JPH0631640B2 - 凹所を持つ圧縮機 - Google Patents

凹所を持つ圧縮機

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JPH0631640B2
JPH0631640B2 JP60020184A JP2018485A JPH0631640B2 JP H0631640 B2 JPH0631640 B2 JP H0631640B2 JP 60020184 A JP60020184 A JP 60020184A JP 2018485 A JP2018485 A JP 2018485A JP H0631640 B2 JPH0631640 B2 JP H0631640B2
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Description

【発明の詳細な説明】 本発明は広義には軸流ターボ機関の圧縮機に関し、例え
ばガスタービンの圧縮機動翼先端すき間損を減らす手段
に関する。
関連出願の提示 本発明は、１９８４年２月６日出願の米国特許出願第５
７７，３９８号に開示された発明と技術的に関連してい
る。
発明の背景 １９７０年代を通しての燃料価格の高騰の結果として、
航空機エンジンの設計者は設計製品の効率を改良しよう
と努めてきた。検討を加えられたガスタービンエンジン
の区域の一つはは圧縮機である。基本的には、圧縮機は
多数の動翼付き圧縮機ディスクよりなり、これらのディ
スクが高速で回転し、圧縮機を通過する空気流の圧力を
増す。圧縮機から出てくる高圧空気を燃焼器内で燃料と
混合して燃焼させる。次に排気ガスはタービン翼車を通
過しながら膨張し、ここで流れから仕事を抽出する。
圧縮機を通る空気流は、大まかに２つの領域に分けられ
る。すなわち、粘稠な境界層効果および動翼／静翼先端
効果が支配的であるケーシングおよびハブに近い端壁流
れ領域と、上記効果が小さいか無視できる圧縮機の中心
部分に位置する中心流れ領域とに分けられる。全圧縮機
損失の大体５０％が端壁領域で生じる。
この損失を生じさせ、従って圧縮機の効率を下げる１つ
の条件は、端壁領域において通常圧縮機動翼の端と周囲
のケーシングとの間にあるすき間によるものである。回
転する動翼で圧縮された空気は、このすき間を通ってロ
ータ先端を越えて逆流または漏洩し、先端すき間渦を生
じる傾向がある。この渦はケーシング壁の境界層と相互
作用し、先端損失を生じる。
この洩れを抑制しようとする代表的な方法は、ロータ先
端と周囲のケーシングとの間のすき間を最小にすること
であった。しかし、圧縮機ケーシングも圧縮機動翼もエ
ンジンの運転期間中半径方向に膨張する。動翼とケーシ
ングとの接触を避けるために、平常のエンジン運転中に
十分なすき間を残して、過渡運転状態の間の膨張差を吸
収できるようにしなければならない。代りの方法は、こ
すれを予想して、ケーシングに摩耗性ストリップを設け
るか動翼に摩耗性先端を設けて、ある程度の抑制された
こすれを許すものである。
動翼先端を横切る洩れを減らす別の方法としては、ケー
シングの壁に凹所を形成し、動翼の元のケーシング壁と
ほとんど同一線上にくるように延長する。このような凹
所はエンジン運転の一部またはすべての期間中動翼先端
を受容れる。圧縮機ケーシングから凹所への移行領域
は、典型的には滑らかなケーシング壁から急激に変化す
るように形成されている。これらの急激な移行領域が凹
所の前端と後端の両方に存在する。例えば、凹所として
長方形断面の溝が知られており、この場合の移行領域は
直角に形成されている。試験結果から、このような溝は
よく見ても効率をほんの僅か向上するだけで、条件によ
っては実際に性能をそこなうことがわかった。
発明の目的 本発明の目的は、圧縮機のロータ先端損を減らす新しい
改良された凹所を持つ圧縮機ケーシングを提供すること
にあり、併せて圧縮機の空気力学的効率を改良する新し
い改良された手段を提供することにある。
発明の構成・作用 本願発明は次の構成を採択する。
半径方向に位置する表面に対して相対的に回転可能な第
１翼と、この第１翼より後方に位置していて上記表面に
対して固定された第２翼とを有し、上記表面が後方へ流
れる流体の流路を形成する構成の軸流ターボ機関の圧縮
機において、上記第１翼と上記表面との間にすき間を形
