JP2012062801A - Axial flow compressor and gas turbine engine - Google Patents

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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To enlarge the operational area of an axial flow compressor 1 on the low flow rate side at a high level while achieving the stable operation of the axial flow compressor 1.SOLUTION: Each stationary blade 9A in one of compressor stators 5 is divided into a first variable segment blade 17, which is oscillated around the axis core in the radial direction, and a second variable segment blade 19, which is arranged on the downstream side of the first variable segment blade 17 and oscillated around the axis core in the radial direction, and can be changed into an integrated state, in which the first variable segment blade 17 and the second variable segment blade 19 show a common blade shape, and a disintegrated state, in which the first variable segment blade 17 and the second variable segment blade 19 show an independent blade shape.

Description

本発明は、空気等のガスを軸方向へ圧縮して搬送する軸流圧縮機等に関する。   The present invention relates to an axial compressor or the like that compresses and conveys a gas such as air in the axial direction.

ジェットエンジン等のガスタービンエンジンに用いられる軸流圧縮機について、簡単に説明する（特許文献１及び特許文献２参照）。   An axial flow compressor used in a gas turbine engine such as a jet engine will be briefly described (see Patent Document 1 and Patent Document 2).

一般的な軸流圧縮機は、筒状の圧縮機ケースをベースとして具備しており、この圧縮機ケースは、軸方向へ延びている。また、圧縮機ケースの内側には、空気等のガスを流通（流入）させるための環状のガス流路が形成されている。   A general axial compressor includes a cylindrical compressor case as a base, and the compressor case extends in the axial direction. In addition, an annular gas passage for circulating (inflowing) gas such as air is formed inside the compressor case.

圧縮機ケース内には、複数段の圧縮機ステータが軸方向に沿って設けられている。また、各段の圧縮機ステータは、周方向に等間隔に並んだ複数の静翼を備えており、各静翼は、ガス流路内に位置している。そして、軸流圧縮機の安定作動を図るため、前段側の圧縮機ステータにおける各静翼（各可変静翼）は、径方向の軸心周りに揺動可能（回動可能）になっている。   In the compressor case, a plurality of stages of compressor stators are provided along the axial direction. The compressor stator at each stage includes a plurality of stationary blades arranged at equal intervals in the circumferential direction, and each stationary blade is located in the gas flow path. In order to achieve stable operation of the axial compressor, each stationary blade (each variable stationary blade) in the compressor stator on the front stage is swingable (rotatable) about the axial center in the radial direction. .

圧縮機ケース内には、複数段の圧縮機ロータが軸方向に沿って複数段の圧縮機ステータと交互に設けられている。また、各段の圧縮機ロータは、圧縮機ケース内に軸心周りに回転可能に設けられたディスクを備えており、このディスクの外周面は、ガス流路の径方向内側の壁面の一部を構成するものである。更に、各段の圧縮機ロータにおけるディスクの外周面には、複数の動翼が等間隔に並ぶように配設されており、各動翼は、ガス流路内に位置している。   In the compressor case, a plurality of stages of compressor rotors are provided alternately with the plurality of stages of compressor stators along the axial direction. The compressor rotor at each stage includes a disk provided in the compressor case so as to be rotatable about the axis, and the outer peripheral surface of the disk is a part of the wall surface on the radially inner side of the gas flow path. It constitutes. Further, a plurality of moving blades are arranged at equal intervals on the outer peripheral surface of the disk in the compressor rotor of each stage, and each moving blade is located in the gas flow path.

従って、複数段の圧縮機ロータを回転させることにより、複数段の圧縮機ロータと複数段の圧縮機ステータを協働させて、ガス流路内に取り入れたガスを軸方向へ圧縮して搬送することができる。   Therefore, by rotating the multi-stage compressor rotor, the multi-stage compressor rotor and the multi-stage compressor stator cooperate with each other, and the gas taken into the gas flow path is compressed and conveyed in the axial direction. be able to.

ここで、軸流圧縮機の低回転運転時には、流量が小さく、可変静翼の入口流れ角が大きくなり、それに伴い、各可変静翼を絞る方向（ガス流路を絞る方向）へ揺動させて、可変静翼の入口メタル角を大きくする。一方、軸流圧縮機の高回転運転時には、流量が大きく、可変静翼の入口流れ角が小さくなり、それに伴い、各可変静翼を開く方向（ガス流路を開く方向）へ揺動させて、可変静翼の入口メタル角を小さくする。これにより、軸流圧縮機の低回転運転時及び高回転運転時のいずれの場合も（軸流圧縮機の低回転運転時から高回転運転時にかけて）、可変静翼の入口流れ角と入口メタル角との差であるインシデンスを低減して、ガスの剥離を抑えて、軸流圧縮機の安定作動を図ることができる。   Here, during low-speed operation of the axial compressor, the flow rate is small and the inlet flow angle of the variable stationary blades is increased, and accordingly, the variable stationary blades are swung in the direction of narrowing (the direction of narrowing the gas flow path). Increase the inlet metal angle of the variable stator vane. On the other hand, at the time of high rotation operation of the axial compressor, the flow rate is large and the inlet flow angle of the variable stationary blades is reduced, and accordingly, each variable stationary blade is swung in the opening direction (the gas flow path opening direction). Reduce the inlet metal angle of the variable vane. As a result, the inlet flow angle of the variable stator vane and the inlet metal can be used during both low and high rotation operation of the axial compressor (from low to high rotation operation of the axial compressor). The incidence, which is the difference from the angle, can be reduced, gas separation can be suppressed, and stable operation of the axial compressor can be achieved.

