(57)【要約】  【課題】  高温ガスの静翼と動翼との隙間への流れ込みを抑制し、耐久性及び信頼性を向上させたタービン翼を提供する。  【解決手段】  タービン駆動ガスの上流側翼である静翼に対し、下流側翼である動翼の前縁近傍壁面（ハブ面）を盛り上げた構成としている。具体的には、動翼２前縁近傍のプラットフォーム６上に、盛り上がり部６ａを設けた構成としている。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン駆動ガスの上流側に配設される上流側翼と、その下流側に配設される下流側翼とより成るタービン翼において、前記下流側翼に当接した前記タービン駆動ガスが逆流して前記上流側翼と前記下流側翼との隙間に流れ込まないように、前記下流側翼の前縁近傍ハブ面に盛り上げ部を設けたことを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
前記上流側翼及び下流側翼のいずれか一方が静翼であり、他方が動翼であ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】
以下の条件式を満足することを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のタービン翼。
１２０゜≦θ≦１５０゜
但し、θはＬ１とＬ２とがなす角度であり、
Ｌ１：上流側翼の後縁ハブ点と上流側翼のハブ面下流端点が通る直線
Ｌ２：下流側翼のハブ面上流端点と下流側翼前縁上流のハブ面上の点が通る直線
であって、前記下流側翼前縁上流のハブ面上の点は、下流側翼のハブ面上流端点と下流側翼の前縁ハブ点が通る直線との距離が、タービン外径側で一番遠い点である。
【請求項４】
前記下流側翼のハブ面上流端点が、前記Ｌ１よりタービン内径側にあ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】
前記下流側翼前縁上流のハブ面上の点が前記Ｌ１よりタービン外径側にあり、以下の条件式を満足することを特徴とする請求項３又は請求項４に記載のタービン翼。
Ｄ＞０.２５Ｔｍａｘ
或いは
Ｄ＞０.０５Ｒｈｔ
但し、
Ｄ：下流側翼前縁上流のハブ面上の点とＬ１との距離
Ｔｍａｘ：下流側翼の最大翼厚さ
Ｒｈｔ：下流側翼のガスパス高さ
である。
【請求項６】
前記下流側翼の前縁ハブ点と前記下流側翼前縁上流のハブ面上の点との、タービン駆動ガス流方向の距離が、下流側翼前縁円弧半径或いは楕円弧短軸半径より小さいことを特徴とする請求項３〜請求項５のいずれかに記載のタービン翼。
【請求項７】
前記下流側翼の前縁近傍チップ面に盛り上げ部を設けたことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン等のターボ機械における、タービン翼の構造に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来より、ガスタービンを含むターボ機械では、静翼と動翼が配設されるエンドウォールの間に隙間が出来る構造となっている。図５は、このような従来のターボ機械の一種であるガスタービンにおける翼部の基本構造の一例を模式的に示す縦断面図である。同図に示すように、従来よりのガスタービンにおける翼部は、静翼１とその後方に配設された動翼２の段によって構成される。静翼１は、作動流体通路としての円環状の燃焼ガス流路３を形成するシュラウド４及びケーシング５の間に配設されている。
【０００３】
また動翼２は、タービンディスク（不図示）の外周に植設されており、ハブ側のプラットフォーム６とチップ側から少し隔てた外周側のケーシング７とにより、上記静翼１の段より連通する燃焼ガス流路３を形成している。そして、燃焼器（不図示）によって生成され静翼１により偏向された燃焼ガス流によって、動翼２及び前記タービンディスクが回転駆動されるようになっている。
【０００４】
