(57)【要約】  二次流れ領域に局所的に現れる二次流れ損失のピークを低減し得る翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼を提供する。  翼の設計方法は、翼型の形状を有するプロファイルを、変曲点を持たない滑らかな曲線または直線として構成されたスタッキングラインに沿って、スパン方向に積み重ねることにより形成されたベース翼を決定するステップと、ベース翼のスタッキングラインを、ファン、圧縮機またはタービンの軸方向に波打ち且つ屈曲部のない滑らかな波状の曲線に変更するステップと、を含む。
2020161943.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼の設計方法であって、
翼型の形状を有するプロファイルを、変曲点を持たない滑らかな曲線または直線として構成されたスタッキングラインに沿って、スパン方向に積み重ねることにより形成されたベース翼を決定するステップと、
前記ベース翼の前記スタッキングラインを、前記ファン、圧縮機またはタービンの軸方向に波打ち且つ屈曲部のない滑らかな波状の曲線に変更するステップと、を含む方法。
【請求項２】
前記ベース翼の前記スタッキングラインは、各スパン方向における前記プロファイルの前縁、後縁または重心のいずれかを連ねたものである、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記ベース翼の前記スタッキングラインは、前記ベース翼のハブ領域及びチップ領域のうち少なくとも一方においてのみ、前記波状の曲線に変更される、請求項１または２に記載の方法。
【請求項４】
前記スパン方向における位置を、前記ベース翼のハブ部から計った高さの前記ベース翼の全高に対するパーセンテージ表示するとき、前記ハブ領域は０〜２０％スパンの範囲であり、前記チップ領域は８０〜１００％スパンの範囲である、請求項３に記載の方法。
【請求項５】
ベース翼を改良することにより得られる軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼であって、
前記ベース翼は、翼型の形状を有するプロファイルを、変曲点を持たない滑らかな曲線または直線として構成されたスタッキングラインに沿って、スパン方向に積み重ねることにより形成されており、
前記翼は、前記ベース翼の前記スタッキングラインを、前記ファン、圧縮機またはタービンの軸方向に波打ち且つ屈曲部のない滑らかな波状の曲線に変更したものである、翼。
【請求項６】
前記ベース翼の前記スタッキングラインは、各スパン方向における前記プロファイルの前縁、後縁または重心のいずれかを連ねたものである、請求項５に記載の翼。
【請求項７】
前記ベース翼の前記スタッキングラインは、前記ベース翼のハブ領域及びチップ領域のうち少なくとも一方においてのみ、前記波状の曲線に変更されている、請求項５または６に記載の翼。
【請求項８】
前記スパン方向における位置を、前記ベース翼のハブ部から計った高さの前記ベース翼の全高に対するパーセンテージ表示するとき、前記ハブ領域は０〜２０％スパンの範囲であり、前記チップ領域は８０〜１００％スパンの範囲である、請求項７に記載の翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の二次流れ損失を低減するための設計方法、並びに、当該設計により得られる翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
例えばターボファンエンジンの構成要素である軸流型のファン、圧縮機及びタービンは、軸方向に配列された１または複数の段を備えており、それぞれの段は、動翼が周方向に等間隔で配置されることにより形成される動翼列と、静翼が周方向に等間隔で配置されることにより形成される静翼列とから成っている。なお、ファン及び圧縮機においては動翼列が各段の上流側に、タービンにおいては静翼列が各段の上流側に、それぞれ配置される。【０００３】
翼列（動翼列及び静翼列）を通過する作動流体（圧縮機においては空気、タービンにおいては燃焼ガス）は、隣り合う翼の間に形成された翼間流路を流れる。翼間流路は、径方向内側を流路内壁によって、径方向外側を流路外壁によって、周方向の両側を隣り合う翼の対向する翼面（正圧面及び負圧面）によって、それぞれ境界付けられている。なお、動翼列においては、通常、動翼のプラットフォームが流路内壁を、ケーシング（または、動翼の先端に設けられたチップシュラウド）が流路外壁を、それぞれ構成している。また、静翼列においては、通常、静翼の内側バンドが流路内壁を、静翼の外側バンドが流路外壁を、それぞれ構成している。【０００４】
なお、本明細書において、「翼」という用語は、動翼または静翼の全体ではなく、その一部である翼部（Aerofoil）を表すものとして用いられる。【０００５】
