(57)【要約】【課題】ガスタービン及び蒸気タービンにおけるエンドウォール近傍で強い二次流れが発達する条件下において、二次流れの増大を抑制できるタービンを提供すること。【解決手段】圧力面（１０ｂ）および当該圧力面（１０ｂ）に対向する負圧面（１０ａ）を有し、内周側エンドウォールから延びるタービン翼（１２）と、タービン翼（１２）における内周側エンドウォール部（１０）側に設けられ、圧力面（１０ｂ）と負圧面（１０ａ）を連通する１つの貫通流路（４５）とを備え、貫通流路（４５）を含むタービン翼の翼型は、２つの翼型（３６，３７）によって形成されているものとする。【選択図】図１１
2014173472.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
圧力面および当該圧力面に対向する負圧面を有し、エンドウォールから延びるタービン翼と、
前記タービン翼における前記エンドウォール側に設けられ、前記圧力面と前記負圧面を連通する１つの貫通流路とを備え、
前記貫通流路を含む前記タービン翼の翼型は、２つの翼型によって形成されていることを特徴とするタービン。
【請求項２】
請求項１に記載のタービンにおいて、
前記タービンの径方向において、前記エンドウォール側の翼端部の位置を０％とし、当該エンドウォール側から遠い方の翼端部の位置を１００％とすると、前記貫通孔は、前記エンドウォールから遠い側の端部が、５％から１０％の間に位置していることを特徴とするタービン。
【請求項３】
請求項１に記載のタービンにおいて、
前記タービン翼における圧力面と前記エンドウォールとの交線上において、前記タービン翼の前縁位置を０％とし、前記タービン翼の後縁位置を１００％とすると、前記貫通孔における前記圧力面側の開口部は、１０％から５０％の間に位置しており、
前記タービン翼における負圧面と前記エンドウォールとの交線上において、前記タービン翼の前縁位置を０％とし、前記タービン翼の後縁位置を１００％とすると、前記貫通孔における前記負圧面側の開口部は、６５％から１００％の間に位置していることを特徴とするタービン。
【請求項４】
請求項１に記載のタービンにおいて、
前記エンドウォールは、前記タービンの中心軸側に位置する内周側のエンドウォールであり、
前記タービン翼の冷却用流体が流通する冷却流路をさらに備え、
当該冷却流路の開口部は、前記タービン翼の前縁位置よりも作動流体の流通方向の上流側、かつ、前記内周側エンドウォール上に位置することを特徴とするタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は作動流体によって回転されるタービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、低コスト化などを図る観点からタービンの翼枚数が削減されることがあるが、翼枚数を削減すると翼一枚当りの負荷が上昇する傾向にある。翼に掛かる負荷が大きい翼では、タービン中心軸側（以下において「内周側」と称することがある）、タービンケーシング側（以下において「外周側」と称することがある）によらず、エンドウォール近傍において二次流れ（作動流体の流れに対して垂直な断面での流れ）が大きくなる。二次流れが大きくなるとエンドウォール近傍の流量が減少し、その分、翼の外周側と内周側の径位置の平均位置、つまり平均径付近での流量が増加して翼負荷が増大する。その結果、全圧損失の増大を招くことが知られている。
【０００３】
特に、ガスタービンでは、動翼が取り付けられたローター部分を冷却するために冷却空気を圧縮機から誘導する場合があるが、当該冷却空気は最終的に燃焼ガスの通路に誘導されるため、燃焼ガスの流れを乱す。このとき、翼列の上流側から混入する冷却空気は、二次流れをさらに強くするため、全圧損失のさらなる増大を招くことが知られている。
【０００４】
上記の点を鑑み、タービンに係るエンドウォール形状を圧力勾配を指針としながら変化させることで、静圧・流速を調整し二次流れを抑制する試みが行われている。例えば、エンドウォール面の形状を非軸対称の形状にする方法が提案されている。米国特許第２７３５６１２号明細書には、翼の圧力面側を凸面とし、負圧面側を凹面としたエンドウォールを備えるガスタービンが開示されている。また、その他の方法として、タービンの回転方向について対称（つまり回転対称）となるようにエンドウォール面の形状を変化させたものがある。例えば、特開２００２−３４９２０１号公報には、外周側に向かって突出した凸形状を内周側のエンドウォール（プラットフォーム）に設けたタービンが開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第２７３５６１２号明細書
