JP2016200120A - タービン動翼及びガスタービン - Google Patents

Abstract

【課題】タービン動翼間の間隙からの漏れ流れと主流ガスとの混合損失、及びタービン動翼の側壁部近傍で発生する二次流れ損失の両方を抑制すること。【解決手段】本発明のタービン動翼は、上記課題を解決するために、回転軸に取り付けられ、該回転軸の内周側に位置する内周側エンドウォール部と、該内周側エンドウォール部に取り付けられ、該内周側エンドウォール部から半径方向に延びる翼型部とを備え、前記翼型部が取り付けられた前記内周側エンドウォール部が所定の間隙をもって複数個配置され、前記翼型部は、翼弦方向に凹形状の曲面形状を成す圧力面及び翼弦方向に凸形状の曲面形状を成す負圧面を備え、前記翼型部の負圧面の曲率半径が最小となる軸方向位置よりも上流側の圧力面側に位置する前記間隙と接する前記内周側エンドウォール部に凹領域が形成されていることを特徴とする。【選択図】図９

Description

本発明はタービン動翼及びガスタービンに係り、特に、翼型部が取り付けられている内周側エンドウォール部が所定の間隙をもって複数個配置されているものに好適なタービン動翼及びガスタービンに関する。

一般に、翼枚数削減による低コスト化等を考慮することで、翼一枚当りの負荷が上昇する傾向にある。翼に掛かる負荷が大きいタービン動翼では、内周側或いはタービンケーシング側によらず、エンドウォール近傍で主流ガスの流れに対して垂直な断面での流れ、つまり、二次流れが大きくなる。二次流れが大きくなることでエンドウォール近傍の主流ガスの流量が減少し、その分、タービン動翼の外周側と内周側の径位置の平均値、つまり、平均径付近での主流ガスの流量が増加し翼負荷が増大する。その結果、全圧損失の増大を招くことが知られている。

また、タービンでは、タービン動翼が取り付けられたローター部分を冷却するため冷却空気を圧縮機から誘導し、冷却を行う場合があるが、この場合、冷却空気は、最終的に燃焼ガスの通路に誘導され燃焼ガスの流れを乱してしまう。この時、動翼列の上流側から混入する冷却空気は、動翼列内部での二次流れを更に強くし、全圧損失の増大を招くことも知られている。

更に、タービン動翼に掛かる負荷が大きいタービン動翼における全圧損失の増大を防ぐため、外周側端面のスキーラーと呼ばれる凹領域の形状及び配置等を工夫し、間隙を通過する流れによる全圧損失増加を抑制する方法、また、ウイングレットと呼ばれる先端形状を、タービン動翼の外周側端面に設定することで、全圧損失を削減する方法が提案されている（特許文献１参照）。

また、タービン動翼の回転軸に着目すると、回転方向、つまり、回転対称となるようにエンドウォールに凸領域を設定するタービン動翼が特許文献２に記載されている。

特開２００３−１０６１０４号公報 特開平１１−１４８３０３号公報

しかしながら、上述した特許文献１及び２では、タービン動翼の性能が、混入する冷却空気の流量に大きく影響を受けることが懸念されており、また、適用範囲が翼負荷に大きく影響を受ける。

更に、特許文献１及び２の形状は、上流側のタービン動翼のセグメント間隙を大きくし、ホットガスの混入を引き起こす形状であったり、また、タービン動翼のセグメント間隙で生成する渦構造を考慮していないため、主流ガスとタービン動翼のセグメント間隙で生成する渦との干渉による混合損失を増大する可能性がある。

本発明は上述の点に鑑みなされたもので、その目的とするところは、タービン動翼間の間隙からの漏れ流れと主流ガスとの混合損失、及びタービン動翼の側壁部近傍で発生する二次流れ損失の両方を抑制することができるタービン動翼及びガスタービンを提供することにある。

