JP2011190714A - Axial flow compressor and gas turbine engine - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、例えばガスタービンエンジンの構成機器として用いられ、ガスを軸方向へ圧縮して搬送する軸流圧縮機に関する。 The present invention relates to an axial flow compressor that is used as, for example, a component of a gas turbine engine and compresses and conveys gas in an axial direction.
一般的な軸流圧縮機は、筒状の圧縮機ケースをベースとして具備しており、この圧縮機ケースは、軸方向へ延びている。また、圧縮機ケースの内側には、環状のガス流路が形成されている。 A general axial compressor includes a cylindrical compressor case as a base, and the compressor case extends in the axial direction. An annular gas flow path is formed inside the compressor case.
圧縮機ケース内には、複数段の圧縮機ステータが軸方向に沿って設けられている。また、各段の圧縮機ステータは、周方向に等間隔に配設された複数の静翼を備えており、各静翼は、ガス流路内に位置している。 In the compressor case, a plurality of stages of compressor stators are provided along the axial direction. The compressor stator at each stage includes a plurality of stationary blades arranged at equal intervals in the circumferential direction, and each stationary blade is located in the gas flow path.
圧縮機ケース内には、複数段の圧縮機ロータが軸方向に沿って複数段の圧縮機ステータと交互に設けられている。また、各段の圧縮機ロータは、圧縮機ケース内に軸心周りに回転可能に設けられたディスクを備えており、このディスクの外周面は、ガス流路の径方向内側の流路面の一部を構成するものである。更に、各段の圧縮機ロータにおけるディスクの外周面には、複数の動翼が等間隔に設けられており、各動翼は、ガス流路内に位置している。 In the compressor case, a plurality of stages of compressor rotors are provided alternately with the plurality of stages of compressor stators along the axial direction. In addition, each stage of the compressor rotor includes a disk that is provided in the compressor case so as to be rotatable about its axis, and the outer peripheral surface of the disk is a channel surface radially inward of the gas channel. Part. Further, a plurality of blades are provided at equal intervals on the outer peripheral surface of the disk in the compressor rotor of each stage, and each blade is located in the gas flow path.
従って、複数段の圧縮機ロータを回転させることにより、複数段の圧縮機ロータと複数段の圧縮機ステータを協働させて、ガス流路内に取り入れたガスを軸方向へ圧縮して搬送することができる。 Therefore, by rotating the multi-stage compressor rotor, the multi-stage compressor rotor and the multi-stage compressor stator cooperate with each other, and the gas taken into the gas flow path is compressed and conveyed in the axial direction. be able to.
一方、従来から、軸流圧縮機の作動域を拡大するための種々の開発がなされており、本願の出願人も作動域を拡大した軸流圧縮機について出願し既に特許を取得している(特許文献1参照)。この先行技術に係る軸流圧縮機は、前述の一般的な軸流圧縮機の構成に加えて、いずれかの圧縮機ロータの出口側断面積(出口断面積)が入口側断面積(入口断面積)よりも大きくなるように構成されている。これにより、いずれかの圧縮機ロータにおいてガスの軸方向流速(軸方向の流速)が減速され、動翼の速度三角形を考慮すると、動翼の反りを大きくしなくても、動翼の仕事を十分に確保することができる。換言すれば、動翼の仕事を十分に確保しつつ、動翼の反りを小さくして、動翼の正圧面と負圧面との圧力差を低減することにより、動翼の正圧面側から負圧面側へのクリアランスフローを低減して、ストール点を低くすることができ、低流量でもストールが起こらなくなって、軸流圧縮機の作動域を低流量側に拡大することができる。 On the other hand, various developments have been made to expand the operating range of an axial compressor, and the applicant of the present application has applied for an axial compressor with an expanded operating range and has already obtained a patent ( Patent Document 1). In the axial compressor according to this prior art, in addition to the configuration of the general axial compressor described above, the outlet side cross-sectional area (outlet cross-sectional area) of any compressor rotor is the inlet side cross-sectional area (inlet cross-section It is configured to be larger than (area). As a result, the axial flow velocity (axial flow velocity) of the gas is reduced in any compressor rotor, and considering the velocity triangle of the moving blade, the work of the moving blade can be performed without increasing the warpage of the moving blade. It can be secured sufficiently. In other words, while ensuring sufficient work of the rotor blade, reducing warpage of the rotor blade and reducing the pressure difference between the pressure surface and the suction surface of the rotor blade, the negative pressure from the pressure surface side of the rotor blade is reduced. The clearance flow to the pressure surface side can be reduced to lower the stall point, and the stall can be prevented even at a low flow rate, and the operating range of the axial compressor can be expanded to the low flow rate side.
