WO2018110460A1 - トランジションダクト、タービン、及びガスタービンエンジン - Google Patents

トランジションダクト、タービン、及びガスタービンエンジン Download PDF

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WO2018110460A1
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turbine
outer peripheral
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duct
peripheral side
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貴昭 長谷
藤村　大悟
忠之 花田
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三菱重工航空エンジン株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a transition duct, a turbine, and a gas turbine engine.
  • a technology related to a transition duct that forms a gas flow path of a mainstream gas sent from a high-pressure turbine to a low-pressure turbine is known.
  • a flow path is formed between a radially inner wall and a radially outer wall, and the inclination of the radially outer wall extends from the upstream end of the transition duct to a predetermined axial position.
  • a transition duct is disclosed that increases and decreases from a predetermined axial position to the downstream end.
  • the inner surface of the gas flow path of the transition duct extends while being inclined with respect to the axial direction so that the diameter increases from the high-pressure turbine side toward the low-pressure turbine side. .
  • the inclination angle of the inner surface of the gas flow channel with respect to the axial direction becomes large, and the flow of the mainstream gas may be easily separated from the inner surface of the gas flow channel. The separation of the mainstream gas flow leads to an increase in pressure loss, resulting in a reduction in turbine efficiency.
  • the transition duct described in Patent Document 1 increases the inclination of the outer wall in the radial direction up to the middle of the gas flow path and decreases it from the middle of the gas flow path, thereby suppressing separation of the mainstream gas flow. ing.
  • the present invention has been made in view of the above, and further improves the efficiency of the turbine by further suppressing the separation of the flow of the mainstream gas in the transition duct while achieving both improvement in turbine efficiency and weight reduction.
  • the purpose is to improve.
  • the present invention provides a transition duct that forms an annular gas flow path through which a mainstream gas flowing from a first turbine to a second turbine flows.
  • the path is provided on the inner peripheral side flow surface on the center side of the rotation axis of the first turbine and the second turbine and on the outer peripheral side of the inner peripheral flow surface so as to face the inner peripheral flow surface.
  • the inner peripheral flow path surface and the outer peripheral flow path surface are changing in inclination angle with respect to the axial direction of the rotating shaft as it goes from the first turbine to the second turbine.
  • the inner peripheral side maximum inclined portion that extends outward in the radial direction of the rotating shaft and has the maximum inclination angle of the inner peripheral flow path surface has the maximum inclination angle of the outer peripheral flow path surface in the axial direction. From the position aligned with the outer peripheral maximum slope, And which are located in the range up to the position advanced more than 20% of the length of the duct length to the second turbine side.
  • the transition duct of the present invention is arranged in a range from the position where the inner peripheral side maximum inclined portion is aligned with the outer peripheral side maximum inclined portion to a position advanced by 20% or less of the duct length on the second turbine side in the axial direction. To do. Thereby, the flow of the mainstream gas from the inner peripheral side toward the outer peripheral side can be formed in the vicinity of the outer peripheral side maximum inclined portion by the inner peripheral side maximum inclined portion, so around the outer peripheral side maximum inclined portion, It is possible to suppress the mainstream gas from separating toward the inner peripheral side. As a result, the inner surface of the gas channel (inner and outer channel surfaces) is relatively large as a whole to achieve a sufficient expansion of the gas channel and a reduction in the duct length.
  • the pressure loss generated in the gas flow path can be further reduced. Therefore, according to the transition duct of the present invention, it is possible to further improve the efficiency of the turbine by further suppressing the separation of the flow of the mainstream gas in the transition duct while achieving both improvement in turbine efficiency and weight reduction. Can do.
  • the outer peripheral side maximum inclined portion is a range from a position advanced by 50% of the duct length from the duct inlet to the second turbine side to a position advanced by 70% or less in the axial direction. It is preferable to be provided. As a result, the outer peripheral side maximum inclined portion can be provided on the rear half side of the transition duct, and the change in the inclination angle of the outer peripheral side channel surface up to the outer peripheral side maximum inclined portion can be made relatively gentle. It becomes possible to suppress the separation of the mainstream gas flow from the road surface even better.
  • the ratio between the difference between the average diameter of the gas flow path at the duct outlet and the average diameter of the gas flow path at the duct inlet and the duct length is preferably 1.5 or more and 1.6 or less.
  • the inclination angle in the outer peripheral side maximum inclination part is 35 ° or more and 45 ° or less.
  • the inclination angle in the outer peripheral side maximum inclination portion is 35 ° or more and less than 40 °.
  • the inclination angle at the duct inlet of the inner peripheral flow surface and the inclination angle at the duct inlet of the outer peripheral flow surface are 0 °.
  • a turbine according to the present invention includes a first turbine, a second turbine having a lower pressure than the first turbine, and the first turbine to the second turbine. And the transition duct that forms the gas flow path through which the mainstream gas flows.
  • a gas turbine engine of the present invention includes a compressor that compresses air, and fuel that is injected, and the injected fuel and the air that is compressed by the compressor. And a turbine driven by the mainstream gas generated by burning the fuel.
  • the transition duct, the turbine, and the gas turbine engine according to the present invention can further improve the efficiency of the turbine by further suppressing the separation of the flow of the mainstream gas in the transition duct while achieving both improvement in efficiency and weight reduction of the turbine. There is an effect that improvement can be achieved.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram illustrating a transition duct, a turbine, and a gas turbine engine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view illustrating the transition duct according to the embodiment.
  • Drawing 3 is an explanatory view showing the profile of the inner circumference side channel surface and the outer circumference side channel surface of the transition duct concerning an embodiment.
  • FIG. 4 is an explanatory diagram illustrating changes in the inclination angle with respect to the axial direction of the inner circumferential flow surface and the inclination angle with respect to the axial direction of the outer circumferential flow surface of the transition duct according to the embodiment.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram illustrating a transition duct, a turbine, and a gas turbine engine according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view illustrating the transition duct according to the embodiment.
  • Drawing 3 is an explanatory view showing the profile of the inner circumference side channel surface and the outer circumference side channel
  • FIG. 7 is an analysis result showing a Mach number distribution of the flow of the mainstream gas in a transition duct as a comparative example.
  • FIG. 8 is an analysis result showing the Mach number distribution of the flow of the mainstream gas in the transition duct according to the embodiment.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing a transition duct, a turbine, and a gas turbine engine according to an embodiment of the present invention.
  • the gas turbine engine 10 according to the embodiment is an aeronautical gas turbine engine (jet engine).
  • the gas turbine engine 10 includes a fan casing 11 and a main body casing 12.
  • the fan casing 11 accommodates the fan 13 therein.
  • the main body casing 12 accommodates the compressor 14, the combustor 15, and the turbine 16 therein.
  • the compressor 14, the combustor 15, and the turbine 16 are provided along the extending direction of the axis R of the rotating shaft 21.
  • the fan 13 is configured by mounting a plurality of fan blades 22 on the outer peripheral portion of the rotating shaft 21.
  • the rotating shaft 21 is supported so as to be rotatable around the axis R with respect to the fan casing 11 and the main body casing 12.
