WO2009093356A1 - タービン翼列エンドウォール - Google Patents

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stationary blade
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Yasuro Sakamoto
Eisaku Ito
Hiroyuki Otomo
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Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.
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    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved

Definitions

  • the present invention relates to a turbine cascade endwall.
  • a so-called “cross” is formed from the ventral side of one turbine blade toward the back side of the adjacent turbine blade.
  • Flow secondary flow
  • the clearance leaked from the gap (tip clearance) between the tip of the turbine rotor blade and the tip end wall of the turbine rotor blade is located downstream of the turbine rotor blade (not shown).
  • the inflow angle (incident angle) of the working fluid for example, combustion gas
  • a thin solid line in FIG. Is formed and a stagnation point is formed at a position (a position spaced downstream from the front edge of the turbine stationary blade B along the back surface) from the front edge of the turbine stationary blade B to the back side.
  • a pressure gradient (pressure distribution) is generated in the blade height direction (vertical direction in FIG. 15) on the rear surface of the turbine stationary blade B.
  • the tip side of the turbine stationary blade B as shown by a thin solid line in FIG. A flow from the radially outer side (upper side in FIG. 15) to the hub side (radially inner side: the lower side in FIG. 15) is induced, and a strong hoisting (secondary flow at the rear side) occurs on the rear surface of the turbine vane.
  • the solid line arrow in FIG. 15 has shown the flow direction of the working fluid.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and is capable of suppressing the hoisting generated on the back surface of the turbine stationary blade and reducing the secondary flow loss caused by the hoisting.
  • the purpose is to provide endwalls.
  • the turbine cascade end wall according to the first aspect of the present invention is a turbine cascade end wall located on the tip side of a plurality of turbine stationary blades arranged in an annular shape, and is located upstream of the turbine stationary blade. Is generated in the blade height direction on the rear surface of the turbine stationary blade due to the clearance leakage flow leaking from the gap between the tip of the turbine blade and the tip end wall disposed facing the tip of the turbine blade Pressure gradient relaxation means for relaxing the pressure gradient is provided.
  • the turbine blade cascade endwall according to the second aspect of the present invention is a turbine blade cascade endwall located on the tip side of a plurality of turbine stationary blades arranged in an annular shape, and 0% Cax is axially stationary.
  • the leading edge position of the blade, 100% Cax is the trailing edge position of the turbine stationary blade in the axial direction
  • 0% pitch is the position on the rear surface of the turbine stationary blade
  • 100% pitch is the turbine stationary blade facing the abdominal surface of the turbine stationary blade.
  • a turbine blade cascade endwall is a turbine blade cascade endwall located on the tip side of a plurality of turbine stationary blades arranged in an annular shape, and 0% Cax is axially stationary.
  • the leading edge position of the blade, 100% Cax is the trailing edge position of the turbine stationary blade in the axial direction, 0% pitch is the position on the rear surface of the turbine stationary blade, and 100% pitch is the turbine stationary blade facing the abdominal surface of the turbine stationary blade.
  • a turbine blade cascade endwall is a turbine blade cascade endwall located on the tip side of a plurality of turbine stationary blades arranged in an annular shape, and 0% Cax in the axial direction.
  • the leading edge position of the blade, 100% Cax is the trailing edge position of the turbine stationary blade in the axial direction
  • 0% pitch is the position on the rear surface of the turbine stationary blade
  • 100% pitch is the turbine stationary blade facing the abdominal surface of the turbine stationary blade.
  • the turbine blade cascade endwall according to the first to fourth aspects of the present invention, it is possible to suppress the hoisting generated on the back surface of the turbine stationary blade, and to reduce the secondary flow loss associated with the hoisting. Can be reduced.
  • a turbine according to a fifth aspect of the present invention includes the turbine cascade endwall according to any one of the first to fourth aspects. According to the turbine according to the fifth aspect of the present invention, the turbine blade cascade end that can suppress the hoisting generated on the rear surface of the turbine stationary blade and can reduce the secondary flow loss caused by the hoisting. Since the wall is provided, the performance of the entire turbine can be improved.
  • a turbine blade cascade end wall 10 according to the present embodiment includes one turbine stationary blade B and a turbine stationary blade B disposed adjacent to the turbine stationary blade B. Between the blades B, convex portions (pressure gradient relaxing means) 11 are respectively provided.
  • a solid line drawn on the chip end wall 10 in FIG. 1 indicates a contour line of the convex portion 11.
  • the convex portion 11 is a portion that is gently (smoothly) raised as a whole within a range of approximately ⁇ 30% Cax to + 40% Cax and within a range of approximately 0% pitch to approximately 40% pitch.
  • 0% Cax refers to the position of the leading edge of the turbine stationary blade B in the axial direction
  • 100% Cax refers to the position of the trailing edge of the turbine stationary blade B in the axial direction.
