JP2006291889A - Turbine blade train end wall - Google Patents

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Koichiro Iida
耕一郎 飯田
Eisaku Ito
栄作 伊藤
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Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To improve the performance of a whole turbine having a plurality of blade trains by reducing a cross flow to be generated on a turbine blade train end wall while suppressing an increase in flow-out angle near the end wall. <P>SOLUTION: 0% Cax is at the front edge position of the turbine blade B in the axial direction and 100% Cax is at the rear edge position of the turbine blade B in the axial direction, and 0% pitch is at a position on the belly face of the turbine blade B and 100% pitch is at a position on the back face of the turbine blade B opposed to the belly face of the turbine blade B. In this case, a first protruded portion 11 is provided between one turbine blade B and the other turbine blade B arranged neighboring the turbine blade B while gently rising up in a range from at least about 20% Cax to about 50% Cax. The peak of the first protruded portion 11 in about 20% Cax is provided in a range from 30% pitch to 70% pitch. <P>COPYRIGHT: (C)2007,JPO&INPIT

Description

本発明は、タービン翼列エンドウォールに関するものである。   The present invention relates to a turbine blade cascade endwall.

流体の運動エネルギーを回転運動に変えて動力を得る動力発生装置としてのタービンにおけるタービン翼列エンドウォール上では、一のタービン翼の腹側から隣接するタービン翼の背側に向かって、いわゆる「クロスフロー（二次流れ）」が発生する。
タービン性能の向上を図るには、このクロスフローを低減させるとともに、このクロスフローに伴って発生する二次流れ損失を低減させる必要がある。 On a turbine cascade end wall in a turbine as a power generation device that obtains power by converting kinetic energy of fluid into rotational motion, a so-called “cross” is formed from the ventral side of one turbine blade toward the back side of the adjacent turbine blade. Flow (secondary flow) "occurs.
In order to improve the turbine performance, it is necessary to reduce the cross flow and reduce the secondary flow loss generated with the cross flow.

そこで、このようなクロスフローに伴う二次流れ損失を低減させて、タービン性能の向上を図るものとして、タービン翼列エンドウォール上に、非軸対称に形成された凹凸を有するものが知られている（例えば、特許文献１参照）。
米国特許第６２８３７１３号明細書 In order to improve the turbine performance by reducing the secondary flow loss due to such crossflow, it is known to have unevenness formed on the turbine blade cascade endwall on the turbine blade row end wall. (For example, refer to Patent Document 1).
US Pat. No. 6,283,713

上記特許文献に開示されているタービン翼列エンドウォールには、一のタービン翼の腹側後縁側に凹部が形成され、隣接するタービン翼の背側後縁側に凸部が形成されている。
しかしながら、背側後縁側に形成された凸部では、そこで静圧が低下し、翼出口の流出角度が増大してしまい、凹凸を有する対象翼列の下流に位置する翼列における性能を悪化させ、複数の翼列を有するタービン全体の性能を返って低下させてしまう恐れがある。 In the turbine blade cascade endwall disclosed in the above patent document, a concave portion is formed on the ventral rear edge side of one turbine blade, and a convex portion is formed on the rear rear edge side of the adjacent turbine blade.
However, in the convex part formed on the back side rear edge side, the static pressure is reduced there, the outflow angle of the blade outlet is increased, and the performance in the blade row located downstream of the target blade row having irregularities is deteriorated. There is a risk that the performance of the entire turbine having a plurality of blade rows may be reduced.

本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、タービン翼列エンドウォール上に発生するクロスフローを低減させることができるとともに、凹凸を有する対象翼列の下流に位置する翼列における性能向上を図りつつ、凹凸を有する対象翼列のタービン背面に発生する過度な巻き上がりを抑制することで、複数の翼列を有するタービン全体の性能向上の利点を得ることができるタービン翼列エンドウォールを提供することを目的とする。   The present invention has been made in view of the above circumstances, and can reduce the crossflow generated on the turbine blade cascade endwall and improve the performance of the blade cascade located downstream of the target blade row having irregularities. A turbine cascade endwall capable of obtaining the advantage of improving the performance of the entire turbine having a plurality of cascades by suppressing excessive winding that occurs on the rear surface of the turbine of the target cascade having irregularities. The purpose is to provide.

