(57)【要約】【課題】二次流れの空間的な拡大を抑制することで、流体の圧力損失を低減する軸流式ターボ機械を提供する。【解決手段】軸流式ターボ機械は、静翼列または動翼列を構成する複数の翼１２と、複数の翼１２が固定され、翼１２と共に流体の流路を形成するエンドウォール３０と、エンドウォール３０の表面において、隣接する翼１２の間または翼１２の前縁１２ａよりも上流側に位置する領域Ｒに局所的に形成され、流体の二次流れ４０を制御する少なくとも１つの凹部５０とを備える。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流式ターボ機械であって、
静翼列または動翼列を構成する複数の翼と、
前記複数の翼が固定され、前記翼と共に流体の流路を形成するエンドウォールと、
前記エンドウォールの表面において、隣接する前記翼の間または前記翼の前縁よりも上流側に位置する領域に局所的に形成され、前記流体の二次流れの流れ方向を制御する少なくとも１つの凹部と
を備えることを特徴とする軸流式ターボ機械。
【請求項２】
前記エンドウォールへの前記翼の固定により形成された隅には、前記翼の表面と前記エンドウォールの前記表面とを連続的に接続する湾曲部が設けられ、
前記領域と他の領域との境界は、前記湾曲部における前記エンドウォール側の縁部を含む
ことを特徴とする請求項１に記載の軸流式ターボ機械。
【請求項３】
前記翼は前記流路のスロートを形成し、
前記凹部は前記スロートから上流側に位置する
ことを特徴とする請求項１又は２に記載の軸流式ターボ機械。
【請求項４】
前記凹部は円形、楕円形、扇形、矩形のうちの少なくとも１つの形状を有する
ことを特徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載の軸流式ターボ機械。
【請求項５】
前記凹部は前記領域内に複数個設けられる
ことを特徴とする請求項１乃至４の何れか一項に記載の軸流式ターボ機械。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、流体の圧力損失を低減する軸流式ターボ機械に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンなどの軸流式ターボ機械は、軸方向に沿って交互に配置された動翼及び静翼の各翼列を有する。各翼列の径方向における内側および外側には、翼列と共に軸流式ターボ機械内の流路を形成するエンドウォールが設けられている。この流路に流体が流れるとき、エンドウォール上の境界層内では、翼間の圧力勾配等によって主流とは異なる速度成分（流れ方向）を持つ二次流れが生じる。
【０００３】
二次流れは圧力損失を伴う渦を発生し、これを増長させる。特許文献１は、この渦の拡大を抑制するためにエンドウォールの表面全体に緩やかな凹凸を設けている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特許４６４０３３９号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
二次流れは隣接する一方の翼の腹面から他方の翼の背面に向かうに連れて、渦を形成し拡散（拡大）する傾向がある。即ち、二次流れに伴う渦が影響を及ぼす領域がエンドウォールの近傍のみに留まらず、翼の中央部分を流れる主流の領域に拡大する。このような二次流れ渦の成長は、圧力損失（エネルギー損失）を増加させる。
【０００６】
そこで本発明は、二次流れの空間的な拡大を抑制することで、流体の圧力損失を低減する軸流式ターボ機械の提供を目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の一態様は軸流式ターボ機械であって、静翼列または動翼列を構成する複数の翼と、前記複数の翼が固定され、前記翼と共に流体の流路を形成するエンドウォールと、前記エンドウォールの表面において、隣接する前記翼の間または前記翼の前縁よりも上流側に位置する領域に局所的に形成され、前記流体の二次流れを制御する少なくとも１つの凹部とを備えることを要旨とする。
【０００８】
前記エンドウォールへの前記翼の固定により形成された隅には、前記翼の表面と前記エンドウォールの前記表面とを連続的に接続する湾曲部が設けられてもよい。前記領域と他の領域との境界は、前記湾曲部における前記エンドウォール側の縁部を含んでもよい。
【０００９】
前記翼は前記流路のスロートを形成してもよい。この場合、前記凹部は前記スロートから上流側に位置してもよい。
【００１０】
前記凹部は円形、楕円形、扇形、矩形のうちの少なくとも１つの形状を有してもよい。
【００１１】
