KR101257984B1 - 터빈 익열 끝벽 - Google Patents

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KR101257984B1
KR101257984B1 KR1020107003151A KR20107003151A KR101257984B1 KR 101257984 B1 KR101257984 B1 KR 101257984B1 KR 1020107003151 A KR1020107003151 A KR 1020107003151A KR 20107003151 A KR20107003151 A KR 20107003151A KR 101257984 B1 KR101257984 B1 KR 101257984B1
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에이사쿠 이토
히로유키 오토모
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미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
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Abstract

터빈 정익의 배면에 발생하는 감아올림을 억제할 수 있고, 이 감아올림에 따르는 2차 흐름 손실을 저감시킬 수 있는 터빈 익열 끝벽을 제공한다. 환형상으로 배열된 복수의 터빈 정익(B)의 팁측에 위치하는 터빈 익열 끝벽(10)에, 상기 터빈 정익(B)의 상류측에 위치하는 터빈 동익의 팁과, 이 터빈 동익의 팁에 대향해서 배치된 팁 끝벽과의 간극으로부터 유출된 클리어런스 누설 흐름에 의해, 상기 터빈 정익(B)의 배면에 있어서 날개 높이 방향에 발생하는 압력 구배를 완화시키는 압력 구배 완화 수단(11)이 마련되어 있다.

Description

터빈 익열 끝벽{TURBINE BLADE-CASCADE END WALL}
본 발명은 터빈 익열 끝벽에 관한 것이다.
유체의 운동 에너지를 회전 운동으로 바꾸어서 동력을 얻는 동력 발생 장치로서의 터빈에 있어서의 터빈 익열 끝벽 상에서는, 하나의 터빈익의 복(腹)측으로부터 인접하는 터빈익의 배(背)측을 향해서, 소위 「크로스 플로우(2차 흐름)」가 발생한다.
터빈 성능의 향상을 도모하기 위해서는, 이 크로스 플로우를 저감시키는 동시에, 이 크로스 플로우에 따라 발생하는 2차 흐름 손실을 저감시킬 필요가 있다.
그래서, 이러한 크로스 플로우에 따르는 2차 흐름 손실을 저감시켜서, 터빈 성능의 향상을 도모하는 것으로서, 터빈 익열 끝벽 상에, 비축대칭으로 형성된 요철을 갖는 것이 알려져 있다(예를 들면, 특허문헌 1 참조).
미국특허명세서제6283713호
그런데, 도 13에 도시하는 것과 같은, 터빈 동익(도시하지 않음)의 하류측에 위치하고, 터빈 동익의 팁과 터빈 동익의 팁 끝벽과의 간극(팁 클리어런스)으로부터 누출된 클리어런스 누설 흐름에 의해 작동 유체(예를 들면, 연소 가스)의 유입각(입사각)이 크게 감소하는 터빈 정익(B)의 터빈 익열 끝벽(팁 끝벽)(100) 상에는, 예를 들면, 도 14 중에 가는 실선으로 도시하는 것과 같은 유선이 형성되고, 터빈 정익(B)의 전연으로부터 배측으로 돌아 들어간 위치{터빈 정익(B)의 전연으로부터 배면을 따라 하류측으로 이간된 위치}에 정체점이 형성되는 것이 된다. 그 때문에, 터빈 정익(B)의 배면에 있어서 날개 높이 방향(도 15에 있어서 상하 방향)에 압력 구배(압력 분포)가 생기고, 예를 들면, 도 15 중에 가는 실선으로 도시하는 것과 같은 터빈 정익(B)의 팁측(반경 방향 외측 : 도 15에 있어서 상측)으로부터 허브측(반경 방향 내측 : 도 15에 있어서 하측)을 향하는 흐름이 유발되고, 터빈 정익의 배면에 강한 감아올림(배면의 2차 흐름)이 발생하는 동시에, 이 감아올림에 따르는 2차 흐름 손실이 증대되어, 터빈 성능이 저하된다는 문제점이 있었다.
또한, 도 15 중의 실선 화살표는 작동 유체의 흐름 방향을 도시하고 있다.
본 발명은, 상기의 사정에 비추어 보아서 이루어진 것으로, 터빈 정익의 배면에 발생하는 감아올림을 억제할 수 있고, 이 감아올림에 따르는 2차 흐름 손실을 저감시킬 수 있는 터빈 익열 끝벽을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명은 상기 과제를 해결하기 위해서, 이하의 수단을 채용했다.
본 발명의 제 1 태양에 따른 터빈 익열 끝벽은, 환형상으로 배열된 복수의 터빈 정익의 팁측에 위치하는 터빈 익열 끝벽이며, 상기 터빈 정익의 상류측에 위치하는 터빈 동익의 팁과, 이 터빈 동익의 팁에 대향해서 배치된 팁 끝벽과의 간극으로부터 누출된 클리어런스 누설 흐름에 의해, 상기 터빈 정익의 배면에 있어서 날개 높이 방향으로 발생하는 압력 구배를 완화하는 압력 구배 완화 수단이 마련되어 있다.
