WO2016129628A1 - タービン及びガスタービン - Google Patents
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- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
Definitions
- the present invention relates to a turbine and a gas turbine. This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2015-024441 for which it applied on February 10, 2015, and uses the description.
- Patent Document 1 discloses a wing structure in which a fillet portion for improving the strength of a wing body is provided at a hub-side base end.
- This invention is made
- the turbine has a blade body extending outward in the radial direction of the axis, and a flow path is provided between the adjacent blade bodies by being arranged in the circumferential direction of the axis.
- a plurality of moving blades formed, and a flow path width at a hub-side base end of the blade body decreases after increasing from a leading edge toward a trailing edge and increases after the minimum value, and the hub of the blade body
- the flow path width at the reference blade height direction position spaced from the side base end toward the tip side gradually decreases from the front edge toward the rear edge, and the minimum value of the flow path width at each blade height direction position
- the axial code length direction position of the blade is shifted from the hub-side base end of the blade body toward the tip side to the trailing edge side, and coincides with the trailing edge at the reference blade height direction position.
- the flow path width is narrowed on the rear edge side of the reference blade height direction position, and the flow path width is enlarged on the rear edge side of the hub side base end.
- the flow is three-dimensionally redistributed so that the flow is guided from the reference blade height direction position side to the hub side base end side.
- the reference blade height direction position is 5% or more and 25% or less of the blade height from the hub side base end toward the tip side. It may be located in the area.
- the reference blade height direction position is an area of 5% or more of the blade height.
- the reference blade height direction position is set in the above range, it is possible to effectively guide the flow to the hub side base end while ensuring the strength of the moving blade. .
- the passage width at each blade height direction position at the trailing edge of the blade body is defined as the trailing edge passage width.
- the flow width at each blade height direction position at the axial code length direction ratio position of the axial code length direction position at which the flow path width has the minimum value at the hub side base end of the blade body is defined as the hub throat position flow width.
- the ratio of the trailing edge channel width to the hub throat position channel width at each blade height direction position is defined as a channel width ratio, and the ratio of the channel width ratio gradually decreases from the hub side toward the tip side.
- the blade height direction position where the value is 1 is defined as the transition position
- the blade height direction position of the transition position is within a region within 10% of the blade height from the hub side base end toward the tip side. May be located.
- the trailing edge side is enlarged at the blade height direction position where the channel width ratio value exceeds 1, the flow rate for maintaining the flow velocity on the trailing edge side is insufficient.
- the trailing edge side is reduced, so that the flow rate is sufficient on the trailing edge side. Therefore, on the trailing edge side, the flow at the blade height direction position where the channel width ratio value is less than 1 can be guided to the blade height direction position where the channel width ratio value exceeds 1. Then, by setting the blade height direction position of the transition position where the value of the channel width ratio is 1 to a region within 10% of the blade height, the blade height direction position where the flow rate on the trailing edge side is insufficient is set. , Can effectively induce the flow.
- the maximum value of the flow path width ratio in the region within 10% of the blade height from the hub side proximal end toward the tip side is set.
- the minimum channel width ratio ⁇ is defined as the minimum channel width ratio ⁇ in the region within 20% of the blade height from the hub side base end toward the tip side
- the maximum channel width ratio ⁇ is defined.
- may be established.
- Blade height direction position where the flow rate on the trailing edge side is insufficient because the absolute value of the difference between the minimum flow path ratio ⁇ and 1 is larger than the absolute value of the difference between the maximum flow path ratio ⁇ and 1 In addition, the flow can be effectively induced.
- the horizontal axis X is the flow path width ratio
- the vertical axis Y is from the hub side to the tip side with respect to the blade height.
- the gas turbine includes a compressor that compresses air to generate compressed air, a combustor that generates the combustion gas by burning the compressed air together with fuel, and the combustion gas. And the turbine according to any one of the first to fifth aspects driven by the above.
- FIG. 1 is an overall schematic diagram of a gas turbine according to a first embodiment of the present invention. It is a typical side view of the blade body in the moving blade of the turbine concerning a first embodiment of the present invention. It is sectional drawing orthogonal to the blade height direction which shows the flow path between the adjacent moving blades in the turbine which concerns on 1st embodiment of this invention. It is a graph which shows the relationship between the axial code length direction ratio position and flow path width in the blade height direction ratio position 0% in the turbine which concerns on 1st embodiment of this invention. It is a graph which shows the relationship between the axial code length direction ratio position and flow path width in the blade height direction ratio position 25% (reference
- the gas turbine 1 includes a compressor 3, a combustor 4, a turbine 5, and a rotor 2.
- the compressor 3 produces
- the combustor 4 generates combustion gas by mixing fuel with the compressed air generated by the compressor 3 and burning it.
- the turbine 5 rotates when the combustion gas generated in the combustor 4 is introduced into the turbine 5 and the thermal energy of the combustion gas is converted into rotational energy.
- the rotor 2 is rotatable around the axis O, takes out the rotating power of the turbine 5 to the outside, and transmits a part of the power to the compressor 3 to rotate the compressor 3.
- the blade thickness increases accordingly.
- the blade thickness is large between the leading edge 25 and the trailing edge 26 in order to improve the strength of the blade body 20, and therefore, there is a flow between the leading edge 25 and the trailing edge 26.
- the road width W is minimized.
- the minimum flow path width position line m continuously transitions from the hub side base end 21 toward the reference blade height direction position S toward the trailing edge 26.
- the three-dimensional redistribution of the flow rate as described above is performed over the entire range. Accordingly, it is possible to optimize the flow in the entire transition range, and it is possible to effectively suppress the rapid deceleration of the flow velocity on the blade back surface 24 in the region on the hub side proximal end 21 side.
- FIG. 8 shows the relationship between the hub throat position channel width and the blade height direction ratio position in the channel F of the turbine 5 of the second embodiment.
- FIG. 8 shows a range of the blade height direction ratio position of 0 to 50% for the relationship.
