JPH1054301A - タンデム翼列 - Google Patents

タンデム翼列

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 特性が向上されてなるタンデム翼列を提供す
る。 【解決手段】 高圧力比翼列において必然的な衝撃波Ｓ
の発生をできるだけ前置翼２の上面後部にずらし、衝撃
波Ｓと境界層の干渉に起因する翼面からの剥離を抑制す
るとともに、前置翼２下面後縁から後置翼３上面に吹き
上げる噴流の速度および運動量などを調整して噴流が後
置翼３上面に沿って流れるように境界層制御をして後置
翼３上面の境界層の剥離が後縁近傍に限定されてなるタ
ンデム翼列Ｔである。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はタンデム翼列に関す
る。さらに詳しくは、翼列間に生ずる衝撃波の悪影響を
最小限に抑制し、かつ、タンデム翼の前置翼が後置翼の
境界層制御翼として機能するタンデム翼列に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来より、ターボジェットエンジン、タ
ーボファンジェットエンジン、ターボシャフトエンジ
ン、ラムジェットエンジン、エアターボラムジェットエ
ンジンなどのジェット推進エンジンやガスタービンの出
力を向上させるために種々の提案がなされている。その
一つとして、例えばバイパス比が４０〜５０程度を目標
とする革新的ターボプロップ・エンジン（以下、ＡＴＰ
という）が提案されている（Rolls-Royce pic著 社団
法人 日本航空技術協会発行「ザ・ジェット・エンジ
ン」１６頁等参照）。このＡＴＰにおいては、例えば図
９に示すように、中心部側にガスフロー部ｇを設け、そ
してその外側に二重反転式プロペラ・ブレードａ，ｂを
設けた、つまりエアフロー部を設けた構成とすることが
計画されている（Gatzen.B.S & Reynolds,C.N., ;I.C.
A.S Paper ICAS-84-5.6.2（１９８４）参照）。
【０００３】一方、よく知られているように、ジェット
推進エンジンやガスタービンの出力は、エンジンの回転
数を増加させることによっても向上させることができ
る。このため、ＡＴＰにおいてもエンジンの回転数はで
きるだけ高い方が望ましい。
【０００４】しかしながら、前述したように、ＡＴＰに
おいては高温部が中心部側に存在するために、その部分
に作用する遠心力に対する材料強度によりエンジン回転
数が決定される、つまり回転数が制限されるという問題
がある。このことは、プロペラ等の翼幅がワイド化され
る傾向にある現状においては、一層助長されることにな
る。
【０００５】また、軸流圧縮機においては単段における
圧力比が約１．５を超えると、図１０に示すように、動
翼列間ｍ，ｍに衝撃波Ｓが発生し、この衝撃波Ｓの下流
において流れが翼面から剥離するため、圧縮機の性能低
下を招来する。
【０００６】本発明者はかかる従来技術の課題を解決す
るために、中心部側にガスフロー部が設けられ、その外
側にエアフロー部が設けられてなるジェット推進エンジ
ンまたはガスタービンの出力部構造において、エアフロ
ー部のファンが、相互干渉抑制型タンデム翼列とされて
なることを特徴とするジェット推進エンジンまたはガス
タービンの出力部構造を既に提案している（特開平８ー
１８９４１９号）。
【０００７】しかしながら、前記提案にかかるタンデム
翼列においても前置翼と後置翼との位置関係によって
は、計算上の圧縮比が得られない場合があることが判明
した。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の課題に鑑みなされたものであって、特性が向上され
てなるタンデム翼列を提供することを目的としている。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明者は、本発明者の
先の提案にかかるタンデム翼列の特性向上について鋭意
研究した結果、従来、低速領域において境界層が翼面か
