JPH09291897A - Axial compressor - Google Patents
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- JPH09291897A JPH09291897A JP10767296A JP10767296A JPH09291897A JP H09291897 A JPH09291897 A JP H09291897A JP 10767296 A JP10767296 A JP 10767296A JP 10767296 A JP10767296 A JP 10767296A JP H09291897 A JPH09291897 A JP H09291897A
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- moving blade
- tip
- blade
- casing
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は軸流圧縮機に係り、
特に動翼先端とケーシング内面との間に形成されるチッ
プ間隙の設定に関する。TECHNICAL FIELD The present invention relates to an axial flow compressor,
In particular, it relates to setting of a tip clearance formed between the tip of the moving blade and the inner surface of the casing.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般に、軸流圧縮機や軸流タービンのよ
うな回転羽根を有する流体機械においては、回転羽根と
しての動翼が、その先端に対向するケーシング等の静止
部に回転中に接触して損傷することがないよう、動翼先
端とこれに対応するケーシング内面との間には、チップ
間隙と称される間隙が設けられている。ところが、信頼
性を確保するために設けられたこのチップ間隙も、性能
面では逆効果になることは一般に知られたことである。2. Description of the Related Art Generally, in a fluid machine having rotating blades such as an axial compressor or an axial turbine, a moving blade as a rotating blade comes into contact with a stationary portion such as a casing facing the tip of the rotating blade during rotation. In order to prevent damage due to the above, a gap called a tip gap is provided between the blade tip and the corresponding inner surface of the casing. However, it is generally known that this chip gap provided for ensuring reliability also has an adverse effect in terms of performance.
【０００３】すなわち、このチップ間隙によって内部流
体が動翼先端から漏れ、それが損失となって圧縮機等の
性能低下を引起こすことになる。圧縮機の場合にはこの
傾向が顕著であり、チップ間隙による性能低下の度合い
は、圧縮機全体効率で１〜２％となる場合もあり、ま
た、これによるガスタービンプラント全体の効率低下は
０．５〜１．０％にも及び、非常に顕著であると云え
る。また、チップ間隙の増大は、段落圧力比の低下、サ
ージマージンの減少等、機械全体の特性に大きく影響す
ることが知られており、チップ間隙は極力小さくするこ
とが必要である。That is, due to this tip clearance, the internal fluid leaks from the tip of the moving blade, which becomes a loss and causes deterioration of the performance of the compressor and the like. In the case of a compressor, this tendency is remarkable, and the degree of performance deterioration due to the tip clearance may be 1 to 2% in terms of the overall efficiency of the compressor, and the efficiency reduction of the entire gas turbine plant due to this may be 0. It can be said that it is very remarkable, reaching 0.5 to 1.0%. Further, it is known that the increase of the tip gap has a great influence on the characteristics of the entire machine such as the reduction of the paragraph pressure ratio and the reduction of the surge margin, and it is necessary to make the tip gap as small as possible.
【０００４】一方、前述のように、性能面からの要求に
よりチップ間隙を小さくすることは、信頼性の面からは
全く逆の効果をもたらす。すなわち、チップ間隙を過度
に小さく設定した場合には、当然のことながら動翼の先
端がケーシングに接触し（以下、ラビングと称す）、動
翼の損傷、飛散という重大な事態になることは容易に想
像できる。On the other hand, as described above, reducing the chip gap due to performance requirements has the opposite effect in terms of reliability. In other words, if the tip clearance is set too small, it is easy for the tip of the blade to contact the casing (hereinafter referred to as “rubbing”), which can easily cause serious damage to the blade and scattering. Can be imagined.
【０００５】このように、チップ間隙の設定は、機器の
信頼性および性能を左右する重要なものであり、組立時
にも細心の注意を払わなければならない項目である。図
５は、従来の軸流圧縮機の通路部構造を示すもので、以
下これについて説明する。As described above, the setting of the chip gap is an important factor that influences the reliability and performance of the equipment, and is an item that must be paid close attention when assembling. FIG. 5 shows a structure of a passage portion of a conventional axial flow compressor, which will be described below.
【０００６】一般に、軸流圧縮機の通路部は、図５に示
すように、ロータ１、動翼２、静翼３およびケーシング
４により構成されており、前述のように動翼２の先端と
これに対応するケーシング４の内面との間には、回転中
に動翼２の先端とケーシング４の内面とが接触するのを
防止するため、所定寸法、チップ間隙δが設定されてい
る。Generally, the passage portion of the axial flow compressor is composed of a rotor 1, a moving blade 2, a stationary blade 3 and a casing 4 as shown in FIG. In order to prevent the tip of the moving blade 2 and the inner surface of the casing 4 from coming into contact with each other with the inner surface of the casing 4 corresponding thereto during rotation, a predetermined size and a tip gap δ are set.