特開２００２−５０９６号公報JP 2002-5096 A 特開平７−３１７５０１号公報JP-A-7-317501 特開平１０−２１２９７４号公報Japanese Patent Laid-Open No. 10-212974

ところで、前述のように、低回転運転時には可変静翼の入口メタル角を大きくすることによってインシデンスを低減できるものの、軸流圧縮機の作動域を高いレベルで低流量側に拡大させるという要請に応じて、各可変静翼を絞る方向に大きく揺動させると、スロート面積を十分に確保することができず、ガスの流通性（吸込み性）を阻害して、軸流圧縮機の作動が不安定になる。つまり、軸流圧縮機の安定作動を図りつつ、軸流圧縮機の作動域を高いレベルで低流量側に拡大することは容易でないという問題がある。   By the way, as mentioned above, although the incidence can be reduced by increasing the inlet metal angle of the variable stationary blade during low-speed operation, it responds to a request to expand the operating range of the axial compressor to a low flow rate side at a high level. If the variable stator blades are swung greatly in the direction of squeezing, the throat area cannot be secured sufficiently and the gas flow (suction) is hindered, resulting in unstable operation of the axial compressor. become. That is, there is a problem that it is not easy to expand the operating range of the axial flow compressor to a low flow rate side at a high level while achieving stable operation of the axial flow compressor.

そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成の軸流圧縮機等を提供することを目的とする。   Therefore, an object of the present invention is to provide an axial flow compressor having a novel configuration that can solve the above-described problems.

本発明の第１の特徴は、ガスを軸方向へ圧縮して搬送する軸流圧縮機において、前記軸方向へ延びてあって、内側にガスを流通（流入）させるための環状のガス流路が形成された筒状の圧縮機ケースと、前記圧縮機ケース内に前記軸方向に沿って設けられ、周方向に等間隔に並んであってかつ前記ガス流路内に位置する複数の静翼を備えた複数段の圧縮機ステータと、前記圧縮機ケース内に前記軸方向に沿って複数段の前記圧縮機ステータと交互に設けられ、外周面が前記ガス流路の径方向内側の壁面の一部を構成しかつ軸心周りに回転可能なディスク、及び前記ディスクの外周面に等間隔に並ぶように配設されかつ前記ガス流路内に位置する複数の動翼を備えた複数段の圧縮機ロータと、を具備し、いずれかの前記圧縮機ステータにおける各静翼は、径方向の軸心周りに揺動可能（回動可能）な第１可変セグメント翼と、前記第１可変セグメント翼の下流側に配設されかつ径方向の軸心周りに揺動可能（回動可能）な第２可変セグメント翼とに分割されてあって、前記第１可変セグメント翼及び前記第２可変セグメント翼が共通の翼形状を呈する合体状態と、前記第１可変セグメント翼及び前記第２可変セグメント翼が独立した翼形状を呈する分離状態とに切替可能に構成されていることを要旨とする。   A first feature of the present invention is an axial gas flow passage that extends in the axial direction and circulates (inflows) gas inside in an axial flow compressor that compresses and conveys gas in the axial direction. And a plurality of stationary blades that are provided in the compressor case along the axial direction, arranged at equal intervals in the circumferential direction, and located in the gas flow path A plurality of stages of compressor stators provided alternately with the plurality of stages of compressor stators along the axial direction in the compressor case, and an outer peripheral surface of a radially inner wall surface of the gas flow path. A plurality of stages including a disk that constitutes a part and is rotatable around an axis, and a plurality of blades that are arranged on the outer peripheral surface of the disk so as to be arranged at equal intervals and located in the gas flow path A compressor rotor, in any of the compressor stators The stationary blade is swingable (rotatable) about a radial axis, and is disposed on the downstream side of the first variable segment blade and swings about a radial axis. A combined state in which the first variable segment wing and the second variable segment wing have a common wing shape, and the first variable segment wing is divided into a second (variable) second variable segment wing; The second variable segment blade is configured to be switchable to a separated state having an independent blade shape.

なお、特許請求の範囲及び明細書において、「設けられ」とは、直接的に設けられたことの他に、別部材を介して間接的に設けられたことを含む意であって、同様に、「配設され」とは、直接的に配設されたことの他に、別部材を介して間接的に配設されたことを含む意である。更に、記軸流圧縮機は、ジェットエンジン等のガスタービンエンジンに用いられるものに限られない。   In addition, in the claims and the specification, “provided” means not only directly provided but also indirectly provided through another member, and similarly , “Arranged” is intended to include being disposed indirectly through another member in addition to being disposed directly. Further, the axial compressor is not limited to that used in a gas turbine engine such as a jet engine.

