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日本ガスタービン学会誌

Vol. 49No. 32021.5タービンにおけるリーン翼のエロージョン特性と空力性能の数値シミュレーション
Numerical Simulation of Erosion and Aerodynamic Performanceof Lean Vane in Turbine
荒井 直己＊1

福留 功二＊1

ARAI Naoki

FUKUDOME Koji

山本 誠＊1YAMAMOTO Makoto

鈴木 正也＊2SUZUKI Masaya

大北 洋治＊2
OKITA Yoji

ABSTRACTThe turbine inlet temperature (TIT) has been increasing to develop the high-efficiency jet engines. Realizationof the high TIT needs a higher-heat-resistant material. Ceramic matrix composite (CMC) is the most promising
candidate, though it is weak for erosion. We have focused on an aerodynamic approach to reduce the erosion damage
for the safety and long lifetime. In this study, we carry out multi-physics numerical simulations for lean vanes toevaluate the erosion damage and aerodynamic performance change. As a result, lean vanes improve aerodynamic
performance, while they enhance the erosion damage of ductile material. The erosion increase is caused by the
primary and secondary impingements with low impinging angle. Therefore, lean vanes made by brittle material suchas CMC are expected to decrease the erosion damage.
キーワード：数値シミュレーション，タービン，ジェットエンジン，リーン，サンドエロージョン
Key words : Numerical simulation, Turbine, Jet engine, Lean, Sand erosion．諸言

チに加え，空力的アプローチによる対策でEBCの長寿ガスタービンの高効率化に向けて，タービン入口温度命化を検討している。しかしながら，この空力的アプ（TIT）の高温化が進んでいる。これまではNi基超合金

ローチを用いたエロージョン抑制に関する先行研究は少や冷却技術の発展により，高温化を実現してきたが，近ない。Wenら⑵は，軸流ファンに対してスイープとリー

年ではTITが合金の融点に近づき，現状の材料による高ンを適用し翼形状を変化させ，リーンはエロージョン量

温化の限界が近づいている。そこで，更に高い耐熱性をの低減効果が高いことを示した。しかし，タービンにつ有するセラミックス基複合材料（CMC）の利用が期待いては十分な知見が得られておらず，設計指針が得られされている⑴。しかし，CMCはNi基超合金に比べ，耐水ていない。また，翼形状の変化による空力性能への影響

蒸気性，耐エロージョン性に劣る。したがって，部材表も考慮し，悪影響がないことを確認する必要がある。

面を保護し，長期利用を可能にする耐環境コーティング

本研究は，タービン静翼のエロージョンを三次元数値（EBC）が必要であり，EBCには耐エロージョン性が要解析により評価する。11種類のリーン形状を有する静翼求される。特に航空機用ジェットエンジンでは環境中ののエロージョン量と空力性能を比較し，リーンによる固体粒子の吸込みが想定され，EBCの損傷や剥離によタービン静翼の耐エロージョン性向上に関する設計指針

る安全性やメンテナンスコストへの影響が懸念されていを得ることを目的とする。

る。

．数値計算手法と計算対象

宇宙航空研究開発機構（JAXA）は，材料的アプロー.

＊＊

数値計算手法本 研 究 で は，JAXAが 開 発 し たCFD汎 用 化 基 盤 プ

原稿受付 2019年11月25日
査読完了 2021年 月 日
東京理科大学〒125-8585 葛飾区新宿 ‑ ‑宇宙航空研究開発機構（JAXA）〒182-8522 調布市深大寺東町 ‑44‑

ロ グ ラ ムUPACS⑶,⑷（Uniﬁed Platform for Aerospace
Computational Simulation）を用いて，以下の手順で計算を行った。粒子の混入によって流体が受ける影響は小さいため，One-Way Couplingを採用し，弱連成法にー 53 ー

