WO2018216255A1 - ファン及び圧縮機の翼 - Google Patents

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    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer

Definitions

  • the present disclosure relates to fan and compressor blades that are components of a turbofan engine, and in particular, fan and compressor blades that expand laminar flow areas on the blade surface and reduce loss by controlling flow deceleration around the blades. About.
  • the fan and compressor which are components of the turbofan engine, are each provided with a moving blade and a stationary blade.
  • a fan rotor blade is shown in FIG.
  • the “radial direction”, “circumferential direction”, and “axial direction” used in the following description are directions that coincide with the radial direction, circumferential direction, and axial direction of the turbofan engine in which the fan rotor blade is incorporated, respectively. .
  • FIG. 4 is a schematic perspective view of the fan rotor blade RB.
  • the fan blade RB includes a blade portion AF and a blade root portion RT.
  • the wing portion AF is a portion extending in the radial direction in an annular flow path through which air as a working fluid flows.
  • the wing portions AF are arranged at equal intervals in the circumferential direction, thereby forming a blade row.
  • the blade root portion RT is a portion configured to be fitted into a groove formed on the outer peripheral surface of the disk when the fan rotor blade RB is attached to a disk (not shown) connected to the rotating shaft.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view taken along the line II in FIG. 4, and shows the cross-sectional shape of the wing part AF at a certain span direction position (position in the height direction of the wing part AF), that is, the wing shape.
  • arrows Z and ⁇ indicate the axial direction and the circumferential direction, respectively.
  • the airfoil is composed of a concave pressure surface PS and a convex suction surface SS extending between the leading edge LE and the trailing edge TE, respectively.
  • a line segment connecting the leading edge LE and the trailing edge TE is called a chord.
  • the chord length is called the chord length, and the direction along the chord is called the chord direction.
  • the terms “positive pressure surface” and “negative pressure surface” originally represent the curved surface that constitutes the surface of the wing, but in this specification, the term “curve” constitutes the curve that constitutes the profile of the airfoil. Used.
  • the airfoil is curved, but this curvature can be grasped as a change in blade surface angle ( ⁇ ) from the leading edge LE to the trailing edge TE.
  • the blade surface angle ( ⁇ ) is an angle formed by a tangent (T) at a certain point (P) on the blade surface and the axial direction (Z), and of these, the blade surface at the leading edge LE
  • the face angle is called the inlet blade face angle ( ⁇ in)
  • the blade face angle at the trailing edge TE is called the outlet blade face angle ( ⁇ ex).
  • the blade surface angle ⁇ is defined on each of the pressure surface PS and the suction surface SS, but in FIG. 5, the blade surface at the point P on the suction surface SS is shown in order to avoid complicated drawing. Only the face angle ⁇ is illustrated.
  • the inlet blade surface angle ⁇ in is larger than the outlet blade surface angle ⁇ ex, and the blade surface angle ⁇ gradually decreases from the leading edge LE toward the trailing edge TE.
  • the blade surface angle ⁇ of the positive pressure surface PS is once larger than the inlet blade surface angle ⁇ in in the region near the front edge LE, it gradually decreases toward the rear edge TE. This is because the positive pressure surface PS has a locally swollen portion in the region near the front edge LE.
  • the blade surface angle change rate is introduced as a parameter for objectively grasping the aspect of the blade surface angle change (that is, the degree of reduction from the leading edge LE to the trailing edge TE).
  • the blade surface angle change rate ⁇ represents the amount of decrease from the blade surface angle (inlet blade surface angle ⁇ in) at the leading edge LE of the blade surface angle ⁇ at a certain point on the blade surface.
  • This parameter is normalized by the total reduction amount of the blade angle from the edge LE to the trailing edge TE (the angle obtained by subtracting the outlet blade angle ⁇ ex from the inlet blade angle ⁇ in), 0 at the leading edge LE, trailing edge Takes a value of 1 in TE.
  • the increase in the blade surface angle change rate from the leading edge LE to the trailing edge TE corresponds to the decrease in the blade surface angle on a one-to-one basis.
  • the magnitude of the curvature of () can be considered as a gradual increase in the blade angle change rate. Further, by using the blade surface angle change rate, it is possible to compare the degree of decrease in blade surface angle between different blades.
  • Patent Document 1 discloses a compressor blade whose loss has been reduced by adjusting the airfoil curvature.
  • the angle between the tangent line at the point on the wing-shaped camber line (center line) and the axial direction is ⁇ ′, and the angles at the leading and trailing edges are ⁇ in ′ and ⁇ ex ′, respectively.
  • the point on the camber line where the parameter ( ⁇ ′) defined by (Equation 2) is equal to 0.5 is arranged in a predetermined range in the chord direction.
  • ⁇ ′ ( ⁇ in′ ⁇ ′) / ( ⁇ in′ ⁇ ex ′) (Formula 2)
  • the inter-blade channel formed between two blades adjacent in the circumferential direction is a diffusion flow whose channel area increases from the inlet side (upstream side) to the outlet side (downstream side) of the blade. It is a road. Therefore, when the flow velocity of the air flowing into the inter-blade flow path is subsonic (Mach number ⁇ 0.8), the flow velocity decreases, that is, decelerates as the flow passage area increases as the flow path area increases from the wing inlet side to the outlet side. Arise.
  • the transition position from the laminar flow state to the turbulent flow state of the boundary layer is located as downstream as possible in order to make the laminar flow region as wide as possible.
  • the transition position is located relatively upstream on the tip side (tip side in the span direction) especially on the pressure side, and especially on the tip side in the midspan on the suction side.
  • the upper boundary layer transitioned from a laminar flow state to a turbulent flow state early (that is, upstream), and the laminar flow region was reduced, resulting in an increase in friction loss of the flow between the blades.
  • both the pressure surface and the suction surface have a sudden deceleration in the relatively upstream region, and in this region the boundary layer It was found that this transition occurred.
  • the portion where the rapid deceleration occurs is considered to be a portion where the flow passage area of the inter-blade flow passage increases suddenly.
  • the gradual decrease in angle corresponds to the gradual decrease in angle
  • the flow area of the inter-blade flow path suddenly expands on the downstream side, causing a rapid deceleration of the flow, resulting in a laminar state of the boundary layer
  • an object of the present invention is to provide a fan and a compressor blade having a reduced laminar flow area on the blade surface to reduce loss.
  • the blade of the present disclosure is applied to a fan or a compressor that is a component of a turbofan engine, and is divided into a subsonic region and a transonic region in the height direction.
  • the relative Mach number of the airflow flowing into the blades during rated operation of the turbofan engine is less than 0.8 in the subsonic region, 0.8 or more in the transonic region, and each of the height directions
  • the cross section at the position comprises a concave pressure surface and a convex suction surface extending between the front edge and the rear edge, respectively, and in the cross section, a tangent at a point above the pressure surface and the suction surface and the turbofan engine
  • the blade surface angle ( ⁇ ) is the angle formed with the axial direction of the blade, the blade surface angle at the leading edge is the inlet blade surface angle ( ⁇ in), and the blade surface angle at the trailing edge is the outlet blade surface angle ( ⁇ ex).
