるため、腹面凸部２０に大きな第２通路衝撃波が発生して圧力損失が増加する問題があった。しかしながら、本実施の形態の翼形では、腹面ＰＳの空気流の流速を加速する第１腹面凸部１５の前方に、空気流の流速を減速する第１腹面凹部１４が設けられているため、腹面ＰＳにおける空気流の流速のピーク値を低くして第１腹面凸部１５において発生する第２通路衝撃波を弱め、第２通路衝撃波に起因する圧力損失を低減することができる。
【００２２】
図３の腹面ＰＳの圧力分布を円で囲って示すように、比較例では大きな第２通路衝撃波により圧力の急変が発生しているのに対し、実施の形態では第２通路衝撃波が弱められたことで圧力変化が緩和されることが分かる。
【００２３】
図４は、本実施の形態および比較例の軸流型圧縮機の質量流量率に応じたロータ効率を、それを適用したジェットエンジンを搭載した飛行機の離陸時、巡航時および最大上昇時に対応させて示すものである。同図から明らかなように、全ての質量流量率において、本実施の形態の効率は比較例の効率と同等であるか、それを上回っていることが分かる。
【００２４】
以上、本発明の実施の形態を説明したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【００２５】
例えば、本発明の翼形は、軸流型圧縮機の動翼に対してだけでなく、軸流型圧縮機の静翼に対しても適用することができる。
【符号の説明】
【００２６】
ＰＳ      腹面
ＳＳ      背面
１４      凹部
１７      凹部
１８      平坦部
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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