JP3564420B2 - ガスタービン - Google Patents
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- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
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- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービン、特にガスタービン内のタービンとディフューザとの間の圧力を局所的に増大させることにより熱効率を高めるようにしたガスタービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンの熱効率を向上させるために、タービン入口温度および圧力比をさらに高めることが一般的に望まれている。図６に従来技術におけるガスタービンの長手方向部分断面図を示す。ガスタービン１１０は、空気を取り入れて圧縮する圧縮機１３０と、空気の流れに対して圧縮機１３０の下流に設けられた少なくとも一つの燃焼器１４０と、この燃焼器１４０の下流に設けられたタービン１５０と、このタービンの下流に設けられたディフューザ１６０と、ディフューザ１６０の下流に設けられた排気室１７０とを含んでいる。ガスタービン１１０の内部には、これら圧縮機１３０、タービン１５０、ディフューザ１６０および排気室１７０によって環状のガスタービン通路１８０が形成されている。
【０００３】
圧縮機は圧縮機車室１３９内に複数の段からなる圧縮機動翼および圧縮機静翼を含んでいる。タービン１５０はタービン車室１５９内に複数の段からなる動翼および静翼を含んでいる。図に示すように、圧縮機１３０およびタービン１５０は同一の回転軸１９０上に設けられている。このタービン１５０は、ガスタービン通路１８０の内壁に設けられた複数の段の静翼と回転軸１９０上に設けられた複数の段の動翼とを有している。複数の段の動翼の各段においては、複数の動翼が回転軸１９０周りに周方向にほぼ等間隔に配置されている。
【０００４】
圧縮機１３０の入口部（図示しない）から進入した流体、例えば空気は、圧縮機１３０を通過して圧縮される。次いで、この流体は燃焼器１４０内の燃料と一緒に混合されて燃焼されると共に、複数の段、例えば四段の翼が取り付けられているタービン１５０を通過して、ディフューザ１６０を通って排気室１７０から排出される。
【０００５】
図７は、このガスタービン１１０のタービン１５０およびディフューザ１６０付近の拡大図である。図７にはタービン１５０の最終段の動翼１５１が示されている。理解を容易にするために、この図は最終段の動翼以外の翼を省略している。図７に示すように、動翼１５１の先端部はガスタービン通路１８０の内壁に追従するように略直線状に形成されている。図７に示すように、タービン１５０におけるガスタービン通路１８０の内壁は空気の流れ（矢印Ｆで示す）に関して下流方向に半径が増すように形成されており、ディフューザ１６０におけるガスタービン通路１８０の内壁も下流方向に半径が増すように形成されている。従って、タービン１５０を通過する流体は回転軸１９０から半径方向外側に広がりつつディフューザ１６０内に流入する。
【０００６】
熱効率を高めるためにガスタービンの動作温度および圧力を高めた場合には、タービン自体の機械的負荷が増す。すなわち、動翼１５１の先端部付近においては流体の速度が増すと共にマッハ数が増大する。特に、図７に示すような最終段の動翼１５１の先端部後縁１５６付近ではマッハ数が極めて高くなり、結果的に衝撃波による圧力損失が大きくなる傾向にある。さらに、このようにマッハ数が高くなることにより生じた衝撃波によって、動翼の先端部が局所的に破損する場合がある。
【０００７】
特開平０５−３２１８９６号公報および特開平１１−１４８４９７号公報は、翼の腹側または背側の形状を変更することにより、衝撃波による圧力損失を少なくしている解決策を開示している。特開平０５−３２１８９６号公報においては、背側または腹側の形状を変更した翼、例えば動翼が開示されている。さらに、特開平１１−１４８４９７号公報においては、翼の最大厚み位置を翼弦長の４０％から６０％の位置に変更した翼、例えば動翼が開示されている。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、前述した二つの従来技術においては翼の形状の一部、特に翼の腹側または背側の形状のみが考慮されており、翼の先端部の形状は考慮されていない。図６および図７に示すように、翼、特に動翼の先端部とガスタービン通路の内壁とは隙間がほとんど存在しないように極めて密接して配置されている。従って、衝撃波による圧力損失をさらに少なくして効率を高めるためには、翼の腹側または背側の形状だけでなく翼の先端部の形状と、これに隣接するガスタービン通路の内壁の形状との両方を考慮すべきである。