  • the parameter ( ⁇ ) is referred to as the blade surface angle change rate, and the line segment connecting the leading edge and the trailing edge is measured in the axial direction from the point on the chord, the pressure surface and the suction surface to the leading edge in the axial direction.
  • the blade surface angle change rate at the pressure surface of the blade in the subsonic speed region The blade surface angle change rate at a position where the minimum value of -0.90 or more and a cord ratio of 0.39 is 0.43 or less, and the suction surface of the blade in the subsonic region is a blade surface angle at a position of a cord ratio of 0.05.
  • the blade surface angle change rate at a position where the change rate is 0.26 or more and the code ratio is 0.36 is 0.58 or less, and on the pressure surface of the blade in the transonic region, the minimum value of the blade surface angle change rate is ⁇ 0.48.
  • the blade angle change rate at the cord ratio of 0.35 is 0.12 or less.
  • Ri in the negative pressure surface of the blade in the transonic region, wing angle rate of change in position of the code ratio 0.10 0.29 or higher, and the blade surface angle rate of change in position of the code ratio 0.43 is 0.47 or less.
  • ⁇ ( ⁇ in ⁇ ) / ( ⁇ in ⁇ ex) (Formula 1)
  • the laminar flow region is expanded and the friction loss is reduced by delaying the transition from the laminar flow state to the turbulent flow state of the boundary layer on the blade surface (that is, the transition position is located on the downstream side). An excellent effect can be obtained.
  • FIG. 1 It is a schematic explanatory drawing which shows the cross-sectional shape (blade shape) in the certain span direction position of the fan rotor blade of embodiment of this indication compared with the airfoil of the fan rotor blade of a prior art example. It is a figure which shows the chord direction distribution of the blade surface angle change rate of the pressure side in the subsonic region of the fan rotor blade of embodiment of this indication compared with the fan rotor blade of a prior art example. It is a figure which shows the chord direction distribution of the blade surface angle change rate of the suction side in the subsonic region of the fan rotor blade of embodiment of this indication compared with the fan rotor blade of a prior art example.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view taken along the line II in FIG. 4 and shows a cross-sectional shape (wing shape) of the fan rotor blade.
  • chord ratio (x / c) is a dimensionless value obtained by dividing the distance (x) measured in the axial direction from the leading edge by the axial length (c) of the chord.
  • the airfoil is changed from the conventional fan blade in accordance with the following policy.
  • (1) In order to suppress deceleration in the region of the pressure surface cord ratio of about 0.05, the peak of the blade surface angle change rate that appears in this region is kept small. In other words, the absolute value of the minimum value in this region where the blade surface angle change rate is negative is kept small.
  • (2) In the region near the suction side cord ratio of about 0.15, the change in the blade angle is kept small in order to suppress deceleration. Therefore, the change in blade angle is increased in the region near the cord ratio of about 0.05 upstream from this.
  • FIG. 1 shows a sectional shape (airfoil shape) of the fan rotor blade of the embodiment of the present disclosure thus obtained in a certain span direction position as compared with the airfoil of the conventional fan rotor blade.
  • the chord direction distribution of the blade surface angle change rate of the fan blade according to the embodiment of the present disclosure is shown in FIGS. 2A to 3B in comparison with the blade shape of the conventional fan blade.
  • 2A shows the distribution of the pressure surface in the subsonic region
  • FIG. 2B shows the distribution of the suction surface in the subsonic region
  • FIG. 3A shows the distribution of the pressure surface in the transonic region
  • FIG. 3B shows the negative surface in the transonic region.
  • the distribution of the pressure surface is shown respectively.
  • the vertical axis represents the blade surface angle change rate
  • the horizontal axis represents the chord direction position.
  • the chord direction position is represented using a chord ratio. Yes.
  • the subsonic region and the transonic region are the span direction in which the relative Mach number of the air flow flowing into the blades is less than 0.8 and 0.8 or more, respectively, at the rated operation of the turbofan engine in which the fan blades are incorporated. Point to the area.
  • the subsonic region is the region on the inner diameter side where the circumferential velocity component added to the flow by rotation is small, and the transonic region is the outer diameter side where the circumferential velocity component added to the flow by rotation is large. It becomes an area.
  • the flow deceleration around the blade is appropriately controlled through the adjustment of the change mode of the blade surface angle change rate as compared with the fan blade of the conventional example.
  • the transition position of the boundary layer formed on the blade surface from the laminar flow state to the turbulent flow state moves further downstream.
  • the transition position (code ratio) of the fan blade of the conventional example is shown in parentheses following the transition position (code ratio) of the fan blade of the embodiment of the present disclosure.
  • the blade surface angle change rate at the transition position of the fan rotor blade of the embodiment of the present disclosure is as follows. ⁇ Pressure surface in subsonic region: 0.43 ⁇ Suction surface in subsonic region: 0.58 ⁇ Pressure surface in the transonic region: 0.12 -Transonic region suction surface: 0.47
  • the laminar flow region on the blade surface can be made larger than that of the fan rotor blade of the embodiment of the present disclosure. It can be expanded. This condition is specifically as follows (see (b) in each graph of FIGS. 2A to 3B). -On the pressure surface in the subsonic speed region, the blade angle change rate at a cord ratio of 0.39 should be 0.43 or less. -On the suction surface in the subsonic speed range, the blade surface angle change rate at a cord ratio of 0.36 should be 0.58 or less.
  • the blade angle change rate at a cord ratio of 0.35 should be 0.12 or less.
  • the blade angle change rate at the code ratio of 0.43 should be 0.47 or less.
  • blade shape change policy (2) by making the blade surface angle change rate in the region near the leading edge of the suction surface the same or larger than that of the fan blade of the embodiment of the present disclosure, It is considered that the rapid increase in the blade angle change rate in the downstream region can be suppressed and the rapid deceleration can be prevented.
  • This condition is specifically as follows (see (a) in each graph of FIGS. 2B and 3B).
  • ⁇ The blade angle change rate at a code ratio of 0.05 in the subsonic speed region is 0.26 or more.
  • the blade angle change rate at a transonic region code ratio of 0.10 is 0.29 or more.
  • the fan rotor blade of the embodiment of the present disclosure shall satisfy the following conditions.
  • ⁇ At the pressure surface in the subsonic region, the minimum value of the blade surface angle change rate is -0.90 or more, and the blade surface angle change rate at a position where the code ratio is 0.39 is 0.43 or less ⁇
  • the code ratio is 0.05
  • the blade surface angle change rate at the position of 0.26 or more, and the blade surface angle change rate of the code ratio of 0.36 is 0.58 or less.
  • the minimum value of the blade surface angle change rate is -0.48 or more,
  • the blade surface angle change rate at a cord ratio of 0.35 is 0.12 or less.
  • the blade surface angle change rate at a chord ratio of 0.10 is 0.29 or more and the blade surface is at a code ratio of 0.43 at a transonic region suction surface.
  • Angle change rate is 0.47 or less
  • the blade of the present disclosure is applied to a moving blade of a fan that is a constituent element of a turbofan engine.
  • the blade of the present disclosure is not limited to a compressor of a gas turbine other than a turbofan engine.
  • the present invention can be widely applied to a moving blade and a stationary blade of a fan or a compressor as one device.

