(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービン用のタービン動翼であって、
該タービン動翼のチップ部外縁から半径方向外方にケーシング又はシュラウド近傍まで延び、その内側に凹部を形成する翼形状のスキーラを備え、
該スキーラの背側部分にタービン動翼の背側のみに連通する切欠部を有し、
前記切欠部は、前記チップ部における前縁から後縁までの軸方向コード長に対し前縁から４５％以上、７５％以下の範囲内において、軸方向コード長の８％以上、１７％未満の範囲が連続して切り欠かれている、ことを特徴とするスキーラ付きタービン動翼。
【請求項２】
前記切欠部は、前記軸方向コード長に対し、前縁から５４％から７０％の範囲が連続して切り欠かれている、ことを特徴とする請求項１に記載のスキーラ付きタービン動翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ジェットエンジンや発電用ガスタービンに用いられるタービン動翼に係り、さらに詳しくはスキーラ付きタービン動翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
ジェットエンジンや発電用ガスタービン等に用いられるタービン動翼の先端部に、ケーシングとの摺動（ラビング）によるケーシングの磨耗軽減を目的として、外方に隆起した縁部分を設ける場合がある。この外方に隆起した縁部分をチップドスキーラ（Ｃｈｉｐｐｅｄ  Ｓｑｕｅａｌｅｒ）又は単に「スキーラ」と呼び、スキーラを有するタービン動翼を「スキーラ付きタービン動翼」と呼ぶ。
【０００３】
スキーラ又はスキーラ付きタービン動翼は、特許文献１〜３に開示されている。
【０００４】
特許文献１は、タービン翼の頂部に形成された冷却用の各吹き出し孔をラビング等で塞ぐことなく、的確にタービン翼を冷却して安定した運転を行うことを目的とする。
そのため、特許文献１のタービン翼は、図７に示すように、動翼を冷却するための各吹き出し孔３８，３９は、上流側開口部３８ｂ，３９ｂよりも下流側開口部３８ａ，３９ａの方が大きい断面積を有して動翼の頂部に形成される。そしてこれらの形状は、テーパ形状Ｔ１，Ｔ２または段付き形状とされ、より好ましくは下流側開口部３８ａ，３９ａが上流側開口部３８ｂ，３９ｂよりも移動方向に偏心している構成としている。さらに、チップスキーラー３７が形成されている場合、この側面をくり抜くように各吹き出し孔３８を形成するものである。
【０００５】
特許文献２は、図８に示すように、ガスタービンエンジンのタービン翼４０が、前縁４２と後縁４４で互いに連結された第１と第２の側壁４６，４８を有し、第１と第２のチップ壁５２，５４が前縁近傍から第１と第２の側壁４６，４８に沿って後縁近傍まで延び、その間にチップ凹部５６を形成する。第１の切欠き５８が前縁近傍の第１チップ壁５２に設けられ、燃焼ガスをチップ凹部５６に流入させて翼チップ部の熱影響を低減する。また、好ましくは、第１切欠き５８からチップ凹部５６を通る流れを促進するために、第２の切欠き５９を後縁近傍に設けるものである。
【０００６】
特許文献３は、図９に示すように、ガスタービンエンジンのタービン翼が、動翼の作動温度を低減するチップ領域６０を有する。チップ領域６０は、翼のチップ壁６１から半径方向外方へ延びる第１チップ壁６２と第２チップ壁６４を有する。第１と第２のチップ壁６２，６４は翼の前縁近傍から延び、翼の後縁で連結される。切欠き６６が、翼の前縁の第１と第２のチップ壁６２，６４の間に設けられる。また少なくとも第２チップ壁６４の一部を凹ませて、チップ棚６８を構成するものである。
【０００７】
【特許文献１】特開２００４−１６９６９４号公報、「タービン翼及びガスタービン」
【特許文献２】米国特許第５５０３５２７号明細書、「ＴＵＲＢＩＮＥ  ＢＬＡＤＥ  ＨＡＶＩＮＧ  ＴＯＰ  ＳＬＯＴ」
【特許文献３】米国特許第６４２２８２１号明細書、「ＭＥＴＨＯＤ  ＡＮＤ  ＡＰＰＡＲＡＴＵＳ  ＦＯＲ  ＲＥＤＵＣＩＮＧ  ＴＵＲＢＩＮＥ  ＢＬＡＤＥ  ＴＩＰ  ＴＥＭＰＥＲＡＴＵＲＥＳ」
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
