(57)【要約】【課題】シール空気が供給されていたとしても二次流れによる損失を低減することができ、タービン効率の向上化に貢献すること。【解決手段】２０ｂ前縁及び後縁２０ｃを有する翼型に形成され、回転軸の径方向（Ｌ１方向）に沿って延在した翼本体２０と、前縁に形成され、該前縁を翼端２０ａに向かって後縁側に漸次後退させる後退部２２と、を備え、後退部が、根元側から翼高さＨの少なくとも７５％離間した位置Ｐから後退が開始されているガスタービン翼２０を提供する。【選択図】図４
2010203250.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転軸の周方向に複数配列されるガスタービン翼であって、
前縁及び後縁を有する翼型に形成され、前記回転軸の径方向に沿って延在した翼本体と、
前記前縁に形成され、該前縁を翼端に向かって前記後縁側に漸次後退させる後退部と、を備え、
前記後退部は、根元側から翼高さの少なくとも７５％離間した位置から後退が開始されていることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項２】
請求項１に記載するガスタービン翼において、
前記後退部は、後退量が前記翼本体の軸コードの２５％以下とされていることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項３】
請求項１又は２に記載するガスタービン翼において、
前記翼本体の翼端側は、下流側に後退するように湾曲形成されていることを特徴とするガスタービン翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンの静翼（ステーターベーン）や動翼（ローターベーン）として機能するガスタービン翼に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
周知のように、ガスタービンエンジンは、エンジンケース内に収容されており、圧縮機と燃焼器とガスタービンとで主に構成されている。このうちガスタービンは、ケーシング内に、回転するシャフトと、複数の動翼及び静翼と、を備えている。
動翼は、ガスタービン翼の１つであり、シャフトの周囲に固定され、シャフトの軸方向に流れる燃焼ガスの圧力を受けてシャフトを回転させる役割を担っている。一方、静翼もやはりガスタービン翼の１つであり、ケーシングの内壁を構成する分割環に固定され、燃焼ガスの流れの方向、圧力や速度を変化させる役割を担っている。
【０００３】
これら動翼及び静翼は、シャフトとケーシングとの内壁面との間に形成される燃焼ガスの流路に交互に配列され、燃焼器で発生した燃焼ガスを膨張させることで、熱エネルギーを回転エネルギーに変換して動力を発生させている。
【０００４】
ところで、動翼に関してはケーシング内に収容された状態で回転させる必要があるので、構造上、ケーシングと動翼のチップ側端面との間に隙間となるチップクリアランスを設ける必要がある。そのため、ガスタービンの作動中、燃焼ガスの一部がチップクリアランスを通って動翼の後縁側にリークしてしまい、翼端漏れ渦を生じさせてしまうものであった。この翼端漏れ渦は、本来動翼に流れて欲しい主流とは異なる異質な流れである二次流れの１つであり、背面側（負圧側）の正しい流れを乱してタービン効率を低下させる要因とされている。
【０００５】
そこで、チップクリアランスを通過するリーク量を減らし、翼端漏れ渦の発生を低減させることができる動翼が提供されている（特許文献１参照）。この動翼によれば、クリアランス損失を小さくして、タービン効率を向上させることが可能とされている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】特開平１１−６２５０６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
しかしながら、リーク量を減らすことができるとはいえ、チップクリアランスを完全に塞ぐことは不可能であるので、どうしてもチップクリアランスを通過する漏れ流れが生じてしまう。従って、翼端漏れ渦の問題は依然として残されている。
ところで、ガスタービンを構成する際、通常、燃焼ガスが分割環の繋ぎ目から外部に漏れてしまうことを防止するために、高圧のシール空気を繋ぎ目からケーシングの内部に向けて供給している。
