JP2002221004A - ガスタービン - Google Patents

ガスタービン

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実
に防ぐことことを目的とする。 【解決手段】 最終段動翼４Ｓの圧力比ΔＰ４Ｓを小さ
くする。この結果、最終段動翼４Ｓにおけるマッハ数を
小さく抑制することができるので、圧力比が２０以上で
運転するガスタービンにおいて、衝撃波損失によるター
ビン効率の低下を確実に防ぐことができる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、圧力比が２０以
上で運転するガスタービンに係り、特に、衝撃波損失に
よるタービン効率の低下を確実に防ぐことができるガス
タービンに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンについて、図７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）１に円環に配列された複数段（この例
では４段）の静翼１Ｃ〜４Ｃと、ロータ（ハブないしベ
ースなど）２に円環に配列された複数段（この例では４
段）の動翼１Ｓ〜４Ｓとを備える。なお、図７は、１段
の静翼１Ｃおよび動翼１Ｓと、４段、すなわち、最終段
の静翼４Ｃおよび動翼４Ｓ（実線の長円で囲まれた部
分）とが図示されている。
【０００３】近年、ガスタービンにおいては、たとえ
ば、全段の圧力比（膨張比）が２０以上と大きく（π≧
２０）、かつ、タービン入口ガス温度が１４５０°Ｃ以
上と高温である（ＴＩＴ≧１４５０°Ｃ）ガスタービン
が主流となっている。このガスタービンにおいては、最
終段の圧力比が必然的に２．０以上と大きくなる（π≧
２）。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】前記最終段の圧力比が
２．０以上と大きくなると、図８に示すように、最終段
動翼４Ｓの平均流出マッハ数（Ｍ２）が０．９５以上か
ら１．２以下の範囲となる（０．９５≦Ｍ２≦１．
２）。このために、衝撃波損失によって、最終段動翼４
Ｓの全圧損失係数が急増する領域に入る。このことは、
タービン効率の低下を意味することとなる。なお、図８
において、矢印Ａ方向のマッハ数がＭ２＜０．９５の範
囲は、低負荷の従来の発電用ガスタービン、航空用ガス
タービンの範囲を示す。また、矢印Ｂ方向のマッハ数が
Ｍ２＞１．２の範囲は、蒸気タービンの範囲を示す。
【０００５】以下、前記衝撃波によるタービン効率の低
下のメカニズムを図９、図１０（Ａ）および（Ｂ）を参
照して説明する。前記最終段動翼４Ｓは、前縁３と、後
縁４と、前記前縁３と前記後縁４を結ぶ腹面５および背
面６とから構成されている。なお、図９において、白抜
き矢印は、最終段動翼４Ｓの回転方向を示す。
【０００６】全段の圧力比が大きくなると、最終段の圧
力比が大きくなり、最終段動翼４Ｓにおけるマッハ数が
大きくなる。特に、図１０（Ｂ）の翼表面マッハ数分布
に示すように、最終段動翼４Ｓの背面６側のマッハ数が
大きくなる。そのマッハ数が１を超えると、図９に示す
ように、衝撃波７が発生する。この衝撃波７の発生によ
り、最終段動翼４Ｓの背面６側のうち、前記衝撃波７の
後から後縁４までの範囲において、境界層８（図９およ
び図１０（Ａ）中の斜線が施された部分）が発生する。
この境界層８は、前記マッハ数の増大に伴なって肥大す
る。この境界層８の肥大化により、圧力損失が大きくな
って、タービン効率が低下する。すなわち、前記境界層
８により、燃焼ガスＧの流れが乱れて、タービン効率が
低下する。
【０００７】前記衝撃波によるタービン効率の低下は、
前記最終段動翼４Ｓのうち、特に、チップ側の部分（た
とえば、図７中、破線の長円で囲まれた部分）におい
て、顕著に現れる。
【０００８】この発明は、圧力比が２０以上で運転する
ガスタービンにおいて、衝撃波損失によるタービン効率
