JP3640396B2

JP3640396B2 - Divided circumferential grooved stator structure

Info

Publication number: JP3640396B2
Application number: JP50219196A
Authority: JP
Inventors: エス．マザーウィ，ロバート
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1994-06-14
Filing date: 1995-05-24
Publication date: 2005-04-20
Anticipated expiration: 2020-04-20
Also published as: TW268070B; DE69508256D1; EP0774050A1; JPH10501318A; WO1995034745A1; DE69508256T2; EP0774050B1

Description

技術分野
この発明は、軸流回転機械に関するもので、特にガスタービンエンジンの圧縮ステージの周りに周方向に延びるケーシングに関するものである。
背景技術
航空機の動力用ガスタービンエンジン等の軸流回転機械は、複数の圧縮ステージを持つ圧縮部を有している。作動媒体ガスがエンジンに吸入されると、ガスは圧縮されてその温度及び圧力が上昇する。ガスは、燃料とともに燃焼され、膨張してタービンを通過し、有用な力及び作用を発生する。作動力は、タービン部からロータ組立体を介して圧縮部に送られる。圧縮部内のロータ組立体は、流入するガスに作用して、これを圧縮する。
圧縮部の一例は、高バイパス比ターボファンエンジンのファン部である。ファン部は、６乃至８フィートの直径を持つことができる。複数のファンブレードが、ロータ組立体から作動媒体ガスの流路を横断して放射方向外向きに延びている。ファンブレードは、毎分2500回転を越える速度で、回転軸を中心に回転する。回転しているファンブレードによってガスが後方に向かって押されて、ガスがエンジンのファン部に流入すると、作動媒体ガスが圧縮される。
各ファンブレードは、先端部を有している。先端部は、回転しない隣接したケーシングに覆われている。先端部と隣接したケーシングの間に設けられた空隙は、ケーシングに対するブレードの一時的な外向きの移動を許容する。この領域は、一般に端部壁領域と呼ばれる。一時的な移動は、操作負荷及びブレードに作用する回転力に応答したブレードの通常の膨張に応じて生じる。
端部壁領域は、圧縮ステージの他の部分とは異なる空力条件にさらされる。端部壁領域において、ロータブレードの先端部と隣接する壁の間の空力的相互作用により境界層効果やドラッグ効果が生じる。これらの効果は流れを後方に向けることをより一層困難とする。この結果、ファンブレードの翼幅中央領域におけるよりも端部壁領域によってわずかに圧力が上昇する。また、ブレードの先端部を横断する圧力勾配に応じて、ブレードの軸線方向に延びる両側部間の端部壁領域に漏れが生じる。この結果、圧縮ステージのサージマージンと空力効率に対して悪影響を与える。
十分なサージマージンを保持するために、ファンブレードの外側の外壁の輪郭を変化させるための多くの方法が提案されている。重要な問題はこうした輪郭が、圧縮ステージの空力的効率に影響を与えることにある。
こうした方法の一例は、ロバートジュニアに付与されたガスタービンエンジンの圧縮ステージのためのブレード先端部シュラウドに関する米国特許第4,239,452号に示されており、本願譲受人に係わるものである。このロバートの特許において、ブレードの放射方向外側のケーシングが、凹部を有している。不連続部が、凹部に設けられる。この不連続部は、ブレードの先端部と壁の間に空力的な相互作用を生起する。ロバート特許の図６に示されるように、不連続部は、不連続部との空力的相互作用に起因する空力効率の低下を伴って、サージマージンを増加させる。
ロバート特許の一実施例においては、例えば、凹部には、周方向に延びる溝（図３）が設けられている。溝を設けた構造は、空力効率の低下を伴いながら、平坦な壁に比べてサージマージンを増加させる（図６、曲線Ｃ）。他方、壁に、数の軸線方向に延びる傾斜室（図２）を設けたりまたは周方向に延びる溝と軸方向に延びる傾斜室の双方の組み合わせ（図４）を設けることもできる。図４の構造は、平坦な壁に比べて空力効率の低下が最小であり、サージマージンの増加が最大であることを示している。
軸方向傾斜室は、ロータブレードが、それらからポンプに伝達される作用力の一部を使用し、軸方向傾斜室内の作動媒体ガスを再度ポンピングするので、効率を低下させる。ポンピングは、瞬間的背圧に応答して端部壁領域に得られる圧力のレベルを増加させる。従って、ポンピングは、軸方向に延びる室がサージマージンを増加させるメカニズムである。
図６より理解されるように、周方向に溝を設けた構造は、平坦な壁に比べて、緩やかなサージマージンの増加と、緩やかな空力効率の現象を有している。従って、より小さなサージマージンが必要な場合には、周方向に延びる溝により、ロバート特許に示された他の構造のいくつかよりも少ない空力効率の低下で、これを達成することができる。
上記の技術にかかわらず、出願人の譲受人の管理の下で働く科学者や技術者は、平坦な壁構造に比べてサージマージンを増加させる一方、こうした構造が空力効率に対して持つ望ましくない効果を減少させることができる他のケーシングの構造を追求している。
発明の開示
本発明は、周方向の溝を、隣接するファンブレードの数に関連した厳密に規制した数のダムによって分断することによって空力効果に対して無視できる程度の影響でサージマージンを改良しうることの認識に基づくものである。
本発明によれば、軸流回転機械の圧縮部のためのステータ構造は、ロータブレード配列の周囲に周方向に延びるケーシングを有しており、このケーシングは、少なくとも一つ、ほとんどの実施例においては複数の周方向に延び、ブレードの放射方向外側で、ブレードに軸方向に整列された溝を有しており、各溝は、複数の、周方向に離間した、溝の連続性を分断し、高速の流れを溝から境界層に向けるダムを有している。
本発明の一実施例によれば、周方向に離間したダムの数は、ロータブレードの配列のブレードの数の関数とされており周方向に離間した溝は、ロータブレードの中間弦領域の放射方向外側にのみ配置され、溝及び境界層に対するダムの効果を増加させ、空力効率に対する影響を減少させる。
本発明の主要な特徴は、圧縮部におけるロータブレード配列の放射方向外側のケーシングである。このケーシングは、それぞれ複数の周方向に延びる溝を有しており、各溝は、複数のダムにより周方向に分断されている。一つの実施例において、ダムは周方向に離間され、溝の軸方向幅の２倍の深さを持つ溝内に延びている。隣接する溝間に延びるランドは、溝の軸方向幅の半分の幅である、ダムの数は、ロータブレードの数の3/4からロータブレードの数の１（1/2）の間の範囲である。ダムの周方向の長さは、ほぼ幅に等しい。
一つの特定の実施例によれば、各溝内のダムの数はブレードの数に等しく、ダムは溝の周囲に等間隔に離間されている。他の実施例においては、溝は、ブレードの中間弧領域に延びる溝領域に配置され、溝領域とブレードの外側のケーシングの隣接する面同一の放射方向高さである。ケーシングの隣接する面は、ケーシングの内面に対して引っ込んでいるかもしくはケーシングの内面と同一の放射方向高さとなっていても良い。
本発明の主要な利点は、エンジンの圧縮部のロータブレード配列の放射方向外側に、複数の周方向に分断された溝を配置することによるサージマージンの増加である。本発明の他の利点は、ファンブレードの先端がケーシングの他の部分と同一の放射方向高さにあるか、ケーシングの面に対して引っ込んでいるかによる周方向に分断された溝の使用の結果による所定の空力効率の減少下におけるサージマージンの改善すべく増加させることができることにある。
本発明の上記及び他の特徴及び利点は、添付図面に示された以下の発明を実施するための最適な態様に下ついてより一層明かとなろう。
【図面の簡単な説明】
図１は、ファンブレードの先端部を包囲するケーシングを示すターボファンガスタービンエンジンの斜視図である。
図２は、周方向に離間したダムにより分断された周方向溝の関係を示す、図１に示すファンケーシングの一部の（外方向に見た）展開図である。
図３は、図２に示す図と対応する展開図である。
図４は、溝を周方向に互い違いに配置した図２に示す構造の別実施例である。
図５は、図２の３−３線に沿った側面図である。
図６は、ロータブレードの配列中のブレードの数Ｎの関数として表現される周方向の溝中の周方向に離間したダムの数に対する、図３に示す構造に関するサージマージンと空力効率のポイントの変化を示すグラフである。
発明を実施するための最適な態様
