JP2002213202A - ガスタービン翼 - Google Patents
ガスタービン翼Info
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- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 9
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- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 3
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
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- 238000012938 design process Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
- F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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-
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- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
Abstract
(57)【要約】
【課題】 転向角が大きく仕事が大きい高負荷のガスタ
ービンに最適なガスタービン翼を目的とする。 【解決手段】 隣り合う動翼１０の腹面４と背面５との
内接円９１、９２、９３、９４の径Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３、
Ｒ４が前縁２から後縁３にかけて小さくなる。この結
果、流入角α３と流出角α４とを大きくしても、隣り合
う動翼１０の間の通路６において、減速通路となること
がない。これにより、転向角Δα１が大きく仕事が大き
い高負荷のガスタービンに最適なガスタービン翼を提供
することができる。
ービンに最適なガスタービン翼を目的とする。 【解決手段】 隣り合う動翼１０の腹面４と背面５との
内接円９１、９２、９３、９４の径Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３、
Ｒ４が前縁２から後縁３にかけて小さくなる。この結
果、流入角α３と流出角α４とを大きくしても、隣り合
う動翼１０の間の通路６において、減速通路となること
がない。これにより、転向角Δα１が大きく仕事が大き
い高負荷のガスタービンに最適なガスタービン翼を提供
することができる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、ガスタービン翼
に係り、特に、転向角が大きく仕事が大きい高負荷のガ
スタービンに最適なガスタービン翼に関するものであ
る。
に係り、特に、転向角が大きく仕事が大きい高負荷のガ
スタービンに最適なガスタービン翼に関するものであ
る。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービン翼について、図７〜図１２
を参照して説明する。ガスタービンは、一般に、ケーシ
ング（翼環ないし車室など）に円環に配列された複数段
の静翼と、ロータ（ハブないしベースなど）に円環に配
列された複数段の動翼１とを備える。以下、一段の動翼
１について説明する。
を参照して説明する。ガスタービンは、一般に、ケーシ
ング（翼環ないし車室など）に円環に配列された複数段
の静翼と、ロータ（ハブないしベースなど）に円環に配
列された複数段の動翼１とを備える。以下、一段の動翼
１について説明する。
【０００３】前記動翼１は、図７に示すように、前縁２
と、後縁３と、前記前縁２と前記後縁３を結ぶ腹面４お
よび背面５とから構成されている。そして、燃焼ガスＧ
１、Ｇ２は、図７に示すように、隣り合う前記動翼１、
１の腹面４と背面５との間の通路６において、流入角α
１で流入し（符号Ｇ１）、転向して流出角α２で流出す
る（符号Ｇ２）。この燃焼ガスＧ１、Ｇ２の流れによ
り、動翼１を介してロータが白抜き矢印Ｕ方向に回転す
る。
と、後縁３と、前記前縁２と前記後縁３を結ぶ腹面４お
よび背面５とから構成されている。そして、燃焼ガスＧ
１、Ｇ２は、図７に示すように、隣り合う前記動翼１、
１の腹面４と背面５との間の通路６において、流入角α
１で流入し（符号Ｇ１）、転向して流出角α２で流出す
る（符号Ｇ２）。この燃焼ガスＧ１、Ｇ２の流れによ
り、動翼１を介してロータが白抜き矢印Ｕ方向に回転す
る。
【０００４】前記燃焼ガスＧ１、Ｇ２が流れる前記動翼
１、１の通路６の幅（通路幅）は、図８中の実線曲線に
示すように、前縁２から後縁３にかけて徐々に小さくな