ところで、近年、ジェットエンジンの分野においては、軸流圧縮機の作動域を拡大するための要請がより強くなっており、作動域を更に拡大することができる軸流圧縮機の開発が急務になってきている。 By the way, in recent years, in the field of jet engines, the demand for expanding the operating range of the axial compressor has become stronger, and the development of an axial compressor that can further expand the operating range has become an urgent task. It is coming.
そこで、本発明は、前述の先行技術に係る軸流圧縮機に改良を加えて、作動域を更に拡大することができる、新規な構成の軸流圧縮機等を提供することを目的とする。 Accordingly, an object of the present invention is to provide an axial flow compressor having a novel configuration capable of further expanding the operating range by improving the axial flow compressor according to the above-described prior art.
本発明の発明者は、前述の課題を解決するために、試行錯誤を繰り返した結果、いずれかの圧縮機ロータの出口側断面積(出口断面積)が入口側断面積(入口断面積)よりも大きくなるように構成するという条件の下で、子午断面(側断面)において、いずれかの圧縮機ロータにおけるディスクの外周面を下流方向に向かって凸状の第1曲線から凹状の第2曲線に遷移させた場合(図3(a)に示す新規な圧縮機ロータの場合))に、ディスクの外周面が傾斜直線である場合(図3(b)に示す比較用の圧縮機ロータの場合))に比較して、図4に示すように、動翼の前縁側における正圧面と負圧面との圧力差をより小さくできる(図4において一点鎖線で囲んだ部分)という、新規な知見を得ることができ、本発明を完成するに至った。なお、図3(a)に示す新規な圧縮機ロータの場合には、子午断面において、いずれかの圧縮機ロータのディスクの外周面の上流端が上流側の圧縮機ステータの内側壁面(径方向内側の壁面)の延長線よりも径方向内側又はこの延長線上に位置し、いずれかの圧縮機ロータのディスクの外周面の下流端が下流側の圧縮機ステータの内側壁面の延長線よりも径方向外側又はこの延長線上に位置している。 As a result of repeating trial and error in order to solve the above-mentioned problems, the inventor of the present invention has determined that the outlet side sectional area (outlet sectional area) of any compressor rotor is larger than the inlet side sectional area (inlet sectional area). In the meridional section (side section), the outer peripheral surface of the disk in any of the compressor rotors is convex from the convex first curve to the concave second curve. 3 (in the case of the new compressor rotor shown in FIG. 3 (a)), when the outer peripheral surface of the disk is an inclined straight line (in the case of the comparative compressor rotor shown in FIG. 3 (b)) )), The new knowledge that the pressure difference between the pressure surface and the suction surface on the leading edge side of the moving blade can be made smaller (the portion surrounded by the one-dot chain line in FIG. 4), as shown in FIG. The present invention has been completed. In the case of the new compressor rotor shown in FIG. 3A, in the meridional section, the upstream end of the outer peripheral surface of the disk of any compressor rotor is the inner wall surface (radial direction) of the compressor stator on the upstream side. The downstream end of the outer peripheral surface of the disk of any compressor rotor has a diameter larger than the extension line of the inner wall surface of the downstream compressor stator. Located on the outside in the direction or on this extension.