- the hub throat position channel width is the same axis code at each blade height position with respect to the axis code length ratio position at which the channel width W is the minimum value at the hub-side proximal end 21 of the blade body 20. It means the channel width W at the long proportion position.
- the hub throat position line L indicating the transition of the position of the hub throat position channel width extends from the position where the channel width W at the hub-side base end 21 shows the minimum value toward the blade height direction. ing.
- the channel width at the position where the shaft code length ratio position at each blade height position is 30% W is the hub throat position channel width.
- the hub throat position flow path width monotonously increases from the hub side base end 21 in the blade height direction to reach the blade height direction ratio position 50%.
- the blade height direction ratio position where the channel width ratio is 1 is referred to as a transition position N.
- the transition position N is not limited to the blade height direction ratio position of 8 to 9%, and may be any value as long as it is within 10% of the blade height direction ratio position.
- the maximum value of the channel width ratio in the region where the blade height direction ratio position is within 10% is defined as the maximum channel width ratio ⁇ .
- the minimum value of the channel width ratio in the region where the blade height direction ratio position is within 20% is defined as the minimum channel width ratio ⁇ .
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Abstract
翼本体（２０）のハブ側基端（２１）における流路幅は、前縁（２５）から後縁（２６）に向かうに従って減少して極小値を示した後に増加し、翼本体（２０）のハブ側基端（２１）からチップ（２２）側に向かって離間した基準翼高さ方向位置（Ｓ）での流路幅は、前縁（２５）から後縁（２６）に向かうに従って漸次小さくなり、各翼高さ方向位置における流路幅の最小値の軸コード長方向位置が、翼本体（２０）のハブ側基端（２１）からチップ（２２）側に向かうに従って後縁（２６）側に遷移して、基準翼高さ方向位置（Ｓ）で後縁（２６）に一致する。
Description
本発明は、タービン及びガスタービンに関する。
本願は、２０１５年２月１０日に出願された特願２０１５－０２４４４１に基づいて優先権を主張し、その記載を援用する。
本願は、２０１５年２月１０日に出願された特願２０１５－０２４４４１に基づいて優先権を主張し、その記載を援用する。
ガスタービンの高効率化、高温化に伴う、回転している（遠心力の働く）タービン動翼の強度を向上させる観点からは、翼本体のハブ側基端における流れ方向の中央付近の翼厚を大きくすることが好ましい。例えば特許文献１には、ハブ側基端に翼本体の強度を向上させるフィレット部を設けた翼構造が開示されている。
ここで、タービンでは、燃焼ガスを隣り合う動翼の翼本体同士の流路で加速させるために、これら翼本体同士の間の流路幅が、下流側に向かうに従って単調減少して動翼の後縁にて最小となることが一般的である。
ところで、上記のように翼本体のハブ側基端における流れ方向中央付近の翼厚を大きくした場合、ハブ側基端では流路幅が最少となる位置が後縁よりも上流側に位置することになる。この場合、ハブ側基端では、流れ方向中央付近で流路幅が縮小から拡大に遷移することで翼面における流速分布が悪化する。より具体的には、翼背面の中途で急減速が発生し、その結果、性能が低下してしまう。
本発明はこのような課題に鑑みてなされたものであって、強度を向上させつつ効率低下を抑制することができるタービン及び該タービンを有するガスタービンを提供することを目的とする。
