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特集論

文

ターボ機械を支える先進流動解析技術
The Advanced CFD Technology for The
Development of Turbo- Machinery
内田古

賀澄

生宮脇俊

裕宮

川和芳淳

石坂浩

一茨木誠

一

近年，計算機能力の向上と相まって，CFD 技術は急速に進展してきている．本報では当社のターボ機械における同技術の最新状況とガスタービン・蒸気タービン・遠心圧縮機・ターボチャージャ・水車・ポンプに適用し，新製品の開発及び性能・信頼性・運用性の改良に活用している具体例を紹介する．解析技術は実測データ等との対比により予測精度の確認と精度向上を継続的に行いながら実設計への適用拡大を進めている．

1．はじめにタ ー ボ 機 械 に 対 す る CFD（ Computational FluidDynamics ：数値流体力学）技術は，実設計レベルでの利用圧縮機抽気燃焼器
排気ディフューザが急速に拡大しつつあり，高性能で信頼性の高い製品開発を行うための最重要技術の一つとなっている．

圧縮機キャビティー

当社では長年にわたり同技術の高度化と利用ノウハウの蓄積に取り組んできており，近年では従来の定常流れ解析に加

圧縮機翼列

え，非定常流れ解析技術あるいは翼列・インペラの流れと静燃焼器

タービン動翼ハブ
漏れ流れ

動翼チップ
漏れ流れ

圧縮機

止流路流れを一体として解く大規模解析技術等を実用化している．これらにより非常に複雑なターボ機械内部の流れをより正確に把握し，製品の高度化に活用している．
本報ではこの状況と各種製品への適用具体例について紹介する．

2．ターボ機械の開発における CFD 技術の最新状況
当社では，解析適用範囲の自由度の大きい市販の汎用コードと翼列・インペラ・デイフューザ等に適用範囲を特化した高精度インハウスコードの両方を使い分け製品開発に適用している．
図１にガスタービン各部の解析例を示す．
タービン冷却翼，タービン翼

図１

タービン
分割環

ガスタービン各要素に対する CFD 技術の適用

圧縮機翼列，排気ディフューザについてはインハウスコードを，また抽気・漏れ流れなどの複雑流路や，圧縮機ロータの構造部の熱伝導と流動の連成解析には汎用コードを用いている．
これらのコードの実用化に当たってはモデル試験あるいは実機の運転で取得した計測データ等を用いて十分な予測精度の検証を行っている．また，動静翼干渉の影響を知るための縮を進めている．
これらにより，従来実験に頼っていた開発の大半を数値シミュレーションに置き換えることが可能となってきている．

3．ターボ機械開発への適用事例
3．1 ガスタービン翼列への適用例

多段非定常流れ解析や翼列・インペラ流れと複雑な静止流路

ガスタービン翼列の CFD は図２に示すごとく 1970 年代の流れとの一体解析，あるいは遺伝的アルゴリズムなどの最適準三次元，1980 年代の三次元粘性，1990 年代の多段三次元化手法と CFD 解析を組み合せた最適翼型設計等を実用時間粘性，そして近年では多段非定常の CFD を用いた設計が実レベルで行うために並列計算機を用いて計算時間の大幅な短用化されている．当社では，さらに翼面などにフィルム冷却
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技術レベルb非定常性を考慮した設計

Shroudmrz

・燃焼器出口温度分布，上流の冷却空気を考慮
・翼に働く励振力の評価

Hub（a）Meridional Flow
BinBlade

多段三次元翼設計
・上流翼の平均の影響を考慮
・効率の評価θ

Bout
三次元翼設計z（b）Blade to Blade Flow
・三次元翼面圧力分布の最適化
・渦の抑御

G型

F型

準三次元翼設計・ニ次元翼面圧力分布の最適化
・反動度分布の最適化

1970

D型

1980

1990

2000

年代

図２

ガスタービン翼列設計の変遷

最終動翼

静翼

主流と漏れ流れの干渉領域

キャビティ部

図４

図３ 非定常流れ解析によるタービン翼列
内部ガス温度分布

低圧蒸気タービンの主流とキャビティ流れの一体解析（マッハ数分布）

3．2 蒸気タービン翼列への適用例
翼高さが短い場合や，運転時の軸方向の熱伸び量が大きく，回転部と静止部間に大きな間げきを設ける必要がある場合にの噴き出しモデルを加え，実機の性能向上，信頼性向上に反は，翼の先端あるいはデイスクキャビテイ部からの漏れ流れ映させている．