【０００７】このチップ間隙δの設定に際しては、動翼
２の回転に伴なう遠心力による伸び、ロータ１およびケ
ーシング４の熱伸び、ロータ１の撓み、ロータ１の振れ
廻り等の要素を考慮している。しかしながら、起動停止
途中の過渡的な状況における必要チップ間隙δの見積も
りは非常に困難であり、長い運転の間のケーシング４の
熱変形、過渡的な温度分布不均一によるケーシング４の
変形により、その一部でラビングを起こす場合がある。
このようなラビングが生じた場合、それが軽微といえど
も動翼２の損傷につながる場合がある。例えば、ケーシ
ング４の不均一な熱変形等によってラビングが生じ、そ
の部位が動翼２の先端後縁部である場合、ラビングによ
る周期的な力は動翼２の先端後縁部に加わることにな
る。この加振力が、動翼２の振動モードの１つである捻
れモードによる変形を増長し、結果的に振動応力が増大
し、動翼２の後縁に亀裂が入る場合がある。In setting the tip clearance δ, factors such as expansion due to centrifugal force accompanying the rotation of the moving blade 2, thermal expansion of the rotor 1 and the casing 4, bending of the rotor 1 and whirling of the rotor 1 are taken into consideration. are doing. However, it is very difficult to estimate the required chip clearance δ in a transitional state during start-up / shutdown, and the thermal deformation of the casing 4 during a long operation and the deformation of the casing 4 due to the transient non-uniformity of the temperature distribution cause the problem. Rubbing may occur in some areas.
If such rubbing occurs, it may lead to damage to the moving blade 2 even though it is slight. For example, when rubbing occurs due to non-uniform thermal deformation of the casing 4 and the portion is the tip trailing edge of the moving blade 2, a periodic force due to rubbing is applied to the tip trailing edge of the moving blade 2. Become. This exciting force increases the deformation of the moving blade 2 due to the torsional mode, which is one of the vibration modes, and as a result, the vibration stress increases, which may cause a crack at the trailing edge of the moving blade 2.
【０００８】つまり、この場合のラビング力は、ケーシ
ング４の全周の一部で接触することにより、パルス的な
加振力として動翼２に作用する。このパルス的な加振力
は、回転数の高次成分までも大きなレベルを持つ加振力
となる。That is, the rubbing force in this case acts on the moving blade 2 as a pulse-like exciting force by contacting a part of the entire circumference of the casing 4. This pulse-like excitation force has a large level even in higher-order components of the rotation speed.
【０００９】一方、通常の圧縮機翼は薄板構造のため、
翼の固有振動モード分布としては、低次より、周方向１
次モード、周方向２次モード、および捻りモードとな
る。一般的に、周方向モードは低次に当るため、共振を
避けた設計を行なうことが可能であるが、捻りモードに
おいては、高次にあるため各翼毎のばらつきが大きく、
運転回転数に対し全翼が共振を充分に避けているとはい
い難い。このような翼において、前述した加振力が翼後
縁に加わると、捻りモードを増長することになり、軽微
なラビング、すなわち小さな加振力でも翼に亀裂を発生
させる要因となっている。On the other hand, since a normal compressor blade has a thin plate structure,
The natural vibration mode distribution of the blade is 1
There are a next mode, a circumferential secondary mode, and a twist mode. In general, the circumferential mode hits the lower order, so it is possible to perform design avoiding resonance, but in the twist mode, since it is in the higher order, there are large variations among the blades.
It is hard to say that all wings sufficiently avoid resonance with respect to the operating speed. In such a blade, when the above-mentioned exciting force is applied to the trailing edge of the blade, the twisting mode is increased, which causes a slight rubbing, that is, a factor causing cracks in the blade even with a small exciting force.
【００１０】[0010]
【発明が解決しようとする課題】図６は、横軸に運転回
転数比ｎ、縦軸に周波数を取って示した一般的な圧縮機
動翼のキャンベル線図であり、低次より、周方向１次モ
ードＴ0 、周方向２次モードＴ1 、捻りモードＲとな
る。また、図７は、捻りモードＲで振動しているときの
動翼２先端の変形図であり、図中、符号９は動翼前縁
側、符号１０は動翼後縁側を示している。FIG. 6 is a Campbell diagram of a general compressor blade in which an operating speed ratio n is plotted on the horizontal axis and a frequency is plotted on the vertical axis. There are a primary mode T 0 , a circumferential secondary mode T 1 , and a twist mode R. Further, FIG. 7 is a deformation diagram of the tip of the moving blade 2 when vibrating in the twisting mode R. In the drawing, reference numeral 9 indicates the moving blade leading edge side, and reference numeral 10 indicates the moving blade trailing edge side.
【００１１】これらの振動モードの中で、周方向１次モ
ードＴ0 、周方向２次モードＴ1 は低次であるため、各
翼の固有振動数のばらつきが少なく、全翼について共振
を避けた設計を行なうことができるが、高次である捻り
モードＲについては、各翼の固有振動数のばらつきが低
次のモードに比べ大きく、全翼について充分に共振を避
けた状態にあるとは限らないのが実情である。また、ケ
ーシング４は、運転時の過渡的な温度の不均一により本
来の真円ではなくなり、全周においてチップ間隙δの不
均一が生じ、その結果チップ間隙δの狭い部位において
パルス的にラビングを生じることになる。Of these vibration modes, the circumferential primary mode T 0 and the circumferential secondary mode T 1 are low-order, so that the natural frequencies of the blades do not fluctuate so that resonance is avoided for all blades. However, in the high-order torsion mode R, the variation in the natural frequency of each blade is larger than that in the low-order mode, and it is said that all blades are in a state where resonance is sufficiently avoided. The reality is not limited to this. Further, the casing 4 is not an original true circle due to transient nonuniformity of temperature during operation, and nonuniformity of the tip gap δ occurs over the entire circumference, and as a result, rubbing is performed in a pulsed manner in a portion where the tip gap δ is narrow. Will occur.