【０００９】
それゆえ、本発明は、翼の先端部の形状とガスタービン通路の形状とを変更することにより、最終段動翼の先端部後縁付近における衝撃波による圧力損失をさらに少なくしてガスタービンの効率を高めることを目的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載の発明によれば、複数の段の動翼を含むタービンと排気室との間に環状のディフューザを有していて前記タービンと前記ディフューザと前記排気室とにより環状のガスタービン通路を形成しており、該ガスタービン通路に配置される前記複数の段の動翼は最終段動翼を含んでおり、流体が前記ガスタービン通路内を前記排気室に向かって流れるガスタービンにおいて、前記ガスタービン通路の内壁の前記最終段動翼の先端部後縁よりも前記流体の流れに対して下流の部分に半径方向内側に突出する環状の段差部を形成したガスタービンが提供される。
【００１１】
すなわち、請求項１に記載の発明によって、ガスタービン通路を流れる流体の流線が先端部後縁と段差部の上流側端部との間において内方に曲げられて流線変化が生じる。従って、流線変化が生じた部分では、圧力が高められてマッハ数が低下し、圧力損失が少なくなってタービン効率を高めることができる。また、マッハ数が低下することにより衝撃波の発生が少なくなり、動翼の先端部が破損するのを妨げることができる。
【００１２】
請求項２に記載の発明によれば、前記タービンの中心軸線から前記段差部までの距離が、前記タービンの中心軸線から前記最終段動翼の前記先端部後縁までの距離にほぼ等しくなっている。
すなわち請求項２に記載の発明によって、圧力を高めて圧力損失を少なくしてタービン効率を高めることができる。
【００１３】
請求項３に記載の発明によれば、前記段差部の前記流体の流れに対して上流側に位置する上流側端部が、前記最終段動翼の前記先端部後縁に隣接している前記ガスタービンの前記内壁に位置している。
すなわち、請求項３に記載の発明によって、上流側端部と先端部後縁との間がさらに狭くなるので、ガスタービン通路を流れる流体の流線をさらに曲げることができる。従って、マッハ数を低下させると共に圧力損失をさらに少なくしてタービン効率をさらに高めることができる。
【００１４】
請求項４に記載の発明によれば、前記段差部が、前記段差部の前記流体の流れに対して上流側に位置する前記上流側端部から前記タービンの中心軸線に対してほぼ平行に延びる直線状部分を含んでいる。
すなわち請求項４に記載の発明によって、段差部を容易に形成することができる。
【００１５】
請求項５に記載の発明によれば、前記段差部が、前記ガスタービンの前記内壁から前記最終段動翼の前記先端部後縁よりも半径方向内側に突出する突出部分を含んでいる。
すなわち請求項５に記載の発明によって、上流側端部と先端部後縁との間を通る流線が突出部分に沿ってさらに曲がるので流線変化が大きくなる。従って、マッハ数を低下させると共に圧力損失をさらに少なくしてタービン効率をさらに高めることができる。
【００１６】
請求項６に記載の発明によれば、前記突出部分が前記直線状部分の下流に配置されている。
すなわち請求項６に記載の発明によって、流線を前記突出部分に沿ってさらに曲げてタービン効率をさらに高めることができる。
【００１７】
請求項７に記載の発明によれば、前記最終段動翼が、前記最終段動翼の先端部前縁および先端部後縁の間に上方に湾曲する湾曲部を有している。
すなわち、請求項７に記載の発明によって、湾曲部において、流体の流線は半径方向内側に向かうよう曲がる。従って、湾曲部付近における圧力が高くなって、マッハ数が低下して圧力損失を少なくすると共にタービン効率をさらに高めることができる。
【００１８】
請求項８に記載の発明によれば、前記湾曲部の曲率最大点が、前記最終段動翼の軸線方向中心線よりも前記流体の流れに対して下流に位置している。
すなわち請求項８に記載の発明によって、前記曲率最大点と前記先端部後縁との間において流線がさらに曲げられる。従って、湾曲部付近における圧力がさらに高くなって、マッハ数が低下して圧力損失を少なくすると共にタービン効率をさらに高めることができる。
【００１９】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面を参照して本発明の実施形態を説明する。以下の図面において同一の部材には同一の参照符号が付けられている。
図１は本発明の第一の実施形態を示すガスタービンの長手方向部分断面図である。前述した実施形態の場合と同様に、図１にはタービン５０およびディフューザ６０付近を拡大して示している。タービン５０は最終段の動翼５１を含んでいる。理解を容易にするために、この図は最終段の動翼以外の翼を省略している。図１に示すように、タービン５０におけるガスタービン通路８０の内壁は空気の流れ（矢印Ｆで示す）に関して下流方向に半径が増すように形成されており、ディフューザ６０におけるガスタービン通路８０の内壁も下流方向に半径が増すように形成されている。
