(57)【要約】  ターボ機械の圧縮機のロータは、半径方向外側端部で壁（１０）に取り付けられる翼付きロータディスクを備える。壁（１０）は、一次ガス流の環状流路の内端部を形成し、かつ複数の角度セクタ（１２）から形成されている。各角度セクタ（１２）は、円周方向（１７）に連続して並んでいる、ディスクの２枚の翼（１４、１６）の間に画定されている。また、各角度セクタ（１２）は、軸方向（２５）および円周方向（１７）に凸状の膨張部（２２）と、前記膨張部（２２）より上流に、軸方向（２５）および円周方向（１７）に凹んだ窪み部（２４）を有する。この窪み部（２４）は、略点状の底部（２８）を有する。
2013506783.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
それぞれが、外弧面（１８）および内弧面（２０）を有するブレードを保持するロータディスクを含み、該ディスクは、その半径方向外側端部で、ターボ機械における一次ガス流の環状流路の内端部を形成する壁に取り付けられ、この壁（１０）が、複数の角度セクタ（１２）から形成され、そのそれぞれが、第１の翼（１４）の外弧面（１８）と、円周方向（１７）に沿って前記第１の翼（１４）のすぐ後ろに続く第２の翼（１６）の内弧面（２０）との間に画定され、前記角度セクタ（１２）のそれぞれが、膨張部（２２）を有し、膨張部（２２）が、軸方向（２５）および円周方向（１７）に凸状であり、かつ頂部（２６）を有し、頂部（２６）が、前記ロータディスクの軸線を中心とする仮想回転面（４２）に対して半径方向外側に配置され、仮想面（４２）が、前記壁（１０）と、前記第１および第２の翼（１４、１６）の各前縁（４４、４６）と、ならびに前記第１および第２の翼（１４、１６）の各後縁（４８、５０）それぞれとの交点によって画定される４点を通過し、前記頂部（２６）が、前記翼（１４、１６）の前記外弧面（１８）と前記内弧面（２０）との間の前記頂部（２６）の位置で測定された円周方向距離の３０％〜７０％分の距離だけ、前記第１の翼（１４）の外弧面（１８）から円周方向に離れており、前記壁（１０）が、前記膨張部（２２）より上流に、軸方向（２５）に凹んだ窪み部（２４）を有する、ターボ機械の圧縮機のロータであって、窪み部（２４）が、円周方向（１７）に凹んでおり、かつ略点状の底部（２８）を有することを特徴とする、ロータ。
【請求項２】
前記壁（１０）の各角度セクタ（１２）における前記窪み部（２４）の底部（２８）が、前記翼（１４、１６）の前記外弧面（１８）と前記内弧面（２０）との間の前記底部（２８）の位置で測定された円周方向距離の３０％〜７０％分の距離だけ、前記第１の翼（１４）の外弧面（１８）から円周方向に離れていることを特徴とする、請求項１に記載のロータ。
【請求項３】
前記壁（１０）の前記角度セクタ（１２）のそれぞれについて、前記窪み部（２４）の底部（２８）が、前記仮想面（４２）に対して半径方向内側に配置されることを特徴とする、請求項１または２に記載のロータ。
【請求項４】
前記壁（１０）が、この壁の前記角度セクタ（１２）のそれぞれについて、前記角度セクタの膨張部（２２）および窪み部（２４）が、前記仮想面（４２）に配置される少なくとも１つの接合点（６６）を共有するように、形成されることを特徴とする、請求項３に記載のロータ。
【請求項５】
請求項１から４のいずれか一項に記載のロータを備えることを特徴とする、ターボ機械の圧縮機。
【請求項６】
請求項５に記載の圧縮機を備えることを特徴とする、ターボ機械。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ターボ機械の圧縮機、特に、航空機用のターボ機械の圧縮機に関し、より詳細には、このような圧縮機のロータにおける、一次ガス流の気流路（ａｉｒｓｔｒｅａｍ）のための内端壁に関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボ機械の圧縮機は、一般に、複数の連続する圧縮段を有する。各圧縮段は、翼付き回転ディスクを有するロータと、環状列をなす静翼を有するステータとから形成されている。これらの静翼は、圧縮機を流れるガス流を整流して案内するために形成される。
【０００３】
問題が生じるのは、ガス流が超音速の圧縮機の場合である。この圧縮機では、ガス流が、翼によっては半径方向外側部分に対応して、特に、圧縮機の最初の段（つまり、最上流の圧縮段）のロータの翼に対応して超音速になる。翼の部分の半径方向範囲が、翼の変位速度に応じて超音速で動作するからである。
【０００４】
