JP3789131B2 - 翼端リーク流を制御した動翼 - Google Patents

Description

技術分野
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、より詳細にはガスタービンエンジンのための動翼に関する。
背景技術
従来のガスタービンエンジンは、エンジンケース内に収容されており、コンプレッサと、燃焼器と、タービンと、を有している。環状の流路は、上記エンジンの各領域を通して軸方向に延びている。当業界において良く知られているように、上記コンプレッサは、静翼（ベーン）の列と、回転翼、すなわち動翼（ブレード）の列とが交互に繰り返した列を有していて、流入する作動媒体に対して力を加えて圧縮している。このように圧縮された作動媒体の一部は、燃焼器に流入し、燃料と混合されてその内部で燃焼される。燃焼生成物、すなわち加熱ガスは、ついで上記タービンを通して流れてゆく。このタービンは静翼列と動翼列とが交互に繰り返されており、これら静翼及び動翼は、上記環状流路を横切って径方向に延び、上記加熱ガスから力を抽出している。この抽出されたエネルギーの一部は、上記コンプレッサを駆動するために使用されている。
それぞれの翼は、低圧側（負圧側）と、高圧側（正圧側）と、を有しており、これらは、上記翼の根本から先端まで径方向に延びている。効率を最適化させるために、上記作動媒体の環状流路は、外側シュラウドと、内側シュラウドと、によって画成されている。上記内側シュラウドは、典型的には複数のプラットホームによって形成されており、これらのシュラウドは、翼と一体となっているとともに、互いに突き合わされている。上記外側シュラウドは、典型的には、上記回転翼の外側先端部周囲に配設されている上記エンジンケースである。翼端クリアランスは、上記エンジンケースと、上記動翼の翼端と、によって画成されている。
ガスタービンエンジン製造の際の主な目的は、上記コンプレッサ及び上記タービンの効率を最適化させ、仕事が失われないようにすることである。効率が１００％であることが理想ではあるが、現在のタービン及びコンプレッサは、約８５％〜約９０％の効率であり、約１０％から約１５％の可能な仕事が失われている。上記タービンと上記コンプレッサについて、この失われた仕事の約２０〜３０％、すなわち全効率の２〜５％は、翼端リーク損失によるものである。
翼端リークは、高圧の空気が上記動翼の上記正圧側から低圧の上記負圧側へと、上記翼端クリアランスを通してリークする際に発生する。上記翼端リークは、２通りの仕方によって効率を低減させる。第１には、上記仕事は、上記高圧気体がブレードによって望まれるように制御されずに上記翼端クリアランスを通して漏れることによって失われる。すなわち、コンプレッサにとっては、この様なリーク流は、適切に圧縮されておらず、また、タービンに取ってみてもこの様なリークは、適切に膨張させることができないものだからである。第２には、上記正圧側からのこの様なリークフローは、上記負圧側の空気流を妨げることになることにある。このような妨害は、上記リーク流が上記負圧側流を乱すことによって生じる。この様な２つの流れの向き及び速度の差は、この２つの流れが合流し、実質的に均一となる際に、混合による損失となって現れる。上記双方のタイプの損失は、効率低下の要因となっている。
上記ガスタービンエンジンの運転寿命中には、上記翼端リークの問題は、より悪化することになるが、これは、上記動翼翼端と上記エンジンケースの間の翼端クリアランスが、時間とともに増加し、その間を通ってより漏れるようになるためである。上記翼端クリアランスは、主に２つの理由により増加する。第１には、上記ガスタービンエンジンの過渡的な運転によって、上記動翼翼端は、静止しているエンジンケースによって磨滅されることにある。第２には、空気中に大量に含まれ、ブレードを通過する砂粒子が上記動翼翼端部に遠心力により向けられて、上記翼端を著しく浸食させることである。上記双方の環境において、上記翼端クリアランスは、自然に増加し、翼端リークが増加して、効率が減少する。
