JPH06264701A

JPH06264701A - 流体機械

Info

Publication number: JPH06264701A
Application number: JP5279110A
Authority: JP
Inventors: Yusaku Fujii; 雄作藤井
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1992-10-22
Filing date: 1993-10-12
Publication date: 1994-09-20

Abstract

(57)【要約】（修正有）【目的】幅広い条件下で高い効率を有する、機構の簡
単な流体機械を提供することを目的とする。【構成】迎角を変化させる方向の回転を自由に許す軸
受け（３）に支持され、流体の流れに対して、適当な迎
角で安定化する形状の翼（１４）を持つ流体機械とする
ことにより、作動条件の変化に伴う翼に対する流体の相
対速度の変化に対応して、翼が常に適当な迎角を自動的
に保持することが可能となり、幅広い条件下において高
い効率を維持する、機構の簡単な流体機械を提供するこ
とが可能となる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、流体機械に関し、特
に、航空機または船舶のプロペラ、圧縮機、ポンプ、タ
ービン、風車、水車、等の翼を有する流体機械に関す
る。

【０００２】

【従来の技術】

【発明が解決しようとする課題】従来、プロペラまたは
タービン等に代表される流体機械において、翼が広く用
いられている。この翼の取り付け角の幅方向分布は、設
計点において最適となるように決められる。このため、
設計点外の条件下においては流体の流れに対して翼の迎
角が適当とはならず、機械的エネルギーを流体の持つエ
ネルギーに変換する際、あるいは、流体の持つエネルギ
ーを機械的エネルギーに変換する際、の効率は極度に低
下する。それを解決する方法として、その時々の流体機
械の作動状態に合わせて、翼の取り付け角をアクチュエ
ーターにより変化させ、翼の迎角が流体の流れに対して
常に適当となるように制御する方法がある。

【０００３】しかしながら、この方法においては、流体
機械の作動状態を計測するための流速計、回転計等より
成る計測部と、翼の迎角を制御するためのアクチュエイ
ター、計算機等より成る制御部が必要となり、重量、体
積、コスト等の制約の大きな対象に対しての適用は困難
である。本発明は、重量的、体積的、コスト的な制約の
厳しい対象に対して、高い効率を幅広い条件下で維持し
続けることを可能とする、機構が簡単である流体機械を
提供することを目的とする。

【０００４】

【課題を解決するための手段】本発明は、以下の事項を
特徴とする流体機械である。迎角を変化させる方向の回
転を自由に許す軸受け（３）に支持され、流体の流れに
対して、適当な迎角で安定化する形状の翼（１４）を持
つことを特徴とする流体機械であり、具体例として、翼
（１４）全体の空力中心まわりのモーメントＭ_ac0が正
であり、かつ、回転軸（２）の位置が空力中心より前方
にあることを特徴とする流体機械がある。

【０００５】さらに具体的な翼形状の例として、翼の幅
方向端部が、流体に対する相対速度の方向の後方に延び
た形状であることを特徴とする流体機械があり、この場
合、揚力発生部（１２）、および、迎角制御部（１３）
の翼型として、それぞれの翼素の空力中心まわりのモー
メント係数がゼロである翼型を用いることを特徴とする
流体機械がある。また、空力中心まわりのモーメント係
数が正である翼型を用い、回転軸（２）の位置を空力中
心より若干前方とすることを特徴とする請求項１または
２に記載の流体機械があり、この場合、翼の後縁が跳ね
上がった形状であることを特徴とする流体機械がある。

【０００６】また、効率のさらなる向上が達成できる、
翼の形状を可変とすることを特徴とする上記流体機械が
ある。これら流体機械の製品例として、ピッチ方向の回
転を自由に許す軸受けに支持され、回転しつつ前進させ
たときに、前進方向の推力を発生するピッチ角度で安定
化する形状の翼を持つことを特徴とするプロペラがあ
る。また、迎角を変化させる方向の回転を自由に許す軸
受けに支持され、流体の流れの中で、主回転軸まわりの
モーメントを発生する迎角で安定化する形状の翼を持つ
ことを特徴とするタービンがある。

