(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁（１１）および後縁（１２）間に正圧を発生する腹面（１３）および負圧を発生する背面（１４）を備えた翼型であって、
前記背面（１４）での境界層シェイプファクタが、前縁（１１）の位置を０％とし、後縁（１２）の位置を１００％としたコード上で前縁（１１）から６％〜１５％の領域に極大値を有し、３０％〜６０％の領域でほとんど一定であり、６０％より下流の領域で漸増することを特徴とする、低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型。
【請求項２】
前記境界層シェイプファクタの後縁（１２）での最大値が２．５未満であることを特徴とする、請求項１に記載の低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型。
【請求項３】
翼型の前縁部の翼厚分布が変曲点を有することを特徴とする、請求項１に記載の低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型。
【請求項４】
前記変曲点はコード上で前縁（１１）から３％〜２０％の範囲に在ることを特徴とする、請求項３に記載の低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型。
【請求項５】
前記翼型は圧縮機のアウトレットガイドベーンあるいは静翼あるいは動翼のスパン方向の少なくとも一部において採用されることを特徴とする、請求項１〜請求項４の何れか１項に記載の低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空用エンジンの遷音速用の軸流型圧縮機の翼列に対して好適に用いられ、特に臨界レイノルズ数（この値より低くなると、圧力損失が大幅に増加する開始点となるレイノルズ数）以下の低レイノルズ数領域において圧力損失を大幅に低減し得る翼型に関する。
【背景技術】
【０００２】
現在、小型から大型までの最先端の航空用エンジンの軸流型圧縮機の翼列（動翼、静翼、アウトレットガイドベーン）に広く用いられている翼型として、ＣＤＡ（Controlled Diffusion Airfoil）が知られている。このＣＤＡは遷音速領域において翼の背面での最大流速がコードの１０％から３０％の領域で発生し、流速が超音速から亜音速に衝撃波を伴わずに減速して、衝撃波損失が除去され且つ境界層が衝撃波と境界層との相互作用により剥離しないような流速分布を与えることを設計のコンセプトとしている。
【０００３】
また下記特許文献１には、低レイノルズ数領域における層流剥離泡の発生および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すべく、翼型の前縁から背面の前半部分に後半部分に比較して表面粗さが相対的に粗い粗面を形成したものが記載されている。
【０００４】
また下記特許文献２には、圧縮機用の翼型の背面の流速の最初の極大値の下流であってコードの１５％以内の領域に流速が略一定の超音速部分を形成し、流速が最初の極大値になる位置に大きな第１の衝撃波を発生させることで、流速が略一定の超音速となる位置に発生する第２の衝撃波を弱め、これにより第２の衝撃波に伴う境界層の剥離を抑制して圧力損失を低減するものが記載されている。
【特許文献１】特開２００２−３１７７９７号公報
【特許文献２】特開２００４−２９３３３５号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ところで、航空用エンジンの小型化を図ろうとすると、圧縮機の動翼、静翼、アウトレットガイドベーンそのものが小型になるだけでなく、動翼の直径の減少に伴って周速も小さくなるためにロータのボスに近い位置でのレイノルズ数が臨界レイノルズ数以下に低下してしまう。そのために、臨界レイノルズ数を越えるレイノルズ数を前提として設計されている従来のＣＤＡを含む翼型では、臨界レイノルズ数以下の低レイノルズ数で圧力損失が増加して充分な性能を発揮できなくなる問題があった。
【０００６】
また従来の航空機エンジン用圧縮機翼の圧力損失は、非常に高い高度（即ち、４００００〜４５０００フィート超）での巡航においては増加するが、これは、そこでのレイノルズ数が低い空気密度のために非常に小さいためである。