  • the fan 13 rotates around the axis R along with the rotation of the rotating shaft 21, and sends air to the main body casing 12 along the axis R.
  • the compressor 14 has a low-pressure compressor 23 and a high-pressure compressor 24 arranged from the upstream side to the downstream side of the air flow.
  • the compressor 14 compresses air by the low-pressure compressor 23 and the high-pressure compressor 24.
  • the combustor 15 is located on the downstream side of the air flow from the compressor 14, and is disposed along the circumferential direction around the rotation shaft 21. The combustor 15 injects fuel and mixes the injected fuel and the air compressed by the compressor 14 to burn.
  • the turbine 16 is located on the downstream side of the air flow from the combustor 15 and includes a high-pressure turbine (first turbine) 25 and a low-pressure turbine (second turbine) 26.
  • the low-pressure turbine 26 is disposed from the upstream side to the downstream side of the air flow with respect to the high-pressure turbine 25.
  • the low pressure turbine 26 has a larger diameter than the high pressure turbine 25.
  • a transition duct 30 that forms a gas flow path 40 (see FIG. 2) through which a mainstream gas (combustion gas) flowing from the high-pressure turbine 25 to the low-pressure turbine 26 flows is disposed. ing.
  • the rotating shaft 21 of the fan 13 and the low-pressure compressor 23 are connected, and the low-pressure compressor 23 and the low-pressure turbine 26 are connected by a first rotor shaft 27 arranged coaxially with the rotating shaft 21.
  • the high-pressure compressor 24 and the high-pressure turbine 25 are connected to each other on the outer peripheral side of the first rotor shaft 27 by a cylindrical second rotor shaft 28 that is arranged coaxially with the rotary shaft 21. That is, the high pressure turbine 25 and the low pressure turbine 26 rotate around the axis R of the rotating shaft 21.
  • the air sent by the fan 13 and taken in by the compressor 14 is compressed by passing through a plurality of stationary blades and moving blades in the low-pressure compressor 23 and the high-pressure compressor 24, thereby causing high-temperature and high-pressure compressed air.
  • fuel is supplied to the compressed air by the combustor 15 to generate a high-temperature and high-pressure combustion gas that is a working fluid.
  • the combustion gas generated in the combustor 15 passes through a plurality of stationary blades and moving blades in the high pressure turbine 25 constituting the turbine 16, and further passes through the gas flow path 40 of the transition duct 30 to the low pressure turbine 26.
  • the rotational force is generated by passing through the plurality of stationary blades and moving blades of the low-pressure turbine 26.
  • the rotational force of the low-pressure turbine 26 is transmitted to the low-pressure compressor 23 by the first rotor shaft 27 and driven. Further, the rotational force of the high pressure turbine 25 is transmitted to the high pressure compressor 24 by the second rotor shaft 28 and driven. Further, the rotational force of the low-pressure compressor 23 is transmitted to the fan 13 by the rotating shaft 21 and driven. As a result, thrust can be obtained from the exhaust gas discharged from the turbine 16.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view illustrating the transition duct according to the embodiment.
  • the transition duct 30 includes an inner cylinder member 31 and an outer cylinder member 32.
  • the inner cylinder member 31 is a cylindrical member.
  • the inner cylinder member 31 is disposed coaxially with the axis R of the rotary shaft 21 of the high pressure turbine 25 and the low pressure turbine 26.
  • the inner cylinder member 31 is provided immediately after the moving blade 251 in the final stage of the high-pressure turbine 25.
  • the inner cylinder member 31 is provided immediately before the first stage stationary blade 261 of the low-pressure turbine 26 and is connected to a shroud 26 a that supports the stationary blade 261.
  • the outer cylinder member 32 is a cylindrical member disposed on the outer side of the inner cylinder member 31 coaxially with the inner cylinder member 31 (coaxial with the axis R of the rotating shaft 21).
  • the outer cylinder member 32 is connected to the inner cylinder member 31 via a connecting member (not shown).
  • the outer cylinder member 32 is provided immediately after the moving blade 251 of the high-pressure turbine 25.
  • the outer cylinder member 32 is provided immediately before the first stage stationary blade 261 of the low-pressure turbine 26 and is connected to a shroud 26 a that supports the stationary blade 261.
  • the gas flow path 40 of the transition duct 30 includes an inner peripheral flow path surface 41 on the center (axial center R) side of the rotary shaft 21 that is a rotary shaft of the high pressure turbine 25 and the low pressure turbine 26, and an outer periphery of the inner peripheral flow path surface 41.
  • an outer peripheral flow path surface 42 provided to face the inner peripheral flow path surface 41 is provided.
  • the inner peripheral flow path surface 41 is formed by the outer peripheral surface of the inner cylinder member 31.
  • the outer peripheral flow path surface 42 is formed by the inner peripheral surface of the outer cylinder member 32. That is, the gas flow path 40 is formed by the inner cylinder member 31 and the outer cylinder member 32 that are arranged coaxially with the axis R of the rotating shaft 21.
  • the axial direction of the rotating shaft 21 is referred to as “axial direction”
  • the radial direction of the rotating shaft 21 is referred to as “radial direction”.
  • FIG. 3 is an explanatory diagram showing profiles of the inner peripheral flow path surface and the outer peripheral flow path surface of the transition duct according to the embodiment.
  • 3 represents the axial distance from the duct inlet 30a of the transition duct 30, and the vertical axis represents the radial distance from the center 301 of the transition duct 30 (the axis R of the rotating shaft 21; see FIG. 2).
  • the horizontal and vertical axes in FIG. 3 are made dimensionless by dividing by the duct length L of the transition duct 30.
  • X ⁇ / 100.
  • FIG. 3 shows a profile of a transition duct 50 as a comparative example.
  • FIG. 4 is an explanatory diagram showing changes in the inclination angle with respect to the axial direction of the inner peripheral flow surface and the inclination angle with respect to the axial direction of the outer peripheral flow surface of the transition duct according to the embodiment.
  • the horizontal axis in FIG. 4 indicates the axial distance from the duct inlet 30a of the transition duct 30, and the vertical axis indicates the values of the inclination angle ⁇ 1 of the inner peripheral flow surface 41 and the inclination angle ⁇ 2 of the outer peripheral flow surface 42. .
  • the horizontal axis in FIG. 4 is also made dimensionless by dividing by the duct length L of the transition duct 30.
  • the duct inlet 30a is an open end of the transition duct 30 on the high pressure turbine 25 side.
  • the duct outlet 30b is an open end of the transition duct 30 on the low pressure turbine 26 side.
  • the duct outlet 30b is a position where a line (a chain line in FIG. 3) connecting positions corresponding to the stationary blade 261 of the low-pressure turbine 26 and the average diameter 40h of the gas flow path 40 intersects.
  • the average diameter 40h of the gas flow path 40 is a diameter from the center 301 of the transition duct 30 (see FIG. 2) to the center of the gas flow path 40 (an intermediate position between the inner peripheral flow path surface 41 and the outer peripheral flow path surface 42).
  • the duct length L of the transition duct 30 is an axial distance from the duct inlet 30a to the duct outlet 30b.