っている。後縁３において、最小幅、すなわち、スロー
トＯとなっている。このように、前記動翼１、１の通路
幅を燃焼ガスＧ１、Ｇ２の流れ方向に沿って狭めること
により、燃焼ガスＧ１、Ｇ２が膨張加速されて、タービ
ン効率が向上されることとなる。
１、１の通路６の幅（通路幅）は、図８中の実線曲線に
示すように、前縁２から後縁３にかけて徐々に小さくな
っている。後縁３において、最小幅、すなわち、スロー
トＯとなっている。このように、前記動翼１、１の通路
幅を燃焼ガスＧ１、Ｇ２の流れ方向に沿って狭めること
により、燃焼ガスＧ１、Ｇ２が膨張加速されて、タービ
ン効率が向上されることとなる。
【０００５】近年、ガスタービンにおいては、たとえ
ば、圧力比が２０以上であり、かつ、タービン入口ガス
温度が１４００°Ｃ以上の高負荷のガスタービンが主流
となっている。
ば、圧力比が２０以上であり、かつ、タービン入口ガス
温度が１４００°Ｃ以上の高負荷のガスタービンが主流
となっている。
【０００６】前記高負荷のガスタービンとしては、下記
の２つがある。１つは、翼の段数を、たとえば、４段か
ら５段に、増加した高負荷ガスタービンである。他の１
つは、翼の段数を増加しないで、たとえば、４段のまま
で、各段の各翼の担う仕事を大きくした高負荷ガスター
ビンである。前記２つの高負荷ガスタービンのうち、他
の１つの高負荷ガスタービンのほうが、コスト面で優れ
ている。
の２つがある。１つは、翼の段数を、たとえば、４段か
ら５段に、増加した高負荷ガスタービンである。他の１
つは、翼の段数を増加しないで、たとえば、４段のまま
で、各段の各翼の担う仕事を大きくした高負荷ガスター
ビンである。前記２つの高負荷ガスタービンのうち、他
の１つの高負荷ガスタービンのほうが、コスト面で優れ
ている。
【０００７】前記各段の各翼の仕事ΔＨを大きくするた
めには、図９および図１０と、下式（１）、（２）に示
すように、翼の転向角Δαを大きくする必要がある。 ΔＨ＝Ｕ×ΔＶθ …… （１） ΔＶθ＝Ｖθ１＋Ｖθ２ …… （２） なお、上式（１）、（２）に限り、この場合のＶθは、
絶対系で定義された周方向速度成分、他は、相対系周方
向速度成分である。
めには、図９および図１０と、下式（１）、（２）に示
すように、翼の転向角Δαを大きくする必要がある。 ΔＨ＝Ｕ×ΔＶθ …… （１） ΔＶθ＝Ｖθ１＋Ｖθ２ …… （２） なお、上式（１）、（２）に限り、この場合のＶθは、
絶対系で定義された周方向速度成分、他は、相対系周方
向速度成分である。
【０００８】すなわち、Ｕは、動翼１の周速を示す。こ
の動翼１の周速Ｕは、ロータの回転中心から動翼１のチ
ップまでの距離と、ロータおよび動翼１の回転速度とに
より、決定してほぼ一定である。このために、各段の各
翼の仕事ΔＨを大きくするには、まず、燃焼ガスＧ１、
Ｇ２の向きΔＶθを大きくする必要がある。
の動翼１の周速Ｕは、ロータの回転中心から動翼１のチ
ップまでの距離と、ロータおよび動翼１の回転速度とに
より、決定してほぼ一定である。このために、各段の各
翼の仕事ΔＨを大きくするには、まず、燃焼ガスＧ１、
Ｇ２の向きΔＶθを大きくする必要がある。
【０００９】つぎに、燃焼ガスＧ１、Ｇ２の向きΔＶθ
を大きくするには、流入側の燃焼ガスＧ１の向きＶθ１
と、流出側の燃焼ガスＧ２の向きＶθ２とをそれぞれ大
きくする必要がある。
を大きくするには、流入側の燃焼ガスＧ１の向きＶθ１
と、流出側の燃焼ガスＧ２の向きＶθ２とをそれぞれ大
きくする必要がある。
【００１０】前記流入側の燃焼ガスＧ１の向きＶθ１を
大きくすると、流入角α１が大きくなる。また、流出側
の燃焼ガスＧ２の向きＶθ２を大きくすると、流出角α
２が大きくなる。この流入角α１と流出角α２とを大き
くすると、転向角Δαが大きくなる（図１０参照）。こ
の結果、転向角Δαを大きくすると、各段の各翼の仕事
ΔＨが大きくなる。
大きくすると、流入角α１が大きくなる。また、流出側
の燃焼ガスＧ２の向きＶθ２を大きくすると、流出角α
２が大きくなる。この流入角α１と流出角α２とを大き
くすると、転向角Δαが大きくなる（図１０参照）。こ
の結果、転向角Δαを大きくすると、各段の各翼の仕事
ΔＨが大きくなる。
【００１１】そこで、図１１および図１２に示すよう
に、流入角α３と流出角α４とを、図７に示す流入角α
１と流出角α２とよりも大きくして、転向角Δα１を、
図１０に示す転向角Δαよりも大きくすることが考えら
れる。
に、流入角α３と流出角α４とを、図７に示す流入角α
１と流出角α２とよりも大きくして、転向角Δα１を、
図１０に示す転向角Δαよりも大きくすることが考えら
れる。
【００１２】
【発明が解決しようとする課題】ところが、前記流入角
α３と流出角α４とを、ただ単に、大きくしただけで
は、下記の不具合が生じる。すなわち、前記流入角α３
と流出角α４とを、ただ単に大きくすると、通路幅が図
８中の一点鎖線曲線に示す通路幅となる。