ここで、図3(a)は、新規な知見に関する特徴を有した新規な圧縮機ロータを示す模式的な子午断面図、図3(b)は、新規な圧縮機ロータの比較用の圧縮機ロータを示す模式的な子午断面図、図4は、新規な圧縮機ロータ及び比較用の圧縮機ロータについて、動翼の前縁からの距離と動翼の97%スパンにおける静圧上昇係数(正圧面側及び負圧面側の静圧上昇係数)との関係を示す図であって、この関係は、3次元定常粘性CFD(Computational Fluid Dynamics)解析により求めたものである。また、図3(a)に示す新規な圧縮機ロータにおいては、各動翼の先端の径方向位置(径方向の位置)が前縁から後縁にかけて同じになっている。 Here, FIG. 3 (a) is a schematic meridional section showing a new compressor rotor having characteristics relating to new knowledge, and FIG. 3 (b) is a compressor for comparison with the new compressor rotor. FIG. 4 is a schematic meridional section showing the rotor, for a new compressor rotor and a comparative compressor rotor, the distance from the leading edge of the blade and the coefficient of increase in static pressure at the 97% span of the blade (positive It is a figure which shows the relationship with the static pressure rise coefficient of a pressure side and a suction side, Comprising: This relationship is calculated | required by three-dimensional steady viscosity CFD (Computational Fluid Dynamics) analysis. In the new compressor rotor shown in FIG. 3A, the radial position (the radial position) of the tip of each rotor blade is the same from the leading edge to the trailing edge.
本発明の第1の特徴は、ガスを軸方向へ圧縮して搬送する軸流圧縮機であって、前記軸方向へ延びてあって、内側に環状のガス流路が形成された筒状の圧縮機ケースと、前記圧縮機ケース内に前記軸方向に沿って設けられ、周方向等間隔に配設されかつ前記ガス流路内に位置する複数の静翼を備えた複数段の圧縮機ステータと、前記圧縮機ケース内に前記軸方向に沿って複数段の前記圧縮機ロータと交互に設けられ、外周面が前記ガス流路の径方向内側の流路面の一部を構成しかつ軸心周りに回転可能なディスク、及び前記ディスクの外周面に等間隔に設けられかつ前記ガス流路内に位置する複数の動翼を備えた複数段の圧縮機ロータと、を具備し、いずれかの前記圧縮機ロータの出口側断面積(出口断面積)が入口側断面積(入口断面積)よりも大きくなるように構成され、子午断面(側断面)において、前記いずれかの前記圧縮機ロータにおける前記ディスクの外周面が下流方向に向かって凸状の第1曲線から凹状の第2曲線に遷移し、前記いずれかの前記圧縮機ロータにおける前記ディスクの外周面の上流端が上流側の前記圧縮機ステータの内側壁面の延長線よりも径方向内側又はこの延長線(上流側の前記圧縮機ステータの内側壁面の延長線)上に位置し、前記いずれかの前記圧縮機ロータにおける前記ディスクの外周面の下流端が下流側の前記圧縮機ステータの内側壁面の延長線よりも径方向外側又はこの延長線(下流側の前記圧縮機ステータの内側壁面の延長線)上に位置していることを要旨とする。 A first feature of the present invention is an axial compressor that compresses and conveys gas in an axial direction, and extends in the axial direction, and has a cylindrical shape with an annular gas flow path formed inside. Compressor case, and a plurality of stages of compressor stators provided in the compressor case along the axial direction and provided with a plurality of stationary blades disposed at equal intervals in the circumferential direction and positioned in the gas flow path And a plurality of stages of compressor rotors provided alternately in the axial direction in the compressor case, the outer peripheral surface constituting a part of the radially inner flow path surface of the gas flow path, and the axial center A disk rotatable around, and a multi-stage compressor rotor provided with a plurality of moving blades provided at equal intervals on the outer peripheral surface of the disk and positioned in the gas flow path, The outlet side sectional area (outlet sectional area) of the compressor rotor is the inlet side sectional area (inlet sectional area). In the meridional section (side section), the outer peripheral surface of the disk in any one of the compressor rotors changes from a convex first curve to a concave second curve in the downstream direction. The upstream end of the outer peripheral surface of the disk in any one of the compressor rotors is radially inward from the extension line of the inner wall surface of the compressor stator on the upstream side or the extension line (the upstream compressor). An extension line of the inner wall surface of the stator), and the downstream end of the outer peripheral surface of the disk in any one of the compressor rotors is radially outer than the extension line of the inner wall surface of the compressor stator on the downstream side. The gist is that it is located on this extension line (extension line of the inner wall surface of the compressor stator on the downstream side).