【０００８】
ところが、上記シール空気は、動翼の上流にて径方向外方（分割環側）から径方向内方に向けて供給されているので、シャフトの軸方向に向かって基本的に流れている燃焼ガスの流れとは異なる方向に流れる。特に、翼端漏れ渦は、このシール空気の流れに影響され易く、シール空気の流れと合流して向きが変化してしまう。この点について、具体的に図面を参照して説明する。
【０００９】
まず、一般的な動翼１００を図１０から図１２に示す。なお、図１０は動翼１００の外観斜視図であり、図１１は周方向に配列された状態の動翼１００を翼端１０１ａ側（チップ側）から見た図であり、図１２は動翼１００を背面側から見た図である。
各図に示すように、動翼１００は、前縁１０１ｂ及び後縁１０１ｃを有する翼型に形成された翼本体１０１と、動翼１００を固定するための根元部１０２と、で一体的に構成されている。
【００１０】
次に、このように構成された動翼１００を有するガスタービンを作動させる際、シール空気を供給しない場合には、図１３に示すように、翼端に流入する流れは矢印Ｒ方向から動翼１００の翼端１０１ａ側の背面側前縁に当たる。その後、この翼端部の流れは、図１３及び図１４に示すように動翼１００の背面に沿って圧力の低い後縁１０１ｃ側に向かって流れていく。なお、図１３は動翼１００を翼端１０１ａ側から見た図であり、図１４は動翼１００を背面側から見た図である。
【００１１】
一方、シール空気を供給した場合には、図１５に示すように、翼端に流入する流れはシール空気の影響を受けて向きが変わり、矢印Ｒ方向からではなく矢印Ｎ方向から動翼１００に当たってしまう。つまり、より背面側に当たるように向きが変わり、背打ち気味の流れとなって動翼１００に当たる。すると、動翼１００の翼端１０１ａ側の背面側前縁に集中的に流れが当たるので、この部分に局所的に圧力が高まった淀み圧Ｄが生じてしまう。
【００１２】
そのため、より背面前縁側に二次流れの起点がシフトしてしまう。よって、図１５及び図１６に示すように、シール空気が供給されていない場合に比べて、翼端１０１ａ側から根元側に向かって二次流れの範囲が広がってしまううえ、二次流れの流れ自体も強くなってしまう。なお、図１５は動翼１００を翼端１０１ａ側から見た図であり、図１６は動翼１００を背面側から見た図である。
【００１３】
従って、図１７に示すように、シール空気が有る場合（点線）と無い場合（実線）とで動翼１００の全圧損失係数を比較すると、シール空気が有る場合の方が、損失が大きくなってしまう。具体的には、動翼１００の根元側から翼高さの５０％〜９０％程度の範囲に亘って損失が顕著に発生してしまう。
【００１４】
本発明は、このような事情に考慮してなされたもので、その目的は、シール空気が供給されていたとしても二次流れによる損失を低減することができ、タービン効率の向上化に貢献することができるガスタービン翼を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
本発明は、前記課題を解決して係る目的を達成するために以下の手段を提供する。
本発明に係るガスタービン翼は、回転軸の周方向に複数配列されるガスタービン翼であって、前縁及び後縁を有する翼型に形成され、前記回転軸の径方向に沿って延在した翼本体と、前記前縁に形成され、該前縁を翼端に向かって前記後縁側に漸次後退させる後退部と、を備え、前記後退部が、根元側から翼高さの少なくとも７５％離間した位置から後退が開始されていることを特徴とする。
【００１６】
この発明に係るガスタービン翼においては、後退部によって翼本体の前縁が翼端（チップ）に向かって後縁側に漸次後退している。そのため、シール空気の影響を受けて背打ち気味に流れの向きが変わった翼端部の流れが、翼端側の背面側前縁付近に当たると、局所的に圧力が高まった淀み圧が背面側に生じるが、そのポイントが従来に比べて下流側（後縁側）にシフトする。
従って、二次流れの起点が下流側にシフトするので、従来に比べて翼端側から根元側に向かって広がる流れの範囲を狭めることができる。また、前縁が翼端に向かって後縁側に漸次後退しているので、翼端でのインシデンス角度（入射角度）及びスタッガー角度（前縁と後縁とを結んだ線と回転軸の軸線とのなす角度）を増大させることができる。よって、背打ち気味に流れの向きが変わった翼端部の流れを背面に沿って流し易くすることができ、背打ち気味の流れに対応した翼型とすることができる。従って、従来に比べて淀み圧自体を緩和することができ、二次流れを弱めることができる。
