JP5736680B2 - Rotating machine - Google Patents

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Description

本発明は、回転機械に関するものである。   The present invention relates to a rotating machine.

従来から、ジェットエンジン等の回転機械では、幅広い回転域での安定動作を目的として、可変静翼が設置される場合がある。
このような可変静翼は、高さ方向に流路壁に挟まれて配置されており、高さ方向に向く回動軸を中心として回動可能とされている。 Conventionally, in a rotating machine such as a jet engine, a variable stationary blade may be installed for the purpose of stable operation in a wide rotational range.
Such a variable stationary blade is disposed between the flow path walls in the height direction, and is rotatable about a rotation axis that faces the height direction.

特開２０００−３４５９９７号公報JP 2000-345997 A

周知のように、ジェットエンジン等の回転機械は、回転軸を中心とする回転対称に形状設定されている。このため、可変静翼を挟む上述の流路壁も、流体の流れ方向から見た場合には、円形に形状設定されている。
そして、上述の可変静翼は、高さ方向すなわち回転機械の半径方向に向く回動軸を中心として回動されることとなる。 As is well known, a rotary machine such as a jet engine has a rotationally symmetric shape about a rotation axis. For this reason, the above-mentioned flow path wall sandwiching the variable stationary blade is also set in a circular shape when viewed from the fluid flow direction.
Then, the above-described variable stationary blade is rotated about a rotation axis that is directed in the height direction, that is, the radial direction of the rotating machine.

ところが円形に形状設定された流路壁に対して可変静翼が回動すると、可変静翼の回動角度によって、可変翼と流路壁との間に形成される隙間の大きさが変化する。
つまり、可変静翼が回動することによって可変静翼の前縁は、流体の流れ方向から見て左右に移動することとなる。そして、流体の流れ方向から見て前縁が回動軸と重なる位置（中央位置）では、可変静翼のハブと当該ハブ側の流路壁との間の隙間は最小となり、前記が上記中央位置から離れるに従って当該隙間が拡大することとなる。 However, when the variable vane rotates with respect to the flow path wall set in a circular shape, the size of the gap formed between the variable vane and the flow path wall changes depending on the rotation angle of the variable vane. .
That is, the leading edge of the variable vane moves to the left and right as viewed from the fluid flow direction as the variable vane rotates. At the position where the leading edge overlaps the rotation axis when viewed from the fluid flow direction (center position), the gap between the hub of the variable stationary blade and the flow path wall on the hub side is minimized, As the distance from the position increases, the gap increases.

このように、可変静翼のハブと当該ハブ側の流路壁との隙間が大きくなると、可変静翼と流路壁との間における流体の漏れ量が多くなり、圧力損失が増大する。
つまり、可変静翼を備える従来の回転機械においては、可変静翼の回動角度によって空力性能が変動してしまうという問題を有している。 As described above, when the gap between the hub of the variable stationary blade and the flow path wall on the hub side becomes large, the amount of fluid leakage between the variable stationary blade and the flow path wall increases, and the pressure loss increases.
That is, the conventional rotating machine including the variable stator blade has a problem that the aerodynamic performance varies depending on the rotation angle of the variable stator blade.

本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、可変静翼を備える回転機械において、可変静翼の回動角度に応じて空力性能が変動することを抑制することを目的とする。   The present invention has been made in view of the above-described problems, and an object of the present invention is to suppress fluctuations in aerodynamic performance according to the rotation angle of the variable stationary blade in a rotary machine including the variable stationary blade.

本発明は、上記課題を解決するための手段として、以下の構成を採用する。   The present invention adopts the following configuration as means for solving the above-described problems.

第１の発明は、チップとハブとが流路壁に対向配置されると共に前記チップと前記ハブとを繋ぐ方向から見て回動可能な可変静翼を備える回転機械であって、前記流路壁の壁面において、前記可変静翼が回動する領域の少なくとも１つが平坦化された平坦化領域とされているという構成を採用する。   1st invention is a rotary machine provided with the variable stationary blade which can rotate seeing from the direction which connects a tip and a hub, and a tip and a hub are oppositely arranged to a channel wall, and the channel In the wall surface of the wall, a configuration is adopted in which at least one of the regions where the variable stationary blade rotates is a flattened region.