このような翼端リークの問題は、多年にわたって検討されてきており、上記翼端クリアランスを低減させる以外には実質的な改善策が見いだされていない。最も最新の改善策は、上記エンジンケースのライナ径を調節することによって上記翼端クリアランスを意図的に変化させることを含むものである。しかしながら、上記翼端クリアランスの意図的制御は、エンジンを複雑化させ、好ましからざる重量増加を引き起こす。従って、ガスタービンエンジンにおいては、著しい重量増加を生じさせず、コスト的に不利とならないようにして翼端リークを低減させる必要があった。
発明の開示
本発明の目的は、ガスタービンエンジン効率を向上させることにある。
さらに、本発明の目的は、ガスタービンエンジン性能に対する上記翼端リークの悪影響を低減させることにある。
本発明に従えば、ガスタービンエンジンの動翼は、正圧側と、負圧側と、を有しており、さらに、上記負圧側の翼端領域には、弓状面が形成されていて、上記翼端から上記エンジンケースの間に画成されている上記翼端クリアランスから、空気流を移動させており、上記ガスタービンエンジン性能の翼端リークによる悪影響を低減させるようになっている。上記弓状面は、アーチ形状を有しており、また、上記動翼翼端部において最大の曲率を有している。
上記ガスタービンエンジンの効率は、上記弓状面が上記翼端クリアランスから上記空気流を反らせることによって向上され、これにより、上記翼端クリアランスを通しての上記リークが低減され、かつ、上記負圧側における自然な流れの混合による損失が低減されることになる。上記弓状面は、上記弓状面に作用する主要力（ボディ）の径方向下向き成分を徐々に増加させるようになっている。上記負圧側における上記主要力の径方向成分により、上記空気流は、上記負圧側の上記翼端領域から上記負圧側の翼幅中央領域に向けて移動される。このように空気流を再方向づけすることで、上記負圧側における上記翼端領域の局所圧を増加させ、上記翼の負圧側の翼幅中央領域における局所圧を低減できる。上記負圧側における上記翼端領域の上記局所圧増加は、上記負圧側と上記正圧側の上記翼端領域の圧力差を低減させる。このような上記負圧側と上記正圧側の上記翼端領域の圧力差の低減は、上記翼端クリアランスを通しての上記正圧側から上記負圧側への上記翼端リークを低減させる。さらに、上記負圧側流と上記正圧側流の上記翼端領域の圧力差が小さくなると、上記２つの流れが合流して均一化するのが迅速化できるので、上記混合による損失にともなう性能劣化が抑制できる。
本発明の効果のうちの一つは、上記曲率の度合いが、上記翼端において最も大きくされ、径方向のラインからオフセットする翼全体の重量が最低化されていて、上記動翼に加えられる応力が最低化されている。
本発明の前述し、また、それとは別の目的及び効果については、例示的な実施例及び図面をもってする詳細な説明により、より明確となろう。
【図面の簡単な説明】
図１は、ガスタービンエンジンの簡略化された一部切り欠き立面図である。
図２は、図１のガスタービンエンジンにおける本発明による弓状部を有する動翼の拡大立面図である。
図３は、図２の側面立面図である。
図４は、図３を正面から見た図である。
図５は、図４の動翼の概略的な側面図である。
図６は、図４の動翼の概略的な正面図である。
図７は、本発明の別実施例の正面図である。
発明の好適な実施態様
図１において、ガスタービンエンジン１０は、エンジンケース１２内に収容されているのが示されており、さらに、コンプレッサ１４と、燃焼器１６と、タービン１８と、を有している。空気２０は、上記エンジン１０の上記各領域１４，１６，１８を軸方向に通して流れている。当業界で良く知られているように、空気２０は、上記コンプレッサ１４内で圧縮され、燃焼器１６内で燃焼させる燃料と混合され、上記タービン１８へと膨張して行き、上記タービン１８を回転させ上記コンプレッサ１４を駆動している。