図１は、商業的航空機を駆動するために用いられるタイプのターボファンガスタービンエンジン10の斜視図である。エンジンは、コア部12及びファン部14を含んでいる。複数の被覆されていないファンブレード16は、ロータ18から放射方向外向きに延びている。ロータは、回転軸Ａの周囲に配置されている。
各ファンブレードは、先端部24を持つエーロフォイル22を有している。先端部は、回転シュラウドを有していないが、一部の翼幅にわたったのシュラウドを持つことができる。ファンブレードは、ロータ組立体中の取付スロットに係合するためのファンブレードに適合するプラットフォーム26を有している。ファンブレードの長さは、２フィートを越えることができ、図示の特定の実施例においては、プラットフォームから測定した場合、約27インチである。ファンブレードの先端の外径は、回転軸Ａから測定して約94インチである。
ファン（圧縮）部14は、コア部を通て延びる作動媒体ガスの一次流路28を含んでいる。作動媒体ガスの二次流路32は、一次流路の外側のファン部を通して延びる。二次及びバイパス流路は、環状形状である。ファンケーシング34は、流路を中心に周方向に延び最外部で流路を区画している。ケーシングは、ロータブレードの周囲に周方向に延びる摩擦材で形成された内面36を有している。内面は、間に空隙Ｇだけロータブレードから放射方向に離間している。本実施例における空隙は、約9/1000（0.090）インチである。
図２は、ケーシング34の非展開図であり、図３はケーシング34の内面36に向かって外向きに見た展開図である。複数の溝38は、ケーシングの内部を中心に周方向に延びている。複数のダム42は、各溝内に配置されている。各ダムは、溝を横断して軸方向に延び、溝内において放射方向に延びて溝を周方向に分断している。各ダムは、ピッチ距離Ｐだけ隣接するダムから離間している。ピッチ距離Ｐは、一つのダムの点から隣接するダムの対応する点までの距離である。ピッチ距離Ｐは、複数のダムの数によって内面の周を除算したものに等しい。ダムの数は、例えば、ロータブレード配列のブレードの数Ｎに等しい。図６より明らかなように、ダムの数には最適な設計上の範囲がある。（設計上の範囲は、ロータブレードの数の関数である。）
それぞれ隣接するファンブレード16に連関された二つのロータブレードの先端部24は図２において完全に、かつ図３において二点鎖線に示されている。ロータブレードは、ファンブレードの移動方向を示す矢印Ｖによって示された動作状態の下に、上向きに（図２）かつ右から左に（図３）に掃引する。各ファンブレードは、前縁44と後縁46を有している。ブレードの一つの側の吸引側側壁48は、前縁から後縁に延びている。ブレードの他側の加圧側側壁52は、前縁から後縁に延びている。ファンブレードは、回転軸と平行に測定した軸方向長さＬを有している。ファンブレードは、ブレードの軸方向長さＬの最初の20％に延びる前端領域54と、ファンブレードは、ブレードの軸方向長さＬの最後の20％に延びる後端領域56とを有している。ファンブレードは、前端領域と後端領域の間に延びる中央の弦領域58を有している。ケーシングは、ブレードの中間の弦領域の放射方向外側に位置する周方向に延びる溝領域62を有しており、溝が設けられている。
図４は、図３に示すケーシングの別実施例を示す、図３に示した図と対応する図を示している。別実施例において、周方向の溝38は、隣接するダムに対して周囲方向に互い違いに配置されたダム42により分断されている。
図５は、外側ケーシング36と図１、図２及び図３に示すブレードの先端部24と、の拡大、簡略化された断面図である。ファンブレードの先端部の外側のケーシングの内面36は、隣接する構造として、同一の放射方向位置に位置する。理解されるように、操作力に応答して、ファンブレード16は、内面（摩擦シール）36を摩擦して、二点鎖線で示された内面に関連して凹部64を切り欠く。二点鎖線で示すように、先端部が、内面（摩擦シール）に切り込んだ後、ファンブレードの先端部の外側の面36は、隣接する構造の内面とは異なる放射方向位置に位置する。別実施例の構造において、凹部は、例えば、上記に説明したアメリカ特許第4,239,452号に示されているように、外側ケーシングに意図的に形成することもできる。
図５は、複数の溝38を示している。図２、図３及び図５に示されているように、各溝38は、軸方向幅Ｗ、ロータブレードの外側のケーシングの内面から測定した放射方向深さＤを有している。放射方向深さＤに対する軸方向幅Ｗは、１以上である。図示の実施例において、放射方向の深さＤと軸方向の幅Ｗの比は、２（D/W＝２）である。各溝は、ランド66を残して、隣接した溝から軸線方向幅Ｗの1/2の距離離間している。上記に説明したように、各溝の複数のダム42には、ランドから軸方向に延びて溝の全深さを周方向に分断する。ダムの周方向の長さLcは、溝38の軸方向幅Ｗに等しい。図４に示すように、溝の３倍の幅Ｗまで延びるダムにより何らの好ましくない効果が生じないことが経験的に示される。ダムを溝の全深さまで延ばさないことも可能であるが、これは実施例の性能に非常に大きく依存して決まるものとなる。
図６は、ダム（不連続）42の数とピッチＰとの関数としての分断された溝構造38に関する空力効率（曲線Ｅ）の変化及びサージマージン（曲線Ｓ）の関係を示している。ダムの数は、ファンブレードの配列中にファンブレードの数Ｎの関数として表現される。変化は、各溝の周方向の連続性を分断するダムを持たない基本構造と比較して測定されたものである。図６に示す関係は、経験的データの分析に基づくものである。
図６に示すように、ダム42の追加によって、空力効率を極僅か低下させるかもしくは低下させずに、サージマージンを増加させることができる。例えば、ファンロータブレードの数の3/4に等しいダムの数を有する実施例において、サージマージンは、空力効率の明かな低下なしに、約４ポイント増加する。ダムの数が増加するに従って、ロータブレードの数の約1.5倍に等しくなるまでは、空力効率が僅かに減少する。この点を超えると、サージマージンは測定可能な程には増加せず、空力効率は継続的に減少する。従って、ダムの数に関する最適な設計範囲は、ロータブレードの数の3/4から1.5倍に等しいものと信じられる。この範囲のダム間にピッチＰ（間隙）は、ロータブレードの数Ｎで分割された内面の円周の約2/3からロータブレードの数Ｎで分割された内面の円周の１（1/3）倍まで増加する。
図１に示すガスタービンエンジンの動作中、作動媒体ガスは、二次流路32内に引き込まれ、ファンブレード16によって圧縮される。回転軸Ａを中心にファンブレードが高速回転すると、各ロータブレードの先端部24と内側ケース36の間の端部壁領域68においてリーク効果が生じる。これらのリーク効果は、一部は、加圧側から吸引側への先端部を通して方向Ｐ−Ｓへと流れることによるものである。周方向の溝は、この漏れを接線方向または周方向（前縁と後縁を結ぶ線に直交する方向Ｐ−Ｓでない向きの）に導く。これは、下流側方向にファンによって流される流れの方向に対して逆向きに作用する漏れの流れの流速の成分を減少させる。これは、実施例のサージマージンを増加させ、図６に示すように圧縮ステージにおける空力効率には小さな影響しか与えない。
端部壁領域における空力的相互作用は、良く理解されていないが、以下は経験的結果を説明する作業仮説である。エンジン運転中は、回転するブレードは隣接するガスにエネルギーを与える。端部壁領域68においては、境界層が生じる。境界層は、ドラッグ効果のために隣接するファンブレードの回転速度に対して大幅に低い速度となる。溝36内において、しかしながら、作動媒体ガスの速度は、非常に高くなる。従って、高速の作動媒体ガスが、ファンブレード14の配列を周方向に横断して、相対的に低速のガスの境界層の外側に位置することになる。
境界層内の低速のガスは、境界層が壁36から剥離する可能性があるため、大幅な損失を生起する可能性がある。周方向に延びる溝38内の高速ガスは、ダムにより内向きに流れて、低エネルギーの境界層に流入する。これらの高エネルギガスは、境界層を活性化し、境界層の剥離を防止する。これは、付随的に、境界層の剥離関連した損失を防止し、サージマージンを改善するために周方向の溝が形成された場合にも、空力効率が一定に保たれる結果となる。従って、最適な設計範囲内においてファンブレードの数に等しい数のダムが設けられていた場合、周方向に離間されたダムを付加することにより、空力効率の低下を起こすことなくサージマージンを拡大することが可能となる。
例えば、溝内の高速の流速は、発生される速度に関して分断されない溝の十分な長さを与えるダムのピッチＰによって形成することができる。実施例においてダムの数が多すぎると、高速の流れは決して生じない。実施例においてダムの数が少なすぎると、高速の流れは発生するが境界層に所望の頻度で射出されない。