本発明のタービン動翼は、上記目的を達成するために、回転軸に取り付けられ、該回転軸の内周側に位置する内周側エンドウォール部と、該内周側エンドウォール部に取り付けられ、該内周側エンドウォール部から半径方向に延びる翼型部とを備え、前記翼型部が取り付けられた前記内周側エンドウォール部が所定の間隙をもって複数個配置され、前記翼型部は、翼弦方向に凹形状の曲面形状を成す圧力面及び翼弦方向に凸形状の曲面形状を成す負圧面と、翼前縁及び翼後縁とから成ると共に、翼の厚みが前記翼前縁側より中央側に向かうに従い徐々に大きくなり、かつ、その途中より前記翼後縁側に向かうに従い徐々に小さくなるように形成されたタービン動翼であって、前記翼型部の負圧面の曲率半径が最小となる軸方向位置よりも上流側の圧力面側、又は前記翼型部の負圧面の曲率半径が最小となる軸方向位置よりも下流側の負圧面側、若しくは上流側の圧力面側及び下流側の負圧面側に位置する前記間隙と接する前記内周側エンドウォール部に凹領域が形成されていることを特徴とする。

また、本発明のガスタービンは、上記目的を達成するために、回転軸と、該回転軸に設置され、該回転軸と共に回転するタービン動翼と、該タービン動翼と対向するように配置され、ケーシングに支持されているタービン静翼とを備え、圧縮機からの圧縮空気と燃料が燃焼器に与えられ、前記燃焼器内で前記燃料が燃焼して高温ガスを発生し、発生した前記高温ガスが前記タービン静翼を介して前記タービン動翼に吹き付けられて前記タービン動翼を駆動するガスタービンであって、前記タービン動翼は、上記構成のタービン動翼であることを特徴とする。

本発明によれば、タービン動翼間の間隙からの漏れ流れと主流ガスとの混合損失、及びタービン動翼の側壁部近傍で発生する二次流れ損失の両方を抑制することができる。

本発明のタービン動翼が適用されるガスタービンの概略構成を一部断面して示す図である。 本発明のガスタービンのタービン動翼とタービン静翼の配置構成の詳細を示す図である。 図２の１つのタービン動翼を拡大して示す図である。 図３の翼型部のＺ−Ｚ´線に沿った断面図である。 本発明のタービン動翼の外周側翼端部近傍の翼型部表面断面における翼面マッハ数を示す図である。 本発明のタービン動翼の外周側翼端部近傍の翼型部表面断面における翼負荷が小さくなった場合の翼面マッハ数分布を示す図である。 従来のタービン動翼構造の一部を示す部分斜視図である。 図７の点線枠内を示す図である。 本発明の実施例１のタービン動翼構造の一部を示す部分斜視図である。 図９のＡ−Ａ´線に沿った断面図である。 本発明の実施例２のタービン動翼構造の一部を示す部分斜視図である。 図１１の点線枠内を示す図である。 本発明の実施例３のタービン動翼構造の一部を示す部分斜視図である。

以下、図示した実施例に基づいて本発明のタービン動翼及びガスタービンを説明する。なお、各実施例において、同一構成部品には同符号を使用する。

図１に、本発明のタービン動翼が適用されるガスタービンの概略構成を示す。

該図に示す如く、ガスタービンは、ローター１とステーター２から成り、ローター１は主として回転軸３と、この回転軸３に設置され、回転軸３と共に回転するタービン動翼４及び圧縮機５の動翼（図示せず）とを備え、ステーター２は、ケーシング７と、このケーシング７に支持され、タービン動翼４と対向するように配置されているタービン静翼８とを備えて概略構成されている。

そして、圧縮機５からの圧縮空気と燃料が燃焼器６に与えられ、燃焼器６内で燃料が燃焼して高温ガスを発生し、発生した高温ガスがタービン静翼８を介してタービン動翼４に吹き付けられ、タービン動翼４を介してローター１が駆動されるものである。

