特許 5906319 ガスタービン

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】5906319

(24)【登録日】2016年3月25日

(45)【発行日】2016年4月20日

(54)【発明の名称】ガスタービン

(51)【国際特許分類】

   F01D 5/14 20060101AFI20160407BHJP

   F02C 7/18 20060101ALI20160407BHJP

   F01D 5/18 20060101ALI20160407BHJP

【ＦＩ】

   F01D5/14

   F02C7/18 A

   F01D5/18

【請求項の数】10

【全頁数】14

(21)【出願番号】特願2014-535269(P2014-535269)

(86)(22)【出願日】2012年9月12日

(86)【国際出願番号】JP2012073248

(87)【国際公開番号】WO2014041619

(87)【国際公開日】20140320

【審査請求日】2014年11月19日

(73)【特許権者】

【識別番号】514030104

【氏名又は名称】三菱日立パワーシステムズ株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】110000350

【氏名又は名称】ポレール特許業務法人

(72)【発明者】

【氏名】三好 市朗

(72)【発明者】

【氏名】樋口 眞一

(72)【発明者】

【氏名】野田 雅美

【審査官】 橋本 敏行

(56)【参考文献】

【文献】 特表２０１１−５１３６２８（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特表２０１２−５１４１５６（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２００７−２４７５４２（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２０１２−０５２５２６（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特公昭６２−０４３０４２（ＪＰ，Ｂ２）

【文献】 米国特許第０６０１７１８６（ＵＳ，Ａ）

【文献】 国際公開第２００９／０９３３５６（ＷＯ，Ａ１）

【文献】 米国特許出願公開第２００８／０２６７７７２（ＵＳ，Ａ１）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｆ０１Ｄ１／００−１１／２４

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

前縁から後縁にのびる負圧面と、前記負圧面と反対側に位置して前記前縁から前記後縁までのびる圧力面と、前記負圧面の上端と前記圧力面の上端に囲まれたチップ面とで構成される翼形部と、
前記負圧面の下端と、前記圧力面の下端に接続されるエンドウォール部とを有するガスタービン動翼において、
前記エンドウォール部の負圧面側かつ前縁側となる位置に凸形状を有し、前記エンドウォール部の圧力面側かつ前縁側となる位置に凹形状を有することを特徴とするガスタービン動翼。

【請求項2】

請求項１のガスタービン動翼において、
前記エンドウォール部の圧力面側の前記凹形状の後縁側となる位置に、凸形状を有することを特徴とするガスタービン動翼。

【請求項3】

空気を圧縮する圧縮機と、前記圧縮機で圧縮された空気と燃料とを燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、前記燃焼器で生成された燃焼ガスで駆動されるタービンを備え、前記タービンは、前記燃焼ガスを受けて回転する複数の動翼と、前記動翼を回転させた燃焼ガスの静圧を回復させる複数の静翼とを有し、高温部分を冷却した冷却後空気を主流に放出するオープン冷却方式のガスタービンにおいて、
前記動翼は、前縁から後縁にのびる負圧面と、前記負圧面と反対側に位置して前記前縁から前記後縁までのびる圧力面と、前記負圧面の上端と前記圧力面の上端に囲まれたチップ面とで構成される翼形部と、前記負圧面の下端と前記圧力面の下端に接続されるエンドウォール部とを備え、
前記複数の動翼間のエンドウォール部の、負圧面側かつ前縁側に凸形状を有し、
前記複数の動翼間のエンドウォール部の、圧力面側かつ前縁側に凹形状を有することを特徴とするガスタービン。

【請求項4】

請求項３のガスタービンにおいて、
前記複数の動翼間のエンドウォール部の圧力面側の前記凹形状の後縁側に凸形状を有することを特徴とするガスタービン。

【請求項5】

請求項２または４のガスタービン動翼またはガスタービンにおいて、前記圧力面側の凸形状が、前記前縁と前記後縁の中間近傍に配置されていることを特徴とするガスタービン動翼またはガスタービン。

【請求項6】

請求項１から５の何れかのガスタービン動翼またはガスタービンにおいて、
前記前縁と前記エンドウォール部との交点の位置を０％、前記後縁と前記エンドウォール部との交点の位置を１００％としたときに、
前記前縁側の凸形状の頂部が、前記負圧面側の４０％以下の範囲内にあることを特徴とするガスタービン動翼またはガスタービン。

【請求項7】

請求項１から６の何れかのガスタービン動翼またはガスタービンにおいて、
前記前縁と前記エンドウォール部との交点の位置を０％、前記後縁と前記エンドウォール部との交点の位置を１００％としたときに、
前記前縁側の凹形状の頂点が、前記圧力面側の４０％以下の範囲内にあることを特徴とするガスタービン動翼またはガスタービン。