  • -(minus) indicates a position that goes back upstream from the front edge position of the turbine stationary blade B along the axial direction
  • + (plus) indicates that the front edge position of the turbine stationary blade B extends along the axial direction. It means the position that went down to the downstream side.
  • the 0% pitch refers to the position on the rear surface of the turbine stationary blade B
  • the 100% pitch refers to the position on the abdominal surface of the turbine stationary blade B.
  • the apex on the front edge side of the convex portion 11 is formed at a position of approximately 30% pitch at a position of approximately ⁇ 20% Cax, and the first ridge line is approximately along the axial direction from this position (substantially parallel). Extends to -30% Cax. Further, the height (convex amount) of the apex on the front edge side of the convex portion 11 is 10% to 20% of the axial cord length of the turbine stationary blade B (the axial length of the turbine stationary blade B) (in this embodiment). About 10%).
  • the apex on the rear edge side of the convex portion 11 is formed at a position of approximately 10% pitch at a position of approximately + 20% Cax, and the second ridge line extends substantially along the axial direction from this position (substantially in parallel). It extends to approximately + 40% Cax. Further, the height (convex amount) of the apex on the rear edge side of the convex portion 11 is 10% to 20% of the axial cord length of the turbine stationary blade B (the axial length of the turbine stationary blade B) (in this embodiment). About 10%).
  • the center part of the top part of the convex part 11 (namely, area
  • the chip end wall 10 for example, streamlines as shown by a thin solid line in FIG. 2 are formed on the chip end wall 10, and the upstream side of the convex portion 11 (in FIG. 1) Lower side) A stagnation point is formed on the surface, and the stagnation is at a position (a position spaced downstream from the front edge of the turbine stationary blade B along the back surface) from the front edge of the turbine stationary blade B to the back side. No dots are formed. Further, the working fluid flowing along the surface of the tip end wall 10 between the back surface of the turbine stationary blade B and the downstream surface (upper side in FIG. 1) of the convex portion 11 is the rear surface of the turbine stationary blade B and the convex portion 11.
  • the tip end wall 15 shown in FIGS. 4 to 6 is provided between one turbine vane B and the turbine vane B arranged adjacent to the turbine vane B, as in the first embodiment.
  • each has a convex portion 16.
  • the solid line drawn on the chip end wall 15 in FIG. 4 indicates the contour lines of the convex portion 16.
  • the convex portion 16 is generally smooth (smoothly) within a range of approximately ⁇ 30% Cax to + 10% Cax and within a range of approximately 10% pitch to approximately 50% pitch.
  • the apex on the side close to the front edge of the convex portion 16 is formed at a position of about 20% pitch at a position of about ⁇ 10% Cax, and is substantially along the direction orthogonal to the axial direction from this position (substantially parallel).
  • the first ridge line extends to a pitch of about 10%.
  • the height (convex amount) of the apex on the side close to the front edge of the convex portion 16 is 10% to 20% of the axial cord length of the turbine stationary blade B (the axial length of the turbine stationary blade B). In the embodiment, it is about 10%).
  • the apex on the side farther from the front edge of the convex portion 16 is formed at a position of about 40% pitch at a position of about ⁇ 10% Cax, and substantially along the direction perpendicular to the axial direction from this position (substantially). In parallel) the second ridgeline extends to approximately + 50% pitch. Further, the height (convex amount) of the apex on the trailing edge side of the convex portion 16 is 10% to 20% of the axial cord length of the turbine stationary blade B (the axial length of the turbine stationary blade B) (in this embodiment). About 10%).
  • the central portion of the top of the convex portion 16 (that is, the region located between the apex on the side close to the front edge and the apex on the side far from the front edge) is located on the side near the front edge and the side far from the front edge.
  • the curved surface connects the vertices smoothly.
  • the tip end wall 20 includes a recess (pressure gradient relaxation) between one turbine vane B and the turbine vane B disposed adjacent to the turbine vane B. Means) 21.
  • a solid line drawn on the chip end wall 20 in FIG. 7 indicates a contour line of the recess 21.
  • the concave portion 21 is a portion that is gently (smoothly) depressed generally within a range of approximately ⁇ 50% Cax to + 40% Cax and within a range of approximately 0% pitch to approximately 50% pitch.
  • the bottom of the recess 21 is formed at a position of approximately 30% pitch at a position of approximately 0% Cax, and the first valley line is approximately along the axial direction from this position (substantially in parallel). While extending to ⁇ 50% Cax, the second valley line extends from this position substantially along the axial direction (substantially in parallel) to approximately + 40% Cax.
  • the depth of the bottom of the recess 21 (the amount of recess) is 10% to 20% (about 10% in the present embodiment) of the axial cord length of the turbine stationary blade B (the axial length of the turbine stationary blade B). ).
