(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエンジン用の圧縮機にして、ケーシング（４）、固定翼インペラ（２）と前記固定翼インペラ（２）の下流に位置決めされた可動翼インペラ（１）とから成る少なくとも１つの圧縮機段、ならびに前記ケーシング内で可動翼（１）の通路と対向してくり抜かれた空洞部（５）を備え、前記空洞部（５）が、互いに連通しておらず、軸方向の測定で長さＬ２を有し、可動翼（１）に対して上流にオフセットされて長さＬ１を有する重なりを作り出す、圧縮機であって、長さＬ１とＬ２がそれぞれ、可動翼（１）の外方端部での測定で、軸方向のコードＣａｘの３５％から５０％の間と８０％から９０％の間とであり、空洞部（５）の下流端部が、前記空洞部の深さと半径が実質的に等しい円弧形のプロファイルを有することを特徴とする、圧縮機。
【請求項２】
空洞部（５）の上流端部が、空気の再注入のために、９０°プラスマイナス５°に相当する角度φを、前記空洞部の上流にケーシング（４）の一部と形成する、請求項１に記載の圧縮機。
【請求項３】
ケーシング（４）の周上の空洞部（５）の数が、対応するインペラの可動翼（１）の数に対して、２倍から４倍の間である、請求項１または２に記載の圧縮機。
【請求項４】
空洞部（５）が、流路に接する平面に対して翼の回転方向に４５°から６０°の間の傾斜で、ケーシング内（４）にくり抜かれる、請求項１から３のいずれか一項に記載の圧縮機。
【請求項５】
空洞部（５）が、ケーシング（４）の周上に均等に分配される、請求項１から４のいずれか一項に記載の圧縮機。
【請求項６】
空洞部（５）が、ケーシング（４）の周上で非均等に分配される、請求項１から４のいずれか一項に記載の圧縮機。
【請求項７】
ケーシング（４）が、可動翼インペラ（１）と対向して流路の局所後退領域（６）を備える、請求項１から５のいずれか一項に記載の圧縮機。
【請求項８】
前記流路の後退領域（６）の前記上流端部が、空洞部（５）の上流端部の領域内に位置付けられる、請求項７に記載の圧縮機。
【請求項９】
前記流路の後退領域（６）の下流端部が、可動翼（１）の後縁部の領域内に、または後縁部の僅かに下流に位置付けられる、請求項７または８に記載の圧縮機。
【請求項１０】
空洞部（５）が、直接ケーシング（４）内に形成される、請求項１から９のいずれか一項に記載の圧縮機。
【請求項１１】
空洞部（５）が、前記ケーシング（４）に固定される、取付け部品内に形成される、請求項１から９のいずれか一項に記載の圧縮機。
【請求項１２】
請求項１から１１のいずれか一項に記載の圧縮機を備えるタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の分野は、推進力の分野、より具体的には、推進アセンブリ（ターボエンジンまたはターボプロップ、本明細書の残りの部分ではタービンエンジンとする）用の軸流圧縮機または軸流遠心圧縮機、さらにより詳しくは、高負荷高圧圧縮機の分野である。
【背景技術】
【０００２】
航空タービンエンジンは主に、空気入口内へと引き込まれた空気が圧縮される１つまたは複数の圧縮機と、注入された燃料が燃焼される燃焼チャンバと、既燃ガスが圧力を解かれて圧縮機を駆動するタービンと、排出装置とから構成される。航空機用の圧縮機は羽根または翼から構成され、羽根または翼は、ケーシングの内部で回転しながら移動される。ケーシングは、流体路がエンジンの外側に対して密閉されることを保証する。圧縮機の可動翼の端部と流体路の内部壁を形成するケーシングとの間に存在する隙間が、タービンエンジンのエンジン効率を損ねることが知られている。さらに、この隙間は圧縮機の動作を大きく変化させ、損ねて、「サージ」現象の出現をもたらす場合がある。これは流体が翼の表面から剥離することから生じるものである。したがって、翼の先端における空気循環を制御することが、圧縮機の高い空気力学的効率とサージ現象に対する充分な余裕との両方を得る点で基本的な問題となる。
【０００３】