【０００７】さて、図１に本発明による流体機械の基本
構成を説明するための図を示す。図１（ａ）に示すよう
に、流体機械の翼（１４）は回転軸２を介して、迎角を
変化させる方向の回転を自由に許す軸受け（３）により
支持され、この軸受け３と主回転軸軸（４）はマウント
（５）により相互に固定されている。この例では、流体
機械の翼素（１）の翼断面形状は、翼素前部（６）に対
して翼素後部（翼後縁部）（７）が上方に跳ね上がった
形状となっている。

【０００８】この例のように、翼後縁が跳ね上がった形
状の翼では、空力中心まわりのモーメント係数は正（前
縁を持ち上げる方向、換言すると、迎角αを増大させる
方向）となり、回転軸（２）の位置を空力中心より前方
（前縁寄り）とすることにより、翼は一様流の中で正の
揚力を発生する迎角で安定化する。一般に、負のキャン
バー（負の反り比）を持つ翼の空力中心まわりのモーメ
ント係数は正となり、前縁からの最大反り位置が後縁に
近いほどこの傾向は増大し、揚抗比を悪化させずにモー
メント係数を増大させるには後縁近傍を調整し後縁が跳
ね上った形状とするのが好ましい。なお、翼としての効
率を大きくするために、翼の空力中心まわりのモーメン
ト係数は+0.01〜+0.1程度と小さな正の値であることが
望ましく、従って、回転軸２の位置は、翼の空力中心よ
り若干前方とするのが好ましい。

【０００９】各種翼型の形状および特性の関係は、I.H.
Abbott et al.,Summary of AirfoilData,NACA Report N
o.824,(1945), I.H.Abbott and A.E.von Doenhoff,Theo
ryof Wing Sections, Dover Publications,Inc., N.Y.,
(1959), F.W.Riegels,Aero-foil Sections, Butterwort
hs,London(1961) 等で詳細に調査されている。（本発明
を実施する際には負のキャンバーを有する翼型を採用す
るケースが多くあるが、翼弦線に対して互いに鏡像の関
係にある翼型については、翼弦線と垂直なｙ座標軸を反
転させればよく、すなわち、迎角α、揚力係数Ｃ_L，モ
ーメント係数Ｃ_Mは符号を逆にして考えればよいので、
この場合にも前記文献の豊富なデータを利用することが
できる。）

【００１０】図２に、図１に示した流体機械をプロペラ
あるいはポンプとして用いる場合の、翼の幅方向のねじ
れ角分布および模式図の一例を示す。また、図３に、図
１に示した流体機械を風車あるいはタービンとして用い
る場合の、翼の幅方向のねじれ角分布および模式図の一
例を示す。このように、翼の幅方向のねじれ角分布を変
えることにより、図１に示した流体機械は、プロペラと
しても風車としても用いることができる。なお、翼の枚
数は何枚であってもよい。この例では、翼の回転軸
（２）が主回転軸（４）に対して垂直になっているが、
翼の回転軸（２）が主回転軸（４）に対して平行である
流体機械に対しても、本発明は同様に適用できる。

【００１１】舶用プロペラ等に見られるように、その流
体機械が作動する流場が主回転軸（４）まわりの回転角
度に対して一様でない場合に生じる振動を抑制するため
には、回転軸（２）と軸受け（３）との間の摩擦係数は
小さいほうがよい。一方、翼の高周波の振動を抑制する
ためには、回転軸（２）と軸受け（３）との間の摩擦係
数をある程度大きくすると効果がある。また、２枚以上
の各翼を連結し、主回転軸に垂直な平面に対する各翼の
迎角の幅方向分布が同一となるように互いに連結して
も、高周波の振動抑制には効果がある。また、翼の一部
の破損の際の安全性を向上させるために、回転軸（２）
の回転角度に上限および下限を設けてもよい。

【００１２】

【作用】図１（ａ）において流体機械の翼素（１）の翼
断面形状が翼素後部（７）が上方に跳ね上がった形状と
なっていたが、このような形状とする理由は、この翼素
を一様流中に置いたとき、翼上下面の圧力差の分布が図
１（ｂ）に示すごとくなり、翼素全体として揚力を生じ
るある迎角において、翼の回転軸（２）のまわりに翼素
前部（６）から作用するモーメント（翼素の迎角を小さ
くしようとする向きに作用するモーメント）を、翼素後
部（７）から作用するモーメントが打ち消すようにする
ためである。換言すると、翼素の空力中心まわりのモー
メント係数を正とする為である。このようにすることに
より、回転軸（２）により支持された翼素は、図４
（ｂ）に示すように流体の流れの中で揚力を発生する迎
角を持った状態で安定化する。この時、回転軸（２）の
位置が風圧中心となる。

