JP2007247542A

JP2007247542A - タービン翼列エンドウォール

Info

Publication number: JP2007247542A
Application number: JP2006072250A
Authority: JP
Inventors: Koichiro Iida; 耕一郎飯田
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2006-03-16
Filing date: 2006-03-16
Publication date: 2007-09-27
Anticipated expiration: 2026-03-16
Also published as: EP1995410A1; CA2641806C; CN101371007A; CN101371007B; EP1995410B1; JP4616781B2; EP1995410A4; CA2641806A1; US8177499B2; US20090053066A1; WO2007108232A1

Abstract

【課題】流出角度の設定が大きいタービン翼において、翼形状の違いに影響なく、タービンエンドウォール上に発生するクロスフローおよび翼背面の巻き上がりを低減させ、損失を低減させることで、タービン全体の性能の向上を図ること。
【解決手段】環状に配列された複数のタービン翼Ｂ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１０であって、前記タービン翼Ｂの後縁から下流側に向かって、最初は緩やかに、最後は急に下降していくとともに、隣接するタービン翼Ｂの背面に沿って延びる稜線を有する第１の凸部１３が設けられている。
【選択図】図２

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。

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。

また、流体の運動エネルギーを回転運動に変えるタービンにおいては、タービンの周方向回転速度を従来よりも高く設定し、タービン全体の性能を向上させるトレンドがある。そして、これに付随し、翼の流出角度を従来よりも大きく設定することが求められている。一方で、翼の流出角度が大きくなることにより、クロスフローに伴う二次流れ損失も一般的に増加する傾向がある。

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）。

また、衝撃波が発生するタービン翼において、その衝撃波を低減させて、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のスロート近傍に、凹を有するものが知られている（例えば、特許文献２参照）。
米国特許第６２８３７１３号明細書米国特許第６６６９４４５号明細書

上記のように、流出角度の設定が大きい翼においては、さらにクロスフローに伴う二次流れ損失が増大する固有の課題がある。特許文献１に開示されているタービン翼列エンドウォール上に形成された非軸対称形状による効果は、流出角度の設定が大きい翼における固有の課題を解決するものではなく、翼形状によって効果のばらつきも有る。このため、流出角度の設定が大きい翼における固有の課題の解決が求められている。

従来の技術では、翼後縁すぐ下流の領域（図７中の破線で囲んだ部分および図８中の破線で囲んだ部分）の圧力が、流れの淀みにより周囲よりも高くなる現象がある。エンドウォール近傍の流れは翼から流れ出る際に、上記翼後縁すぐ下流の領域を通過することとなる。先に述べたように、この領域の圧力が上昇すると、エンドウォール近傍の流れが妨げられ、クロスフローおよび翼背面の巻き上がりが助長されて、損失が増加してしまうこととなる。
流出角度の設定が大きい翼では、流れの角度が大きくなるため上記翼後縁すぐ下流の領域を通過する割合が増える。このため、上記領域の圧力上昇による流れを妨げる効果も大きくなり、特にクロスフローおよび翼背面の巻き上がりもさらに助長され、特に損失の増加が大きくなるという固有の問題がある。

また、上記特許文献２に開示されているタービン翼列エンドウォールには、スロート位置にてエンドウォールの周方向形状に最大の高低差分布を設けることで、タービン翼の後縁から下流側に向かって一定の率で下降していくとともに、隣接するタービン翼の背面に沿って延びる稜線を有する凸部が設けられている。
特許文献２の効果としては、衝撃波の低減による損失低減を目的としている。衝撃波は限られた作動条件におかれた翼、および限られた翼でしか発生せず、クロスフローに伴う二次流れ損失とは現象が全く異なっている。本発明では、流出角度の設定が大きい翼でのクロスフローに伴う二次流れ損失増加の課題を解決する。

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、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。特に、流出角度の設定が大きい翼において、特に大きな改善効果を得ることができる。また、流出角度の設定が大きい翼では、翼の形状の違いによらず効果が得られる。