본 발명의 제 2 태양에 따른 터빈 익열 끝벽은, 환형상으로 배열된 복수의 터빈 정익의 팁측에 위치하는 터빈 익열 끝벽이며, 0% Cax를 축방향에 있어서의 터빈 정익의 전연 위치, 100% Cax를 축방향에 있어서의 터빈 정익의 후연 위치라고 하고, 0% 피치를 터빈 정익의 배면에 있어서의 위치, 100% 피치를 상기 터빈 정익의 배면과 대향하는 터빈 정익의 복면에 있어서의 위치라고 했을 경우에, 하나의 터빈 정익과, 이 터빈 정익에 인접 배치된 다른 터빈 정익 사이의, 대략 -50% Cax 내지 +50% Cax의 범위 내에서, 또한, 대략 0% 피치 내지 대략 50% 피치의 범위 내에 있어서, 전체적으로 완만하게 융기하는 동시에, 축방향으로 대략 평행하게 연장되는 볼록부가 마련되어 있다.
본 발명의 제 3 태양에 따른 터빈 익열 끝벽은, 환형상으로 배열된 복수의 터빈 정익의 팁측에 위치하는 터빈 익열 끝벽이며, 0% Cax를 축방향에 있어서의 터빈 정익 전연 위치, 100% Cax를 축방향에 있어서의 터빈 정익의 후연 위치라고 하고, 0% 피치를 터빈 정익의 배면에 있어서의 위치, 100% 피치를 상기 터빈 정익의 배면과 대향하는 터빈 정익의 복면에 있어서의 위치라고 했을 경우에, 하나의 터빈 정익과, 이 터빈 정익에 인접 배치된 다른 터빈 정익 사이의, 대략 -50% Cax 내지 +50% Cax의 범위 내에서, 또한, 대략 0% 피치 내지 대략 50% 피치의 범위 내에 있어서, 전체적으로 완만하게 함몰되는 동시에, 축방향으로 대략 평행하게 연장되는 오목부가 마련되어 있다.
본 발명의 제 4 태양에 따른 터빈 익열 끝벽은, 환형상으로 배열된 복수의 터빈 정익의 팁측에 위치하는 터빈 익열 끝벽이고, 0% Cax를 축방향에 있어서의 터빈 정익 전연 위치, 100% Cax를 축방향에 있어서의 터빈 정익의 후연 위치라고 하고, 0% 피치를 터빈 정익의 배면에 있어서의 위치, 100% 피치를 상기 터빈 정익의 배면과 대향하는 터빈 정익의 복면에 있어서의 위치라고 했을 경우에, 하나의 터빈 정익과, 이 터빈 정익에 인접 배치된 다른 터빈 정익 사이의, 대략 -50% Cax 내지 +50% Cax의 범위 내에서, 또한, 대략 0% 피치 내지 대략 50% 피치의 범위 내에 있어서, 전체적으로 완만하게 융기되는 동시에, 축방향으로 대략 평행하게 연장되는 볼록부가 마련되어 있고, 하나의 터빈 정익과, 이 터빈 정익에 인접 배치된 다른 터빈 정익 사이의, 대략 -50% Cax 내지 +50% Cax의 범위 내에서, 또한, 대략 0% 피치 내지 대략 50% 피치의 범위 내에 있어서, 전체적으로 완만하게 함몰되는 동시에, 축방향으로 대략 평행하게 연장되어 상기 볼록부에 연속해서 상기 배면과의 사이에 상기 볼록부가 놓이도록 오목부가 마련되어 있다.
본 발명의 제 1 태양 내지 제 4 태양에 따른 터빈 익열 끝벽에 의하면, 터빈 정익의 배면에 발생하는 감아올림을 억제할 수 있어서, 이 감아올림에 따르는 2차 흐름 손실을 저감시킬 수 있다.
본 발명의 제 5 태양에 따른 터빈은, 상기 제 1 태양 내지 제 4 태양 중 어느 하나에 관련되는 터빈 익열 끝벽을 구비하고 있다.
본 발명의 제 5 태양에 따른 터빈에 의하면, 터빈 정익의 배면에 발생하는 감아올림을 억제할 수 있고, 이 감아올림에 따르는 2차 흐름 손실을 저감시킬 수 있는 터빈 익열 끝벽을 구비하고 있으므로, 터빈 전체의 성능을 향상시킬 수 있다.
본 발명에 의하면, 터빈 정익의 배면에 발생하는 감아올림을 억제할 수 있고, 이 감아올림에 따르는 2차 흐름 손실을 저감시킬 수 있다는 효과를 갖는다.
