DE69508256T2

DE69508256T2 - STATOR STRUCTURE WITH INTERRUPTED RING GROOVES

Info

Publication number: DE69508256T2
Application number: DE69508256T
Authority: DE
Inventors: Robert Mazzawy
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1994-06-14
Filing date: 1995-05-24
Publication date: 1999-10-14
Anticipated expiration: 2015-05-25
Also published as: WO1995034745A1; TW268070B; EP0774050B1; EP0774050A1; DE69508256D1; JPH10501318A; JP3640396B2

Description

Die Erfindung betrifft Axialströmungsrotationsmaschinen und insbesondere ein Gehäuse, das sich umfangsmäßig um eine Verdichterstufe für eine Gasturbinenmaschine erstreckt.The invention relates to axial flow rotary machines and, more particularly, to a casing that extends circumferentially around a compressor stage for a gas turbine engine.

Eine Axialströmungsrotationsmaschine, beispielsweise eine Gasturbinenmaschine zum Antreiben eines Flugzeugs, hat einen Verdichterabschnitt mit einer Mehrzahl von Verdichterstufen. Als Arbeitsmedium werden Gase in die Maschine gezogen, die Gase werden verdichtet, um die Temperatur und den Druck der Gase zu erhöhen. Die Gase werden mit Kraftstoff verbrannt, und man läßt sie durch eine Turbine expandieren, um Nutzleistung und -arbeit zu entwickeln. Die Arbeit wird von dem Turbinenabschnitt auf den Verdichterabschnitt über eine Rotoranordnung übertragen. Die Rotoranordnung in dem Verdichterabschnitt verrichtet Arbeit an den einströmenden Gasen, um die Gase zu komprimieren.An axial flow rotary machine, such as a gas turbine engine for powering an aircraft, has a compressor section with a plurality of compressor stages. Gases are drawn into the machine as a working fluid, the gases are compressed to increase the temperature and pressure of the gases. The gases are combusted with fuel and allowed to expand through a turbine to develop useful power and work. The work is transferred from the turbine section to the compressor section via a rotor assembly. The rotor assembly in the compressor section performs work on the incoming gases to compress the gases.

Ein Beispiel eines Verdichterabschnitts ist der Bläserabschnitt eines Turbobläsertriebwerks mit hohem Bypassverhältnis. Der Bläserabschnitt kann einen Durchmesser von 150 bis 200 mm (6 bis 8 Fuß) haben. Eine Mehrzahl von Bläserlaufschaufeln erstreckt sich radial von der Rotoranordnung über den Strömungsweg für Arbeitsmediumgase nach außen: Die Langschaufeln kann man mit Drehzahlen von über 2500 Umdrehungen pro Minute um eine Rotationsachse rotieren lassen. Die rotierenden Bläserlaufschaufeln treiben die Gase nach hinten und verdichten die Arbeitsmediumgase, wenn die Gase in den Bläserabschnitt der Maschine gelangen.An example of a compressor section is the fan section of a high bypass ratio turbofan engine. The fan section may be 150 to 200 mm (6 to 8 feet) in diameter. A plurality of fan blades extend radially outward from the rotor assembly across the working medium gas flow path: the long blades may be rotated about an axis of rotation at speeds in excess of 2500 revolutions per minute. The rotating fan blades drive the gases rearward and compress the working medium gases as the gases enter the fan section of the engine.

Jede Bläserlaufschaufel besitzt eine Spitze. Die Spitze ist von dem nicht- rotierenden benachbarten Gehäuse ummantelt; die Bläserlaufschaufeln haben an den Spitzen einen Kranz oder eine Ummantelung, die mit den Laufschaufeln rotiert. Ein Spiel ist zwischen den Spitzen und dem benachbarten Gehäuse vorgesehen, um Übergangsbewegungen der Laufschaufel nach außen bezogen auf das Gehäuse aufzunehmen. Dieser Bereich wird häufig als der Abschlußwandbereich bezeichnet. Die Übergangsbewegung kann in Reaktion auf Manöverbelastungen und der normalen Ausdehnung der Laufschaufeln in Reaktion auf die auf die Laufschaufel wirkenden Rotationskräfte auftreten.Each fan blade has a tip. The tip is shrouded by the non-rotating adjacent casing; the fan blades have a shroud or shroud at the tips that rotates with the blades. A clearance is provided between the tips and the adjacent casing to accommodate transitional movements of the blade outward relative to the casing. This area is often referred to as the endwall area. The transitional movement can occur in response to maneuvering loads and the normal expansion of the blades in response to the rotational forces acting on the blade.

Der Abschlußwandbereich erfährt andere aerodynamische Zustände als es der Rest der Verdichterstufe tut. In dem Abschlußwandbereich bewirkt die aerodynamische Wechselwirkung zwischen der Spitze der Rotorlaufschaufel und der benachbarten Wand Grenzschichteffekte und Widerstandseffekte. Diese Effekte machen es schwieriger, die Strömung nach hinten zu zwingen. In der Folge steigt der Druck in dem Abschlußwandbereich um einen kleineren Wert als in dem Erstreckungsmittelbereich der Bläserlaufschaufel. Es kommt auch zu einer Leckage an dem Endwandbereich zwischen den einander entgegengesetzten, sich axial erstreckenden Seiten der Laufschaufel in Reaktion auf Druckgradienten über die Spitze der Laufschaufel. In Folge werden der Pumpgrenzbereich und die aerodynamische Effizienz der Verdichterstufe negativ beeinflußt.The endwall region experiences different aerodynamic conditions than does the rest of the compressor stage. In the endwall region, the aerodynamic interaction between the tip of the rotor blade and the adjacent wall causes boundary layer effects and drag effects. These effects make it more difficult to force the flow rearward. As a result, the pressure in the endwall region increases by a smaller amount than in the mid-extension region of the fan blade. Leakage also occurs at the endwall region between the opposing axially extending sides of the blade in response to pressure gradients across the tip of the blade. As a result, the surge margin and aerodynamic efficiency of the compressor stage are negatively affected.

