JP2016040463A - 軸流式ターボ機械 - Google Patents
軸流式ターボ機械 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2016040463A JP2016040463A JP2014164755A JP2014164755A JP2016040463A JP 2016040463 A JP2016040463 A JP 2016040463A JP 2014164755 A JP2014164755 A JP 2014164755A JP 2014164755 A JP2014164755 A JP 2014164755A JP 2016040463 A JP2016040463 A JP 2016040463A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blades
- end wall
- flow
- blade
- axial
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
- F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/324—Blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/542—Bladed diffusers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
- F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
- F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/12—Two-dimensional rectangular
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/14—Two-dimensional elliptical
- F05D2250/141—Two-dimensional elliptical circular
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/70—Shape
- F05D2250/71—Shape curved
- F05D2250/712—Shape curved concave
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Abstract
【課題】二次流れの空間的な拡大を抑制することで、流体の圧力損失を低減する軸流式ターボ機械を提供する。
【解決手段】軸流式ターボ機械は、静翼列または動翼列を構成する複数の翼12と、複数の翼12が固定され、翼12と共に流体の流路を形成するエンドウォール30と、エンドウォール30の表面において、隣接する翼12の間または翼12の前縁12aよりも上流側に位置する領域Rに局所的に形成され、流体の二次流れ40を制御する少なくとも1つの凹部50とを備える。
【選択図】図4
【解決手段】軸流式ターボ機械は、静翼列または動翼列を構成する複数の翼12と、複数の翼12が固定され、翼12と共に流体の流路を形成するエンドウォール30と、エンドウォール30の表面において、隣接する翼12の間または翼12の前縁12aよりも上流側に位置する領域Rに局所的に形成され、流体の二次流れ40を制御する少なくとも1つの凹部50とを備える。
【選択図】図4
Description
本発明は、流体の圧力損失を低減する軸流式ターボ機械に関する。
ガスタービンエンジンなどの軸流式ターボ機械は、軸方向に沿って交互に配置された動翼及び静翼の各翼列を有する。各翼列の径方向における内側および外側には、翼列と共に軸流式ターボ機械内の流路を形成するエンドウォールが設けられている。この流路に流体が流れるとき、エンドウォール上の境界層内では、翼間の圧力勾配等によって主流とは異なる速度成分(流れ方向)を持つ二次流れが生じる。
二次流れは圧力損失を伴う渦を発生し、これを増長させる。特許文献1は、この渦の拡大を抑制するためにエンドウォールの表面全体に緩やかな凹凸を設けている。
二次流れは隣接する一方の翼の腹面から他方の翼の背面に向かうに連れて、渦を形成し拡散(拡大)する傾向がある。即ち、二次流れに伴う渦が影響を及ぼす領域がエンドウォールの近傍のみに留まらず、翼の中央部分を流れる主流の領域に拡大する。このような二次流れ渦の成長は、圧力損失(エネルギー損失)を増加させる。
そこで本発明は、二次流れの空間的な拡大を抑制することで、流体の圧力損失を低減する軸流式ターボ機械の提供を目的とする。
本発明の一態様は軸流式ターボ機械であって、静翼列または動翼列を構成する複数の翼と、前記複数の翼が固定され、前記翼と共に流体の流路を形成するエンドウォールと、前記エンドウォールの表面において、隣接する前記翼の間または前記翼の前縁よりも上流側に位置する領域に局所的に形成され、前記流体の二次流れを制御する少なくとも1つの凹部とを備えることを要旨とする。