なお、高温ガス中に晒されているタービン動翼４やタービン静翼８は、必要に応じて冷却されている。その冷却用の冷却媒体には、圧縮機５の圧縮空気の一部が用いられている。

図２に、ガスタービンのタービン動翼４とタービン静翼８の配置構成の詳細を示し、図３に、１つのタービン動翼４を拡大して示す。

該図に示す如く、タービン動翼４は、ローター１に取り付けられ（図１参照）、タービン動翼４の回転軸３に対して内周側、即ち、ローター１側に位置する内周側エンドウォール部１０と、この内周側エンドウォール部１０の内面から半径位置が大きくなる方向（図３の紙面下から上方向）に延びる翼型部１２とから構成されている。更に、翼型部１２の半径が最も大きくなる閉局面１２ｃとガス流路面を形成する外周側エンドウォール部１６の外面との間には、流体が流れる間隙１７が形成されている。

また、翼型部１２の内部には中空部９ａ、９ｂを有し（後述する）、この中空部９ａ、９ｂに冷却媒体を流してタービン動翼４を内部から冷却するように形成された翼型部１２を構成している場合もある。図３では入口９が冷却媒体の入口であり、矢印の方向に冷却媒体は流れ翼型部１２を冷却する仕組みになっている。

タービン動翼４がローター１に設置されていることは上述したが、タービン動翼４を冷却する冷却空気供給源としては、圧縮機５が用いられることが多く、冷却空気は、ローター１に設けられた冷却空気導入孔１４を用いてタービン動翼４に導入される。冷却後の冷却空気は、タービン動翼４の内周壁に設けられた排出孔１５より排出され、やがてはガスパス路２０に排出される。

また、ローター１を冷却した空気は、内周側のタービン静翼８Ａ、８Ｂとタービン動翼４との隙間から矢印１８、１９のようにガス流路に混入するようになっているが、タービン動翼４は回転しているため、特に上流側から混入する矢印１８で示す冷却空気は、型翼部１２の内周側前縁から発達する渦を強くすることが知られており、この渦の効果で翼間でのエネルギーが散逸してしまう。

なお、図３中、線矢印は冷却空気の流れを示し、枠取り矢印は高温ガス、即ち、主流ガス１１の流れを示している。

図４に、上述した翼型部１２の図３におけるＺ−Ｚ´線に沿った断面形状を示す。

該図に示す如く、翼型部１２は、翼弦方向に凹形状の曲面径所を成す圧力面（翼型部１２の翼腹側部）１０ｂと、翼弦方向に凸形状の曲面径所を成す負圧面（翼型部１２の翼背側部）１０ａと、翼前縁１２ａと、翼後縁１２ｂとを有し、翼厚みが翼前縁１２ａ側より中央側に向かうに従い徐々に大きくなり、かつ、その途中より翼後縁１２ｂ側に向かうに従い徐々に翼厚み小さくなるように形成されている。また、翼型部１２の内部には空気冷却室である上述した中空部９ａ、９ｂを有し、この中空部９ａ、９ｂに冷却媒体を流して翼を内部から冷却するように構成されている。

また、翼型部１２の前部の中空部９ａ、９ｂには、熱変換を良好にするためにフィン（図示せず）が設けられている。そして、冷却後のタービン静翼８Ａ、８Ｂ（図３参照）と同様、冷却空気は内周壁に設けられた排出孔１５より排出され、やがてはガスパス路２０に排出される。

なお、このような冷却構造は、対流冷却や他の冷却手段であっても構わない。重要なのは、冷却空気が混入するタービン動翼４の外周側翼端部の形状である。

図５は、このように構成されるタービン動翼４の外周側翼端部近傍の翼型部表面断面における翼面マッハ数を示した図である。該図は、外周側エンドウォール部１６近傍における負圧面１０ａの翼前縁１２ａから翼後縁１２ｂまでの翼面マッハ数をＭｓで示し、内周側エンドウォール部１０における圧力面１０ｂの翼前縁１２ａから翼後縁１２ｂまでの翼面マッハ数をＭｐで示している。