【００１２】図８は、横軸に位相θ、縦軸にラビングに
よる外力Ｆをとって前記パルス的なラビング力を模式的
に示したもので、全周一箇所でケーシング４に接触して
いる状態を示している。図９は、横軸に回転次数ｆn 、
縦軸にレベル比Ａをとって前記ラビング力を周波数分析
した結果を示したもので、図９からも明らかなように、
パルス的なラビング力は、回転数の高次成分まで高い加
振力レベルを維持していることが判る。FIG. 8 schematically shows the pulsed rubbing force with the horizontal axis representing the phase θ and the vertical axis representing the external force F due to rubbing. Is shown. In FIG. 9, the horizontal axis represents the rotational order f n ,
The vertical axis represents the level ratio A and shows the result of frequency analysis of the rubbing force. As is clear from FIG. 9,
It can be seen that the pulse-like rubbing force maintains a high excitation force level up to the higher order component of the rotation speed.
【００１３】前述の動翼２が、軽微といえどもこのよう
なパルス的なラビング力をその先端後縁部に設けると、
図７の捻りモードの変形図からも判るように、高次成分
である捻りモードが増長され、翼の振動応力が増大し、
軽微なラビング力といえども翼に亀裂が入るおそれがあ
る。一方、その力が翼の前縁から中心部にかけて加わる
場合もしくは翼先端の全面に加わる場合には、それによ
って増長される周方向の振動モードは、運転回転数に対
し全翼が充分共振を避けているため、翼の損傷に至る可
能性は少ない。また、この問題を回避しようとしてチッ
プ間隙δを拡げると、前述した理由により性能が低下す
るという問題がある。If the above-mentioned moving blade 2 is provided with such a pulse-like rubbing force at its tip and trailing edge, although it is slight,
As can be seen from the deformation diagram of the twist mode in FIG. 7, the twist mode, which is a higher-order component, is increased, and the vibration stress of the blade is increased.
Even a slight rubbing force may cause cracks in the wings. On the other hand, when the force is applied from the leading edge to the center of the blade, or when it is applied to the entire surface of the blade tip, the vibration mode in the circumferential direction, which is increased by it, avoids sufficient resonance of all blades with respect to the operating speed. Therefore, it is unlikely that the wings will be damaged. Further, if the chip gap δ is widened in order to avoid this problem, there is a problem that the performance deteriorates due to the reason described above.
【００１４】そこで、本発明の目的は上記従来技術が有
する問題を解消し、性能低下を最少限に抑えつつ、通常
では予測が困難な軽微なラビングが動翼先端後縁側に生
じることを回避することができ、またラビングが生じた
場合でも、翼の損傷を回避することができる軸流圧縮機
を提供することにある。Therefore, the object of the present invention is to solve the problems of the above-mentioned prior art, to prevent performance deterioration to a minimum, and to avoid the occurrence of slight rubbing on the trailing edge side of the blade tip, which is usually difficult to predict. It is an object of the present invention to provide an axial flow compressor that can prevent damage to the blade even when rubbing occurs.
【００１５】本発明の他の目的は、性能低下をより少な
くすることができる軸流圧縮機を提供するにある。本発
明の他の目的は、動翼先端後縁部に加わる力を低く抑え
ることができる軸流圧縮機を提供するにある。本発明の
さらに他の目的は、ラビングによる力が加わる部位を動
翼先端全面とし、翼に加わるラビング外力を均一化する
ことができる軸流圧縮機を提供するにある。Another object of the present invention is to provide an axial flow compressor capable of reducing performance deterioration. Another object of the present invention is to provide an axial flow compressor capable of suppressing the force applied to the trailing edge portion of the blade tip to a low level. Yet another object of the present invention is to provide an axial flow compressor capable of making the rubbing external force applied to the blade uniform by making the portion to which the rubbing force is applied the entire moving blade tip.
【００１６】[0016]
【課題を解決するための手段】前記目的を達成するため
本発明は、ケーシング内で回転するロータと、ロータに
設けられた動翼と、前記ケーシングに設けられた静翼と
を備え、前記動翼の先端とケーシング内面との間に所定
のチップ間隙が形成されている軸流圧縮機において、少
なくとも動翼後縁部のチップ間隙を動翼前縁部のチップ
間隙よりも大きく設定するようにしたことを特徴とす
る。そしてこれにより、動翼先端の後縁部でラビングが
発生することがなくなり、性能低下を最少限に抑えつ
つ、翼の損傷を防止することが可能となる。To achieve the above object, the present invention comprises a rotor rotating in a casing, a rotor blade provided on the rotor, and a stator blade provided on the casing. In an axial compressor in which a predetermined tip gap is formed between the tip of the blade and the inner surface of the casing, at least the tip gap at the trailing edge of the moving blade is set to be larger than the tip gap at the leading edge of the moving blade. It is characterized by having done. As a result, rubbing does not occur at the trailing edge of the moving blade tip, and it is possible to prevent blade damage while minimizing performance degradation.
