WO2007108232A1 - タービン翼列エンドウォール - Google Patents

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Koichiro Iida
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades

Definitions

  • the present invention relates to a turbine cascade endwall.
  • a turbine is known as a power generation device that obtains power by changing the kinetic energy of a fluid into a rotational motion.
  • a so-called “crossing mouth (secondary flow)” is generated from the abdominal side of one turbine blade toward the back side of the adjacent turbine blade.
  • turbine blades that generate shock waves are known to have a recess near the throat on the turbine blade row end wall as a means to improve the turbine performance by reducing the shock waves.
  • Patent Document 2 Japanese Patent Document 2
  • Patent Document 1 U.S. Pat.No. 6,283,713
  • Patent Document 2 US Pat. No. 6,669,445 specification
  • the turbine blade cascade endwall disclosed in Patent Document 2 has a maximum height difference distribution in the circumferential shape of the endwall at the throat position, so that it is downstream from the trailing edge of the turbine blade.
  • a convex portion having a ridge line extending along the rear surface of the adjacent turbine blade is provided while descending at a constant rate as it is directed to the side.
  • Patent Document 2 The effect of Patent Document 2 is aimed at reducing loss by reducing shock waves.
  • the shock wave is not generated by the wings under the limited operating conditions and the limited wings, and the phenomenon is completely different from the secondary flow loss associated with the crossing mouth.
  • the present invention solves the problem of an increase in secondary flow loss due to cross flow in a blade with a large outflow angle setting.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and can reduce the cross flow generated on the turbine blade cascade endwall and excessive winding generated on the turbine rear surface of the target blade row. It is an object of the present invention to provide a turbine cascade end wall that can obtain the advantage of improving the performance of the entire turbine having a plurality of cascades by suppressing the above.
  • a particularly large improvement effect can be obtained in a blade having a large outflow angle.
  • a wing having a large outflow angle setting The effect can be obtained regardless of the shape of the wing.
  • the present invention employs the following means in order to solve the above problems.
  • a turbine cascade endwall according to the first aspect of the present invention is a turbine cascade endwall located on the hub side and the Z or tip side of a plurality of turbine blades arranged in an annular shape. From the edge toward the downstream side, a first convex part having a ridge line extending along the back surface of the adjacent turbine blade is provided, which gradually descends at the beginning and suddenly at the end.
  • the first convex portion which is different from so-called “fillet” and “R”, has the effect of the first convex portion located immediately downstream of the blade trailing edge as shown in FIG.
  • the static pressure in the vicinity of the convex portion can be reduced (see the portion surrounded by the broken line in FIG. 7).
  • the region immediately downstream of the blade trailing edge (the region where the first convex part is located) has a phenomenon in which the static pressure increases compared to the surroundings due to the stagnation of the flow.
  • the first convex portion has the effect of suppressing the increase in static pressure in the region immediately downstream of the trailing edge of the blade (reducing the static pressure as compared with the prior art).
  • it can flow more smoothly than the conventional one, and an increase in loss can be suppressed.
  • 0% Cax is the leading edge position of the turbine bin blade in the axial direction
  • 100% Cax is the trailing edge position of the turbine blade in the axial direction
  • 0% pitch is the turbine
  • the position on the front surface of the blade and the position on the back surface of the turbine blade facing the front surface of the turbine blade is 100% pitch, there is one turbine blade and another turbine blade adjacent to the turbine blade.
  • the second convex portion gently raised toward the rear surface of the one turbine blade, and in the range of approximately 0% Cax to approximately 20% Cax toward the abdominal surface of the other turbine blade, It is further preferable that the third convex portion that is gently raised is provided.
  • the rear surface of the one turbine blade and the abdominal surface of the other turbine blade are gently depressed toward a position of approximately 50% Cax and approximately 50% pitch. It is more preferable that the recessed portion provided is provided.
  • the static pressure in the vicinity of the recess can be increased, thereby causing a pressure gradient upstream of the throat to be applied to the rear surface of one turbine blade and the abdominal surface of another turbine blade.
  • the working fluid can flow along the back surface of one turbine blade and the abdominal surface of another turbine blade.
  • the turbine according to the second aspect of the present invention is a turbine cascade in which the cross flow generated on the turbine cascade end wall is reduced and excessive roll-up generated on the rear surface of the turbine blade is suppressed. It has an end wall.
  • the increase in the secondary flow loss caused by the secondary flow accompanying the cross flow and the hoisting (secondary flow at the rear side) is suppressed, and the performance of the entire turbine having a plurality of blade rows is suppressed. Improvement will be achieved.
  • the effect is the same for blades with a large outflow angle setting regardless of the blade shape. Fruit is obtained.
