WO2016024458A1 - 軸流式ターボ機械 - Google Patents

軸流式ターボ機械 Download PDF

Info

Publication number
WO2016024458A1
WO2016024458A1 PCT/JP2015/070348 JP2015070348W WO2016024458A1 WO 2016024458 A1 WO2016024458 A1 WO 2016024458A1 JP 2015070348 W JP2015070348 W JP 2015070348W WO 2016024458 A1 WO2016024458 A1 WO 2016024458A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
end wall
recess
wings
wing
axial flow
Prior art date
Application number
PCT/JP2015/070348
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
高橋　晃
正昭 浜辺
Original Assignee
株式会社Ihi
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 株式会社Ihi filed Critical 株式会社Ihi
Priority to EP15832192.7A priority Critical patent/EP3181812A4/en
Priority to CA2948801A priority patent/CA2948801A1/en
Publication of WO2016024458A1 publication Critical patent/WO2016024458A1/ja
Priority to US15/342,546 priority patent/US20170074101A1/en

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • 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
    • 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
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/12—Two-dimensional rectangular
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/14—Two-dimensional elliptical
    • F05D2250/141—Two-dimensional elliptical circular
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/712—Shape curved concave
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to an axial flow turbomachine that reduces fluid pressure loss.
  • An axial flow turbomachine such as a gas turbine engine has a row of blades and vanes alternately arranged along the axial direction. On the inner and outer sides in the radial direction of each cascade, endwalls are provided that form a flow passage in the axial flow turbomachine with the cascade.
  • a secondary flow having a velocity component (flow direction) different from the main flow is generated due to a pressure gradient between the blades.
  • the secondary flow tends to form vortices and diffuse (spread) from the flank of one adjacent wing to the back of the other wing. That is, the region affected by the secondary flow flow is not limited to the vicinity of the end wall but extends to the main flow region flowing through the central portion of the wing. The growth of such secondary flow vortices increases the pressure loss (energy loss).
  • One embodiment of the present invention is an axial flow turbo machine, comprising: a plurality of blades constituting a stator blade row or a blade row; and an end wall to which the plurality of blades are fixed and which forms a fluid flow path together with the blades. And at least one recess formed locally on the surface of the end wall, between the adjacent wings or in a region located upstream of the leading edge of the wings, for controlling the secondary flow of the fluid.
  • the gist is to have
  • the wing may form a throat of the flow passage.
  • the recess may be located upstream from the throat.
  • the recess may have at least one of a circle, an ellipse, a sector, and a rectangle.
  • the recess may be provided in a plurality in the area.
  • an axial flow turbomachine which reduces the pressure loss of fluid by suppressing the spatial expansion of the secondary flow.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view showing a gas turbine engine which is an axial flow turbomachine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is an enlarged view of a blade and its periphery in a rotor or stator of a compressor or a turbine according to an embodiment of the present invention.
  • 3 (a) and 3 (b) are diagrams showing secondary flows in the conventional example.
  • FIGS. 4 (a) and 4 (b) are diagrams showing secondary flows in the embodiment of the present invention.
  • Fig.5 (a) and FIG.5 (b) are figures which show the cross section of the recessed part which concerns on embodiment of this invention.
  • 6 (a) to 6 (e) are diagrams showing an arrangement example of the recess according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 7 is a view showing an arrangement of wings according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 8 is a view showing the formation region of the recess according to the embodiment of the present invention when the curved portion is formed.
  • FIG. 9 is a graph showing an evaluation test result of pressure loss between blades according to the presence or absence of a recess according to an embodiment of the present invention.
  • the engine 1 includes a fan 2, a compressor 3, a combustion chamber 4, and a turbine 5.