【００２０】
ディフューザ６０におけるガスタービン通路８０の内壁においては環状の段差部２０が動翼５１の先端部後縁５６よりも下流に設けられている。図１に示す実施形態においては、この段差部２０は動翼５１の先端部後縁５６に最も近いガスタービン通路８０の内壁の一部から半径方向内側に先端部後縁５６まで突出している。段差部２０の上流側端部２１と先端部後縁５６とは互いに接触していない。次いで、この段差部２０は段差部２０の上流側端部２１から排気室７０（図示しない）に向かってディフューザ６０におけるガスタービン通路８０内に下流方向に延びている。本実施形態においては、段差部２０は回転軸（図示しない）の中心軸線に対してほぼ平行に延びる直線状部分２２を有している。この直線状部分２２を有している場合には、段差部２０を容易に形成することができる。次いで、段差部２０は屈曲部２３においてわずかに外方に曲がって、ディフューザ６０におけるガスタービン通路８０の内壁に追従するように下流方向外側に延びている。
【００２１】
すなわち、本実施形態においては、回転軸の中心軸線から段差部２０の上流側端部２１までの距離は、この中心軸線から動翼５１の先端部後縁５６までの距離にほぼ等しい。このように段差部２０を設けることによって、流体の流れ方向を示す流線が、段差部２０と先端部後縁５６との間、特に上流側端部２１と先端部後縁５６との間において大幅に湾曲するよう変化する。従って、このような流線変化が生ずる部分において圧力が局所的に増大する。それゆえ、段差部２０と先端部後縁５６との間、特に上流側端部２１と先端部後縁５６との間においては、マッハ数が低下して、圧力損失を少なくすることができる。
【００２２】
前述したように本実施形態においては、中心軸線から上流側端部２１までの距離と中心軸線から先端部後縁５６までの距離とがほぼ等しくなっている。しかしながら、中心軸線から上流側端部２１までの距離が中心軸線から先端部後縁５６までの距離よりも小さい場合にも流線変化が生じうるので、同様にマッハ数を低下させて圧力損失を少なくすることができる。さらに、中心軸線から上流側端部２１までの距離が、中心軸線から先端部後縁５６までの距離よりも大きくて中心軸線からディフューザ６０におけるガスタービン通路８０の内壁までの距離よりも小さい場合にも、流線変化が生じうるので、同様にマッハ数を低下させて圧力損失を少なくすることができる。
【００２３】
図２は本発明の第二の実施形態を示すガスタービンの長手方向部分断面図である。前述した実施形態における段差部２０においては上流側端部２１から中心軸線に対してほぼ平行に延びる直線状部分２２が形成されていたが、本実施形態における段差部２０は内方にさらに突出する突出部分２４を有している。すなわち、段差部２０内において、中心軸線から上流側端部２１までの距離が中心軸線から先端部後縁５６までの距離よりも小さくなるよう突出する突出部分が存在している。本実施形態においては、この突出部分２４が段差部２０の直線状部分２２よりも下流に存在している。
【００２４】
前述した第一の実施形態と同様に、段差部２０を設けることによって、流体の流れ方向を示す流線が、段差部２０と先端部後縁５６との間を通って突出部分２４に沿ってさらに大幅に内方に向かって湾曲するよう変化する。従って、このような流線変化が生ずる部分において圧力が局所的に増大する。それゆえ、段差部２０と先端部後縁５６との間においては、マッハ数がさらに低下して、圧力損失をさらに少なくすることができる。
【００２５】
当然のことながら、本実施形態において直線状部分２２を有することなしに、突出部分２４を上流側端部２１に隣接するように配置することもできる。この場合には、さらに大きい流線変化が生じるので、圧力損失をさらに少なくして、タービン効率をさらに高めることができる。また、前述した第一の実施形態と同様に、中心軸線から上流側端部２１までの距離が中心軸線から先端部後縁５６までの距離よりも小さい場合、および中心軸線から上流側端部２１までの距離が中心軸線から先端部後縁５６までの距離よりも大きくて中心軸線からディフューザ６０の内壁までの距離よりも小さい場合にも、流線変化が生じうるのでマッハ数を低下させて、圧力損失を少なくして、タービン効率を高めることができる。
【００２６】
図３は本発明の他の実施形態を示すガスタービンの最終段動翼の先端部付近の拡大図である。従来技術における最終段動翼１５１の先端部前縁と先端部後縁との間は略直線状になっているが、本実施形態における最終段動翼５１の先端部前縁５４と先端部後縁５６との間には半径方向外側に湾曲する湾曲部５７が設けられている。
【００２７】
