JP2013256940A - Aerodynamic element of turbine engine - Google Patents
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Abstract
Description
本明細書に開示する主題は、ターボ機械に関し、より詳細には、境界層はがれの遅れ（ｄｅｌａｙｅｄ ｆｌｏｗ ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ）をもたらすように構成された空力要素を有するタービンエンジンに関する。 The subject matter disclosed herein relates to turbomachines and, more particularly, to a turbine engine having an aerodynamic element configured to provide a delayed flow separation.
ガスタービンエンジンなどの典型的なターボ機械は、圧縮機、燃焼器、タービン、およびディフューザを含む。圧縮機は流入空気を圧縮し、燃焼器は、圧縮された流入空気を燃料と共に燃焼させる。この燃焼の高エネルギー生成物は、タービンに向かって送られ、タービンで、高エネルギー生成物が発電運転において膨張される。ディフューザは、タービンから下流に配設され、燃焼生成物が大気に排出される前に、燃焼生成物の残りのエネルギーを減少させるのに役立つ。 A typical turbomachine, such as a gas turbine engine, includes a compressor, a combustor, a turbine, and a diffuser. The compressor compresses the incoming air and the combustor burns the compressed incoming air with the fuel. The high energy product of this combustion is sent towards the turbine, where the high energy product is expanded in the power generation operation. The diffuser is disposed downstream from the turbine and serves to reduce the remaining energy of the combustion product before it is discharged to the atmosphere.
一般に、ディフューザは、外壁と、環状通路を画定するために外壁内に配設された中央本体と、環状通路を横断する１つまたは複数のベーンとを含む。ベースラインターボ機械運転中、ディフューザを通して流れる燃焼生成物の速度は、十分に高く、１つまたは複数のベーンの表面からの境界層はがれは示されない。しかし、ガスタービンエンジンスタートアップまたはターンダウンシーケンスなどの部分負荷運転において、燃焼生成物速度が減少するか、または、高迎角条件が有効になり、境界層はがれが起こる傾向がある。この境界層はがれは、ディフューザの性能の低下をもたらす。 Generally, a diffuser includes an outer wall, a central body disposed within the outer wall to define an annular passage, and one or more vanes that traverse the annular passage. During baseline turbomachine operation, the velocity of the combustion products flowing through the diffuser is sufficiently high to show no boundary layer separation from the surface of the one or more vanes. However, in part-load operations such as gas turbine engine start-up or turn-down sequences, combustion product velocities are reduced or high angle-of-attack conditions are effective and boundary layer peeling tends to occur. This delamination of the boundary layer results in reduced diffuser performance.
本発明の一態様によれば、タービンエンジンの空力要素が提供され、タービンエンジンの空力要素は、タービンエンジンを貫通して画定された通路を通る作動流体の流れの所定の方向に対して画定された前縁および後縁と、前縁から後縁まで対向して延在する吸引側および圧力側と、吸引側の前縁に近接する少なくとも第１および第２の輪郭フィーチャとを含む。第１および第２の輪郭フィーチャは、空力要素のスパン方向寸法に沿って実質的に整列する。 According to one aspect of the present invention, an aerodynamic element of a turbine engine is provided, the aerodynamic element of the turbine engine being defined relative to a predetermined direction of flow of working fluid through a defined passage through the turbine engine. And a suction side and pressure side extending oppositely from the leading edge to the trailing edge, and at least first and second contour features proximate to the leading edge of the suction side. The first and second contour features are substantially aligned along the span dimension of the aerodynamic element.
