JP2013257137A - タービンエンジン及びタービンエンジンの空力エレメント - Google Patents

Abstract

【課題】タービンエンジンを提供すること。
【解決手段】タービンエンジンは、作動流体の流れと空力学的に相互作用するように配設された空力エレメントと、１以上の次元で整列して空力エレメント上に配設された輪郭特徴部とを含む。輪郭特徴部は、互いに近接し、空力エレメントに沿った主流れ方向に対して実質的に垂直に配向した反転渦流の発生を促すように構成される。
【選択図】図１

Description

本明細書に開示する主題は、ターボ機械に関し、より詳細には、遅延境界層剥離（delayed flow separation）をもたらすように構成された空力エレメントを有するタービンエンジンに関する。

ガスタービンエンジンなどの一般的なターボ機械は、圧縮機、燃焼器、タービン及びディフューザを含む。圧縮機は吸気を圧縮し、燃焼器は圧縮した吸気を燃料とともに燃焼する。この燃焼の高エネルギー生成物はタービンに向かって導かれ、そこで発電動作の際に膨張される。ディフューザは、タービンよりも下流側に配設され、燃焼生成物が大気に排気されるまでに残る燃焼生成物のエネルギーを低減するのに役立つ。

一般に、ディフューザは、外壁と、外壁内に配設されて環状通路を画成する中心胴体と、環状通路を横断する１以上の静翼とを含む。ターボ機械のベースライン運転時、ディフューザを通って流れる燃焼生成物の速度は十分に高く、１以上の静翼の表面からの境界層剥離は見られない。しかし、ガスタービンエンジンの始動又はターンダウンシーケンスなどの部分負荷運転では、燃焼生成物の速度が低減されるか又は高角度の迎え角条件が有効になり、境界層剥離が起こる傾向がある。この境界層剥離はディフューザ性能の低下に結び付く。

米国特許出願公開第２０１２／００１８０２１号

本発明の１つの態様によれば、タービンエンジンが提供され タービンエンジンは、作動流体の流れと空力学的に相互作用するように配設された空力エレメントと、１以上の次元で整列して空力エレメント上に配設された輪郭特徴部（contour features）とを含む。輪郭特徴部は、互いに近接し、空力エレメントに沿った主流れ方向に対して実質的に垂直に配向した反転渦流の発生を促すように構成される。

本発明の別の態様によれば、タービンエンジンの空力エレメントが提供され、空力エレメントは、環状外壁内に配設されて環状通路を画成する環状内壁であって、角度急変部（angular break）よりも前方で軸方向寸法に沿った場所よりも速い速度で角度急変部の後方で軸方向寸法に沿って環状通路の面積が増加する軸方向位置を画成する角度急変部を含む環状内壁と、環状内壁上に配設された少なくとも第１及び第２の輪郭特徴部とを含む。第１及び第２の輪郭特徴部は、角度急変部に近接し、軸方向位置に沿ってほぼ整列している。

本発明のさらに別の態様によれば、タービンエンジンの空力エレメントが提供され、空力エレメントは、環状外壁内に配設されて環状通路を画成する環状内壁であって、角度急変部よりも前方で軸方向寸法に沿った場所よりも速い速度で角度急変部の後方で軸方向寸法に沿って環状通路の面積が増加する軸方向位置を画成する角度急変部を含む環状内壁と、環状内壁上に配列された輪郭特徴部であって、角度急変部及び隣接する輪郭特徴部にそれぞれ近接する輪郭特徴部とを含む。輪郭特徴部はそれぞれ、環状内壁に沿った主流れ方向に対して実質的に垂直に配向した反転渦流の発生を促すため、軸方向位置に沿ってほぼ整列している。

これら及び他の利点と特徴は、以下の説明を図面と併せ読むことによってより明白になるであろう。

発明と見なされる主題は、本明細書の結論にある特許請求の範囲に特定して指摘され明確に特許請求される。本発明の上述及び他の特徴と利点は、以下の詳細な説明を添付図面と併せ読むことによって明白である。