本発明の第一の態様によれば、タービンは、軸線の径方向外側に延びる翼本体を有し、前記軸線の周方向に配列されることで隣り合う前記翼本体同士の間に流路が形成される複数の動翼を備え、前記翼本体のハブ側基端における流路幅は、前記前縁から後縁に向かうに従って減少して極小値を示した後に増加し、前記翼本体のハブ側基端からチップ側に向かって離間した基準翼高さ方向位置での流路幅は、前縁から後縁に向かうに従って漸次小さくなり、各翼高さ方向位置における前記流路幅の最小値の軸コード長方向位置が、前記翼本体のハブ側基端からチップ側に向かうに従って後縁側に遷移して、前記基準翼高さ方向位置で前記後縁に一致することを特徴とする。
このような構成によれば、基準翼高さ方向位置の後縁側では流路幅が絞られ、ハブ側基端の後縁側では流路幅が拡大されることになる。これにより、後縁側では、基準翼高さ方向位置側からハブ側基端側に向かって流れが誘導されるように、流量の三次元的な再配分が行われる。このように、ハブ側基端に向かって流れが供給されることで、該ハブ側基端側における翼背面での流速の急減速を抑制することができる。
本発明の第二の態様によれば、上記第一の態様に係るタービンでは、前記基準翼高さ方向位置は、ハブ側基端からチップ側に向かって翼高さの５％以上２５％以下の領域に位置していてもよい。
動翼の強度の確保のため、ハブ側基端からチップ側に向かって翼高さの５％未満の領域では、軸コード長の中央付近での翼厚が大きくなる。したがって、基準翼高さ方向位置は翼高さの５％以上の領域となる。一方、基準翼高さ方向位置が、翼高さの２５％を超える領域に位置していては、基準翼高さ方向位置がハブ側基端から離間し過ぎているため、該基準翼高さ方向位置からハブ側基端に向かって流れを効果的に誘導することができない。
しかしながら上記の構成によれば、基準翼高さ方向位置が上記範囲に設定されていることで、動翼の強度を確保しながらハブ側基端への流れの誘導を効果的に行うことができる。
しかしながら上記の構成によれば、基準翼高さ方向位置が上記範囲に設定されていることで、動翼の強度を確保しながらハブ側基端への流れの誘導を効果的に行うことができる。
本発明の第三の態様によれば、上記第一又は第二の態様に係るタービンでは、前記翼本体の後縁における各翼高さ方向位置の流路幅を後縁流路幅と定義し、前記翼本体のハブ側基端で前記流路幅が最小値を示す軸コード長方向位置の軸コード長方向割合位置における各翼高さ方向位置の流路幅をハブスロート位置流路幅と定義し、各翼高さ方向位置における前記ハブスロート位置流路幅に対する前記後縁流路幅の比を流路幅比と定義し、ハブ側からチップ側に向かうに従って漸次小さくなる前記流路幅比の値が１となる翼高さ方向位置を遷移位置と定義した際に、該遷移位置の翼高さ方向位置が、ハブ側基端からチップ側に向かって翼高さの１０％以内の領域に位置していてもよい。
流路幅比の値が１を超える翼高さ方向位置では後縁側が拡大しているため、後縁側で流速を維持するための流量が不足する。一方、流路幅比の値が１を下回る翼高さ方向位置では後縁側が縮小しているため、後縁側では十分な流量となる。したがって、後縁側では、流路幅比の値が１を下回る翼高さ方向位置の流れが、流路幅比の値が１を超える翼高さ方向位置に誘導され得る。そして、流路幅比の値が１となる遷移位置の翼高さ方向位置を翼高さの１０％以内の領域に設定することで、後縁側での流量が不足する翼高さ方向位置に、効果的に流れを誘導することができる。
本発明の第四の態様によれば、上記第三の態様に係るタービンでは、ハブ側基端からチップ側に向かって翼高さの１０％以内の領域における前記流路幅比の最大値を最大流路幅比αと定義し、ハブ側基端からチップ側に向かって翼高さの２０％以内の領域における前記流路幅比の最小値を最小流路幅比βと定義した際に、｜β－１｜＞｜α―１｜の関係が成立するように構成されていてもよい。
最大流路幅比αと１との差分の絶対値よりも最少流路幅比βと１との差分の絶対値の方が大きいことで、後縁側での流量が不足する翼高さ方向位置に、効果的に流れを誘導することができる。
本発明の第五の態様によれば、上記第三又は第四の態様に係るタービンでは、横軸Ｘを前記流路幅比とし、縦軸Ｙを翼高さに対するハブ側からチップ側に向かっての翼高さ方向割合位置〔％〕として前記流路幅比の変化のカーブを作成した際に、前記カーブ、Ｘ＝１及びＹ＝０〔％〕で囲まれる第一領域の面積Ａと、前記カーブ、Ｘ＝１及びＹ＝２０〔％〕で囲まれる第二領域の面積Ｂとの間に、Ｂ＞Ａの関係が成立するように構成されていてもよい。
上記の関係が成立することで、後縁側での流量が不足する翼高さ方向位置に、効果的に流れを誘導することができる。
本発明の第六の態様によれば、ガスタービンは、空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、前記圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、前記燃焼ガスによって駆動される上記第一から第五のいずれか一態様に係るタービンと、を備える。
本発明の第八の態様によれば、タービン動翼は、ロータの周方向に複数配列されることで隣り合う前記タービン動翼同士の間に流路を形成し、
前記タービン動翼のハブ側基端における流路幅は、前縁から後縁に向かうに従って減少して極小値を示した後に増加し、前記タービン動翼のハブ側基端からチップ側に向かって離間した基準翼高さ方向位置での流路幅は、前記前縁から前記後縁に向かうに従って漸次小さくなり、各翼高さ方向位置における前記流路幅の最小値の軸コード長方向位置が、前記タービン動翼のハブ側基端からチップ側に向かうに従って後縁側に遷移して、前記基準翼高さ方向位置で前記後縁に一致する。