本発明の別の態様によれば、貫通して通路が画定されるタービンエンジンが提供され、タービンエンジンは、通路を横断するように配設された空力要素であって、通路を通る作動流体の流れの所定の方向に対して画定された前縁および後縁、ならびに、前縁から後縁まで対向して延在する吸引側および圧力側を含む、空力要素と、前縁に近接し、かつ、吸引側で互いに近接する少なくとも第１および第２の輪郭フィーチャとを含む。第１および第２の輪郭フィーチャは、空力要素のスパン方向寸法に沿って実質的に整列して、吸引側に沿う主流方向に対して実質的に垂直に配向された逆回転渦流生成を促進する。 In accordance with another aspect of the present invention, there is provided a turbine engine having a passage defined therethrough, the turbine engine being an aerodynamic element disposed across the passage, the working fluid passing through the passage. An aerodynamic element including a leading edge and a trailing edge defined with respect to a predetermined direction of flow, and a suction side and a pressure side extending oppositely from the leading edge to the trailing edge; And at least first and second contour features that are close to each other on the suction side. The first and second contour features are substantially aligned along the spanwise dimension of the aerodynamic element to facilitate counter-rotating vortex generation that is oriented substantially perpendicular to the main flow direction along the suction side. .
本発明の別の態様によれば、貫通して通路が画定されるタービンエンジンが提供され、タービンエンジンは、通路を横断するように配設された空力要素であって、通路を通る作動流体の流れの所定の方向に対して画定された前縁および後縁、ならびに、前縁から後縁まで対向して延在する吸引側および圧力側を含む、空力要素と、前縁に近接し、かつ、吸引側で互いに近接して配列された輪郭フィーチャとを含む。輪郭フィーチャのそれぞれは、空力要素のスパン方向寸法に沿って隣接する輪郭フィーチャに実質的に整列して、吸引側に沿う主流方向に対して実質的に垂直に配向された逆回転渦流生成を促進する。 In accordance with another aspect of the present invention, there is provided a turbine engine having a passage defined therethrough, the turbine engine being an aerodynamic element disposed across the passage, the working fluid passing through the passage. An aerodynamic element including a leading edge and a trailing edge defined with respect to a predetermined direction of flow, and a suction side and a pressure side extending oppositely from the leading edge to the trailing edge; , And contour features arranged close to each other on the suction side. Each of the contour features is substantially aligned with adjacent contour features along the spanwise dimension of the aerodynamic element to facilitate the generation of counter-rotating vortex flow oriented substantially perpendicular to the main flow direction along the suction side To do.
これらのまた他の利点および特徴は、図面に関連して考えられる以下の説明からより明らかになるであろう。 These and other advantages and features will become more apparent from the following description taken in conjunction with the drawings.
本発明とみなされる主題は、本明細書の終りの特許請求の範囲において特に指摘され明確に請求される。本発明の先のまた他の特徴および利点は、添付図面に関連して考えられる以下の詳細な説明から明らかである。 The subject matter regarded as the invention is particularly pointed out and distinctly claimed in the claims at the end of this specification. The foregoing and other features and advantages of the present invention will be apparent from the following detailed description considered in conjunction with the accompanying drawings.
詳細な説明は、図面を参照して、例として、利点および特徴と共に本発明の実施形態を説明する。 The detailed description explains embodiments of the invention, together with advantages and features, by way of example with reference to the drawings.
本発明の態様によれば、ターボ機械の１つまたは複数の部分における境界層はがれの遅れは、たとえばエーロフォイルまたはベーンの低圧表面（すなわち、吸引側）に沿う逆回転渦流の生成によって実現される。境界層はがれの遅れは、ターボ機械のターンダウン運転に伴う比較的高い迎角条件中に特に有用である。境界層はがれの遅れは、エーロフォイルまたはベーンの低圧表面に対する、バンプ、突出部、または窪みなどの輪郭の付加によって容易にされ、その輪郭は、接線方向逆回転渦流構造が、作動流体のターボ機械を通る主流方向に対して垂直に画定されたラインに沿って形成することを促進する。 In accordance with aspects of the present invention, boundary layer delamination delay in one or more portions of a turbomachine is achieved, for example, by the generation of counter-rotating vortices along the low pressure surface (ie, suction side) of the airfoil or vane. . Boundary layer delamination delay is particularly useful during the relatively high angle of attack conditions associated with turbomachine turndown operations. Boundary layer detachment delay is facilitated by the addition of contours such as bumps, protrusions, or depressions to the low pressure surface of the airfoil or vane, which contours are tangential counter-rotating vortex structures, working fluid turbomachinery To form along a line defined perpendicular to the main flow direction through.