  • the second aspect of the present invention it is possible to reduce the crossflow generated on the turbine blade cascade endwall and to suppress the excessive rolling generated on the rear surface of the turbine blade.
  • the turbine blade row end wall is provided, and the performance of the entire turbine having a plurality of blade rows is improved.
  • the same effect can be obtained with a wing with a large outflow angle setting, regardless of the shape of the wing, which has a particularly large outflow angle setting.
  • FIG. 1 is a view showing an embodiment of a turbine blade cascade endwall according to the present invention, and is a schematic perspective view of a front edge side force of a turbine bin blade.
  • FIG. 2 is a schematic oblique view of the turbine blade cascade endwall shown in FIG. 1 as seen from the trailing edge side force of the turbine blade.
  • FIG. 3 is a plan view of the main part of the turbine blade cascade end wall shown in FIG. 1.
  • FIG. 4 is a plan view of the main part of a turbine blade cascade end wall, similar to FIG. 3.
  • FIG. 5 is a graph showing the height (unevenness) of the turbine blade cascade endwall located between the turbine blade in FIG. 5 and other turbine blades.
  • FIG. 6 A graph showing the height (unevenness) of the turbine blade cascade endwall located between the turbine blade and other turbine blades.
  • FIG. 7 is a diagram showing a static pressure distribution on the surface of a turbine blade cascade endwall.
  • FIG. 8 is a diagram showing the flow of working fluid on the surface of the turbine blade cascade endwall.
  • FIG. 9 is a graph showing the height (concave / convex) of the turbine cascade endwall located between one turbine blade and another turbine blade in another embodiment of the turbine cascade endwall according to the present invention. It is.
  • a turbine blade cascade end wall (hereinafter referred to as “hub end wall”) 10 according to the present embodiment is composed of one turbine blade (turbine blade in this embodiment) B and this turbine.
  • a first convex part (second convex part) 11 and a second convex part arranged between turbine blades B (hereinafter referred to as “other turbine blades B”) arranged adjacent to blade B (Third convex part) 12, third convex part (first convex part) 13, and concave part 14 are provided.
  • the drawn, thin, and solid lines on the hub end wall 10 in FIG. 3 indicate the contour lines.
  • the first convex portion 11 is gently (smoothly) in a range of approximately 0% Cax to approximately 20% Cax toward the rear surface of one turbine blade B. It is a raised part.
  • the second convex portion 12 is a portion that is gently (smoothly) raised in the range of approximately 0% Cax to approximately 20% Cax by urging the abdominal surface of another turbine blade B.
  • the third convex portion 13 is directed toward the downstream side from the rear edge of the turbine blade B, gradually descending at the beginning and suddenly descending at the end, and adjacent to the It has a ridge that extends along the back of the turbine wing.
  • the third convex portion 13 is different from so-called “fillet” and “R”.
  • the concave portion 14 is a portion that is gently (smoothly) depressed from the back surface of one turbine blade B and the abdominal surface of another turbine blade B toward the position of approximately 50% C ax and approximately 50% pitch, That is, it is a recess having a hollow peak at a position of approximately 50% Cax and approximately 50% pitch.
  • 0% Cax refers to the position of the leading edge of the turbine blade B in the axial direction
  • 100% Cax refers to the position of the trailing edge of the turbine blade B in the axial direction.
  • the 0% pitch means the position on the abdominal surface of the turbine blade B
  • the 100% pitch means the position on the back surface of the turbine blade B! /.
  • ⁇ in FIG. 3 is the outflow angle, which is 60 degrees or more (more preferable) in this embodiment. Preferably 70 degrees or more)!
  • FIG. 4 is a plan view of the main part of the hub end wall 10 as in FIG.
  • the thin solid line L1 shown in FIG. 4 is a line drawn near the rear surface of the turbine blade B and along the rear surface of the turbine blade B, that is, in the range of 0% Cax to 100% Cax, with a pitch of approximately 95%. A line drawn at the position.
  • the thin solid line L2 shown in FIG. 4 is a line drawn near the abdominal surface of turbine blade B and along the abdominal surface of turbine blade B, that is, at a position of approximately 5% pitch in the range of 0% Cax to 100% Cax. It is a line.
  • the thin solid line L3 shown in FIG. 4 is a line drawn at an intermediate position between the solid lines L1 and L2, that is, a line drawn at a position of approximately 50% pitch in the range of 0% Cax to 100% Cax.
  • a thin solid line L4 shown in FIG. 4 is a line parallel to a plane orthogonal to the axial direction (rotation axis) of the turbine blade B, and in the range of 0% pitch to 100% pitch, The line is at the 0% Cax position.
