JP5351637B2 - 翼体および回転機械 - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンのタービン部、圧縮機、ファン、蒸気タービン、風車などの回転機械に適用される翼体および回転機械に関するものであり、特にその後縁形状に係るものである。

従来、ガスタービンのタービン部などの回転機械に適用される翼体にあっては、強度を高くするために比較的厚みを持たせて、その後縁を真円による円弧（略半円）形状またはキャンバーラインに対して略垂直にカットした直線形状にする場合がある。このように後縁として真円による円弧形状またはキャンバーラインに対して垂直にカットした直線形状を採用した場合、後縁の厚みが比較的大きくなるので、翼面上の流れが剥離して生じる翼後縁からのウェークが比較的大きくなるため、流れの損失もしくは流路抵抗が増大していた。
そこで、直線または曲率半径の大きい曲線の翼体の腹側縁線の端部と背側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成した翼体が提案されている（例えば、特許文献１参照）。

特開２００５−７６５３３号公報

しかしながら、上述した従来の回転機械においては、全体の損失のうち翼体のウェークに起因する流れの損失および流路抵抗の占める割合が未だ高いため、このウェークに起因する損失を低減して更なる効率の向上を図ることが望まれている。

本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、翼体の翼面上の流れの剥離によって生じる後縁からのウェークに起因する流れの損失および流路抵抗を低減可能な翼体および回転機械を提供するものである。

本発明は、上記課題を解決して係る目的を達成するために以下の構成を採用する。
本発明に係る翼体（例えば、実施形態における動翼１，２１，３１）は、背面（例えば、実施形態における背面２）と腹面（例えば、実施形態における腹面３）を有する本体部（例えば、実施形態における本体部４）と、前記背面と前記腹面とを連続的な曲面（例えば、実施形態における曲面５，２５，３５）で繋ぐ後縁部（例えば、実施形態における６，２６，３６）とを備え、該後縁部の曲面は、前記背面または前記腹面の何れか一方から流体の流れ方向の最も下流側に位置する後端部（例えば、実施形態における後端部７，２７，３７）に向かって漸次曲率半径が減少して前記後端部で曲率半径が最も小さくなり、その後、前記後端部から前記背面または前記腹面の何れか他方に向かって漸次曲率半径が増加して前記背面または前記腹面の何れか他方に至り、前記後縁部は、前記後端部に向かっての前記背面側の曲面の曲率半径の減少率と前記腹面側の曲面の曲率半径の減少率とが異なることを特徴とする。
本発明に係る翼体によれば、本体部の背面または腹面に連続する後縁部の曲面が、曲率半径が徐々に減少して後端部に近づくほど薄型化されるため、強度を確保しつつ、従来の後縁部のように断面形状を単なる略半円形状にしたり、背側縁線の端部と腹側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成する場合と比較して後端部近傍を肉薄に形成することができるため、翼面からの流れの剥離位置が後方へ移動して後縁部からのウェークが細くなり、流れの損失低減や効率向上を図ることができる。

また、後縁部の背面側の曲面の後端部に向かっての曲率半径の減少率と腹面側の曲面の後端部に向かっての曲率半径の減少率とが異なる場合であっても、従来の後縁部のように断面形状を単なる略半円形状にしたり、背側縁線の端部と腹側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成する場合と比較して後端部近傍の翼厚を薄く形成できるため、翼面からの流れの剥離位置が後方へ移動して後縁部からのウェークが細くなり、流れの損失低減や効率向上を図ることができる。

また本発明に係る翼体は、上記本発明の翼体において、前記後端部は、前記本体部のキャンバーライン（例えば、実施形態におけるキャンバーライン９）の延長線（例えば、実施形態における延長線１０）上に配置されている。
本発明に係る翼体によれば、後端部が本体部のキャンバーラインの延長線上に配置することで、腹面側および背面側の曲率半径変化が同等となり、翼形状を容易に滑らかに形成できる。

さらに本発明に係る翼体は、上記本発明の翼体において、前記後端部は、前記本体部のキャンバーラインの延長線よりも背面側または腹面側に配置してもよい。
本発明に係る翼体によれば、後端部が本体部のキャンバーラインの延長線よりも背面側または腹面側に配置される場合であっても、従来の翼体の後縁形状と比較して、翼面上の流れの剥離によるウェークを抑制することができる。

また本発明に係る翼体は、上記本発明の翼体において、回転体に等間隔で複数配置された翼体であって、前記後縁部の曲面は、前記後縁部が無い場合の翼間のスロート（例えば、実施形態におけるスロートＳ）を維持可能な曲率半径で形成されている。
本発明に係る翼体によれば、前記後縁部が、翼間のスロートに影響を与えないため、スロートの減少などにより流量が変化するのを防止することができる。