【請求項8】

請求項２または４のガスタービン動翼またはガスタービンにおいて、
前記前縁と前記エンドウォール部との接点の位置を０％、前記後縁と前記エンドウォール部との接点の位置を１００％としたときに、
前記圧力面側の凸形状の頂点が、前記圧力面側の３０％以上８０％以下の範囲内であることを特徴とするガスタービン動翼またはガスタービン。

【請求項9】

請求項３から９の何れかのガスタービンにおいて、
回転体と静止体の間隙を通過する冷却媒体の流量を制限するシール機構を備えていることを特徴とするガスタービン。

【請求項10】

空気を圧縮する圧縮機と、前記圧縮機で圧縮された空気と燃料とを燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、前記燃焼器で生成された燃焼ガスで駆動されるタービンを備え、前記タービンは、前記燃焼ガスを受けて回転する複数の動翼と、前記動翼を回転させた燃焼ガスの静圧を回復させる複数の静翼とを有し、高温部分を冷却した冷却後空気を主流に放出するオープン冷却方式のガスタービンの運転方法において、
前記動翼が、前縁から後縁にのびる負圧面と、前記負圧面と反対側に位置して前記前縁から前記後縁までのびる圧力面と、前記負圧面の上端と前記圧力面の上端に囲まれたチップ面とで構成される翼形部と、前記負圧面の下端と前記圧力面の下端に接続されるエンドウォール部とを備え、
前記複数の動翼間エンドウォール部上の、負圧面側かつ前縁側に凸形状を有し、
前記複数の動翼間のエンドウォール部上の、圧力面側かつ前縁側に凹形状を有し、
前記複数の動翼のエンドウォール部近傍を流れる前記燃焼ガスを前記動翼の平均径方向へ導く形状の動翼を用いることにより、前記燃焼ガスの主流の流れを利用して前記燃焼ガスの流れを整流することを特徴とするガスタービンの運転方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明はガスタービンに関する。

【背景技術】

【0002】

ガスタービンのタービン翼に関し、翼枚数削減による低コスト化等を考慮することで翼一枚当りの負荷が上昇する傾向にある。翼に掛かる負荷が大きい翼では、エンドウォール近傍で主流ガスの流れに対して垂直な断面での流れ、つまり二次流れが大きくなる。二次流れが大きくなることでエンドウォール近傍の流量が減少し、その分、翼の外周側と内周側の径位置の平均値、つまり平均径付近での流量が増加し翼負荷が増大する。その結果、全圧損失の増大を招くことが知られている。

【0003】

翼負荷が大きい翼における全圧損失の増大に対処するため、エンドウォール面の形状を非軸対称の形状にする方法が開示されている。一例として、エンドウォール面に関して圧力面側に凸面、負圧面側に凹面を一対持つ曲面が形成された翼が特許文献１に開示されている。

【0004】

また回転方向に一律に、つまり回転対称になるように、エンドウォールに凸領域が設けられた翼が特許文献２に開示されている。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0005】

【特許文献1】米国特許第 ６２８３７１３号公報

【特許文献2】特開２００２-３４９２０１号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0006】

特許文献１に開示された翼は、流体に作用する遠心力と圧力勾配との不釣合いに起因する二次流れに対応するものであるが、動翼のエンドウォール部前縁からの冷却冷媒混入に起因する二次流れには対応できない。

【0007】

特許文献２に開示された翼では主流ガス減速部の流速を上げるための流路狭小化を図っているが、スロートが小さくなって衝撃波が発生してしまうおそれがある。

【0008】

本発明は、動翼のエンドウォール部前縁から冷却冷媒が混入するような場合でも、ガスタービンの動翼前縁近傍での二次流れ渦の発達を抑制することを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0009】

前縁から後縁にのびる負圧面と、前記負圧面に対向して前記前縁から前記後縁までのびる圧力面と、前記負圧面の上端と前記圧力面の上端に囲まれたチップ面とで構成される翼形部と、前記負圧面の下端と、前記圧力面の下端に接続されるエンドウォール部とを有するガスタービン動翼において、前記エンドウォール部の負圧面側かつ前縁側となる位置に凸形状を有し、前記エンドウォール部の圧力面側かつ前縁側となる位置に凹形状を有することを特徴とする。

