JP2005054798A - カウンタ・スタッガ形圧縮機翼形部 - Google Patents

Abstract

【課題】 先端摩擦によるブレード先端間隙が増大するにも拘わらず改善した空気力学的性能を有する圧縮機ロータ翼形部を提供する。
【解決手段】 圧縮機翼形部（２０）は、前縁及び後縁（３０、３２）において互いに接合され、かつスパンにわたって根元（３４）と先端（３６）との間で延びる対向する正圧及び負圧側面（２６、２８）を含む。本翼形部（２０）は、根元（３４）の上方で増大しかつ該翼形部のスパン中間ピッチセクション（４０）の上方で減少するスタッガを含む。さらに、前縁（３０）に沿った凹形の軸方向投影線は、前記前縁に沿って前記根元（３４）及び先端（３６）が前記ピッチセクション（４０）よりも前方に延びている。
【選択図】 図１

Description

本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的にはガスタービンエンジン内の圧縮機に関する。

ガスタービンエンジンにおいては、空気が、圧縮機内で加圧され燃焼器内で燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生する。燃焼ガスは、タービン段を通して吐出され、該タービン段が、燃焼ガスからエネルギーを取り出して圧縮機に動力を供給し、例示的なターボファン式航空機エンジン用途においてファンを駆動するのに用いるための出力を生成する。

多段軸流圧縮機は、協働するステータベーン及びロータブレードの列を含み、これらの列は、段内で空気を加圧するようにその大きさが順次縮小している。圧縮機ベーン及びブレードは対応する翼形部を有し、翼形部は、一般的に圧縮機の性能を最大にするためにそれらの大きさが段ごとに縮小するにつれて構成が変化する。圧縮機性能には、例えば加圧効率、流量性能及び失速マージンが含まれ、それらは全てベーン及びブレードの構成によって影響を受ける。

より具体的には、空気がステータベーン及びロータブレードを通して加圧されるときの該空気の流れすなわち圧力分布は、圧縮機の周りで円周方向に、ベーン及びブレード翼形部のスパンに沿って半径方向に、また翼形部の円周方向に対向する正圧及び負圧側面に沿って軸方向に変化する複雑な三次元流れ場である。

翼形部正圧側面は全体として凹形の表面であり、この正圧側面は、全体として凸形の表面である対向する負圧側面と協働して、空気がブレード間をその前縁と後縁との間で軸方向下流方向に流れるとき空気を効率的に加圧する。加圧を受ける空気の圧力分布は、翼形部の半径方向内側根元から該翼形部の半径方向外側先端まで変化するが、この半径方向外側先端は、周囲の圧縮機ケーシングに近接して間隔を置いて配置されて該圧縮機ケーシングとの間に好適な半径方向ギャップすなわち間隙を形成している。

翼形部自体は、例えば単体ブリスク構成で圧縮機ロータと一体形に形成するような任意の好適な方法で圧縮機ロータによって支持されることができ、或いは各ロータ翼形部は、圧縮機ロータの外周に形成した対応するダブテールスロット内に圧縮機ブレードを取付けるための一体形のプラットホーム及びダブテールを有することもできる。

圧縮機性能に影響を与える大きな特徴形状は、翼形部先端と周囲ケーシングとの間に形成された半径方向の間隙である。この間隙は、可能な限り小さくしてそれを通る望ましくない流量損失を最小にすべきであるが、偶発的に先端摩擦を招く恐れがある圧縮機の過渡的作動に適応するのに充分な大きさがなければならない。先端摩擦では、翼形部先端から材料が除去されてケーシングの内側表面上に堆積する可能性がある。短くなった先端はケーシングとの間の間隙を増大させ、そのことが圧縮機性能を低下させ、圧縮機性能はさらに、ケーシングに沿った空気の円滑な流れを阻害する摩擦材料の該ケーシング上への何らかの堆積によって影響を受ける。

それにも拘わらず、航空機ターボファン式エンジン内の多段軸流圧縮機の商業的使用経験により、圧縮機ロータブレードの長い有効寿命および圧縮機の継続的な高性能が確認されている。しかしながら、偶発的な圧縮機ブレード先端摩擦により、先端間隙が増大し、ブレードの有効寿命期間にわたって圧縮機性能を低下させる。先端摩擦による圧縮機性能の低下は、加圧空気が燃焼過程において用いられまたエネルギーがタービン内の燃焼ガスから取り出されるので、エンジンの性能をさらに低下させる。
特開２００１−１９３６９２号公報 特開２００３−２２１１９５号公報