図５に示すように、負圧面１０ａの翼面マッハ数は、翼前縁１２ａと翼後縁１２ｂの中間部で最大翼面マッハ数Ｍｍａｘを示し、中間部から翼後縁１２ｂにかけて大きく減少している。これは、主流ガス１１が複数のタービン動翼４によって構成された翼列の入口から出口にかけて流れるとき、主流ガス１１のガス膨張が行われるためである。Ｍｍｉｎは、圧力面１０ｂにおける最小翼面マッハ数を表す。最大翼面マッハ数Ｍｍａｘと最小翼面マッハ数Ｍｍｉｎの差が大きいほど、翼型部１２に作用する最大圧力と最小圧力の差が大きいということになり、翼型部１２に掛かる負荷が大きくなる。

このような翼型部１２に掛かる負荷が大きいタービン動翼４では、内周側或いはケーシング７側によらず、エンドウォール近傍で主流ガス１１の流れに対して垂直な断面での流れ、つまり、二次流れが大きくなる。これは、エンドウォール付近では、主流ガス１１の粘性の影響により流速が低下することで、主流ガス１１に作用する遠心力が小さくなり、圧力勾配の方が過大になるため、主流ガス１１が圧力の小さい方の負圧面１０ａ側に引き寄せられるためである。

二次流れが大きくなることでエンドウォール近傍の主流ガス１１の流量が減少し、その分、平均径付近での主流ガス１１の流量が増加し翼負荷が増大する。翼負荷が増大することはマッハ数が大きくなることを意味し、壁面での摩擦損失、超音速領域では衝撃波による衝撃波損失が大きくなる。その結果、全圧損失の増大を招く。

図６に、翼負荷が小さくなった場合の翼面マッハ数分布を示す。該図に示す如く、翼負荷が小さくなった場合の最大翼面マッハ数Ｍ´_ｍａｘと最小翼面マッハ数Ｍ´_ｍｉｎの差が、最大翼面マッハ数Ｍｍａｘと最小翼面マッハ数Ｍｍｉｎの差より小さくなっていることが分かる。

このような全圧損失の増大を防ぐため、タービン動翼４では、タービン翼端とケーシング７の間の間隙で発生する流れの混合損失を抑制する方法、或いは翼型部１２の翼前縁１２ａから発生する二次流れによる損失を抑制する方法が提案されている。

タービン動翼４のタービン翼端とケーシング７の間の間隙で発生する流れの混合損失を抑制する方法では、タービン翼端にスキーラーと呼ばれる凹部分を設定して間隙を通過する流れを抑制し、混合損失を低減することが主流であり、新しい技術としては、ウイングレットと呼ばれる流れ方向に翼を並列に設定し、翼負荷を二枚の翼で分担する方法により翼端部近傍の翼負荷を低減させ、間隙を通過する流れを抑制して混合損失を低減することが提案されている。

以下、翼前縁１２ａ近傍で発生する二次流れ渦の増大を抑制すると共に、負圧面１０ａと圧力面１０ｂで挟まれた領域における二次流れをも抑制する効果を持つ、本実施例のタービン動翼４について説明する。

先ず、図７及び図８を用いて従来のタービン動翼構造の場合について説明する。図８は、図７の点線枠内の拡大を示す。

該図に示す従来のタービン動翼構造の場合、セグメント（内周側エンドウォール部１０Ａと１０Ｂ）間の半径方向（図８の上下方向）の段差が公差程度であるため、シールリークがガスパス２０内に漏れ込んだ際、シールリークの一部と主流ガス１１が干渉し、主流ガス１１の境界層の厚みが増大してしまう。

このような点に対処した本実施例のタービン動翼構造の場合について、図９及び図１０を用いて説明する。図９のＢＢ´側が上流側であり、図１０は、図９のＡ−Ａ´線に沿った断面を示す。