ガスタービン通路８０に流体を流すときには、湾曲部５７の下流において、流体の流線は半径方向内側に向かうよう曲がる。従って、先端部後縁５６付近における流線が従来技術の場合よりも曲がり、結果的に圧力が高まると共にマッハ数が下がって、圧力損失を少なくすることができる。
【００２８】
本実施形態においては、先端部の湾曲部５７の形状の曲率が最大になっている曲率最大点５８は、最終段動翼５１の軸線方向中心線５９よりも流体の流れに対して下流側に位置している。従って、湾曲部５７における曲率最大点５８が軸線方向中心線５９よりも上流側またはこの軸線方向中心線５９上に位置している場合の流線変化よりも、本実施形態の場合の流線変化は大きい。それゆえ、本実施形態の場合はマッハ数をさらに下げて、圧力損失をさらに少なくすることができる。
【００２９】
当然のことながら、前述した第一または第二の実施形態と本実施形態とを組み合わせることによって、圧力損失をさらに少なくしてタービン効率をさらに高めることができる。さらに、本発明に基づくタービンの翼およびディフューザにおけるガスタービン通路の形状を、圧縮機の翼および圧縮機におけるガスタービン通路の形状にも適用することができる。
【００３０】
【実施例】
図４は、本発明に基づくガスタービンの形状を示す図である。図４において横軸はガスタービンの軸線方向長さ、縦軸は回転軸の中心軸線からの距離を示している。図４内の太線は従来技術のガスタービン、細線は本発明の第一の実施形態に基づく（直線状部分２２のみを備えている）ガスタービン、点線は本発明の第二の実施形態に基づく（直線状部分２２の下流に突出部分２４を備えている）ガスタービンをそれぞれ示している。
【００３１】
図５にこれら実施形態を採用した場合のガスタービンのタービン効率上昇量を示している。本発明によってガスタービンの効率は、第一の実施形態の場合に０．１３％向上させることができ、第二の実施形態の場合に０．２０％向上させることができた。
【００３２】
【発明の効果】
各請求項に記載の発明によれば、ガスタービン通路を流れる流体の流線を曲げて、マッハ数を低下させて圧力損失を少なくすると共にタービン効率を高めることができるという共通の効果を奏しうる。さらに、マッハ数の低下により衝撃波が少なくなり、動翼の先端部の破損を少なくすることができるという共通の効果も奏しうる。
【００３３】
さらに、請求項２、３および４に記載の発明によれば、段差部の形状を変更することによって流体の流線をさらに曲げて、圧力損失をさらに少なくすると共にタービン効率をさらに高めることができるという効果を奏しうる。
さらに、請求項５および６に記載の発明によれば、上流側端部と先端部後縁との間を通る流線が突出部分に沿ってさらに曲がり、マッハ数を低下させると共に圧力損失をさらに少なくしてタービン効率をさらに高めることができるという効果を奏しうる。
さらに、請求項７および８に記載の発明によれば、最終段動翼の先端部後縁の下流において流体の流線を半径方向内側にさらに曲げて、圧力損失をさらに少なくすると共にタービン効率をさらに高めることができることができるという効果を奏しうる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第一の実施形態を示すガスタービンの長手方向部分断面図である。
【図２】本発明の第二の実施形態を示すガスタービンの長手方向部分断面図である。
【図３】本発明の他の実施形態を示すガスタービンの最終段動翼の先端部付近の拡大図である。
【図４】本発明に基づくガスタービンの形状を示す図である。
【図５】ガスタービンのタービン効率上昇量を示す図である。
【図６】従来技術におけるガスタービンの長手方向部分断面図である。
【図７】従来技術のガスタービンのタービンおよびディフューザ付近の拡大図である。
【符号の説明】
２０…段差部
２１…上流側端部
２２…直線状部分
２３…屈曲部
２４…突出部分
５０…タービン
５１…最終段動翼
５４…先端部前縁
５６…先端部後縁
５７…湾曲部
５８…曲率最大点
５９…軸線方向中心線
６０…ディフューザ
７０…排気室
８０…ガスタービン通路
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービン、特にガスタービン内のタービンとディフューザとの間の圧力を局所的に増大させることにより熱効率を高めるようにしたガスタービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンの熱効率を向上させるために、タービン入口温度および圧力比をさらに高めることが一般的に望まれている。図６に従来技術におけるガスタービンの長手方向部分断面図を示す。ガスタービン１１０は、空気を取り入れて圧縮する圧縮機１３０と、空気の流れに対して圧縮機１３０の下流に設けられた少なくとも一つの燃焼器１４０と、この燃焼器１４０の下流に設けられたタービン１５０と、このタービンの下流に設けられたディフューザ１６０と、ディフューザ１６０の下流に設けられた排気室１７０とを含んでいる。ガスタービン１１０の内部には、これら圧縮機１３０、タービン１５０、ディフューザ１６０および排気室１７０によって環状のガスタービン通路１８０が形成されている。