上記コンプレッサ１４と、上記タービン１８とは、静翼、すなわちベーンの列２２と、回転翼、すなわち動翼の列２４の交互列を有している。上記動翼２４は、ロータディスク２６に固定されている。
図２及び図３には、それぞれのブレード２４が、翼部分２７と、プラットホーム部分２８と、を有しているのが示されており、このプラットホーム部分２８は、上記翼部分２７に一体として取り付けられているとともに、上記動翼２４を上記ロー夕ディスク２６に固定している。それぞれの翼部分２７は、根元３４から翼端３６まで延びた正圧側３０と、負圧側３２と、を有している。それぞれの上記翼部分２７は、根本３４において根本領域３８と、翼端領域３６において翼端領域４０と、それらの間に翼幅中央領域４２と、を有している。上記負圧側３２の翼端領域４０は、アーチ型の弓状面４３を有している。上記弓状面４３のアーチ形状は、連続して上記動翼２４の翼端３６に向かって曲率が増加していて、上記負圧側弓状面４３に対して垂直である径方向成分を、上記翼端３６に向かうにつれ大きくするようになっている。
上記動翼２４のそれぞれの領域３８，４０，４２は、複数の翼型４４を有しており、これらは、概ね翼幅方向スタッキングライン４６に沿って径方向に重ねらている。上記スタッキングライン４６は、その翼端領域４０においてアーチ型形状を有しており、これが図５に示されているとともに、上記動翼２４の負圧側に弓状面を形成させている。このスタッキングラインは、径方向ライン４８によって示されている上記径方向から、上記根本３４から翼幅の５５％〜７５％の間でオフセットし始める。上記スタッキングラインは、接線方向及び軸方向へと弓形とされており、これが図４〜図６までに示されている。上記スタッキングライン４６及び上記径方向ライン４８は、図５に示すように接線方向に対して弓形角度θが、２０°〜６０°の間とされている。上記スタッキングライン４６及び上記径方向ライン４８は、軸方向に対して２０°〜６０°の間の弓形角度φとされており、これが図６に示されている。上記翼端領域のスタッキングライン４６は、少なくとも上記２番目の角度の曲線とされていて、放物線または円とされている。上記スタッキングライン４６の上記アーチ形状は、上記翼型４４を、上記負圧側３２の翼端領域４０においてオフセットさせて、上記弓状面４３を形成させている。図５及び図６に示してあるように、翼端クリアランス５０は、上記動翼２４の上記翼端部３６と、上記エンジンケース１２の間に形成されている。ガスタービンエンジン１０の運転中には、上記コンプレッサ１４で上記空気が圧縮され、上記タービン１８へと膨張し、上記正圧側３０の空気圧は、上記負圧側３２の空気圧よりも高くなっている。上記動翼２４を取り囲む主要力、すなわち主要圧は、上記負圧側３２及び上記正圧側３０において垂直である。すなわち通常では、径方向に配列された翼の上記圧力場は、実質的に上記径方向及び径方向に配列したスタッキングラインに対して垂直であり、比較的小さな径方向成分しか有していない。本発明の動翼２４では、上記弓状面４３の圧力場、すなわち主要力は、上記弓状面４３に対して垂直である。上記動翼の翼端３６に向かって上記弓状面の曲率が大きくなっているので、上記主要力の径方向下流側への成分は、前記翼端３６に向かうにつれ連続的に増加する。上記弓状面４３からの主要力は、それぞれの翼の回りに流れている上記作動媒体へと加えられる。上記動翼２４の負圧側３２の翼端における上記主要力の径方向下向成分は、上記動翼２４の上記翼端領域４０から、上記動翼２４の負圧面３２の翼幅中央領域４２へと上記作動媒体の流れを反らしている。この反らされた空気流は、上記翼端クリアランス５０を通ってきた上記正圧側３０から上記負圧側３２へとリークしている空気による乱れを低減させ、混合による損失を低減させるとともに、エンジン効率を増加させる。