図１〜図４を参照して、ガスタービンエンジンなどのターボ機械１０の１つまたは複数の部分が設けられる。例として、ターボ機械１０の部分は、ディフューザセクション１１（図７参照）とすることができ、ディフューザセクション１１は、タービンセクションから下流に配設されて、燃焼生成物が大気に排出される前に、タービンセクションを出る燃焼生成物の残りのエネルギーを減少させる。ディフューザセクション１１は、ディフューザケーシングなどの環状外壁１２、および、中央本体の外側表面として設けることができる環状内壁１３を含む。環状内壁１３は、環状外壁１２内に配設されて、燃焼生成物などの作動流体が、そこを通って送られることができる環状通路１４を画定する（図７参照）。 1-4, one or more portions of a turbomachine 10, such as a gas turbine engine, are provided. As an example, the portion of turbomachine 10 may be a diffuser section 11 (see FIG. 7), which is disposed downstream from the turbine section before the combustion products are discharged to the atmosphere. Reducing the remaining energy of the combustion products exiting the turbine section. The diffuser section 11 includes an annular outer wall 12, such as a diffuser casing, and an annular inner wall 13, which can be provided as the outer surface of the central body. The annular inner wall 13 is disposed within the annular outer wall 12 and defines an annular passage 14 through which working fluid, such as combustion products, can be routed (see FIG. 7).
ディフューザセクション１１は、ディフューザベーンなどの空力要素２０をさらに含み、空力要素２０は、環状通路１４を横断するように配設され、それにより、作動流体と空力に相互作用する。空力要素２０は、通路１４を通る作動流体の流れの所定の方向に対して画定された前縁２１および前縁２１から、空力要素２０の対向する翼弦端に画定された後縁２２を含む。空力要素２０は、空力要素２０の対向する側に配設され、かつ、前縁２１から後縁２２までそれぞれ延在する吸引側２３および圧力側２４をさらに含む。 The diffuser section 11 further includes an aerodynamic element 20, such as a diffuser vane, that is disposed across the annular passage 14, thereby interacting with the working fluid and aerodynamics. The aerodynamic element 20 includes a leading edge 21 defined with respect to a predetermined direction of flow of working fluid through the passage 14 and a trailing edge 22 defined at the opposite chord end of the aerodynamic element 20 from the leading edge 21. . The aerodynamic element 20 further includes a suction side 23 and a pressure side 24 disposed on opposite sides of the aerodynamic element 20 and extending from the leading edge 21 to the trailing edge 22, respectively.
本発明の実施形態によれば、個々の輪郭フィーチャ３１を含む輪郭フィーチャのアレイ３０は、空力要素２０の前縁２１に近接する翼弦場所で吸引側２３に設けられる。それぞれの個々の輪郭フィーチャ３１は、別の（すなわち、隣接する）個々の輪郭フィーチャ３１に比較的接近して配設される。輪郭フィーチャのアレイ３０は、少なくとも第１の輪郭フィーチャ３２および第２の輪郭フィーチャ３３、また場合によっては、さらなる輪郭フィーチャ３４を含む。明確かつ簡潔にするために、以下の記述は、上述した輪郭フィーチャを含む複数の輪郭フィーチャ３５を単に述べる。 According to an embodiment of the invention, an array 30 of contour features including individual contour features 31 is provided on the suction side 23 at a chord location proximate the leading edge 21 of the aerodynamic element 20. Each individual contour feature 31 is disposed relatively close to another (ie, adjacent) individual contour feature 31. The contour feature array 30 includes at least a first contour feature 32 and a second contour feature 33, and possibly further contour features 34. For clarity and brevity, the following description merely describes a plurality of contour features 35 including the contour features described above.