【０００３】
圧縮機は圧縮機車室１３９内に複数の段からなる圧縮機動翼および圧縮機静翼を含んでいる。タービン１５０はタービン車室１５９内に複数の段からなる動翼および静翼を含んでいる。図に示すように、圧縮機１３０およびタービン１５０は同一の回転軸１９０上に設けられている。このタービン１５０は、ガスタービン通路１８０の内壁に設けられた複数の段の静翼と回転軸１９０上に設けられた複数の段の動翼とを有している。複数の段の動翼の各段においては、複数の動翼が回転軸１９０周りに周方向にほぼ等間隔に配置されている。
【０００４】
圧縮機１３０の入口部（図示しない）から進入した流体、例えば空気は、圧縮機１３０を通過して圧縮される。次いで、この流体は燃焼器１４０内の燃料と一緒に混合されて燃焼されると共に、複数の段、例えば四段の翼が取り付けられているタービン１５０を通過して、ディフューザ１６０を通って排気室１７０から排出される。
【０００５】
図７は、このガスタービン１１０のタービン１５０およびディフューザ１６０付近の拡大図である。図７にはタービン１５０の最終段の動翼１５１が示されている。理解を容易にするために、この図は最終段の動翼以外の翼を省略している。図７に示すように、動翼１５１の先端部はガスタービン通路１８０の内壁に追従するように略直線状に形成されている。図７に示すように、タービン１５０におけるガスタービン通路１８０の内壁は空気の流れ（矢印Ｆで示す）に関して下流方向に半径が増すように形成されており、ディフューザ１６０におけるガスタービン通路１８０の内壁も下流方向に半径が増すように形成されている。従って、タービン１５０を通過する流体は回転軸１９０から半径方向外側に広がりつつディフューザ１６０内に流入する。
【０００６】
熱効率を高めるためにガスタービンの動作温度および圧力を高めた場合には、タービン自体の機械的負荷が増す。すなわち、動翼１５１の先端部付近においては流体の速度が増すと共にマッハ数が増大する。特に、図７に示すような最終段の動翼１５１の先端部後縁１５６付近ではマッハ数が極めて高くなり、結果的に衝撃波による圧力損失が大きくなる傾向にある。さらに、このようにマッハ数が高くなることにより生じた衝撃波によって、動翼の先端部が局所的に破損する場合がある。
【０００７】
特開平０５−３２１８９６号公報および特開平１１−１４８４９７号公報は、翼の腹側または背側の形状を変更することにより、衝撃波による圧力損失を少なくしている解決策を開示している。特開平０５−３２１８９６号公報においては、背側または腹側の形状を変更した翼、例えば動翼が開示されている。さらに、特開平１１−１４８４９７号公報においては、翼の最大厚み位置を翼弦長の４０％から６０％の位置に変更した翼、例えば動翼が開示されている。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、前述した二つの従来技術においては翼の形状の一部、特に翼の腹側または背側の形状のみが考慮されており、翼の先端部の形状は考慮されていない。図６および図７に示すように、翼、特に動翼の先端部とガスタービン通路の内壁とは隙間がほとんど存在しないように極めて密接して配置されている。従って、衝撃波による圧力損失をさらに少なくして効率を高めるためには、翼の腹側または背側の形状だけでなく翼の先端部の形状と、これに隣接するガスタービン通路の内壁の形状との両方を考慮すべきである。
【０００９】
それゆえ、本発明は、翼の先端部の形状とガスタービン通路の形状とを変更することにより、最終段動翼の先端部後縁付近における衝撃波による圧力損失をさらに少なくしてガスタービンの効率を高めることを目的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載の発明によれば、複数の段の動翼を含むタービンと排気室との間に環状のディフューザを有していて前記タービンと前記ディフューザと前記排気室とにより環状のガスタービン通路を形成しており、該ガスタービン通路に配置される前記複数の段の動翼は最終段動翼を含んでおり、流体が前記ガスタービン通路内を前記排気室に向かって流れるガスタービンにおいて、前記ガスタービン通路の内壁の前記最終段動翼の先端部後縁よりも前記流体の流れに対して下流の部分に半径方向内側に突出する環状の段差部を形成したガスタービンが提供される。
【００１１】