従って、複数段の前記圧縮機ロータを回転させることにより、複数段の前記圧縮機ロータと複数段の前記圧縮機ステータを協働させて、ガス流路内に取り入れたガスを軸方向へ圧縮して搬送することができる。   Therefore, by rotating the compressor rotors in a plurality of stages, the compressor rotors in a plurality of stages and the compressor stators in a plurality of stages cooperate to compress the gas taken into the gas flow path in the axial direction. Can be transported.

ここで、前記軸流圧縮機の低回転運転時（小流量時）には、各可変静翼を前記合体状態から前記分離状態に切り替える。そして、各可変静翼を前記分離状態に保ちつつ、各第１可変セグメント翼及び各第２可変セグメント翼を絞る方向（前記ガス流路を絞る方向）へ揺動させて、各第１可変セグメント翼及び各第２可変セグメント翼の入口メタル角（各可変静翼の入口メタル角）を大きくする。一方、前記軸流圧縮機の高回転運転時（大流量時）には、各可変静翼を前記分離状態から前記合体状態に切り替える。そして、各可変静翼を前記合体状態に保ちつつ、各第１可変セグメント翼及び各第２可変セグメント翼を開く方向（前記ガス流路を開く方向）へ揺動させて、各可変静翼の入口メタル角を大きくする。これにより、前記軸流圧縮機の低回転運転時及び高回転運転時のいずれの場合も（前記軸流圧縮機の低回転運転時から高回転運転時にかけて）、前記可変静翼の入口流れ角と入口メタル角との差であるインシデンスを低減することができる。   Here, at the time of low rotation operation (at the time of a small flow rate) of the axial flow compressor, each variable stationary blade is switched from the combined state to the separated state. Then, while keeping the variable stator blades in the separated state, the first variable segment blades and the second variable segment blades are swung in the direction in which the first variable segment blades and the second variable segment blades are throttled (in the direction of narrowing the gas flow path). The inlet metal angle of the blade and each second variable segment blade (inlet metal angle of each variable stator blade) is increased. On the other hand, at the time of high rotational operation (at a large flow rate) of the axial flow compressor, each variable stationary blade is switched from the separated state to the combined state. Then, while keeping the variable vanes in the combined state, the first variable segment vanes and the second variable segment vanes are swung in the opening direction (the gas flow path opening direction). Increase the entrance metal angle. As a result, the inlet flow angle of the variable stationary blade can be used in both the low-speed operation and the high-speed operation of the axial compressor (from the low-speed operation to the high-speed operation of the axial-flow compressor). And the incidence, which is the difference between the entrance metal angle, can be reduced.

また、各可変静翼が前記第１可変セグメント翼と前記第１可変セグメント翼の下流側に配設された前記第２可変セグメント翼とに分割され、前記第１可変セグメント翼及び前記第２可変セグメント翼が共通の翼形状を呈する前記合体状態と、前記第１可変セグメント翼及び前記第２可変セグメント翼が独立した翼形状を呈する前記分離状態とに切替可能に構成されているため、前記軸流圧縮機の低回転運転時に、各第１可変セグメント翼及び各第２可変セグメント翼を絞り方向へ大きく揺動させても、スロート面積を十分に確保することができる。   Each variable stator vane is divided into the first variable segment blade and the second variable segment blade disposed on the downstream side of the first variable segment blade, and the first variable segment blade and the second variable segment blade. Since the segment blades are configured to be switchable between the combined state in which a common blade shape is exhibited and the separated state in which the first variable segment blade and the second variable segment blade have independent blade shapes, the shaft Even when the first variable segment blades and the second variable segment blades are largely swung in the throttle direction during low-speed operation of the flow compressor, a sufficient throat area can be secured.

本発明の第２の特徴は、ガスタービンエンジンにおいて、第１の特徴からなる軸流圧縮機を具備したことを要旨とする。   The gist of the second feature of the present invention is that the gas turbine engine includes the axial flow compressor having the first feature.

第２の特徴の特徴によると、第１の特徴による作用と同様の作用を奏する。   According to the feature of the second feature, the same effect as that of the first feature is achieved.

本発明によれば、前記軸流圧縮機の低回転運転時及び高回転運転時のいずれの場合も、インシデンスを低減すると共に、前記軸流圧縮機の低回転運転時に、各第１可変セグメント翼及び各第２可変セグメント翼を絞り方向へ大きく揺動させても、スロート面積を十分に確保できるため、前記軸流圧縮機の安定作動を図りつつ、前記軸流圧縮機の作動域を高いレベルで低流量側に拡大することできる。   According to the present invention, both the first and second variable segment blades are capable of reducing the incidence and the low-speed operation of the axial compressor during both the low-speed operation and the high-speed operation of the axial-flow compressor. And even if each second variable segment blade is swung greatly in the restricting direction, a sufficient throat area can be ensured, so that the operating range of the axial flow compressor can be maintained at a high level while ensuring stable operation of the axial flow compressor. Can be expanded to the low flow rate side.

