(57)【要約】【課題】二次流れ等を低減し流れ損失を効果的に低減することができるタービン翼及びその流れ損失低減方法を提供する。【解決手段】タービン各段に設けられたタービン翼１，２において、最大肉厚部付近に、支持壁面３及び図示しない支持壁面に近接して腹側１ｃ，２ｃから背側１ｄ，２ｄに貫通したバイパス流路４，５を設ける。これにより、支持壁面３及び図示しない支持壁面の近接位置で、タービン翼１，２の最大肉厚部付近の腹側１ｃ，２ｃから背側１ｄ，２ｄに作動流体の一部をバイパスさせ、支持壁面３及び図示しない支持壁面付近におけるタービン翼１，２の腹側１ｃ，２ｃ及び背側１ｄ，２ｄの圧力差を軽減することにより、二次流れ８を低減し流れ損失を低減する。【選択図】  図１
2005098203.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン各段に設けられたタービン翼において、
最大肉厚部付近に、支持壁面に近接して腹側から背側に貫通したバイパス流路を設けたことを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
請求項１記載のタービン翼において、前記バイパス流路は、前記最大肉厚部よりもやや後縁寄りに設けられていることを特徴とするタービン翼。
【請求項３】
請求項１又は２記載のタービン翼において、前記バイパス流路から分岐して背側後縁部近傍に貫通する噴出孔を設けたことを特徴とするタービン翼。
【請求項４】
請求項３記載のタービン翼において、前記噴出孔は、翼長方向に複数離散して配置されていることを特徴とするタービン翼。
【請求項５】
請求項３又は４記載のタービン翼において、前記噴出孔は、噴出した作動流体が背側に沿った作動流体に緩やかな傾斜角で合流するように設けられていることを特徴とするタービン翼。
【請求項６】
タービン各段に設けられたタービン翼の流れ損失低減方法において、
支持壁面の近接位置で、前記タービン翼の最大肉厚部付近の腹側から背側に作動流体の一部をバイパスさせ、前記支持壁面付近における前記タービン翼の腹側及び背側の圧力差を軽減することにより、二次流れを低減することを特徴とするタービン翼の流れ損失低減方法。
【請求項７】
タービン各段に設けられたタービン翼の流れ損失低減方法において、
前記タービン翼の腹側から取り込んだ作動流体を、前記タービン翼の背側後縁部近傍に対し翼長方向にほぼ全体的に噴出させ、この噴出した作動流体を前記タービン翼の背側に沿った作動流体に合流させ付勢することにより、剥離の発生を抑制することを特徴とするタービン翼の流れ損失低減方法。
【請求項８】
タービン各段に設けられたタービン翼の流れ損失低減方法において、
前記タービン翼の腹側から取り込んだ作動流体を、前記タービン翼の背側後縁部近傍に対し翼長方向にほぼ全体的に噴出させ、背側に沿った作動流体と腹側に沿った作動流体との合流時の圧力差を軽減することにより、混合損失を軽減することを特徴とするタービン翼の流れ損失低減方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン各段に設けられたタービン翼及びその流れ損失低減方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンにおける作動流体の圧力損失を増大させる要因として、例えば二次流れ損失や剥離損失、或いは混合損失等といった流れ損失があり、これら要因により設計通りのタービン性能が発揮されないことがある。例えば、二次流れ損失を例に挙げると、二次流れとは主流に対する垂直面方向の成分を持つ流れを言い、一般にタービン翼間では、静翼であれば静翼内輪や静翼外輪、動翼であればタービンホイール外周部等といったタービン翼を支持する支持壁面付近の境界層の影響等で後縁に向かって大きな渦となって成長する。その結果、二次流れが生じると、作動流体の保有するエネルギが渦を形成するために一部消費され、圧力損失増大の要因となる。
【０００３】
この種の流れ損失を低減する技術としては、従来から、二次流れ損失増大の防止を目的に、静翼内輪又は外輪付近にてタービン静翼の前縁部と背側後縁部近傍とをバイパスさせたものや（例えば、特許文献１等参照）、空洞の静翼に対し先端部分腹側と根元部分背側にスリットを設けたもの等がある（例えば、特許文献２等参照）。
【０００４】
【特許文献１】特開平１−１６３４０４号公報
【０００５】