【００１３】この例では、翼素全体としての揚力は、翼
素前部（６）に作用する揚力（８）と、翼素後部（７）
に作用する負の揚力（９）との合力に等しい。なお、揚
力（９）の作用点は、揚力（８）の作用点と比べ回転軸
（２）から遠いため、より小さな力で揚力（８）と吊り
合うモーメントを発生することができる。

【００１４】ここで、例えば、プロペラを例にとって考
えると、プロペラの主回転軸の回転角速度の増加や流体
の流入速度（あるいはプロペラ面の前進速度）の減少等
が起こると、翼素から見た流体流との迎角が増加する。
この場合には、図４（ａ）に示す様に翼素後部に働く下
向きの力（９）が減少し、また翼素前部に働く上向きの
力（８）は増加する。それにより頭下げのモーメント
（１０）が回転軸（２）のまわりに生じ翼の迎角は減少
する。逆に翼からみた迎角が減少した場合には図４
（ｃ）に示す様に翼素後部に働く下向きの力（９）が増
加し、また翼素前部に働く上向きの力（８）は減少す
る。

【００１５】それにより頭上げのモーメント（１１）が
回転軸（２）のまわりに生じ翼素の迎角は増加する。こ
のようにして、翼迎角は最終的に図４（ｂ）に示すよう
なある角度に自動的におちつく。ここで流体機械の効率
が最大となる迎角におちつくように、翼素後部（７）の
はね上げを適当に行う。

【００１６】図５に基づいて、別の角度から迎角自動調
整の原理を説明する。ここでは、２次元翼の迎角αが失
速角以下である場合、すなわち、次式が成立する場合を
例にとって説明する。Ｃ_L＝（ｄＣ_L／ｄα）（α−α₀）Ｃ_D＝Ｃ_Dmin＋κＣ_L ² ，κ＞０ここで、Ｃ_Lは揚力係数、Ｃ_Dは抵抗係数、Ｃ_Dminは抵抗
係数の最小値、αは翼断面のある基準線から測った迎
角、α₀は同じ基準線から測った無揚力角、κは正の定
数、（ｄＣ_L／ｄα）は揚力傾斜である。抵抗係数は揚
力係数に比べ十分に小さいので説明の簡素化のために以
下では省略する。

【００１７】翼素（１）の空力中心（ａｃ）の位置をｘ
_ac、ｘ_acのまわりのモーメント係数をＣ_Macとする。ま
た、回転軸（２）の位置をｘ_b、ｘ_bのまわりのモーメン
ト係数をＣ_Mbとする。翼素（１）の翼弦長をｃ、一様流
中において回転軸（２）で支持された時の翼素（１）の
揚力係数をＣ_Lとすると、このとき、Ｃ_Mb＝Ｃ_Mac＋（ｘ_b−ｘ_ac）／ｃＣ_L Ｃ_Mb＝０が成り立つ。従って、揚力係数Ｃ_Lは次のように与えら
れる。Ｃ_L＝ｃ・Ｃ_Mac／（ｘ_ac−ｘ_b）

【００１８】また、逆に、ｘ_bは次の条件式を満たして
いる。ｘ_b＝ｘ_ac−ｃ・Ｃ_Mac／Ｃ_L この式より、Ｃ_L＞０、Ｃ_Mac＞０のとき、ｘ_b＜ｘ_ac であり、Ｃ_L＞０、Ｃ_Mac＝０のとき、ｘ_b＝ｘ_ac であり、Ｃ_L＞０、Ｃ_Mac＜０のとき、ｘ_b＞ｘ_ac であるから、揚力係数Ｃ_Lが正のとき空力中心が回転軸（２）の後方
に位置するのは、空力中心まわりのモーメント係数Ｃ
_Macが正の時である。翼素（１）が流れの中で安定であ
るためには、空力中心が回転軸（２）の後方に位置する
必要があるが、これを次に説明する。

