(57)【要約】【課題】翼先端間隙を通過する一部の作動流体との干渉による作動流体のエネルギー損失を抑制することができるタービン動翼を提供する。【解決手段】回転軸３３に取り付けられてタービンケーシング３１内部で回転するタービン動翼３４において、このタービン動翼３４の翼先端部６３とタービン動翼３４との間の翼先端間隙ｇを圧力面５６側から負圧面５７側に流れる流れｆを、翼先端面６３に設けた凹部６４で旋回成分ｆ”を付与して減速させることにより、翼先端間隙ｇを流れる流れｆと負圧面５７側の作動流体の主流とが混合する領域Ａを抑制し、主流のエネルギー損失を抑制する。【選択図】  図４
2014105633.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転軸に取り付けられてタービンケーシング内部で回転するタービン動翼であって、
翼型部の前記タービンケーシングと対向する翼先端面に凹部を有し、
前記凹部のタービン径方向内側に採った深さが最も深くなる最深部が、圧力面と負圧面の中心である翼中心面よりも圧力面側に位置し、
前記凹部の深さが、前記翼中心面を跨いで前記最深部から前記負圧面に向かって単調に減少している
ことを特徴とするタービン動翼。
【請求項２】
請求項１のタービン動翼において、
前記凹部の底面が、前記最深部から前記負圧面側に向かってタービン径方向外側に傾斜して前記翼中心面と交差していることを特徴とするタービン動翼。
【請求項３】
請求項１のタービン動翼において、
前記翼型部の内部を通り前記翼先端面に開口する冷却空気孔を有することを特徴とするタービン動翼。
【請求項４】
請求項１のタービン動翼において、
コード長方向に軸をとって翼前縁の位置を０％、翼後縁の位置を１００％としたとき、前記最深部が３０％−８０％の範囲に位置していることを特徴とするタービン動翼。
【請求項５】
吸い込んだ空気を圧縮する圧縮機と、
この圧縮機で圧縮された圧縮空気を燃料とともに燃焼する燃焼器と、
この燃焼器で発生した燃焼ガスで駆動するタービンとを備え、
前記タービンが請求項１のタービン動翼を備えていることを特徴とするガスタービン。
【請求項６】
回転軸に取り付けられてタービンケーシング内部で回転するタービン動翼において、このタービン動翼の翼先端部とタービン動翼との間の翼先端間隙を圧力面側から負圧面側に流れる流れを、前記翼先端面に設けた凹部で旋回成分を付与して減速させることにより、前記翼先端間隙を流れる流れと負圧面側の作動流体の主流とが混合する領域を抑制し、前記主流のエネルギー損失を抑制することを特徴とするタービンの効率改善方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はタービン動翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービン動翼は回転軸の外周部に取り付けられてタービンロータを構成する。このタービンロータはケーシング内で回転する。したがって、静止体であるケーシングの内周壁とこれに対向するタービン動翼の先端面との間には間隙（以下、翼先端間隙と記載する）が介在する。翼先端間隙を通ってタービン動翼の圧力面側から負圧面側に移動する一部の作動流体は、作動流体の主流に干渉して主流のエネルギーを損失させる。そこで、タービン動翼の先端面にリブを立てて翼先端間隙をシールするものがある（特許文献１等参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００８−５１０９６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかし、翼先端間隙をリブでシールする構成では、タービン動翼の厚みがある場合には効果的だが、薄いタービン動翼ではシール効果が小さく、翼先端間隙を通過して作動流体の主流に混合する流れの流速を十分に抑えられない。翼先端間隙を通過する作動流体の流量が多い場合には作動流体を整流化することができず、全圧損失を増大させる渦（二次流れ）を翼の前縁で発生させ、タービン動翼に作用する流体力が減少する。
【０００５】
また、高温の燃焼ガスを作動流体とする場合には、翼先端における流れ場の乱れはタービン動翼に少なからず影響を与える。すなわち、流れ場の乱れは流体側から翼型部への熱流速を増加させて熱負荷を増大させ、タービン動翼を劣化させ得る。
【０００６】
