JP2003161104A

JP2003161104A - タービン翼

Info

Publication number: JP2003161104A
Application number: JP2001359161A
Authority: JP
Inventors: Akira Takahashi; 晃高橋
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2001-11-26
Filing date: 2001-11-26
Publication date: 2003-06-06

Abstract

(57)【要約】【課題】転向角が大きくても出力低下と効率悪化を招か
ない構造をしたタービン翼を提供しようとする。【解決手段】従来の前縁部と背側と後縁部と腹側とで囲
まれ所定の転向角でできた翼断面を有し、多段タービン
の低圧側タービンに使用されるタービン翼にかわって、
腹側の表面に設けられた吸気穴と、後縁部又は先端部に
設けられた排気穴と、を有し、前記吸気口が前記排気口
にのみ連通し、吸気穴が翼幅の中心よりも前縁部寄りに
設けられ、排気穴が後縁部に設けられているものとし
た。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、タービンエンジン
のタービンブレードに係る。特に多段タービンの低圧側
タービンに使用するのに好適な構造を有するタービンブ
レードに関する。

【０００２】

【従来の技術】ガスタービンや航空エンジンの高負荷化
に伴い、大きな転向角を持ったタービン翼が採用される
傾向がある。タービン翼は、前縁部と背側と後縁部と腹
側とで囲まれ所定の転向角でできた翼断面を有するここ
で、転向角とは、入口角と出口角とを合計した角度であ
る。入口角は、前縁部におけるキャンバー線の接線とタ
ービンの軸方向との間に形成される角度である。出口角
は、後縁部におけるキャンバー線の接線とタービンの軸
方向との間に形成される角度である。特に、ターボファ
ンエンジンの低圧タービンはファンを駆動するために大
きな出力を要求され、排気温度が低下しているので転向
角を大きくしたタービン翼が採用される。極度に大きな
転向角を持ったタービン翼では、腹側の減速領域で境界
層の剥離が発生しやすい。現状では、剥離した境界層は
タービン翼の後縁部手前で再度翼表面に再度付着するの
で、特に対策をとっていない。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】タービン翼の設計にお
いては、タービン翼の背側のマッハ数分布が重要であ
る。一方、腹側で境界層が剥離する点は、後縁で再度付
着するので、従来問題視されてこなかった。一応、多段
の低圧タービンでは、出力ロスの増加が全体として大き
くなるのを防ぐために、できるだけ腹側の剥離をおこり
にくくするようなタービン翼形状を選択していた。例え
ば、腹側で急激な減速がおこらないように前縁部の形状
を調整する。しかし、転向角が大きくなると、腹側での
剥離が避けられなくなった。また、翼厚を大きくして腹
側の減速領域を小さくする手法も考えられるが、重量増
加をまねくので好ましくない。従って、背側のマッハ数
分布を優先する現状の設計方針では翼形状の調整により
腹側の剥離を完全に防ぐことは困難であった。腹側で境
界層の剥離が生ずると、翼と翼の間の実質的な流路面積
が減少して腹側の流速が大きくなりタービン出力が低下
する。また、流路面積が小さくなった結果、圧力損失が
大きくなり効率が低下する。背側のマッハ数の分布に影
響を与えず、かつ重量増加を招かずに、大きな転向角に
由来する腹側の境界層の剥離を防止する解決手段が望ま
れていた。

【０００４】本発明は以上に述べた問題点に鑑み案出さ
れたもので、従来のタービン翼にかわって、転向角が大
きくても出力低下と効率悪化を招かない構造をしたター
ビン翼を提供しようとする。

【０００５】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、本発明に係る前縁部と背側と後縁部と腹側とで囲ま
れ所定の転向角でできた翼断面を有するタービン翼は、
腹側の表面に設けられた吸気穴と、定格運転時に吸気穴
付近よりも圧力の低い箇所のタービン翼表面に設けられ
た排気穴と、を有し、前記吸気穴が前記排気穴にのみ連
通しているものとした。

【０００６】上記本発明の構成により、吸気穴が腹側の
表面に設けられ、排気穴が定格運転時に吸気穴付近より
も圧力の低い箇所のタービン翼表面に設けられ、前記吸
気穴が前記排気穴にのみ連通しており、吸気穴付近の圧
力が排気穴付近の圧力よりも大きいので、吸気穴から排
気穴へ雰囲気のガスが流れ、吸気穴付近の乱流層が吸い
込まれるので吸気穴付近での境界層の剥離が抑制され
る。

