特開 2024-136594 ラジアルタービン用インペラ

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】公開特許公報(A)

(11)【公開番号】P2024136594

(43)【公開日】2024-10-04

(54)【発明の名称】ラジアルタービン用インペラ

(51)【国際特許分類】

   F01D 5/14 20060101AFI20240927BHJP

【ＦＩ】

F01D5/14

【審査請求】未請求

【請求項の数】8

【出願形態】ＯＬ

(21)【出願番号】P 2023047749

(22)【出願日】2023-03-24

(71)【出願人】

【識別番号】000005326

【氏名又は名称】本田技研工業株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】110001379

【氏名又は名称】弁理士法人大島特許事務所

(72)【発明者】

【氏名】竹内 雄太

【テーマコード（参考）】

3G202

【Ｆターム（参考）】

3G202BA01

3G202BB01

(57)【要約】

【課題】漏れ流れとインペラ翼の負圧面側に発生する損失領域との干渉によるエネルギー損失を抑制したうえで、漏れ流れによるエネルギー損失の低減によって流体機械の断熱効率の向上を図ること。
【解決手段】フルブレード８０、スプリッタブレード９０のチップ縁８０Ｄ、９０Ｄのコード長方向において、上流縁８０Ａ、９０Ａから第１の所定距離をおいた点と、下流縁から第２の所定距離をおいた点との間の所定領域に、翼厚み方向に延出するフィン部８２、９２が設けられている。
【選択図】図２

【特許請求の範囲】

【請求項1】

略円錐形状のハブと、前記ハブの外周面に回転方向に間隔をおいて設けられた複数のインペラ翼とを有するラジアルタービン用インペラであって、
前記インペラ翼のチップ縁の、コード長方向において、上流縁から第１の所定距離をおいた点と、下流縁から第２の所定距離をおいた点との間の所定領域に、翼厚み方向に延出するフィン部を有するラジアルタービン用インペラ。

【請求項2】

前記所定領域は、前記インペラ翼の前記チップ縁の上流縁を０％及び前記チップ縁の下流縁を１００％とした前記インペラ翼のコード長方向の比率において、１５％～９０％の範囲内の領域である請求項1に記載のラジアルタービン用インペラ。

【請求項3】

前記フィン部の外周面は前記インペラ翼の前記チップ縁の回転軌跡に沿って延在する部分を含む請求項１又は２に記載のラジアルタービン用インペラ。

【請求項4】

前記フィン部は前記インペラ翼の正圧面側及び又は負圧面側に設けられている請求項１又は２に記載のラジアルタービン用インペラ。

【請求項5】

前記フィン部の延出量が、前記フィン部の上流端からコード長方向の中間部に向けて漸増し、前記中間部から前記フィン部の下流端に向けて漸減する請求項１又は２に記載のラジアルタービン用インペラ。

【請求項6】

前記フィン部の延出量が、前記インペラ翼のルート縁側から前記チップ縁側に向けて漸増する請求項１又は２に記載のラジアルタービン用インペラ。

【請求項7】

前記フィン部は、前記インペラ翼のルート縁を０％及び前記インペラ翼の前記チップ縁を１００％とした前記インペラ翼の翼高さ方向の比率において、８０％～１００％の範囲内に設けられている請求項１又は２に記載のラジアルタービン用インペラ。

【請求項8】

前記フィン部は、前記インペラ翼の前記チップ縁の上流縁を０％及び前記チップ縁の下流縁を１００％とした前記インペラ翼のコード長方向の比率において、４０％～７０％の範囲に設けられ、前記インペラ翼の子午面断面における前記インペラ翼のルート縁を０％及び前記チップ縁を１００％とした前記インペラ翼の翼高さ方向の比率において、８０％～１００％の範囲内にあり、前記インペラ翼の前記翼高さ方向の比率における８０％の部位の翼厚さをＴ８０、前記翼高さ方向の比率における１００％の部位の翼厚さをＴ１００とした場合、前記インペラ翼の翼厚さが最大になる部位は、２≦（Ｔ１００／Ｔ８０）≦５の範囲内である請請求項１又は２に記載のラジアルタービン用インペラ。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明はラジアルタービン用インペラに関する。

【背景技術】

【0002】

略円錐形状のハブと、ハブの外周面に回転方向に間隔をおいて設けられた複数のインペラ翼とを有するコンプレッサ用のインペラとして、インペラ翼の先端とシュラウドとの間に設定される間隙を通過する流体の漏れ流れを低減するために、インペラ翼の先端（ピッチ縁）に、インペラの回転進行方向に向けて延びたフィンを有するものが知られている（例えば、特許文献１）。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0003】

