特許 7032708 軸流タービンの静翼セグメント

(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】

(24)【登録日】2022-03-01

(45)【発行日】2022-03-09

(54)【発明の名称】軸流タービンの静翼セグメント

(51)【国際特許分類】

   F01D 9/02 20060101AFI20220302BHJP

【ＦＩ】

F01D9/02 101

【請求項の数】 6

(21)【出願番号】P 2021508736

(86)(22)【出願日】2019-12-10

(86)【国際出願番号】 JP2019048296

(87)【国際公開番号】W WO2020194901

(87)【国際公開日】2020-10-01

【審査請求日】2021-03-08

(31)【優先権主張番号】P 2019058879

(32)【優先日】2019-03-26

(33)【優先権主張国・地域又は機関】JP

(73)【特許権者】

【識別番号】000000099

【氏名又は名称】株式会社ＩＨＩ

(74)【代理人】

【識別番号】100090022

【弁理士】

【氏名又は名称】長門 侃二

(72)【発明者】

【氏名】西井 大亮

【審査官】高吉 統久

(56)【参考文献】

【文献】特表２００８－５４５０９７（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開２０１６－０３５２４９（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開昭６２－１７０７０７（ＪＰ，Ａ）

【文献】米国特許出願公開第２００８／００６３５２０（ＵＳ，Ａ１）

【文献】米国特許第０６５５４５６４（ＵＳ，Ｂ１）

【文献】米国特許出願公開第２０１４／０２４５７４１（ＵＳ，Ａ１）

【文献】特表２０１５－５２０３２１（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)

Ｆ０１Ｄ ９／０２

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

３つ以上の翼部と、
前記翼部のそれぞれのチップ部と結合された１つのアウターバンドと、
前記翼部のそれぞれのハブ部と結合された１つのインナーバンドと、
を備える軸流タービンの静翼セグメントであって、
前記翼部のそれぞれは、翼型の形状を有するプロファイルを前記ハブ部から前記チップ部までスパン方向に積み重ねることにより形成されており、前記プロファイルは、前縁及び後縁と、前記前縁と前記後縁の間をそれぞれ延びる凹状の正圧面及び凸状の負圧面と、を備えており、
各スパン方向位置における前記プロファイルの前記後縁を連ねるスタッキングラインは、前記チップ部から所定のスパン方向位置までの部位においては、前記軸流タービンの径方向に平行な直線であり、前記所定のスパン方向位置から前記ハブ部までの部位においては、前記径方向に平行な直線から前記タービンの周方向において前記正圧面から前記負圧面へ向かう向きにシフトしており、当該シフトの量は、前記所定のスパン方向位置から前記ハブ部まで単調に増加しており、
前記３つ以上の翼部のうち前記負圧面が前記静翼セグメントの前記周方向における端部側に位置している翼部の前記ハブ部における前記シフトの量は、前記３つ以上の翼部のうちの他の翼部の前記ハブ部における前記シフトの量よりも大きい、静翼セグメント。

【請求項4】

３つ以上の翼部と、
前記翼部のそれぞれのチップ部と結合された１つのアウターバンドと、
前記翼部のそれぞれのハブ部と結合された１つのインナーバンドと、
を備える軸流タービンの静翼セグメントであって、
前記翼部のそれぞれは、翼型の形状を有するプロファイルを前記ハブ部から前記チップ部までスパン方向に積み重ねることにより形成されており、前記プロファイルは、前縁及び後縁と、前記前縁と前記後縁の間をそれぞれ延びる凹状の正圧面及び凸状の負圧面と、を備えており、
各スパン方向位置における前記プロファイルの前記後縁を連ねるスタッキングラインは、前記チップ部から所定のスパン方向位置までの部位においては、前記３つ以上の翼部のそれぞれについて、前記軸流タービンの径方向に平行な直線であり、
前記所定のスパン方向位置から前記ハブ部までの部位においては、前記３つ以上の翼部のうち前記負圧面が前記静翼セグメントの前記タービンの周方向における端部側に位置している翼部についてのみ、前記径方向に平行な直線から前記タービンの周方向において前記正圧面から前記負圧面へ向かう向きにシフトしており、当該シフトの量は、前記所定のスパン方向位置から前記ハブ部まで単調に増加している、静翼セグメント。