ら剥離して失速するのを回避するために用いられている
境界層制御の概念を超音速領域下にあるタンデム翼列に
適用することにより前記課題が解決されることを見出
し、本発明を完成するに至った。
【００１０】すなわち、本発明のタンデム翼列は、前置
翼と後置翼とを組合せてなるタンデム翼を用いて構成さ
れているタンデム翼列において、前記タンデム翼列は後
縁衝撃波型境界層制御タンデム翼列であることを特徴と
する。
【００１１】より具体的には、本発明のタンデム翼列
は、衝撃波が隣接する前置翼上面の後縁近傍と前置翼の
下面前縁近傍とを結ぶ位置に形成されるようにするとと
もに、前置翼下面後縁から後置翼上面に吹き上げる噴流
の速度および運動量などを調整して噴流が後置翼上面に
沿って流れるようにして後置翼上面の境界層の剥離が後
縁近傍に限定されてなることを特徴とする。
【００１２】
【作用】本発明のタンデム翼列は前記のごとく構成され
ているので、圧力比を高くした際に翼列間に発生する衝
撃波を前置翼の後縁近傍とすることができるとともに、
前置翼の境界層制御作用により後置翼の境界層剥離が防
止されるので、高効率を維持しながらタンデム翼列の単
段当りの圧力比を高くすることができる。例えば効率を
８７％程度に維持しながら単段当りの圧力比を２．４程
度とできる。
【００１３】
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照しながら本
発明を実施の形態に基づいて説明するが、本発明はかか
る実施の形態のみに限定されるものではない。
【００１４】この実施の形態では、タンデム翼１の前置
翼２の形状、後置翼３の形状、前置翼２と後置翼３との
位置関係、タンデム翼列のピッチなどについては、コン
ピュータにより３次元の流れ解析を行い、図２に模式図
的に示すように、衝撃波Ｓが隣接する前置翼２上面の後
縁近傍と前置翼２の下面前縁近傍とを結ぶ位置に形成さ
れるようにするとともに、前置翼２下面後縁から後置翼
３上面に吹き上げる噴流の速度および運動量などを調整
して噴流が後置翼３上面に沿って流れるようにして後置
翼３上面の境界層の剥離が後縁近傍に限定されるように
設定されている。つまり、高圧力比翼列において必然的
な衝撃波Ｓの発生をできるだけ前置翼２上面の後部にず
らし、衝撃波Ｓと境界層の干渉に起因する翼面からの剥
離を抑制するとともに、前置翼２により後置翼３の境界
層制御をなすものである。この場合、３次元の流れ解析
を行うプログラムは、翼列の回りの流れや衝撃波Ｓの分
布を３次元的に解析できるものであればいかなるプログ
ラムでもよく、その適用プログラムについては特に限定
はない。
【００１５】このような特性を有するタンデム翼列Ｔ
は、タンデム翼１の前置翼２および後置翼３の位置関係
ならびにタンデム翼１，１相互の位置関係を、例えば、
図３〜図６に示すように、前置翼２および後置翼３の寸
法関係を図示のように設定し、また前置翼２および後置
翼３の相互関係をＨＵＢ部からＴＩＰ部にかけて前置翼
２および後置翼３が共に寝た状態から立ち上がった状態
にしかつ前置翼２と後置翼３との隙間を漸増させ、つま
り前置翼２および後置翼３を共に撚った状態にすれば得
られる。
【００１６】なお、本明細書においては、前置翼２上面
の後縁近傍に衝撃波Ｓを発生させ、しかも前置翼２によ
り境界層制御するような特性を有するタンデム翼列Ｔを
「後縁衝撃波型境界層制御タンデム翼列」と定義し、ま
た前置翼２により後置翼３の境界層制御をなす特性を有
するタンデム翼１を「境界層制御タンデム翼」と定義す
る。
【００１７】
【実施例】以下、より具体的な実施例に基づいて本発明
をより具体的に説明する。
【００１８】実施例および比較例 下記に示す要目の後縁衝撃波型境界層制御タンデム翼列
（実施例）を図３〜図６に示す形状および寸法にて作製
し、図７に示す試験装置によりその性能を測定した。ま
た、下記に示す要目の従来の翼列（比較例）を実施例の
タンデム翼と同一の翼幅にて作製し、実施例と同一の試
験装置によりその性能を測定した。
【００１９】測定は図８に模式図的に示すように、翼の
前方（図８のＡ点）および翼の後方（図８のＢ点）に全
