(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼列を有する軸流機械の流路に面した径方向の壁の形状であって、
前記翼列における翼同士の間の領域で、前記翼列の軸方向に延在する溝を有し、
前記溝の形成領域は、前記軸方向に関し、前記翼の前縁と後縁の間であり、
前記溝の中心線形状は、前記翼の反り線と同方向の反りを有し、
前記溝の最深部は、前記軸方向に関し、前記翼の中央付近または前記翼の中央と前縁との間に位置し、
前記翼の後縁付近において、前記溝の中心線と前記翼の背面との距離が最短である、
ことを特徴とする軸流機械の壁形状。
【請求項２】
前記溝の最深部は、前記軸方向に関し、前記翼の前縁から、前記翼の前縁と後縁との距離の２０〜６０％に位置する、ことを特徴とする請求項１に記載の軸流機械の壁形状。
【請求項３】
前記溝の最深部は、前記軸方向に関し、前記翼の前縁から、前記翼の前縁と後縁との距離の３０〜５０％に位置する、ことを特徴とする請求項２に記載の軸流機械の壁形状。
【請求項４】
前記溝の中心線の少なくとも一部が、前記翼の反り線に対して非平行である、ことを特徴とする請求項１〜３いずれかに記載の軸流機械の壁形状。
【請求項５】
前記翼の中央付近から後縁付近に向かって、前記溝が、前記翼の背面に近づく、ことを特徴とする請求項１〜４いずれかに記載の軸流機械の壁形状。
【請求項６】
前記翼の前縁位置及び後縁位置における前記壁の周形状が円弧である、ことを特徴とする請求項１〜５いずれかに記載の軸流機械の壁形状。
【請求項７】
前記翼の前縁付近における前記壁の周方向の輪郭が、前記翼の腹面に隣接する凸形状と前記翼の背面に隣接する凸形状とを含む、ことを特徴とする請求項１〜６いずれかに記載の軸流機械の壁形状。
【請求項８】
前記翼の後縁付近における前記壁の周方向の輪郭が、前記翼の背面に隣接する凹形状を含む、ことを特徴とする請求項１〜７いずれかに記載の軸流機械の壁形状。
【請求項９】
前記翼の後縁付近における前記壁の周方向の輪郭が、前記翼の腹面に隣接する凸形状をさらに含む、ことを特徴とする請求項８に記載の軸流機械の壁形状。
【請求項１０】
前記翼の腹面に沿った前記壁の輪郭が、前記翼の前縁付近における凸領域と、前記翼の後縁付近における凸領域とを含む、ことを特徴とする請求項１〜９いずれかに記載の軸流機械の壁形状。
【請求項１１】
前記翼の背面に沿った前記壁の輪郭が、前記翼の前縁付近における凸領域と、前記翼の後縁付近における凹領域とを含む、ことを特徴とする請求項１〜１０いずれかに記載の軸流機械の壁形状。
【請求項１２】
前記翼の後縁付近における前記凹領域は、前記翼の弦長さの５０％以下である、ことを特徴とする請求項１１に記載の軸流機械の壁形状。
【請求項１３】
複数の静翼と複数の動翼とを有するガスタービンエンジンであって、
前記複数の静翼の根元側の壁、前記複数の静翼の先端側の壁、前記複数の動翼の根元側の壁、及び前記複数の動翼の先端側の壁、の少なくとも１つが、請求項１から請求項１２のいずれかに記載の壁形状を有する、ことを特徴とするガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、軸流機械の流路に面した壁の形状に関する。
本願は、２００４年９月２４日に出願された特願２００４−２７７１１４号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンなどの翼列を有する軸流機械では、流路が径方向内外の壁に挟まれており、その壁面上に境界層が発達する。壁面境界層内では、翼間の圧力勾配等によって主流とは異なる速度成分を持つ２次流れが生じる。この２次流れは圧力損失（エネルギー損失）を招くことが知られている。【０００３】
２次流れ損失を低減することを目的として、流路に面する径方向の壁に勾配を設け、翼間の圧力勾配を緩和する技術がある（例えば、特許文献１参照）。
【特許文献１】米国特許６２８３７１３号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
近年、ガスタービンエンジンなどの軸流機械では、軽量化等を目的として、翼の厚みが薄くなる傾向にある。薄翼を用いた翼列では、翼の腹面（圧力面；pressure surface）付近に部分的に剥離域が生じやすく、これが壁面境界層と干渉すると、主流とは異なる流れ方向の軸をもつ強い渦が生じ、圧力損失（エネルギー損失）を招く。従来の技術では、この強い渦による損失が十分に低減されない。【０００５】