Viele Wege wurden vorgeschlagen, um die Kontur der Außenwand außerhalb der Bläserlaufschaufeln zu ändern, um einen adäquaten Pumpgrenzbereich beizubehalten. Ein wichtiger Punkt ist der Effekt, den ein solches Konturieren auf die aerodynamische Effizienz der Verdichterstufe hat.Many ways have been proposed to change the contour of the outer wall outside the fan blades to maintain adequate surge margin. An important point is the effect that such contouring has on the aerodynamic efficiency of the compressor stage.

Ein Beispiel eines solchen Wegs ist in dem US Patent mit der Nummer 4,239,452 gezeigt, das Roberts, Jr. erteilt wurde und den Titel Blade Tip Shroud for a Compression Stage of a Gas Turbine Engine trägt und das eine Axialströmungsmaschine mit den Merkmalen des Oberbegriffs von Anspruch 1 beschreibt. Bei Roberts hat das Gehäuse radial außerhalb der Laufschaufel eine Ausnehmung. Diskontinuitäten sind in der Ausnehmung angeordnet. Die Diskontinuitäten beeinflussen die aerodynamische Wechselwirkung zwischen der Spitze der Laufschaufel und der Wand. Wie in der Fig. 6 bei Roberts gezeigt, erhöhen die Diskontinuitäten den Pumpgrenzbereich bei einer gewissen Einbuße bei der aerodynamischen Effizienz, was sich aus der aerodynamischen Wechselwirkung mit den Diskontinuitäten ergibt.An example of such a path is shown in US Patent No. 4,239,452 issued to Roberts, Jr. entitled Blade Tip Shroud for a Compression Stage of a Gas Turbine Engine, which describes an axial flow machine having the features of the preamble of claim 1. In Roberts, the casing has a recess radially outward of the blade. Discontinuities are arranged in the recess. The discontinuities affect the aerodynamic interaction between the tip of the blade and the wall. As shown in Fig. 6 in Roberts, the discontinuities increase the surge margin at some sacrifice in aerodynamic efficiency resulting from the aerodynamic interaction with the discontinuities.

Bei einer Ausführungsform bei Roberts ist beispielsweise die Ausnehmung mit sich umfangsmäßig erstreckenden Nuten versehen (Fig. 3). Die Nutkonstruktion schafft einen Anstieg beim Pumpgrenzbereich gegenüber einer glatten Wand (Fig. 6, Kurve C) bei einer Verringerung bei der aerodynamischen Effizienz. Alternativ kann die Wand mit einer Mehrzahl von sich axial erstreckenden schrägen Kammern (Fig. 2) oder einer Kombination von sowohl sich umfangsmäßig erstreckenden Nuten und sich axial erstreckenden schrägen Kammern (Fig. 4) versehen sein. Die Konstruktion von Fig. 4 zeigt den größten Anstieg beim Pumpgrenzbereich bei der geringsten Verringerung der aerodynamischen Effizienz gegenüber einer glatten Wand.For example, in one embodiment in Roberts, the recess is provided with circumferentially extending grooves (Fig. 3). The groove design provides an increase in surge margin over a smooth wall (Fig. 6, curve C) with a decrease in aerodynamic efficiency. Alternatively, the wall may be provided with a plurality of axially extending inclined chambers (Fig. 2) or a combination of both circumferentially extending grooves and axially extending inclined chambers (Fig. 4). The design of Fig. 4 shows the greatest increase in surge margin with the least decrease in aerodynamic efficiency over a smooth wall.

Die axial schrägen Kammern verringern die Effizienz, weil die Rotorlaufschaufeln etwas von der auf sie übertragenen Arbeit nutzen, um Arbeitsmediumsgase in die axial schräge Kammer zu pumpen und herauszupumpen. Das Pumpen erhöht das Niveau des erzielbaren Drucks in dem Endwandbereich in Reaktion auf einen plötzlichen Rückwärtsdruck. Deshalb ist das Pumpen der Mechanismus, durch den die sich axial erstreckenden Kammern den Pumpgrenzbereich erhöhen.The axially inclined chambers reduce efficiency because the rotor blades use some of the work imparted to them to pump working medium gases into and out of the axially inclined chamber. Surging increases the level of attainable pressure in the endwall region in response to a sudden backward pressure. Therefore, surge is the mechanism by which the axially extending chambers increase the surge margin.

Wie man in der Fig. 6 erkennen kann, hat die umfangsmäßig mit Nuten versehene Konstruktion einen mäßigen Anstieg beim Pumpgrenzbereich und einen mäßigen Verlust bei der aerodynamischen Effizienz im Vergleich mit der glatten Wand. Somit könnte, wenn ein geringerer Pumpgrenzbereich erforderlich wäre, das mit sich umfangsmäßig erstreckenden Nuten bei weniger Verlust bei der aeordynamischen Effizienz als bei einigen der anderen Konstruktionen, die bei Roberts gezeigt sind, erzielt werden.As can be seen in Figure 6, the circumferentially grooved design has a modest increase in surge margin and a modest loss in aerodynamic efficiency compared to the smooth wall. Thus, if a lower surge margin were required, this could be achieved with circumferentially extending grooves with less loss in aerodynamic efficiency than some of the other designs shown in Roberts.

Trotz des vorangegangenen Stands der Technik bemühen sich die Wissenschaftler und Ingenieure der Anmelderin, andere Gehäusekonstruktionen zu entwickeln, die den Pumpgrenzbereich im Vergleich mit Konstruktionen mit glatter Wand erhöhen und gleichzeitig den negativen Einfluß verringern, den solche Konstruktionen auf die aerodynamische Effizienz haben.Despite the foregoing state of the art, the applicant's scientists and engineers are striving to develop other casing designs that increase the surge margin compared to smooth-wall designs while reducing the negative impact that such designs have on aerodynamic efficiency.