なお、前記軸流圧縮機は、ジェットエンジン等のガスタービンエンジンの構成機器として用いられる圧縮機に限られるものでない。 In addition, the said axial flow compressor is not restricted to the compressor used as a component apparatus of gas turbine engines, such as a jet engine.
第1の特徴によると、複数段の前記圧縮機ロータを回転させることにより、複数段の前記圧縮機ロータと複数段の前記圧縮機ステータを協働させて、前記ガス流路内に取り入れたガスを軸方向へ圧縮して搬送することができる。 According to the first feature, the gas introduced into the gas flow path by rotating the plurality of stages of the compressor rotors so that the plurality of stages of the compressor rotors and the plurality of stages of the compressor stators cooperate with each other. Can be transported compressed in the axial direction.
そして、前記いずれかの前記圧縮機ロータの出口側断面積が入口側断面積よりも大きくなるように構成され、子午断面において、前記いずれかの前記圧縮機ロータにおける前記ディスクの外周面が下流方向に向かって凸状の第1曲線から凹状の第2曲線に遷移しているため、前述の新規な知見を適用すると、前記いずれかの前記圧縮機ロータにおける前記ディスクの外周面が傾斜直線である場合に比較して、前記軸流圧縮機のストールに大きな影響を与える、前記動翼の前縁側における正圧面と負圧面との圧力差をより小さくできる。 And the outlet side cross-sectional area of any one of the compressor rotors is configured to be larger than the inlet side cross-sectional area, and in the meridian cross section, the outer peripheral surface of the disk in any one of the compressor rotors is in the downstream direction. Since the transition from the convex first curve to the concave second curve is applied, the outer peripheral surface of the disk in any one of the compressor rotors is an inclined straight line when the above-described novel knowledge is applied. As compared with the case, the pressure difference between the pressure surface and the suction surface on the leading edge side of the moving blade, which greatly affects the stall of the axial compressor, can be further reduced.
本発明の第2の特徴は、ガスタービンエンジンにおいて、第1の特徴からなる軸流圧縮機を具備したことを要旨とする。 The gist of the second feature of the present invention is that the gas turbine engine includes the axial flow compressor having the first feature.
第2の特徴の特徴によると、第1の特徴による作用と同様の作用を奏する。 According to the feature of the second feature, the same effect as that of the first feature is achieved.
本発明によれば、前記動翼の前縁側における正圧面と負圧面との圧力差をより小さくできるため、前記動翼の正圧面側から負圧面側へのクリアランスフローを低減して、前記軸流圧縮機のストールを抑えつつ、前記軸流圧縮機の作動域を低流量側に更に拡大することができる。 According to the present invention, since the pressure difference between the pressure surface and the suction surface on the leading edge side of the moving blade can be further reduced, the clearance flow from the pressure surface side to the suction surface side of the moving blade is reduced, and the shaft The operating range of the axial compressor can be further expanded to the low flow rate side while suppressing stall of the flow compressor.
本発明の実施形態について図1から図6を参照して説明する。なお、図中、「F」は、前方向(上流方向)、「R」は、後方向(下流方向)を指している。 An embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. In the figure, “F” indicates the forward direction (upstream direction), and “R” indicates the backward direction (downstream direction).