【特許文献1】特開２０１３－２４０５５号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0004】

図６（Ｂ）に示されているように、ラジアルタービンにおいて、インペラ翼１００のコード長方向の全域に亘って、つまりインペラ翼１００の上流端１００Ａから下流端１００Ｂに亘ってフィン１０２が設けられると、インペラ翼１００の上流端１００Ａを含むコード長方向の全域に亘って漏れ流れＦＲの流速が低下する。このため、インペラ翼１００の上流端１００Ａ側の漏れ流れＦＲが、インペラ翼１００の負圧面に沿って層状をなして発生する損失領域Ｒを、その延在方向に沿って長い間、通過するようになる。このことにより、漏れ流れＦＲと損失領域Ｒとの干渉によるエネルギー損失が大きくなり、ラジアルタービンの断熱効率が改善されなくなる。

【0005】

本発明は、以上の背景に鑑み、ラジアルタービンにおいて、漏れ流れとインペラ翼の負圧面側に発生する損失領域との干渉によるエネルギー損失を抑制したうえで、漏れ流れによるエネルギー損失の低減によってラジアルタービンの効率の向上を図ることを課題とする。

【課題を解決するための手段】

【0006】

上記課題を解決するために本発明のある態様は、略円錐形状のハブ（７０）と、前記ハブの外周面に回転方向に間隔をおいて設けられた複数のインペラ翼（８０）とを有するラジアルタービン用インペラ（５８）であって、前記インペラ翼のチップ縁（８０Ｄ）の、コード長方向において、上流縁（８０Ａ）から第１の所定距離をおいた点（Ｐ１）と、下流縁（８０Ａ）から第２の所定距離をおいた点（Ｐ２）との間の所定領域（Ｘ）に、翼厚み方向に延出するフィン部（８２）を有する。

【0007】

この態様によれば、漏れ流れとインペラ翼の負圧面側に発生する損失領域との干渉によるエネルギー損失が抑制されたうえで、漏れ流れによるエネルギー損失の低減によってラジアルタービンの効率が向上する。

【0008】

上記の態様において、前記所定領域は、前記インペラ翼のチップ縁の上流縁を０％及び前記チップ縁の下流縁を１００％とした前記インペラ翼のコード長方向の比率において、１５％～９０％の範囲内の領域であってもよい。

【0009】

この態様によれば、チップ縁の上流縁側に生じる漏れ流れとインペラ翼の負圧面側に発生する損失領域との干渉によるエネルギー損失が小さくなり、ラジアルタービンの効率が向上する。

【0010】

上記の態様において、前記フィン部の外周面（８２Ｅ）は前記インペラ翼の前記チップ縁の回転軌跡に沿って延在する部分を含んでいてもよい。

【0011】

この態様によれば、インペラを外囲するシュラウドの内周面とフィン部の外周面とが干渉することなく両者の間隙を小さくすることができ、当該間隙を流れるガスの漏れ流量が減少する。

【0012】

上記の態様において、前記フィン部は前記インペラ翼の正圧面側及び又は負圧面側に設けられていてもよい。

【0013】

この態様によれば、フィン部の配置に関する選択肢が多く、インペラの設計の自由度が大きくなる。

【0014】

上記の態様において、前記フィン部の延出量が、前記フィン部の上流端からコード長方向の中間部に向けて漸増し、前記中間部から前記フィン部の下流端に向けて漸減していてもよい。

【0015】

この態様によれば、フィン部の不連続な厚み変化に起因する流れ場の悪化が回避される。また、フィン部が設けられたことによってインペラ翼に発生する応力が集中することが回避され、インペラ翼の耐久性が向上する。

【0016】

上記の態様において、前記フィン部の延出量が、前記インペラ翼のルート縁側から前記チップ縁側に向けて漸増していてもよい。

【0017】

この態様によれば、フィン部の不連続な厚み変化に起因する流れ場の悪化が回避される。また、フィン部が設けられたことによってインペラ翼に発生する応力が集中することが回避され、インペラ翼の耐久性が向上する。

【0018】

上記の態様において、前記フィン部は、前記インペラ翼のルート縁を０％及び前記インペラ翼の前記チップ縁を１００％とした前記インペラ翼の翼高さ方向の比率において、８０％～１００％の範囲内に設けられていてもよい。