さらに本発明に係る回転機械は、上記本発明の翼体を備えている。

本発明に係る翼体および回転機械によれば、後縁部の曲面が背面または腹面の何れか一方から本体部の最も後方側となる後端部に向かって漸次曲率半径が減少して後端部で曲率半径が最も小さくなり、その後、後端部から背面または腹面の何れか他方に向かって漸次曲率半径が増加して背面または腹面の何れか他方に至ることで、従来よりも後縁の後端部近傍の翼厚を薄く形成することが出来るため、翼面からの流れの剥離位置が後方へ移動して後縁部からのウェークを細くすることができ、したがって、流れの損失および流路抵抗を低減することができる効果がある。

本発明の第１実施形態におけるガスタービンを側方から見た部分断面図である。 本発明の第１実施形態における動翼のプロファイルを示す図である。 図２の後縁部周辺の部分拡大図である 本発明の第１実施形態の他の態様における図３に相当する部分拡大図である。 本発明の第１実施形態における動翼のスロートを示す図である。 本発明の第２実施形態における図３に相当する部分拡大図である。 本発明の第２実施形態の他の態様における図３に相当する部分拡大図である。 本発明の第３実施形態における図３に相当する部分拡大図である。 本発明の第３実施形態の他の態様における図３に相当する部分拡大図である。

次に、本発明の第１実施形態における翼体および回転機械について図面を参照しながら説明する。この第１実施形態においては、翼体としてガスタービンのタービン部のロータに等間隔で配置される動翼を一例に説明する（以下、第２実施例および第３実施例も同様）。

図１に示すように、ガスタービン１００は、圧縮空気を生成する圧縮機１０２と、圧縮機１０２から供給される圧縮空気に燃料を供給して燃焼ガスを生成する燃焼器１０３と、静翼１０４及び動翼１が交互に配設され、燃焼器１０３から供給される燃焼ガスにより動翼１が取り付けられたロータ１０６を回転させるタービン１０７とを備える。タービン１０７は、ロータ１０６の軸線Ｏと同軸上に配設された筒状のケーシング１０８の内部を燃焼ガス流路Ｆとしている。該燃焼ガス流路Ｆは、その外周側において、ケーシング１０８の内周側に設けられた筒状の外周側端壁１１０によってケーシング１０８と隔てられ、また、内周側において、ロータ１０６の外周側に設けられた筒状の内周側端壁１１１によってロータ１０６と隔てられており、断面ドーナツ状の軸線Ｏ方向に沿った流路となっている。そして、該燃焼ガス流路Ｆ内に、各段の静翼１０４及び動翼１がそれぞれ放射状に複数配設されている。

図２は、この実施形態の翼体である動翼１のプロファイルを示している。動翼１は、背面２と腹面３とを有する本体部４を備えている。背面２は曲率半径の比較的小さい曲面で形成され、腹面３は背面よりも曲率半径の大きい曲面で形成される。

さらに動翼１は、流体の流れ方向の下流側（図３中、矢印で示す）で本体部４の背面２と腹面３とを連続的な曲面５で繋ぐ後縁部６を備えている。この後縁部６は、図３に示すように、背面２または腹面３の何れか一方から、流体の流れ方向の最も下流側となる後端部７に向かって曲率半径が漸次減少して後端部７で曲率半径が最も小さくなり、その後、後端部７から背面２または腹面３の何れか他方に向かって曲率半径が漸次増加して、背面２または腹面３の何れか他方に至る。この後縁部６と背面２および腹面３とは段差や角部が生じないよう滑らかに接続され、後端部７は、本体部４の翼型中心であるキャンバーライン９の延長線１０上に配置される。

図３に破線で示す円弧８は、従来の翼体の後縁形状すなわち、真円の円弧（半円）である。本実施形態の後縁部６は、後端部７に向かうほど曲面５の曲率半径が漸次減少するので、円弧８よりも下流側に細く伸びて形成され、さらに後縁部６の基部側は従来の翼体の後縁と同等の厚みに形成されるため、十分な強度を得つつウェークを細くすることができる。後端部７に向かうほど曲率半径が漸次減少する形状としては、例えば、図４に示すようにキャンバーライン９の延長線１０上に長軸が重なる楕円１２の孤を用いても良い。