【００１７】本発明はまた、動翼翼高さの設定により、
動翼前縁部から動翼後縁部に向かってチップ間隙が次第
に拡がるようにしたことを特徴とする。そしてこれによ
り、簡単な加工でラビングの発生を防止することが可能
となる。According to the present invention, the blade height is set to
It is characterized in that the tip gap gradually expands from the leading edge of the moving blade toward the trailing edge of the moving blade. This makes it possible to prevent rubbing with simple processing.
【００１８】本発明はまた、ケーシングの動翼先端に対
応する部位の内面径の設定により、動翼前縁部から動翼
後縁部に向かってチップ間隙が次第に拡がるようにした
ことを特徴とする。そしてこれにより、動翼の形状寸法
を変えることなくラビングの発生を防止することが可能
となる。The present invention is also characterized in that the tip clearance is gradually expanded from the leading edge of the moving blade toward the trailing edge of the moving blade by setting the inner surface diameter of the portion of the casing corresponding to the tip of the moving blade. To do. Thus, it is possible to prevent rubbing from occurring without changing the shape and size of the moving blade.
【００１９】本発明はまた、動翼先端の後縁側端部に切
欠きを設け、動翼後縁部のチップ間隙のみが他の部位の
チップ間隙よりも広くなるようにしたことを特徴とす
る。そしてこれにより、性能低下をより少なくすること
が可能となる。The present invention is also characterized in that a notch is provided at the trailing edge side end of the moving blade tip so that only the tip gap at the trailing edge of the moving blade is wider than the tip gap at other portions. . And thereby, it becomes possible to further reduce performance degradation.
【００２０】本発明はまた、ケーシング内面の動翼後端
部に対応する部位に摩耗材を配置するようにしたことを
特徴とする。そしてこれにより、ラビングにより動翼先
端後縁部に加わる力を低く抑えることが可能となる。The present invention is also characterized in that the wear material is arranged at a portion of the inner surface of the casing corresponding to the rear end of the moving blade. This makes it possible to suppress the force applied to the trailing edge portion of the blade tip by rubbing to a low level.
【００２１】本発明はさらに、ケーシング内面の動翼先
端に対応する部位に、周方向に分割された複数のセグメ
ントを設け、これら各セグメントを、動翼の前後方向中
央部を支店として径方向に揺動可能としたことを特徴と
する。そして、各セグメントの自動調芯機能により、ラ
ビングによる力が加わる部位が動翼先端の全面となり、
翼に加わるラビング外力を均一化して翼の損傷を防止す
ることが可能となる。Further, according to the present invention, a plurality of circumferentially divided segments are provided in a portion of the inner surface of the casing corresponding to the tips of the moving blades, and each of these segments is radially arranged with the central portion of the moving blades in the front-rear direction as a branch. It is characterized in that it can swing. And by the self-aligning function of each segment, the part where the force by rubbing is applied becomes the entire surface of the blade tip,
The rubbing external force applied to the blade can be equalized to prevent damage to the blade.
【００２２】[0022]
【発明の実施の形態】以下、本発明を図面を参照して説
明する。図１は、本発明の第１の実施の形態に係る軸流
圧縮機を示すもので、この軸流圧縮機の通路部は、ロー
タ１、このロータ１に設けられた動翼２、静翼３および
この静翼３が設けられて前記ロータ１を収容するケーシ
ング４から構成されており、前記動翼２の先端とこれに
対応するケーシング４の内面との間には、所定のチップ
間隙δが設けられている。このチップ間隙δは、図１に
示すように、動翼２前縁端の前縁チップ間隙δ1に比べ
動翼２後縁端の後縁チップ間隙δ2 が大きくなるように
設定され、かつチップ間隙δが次第に拡がるようになっ
ており、これは、動翼２の前縁動翼高さＨ１と後縁動翼
高さＨ２とを適切に設定し、かつこれらの間を平坦面で
結ぶことにより得られるようになっている。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 shows an axial flow compressor according to a first embodiment of the present invention. A passage portion of the axial flow compressor has a rotor 1, a rotor blade 2 provided on the rotor 1, and a stationary blade. 3 and a casing 4 in which the stationary blades 3 are provided to accommodate the rotor 1, and a predetermined tip gap δ is provided between the tip of the rotor blade 2 and the inner surface of the casing 4 corresponding thereto. Is provided. The tip clearance [delta], as shown in FIG. 1, is set as edge chips gap [delta] 2 after the moving blade 2 after edge than to the leading edge tip clearance [delta] 1 of the blade 2 before edge increases, and The tip gap δ is designed to gradually widen, which properly sets the leading edge moving blade height H1 and the trailing edge moving blade height H2 of the moving blade 2 and connects them with a flat surface. It can be obtained by doing so.