  • the chip end wall 20 for example, streamlines as shown by a thin solid line in FIG. 8 are formed on the chip end wall 20, and the downstream side of the recess 21 (the upper side in FIG. 7).
  • a stagnation point is formed on the surface, and the stagnation point is located at a position (a position spaced downstream from the front edge of the turbine vane B along the back surface) from the front edge of the turbine vane B to the back side. No longer formed.
  • the working fluid flowing along the surface of the tip end wall 20 between the rear surface of the turbine vane B and the downstream surface (upper side in FIG. 7) of the recess 21 is downstream of the rear surface of the turbine stator blade B and the recess 21.
  • the tip end wall 30 according to the present embodiment has a convex portion (pressure gradient) between one turbine vane B and the turbine vane B arranged adjacent to the turbine vane B. (Relieving means) 31 and recesses (pressure gradient relaxing means) 32 are provided.
  • a solid line drawn on the chip end wall 30 in FIG. 10 indicates a contour line of the convex portion 31 and a contour line of the concave portion 32.
  • the convex portion 31 is within a range of approximately ⁇ 30% Cax to + 40% Cax, and within a range of approximately 0% pitch to approximately 40% pitch (in the present embodiment, within a range of approximately 0% pitch to approximately 30% pitch). ) In which the entire portion is gently (smoothly) raised.
  • the apex on the front edge side of the convex portion 31 is formed at a position of approximately 20% pitch at a position of approximately ⁇ 20% Cax, and the first ridge line is approximately along the axial direction from this position (substantially parallel). Extends to -30% Cax.
  • the height (convex amount) of the apex on the front edge side of the convex portion 31 is 10% to 20% of the axial cord length of the turbine stationary blade B (the axial length of the turbine stationary blade B) (in this embodiment). About 10%).
  • the apex on the rear edge side of the convex portion 31 is formed at a position of approximately 10% pitch at a position of approximately + 20% Cax, and the second ridge line extends substantially along the axial direction from this position (substantially in parallel). It extends to approximately + 40% Cax. Further, the height (convex amount) of the apex on the rear edge side of the convex portion 31 is 10% to 20% of the axial cord length of the turbine stationary blade B (the axial length of the turbine stationary blade B) (in the present embodiment). About 10%).
  • the center part of the top part of the convex part 31 (that is, the region located between the apex on the front edge side and the apex on the rear edge side) is a curved surface that smoothly connects the apex on the front edge side and the apex on the rear edge side.
  • the concave portion 32 is a portion that is generally gently (smoothly) depressed within a range of approximately ⁇ 50% Cax to + 40% Cax and within a range of approximately 0% pitch to approximately 50% pitch. It is provided so as to be continuous (connected) to the portion 31. Further, the bottom of the recess 32 is formed at a position of approximately 30% pitch at a position of approximately 0% Cax, and the first valley line is approximately along the axial direction from this position (substantially parallel). While extending to ⁇ 50% Cax, the second valley line extends from this position substantially along the axial direction (substantially in parallel) to approximately + 40% Cax. The depth of the bottom of the recess 32 (the amount of the recess) is 10% to 20% (about 10% in this embodiment) of the axial cord length of the turbine stationary blade B (the axial length of the turbine stationary blade B). ).
  • the chip end wall 30 for example, streamlines as shown by a thin solid line in FIG. 11 are formed on the chip end wall 30, and the downstream side of the recess 32 (the upper side in FIG. 10).
  • a stagnation point is formed from the surface to the upstream surface (lower side in FIG. 10) of the convex portion 31, and a position (from the front edge of the turbine stationary blade B) that wraps around from the front edge of the turbine stationary blade B A stagnation point is not formed at a position spaced downstream along the back surface.
  • the working fluid flowing along the surface of the tip end wall 30 between the rear surface of the turbine vane B and the downstream surface (upper side in FIG.
  • the hoisting generated on the back surface of the turbine stationary blade is suppressed, and the secondary flow loss accompanying this hoisting is reduced.
  • the performance of the entire turbine will be improved.

