JPS6244120B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPS6244120B2 JPS6244120B2 JP54078647A JP7864779A JPS6244120B2 JP S6244120 B2 JPS6244120 B2 JP S6244120B2 JP 54078647 A JP54078647 A JP 54078647A JP 7864779 A JP7864779 A JP 7864779A JP S6244120 B2 JPS6244120 B2 JP S6244120B2
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- shroud
- tip
- blade
- fan
- rotor
- Prior art date
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Links
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- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 9
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 13
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- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 6
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 3
- 230000001066 destructive effect Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
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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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
-
- 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
- F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips
-
- 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
- F04D29/685—Inducing localised fluid recirculation in the stator-rotor interface
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は軸流型ガスタービンエンジンの圧縮ス
テージの如き軸流型圧縮機の圧縮ステージの構造
に係る。
テージの如き軸流型圧縮機の圧縮ステージの構造
に係る。
ターボフアンガスタービンエンジンのフアンス
テージに適用した場合について本発明の概念を説
明する。本発明の概念は他の圧縮ステージにも適
用可能であるが、かかる領域に於ける従来の研究
や開発のほとんどはフアンステージに関連したも
のである。かかるフアンステージに於いては、複
数個のロータブレードが作動媒体ガス用の流路を
横切つてロータシヤフトより半径方向外方へ延在
している。フアンブレードはエンジンケース内に
収納されている。このエンジンケース内に収納さ
れたシユラウドがブレードの先端部を囲繞してい
る。
テージに適用した場合について本発明の概念を説
明する。本発明の概念は他の圧縮ステージにも適
用可能であるが、かかる領域に於ける従来の研究
や開発のほとんどはフアンステージに関連したも
のである。かかるフアンステージに於いては、複
数個のロータブレードが作動媒体ガス用の流路を
横切つてロータシヤフトより半径方向外方へ延在
している。フアンブレードはエンジンケース内に
収納されている。このエンジンケース内に収納さ
れたシユラウドがブレードの先端部を囲繞してい
る。
かかるフアンステージの空気力学的効率はブレ
ードの先端部とそれに対応するシユラウドとの間
の間隙によつて大きく影響を受ける。この間隙が
増大すると、実質的な量の作動媒体ガスがブレー