すなわち、請求項１に記載の発明によって、ガスタービン通路を流れる流体の流線が先端部後縁と段差部の上流側端部との間において内方に曲げられて流線変化が生じる。従って、流線変化が生じた部分では、圧力が高められてマッハ数が低下し、圧力損失が少なくなってタービン効率を高めることができる。また、マッハ数が低下することにより衝撃波の発生が少なくなり、動翼の先端部が破損するのを妨げることができる。
【００１２】
請求項２に記載の発明によれば、前記タービンの中心軸線から前記段差部までの距離が、前記タービンの中心軸線から前記最終段動翼の前記先端部後縁までの距離にほぼ等しくなっている。
すなわち請求項２に記載の発明によって、圧力を高めて圧力損失を少なくしてタービン効率を高めることができる。
【００１３】
請求項３に記載の発明によれば、前記段差部の前記流体の流れに対して上流側に位置する上流側端部が、前記最終段動翼の前記先端部後縁に隣接している前記ガスタービンの前記内壁に位置している。
すなわち、請求項３に記載の発明によって、上流側端部と先端部後縁との間がさらに狭くなるので、ガスタービン通路を流れる流体の流線をさらに曲げることができる。従って、マッハ数を低下させると共に圧力損失をさらに少なくしてタービン効率をさらに高めることができる。
【００１４】
請求項４に記載の発明によれば、前記段差部が、前記段差部の前記流体の流れに対して上流側に位置する前記上流側端部から前記タービンの中心軸線に対してほぼ平行に延びる直線状部分を含んでいる。
すなわち請求項４に記載の発明によって、段差部を容易に形成することができる。
【００１５】
請求項５に記載の発明によれば、前記段差部が、前記ガスタービンの前記内壁から前記最終段動翼の前記先端部後縁よりも半径方向内側に突出する突出部分を含んでいる。
すなわち請求項５に記載の発明によって、上流側端部と先端部後縁との間を通る流線が突出部分に沿ってさらに曲がるので流線変化が大きくなる。従って、マッハ数を低下させると共に圧力損失をさらに少なくしてタービン効率をさらに高めることができる。
【００１６】
請求項６に記載の発明によれば、前記突出部分が前記直線状部分の下流に配置されている。
すなわち請求項６に記載の発明によって、流線を前記突出部分に沿ってさらに曲げてタービン効率をさらに高めることができる。
【００１７】
請求項７に記載の発明によれば、前記最終段動翼が、前記最終段動翼の先端部前縁および先端部後縁の間に上方に湾曲する湾曲部を有している。
すなわち、請求項７に記載の発明によって、湾曲部において、流体の流線は半径方向内側に向かうよう曲がる。従って、湾曲部付近における圧力が高くなって、マッハ数が低下して圧力損失を少なくすると共にタービン効率をさらに高めることができる。
【００１８】
請求項８に記載の発明によれば、前記湾曲部の曲率最大点が、前記最終段動翼の軸線方向中心線よりも前記流体の流れに対して下流に位置している。
すなわち請求項８に記載の発明によって、前記曲率最大点と前記先端部後縁との間において流線がさらに曲げられる。従って、湾曲部付近における圧力がさらに高くなって、マッハ数が低下して圧力損失を少なくすると共にタービン効率をさらに高めることができる。
【００１９】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面を参照して本発明の実施形態を説明する。以下の図面において同一の部材には同一の参照符号が付けられている。
図１は本発明の第一の実施形態を示すガスタービンの長手方向部分断面図である。前述した実施形態の場合と同様に、図１にはタービン５０およびディフューザ６０付近を拡大して示している。タービン５０は最終段の動翼５１を含んでいる。理解を容易にするために、この図は最終段の動翼以外の翼を省略している。図１に示すように、タービン５０におけるガスタービン通路８０の内壁は空気の流れ（矢印Ｆで示す）に関して下流方向に半径が増すように形成されており、ディフューザ６０におけるガスタービン通路８０の内壁も下流方向に半径が増すように形成されている。
【００２０】
ディフューザ６０におけるガスタービン通路８０の内壁においては環状の段差部２０が動翼５１の先端部後縁５６よりも下流に設けられている。図１に示す実施形態においては、この段差部２０は動翼５１の先端部後縁５６に最も近いガスタービン通路８０の内壁の一部から半径方向内側に先端部後縁５６まで突出している。段差部２０の上流側端部２１と先端部後縁５６とは互いに接触していない。次いで、この段差部２０は段差部２０の上流側端部２１から排気室７０（図示しない）に向かってディフューザ６０におけるガスタービン通路８０内に下流方向に延びている。本実施形態においては、段差部２０は回転軸（図示しない）の中心軸線に対してほぼ平行に延びる直線状部分２２を有している。この直線状部分２２を有している場合には、段差部２０を容易に形成することができる。次いで、段差部２０は屈曲部２３においてわずかに外方に曲がって、ディフューザ６０におけるガスタービン通路８０の内壁に追従するように下流方向外側に延びている。