【特許文献２】特開２００２−３４９２０１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、圧力勾配と流体に作用する遠心力の不釣合いにより流体が負圧面側に引き寄せられることで二次流れが発達すると考えると、上記技術のようにエンドウォール形状を変形させることにより圧力・流速を制御するには限界があり、翼負荷増加を高める際の足かせになっている。特に、内周側エンドウォールにおける翼前縁の上流側から燃焼ガス通路に冷却空気を導入して、当該冷却空気を燃焼ガス（主流）と混入するオープンサイクルのガスタービンでは、当該冷却空気により二次流れが増幅される傾向が顕著である。
【０００７】
本発明の目的は、ガスタービンにおける内周側エンドウォール側かつ翼前縁の上流側から冷却空気等の冷媒が主流に混入される場合を代表として、ガスタービン及び蒸気タービンにおけるエンドウォール近傍で強い二次流れが発達する条件下において、二次流れの増大を抑制できるタービンを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明は、上記目的を達成するために、圧力面および当該圧力面に対向する負圧面を有し、エンドウォールから延びるタービン翼と、前記タービン翼における前記エンドウォール側に設けられ、前記圧力面と前記負圧面を連通する１つの貫通流路とを備え、前記貫通流路を含む前記タービン翼の翼型は、２つの翼型によって形成されているものとする。
【発明の効果】
【０００９】
本発明によれば、タービン翼に係る前縁近傍や、負圧面と圧力面で挟まれた領域における二次流れの増大を抑制できる。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本発明の実施の形態に係るガスタービンの断面図。
【図２】図１中の動翼および静翼周辺の拡大図。
【図３】タービン動翼４の拡大図。
【図４】動翼４の翼部１２の断面形状。
【図５】動翼４について、内周側エンドウォール部１０の近傍における圧力面１０ｂおよび負圧面１０ｂの翼面マッハ数を示した図。
【図６】図５よりも翼負荷が小さくなった場合の翼面マッハ数分布を示した図。
【図７】内周側エンドウォール部の近傍において動翼の周囲に発生する二次流れを示す図。
【図８】タービン周方向に隣接して配置された２枚の動翼によって構成されるタービン動翼列を示す図。
【図９】本発明の実施の形態に係るタービン動翼４を負圧面１０ａ側から見た概略図。
【図１０】図９のタービン動翼４を圧力面１０ｂ側から見た概略図。
【図１１】図９および図１０中の面３２で翼部１２を切断し、当該切断面をタービン径方向の外側から見た断面図。
【図１２】翼部１２の負圧面１０ａと内周側エンドウォール部１０の交線５１ａと、圧力面１０ｂと内周側エンドウォール部１０の交線５１ｂを示す図。
【図１３】他の形状の内周側エンドウォールを備えるタービンの断面図の一部を示す図。
【図１４】タービン径方向の各位置における翼部１２の断面に係る全圧損失を示す図。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
以下、本発明の実施の形態について図面を用いて説明する。図１は本発明の実施の形態に係るガスタービンの断面図であり、図２は図１中の動翼および静翼周辺の拡大図である。
【００１２】
図１に示したガスタービンは、圧縮機５と、燃焼器６と、ケーシング７内に収納され回転軸３を中心に回転されるタービンローター１を備えている。ローター１は、ローター１の外周面上に配置された複数の動翼４と圧縮機５の動翼（図示省略）を備えている。ステーター２は、ケーシング７（外周側エンドウォール１６（図３参照））に支持され動翼４に対向するように配置された複数の静翼８を備えている。
【００１３】
このように構成されているガスタービンでは、圧縮機５からの圧縮空気と燃料が燃焼器６に導入され、燃焼器６内でこれらが燃焼して高温の燃焼ガス５０が発生される。そして発生した燃焼ガス５０は、ローター１とステーター２によって形成される環状の流路において静翼８を介して動翼４に吹きつけられ、動翼４を介してローター１を回転駆動する。