後縁部６は、図５に示すように等間隔に配置された複数の動翼１の翼間の流路が最も狭くなる部分であるスロートＳの断面積が、後縁部６を改良する前のスロートＳの断面積を維持できる様に、翼１の背面２の形状に応じて曲率半径が漸次減少される。

したがって、上述した実施形態の動翼１および回転機械によれば、本体部４の背面２または腹面３に連続する後縁部６の曲面５が、後端部７に近づくほど曲率半径が徐々に減少して薄型化されるため、強度を確保しつつ、従来の翼体の後縁部のように断面形状を単なる略半円形状にしたり背面と腹面との接続点の角度を略垂直に形成する場合と比較して、翼面からの流れの剥離位置が後方へ移動して後縁部６からのウェークを細くすることができ流れの損失低減や効率向上を図ることができる。

また、後端部７が、本体部４のキャンバーライン９の延長線１０上に配置されるため、腹面側および背面側の曲率半径変化が同等となり、翼形状を容易に滑らかに形成できる。
また、後縁部６が、翼間のスロートＳに影響を与えないため、スロートの減少などにより流量が変化するのを防止することができる。

なお、上記実施形態ではガスタービンの動翼を一例に説明したが、これに限られるものではなく、静翼であってもよい。また、ガスタービンの翼体に限られず、圧縮機、ファン、蒸気タービン、風車、航空機の翼体であってもよい。また、背面と腹面との曲率半径が異なる翼型に適用する場合について説明したが、翼型の背面と腹面との形状が対象な対象翼に適用してもよい。

次に、本発明の第２実施形態における翼体である動翼２１について図６、図７を参照しながら説明する。なお、第１実施形態の動翼１と同一部分に同一符号を付して説明する。

図６に示すように、この第２実施形態の動翼２１は、背面２および腹面３を有する本体部４と、流体の流れ方向の下流側において背面２および腹面３とを連続的な曲面２５で繋ぐ後縁部２６とを備えて構成される。後縁部２６の曲面２５は、流体の流れ方向の最も下流側となる後端部２７がキャンバーライン９の延長線１０上に配置される。
後縁部２６の曲面２５は、背面２または腹面３の何れか一方から、後端部２７に向かって曲率半径が漸次減少して後端部２７で曲率半径が最も小さくなり、その後、後端部２７から背面２または腹面３の何れか他方に向かって曲率半径が漸次増加して、背面２または腹面３の何れか他方に至る。

ここで、図６に示す後縁部２６の曲面２５は、背面２から後端部２７に至る背面側の曲面２５ａおよび腹面３から後端部２７に至る腹面側の曲面２５ｂで構成されている。これら曲面２５ａと曲面２５ｂとは、互いに後端部２７に近づくほど曲率半径が小さく形成されているがそれぞれ曲率半径の減少率が異なっている。
より具体的には、曲面２５ａは、背面２から後端部２７に向かってのその曲率半径の減少率が比較的一定になるよう形成されているのに対して、曲面２５ｂは、腹面３から後端部２７に向かってのその曲率半径の減少率が、後端部２７から離れた位置で低くなり、後端部２７の近傍で高くなるように形成されている。そして、後端部２７の近傍の曲率半径の後端部２７に向かっての減少率は、曲面２５ｂよりも曲面２５ａの方が低くなっている。

上述した第２実施形態の動翼２１のように、後縁部２６における後端部２７に向かっての背面側の曲面２５ａの曲率半径の減少率と腹面側の曲面２５ｂの曲率半径の減少率とがそれぞれ異なる場合であっても、従来の翼体の後縁部のように断面形状を単なる略半円形状にしたり、背側縁線の端部と腹側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成する場合と比較して、連続的な曲面２５によって後端部２７近傍を肉薄に形成することができるため、翼面からの流れの剥離位置が後方へ移動して後縁部２６からのウェークを細くすることができ、流れの損失低減や効率向上を図ることができる。

なお、上記第２実施形態では、後端部２７の近傍における後端部２７に向かっての背面側の曲面２５ａの曲率半径の減少率を腹面側の曲面２５ｂの曲率半径の減少率よりも低く設定した場合について説明したが、スロートＳ維持の条件等に応じて、例えば図７に示すように、上述した曲面２５ａと曲面２５ｂとの曲率半径の減少率を入れ替えて、後端部２７近傍における後端部２７に向かっての腹面３側の曲面２５ｂの曲率半径の減少率を背面側の曲面２５ａの曲率半径の減少率よりも低く設定するようにしてもよい。