前記凹部は前記領域内に複数個設けられてもよい。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、二次流れの空間的な拡大を抑制することで、流体の圧力損失を低減する軸流式ターボ機械を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の実施形態に係る軸流式ターボ機械であるガスタービンエンジンを示す模式断面図である。
【図２】本発明の実施形態に係る圧縮機又はタービンのロータ又はステータにおける翼及びその周辺の拡大図である。
【図３】従来例における二次流れを示す図である。
【図４】本発明の実施形態における二次流れを示す図である。
【図５】本発明の実施形態に係る凹部の断面を示す図である。
【図６】本発明の実施形態に係る凹部の配置例を示す図である。
【図７】本発明の実施形態に係る翼の配置を示す図である。
【図８】湾曲部が形成された場合において、本発明の実施形態に係る凹部の形成領域を示す図である。
【図９】本発明の実施形態に係る凹部の有無による翼間の圧力損失の評価試験結果を示すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、本発明の実施形態に係る軸流式ターボ機械(axial turbomachine)について添付図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。本実施形態の軸流式ターボ機械は、軸流式のガスタービンエンジンである。以下、説明の便宜上、このガスタービンエンジンを単にエンジンと称する。なお、本発明に係る軸流式ターボ機械としては、航空機用のターボファンエンジン、ターボジェットエンジン、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、ターボラムジェットエンジン、発電用のガスタービン、船舶用のガスタービン、などが挙げられる。ただし、本発明は例示したこれらの用途・使用形態に限定されるものではない。
【００１５】
図１に示すように、エンジン１は、ファン２と、圧縮機３と、燃焼室４と、タービン５とを備える。本実施形態のエンジン１の基本的な構成及び動作（即ち、流体の圧縮、燃焼、圧力エネルギーから運動（回転）エネルギーへの変換など）は、従来のエンジンのものと同一である。即ち、圧縮機３は、ファン２が吸入した流体（作動流体、本実施形態では空気）を圧縮し、燃焼室４は圧縮された流体と燃料との混合ガスを燃焼する。さらに、タービン５は膨張する燃焼ガスの圧力エネルギーをタービン５内のロータ１０の回転エネルギーに変換し、このガスを排気ダクト６から排出する。なお、圧縮機３は、流体の圧力に応じて複数の圧縮機に分割された多軸式のものを採用してもよい。これはタービン５についても同様である。
【００１６】
図１に示すように、圧縮機３及びタービン５はそれぞれ、ロータ１０及びステータ２０を備える。図２は、ロータ１０又はステータ２０における翼及びその周辺の拡大図である。図２は、ロータ１０（又はステータ２０）における翼の基端部又は先端部と、翼が固定されたエンドウォールとを示している。後述の通り、このエンドウォールは、ロータ１０であれば、翼（動翼）１２のプラットホームに相当する回転体１４の側面（外周面）１４ａであり、ステータ２０であれば、翼（静翼）２２のプラットホームに相当するベーン支持体２４の外面２４ａ又は翼２２のシュラウドに相当するケーシング８の内面８ａである。なお、翼（動翼）１２の先端にシュラウドが設けられている場合、このシュラウドの内面がエンドウォールに相当する。
【００１７】
ロータ１０は、少なくとも１列の動翼列を構成する複数の翼（ブレード）１２と、翼１２の基端部（端部、ハブ）１３（図２参照）側を支持し、回転中心軸７を中心軸として複数の翼１２と一体的に回転する回転体（ドラム）１４とを備える。ロータ１０は筒状のケーシング８内に回転可能に収容されている。各翼１２は、回転体１４の回転中心軸７を中心として放射状に配置されている。換言すると、複数の翼１２は、回転中心軸７の周方向に間隔を置いて配列している。各翼１２の基端部（端部）１３は回転体１４の側面１４ａに固定されている。また、各翼１２の先端部（端部）１５はケーシング８の内面８ａから所定の距離だけ離間している。
【００１８】
ステータ２０は、少なくとも１列の静翼列を構成する複数の翼（ベーン）２２と、翼２２の基端部（端部、ハブ）２３側に設けられた環状のベーン支持体２４とを備える。ロータ１０と同じく、ステータ２０もケーシング８内に収容されている。各翼２２は、回転体１４の回転中心軸７を中心として放射状に配置されている。換言すると、複数の翼２２は、回転中心軸７に直交した周方向に間隔を置いて配列している。各翼２２の基端部（端部）２３はベーン支持体２４の外面２４ａに固定されている。また、各翼２２の先端部（端部）２５はケーシング８の内面８ａに固定されている。なお、各翼２２は所定の支持部材（図示せず）を用いて、ベーン支持体２４の外面２４ａ及びケーシング８の内面８ａに、回転（揺動）可能に支持されていてもよい。この場合、複数の翼２２は、回転中心軸７と直交する軸線の周りを同期して回転（揺動）する。