前記タービン動翼のハブ側基端における流路幅は、前縁から後縁に向かうに従って減少して極小値を示した後に増加し、前記タービン動翼のハブ側基端からチップ側に向かって離間した基準翼高さ方向位置での流路幅は、前記前縁から前記後縁に向かうに従って漸次小さくなり、各翼高さ方向位置における前記流路幅の最小値の軸コード長方向位置が、前記タービン動翼のハブ側基端からチップ側に向かうに従って後縁側に遷移して、前記基準翼高さ方向位置で前記後縁に一致する。
このような構成によれば、基準翼高さ方向位置の後縁側では流路幅が絞られ、ハブ側基端の後縁側では流路幅が拡大されることになる。これにより、後縁側では、基準翼高さ方向位置側からハブ側基端側に向かって流れが誘導されるように、流量の三次元的な再配分が行われる。このように、ハブ側基端に向かって流れが供給されることで、該ハブ側基端側における翼背面での流速の急減速を抑制することができる。
上述の構成によれば、ハブ側端面における背面の急減速を抑制することによって、効率低下を抑制することができる。
以下、本発明の第一実施形態に係るタービンを備えたガスタービンについて図１～６を参照して説明する。
図１に示すように、ガスタービン１は、圧縮機３、燃焼器４、タービン５及びロータ２を備えている。圧縮機３は、空気を内部に取り入れて圧縮することで圧縮空気を生成する。燃焼器４は、圧縮機３で生成された圧縮空気に燃料を混合して燃焼させることで燃焼ガスを生成する。タービン５は、燃焼器４で生成された燃焼ガスがその内部に導入され、該燃焼ガスの熱エネルギーを回転エネルギーに変換して回動する。ロータ２は、軸線Ｏ回りに回転可能とされており、タービン５の回動する動力を外部に取り出すとともに該動力の一部を圧縮機３に伝達して圧縮機３を回動させる。
図１に示すように、ガスタービン１は、圧縮機３、燃焼器４、タービン５及びロータ２を備えている。圧縮機３は、空気を内部に取り入れて圧縮することで圧縮空気を生成する。燃焼器４は、圧縮機３で生成された圧縮空気に燃料を混合して燃焼させることで燃焼ガスを生成する。タービン５は、燃焼器４で生成された燃焼ガスがその内部に導入され、該燃焼ガスの熱エネルギーを回転エネルギーに変換して回動する。ロータ２は、軸線Ｏ回りに回転可能とされており、タービン５の回動する動力を外部に取り出すとともに該動力の一部を圧縮機３に伝達して圧縮機３を回動させる。
ここで、タービン５は、ロータ２に設けられた動翼１０（タービン動翼）に燃焼ガスを吹き付けることで燃焼ガスの熱エネルギーを機械的な回転エネルギーに変換して動力を発生する。タービン５には、ロータ２側の複数の動翼１０の他に、タービン５のケーシング６側に複数の静翼７が設けられており、これら動翼１０と静翼７とが、ロータ２の軸方向に交互に配列されている。
動翼１０はロータ２の軸線Ｏ方向に流れる燃焼ガスの圧力を受けて軸線Ｏ回りにロータ２を回転させ、ロータ２に与えられた回転エネルギーは軸端から取り出されて利用される。
動翼１０はロータ２の軸線Ｏ方向に流れる燃焼ガスの圧力を受けて軸線Ｏ回りにロータ２を回転させ、ロータ２に与えられた回転エネルギーは軸端から取り出されて利用される。
次に、上記タービン５の動翼１０についてより詳細に説明する。
図２に示すように、動翼１０は、ロータ２から軸線Ｏの径方向外側に向かって延在する翼本体２０を有している。なお、翼本体２０の基端側、即ち、ロータ２側には、プラットホーム及び翼根（それぞれ図示省略）が設けられている。そして、翼根がロータ２に一体に形成されたディスク（図示省略）に嵌め込まれることで、動翼１０がロータ２に強固に固定されている。
図２に示すように、動翼１０は、ロータ２から軸線Ｏの径方向外側に向かって延在する翼本体２０を有している。なお、翼本体２０の基端側、即ち、ロータ２側には、プラットホーム及び翼根（それぞれ図示省略）が設けられている。そして、翼根がロータ２に一体に形成されたディスク（図示省略）に嵌め込まれることで、動翼１０がロータ２に強固に固定されている。
以下では、翼本体２０の径方向内側の端部（プラットホームへの接続部）をハブ側基端２１と称し、翼本体２０の径方向外側の端部をチップ２２と称する。また、翼本体２０では、ハブ側基端２１からチップ２２までの軸線Ｏの径方向の最大寸法が翼高さＨとされている。また、翼本体２０における径方向の各位置は、翼高さ方向位置とされている。以下では、ハブ側基端２１の翼高さ方向位置を０％、チップ２２の最外径寸法の翼高さ方向位置を１００％とした際における翼本体２０の翼高さ方向位置を翼高さ方向割合位置と定義する。この定義によれば、例えば翼本体２０のハブ側基端２１とチップ２２との丁度中間の翼高さ方向位置は、翼高さ方向割合位置が５０％となる。
図３に示すように翼本体２０におけるロータ２の回転方向Ｕ後方側を向く面は、該回転方向Ｕ前方側に湾曲する腹面２３とされており、翼本体２０におけるロータ２の回転方向Ｕ前方側を向く面は、該回転方向Ｕ前方側に湾曲する背面２４とされている。これら腹面２３と背面２４とが翼本体２０の前縁２５及び後縁２６とで接続されるようにして、翼本体２０の翼形状が形成されている。これら腹面２３及び背面２４は、それぞれハブ側基端２１からチップ２２側に向かうに従って軸線Ｏ方向の幅が次第に小さくなる。また、腹面２３と背面２４とが軸線Ｏ方向上流側で接続されることで形成される稜線が、翼高さ方向全域にわたって延びる前縁２５とされており、腹面２３と背面２４とが軸線Ｏ方向下流側で接続されることで形成される稜線が、翼高さ方向全域にわたって延びる後縁２６とされている。
このような翼本体２０では、前縁２５と後縁２６との軸線Ｏ方向の間隔が軸コード長Ｃとされている。また、翼本体２０における軸線Ｏ方向の各位置は、軸コード長方向位置とされている。なお、以下では、各翼高さ方向位置における前縁２５の軸コード長方向位置を０％とし、後縁２６の軸コード長方向位置を１００％とした際の翼本体２０の軸コード長方向位置を、軸コード長方向割合位置と定義する。この定義によれば、例えば、翼本体２０の前縁２５と後縁２６との丁度中間の軸コード長方向位置は、軸コード長方向割合位置が５０％となる。