の低下を確実に防ぐことができるガスタービンを提供す
ることを目的とする。
【０００９】
【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、最終段静翼を含むそれ
より下流側の構造を、最終段動翼の圧力差が０．１５Ｍ
Ｐａ以下となるように、構成したことを特徴とする。
【００１０】この結果、請求項１にかかる発明は、最終
段動翼の圧力差、すなわち、最終段動翼の圧力比を小さ
くすることにより、最終段動翼におけるマッハ数を小さ
く抑制することができる。このために、圧力比が２０以
上で運転するガスタービンにおいて、衝撃波損失による
タービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【００１１】また、請求項２にかかる発明は、最終段静
翼のゲージング、すなわち、スロート長／ピッチ、比
（チップ側ゲージング／ハブ側ゲージング）が０．９以
下であることを特徴とする。
【００１２】この結果、請求項２にかかる発明は、最終
段静翼のチップ側のゲージングを小さくして絞ることに
より、最終段静翼のチップ側が最終段の圧力比の大部分
を受け持ち、最終段動翼のチップ側の圧力比を小さくす
ることができる。このために、最終段動翼におけるマッ
ハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失によるタ
ービン効率の低下を確実に防ぐことができる。また、最
終段静翼のハブ側のゲージングを大きくすることによ
り、最終段のハブ側の反動度（動翼の圧力比／段の圧力
比）を大きくすることができる。このために、最終段の
チップ側のゲージングを絞ることによって、最終段のチ
ップ側の反動度が小さくなっても、タービン設計上、特
に問題はない。
【００１３】また、請求項２にかかる発明においては、
最終段静翼のゲージング比をパラメータとすることによ
り、タービン設計が簡便化される。
【００１４】また、請求項３にかかる発明は、最終段静
翼の流出角比（チップ側流出角／ハブ側流出角）が０．
８５以上であることを特徴とする。
【００１５】この結果、請求項３にかかる発明は、前記
請求項２にかかる発明と同様に、最終段静翼のチップ側
の流出角を小さくして絞ることにより、最終段静翼のチ
ップ側が最終段の圧力比の大部分を受け持ち、最終段動
翼のチップ側の圧力比を小さくすることができる。この
ために、最終段動翼におけるマッハ数を小さく抑制する
ことができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確
実に防ぐことができる。また、最終段静翼のハブ側の流
出角を大きくすることにより、最終段のハブ側の反動度
（動翼の圧力比／段の圧力比）を大きくすることができ
る。このために、最終段静翼のチップ側の流出角を絞る
ことによって、最終段のチップ側の反動度が小さくなっ
ても、タービン設計上、特に問題はない。
【００１６】また、請求項３にかかる発明においては、
前記請求項２にかかる発明と同様に、最終段静翼の流出
角比をパラメータとすることにより、タービン設計が簡
便化される。
【００１７】また、請求項４にかかる発明は、最終段動
翼の流出側ボス比（ハブ半径／チップ半径）が０．４以
上０．６５以下であることを特徴とする。
【００１８】この結果、請求項４にかかる発明は、最終
段動翼の流出側ボス比を０．４〜０．６５の範囲に定め
ることにより、前記請求項２にかかる発明の最終段静翼
のゲージング比および前記請求項３にかかる発明の最終
段静翼の流出角比を適正に定めることができる。
【００１９】また、請求項５にかかる発明は、最終段の
平均反動度が０．３以上０．６以下であることを特徴と
する。
【００２０】この結果、請求項５にかかる発明は、最終
段の平均反動度を０．３〜０．６ｎ範囲に定めることに
より、最終段の平均反動度を十分に保つことができ、タ
ービン設計上、特に問題はない。
【００２１】また、請求項６にかかる発明は、最終段動
翼の背面のスロートから後縁までの曲率（最終段動翼の