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180

タービンにおけるリーン翼のエロージョン特性と空力性能の数値シミュレーション

日本ガスタービン学会誌

よって計算を行った。計算の手順は以下の通りである。

切削エロージョン量は衝突角度α0でピークを持つ形式⑴流れ場計算：エロージョン前の流れ場の定常解を算出となっている。衝突角度がα0よりも大きい場合，衝突速度の接線方向成分のエネルギーは全て切削エロージョ

する。
⑵粒子軌道計算：流れ場の情報を用いて粒子追跡を行い，壁面への衝突情報を取得する。

ンにより消費され，跳ね返り速度の接線方向成分はになる。Fig. 1に衝突角度の定義と跳ね返り速度の関係を⑶エロージョン計算：粒子の衝突情報から，エロージョ示す。ψとφ はそれぞれ変形エロージョン，切削エロー

ン量を算出する。

ジョンにより壁面から単位質量の材料を除去するために流れ場は，三次元圧縮性乱流場を仮定した。支配方程

要するエネルギーである。エロージョン痕の形状を線状

式には，ファーブル平均した連続の式，ナヴィエ・スに近似表現するエロージョンライン法⑼を用いて，式⑴トークス方程式，エネルギ式を使用し，乱流モデルにはから得られるエロージョン量を各セルに配分した。

⑸

Spalart-Allmarasモデル を採用した。離散化はセル中心有限体積法に基づき，対流項にはRoeの近似リーマン解法⑹ と二次精度MUSCL法，粘性項には二次精度中心差分を使用した。時間進行にはMFGS陰解法⑺を適用した。
粒子軌道は，粒子をラグランジュ的に追跡して得た。
粒子は球形で，変形・回転はなく，粒子への作用力は流体からの定常抗力のみとした。粒子濃度が希薄なため，粒子から流れ場への影響，粒子間衝突は無視した。
エロージョン計算にはNeilson-Gilchristモデル⑻を用い

Fig. 1 Schematics of particle impingement and reboundた。このモデルでは，粒子衝突による壁面材料のエロー
ジョン量

T

ジョン量

Cの和として考える。

を変形エロージョン量D.

と切削エロー

計算対象および計算条件

計算対象は，JAXAで行われた「グリーンエンジン技⑴

術の研究開発」⑽で設計された高圧タービン翼列である。
この高圧タービンは推力20,000 lbsクラスの小型エンジ

変形エロージョン量と切削エロージョン量は，ヘルツのン用ながら1600℃クラスのタービン入口温度を狙ったも接触理論に基づいて，次式のように評価される。

ので，小型かつ高温のタービンでも成立する冷却技術の研究開発が行われた⑾。計算領域と計算格子の概略をFig. 2，3に示す。計算格子にはマルチブロック法を適用
し，H-O-H型のトポロジーを採用した。ブロック数は27，⑵

総格子点数は約180万点である。図中の色は各ブロック
Outlet㻌Solid particles inlet

Inlet

⑶

Turbine vane
Fig. 2 Computational domain

⑷
ここで，

，

p

，αはそれぞれ粒子の質量，衝突速度，p

衝突角度である。 は変形エロージョンが生じるか否かの閾値であり，衝突速度の壁面垂直方向成分が よりも小さい場合，弾性変形のみが生じ，エロージョンは一切生じない。また，変形エロージョン量は衝突角度90°で，ー 54 ー
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Fig. 3 Grid around Original vaneVol. 49No. 32021.5181

タービンにおけるリーン翼のエロージョン特性と空力性能の数値シミュレーションを表す。リーン方法の概略をFig. 4に示す。リーン形状
は，翼断面A，B，Cを周方向に回転させる角度を定義し，スタックラインをベジェ曲線で補間して与えた。回転
角度°をOriginal，回転角度が正のものをCompound

Original

Lean（CL），
負のものをReverse Compound Lean（RCL）

CL3

CL1

CL2

CL4

CL5

CL6

CL7

CL8

RCL1

RCL2

RCL3

と呼称する。本研究の対象としたリーンパラメータをTable 1に，翼の外形をFig. 5に示す。CL1-3はスパン方向比を変化させた形状，CL4-5はエンドウォール近傍の変化を抑えた形状，CL6-8はCL1，3，5の角度を抑えた形状，RCL1-3はCL1，3，5の逆角度の形状である。
Tip (span ratio = 1.0)㻌