【００１９】迎角がある角度で安定化するためには、回
転軸（２）まわりのモーメントを迎角で偏微分した値
（ｄＣ_Mb／ｄα）が負である必要がある。（ｄＣ_Mb／ｄα）＝（ｘ_b−ｘ_ac）／ｃ・（ｄＣ_L／ｄ
α）において、揚力傾斜（ｄＣ_L／ｄα）は通常正であるか
ら、（ｄＣ_Mb／ｄα）が負であるためには、（ｘ_b−ｘ
_ac）が負、すなわち、回転軸（２）の位置が空力中心の
前方にある必要がある。

【００２０】図６に基づいて、翼全体（１４）の形状
と、迎角の自動調節機能との関係について、一般的に説
明をする。ここでは、翼全体の形状を調節することによ
り、翼全体の空力中心Ｃ_Mac0を正とし、翼（１４）が作
動状態において揚力を発生する迎角で安定化するように
する場合について説明する。図で、翼素の空力中心位置
ｘ_ac，翼全体を適当に固定した時における揚力係数
Ｃ_L，揚力傾斜（ｄＣ_L／ｄα），翼素への流体の流入速
度ｖ_i，翼素の翼弦長ｃは、翼幅方向位置ｙの関数であ
る。

【００２１】ある作動状態（ v/(Rf) ）において、その
点のまわりのモーメントが一定となる点を翼全体（１
４）の空力中心ｘ_ac0と定義する。ｘ_ac0は次式で表せ
る。

【数１】作動条件（ v/(Rf) ）が変わると、ｖ_iのｙ方
向分布の形状が変わり、上式でｙ方向に連続的に分布す
る各翼素の重み係数が変わり、空力中心ｘ_ac0の位置が
変わることがある。一般に、v/(Rf)が大きくなるほど、
翼端（ｙ＝ｙ₁近傍）の全揚力、全モーメント等に対す
る寄与が相対的に小さくなる。

【００２２】また、この点ｘ_ac0まわりのモーメントM
_ac0 は次式で表せる。

【数２】翼全体（１４）として得たい揚力ＬをＬ₀とす
ると、回転軸（２）の位置ｘ_b0は、ｘ_b0＝ｘ_ac0−Ｍ_ac0
／Ｌ₀ となる。この式の形は前述の２次元翼の翼素の場
合と類似である。

【００２３】以上より、翼全体が流場の中で揚力を発生
する迎角で安定化するためには、翼全体の空力中心ｘ
_ac0 まわりのモーメントが正となり、かつ、回転軸
（２）の位置ｘ_b0を空力中心より前縁寄りとすればよ
い。所望の作動条件の範囲内でこの条件が満たされるよ
う翼全体（１４）の形状の調整を行う。

【００２４】この例のように、翼の幅方向の各位置にお
ける翼素がそれぞれ流場において最適迎角を取ろうとす
る形状である場合は、翼のねじれに対する剛性は小さい
ほうが好ましい。その場合は、翼の構造としては、翼の
幅方向に対して翼の翼弦長方向により多くの繊維の入っ
た繊維強化材料で翼本体を構成し、さらに回転軸２の延
長線上に心棒の入った構造も考えられる。

【００２５】翼相互の干渉が無視できない場合には翼列
翼型を用いるが、この場合には翼の相互干渉のある歪ん
だ流場における翼のモーメント係数を考える必要がある
が、迎角自動調整のメカニズムは前述の説明と同様であ
る。また、通常の舶用プロペラ等においては翼に対する
流体の相対速度ベクトルは、回転軸（２）に垂直とはな
らず、若干、主回転軸（４）から遠ざかる方向を向いて
いる。翼素はこの流体の速度ベクトルに添って、すなわ
ち、前縁に対して後縁が主回転軸（４）から離れる方向
に並べることが好ましい。なお、翼の形状としてはこの
例に限らず、回転軸により支持されたとき、流体の流れ
の中で適当な迎角を持った状態で安定化するような３次
元形状であればどんな形状であってもよい。

