(57)【要約】【課題】圧力損失を好適に抑えてタービン性能を向上することができるタービン翼及びガスタービンを提供すること。【解決手段】前縁８と後縁１０との間に凸面状の背面部と凹面状の腹面部１２とが配された翼本体１３と、翼本体１３の端部が接続された翼端壁１５と、翼端壁１５と翼本体１３との接続部ＣＯの周囲を覆うフィレット１６と、を備えるタービン静翼（タービン翼）１であって、前縁８におけるフィレット１６の高さ及び幅の２倍以上に高さ方向及び幅方向に各々突出した頂部１７が、腹面部１２側のフィレット１６に配され、頂部１７の中心が、前縁８を基準として前縁８から後縁１０までの軸方向コード長の２０％から８０％の範囲内に配されている。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁と後縁との間に凸面状の背面部と凹面状の腹面部とが配された翼本体と、該翼本体の端部が接続された翼端壁と、該翼端壁と前記翼本体との接続部の周囲を覆うフィレットと、を備えるタービン翼であって、
前記前縁における前記フィレットの高さ及び幅の２倍以上に高さ方向及び幅方向に各々突出した頂部が、前記腹面部側の前記フィレットに配され、
前記頂部の中心が、前記前縁を基準として該前縁から前記後縁までの軸方向コード長の２０％から８０％の範囲内に配されていることを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
前記前縁側及び前記後縁側から前記頂部に向かって高さ方向及び幅方向に漸次広がる拡大部が、前記腹面部側の前記フィレットに配されていることを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項３】
前記前縁における前記フィレットの高さ及び幅の５０％以下に高さ方向及び幅方向に各々減少した縮小部が、前記背面部側の前記フィレットに配され、
前記縮小部の中心が、前記前縁を基準として該前縁から隣接する他の翼本体との間のスロート位置までの軸方向コード長の２０％から８０％の範囲内に配されていることを特徴とする請求項１又は２に記載のタービン翼。
【請求項４】
前記縮小部は、前記前縁側及び前記スロート位置側から高さ方向及び幅方向に漸次縮まるように、前記背面部側の前記フィレットに配されていることを特徴とする請求項３に記載のタービン翼。
【請求項５】
前記後縁に配された前記フィレットに、前記後縁における翼厚の２倍以上の長さで前記後縁から後方に延びる延部が配されていることを特徴とする請求項１から４の何れか一つに記載のタービン翼。
【請求項６】
請求項１から５の何れか一つに記載のタービン翼を備えることを特徴とするガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン翼及びこれを備えたガスタービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンは、圧縮機において加圧された空気が燃焼器において燃料と混合されて発生した高温燃焼ガスを、静翼及び動翼が交互に配設されたタービン流路内に噴射させて、動翼及びロータを回転させることにより、高温燃焼ガスのエネルギーを回転エネルギーとして出力するとともに、圧縮機に動力を与えている。
【０００３】
ここで、上記静翼や動翼を構成するタービン翼は、翼形状を有する翼本体と、翼本体端部に設けられた翼端壁とを備えている。そして、翼端壁近傍では、図８（ａ）に示すように、一のタービン翼１００の腹面部１０１側から隣接するタービン翼１０２の背面部１０３側に向かう、いわゆるクロスフローＣＦが発生する。このクロスフローＣＦが背面部１０３に衝突することによって、図８（ｂ）に示すように、背面部１０３においていわゆる巻き上がりＶも発生する。これらは損失となってタービン性能を低下させるため、これらを低減させるとともに、クロスフローや巻き上がりに伴って発生する二次流れ損失を低減させる必要がある。
【０００４】
このような二次流れ損失を低減させて、タービン性能の向上を図るものとして、翼本体と翼端壁との接続部を覆うフィレットの前縁側を拡大させたもの（例えば、特許文献１参照。）や、後縁側の翼端壁の形状を変形させたもの（例えば、特許文献２参照。）が提案されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２００４−２７８５１７号公報
【特許文献２】特開２００７−２４７５４２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかしながら、上記従来の技術であっても、クロスフローや巻き上がりを無くすことはできず、圧力損失の発生は依然存在する。本発明は上記事情に鑑みて成されたものであり、圧力損失を好適に抑えてタービン性能を向上することができるタービン翼及びガスタービン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】
【０００７】
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用する。
本発明は、前縁と後縁との間に凸面状の背面部と凹面状の腹面部とが配された翼本体と、該翼本体の端部が接続された翼端壁と、該翼端壁と前記翼本体との接続部の周囲を覆うフィレットと、を備えるタービン翼であって、前記前縁における前記フィレットの高さ及び幅の２倍以上に高さ方向及び幅方向に各々突出した頂部が、前記腹面部側の前記フィレットに配され、前記頂部の中心が、前記前縁を基準として該前縁から前記後縁までの軸方向コード長の２０％から８０％の範囲内に配されていることを特徴とする。