本発明はこうした背景の下になされたもので、翼先端間隙を通過する一部の作動流体との干渉による作動流体のエネルギー損失を抑制することができるタービン動翼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】
上記目的を達成するために、本発明は、回転軸に取り付けられてタービンケーシング内部で回転するタービン動翼において、このタービン動翼の翼先端部とタービン動翼との間の翼先端間隙を圧力面側から負圧面側に流れる流れを、翼先端面に設けた凹部で旋回成分を付与して減速させることにより、翼先端間隙を流れる流れと負圧面側の作動流体の主流とが混合する領域を抑制し、主流のエネルギー損失を抑制する。
【発明の効果】
【０００８】
本発明によれば、翼先端間隙を通過する一部の作動流体との干渉による作動流体のエネルギー損失を抑制することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】本発明に係るタービン動翼を適用するガスタービンの一構成例の部分側断面図である。
【図２】本発明の第１の実施の形態に係るタービン動翼の斜視図である。
【図３】図２中のIII−III線による矢視断面図である。
【図４】タービン中心軸に直交する面で切断した本発明の第１の実施の形態に係るタービン動翼の断面図である。
【図５】本発明の第１の実施の形態に係るタービン動翼の翼先端面をタービン径方向外側から見た図である。
【図６】翼先端間隙を通過して圧力面側から負圧面側に移動する作動流体の影響を考慮しない場合における本発明の第１の実施の形態に係るタービン動翼の翼先端面の外縁の翼面マッハ数を示した図である。
【図７】翼先端間隙を通過して圧力面側から負圧面側に移動する作動流体の影響を考慮した場合における本発明の第１の実施の形態に係るタービン動翼の翼先端面の外縁の翼面マッハ数を示した図である。
【図８】比較例に係るタービン動翼の断面図である。
【図９】本発明の第２の実施の形態に係るタービン動翼を含むタービン段落を表す図である。
【図１０】タービン中心軸に直交する面で切断した本発明の第２の実施の形態に係るタービン動翼の断面図である。
【図１１】本発明の第２の実施の形態に係るタービン動翼の翼先端面をタービン径方向外側から見た図である。
【図１２】図９の図示に領域Ａを重ねて図示した図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
以下に図面を用いて本発明の実施の形態を説明する。
【００１１】
（第１の実施の形態）
１．ガスタービン
図１は本発明に係るタービン動翼を適用するガスタービンの一構成例の部分側断面図である。
【００１２】
同図に示したガスタービンは、圧縮機１０、燃焼器２０、及びタービン３０を備えている。圧縮機１０は、圧縮機ケーシング１１と圧縮機ロータ１２を備えている。圧縮機ロータ１２は、回転軸１３の外周部に複数の圧縮機動翼１４からなる動翼翼列を軸方向に複数列設けて構成してある。また、圧縮機ケーシング１１の内周壁には、各動翼翼列の上流側に位置するように複数の圧縮機静翼１５からなる静翼翼列が軸方向に複数列設けてある。静翼翼列とその下流側の動翼翼列とで１つの段落を構成する。タービン３０は、タービンケーシング３１とタービンロータ３２を備えている。タービンロータ３２は、回転軸３３の外周部に複数のタービン動翼３４からなる動翼翼列を軸方向に複数列設けて構成してある。また、タービンケーシング３１の内周壁には、各動翼翼列の上流側に位置するように複数のタービン静翼３５からなる静翼翼列が軸方向に複数列設けてある。静翼翼列とその下流側の動翼翼列とで１つの段落を構成する。圧縮機ロータ１２とタービンロータ３２は、互いの回転軸１３，３３が同軸に連結されていて一体のロータ４０を構成している。圧縮機ロータ１２又はタービンロータ３２には発電機等の負荷機器（図示せず）が接続される。
【００１３】
上記構成のガスタービンにあって、圧縮機１０に吸い込まれた空気は圧縮機１０によって圧縮されて燃焼器２０に流入する。圧縮機１０からの圧縮空気は燃焼器２０において燃料とともに燃焼される。燃焼器２０で発生した高温の作動流体（燃焼ガス）はタービン３０に流入し、タービンロータ３２を駆動する。こうしてタービン３０で得られた回転動力は、負荷機器（図示しせず）に伝達されて負荷機器を駆動する。
【００１４】
２．タービン動翼
（１）翼型部
図２はタービン動翼３４の斜視図、図３は図２中のIII−III線による矢視断面図である。
【００１５】