従って、先端摩擦によりブレード先端間隙が増大するにも拘わらず改善した空気力学的効率を有する圧縮機ロータ翼形部を提供することが望まれる。

圧縮機翼形部は、前縁及び後縁において互いに接合されかつスパンにわたって根元と先端との間で延びる対向する正圧及び負圧側面を含む。翼形部は、根元の上方で増大しかつ該翼形部のスパン中央ピッチセクションの上方で減少するスタッガを含む。

本発明を、好ましくかつ例示的な実施形態により、本発明の更なる目的及び利点と共に、添付の図面と共に行う以下の詳細な記載においてより具体的に説明する。

図１に示すのは、ガスタービンエンジンにおける多段軸流圧縮機の圧縮機ロータ１２に好適に取付けられた圧縮機ロータブレード１０の列の一部である。圧縮機は、ステータベーン（図示せず）が対応する圧縮機ブレードと協働する幾つかの段を有し、これら段は、作動時に空気１４が加圧されるにつれて下流方向にその大きさが縮小している。ロータ１２は、エンジンの軸方向中心軸線１６の周りで軸対称であり、環状の外側ケーシング１８内に完全なブレード１０の列を支持する。

各圧縮機ロータブレード１０は、ロータの外周とケーシング１８の内側表面との間で半径方向軸Ｚに沿ってスパンにわたって延びる翼形部２０を含む。翼形部は、ブリスク構成（図示せず）でロータ１２と一体形に形成してもよいし、或いは従来の方法でロータに着脱可能に結合してもよい。

例えば、各翼形部は、加圧される空気の内側境界を画成する一体形プラットホーム２２を含むことができる。一体形ダブテール２４が、ブレードと単体構成でプラットホームから延びて、ロータ外周の相補形のダブテールスロット内に取付けられるようになる。図１に示す例示的な実施形態では、ダブテール２４は、ロータ外周に好適に取付けられた円周方向挿入式ダブテールである。

圧縮機翼形部２０は、好ましい実施形態として図１及び図２に示されており、円周方向すなわち横方向に対向する正圧及び負圧側面２６、２８を含む。翼形部正圧側面は、全体として凹面形であり、翼形部がロータ頂部におけるＹ軸によって表した円周方向に回転するとき全体として凸面形の負圧側面に先行する。軸方向軸Ｘは、エンジン中心軸線と平行であり、空気１４が圧縮機の多段を通して加圧されるときの該空気のほぼ下流方向を表す。

正圧及び負圧側面の対応する表面は、軸方向すなわち翼弦方向に対向する前縁及び後縁３０、３２で互いに接合され、かつプラットホームとの接合部における半径方向内側根元３４から半径方向外側先端３６まで半径方向スパンにわたって延びる。

図１に示すように、翼形部先端３６は、周囲ケーシング１８の内側表面に近接して配置され、翼形部の前縁及び後縁間で延びるそれらの間のほぼ一定の半径方向間隙すなわちギャップを形成する。翼形部正圧側面２６の全体として凹面形の構成及び翼形部負圧側面２８の全体として凸面形の構成は、空気１４が圧縮機の各段における圧縮機ロータブレード１０間を下流方向に流れるにつれて該空気を加圧するように、従来通りの方法で定められる。

翼形部の三次元構成は、従来の常法に従って定められて、効率、流量及び失速マージンを含む圧縮機の空気力学的性能を最大にすることができる。その上、翼形部の構成はまた、圧縮機内でのブレードの回転作動の間に該翼形部内に生じる遠心応力を最小にするように設計される。

例えば、従来型の圧縮機ロータブレードは、該ブレードの根元から先端まで捻れすなわちスタッガ（食違い）が変化するように設計される。翼形部の様々な半径方向セクションは、作動時における遠心応力を低下させるために直線状又は湾曲状とすることができる好適な半径方向スタック軸線に沿って積み重なった重心を有する。翼形部の表面は、加圧される入射空気１４に対して、翼形部の前縁及び後縁間でかつ根元から先端までの間で変化する空気力学的スイープの好適な値で配置される。