ところで、翼間流路内の流れは、当該翼間流路の周縁を境界付ける固体壁に沿うものとなることが理想的である。翼間流路のうち固体壁から離れた部分の流れ（主流）は、このような理想的な流れに近いものとなるが、固体壁の近傍では、粘性の影響により、理想的な流れとは異なる流れ、すなわち二次流れが生じる。【０００６】
このような二次流れに起因する全圧損失（二次流れ損失）を低減するための設計手法として、例えば翼の３次元設計が提案されている（例えば、特許文献１参照）。【０００７】
３次元設計は、翼の断面の周方向及び軸方向の少なくともいずれか一方の位置を、スパン方向（径方向）に変化させる設計手法である。スパン方向の各位置における断面の代表点（例えば、動翼においては重心、静翼においては前縁または後縁）を結ぶ線（スタッキングライン）は、従来の２次元設計翼においては直線であるのに対し、３次元設計翼においては周方向及び軸方向の少なくともいずれか一方に湾曲した曲線となる。このような形状を有することにより、３次元設計された翼においては、従来の２次元設計翼における翼間流路内の流れの中に意図された態様で新たな渦が発生し、これにより、二次流れが抑制される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】特開平５−２６００４号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
従来の３次元設計翼は、そのスタッキングラインが、変曲点を持たない（すなわち、曲率の符号が変化しない）単純な曲線（例えば円弧等）として構成されたものが多く、マクロなレベルで二次流れを抑制する効果はあるものの、二次流れが存在する領域、すなわち二次流れ領域（ハブ部（径方向内側の部分）及びチップ部（径方向外側の部分）の近傍の領域）に局所的に現れる二次流れ損失のピークを低減させるほどの効果は有していなかった。【００１０】
本開示は、以上のような問題点に鑑みてなされたものであって、二次流れ領域に局所的に現れる二次流れ損失のピークを低減し得る軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼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】
【００１１】
上記課題を解決するために、本開示に係る軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼の設計方法は、翼型の形状を有するプロファイルを、変曲点を持たない滑らかな曲線または直線として構成されたスタッキングラインに沿って、スパン方向に積み重ねることにより形成されたベース翼を決定するステップと、前記ベース翼の前記スタッキングラインを、前記ファン、圧縮機またはタービンの軸方向に波打ち且つ屈曲部のない滑らかな波状の曲線に変更するステップと、を含む。
【発明の効果】
【００１２】
本開示によれば、二次流れ領域に局所的に現れる二次流れ損失のピークを低減することができるという、優れた効果を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１Ａ】本開示の実施形態に係る軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼の設計方法を説明する図であって、当該方法による設計のベースとなる翼、すなわちベース翼の全体概略斜視図を示している。
【図１Ｂ】本開示の実施形態に係る軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼の設計方法を説明する図であって、当該方法によって設計された翼、すなわち改良翼の全体概略斜視図を示している。
【図２Ａ】ベース翼、改良翼のそれぞれにより構成される翼列の翼間流路内の流れを解析した結果に基づいて求めた全圧損失係数のハブ領域におけるスパン方向分布を示すグラフである。
【図２Ｂ】ベース翼、改良翼のそれぞれにより構成される翼列の翼間流路内の流れを解析した結果に基づいて求めた全圧損失係数のチップ領域におけるスパン方向分布を示すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、本開示の実施形態について、図面を参照して詳細に説明する。
【００１５】
図１Ａ及び図１Ｂは、本開示の実施形態に係る軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼の設計方法を説明する図であって、図１Ａは当該方法による設計のベースとなる翼、すなわちベース翼ＡＢの全体概略斜視図を、図１Ｂは当該方法によって設計された翼、すなわち改良翼Ａの全体概略斜視図を、それぞれ示している。
【００１６】
本開示の実施形態に係る翼の設計方法では、その最初のステップにおいて、設計のベースとなるベース翼ＡＢが決定される。
【００１７】
ここでは、ベース翼ＡＢとして、２次元設計の静翼を選定した場合について説明する。なお、ベース翼ＡＢは、新規に設計された翼であってもよいし、既存の翼であってもよい。