このようなガスタービンにおいては、タービンディスクの回転を可能とするために、シュラウド４とプラットフォーム６との間には必然的に隙間８が設定されている。このとき、同図の矢印Ａで示すように、燃焼ガス流が動翼２に当接すると、馬蹄形渦等と呼ばれる、部分的に流れが逆流する現象が生じ、燃焼ガス（タービン駆動ガス）が隙間８へ流れ込む場合がある。
【０００５】
このようにして、燃焼ガス流路３を流れる高温の燃焼ガスが、隙間８を介してシュラウド４やプラットフォーム６の内側へ侵入すると、シュウラウド４の内側の構成部材やタービンディスクの中心側が燃焼ガスによって加熱され、劣化して耐久性が低下する等の不具合が生じる。このため、隙間８には燃焼ガスの流入を防ぐための図示しないシール部が形成されている。
【０００６】
さらに、図示しない圧縮機側からシュラウド４やプラットフォーム６の内側に、燃焼ガスより高圧の二次空気を供給して、シュウラウド４の内側の構成部材やタービンディスクを冷却するとともに、この二次空気を矢印Ｂで示すように隙間８から燃焼ガス流路３に流出させ、これによりシール効果を高めて、燃焼ガスの隙間８への流入を完全に防ぐようにしている。
【０００７】
ところが、このように、二次空気を隙間８から燃焼ガス流路３に流出させるような構成では、圧力損失が生じて効率低下の原因となるという問題があった。そこで、二次空気によって燃焼ガスの内周ケーシング（本実施例ではシュラウド４やプラットフォーム６）の内側への流入を防ぎつつ効率向上を可能とする、ガスタービンの段落シール部構造が開示されている（例えば、特許文献１参照）。また、シール部のクリアランスコントロールを可能とし、もれ空気量を減少するガスタービンのシール装置が開示されている（例えば、特許文献２参照）。
【特許文献１】特開平１１−３２４６０８号公報
【特許文献２】特開平１１−６４４６号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
しかしながら、近年のガスタービン燃焼ガスの高温化、具体例として１３５０℃から１５００℃への移行に伴い、上記各特許文献に記載されているようなシール構造のみでは不十分となってきている。そして、このような高温ガスが冷却対策を十分に施していない隙間へ流れ込むことによる、隙間周辺部位の耐久性，信頼性の低下といった、新たな問題が生じてきている。本発明は、このような問題点に鑑み、高温ガスの静翼と動翼との隙間への流れ込みを抑制し、耐久性及び信頼性を向上させたタービン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】
【０００９】
上記目的を達成するために、本発明では、タービン駆動ガスの上流側に配設される上流側翼と、その下流側に配設される下流側翼とより成るタービン翼において、前記下流側翼に当接した前記タービン駆動ガスが逆流して前記上流側翼と前記下流側翼との隙間に流れ込まないように、前記下流側翼の前縁近傍ハブ面に盛り上げ部を設けたことを特徴とする。
【００１０】
また、前記上流側翼及び下流側翼のいずれか一方が静翼であり、他方が動翼であることを特徴とする。
【００１１】
また、以下の条件式を満足することを特徴とする。
１２０゜≦θ≦１５０゜
但し、θはＬ１とＬ２とがなす角度であり、
Ｌ１：上流側翼の後縁ハブ点と上流側翼のハブ面下流端点が通る直線
Ｌ２：下流側翼のハブ面上流端点と下流側翼前縁上流のハブ面上の点が通る直線
であって、前記下流側翼前縁上流のハブ面上の点は、下流側翼のハブ面上流端点と下流側翼の前縁ハブ点が通る直線との距離が、タービン外径側で一番遠い点である。
【００１２】
また、前記下流側翼のハブ面上流端点が、前記Ｌ１よりタービン内径側にあることを特徴とする。
【００１３】
また、前記下流側翼前縁上流のハブ面上の点が前記Ｌ１よりタービン外径側にあり、以下の条件式を満足することを特徴とする。
Ｄ＞０.２５Ｔｍａｘ
或いは
Ｄ＞０.０５Ｒｈｔ
但し、
Ｄ：下流側翼前縁上流のハブ面上の点とＬ１との距離
Ｔｍａｘ：下流側翼の最大翼厚さ
Ｒｈｔ：下流側翼のガスパス高さ
である。
【００１４】