このような翼本体２０を有する動翼１０は、軸線Ｏの周方向に等間隔をあけて複数が設けられており、図３に示すように、隣り合う動翼１０における翼本体２０同士の間には、燃焼ガスが上流側から下流側に向かって流通する流路Ｆが画成されている。
また、図３に示すように翼本体２０同士の間に形成される流路Ｆの幅である流路幅Ｗは、軸コード長方向にわたって変化している。ここで、流路幅Ｗとは、周方向に隣り合う翼本体２０の腹面２３と背面２４とのそれぞれに接する仮想円を描いた場合における当該仮想円の直径に相当する。なお、軸コード長方向位置と流路幅Ｗとの対応関係としては、腹面２３と上記仮想円との接点の軸コード長方向位置における該仮想円の直径が、当該接点の軸コード長位置の流路幅Ｗとなるように対応付けられている。したがって、図３に示すように、腹面２３の後縁２６に接する仮想円の直径は、後縁２６における流路幅Ｗ、即ち、軸コード長方向割合位置１００％における流路幅Ｗとなる。
流路Ｆは、翼本体２０の軸線Ｏの径方向にわたって、即ち、翼本体２０の翼高さ方向全域にわたって形状が連続的に変化するように延びている。翼高さ方向割合位置０％の流路幅Ｗ、即ち、ハブ側基端２１の流路幅Ｗは、図４に示すカーブのように流路幅Ｗが変化する。即ち、ハブ側基端２１の流路幅Ｗは、前縁２５（軸コード長方向割合位置０％）から軸コード長方向割合位置が大きくなるに従って単調減少をして、軸コード長方向割合位置３０％付近で極小値（最小値）を示す。その後、軸コード長方向割合位置が大きくなるに従って単調増加して、後縁２６（軸コード長方向割合位置１００％）に至る。後縁２６の流路幅Ｗは、前縁２５の流路幅Ｗよりも小さい。なお、ハブ側基端２１の流路幅Ｗの変化は、上記のように単調減少、単調増加するのみならず、途中で変化のない領域があってもよいし、極小値を示した後に増加して後縁２６付近でのみ再度減少してもよい。
さらに、極小値を示す前の単調減少する際の流路幅Ｗの変化の度合いは、極小値を示した後の変化の度合いに比べて大きい。以上のように、ハブ側基端２１では、前縁２５側から後縁２６側に向かって流路幅Ｗが縮小して一旦最小値を示した後に流路幅Ｗが拡大しながら後縁２６に至る。
流路幅Ｗが小さい軸コード長方向割合位置では、その分だけ翼厚が大きくなる。ハブ側基端２１では、翼本体２０の強度向上のために前縁２５と後縁２６との間に翼厚が大きい部分があり、このため、前縁２５と後縁２６との間に流路幅Ｗが極小となる部分が存在する。
さらに、極小値を示す前の単調減少する際の流路幅Ｗの変化の度合いは、極小値を示した後の変化の度合いに比べて大きい。以上のように、ハブ側基端２１では、前縁２５側から後縁２６側に向かって流路幅Ｗが縮小して一旦最小値を示した後に流路幅Ｗが拡大しながら後縁２６に至る。
流路幅Ｗが小さい軸コード長方向割合位置では、その分だけ翼厚が大きくなる。ハブ側基端２１では、翼本体２０の強度向上のために前縁２５と後縁２６との間に翼厚が大きい部分があり、このため、前縁２５と後縁２６との間に流路幅Ｗが極小となる部分が存在する。
そして、本実施形態では、流路幅Ｗが最小値を示す軸コード長方向位置（図２に示す流路幅最小位置ラインｍ）は、ハブ側基端２１からチップ２２側に向かうに従って、即ち、翼高さ方向割合位置が大きくなるに従って、後縁２６側に遷移する。そして、所定の翼高さ方向位置で流路幅Ｗが最小値を示す軸コード長方向位置が１００％となり、即ち、当該軸コード長方向位置が後縁２６に一致する。以下では、流路幅Ｗが最小値を示す軸方向コード長方向位置が翼高さ方向割合位置の増加とともに後縁２６側に遷移して該後縁２６に初めて一致する翼高さ方向位置を、基準翼高さ方向位置Ｓと定義する。本実施形態では、基準翼高さ方向位置Ｓが翼高さ方向割合位置２５％の位置とされている。
翼高さ方向割合位置２５％の流路幅Ｗ、即ち、基準翼高さ方向位置Ｓの流路幅Ｗは、図５に示すカーブのように流路幅Ｗが変化する。即ち、基準翼高さ方向位置Ｓの流路幅Ｗは、前縁２５（軸コード長方向割合位置０％）から後縁２６（軸コード長方向割合位置１００％）に向かうにしたがって単調減少するのみであり、極小値を示さない。したがって、基準翼高さ方向位置Ｓの流路幅Ｗは、後縁２６において最小値を示す。これにより、後縁２６の流路幅Ｗは、前縁２５の流路幅Ｗよりも小さい。なお、流路幅Ｗは、軸コード長方向割合位置が４０％程までは緩やかに減少し、その後変化の度合いが大きくなり後縁２６に至る。
なお、翼高さ方向割合位置が基準翼高さ方向位置Ｓよりもチップ２２側の範囲では、後縁２６での流路幅Ｗが最小となる。
なお、翼高さ方向割合位置が基準翼高さ方向位置Ｓよりもチップ２２側の範囲では、後縁２６での流路幅Ｗが最小となる。
次に上記タービン５の作用効果について説明する。タービン５の駆動時には、隣り合う動翼１０の翼本体２０同士の流路Ｆにおけるハブ側基端２１付近では、流路幅Ｗが一旦縮小して最小値を示した後に拡径するため、急激な流速及び圧力の変動が生じる。一方、基準翼高さ方向位置Ｓの流路幅Ｗは、減少するため、後縁２６側が絞られた形状となる。このため、翼本体２０の背面２４での流れは十分な流量となる。
これにより、後縁２６側では、基準翼高さ方向位置Ｓ側からハブ側基端２１側に向かって流れが誘導される（図２の矢印Ｒ参照）。即ち、基準翼高さ方向位置Ｓでの狭い流路Ｆからハブ側基端２１での広い流路Ｆに向かって流れが誘導されるように、流量の三次元的な再配分が行われる。このため、ハブ側基端２１の後縁２６側の流量が増加するため、該ハブ側基端２１における背面２４での流速の急減速を抑制することができる。