【００１８】
ベース翼ＡＢは、図１Ａに示すように、径方向Ｒに垂直であって翼型の形状を有する断面（これを、プロファイルと称する。）ＰＢを、スパン方向（長手方向）に積み重ねること（これを、スタッキングと称する。）によって形成されている。
【００１９】
一般に、スタッキングの態様は、各スパン方向位置におけるプロファイルの代表点を連ねる線（これを、スタッキングラインと称する。）の形状によって定義されるが、代表点としては、通常、静翼の場合はプロファイルの前縁または後縁が、動翼の場合はプロファイルの重心が、それぞれ採用される。
【００２０】
ここでは、静翼であるベース翼ＡＢのスタッキングの態様が、各スパン方向位置におけるプロファイルＰＢの後縁ＴＥＢを連ねるスタッキングラインの形状によって定義されている場合を想定する。この場合、ベース翼ＡＢのスタッキングラインＳＬＢは、図１Ａに示すように、径方向Ｒに延びる直線である。
【００２１】
なお、ベース翼ＡＢにおいては、全てのスパン方向位置におけるプロファイルＰＢが同一の形状を有するものとして示されているが、ベース翼ＡＢは、スパン方向位置によって異なる形状を有するプロファイルをスタッキングすることにより形成されたものであってもよい。また、ここでは、ベース翼ＡＢが２次元設計翼であると想定しているが、ベース翼ＡＢは３次元設計翼であってもよい。この場合、ベース翼ＡＢのスタッキングラインＳＬＢは、図１Ａに示すように直線ではなく、周方向及び軸方向のうち少なくとも一方に湾曲した滑らかな曲線となる。なお、その場合、当該曲線は変曲点を持たない（すなわち、曲率の符号が変化しない）ものであるとする。
【００２２】
本開示の実施形態に係る翼の設計方法では、次のステップにおいて、上述した態様のベース翼ＡＢを基準として、そのスタッキングラインＳＬＢの形状のみを変化させることにより、本開示の実施形態の翼、すなわち改良翼Ａが得られる。
【００２３】
具体的には、改良翼ＡのスタッキングラインＳＬは、図１Ｂに示すように、ミッドスパン領域ＭＲ（スパン方向の中間の領域）においては、ベース翼ＡＢのスタッキングラインＳＬＢと同様に径方向Ｒに延びる直線のままとされるが、ハブ領域ＨＲ（ハブ部の近傍の領域）及びチップ領域ＴＲ（チップ部の近傍の領域）においては、径方向Ｒを基準として軸方向Ｚに波打つ曲線に変更される。
【００２４】
より厳密には、ハブ領域ＨＲ及びチップ領域ＴＲにおけるスタッキングラインＳＬは、改良翼Ａが組み込まれる軸流型のファン、圧縮機またはタービンの中心軸（図示省略）を含む平面ＰＬ上の波状の曲線とされている。ここで、当該波状の曲線は、屈曲部のない滑らかな曲線であり、例えば正弦曲線とすることができる。
【００２５】
なお、図１Ｂにおいては、ハブ領域ＨＲ及びチップ領域ＴＲにおけるスタッキングラインＳＬの形状の特徴を理解し易くするため、軸方向に波打つ波状の曲線の形状、具体的には、波のピッチ（スパン方向に隣り合う波の山と山の間または谷と谷の間のスパン方向の距離）及び振幅（スパン方向に隣り合う波の山と波の谷の間の軸方向の距離）を誇張して図示している。
【００２６】
一例として、波のピッチＰは、プロファイルの前縁と後縁を結ぶ線分の長さ（コード長）Ｃｔを基準としてＰ／Ｃｔ＝０．６７となるように、また、波の振幅Ａは、プロファイルのキャンバーラインの長さ（キャンバー長）Ｃを基準としてＡ／Ｃ＝０．００９３となるように、それぞれ設定することができる。
【００２７】
また、ハブ領域ＨＲ及びチップ領域ＴＲは、それぞれハブ部及びチップ部の近傍の二次流れ領域に対応し、具体的には、例えば、それぞれ０〜２０％スパン及び８０〜１００％スパンとすることができる。ここで、％スパンは、翼のハブ部から計った高さを翼の全高（ハブ部からチップ部までの高さ）で除した無次元値をパーセンテージ表示したものである。
【００２８】
このように、スタッキングラインＳＬを軸方向に波打つ波状の曲線とすることにより、改良翼Ａの翼面の圧力分布は、ハブ領域ＨＲ及びチップ領域ＴＲにおいて、そのコンター（圧力の等しい点を連ねる曲線、すなわち等圧線）が軸方向に波打つような態様のものとなる。当該分布は、視点を変えれば、翼面上の各軸方向位置において、圧力の高い部位と低い部位がスパン方向に交互に並ぶような態様のものであるといえる。
【００２９】
このような圧力分布は、ベース翼ＡＢにおける圧力分布とは異なるものであって、ハブ領域ＨＲ及びチップ領域ＴＲにおいて局所的に発生する流れの剥離を防止し、このような剥離に起因する局所的な二次流れ損失のピークを低減させる効果を有するものと考えられる。
【００３０】
そこで、ベース翼ＡＢ、改良翼Ａのそれぞれにより構成される翼列の翼間流路内の流れを、ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics；数値流体力学）を用いて解析した。なお、解析の対象とした改良翼Ａは、スタッキングラインＳＬの波のピッチＰ及び振幅Ａを、それぞれ上で例示したとおりに設定したものである。その結果に基づいて求められたハブ領域ＨＲ及びチップ領域ＴＲにおける全圧損失係数のスパン方向分布を、それぞれ図２Ａ、図２Ｂに示す。