【００２６】

【実施例】図７に、本発明をプロペラに適用した実施例
を示す。この例では、揚力発生部（１２）を対称翼型で
構成し、その空力中心位置に回転軸（２）を置いた。対
称翼型なのでこの翼素の空力中心（ａｃ）まわりのモー
メント係数Ｃ_Mac＝０となり、揚力発生部（１２）は流
れの中で任意の迎角αで安定化する。一方、回転軸
（２）の後方に取り付けた迎角制御部（１３）は流れの
中で迎角α＝０で安定化する。換言すると、流れの中で
迎角制御部（１３）は流れに添い迎角α＝０をとり、揚
力発生部（１２）は迎角制御部（１３）への取付角βに
応じた迎角αを取ることとなる。設計点において、翼に
対する流体の相対速度ベクトルに対して、揚力発生部
（１２）が適当な迎角αを取るように、揚力発生部（１
２）に迎角制御部（１３）に対するねじれ角βの翼幅方
向分布を与える。なお、揚力発生部（１２）の翼型とし
ては対称翼でなくとも、Ｍ−６等のようにモーメント係
数がゼロに近くかつ揚抗比が大きい翼型であればよい。

【００２７】図８にこのようなプロペラがいくつかの作
動条件のなかで、どのような迎角αの分布を持つかを示
す。図中、点線は翼素に対する流体の相対速度ベクトル
がプロペラ回転面に成す角γの翼幅方向分布を表し、実
線は翼素とプロペラ回転面とが成す角θの翼幅方向分布
を表している。迎角αはθとγの差として求まる。な
お、流体の流入速度をｖ、プロペラの回転数をｆ（回転
／単位時間）、主回転軸４からの距離をｒ、プロペラ半
径をＲとした。なお、各位置において、翼素に対する流
体の相対速度ベクトルがプロペラ回転面に成す角γは、
近似的に図中に示すように求めた。

【００２８】様々な流場の中で、迎角制御部（１３）が
そこでの流体の流れにほぼ一致した角度θ（＝γ）を自
動的にとることにより、揚力発生部（１２）におけるθ
は、迎角制御部のθにねじれ角βを加算したものとして
決定される。この例では、v/Rf=1.0 において迎角αの
翼幅方向分布が得られるようにした。図より、v/Rf=0.
5,1.5 においてもこのプロペラは作動可能であることが
分かる。仮に、一般の固定ピッチプロペラのように回転
軸（２）が拘束されているとすると、設計点 v/Rf=1.0
で最適化された翼素とプロペラ回転面とが成す角θの翼
幅方向分布では、v/Rf=0.5 においては迎角αが大きく
なり翼は失速状態となり、また、v/Rf=1.5 においては
迎角は負となり負の推進力を発生してしまい、いずれの
場合にも効率は極度に低下する。

【００２９】一般に、原動機には効率を最大にする回転
数、あるいは、出力を最大にする回転数が存在するた
め、変速機を装備していない原動機の性能を最大限に発
揮させるにはプロペラの回転数は作動条件によらず一定
とすることが好ましい。一方、翼素とプロペラ回転面と
が成す角θが大きくなると共に、翼素に作用する揚力の
プロペラ回転面に平行な成分が大きくなるので、同一の
原動機出力と回転数で可能な迎角αは小さくなってい
く。すなわち、v/Rf が大きくなり、γが大きくなと共
に、迎角αの最適値は小さくなっていく。図６に見られ
るように、本発明によれば、v/Rf が大きくなり、γが
大きくなと共に、迎角αは小さくなっていく傾向にある
ことがわかる。

【００３０】しかしながら本発明によっても、図８よ
り、ねじれ角βの翼幅方向分布が不変である場合は、プ
ロペラの作動条件が大きく変化すると、翼の迎角分布は
最適迎角からは外れることがわかる。例えば、v/Rf=1.5
においてはプロペラ翼根付近で迎角αが負となってい
る。なお、この問題は、通常の可変ピッチプロペラにお
いても同様である。主回転軸（４）に近い翼根近傍にお
いては、プロペラの作動条件の変化により迎角αが大き
く変わるので、失速を防止するために厚み比の大きな翼
型を用いるのが好ましい。このことは、強度上の要請と
も一致する。