本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明によるタービン翼列エンドウォールは、環状に配列された複数のタービン翼のハブ側および／またはチップ側に位置するタービン翼列エンドウォールであって、０％Ｃａｘを軸方向におけるタービン翼の前縁位置、１００％Ｃａｘを軸方向におけるタービン翼の後縁位置とし、０％ピッチをタービン翼の腹面における位置、１００％ピッチを前記タービン翼の腹面と対向するタービン翼の背面における位置とした場合に、一のタービン翼と、このタービン翼に隣接配置されたタービン翼との間で、少なくとも略２０％Ｃａｘから略５０％Ｃａｘの範囲にわたってなだらかに隆起した第１の凸部が設けられており、かつ、該第１の凸部の略２０％Ｃａｘにおける頂点が、３０％ピッチから７０％ピッチの範囲に設けられていることを特徴とする。
このようなタービン翼列エンドウォールによれば、第１の凸部近傍における静圧が低下し、作動流体の軸方向への流れが増加して、クロスフローが低減することとなる。
また、第１の凸部近傍における静圧が低下することにより、図３（ｂ）に示すように、前縁上流キャビティーからの低温ガス（漏れ空気）が、エンドウォールの表面に沿ってより広い範囲（領域）に流れるようになり、エンドウォールがより効果的に冷却されることとなる。 The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
The turbine cascade endwall according to the present invention is a turbine cascade endwall located on the hub side and / or tip side of a plurality of turbine blades arranged in an annular shape, and 0% Cax in front of the turbine blade in the axial direction. When the edge position, 100% Cax is the rear edge position of the turbine blade in the axial direction, 0% pitch is the position on the abdominal surface of the turbine blade, and 100% pitch is the position on the back surface of the turbine blade that faces the abdominal surface of the turbine blade. In addition, there is provided a first convex portion that gently rises over a range of at least about 20% Cax to about 50% Cax between one turbine blade and a turbine blade disposed adjacent to the turbine blade. And the apex in about 20% Cax of this 1st convex part is provided in the range of 30% pitch to 70% pitch. To.
According to such a turbine blade cascade end wall, the static pressure in the vicinity of the first convex portion is reduced, the flow of the working fluid in the axial direction is increased, and the cross flow is reduced.
Further, as the static pressure in the vicinity of the first convex portion decreases, as shown in FIG. 3 (b), the low temperature gas (leakage air) from the leading edge upstream cavity is further spread along the surface of the end wall. It flows in a wide range (region), and the end wall is cooled more effectively.

本発明によるタービン翼列エンドウォールは、前記第１の凸部の略５０％Ｃａｘにおける頂点が、前記第１の凸部の略２０％Ｃａｘにおける頂点よりもそのピッチ位置において前記タービン翼の背面側に設けられていることを特徴とする。
このようなタービン翼列エンドウォールによれば、第１の凸部の略５０％Ｃａｘにおける頂点近傍における静圧が低下することにより、図４に示すように、タービン翼の背面に発生する巻き上がりの開始位置が、図中の実線から破線のようにタービン翼の後縁側に移動し、巻き上がり（背面の二次流れ）が抑制されることとなる。
なお、０％Ｃａｘとは、軸方向におけるタービン翼の前縁位置のことを指し、１００％Ｃａｘとは、軸方向におけるタービン翼の後縁位置のことを指している。また、０％ピッチとは、タービン翼の腹面における位置のことを指し、１００％ピッチとは、タービン翼の背面における位置のことを指している。 In the turbine cascade endwall according to the present invention, the apex of the first convex portion at about 50% Cax is closer to the back side of the turbine blade at the pitch position than the apex of the first convex portion at about 20% Cax. It is provided in.
According to such a turbine blade cascade end wall, the static pressure in the vicinity of the apex of the first convex portion at approximately 50% Cax decreases, and as shown in FIG. Is moved from the solid line in the figure to the trailing edge side of the turbine blade as indicated by the broken line, and curling up (secondary flow on the back surface) is suppressed.
Note that 0% Cax refers to the position of the leading edge of the turbine blade in the axial direction, and 100% Cax refers to the position of the trailing edge of the turbine blade in the axial direction. The 0% pitch refers to the position on the abdominal surface of the turbine blade, and the 100% pitch refers to the position on the back surface of the turbine blade.

