JP7230058B2 - 円錐形端壁の端壁輪郭形成 - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特に、ガスタービンエンジンに使用される翼型列に関する。本明細書に開示された特定の実施形態は、二次流れ損失を低減するための非軸対称端壁を有する翼型列に関する。

ガスタービンエンジンのようなターボ機械では、空気はコンプレッサ部で加圧された後、燃料と混合されて燃焼器部で燃焼し、高温の燃焼ガスを発生させる。高温燃焼ガスを含む作動媒体は、エンジンのタービン部内で膨張し、そこでエネルギが取り出されて、コンプレッサ部に動力を供給し、発電機を回して電気を発生するなどの有用な仕事を行う。作動媒体は、タービン部内の一連のタービン段を通り抜ける。タービン段は、静翼列と、これに続く動翼列を備えることができ、動翼が、高温燃焼ガスからエネルギを取り出して出力を提供する。

各動翼は、通常は、スロットの１つに嵌合する取り付け具と、プラットフォーム、及び翼型を備える。動翼がハブ内に設置されると、プラットフォームは互いに協働して、環状の作動媒体流路の半径方向内側境界を部分的に画定する。翼型は、翼端がタービン環状部分などの静止部品に近接するように、流路を横切って延びている。その環状部分は、動翼列に外接して、流路の半径方向外側境界を部分的に画定する。あるいは、動翼が、流路の半径方向外側境界を部分的に画定する半径方向外側プラットフォーム又はシュラウドを備えていてもよい。半径方向内側プラットフォーム及び半径方向外側プラットフォーム（存在する場合）は、流路端壁を画定する。

各静翼は、通常は、半径方向内側及び外側の流路境界を部分的に画定する半径方向内側及び外側のプラットフォームを有する。翼型は、内側プラットフォームから外側プラットフォームへ流路を横切る。静翼の半径方向内側及び外側のプラットフォームは、流路端壁も画定する。

エンジン運転中、作動媒体流体の連続流がタービン流路を流れる。端壁近傍では、流体流は馬蹄渦として知られる渦流れ構造が大半を占める。渦は、流体が翼型に近づくにつれて端壁から分離する端壁境界層の結果として形成される。分離した流体は馬蹄渦に再構成される。渦に関連して効率の高損失が存在する。損失は、「二次」又は「端壁」損失と呼ばれる。

二次損失に対処するために、翼型及び翼端壁に非軸対称輪郭面を設けることが知られている。現在、端壁の輪郭形成面は、主に円筒形の端壁上で研究されている。

簡単に言えば、本発明の態様は、円錐形端壁のための非軸対称端壁輪郭形成に関する。

本発明の一態様によれば、タービン段が提供される。このタービン段は、円周方向に離間して設けられた翼型列を有し、その間に作動媒体を送り込む流路が画定される。翼型列は、そのハブ側に位置する内側端壁から半径方向外側に延びる。上流側から下流側へのタービン段の軸方向において、０％の軸方向位置Ｃａｘ _ＩＤ が、内側端壁上の翼型列の前縁位置として定義され、１００％の軸方向位置Ｃａｘ _ＩＤ が、内側端壁上の翼型列の後縁位置として定義される。軸方向における任意の位置で、０％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ _ＩＤ が、第１の翼型の圧力側面における内側端壁上の第１の位置として定義され、１００％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ _ＩＤ が、タービン段の周方向において第１の翼型に隣接する第２の翼型の負圧側面の内側端壁上の第２の位置として定義され、該第２の位置は、周方向において第１の翼型の圧力側面の第１の位置に向かい合う。内側端壁は、流路が上流側から下流側に向かって末広がりになるように、エンジン軸に対して傾斜している。内側端壁は、エンジン軸について非軸対称であり、第１の翼型と第２の翼型との間に位置する中間流路隆起を備える。中間流路隆起は、２０％～６０％の軸方向位置Ｃａｘ _ＩＤ 及び３０％～７０％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ _ＩＤ に頂部を有する。

図面を参照して、本発明をより詳細に説明する。図は特定の構成を示しており、本発明の範囲を制限するものではない。
円筒形の端壁を有するタービン段の一部分の概略縦断側面図である。 円錐形の端壁を有するタービン段の一部分の誇張した概略縦断側面図であり、本発明の態様を適用することができる。 本発明の一実施形態による輪郭形成された円錐形の内側端壁の微細構造を示す図である。 本発明のさらなる実施形態による輪郭形成された円錐形の外側端壁のトポグラフィを示す図である。