タービン動翼３４は、タブテール形翼根部５０、プラットフォーム部５１、及びプラットフォーム部５１の上面５２からタービン半径方向の外側に延びる翼型部５３を有している。タブテール形翼根部５０は、タービン動翼３４をタービンロータ３２に取付けるための部位である。プラットフォーム部５１の上面５２は、タービン径方向の外側から見てタービン中心軸を対称軸として線対称となるように形成されている。図３に示すように、翼型部５３の断面における凹形状の圧力面５６と凸形状の負圧面５７との中間点を通る面を翼中心面５８とすると、翼型部５３は翼中心面５８に沿って翼前縁５４から中央部にかけて厚みを増し、中央部から翼後縁５５に向かって薄くなる形状をしている。
【００１６】
（２）翼先端面
図４はタービン中心軸に直交する面で切断したタービン動翼３４の断面図、図５はタービン動翼３４の翼先端面６３をタービン径方向外側から見た図である。なお、図４は図５中のIV−IV線による部分矢視断面図に相当する。
【００１７】
図４において、タービン動翼３４の翼先端面６３とタービンケーシング３１との間隙（以下、翼先端間隙ｇ）を通って圧力面５６側から負圧面５７側へ移動する一部の作動流体の流れが太線矢印で示されている。Ｒ軸はタービン径方向に採った座標軸であり、径方向外側に向かう方向を正としている。Ｘ軸はタービン中心軸に平行な座標軸であり、作動流体の主流の流通方向の上流から下流へ向かう方向を正としている。θ軸はタービン回転方向に採った座標軸である。
【００１８】
図４及び図５に示すように、翼先端面６３は、当該翼先端面６３の外縁に沿って環状に形成された平坦部６７、及び平坦部６７の内側の凹部６４からなっている。翼先端面６３は翼型部５３のタービン径方向外側の面であって、タービンケーシング３１の内周面に対向する面である。
【００１９】
凹部６４は、平坦部６７からタービン径方向内側に採った深さが最も深くなる最深部６５が翼中心面５８よりも圧力面５６側に位置している。また、コード長方向に軸をとって翼前縁５４の位置を０％、翼後縁５５の位置を１００％としたとき、最深部６５（最深部６５が面積を持つ場合には少なくともその一部）は３０％−８０％の範囲に位置している。翼前縁５４及び翼後縁５５の付近においても翼先端面６３の外縁部には平坦部６７が必要であるため、コード長方向における最深部６５の存在範囲は３０％−８０％の範囲が適当である。
【００２０】
凹部６４の深さは、最深部６５から翼中心面５８を跨いで単調に減少している。したがって、翼先端間隙ｇは、翼中心面５８よりも圧力面５６側で最大値ｇｍａｘをとり、負圧面５７側に向かうにつれて小さくなる。凹部６４の底面は翼中心面５８に対して負圧面５７側に向かって凹部６４が浅くなるように傾斜して交差しているため、凹部６４の底面における翼中心面５８との交差部６６は最深部６５よりも浅くなっている。本実施の形態では、図４に示したように凹部６４の底面は、最深部６５を始端として負圧面５７側に向かうタービン径方向内側に凸形状の部分、及びこの内側に凸形状の部分から負圧面５７側に向かうタービン径方向外側に凸形状の部分を滑らかに連続させた形状をしている。つまり、凹部６４の底面は、変曲点を介して最深部６５から負圧面５７側に向かって単調に増加する形状である。また、凹部６４における最深部６５よりも圧力面５６側の底面は、最深部６５を始端として圧力面５６側に向かってタービン径方向内側に凸形状をしている。
【００２１】
なお、図４中のＲｔｉｐはタービンケーシング３１の内周壁のＲ軸上における半径方向位置、Ｒ’ｔｉｐは凹部６４の最深部６５の半径方向位置を示す。
【００２２】
３．比較例
図６は翼先端間隙ｇを通過して圧力面側から負圧面側に移動する作動流体の影響を考慮しない場合におけるタービン動翼の翼先端面の外縁の翼面マッハ数を示した図、図７は翼先端間隙ｇを通過して圧力面側から負圧面側に移動する作動流体の影響を考慮した場合におけるタービン動翼の翼先端面の外縁の翼面マッハ数を示した図、図８は比較例に係るタービン動翼の断面図である。図８は図４と対応させて図示してある。
【００２３】
図６においては、負圧面側における翼先端面の翼前縁から翼後縁にかけての翼面マッハ数をＭｓで示し、圧力面側における翼先端面の翼前縁から翼後縁にかけての翼面マッハ数をＭｐで示している。同図に示すように、負圧面の翼面マッハ数Ｍｓは、翼前縁と翼後縁の中間部で最大翼面マッハ数Ｍｍａｘとなり、中間部から翼後縁にかけて減少している。一方、圧力面の翼面マッハ数Ｍｐは、翼前縁と翼後縁の中間部で最小翼面マッハ数Ｍｍｉｎとなり、中間部から翼後縁にかけて上昇している。この負圧面と圧力面での翼面マッハ数の差により圧力面と負圧面との圧力差が発生し翼型部に作動流体の主流の流体力が作用し、ロータが回転駆動する。