ドの先端部を越えて周縁方向へ翼型の圧力側より
吸入側へ漏洩する。更に多量の媒体ガスが先端部
を越えて軸線方向へ翼型の下流側より上流側へ漏
洩する。
ードの先端部とそれに対応するシユラウドとの間
の間隙によつて大きく影響を受ける。この間隙が
増大すると、実質的な量の作動媒体ガスがブレー
ドの先端部を越えて周縁方向へ翼型の圧力側より
吸入側へ漏洩する。更に多量の媒体ガスが先端部
を越えて軸線方向へ翼型の下流側より上流側へ漏
洩する。
かかる漏洩を制御する歴史的な方法は、設計運
転条件に於ける翼型の先端部とそれに対応するシ
ユラウドとの間の間隙寸法を最小限にすることで
あつた。しかしかかる方法はエンジンの運転中ブ
レードの先端部とそれに対応するシユラウドとの
間の相対的半径方向距離が実質的に変化するので
容易なことではない。例えば、ロータが或る速度
にて回転されると、遠心力によりロータブレード
の先端部が対応するシユラウドへ向けて半径方向
外方へ向けて変位される。又ロータやエンジンケ
ースの変形によりブレード先端部と対応するシユ
ラウドとが相対的に変位する。従つてかかる先端
部とシユラウドとの間にはかかる初期期間中の破
壊的相互干渉を回避するに十分な初期間隙が設け
られなければならない。
転条件に於ける翼型の先端部とそれに対応するシ
ユラウドとの間の間隙寸法を最小限にすることで
あつた。しかしかかる方法はエンジンの運転中ブ
レードの先端部とそれに対応するシユラウドとの
間の相対的半径方向距離が実質的に変化するので
容易なことではない。例えば、ロータが或る速度
にて回転されると、遠心力によりロータブレード
の先端部が対応するシユラウドへ向けて半径方向
外方へ向けて変位される。又ロータやエンジンケ
ースの変形によりブレード先端部と対応するシユ
ラウドとが相対的に変位する。従つてかかる先端
部とシユラウドとの間にはかかる初期期間中の破
壊的相互干渉を回避するに十分な初期間隙が設け
られなければならない。
初期間隙が不当に大きくなるのを回避しようと
して、多くの最近のエンジンに於いては翼型の先
端部が過渡的な変位中シユラウドを研摩してそれ
に入り込むことができるよう構成された研摩可能
なシユラウドが使用されている。米国特許第
3519282号、同第3817719号、及び同第3918925号
はかかるシユラウド及びその製造方法の代表的な
ものである。従つてかかる実施例によれば翼型先
端部の周りの間隙はロータ変位を受入れ得る最小
の間隙となる。
して、多くの最近のエンジンに於いては翼型の先
端部が過渡的な変位中シユラウドを研摩してそれ
に入り込むことができるよう構成された研摩可能
なシユラウドが使用されている。米国特許第
3519282号、同第3817719号、及び同第3918925号
はかかるシユラウド及びその製造方法の代表的な
ものである。従つてかかる実施例によれば翼型先
端部の周りの間隙はロータ変位を受入れ得る最小
の間隙となる。
初期間隙が大きくなるのを回避することの他
に、多くの最近のエンジンは米国特許第3580692
号及び同第3843278号に開示されている如き有孔
シユラウドを採用している。かかる構造は翼型の
吸入側表面に隣接する流れ境界層の厚さを低減す
ることによりエンジン性能を改善するものと考え
られる。
に、多くの最近のエンジンは米国特許第3580692
号及び同第3843278号に開示されている如き有孔
シユラウドを採用している。かかる構造は翼型の
吸入側表面に隣接する流れ境界層の厚さを低減す
ることによりエンジン性能を改善するものと考え
られる。
ブレード先端部を横切る漏洩を低減する他の方
法も研究されてきた。本発明の概念に匹敵する一
つの方法が、「Experimental Investigation of
Three Tip−Clearance Configurations Over ａ
Range of Tip Clearance Using ａ Single−
Stage Turbine of High Hub to Tip−Radius
Ratio」と題してKofskeyによりNASA
Technical Memo−randum Ｘ−472に報告され
ている。特に前記刊行物に報告され且つその第
3bに図示されたリセス（凹部）付きケーシング
は興味深い。Kofskeyの教えるところによれば、
従来の平滑な壁面のシユラウドに勝る改善された
効率は、対応するシユラウドに設けられたリセス
内にタービンブレードの先端部を受入れさせるこ
とによつて得られる。平滑な壁面の場合の効率と
リセス付きケーシングの場合の効率との比較が前