Stack line (red)Adjoint line (green)
Control point (blue)

C㻌
B㻌
A㻌
Hub (span ratio = 0.0)㻌

Rotate angle(+ direction)

Fig. 5 Proﬁles of Original and leaned vanes

Fig. 4 Lean method（view from inlet）

周期境界条件を周方向に用いて翼Table 1 Details of lean parameters

Original

CL1

CL2

CL3

CL4

CL5

CL6

CL7

CL8

RCL1

RCL2

RCL3

枚のセクター計算を行った。流入境界はリーマン不変量を用いて全圧・全Control section

A

B

C

温・乱流粘性パラメータを固定し，流出境界は静圧を固Span ratio
［‑］

N/A

N/A

N/A

定した。流入境界では一様な全温，全圧を与え，流入境

Rotate angle［deg.］

N/A

N/A

N/A

界から翼までの計算領域によって境界層厚さが決定されSpan ratio
［‑］

0.45

0.50

0.55

る。流入境界から翼まではコード長の倍，翼から流Rotate angle［deg.］

1.0

1.0

1.0

出境界まではコード長のSpan ratio
［‑］

0.40

0.50

0.60

は，全ケースでOriginal翼の空力設計点のパラメータとRotate angle［deg.］

1.0

1.0

1.0

同一である。壁面は滑りなし・断熱壁とした。壁材質はSpan ratio
［‑］

0.25

0.50

0.75

IN718であり，密度は8.19 g/cm3である。IN718は通常，

Rotate angle［deg.］

1.0

1.0

1.0

高圧タービンに適用される材料ではないが，比較的高温

Span ratio
［‑］

0.10

0.50

0.90

の条件でのエロージョン試験データが公開されている⑿Rotate angle［deg.］

0.0

1.0

0.0

ため，本研究ではIN718を採用した。粒子はアルミナとSpan ratio
［‑］

0.05

0.50

0.95

し，密度は3.89 g/cm3，直径は50 μmで均一とした。エRotate angle［deg.］

0.0

1.0

0.0

ロージョンパラメータは試験データ⑿にフィットするよ

Span ratio
［‑］

0.45

0.50

0.55

うに与え，ψ = 5.77 × 106 m2/s2，φ = 2.97 × 106 m2/s2，

Rotate angle［deg.］

0.5

0.5

0.5

Span ratio
［‑］

0.25

0.50

0.75

ロージョン量の関係をFig. 6に示す。粒子投入量はMIL-

Rotate angle［deg.］

0.5

0.5

0.5

E-5007D⒀に規定される砂吸込試験に相当する量とした。

Span ratio
［‑］

0.05

0.50

0.95

Rotate angle［deg.］

0.0

0.5

0.0

Span ratio
［‑］

0.45

0.50

0.55

Rotate angle［deg.］

−1.0

−1.0

−1.0

Span ratio
［‑］

0.25

0.50

0.75

Rotate angle［deg.］

−1.0

−1.0

−1.0

Span ratio
［‑］

0.05

0.50

0.95

Rotate angle［deg.］

0.0

−1.0

0.0

= 4.5，

倍に設定した。固定する値= 2.72 × 10‑2 m/sを用いた。衝突角度とエFig. 6 Comparison of experiment and model prediction on
impingement angle vs. erosion rateー 55 ー
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182

タービンにおけるリーン翼のエロージョン特性と空力性能の数値シミュレーション

日本ガスタービン学会誌

Tip

なお，全粒子の追跡は計算コストが過大となるため，追跡粒子数は100万個とし，総量の収支から求めた係数を乗じて局所損失質量を補正した。粒子は流入境界に均一
Originalに配置し，流入速度と流入角度は周囲流体と同値とした。

．結果と考察.