以下、好適な実施形態の詳細説明においては、本書の一部を構成する添付図面を参照し、この中で、本発明を実施し得る具体的な実施形態を限定的ではなく、例示的に示す。他の実施形態を用いてもよく、本発明の思想及び範囲から逸脱することなく変更を行うことができる。

明細書及び図面において、方向軸Ａ、Ｒ及びＣは、それぞれ、ガスタービンエンジンの軸方向、半径方向及び円周方向を示す。明細書及び特許請求の範囲において、範囲は、そこに記載された境界値を含む。例えば、「Ｘ～Ｙ」又は「ＸとＹの間」という場合は、Ｘ及びＹの値を含む。

図１は、翼型列を備える既知の種類のタービン段１００の一部を概略的に示す。図に示すように、静翼列は、内側端壁２０を画定するハブ側に位置する円周方向プラットフォーム列と、外側端壁３０を画定する先端側に位置する円周方向プラットフォーム列との間に延在する翼型列１０を備える。内側端壁２０及び外側端壁３０は、それぞれ、円周方向に隣り合う翼型１０の間の流路５０について作動媒体の内側直径境界及び外側直径境界を画定する。図１に示す構成では、両端壁２０、３０は円筒状の公称表面を有し、これらの公称表面はエンジン軸４０と平行である。

エンジン運転中、作動媒体流体が流路５０を流れる。端壁近傍では、流体の連続流は馬蹄形渦として知られる渦流構造が多数を占める。渦は、流体が翼型１０に近づくにつれて端壁から分離する端壁境界層の結果として形成され、空力効率の損失をもたらす。図１では、このような渦流８０の一例が内側端壁２０に概略的に示されており、通常は外側端壁３０にも渦流構造が形成される。渦から生じる損失は、例えば、翼型１０の圧力側面に隣接する丘状部つまり隆起を含む非軸対称輪郭を端壁に設けることによって対処することができる。

図２は、円錐形の端壁２０、３０を有する翼型列を備えるタービン段１００の一部を概略的に示す。ここで、本発明の態様を実施することができる。図１の例と同様に、翼型列１０は、内側端壁２０を画定するハブ側に位置する円周方向プラットフォーム列と、外側端壁３０を画定する先端側に位置する円周方向プラットフォーム列との間に延在する。内側端壁２０及び外側端壁３０は、それぞれ、円周方向に隣り合った翼型１０の間の作動媒体の流路５０の内側直径境界及び外側直径境界を画定する。ただし、図示の実施形態では、両端壁２０、３０（又は少なくとも内側端壁２０）は、エンジン軸４０に対して傾斜している。内側端壁２０及び外側端壁３０のエンジン軸４０に対する傾斜角は、それぞれα_１及びα_２として示されている。特に、図示するように、本実施形態では、内側端壁２０は、上流側６０から下流側７０に向かう方向において、作動媒体の流れに対してエンジン軸４０に向かって傾斜している。外側端壁３０は、上流側６０から下流側７０に向かう方向においてエンジン軸４０から離れるように傾斜している。その結果、両端壁２０及び３０は、隣り合った翼型１０の間の流路５０が上流側６０から下流側７０へ向かって末広がりになるように円錐形である、すなわち、円錐形の一部を形成するそれぞれ軸対称の公称側面２６、３６を有する。角度α_１は、例えば、５度～２５度の範囲とすることができ、一方、角度α_２は、例えば、１０度～４５度の範囲とすることができる。図示の実施形態では、内側端壁２０の傾斜の角度α_１は、外側端壁３０の傾斜の角度α_２よりも浅い。

本発明の発明者は、図２の例のような円錐形の末広がりの端壁形状では、流路渦は、端壁から素早く離れ、円筒形の端壁を有するものに比べてより高く（すなわち、端壁からの距離がより大きく）なり、従って、より高い二次損失をもたらす傾向があることを認識した。この作用が、図２に模式的に示されており、図２における渦８０は、図１に示す円筒状の内側端壁２０に形成される同種の渦８０に比べて、より高い翼幅位置に形成されている。図面には示していないが、同様の作用が円錐状の外側端壁３０においても観察され得る。