  • the thin solid line L5 shown in FIG. 4 is a line parallel to the plane perpendicular to the axial direction of the turbine blade B, and is drawn at a position of approximately 20% Cax in the range of 0% pitch to 100% pitch. Is a line.
  • the thin solid line L6 shown in FIG. 4 is a line parallel to the plane perpendicular to the axial direction of the turbine blade B, and is drawn at a position of approximately 50% Cax in the range of 0% pitch to 100% pitch. Is a line.
  • the thin solid line L7 shown in FIG. 4 is a line parallel to the plane perpendicular to the axial direction of the turbine blade B, and is drawn at a position of approximately 80% Cax in the range of 0% pitch to 100% pitch. Is a line.
  • the thin solid line L8 shown in FIG. 4 is a line parallel to the plane perpendicular to the axial direction of the turbine blade B, and is a line drawn at the position of 100% Cax in the range of 0% pitch to 100% pitch. It is.
  • FIGs. 5 and 6 show a hubway located between one turbine blade B and another turbine blade B.
  • the broken line a shown in FIG. 5 is seen when moving from the leading edge to the trailing edge of the turbine blade B along the thin solid line L1 shown in FIG. Shows the height of the hub end wall 10.
  • the dashed-dotted line b shown in FIG. 5 indicates the height of the hub end wall 10 that is seen when moving from the front edge to the rear edge of the turbine blade B along the thin solid line L2 shown in FIG.
  • the dashed-dotted line c shown in FIG. 5 indicates the height of the hub end wall 10 that is seen when moving from the front edge to the rear edge of the turbine blade B along the thin solid line L3 shown in FIG.
  • the thick solid line d shown in FIG. 6 indicates that the rear (or abdominal surface) force of one turbine blade B is also the abdominal surface (or the rear surface) of another turbine blade B along the thin solid line L4 shown in FIG. It shows the height of the hub endwall 10 seen when moving to.
  • the thin solid line e shown in Fig. 6 is seen when the back (or abdomen) force of one turbine blade B moves toward the abdomen (or back) of another turbine blade B along the thin solid line L5 shown in Fig. 4. Show the level of the hub end wall 10! /
  • the thin solid line f shown in FIG. 6 is seen when the back (or abdomen) force of one turbine blade B moves toward the abdomen (or back) of another turbine blade B along the thin solid line L6 shown in FIG. Show the level of the hub end wall 10! /
  • the thin solid line g shown in Fig. 6 is seen when the back (or abdomen) force of one turbine blade B moves toward the abdomen (or back) of another turbine blade B along the thin solid line L7 shown in Fig. 4. Show the level of the hub end wall 10! /
  • the thin solid line h shown in FIG. 6 is seen when the back (or abdomen) force of one turbine blade B moves toward the abdomen (or back) of another turbine blade B along the thin solid line L8 shown in FIG. Show the level of the hub end wall 10! /
  • the vertex of the first convex portion 11 is located lower than the vertex of the second convex portion 12. That is, the vertex of the second convex portion 12 is positioned higher than the vertex of the first convex portion 11.
  • the intermediate position between one turbine blade B and the other turbine blade B is in the range of 0% Cax to 100% Cax, the root portion of the rear side of one turbine blade B, and the ventral surface of the other turbine blade B It is located lower than the root of the side. Furthermore, as can be seen from the broken line a and the alternate long and short dash line b in FIG. 5, the apex of the third convex portion 13 (that is, the highest point of the ridgeline) is located at the trailing edge (near) of the turbine blade B. is doing.
  • the static pressure in the vicinity of the third convex portion 13 can be reduced (the portion surrounded by the broken line in FIG. (See the area enclosed by the broken line in Figure 8).
  • a wing having a large outflow angle setting means that the outflow angle ⁇ is 60 degrees or more (more preferably 70 degrees or more).
  • the space downstream of the blade in the axial direction is smaller than the blade trailing edge necessary to provide the third convex portion 13, and therefore, the extension of the downstream end of the hub end wall 10 ( The risk of requiring (on the downstream side in the axial direction) is small.
  • the vicinity of the first convex portion 11 and the vicinity of the second convex portion 12 are provided.
  • the static pressure can be reduced and the static pressure in the vicinity of the recess 14 can be increased, thereby causing the pressure gradient upstream of the throat to follow the back surface of one turbine blade ⁇ and the belly surface of the other turbine blade ⁇ .
  • the working fluid can flow along the back surface of one turbine blade ⁇ and the abdominal surface of another turbine blade ⁇ .
  • the hub end wall according to the present embodiment has a hub end wall 10 force that is seen when the hub end wall moves from the leading edge to the trailing edge of the turbine blade B along the thin solid line L3 shown in FIG. Is different from the above-described embodiment in that it has a height as indicated by a solid line c ′. Since other components are the same as those of the above-described embodiment, description of these components is omitted here.
