(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼の前縁から背側の翼面速度のピーク部までに表面粗さが相対的に滑らかな前縁滑面（１０ａ）を有し、前記ピーク部から背側の弦長の約６０％付近までに表面粗さがＲａ＝１．６〜０．８ａの粗面（９）を有し、翼の後半部分に表面粗さが相対的に滑らかな後縁滑面（１０ｂ）を有する、ことを特徴とする圧縮機翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、層流剥離泡の発生と乱流境界層の発達を抑制する圧縮機翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図９はターボジェットエンジンの模式的構成図であり、空気取入口１、圧縮機２、燃焼器３、ガスタービン４、アフターバーナ５、ジェットノズル６、等を備えている。かかるターボジェットエンジンでは、空気を空気取入口１から導入し、圧縮機２でこの空気を圧縮し、燃焼器３内で燃料を燃焼させて高温の燃焼ガスを発生させ、発生した燃焼ガスでガスタービン４を駆動し、このガスタービン４で圧縮機２を駆動し、アフターバーナ５でタービンを出た排ガスにより燃料を再度燃焼させ、高温の燃焼排ガスをジェットノズル６で膨張させて後方に噴出し、推力を発生するようになっている。この構成は、ターボジェットエンジン以外のジェットエンジンでも同様である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
上述したジェットエンジンやその他のガスタービンにおいて、圧縮機を構成する動翼や静翼（以下、単に翼という）の表面は、従来全体が一定の表面粗さに形成されていた。しかし、翼表面全体の表面粗さが細かい（滑らな）場合、翼の背側の前半部分で層流剥離泡が生じ、圧力損失が大きくなる問題点があった。また、この層流剥離泡は、表面粗さを粗くすることにより減らすことができるが、この場合には翼の後半部分において乱流境界層が発達し、翼全体の圧力損失を減らすことができない。
【０００４】
すなわち、低レイノルズ数領域で作動する翼列では、層流剥離泡に起因した大きな剥離が起こり、大きな圧力損失を生ずる。また、圧縮機の場合に、この層流剥離により、設計時のレイノルズ数に対しるサージ線の低下を招き、サージ余裕が減少する。このため、通常のレイノルズ数では問題にならないような作動条件においても圧縮機の作動が不安定になってしまい、遂にはエンジン全体が不安定となるおそれがあった。
【０００５】
本発明はかかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明は、低レイノルズ数領域における層流剥離泡の発生と乱流境界層の発達を抑制して圧縮機の効率を向上させるとともに、サージ余裕の減少を防止し、圧縮機の安定作動領域を確保することができる圧縮機翼を提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
参考例によれば、翼の前縁から背側の前半部分に、翼の後半部分に比較して表面粗さが相対的に粗い粗面（９）を有する、ことを特徴とする圧縮機翼が提供される。
【０００７】
また、参考例によれば、圧縮機翼の前縁から背側の前半部分の少なくとも一部の表面粗さを粗く形成し、翼の後半部分の表面粗さを細かく形成する、ことを特徴とする圧縮機翼の圧力損失低減方法が提供される。
【０００８】
上記参考例の方法及び装置によれば、翼背側の前半部分の粗い表面粗さにより層流剥離泡が抑えられ、かつ翼後半部分では表面粗さが細かいので乱流境界層の発達が抑えられる。その結果、翼の圧力損失を低減できる。
【０００９】