本発明は、２次流れによる損失を低減することが可能な軸流機械の壁形状、及びガスタービンエンジンを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の軸流機械の壁形状は、翼列を有する軸流機械の流路に面した径方向の壁の形状であって、前記翼列における翼同士の間の領域で、前記翼列の軸方向に延在する溝を有し、前記溝の形成領域は、前記軸方向に関し、前記翼の前縁と後縁の間であり、前記溝の中心線形状は、前記翼の反り線と同方向の反りを有し、前記溝の最深部は、前記軸方向に関し、前記翼の中央付近または前記翼の中央と前縁との間に位置することを特徴とする。【０００７】
本発明の壁形状において、前記溝の最深部は、前記軸方向に関し、前記翼の前縁から、前記翼の前縁と後縁との距離の２０〜６０％に位置することが好ましい。【０００８】
また、前記溝の最深部は、前記軸方向に関し、前記翼の前縁から、前記翼の前縁と後縁との距離の３０〜５０％に位置することが好ましい。【０００９】
本発明の壁形状において、前記溝の中心線の少なくとも一部が、前記翼の反り線に対して非平行であることが好ましい。【００１０】
本発明の壁形状において、前記翼の中央付近から後縁付近に向かって、前記溝が、前記翼の背面に近づくことが好ましい。【００１１】
本発明の壁形状において、前記翼の後縁付近において、前記溝の中心線と前記翼の背面との距離が最短であることが好ましい。【００１２】
本発明の壁形状において、前記翼の前縁位置及び後縁位置における前記壁の周形状が円弧であることが好ましい。【００１３】
本発明の壁形状において、前記翼の前縁付近における前記壁の周方向の輪郭が、前記翼の腹面に隣接する凸形状（正の曲率）と前記翼の背面に隣接する凸形状（正の曲率）とを含むことが好ましい。【００１４】
本発明の壁形状において、前記翼の後縁付近における前記壁の周方向の輪郭が、前記翼の背面に隣接する凹形状（負の曲率）を含むことが好ましい。【００１５】
この場合、前記翼の後縁付近における前記壁の周方向の輪郭が、前記翼の腹面に隣接する凸形状（正の曲率）をさらに含むことが好ましい。【００１６】
本発明の壁形状において、前記翼の腹面に沿った前記壁の輪郭が、前記翼の前縁付近における凸領域と、前記翼の後縁付近における凸領域とを含むことが好ましい。【００１７】
本発明の壁形状において、前記翼の背面に沿った前記壁の輪郭が、前記翼の前縁付近における凸領域と、前記翼の後縁付近における凹領域とを含むことが好ましい。【００１８】
この場合、前記翼の後縁付近における前記凹領域が、前記翼の弦長さの５０％以下であることが好ましい。【００１９】
本発明のガスタービンエンジンは、複数の静翼と複数の動翼とを有するガスタービンエンジンであって、前記複数の静翼の根元側の壁、前記複数の静翼の先端側の壁、前記複数の動翼の根元側の壁、及び前記複数の動翼の先端側の壁、の少なくとも１つが、本発明の壁形状を有することを特徴とする。【００２０】
ガスタービンエンジンとしては、例えば、ターボファンエンジン、ターボジェットエンジン、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、ターボラムジェットエンジン、発電用のガスタービン、舶用ガスタービンなどが挙げられる。
【発明の効果】
【００２１】
本発明の流体機械の壁形状によれば、２次流れによる損失を低減することができる。
また、本発明のガスタービンエンジンによれば、２次流れによる損失の低減により、性能の向上が図られる。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明が適用される軸流機械の一例として、航空機等に使用されるガスタービンエンジンを示す模式断面図である。
【図２】本発明の壁形状を、ロータの根元側の壁に適用した実施例を示す図であり、翼間の領域の面高さを等高線を用いて示している。
【図３】翼列の壁近傍を示す斜視図である。
【図４】溝の深さ形状を示す図である。
【図５Ａ】溝の深さの定義の説明図である。
【図５Ｂ】溝の深さの別の定義の説明図である。
【図６Ａ】溝の形状を説明するための図である。
【図６Ｂ】図６Ａの領域Ａにおける壁の周形状を示す図である。