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Abstract

【課題】翼面上の層流域を拡大し損失を低減したファン及び圧縮機の翼を提供する。 【解決手段】本開示の翼は、ターボファンエンジンの定格運転時における流入空気流の相対マッハ数が0.8未満の亜音速領域と0.8以上の遷音速領域とに区分され、翼面上の点における接線とターボファンエンジンの軸方向とのなす角を翼面角（β）、前縁における翼面角（βin）、後縁における翼面角（βex）を用いてδ＝（βin－β）／（βin－βex）により定義されるパラメータを翼面角変化率と称するとき、亜音速領域及び遷音速領域のそれぞれにおいて、正圧面における翼面角変化率の最小値及び所定の翼弦の軸方向位置における翼面角変化率の上限値、並びに、負圧面における所定の翼弦の軸方向位置における翼面角変化率の上限値・下限値が規定されている。

Description

ファン及び圧縮機の翼
　本開示は、ターボファンエンジンの構成要素であるファン及び圧縮機の翼、特に翼周りの流れの減速を制御することによって翼面上の層流域を拡大し損失を低減したファン及び圧縮機の翼に関する。
　ターボファンエンジンの構成要素であるファン及び圧縮機は、それぞれ動翼及び静翼を備えている。一例として、ファン動翼を、図４に示す。なお、以下の説明で用いられる「径方向」、「周方向」、「軸方向」は、それぞれ、ファン動翼が組み込まれるターボファンエンジンの径方向、周方向、軸方向と一致する方向である。
　図４は、ファン動翼ＲＢの概略斜視図である。ファン動翼ＲＢは、翼部ＡＦと翼根部ＲＴから成っている。翼部ＡＦは、作動流体である空気が流れる環状流路内を径方向に延びる部位であり、当該翼部ＡＦが周方向に等間隔に配置されることにより、翼列が形成される。翼根部ＲＴは、回転軸に接続されたディスク（図示省略）にファン動翼ＲＢを取り付ける際、当該ディスクの外周面に形成された溝に嵌め込まれるように構成された部位である。
　図５は、図４におけるＩ－Ｉ断面図であり、あるスパン方向位置（翼部ＡＦの高さ方向の位置）における翼部ＡＦの断面形状、すなわち翼型を示している。なお、同図において矢印Ｚ、θは、それぞれ軸方向、周方向を示している。
　翼型は、前縁ＬＥと後縁ＴＥの間をそれぞれ延びる凹状の正圧面ＰＳと凸状の負圧面ＳＳから構成されている。なお、前縁ＬＥと後縁ＴＥを結ぶ線分を翼弦（コード）という。また、翼弦の長さを翼弦長、翼弦に沿う方向を翼弦方向という。なお、「正圧面」及び「負圧面」という語は、本来は翼部の表面を構成する曲面を表すものであるが、本明細書においては、翼型の輪郭を構成する曲線を表すものとして用いている。
　図５に示すように、翼型は湾曲しているが、この湾曲は、前縁ＬＥから後縁ＴＥまでの翼面角（β）の変化として捉えることができる。
　翼面角（β）は、図５に示すように、翼面上のある点（Ｐ）における接線（Ｔ）と軸方向（Ｚ）とのなす角であり、このうち、前縁ＬＥにおける翼面角を入口翼面角（βin）、後縁ＴＥにおける翼面角を出口翼面角（βex）と呼ぶことにする。なお、翼面角βは、正圧面ＰＳ、負圧面ＳＳのそれぞれにおいて定義されるものであるが、図が煩雑になることを避けるため、図５においては、負圧面ＳＳ上の点Ｐにおける翼面角βのみを例示している。
　一般に、入口翼面角βinは出口翼面角βexより大きく、翼面角βは、前縁ＬＥから後縁ＴＥへ向かって次第に減少する。ただし、正圧面ＰＳの翼面角βは、前縁ＬＥ近傍の領域において、入口翼面角βinと比較して一旦大きくなった後、後縁ＴＥへ向かって次第に減少する。これは、正圧面ＰＳが、前縁ＬＥ近傍の領域において局所的に膨らんだ部位を有していることによるものである。
　ここで、翼面角の変化の態様（すなわち、前縁ＬＥから後縁ＴＥへ向かっての減少の度合い）を客観的に捉えるためのパラメータとして、翼面角変化率を導入することにする。
　翼面角変化率（δ）は、（式１）により定義される。
　δ＝（βin－β）／（βin－βex）　　　（式１）
　（式１）から分かるように、翼面角変化率δは、翼面上のある点における翼面角βの前縁ＬＥにおける翼面角（入口翼面角βin）からの減少量を、前縁ＬＥから後縁ＴＥに至るまでの翼面角の総減少量（入口翼面角βinから出口翼面角βexを減じた角）によって正規化したパラメータであり、前縁ＬＥにおいて０、後縁ＴＥにおいて１の値をとる。そして、翼面角変化率δは、上述した翼面角βの変化に対応して、正圧面ＰＳにおいては、前縁ＬＥ（＝０）から後縁ＴＥへ向かうにつれ一旦減少して負の値となり、最小となった後、後縁ＴＥ（＝１）まで単調に増加する。また、負圧面ＳＳにおいては、前縁ＬＥ（＝０）から後縁ＴＥ（＝１）まで単調に増加する。