【００１７】
このように、従来に比べて二次流れ自体を弱めることができるうえ、二次流れの範囲を狭めることができるので、損失を低減させることができ、タービン効率の向上化に貢献することができる。
しかも、後退部は、根元側から後退が開始しているのではなく、根元側から翼高さの少なくとも７５％離れた位置から後退が始まっている。従って、翼本体を流れる気体の主流を妨げることなく、上述した作用効果を期待することができる。
【００１８】
また、本発明に係るガスタービン翼は、上記本発明のガスタービン翼において、前記後退部の後退量が前記翼本体の軸コードの２５％以下とされていることを特徴とする。
【００１９】
本発明に係るガスタービン翼においては、後退部の後退量が翼本体の軸コード（回転軸の軸方向に沿った長さ）の２５％以下とされているので、翼端の軸コードが過度に短くなることを防ぐことができる。仮に、翼端の軸コードが過度に短い場合には、残された翼端のみで燃焼ガスの圧力を受ける為、翼端漏れ渦等の二次流れが強くなる恐れがある。しかしながら、後退量を上記のように規定しているので、確実に二次流れを弱めることができる。
【００２０】
また、本発明に係るガスタービン翼は、上記本発明のガスタービン翼において、前記翼本体の翼端側が、下流側に後退するように湾曲形成されていることを特徴とする。
【００２１】
本発明に係るガスタービン翼においては、後退部を含む翼本体の翼端側が下流側に後退するように湾曲しているので、翼端部前縁を後退させた場合と同様の効果が軸コードを短縮することなく得られ、二次流れを弱めることができる。そのため、損失をさらに低減させることができる。
【発明の効果】
【００２２】
本発明に係るガスタービン翼によれば、シール空気が供給されていたとしても二次流れによる損失を低減することができ、タービン効率の向上化に繋げることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】本発明に係る一実施形態を示すガスタービンエンジンの簡略構成図である。
【図２】図１に示すガスタービンを構成する動翼の外観斜視図である。
【図３】図２に示す動翼が周方向に並んだ状態を翼端側から見た図である。
【図４】図３に示す動翼を背面側から見た図である。
【図５】図２に示す動翼の翼端部に対してシール空気の影響を受けた流れが当たり、その際に生じる二次流れを表した図であって、翼端側から動翼を見た図である。
【図６】図５に示す動翼を背面側から見た図である。
【図７】シール空気の影響を受けた翼端部の流れに起因する二次流れによって損失がどの程度あるかを従来の動翼と図２に示す動翼とで比較した図であって、根元から翼端に亘って全圧損失係数がどのように変化したかをグラフ化した図である。
【図８】本発明に係る変形例を示す図であって、翼端側が下流側に後退するように湾曲形成された動翼の外観斜視図である。
【図９】図８に示す動翼を背面側から見た図である。
【図１０】従来のガスタービンを構成する動翼の外観斜視図である。
【図１１】図１０に示す動翼が周方向に並んだ状態を翼端側から見た図である。
【図１２】図１１に示す動翼を背面側から見た図である。
【図１３】図１１に示す動翼に対して流れが当たり、その際に生じる二次流れを表した図であって、翼端側から動翼を見た図である。
【図１４】図１３に示す動翼を背面側から見た図である。
【図１５】図１０に示す動翼の翼端部に対してシール空気の影響を受けた流れが当たり、その際に生じる二次流れを表した図であって、翼端側から動翼を見た図である。
【図１６】図１５に示す動翼を背面側から見た図である。
【図１７】シール空気の有無によって、翼端部の流れに起因する二次流れによる損失がどの程度変化するかを比較した図であって、根元から翼端に亘って全圧損失係数がどのように変化したかをグラフ化した図である。
【発明を実施するための形態】
【００２４】
以下、本発明に係る一実施形態を、図１から図９を参照して説明する。
図１に示すように、ガスタービンエンジン１は、圧縮機２と燃焼器３とガスタービン４とで主に構成されており、圧縮機２とガスタービン４とがシャフト（回転軸）５によって連結され、圧縮機２とガスタービン４との間に燃焼器３が配設されている。