【図６Ｃ】図６Ａの領域Ｃにおける壁の周形状を示す図である。
【図７】翼の弦長さの定義の説明図である。
【図８】比較例として、翼列の壁が平坦な場合における壁近傍の流れ場（壁面近傍マッハ数分布）を示す図である。
【図９Ａ】比較例として、翼列の壁が平坦な場合における壁近傍の流れ場（壁面近傍マッハ数分布）を示す図である。
【図９Ｂ】本発明の壁形状の実施例における壁近傍の流れ場（壁面近傍マッハ数分布）を示す図である。
【図１０】２次流れによる損失を示すグラフ図である。
【符号の説明】
【００２３】
１０，１１，１２，１３…回転子（基部）、１４…翼（動翼）、１５，１６，１７，１８…ケーシング（基部）、１９…翼（静翼）、２０…前縁、２１…後縁、２２…翼の反り線、２３…腹面（P.S.）、２４…背面（S.S.）、２９…弦、３０…翼列、３１…壁、４０…溝、４１…溝の中心線、４５…剥離域、４６…渦、５０，５１，５４…凸形状、５５…凹形状、６０，６１，６４，６５…凸領域、６６…凹領域。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２４】
図１は、本発明が適用される軸流機械の一例として、航空機等に使用されるガスタービンエンジン（ターボファンエンジン）を示す模式断面図である。
ガスタービンエンジンは、空気取入口１、ファン・低圧圧縮機２、ファン空気排出ダクト３、高圧圧縮機４、燃焼室５、高圧タービン６、低圧タービン７、及び排気ダクト８等を含む。【００２５】
ファン・低圧圧縮機２、高圧圧縮機４、高圧タービン６、及び低圧タービン７はそれぞれ、基部としての回転子（rotary drum）１０，１１，１２，１３の外周面上に複数の翼（動翼）１４が周方向に互いに離間して配設されたロータ（rotors)と、基部としての環状のケーシング１５，１６，１７，１８の内周面上に複数の翼（静翼）１９が周方向に互いに離間して配設されたノズル（nozzles、stators）とを含む。
複数の翼１４は、各回転子１０，１１，１２，１３から外方に延在しており、複数の翼１９は、各ケーシング１５，１６，１７，１８から内方に延在している。回転子１０，１１，１２，１３とそれに対応するケーシング１５，１６，１７，１８との間には、環状の流路（軸流経路）が形成されている。【００２６】
ファン・低圧圧縮機２、及び高圧圧縮機４では、軸流経路における作動流体の流れに沿って、作動流体の圧力が増大する。高圧タービン６及び低圧タービン７では、軸流経路における作動流体の流れに沿って、作動流体の圧力が低下する。【００２７】
ロータの翼１４の根元（ハブ、hub）側の周壁は、軸流経路における径方向内方の壁（inner end wall）であり、ノズルの翼１９の根元（ハブ、hub）側の周壁は、軸流経路における径方向外方の壁（outer end wall）である。
ロータの翼１４の先端（チップ、tip）側に周壁（シュラウド壁など）が設けられる場合には、その先端側の壁は、軸流経路における径方向外側の壁（outer end wall）である。ノズルの翼１９の先端（チップ、tip）側に周壁が設けられる場合には、その先端側の壁は、軸流経路における径方向内側の壁（inner end wall）である。
本発明の壁形状は、ロータの翼１４の根元側の壁、ロータの翼１４の先端側の壁、ノズルの翼１９の根元側の壁、ノズルの翼１９の先端側の壁、のいずれにも適用可能である。【００２８】
図２は、本発明の壁形状を、ロータの根元側の壁に適用した実施例を示す図であり、翼間の領域の面高さ（径方向位置、輪郭）を等高線を用いて示している。図３は、翼列の壁近傍を示す斜視図である。【００２９】
図２に示すように、各翼１４は、前縁（leading edge）２０と、後縁（trailing edge）２１と、腹面（圧力面；pressure surface（P.S.））２３と、背面（負圧面；suction surface（S.S.））２４と、翼列（blade row）３０の同一周方向に突出する反り（反り線２２）とを有する。翼１４の反り線２２により、軸流経路の断面が、翼１４の中央付近から翼１４の後縁２１に向かって減少する。【００３０】
図２及び図３に示すように、翼列３０の径方向の壁３１における、翼１４同士の各間の領域には、溝（trough）４０が形成されている。溝４０は、少なくとも翼列３０の軸方向（ｘ方向）に延在している。溝４０の形成領域は、上記軸方向に関して、翼１４の前縁２０と後縁２１との間である。すなわち、溝４０の形成領域は、翼１４の弦（chord）２９の長さの範囲内である。軸方向に関して、溝４０の一端が、翼１４の前縁２０付近に位置し、他端が翼１４の後縁２１付近に位置する。【００３１】