【０００７】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、軸流型圧縮機用翼型の高レイノルズ数領域での圧力損失の低減効果を確保しながら、低レイノルズ数領域での圧力損失の低減を図ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、前縁および後縁間に正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を備えた翼型であって、前記背面での境界層シェイプファクタが、前縁の位置を０％とし、後縁の位置を１００％としたコード上で前縁から６％〜１５％の領域に極大値を有し、３０％〜６０％の領域で概ね一定であり、６０％以降の領域で漸増することを特徴とする、低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型が提案される。
【０００９】
また請求項２に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前記境界層シェイプファクタの後縁での最大値が２．５以下であることを特徴とする、低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型が提案される。
【００１０】
また請求項３に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前縁部の翼厚分布が変曲点を有することを特徴とする、低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型が提案される。
【００１１】
また請求項４に記載された発明よれば、請求項３の構成に加えて、前記変曲点はコード上で前縁から３％〜２０％の範囲に在ることを特徴とする、低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型が提案される。
【００１２】
また請求項５に記載された発明によれば、請求項１〜請求項４の何れか１項の構成に加えて、前記翼型は圧縮機のアウトレットガイドベーンまたは動翼または静翼のスパン方向の少なくとも一部において採用されることを特徴とする、低レイノルズ数領域で低損失を可能とする軸流型圧縮機用翼型が提案される。
【発明の効果】
【００１３】
本発明の特徴によれば、レイノルズ数が或る臨界レイノルズ数以下の遷音速領域において、翼型の背面側の境界層のシェイプファクタがコード上で前縁から６％〜１５％の領域に極大値を有し、３０％〜６０％の領域で該シェイプファクタのレベルは概ね一定に留まり、翼コードの６０％より下流の領域で漸増する。その結果として前縁部の後方近傍で層流剥離泡に伴う小さい衝撃波または一群の小さい衝撃波が発生する可能性があるが、その衝撃波または一群の小さい衝撃波によって層流境界層から乱流境界層への遷移が促進されることで、遷移の下流の乱流境界層が極めて安定した状態に保たれる。更には、初期の衝撃波が誘発した境界層遷移が、層流剥離泡が破裂する危険を伴う層流剥離の拡張および激しい剥離の拡張を回避することを促す。これにより高レイノルズ数領域での圧力損失を従前どおり低く留めながら、低レイノルズ数領域での圧力損失を大幅に低減することができる。しかも、この低レイノルズ数領域での圧力損失低減効果は、流入角が広い範囲で変化しても維持される。
【００１４】
このとき後縁における境界層のシェイプファクタの値を２．５以下に規制することが好ましく、これにより従来の翼型で発生していた後縁近傍での境界層の剥離を防止することができる。
【００１５】
また本発明に係る翼型は圧縮機の翼のスパン方向の少なくとも一部において採用することができ、レイノルズ数が低い静翼や動翼、周速が小さいためにレイノルズ数が低くなる動翼のハブ側の部分に採用すると効果的である。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
以下、本発明の実施例を添付図面に基づいて説明する。
【００１７】
図１は実施例および従来例の翼型を示す図、図２は実施例および従来例のコードに沿う翼厚の分布を示す図、図３は実施例の翼型のコードに沿う流速の分布およびコードに沿うシェイプファクタの分布を示す図、図４は従来例の翼型のコードに沿う流速の分布およびシェイプファクタの分布を示す図、図５はレイノルズ数に対する圧力損失の変化を示す図、図６は流入角に対する圧力損失の変化を示す図、図７は実施例の翼型を用いた翼列を示す図である。
【００１８】
本明細書において、翼型の長さＣのコードに沿う任意の位置Ｘは、前縁１１の位置を０％とし、後縁１２の位置を１００％とした比率Ｘ／Ｃで表示される。
【００１９】
図１は航空用ターボファンエンジンの圧縮機の翼（アウトレットガイドベーン）に用いられる翼型を示すもので、実線は実施例、破線は従来例（ＣＤＡ：Controlled Diffusion Airfoil）に相当する。この静翼は動翼の下流において軸線を中心として放射状に配置され、図７に示すような翼列を構成する。
【００２０】