ピッチ／スロートから後縁までの背面の曲率半径）が０
以上０．１５以下であることを特徴とする。
【００２２】この結果、請求項６にかかる発明は、最終
段動翼の背面のスロートから後縁までの曲率を０以上
０．１５以下の範囲に定めることにより、前記請求項２
にかかる発明の最終段静翼のゲージング比および前記請
求項３にかかる発明の最終段静翼の流出角比を適正に定
めることができる。
【００２３】また、請求項７にかかる発明は、ガスター
ビンの最終流出側と連通するディフューザ通路を形成す
るダクトのうち、ガスタービンに対向する端部から所定
距離までの部分のダクト壁を、ガスタービンの軸に対し
て平行にもしくは内側に絞ったことを特徴とする。
【００２４】この結果、請求項７にかかる発明は、ディ
フューザ通路のうち、平行もしくは内側に絞ったダクト
壁における圧力が大きくなる。このために、前記ダクト
壁と対向する最終段動翼のチップ流出側の圧力が大きく
なるので、最終段動翼のチップ側における圧力比が小さ
くなる。これにより、最終段動翼におけるマッハ数を小
さく抑制することができ、衝撃波損失によるタービン効
率の低下を確実に防ぐことができる。また、最終段動翼
のハブ側の圧力比は、変わらないので、最終段のハブ側
の反動度（動翼の圧力比／段の圧力比）は、変わらな
い。このために、最終段動翼のチップ側における圧力比
が小さくなることによって、最終段のチップ側の反動度
が小さくなっても、タービン設計上、特に問題はない。
【００２５】
【発明の実施の形態】以下、この発明にかかるガスター
ビンの実施の形態の２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が限
定されるものではない。
【００２６】（実施の形態１の説明）図１（Ａ）および
（Ｂ）は、この発明にかかるガスタービンの実施の形態
１を示す。図中、図７〜図１０と同符号は同一のものを
示す。
【００２７】図１（Ａ）は、最終段の圧力測定の説明図
である。図において、点Ｐ１は、最終段静翼４Ｃのチッ
プ流入側における圧力測定点を示す。点Ｐ２は、最終段
静翼４Ｃのチップ流出側および最終段動翼４Ｓのチップ
流入側における圧力測定点を示す。点Ｐ３は、最終段動
翼４Ｓのチップ流出側における圧力測定点を示す。点Ｐ
４は、最終段静翼４Ｃのミーン流入側における圧力測定
点を示す。点Ｐ５は、最終段静翼４Ｃのミーン流出側お
よび最終段動翼４Ｓのミーン流入側における圧力測定点
を示す。点Ｐ６は、最終段動翼４Ｓのミーン流出側にお
ける圧力測定点を示す。
【００２８】図１（Ｂ）は、図１（Ａ）の圧力測定に基
づいて作成した圧力比の説明図である。図において、Δ
Ｐ４Ｓは、最終段動翼４Ｓのチップ側における圧力比を
示す。ΔＰ４Ｓ´は、最終段動翼４Ｓのミーン側におけ
る圧力比（平均的な圧力比）を示す。ΔＰ４Ｃは、最終
段静翼４Ｃのチップ側における圧力比を示す。ΔＰ４Ｃ
´は、最終段静翼４Ｃのミーン側における圧力比（平均
的な圧力比）を示す。ΔＰ４Ｃ、４Ｓは、最終段のチッ
プ側における圧力比を示す。ΔＰ４Ｃ´、４Ｓ´は、最
終段のミーン側における圧力比（平均的な圧力比）を示
す。
【００２９】この実施の形態１のガスタービンは、圧力
比が２０以上（π≧２０）で運転するガスタービンにお
いて、最終段静翼４Ｃを含むそれより下流側の構造を、
最終段動翼４Ｓのチップ側の圧力差が０．１５ＭＰａ以
下（ΔＰ≦０．１５ＭＰａ）となるように、構成する。
【００３０】この実施の形態１のガスタービンは、最終
段動翼４Ｓのチップ側の圧力差ΔＰ、すなわち、図１
（Ｂ）に示すように、最終段動翼４Ｓのチップ側の圧力
比ΔＰ４Ｓを平均的圧力比ΔＰ４Ｓ´よりも小さくする
ことができる。この結果、最終段動翼４Ｓにおけるマッ
ハ数を小さく抑制することができるので、圧力比が２０
以上で運転するガスタービンにおいて、衝撃波損失によ
るタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【００３１】（実施の形態２の説明）図２および図３