【発明の効果】

【0010】

本発明によれば、動翼のエンドウォール部前縁から冷却冷媒が混入するような場合でも、ガスタービン動翼前縁近傍での二次流れ渦の発達を抑制することができる。

【図面の簡単な説明】

【0011】

【図1】ガスタービンの断面図である。

【図2a】動翼４の拡大図である。

【図2b】図２ａで示した動翼４を含むタービンの拡大図である。

【図3】翼型部１２の断面形状を示す図である。

【図4a】動翼４の内周側エンドウォール近傍の翼断面における翼面マッハ数を示した図である。

【図4b】翼負荷が小さくなった場合の翼面マッハ数分布を点線で図４に加えた図である。

【図5】動翼４をタービンに配置したタービン動翼列を示す図である。

【図6】動翼４の前縁１２ａから発生する渦を示す図である。

【図7】実施例１のタービン動翼４であり、翼型部１２の負圧面１２ｄを斜視した図である。

【図8】実施例１のタービン動翼４であり、翼型部１２の圧力面１２ｃを斜視した図である。

【図9】実施例２の動翼４の内周側エンドウォール部１０を外周側から見た図である。

【図10】実施例３の動翼４の内周側エンドウォール部１０を外周側から見た図である。

【図11】前縁１２ａ付近の外周側エンドウォール部内面１０を形成する曲面を、タービン回転軸と垂直な平面（図９で示したＣＤ）で切断したときの断面図である。

【図12】翼型部１２の径方向にわたる翼断面の全圧損失を示す図である。

【発明を実施するための形態】

【0012】

図１はガスタービンの断面図を示す。図１に示したガスタービンは、回転軸３まわりに回転するロータ１と、静止体であるステータ２とを備えている。ロータ１には複数の動翼４が配置されている。この動翼４に対応するように、ケーシング７には複数の静翼８が配置されている。

【0013】

ガスタービンにはさらに、空気を圧縮する圧縮機５と、圧縮機５で圧縮された圧縮空気と燃料とを燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器６と、燃焼器６で生成された燃焼ガスで駆動されるタービンとを備えている。タービンは、燃焼ガスを受けて回転する複数の動翼４と、動翼４を回転させた燃焼ガスの静圧を回復させる複数の静翼８を有している。燃焼器６で生成された高温ガスは、静翼８を介して動翼４に吹き付けられ、ロータ１を駆動する。高温ガス中にさらされる動翼４や静翼８は、必要に応じて冷却する必要がある。冷却媒体には、圧縮機５で圧縮された圧縮空気の一部が利用されることがある。

【0014】

図２ａは、動翼４の拡大図を示す。また図２ｂは、図２ａで示した動翼４を含むタービンの拡大図を示す。動翼４はタービンロータ１に取り付けられている。動翼４は、回転軸３に対して内周側、すなわちタービンロータ１側に位置する内周側エンドウォール部１０と、このエンドウォール部の外周面１０ａから径方向外側にのびる翼型部１２とを有している。翼型部１２の径方向で最も外側の閉局面であるチップ面１３と、その外側に位置する静翼８のエンドウォール部１６との間には、流体が流れる間隙１７が形成されている。また翼型部１２には、冷却媒体を流して内部から翼を冷却するための中空部が形成されたものもある。図２示すように冷却媒体は入口９から流入し、矢印の方向に流れる過程で翼型部を冷却する。

【0015】

動翼４への冷却空気供給源として圧縮機５からの圧縮空気を用い、高温部分を冷却した冷却後空気を主流に放出するオープン冷却方式のガスタービンの場合、冷却空気はロータ１に設けられた冷却空気導入孔を用いて導入される。このようなオープン冷却方式のガスタービンの場合、回転体と静止体の間隙を通過する冷却媒体の流量を制限するシール機構２０を備えている。

【0016】

動翼４の冷却用として入口９から導入された冷却空気は、動翼４に設けられた排出孔１５を通りガスパス路へ排出される。動翼４の冷却に用いられない空気の一部は、ロータ１を冷却した後、静翼８と動翼４の隙間から主流ガス流路に混入する。図２ｂで矢印で示すように、動翼４の上流側からの混入１８と下流側からの混入１９がある。動翼４は回転体であるため、特に動翼４の上流側からの混入１８は翼型部１２の内周側前縁から発生する渦を強くしてしまう。この渦の影響で、翼間でのエネルギーが散逸してしまう。本発明の実施例として後述する各実施例では、このような高温部分を冷却した冷却後空気を主流に放出するオープン冷却方式のガスタービンを前提とし、動翼４の上流側からの混入１８による影響を低減可能な例を説明する。