記刊行物の第８図に図示されている。又ブレード
先端部が受入れられるリセス付きケーシングと、
ブレード先端部が流路壁と同一の半径方向高さに
て回転するリセス付きケーシングとの比較も前記
刊行物の第６図に示されている。試験結果によれ
ばブレード先端部がリセスに受入れられる構造は
効率が数パーセントも優れていることが分る。
法も研究されてきた。本発明の概念に匹敵する一
つの方法が、「Experimental Investigation of
Three Tip−Clearance Configurations Over ａ
Range of Tip Clearance Using ａ Single−
Stage Turbine of High Hub to Tip−Radius
Ratio」と題してKofskeyによりNASA
Technical Memo−randum Ｘ−472に報告され
ている。特に前記刊行物に報告され且つその第
3bに図示されたリセス（凹部）付きケーシング
は興味深い。Kofskeyの教えるところによれば、
従来の平滑な壁面のシユラウドに勝る改善された
効率は、対応するシユラウドに設けられたリセス
内にタービンブレードの先端部を受入れさせるこ
とによつて得られる。平滑な壁面の場合の効率と
リセス付きケーシングの場合の効率との比較が前
記刊行物の第８図に図示されている。又ブレード
先端部が受入れられるリセス付きケーシングと、
ブレード先端部が流路壁と同一の半径方向高さに
て回転するリセス付きケーシングとの比較も前記
刊行物の第６図に示されている。試験結果によれ
ばブレード先端部がリセスに受入れられる構造は
効率が数パーセントも優れていることが分る。
シユラウドの技術分野が進んでいるにも拘わら
ず、軸流型圧縮機の製造業者等はかかる領域に於
ける実質的な努力を機械効率及び運転特性の改善
に向けている。
ず、軸流型圧縮機の製造業者等はかかる領域に於
ける実質的な努力を機械効率及び運転特性の改善
に向けている。
本発明の主要な目的は、軸流型圧縮機の圧縮ス
テージに於いてブレードの先端部を囲繞する効果
的なシユラウド構造を提供することである。十分
なサージマージンを維持しつつ圧縮ステージの空
気力学的効率を高くすることが希求される。
テージに於いてブレードの先端部を囲繞する効果
的なシユラウド構造を提供することである。十分
なサージマージンを維持しつつ圧縮ステージの空
気力学的効率を高くすることが希求される。
本発明によれば、軸流型圧縮機の圧縮ステージ
構造は、作動媒体ガスのための流路の外壁の一部
を構成するフアンケースと、前記フアンケースの
内側に設けられたシユラウドと、ロータにて支持
され前記シユラウド内にて前記ロータの回転軸線
の周りに回転するフアンブレードとを有し、前記
シユラウドには前記フアンブレードの先端に対向
する位置に該先端の受入れを許す幅を有し該先端
に対向するその底部に複数個の互いに不連続の溝
が形成されたリセス（凹部）が設けられているこ
とを特徴としている。
構造は、作動媒体ガスのための流路の外壁の一部
を構成するフアンケースと、前記フアンケースの
内側に設けられたシユラウドと、ロータにて支持
され前記シユラウド内にて前記ロータの回転軸線
の周りに回転するフアンブレードとを有し、前記
シユラウドには前記フアンブレードの先端に対向
する位置に該先端の受入れを許す幅を有し該先端
に対向するその底部に複数個の互いに不連続の溝
が形成されたリセス（凹部）が設けられているこ
とを特徴としている。
前記リセスの底部に形成される複数個の互いに
不連続の溝は、本発明の一つの実施の態様によれ
ば、前記リセスに沿つてフアンケースの周方向に
延在する複数本の溝とされてよく、また他の一つ
の実施の態様によれば、多数の軸線方向及び周方
向に傾斜し且互いに隔置された溝とされてよく、
また更に他の一つの実施の態様によれば、リセス
の前方部分（ガスの流れ方向に見て上流側の部
分）には前記のフアンケース周方向に延在する複
数本の溝が形成され、リセスの後方部分（ガスの
流れ方向に見て下流側の部分）には前記の軸線方
向及び周方向に傾斜し且互いに隔置された溝が形
成されてよい。
不連続の溝は、本発明の一つの実施の態様によれ
ば、前記リセスに沿つてフアンケースの周方向に
延在する複数本の溝とされてよく、また他の一つ
の実施の態様によれば、多数の軸線方向及び周方
向に傾斜し且互いに隔置された溝とされてよく、
また更に他の一つの実施の態様によれば、リセス
の前方部分（ガスの流れ方向に見て上流側の部
分）には前記のフアンケース周方向に延在する複