【０００７】さらに、本発明に係るタービン翼は、排気
穴が後縁部に設けられるものとした。上記本発明の構成
により、吸気穴が腹側の表面に設けられ、排気穴が後縁
部に設けられ、前記吸気穴が前記排気穴にのみ連通して
おり、吸気穴から排気穴へ雰囲気のガスが流れ、吸気穴
付近での境界層の剥離が抑制される。

【０００８】さらに、本発明に係るタービン翼は、吸気
穴が翼幅の中心よりも前縁部寄りに設けられたものとし
た。上記本発明の構成により、吸気穴が翼幅の中心より
も前縁部寄りに設けられ、境界層の剥離の発生は、翼幅
の中心よりも前縁部寄りで開始するので、腹側での境界
層の剥離の発生が抑制される。

【０００９】さらに、本発明に係るタービン翼は、吸気
穴がタービン軸心寄りに設けられたものとした。上記本
発明の構成により、吸気穴がタービン軸心寄りに設けら
れ、腹側での境界層の剥離がタービン軸心寄りで最初に
発生するので、腹側での境界層の剥離の開始を抑制でき
る。

【００１０】さらに、本発明に係るタービン翼は、多段
タービンの低圧側タービンに使用されるものとした。上
記本発明の構成により、腹側での境界層の剥離が多段タ
ービンの低圧側タービンのタービン翼で頻繁に発生する
ので、タービン翼の腹側での境界層の剥離が効果的に抑
制し、ガスの流路面積が狭くなるのを防止し、多段ター
ビンの低圧側タービンの出力アップと効率の改善が図れ
る。

【００１１】

【発明の実施の形態】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、重複した説明を省略
する。

【００１２】本発明の実施形態に係るタービン翼の構造
を説明する。図１は、本発明の実施形態の概念図であ
る。

【００１３】タービン翼１は、前縁部２と背側３と後縁
部４と腹側５とで囲まれ所定の転向角でできた翼断面を
有するものであって、根元をバンド部に固定され、バン
ド部に起立する。起立したタービン翼１の片端を先端部
６という。ここで、転向角γとは、入口角αと出口角β
とを合計した角度である。入口角αは、前縁部における
キャンバー線Ｃの接線とタービンの軸方向との間に形成
される角度である。出口角βは、後縁部におけるキャン
バー線Ｃの接線とタービンの軸方向との間に形成される
角度である。図２は、転向角γと入口角αと出口角βと
の関係図である。尚、タービン翼の翼断面は、翼の前縁
部から後縁部にかけて複数の円を連ねてできた包絡線で
あり、キャンバー線Ｃはその円の中心を結んだ線をい
い、翼断面の翼の中心線である。

【００１４】好ましくは、タービン翼は、転向角が大き
くて翼厚が薄いための腹側で剥離を生じやすいタービン
翼である。転向角が１００度を越えると、特に剥離の傾
向が強くなる。さらに好ましくは、タービン翼１は多段
タービンの低圧タービンに使用されるタービン翼１であ
る。

【００１５】タービン翼１は、吸気穴７と排気穴８と連
通孔９とを有する。吸気穴７は、腹側５の表面に設けら
れた穴であり、吸気穴付近のガスを吸気する。好ましく
は、吸気穴７は、翼幅の中心よりも前縁部寄りに設けら
れる。さらに好ましくは、吸気穴７は、タービン軸心寄
りに設けられる。

【００１６】排気穴８は、後縁部４に設けられた穴であ
り、排気穴８付近へガスを排気する。

【００１７】連通孔９は、吸気穴７と排気穴８を連通す
る孔であり、タービン翼内に設けられる。

【００１８】

【実施例】以下に、本発明の実施形態に係るタービン翼
の作用を、実施例を基に、従来のタービン翼と比較しつ
つ、説明する。図３は、本発明の実施形態に係るタービ
ン翼の実施例である。図４は、比較のための、従来のタ
ービン翼の実施例である。実施例では、吸気穴７がター
ビン翼幅の中心より前縁部寄りに設けられ、排気穴８が
外縁部４にある場合の、タービン翼の翼周りのマッハ数
を試算した。本発明の実施形態に係るタービン翼（図
３）では、背側でのマッハ数が前縁部から後縁部にかけ
て高い値を示し、腹側でのマッハ数が前縁部から後縁部
にかけて低い値を示す。一方、従来のタービン翼（図
４）では、背側でのマッハ数が前縁部から後縁部にかけ
て高い値を示すのは同様であるが、腹側では、領域Ｈ１
で境界層が剥離をおこし、領域Ｈ１でのマッハ数が、本
発明の実施形態に係るタービン翼に比較して、大きい値
となる。さらに、後縁部付近の領域Ｈ２でもマッハ数が
若干大きくなる。これは、本発明の実施形態に係るター
ビン翼では、Ｈ２部に排気穴８からガスが吹きだすため
に、領域Ｈ２でのミキシングロスが低減されるからと考
えられる。

