JPH0635878B2 - 凹所を設けた環状表面を有する圧縮機 - Google Patents
凹所を設けた環状表面を有する圧縮機Info
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- JPH0635878B2 JPH0635878B2 JP60020183A JP2018385A JPH0635878B2 JP H0635878 B2 JPH0635878 B2 JP H0635878B2 JP 60020183 A JP60020183 A JP 60020183A JP 2018385 A JP2018385 A JP 2018385A JP H0635878 B2 JPH0635878 B2 JP H0635878B2
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- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
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- 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
- F04D29/08—Sealings
- F04D29/16—Sealings between pressure and suction sides
- F04D29/161—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/164—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps of an axial flow wheel
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- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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- General Engineering & Computer Science (AREA)
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 本発明は広義にはガスタービンエンジンに関し、さらに
詳しくは圧縮機動翼先端すき間損を減らす手段に関す
る。
詳しくは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日付け出願の米国特許出願
第５７７３９７号に開示された発明と関連している。
第５７７３９７号に開示された発明と関連している。
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を有し、これらのディスク
が高速で回転して、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、燃焼させる。次に排気ガス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。
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を有し、これらのディスク
が高速で回転して、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、燃焼させる。次に排気ガス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。
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。回転する動翼
により圧縮された空気は、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、先端すき間に渦を生じる
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、先端損を生じる。
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。回転する動翼
により圧縮された空気は、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、先端すき間に渦を生じる
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。代りの方法ではこ
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、ある程度の制御された
こすれを許す。
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。代りの方法ではこ
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、ある程度の制御された
こすれを許す。
動翼先端を横切る洩れを減らす別の方法として、ケーシ
ングの壁に凹所を形成し、動翼を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
端を受容れれることができる。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
らの急激な変化部分として特徴付けられる。これらの急
激な移行領域が凹所の前端と後端両方に存在する。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
合移行領域は直角に形成される。試験結果から、このよ
うな溝は最良の場合で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。
ングの壁に凹所を形成し、動翼を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
端を受容れれることができる。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
らの急激な変化部分として特徴付けられる。これらの急
激な移行領域が凹所の前端と後端両方に存在する。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
合移行領域は直角に形成される。試験結果から、このよ
うな溝は最良の場合で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、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る。
ーシングを提供することにある。
本発明の他の目的は、圧縮機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
とにある。
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
とにある。
本発明の別の目的は、ガスタービンエンジンの圧縮機の
空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。
空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。
発明の開示 本発明は、半径方向に位置する表面に対して相対的に回
転し得る翼を有する軸流ターボ機関の圧縮機の改良であ
る。上記表面が後方へ流れる流体の流路を形成する。本
発明によれば、上記表面に円周方向に延在し、且つ上記
翼に対して半径方向に隔たって位置する凹所を設ける。
この凹所は一般的に後向きの壁と一般的に前向きの壁と
を含む。後向きの壁は凹所と翼との間のすき間を流体が
前方に流れるのを防ぐ障壁を構成するような向きに配置
されている。前向きの壁は凹所から流路へ空気力学的に
滑らかな移行を与えるような向きに配置されている。
転し得る翼を有する軸流ターボ機関の圧縮機の改良であ
る。上記表面が後方へ流れる流体の流路を形成する。本
発明によれば、上記表面に円周方向に延在し、且つ上記
翼に対して半径方向に隔たって位置する凹所を設ける。
この凹所は一般的に後向きの壁と一般的に前向きの壁と
を含む。後向きの壁は凹所と翼との間のすき間を流体が
前方に流れるのを防ぐ障壁を構成するような向きに配置
されている。前向きの壁は凹所から流路へ空気力学的に
滑らかな移行を与えるような向きに配置されている。
本発明の特定実施例では、凹所の後向きの壁が上記表面
に対してほゞ直角である。前向きの壁は上記表面に対し
て１０゜以下の角度をなす。
に対してほゞ直角である。前向きの壁は上記表面に対し
て１０゜以下の角度をなす。
発明の具体的説明 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。
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はエンジンの中心線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
縮機を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
ている。各動翼１８は半径方向外端すなわち動翼先端３