【０００８】
この発明は、フィレットに配された頂部によって、翼端壁近傍における腹面部側の圧力を低減して、背面部側との圧力差を小さくすることができる。そのため、クロスフローを抑えて背面部とクロスフローとの衝突による背面部翼端壁近傍の巻き上がりを抑えることができ、これにより二次流れによる損失を抑えることができる。
【０００９】
また、上記のタービン翼において、前記前縁側及び前記後縁側から前記頂部に向かって高さ方向及び幅方向に漸次広がる拡大部が、前記腹面部側の前記フィレット配されていることが好ましい。
【００１０】
この発明は、腹面部側と背面部側との圧力差をより小さくさせることができ、クロスフローをより好適に抑えることができる。
【００１１】
また、上記のタービン翼において、前記前縁における前記フィレットの高さ及び幅の５０％以下に高さ方向及び幅方向に各々減少した縮小部が、前記背面部側の前記フィレットに配され、前記縮小部の中心が、前記前縁を基準として該前縁から隣接する他の翼本体との間のスロート位置までの軸方向コード長の２０％から８０％の範囲内に配されていることが好ましい。
【００１２】
この発明は、フィレットに配された縮小部によって、翼端壁近傍における背面部側の圧力を増大して、背面部側との圧力差を小さくすることができる。そのため、クロスフローを抑えて背面部とクロスフローとの衝突による背面部翼端壁近傍の巻き上がりを抑えることができ、これにより二次流れによる損失をさらに抑えることができる。
【００１３】
また、上記のタービン翼において、前記縮小部は、前記前縁側及び前記スロート位置側から高さ方向及び幅方向に漸次縮まるように、前記背面部側の前記フィレットに配されていることが好ましい。
【００１４】
この発明は、腹面部側と背面部側との圧力差をより小さくさせることができ、クロスフローをより好適に抑えることができる。
【００１５】
また、上記のタービン翼において、前記後縁に配された前記フィレットに、前記後縁における翼厚の２倍以上の長さで前記後縁から後方に延びる延部が配されていることが好ましい。
【００１６】
この発明は、フィレットに配された延部に沿って流れる流体を後縁後方で整流化することができ、腹面部側及び背面部側からの流れが後縁後方で衝突して圧力の増大することによる後縁後方における翼端壁近傍の巻き上がりを抑えることができ、これにより二次流れによる損失をさらに抑えることができる。
【００１７】
また、本発明のガスタービンは、上記のタービン翼を備えることを特徴とする。
【００１８】
この発明は、上記のタービン翼によって二次流れ損失を抑えることで性能の向上を図ることができる。
【発明の効果】
【００１９】
本発明のタービン翼によれば、翼端壁近傍での圧力損失を好適に抑えてタービン性能を向上することができる。
また、本発明のガスタービンによれば、上記タービン翼により性能の向上を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本発明の一実施形態に係るタービン静翼が配されるガスタービンを示す一部破断面図である。
【図２】本発明の一実施形態に係るタービン静翼の要部を示す概略図である。
【図３】本発明の一実施形態に係るタービン静翼の翼列を示す断面図である。
【図４】本発明の一実施形態に係るタービン静翼を示す翼端壁における断面図である。
【図５】本発明の一実施形態に係るタービン静翼を示す翼端壁における断面図である。
【図６】（ａ）従来のタービン静翼における圧力分布解析結果、（ｂ）本発明の一実施形態に係るタービン静翼における圧力分布解析結果、をそれぞれ示す図である。
【図７】従来のタービン静翼と本発明の一実施形態に係るタービン静翼とにおける損失解析結果を示すグラフである。
【図８】（ａ）タービン翼におけるクロスフロー、（ｂ）巻き上がりをそれぞれ示す説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
本発明に係る一実施形態について、図１から図５を参照して説明する。
図１に示すように、本実施形態に係るタービン静翼（タービン翼）１及びタービン動翼（タービン翼）２は、軸線Ｏ方向に沿ってタービン３内に交互に多段に配されている。タービン３は、圧縮空気を生成する圧縮機５と、圧縮機５から供給される圧縮空気に燃料を供給して燃焼ガスを生成する燃焼器６とともに、ガスタービン７内に配されている。
【００２２】
ここで、本発明に係る構成、及び作用・効果は、タービン静翼１又はタービン動翼２で同様である。そこで、以降、本実施形態について、図２に示すようにタービン静翼１について説明し、タービン動翼２についての説明は省略する。
【００２３】
タービン静翼１は、図２及び図３に示すように、前縁８及び後縁１０を結ぶ翼弦Ｃに対して凸面状の背面部１１と凹面状の腹面部１２とが配された翼本体１３と、翼本体１３の端部が接続された翼端壁１５と、翼端壁１５と翼本体１３との接続部ＣＯの周囲を覆うフィレット１６と、を備えている。
【００２４】
翼本体１３は、軸線Ｏを中心軸とする翼端壁１５の周方向に所定の間隔で離間して、かつ、隣接する翼本体１３の背面部１１側と腹面部１２側とが対向するようにして複数配されている。そして、隣接する翼本体１３間を主流が通過するようになっている。背面部１１及び腹面部１２は、所定の形状に成形されている。