図２はコードに沿う翼厚（コード長で無次元化したもの）の分布を示すもので、実線は実施例、破線は従来例である。実施例の翼型の翼厚分布の特徴は、従来例の翼型の翼厚分布に比べて最大翼厚位置が後縁１２寄りにずれており、前縁１１から最大翼厚位置への翼厚の増加が、前縁１１の地点を除いて、従来の設計の一つに較べて緩やかな点である。特に、従来例の翼型の翼厚は前縁１１からコードの３０％近傍にある最大翼厚位置に向かって単調に増加しているのに対し、実施例の翼型の翼厚は前縁１１とコードの４５％近傍にある最大翼厚位置との間（コードの１０％付近）に変曲点ＩＰを備えている。即ち、実施例の翼型の翼厚は前縁１１からコードの３％近傍まで急激に増加した後に増加率が小さくなって変曲点ＩＰに至り、そこから再び増加率が大きくなっている。この変曲点ＩＰの存在による前縁１１の直後の翼厚の急激な増加率と、変曲点ＩＰからコードの３０％位置までの変曲点付近の翼厚の減少との組み合わせは、前縁１１の直後の背面１４における流速の急激な増加につながる。極大速度直後の流速減速の開始が、背面１４前部における境界層の遷移およびその後の剥離を伴わない乱流の安定した境界層の発達を翼の後半部に形成することになる。更には、背面１４における流速の減速の早期の開始により、後部における流速の減速率を従来の圧縮機翼型における該率より低くすることが可能となる。長い減速距離および吸入側後部の低減された圧力勾配が、境界層を安定に保つと共に剥離を防止する（境界層シェイプファクタ：２〜２．５未満）。
【００２１】
図３（Ａ）は実施例の翼型のコードに沿うマッハ数Ｍの分布を示し、図３（Ｂ）は翼型のコードに沿う境界層シェイプファクタＨの分布を示すものである。
【００２２】
境界層の排除厚さδ* は、主流の流速をＵとし、境界層の流速をｕとし、翼型の表面から垂直に測った距離をｙとしたとき、δ* ＝∫｛（Ｕ−ｕ）／Ｕ｝ｄｙで定義され、また境界層の運動量厚さθは、主流の流速をＵとし、境界層の流速をｕとし、翼型の表面から垂直に測った距離をｙとしたとき、θ＝∫｛ｕ（Ｕ−ｕ）／Ｕ2 ｝ｄｙで定義される。そして、シェイプファクタＨは、Ｈ＝δ* ／θで定義される。Ｈは、同等の非圧縮性境界層における効果的な境界層シェイプファクタ（運動量厚さへの境界層の変位率）である。
【００２３】
シェイプファクタＨは境界層が層流であるか乱流であるかを示すパラメータであって、シェイプファクタＨが例えば２．５以下のときに境界層は乱流となり、シェイプファクタＨが例えば２．５より大きいときに境界層は層流となる。
【００２４】
図３（Ａ）および図４（Ａ）はそれぞれ実施例および従来例の翼型の腹面１３および背面１４の速度分布を示すもので、特に背面１４の速度分布において両者の間には顕著な差異が認められる。即ち、図４（Ａ）に示す従来例の翼型の背面１４の流速分布は、前縁１１における局所的な速度のピーク（ここではマッハ１．０７、図４（Ａ）参照）を示し得るが、前縁１１の直後にマッハ０．８８から継続的な流速の加速が開始し、コードの１５％位置でマッハ１．１０の極大値に達する。その後、コードの３０％位置まで超音速流速（Ｍ＞１．００）の領域が延長され、その後に流速は緩やかに減少して後縁１２においてマッハ０．６０になる。流速極大値の下流では、激しい層流剥離泡が形成され、これがコードの４５％位置まで伸びる。
【００２５】
それに対して、図３（Ａ）に示す実施例の翼型の背面１４の流速分布は、前縁１１に極めて近いコードの４％位置にマッハ１．２６の極大値があり、前縁１１からコードの１５％よりも下流で流速がマッハ１．００以下に低下している。このように、流速の極大値が従来例に比べて極端に前縁１１側に偏椅するという特徴は、前縁１１の直後（実施例ではコードの３％位置までの領域）における翼厚の急激な増加や変曲点ＩＰから下流側のコードの３０％位置における翼厚の相対的一定性という翼厚分布（図２参照）に依存している。この翼厚分布により従来の翼型の流速分布（図４（Ａ）参照）よりも流速の極大値が前縁１１に近い位置に移動し、これにより前縁１１の直後に弱い衝撃波を伴う圧力上昇が発生し、境界層の層流状態から乱流状態への遷移を誘発する。乱流境界層は、層流境界層に較べて、強い拡散により耐えることができる。よって、後縁１２まで乱流境界層が安定に維持される。
【００２６】
上記作用を、低い翼コードレイノルズ数（即ち、Ｒｅ＝１２００００且つＭ入口＝０．７６）での気流状態に関する図３（Ｂ）および図４（Ｂ）に示すシェイプファクタＨに基づいて更に説明する。図４（Ｂ）からわかるように、従来例の翼型ではコードの３０％近傍（ａ部分参照）でシェイプファクタＨの極大値が存在して、延長された層流剥離がそこに発生する。境界層の弱い状態および後部の圧力上昇のため、境界層は再付着しない。シェイプファクタＨは２．５を超える値に維持され、後縁１２の近傍（ｂ部分参照）で４．３まで増加して激しい乱流剥離が発生することを示している。
【００２７】