前記エンドウォールへの前記翼の固定により形成された隅には、前記翼の表面と前記エンドウォールの前記表面とを連続的に接続する湾曲部が設けられてもよい。前記領域と他の領域との境界は、前記湾曲部における前記エンドウォール側の縁部を含んでもよい。
前記翼は前記流路のスロートを形成してもよい。この場合、前記凹部は前記スロートから上流側に位置してもよい。
前記凹部は円形、楕円形、扇形、矩形のうちの少なくとも1つの形状を有してもよい。
前記凹部は前記領域内に複数個設けられてもよい。
本発明によれば、二次流れの空間的な拡大を抑制することで、流体の圧力損失を低減する軸流式ターボ機械を提供することができる。
以下、本発明の実施形態に係る軸流式ターボ機械(axial turbomachine)について添付図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。本実施形態の軸流式ターボ機械は、軸流式のガスタービンエンジンである。以下、説明の便宜上、このガスタービンエンジンを単にエンジンと称する。なお、本発明に係る軸流式ターボ機械としては、航空機用のターボファンエンジン、ターボジェットエンジン、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、ターボラムジェットエンジン、発電用のガスタービン、船舶用のガスタービン、などが挙げられる。ただし、本発明は例示したこれらの用途・使用形態に限定されるものではない。
図1に示すように、エンジン1は、ファン2と、圧縮機3と、燃焼室4と、タービン5とを備える。本実施形態のエンジン1の基本的な構成及び動作(即ち、流体の圧縮、燃焼、圧力エネルギーから運動(回転)エネルギーへの変換など)は、従来のエンジンのものと同一である。即ち、圧縮機3は、ファン2が吸入した流体(作動流体、本実施形態では空気)を圧縮し、燃焼室4は圧縮された流体と燃料との混合ガスを燃焼する。さらに、タービン5は膨張する燃焼ガスの圧力エネルギーをタービン5内のロータ10の回転エネルギーに変換し、このガスを排気ダクト6から排出する。なお、圧縮機3は、流体の圧力に応じて複数の圧縮機に分割された多軸式のものを採用してもよい。これはタービン5についても同様である。
図1に示すように、圧縮機3及びタービン5はそれぞれ、ロータ10及びステータ20を備える。図2は、ロータ10又はステータ20における翼及びその周辺の拡大図である。図2は、ロータ10(又はステータ20)における翼の基端部又は先端部と、翼が固定されたエンドウォールとを示している。後述の通り、このエンドウォールは、ロータ10であれば、翼(動翼)12のプラットホームに相当する回転体14の側面(外周面)14aであり、ステータ20であれば、翼(静翼)22のプラットホームに相当するベーン支持体24の外面24a又は翼22のシュラウドに相当するケーシング8の内面8aである。なお、翼(動翼)12の先端にシュラウドが設けられている場合、このシュラウドの内面がエンドウォールに相当する。
ロータ10は、少なくとも1列の動翼列を構成する複数の翼(ブレード)12と、翼12の基端部(端部、ハブ)13(図2参照)側を支持し、回転中心軸7を中心軸として複数の翼12と一体的に回転する回転体(ドラム)14とを備える。ロータ10は筒状のケーシング8内に回転可能に収容されている。各翼12は、回転体14の回転中心軸7を中心として放射状に配置されている。換言すると、複数の翼12は、回転中心軸7の周方向に間隔を置いて配列している。各翼12の基端部(端部)13は回転体14の側面14aに固定されている。また、各翼12の先端部(端部)15はケーシング8の内面8aから所定の距離だけ離間している。
ステータ20は、少なくとも1列の静翼列を構成する複数の翼(ベーン)22と、翼22の基端部(端部、ハブ)23側に設けられた環状のベーン支持体24とを備える。ロータ10と同じく、ステータ20もケーシング8内に収容されている。各翼22は、回転体14の回転中心軸7を中心として放射状に配置されている。換言すると、複数の翼22は、回転中心軸7に直交した周方向に間隔を置いて配列している。各翼22の基端部(端部)23はベーン支持体24の外面24aに固定されている。また、各翼22の先端部(端部)25はケーシング8の内面8aに固定されている。なお、各翼22は所定の支持部材(図示せず)を用いて、ベーン支持体24の外面24a及びケーシング8の内面8aに、回転(揺動)可能に支持されていてもよい。この場合、複数の翼22は、回転中心軸7と直交する軸線の周りを同期して回転(揺動)する。
図2に示すように、ロータ10の翼12は、前縁(リーディングエッジ)12aと、後縁(トレイリングエッジ)12bと、腹面(圧力面、pressure surface)12cと、背面(負圧面、suction surface)12dとを有する。また、何れの翼12も同一の断面形状を有し、周方向において同一の向きに突出するように湾曲している。ステータ20の翼22も同様の形状を有するため、説明を省略する。
ロータ10の動翼列及びステータ20の静翼列は、回転中心軸7に沿って交互に配置される。動翼列及び静翼列の組合せ(即ち、段)の数はエンジン1の仕様に応じて適宜設定される。