【0019】

この態様によれば、翼根元のルート縁側に作用する応力に対してフィン部が設けられたことによるインペラ翼の翼厚みの増加を大きくすることができる。

【0020】

上記の態様において、前記フィン部は、前記インペラ翼のチップ縁の上流縁を０％及び前記チップ縁の下流縁を１００％とした前記インペラ翼のコード長方向の比率において、４０％～７０％の範囲に設けられ、前記インペラ翼の子午面断面における前記インペラ翼のルート縁を０％及び前記チップ縁を１００％とした前記インペラ翼の翼高さ方向の比率において、８０％～１００％の範囲内にあり、前記インペラ翼の翼高さ方向の前記比率における８０％の部位の翼厚さをＴ８０、前記比率における１００％の部位の翼厚さをＴ１００とした場合、前記インペラ翼の翼厚さが最大になる部位は、２≦（Ｔ１００／Ｔ８０）≦５の範囲内であってもよい。

【0021】

この態様によれば、翼根元のルート縁側に作用する応力に対してフィン部が設けられたことによるインペラ翼の翼厚みの増加を大きくすることができる。

【発明の効果】

【0022】

以上の態様によれば、漏れ流れとインペラ翼の負圧面側に発生する損失領域との干渉によるエネルギー損失が抑制されたうえで、漏れ流れによるエネルギー損失の低減によってラジアルタービンの効率が向上する。

【図面の簡単な説明】

【0023】

【図1】本実施形態によるラジアルタービンインペラを備えた発電用ガスタービンシステムの断面図

【図2】本実施形態のラジアルタービンインペラの斜視図

【図3】本実施形態に係るラジアルタービンインペラの子午面断面図

【図4】（Ａ）～（Ｃ）は図３の線IV－IVに沿った断面図

【図5】本実施形態によるタービン翼の形状を示すグラフ

【図6】漏れ流れとフルブレードの負圧面側に発生する損失領域との関係を示す説明図

【図7】ラジアルタービンの断熱効率―膨張比特性を示すグラフ

【発明を実施するための形態】

【0024】

図１は、本実施形態に係るラジアルタービンインペラ５８を備えた発電用ガスタービンシステム１０の断面図である。図１に示されているように、発電用ガスタービンシステム１０は、回転軸１２によって互いに同軸上に連結されたラジアルコンプレッサ１４及びラジアルタービン１６と、回転軸１２に連結された発電機２０とを有する。

【0025】

発電用ガスタービンシステム１０は、軸線方向に順に互いに連結された前部端板２２と前部ハウジング２４と中間ハウジング２６と後部ハウジング２８とを有する。

【0026】

ラジアルコンプレッサ１４は、前部ハウジング２４に取り付けられてコンプレッサ室３０を画定するコンプレッサハウジング３２及びディフューザ３４を固定するディフューザ固定部材３６と、前部端板２２に取り付けられた空気取入案内部材３８とを有する。空気取入案内部材３８はコンプレッサハウジング３２と協働して空気取入口４０を画定している。コンプレッサ室３０には回転軸１２に取り付けられたコンプレッサロータ４２が回転可能に配置されている。コンプレッサロータ４２はラジアルタービン１６の出力軸である回転軸１２により回転駆動される。ディフューザ固定部材３６にはディフューザ３４が取り付けられている。

【0027】

ラジアルコンプレッサ１４は、空気取入口４０から空気（外気）を取り入れ、コンプレッサロータ４２の回転により空気を圧縮加圧し、圧縮加圧された空気（圧縮空気）をディフューザ３４に噴出する。

【0028】

後部ハウジング２８内には回転軸１２の中心軸線周りに燃焼器１８が設けられている。後部ハウジング２８はディフューザ３４から各燃焼器１８に圧縮空気を導く圧縮空気通路４４を画定する部分を含んでいる。各燃焼器１８は燃焼室４６を画定している。各燃焼器１８には燃料噴射ノズル４８が取り付けられている。燃料噴射ノズル４８は燃焼室４６に燃料を噴射する。

【0029】

各燃焼室４６では、燃料噴射ノズル４８により燃焼室４６に噴射された燃料とラジアルコンプレッサ１４からの圧縮空気との混合気が燃焼し、高圧の燃焼ガス（圧縮流体）が発生する。燃焼器１８のガス出口部にはタービンノズル５０が設けられている。

【0030】

ラジアルタービン１６は、後部ハウジング２８の内側部分によって画定され、燃焼器１８のガス出口部に連通するタービン室５２を有する。タービン室５２は隔壁部材５４によってコンプレッサ室３０と隔てられている。タービン室５２の隔壁部材５４と離反する側はシュラウド５６によって画定されている。タービン室５２には回転軸１２を一体的に有するラジアルタービンインペラ５８が回転可能に配置されている。