本発明によるタービン翼列エンドウォールは、前記第１の凸部のよりも後縁側で、かつ隣接するタービン翼の腹面側に第２の凸部が設けられている。
このようなタービン翼列エンドウォールによれば、第２の凸部近傍における静圧が低下し、流出角度の増大を抑制することができる。 In the turbine blade cascade endwall according to the present invention, the second convex portion is provided on the rear edge side of the first convex portion and on the abdominal surface side of the adjacent turbine blade.
According to such a turbine blade cascade end wall, the static pressure in the vicinity of the second convex portion is reduced, and an increase in the outflow angle can be suppressed.

本発明によるタービン翼列エンドウォールは、前記第１の凸部のよりも後縁側で、かつ隣接するタービン翼の背面側に凹部が設けられている。
このようなタービン翼列エンドウォールによれば、凹部近傍における静圧が増加し、流出角度の増大を抑制することができる。 The turbine blade cascade endwall according to the present invention is provided with a recess on the rear edge side of the first protrusion and on the back side of the adjacent turbine blade.
According to such a turbine blade cascade end wall, the static pressure in the vicinity of the concave portion is increased, and an increase in the outflow angle can be suppressed.

本発明によるタービンは、タービン翼列エンドウォール上に発生するクロスフローが低減され、かつ流出角度の増大を抑制し、かつタービン翼の背面に発生する過度な巻き上がりが抑制されるタービン翼列エンドウォールを備えている。
このようなタービンによれば、凹凸を有する対象翼列の下流に位置する翼列における性能向上を図りつつ、かつ、クロスフローに伴う二次流れ及び巻き上がり(背面の二次流れ)伴って発生する二次流れ損失の増大が抑制され、複数の翼列を有するタービン全体の性能向上が図られることとなる。 In the turbine according to the present invention, the turbine blade cascade end in which the cross flow generated on the turbine blade cascade end wall is reduced, the increase in the outflow angle is suppressed, and the excessive winding generated on the rear surface of the turbine blade is suppressed. It has a wall.
According to such a turbine, while improving the performance of the blade row located downstream of the target blade row having irregularities, it is generated with the secondary flow and the roll-up (secondary flow on the back surface) accompanying the cross flow. Thus, the increase in the secondary flow loss is suppressed, and the performance of the entire turbine having a plurality of blade rows is improved.

本発明によれば、タービン翼列エンドウォール上に発生するクロスフローを低減させることができるとともに、流出角度の増大を抑制し、かつタービン翼の背面に発生する過度な巻き上がりが抑制されるタービン翼列エンドウォールを備えており、複数の翼列を有するタービン全体の性能向上が図られる効果を奏する。   ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, while being able to reduce the crossflow generate | occur | produced on a turbine blade cascade end wall, the increase in the outflow angle is suppressed, and the excessive winding which generate | occur | produces in the back surface of a turbine blade is suppressed. The blade end wall is provided, and an effect of improving the performance of the entire turbine having a plurality of blade rows is achieved.

以下、本発明によるタービン翼列エンドウォールの一実施形態について、図面を参照しながら説明する。
図１および図２に示すように、本実施形態によるタービン翼列エンドウォール（以下、「ハブエンドウォール」という）１０は、一のタービン翼（本実施形態ではタービン動翼）Ｂと、このタービン翼Ｂに隣接配置されたタービン翼Ｂとの間に、第１の凸部１１と、第２の凸部１２と、凹部１３とをそれぞれ有するものである。なお、図２中のハブエンドウォール１０上に描いた実線は等高線を示している。 Hereinafter, an embodiment of a turbine cascade endwall according to the present invention will be described with reference to the drawings.
As shown in FIGS. 1 and 2, a turbine blade cascade endwall (hereinafter referred to as “hub endwall”) 10 according to the present embodiment includes one turbine blade (turbine blade in the present embodiment) B and this turbine. Between the turbine blades B arranged adjacent to the blades B, the first protrusions 11, the second protrusions 12, and the recesses 13 are respectively provided. In addition, the solid line drawn on the hub end wall 10 in FIG. 2 has shown the contour line.