Die Erfindung basiert auf der Erkenntnis, daß das Unterbrechen von umfangsmäßigen Nuten mit einer kritischen Anzahl von Dämmen, die mit der Anzahl der benachbarten Bläserlaufschaufeln in Beziehung steht, zu einer Verbesserung beim Pumpgrenzbereich mit einem vernachlässigbaren Effekt auf die aerodynamische Effizienz führt.The invention is based on the finding that interrupting circumferential grooves with a critical number of dams, related to the number of adjacent fan blades, results in an improvement in the surge margin with a negligible effect on aerodynamic efficiency.

Deshalb ist die Erfindung gegenüber dem obengenannten Stand der Technik durch die Merkmale des kennzeichnenden Teils von Anspruch 1 gekennzeichnet.Therefore, the invention is characterized over the above-mentioned prior art by the features of the characterizing part of claim 1.

Somit hat gemäß der vorliegenden Erfindung eine Statorstruktur für den Verdichterabschnitt einer Axialströmungsrotationsmaschine ein Gehäuse, das sich umfangsmäßig um die Anordnung von Rotorlaufschaufeln erstreckt, wobei das Gehäuse eine Innenwand hat, die eine Mehrzahl von sich umfangsmäßig erstreckenden Nuten radial außerhalb der Laufschaufeln und mit diesen axial ausgerichtet aufweist, wobei jede der Nuten eine Mehrzahl von umfangsmäßig beabstandeten Dämmen hat, die die umfangsmäßig Kontinuität der Nut unterbrechen und eine Strömung mit hoher Geschwindigkeit aus den Nuten in die benachbarte Grenzschicht lenken.Thus, in accordance with the present invention, a stator structure for the compressor section of an axial flow rotary machine has a housing that extends circumferentially around the array of rotor blades, the housing having an inner wall that includes a plurality of circumferentially extending grooves radially outward of the blades and axially aligned therewith, each of the grooves having a plurality of circumferentially spaced dams that interrupt the circumferential continuity of the groove and direct high velocity flow from the grooves into the adjacent boundary layer.

Gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung liegt die Anzahl der umfangsmäßig beabstandeten Dämme in einem Bereich, der eine Funktion der Anzahl der Laufschaufeln der Anordnung von Rotorlaufschaufeln ist, und die umfangsmäßig beabstandeten Nuten sind nur radial außerhalb des Profilsehnenmittelbereichs der Rotorlaufschaufel angeordnet, um das Niveau des Einflusses der Nuten und der Dämme auf die Grenzschicht zu erhöhen und den Einfluß auf die aerodynamische Effizienz zu verringern.According to an embodiment of the present invention, the number of circumferentially spaced dams is in a range that is a function of the number of blades of the array of rotor blades, and the circumferentially spaced grooves are located only radially outward of the mid-chord region of the rotor blade to control the level of influence of the grooves and dams. on the boundary layer and reduce the influence on aerodynamic efficiency.

Ein Hauptmerkmal der vorliegenden Erfindung ist ein Gehäuse radial außerhalb einer Anordnung von Rotorlaufschaufeln in einem Verdichterabschnitt. Das Gehäuse hat eine Mehrzahl von sich umfangsmäßig erstreckenden Nuten, die jeweils umfangsmäßig durch eine Mehrzahl von Dämmen unterbrochen sind. Bei einer Ausführungsform sind die Dämme umfangsmäßig beabstandet und erstrecken sich in Nuten mit einer Tiefe, die doppelt so groß ist, wie die axiale Breite der Nut. Die Erhebungen oder Stege, die sich zwischen benachbarten Nuten erstrecken, haben die halbe Breite der axialen Breite der Nuten. Die Anzahl von Dämmen liegt in einem Bereich zwischen drei Viertel der Anzahl der Rotorlaufschaufeln und eineinhalb Mal der Anzahl der Rotorlaufschaufeln. Die umfangsmäßige Länge der Dämme ist etwa gleich der Breite.A primary feature of the present invention is a casing radially outward of an array of rotor blades in a compressor section. The casing has a plurality of circumferentially extending grooves, each circumferentially interrupted by a plurality of dams. In one embodiment, the dams are circumferentially spaced and extend into grooves having a depth twice the axial width of the groove. The ridges or lands extending between adjacent grooves have a width one-half the axial width of the grooves. The number of dams ranges from three-quarters the number of rotor blades to one-and-a-half times the number of rotor blades. The circumferential length of the dams is approximately equal to the width.

Bei einer der speziellen Ausführungsformen ist die Anzahl der Dämme in jeder Nut gleich der Anzahl der Rotorlaufschaufeln, und die Dämme sind um den Umfang der Nut gleich beabstandet. Bei einer anderen Ausführungsform sind die Nuten in einem Nutbereich angeordnet, der sich über den Profilsehnenmittelbereich der Laufschaufel erstreckt, so daß sich der Nutbereich und die benachbarte Oberfläche des Gehäuses außerhalb der Laufschaufeln auf der gleichen radialen Höhe befinden. Die benachbarte Oberfläche des Gehäuses kann entweder relativ zu der Innenfläche des Gehäuses zurückgesetzt sein oder sich auf der gleichen radialen Höhe wie die Innenfläche des Gehäuses befinden.In one of the specific embodiments, the number of dams in each groove is equal to the number of rotor blades, and the dams are equally spaced around the circumference of the groove. In another embodiment, the grooves are arranged in a groove region that extends beyond the mid-chord region of the blade such that the groove region and the adjacent surface of the casing outside the blades are at the same radial height. The adjacent surface of the casing may either be recessed relative to the inner surface of the casing or be at the same radial height as the inner surface of the casing.