参考例の好ましい実施形態によれば、翼の前縁から背側の弦長の約６０％付近までに表面粗さがＲａ＝１．６〜０．８ａの粗面（９）を有し、翼の後半部分に表面粗さが相対的に滑らかな滑面（１０）を有する。
【００１０】
この構成により、翼の前縁（Ｌ／Ｅ）から背側の弦長の約６０％付近までの領域において、Ｒａ＝１．６〜０．８ａの相対的に粗い粗面（９）により、翼背側の前半部分で層流剥離泡を効果的に抑えることができる。また、翼の後半部分を相対的に滑らかな滑面（１０）とすることにより、翼後半部分で乱流境界層の発達を効果的に抑えることができる。
【００１１】
本発明によれば、翼の前縁から背側の翼面速度のピーク部までに表面粗さが相対的に滑らかな前縁滑面（１０ａ）を有し、前記ピーク部から背側の弦長の約６０％付近までに表面粗さがＲａ＝１．６〜０．８ａの粗面（９）を有し、翼の後半部分に表面粗さが相対的に滑らかな後縁滑面（１０ｂ）を有する、ことを特徴とする圧縮機翼が提供される。
【００１２】
このように、前側部分を全部粗くするのではなく、加速領域であり、乱れ度が生じにくい前縁（Ｌ／Ｅ）から背側の翼面速度のピーク部までを相対的に滑らかな前縁滑面（１０ａ）とすることで、この部分の抵抗を低減することができる。また、背側の翼面速度のピーク部から背側の弦長の約６０％付近までを表面粗さＲａ＝１．６〜０．８ａの相対的に粗い粗面（９）とすることで、層流剥離泡を効果的に抑えられる。更に、翼の後半部分を表面粗さが相対的に滑らかな後縁滑面（１０ｂ）とすることで、全体の圧損を抑え、かつ効率向上を図ることができる。
【００１３】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付して使用する。
【００１４】
図１（Ａ）は、参考例による圧縮機翼の模式的断面図であり、図１（Ｂ）は、本発明による圧縮機翼の模式的断面図である。図１（Ａ）において、参考例の圧縮機翼７は、翼の前縁８（Ｌ／Ｅ、リーディングエッジ）から背側の前半部分に、翼の後半部分に比較して表面粗さが相対的に粗い粗面９を有する。更に、具体的には、翼の前縁８から背側の弦長の約６０％付近までに表面粗さＲａ＝１．６〜０．８ａの粗面９を有し、翼の後半部分に表面粗さが相対的に滑らかな滑面１０を有する。この構成により、後述するように、翼背側の前半部分の粗い表面粗さにより層流剥離泡が抑えられ、翼後半部分では表面粗さが細かいので乱流境界層の発達が抑えられる。その結果、翼の圧力損失を低減できる。
【００１５】
また、図１（Ｂ）では、翼の前縁８から背側の翼面速度のピーク部Ａまでに相対的に滑らかな前縁滑面１０ａを有し、背側の翼面速度のピーク部Ａから背側の弦長の約６０％付近までに表面粗さがＲａ＝１．６〜０．８ａの相対的に粗い粗面９を有し、翼の後半部分に表面粗さが相対的に滑らかな後縁滑面１０ｂを有する。
すなわち、前側部分を全部粗くするのではなく、加速領域であり、乱れ度が生じにくい前縁（Ｌ／Ｅ）から背側の翼面速度のピーク部までを相対的に滑らかな表面１０ａ（滑面）とすることで、この部分の抵抗を低減できる。また、背側の翼面速度のピーク部から背側の弦長の約６０％付近までに表面粗さがＲａ＝１．６〜０．８ａの相対的に粗い表面９（粗面）とすることで、図１（Ａ）と同様に層流剥離泡を効果的に抑えられる。更に、翼の後半部分を表面粗さが相対的に滑らかな表面１０ｂ（滑面）とすることで、乱流境界層の発達が抑えられる。その結果、全体の圧損を抑え、かつ効率向上を図ることができる。
【００１６】
【実施例】
図２のような圧縮機翼列について、全体が滑らかなＳｍｏｏｔｈ翼（１種）と、翼面を粗くしたＲｏｕｇｈ翼（３種）の計４種類の翼を製作し性能試験を行った。Ｒｏｕｇｈ翼は、Ｂ１，Ｂ２，Ｂ３の３種であり、Ｂ１が最も粗く、Ｂ３が最も滑らかである。翼の設計レイノルズ数（Ｒｅ）は４５００００である。
【００１７】