また、前記下流側翼の前縁ハブ点と前記下流側翼前縁上流のハブ面上の点との、タービン駆動ガス流方向の距離が、下流側翼前縁円弧半径或いは楕円弧短軸半径より小さいことを特徴とする。
【００１５】
その他、前記下流側翼の前縁近傍チップ面に盛り上げ部を設けたことを特徴とする。
【発明の効果】
【００１６】
本発明によれば、高温ガスの静翼と動翼との隙間への流れ込みを抑制し、耐久性及び信頼性を向上させたタービン翼を提供することができる。
【００１７】
具体的には、下流側翼に当接したタービン駆動ガスが逆流して上流側翼と下流側翼との隙間に流れ込まないように、下流側翼の前縁近傍ハブ面に盛り上げ部を設けた構成とすることにより、動翼ハブフロントキャビティー内や静翼ハブフロントキャビティー内等への高温ガスの進入低減を図り、タービンディスクやタービンローター、或いは静翼シュラウド上流端面の高温酸化を低減することが可能となる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
以下、本発明の実施の形態について、図面を参照しながら説明する。まず、上述した燃焼ガスの逆流を抑制するコンセプトについて述べる。図１は、このような逆流抑制のコンセプトについて模式的に示す図である。同図（ａ）は従来の構成、同図（ｂ）は本発明に適用される構成を示している。
【００１９】
まず、同図（ａ）に示すように、壁面１１より上方に延びる円柱等の遮蔽物１２が存在するとする。遮蔽物１２に向かうガスの流れは、境界層理論に従い、矢印Ｃで示すように、壁面１１近傍では流速が遅く、遠方では速くなっている。このため、矢印Ｄで示すように、遮蔽物１２に当接した流れは渦を巻き、結果として壁面１１のごく近傍の流れは逆流する。
【００２０】
この逆流領域Ｅを小さくするために、同図（ｂ）に示すように、遮蔽物１２の前面近傍で、壁面１１を適切な高さだけ１１ａのように盛り上げる。これにより、矢印Ｄａのようにガスの上向きの流れを誘起させ、壁面近傍の渦を小さくし、結果として逆流領域Ｅ上流端の遮蔽物１２からの距離を短く抑制する。
【実施例１】
【００２１】
図２は、本発明の実施例１に係るタービン翼の要部を模式的に示す縦断面図である。本実施例では、上述したような燃焼ガス逆流抑制のコンセプトに従い、タービン駆動ガスの上流側翼である静翼に対し、下流側翼である動翼の前縁近傍壁面（ハブ面）をタービンの回転半径方向外側へ盛り上げた構成としている。具体的には、動翼２前縁近傍のプラットフォーム６上に、盛り上がり部６ａを設けた構成としている。なお、静翼１後縁を１ａとし、動翼２前縁を２ａとしている。但し、上流側翼を動翼とし、下流側翼を静翼としても良い。この構成については後述する。同図の各点及び各線を以下のように定義する。
【００２２】
Ｘ：タービン軸方向を示す座標
Ｒ：タービンの回転半径方向を示す座標
（Ｘ１，Ｒ１）：静翼１の後縁ハブ点
（Ｘ２，Ｒ２）：静翼１のハブ面下流端点
（Ｘ３，Ｒ３）：動翼２のハブ面上流端点
（Ｘ４，Ｒ４）：動翼２の前縁ハブ点
（Ｘ０，Ｒ０）：動翼２前縁上流のハブ面上の点であり、（Ｘ３，Ｒ３）と（Ｘ４，Ｒ４）を結ぶ直線との距離が、タービン外径側で一番遠い点
Ｌ１：（Ｘ１，Ｒ１）と（Ｘ２，Ｒ２）が通る直線
Ｌ２：（Ｘ３，Ｒ３）と（Ｘ０，Ｒ０）が通る直線
θ： Ｌ１とＬ２とがなす角度
【００２３】
ここで、以下の各条件を満たすことが望ましい。
１．１２０゜≦θ≦１５０゜
２．（Ｘ３，Ｒ３）がＬ１よりタービン内径側にある。
３．（Ｘ０，Ｒ０）がＬ１よりタービン外径側にあり、以下の条件式を満足する。
Ｄ＞０.２５Ｔｍａｘ
或いは
Ｄ＞０.０５Ｒｈｔ
但し、
Ｄ：（Ｘ０，Ｒ０）とＬ１との距離
Ｔｍａｘ：動翼２の最大翼厚さ
Ｒｈｔ：動翼２のガスパス高さ
である。
４．    （Ｘ４−Ｘ０）＜（動翼２前縁円弧半径、或いは楕円弧短軸半径）
【００２４】
条件１．及び条件４．は、動翼２前縁近傍の盛り上がり部６ａが適切な位置となるための条件である。また条件２．は、燃焼ガスが隙間８へ直接入り込み難くするための条件である。更に条件３．は、燃焼ガスの境界層高さより盛り上がり部６ａが高くなるようにするための条件である。ここでのガスパス高さＲｈｔとは、動翼２の前縁ハブ点から上記ケーシング７までの高さである（図５参照）。