【0031】

タービンノズル５０は、ラジアルタービンインペラ５８を外囲するように円環状をなし、燃焼ガスをラジアルタービンインペラ５８に向けて径方向内側且つ周方向に噴射する。ラジアルタービンインペラ５８は、タービンノズル５０から噴射された燃焼ガスによって回転駆動される。ラジアルタービンインペラ５８を回転駆動した燃焼ガスは排気ガスとして排気ガス通路６０から大気中に排出される。

【0032】

回転軸１２には発電機２０のロータ軸６２が連結されている。これにより、発電機２０は、ラジアルタービン１６の回転軸１２によって回転駆動され、発電を行う。

【0033】

次に、ラジアルタービンインペラ５８の詳細を、図２～図４（Ａ）を参照して説明する。

【0034】

ラジアルタービンインペラ５８（以下の説明では、タービンインペラ５８と略称することがある）は、略円錐形状のハブ７０と、ハブ７０の外周面７０Ａにタービンインペラ５８の回転方向に間隔をおいて設けられたインペラ翼として複数のフルブレード８０及びスプリッタブレード９０とを有する。以下の説明では、フルブレード８０及びスプリッタブレード９０を総称してタービン翼と呼ぶことがある。

【0035】

各フルブレード８０と各スプリッタブレード９０とはタービンインペラ５８の回転方向に交互に配置されている。

【0036】

タービンインペラ５８の回転方向は図２で見て反時計廻り方向の一方向である。以下の説明は、このタービンインペラ５８の回転方向を単に回転方向と言うことがある。

【0037】

各フルブレード８０は、ハブ７０の外周面７０Ａの母線方向の略全長に亘って延在、つまり、タービンインペラ５８の流体入口端５８Ａから流体出口端５８Ｂに至るように延在している。

【0038】

タービンインペラ５８の流体入口端５８Ａはタービンノズル５０に対応する位置にある（図１参照）。タービンインペラ５８の流体出口端５８Ｂは排気ガス通路６０に対応する位置にある（図１参照）。

【0039】

各フルブレード８０は、流体入口端５８Ａに位置する上流縁（前縁）８０Ａと、流体出口端５８Ｂに位置する下流縁（後縁）８０Ｂと、ハブ７０の外周面７０Ａに接合し、外周面７０Ａに沿って上流縁８０Ａと下流縁８０Ｂとの間に延在するルート縁（基端縁）８０Ｃと、ハブ７０の外周面７０Ａから離反し、シュラウド５６（図１参照）の内周面に沿って上流縁８０Ａと下流縁８０Ｂとの間に延在するチップ縁（先端縁）８０Ｄとを有する。

【0040】

各スプリッタブレード９０は、流体入口端５８Ａに位置する上流縁（前縁）９０Ａと、流体出口端５８Ｂの近傍に位置する下流縁（後縁）９０Ｂと、ハブ７０の外周面７０Ａに接合し、外周面７０Ａに沿って上流縁９０Ａと下流縁９０Ｂとの間に延在するルート縁（基端縁）９０Ｃと、ハブ７０の外周面７０Ａから離反し、シュラウド５６（図１参照）の内周面に沿って上流縁９０Ａと下流縁９０Ｂとの間に延在するチップ縁（先端縁）９０Ｄとを有する。

【0041】

ここで、各フルブレード８０及び各スプリッタブレード９０に対して流体圧が回転方向に作用する側の面を正圧面と呼び、正圧面とは反対側の面を負圧面と呼ぶ。

【0042】

各フルブレード８０は、図３に示されているように、チップ縁８０Ｄ及びその近傍に、コード長方向において、上流縁８０Ａから下流縁８０Ｂからに向けて第１の所定距離をおいた点Ｐ１と、下流縁８０Ｂから上流縁８０Ａに向けて第２の所定距離をおいた点Ｐ２との間の所定領域Ｘ内に、チップ縁８０Ｄに沿って翼厚み方向（インペラ回転方向）に延出するフィン部８２を有する。フィン部８２は、図４（Ａ）に示されているように、各フルブレード８０の正圧面側及び負圧面側に互いに対称に設けられている。

【0043】

フルブレード８０のコード長方向において、フィン部８２が設けられる所定領域Ｘは、フルブレード８０のチップ縁８０Ｄの上流縁８０Ａを０％及びチップ縁８０Ｄの下流縁８０Ｂを１００％としたフルブレード８０のコード長方向の比率において、１５％～９０％の範囲の領域である。つまり、フィン部８２は、上記のコード長方向の比率において、１５％～９０％の範囲内に設けられている。