α３と流出角α４とを、ただ単に、大きくしただけで
は、下記の不具合が生じる。すなわち、前記流入角α３
と流出角α４とを、ただ単に大きくすると、通路幅が図
８中の一点鎖線曲線に示す通路幅となる。
【００１３】この結果、図８に示すように、前縁２より
も後方の箇所に最大幅７ができ、また、後縁３よりも前
方の箇所に最小幅８、すなわち、スロートＯよりも小さ
い幅ができる。すると、一点鎖線矢印に示すように、前
縁２から最大幅７までの間と、最小幅８から後縁３まで
の間とにおいて、減速通路（ディフューザ通路）が形成
される。このために、燃焼ガスＧ１、Ｇ２の流れが減速
されて、タービン効率の損失が大きくなる。
も後方の箇所に最大幅７ができ、また、後縁３よりも前
方の箇所に最小幅８、すなわち、スロートＯよりも小さ
い幅ができる。すると、一点鎖線矢印に示すように、前
縁２から最大幅７までの間と、最小幅８から後縁３まで
の間とにおいて、減速通路（ディフューザ通路）が形成
される。このために、燃焼ガスＧ１、Ｇ２の流れが減速
されて、タービン効率の損失が大きくなる。
【００１４】このように、翼の転向角をただ単に大きく
しただけでは、仕事が大きい高負荷のガスタービンには
適さないなどの課題がある。なお、このことは、前記の
動翼１以外に、静翼でも同じ課題として言える。
しただけでは、仕事が大きい高負荷のガスタービンには
適さないなどの課題がある。なお、このことは、前記の
動翼１以外に、静翼でも同じ課題として言える。
【００１５】この発明は、転向角が大きく仕事が大きい
高負荷のガスタービンに最適なガスタービン翼を提供す
ることを目的とする。
高負荷のガスタービンに最適なガスタービン翼を提供す
ることを目的とする。
【００１６】
【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
めに、請求項１にかかる発明は、隣り合う翼の腹面と背
面との内接円の径が前縁から後縁にかけて小さくなる、
ことを特徴とする。
めに、請求項１にかかる発明は、隣り合う翼の腹面と背
面との内接円の径が前縁から後縁にかけて小さくなる、
ことを特徴とする。
【００１７】この結果、請求項１にかかる発明は、流入
角と流出角とを大きくしても、隣り合う翼の間の通路に
おいて、減速通路となることがない。これにより、転向
角が大きく仕事が大きい高負荷のガスタービンに最適な
ガスタービン翼を提供することができる。
角と流出角とを大きくしても、隣り合う翼の間の通路に
おいて、減速通路となることがない。これにより、転向
角が大きく仕事が大きい高負荷のガスタービンに最適な
ガスタービン翼を提供することができる。
【００１８】また、請求項２にかかる発明は、転向角が
１１５°以上であり、翼の最大肉厚と翼弦長との比が
０．１５以上であり、後縁のウェッジ角が１０°以下で
ある、ことを特徴とする。
１１５°以上であり、翼の最大肉厚と翼弦長との比が
０．１５以上であり、後縁のウェッジ角が１０°以下で
ある、ことを特徴とする。
【００１９】この結果、請求項２にかかる発明は、隣り
合う翼の腹面と背面との内接円の径が前縁から後縁にか
けて小さくなる通路が、幾何学的に、決定する。このた
めに、ガスタービン翼の設計を最適設計とすることが可
能である。
合う翼の腹面と背面との内接円の径が前縁から後縁にか
けて小さくなる通路が、幾何学的に、決定する。このた
めに、ガスタービン翼の設計を最適設計とすることが可
能である。
【００２０】また、請求項３にかかる発明は、冷却通路
が後縁の近傍にある冷却翼において、後縁の肉厚と隣り
合う翼の間のスロートとの比が０．１５以下である、こ
とを特徴とする。
が後縁の近傍にある冷却翼において、後縁の肉厚と隣り
合う翼の間のスロートとの比が０．１５以下である、こ
とを特徴とする。
【００２１】この結果、請求項３にかかる発明は、冷却
通路が後縁の近傍にある冷却翼であっても、隣り合う翼
の腹面と背面との内接円の径が前縁から後縁にかけて小
さくなる通路が、幾何学的に、決定する。このために、
冷却通路が後縁の近傍にある冷却翼の設計が簡単であ
る。
通路が後縁の近傍にある冷却翼であっても、隣り合う翼
の腹面と背面との内接円の径が前縁から後縁にかけて小
さくなる通路が、幾何学的に、決定する。このために、
冷却通路が後縁の近傍にある冷却翼の設計が簡単であ
る。
【００２２】また、請求項４にかかる発明は、冷却通路
が後縁の近傍にある冷却翼において、冷却通路から後縁
までの距離と翼の後縁肉厚との比が２以下である、こと
を特徴とする。
が後縁の近傍にある冷却翼において、冷却通路から後縁
までの距離と翼の後縁肉厚との比が２以下である、こと
を特徴とする。
【００２３】この結果、請求項４にかかる発明は、請求
項３にかかる発明と同様に、冷却通路が後縁の近傍にあ
る冷却翼であっても、隣り合う翼の腹面と背面との内接
円の径が前縁から後縁にかけて小さくなる通路が、幾何
学的に、決定する。このために、冷却通路が後縁の近傍