第２の発明は、上記第１の発明において、前記平坦化領域が、前記可変静翼の前記ハブ側に設けられているという構成を採用する。   According to a second aspect of the present invention, in the first aspect, the flattening region is provided on the hub side of the variable vane.

第３の発明は、上記第１または第２の発明は、角度の異なる前記平坦化領域同士の接続領域が円弧処理されているという構成を採用する。   According to a third aspect of the present invention, the first or second aspect of the present invention employs a configuration in which a connection region between the flattened regions having different angles is subjected to an arc process.

第４の発明は、上記第１〜第３いずれかの発明において、前記流れ方向から見て前記可変静翼が環状に複数配列され、前記流れ方向から見て前記流路壁が環状形状とされているという構成を採用する。   According to a fourth invention, in any one of the first to third inventions, a plurality of the variable stator vanes are arranged in an annular shape when viewed from the flow direction, and the flow path wall is formed in an annular shape when viewed from the flow direction. Adopt the configuration that.

第５の発明は、上記第１〜第４いずれかの発明において、前記平坦化領域が、ジェットエンジンの高圧圧縮機に設けられているという構成を採用する。   According to a fifth invention, in any one of the first to fourth inventions, the flattening region is provided in a high-pressure compressor of a jet engine.

本発明によれば、流路壁の壁面において可変静翼が回動する領域の少なくとも１つが平坦化された平坦化領域とされている。
このような平坦化領域において可変静翼が回動する場合には、可変静翼の回動角度がどのような角度であっても、可変静翼と平坦化領域との間の隙間は変化しない。このため、本発明によれば、可変静翼の回動角度に応じて可変静翼と平坦化領域を有する流路壁との隙間が変動することがない。
したがって、本発明によれば、可変静翼を備える回転機械において、可変静翼の回動角度に応じて空力性能が変動することを抑制することが可能となる。 According to the present invention, at least one of the regions in which the variable stationary blade rotates on the wall surface of the flow path wall is a flattened region that is flattened.
When the variable stator blade rotates in such a flattening region, the gap between the variable stator blade and the flattening region does not change regardless of the rotation angle of the variable stator blade. . For this reason, according to the present invention, the gap between the variable stationary blade and the flow path wall having the flattened region does not vary according to the rotation angle of the variable stationary blade.
Therefore, according to the present invention, it is possible to suppress the aerodynamic performance from fluctuating according to the rotation angle of the variable stationary blade in the rotating machine including the variable stationary blade.

本発明の一実施形態におけるジェットエンジンの要部を示す概略構成図である。It is a schematic block diagram which shows the principal part of the jet engine in one Embodiment of this invention. 本発明の一実施形態におけるジェットエンジンが備える可変静翼を含む模式図である。It is a mimetic diagram containing the variable stationary blade with which the jet engine in one embodiment of the present invention is provided. 本発明の一実施形態におけるジェットエンジンと従来のジェットエンジンとを比較する比較図である。It is a comparison figure which compares the jet engine in one Embodiment of this invention with the conventional jet engine.

以下、図面を参照して、本発明に係る回転機械の一実施形態について説明する。なお、以下の図面において、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。   Hereinafter, an embodiment of a rotating machine according to the present invention will be described with reference to the drawings. In the following drawings, the scale of each member is appropriately changed in order to make each member a recognizable size.

図１（ａ）は、本発明の回転機械の一例であるジェットエンジンＳ１の概略構成を示す要部断面図である。この図に示すように、ジェットエンジンＳ１は、ファン１と、低圧圧縮機２と、高圧圧縮機３とを備えている。
なお、ジェットエンジンＳ１は、図１に示す他に、燃焼器、タービン、噴射ノズル等を備えているが、これらの構成については従来と同様であるため、ここでの説明は省略する。 Fig.1 (a) is principal part sectional drawing which shows schematic structure of jet engine S1 which is an example of the rotary machine of this invention. As shown in FIG. 1, the jet engine S <b> 1 includes a fan 1, a low pressure compressor 2, and a high pressure compressor 3.
The jet engine S1 includes a combustor, a turbine, an injection nozzle, and the like in addition to those shown in FIG. 1. However, since these configurations are the same as those in the related art, description thereof is omitted here.