【特許文献２】特開平２−１９６１０７号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
一般に、タービン翼においては、中央が窪んだ腹側が正圧面、中央が膨らんだ背側が負圧面となる。タービン翼間で転向する作動流体は、転向時に遠心力とタービン翼の腹側及び背側の圧力勾配とがバランスしている。しかし、翼高さを制限する端面壁（支持壁面）の境界層では、壁面損失により作動流体が減速するために遠心力が小さくなる。その結果、タービン翼の腹側及び背側の圧力勾配とのバランスが崩れ、正圧の腹側から隣接するタービン翼の背側への流れ、すなわち二次流れが生じ渦が発生する。よって、作動流体が保有するエネルギは二次流れ渦を形成するために一部が消費され損失となる。
【０００７】
しかしながら、上記特許文献１の記載技術においては、前縁部から背側後縁部に作動流体をバイパスさせているため、翼の最大肉厚部付近で腹側及び背側の圧力差が最も大きくなることを考えると、タービン翼の腹側及び背側の圧力差は効果的に軽減されない。また、特許文献２の記載技術は、腹側、背側のスリットがそれぞれ翼の先端部、根元部に設けられており、導入された作動流体は先端部から根元部に翼長方向に流れるため、先端部又は根元部付近における腹側及び背側の圧力差はやはり軽減されない。
【０００８】
本発明の目的は、上記に鑑みてなされたものであり、二次流れ等を低減し流れ損失を効果的に低減することができるタービン翼及びその流れ損失低減方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
（１）上記目的を達成するために、本発明は、タービン各段に設けられたタービン翼において、最大肉厚部付近に、支持壁面に近接して腹側から背側に貫通したバイパス流路を設けた。
【００１０】
前述したように、一般にタービン翼においては、腹側が正圧面、背側が負圧面となり、その圧力差はプロフィル（翼）の最大肉厚部付近で最大となる。そして、壁面損失によって作動流体の主流が減速する支持壁面付近においては、腹側及び背側の圧力差に起因して二次流れが生じ易い。したがって、二次流れ損失を低減するためには、翼高さを制限する支持壁面（端面壁）に沿い、その近傍位置にある先端部（Ｔｉｐ）或いは根元部（Ｒｏｏｔ）の背側と腹側との圧力差を低減することで二次流れを低減できる。
【００１１】
そこで、本発明においては、腹側及び背側の圧力差が最大となる最大肉厚部付近に、腹側から背側に作動流体をバイパスさせるバイパス流路を支持壁面に近接して設けている。これにより、タービン翼の腹側及び背側の圧力差を効果的に軽減することができる。また、腹側からの作動流体をバイパスさせることで、背側側面の境界層にエネルギを与えることができる。したがって、設計段階でタービンロータの回転動力を得るのに要する翼の腹側及び背側の圧力差を考慮し、所要量の作動流体がバイパスされるようにバイパス流路の径を設定することにより、タービン翼の腹側及び背側の支持壁面近傍における圧力差を最適化することができるので、二次流れを低減することができ、よって流れ損失を効果的に低減することができる。
【００１２】
（２）上記（１）において、好ましくは、前記バイパス流路は、前記最大肉厚部よりもやや後縁寄りに設けられている。
【００１３】
（３）上記（１）又は（２）において、好ましくは、前記バイパス流路から分岐して背側後縁部近傍に貫通する噴出孔を設ける。
【００１４】
翼側面における壁面損失により、作動流体のエネルギーは後縁に向かって低下する。したがって、背側後縁部においては、境界層内の圧力上昇に対し作動流体の運動エネルギーが不十分となるため、作動流体の逆流が生じることがある。流れ損失の一つである剥離は、その作動流体の逆流により、背側に沿った作動流体が背側側面から離れることを言い、やはり圧力損失増大の一因となる。
【００１５】
そこで、本発明においては、上記噴出孔により、バイパス流路を流れる作動流体の一部を分岐させ、剥離点に近い背側後縁部近傍に連通させた噴出孔から作動流体を噴出させることにより、この噴出した作動流体を背側側面に沿って流れる作動流体に合流させる。これにより、背側後縁部近傍を流れる運動エネルギーの低下した作動流体を付勢することができるので、剥離の発生を抑制することができ、効果的に流れ損失を低減することができる。
【００１６】