ロータ10において、回転体14の側面14aは、翼12の端部(基端部)側に設けられている。同様に、ステータ20において、ベーン支持体24の外面24a及びケーシング8の内面8aは、翼22の端部(基端部23又は先端部25)側に設けられている。これらは、翼12又は翼22が固定され、換言すれば翼12又は翼22に対する相対的な位置が固定され、翼12又は翼22と共に流体の流路を形成するエンドウォール30である。
冒頭で述べた通り、ロータ10やステータ20に流体が流入するとき、翼12又は翼22の前縁12aにおけるエンドウォール30の近傍では流体の二次流れ40が発生する。図3(a)及び図3(b)に示すように、二次流れ40は概ねエンドウォール30に沿って進行しつつ、拡散しながら隣の翼12の背面12dに到達する。その後、二次流れ40は、背面12dに沿って隣の翼12の後縁12bに進行し、更に後方に流出する。二次流れ40は本来の流体の流れと異なる方向の流れ成分をもっているため、圧力損失を伴う渦42を発生させ、これを増長させる。
これに対して、本実施形態の凹部(ディンプル)50は、流体の二次流れ40を制御する。具体的には、凹部50は、二次流れ40の拡散を抑制し、渦42の大きさや発生領域の拡大を抑制する。即ち、図4(a)及び図4(b)に示すように、凹部50は、エンドウォール30から離れていく二次流れ40を直接的にエンドウォール30に沿う方向に偏向させる。或いは、凹部50は、新たな流れを発生させ、この流れを用いて二次流れ40をエンドウォール30に沿う方向に偏向させる。或いはまた、凹部50は、流入してくる境界層を制御し、発生する渦42の大きさを弱める。
凹部50について詳述する。以下、説明の便宜上、凹部50がステータ20のエンドウォール30(即ち、ベーン支持体24の外面24a又はケーシング8の内面8a)に形成されている場合について説明する。凹部50が、ロータ10のエンドウォール30(即ち、回転体14の側面14a又はケーシング8の内面8a)に形成される場合も同様であるため説明を省略する。
図4(a)に示すように、凹部50は、エンドウォール30の表面に少なくとも1つ局所的に形成される。ここで「表面における局所的な形成」とは、エンドウォール30の全体的な形状を規定する表面を残しつつ、その表面の一部に当該表面とは異なる表面(例えば周囲の曲率に対して異なる曲率をもつ表面)をもった構造を形成することを意味する。また、凹部50は、エンドウォール30の表面における領域Rに形成される。領域Rは、隣接する翼12の間または翼12の前縁12aよりも上流側(即ちエンジン1の吸気口側)に位置する。
翼の機械的強度を維持しつつ二次流れ40を制御する限り、凹部50の形状は任意である。このような形状は、例えば円形、楕円形、扇形、矩形のうちの少なくとも1つである。或いは、これらの複合形状でもよい。また、凹部の寸法についても同様である。図5(a)及び図5(b)は、凹部50が円形の場合の断面形状の一例を示している。即ち、図5(a)に示すように、凹部50の底面50aは、凹部50の周囲のエンドウォール30表面に連続的に接続するように、曲面として形成されてもよい。或いは、図5(b)に示すように、底面50aは平面として形成され、円筒状の内面50bを有してもよい。なお、何れの場合も、機械的強度を確保するため、あらゆる面は周囲の面と滑らかに接続している。つまり、面と面の境界部分(図5(a)及び図5(b)において点線示す部分)は湾曲するように形成されている。また、凹部50は1つの領域Rに複数設けてもよい。例えば、複数の凹部50が翼列の延伸方向に配置されてもよい(図6(a)参照)。また、複数の凹部50の配列は、翼列の延伸方向に限られず、この延伸方向に対して傾斜していてもよい(図6(b)、図6(c)参照)。さらに、凹部50の配列は1列に限られない。例えば、図6(d)及び図6(e)に示すように、翼列の延伸方向(或いは流路の中心線など)に対してジグザグに配列してもよい。なお、凹部50が複数設けられる場合の個数及び配置は、翼12の形状、翼間の間隔(ピッチ)等に応じて適宜設定される。
二次流れ40の拡散を効果的に抑制するには、凹部50を、二次流れ40がエンドウォール30から離れる前の位置に設けることが好ましい。従って、本発明を限定するものではないが、凹部50は、二次流れが既に拡散してしまった下流側よりも上流側に設けることが好ましい。ただし、凹部50を極端に上流側に設けると、凹部50によって発生した流れが二次流れ40に影響を与える前に減衰してしまう可能性がある。従って、凹部50の好適な位置、寸法、形状(複数の場合は更に、その個数及び配置)などは、数値流体力学(CFD)による解析などを利用して設定することが考えられる。
例えば、図7に示すように、タービン5はステータ20(或いはステータ20及びロータ10)にコンバージェント(収斂)型の流路を採用している。つまり、複数の翼22は、翼間の流路の断面積が最小になるスロート32を形成する。スロート32が形成されている場合、主にその上流側で流体の圧力エネルギーから運動エネルギーへの変換(又はその逆の変換)が行われる。従って、凹部50を設ける領域Rはスロート32から上流側に設定されることが好ましく、その場合は、圧力損失を生じる二次流れや、それに伴う渦の拡大をスロート32の上流側で抑制することができる。