【００３１】
図２Ａ及び図２Ｂに示すように、ベース翼ＡＢにおいては、ハブ領域ＨＲの約６〜７％スパン及びチップ領域ＴＲの約８７〜８８％スパンにおいて、全圧損失係数が局所的に増大している（換言すれば、局所的に二次流れ損失のピークが存在する）が、改良翼Ａにおいては、当該部位における全圧損失係数が低減している。全圧損失係数の低減量は、約３．４％であった。
【００３２】
このように、本開示の実施形態に係る翼の設計方法によれば、二次流れ領域に局所的に現れる二次流れ損失のピークを低減させることができる。
【００３３】
なお、以上においては、ハブ領域ＨＲ及びチップ領域ＴＲにおいてのみ、スタッキングラインＳＬを軸方向に波打つ波状の曲線に変更する場合について説明したが、ミッドスパン領域ＭＲをも含むスパン方向の全域にわたって、スタッキングラインＳＬを軸方向に波打つ波状の曲線に変更してもよい。この場合にも、ミッドスパン領域ＭＲにおいて局所的に発生する流れの剥離を防止することを通じて、全圧損失係数が低減する場合があると考えられる。
【００３４】
また、軸方向に波打つ波状の曲線の形状、具体的には、波のピッチ（スパン方向に隣り合う波の山と山の間または谷と谷の間のスパン方向の距離）及び振幅（スパン方向に隣り合う波の山と波の谷の間の軸方向の距離）は、ハブ領域ＨＲ及びチップ領域ＴＲ（並びにミッドスパン領域ＭＲ）における二次流れ（または主流）のパターンを考慮して、これらの領域において局所的に発生する流れの剥離を防止し得るよう、適宜に選定することができる。この場合、ハブ領域ＨＲ、ミッドスパン領域ＭＲ及びチップ領域ＴＲのそれぞれにおいて、波状の曲線の形状が異なったものとなることもあり得る。
【００３５】
ここで、以上で説明した本開示の実施形態の翼の設計方法を整理すると、当該方法は以下のステップから成っている。
（１）設計のベースとなるベース翼ＡＢを決定する。ここで、ベース翼ＡＢは、翼型の形状を有するプロファイルＰＢを、変曲点を持たない滑らかな曲線または直線として構成されたスタッキングラインＳＬＢに沿って、スパン方向に積み重ねることにより形成されたものである。
（２）ベース翼ＡＢのスタッキングラインＳＬＢを、軸方向に波打ち且つ屈曲部のない滑らかな波状の曲線に変更することにより、改良翼Ａを得る。このとき、変更後の曲線が改良翼ＡのスタッキングラインＳＬである。
【００３６】
また、本開示の実施形態の翼（改良翼Ａ）の形状を整理すると、以下のとおりである。
・改良翼Ａは、ベース翼ＡＢを改良することにより得られるものである。
・ベース翼ＡＢは、翼型の形状を有するプロファイルＰＢを、変曲点を持たない滑らかな曲線または直線として構成されたスタッキングラインＳＬＢに沿って、スパン方向に積み重ねることにより形成されたものである。
・翼（改良翼Ａ）は、ベース翼ＡＢのスタッキングラインＳＬＢを、軸方向に波打ち且つ屈曲部のない滑らかな波状の曲線に変更したものである。このとき、変更後の曲線が改良翼ＡのスタッキングラインＳＬである。
【００３７】
（本開示の態様）
本開示の第１の態様の軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼の設計方法は、翼型の形状を有するプロファイルを、変曲点を持たない滑らかな曲線または直線として構成されたスタッキングラインに沿って、スパン方向に積み重ねることにより形成されたベース翼を決定するステップと、前記ベース翼の前記スタッキングラインを、前記ファン、圧縮機またはタービンの軸方向に波打ち且つ屈曲部のない滑らかな波状の曲線に変更するステップと、を含む。
【００３８】
本開示の第２の態様の軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼の設計方法においては、前記ベース翼の前記スタッキングラインは、各スパン方向における前記プロファイルの前縁、後縁または重心のいずれかを連ねたものである。
【００３９】
本開示の第３の態様の軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼の設計方法においては、前記ベース翼の前記スタッキングラインは、前記ベース翼のハブ領域及びチップ領域のうち少なくとも一方においてのみ、前記波状の曲線に変更される。
【００４０】
本開示の第４の態様の軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼の設計方法においては、前記スパン方向における位置を、前記ベース翼のハブ部から計った高さの前記ベース翼の全高に対するパーセンテージ表示するとき、前記ハブ領域は０〜２０％スパンの範囲であり、前記チップ領域は８０〜１００％スパンの範囲である。
【００４１】