また、翼出口（タービン翼後縁部）においては、タービン翼腹側に沿った作動流体と、タービン翼背側に沿った作動流体とがタービン翼の後流で合流することになるが、両者の圧力、流速の差が大きいと混合損失が増大し、乱流が促進されやはり圧力損失増大の一因となる。それに対し、本発明によれば、上記噴出孔によって背側後縁部近傍に腹側からの作動流体を一部バイパスさせることにより、腹側に沿った作動流体とこれに合流する背側に沿った作動流体との圧力差を軽減し、腹側からの作動流体に合流する背側に沿った作動流体にエネルギを与えることができる。したがって、混合損失を低減することができ、これによっても流れ損失低減の効果が期待できる。
【００１７】
（４）上記（３）において、また好ましくは、前記噴出孔は、翼長方向に複数離散して配置されている。
【００１８】
剥離損失は上記のように背側後縁部における負圧状態によって生じるものであり、混合損失は腹側及び背側の圧力差により生じるものであるため、二次流れと異なり支持壁面近傍のみでなく、翼長方向各所で生じる可能性がある。したがって、複数の噴出孔を翼長方向に離散配置することにより、翼長方向各所における剥離及び混合損失の発生を抑制することができ、より効果的に流れ損失を低減することができる。
【００１９】
（５）上記（３）又は（４）において、更に好ましくは、前記噴出孔は、噴出した作動流体が背側に沿った作動流体に緩やかな傾斜角で合流するように設けられている。
【００２０】
（６）上記目的を達成するために、また本発明は、タービン各段に設けられたタービン翼の流れ損失低減方法において、支持壁面の近接位置で、前記タービン翼の最大肉厚部付近の腹側から背側に作動流体の一部をバイパスさせ、前記支持壁面付近における前記タービン翼の腹側及び背側の圧力差を軽減することにより、二次流れを低減する。
【００２１】
（７）上記目的を達成するために、また本発明は、タービン各段に設けられたタービン翼の流れ損失低減方法において、前記タービン翼の腹側から取り込んだ作動流体を、前記タービン翼の背側後縁部近傍に対し翼長方向にほぼ全体的に噴出させ、この噴出した作動流体を前記タービン翼の背側に沿った作動流体に合流させ付勢することにより、剥離の発生を抑制する。
【００２２】
（８）上記目的を達成するために、また本発明は、タービン各段に設けられたタービン翼の流れ損失低減方法において、前記タービン翼の腹側から取り込んだ作動流体を、前記タービン翼の背側後縁部近傍に対し翼長方向にほぼ全体的に噴出させ、背側に沿った作動流体と腹側に沿った作動流体との合流時の圧力差を軽減することにより、混合損失を軽減する。
【発明の効果】
【００２３】
本発明によれば、以上のように、二次流れ等を低減することにより、効果的に流れ損失を低減することができる。したがって、タービン効率を向上させ、例えばガスタービン設備等の高出力化や小型化に貢献することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２４】
以下、本発明のタービン翼及びその流れ損失低減方法の実施の形態を図面を用いて説明する。
図１は、本発明のタービン翼の一実施形態の外観構成を表す斜視図である。
この図１において、タービン翼１，２は、その根元（Ｒｏｏｔ）部１ａ，２ａが支持壁面３に支持されている。タービン翼１，２は、タービン静翼であってもタービン動翼であっても構わないが、本実施形態においては、タービン静翼の場合を例に挙げ、それぞれ根元部１ａ，２ａが静翼内輪すなわち支持壁面３に、先端（Ｔｉｐ）部１ｂ，２ｂが静翼外輪（図示せず）に固定されているものとする。仮にタービン翼１，２が動翼である場合、支持壁面３は、例えばタービンホイールの外周部、或いはタービンホイールに取付けたダイヤフラム等となる。また、本実施形態においては、タービン翼１，２のみしか図示していないが、実際には、タービン各段において、更に同様ものが還状流路の周方向に列をなして配設されている。
【００２５】
図２は、図１に示した本発明のタービン翼の一実施形態の断面図であり、この図２において、図１と同様の部分には同符号を付し説明を省略する。
図１及び図２に示すように、本実施形態において、タービン翼１，２には、中央が窪んだ腹側側面（腹面）１ｃ，２ｃから、中央が膨らんだ背側側面（背面）１ｄ，２ｄにバイパス流路４，５が貫通している。これらバイパス流路４，５は、それぞれタービン翼１，２のプロフィル最大肉厚部付近を貫通していれば構わないが、本実施形態においては、図２に示すように、特にその最大肉厚部よりもやや後縁１ｅ，２ｅ寄りの部分を貫通させている。また、図１に示すように、バイパス流路４，５は、静翼内輪（支持壁面３）及び静翼外輪（図示せず）の近傍位置に、静翼内輪及び静翼外輪にほぼ平行に設けられており、流路径は要求される作動流体のバイパス量を考慮して設定されている。