ファン１は、ケース４内部に空気を取込むための装置である。なお、ケース４の内部は、燃焼室に通じるコア流路４ａと、ケース４の外部に通じるバイパス流路４ｂとに分岐されている。
そして、ファン１は、シャフトに連結されて回転駆動されるファン動翼１ａと、ケース４の内部に設けられたバイパス流路４ｂ内に設置されるファン静翼１ｂとを備えている。 The fan 1 is a device for taking air into the case 4. Note that the inside of the case 4 is branched into a core flow path 4 a that leads to the combustion chamber and a bypass flow path 4 b that leads to the outside of the case 4.
The fan 1 includes a fan blade 1 a that is connected to a shaft and driven to rotate, and a fan stationary blade 1 b that is installed in a bypass flow path 4 b provided inside the case 4.

低圧圧縮機２は、コア流路４ａにおいて高圧圧縮機３よりも上流側に配置されており、コア流路４ｂに流れ込んだ空気を圧縮するものである。
この低圧圧縮機２は、シャフトに連結されて回転駆動される動翼２ａと、コア流路４ａに固定される静翼２ｂとを備えている。 The low-pressure compressor 2 is disposed upstream of the high-pressure compressor 3 in the core flow path 4a, and compresses air flowing into the core flow path 4b.
The low-pressure compressor 2 includes a moving blade 2a that is connected to a shaft and driven to rotate, and a stationary blade 2b that is fixed to the core flow path 4a.

高圧圧縮機３は、コア流路４ａにおいて低圧圧縮機２よりも下流側に配置されており、低圧圧縮機２によって圧縮された空気をさらに圧縮して後流側の燃焼器に供給するものである。
この高圧圧縮機３は、シャフトに連結された回転駆動される動翼３ａと、コア流路４ａに回動可能に設置される可変静翼３ｂとを備えている。 The high-pressure compressor 3 is disposed downstream of the low-pressure compressor 2 in the core flow path 4a, and further compresses the air compressed by the low-pressure compressor 2 and supplies it to the combustor on the downstream side. is there.
The high-pressure compressor 3 includes a rotor blade 3a that is rotationally driven and connected to a shaft, and a variable stator blade 3b that is rotatably installed in the core channel 4a.

図１（ｂ）は、図１（ａ）のＡ−Ａ線矢視図である。この図に示すように、可変静翼３ｂは、ジェットエンジンＳ１の回転軸Ｌを中心として環状に複数配列されており、コア流路４ａを形成する環状のハブ側流路壁５とチップ側流路壁６との間に配置されている。   FIG.1 (b) is an AA arrow directional view of Fig.1 (a). As shown in this figure, a plurality of variable stationary blades 3b are arranged in an annular shape around the rotation axis L of the jet engine S1, and the annular hub side flow path wall 5 forming the core flow path 4a and the tip side flow are formed. It is arranged between the road wall 6.

そして、各可変静翼３ｂは、図２（ａ）の斜視図に示すように、ハブ３ｂ１がハブ側流路壁５に対向配置され、チップ３ｂ２がチップ側流路壁６（図２（ａ）においては不図示）に対向配置され、前縁３ｂ３が空気流れの上流側に向けて配置され、後縁３ｂ４が空気流れの後流側に向けて配置されている。
また、各可変静翼３ｂは、ハブ３ｂ１とチップ３ｂ２とを繋ぐ高さ方向に向く回動軸３ｂ５（スピンドル軸）を中心とし、高さ方向から見て回動可能とされている。 As shown in the perspective view of FIG. 2A, each variable stationary blade 3b has a hub 3b1 disposed opposite to the hub side flow path wall 5, and a tip 3b2 connected to the chip side flow path wall 6 (FIG. 2A). ), The front edge 3b3 is disposed toward the upstream side of the air flow, and the rear edge 3b4 is disposed toward the downstream side of the air flow.
Each variable stator blade 3b is rotatable about a rotation shaft 3b5 (spindle shaft) that faces in the height direction connecting the hub 3b1 and the tip 3b2 as viewed from the height direction.