複数の輪郭フィーチャ３５のそれぞれの１つの輪郭フィーチャは、空力要素２０のスパン方向寸法ＤＳに沿って複数の輪郭フィーチャ３５の隣接する１つの輪郭フィーチャに実質的に整列する。この整列、および、以下で述べることになる複数の輪郭フィーチャ３５の形状は、主流方向５０（図４参照）でターボ機械１０を通る実質的に真っすぐな経路に沿って進む作動流体のベース流に対して、吸引側２３に沿って接線方向逆回転渦流４０（図４参照）の生成を促進する。複数の輪郭フィーチャ３５の形状により、逆回転渦流４０は、作動流体の主流方向５０に関して実質的に垂直に配向することができる。そのため、逆回転渦流４０は、結合して、吸引側２３に沿う同伴されかつエネルギー付加された流れ６０の増大ジェットを生成する。同伴されかつエネルギー付加された流れ６０（図４参照）は、吸引側２３に沿う境界層の安定性を維持し、それにより、高迎角流入状態中に存在するような、ある用途において吸引側２３からの境界層はがれを遅らせるかまたは防止する。 One contour feature of each of the plurality of contour features 35 substantially aligns with one adjacent contour feature of the plurality of contour features 35 along the spanwise dimension DS of the aerodynamic element 20. This alignment, and the shape of the plurality of contour features 35 that will be described below, results in a base flow of working fluid that travels along a substantially straight path through the turbomachine 10 in the mainstream direction 50 (see FIG. 4). In contrast, the generation of the tangential counter-rotating vortex 40 (see FIG. 4) is promoted along the suction side 23. Due to the shape of the plurality of contour features 35, the counter-rotating vortex 40 can be oriented substantially perpendicular to the main flow direction 50 of the working fluid. Thus, the counter-rotating vortices 40 combine to produce an augmented jet of entrained and energized flow 60 along the suction side 23. The entrained and energized stream 60 (see FIG. 4) maintains the stability of the boundary layer along the suction side 23, thereby causing the suction side in certain applications such as exist during high angle of attack inflow conditions. The boundary layer from 23 delays or prevents peeling.
図４に示すように、逆回転渦流４０は、同伴されかつエネルギー付加された流れ６０の各増大ジェットの両側に画定される。種々のまた離散的な軸方向位置において、逆回転渦流４０は、流れ渦の対として提供される。それぞれの個々の流れ渦内で、作動流体は、楕円パターンで、対応する輪郭フィーチャ３５の中心線に向かい、次に、中心線から離れるように流れる。流れ渦の対は、後方の軸方向に伝播するかまたは離散的な軸方向位置で固定することができる。 As shown in FIG. 4, a counter-rotating vortex 40 is defined on each side of each augmented jet of entrained and energized stream 60. At various and discrete axial positions, the counter-rotating vortex 40 is provided as a pair of flow vortices. Within each individual flow vortex, the working fluid flows in an elliptical pattern toward the centerline of the corresponding contour feature 35 and then away from the centerline. The pair of flow vortices can propagate in the rear axial direction or can be fixed at discrete axial positions.
図２および図３を参照して、単一の空力要素２０および作動流体２００の流れが、図例によりベースラインまたは設計点条件を反映すると仮定して示される。図示するように、作動流体２００の流れは、前縁２１に対して比較的低い迎角を有し、したがって、作動流体２００の流れは、比較的安定した境界層２０１によって、空力要素２０の周りに流れる。たとえばターボ機械１０のターンダウン運転に関連する部分負荷条件中に、作動流体２００の流れは、図３に示すように比較的高い迎角を有する傾向があることになる。通常、これは、境界層２０１を不安定化し、境界層はがれをもたらす傾向があることになるが、吸引側２３が複数の輪郭フィーチャ３５を備えるため、境界層２０１は、比較的安定のままである。複数の輪郭フィーチャ３５の存在は、図２に示す場合に、空力要素２０の周りの作動流体２００の流れに実質的に影響を及ぼさない。 With reference to FIGS. 2 and 3, the flow of a single aerodynamic element 20 and working fluid 200 is shown by way of example to assume a baseline or design point condition. As shown, the flow of working fluid 200 has a relatively low angle of attack with respect to the leading edge 21, and therefore the flow of working fluid 200 is around the aerodynamic element 20 by a relatively stable boundary layer 201. Flowing into. For example, during partial load conditions associated with the turndown operation of turbomachine 10, the flow of working fluid 200 will tend to have a relatively high angle of attack as shown in FIG. Usually this will tend to destabilize the boundary layer 201 and cause the boundary layer to peel off, but the boundary layer 201 remains relatively stable because the suction side 23 comprises a plurality of contour features 35. is there. The presence of the plurality of contour features 35 does not substantially affect the flow of working fluid 200 around the aerodynamic element 20 as shown in FIG.