【0044】

フィン部８２を含むフルブレード８０のチップ縁８０Ｄ側の翼厚みは、図５のグラフの線Ａによって示されているように、急激に変化することなくフィン部８２の上流端（点Ｐ１）からコード長方向の中間部（点Ｐ３）に向けて漸増し、中間部（点Ｐ３）からフィン部８２の下流端（点Ｐ２）に向けて漸減する。

【0045】

ここで云うフルブレード８０の翼厚さは、フルブレード８０自体の翼厚さ（インペラ回転方向の翼寸法）に正圧面側及び負圧面側のフィン部８２のインペラ回転方向の延出量（インペラ回転方向の延出寸法）を加えたものである。

【0046】

フルブレード８０のチップ縁８０Ｄ側の翼厚み、換言すると、フィン部８２の延出量は、図４（Ａ）に示されているように、急激に変化することなく、フルブレード８０のルート縁８０Ｃ側からチップ縁８０Ｄ側に向けて漸増している。

【0047】

フルブレード８０のチップ縁８０Ｄを含むフィン部８２の外周面８０Ｅは、図４（Ａ）に示されているように、チップ縁８０Ｄの回転軌跡に沿って延在する円弧面の部分を含む。換言すると、フルブレード８０のチップ縁８０Ｄを含むフィン部８２の外周面８０Ｅは、タービンインペラ５８の回転中心と同心の円弧面の部分を含む。

【0048】

図４（Ａ）に示されているように、フルブレード８０のチップ縁８０Ｄとシュラウド５６の内周面５６Ａとの間に生じる間隙８４のインペラ回転方向の長さ（通路長）は、フルブレード８０のチップ縁８０Ｄの正圧面側及び負圧面側にフィン部８２が設けられていることにより、フィン部８２がない場合に比して長くなる。このことにより、間隙８４を通ってフルブレード８０の正圧面側から負圧面側に漏れ流れるガスの流路抵抗が増大し、間隙８４を流れるガスの漏れ流量が低減する。フィン部８２はフルブレード８０の正圧面側と負圧面側とに設けられているから、間隙８４の通路長が、フィン部８２がフルブレード８０の正圧面側及び負圧面側のいずれか一方のみにある場合に比して長くなり、間隙８４を流れるガスの漏れ流量が大きく低減する。

【0049】

各フィン部８２の外周面８０Ｅがチップ縁８０Ｄの回転軌跡に沿って延在する円弧面の部分を含むことにより、間隙８４の通路長が長くても外周面８０Ｅがシュラウド５６の内周面５６Ａと干渉することなく間隙８４がインペラ回転方向について一様に小さくなる。このことによっても間隙８４を流れるガスの漏れ流量が低減する。

【0050】

これらのことにより、ガス漏れに起因するエネルギー損失（漏れ損失）が低減し、ラジアルタービン１６の断熱効率が向上する。

【0051】

本実施形態では、フィン部８２は、上記のフルブレード８０のコード長方向の比率において０％～１５％のガス入口領域には設けられないので、当該領域の漏れ流れの流速が遅くなることがない。これにより、図６（Ａ）に示されているように、漏れ流れＦＲはフルブレード８０の負圧面側に発生する損失領域Ｒの延在方向と交わる方向に損失領域Ｒを短く横切って通過するようになる。このことにより、漏れ流れＦＲと損失領域Ｒとの干渉によるエネルギー損失が小さくなり、ラジアルタービン１６の断熱効率が改善される。

【0052】

フルブレード８０のコード長方向の比率において９０％～１００％の範囲にはフィン部８２が存在せず、フルブレード８０の後縁付近の翼厚みが大きくなることがないので、フルブレード８０のウェイク（後流）が厚くなることなく、後続する翼やダクトの性能に悪影響を及ばすことが回避される。

【0053】

フィン部８２を含むフルブレード８０のチップ縁８０Ｄ側の翼厚み、換言すると、フィン部８２の延出量は、図５のグラフの線Ａによって示されているように、フィン部８２の上流端（点Ｐ１）からコード長方向の中間部（点Ｐ３）に向けて漸増し、中間部（点Ｐ３）からフィン部８２の下流端（点Ｐ２）に向けて漸減するから、フィン部８２が設けられたことによりフルブレード８０に発生する応力がコード長方向において急激に変化することがない。このことにより、フィン部８２の不連続な厚み変化に起因する流れ場の悪化が回避される。また、このことにより、フィン部８２に応力集中が生じることが回避され、フルブレード８０の耐久性が向上する。