それに対して、図３（Ｂ）に示す実施例のシェイプファクタＨは、コードの１２％位置（ｃ部分参照）に極大値があって弱い衝撃波によって誘発された層流剥離泡の短い遷移を示している。遷移の下流では、コードの２０％位置でシェイプファクタＨが２．０をはるかに下回り、コードの３０％〜６０％の領域（ｄ部分参照）でＨが略一定に維持され、コードの６０％よりも下流（ｅ部分参照）でシェイプファクタＨが漸増することが可能となり、後縁１２に到達するまで２．５未満に維持される。このように前縁１１に近いその後方の領域で境界層の遷移を引き起こし、その下流のコードの２０％〜１００％の広い領域において翼型の背面１４に安定した乱流境界層を形成する。それによって、境界層の後部乱流剥離を防止して圧力損失を最小限に抑えることができる。
【００２８】
図５は主流の入口マッハ数０．７におけるレイノルズ数に対する圧力損失の変化の一例を示すもので、レイノルズ数が６０００００以上の領域で実施例の翼型の圧力損失を従来例の翼型と同じレベルに維持しながら、レイノルズ数が４０００００未満の領域で実施例の翼型の圧力損失を従来例の翼型よりも小さくすることができる。実施例の翼型の圧力損失の低減効果はレイノルズ数が小さいほど顕著であり、臨界レイノルズ数１２００００において実施例の翼型の圧力損失を従来例の翼型の約４分の１に過ぎない。
【００２９】
図６は主流の入口マッハ数０．７における流入角（翼列の前縁を結ぶ線に対して主流が成す角）に対する圧力損失の特徴的な変化を示すもので、例えばレイノルズ数が１２００００、流入角が１３０°のときの実施例の翼型の圧力損失を、従来例の翼型の約４分の１に抑えられる。
【００３０】
図７は本実施例の翼型を用いた翼列の一部を示すものである。この図の横軸および縦軸は、圧縮機の回転軸の方向に沿うコードＣａｘ（軸コード）を基準とする百分率で表されている。
【００３１】
以上、本発明の実施例を説明したが、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。
【００３２】
例えば、実施例の翼型はコードの４％位置に流速の極大値が存在するが、その極大値の位置はコードの６％位置以内にあれば良い。
【００３３】
また実施例の翼型は超音速部分の最後部がコードの１５％位置にあるが、その超音速部分の最後部はコードの１５％位置よりも前方であれば良い。
【００３４】
また実施例の翼型は流速の極大値がマッハ１．２６であるが、その流速の極大値はマッハ１．３０以下であれば良い。
【００３５】
また実施例の翼型の翼厚の変曲点ＩＰがコードの１０％位置にあるが、その変曲点ＩＰはコードの３％〜２０％の範囲内にあれば良い。
【００３６】
また実施例の翼型の境界層シェイプファクタＨの極大値はコードの１２％位置にあるが、その極大値はコードの６％〜１５％の範囲内にあれば良い。
【００３７】
また実施例の翼型の後縁１２におけるシェイプファクタＨの最大値は２．５であるが、２．５未満であれば良い。
【００３８】
また本発明の翼型は、翼のスパン方向（翼高方向）の全域に亘って採用しても良いしスパン方向の一部だけに採用しても良い。即ち、アウトレットガイドベーンのスパン方向の一部に本発明の翼型を採用し、残りの部分に他の翼型を採用しても良い。特に動翼の場合には、ボスに近い翼根部分は周速が小さいためにレイノルズ数も小さくなり、その翼根部分に本発明の翼型を採用すると効果的である。このように本発明の翼型と既存の翼型とを適宜併用すれば、翼の設計自由度を高めることができる。
【００３９】
また本発明の翼型は、ターボファンエンジンの圧縮機のアウトレットガイドベーンに限定されず、他の任意の航空用エンジンの圧縮機の動翼や静翼に対しても適用することができる。最も重要な利点は、本実施例を、動翼並びに静翼においても翼コードレイノルズ数が低い、高い高度の巡航で作動する航空機エンジン用圧縮機翼にて採用する際に達成される。
【図面の簡単な説明】
【００４０】
【図１】実施例および従来例の翼型を示す図
【図２】実施例および従来例のコードに沿う翼厚の分布を示す図
【図３】実施例の翼型のコードに沿う流速の分布およびシェイプファクタの分布を示す図
【図４】従来例の翼型のコードに沿う流速の分布およびシェイプファクタの分布を示す図
【図５】レイノルズ数に対する圧力損失の変化を示す図
【図６】流入角に対する圧力損失の変化を示す図
【図７】実施例の翼型を用いた翼列を示す図
【符号の説明】
【００４１】
１１      前縁
１２      後縁
１３      腹面
１４      背面
【図１】
0005342637.tif 000002
【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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