図1及び図2に示すように、本発明の実施形態に係る軸流圧縮機1は、ジェットエンジン(ガスタービンエンジンの一例)の構成機器である圧縮機として用いられ、ガス(本発明の実施形態にあっては、空気)を軸方向(後方向)へ圧縮して搬送するものである。そして、本発明の実施形態に係る軸流圧縮機1の具体的な構成は、次のようになる。
As shown in FIGS. 1 and 2, an
軸流圧縮機1は、筒状の圧縮機ケース3をベースとして具備しており、この圧縮機ケース3は、軸方向(前後方向)へ延びている。また、圧縮機ケース3の内側には、環状のガス流路5が形成されている。
The
圧縮機ケース3内には、複数段(図1中には2段のみ図示)の圧縮機ステータ7が軸方向に沿って設けられている。また、各段の圧縮機ステータ7は、周方向に等間隔に配設された(並んだ)複数の静翼9を備えており、各静翼9は、ガス流路5内に位置している。
In the compressor case 3, a plurality of stages (only two stages are shown in FIG. 1) of compressor stators 7 are provided along the axial direction. The compressor stator 7 at each stage includes a plurality of
圧縮機ケース3内には、複数段(図1には1段のみ図示)の圧縮機ロータ11が軸方向に沿って複数段の圧縮機ステータ7と交互に設けられており、複数段の圧縮機ロータ11は、ジェットエンジンの構成機器であるタービン(図示省略)における複数段のタービンロータ(図示省略)に一体的に連結してある。また、各段の圧縮機ロータ11は、圧縮機ケース3内に軸心周りに回転可能に設けられたディスク13を備えており、このディスク13の外周面は、ガス流路5の径方向内側の流路面5sの一部を構成するものである。更に、各段の圧縮機ロータ11におけるディスク13の外周面には、複数の動翼15が等間隔に設けられており、各動翼15は、ガス流路5内に位置している。
In the compressor case 3, a plurality of stages of compressor rotors 11 (only one stage is shown in FIG. 1) are provided alternately with the plurality of stages of compressor stators 7 along the axial direction. The
続いて、本発明の実施形態の要部について説明する。 Then, the principal part of embodiment of this invention is demonstrated.
いずれかの圧縮機ロータ11(図示された圧縮機ロータ11のことであって、以下、単に圧縮機ロータ11という)の出口側断面積(出口断面積)は、入口側断面積(入口断面積)よりも大きくなるように構成されている。また、圧縮機ロータ11における各動翼15の先端15tの径方向位置(径方向の位置)は、前縁15aから後縁15bにかけて同じになっている。なお、圧縮機ロータ11における各動翼15の先端15tの径方向位置が前縁15aから後縁15bにかけて変化しても構わない。
The outlet side cross-sectional area (outlet cross-sectional area) of any of the compressor rotors 11 (referred to as the
子午断面において、圧縮機ロータ11におけるディスク13の外周面は、下流方向に向かって凸状の第1曲線R1から凹状の第2曲線R2に遷移している。また、圧縮機ロータ11のディスク13の外周面の上流端(前端)は、上流側の圧縮機ステータ7の内側壁面の延長線よりも径方向内側に位置してあって、圧縮機ロータ11におけるディスク13の外周面の下流端(後端)は、下流側の圧縮機ステータ7の内側壁面の延長線よりも径方向外側に位置している。なお、圧縮機ロータ11のディスク13の外周面の上流端、下流端は、それぞれ、上流側の圧縮機ステータ7の内側壁面の延長線上、下流側の圧縮機ステータ7の内側壁面の延長線上に位置していることが望ましい。
In the meridional section, the outer peripheral surface of the
そして、第1曲面R1から第2曲面R2に遷移する変曲点IPは、動翼15の最大翼厚位置TPから上流方向に向かってコード長の2.8%(−2.8%コード)だけ離れた点と、動翼15の最大翼厚位置TPから下流方向に向かってコード長の5.0%(5.0%コード)だけ離れた点との間に存在している。動翼15の最大翼厚位置TPから上流方向に向かってコード長の2.8%だけ離れた点としたのは、図6に示すように、変曲点IPが動翼15の最大翼厚位置TPから上流方向に向かってコード長の2.8%を越えて離れると、ストール点での流量係数がストール余裕より高くなることが判明したからである。一方、変曲点IPを動翼15の最大翼厚位置TPから下流方向に向かってコード長の5%だけ離れた点としたのは、変曲点IPが動翼15の最大翼厚位置TPから下流方向に向かってコード長の5%を越えて離れると、動翼15の後縁15b付近でのガスの軸方向流速が急減速されて、ガスの流れの剥離が生じて、軸流圧縮機1の圧力比(圧縮機ロータ11の圧力比)が低下することが懸念されるからである。なお、コード長とは、動翼15の前縁15aと後縁15bを結ぶ直線の長さのことをいう。
The inflection point IP that transitions from the first curved surface R1 to the second curved surface R2 is 2.8% of the cord length (−2.8% code) from the maximum blade thickness position TP of the moving
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。 Then, the effect | action and effect of embodiment of this invention are demonstrated.