  • the basic configuration and operation (i.e., compression of fluid, combustion, conversion of pressure energy into motion (rotational) energy, etc.) of the engine 1 of this embodiment may be identical to that of a conventional engine. That is, the compressor 3 compresses the fluid (a working fluid, in the present embodiment, air) sucked by the fan 2, and the combustion chamber 4 burns the mixed gas of the compressed fluid and the fuel. Further, the turbine 5 converts pressure energy of the expanding combustion gas into rotational energy of the rotor 10 in the turbine 5 and discharges the gas from the exhaust duct 6.
  • the compressor 3 may employ
  • FIG. 1 the compressor 3 and the turbine 5 each include a rotor 10 and a stator 20.
  • FIG. 2 is an enlarged view of a blade in the rotor 10 or the stator 20 and the periphery thereof.
  • FIG. 2 shows the base end or tip of the wing in the rotor 10 (or the stator 20) and the end wall on which the wing is fixed.
  • the stator 20 includes a plurality of vanes (vanes) 22 constituting at least one row of stationary vane rows, and an annular vane support 24 provided on the base end (end, hub) 23 side of the vanes 22. . Similar to the rotor 10, the stator 20 is also housed in the casing 8. Each wing 22 is radially disposed about the rotation center axis 7 of the rotating body 14. In other words, the plurality of wings 22 are arranged at intervals in the circumferential direction orthogonal to the rotation center axis 7. The proximal end (end) 23 of each wing 22 is fixed to the outer surface 24 a of the vane support 24. Further, the tip (end) 25 of each wing 22 is fixed to the inner surface 8 a of the casing 8.
  • the recess (dimple) 50 of the present embodiment controls the secondary flow 40 of the fluid.
  • the concave portion 50 suppresses the diffusion of the secondary flow 40, and suppresses the size of the vortex 42 and the expansion of the generation region. That is, as shown in FIGS. 4A and 4B, the concave portion 50 directly deflects the secondary flow 40 away from the end wall 30 in the direction along the end wall 30.
  • the recess 50 generates a new flow, which is used to deflect the secondary flow 40 along the endwall 30.
  • the recess 50 controls the incoming boundary layer and reduces the size of the generated vortices 42.
  • the shape of the recess 50 is arbitrary as long as the secondary flow 40 is controlled while maintaining the mechanical strength of the wing. Such a shape is, for example, at least one of a circle, an ellipse, a sector, and a rectangle. Alternatively, these composite shapes may be used. The same applies to the dimensions of the recess.
  • FIG. 5A and FIG. 5B show an example of the cross-sectional shape in the case where the recess 50 is circular. That is, as shown to Fig.5 (a), the bottom face 50a of the recessed part 50 may be formed as a curved surface so that it may connect with the end wall 30 surface around the recessed part 50 continuously. Alternatively, as shown in FIG.
  • the recess 50 In order to effectively suppress the diffusion of the secondary stream 40, it is preferable to provide the recess 50 at a position before the secondary stream 40 leaves the end wall 30. Therefore, although not limiting to the present invention, it is preferable to provide the recess 50 on the upstream side of the downstream side where the secondary flow has already diffused. However, if the recess 50 is provided extremely upstream, there is a possibility that the flow generated by the recess 50 may be attenuated before affecting the secondary flow 40. Therefore, it is conceivable to set a suitable position, size, shape (in the case of a plurality, the number and arrangement thereof, etc.) and the like of the recess 50 using analysis by computational fluid dynamics (CFD) or the like.
  • CFD computational fluid dynamics
  • FIG. 9 is a graph showing the evaluation test results of the pressure loss between the blades according to the presence or absence of the recess of the present embodiment.
  • the vertical axis of this graph indicates the distance (span) in the longitudinal direction of the wing starting from the end wall. This distance is dimensioned by the length of the wing in the longitudinal direction, 0.5 indicates the middle of the wing.
  • the concave portion is assumed to be a circular one having a curved bottom (see FIG. 5A), the diameter thereof is about 10% of the inter-blade pitch, and the deepest part is about 2% of the inter-blade pitch.
  • the dotted line shows the pressure loss when the end wall has no recess
  • the solid line and the square point show the pressure loss when the end wall has a recess.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