にある冷却翼の設計が簡単である。
項３にかかる発明と同様に、冷却通路が後縁の近傍にあ
る冷却翼であっても、隣り合う翼の腹面と背面との内接
円の径が前縁から後縁にかけて小さくなる通路が、幾何
学的に、決定する。このために、冷却通路が後縁の近傍
にある冷却翼の設計が簡単である。
【００２４】
【発明の実施の形態】以下、この発明にかかるガスター
ビン翼の実施の形態の１例を図１〜図６を参照して説明
する。なお、この実施の形態によりこのガスタービン翼
が限定されるものではない。図中、図７〜図１２と同符
号は同一のものを示す。
ビン翼の実施の形態の１例を図１〜図６を参照して説明
する。なお、この実施の形態によりこのガスタービン翼
が限定されるものではない。図中、図７〜図１２と同符
号は同一のものを示す。
【００２５】（請求項１にかかる発明のガスタービン翼
の説明）この実施の形態におけるガスタービン翼、すな
わち、動翼１０は、流入角α３と流出角α４とを大きく
して、転向角Δα１を大きくする。たとえば、流出角α
４は、約６０〜７０°とし、また、転向角Δα１は、約
１１５°〜１５０°とする。この結果、前記動翼１０
は、転向角Δα１を大きくすることができるので、仕事
が大きい高負荷のガスタービンに最適なガスタービン翼
となる。
の説明）この実施の形態におけるガスタービン翼、すな
わち、動翼１０は、流入角α３と流出角α４とを大きく
して、転向角Δα１を大きくする。たとえば、流出角α
４は、約６０〜７０°とし、また、転向角Δα１は、約
１１５°〜１５０°とする。この結果、前記動翼１０
は、転向角Δα１を大きくすることができるので、仕事
が大きい高負荷のガスタービンに最適なガスタービン翼
となる。
【００２６】また、前記動翼１０において、図２に示す
ように、隣り合う動翼１０の腹面４と背面５との内接円
９１、９２、９３、９４の径（直径）Ｒ１、Ｒ２、Ｒ
３、Ｒ４が前縁２から後縁３にかけて小さくなるように
構成されている。
ように、隣り合う動翼１０の腹面４と背面５との内接円
９１、９２、９３、９４の径（直径）Ｒ１、Ｒ２、Ｒ
３、Ｒ４が前縁２から後縁３にかけて小さくなるように
構成されている。
【００２７】すなわち、実線で示されている内接円９１
（前縁２において内接する円）の径Ｒ１＞一点鎖線で示
されている内接円９２の径Ｒ２＞二点鎖線で示されてい
る内接円９３の径Ｒ３＞破線で示されている内接円９４
（後縁３において内接する円）の径Ｒ４（スロートＯ）
となる通路６が形成されることとなる。
（前縁２において内接する円）の径Ｒ１＞一点鎖線で示
されている内接円９２の径Ｒ２＞二点鎖線で示されてい
る内接円９３の径Ｒ３＞破線で示されている内接円９４
（後縁３において内接する円）の径Ｒ４（スロートＯ）
となる通路６が形成されることとなる。
【００２８】この実施の形態における動翼１０は、以上
のごとき構成からなるので、流入角α３と流出角α４と
を大きくしても、隣り合う動翼１０の間の通路６におい
て、減速通路となることがない。これにより、この実施
の形態における動翼１０は、転向角Δα１が大きく仕事
が大きい高負荷のガスタービンに最適な動翼を提供する
ことができる。
のごとき構成からなるので、流入角α３と流出角α４と
を大きくしても、隣り合う動翼１０の間の通路６におい
て、減速通路となることがない。これにより、この実施
の形態における動翼１０は、転向角Δα１が大きく仕事
が大きい高負荷のガスタービンに最適な動翼を提供する
ことができる。
【００２９】以下、従来のガスタービン翼（動翼１）と
この実施の形態における動翼１０とのタービン効率につ
いて図５を参照して説明する。すなわち、従来のガスタ
ービン翼（動翼１）は、図５中の実線曲線で囲まれ、か
つ、斜線が施された部分で示されるように、転向角Δα
１が約１１５°以上となると、タービン効率が極端に低
下する。一方、この実施の形態における動翼１０は、図
５中の破線曲線で示されるように、転向角Δα１が約１
１５°以上となっても、高いタービン効率を維持するこ
とができる。
この実施の形態における動翼１０とのタービン効率につ
いて図５を参照して説明する。すなわち、従来のガスタ
ービン翼（動翼１）は、図５中の実線曲線で囲まれ、か
つ、斜線が施された部分で示されるように、転向角Δα
１が約１１５°以上となると、タービン効率が極端に低
下する。一方、この実施の形態における動翼１０は、図
５中の破線曲線で示されるように、転向角Δα１が約１
１５°以上となっても、高いタービン効率を維持するこ
とができる。
【００３０】（請求項２にかかる発明のガスタービン翼
の説明）図３は、前記動翼１０の具体的構成を示す説明
図である。この図３において、転向角Δα１は、約１１
５°〜１５０°とする。また、動翼１０の最大肉厚Ｔｍ
ａｘと、翼弦長Ｃとの比Ｔｍａｘ／Ｃは、約０．１５以
上とする。さらに、動翼１０の後縁のウェッジ角ＷＡ
は、約１０°以下とするものである。
の説明）図３は、前記動翼１０の具体的構成を示す説明