  • the inner circumferential flow path surface 41 of the gas flow path 40 extends radially outward while the inclination angle ⁇ ⁇ b> 1 with respect to the axial direction changes from the high pressure turbine 25 toward the low pressure turbine 26.
  • the outer peripheral flow surface 42 of the gas flow channel 40 extends radially outward while the inclination angle ⁇ 2 with respect to the axial direction changes as it goes from the high pressure turbine 25 to the low pressure turbine 26. That is, the gas flow path 40 (transition duct 30) increases in diameter from the high pressure turbine 25 side toward the low pressure turbine 26 side (the average diameter 40h increases).
  • the ratio is 1.5 or more and 1.6 or less.
  • the outer peripheral side maximum inclined portion 421 having the maximum inclination angle ⁇ 2 of the outer peripheral side flow surface 42 is 50% of the duct length L from the duct inlet 30a to the low pressure turbine 26 side in the axial direction. It is provided in a range A1 from a position advanced by a length to a position advanced by a length of 70% or less.
  • the maximum inclination angle ⁇ 2max which is the inclination angle ⁇ 2 in the outer peripheral side maximum inclination portion 421, is 35 ° or more and 45 ° or less.
  • the inner peripheral side maximum inclined portion 411 in which the inclination angle ⁇ 1 of the inner peripheral side flow passage surface 41 is maximum is low pressure from the position aligned with the outer peripheral side maximum inclined portion 421 in the axial direction. It is provided in a range A2 up to a position advanced by 20% or less of the duct length L on the turbine 26 side.
  • the inner peripheral side maximum inclined portion 411 is provided at a position advanced by 10% of the duct length L on the low pressure turbine 26 side from a position aligned with the outer peripheral side maximum inclined portion 421 in the axial direction.
  • the maximum inclination angle ⁇ 1max that is the inclination angle ⁇ 1 in the inner peripheral side maximum inclination portion 411 is smaller than the maximum inclination angle ⁇ 2max that is the inclination angle ⁇ 2 in the outer peripheral side maximum inclination portion 421. (For example, 30 ° to 40 °).
  • the inclination angle ⁇ 1 at the duct inlet 30a of the inner peripheral flow surface 41 and the inclination angle ⁇ 2 at the duct inlet 30a of the outer peripheral flow surface 42 are as follows. , 0 °. That is, the inner peripheral flow path surface 41 and the outer peripheral flow path surface 42 extend in parallel with the axial direction in the vicinity of the duct inlet 30a.
  • the maximum inclination angle ⁇ 1max is smaller than the maximum inclination angle ⁇ 1max of the inner peripheral flow path surface 41 of the transition duct 30.
  • the maximum inclination angle ⁇ 2max is smaller than the maximum inclination angle ⁇ 2max of the outer peripheral flow path surface 42 of the transition duct 30.
  • the inner peripheral side maximum inclined portion 411 and the outer peripheral side maximum inclined portion 421 have the same axial position.
  • the horizontal axis in FIG. 5 indicates the axial positions of the inner peripheral side maximum inclined portion 411 and the outer peripheral side maximum inclined portion 421.
  • shaft of FIG. 5 is the magnitude
  • the “size of the separation region” is the radial direction from the position where the total pressure of the mainstream gas flow is maximum on the outer peripheral flow surface 42 side to the outer peripheral flow surface 42 in the gas flow channel 40 from the average diameter 40 h. Distance.
  • the axial position of the inclined portion 421 gradually increases as it goes toward the low-pressure turbine 26 side.
  • the change in the inclination angle ⁇ 2 of 42 can be made relatively gradual. As a result, it is possible to suppress the flow separation of the mainstream gas from the outer peripheral side flow path surface 42.
  • the horizontal axis in FIG. 6 indicates the position in the axial direction of the inner peripheral side maximum inclined portion 411.
  • the horizontal axis in FIG. 6 is made dimensionless by dividing by the duct length L of the transition duct 30.
  • the size of the separation region gradually increases as the axial position of the inner peripheral side maximum inclined portion 411 moves toward the low-pressure turbine 26 side.
  • the inner peripheral side maximum inclined portion 411 brings the inner peripheral side into the vicinity of the outer peripheral side maximum inclined portion 421.
  • the flow of the mainstream gas which goes to the outer peripheral side can be formed.
  • FIG. 7 is an analysis result showing the Mach number distribution of the mainstream gas flow in the transition duct as a comparative example
  • FIG. 8 is an analysis showing the Mach number distribution of the mainstream gas flow in the transition duct according to the embodiment. It is a result. 7 and 8, the darker the color, the lower the Mach number.
  • the value of the Mach number of the mainstream gas in the vicinity of the outer peripheral flow surface 52 increases as the flow of the mainstream gas moves from the high-pressure turbine 25 side to the low-pressure turbine 26 side. You can see that it is lower. This is because the separation region of the mainstream gas that separates from the outer peripheral flow path surface 52 increases from the vicinity of the outermost peripheral inclined portion toward the low-pressure turbine 26 side.
  • the transition duct 30 according to the embodiment as shown in FIG. 8, it can be seen that the decrease in the Mach number is suppressed in the vicinity of the outer peripheral flow surface 42 compared to the transition duct 50 of the comparative example.
  • the transition duct 30 according to the embodiment it is possible to better suppress the separation of the flow of the mainstream gas from the outer peripheral flow surface 42 as compared with the transition duct 50 of the comparative example.
  • the transition duct 30 is 20% or less of the duct length L from the position where the inner peripheral side maximum inclined portion 411 is aligned with the outer peripheral side maximum inclined portion 421 to the low pressure turbine 26 side. It arrange
  • the diameters ⁇ 1 and ⁇ 2 of the inner surface of the gas flow channel 40 are relatively increased as a whole, so that the gas channel 40 has a sufficiently large diameter and duct length.
  • the pressure loss generated in the gas flow path 40 can be further reduced while realizing the shortening of L. Therefore, according to the transition duct 30, the turbine 16, and the gas turbine engine 10 according to the embodiment, the separation of the flow of the mainstream gas in the transition duct 30 is further improved while achieving both improvement in efficiency and weight reduction of the turbine 16. It can suppress and can aim at the further efficiency improvement of the turbine 16.
  • the outer peripheral side maximum inclined portion 421 is a range A1 from a position advanced by 50% of the duct length L from the duct inlet 30a to the low pressure turbine 26 side in the axial direction to a position advanced by a length of 70% or less. Is provided. Thereby, the outer peripheral side maximum inclined portion 421 is provided on the rear half side of the transition duct 30, and the change in the inclination angle ⁇ 2 of the outer peripheral side flow path surface 42 until reaching the outer peripheral side maximum inclined portion 421 can be made relatively gradual. For this reason, it is possible to further favorably suppress the separation of the flow of the mainstream gas from the outer peripheral flow path surface 42. In addition, the outer peripheral side maximum inclined portion 421 may be provided outside the range A2.
  • the ratio of the difference H between the average diameter 40h of the gas flow path 40 at the duct outlet 30b and the average diameter 40h of the gas flow path 40 at the duct inlet 30a and the duct length L is 1.5 or more and 1.6 or less. is there. Thereby, shortening of the duct length L can be achieved, ensuring the diameter expansion amount (the said difference H) of the gas flow path 40.