　このように、前縁ＬＥから後縁ＴＥへ向かっての翼面角変化率の増加は、翼面角の減少と１対１に対応するので、翼面角の減少の緩急（すなわち、翼型の湾曲の大小）は、翼面角変化率の増加の緩急として捉えることができる。また、翼面角変化率を用いることにより、異なる翼の間でも翼面角の減少の緩急を比較することが可能となる。
　なお、翼型の湾曲の態様を調整することにより損失を低下させた圧縮機の翼が、特許文献１に開示されている。同文献が開示する翼においては、翼型のキャンバーライン（中心線）上の点における接線と軸方向とのなす角をβ’、前縁、後縁における当該角をそれぞれβin’、βex’とするとき、（式２）により定義されるパラメータ（δ’）が0.5に等しくなるキャンバーライン上の点を、翼弦方向において所定の範囲に配置している。
　δ’＝（βin’－β’）／（βin’－βex’）　　　（式２）
国際公開第２０１６／０２４４６１号
　ところで、周方向に隣り合う２つの翼部の間にそれぞれ形成される翼間流路は、翼の入口側（上流側）から出口側（下流側）へ向かって流路面積が拡大する拡散流路となっている。したがって、翼間流路に流入する空気の流速が亜音速（マッハ数＜0.8）である場合、翼の入口側から出口側へ向かうにつれ、流路面積の拡大に伴って流速の低下すなわち減速が生じる。
　このとき、流路面積が急激に拡大する部位においては、急激な減速が生じ、翼面上に形成された境界層が層流状態から乱流状態へ遷移する。
　層流境界層内では、壁面近傍の速度勾配が小さいため、壁面における剪断応力、すなわち摩擦応力は小さいが、乱流境界層内では、壁面近傍の速度勾配が大きいため、摩擦応力は大きくなる。そのため、翼面上において、層流境界層が形成された領域（層流域）が大きく、乱流境界層が形成された領域（乱流域）が小さいほど、翼に作用する摩擦抗力は小さくなり、翼間流れの摩擦損失は小さくなる。
　したがって、翼型の設計にあたっては、層流域をなるべく広くするために、境界層の層流状態から乱流状態への遷移位置がなるべく下流側に位置するよう配慮することが必要である。
　従来例のファン動翼では、正圧面においては特にチップ側（スパン方向における先端側）で、負圧面においては特にミッドスパンからチップ側で、遷移位置が比較的上流に位置しており、翼面上の境界層が早期に（すなわち、上流側で）層流状態から乱流状態へ遷移して層流域が小さくなり、結果的に翼間流れの摩擦損失が大きくなっていた。
　そこで、従来例のファン動翼の翼周りの流れの速度分布を詳細に分析した結果、正圧面、負圧面共に、比較的上流側の領域において急激な減速が生じており、この領域で境界層の遷移が生じていることが分かった。
　急激な減速が生じる部位は、上述したように、翼間流路の流路面積が急激に拡大する部位であると考えられるが、翼間流路の流路面積の拡大の緩急は、翼面角の減少の緩急と対応している。すなわち、翼面角が急激に減少する部位があると、それより下流側において、翼間流路の流路面積が急激に拡大するため、流れの急激な減速が生じ、境界層の層流状態から乱流状態への遷移が生じる可能性が高い。
　以上のことから、翼面角の減少の緩急を調整することによって翼間流路の流路面積の拡大の緩急を調整し、これによって翼周りの流れの減速を適切に制御すれば、翼面上の境界層の遷移を遅らせて（すなわち、遷移位置をより下流側として）層流域を大きくし、結果的に翼間流れの摩擦損失を低減できることが分かる。
　本開示は、以上の考察に基づいてなされたものであって、翼周りの流れの減速を適切に制御することによって翼面上の境界層の遷移を遅らせ（すなわち、遷移位置をより下流側とし）、翼面上の層流域を拡大し損失を低減したファン及び圧縮機の翼を提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本開示の翼は、ターボファンエンジンの構成要素であるファンまたは圧縮機に適用されるものであって、高さ方向において亜音速領域と遷音速領域とに区分され、前記ターボファンエンジンの定格運転時における前記翼への流入空気流の相対マッハ数が、前記亜音速領域においては0.8未満、前記遷音速領域においては0.8以上であり、また、高さ方向の各位置における断面が、前縁と後縁の間をそれぞれ延びる凹状の正圧面と凸状の負圧面から成り、前記断面において、前記正圧面及び前記負圧面の上の点における接線と前記ターボファンエンジンの軸方向とのなす角を翼面角（β）、前記前縁における翼面角を入口翼面角（βin）、前記後縁における翼面角を出口翼面角（βex）として、（式１）により定義されるパラメータ（δ）を翼面角変化率と称し、