　軸流式ターボ機械は、静翼列または動翼列を構成する複数の翼（１２）と、複数の翼（１２）が固定され、翼（１２）と共に流体の流路を形成するエンドウォール（３０）と、エンドウォール（３０）の表面において、隣接する翼（１２）の間または翼（１２）の前縁（１２ａ）よりも上流側に位置する領域（Ｒ）に局所的に形成され、流体の二次流れ（４０）を制御する少なくとも１つの凹部（５０）とを備える。

Description

軸流式ターボ機械
　本発明は、流体の圧力損失を低減する軸流式ターボ機械に関する。
　ガスタービンエンジンなどの軸流式ターボ機械は、軸方向に沿って交互に配置された動翼及び静翼の各翼列を有する。各翼列の径方向における内側および外側には、翼列と共に軸流式ターボ機械内の流路を形成するエンドウォールが設けられている。この流路に流体が流れるとき、エンドウォール上の境界層内では、翼間の圧力勾配等によって主流とは異なる速度成分（流れ方向）を持つ二次流れが生じる。
　二次流れは圧力損失を伴う渦を発生し、これを増長させる。特許文献１では、この渦の拡大を抑制するためにエンドウォールの表面全体に緩やかな凹凸を設けている。
特許４６４０３３９号明細書
　二次流れは隣接する一方の翼の腹面から他方の翼の背面に向かうに連れて、渦を形成し拡散（拡大）する傾向がある。即ち、二次流れに伴う渦が影響を及ぼす領域がエンドウォールの近傍のみに留まらず、翼の中央部分を流れる主流の領域に拡大する。このような二次流れ渦の成長は、圧力損失（エネルギー損失）を増加させる。
　そこで本発明は、二次流れの空間的な拡大を抑制することで、流体の圧力損失を低減する軸流式ターボ機械の提供を目的とする。
　本発明の一態様は軸流式ターボ機械であって、静翼列または動翼列を構成する複数の翼と、前記複数の翼が固定され、前記翼と共に流体の流路を形成するエンドウォールと、前記エンドウォールの表面において、隣接する前記翼の間または前記翼の前縁よりも上流側に位置する領域に局所的に形成され、前記流体の二次流れを制御する少なくとも１つの凹部とを備えることを要旨とする。
　前記エンドウォールへの前記翼の固定により形成された隅には、前記翼の表面と前記エンドウォールの前記表面とを連続的に接続する湾曲部が設けられてもよい。前記領域と他の領域との境界は、前記湾曲部における前記エンドウォール側の縁部を含んでもよい。
　前記翼は前記流路のスロートを形成してもよい。この場合、前記凹部は前記スロートから上流側に位置してもよい。
　前記凹部は円形、楕円形、扇形、矩形のうちの少なくとも１つの形状を有してもよい。
　前記凹部は前記領域内に複数個設けられてもよい。
　本発明によれば、二次流れの空間的な拡大を抑制することで、流体の圧力損失を低減する軸流式ターボ機械を提供することができる。
図１は、本発明の実施形態に係る軸流式ターボ機械であるガスタービンエンジンを示す模式断面図である。 図２は、本発明の実施形態に係る圧縮機又はタービンのロータ又はステータにおける翼及びその周辺の拡大図である。 図３（ａ）及び図３（ｂ）は、従来例における二次流れを示す図である。 図４（ａ）及び図４（ｂ）は、本発明の実施形態における二次流れを示す図である。 図５（ａ）及び図５（ｂ）は、本発明の実施形態に係る凹部の断面を示す図である。 図６（ａ）～図６（ｅ）は、本発明の実施形態に係る凹部の配置例を示す図である。 図７は、本発明の実施形態に係る翼の配置を示す図である。 図８は、湾曲部が形成された場合において、本発明の実施形態に係る凹部の形成領域を示す図である。 図９は、本発明の実施形態に係る凹部の有無による翼間の圧力損失の評価試験結果を示すグラフである。