【００２５】
なお、上記条件４．は、動翼前縁近傍の盛り上がり位置を決めるものであり、図３に示すように、動翼２の平面断面において、前縁部に内接する円或いは楕円の径を基準とするものである。即ち、同図（ａ）に示すように、前縁部に内接する円の半径ｒを基準長さとするか、同図（ｂ）に示すように、翼の長手方向に長軸ａが沿って内接する楕円の、短軸ｂの半分の長さを基準長さとする。
【００２６】
このとき、同図の破線で示すように、盛り上がり部６ａの頂点を動翼２前縁より燃焼ガス上流側に基準長さの範囲内で配置すれば良いが、更に図４の破線で示すように、盛り上がり部６ａの頂点を前縁部に沿うようにして２次元的に分布させても良い。この場合、２次元的に分布させる範囲は、具体的には例えば、円或いは楕円が前縁部に内接する範囲が、その中心Ｏで成す角度範囲としても良い。
【００２７】
さて、本実施例では、図２に示したように、燃焼ガスの上流側から静翼，動翼の順序で配置し、動翼２の前縁部近傍のプラットフォーム６上に盛り上がり部６ａを設けたことにより、隙間８からの動翼ハブフロントキャビティー内等への高温ガスの進入低減を図り、これによりタービンディスクやタービンローターの高温酸化を低減している。
【００２８】
一方、図２の場合とは逆に、燃焼ガスの上流側から動翼，静翼の順序で配置し、静翼の前縁部近傍のシュラウド上に盛り上がり部を設けることにより、静翼ハブフロントキャビティー内等への高温ガスの進入低減を図り、これにより静翼シュラウド上流端面の高温酸化を低減することができる。この構成は、以下の各例においても適用可能である。
【００２９】
また、図２に示したように、Ｌ１の傾きを正とする、即ち静翼１下流側のハブ面がタービン外径側に上がる構成とすることにより、燃焼ガスの境界層が減少し、上述した動翼ハブフロントキャビティー内等への高温ガスの進入低減の効果がより顕著に得られる。或いは、図２とは異なり、Ｌ１の傾きをゼロとする、即ち静翼１下流側のハブ面を水平とすることにより、上流側の翼形状等は変更せずに本発明が適用可能となり、コストの低減を図ることができる。或いは、ガスパスを下流に向かって広げる必要がある場合は、図２とは逆に、Ｌ１の傾きを負とする、即ち静翼１下流側のハブ面がタービン内径側に下がる構成とする必要がある。
【００３０】
その他、図２は各翼のハブ側の構造を示しているが、チップ側も同じ構造にすることができる。即ち、ハブ側の構造を上下反転させたような形でチップ側にも設けることにより、チップ側のシュラウド，翼環の高温酸化の低減を図ることができる。
【００３１】
なお、上記図４に示したように、盛り上がり部を２次元的に分布させる構成とすることにより、タービン周方向に配設される翼と翼との隙間に対する流れ込みを防止することが可能となる。また、この構成を動翼に用いた場合はプラットフォームの、静翼に用いた場合はシュラウドの、それぞれ周方向端面の高温酸化の低減を図ることが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
【図１】逆流抑制のコンセプトについて模式的に示す図。
【図２】本発明の実施例１に係るタービン翼の要部を模式的に示す縦断面図。
【図３】動翼前縁近傍の盛り上がり部を示す平面断面図。
【図４】盛り上がり部を２次元的に分布させた様子を示す平面断面図。
【図５】ガスタービンにおける翼部の基本構造の一例を模式的に示す縦断面図。
【符号の説明】
【００３３】
１    静翼
２    動翼
３    燃焼ガス流路
４    シュラウド
５    ケーシング
６    プラットフォーム
７    ケーシング
８    隙間
【図１】
2005233140.tif 000003
【図２】
2005233140.tif 000004
【図３】
2005233140.tif 000005
【図４】
2005233140.tif 000006
【図５】
2005233140.tif 000007