【0054】

また、フィン部８２の延出量がフルブレード８０のルート縁８０Ｃ側からチップ縁８０Ｄ側に向けて漸増するから、フィン部８２が設けられたことによりフルブレード８０に発生する応力が翼高さ方向において急激に変化することがない。このことにより、フィン部８２の不連続な厚み変化に起因する流れ場の悪化が回避される。また、このことによってもフィン部８２に応力集中が生じることが回避され、フルブレード８０の耐久性が向上する。

【0055】

正圧面側及び負圧面側の各フィン部８２は、好ましくは、図５の線Ｂによって示されているように、上記のコード長方向の比率において、４０％～７０％の範囲に設けられている。更に、各フィン部８２は、図４（Ａ）に示されているように、フルブレード８０の子午面断面におけるフルブレード８０のルート縁８０Ｃを０％及びチップ縁８０Ｄを１００％としたフルブレード８０の翼高さ方向の比率において、８０％～１００％の範囲に設けられている。

【0056】

これにより、翼根元のルート縁８０Ｃ側に作用する応力に対してフィン部８２が設けられたことによるフルブレード８０の翼厚みの増加（フィン部８２の延出量）を大きくすることができる。

【0057】

更に、フルブレード８０の翼高さ方向の比率における８０％の部位の翼厚さをＴ８０、同比率における１００％の部位の翼厚さをＴ１００とした場合、翼厚さが最大になる部位は、２≦（Ｔ１００／Ｔ８０）≦５の範囲内である。

【0058】

フルブレード８０のコード長方向の比率４０％～７０％の範囲において、（Ｔ１００／Ｔ８０）が最大になる点は、漏れ損失の低減のためには１＜（Ｔ１００／Ｔ８０）であればよいが、一定以上の効果があるという観点から、２≦（Ｔ１００／Ｔ８０）であることが好ましい。翼根元のルート縁８０Ｃ側に作用する応力は翼厚みの増加に伴い増大するから、この応力の観点から、（Ｔ１００／Ｔ８０）≦５であることが好ましい。

【0059】

これにより、翼根元のルート縁８０Ｃ側に作用する応力に対してフィン部８２が設けられたことによるフルブレード８０の翼厚みの増加（フィン部８２の延出量）を大きくすることができる。

【0060】

各スプリッタブレード９０は、図２に示されているように、チップ縁９０Ｄ及びその近傍に、コード長方向において、上流縁９０Ａから下流縁９０Ｂからに向けて第３の所定距離をおいた点と、下流縁９０Ｂとの間の所定領域内に、チップ縁９０Ｄに沿って翼厚み方向（インペラ回転方向）に延出するフィン部９２を有する。フィン部９２は、スプリッタブレード９０の正圧面側及び負圧面側に互いに対称に設けられている。

【0061】

スプリッタブレード９０のコード長方向において、フィン部９２が設けられる所定領域は、フルブレード８０のコード長方向の比率において、１５％～９０％の範囲の領域である。つまり、フィン部９２は、上記のフルブレード８０のコード長方向の比率において、１５％～９０％の範囲内に設けられている。

【0062】

フィン部９２を含むスプリッタブレード９０のチップ縁９０Ｄ側の翼厚みは、フルブレード８０と同様に、上流側からコード長方向の中間部に向けて漸増し、中間部から下流側に向けて漸減する。

【0063】

ここで云うスプリッタブレード９０の翼厚さは、スプリッタブレード９０自体の翼厚さ（インペラ回転方向の翼寸法）に正圧面側及び負圧面側のフィン部９２のインペラ回転方向の延出量（インペラ回転方向の延出寸法）を加えたものである。

【0064】

スプリッタブレード９０のチップ縁９０Ｄ側の翼厚み、換言すると、フィン部９２の延出量は、そのルート縁９０Ｃ側からチップ縁９０Ｄ側に向けて漸増している。

【0065】

スプリッタブレード９０のチップ縁９０Ｄを含むフィン部９２の外周面は、チップ縁９０Ｄの回転軌跡に沿って延在する円弧面の部分を含む。換言すると、スプリッタブレード９０のチップ縁９０Ｄを含むフィン部９２の外周面は、タービンインペラ５８の回転中心と同心の円弧面の部分を含む。