上述したように、翼形部先端３６のケーシング１８との偶発的な摩擦により、それらの間の半径方向間隙が増大し、従来型の圧縮機ロータブレードの圧縮機性能が低下する場合がある。図１及び図２に示す圧縮機翼形部の先端摩擦による間隙の増大に対する鋭敏度を低下させるために、また圧縮機性能を向上させるために、翼形部２０は、後述するように好適に修正される。

例えば、図３は、その正圧及び負圧側面上に長方形格子を重ね合わせ状態の図２に示す翼形部の上面図を示す。翼形部の各半径方向セクションは、その前縁から後縁まで延びる直線状の翼弦３８を含み、この翼弦３８は、軸方向軸Ｘとの間で捻れすなわちスタッガ角Ａを形成する。ゼロスパンにおける根元からスパンが（１．０）である標準型先端まで角度が変化する例示的な実施形態によるスタッガ角Ａを、図４にプロットしている。

図１〜図３に示す圧縮機翼形部の大きな特徴は、該翼形部のスパンに沿った湾曲スタッガすなわちカウンタ・スタッガ（逆スタッガ）の導入である。スタッガは、根元３４の上方で増大し、スパン中央ピッチセクション４０の上方で減少するのが好ましい。

従来型の圧縮機ロータ翼形部では、スタッガ角は、一般的にブレードの根元から先端まで増大する。所望のスタッガ角は、主として加圧される空気内の所望の圧力分布によって調整され、この所望の圧力分布は、翼形部の根元から先端まで変化する。これと対照的に、図２及び図３に示す翼形部のスタッガ角は、根元３４における最小値からピッチセクション４０におけるより大きい値までその大きさが増大し、ピッチセクションの上方で根元のスタッガの大きさに向かってその大きさが減少する。

図４に示す例示的なグラフでは、スタッガ角は、翼形部根元での４０度の最小値を有し、ピッチセクションの上方での約４７度の最大値まで増大する。スタッガ角は、その最大値から根元におけるスタッガ角よりも僅かに大きい４３度のスタッガ角を有する翼形部先端まで減少する。最大のスタッガ角は、翼形部スパン全体にわたって所望の圧力分布を促進するように翼形部のスパン中央ピッチセクションの上方に位置しているのが好ましい。図４に示す例示的な実施形態では、最大スタッガ値は、翼形部根元から約６０％〜８５％スパンの範囲内に位置している。

圧縮機翼形部内にそのピッチセクションの上方において逆スタッガすなわちカウンタ・スタッガを導入することにより、図２及び図３に示す翼形部の独特な構成がもたらされる。翼形部の外側スパンにおけるカウンタ・スタッガは、従来型の圧縮機翼形部に見られるブレード先端スタッガよりも大きくブレード先端スタッガを減少させ、コンピュータ三次元流体力学解析によって確認されるように先端摩擦による間隙鋭敏度を著しく低下させるようになる。ロータブレードの空気力学的効率は、基準間隙レベルでは改善され、また先端摩擦後に起こる悪化した間隙レベルでは著しく改善される。また、解析により、悪化した先端間隙による流れポンピング作用が改善されることも確認されている。その上、失速マージンにおける改善もまた可能である。

カウンタ・スタッガは、図２及び図３に示す翼形部内に後縁３２に比較して主として前縁３０に沿って導入又は顕在化される。後縁は、根元から先端までほぼ直線状であるのに対して、前縁３０は、翼形部が図３に示す接線方向すなわち円周方向Ｙに回転するとき根元及び先端の動きが翼形部のピッチセクション４０の後に続くように、負圧側面２８の半径方向スパンに沿って独特の凹形の湾曲を備えている。

図２及び図３に示す圧縮機翼形部内に減少したすなわちより少ないブレード先端スタッガを導入することにより、大きな先端前縁二面角の導入が可能になる。先端二面角は、図２において、翼形部の局所表面と図１に示す周囲ケーシング１８との間の角度Ｂとして特定される。先端二面角は、通常のパラメータであり、ゼロ先端二面角は、ケーシングに対して垂直すなわち直角に配向されたブレード先端をもたらす。正の先端二面角は、ブレード先端の正圧又は凹面形側面或いはその両方が、周囲ケーシングとの間で鋭角を形成するときに得られる。