　以下、本発明の実施形態に係る軸流式ターボ機械(axial turbomachine)（或いは軸流式ターボ機械のエンドウォール構造）について添付図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。本実施形態の軸流式ターボ機械は、軸流式のガスタービンエンジンである。以下、説明の便宜上、このガスタービンエンジンを単にエンジンと称する。なお、本発明に係る軸流式ターボ機械としては、航空機用のターボファンエンジン、ターボジェットエンジン、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、ターボラムジェットエンジン、発電用のガスタービン、船舶用のガスタービン、などが挙げられる。ただし、本発明は例示したこれらの用途・使用形態に限定されるものではない。
　図１に示すように、エンジン１は、ファン２と、圧縮機３と、燃焼室４と、タービン５とを備える。本実施形態のエンジン１の基本的な構成及び動作（即ち、流体の圧縮、燃焼、圧力エネルギーから運動（回転）エネルギーへの変換など）は、従来のエンジンのものと同一でよい。即ち、圧縮機３は、ファン２が吸入した流体（作動流体、本実施形態では空気）を圧縮し、燃焼室４は圧縮された流体と燃料との混合ガスを燃焼する。さらに、タービン５は膨張する燃焼ガスの圧力エネルギーをタービン５内のロータ１０の回転エネルギーに変換し、このガスを排気ダクト６から排出する。なお、圧縮機３は、流体の圧力に応じて複数の圧縮機に分割された多軸式のものを採用してもよい。これはタービン５についても同様である。
　図１に示すように、圧縮機３及びタービン５はそれぞれ、ロータ１０及びステータ２０を備える。図２は、ロータ１０又はステータ２０における翼及びその周辺の拡大図である。図２は、ロータ１０（又はステータ２０）における翼の基端部又は先端部と、翼が固定されたエンドウォールとを示している。後述の通り、このエンドウォールは、ロータ１０であれば、翼（動翼）１２のプラットホームに相当する回転体１４の側面（外周面）１４ａであり、ステータ２０であれば、翼（静翼）２２のプラットホームに相当するベーン支持体２４の外面２４ａ又は翼２２のシュラウドに相当するケーシング８の内面８ａである。なお、翼（動翼）１２の先端にシュラウドが設けられている場合、このシュラウドの内面がエンドウォールに相当する。
　ロータ１０は、少なくとも１列の動翼列を構成する複数の翼（ブレード）１２と、翼１２の基端部（端部、ハブ）１３（図２参照）側を支持し、回転中心軸７を中心軸として複数の翼１２と一体的に回転する回転体（ドラム）１４とを備える。ロータ１０は筒状のケーシング８内に回転可能に収容されている。各翼１２は、回転体１４の回転中心軸７を中心として放射状に配置されている。換言すると、複数の翼１２は、回転中心軸７の周方向に間隔を置いて配列している。各翼１２の基端部（端部）１３は回転体１４の側面１４ａに固定されている。また、各翼１２の先端部（端部）１５はケーシング８の内面８ａから所定の距離だけ離間している。
　ステータ２０は、少なくとも１列の静翼列を構成する複数の翼（ベーン）２２と、翼２２の基端部（端部、ハブ）２３側に設けられた環状のベーン支持体２４とを備える。ロータ１０と同じく、ステータ２０もケーシング８内に収容されている。各翼２２は、回転体１４の回転中心軸７を中心として放射状に配置されている。換言すると、複数の翼２２は、回転中心軸７に直交した周方向に間隔を置いて配列している。各翼２２の基端部（端部）２３はベーン支持体２４の外面２４ａに固定されている。また、各翼２２の先端部（端部）２５はケーシング８の内面８ａに固定されている。なお、各翼２２は所定の支持部材（図示せず）を用いて、ベーン支持体２４の外面２４ａ及びケーシング８の内面８ａに、回転（揺動）可能に支持されていてもよい。この場合、複数の翼２２は、回転中心軸７と直交する軸線の周りを同期して回転（揺動）する。
　図２に示すように、ロータ１０の翼１２は、前縁（リーディングエッジ）１２ａと、後縁（トレイリングエッジ）１２ｂと、腹面（圧力面、pressure surface）１２ｃと、背面（負圧面、suction surface）１２ｄとを有する。また、何れの翼１２も同一の断面形状を有し、周方向において同一の向きに突出するように湾曲している。ステータ２０の翼２２も同様の形状を有するため、説明を省略する。
