JP2012202224A - 回転機械の翼体、ガスタービン、及び回転機械の翼体の設計方法 - Google Patents

Abstract

【課題】圧力損失を効果的に抑制することが可能な回転機械の翼体、該翼体を備えたガスタービン、及び回転機械の翼体の設計方法を提供する。
【解決手段】翼体２０は、前縁２１と後縁２２との間に凸面状の背面２３と凹面状の腹面２４とを有する翼本体２５と翼本体２５の端部が接続された翼端壁２６を備え、周方向Ｒに複数配され、翼本体２５は、本体部２５１と、本体部２５１と翼端壁２６との間に設けられ、本体部２５１と比較して前縁２１から後縁２２までの全体にわたって腹面２４側に翼の厚さが厚くなるように形成された翼厚部２５２とを有し該翼厚部２５２の翼厚部腹面２４２は、翼弦に沿う方向に直交する断面で本体部２５１の本体部腹面２４１と翼端壁２６の表面にそれぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されているとともに、翼高さ方向に直交する断面で前縁２１と後縁２２に連続するような滑らかな凹曲面状に形成されている。
【選択図】図２

Description

本発明は、回転機械の翼体、該翼体を有するガスタービン、及び回転機械の翼体の設計方法に関する。

ガスタービンは、圧縮機において空気を圧縮して圧縮空気を生成し、燃焼器において該圧縮空気と燃料とを混合して燃焼させることで燃焼ガスを生成する。そして、当該燃焼ガスを翼体である静翼及び動翼が交互に配設されたタービン流路内に噴射させて、動翼及びロータを回転させることにより、燃焼ガスのエネルギーを回転エネルギーとして出力するとともに、圧縮機に動力を与えている。

ここで、上記静翼や動翼などの翼体は、凸面状の背面と凹面状の腹面とを有して断面翼形状を呈する翼本体と、翼本体の端部に設けられた翼端壁とを備えている。そして、タービン流路内を流通する燃焼ガスは、これら翼体の翼本体前縁において、分割されて背面側と腹面側とに流入する。この際、翼本体前縁から、背面及び腹面のそれぞれに沿って馬蹄形の渦が形成される場合がある。このような馬蹄形の渦は、腹面から背面への境界層の流れとともに、背面に巻き上がり、２次流れ損失と呼ばれる全圧の損失を引き起こしてタービン効率を低下させてしまう。

このような２次流れ損失に起因するタービン効率の低下を防止するために、翼端壁における翼本体の腹面側に、以下のような斜面を形成した翼体が提案されている。具体的には、この翼端壁の斜面は、翼本体の腹面側において、軸方向に前縁及び後縁付近で終端し翼端壁の基準外表面に滑らかに連続し、また、その頂部が、平面で円周方向に比較的大きな幅を有して翼腹面の軸方向中央付近で該翼腹面に接続される（例えば、特許文献１参照）。

特開２００６−２９１９４９号公報

しかしながら、特許文献１の翼体では、効果的に圧力損失を低減することができず、より効果的に圧力損失を低減してタービン効率を向上させる技術が望まれている。また、特許文献１の翼体では、翼端壁が斜面を有して隆起するような形状となることで、翼としての性能を発揮する翼本体部分の高さが減少することとなり、結果としてタービン効率が低下してしまう場合があるという問題があった。

本発明は、上記課題を解決するためになされたものであって、圧力損失を効果的に抑制することが可能な回転機械の翼体、該翼体を備えたガスタービン、及び回転機械の翼体の設計方法を提供するものである。

上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を提案している。
本発明は、前縁と後縁との間に凸面状の背面と凹面状の腹面とを有する翼本体と、該翼本体の端部が接続された翼端壁とを備え、周方向に複数配される回転機械の翼体において、前記翼本体は、本体部と、該本体部と前記翼端壁との間に設けられ、前記本体部と比較して、前記前縁から前記後縁までの全体にわたって前記腹面側に翼の厚さが厚くなるように形成された翼厚部とを有し、該翼厚部における前記腹面である翼厚部腹面は、翼弦に沿う方向に直交する断面で、前記本体部における前記腹面である本体部腹面と前記翼端壁の表面とに、それぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されているとともに、翼高さ方向に直交する断面で、前記前縁と前記後縁とに、それぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されていることを特徴としている。