【００２４】
しかし、実際には一部の作動流体が翼先端間隙ｇを通って高圧の圧力面側から低圧の負圧面側に移動することにより、負圧面の最大翼面マッハ数は図７に示したようにＭｍａｘから低下してＭ’ｍａｘとなり、圧力面と負圧面との圧力差が減少する。翼先端間隙ｇを通過した一部の作動流体が翼間を通過する作動流体の主流と干渉することで、作動流体の主流のエネルギーが損失して主流の膨張が阻害され、翼型部の翼先端面における全圧損失が大きくなるためである。
【００２５】
具体的には、図８に示すように、圧力面に作用する一部の作動流体ｆが翼先端間隙ｇに流入し、翼先端間隙ｇを通過して負圧面側の点ａで巻き下がり、負圧面に添って二次流れｆ’を形成する。この二次流れｆ’は作動流体の主流に干渉し主流の流れを一部阻害するとともに、主流と混合することで作動流体のエネルギー損失に繋がる。いわゆるブロッケージ効果である。すなわち、二次流れｆ’が作動流体の主流と混合することで作動流体のエネルギーが低くなっている領域Ａが大きいほど作動流体のエネルギーがタービンロータの回転エネルギーに変換される割合が低下する。
【００２６】
４．作用
本実施の形態においては、図４及び図５に示したように、翼中心面５８よりも圧力面５６側にある最深部６５から負圧面５７に向かって徐々に浅くなる凹部６４を翼先端面６３に設けたことにより、翼先端間隙ｇに流入した作動流体に早い段階で旋回成分ｆ”を付与して減速させ、さらに翼先端間隙ｇの残りのストロークで翼先端間隙ｇを流通する流れを減速させた上で負圧面５７側に噴出させることにより、二次流れｆ’を弱めることができる。これにより作動流体の主流に二次流れｆ’が混合する領域Ａを小さくすることができ、翼先端間隙ｇを通過する一部の作動流体との干渉による作動流体の主流のエネルギー損失を抑制し、タービン動翼３４で作動流体のエネルギーがタービンロータ３２の回転エネルギーに変換する割合を増加させることができる。
【００２７】
また、翼先端部におけるブロッケージ効果を小さくすることができるので、作動流体の熱膨張仕事の翼型部５３の半径方向の位置による偏差を抑制することができる。
【００２８】
また、翼先端間隙をシールする構成と異なり、翼先端面６３の翼前縁５４或いは圧力面５６の付近における二次流れの発生を助長することもないので、圧力面５６に作用する流体力の減少を抑制することもできる。
【００２９】
また、領域Ａを縮小することにより、作動流体の主流から翼型部５３に流入する熱流速を抑制し、ひいてはタービン動翼３４の劣化を抑制することができる。
【００３０】
（第２の実施の形態）
図９は本発明の第２の実施の形態に係るタービン動翼を含むタービン段落を表す図、図１０はタービン中心軸に直交する面で切断したタービン動翼の断面図、図１１はタービン動翼３４の翼先端面６３をタービン径方向外側から見た図である。なお、図９では、タービン動翼３４については翼中心面５８で切断した断面図で表してある。また、図１０は図１１中のＸ−Ｘ線による部分矢視断面図に相当する。
【００３１】
本実施の形態が第１の実施の形態と相違する点は、タービン動翼３４が内部に冷却空気流路７１，７２を有していて、冷却空気流路７１，７２に冷却空気を流してタービン動翼３４を内部から冷却する構成である点である。
【００３２】
図９中の太線矢印は冷却空気の流れを示し、ブロック矢印は作動流体の主流の流れを示している。冷却空気流路７１，７２には冷却空気とタービン動翼３４との間で効果的に熱交換するためにフィンが設けられている。但し、熱交換を促進する構造は対流冷却や他の冷却手段で代替することもできる。これら冷却空気流路７１，７２を流通する冷却空気は、圧縮機１０（図１参照）から抽気されて、ロータ４０の回転中心に設けた中心孔（図示せず）を通って導かれる。
【００３３】
冷却空気流路７１は、翼型部５３の翼前縁５４側の部分をタービン径方向に貫通し、終端が翼先端面６３に開口していて、翼先端面６３から冷却空気を排出する。本実施の形態では図１１に示したように冷却空気流路７１が凹部６４の翼前縁５４側の平坦部６７に開口しているが、凹部６４に開口する構成であっても良い。冷却空気流路７２は翼型部５３の翼後縁５５側の部分の内部に形成されたサーペンタイン流路であり、翼後縁５５の部分に設けた複数の排出孔を介して冷却空気を作動流体の主流に放出する。なお、本実施の形態においては、図１０に示したように、翼先端面６３の負圧面５７側の平坦面６７の縁部には段差部７３が設けられている。