本発明は、詳細な実施例に関して説明したが、当業者において、請求の範囲に記載した発明の要旨及び範囲から逸脱することなく、種々の変更、省略及び追加が可能であることが理解されるであろう。TECHNICAL FIELD The present invention relates to an axial-flow rotating machine, and more particularly to a casing that extends circumferentially around a compression stage of a gas turbine engine.
BACKGROUND ART An axial-flow rotating machine such as a power gas turbine engine for an aircraft has a compression section having a plurality of compression stages. When working medium gas is drawn into the engine, the gas is compressed and its temperature and pressure rise. The gas is combusted with the fuel, expands and passes through the turbine, generating useful forces and actions. The operating force is sent from the turbine section to the compression section through the rotor assembly. The rotor assembly in the compression section acts on the inflowing gas and compresses it.
An example of the compression unit is a fan unit of a high bypass ratio turbofan engine. The fan section can have a diameter of 6 to 8 feet. A plurality of fan blades extend radially outward from the rotor assembly across the working medium gas flow path. The fan blade rotates about the axis of rotation at a speed exceeding 2500 revolutions per minute. When the gas is pushed rearward by the rotating fan blade and the gas flows into the fan portion of the engine, the working medium gas is compressed.
Each fan blade has a tip. The tip is covered with an adjacent casing that does not rotate. The air gap provided between the tip and the adjacent casing allows temporary outward movement of the blade relative to the casing. This region is commonly referred to as the end wall region. The temporary movement occurs in response to the normal expansion of the blade in response to the operating load and the rotational force acting on the blade.
The end wall region is subjected to different aerodynamic conditions than the rest of the compression stage. In the end wall region, boundary layer effects and drag effects are generated by aerodynamic interaction between the tip of the rotor blade and the adjacent wall. These effects make it more difficult to direct the flow backwards. As a result, the pressure is slightly increased by the end wall region than in the fan blade center region. Further, leakage occurs in the end wall region between both side portions extending in the axial direction of the blade in accordance with the pressure gradient across the blade tip. As a result, the compression stage surge margin and aerodynamic efficiency are adversely affected.
Many methods have been proposed to change the contour of the outer wall of the fan blade in order to maintain a sufficient surge margin. An important issue is that these contours affect the aerodynamic efficiency of the compression stage.
An example of such a method is shown in U.S. Pat. No. 4,239,452 relating to a blade tip shroud for a compression stage of a gas turbine engine granted to Robert Jr. and is related to the assignee of the present application. In the Robert patent, the casing radially outward of the blade has a recess. A discontinuous portion is provided in the recess. This discontinuity causes an aerodynamic interaction between the blade tip and the wall. As shown in FIG. 6 of Robert, the discontinuity increases the surge margin with a decrease in aerodynamic efficiency due to aerodynamic interaction with the discontinuity.
In one embodiment of the Robert patent, for example, the recess is provided with a circumferentially extending groove (FIG. 3). The structure provided with the grooves increases the surge margin as compared with a flat wall while lowering the aerodynamic efficiency (FIG. 6, curve C). On the other hand, the wall may be provided with several axially extending inclined chambers (FIG. 2) or a combination of both circumferentially extending grooves and axially extending inclined chambers (FIG. 4). The structure of FIG. 4 shows that the decrease in aerodynamic efficiency is minimal and the increase in surge margin is maximum compared to a flat wall.