なお、各可変静翼３ｂは、回動軸３ｂ５（スピンドル軸）がコア流路４ａの外部に設けられたアクチュエータリングと接続されている。
このアクチュエータリングは、アクチュエータにより回転軸Ｌを中心に回動可能とされている。このようなアクチュエータリングが回動することによって各可変静翼３ｂの回動軸が回動される。
そして、アクチュエータを制御することによって、アクチュエータリングの回動位置すなわち可変静翼３ｂの回動角度を任意に設定することができる。
このようなアクチュエータリングやアクチュエータによって、各可変静翼３ｂは、隣り合う可変静翼３ｂから最も遠ざかる全開姿勢（図２（ａ）の実線で示す姿勢）と、隣合う可変静翼３ｂと最も近づく全閉姿勢（図２（ｂ）の破線で示す姿勢）との間で回動される。 Each variable stator blade 3b is connected to an actuator ring having a rotating shaft 3b5 (spindle shaft) provided outside the core channel 4a.
The actuator ring can be rotated around the rotation axis L by an actuator. By rotating such an actuator ring, the rotation shaft of each variable stationary blade 3b is rotated.
By controlling the actuator, the rotation position of the actuator ring, that is, the rotation angle of the variable stationary blade 3b can be arbitrarily set.
By such an actuator ring or actuator, each variable stator blade 3b is closest to the adjacent variable stator blade 3b and the fully open posture (the posture shown by the solid line in FIG. 2A) that is farthest from the adjacent variable stator blade 3b. It is rotated between the fully closed posture (the posture shown by the broken line in FIG. 2B).

ここで、本実施形態のジェットエンジンＳ１では、図２（ａ）に示すように、ハブ側流路壁５が、可変静翼３ｂごとに平坦化領域Ｒを有している。つまり、ハブ側流路壁５の壁面のうち、可変静翼３ｂが対向して回動する領域の各々が平坦化領域Ｒとされている。   Here, in the jet engine S1 of the present embodiment, as shown in FIG. 2A, the hub-side flow path wall 5 has a flattening region R for each variable stationary blade 3b. That is, of the wall surface of the hub side flow path wall 5, each of the regions in which the variable stationary blades 3 b are turned to face each other is a flattened region R.

本実施形態において各平坦化領域Ｒは、図２（ｂ）の平面図に示すように、平面視が矩形に形状設定されており、幅ｄ１が可変静翼３ｂの稼動幅ｄａよりも広く、奥行きｄ２が可変静翼３ｂの翼長ｄｂよりも長く設定されている。また、各平坦化領域Ｒは、ジェットエンジンＳ１の回転軸Ｌを中心とする半径方向に対して少なくとも幅ｄ１方向が直交して配置されている。   In the present embodiment, as shown in the plan view of FIG. 2B, each flattening region R has a rectangular shape in plan view, and the width d1 is wider than the operating width da of the variable stationary blade 3b. The depth d2 is set longer than the blade length db of the variable stationary blade 3b. Further, each flattening region R is arranged so that at least the width d1 direction is orthogonal to the radial direction around the rotation axis L of the jet engine S1.

なお、本実施形態のジェットエンジンＳ１の高圧圧縮機３は、回転軸Ｌを中心に環状に配列される可変静翼３ｂよって翼列を空気の流れ方向に複数備えている。
そして、高圧圧縮機３において最も上流側に配置された翼列を形成する可変静翼３ｂは、高圧圧縮機３に流れ込む空気の流量を調節するためのインレットガイドベーンとして機能する。 The high-pressure compressor 3 of the jet engine S1 according to the present embodiment includes a plurality of blade rows in the air flow direction by the variable stationary blades 3b arranged in an annular shape around the rotation axis L.
The variable stationary blade 3 b that forms a blade row arranged on the most upstream side in the high-pressure compressor 3 functions as an inlet guide vane for adjusting the flow rate of air flowing into the high-pressure compressor 3.

また、１つの翼列を構成する複数の可変静翼３ｂが環状に均等間隔で配列されており、これらの可変静翼３ｂの各々に対して上述の平坦化領域Ｒが設けられている。このため、平坦化領域Ｒも、回転軸Ｌを中心とする円周方向に均等間隔で配列されることとなる。よって、ハブ側流路壁５の外形形状は、空気の流れ方向から見た場合に、周りを囲む可変静翼３ｂの数に応じた正多角形形状となる。   A plurality of variable stator blades 3b constituting one blade row are annularly arranged at equal intervals, and the above-described flattening region R is provided for each of these variable stator blades 3b. For this reason, the flattened regions R are also arranged at equal intervals in the circumferential direction around the rotation axis L. Therefore, when viewed from the air flow direction, the outer shape of the hub-side flow path wall 5 is a regular polygonal shape corresponding to the number of variable stationary blades 3b surrounding the hub-side flow path wall 5.