図１は、本発明の実施形態に係る軸流圧縮機の要部を示す模式的な子午断面図（側断面図）であって、高回転運転時の場合を示している。FIG. 1 is a schematic meridional sectional view (side sectional view) showing a main part of an axial compressor according to an embodiment of the present invention, and shows a case during high-speed operation. 図２は、図１における矢視部IIを示す図である。FIG. 2 is a diagram illustrating the arrow II in FIG. 図３は、本発明の実施形態に係る軸流圧縮機の要部を示す模式的な子午断面図であって、低回転運転時の場合を示している。FIG. 3 is a schematic meridional cross-sectional view showing the main part of the axial flow compressor according to the embodiment of the present invention, and shows a case of low-speed operation. 図４は、図３における矢視部IVを示す図である。FIG. 4 is a diagram showing the arrow IV in FIG. 図５（ａ）（ｂ）は、本発明の実施形態に係る軸流圧縮機における前段側の圧縮機ステータの模式的な部分展開図（径方向外側から見た図）であって、図５（ａ）は、高回転運転時の場合を示しており、図５（ｂ）は、低回転運転時の場合を示している。5 (a) and 5 (b) are schematic partial development views (viewed from the outside in the radial direction) of the compressor stator on the front stage side in the axial compressor according to the embodiment of the present invention. (A) has shown the case at the time of high rotation driving | operation, FIG.5 (b) has shown the case at the time of low rotation driving | operation.

本発明の実施形態について図１から図５（ａ）（ｂ）を参照して説明する。なお、図中、「Ｆ」は、前方向（上流方向）、「Ｒ」は、後方向（下流方向）を指している。   An embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 1 to 5A and 5B. In the figure, “F” indicates the forward direction (upstream direction), and “R” indicates the backward direction (downstream direction).

図１から図４に示すように、本発明の実施形態に係る軸流圧縮機１は、ジェットエンジン（ガスタービンエンジンの一例）に用いられ、ガス（本発明の実施形態にあっては、空気）を軸方向（後方向）へ圧縮して搬送するものである。そして、本発明の実施形態に係る軸流圧縮機１の具体的な構成は、次のようになる。   As shown in FIGS. 1 to 4, an axial compressor 1 according to an embodiment of the present invention is used in a jet engine (an example of a gas turbine engine) and gas (in the embodiment of the present invention, air ) Is compressed in the axial direction (rearward direction) and conveyed. And the specific structure of the axial flow compressor 1 which concerns on embodiment of this invention is as follows.

軸流圧縮機１は、筒状の圧縮機ケース３をベースとして具備しており、この圧縮機ケース３は、軸方向（前後方向）へ延びている。また、圧縮機ケース３の内側には、ガスを流通（流入）させるための環状のガス流路Ｐが形成されている。   The axial flow compressor 1 includes a cylindrical compressor case 3 as a base, and the compressor case 3 extends in the axial direction (front-rear direction). In addition, an annular gas flow path P for allowing gas to flow (inflow) is formed inside the compressor case 3.

圧縮機ケース３内には、複数段（図１中には前段側の２段のみ図示）の圧縮機ステータ５が軸方向に沿って設けられている。また、各圧縮機ステータ５は、圧縮機ケース３内に配設された環状のバンド部材７を備えており、このバンド部材７の外周面は、ガス流路Ｐの径方向内側の流路面Ｐａの一部を構成するものである。更に、バンド部材７の外周面には、複数の静翼９が周方向に等間隔に並ぶように配設されており、各静翼９は、ガス流路Ｐ内に位置している。   In the compressor case 3, a plurality of stages (only two stages on the front stage are shown in FIG. 1) of compressor stators 5 are provided along the axial direction. Each compressor stator 5 includes an annular band member 7 disposed in the compressor case 3, and an outer peripheral surface of the band member 7 is a flow path surface Pa on the radially inner side of the gas flow path P. It constitutes a part of Further, a plurality of stationary blades 9 are arranged on the outer peripheral surface of the band member 7 so as to be arranged at equal intervals in the circumferential direction, and each stationary blade 9 is located in the gas flow path P.

圧縮機ケース３内には、複数段（図１には１段のみ図示）の圧縮機ロータ１１が軸方向に沿って複数段の圧縮機ステータ５と交互に設けられており、複数段の圧縮機ロータ１１は、ジェットエンジンのタービン（図示省略）における複数段のタービンロータ（図示省略）に一体的に連結されてある。また、各圧縮機ロータ１１は、圧縮機ケース３内に軸心周りに回転可能に設けられたディスク１３を備えており、このディスク１３の外周面は、ガス流路Ｐの径方向内側の流路面Ｐａ一部を構成するものである。更に、各段の圧縮機ロータ１１におけるディスク１３の外周面には、複数の動翼１５が等間隔に並ぶように配設されており、各動翼１５は、ガス流路Ｐ内に位置している。   In the compressor case 3, a plurality of stages of compressor rotors 11 (only one stage is shown in FIG. 1) are provided alternately with the plurality of stages of compressor stators 5 along the axial direction. The machine rotor 11 is integrally connected to a plurality of turbine rotors (not shown) in a jet engine turbine (not shown). Each compressor rotor 11 is provided with a disk 13 provided in the compressor case 3 so as to be rotatable about an axis, and the outer peripheral surface of the disk 13 is a flow inside the gas flow path P in the radial direction. It constitutes a part of the road surface Pa. Further, a plurality of moving blades 15 are arranged at equal intervals on the outer peripheral surface of the disk 13 in each stage of the compressor rotor 11, and each moving blade 15 is located in the gas flow path P. ing.