複数の輪郭フィーチャ３５のそれぞれの１つの輪郭フィーチャは、前縁２１に近接する翼弦場所で空力要素２０の吸引側２３に配設される突出部７０を含むことができる。図４に示すように、また、実施形態によれば、複数の輪郭フィーチャ３５のそれぞれの１つの輪郭フィーチャは、球状の凸状前端７１０および狭細化された凹状テール端７１１を有する、実質的に同じ涙滴形状７１を有することができる。これらの場合について、複数の輪郭フィーチャ３５のそれぞれの１つの輪郭フィーチャが、複数の輪郭フィーチャ３５の別の１つの輪郭フィーチャと実質的に同じ形状を有する場合、涙滴形状７１は、近づく流れ７２に、突出部７０の表面を覆って広がらせ、それにより、隣接する突出部７０の間で収束流７３の対を生成する。隣接する突出部７０は互いに十分に近いため、収束流７３の対は、互いにまた周囲の流れと相互作用して、逆回転渦流４０を生成し、逆回転渦流４０は、吸引側２３に沿って伝播し、それにより、吸引側２３に沿って同伴されかつエネルギー付加された流れ６０の増大ジェットを生成する。 One contour feature of each of the plurality of contour features 35 can include a protrusion 70 disposed on the suction side 23 of the aerodynamic element 20 at a chord location proximate the leading edge 21. As shown in FIG. 4 and according to an embodiment, one contour feature of each of the plurality of contour features 35 substantially has a spherical convex front end 710 and a narrowed concave tail end 711. Can have the same teardrop shape 71. For these cases, if one contour feature of each of the plurality of contour features 35 has substantially the same shape as another contour feature of the plurality of contour features 35, the teardrop shape 71 approaches the approaching flow 72. To cover and spread the surface of the protrusion 70, thereby creating a pair of convergent flows 73 between adjacent protrusions 70. Since adjacent protrusions 70 are sufficiently close to each other, the pair of convergent flows 73 interact with each other and with the surrounding flow to produce a counter-rotating vortex 40, which counteracts along the suction side 23. Propagating, thereby generating an increased jet of entrained and energized stream 60 along suction side 23.
図１〜４は、複数の輪郭フィーチャ３５のそれぞれの１つの輪郭フィーチャが同じ形状を有する実施形態に関連するが、これは単に例示的であること、および、他の実施形態が存在することが理解されるべきである。たとえば、図５を参照して、複数の輪郭フィーチャ３５の個々の輪郭フィーチャ３１は、空力要素２０のスパン方向寸法ＤＳに沿って常に変動する形状またはサイズを有することができる。これは、図５において、空力要素２０の常に増加する各スパン方向場所で独自のサイズを有する個々の輪郭フィーチャ３１を識別する、それぞれの点線、破線、または実線で示される。 1-4 relate to an embodiment in which one contour feature of each of the plurality of contour features 35 has the same shape, but this is merely exemplary, and other embodiments may exist. Should be understood. For example, referring to FIG. 5, individual contour features 31 of the plurality of contour features 35 may have a shape or size that always varies along the spanwise dimension DS of the aerodynamic element 20. This is indicated in FIG. 5 by a respective dotted line, broken line or solid line that identifies individual contour features 31 having a unique size at each constantly increasing span location of the aerodynamic element 20.