図である。この図３において、転向角Δα１は、約１１
５°〜１５０°とする。また、動翼１０の最大肉厚Ｔｍ
ａｘと、翼弦長Ｃとの比Ｔｍａｘ／Ｃは、約０．１５以
上とする。さらに、動翼１０の後縁のウェッジ角ＷＡ
は、約１０°以下とするものである。
【００３１】つぎに、前記動翼１０の製造工程（設計工
程）を図３を参照して説明する。まず、流入角α３と流
出角α４とを決める。ついで、前記流入角α３と流出角
α４とから求められる転向角Δα１に沿ってキャンバー
ライン９を決める。それから、後縁のウェッジ角ＷＡを
決める。そして、動翼１０の肉厚Ｔ、Ｔｍａｘを決め
る。これにより、前記動翼１０が製造されることとな
る。
程）を図３を参照して説明する。まず、流入角α３と流
出角α４とを決める。ついで、前記流入角α３と流出角
α４とから求められる転向角Δα１に沿ってキャンバー
ライン９を決める。それから、後縁のウェッジ角ＷＡを
決める。そして、動翼１０の肉厚Ｔ、Ｔｍａｘを決め
る。これにより、前記動翼１０が製造されることとな
る。
【００３２】前記動翼１０の最大肉厚Ｔｍａｘと、翼弦
長Ｃとの比Ｔｍａｘ／Ｃが約０．１５以上とは、図４
（Ａ）のグラフに示す特性条件において、直線Ｌから矢
印方向側の部分となる。また、前記動翼１０の後縁のウ
ェッジ角ＷＡは、約１０°以下とは、図４（Ｂ）のグラ
フに示す特性条件において、直線Ｌから矢印方向側の部
分となる。
長Ｃとの比Ｔｍａｘ／Ｃが約０．１５以上とは、図４
（Ａ）のグラフに示す特性条件において、直線Ｌから矢
印方向側の部分となる。また、前記動翼１０の後縁のウ
ェッジ角ＷＡは、約１０°以下とは、図４（Ｂ）のグラ
フに示す特性条件において、直線Ｌから矢印方向側の部
分となる。
【００３３】前記の２つの特性条件を満足すると、図８
中の実線曲線で示す通路６（図２に示すように、隣り合
う動翼１０の腹面４と背面５との内接円９１、９２、９
３、９４の径Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３、Ｒ４が前縁２から後縁
３にかけて小さくなる通路６）が、幾何学的に、決定す
る。すなわち、前記動翼１０の最大肉厚Ｔｍａｘと、翼
弦長Ｃとの比Ｔｍａｘ／Ｃを約０．１５以上とすると、
図８中の一点鎖線曲線にて示される最大幅７側の部分が
矢印に示すように実線曲線に沿うように補正される。ま
た、前記動翼１０の後縁のウェッジ角ＷＡを約１０°以
下とすると、図８中の一点鎖線曲線にて示される最小幅
８側の部分が矢印に示すように実線曲線に沿うように補
正される。このために、前記動翼１０の設計が簡単であ
る。
中の実線曲線で示す通路６（図２に示すように、隣り合
う動翼１０の腹面４と背面５との内接円９１、９２、９
３、９４の径Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３、Ｒ４が前縁２から後縁
３にかけて小さくなる通路６）が、幾何学的に、決定す
る。すなわち、前記動翼１０の最大肉厚Ｔｍａｘと、翼
弦長Ｃとの比Ｔｍａｘ／Ｃを約０．１５以上とすると、
図８中の一点鎖線曲線にて示される最大幅７側の部分が
矢印に示すように実線曲線に沿うように補正される。ま
た、前記動翼１０の後縁のウェッジ角ＷＡを約１０°以
下とすると、図８中の一点鎖線曲線にて示される最小幅
８側の部分が矢印に示すように実線曲線に沿うように補
正される。このために、前記動翼１０の設計が簡単であ
る。
【００３４】また、図６に示すように、前記動翼１０の
後縁のウェッジ角ＷＡが、約１０°以上であると、ター
ビン効率の損失が大きいが、約１０°以下であると、タ
ービン効率の損失が低下する。なお、図６において、破
線曲線は、流出角α４が６０°の場合の動翼１０、同じ
く、実線曲線は、流出角α４が７０°の場合の動翼１０
についてそれぞれ示す。
後縁のウェッジ角ＷＡが、約１０°以上であると、ター
ビン効率の損失が大きいが、約１０°以下であると、タ
ービン効率の損失が低下する。なお、図６において、破
線曲線は、流出角α４が６０°の場合の動翼１０、同じ
く、実線曲線は、流出角α４が７０°の場合の動翼１０
についてそれぞれ示す。
【００３５】（請求項３にかかる発明のガスタービン翼
の説明）また、前記動翼１０においては、図１に示すよ
うに、冷却通路１１が後縁３の近傍にある冷却動翼であ
る場合がある。この冷却動翼１０の後縁３には、冷却エ
アａを噴出する噴出口１２が設けられている。なお、前
記噴出口１２は、前記冷却動翼１０の後縁３のハブ側か
らチップ側にかけて１個もしくは複数個設けられてい
る。
の説明）また、前記動翼１０においては、図１に示すよ
うに、冷却通路１１が後縁３の近傍にある冷却動翼であ
る場合がある。この冷却動翼１０の後縁３には、冷却エ
アａを噴出する噴出口１２が設けられている。なお、前
記噴出口１２は、前記冷却動翼１０の後縁３のハブ側か
らチップ側にかけて１個もしくは複数個設けられてい
る。
