JPH04279701A - ターボエンジン用翼列及びかかる翼列を有するターボエンジン - Google Patents

ターボエンジン用翼列及びかかる翼列を有するターボエンジン

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JPH04279701A
JPH04279701A JP3234871A JP23487191A JPH04279701A JP H04279701 A JPH04279701 A JP H04279701A JP 3234871 A JP3234871 A JP 3234871A JP 23487191 A JP23487191 A JP 23487191A JP H04279701 A JPH04279701 A JP H04279701A
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JP
Japan
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blade
wall
port
row
blades
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JP3234871A
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De Paul Michel Vincent
ミシエル・バンサン・ドウ・ポール
Francois Detanne
フランソワ・デタンヌ
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Alstom Holdings SA
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GEC Alsthom SA
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Publication date
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    • 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
    • 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
    • F04D29/682—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps by fluid extraction
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y10S415/914—Device to control boundary layer

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  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、内壁と外壁との間に配
置された翼を含み、前記内壁及び／または外壁が少なく
ともいくつかの翼の近傍に吸引ポートを備えており、前
記ポートが、該翼の最大曲率エリアから該翼と隣接翼と
の間の通路の狭搾部に及ぶ領域に翼の上面に沿って第１
端を有するターボエンジン用翼列に係る。
【０００２】
【発明が解決すべき課題】かかる翼列では、内壁または
外壁に沿った境界層を吸引するために内壁及び／または
外壁に吸引ポートが備えられている。実際、これらの境
界層は乱流の原因となる。例えば、「タービン羽根の末
端の圧力損失について（Ｓｕｒ　　ｌｅｓｐｅｒｔｅｓ
　　ａ　　ｌ’ｅｘｔｒｅｍｉｔｅ　　ｄｅｓ　　ａｕ
ｂｅｓ　　ｄｅ　　ｔｕｒｂｉｎｅ）」、Ｂｒｏｗｎ，
　　Ｂｏｖｅｒｉフランス語版、１９４１年１１月号、
３５６〜３６１頁，　　特に図２及び図３を参照すると
よい。
【０００３】このような乱流に伴って、二次損失なる名
称で知られたかなりの圧力損失が生じ、これは翼列の効
率に対して翼高さ／翼弦長の比に反比例する影響を与え
る。
【０００４】吸引ポートを備えた翼列の１例は、１９７
７年５月４日付けの日本特許公開５２−５４８０７に記
載されている。
【０００５】公知のポートは翼間通路を貫通し、１つの
翼の上面から隣接翼の下面に及ぶ。
【０００６】かかるポートは効率の改善には役立たない