【００１４】
ガスタービンの稼働中に高温ガスにさらされている動翼４や静翼８は、冷却媒体によって冷却される場合がある。その冷却媒体には、圧縮機５の圧縮空気の一部が用いられることがある。図２には、冷却媒体として圧縮機５の圧縮空気（冷却空気）を利用するタービンの構造例が示されている。なお、先の図と同じ部分には同じ符号を付して説明を省略することがある（後の図についても同様とする）。
【００１５】
図２において、内周側のエンドウォールから回転軸３側には、圧縮空気５からの冷却空気が流通する冷却流路４１が設けられており、内周側エンドウォールにおける各動翼４および各静翼８の前縁位置の上流側には、冷却流路４１の開口部４２が設けられている。図２中の点線は冷却空気の流れを示している。例えば、動翼４に着目した場合、内周側エンドウォール上の開口部４２から燃焼ガス流路に導入された冷却空気１８は、動翼４に誘導され矢印１３が示すように主流である燃焼ガスと混入される。なお、図２の例では、シール装置に導入されたシール空気１８も同様に燃焼ガス流路に導入されている。
【００１６】
図３はタービン動翼４の拡大図を示す。図３に示すタービン動翼４は、内周側エンドウォール部（プラットフォーム部）１０と、翼部１２を有している。内周側エンドウォール部１０は、ローター１とステーター２によって形成される環状の燃焼ガス流路におけるタービン径方向の内側の壁面（回転軸３側の壁面）を構成し、ローター１に固定されている。翼部１２は、内周側エンドウォール部１０の外面（外周面）からタービン径方向の外側に向かって延びている。翼部１２のタービン径方向における外側端部と、燃焼ガス流路に係る外周側（ケーシング７側）の壁面を構成する外周側エンドウォール１６の内面との間には流体が流れる間隙１７が設けられている。
【００１７】
なお、図３に示した例のように冷却媒体の流路となる中空部９ａ，９ｂ，９ｃを翼部１２の内部に設け、中空部９ａ，９ｂ，９ｃに冷却媒体を流して動翼４を内部から冷却するように構成しても良い。図３の例では、翼部１２における内周側エンドウォール部１０側の端部に冷却媒体の導入孔４３が設けられており、導入孔４３を介して図中の矢印の方向に冷却媒体（圧縮機５からの冷却空気）が中空部９ａ，９ｂ，９ｃに導入され、翼部１２を冷却する仕組みになっている。なお、翼部１２の全部に位置する中空部９ａ，９ｂには、冷却媒体と翼部１２の熱変換を良好にするために複数のフィンが設けられている。
【００１８】
翼部１２を冷却した後の冷却空気の一部は、翼部１２におけるタービン径方向の外側端部と翼部１２における後縁１２ｂ側に設けられた排出孔１５より排出され、燃焼ガス流路（ガスパス路）に排出される。また、ローター１を冷却した空気は、内周側エンドウォールにおける２枚の静翼８と動翼４の隙間から、矢印１８，１９で示す流れのように燃焼ガス流路に混入される。ガスタービン稼働中の動翼４はタービン周方向に回転しているため、特に、動翼４の前縁１２ａの上流側から混入する冷却空気１８は、翼部１２における内周側の前縁１２ａから発達する渦を強くすることが知られている。そして、当該渦の効果により、翼間でのエネルギーが散逸してしまう。
【００１９】
図４は動翼４の翼部１２の断面形状（翼型）を示す。この図に示すように、翼部１２は、翼の腹側に位置する圧力面（正圧面）１０ｂと、圧力面１０ｂに対向し翼の背側に位置する負圧面１０ａと、前縁１２ａと、後縁１２ｂを備えている。圧力面１０ｂと負圧面１０ａから等しい距離にある点を前縁１２ａから後縁１２ｂまで繋いだ線を翼中心線４４とすると、圧力面１０ｂは、翼中心線４４に向かって凹んだ形状（凹形状）を有しており、負圧面１０ａは、翼中心線４４から外部に向かって突出した形状（凸形状）を有している。また、翼型の厚み（圧力面１０ｂと負圧面１０ａの距離）は、前縁１２ａ側から中央側に向かうにしたがい徐々に大きくなり、その後、後縁側１２ｂに向かうにしたがい徐々に小さくなっている。なお、図３にも示したが、翼部１２の内部に中空部９ａ，９ｂ，９ｃを設け、中空部９ａ，９ｂ，９ｃに冷却媒体を流して内部から冷却するように翼部１２を形成する場合もある。
【００２０】