前記前縁と前記後縁を結ぶ線分を翼弦、前記正圧面及び前記負圧面の上の点から前記前縁まで軸方向に計った距離（ｘ）を前記翼弦の軸方向長さ（ｃ）により除したパラメータ（ｘ／ｃ）をコード比と称するとき、前記亜音速領域における前記翼の前記正圧面においては、翼面角変化率の最小値が-0.90以上、かつ、コード比0.39の位置における翼面角変化率が0.43以下であり、前記亜音速領域における前記翼の前記負圧面においては、コード比0.05の位置における翼面角変化率が0.26以上、かつ、コード比0.36の位置における翼面角変化率が0.58以下であり、前記遷音速領域における前記翼の前記正圧面においては、翼面角変化率の最小値が-0.48以上、かつ、コード比0.35の位置における翼面角変化率が0.12以下であり、前記遷音速領域における前記翼の前記負圧面においては、コード比0.10の位置における翼面角変化率が0.29以上、かつ、コード比0.43の位置における翼面角変化率が0.47以下である。
　δ＝（βin－β）／（βin－βex）　（式１）
　本開示によれば、翼面上の境界層の層流状態から乱流状態への遷移を遅らせる（すなわち、遷移位置をより下流側とする）ことにより、層流域を拡大し、摩擦損失を低減させるという、優れた効果を得ることができる。
本開示の実施形態のファン動翼の、あるスパン方向位置における断面形状（翼型）を、従来例のファン動翼の翼型と比較して示す概略説明図である。 本開示の実施形態のファン動翼の亜音速領域における正圧面の翼面角変化率の翼弦方向分布を、従来例のファン動翼と比較して示す図である。 本開示の実施形態のファン動翼の亜音速領域における負圧面の翼面角変化率の翼弦方向分布を、従来例のファン動翼と比較して示す図である。 本開示の実施形態のファン動翼の遷音速領域における正圧面の翼面角変化率の翼弦方向分布を、従来例のファン動翼と比較して示す図である。 本開示の実施形態のファン動翼の遷音速領域における負圧面の翼面角変化率の翼弦方向分布を、従来例のファン動翼と比較して示す図である。 ターボファンエンジンのファン動翼の概略斜視図である。 図４におけるＩ－Ｉ断面図であり、ファン動翼の断面形状（翼型）を示している。
　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。
　上述したように、従来例のファン動翼では、正圧面、負圧面共に、比較的上流側の領域において急激な減速が生じていた。特に、正圧面においてはコード比約0.05の領域において、負圧面においてはコード比約0.15の領域において、それぞれ急激な減速が生じていた。このことは、これらの領域に、翼面角が急激に減少する部位、換言すれば翼面角変化率が急激に増加する部位が存在することを意味している。なお、コード比（ｘ／ｃ）は、前縁から軸方向に計った距離（ｘ）を翼弦の軸方向長さ（ｃ）で除した無次元値である。
　そこで、本開示の実施形態のファン動翼では、以下の方針に沿って、従来例のファン動翼から翼型を変化させている。
（１）正圧面のコード比約0.05の領域における減速を抑えるため、この領域に出現する翼面角変化率のピークを小さく抑える。換言すれば、翼面角変化率が負となるこの領域における最小値の絶対値を小さく抑える。
（２）負圧面のコード比約0.15近傍の領域においては、減速を抑えるため、翼面角の変化を小さく抑える。そのために、これよりも上流のコード比約0.05近傍の領域において、翼面角の変化を大きくする。
　このようにして得られた本開示の実施形態のファン動翼の、あるスパン方向位置における断面形状（翼型）を、従来例のファン動翼の翼型と比較して図１に示す。また、本開示の実施形態のファン動翼の翼面角変化率の翼弦方向分布を、従来例のファン動翼の翼型と比較して図２Ａ～図３Ｂに示す。ここで、図２Ａは亜音速領域における正圧面の分布を、図２Ｂは亜音速領域における負圧面の分布を、図３Ａは遷音速領域における正圧面の分布を、図３Ｂは遷音速領域における負圧面の分布を、それぞれ示している。なお、これらの図の各グラフでは、縦軸に翼面角変化率を、横軸に翼弦方向位置を、それぞれプロットしているが、翼弦方向位置は、コード比を用いて表示している。
　ここで、亜音速領域、遷音速領域とは、ファン動翼が組み込まれるターボファンエンジンの定格運転時に、翼に流入する空気の流れの相対マッハ数がそれぞれ0.8未満、0.8以上となるスパン方向の領域を指している。動翼の場合、亜音速領域は、回転により流れに付加される周方向速度成分の小さい内径側の領域、遷音速領域は、回転により流れに付加される周方向速度成分の大きい外径側の領域となる。