  • FIG. Even when the gas channel 40 is sufficiently enlarged and the duct length L is shortened as described above, the transition duct 30 according to the present embodiment further improves the separation of the mainstream gas flow. Can be suppressed. Note that the ratio between the difference H and the duct length L is not limited to 1.5 or more and 1.6 or less.
  • the inclination angle ⁇ 2 (maximum inclination angle ⁇ 2max) in the outer peripheral side maximum inclination portion 421 is not less than 35 ° and not more than 45 °.
  • the inclination angle ⁇ 2 of the outer peripheral flow surface 42 can be made relatively small as a whole, so that the separation of the flow of the mainstream gas from the outer peripheral flow surface 42 can be further effectively suppressed.
  • the maximum inclination angle ⁇ 2max is not limited to 35 ° or more and 45 ° or less.
  • the inclination angle ⁇ 2 (maximum inclination angle ⁇ 2max) in the outer peripheral side maximum inclination portion 421 may be not less than 35 ° and less than 40 °.
  • the inclination angle ⁇ 2 of the outer peripheral flow surface 42 can be made relatively small as a whole, so that the separation of the flow of the mainstream gas from the outer peripheral flow surface 42 can be further effectively suppressed.
  • the inclination angle ⁇ 1 at the duct inlet 30a of the inner circumferential flow surface 41 and the inclination angle ⁇ 2 at the duct inlet 30a of the outer circumferential flow surface 42 are 0 °. Thereby, separation of the flow of the mainstream gas in the vicinity of the duct inlet 30a can be suppressed more favorably.
  • the inclination angle ⁇ 1 and the inclination angle ⁇ 2 at the duct inlet 30a may be larger than 0 °.
  • transition duct and the turbine of the present invention are applied to the gas turbine engine 10, but the present invention may be applied to a steam turbine engine.

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Abstract

高圧タービンから低圧タービンへと流れる主流ガスが流通する環状のガス流路４０を形成するトランジションダクト３０において、ガス流路４０は、内周側流路面４１と、外周側流路面４２とを有し、内周側流路面４１及び外周側流路面４２は、高圧タービン（第１タービン）から低圧タービン（第２タービン）に向かうにしたがって、回転軸の軸方向に対する傾斜角Φ１、Φ２が変化しつつ径方向外側に延び、内周側最大傾斜部４１１は、軸方向において、外周側最大傾斜部４２１と並ぶ位置から、低圧タービン側にダクト長Ｌの２０％以下の長さ進んだ位置までの範囲Ａ２に設けられる。

Description

トランジションダクト、タービン、及びガスタービンエンジン
　本発明は、トランジションダクト、タービン、及びガスタービンエンジンに関する。
　従来、高圧タービンから低圧タービンへと送られる主流ガスのガス流路を形成するトランジションダクトに関する技術が知られている。例えば、特許文献１には、半径方向内側の壁と半径方向外側の壁との間に流路を形成し、半径方向外側の壁の傾きが、トランジションダクトの上流端から所定の軸方向位置までは増加し、所定の軸方向位置から下流端までは減少するトランジションダクトが開示されている。
米国特許出願公開第２０１４／００８６７３９号明細書
　一般に、低圧タービンは高圧タービンよりも径が大きいため、トランジションダクトのガス流路の内面は、高圧タービン側から低圧タービン側に向かうにしたがって拡径するように、軸方向に対して傾斜しながら延びる。また、タービンの効率向上及び重量低減を図るためには、ガス流路を十分に拡径しつつ、ダクト長を短くしたい。その結果、ガス流路の内面の軸方向に対する傾斜角が大きくなり、ガス流路の内面から主流ガスの流れが剥離しやすくなるおそれがある。主流ガスの流れの剥離は、圧力損失の増加につながり、結果的にタービンの効率低下を招く。上記特許文献１に記載のトランジションダクトは、半径方向外側の壁の傾きをガス流路の途中までは増加させ、ガス流路の途中からは減少させることで、主流ガスの流れの剥離抑制を図っている。しかしながら、主流ガスの流れの剥離抑制は、さらに改善の余地がある。
　本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、タービンの効率向上及び重量低減の両立を図りながら、トランジションダクト内の主流ガスの流れの剥離をより良好に抑制して、さらなるタービンの効率向上を図ることを目的とする。