数本の溝が形成され、リセスの後方部分（ガスの
流れ方向に見て下流側の部分）には前記の軸線方
向及び周方向に傾斜し且互いに隔置された溝が形
成されてよい。
本発明の主要な利点は、本発明による圧縮ステ
ージが航空機のガスタービンエンジンに適用され
ている場合の如く、その運転時間の殆どを航空機
の航航時の条件に合せた設計運転条件にて運転さ
れているとき、ブレードの先端がシユラウドの内
周面であつてリセスの両側にあるリセスを設けら
れていない箇所の内周面に一致する半径方向高さ
まで延在するようにすることによつて、空気力学
的効率を高くすることができるということであ
る。運転状態の一時的な変化によつてブレードが
上記の設計運転条件に於ける長さを越えて伸張し
ても、ブレード先端がリセス内に受入れられるこ
とによつて、ブレードとシユラウドの間に干渉が
生ずることが回避される。リセスの底部に複数個
の互いに不連続の溝が形成されていることによ
り、フアンブレードの先端とシユラウドの間の間
〓を通つて作動流体が漏洩することによる効率の
低下が抑制されると同時にサージマージンが向上
する。
ージが航空機のガスタービンエンジンに適用され
ている場合の如く、その運転時間の殆どを航空機
の航航時の条件に合せた設計運転条件にて運転さ
れているとき、ブレードの先端がシユラウドの内
周面であつてリセスの両側にあるリセスを設けら
れていない箇所の内周面に一致する半径方向高さ
まで延在するようにすることによつて、空気力学
的効率を高くすることができるということであ
る。運転状態の一時的な変化によつてブレードが
上記の設計運転条件に於ける長さを越えて伸張し
ても、ブレード先端がリセス内に受入れられるこ
とによつて、ブレードとシユラウドの間に干渉が
生ずることが回避される。リセスの底部に複数個
の互いに不連続の溝が形成されていることによ
り、フアンブレードの先端とシユラウドの間の間
〓を通つて作動流体が漏洩することによる効率の
低下が抑制されると同時にサージマージンが向上
する。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明をその好
ましい実施例について詳細に説明する。
ましい実施例について詳細に説明する。
添付の第１図に商業用の航空機を推進するため
に使用される種類のガスタービンエンジンが図示
されている。このエンジンはコアセクシヨン１０
とフアンセクシヨン１２とを含んでいる。フアン
セクシヨン１２には複数個のフアンブレード１４
がロータ１６より半径方向外方へ延在している。
各フアンブレード１４は先端部１８とプラツトフ
オーム２０とを有している。フアンケース２２が
ブレードを取囲んでおり且つ作動媒体ガスをフア
ンブレードへ導く流路２６の外壁２４の一部を構
成している。エアシールとも称されるシユラウド
２８が外壁２４内に収納されており且つフアンブ
レード１４の先端部１８を囲繞している。このシ
ユラウド２８は一般にケース２２内に於いて互に
端部と端部とを当接した状態にて配置された複数
個の円弧状セグメントにて構成されている。
に使用される種類のガスタービンエンジンが図示
されている。このエンジンはコアセクシヨン１０
とフアンセクシヨン１２とを含んでいる。フアン
セクシヨン１２には複数個のフアンブレード１４
がロータ１６より半径方向外方へ延在している。
各フアンブレード１４は先端部１８とプラツトフ
オーム２０とを有している。フアンケース２２が
ブレードを取囲んでおり且つ作動媒体ガスをフア
ンブレードへ導く流路２６の外壁２４の一部を構
成している。エアシールとも称されるシユラウド
２８が外壁２４内に収納されており且つフアンブ
レード１４の先端部１８を囲繞している。このシ
ユラウド２８は一般にケース２２内に於いて互に
端部と端部とを当接した状態にて配置された複数
個の円弧状セグメントにて構成されている。
第２図〜第４図には、本発明に従つてシユラウ
ドに形成されるリセスの三つの例が示されてい
る。これらの構造に於て、シユラウド２８は作動
媒体ガスの流路２６の外壁の一部を構成する第一
の内向き面３０を有し、この内向き面３０のフア
ンブレード先端に対向する部分に該内向き面より
深さＤだけ半径方向外方へ変位された第二の内向
き面３２を底面とするリセス５０が形成されてい
る。リセス５０の前記流路２６に沿う上流側と下
流側の端部は上流側端部３４及び下流側端部３６
を呈するように構成されており、これら上流側端
部３４と下流側端部３６の間の距離として定まる
リセス５０の幅はフアンブレードの先端部を嵌入
