JP2004286013A - 圧縮機の翼形部先端をわたる流れを低減させる方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 本発明は、一般にガスタービンエンジンのロータブレードに関し、より具体的には、ロータブレード先端をわたる先端流出を低減する方法及び装置に関する。
【解決手段】 ガスタービンエンジン（１０）の翼形部（４２）は、前縁（４８）と、後縁（５０）と、先端（５４）と、翼形部根元（５２）と先端の間で半径スパンで延在し、翼形部の第１側面を定める第１側壁（４６）と、前縁及び後縁で第１側面に接合され、翼形部根元と先端の間から半径スパンに延在し、翼形部の第２側面を定める第２側面（４４）とを含む。翼形部はまた、第１側壁と第２側壁の少なくとも１つから外方に延在し、先端を通る空気流流出を低減するよう構成されているリブ（７０）を含む。
【選択図】 図３

Description

本発明は、一般にガスタービンエンジンのロータブレードに関し、より具体的には、ロータブレード先端をわたる先端流出を低減する方法及び装置に関する。

ガスタービンエンジンのロータブレードは通常、前縁及び後縁と、正圧側面と、負圧側面とを備える翼形部を含む。正圧及び負圧側面は、翼形部前縁及び後縁において接合され、翼形部の根元と先端の間で半径方向にわたって延びる。内側流路は翼形部根元によって少なくとも部分的に定められ、外側流路は固定ケーシングによって少なくとも部分的に定められる。より具体的には、固定ケーシングは翼形部先端から半径方向外方に位置付けられ、シュラウドと翼形部先端の間にギャップを形成するようになっている。

例えば、このようなブレードは、少なくとも幾つかの既知の圧縮機で使用され、圧縮機の組み立ての際に、シュラウドと翼形部先端の間に形成されたギャップは、圧縮機作動の間は回転翼形部先端と固定ケーシングの格差が大きくなるようなサイズにされる。より具体的には、エンジン作動中、翼形部先端の侵食又は操作負荷によって該ギャップは増加する。時間が経過するにつれ、ギャップの増大を伴いながら圧縮機を連続して運転すると、先端がケーシングの流れ障害を引き起こす可能性がある。更に、作動中のブレードの反対側に固有の圧力差が生じる結果として、増大したギャップにより翼形部先端にわたって翼形部の正圧側面から翼形部の負圧側面への好ましくない空気流が生じる場合もある。このような好ましくない空気流は、寄生流又は先端流出として知られており、圧縮機の作動効率に悪影響を及ぼす可能性がある。

先端流出の低減を促進するため、少なくとも幾つかの公知の圧縮機回転ブレードは回転先端シュラウドを含み、これは翼形部先端に取り付けられ、ブレードとケーシング間の半径方向ギャップを最小にすることを促進する。先端シュラウドも先端流出の低減を促進するが、この構成はまた、隣接する翼形部先端間の境界部を複雑にし、ロータ構造の全体重量を増加させる可能性がある。少なくとも幾つかの他の公知の圧縮機回転ブレードは、翼形部先端に取り付けられた小翼を用いて先端流出の抑制を促進する。しかしながら、既知の小翼設計は、該小翼を翼形部に取り付けること、及び固定ケースに近接していることにおける設計上の課題が存在することにより、その使用が制限される。

１つの態様において、ガスタービンエンジンのロータブレードを製造する方法が提供される。この方法は、各々が翼形部根元と翼形部先端との間を半径スパンで延びる、前縁及び後縁で接合された第１側壁と第２側壁とを含む翼形部を形成し、翼形部先端を通る空気流の流出の低減を促進するように、翼形部第１側壁及び翼形部第２側壁の少なくとも１つから外方に延びるリブを形成することを含む。

本発明の別の態様においては、ガスタービンエンジンの翼形部が提供される。翼形部は、前縁と、後縁と、先端と、翼形部根元と先端の間で半径スパンで延在し、翼形部の第１側面を定める第１側壁と、前縁及び後縁で第１側壁に接合され、翼形部根元と先端の間で半径スパンで延在し、翼形部の第２側面を定める第２側壁とを備える。翼形部はまた、第１側壁と第２側壁の少なくとも１つから外方に延在し、先端を通る空気流の流出を低減するよう構成されているリブを含む。

更に別の態様において、複数のロータブレードを含むガスタービンエンジンが提供される。各ロータブレードは、前縁、後縁、第１側壁、第２側壁、及び少なくとも１つのリブを有する翼形部を含む。翼形部の第１及び第２側壁は、前縁及び後縁で軸方向に接合され、各側壁はブレード根元から翼形部先端へ半径方向に延在する。リブは、翼形部第１側壁と第２側壁の少なくとも１つから外方に延在する。第１側壁は翼形部の正圧側面を定め、第２側壁は翼形部の負圧側面を定める。リブは、翼形部正圧側面から翼形部負圧側面へ翼形部先端を通る空気流の低減を促進する。