【００３６】前記冷却動翼１０においては、図１に示す
ように、構成することができる。すなわち、動翼１０の
後縁３の肉厚ｄと、隣り合う動翼１０の間のスロートＯ
との比ｄ／Ｏは、約０．１５以下とするものである。
ように、構成することができる。すなわち、動翼１０の
後縁３の肉厚ｄと、隣り合う動翼１０の間のスロートＯ
との比ｄ／Ｏは、約０．１５以下とするものである。
【００３７】前記動翼１０の後縁３の肉厚ｄと、隣り合
う動翼１０の間のスロートＯとの比ｄ／Ｏが約０．１５
以下とは、図４（Ｃ）のグラフに示す特性条件におい
て、直線Ｌから矢印方向側の部分となる。
う動翼１０の間のスロートＯとの比ｄ／Ｏが約０．１５
以下とは、図４（Ｃ）のグラフに示す特性条件におい
て、直線Ｌから矢印方向側の部分となる。
【００３８】前記の特性条件を満足すると、冷却通路１
１が後縁３の近傍にある冷却動翼１０であっても、図８
中の実線曲線で示す通路６（図２に示すように、隣り合
う動翼１０の腹面４と背面５との内接円９１、９２、９
３、９４の径Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３、Ｒ４が前縁２から後縁
３にかけて小さくなる通路６）が、幾何学的に、決定す
る。このために、冷却通路１１が後縁３の近傍にある冷
却動翼１０の設計が簡単である。
１が後縁３の近傍にある冷却動翼１０であっても、図８
中の実線曲線で示す通路６（図２に示すように、隣り合
う動翼１０の腹面４と背面５との内接円９１、９２、９
３、９４の径Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３、Ｒ４が前縁２から後縁
３にかけて小さくなる通路６）が、幾何学的に、決定す
る。このために、冷却通路１１が後縁３の近傍にある冷
却動翼１０の設計が簡単である。
【００３９】（請求項４にかかる発明のガスタービン翼
の説明）さらに、冷却通路１１が後縁３の近傍にある前
記冷却動翼１０においては、図１に示すように、冷却通
路１１から後縁３までの距離Ｌ１（後縁吹き出しの有無
に関わらず。但し、後縁吹き出しがある場合は、噴射口
１２の長さ）と翼の後縁肉厚ｄとの比Ｌ１／ｄを２以下
とするものである。
の説明）さらに、冷却通路１１が後縁３の近傍にある前
記冷却動翼１０においては、図１に示すように、冷却通
路１１から後縁３までの距離Ｌ１（後縁吹き出しの有無
に関わらず。但し、後縁吹き出しがある場合は、噴射口
１２の長さ）と翼の後縁肉厚ｄとの比Ｌ１／ｄを２以下
とするものである。
【００４０】前記の特性条件を満足すると、前記の請求
項３にかかる発明のガスタービン翼（冷却動翼１０）と
同様に、冷却通路１１が後縁３の近傍にある冷却動翼１
０であっても、図８中の実線曲線で示す通路６（図２に
示すように、隣り合う動翼１０の腹面４と背面５との内
接円９１、９２、９３、９４の径Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３、Ｒ
４が前縁２から後縁３にかけて小さくなる通路６）が、
幾何学的に、決定する。このために、冷却通路１１が後
縁３の近傍にある冷却動翼１０の設計が簡単である。
項３にかかる発明のガスタービン翼（冷却動翼１０）と
同様に、冷却通路１１が後縁３の近傍にある冷却動翼１
０であっても、図８中の実線曲線で示す通路６（図２に
示すように、隣り合う動翼１０の腹面４と背面５との内
接円９１、９２、９３、９４の径Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３、Ｒ
４が前縁２から後縁３にかけて小さくなる通路６）が、
幾何学的に、決定する。このために、冷却通路１１が後
縁３の近傍にある冷却動翼１０の設計が簡単である。
【００４１】なお、この実施の形態においては、動翼１
０について説明したが、この発明は、静翼にも適用でき
る。この発明を動翼および静翼に適用することにより、
燃焼ガスＧ１、Ｇ２の流れがスムーズとなり、さらに、
タービン効率上良い。
０について説明したが、この発明は、静翼にも適用でき
る。この発明を動翼および静翼に適用することにより、
燃焼ガスＧ１、Ｇ２の流れがスムーズとなり、さらに、
タービン効率上良い。
【００４２】また、この実施の形態における前記各条件
（転向角Δα１が約１１５°〜１５０°、最大肉厚Ｔｍ
ａｘと翼弦長Ｃとの比Ｔｍａｘ／Ｃが約０．１５以上、
後縁のウェッジ角ＷＡが約１０°以下、流出角α４が６
０°〜７０°、後縁３の肉厚ｄとスロートＯとの比ｄ／
Ｏが約０．１５以下、冷却通路１１から後縁３までの距
離Ｌ１と翼の後縁肉厚ｄとの比Ｌ１／ｄを２以下）は、
少なくとも、前記動翼１０のハブ部において満足すれば
良い。
（転向角Δα１が約１１５°〜１５０°、最大肉厚Ｔｍ
ａｘと翼弦長Ｃとの比Ｔｍａｘ／Ｃが約０．１５以上、
後縁のウェッジ角ＷＡが約１０°以下、流出角α４が６
０°〜７０°、後縁３の肉厚ｄとスロートＯとの比ｄ／