本発明の発明者は、円錐形の末広がりの端壁に適用可能であって、少なくとも上述の技術的問題に対処できる、改良された非軸対称端壁形状を創案した。

図２を引き続き参照しながら、図３を参照して本発明の実施形態を示す。図に示すように、タービン段１００は、内側端壁２０から半径方向外側に延びる翼型列１０を備える。翼型列１０の各々の翼型は、前縁１６と後縁１８との間に延びる、凹状の圧力側面１２と、これとは横方向に反対側の凸状の負圧側面１４とによって形成される。流路５０は、第１の翼型１０ａと、これに周方向に隣接する第２の翼型１０ｂとの間に画定される。

図３を参照すると、０％の軸方向位置Ｃａｘ _ＩＤ は、軸方向Ａにおける内側端壁２０上の翼型１０の前縁位置と定義することができ、１００％の軸方向位置Ｃａｘ _ＩＤ は、軸方向Ａにおける内側端壁２０上の翼型１０の後縁位置と定義することができる。また、軸方向Ａにおける任意の位置において、０％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ _ＩＤ は、第１の翼型１０ａの圧力側面１２における内側端壁２０上の第１の位置と定義することができ、１００％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ _ＩＤ は、周方向で対向する第２の翼型１０ｂの負圧側面１４における内端壁２０上の第２の位置と定義することができ、この第２の位置は、周方向Ｃにおいて第１の翼型１０ａの圧力側面１２の第１の位置に向かい合う。

図示の実施形態では、内側端壁２０は非軸対称であり、互いに隣接する翼型１０ａと翼型１０ｂとの間に位置する中間流路隆起２２を備えている。中間流路隆起２２は、公称の端壁面に対して流路内に延出する突出部つまり丘状部であると理解することができる。中間流路隆起２２は、凸面として形成してもよい。図３では、中間流路隆起２２は、内側端壁２０の軸対称の公称表面２６から同じ標高の正の等高線で示されている。中間流路隆起２２は、内側端壁２０の公称表面２６から標準的に測定される最大高さｈ（図２参照）の位置を画定する頂部２４を有する。図示の実施形態によれば、頂部２４は、隣り合った翼型１０ａと翼型１０ｂとの間の流路５０の中心又はその近傍に位置している。具体的には例えば、頂部２４は、２０％～６０％の軸方向位置Ｃａｘ _ＩＤ 、及び３０％～７０％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ _ＩＤ に位置させる。

さらなる改良例において、中間流路隆起２２の頂部２４は、特に、３０％～５０％の軸方向位置Ｃａｘ _ＩＤ に位置する。一実施形態では、頂部２４は、特に、４０％～６０％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ _ＩＤ に位置する。中間流路隆起２２の頂部２４は、内側端壁２０の公称表面２６に対し垂直に測定して、軸方向翼弦長Ｌ_ＩＤの３％～８％の範囲の高さｈとすることができる。中間流路隆起２４は、好ましくは、第２の翼型１０ｂの負圧側面１４から離間させる。すなわち、中間流路隆起２４は、頂部２４から負圧側面１４へ向かう方向に公称表面２６に向かって傾斜し、負圧側面１４から離れたところで公称表面２６と合流するようにしてよい。図示の実施形態では、中間流路隆起２２は、負圧側面１４よりも圧力側面１２に近い。いくつかの実施形態では、中間流路隆起２２は、第１の翼型１０ａの圧力側面１２からも離間していてよい。すなわち、中間流路隆起２４は、頂部２４から圧力側面１２へ向かう方向に公称表面２６に向かって傾斜し、圧力側面１２から離れたところで公称表面２６と合流するようにしてよい。

本発明の発明者は、大きな丘状部つまり隆起２２を、隣り合った翼型１０の間の流路５０の中心又はその近傍に（翼型に隣接する又は近い場合とは対照的に）有する円錐形の内側端壁２０が、そうでなければ減速が生じる環状になった流路において、流れをより強く加速させることを見出した。図２を参照すると、流れのより強い加速及び減少した静圧が流路渦８０’の形成を減少させ、流路渦８０’をより低い翼幅位置（すなわち、端壁２０により近い）に引き下げ、同時に、流路５０を横切る横方向の圧力勾配を減少させる。

上述の実施形態は、タービン静翼に関するが、本発明の態様は、タービン動翼、特に円錐形のハブ側内側端壁を有する翼型列にも適用可能である。

図２及び図４に示すように、本発明の発明者は、さらなる改良において、円錐状の外側端壁３０の場合には、隣り合った翼型１０の間の流路５０の中心又はその近傍の外側端壁３０に窪み３２を設けることによって、流路の流れを加速し、流路渦を弱めるという相応の効果が達成され得ることを見出した。