これにより、後縁２６側では、基準翼高さ方向位置Ｓ側からハブ側基端２１側に向かって流れが誘導される（図２の矢印Ｒ参照）。即ち、基準翼高さ方向位置Ｓでの狭い流路Ｆからハブ側基端２１での広い流路Ｆに向かって流れが誘導されるように、流量の三次元的な再配分が行われる。このため、ハブ側基端２１の後縁２６側の流量が増加するため、該ハブ側基端２１における背面２４での流速の急減速を抑制することができる。
また、本実施形態では、流路幅最小位置ラインｍがハブ側基端２１から基準翼高さ方向位置Ｓに向かうに従って連続的に後縁２６側に遷移するため、流路幅最小位置の遷移範囲の全域で、上述のような流量の三次元的な再配分が行われる。これにより、上記遷移範囲の全域での流れの適正化を図ることができ、ハブ側基端２１側の領域における翼背面２４での流速の急減速を効果的に抑制することができる。
図６に、従来形状の翼本体２０と本実施形態の翼本体２０との腹面２３・背面２４それぞれでの断熱マッハ数の解析結果を示す。破線は従来形状の解析結果を示し、実線は本実施形態の形状の解析結果を示している。
当該解析結果からも分かるように、従来形状では、背面２４で流れの急減速が発生し、その結果、流速分布が悪化している。一方、本実施形態の形状では、背面２４での流速分布が改善され、流れの急減速が発生しない。これは、上述したように、後縁２６側においてチップ２２側からハブ側基端２１に流れが誘導されたことにより、ハブ側基端２１の最小流路幅Ｗを通過する流体に大きな減速が生じず、流速が安定したことによるものである。
当該解析結果からも分かるように、従来形状では、背面２４で流れの急減速が発生し、その結果、流速分布が悪化している。一方、本実施形態の形状では、背面２４での流速分布が改善され、流れの急減速が発生しない。これは、上述したように、後縁２６側においてチップ２２側からハブ側基端２１に流れが誘導されたことにより、ハブ側基端２１の最小流路幅Ｗを通過する流体に大きな減速が生じず、流速が安定したことによるものである。
以上のように本実施形態によれば、強度確保のために、翼厚の一部を大きくした場合であっても、ハブ側基端２１での流速を安定させることができるため、タービン５全体としての効率低下を抑制することが可能となる。よって、強度を高く保持しながら効率の高いタービン５を実現することができる。
なお、上記実施形態では、基準翼高さ方向位置Ｓを翼高さ方向割合位置２５％の位置に設定したがこれに限定されることはない。当該基準翼高さ方向位置Ｓは、翼高さ方向割合位置の５％～２５％の範囲に設定されていればよい。
ここで、動翼１０の強度の確保のため、ハブ側基端からチップ２２側に向かって翼高さの５％未満の領域では、軸コード長Ｃの中央付近での翼厚が大きくなる。したがって、基準翼高さ方向位置Ｓは翼高さＨの５％以上の領域となる。一方、基準翼高さ方向位置Ｓが、翼高さの２５％を超える領域に位置していては、基準翼高さ方向位置Ｓがハブ側基端２１から離間し過ぎているため、該基準翼高さ方向位置Ｓからハブ側基端２１に向かって流れを効果的に誘導することができない。
したがって、基準翼高さ方向位置Ｓを翼高さ方向割合位置の５％～２５％の範囲に設定することで、動翼１０の強度を確保しながらハブ側基端２１への流れの誘導を効果的に行うことができる。
ここで、動翼１０の強度の確保のため、ハブ側基端からチップ２２側に向かって翼高さの５％未満の領域では、軸コード長Ｃの中央付近での翼厚が大きくなる。したがって、基準翼高さ方向位置Ｓは翼高さＨの５％以上の領域となる。一方、基準翼高さ方向位置Ｓが、翼高さの２５％を超える領域に位置していては、基準翼高さ方向位置Ｓがハブ側基端２１から離間し過ぎているため、該基準翼高さ方向位置Ｓからハブ側基端２１に向かって流れを効果的に誘導することができない。
したがって、基準翼高さ方向位置Ｓを翼高さ方向割合位置の５％～２５％の範囲に設定することで、動翼１０の強度を確保しながらハブ側基端２１への流れの誘導を効果的に行うことができる。
次に本発明の第二実施形態について図７～図９を参照して説明する。第二実施形態は、第一実施形態の構成に加えて、さらに翼本体２０の詳細形状を特定した点で、第一実施形態と相違する。
図７に、第二実施形態のタービン５の流路Ｆにおける後縁２６の流路幅Ｗ（以下、単に後縁２６流路幅Ｗと称する）と翼高さ方向割合位置との関係を示す。図７では、当該関係について翼高さ方向割合位置０～５０％の範囲を示している。図７に示す通り、後縁２６流路幅Ｗは、ハブ側基端２１（翼高さ方向割合位置０％）から翼高さ方向割合位置２０％まではほとんど変化せずに緩やかに増加し、その後に変化率がより大きくなって翼高さ方向割合位置５０％に至る。
また、図８に、第二実施形態のタービン５の流路Ｆにおけるハブスロート位置流路幅と翼高さ方向割合位置との関係を示す。図８では、当該関係について翼高さ方向割合位置０～５０％の範囲を示している。
ここで、ハブスロート位置流路幅とは、翼本体２０のハブ側基端２１で流路幅Ｗが最小値を示す軸コード長割合位置に対して、各翼高さ位置での同一の軸コード長割合位置における流路幅Ｗを意味している。図２に示すように、ハブスロート位置流路幅の位置の遷移を示すハブスロート位置ラインＬは、ハブ側基端２１での流路幅Ｗが最小値を示す位置から翼高さ方向に向かって延びている。例えば、ハブ側基端２１での流路幅Ｗが最小値を示す軸コード長割合位置が３０％の場合、各翼高さ位置での軸コード長割合位置が３０％の位置の流路幅Ｗがハブスロート位置流路幅となる。
図８に示す通り、ハブスロート位置流路幅は、ハブ側基端２１から翼高さ方向に向かうに従って単調に増加して翼高さ方向割合位置５０％に至る。