この構成によれば、前縁から腹面側に流入する流体は、翼厚部においては、本体部と比較して、前縁から後縁までの全体にわたって腹面側に翼の厚さが厚くなるように形成されているため、流体の流通面積が減少し、増速し、静圧が低下することとなる。このため、周方向に隣り合う翼体の互いに対向する腹面と背面との間での静圧差が減少することとなり、これにより一方の翼体の腹面側から、他方の翼体の背面側へと流れる所謂クロスフローが緩和されることとなる。また、クロスフローが緩和されることにより、該クロスフローが翼体の背面に衝突して巻き上がることによって生ずる二次流れも抑制することができる。この際、翼厚部における翼厚部腹面は、翼弦に沿う方向に直交する断面で本体部における腹面である本体部腹面と、翼端壁の表面とにそれぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されているとともに、翼高さ方向に直交する断面で、前縁と後縁とに連続するような滑らかな凹曲面状に形成されている。このため、正圧が作用する腹面としての機能を保つことができ、翼高さ方向全体にわたって効果的に翼としての性能を発揮することができる。また、上記のとおり、翼厚部においては流体の静圧が低下することで、本体部において翼厚部近傍を流れる流体は、後縁側において相対的に静圧が低い翼厚部側へと流入し、翼厚部後縁側における流体の流量を増大させることができる。このため、当該翼体の下流側に他の翼体、例えば、当該翼体がガスタービンにおける動翼であって、下流側の他の翼体が静翼である場合には、動翼の後縁から静翼に流れる流体の流量のうち、翼端壁近傍の流量を増加させることができ、これにより下流側の静翼の前縁における馬蹄形の渦の形成を抑制することができる。結果として、下流側の静翼において、馬蹄形の渦が形成されることによる圧力損失も抑制することができる。

上記の回転機械の翼体において、前記翼厚部は、前記翼端壁の表面から翼高さ方向に、前記翼端壁の表面における翼弦長の５０％以内の範囲に形成されていることを特徴としている。

この構成によれば、より効果的に、翼高さ方向全体にわたって翼としての性能を発揮することができる。

上記の回転機械の翼体において、前記翼厚部は、前記翼端壁の表面から翼高さ方向に頂点となる位置が、前記翼端壁の表面から前記翼端壁の表面における翼弦長の５％以上の範囲に形成されていることを特徴としている。

この構成によれば、より効果的にクロスフローを抑制することができる。また、下流側に他の翼体がある場合には、当該他の翼体の前縁における馬蹄形の渦の形成をより効果的に抑制することができる。

また、本発明は、静翼と、該静翼の下流側に配された動翼とが、交互に複数段設けられたガスタービンであって、下流側に前記動翼または前記静翼が配される少なくとも１段の前記静翼または前記動翼が、請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の回転機械の翼体であることを特徴としている。

この構成によれば、上記翼体となる静翼または動翼では、圧力損失を抑制することができ、また、下流側の動翼または静翼における圧力損失も抑制することができる。このため、タービン効率の向上を図ることができる。