【００３１】また、失速した場合の揚力の変化が小さい
後縁失速型の失速を示す前縁半径の大きな NACA63₃-018
などの翼型が好ましい。なお、迎角αの最適値とは揚
抗比が最大になる迎角であるが、想定される作動条件の
変化において失速の危険性等の不具合が生じる場合は、
揚抗比を犠牲にして安全性を取ることも考えられる。プ
ロペラ翼の材料としては、ＧＦＲＰ、ＣＦＲＰ、ＦＲ
Ｍ，チタン合金，等の従来より用いられているものが好
適である。舶用プロペラについては、強靱で腐食に強い
チタン合金が好適である。

【００３２】プロペラの作動条件の変化に対して、迎角
αをより最適に保つための方法として、図９に示すよう
に翼を幅方向に分割して２つ以上の回転軸で支持する方
法がある。こうすることにより、より広い作動条件にお
いて迎角αのより適当な翼幅方向分布を実現することが
可能となる。プロペラ翼に入射する流体の相対速v_iは図
８より近似的に v_i = （2πrf²+v²）^0.5 であり、流体
の動圧は v_i ² に比例するから、主回転軸（４）からの
距離r が小さく v_i が小さく、かつ、翼素とプロペラ回
転面とが成す角θが大きくなる翼根部が推力に寄与する
割合は小さい。

【００３３】図１０に、揚力発生部（１２）と迎角制御
部（１３）を歯車（１６，１７）を介して連結させたプ
ロペラを示す。この例では、翼型としては空力中心まわ
りのモーメント係数がゼロであるものを用いた。揚力発
生部（１２）はその空力中心位置に回転軸（２）を設
け、迎角制御部（１３）はその空力中心位置より前方に
回転軸（２）を設けた。前述の説明のように、この場合
にも、迎角制御部は流場の中で迎角ゼロで安定化し、揚
力発生部は迎角制御部と機械的に連結された角度に応じ
た迎角をとることとなる。なお、迎角制御部（１２）の
回転軸（２）にはカルマン渦の発生を抑制するために、
図中に示すような自在に回転可能なカバーを設けた。

【００３４】図１１に、本発明を風車に適用した実施例
を示す。設計点において、翼に対する流体の相対速度ベ
クトルに対して、揚力発生部（１２）が適当な迎角αを
取るように、揚力発生部（１２）に迎角制御部（１３）
に対するねじれ角βの翼幅方向分布を与える。

【００３５】例えば、プロペラにおいては、翼素に対す
る流体の相対速度ベクトルがプロペラ回転面に成す角γ
が大きくなると、推進効率が小さくなり、最適な迎角α
は小さくなる。そこで、流体機械の作動状態に応じて、
ねじれ角βを変化させること、すなわち、翼形状を変化
させることが有効となる。図１０に、迎角制御部（１
２）と揚力派生部（１３）との取付角をサーボモータに
より可変とした実施例を示す。

【００３６】図１３に、本発明をラジコン模型飛行機の
プロペラに適用した実施例を示す。図に示したように、
適当な相対ピッチ角分布を付与した長さ９０ｍｍ、幅２
０ｍｍなるプロペラの翼（１２）（揚力発生部）の翼端
に、相対的により小さな迎角となるように迎角制御部
（１３）を回転方向後方に伸延させる形状に取りつけ
る。このようにして製作した２枚の翼（１４）を、推力
発生部の空力中心付近を通る回転軸（２）によって、迎
角を変化させる方向の回転を自由に許す軸受け（３）に
取り付ける。この軸受け（３）は、原動機回転軸（４）
と一体となったマウント（５）に固定する。

【００３７】このようにすることによって、プロペラの
揚力発生部（１２）は、迎角制御部（１３）の働きによ
り、様々な対気速度に対して常に適当な迎角を自動的に
とるようになり、幅広い飛行条件において大きな推力を
発生することが可能となる。迎角制御部１３をプロペラ
の回転方向後方に伸延させる理由は、対気速度により迎
角制御部に生じる流体力の作用点を回転軸から遠ざける
ことにより、この力が回転軸（２）の回りに作用するモ
ーメントを大きくし、効率よくブレード全体の迎角を制
御できるようにするためである。この例では、揚力発生
部（１２）、迎角制御部（１３）共に、空力中心まわり
のモーメント係数がゼロである翼型を用いた。

【００３８】なお、図１３に示した翼素とプロペラ回転
面とが成す角θの分布は、回転軸（２）の回転に伴っ
て、上下に平行移動する。上記実施例にかぎらず、本発
明は、作動条件の変動幅が大きく、かつ、重量的、コス
ト的、体積的制約の大きな流体機械に適用することによ
り、大きな効果を発揮する。