図５は、図１〜図３に示す翼形部の前縁に沿った、周囲ケーシングに対する二面角Ｂの例示的なプロフィールのグラフであり、このプロフィールでは、二面角はピッチセクションの上方で翼形部先端３６における最大値まで増大している。

図５に示すように、ピッチセクションの上方の二面角は、正であり、また根元とピッチセクションとの間の主として負である二面角とは正反対になっている。翼形部前縁３０に沿った先端３６における二面角は、ピッチセクション４０の下方におけるよりもその大きさが大きいのが好ましい。図５に示す例示的な実施形態では、二面角は、翼形部根元におけるゼロから約２５％スパンにおける約−７度の最大の負の値になり、この最大の負の値が約４０％スパンにおけるピッチセクションの下方のゼロ値に戻り、その後１００％スパンにおける翼形部先端での約２５度の最大の正の値までその大きさが増大するように変化する。

その両方が翼形部前縁３０に沿って変化する二面角Ｂとスタッガ角Ａとは協働して、スパンにわたって負圧側面２８に沿って翼形部前縁を凹形に湾曲させる。二面角及びスタッガ角の協働により、翼形部先端に沿った所望の正の二面角が、翼形部前縁において最大値を備え、また翼形部後縁において比較的小さいがそれでも正の二面角の大きさを備えることが可能になる。これに対応して、負の値の二面角が、翼形部根元のすぐ上方に形成され、同時に翼形部内のカウンタ・スタッガにより、図２及び図３に示す独特の逆方向に湾曲した前縁がもたらされる。

図３及び図５は、翼形部先端３６に沿って前縁３０から後縁３２まで同じ正の大きさを備えた単一方向になっている二面角の好ましい構成を示す。このように、翼形部先端においては望ましくない負の二面角は見られず、偶発的な先端摩擦後の性能を含む翼形部先端の空気力学的性能が向上するようになる。

図１に示す圧縮機翼形部はまた、通常の技術用語である空気力学的スイープＣを備える。カウンタ・スタッガ及び先端二面角を付けることにより、翼形部先端３６の前縁及び後縁３０、３２の両方において前向きすなわち負の空気力学的スイープを新たに導入することが可能になり、圧縮機翼形部の空気力学的性能をさらに向上させる。

図６は、図１に示す翼形部の前縁及び後縁３０、３２における該翼形部の半径方向スパンに沿った角度で表した空気力学的スイープ角Ｃの例示的なグラフである。負すなわち前向きの空気力学的スイープが、該スイープが後縁においてより大きい大きさをもつ状態で前縁及び後縁の両方に沿って翼形部先端において導入される。その上、後向きすなわち正の空気力学的スイープが、前縁及び後縁の両方に沿って根元３４からピッチセクション４０まで、またさらに半径方向外側で翼形部先端のすぐ下方まで翼形部内に導入される。前縁３０に沿っては、スイープは、約９０％スパンにおいて正から負に移行し、また後縁に沿っては、約８０％スパンにおいて正から負に移行する。

図１は、翼形部の軸方向投影図すなわちメリジオナル図を示す。翼形部は、前縁３０に沿った凹形の軸方向投影線を備えた状態で示されており、前縁に沿って根元３４及び先端３６がピッチセクション４０よりも前方に延びている。この軸方向に湾曲したすなわち凹形の前縁投影線では、翼形部外側スパンは、スパン中央領域よりも軸方向前方に位置し、前縁及び後縁の両方において空気力学的に有利な前向きブレード先端スイープを導入することを可能にする。さらに、軸方向前方突出翼形部先端セクションにより、先端における後縁二面角を有利な正の値に維持し、従って翼形部先端に沿った望ましくない負の二面角を回避することを可能にする。

上述のように、圧縮機ロータ翼形部は、一般的に空気力学的性能と機械的強度との相反する要求に対する様々な妥協によって設計される複雑かつ精巧な三次元要素である。

しかしながら、図１〜図３に示す例示的な圧縮機ロータブレードは、スタッガ、二面角及び空気力学的スイープの独特の構成を含み、これらの独特の構成を協働させて有利に使用して、圧縮機ケーシングとの間の基準間隙の場合だけでなくガスタービンエンジン内でのブレードの長期使用における偶発的な先端摩擦後に間隙が増大した後にも圧縮機性能を高めるようにする。