【００２６】
タービン翼１，２の内部には、翼長方向にバイパス流路４，５を接続する分岐流路６がそれぞれ設けられている。この分岐流路６からは、背面１ｄ，２ｄの後縁部近傍の表面部まで貫通した噴出孔７が更に分岐している。噴出孔７は、翼長方向に複数離散配置されており、翼全長に亘ってほぼ均等に配置されている。また、本実施形態においては、噴出孔７を支持壁面３にほぼ平行かつ直線的に設けた場合を図示しているが、必ずしもこの限りでなく、若干傾斜させても良いし、例えば背面１ｄ，２ｄに沿って曲がった流路としても良い。但し、噴出する作動流体が、背面１ｄ，２ｄに沿って流れる作動流体に緩やかな傾斜角で合流するように、背面１ｄ，２ｄとの間の角度はなるべく小さくすることが望ましい。また、噴出孔７の流路径及び設置数は、噴出する作動流体の要求量を考慮して設定する。
【００２７】
図３は、タービン翼の腹側及び背側の境界層における軸方向距離と圧力との相関関係を表したグラフである。
この図３に示すように、上記構成のタービン翼１，２を作動流体の流れの中に配置すると、腹側１ｃ，２ｃが正圧面、背側１ｄ，２ｄが負圧面となり、その圧力差はタービン翼１，２の最大肉厚部付近で最大となる。壁面損失によって作動流体の主流が減速する支持壁面（静翼内輪）３や静翼外輪（図示せず）付近においては、腹側１ｃ，２ｃ及び背側１ｄ，２ｄの圧力差に起因して二次流れ８が生じ易い。したがって、二次流れ損失を低減するためには、翼高さを制限する端面壁（支持壁面３及び静翼外輪）に沿い、その近傍位置にある先端部１ｂ，２ｂ或いは根元部１ａ，２ａの背側と腹側との圧力差を低減することで二次流れ８を低減できる。
【００２８】
そこで、本実施形態においては、上記の如く、腹側１ｃ，２ｃ及び背側１ｄ，２ｄの圧力差が最大となる最大肉厚部付近に、腹側から背側に作動流体をバイパスさせるバイパス流路４，５を支持壁面（支持壁面３及び静翼外輪）に近接して設けている。これにより、図３に矢印で模したように、圧力の高い腹側１ｃ，２ｃの作動流体を圧力の低い背側１ｄ，２ｄにバイパスさせることで、タービン翼１，２の腹側１ｃ，２ｃ及び背側１ｄ，２ｄの圧力差を効果的に軽減することができる。また、腹側１ｃ，２ｃからの作動流体をバイパスさせることで、背側側面１ｄ，２ｄの境界層にエネルギを与えることができる。したがって、設計段階でタービンロータの回転動力を得るのに要するタービン翼１，２の腹側１ｃ，２ｃ及び背側１ｄ，２ｄの圧力差を考慮し、所要量の作動流体がバイパスされるようにバイパス流路４，５の流路径を設定することにより、タービン翼１，２の腹側１ｃ，２ｃ及び背側１ｄ，２ｄの支持壁面近傍における圧力差を最適化することができるので、二次流れ８を低減することができ、よって流れ損失を効果的に低減することができる。
【００２９】
また、タービン翼１，２の側面、すなわち腹面１ｃ，２ｃ及び背面１ｄ，２ｄにおける壁面損失により、その境界層を流れる作動流体のエネルギーは後縁１ｅ，２ｅに向かって低下する。したがって、背側１ｄ，２ｄの後縁部１ｅ，２ｅ近傍においては、境界層内の圧力上昇に対し作動流体の運動エネルギーが不十分となるため、作動流体の逆流が生じることがある。流れ損失の一つである剥離９は、その作動流体の逆流により、背側に沿った作動流体が背側側面から離れることを言い、やはり圧力損失増大の一因となる。
【００３０】
そこで、本実施形態においては、上記噴出孔７を設けている。バイパス流路４，５を流れる作動流体の一部は、バイパス流路４，５から分岐した分岐流路６に流入し、更に各噴出孔７に分岐して流入し、噴出孔７を介して剥離点に近い背側１ｄ，２ｄの後縁部１ｅ，２ｅ近傍に噴出する。これにより、この噴出した作動流体を背側側面１ｄ，２ｄに沿って流れる作動流体に合流させ、背側１ｄ，２ｄの後縁部１ｅ，２ｅ近傍を流れる運動エネルギーの低下した作動流体を付勢することができるので、剥離９の発生を抑制することができ、効果的に流れ損失を低減することができる。
【００３１】
また、タービン翼１，２の出口（後縁部１ｅ，２ｅ）においては、図１に示すように、タービン翼１，２の腹側１ｃ，２ｃに沿った作動流体１０と、背側１ｄ，２ｄに沿った作動流体１１とがタービン翼１，２の後流で合流することになるが、両作動流体１０，１１の圧力、流速の差が大きいと混合損失が増大し、圧力損失増大の一因となる。