エロージョン前の流れ場

Original翼のエロージョン前のミッドスパン断面における流れ場をFig. 7に示す。静圧，全圧は流入全圧で無T.E.

次元化している。流入マッハ数と流出マッハ数はそれぞ

L.E.

Hub

れ約0.1，0.8である。ノズルスロート部でマッハ数が1.0に近づく領域が確認できるが，チョークの発生は確認さCL1れなかった。マッハ数分布で確認できるように，翼間での加速に対応する膨張が静圧分布に現れている。また，
後流の低速領域に対応して，全圧分布では低全圧領域が確認できる。なお，上述の通り，マッハ数は未満のため，衝撃波に起因する損失は確認されていない。
負圧面の静圧分布をFig. 8，限界流線をFig. 9，翼後縁における軸方向断面の全圧分布をFig. 10に示す。リーRCL1ン形状によってスパン方向に圧力勾配が生じ，スパン方Fig. 9 Limiting streamlines on suction surface

Static pressure㻌
0.5㻌
1.0㻌

Tip㻌

Total pressure㻌
0.5㻌
1.0㻌

Original㻌

Mach number
0.0㻌
1.0㻌

Fig. 7 Flow ﬁeld at midspan before erosion（Original）

Tip
Hub㻌
Passage vortex
CL2

CL4

CL5

CL6

CL7

CL3
CL1㻌

CL1

RCL1㻌

T.E. Hub L.E.
Original

CL8

0.65㻌
RCL1
0.5

Horseshoe vortex㻌

RCL2

RCL3

1.0㻌

Fig. 10 Total pressure in axial section at trailing edge（view from inlet）

1.0

Fig. 8 Static pressure on suction surface before erosion

ー 56 ー
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Vol. 49No. 32021.5183

タービンにおけるリーン翼のエロージョン特性と空力性能の数値シミュレーション向の流れが誘起される。CLはミッドスパンに流れが集

RCL2のみOriginal翼よりも空力性能が低下した。

中し，主流が加速，二次流れが減速する。このため，二Original翼の速度勾配テンソルの第二不変量（ 値）

次流れ損失を抑制するが，主流の摩擦損失を増大させるの等値面をFig. 12に示す。渦は無次元ヘリシティで色傾向がある。RCLは逆の傾向が確認された。リーン角度

付けしている。翼の前縁から馬蹄渦が発生しており，翼が大きいほど，発生する圧力勾配も大きくなり，スパン間では流路渦が発生している。これは一般的なタービン

方向の流れは強くなる。また，正圧面の静圧分布と限界内で発生する渦と同じ傾向を示している⒁。

流線の図は割愛するが，リーンによる圧力勾配は負圧面

代表的な翼の 値の等値面を負圧面側から見た図をと逆向きとなり，損失に与える影響も逆転する。しかしFig. 13，チップ側から見た図をFig. 14に示す。Fig. 10

ながら，負圧面と比べて正圧面の流れは損失に与える影やFig. 13，14から確認できるように，CLの場合，正圧

響が小さく，全体の性能にはほとんど影響しない。

面の馬蹄渦と負圧面の流路渦は，リーンによるスパン方

空力性能を評価するために，全圧損失係数を導入する。

向の圧力勾配と逆方向に回転するため，Original翼より小さくなる。一方，負圧面の馬蹄渦はOriginal翼より大全圧損失係数ωは次式で定義される。
⑷

きくなるが，正圧面から負圧面に向かう圧力勾配により減衰する。このため，負圧面の馬蹄渦は相対的に影響が，ρ， はそれぞれ流体の全圧，密度，速小さく，全体として二次流れ損失が低減される。RCLの度を示しており，添え字in，outはそれぞれ流入，流出場合はその逆である。このことから，渦の抑制が空力性を示している。全圧損失係数は小さいほど良い空力性能

能に大きな影響を与えていると考えられる。CL1とCL2を有していることを意味する。本計算の条件では，静翼の比較では，制御するスパン方向比の変化が小さいため，

下流のスワールが残留し，下流のエンドウォール境界層

渦構造はさほど変化しない。空力性能が最も優れていの発達が過大となることから，評価断面は計算領域の両るCL5は，渦が縮小するとともに，ヘリシティの大きい端ではなく，流入評価面を翼のコード長上流，流出評

領域（Fig. 13赤丸部）がミッドスパンに移動する。Fig.