また、本発明は、前縁と後縁との間に凸面状の背面と凹面状の腹面とを有する翼本体と、該翼本体の端部が接続された翼端壁とを備える回転機械の翼体の設計方法において、予め設定された条件に基づいて、前縁と後縁との間に凸面状の基準背面と凹面状の基準腹面とを有する基準翼本体、及び該基準翼本体の端部が接続された基準翼端壁を備える基準翼体を決定する基準翼体決定工程と、該基準翼体決定工程で決定された前記基準翼体の前記基準腹面側における前記翼端壁の表面に、翼弦よりも内側の範囲で、前記前縁と前記後縁とに連続するように、かつ、前記翼弦側に凹である滑らかな凹曲線となる基端線を決定する基端線決定工程と、前記基端線決定工程で決定された前記基端線で、前記基準翼端壁の表面に連続するとともに、前記翼弦に沿う方向に直交する断面で滑らかな凹曲面状になるようにして、前記基準翼本体の前記基準腹面に連続する曲面である翼厚部腹面を設定する翼厚部腹面設定工程と、前記腹面を、前記翼厚部腹面設定工程で前記翼厚部腹面が設定された部分については該翼厚部腹面とし、前記翼厚部腹面設定工程で前記翼厚部腹面が設定されない部分については前記基準腹面として、前記翼体を決定し、前記基準腹面に連続して接続される表面を有するものとして前記翼端壁を決定する翼体決定工程とを備えることを特徴としている。

この方法によれば、基準翼体決定工程、基端線決定工程、翼厚部腹面設定工程、及び翼体決定工程を実行することにより、翼弦に沿う方向に直交する断面で、基準腹面とされた腹面の部分と、翼端壁の表面とにそれぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されるとともに、翼高さ方向に直交する断面で、前記前縁と前記後縁とに連続するような滑らかな凹曲面状に形成される翼厚部腹面を有する翼の厚さが厚くなる部分を備えた翼体を設計することができる。そして、このような翼体においては、上記のとおり、翼性能を効果的に発揮しつつ、クロスフローを抑えて圧力損失の増大を抑制することができる。また、下流側に他の翼体を配置する場合には、当該他の翼体の前縁での馬蹄形の渦の発生を抑制して、当該他の翼体における圧力損失も抑制することができる。

本発明の回転機械によれば、圧力損失を効果的に抑制することができる。
また、本発明のガスタービンによれば、タービン効率の向上を図ることができる。
また、本発明の回転機械の翼体の設計方法によれば、圧力損失を効果的に抑制することが可能な翼体を設計することができる。

本発明の実施形態に係るガスタービンの概要図である。 本発明の実施形態に係るガスタービンにおいて、タービン動翼及びタービン静翼の詳細を示す部分斜視図である。 本発明の実施形態に係るタービン動翼の断面図であって、（ａ）図２おける切断線Ａ−Ａでの断面図、（ｂ）図２おける切断線Ｂ−Ｂでの断面図、（ｃ）図２おける切断線Ｃ−Ｃでの断面図である。 本発明の実施形態に係るタービン動翼の断面図であって、（ａ）図２おける切断線Ｄ−Ｄでの断面図、（ｂ）図２おける切断線Ｅ−Ｅでの断面図、（ｃ）図２おける切断線Ｆ−Ｆでの断面図である。 本発明の実施形態に係るガスタービンにおいて、燃焼ガスの流れの状態を説明するタービン動翼及びタービン静翼を径方向視した断面図である。 本発明の実施形態に係るガスタービンにおいて、燃焼ガスの流れの状態を説明するタービン動翼及びタービン静翼を周方向視した図５における切断線Ｇ−Ｇにおける断面図である。 本発明の実施形態に係るタービン動翼の設計方法において、基準翼体設計工程を説明する説明図であって、（ａ）径方向視した断面図、（ｂ）（ａ）における切断線Ｈ−Ｈでの断面図である。 本発明の実施形態に係るタービン動翼の設計方法において、基端線決定工程を説明する説明図であって、（ａ）径方向視した断面図、（ｂ）（ａ）における切断線Ｈ−Ｈでの断面図である。 本発明の実施形態に係るタービン動翼の設計方法において、翼厚部腹面設定工程を説明する説明図であって、（ａ）径方向視した断面図、（ｂ）（ａ）における切断線Ｈ−Ｈでの断面図である。 本発明の実施形態に係るタービン動翼の設計方法において、翼体決定工程を説明する説明図であって、（ａ）径方向視した断面図、（ｂ）（ａ）における切断線Ｈ−Ｈでの断面図である。 実施例及び比較例のＣＦＤ解析結果を示す２段タービン動翼近傍での流線図であって、（ａ）比較例、（ｂ）実施例である。 実施例及び比較例のＣＦＤ解析結果を示す翼高さ方向位置と、圧力（全圧）損失の大きさとの関係を表すグラフであり、（ａ）２段タービン動翼、（ｂ）３段タービン静翼についてのグラフである。 実施例及び比較例のＣＦＤ解析結果を示す翼高さ方向位置と、翼高さ方向位置と、軸方向Ｐ流速度との関係を表すグラフであり、（ａ）２段タービン動翼、（ｂ）３段タービン静翼についてのグラフである。