【0066】

スプリッタブレード９０のチップ縁９０Ｄとシュラウド５６の内周面５６Ａとの間に生じる間隙のインペラ回転方向の長さ（通路長）は、スプリッタブレード９０のチップ縁９０Ｄの正圧面側及び負圧面側にフィン部９２が設けられていることにより、フィン部９２がない場合に比して長くなる。このことにより、スプリッタブレード９０のチップ縁９０Ｄとシュラウド５６の内周面５６Ａとの間隙を通ってスプリッタブレード９０の正圧面側から負圧面側に漏れ流れるガスの流路抵抗が増大し、間隙を流れるガスの漏れ流量が低減する。フィン部９２はスプリッタブレード９０の正圧面側と負圧面側とに設けられているから、間隙の通路長が、フィン部９２がスプリッタブレード９０の正圧面側及び負圧面側のいずれか一方のみにある場合に比して長くなり、間隙を流れるガスの漏れ流量が大きく低減する。

【0067】

各フィン部９２の外周面がチップ縁９０Ｄの回転軌跡に沿って延在する円弧面の部分を含むことにより、スプリッタブレード９０のチップ縁９０Ｄとシュラウド５６の内周面５６Ａとの間隙の通路長が長くてもスプリッタブレード９０の外周面がシュラウド５６の内周面５６Ａと干渉することなく間隙がインペラ回転方向について一様に小さくなる。このことによっても間隙を流れるガスの漏れ流量が低減する。

【0068】

これらのことにより、ガス漏れに起因するエネルギー損失（漏れ損失）が低減し、ラジアルタービン１６の断熱効率が向上する。

【0069】

フィン部９２は、上記のスプリッタブレード９０のコード長方向の比率において０％～１５％のガス入口領域には設けられないので、当該領域の漏れ流れの流速が遅くなることがない。これにより、フルブレード８０における場合と同様に、漏れ流れはスプリッタブレード９０の負圧面側に発生する損失領域Ｒの延在方向と交わる方向に損失領域Ｒを短く横切って通過するようになる。このことにより、スプリッタブレード９０においても、漏れ流れと損失領域Ｒとの干渉によるエネルギー損失が小さくなり、ラジアルタービン１６の断熱効率が改善される。

【0070】

スプリッタブレード９０のコード長方向の比率において９０％～１００％の範囲にはフィン部９２が存在せず、スプリッタブレード９０の後縁付近の翼厚みが大きくなることがないので、スプリッタブレード９０のウェイク（後流）が厚くなることなく、後続する翼やダクトの性能に悪影響を及ばすことが回避される。

【0071】

フィン部９２を含むスプリッタブレード９０のチップ縁９０Ｄ側の翼厚み、換言すると、フィン部９２の延出量は、上流側からコード長方向の中間部に向けて漸増し、中間部から下流側に向けて漸減するから、フィン部９２が設けられたことによりスプリッタブレード９０に発生する応力がコード長方向において急激に変化することがない。このことにより、フィン部９２の不連続な厚み変化に起因する流れ場の悪化が回避される。また、このことにより、フィン部９２に応力集中が生じることが回避され、スプリッタブレード９０の耐久性が向上する。

【0072】

また、フィン部９２の延出量がそのルート縁９０Ｃ側からチップ縁９０Ｄ側に向けて漸増するから、フィン部９２が設けられたことによりスプリッタブレード９０に発生する応力が翼高さ方向において急激に変化することがない。このことにより、フィン部９２の不連続な厚み変化に起因する流れ場の悪化が回避される。また、このことによってもフィン部９２に応力集中が生じることが回避され、スプリッタブレード９０の耐久性が向上する。

【0073】

正圧面側及び負圧面側の各フィン部９２は、好ましくは、上記のコード長方向の比率において、４０％～７０％の範囲に設けられている。更に、各フィン部９２は、スプリッタブレード９０の子午面断面におけるスプリッタブレード９０のルート縁９０Ｃを０％及びチップ縁９０Ｄを１００％としたスプリッタブレード９０の翼高さ方向の比率において、８０％～１００％の範囲内、好ましくは８０％～１００％の範囲に設けられている。

【0074】

これにより、翼根元のルート縁９０Ｃ側に作用する応力に対してフィン部９２が設けられたことによるスプリッタブレード９０の翼厚みの増加（フィン部９２の延出量）を大きくすることができる。

【0075】

更に、スプリッタブレード９０の翼高さ方向の比率における８０％の部位の翼厚さをＴ８０、同比率における１００％の部位の翼厚さをＴ１００とした場合、翼厚さが最大になる部位は、２≦（Ｔ１００／Ｔ８０）≦５の範囲内である。