  • broken line a and two-dot chain line b in FIG. 9 are the same as broken line a and two-dot chain line b in FIG. 4, respectively.
  • the force that has been described by taking the hub end wall of the turbine rotor blade as an example of the hub end wall is not limited to this.
  • the first convex part 11, the second convex part 12, the third convex part 13 and the concave part 14 are provided on the hub end wall of the blade, the tip end of the turbine blade, or the tip end wall of the turbine stationary blade. Can also be provided.
  • the hub end wall according to the present invention can be applied to both a gas turbine and a steam turbine.

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Description

明 細 書
タービン翼列エンドウォール
技術分野
[0001] 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。
背景技術
[0002] 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は、タ 一ビンが知られている。こ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「クロスフ口 一（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。
[0003] また、流体の運動エネルギーを回転運動に変えるタービンにおいては、タービンの 周方向回転速度を従来よりも高く設定し、タービン全体の性能を向上させるトレンドが ある。そして、これに付随し、翼の流出角度を従来よりも大きく設定することが求めら れている。一方で、翼の流出角度が大きくなることにより、クロスフローに伴う二次流れ 損失も一般的に増加する傾向がある。
[0004] 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)。
[0005] また、衝撃波が発生するタービン翼にぉ 、て、その衝撃波を低減させて、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のスロート近傍に、凹を 有するものが知られている（例えば、特許文献 2参照)。
特許文献 1 :米国特許第 6283713号明細書
特許文献 2：米国特許第 6669445号明細書
発明の開示
[0006] 上記のように、流出角度の設定が大きい翼においては、さらにクロスフローに伴う二 次流れ損失が増大する固有の課題がある。特許文献 1に開示されて！ヽるタービン翼 列エンドウォール上に形成された非軸対称形状による効果は、流出角度の設定が大 き 、翼における固有の課題を解決するものではなく、翼形状によって効果のばらつき も有る。このため、流出角度の設定が大きい翼における固有の課題の解決が求めら れている。
[0007] 従来の技術では、翼後縁すぐ下流の領域（図 7中の破線で囲んだ部分および図 8 中の破線で囲んだ部分)の圧力力 流れの淀みにより周囲よりも高くなる現象がある。 エンドウォール近傍の流れは翼力 流れ出る際に、上記翼後縁すぐ下流の領域を通 過することとなる。先に述べたように、この領域の圧力が上昇すると、エンドウォール 近傍の流れが妨げられ、クロスフローおよび翼背面の巻き上がりが助長されて、損失 が増加してしまうこととなる。
流出角度の設定が大きい翼では、流れの角度が大きくなるため上記翼後縁すぐ下 流の領域を通過する割合が増える。このため、上記領域の圧力上昇による流れを妨 げる効果も大きくなり、特にクロスフローおよび翼背面の巻き上がりもさらに助長され、 特に損失の増加が大きくなるという固有の問題がある。
[0008] また、上記特許文献 2に開示されているタービン翼列エンドウォールには、スロート 位置にてエンドウォールの周方向形状に最大の高低差分布を設けることで、タービン 翼の後縁から下流側に向力つて一定の率で下降していくとともに、隣接するタービン 翼の背面に沿って延びる稜線を有する凸部が設けられている。