【００３９】

【発明の効果】以上に述べたように、本発明では、迎角
を変化させる方向の回転を自由に許す軸受けに支持さ
れ、流体の流れに対して、適当な迎角で安定化する形状
の翼を持つ流体機械とすることにより、作動条件の変化
に伴う翼に対する流体の相対速度の変化に対応して、翼
が常に適当な迎角を自動的に保持することが可能とな
り、幅広い条件下において高い効率を維持する、機構の
簡単な流体機械を提供することが可能となる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明による、流体機械の基本構成を説明する
ための図。

【図２】本発明による、流体機械をプロペラに適用した
例を説明するための図。

【図３】本発明による、流体機械をタービンに適用した
例を説明するための図。

【図４】本発明による、迎角の自動安定化の原理を説明
するための図

【図５】本発明による、迎角の自動安定化の原理を説明
するための図

【図６】本発明による、迎角の自動安定化の原理を説明
するための図

【図７】本発明による、実施例を説明するための図。

【図８】本発明による、実施例を説明するための図。

【図９】本発明による、実施例を説明するための図。

【図１０】本発明による、実施例を説明するための図。

【図１１】本発明による、実施例を説明するための図。

【図１２】本発明による、実施例を説明するための図。

【図１３】本発明による、実施例を説明するための図。

【符号の説明】

１流体機械の翼素２翼素（１）、翼全体（１４）を支持する回転軸３迎角方向の回転を自由に許す軸受け４主回転軸５マウント６翼素前部７翼素後部８翼素前部（６）に作用する揚力９翼素後部（７）に作用する揚力１０回転軸（２）の回りに作用する頭下げモーメント１１回転軸（２）の回りに作用する頭上げモーメント１２揚力発生部１３迎角制御部１４翼全体、揚力発生部＋迎角制御部１５揚力発生部（１２）と迎角制御部（１３）との成
す角度を変化させるアクチュエイター１６揚力発生部（１２）と迎角制御部（１３）とを連
結する歯車１７揚力発生部（１２）と迎角制御部（１３）とを連
結する歯車

【表１】

【表２】

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.⁵ 識別記号庁内整理番号ＦＩ技術表示箇所Ｆ０３Ｂ 3/14 7504−3ＨＦ０３Ｄ 1/06 Ａ 2105−3ＨＦ０４Ｄ 29/30 Ａ 8610−3Ｈ

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】迎角を変化させる方向の回転を自由に許
す軸受け（３）に支持され、流体の流れに対して、適当
な迎角で安定化する形状の翼（１４）を持つことを特徴
とする流体機械。
【請求項２】翼（１４）全体の空力中心まわりのモー
メントＭ_ac0が正であり、かつ、回転軸（２）の位置が
空力中心より前方にあることを特徴とする請求項１に記
載の流体機械。
【請求項３】翼の幅方向端部が、流体に対する相対速
度の方向の後方に延びた形状であることを特徴とする、
請求項１または２に記載の流体機械。
【請求項４】揚力発生部（１２）、および、迎角制御
部（１３）の翼型として、それぞれの翼素の空力中心ま
わりのモーメント係数がゼロである翼型を用いることを
特徴とする請求項３に記載の流体機械。
【請求項５】空力中心まわりのモーメント係数が正で
ある翼型を用い、回転軸（２）の位置を空力中心より若
干前方とすることを特徴とする請求項１または２に記載
の流体機械。
【請求項６】翼の後縁が跳ね上がった形状であること
を特徴とする請求項５に記載の流体機械。
【請求項７】翼の形状を可変とすることを特徴とす
る、請求項１〜６に記載の流体機械。
【請求項８】ピッチ方向の回転を自由に許す軸受けに
支持され、回転しつつ前進させたときに、前進方向の推
力を発生するピッチ角度で安定化する形状の翼を持つこ
とを特徴とするプロペラ。
【請求項９】迎角を変化させる方向の回転を自由に許
す軸受けに支持され、流体の流れの中で、主回転軸まわ
りのモーメントを発生する迎角で安定化する形状の翼を
持つことを特徴とするタービン。