ジェットエンジンにおける燃焼器(図示省略)から燃焼ガスの膨張によってタービンを駆動させて、複数段のタービンロータを回転させることにより、複数段の圧縮機ロータ11を複数段のタービンロータと一体的に回転させる。これにより、複数段の圧縮機ロータ11と複数段の圧縮機ステータ7を協働させて、ガス流路5内に取り入れたガスを軸方向へ圧縮して搬送することができる。
A turbine is driven by the expansion of combustion gas from a combustor (not shown) in a jet engine to rotate a multi-stage turbine rotor, whereby a
そして、圧縮機ロータ11の出口側断面積が入口側断面積よりも大きくなるように構成され、子午断面において、圧縮機ロータ11におけるディスク13の外周面が下流方向に向かって凸状の第1曲線R1から凹状の第2曲線R2に遷移しているため、前述の新規な知見を適用すると、図4において一点鎖線で囲んだ部分に示すように、圧縮機ロータ11におけるディスク13の外周面が傾斜直線である場合(図3(b)参照)に比較して、軸流圧縮機1のストールに大きな影響を与える、動翼15の前縁15a側における正圧面15pと負圧面15nとの圧力差をより小さくできる。このとき、動翼15の前縁15aから離れた部分において正圧面15pと負圧面15nとの圧力差が広がっているが、図4において一点鎖線で囲んだ動翼15の前縁15a付近において正圧面15pと負圧面15nとの圧力差が小さくなる効果の方が大きい。
The outlet side cross-sectional area of the
従って、本発明の実施形態によれば、動翼15の前縁15a側における正圧面15pと負圧面15nとの圧力差をより小さくできるため、動翼15の正圧面15p側から負圧面15n側へのクリアランスフローを低減して、図5に示すように、軸流圧縮機1のストールを抑えつつ、軸流圧縮機1の作動域を低流量側に更に拡大することができることが判明した。特に、変曲点IPが動翼15の最大翼厚位置TPから上流方向に向かってコード長の2.8%だけ離れた点と、動翼15の最大翼厚位置から下流方向に向かってコード長の5.0%だけ離れた点との間に存在しているため、軸流圧縮機1の圧力比の低下を抑えつつ、軸流圧縮機1のストールを十分に抑えることができる。
Therefore, according to the embodiment of the present invention, the pressure difference between the
ここで、前述のように、図6は、本発明の実施形態に係る圧縮機ロータ(換言すれば、図3(a)に示す新規な圧縮機ロータ)11及び比較用の圧縮機ロータ(図3(b)に示す比較用の圧縮機ロータ)について、動翼15の最大翼厚位置TPから変曲点IPまでの距離とストール点での流量係数との関係を説明する図であって、この関係は、3次元定常粘性CFD解析により求めたものである。また、図5中の実施例1は、本発明の実施形態に係る圧縮機ロータ11において、動翼15と圧縮機ケース3の間のクリアランスを設計クリアランスとして想定した場合の解析結果であって、図5中の実施例2は、本発明の実施形態に係る圧縮機ロータ11において、動翼15と圧縮機ケース3の間のクリアランスを設計クリアランスの2倍のクリアランスとして想定した場合の解析結果である。図5中の比較例1は、比較用の圧縮機ロータにおいて、動翼と圧縮機ケースの間のクリアランスを設計クリアランスとして想定した場合の解析結果であって、図5中の比較例2は、比較用の圧縮機ロータにおいて、動翼と圧縮機ケースの間のクリアランスを設計クリアランスの2倍のクリアランスとして想定した場合の解析結果である。このとき、ストール点がいずれの場合も低流量側に移動しており、作動域が低流量側に拡大していることがわかる。
Here, as described above, FIG. 6 shows the compressor rotor (in other words, the novel compressor rotor shown in FIG. 3A) 11 and the comparative compressor rotor (FIG. 6) according to the embodiment of the present invention. 3 (b) is a diagram for explaining the relationship between the distance from the maximum blade thickness position TP to the inflection point IP of the moving
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、ガスタービンエンジンの構成機器として用いられる軸流圧縮機1をそれ以外の軸流圧縮機に適用する等、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、軸流圧縮機1だけでなく、軸流圧縮機1を具備したガスタービンエンジンにも及ぶものである。
The present invention is not limited to the description of the above-described embodiment, but can be applied in various modes, such as applying the
R1 第1曲面
R2 第2曲面
IP 変曲点
TP 最大翼厚位置
1 軸流圧縮機
3 圧縮機ケース
5 ガス流路
5s 壁面
7 圧縮機ステータ
9 静翼
11 圧縮機ロータ
13 ディスク
15 動翼
15p 正圧面
15n 負圧面
15a 前縁
15b 後縁
15t 先端
R1 First curved surface R2 Second curved surface IP Inflection point TP Maximum