【請求項6】

前記シフトの量を、前記翼部の前記ハブ部における周方向間隔で除した無次元値のパーセンテージで表示するとき、前記ハブ部における前記シフトの量は１０～１００％である、請求項４又は５に記載の静翼セグメント。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本開示は、軸流タービンの静翼セグメントに関する。

【背景技術】

【0002】

例えばターボファンエンジン等のガスタービンエンジンは、主要構成要素として圧縮機、燃焼器及びタービンを備えている。

【0003】

このうち、タービンは、燃焼器で生成された燃焼ガスの熱エネルギーを回転エネルギーに変換する機能を有するターボ機械である。タービンには、軸流式、半径流式等の形式があるが、ガスタービンエンジンでは軸流式のタービン（軸流タービン）が採用されることが多く、以下では、この軸流タービンについて述べる。

【0004】

軸流タービンは、軸方向に配列された１つ又は複数の段を備えており、各段は、上流側に配置された静翼列と、下流側に配置された動翼列とから成っている。

【0005】

このうち静翼列は、通常、複数の静翼セグメントを周方向に並べて配置することにより形成されており、各静翼セグメントは、翼部と、当該翼部のチップ部（径方向外側の端部）及びハブ部（径方向内側の端部）にそれぞれ結合されたアウターバンド及びインナーバンドと、を備えている。また、翼部は、前縁及び後縁と、前縁と後縁の間をそれぞれ延びる凹状の正圧面及び凸状の負圧面と、を備えている。

【0006】

静翼セグメントは、略円筒状のケーシングの内周にアウターバンドが固定されることを通じて、ケーシングにより片持ち支持される。アウターバンド及びインナーバンドは、静翼列を構成する全ての静翼セグメントがケーシングに取り付けられた状態において、それぞれ全体としてリングを形成するような形状を有しており、このとき、アウターバンドの径方向内面及びインナーバンドの径方向外面は、それぞれ、燃焼ガス流路の径方向外側及び内側の境界面を形成する。

【0007】

ところで、静翼セグメントは、アウターバンドとインナーバンドの間に１つの翼部のみを備える態様（単翼）として構成されることもあるが、アウターバンドとインナーバンドの間に複数の翼部を備える態様（連翼）として構成されることもある。例えば特許文献１は、アウターバンドとインナーバンドの間に３つの翼部を備える静翼セグメントを開示している。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0008】

【文献】特許４４７４９８９号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0009】

連翼として構成された静翼セグメントも、上述したとおり、アウターバンドがケーシングの内周に固定されることを通じてケーシングにより片持ち支持されるため、アウターバンドはその変形が拘束されている一方、インナーバンドは自由に変形できる状態にある。

【0010】

タービン（ガスタービンエンジン）の運転中、インナーバンドは、その径方向外面が燃焼ガスの流れに晒される一方、その径方向内面は燃焼ガスと比較して大幅に温度が低い空気（通常は、ガスタービンエンジンを構成する圧縮機から抽出された空気）と接触している。

【0011】

その結果、インナーバンドは、その径方向外側が径方向内側と比較して周方向に大きく熱膨張するため、常温状態と比較して、その曲率が増大するような態様で変形することになる。この変形の結果、連翼として構成された静翼セグメントを構成する翼部のうち、インナーバンドの周方向端部に配置された翼部は、径方向内側へ相対的に大きく引っ張られることになる。特に、負圧面がインナーバンドの周方向端部側に位置している方の翼部では、そのハブ部の近傍の負圧面に高い応力が発生する。

【0012】

この応力を低減するための方策として、翼部の厚さを大きくすることが考えられるが、これにより翼部の空力性能は悪化してしまう。また、翼部の厚さを大きくすることは、重量の増大につながるため、軽量化が厳しく求められる航空機用ターボファンエンジンに適用される静翼セグメントにおいては、好ましい方策とはいえない。

【0013】

本開示は、以上のような問題点に鑑みてなされたものであって、連翼として構成された軸流タービンの静翼セグメントにおいて、負圧面がインナーバンドの周方向端部側に位置する翼部のハブ部の近傍の負圧面に発生する応力を、重量の増大を招くことなく低減し得る静翼セグメントを提供することを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0014】