価面を翼の0.3コード長下流とし，下流を狭く設定した。

14より，CL1とCL6を比較すると，リーン角度が大きい

ここで，

total

各翼のエロージョン前の全圧損失係数をFig. 11に示

ほど，渦構造の変化が大きいことが確認できる。

す。CLはOriginal翼よりも良い空力性能を示している。
スパン方向比の異なるCL1-3を比較すると，CL2，CL1，
CL3の順に空力性能が向上した。Table 1に示すリーン
パラメータより，CL1はミッドスパンから±5%スパン，

Horseshoe vortex㻌
on the suction side(red)㻌

Horseshoe vortex㻌
on the suction
uctioon side㻌

CL2は±10%スパン，CL3は±25%スパンが傾斜していない。したがって，ミッドスパンから±10%スパンの範囲を傾斜させないようにリーンさせると損失低減効果が高くなると推測される。エンドウォール近傍の変形を抑制したCL4とCL5では，さらに損失低減効果が大きHorseshoeoe vortex
vortex㻌on the pressure side㻌

Passage vortex
P
vor 㻌
mixed
i d withi h㻌horseshoe vortex㻌
on the pressure side㻌

く，特にCL5は全ての翼の中で最も空力性能が優れている。また，CL1-5とCL6-8の比較より，リーン角度が大
きいほど空力性能の向上が確認できる。RCLの効果は相Dimensionless helicity㻌

対的にCLよりも小さいが，CL5と同じくエンドウォー

í1.0㻌

ル近傍の変形を抑制したRCL3で，空力性能が最も向上

Fig. 12

Total pressure loss coefficient [-]した。また，CL3と同じくミッドスパンの傾斜を抑えた

1.0㻌

-criterion of Original vane

Tip

3.40
3.35
3.30

T.E. Hub L.E.
Original㻌

3.25

CL1㻌

CL2㻌

CL6㻌
Dimensionless helicity

RCL1㻌

3.20
3.15
3.10

CL5㻌
−1.0

Fig. 11 Total pressure loss coeﬃcient before erosion

Fig. 13

ー 57 ー
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1.0-criterion on suction surface

184

タービンにおけるリーン翼のエロージョン特性と空力性能の数値シミュレーション

Original

CL1

Original㻌

CL2

Tip㻌

CL5

CL6
Dimensionless helicity−1.0
Fig. 14.

RCL1

日本ガスタービン学会誌

RCL1㻌

CL1㻌
(a) Diagonal view㻌

Hub㻌
Original㻌

CL1㻌

CL2㻌

CL5㻌

1.0
-criterion（view from tip）

CL6㻌

粒子軌道

0.0㻌

50%ス パ ン か ら 流 入 さ せ たOriginal翼 の 粒 子 軌 道 を(b) Front view㻌
Particle velocity㻌RCL1㻌
2.0 (= Vp / Vin)㻌

Fig. 16 Particle trajectories at 25% span before erosion

Fig. 15に，25%ス パ ン か ら 流 入 さ せ たOriginal翼 と代表的なリーン翼の粒子軌道をFig. 16に示す。また，
Fig. 17と18にそれぞれ50%，25%スパンから流入させた
代表的な粒子の速度と衝突角度の履歴を示す。図中のは軸方向座標，は軸方向コード長である。粒子速度

は流入速度で無次元化した。粒子は主に正圧面に衝突し，下流で正圧面に再び衝突する（Fig. 15，16青矢印）。一方，前縁負圧面側に衝突した粒子は，隣接する翼の正圧面後縁付近に二次衝突する（Fig. 15，16赤矢印）。この挙動を示す粒子は，隣接する翼に二次衝突するまでに加速され，一次衝突時と同程度の速度を有している。二次