図１はガスタービンエンジン１０の概略図であり、ファン組立体１２と、高圧圧縮機１４と、燃焼器１６を含む。エンジン１０はまた、高圧タービン１８と、低圧タービン２０と、ブースタ２２を含む。ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径方向外方に延在するファンブレードの列２４を含む。エンジン１０は吸入側２８と排出側３０を有する。１つの実施形態において、ガスタービンエンジンは、オハイオ州シンシナチ所在のGeneral Electric Companyから入手可能なＧＥ９０である。

作動中、ファン組立体１２を通って空気が流れ、加圧された空気が高圧圧縮機１４に供給される。高圧の空気は燃焼器１６に送られる。燃焼器１６からの空気流（図１には図示せず）は、タービン１８及び２０を駆動し、タービン２０はファン組立体１２を駆動する。

図２はロータブレード４０の部分斜視図であり、ガスタービン１０（図１に図示）などのガスタービンエンジンで使用することができる。図３は、図２に示されたロータブレードの拡大部分斜視図であり、ロータブレード４０の反対側から見ている。１つの実施形態において、複数のロータブレード４０がガスタービンエンジン１０の高圧圧縮機ステージ（図示せず）を形成する。各ロータブレード４０は、翼形部４２と、翼形部４２をロータディスク（図示せず）に既知の方法で取り付けるのに使用する一体型のダブテール４３とを含む。或いは、ブレード４０はディスク（図示せず）から半径方向外方に延在することができ、複数のブレード４０がブリスク（図示せず）を形成するようになっている。

各翼形部４２は、第１の輪郭のついた側壁４４及び第２の輪郭のついた側壁４６を含む。第１側壁４４は凸型で翼形部４２の負圧側面を形成し、第２側壁４６は凹型で翼形部４２の正圧側面を形成する。側壁４４及び４６は、翼形部４２の前縁４８と、軸方向に間隔を置いて配置された後縁５０において接合される。より具体的には、翼形部後縁５０は、翼形部前縁４８から翼弦方向で下流側に間隔を置いて配置される。第１及び第２側壁４４と４６は、ダブテール４３に隣接して位置するブレード根元５２から、長手方向すなわち半径方向外方に翼形部先端５４までスパンにわたってそれぞれ延在する。

リブ７０は、第２側壁４６から外方に延在する。別の実施形態において、リブ７０は第１側壁４４から外方に延在する。更に別の実施形態において、第１リブ７０は第２側壁４６から外方に延在し、第２リブ７０は第１側壁４４から外方に延在する。これに応じて、リブ７０は、側壁４６に適合するよう輪郭づけられ、その結果、側壁４６にわたって延びる空気流の流線をたどるようになる。例示的な実施形態において、リブ７０は、側壁４６にわたって翼弦方向に延在する。或いは、リブ７０は側壁４６に対して非翼弦方向に整列される。より具体的には、例示的な実施形態において、リブ７０は、翼形部前縁及び後縁４８、５０のそれぞれの間から翼弦方向に延在する。或いはまた、リブ７０は、翼形部前縁４８又は後縁５０のそれぞれ１つのみに延在する。更に別の実施形態において、リブ７０は、翼形部前縁及び後縁４８、５０のそれぞれの間から側壁４６に沿って部分的にのみ延在し、前縁４８又は後縁５０のそれぞれいずれかには延在しない。

リブ７０は、円錐台の断面外形を有し、リブ７０の根元７４の半径方向高さ７６が、リブ７０の外縁８０の半径方向高さ７８よりも高くなっている。例示的な実施形態において、高さ７６及び高さ７８のいずれもリブ７０に沿って第１縁８４と第２縁８６の間で実質的に一定である。別の実施形態において、根元の高さ７４及び外縁の高さ７８の少なくとも１つは、リブ縁８４及び８６の間で変化する。リブ７０の幾何学的形状は、ブレード４０に対するリブ７０の相対的位置、サイズ、及び長さを含み、ブレード４０の運転特性及び性能特性に基づいて可変的に選択される。

リブ７０はまた、半径方向外方の側壁９０と半径方向内方の側壁９２を含む。半径方向外方の側壁９０は、翼形部先端５４と半径方向内方の側壁９２の間にあり、半径方向内方の側壁９２は、半径方向外方の側壁９０と翼形部根元５２の間にある。リブ側壁９０及び９２は各々、リブ根元７４とリブ外縁８０の間で輪郭が付けられる。例示的な実施形態において、リブ７０は対称面９４の周りに対称であり、よってリブ側壁９０と９２は同一である。別の実施形態において、側壁９０と９２はそれぞれ異なっており、同一ではない。