【００１９】上述の実施形態のタービン翼を用いれば、
腹側での境界層の剥離を抑制でき、タービン翼の出力を
向上し、効率を改善することができる。従って、大きな
転向角を持つタービン翼の設計において、腹側の境界層
の剥離の発生を心配することなく、背側のマッハ数分布
を優先させた翼断面形状の選択をすることができる。ま
た、腹側で吸い出したガスを後縁部から吹きだすと、後
縁部でのガスのミキシングロスを低減することになり、
効率向上の相乗効果を得ることができる。また、吸気穴
を翼幅の中心部から前縁側で、タービン軸側に寄った位
置に設けることで、最も境界層の剥離の発生しやすい付
近のガスを吸気して、この付近の境界層の剥離を抑制で
きる。また、多段タービンの低圧側タービンの本構造の
タービン翼を採用すると、腹側での境界層の剥離の発生
を心配することなく転向角の大きなタービン翼を使用で
きるので、多段タービンの出力が増加して効率が改善さ
れる。

【００２０】本発明は以上に述べた実施形態に限られる
ものではなく、発明の要旨を逸脱しない範囲で各種の変
更が可能である。タービン翼が動翼である場合を例に説
明したがこれに限定されず、静翼でもよい。

【００２１】

【発明の効果】以上説明したように本発明の前縁部と背
側と後縁部と腹側とで囲まれ所定の転向角でできた翼断
面を有するタービン翼は、その構成により、以下の効果
を有する。吸気穴が腹側の表面に設けられ、排気穴が定
格運転時に吸気穴付近よりも圧力の低い箇所のタービン
翼表面に設けられ、前記吸気穴が前記排気穴にのみ連通
しており、吸気穴付近の圧力が排気穴付近の圧力よりも
大きいので、吸気穴から排気穴へ雰囲気のガスが流れ、
吸気穴付近の乱流層が吸い込まれるので吸気穴付近での
境界層の剥離が抑制される。また、吸気穴が腹側の表面
に設けられ、排気穴が後縁部に設けられ、前記吸気穴が
前記排気穴にのみ連通しており、吸気穴から排気穴へ雰
囲気のガスが流れ、吸気穴付近での境界層の剥離が抑制
される。また、吸気穴が翼幅の中心よりも前縁部寄りに
設けられ、境界層の剥離の発生は、翼幅の中心よりも前
縁部寄りで開始するので、腹側での境界層の剥離の発生
が抑制される。また、吸気穴がタービン軸心寄りに設け
られ、腹側での境界層の剥離がタービン軸心寄りで最初
に発生するので、腹側での境界層の剥離の開始を抑制で
きる。また、腹側での境界層の剥離が多段タービンの低
圧側タービンのタービン翼で頻繁に発生するので、ター
ビン翼の腹側での境界層の剥離が効果的に抑制し、多段
タービンの低圧側タービンの出力アップと効率の改善が
図れる。従って、転向角が大きくても出力低下と効率悪
化を招かない構造をしたタービン翼を提供できる。

【００２２】

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の実施形態の概念図である。

【図２】転向角γと入口角αと出口角βとの関係図であ
る。

【図３】本発明の実施形態に係るタービン翼の実施例で
ある。

【図４】従来のタービン翼の実施例である。

【符号の説明】

１タービン翼２前縁部３背側４後縁部５腹側６先端部７吸気穴８排気穴９連通孔 α 入口角 β 出口角 γ 転向角Ｃキャンバー線ｌ軸方向Ｈ１境界層の剥離に影響される領域Ｈ２ミキシングロスに影響される領域

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】前縁部と背側と後縁部と腹側とで囲まれ
所定の転向角でできた翼断面を有するタービン翼であっ
て、腹側の表面に設けられた吸気穴と、定格運転時に吸
気穴付近よりも圧力の低い箇所のタービン翼表面に設け
られた排気穴と、を有し、前記吸気穴が前記排気穴にの
み連通していることを特徴とするタービン翼。
【請求項２】排気穴が後縁部に設けられることを特徴
とする請求項２に記載のタービン翼。
【請求項３】吸気穴が翼幅の中心よりも前縁部寄りに
設けられたことを特徴とする請求項１又は請求項２の一
つに記載のタービン翼。
【請求項４】前記吸気穴がタービン軸心寄りに設けら
れたことを特徴とする請求項１乃至請求項３に記載のタ
ービン翼。
【請求項５】多段タービンの低圧側タービンに使用さ
れることを特徴とする請求項１乃至請求項４に記載のタ
ービン翼。