Fig. 17 Histories of particle velocity and impingement angle
at midspan

衝突した粒子は，その後，非常に小さい衝突角度で正圧面に衝突を繰り返しながら移動し，後縁から脱出する。
これらの三次以降の衝突は衝突角度が著しく小さく，一回の衝突当たりの損傷は一次衝突および二次衝突と比べると小さい。50%スパンから流入させた粒子は，跳ねFirst
Second㻌
Third and after㻌

Fig. 18 Histories of particle velocity and impingement angle
at 25% span

返りの際にスパン方向にほとんど移動しない。しかし，25%スパンから流入させた粒子は，リーンによる翼面のRepresentative trajectories㻌Impingement locations㻌
Particle velocity㻌
2.0 (= Vp / Vin)㻌
0.0㻌

傾斜により，CLの場合，正圧面に衝突した粒子はハブ

Fig. 15 Particle trajectories at midspan before erosion（Original）

スパン方向比が異なるCL1とCL2を比較すると，制御側に跳ね返り，負圧面に衝突した粒子はミッドスパン側に跳ね返る。RCLの場合はその逆である。

ー 58 ー
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Vol. 49No. 32021.5185

タービンにおけるリーン翼のエロージョン特性と空力性能の数値シミュレーション

するスパン方向比がミッドスパンに集中しないCL2では，Table 2 Breakdown of erosion mass

25%スパンの傾きが緩やかになり，粒子のスパン方向運

Cutting
erosion［‑］

動は小さくなる。空力性能の良いCL5は25%スパンにおDeformerosion［‑］Total
erosion［‑］

ける傾斜が大きいため，粒子のスパン方向運動が大きく，

Original

0.722

0.278

1.000

ミッドスパン近傍に再衝突する。リーン角度が異なる

CL1

0.747

0.284

1.032

CL1とCL6を比較すると，リーン角度が小さいCL6では，

CL2

0.747

0.284

1.031

粒子のスパン方向の運動が小さくなるため，衝突位置は

CL3

0.748

0.283

1.031

Original翼に近づく。

CL4

0.764

0.286

1.050

一次衝突の衝突速度分布をFig. 19に示す。衝突速度

CL5

0.755

0.284

1.039

は流入速度で無次元化した。衝突速度は，リーンによる

CL6

0.730

0.282

1.012

流れ場の変化に影響を受ける。そのため，流れが集中

CL7

0.727

0.281

1.008

する箇所，すなわち，CLではミッドスパン付近，RCL

CL8

0.731

0.281

1.013

ではエンドウォール付近でOriginal翼よりも大きくなる。

RCL1

0.744

0.270

1.015

逆に，CLではエンドウォール付近，RCLではミッドス

RCL2

0.745

0.266

1.010

パン付近の衝突速度が低下する。

RCL3

0.747

0.277

1.024

Tip

0.350

Original
CL4
RCL3

L.E. Hub T.E.
Original

CL4
Impingement velocity

1.0

Erosion mass [-]

0.300

RCL3
1.7 (= Vp / Vin)

0.200
0.150
0.100
0.050

Fig. 19 Impingement velocity on pressure surface
of ﬁrst impingement

.

0.250

0.000

損傷パターン
Impingement angle [deg.]