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Abstract

　タービン静翼の背面に発生する巻き上がりを抑制することができ、この巻き上がりに伴う二次流れ損失を低減させることができるタービン翼列エンドウォールを提供する。環状に配列された複数のタービン静翼（Ｂ）のチップ側に位置するタービン翼列エンドウォール（１０）に、前記タービン静翼（Ｂ）の上流側に位置するタービン動翼のチップと、このタービン動翼のチップに対向して配置されたチップエンドウォールとの隙間から漏れ出たクリアランス漏れ流れによって、前記タービン静翼（Ｂ）の背面において翼高さ方向に発生する圧力勾配を緩和する圧力勾配緩和手段（１１）が設けられている。

Description

タービン翼列エンドウォール
　本発明は、タービン翼列エンドウォールに関するものである。
　流体の運動エネルギーを回転運動に変えて動力を得る動力発生装置としてのタービンにおけるタービン翼列エンドウォール上では、一のタービン翼の腹側から隣接するタービン翼の背側に向かって、いわゆる「クロスフロー（二次流れ）」が発生する。
　タービン性能の向上を図るには、このクロスフローを低減させるとともに、このクロスフローに伴って発生する二次流れ損失を低減させる必要がある。
　そこで、このようなクロスフローに伴う二次流れ損失を低減させて、タービン性能の向上を図るものとして、タービン翼列エンドウォール上に、非軸対称に形成された凹凸を有するものが知られている（例えば、特許文献１参照）。
米国特許第６２８３７１３号明細書
　ところで、図１３に示すような、タービン動翼（図示せず）の下流側に位置して、タービン動翼のチップとタービン動翼のチップエンドウォールとの隙間（チップクリアランス）から漏れ出たクリアランス漏れ流れによって作動流体（例えば、燃焼ガス）の流入角（入射角）が大きく減少するタービン静翼Ｂのタービン翼列エンドウォール（チップエンドウォール）１００上には、例えば、図１４中に細い実線で示すような流線が形成され、タービン静翼Ｂの前縁から背側に回り込んだ位置（タービン静翼Ｂの前縁から背面に沿って下流側に離間した位置）によどみ点が形成されることとなる。そのため、タービン静翼Ｂの背面において翼高さ方向（図１５において上下方向）に圧力勾配（圧力分布）が生じ、例えば、図１５中に細い実線で示すようなタービン静翼Ｂのチップ側（半径方向外側：図１５において上側）からハブ側（半径方向内側：図１５において下側）に向かう流れが誘起され、タービン静翼の背面に強い巻き上がり（背面の二次流れ）が発生するとともに、この巻き上がりに伴う二次流れ損失が増大して、タービン性能が低下してしまうといった問題点があった。
　なお、図１５中の実線矢印は、作動流体の流れ方向を示している。
　本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、タービン静翼の背面に発生する巻き上がりを抑制することができ、この巻き上がりに伴う二次流れ損失を低減させることができるタービン翼列エンドウォールを提供することを目的とする。
　本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
　本発明の第１の態様に係るタービン翼列エンドウォールは、環状に配列された複数のタービン静翼のチップ側に位置するタービン翼列エンドウォールであって、前記タービン静翼の上流側に位置するタービン動翼のチップと、このタービン動翼のチップに対向して配置されたチップエンドウォールとの隙間から漏れ出たクリアランス漏れ流れによって、前記タービン静翼の背面において翼高さ方向に発生する圧力勾配を緩和する圧力勾配緩和手段が設けられている。
　本発明の第２の態様に係るタービン翼列エンドウォールは、環状に配列された複数のタービン静翼のチップ側に位置するタービン翼列エンドウォールであって、０％Ｃａｘを軸方向におけるタービン静翼の前縁位置、１００％Ｃａｘを軸方向におけるタービン静翼の後縁位置とし、０％ピッチをタービン静翼の背面における位置、１００％ピッチを前記タービン静翼の腹面と対向するタービン静翼の腹面における位置とした場合に、一のタービン静翼と、このタービン静翼に隣接配置された他のタービン静翼との間の、略－５０％Ｃａｘ～＋５０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略０％ピッチ～略５０％ピッチの範囲内において、全体的になだらかに隆起するとともに、軸方向に略平行に延びる凸部が設けられている
　本発明の第３の態様に係るタービン翼列エンドウォールは、環状に配列された複数のタービン静翼のチップ側に位置するタービン翼列エンドウォールであって、０％Ｃａｘを軸方向におけるタービン静翼の前縁位置、１００％Ｃａｘを軸方向におけるタービン静翼の後縁位置とし、０％ピッチをタービン静翼の背面における位置、１００％ピッチを前記タービン静翼の腹面と対向するタービン静翼の腹面における位置とした場合に、一のタービン静翼と、このタービン静翼に隣接配置された他のタービン静翼との間の、略－５０％Ｃａｘ～＋５０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略０％ピッチ～略５０％ピッチの範囲内において、全体的になだらかに陥没するとともに、軸方向に略平行に延びる凹部が設けられている。