도 1은 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 터빈 익열 끝벽의 요부 평면도,
도 2는 도 1에 도시하는 터빈 익열 끝벽의 표면에 있어서의 유선을 도시하는 도면,
도 3은 도 1에 도시하는 터빈 익열 끝벽의 배면에 있어서의 유선을 도시하는 도면,
도 4는 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 터빈 익열 끝벽과 유사한 터빈 익열 끝벽의 요부 평면도,
도 5는 도 4에 도시하는 터빈 익열 끝벽의 표면에 있어서의 유선을 도시하는 도면,
도 6은 도 4에 도시하는 터빈 익열 끝벽의 배면에 있어서의 유선을 도시하는 도면,
도 7은 본 발명의 제 2 실시형태에 따른 터빈 익열 끝벽의 요부 평면도,
도 8은 도 7에 도시하는 터빈 익열 끝벽의 표면에 있어서의 유선을 도시하는 도면,
도 9는 도 7에 도시하는 터빈 익열 끝벽의 배면에 있어서의 유선을 도시하는 도면,
도 10은 본 발명의 제 3 실시형태에 따른 터빈 익열 끝벽의 요부 평면도,
도 11은 도 10에 도시하는 터빈 익열 끝벽의 표면에 있어서의 유선을 도시하는 도면,
도 12는 도 10에 도시하는 터빈 익열 끝벽의 배면에 있어서의 유선을 도시하는 도면,
도 13은 종래의 터빈 익열 끝벽의 요부 평면도,
도 14는 도 13에 도시하는 터빈 익열 끝벽의 표면에 있어서의 유선을 도시하는 도면,
도 15는 도 13에 도시하는 터빈 익열 끝벽의 배면에 있어서의 유선을 도시하는 도면.
이하, 본 발명에 따른 터빈 익열 끝벽의 제 1 실시형태에 대해서, 도 1 내지 도 3을 참조하면서 설명한다.
도 1에 도시하는 것과 같이, 본 실시형태에 따른 터빈 익열 끝벽(이하, 「팁 끝벽」이라고 한다)(10)은, 하나의 터빈 정익(B)과, 이 터빈 정익(B)에 인접 배치된 터빈 정익(B) 사이에, 볼록부(압력 구배 완화 수단)(11)를 각각 갖는 것이다. 또한, 도 1 중의 팁 끝벽(10) 상에 그린 실선은 볼록부(11)의 등고선을 도시하고 있다.
볼록부(11)는 대략 -30% Cax 내지 +40% Cax의 범위 내에서, 또한, 대략 0% 피치 내지 대략 40% 피치의 범위 내에 있어서, 전체적으로 완만하게(매끄럽게) 융기된 부분이다.
여기에서, 0% Cax라는 것은 축방향에 있어서의 터빈 정익(B)의 전연 위치의 것을 가리키고, 100% Cax라는 것은, 축방향에 있어서의 터빈 정익(B)의 후연 위치의 것을 가리키고 있다. 또한, -(마이너스)는 터빈 정익(B)의 전연 위치로부터 축방향을 따라 상류측으로 거슬러 올라간 위치의 것을 가리키고, +(플러스)는 터빈 정익(B)의 전연 위치로부터 축방향을 따라 하류측으로 내려간 위치를 가리키고 있다. 또한, 0% 피치라는 것은 터빈 정익(B)의 배면에 있어서의 위치의 것을 가리키고, 100% 피치라는 것은 터빈 정익(B)의 복면에 있어서의 위치의 것을 가리키고 있다.
볼록부(11)의 전연측의 정점은, 대략 -20% Cax의 위치에 있어서 대략 30% 피치의 위치에 형성되어 있고, 이 위치로부터 축방향을 대략 따라(대략 평행하게) 제 1 능선이 대략 -30% Cax의 곳까지 연장되어 있다. 또한, 이 볼록부(11)의 전연측의 정점의 높이(볼록량)는, 터빈 정익(B)의 축코드 길이{터빈 정익(B)의 축방향 길이}의 10% 내지 20%(본 실시형태에서는 약 10%)로 되어 있다.
한편, 볼록부(11) 후연측의 정점은, 대략 +20% Cax의 위치에 있어서 대략 10% 피치의 위치에 형성되어 있고, 이 위치로부터 축방향을 대략 따라(대략 평행하게) 제 2 능선이 대략 +40% Cax의 곳까지 연장되어 있다. 또한, 이 볼록부(11)의 후연측의 정점의 높이(볼록량)는, 터빈 정익(B)의 축코드 길이{터빈 정익(B)의 축방향 길이}의 10% 내지 20%(본 실시형태에서는 약 10%)로 되어 있다.
그리고, 볼록부(11)의 정상부 중앙부(즉, 전연측의 정점과 후연측의 정점의 사이에 위치하는 영역)는, 전연측의 정점과 후연측의 정점을 매끄럽게 잇는 만곡면으로 되어 있다.
본 실시형태에 관련되는 팁 끝벽(10)에 의하면, 해당 팁 끝벽(10) 상에는, 예를 들면, 도 2 중에 가는 실선으로 도시하는 것과 같은 유선이 형성되고, 볼록부(11)의 상류측(도 1에 있어서 상측) 표면에 정체점이 형성되고, 터빈 정익(B)의 전연으로부터 배측으로 돌아 들어간 위치{터빈 정익(B)의 전연으로부터 배면에 따라 하류측으로 이간된 위치}에는 정체점이 형성되지 않게 된다.