図６を参照して、また、代替の実施形態によって、複数の輪郭フィーチャ３５のそれぞれの１つの輪郭フィーチャは、吸引側２３で画定された窪み８０として形成することができる。これらの代替の実施形態の場合、図５を参照して先に述べた変形が、ここでも同様に当てはまることが理解されるべきである。すなわち、窪み８０の形状およびサイズは、空力要素２０のスパン方向寸法ＤＳに沿って一様であるかまたは常に変動することができる。 With reference to FIG. 6 and according to alternative embodiments, one contour feature of each of the plurality of contour features 35 may be formed as a recess 80 defined on the suction side 23. In these alternative embodiments, it should be understood that the variations described above with reference to FIG. 5 apply here as well. That is, the shape and size of the recess 80 can be uniform or can vary constantly along the spanwise dimension DS of the aerodynamic element 20.
図７を参照して、ターボ機械１０の部分がディフューザセクション１１として設けられる特定の場合が示される。先に述べたように、ディフューザセクション１１は、タービンセクションから下流に配設されて、燃焼生成物が大気に排出される前に、タービンセクションを出る燃焼生成物の残りのエネルギーを減少させる。ディフューザセクション１１は、ディフューザケーシングなどの環状外壁１２、および、中央本体１３０の外側表面として設けられる環状内壁１３を含む。環状内壁１３は、環状外壁１２内に配設されて、燃焼生成物などの作動流体が、そこを通って送られることができる環状通路１４を画定する。 With reference to FIG. 7, a particular case is shown in which a part of the turbomachine 10 is provided as a diffuser section 11. As previously mentioned, the diffuser section 11 is disposed downstream from the turbine section to reduce the remaining energy of the combustion products leaving the turbine section before the combustion products are discharged to the atmosphere. The diffuser section 11 includes an annular outer wall 12 such as a diffuser casing, and an annular inner wall 13 provided as an outer surface of the central body 130. The annular inner wall 13 is disposed within the annular outer wall 12 and defines an annular passage 14 through which a working fluid, such as combustion products, can be routed.
ディフューザセクション１１は、環状通路１４を横断するマンウェイ１５、および、上述したディフューザベーンとして設けることができるか、または、中央本体端部コンポーネント１３１として中央本体１３０の軸方向端部に設けることができる空力要素２０をさらに含むことができる。図７に示すように、中央本体１３０は、実質的に一様な直径を有し、一方、環状外壁１２は、ディフューザセクション１１の軸方向寸法ＤＡに沿って増加する直径を有する。この構成は、環状通路１４の面積が軸方向寸法ＤＡに沿って増加することをもたらし、それが、作動流体のエネルギー減少をもたらす。中央本体１３０の構成と対照的に、中央本体端部コンポーネント１３１は、軸方向寸法ＤＡに沿って減少する直径を有し、それにより、中央本体端部コンポーネント１３１から前方に画定された中央本体１３０の軸方向長さに沿う環状通路１４の面積の比較的ゆっくりとした増加と比較して、環状通路１４の面積は、中央本体端部コンポーネント１３１の軸方向長さに沿って比較的速いレートで増加する。 The diffuser section 11 can be provided as a manway 15 that traverses the annular passage 14 and the diffuser vane described above, or can be provided at the axial end of the central body 130 as the central body end component 131. An aerodynamic element 20 can further be included. As shown in FIG. 7, the central body 130 has a substantially uniform diameter, while the annular outer wall 12 has a diameter that increases along the axial dimension DA of the diffuser section 11. This configuration results in the area of the annular passage 14 increasing along the axial dimension DA, which leads to a reduction in the working fluid energy. In contrast to the configuration of the central body 130, the central body end component 131 has a diameter that decreases along the axial dimension DA so that the central body 130 is defined forwardly from the central body end component 131. Compared to the relatively slow increase in the area of the annular passage 14 along its axial length, the area of the annular passage 14 is at a relatively fast rate along the axial length of the central body end component 131. To increase.