各翼のエロージョン量をTable 2及びFig. 20に示す。

Fig. 21 Eﬀect of impingement angle on erosion mass

エロージョン量はOriginal翼のエロージョン量で無次元化している。すべてのリーン翼はOriginal翼よりもエロージョン量が増加していることが確認できる。また，
Erosion mass [-]リーン角度が大きいほどエロージョン量が大きくなっている。一般に，延性材料は切削エロージョンが生じやす
く，脆性材料は変形エロージョンが生じやすいことが知られている。切削エロージョンは衝突角度が小さいときに生じやすい現象である。
Fig. 21，22にOriginal翼とCL，RCLで最も切削エロー

Erosion Mass [-]ジョン量が増加したCL4，RCL3における衝突角度，衝
1.20
1.10
1.00
0.90
0.80
0.70
0.60
0.50
0.40
0.30
0.20
0.10
0.00

Cutting erosion

Deform erosion

0.700
0.600
0.500
0.400
0.300
0.200
0.100
0.000

Original
CL4
RCL3

Impingement velocity [-] ( = Vp / Vin)
Fig. 22 Eﬀect of impingement velocity on erosion mass

突速度ごとのエロージョン量を示す。エロージョン量はOriginal翼のエロージョン量，衝突速度は流入速度で無次元化した。一次衝突では，リーンの幾何形状により，Fig. 23のようにOriginal翼よりも衝突角度が小さくなる。
その結果，衝突角度50°以下でエロージョン量が増加し，50°以上でエロージョン量が減少する。また，Fig. 19の通り，リーンによりスパン方向流れが誘起され，衝突速
度はスパン方向の流量配分に応じた分布が生じる。二次Fig. 20 Comparison of erosion massー 59 ー
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186

タービンにおけるリーン翼のエロージョン特性と空力性能の数値シミュレーション

日本ガスタービン学会誌

元化している。正圧面後縁付近でエロージョンが激しく
Particle㻌

なっており，負圧面側でのエロージョンはほとんど見られない。正圧面後縁付近は一次衝突に加え，隣接翼前縁に衝突した粒子の二次衝突の影響によって，エロージョ
ンが激しくなる。以上の傾向は全ケースで共通である。
CLの場合，二次衝突がミッドスパン側に集中するため，ミッドスパン側のエロージョンが激しくなり，RCL

Impingement

ではエンドウォール側のエロージョンが激しくなる。

angle㻌

CL1-3を比較すると，ミッドスパン付近の形状変化が穏

Particle㻌

やかなほど，二次衝突位置はスパン方向に広がるため，
Original㻌

Lean㻌

CL3では後縁付近のエロージョン深さの集中は比較的小さい。これはRCL1とRCL2の比較でも同様である。逆に，Fig. 23 Schematic diagram of diﬀerence in impingement angle
between Original and leaned vanes

CL4，CL5，CL8のようなエンドウォール近傍の形状変化を抑えたケースでは，ミッドスパン付近の傾斜が急峻

衝突では，一次衝突と同様のメカニズムで，衝突角度はになり，粒子の二次衝突位置が著しくミッドスパンに集

全スパンに渡って小さくなり，衝突速度はスパン方向の中し，エロージョンが激しくなる。特に，スタックライ

流量配分に応じた分布が生じる。三次衝突以降では，正ンの変曲点近傍では二次衝突が集中するため，顕著なエ

圧面を這うように移動するため，リーンによる衝突角度

ロージョンが発生する。同様にRCL1とRCL3の比較では，の差は生じない。衝突速度は一次衝突，二次衝突と同様

RCL3で二次衝突の集中による局所的なエロージョンが強められる。また，CL1-5とCL6-8の比較より，リーンである。
したがって，リーン翼では一次衝突および二次衝突の角度が小さくなると，二次衝突位置がOriginal翼に近づ

衝突角度の減少によってエロージョン量が増加する。衝くため，エロージョン深さもOriginal翼に近くなること

突速度はスパン毎に増減があるため，全体として相殺さが分かる。

れる傾向にあり，リーン形状によって影響に相違がある。
本研究では延性材料であるIN718が対象のため，エロー．結言

ジョン量の増加は，切削エロージョンの増加に起因するリーンによるタービン静翼の耐エロージョン性向上にと考えられる。よって，脆性材料であるCMCが対象の関する設計指針を得るため，11種類のリーン翼について場合はエロージョン量が減少すると推測される。