特許文献 2の効果としては、衝撃波の低減による損失低減を目的としている。衝撃 波は限られた作動条件におかれた翼、および限られた翼でし力発生せず、クロスフ口 一に伴う二次流れ損失とは現象が全く異なっている。本発明では、流出角度の設定 が大きい翼でのクロスフローに伴う二次流れ損失増加の課題を解決する。
[0009] 本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、タービン翼列エンドウォール上に 発生するクロスフローを低減させることができるとともに、対象翼列のタービン背面に 発生する過度な巻き上がりを抑制することで、複数の翼列を有するタービン全体の性 能向上の利点を得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。特に、本発明によれば、流出角度の設定が大きい翼において、特に大きな改 善効果を得ることができる。また、本発明によれば、流出角度の設定が大きい翼では 、翼の形状の違いによらず効果が得られる。
[0010] 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。
本発明の第一の態様によ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 のタービン翼のハブ側および Zまたは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、前記タービン翼の後縁から下流側に向かって、最初は緩やかに、最後 は急に下降していくとともに、隣接するタービン翼の背面に沿って延びる稜線を有す る第 1の凸部が設けられている。
このようなタービン翼列エンドウォールによれば、いわゆる「フィレット」や「アール」と は異なる第 1の凸部の効果により、図 7に示すように、翼後縁すぐ下流に位置する第 1の凸部近傍の静圧を低下させることができる（図 7中の破線で囲んだ部分を参照)。 従来の形状では翼後縁すぐ下流の領域 (第 1の凸部が位置する領域)は、流れの 淀みにより、周囲にくらべ静圧が増加する現象がある。クロスフローにより周方向を向 いたエンドウォール近傍の流れが、後縁すぐ下流の領域 (第 1の凸部が位置する領 域)を通過する際に、この領域の静圧が増加すると、流れが妨げられ、クロスフローお よび翼の背面への巻き上がりを助長させ、損失増加に繋がる。上記第 1の凸部は、上 記翼後縁すぐ下流の領域の静圧増加の現象を抑制する (従来よりも静圧を低下させ る）効果があるため、エンドウォール近傍の流れが、後縁すぐ下流 (第 1の凸部が位置 する領域)を通過する際に、従来のものよりもスムーズに流すことができ、損失増加の 抑制を図ることができる。
流出角度の設定が大きい翼では、エンドウォール近傍の流れが翼後縁すぐ下流の 領域を通過する割合が高くなるために、上記のような損失改善効果が特に効果が大 きぐ上記の物理現象力 流出角度の設定が大きい翼では、翼の形状によらず効果 が得られる。
[0011] 上記本発明のタービン翼列エンドウォールにおいて、 0%Caxを軸方向におけるタ 一ビン翼の前縁位置、 100%Caxを軸方向におけるタービン翼の後縁位置とし、 0% ピッチをタービン翼の腹面における位置、 100%ピッチを前記タービン翼の腹面と対 向するタービン翼の背面における位置とした場合に、一のタービン翼と、このタービン 翼に隣接配置された他のタービン翼との間で、略 0%Cax〜略 20%Caxの範囲にお いて、前記一のタービン翼の背面に向かって、なだらかに隆起させられた第 2の凸部 、および略 0%Caxから略 20%Caxの範囲において、前記他のタービン翼の腹面に 向かって、なだらかに隆起させられた第 3の凸部が設けられているとさらに好適である このようなタービン翼列エンドウォールによれば、第 2の凸部近傍および第 3の凸部 近傍の静圧を低下させることができ、これによりスロートよりも上流側における圧力勾 配を一のタービン翼の背面および他のタービン翼の腹面に沿った方向に向けること ができるとともに、作動流体を一のタービン翼の背面および他のタービン翼の腹面に 沿うように流すことができる。このため、このタービン翼列エンドウォールを用いること で、クロスフローを低減させることができるとともに、クロスフローに伴う二次流れ損失 を低減させることができて、タービン性能の向上を図ることができる。
[0012] 上記のタービン翼列エンドウォールにおいて、前記一のタービン翼の背面および前 記他のタービン翼の腹面から、略 50%Cax、略 50%ピッチの位置に向かってなだら かに陥没させられた凹部が設けられているとさらに好適である。
このようなタービン翼列エンドウォールによれば、凹部近傍の静圧を増加させること ができ、これによりスロートよりも上流側における圧力勾配を一のタービン翼の背面お よび他のタービン翼の腹面に沿った方向に向けることができるとともに、作動流体を 一のタービン翼の背面および他のタービン翼の腹面に沿うように流すことができる。こ のため、このタービン翼列エンドウォールを用いることで、クロスフローを低減させるこ とができるとともに、クロスフローに伴う二次流れ損失を低減させることができて、ター ビン性能の向上を図ることができる。