上記弓状面４３は、上記主要力を再配向させ、上記負圧側３２の上記翼端領域４０から上記流れを離させているので、上記動翼２４に作用する上記局所圧もまた、再調節されることになる。上記弓状面４３は、上記弓状面が無い場合の通常の動翼に比較して、上記負圧側３２の上記翼端領域４０の圧力を増加させ、上記負圧側３２の上記翼幅中央領域４２の圧力を低下させる。上記負圧側３２における上記翼端領域４０の圧力上昇は、上記正圧側３０の上記翼端領域４０と上記負圧側３２の上記翼端領域４０の間の圧力差を低下させる。この圧力差の低下により、上記正圧側３０から上記負圧側３２への上記翼端クリアランス５０を通しての空気流リーク量が低減できる。上記翼端クリアランスを通してのこの空気流リーク量低減は、タービン動翼によって膨張することなく、または、上記コンプレッサ動翼によって圧縮されずに漏れる空気量を低減させる。仕事をせずに上記翼端クリアランスを通して漏れる空気流量が少なくなるので、上記ガスタービンエンジンの効率は、改善されることになる。加えて、上記翼端領域で上記正圧側と上記負圧側の圧力差が小さくなることは、上記混合による損失に伴う効率低下を低減させる。すなわち、上記正圧側から漏れる空気量と上記負圧側からの流れは、短時間のうちに均一化させることができ、上記混合による損失に伴った効率低下を低減させる。
弓状部を有する静翼は、ウエインゴールド（Ｗｅｉｎｇｏｌｄ）等の名称“回転機械のコンプレッサ領域のための弓状部を有する翼”米国特許第５，０８８，８９２号に開示されているが、上記弓状部を有する翼の技術は、動翼にはこれまで用いられていなかった。上記動翼は、上記動翼が遠心力によって発生する高い応力に晒されることとなることで、本来上記静翼とは異なっている。上記翼端に上記弓状部を局在化させることによって、従来の径方向からオフセットする上記動翼の重量増加が最低化できる。上記径方向の過剰の重量オフセットは、動翼に対して望ましくない応力を生じさせる。上記ブレードの翼端に上記弓状部を限定することで、過剰なオフセットが避けられることになる。加えて、本発明の上記弓状領域は、上記翼端部に向かって曲率が大きくなるようになった上記弓状面を備えている。この特徴は、さらにオフセットする上記翼の重量を低減させることにもなっている。
本発明の別実施例を、図７に示す。上記動翼２４’の上記弓状面４３’は、接線方向にのみ弓状となっていて、その軸方向においては弓状部を有してはいないものである。

Claims (6)

1. 根本から翼端にまで延びた正圧面及び負圧面と、順次径方向に重なった根本領域と、翼幅中央領域と、翼端領域と、を備え、ロータディスクに固定され、かつ、エンジンケース内に収容されていて、前記動翼の前記翼端と前記エンジンケースの間において翼端クリアランスが画成されるようになっている動翼において、
   前記動翼の前記負圧側の翼端領域に弓状面がさらに形成され、
   前記弓状面は前縁から後縁まで延在し、前記前縁から前記後縁までの全長に亘って前記負圧側の翼幅中央領域に向かって内側に傾斜して、
   上記動翼の回転時に前記負圧側の空気流を前記翼端領域から前記翼幅中央領域に向け直すことを特徴とするガスタービンエンジン用動翼。
2. 前記弓状面は、前記動翼の前記翼端領域において少なくとも２つの曲率を有していて、前記動翼の前記翼端において最大の曲率とされていることをさらに特徴とする請求項１に記載の動翼。
3. 前記弓状面は、前記動翼の前記翼端領域においてアーチ型の形状を有しており、前記動翼翼端における曲率が最大となっていることをさらに特徴とする請求項１に記載の動翼。
4. 前記動翼の前記弓状面は、前記動翼の翼幅の上記根本から５５％〜７５％において開始されるようになっていることをさらに特徴とする請求項１に記載の動翼。
5. 前記弓状面の部分における翼型のスタッキングラインは、前記動翼の径方向ラインから前記動翼の接線方向に２０°〜６０°だけ傾斜していることを特徴とする請求項４に記載の動翼。
6. 前記弓状面の部分における翼型のスタッキングラインは、前記動翼の径方向ラインから前記動翼の軸方向に２０°〜６０°だけ傾斜していることを特徴とする請求項５に記載の動翼。

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