次に、本発明の第３実施形態の翼体である動翼３１について図８、図９を参照しながら説明する。なお、この第３実施形態は第２実施形態の後端部２７をキャンバーライン９の延長線１０よりも背面側または腹面側にオフセット配置したものである。上述した第１実施形態および第２実施形態と同一部分に同一符号を付して説明する。
図８に示すように、この第３実施形態の動翼３１は、第２実施形態の動翼２１と同様に、背面２および腹面３を有する本体部４と、流体の流れ方向の下流側において背面２および腹面３とを連続的な曲面３５で繋ぐ後縁部３６とを備えて構成される。

後縁部３６の曲面３５の流体の流れ方向の最も下流側となる後端部３７は、キャンバーライン９の延長線１０よりも腹面３側に配置される。
後縁部３６の曲面３５は、背面２または腹面３の何れか一方から、後端部３７に向かって曲率半径が漸次減少して後端部３７で曲率半径が最も小さくなり、その後、後端部３７から背面２または腹面３の何れか他方に向かって曲率半径が漸次増加して、背面２または腹面３の何れか他方に至る。

後縁部３６の曲面３５は、上述した第２実施形態と同様に、背面２から後端部３７までの背面側の曲面３５ａの曲率半径の減少率と腹面３から後端部３７までの腹面側の曲面３５ｂとの曲率半径の減少率とが異なっている。より具体的には、曲面３５ａは、背面２から後端部３７に向かってのその曲率半径の減少率が比較的一定になるよう形成されているのに対して、曲面３５ｂは、腹面３から後端部３７に向かっての曲率半径の減少率が、後端部３７から離れた位置で低くなり、後端部３７の近傍で高くなるように形成されている。そして、後端部３７の近傍の曲率半径の後端部３７に向かっての減少率は、曲面３５ｂよりも曲面３５ａの方が低くなっている。

この第３実施形態の動翼３１においても第２実施形態と同様に、従来の翼体の後縁部のように断面形状を単なる半円形状にしたり、背側縁線の端部と腹側縁線の端部との接続点の角度を略垂直に形成する場合と比較して、連続的な曲面３５によって後端部２７近傍を肉薄に形成することができるため、翼面からの流れの剥離位置が後方へ移動して後縁部３６からのウェークが細くなり、流れの損失低減や効率向上を図ることができる。

なお、上記第３実施形態では、後端部３７が延長線１０よりも腹面３側にオフセットし、且つ、後端部３７の近傍における後端部３７に向かっての背面側の曲面３５ａの曲率半径の減少率を腹面側の曲面３５ｂの曲率半径の減少率よりも低く設定した場合について説明したが、スロートＳ維持の条件等に応じて、例えば図９に示すように、後端部３７を延長線１０よりも背面２側にオフセットさせると共に、上述した後端部３７に向かっての曲面３５ａの曲率半径の減少率と曲面３５ｂの曲率半径の減少率とを入れ替えて、後端部３７近傍における後端部３７に向かっての腹面側の曲面３５ｂの曲率半径の減少率を背面側の曲面３５ａの曲率半径の減少率よりも低く設定するようにしてもよい。

１，２１，３１ 動翼
２ 背面
３ 腹面
４ 本体部
５，２５，３５ 曲面
６，２６，３６ 後縁部
７，２７，３７ 後端部
９ キャンバーライン
１０ 延長線
１００ ガスタービン
Ｓ スロート

Claims (5)

1. 背面と腹面を有する本体部と、
   前記背面と前記腹面とを連続的な曲面で繋ぐ後縁部とを備え、
   該後縁部の曲面は、前記背面または前記腹面の何れか一方から流体の流れ方向の最も下流側に位置する後端部に向かって漸次曲率半径が減少して前記後端部で曲率半径が最も小さくなり、その後、前記後端部から前記背面または前記腹面の何れか他方に向かって漸次曲率半径が増加して前記背面または前記腹面の何れか他方に至り、
   前記後縁部は、前記後端部に向かっての前記背面側の曲面の曲率半径の減少率と前記腹面側の曲面の曲率半径の減少率とが異なることを特徴とする翼体。
2. 前記後端部は、前記本体部のキャンバーラインの延長線上に配置される請求項１に記載の翼体。
3. 前記後端部は、前記本体部のキャンバーラインの延長線よりも背面側または腹面側に配置される請求項１に記載の翼体。
4. 回転体に等間隔で複数配置された翼体であって、
   前記後縁部の曲面は、前記後縁部が無い場合の翼間のスロートを維持可能な曲率半径で形成されることを特徴とする請求項１乃至３の何れかに記載の翼体。
5. 請求項１乃至４の何れか一項に記載の翼体を備える回転機械。

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