角度急変部９０は、中央本体１３０と中央本体端部コンポーネント１３１との間の取付け場所で画定されるが、中央本体１３０および中央本体端部コンポーネント１３１は一体的に結合することができることが理解されるべきである。角度急変部９０は、環状通路１４が、軸方向寸法ＤＡに沿って比較的速いレートで面積を増加させる軸方向場所を画定する。 The sudden angle change 90 is defined by a mounting location between the central body 130 and the central body end component 131, but it will be understood that the central body 130 and the central body end component 131 can be joined together. Should be. The sudden angle change 90 defines an axial location where the annular passage 14 increases in area at a relatively fast rate along the axial dimension DA.
中央本体１３０および中央本体端部コンポーネント１３１の外側表面として設けられる環状内壁１３は、端壁輪郭フィーチャのアレイ１００を含む。端壁輪郭フィーチャのアレイ１００は、個々の端壁輪郭フィーチャ１０１を含み、角度急変部９０に近接して画定された軸方向場所に配設される。すなわち、端壁輪郭フィーチャのアレイ１００は、角度急変部９０の直前または直後に配設することができる。端壁輪郭フィーチャのアレイ１００は、上述した輪郭フィーチャのアレイ３０と実質的に同様に構成することができ、したがって、同じことのさらなる説明が省略される。 An annular inner wall 13 provided as the outer surface of the central body 130 and the central body end component 131 includes an array 100 of end wall contour features. The end wall contour feature array 100 includes individual end wall contour features 101 and is disposed in an axial location defined proximate to the angle change 90. That is, the array 100 of end wall contour features can be disposed immediately before or immediately after the sudden angle change portion 90. The end wall contour feature array 100 can be configured in substantially the same manner as the contour feature array 30 described above, and thus further description of the same is omitted.
本発明が、限られた数の実施形態だけに関連して詳細に説明されたが、本発明が、こうして開示された実施形態に限定されないことが容易に理解されるべきである。むしろ、本発明を修正して、これまで述べられていないが本発明の趣旨および範囲に対応する任意の数の変形形態、代替形態、置換形態、または同等の構成を組み込むことができる。さらに、本発明の種々の実施形態が述べられたが、本発明の態様は述べた実施形態の一部のみを含むことができることが理解されるべきである。したがって、本発明は、先の説明に限定されると見なされるのではなく、添付の特許請求の範囲の範囲によってのみ限定される。 Although the invention has been described in detail in connection with only a limited number of embodiments, it should be readily understood that the invention is not limited to the embodiments thus disclosed. Rather, the invention can be modified to incorporate any number of variations, alternatives, substitutions or equivalent arrangements not heretofore described, but which correspond to the spirit and scope of the invention. Furthermore, while various embodiments of the invention have been described, it is to be understood that aspects of the invention can include only some of the described embodiments. Accordingly, the invention is not to be seen as limited by the foregoing description, but is only limited by the scope of the appended claims.