は、この発明にかかるガスタービンの実施の形態２を示
す。図中、図１および図７〜図１０と同符号は同一のも
のを示す。
【００３２】図２は、最終段の断面の説明図である。最
終段静翼４Ｃは、前縁１０と、後縁１１と、前記前縁１
０と前記後縁１１を結ぶ腹面１２および背面１３とから
構成されている。図３は、最終段静翼のゲージング比を
示す説明図である。
【００３３】この実施の形態２のガスタービンは、最終
段静翼４Ｃのゲージング比、すなわち、チップ側ゲージ
ング／ハブ側ゲージングを０．９以下とする（チップ側
ゲージング／ハブ側ゲージング≦０．９）。前記最終段
静翼４Ｃのゲージングは、図３に示すように、チップ側
からハブ側にかけて大きくなる。
【００３４】前記ゲージングは、（スロート長ＣＯ／ピ
ッチＣＳ）で求まる。スロート長ＣＯは、隣り合う最終
段静翼４Ｃの後縁１１から背面１３までの最短距離を言
う。ピッチＣＳは、隣り合う最終段静翼４Ｃの前縁１０
間の距離、もしくは、後縁１１間の距離を言う。
【００３５】この実施の形態２のガスタービンは、図３
に示すように、最終段静翼４Ｃのチップ側のゲージング
を小さくして絞る。この結果、図１（Ｂ）に示すよう
に、最終段静翼４Ｃのチップ側の圧力比ΔＰ４Ｃが最終
段の圧力比ΔＰ４Ｃ、４Ｓの大部分を受け持ち、最終段
動翼４Ｓのチップ側の圧力比ΔＰ４Ｓを平均的圧力比Δ
Ｐ４Ｓ´よりも小さくすることができる。このために、
最終段動翼４Ｓにおけるマッハ数を小さく抑制すること
ができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確実に
防ぐことができる。
【００３６】また、図３に示すように、最終段静翼４Ｃ
のハブ側のゲージングを大きくすることにより、最終段
のハブ側（図７中の一点鎖線にて囲まれた部分）の反動
度（動翼の圧力比／段の圧力比）を大きくすることがで
きる。このために、最終段のチップ側のゲージングを絞
ることによって、最終段のチップ側の反動度（動翼の圧
力比ΔＰ４Ｓ／段の圧力比ΔＰ４Ｃ、４Ｓ）が小さくな
っても、タービン設計上、特に問題はない。
【００３７】また、この実施の形態２のガスタービン
は、図３に示す最終段静翼４Ｃのゲージング比をパラメ
ータとすることにより、タービン設計が簡便化される。
【００３８】（実施の形態３の説明）この実施の形態３
のガスタービンは、図２に示すように、最終段静翼４Ｃ
の流出角α２比（チップ側流出角／ハブ側流出角）を
０．８５以上とする（チップ側流出角／ハブ側流出角≧
０．８５）。
【００３９】この実施の形態３のガスタービンは、前記
実施の形態２のガスタービンと同様に、最終段静翼４Ｃ
のチップ側の流出角α２を小さくして絞る。この結果、
図１（Ｂ）に示すように、最終段静翼４Ｃのチップ側の
圧力比ΔＰ４Ｃが最終段の圧力比ΔＰ４Ｃ、４Ｓの大部
分を受け持ち、最終段動翼４Ｓのチップ側の圧力比ΔＰ
４Ｓを平均的圧力比ΔＰ４Ｓ´よりも小さくすることが
できる。このために、最終段動翼４Ｓにおけるマッハ数
を小さく抑制することができ、衝撃波損失によるタービ
ン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【００４０】また、最終段静翼４Ｃのハブ側の流出角α
２を大きくすることにより、最終段のハブ側の反動度
（動翼の圧力比／段の圧力比）を大きくすることができ
る。このために、最終段のチップ側の流出角α２を絞る
ことによって、最終段のチップ側の反動度（動翼の圧力
比ΔＰ４Ｓ／段の圧力比ΔＰ４Ｃ、４Ｓ）が小さくなっ
ても、タービン設計上、特に問題はない。
【００４１】また、この実施の形態３のガスタービン
は、前記実施の形態２のガスタービンと同様に、最終段
静翼４Ｃの流出角α２比をパラメータとすることによ
り、タービン設計が簡便化される。
【００４２】（実施の形態４の説明）実施の形態４のガ
スタービンは、最終段動翼４Ｓの流出側ボス比（ハブ半
径Ｒ１／チップ半径Ｒ２）を０．４以上０．６５以下と