Ein Hauptvorteil der vorliegenden Erfindung ist die Vergrößerung des Pumpgrenzbereichs, was sich aus dem Anordnen einer Mehrzahl von umfangsmäßig unterbrochenen Nuten radial außerhalb einer Anordnung von Rotorlaufschaufeln in dem Verdichterabschnitt der Maschine ergibt. Ein weiterer Vorteil der vorliegenden Erfindung ist der inkrementale Anstieg beim Pumpgrenzbereich bei einer vorgegebenen Verringerung der aerodynamischen Effizienz, was sich aus der Verwendung der umfangsmäßig unterbrochenen Nuten ergibt, je nach dem, ob die Spitze der Bläserlaufschaufel sich auf der gleichen radialen Höhe wie der Rest des Gehäuses befindet oder relativ zu der Oberfläche zurückgesetzt ist.A primary advantage of the present invention is the increase in surge margin resulting from arranging a plurality of circumferentially interrupted grooves radially outward of an array of rotor blades in the compressor section of the engine. Another advantage of the present invention is the incremental increase in surge margin for a given reduction the aerodynamic efficiency resulting from the use of circumferentially interrupted grooves, depending on whether the tip of the fan blade is at the same radial height as the rest of the casing or is recessed relative to the surface.

Eine bevorzugte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird nun nur beispielhaft mit Bezugnahme auf die begleitenden Zeichnungen beschrieben, für die gilt:A preferred embodiment of the present invention will now be described by way of example only with reference to the accompanying drawings, in which:

Fig. 1 ist eine perspektivische Ansicht einer Turbobläsergasturbinenmaschine, die ein Gehäuse zeigt, welches die Spitzen der Bläserlaufschaufeln umgibt.Fig. 1 is a perspective view of a turbofan gas turbine engine showing a casing that surrounds the tips of the fan blades.

Fig. 2 ist eine abgewickelte Ansicht (mit Blick nach außen) eines Teils des in Fig. 1 gezeigten Bläsergehäuses, welche die Beziehung von umfangsmäßigen Nuten zeigt, die von umfangsmäßig beabstandeten Dämmen unterbrochen sind.Fig. 2 is a developed view (looking outward) of a portion of the fan casing shown in Fig. 1 showing the relationship of circumferential grooves interrupted by circumferentially spaced dams.

Fig. 3 ist eine abgewickelte Ansicht, die der in Fig. 2 gezeigten Ansicht entspricht.Fig. 3 is a developed view corresponding to the view shown in Fig. 2.

Fig. 4 ist eine alternative Ausführungsform der in Fig. 2 gezeigten Konstruktion, bei der die Nuten umfangsmäßig versetzt sind.Fig. 4 is an alternative embodiment of the construction shown in Fig. 2, in which the grooves are circumferentially offset.

Fig. 5 ist eine Seitenansicht, die entlang der Linie 3-3 von Fig. 2 genommen ist.Fig. 5 is a side view taken along line 3-3 of Fig. 2.

Fig. 6 ist eine graphische Darstellung der Änderung in Prozentpunkten des Pumpgrenzbereichs und der aerodynamischen Effizienz für die Fig. 3 gezeigte Konstruktion zu der Anzahl der umfangsmäßig beabstandeten Dämme in den umfangsmäßigen Nuten, ausgedrückt als eine Funktion der Anzahl N von Laufschaufeln in der Anordnung der Rotorlaufschaufel.Fig. 6 is a graphical representation of the percentage point change in surge margin and aerodynamic efficiency for the design shown in Fig. 3 versus the number of circumferentially spaced dams in the circumferential grooves, expressed as a function of the number N of blades in the rotor blade arrangement.

Fig. 1 ist eine perspektivische Ansicht einer Turbobläsergasturbinenmaschine 10 des Typs, der zum Antreiben kommerzieller Airliner verwendet wird. Die Maschine weist einen Kernabschnitt 12 und einen Bläserabschnitt 14 auf. Eine Mehrzahl von nicht-ummantelten Bläserlaufschaufeln 16 erstreckt sich von einem Rotor 18 radial nach außen. Der Rotor ist um eine Rotationsachse A angeordnet.Fig. 1 is a perspective view of a turbofan gas turbine engine 10 of the type used to power commercial airliners. The engine includes a core section 12 and a fan section 14. A plurality of unsheathed fan blades 16 extend radially outward from a rotor 18. The rotor is arranged about an axis of rotation A.

Jede Bläserlaufschaufel hat ein Strömungsprofil 22 mit einer Spitze 24. Die Spitze hat keinen rotierenden Kranz, aber kann einen Kranz bei einer Teilerstreckung haben. Die Bläserlaufschaufel hat eine Plattform 26, welche die Bläserlaufschaufel daran angepaßt macht, mit einem Befestigungsschlitz in der Rotoranordnung zusammenzuwirken. Die Länge der Bläserlaufschaufel kann von der Plattform gemessen 0,61 m (2 Fuß) überschreiten und ist bei der speziellen gezeigten Ausführungsform etwa 0,69 m (siebenundzwanzig (27) Inch) lang. Der Außendurchmesser der Spitze der Bläserlaufschaufel beträgt etwa 2,39 m (vierundneunzig (94) Inch) gemessen von der Rotationsachse A.Each fan blade has an airfoil 22 with a tip 24. The tip has no rotating shroud, but may have a shroud at a partial extent. The fan blade has a platform 26 which adapts the fan blade to cooperate with a mounting slot in the rotor assembly. The length of the fan blade measured from the platform may exceed 0.61 m (2 feet) and in the particular embodiment shown is about 0.69 m (twenty-seven (27) inches) long. The outside diameter of the tip of the fan blade is about 2.39 m (ninety-four (94) inches) measured from the axis of rotation A.