該図に示す本実施例では、翼型部１２Ａの負圧面１０ａの曲率半径が最小となる軸方向位置Ｐよりも上流側（ＢＢ´側）である翼型部１２Ｂの圧力面１０ｂ側に位置する間隙２１と接する内周側エンドウォール部１０Ｂに凹領域２２が形成されている（この凹領域２２は、ＢＢ´から点Ｏまでの範囲に形成されている）。なお、点Ｐは点Ｏに対応した位置（軸方向距離が同一）となっている。

しかも、上記の凹領域２２は、間隙２１と接する位置（ＢＢ´）から内周側エンドウォール部１０Ｂの圧力面１０ｂに向けて、半径方向の高さが単調増加するように形成され、かつ、圧力面１０ｂに近づくにつれて元の半径位置（図９の点Ｏ）に漸近するよう形成されている。即ち、凹領域２２は、内周側エンドウォール部１０Ａと内周側エンドウォール部１０Ｂの間隙２１がＢＢ´側では狭い間隔であるが、そのＢＢ´部から内周側エンドウォール部１０Ｂの圧力面１０ｂに向けて、半径方向の高さが単調増加するように形成され、かつ、途中（圧力面１０ｂに近づくにつれて）から元の半径位置（図９の点Ｏ）に漸近するよう形成されている。

更に、ＢＢ´の半径方向位置は公差の範囲内で一致しているため、上流側からのシールリークが、間隙２１に混入することが抑制される。

図１０に示すように、シールリークの一部が内周側エンドウォール部１０Ａと内周側エンドウォール部１０Ｂの間隙２１の段差部分で旋回流として滞留しているが、シールリークは、凹領域２２が形成されているため主流ガス１１と緩やかに混合するので、主流ガス１１の流速変化を小さくし、主流ガス１１の境界層の発達を抑制することができる。

このような本実施例によれば、翼型部の負荷が増大し、二次流れが大きくなるタービン動翼であっても、タービン翼の間隙から混入する漏れ流れが主流ガスと混合する際の流速勾配を抑制することができるので、その結果、主流ガスと漏れ流れ混合損失が低減され、間隙で発生する渦の伸長が抑制され、間隙近傍の熱伝達率を抑制することができる。従って、本実施例によりタービン翼間の間隙からの漏れ流れと主流ガスとの混合損失、及びタービン動翼の側壁近傍で発生する二次流れ損失の両方を抑制することができる。

本発明の本実施例のタービン動翼構造の実施例２について、図１１及び図１２を用いて説明する。図１１のＣＣ´側が下流側であり、図１２は、図１１の点線枠内の拡大を示す。

該図に示す本実施例では、翼型部１２Ａの負圧面１０ａの曲率半径が最小となる軸方向位置Ｐよりも下流側（ＣＣ´側）である翼型部１２Ａの負圧面１０ａ側に位置する間隙２１と接する内周側エンドウォール部１０Ａに凹領域２３が形成されている（この凹領域２３は、点ＯからＣＣ´までの範囲に形成されている）。

しかも、上記の凹領域２３は、間隙２１と接する位置（図１１の点Ｏ）から内周側エンドウォール部１０Ａの負圧面１０ａに向けて、半径方向の高さが単調増加するように形成されていると共に、内周側エンドウォール部１０Ａの負圧面１０ａに近づくにつれて元の半径位置（図１１の点Ｏ）に漸近するよう形成され、かつ、下流の内周側エンドウォール部１０Ａの端面（ＣＣ´側）に向けて半径位置（図１２の点Ｑ）の最小値が最小になるように形成されている。即ち、凹領域２３は、点Ｐに対応する位置にある点Ｏから内周側エンドウォール部１０Ａの負圧面１０ａに向けて、半径方向の高さが単調増加するように（末広がりとなるように）形成されていると共に、内周側エンドウォール部１０Ａの負圧面１０ａに近づくにつれて元の半径位置（図１１の点Ｏ）に漸近するよう形成され、かつ、下流の内周側エンドウォール部１０Ａの端面（ＣＣ´側）に向けて半径位置（図１２の点Ｑ）の最小値が最小になるように形成されている。