【0017】

図３は翼型部１２の断面形状を示す。翼型部１２は翼弦方向に凹形状をなす圧力面１２ｃ、翼弦方向に凸形状をなす負圧面１２ｄ、翼前縁１２ａと翼後縁１２ｂとを有している。すなわち翼形部１２は、前縁１２ａから後縁１２ｂにのびる負圧面１２ｄと、負圧面１２ｄに対向して前縁１２ａから後縁１２ｂまでのびる圧力面１２ｃと、負圧面１２ｄの上端と圧力面１２ｃの上端に囲まれたチップ面１３とで構成される。なお、負圧面１２ｄの下端と、圧力面１２ｃの下端にはエンドウォール部１０が接続されている。

【0018】

翼型部１２は、翼厚みが前縁側より中央側に向かうにしたがい徐々に大きくなり、その後、後縁側に向かうにしたがい徐々に小さくなるように形成されている。翼型部１２の内部には中空部９ａ、９ｂを有し、中空部に冷却媒体を流して翼を内部から冷却するように形成されている場合もある。なお図２中で線矢印は冷却空気の流れを示し、枠どり矢印は高温ガス、すなわち主流作動ガスの流れを示している。なお、負圧面１２ｄは翼背側部、圧力面１２ｃは翼腹側部である。中空部９ａ、９ｂにはフィンを設けて熱変換を良好にしてもよい。熱変換が良好になれば冷却媒体の量そのものを減らすことができ、冷却媒体の漏れによる影響も減らすことができる。

【0019】

図４ａは、動翼４のエンドウォール近傍の翼断面における翼面マッハ数を示した図である。横軸は翼前縁１２ａから翼後縁１２ｂまでの翼表面位置を示し、縦軸はマッハ数を示す。エンドウォール部１０近傍における負圧面１２ｄの翼面マッハ数をMsで示し、エンドウォール部１０近傍における圧力面１２ｃの翼面マッハ数をMpで示している。

【0020】

図４ａに示すように、負圧面１２ｄの翼面マッハ数は、翼前縁１２ａと翼後縁１２ｂの中間部で最大翼面マッハ数M_maxを示し、中間部から翼後縁１２ｂにかけて大きく減少している。これは複数の動翼４によって構成された翼列の入口から出口にかけて、主流流体が流れるとき、主流流体のガス膨張が行われるためである。M_min は圧力面１２ｃにおける最小翼表面マッハ数を示す。M_maxとM_minの差が大きいほど、翼型部に作用する最大圧力と最小圧力の差が大きいということになり、翼に掛かる負荷が大きくなる。

【0021】

翼にかかる負荷が大きい翼では、内周側、外周側であるタービンケーシング側によらずエンドウォール近傍で二次流れが大きくなる。二次流れとは、主流ガスの流れに対して垂直な断面での流れである。エンドウォール近傍で発生する二次流れは、流体が圧力の小さい負圧面側に引き寄せられるために生じる。エンドウォール付近では流体の粘性の影響により流速が低下し、流体に作用する遠心力が小さくなって圧力勾配による影響が過大になるためである。

【0022】

二次流れが大きくなることでエンドウォール近傍の流量が減少し、その分、流路中央である平均径付近での流量が増加し翼負荷が増大する。翼負荷が増大することはマッハ数が大きくなることを意味する。マッハ数が大きくなると、壁面での摩擦損失が大きくなってしまったり、超音速領域では衝撃波による衝撃波損失が大きくなってしまったりする。その結果、全圧損失の増大を招く。

【0023】

図４ｂに比較のため、翼負荷が小さくなった場合の翼面マッハ数分布を点線で図４ａに加えた図を示す。図４ａと同様に、負圧面１２ｄの翼面マッハ数をMs’で示し、圧力面１２ｃの翼面マッハ数をMp’で示す。また同様に、翼負荷が小さくなった場合の最大翼面マッハ数をM’_maxと、最小翼表面マッハ数をM’_min として示す。図４ａで示した翼負荷の大きな動翼に比べると、図４ｂに追加した翼負荷の小さい動翼の方が、M’_maxとM’_minの差が小さくなっていることが分かる。

【0024】

上述のような、翼にかかる負荷の大きな翼で全圧損失が大きくなってしまうことに対し、タービン翼のエンドウォール面の形状を非軸対象にする方法がいくつか提案されている。これらの方法によれば、翼列における全圧損失を低減可能である。例えば特許文献１に開示されたように、エンドウォールを圧力面側に凸面、負圧面側に凹面の対を持つ曲面とする方法がある。

