JPS60192899A - 凹所を設けた圧縮機ケ−シング - Google Patents

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】 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ずき聞損を減らず手段に関Ｊる
。

関連出願の提示 本発明は、１９８４年２月６日イ］（）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
。

発　明　の　背　Ｍ 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Ｊる空気流の圧力を増
り°。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ｆｃ　Ｊｏｌｔ
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／静岡先端
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どに分けられる。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１′トは、端壁ダ１域において通常圧縮機動翼の端
と周囲のケーシングど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、このずき間を通ってロ
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！７作用し、先端損
を生じる。

この洩れを抑制しようとり′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す
二【−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
法ではこずれを予想して、ケーシングに摩耗性ストリッ
プを設りるか８翼に摩耗性先端を設けて、ある程度の制
御されたこずれを許す。

動翼先端を横切る洩れを減らす別の方法どして、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
どんど同一線上にくるように延長覆る。このような凹所
は、エンジン運転の一部または１べての期間中、動翼先
端を受容れることができる。圧縮機ケーシングから凹所
への移行領域は、す（型的には滑らかなケーシング壁が
らの急′ａな変化部分として特徴ｆ」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づ−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。

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１７１つＪＥｆコ縮）幾ケーシング
を提供づることにある。

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覆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
転し得る翼を右づ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、」−２表面１こ円周方向に延在し、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。

後向きの壁は凹所ど翼どの間の−りぎ間を流体が１７１
°ｆ方に流れるのを防ぐ障壁を構成Ｊるような＋６＋き
に配置さ、れている。前向きの壁は凹所から）Ａコ路へ
空気ノｊ学的にｉｆｆ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
に対してはず直角である。前向きの５７は上記表面に対
して１０°以下の角度をなす。

３、発明の詳細な説明 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。

第１図に、本発明によるガスタービンエンジンの圧縮（
戊の一部を示す゛。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１Ｇ
のま４つりに回転し得る多数の翼ずなわら動翼′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を右する内壁２６どにより
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３０を有する。外側ケーシング２２が各動翼列１
２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゛き聞５０を肩１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１径方向に位置覆る表面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■づる表面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■１９は表面２４に対して固定され、ｆＩｌ蔚１
８は表面２８にり・１して固定されている。

動翼１８が中心線１６のまわりを回転づるとき、流路２
０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３１ＴＩ　Ａ　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の後りには、
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
方向面面である第３図に示すように、矢印５）２で示さ
れる方向に回転リ−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側の圧ツノは吸引表面
５６側の圧力より高い。相対的に高圧の空気が、第２図
に示されるようにづき間５０を通って、第３図の矢Ｒｊ
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１°き間過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
端りき間５ｏ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ｆＡ１例に従った動翼１８および
外側ケーシング２２を示ず。外側ケーシング２２に動ν
１先端３０を円周り向に包囲する凹所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、
一般的に後向さ・であって、内向きの表面２４に対して
ほず直角である。

第２壁４２は一般的に前向きであって、第１壁４０との
交点４４と表面２４どの交点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
、すなわら比較的滑らかな移行を生じるようになってい
る。交点４８での急池な移行は、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（）て先端すき間過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Ｌるど考えられる。

ここまで説明りれば、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′ｃ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
な曲線に形成りることができる。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
実施例ひは、角度αは人体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３８
の長さ５１、凹所３８の深さ５３おｊ、び壁４２の形状
によって決まる。

動翼先端３０は第２壁４０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Ｊ゛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とほず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ａ３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【Ｊ
１動翼１８ど第１壁４０との間の軸方向距１１１１４９
、および先端３０と第２壁４２との間の半径方向距離す
なわち先端寸き間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リ−る。好適実施例で
は、距１ｌｌｌＩ４９は動翼の円周方向間隔の１０％程
度である。距￥１１５０も動翼の材料おＪ、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ｙＩＪ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　Ｊ３　Ｊ：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４
２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　ｄ３よび４９は変えることができる。

第１図および第５図に示づ本発明の他の実施例によれば
、凹所６０が内壁２Ｇの半径グう向外向きの表面２８に
段りられ、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ｍ１壁６２と第２檗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は全体的に萌向き
であって、交点６８で表面２８から比較的急激でない変
化をなしでいる。

静翼列１４自身は勅かないが、その内壁２６との関係は
、動翼列１２と外側ケーシング２２どの関係に似ている
。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
通過する空気はイの圧力を増加する。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ｂ同等に成り立つ。圧縮ばは、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１−１定の実施例に限定
されないことが当業育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ｂ限定されない。