更に、ＣＣ´の半径方向位置は公差の範囲内で一致、つまり、ＣＣ´が点Ｏでは一致しており、下流に行くに従って（点ＯからＣＣ´に行くに従って）、半径方向が小さくなる方向に凹領域２３が広がっている。この凹領域２３が下流に行くに従って広がる構造を持つのは、主流ガス１１との干渉により、下流方向に渦が広がっていくため、その広がりを持った渦が主流ガス１１となだらかに干渉するためである。

図１２に示すように、シールリークの一部が内周側エンドウォール部１０Ａと内周側エンドウォール部１０Ｂの間隙２１の段差部分で旋回流として滞留しているが、シールリークは、凹領域２３が形成されているため主流ガス１１と緩やかに混合するので、主流ガス１１の流速変化を小さくし、主流ガス１１の境界層の発達を抑制することができる。

このような本実施例によれば、実施例１と同様な効果を得ることができる。

本発明の本実施例のタービン動翼構造の実施例３について、図１３を用いて説明する。図１３のＢＢ´側が上流側であり、ＣＣ´側が下流側である。

該図に示す本実施例は、図９及び図１０に示した実施例１と図１１及び図１２に示した実施例２を組み合わせたものである。

即ち、図１３に示す実施例３のタービン動翼４は、翼型部１２Ａの負圧面１０ａの曲率半径が最小となる軸方向位置Ｐよりも上流側（ＢＢ´側）である翼型部１２Ｂの圧力面１０ｂ側に位置する間隙２１と接する内周側エンドウォール部１０Ｂに凹領域２２が形成されている（この凹領域２２は、ＢＢ´から点Ｏまでの範囲に形成されている）。

一方、翼型部１２Ａの負圧面１０ａの曲率半径が最小となる軸方向位置Ｐよりも下流側（ＣＣ´側）である翼型部１２Ａの負圧面１０ａ側に位置する間隙２１と接する内周側エンドウォール部１０Ａに凹領域２３が形成されている（この凹領域２３は、点ＯからＣＣ´までの範囲に形成されている）。

しかも、上記の凹領域２２は、間隙２１と接する位置（ＢＢ´）から内周側エンドウォール部１０Ｂの圧力面１０ｂに向けて、半径方向の高さが単調増加するように形成され、かつ、圧力面１０ｂに近づくにつれて元の半径位置（図９の点Ｏ）に漸近するよう形成されている。

一方、上記の凹領域２３は、間隙２１と接する位置（図１１の点Ｏ）から内周側エンドウォール部１０Ａの負圧面１０ａに向けて、半径方向の高さが単調増加するように形成されていると共に、内周側エンドウォール部１０Ａの負圧面１０ａに近づくにつれて元の半径位置（図１１の点Ｏ）に漸近するよう形成され、かつ、下流の内周側エンドウォール部１０Ａの端面（ＣＣ´側）に向けて半径位置（図１２の点Ｑ）の最小値が最小になるように形成されている。

つまり、内周側エンドウォール部１０Ａと翼型部１２Ａが交差する翼形の負圧面１０ａ形状の曲率半径が小さくなる軸方向座標に点Ｏを設定する。そして、ＢＢ´から点Ｏの間の内周側エンドウォール部１０Ｂ面に、間隙２１と接する圧力面１０ｂ側に凹領域２２を形成する。この凹領域２２を形成するに当たり、半径方向位置は間隙２１側を最小の位置とし、半径位置が高くなる方向に単調に増加する半径位置を有するように形成する。