する（０．４≦ハブ半径／チップ半径≦０．６５）。な
お、ハブ半径Ｒ１およびチップ半径Ｒ２は図７を参照。
【００４３】この実施の形態４のガスタービンは、最終
段動翼４Ｓの流出側ボス比を０．４〜０．６５の範囲に
定めるものである。この結果、前記実施の形態２のガス
タービンの最終段静翼４Ｃのゲージング比および前記実
施の形態３のガスタービンの最終段静翼４Ｃの流出角α
２比を適正に定めることができる。
【００４４】（実施の形態５の説明）実施の形態５のガ
スタービンは、最終段の平均反動度を０．３以上０．６
以下とする（０．３≦反動度≦０．６）。
【００４５】この実施の形態５のガスタービンは、最終
段の平均反動度を０．３〜０．６ｎ範囲に定めることに
より、最終段の平均反動度を十分に保つことができ、タ
ービン設計上、特に問題はない。
【００４６】（実施の形態６の説明）実施の形態６のガ
スタービンは、図２に示すように、隣り合う最終段動翼
４Ｓの背面６のスロートＳＯから後縁４までの曲率（最
終段動翼４ＳのピッチＳＳ／スロートＳＯから後縁４ま
での背面６の曲率半径Ｓｅ）を０以上０．１５以下とす
る（０≦最終段動翼４ＳのピッチＳＳ／スロートＳＯか
ら後縁４までの背面６の曲率半径Ｓｅ≦０．１５）。
【００４７】この実施の形態６のガスタービンは、最終
段動翼４Ｓの背面６のスロートＳＯから後縁６までの曲
率を０以上０．１５以下の範囲に定めるものである。こ
の結果、前記実施の形態２のガスタービンの最終段静翼
４Ｃのゲージング比および前記実施の形態３のガスター
ビンの最終段静翼４Ｃの流出角α２比を適正に定めるこ
とができる。
【００４８】（実施の形態７の説明）図４〜図６は、こ
の発明にかかるガスタービンの実施の形態７を示す。図
中、図１〜図３および図７〜図１０と同符号は同一のも
のを示す。
【００４９】図において、１４は、ガスタービンの最終
流出側と連通するディフューザ通路１５を形成するダク
トである。このダクト１４は、たとえば、排ガスボイラ
ー（図示せず）に接続されている。
【００５０】前記ダクト１４のうち、ガスタービンに対
向する端部から所定距離Ｌまでの部分のダクト壁１６
を、ガスタービンの軸Ｏ−Ｏに対して平行にもしくは内
側に絞る（０°≦θ≦５°）。
【００５１】ここで、前記ダクト壁１６の距離Ｌは、最
終段動翼４Ｓのチップ側の翼弦長Ｃの０．５倍以上３倍
以下とする（０．５Ｃ≦Ｌ≦３Ｃ）。また、前記ダクト
壁１６の下流側のダクト壁１７、１８、１９をたとえば
２段階に折り曲げて従前のダクト（図４および図５中の
二点鎖線にて示す）と同様の傾斜とする。
【００５２】この実施の形態７のガスタービンは、ディ
フューザ通路１５のうち、平行もしくは内側に絞ったダ
クト壁１６における圧力（図４中の破線の円にて示す）
が大きくなる。このために、前記ダクト壁１６と対向す
る最終段動翼４Ｓのチップ流出側の圧力Ｐ３が大きくな
るので、最終段動翼４Ｓのチップ側における圧力比ΔＰ
４Ｓが小さくなる。これにより、最終段動翼におけるマ
ッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失による
タービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
【００５３】また、最終段動翼４Ｓのハブ側の圧力比
は、変わらないので、最終段のハブ側の反動度（動翼の
圧力比／段の圧力比）は、変わらない。このために、最
終段動翼４Ｓのチップ側における圧力比ΔＰ４Ｓが小さ
くなることによって、最終段のチップ側の反動度（動翼
の圧力比ΔＰ４Ｓ／段の圧力比ΔＰ４Ｃ、４Ｓ）が小さ
くなっても、タービン設計上、特に問題はない。
【００５４】
【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（請求項１）は、最終段動翼の圧力
差、すなわち、最終段動翼の圧力比を小さくすることに
より、最終段動翼におけるマッハ数を小さく抑制するこ
とができる。このために、圧力比が２０以上で運転する