ここで、ハブスロート位置流路幅とは、翼本体２０のハブ側基端２１で流路幅Ｗが最小値を示す軸コード長割合位置に対して、各翼高さ位置での同一の軸コード長割合位置における流路幅Ｗを意味している。図２に示すように、ハブスロート位置流路幅の位置の遷移を示すハブスロート位置ラインＬは、ハブ側基端２１での流路幅Ｗが最小値を示す位置から翼高さ方向に向かって延びている。例えば、ハブ側基端２１での流路幅Ｗが最小値を示す軸コード長割合位置が３０％の場合、各翼高さ位置での軸コード長割合位置が３０％の位置の流路幅Ｗがハブスロート位置流路幅となる。
図８に示す通り、ハブスロート位置流路幅は、ハブ側基端２１から翼高さ方向に向かうに従って単調に増加して翼高さ方向割合位置５０％に至る。
図９に、第二実施形態のタービン５の流路Ｆにおける流路幅比と翼高さ方向割合位置との関係を示す。図９では、当該関係について翼高さ方向割合位置０～５０％の範囲を示している。
ここで、流路幅比とは、各翼高さ位置におけるハブスロート位置流路幅に対する後縁２６の流路幅Ｗ（後縁流路幅）の比（後縁流路幅／ハブスロート位置流路幅）を意味している。
図９に示す通り、流路幅比は、ハブ側基端２１（翼高さ方向割合位置０％）で１よりも大きい値を示し、翼高さ方向に向かうに従って単調に減少し、翼高さ方向割合位置１０％手前、より詳細には８～９％程で１を示し、さらに翼高さ方向に向かうに従って単調に減少して翼高さ方向割合位置５０％に至る。なお、以下では、流路幅比が１を示す翼高さ方向割合位置を遷移位置Ｎと称する。この遷移位置Ｎは、翼高さ方向割合位置８～９％に限られず、翼高さ方向割合位置１０％以内ならばいずれの値であってもよい。
ここで、流路幅比とは、各翼高さ位置におけるハブスロート位置流路幅に対する後縁２６の流路幅Ｗ（後縁流路幅）の比（後縁流路幅／ハブスロート位置流路幅）を意味している。
図９に示す通り、流路幅比は、ハブ側基端２１（翼高さ方向割合位置０％）で１よりも大きい値を示し、翼高さ方向に向かうに従って単調に減少し、翼高さ方向割合位置１０％手前、より詳細には８～９％程で１を示し、さらに翼高さ方向に向かうに従って単調に減少して翼高さ方向割合位置５０％に至る。なお、以下では、流路幅比が１を示す翼高さ方向割合位置を遷移位置Ｎと称する。この遷移位置Ｎは、翼高さ方向割合位置８～９％に限られず、翼高さ方向割合位置１０％以内ならばいずれの値であってもよい。
ここで、流路幅比の値が１を超える翼高さ方向位置では後縁２６側が拡大しているため、後縁２６側での流量が不足する。一方、流路幅比の値が１を下回る翼高さ方向位置では後縁２６側が縮小しているため、後縁２６側では十分な流量となる。したがって、後縁２６側では、流路幅比の値が１を下回る翼高さ方向位置の流れが、流路幅比の値が１を超える翼高さ方向位置に誘導されることになる。そして、流路幅比の値が１となる遷移位置Ｎの翼高さ方向位置を翼高さの１０％以内の領域に設定することで、後縁２６側での流量が不足する翼高さ方向位置に、効果的に流れを誘導することが可能となる。
ここで、翼高さ方向割合位置が１０％以内の領域における流路幅比の最大値を最大流路幅比αと定義する。また、翼高さ方向割合位置が２０％以内の領域における流路幅比の最小値を最小流路幅比βと定義する。この際、本実施形態では、
｜β－１｜＞｜α―１｜
の関係が成立していることが好ましい。
｜β－１｜＞｜α―１｜
の関係が成立していることが好ましい。
ここで、｜α―１｜、｜β―１｜の図９における幾何学的意味を説明する。
図９の横軸（流路幅比）をＸ軸とし、縦軸（翼高さ方向割合位置）をＹ軸とすると、最大流路幅比αは、図９のカーブとＹ＝０〔％〕との交点となる。したがって、｜α―１｜は、当該交点とＸ＝１との距離となる。
一方、最小流路幅日ベータは、図9のカーブとＹ=20［％］の交点となる。したがって、｜β―１｜は、当該交点とＸ＝１との距離となる。
流路幅比が１よりも大きい領域では流量が不足しているため、｜α―１｜の値は、翼高さ方向の範囲における流量の不足量に相関する。一方、流路幅比が１よりも小さい領域では流量が十分であるため、｜β―１｜は流量の過剰量に相関する。したがって、｜β－１｜＞｜α―１｜の関係が成立していれば、流量の不足量よりも供給できる流量が上回っていることを意味している。したがって、当該関係が成立することで、後縁２６側での流量が不足する翼高さ方向位置に、効果的に流れを誘導することができる。
図９の横軸（流路幅比）をＸ軸とし、縦軸（翼高さ方向割合位置）をＹ軸とすると、最大流路幅比αは、図９のカーブとＹ＝０〔％〕との交点となる。したがって、｜α―１｜は、当該交点とＸ＝１との距離となる。
一方、最小流路幅日ベータは、図9のカーブとＹ=20［％］の交点となる。したがって、｜β―１｜は、当該交点とＸ＝１との距離となる。
流路幅比が１よりも大きい領域では流量が不足しているため、｜α―１｜の値は、翼高さ方向の範囲における流量の不足量に相関する。一方、流路幅比が１よりも小さい領域では流量が十分であるため、｜β―１｜は流量の過剰量に相関する。したがって、｜β－１｜＞｜α―１｜の関係が成立していれば、流量の不足量よりも供給できる流量が上回っていることを意味している。したがって、当該関係が成立することで、後縁２６側での流量が不足する翼高さ方向位置に、効果的に流れを誘導することができる。
さらに、本実施形態では、図９におけるカーブ、Ｘ＝１及びＹ＝０〔％〕で囲まれる第一領域の面積Ａと、図９におけるカーブ、Ｘ＝１及びＹ＝２０〔％〕で囲まれる第二領域の面積Ｂとの間に、Ｂ＞Ａの関係が成立していることが好ましい。
流路幅比が１よりも大きい領域では流量が不足しているため、流路幅比が１よりも大きい領域の一部を占める面積Ａは、翼高さ方向の範囲における流量の不足量に相関する。一方、流路幅比が１よりも小さい領域では流量が十分であるため、流路幅比が１よりも小さい領域の一部を占める面積Ｂは流量の過剰量に相関する。したがって、Ｂ＞Ａの関係が成立していれば、流量の不足量よりも供給できる流量が上回っていることを意味している。したがって、当該関係が成立することで、後縁２６側での流量が不足する翼高さ方向位置に、より効果的に流れを誘導することができる。