成するように上記第１および第２翼に対して半径方向に
位置し且つ円周方向に延在する凹所を上記表面に設け、
上記凹所が後向きの壁と、軸方向に伸びる壁と、概して
前向きの壁とを含み、上記後向きの壁が上記すき間内の
流体の前方への流れに対して障壁を構成する向きに配置
されているとともに、上記前向きの壁が上記凹所から上
記流路へ空気力学的に滑らかな移行を与える向きに配置
されていることを特徴とする圧縮機。
上述の構成を採択することにより、本願発明の作用は、
後向きの壁により、すき間内の流体の前方への流れに対
する障壁をなし、概して前向きの壁により凹所から流路
へ空気力学的に滑らかな移行を与え、軸方向に伸びる壁
により、過渡運転状態の間の膨張差を吸収する。
本発明の実施態様では、「概して前向きの壁」はケーシ
ング表面に対して１０°以下の角度をなす。
実施例の記載 本発明はあらゆる軸流ターボ機関の圧縮機に使用でき
る。具体的に例示するために、本発明をガスタービンエ
ンジンについて説明する。
第１図に、本発明によるガスタービンエンジンの圧縮機
の一部を示す。圧縮機１０は、動翼列１２および静翼列
１４を有する。動翼列１２はエンジン中心線１６のまわ
りに回転し得る多数の翼すなわち動翼１８を有する。静
翼列１４は中心線１６に関して固定された多数の翼すな
わち静翼１９を有する。空気の移動する流路２０が圧縮
機の軸方向に延在している。流路２０は、半径方向内向
きの表面２４を有する外側ケーシング２２と、半径方向
外向きの表面２８を有する内壁２６とにより形成され
る。各動翼１８は半径方向外端すなわち動翼先端８０を
有する。外側ケーシング２２が各動翼列１２を円周方向
に包囲している。回転する動翼先端８０と静止した外側
ケーシング２２との間にすき間５０を維持して、両者の
こすり合いを防止する必要がある。
各静翼１９がその半径方向に位置する表面２８に対して
相対的に回転可能であることは、各動翼１８がその半径
方向に位置する表面２４に対して相対的に回転可能であ
ることと同様であることが明らかである。さらに、静翼
１９は表面２４に対して固定され、動翼１８は表面２８
に対して固定されている。
動翼１８が中心線１６のまわりを回転するにつれて、流
路２０内の空気は全体的に後方へ移動する。同時に、各
動翼列１２を通過する際に空気は圧縮され、その圧力を
増加する。その結果、動翼列１２の後方には、この動翼
列１２の前方の相対的に低圧の領域３４に対して相対的
に高圧の領域３２が生じる。第１図の３−３方向断面で
ある第３図に示すように、矢印５２で示される方向に回
転する各動翼１８は加圧表面５４と吸引表面５６を有す
る。加圧表面５４側の圧力は吸引表面５６側の圧力より
高い。相対的に高圧の空気が、第２図に示されるように
すき間５０を通って第３図の矢印５８で示されるように
相対的に低圧の領域に逃げる傾向があり、これが動翼１
８の先端８０の半径方向外端近くに形成される先端すき
間渦の形態の損失を生じさせる。
この損失を生じさせる一因としては、半径方向内向きの
表面２４近くの境界層空気が全体的に後方に移動してい
て、先端すき間５０を通って前方へ流れようとする空気
と相互作用することによる。本発明は先端すき間の空気
流の前方への移動を阻止し、後方に移動する主空気流が
障害なしで通過できるようにする。
第２図に本発明の１実施例に従った動翼１８、静翼１９
および外側ケーシング２２を示す。外側ケーシング２２
に設けられた円周方向に延在する凹所７２が、動翼１８
および静翼１９に対して半径方向に位置する。凹所７２
は後向きの壁７４、概して前向きの壁７６および軸方向
に伸びる壁７８を含む。図示の実施例では、後向きの壁
７４が内向きの表面２４に対して実質的に直角である。
概して前向きの壁７６は内向きの表面２４に対して鋭角
αをなす。従って、概して前向きの壁と称する。軸方向
に伸びる壁７８は、動翼１８より前方の点８２で後向き
の壁７４と交差し、動翼１８より後方の点８４で前向き
の壁７６と交差する。
第２図に示した形状は、ケーシング表面２４から壁７４
へ交点８６で急激な変化を生じ、壁７６からケーシング
表面２４へ交点８８で急激でない、すなわち比較的滑ら
かな移行を生じるようにしたものである。交点８６での
急激な移行は、後方へ流れている境界層空気を表面２４