Der Bläser(Verdichter)abschnitt 14 weist einen ersten Strömungsweg 28 für Arbeitsmediumgase auf, der sich durch den Kernabschnitt erstreckt. Ein zweiter Strömungsweg 32 für Arbeitsmediumgase erstreckt sich durch den Bläserabschnitt außerhalb des ersten Strömungswegs. Der zweite oder Bypass-Strömungsweg ist in seiner Form ringförmig. Ein Bläsergehäuse 34 erstreckt sich umfangsmäßig um den Strömungsweg, um den Strömungsweg an seinem äußersten Bereich zu begrenzen. Das Gehäuse hat eine Innenfläche 36, die aus einem abradierbaren Material gebildet ist, das sich umfangsmäßig um die Rotorlaufschaufeln erstreckt. Die Innenfläche ist radial von den Rotorlaufschaufeln einen Spielspalt G dazwischen lassend beabstandet. Der Spielspalt bei der vorliegenden Ausführungsform beträgt etwa 2,29 mm (neunzigtausendstel (0,090) Inch).The fan (compressor) section 14 has a first working medium gas flow path 28 extending through the core section. A second working medium gas flow path 32 extends through the fan section outside the first flow path. The second or bypass flow path is annular in shape. A fan casing 34 extends circumferentially around the flow path to define the flow path at its outermost region. The casing has an inner surface 36 formed of an abradable material that extends circumferentially around the rotor blades. The inner surface is radially spaced from the rotor blades leaving a clearance gap G therebetween. The clearance gap in the present embodiment is approximately 2.29 mm (ninety thousandths (0.090) of an inch).

Fig. 2 ist eine nicht-abgewickelte Ansicht und Fig. 3 ist eine abgewickelte Ansicht des Gehäuses 34 mit Blick nach außen in Richtung auf die Innenfläche 36 des Gehäuses. Eine Mehrzahl von Nuten 38 erstreckt sich umfangsmäßig um das Innere des Gehäuses. Eine Mehrzahl von Dämmen 42 ist in jeder Nut angeordnet. Jeder Damm erstreckt sich axial über die Nut und radial in der Nut, um die Nut umfangsmäßig zu unterbrechen. Jeder Damm ist von dem benachbarten Damm um eine Teilungsstrecke P beabstandet. Die Teilungsstrecke ist die Strecke von einem Punkt an einem Damm zu dem korrespondierenden Punkt an dem benachbarten Damm. Die Teilungsstrecke P ist gleich dem Umfang der Innenfläche geteilt durch die Anzahl der Dämme. Die Anzahl der Dämme ist beispielsweise gleich der Anzahl der Laufschaufeln N der Anordnung von Rotorlaufschaufeln. Wie man in der Fig. 6 erkennt, gibt es einen optimalen Konstruktionsbereich für die Anzahl der Dämme. (Der Konstruktionsbereich ist eine Funktion der Anzahl der Rotorlaufschaufeln).Fig. 2 is a non-developed view and Fig. 3 is a developed view of the housing 34 looking outwardly towards the inner surface 36 of the housing. A plurality of grooves 38 extend circumferentially around the interior of the housing. A plurality of dams 42 are disposed in each groove. Each dam extends axially across the groove and radially within the groove to circumferentially interrupt the groove. Each dam is spaced from the adjacent dam by a pitch distance P. The pitch distance is the distance from a point on one dam to the corresponding point on the adjacent dam. The pitch distance P is equal to the circumference of the inner surface divided by the number of dams. For example, the number of dams is equal to the number of blades N of the array of rotor blades. As can be seen in Fig. 6, there is an optimal design range for the number of dams. (The design area is a function of the number of rotor blades).

Zwei Rotorlaufschaufelspitzen 24, jede zu einer benachbarten Bläserlaufschaufel 16 gehörend, sind in Fig. 2 mit durchgezogenen und in Fig. 3 mit unterbrochenen Linien gezeigt. Die Rotorlaufschaufeln streichen bei Betriebsbedingungen nach oben (Fig. 2) und von rechts nach links (Fig. 3), wie durch den Pfeil V gezeigt, der die Bewegungsrichtung der Bläserlaufschaufel anzeigt. Jede Bläserlaufschaufel hat eine Vorderkante 44 und eine Hinterkante 46. Eine Sog-Seitenwand 48 an einer Seite der Laufschaufel erstreckt sich von der Vorderkante zu der Hinterkante. Eine Druck-Seitenwand 52 auf der anderen Seite der Laufschaufel erstreckt sich von der Vorderkante zu der Hinterkante. Die Bläserlaufschaufel hat eine axiale Länge L, gemessen parallel zu der Rotationsachse. Die Bläserlaufschaufel hat einen Vorderkantenbereich 54, der sich über die ersten zwanzig Prozent (20%) der axialen Länge L der Laufschaufel erstreckt, und einen Hinterkantenbereich 56, der sich für die letzten zwanzig Prozent (20%) der axialen Länge L der Bläserlaufschaufel erstreckt. Die Bläserlaufschaufel hat einen Profilsehnenmittenbereich 58, der sich zwischen dem Vorderkantenbereich und dem Hinterkantenbereich erstreckt. Das Gehäuse hat einen Nutbereich 62, der sich umfangsmäßig an einem Ort erstreckt, der radial außerhalb des Profilsehnenmittenbereichs der Laufschaufel ist, und enthält die Nuten.Two rotor blade tips 24, each associated with an adjacent fan blade 16, are shown in solid lines in Fig. 2 and in dashed lines in Fig. 3. The rotor blades sweep upward (Fig. 2) and right to left (Fig. 3) under operating conditions as shown by arrow V, which indicates the direction of movement of the fan blade. Each fan blade has a leading edge 44 and a trailing edge 46. A suction sidewall 48 on one side of the blade extends from the leading edge to the trailing edge. A pressure sidewall 52 on the other side of the blade extends from the leading edge to the trailing edge. The fan blade has an axial length L measured parallel to the axis of rotation. The fan blade has a leading edge region 54 that extends over the first twenty percent (20%) of the axial length L of the blade and a trailing edge region 56 extending for the last twenty percent (20%) of the axial length L of the fan blade. The fan blade has a mid-chord region 58 extending between the leading edge region and the trailing edge region. The casing has a groove region 62 extending circumferentially at a location radially outward of the mid-chord region of the blade and contains the grooves.