させることができる大きさとされている。リセス
５０の底部をなす第二の内向き面３２には複数個
の互いに不連続な溝が形成されている。これらの
溝は、第２図に示されたシユラウドの例に於て
は、ロータの回転軸線に平行に延在する長方形の
入口輪郭部より第二の内向き面３２に対しその周
縁に沿う方向に斜めに切込まれた溝３８として形
成されている。第３図に図示されたシユラウドは
複数個の周縁方向に延在する溝４０を有してい
る。第４図に図示されたシユラウドはそのリセス
の前端部に軸線方向に延在する溝３８を有し且つ
そのリセスの後端部に周縁方向に延在する溝４０
を有している。
ドに形成されるリセスの三つの例が示されてい
る。これらの構造に於て、シユラウド２８は作動
媒体ガスの流路２６の外壁の一部を構成する第一
の内向き面３０を有し、この内向き面３０のフア
ンブレード先端に対向する部分に該内向き面より
深さＤだけ半径方向外方へ変位された第二の内向
き面３２を底面とするリセス５０が形成されてい
る。リセス５０の前記流路２６に沿う上流側と下
流側の端部は上流側端部３４及び下流側端部３６
を呈するように構成されており、これら上流側端
部３４と下流側端部３６の間の距離として定まる
リセス５０の幅はフアンブレードの先端部を嵌入
させることができる大きさとされている。リセス
５０の底部をなす第二の内向き面３２には複数個
の互いに不連続な溝が形成されている。これらの
溝は、第２図に示されたシユラウドの例に於て
は、ロータの回転軸線に平行に延在する長方形の
入口輪郭部より第二の内向き面３２に対しその周
縁に沿う方向に斜めに切込まれた溝３８として形
成されている。第３図に図示されたシユラウドは
複数個の周縁方向に延在する溝４０を有してい
る。第４図に図示されたシユラウドはそのリセス
の前端部に軸線方向に延在する溝３８を有し且つ
そのリセスの後端部に周縁方向に延在する溝４０
を有している。
第５図に図示されている如く、シユラウド２８
の第一の内向き面３０はロータ１６の回転軸線よ
り距離R1の位置にある。各ブレードの先端部１
８はロータ１６の回転軸線より距離R2の位置に
ある。リセスの底面に位置する第二の内向き面３
２はロータ１６の回転軸線より距離R3の位置に
ある。
の第一の内向き面３０はロータ１６の回転軸線よ
り距離R1の位置にある。各ブレードの先端部１
８はロータ１６の回転軸線より距離R2の位置に
ある。リセスの底面に位置する第二の内向き面３
２はロータ１６の回転軸線より距離R3の位置に
ある。
冷温条件に於いてはブレード先端部１８及び第
一の内向き面３０は第５図に図示された如き位置
関係にある。この先端部と内向き面との間に間隙
Ｇが存在するのでエンジンの構成要素を組立てる
ことが可能となつている。エンジンがアイドル速
度より航空機エンジンの場合の巡航時のエンジン
回転速度の如き設計速度へ加速される際の遠心力
に応答して、又実施例によつては熱的に発生され
る力に応答して、ロータの先端部は半径方向外方
へ伸長してシールランドの第一の内向き面と同一
の半径方向高さとなる。かかる設計条件に於ける
同一半径方向高さの位置関係が第５ａ図に図示さ
れている。フアンケース及び／又はエンジンロー
タに周期的に不均一な荷重がかかると、ブレード
の先端部は第５ｂ図に図示されている如くリセス
内へ変位する。この場合リセスがかかるブレード
先端部の変位を受入れて破壊的な相互干渉を回避
する。
一の内向き面３０は第５図に図示された如き位置
関係にある。この先端部と内向き面との間に間隙
Ｇが存在するのでエンジンの構成要素を組立てる
ことが可能となつている。エンジンがアイドル速
度より航空機エンジンの場合の巡航時のエンジン
回転速度の如き設計速度へ加速される際の遠心力
に応答して、又実施例によつては熱的に発生され
る力に応答して、ロータの先端部は半径方向外方
へ伸長してシールランドの第一の内向き面と同一
の半径方向高さとなる。かかる設計条件に於ける
同一半径方向高さの位置関係が第５ａ図に図示さ
れている。フアンケース及び／又はエンジンロー
タに周期的に不均一な荷重がかかると、ブレード
の先端部は第５ｂ図に図示されている如くリセス
内へ変位する。この場合リセスがかかるブレード
先端部の変位を受入れて破壊的な相互干渉を回避
する。
初期距離R1及びR2は、ブレード先端部及び内
向き面が圧縮機の予め定められた設計運転条件に
於いて等しい半径となるよう設定されている。初
期距離R3はブレード先端部がシユラウド内に入
り込めるような距離である。30インチ（76.2cm）
程度のブレードスパンを有する商業用のターボフ