[0013] 本発明の第二の態様によるタービンは、タービン翼列エンドウォール上に発生する クロスフローが低減され、かつ、タービン翼の背面に発生する過度な巻き上がりが抑 制されるタービン翼列エンドウォールを備えている。
このようなタービンによれば、クロスフローに伴う二次流れ及び巻き上がり（背面の二 次流れ)伴って発生する二次流れ損失の増大が抑制され、複数の翼列を有するター ビン全体の性能向上が図られることとなる。また、特に流出角度の設定が大きい翼で は、その効果が大きぐ翼形状によらず流出角度の設定が大きい翼では、同様の効 果が得られる。
[0014] 本発明の第二の態様によれば、タービン翼列エンドウォール上に発生するクロスフ ローを低減させることができるとともに、かつ、タービン翼の背面に発生する過度な卷 き上がりが抑制されるタービン翼列エンドウォールを備えており、複数の翼列を有す るタービン全体の性能向上が図られる効果を奏する。また、特に流出角度の設定が 大きい翼では、その効果が大きぐ翼形状によらず流出角度の設定が大きい翼では、 同様の効果が得られる。
図面の簡単な説明
[0015] [図 1]本発明によるタービン翼列エンドウォールの一実施形態を示す図であって、タ 一ビン翼の前縁側力 見た概略斜視図である。
[図 2]図 1に示すタービン翼列エンドウォールを、タービン翼の後縁側力 見た概略斜 視図である。
[図 3]図 1に示すタービン翼列エンドウォールの要部平面図である。
[図 4]図 3と同様、タービン翼列エンドウォールの要部平面図である。
[図 5]—のタービン翼と、他のタービン翼との間に位置するタービン翼列エンドウォー ルの高低（凹凸）を示すグラフである。
[図 6]—のタービン翼と、他のタービン翼との間に位置するタービン翼列エンドウォー ルの高低（凹凸）を示すグラフである。
[図 7]タービン翼列エンドウォールの表面における静圧分布を示す図である。
[図 8]タービン翼列エンドウォールの表面における作動流体の流れを示す図である。
[図 9]本発明によるタービン翼列エンドウォールの他の実施形態における、一のター ビン翼と、他のタービン翼との間に位置するタービン翼列エンドウォールの高低（凹 凸）を示すグラフである。
符号の説明
[0016] 10 ハブエンドウォール（タービン翼列エンドウォール）
11 第 1の凸部 (第 2の凸部）
12 第 2の凸部 (第 3の凸部）
13 第 3の凸部 (第 1の凸部） 14 凹部
B タービン翼
発明を実施するための最良の形態
[0017] 以下、本発明によるタービン翼列エンドウォールの一実施形態について、図面を参 照しながら説明する。
図 1から図 3に示すように、本実施形態によるタービン翼列エンドウォール (以下、「 ハブエンドウォール」という） 10は、一のタービン翼 (本実施形態ではタービン動翼） B と、このタービン翼 Bに隣接配置されたタービン翼 B (以下、「他のタービン翼 B」という )との間に配置される、第 1の凸部 (第 2の凸部） 11と、第 2の凸部 (第 3の凸部） 12と、 第 3の凸部 (第 1の凸部） 13と、凹部 14とをそれぞれ有するものである。なお、図 3中 のハブエンドウォール 10上に描 、た細 、実線は等高線を示して 、る。
[0018] 図 1および図 3に示すように、第 1の凸部 11は、一のタービン翼 Bの背面に向かって 、略 0%Cax〜略 20%Caxの範囲になだらかに（滑らかに）隆起させられた部分であ る。
第 2の凸部 12は、他のタービン翼 Bの腹面に向力つて、略 0%Cax〜略 20%Cax の範囲になだらかに（滑らかに）隆起させられた部分である。
また、図 2および図 3に示すように、第 3の凸部 13は、タービン翼 Bの後縁から下流 側に向力つて、最初は緩やかに、最後は急に下降していくとともに、隣接するタービ ン翼の背面に沿って延びる稜線を有している。なお、この第 3の凸部 13は、いわゆる 「フィレット」や「アール」とは異なる。
[0019] 凹部 14は、一のタービン翼 Bの背面および他のタービン翼 Bの腹面から、略 50%C ax、略 50%ピッチの位置に向力つてなだらかに（滑らかに）陥没した部分、すなわち 、略 50%Cax、略 50%ピッチの位置に窪みのピークを有する凹所である。
ここで、 0%Caxとは、軸方向におけるタービン翼 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翼 Bの後縁位置のことを指している。また、 0% ピッチとは、タービン翼 Bの腹面における位置のことを指し、 100%ピッチとは、タービ ン翼 Bの背面における位置のことを指して!/、る。
なお、図 3中の符号 αは流出角度であり、本実施形態においては 60度以上 (より好 ましくは 70度以上）となるように設定されて!、る。
[0020] つぎに、図 4ないし図 6を用いて第 1の凸部 11、第 2の凸部 12、第 3の凸部 13、お よび凹部 14の形状をより詳しく説明する。