また、図２に示すように、溝４０は、全体的に、翼１４の反り線２２に沿って湾曲して形成されている。すなわち、溝４０の中心線４１の形状は、翼１４の反り線２２と同方向の反り（翼列３０の同一周方向に突出する反り）を有する。溝４０の中心線４１の少なくとも一部は、翼１４の反り線２２に対して非平行である。言い換えると、溝４０の形状の位相が、翼１４の弦方向に関して変化している。【００３２】
より具体的には、溝４０は、翼１４の中央付近から後縁２１付近に向かって、翼１４の背面２４に徐々に近づく形状を有する。翼１４の後縁２１付近（弦２９の端付近）において、溝４０の中心線４１と翼１４の背面２４との距離が最短である。溝４０の中心線４１と翼１４の背面２４との最短距離は、その最長距離の５０％以下であることが好ましい。また、翼１４の後縁２１付近において、溝４０の中心線４１と翼列３０の軸とのなす角度β（流れの出口部分で翼列３０の軸に対して溝４０の中心線４１の接線方向がなす角度；出口角度）が、翼１４の反り線２２と翼列３０の軸とのなす角度α（流れの出口部分で翼列３０の軸に対して翼１４の反り線２２の接線方向がなす角度；出口角度）に比べて大きい。翼１４の前縁２０付近においては、翼１４の反り線２２と溝４０の中心線４１との位置関係は、翼型及び流れ場に応じて変化する。例えば、翼１４の反り線２２と溝４０の中心線４１とが、前縁２０と後縁２１の範囲において、交差する（すなわち、最短距離が０となる）ように形成してもよい。【００３３】
図４は、翼列３０の軸方向（ｘ方向）に沿った、溝４０の深さ形状（ｘ軸を含む面に投影した溝の断面形状）を示す図である。
図４及び図２に示すように、溝４０の深さ形状は、翼列３０の軸方向（ｘ方向）に沿って、最深部４３（図２参照）と最浅部４４ａ，４４ｂ（図２参照）の間で徐々に変化する。溝４０の最深部４３は、軸方向に関し、翼１４の中央付近または翼１４の中央と前縁２０との間に位置する。溝４０の最浅部４４ａ，４４ｂは、軸方向に関し、翼１４の前縁２０付近及び後縁２１付近に位置する。【００３４】
ここで、翼１４の前縁２０と後縁２１との間の距離（翼列３０の軸に沿って前縁２０から計測）を、「軸長さ（axial chord length）」と定める。
溝４０の深さは、図５Ａに示すように、軸流経路の基準面（cylinder base（円筒面あるいは円錐面））からの径方向の距離（ＴＤ１）として定義される。あるいは、溝４０の深さは、図５Ｂに示すように、翼列３０の軸に垂直な１つの断面における振幅の半分（half of peak to peak）（図５Ｂに示すＨＲ１）として定義される。溝４０の最深部４３は、ＴＤ１又はＨＲ１のいずれを用いた場合にも、軸方向に関し、軸長さの２０〜６０％、好ましくは２０〜５０％、より好ましくは３０〜５０％に位置する。【００３５】
また、図４及び図２に示すように、溝４０は、その延在方向に沿って、最深部４３から両端の最浅部４４ａ，４４ｂのそれぞれに向かって徐々に浅くなる。すなわち、溝４０は、翼１４の前縁２０付近の最浅部４４ａから始まり、深さを増しながら翼１４の前縁２１と中央付近との間で最も深くなり（最深部４３）、深さを減らしながら翼１４の後縁２１付近の最浅部４４ｂで終わる。最深部４３から最浅部４４ａ，４４ｂまでの溝４０の輪郭は、一様に滑らかである、あるいは非一様に滑らかである。前述したように、溝４０の中心線４１と翼１４の背面２４との距離は、翼１４の後縁２１付近で比較的短いことから、溝４０の中心深さは、翼１４の中央付近から後縁付近において、翼１４の背面２４から遠い部分で深く、背面２４に近い部分で浅い。【００３６】
図６Ａは、溝４０の形状を説明するための図であり、図６Ｂ及び６Ｃは、溝４０を有する壁３１の周形状（周方向の輪郭、すなわち壁の横断面（軸に対する直交断面）の形状）を示す図（壁面の凹凸分布図）である。
図６Ａに示すように、翼１４の前縁位置（ＬＥ）及び後縁位置（ＴＥ）では、壁３１は円環状であり、その周形状（周方向の輪郭）は円弧である。すなわち、前縁位置（ＬＥ）及び後縁位置（ＴＥ）の壁３１の周形状には溝４０による窪みがない。【００３７】