流路幅比が１よりも大きい領域では流量が不足しているため、流路幅比が１よりも大きい領域の一部を占める面積Ａは、翼高さ方向の範囲における流量の不足量に相関する。一方、流路幅比が１よりも小さい領域では流量が十分であるため、流路幅比が１よりも小さい領域の一部を占める面積Ｂは流量の過剰量に相関する。したがって、Ｂ＞Ａの関係が成立していれば、流量の不足量よりも供給できる流量が上回っていることを意味している。したがって、当該関係が成立することで、後縁２６側での流量が不足する翼高さ方向位置に、より効果的に流れを誘導することができる。
以上、本発明の実施の形態について説明したが、本発明はこれに限定されることなく、その発明の技術的思想を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。
例えば、上記動翼１０は、タービン５における最終段に適用することが好ましいが、これに限定されることはなく、最終段以外の段に適用してもよい。これによっても上記同様、タービン５の効率低下を抑制することが可能となる。
また、動翼１０をガスタービン１におけるタービン５に適用した例を説明したが、ガスタービン１以外の回転機械に上記タービン５を適用してもよい。
１ ガスタービン
２ ロータ
３ 圧縮機
４ 燃焼器
５ タービン
６ ケーシング
７ 静翼
１０ 動翼
２０ 翼本体
２１ ハブ側基端
２２ チップ
２３ 腹面
２４ 背面
２５ 前縁
２６ 後縁
Ｈ 翼高さ
Ｃ 軸コード長
Ｓ 基準翼高さ方向位置
ｍ 流路幅最小位置ライン
Ｌ ハブスロート位置ライン
Ｎ 遷移位置
Ｏ 軸線
Ｕ 回転方向
Ｒ 矢印
Ｗ 流路幅
Ｘ ハブ側基端のスロートの軸コード長方向割合位置
２ ロータ
３ 圧縮機
４ 燃焼器
５ タービン
６ ケーシング
７ 静翼
１０ 動翼
２０ 翼本体
２１ ハブ側基端
２２ チップ
２３ 腹面
２４ 背面
２５ 前縁
２６ 後縁
Ｈ 翼高さ
Ｃ 軸コード長
Ｓ 基準翼高さ方向位置
ｍ 流路幅最小位置ライン
Ｌ ハブスロート位置ライン
Ｎ 遷移位置
Ｏ 軸線
Ｕ 回転方向
Ｒ 矢印
Ｗ 流路幅
Ｘ ハブ側基端のスロートの軸コード長方向割合位置
Claims (7)
- 軸線の径方向外側に延びる翼本体を有し、前記軸線の周方向に配列されることで隣り合う前記翼本体同士の間に流路が形成される複数の動翼を備え、
前記翼本体のハブ側基端における流路幅は、前縁から後縁に向かうに従って減少して極小値を示した後に増加し、
前記翼本体のハブ側基端からチップ側に向かって離間した基準翼高さ方向位置での流路幅は、前記前縁から前記後縁に向かうに従って漸次小さくなり、
各翼高さ方向位置における前記流路幅の最小値の軸コード長方向位置が、前記翼本体のハブ側基端からチップ側に向かうに従って後縁側に遷移して、前記基準翼高さ方向位置で前記後縁に一致するタービン。 - 前記基準翼高さ方向位置は、ハブ側基端からチップ側に向かって翼高さの５％以上２５％以下の領域に位置している請求項１に記載のタービン。
- 前記翼本体の前記後縁における各翼高さ方向位置の前記流路幅を後縁流路幅と定義し、
前記翼本体のハブ側基端で前記流路幅が最小値を示す軸コード長方向割合位置における各翼高さ方向位置の前記流路幅をハブスロート位置流路幅と定義し、
各翼高さ方向位置における前記ハブスロート位置流路幅に対する前記後縁流路幅の比を流路幅比と定義し、
ハブ側からチップ側に向かうに従って漸次小さくなる前記流路幅比の値が１となる翼高さ方向位置を遷移位置と定義した際に、
該遷移位置の翼高さ方向位置が、ハブ側基端からチップ側に向かって翼高さの１０％以内の領域に位置している請求項１又は２に記載のタービン。 - ハブ側基端からチップ側に向かって翼高さの１０％以内の領域における前記流路幅比の最大値を最大流路幅比αと定義し、
ハブ側基端からチップ側に向かって翼高さの２０％以内の領域における前記流路幅比の最小値を最小流路幅比βと定義した際に、
｜β－１｜＞｜α―１｜
の関係が成立する請求項３に記載のタービン。 - 横軸Ｘを前記流路幅比とし、縦軸Ｙを翼高さに対するハブ側からチップ側に向かっての翼高さ方向割合位置〔％〕として前記流路幅比の変化のカーブを作成した際に、
前記カーブ、Ｘ＝１及びＹ＝０％で囲まれる第一領域の面積Ａと、
前記カーブ、Ｘ＝１及びＹ＝２０％で囲まれる第二領域の面積Ｂとの間に、
Ｂ＞Ａ
の関係が成立する請求項３又は４に記載のタービン。 - 空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、
前記圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、
前記燃焼ガスによって駆動される請求項１から５のいずれか一項に記載のタービンと、
を備えるガスタービン。 - タービン動翼であって、
前記タービン動翼はロータの周方向に複数配列されることで隣り合う前記タービン動翼同士の間に流路を形成し、
前記タービン動翼のハブ側基端における流路幅は、前縁から後縁に向かうに従って減少して極小値を示した後に増加し、
前記タービン動翼のハブ側基端からチップ側に向かって離間した基準翼高さ方向位置での流路幅は、前記前縁から前記後縁に向かうに従って漸次小さくなり、
各翼高さ方向位置における前記流路幅の最小値の軸コード長方向位置が、前記タービン動翼のハブ側基端からチップ側に向かうに従って後縁側に遷移して、前記基準翼高さ方向位置で前記後縁に一致するタービン動翼。
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