　図２Ａ～図３Ｂに示すように、正圧面（図２Ａ及び図３Ａ参照）においては、コード比約0.05の領域に出現する翼面角変化率の最小値（負の値）の絶対値が小さく抑えられ、その結果、それより下流の領域において翼面角変化率の急激な増加が抑制されている。また、負圧面（各図の（Ｂ）参照）においては、コード比約0.05近傍の領域において翼面角変化率の増加が大きくなり、その結果、それより下流の領域において翼面角変化率の急激な増加が抑制されている。
　このように、本開示の実施形態のファン動翼では、従来例のファン動翼と比較して、翼面角変化率の変化の態様の調整を通じて、翼周りの流れの減速が適切に制御され、その結果、以下に示すように、翼面上に形成された境界層の層流状態から乱流状態への遷移位置が、より下流側に移動している。なお、以下においては、本開示の実施形態のファン動翼における遷移位置（コード比）に続けて、従来例のファン動翼における遷移位置（コード比）を括弧内に表記している。
・亜音速領域の正圧面における遷移位置：0.39（0.27）
・亜音速領域の負圧面における遷移位置：0.36（0.17）
・遷音速領域の正圧面における遷移位置：0.35（0.03）
・遷音速領域の負圧面における遷移位置：0.43（0.11）
　ここで、本開示の実施形態のファン動翼の遷移位置における翼面角変化率は、以下のとおりである。
・亜音速領域の正圧面：0.43
・亜音速領域の負圧面：0.58
・遷音速領域の正圧面：0.12
・遷音速領域の負圧面：0.47
　したがって、各遷移位置における翼面角変化率を、本開示の実施形態のファン動翼と同一またはそれより小さくすることにより、翼面上の層流域を本開示の実施形態のファン動翼以上に拡大することができると考えられる。この条件は、具体的には以下のとおりである（図２Ａ～図３Ｂの各グラフにおける(b)参照）。
・亜音速領域の正圧面においては、コード比0.39の位置における翼面角変化率を0.43以下とする。
・亜音速領域の負圧面においては、コード比0.36の位置における翼面角変化率を0.58以下とする。
・遷音速領域の正圧面においては、コード比0.35の位置における翼面角変化率を0.12以下とする。
・遷音速領域の負圧面においては、コード比0.43の位置における翼面角変化率を0.47以下とする。
　また、上述した翼型の変化の方針（１）に関して、正圧面における翼面角変化率の最小値の絶対値を、本開示の実施形態のファン動翼と同一またはそれより小さくすることにより、前縁近傍の領域における急激な減速を抑制することができると考えられる。この条件は、具体的には以下のとおりである（図２Ａ及び図３Ａの各グラフにおける(a)参照）。
・亜音速領域における翼面角変化率の最小値を-0.90以上とする。
・遷音速領域における翼面角変化率の最小値を-0.48以上とする。
　さらに、上述した翼型の変化の方針（２）に関して、負圧面の前縁近傍の領域における翼面角変化率を、本開示の実施形態のファン動翼と同一またはそれより大きくすることにより、それより下流の領域における翼面角変化率の急激な増加を抑制し、急激な減速の発生を防止することができると考えられる。この条件は、具体的には以下のとおりである（図２Ｂ及び図３Ｂの各グラフにおける(a)参照）。
・亜音速領域のコード比0.05の位置における翼面角変化率を0.26以上とする。
・遷音速領域のコード比0.10の位置における翼面角変化率を0.29以上とする。
　以上を踏まえ、本開示の実施形態のファン動翼は、以下の条件を満足するものとする。
・亜音速領域の正圧面において、翼面角変化率の最小値が-0.90以上、かつ、コード比0.39の位置における翼面角変化率が0.43以下
・亜音速領域の負圧面において、コード比0.05の位置における翼面角変化率が0.26以上、かつ、コード比0.36の位置における翼面角変化率が0.58以下
・遷音速領域の正圧面において、翼面角変化率の最小値が-0.48以上、かつ、コード比0.35の位置における翼面角変化率が0.12以下
・遷音速領域の負圧面において、コード比0.10の位置における翼面角変化率が0.29以上、かつ、コード比0.43の位置における翼面角変化率が0.47以下
　なお、以上においては、本開示の翼をターボファンエンジンの構成要素であるファンの動翼に適用した例について説明したが、本開示の翼は、ターボファンエンジン以外のガスタービンの圧縮機及び単一の装置としてのファンまたは圧縮機の動翼並びに静翼に広く適用可能である。
ＲＢ　　　　　　ファン動翼
ＡＦ　　　　　　翼部
ＲＴ　　　　　　翼根部
ＰＳ　　　　　　正圧面
ＳＳ　　　　　　負圧面
ＬＥ　　　　　　前縁
ＴＥ　　　　　　後縁
β　　　　　　　翼面角
δ　　　　　　　翼面角変化率