　上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明は、第１タービンから第２タービンへと流れる主流ガスが流通する環状のガス流路を形成するトランジションダクトであって、前記ガス流路は、前記第１タービン及び前記第２タービンの回転軸の中心側の内周側流路面と、前記内周側流路面の外周側に、前記内周側流路面と対向して設けられた外周側流路面とを有し、前記内周側流路面及び前記外周側流路面は、前記第１タービンから前記第２タービンに向かうにしたがって、前記回転軸の軸方向に対する傾斜角が変化しつつ、前記回転軸の径方向外側に延び、前記内周側流路面の前記傾斜角が最大となる内周側最大傾斜部は、前記軸方向において、前記外周側流路面の前記傾斜角が最大となる外周側最大傾斜部と並ぶ位置から、前記第２タービン側にダクト長の２０％以下の長さ進んだ位置までの範囲に設けられることを特徴とする。
　本発明のトランジションダクトは、軸方向において、内周側最大傾斜部を外周側最大傾斜部と並ぶ位置から、第２タービン側にダクト長の２０％以下の長さ進んだ位置までの範囲に配置する。これにより、内周側最大傾斜部によって、外周側最大傾斜部の近傍に、内周側から外周側へと向かう主流ガスの流れを形成することができるため、外周側最大傾斜部の周囲において、主流ガスが内周側に向って剥離することを抑制することができる。その結果、ガス流路の内面（内周側流路面及び外周側流路面）の傾斜角を全体として比較的に大きくしてガス流路の十分な拡径とダクト長の短縮化とを実現しつつ、ガス流路内で発生する圧力損失をより低減させることが可能となる。したがって、本発明のトランジションダクトによれば、タービンの効率向上及び重量低減の両立を図りながら、トランジションダクト内の主流ガスの流れの剥離をより良好に抑制して、さらなるタービンの効率向上を図ることができる。
　また、前記外周側最大傾斜部は、前記軸方向において、ダクト入口から前記第２タービン側に前記ダクト長の５０％の長さ進んだ位置から、７０％以下の長さ進んだ位置までの範囲に設けられることが好ましい。これにより、外周側最大傾斜部をトランジションダクトの後半側に設け、外周側最大傾斜部に至るまでの外周側流路面の傾斜角の変化を比較的に緩やかにすることができるため、外周側流路面からの主流ガスの流れの剥離をさらに良好に抑制することが可能となる。
　また、ダクト出口における前記ガス流路の平均径とダクト入口における前記ガス流路の平均径との差分と、前記ダクト長との比は、１．５以上１．６以下であることが好ましい。これにより、ガス流路の拡径量（上記差分）を確保しつつ、ダクト長の短縮化を図ることができる。また、このようにガス流路の十分な拡径とダクト長の短縮化を図った場合にも、本発明のトランジションダクトによれば、主流ガスの流れの剥離をより良好に抑制することができる。
　また、前記外周側最大傾斜部における前記傾斜角は、３５°以上４５°以下であることが好ましい。これにより、外周側流路面の傾斜角を全体として比較的に小さくすることができるため、外周側流路面からの主流ガスの流れの剥離をさらに良好に抑制することが可能となる。
　また、前記外周側最大傾斜部における前記傾斜角は、３５°以上４０°未満であることが好ましい。これにより、外周側流路面の傾斜角を全体として比較的に小さくすることができるため、外周側流路面からの主流ガスの流れの剥離をさらに良好に抑制することが可能となる。
　また、前記内周側流路面のダクト入口における前記傾斜角及び前記外周側流路面の前記ダクト入口における前記傾斜角は、０°であることが好ましい。これにより、ダクト入口付近における主流ガスの流れの剥離をより良好に抑制することができる。
　上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明のタービンは、第１タービンと、前記第１タービンよりも低圧の第２タービンと、前記第１タービンから前記第２タービンに流れる前記主流ガスが流通する前記ガス流路を形成する前記トランジションダクトと、を備えることを特徴とする。
　上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明のガスタービンエンジンは、空気を圧縮する圧縮機と、燃料を噴射すると共に、噴射された前記燃料と前記圧縮機で圧縮された空気とを混合させて燃焼させる燃焼器と、前記燃料を燃焼させることで発生した前記主流ガスによって駆動する前記タービンと、を備えることを特徴とする。
　本発明にかかるトランジションダクト、タービン、及びガスタービンエンジンは、タービンの効率向上及び重量低減の両立を図りながら、トランジションダクト内の主流ガスの流れの剥離をより良好に抑制して、さらなるタービンの効率向上を図ることができるという効果を奏する。
図１は、本発明の実施形態にかかるトランジションダクト、タービン及びガスタービンエンジンを示す概略構成図である。 図２は、実施形態にかかるトランジションダクトを示す断面図である。 図３は、実施形態にかかるトランジションダクトの内周側流路面及び外周側流路面のプロフィールを示す説明図である。 図４は、実施形態にかかるトランジションダクトの内周側流路面の軸方向に対する傾斜角及び外周側流路面の軸方向に対する傾斜角の変化を示す説明図である。 図５は、内周側最大傾斜部及び外周側最大傾斜部の位置をＸ＝０．４からＸ＝０．７の範囲で変化させた際に、ガス流路内で発生する主流ガスの流れの剥離領域の大きさを示す解析結果である。 図６は、外周側最大傾斜部の位置をＸ＝０．６で固定し、内周側最大傾斜部の位置をＸ＝０．４からＸ＝０．８５まで変化させた際の剥離領域の大きさの変化を示す解析結果である。 図７は、比較例としてのトランジションダクト内における主流ガスの流れのマッハ数分布を示す解析結果である。 図８は、実施形態にかかるトランジションダクト内における主流ガスの流れのマッハ数分布を示す解析結果である。
　以下に、本発明にかかるトランジションダクト、タービン、及びガスタービンエンジンの実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。
　図１は、本発明の実施形態にかかるトランジションダクト、タービン及びガスタービンエンジンを示す概略構成図である。実施形態にかかるガスタービンエンジン１０は、航空用ガスタービンエンジン（ジェットエンジン）である。図１に示すように、ガスタービンエンジン１０は、ファンケーシング１１と、本体ケーシング１２とを有する。ファンケーシング１１は、内部にファン１３を収容する。本体ケーシング１２は、内部に圧縮機１４と、燃焼器１５と、タービン１６とを収容する。圧縮機１４と、燃焼器１５と、タービン１６とは、回転軸２１の軸心Ｒの延在方向に沿って設けられている。
　ファン１３は、回転軸２１の外周部に複数のファンブレード２２が装着されて構成されている。回転軸２１は、ファンケーシング１１および本体ケーシング１２に対して軸心Ｒの廻りに回転可能に支持されている。ファン１３は、回転軸２１の回転に伴って軸心Ｒの廻りに回転し、当該軸心Ｒに沿って本体ケーシング１２に空気を送る。
　圧縮機１４は、空気の流れの上流側から下流側に配置された低圧コンプレッサ２３と高圧コンプレッサ２４とを有する。圧縮機１４は、低圧コンプレッサ２３と高圧コンプレッサ２４とにより空気を圧縮する。燃焼器１５は、圧縮機１４よりも空気の流れの下流側に位置し、回転軸２１の周りである周方向に沿って配置されている。燃焼器１５は、燃料を噴射すると共に、噴射された燃料と圧縮機１４で圧縮された空気とを混合させて燃焼させる。