０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３０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。
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はエンジンの中心線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
縮機を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
ている。各動翼１８は半径方向外端すなわち動翼先端３
０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３０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。
また、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ろう。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。
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ろう。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のまわりをを回転するとき、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、各動翼列１２の後方には、その動翼
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
１８の先端３０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。
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、各動翼列１２の後方には、その動翼
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
１８の先端３０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は、半径方向内向きの表面２
４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
作用するということによる。本発明は先端すき間の空気
流の前方移動を阻止し、後方に移動する主空気流が障害
なく通過できるようにする。
４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
作用するということによる。本発明は先端すき間の空気
流の前方移動を阻止し、後方に移動する主空気流が障害
なく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および外側
ケーシング２２を示す。外側ケーシング２２に動翼先端
３０を円周方向に包囲する凹所３８が設けられている。
凹所３８は互に交差する第１壁４０と第２壁４２で形成
されている。図示の実施例では、第１壁４０が一般的に
後向きであって、内向きの表面２４に対してほゞ直角で
ある。第２壁４２は一般的に前向きであって、第１壁４
０との交点４４と表面２４との交点４６との間に滑らか
な曲線を形成する。
ケーシング２２を示す。外側ケーシング２２に動翼先端
３０を円周方向に包囲する凹所３８が設けられている。
凹所３８は互に交差する第１壁４０と第２壁４２で形成
されている。図示の実施例では、第１壁４０が一般的に
後向きであって、内向きの表面２４に対してほゞ直角で
ある。第２壁４２は一般的に前向きであって、第１壁４
０との交点４４と表面２４との交点４６との間に滑らか
な曲線を形成する。
第２図に示した形状は、ケーシング表面２４から第１壁
４０へその交点４８で急激な変化を生じ、また第２壁４
２からケーシング表面２４へその交点４６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なって
いる。交点４８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４０の
形の障壁を設け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４６での第２
壁４２から表面２４への急激でない移行は、凹所３８か
ら流路２０へ流れる空気を空気力学的に滑らかに移行す
なわち流れさせると考えられる。
４０へその交点４８で急激な変化を生じ、また第２壁４
２からケーシング表面２４へその交点４６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なって
いる。交点４８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４０の
形の障壁を設け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４６での第２
壁４２から表面２４への急激でない移行は、凹所３８か
ら流路２０へ流れる空気を空気力学的に滑らかに移行す
なわち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３８を設計できることが当業者には分るであ
ろう。例えば、第２壁４２は、交点４６で表面２４に対
して急激でない移行を行う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４２によって形成される曲線は、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はは大体１０゜以下である。しか
し、この角度は交点４８から交点４６まで測った凹所３
８の長さ５１、凹所３８の深さ５３および壁４２の形状
によって決まる。
形状の凹所３８を設計できることが当業者には分るであ
ろう。例えば、第２壁４２は、交点４６で表面２４に対
して急激でない移行を行う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４２によって形成される曲線は、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はは大体１０゜以下である。しか
し、この角度は交点４８から交点４６まで測った凹所３
８の長さ５１、凹所３８の深さ５３および壁４２の形状
によって決まる。
動翼先端３０は第２壁４２によって形成された曲線と幾
何学的に相似または合致する輪郭とすることができる。
従って、例えば、第２図の実施例では、動翼先端３０は
壁４２とほゞ平行な直線の形にする。従って、動翼先端
の輪郭上の各点は壁４２までの半径方向距離が実質的に
同一である。
何学的に相似または合致する輪郭とすることができる。
従って、例えば、第２図の実施例では、動翼先端３０は
壁４２とほゞ平行な直線の形にする。従って、動翼先端
の輪郭上の各点は壁４２までの半径方向距離が実質的に
同一である。
凹所３８に対する動翼先端３０の半径方向および軸方向
の位置は、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図には、定
常運転状態での動翼先端３０の凹所３８に対する好まし
い相対位置を示す。この運転状態での重要な寸法、動翼
１８と第１壁４０との間の軸方向距離４９、および先端
３０と第２壁４２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。
の位置は、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図には、定
常運転状態での動翼先端３０の凹所３８に対する好まし
い相対位置を示す。この運転状態での重要な寸法、動翼
１８と第１壁４０との間の軸方向距離４９、および先端
３０と第２壁４２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を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できることは当業者
には明らかであろう。さらに、凹所３８の壁４２または
４０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。
く特定の用途に従って変えることができることは当業者
には明らかであろう。さらに、凹所３８の壁４２または
４０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６０が内壁２６の半径方向外向きの表面２８に
設けられ、静翼列１４に対して半径方向に隔たって配置
されている。ケーシングに設けた凹所３８の場合と同じ
く、凹所６０は互に交差する第１壁６２と第２壁６４で
形成されている。壁６２は全体的に後向きであって、交
点６６で表面２８から急激な変化をなしている。壁６４
は全体的に前向きであって、交点６８で表面２８から比
較的急激でない変化をなしている。
ば、凹所６０が内壁２６の半径方向外向きの表面２８に
設けられ、静翼列１４に対して半径方向に隔たって配置
されている。ケーシングに設けた凹所３８の場合と同じ
く、凹所６０は互に交差する第１壁６２と第２壁６４で