ガスタービンにおいて、衝撃波損失によるタービン効率
の低下を確実に防ぐことができる。
【００５５】また、この発明にかかるガスタービン（請
求項２）は、最終段静翼のゲージング比（チップ側ゲー
ジング／ハブ側ゲージング）を０．９以下として、最終
段静翼のチップ側のゲージングを小さく絞ることができ
る。これにより、最終段静翼のチップ側が最終段の圧力
比の大部分を受け持ち、最終段動翼のチップ側の圧力比
を小さくすることができる。このために、最終段動翼に
おけるマッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損
失によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができ
る。また、最終段静翼のハブ側のゲージングを大きくす
ることにより、最終段のハブ側の反動度（動翼の圧力比
／段の圧力比）を大きくすることができる。このため
に、最終段のチップ側のゲージングを絞ることによっ
て、最終段のチップ側の反動度が小さくなっても、ター
ビン設計上、特に問題はない。
【００５６】また、この発明にかかるガスタービン（請
求項２）は、最終段静翼のゲージング比をパラメータと
することにより、タービン設計が簡便化される。
【００５７】また、この発明にかかるガスタービン（請
求項３）は、最終段静翼の流出角比（チップ側流出角／
ハブ側流出角）を０．８５以上として、前記請求項２に
かかる発明と同様に、最終段静翼のチップ側の流出角を
小さく絞ることができる。これにより、最終段静翼のチ
ップ側が最終段の圧力比の大部分を受け持ち、最終段動
翼のチップ側の圧力比を小さくすることができる。この
ために、最終段動翼におけるマッハ数を小さく抑制する
ことができ、衝撃波損失によるタービン効率の低下を確
実に防ぐことができる。また、最終段静翼のハブ側の流
出角を大きくすることにより、最終段のハブ側の反動度
（動翼の圧力比／段の圧力比）を大きくすることができ
る。このために、最終段静翼のチップ側の流出角を絞る
ことによって、最終段のチップ側の反動度が小さくなっ
ても、タービン設計上、特に問題はない。
【００５８】また、この発明にかかるガスタービン（請
求項３）は、前記請求項２にかかる発明と同様に、最終
段静翼の流出角比をパラメータとすることにより、ター
ビン設計が簡便化される。
【００５９】また、この発明にかかるガスタービン（請
求項４）は、最終段動翼の流出側ボス比（ハブ半径／チ
ップ半径）を０．４〜０．６５の範囲に定めることによ
り、前記請求項２にかかる発明の最終段静翼のゲージン
グ比および前記請求項３にかかる発明の最終段静翼の流
出角比を適正に定めることができる。
【００６０】また、この発明にかかるガスタービン（請
求項５）、最終段の平均反動度を０．３〜０．６ｎ範囲
に定めることにより、最終段の平均反動度を十分に保つ
ことができ、タービン設計上、特に問題はない。
【００６１】また、発明にかかるガスタービン（請求項
６）は、最終段動翼の背面のスロートから後縁までの曲
率（最終段動翼のピッチ／スロートから後縁までの背面
の曲率半径）を０以上０．１５以下の範囲に定めること
により、前記請求項２にかかる発明の最終段静翼のゲー
ジング比および前記請求項３にかかる発明の最終段静翼
の流出角比を適正に定めることができる。
【００６２】また、この発明にかかるガスタービン（請
求項７）は、ディフューザ通路のうち、平行もしくは内
側に絞ったダクト壁における圧力が大きくなる。このた
めに、前記ダクト壁と対向する最終段動翼のチップ流出
側の圧力が大きくなるので、最終段動翼のチップ側にお
ける圧力比が小さくなる。これにより、最終段動翼にお
けるマッハ数を小さく抑制することができ、衝撃波損失
によるタービン効率の低下を確実に防ぐことができる。
また、最終段動翼のハブ側の圧力比は、変わらないの
で、最終段のハブ側の反動度（動翼の圧力比／段の圧力
比）は、変わらない。このために、最終段動翼のチップ
側における圧力比が小さくなることによって、最終段の