또한, 터빈 정익(B)의 배면과 볼록부(11)의 하류측(도 1에 있어서 하측) 표면과의 사이를 팁 끝벽(10)의 표면을 따라 흐르는 작동 유체는, 터빈 정익(B)의 배면과 볼록부(11)의 하류측 표면과의 사이를 통과할 때에 가속되어, 터빈 정익(B)의 배면에 따라 흐르는 것이 된다.
이것에 의해, 터빈 정익(B)의 배면에 있어서 날개 높이 방향(도 3에 있어서 상하 방향)에 발생하는 압력 구배가 완화되고, 터빈 정익(B)의 배면 상에, 예를 들면, 도 3 중에 가는 실선으로 도시하는 것과 같은 유선을 형성시킬 수 있고, 터빈 정익(B)의 배면에 발생하는 감아올림을 억제할 수 있어서, 이 감아올림에 따르는 2차 흐름 손실을 저감시킬 수 있다.
또한, 도 3 중의 실선 화살표는 작동 유체의 흐름 방향을 도시하고 있다.
여기에서, 도 4 내지 도 6에 도시하는 팁 끝벽(15)은, 상술한 제 1 실시형태와 마찬가지로 하나의 터빈 정익(B)과, 이 터빈 정익(B)에 인접 배치된 터빈 정익(B)과의 사이에, 볼록부(16)를 각각 갖는 것이다. 또한, 도 4 중의 팁 끝벽(15) 상에 그린 실선은 볼록부(16)의 등고선을 나타내고 있다.
도 4에 도시하는 것과 같이, 볼록부(16)는 대략 -30% Cax 내지 +10% Cax의 범위 내에서, 또한, 대략 10% 피치 내지 대략 50% 피치의 범위 내에 있어서, 전체적으로 완만하게(매끄럽게) 융기된 부분이다.
볼록부(16)의 전연에 가까운 측의 정점은, 대략 -10% Cax의 위치에 있어서 대략 20% 피치의 위치에 형성되어 있고, 이 위치로부터 축방향과 직교하는 방향을 대략 따라(대략 평행하게) 제 1 능선이 대략 10% 피치인 곳까지 연장되어 있다. 또한, 이 볼록부(16)의 전연에 가까운 측의 정점의 높이(볼록량)는, 터빈 정익(B)의 축코드 길이{터빈 정익(B)의 축방향 길이}의 10% 내지 20%(본 실시형태에서는 약 10%)로 되어 있다.
한편, 볼록부(16)의 전연으로부터 먼 측의 정점은, 대략 -10% Cax의 위치에 있어서 대략 40% 피치의 위치에 형성되어 있고, 이 위치로부터 축방향과 직교하는 방향을 대략 따라(대략 평행하게) 제 2 능선이 대략 +50% 피치인 곳까지 연장되어 있다. 또한, 이 볼록부(16)의 후연측의 정점의 높이(볼록량)는, 터빈 정익(B)의 축코드 길이{터빈 정익(B)의 축방향 길이}의 10% 내지 20%(본 실시형태에서는 약 10%)로 되어 있다.
그리고, 볼록부(16) 정상부 중앙부(즉, 전연에 가까운 측의 정점과 전연으로부터 먼 측의 정점과의 사이에 위치하는 영역)는, 전연에 가까운 측의 정점과 전연으로부터 먼 측의 정점을 매끄럽게 잇는 만곡면으로 되어 있다.
그러나, 이러한 볼록부(16)를 갖는 팁 끝벽(15)에서는, 해당 팁 끝벽(15) 상에, 예를 들면, 도 5 중에 가는 실선으로 도시하는 것과 같은 유선이 형성되고, 터빈 정익(B)의 전연으로부터 배측으로 돌아 들어간 위치{터빈 정익(B)의 전연으로부터 배면을 따라 하류측으로 이간된 위치}에 정체점이 형성되는 것이 된다. 그 때문에, 팁 끝벽(15)에서는 도 13 내지 도 15를 이용해서 설명한 종래의 팁 끝벽(100)과 마찬가지로, 터빈 정익(B)의 배면에 있어서 날개 높이 방향(도 6에 있어서 상하 방향)에 압력 구배(압력 분포)가 생기고, 예를 들면, 도 6 중에 가는 실선으로 도시하는 것과 같은 터빈 정익(B)의 팁측(반경 방향 외측 : 도 6에 있어서 상측)으로부터 허브측(반경 방향 내측 : 도 6에 있어서 하측)을 향하는 흐름이 유발되고, 터빈 정익(B)의 배면에 강한 감아올림(배면의 2차 흐름)이 발생하는 동시에, 이 감아올림에 따르는 2차 흐름 손실이 증대되어, 상술한 제 1 실시형태에서 얻을 수 있었던 작용 효과는 얻을 수 없었다.