【0076】

フルブレード８０のコード長方向の比率４０％～７０％の範囲において、スプリッタブレード９０の（Ｔ１００／Ｔ８０）が最大になる点は、漏れ損失の低減のためには１＜（Ｔ１００／Ｔ８０）であればよいが、一定以上の効果があるという観点から、２≦（Ｔ１００／Ｔ８０）であることが好ましい。翼根元のルート縁９０Ｃ側に作用する応力は翼厚みの増加に伴い増大するから、この応力の観点から、（Ｔ１００／Ｔ８０）≦５であることが好ましい。

【0077】

これにより、翼根元のルート縁９０Ｃ側に作用する応力に対して、フィン部９２が設けられたことによるスプリッタブレード９０の翼厚みの増加（フィン部９２の延出量）を大きくすることができる。

【0078】

これらのことにより、漏れ流れＦＲとフルブレード８０或いはスプリッタブレード９０の負圧面側に発生する損失領域Ｒとの干渉によるエネルギー損失が抑制されたうえで、漏れ流れＦＲによるエネルギー損失の低減によってラジアルタービン１６の断熱効率が向上する。

【0079】

図７は本実施形態及び従来例の膨張比に対する断熱効率特性を示している。特性線Ｃ１は、正圧面側及び負圧面側の各フィン部８２、９２が、フルブレード８０のコード長方向の比率において、４０％～７０％の範囲に設けられ、翼高さ方向の比率において、８０％～１００％の範囲内にあり、翼高さ方向の比率における９０％の部位の翼厚さをＴ９０、同比率における１００％の部位の翼厚さをＴ１００とした場合、翼厚さが最大になる部位が２≦（Ｔ１００／Ｔ９０）≦５である実施形態の特性を、特性線Ｃ２はフィン部８２、９２が設けられていない従来例の特性を、特性線Ｃ３はコード長方向の全域に亘ってフィン部が設けられている比較例の特性を各々示している。

【0080】

特性線Ｃ１と特性線Ｃ２及びＣ３との比較により、本実施形態である場合には、従来例に比して広い膨張比域に亘って断熱効率が向上していることが分かる。

【0081】

以上で具体的な実施形態の説明を終えるが、本発明は上記実施形態や変形例に限定されることなく、幅広く変形実施することができる。例えば、ハブ７０の形状、フルブレード８０及びスプリッタブレード９０の個数は、適宜変更可能である。

【0082】

例えば、フィン部８２は、必ずしもフルブレード８０の正圧面側及び負圧面側に互いに対称に設けられている必要はなく、図４（Ｂ）に示されているように負圧面側にのみ設けられていても、図４（Ｃ）に示されているように正圧面側にのみ設けられていてもよい。このことは、スプリッタブレード９０のフィン部９２についても同様である。これにより、フィン部８２、９２の配置に関する選択肢が多く、ラジアルタービンインペラ５８の設計の自由度が大きくなる。

【0083】

スプリッタブレード９０のフィン部９２の延出量のコード長方向の増減は、上記の実施形態のように、フルブレード８０のフィン部８２の延出量のコード長方向における増減の比率と同じ比率であっても、フルブレード８０のフィン部８２の延出量のコード長方向における増減量と同じ増減量であってもよい。後者の場合は、スプリッタブレード９０のフィン部９２はスプリッタブレード９０の下流縁９０Ｂまで延在することがある。また、フルブレード８０のフィン部８２もフルブレード８０の下流縁８０Ｂまで延在していてもよい。

【0084】

フィン部８２、９２はフルブレード８０のみに設けられていてもよい。タービンインペラ５８はスプリッタブレード９０がないフルブレード８０のみのインペラでよい。

【0085】

本実施形態のラジアルタービンインペラ５８は、発電用ガスタービンシステム１０のラジアルタービン１６のインペラに限られることはなく、各種のラジアルタービンのインペラに適用することができる。

【符号の説明】

【0086】

１０ ：発電用ガスタービンシステム
１６ ：ラジアルタービン
５６ ：シュラウド
５８ ：ラジアルタービンインペラ
７０ ：ハブ
８０ ：フルブレード（インペラ翼）
８０Ａ ：上流縁
８０Ｂ ：下流縁
８０Ｃ ：ルート縁
８０Ｄ ：チップ縁
８０Ｅ ：外周面
８２ ：フィン部
８４ ：間隙
９０ ：スプリッタブレード（インペラ翼）
９０Ａ ：上流縁
９０Ｂ ：下流縁
９０Ｃ ：ルート縁
９０Ｄ ：チップ縁
９２ ：フィン部
Ｐ１ ：点
Ｐ２ ：点
Ｘ ：所定領域

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】