図 4は、図 3と同様、ハブエンドウォール 10の要部平面図である。図 4に示す細い実 線 L1は、タービン翼 Bの背面近傍で、かつ、タービン翼 Bの背面に沿ってひいた線、 すなわち、 0%Cax〜100%Caxの範囲において、略 95%ピッチの位置にひいた線 である。
図 4に示す細い実線 L2は、タービン翼 Bの腹面近傍で、かつ、タービン翼 Bの腹面 に沿ってひいた線、すなわち、 0%Cax〜100%Caxの範囲において、略 5%ピッチ の位置にひ 、た線である。
図 4に示す細い実線 L3は、実線 L1と実線 L2との中間位置にひいた線、すなわち、 0%Cax〜100%Caxの範囲において、略 50%ピッチの位置にひいた線である。
[0021] また、図 4に示す細い実線 L4は、タービン翼 Bの軸方向（回転軸線）と直交する面 に対して平行となる線であって、 0%ピッチ〜 100%ピッチの範囲において、 0%Cax の位置にひ 、た線である。
図 4に示す細い実線 L5は、タービン翼 Bの軸方向と直交する面に対して平行となる 線であって、 0%ピッチ〜 100%ピッチの範囲において、略 20%Caxの位置にひい た線である。
図 4に示す細い実線 L6は、タービン翼 Bの軸方向と直交する面に対して平行となる 線であって、 0%ピッチ〜 100%ピッチの範囲において、略 50%Caxの位置にひい た線である。
図 4に示す細い実線 L7は、タービン翼 Bの軸方向と直交する面に対して平行となる 線であって、 0%ピッチ〜 100%ピッチの範囲において、略 80%Caxの位置にひい た線である。
図 4に示す細い実線 L8は、タービン翼 Bの軸方向と直交する面に対して平行となる 線であって、 0%ピッチ〜 100%ピッチの範囲において、 100%Caxの位置にひいた 線である。
[0022] 図 5および図 6は、一のタービン翼 Bと、他のタービン翼 Bとの間に位置するハブェ ンドウォール 10の高低（凹凸）を示すグラフであって、図 5に示す破線 aは、図 4に示 す細い実線 L1に沿って、タービン翼 Bの前縁から後縁にかけて移動した時に見られ るハブエンドウォール 10の高低を示して 、る。
図 5に示す一点鎖線 bは、図 4に示す細い実線 L2に沿って、タービン翼 Bの前縁か ら後縁にかけて移動した時に見られるハブエンドウォール 10の高低を示して!/、る。 図 5に示す一点鎖線 cは、図 4に示す細い実線 L3に沿って、タービン翼 Bの前縁か ら後縁にかけて移動した時に見られるハブエンドウォール 10の高低を示して!/、る。
[0023] 一方、図 6に示す太い実線 dは、図 4に示す細い実線 L4に沿って、一のタービン翼 Bの背面 (あるいは腹面)力も他のタービン翼 Bの腹面 (ある 、は背面）にかけて移動 した時に見られるハブエンドウォール 10の高低を示している。
図 6に示す細い実線 eは、図 4に示す細い実線 L5に沿って、一のタービン翼 Bの背 面 (あるいは腹面)力も他のタービン翼 Bの腹面 (あるいは背面）にかけて移動した時 に見られるハブエンドウォール 10の高低を示して!/、る。
図 6に示す細い実線 fは、図 4に示す細い実線 L6に沿って、一のタービン翼 Bの背 面 (あるいは腹面)力も他のタービン翼 Bの腹面 (あるいは背面）にかけて移動した時 に見られるハブエンドウォール 10の高低を示して!/、る。
図 6に示す細い実線 gは、図 4に示す細い実線 L7に沿って、一のタービン翼 Bの背 面 (あるいは腹面)力も他のタービン翼 Bの腹面 (あるいは背面）にかけて移動した時 に見られるハブエンドウォール 10の高低を示して!/、る。
図 6に示す細い実線 hは、図 4に示す細い実線 L8に沿って、一のタービン翼 Bの背 面 (あるいは腹面)力も他のタービン翼 Bの腹面 (あるいは背面）にかけて移動した時 に見られるハブエンドウォール 10の高低を示して!/、る。
[0024] 図 5および図 6からわ力るように、第 1の凸部 11の頂点は、第 2の凸部 12の頂点より も低い所に位置している。すなわち、第 2の凸部 12の頂点は、第 1の凸部 11の頂点 よりも高い所に位置している。
また、一のタービン翼 Bと他のタービン翼 Bとの中間位置は、 0%Cax〜100%Cax の範囲にわたって、一のタービン翼 Bの背面側の根本部分、および他のタービン翼 B の腹面側の根本部分よりも低 、所に位置して 、る。 さらに、図 5中の破線 aおよび一点鎖線 bからわかるように、第 3の凸部 13の頂点（す なわち、稜線の最も高い点）は、タービン翼 Bの後縁端 (近傍）に位置している。
[0025] 本実施形態によるハブエンドウォール 10によれば、図 7に示すように、第 3の凸部 1 3近傍の静圧を低下させることができる（図 7中の破線で囲んだ部分および図 8の破 線で囲んだ部分を参照)。
これにより、翼後縁すぐ下流の領域 (第 3の凸部 13が位置する領域)での流れの淀 みによる静圧増加を抑制し、クロスフローにより周方向を向いたエンドウォール近傍の 流れが、後縁すぐ下流の領域 (第 3の凸 13が位置する領域)を通過する際に、流れ が妨げられ、クロスフローおよび背面の巻き上がりが助長されるのを抑制する。このた め損失増加が抑制される。