【００１９】
図２に示すように、ロータ１０の翼１２は、前縁（リーディングエッジ）１２ａと、後縁（トレイリングエッジ）１２ｂと、腹面（圧力面、pressure surface）１２ｃと、背面（負圧面、suction surface）１２ｄとを有する。また、何れの翼１２も同一の断面形状を有し、周方向において同一の向きに突出するように湾曲している。ステータ２０の翼２２も同様の形状を有するため、説明を省略する。
【００２０】
ロータ１０の動翼列及びステータ２０の静翼列は、回転中心軸７に沿って交互に配置される。動翼列及び静翼列の組合せ（即ち、段）の数はエンジン１の仕様に応じて適宜設定される。
【００２１】
ロータ１０において、回転体１４の側面１４ａは、翼１２の端部（基端部）側に設けられている。同様に、ステータ２０において、ベーン支持体２４の外面２４ａ及びケーシング８の内面８ａは、翼２２の端部（基端部２３又は先端部２５）側に設けられている。これらは、翼１２又は翼２２が固定され、換言すれば翼１２又は翼２２に対する相対的な位置が固定され、翼１２又は翼２２と共に流体の流路を形成するエンドウォール３０である。
【００２２】
冒頭で述べた通り、ロータ１０やステータ２０に流体が流入するとき、翼１２又は翼２２の前縁１２ａにおけるエンドウォール３０の近傍では流体の二次流れ４０が発生する。図３（ａ）及び図３（ｂ）に示すように、二次流れ４０は概ねエンドウォール３０に沿って進行しつつ、拡散しながら隣の翼１２の背面１２ｄに到達する。その後、二次流れ４０は、背面１２ｄに沿って隣の翼１２の後縁１２ｂに進行し、更に後方に流出する。二次流れ４０は本来の流体の流れと異なる方向の流れ成分をもっているため、圧力損失を伴う渦４２を発生させ、これを増長させる。
【００２３】
これに対して、本実施形態の凹部（ディンプル）５０は、流体の二次流れ４０を制御する。具体的には、凹部５０は、二次流れ４０の拡散を抑制し、渦４２の大きさや発生領域の拡大を抑制する。即ち、図４（ａ）及び図４（ｂ）に示すように、凹部５０は、エンドウォール３０から離れていく二次流れ４０を直接的にエンドウォール３０に沿う方向に偏向させる。或いは、凹部５０は、新たな流れを発生させ、この流れを用いて二次流れ４０をエンドウォール３０に沿う方向に偏向させる。或いはまた、凹部５０は、流入してくる境界層を制御し、発生する渦４２の大きさを弱める。
【００２４】
凹部５０について詳述する。以下、説明の便宜上、凹部５０がステータ２０のエンドウォール３０（即ち、ベーン支持体２４の外面２４ａ又はケーシング８の内面８ａ）に形成されている場合について説明する。凹部５０が、ロータ１０のエンドウォール３０（即ち、回転体１４の側面１４ａ又はケーシング８の内面８ａ）に形成される場合も同様であるため説明を省略する。
【００２５】
図４（ａ）に示すように、凹部５０は、エンドウォール３０の表面に少なくとも１つ局所的に形成される。ここで「表面における局所的な形成」とは、エンドウォール３０の全体的な形状を規定する表面を残しつつ、その表面の一部に当該表面とは異なる表面（例えば周囲の曲率に対して異なる曲率をもつ表面）をもった構造を形成することを意味する。また、凹部５０は、エンドウォール３０の表面における領域Ｒに形成される。領域Ｒは、隣接する翼１２の間または翼１２の前縁１２ａよりも上流側（即ちエンジン１の吸気口側）に位置する。
【００２６】
翼の機械的強度を維持しつつ二次流れ４０を制御する限り、凹部５０の形状は任意である。このような形状は、例えば円形、楕円形、扇形、矩形のうちの少なくとも１つである。或いは、これらの複合形状でもよい。また、凹部の寸法についても同様である。図５（ａ）及び図５（ｂ）は、凹部５０が円形の場合の断面形状の一例を示している。即ち、図５（ａ）に示すように、凹部５０の底面５０ａは、凹部５０の周囲のエンドウォール３０表面に連続的に接続するように、曲面として形成されてもよい。或いは、図５（ｂ）に示すように、底面５０ａは平面として形成され、円筒状の内面５０ｂを有してもよい。なお、何れの場合も、機械的強度を確保するため、あらゆる面は周囲の面と滑らかに接続している。つまり、面と面の境界部分（図５（ａ）及び図５（ｂ）において点線示す部分）は湾曲するように形成されている。また、凹部５０は１つの領域Ｒに複数設けてもよい。例えば、複数の凹部５０が翼列の延伸方向に配置されてもよい（図６（ａ）参照）。また、複数の凹部５０の配列は、翼列の延伸方向に限られず、この延伸方向に対して傾斜していてもよい（図６（ｂ）、図６（ｃ）参照）。さらに、凹部５０の配列は１列に限られない。例えば、図６（ｄ）及び図６（ｅ）に示すように、翼列の延伸方向（或いは流路の中心線など）に対してジグザグに配列してもよい。なお、凹部５０が複数設けられる場合の個数及び配置は、翼１２の形状、翼間の間隔（ピッチ）等に応じて適宜設定される。