図に示す圧縮機ブレード先端においてスタッガ、二面角及び空気力学的スイープを導入することは、翼形部の内側スパン部分におけるスタッガ、二面角及びスイープと組み合わされて、独特の全体構成とそれに対応する性能の向上をもたらす。

本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものを説明してきたが、本発明の他の変更形態が、本明細書の教示から当業者には明らかになるはずである。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。

多段軸流圧縮機における圧縮機ロータ翼形部の列の部分断面軸方向投影側面図。 図１に示す圧縮機ロータブレードの例示的な１つの分離した状態の斜視図。 ほぼ線３−３に沿って取った図２に示す圧縮機翼形部の半径方向上面図。 例示的な実施形態における図１〜図３に示す翼形部の半径方向スパンにわたるスタッガを角度でプロットしたグラフ。 例示的な実施形態における図１〜図３に示す翼形部の半径方向スパンにわたる前縁に沿った二面角を角度でプロットしたグラフ。 例示的な実施形態における図１〜図３に示す翼形部の半径方向スパンにわたる前縁及び後縁に沿った空気力学的スイープ角を角度でプロットしたグラフ。

符号の説明

１０ 圧縮機ロータブレード
１２ 圧縮機ロータ
１４ 空気
１６ エンジンの軸方向中心軸線
１８ 外側ケーシング
２０ 圧縮機翼形部
２２ プラットホーム
２４ ダブテール
２６ 正圧側面
２８ 負圧側面
３０ 前縁
３２ 後縁
３４ 翼形部根元
３６ 翼形部先端
４０ スパン中間ピッチセクション

Claims (10)

1. 周囲ケーシング（１８）の内側で空気（１４）を加圧するための圧縮機翼形部（２０）であって、
   翼弦方向に対向する前縁及び後縁（３０、３２）において互いに接合されかつスパンにわたって根元（３４）から先端（３６）まで延びる横方向に対向する正圧及び負圧側面（２６、２８）と、
   前記根元（３４）の上方で増大しかつ前記翼形部のスパン中央ピッチセクション（４０）の上方で減少するスタッガと、
   前記ピッチセクション（４０）の上方で先端（３６）まで増大する前記ケーシングに対する二面角と、
   を含む翼形部。
2. 前記前縁（３０）に沿った凹形の軸方向投影線をさらに含み、前記前縁に沿って前記根元（３４）及び先端（３６）が前記ピッチセクション（４０）よりも前方に延びている、請求項１記載の翼形部。
3. 前記スタッガが、前記根元（３４）からピッチセクションまで大きさが増大し、該ピッチセクションの上方で前記根元のスタッガの大きさに向かって大きさが減少する、請求項２記載の翼形部。
4. 前記ピッチセクション（４０）の上方での二面角が、前記根元（３４）とピッチセクションとの間の二面角と正反対になっている、請求項３記載の翼形部。
5. 前記前縁（３０）に沿った前記先端（３６）における二面角が、前記ピッチセクション（４０）の下方におけるよりも大きい、請求項４記載の翼形部。
6. 前記先端（３６）の前縁及び後縁（３０、３２）の両方において前向き空気力学的スイープをさらに含む、請求項５記載の翼形部。
7. 前記前縁及び後縁（３０、３２）に沿って前記根元（３４）から前記ピッチセクション（４０）まで及び前記先端（３６）の下方まで後向き空気力学的スイープをさらに含む、請求項６記載の翼形部。
8. 前記スタッガが、スパンにわたって負圧側面（２８）に沿って前記前縁（３０）を凹形に湾曲させるように該前縁に沿って変化している、請求項６記載の翼形部。
9. 前記二面角が、前縁及び後縁（３０、３２）間で前記先端（３６）に沿って単一方向になっている、請求項６記載の翼形部。
10. 前記スタッガが、前記根元（３４）から約６０％〜８０％スパンの範囲内に位置する最大値を有する、請求項６記載の翼形部。

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