空力エレメントを含むタービンエンジンの一部分の側面図である。 ベースライン運転中の図１の空力エレメントの半径方向図である。 部分負荷運転中の図１の空力エレメントの半径方向図である。 図１の空力エレメントの負圧側の拡大図である。 さらなる実施形態による図１の空力エレメントの半径方向図である。 代替実施形態による図１の空力エレメントの半径方向図である。 さらなる実施形態による空力エレメントを含むタービンエンジンのディフューザの側面図である。

詳細な説明では、図面を参照して一例として、利点及び特徴とともに本発明の実施形態について説明する。

本発明の態様によれば、例えば翼形部又は静翼の低圧面（即ち、負圧側）に沿って、反転の渦流を作り出すことによって、ターボ機械の１以上の部分における遅延境界層剥離がもたらされる。遅延境界層剥離は、ターボ機械のターンダウン運転と関連付けられる比較的高角度の迎え角条件の間、特に有用である。遅延境界層剥離は、ターボ機械を通る作動流体の主流れ方向に対して垂直に規定される線に沿って接線方向の反転渦流構造が形成されるのを促す、バンプ、突出部又は陥凹部などの輪郭を、翼形部又は静翼の低圧面に付加することによって容易になる。

図１〜４を参照すると、ガスタービンエンジンなどのターボ機械１０の１以上の部分が提供される。一例として、ターボ機械１０の部分は、タービンセクションよりも下流側に配設されて、タービンセクションを出る燃焼生成物が大気に排気されるまでに残る燃焼生成物のエネルギーを低減する、ディフューザセクション１１（図７を参照）であってもよい。ディフューザセクション１１は、ディフューザケーシングなどの環状外壁１２と、中心胴体の外表面として設けられてもよい環状内壁１３とを含む。環状内壁１３は環状外壁１２内に配設されて、燃焼生成物などの作動流体がそこを通って導かれてもよい環状通路１４を画成する（図７を参照）。

ディフューザセクション１１は、環状通路１４を横断して配設され、それによって作動流体と空力学的に相互作用する、ディフューザ静翼などの空力エレメント２０をさらに含む。空力エレメント２０は、通路１４を通る作動流体の流れの卓越方向に対して画成される前縁２１と、前縁２１の反対側で空力エレメント２０の翼弦端部に画成される後縁２２とを含む。空力エレメント２０は、負圧側２３及び正圧側２４をさらに含み、それらは空力エレメント２０の対向面に配設され、それぞれ前縁２１から後縁２２まで延在する。

本発明の実施形態によれば、個々の輪郭特徴部３１を含む輪郭特徴部のアレイ３０が、空力エレメント２０の前縁２１に近接した翼弦位置で負圧側２３に設けられる。個々の輪郭特徴部３１はそれぞれ、別の（即ち、隣接する）個々の輪郭特徴部３１の比較的近くに配設される。輪郭特徴部のアレイ３０は、少なくとも第１の輪郭特徴部３２及び第２の輪郭特徴部３３と、場合によっては追加の輪郭特徴部３４とを含む。明瞭かつ簡潔にするため、以下の説明では単に、上述の輪郭特徴部を含む複数の輪郭特徴部３５について記載する。

複数の輪郭特徴部３５はそれぞれ、空力エレメント２０の翼幅方向寸法ＤＳに沿って、複数の輪郭特徴部３５のうち隣接するものとほぼ整列している。この整列、並びに後述する複数の輪郭特徴部３５の形状によって、主流れ方向５０でターボ機械１０を通るほぼ直線の経路に沿って進む作動流体の基底流に対して、負圧側２３に沿って接線方向の反転渦流４０（図４を参照）の発生が促される。複数の輪郭特徴部３５の形状により、反転渦流４０は、作動流体の主流れ方向５０に対してほぼ垂直に向けられてもよい。このようにして、反転渦流４０は結合して、負圧側２３に沿った同伴活性流（entrained and energized flow）６０の増強された噴流が作り出される。同伴活性流６０（図４を参照）は、負圧側２３に沿った境界層の安定を維持し、それによって、高角度の迎え角入口条件の間存在するものなど、特定の利用の際に負圧側２３からの境界層剥離を遅らせるか又は防ぐ。