１０ ターボ機械
１１ ディフューザセクション
１２ 環状外壁
１３ 環状内壁
１３０ 中央本体
１３１ 中央本体端部コンポーネント
１４ 環状通路
１５ マンウェイ
２０ 空力要素
２００ 作動流体
２０１ 境界層
２１ 前縁
２２ 後縁
２３ 吸引側
２４ 圧力側
３０ 輪郭フィーチャのアレイ
３１ 個々の輪郭フィーチャ
３２ 第１の輪郭フィーチャ
３３ 第２の輪郭フィーチャ
３４ さらなる輪郭フィーチャ
３５ 複数の輪郭フィーチャ
４０ 渦流
５０ 主流方向
６０ 同伴されかつエネルギー付加された流れ
７０ 突出部
７１ 涙滴形状
７１０ 前端
７１１ テール端
７２ 近づく流れ
７３ 収束流
８０ 窪み
９０ 角度急変部
１００ 端壁輪郭フィーチャのアレイ
１０１ 個々の端壁輪郭フィーチャ
10 turbomachine 11 diffuser section 12 annular outer wall 13 annular inner wall 130 central body 131 central body end component 14 annular passage 15 manway 20 aerodynamic element 200 working fluid 201 boundary layer 21 leading edge 22 trailing edge 23 suction side 24 pressure side 30 contour Array of features 31 Individual contour features 32 First contour features 33 Second contour features 34 Further contour features 35 Multiple contour features 40 Eddy current 50 Mainstream direction 60 Entrained and energized flow 70 Protrusion 71 Teardrop shape 710 Front end 711 Tail end 72 Approaching flow 73 Converging flow 80 Depression 90 Angle sudden change 100 Array of end wall contour features 101 Individual end wall contour features
Claims (20)
前記タービンエンジンを貫通して画定された通路を通る作動流体の流れの所定の方向に対して画定された前縁および後縁と、
前記前縁から前記後縁まで対向して延在する吸引側および圧力側と、
前記吸引側の前記前縁に近接する少なくとも第１および第２の輪郭フィーチャとを備え、
前記第１および第２の輪郭フィーチャは、前記空力要素のスパン方向寸法に沿って実質的に整列するタービンエンジンの空力要素。 An aerodynamic element of a turbine engine,
Leading and trailing edges defined relative to a predetermined direction of flow of working fluid through a passage defined through the turbine engine;
A suction side and a pressure side extending oppositely from the leading edge to the trailing edge;
At least first and second contour features proximate to the leading edge of the suction side;
The aerodynamic element of a turbine engine, wherein the first and second contour features are substantially aligned along a span dimension of the aerodynamic element.
前記通路を横断するように配設された空力要素であって、前記通路を通る作動流体の流れの所定の方向に対して画定された前縁および後縁、ならびに、前記前縁から前記後縁まで対向して延在する吸引側および圧力側を含む、空力要素と、
前記前縁に近接し、かつ、前記吸引側で互いに近接する少なくとも第１および第２の輪郭フィーチャとを備え、
前記第１および第２の輪郭フィーチャは、前記空力要素のスパン方向寸法に沿って実質的に整列して、前記吸引側に沿う主流方向に対して実質的に垂直に配向された逆回転渦流生成を促進するタービンエンジン。 A turbine engine having a passage defined therethrough,
An aerodynamic element disposed across the passage, the leading and trailing edges defined with respect to a predetermined direction of flow of working fluid through the passage; and the leading edge to the trailing edge An aerodynamic element comprising a suction side and a pressure side extending oppositely to
At least first and second contour features proximate to the leading edge and proximate to each other on the suction side;
The first and second contour features are substantially aligned along a spanwise dimension of the aerodynamic element and generate a counter-rotating vortex flow oriented substantially perpendicular to a main flow direction along the suction side Promote turbine engine.
前記通路を横断するように配設された空力要素であって、前記通路を通る作動流体の流れの所定の方向に対して画定された前縁および後縁、ならびに、前記前縁から前記後縁まで対向して延在する吸引側および圧力側を含む、空力要素と、
前記前縁に近接し、かつ、前記吸引側で互いに近接して配列された輪郭フィーチャとを備え、
前記輪郭フィーチャのそれぞれは、前記空力要素のスパン方向寸法に沿って隣接する輪郭フィーチャに実質的に整列して、前記吸引側に沿う主流方向に対して実質的に垂直に配向された逆回転渦流生成を促進するタービンエンジン。 A turbine engine having a passage defined therethrough,
An aerodynamic element disposed across the passage, the leading and trailing edges defined with respect to a predetermined direction of flow of working fluid through the passage; and the leading edge to the trailing edge An aerodynamic element comprising a suction side and a pressure side extending oppositely to
A contour feature arranged close to the leading edge and close to each other on the suction side,
Each of the contour features is counter-rotating vortex flow substantially aligned with adjacent contour features along the spanwise dimension of the aerodynamic element and oriented substantially perpendicular to the main flow direction along the suction side. Turbine engine that promotes production.
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