上記課題を解決するために、本開示の軸流タービンの静翼セグメントは、複数の翼部と、前記複数の翼部のそれぞれのチップ部と結合された１つのアウターバンドと、前記複数の翼部のそれぞれのハブ部と結合された１つのインナーバンドと、を備え、前記複数の翼部のそれぞれは、翼型の形状を有するプロファイルを前記ハブ部から前記チップ部までスパン方向に積み重ねることにより形成されており、前記プロファイルは、前縁及び後縁と、前記前縁と前記後縁の間をそれぞれ延びる凹状の正圧面及び凸状の負圧面と、を備えており、各スパン方向位置における前記プロファイルの前記後縁を連ねるスタッキングラインは、前記チップ部から所定のスパン方向位置までの部位においては、前記軸流タービンの径方向に平行な直線であり、前記所定のスパン方向位置から前記ハブ部までの部位においては、前記径方向に平行な直線から前記タービンの周方向において前記正圧面から前記負圧面へ向かう向きにシフトしており、当該シフトの量は、前記所定のスパン方向位置から前記ハブ部まで単調に増加している。

【発明の効果】

【0015】

本開示の軸流タービン静翼セグメントによれば、負圧面がインナーバンドの周方向端部側に位置する翼部のハブ部の近傍の負圧面に発生する応力を、重量の増大を招くことなく低減し得るという、優れた効果を得ることができる。

【図面の簡単な説明】

【0016】

【図1A】本開示の実施形態の静翼セグメントを前方から見た概略斜視図である。

【図1B】本開示の実施形態の静翼セグメントを後方から見た概略斜視図である。

【図2】本開示の実施形態の静翼セグメントの翼部のスタッキングラインの形状を示すグラフである。

【図3】タービンの運転状態において本開示の実施形態の静翼セグメントの各翼部の負圧面に発生する応力のスパン方向分布を求めた結果を示すグラフである。

【図4】本開示の実施形態の静翼セグメントの全圧損失係数のスパン方向分布を求めた結果を示すグラフである。

【発明を実施するための形態】

【0017】

以下、本開示の実施形態について、図面を参照しながら詳細に説明する。

【0018】

図１Ａ及び図１Ｂは、それぞれ、本開示の実施形態の静翼セグメントを前方及び後方から見た概略斜視図である。

【0019】

図１Ａ及び図１Ｂに示すように、本開示の実施形態の静翼セグメントＳＶは、３つの翼部ＡＦと、各翼部ＡＦのチップ部ＴＰ（径方向Ｒの外側の端部）及びハブ部ＨＢ（径方向Ｒの内側の端部）にそれぞれ結合されたアウターバンドＯＢ及びインナーバンドＩＢと、を備えている。

【0020】

各翼部ＳＶは、前縁ＬＥ及び後縁ＴＥと、前縁ＬＥと後縁ＴＥの間をそれぞれ延びる凹状の正圧面ＰＳ及び凸状の負圧面ＳＳと、を備えている。

【0021】

ここで、３つの翼部ＡＦのうち、その正圧面ＰＳが静翼セグメントＳＶの周方向Ｃにおける他方の端部側に位置しているものを第１翼部ＡＦ１、その負圧面ＳＳが静翼セグメントＳＶの周方向Ｃにおける一方の端部側に位置しているものを第３翼部ＡＦ３、第１翼部ＡＦ１と第３翼部ＡＦ３の間に配置されているものを第２翼部ＡＦ２と称することにする。

【0022】

各翼部ＡＦ（ＡＦ１～ＡＦ３）は、径方向Ｒに垂直であって翼型の形状を有する断面（プロファイル）を、ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰまでスパン方向に積み重ねること（これを、スタッキングと称する。）により形成されている。

【0023】

スタッキングの態様は、各スパン方向位置におけるプロファイルの代表点を連ねる線（これを、スタッキングラインと称する。）の形状によって定義されるが、静翼セグメントＳＶにおいては、この代表点としてプロファイルの後縁が採用されている。したがって、静翼セグメントＳＶの各翼部ＡＦ（ＡＦ１～ＡＦ３）のスタッキングラインＳＬは、それぞれの後縁ＴＥと一致している。

【0024】

図１Ａ及び図１Ｂに示すように、静翼セグメントＳＶの各翼部ＡＦのスタッキングラインＳＬ、即ち後縁ＴＥは、チップ部ＴＰからハブ部ＨＢへ向かって所定のスパン方向位置（以下、シフト開始位置Ｘと称する。）までは径方向Ｒに平行な直線であるが、シフト開始位置Ｘ（図２参照）からハブ部ＨＢまでは（即ち、ハブ部ＨＢの近傍の領域においては）、正圧面ＰＳから負圧面ＳＳへ向かう方向に（図１Ａにおいては右方へ、図１Ｂにおいては左方へ）、周方向Ｃにシフトしている。