図５は、上記した動翼４について、内周側エンドウォール部１０の近傍における圧力面１０ｂおよび負圧面１０ｂの翼面マッハ数を示した図である。図中では、翼前縁１２ａから翼後縁１２ｂまでの負圧面１０ａの翼面マッハ数をMsで示し、翼前縁１２ａから翼後縁１２ｂまでの圧力面１０ｂの翼面マッハ数をMpで示している。図５に示すように、負圧面１０ａの翼面マッハ数Ｍsは、翼前縁１２ａと翼後縁１２ｂの間に位置する所定の位置（中間部）で最大値M_maxを示し、その後、当該中間部から翼後縁１２ｂにかけて大きく減少している。これは、タービン周方向に配列された複数のタービン動翼４によって構成される翼列の入口から出口にかけて主流流体（燃焼ガス）５０が流れるとき、主流流体５０のガス膨張が行われるためである。M_min は、圧力面１０ｂの翼面マッハ数の最小値を示している。M_maxとM_minの差が大きいほど、翼部１２に作用する最大圧力と最小圧力の差が大きいということになり、翼に掛かる負荷が大きくなる。
【００２１】
このように翼に掛かる負荷が大きい翼では、内周側（回転軸３側）および外周側（ケーシング７側）によらずエンドウォールの近傍において、主流ガスの流れに対して垂直な断面での流れ、つまり二次流れが大きくなる。これはエンドウォール付近では流体の粘性の影響により流速が低下することで流体に作用する遠心力が小さくなり、圧力勾配の方が過大になるため流体が圧力の小さい方の負圧面１０ａ側に引き寄せられるためである。二次流れが大きくなることでエンドウォール近傍の流量が減少し、その分、平均径付近での流量が増加し翼負荷が増大する。翼負荷が増大することはマッハ数が大きくなることを意味し、壁面での摩擦損失が大きくなり、超音速領域では衝撃波による衝撃波損失が大きくなる。その結果、全圧損失の増大を招く。図６は、図５よりも翼負荷が小さくなった場合の翼面マッハ数分布を示した図である。図６の場合では、負圧面１０ａの翼面マッハ数Ｍsの最大値M’_maxは、図５の場合の最大値M_maxより小さく、圧力面１０ｂの翼面マッハ数Mpの最小値M’_minは、図５の場合の最小値M_minよりも大きいため、図５の場合と比較してM’_maxとM’_minの差が小さくなっていることが分かる。
【００２２】
このような全圧損失の増大を防ぐため、対象の翼が静翼か動翼かに関係なく、タービンのエンドウォール面の形状を非軸対称の形状にすることで、翼列における全圧損失を低減する方法が提案されてきた。この方法では、例えば、エンドウォール面に関して圧力面側に凸面、負圧面側に凹面を一対持つ曲面を形成することが従来行われてきた。
【００２３】
図７は内周側エンドウォール部１０の近傍において動翼の周囲に発生する二次流れを示す図である。この図に示す通り、前縁１２ａの近傍かつ内周側エンドウォール部１０の外面近傍で発生する渦３０は後縁１２ｂに向けて発達する。このように前縁１２ａの内周側エンドウォール部１０の外面近傍で発生する渦３０は、その形状から馬蹄形渦と呼ばれることがある。馬蹄形渦３０は、前縁１２ａで内周側プラットフォーム部１０に向かう流れと共に発生する渦である。
【００２４】
図８は、タービン周方向に隣接して配置された２枚の動翼によって構成されるタービン動翼列を示す図である。エンドウォール形状を変更することで、図８中の負圧面１０ａ’と圧力面１０ｂで挟まれた領域の二次流れ抑制を図る場合には、エンドウォール形状を定義するための指針として圧力勾配に着目する方法がある。この指針に基づきエンドウォール形状を定義した場合、圧力面１０ｂ側の内周側エンドウォール部の形状は凸型のエンドウォール形状になり、負圧面１０ｂ側の内周側エンドウォール部の形状は凹型になるように決定される。この方法は、圧力面１０ｂと負圧面１０ａで挟まれた領域で二次流れを抑制する効果があるが、前縁１２ａの近傍におけるエンドウォール形状の定義の指針とはならないため、前縁１２ａから発生する馬蹄形渦（二次流れ）の増大を抑制することができず、馬蹄形渦の影響が大きい翼型では効果が小さい。
【００２５】
また、このような翼部１２についての内周側エンドウォール部１０（ハブ）の上流側から冷却空気等が混入される場合には、ハブでの入口と出口の圧力差が更に小さくなり主流流体の減速が更に大きくなる。その結果、ハブの翼断面における全圧損失は更に大きくなる。
【００２６】
上記を鑑み、以下において、前縁１２ａの近傍で発生する馬蹄形渦３０の増大を抑制するとともに、負圧面１０ａ’と圧力面１０ｂで挟まれた領域における二次流れをも抑制可能な本発明のタービン翼に係る実施の形態について説明する。
【００２７】