ここで、壁３１における軸長さ（axial chord length）の約３０％−４０％の間を領域Ａと称し、壁３１における軸長さの約６０％−９０％を領域Ｃと称し、壁３１における軸長さの約４０％−６０％（すなわち、領域Ａと領域Ｃとの間）を領域Ｂと称する。壁３１の周形状（凹や凸）は、領域Ａと領域Ｃとによって定義され、領域Ｂは、翼型及び流れ場に応じて変化する遷移領域である。また、領域Ａ及び領域Ｃの範囲は、本発明の壁形状が設置される場所、翼型及び流れ場によって、適宜変更されるものである。例えば、領域Ｃの範囲（約６０％−９０％）は、６０％−９０％、６０％−８０％、７０％−９０％、７０％−８０％、８０％−９０％、７０％−８５％、７５％−９０％、８０％−９５％のように設定することができる。【００３８】
図６Ｂに示すように、領域Ａにおいて、壁３１の周形状（周方向の輪郭）は、翼１４の腹面２３（P.S.）に隣接する凸部（convex portion）５０と、翼１４の背面２４（S.S.）に隣接する別の凸部５１と、２つの凸部の間に形成される凹部（concave portion）とを含む。この領域Ａにおける凸／凹／凸形状を「第１形状」と称する。凸部は、正の曲率を有し、凹部は負の曲率を有する。
図６Ｃに示すように、領域Ｃにおいて、壁３１の周形状は、翼１４の腹面２３（P.S.）に隣接する凸部５４と、翼１４の背面２４（S.S.）に隣接する凹部５５とを含み、凸部５４から凹部５５に滑らかに遷移している。この領域Ｃにおける腹面凸／背面凹形状を「第２形状」と称する。【００３９】
図６Ａに示すように、領域Ｂにおいて、壁３１の周形状は、第１形状から第２形状に滑らかに変化する。
前縁位置（ＬＥ）と領域Ａとの間の領域（すなわち、軸長さの約０％−３０％）は遷移領域であり、領域Ｌと称する。領域Ｌにおいて、壁３１の周形状は、前縁位置（ＬＥ）における円弧から領域Ａの第１形状（凸／凹／凸）に滑らかに変化する。
領域Ｃと後縁位置（ＴＥ）との間の領域（すなわち、軸長さの約９０−１００％）もまた遷移領域であり、領域Ｔと称する。領域Ｔにおいて、壁３１の周形状は、領域Ｃにおける第２形状（腹面凸／背面凹）から後縁位置（ＴＥ）における円弧に滑らかに変化する。
前述したように、溝４０は、領域Ｌ、領域Ａ、領域Ｂのいずれかにおいて、軸長さの２０％−６０％の間に最深部４３を有する。【００４０】
また、翼１４の腹面２３に沿った壁３１の輪郭（腹面側の輪郭）は、前縁位置（ＬＥ）と後縁位置（ＴＥ）を除く、すべての領域で軸流経路の基準面（cylinder base（円筒面あるいは円錐面））よりも高い位置である。図６Ａに示すように、腹面側の輪郭は、翼１４の前縁２０付近における、正の曲率を有する凸領域６０と、翼１４の後縁２１付近における、正の曲率を有する凸領域６１とを有する。凸領域６０と凸領域６１との間の領域は遷移領域であり、この遷移領域において、腹面側の輪郭は、凸領域６０から凸領域６１に滑らかに変化する。この遷移領域において、曲率が負となる凹部が形成されていてもよい。【００４１】
翼１４の背面２４に沿った壁３１の輪郭（背面側の輪郭）は、軸流経路の基準面（cylinder base）よりも高い位置にある主要領域と、翼型及び流れ場に応じて基準面からの高さが変化する部分領域とを有する。部分領域は、翼型及び流れ場に応じて、基準面よりも高い位置、ほぼ同じ位置、低い位置のいずれかに変化する。図６Ａに示すように、背面側の輪郭は、翼１４の前縁２０付近における、正の曲率を有する凸領域６４と、中央付近における、正の曲率を有する凸領域６５と、後縁２１付近における、負の曲率を有する凹領域６６とを有する。背面側の輪郭における凹領域６６は、翼１４の弦長さ（chord length）の５０％以下である。ここでいう弦長さは、図７に示すように、翼の前縁の先端と後縁の先端との距離（ＣＬ２）、あるいは前縁及び後縁に接する直線に直交する直線が翼の前縁及び後縁に接する２つの点の間の距離（ＣＬ１）として定義される。【００４２】
図８及び図９Ａは、比較例として、翼列の壁が平坦な場合における壁近傍の流れ場（壁面近傍マッハ数分布）を示す図である。
図８及び図９Ａにおいて、壁面上では、翼１４の腹面（P.S.）の付近に部分的（弦方向の中央部付近）に剥離域４５が生じ、これが壁面境界層と干渉し、主流とは異なる流れ方向の軸をもつ強い渦４６が発生する。渦４６の開始端は、剥離域４５と壁面境界層との干渉部分であり、翼の腹面に比較的近く、さらに、軸方向に関して、翼１４の中央付近または翼の中央と前縁の間に位置する。渦４６の到達位置は、翼の背面かつ後縁付近である。【００４３】