チップ側の反動度が小さくなっても、タービン設計上、
特に問題はない。
【図面の簡単な説明】
【図１】（Ａ）はこの発明のガスタービンの実施の形態
１〜６を示す圧力測定の説明図、（Ｂ）は（Ａ）の圧力
測定に基づく圧力比の説明図である。
【図２】最終段の断面の説明図である。
【図３】最終段静翼のゲージングの説明図である。
【図４】この発明のガスタービンの実施の形態７を示す
一部断面図である。
【図５】同じく、一部拡大断面図である。
【図６】同じく、圧力比の説明図である。
【図７】一般のガスタービンを示す説明図である。
【図８】タービン最終段動翼の平均流出マッハ数と全圧
損失係数との相対関係を示すグラフである。
【図９】図７におけるＩＸ−ＩＸ線断面図である。
【図１０】（Ａ）は最終段動翼のチップ側の断面の説明
図、（Ｂ）は最終段動翼のチップ側における翼表面マッ
ハ数分布の説明図である。
【符号の説明】
１ ケーシング ２ ロータ １Ｃ〜４Ｃ 静翼 １Ｓ〜４Ｓ 動翼 ３ 動翼の前縁 ４ 動翼の後縁 ５ 動翼の腹面 ６ 動翼の背面 ７ 衝撃波 ８ 境界層 １０ 静翼の前縁 １１ 静翼の後縁 １２ 静翼の腹面 １３ 静翼の背面 １４ ダクト １５ ディフューザ通路 １６〜１９ ダクト壁 Ｐ１〜Ｐ６ 圧力測定点 ΔＰ４Ｃ 最終段静翼のチップ側の圧力比 ΔＰ４Ｃ´ 最終段静翼のミーン側の圧力比（平均的圧
力比） ΔＰ４Ｓ 最終段動翼のチップ側の圧力比 ΔＰ４Ｓ´ 最終段動翼のミーン側の圧力比（平均的圧
力比） ΔＰ４Ｃ、４Ｓ 最終段のチップ側の圧力比 ΔＰ４Ｃ´、４Ｓ´ 最終段のミーン側の圧力比（平均
的な圧力比） Ｒ１ ハブ側半径 Ｒ２ チップ側半径 ＣＯ 静翼のスロート長 ＣＳ 静翼のピッチ α２ 流出角 ＳＯ 動翼のスロート長 ＳＳ 動翼のピッチ Ｓｅ 曲率半径 Ｃ コード長 Ｌ ダクト壁の距離 θ ダクト壁の角度 Ｏ−Ｏ ガスタービンの軸

Claims (7)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 圧力比が２０以上で運転するガスタービ
    ンにおいて、 最終段静翼を含むそれより下流側の構造を、最終段動翼
    の圧力差が０．１５ＭＰａ以下となるように、構成した
    ことを特徴とするガスタービン。
  2. 【請求項２】 圧力比が２０以上で運転するガスタービ
    ンにおいて、 最終段静翼のゲージング比である、チップ側ゲージング
    ／ハブ側ゲージングが、０．９以下であることを特徴と
    するガスタービン。
  3. 【請求項３】 圧力比が２０以上で運転するガスタービ
    ンにおいて、 最終段静翼の流出角比である、チップ側流出角／ハブ側
    流出角が、０．８５以上であることを特徴とするガスタ
    ービン。
  4. 【請求項４】 最終段動翼の流出側のボス比である、ハ
    ブ半径／チップ半径が、０．４以上０．６５以下である
    ことを特徴とする請求項１または２または３に記載のガ
    スタービン。
  5. 【請求項５】 最終段の平均反動度が０．３以上０．６
    以下であることを特徴とする請求項１または２または３
    に記載のガスタービン。
  6. 【請求項６】 最終段動翼の背面のスロートから後縁ま
    での曲率である、ピッチ／スロートから後縁までの背面
    の曲率半径が、０以上０．１５以下であることを特徴と
    する請求項１または２または３に記載のガスタービン。
  7. 【請求項７】 圧力比が２０以上で運転するガスタービ
    ンにおいて、 前記ガスタービンの最終流出側と連通するディフューザ
    通路を形成するダクトのうち、前記ガスタービンに対向
    する端部から所定距離までの部分のダクト壁を、前記ガ
    スタービンの軸に対して平行にもしくは内側に絞ったこ
    とを特徴とするガスタービン。
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