【0025】

図５に、動翼４をタービンに配置したタービン動翼列を示す。周方向に並んだ動翼４の間において、負圧面１２ｄと圧力面１２ｃで挟まれた領域における二次流れ抑制を図る場合、エンドウォール形状を変更するための指針として、圧力勾配に着目して形状を定義することが考えられる。この指針は、流体に作用する遠心力と圧力勾配との不釣合いにより流体が負圧面側に引き寄せられ二次流れが発達するとの考えに基づく。この指針に基づきエンドウォール形状を定義した場合、圧力面１２ｃ側のエンドウォール形状が凸型、負圧面１２ｄ側のエンドウォール形状が凹型になるように決定される。この方法では圧力面１２ｃ、負圧面１２ｄで挟まれた領域で二次流れを抑制する効果がある。

【0026】

ところが発明者らは、この考えだけでは前縁１２ａから発生する馬蹄形渦の増大を抑制することができないという知見に至った。すなわち上記方法では、翼前縁１２ａ近傍におけるエンドウォール形状定義の指針とならないため、馬蹄形渦の影響が大きい翼型の二次流れ抑制効果が小さくなってしまうといえる。

【0027】

図６に、動翼４の翼前縁１２ａから発生する渦を示す。動翼４の翼前縁１２ａ近傍かつエンドウォール部の外周面１０ａ近傍で発生する渦３０は、馬蹄形渦と呼ばれる。馬蹄形渦３０は、翼後縁１２ｂに向けて発達する。この馬蹄形渦３０は、翼前縁１２ａ近傍で発生する渦である。前述した、動翼４の上流側からの混入１８として冷却空気が混入し、翼型部１２の内周側前縁から発生する渦を強くしてしまうような翼列のタービンでは、この馬蹄形渦の影響が大きくなる。

【0028】

またこのような翼列で、ハブ側であるエンドウォール部の外周面１０ａの上流側から冷却空気等が混入してきた場合には、エンドウォール部１０での入口、出口の圧力差が小さくなり主流流体の減速が更に大きくなる。その結果、エンドウォール部１０の翼断面における全圧損失は更に大きくなってしまう。

【0029】

以下、翼前縁１２ａで発生する馬蹄形渦３０の増大を抑制しつつ、負圧面１２ｄと圧力面１２ｃで挟まれた領域における二次流れをも抑制できるタービン動翼の実施例について説明する。なお各実施例では凸形状や凹形状等に関し、各動翼４のエンドウォール部１０上の位置に関しての記載がある。これらは各動翼４をセグメント状に組み上げた際にその位置になるような各動翼４のエンドウォール部１０上の位置、という意味である。

【実施例1】

【0030】

図７は、本発明の実施例１のタービン動翼４であり、翼型部１２の負圧面１２ｄを斜視した図である。図８は本発明の実施例１のタービン動翼４を示し、翼型部１２の圧力面１２ｃを斜視した図である。主流ガスの流れ１３を矢印で示す。前縁１２ａ側が主流ガスの流れに対して上流側、後縁１２ｂが下流側である。横軸は回転軸３に平行な方向における位置を示し、前縁１２ａとエンドウォール部の外周面１０ａとの接点の位置を０％、後縁１２ｂとエンドウォール部の外周面１０ａとの接点の位置を１００％としている。縦軸のＲは半径位置を表す座標軸である。翼型部１２の半径方向内周側にはエンドウォール部１０が位置する。以降各実施例において、外周側とは、この動翼４をガスタービンに組み込んだときに翼型部１２に対してロータ１から遠い側を意味し、内周側とは、ロータ１側を意味する。また、外とは外周側、内とは内周側を意味する。径方向とは、ロータ１の断面である円の半径方向を示すものとする。

【0031】

本実施例の動翼４は、図７に示すように内周側エンドウォール部１０の外周側の面であるエンドウォール外周面１０ａが、翼型部１２の負圧面１２ｄ側で外向き凸形状を有する。この凸形状は、翼前縁１２ａ側に位置している。好ましくは翼前縁１２ａの近傍に位置している。より好ましくは、エンドウォール部外面１０と接する翼型部の前縁１２ａをタービン回転軸方向の座標を基準として０％、後縁１２ｂを１００％としたとき、外向き凸形状の頂点が４０％以下の範囲内に位置するように形成される。これは冷却空気混入が渦発生の要因となることに着目し、これに対処したためである。