続いて、本発明の実施形態に係る軸流圧縮機１の要部について説明する。   Then, the principal part of the axial flow compressor 1 which concerns on embodiment of this invention is demonstrated.

前段側の圧縮機ステータ５における各静翼（各可変静翼）９Ａは、径方向の軸心周りに揺動可能（回動可能）な第１可変セグメント翼１７と、第１可変セグメント翼１７の下流側（後側）に配設されかつ径方向の軸心周りに揺動可能（回動可能）な第２可変セグメント翼１９とに分割されている。ここで、各第１可変セグメント翼１７の径方向外側のスピンドル（翼軸）１７ｅは、圧縮機ケース３のボス穴に回転自在に支持されており、各第１可変セグメント翼１７の径方向内側のスピンドル（翼軸）１７ｉは、バンド部材７の支持穴に回転自在に支持されている。同様に、各第２可変セグメント翼１９の径方向外側のスピンドル（翼軸）１９ｅは、圧縮機ケース３のボス穴に回転自在に支持されており、各第２可変セグメント翼１９の径方向内側のスピンドル１９ｉは、バンド部材７の支持穴に回転自在に支持されている。なお、各第１可変セグメント翼１７の径方向外側のスピンドル１７ｅ及び各第２可変セグメント翼１９の径方向外側のスピンドル１９ｅには、二面取り部が形成されている。   Each stator vane (each variable stator vane) 9A in the compressor stator 5 on the front stage side is swingable (rotatable) about a radial axis, and a first variable segment blade 17 and a first variable segment blade 17. The second variable segment blade 19 is arranged on the downstream side (rear side) and swingable (rotatable) around the radial axis. Here, the radially outer spindle (blade shaft) 17e of each first variable segment blade 17 is rotatably supported in the boss hole of the compressor case 3, and the first variable segment blade 17 is radially inner. The spindle (blade shaft) 17 i is rotatably supported in the support hole of the band member 7. Similarly, a radially outer spindle (blade shaft) 19e of each second variable segment blade 19 is rotatably supported by a boss hole of the compressor case 3, and a radially inner side of each second variable segment blade 19 is provided. The spindle 19 i is rotatably supported in the support hole of the band member 7. A double chamfered portion is formed on the radially outer spindle 17 e of each first variable segment blade 17 and the radially outer spindle 19 e of each second variable segment blade 19.

圧縮機ケース３の外側には、前段側の各圧縮機ステータ５における各第１可変セグメント翼（複数の第１可変セグメント翼）１７を揺動させる第１揺動機構２１が配設されている。具体的には、圧縮機ケース３の外側には、第１駆動リング２３が周方向へ移動可能に配設されており、圧縮機ケース３の外側の適宜位置には、第１駆動リング２３を周方向へ移動させる第１シリンダ等の第１アクチュエータ２５（図５（ａ）（ｂ）参照）が設けられている。また、各第１可変セグメント翼１７の径方向外側のスピンドル１７ｅには、第１連結レバー２７の一端部が固定ナット２９等を介して回転不能に連結されており、各第１連結レバー２７の他端部は、第１駆動リング２３の適宜位置にピン３１等を介して揺動可能（回転可能）に連結されている。   Outside the compressor case 3, a first swinging mechanism 21 that swings each first variable segment blade (a plurality of first variable segment blades) 17 in each compressor stator 5 on the front stage side is disposed. . Specifically, a first drive ring 23 is disposed on the outer side of the compressor case 3 so as to be movable in the circumferential direction, and the first drive ring 23 is disposed at an appropriate position on the outer side of the compressor case 3. A first actuator 25 (see FIGS. 5A and 5B) such as a first cylinder that moves in the circumferential direction is provided. In addition, one end portion of the first connecting lever 27 is connected to the spindle 17e on the radially outer side of each first variable segment blade 17 through a fixing nut 29 and the like so as not to rotate. The other end is connected to an appropriate position of the first drive ring 23 via a pin 31 or the like so as to be swingable (rotatable).

同様に、圧縮機ケース３の外側には、前段側の各圧縮機ステータ５における各第２可変セグメント翼（複数の第２可変セグメント翼）１９を揺動させる第２揺動機構３３が配設されている。具体的には、圧縮機ケース３の外側には、第２駆動リング３５が周方向へ移動可能に配設されており、圧縮機ケース３の外側の適宜位置には、第２駆動リング３５を周方向へ移動させる第２シリンダ等の第２アクチュエータ３７（図５（ａ）（ｂ）参照）が設けられている。また、各第２可変セグメント翼１９の径方向外側のスピンドル１９ｅには、第２連結レバー３９の一端部が固定ナット４１等を介して回転不能に連結されており、各第２連結レバー３９の他端部は、第２駆動リング３５の適宜位置にピン４３等を介して揺動可能（回転可能）に連結されている。   Similarly, on the outside of the compressor case 3, a second swing mechanism 33 that swings each second variable segment blade (a plurality of second variable segment blades) 19 in each compressor stator 5 on the front stage side is disposed. Has been. Specifically, the second drive ring 35 is disposed on the outer side of the compressor case 3 so as to be movable in the circumferential direction, and the second drive ring 35 is disposed at an appropriate position on the outer side of the compressor case 3. A second actuator 37 (see FIGS. 5A and 5B) such as a second cylinder that moves in the circumferential direction is provided. Further, one end portion of the second connecting lever 39 is connected to the spindle 19e on the radially outer side of each second variable segment blade 19 through a fixing nut 41 or the like so as not to rotate. The other end is connected to an appropriate position of the second drive ring 35 via a pin 43 or the like so as to be swingable (rotatable).