形成されている。壁６２は全体的に後向きであって、交
点６６で表面２８から急激な変化をなしている。壁６４
は全体的に前向きであって、交点６８で表面２８から比
較的急激でない変化をなしている。
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。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。
は、動翼列１２と外側ケーシング２２との関係に似てい
る。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３８の形状についての別の実施例が
凹所６０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３８を設けるか、内壁２６のみに凹所
６０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
とができることが明らかである。
凹所６０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３８を設けるか、内壁２６のみに凹所
６０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
とができることが明らかである。
本発明はここで説明し図示した特定の実施例に限定され
ないことが当業者には明らかであろう。本発明は、図示
したような特定の直線輪郭の圧縮機ケーシング凹所にも
内壁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も、本発明の範囲内に
入る。
ないことが当業者には明らかであろう。本発明は、図示
したような特定の直線輪郭の圧縮機ケーシング凹所にも
内壁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も、本発明の範囲内に
入る。
図面に示した寸法、相互割合および構造関係は例示のた
めのみに示したもので、これらの具体例を本発明の圧縮
機ケーシング凹所に用いる実際の寸法もしくは相互構造
関係ととるべきではない。
めのみに示したもので、これらの具体例を本発明の圧縮
機ケーシング凹所に用いる実際の寸法もしくは相互構造
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、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具体的に示す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」および
「軸方向の向き」は、エンジン中心線、流路、および流
路を形成する表面のいずれか一つに実質的に平行な方向
と定義する。
な翼、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具体的に示す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」および
「軸方向の向き」は、エンジン中心線、流路、および流
路を形成する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、変更を行い、そして全
体的および部分的な均等物をとることができる。
を逸脱することなく多数の変形、変更を行い、そして全
体的および部分的な均等物をとることができる。
【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
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、３０……動翼先端、 ３８、６０……凹所、４０、６２……第１壁、 ４２、６４……第２壁、 ４４、４６、４８、６６、６８……交点、 ５０……すき間。
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
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、３０……動翼先端、 ３８、６０……凹所、４０、６２……第１壁、 ４２、６４……第２壁、 ４４、４６、４８、６６、６８……交点、 ５０……すき間。
Claims (2)
- 【請求項１】先端にシュラウドの無い翼と、該翼の先端
から間隔をおかれ、かつ後方に流れる流体の流路を形成
する環状表面とを有する軸流ターボ機関の圧縮機におい
て、 上記翼の先端に対して半径方向に位置し且つ上記翼の先
端との間にすき間を有する、円周方向に延在する凹所を
上記環状表面に有していて、 上記凹所がその前端に上記環状表面に対して略直角な、
全体に後向きの壁を含んでいて、上記すき間内の流体の
前方への流れに対して障壁を生じ、更に上記凹所は、上
記後向きの壁と交差し、かつ上記後向きの壁から、上記
環状表面と上記凹所の後端で交差するまで勾配をなす前
向きの壁を有することを特徴とする圧縮機。 - 【請求項２】上記前向きの壁が上記表面にに対して約１
０゜以下の角度をなす特許請求の範囲第１項記載の圧縮
機。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US577398 | 1984-02-06 | ||
| US06/577,398 US4645417A (en) | 1984-02-06 | 1984-02-06 | Compressor casing recess |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60192899A JPS60192899A (ja) | 1985-10-01 |
| JPH0635878B2 true JPH0635878B2 (ja) | 1994-05-11 |
Family
ID=24308543
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60020183A Expired - Lifetime JPH0635878B2 (ja) | 1984-02-06 | 1985-02-06 | 凹所を設けた環状表面を有する圧縮機 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4645417A (ja) |
| JP (1) | JPH0635878B2 (ja) |
| DE (1) | DE3503423C2 (ja) |
| FR (1) | FR2559217B1 (ja) |
| GB (1) | GB2153918B (ja) |
| IT (1) | IT1183316B (ja) |
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| US4738586A (en) * | 1985-03-11 | 1988-04-19 | United Technologies Corporation | Compressor blade tip seal |
| JPS61207802A (ja) * | 1985-03-11 | 1986-09-16 | ユナイテツド・テクノロジーズ・コーポレイシヨン | ガスタービンエンジン |
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-
1984
- 1984-02-06 US US06/577,398 patent/US4645417A/en not_active Expired - Lifetime
-
1985
- 1985-01-28 IT IT19259/85A patent/IT1183316B/it active
- 1985-01-30 GB GB08502274A patent/GB2153918B/en not_active Expired
- 1985-02-01 DE DE3503423A patent/DE3503423C2/de not_active Revoked
- 1985-02-06 JP JP60020183A patent/JPH0635878B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1985-02-06 FR FR858501665A patent/FR2559217B1/fr not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS60192899A (ja) | 1985-10-01 |
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| DE3503423A1 (de) | 1985-08-08 |
| IT1183316B (it) | 1987-10-22 |
| GB8502274D0 (en) | 1985-02-27 |
| IT8519259A0 (it) | 1985-01-28 |
| US4645417A (en) | 1987-02-24 |
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| FR2559217B1 (fr) | 1991-03-08 |
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