本開示の第１の態様の軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼は、ベース翼を改良することにより得られるものであって、前記ベース翼は、翼型の形状を有するプロファイルを、変曲点を持たない滑らかな曲線または直線として構成されたスタッキングラインに沿って、スパン方向に積み重ねることにより形成されており、前記翼は、前記ベース翼の前記スタッキングラインを、前記ファン、圧縮機またはタービンの軸方向に波打ち且つ屈曲部のない滑らかな波状の曲線に変更したものである。
【００４２】
本開示の第２の態様の軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼においては、前記ベース翼の前記スタッキングラインは、各スパン方向における前記プロファイルの前縁、後縁または重心のいずれかを連ねたものである。
【００４３】
本開示の第３の態様の軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼においては、前記ベース翼の前記スタッキングラインは、前記ベース翼のハブ領域及びチップ領域のうち少なくとも一方においてのみ、前記波状の曲線に変更されている。
【００４４】
本開示の第４の態様の軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼においては、前記スパン方向における位置を、前記ベース翼のハブ部から計った高さの前記ベース翼の全高に対するパーセンテージ表示するとき、前記ハブ領域は０〜２０％スパンの範囲であり、前記チップ領域は８０〜１００％スパンの範囲である。
【符号の説明】
【００４５】
Ａ      翼（改良翼）
ＡＢ     ベース翼
ＰＢ     （ベース翼の）プロファイル
ＳＬＢ   （ベース翼の）スタッキングライン
【図１Ａ】
2020161943.tif 000003
【図１Ｂ】
2020161943.tif 000004
【図２Ａ】
2020161943.tif 000005
【図２Ｂ】
2020161943.tif 000006
【手続補正書】
【提出日】令和1年12月26日(2019.12.26)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼の設計方法であって、
翼型の形状を有するプロファイルを、変曲点を持たない滑らかな曲線または直線として構成されたスタッキングラインに沿って、スパン方向に積み重ねることにより形成されたベース翼を決定するステップと、
前記ベース翼の前記スタッキングラインを、前記ファン、圧縮機またはタービンの中心軸を含む平面上において軸方向に波打ち且つ屈曲部のない滑らかな波状の曲線に変更するステップと、を含む方法。
【請求項２】
前記ベース翼の前記スタッキングラインは、各スパン方向における前記プロファイルの前縁、後縁または重心のいずれかを連ねたものである、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記ベース翼の前記スタッキングラインは、前記ベース翼のハブ領域及びチップ領域のうち少なくとも一方においてのみ、前記波状の曲線に変更される、請求項１または２に記載の方法。
【請求項４】
前記スパン方向における位置を、前記ベース翼のハブ部から計った高さの前記ベース翼の全高に対するパーセンテージ表示するとき、前記ハブ領域は０〜２０％スパンの範囲であり、前記チップ領域は８０〜１００％スパンの範囲である、請求項３に記載の方法。
【請求項５】
ベース翼を改良することにより得られる軸流型のファン、圧縮機またはタービンの翼であって、
前記ベース翼は、翼型の形状を有するプロファイルを、変曲点を持たない滑らかな曲線または直線として構成されたスタッキングラインに沿って、スパン方向に積み重ねることにより形成されており、
前記翼は、前記ベース翼の前記スタッキングラインを、前記ファン、圧縮機またはタービンの中心軸を含む平面上において軸方向に波打ち且つ屈曲部のない滑らかな波状の曲線に変更したものである、翼。
【請求項６】
前記ベース翼の前記スタッキングラインは、各スパン方向における前記プロファイルの前縁、後縁または重心のいずれかを連ねたものである、請求項５に記載の翼。
【請求項７】
前記ベース翼の前記スタッキングラインは、前記ベース翼のハブ領域及びチップ領域のうち少なくとも一方においてのみ、前記波状の曲線に変更されている、請求項５または６に記載の翼。
【請求項８】
前記スパン方向における位置を、前記ベース翼のハブ部から計った高さの前記ベース翼の全高に対するパーセンテージ表示するとき、前記ハブ領域は０〜２０％スパンの範囲であり、前記チップ領域は８０〜１００％スパンの範囲である、請求項７に記載の翼。
【国際調査報告】
2020161943.tif 000007
2020161943.tif 000008
2020161943.tif 000009
2020161943.tif 000010