図8に示すように、翼12がエンドウォール30に固定されている場合、エンドウォール30への翼12の固定により形成された隅に、湾曲部34が設けられる。湾曲部34は、例えば、翼12の一部として一体的に形成され、翼12の表面とエンドウォール30の表面とを連続的に(即ち滑らかに)接続する。本実施形態の凹部50は、この湾曲部34を避けて設けられる。即ち、領域Rと他の領域との境界は、湾曲部34におけるエンドウォール30側の縁部34aを含んでいる。
図9は、本実施形態の凹部の有無による翼間の圧力損失の評価試験結果を示すグラフである。このグラフの縦軸は、エンドウォールを基点とした翼の長手方向の距離(スパン)を示している。この距離は長手方向における翼の長さによって無次元化されており、0.5は翼の中央を示す。この評価試験において、凹部は、翼列の延伸方向において隣接する翼の中央、且つ、翼の前縁から翼の翼弦長に対して約30%の位置に1個だけ設けた。また、凹部は曲面の底面を有する円形のもの(図5(a)参照)を想定し、その直径は翼間ピッチの約10%、最深部は翼間ピッチの約2%とした。
図9のグラフにおいて、点線はエンドウォールが凹部を持たない場合の圧力損失を示し、実線及び四角の点はエンドウォールが凹部を有する場合の圧力損失を示している。何れの場合においても、エンドウォールから20%以内の各位置において二次流れに起因する圧力損失(全圧損失係数)の増大が見られる。しかしながら、エンドウォールから20%以内の領域では、凹部を設けた場合には凹部を設けていない場合と比べて、圧力損失の顕著な改善が見られた。例えば10%のスパン付近において、凹部を設けた場合には凹部を設けていない場合と比べて5%程度、圧力損失が改善している。このような結果から、凹部を持たない場合に比べて、翼列1列当たりの圧力損失を3%以上改善できることがわかった。
以上、本実施形態によれば、凹部の形成により、渦を発生する二次流れの拡散や渦そのものの拡散を抑制する。エンドウォール付近で発生した二次流れをエンドウォール付近に留める事ができるため、流体の主流との干渉を抑制し、渦等による圧力損失の低下を抑制できる。
なお、本発明は上述の実施形態に限定されない。即ち、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、構成の付加、省略、置換、およびその他の変更が可能である。
1…エンジン、2…ファン、3…圧縮機、4…燃焼室、5…タービン、6…排気ダクト、7…回転中心軸、8…ケーシング、10…ロータ、12…翼(ブレード)、14…回転体(ドラム)、20…ステータ、22…翼(ベーン)、24…ベーン支持体、30…エンドウォール、32…スロート、34…湾曲部、50…凹部(ディンプル)、R…領域
Claims (5)
- 軸流式ターボ機械であって、
静翼列または動翼列を構成する複数の翼と、
前記複数の翼が固定され、前記翼と共に流体の流路を形成するエンドウォールと、
前記エンドウォールの表面において、隣接する前記翼の間または前記翼の前縁よりも上流側に位置する領域に局所的に形成され、前記流体の二次流れの流れ方向を制御する少なくとも1つの凹部と
を備えることを特徴とする軸流式ターボ機械。 - 前記エンドウォールへの前記翼の固定により形成された隅には、前記翼の表面と前記エンドウォールの前記表面とを連続的に接続する湾曲部が設けられ、
前記領域と他の領域との境界は、前記湾曲部における前記エンドウォール側の縁部を含む
ことを特徴とする請求項1に記載の軸流式ターボ機械。 - 前記翼は前記流路のスロートを形成し、
前記凹部は前記スロートから上流側に位置する
ことを特徴とする請求項1又は2に記載の軸流式ターボ機械。 - 前記凹部は円形、楕円形、扇形、矩形のうちの少なくとも1つの形状を有する
ことを特徴とする請求項1乃至3の何れか一項に記載の軸流式ターボ機械。 - 前記凹部は前記領域内に複数個設けられる
ことを特徴とする請求項1乃至4の何れか一項に記載の軸流式ターボ機械。
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2014164755A JP2016040463A (ja) | 2014-08-13 | 2014-08-13 | 軸流式ターボ機械 |
CA2948801A CA2948801A1 (en) | 2014-08-13 | 2015-07-16 | Axial turbo machine with secondary flow suppression |
PCT/JP2015/070348 WO2016024458A1 (ja) | 2014-08-13 | 2015-07-16 | 軸流式ターボ機械 |
EP15832192.7A EP3181812A4 (en) | 2014-08-13 | 2015-07-16 | Axial flow-type turbo machine |