が主流に大きな影響を与える．

図３は，G 型ガスタービン翼列のガス温度分布を非定常三図４に蒸気タービンの低圧段落に対する，翼列主流とキャ次元粘性コードで解析した結果である．タービン上流には実ビテイ流れを一体解析した例を示す．静翼出口根元部からキ測に基づいた燃焼器出口の温度分布を模擬しており，翼及びャビティ空間部に漏れ出した流れは，動翼入口で再び主流部プラットフォーム面でのフィルム冷却流，またデイスク冷却に入り込んでいる．この影響により動翼入口の流れの角度等流を付加している．本解析により，運転条件の違いを考慮しの流入条件が変化する．また，動翼先端部の漏れ流れはジェた局所ガス温度などを従来よりも正確に評価することが可能

ットとして，主流と干渉し流れを乱すことになるので，これとなっている．

らの影響を低減した設計を行うことが重要である．
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図５は動翼出口の温度分布を計算値と実測値で比較した例
で，翼根元及び先端からの漏れ流れの影響で両端壁部の温度が上昇する現象を正確にとらえていることが分かる．
3．3

遠心圧縮機への適用例

たステージ解析を高精度に行うことが重要となっている．
図６にターボ冷凍機用圧縮機の第１段の子午面形状を，図７にフローパタン解析例を示す．
このようなステージ解析により流路の全体最適化を行い，石油精製・石油化学プラント，ターボ冷凍機等に使用され効率向上と作動範囲の確保を行っている．ている遠心圧縮機は，高効率と共に広い作動範囲が要求され3．4 ターボチャージャへの適用例

る．従来機では，インペラとベーンレスディフューザを組みターボチャージャは遠心圧縮機とラジアルまたは軸流ター合せた構成で高効率化を図ってきたが，更なる高効率化のたビンで構成される．エンジンの運転条件に応じて作動点が変めにディフューザベーンが必須となってきている．このため化するため，極めて広い作動範囲が要求される．またエンジ

インペラ・ディフューザベーン・リターンベーンを組み合せ

ンの高出力化に伴い，圧縮機の圧力比が向上し，吸い込み流れが音速を越え，衝撃波を伴う超音速流入となる場合も多い．
このような非設計点も含めた複雑な流れをいかに正確に把握225できるかが重要である．

：計算値

図８に車両用ターボチャージャの遠心圧縮機インペラに対：予測値

する失速点近傍の解析結果を示す．本図では Critical point 理論を用いてインペラ内部の三次元渦構造とその大きさ（無次元ヘリシティー）を可視化している．例えば主翼の前縁はく215離により巻き上がった渦が，遠心力でケーシング面に集積し，温度（゜C）

220

スプリッタ翼前縁に衝突している様子を確認することができ
210

る．
図９に舶用ターボチャージャ用高圧力比遷音速インペラに205

おける，シュラウド壁面の等エントロピーマッハ数の CFD
1 200

1 300
直図５と計測の比較を示す．計測は高応答圧力センサを用いて壁面

1 400

径（mm）

最終動翼出口全温分布の比較

後縁

無次元ヘリシティ−1.01.0
後縁回転方向ディフューザベーン

漏れ渦

コーナ渦インペラ

圧力面

リターンベーン

馬蹄形渦

前縁はく離渦図６

ターボ冷凍機用遠心圧縮機の子午面流路

ハブ
負圧面

インペラ

ディフューザベーン

前縁

リターンベーン

図８

車両用ターボチャージャの失速点近傍の解析例
回転回転

衝撃波
負圧面負圧面
圧力面

計測結果

インペラ，ディフューザ部

図７

リターンベーン部

遠心圧縮機フローパターン解析例

圧力面

等エントロピ
マッハ数
1.5
1.3
1.1
0.9
0.7
0.5

CFD 結果図９ 舶用ターボチャージャシュラウド壁面での等エントロピマ
ッハ数の比較
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ドラフト壁振動（最高）振幅（μm）