こと、損失を増加させる結果さえ生じることが判明した
。
【０００７】
【課題を解決するための手段】従って本発明の第１の目
的は、内壁と外壁との間に配置された翼を含み、前記内
壁及び／または外壁が少なくともいくつかの翼の近傍に
吸引ポートを備えており、前記ポートが前記翼の最大曲
率エリアから該翼と隣接翼との間の通路の狭搾部に及ぶ
領域に翼の上面に沿って第１端を有するターボエンジン
用翼列であって、効率改善用の前記ポートが、等圧線に
沿って配向され、前記ポートは、その第２端が翼間通路
の狭搾部の幅の１／４〜１／２の間隔だけ翼の上面から
離間する長さであることを特徴とするターボエンジン用
翼列を提供することである。
【０００８】ポートに沿った圧力は一定であるから、吸
引される流体は公知の翼列同様にポートの別の場所から
吹出さない。
【０００９】本発明の第２の目的は、各々が動翼列を従
えた静翼列から構成された多数の段を含み、前記翼列の
翼が、内壁と外壁との間に配置され、動翼列の外壁が、
ロータの向き合う部分と共に複数のチャンバを規定する
密封パッキンを備えており、静翼列の外壁が、少なくと
もいくつかの翼の近傍に吸引ポートを備えており、前記
ポートが、前記翼の最大曲率エリアから該翼と隣接翼と
の間の通路の狭搾部に及ぶ領域に翼の上面に沿って第１
端を有しており、前記ポートが、等圧線に沿って配向さ
れ、前記ポートは、その第２端が翼間通路の狭搾部の幅
の１／４〜１／２の間隔だけ翼の上面から離間する長さ
であり、前記ポートがターボエンジンの低圧部に接続さ
れていることを特徴とする多段ターボエンジンを提供す
ることである。
【００１０】本発明を１つの段の静翼列に使用するとき
、ポートは次段の動翼列のパッキンの下流部に存在する
密封チャンバの１つに通路によって接続される。
【００１１】本発明を１つの段の動翼列に使用するとき
、動翼列の内壁が、少なくともいくつかの翼の近傍に吸
引ポートを備えており、前記ポートが、該翼の最大曲率
エリアから該翼と隣接翼との間の通路の狭搾部に及ぶ領
域に翼の上面に沿って第１端を有しており、前記ポート
が、等圧線に沿って配向され、前記ポートは、その第２
端が翼間通路の狭搾部の幅の１／４〜１／２の間隔だけ
翼の上面から離間するような長さであり、前記ポートが
、翼を下から上に貫通し密封パッキンの下流または該パ
ッキンの最終チャンバの１つに開口する通路によって接
続されている。
【００１２】好ましくは、ポートの第２端が、翼間通路
の狭搾部の幅のほぼ１／３の間隔だけ翼の上面から離間
している。
【００１３】
【実施例】添付図面に示す非限定実施例に基づく以下の
記載より本発明が更に十分に理解されよう。
【００１４】図１は、翼車の一部を成し、翼付根が内壁
１に固着され、翼頂が外壁２に固着された２つの翼Ａ，
Ｂを示す。内壁１及び外壁２は通常は円筒面または切頭
円錐面である。
【００１５】翼Ｂの下面、翼Ａの上面、内壁１及び外壁
２が翼間通路３を規定し、該通路の狭搾部８は翼Ｂの前
端を通る。狭搾部８は翼間通路の最小幅を示す。
【００１６】この翼間通路において、壁から遠い流体は
、流線ｈで示すような正常な流線に沿って流れる。逆に
、外壁及び内壁に接触した流体は、等圧線に垂直に方向
ｌ，ｍに沿って流れ、翼Ａの上面に衝突したときに乱流
を生じる。
【００１７】図２は、日本特許公開５２−５４８０７に
開示されたポート４を示す。
【００１８】内壁及び／または外壁のポート４の目的は
、境界層を吸引することである。
【００１９】図３は、局部的損失の測定値Ｐを翼列の内
壁１または外壁２からの距離ｙの関数として示すグラフ
である。実線曲線ａは、翼間通路に吸引ポートを有して
いない翼列における損失を示す。壁に境界層が形成され
るので壁の近傍で損失が大きい。壁から遠くなるに伴っ
て損失が減少し、再び増加し始める。これは渦に転移す
るときの損失である。次いで壁から更に遠ざかると損失
が再び減少する。壁から比較的遠い場所の損失は、翼列
で発達した境界層に起因する損失だけである。
【００２０】曲線ｂ及びｃは、図２に示すような吸引ポ
ートを有する翼列における損失を示す。吸引される流量
が翼列を通る総流量の約０．５％程度の小さい値のとき
、損失は極めて顕著に増加する（曲線ｂ）。吸引される
流量が増加すると、損失は減少する（曲線ｃ）が、吸引
される流量の割合が主流量の３％であるときは損失が極
めて大きい値になり、損失の総計は吸引ポートを有して
いない翼列における損失よりも大きい。
【００２１】このような性能不良の原因は吸引ポートに