図３は、各翼の翼面マッハ数分布図である。Ｒｅ＝３０００００、４５００００では各翼に差はなく、Ｘ／Ｌ＝０．４２〜０．６４の部分に層流剥離が見られる。Ｒｅ＝６０００００では層流剥離泡が各翼で異なっている。Ｓｍｏｏｔｈ翼に対してＲｏｕｇｈ翼Ｂ３では剥離泡が小さくなっており、Ｂ２では更に小さくなり、Ｂ１では層流剥離泡が無くなっている。Ｒｅ＝８０００００では最も粗いＢ１でＸ／Ｌ＝０．７付近から大きな乱流剥離が生じている。このときＢ１より滑らかなＢ２では、乱流剥離泡は小さく（Ｘ／Ｌ＝０．８８）なっている。Ｒｅ＝１００００００では、これらの傾向がより顕著に現れている。
【００１８】
図４は、各翼の圧力損失のＲｅに対する変化を示す図である。Ｂ１ではＲｅ＝６０００００において層流剥離が抑えられているものの、圧力損失は若干増えている。Ｂ１の圧損はＲｅ＝８０００００になると大きく増加しているが、これは前述した大きな乱流剥離によっている。Ｂ２とＢ３の圧損増加はＲｅに対して直線的であるが、Ｂ３の増加率はＢ２に対して小さい。
【００１９】
図５は、Ｒｅ４５００００と６０００００における境界層計測結果である。流入角は設計角度である。各翼の境界層厚さδはＲｅ６０００００において、異なっている。粗いＢ１，Ｂ２ではかなり大きく、またＢ３でもＳｍｏｏｔｈ翼よりは大きくなっている。排除厚（δ１）からは、層流剥離泡が粗い形態において小さく抑えられていることがわかる。また後縁（Ｔ／Ｅ）での排除厚は粗い形態で大きくなっている。形状係数Ｈ12の図は境界層の特性を示している。Ｒｅ＝４５００００においてはＳｍｏｏｔｈ翼とＢ３翼のＸ／Ｌ＝０．４付近に形状係数が３を越えている部分があるが、これが層流剥離を示している。このとき、粗いＢ１，Ｂ２では形状係数の増加は見られず、粗いことによって層流剥離が抑えられていることがわかる。その一方で、Ｔ／Ｅ付近にて粗い翼ほど形状係数が大きくなっているのは乱流剥離が起きつつあることを示している。
【００２０】
図６はＲｅ＝４５００００における乱れ度である。左端の図はＸ／Ｌ＝０．５６における乱れ度の分布であり、この位置は層流剥離が発生する位置に相当している。粗いＢ１では、Ｓｍｏｏｔｈ翼に対して壁面近くの乱れ度が小さくなっており、このことからも層流剥離が抑えられていることがわかる。Ｘ／Ｌ＝０．７６においてはＢ１の壁付近における乱れが強くなり出していることがわかり、Ｘ／Ｌ＝０．９９（翼後縁）ではＢ１の境界層内の乱れ度は非常に大きくなっている。Ｘ／Ｌ＝０．９９の乱れは、Ｂ２ではあまり大きくなく、Ｂ３ではＳｍｏｏｔｈ翼とほぼ同じ程度である。これらの結果から、表面粗さには層流剥離を抑える効果と、乱流剥離を発達させる効果があることが分かる。
【００２１】
図７は、入射角の変化に対する翼面マッハ数の変化を示す図である。Ｒｅ＝４５００００の流入角１２９度と１３２度ではどの粗さの翼でも層流剥離泡を経て乱流へ遷移している。しかし、流入角１４０度では翼の前縁から乱流境界層になっており後縁部分で乱流剥離が起きている。この乱流剥離は粗い翼ほど大きい。Ｒｅ＝６０００００の流入角１２９度と１３２度では最も粗いＢ１においてのみ層流剥離が抑えられている。Ｒｅ＝８０００００では流入角１２９度と１３２度において、全ての粗さの翼で層流剥離が無くなっている。このとき、最も粗いＢ１では大きな乱流剥離が起きている。
【００２２】
図８はＳｍｏｏｔｈ翼に対する圧損増加量の流入角に対する変化である。高Ｒｅ域でのＢ１の圧損が流入角１２９度と１３２度においてもかなり大きいがこれは先に述べた乱流剥離による。Ｂ３は層流剥離にも乱流境界層にも影響しないので圧損の増加は小さい。
【００２３】
以上の試験結果から以下のことがわかる。
（１）Ｓｍｏｏｔｈ翼の層流剥離域での排除厚がより大きいことから、粗い翼では層流剥離の程度を小さくすることができる。