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、前記タービン翼の後縁から下流側に向かって、最初は緩やかに、最後は急に下降していくとともに、隣接するタービン翼の背面に沿って延びる稜線を有する第１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、いわゆる「フィレット」や「アール」とは異なる第１の凸部の効果により、図７に示すように、翼後縁すぐ下流に位置する第１の凸部近傍の静圧を低下させることができる（図７中の破線で囲んだ部分を参照）。
従来の形状では翼後縁すぐ下流の領域（第１の凸部が位置する領域）は、流れの淀みにより、周囲にくらべ静圧が増加する現象がある。クロスフローにより周方向を向いたエンドウォール近傍の流れが、後縁すぐ下流の領域（第１の凸部が位置する領域）を通過する際に、この領域の静圧が増加すると、流れが妨げられ、クロスフローおよび翼の背面への巻き上がりを助長させ、損失増加に繋がる。上記第１の凸部は、上記翼後縁すぐ下流の領域の静圧増加の現象を抑制する（従来よりも静圧を低下させる）効果があるため、エンドウォール近傍の流れが、後縁すぐ下流（第１の凸部が位置する領域）を通過する際に、従来のものよりもスムーズに流すことができ、損失増加の抑制を図ることができる。
流出角度の設定が大きい翼では、エンドウォール近傍の流れが翼後縁すぐ下流の領域を通過する割合が高くなるために、上記のような損失改善効果が特に効果が大きく、上記の物理現象から流出角度の設定が大きい翼では、翼の形状によらず効果が得られる。

上記のタービン翼列エンドウォールにおいて、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他のタービン翼との間で、略０％Ｃａｘ〜略２０％Ｃａｘの範囲において、前記一のタービン翼の背面に向かって、なだらかに隆起させられた第２の凸部、および略０％Ｃａｘから略２０％Ｃａｘの範囲において、前記他のタービン翼の腹面に向かって、なだらかに隆起させられた第３の凸部が設けられているとさらに好適である。
このようなタービン翼列エンドウォールによれば、第２の凸部近傍および第３の凸部近傍の静圧を低下させることができ、これによりスロートよりも上流側における圧力勾配を一のタービン翼の背面および他のタービン翼の腹面に沿った方向に向けることができるとともに、作動流体を一のタービン翼の背面および他のタービン翼の腹面に沿うように流すことができるので、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。

上記のタービン翼列エンドウォールにおいて、前記一のタービン翼の背面および前記他のタービン翼の腹面から、略５０％Ｃａｘ、略５０％ピッチの位置に向かってなだらかに陥没させられた凹部が設けられているとさらに好適である。
このようなタービン翼列エンドウォールによれば、凹部近傍の静圧を増加させることができ、これによりスロートよりも上流側における圧力勾配を一のタービン翼の背面および他のタービン翼の腹面に沿った方向に向けることができるとともに、作動流体を一のタービン翼の背面および他のタービン翼の腹面に沿うように流すことができるので、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。

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、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、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。また、特に流出角度の設定が大きい翼では、その効果が大きく、翼形状によらず流出角度の設定が大きい翼では、同様の効果が得られる。

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、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。また、特に流出角度の設定が大きい翼では、その効果が大きく、翼形状によらず流出角度の設定が大きい翼では、同様の効果が得られる。

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ないし図３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（以下、「他のタービン翼Ｂ」という）との間に、第１の凸部（第２の凸部）１１と、第２の凸部（第３の凸部）１２と、第３の凸部（第１の凸部）１３と、凹部１４とをそれぞれ有するものである。なお、図３中のハブエンドウォール１０上に描いた細い実線は等高線を示している。

図１および図３に示すように、第１の凸部１１は、一のタービン翼Ｂの背面に向かって、略０％Ｃａｘ〜略２０％Ｃａｘの範囲になだらかに（滑らかに）隆起させられた部分である。
第２の凸部１２は、他のタービン翼Ｂの腹面に向かって、略０％Ｃａｘ〜略２０％Ｃａｘの範囲になだらかに（滑らかに）隆起させられた部分である。
また、図２および図３に示すように、第３の凸部１３は、タービン翼Ｂの後縁から下流側に向かって、最初は緩やかに、最後は急に下降していくとともに、隣接するタービン翼の背面に沿って延びる稜線を有している。なお、この第３の凸部１３は、いわゆる「フィレット」や「アール」とは異なる。

凹部１４は、一のタービン翼Ｂの背面および他のタービン翼Ｂの腹面から、略５０％Ｃａｘ、略５０％ピッチの位置に向かってなだらかに（滑らかに）陥没した部分、すなわち、略５０％Ｃａｘ、略５０％ピッチの位置に窪みのピークを有する凹所である。
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。
なお、図３中の符号αは流出角度であり、本実施形態においては６０度以上（より好ましくは７０度以上）となるように設定されている。