このような構成を有する本実施形態のジェットエンジンＳ１では、ファン１が駆動されることにより外部から空気が取込まれて、コア流路４ａに流れ込む空気が低圧圧縮機２及び高圧圧縮機３により圧縮される。そして、圧縮された空気が燃焼器に供給されて燃料と共に燃焼され、この際の燃焼ガスを噴射ノズルから噴射することによって推力が得られる。
そして、例えばジェットエンジンＳ１の回転数に応じて、高圧圧縮機３の可変静翼３ｂの回動角度が設定される。 In the jet engine S1 of this embodiment having such a configuration, air is taken in from the outside by driving the fan 1, and the air flowing into the core flow path 4a is caused by the low-pressure compressor 2 and the high-pressure compressor 3. Compressed. Then, the compressed air is supplied to the combustor and burned together with the fuel, and thrust is obtained by injecting the combustion gas at this time from the injection nozzle.
For example, the rotation angle of the variable stationary blade 3b of the high-pressure compressor 3 is set according to the rotational speed of the jet engine S1.

ここで、本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、ハブ側流路壁５の壁面のうち可変静翼３ｂが回動する領域が平坦化領域Ｒとされている。
このような平坦化領域Ｒにおいて可変静翼３ｂが回動する場合には、可変静翼３ｂの回動角度がどのような角度であっても、可変静翼３ｂと平坦化領域Ｒ（ハブ側流路壁５）との間の隙間は変化しない。このため、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、可変静翼３ｂの回動角度に応じて可変静翼３ｂとハブ側流路壁５との隙間が変動することがない。
したがって、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、可変静翼３ｂの回動角度に応じて空力性能が変動することを抑制することが可能となる。 Here, in the jet engine S <b> 1 of the present embodiment, a region where the variable stationary blade 3 b rotates in the wall surface of the hub-side flow path wall 5 is a flattened region R.
When the variable stator blade 3b rotates in such a flattening region R, the variable stator blade 3b and the flattening region R (hub side) can be rotated at any angle. The gap between the channel wall 5) does not change. For this reason, according to the jet engine S1 of the present embodiment, the gap between the variable stationary blade 3b and the hub-side flow path wall 5 does not vary according to the rotation angle of the variable stationary blade 3b.
Therefore, according to the jet engine S1 of the present embodiment, it is possible to suppress the aerodynamic performance from fluctuating according to the rotation angle of the variable stationary blade 3b.

図３（ａ）は、本実施形態のジェットエンジンＳ１と従来のジェットエンジンとを比較するための模式図であり、可変静翼３ｂの前縁３ｂ３とハブ側流路壁とを示す模式的に示す図である。なお、図３において、本実施形態のジェットエンジンＳ１のハブ側流路壁を符号５で指し示すと共に実線で示し、従来のジェットエンジンＳ１のハブ側流路壁を符号５ａで指し示すと共に仮想線（二点差線）で示している。
この図３（ａ）に示すように、本実施形態のジェットエンジンＳ１では、可変静翼３ｂが実線で示す全開姿勢と破線で示す全閉姿勢との間で移動した場合であっても、可変静翼３ｂとハブ側流路壁５との隙間は変化しない。
一方、従来のジェットエンジンでは、ハブ側流路壁が湾曲しているため、可変静翼３ｂが全開姿勢よりも全閉姿勢の場合に、可変静翼３ｂとハブ側流路壁５ａとの隙間が大きくなる。 FIG. 3A is a schematic diagram for comparing the jet engine S1 of the present embodiment and a conventional jet engine, schematically showing the leading edge 3b3 of the variable stationary blade 3b and the hub side flow path wall. FIG. In FIG. 3, the hub side flow path wall of the jet engine S1 of the present embodiment is indicated by reference numeral 5 and indicated by a solid line, and the hub side flow path wall of the conventional jet engine S1 is indicated by reference numeral 5a and is indicated by an imaginary line (two (Dotted line).
As shown in FIG. 3A, in the jet engine S1 of the present embodiment, the variable stationary blade 3b is variable even when it is moved between the fully open posture shown by the solid line and the fully closed posture shown by the broken line. The gap between the stationary blade 3b and the hub side flow path wall 5 does not change.
On the other hand, in the conventional jet engine, since the hub-side flow path wall is curved, when the variable stationary blade 3b is in the fully closed position rather than the fully-opened position, the gap between the variable stationary blade 3b and the hub-side flow path wall 5a. Becomes larger.