図９は本発明の実施の形態に係るタービン動翼４を負圧面１０ａ側から見た概略図であり、図１０は図９のタービン動翼４を圧力面１０ｂ側から見た概略図であり、図１１は図９および図１０中の面３２で翼部１２を切断し、当該切断面をタービン径方向の外側から見た断面図であり、図１２は翼部１２の負圧面１０ａと内周側エンドウォール部１０の交線５１ａと、圧力面１０ｂと内周側エンドウォール部１０の交線５１ｂを示す図である。これらの図中の矢印５０は燃焼ガスの流れの向きを表しており、前縁１２ａ側がその上流側に、後縁１２ｂがその下流側に位置している。翼部１２の内周側には内周側エンドウォール１０が位置する。
【００２８】
図９におけるＲｓは、負圧面１０ａ側におけるタービン径方向の位置（半径位置）を表す座標軸であり、負圧面１０ａ側における内周側エンドウォール部１０側の翼端部の位置を０％とし、負圧面１０ａ側における外周側エンドウォール１６側の翼端部の位置を１００％として位置を示している。また、図１０におけるＲｐは、圧力面１０ｂ側におけるタービン径方向の位置（半径位置）を表す座標軸であり、圧力面１０ｂ側における内周側エンドウォール部１０側の翼端部の位置を０％とし、圧力面１０ｂ側における外周側エンドウォール１６側の翼端部の位置を１００％として位置を示している。なお、図９及び図１０に示した例では、内周側エンドウォールは略円筒面を有しているため、負圧面１０ａ側と圧力面１０ｂ側で同じ座標系となるが、内周側エンドウォールが非対称の場合（例えば、後述する図１３の場合）には負圧面１０ａ側と圧力面１０ｂ側で異なる座標が設定されることになる。
【００２９】
ここで、翼部１２が内周側エンドウォール部１０に接する箇所の構造について説明する。この箇所には、所定の曲率を有する丸みを帯びた領域（アール設定領域）３１が存在しており、当該アール設定領域３１を介して翼部１２とエンドウォール部１０は滑らかに連結されている。すなわち、内周側エンドウォール部１０と翼部１２とは垂直に交わっているわけではない。ただし、このアール設定領域３１の大きさは設計時には無視される値である。本実施の形態では、先述のように、座標軸Ｒｓ，Ｒｐについて内周側エンドウォール部１０の外面と翼部１２の接点を０％と定めたが、これは設計上の接点を意味するものであり、アール設定領域３１は考慮していないものとする。
【００３０】
また、図９におけるＸｓは、翼４における負圧面１０ａと内周側エンドウォール部１０の交線５１ａ（図１２参照）における位置を表す座標軸であり、交線５１ａ上における前縁１２ａの位置を０％とし、交線５１ａ上における後縁１２ｂの位置を１００％として位置を示している。さらに、図１０におけるＸｐは、翼４における圧力面１０ｂと内周側エンドウォール部１０の交線５１ｂ（図１２参照）における位置を表す座標軸であり、交線５１ｂ上における前縁１２ａの位置を０％とし、交線５１ｂ上における後縁１２ｂの位置を１００％として位置を示している。なお、座標軸Ｘｓ，Ｘｐにおける０％よりも左側の領域は、負の領域であり、０％から離れるほど値が小さくなるように設定されており、また、座標軸Ｘｓ，Ｘｐにおける１００％よりも右側の領域では、１００％から離れる程値が大きくなるように設定されている。
【００３１】
これらの図に示す翼部１２の内周側エンドウォール部１０側には、圧力面１０ｂと負圧面１０ａを連通する１つの貫通流路４５が設けられている。貫通流路４５における圧力面１０ｂ側の開口部３３が当該流路の入口（流路入口）となり、貫通流路４５における負圧面１０ａ側の開口部３４が当該流路の出口（流路出口）となる。図１１の矢印３５は、内周側エンドウォール部１０の近傍の流れが、流路入口３３（後述）から流路出口３４に向かって貫通流路４５内を流れを示している。なお、ここで翼部１２の外周側とは、動翼４をガスタービンに組み込んだときに翼部１２に対してローター１から遠い側（チップ側）を意味し、翼部１２の内周側とは、ローター１に近い側（ハブ側）を意味する。また、「外」とは外周側を意味し、「内」とは内周側を意味することがある。
【００３２】