そして、各可変静翼９Ａは、各第１可変セグメント翼１７及び各第２可変セグメント翼１９を独立して揺動させることによって、第１可変セグメント翼１７及び第２可変セグメント翼１９が共通の翼形状を呈する合体状態（図５（ａ）参照）と、第１可変セグメント翼１７及び第２可変セグメント翼１９が独立した翼形状を呈する分離状態（図５（ｂ）参照）とに切替可能に構成されている。   Each variable stator vane 9A causes the first variable segment vane 17 and the second variable segment vane 19 to be shared by independently swinging each first variable segment vane 17 and each second variable segment vane 19. Switchable between a combined state (see FIG. 5 (a)) having a blade shape and a separated state (see FIG. 5 (b)) in which the first variable segment blade 17 and the second variable segment blade 19 have independent blade shapes. It is configured.

続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。   Then, the effect | action and effect of embodiment of this invention are demonstrated.

ジェットエンジンの燃焼器（図示省略）から燃焼ガスの膨張によってタービンを駆動させて、複数段のタービンロータを回転させることにより、複数段の圧縮機ロータ１１を複数段のタービンロータと一体的に回転させる。これにより、複数段の圧縮機ロータ１１と複数段の圧縮機ステータ５を協働させて、ガス流路Ｐ内に取り入れたガスを軸方向へ圧縮して搬送することができる。   A turbine is driven by expansion of combustion gas from a combustor (not shown) of a jet engine to rotate a multi-stage turbine rotor, thereby rotating the multi-stage compressor rotor 11 integrally with the multi-stage turbine rotor. Let Thereby, the gas taken in the gas flow path P can be compressed and conveyed in the axial direction by cooperating the multi-stage compressor rotor 11 and the multi-stage compressor stator 5.

軸流圧縮機１の低回転運転時（小流量時）には、各可変静翼９Ａを前記合体状態から前記分離状態に切り替える。そして、各可変静翼９Ａを前記分離状態に保ちつつ、第１アクチュエータ及び第２アクチュエータによって各第１可変セグメント翼１７及び各第２可変セグメント翼１９を絞る方向（ガス流路Ｐを絞る方向）へ揺動させて、各第１可変セグメント翼１７及び各第２可変セグメント翼１９の入口メタル角（可変静翼９Ａの入口メタル角）を大きくする。一方、軸流圧縮機１の高回転運転時（大流量時）には、各可変静翼９Ａを前記分離状態から前記合体状態に切り替える。そして、各可変静翼９Ａを前記合体状態に保ちつつ、第１アクチュエータ及び第２アクチュエータによって各第１可変セグメント翼１７及び各第２可変セグメント翼１９を開く方向（ガス流路Ｐを開く方向）へ揺動させて、各可変静翼９Ａの入口メタル角を大きくする。これにより、軸流圧縮機１の低回転運転時及び高回転運転時のいずれの場合も（軸流圧縮機１の低回転運転時から高回転運転時にかけて）、可変静翼９Ａの入口流れ角と入口メタル角との差であるインシデンスを低減することができる。   When the axial flow compressor 1 is operated at a low speed (at a small flow rate), each variable stationary blade 9A is switched from the combined state to the separated state. A direction in which the first variable segment blades 17 and the second variable segment blades 19 are throttled by the first actuator and the second actuator while the variable stator vanes 9A are kept in the separated state (direction in which the gas flow path P is throttled). To increase the inlet metal angle of each first variable segment blade 17 and each second variable segment blade 19 (inlet metal angle of the variable stator blade 9A). On the other hand, when the axial flow compressor 1 is operated at a high speed (at a large flow rate), each variable stationary blade 9A is switched from the separated state to the combined state. And the direction which opens each 1st variable segment wing | blade 17 and each 2nd variable segment wing | blade 19 by a 1st actuator and a 2nd actuator (direction which opens gas flow path P), keeping each variable stator blade 9A in the said union | combined state To increase the inlet metal angle of each variable stator blade 9A. As a result, the inlet flow angle of the variable stator vane 9A in both cases of the low-speed operation and the high-speed operation of the axial compressor 1 (from the low-speed operation to the high-speed operation of the axial compressor 1). And the incidence, which is the difference between the entrance metal angle, can be reduced.