【００３４】
その他の構成は第１の実施の形態と同様であり、第１の実施の形態と同様の部分については図９−図１１において第１の実施の形態と同様の符号を付して説明を省略する。
【００３５】
上記構成において、冷却空気流路７１から翼先端間隙ｇに冷却空気ｆｃ１が排出され、翼先端間隙ｇを通る一部の作動流体ｆと混合して負圧面５７に向かって流れて作動流体の主流に混合する。このとき、本実施の形態においては、冷却空気流路７１から出た冷却空気ｆｃ１は翼先端面６３に沿って凹部６４に流入し、凹部６４内の旋回成分ｆ”と混合することで減速して負圧面５７側へ流れて流速を落とす。この効果により、翼先端間隙ｇに冷却空気ｆｃ１を流しても、翼先端間隙ｇを流れる流体と作動流体の主流が混合する領域Ａを小さく抑えることができ、第１の実施の形態と同様の効果を得ることができる。
【００３６】
図１２は図９の図示に領域Ａを重ねて図示した図である。同図においては、領域Ａを明示するため、断面のハッチングは省略してある。
【００３７】
翼先端間隙ｇを流通する一部の作動流体ｆは冷却空気ｆｃ１と混合して冷却され、同図に示した領域Ａで負圧面５７側を流れる作動流体の主流と混合する。回転方向から見た場合、領域Ａは作動流体の主流との混合により同図に示すように主流の流れ方向の上流側に比べて下流側がタービン径方向内側に広くなる。この領域Ａの広がりが凹部６４を設けたことによって抑制される点は前述した通りである。
【００３８】
サーペンタイン状の冷却空気流路７２を流れる冷却空気ｆｃ２は冷却空気流路７２を流れる過程で昇温するので、翼後縁５５に近付くにつれて冷却空気ｆｃ２による翼型部５３の冷却効率は低下する。これに対し、翼先端間隙ｇを流れる一部の作動流体ｆは翼前縁５４側の冷却空気流路７１から排出された冷却空気ｆｃ１と混ざり合うことで温度を下げ、かつ凹部６４を設けたことによって領域Ａのタービン径方向内側への広がりが抑制されるため、領域Ａにおいて作動流体の主流から翼型部５３への熱の流入を一層効果的に抑制することができる。そして、領域Ａは翼前縁５４側に比べて翼後縁５５側がタービン径方向に広いため、冷却空気ｆｃ１による冷却効果は、冷却空気流路７２を流通する冷却空気ｆｃ２の昇温による前述した翼後縁５５側における冷却効率の低下を抑制する役割を果たし得る。
【００３９】
（その他）
以上の実施の形態は本発明の一実施の形態に過ぎず、本発明のタービン動翼は発明の技術思想を逸脱しない範囲において適宜設計変更可能である。例えば、上記タービン動翼３４はタービン３０の全段落に適用することもできるが、複数の段落のうちの少なくとも１つの段落に適用することもできる。また、図１では一軸タービンを例示的に図示したが、互いの回転軸が分離した高圧タービン及び低圧タービンを有する二軸タービンに本発明を適用することもできる。二軸タービンの場合、通常、高圧タービン、低圧タービンには圧縮機ロータ、負荷機器がそれぞれ連結され、低圧タービンは高圧タービンを駆動した燃焼ガスで駆動する。このような二軸タービンの高圧タービン、低圧タービンの少なくとも一方における少なくとも１つの段落のタービン動翼に本発明を適用することができる。また、必要があれば、蒸気タービンのタービン動翼に本発明を適用することもできる。
【符号の説明】
【００４０】
１０      圧縮機
２０      燃焼器
３０      タービン
３１      タービンケーシング
３３      回転軸
３４      タービン動翼
５３      翼型部
５４      翼前縁
５５      翼後縁
５６      圧力面
５７      負圧面
５８      翼中心面
６３      翼先端面
６４      凹部
６５      最深部
７１      冷却空気孔
【図１】
2014105633.tif 000003
【図２】
2014105633.tif 000004
【図３】
2014105633.tif 000005
【図４】
2014105633.tif 000006
【図５】
2014105633.tif 000007
【図６】
2014105633.tif 000008
【図７】
2014105633.tif 000009
【図８】
2014105633.tif 000010
【図９】
2014105633.tif 000011
【図１０】
2014105633.tif 000012
【図１１】
2014105633.tif 000013
【図１２】
2014105633.tif 000014