　本発明の第４の態様に係るタービン翼列エンドウォールは、環状に配列された複数のタービン静翼のチップ側に位置するタービン翼列エンドウォールであって、０％Ｃａｘを軸方向におけるタービン静翼の前縁位置、１００％Ｃａｘを軸方向におけるタービン静翼の後縁位置とし、０％ピッチをタービン静翼の背面における位置、１００％ピッチを前記タービン静翼の腹面と対向するタービン静翼の腹面における位置とした場合に、一のタービン静翼と、このタービン静翼に隣接配置された他のタービン静翼との間の、略－５０％Ｃａｘ～＋５０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略０％ピッチ～略５０％ピッチの範囲内において、全体的になだらかに隆起するとともに、軸方向に略平行に延びる凸部が設けられており、一のタービン静翼と、このタービン静翼に隣接配置された他のタービン静翼との間の、略－５０％Ｃａｘ～＋５０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略０％ピッチ～略５０％ピッチの範囲内において、全体的になだらかに陥没するとともに、軸方向に略平行に延びて前記凸部に連続し前記背面との間に前記凸部を挟むように凹部が設けられている。
　本発明の第１の態様から第４の態様に係るタービン翼列エンドウォールによれば、タービン静翼の背面に発生する巻き上がりを抑制することができ、この巻き上がりに伴う二次流れ損失を低減させることができる。
　本発明の第５の態様に係るタービンは、上記第１の態様から第４の態様のいずれかに係るタービン翼列エンドウォールを備えている。
　本発明の第５の態様に係るタービンによれば、タービン静翼の背面に発生する巻き上がりを抑制することができ、この巻き上がりに伴う二次流れ損失を低減させることができるタービン翼列エンドウォールを具備しているので、タービン全体の性能を向上させることができる。
　本発明によれば、タービン静翼の背面に発生する巻き上がりを抑制することができ、この巻き上がりに伴う二次流れ損失を低減させることができるという効果を有する。
本発明の第１実施形態に係るタービン翼列エンドウォールの要部平面図である。 図１に示すタービン翼列エンドウォールの表面における流線を示す図である。 図１に示すタービン翼列エンドウォールの背面における流線を示す図である。 本発明の第１実施形態に係るタービン翼列エンドウォールと類似するタービン翼列エンドウォールの要部平面図である。 図４に示すタービン翼列エンドウォールの表面における流線を示す図である。 図４に示すタービン翼列エンドウォールの背面における流線を示す図である。 本発明の第２実施形態に係るタービン翼列エンドウォールの要部平面図である。 図７に示すタービン翼列エンドウォールの表面における流線を示す図である。 図７に示すタービン翼列エンドウォールの背面における流線を示す図である。 本発明の第３実施形態に係るタービン翼列エンドウォールの要部平面図である。 図１０に示すタービン翼列エンドウォールの表面における流線を示す図である。 図１０に示すタービン翼列エンドウォールの背面における流線を示す図である。 従来のタービン翼列エンドウォールの要部平面図である。 図１３に示すタービン翼列エンドウォールの表面における流線を示す図である。 図１３に示すタービン翼列エンドウォールの背面における流線を示す図である。
　以下、本発明に係るタービン翼列エンドウォールの第１実施形態について、図１から図３を参照しながら説明する。
　図１に示すように、本実施形態に係るタービン翼列エンドウォール（以下、「チップエンドウォール」という）１０は、一のタービン静翼Ｂと、このタービン静翼Ｂに隣接配置されたタービン静翼Ｂとの間に、凸部（圧力勾配緩和手段）１１をそれぞれ有するものである。なお、図１中のチップエンドウォール１０上に描いた実線は、凸部１１の等高線を示している。
　凸部１１は、略－３０％Ｃａｘ～＋４０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略０％ピッチ～略４０％ピッチの範囲内において、全体的になだらかに（滑らかに）隆起した部分である。
　ここで、０％Ｃａｘとは、軸方向におけるタービン静翼Ｂの前縁位置のことを指し、１００％Ｃａｘとは、軸方向におけるタービン静翼Ｂの後縁位置のことを指している。また、－（マイナス）はタービン静翼Ｂの前縁位置から軸方向に沿って上流側に遡った位置のことを指し、＋（プラス）はタービン静翼Ｂの前縁位置から軸方向に沿って下流側に下った位置のことを指している。さらに、０％ピッチとは、タービン静翼Ｂの背面における位置のことを指し、１００％ピッチとは、タービン静翼Ｂの腹面における位置のことを指している。