Fig. 4 ist eine zu der in Fig. 3 gezeigten Ansicht korrespondierende Ansicht einer alternativen Ausführungsform des in Fig. 3 gezeigten Gehäuses. Bei der alternativen Ausführungsform sind die umfangsmäßigen Nuten 38 durch Dämme 42 unterbrochen, die umfangsmäßig bezogen auf den benachbarten Damm versetzt sind.Fig. 4 is a view corresponding to the view shown in Fig. 3 of an alternative embodiment of the housing shown in Fig. 3. In the alternative embodiment, the circumferential grooves 38 are interrupted by dams 42 which are circumferentially offset with respect to the adjacent dam.

Fig. 5 ist eine vergrößerte, vereinfachte Schnittansicht, des in Fig. 1, Fig. 2 und Fig. 3 gezeigten äußeren Gehäuses 36 und der Laufschaufelspitze 24. Die Innenfläche 36 des Gehäuses außerhalb der Bläserlaufschaufelspitze ist an dem gleichen radialen Ort, wie die benachbarte Struktur. Man erkennt, daß in Reaktion auf Betriebskräfte die Bläserlaufschaufel 16 an die Innenfläche 36 (abradierbare Dichtung) reiben kann und eine Ausnehmung 64 einschneidet, was zu einer Beziehung zu der Innenfläche führt, wie durch die unterbrochenen Linien gezeigt. Wie mit den unterbrochenen Linien gezeigt, befindet sich, nachdem sich die Spitze in die Innenfläche (abradierbare Dichtung) eingeschnitten hat, die Oberfläche 36 außerhalb der Bläserlaufschaufelspitze an einem anderen radialen Ort als die Innenfläche der benachbarten Struktur. Bei alternativen Ausführungsformen kann die Ausnehmung überlegt in dem Außengehäuse gebildet sein, wie beispielsweise in dem vorangehend diskutierten US Patent Nr. 4,239,452 gezeigt.Fig. 5 is an enlarged, simplified sectional view of the outer casing 36 and the blade tip 24 shown in Fig. 1, Fig. 2 and Fig. 3. The inner surface 36 of the casing outside the fan blade tip is at the same radial location as the adjacent structure. It will be appreciated that in response to operating forces, the fan blade 16 may rub against the inner surface 36 (abradable seal) and cut a recess 64, resulting in a relationship with the inner surface as shown by the dashed lines. As shown by the dashed lines, after the tip has cut into the inner surface (abradable seal), the surface 36 outside the fan blade tip is at a different radial location than the inner surface of the adjacent structure. In alternative embodiments, the recess may be deliberately formed in the outer housing, such as shown in the previously discussed U.S. Patent No. 4,239,452.

Fig. 5 zeigt die Mehrzahl von Nuten 38. Wie in Fig. 2, Fig. 3 und Fig. 5 gezeigt, hat jede Nut 38 eine axiale Breite W und eine radiale Tiefe D, gemessen von der Innenfläche des Gehäuses außerhalb der Rotorlaufschaufel. Das Verhältnis der radialen Tiefe D zu der axialen Breite W ist größer als oder gleich eins. Bei der gezeigten Ausführungsform ist das Verhältnis der radialen Tiefe D zu der axialen Breite W gleich zwei (D/W = 2). Jede Nut ist axial von der benachbarten Nut um eine Strecke beabstandet, die die Hälfte der axialen Breite W ist und läßt einen Steg 66 dazwischen. Wie vorangehend beschrieben, erstreckt sich eine Mehrzahl von Dämmen 42 an jeder Nut axial von dem Steg, um umfangsmäßig die komplette Tiefe der Nut zu unterbrechen. Die umfangsmäßige Länge LC des Damms ist gleich der axialen Breite W der Nut 38. Die Erfahrung zeigt, daß keine negativen Effekte für Dämme auftreten, die sich über bis zu drei Mal der Breite W der Nut erstrecken, wie in Fig. 4 gezeigt. Es ist möglich, daß sich der Damm nicht über die komplette radiale Tiefe der Nut erstreckt, das wird jedoch die Leistung der Ausführungsform in einem ernsten Maße beeinträchtigen.Fig. 5 shows the plurality of grooves 38. As shown in Fig. 2, Fig. 3 and Fig. 5, each groove 38 has an axial width W and a radial depth D, measured from the inner surface of the casing outside the rotor blade. The ratio of the radial depth D to the axial width W is greater than or equal to one. In the embodiment shown, the ratio of the radial depth D to the axial width W is equal to two (D/W = 2). Each groove is axially spaced from the adjacent groove by a distance which is one-half the axial width W, leaving a land 66 therebetween. As previously described, a plurality of dams 42 on each groove extend axially from the land to circumferentially interrupt the complete depth of the groove. The circumferential length LC of the dam is equal to the axial width W of the groove 38. Experience shows that no adverse effects occur for dams extending up to three times the width W of the groove, as shown in Fig. 4. It is possible for the dam not to extend the complete radial depth of the groove, but this will seriously affect the performance of the embodiment.

Die Fig. 6 zeigt die Beziehung der Änderung bei der aerodynamischen Effizienz (Kurve E) und die Änderung bei dem Pumpgrenzbereich (Kurve S) für die Konstruktion mit unterbrochener Nut 38 als eine Funktion der Anzahl der Dämme (Unterbrechungen) 42 und der Teilung P (P-Pitch). Die Anzahl der Dämme ist hinsichtlich der Anzahl der Bläserlaufschaufeln N in der Anordnung von Bläserlaufschaufeln ausgedrückt. Die Änderungen sind gemessen im Vergleich zu einer Basiskonstruktion, die keine Dämme besitzt, welche die umfangsmäßige Kontinuität einer jeden Nut unterbrechen. Die in Fig. 6 gezeigten Beziehungen basieren auf einer Analyse empirischer Daten.Figure 6 shows the relationship of the change in aerodynamic efficiency (curve E) and the change in surge margin area (curve S) for the interrupted groove design 38 as a function of the number of dams (interruptions) 42 and the pitch P (P-pitch). The number of dams is expressed in terms of the number of fan blades N in the fan blade array. The changes are measured in comparison to a baseline design that does not have dams interrupting the circumferential continuity of each groove. The relationships shown in Figure 6 are based on an analysis of empirical data.