図４を参照すると、０％の軸方向位置Ｃａｘ _ＯＤ は、軸方向Ａにおける外側端壁３０上の翼型１０の前縁位置として定義することができ、外側端壁３０上の軸方向翼弦長は、Ｌ_ＯＤとして指定される。１００％の軸方向位置Ｃａｘ _ＯＤ は、軸方向Ａにおける外側端壁３０上の翼型１０の後縁位置として定義することができる。軸方向Ａにおける任意の位置において、０％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ _ＯＤ は、第１の翼型１０ａの圧力側面１２における外側端壁３０上の第１の位置として定義することができる。１００％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ _ＯＤ は、周方向で対向する第２の翼型１０ｂの負圧側面１４における外側端壁３０上の第２の位置として定義することができ、この第２の位置は、周方向Ｃにおいて第１の翼型１０ａの圧力側面１２で第１の位置に向かい合う。

図示の実施形態では、外側端壁３０は非軸対称であり、互いに隣接する翼型１０ａと翼型１０ｂとの間に位置する中間流路窪み３２を備えている。中間流路窪み３２は、公称の端壁面に対して流路から外へ突出する谷である。凹面として窪みを形成してもよい。図４では、窪み３２は、外側端壁３０の軸対称の公称表面３６から同じ標高の負の等高線で示されている。中間流路窪み３２は、外側端壁３０の公称表面３６から標準的に測定される最大深さｄ（図２参照）の位置を画定する底部３４を有する。図示の実施形態によれば、底部３４は、隣り合った翼型１０ａと翼型１０ｂとの間の流路５０の中心又はその近傍に位置している。具体的には例えば、底部３４は、２０％～６０％の軸方向位置Ｃａｘ _ＯＤ 、及び３０％～７０％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ _ＯＤ に位置させる。好ましくは、中間流路窪み３２は、第１の翼型１０ａの圧力側面１２から離間していてもよい。すなわち、中間流路窪み３２は、底部３４から圧力側面１２へ向かう方向に公称表面３６に向かって傾斜し、圧力側面１２から離れたところで公称表面３６と合流するようにしてよい。図示の実施形態では、窪み３２は、圧力側面１２よりも負圧側面１４に近い。

特定の実施形態を詳細に説明してきたが、当業者であれば、開示の全教示を鑑み、それらの詳細に対する様々な変更及び代替が可能であることを理解するであろう。従って、開示された特定の構成は、単に例示を意味し、発明の範囲を限定するものではなく、発明の範囲は、特許請求の範囲に係る全範囲及びそのいずれか及び全ての等価のものにより与えられるべきである。

Claims (11)