図４に示されるように、反転渦流４０は、同伴活性流６０の増強された噴流それぞれのどちらかの側に画成される。様々な、かつ離散的な軸方向位置において、反転渦流４０が流れ渦の対としてもたらされる。個々の流れ渦それぞれの中では、作動流体が対応する輪郭特徴部３５の中央線に向かって流れ、次に楕円パターンで中央線から離れる方向に流れる。流れ渦流の対は、後方軸方向で伝播してもよく又は離散的な軸方向位置で固定されてもよい。

図２及び３を参照すると、図面がベースライン又は設計点の条件を反映しているという仮定で、単一の空力エレメント２０及び作動流体の流れ２００が示される。図示されるように、作動流体の流れ２００は、前縁２１に対して比較的低角度の迎え角を有し、したがって、作動流体の流れ２００は、比較的安定した境界層２０１を有して空力エレメント２０の周りを流れる。例えばターボ機械１０のターンダウン運転と関連付けられる部分負荷条件の間、作動流体の流れ２００は、図３に示されるように、比較的高角度の迎え角を有する傾向となる。通常、これは、境界層２０１を不安定にする傾向があり、境界層剥離に結び付くが、負圧側２３が複数の輪郭特徴部３５を備えているので、境界層２０１は比較的安定したままである。複数の輪郭特徴部３５の存在は、図２に示される事例において、空力エレメント２０の周りを流れる作動流体の流れ２００に実質的に影響しない。

複数の輪郭特徴部３５はそれぞれ、前縁２１に近接した翼弦位置で空力エレメント２０の負圧側２３に配設された突出部７０を含んでもよい。図４に示されるように、実施形態によれば、複数の輪郭特徴部３５はそれぞれ、球形の凸状前端部７１０と狭まった凹状末端部７１１とを有するほぼ類似した涙滴形状７１を有してもよい。複数の輪郭特徴部３５がそれぞれ、複数の輪郭特徴部３５のうち別のものとほぼ類似した形状を有するそれらの事例では、涙滴形状７１によって、接近する流れ７２が突出部７０の表面の上で分岐し、それによって隣接した突出部７０の間で収束する流れ７３の対が発生する。隣接した突出部７０が互いに十分近くにあることにより、収束する流れ７３の対が互いに、かつ周囲の流れと相互作用して、負圧側２３に沿って伝播する反転渦流４０が発生し、それによって、負圧側２３に沿った同伴活性流６０の増強された噴流が作り出される。

図１〜４は、複数の輪郭特徴部３５がそれぞれ類似の形状を有する実施形態に関連しているが、これは単なる例示であり、他の実施形態が存在することを理解されたい。例えば、図５を参照すると、複数の輪郭特徴部３５の個々の輪郭特徴部３１は、空力エレメント２０の翼幅方向寸法ＤＳに沿って徐々に変動する形状又はサイズを有してもよい。これは図５に示されており、個々の輪郭特徴部３１を特定する点線、破線又は実線はそれぞれ、空力エレメント２０の徐々に増加する翼幅位置それぞれにおいて独自のサイズを有している。

図６を参照すると、また代替実施形態によれば、複数の輪郭特徴部３５はそれぞれ、負圧側２３に画成される窪み８０として形成されてもよい。これらの代替実施形態については、図５を参照して上述した変形例がここでも適用されることを理解されたい。つまり、窪み８０の形状及びサイズは、空力エレメント２０の翼幅方向寸法ＤＳに沿って均一であってもよく又は徐々に変動してもよい。

図７を参照すると、ターボ機械１０の部分がディフューザセクション１１として提供される特定例が示される。上述したように、燃焼生成物が大気に排気される前にタービンセクションを出る燃焼生成物の残りのエネルギーを低減するため、ディフューザセクション１１がタービンセクションよりも下流側に配設される。ディフューザセクション１１は、ディフューザケーシングなどの環状外壁１２と、中心胴体１３０の外表面として設けられる環状内壁１３とを含む。環状内壁１３は環状外壁１２内に配設されて、燃焼生成物などの作動流体がそこを通って導かれてもよい環状通路１４を画成する。