サンドエロージョン現象の数値シミュレーションを実施

各翼のエロージョン深さ分布をFig. 24に示す。エロー
ジョン深さはOriginal翼の最大エロージョン深さで無次した。得られた知見は以下の通りである。
・本研究で対象としたタービン静翼では，Compound
Leanで空力性能の向上，Reverse Compound Leanで

Tip

Tip

空力性能が向上する場合と低下する場合が確認された。
・リーンを制御するスパン方向比によって空力性能に差

T.E. Hub L.E. L.E. Hub T.E.
SuctionPressure
Original㻌

が生じ，ミッドスパンから±10%スパンの範囲を傾斜させないようにリーンさせる場合，エンドウォール
近傍はリーンさせない場合において，損失低減効果
が高い。

CL1㻌

CL2㻌

・本研究のリーン角度では，リーン角度が大きいほど，

CL3㻌

空力性能への影響が大きい。
・リーン翼ではOriginal翼よりも二次衝突の衝突角度が
CL4㻌

CL5㻌

低くなるため，切削エロージョンの影響が大きくなる。延性材料であるIN718を材料とした場合，全てのリーン翼はOriginal翼よりもエロージョン量が増加し

CL6㻌

CL7㻌

CL8㻌

た。
・リーン形状はエロージョン分布に大きく影響し，スタックラインの変曲点近傍にエロージョンが集中す

RCL1㻌
0.0

RCL2㻌

RCL3㻌
1.0

る。
・リーン角度が大きいほどエロージョン量の増加は大きくなる。

Fig. 24 Erosion depth on suction surface

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Vol. 49No. 32021.5タービンにおけるリーン翼のエロージョン特性と空力性能の数値シミュレーション

本研究では，エロージョンパラメータが既知のIN718⑸を対象としたが，リーンによるエロージョン低減効果はる複数の静翼についてエロージョン前の状態で比較を行ったが，エロージョン後については評価ができていない。リーン形状によってエロージョン分布が大きく異なるため，エロージョン後の空力性能の低下率にも影響を及ぼすことが予想される。エロージョン後の空力性能に関する比較については今後の課題としたい。
謝辞
本研究の一部は学術研究助成基金助成金：挑戦的萌芽 研 究16K14165， 科 学 研 究 費 補 助 金： 若 手 研 究（A）
16H06067の助成を受けて行われた。ここに記して謝意
を表する。

参考文献
⑴

科学技術振興機構，セラミックコーティング，
https://www.jst.go.jp/sip/k03/sm4i/dl/pamph̲c̲j.pdf（accessed on 24 January, 2019）⑵ Wen, S., Wang, J., Li, T., and Xi, G., Reducing Solid Particle
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Multidisciplinary Design Optimization, Proceedings of theInstitution of Mechanical Engineers, Part C: Journal of
Mechanical Engineering Science, Vol. 228, No. 14（2014）,
pp. 2584-2603.
⑶ Yamane, T., Yamamoto, K., Enomoto, S., Yamazaki,
H., Takaki, R., and Iwamiya, T., Development of a
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Parallel CFD 2000 Conference,（2000）,pp. 257-264.
⑷ 畠谷尊明，鈴木正也，山本 誠，CFD共通基盤プログラ
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⑽ 宇宙航空研究開発機構，グリーンエンジン技術，
http://www.aero.jaxa.jp/research/ecat/greenengine/（accessed on 21 January, 2019）.
⑾ 田口秀之，田頭剛，石井達哉，山本武，山根敬，中村
俊哉，次世代ジェットエンジンに適用するグリーンエ
ンジン技術の研究開発，GTSJセミナー第46回資料集「ガスタービンおよびエネルギー関連技術の最新動向」,（2018）, pp.41-48.
⑿ Swar, R., Hamed, A., Shin, D., Woggon, N., and Miller,R., Deterioration of Thermal Barrier Coated Turbine
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⒀ MIL-E-5007D: Engine, Aircraft, Turbojet and Turbofan,
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CMCを想定しているため，今後は材料をCMCとした解析を行う。また，空力性能についてはリーン形状を有す

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