Claims (1)

  1. 　ターボファンエンジンの構成要素であるファンまたは圧縮機の翼であって、
    　前記翼は、高さ方向において亜音速領域と遷音速領域とに区分され、前記ターボファンエンジンの定格運転時における前記翼への流入空気流の相対マッハ数が、前記亜音速領域においては0.8未満、前記遷音速領域においては0.8以上であり、
    　前記翼は、高さ方向の各位置における断面が、前縁と後縁の間をそれぞれ延びる凹状の正圧面と凸状の負圧面から成り、
    　前記断面において、
    　前記正圧面及び前記負圧面の上の点における接線と前記ターボファンエンジンの軸方向とのなす角を翼面角（β）、前記前縁における翼面角を入口翼面角（βin）、前記後縁における翼面角を出口翼面角（βex）として、（式１）により定義されるパラメータ（δ）を翼面角変化率と称し、
    　δ＝（βin－β）／（βin－βex）　（式１）
    　前記前縁と前記後縁を結ぶ線分を翼弦、前記正圧面及び前記負圧面の上の点から前記前縁まで軸方向に計った距離（ｘ）を前記翼弦の軸方向長さ（ｃ）により除したパラメータ（ｘ／ｃ）をコード比と称するとき、
    　前記亜音速領域における前記翼の前記正圧面においては、翼面角変化率の最小値が-0.90以上、かつ、コード比0.39の位置における翼面角変化率が0.43以下であり、
    　前記亜音速領域における前記翼の前記負圧面においては、コード比0.05の位置における翼面角変化率が0.26以上、かつ、コード比0.36の位置における翼面角変化率が0.58以下であり、
    　前記遷音速領域における前記翼の前記正圧面においては、翼面角変化率の最小値が-0.48以上、かつ、コード比0.35の位置における翼面角変化率が0.12以下であり、
    　前記遷音速領域における前記翼の前記負圧面においては、コード比0.10の位置における翼面角変化率が0.29以上、かつ、コード比0.43の位置における翼面角変化率が0.47以下である、翼。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113153815A (zh) * 2020-11-22 2021-07-23 西北工业大学 一种基于多孔的超声速吸附式压气机叶片
CN120117213A (zh) * 2025-05-14 2025-06-10 西北工业大学 适应多燃气源的无人机分布式混合动力系统及控制方法