先端Ｊ−き聞過からの前方への流れを阻止し且つ境界層
空気を良好に分離づ−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ゼる任意の形状の前
向きの壁も、本発明の範囲内に入る。

図面に示した１法、相互割合および４Ｍ　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１１ａ４！Ｉケーシング四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１１図に示した圧縮（幾１０の一部は、相対的に回転
可能なＷ、半径方向に位置１６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並びに流路を形成づる外側ケーシ
ングおよび内壁の表面は、軸方向にエンジン中心線１Ｇ
と整合している。しかし、用途ににつては、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Ｉること
ができる。従って、ここで使用する用語Ｕ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
を逸脱づ°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図に承り圧縮機
の動翼およびケーシングの拡大図、第３図は第１図の３
’−３Ｆ！１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、１Ｂ・・・ｆＪＪ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、２
８・・・外向きの表面、３０・・・動翼先端、３８．６
０・・・凹所、４０．６２・・・第１壁、４２．６４・
・・第２壁、 ４４．４６．４８．６６．６８・・・交点、５０・・・
すき間。 特許出願人 ゼネラル・エレクトリック・カンバニイ代理人　（７６
３０）　生　沼　ゐ　二Ｂｊｌ 画２

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、後方に流れる流体の流路を形成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翼を有する軸流ク
   ーボ礪関の圧縮機において、上記間との間にすき間を与
   えるように上記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、 上記凹所が一般的に後向きの壁と一般的に前向きの壁と
   を含み、上記後向きの壁が上記すき量的の流体の前方へ
   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
   ノｊ学的に滑らかな移行を与えるような向きに配置され
   ていることを特徴とする圧縮機。 ２、後方に流れる流体の流路を形成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翼を有する軸流タ
   ーボｂ１関の圧縮機において、上記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
   、 上記凹所が一般的に後向きの壁と一般的に前向きの壁と
   を含み、上記後向きの壁が上記表面に対してほず直角で
   あるとともに、上記前向きの壁が上記表面に対して約１
   ０’以下の角度をなすことを特徴とづる圧縮機。 ３、回転づる圧縮機動翼、および後方に流れる空気の流
   路を形成する環状ケーシングを有し、上記ケーシングが
   上記動墾マを円周方向に包囲しているとともに、半径方
   向内向きの表面を持っているガスタービンエンジンにお
   いて、 上記動翼との間にずき間を与えるように上記動翼に対し
   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（プ、 上記凹所が一般的に後向きの壁と一般的に前向きの壁と
   を含み、上記後向きの壁が上記１き量的の空気の前方へ
   の流れに対して障壁を構成する向ぎ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ような向きに一１配置さ
   れていることを特徴どするガスタービンエンジン。 ４、回転りる圧縮機動翼およびこの動翼を円周方向に包
   囲する環状ケーシングを具え、上記ケーシングが半径方
   向内向きの表面を有するガスタービンエンジンにｄ３い
   て、 上記表面に円周方向に延在する凹所を設け、上記凹所が
   一般的に後向きの壁と一般的に前向きの壁とを有し、上
   記後向きの壁が上記ケーシング表面に対してほず直角で
   あるとともに、上記前向きの壁が、Ｆ記ケーシング表面
   に対して約１０’以下の角度をなすことを特徴どするガ
   スタービンエンジン。 ５、空気の流れを全体的に後方へ移動するための動翼付
   きロータディスクを具え、上記ロータディスクが多数の
   動翼を有し、各動翼が半径方向外端を有し、さらに上記
   ディスクを円周方向に包囲する環状ケーシングを具え、
   上記ケーシングが流路を形成Ｊる半径方向内向きの表面
   を右するガスタービンエンジンにおいて、 上記ケーシング表面に円周り向に延在する凹所を設け、
   上記凹所が相互に交差する第１および第２壁で形成され
   、−１−記第１壁が上記ケーシング表面に対しほず直角
   であってかつ後向きであることを特徴とづるガスタービ
   ンエンジン。 ６、」二記第２壁が上記凹所から上記流路へ空力学的に
   滑らかな移行を向えるような向きに配置されている特許
   請求の範囲第５項記載のガスタービンエンジン。 ７、」−２第２壁が上記ゲージング表面に対して約１０
   ’以下の交差角をなず実質的に直線の形をなす特許請求
   の範囲第６項記載のガスタービンエンジン。 ８、上記各動翼の半径方向外端にある先端が上記凹所と
   幾何学的に相似の輪郭を有し、この輪郭上の各点から−
   Ｆ記第２壁までの半径方向距離がは）′同一である特許
   請求の範囲第５項記載のガスタービンエンジン。