Ｏが約０．１５以下、冷却通路１１から後縁３までの距
離Ｌ１と翼の後縁肉厚ｄとの比Ｌ１／ｄを２以下）は、
少なくとも、前記動翼１０のハブ部において満足すれば
良い。
【００４３】
【発明の効果】以上から明らかなように、この発明にか
かるガスタービン翼（請求項１）は、隣り合う翼の腹面
と背面との内接円の径が前縁から後縁にかけて小さくな
るものであるから、流入角と流出角とを大きくしても、
隣り合う翼の間の通路において、減速通路となることが
ない。これにより、転向角が大きく仕事が大きい高負荷
のガスタービンに最適なガスタービン翼を提供すること
ができる。
かるガスタービン翼（請求項１）は、隣り合う翼の腹面
と背面との内接円の径が前縁から後縁にかけて小さくな
るものであるから、流入角と流出角とを大きくしても、
隣り合う翼の間の通路において、減速通路となることが
ない。これにより、転向角が大きく仕事が大きい高負荷
のガスタービンに最適なガスタービン翼を提供すること
ができる。
【００４４】また、この発明にかかるガスタービン翼
（請求項２）は、転向角を１１５°以上とし、翼の最大
肉厚と翼弦長との比を０．１５以上とし、後縁のウェッ
ジ角を１０°以下とする。これにより、隣り合う翼の腹
面と背面との内接円の径が前縁から後縁にかけて小さく
なる通路が、幾何学的に、決定することとなる。このた
めに、ガスタービン翼の設計が簡単である。
（請求項２）は、転向角を１１５°以上とし、翼の最大
肉厚と翼弦長との比を０．１５以上とし、後縁のウェッ
ジ角を１０°以下とする。これにより、隣り合う翼の腹
面と背面との内接円の径が前縁から後縁にかけて小さく
なる通路が、幾何学的に、決定することとなる。このた
めに、ガスタービン翼の設計が簡単である。
【００４５】また、この発明にかかるガスタービン翼
（請求項３）は、冷却通路が後縁の近傍にある冷却翼に
おいて、後縁の肉厚と隣り合う翼の間のスロートとの比
を０．１５以下とする。これにより、冷却通路が後縁の
近傍にある冷却翼であっても、隣り合う翼の腹面と背面
との内接円の径が前縁から後縁にかけて小さくなる通路
が、幾何学的に、決定することとなる。このために、冷
却通路が後縁の近傍にある冷却翼の設計が簡単である。
（請求項３）は、冷却通路が後縁の近傍にある冷却翼に
おいて、後縁の肉厚と隣り合う翼の間のスロートとの比
を０．１５以下とする。これにより、冷却通路が後縁の
近傍にある冷却翼であっても、隣り合う翼の腹面と背面
との内接円の径が前縁から後縁にかけて小さくなる通路
が、幾何学的に、決定することとなる。このために、冷
却通路が後縁の近傍にある冷却翼の設計が簡単である。
【００４６】また、この発明にかかるガスタービン翼
（請求項４）は、冷却通路が後縁の近傍にある冷却翼に
おいて、冷却通路から後縁までの距離と翼の後縁肉厚と
の比を２以下とする。これにより、請求項３にかかる発
明と同様に、冷却通路が後縁の近傍にある冷却翼であっ
ても、隣り合う翼の腹面と背面との内接円の径が前縁か
ら後縁にかけて小さくなる通路が、幾何学的に、決定す
ることとなる。このために、冷却通路が後縁の近傍にあ
る冷却翼の設計が簡単である。
（請求項４）は、冷却通路が後縁の近傍にある冷却翼に
おいて、冷却通路から後縁までの距離と翼の後縁肉厚と
の比を２以下とする。これにより、請求項３にかかる発
明と同様に、冷却通路が後縁の近傍にある冷却翼であっ
ても、隣り合う翼の腹面と背面との内接円の径が前縁か
ら後縁にかけて小さくなる通路が、幾何学的に、決定す
ることとなる。このために、冷却通路が後縁の近傍にあ
る冷却翼の設計が簡単である。
【図１】この発明のガスタービン翼の実施の形態１を示
す動翼のハブ部における流入角、流出角、スロート、後
縁肉厚、冷却通路から後縁までの距離の説明図である。
す動翼のハブ部における流入角、流出角、スロート、後
縁肉厚、冷却通路から後縁までの距離の説明図である。
【図２】同じく、隣り合う翼の腹面と背面との内接円の
径が前縁から後縁にかけて小さくなる通路を示す説明図
である。
径が前縁から後縁にかけて小さくなる通路を示す説明図
である。
【図３】同じく、肉厚および最大肉厚、翼弦長、ウェッ
ジ角、キャンバーライン流入角、流出角を示す説明図で
ある。
ジ角、キャンバーライン流入角、流出角を示す説明図で
ある。
【図４】（Ａ）はＴｍａｘ／Ｃの特性を示すグラフ、
（Ｂ）はＷＡの特性を示めグラフ、（Ｃ）はｄ／Ｏの特
性を示めグラフである。
（Ｂ）はＷＡの特性を示めグラフ、（Ｃ）はｄ／Ｏの特
性を示めグラフである。
【図５】この発明のガスタービン翼と従来のガスタービ
ン翼とにおけるタービン効率と転向角との関係を示すグ
ラフである。
ン翼とにおけるタービン効率と転向角との関係を示すグ
ラフである。
【図６】タービン効率損失とウェッジ角との関係を示す
グラフである。
グラフである。
【図７】従来のガスタービン翼を示す動翼のハブ部にお
ける流入角、流出角、スロートの説明図である。