また、流出角度の設定が大きい翼では、エンドウォール近傍の流れが翼後縁すぐ 下流の領域を通過する割合が高くなるために、上記のような損失改善効果が特に効 果が大きい。
さらに、上記の理由により、流出角度の設定が大きい翼では、翼の形状のよらず同 様の効果が得られる。
ここで、流出角度の設定が大きい翼とは、流出角度 αが 60度以上 (より好ましくは 7 0度以上）のものを指す。
さらにまた、流出角度の大きい翼では、第 3の凸部 13を設けるために必要な翼後縁 より軸方向下流のスペースが小さくて済むため、ハブエンドウォール 10の下流側の端 部の延長（軸方向下流側に）が必要となるリスクが小さい。
[0026] 一方、第 1の凸部 11、第 2の凸部 12、および凹部 14を設けることにより、図 7に示す ように、第 1の凸部 11近傍および第 2の凸部 12近傍の静圧を低下させて、凹部 14近 傍の静圧を増カロさせることができ、これによりスロートよりも上流側における圧力勾配 を一のタービン翼 Βの背面および他のタービン翼 Βの腹面に沿った方向に向けること ができるとともに、作動流体を一のタービン翼 Βの背面および他のタービン翼 Βの腹 面に沿うように流すことができる。このようなハブエンドウォール 10を用いることにより、 クロスフローを低減させることができるとともに、クロスフローに伴う二次流れ損失を低 減させることができて、タービン性能の向上を図ることができる。 [0027] また、第 1の凸部 11近傍および第 2の凸部 12近傍の静圧を低下させることにより、 前縁上流キヤビティーからの低温ガス (漏れ空気）を、ハブエンドウォール 10の表面 に沿ってより広い範囲 (領域）に流すことができるようになり、ハブエンドウォール 10の 冷却効果を向上させることができる。
[0028] 本発明によるハブエンドウォールの他の実施形態について、図 9を参照しながら説 明する。
本実施形態に係るハブエンドウォールは、当該ハブエンドウォールを図 4に示す細 い実線 L3に沿って、タービン翼 Bの前縁から後縁にかけて移動した時に見られるハ ブエンドウォール 10力 図 9に実線 c 'で示すような高低を有するという点で前述した 実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した実施形態のものと 同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、図 9中の破線 aおよび二点鎖線 bはそれぞれ、図 4中の破線 aおよび二点鎖 線 bと同じちのである。
[0029] 作用効果については、前述した実施形態と同じであるので、ここではその説明を省 略する。
[0030] なお、上述した実施形態にお!、ては、ハブエンドウォールとしてタービン動翼のハ ブエンドウォールを例に挙げて説明してきた力 本発明はこれに限定されるものでは なぐタービン静翼のハブエンドウォールや、あるいはタービン動翼のチップエンドゥ オール、もしくはタービン静翼のチップエンドウォールに第 1の凸部 11、第 2の凸部 1 2、第 3の凸部 13、および凹部 14を設けるようにすることもできる。
[0031] また、本発明によるハブエンドウォールは、ガスタービンおよび蒸気タービンの双方 に適用することができる。

Claims

請求の範囲
[1] 環状に配列された複数のタービン翼のハブ側および Zまたは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、
前記タービン翼の後縁から下流側に向力つて、最初は緩やかに、最後は急に下降 していくとともに、隣接するタービン翼の背面に沿って延びる稜線を有する第 1の凸 部が設けられているタービン翼列エンドウォール。
[2] 0%Caxを軸方向におけるタービン翼の前縁位置、 100%Caxを軸方向におけるタ 一ビン翼の後縁位置とし、 0%ピッチをタービン翼の腹面における位置、 100%ピッ チを前記タービン翼の腹面と対向するタービン翼の背面における位置とした場合に、 一のタービン翼と、このタービン翼に隣接配置された他のタービン翼との間で、略 0 %Cax〜略 20%Caxの範囲において、一のタービン翼の背面に向かって、なだらか に隆起させられた第 2の凸部、および略 0%Caxから略 20%Caxの範囲において、 他のタービン翼の腹面に向力つて、なだらかに隆起させられた第 3の凸部が設けられ て 、る請求項 1に記載のタービン翼列エンドウォール。
[3] 前記一のタービン翼の背面および前記他のタービン翼の腹面から、略 50%Cax、 略 50%ピッチの位置に向力つてなだらかに陥没させられた凹部が設けられている請 求項 2に記載のタービン翼列エンドウォール。
[4] 請求項 1に記載のタービン翼列エンドウォールを備えてなるタービン。
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