次に、点ＯからＣＣ´の間の内周側エンドウォール部１０Ａ面に、点ＯからＣＣ´に向かう方向の翼型部１２Ａの負圧面１０ａ側に凹領域２３を形成する。この翼型部１２Ａの負圧面１０ａ側に形成された凹領域２３は、間隙２１に接する点から翼型部１２Ａの圧力面１０ｂに向けて半径方向高さが単調増加するように形成されている。

このような本実施例の構成とすることにより、シールリークの一部が間隙２１の段差部分で旋回流として滞留しているが、シールリークは、凹領域２２及び２３が形成されているため主流ガス１１と緩やかに混合するので、主流ガス１１の流速変化を小さくし、主流ガス１１の境界層の発達を抑制することができる。

従って、本実施例によれば、翼型部の負荷が増大し、二次流れが大きくなるタービン動翼であっても、タービン翼の間隙から混入する漏れ流れが主流ガスと混合する際の流速勾配を抑制することができるので、その結果、主流ガスと漏れ流れ混合損失が低減され、間隙で発生する渦の伸長が抑制され、間隙近傍の熱伝達率を抑制することがより効果的に行うことができる。よって、本実施例によりタービン翼間の間隙からの漏れ流れと主流ガスとの混合損失、及びタービン動翼の側壁近傍で発生する二次流れ損失の両方を抑制することができる。

なお、本発明は上記した実施例に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。例えば、上記した実施例は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。また、ある実施例の構成の一部を他の実施例の構成に置き換えることが可能であり、また、ある実施例の構成に他の実施例の構成を加えることも可能である。また、各実施例の構成の一部について、他の構成の追加・削除・置換をすることが可能である。

１…ローター、２…ステーター、３…回転軸、４…タービン動翼、５…圧縮機、６…燃焼器、７…ケーシング、８、８Ａ、８Ｂ…タービン静翼、９…入口、９ａ、９ｂ…中空部、１０、１０Ａ、１０Ｂ…内周側エンドウォール部、１０ａ…負圧面、１０ｂ…圧力面、１１…主流ガス、１２、１２Ａ、１２Ｂ…翼型部、１２ａ…翼前縁、１２ｂ…翼後縁、１２ｃ…閉局面、１４…冷却空気導入孔、１３、１８、１９…矢印、１５…排出孔、１６…外周側エンドウォール部、１７、２１…間隙、２０…ガスパス路、２２、２３…凹領域。

Claims (8)