以下、本発明に係る実施の形態について図面を参照して説明する。
本発明に係る一実施形態について、図１から図１３を参照して説明する。ガスタービン１は、圧縮空気を生成する圧縮機２と、圧縮機２で生成された圧縮空気に燃料を混合して燃焼させて燃焼ガスＭを生成する燃焼器３と、燃焼器３で生成された燃焼ガスＭを作動流体として回転駆動するタービン４とを備える。圧縮機２及びタービン４には回転軸５が挿通されている。圧縮機２は、回転軸５が挿通された圧縮機ケーシング２ａと、回転軸５とともに回転可能な圧縮機動翼２ｂと、圧縮機ケーシング２ａに固定された圧縮機静翼２ｃとを有する。圧縮機動翼２ｂ及び圧縮機静翼２ｃは、周方向Ｒに複数、放射状にそれぞれ設けられている。圧縮機動翼２ｂ及び圧縮機静翼２ｃは、軸方向Ｐに交互に設けられており、周方向Ｒに設けられた複数の翼によってそれぞれ１段を構成し、それぞれ複数段設けられている。そして、吸気された空気は、圧縮機静翼２ｃ間を流通し、下流側の圧縮機動翼２ｂの回転により圧縮されることを繰り返すことで、圧縮されて圧縮空気が生成される。

また、タービン４は、回転軸５が挿通されたタービンケーシング１０と、回転軸５ともに回転可能なタービン動翼２０と、タービンケーシング１０に固定されたタービン静翼３０とを有する。タービン動翼２０及びタービン静翼３０は、周方向Ｒに複数、放射状にそれぞれ設けられている。また、タービン動翼２０及びタービン静翼３０は、軸方向Ｐに交互に設けられており、周方向Ｒに設けられた複数の翼によってそれぞれ１段を構成し、それぞれ複数段設けられている。そして、燃焼器３から流入した作動流体である燃焼ガスＭは、タービン静翼３０間を流通し、下流側のタービン動翼２０を回転させることを繰り返すことで、タービン動翼２０が固定された回転軸５にトルクを与えて回転させる。

図２は、タービン動翼２０と、軸方向Ｐにおいてその下流側に位置するタービン静翼３０の詳細を示す斜視図である。図２に示すように、タービン動翼２０は、前縁２１と後縁２２との間に凸面状の背面２３と凹面状の腹面２４とを有する翼本体２５と、該翼本体２５の内周側となる基端部が接続された翼端壁であるプラットフォーム２６と備える。なお、タービン動翼２０の翼本体２５の先端部の外周側には、隙間を有してタービンケーシング１０の一部を構成する分割環１０ａが配されている。

また、タービン静翼３０は、前縁３１と後縁３２との間に凸面状の背面３３と凹面状の腹面３４とを有する翼本体３５と、翼本体３５の外周側となる基端部が接続された翼端壁である外側シュラウド３６と、翼本体２５の内周側となる先端部が接続された翼端壁である内側シュラウド３７とを備える。タービン動翼２０のプラットフォーム２６と、タービン静翼３０の内側シュラウド３７とは、互いに隙間を有して軸方向Ｐに交互に配されており、燃焼ガスＭが流通する燃焼ガス流路４ｂの内周側の隔壁を構成している。また、分割環１０ａと、タービン静翼３０の外側シュラウド３６とは、互いに隙間を有して軸方向Ｐに交互に配されており、燃焼ガス流路４ｂの外周側の隔壁を構成している。