超音速によって生じた衝撃は、圧縮機のエネルギー効率に悪影響を与え、結果的に、圧縮機を備えるターボ機械のエネルギー効率に悪影響を与える。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明の１つの目的は、特に、上記の問題に対して、簡潔的、経済的、かつ効率的な解決策を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上記の目的のために、本発明は、ターボ機械の圧縮機のロータを提供する。このロータは、それぞれが、外弧面および内弧面を有するブレードを保持するロータディスクを含み、該ディスクは、その半径方向外側端部で、ターボ機械における一次ガス流の環状流路の内端部を形成する壁に取り付けられ、この壁が、複数の角度セクタ（ａｎｇｕｌａｒ  ｓｅｃｔｏｒ）から形成され、そのそれぞれが、第１の翼の外弧面と、円周方向に前記第１の翼のすぐ後ろに続く第２の翼の内弧面との間に画定され、前記角度セクタのそれぞれが、膨張部を有し、この膨張部が、軸方向および円周方向に凸状であり、かつ頂部を有し、頂部が、前記ロータディスクの軸線を中心とする仮想回転面に対して半径方向外側に配置され、仮想回転面が、前記壁と、前記第１および第２の翼の各前縁、ならびに前記第１および第２の翼の各後縁それぞれとの交点によって画定される４点を通過し、前記頂部が、前記翼の前記外弧面と前記内弧面との間の前記頂部の位置で測定された円周方向距離の３０％〜７０％分の距離だけ、前記第１の翼の外弧面から円周方向に離れており、前記壁が、前記膨張部より上流に、軸方向に凹んだ窪み部を有する。
【０００７】
本発明によると、前記窪み部は円周方向にも凹んでおり、その底部は略点状である。
【０００８】
上記した仮想面は、基準面を形成している。この基準面と相対的に、内端壁の膨張部を画定することができる。
【０００９】
内端壁を各角度セクタに形成することによって、ロータディスクが保持する翼に沿ってガス流が流れることに起因する超音速による衝撃の強さを、そのような衝撃が発生する、これらの翼の半径方向外側部分の半径方向の全範囲にわたって全体的に軽減することが可能になる。
【００１０】
前記壁の各角度セクタにおける膨張部の膨らみは、軸方向および円周方向に及んでいる。この膨らみがあることによって、特に、ガス流が、前記角度セクタを画定している翼（生来の特性によってロータの効率を低下させる）の表面に沿って分離する、というリスクが制限される。実際、膨張部があることにより、その頂部から下流では、上記した２枚の翼の間を流れるガス流が減速する。膨張部の膨らみにより、翼の表面から離れた位置での減速が可能になる。その結果、膨らみがこの表面に沿って流れるガス流に影響を与える場合に、このような減速による有害な結果が、制限または防止される。
【００１１】
前記壁の各角度セクタの窪み部があることによって、膨張部より上流における環状路の半径方向の範囲が大きくなり、内端壁のこの膨張部の頂部より上流に形成される勾配が、急峻になる。このことは、超音速による衝撃の強さを軽減するのに役立つ。この強さが軽減されるのは、特に、内端壁の前記角度セクタを画定している翼外弧面に沿って最大マッハ数の低減を可能にすることによる。このことは、上記した翼外弧面の半径方向範囲の全体にあてはまる。
【００１２】
したがって、通常であれば、本発明は、ターボ機械の圧縮機のロータにおけるエネルギー効率全体を改善することができる。
【００１３】
内端壁の各角度セクタの前記窪み部の窪みは、円周方向に及んでいる。この窪みがあることによって、ロータ段が受けるガスの速度の望ましくない増加が大幅に軽減される。これは、環状路の半径方向の範囲が、窪み部があることにより大きくなるからである。
【００１４】
上記の目的のために、内端壁の各角度セクタにおける窪み部の底部が、上記した翼の前記外弧面と内弧面との間の前記底部の位置で測定された円周方向距離の３０％〜７０％分の距離だけ、前記第１の翼の外弧面から円周方向に離れているのが好ましい。
【００１５】
また、内端壁の各角度セクタにおける窪み部の底部が、上記した仮想面より半径方向内側に配置されるのが好ましい。
【００１６】
内端壁が、この壁の前記角度セクタのそれぞれについて、前記角度セクタの膨張部および窪み部が、上記した仮想面に配置される少なくとも１つの接合点を共有するように、形成されるのが有利である。
【００１７】
この特徴により、内端壁の各角度セクタにおける窪み部の底部と膨張部の頂部との間に、隆起が実質的になくなる。実際、一次流の気流路が不連続になることを防ぐために、この壁の各角度セクタが、窪み部の底部と膨張部の頂部との間に、緩やかで連続した勾配を有することが好ましい。
【００１８】
本発明の好ましい実施形態では、内端壁の各角度セクタにおける膨張部の頂部が、この壁の上流縁と下流縁との間の軸方向距離の２０％〜４０％分の距離だけ、前記壁の下流縁から軸方向に離れている。