　凸部１１の前縁側の頂点は、略－２０％Ｃａｘの位置において略３０％ピッチの位置に形成されており、この位置から軸方向に略沿って（略平行に）第１の稜線が略－３０％Ｃａｘのところまで延びている。また、この凸部１１の前縁側の頂点の高さ（凸量）は、タービン静翼Ｂの軸コード長（タービン静翼Ｂの軸方向長さ）の１０％～２０％（本実施形態では約１０％）とされている。
　一方、凸部１１の後縁側の頂点は、略＋２０％Ｃａｘの位置において略１０％ピッチの位置に形成されており、この位置から軸方向に略沿って（略平行に）第２の稜線が略＋４０％Ｃａｘのところまで延びている。また、この凸部１１の後縁側の頂点の高さ（凸量）は、タービン静翼Ｂの軸コード長（タービン静翼Ｂの軸方向長さ）の１０％～２０％（本実施形態では約１０％）とされている。
　そして、凸部１１の頂部中央部（すなわち、前縁側の頂点と後縁側の頂点との間に位置する領域）は、前縁側の頂点と後縁側の頂点とを滑らかにつなぐような湾曲面とされている。
　本実施形態に係るチップエンドウォール１０によれば、当該チップエンドウォール１０上には、例えば、図２中に細い実線で示すような流線が形成され、凸部１１の上流側（図１において下側）表面によどみ点が形成されて、タービン静翼Ｂの前縁から背側に回り込んだ位置（タービン静翼Ｂの前縁から背面に沿って下流側に離間した位置）にはよどみ点が形成されなくなる。
　また、タービン静翼Ｂの背面と凸部１１の下流側（図１において上側）表面との間をチップエンドウォール１０の表面に沿って流れる作動流体は、タービン静翼Ｂの背面と凸部１１の下流側表面との間を通過する際に加速され、タービン静翼Ｂの背面に沿って流れることとなる。
　これにより、タービン静翼Ｂの背面において翼高さ方向（図３において上下方向）に発生する圧力勾配が緩和し、タービン静翼Ｂの背面上に、例えば、図３中に細い実線で示すような流線を形成させることができ、タービン静翼Ｂの背面に発生する巻き上がりを抑制することができて、この巻き上がりに伴う二次流れ損失を低減させることができる。
　なお、図３中の実線矢印は、作動流体の流れ方向を示している。
　ここで、図４～図６に示すチップエンドウォール１５は、上述した第１実施形態と同様、一のタービン静翼Ｂと、このタービン静翼Ｂに隣接配置されたタービン静翼Ｂとの間に、凸部１６をそれぞれ有するものである。なお、図４中のチップエンドウォール１５上に描いた実線は、凸部１６の等高線を示している。
　図４に示すように、凸部１６は、略－３０％Ｃａｘ～＋１０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略１０％ピッチ～略５０％ピッチの範囲内において、全体的になだらかに（滑らかに）隆起した部分である。
　凸部１６の前縁に近い側の頂点は、略－１０％Ｃａｘの位置において略２０％ピッチの位置に形成されており、この位置から軸方向と直交する方向に略沿って（略平行に）第１の稜線が略１０％ピッチのところまで延びている。また、この凸部１６の前縁に近い側の頂点の高さ（凸量）は、タービン静翼Ｂの軸コード長（タービン静翼Ｂの軸方向長さ）の１０％～２０％（本実施形態では約１０％）とされている。
　一方、凸部１６の前縁から遠い側の頂点は、略－１０％Ｃａｘの位置において略４０％ピッチの位置に形成されており、この位置から軸方向と直交する方向に略沿って（略平行に）第２の稜線が略＋５０％ピッチのところまで延びている。また、この凸部１６の後縁側の頂点の高さ（凸量）は、タービン静翼Ｂの軸コード長（タービン静翼Ｂの軸方向長さ）の１０％～２０％（本実施形態では約１０％）とされている。
　そして、凸部１６頂部中央部（すなわち、前縁に近い側の頂点と前縁から遠い側の頂点との間に位置する領域）は、前縁に近い側の頂点と前縁から遠い側の頂点とを滑らかにつなぐような湾曲面とされている。
　しかしながら、このような凸部１６を有するチップエンドウォール１５では、当該チップエンドウォール１５上に、例えば、図５中に細い実線で示すような流線が形成され、タービン静翼Ｂの前縁から背側に回り込んだ位置（タービン静翼Ｂの前縁から背面に沿って下流側に離間した位置）によどみ点が形成されることとなる。そのため、チップエンドウォール１５では、図１３～図１５を用いて説明した従来のチップエンドウォール１００と同様、タービン静翼Ｂの背面において翼高さ方向（図６において上下方向）に圧力勾配（圧力分布）が生じ、例えば、図６中に細い実線で示すようなタービン静翼Ｂのチップ側（半径方向外側：図６において上側）からハブ側（半径方向内側：図６において下側）に向かう流れが誘起され、タービン静翼Ｂの背面に強い巻き上がり（背面の二次流れ）が発生するとともに、この巻き上がりに伴う二次流れ損失が増大してしまい、上述した第１実施形態で得ることができた作用効果は得ることができなかった。
　本発明に係るチップエンドウォールの第２実施形態を図７～図９に基づいて説明する。
　図７に示すように、本実施形態に係るチップエンドウォール２０は、一のタービン静翼Ｂと、このタービン静翼Ｂに隣接配置されたタービン静翼Ｂとの間に、凹部（圧力勾配緩和手段）２１をそれぞれ有するものである。なお、図７中のチップエンドウォール２０上に描いた実線は、凹部２１の等深線を示している。