　タービン１６は、燃焼器１５より空気の流れの下流側に位置し、高圧タービン（第１タービン）２５と低圧タービン（第２タービン）２６とを有する。低圧タービン２６は、高圧タービン２５よりも、空気の流れの上流側から下流側に配置される。本実施形態において、低圧タービン２６は、高圧タービン２５よりも径が大きい。高圧タービン２５と低圧タービン２６との間には、高圧タービン２５から低圧タービン２６へと流れる主流ガス（燃焼ガス）が流通するガス流路４０（図２参照）を形成するトランジションダクト３０が配置されている。そして、ファン１３の回転軸２１と低圧コンプレッサ２３とが連結され、低圧コンプレッサ２３と低圧タービン２６とが回転軸２１と同軸上に配置された第一ロータ軸２７により連結されている。また、高圧コンプレッサ２４と高圧タービン２５とが、第一ロータ軸２７の外周側で、回転軸２１と同軸上に配置された円筒形状をなす第二ロータ軸２８により連結されている。つまり、高圧タービン２５及び低圧タービン２６は、回転軸２１の軸心Ｒを中心に回転する。
　したがって、ファン１３により送られて圧縮機１４にて取り込まれた空気が、低圧コンプレッサ２３と高圧コンプレッサ２４における複数の静翼と動翼を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。そして、この圧縮空気に対して燃焼器１５にて燃料が供給され、作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが生成される。この燃焼器１５で生成された燃焼ガスが、タービン１６を構成する高圧タービン２５における複数の静翼及び動翼を通過し、さらに、トランジションダクト３０のガス流路４０を介して低圧タービン２６へと送られ、低圧タービン２６の複数の静翼及び動翼を通過することで、回転力が発生する。それにより、低圧タービン２６の回転力が第一ロータ軸２７により低圧コンプレッサ２３に伝達されて駆動する。また、高圧タービン２５の回転力が第二ロータ軸２８により高圧コンプレッサ２４に伝達されて駆動する。また、低圧コンプレッサ２３の回転力が回転軸２１によりファン１３に伝達されて駆動する。その結果、タービン１６から排出される排気ガスにより推力を得ることができる。
　次に、本発明の実施形態にかかるトランジションダクトについて説明する。図２は、実施形態にかかるトランジションダクトを示す断面図である。
　トランジションダクト３０は、内筒部材３１と、外筒部材３２とを備える。内筒部材３１は、筒状の部材である。内筒部材３１は、高圧タービン２５及び低圧タービン２６の回転軸２１の軸心Ｒと同軸に配置される。内筒部材３１は、高圧タービン２５の最終段における動翼２５１の直後に設けられる。また、内筒部材３１は、低圧タービン２６の１段目の静翼２６１の直前に設けられ、静翼２６１を支持するシュラウド２６ａに接続される。外筒部材３２は、内筒部材３１の外側に当該内筒部材３１と同軸（回転軸２１の軸心Ｒと同軸）に配置された筒状部材である。外筒部材３２は、図示しない連結部材を介して内筒部材３１に連結される。外筒部材３２は、高圧タービン２５の動翼２５１の直後に設けられる。また、外筒部材３２は、低圧タービン２６の１段目の静翼２６１の直前に設けられ、静翼２６１を支持するシュラウド２６ａに接続される。
　トランジションダクト３０のガス流路４０は、高圧タービン２５及び低圧タービン２６の回転軸である回転軸２１の中心（軸心Ｒ）側の内周側流路面４１と、内周側流路面４１の外周側に、内周側流路面４１と対向して設けられた外周側流路面４２とを有する。内周側流路面４１は、内筒部材３１の外周面により形成される。また、外周側流路面４２は、外筒部材３２の内周面により形成される。すなわち、ガス流路４０は、回転軸２１の軸心Ｒと同軸上に配置された内筒部材３１及び外筒部材３２により形成される。以下、回転軸２１の軸方向を「軸方向」といい、回転軸２１の径方向を「径方向」という。
　図３は、実施形態にかかるトランジションダクトの内周側流路面及び外周側流路面のプロフィールを示す説明図である。図３の横軸は、トランジションダクト３０のダクト入口３０ａからの軸方向距離を示し、縦軸は、トランジションダクト３０の中心３０１（回転軸２１の軸心Ｒ。図２参照）からの径方向距離を示す。なお、図３の横軸及び縦軸は、トランジションダクト３０のダクト長Ｌによって除算することで、無次元化されている。以下の説明においては、ダクト入口３０ａからのダクト長Ｌのα％進んだ軸方向位置をＸ＝α／１００と記載する。つまり、以下の説明において、Ｘ＝０．０の位置は、トランジションダクト３０のダクト入口３０ａであり、Ｘ＝１．０の位置は、トランジションダクト３０のダクト出口３０ｂである。また、図３には、比較例としてのトランジションダクト５０のプロフィールを記載している。
　また、図４は、実施形態にかかるトランジションダクトの内周側流路面の軸方向に対する傾斜角及び外周側流路面の軸方向に対する傾斜角の変化を示す説明図である。図４の横軸は、トランジションダクト３０のダクト入口３０ａからの軸方向距離を示し、縦軸は、内周側流路面４１の傾斜角Φ１及び外周側流路面４２の傾斜角Φ２の値を示す。図４の横軸も、トランジションダクト３０のダクト長Ｌによって除算することで、無次元化している。図４には、比較例としてのトランジションダクト５０について、内周側流路面５１の軸方向に対する傾斜角θ１及び外周側流路面５２の軸方向に対する傾斜角θ２の値を記載している。
　ここで、ダクト入口３０ａは、トランジションダクト３０の高圧タービン２５側の開口端である。また、ダクト出口３０ｂは、トランジションダクト３０の低圧タービン２６側の開口端である。本実施形態において、ダクト出口３０ｂは、低圧タービン２６の静翼２６１とガス流路４０の平均径４０ｈに該当する位置を繋いだ線（図３における一点鎖線）が交わる位置である。ガス流路４０の平均径４０ｈは、トランジションダクト３０の中心３０１（図２参照）から、ガス流路４０の中心（内周側流路面４１と外周側流路面４２との中間位置）までの径方向距離である。また、トランジションダクト３０のダクト長Ｌは、ダクト入口３０ａからダクト出口３０ｂまでの軸方向距離である。
　図３に示すように、ガス流路４０の内周側流路面４１は、高圧タービン２５から低圧タービン２６に向かうにしたがって、軸方向に対する傾斜角Φ１が変化しつつ、径方向外側に延びる。また、ガス流路４０の外周側流路面４２も、同様に、高圧タービン２５から低圧タービン２６に向かうにしたがって、軸方向に対する傾斜角Φ２が変化しつつ、径方向外側に延びる。つまり、ガス流路４０（トランジションダクト３０）は、高圧タービン２５側から低圧タービン２６側に向かうにしたがって、拡径する（平均径４０ｈが大きくなる）。トランジションダクト３０において、ダクト出口３０ｂにおけるガス流路４０の平均径４０ｈとダクト入口３０ａにおけるガス流路４０の平均径４０ｈとの差分Ｈ（ガス流路４０の拡径量）と、ダクト長Ｌとの比は、１．５以上１．６以下である。なお、比較例としてのトランジションダクト５０も、同様である。
　実施形態にかかるトランジションダクト３０において、外周側流路面４２の傾斜角Φ２が最大となる外周側最大傾斜部４２１は、軸方向において、ダクト入口３０ａから低圧タービン２６側にダクト長Ｌの５０％の長さ進んだ位置から、７０％以下の長さ進んだ位置までの範囲Ａ１に設けられる。範囲Ａ１は、図３及び図４の横軸において、Ｘ＝０．５からＸ＝０．７までの範囲である。外周側最大傾斜部４２１は、Ｘ＝０．６の位置に設けられることがより好ましい。また、実施形態にかかるトランジションダクト３０において、外周側最大傾斜部４２１における傾斜角Φ２である最大傾斜角Φ２ｍａｘは、３５°以上４５°以下である。