1. ハブ側に位置する内側端壁（２０）から半径方向外向きに延伸し、円周方向に離間して配置されて作動媒体を通す流路（５０）をその間に画定する翼型列（１０）を備えたタービン段（１００）であって、
   上流側（６０）から下流側（７０）への当該タービン段（１００）の軸方向において、０％の軸方向位置Ｃａｘ_ＩＤが、前記内側端壁（２０）上の前記翼型列（１０）の前縁位置として定義され、そして、１００％の軸方向位置Ｃａｘ_ＩＤが、前記内側端壁（２０）上の前記翼型列（１０）の後縁位置として定義され、
   前記軸方向における任意の位置で、０％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ_ＩＤが、第１の翼型（１０ａ）の圧力側面（１２）における前記内側端壁（２０）上の第１の位置として定義され、そして、１００％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ_ＩＤが、当該タービン段（１００）の周方向において前記第１の翼型（１０ａ）に隣接する第２の翼型（１０ｂ）の負圧側面（１４）の前記内側端壁（２０）上の第２の位置として定義され、該第２の位置は、前記周方向において前記第１の翼型（１０ａ）の前記圧力側面（１２）の前記第１の位置と向かい合っており、
   前記内側端壁（２０）は、前記流路（５０）が前記上流側（６０）から前記下流側（７０）へ末広がりになるように、エンジン軸（４０）に対して角度α_１で傾斜しており、
   前記内側端壁（２０）は、前記エンジン軸（４０）について非軸対称であって、前記第１の翼型（１０ａ）と前記第２の翼型（１０ｂ）との間に位置する中間流路隆起（２２）を有し、該中間流路隆起（２２）は、２０％～６０％の軸方向位置Ｃａｘ_ＩＤ及び３０％～７０％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ_ＩＤに頂部（２４）を有し、
   前記中間流路隆起（２２）は、前記第２の翼型（１０ｂ）の前記負圧側面（１４）から離間していると共に、前記第１の翼型（１０ａ）の前記圧力側面（１２）からも離間している、タービン段（１００）。
2. 前記中間流路隆起（２２）の前記頂部（２４）が３０％～５０％の軸方向位置Ｃａｘ_ＩＤに位置する、請求項１に記載のタービン段（１００）。
3. 前記中間流路隆起（２２）の前記頂部（２４）が４０％～６０％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ_ＩＤに位置する、請求項１又は２に記載のタービン段（１００）。
4. 前記中間流路隆起（２２）の前記頂部（２４）は、前記内側端壁（２０）の公称表面（２６）に対し垂直に測定して、軸方向翼弦長（Ｌ_ＩＤ）の３％～８％の高さ（ｈ）を有する、請求項１～３のいずれか１項に記載のタービン段（１００）。
5. 前記内側端壁（２０）は、前記上流側（６０）から前記下流側（７０）への方向において前記エンジン軸（４０）に向かって傾斜しており、前記エンジン軸（４０）に対する前記内側端壁（２０）の傾斜の前記角度α_１が５度～２５度の範囲にある、請求項１～４のいずれか１項に記載のタービン段（１００）。
6. 前記翼型列（１０）の先端側に位置する外側端壁（３０）がさらに設けられており、
   前記上流側（６０）から前記下流側（７０）への当該タービン段（１００）の軸方向において、０％の軸方向位置Ｃａｘ_ＯＤが、前記外側端壁（３０）上の前記翼型列（１０）の前縁位置として定義され、そして、１００％の軸方向位置Ｃａｘ_ＯＤが、前記外側端壁（３０）上の前記翼型列（１０）の後縁位置として定義され、
   前記軸方向における任意の位置で、０％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ_ＯＤが、前記第１の翼型（１０ａ）の前記圧力側面（１２）における前記外側端壁（３０）上の第１の位置として定義され、そして、１００％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ_ＯＤが、当該タービン段（１００）の周方向において前記第１の翼型（１０ａ）に隣接する前記第２の翼型（１０ｂ）の前記負圧側面（１４）の前記外側端壁（３０）上の第２の位置として定義され、該第２の位置は、前記周方向において前記第１の翼型（１０ａ）の前記圧力側面（１２）の前記第１の位置と向かい合っており、
   前記外側端壁（３０）は、前記流路（５０）が前記上流側（６０）から前記下流側（７０）へ末広がりになるように、前記エンジン軸（４０）に対して角度α_２で傾斜しており、
   前記外側端壁（３０）は、前記エンジン軸（４０）について非軸対称であって、前記第１の翼型（１０ａ）と前記第２の翼型（１０ｂ）との間に位置する中間流路窪み（３２）を備え、該中間流路窪み（３２）は、２０％～６０％の軸方向位置Ｃａｘ_ＯＤ及び３０％～７０％の周方向位置Ｐｉｔｃｈ_ＯＤに底部（３４）を有する、請求項１～５のいずれか１項に記載のタービン段（１００）。
7. 前記中間流路窪み（３２）は、前記第１の翼型（１０ａ）の前記圧力側面（１２）から離間している、請求項６に記載のタービン段（１００）。
8. 前記エンジン軸（４０）に対する前記内側端壁（２０）の傾斜の前記角度α_１は、前記エンジン軸（４０）に対する前記外側端壁（３０）の傾斜の前記角度α_２よりも浅い、請求項６又は７に記載のタービン段（１００）。
9. 前記外側端壁（３０）は、前記上流側（６０）から前記下流側（７０）への方向において前記エンジン軸（４０）から離れる方へ傾斜しており、前記エンジン軸（４０）に対する前記外側端壁（３０）の傾斜の前記角度α_２は、１０度～４５度の範囲内にある、請求項６～８のいずれか１項に記載のタービン段（１００）。
10. 前記内側端壁（２０）の前記中間流路隆起（２２）は、前記第２の翼型（１０ｂ）の前記負圧側面（１４）よりも前記第１の翼型（１０ａ）の前記圧力側面（１２）に近く、前記外側端壁（３０）の前記中間流路窪み（３２）は、前記第１の翼型（１０ａ）の前記圧力側面（１２）よりも前記第２の翼型（１０ｂ）の前記負圧側面（１４）に近い、請求項６～９のいずれか１項に記載のタービン段（１００）。
11. 前記翼型列（１０）は、一列のタービン静翼の一部である、請求項１～１０のいずれか１項に記載のタービン段（１００）。

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