アンエンジンに適用したフアン実施例に於けるリ
セス深さＤは約0.070インチ（1.78mm）である。
かかる実施例に於いては、運転中に於けるスパン
に対する間隙の比は0.0023である。これよりもス
パンが短いブレードに対してはこれに対応してよ
り大きなスパンに対する間隙の比が有効である。
向き面が圧縮機の予め定められた設計運転条件に
於いて等しい半径となるよう設定されている。初
期距離R3はブレード先端部がシユラウド内に入
り込めるような距離である。30インチ（76.2cm）
程度のブレードスパンを有する商業用のターボフ
アンエンジンに適用したフアン実施例に於けるリ
セス深さＤは約0.070インチ（1.78mm）である。
かかる実施例に於いては、運転中に於けるスパン
に対する間隙の比は0.0023である。これよりもス
パンが短いブレードに対してはこれに対応してよ
り大きなスパンに対する間隙の比が有効である。
表面が不連続である種々の形式のシユラウドが
従来より使用されてきた。代表的な形式のシユラ
ウドが本明細書の従来技術の説明の箇所に於いて
参照されている。そのような方法は或る段を横切
るサージマージンを増大するのに有効であること
が知られているが、一般に空気力学的効率に悪影
響を及ぼすものと考えられている。第６図のグラ
フにリセスを設けられたシユラウドとリセスを設
けられていないシユラウドとの相対的な効率や相
対的なサージマージンの比較が示されている。こ
のグラフは本願出願人であるユナイテツド・テク
ノロジーズ・コーポレイシヨンのPratt＆
Whitney航空機部門により製造されたJT9D−7Q
型ターボフアンエンジンのフアンステージに於け
るサージマージン及び効率のデータである。
従来より使用されてきた。代表的な形式のシユラ
ウドが本明細書の従来技術の説明の箇所に於いて
参照されている。そのような方法は或る段を横切
るサージマージンを増大するのに有効であること
が知られているが、一般に空気力学的効率に悪影
響を及ぼすものと考えられている。第６図のグラ
フにリセスを設けられたシユラウドとリセスを設
けられていないシユラウドとの相対的な効率や相
対的なサージマージンの比較が示されている。こ
のグラフは本願出願人であるユナイテツド・テク
ノロジーズ・コーポレイシヨンのPratt＆
Whitney航空機部門により製造されたJT9D−7Q
型ターボフアンエンジンのフアンステージに於け
るサージマージン及び効率のデータである。
線Ａは平滑な壁面を有するシユラウドのデータ
を示している。
を示している。
線Ｂは軸線に対し傾斜した溝のみを有するシユ
ラウドのデータを示している。
ラウドのデータを示している。
線Ｃは周縁方向に延在する溝のみを有するシユ
ラウドのデータを示している。
ラウドのデータを示している。
線Ｄは軸線に対し傾斜した溝及び周縁方向に延
在する溝の両方を有するシユラウドのデータを示
している。
在する溝の両方を有するシユラウドのデータを示
している。
線Ｅは本発明に従つて構成されその底面に軸線
に対し傾斜した溝と周縁方向に延在する溝とを有
するリセスを含むシユラウドのデータを示してい
る。
に対し傾斜した溝と周縁方向に延在する溝とを有
するリセスを含むシユラウドのデータを示してい
る。
第６図に示されている如く、平滑な壁面に表面
不連続部を設けるとステージ効率が低下するがサ
ージマージンが向上する。しかしリセス付きの壁
面と表面不連続部とを組合わせると平滑な壁面の
シユラウドの効率に近い効率に戻すことができ
る。又リセス付きの壁面と表面不連続部とを組合
わせると更にサージマージンが向上する。
不連続部を設けるとステージ効率が低下するがサ
ージマージンが向上する。しかしリセス付きの壁
面と表面不連続部とを組合わせると平滑な壁面の
シユラウドの効率に近い効率に戻すことができ
る。又リセス付きの壁面と表面不連続部とを組合
わせると更にサージマージンが向上する。
以上に於いては本発明をその特定の実施例につ
いて詳細に説明したが、本発明はかかる実施例に
限定されるものではなく、本発明の範囲内にて
種々の修正並びに省略が可能であることは当業者
にとつて明らかであろう。
いて詳細に説明したが、本発明はかかる実施例に
限定されるものではなく、本発明の範囲内にて
種々の修正並びに省略が可能であることは当業者
にとつて明らかであろう。
第１図はフアンブレードの先端部を囲繞するシ
ールランドを示すターボフアンガスタービンエン
ジンの解図的斜視図である。第２図は本発明によ
り構成されたシールランドの一部を示す解図的斜
視図である。第３図は本発明により構成された第