　また、実施形態にかかるトランジションダクト３０において、内周側流路面４１の傾斜角Φ１が最大となる内周側最大傾斜部４１１は、軸方向において、外周側最大傾斜部４２１と並ぶ位置から、低圧タービン２６側にダクト長Ｌの２０％以下の長さ進んだ位置までの範囲Ａ２に設けられる。本実施形態において、範囲Ａ２は、外周側最大傾斜部４２１がＸ＝０．５に位置する場合、Ｘ＝０．５からＸ＝０．７の範囲であり、外周側最大傾斜部４２１がＸ＝０．７に位置する場合、Ｘ＝０．７からＸ＝０．９の範囲である。内周側最大傾斜部４１１は、軸方向において、外周側最大傾斜部４２１と並ぶ位置から、低圧タービン２６側にダクト長Ｌの１０％の長さ進んだ位置に設けられることが、より好ましい。また、実施形態にかかるトランジションダクト３０において、内周側最大傾斜部４１１における傾斜角Φ１である最大傾斜角Φ１ｍａｘは、外周側最大傾斜部４２１における傾斜角Φ２である最大傾斜角Φ２ｍａｘよりも小さいものとされる（例えば、３０°以上４０°以下）。
　また、図３及び図４に示すように、実施形態にかかるトランジションダクト３０において、内周側流路面４１のダクト入口３０ａにおける傾斜角Φ１及び外周側流路面４２のダクト入口３０ａにおける傾斜角Φ２は、０°である。つまり、内周側流路面４１及び外周側流路面４２は、ダクト入口３０ａの近傍において、軸方向と平行に延びる。
　一方、図４に示すように、比較例としてのトランジションダクト５０において、内周側流路面５１の最大傾斜角θ１ｍａｘは、Ｘ＝０．７５の位置に設けられる。最大傾斜角θ１ｍａｘは、トランジクションダクト３０の内周側流路面４１の最大傾斜角Φ１ｍａｘよりも小さいものとされる。また、比較例としてのトランジションダクト５０において、外周側流路面５２の最大傾斜角θ２ｍａｘは、Ｘ＝０．２５の位置に設けられる。最大傾斜角θ２ｍａｘは、トランジクションダクト３０の外周側流路面４２の最大傾斜角Φ２ｍａｘよりも小さいものとされる。
　次に、実施形態にかかるトランジションダクト３０によるガス流路４０内の主流ガスの流れの剥離抑制について、図面に基づいて説明する。図５は、内周側最大傾斜部及び外周側最大傾斜部の軸方向位置をＸ＝０．４からＸ＝０．７の範囲で変化させた際に、ガス流路内で発生する主流ガスの流れの剥離領域の大きさを示す解析結果である。図５の解析結果において、内周側最大傾斜部４１１及び外周側最大傾斜部４２１は、軸方向位置を同じとする。図５の横軸は、内周側最大傾斜部４１１及び外周側最大傾斜部４２１の軸方向位置を示す。図５の横軸は、トランジションダクト３０のダクト長Ｌによって除算することで、無次元化されている。図５の縦軸は、剥離領域の大きさである。「剥離領域の大きさ」は、ガス流路４０内において、平均径４０ｈよりも外周側流路面４２側で主流ガスの流れの全圧が最大となる位置から外周側流路面４２までの径方向距離である。ただし、図５の縦軸は、外周側最大傾斜部４２１の軸方向位置及び内周側最大傾斜部４１１の軸方向位置をＸ＝０．４とした場合の剥離領域の大きさを１．０として、値を無次元化している。
　図示するように、内周側最大傾斜部４１１及び外周側最大傾斜部４２１の軸方向位置をＸ＝０．４から低圧タービン２６側（図中右側）へと変化させるにしたがって、剥離領域の大きさが徐々に減少する。剥離領域の大きさは、内周側最大傾斜部４１１及び外周側最大傾斜部４２１の軸方向位置がＸ＝０．６の近傍で最小となり、その後、内周側最大傾斜部４１１及び外周側最大傾斜部４２１の軸方向位置が低圧タービン２６側に向かうにしたがって徐々に増加する。これにより、内周側最大傾斜部４１１及び外周側最大傾斜部４２１の軸方向位置がＸ＝０．５からＸ＝０．７の範囲Ａ１において、剥離領域の大きさを比較的に小さくすることができることがわかる。すなわち、外周側最大傾斜部４２１をトランジションダクト３０の後半側（Ｘ＝０．５からＸ＝０．７の範囲Ａ１）に設けることにより、外周側最大傾斜部４２１に至るまでの外周側流路面４２の傾斜角Φ２の変化を比較的に緩やかにすることができる。その結果、外周側流路面４２からの主流ガスの流れ剥離を抑制することが可能となる。
　次に、図６は、外周側最大傾斜部の軸方向位置をＸ＝０．６とし、内周側最大傾斜部の軸方向位置をＸ＝０．４からＸ＝０．８５まで変化させた際の剥離領域の大きさの変化を示す解析結果である。図６の横軸は、内周側最大傾斜部４１１の軸方向位置を示す。図６の横軸は、トランジションダクト３０のダクト長Ｌによって除算することで、無次元化されている。図６の縦軸は、剥離領域の大きさである。ただし、図６の縦軸は、内周側最大傾斜部４１１の位置をＸ＝０．４とした場合の剥離領域の大きさを１．０として、値を無次元化している。
　図示するように、内周側最大傾斜部４１１の軸方向位置をＸ＝０．４から低圧タービン２６側へと変化させるにしたがって、剥離領域の大きさが徐々に減少する。剥離領域の大きさは、内周側最大傾斜部４１１の軸方向位置がＸ＝０．７近傍で最小となる。つまり、剥離領域の大きさは、軸方向において、内周側最大傾斜部４１１が外周側最大傾斜部４２１と並ぶ位置（ここでは、Ｘ＝０．６）から、低圧タービン２６側にダクト長Ｌの１０％の長さ進んだ位置（ここでは、Ｘ＝０．７）の近傍で最小となる。その後、剥離領域の大きさは、内周側最大傾斜部４１１の軸方向位置が低圧タービン２６側に向かうにしたがって徐々に増加する。これにより、内周側最大傾斜部４１１を、軸方向において、外周側最大傾斜部４２１と並ぶ位置から低圧タービン２６側にダクト長Ｌの２０％以下の長さ進んだ位置までの範囲Ａ２（ここでは、Ｘ＝０．６からＸ＝０．８までの範囲）に配置すれば、剥離領域の大きさを比較的に小さくすることができることがわかる。すなわち、内周側最大傾斜部４１１を範囲Ａ２に配置することで、図３に実線矢印で示すように、内周側最大傾斜部４１１によって、外周側最大傾斜部４２１の近傍に、内周側から外周側へと向かう主流ガスの流れを形成することができる。その結果、外周側最大傾斜部４２１の周囲において、主流ガスが内周側に向って剥離することを抑制することができる。
　図７は、比較例としてのトランジションダクト内における主流ガスの流れのマッハ数分布を示す解析結果であり、図８は、実施形態にかかるトランジションダクト内における主流ガスの流れのマッハ数分布を示す解析結果である。図７及び図８において、色が濃い部分ほどマッハ数が低い。図７に示すように、比較例のトランジションダクト５０は、主流ガスの流れが高圧タービン２５側から低圧タービン２６側に向かうにしたがって、外周側流路面５２の近傍における主流ガスのマッハ数の値が低くなっていることがわかる。これは、外周側最大傾斜部の近傍から低圧タービン２６側に向けて、外周側流路面５２から剥離する主流ガスの剥離領域が大きくなるためである。一方、実施形態にかかるトランジションダクト３０では、図８に示すように、比較例のトランジションダクト５０に比べて、外周側流路面４２の近傍において、マッハ数の低下が抑えられていることがわかる。このように、実施形態にかかるトランジションダクト３０によれば、比較例のトランジションダクト５０に比べて、外周側流路面４２から主流ガスの流れが剥離することを、より良好に抑制することができる。