본 발명에 따른 팁 끝벽의 제 2 실시형태를 도 7 내지 도 9에 근거해서 설명한다.
도 7에 도시하는 것과 같이, 본 실시형태에 따른 팁 끝벽(20)은, 하나의 터빈 정익(B)과, 이 터빈 정익(B)에 인접 배치된 터빈 정익(B)과의 사이에, 오목부(압력 구배 완화 수단)(21)을 각각 갖는 것이다. 또한, 도 7 중의 팁 끝벽(20) 상에 그린 실선은 오목부(21)의 등심선을 나타내고 있다.
오목부(21)는 대략 -50% Cax 내지 +40% Cax의 범위 내에서, 또한, 대략 0% 피치 내지 대략 50% 피치의 범위 내에 있어서, 전체적으로 완만하게(매끄럽게) 함몰된 부분이다.
또한, 이 오목부(21)의 바닥점은 대략 0% Cax의 위치에 있어서 대략 30% 피치의 위치에 형성되어 있고, 이 위치로부터 축방향을 대략 따라(대략 평행하게) 제 1 곡선(谷線) 대략 -50% Cax의 곳까지 연장되어 있는 동시에, 이 위치로부터 축방향을 대략 따라(대략 평행하게) 제 2 곡선이 대략 +40% Cax의 곳까지 연장되어 있다. 그리고, 이 오목부(21)의 바닥점의 깊이(오목량)는, 터빈 정익(B)의 축코드 길이{터빈 정익(B)의 축방향 길이}의 10% 내지 20%(본 실시형태에서는 약 10%)로 되어 있다.
본 실시형태에 따른 팁 끝벽(20)에 의하면, 해당 팁 끝벽(20) 상에는, 예를 들면, 도 8 중에 가는 실선으로 도시하는 것과 같은 유선이 형성되고, 오목부(21)의 하류측(도 7에 있어서 하측) 표면에 정체점이 형성되고, 터빈 정익(B)의 전연으로부터 배측으로 돌아들어간 위치{터빈 정익(B)의 전연으로부터 배면을 따라 하류측으로 이간된 위치}에는 정체점이 형성되지 않게 된다.
또한, 터빈 정익(B)의 배면과 오목부(21)의 하류측(도 7에 있어서 하측) 표면과의 사이를 팁 끝벽(20)의 표면을 따라 흐르는 작동 유체는, 터빈 정익(B)의 배면과 오목부(21)의 하류측 표면과의 사이를 통과할 때에 오목부(21) 내에 흘러 들어오는 동시에 가속되어서, 터빈 정익(B)의 배면을 따라 흐르는 것이 된다.
이것에 의해, 터빈 정익(B)의 배면에 있어서 날개 높이 방향(도 9에 있어서 상하 방향)에 발생하는 압력 구배가 완화되고, 터빈 정익(B)의 배면 상에, 예를 들면, 도 9 중에 가는 실선으로 도시하는 것과 같은 유선을 형성시킬 수 있고, 터빈 정익(B)의 배면에 발생하는 감아올림을 억제할 수 있어서, 이 감아올림에 따르는 2차 흐름 손실을 저감시킬 수 있다.
또한, 도 9 중의 실선 화살표는 작동 유체의 흐름 방향을 나타내고 있다.
본 발명에 따른 팁 끝벽의 제 3 실시형태를 도 10 내지 도 12에 근거해서 설명한다.
도 10에 도시하는 것과 같이, 본 실시형태에 따른 팁 끝벽(30)은, 하나의 터빈 정익(B)과, 이 터빈 정익(B)에 인접 배치된 터빈 정익(B)과의 사이에, 볼록부(압력 구배 완화 수단)(31)과, 오목부(압력 구배 완화 수단)(32)를 각각 갖는 것이다. 또한, 도 10 중의 팁 끝벽(30) 상에 그린 실선은 볼록부(31)의 등고선 및 오목부(32)의 등심선을 나타내고 있다.
볼록부(31)는 대략 -30% Cax 내지 +40% Cax의 범위 내에서, 또한, 대략 0% 피치 내지 대략 40% 피치의 범위 내(본 실시형태에서는 대략 0% 피치 내지 대략 30% 피치의 범위 내)에 있어서, 전체적으로 완만하게(매끄럽게) 융기된 부분이다.
볼록부(31)의 전연측의 정점은, 대략 -20% Cax의 위치에 있어서 대략 20% 피치의 위치에 형성되어 있고, 이 위치로부터 축방향을 대략 따라(대략 평행하게) 제 1 능선이 대략 -30% Cax의 곳까지 연장되어 있다. 또한, 이 볼록부(31)의 전연측의 정점의 높이(볼록량)는, 터빈 정익(B)의 축코드 길이{터빈 정익(B)의 축방향 길이}의 10% 내지 20%(본 실시형태에서는 약 10%)로 되어 있다.