【００２１】
すなわち、本実施形態においては、回転軸の中心軸線から段差部２０の上流側端部２１までの距離は、この中心軸線から動翼５１の先端部後縁５６までの距離にほぼ等しい。このように段差部２０を設けることによって、流体の流れ方向を示す流線が、段差部２０と先端部後縁５６との間、特に上流側端部２１と先端部後縁５６との間において大幅に湾曲するよう変化する。従って、このような流線変化が生ずる部分において圧力が局所的に増大する。それゆえ、段差部２０と先端部後縁５６との間、特に上流側端部２１と先端部後縁５６との間においては、マッハ数が低下して、圧力損失を少なくすることができる。
【００２２】
前述したように本実施形態においては、中心軸線から上流側端部２１までの距離と中心軸線から先端部後縁５６までの距離とがほぼ等しくなっている。しかしながら、中心軸線から上流側端部２１までの距離が中心軸線から先端部後縁５６までの距離よりも小さい場合にも流線変化が生じうるので、同様にマッハ数を低下させて圧力損失を少なくすることができる。さらに、中心軸線から上流側端部２１までの距離が、中心軸線から先端部後縁５６までの距離よりも大きくて中心軸線からディフューザ６０におけるガスタービン通路８０の内壁までの距離よりも小さい場合にも、流線変化が生じうるので、同様にマッハ数を低下させて圧力損失を少なくすることができる。
【００２３】
図２は本発明の第二の実施形態を示すガスタービンの長手方向部分断面図である。前述した実施形態における段差部２０においては上流側端部２１から中心軸線に対してほぼ平行に延びる直線状部分２２が形成されていたが、本実施形態における段差部２０は内方にさらに突出する突出部分２４を有している。すなわち、段差部２０内において、中心軸線から上流側端部２１までの距離が中心軸線から先端部後縁５６までの距離よりも小さくなるよう突出する突出部分が存在している。本実施形態においては、この突出部分２４が段差部２０の直線状部分２２よりも下流に存在している。
【００２４】
前述した第一の実施形態と同様に、段差部２０を設けることによって、流体の流れ方向を示す流線が、段差部２０と先端部後縁５６との間を通って突出部分２４に沿ってさらに大幅に内方に向かって湾曲するよう変化する。従って、このような流線変化が生ずる部分において圧力が局所的に増大する。それゆえ、段差部２０と先端部後縁５６との間においては、マッハ数がさらに低下して、圧力損失をさらに少なくすることができる。
【００２５】
当然のことながら、本実施形態において直線状部分２２を有することなしに、突出部分２４を上流側端部２１に隣接するように配置することもできる。この場合には、さらに大きい流線変化が生じるので、圧力損失をさらに少なくして、タービン効率をさらに高めることができる。また、前述した第一の実施形態と同様に、中心軸線から上流側端部２１までの距離が中心軸線から先端部後縁５６までの距離よりも小さい場合、および中心軸線から上流側端部２１までの距離が中心軸線から先端部後縁５６までの距離よりも大きくて中心軸線からディフューザ６０の内壁までの距離よりも小さい場合にも、流線変化が生じうるのでマッハ数を低下させて、圧力損失を少なくして、タービン効率を高めることができる。
【００２６】
図３は本発明の他の実施形態を示すガスタービンの最終段動翼の先端部付近の拡大図である。従来技術における最終段動翼１５１の先端部前縁と先端部後縁との間は略直線状になっているが、本実施形態における最終段動翼５１の先端部前縁５４と先端部後縁５６との間には半径方向外側に湾曲する湾曲部５７が設けられている。
【００２７】
ガスタービン通路８０に流体を流すときには、湾曲部５７の下流において、流体の流線は半径方向内側に向かうよう曲がる。従って、先端部後縁５６付近における流線が従来技術の場合よりも曲がり、結果的に圧力が高まると共にマッハ数が下がって、圧力損失を少なくすることができる。
【００２８】
本実施形態においては、先端部の湾曲部５７の形状の曲率が最大になっている曲率最大点５８は、最終段動翼５１の軸線方向中心線５９よりも流体の流れに対して下流側に位置している。従って、湾曲部５７における曲率最大点５８が軸線方向中心線５９よりも上流側またはこの軸線方向中心線５９上に位置している場合の流線変化よりも、本実施形態の場合の流線変化は大きい。それゆえ、本実施形態の場合はマッハ数をさらに下げて、圧力損失をさらに少なくすることができる。
【００２９】
当然のことながら、前述した第一または第二の実施形態と本実施形態とを組み合わせることによって、圧力損失をさらに少なくしてタービン効率をさらに高めることができる。さらに、本発明に基づくタービンの翼およびディフューザにおけるガスタービン通路の形状を、圧縮機の翼および圧縮機におけるガスタービン通路の形状にも適用することができる。
【００３０】
【実施例】