流路入口３３は、略矩形状に形成されており、図１０の座標軸Ｘｐにおいて前縁１２ａの近傍に位置している。具体的には、流路入口３３は、座標軸Ｘｐ上において１０％から５０％の間に相当する領域内に含まれるように形成されている。この領域は翼間の圧力面から負圧面に向かう圧力勾配が最も大きく流速が急激に減少し、渦が発生しやすい領域である。貫通流路４５を利用することで圧力面１０ｂ側から負圧面１０ｂ側に向かう流れ３５（図１１参照）が発生し、上流側に位置する翼部３６と、その下流側に位置する翼部３７と、当該２つの翼部３６，３７の間に形成される間隙としての貫通流路４５により、内周側エンドウォール部１０側の翼負荷を減らすことができる。これにより、内周側エンドウォール１０部近傍の二次流れ損失を抑制できる。
【００３３】
なお、流路入口３３が１０％より小さい領域に含まれる場合（１０％よりも図１０中の左側に入口３３が含まれる場合）には、貫通流路４５の入口３３と出口３４の差圧が小さくなり過ぎるため、内周側エンドウォール部１０の近傍の流体を負圧面１０ａ側に流すことが難しくなり、翼負荷低減効果が得られ難くなる。一方、流路入口３３が５０%より大きい領域に含まれる場合（５０％よりも図１０中の右側に入口３３が含まれる場合）には、貫通流路４５の入口３３と出口３４の差圧が大きくなるため、貫通流路４５を通過する流体３５の流速が大きくなり過ぎるため、負圧面１０ａ側での主流５０との混合損失が大きくなる。これにより、負圧面１０ａ側で損失が大きくなり翼列全体での性能低下に繋がる。
【００３４】
流路出口３４は、略矩形状に形成されており、図９の座標軸Ｘｓにおいて後縁１２ｂの近傍に位置している。具体的には、流路出口３４は、座標軸Ｘｓ上において６５％から１００％の間に相当する領域内に含まれるように形成されている。これはエンドウォール付近での翼負荷増大が渦発生の要因となることに着目し、これに対処したためである。動翼４における前縁１２ａの近傍領域において冷却空気が混入して、翼前縁１２ａで衝突し、冷却空気が急激に減速すると同時に翼表面で巻き上げられ渦が発生する。この渦に引き込まれるように主流ガスも渦を形成する。
【００３５】
次に、タービン径方向における貫通流路４５の位置（タービン径方向における貫通流路４５の高さ）の詳細について説明する。貫通流路４５は、図９および図１０の座標軸Ｒｓ，Ｒｐ上において、エンドウォール１０から遠い側の端部が５％から１０％の間に相当する領域内に含まれるように形成されている。これは、１０％を超えると貫通流路４５の孔が大きくなることで圧力面１０ｂ側から負圧面１０ａ側に向かう流量が大きくなり、本来、動翼４で主流５０から回収すべき仕事量が減少してしまうからである。また、５％より小さい場合には、アール設定領域３１の影響により圧力面１０ｂ側から負圧面１０ａ側に抜ける貫通流路４５の面積が小さくなるため、貫通流路４５を通過する流量が小さくなり、翼部１２の負荷低減効果が小さくなるからである。
【００３６】
また、図１１に示すように、貫通流路４５を含む動翼４（翼部１２）の翼型（翼の断面形状）は、独立した２つの翼型３６，３７によって形成されている。ここでは、当該２つの翼型のうち翼部１２の前縁１２ａ側に位置するものを第１翼部３６とし、後縁１２ｂ側に位置するものを第２翼部３７と称する。第１翼部３６と第２翼部３７は、翼部１２の翼中心線４４（図１２参照）の方向に間隙を設けて配置されており、当該間隙が貫通流路４５に相当している。第１翼部３６と第２翼部３７に係る翼型の大きさは、それぞれ、翼部１２の翼型の大きさよりも小さい。
【００３７】
タービン径方向に直交し貫通流路４５を含む面（例えば、図９および図１０の面３２）で翼部１２を切断すると、図１１に示すように２つの翼部３６，３７が現れる。また、タービン径方向に直交し貫通流路４５を含まない面（例えば、貫通流路４５よりもタービン径方向の外側に位置する面）で翼部１２を切断すると、図４等に示した通常の翼と同様に、圧力面１０ｂと負圧面１０ａを備える１つの翼部１２が現れる。
【００３８】
図１２において、第１翼部３６は、前縁３６ａと後縁３６ｂを備えている。第１翼部３６の前縁３６ａは、翼部１２の前縁１２ａと一致する。第１翼部３６の後縁３６ｂは、翼部１２の翼中心線４４よりも負圧面１０ａ側に位置する。これにより、第１翼部３６の翼中心線４６は、翼部１２の前縁１２ａから始まり、翼部１２の翼中心線４４よりも負圧面１０ａ側で延び、翼部１２の負圧面１０ａ上に位置する後縁３６ｂで終わる。第１翼部３６において、その腹側に位置する圧力面は、翼中心線４６に向かって凹んだ形状（凹形状）を有しており、その背側に位置する負圧面は、翼中心線４６から外部に向かって突出した形状（凸形状）を有している。
【００３９】