（２）粗い翼では、層流剥離を抑えることはできるものの、乱流境界層の影響で圧力損失は小さくならない。
（３）高Ｒｅ領域では、粗い翼では乱流剥離が起こる。
（４）入射角が設計値以下の場合には、境界層に対する粗さの影響は圧損への影響と似ている。入射角が大きい場合、境界層は粗さに対して敏感に変化する。
（５）粗さによる圧損の増加量は粗さの高さに支配される。
（６）圧縮機翼例周りの流れ場は粗さの効果に対して大きく影響する。このことから平板周りの流れ場から得られた結果を圧縮機翼列に適用することができないことが分かる。
【００２４】
上述した方法及び装置によれば、翼背側の前半部分の粗い表面粗さにより層流剥離泡が抑えられ、かつ翼後半部分では表面粗さが細かいので乱流境界層の発達が抑えられる。その結果、翼の圧力損失を低減できる。
【００２５】
また、特に、図１（Ａ）の参考例により、翼の前縁（Ｌ／Ｅ）から背側の弦長の約６０％付近までの領域において、Ｒａ＝１．６〜０．８ａの相対的に粗い粗面（９）により、翼背側の前半部分で層流剥離泡を効果的に抑えることができる。また、翼の後半部分を相対的に滑らかな滑面（１０）とすることにより、翼後半部分で乱流境界層の発達を効果的に抑えることができる。
【００２６】
更に、図１（Ｂ）の実施形態により、前側部分を全部粗くするのではなく、加速領域であり、乱れ度が生じにくい前縁（Ｌ／Ｅ）から背側の翼面速度のピーク部までを相対的に滑らかな前縁滑面（１０ａ）とすることで、この部分の抵抗を低減することができる。また、背側の翼面速度のピーク部から背側の弦長の約６０％付近までを表面粗さＲａ＝１．６〜０．８ａの相対的に粗い粗面（９）とすることで、層流剥離泡を効果的に抑えられる。更に、翼の後半部分を表面粗さが相対的に滑らかな後縁滑面（１０ｂ）とすることで、全体の圧損を抑え、かつ効率向上を図ることができる。
【００２７】
なお、本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できることは勿論である。
【００２８】
【発明の効果】
上述したように、本発明の圧縮機翼は、低レイノルズ数領域における層流剥離泡の発生と乱流境界層の発達を抑制して圧縮機の効率を向上させるとともに、サージ余裕の減少を防止し、圧縮機の安定作動領域を確保することができる等の優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】参考例と本発明による圧縮機翼の模式的断面図である。
【図２】圧縮機翼列の模式図である。
【図３】各翼の翼面マッハ数分布図である。
【図４】各翼の圧力損失のＲｅに対する変化を示す図である。
【図５】Ｒｅ４５００００と６０００００における境界層計測結果である。
【図６】Ｒｅ＝４５００００における乱れ度である。
【図７】入射角の変化に対する翼面マッハ数の変化を示す図である。
【図８】Ｓｍｏｏｔｈ翼に対する圧損増加量の流入角に対する変化である。
【図９】ターボジェットエンジンの模式的構成図である。
【符号の説明】
１ 空気取入口、２ 圧縮機、３ 燃焼器、４ ガスタービン、５ アフターバーナ、６ ジェットノズル、７ 圧縮機翼、８ 前縁（Ｌ／Ｅ）、９ 粗面、１０ 滑面、１０ａ 前縁滑面、１０ｂ 後縁滑面
【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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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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