おける流れに関係がある。吸引ポートに沿って圧力が一
定でないため、圧力が高いいくつかの場所では流体が有
効に吸引されるが、圧力が低い別の場所で流体が元の流
れに戻る。当然この際に多大の損失が伴う。
【００２２】図４は、本発明のポートの２つの末端位置
を示す。２つの翼ＡとＢとによって形成された翼間通路
３に、二次元翼列の計算に基づいて等圧線５を作図した
。（ターボエンジンに携わる当業者には容易な）かかる
計算によって、壁から十分に遠い流れを正確に示すこと
ができる。壁の近くでは、流体速度の絶対値及び方向に
関する流れ特性が極めて異なっているが、静圧は、壁か
ら遠い部分における静圧と大差はない。図４は２つの末
端位置のポート４，４’を示す。
【００２３】吸引ポート４，４’は、翼Ａの近傍に配置
されている。該ポートの第１端６は、最大曲率エリア７
から翼間通路３の狭搾部８に至る領域に翼の上面に沿っ
て配置されている。
【００２４】ポート４，４’は矩形であり、等圧線に沿
って配置されている。該ポートの第２端９は、狭搾部８
の幅に対応する翼間通路３の最小幅の１／３に等しい間
隔だけ離れている。ポートの長さは、上面近傍の有効部
で吸引流量を最小にするように制限されている。
【００２５】図５は、本発明のポート４による吸引を伴
なうときに測定された損失Ｐを示す（曲線ｄ）。吸引装
置が全く存在しないときに測定された損失（曲線ａ）に
比べてかなりの改善が観察される。
【００２６】図６は、本発明を動翼列に使用した場合を
示す。等圧線の形状が図４の等圧線とはかなり異なって
いる。
【００２７】図７は、各段が静翼列１１と動翼列１２と
を含むタービンの２つの段を示す。この図７から、吸引
がどのように行なわれるかが分かる。静翼列１１の場合
には、吸引ポート４が、次段の動翼列１２の外端に位置
する密封パッキン１５のチャンバにオリフィス１４を介
して排出する通路１３によって接続されている。静翼列
におけるかなりの圧力差が、吸引に必要な圧力差を与え
る。
【００２８】この方法は勿論動翼列に使用できない。こ
れらの翼列の外端で吸引を行なうことはほとんど不可能
である。逆に、内端では、遠心効果を利用して吸引を行
なうことが可能である。通路の内壁に設けられたポート
４（半径Ｒ１）を外壁に位置する密封パッキンの下流チ
ャンバ１７（半径Ｒ２）に連通させる径方向通路１６（
または斜めの通路）を翼の肉厚に形成する。ポート４と
径方向通路１６とはリンク１８（図８参照）を介して連
通する。
【００２９】流体を内壁から外壁に移動させる圧力差は
、遠心力ω２（Ｒ２２−Ｒ１２）／２〔但し、ωは角速
度〕によって生じる。
【００３０】このように生じた圧力差が、所望流量に比
べて過度に大きいときは、径方向開口１６を動翼列１２
の密封パッキンの最終の１つ前のチャンバ１７’に連通
させ、これによってこのパッキンを通る漏れ流量１９を
制限し得る。静翼から排出される流体の流量はこの漏れ
流量だけ少なくなる。漏れ流量は勿論、非作業流量であ
る。
【００３１】オリフィス１４または通路１６からパッキ
ンに到着する流量の合計は、かかる吸引を伴わないとき
にこれらのパッキンを通常通る漏れ流量以下である。従
って二次損失の減少による改良が実質的に完全に維持さ
れる。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来技術のタービンの軸方向断面図である。
【図２】従来技術のタービンの吸引ポートの説明図であ
る。
【図３】図２のタービンの損失の変化を壁からの離間距
離の関数として示すグラフである。
【図４】静翼列に設けられた本発明の吸引ポートの位置
を示す説明図である。
【図５】図４の構造を用いたときの損失の変化を示す曲
線である。
【図６】動翼列に設けられた本発明の吸引ポートの位置
を示す説明図である。
【図７】本発明の翼列を有するタービンの軸方向断面図
である。
【図８】図７のタービンの水平断面部分図である。
【符号の説明】
１　　内壁 ２　　外壁 ３　　通路 ４，４’　　吸引ポート ６　　第１端 ７　　最大曲率エリア ８　　狭搾部 ９　　第２端 １０　　段 １１　　静翼列 １２　　動翼列 １５　　密封パッキン １７，１７’　　チャンバ

Claims (7)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】　　内壁と外壁との間に配置された翼を含
    み、前記内壁及び／または外壁が少なくともいくつかの
    翼の近傍に吸引ポートを備えており、前記ポートが、前