【0032】

動翼４の前縁１２ａ近傍領域において冷却空気が混入して翼前縁１２ａで衝突し、冷却空気が急激に減速すると同時に翼表面で巻き上げられ渦が発生する。この渦に引き込まれるように主流ガスも渦を形成する。この渦に対し、エンドウォール部の外周面１０ａの前縁１２ａ近傍を外向き凸形状にすることで、流速を大きくして流体の減速を抑えている。この効果は、エンドウォール部の外周面１０ａを外向き凸形状にして流路を縮小することで、流速を急激に増加させることができ、冷却空気による渦発生を抑制できることによる。頂点があまりにも下流側にあると前縁１２ａ近傍における凸形状がアールと同程度になってしまうことが懸念されるが、内向き凸形状の頂点を４０％より小さい範囲に位置させれば、前縁１２ａ近傍の渦発生に起因する問題を抑制する効果が確実に得られる。

【0033】

なお、特許文献１には本実施例とは逆に、圧力面側の前縁側のエンドウォール部外周面を外向き凸とした技術が開示されている。これは渦の発生がエンドウォール付近の圧力勾配と流体に働く遠心力の不釣合いにより生じるという考えによるものである。動翼４の翼間でも圧力面側から負圧面側に向けて圧力勾配があり、エンドウォール付近の流体要素は圧力面側から負圧面側に引き寄せられている。しかし、動翼は軸周りに回転する翼であることが特徴である。本実施例で前提としているような上流側から流体が混入する場合には、その流体は動翼前縁付近で負圧面に衝突し強い二次流れを誘起する。ここでの二次流れを誘起する力は圧力勾配よりはるかに大きい。そのため、本実施例のように冷却媒体が混入するような状況においては、特許文献１の技術ではタービン翼性能向上の効果は小さい。

【0034】

また本実施例の動翼４は、図８に示す通り、エンドウォール部１０の外周側の面であるエンドウォール外周面１０ａが、翼型部１２の圧力面１２ｃ側で外向き凸形状を有する。この凸形状は前縁１２ａと後縁１２ｂの中間近傍に位置している。一方で圧力面１２ｃ側の前縁１２ａ近傍の径方向位置は、負圧面１２ｄ側の凸形状の頂点よりも内周側にある。なお圧力面１２ｃ側の後縁１２ｂ近傍の径方向位置は性能が良くなるように適宜決定できる。

【0035】

好ましくは圧力面１２ｃ側の凸形状の頂点は、３０％以上８０％以下の範囲内に位置する。この領域は動翼４間の圧力面１２ｃから負圧面１２ｄに向かう圧力勾配が最も大きいため、流速が急激に減少し、渦が発生しやすい領域である。この圧力勾配の大きさは、図４でMsとMpの差として示した通りである。圧力勾配が大きいということは翼負荷も大きく、二次流れが強く主流ガスの減速も大きい。本実施例のように外向き凸形状を採用することで、流速を大きくし流速の急激な減少を抑制できる。外向き凸形状の頂点が30％より小さい場合、圧力勾配が大きい地点での外向き凸領域が小さくなってしまうため流速調整量が小さくなり二次流れ抑制効果が小さい。また、８０％より大きい場合、外向き凸領域の下流側で急激な流速増加が発生し衝撃波損失により翼列性能が劣化するおそれがある。

【0036】

ここで、翼型部１２とエンドウォール部１０の接する箇所の構造について説明する。この箇所にはアールと呼ばれる丸みを帯びた領域３１が存在する。すなわちエンドウォール部と翼型部１２とは厳密に垂直に交わっているわけではない。ただしこのアール３１の大きさは設計時には無視される値である。本実施例では、外周側エンドウォール部内面１０と翼型部１２との接点を基準に０％〜１００％の点を定めているが、これは設計上の接点を意味するものであり、アールは考慮していないものとする。

【0037】

次に、前縁近傍、前縁と後縁の中間近傍に関し、具体的に挙げた数値について説明する。まず前縁近傍について、凸形状の頂点が４０％より上流になると、上流側に続く凸領域の最大凸量が、翼型部１２とエンドウォール部１０に設けられたアールと同程度になり、凸領域の効果が無視できる程度になってしまう。このような理由から前縁近傍の凸形状の頂点は４０％以下としている。次に中間近傍について、凸形状の頂点が３０％より上流側になると、下流側の凸形状の最大凸量が、８０％より大きくなると凸形状の最大凸量がアールと同程度になってしまう。そのため中間近傍に関し、凸形状の頂点は３０％以上８０％以下が好ましいとしている。

【0038】

以上のように、本実施例の動翼４は、タービンケーシング７に対向する側のエンドウォールであるエンドウォール部外面１０の負圧面１２ｄ付近、前縁１２ａ近傍に、ガスの流れの上流側から半径位置が大きくなる外向き凸形状を形成し、圧力面１２ｃ付近、中間近傍に、ガスの流れの上流側から半径位置が大きくなり外向き凸形状を形成されている。動翼４をこのような形状とすることにより、矢印１３で示した主流方向において流れの急激な減速と増速を抑えて速度変化をなだらかに推移させることができ、好適な動翼４が提供できる。なお、各凸形状はエンドウォール上にあればよく、翼型部１２に接していても離れていても同種の効果を得ることができる。