　以上説明したように、実施形態にかかるトランジションダクト３０は、軸方向において、内周側最大傾斜部４１１を外周側最大傾斜部４２１と並ぶ位置から、低圧タービン２６側にダクト長Ｌの２０％以下の長さ進んだ位置までの範囲Ａ２に配置する。これにより、内周側最大傾斜部４１１によって、外周側最大傾斜部４２１の近傍に、内周側から外周側へと向かう主流ガスの流れを形成することができるため、外周側最大傾斜部４２１の周囲において、主流ガスが内周側に向って剥離することを抑制することができる。その結果、ガス流路４０の内面（内周側流路面４１及び外周側流路面４２）の傾斜角Φ１、Φ２を全体として比較的に大きくしてガス流路４０の十分な拡径とダクト長Ｌの短縮化とを実現しつつ、ガス流路４０内で発生する圧力損失をより低減させることが可能となる。したがって、実施形態にかかるトランジションダクト３０、タービン１６及びガスタービンエンジン１０によれば、タービン１６の効率向上及び重量低減の両立を図りながら、トランジションダクト３０内の主流ガスの流れの剥離をより良好に抑制して、さらなるタービン１６の効率向上を図ることができる。
　また、外周側最大傾斜部４２１は、軸方向において、ダクト入口３０ａから低圧タービン２６側にダクト長Ｌの５０％の長さ進んだ位置から、７０％以下の長さ進んだ位置までの範囲Ａ１に設けられる。これにより、外周側最大傾斜部４２１をトランジションダクト３０の後半側に設け、外周側最大傾斜部４２１に至るまでの外周側流路面４２の傾斜角Φ２の変化を比較的に緩やかにすることができるため、外周側流路面４２からの主流ガスの流れの剥離をさらに良好に抑制することが可能となる。なお、外周側最大傾斜部４２１は、範囲Ａ２以外に設けられてもよい。
　また、ダクト出口３０ｂにおけるガス流路４０の平均径４０ｈとダクト入口３０ａにおけるガス流路４０の平均径４０ｈとの差分Ｈと、ダクト長Ｌとの比は、１．５以上１．６以下である。これにより、ガス流路４０の拡径量（上記差分Ｈ）を確保しつつ、ダクト長Ｌの短縮化を図ることができる。また、このようにガス流路４０の十分な拡径とダクト長Ｌの短縮化を図った場合にも、本実施形態にかかるトランジションダクト３０によれば、主流ガスの流れの剥離をより良好に抑制することができる。なお、差分Ｈと、ダクト長Ｌとの比は、１．５以上１．６以下に限られない。
　また、外周側最大傾斜部４２１における傾斜角Φ２（最大傾斜角Φ２ｍａｘ）は、３５°以上４５°以下である。これにより、外周側流路面４２の傾斜角Φ２を全体として比較的に小さくすることができるため、外周側流路面４２からの主流ガスの流れの剥離をさらに良好に抑制することが可能となる。なお、最大傾斜角Φ２ｍａｘは、３５°以上４５°以下に限られない。
　また、外周側最大傾斜部４２１における傾斜角Φ２（最大傾斜角Φ２ｍａｘ）は、３５°以上４０°未満であってもよい。これにより、外周側流路面４２の傾斜角Φ２を全体として比較的に小さくすることができるため、外周側流路面４２からの主流ガスの流れの剥離をさらに良好に抑制することが可能となる。
　また、内周側流路面４１のダクト入口３０ａにおける傾斜角Φ１及び外周側流路面４２のダクト入口３０ａにおける傾斜角Φ２は、０°である。これにより、ダクト入口３０ａ付近における主流ガスの流れの剥離をより良好に抑制することができる。なお、ダクト入口３０ａにおける傾斜角Φ１及び傾斜角Φ２は、０°よりも大きくてもよい。
　なお、本実施形態では、ガスタービンエンジン１０に本発明のトランジションダクト及びタービンを適用するものとしたが、本発明は、蒸気タービンエンジンに適用されてもよい。
　１０　ガスタービンエンジン
　１１　ファンケーシング
　１２　本体ケーシング
　１３　ファン
　１４　圧縮機
　１５　燃焼器
　１６　タービン
　２１　回転軸
　２２　ファンブレード
　２３　低圧コンプレッサ
　２４　高圧コンプレッサ
　２５　高圧タービン
　２５１　動翼
　２６　低圧タービン
　２６ａ　シュラウド
　２６１　静翼
　２７　第一ロータ軸
　２８　第二ロータ軸
　３０、５０　トランジションダクト
　３０ａ　ダクト入口
　３０ｂ　ダクト出口
　３０１　中心
　３１　内筒部材
　３２　外筒部材
　４０　ガス流路
　４０ｈ　平均径
　４１、５１　内周側流路面
　４１１　内周側最大傾斜部
　４２、５２　外周側流路面
　４２１　外周側最大傾斜部
　Ｌ　ダクト長
　Ｒ　軸心
　θ１、θ２、Φ１、Φ２　傾斜角
　Φ１ｍａｘ、Φ２ｍａｘ、θ１ｍａｘ、θ２ｍａｘ　最大傾斜角

Claims (8)

  1. 　第１タービンから第２タービンへと流れる主流ガスが流通する環状のガス流路を形成するトランジションダクトであって、
    　前記ガス流路は、前記第１タービン及び前記第２タービンの回転軸の中心側の内周側流路面と、前記内周側流路面の外周側に、前記内周側流路面と対向して設けられた外周側流路面とを有し、
    　前記内周側流路面及び前記外周側流路面は、前記第１タービンから前記第２タービンに向かうにしたがって、前記回転軸の軸方向に対する傾斜角が変化しつつ、前記回転軸の径方向外側に延び、
    　前記内周側流路面の前記傾斜角が最大となる内周側最大傾斜部は、前記軸方向において、前記外周側流路面の前記傾斜角が最大となる外周側最大傾斜部と並ぶ位置から、前記第２タービン側にダクト長の２０％以下の長さ進んだ位置までの範囲に設けられることを特徴とするトランジションダクト。
  2. 　前記外周側最大傾斜部は、前記軸方向において、ダクト入口から前記第２タービン側に前記ダクト長の５０％の長さ進んだ位置から、７０％以下の長さ進んだ位置までの範囲に設けられることを特徴とする請求項１に記載のトランジションダクト。
  3. 　ダクト出口における前記ガス流路の平均径とダクト入口における前記ガス流路の平均径との差分と、前記ダクト長との比は、１．５以上１．６以下であることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のトランジションダクト。
  4. 　前記外周側最大傾斜部における前記傾斜角は、３５°以上４５°以下であることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のトランジションダクト。
  5. 　前記外周側最大傾斜部における前記傾斜角は、３５°以上４０°未満であることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のトランジションダクト。
  6. 　前記内周側流路面のダクト入口における前記傾斜角及び前記外周側流路面の前記ダクト入口における前記傾斜角は、０°であることを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか一項に記載のトランジションダクト。
  7. 　第１タービンと、
    　前記第１タービンよりも低圧の第２タービンと、
    　前記第１タービンから前記第２タービンに流れる前記主流ガスが流通する前記ガス流路を形成する請求項１から請求項６のいずれか一項に記載のトランジションダクトと、
    　を備えることを特徴とするタービン。
  8. 　空気を圧縮する圧縮機と、
    　燃料を噴射すると共に、噴射された前記燃料と前記圧縮機で圧縮された空気とを混合させて燃焼させる燃焼器と、
    　前記燃料を燃焼させることで発生した前記主流ガスによって駆動する請求項７に記載のタービンと、
    　を備えることを特徴とするガスタービンエンジン。
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