한편, 볼록부(31)의 후연측의 정점은 대략 +20% Cax의 위치에 있어서 대략 10% 피치의 위치에 형성되어 있고, 이 위치로부터 축방향을 대략 따라(대략 평행하게) 제 2 능선이 대략 +40% Cax의 곳까지 연장되어 있다. 또한, 이 볼록부(31)의 후연측의 정점의 높이(볼록량)는, 터빈 정익(B)의 축코드 길이{터빈 정익(B)의 축방향 길이}의 10% 내지 20%(본 실시형태에서는 약 10%)로 되어 있다.
그리고, 볼록부(31)의 정상부 중앙부(즉, 전연측의 정점과 후연측의 정점의 사이에 위치하는 영역)는, 전연측의 정점과 후연측의 정점을 매끄럽게 잇는 만곡면으로 되어 있다.
오목부(32)는 대략 -50% Cax 내지 +40% Cax의 범위 내에서, 또한, 대략 0% 피치 내지 대략 50% 피치의 범위 내에 있어서, 전체적으로 완만하게(매끄럽게) 함몰된 부분이며, 볼록부(31)에 연속하도록 해서(연결되도록 해서) 마련되어 있다.
또한, 이 오목부(32)의 바닥점은 대략 0% Cax의 위치에 있어서 대략 30% 피치의 위치에 형성되어 있고, 이 위치로부터 축방향을 대략 따라(대략 평행하게) 제 1 곡선이 대략 -50% Cax의 곳까지 연장되어 있는 동시에, 이 위치로부터 축방향을 대략 따라(대략 평행하게) 제 2 곡선이 대략 +40% Cax의 곳까지 연장되어 있다. 그리고, 이 오목부(32)의 바닥점의 깊이(오목량)는, 터빈 정익(B)의 축코드 길이{터빈 정익(B)의 축방향 길이}의 10% 내지 20%(본 실시형태에서는 약 10%)로 되어 있다.
본 실시형태에 따른 팁 끝벽(30)에 의하면, 해당 팁 끝벽(30) 상에는, 예를 들면, 도 11 중에 가는 실선으로 도시하는 것과 같은 유선이 형성되고, 오목부(32)의 하류측(도 10에 있어서 하측) 표면으로부터 볼록부(31)의 상류측(도 10에 있어서 상측)의 표면에 걸쳐서 정체점이 형성되고, 터빈 정익(B)의 전연으로부터 배측으로 돌아들어간 위치{터빈 정익(B)의 전연으로부터 배면에 따라 하류측으로 이간한 위치}에는 정체점이 형성되지 않게 된다.
또한, 터빈 정익(B)의 배면과 볼록부(31)의 하류측(도 10에 있어서 하측) 표면과의 사이를 팁 끝벽(30)의 표면을 따라 흐르는 작동 유체는, 터빈 정익(B)의 배면과 볼록부(31)의 하류측 표면과의 사이를 통과할 때에 가속되어, 터빈 정익(B)의 배면을 따라 흐르는 것이 된다.
이것에 의해, 터빈 정익(B)의 배면에 있어서 날개 높이 방향(도 12에 있어서 상하방향)에 발생하는 압력 구배가 완화되고, 터빈 정익(B)의 배면 상에, 예를 들면, 도 12 중에 가는 실선으로 도시하는 것과 같은 유선을 형성시킬 수 있고, 터빈 정익(B)의 배면에 발생하는 감아올림을 억제할 수 있어서, 이 감아올림에 따르는 2차 흐름 손실을 저감시킬 수 있다.
또한, 도 12 중의 실선 화살표는 작동 유체의 흐름 방향을 도시하고 있다.
또한, 상술한 실시형태에 관련된 팁 끝벽을 구비한 터빈에 의하면, 터빈 정익의 배면에 발생하는 감아올림이 억제되어, 이 감아올림에 따르는 2차 흐름 손실이 저감하는 것이 되므로, 터빈 전체의 성능이 향상되는 것이 된다.
본 발명은 상술한 실시형태에 한정되는 것이 아니고, 본 발명의 기술적 사상을 일탈하지 않는 범위 내에서 적시 필요에 따라 변형 실시, 변경 실시 및 조합 실시 가능하다.