【0025】

図２は、本開示の実施形態の静翼セグメントＳＶの各翼部ＡＦ（ＡＦ１～ＡＦ３）のスタッキングラインＳＬの形状を示すグラフである。ここで、グラフの縦軸はスパン方向位置を、横軸はスタッキングラインＳＬの周方向Ｃ（正圧面ＰＳから負圧面ＳＳへ向かう方向）のシフト量を、それぞれ示している。

【0026】

なお、縦軸にプロットされているスパン方向位置は、各翼部ＡＦのハブ部ＨＢから計った高さを各翼部ＡＦの全高（ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰまでの高さ；Span）で除した無次元値のパーセンテージ（%Span）であり、０％Spanはハブ部ＨＢに、１００％SpanはチップＴＰ部に、それぞれ対応する。また、横軸にプロットされているシフト量は、翼部ＡＦのハブ部ＨＢにおける周方向間隔、即ちピッチ（Pitch）で除した無次元値のパーセンテージ（%Pitch）である。

【0027】

従来の静翼セグメントＳＶ０においては、スタッキングラインＳＬ０の周方向Ｃへのシフト量は、チップ部ＴＰ（１００％Span）からハブ部ＨＢ（０％Span）へ至るスパン方向の全域に亘ってゼロ（０%Pitch）である（図２中の破線参照）。

【0028】

これに対して、本開示の実施形態の静翼セグメントＳＶにおいては、スタッキングラインＳＬの周方向Ｃへのシフト量は、チップ部ＴＰ（１００％Span）からハブ部ＨＢへ向かって３０％Spanまでの部位ではゼロ（０%Pitch）であるが、３０％Spanからハブ部ＨＢ（０％Span）までの部位では０%Pitchから５０%Pitchまで単調に増加している（図２中の実線参照）。

【0029】

即ち、本実施例においては、シフト開始位置Ｘが３０％Span、最大シフト量（ハブ部ＨＢにおけるシフト量）が５０%Pitchとされている。ただし、シフト開始位置Ｘは１０～５０％Spanの範囲内で、最大シフト量は１０～１００%Pitchの範囲内で、それぞれ適宜に選択することができる。

【0030】

また、図２のグラフにおいて、シフト開始位置Ｘからハブ部ＨＢまでのシフト量の変化を表す曲線は、シフト開始位置Ｘにおいて、チップ部ＴＰからシフト開始位置Ｘまでの直線と滑らかに（即ち、接線を共有する態様で）接続された屈曲部のない曲線（即ち、滑らかな曲線）であり、例えば２次曲線とすることができる。

【0031】

以上のように構成された静翼セグメントＳＶについて、タービン（ガスタービンエンジン）の運転状態において各翼部ＡＦ（ＡＦ１～ＡＦ３）の負圧面ＳＳに発生する応力のスパン方向分布を求めた結果を、図３に示す。なお、各グラフには、比較のため、従来の静翼セグメントＳＶ０における応力のスパン方向分布も示してある。

【0032】

同図から明らかなように、本開示の実施形態の静翼セグメントＳＶでは、第１翼部ＡＦ１～第３翼部ＡＦ３のいずれにおいても、ハブ部ＨＢ（０％Span）の近傍の領域において発生する応力が、従来の静翼セグメントＳＶ０と比較して低くなっている。

【0033】

また、本開示の実施形態の静翼セグメントＳＶについて、ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics；数値流体力学）解析を行い、その全圧損失係数のスパン方向分布を求めた結果を、図４に示す。

【0034】

同図から明らかなように、本開示の実施形態の静翼セグメントＳＶでは、ハブ部ＨＢ（０％Span）の近傍の領域における二次流れに起因する全圧損失係数のピークが、従来の静翼セグメントＳＶ０と比較して小さくなっている。これは、スタッキングラインＳＬがハブ部ＨＢの近傍の領域において周方向Ｃにシフトしていることにより、二次流れが抑制されるためであると考えられる。

【0035】

以上のように、本開示の実施形態の静翼セグメントＳＶでは、従来の静翼セグメントＳＶ０と比較して、ハブ部ＨＢの近傍の領域において負圧面ＳＳに発生する応力を低減し得ると共に、同領域における二次流れに起因する全圧損失を低く抑えることができるという優れた効果を得ることができる。しかも、この効果は、スタッキングラインＳＬの変形（ハブ部ＨＢの近傍の領域における周方向Ｃへのシフト）のみによって得られるものであり、重量の増大を招くことはない。