The axially inclined chamber reduces efficiency because the rotor blades use some of the working force transmitted from them to the pump and pump the working medium gas in the axially inclined chamber again. Pumping increases the level of pressure available in the end wall region in response to the instantaneous back pressure. Thus, pumping is a mechanism in which the axially extending chamber increases the surge margin.
As can be understood from FIG. 6, the structure provided with grooves in the circumferential direction has a moderate surge margin increase and a moderate aerodynamic efficiency phenomenon compared to a flat wall. Thus, if a smaller surge margin is required, this can be accomplished with circumferentially extending grooves with less aerodynamic efficiency reduction than some of the other structures shown in the Robert patent.
Regardless of the technology described above, scientists and engineers working under the control of the assignee of the applicant increase the surge margin compared to a flat wall structure, while these structures are undesirable for aerodynamic efficiency. We are pursuing other casing structures that can reduce the effect.
DISCLOSURE OF THE INVENTION The present invention improves surge margin with negligible impact on aerodynamic effects by dividing circumferential grooves by a strictly regulated number of dams related to the number of adjacent fan blades. It is based on the perception of wandering.
According to the invention, the stator structure for the compression part of the axial flow rotary machine has a casing extending circumferentially around the rotor blade arrangement, which casing is at least one in most embodiments. Has a plurality of circumferentially extending grooves radially outward of the blades and axially aligned with the blades, each groove separating a plurality of circumferentially spaced grooves. It has a dam that directs high-speed flow from the groove to the boundary layer.
According to one embodiment of the present invention, the number of circumferentially spaced dams is a function of the number of blades in the rotor blade arrangement, and the circumferentially spaced grooves are radiated in the middle chord region of the rotor blades. Located only outward in the direction, increases the effect of the dam on the grooves and boundary layers and reduces the impact on aerodynamic efficiency.
The main feature of the present invention is the casing radially outward of the rotor blade arrangement in the compression section. The casing has a plurality of circumferentially extending grooves, and each groove is divided in the circumferential direction by a plurality of dams. In one embodiment, the dams are circumferentially spaced and extend into a groove having a depth twice the axial width of the groove. The land extending between adjacent grooves is half the axial width of the groove. The number of dams ranges between 3/4 of the number of rotor blades and 1 (1/2) of the number of rotor blades. It is. The circumferential length of the dam is almost equal to the width.
According to one particular embodiment, the number of dams in each groove is equal to the number of blades, and the dams are evenly spaced around the groove. In another embodiment, the groove is disposed in a groove region that extends into the intermediate arc region of the blade and is flush with the groove surface and the adjacent surface of the outer casing of the blade. The adjacent surfaces of the casing may be recessed with respect to the inner surface of the casing or may have the same radial height as the inner surface of the casing.
The main advantage of the present invention is an increase in surge margin by arranging a plurality of circumferentially divided grooves on the radially outer side of the rotor blade arrangement of the compression section of the engine. Another advantage of the present invention is the result of the use of circumferentially divided grooves depending on whether the tip of the fan blade is at the same radial height as the rest of the casing or is retracted relative to the surface of the casing. The surge margin can be increased to improve the surge margin under a predetermined aerodynamic efficiency reduction.