　凹部２１は、略－５０％Ｃａｘ～＋４０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略０％ピッチ～略５０％ピッチの範囲内において、全体的になだらかに（滑らかに）陥没した部分である。
　また、この凹部２１の底点は、略０％Ｃａｘの位置において略３０％ピッチの位置に形成されており、この位置から軸方向に略沿って（略平行に）第１の谷線が略－５０％Ｃａｘのところまで延びているとともに、この位置から軸方向に略沿って（略平行に）第２の谷線が略＋４０％Ｃａｘのところまで延びている。そして、この凹部２１の底点の深さ（凹量）は、タービン静翼Ｂの軸コード長（タービン静翼Ｂの軸方向長さ）の１０％～２０％（本実施形態では約１０％）とされている。
　本実施形態に係るチップエンドウォール２０によれば、当該チップエンドウォール２０上には、例えば、図８中に細い実線で示すような流線が形成され、凹部２１の下流側（図７において上側）表面によどみ点が形成されて、タービン静翼Ｂの前縁から背側に回り込んだ位置（タービン静翼Ｂの前縁から背面に沿って下流側に離間した位置）にはよどみ点が形成されなくなる。
　また、タービン静翼Ｂの背面と凹部２１の下流側（図７において上側）表面との間をチップエンドウォール２０の表面に沿って流れる作動流体は、タービン静翼Ｂの背面と凹部２１の下流側表面との間を通過する際に凹部２１内に流れ込むとともに加速され、タービン静翼Ｂの背面に沿って流れることとなる。
　これにより、タービン静翼Ｂの背面において翼高さ方向（図９において上下方向）に発生する圧力勾配が緩和し、タービン静翼Ｂの背面上に、例えば、図９中に細い実線で示すような流線を形成させることができ、タービン静翼Ｂの背面に発生する巻き上がりを抑制することができて、この巻き上がりに伴う二次流れ損失を低減させることができる。
　なお、図９中の実線矢印は、作動流体の流れ方向を示している。
　本発明に係るチップエンドウォールの第３実施形態を図１０～図１２に基づいて説明する。
　図１０に示すように、本実施形態に係るチップエンドウォール３０は、一のタービン静翼Ｂと、このタービン静翼Ｂに隣接配置されたタービン静翼Ｂとの間に、凸部（圧力勾配緩和手段）３１と、凹部（圧力勾配緩和手段）３２とをそれぞれ有するものである。なお、図１０中のチップエンドウォール３０上に描いた実線は、凸部３１の等高線および凹部３２の等深線を示している。
　凸部３１は、略－３０％Ｃａｘ～＋４０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略０％ピッチ～略４０％ピッチの範囲内（本実施形態では略０％ピッチ～略３０％ピッチの範囲内）において、全体的になだらかに（滑らかに）隆起した部分である。
　凸部３１の前縁側の頂点は、略－２０％Ｃａｘの位置において略２０％ピッチの位置に形成されており、この位置から軸方向に略沿って（略平行に）第１の稜線が略－３０％Ｃａｘのところまで延びている。また、この凸部３１の前縁側の頂点の高さ（凸量）は、タービン静翼Ｂの軸コード長（タービン静翼Ｂの軸方向長さ）の１０％～２０％（本実施形態では約１０％）とされている。
　一方、凸部３１の後縁側の頂点は、略＋２０％Ｃａｘの位置において略１０％ピッチの位置に形成されており、この位置から軸方向に略沿って（略平行に）第２の稜線が略＋４０％Ｃａｘのところまで延びている。また、この凸部３１の後縁側の頂点の高さ（凸量）は、タービン静翼Ｂの軸コード長（タービン静翼Ｂの軸方向長さ）の１０％～２０％（本実施形態では約１０％）とされている。
　そして、凸部３１の頂部中央部（すなわち、前縁側の頂点と後縁側の頂点との間に位置する領域）は、前縁側の頂点と後縁側の頂点とを滑らかにつなぐような湾曲面とされている。
　凹部３２は、略－５０％Ｃａｘ～＋４０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略０％ピッチ～略５０％ピッチの範囲内において、全体的になだらかに（滑らかに）陥没した部分であり、凸部３１に連続するようにして（つながるようにして）設けられている。
　また、この凹部３２の底点は、略０％Ｃａｘの位置において略３０％ピッチの位置に形成されており、この位置から軸方向に略沿って（略平行に）第１の谷線が略－５０％Ｃａｘのところまで延びているとともに、この位置から軸方向に略沿って（略平行に）第２の谷線が略＋４０％Ｃａｘのところまで延びている。そして、この凹部３２の底点の深さ（凹量）は、タービン静翼Ｂの軸コード長（タービン静翼Ｂの軸方向長さ）の１０％～２０％（本実施形態では約１０％）とされている。
　本実施形態に係るチップエンドウォール３０によれば、当該チップエンドウォール３０上には、例えば、図１１中に細い実線で示すような流線が形成され、凹部３２の下流側（図１０において上側）表面から凸部３１の上流側（図１０において下側）の表面にかけてよどみ点が形成されて、タービン静翼Ｂの前縁から背側に回り込んだ位置（タービン静翼Ｂの前縁から背面に沿って下流側に離間した位置）にはよどみ点が形成されなくなる。