また、各可変静翼９Ａが第１可変セグメント翼１７と第１可変セグメント翼１７の下流側に配設された第２可変セグメント翼１９とに分割され、第１可変セグメント翼１７及び第２可変セグメント翼１９が共通の翼形状を呈する合体状態と、第１可変セグメント翼１７及び第２可変セグメント翼１９が独立した翼形状を呈する分離状態とに切替可能に構成されているため、軸流圧縮機１の低回転運転時に、各第１可変セグメント翼１７及び各第２可変セグメント翼１９を絞り方向へ大きく揺動させても、スロート面積を十分に確保することができる。   Each variable stator blade 9A is divided into a first variable segment blade 17 and a second variable segment blade 19 disposed downstream of the first variable segment blade 17, and the first variable segment blade 17 and the second variable segment blade 17 are separated. Since the segment blades 19 are configured to be switchable between a combined state in which a common blade shape is exhibited and a separated state in which the first variable segment blade 17 and the second variable segment blade 19 have independent blade shapes, axial flow compression is possible. Even when the first variable segment blades 17 and the second variable segment blades 19 are largely swung in the throttle direction during the low rotation operation of the machine 1, a sufficient throat area can be secured.

従って、本発明の実施形態によれば、軸流圧縮機１の低回転運転時及び高回転運転時のいずれの場合も、インシデンスを低減すると共に、軸流圧縮機１の低回転運転時に、各第１可変セグメント翼１７及び各第２可変セグメント翼１９を絞り方向へ大きく揺動させても、スロート面積を十分に確保できるため、軸流圧縮機１の安定作動を図りつつ、軸流圧縮機１の作動域を高いレベルで低流量側に拡大することできる。   Therefore, according to the embodiment of the present invention, in both cases of the low-speed operation and the high-speed operation of the axial flow compressor 1, the incidence is reduced and each time the low-speed operation of the axial flow compressor 1 is performed, Even if the first variable segment blades 17 and the second variable segment blades 19 are largely swung in the throttle direction, a sufficient throat area can be ensured, so that the axial flow compressor 1 can be stably operated while the axial flow compressor 1 is stably operated. The operating range of 1 can be expanded to a low flow rate side at a high level.

なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、ガスタービンエンジンに用いられる軸流圧縮機１をそれ以外の軸流圧縮機に適用する等、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、軸流圧縮機１だけでなく、軸流圧縮機１を具備したガスタービンエンジンにも及ぶものである。   The present invention is not limited to the description of the above-described embodiment, and can be implemented in various modes, such as applying the axial flow compressor 1 used in a gas turbine engine to other axial flow compressors. is there. The scope of rights encompassed by the present invention extends not only to the axial flow compressor 1 but also to a gas turbine engine equipped with the axial flow compressor 1.

Ｐ ガス流路
Ｐａ ガス流路の流路面
１ 軸流圧縮機
３ 圧縮機ケース
５ 圧縮機ステータ
７ バンド部材
７ 圧縮機ステータ
９ 静翼
９Ａ 可変静翼
１１ 圧縮機ロータ
１３ ディスク
１５ 動翼
１７ 第１可変セグメント翼
１７ｅ 第１可変セグメント翼の径方向外側のスピンドル
１７ｉ 第１可変セグメント翼の径方向内側のスピンドル
１９ 第２可変セグメント翼
１９ｅ 第２可変セグメント翼の径方向外側のスピンドル
１９ｉ 第２可変セグメント翼の径方向内側のスピンドル
２１ 第１揺動機構
２３ 第１駆動リング
２５ 第１アクチュエータ
２７ 第１連結レバー
３３ 第２揺動機構
３５ 第２駆動リング
３７ 第２アクチュエータ
３９ 第２連結レバー P Gas channel Pa Gas channel surface 1 Axial compressor 3 Compressor case 5 Compressor stator 7 Band member 7 Compressor stator 9 Stator blade 9A Variable stator blade 11 Compressor rotor 13 Disc 15 Rotor blade 17 First blade Variable segment blade 17e Radial outer spindle 17i of first variable segment blade Radial inner spindle 19 of first variable segment blade Second variable segment blade 19e Radial outer spindle 19i of second variable segment blade Second variable segment Spindle 21 radially inward of blade 1st swing mechanism 23 first drive ring 25 first actuator 27 first connection lever 33 second swing mechanism 35 second drive ring 37 second actuator 39 second connection lever

Claims (4)