　ロータ１０の動翼列及びステータ２０の静翼列は、回転中心軸７に沿って交互に配置される。動翼列及び静翼列の組合せ（即ち、段）の数はエンジン１の仕様に応じて適宜設定される。
　ロータ１０において、回転体１４の側面１４ａは、翼１２の端部（基端部）側に設けられている。同様に、ステータ２０において、ベーン支持体２４の外面２４ａ及びケーシング８の内面８ａは、翼２２の端部（基端部２３又は先端部２５）側に設けられている。これらは、翼１２又は翼２２が固定され、換言すれば翼１２又は翼２２に対する相対的な位置が固定され、翼１２又は翼２２と共に流体の流路を形成するエンドウォール３０である。
　冒頭で述べた通り、ロータ１０やステータ２０に流体が流入するとき、翼１２又は翼２２の前縁１２ａにおけるエンドウォール３０の近傍では流体の二次流れ４０が発生する。図３（ａ）及び図３（ｂ）に示すように、二次流れ４０は概ねエンドウォール３０に沿って進行しつつ、拡散しながら隣の翼１２の背面１２ｄに到達する。その後、二次流れ４０は、背面１２ｄに沿って隣の翼１２の後縁１２ｂに進行し、更に後方に流出する。二次流れ４０は本来の流体の流れと異なる方向の流れ成分をもっているため、圧力損失を伴う渦４２を発生させ、これを増長させる。
　これに対して、本実施形態の凹部（ディンプル）５０は、流体の二次流れ４０を制御する。具体的には、凹部５０は、二次流れ４０の拡散を抑制し、渦４２の大きさや発生領域の拡大を抑制する。即ち、図４（ａ）及び図４（ｂ）に示すように、凹部５０は、エンドウォール３０から離れていく二次流れ４０を直接的にエンドウォール３０に沿う方向に偏向させる。或いは、凹部５０は、新たな流れを発生させ、この流れを用いて二次流れ４０をエンドウォール３０に沿う方向に偏向させる。或いはまた、凹部５０は、流入してくる境界層を制御し、発生する渦４２の大きさを弱める。
　凹部５０について詳述する。以下、説明の便宜上、凹部５０がステータ２０のエンドウォール３０（即ち、ベーン支持体２４の外面２４ａ又はケーシング８の内面８ａ）に形成されている場合について説明する。凹部５０が、ロータ１０のエンドウォール３０（即ち、回転体１４の側面１４ａ又はケーシング８の内面８ａ）に形成される場合も同様であるため説明を省略する。
　図４（ａ）に示すように、凹部５０は、エンドウォール３０の表面に少なくとも１つ局所的に形成される。ここで「表面における局所的な形成」とは、エンドウォール３０の全体的な形状を規定する表面を残しつつ、その表面の一部に当該表面とは異なる表面（例えば周囲の曲率に対して異なる曲率をもつ表面）をもった構造を形成することを意味する。また、凹部５０は、エンドウォール３０の表面における領域Ｒに形成される。領域Ｒは、隣接する翼１２の間または翼１２の前縁１２ａよりも上流側（即ちエンジン１の吸気口側）に位置する。
　翼の機械的強度を維持しつつ二次流れ４０を制御する限り、凹部５０の形状は任意である。このような形状は、例えば円形、楕円形、扇形、矩形のうちの少なくとも１つである。或いは、これらの複合形状でもよい。また、凹部の寸法についても同様である。図５（ａ）及び図５（ｂ）は、凹部５０が円形の場合の断面形状の一例を示している。即ち、図５（ａ）に示すように、凹部５０の底面５０ａは、凹部５０の周囲のエンドウォール３０表面に連続的に接続するように、曲面として形成されてもよい。或いは、図５（ｂ）に示すように、底面５０ａは平面として形成され、円筒状の内面５０ｂを有してもよい。なお、何れの場合も、機械的強度を確保するため、あらゆる面は周囲の面と滑らかに接続している。つまり、面と面の境界部分（図５（ａ）及び図５（ｂ）において点線示す部分）は湾曲するように形成されている。また、凹部５０は１つの領域Ｒに複数設けてもよい。例えば、複数の凹部５０が翼列の延伸方向に配置されてもよい（図６（ａ）参照）。また、複数の凹部５０の配列は、翼列の延伸方向に限られず、この延伸方向に対して傾斜していてもよい（図６（ｂ）、図６（ｃ）参照）。さらに、凹部５０の配列は１列に限られない。例えば、図６（ｄ）及び図６（ｅ）に示すように、翼列の延伸方向（或いは流路の中心線など）に対してジグザグに配列してもよい。なお、凹部５０が複数設けられる場合の個数及び配置は、翼１２の形状、翼間の間隔（ピッチ）等に応じて適宜設定される。