上述したように、スキーラ付きタービン動翼は、（１）ケーシングの磨耗を軽減する、（２）ケーシングとの摺動（ラビング）による発熱を低減し、チップ部の過熱を防止する等のメリットを有する。
しかし、スキーラ付きタービン動翼は、チップ部における高圧側（腹側）と低圧側（背側）をさえぎる壁厚が薄いため、高圧側から低圧側にスキーラ部を介して流れるガス量が増加し、かつそれに伴い漏れガス流の渦強さも強くなり、タービンの効率が低下する問題点があった。
【０００９】
本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、高圧側から低圧側にチップ部のスキーラを介して流れるガス流の渦強さを低減し、タービンの効率を高めることができるスキーラ付きタービン動翼を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明の発明者らは、スキーラ付きタービン動翼においてスキーラ部を介して流れる漏れガス流の流れを鋭意研究した結果、スキーラに設ける切欠部の位置により、チップ部低圧側に発生する渦の発生形態が変化するという新規の知見を得た。また、この知見に基づき、切欠部の位置を最適化することにより、チップ部周辺における流れの損失を低減できることを見出した。本発明はかかる新規の知見に基づくものである。
なお、切欠きを複数設けても同様の効果が期待できる。
【００１１】
すなわち、本発明によれば、ガスタービン用のタービン動翼であって、
該タービン動翼のチップ部外縁から半径方向外方にケーシング又はシュラウド近傍まで延び、その内側に凹部を形成する翼形状のスキーラを備え、
該スキーラの背側部分にタービン動翼の背側のみに連通する切欠部を有し、
前記切欠部は、前記チップ部における前縁から後縁までの軸方向コード長に対し前縁から４５％以上、７５％以下の範囲内において、軸方向コード長の８％以上、１７％未満の範囲が連続して切り欠かれている、ことを特徴とするスキーラ付きタービン動翼が提供される。
【００１２】
本発明の好ましい実施形態によれば、前記切欠部は、前記軸方向コード長に対し、前縁から５４％から７０％の範囲が連続して切り欠かれている。
【発明の効果】
【００１３】
上記本発明の構成によれば、タービン動翼の腹側（高圧側）から翼形状のスキーラ内側の凹部に流入した漏れガスの大部分は、スキーラに設けられた切欠部を通してタービン動翼の背側に流出する。タービン動翼の背側には翼面に沿って流れる強い主流が形成されているので、漏れガスは主流にスムースに合流して主流とともに翼面に沿って流れ、渦がほとんど発生しないようにすることができることをＣＦＤ解析により確認した。
従って、スキーラの背側部分に切欠部を設けることで、翼端漏れガスの渦強さを低減することができ、タービン動翼のロスを低減し、タービンの効率を高めることができる。
なお、切欠きを複数設けても同様の効果が期待できる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。なお各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明は省略する。
【００１５】
図１は、従来のスキーラ付きタービン動翼における漏れガスの流れを示す図である。この図において、（Ａ）はＣＦＤ解析により得られた漏れガスの流線を示す解析画像であり、（Ｂ）はそのスケッチ図である。
この図において、Ｘはタービンの軸方向、Ｚはタービンの半径方向、Ｙはタービンの周方向を示す直交座標軸である。
【００１６】
この例における従来のスキーラ付きタービン動翼１は、タービン動翼のチップ部外縁から半径方向外方にケーシング又はシュラウド近傍まで延び、その内側に凹部を形成する翼形状のスキーラ２を備える。このスキーラ２は閉じた翼形状であり、切欠部を有さない。
【００１７】
この構成のスキーラ付きタービン動翼１では、タービン動翼の腹側（高圧側）から翼形状のスキーラ２の内側の凹部に流入した漏れガス３は、スキーラ２の背側（低圧側）の特定できない複数の箇所からタービン動翼の背側に流出する。しかし、この図に示すように、タービン動翼の背側の最も流れが急変する部分から流出した漏れガス３により、背側を流れる主流が影響を受けて背側のチップ部に強い渦４が発生する場合がある。この渦４の発生により、チップ部周辺における流れの損失が増大し、タービン動翼のロスが増加するものと予測される。