ディフューザセクション１１は、上述のディフューザ静翼として又は中心胴体１３０の軸方向端部に中心胴体端部構成要素１３１として設けられてもよい、環状通路１４及び空力エレメント２０を横断するマンウェイ１５をさらに含んでもよい。図７に示されるように、中心胴体１３０はほぼ均一な直径を有するが、環状外壁１２は、ディフューザセクション１１の軸方向寸法ＤＡに沿って増加する直径を有する。この構成により、環状通路１４の面積が軸方向寸法ＤＡに沿って増加し、そのことが作動流体のエネルギー低減に結び付く。中心胴体１３０の構成とは対照的に、中心胴体端部構成要素１３１は軸方向寸法ＤＡに沿って減少する直径を有するので、中心胴体端部構成要素１３１よりも前方に画成される中心胴体１３０の軸方向長さに沿った環状通路１４の面積が比較的ゆっくり増加するのに比べて相対的に速い速度で、中心胴体端部構成要素１３１の軸方向長さに沿って環状通路１４の面積が増加する。

中心胴体１３０と中心胴体端部構成要素１３１との間の取付け位置に角度急変部９０が画成されるが、中心胴体１３０及び中心胴体端部構成要素１３１は一体的に連結されてもよいことを理解されたい。角度急変部９０は、環状通路１４の面積が軸方向寸法ＤＡに沿って比較的速い速度で増加する軸方向位置を規定する。

中心胴体１３０及び中心胴体端部構成要素１３１の外表面として設けられる環状内壁１３は、端壁輪郭特徴部のアレイ１００を含む。端壁輪郭特徴部のアレイ１００は、個々の端壁輪郭特徴部１０１を含み、角度急変部９０に近接して画成される軸方向位置に配設される。つまり、端壁輪郭特徴部のアレイ１００は、角度急変部９０の直ぐ前方又は直ぐ後方に配設されてもよい。端壁輪郭特徴部のアレイ１００は、上述した輪郭特徴部のアレイ３０にほぼ類似して構成されてもよく、したがってその追加説明については省略する。

本発明を限定された数の実施形態のみと関連して詳細に記載してきたが、本発明はかかる開示した実施形態に限定されないことが容易に理解されるべきである。むしろ、本発明は、前述していないが本発明の趣旨及び範囲と同等である、任意の数の変形、変更、置換又は等価の構成を組み込むように修正することができる。それに加えて、本発明の様々な実施形態について記載してきたが、本発明の態様は、記載した実施形態のいくつかのみを含んでもよいことを理解されたい。したがって、本発明は上記の説明によって限定されるものと見なされず、添付の特許請求の範囲によってのみ限定される。

１０ ターボ機械
１１ ディフューザセクション
１２ 環状外壁
１３ 環状内壁
１４ 環状通路
１５ マンウェイ
２０ 空力エレメント
２１ 前縁
２２ 後縁
２３ 負圧側
２４ 正圧側
３０ 輪郭特徴部のアレイ
３１ 個々の輪郭特徴部
３２ 第１の輪郭特徴部
３３ 第２の輪郭特徴部
３４ 追加の輪郭特徴部
３５ 複数の輪郭特徴部
４０ 渦流
５０ 主流れ方向
６０ 同伴活性流
７０ 突出部
７１ 涙滴形状
７２ 接近する流れ
７３ 収束する流れ
８０ 窪み
９０ 角度急変部
１００ 端壁輪郭特徴部のアレイ
１０１ 個々の端壁輪郭特徴部
１３０ 中心胴体
１３１ 中心胴体端部構成要素
２００ 作動流体
２０１ 境界層
７１０ 前端部
７１１ 末端部

Claims (20)