【００１９】
同様に、内端壁の各角度セクタにおける窪み部の底部は、有利にはこの壁の上流縁と下流縁との間の軸方向距離の２０％〜４０％分の距離だけ、前記壁の上流縁から軸方向に離れている。
【００２０】
これらの好ましい特徴によって、この内端壁の上流縁および下流縁の近くで、内端壁が変形するのが制限される。このことは、膨張部および窪み部があることに起因する。その結果、これらの上流縁および下流縁の近くでのガス流の乱れ（これにより、ロータの性能が低下する）が、最適に制限される。
【００２１】
また、内端壁の各角度セクタにおける膨張部の頂部および窪み部の底部が、ディスクが支持する翼の半径方向の範囲の１％〜５％分の距離だけ、上記した仮想面から半径方向に離れているのが好ましい。
【００２２】
この特徴により、ロータの性能が可能な限り最適化される。
【００２３】
また、本発明は、上記したタイプのロータを備える、ターボ機械の圧縮機に関し、また、このような圧縮機を備えるターボ機械に関する。
【００２４】
複数の圧縮段を有する圧縮機の場合に、これらの圧縮段の中で上流から数えて最初の圧縮段のロータが、上記したタイプのロータであるのが、特に有利である。というのも、一般に、この上流段でこそ、超音速による衝撃は、圧縮機の性能にもっとも悪影響を与えるからである。
【００２５】
非限定的な例として記載された以下の説明を読み、添付図面を参照することによって、本発明はより良く理解され、また、本発明の他の詳細、利点、および特徴が明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】本発明による、ロータ段における内端壁の角度セクタの部分概略図である。この図は、平面Ａ−Ａ（図２）への正射影であり、ロータの軸線を通過し、前記壁と前記角度セクタを画定している両翼の各前縁それぞれとの交点によって画定される２つの点をつないでいる直線と平行である。
【図２】図１における内端壁の角度セクタの部分概略内部図である。この図は、平面Ｂ−Ｂの断面であり、前記角度セクタの窪み部の底部およびこの角度セクタの膨張部の頂部を通過し、上記した平面Ａ−Ａに対して垂直である。
【発明を実施するための形態】
【００２７】
図１は、本発明による圧縮機のロータの内端壁１０（例えば、航空機用ターボジェットの）を示している。図１は、平面Ａ−Ａへの正射影である。
【００２８】
この内端壁１０は、このロータの翼付き回転ディスクの半径方向外側の周囲に形成されている。また、内端壁１０は、このロータディスクのガス流の環状流路を内側に形成している。この流路は、一般に一次気流路という。
【００２９】
内端壁１０は、上記したディスクが支持する翼に取り付けられたプラットフォームによって形成することができる。プラットフォームは、端と端とを付けて全周囲に取り付けられる。あるいは、この翼付きディスクが一体鋳造型の場合、この壁を、よく知られている方法で、ディスクと一体の部品として製造してもよい。
【００３０】
内端壁１０は、全体的に見てテーパ形状を有する。その断面のサイズは、上流から下流にかけて次第に大きくなっている。
【００３１】
ディスクが支持する翼は、内端壁１０に、複数の角度セクタ（例えば、図１に見ることができる角度セクタ１２）を画定している。この角度セクタ１２は、上記したディスクの２枚の翼１４および１６によって限定されている。これらの２枚の翼は、図１に矢印１７で示した円周方向に沿って連続して並んでいる。より正確にいえば、角度セクタ１２は、翼１４の外弧面１８と翼１６の内弧面２０とによって画定されている。
【００３２】
図１で、内端壁１０は、ロータの軸線を通過し、壁１０と翼１４の上流縁（すなわち、前縁）との交点、および、壁１０と翼１６の上流縁（すなわち、前縁）との交点をつないでいる直線に平行である、面への正射影として示されている。
【００３３】
本発明によると、内端壁１０の各角度セクタ１２は、膨張部２２および窪み部２４を有する。この窪み部２４は、膨張部２２より上流に形成されている。この膨張部２２およびこの窪み部２４は、図１に２つの楕円で恣意的に示されている。これらの定義は、以下の説明でより明確になる。
【００３４】
膨張部２２は、矢印２５で示した軸方向および円周方向１７に凸状であり、略点状の頂部２６を有する。
【００３５】
同様に、窪み部２４は、軸方向および円周方向に凹んでおり、略点状の底部２８を有する。
【００３６】
膨張部２２の頂部２６は、翼１４の外弧面１８と翼１６の内弧面２０との間の円周距離（頂部２６と軸方向レベルで測定された）の３０％〜７０％分の距離だけ、この外弧面１８から円周方向に離れている。頂部２６と外弧面１８との間の円周方向の間隔は、平面Ａ−Ａへの射影である図１に、矢印３０で示されている。一方、外弧面１８と内弧面２０との間の頂部２６の位置での円周距離は、この図１に矢印３２で示されている。しかしながら、円周距離が、平面Ａ−Ａへの射影として観察できる距離とは異なる角距離であることに留意すべきである。