US15/342,546 US20170074101A1 (en) | 2014-08-13 | 2016-11-03 | Axial turbo machine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2014164755A JP2016040463A (ja) | 2014-08-13 | 2014-08-13 | 軸流式ターボ機械 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2016040463A true JP2016040463A (ja) | 2016-03-24 |
Family
ID=55304087
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2014164755A Pending JP2016040463A (ja) | 2014-08-13 | 2014-08-13 | 軸流式ターボ機械 |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20170074101A1 (ja) |
EP (1) | EP3181812A4 (ja) |
JP (1) | JP2016040463A (ja) |
CA (1) | CA2948801A1 (ja) |
WO (1) | WO2016024458A1 (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP7325213B2 (ja) | 2019-04-10 | 2023-08-14 | 三菱重工業株式会社 | 静翼ユニットおよび圧縮機並びにガスタービン |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3759318A1 (en) * | 2018-03-30 | 2021-01-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Endwall contouring for a conical endwall |
DE102022113750A1 (de) * | 2022-05-31 | 2023-11-30 | MTU Aero Engines AG | Ringraumkonturierung |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2006170198A (ja) * | 2004-12-13 | 2006-06-29 | General Electric Co <Ge> | タービン段 |
JP2012052491A (ja) * | 2010-09-03 | 2012-03-15 | Hitachi Ltd | タービン段落、およびそれを用いた蒸気タービン |
US20120201688A1 (en) * | 2011-02-08 | 2012-08-09 | Mtu Aero Engines Gmbh | Blade channel having an end wall contour and a turbomachine |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1602965A (ja) * | 1968-08-16 | 1971-03-01 | ||
US6561761B1 (en) * | 2000-02-18 | 2003-05-13 | General Electric Company | Fluted compressor flowpath |
JP5283855B2 (ja) * | 2007-03-29 | 2013-09-04 | 株式会社Ihi | ターボ機械の壁、及びターボ機械 |
US8403645B2 (en) * | 2009-09-16 | 2013-03-26 | United Technologies Corporation | Turbofan flow path trenches |
FR2950942B1 (fr) * | 2009-10-02 | 2013-08-02 | Snecma | Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee |
-
2014
- 2014-08-13 JP JP2014164755A patent/JP2016040463A/ja active Pending
-
2015
- 2015-07-16 CA CA2948801A patent/CA2948801A1/en not_active Abandoned
- 2015-07-16 EP EP15832192.7A patent/EP3181812A4/en not_active Withdrawn
- 2015-07-16 WO PCT/JP2015/070348 patent/WO2016024458A1/ja active Application Filing
-
2016