翼の端部とケーシングとの間のこの寄生流の衝撃を制限するための１つの開発アプローチとして、ケーシングの翼通路領域内の壁内に空洞部をくり抜いて配置することがある。前記空洞部は、エンジンの上流方向で、翼と対向して、または軸方向にオフセットされて配置されて、翼とケーシングとの隙間内で循環する空気を、問題の翼と一致した、またはその上流の流路内に再注入する。前記空洞部について、米国特許第５，１３７，４１９号明細書に開示されているように、いくつかの形状が提案されている。同特許明細書は、連続した２つの空洞部間のケーシングの中実部の幅と空洞部の幅との比の最適値を特許請求している。他のアプローチも米国特許第６，９３５，８３３号の発明に明記されているが、それらは複雑な形状であり、特殊な構成要素を組み込むという欠点を有する。それらは製造するのが困難であり、したがって工業用途の設計としては不適切である。それにも関わらず、前記空洞部の可能な配置および形状に対してなされていない他の改良がなおもあることが明らかである。
【０００４】
米国特許第５７６２４７０号明細書は、一連のスロットを介して流路と連通した環状空洞部を有するケーシングについて開示して、空洞部およびスロットの最適な形状を明記しているが、空洞部の翼に対する相対的位置がどこであるかは明記していない。同特許明細書はさらに、環状空洞部３において、流路から後退され、円周方向への散逸損失を可能にすることが目的の溝付きグリル３Ｂによって密閉された環状空洞部３を開示している。この構成は、問題のスロットに隣接するスロット５を介して翼の領域で寄生的再注入が発生するリスクがあるという欠点を有する。これは性能を損ねる。
【０００５】
最後に、独国特許第２１０３３００８４号明細書および国際公開第０３／０７２９４９号は、流路の方向に延びる連続した固定翼を備えた環状空洞部を開示している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第５，１３７，４１９号明細書
【特許文献２】米国特許第６，９３５，８３３号明細書
【特許文献３】米国特許第５７６２４７０号明細書
【特許文献４】独国特許第２１０３３００８４号明細書
【特許文献５】国際公開第０３／０７２９４９号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明の目的は、空気力学的性能を向上させるために、空洞部が設けられた圧縮機用ケーシングを提案することによってこれらの欠点を修正することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この目的のために、本発明の主題は、タービンエンジン用の圧縮機にして、ケーシング、固定翼インペラと前記固定翼インペラの下流に位置決めされた可動翼インペラとから成る少なくとも１つの圧縮機段、ならびに前記ケーシング内で可動翼の通路と対向してくり抜かれた空洞部を備え、前記空洞部は軸方向の測定で長さＬ２を有し、可動翼に対して上流にオフセットされて長さＬ１を有する重なりを作り出す、圧縮機であって、長さＬ１とＬ２はそれぞれ、可動翼の外方端部での測定で、軸方向のコードＣａｘの３５％から５０％の間と８０％から９０％の間であること、空洞部は互いに連通しないことを特徴とする、圧縮機である。
【０００９】
この構成は、空気が空洞部内へ充分に吸い込まれることと、可動翼の隙間から可能な限り上流に離れた点で再注入されることとの両方を実現する。さらに、空洞部が互いに連通しないということは、円周方向の再循環を解消し、したがって、隣接した空洞部から生じる可能性がある翼の領域内での寄生的再注入のリスクを解消する。寄生的再注入は圧縮機の性能を損なう可能性がある。再注入は、翼の隙間から可能な限り上流に離れた点で単独に実施される。
【００１０】
好ましくは、空洞部の上流側端部は、空気の再注入のために、空洞部の対称面内に９０°プラスマイナス５°に相当する角度φを、前記空洞部の上流にケーシングの一部と形成する。これは、コンプレッサの効率にとって致命傷となる空洞部内の内部再循環を回避することを可能にする。
【００１１】
好ましい特徴によると：
−ケーシングの周上の空洞部の数は、対応するインペラの可動翼の数に対して、２倍から４倍の間である。
−空洞部は、流路に接する平面に対して翼の回転方向に４５°から６０°の間の傾斜でケーシング内にくり抜かれる。
−空洞部は、ケーシングの周上に均等に分配される。
−空洞部は、ケーシングを構成する２つの半殻のそれぞれの端部で特に、ケーシングの周上で非均等に分配される。
−ケーシングは、可動翼インペラと対向して流路の局所後退領域を備える。
−流路の前記後退領域の上流端部は、空洞部の上流端部領域内に位置付けられる。
−流路の前記後退領域の下流端部は、可動翼の後縁部の領域内に、または後縁部の僅かに下流に位置付けられる。