図２から図４に示すように、タービン動翼２０の翼本体２５は、本体部２５１と、該本体部２５１とプラットフォーム２６との間に設けられ、本体部２５１と比較して、前縁２１から後縁２２までの全体にわたって腹面２４側に翼の厚さが厚くなるように形成された翼厚部２５２とを有する。ここで、図３に示す翼高さ方向に直交する断面において、前縁２１及び後縁２２のそれぞれに端部で接し、これら前縁２１と後縁２２とを結ぶ１点鎖線で示す線分は翼弦２８である。また、翼本体２５の腹面２４及び背面２３において、本体部２５１におけるものを本体部腹面２４１及び本体部背面２３１と称し、翼厚部２５２におけるものを翼厚部腹面２４２及び翼厚部背面２３２と称する。本体部腹面２４１及び本体部背面２３１、並びに、翼厚部背面２３２における翼弦２８に沿った曲面形状、並びに回転軸５における径方向Ｒとなる翼高さ方向に沿う曲面形状は、要求されるタービン性能、作動流体の特性等に基づいて、公知の手法により設計される。また、翼厚部腹面２４２は、上記同様に、要求されるタービン性能、作動流体の特性等に基づいて、公知の手法により設計された曲面形状から、さらに後述する工程を経て翼の厚さが厚くなるような処理がされた形状に設計される。その結果、図３及び図４に示すように、翼厚部腹面２４２は、翼弦２８に沿う方向に直交する断面（図４）で、本体部腹面２４１と、翼端壁であるプラットフォーム２６の表面２６ａとにそれぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されているとともに、翼高さ方向に直交する断面（図３）で、前縁２１と後縁２２とに連続するような滑らかな凹曲面状に形成されている。ここで、翼厚部腹面２４２の高さは、終端となる前縁２１及び後縁２２のそれぞれから腹面２４中央付近に向かって次第に高くなり頂点Ｔ２４が形成される。そして、当該頂点Ｔ２４の翼高さ方向の位置は、プラットフォーム２６の表面２６ａから、表面２６ａの位置（翼高さ方向０％位置）における翼弦長Ｌ２８ａの５％以上５０％以下に設定することが好ましい。

次に、この実施形態の作用について説明する。
図５及び図６に示すように、燃焼ガス流路４ｂ内において、上流から下流に向かって流通する燃焼ガスＭは、タービン動翼２０の前縁２１において分割されて、腹面２４側と背面２３側へと流れ、それぞれ隣り合うタービン動翼２０同士の間を流通する。翼厚部２５２においては、本体部２５１と比較して、前縁２１から後縁２２までの全体にわたって腹面２４側に翼の厚さが厚くなるように形成されているため、燃焼ガスＭの流通面積が減少し、増速し、静圧が低下することとなる。このため、周方向Ｒに隣り合うタービン動翼２０の互いに対向する腹面２４と背面２３との間での静圧差が減少することとなり、これにより一方のタービン動翼２０の腹面２４側から、他方のタービン動翼２０の背面２３側へと流れるクロスフローＭ１が緩和されることとなる。また、クロスフローＭ１が緩和されることにより、該クロスフローＭ１がタービン動翼２０の背面２３に衝突して巻き上がることによって生ずる二次流れＭ２も抑制することができる。