第１の凸部１１は、略２０％Ｃａｘの位置において略０％ピッチ〜略８０％ピッチの範囲に、そして、略５０％Ｃａｘの位置においてピッチ方向の略全体にわたってなだらかに（滑らかに）隆起した部分である。
ここで、０％Ｃａｘとは、軸方向におけるタービン翼Ｂの前縁位置のことを指し、１００％Ｃａｘとは、軸方向におけるタービン翼Ｂの後縁位置のことを指している。また、０％ピッチとは、タービン翼Ｂの腹面における位置のことを指し、１００％ピッチとは、タービン翼Ｂの背面における位置のことを指している。 The first convex portion 11 rises gently (smoothly) in a range of approximately 0% pitch to approximately 80% pitch at a position of approximately 20% Cax and approximately the entire pitch direction at a position of approximately 50% Cax. It is the part which did.
Here, 0% Cax refers to the position of the leading edge of the turbine blade B in the axial direction, and 100% Cax refers to the position of the trailing edge of the turbine blade B in the axial direction. The 0% pitch refers to the position on the abdominal surface of the turbine blade B, and the 100% pitch refers to the position on the back surface of the turbine blade B.

第１の凸部１１の前縁側の頂点は、略２０％Ｃａｘの位置において略３０％ピッチ〜略７０％ピッチの範囲内（本実施形態では、約５０ピッチ（ミッドピッチ）の位置）に形成されており、この位置から隣接するタービン翼Ｂの背面に沿って（平行に）第１の稜線が略０％Ｃａｘのところまで延びている。また、この第１の凸部１１の前縁側の頂点の高さ（凸量）は、略２０％Ｃａｘの位置におけるピッチ（すなわち、一のタービン翼Ｂの腹面から隣接するタービン翼Ｂの背面までの距離）の約１０％とされている。   The apex on the front edge side of the first convex portion 11 is formed within a range of about 30% pitch to about 70% pitch at a position of about 20% Cax (in the present embodiment, a position of about 50 pitch (mid pitch)). The first ridge line extends from this position along the back surface of the adjacent turbine blade B (in parallel) to approximately 0% Cax. Further, the height (convex amount) of the apex on the front edge side of the first convex portion 11 is the pitch at the position of approximately 20% Cax (that is, from the abdominal surface of one turbine blade B to the back surface of the adjacent turbine blade B). About 10% of the distance).

一方、第１の凸部１１の後縁側の頂点は、略５０％Ｃａｘの位置（本実施形態では、約４５％Ｃａｘの位置）において略５０％ピッチ〜略９５％ピッチの範囲内（本実施形態では、約６０ピッチ（ミッドピッチ）の位置、すなわち、ピッチ位置において第１の凸部１１の前縁側の頂点よりも隣接するタービン翼Ｂの背面側）に形成されており、この位置から隣接するタービン翼Ｂの背面に向かって第２の稜線が略６０％Ｃａｘのところまで延びている。また、この第１の凸部１１の後縁側の頂点の高さ（凸量）は、略５０％Ｃａｘの位置（本実施形態では、約４５％Ｃａｘの位置）の位置におけるピッチの約１０％とされている。   On the other hand, the apex on the rear edge side of the first convex portion 11 is within a range of approximately 50% pitch to approximately 95% pitch at a position of approximately 50% Cax (in the present embodiment, a position of approximately 45% Cax) (this embodiment). In the form, it is formed at a position of about 60 pitches (mid pitch), that is, on the back side of the turbine blade B adjacent to the apex on the front edge side of the first convex portion 11 at the pitch position. The second ridge line extends to approximately 60% Cax toward the rear surface of the turbine blade B. Further, the height (convex amount) of the apex on the rear edge side of the first convex portion 11 is about 10% of the pitch at the position of about 50% Cax (in this embodiment, about 45% Cax). It is said that.

さらに、第１の凸部１１の頂部中央部（すなわち、前縁側の頂点と後縁側の頂点との間に位置する領域）は、前縁側の頂点と後縁側の頂点とを滑らかにつなぐような湾曲面とされている。   Further, the top central portion of the first convex portion 11 (that is, the region located between the apex on the front edge side and the apex on the rear edge side) smoothly connects the apex on the front edge side and the apex on the rear edge side. It is a curved surface.