ける流入角、流出角、スロートの説明図である。
【図８】理想の通路幅と課題がある通路幅とを示すグラ
フである。
フである。
【図９】流入側の燃焼ガスの向きと流出側の燃焼ガスの
向きとを示す説明図である。
向きとを示す説明図である。
【図１０】転向角を示す説明図である。
【図１１】転向角を大きくした場合を示す説明図であ
る。
る。
【図１２】大きくした転向角を示す説明図である。
１、１０ 動翼 ２ 前縁 ３ 後縁 ４ 腹面 ５ 背面 ６ 通路 ７ 最大幅 ８ 最小幅 ９ キャンバーライン １１ 冷却通路 １２ 噴出口 ９１、９２、９３、９４ 内接円 Ｇ１ 流入側の燃焼ガス Ｇ２ 流出側の燃焼ガス α１、α３ 流入角 α２、α４ 流出角 Ｏ スロート Ｕ 回転方向 ΔＨ 各段の各翼の仕事 Δα、Δα１ 転向角 Ｖθ 燃焼ガスの向き Ｖθ１ 流入側の燃焼ガスの向き Ｖθ２ 流出側の燃焼ガスの向き Ｔ、Ｔｍａｘ 肉厚 Ｃ 翼弦長 ＷＡ ウェッジ角 ｄ 後縁肉厚 ９１、９２、９３、９４ 内接円 Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３、Ｒ４ 径（直径） Ｌ１ 噴射口の長さ
Claims (4)
- 【請求項１】 翼の転向角が大きいガスタービン翼にお
いて、 隣り合う前記翼の腹面と背面との内接円の径が前縁から
後縁にかけて小さくなる、ことを特徴とするガスタービ
ン翼。 - 【請求項２】 前記転向角が１１５°以上であり、前記
翼の最大肉厚と翼弦長との比が０．１５以上であり、前
記後縁のウェッジ角が１０°以下である、ことを特徴と
する請求項１に記載のガスタービン翼。 - 【請求項３】 前記翼は、冷却通路が前記後縁の近傍に
ある冷却翼であって、前記後縁の肉厚と隣り合う前記翼
の間のスロートとの比が０．１５以下である、ことを特
徴とする請求項１に記載のガスタービン翼。 - 【請求項４】 前記翼は、冷却通路が前記後縁の近傍に
ある冷却翼であって、前記冷却通路から前記後縁までの
距離と前記翼の後縁肉厚との比が２以下である、ことを
特徴とする請求項１に記載のガスタービン翼。
Priority Applications (6)
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|---|---|---|---|
| JP2001005723A JP2002213202A (ja) | 2001-01-12 | 2001-01-12 | ガスタービン翼 |
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| DE60128324T DE60128324T3 (de) | 2001-01-12 | 2001-11-14 | Gasturbinenschaufelform |
| EP01127059A EP1223307B2 (en) | 2001-01-12 | 2001-11-14 | Blade of a gas turbine |
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| CA002549313A CA2549313C (en) | 2001-01-12 | 2002-01-09 | Blade of a gas turbine |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001005723A JP2002213202A (ja) | 2001-01-12 | 2001-01-12 | ガスタービン翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002213202A true JP2002213202A (ja) | 2002-07-31 |
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ID=18873731
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001005723A Pending JP2002213202A (ja) | 2001-01-12 | 2001-01-12 | ガスタービン翼 |
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| Country | Link |
|---|---|
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| EP (1) | EP1223307B2 (ja) |
| JP (1) | JP2002213202A (ja) |
| CA (1) | CA2366969C (ja) |
| DE (1) | DE60128324T3 (ja) |
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