【００２５】
ここで、翼高さ方向を高さ方向Ｈ、翼幅方向を幅方向Ｗとしたとき、図４に示すように、腹面部１２側に配されたフィレット１６には、前縁８におけるフィレット１６の高さ及び幅の２倍以上に高さ方向Ｈ及び幅方向Ｗに接続部ＣＯに対して各々突出した頂部１７が配されている。
【００２６】
この頂部１７の中心は、前縁８の位置を基準として、前縁８から後縁１０までの軸方向コード長Ｌの２０％（図中Ｌ１線で示す。）から８０％（図中Ｌ２線で示す。）の範囲内に配されている。頂部１７と前縁８及び後縁１０のフィレット１６とをつなぐように、前縁８側及び後縁１０側から頂部１７に向かって高さ方向Ｈ及び幅方向Ｗに漸次広がる拡大部１８が、フィレット１６に配されている。
【００２７】
また、翼本体１３の後縁１０に配されたフィレット１６には、後縁１０の翼厚の２倍以上、好ましくは２倍以上の長さで後縁１０からさらに後方に延びる延部２０が配されている。
【００２８】
さらに、図５に示すように、背面部１１側のフィレット１６には、前縁８におけるフィレット１６の高さ及び幅の５０％以下に高さ方向Ｈ及び幅方向Ｗに各々減少した縮小部２１が配されている。縮小部２１の中心は、前縁８の位置を基準として、前縁８から隣接する他の翼本体１３との間のスロート位置Ｓまでの軸方向コード長Ｌ’の２０％（図中Ｌ３線で示す。）から８０％（図中Ｌ４線で示す。）の範囲内に配されている。
【００２９】
縮小部２１は、前縁８及びスロート位置Ｓのフィレット１６とつなぐように、前縁８側及びスロート位置Ｓ側から高さ方向Ｈ及び幅方向Ｗに漸次縮まるようにして、フィレット１６に配されている。
【００３０】
このタービン静翼１によれば、フィレット１６に配された拡大部１８及び頂部１７に沿って、翼端壁１５近傍における流体の流れを変化させることができ、翼端壁１５近傍における腹面部１２側の圧力を低減して、背面部１３側との圧力差を滑らかに小さくすることができる。そのため、クロスフローを好適に抑えることができ、背面部１３とクロスフローとの衝突による背面部１３の翼端壁１５近傍の巻き上がりを抑えることができる。したがって、タービン静翼１を通過する流体の損失を好適に低減することができる。
【００３１】
また、フィレット１６に配された延部２０に沿って流体が後縁１０から後方に流れることによって、後縁１０後方での流れを整流化させることができる。これにより、腹面部１２側及び背面部１１側からの流れが後縁１０の後方で衝突して圧力が増大するのを好適に抑え、これにより後縁１０後方で翼端壁１５からの巻き上がりを防止して、流体の損失をさらに低減することができる。
【００３２】
さらに、フィレット１６に配された縮小部２１によって、翼端壁１５近傍における背面部１１側の圧力を増大して、腹面部１２側との圧力差を滑らかに小さくすることができる。そのため、クロスフローを好適に抑えることができ、背面部１３とクロスフローとの衝突による背面部１３の翼端壁１５近傍の巻き上がりをさらに抑えることができる。
【００３３】
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。
例えば、頂部１７又は縮小部２１のそれぞれの高さ及び幅の各寸法は、互いに同一であっても異なっていても構わない。また、上述したように、タービン静翼１だけでなくタービン動翼２であってもよい。
【実施例】
【００３４】
頂部１７及び拡大部１８のみがフィレット１６に配された場合にて、翼端壁１５における静圧分布を解析した。頂部１７の位置は、５０％とした。また、頂部１７の高さ及び幅は、フィレット１６の高さ及び幅のそれぞれ２倍とした。結果を等圧分布線にて図６に示す。なお、等圧分布線は、実線、点線、１点鎖線、実線、点線・・・・の順に高い圧力を示している。図６（ａ）に示すように、頂部１７及び拡大部１８が配されていない比較例に対して、図６（ｂ）に示すように、本実施例では、頂部１７及び拡大部１８近傍における等圧分布線の向きが異なっている。すなわち、腹面部１２における翼端壁１５近傍の圧力が低下し、これによってより腹面部１２及び背面部１１に沿った圧力分布を示すこととなり、腹面部１２側から、隣接するタービン翼の背面部１１に向かって流れるクロスフローの駆動力が低下して弱まっていることがわかった。
【００３５】
また、図６の解析結果と対応してタービン翼の翼端壁からの翼高さ方向の任意の位置における周方向の損失の平均値を解析した。図７に結果を示す。比較例に対して翼端壁１５近傍の損失が低下していることで、翼高さ方向全体でも損失が低下していることがわかった。
【符号の説明】
【００３６】
１  タービン静翼（タービン翼）
２  タービン動翼（タービン翼）
７  ガスタービン
８  前縁
１０  後縁
１１  背面部
１２  腹面部
１３  翼本体
１５  翼端壁
１６  フィレット
１７  頂部
１８  拡大部
２０  延部
２１  縮小部
ＣＯ  接続部
Ｌ，Ｌ’  軸方向コード長
Ｓ  スロート位置
【図１】
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【図２】
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【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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