から良好に分離し、同時に壁７４の形の障壁を構成して
先端すき間渦からの前向きの流れを最小限に抑えると考
えられる。さらに、交点８８での壁７６から表面２４へ
の急激でなり移行は、凹所７２から流路２０へ流れる空
気を空気力学的に滑らかに移行または流れさせると考え
られる。
ここまで説明すれば、これらの条件を満たすのに種々の
形状の凹所７２を設計できることが当業者には分るであ
ろう。例えば、壁７６は、交点８８で表面２４に対して
急激でない移行を生じるような種々の比較的滑らかな曲
線に形成することができる。第２図に示す実施例では、
壁７６により形成される曲線は、実質的にケーシング表
面２４に対して交差角αをなす直線である。好適実施例
では、角度αは大体１０°以下である。しかし、この角
度は凹所７２の深さ、交点８４と８８との間の軸方向距
離および壁７６の形状によって決まる。好適実施例で
は、動翼先端８０は壁７８と幾何学的に相似または合致
する形状を持つ。従って、動翼先端８０は壁７８に実質
的に平行な直線を形成する。従って、先端８０上の各点
は壁７８までの半径方向距離が実質的に同一である。従
来の動翼先端を用いて、先端８０の輪郭を定めるのに必
要となる機械加工の量を減らすのが有利である。さら
に、この構成により動翼１８が軸方向たわみを受けると
きに先端すき間を一定に保つことができる。
凹所７２に対する動翼先端８０の半径方向および軸方向
位置は、エンジン運転中、動翼１８が遠心力によりたわ
んだり弾性変形するか、もしくはケーシング２２とは異
なる熱膨張を呈するので、変化する。第２図は、動翼先
端８０の定常運転状態での凹所７２に対する位置を図示
している。この運転状態での重要な寸法は、動翼１８と
壁７４との間の軸方向距離４９および先端８０と壁７８
との間の半径方向距離すなわち先端すき間５０である。
距離４９は、動翼の材料や形状を含む幾つかの因子に依
存する。好適実施例では、距離４９は動翼の円周方向間
隔の１０％程度である。距離５０も動翼の材料および形
状の関数である。一般的に、この距離５０は、エンジン
の過渡動作期間中の膨張差を吸収できるように設計す
る。好適実施例では、この距離は動翼列１２の直径の約
０．１０％である。
距離４９および５０が本発明の範囲からはずれることな
く特定の用途に従って変えることが出来ることは当業者
には明らかであろう。さらに、凹所７２の壁７４または
７８に摩耗性ライナを用いたり、動翼１８に摩耗性先端
を用いたり、これら両方を用いることも本発明の範囲内
に入る。いずれの場合にも、当業界で周知のように距離
５０および４９は変えることができる。
第１図および第５図に示す本発明の他の実施例によれ
ば、凹所９０が内壁２６の半径方向外向きの表面２８に
設けられて、静翼列１４および動翼列１２に対して半径
方向に隔った位置に配置される。ケーシングの凹所７２
の場合と同じく、凹所９０は３つの壁９２、９４、９６
で形成されている。壁９２は後向きであって、交点９８
で表面２８から急激に変化する。壁９６は概して前向き
であって、交点１００で表面２８から相対的に急激でな
い変化をなしている。軸方向に伸びる壁９４は、静翼列
１４より前方の点１０２で壁９２と交差し、静翼列１４
より後方の点１０４で壁９６と交差する。
静翼列１４自身は動かないが、その内壁２６との関係
は、動翼列１２と外側ケーシング２２との関係に似てい
る。静翼列及び動翼列は、それぞれ、半径方向に位置す
る表面に対して相対的に回転可能な翼の列をもつ。さら
に、各翼列を通って後方へ通過する空気はその圧力を増
加する。この結果、空気は翼先端を横切って相対的に高
圧の領域から相対的に低圧の領域に移行する傾向をも
つ。第４図に矢印７０でそのような空気の移行を示す。
上述した通りの凹所７２の形状についての別の実施例が
凹所９０にも同等に成り立つ。圧縮機は、外側ケーシン
グ２２のみに凹所７２を設けるか、内壁２６のみに凹所
９０を設けるか、またはケーシング２２と内壁２６両方
に同じかまたは異なる輪郭の凹所を設ける設計とするこ
とができることは明らかである。
本発明がここで説明し図示した特定の実施例に限定され
ないことは当業者から明らかであろう。本発明は、ここ
に示したような特定の直線輪郭の圧縮機ケーシングの凹
所にも内壁の凹所にも限定されない。先端すき間渦から
の前方への流れを阻止し且つ境界層空気を良好に分離す