【0039】

このように構成されたガスタービンでは、タービン動翼４に向かって流入した主流流体は、翼前縁１２ａから流入し、翼型部１２に沿って流れ、翼後縁１２ｂから流出する。本エンドウォール形状にすることで二次流れが抑制され、翼型部負圧面１２ｄに沿って流れる主流流体のエンドウォール付近の流れの減速が抑制され、動翼４の翼型部負圧面１２ｄにおけるマッハ数の減少も小さくなる。その結果、動翼４の翼型部負圧面１２ｄの翼断面における全圧損失を低減させることができる。そして翼にかかる負荷が高い場合においても、また混入する冷却流量が変化する場合においても二次流れが発生する機構は同じであるためハブの翼断面における全圧損失の増大を抑制させることができる。

【0040】

なお、エンドウォール部の外周面１０ａはガス流路面を形成する面である。エンドウォール部１０の内周側には、エンドウォール部の外周面１０ａと対をなすエンドウォール部の内周面１０ｂがある。このエンドウォール部外周面１０ａとエンドウォール部の内周面１０ｂとの距離であるエンドウォール厚みは、一定であっても一定でなくても構わない。

【実施例2】

【0041】

次に実施例２を、実施例１とは別の角度から見た図を用いて説明する。実施例１と同様な部分は説明を省略する。図９は、実施例２の動翼４のエンドウォール部１０を外周側から見た図を示す。負圧面１２ｄ側の前縁１２ａ近傍に設けられた横点線部は、半径位置が高くなるように、すなわち外周側に凸形状となるように形成されている。また圧力面１２ｃ側で前縁１２ａ近傍に設けられた縦点線部は、半径位置が低くなる、すなわち外周側に凹な形状（内周側に凸な形状）であることを示している。主流ガスは、負圧面１２ｄ側のエンドウォール部１０付近の流れ１３ａ、圧力面１２ｃ側のエンドウォール部１０付近の流れ１３ｂとして図９に示す通り、翼型部１２の外形に沿って流れる。

【0042】

エンドウォール部の外周面１０ａの負圧面１２ｄ側では、流れ１３ａ上において前縁近傍でロータ１の半径位置が大きくなる向きの凸形状の領域が存在する。また、圧力面１２ｃ側の流れ１３ｂ上においては前縁近傍で半径位置が小さくなる凹形状の領域が存在する。

【0043】

負圧面１２ｄ側の前縁１２ａ近傍の凸形状により主流ガスが動翼上流のエンドウォール側から混入する空気の流れる向きを偏向することで、混入する冷却空気と動翼負圧面との衝突が緩和され、発生する二次流れを抑制することができる。またエンドウォール部１０の負圧面１２ｄ側と圧力面１２ｃ側で凸面と凹面が一対になっている。このような構造によれば、負圧面１２ｄ側で流路断面積が減少させた分、圧力面１２ｃ側で流路断面積を増加させることができ、流路断面積を大幅に変えることなく同様の効果を得ることができる。

【0044】

このように本実施例のガスタービン動翼は、エンドウォール部１０の負圧面１２ｄ側かつ前縁１２ａ側となる位置に凸形状を有し、エンドウォール部１０の圧力面１２ｃ側かつ前縁側１２ａ側となる位置に凹形状を有することにより、動翼４のエンドウォール部１０の前縁１２ａから冷却冷媒が混入するような場合でも、ガスタービン動翼４の前縁１２ａ近傍での二次流れ渦３０の発達を抑制することができる。動翼４をセグメント状に組み立てた場合には、複数の動翼４間エンドウォール部１０に、上記凸形状および凹形状が位置するようにすればよい。ここで前縁側とは、前縁１２ａの方が後縁１２ｂよりも近い位置を意味する。

【0045】

なお、上記で言及した凸形状および凹形状以外の箇所のエンドウォール形状は、上記凸形状および凹形状の効果を大幅に阻害しない限りは平面でも凹形状でもどんな形状でも構わない。

【実施例3】

【0046】

実施例３を図１０を用いて説明する。他の実施例と同様な部分は説明を省略する。図１０は実施例３の動翼４のエンドウォール部１０を外周側から見た図を示す。図９と同様な部分は説明を省略する。点線で示した曲線は等高線であり、外周側に凸な形状においては中心にいくほど外周側に、外周側に凹な形状においては中心にいくほど内周側に位置することを意味する。