【００３７】
同様に、窪み部２４の底部２８は、翼１４の外弧面１８と翼１６の内弧面２０との間の円周距離（底部２８と軸方向レベルで測定された）の３０％〜７０％分の距離だけ、この外弧面１８から円周方向に離れている。底部２８と外弧面１８との間の円周方向の間隔は、図１に矢印３４で示されている。一方、外弧面１８と内弧面２０との間の底部２８の位置での円周方向の間隔は、この図１に矢印３６で示されている。
【００３８】
これにより、内端壁１０の近くで翼１４および１６の表面１８および２０に沿って流れる気流に与える、膨張部２２および窪み部２４の影響を制限できる。
【００３９】
膨張部２２の頂部２６は、内端壁１０の上流縁４０と下流縁３８との間の軸方向距離Ｄの２０％〜４０％分の距離ｄ１だけ、この壁１０の下流縁３８から軸方向に離れている。
【００４０】
同様に、窪み部２４の底部２８は、内端壁１０の上流縁４０と下流縁３８との間の軸方向距離の２０％〜４０％分の距離ｄ２だけ、内端壁１０の上流縁４０から軸方向に離れている。
【００４１】
この場合、内端壁１０の上流縁４０および下流縁３８の形状は、略円形であり、これによりロータの性能が向上する。
【００４２】
膨張部２２および窪み部２４は、ロータのディスクの軸線を中心とする仮想回転面４２を基準にして、より正確に定義することができる。より詳細にいえば、この仮想面４２は、図１および図２に示した実施形態では、テーパ形状である。この仮想面４２は、内端壁１０と連続して並ぶ２枚の翼１４および１６（内端壁１０の角度セクタ１２を画定している）の各上流縁（すなわち、前縁）４４および４６との交点、ならびに、内端壁１０とこれらの翼の下流縁（すなわち、後縁）４８および５０との交点に対応する４点によって画定されている。
【００４３】
仮想面４２は、図２に示されている。さらに、図２は、図１に見ることができる平面Ｂ−Ｂの断面として、内端壁１０を示している。
【００４４】
図２で、矢印５２が示しているのは、膨張部２２の頂部２６と仮想面４２との間の半径方向の間隔である。この間隔は、翼１４および１６の半径方向範囲の１％〜５％である。同様に、矢印５４が示しているのは、窪み部２４の底部２８と仮想面４２との間の半径方向の間隔である。この間隔は、同様に、翼の半径方向範囲の１％〜５％である。当然ながら、頂部２６および底部２８の半径方向の間隔５２および５４は、図２に示すように、異なる値を有することができる。
【００４５】
図１で膨張部２２を示す楕円が示しているのは、この膨張部の複数の点である。これらの点と仮想面４２との間の半径方向の間隔は、この膨張部２２の頂部２６と仮想面４２との間の半径方向の間隔５２の半分と等しい。これらの点は、図２では、平面Ｂ−Ｂの内端壁１０と破線５６および５８のそれぞれとの交点である。
【００４６】
同様に、図１で窪み部２４を示す楕円が示しているのは、この窪み部の複数の点である。これらの点と仮想面４２との間の半径方向の間隔は、窪み部の底部２８の半径方向の間隔５４の半分と等しい。これらの点の中には、壁１０と図２の破線６０および６２のそれぞれとの交点が見られる。
【００４７】
図１および図２に示した実施形態で、仮想面４２と相対的に定義された膨張部２２および窪み部２４は、この仮想面４２に配置される接合点６６を共有している。この実施形態で、接合点６６は、図１の平面Ｂ−Ｂにも配置されている。
【００４８】
内端壁１０の角度セクタ１２の勾配は、この角度セクタ１２の膨張部２２の頂部２６と窪み部２４の底部２８との間に画定されている。この勾配があることによって、環状ガス流路６８の収束（上流から下流へ向かう（矢印２５方向））が、従来技術の内端壁と略同一の仮想面４２と比べて、ロータのディスクで強くなる。これにより、特に、このロータの圧縮率を改善できる。
【００４９】
通常であれば、この内端壁を構成することによって、ディスクが受ける流速の増加を最適に制限しながら、このディスクの翼の半径方向外側部分に発生する超音速による衝撃の影響を軽減することができる。おおよその目安として、ステータと関連するロータを含む圧縮段のエネルギー効率全体は、本発明よるロータを使用することによって、約０．２％改善することができる。
【図１】
2013506783.tif 000003
【図２】
2013506783.tif 000004
【国際調査報告】
2013506783.tif 000005
2013506783.tif 000006
2013506783.tif 000007
2013506783.tif 000008