ここで、上記のとおり、翼厚部２５２における翼厚部腹面２４２は、翼弦２８に沿う方向に直交する断面で本体部２５１における腹面２４である本体部腹面２４１と、プラットフォーム２６の表面２６ａとにそれぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されているとともに、翼高さ方向（径方向Ｑ）に直交する断面で、前縁２１と後縁２２とに連続するような滑らかな凹曲面状に形成されている。このため、正圧が作用する腹面２４としての機能を保つことができ、翼高さ方向全体にわたって効果的に翼としての性能を発揮することができる。また、上記のとおり、翼厚部２５２においては燃焼ガスＭの静圧が低下することで、本体部２５１において翼厚部２５２近傍を流れる燃焼ガスＭの一部の流れＭ３は、後縁２２側において相対的に静圧が低い翼厚部２５２側へと流入し、翼厚部２５２後縁２２側における燃焼ガスＭの流量を増大させることができる。このため、当該タービン動翼２０の下流側のタービン静翼３０には、タービン動翼２０の後縁２２からタービン静翼３０に流れる燃焼ガスＭの流量のうち、翼端壁となる内側シュラウド３７近傍の流量を増加させることができ、これにより下流側のタービン静翼３０の前縁３１における馬蹄形の渦Ｍ４の形成を抑制することができる。結果として、下流側のタービン静翼３０において、馬蹄形の渦Ｍ４が形成されることによって生ずる圧力損失も抑制することができる。このため、ガスタービン１においては、タービン４効率の向上を図ることができる。

ここで、翼厚部２５２は、プラットフォーム２６の表面２６ａから翼高さ方向に、翼弦長Ｌ２８ａの５０％以内の範囲に形成されていることで、より効果的に、翼高さ方向全体にわたって翼としての性能を発揮することができる。また、翼厚部２５２は、プラットフォーム２６の表面２６ａから翼高さ方向に頂点Ｔ２４となる位置が、プラットフォーム２６の表面２６ａから翼弦長Ｌ２８ａの５％以上の範囲に形成されていることで、より効果的にクロスフローＭ１を抑制することができる。また、下流側のタービン静翼３０には、当該タービン静翼３０の前縁３１における馬蹄形の渦Ｍ４の形成をより効果的に抑制することができる。

次に、このようなタービン静翼３０の設計方法について説明する。
本実施形態の設計方法は、基準翼体決定工程と、基端線決定工程と、翼厚部腹面設定工程と、翼体決定工程とを備え、これらを実行することでタービン静翼３０を設計する。以下、詳細を示す。

図７に示すように、まず基準翼体決定工程として、予め設定された条件に基づいて、前縁１２１と後縁１２２との間に凸面状の基準背面１２３と凹面状の基準腹面１２４とを有する基準翼本体１２５、及び該基準翼本体１２５の端部が接続された基準翼端壁１２６を備える基準翼体１２０を決定する。ここで、予め設定された条件とは、要求されるタービン出力、燃焼ガスＭの温度、燃焼ガスＭの流量などである。また、基準翼体１２０の決定は、例えばＣＦＤ解析を実施して行われる。

次に、図８に示すように、基端線決定工程として、基準翼体決定工程で決定された基準翼体１２０の基準腹面１２４側における基準翼端壁１２６の表面１２６ａに、基翼弦１２８よりも内側の範囲で、前縁１２１と後縁１２２とに連続するように、かつ、翼弦１２８側に凹である滑らかな凹曲線となる基端線１２９を決定する。ここで、基端線１２９の位置や曲率などの諸元は、例えば基準翼端壁１２６の表面１２６ａ付近における流れについてＣＦＤ解析を実施して決定される。

次に、図９に示すように、翼厚部腹面設定工程として、基端線決定工程で決定された基端線１２９で、基準翼端壁１２６の表面１２６ａに連続するとともに、翼弦１２８に沿う方向に直交する断面で滑らかな凹曲面状になるようにして、基準翼本体１２５の基準腹面１２４に連続する曲面である翼厚部腹面２４２を設定する。

そして、図１０に示すように、翼体決定工程として、最終的なタービン動翼２０を決定する。すなわち、腹面２４を、翼厚部腹面設定工程で翼厚部腹面２４２が設定された部分については該翼厚部腹面２４２とし、翼厚部腹面設定工程で翼厚部腹面２４２が設定されない部分については基準腹面１２４として、タービン動翼２０を決定し、基準腹面１２４に連続して接続される表面を有するものとしてプラットフォーム２６を決定する。
以上のようにして、タービン動翼２０が設計される。