【0047】

本実施例は図９で示した例に加え圧力面１２ｃ側の中間近傍で外周側に凸な形状を有している。本実施例では中間近傍の凸形状により、実施例１と同種の効果に加え、中圧力勾配が最も大きく渦が発生しやすい領域に対し、流速を大きくし流速の急激な減少を抑制でき全圧損失を低減させることができる。このように、実施例２に加えてエンドウォール部１０の圧力面１２ｃ側の凹形状の後縁１２ｂ側となる位置に凸形状を有することで、全圧損失を更に低減させることができる。動翼４をセグメント状に組み立てた場合には、複数の動翼４間エンドウォール部１０に、上記凸形状および凹形状が位置するようにすればよい。ここで圧力面１２ｃ側の凸形状を前縁１２ａと後縁１２ｂの中間近傍に位置するようにすれば、この効果をより確実に享受することができる。

【実施例4】

【0048】

図１1に、実施例４として、前縁１２ａ付近の外周側エンドウォール部内面１０を形成する曲面を、タービン回転軸と垂直な平面（図９で示したＣＤ）で切断したときの断面図を示す。他の実施例と同様な部分は説明を省略する。このような曲面の断面を曲線Ｌ_endとし、翼型部１２の負圧面との交点を点Ｃ、圧力面との交点を点Ｄとする。曲線Ｌ_endは交点Ｃから交点Ｄまで滑らかに延びている。曲線Ｌ_endの半径位置はＤの方が高くＣの方が低い。交点Ｃ、交点Ｄの半径位置、曲面Ｌ_endの形状は、設計すべきタービンの空力設計条件に基づいて、最適になるように選択される。

【0049】

なお図１１で示した実施例４では、曲面Ｌ_endは、負圧面１２ｄ側で外周側に凸の形状を有しているが、凸形状の頂部１１は点ではなく、エンドウォールの外周側面１０ａからの距離が等距離な平面部である。このように頂部１１は点である必要はなく、図１１で示す実施例４も実施例１と同種の効果を得ることができる。なお頂部は頂点を含む概念とする。

【0050】

曲線Ｌ_endは図１０の前縁１２ａ付近のエンドウォール部付近で半径位置が同じ軸方向座標で同じ高さである領域もあるが、この半径位置が同じである条件がエンドウォール面の全領域で設定されるわけではない。仮に半径位置が同じである条件が全領域で設定される場合、回転軸方向の流路断面積の変化が大きくなるため、タービン翼の全圧損失増大に大きく影響する衝撃波が発生してしまう。そうすると翼の入口出口の圧力比の条件が小さくなりタービン翼の性能低下を引き起こす。

【0051】

図１２は、翼型部１２の径方向にわたる翼断面の全圧損失を示す図である。横軸に全圧損失、縦軸は翼型部１２の径方向位置を示す。比較例として、エンドウォール部１０が平面形状のものを想定している。実施例１の動翼４を用いたものを実線で、比較例を破線で示している。

【0052】

実施例１は実線で示すように、エンドウォール部１０付近、すなわちハブ側において、特に顕著な全圧損失低減効果が得られる。実施例１のように、動翼４のエンドウォール部近傍を流れる燃焼ガスを動翼４の平均径方向へ導く形状の動翼を用いることにより、燃焼ガスの主流の流れを利用して燃焼ガスの流れを整流するようにガスタービンを運転することができる。その結果、翼型部の上下方向にわたってより均一な全圧損失を達成することができる。このことは、翼型部の上下方向にわたってより均等な膨張仕事が達成されていることを意味する。このように、それにより、タービン効率を向上させ、ガスタービンの燃費を削減することができる。

【符号の説明】

【0053】

１ ロータ
２ ステータ
３ 回転軸
４ 動翼
５ 圧縮機
６ 燃焼器
７ ケーシング
８ 静翼
９ 入口
９ａ 中空部
９ｂ 中空部
１０ エンドウォール部
１０ａ エンドウォール部の外周面
１０ｂ エンドウォール部の内周面
１１ 頂部
１２ 翼型部
１２ａ 前縁
１２ｂ 後縁
１２ｃ 圧力面
１２ｄ 負圧面
１３ チップ面
１５ 排出孔
１６ 静翼のエンドウォール部
１７ 間隙
１８ 上流側からの混入
１９ 下流側からの混入
２０ シール機構
３０ 渦
３１ アール

【図1】

【図2a】

【図2b】

【図3】

【図4a】

【図4b】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】

【図12】