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6774044B2 (ja) * 2017-12-20 2020-10-21 株式会社Ihi ファン及び圧縮機の静翼
US11873730B1 (en) 2022-11-28 2024-01-16 Rtx Corporation Gas turbine engine airfoil with extended laminar flow

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH1113692A (ja) * 1997-06-23 1999-01-19 Hitachi Ltd 軸流圧縮機翼列
JP2002508043A (ja) * 1997-06-24 2002-03-12 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 圧縮機翼とその用途
JP2006291955A (ja) * 2005-04-07 2006-10-26 General Electric Co <Ge> 低ソリディティターボファン
US20110206527A1 (en) * 2010-02-24 2011-08-25 Rolls-Royce Plc Compressor aerofoil
JP2014111941A (ja) * 2014-03-13 2014-06-19 Hitachi Ltd 軸流圧縮機
WO2016024461A1 (ja) 2014-08-12 2016-02-18 株式会社Ihi 圧縮機静翼、軸流圧縮機、及びガスタービン

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3989406A (en) * 1974-11-26 1976-11-02 Bolt Beranek And Newman, Inc. Method of and apparatus for preventing leading edge shocks and shock-related noise in transonic and supersonic rotor blades and the like
JP4563653B2 (ja) * 2003-03-25 2010-10-13 本田技研工業株式会社 高転向・高遷音速翼
US7175393B2 (en) * 2004-03-31 2007-02-13 Bharat Heavy Electricals Limited Transonic blade profiles
DE502004009528D1 (de) * 2004-06-02 2009-07-09 Rolls Royce Deutschland Verdichterschaufel mit verminderter aerodynamischer Schaufelanregung
DE102006019946B4 (de) 2006-04-28 2016-12-22 Honda Motor Co., Ltd. Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das die Verluste im Bereich niedriger Reynolds-Zahlen verringern kann
DE102006055869A1 (de) * 2006-11-23 2008-05-29 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufelblattdesign für die Lauf- und Leitschaufeln einer Turbomaschine
JP4944979B2 (ja) 2010-06-21 2012-06-06 本田技研工業株式会社 高転向・高遷音速翼
US9790797B2 (en) * 2011-07-05 2017-10-17 United Technologies Corporation Subsonic swept fan blade
US10184340B2 (en) * 2013-03-15 2019-01-22 United Technologies Corporation Geared turbofan engine having a reduced number of fan blades and improved acoustics

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH1113692A (ja) * 1997-06-23 1999-01-19 Hitachi Ltd 軸流圧縮機翼列
JP2002508043A (ja) * 1997-06-24 2002-03-12 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 圧縮機翼とその用途
JP2006291955A (ja) * 2005-04-07 2006-10-26 General Electric Co <Ge> 低ソリディティターボファン
US20110206527A1 (en) * 2010-02-24 2011-08-25 Rolls-Royce Plc Compressor aerofoil
JP2014111941A (ja) * 2014-03-13 2014-06-19 Hitachi Ltd 軸流圧縮機
WO2016024461A1 (ja) 2014-08-12 2016-02-18 株式会社Ihi 圧縮機静翼、軸流圧縮機、及びガスタービン

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3633207A4 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113153815A (zh) * 2020-11-22 2021-07-23 西北工业大学 一种基于多孔的超声速吸附式压气机叶片
CN120117213A (zh) * 2025-05-14 2025-06-10 西北工业大学 适应多燃气源的无人机分布式混合动力系统及控制方法

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