- 2016-11-03 US US15/342,546 patent/US20170074101A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2006170198A (ja) * | 2004-12-13 | 2006-06-29 | General Electric Co <Ge> | タービン段 |
JP2012052491A (ja) * | 2010-09-03 | 2012-03-15 | Hitachi Ltd | タービン段落、およびそれを用いた蒸気タービン |
US20120201688A1 (en) * | 2011-02-08 | 2012-08-09 | Mtu Aero Engines Gmbh | Blade channel having an end wall contour and a turbomachine |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP7325213B2 (ja) | 2019-04-10 | 2023-08-14 | 三菱重工業株式会社 | 静翼ユニットおよび圧縮機並びにガスタービン |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP3181812A1 (en) | 2017-06-21 |
US20170074101A1 (en) | 2017-03-16 |
WO2016024458A1 (ja) | 2016-02-18 |
EP3181812A4 (en) | 2018-01-10 |
CA2948801A1 (en) | 2016-02-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2598970C2 (ru) | Облопаченный элемент для турбомашины и турбомашина | |
JP5124276B2 (ja) | ガスタービン中間構造および該中間構造を含むガスタービンエンジン | |
US9726084B2 (en) | Compressor bleed self-recirculating system | |
JP2017115873A (ja) | ターボ機械およびそのためのタービンノズル | |
US9494053B2 (en) | Diffuser with strut-induced vortex mixing | |
US20120272663A1 (en) | Centrifugal compressor assembly with stator vane row | |
US10006467B2 (en) | Assembly for a fluid flow machine | |
JP2015140807A (ja) | 2つの部分スパンシュラウドおよび湾曲したダブテールを有する高翼弦動翼 | |
JP2016109124A (ja) | 漏洩流を制御するための軸流圧縮機端壁処理部 | |
JP6971564B2 (ja) | ターボ機械およびそのためのタービンノズル | |
JP6780713B2 (ja) | 軸流機械の翼 | |
EP2554793B1 (en) | Inter-turbine ducts with guide vanes of a gas turbine engine | |
JP2017110657A (ja) | ターボ機械およびそのためのタービンブレード | |
JP2010156338A (ja) | タービン翼付け根構成 | |
JP2014181716A (ja) | 不均一に分布させられた翼と均一なスロート面積とを備えたノズルリング | |
JP2017519154A (ja) | 遠心圧縮機用のディフューザ | |
EP3273002A1 (en) | Impingement cooling of a blade platform | |
JP2015526691A (ja) | 短縮された中間部分を有するガスタービンエンジン | |
JP2014194191A (ja) | 軸流回転機械、及びディフューザ | |
JP2017145829A (ja) | タービン動翼重心移動方法およびシステム | |
WO2016024458A1 (ja) | 軸流式ターボ機械 | |
JP2017110642A (ja) | ガスタービンエンジンの間隙の制御のコンプライアントなシュラウド | |
JP2012188957A (ja) | 軸流タービン | |
EP2578815A2 (en) | Exhaust gas diffuser | |
JP2017150477A (ja) | ガスタービンエンジン翼形部のアクセラレータインサート |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20170628 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20180605 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20181127 |