1. 回転軸に取り付けられ、該回転軸の内周側に位置する内周側エンドウォール部と、該内周側エンドウォール部に取り付けられ、該内周側エンドウォール部から半径方向に延びる翼型部とを備え、前記翼型部が取り付けられた前記内周側エンドウォール部が所定の間隙をもって複数個配置され、前記翼型部は、翼弦方向に凹形状の曲面形状を成す圧力面及び翼弦方向に凸形状の曲面形状を成す負圧面と、翼前縁及び翼後縁とから成ると共に、翼の厚みが前記翼前縁側より中央側に向かうに従い徐々に大きくなり、かつ、その途中より前記翼後縁側に向かうに従い徐々に小さくなるように形成されたタービン動翼であって、
   前記翼型部の負圧面の曲率半径が最小となる軸方向位置よりも上流側の圧力面側に位置する前記間隙と接する前記内周側エンドウォール部に凹領域が形成されていることを特徴とするタービン動翼。
2. 請求項１に記載のタービン動翼において、
   前記凹領域は、前記間隙と接する位置から前記圧力面に向けて、半径方向の高さが単調増加するように形成され、かつ、前記圧力面に近づくにつれて元の半径位置に漸近するよう形成されていることを特徴とするタービン動翼。
3. 回転軸に取り付けられ、該回転軸の内周側に位置する内周側エンドウォール部と、該内周側エンドウォール部に取り付けられ、該内周側エンドウォール部から半径方向に延びる翼型部とを備え、前記翼型部が取り付けられた前記内周側エンドウォール部が所定の間隙をもって複数個配置され、前記翼型部は、翼弦方向に凹形状の曲面形状を成す圧力面及び翼弦方向に凸形状の曲面形状を成す負圧面と、翼前縁及び翼後縁とから成ると共に、翼の厚みが前記翼前縁側より中央側に向かうに従い徐々に大きくなり、かつ、その途中より前記翼後縁側に向かうに従い徐々に小さくなるように形成されたタービン動翼であって、
   前記翼型部の負圧面の曲率半径が最小となる軸方向位置よりも下流側の負圧面側に位置する前記間隙と接する前記内周側エンドウォール部に凹領域が形成されていることを特徴とするタービン動翼。
4. 請求項３に記載のタービン動翼において、
   前記凹領域は、前記間隙と接する位置から前記負圧面に向けて、半径方向の高さが単調増加するように形成されていると共に、前記負圧面に近づくにつれて元の半径位置に漸近するよう形成され、かつ、下流の前記内周側エンドウォール部の端面に向けて半径位置の最小値が最小になるように形成されていることを特徴とするタービン動翼。
5. 回転軸に取り付けられ、該回転軸の内周側に位置する内周側エンドウォール部と、該内周側エンドウォール部に取り付けられ、該内周側エンドウォール部から半径方向に延びる翼型部とを備え、前記翼型部が取り付けられた前記内周側エンドウォール部が所定の間隙をもって複数個配置され、前記翼型部は、翼弦方向に凹形状の曲面形状を成す圧力面及び翼弦方向に凸形状の曲面形状を成す負圧面と、翼前縁及び翼後縁とから成ると共に、翼の厚みが前記翼前縁側より中央側に向かうに従い徐々に大きくなり、かつ、その途中より前記翼後縁側に向かうに従い徐々に小さくなるように形成されたタービン動翼であって、
   前記翼型部の負圧面の曲率半径が最小となる軸方向位置よりも上流側の圧力面側に位置する前記間隙と接する前記内周側エンドウォール部、及び前記翼型部の負圧面の曲率半径が最小となる軸方向位置よりも下流側の負圧面側に位置する前記間隙と接する前記内周側エンドウォール部に凹領域が形成されていることを特徴とするタービン動翼。
6. 請求項５に記載のタービン動翼において、
   前記翼型部の負圧面の曲率半径が最小となる軸方向位置よりも上流側の圧力面側に位置する前記間隙と接する前記内周側エンドウォール部に形成される凹領域は、前記間隙と接する位置から前記圧力面に向けて、半径方向の高さが単調増加するように形成され、かつ、前記圧力面に近づくにつれて元の半径位置に漸近するよう形成され、
   一方、前記翼型部の負圧面の曲率半径が最小となる軸方向位置よりも下流側の負圧面側に位置する前記間隙と接する前記内周側エンドウォール部に形成される前記凹領域は、前記間隙と接する位置から前記負圧面に向けて、半径方向の高さが単調増加するように形成されていると共に、前記負圧面に近づくにつれて元の半径位置に漸近するよう形成され、かつ、下流の前記内周側エンドウォール部の端面に向けて半径位置の最小値が最小になるように形成されていることを特徴とするタービン動翼。
7. 請求項１乃至６のいずれか１項に記載のタービン動翼において、
   前記翼型部の内部には中空部が形成され、該中空部に冷却媒体を流して前記翼型部を内部から冷却することを特徴とするタービン動翼。
8. 回転軸と、該回転軸に設置され、該回転軸と共に回転するタービン動翼と、該タービン動翼と対向するように配置され、ケーシングに支持されているタービン静翼とを備え、
   圧縮機からの圧縮空気と燃料が燃焼器に与えられ、前記燃焼器内で前記燃料が燃焼して高温ガスを発生し、発生した前記高温ガスが前記タービン静翼を介して前記タービン動翼に吹き付けられて前記タービン動翼を駆動するガスタービンであって、
   前記タービン動翼は、請求項１乃至７のいずれか１項に記載のタービン動翼であることを特徴とするガスタービン。

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