【００１８】
図２は、本発明のスキーラ付きタービン動翼（Ａ）と従来のスキーラ付きタービン動翼（Ｂ）における漏れガスの流れを示すスケッチ図である。従来のスキーラ付きタービン動翼（Ｂ）は、図１と同一であるが、本発明のスキーラ付きタービン動翼（Ａ）と同一条件でＣＦＤ解析している。
図２（Ａ）（Ｂ）のガスタービン用のタービン動翼１０，１は、いずれもタービン動翼のチップ部外縁から半径方向外方にケーシング又はシュラウド近傍まで延び、その内側に凹部１３を形成する翼形状のスキーラ１２，２を備える点で共通する。
【００１９】
本発明のスキーラ付きタービン動翼１０は、図２（Ａ）に示すように、スキーラ１２の背側部分にタービン動翼の背側のみに連通する切欠部１４を有する。この切欠部１４は、この例では、チップ部における前縁から後縁までの軸方向コード長Ｃｘに対し、前縁から５４％から７０％の範囲が切り欠かれている。
スキーラ１２の高さ（Ｚ方向の寸法）は、タービン動翼１０の翼部末端（ルート部）からケーシング又はシュラウドの内面までの半径方向長さ（すなわちスパン）の０．５〜１．５％の範囲であり、その全面がケーシング又はシュラウドに一定の隙間を隔てて対向している。
また、切欠部１４の高さ（Ｚ方向の寸法）は、スキーラ１２の高さと同一またはこれより低く設定されている。
なお、切欠部１４の位置は、後述する実施例から、前縁から４５％以上、７５％以下の範囲に、１又は複数設けるのがよい。
【００２０】
図２（Ａ）に示すように、本発明のスキーラ付きタービン動翼１０では、タービン動翼の腹側（高圧側）から翼形状のスキーラの内側凹部１３に流入した漏れガス３の大部分は、スキーラ１２の背側部分に設けられた切欠部１４を通してタービン動翼の背側に流出する。
タービン動翼の背側には翼面に沿って流れる強い主流（図示せず）が形成されているので、漏れガス３は主流にスムースに合流して主流とともに翼面に沿って流れ、渦がほとんど発生しないようにできる。
従って、スキーラ１２の背側部分に切欠部１４を設けることで、翼端漏れガス３の渦強さを低減することができ、タービン動翼のロスを低減し、タービンの効率を高めることができる。
なお、切欠きを複数設けても同様の効果が期待できる。
【００２１】
これに対して、従来のスキーラ付きタービン動翼１では、図２（Ｂ）に示すように、上述した切欠部がなく、スキーラ２は閉じた翼形状であり、その全面がケーシング又はシュラウドに一定の隙間を隔てて対向している。
【００２２】
この構成のスキーラ付きタービン動翼では、図１の場合と同様に、タービン動翼の背側の最も流れが急変する部分から流出した漏れガス３により、背側を流れる主流が影響を受けて背側のチップ部に強い渦４が発生し、この渦４により、チップ部周辺における流れの損失が増大し、タービン動翼のロスが増加する。
【実施例１】
【００２３】
図３は、切欠部１４の位置を変化させた３タイプのスキーラを示す図である。このうち（Ａ）に示すタイプ１は、チップ部における前縁から後縁までの軸方向コード長Ｃｘに対し、前縁から２７％から４４％の範囲が切り欠かれている。また、（Ｂ）に示すタイプ２は、前縁から５４％から７０％の範囲、（Ｃ）に示すタイプ３は、前縁から７８％から８６％の範囲が切り欠かれている。その他の構成は同一である。
タイプ１の切欠部１４の位置は、タービン動翼の背側の最も流れが急変する部分に相当する。
タイプ３の切欠部１４の位置は、タービン動翼の背側の後縁に近接した位置である。
タイプ２の切欠部１４の位置は、タイプ１とタイプ３の中間であり、背側の流れに変化が少ない領域にある。
【００２４】
上述した３タイプのスキーラ付きタービン動翼に関し、図１と同様に漏れガスの流れをＣＦＤ解析した。
図４（Ａ）〜図４（Ｃ）は、各タイプの漏れガスの流れを示す図である。この図において、各図のそれぞれ左図がＣＦＤ解析により得られた漏れガスの流線を示す解析画像であり、右図はそのスケッチ図である。各解析画像における矢印は、切欠部１４の位置を示している。
【００２５】