【００３２】
それに対し、本実施形態によれば、上記噴出孔７によって背側１ｄ，２ｄの後縁部１ｅ，２ｅ近傍に、腹側１ｃ，２ｃからの作動流体１０を一部バイパスさせることにより、腹側１ｃ，２ｃに沿った作動流体１０とこれに合流する背側１ｄ，２ｄに沿った作動流体１１との合流時の圧力差を軽減し、腹側１ｃ，２ｃからの作動流体１０に合流する背側１ｄ，２ｄに沿った作動流体１１にエネルギを与えることができる。したがって、混合損失を低減することができ、これによっても流れ損失低減の効果が期待できる。
【００３３】
更に、剥離９や作動流体１０，１１の混合は、二次流れ８と異なり支持壁面近傍のみでなく、翼長方向各所で生じる可能性がある。したがって、図１に示したように、複数の噴出孔７を翼長方向に離散配置することにより、翼長方向各所における剥離９及び混合損失を抑制することができ、より効果的に流れ損失を低減することができる。
【００３４】
また、図２に示したように、噴出孔７は、噴出した作動流体が背側に沿った作動流体に緩やかな傾斜角で合流するよう、背面１ｄ，２ｄとの間の角度を小さくして設けているので、背側１ｄ，２ｄに沿って流れる作動流体１１に、異なる方向成分を与えないよう配慮されている。このことも剥離９や混合損失の低減に寄与している。
【００３５】
以上のように、本実施形態によれば、二次流れ８や剥離９、混合損失を低減することにより、効果的に流れ損失を低減することができる。したがって、タービン効率を向上させ、例えばガスタービン設備等の高出力化や小型化に貢献することができる。
【００３６】
なお、以上において、タービン翼１，２の根元部１ａ，２ａ及び先端部１ｂ，２ｂの両側にバイパス流路４，５を設けたが、上記のように、例えば端壁が根元部１ａ，２ａ側にしかない場合等は、先端部１ｂ，２ｂ側のバイパス流路５は省略可能である。この場合も同様の効果を得る。また、バイパス流路４，５と噴出孔７とを兼ね備えた実施形態を説明したが、バイパス流路４，５は主に二次流れ８の低減に、噴出孔７は主に剥離９や作動流体１０，１１の混合損失の低減に効果を奏するものであり、それぞれ独立して設けても相応の効果を奏する。
【００３７】
また、以上において、バイパス流路４，５をタービン翼１，２の最大肉厚部よりもやや後縁１ｅ，２ｅ側に設けた例を説明したが、必ずしもこれに限られず、前述した通り、バイパス流路４，５は、最も腹側１ｃ，２ｃと背側１ｄ，２ｄとの圧力差が大きくなる最大肉厚部の近傍に設けてあれば良い。また、その流路形状も必ずしも直線的でなくとも、例えば流入する作動流体の流れを考慮して湾曲させる等、適宜設計変更可能である。更に、端壁（支持壁面３等）から僅かに離間して端壁にほぼ平行にバイパス流路４，５を設けた例を図示したが、これにも限られず、例えば根元部１ａ，２ａ又は先端部１ｂ，２ｂの端壁との対向端面を、腹側１ｃ，２ｃから背側１ｄ，２ｄに貫通するように切り欠き（つまり溝を設け）端壁との間に近接するバイパス流路を形成しても良い。これらの場合も上記と同様の効果を得る。
【００３８】
更に、以上において、複数の噴出孔７を翼長方向にほぼ均等に配置した例を図示したが、これに限られず、各噴出孔７間のピッチは必要に応じて変更しても構わない。また、噴出孔７を複数設けたが、例えば翼長によって設計段階で１つで足りる場合等には、必ずしも複数設ける必要はない。更に、円筒状の噴出孔７を図示したが、これにも限られず、作動流体の噴出量を考慮して開口面積に配慮すれば、例えば翼長方向に幅を持った帯状の流路としても良い。これらの場合も上記と同様の効果を得る。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】本発明のタービン翼の一実施形態の外観構成を表す斜視図である。
【図２】図１に示した本発明のタービン翼の一実施形態の断面図である。
【図３】タービン翼の腹側及び背側の境界層における軸方向距離と圧力との相関関係を表したグラフである。
【符号の説明】
【００４０】
１      タービン翼
１ｃ    腹側
１ｄ    背側
１ｅ    後縁
２      タービン翼
２ｃ    腹側
２ｄ    背側
２ｅ    後縁
３      支持壁面
４      バイパス流路
５      バイパス流路
７      噴出孔
【図１】
2005098203.tif 000003
【図２】
2005098203.tif 000004
【図３】
2005098203.tif 000005