1 000

逆流発生直前

図 10

マンドア上（旧ランナ）

ドラフト壁（旧ランナ）：マンドア上（新ランナ）：ドラフト壁（新ランナ）

800
600
400200

逆流発生点

050

遠心ポンプ逆流発生前後のフローパターン

100

150

200

250

300350発電機出力（MW）

図 12

新・旧ランナのドラフトチューブ壁面での振動計測結果

能・信頼性及び運用性の改善に取り組んでいる一端を紹介した．
計算機の能力向上と相まって，解析技術の精度・適用範囲は急速に進展しており，今後ますます製品開発における活用を広げてゆくことが可能と考える． 一方で解析の限界も認識し，確実なエンジニアリング判断を行うために，計測あるいは実機での経験との対比を継続して行い，製品の新ランナ

図 11

旧ランナ

静圧を計測した．主翼負圧面に衝撃波が発生している様子がとらえられており，CFD と計測で流れのパターンは良好に一致していることが分かる．
3．5

高度化に役立てていく所存である．

水車ドラフトチューブ内のフローパターン

ポンプ・水車への適用例

ポンプや水車などの水力機械においても CFD を適用し，高性能化及び運用性の拡大を進めている．ポンプは設計点から締切り点までの範囲で運用される．このため，設計点のみならず低流量での運転で問題となる羽根車内部の逆流発生点の把握あるいは羽根車下流に位置するドラフトチューブ内の参 考 文 献（1）Seki, W. et al, High-Efficiency Turbo Chiller, Mitsubishi
Heavy Indutries, Ltd. Technical Review Vol.39 No.2
（2002）p.67 〜 72（2）古川，翼列内の渦流れ構造解析，ターボ機械協会誌 第28 巻 12 号（2000）p.7 〜 12（3）Ibaraki, S. et al., Aerodynamics of a Transonic Centrifugal
Compressor Impeller, Trans. ASME J. of Turbomachinery
Vol. 125 No.2（2003）p.346 〜 351（4）宮川他，ランナ取替えによる既設水車のリパワリング技術の開発，三菱重工技報 Vol.39 No.3（2002）p.148〜 151

挙動を予測することが，運転範囲の拡大のため非常に重要である．

内田澄生

宮脇俊裕

技術本部
高砂研究所
ターボ機械研究推進室長

技術本部
高砂研究所
ターボ機械研究推進室主席

られるが，取替え後の流れ場では変動が抑制されている．新宮川和芳

古賀淳

ランナの設計に際しランナ，ドラフトチューブの非定常解析

技術本部
高砂研究所
ターボ機械研究推進室主席

技術本部
高砂研究所
ターボ機械研究推進室

石坂浩一

茨木誠一

技術本部
高砂研究所
ターボ機械研究推進室

技術本部
長崎研究所
ターボ機械研究室

図 10 は遠心ポンプの逆流発生前後の流線を示しており，逆流点を境にフローパターンの急変が確認される．図 11 は水車ドラフトチューブ部に対する解析結果である．旧ランナのドラフトチューブ内には周方向に大きな流れ場の変動がみを実施し，不安定性を抑制できるランナの開発を実施した．
新旧ランナのドラフトチューブ壁面での振動を図 12 に示すが部分負荷時に生じていた大きな変動が抑制されているのが分かる．

4．まとめ

各種ターボ機械に対し最新の CFD 解析技術を活用し，性

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