つぎに、図４ないし図６を用いて第１の凸部１１、第２の凸部１２、第３の凸部１３、および凹部１４の形状をより詳しく説明する。
図４は、図３と同様、ハブエンドウォール１０の要部平面図である。図４に示す細い実線Ｌ１は、タービン翼Ｂの背面近傍で、かつ、タービン翼Ｂの背面に沿ってひいた線、すなわち、０％Ｃａｘ〜１００％Ｃａｘの範囲において、略９５％ピッチの位置にひいた線である。
図４に示す細い実線Ｌ２は、タービン翼Ｂの腹面近傍で、かつ、タービン翼Ｂの腹面に沿ってひいた線、すなわち、０％Ｃａｘ〜１００％Ｃａｘの範囲において、略５％ピッチの位置にひいた線である。
図４に示す細い実線Ｌ３は、実線Ｌ１と実線Ｌ２との中間位置にひいた線、すなわち、０％Ｃａｘ〜１００％Ｃａｘの範囲において、略５０％ピッチの位置にひいた線である。

また、図４に示す細い実線Ｌ４は、タービン翼Ｂの軸方向（回転軸線）と直交する面に対して平行となる線であって、０％ピッチ〜１００％ピッチの範囲において、０％Ｃａｘの位置にひいた線である。
図４に示す細い実線Ｌ５は、タービン翼Ｂの軸方向と直交する面に対して平行となる線であって、０％ピッチ〜１００％ピッチの範囲において、略２０％Ｃａｘの位置にひいた線である。
図４に示す細い実線Ｌ６は、タービン翼Ｂの軸方向と直交する面に対して平行となる線であって、０％ピッチ〜１００％ピッチの範囲において、略５０％Ｃａｘの位置にひいた線である。
図４に示す細い実線Ｌ７は、タービン翼Ｂの軸方向と直交する面に対して平行となる線であって、０％ピッチ〜１００％ピッチの範囲において、略８０％Ｃａｘの位置にひいた線である。
図４に示す細い実線Ｌ８は、タービン翼Ｂの軸方向と直交する面に対して平行となる線であって、０％ピッチ〜１００％ピッチの範囲において、１００％Ｃａｘの位置にひいた線である。

図５および図６は、一のタービン翼Ｂと、他のタービン翼Ｂとの間に位置するハブエンドウォール１０の高低（凹凸）を示すグラフであって、図５に示す破線ａは、図４に示す細い実線Ｌ１に沿って、タービン翼Ｂの前縁から後縁にかけて移動した時に見られるハブエンドウォール１０の高低を示している。
図５に示す一点鎖線ｂは、図４に示す細い実線Ｌ２に沿って、タービン翼Ｂの前縁から後縁にかけて移動した時に見られるハブエンドウォール１０の高低を示している。
図５に示す一点鎖線ｃは、図４に示す細い実線Ｌ３に沿って、タービン翼Ｂの前縁から後縁にかけて移動した時に見られるハブエンドウォール１０の高低を示している。

一方、図６に示す太い実線ｄは、図４に示す細い実線Ｌ４に沿って、一のタービン翼Ｂの背面（あるいは腹面）から他のタービン翼Ｂの腹面（あるいは背面）にかけて移動した時に見られるハブエンドウォール１０の高低を示している。
図６に示す細い実線ｅは、図４に示す細い実線Ｌ５に沿って、一のタービン翼Ｂの背面（あるいは腹面）から他のタービン翼Ｂの腹面（あるいは背面）にかけて移動した時に見られるハブエンドウォール１０の高低を示している。
図６に示す細い実線ｆは、図４に示す細い実線Ｌ６に沿って、一のタービン翼Ｂの背面（あるいは腹面）から他のタービン翼Ｂの腹面（あるいは背面）にかけて移動した時に見られるハブエンドウォール１０の高低を示している。
図６に示す細い実線ｇは、図４に示す細い実線Ｌ７に沿って、一のタービン翼Ｂの背面（あるいは腹面）から他のタービン翼Ｂの腹面（あるいは背面）にかけて移動した時に見られるハブエンドウォール１０の高低を示している。
図６に示す細い実線ｈは、図４に示す細い実線Ｌ８に沿って、一のタービン翼Ｂの背面（あるいは腹面）から他のタービン翼Ｂの腹面（あるいは背面）にかけて移動した時に見られるハブエンドウォール１０の高低を示している。

図５および図６からわかるように、第１の凸部１１の頂点は、第２の凸部１２の頂点よりも低い所に位置している。すなわち、第２の凸部１２の頂点は、第１の凸部１１の頂点よりも高い所に位置している。
また、一のタービン翼Ｂと他のタービン翼Ｂとの中間位置は、０％Ｃａｘ〜１００％Ｃａｘの範囲にわたって、一のタービン翼Ｂの背面側の根本部分、および他のタービン翼Ｂの腹面側の根本部分よりも低い所に位置している。
さらに、図５中の破線ａおよび一点鎖線ｂからわかるように、第３の凸部１３の頂点（すなわち、稜線の最も高い点）は、タービン翼Ｂの後縁端（近傍）に位置している。