【００２３】また、前記ケーシング４内面の動翼２後端
部に対応する部位には、図１に示すように、動翼２より
も軟質で摩耗し易い摩耗材１１が配設されており、この
摩耗材１１により、ケーシング４の過渡的な温度分布の
不均一に起因する軽微なラビングが発生しても、動翼２
の後縁部に加わるラビング力を小さくできるようになっ
ている。Further, as shown in FIG. 1, a wear material 11 which is softer than the moving blade 2 and easily worn is disposed at a portion of the inner surface of the casing 4 corresponding to the rear end portion of the moving blade 2. Even if a slight rubbing due to the transient non-uniformity of the temperature distribution of the casing 4 occurs due to the abrasion material 11, the moving blade 2
The rubbing force applied to the trailing edge can be reduced.
【００２４】次に、本実施の形態の作用について説明す
る。本実施の形態においては、チップ間隙δが動翼２の
前縁側から後縁側に向かって次第に拡がるように設定さ
れている。このため、動翼２の後縁部でラビングが発生
することはない。また、ケーシング４の過渡的な温度分
布の不均一により軽微なラビングが発生したとしても、
その部位は動翼２の前縁側である。このため、翼の捻り
モードを増長させるようなラビング力とはならず、動翼
２の先端後縁部にラビングが生じることを回避すること
ができる。また、捻りモードによる翼の損傷も防止する
ことができる。Next, the operation of the present embodiment will be described. In the present embodiment, the tip gap δ is set so as to gradually expand from the leading edge side of the moving blade 2 toward the trailing edge side. Therefore, rubbing does not occur at the trailing edge of the moving blade 2. Further, even if a slight rubbing occurs due to the transient non-uniformity of the temperature distribution of the casing 4,
The part is on the leading edge side of the moving blade 2. Therefore, the rubbing force that increases the twist mode of the blade does not occur, and it is possible to avoid rubbing at the trailing edge of the tip of the moving blade 2. Further, it is possible to prevent damage to the wing due to the twist mode.
【００２５】しかして、性能低下を最少限に抑えつつ、
ラビングによる翼の損傷を防止することができる。ま
た、摩耗材１１により、動翼２の先端後縁部に加わるラ
ビング力をより小さくすることができる。Therefore, while suppressing the deterioration of performance to the minimum,
Wings can be prevented from being damaged by rubbing. Further, the abrasion material 11 can further reduce the rubbing force applied to the leading end and trailing edge of the moving blade 2.
【００２６】図２は、本発明の第２の実施の形態を示す
もので、ケーシング４の動翼２先端に対応する部位の内
面径の設定により、動翼２の前縁部から後縁部に向かっ
てチップ間隙δが次第に拡がるようにしたものである。
すなわち、前記チップ間隙δは、図２に示すように、動
翼２前縁端の前縁チップ間隙δ1 に比べ動翼２後縁端の
後縁チップ間隙δ2 が大きくなるように設定され、かつ
チップ間隙δが次第に拡がるようになっており、これ
は、ケーシング４の動翼２先端に対応する部位の前縁側
ケーシング内径Ｈ３と後縁側ケーシング内径Ｈ４とを適
切に設定し、かつこれらの間を断面直線で結ぶことによ
り得られるようになっている。なお、その他の点につい
ては、前記第１の実施の形態と同一であり、作用も同一
である。FIG. 2 shows a second embodiment of the present invention. The inner surface diameter of the portion of the casing 4 corresponding to the tip of the moving blade 2 is set so that the front edge portion to the trailing edge portion of the moving blade 2 can be set. The tip gap δ is gradually expanded toward.
That is, as shown in FIG. 2, the tip clearance δ is set so that the trailing tip clearance δ 2 of the trailing edge of the moving blade 2 is larger than the leading tip clearance δ 1 of the leading edge of the moving blade 2. In addition, the tip gap δ is gradually expanded, which is to properly set the leading edge side casing inner diameter H3 and the trailing edge side casing inner diameter H4 of the portion of the casing 4 corresponding to the tip of the moving blade 2 and It can be obtained by connecting the sections with straight lines. The other points are the same as those of the first embodiment, and the operation is also the same.
【００２７】しかして、動翼２に加工を要しないので、
既存の動翼２をそのまま用いることができる。Since the rotor blade 2 does not need to be processed,
The existing moving blade 2 can be used as it is.
【００２８】図３は、本発明の第３の実施の形態を示す
もので、ケーシング４の動翼２先端に対応する部位に、
自動調芯機能を有するセグメント１２を配設するように
したものである。すなわち、ケーシング４の動翼２先端
に対応する部位には、図３に示すように、周方向の蟻溝
１３が設けられており、この蟻溝１３には、周方向に分
割されている複数のセグメント１２が装着されている。FIG. 3 shows a third embodiment of the present invention, in which a portion of the casing 4 corresponding to the tip of the moving blade 2 is
A segment 12 having a self-aligning function is arranged. That is, as shown in FIG. 3, a circumferential dovetail groove 13 is provided at a portion of the casing 4 corresponding to the tip of the moving blade 2, and the dovetail groove 13 has a plurality of circumferentially divided dovetail grooves 13. Segment 12 is attached.