Wie in der Fig. 6 gezeigt, erhöht das Hinzufügen von Dämmen 42 den Pumpgrenzbereich mit wenig oder keinem Anstieg bei der aerodynamischen Effizienz. Beispielsweise nimmt bei Ausführungsformen, die eine Menge von Unterbrechungen oder Dämmen haben, die gleich 3/4 der Anzahl der Bläserrotorlaufschaufeln ist, der Pumpgrenzbereich um etwa vier Punkte zu bei keiner merklichen Abnahme der aerodynamischen Effizienz. Mit der Zunahme der Anzahl der Dämme kommt ein geringer Abfall der aerodynamischen Effizienz auf, bis die Anzahl der Dämme etwa eineinhalb Mal der Anzahl der Rotorlaufschaufeln entspricht. Jenseits dieses Punkts nimmt der Pumpgrenzbereich nicht meßbar zu und die aerodynamische Effizienz nimmt weiter ab. Folglich wird angenommen, daß der optimale Konstruktionsbereich für die Anzahl von Dämmen gleich 3/4 bis eineinhalb Mal der Anzahl der Rotorlaufschaufeln ist. Die Teilung P (Abstand) zwischen den Dämmen für diesen Bereich nimmt von etwa zwei Dritteln des Umfangs der Innenwand geteilt durch die Anzahl N der Rotorlaufschaufeln auf eineindrittel Mal des Umfangs der Innenwand geteilt durch die Anzahl N der Rotorlaufschaufeln zu.As shown in Figure 6, the addition of dams 42 increases the surge margin with little or no increase in aerodynamic efficiency. For example, in embodiments having a number of breaks or dams equal to 3/4 the number of fan rotor blades, the surge margin increases by about four points with no appreciable Decrease in aerodynamic efficiency. As the number of dams increases, there is a slight decrease in aerodynamic efficiency until the number of dams equals about one and a half times the number of rotor blades. Beyond this point, the surge margin does not increase measurably and aerodynamic efficiency continues to decrease. Consequently, the optimum design range for the number of dams is believed to be equal to 3/4 to one and a half times the number of rotor blades. The pitch P (distance) between the dams for this range increases from about two-thirds of the circumference of the inner wall divided by the number N of rotor blades to one and a third of the circumference of the inner wall divided by the number N of rotor blades.

Beim Betrieb der in Fig. 1 gezeigten Gasturbinenmaschine werden Arbeitsmediumgase in den zweiten Strömungsweg 32 gezogen und von den Bläserlaufschaufeln 16 verdichtet. Wenn die Bläserlaufschaufeln mit einer hohen Geschwindigkeit um die Rotationsachse A rotieren, treten Leckageeffekte an dem Abschlußwandbereich 68 zwischen der Spitze 24 einer jeden Rotorlaufschaufel und dem Innengehäuse 36 auf. Diese Leckageeffekte sind zum Teil eine Folge der Strömung in der Richtung P-S von der Druck-Seitenwand zu der Sog-Seitenwand über die Spitze. Die umfangsmäßigen Nuten kanalisieren die Leckage in tangentialer oder umfangsmäßiger Richtung (im Gegensatz zu der Richchtung P-S senkrecht zu einer Linie, welche die Vorderkante mit der Hinterkante verbindet). Das verringert die Geschwindigkeitskomponente der Leckageströmung, die entgegengesetzt zu der Richtung wirkt, in die die Strömung von dem Bläser in strömungsabwärtigen Richtung angetrieben wird. Das erhöht den Pumpgrenzbereich der Ausführungsform und hat, wie in Fig. 6 gezeigt, einen geringen Einfluß auf die aerodynamische Effizienz der Verdichterstufe.During operation of the gas turbine engine shown in Fig. 1, working medium gases are drawn into the second flow path 32 and compressed by the fan blades 16. When the fan blades rotate at a high speed about the axis of rotation A, leakage effects occur at the end wall region 68 between the tip 24 of each rotor blade and the inner casing 36. These leakage effects are in part a result of flow in the P-S direction from the pressure sidewall to the suction sidewall across the tip. The circumferential grooves channel the leakage in a tangential or circumferential direction (as opposed to the P-S direction perpendicular to a line connecting the leading edge to the trailing edge). This reduces the velocity component of the leakage flow acting opposite to the direction in which the flow is driven downstream by the fan. This increases the surge margin of the embodiment and, as shown in Fig. 6, has little impact on the aerodynamic efficiency of the compressor stage.

Obwohl die aerodynamischen Wechselwirkungen in dem Abschlußwandbereich nicht gut verstanden sind, ist das folgende eine Arbeitshypothese, welche die empirischen Ergebnisse erklärt. Beim Betrieb der Maschine übertragen die rotierenden Laufschaufeln Energie auf die benachbarten Gase. In dem Abschlußwandbereich 68 entwickelt sich eine Grenzschicht. Die Grenzschicht hat eine viel geringere Geschwindigkeit als die Radgeschwindigkeit der benachbarten Bläserlaufschaufel wegen der Widerstandseffekte. In den Nuten 36 ist die Geschwindigkeit der Arbeitsmediumgase jedoch viel höher. Folglich umströmen die Arbeitsmediumgase mit hoher Geschwindigkeit die Anordnung der Bläserlaufschaufeln 14 außerhalb der Grenzschicht mit Gasen mit relativ niedriger Geschwindigkeit.Although the aerodynamic interactions in the end wall region are not well understood, the following is a working hypothesis that explains the empirical results. During operation of the engine, the rotating blades transfer energy to the adjacent gases. A boundary layer develops in the end wall region 68. The boundary layer has a much lower velocity than the wheel speed of the adjacent fan blade due to drag effects. However, in the grooves 36, the velocity of the working medium gases is much higher. Consequently, the high velocity working medium gases flow around the array of fan blades 14 outside the boundary layer of relatively low velocity gases.