　二次流れ４０の拡散を効果的に抑制するには、凹部５０を、二次流れ４０がエンドウォール３０から離れる前の位置に設けることが好ましい。従って、本発明を限定するものではないが、凹部５０は、二次流れが既に拡散してしまった下流側よりも上流側に設けることが好ましい。ただし、凹部５０を極端に上流側に設けると、凹部５０によって発生した流れが二次流れ４０に影響を与える前に減衰してしまう可能性がある。従って、凹部５０の好適な位置、寸法、形状（複数の場合は更に、その個数及び配置）などは、数値流体力学（ＣＦＤ）による解析などを利用して設定することが考えられる。
　例えば、図７に示すように、タービン５はステータ２０（或いはステータ２０及びロータ１０）にコンバージェント（収斂）型の流路を採用している。つまり、複数の翼２２は、翼間の流路の断面積が最小になるスロート３２を形成する。スロート３２が形成されている場合、主にその上流側で流体の圧力エネルギーから運動エネルギーへの変換（又はその逆の変換）が行われる。従って、凹部５０を設ける領域Ｒはスロート３２から上流側に設定されることが好ましく、その場合は、圧力損失を生じる二次流れや、それに伴う渦の拡大をスロート３２の上流側で抑制することができる。
　図８に示すように、翼１２がエンドウォール３０に固定されている場合、エンドウォール３０への翼１２の固定により形成された隅に、湾曲部３４が設けられる。湾曲部３４は、例えば、翼１２の一部として一体的に形成され、翼１２の表面とエンドウォール３０の表面とを連続的に（即ち滑らかに）接続する。本実施形態の凹部５０は、この湾曲部３４を避けて設けられる。即ち、領域Ｒと他の領域との境界は、湾曲部３４におけるエンドウォール３０側の縁部３４ａを含んでいる。
　図９は、本実施形態の凹部の有無による翼間の圧力損失の評価試験結果を示すグラフである。このグラフの縦軸は、エンドウォールを基点とした翼の長手方向の距離（スパン）を示している。この距離は長手方向における翼の長さによって無次元化されており、０．５は翼の中央を示す。この評価試験において、凹部は、翼列の延伸方向において隣接する翼の中央、且つ、翼の前縁から翼の翼弦長に対して約３０％の位置に１個だけ設けた。また、凹部は曲面の底面を有する円形のもの（図５（ａ）参照）を想定し、その直径は翼間ピッチの約１０％、最深部は翼間ピッチの約２％とした。
　図９のグラフにおいて、点線はエンドウォールが凹部を持たない場合の圧力損失を示し、実線及び四角の点はエンドウォールが凹部を有する場合の圧力損失を示している。何れの場合においても、エンドウォールから２０％以内の各位置において二次流れに起因する圧力損失（全圧損失係数）の増大が見られる。しかしながら、エンドウォールから２０％以内の領域では、凹部を設けた場合には凹部を設けていない場合と比べて、圧力損失の顕著な改善が見られた。例えば１０％のスパン付近において、凹部を設けた場合には凹部を設けていない場合と比べて５％程度、圧力損失が改善している。このような結果から、凹部を持たない場合に比べて、翼列１列当たりの圧力損失を３％以上改善できることがわかった。
　以上、本実施形態によれば、凹部の形成により、渦を発生する二次流れの拡散や渦そのものの拡散を抑制する。エンドウォール付近で発生した二次流れをエンドウォール付近に留める事ができるため、流体の主流との干渉を抑制し、渦等による圧力損失の低下を抑制できる。
　なお、本発明は上述の実施形態に限定されない。即ち、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、構成の付加、省略、置換、およびその他の変更が可能である。
 