図９Ｂは、図２から図６Ｃに示した本発明の壁形状の実施例における壁近傍の流れ場（壁面近傍マッハ数分布）を示す図である。【００４４】
図９Ｂに明らかなように、本発明の壁形状の実施例では、比較例に比べて、渦が弱まり、壁面上の流れの乱れが少ない。その結果、実施例では、流れの損失（圧力損失、エネルギー損失）の低減が図られる。【００４５】
図１０は、２次流れによる損失の変化を示すグラフ図である。図１０において、横軸はスパン（翼列の径方向高さ）を示し、縦軸は流れの損失（損失係数）を示す。【００４６】
図１０に明らかなように、本発明の壁形状の実施例では、比較例に比べて、流れの損失が小さい。特に、図中Ｓで示す壁面近傍において損失低減が顕著である。【００４７】
また、本発明の壁形状を、ロータの他の段の翼１４の根元側の壁、ロータの翼１４の先端側の壁、ノズルの翼１９の根元側の壁、ノズルの翼１９の先端側の壁、に適用したいずれの場合にも、上記と同様の損失低減が解析的に確認された。【００４８】
このように、本発明の壁形状によれば、翼間の溝によって、翼の腹側の剥離域と壁面境界層との干渉により生じる渦を弱め、渦による流れの損失を低減することができる。
溝の中心線形状が翼の反り線と同方向の反りを有することにより、溝での別の損失渦の発生が回避される。
溝の最深部が、翼列の軸方向に関し、翼の中央付近または翼の中央と前縁との間に位置するから、渦の発生位置の近くに溝の最深部が位置する。そのため、渦の発生位置付近において、横断面（軸に対する直交断面）における溝の曲率変化が比較的大きい。
また、翼の前縁付近において、翼の腹面付近での壁の輪郭（周方向の輪郭、及び腹面に沿った輪郭）が凸形状を有することからも、渦の発生位置付近において、横断面（軸に対する直交断面）における溝の曲率変化が比較的大きい。
横断面における溝の底部の曲率変化が大きいと、翼の腹面側の流れが加速する。この流れの加速によって、翼の腹面側の境界層の発達が抑制される。また、翼の腹面側では、流れの加速によって圧力が下がるから、翼の腹面側と翼の後縁付近における背面側との圧力差が低下し、その結果、翼間の横断流れが弱まる。
翼の後縁付近において、翼の背面付近での壁の輪郭（周方向の輪郭、及び腹面に沿った輪郭）が凹形状を有することから、渦の到達位置付近の圧力が高い。渦の到達位置付近の圧力が高くなると、渦が弱まる。【００４９】
本発明の壁形状は、壁が平坦な場合に発生する渦の発生位置及びその進行軸に応じて、溝（図２に示す溝４０）の位置及び形状が最適化設計されるのが好ましい。この場合、例えば、溝の最深部は、渦の開始端の近傍であるとよい。また、翼の後縁付近における溝の延在方向は、渦の軸方向に概ね近似しているとよい。図２から図６Ｃに示した壁形状は一例であって、翼列の壁形状は、翼型及び流れ場に応じて適宜最適化される。【００５０】
以上、本発明の好ましい実施例を説明したが、本発明はこれら実施例に限定されることはない。本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、構成の付加、省略、置換、およびその他の変更が可能である。本発明は前述した説明によって限定されることはなく、添付のクレームの範囲によってのみ限定される。
【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５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図６Ｃ】
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【図７】
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【図８】
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【図９Ａ】
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【図９Ｂ】
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【図１０】
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