Claims (5)

  1. 삭제
  2. 환형상으로 배열된 복수의 터빈 정익(B)의 팁측에 위치하는 터빈 익열 끝벽(10)에 있어서,
    0% Cax를 축방향에 있어서의 터빈 정익(B)의 전연 위치, 100% Cax를 축방향에 있어서의 터빈 정익(B)의 후연 위치라고 하고, 0% 피치를 터빈 정익(B)의 배면에 있어서의 위치, 100% 피치를 상기 터빈 정익(B)의 배면과 대향하는 터빈 정익(B)의 복면에 있어서의 위치라고 했을 경우에,
    하나의 터빈 정익(B)과, 이 터빈 정익(B)에 인접 배치된 다른 터빈 정익(B) 사이의, -30% Cax 내지 +40% Cax의 범위 내에서, 또한 0% 피치 내지 40% 피치의 범위 내에 있어서, 전체적으로 완만하게 융기하는 동시에, 축방향으로 평행하게 연장되는 볼록부(11)가 마련되며, 상기 볼록부(11)의 정점은 -20% Cax 내지 +20% Cax의 범위 내에서 축 방향을 따라 형성되고,
    상기 볼록부(11)의 상류측 표면에서 작동 유체가 감속됨으로써, 상기 복수의 터빈 정익(B)의 상류측에 위치하는 터빈 동익의 팁과 이 터빈 동익의 팁에 대향해서 배치된 팁 끝벽과의 간극으로부터 누출된 클리어런스 누설 흐름에 의해, 상기 복수의 터빈 정익(B)의 배면에 있어서 날개 높이 방향으로 발생하는 압력 구배를 완화하는 것을 특징으로 하는
    터빈 익열 끝벽.
  3. 삭제
  4. 환형상으로 배열된 복수의 터빈 정익(B)의 팁측에 위치하는 터빈 익열 끝벽(30)에 있어서,
    0% Cax를 축방향에 있어서의 터빈 정익(B)의 전연 위치, 100% Cax를 축방향에 있어서의 터빈 정익(B)의 후연 위치라고 하고, 0% 피치를 터빈 정익(B)의 배면에 있어서의 위치, 100% 피치를 상기 터빈 정익(B)의 배면과 대향하는 터빈 정익(B)의 복면에 있어서의 위치라고 했을 경우에,
    하나의 터빈 정익(B)과, 이 터빈 정익(B)에 인접 배치된 다른 터빈 정익(B) 사이의, -30% Cax 내지 +40% Cax의 범위 내에서, 또한 0% 피치 내지 40% 피치의 범위 내에 있어서, 전체적으로 완만하게 융기하는 동시에, 축방향으로 평행하게 연장되는 볼록부(31)가 마련되며, 상기 볼록부(31)의 정점은 -20% Cax 내지 +20% Cax의 범위 내에서 축 방향을 따라 형성되고,
    상기 하나의 터빈 정익(B)과, 이 터빈 정익(B)에 인접 배치된 상기 다른 터빈 정익(B) 사이의, -50% Cax 내지 +40% Cax의 범위 내에서, 또한 0% 피치 내지 50% 피치의 범위 내에 있어서, 전체적으로 완만하게 함몰되는 동시에, 축방향으로 평행하게 연장되어 상기 볼록부(31)에 연속해서 상기 배면과의 사이에 상기 볼록부(31)가 놓이도록 오목부(32)가 마련되고,
    상기 오목부(32)의 하류측 표면으로부터 상기 볼록부(31)의 상류측 표면에 걸쳐서 작동 유체가 감속됨으로써, 상기 복수의 터빈 정익(B)의 상류측에 위치하는 터빈 동익의 팁과 이 터빈 동익의 팁에 대향해서 배치된 팁 끝벽과의 간극으로부터 누출된 클리어런스 누설 흐름에 의해, 상기 복수의 터빈 정익(B)의 배면에 있어서 날개 높이 방향으로 발생하는 압력 구배를 완화하는 것을 특징으로 하는
    터빈 익열 끝벽.
  5. 제 2 항 또는 제 4 항에 기재된 터빈 익열 끝벽(10, 30)을 구비해서 이루어지는 것을 특징으로 하는
    터빈.
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Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2248996B1 (en) * 2009-05-04 2014-01-01 Alstom Technology Ltd Gas turbine
KR20130056907A (ko) * 2010-12-27 2013-05-30 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 날개체 및 회전 기계
ES2440563T3 (es) * 2011-02-08 2014-01-29 MTU Aero Engines AG Canal de álabe con contornos de pared lateral y correspondiente aparato de flujo
JP2012233406A (ja) 2011-04-28 2012-11-29 Hitachi Ltd ガスタービン静翼
JP5842382B2 (ja) 2011-05-13 2016-01-13 株式会社Ihi ガスタービンエンジン
US9103213B2 (en) 2012-02-29 2015-08-11 General Electric Company Scalloped surface turbine stage with purge trough
US9267386B2 (en) 2012-06-29 2016-02-23 United Technologies Corporation Fairing assembly
EP2787171B1 (de) * 2012-08-02 2016-06-22 MTU Aero Engines GmbH Schaufelgitter mit Seitenwandkonturierung und Strömungsmaschine
WO2014028056A1 (en) 2012-08-17 2014-02-20 United Technologies Corporation Contoured flowpath surface
WO2014041619A1 (ja) * 2012-09-12 2014-03-20 株式会社 日立製作所 ガスタービン
DE102013224050B3 (de) * 2013-08-23 2014-11-27 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Axialverdichter
US9551226B2 (en) 2013-10-23 2017-01-24 General Electric Company Turbine bucket with endwall contour and airfoil profile
US9347320B2 (en) 2013-10-23 2016-05-24 General Electric Company Turbine bucket profile yielding improved throat
US9376927B2 (en) * 2013-10-23 2016-06-28 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC)
US9797258B2 (en) 2013-10-23 2017-10-24 General Electric Company Turbine bucket including cooling passage with turn
US9638041B2 (en) 2013-10-23 2017-05-02 General Electric Company Turbine bucket having non-axisymmetric base contour
US9528379B2 (en) 2013-10-23 2016-12-27 General Electric Company Turbine bucket having serpentine core
US9670784B2 (en) 2013-10-23 2017-06-06 General Electric Company Turbine bucket base having serpentine cooling passage with leading edge cooling
CN105443162B (zh) * 2014-09-26 2017-04-19 中航商用航空发动机有限责任公司 发动机过渡段以及航空发动机