【００２９】これら各セグメント１２には、図３に示す
ように、動翼２の前後方向中央部に円弧座１４が設けら
れ、各セグメント１２の外周部は、この円弧座１４のみ
が蟻溝１３の底部に接触するようになっているととも
に、各セグメント１２と蟻溝１３との間には、自動調芯
機能を得るための弾性体１５が介装されている。なお、
その他の点については、前記第２の実施の形態と同一構
成となっている。As shown in FIG. 3, each of the segments 12 is provided with a circular arc seat 14 at the center of the moving blade 2 in the front-rear direction, and only the circular arc seat 14 is provided with a dovetail groove 13 in the outer peripheral portion of each segment 12. An elastic body 15 is provided between each segment 12 and the dovetail groove 13 to obtain a self-aligning function. In addition,
The other points are the same as those of the second embodiment.
【００３０】次に、本実施の形態の作用について説明す
る。Next, the operation of the present embodiment will be described.
【００３１】本実施の形態においては、前記第２の実施
の形態と同様、ケーシング４の動翼２先端に対応する部
位の前縁側ケーシング内径Ｈ３と後縁側ケーシング内径
Ｈ４とを適切に設定することにより、チップ間隙δが動
翼２の前縁側から後縁側に向かって次第に拡がるように
設定されている。このため、動翼２の後縁部でラビング
が発生することはない。また、軽微なラビングが生じた
場合でも、各セグメント１２が円弧座１４を支店として
径方向に揺動することになる。すなわち、各セグメント
１２は、その自動調芯機能により、円弧座１４を支店と
して図３において時計廻りあるいは反時計廻りに揺動す
ることになる。このため、各セグメント１２の内面が動
翼２の先端面と平行になり、動翼２の先端全面でラビン
グ力を受けることになる。In the present embodiment, as in the second embodiment, the leading edge side casing inner diameter H3 and the trailing edge side casing inner diameter H4 of the portion corresponding to the tip of the moving blade 2 of the casing 4 are set appropriately. Thus, the tip gap δ is set to gradually expand from the front edge side of the moving blade 2 toward the rear edge side. Therefore, rubbing does not occur at the trailing edge of the moving blade 2. In addition, even if slight rubbing occurs, each segment 12 swings in the radial direction with the arc seat 14 as a branch. That is, each segment 12 swings clockwise or counterclockwise in FIG. 3 with the arc seat 14 as a branch due to its self-aligning function. Therefore, the inner surface of each segment 12 becomes parallel to the tip end surface of the moving blade 2, and the entire tip end of the moving blade 2 receives the rubbing force.
【００３２】しかして、ケーシング４の過渡的な温度分
布の不均一等に起因する軽微なラビングが発生しても、
その部位は動翼２の先端全面となり、翼の捻りモードを
増長させるようなラビング力となることはない。また、
翼全面でラビング力を受けることになるため力が分散さ
れ、捻りモードによる翼の損傷を防止することができ
る。However, even if slight rubbing occurs due to transient non-uniformity of the temperature distribution of the casing 4,
That portion is the entire tip of the moving blade 2, and does not serve as a rubbing force that increases the twisting mode of the blade. Also,
Since the rubbing force is received on the entire surface of the blade, the force is dispersed and damage to the blade due to the twist mode can be prevented.
【００３３】なお、前記第３の実施の形態においては、
摩耗材１１を省略しているが、各セグメント１２の内面
に摩耗材１１を配設するようにしてもよい。図４は、本
発明の第４の実施の形態を示すもので、動翼２先端の後
縁側端部に切欠き１６を設けるようにしたものである。In the third embodiment,
Although the wear material 11 is omitted, the wear material 11 may be disposed on the inner surface of each segment 12. FIG. 4 shows a fourth embodiment of the present invention, in which a notch 16 is provided at the trailing edge side end portion of the tip of the moving blade 2.
【００３４】すなわち、動翼２先端の後縁側端部には、
図４に示すように、動翼２の後縁端に向かってケーシン
グ４から次第に離れる平面で構成される切欠き１６が設
けられており、この切欠き１６により、前縁チップ間隙
δ1 よりも後縁チップ間隙δ2 の方が大きくなるように
なっている。より具体的には、切欠き１６が設けられて
いる部分のチップ間隙δのみが広く、他の部位は前縁チ
ップ間隙δ1 と同一の一定値となっている。That is, at the trailing edge of the moving blade 2,
As shown in FIG. 4, there is provided a notch 16 that is a plane that gradually separates from the casing 4 toward the trailing edge end of the moving blade 2, and this notch 16 causes the notch 16 to be larger than the leading edge tip gap δ 1. The trailing edge tip gap δ 2 is larger. More specifically, only the tip gap δ in the portion where the notch 16 is provided is wide, and the other portions have the same constant value as the leading edge tip gap δ 1 .