二のシールランドの一部を示す解図的斜視図であ
る。第４図は本発明により構成された第三のシー
ルランドの一部を示す解図的斜視図である。第５
図は装着状態に於けるシールランドに対するブレ
ード先端部の位置関係を示す解図である。第５ａ
図は設計運転条件に於けるシールランドに対する
ブレード先端部の位置関係を示す解図である。第
５ｂ図はフアンケース或はエンジンロータが不均
一な荷重を受けている場合に於けるシールランド
に対するブレード先端部の位置関係を示す解図で
ある。第６図は種々のシユラウドを組込んだフア
ンステージを横切る相対的な効率及びサージマー
ジンを比較するグラフである。 １０〜コアセクシヨン、１２〜フアンセクシヨ
ン、１４〜フアンブレード、１６〜ロータ、１８
〜先端部、２０〜プラツトフオーム、２２〜フア
ンケース、２４〜外壁、２６〜流路、２８〜シユ
ラウド、３０〜第一の内向き面、３２〜第二の内
向き面、３４〜上流側端部、３６〜下流側端部、
３８，４０〜溝、５０〜リセス。
ールランドを示すターボフアンガスタービンエン
ジンの解図的斜視図である。第２図は本発明によ
り構成されたシールランドの一部を示す解図的斜
視図である。第３図は本発明により構成された第
二のシールランドの一部を示す解図的斜視図であ
る。第４図は本発明により構成された第三のシー
ルランドの一部を示す解図的斜視図である。第５
図は装着状態に於けるシールランドに対するブレ
ード先端部の位置関係を示す解図である。第５ａ
図は設計運転条件に於けるシールランドに対する
ブレード先端部の位置関係を示す解図である。第
５ｂ図はフアンケース或はエンジンロータが不均
一な荷重を受けている場合に於けるシールランド
に対するブレード先端部の位置関係を示す解図で
ある。第６図は種々のシユラウドを組込んだフア
ンステージを横切る相対的な効率及びサージマー
ジンを比較するグラフである。 １０〜コアセクシヨン、１２〜フアンセクシヨ
ン、１４〜フアンブレード、１６〜ロータ、１８
〜先端部、２０〜プラツトフオーム、２２〜フア
ンケース、２４〜外壁、２６〜流路、２８〜シユ
ラウド、３０〜第一の内向き面、３２〜第二の内
向き面、３４〜上流側端部、３６〜下流側端部、
３８，４０〜溝、５０〜リセス。
Claims (1)
- １ 作動媒体ガスのための流路の外壁の一部を構
成するフアンケース２２と、前記フアンケースの
内側に設けられたシユラウド２８と、ロータ１６
にて支持された前記シユラウド内にて前記ロータ
の回転軸線の周りに回転するフアンブレード１４
とを有する軸流型圧縮機の圧縮ステージ構造にし
て、前記シユラウドには前記フアンブレードの先
端に対向する位置に該先端の受入れを許す幅を有
し且該先端に対向するその底部に複数個の互いに
不連続の溝３８，４０が形成されたリセス５０が
設けられていることを特徴とする圧縮ステージ構
造。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US05/919,186 US4239452A (en) | 1978-06-26 | 1978-06-26 | Blade tip shroud for a compression stage of a gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5510090A JPS5510090A (en) | 1980-01-24 |
| JPS6244120B2 true JPS6244120B2 (ja) | 1987-09-18 |
Family
ID=25441664
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7864779A Granted JPS5510090A (en) | 1978-06-26 | 1979-06-20 | Compression stage construction of axial flow type rotary machine |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4239452A (ja) |
| JP (1) | JPS5510090A (ja) |
| DE (1) | DE2924336A1 (ja) |
| FR (1) | FR2432105B1 (ja) |
| GB (1) | GB2023733B (ja) |
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