Die Gase mit niedriger Geschwindigkeit in der Grenzschicht können beträchtliche Verluste bewirken, weil sich die Grenzschicht von der Wand 36 lösen kann. Gase mit hoher Geschwindigkeit in den sich umfangsmäßig erstreckenden Nuten 38 werden von den Dämmen nach innen in die Grenzschicht mit niedriger Energie gelenkt. Diese energiereichen Gase bewirken ein Antreiben der Grenzschicht und vermeiden ein Ablösen der Grenzschicht. Das vermeidet gleichzeitig die Verluste, die mit dem Ablösen der Grenzschicht verbunden sind, und führt zu einer aerodynamischen Effizienz, die konstant bleibt, selbst wenn die umfangsmäßigen Nuten eine Verbesserung beim Pumpgrenzbereich schaffen. Folglich erlaubt das Hinzufügen der umfangsmäßig beabstandeten Dämme zu den umfangsmäßigen Nuten ein Erhöhen des Pumpgrenzbereichs ohne eine unakzeptable Verringerung bei der aerodynamischen Effizienz der Anordnung, vorausgesetzt, daß die Anzahl der Dämme einer Anzahl von Bläserlaufschaufeln innerhalb des optimalen Konstruktionsbereichs gleicht.The low velocity gases in the boundary layer can cause significant losses because the boundary layer can separate from the wall 36. High velocity gases in the circumferentially extending grooves 38 are directed inwardly by the dams into the low energy boundary layer. These high energy gases act to propel the boundary layer and prevent the boundary layer from separating. This simultaneously avoids the losses associated with boundary layer separation and results in an aerodynamic efficiency that remains constant even as the circumferential grooves provide an improvement in the surge margin. Thus, adding the circumferentially spaced dams to the circumferential grooves allows for an increase in the surge margin without an unacceptable reduction in the aerodynamic efficiency of the assembly, provided that the number of dams equals a number of fan blades within the optimum design range.

Beispielsweise sind die hohen Geschwindigkeiten in den Nuten durch die Teilung P der Dämme ermöglicht, welche eine ausreichende Länge der nicht-unterbrochenen Nut zum Entwickeln der Geschwindigkeit schafft. Bei Ausführungsformen mit zu vielen Dämmen entwickeln sich die hohen Geschwindigkeiten nicht. Bei Ausführungsformen mit zu wenigen Dämmen entwickeln sich die hohen Geschwindigkeiten, sie werden aber nicht mit der gewünschten Häufigkeit in die Grenzschicht injiziert.For example, the high velocities in the grooves are made possible by the pitch P of the dams, which creates a sufficient length of the uninterrupted groove to develop the velocity. In embodiments with too many dams, the high velocities do not develop. In embodiments with too few dams, the high velocities develop, but they are not injected into the boundary layer with the desired frequency.

Claims

1. An axial flow rotary machine having an axis of rotation (A), a compressor section (14) having an annular flow path (28) for working medium gases, a rotor assembly having an array of rotor blades (16) extending radially outwardly across the flow path, each rotor blade having a tip (24), and a stator structure comprising:

a housing (34) having an inner surface (36), the housing extending circumferentially around the flow path (28) for working medium gases to define the flow path, extending circumferentially outside the rotor blades (16) and being radially spaced from the rotor blades leaving a clearance gap (G) therebetween, the housing (34) having a groove region located radially outside each blade, the groove region having a plurality of grooves (38), each groove extending circumferentially around the interior of the housing and each groove being axially spaced from the adjacent groove leaving a land (66) therebetween, at least one of the grooves having an axial width (W) and a radial depth (D) measured from the inner surface,

characterized in that the at least one groove has a ratio of radial depth (D) to axial width (W) that is greater than or equal to one (D/W ≥ 1) and has a plurality of dams (42) arranged in the groove, the number of dams being at least equal to three quarters of the number of blades (N) (0.75 N), and extending axially away from the web (66) to circumferentially interrupt the groove, and that the inner surface (36) of the housing (34) is formed from an abradable material.

2. Machine according to claim 1, wherein the number of dams (42) is equal to a number which is in a range of three quarters of the number of blades (N) (0.75 N) to 1.5 times the number of blades (N) (1.5 N).

3. A machine according to claim 1 or 2, wherein each dam (42) is circumferentially spaced from the adjacent dam by a pitch distance (P) equal to the circumference of the inner surface divided by (N).

4. Machine according to one of the preceding claims, wherein the number of dams (42) is equal to the number of blades (N).

5. A machine according to any preceding claim, wherein the groove (38) has a ratio of radial depth (D) to axial width (W) equal to two.

6. Machine according to claim 5, wherein the axial width of the webs (66) is equal to half the axial width (W) of the groove (38).

7. A machine according to any preceding claim, wherein at least five of the grooves have a plurality of dams (42).

8. A machine according to any preceding claim, wherein at least two of the grooves (38) have a plurality of dams (42) and the dams of one groove are circumferentially offset relative to the other groove.

9. A machine according to any preceding claim, wherein the housing (34) has a recess (64) in the housing directed towards the rotor blades, and wherein the groove region is arranged in the housing.

10. The machine of any preceding claim, wherein the tip (24) of the rotor blades (16) has a mid-chord region that extends axially for sixty percent (60%) of the length (L) of the tip and that is spaced from the leading edge (44) and the trailing edge (46) of the blade by a distance equal to twenty percent (20%) of the length (L), and wherein the groove region is located radially outward of the mid-chord region of each blade.