−空洞部は直接ケーシング内に、または前記ケーシングに固定された取付け部内に形成される。
【００１２】
本発明は、上に開示した特徴のうち少なくとも１つを有する圧縮機を備えるタービンエンジンにも関する。
【００１３】
添付の概略図面を参照して、純粋に例示的かつ非限定的な例としてここに提示される、本発明の複数の実施例についての以下の詳しい説明で、本発明がより容易に理解され、本発明のさらなる目的、詳細、特徴、および利点がより明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】本発明の実施形態による空洞部をケーシングが有する圧縮機段の概略縦断面図である。
【図２】エンジンの軸から見た、圧縮機ケーシングの空洞部を示す図である。
【図３】本発明の実施形態による圧縮機ケーシングの空洞部の横断面図である。
【図４】本発明の実施形態による圧縮機ケーシングの空洞部のその対称面による断面図である。
【図５】本発明の実施形態によって、ケーシングが流路の局所後退領域を有し、ケーシング内に空洞部がくり抜かれた、圧縮機段の概略縦断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
図１を参照すると、ステータ翼または固定翼２を備える圧縮機段が見られる。ステータ翼または固定翼２は、ロータ翼または可動翼１の上流に位置決めされ、一体式翼ディスクまたはブリスクとして知られる技術によって、ハブ３に取り付けられ、またはこのハブに直接固定される。固定翼は、圧縮機ケーシング４に固定することによって定位置に保持され、圧縮機ケーシング４は、可動翼１をそれとの間に所定の隙間を置いて取り囲む。可動翼は、ケーシング４の領域内に、前縁部の最も外側の点と後縁部の最も外側の点との間で軸方向に測定したコード長さＣａｘを有する。
【００１６】
ケーシング４には、その周上に可動翼１の通路に対向して多数の空洞部５が均等に分配してくり抜かれている。前記空洞部の断面は、丸みを帯びた角を備えた、長さＬ２にわたって延びる概ね長方形の形状を有する。この空洞部５は、可動翼１の前縁部に対してエンジンの上流方向にオフセットされる。空洞部５による翼１の重なりの長さは、Ｌ２よりも小さい値Ｌ１を有する。この構成は、翼とケーシングの隙間の中へと移動する空気の再循環を可能にする。この隙間は実際、激烈な乱流の位置であってもよい。乱流は、異なる段の間の流れの構成を悪化させ、したがって圧縮機の性能を損ねる可能性があり、または極端な場合には、「サージ」もしくは「失速」として知られる現象を引き起こす可能性もある。「サージ」または「失速」は、圧縮率が急激に落下することと圧縮機を通過する流体が逆転して圧縮機の上流で退出することとから成る。これらの空洞部を位置決めすることによって、寄生空気が引き込まれ、翼の上流の流路内へと再注入される。それにも関わらず、空洞部が翼の前縁部から超える長さＬ２−Ｌ１は、可動翼インペラ１と固定翼インペラ２との間に存在する空間によって限定される。
【００１７】
ここで図２を参照すると、ケーシング４の周に沿って一連の空洞部５が位置合わせされているのが見られる。これらの空洞部の軸は、エンジンの縦方向に対して僅かに傾斜させられている。空洞部の数は、圧縮機段の可動インペラを形成する翼１の数よりもはるかに大きい。この数は、実際には、可動翼１の数の２倍から４倍の間である。図２で示されるように、空洞部の分配は均等な分配である。ここに示されない変化形態では、分配は、翼アセンブリ上の空力励振を破壊するために非均等になされる。この空力励振は前記空洞部によって生じる可能性があり、ケーシングを形成する２つの半殻それぞれの端部で特にその可能性がある。
【００１８】
図３および図４を参照すると、ケーシング４内にくり抜かれる空洞部５の好ましい形状が見られる。
【００１９】
図４で示されているように、空洞部５の断面は、半円周によって外方端部で接続された２つの並行な辺を有する。空洞部５は、翼の回転方向に、流路に接する平面に垂直の方向に対して傾斜した方向で、ケーシング４内へと押し込まれる。最大限の傾斜が望ましいが、ケーシング製造上の理由から制限される。実際には、流路に接する平面に対する傾斜角度αは、４５°から６０°の間である。空洞部５の深さは、所望の空気力学的特徴によって、また製造上の制約も考慮に入れて規定される。
【００２０】