【0036】

なお、図３に示すように、ハブ部ＨＢの近傍の領域において負圧面ＳＳに発生する応力の低減効果は、静翼セグメントＳＶの周方向Ｃにおける端部に配置された翼部ＡＦ（第１翼部ＡＦ１及び第３翼部ＡＦ３）において大きく、負圧面ＳＳが静翼セグメントＳＶの周方向Ｃにおける端部側に位置している第３翼部ＡＦ３において最も大きい。

【0037】

これを踏まえ、上述した静翼セグメントＳＶにおいて全ての翼部ＡＦに適用したスタッキングラインＳＬの形状を、特に大きな応力低減効果が得られる第３翼部ＡＦ３にのみ適用してもよい。あるいは、上述した静翼セグメントＳＶにおいて全ての翼部ＡＦで同一としていた最大シフト量を、特に大きな応力低減効果が得られる第３翼部ＡＦ３において他の翼部（第１翼部ＡＦ１及び第２翼部ＡＦ２）より大きくしてもよい。なお、いずれの場合にも、翼部ＡＦのハブ部ＨＢにおけるピッチが周方向Ｃにおいて不均一となるが、静翼セグメントＳＶによって構成される静翼列の全体としてスロートエリアが変化しないように留意することにより、空力性能への悪影響を回避することができる。

【0038】

以上においては、静翼セグメントＳＶが３つの翼部ＡＦを備える場合について説明したが、静翼セグメントＳＶが備える翼部ＡＦの数Nは４以上であってもよい。また、この場合においても、スタッキングラインＳＬのハブ部ＨＢの近傍の領域における周方向Ｃへのシフトを、その負圧面ＳＳが静翼セグメントＳＶの周方向Ｃにおける一方の端部側に位置している第N翼部ＡＦNにのみ適用したり、当該第N翼部ＡＦNの最大シフト量を、他の翼部より大きくしたりしてもよい。

【0039】

（本開示の態様）
本開示の第１の態様の軸流タービンの静翼セグメントは、複数の翼部と、前記複数の翼部のそれぞれのチップ部と結合された１つのアウターバンドと、前記複数の翼部のそれぞれのハブ部と結合された１つのインナーバンドと、を備え、前記複数の翼部のそれぞれは、翼型の形状を有するプロファイルを前記ハブ部から前記チップ部までスパン方向に積み重ねることにより形成されており、前記プロファイルは、前縁及び後縁と、前記前縁と前記後縁の間をそれぞれ延びる凹状の正圧面及び凸状の負圧面と、を備えており、各スパン方向位置における前記プロファイルの前記後縁を連ねるスタッキングラインは、前記チップ部から所定のスパン方向位置までの部位においては、前記軸流タービンの径方向に平行な直線であり、前記所定のスパン方向位置から前記ハブ部までの部位においては、前記径方向に平行な直線から前記タービンの周方向において前記正圧面から前記負圧面へ向かう向きにシフトしており、当該シフトの量は、前記所定のスパン方向位置から前記ハブ部まで単調に増加している。

【0040】

本開示の第２の態様の軸流タービンの静翼セグメントにおいて、前記スパン方向位置を、前記ハブ部から計った高さを前記翼部の全高で除した無次元値のパーセンテージで表示するとき、前記所定のスパン方向位置は１０～５０％である。

【0041】

本開示の第３の態様の軸流タービンの静翼セグメントにおいて、前記シフトの量を、前記翼部の前記ハブ部における周方向間隔で除した無次元値のパーセンテージで表示するとき、前記ハブ部における前記シフトの量は０～１００％である。

【符号の説明】

【0042】

ＳＶ 静翼セグメント
ＡＦ 翼部
ＨＢ ハブ部
ＴＰ チップ部
ＬＥ 前縁
ＴＥ 後縁
ＰＳ 正圧面
ＳＳ 負圧面
ＳＬ スタッキングライン
ＯＢ アウターバンド
ＩＢ インナーバンド
Ｘ シフト開始位置（所定のスパン方向位置）
Ｒ 径方向
Ｃ 周方向

【図1A】

【図1B】

【図2】

【図3】

【図4】