The above and other features and advantages of the present invention will become more apparent from the following best mode for carrying out the invention illustrated in the accompanying drawings.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a perspective view of a turbofan gas turbine engine showing a casing surrounding the tip of a fan blade.
FIG. 2 is a development view (as viewed outward) of a part of the fan casing shown in FIG. 1, showing the relationship between circumferential grooves separated by dams spaced in the circumferential direction.
FIG. 3 is a developed view corresponding to the diagram shown in FIG.
FIG. 4 shows another embodiment of the structure shown in FIG. 2 in which grooves are alternately arranged in the circumferential direction.
FIG. 5 is a side view taken along line 3-3 in FIG.
FIG. 6 shows the points of surge margin and aerodynamic efficiency for the structure shown in FIG. 3 for the number of circumferentially spaced dams in the circumferential groove expressed as a function of the number N of blades in the rotor blade array. It is a graph which shows a change.
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION FIG. 1 is a perspective view of a turbofan gas turbine engine 10 of the type used to drive commercial aircraft. The engine includes a core portion 12 and a fan portion 14. A plurality of uncoated fan blades 16 extend radially outward from the rotor 18. The rotor is arranged around the rotation axis A.
Each fan blade has an airfoil 22 having a tip 24. The tip does not have a rotating shroud but can have a shroud over some span. The fan blade has a platform 26 that fits into the fan blade for engaging a mounting slot in the rotor assembly. The length of the fan blades can exceed 2 feet, and in the particular embodiment shown is about 27 inches when measured from the platform. The outer diameter of the fan blade tip is about 94 inches as measured from the axis of rotation A.
The fan (compression) section 14 includes a primary flow path 28 of working medium gas that extends through the core section. The working medium gas secondary flow path 32 extends through the fan section outside the primary flow path. The secondary and bypass channels are annular in shape. The fan casing 34 extends in the circumferential direction around the flow path and divides the flow path at the outermost part. The casing has an inner surface 36 formed of a friction material extending in the circumferential direction around the rotor blade. The inner surface is spaced radially from the rotor blade by a gap G therebetween. The air gap in this example is about 9/1000 (0.090) inches.
FIG. 2 is a non-development view of the casing 34, and FIG. 3 is a development view as viewed outward toward the inner surface 36 of the casing 34. The plurality of grooves 38 extend in the circumferential direction around the inside of the casing. The plurality of dams 42 are disposed in each groove. Each dam extends in the axial direction across the groove, and extends radially in the groove to divide the groove in the circumferential direction. Each dam is separated from the adjacent dam by a pitch distance P. The pitch distance P is a distance from a point of one dam to a corresponding point of an adjacent dam. The pitch distance P is equal to the inner circumference divided by the number of dams. The number of dams is, for example, equal to the number N of blades in the rotor blade arrangement. As is apparent from FIG. 6, there is an optimum design range for the number of dams. (The design range is a function of the number of rotor blades.)