図３（ｂ）は、図３（ａ）に示す従来のジェットエンジンにおいて、可変静翼３ｂが全開姿勢（全開時）と全閉姿勢（全閉時）とで圧力損失がどのように変化するかを示したグラフである。この図から分かるように、従来のジェットエンジンでは、全閉時すなわち可変静翼３ｂとハブ側流路壁５ａとの間の隙間が大きい場合に、特にハブ側で圧力損失係数が増大している。
そして、本実施形態のジェットエンジンＳ１では、全閉姿勢において可変静翼３ｂとハブ側流路壁５との間の隙間が増大しないため、可変静翼３ｂが全閉姿勢の場合における圧力損失の増大を抑制し、空力性能の悪化を抑制することができる。 FIG. 3 (b) shows how the pressure loss of the variable jet vane 3b changes between the fully open position (fully opened) and the fully closed position (fully closed) in the conventional jet engine shown in FIG. 3 (a). It is the graph which showed. As can be seen from this figure, in the conventional jet engine, the pressure loss coefficient is increased particularly on the hub side when fully closed, that is, when the gap between the variable stationary blade 3b and the hub side flow path wall 5a is large. .
In the jet engine S1 of the present embodiment, since the gap between the variable stationary blade 3b and the hub-side flow path wall 5 does not increase in the fully closed posture, the pressure loss when the variable stationary blade 3b is in the fully closed posture is reduced. The increase can be suppressed, and the deterioration of aerodynamic performance can be suppressed.

なお、チップ側流路壁が回転軸Ｌを中心とする円形に湾曲している場合には、可変静翼３ｂのチップとチップ側流路壁との間の隙間が、全開姿勢の際に大きくなり、全閉姿勢の際に小さくなることとなる。
このため、チップ側流路壁６に対して可変静翼３ｂが回動する領域ごとに平坦化領域を設けるようにしても良い。
ただし、図３（ｂ）に示すように、ハブ側の圧力損失係数が可変静翼３ｂの全開姿勢と全閉姿勢とで大きく変化するのに対して、チップ側の圧力損失係数はほとんど変化しない。
よって、ハブ側流路壁５のみに平坦化領域Ｒを設けることで、十分に圧力損失の増大を抑制し、空力性能の悪化を抑制することができる。 When the tip side flow path wall is curved in a circle centered on the rotation axis L, the gap between the tip of the variable stationary blade 3b and the tip side flow path wall is large in the fully open posture. Therefore, it becomes smaller in the fully closed posture.
For this reason, you may make it provide the planarization area | region for every area | region where the variable stationary blade 3b rotates with respect to the chip | tip side flow path wall 6. FIG.
However, as shown in FIG. 3 (b), the pressure loss coefficient on the hub side changes greatly between the fully open posture and the fully closed posture of the variable stationary blade 3b, whereas the pressure loss coefficient on the tip side hardly changes. .
Therefore, by providing the flattening region R only on the hub-side flow path wall 5, it is possible to sufficiently suppress an increase in pressure loss and suppress deterioration of aerodynamic performance.

また、図３（ａ）から分かるように、本実施形態のジェットエンジンＳ１のハブ側流路壁５は、従来のジェットエンジンのハブ側流路壁５ａよりも、コア流路４ａ側に僅かながら飛び出すこととなる。この飛び出した領域によってコア流路４ａ内の流れが乱されないように、例えば、図２（ａ）に示す領域Ｒａ（角度の異なる平坦化領域同士の接続領域）を円弧処理するようにしても良い。
これによって、平坦化領域同士が滑らかに接続されることとなり、コア流路４ａ内における空気の流れが乱れることを抑制することが可能となる。 As can be seen from FIG. 3A, the hub-side flow path wall 5 of the jet engine S1 of the present embodiment is slightly closer to the core flow path 4a side than the hub-side flow path wall 5a of the conventional jet engine. It will jump out. For example, the region Ra shown in FIG. 2A (a connection region between flattened regions having different angles) may be arc-processed so that the flow in the core channel 4a is not disturbed by the protruding region. .
As a result, the flattened regions are smoothly connected to each other, and it is possible to suppress the disturbance of the air flow in the core flow path 4a.