GB201418948D0 (en) * 2014-10-24 2014-12-10 Rolls Royce Plc Row of aerofoil members
US10107108B2 (en) 2015-04-29 2018-10-23 General Electric Company Rotor blade having a flared tip
CN105114186B (zh) * 2015-08-04 2017-03-29 西北工业大学 一种用于预旋冷却系统的叶孔式预旋喷嘴
CN105134659B (zh) * 2015-08-25 2017-10-31 浙江理工大学 基于能量梯度理论的离心压缩机弯道改进方法
US10001014B2 (en) 2016-02-09 2018-06-19 General Electric Company Turbine bucket profile
US10221710B2 (en) 2016-02-09 2019-03-05 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC) and profile
US10125623B2 (en) 2016-02-09 2018-11-13 General Electric Company Turbine nozzle profile
US10161255B2 (en) * 2016-02-09 2018-12-25 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC)
US10190417B2 (en) 2016-02-09 2019-01-29 General Electric Company Turbine bucket having non-axisymmetric endwall contour and profile
US10196908B2 (en) 2016-02-09 2019-02-05 General Electric Company Turbine bucket having part-span connector and profile
US10156149B2 (en) 2016-02-09 2018-12-18 General Electric Company Turbine nozzle having fillet, pinbank, throat region and profile
US10190421B2 (en) 2016-02-09 2019-01-29 General Electric Company Turbine bucket having tip shroud fillet, tip shroud cross-drilled apertures and profile
FR3081185B1 (fr) * 2018-05-17 2020-09-11 Safran Aircraft Engines Element de stator de turbomachine
CN112610283B (zh) * 2020-12-17 2023-01-06 哈尔滨工业大学 一种采用端壁分区造型设计的涡轮叶栅
CN113153447B (zh) * 2021-04-25 2023-08-01 西安交通大学 一种强化涡轮静叶端壁泄漏流冷却的预旋结构
US11415012B1 (en) * 2021-09-03 2022-08-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Tandem stator with depressions in gaspath wall
US11639666B2 (en) 2021-09-03 2023-05-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Stator with depressions in gaspath wall adjacent leading edges
CN114562339B (zh) * 2022-01-27 2024-01-16 西北工业大学 一种用于涡轮端壁带凸起的泄漏槽气膜冷却结构及应用
CN115853597A (zh) * 2022-07-05 2023-03-28 浙江理工大学 一种轴流涡轮机的圆角叶片结构

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11190203A (ja) * 1997-12-25 1999-07-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 軸流タービン翼列
JP2005133697A (ja) * 2003-10-31 2005-05-26 Toshiba Corp タービン翼列装置
JP2006291889A (ja) * 2005-04-13 2006-10-26 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン翼列エンドウォール
JP2007247542A (ja) * 2006-03-16 2007-09-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン翼列エンドウォール

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5447907A (en) * 1977-09-26 1979-04-16 Hitachi Ltd Blading structure for axial-flow fluid machine
GB9417406D0 (en) * 1994-08-30 1994-10-19 Gec Alsthom Ltd Turbine blade
CN2288271Y (zh) * 1997-05-13 1998-08-19 北京全三维动力工程有限公司 一种冲动式涡轮机弯扭静叶栅
GB9823840D0 (en) 1998-10-30 1998-12-23 Rolls Royce Plc Bladed ducting for turbomachinery
US6419446B1 (en) * 1999-08-05 2002-07-16 United Technologies Corporation Apparatus and method for inhibiting radial transfer of core gas flow within a core gas flow path of a gas turbine engine
US6669445B2 (en) * 2002-03-07 2003-12-30 United Technologies Corporation Endwall shape for use in turbomachinery
US6969232B2 (en) * 2002-10-23 2005-11-29 United Technologies Corporation Flow directing device

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11190203A (ja) * 1997-12-25 1999-07-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 軸流タービン翼列
JP2005133697A (ja) * 2003-10-31 2005-05-26 Toshiba Corp タービン翼列装置
JP2006291889A (ja) * 2005-04-13 2006-10-26 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン翼列エンドウォール
JP2007247542A (ja) * 2006-03-16 2007-09-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン翼列エンドウォール

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Publication number Publication date
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KR20130008648A (ko) 2013-01-22

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