リブ外縁８０は、側壁４６から空気流に向かって距離１００だけ延在し、リブ対称面９４は、翼形部先端５４から翼形部根元５２に向かって半径方向の距離１０２に配置されている。距離１００及び１０２は、ブレード４０の運転特性と性能特性に基づいて可変的に選択される。

作動中、リブ７０は、翼形部正圧側面及び負圧側面４４、４６のそれぞれの間の空気流の連通を制限する。より具体的には、作動中、翼形部先端５４と固定シュラウド（図示せず）間のギャップ（図示せず）が広くなると、自然の傾向として高圧力のため、正圧側面の空気流が翼形部先端５４に流れる。しかしながら、リブ７０が空気流に向かって外方に延在するため、リブ７０は、空気が翼形部先端５４に向かって意図した方向で下流側へ流れるよう配向し、こうして先端５４をわたる先端流出を防止し、圧縮機効率の上昇を促進する。

更に、リブ７０はまた、翼形部先端５４の近くに翼弦方向の剛性をもたらす。より具体的には、リブ７０はブレード４０に対する構造的支持の付与を促進し、その結果、隣接するブレード先端５４に誘発される振動の翼弦方向撓みモードが、各リブ７０の幾何学的形状により低減されるのが促進される。更に、リブ７０は先端５４から半径方向の距離１０２に配置されているので、リブ７０は固定シュラウドと接触することはない。

図４はロータブレード２００の別の実施形態の斜視図であり、ガスタービンエンジン１０（図１に図示）で使用することができる。ロータブレード２００は、ロータブレード４０（図２、図３に示す）と実質的に同じであり、ロータブレード４０の構成部品と同一であるロータブレード２００の構成部品は、図２及び図３で使用された同じ参照番号を使用して図４で識別される。具体的には、１つの実施形態において、ロータブレード２００は、リブ７０に加えて第２リブ２０２を含む以外は、ロータブレード４０と同一である。より具体的には、例示的な実施形態において、リブ２０２はリブ７０と同一であるが、側壁４６ではなく側壁４４にわたって延在している。

リブ２０２は、第１側壁４４から外方に延在し、側壁４４に適合するよう輪郭付けられ、その結果、側壁４４をわたって延在する空気流の流線をたどるようになる。例示的な実施形態において、リブ２０２は側壁４４をわたって翼弦方向に延在する。或いは、リブ２０２は側壁４４に対して非翼弦方向に整列される。より具体的には、例示的な実施形態において、リブ２０２は、翼形部前縁及び後縁４８、５０のそれぞれの間から翼弦方向に延在する。或いはまた、リブ２０２は、翼形部前縁４８又は後縁５０のそれぞれ１つのみに延在する。更に別の実施形態において、リブ２０２は、翼形部前縁及び後縁４８、５０のそれぞれの間から側壁４４に沿って部分的にのみ延在し、前縁４８又は後縁５０のそれぞれいずれかには延在しない。

リブ２０２の幾何学的形状は、ブレード４０に対するリブ２０２の相対的位置、サイズ、長さを含み、ブレード４０の運転特性及び性能特性に基づいて可変的に選択される。リブ２０２は翼形部先端５４から半径方向の距離２１０に配置されている。例示的な実施形態において、半径方向距離２１０は第１リブ半径方向距離１０２（図３に図示）にほぼ等しい。別の実施形態においては、半径方向距離２１０は第１リブ半径方向距離１０２と等しくない。

上述のロータブレードは費用効率と信頼性が高い。ロータブレードは、翼形部側壁の少なくとも１つから外方に延在するリブを含む。リブは、該リブの半径方向上方及び半径方向下方の流れの連通の制限を促進する。従って、先端流出が低減されるよう促進され、圧縮機の効率が改善されるよう促進される。更にリブはブレードに対する付加的な構造支持の付与を促進する。結果として、費用効率及び信頼性の高い方法で、ブレードの空力性能の改善を促進するリブを与えると共に、ブレードに対して航空力学的安定性をもたらす。

ブレード組立体の例示的実施形態の詳細を上述した。ブレード組立体は本明細書で説明されている特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ各組立体の構成部品は、本明細書で説明されている他の構成部品から独立して別個に使用することができる。各ロータブレード構成部品はまた、他のロータブレード構成部品と組み合わせて使用することができる。

本発明を様々な特定の実施形態に関して記述したが、本発明は請求項の精神及び範囲内で変更し実施可能であることは、当業者には明らかであろう。請求項に表記されている参照番号は、本発明の範囲を狭めるためのものではなく、容易に理解するためのものである。

ガスタービンエンジンの概略図。 図１に示すガスタービンエンジンで使用することができるロータブレードの斜視図。 ロータブレードの反対側から観察した、図２に示すロータブレードの拡大部分斜視図。 図１に示すガスタービンエンジンで使用することができるロータブレードの別の実施形態の透視図。