The tip portions 24 of the two rotor blades, each associated with an adjacent fan blade 16, are shown completely in FIG. 2 and in dashed lines in FIG. The rotor blades sweep upward (FIG. 2) and from right to left (FIG. 3) under the operating condition indicated by the arrow V indicating the direction of fan blade movement. Each fan blade has a leading edge 44 and a trailing edge 46. The suction side wall 48 on one side of the blade extends from the leading edge to the trailing edge. The pressure side wall 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 rotational axis. The fan blade has a front end region 54 that extends the first 20% of the axial length L of the blade, and the fan blade has a rear end region 56 that extends the last 20% of the axial length L of the blade. Yes. The fan blade has a central chord region 58 extending between the front end region and the rear end region. The casing has a groove region 62 extending in the circumferential direction located radially outside the chord region in the middle of the blade, and is provided with a groove.
FIG. 4 shows a view corresponding to the view shown in FIG. 3, showing another embodiment of the casing shown in FIG. 3. In another embodiment, circumferential grooves 38 are separated by dams 42 that are staggered in the circumferential direction relative to adjacent dams.
FIG. 5 is an enlarged and simplified cross-sectional view of the outer casing 36 and the blade tip 24 shown in FIGS. The inner surface 36 of the casing outside the tip of the fan blade is located at the same radial position as an adjacent structure. As will be appreciated, in response to the operating force, the fan blade 16 rubs the inner surface (friction seal) 36 and cuts out the recess 64 in relation to the inner surface indicated by the two-dot chain line. As indicated by the two-dot chain line, after the tip portion cuts into the inner surface (friction seal), the outer surface 36 of the fan blade tip portion is located at a radial position different from the inner surface of the adjacent structure. In an alternative embodiment structure, the recess may be intentionally formed in the outer casing, for example, as shown in the above-mentioned US Pat. No. 4,239,452.
FIG. 5 shows a plurality of grooves 38. As shown in FIGS. 2, 3, and 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 blades. The axial width W with respect to the radial depth D is 1 or more. In the illustrated embodiment, the ratio of the radial depth D to the axial width W is 2 (D / W = 2). Each groove is separated from the adjacent groove by a distance of ½ of the axial width W, leaving the land 66. As described above, the plurality of dams 42 in each groove extend in the axial direction from the land and divide the entire depth of the groove in the circumferential direction. The circumferential length Lc of the dam is equal to the axial width W of the groove 38. As shown in FIG. 4, it is empirically shown that no undesired effect is produced by a dam extending to a width W three times that of the groove. It is possible to not extend the dam to the full depth of the groove, but this will depend very much on the performance of the embodiment.
FIG. 6 shows the relationship between the change in aerodynamic efficiency (curve E) and the surge margin (curve S) for the segmented groove structure 38 as a function of the number of dams (discontinuities) 42 and the pitch P. The number of dams is expressed as a function of the number N of fan blades in the array of fan blades. The change was measured in comparison with a basic structure that does not have a dam that breaks the circumferential continuity of each groove. The relationship shown in FIG. 6 is based on an analysis of empirical data.