1. 作動流体の流れと空力学的に相互作用するように配設された空力エレメントと、
   １以上の次元で整列して前記空力エレメント上に配設された輪郭特徴部であって、互いに近接し、前記空力エレメントに沿った主流れ方向に対して実質的に垂直に配向した反転渦流の発生を促すように構成された輪郭特徴部と
   を備えるタービンエンジン。
2. 前記空力エレメントが静翼を含む、請求項１記載のタービンエンジン。
3. 前記輪郭特徴部が静翼の負圧側で前縁に沿って整列している、請求項２記載のタービンエンジン。
4. 前記空力エレメントがディフューザの環状内壁を含む、請求項１記載のタービンエンジン。
5. 前記輪郭特徴部が環状内壁に沿って画成される角度急変部で整列している、請求項４記載のタービンエンジン。
6. 前記輪郭特徴部の各々が突出部を含む、請求項１記載のタービンエンジン。
7. 前記輪郭特徴部の各々が窪みを含む、請求項１記載のタービンエンジン。
8. 前記輪郭特徴部の各々が涙滴形状を有する、請求項１記載のタービンエンジン。
9. タービンエンジンの空力エレメントであって、
   環状外壁内に配設されて環状通路を画成する環状内壁であって、
   
   環状通路の
   角度急変部の前方よりも後方で軸方向に沿った環状通路の面積増加率が大きい軸方向位置を画成する角度急変部を
   
   角度急変部よりも前方で軸方向寸法に沿った場所よりも速い速度で前記角度急変部の後方で軸方向寸法に沿って前記環状通路の面積が増加する軸方向位置を画成する角度急変部を含む環状内壁と、
   前記環状内壁上に配設された少なくとも第１及び第２の輪郭特徴部であって、前記角度急変部に近接し、前記軸方向位置に沿ってほぼ整列した第１及び第２の輪郭特徴部と
   を備える空力エレメント。
10. 前記第１及び第２の輪郭特徴部の各々が、突出部又は窪みのうち一方を含む、請求項９記載のタービンエンジンの空力エレメント。
11. 前記第１及び第２の輪郭特徴部の各々が涙滴形状を含む、請求項９記載のタービンエンジンの空力エレメント。
12. 前記涙滴形状の輪郭特徴部の各々が、球状の前端部及び狭まった末端部を含む、請求項１１記載のタービンエンジンの空力エレメント。
13. 前記球状の前端部が凸状形状を有し、前記狭まった末端部が凹状形状を有する、請求項１２記載のタービンエンジンの空力エレメント。
14. 前記第１及び第２の輪郭特徴部の各々がほぼ類似の形状を有する、請求項９記載のタービンエンジンの空力エレメント。
15. 環状外壁内に配設されて環状通路を画成する環状内壁であって、角度急変部よりも前方で軸方向寸法に沿った場所よりも速い速度で前記角度急変部の後方で軸方向寸法に沿って前記環状通路の面積が増加する軸方向位置を画成する角度急変部を含む環状内壁と、
    前記環状内壁上に配列された輪郭特徴部であって、前記角度急変部及び隣接する輪郭特徴部にそれぞれ近接し、前記環状内壁に沿った主流れ方向に対して実質的に垂直に配向した反転渦流の発生を促すため、それぞれ前記軸方向位置に沿ってほぼ整列した輪郭特徴部とを備える、タービンエンジンの空力エレメント。
16. 前記輪郭特徴部の各々が突出部又は窪みのうち一方を含む、請求項１５記載のタービンエンジンの空力エレメント。
17. 前記輪郭特徴部の各々が涙滴形状を含む、請求項１５記載のタービンエンジンの空力エレメント。
18. 前記涙滴形状の輪郭特徴部の各々が、球状の前端部及び狭まった末端部を含む、請求項１５記載のタービンエンジンの空力エレメント。
19. 前記球状の前端部が凸状形状を有し、前記狭まった末端部が凹状形状を有する、請求項１８記載のタービンエンジンの空力エレメント。
20. 前記輪郭特徴部の各々がほぼ類似の形状を有する、請求項１９記載のタービンエンジンの空力エレメント。