符号の説明

４０ ブレード
４２ 翼形部
４４ 第２側壁
４６ 第１側壁
４８ 前縁
５０ 後縁
５４ 先端
７０ リブ
７４ リブの根元
７６ 半径方向高さ
７８ 外縁の高さ
８０ リブの外縁
８４ 第１縁
８６ 第２縁
９０ 半径方向外方の側壁
９２ 半径方向内方の側壁
９４ 対称面
１００ 空気流に向かう半径方向距離
１０２ 翼形部根元に向かう半径方向距離

Claims (13)

1. ガスタービンエンジン（１０）のロータブレード（４０）を組み立てる方法であって、
   各々が翼形部根元（５２）と翼形部先端（５４）との間を半径スパンで延びる、前縁（４８）及び後縁（５０）で接合された第１側壁（４６）と第２側壁（４４）とを含む翼形部（４２）を形成し、
   前記翼形部先端を通る空気流の流出の低減を促進するように、前記翼形部第１側壁及び翼形部第２側壁の少なくとも１つから外方に延びるリブ（７０）を形成する、
   ことを含む方法。
2. 前記翼形部第１側壁（４６）及び前記翼形部第２側壁（４４）の少なくとも１つから外方に延びるリブ（７０）を形成することが、
   前記翼形部第１側壁から外方に延在し、前記翼形部先端（５４）から第１半径方向距離（１００）の位置に配置される第１リブを形成し、
   前記翼形部第２側壁から外方に延在し、前記翼形部先端から前記第１半径距離とほぼ等しい第２半径方向距離の位置に配置される第２リブを形成する、
   ことを含む請求項１に記載の方法。
3. 前記翼形部第１側壁（４６）及び前記翼形部第２側壁（４４）の少なくとも１つから外方へ延びるリブ（７０）を形成することが、前記翼形部前縁（４８）と前記翼形部後縁（５０）の少なくとも１つから翼弦方向に延在するように前記リブを形成することを含む請求項１に記載の方法。
4. 前記翼形部第１側壁（４６）と前記翼形部第２側壁（４４）の少なくとも１つから外方へ延びるリブ（７０）を形成することが、前記翼形部前縁（４８）と前記翼形部後縁（５０）の間で翼弦方向に延在するように前記リブを形成することを含む請求項１に記載の方法。
5. 前記翼形部第１側壁（４６）と前記翼形部第２側壁（４４）の少なくとも１つから外方へ延びるリブ（７０）を形成することが、前記翼形部への構造的支持の付与を促進する円錐台の断面外形を有するリブを形成することを含む請求項１に記載の方法。
6. ガスタービンエンジン（１０）の翼形部（４２）において、
   前縁（４８）と、
   後縁（５０）と、
   先端（５４）と、
   翼形部根元と前記先端の間で半径スパンで延在し、前記翼形部の第１側面を定める第１側壁（４６）と、
   前記前縁及び前記後縁で前記第１側壁に接合され、前記翼形部根元と前記先端の間で半径スパンで延在し、前記翼形部の第２側面を定める第２側壁（４４）と、
   前記第１側面と前記第２側面の少なくとも１つから外方に延在し、前記先端を通る空気流の流出を低減するよう構成されているリブ（７０）と、
   を備える翼形部。
7. 前記翼形部第１側壁と第２側壁の少なくとも一方が凹面であり、他方の側壁が凸面であり、前記リブが前記翼形部前縁から翼弦方向に前記翼形部後縁に向かって延在する請求項６に記載の翼形部（４２）。
8. 前記リブ（７０）が、前記翼形部後縁（５０）から翼弦方向に前記翼形部前縁（４８）に向かって延在する請求項６に記載の翼形部（４２）。
9. 前記リブ（７０）が前記翼形部先端（５４）から半径方向距離（１００）にある請求項６に記載の翼形部（４２）。
10. 前記リブ（７０）が更に、前記翼形部に対して構造的支持を付与するよう構成されている請求項６に記載の翼形部（４２）。
11. 前記リブ（７０）が、底部と、外縁（８０）と、これらの間に延在する本体とを含み、前記本体が円錐台であり、前記底部の半径方向高さ（７６）が前記外縁の高さ（７８）よりも高くなっている請求項６に記載の翼形部（４２）。
12. 第１リブ（７０）が前記第１側壁（４６）から外方に延在し、第２リブが前記第２側壁（４４）から外方に延在する請求項６に記載の翼形部（４２）。
13. 前記第１リブ（７０）が前記翼形部先端（５４）から第１半径方向距離（１０２）にあり、前記第２リブが前記翼形部先端から第２半径方向距離にあり、前記第１半径方向距離は前記第２半径方向距離にほぼ等しい請求項１２に記載の翼形部（４２）。

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