ガスを軸方向へ圧縮して搬送する軸流圧縮機において、
前記軸方向へ延びてあって、内側にガスを流通させるための環状のガス流路が形成された筒状の圧縮機ケースと、
前記圧縮機ケース内に前記軸方向に沿って設けられ、周方向に等間隔に並んであってかつ前記ガス流路内に位置する複数の静翼を備えた複数段の圧縮機ステータと、
前記圧縮機ケース内に前記軸方向に沿って複数段の前記圧縮機ステータと交互に設けられ、外周面が前記ガス流路の径方向内側の壁面の一部を構成しかつ軸心周りに回転可能なディスク、及び前記ディスクの外周面に等間隔に並ぶように配設されかつ前記ガス流路内に位置する複数の動翼を備えた複数段の圧縮機ロータと、を具備し、
いずれかの前記圧縮機ステータにおける各静翼は、径方向の軸心周りに揺動可能な第１可変セグメント翼と、前記第１可変セグメント翼の下流側に配設されかつ径方向の軸心周りに揺動可能な第２可変セグメント翼とに分割されてあって、前記第１可変セグメント翼及び前記第２可変セグメント翼が共通の翼形状を呈する合体状態と、前記第１可変セグメント翼及び前記第２可変セグメント翼が独立した翼形状を呈する分離状態とに切替可能に構成されていることを特徴とする軸流圧縮機。 In an axial compressor that compresses and transports gas in the axial direction,
A cylindrical compressor case that extends in the axial direction and has an annular gas flow path formed therein for circulating gas;
A plurality of compressor stators provided in the compressor case along the axial direction, arranged at equal intervals in the circumferential direction and provided with a plurality of stationary blades located in the gas flow path;
The compressor case is provided alternately with the compressor stator of a plurality of stages along the axial direction in the compressor case, and the outer peripheral surface constitutes a part of the radially inner wall surface of the gas flow path and rotates around the axis. And a plurality of compressor rotors provided with a plurality of rotor blades disposed in the gas flow path so as to be arranged at equal intervals on the outer peripheral surface of the disk,
Each stator blade in any one of the compressor stators is provided with a first variable segment blade that can swing around a radial axis, a downstream axis of the first variable segment blade, and a radial axis. A first variable segment wing divided into a second variable segment wing capable of swinging around, wherein the first variable segment wing and the second variable segment wing have a common wing shape; The axial flow compressor, wherein the second variable segment blade is configured to be switchable to a separated state having an independent blade shape. 前記いずれかの前記圧縮機ステータにおける各第１可変セグメント翼を揺動させる第１揺動機構と、
前記いずれかの前記圧縮機ステータにおける各第２可変セグメント翼を揺動させる第２揺動機構と、を具備したことを特徴とする請求項１に記載の軸流圧縮機。 A first swing mechanism for swinging each first variable segment blade in any of the compressor stators;
The axial flow compressor according to claim 1, further comprising: a second swing mechanism that swings each second variable segment blade in any one of the compressor stators. 前記第１揺動機構は、前記圧縮機ケースの外側に配設されかつ周方向へ移動可能な第１駆動リング、前記第１駆動リングを周方向へ移動させる第１アクチュエータ、及び一端部が前記いずれかの前記圧縮機ステータにおける各第１可変セグメント翼の径方向外側のスピンドルに連結されかつ他端部が前記第１駆動リングに連結された第１連結レバーを備え、
前記第２揺動機構は、前記圧縮機ケースの外側に配設されかつ周方向へ移動可能な第２駆動リング、前記第２駆動リングを周方向へ移動させる第２アクチュエータ、及び一端部が前記いずれかの前記圧縮機ステータにおける各第２可変セグメント翼の径方向外側のスピンドルに連結されかつ他端部が前記第２駆動リングに連結された第２連結レバーを備えていることを特徴とする請求項２に記載の軸流圧縮機。 The first swing mechanism includes a first drive ring disposed outside the compressor case and movable in the circumferential direction, a first actuator that moves the first drive ring in the circumferential direction, and one end portion of the first drive ring. A first coupling lever coupled to a radially outer spindle of each first variable segment blade in any of the compressor stators and having the other end coupled to the first drive ring;
The second swing mechanism includes a second drive ring disposed outside the compressor case and movable in the circumferential direction, a second actuator that moves the second drive ring in the circumferential direction, and one end portion of the second drive ring. The compressor stator further comprises a second connecting lever connected to a radially outer spindle of each second variable segment blade in the compressor stator and having the other end connected to the second drive ring. The axial flow compressor according to claim 2. 請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載の軸流圧縮機を具備したことを特徴とするガスタービンエンジン。   A gas turbine engine comprising the axial flow compressor according to any one of claims 1 to 3.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104595245A (en) * 2015-01-04 2015-05-06 南京航空航天大学 Last-stage front half section adjustable stator blade for axial-flow compressor and working method thereof
US10975775B2 (en) 2015-05-27 2021-04-13 Ihi Corporation Jet engine

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5751998A (en) * 1980-07-08 1982-03-27 Mannesmann Ag Apparatus for regulating axial compressor
JPS62206294A (en) * 1986-02-28 1987-09-10 エムテ−ウ−・モ−トレン−ウント・ツルビ−ネン−ウニオン・ミユンヘン・ゲ−エムベ−ハ− Variable stator blade turbocompressor
JP2007146832A (en) * 2005-11-29 2007-06-14 General Electric Co <Ge> Turbofan gas turbine engine with variable fan outlet guide stator blade

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5751998A (en) * 1980-07-08 1982-03-27 Mannesmann Ag Apparatus for regulating axial compressor
JPS62206294A (en) * 1986-02-28 1987-09-10 エムテ−ウ−・モ−トレン−ウント・ツルビ−ネン−ウニオン・ミユンヘン・ゲ−エムベ−ハ− Variable stator blade turbocompressor
JP2007146832A (en) * 2005-11-29 2007-06-14 General Electric Co <Ge> Turbofan gas turbine engine with variable fan outlet guide stator blade

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104595245A (en) * 2015-01-04 2015-05-06 南京航空航天大学 Last-stage front half section adjustable stator blade for axial-flow compressor and working method thereof
US10975775B2 (en) 2015-05-27 2021-04-13 Ihi Corporation Jet engine

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