Claims (5)

  1. 　軸流式ターボ機械であって、
    　静翼列または動翼列を構成する複数の翼と、
    　前記複数の翼が固定され、前記翼と共に流体の流路を形成するエンドウォールと、
    　前記エンドウォールの表面において、隣接する前記翼の間または前記翼の前縁よりも上流側に位置する領域に局所的に形成され、前記流体の二次流れの流れ方向を制御する少なくとも１つの凹部と
    を備えることを特徴とする軸流式ターボ機械。
  2. 　前記エンドウォールへの前記翼の固定により形成された隅には、前記翼の表面と前記エンドウォールの前記表面とを連続的に接続する湾曲部が設けられ、
    　前記領域と他の領域との境界は、前記湾曲部における前記エンドウォール側の縁部を含む
    ことを特徴とする請求項１に記載の軸流式ターボ機械。
  3. 　前記翼は前記流路のスロートを形成し、
    　前記凹部は前記スロートから上流側に位置する
    ことを特徴とする請求項１又は２に記載の軸流式ターボ機械。
  4. 　前記凹部は円形、楕円形、扇形、矩形のうちの少なくとも１つの形状を有する
    ことを特徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載の軸流式ターボ機械。
  5. 　前記凹部は前記領域内に複数個設けられる
    ことを特徴とする請求項１乃至４の何れか一項に記載の軸流式ターボ機械。
PCT/JP2015/070348 2014-08-13 2015-07-16 軸流式ターボ機械 WO2016024458A1 (ja)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP15832192.7A EP3181812A4 (en) 2014-08-13 2015-07-16 Axial flow-type turbo machine
CA2948801A CA2948801A1 (en) 2014-08-13 2015-07-16 Axial turbo machine with secondary flow suppression
US15/342,546 US20170074101A1 (en) 2014-08-13 2016-11-03 Axial turbo machine

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2014-164755 2014-08-13
JP2014164755A JP2016040463A (ja) 2014-08-13 2014-08-13 軸流式ターボ機械

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US15/342,546 Continuation US20170074101A1 (en) 2014-08-13 2016-11-03 Axial turbo machine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2016024458A1 true WO2016024458A1 (ja) 2016-02-18

Family

ID=55304087

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2015/070348 WO2016024458A1 (ja) 2014-08-13 2015-07-16 軸流式ターボ機械

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20170074101A1 (ja)
EP (1) EP3181812A4 (ja)
JP (1) JP2016040463A (ja)
CA (1) CA2948801A1 (ja)
WO (1) WO2016024458A1 (ja)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3759318A1 (en) 2018-03-30 2021-01-06 Siemens Aktiengesellschaft Endwall contouring for a conical endwall
JP7325213B2 (ja) 2019-04-10 2023-08-14 三菱重工業株式会社 静翼ユニットおよび圧縮機並びにガスタービン
DE102022113750A1 (de) * 2022-05-31 2023-11-30 MTU Aero Engines AG Ringraumkonturierung