次に、翼厚部２５２を有する２段タービン動翼２０を備えたタービン４の実施例と、従来の翼厚部２５２を有していない２段タービン２０´の比較例について、ＣＦＤ解析を実施した。ここで、実施例及び比較例は、いずれもタービン静翼３０（３０´）及びタービン動翼２０（２０´）が４段構成とされている。そして、実施例の２段のタービン動翼２０においては、比較例のタービンにおける２段のタービン動翼２０´が翼厚部２５２を有する構成としたものである。なお、翼厚部２５２の頂点Ｔ２４は、プラットフォーム２６の表面２６ａから翼高さ方向に、０％の位置における翼弦長Ｌ２８ａの５０％の位置とした。

図１１は、ＣＦＤ解析によって求められた流線図であり、２段タービン動翼を示しており、また、（ａ）が比較例、すなわち翼厚部２５２を有していない構成であり、（ｂ）が実施例、すなわち翼厚部２５２を有している構成である。図１１に示すように、比較例のタービン動翼２０´に比較して、実施例のタービン動翼２０では、クロスフローＭ１の向きが軸方向Ｐに沿うように改善されている。これは、上記のとおり、実施例のタービン動翼２０では、翼厚部２５２を有していることにより腹面２４側と背面２３側との静圧差が小さくなったことによる。

また、図１２は、ＣＦＤ解析によって求められた、翼高さ方向位置と、圧力（全圧）損失の大きさとの関係を表すグラフであり、（ａ）２段タービン動翼、（ｂ）３段タービン静翼での関係をそれぞれ示しており、実線が実施例を、点線が比較例をそれぞれ示している。さらに、図１３は、ＣＦＤ解析によって求められた、翼高さ方向位置と、軸方向流速度との関係を表すグラフであり、（ａ）２段タービン動翼、（ｂ）３段タービン静翼での関係をそれぞれ示しており、実線が実施例を、点線が比較例をそれぞれ示している。なお、図１２及び図１３のいずれにおいても、翼高さ方向位置とは、タービン動翼２０において基端となる翼端壁であるプラットフォーム２６の表面２６ａを０（％）とし、先端を１００（％）として、基端から先端までを、全高に対する百分率で表示したものである。

そして、図１２に示すように、翼厚部２５２を有する２段のタービン動翼２０では、翼高さ位置３０％以下の範囲において、圧力損失が抑制されていることが明らかである。これは、上記のとおり、クロスフローＭ１が抑制され、さらにクロスフローＭ１に起因して巻き上がりによることで発生する二次流れが抑制されることによる。さらに、図１２に示すように、翼厚部２５２を有する２段のタービン動翼の下流側となる３段のタービン静翼においても、翼高さ位置４０％以下の範囲において、圧力損失が抑制されていることが明らかである。上記のとおり、上流側の翼厚部２５２を有する２段のタービン動翼の後縁からの燃焼ガスＭの流量がプラットフォームの表面近傍で増大することより、前縁近傍での馬蹄形の渦の発生が抑制されることによるものである。これは、図１３に示すように、３段のタービン静翼においては、プラットフォームの表面近傍となる翼高さ方向１０％以下の範囲において軸方向流速度が高まっていることからも明らかである。

以上のように、本実施形態のガスタービン１では、翼厚部２５２を有するタービン動翼２０を備えていることで、当該タービン動翼２０における圧力損失を抑制し、また、下流側におけるタービン静翼３０での圧力損失も抑制することができ、これによりタービン効率の向上を図ることができる。

以上、本発明の実施形態について図面を参照して詳述したが、具体的な構成はこの実施形態に限られるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲の設計変更等も含まれる。

なお、上記実施形態では、タービン動翼２０のうち、２段で翼厚部２５２を有するものとしたが、全段において翼厚部２５２を有するものとしても良い。また、タービン静翼３０においても翼厚部を有するものとしても同様の効果を奏する。この場合、タービン静翼３０では、内周側には翼端壁として内側シュラウド３７が、外周側では翼端壁として外側シュラウド３６がそれぞれ設けられているので、基端、先端いずれにおいても翼厚部を設けるものとしても良い。すなわち、翼体を備えた回転機械において、当該翼体が翼厚部を有することにより、当該翼体での圧力損失を抑制し、効率向上を図ることができる。