    記翼の最大曲率エリアから該翼と隣接翼との間の通路の
    狭搾部に及ぶ領域に翼の上面に沿って第１端を有するタ
    ーボエンジン用翼列であって、効率改善用の前記ポート
    が、等圧線に沿って配向され、前記ポートは、その第２
    端が翼間通路の狭搾部の幅の１／４〜１／２の間隔だけ
    翼の上面から離間する長さであることを特徴とするター
    ボエンジン用翼列。
  2. 【請求項２】　　各々が動翼列を従えた静翼列から構成
    された多数の段を含み、前記翼列の翼が、内壁と外壁と
    の間に配置され、動翼列の外壁が、ロータの向き合う部
    分と共に複数のチャンバを規定する密封パッキンを備え
    ており、静翼列の外壁が、少なくともいくつかの翼の近
    傍に吸引ポートを備えており、前記ポートが、前記翼の
    最大曲率エリアから該翼と隣接翼との間の通路の狭搾部
    に及ぶ領域に翼の上面に沿って第１端を有しており、前
    記ポートが、等圧線に沿って配向され、前記ポートは、
    その第２端が翼間通路の狭搾部の幅の１／４〜１／２の
    間隔だけ翼の上面から離間する長さであり、前記ポート
    が、ターボエンジンの低圧部へと接続されていることを
    特徴とする多段ターボエンジン。
  3. 【請求項３】　　ポートが、次段の動翼列のパッキンの
    下流部に位置する密封チャンバに通路を介して接続され
    ていることを特徴とする請求項２に記載のターボエンジ
    ン。
  4. 【請求項４】　　各々が動翼列を従えた静翼列から構成
    された多数の段を含み、前記翼列の翼が、内壁と外壁と
    の間に配置され、動翼列の外壁が、ロータの向き合う部
    分と共に複数のチャンバを規定する密封パッキンを備え
    ており、動翼列の内壁が、少なくともいくつかの翼の近
    傍に吸引ポートを備えており、前記ポートが、前記翼の
    最大曲率エリアから該翼と隣接翼との間の通路の狭搾部
    に及ぶ領域に翼の上面に沿って第１端を有しており、前
    記ポートが、等圧線に沿って配向され、前記ポートは、
    その第２端が翼間通路の狭搾部の幅の１／４〜１／２の
    間隔だけ翼の上面から離間する長さであり、前記ポート
    が、翼を下から上に貫通し前記パッキンの下流または該
    パッキンの最終チャンバの１つに開口する通路によって
    接続されていることを特徴とする多段ターボエンジン。
  5. 【請求項５】　　ポートの第２端が、翼間通路の狭搾部
    の幅のほぼ１／３の間隔だけ翼の上面から離間している
    ことを特徴とする請求項１に記載の翼列。
  6. 【請求項６】　　ポートの第２端が、翼間通路の狭搾部
    の幅のほぼ１／３の間隔だけ翼の上面から離間している
    ことを特徴とする請求項２に記載の翼列。
  7. 【請求項７】　　ポートの第２端が、翼間通路の狭搾部
    の幅のほぼ１／３の間隔だけ翼の上面から離間している
    ことを特徴とする請求項４に記載の翼列。
JP3234871A 1990-09-13 1991-09-13 ターボエンジン用翼列及びかかる翼列を有するターボエンジン Pending JPH04279701A (ja)

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FR9011336A FR2666846B1 (fr) 1990-09-13 1990-09-13 Grille d'aubes pour turbomachine munie de fentes d'aspiration dans le plafond et/ou dans le plancher et turbomachine comportant ces grilles.
FR9011336 1990-09-13

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EP (1) EP0475329B1 (ja)
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CN (1) CN1060891A (ja)
AT (1) ATE114780T1 (ja)
CS (1) CS281991A3 (ja)
DE (1) DE69105418T2 (ja)
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