【００２７】
二次流れ４０の拡散を効果的に抑制するには、凹部５０を、二次流れ４０がエンドウォール３０から離れる前の位置に設けることが好ましい。従って、本発明を限定するものではないが、凹部５０は、二次流れが既に拡散してしまった下流側よりも上流側に設けることが好ましい。ただし、凹部５０を極端に上流側に設けると、凹部５０によって発生した流れが二次流れ４０に影響を与える前に減衰してしまう可能性がある。従って、凹部５０の好適な位置、寸法、形状（複数の場合は更に、その個数及び配置）などは、数値流体力学（ＣＦＤ）による解析などを利用して設定することが考えられる。
【００２８】
例えば、図７に示すように、タービン５はステータ２０（或いはステータ２０及びロータ１０）にコンバージェント（収斂）型の流路を採用している。つまり、複数の翼２２は、翼間の流路の断面積が最小になるスロート３２を形成する。スロート３２が形成されている場合、主にその上流側で流体の圧力エネルギーから運動エネルギーへの変換（又はその逆の変換）が行われる。従って、凹部５０を設ける領域Ｒはスロート３２から上流側に設定されることが好ましく、その場合は、圧力損失を生じる二次流れや、それに伴う渦の拡大をスロート３２の上流側で抑制することができる。
【００２９】
図８に示すように、翼１２がエンドウォール３０に固定されている場合、エンドウォール３０への翼１２の固定により形成された隅に、湾曲部３４が設けられる。湾曲部３４は、例えば、翼１２の一部として一体的に形成され、翼１２の表面とエンドウォール３０の表面とを連続的に（即ち滑らかに）接続する。本実施形態の凹部５０は、この湾曲部３４を避けて設けられる。即ち、領域Ｒと他の領域との境界は、湾曲部３４におけるエンドウォール３０側の縁部３４ａを含んでいる。
【００３０】
図９は、本実施形態の凹部の有無による翼間の圧力損失の評価試験結果を示すグラフである。このグラフの縦軸は、エンドウォールを基点とした翼の長手方向の距離（スパン）を示している。この距離は長手方向における翼の長さによって無次元化されており、０．５は翼の中央を示す。この評価試験において、凹部は、翼列の延伸方向において隣接する翼の中央、且つ、翼の前縁から翼の翼弦長に対して約３０％の位置に１個だけ設けた。また、凹部は曲面の底面を有する円形のもの（図５（ａ）参照）を想定し、その直径は翼間ピッチの約１０％、最深部は翼間ピッチの約２％とした。
【００３１】
図９のグラフにおいて、点線はエンドウォールが凹部を持たない場合の圧力損失を示し、実線及び四角の点はエンドウォールが凹部を有する場合の圧力損失を示している。何れの場合においても、エンドウォールから２０％以内の各位置において二次流れに起因する圧力損失（全圧損失係数）の増大が見られる。しかしながら、エンドウォールから２０％以内の領域では、凹部を設けた場合には凹部を設けていない場合と比べて、圧力損失の顕著な改善が見られた。例えば１０％のスパン付近において、凹部を設けた場合には凹部を設けていない場合と比べて５％程度、圧力損失が改善している。このような結果から、凹部を持たない場合に比べて、翼列１列当たりの圧力損失を３％以上改善できることがわかった。
【００３２】
以上、本実施形態によれば、凹部の形成により、渦を発生する二次流れの拡散や渦そのものの拡散を抑制する。エンドウォール付近で発生した二次流れをエンドウォール付近に留める事ができるため、流体の主流との干渉を抑制し、渦等による圧力損失の低下を抑制できる。
【００３３】
なお、本発明は上述の実施形態に限定されない。即ち、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、構成の付加、省略、置換、およびその他の変更が可能である。
【符号の説明】
【００３４】
１…エンジン、２…ファン、３…圧縮機、４…燃焼室、５…タービン、６…排気ダクト、７…回転中心軸、８…ケーシング、１０…ロータ、１２…翼（ブレード）、１４…回転体（ドラム）、２０…ステータ、２２…翼（ベーン）、２４…ベーン支持体、３０…エンドウォール、３２…スロート、３４…湾曲部、５０…凹部（ディンプル）、Ｒ…領域
【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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