図３で示される対称面に沿った空洞部５の断面は、概ね長方形の形状を有する。その上流の短辺は、ケーシングに、ケーシングの曲線から測定して角度φで公差する。これは、空洞部の対称面によるその断面に起因し、空洞部の上流に位置付けられる。この角度φは９０°の範囲にある。空洞部の下流部は実質的に円形形状を有する。
【００２１】
図５は、流路６の、一般に「トレンチ」として知られる局所後退領域を可動翼１の領域内に有するケーシング４の状況を示す。ここに示されるように、この後退領域は、エンジンの下流に移動されるほど縮小する。このタイプのケーシングも、上で開示されたタイプの空洞部５を受け取ることが可能である。流路６の局所後退領域は、この場合、空洞部５の上流端部の領域内またはその下流から始まり、可動翼１の後縁部の領域内またはその僅かに下流で終了する。
【００２２】
本発明は空洞部５の幾何学的特徴と、可動翼１に対するその位置決めとの最適化に関する。これは、翼とケーシングの隙間内の流れに対するその制御と可動翼インペラ１の上流でのその再注入とによって、圧縮機の操作性能に極めて大きな向上をもたらす（効率とサージマージンに関して）。この向上は、三次元形状の翼（前進翼）を有する、圧縮機の全長を制限するために段間距離を縮小した高負荷圧縮機の状況内で特に顕著である。
【００２３】
流体が引き込まれる空洞部５の下流の形状は、上流での流体の誘導を向上させるために最適化され、その上流の形状は、可能な限り半径方向に近い方向での流路内への再注入を保証するように最適化される。その長さは、可能な限り翼から上流に離れた点での流体の再注入を実現するように最適化される。
【００２４】
これらの最適化の特徴として以下のものがある：
−コード長さＣａｘの３５％から５０％の間の長さＬ１。この重なりは、重なりが拡大すると著しく低下する性能の悪化を制限しながら、流体の適正な吸い込みを維持することを可能にする。
−コード長さＣａｘの８０％から９０％の間の長さＬ２。しかしながら、この長さは軸方向の大きさによってなおも制限さているが、翼アセンブリの最適な位置での吸い込みと、前縁部の上流に充分遠く離れての再注入とを保証することを可能にし、局所的な干渉の低減によって変えられる。
−９０°プラスマイナス５°に相当する再注入角度φ。分析によって、この値より大きな角度では、空洞部５によって空気力学的な障害のゾーンが形成されることが示されている。これは、効率損失を生じさせる。またこの値よりも実質的に小さな角度では、反転する二次的な渦流が空洞部５内に出現し、これが空洞部５内での再循環を低下する。
−円弧型の下流端部。その半径は空洞部の深さのそれと実質的に等しい。
【００２５】
したがって、本発明の効率性は、翼の軸方向の重なりが制限されていることと、翼の上流での再注入が最適な角度で行われることとが組み合わさるによってもたらされる。アセンブリは圧縮機の効率を、安定した動作条件でも、強い空気力学的作用を受けた際にも向上させる。即ち圧縮機の標準的操作ラインと安定限界（またはサージライン）との間で向上させる。これは、オフセットＬ１によって生じる局所的効率損失が空気の再循環を制御することによって達成され得ることから補償されるということに起因する。
【００２６】
上に開示された空洞部５と流路６の局所後退領域との結び付きが、圧縮機の効率に関する性能をさらに向上させる。
【００２７】
さらなる変形例、例えば、翼／ケーシングが制限された強さで接触できるようにするアブレイダブル付着物に関連付けられた空洞部なども可能である。空洞部は直接ケーシング内に機械加工され、または表面仕上げの技法を用いて、特定の取付け部品によって位置決めされてケーシングに固定される。
【００２８】
最後に、この技法は、軸流圧縮機、遠心圧縮機に関わらず、またターボエンジン用の設計、ターボプロップ用の設計に関わらず任意のタイプの圧縮機に適用可能である。
【００２９】
特定の実施形態に関して本発明が開示されたが、本発明は決して限定的なものではなく、本発明の範囲に入るのであれば、ここに開示された手段に対する全ての技術的等価物とそれらの組み合わせとを備えることが明らかである。
【図１】
0005686743.tif 000002
【図２】
0005686743.tif 000003
【図３】
0005686743.tif 000004
【図４】
0005686743.tif 000005
【図５】
0005686743.tif 000006