本実施形態によるハブエンドウォール１０によれば、図７に示すように、第３の凸部１３近傍の静圧を低下させることができる（図７中の破線で囲んだ部分および図８の破線で囲んだ部分を参照）。
これにより、翼後縁すぐ下流の領域（第３の凸部１３が位置する領域）での流れの淀みによる静圧増加を抑制し、クロスフローにより周方向を向いたエンドウォール近傍の流れが、後縁すぐ下流の領域（第３の凸１３が位置する領域）を通過する際に、流れが妨げられ、クロスフローおよび背面の巻き上がりが助長されるのを抑制する。このため損失増加が抑制される。
また、流出角度の設定が大きい翼では、エンドウォール近傍の流れが翼後縁すぐ下流の領域を通過する割合が高くなるために、上記のような損失改善効果が特に効果が大きい。
さらに、上記の理由により、流出角度の設定が大きい翼では、翼の形状のよらず同様の効果が得られる。
ここで、流出角度の設定が大きい翼とは、流出角度αが６０度以上（より好ましくは７０度以上）のものを指す。
さらにまた、流出角度の大きい翼では、第３の凸部１３を設けるために必要な翼後縁より軸方向下流のスペースが小さくて済むため、ハブエンドウォール１０の下流側の端部の延長（軸方向下流側に）が必要となるリスクが小さい。

一方、第１の凸部１１、第２の凸部１２、および凹部１４を設けることにより、図７に示すように、第１の凸部１１近傍および第２の凸部１２近傍の静圧を低下させて、凹部１４近傍の静圧を増加させることができ、これによりスロートよりも上流側における圧力勾配を一のタービン翼Ｂの背面および他のタービン翼Ｂの腹面に沿った方向に向けることができるとともに、作動流体を一のタービン翼Ｂの背面および他のタービン翼Ｂの腹面に沿うように流すことができるので、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。

また、第１の凸部１１近傍および第２の凸部１２近傍の静圧を低下させることにより、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。

本発明によるハブエンドウォールの他の実施形態について、図９を参照しながら説明する。
本実施形態に係るハブエンドウォールは、当該ハブエンドウォールを図４に示す細い実線Ｌ３に沿って、タービン翼Ｂの前縁から後縁にかけて移動した時に見られるハブエンドウォール１０が、図９に実線ｃ’で示すような高低を有するという点で前述した実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、図９中の破線ａおよび二点鎖線ｂはそれぞれ、図４中の破線ａおよび二点鎖線ｂと同じものである。

作用効果については、前述した実施形態と同じであるので、ここではその説明を省略する。

なお、上述した実施形態においては、ハブエンドウォール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、第３の凸部１３、および凹部１４を設けるようにすることもできる。

また、本発明によるハブエンドウォールは、ガスタービンおよび蒸気タービンの双方に適用することができる。

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、タービン翼の前縁側から見た概略斜視図である。図１に示すタービン翼列エンドウォールを、タービン翼の後縁側から見た概略斜視図である。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。図３と同様、タービン翼列エンドウォールの要部平面図である。一のタービン翼と、他のタービン翼との間に位置するタービン翼列エンドウォールの高低（凹凸）を示すグラフである。一のタービン翼と、他のタービン翼との間に位置するタービン翼列エンドウォールの高低（凹凸）を示すグラフである。タービン翼列エンドウォールの表面における静圧分布を示す図である。タービン翼列エンドウォールの表面における作動流体の流れを示す図である。本発明によるタービン翼列エンドウォールの他の実施形態における、一のタービン翼と、他のタービン翼との間に位置するタービン翼列エンドウォールの高低（凹凸）を示すグラフである。

符号の説明

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（第２の凸部）
１２第２の凸部（第３の凸部）
１３第３の凸部（第１の凸部）
１４凹部
Ｂタービン翼

Claims

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、
前記タービン翼の後縁から下流側に向かって、最初は緩やかに、最後は急に下降していくとともに、隣接するタービン翼の背面に沿って延びる稜線を有する第１の凸部が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。
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他のタービン翼との間で、略０％Ｃａｘ〜略２０％Ｃａｘの範囲において、一のタービン翼の背面に向かって、なだらかに隆起させられた第２の凸部、および略０％Ｃａｘから略２０％Ｃａｘの範囲において、他のタービン翼の腹面に向かって、なだらかに隆起させられた第３の凸部が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。
前記一のタービン翼の背面および前記他のタービン翼の腹面から、略５０％Ｃａｘ、略５０％ピッチの位置に向かってなだらかに陥没させられた凹部が設けられていることを特徴とする請求項２に記載のタービン翼列エンドウォール。
請求項１から３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。