る任意の形状の後向きの壁、並びに流路２０へ空気を滑
らかに移行させる任意の形状の前向きの壁は、本発明の
範囲内に入る。
図面に示した寸法、構造の比例関係は例示のためのみに
示したもので、これらの具体例を本発明の圧縮機ケーシ
ングの凹所に用いる実際の寸法もしくは構造の比例関係
ととるべきではない。
第１図に示した圧縮機１０の一部は、相対的に回転可能
な翼、相対的に固定された翼、半径方向に位置する表面
およびそのような表面に設けた凹所の関係を例示するこ
とを目的としたものである。流路２０並びに流路を形成
する外側ケーシングおよび内壁の表面は、軸方向にエン
ジン中心線１６と整合している。しかし、用途によって
は、これらの表面および流路をエンジン中心線に対して
傾斜させることができる。従って、ここで使用する用語
「軸方向」は、エンジン中心線、流路および流路形成用
の表面のいずれか一つに実質的に平行な方向と定義す
る。
本発明は、特許請求の範囲によって限定され、その要旨
を逸脱することなく多数の変形、変更をなし、そして全
体的および部分的均等物をとることができる。
効果 本願発明によって、軸方向に直角な後向き壁により空気
の逆流を阻止し、軸方向に伸びる壁により膨張差を吸収
し、概して前向きの壁により流路に流れる空気を空気力
学的に滑らかに移行させることが出来、翼先端のすき間
の損失を減らした圧縮機を提供することが出来た。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の１実施例に従うガスタービンエンジン
の圧縮機の一部の断面図、 第２図は第１図に示す圧縮機の動翼、静翼およびケーシ
ングの拡大図、 第３図は第１図の３−３線方向に見た断面図、 第４図は第１図の４−４線方向に見た断面図、 そして 第５図は第１図に示す圧縮機の動翼、静翼および内壁の
拡大図である。 １０…圧縮機、１２…動翼列、 １４…静翼列、１６…エンジン中心線、 １８…動翼、１９…静翼、 ２０…流路、２２…外側ケーシング、 ２４…内向きの表面、２６…内壁、 ２８…外向きの表面、５０…すき間、 ７２、９０…凹所、７４、９２…後向きの壁、 ７６、９６…概して前向きの壁、 ７８、９４…軸方向の壁、８０…先端、 ８２、８４、８６、８８、９８、１００、 １０２、１０４…交点。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭55−7998（ＪＰ，Ａ) 特開 昭56−167899（ＪＰ，Ａ) 特開 昭57−28900（ＪＰ，Ａ) 特公 昭58−10600（ＪＰ，Ｂ２)

Claims (3)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】半径方向に位置する表面に対して相対的に
    回転可能な第１翼と、この第１翼より後方に位置してい
    て上記表面に対して固定された第２翼とを有し、上記表
    面が後方へ流れる流体の流路を形成する構成の軸流ター
    ボ機関の圧縮機において、 上記第１および第２翼に対して半径方向に位置し且つ上
    記第１翼と上記表面との間にすき間を維持する、円周方
    向に延在する凹所を上記表面に設け、 上記凹所が後向きの壁と、軸方向に伸びる壁と、概して
    前向きの壁とを含み、上記後向きの壁が上記表面に対し
    て略垂直であって上記すき間内の流体の前方への流れに
    対して障壁を構成し、上記前向きの壁が上記凹所から上
    記流路へ空気力学的に滑らかな移行を与えるように勾配
    をなしていることを特徴とする圧縮機。
  2. 【請求項２】上記前向きの壁が上記表面に対して約１０
    °以下の角度をなすことを特徴とする特許請求の範囲第
    １項記載の圧縮機。
  3. 【請求項３】上記軸方向に伸びる壁が上記第１翼より前
    方の点で上記後向きの壁と交差するとともに、上記第１
    翼より後方の点で上記前向きの壁と交差する特許請求の
    範囲第１項記載の圧縮機。
JP60020184A 1984-02-06 1985-02-06 凹所を持つ圧縮機 Expired - Lifetime JPH0631640B2 (ja)

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