以上、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。   As mentioned above, although preferred embodiment of this invention was described referring drawings, this invention is not limited to the said embodiment. Various shapes, combinations, and the like of the constituent members shown in the above-described embodiments are examples, and various modifications can be made based on design requirements and the like without departing from the gist of the present invention.

例えば、上記実施形態においては、本発明の回転機械がジェットエンジンである構成について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、単体の圧縮機や、単体のタービン、液体ポンプ等の回転機械に適用することも可能である。 For example, in the above embodiment, the configuration in which the rotating machine of the present invention is a jet engine has been described.
However, the present invention is not limited to this, and can be applied to a single compressor, a single turbine, a rotary machine such as a liquid pump, and the like.

また、上記実施形態においては、可変静翼が高圧圧縮機３に設置される構成について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、例えば、ファン静翼１ｂや低圧圧縮機３の静翼２ｂを可変静翼とする構成も採用することができる。このような場合には、これらの可変静翼に対して平坦化領域が設置されることとなる。 Moreover, in the said embodiment, the structure by which a variable stationary blade was installed in the high pressure compressor 3 was demonstrated.
However, the present invention is not limited to this, and for example, a configuration in which the fan stator blade 1b or the stator blade 2b of the low-pressure compressor 3 is a variable stator blade can be employed. In such a case, a flattening region is installed for these variable stator vanes.

また、上記実施形態においては、全ての可変静翼３ｂに対してハブ側流路壁５に平坦化領域Ｒが設けられる構成について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、必ずしも全ての可変静翼３ｂに対して平坦化領域Ｒを設けなくても良い。 Moreover, in the said embodiment, the structure by which the planarization area | region R was provided in the hub side flow-path wall 5 with respect to all the variable stationary blades 3b was demonstrated.
However, the present invention is not limited to this, and it is not always necessary to provide the flattening region R for all the variable stationary blades 3b.

Ｓ１……ジェットエンジン（回転機械）、３……高圧圧縮機、３ｂ……可変静翼、５……ハブ側流路壁（流路壁）、６……チップ側流路壁（流路壁）、Ｒ……平坦化領域、Ｒａ……領域（角度の異なる平坦化領域同士の接続領域）   S1 ... Jet engine (rotary machine), 3 ... High pressure compressor, 3b ... Variable stationary blade, 5 ... Hub side channel wall (channel wall), 6 ... Chip side channel wall (channel wall) ), R... Flattened region, Ra... Region (connected region between flattened regions having different angles)

Claims (4)

チップとハブとが流路壁に対向配置されると共に前記チップと前記ハブとを繋ぐ方向から見て回動可能な可変静翼を備える回転機械であって、
前記流路壁の壁面において、前記可変静翼が回動する領域の少なくとも１つが平坦化された平坦化領域とされ、
前記平坦化領域は、前記可変静翼の前記ハブ側と前記チップ側との両方に設けられていることを特徴とする回転機械。 A rotary machine comprising a variable stationary blade, wherein a tip and a hub are arranged opposite to a flow path wall and are rotatable when viewed from a direction connecting the tip and the hub,
In the wall surface of the flow path wall, at least one of the regions in which the variable stationary blade rotates is a flattened region that is flattened,
The rotating machine according to claim 1, wherein the flattening region is provided on both the hub side and the tip side of the variable stator blade. 角度の異なる前記平坦化領域同士の接続領域が円弧処理されていることを特徴とする請求項１記載の回転機械。   The rotating machine according to claim 1, wherein the connecting regions between the flattened regions having different angles are subjected to arc processing. 前記可変静翼が配置される流路での流れ方向から見て前記可変静翼が環状に複数配列され、前記流れ方向から見て前記流路壁が環状形状とされていることを特徴とする請求項１または２記載の回転機械。 A plurality of the variable stator vanes are arranged in an annular shape when viewed from the flow direction in the flow path in which the variable stationary blades are arranged, and the flow path wall is formed in an annular shape when viewed from the flow direction. The rotating machine according to claim 1 or 2. 前記平坦化領域は、ジェットエンジンの高圧圧縮機に設けられていることを特徴とする請求項１〜３いずれか一項に記載の回転機械。   The rotary machine according to any one of claims 1 to 3, wherein the flattening region is provided in a high-pressure compressor of a jet engine.
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