【００３５】図４の下半部は、横軸に動翼２の位置、縦
軸に圧力Ｐs をとって、腰側翼面圧力Ｐspおよび背側翼
面圧力Ｐssの変化を示したものである。なお、その他の
点については、前記第１の実施の形態と同一構成となっ
ており、作用も同一である。しかして、切欠き１６の部
分のチップ間隙δのみが広くなっているので、前記第１
の実施の形態に比較して、性能低下をより少なくするこ
とができる。The lower half of FIG. 4 shows changes in the lumbar side surface pressure P sp and the back side surface pressure P ss , with the horizontal axis representing the position of the moving blade 2 and the vertical axis representing the pressure P s. is there. The other points are the same as those of the first embodiment, and the operation is the same. Then, since only the tip gap δ in the notch 16 is widened, the first gap
The performance degradation can be reduced as compared with the embodiment of FIG.
【００３６】[0036]
【発明の効果】以上説明したように本発明は、少なくと
も動翼後縁部のチップ間隙を、動翼前縁部のチップ間隙
よりも大きく設定するようにしているので、動翼先端の
後縁部でラビングが発生することがなくなり、性能低下
を最少限に抑えつつ、翼の損傷を防止することができ
る。As described above, according to the present invention, at least the tip clearance at the trailing edge of the moving blade is set larger than the tip clearance at the leading edge of the moving blade. Rubbing does not occur in the part, and damage to the blade can be prevented while suppressing performance degradation to a minimum.
【００３７】本発明はまた、動翼翼高さの設定により、
動翼前縁部から動翼後縁部に向かってチップ間隙が次第
に拡がるようにしているので、比較的簡単な加工でラビ
ングの発生を防止することができる。本発明はまた、ケ
ーシングの動翼先端に対応する部位の内面径の設定によ
り、動翼前縁部から動翼後縁部に向かってチップ間隙が
次第に拡がるようにしているので、動翼の形状寸法を変
えることなくラビングの発生を防止することができる。According to the present invention, the blade height is set to
Since the tip gap gradually expands from the blade leading edge to the blade trailing edge, rubbing can be prevented by relatively simple processing. Further, according to the present invention, the tip gap is gradually expanded from the leading edge portion of the moving blade toward the trailing edge portion of the moving blade by setting the inner surface diameter of the portion corresponding to the moving blade tip of the casing. Rubbing can be prevented without changing the dimensions.
【００３８】本発明はまた、動翼先端の後縁側端部に切
欠きを設け、動翼後縁部のチップ間隙のみが他の部位の
チップ間隙よりも広くなるようにしているので、性能低
下をより少なくすることができる。本発明はまた、ケー
シング内面の動翼後端部に対応する部位に摩耗材を配置
するようにしているので、ラビングにより動翼先端後縁
部に加わる力を低く抑えることができる。Further, in the present invention, since the notch is provided at the trailing edge side end of the moving blade tip so that only the tip clearance at the trailing edge of the moving blade is wider than the tip clearance at other portions, the performance is deteriorated. Can be less. Further, according to the present invention, since the wear material is arranged on the inner surface of the casing corresponding to the rear end portion of the moving blade, the force applied to the rear end portion of the moving blade tip by rubbing can be suppressed low.
【００３９】本発明はさらに、ケーシング内面の動翼先
端に対応する部位に、周方向に分割された複数のセグメ
ントを設け、これら各セグメントを、動翼の前後方向中
央部を支店として径方向に揺動できるようにしているの
で、ラビングが生じた際に、各セグメントの自動調芯機
能により、各セグメントの内面が動翼の先端面と平行に
なり、ラビングによる力が加わる部位が動翼先端の全面
となる。このため、翼に加わるラビング外力が均一化さ
れ、翼の損傷を防止することができる。Further, according to the present invention, a plurality of segments divided in the circumferential direction are provided in a portion of the inner surface of the casing corresponding to the tips of the moving blades, and these segments are radially arranged with the central portion of the moving blades in the front-rear direction as a branch. Since it is possible to swing, when rubbing occurs, the inner surface of each segment becomes parallel to the tip surface of the blade due to the self-centering function of each segment, and the portion where the force due to rubbing is applied is the blade tip. Will be the entire surface of. Therefore, the rubbing external force applied to the blade is made uniform and damage to the blade can be prevented.
【図１】本発明の第１の実施の形態に係る軸流圧縮機を
示す構成図FIG. 1 is a configuration diagram showing an axial flow compressor according to a first embodiment of the present invention.
【図２】本発明の第２の実施の形態を示す図１相当図FIG. 2 is a view corresponding to FIG. 1 showing a second embodiment of the present invention.
【図３】本発明の第３の実施の形態を示す図１相当図FIG. 3 is a diagram corresponding to FIG. 1 showing a third embodiment of the present invention.
【図４】本発明の第４の実施の形態を示す図１相当図FIG. 4 is a diagram corresponding to FIG. 1 showing a fourth embodiment of the present invention.
【図５】従来の軸流圧縮機を示す構成図FIG. 5 is a configuration diagram showing a conventional axial flow compressor.