第２の凸部１２は、略７０％Ｃａｘ（あるいはスロート近傍）〜略１２０％Ｃａｘの範囲内で、かつ略０％ピッチ〜略５０％ピッチ（本実施形態では０％ピッチ〜約３０％ピッチ）の範囲内においてなだらかに（滑らかに）隆起した部分である。
第２の凸部１２の前縁側の頂点は、約８５％Ｃａｘの位置において約１５ピッチの位置に形成されており、この位置から隣接するタービン翼Ｂの背面に沿って（平行に）第４の稜線が略７０％Ｃａｘのところまで延びている。また、この第２の凸部１２の高さ（凸量）は、略８５％Ｃａｘの位置におけるピッチの約１０％とされている。 The second convex portion 12 is within a range of approximately 70% Cax (or near the throat) to approximately 120% Cax, and approximately 0% pitch to approximately 50% pitch (in this embodiment, 0% pitch to approximately 30% pitch). ) Is a gently (smoothly) raised portion within the range of.
The apex on the front edge side of the second convex portion 12 is formed at a position of about 15 pitches at a position of about 85% Cax, and the fourth (in parallel) along the back surface of the adjacent turbine blade B from this position. The ridgeline extends to approximately 70% Cax. The height (convex amount) of the second convex portion 12 is about 10% of the pitch at the position of approximately 85% Cax.

一方、第２の凸部１２の後縁側の頂点は、略１００％Ｃａｘの位置において略１５％ピッチの位置に形成されており、この位置から隣接するタービン翼Ｂの背面に沿って（平行に）第５の稜線が略１２０％Ｃａｘのところまで延びている。また、この第２の凸部１２の後縁側の高さ（凸量）は、前述した第２の凸部１２の前縁側の高さ（凸量）と略同じ高さとなっている。   On the other hand, the apex on the rear edge side of the second convex portion 12 is formed at a position of approximately 15% pitch at a position of approximately 100% Cax, and from the position along the back surface of the adjacent turbine blade B (in parallel). ) The fifth ridge line extends to approximately 120% Cax. Further, the height (convex amount) on the rear edge side of the second convex portion 12 is substantially the same as the height (convex amount) on the front edge side of the second convex portion 12 described above.

凹部１３は、略７０％Ｃａｘ（あるいはスロート近傍）〜略１２０％Ｃａｘの範囲内で、かつ略５０％ピッチ〜略１００％ピッチ（本実施形態では約３０％ピッチ〜約１００％ピッチ）の範囲内においてなだらかに（滑らかに）陥没した部分である。
凹部１３の前縁側の底点は、約８５％Ｃａｘの位置において約６５ピッチの位置に形成されており、この位置から約６０％Ｃａｘの位置でかつ約３５％の位置に向かって略直線状に第１の谷線が延びている。また、この凹部１３の深さ（凹量）は、略８５％Ｃａｘの位置におけるピッチの約１０％とされている。 The recesses 13 are in the range of approximately 70% Cax (or in the vicinity of the throat) to approximately 120% Cax, and in the range of approximately 50% pitch to approximately 100% pitch (in this embodiment, approximately 30% pitch to approximately 100% pitch). It is the part that is gently (smoothly) depressed inside.
The bottom point on the front edge side of the recess 13 is formed at a position of about 65 pitches at a position of about 85% Cax, and is substantially linear from this position to a position of about 60% Cax and a position of about 35%. The first valley line extends. Further, the depth (concave amount) of the concave portion 13 is about 10% of the pitch at the position of about 85% Cax.

一方、凹部１３の後縁側の底点は、略１００％Ｃａｘの位置において略７０％ピッチの位置に形成されており、この位置から隣接するタービン翼Ｂの背面に沿って（平行に）第２の谷線が略１２０％Ｃａｘのところまで延びている。また、この凹部１３の後縁側の深さ（凹量）は、前述した凹部１３の前縁側の深さ（凸量）と略同じ深さとなっている。   On the other hand, the bottom point on the rear edge side of the concave portion 13 is formed at a position of about 70% pitch at a position of about 100% Cax, and the second point along (in parallel with) the back surface of the adjacent turbine blade B from this position. The valley line extends to approximately 120% Cax. In addition, the depth (concave amount) on the rear edge side of the concave portion 13 is substantially the same as the depth (convex amount) on the front edge side of the concave portion 13 described above.