As shown in FIG. 6, by adding the dam 42, the surge margin can be increased with little or no decrease in aerodynamic efficiency. For example, in an embodiment having a number of dams equal to 3/4 of the number of fan rotor blades, the surge margin is increased by about 4 points without a noticeable reduction in aerodynamic efficiency. As the number of dams increases, the aerodynamic efficiency decreases slightly until it is equal to about 1.5 times the number of rotor blades. Beyond this point, the surge margin does not increase measurable and aerodynamic efficiency continuously decreases. Thus, the optimal design range for the number of dams is believed to be equal to 3/4 to 1.5 times the number of rotor blades. The pitch P (gap) between the dams in this range is about 2/3 of the circumference of the inner surface divided by the number N of rotor blades to 1 (1 / of the circumference of the inner surface divided by the number N of rotor blades. 3) Increase to double.
During operation of the gas turbine engine shown in FIG. 1, working medium gas is drawn into the secondary flow path 32 and compressed by the fan blades 16. When the fan blade rotates at a high speed around the rotation axis A, a leak effect occurs in the end wall region 68 between the tip 24 of each rotor blade and the inner case 36. These leak effects are due in part to flowing in the direction PS through the tip from the pressure side to the suction side. The circumferential groove guides this leakage tangentially or circumferentially (in a direction that is not in the direction PS perpendicular to the line connecting the leading and trailing edges). This reduces the component of the flow rate of the leakage flow that acts in the opposite direction to the direction of flow carried by the fan in the downstream direction. This increases the surge margin of the embodiment and has only a small effect on the aerodynamic efficiency in the compression stage as shown in FIG.
The aerodynamic interaction in the end wall region is not well understood, but the following is a working hypothesis that explains empirical results. During engine operation, rotating blades energize adjacent gases. In the end wall region 68, a boundary layer occurs. The boundary layer is at a significantly lower speed than the rotation speed of adjacent fan blades due to the drag effect. Within the groove 36, however, the working medium gas velocity is very high. Accordingly, the high-speed working medium gas is located outside the boundary layer of the relatively low-speed gas across the array of fan blades 14 in the circumferential direction.
Slow gas in the boundary layer can cause significant losses because the boundary layer can delaminate from the wall 36. The high speed gas in the circumferentially extending groove 38 flows inward by the dam and flows into the low energy boundary layer. These high energy gases activate the boundary layer and prevent delamination of the boundary layer. This concomitantly results in aerodynamic efficiency being kept constant even when circumferential grooves are formed to prevent boundary layer delamination-related losses and improve surge margin. Therefore, when the number of dams equal to the number of fan blades is provided within the optimum design range, the surge margin can be expanded without causing a decrease in aerodynamic efficiency by adding dams spaced in the circumferential direction. It becomes possible.
For example, a high flow velocity in the groove can be formed by a dam pitch P that provides a sufficient length of the groove that is not disrupted with respect to the generated speed. In an embodiment, if there are too many dams, high speed flow will never occur. In an embodiment, if the number of dams is too small, high speed flow will occur but will not be injected into the boundary layer at the desired frequency.
Although the invention has been described with reference to detailed embodiments, it will be understood by those skilled in the art that various modifications, omissions, and additions can be made without departing from the spirit and scope of the claimed invention. Will.