【００２５】
圧縮機２は、多量の空気をその内部に取り入れて圧縮する役割を担っている。燃焼器３は、圧縮機２で圧縮された高圧空気に燃料を混合して燃焼させ、ガスタービン４に繋がる流路６に燃焼ガスＧを送っている。ガスタービン４は、圧縮機２に繋がるシャフト５と、複数の動翼（ガスタービン翼）１０と、複数の静翼（ガスタービン翼）１１と、これらを収容するケーシング１２と、で主に構成されている。
【００２６】
動翼１０は、シャフト５の周囲に複数配列された状態で該シャフト５に固定されており、シャフト５の軸方向（Ｌ１方向）に流れる燃焼ガスＧの圧力を受けてシャフト５を回転させる役割を担っている。一方、静翼１１は、シャフト５の周囲に複数配列された状態でケーシング１２の内壁を構成する図示しない分割環に固定されており、燃焼ガスＧの流れの方向、圧力や速度を変化させる役割を担っている。
【００２７】
これら動翼１０及び静翼１１は、シャフト５とケーシング１２の内壁面との間に形成された燃焼ガスＧの流路に交互に配列され、燃焼器３で発生した燃焼ガスＧを膨張させながら下流に流すことで、熱エネルギーを機械仕事の回転エネルギーに変換して動力を発生させている。この動力は、圧縮機２の動力として利用されると共に、一般的には発電プラントの発電機等の動力として利用される。
【００２８】
ところで、静翼１１の翼端には、シャフト５との隙間を塞ぐシール機構１３が設けられている。一方、動翼１０の翼端とケーシング１２との間には、チップクリアランスＫと呼ばれる僅かな隙間が確保された状態となっている。また、ケーシング１２内を流れる燃焼ガスＧが静翼１１を固定している分割環の繋ぎ目から外部に漏れてしまうことを防止するため、繋ぎ目からケーシング１２の径方向内方に向けて高圧のシール空気Ａを供給することができるように構成されている。
【００２９】
次に、静翼１１及び動翼１０の構成についてより詳細に説明する。なお、静翼１１及び動翼１０の構成は同一であるので、ここでは動翼１０を例に挙げて説明する。
動翼１０は、図２から図４に示すように、翼本体２０と根元部２１とで一体的に構成されている。なお、図２は動翼１０の外観斜視図であり、図３は周方向に配列された状態の動翼１０を翼端２０ａ側（チップ側）から見た図であり、図４は動翼１０を背面側から見た図である。
【００３０】
根元部２１は、動翼１０を固定するための部分であり、クリスマスツリー状の鍵型に形成されている。翼本体２０は、前縁２０ｂ及び後縁２０ｃを有する翼型に形成され、シャフト５の径方向（Ｌ２方向）に沿って根元側から翼端２０ａ側（チップ側）に延在するように形成されている。
翼本体２０の前縁２０ｂには、該前縁２０ｂを翼端２０ａに向かって後縁２０ｃ側に漸次後退させる後退部２２が形成されている。この後退部２２は、翼本体２０の根元側から翼高さＨの少なくとも７５％離間した位置から後退が開始されている。本実施形態では、根元側から翼高さＨの９０％離間した位置Ｐから後退が開始されている。また、後退部２２の後退量は、翼本体２０の軸コードＣ、即ち、シャフト５の軸方向（Ｌ１方向）沿った長さの２５％以下に収まる程度で後退している。本実施形態では、軸コードＣの１０％の距離だけ後退するように形成されている。
【００３１】
次に、このように構成されたガスタービンエンジン１を作動させ、その際のガスタービン４内の燃焼ガスＧの流れについて説明する。
ガスタービン４の作動中、燃焼ガスＧは静翼１１及び動翼１０の間を交互に流れながら下流側に進み、その間に静翼１１及び動翼１０によって適宜膨張、減圧されている。これにより、燃焼ガスＧの熱エネルギーは、回転エネルギーに変換されている。
ところで、燃焼ガスＧの一部は、上述した本来の主流の流れとは別に、動翼１０の翼端２０ａとケーシング１２との間に開いたチップクリアランスＫを通って動翼１０の後縁２０ｃ側にリークしてしまい、翼端漏れ渦を発生させてしまう。この際、分割環の繋ぎ目から供給されているシール空気Ａの影響を受けて流れの向きが動翼１０の背打ち気味に変化し、図５に示すように矢印Ｎ方向から動翼１０の翼端２０ａ側の背面側前縁付近に当たる。これにより、図６に示すように、局所的に圧力が高まった淀み圧Ｄが背面側に生じる。
【００３２】