本実施形態によるハブエンドウォール１０によれば、第１の凸部１１近傍の静圧を低下させることができ、作動流体の軸方向への流れを増加させることができるので、クロスフローを低減させることができるとともに、クロスフローに伴う二次流れ損失を低減させることができて、タービン性能の向上を図ることができる。   According to the hub end wall 10 according to the present embodiment, the static pressure in the vicinity of the first convex portion 11 can be reduced, and the flow of the working fluid in the axial direction can be increased, thereby reducing the cross flow. In addition, the secondary flow loss associated with the cross flow can be reduced, and the turbine performance can be improved.

また、第１の凸部１１近傍の静圧を低下させることにより、図３（ｂ）に示すように、前縁上流キャビティーからの低温ガス（漏れ空気）を、ハブエンドウォール１０の表面に沿ってより広い範囲（領域）に流すことができるようになり、ハブエンドウォール１０の冷却効果を向上させることができる。なお、図３（ａ）は、第１の凸部１１が形成されていないハブエンドウォール１０ａの表面における限界流線を示す図である。   Further, by reducing the static pressure in the vicinity of the first convex portion 11, as shown in FIG. 3 (b), the low temperature gas (leakage air) from the upstream cavity at the leading edge is brought to the surface of the hub end wall 10. It is possible to flow in a wider range (region) along the line, and the cooling effect of the hub end wall 10 can be improved. FIG. 3 (a) is a diagram showing the critical streamlines on the surface of the hub end wall 10a where the first convex portion 11 is not formed.

さらに、第１の凸部１１近傍の静圧を低下させることにより、図４に示すように、タービン翼の背面に発生する巻き上がりの開始位置を、図中の実線から破線のようにタービン翼Ｂの後縁側に遅らせることができるので、巻き上がり（背面の二次流れ）を抑制することができるとともに、タービン翼の背面に発生する巻き上がりに伴う二次流れ損失を低減させることができて、タービン性能の向上を図ることができる。なお、図４において符号１４はチップエンドウォールを示している。   Further, by reducing the static pressure in the vicinity of the first convex portion 11, as shown in FIG. 4, the start position of the hoisting generated on the rear surface of the turbine blade is changed from the solid line to the broken line in the figure. Since it can be delayed to the rear edge side of B, the roll-up (secondary flow on the back) can be suppressed, and the secondary flow loss accompanying the roll-up generated on the back of the turbine blade can be reduced. The turbine performance can be improved. In FIG. 4, reference numeral 14 denotes a chip end wall.

さらにまた、第２の凸部１２および／または凹部１３を設けることにより流出角度の増大を抑制することができる。このことは凹凸を有する対象翼列の下流に位置する翼列における性能を改善し、複数の翼列を有するタービン全体の性能を向上できる。   Furthermore, an increase in the outflow angle can be suppressed by providing the second convex portion 12 and / or the concave portion 13. This improves the performance of the blade row located downstream of the target blade row having irregularities, and can improve the performance of the entire turbine having a plurality of blade rows.

なお、上述した実施形態においては、エンドウォール１０としてタービン動翼のハブエンドウォールを例に挙げて説明してきたが、本発明はこれに限定されるものではなく、タービン静翼のハブエンドウォールや、あるいはタービン動翼のチップエンドウォール、もしくはタービン静翼のチップエンドウォールに第１の凸部１１、第２の凸部１２、および凹部１３を設けるようにすることもできる。   In the embodiment described above, the hub end wall of the turbine rotor blade has been described as an example of the end wall 10, but the present invention is not limited to this, and the hub end wall of the turbine stator blade or the like Alternatively, the first convex portion 11, the second convex portion 12, and the concave portion 13 may be provided on the tip end wall of the turbine rotor blade or the tip end wall of the turbine stationary blade.