第２翼部３７は、前縁３７ａと後縁３７ｂを備えている。第２翼部３７の前縁３７ａは、翼部１２の翼中心線４４よりも圧力面１０ｂ側に位置する。第２翼部３７の後縁３７ｂは、翼部１２の後縁１２ｂと一致する。これにより、第２翼部３７の翼中心線４７は、翼部１２の圧力面１０ｂ上に位置する前縁３７ａから始まり、翼部１２の翼中心線４４よりも圧力面１０ｂ側で延び、翼部１２の後縁１２ｂで終わる。第２翼部３７において、その腹側に位置する圧力面は、翼中心線４７に向かって凹んだ形状（凹形状）を有しており、その背側に位置する負圧面は、翼中心線４７から外部に向かって突出した形状（凸形状）を有している。
【００４０】
以上のように、本実施の形態に係る動翼４は、ロータ１側のエンドウォールである内周側エンドウォール部１０側に圧力面１０ｂと負圧面１０ａを連結する貫通流路４５を備えている。動翼４をこのような形状とすることにより、図９，１０等で矢印５０で示した主流方向における流れの急激な減速と増速が抑えられ、速度変化をなだらかに推移させることができ、前縁近傍や、負圧面と圧力面で挟まれた領域における二次流れの増大を良好に抑制できる。
【００４１】
また、上記のように構成されたガスタービンにおいて、主流５０の一部に貫通流路４５を通過させることで二次流れが抑制され、負圧面１０ａに沿って流れる主流流体５０の内周側エンドウォール部１０近傍の流れの減速が抑制され、負圧面１０ａにおけるマッハ数の減少も小さくなる。その結果、動翼４の負圧面１０ａの翼断面における全圧損失を低減させることができる。そして、翼に掛かる負荷が高い場合においても、また、混入する冷却流量が変化する場合においても二次流れが発生する機構は同じであるため、内周側エンドウォール部１０の近傍の翼断面（ハブ側の翼断面）における全圧損失の増大を抑制させることができる。
【００４２】
上記のように構成される動翼４において、主流５０の一部が矢印３５（図１１参照）で示すように貫通流路４５を通過することで、第１翼部３６の負圧面と圧力面の差圧が減少し、上流側に位置する第１翼部３６の負荷が減少する。また、矢印３５が示す流れにより、貫通流路４５の無い場合と比較して通路出口３４での流速が減少するため、第２翼部３７の圧力面と負圧面の差圧も減少し、下流側に位置する第２翼部３７の負荷も減少する。これにより、内周側エンドウォール部１０近傍における翼部１２の負荷が減少する。したがって、本実施の形態によれば、ガスタービンにおけるエンドウォール近傍で強い二次流れが発達する条件下（例えば、タービン翼に係る前縁近傍や、翼の負圧面と圧力面で挟まれた領域）において、二次流れの増大を顕著に抑制できる。
【００４３】
なお、翼面の圧力面側から負圧面側を単に連通させて形成した貫通孔を複数備え、当該貫通孔を介して圧力面側から負圧面側に主流を流すようにした翼があるが、当該貫通孔は本実施の形態に係る貫通流路４５のように２つの翼部３６，３７の間隙によって形成されていない。そのため、この種の貫通孔を通過させると、損失が増大してタービン効率が低下する結果となる。これに対して、貫通流路４５を２枚の翼部３６，３７で構成した本実施の形態によれば、圧力面１０ｂ側から負圧面１０ａ側にかけて主流５０が流れる際の混合損失を減少できる。また、負圧面１０ａにおける噴出領域近傍では翼負荷が最大になる領域であるため、増速効果は静圧低減効果に寄与し、翼負荷低減効果をさらに増大できる。
【００４４】
なお、上記で説明した実施の形態では、内周側エンドウォールが円筒形状であったが、本発明が適用可能なエンドウォールの形状はこれだけに限られない。図１３は、他の形状の内周側エンドウォールを備えるタービンの断面図の一部を示す図である。図１３は、動翼４の前縁１２ａの近傍において、タービン回転軸３に直交する平面でローター（タービン）を切断した断面（タービン軸方向の断面）の一部を示している。
【００４５】
この図に示す内周側エンドウォール部１０Ａは、タービン周方向に配置される２枚の動翼を接続する曲線Ｌ_endで定義される断面を有している。ここでは、曲線Ｌ_endと翼型部１２の負圧面１０ａ（１０ａ’）との交点を点Ｃとし、圧力面１０ｂ（１０ｂ’）との交点を点Ｄとする。タービン半径における位置は、交点Ｄの方が、交点Ｃよりもタービン径方向の外側に位置しており、負圧面１０ａ側のエンドウォールの方がタービン径方向の外側に位置している。曲線Ｌ_endは交点Ｃから交点Ｄに至るまで、そのタービン径方向位置を単調に増加させながら滑らかに延びている。