Claims

A casing having an inner surface formed of a friction material, the casing extending in a circumferential direction around a flow path of the working medium gas to define the flow path, and extending in a circumferential direction outside the rotor blade; Spaced radially away from the rotor blades leaving a gap G, the casing has a groove region radially outward of each blade, the groove region being
A plurality of grooves, each groove extending circumferentially around the interior of the casing, at least one of the grooves having an axial width W and a radial depth D as measured from the inner surface; The ratio of the radial depth D to the axial width W is 1 or more (D / W ≧ 1), and each groove is separated from an adjacent groove by defining a land,
A plurality of dams are arranged in the groove, and the number of dams is at least 3/4 (0.75N) of the number N of blades, extending in the axial direction from the land and dividing the groove in the circumferential direction,
Grooves and dams are characterized by an aerodynamic interaction with the passing fan blades to increase the surge margin of the compression section with the same efficiency as that of the unbroken circumferential grooves only. Stator structure of an axial-flow rotating machine having an axis A, a compression part including an annular flow path of working medium gas, and a rotor assembly including a rotor blade array extending radially across the flow path and having a tip body.

2. The stator structure according to claim 1, wherein the number of dams is equal to a number falling within a range of 3/4 (0.75N) of the number N of blades to 1 (1/2) (1.5N) of the number N of blades.

2. The stator structure according to claim 1, wherein the dams are spaced circumferentially from adjacent dams by a pitch distance P equal to the circumference of the inner surface divided by N. 3.

The stator structure according to claim 2, wherein the dams are spaced circumferentially from adjacent dams by a pitch distance P equal to the circumference of the inner surface divided by N.

The stator structure according to claim 3, wherein the number of dams is equal to the number N of blades.

The stator structure according to claim 4, wherein the ratio of the groove to the radial depth D with respect to the axial width W is 2. 5.

The stator structure according to claim 3, wherein the ratio of the groove to the radial depth D with respect to the axial width W is 2. 5.

The stator structure according to claim 7, wherein the number of dams is equal to the number N of blades.

The stator structure according to claim 8, wherein an axial width of the land is ½ of an axial width W of the groove.

The stator structure according to claim 1, wherein at least five of the grooves have a plurality of dams.

The stator structure according to claim 1, wherein at least two of the grooves have a plurality of dams, and the dam of one groove is shifted in a circumferential direction with respect to another groove.

The stator structure according to claim 1, wherein the casing has a recess in the casing facing the rotor blade, and the groove region is disposed in the casing.

The tip of the rotor blade extends 60% of the length L of the axial tip and has an intermediate chord region spaced 20% of the length L from the leading and trailing edges of the blade, respectively. The stator structure according to claim 1, wherein the groove region is located radially outward of the chord region in the middle of each blade.

A casing having an inner surface formed of a friction material, the casing extending in a circumferential direction around a flow path of the working medium gas to define the flow path, and extending in a circumferential direction outside the rotor blade; The casing is spaced radially from the rotor blades leaving a gap G, and the casing has a groove region radially outward of each blade, the groove region being
A plurality of grooves, each groove extending circumferentially around the interior of the casing, and at least one of the grooves has an axial width W and a radial depth D when measured from the inner surface; The ratio of the radial depth D to the axial width W is 2 or more (D / W ≧ 2), and each groove is separated from the adjacent groove leaving a land,
A plurality of dams are arranged in the groove, and the number of dams is equal to the number N of blades. The dam extends in the axial direction from the land and divides the groove in the circumferential direction at the entire depth. Spaced apart from adjacent dams with a pitch distance P equal to the circumference of the divided inner surface,
Grooves and dams are characterized by an aerodynamic interaction with the passing fan blades to increase the surge margin of the compression section with the same efficiency as that of the unbroken circumferential grooves only. An axis A, a compression section including an annular flow path of working medium gas, a radial direction extending across the flow path, extending to 60% of the length L of the axial tip, and leading and trailing edges of the blade A stator structure of an axial flow rotary machine having a rotor assembly including an array of rotor blades having tips with intermediate chord regions spaced 20% of length L from each other.