本発明によるタービン翼列エンドウォールの一実施形態を示す図であって、タービン翼の後縁側から見た概略斜視図である。It is a figure which shows one Embodiment of the turbine blade cascade endwall by this invention, Comprising: It is the schematic perspective view seen from the rear edge side of the turbine blade. 図１に示すタービン翼列エンドウォールの要部平面図である。FIG. 2 is a plan view of a main part of a turbine blade cascade endwall shown in FIG. 1. タービン翼列エンドウォールの表面における限界流線を示す図であって、（ａ）は第１の凸部を有しない従来のもの、（ｂ）は第１の凸部を有する本発明によるものを示している。It is a figure which shows the limiting streamline in the surface of a turbine blade cascade endwall, (a) is the conventional thing which does not have a 1st convex part, (b) is what by this invention which has a 1st convex part. Show. 図１または図２に示すタービン翼の背面を側方から見た図であって、タービン翼の背面に発生する巻き上がりの開始位置を説明するための図である。It is the figure which looked at the back surface of the turbine blade shown in FIG. 1 or FIG. 2 from the side, Comprising: It is a figure for demonstrating the starting position of the hoisting generate | occur | produced in the back surface of a turbine blade.

符号の説明Explanation of symbols

１０ ハブエンドウォール（タービン翼列エンドウォール）
１１ 第１の凸部
１２ 第２の凸部
１３ 凹部
Ｂ タービン翼 10 Hub endwall (turbine cascade endwall)
11 1st convex part 12 2nd convex part 13 Concave part B Turbine blade

Claims (5)

環状に配列された複数のタービン翼のハブ側および／またはチップ側に位置するタービン翼列エンドウォールであって、
０％Ｃａｘを軸方向におけるタービン翼の前縁位置、１００％Ｃａｘを軸方向におけるタービン翼の後縁位置とし、０％ピッチをタービン翼の腹面における位置、１００％ピッチを前記タービン翼の腹面と対向するタービン翼の背面における位置とした場合に、
一のタービン翼と、このタービン翼に隣接配置されたタービン翼との間で、少なくとも略２０％Ｃａｘから略５０％Ｃａｘの範囲にわたってなだらかに隆起した第１の凸部が設けられており、かつ、該第１の凸部の略２０％Ｃａｘにおける頂点が、３０％ピッチから７０％ピッチの範囲に設けられていることを特徴とするタービン翼列エンドウォール。 A turbine cascade endwall located on a hub side and / or a tip side of a plurality of turbine blades arranged in an annular shape,
0% Cax is the leading edge position of the turbine blade in the axial direction, 100% Cax is the trailing edge position of the turbine blade in the axial direction, 0% pitch is the position on the abdominal surface of the turbine blade, and 100% pitch is the abdominal surface of the turbine blade. When the position is at the back of the opposite turbine blade,
A first convex portion is provided between the one turbine blade and the turbine blade disposed adjacent to the turbine blade, and the first convex portion gently protrudes over a range of at least about 20% Cax to about 50% Cax; and The turbine blade cascade endwall is characterized in that the apex at approximately 20% Cax of the first convex portion is provided in a range of 30% pitch to 70% pitch. 前記第１の凸部の略５０％Ｃａｘにおける頂点が、前記第１の凸部の略２０％Ｃａｘにおける頂点よりもそのピッチ位置において前記タービン翼の背面側に設けられていることを特徴とする請求項１に記載のタービン翼列エンドウォール。   An apex at approximately 50% Cax of the first convex portion is provided on a back side of the turbine blade at a pitch position from an apex at approximately 20% Cax of the first convex portion. The turbine cascade endwall according to claim 1. 前記第１の凸部のよりも後縁側で、かつ隣接するタービン翼の腹面側に第２の凸部が設けられていることを特徴とする請求項１または２に記載のタービン翼列エンドウォール。   3. The turbine blade cascade endwall according to claim 1, wherein a second convex portion is provided on a rear edge side of the first convex portion and on a ventral surface side of an adjacent turbine blade. . 前記第１の凸部のよりも後縁側で、かつ隣接するタービン翼の背面側に凹部が設けられていることを特徴とする請求項１から３のいずれ一項に記載のタービン翼列エンドウォール。   4. The turbine blade cascade endwall according to claim 1, wherein a recess is provided on a rear edge side of the first protrusion and on a back surface side of an adjacent turbine blade. 5. . 請求項１から４のいずれか１項に記載のタービン翼列エンドウォールを備えてなることを特徴とするタービン。 A turbine comprising the turbine blade cascade end wall according to any one of claims 1 to 4.
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