　また、タービン静翼Ｂの背面と凸部３１の下流側（図１において上側）表面との間をチップエンドウォール３０の表面に沿って流れる作動流体は、タービン静翼Ｂの背面と凸部３１の下流側表面との間を通過する際に加速され、タービン静翼Ｂの背面に沿って流れることとなる。
　これにより、タービン静翼Ｂの背面において翼高さ方向（図１２において上下方向）に発生する圧力勾配が緩和し、タービン静翼Ｂの背面上に、例えば、図１２中に細い実線で示すような流線を形成させることができ、タービン静翼Ｂの背面に発生する巻き上がりを抑制することができて、この巻き上がりに伴う二次流れ損失を低減させることができる。
　なお、図１２中の実線矢印は、作動流体の流れ方向を示している。
　また、上述した実施形態に係るチップエンドウォールを具備したタービンによれば、タービン静翼の背面に発生する巻き上がりが抑制され、この巻き上がりに伴う二次流れ損失が低減することとなるので、タービン全体の性能が向上することとなる。
　本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の技術的思想を逸脱しない範囲内で適宜必要に応じて変形実施、変更実施、および組合せ実施可能である。

Claims (5)

  1. 　環状に配列された複数のタービン静翼のチップ側に位置するタービン翼列エンドウォールであって、
    　前記タービン静翼の上流側に位置するタービン動翼のチップと、このタービン動翼のチップに対向して配置されたチップエンドウォールとの隙間から漏れ出たクリアランス漏れ流れによって、前記タービン静翼の背面において翼高さ方向に発生する圧力勾配を緩和する圧力勾配緩和手段が設けられていることを特徴とするタービン翼列エンドウォール。
  2. 　環状に配列された複数のタービン静翼のチップ側に位置するタービン翼列エンドウォールであって、
    　０％Ｃａｘを軸方向におけるタービン静翼の前縁位置、１００％Ｃａｘを軸方向におけるタービン静翼の後縁位置とし、０％ピッチをタービン静翼の背面における位置、１００％ピッチを前記タービン静翼の腹面と対向するタービン静翼の腹面における位置とした場合に、
    　一のタービン静翼と、このタービン静翼に隣接配置された他のタービン静翼との間の、略－５０％Ｃａｘ～＋５０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略０％ピッチ～略５０％ピッチの範囲内において、全体的になだらかに隆起するとともに、軸方向に略平行に延びる凸部が設けられていることを特徴とするタービン翼列エンドウォール。
  3. 　環状に配列された複数のタービン静翼のチップ側に位置するタービン翼列エンドウォールであって、
    　０％Ｃａｘを軸方向におけるタービン静翼の前縁位置、１００％Ｃａｘを軸方向におけるタービン静翼の後縁位置とし、０％ピッチをタービン静翼の背面における位置、１００％ピッチを前記タービン静翼の腹面と対向するタービン静翼の腹面における位置とした場合に、
    　一のタービン静翼と、このタービン静翼に隣接配置された他のタービン静翼との間の、略－５０％Ｃａｘ～＋５０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略０％ピッチ～略５０％ピッチの範囲内において、全体的になだらかに陥没するとともに、軸方向に略平行に延びる凹部が設けられていることを特徴とするタービン翼列エンドウォール。
  4. 　環状に配列された複数のタービン静翼のチップ側に位置するタービン翼列エンドウォールであって、
    　０％Ｃａｘを軸方向におけるタービン静翼の前縁位置、１００％Ｃａｘを軸方向におけるタービン静翼の後縁位置とし、０％ピッチをタービン静翼の背面における位置、１００％ピッチを前記タービン静翼の腹面と対向するタービン静翼の腹面における位置とした場合に、
    　一のタービン静翼と、このタービン静翼に隣接配置された他のタービン静翼との間の、略－５０％Ｃａｘ～＋５０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略０％ピッチ～略５０％ピッチの範囲内において、全体的になだらかに隆起するとともに、軸方向に略平行に延びる凸部が設けられており、
    　一のタービン静翼と、このタービン静翼に隣接配置された他のタービン静翼との間の、略－５０％Ｃａｘ～＋５０％Ｃａｘの範囲内で、かつ、略０％ピッチ～略５０％ピッチの範囲内において、全体的になだらかに陥没するとともに、軸方向に略平行に延びて前記凸部に連続し前記背面との間に前記凸部を挟むように凹部が設けられていることを特徴とするタービン翼列エンドウォール。
  5. 請求項１から４のいずれか１項に記載のタービン翼列エンドウォールを備えてなることを特徴とするタービン。
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