圧測定用プローブおよび全温測定用プローブを配置し、
その各プローブをＴＩＰ〜ＨＵＢ間において半径方向に
１ｍｍごとにトラバースすることにより行った。また、
流量は入口ダクト部の上流に設けられたオリフィスによ
り測定し、翼列の回転数は翼列が装着されているディス
クの回転軸に設けられた回転数ピックアップにより測定
した。
【００２０】そして、その測定により得られた各データ
は次のようにして処理を行った。
【００２１】（１）Ａ点およびＢ点におけるＴＩＰ〜Ｈ
ＵＢ間の全圧測定値および全温測定値の各平均値を算出
する。
【００２２】（２）Ｂ点の全圧の平均値ＰBおよびＡ点
の全圧の平均値ＰAの比ＰB／ＰAより圧力比を算出す
る。
【００２３】（３）さらにＢ点の全温の平均値ＴBおよ
びＡ点の全温の平均値ＴAをも算出し、先に算出された
Ｂ点の全圧の平均値ＰBおよびＡ点の全圧の平均値ＰAを
も用いて下記式により効率を算出した。
【００２４】
【数１】 そして、このようにして測定された実施例の測定結果お
よび算出された圧力比ならびに効率を表１に実施例の要
目と併せて示し、また比較例の測定結果および圧力比な
らびに効率を表２に比較例の要目と併せて示す。
【００２５】
【表１】
【００２６】
【表２】
【００２７】表１および表２の対比から、実施例におい
ては比較例と同一の効率を確保しながら、比較例よりも
ほぼ１．３倍の２．４という高い圧力比が得られるのが
わかる。
【００２８】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明によれば、
効率を高効率に維持しながらタンデム翼列における圧力
比を従来の１．３倍にできるという優れた効果が得られ
る。そのため、本発明のタンデム翼列を圧縮機等に適用
すれば圧縮機等の性能を著しく向上できるのが期待され
る。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施の形態にかかるタンデム翼列の
概略図である。
【図２】同タンデム翼列の流れの模式図である。
【図３】本発明のタンデム翼列の一例の側面図である。
【図４】図３に示すタンデム翼列のＨＵＢ部の横断面図
である。
【図５】図３に示すタンデム翼列のＭＥＡＮ部の横断面
図である。
【図６】図３に示すタンデム翼列のＴＩＰ部の横断面図
である。
【図７】実施例および比較例の性能試験に用いられた試
験装置の概略図である。
【図８】図７の試験装置における測定の仕方を示す説明
図である。
【図９】従来の提案にかかわる革新的ターボプロップ・
エンジンの概略図である。
【図１０】従来の動翼列における流れの模式図である。
【符号の説明】
１ タンデム翼 ２ 前置翼 ３ 後置翼 Ｔ タンデム翼列 Ｄ ディスク Ｓ 衝撃波

Claims (4)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 前置翼と後置翼とを組合せてなるタンデ
    ム翼を用いて構成されているタンデム翼列において、前
    記タンデム翼列は後縁衝撃波型境界層制御タンデム翼列
    であることを特徴とするタンデム翼列。
  2. 【請求項２】 衝撃波が隣接する前置翼上面の後縁近傍
    と前置翼の下面前縁近傍とを結ぶ位置に形成されるよう
    にするとともに、前置翼下面後縁から後置翼上面に吹き
    上げる噴流の速度および運動量などを調整して噴流が後
    置翼上面に沿って流れるようにして後置翼上面の境界層
    の剥離が後縁近傍に限定されてなることを特徴とするタ
    ンデム翼列。
  3. 【請求項３】 前置翼により後置翼の境界層制御をなす
    ことを特徴とするタンデム翼。
  4. 【請求項４】 前置翼下面後縁から後置翼上面に吹き上
    げる噴流の速度および運動量などを調整して噴流が後置
    翼上面に沿って流れるようにして後置翼上面の境界層の
    剥離が後縁近傍に限定されてなることを特徴とするタン
    デム翼。
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