Claims (4)
前記軸方向へ延びてあって、内側に環状のガス流路が形成された筒状の圧縮機ケースと、
前記圧縮機ケース内に前記軸方向に沿って設けられ、周方向に等間隔に配設されかつ前記ガス流路内に位置する複数の静翼を備えた複数段の圧縮機ステータと、
前記圧縮機ケース内に前記軸方向に沿って複数段の前記圧縮機ロータと交互に設けられ、外周面が前記ガス流路の径方向内側の流路面の一部を構成しかつ軸心周りに回転可能なディスク、及び前記ディスクの外周面に等間隔に設けられかつ前記ガス流路内に位置する複数の動翼を備えた複数段の圧縮機ロータと、を具備し、
いずれかの前記圧縮機ロータの出口側断面積が入口側断面積よりも大きくなるように構成され、
子午断面において、前記いずれかの前記圧縮機ロータにおける前記ディスクの外周面が下流方向に向かって凸状の第1曲線から凹状の第2曲線に遷移し、前記いずれかの前記圧縮機ロータにおける前記ディスクの外周面の上流端が上流側の前記圧縮機ステータの内側壁面の延長線よりも径方向内側又はこの延長線に位置し、前記いずれかの前記圧縮機ロータにおける前記ディスクの外周面の下流端が下流側の前記圧縮機ステータの内側壁面の延長線よりも径方向外側又はこの延長線上に位置していることを特徴とする軸流圧縮機。 An axial compressor that compresses and transports gas in the axial direction,
A cylindrical compressor case that extends in the axial direction and has an annular gas flow path formed inside;
A plurality of compressor stators provided in the compressor case along the axial direction and provided with a plurality of stationary blades disposed at equal intervals in the circumferential direction and located in the gas flow path;
A plurality of stages of compressor rotors are alternately provided in the compressor case along the axial direction, and the outer peripheral surface constitutes a part of the radially inner flow path surface of the gas flow path and around the axis. A rotatable disk, and a multi-stage compressor rotor provided with a plurality of moving blades provided at equal intervals on the outer peripheral surface of the disk and positioned in the gas flow path,
The outlet side cross-sectional area of any of the compressor rotors is configured to be larger than the inlet side cross-sectional area,
In the meridional section, the outer peripheral surface of the disk in any one of the compressor rotors transitions from a convex first curve to a concave second curve in the downstream direction, and the compressor rotor in any of the compressor rotors The upstream end of the outer peripheral surface of the disk is located radially inward of or extending from the extension line of the inner wall surface of the compressor stator on the upstream side, and downstream of the outer peripheral surface of the disk in any one of the compressor rotors The axial flow compressor is characterized in that the end is located on the radially outer side or on the extension line with respect to the extension line of the inner wall surface of the compressor stator on the downstream side.
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KR20220160847A (en) | 2021-05-28 | 2022-12-06 | 두산에너빌리티 주식회사 | Design method for flowpath of axial compressor of gas turbine |
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