ところが、本実施形態の動翼１０は、後退部２２によって前縁２０ｂが翼端２０ａに向かって後縁２０ｃ側に漸次後退している。そのため、淀み圧Ｄの位置が従来に比べて下流側（後縁２０ｃ側）にシフトする。従って、二次流れの起点が下流側にシフトするので、従来に比べて翼端２０ａ側から根元側に向かって広がる二次流れの範囲（領域Ｓ）を狭めることができる。
【００３３】
また、前縁２０ｂが翼端２０ａに向かって後縁２０ｃ側に漸次後退しているので、図３に示すように、翼端２０ａでのインシデンス角度（入射角度）及びスタッガー角度θ（前縁２０ｂと後縁２０ｃとを結んだ線Ｍとシャフト５の軸線Ｏとのなす角度）を増大させることができる。よって、背打ち気味に流れの向きが変わった翼端漏れ渦を背面に沿って流し易くすることができ、背打ち気味の流れに対応した翼型とすることができる。従って、従来に比べて淀み圧Ｄを緩和することができ、二次流れを弱めることができる。
【００３４】
このように、従来に比べて二次流れを弱めることができるうえ、二次流れの範囲を狭めることができるので、損失を低減させることができる。この点、図７に示すように、従来の動翼と本実施形態の動翼１０とで全圧損失係数を比較した図を参照すると、全く同じ条件下で、特に根元側から翼高さＨの７０％〜１００％離間した範囲において損失が低減することが確認できた。
【００３５】
上述したように、本実施形態の動翼１０によれば、従来に比べて損失を低減させることができ、タービン効率の向上化に貢献することができる。しかも、後退部２２は、根元側から後退が開始しているのではなく、根元側から翼高さＨの９０％離れた位置Ｐから後退が始まっている。従って、翼本体２０を流れる燃焼ガスＧの主流を妨げることなく、上述した作用効果を期待することができる。
【００３６】
また、後退部２２は、後退量が翼本体２０の軸コードＣの１０％とされているので、翼端２０ａの軸コードＣが過度に短くなることがない。仮に、翼端２０ａの軸コードＣが過度に短い場合には、残された翼端２０ａのみで燃焼ガスＧの圧力を受ける為、翼端漏れ渦等の二次流れが強くなってしまう恐れがある。しかしながら、後退量を上記のように規定しているので、確実に二次流れを弱めることができる。
【００３７】
なお、本発明の技術範囲は上記実施の形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
【００３８】
例えば、上記実施形態では、後退部２２の開始位置Ｐを根元側から翼高さの９０％離れた位置としたが、この場合に限られず、少なくとも７５％離れた位置から開始させても構わない。この場合でも同様に、損失を低減してタービン効率の向上化に貢献することができる。また、後退部２２の後退量を翼本体２０の軸コードＣの１０％としたが、この場合に限られず、２５％以下であれば構わない。この場合でも同様の作用効果を奏することができる。
【００３９】
また、上記実施形態において、図８及び図９に示すように、後退部２２を含む翼本体２０の翼端２０ａ側を下流側に後退するように湾曲させても構わない。このように構成した場合には、翼端部前縁を後退させた場合と同様の効果が軸コードＣを短縮することなく得られ、二次流れをさらに弱めることができる。そのため、損失をさらに低減することが可能であるので、より好ましい。
【００４０】
また、本発明に係るガスタービン翼は、動翼１０に限定されず、静翼１１でも構わない。静翼１１の場合でも同様の作用効果を奏することができる。
【符号の説明】
【００４１】
Ｃ…軸コード
５…シャフト（回転軸）
１０…動翼（ガスタービン翼）
１１…静翼（ガスタービン翼）
２０…翼本体
２０ａ…翼端
２０ｂ…前縁
２０ｃ…後縁
２２…後退部
【図１】
2010203250.tif 000003
【図２】
2010203250.tif 000004
【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
2010203250.tif 000013
【図１２】
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【図１３】
2010203250.tif 000015
【図１４】
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【図１５】
2010203250.tif 000017
【図１６】
2010203250.tif 000018
【図１７】
2010203250.tif 000019