図４は、本発明に基づくガスタービンの形状を示す図である。図４において横軸はガスタービンの軸線方向長さ、縦軸は回転軸の中心軸線からの距離を示している。図４内の太線は従来技術のガスタービン、細線は本発明の第一の実施形態に基づく（直線状部分２２のみを備えている）ガスタービン、点線は本発明の第二の実施形態に基づく（直線状部分２２の下流に突出部分２４を備えている）ガスタービンをそれぞれ示している。
【００３１】
図５にこれら実施形態を採用した場合のガスタービンのタービン効率上昇量を示している。本発明によってガスタービンの効率は、第一の実施形態の場合に０．１３％向上させることができ、第二の実施形態の場合に０．２０％向上させることができた。
【００３２】
【発明の効果】
各請求項に記載の発明によれば、ガスタービン通路を流れる流体の流線を曲げて、マッハ数を低下させて圧力損失を少なくすると共にタービン効率を高めることができるという共通の効果を奏しうる。さらに、マッハ数の低下により衝撃波が少なくなり、動翼の先端部の破損を少なくすることができるという共通の効果も奏しうる。
【００３３】
さらに、請求項２、３および４に記載の発明によれば、段差部の形状を変更することによって流体の流線をさらに曲げて、圧力損失をさらに少なくすると共にタービン効率をさらに高めることができるという効果を奏しうる。
さらに、請求項５および６に記載の発明によれば、上流側端部と先端部後縁との間を通る流線が突出部分に沿ってさらに曲がり、マッハ数を低下させると共に圧力損失をさらに少なくしてタービン効率をさらに高めることができるという効果を奏しうる。
さらに、請求項７および８に記載の発明によれば、最終段動翼の先端部後縁の下流において流体の流線を半径方向内側にさらに曲げて、圧力損失をさらに少なくすると共にタービン効率をさらに高めることができることができるという効果を奏しうる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第一の実施形態を示すガスタービンの長手方向部分断面図である。
【図２】本発明の第二の実施形態を示すガスタービンの長手方向部分断面図である。
【図３】本発明の他の実施形態を示すガスタービンの最終段動翼の先端部付近の拡大図である。
【図４】本発明に基づくガスタービンの形状を示す図である。
【図５】ガスタービンのタービン効率上昇量を示す図である。
【図６】従来技術におけるガスタービンの長手方向部分断面図である。
【図７】従来技術のガスタービンのタービンおよびディフューザ付近の拡大図である。
【符号の説明】
２０…段差部
２１…上流側端部
２２…直線状部分
２３…屈曲部
２４…突出部分
５０…タービン
５１…最終段動翼
５４…先端部前縁
５６…先端部後縁
５７…湾曲部
５８…曲率最大点
５９…軸線方向中心線
６０…ディフューザ
７０…排気室
８０…ガスタービン通路
Claims (8)
- 複数の段の動翼を含むタービンと排気室との間に環状のディフューザを有していて前記タービンと前記ディフューザと前記排気室とにより環状のガスタービン通路を形成しており、該ガスタービン通路に配置される前記複数の段の動翼は最終段動翼を含んでおり、流体が前記ガスタービン通路内を前記排気室に向かって流れるガスタービンにおいて、
前記ガスタービン通路の内壁の前記最終段動翼の先端部後縁よりも前記流体の流れに対して下流の部分に半径方向内側に突出する環状の段差部を形成したガスタービン。 - 前記タービンの中心軸線から前記段差部までの距離が、前記タービンの中心軸線から前記最終段動翼の前記先端部後縁までの距離にほぼ等しくなっている請求項１に記載のガスタービン。
- 前記段差部の前記流体の流れに対して上流側に位置する上流側端部が、前記最終段動翼の前記先端部後縁に隣接している前記ガスタービンの前記内壁に位置している請求項１または２に記載のガスタービン。
- 前記段差部が、前記段差部の前記流体の流れに対して上流側に位置する上流側端部から前記タービンの中心軸線に対してほぼ平行に延びる直線状部分を含んでいる請求項１から３のいずれか一項に記載のガスタービン。
- 前記段差部が、前記ガスタービンの前記内壁から前記最終段動翼の前記先端部後縁よりも半径方向内側に突出する突出部分を含んでいる請求項１から４のいずれか一項に記載のガスタービン。
- 前記突出部分が前記直線状部分の下流に配置されている請求項５に記載のガスタービン。
- 前記最終段動翼が、前記最終段動翼の先端部前縁および先端部後縁の間に半径方向外側に湾曲する湾曲部を有している請求項１から６のいずれか一項に記載のガスタービン。
- 前記湾曲部の曲率最大点が、前記最終段動翼の軸線方向中心線よりも前記流体の流れに対して下流に位置している請求項７に記載のガスタービン。
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