【００４６】
翼部１２には貫通流路４５Ａが設けられている。貫通流路４５Ａの流路入口の位置は、座標軸Ｒｐ（図１０参照）の０％を交点Ｃに設定することで定められており、貫通流路４５Ａの流路出口の位置は、座標軸Ｒｓ（図９参照）の０％を交点Ｄに設定することで定められている。そのため、貫通流路４５Ａは、図１３に示すように圧力面１０ｂ側から負圧面１０ａ側に向かって上り勾配で形成される。このように貫通流路４５Ａを設けても、その両側に翼形状が現れる断面を形成すれば、先に説明した場合と同様に二次流れの増大を抑制できる。
【００４７】
なお、タービン径方向における交点Ｃおよび交点Ｄの位置と、曲面Ｌ_endの形状は、設計すべきタービンの空力設計条件に基づいて、最適になるように選択されている。また、内周側エンドウォールのタービン径方向の位置が、タービン周方向の全ての位置に亘って同じになる領域が一部に存在しても良い。
【００４８】
図１４は、タービン径方向の各位置における翼部１２の断面に係る全圧損失を示す図である。図中のチップ側は、タービン径方向の外側（すなわち、外周側エンドウォール側）を示し、ハブ側は、タービン径方向の内側（すなわち、内周側エンドウォール側）を示す。図９等に示した貫通流路４５を備える本実施の形態に係る全圧損失は点線で描かれており、従来技術に係る全圧損失は実線で描かれている。
【００４９】
この図に示すように、チップ側に近い領域では、本実施の形態と従来技術に係る全圧損失は略一致しているが、ハブ側に近い領域では、本実施の形態に係る全圧損失の方が低減していることが分かる。すなわち、本実施の形態では、内周側エンドウォールに近い翼断面における全圧損失が低減され、タービン径方向の上下方向にわたってより均一な全圧損失が達成されている。これは、翼部１２のタービン径方向の全域にわたってより均等な膨張仕事が達成されていることを意味する。したがって、本実施の形態によれば、タービン効率を向上でき、ガスタービンの燃費を削減できる。
【００５０】
ところで、上記では、ガスタービン動翼４に貫通流路４５を設ける場合について説明したが、本発明はガスタービン静翼８にも適用可能である。特に、静翼８は、内周側エンドウォールだけでなく、外周側エンドウォール１６にも取り付けられるので、静翼８では外周側エンドウォール１６の近傍に貫通流路４５を設けても同様の効果が得られる。つまり、本発明は、翼が動翼か静翼かに限らず、当該翼が取り付けられたエンドウォール近傍に貫通孔４５を設ければ、その効果を発揮することができる。また、上記では、ガスタービンを例に挙げて説明したが、本発明は蒸気タービンにも適用することができる。その場合、動翼だけでなく、静翼にも適用可能であることはいうまでもない。
【００５１】
なお、本発明は、上記の実施の形態に限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲内の様々な変形例が含まれる。例えば、本発明は、上記の実施の形態で説明した全ての構成を備えるものに限定されず、その構成の一部を削除したものも含まれる。また、ある実施の形態に係る構成の一部を、他の実施の形態に係る構成に追加又は置換することが可能である。
【符号の説明】
【００５２】
1…ローター、2…ステーター、3…回転軸、4…動翼、5…圧縮機、6…、燃焼器、7…ケーシング、8…静翼、9a、9b、9c…中空部、10…内周側エンドウォール部、10a…負圧面、10b…圧力面、12…翼部、12a…前縁、12b…後縁、16…外周側エンドウォール、17…間隙、18,19…シール空気、30…馬蹄形渦、31…アール設定領域、33…圧力面側の貫通流路の入口、34…負圧面側の貫通流路の出口、35…貫通流路の入口から出口に向かう流れ、36…前縁側の翼形状、37…後縁側の翼形状、44…動翼4の翼中心線、45…貫通流路、51a…負圧面と内周側エンドウォール部の交線、51b…圧力面と内周側エンドウォール部の交線
【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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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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