１ ガスタービン（回転機械）
２０ タービン動翼（翼体）
２１ 前縁
２２ 後縁
２３ 背面
２４ 腹面
２５ 翼本体
２６ プラットフォーム（翼端壁）
２８ 翼弦
３０ タービン静翼
１２０ 基準翼体
１２３ 基準背面
１２４ 基準腹面
１２５ 基準翼本体
１２６ 基準翼端壁
１２８ 基端線
２４１ 本体部腹面
２４２ 翼厚部腹面
２５１ 本体部
２５２ 翼厚部
Ｌ２８ 翼弦長
Ｐ 軸方向
Ｑ 径方向
Ｒ 周方向
Ｔ２４ 頂点

Claims (5)

1. 前縁と後縁との間に凸面状の背面と凹面状の腹面とを有する翼本体と、該翼本体の端部が接続された翼端壁とを備え、周方向に複数配される回転機械の翼体において、
   前記翼本体は、本体部と、該本体部と前記翼端壁との間に設けられ、前記本体部と比較して、前記前縁から前記後縁までの全体にわたって前記腹面側に翼の厚さが厚くなるように形成された翼厚部とを有し、
   該翼厚部における前記腹面である翼厚部腹面は、翼弦に沿う方向に直交する断面で、前記本体部における前記腹面である本体部腹面と前記翼端壁の表面とに、それぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されているとともに、翼高さ方向に直交する断面で、前記前縁と前記後縁とに、それぞれ連続するような滑らかな凹曲面状に形成されていることを特徴とする回転機械の翼体。
2. 請求項１に記載の回転機械の翼体において、
   前記翼厚部は、前記翼端壁の表面から翼高さ方向に、前記翼端壁の表面における翼弦長の５０％以内の範囲に形成されていることを特徴とする回転機械の翼体。
3. 請求項１または請求項２に記載の回転機械の翼体において、
   前記翼厚部は、前記翼端壁の表面から翼高さ方向に頂点となる位置が、前記翼端壁の表面から前記翼端壁の表面における翼弦長の５％以上の範囲に形成されていることを特徴とする回転機械の翼体。
4. 静翼と、該静翼の下流側に配された動翼とが、交互に複数段設けられたガスタービンであって、
   下流側に前記動翼または前記静翼が配される少なくとも１段の前記静翼または前記動翼が、請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の回転機械の翼体であることを特徴とするガスタービン。
5. 前縁と後縁との間に凸面状の背面と凹面状の腹面とを有する翼本体と、該翼本体の端部が接続された翼端壁とを備える回転機械の翼体の設計方法において、
   予め設定された条件に基づいて、前縁と後縁との間に凸面状の基準背面と凹面状の基準腹面とを有する基準翼本体、及び該基準翼本体の端部が接続された基準翼端壁を備える基準翼体を決定する基準翼体決定工程と、
   該基準翼体決定工程で決定された前記基準翼体の前記基準腹面側における前記翼端壁の表面に、翼弦よりも内側の範囲で、前記前縁と前記後縁とに連続するように、かつ、前記翼弦側に凹である滑らかな凹曲線となる基端線を決定する基端線決定工程と、
   前記基端線決定工程で決定された前記基端線で、前記基準翼端壁の表面に連続するとともに、前記翼弦に沿う方向に直交する断面で滑らかな凹曲面状になるようにして、前記基準翼本体の前記基準腹面に連続する曲面である翼厚部腹面を設定する翼厚部腹面設定工程と、
   前記腹面を、前記翼厚部腹面設定工程で前記翼厚部腹面が設定された部分については該翼厚部腹面とし、前記翼厚部腹面設定工程で前記翼厚部腹面が設定されない部分については前記基準腹面として、前記翼体を決定し、前記基準腹面に連続して接続される表面を有するものとして前記翼端壁を決定する翼体決定工程とを備えることを特徴とする回転機械の翼体の設計方法。

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