【図６】一般的な圧縮機動翼のキャンベル線図FIG. 6 is a Campbell diagram of a general compressor blade.
【図７】捻りモードで振動しているときの動翼先端の変
形図FIG. 7 is a deformation diagram of a blade tip when vibrating in a twist mode.
【図８】パルス的なラビング力を模式的に示すグラフFIG. 8 is a graph schematically showing a pulse-like rubbing force.
【図９】図８のラビング力を周波数分析した結果を示す
グラフ9 is a graph showing the results of frequency analysis of the rubbing force of FIG.
１ ロータ ２ 動翼 ３ 静翼 ４ ケーシング １１ 摩耗材 １２ セグメント １３ 蟻溝 １４ 円弧座 １５ 弾性体 １６ 切欠き δ チップ間隙 δ1 前縁チップ間隙 δ2 後縁チップ間隙 Ｈ１ 前縁動翼高さ Ｈ２ 後縁動翼高さ Ｈ３ 前縁側ケーシング内径 Ｈ４ 後縁側ケーシング内径1 rotor 2 moving blade 3 stationary blade 4 casing 11 wear material 12 segment 13 dovetail groove 14 circular arc seat 15 elastic body 16 notch δ tip clearance δ 1 leading edge tip clearance δ 2 trailing edge tip clearance H1 leading edge moving blade height H2 Trailing edge blade height H3 Leading edge side casing inside diameter H4 Trailing edge side casing inside diameter
Claims (6)
に設けられた動翼と、前記ケーシングに設けられた静翼
とを備え、前記動翼の先端とケーシング内面との間に所
定のチップ間隙が形成されている軸流圧縮機において、
少なくとも動翼後縁部のチップ間隙を動翼前縁部のチッ
プ間隙よりも大きく設定したことを特徴とする軸流圧縮
機。1. A rotor rotating in a casing, a rotor blade provided on the rotor, and a stator blade provided on the casing, wherein a predetermined tip clearance is provided between a tip of the rotor blade and an inner surface of the casing. In the axial compressor in which
An axial flow compressor characterized in that at least the tip clearance at the trailing edge of the moving blade is set larger than the tip clearance at the leading edge of the moving blade.
動翼後縁部に向かってチップ間隙が次第に拡がるように
したことを特徴とする請求項１記載の軸流圧縮機。2. The axial compressor according to claim 1, wherein the tip clearance is gradually expanded from the front edge of the moving blade toward the rear edge of the moving blade by setting the height of the moving blade.
面径の設定により、動翼前縁部から動翼後縁部に向かっ
てチップ間隙が次第に拡がるようにしたことを特徴とす
る請求項１記載の軸流圧縮機。3. A tip gap is gradually expanded from a front edge of the moving blade toward a rear edge of the moving blade by setting an inner surface diameter of a portion of the casing corresponding to the tip of the moving blade. The axial compressor according to 1.
翼後縁部のチップ間隙のみが他の部位のチップ間隙より
も広くなるようにしたことを特徴とする請求項１記載の
軸流圧縮機。4. A notch is provided at the trailing edge side end of the moving blade tip so that only the tip gap at the trailing edge of the moving blade is wider than the tip gap at other portions. Axial compressor described.
位に摩耗材を配置したことを特徴とする請求項１、２、
３または４記載の軸流圧縮機。5. A wear material is arranged in a portion of the inner surface of the casing corresponding to the rear end portion of the moving blade.
The axial compressor according to 3 or 4.
に、周方向に分割された複数のセグメントを設け、これ
ら各セグメントを、動翼の前後方向中央部を支店として
径方向に揺動可能としたことを特徴とする請求項１、
２、３または４記載の軸流圧縮機。6. A plurality of circumferentially divided segments are provided in a portion of the inner surface of the casing corresponding to the tip of the moving blade, and these segments can be swung in the radial direction with the central portion of the moving blade in the front-rear direction as a branch. Claim 1, characterized in that
The axial compressor according to 2, 3, or 4.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10767296A JPH09291897A (en) | 1996-04-26 | 1996-04-26 | Axial compressor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10767296A JPH09291897A (en) | 1996-04-26 | 1996-04-26 | Axial compressor |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09291897A true JPH09291897A (en) | 1997-11-11 |
Family
ID=14465079
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10767296A Pending JPH09291897A (en) | 1996-04-26 | 1996-04-26 | Axial compressor |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09291897A (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006505730A (en) * | 2002-02-28 | 2006-02-16 | エムテーウー・アエロ・エンジンズ・ゲーエムベーハー | Recirculation structure for turbo compressor |
| CN102116316A (en) * | 2010-12-24 | 2011-07-06 | 苏州雅典娜科技有限公司 | Axial-flow pump |
| WO2018092875A1 (en) * | 2016-11-18 | 2018-05-24 | 三菱重工業株式会社 | Compressor, and method for producing blade thereof |
| CN114893429A (en) * | 2022-04-29 | 2022-08-12 | 山东科技大学 | Compressor gap leakage flow control method and compressor based on shock deceleration effect |
-
1996
- 1996-04-26 JP JP10767296A patent/JPH09291897A/en active Pending
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