タイプ１のスキーラでは、図４（Ａ）に示すように、タービン動翼の背側の最も流れが急変する部分から流出した漏れガス３により、背側を流れる主流が影響を受けて、後縁に近いところに渦４が発生している。従って、この渦４により、チップ部周辺における流れの損失が増大し、タービン動翼のロスが増加することが予測される。
タイプ３のスキーラでは、図４（Ｃ）に示すように、タービン動翼の背側の後縁に近いところから流出した漏れガス３により、背側を流れる主流が影響を受けて、中間から後縁付近に渦４が発生している。従って、同様にこの渦４により、チップ部周辺における流れの損失が増大し、タービン動翼のロスが増加することが予測される。
【００２６】
これに対して、本発明のスキーラ付きタービン動翼１０に相当するタイプ２のスキーラでは、図４（Ｂ）に示すように、タービン動翼の背側の中間部分から流出した漏れガス３は、翼面に沿って流れる強い主流にスムースに合流して主流とともに翼面に沿って流れ、渦をほとんど発生させない。
従って、渦によるタービン動翼のロスを低減し、タービンの効率を高めることができることが予測される。
【００２７】
図５は、各タービン動翼の全体ロスを比較した比較図である。この図において、縦軸は、同一条件のＣＦＤ解析で得られたタービン動翼のロス（損失係数）である。なお損失係数とは、タービン動翼の入口におけるガスの運動エネルギに対する、そのタービン動翼における損失エネルギの比率を意味する。
この図から、タイプ１、３のスキーラでは、切欠部のないスキーラよりも損失係数が増大しているが、タイプ２のスキーラでは、切欠部のないスキーラよりも損失係数が減少している。この減少率は、切欠部のないスキーラに対し、約３％減であった。
【００２８】
図６は、各タービン動翼のスパン方向のロス分布を比較した比較図である。この図において、縦軸はスパン方向位置、横軸はロス（損失係数）である。また、縦軸の０の位置は、タービン動翼１０の翼部末端（ルート部）、１の位置は、ケーシング又はシュラウドの内面であり、スキーラ１２の高さは、スパン全体の０．５〜１．５％の範囲であり、スキーラ１２の全面がケーシング又はシュラウドに一定の隙間（約１％）を隔てて対向している。
この図から、タイプ１、３のスキーラでは、切欠部のないスキーラよりもスパン０．７〜１．０の領域で、部分的に損失係数が増大しているが、タイプ２のスキーラでは、スパン０．７〜１．０の領域で、切欠部のないスキーラよりも全体的に損失係数が減少していることがわかる。
【００２９】
上述した実施例から、切欠部１４の位置は、前縁から４５％以上、７５％以下の範囲に、１又は複数設けるのがよいことがわかる。
従って、本発明によれば、スキーラの背側部分の適切な位置に切欠部を設けることで、翼端漏れガスの渦強さを低減することができ、タービン動翼のロスを低減し、タービンの効率を高めることができる。
【００３０】
なお、本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々に変更することができることは勿論である。例えば、切欠きの形状は、矩形でもよいし、三角形でも、半円でも、その他の曲線で構成されていてもよい。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】従来のスキーラ付きタービン動翼における漏れガスの流れを示す図である。
【図２】本発明のスキーラ付きタービン動翼（Ａ）と従来のスキーラ付きタービン動翼（Ｂ）における漏れガスの流れを示すスケッチ図である。
【図３】切欠部の位置を変化させた３タイプのスキーラを示す図である。
【図４】各タイプの漏れガスの流れを示す図である。
【図５】各タービン動翼の全体ロスを比較した比較図である。
【図６】各タービン動翼のスパン方向のロス分布を比較した比較図である。
【図７】特許文献１のタービン翼の模式図である。
【図８】特許文献２のタービン翼の模式図である。
【図９】特許文献３のタービン翼の模式図である。
【符号の説明】
【００３２】
１  スキーラ付きタービン動翼、２  スキーラ、３  漏れガス、４  渦、
１０  スキーラ付きタービン動翼、１２  スキーラ、１４  切欠部
【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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