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006170198A (ja) * 2004-12-13 2006-06-29 General Electric Co <Ge> タービン段
JP2012052491A (ja) * 2010-09-03 2012-03-15 Hitachi Ltd タービン段落、およびそれを用いた蒸気タービン
US20120201688A1 (en) * 2011-02-08 2012-08-09 Mtu Aero Engines Gmbh Blade channel having an end wall contour and a turbomachine

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1602965A (ja) * 1968-08-16 1971-03-01
US6561761B1 (en) * 2000-02-18 2003-05-13 General Electric Company Fluted compressor flowpath
JP5283855B2 (ja) * 2007-03-29 2013-09-04 株式会社Ｉｈｉ ターボ機械の壁、及びターボ機械
US8403645B2 (en) * 2009-09-16 2013-03-26 United Technologies Corporation Turbofan flow path trenches
FR2950942B1 (fr) * 2009-10-02 2013-08-02 Snecma Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006170198A (ja) * 2004-12-13 2006-06-29 General Electric Co <Ge> タービン段
JP2012052491A (ja) * 2010-09-03 2012-03-15 Hitachi Ltd タービン段落、およびそれを用いた蒸気タービン
US20120201688A1 (en) * 2011-02-08 2012-08-09 Mtu Aero Engines Gmbh Blade channel having an end wall contour and a turbomachine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3181812A4 *

Also Published As

Publication number Publication date
US20170074101A1 (en) 2017-03-16
EP3181812A4 (en) 2018-01-10
EP3181812A1 (en) 2017-06-21
CA2948801A1 (en) 2016-02-18
JP2016040463A (ja) 2016-03-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2904695C (en) Gas turbine engine with partial inlet vane
US20190226500A1 (en) Gas turbine engine having a mistuned stage
JP6025269B2 (ja) 先端上反角を備えた圧縮機翼形部
JP6514511B2 (ja) ２つの部分スパンシュラウドおよび湾曲したダブテールを有する高翼弦動翼
US10724541B2 (en) Nacelle short inlet
RU2638495C2 (ru) Сопловая лопатка турбины, турбина и аэродинамическая часть сопловой лопатки турбины
CN106894843B (zh) 涡轮机及其涡轮叶片
JP2017115873A (ja) ターボ機械およびそのためのタービンノズル
JP2012233475A (ja) ステータベーン列を備えた遠心圧縮機組立体
JP5850968B2 (ja) 不均一に分布させられた翼と均一なスロート面積とを備えたノズルリング
US9194239B2 (en) Turbine rotor blade and turbo machine
JP2016109124A (ja) 漏洩流を制御するための軸流圧縮機端壁処理部
US9845683B2 (en) Gas turbine engine rotor blade
JP6780713B2 (ja) 軸流機械の翼
EP2554793B1 (en) Inter-turbine ducts with guide vanes of a gas turbine engine
JP2010156338A (ja) タービン翼付け根構成
JP2016125481A (ja) 非軸対称ハブ流路及びスプリッタブレードを組み込んだ軸流圧縮機ロータ
JP2015526691A (ja) 短縮された中間部分を有するガスタービンエンジン
CN110873075A (zh) 用于涡轮机的压缩机的具有突起的叶片
WO2016024458A1 (ja) 軸流式ターボ機械
JP2012082826A (ja) タービンバケットシュラウドテール
JP2012188957A (ja) 軸流タービン
US10107115B2 (en) Gas turbine engine component having tip vortex creation feature
EP3196411A2 (en) Flow alignment devices to improve diffuser performance
US20190353054A1 (en) Exhaust system for a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 15832192

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2948801

Country of ref document: CA

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2015832192

Country of ref document: EP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE