JP2002213206A - ガスタービンにおける翼構造 - Google Patents

ガスタービンにおける翼構造

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JP2002213206A JP2001005724A JP2001005724A JP2002213206A JP 2002213206 A JP2002213206 A JP 2002213206A JP 2001005724 A JP2001005724 A JP 2001005724A JP 2001005724 A JP2001005724 A JP 2001005724A JP 2002213206 A JP2002213206 A JP 2002213206A
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rotor
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Eisaku Ito
栄作 伊藤
Eiji Akita
栄司 秋田
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 圧力損失を小さくしてタービン効率を向上さ
せることを目的とする。 【解決手段】 前縁インクルーディング角θｃ１、θｓ
１を大きくする。この結果、インシデンス角ｉｃ１、ｉ
ｓ１と圧力損失との相対関係の曲線が緩やかになる。入
口メタル角βｃ１、βｓ１を小さくする。この結果、イ
ンシデンス角ｉｃ１、ｉｓ１を小さくすることができ
る。動翼５のチップ部１８のコード長２６を大きくす
る。この結果、動翼５のチップ部１８の背面における減
速が小さくすることができる。よって、圧力損失を小さ
くすることができるので、タービン効率を向上させるこ
とができる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、ガスタービンに
おける翼構造に係り、特に、圧力損失を小さく抑えるこ
とにより、タービン効率の向上が図られるガスタービン
における翼構造に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンについて、図１６を参照し
て説明する。ガスタービンは、一般に、ケーシング（翼
環ないし車室など）１に円環に配列された複数段の静翼
２、３と、ロータ（ハブないしベースなど）４に円環に
配列された複数段の動翼５とを備える。なお、図１６
は、ある段の動翼５と、その動翼５と同段（燃焼ガス６
の流入側）の静翼２と、その動翼５の次段（燃焼ガス６
の流出側）の静翼３とが図示されている。
【０００３】そして、前記ガスタービンにおいては、圧
力損失が大きいと、タービン効率が低下するので、圧力
損失を小さく抑えて、タービン効率を向上させることが
重要である。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】（フリースタンディン
グ動翼における次段静翼のチップ部の課題）ところが、
図１６に示すように、ある段の動翼５においては、その
動翼５のチップ７とケーシング１との間にクリアランス
８を有する、いわゆる、フリースタンディング動翼の場
合がある。このフリースタンディング動翼５の場合に
は、下記の課題がある。
【０００５】すなわち、図１７に示すように、燃焼ガス
６の主流（図１７中、実線矢印にて示す）は、動翼５と
動翼５との間を通過して、次段の静翼３側に流れる。一
方、動翼５のチップ７とケーシング１との間のクリアラ
ンス８においては、燃焼ガス６の主流と別個の漏れ流れ
９（図１７中、破線矢印にて示す）が発生している。
【０００６】前記漏れ流れ９が発生するメカニズムは、
動翼５の腹面１０側の圧力が動翼５の背面１１側の圧力
よりも高いので、この圧力差により、腹面１０側から背
面１１側への漏れ流れ９が発生するのである。
【０００７】前記漏れ流れ９は、図１７に示すように、
次段の静翼３のチップ部前縁１２において背面１３側に
インシデンス角ｉｃで流れる。この漏れ流れ９は、静翼
３の腹面１４側に流れる燃焼ガス６の主流と逆の流れと
なる。
【０００８】このために、静翼３のチップ部前縁１２の
腹面１４側においては、渦流１５（図１７中、実線螺旋
矢印にて示す）が発生する。この渦流１５が発生する
と、圧力損失となる。燃焼ガス６の主流が静翼３の腹面
１４側から剥離する場合もある。なお、図１７中におい
て、符号βｃは静翼３のチップ部における入口メタル角
である。同じく、符号θｃは静翼３のチップ部における
前縁インクルーディング角である。同じく、符号２２は
静翼３のチップ部前縁１２とチップ部後縁２３を結ぶキ
ャンバー線である。
【０００９】前記漏れ流れ９のインシデンス角ｉｃと圧
力損失とは、図１８中の実線の曲線で示す相対関係にあ
る。なお、図１８中の実線の曲線は、図１７に示す静翼
３のチップ部の前縁インクルーディング角θｃの場合に
おけるものである。
【００１０】ここで、圧力損失が最低（図１８中の点Ｐ
１を参照）となるように、静翼３のチップ部の前縁イン
クルーディング角θｃが設計されている。しかしなが
ら、上記のように、漏れ流れ９が発生し、その漏れ流れ
９のインシデンス角ｉｃが大きいと、圧力損失も大きく
なる（図１８中の点Ｐ２を参照）。この圧力損失が大き
くなると、その分、タービン効率が低下することとな
る。
【００１１】（動翼のハブ部の課題）また、図１６に示
すように、ある段の動翼５の上流側のロータ４側からシ
ールエア１６（図１６中、二点鎖線矢印にて示す）が流
出している。このシールエア１６が流出していると、下
記の課題がある。
【００１２】すなわち、前記シールエア１６は、ノズル
などにより絞られずに、ただ単に動翼５の高さ方向（タ
ービンの半径方向）にそのまま流出している。一方、動
翼５は、ロータ４と共に、白抜き矢印方向に回転してい
る。このために、シールエア１６の流出と動翼５の回転
との相対関係により、シールエア１６は、図１７に示す
ように、動翼５のハブ部前縁１７において背面１１側に
インシデンス角ｉｓで流れる。
【００１３】このように、動翼５のハブ部前縁１７にお
いても、前記静翼３のチップ部前縁１２と同様に、図１
７および図１８に示すように、シールエア１６のインシ
デンス角ｉｓが大きくなると、圧力損失が大きくなっ
て、その分、タービン効率が低下することとなる。
【００１４】なお、この動翼５のハブ部の課題は、前記
のフリースタンディング動翼以外にシュラウド動翼など
にもある。また、図１７中において、符号βｓは動翼５
のハブ部における入口メタル角である。同じく、符号θ
ｓは動翼５のハブ部における前縁インクルーディング角
である。同じく、符号２４は動翼５のハブ部前縁１７と
ハブ部後縁２５を結ぶキャンバー線である。
【００１５】（フリースタンディング動翼のチップ部の
課題）さらに、ある段の動翼５がフリースタンディング
動翼の場合には、下記の課題がある。
【００１６】すなわち、前記の図１７に示すように、フ
リースタンディング動翼５のチップ７とケーシング１と
の間のクリアランス８においては、動翼５の腹面１０側
から背面１１側への漏れ流れ９が発生している。
【００１７】すると、図１９（Ｂ）に示すように、実線
の曲線にて示す設計上のマッハ数分布が破線の曲線にて
示す実際のマッハ数分布となる。このために、動翼５の
チップ部１８の背面１１において、中間部から後縁１９
にかけての減速は、設計上のマッハ分布Ｇ１に比較し
て、実際のマッハ分布Ｇ２の方が大きい。
【００１８】減速が大きいと、図１９（Ａ）に示すよう
に、動翼５のチップ部１８の背面１１において、中間部
から後縁１９にかけての部分の境界層（斜線が施されて
いる部分）２０は、肥大する。このために、圧力損失が
大きくなって、その分、タービン効率が低下することと
なる。なお、図１９中において、符号２１は動翼５のチ
ップ部１８の前縁である。
【００１９】この発明は、圧力損失を小さく抑えること
により、タービン効率の向上が図られるガスタービンに
おける翼構造を提供することを目的とする。
【００２０】
【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
めに、請求項１にかかる発明は、チップクリアランスを
有する動翼の後段側の静翼であって、その静翼のチップ
部の前縁インクルーディング角を、その静翼のチップ部
以外の部分の前縁インクルーディング角よりも大きくし
た、ことを特徴とする。
【００２１】この結果、請求項１にかかる発明は、前縁
インクルーディング角を大きくすることにより、インシ
デンス角と圧力損失との相対関係の曲線が緩やかになる
（図１８中の破線の曲線を参照）。その分、圧力損失を
小さくすることができる（図１８中の点Ｐ３を参照）の
で、タービン効率を向上させることができる。
【００２２】また、請求項２にかかる発明は、チップク
リアランスを有する動翼の後段側の静翼であって、その
静翼のチップ部の入口メタル角を、その静翼のチップ部
以外の部分の入口メタル角よりも小さくした、ことを特
徴とする。
【００２３】この結果、請求項２にかかる発明は、入口
メタル角を小さくすることにより、インシデンス角を小
さくすることができる（図１８中の点Ｐ４を参照）。そ
の分、圧力損失を小さくすることができるので、タービ
ン効率を向上させることができる。
【００２４】また、請求項３にかかる発明は、チップク
リアランスを有する動翼の後段側の静翼であって、その
静翼のチップ部の前縁インクルーディング角を、その静
翼のチップ部以外の部分の前縁インクルーディング角よ
りも大きくし、また、その静翼のチップ部の入口メタル
角を、その静翼のチップ部以外の部分の入口メタル角よ
りも小さくした、ことを特徴とする。
【００２５】この結果、請求項３にかかる発明は、前縁
インクルーディング角を大きくすることにより、請求項
１にかかる発明と同様に、インシデンス角と圧力損失と
の相対関係の曲線が緩やかになる。その分、圧力損失を
小さくすることができるので、タービン効率を向上させ
ることができる。
【００２６】また、請求項３にかかる発明は、入口メタ
ル角を小さくすることにより、請求項２にかかる発明と
同様に、インシデンス角を小さくすることができる。そ
の分、圧力損失を小さくすることができるので、タービ
ン効率を向上させることができる。
【００２７】このように、請求項３にかかる発明は、イ
ンシデンス角と圧力損失の相対関係の曲線が緩やかにな
る作用と、インシデンス角を小さくすることができる作
用との相乗作用により、さらに、圧力損失を小さくする
ことができ（図１８中の点Ｐ５を参照）、タービン効率
を向上させることができる。
【００２８】また、請求項４にかかる発明は、動翼のハ
ブ部の前縁インクルーディング角を、その動翼のハブ部
以外の部分の前縁インクルーディング角よりも大きくし
た、ことを特徴とする。
【００２９】この結果、請求項４にかかる発明は、前縁
インクルーディング角を大きくすることにより、インシ
デンス角と圧力損失との相対関係の曲線が緩やかになる
（図１８中の破線の曲線を参照）。その分、圧力損失を
小さくすることができる（図１８中の点Ｐ３を参照）の
で、タービン効率を向上させることができる。
【００３０】また、請求項５にかかる発明は、動翼のハ
ブ部の入口メタル角を、その動翼のハブ部以外の部分の
入口メタル角よりも小さくした、ことを特徴とする。
【００３１】この結果、請求項５にかかる発明は、入口
メタル角を小さくすることにより、インシデンス角を小
さくすることができる（図１８中の点Ｐ４を参照）。そ
の分、圧力損失を小さくすることができるので、タービ
ン効率を向上させることができる。
【００３２】また、請求項６にかかる発明は、動翼のハ
ブ部の前縁インクルーディング角を、その動翼のハブ部
以外の部分の前縁インクルーディング角よりも大きく
し、また、動翼のハブ部の入口メタル角を、その動翼の
ハブ部以外の部分の入口メタル角よりも小さくした、こ
とを特徴とする。
【００３３】この結果、請求項６にかかる発明は、前縁
インクルーディング角を大きくすることにより、請求項
４にかかる発明と同様に、インシデンス角と圧力損失と
の相対関係の曲線が緩やかになる。その分、圧力損失を
小さくすることができるので、タービン効率を向上させ
ることができる。
【００３４】また、請求項６にかかる発明は、入口メタ
ル角を小さくすることにより、請求項５にかかる発明と
同様に、インシデンス角を小さくすることができる。そ
の分、圧力損失を小さくすることができるので、タービ
ン効率を向上させることができる。
【００３５】このように、請求項６にかかる発明は、イ
ンシデンス角と圧力損失の相対関係の曲線が緩やかにな
る作用と、インシデンス角を小さくすることができる作
用との相乗作用により、さらに、圧力損失を小さくする
ことができ（図１８中の点Ｐ５を参照）、タービン効率
を向上させることができる。
【００３６】また、請求項７にかかる発明は、チップク
リアランスを有する動翼のチップ部のコード長を、その
動翼のチップ部以外の部分の最小コード長よりも大きく
した、ことを特徴とする。
【００３７】この結果、請求項７にかかる発明は、動翼
のチップ部のコード長を大きくすることにより、動翼の
チップ部の背面において、中間部から後縁にかけての減
速が小さくすることができる（図１２（Ｂ）中のＧ４を
参照）。すると、境界層の肥大化を抑えることができる
ので、圧力損失を小さくすることができ、その分、ター
ビン効率を向上させることができる。
【００３８】また、請求項８にかかる発明は、静翼のチ
ップ部に、動翼のチップ部との干渉を避けるための逃げ
部を、設けたことを特徴とする。
【００３９】この結果、請求項８にかかる発明は、動翼
のチップ部のコード長を大きくしても、相互に隣り合う
動翼のチップ部と静翼のチップ部とが相互に干渉する虞
がない。
【００４０】また、請求項９にかかる発明は、静翼のチ
ップ部の逃げ部として、静翼のチップ部の入口メタル角
を、静翼のチップ部以外の部分の入口メタル角よりも小
さくして、静翼のチップ部の入口メタル角を、静翼の背
面側に向けた、ことを特徴とする。
【００４１】この結果、請求項９にかかる発明は、静翼
のチップ部の入口メタル角が静翼の背面側に向いている
ので、動翼のチップ部のコード長を大きくしても、相互
に隣り合う動翼のチップ部と静翼のチップ部とが相互に
干渉する虞がない。
【００４２】また、請求項９にかかる発明は、静翼のチ
ップ部の入口メタル角が静翼のチップ部以外の部分の入
口メタル角よりも小さいので、インシデンス角を小さく
することができる（図１８中の点Ｐ４を参照）。その
分、圧力損失を小さくすることができるので、タービン
効率を向上させることができる。
【００４３】
【発明の実施の形態】以下、この発明にかかるガスター
ビンにおける翼構造の実施の形態の７例を図１〜図１５
を参照して説明する。なお、この実施の形態によりこの
ガスタービンにおける翼構造が限定されるものではな
い。
【００４４】（実施の形態１の説明）図１は、この発明
にかかるガスタービンにおける翼構造の実施の形態１を
示す説明図である。図中、図１６〜図１９と同符号は同
一のものを示す。
【００４５】この実施の形態１における翼構造は、チッ
プクリアランスを有する動翼の後段側の静翼３にかかる
ものである。この静翼３のチップ部（チップ部断面）の
前縁インクルーディング角θｃ１を、その静翼３のチッ
プ部以外の部分（ハブ〜ミーン部断面）の前縁インクル
ーディング角よりも大きくする。たとえば、約５°以上
大きくする。
【００４６】この実施の形態１における翼構造は、チッ
プクリアランスを有する動翼の後段側の静翼３のチップ
部において、前縁インクルーディング角θｃ１を大きく
することにより、図１８中の破線の曲線に示すように、
インシデンス角と圧力損失との相対関係の曲線が緩やか
になる。その結果、図１８中の点Ｐ３に示すように、圧
力損失を小さくすることができるので、タービン効率を
向上させることができる。
【００４７】（実施の形態２の説明）図２は、この発明
にかかるガスタービンにおける翼構造の実施の形態２を
示す説明図である。図中、図１、図１６〜図１９と同符
号は同一のものを示す。
【００４８】この実施の形態２における翼構造は、チッ
プクリアランスを有する動翼の後段側の静翼３にかかる
ものである。この静翼３のチップ部（チップ部断面）の
入口メタル角βｃ１を、その静翼３のチップ部以外の部
分（ハブ〜ミーン部断面）の入口メタル角よりも小さく
する。すなわち、前記静翼３のチップ部断面の入口メタ
ル角βｃ１を、ハブ〜ミーン部断面の入口メタル角と比
較して、たとえば約１０°背面１３側に向ける。
【００４９】この実施の形態２における翼構造は、チッ
プクリアランスを有する動翼の後段側の静翼３のチップ
部において、入口メタル角βｃ１を小さくすることによ
り、図１８中の点Ｐ４に示すように、インシデンス角ｉ
ｃ１を小さくすることができる。この結果、圧力損失を
小さくすることができるので、タービン効率を向上させ
ることができる。
【００５０】（実施の形態３の説明）図３および図４
は、この発明にかかるガスタービンにおける翼構造の実
施の形態３を示す説明図である。図中、図１、図２、図
１６〜図１９と同符号は同一のものを示す。
【００５１】この実施の形態３における翼構造は、チッ
プクリアランスを有する動翼の後段側の静翼３にかかる
ものである。この静翼３のチップ部（チップ部断面）の
前縁インクルーディング角θｃ１を、その静翼３のチッ
プ部以外の部分（ハブ〜ミーン部断面）の前縁インクル
ーディング角よりも大きくする。たとえば、約５°以上
大きくする。
【００５２】また、この静翼３のチップ部（チップ部断
面）の入口メタル角βｃ１を、その静翼３のチップ部以
外の部分（ハブ〜ミーン部断面）の入口メタル角よりも
小さくする。すなわち、前記静翼３のチップ部断面の入
口メタル角βｃ１を、ハブ〜ミーン部断面の入口メタル
角と比較して、たとえば約１０°背面１３側に向ける。
【００５３】この実施の形態３における翼構造は、チッ
プクリアランスを有する動翼の後段側の静翼３のチップ
部において、前縁インクルーディング角θｃ１を大きく
することにより、図１８中の破線の曲線に示すように、
インシデンス角と圧力損失との相対関係の曲線が緩やか
になる。その結果、図１８中の点Ｐ３に示すように、圧
力損失を小さくすることができるので、タービン効率を
向上させることができる。
【００５４】また、この実施の形態３における翼構造
は、チップクリアランスを有する動翼の後段側の静翼３
のチップ部において、入口メタル角βｃ１を小さくする
ことにより、図１８中の点Ｐ４に示すように、インシデ
ンス角ｉｃ１を小さくすることができる。この結果、圧
力損失を小さくすることができるので、タービン効率を
向上させることができる。
【００５５】特に、この実施の形態３における翼構造
は、図１８中の破線の曲線に示すように、インシデンス
角と圧力損失の相対関係の曲線が緩やかになる作用と、
インシデンス角ｉｃ１を小さくすることができる作用と
の相乗作用により、図１８中の点Ｐ５に示すように、さ
らに、圧力損失を小さくすることができ、タービン効率
を向上させることができる。
【００５６】（実施の形態４の説明）図５は、この発明
にかかるガスタービンにおける翼構造の実施の形態１を
示す説明図である。図中、図１〜図４、図１６〜図１９
と同符号は同一のものを示す。
【００５７】この実施の形態４における翼構造は、フリ
ースタンディング動翼やシュラウド動翼などの動翼５に
かかるものである。この動翼５のハブ部（ハブ部断面）
の前縁インクルーディング角θｓ１を、その動翼５のハ
ブ部以外の部分（チップ〜ミーン部断面）の前縁インク
ルーディング角よりも大きくする。たとえば、約５°以
上大きくする。
【００５８】この実施の形態４における翼構造は、動翼
５のハブ部において、前縁インクルーディング角θｓ１
を大きくすることにより、図１８中の破線の曲線に示す
ように、インシデンス角と圧力損失との相対関係の曲線
が緩やかになる。その結果、図１８中の点Ｐ３に示すよ
うに、圧力損失を小さくすることができるので、タービ
ン効率を向上させることができる。
【００５９】（実施の形態５の説明）図６は、この発明
にかかるガスタービンにおける翼構造の実施の形態５を
示す説明図である。図中、図１〜図５、図１６〜図１９
と同符号は同一のものを示す。
【００６０】この実施の形態５における翼構造は、フリ
ースタンディング動翼やシュラウド動翼などの動翼５に
かかるものである。この動翼５のハブ部（ハブ部断面）
の入口メタル角βｓ１を、その動翼５のハブ部以外の部
分（チップ〜ミーン部断面）の入口メタル角よりも小さ
くする。すなわち、前記動翼５のハブ部断面の入口メタ
ル角βｓ１を、チップ〜ミーン部断面の入口メタル角と
比較して、たとえば約１０°背面１１側に向ける。
【００６１】この実施の形態５における翼構造は、動翼
５のハブ部において、入口メタル角βｓ１を小さくする
ことにより、図１８中の点Ｐ４に示すように、インシデ
ンス角ｉｓ１を小さくすることができる。この結果、圧
力損失を小さくすることができるので、タービン効率を
向上させることができる。
【００６２】（実施の形態６の説明）図７および図８
は、この発明にかかるガスタービンにおける翼構造の実
施の形態６を示す説明図である。図中、図１〜図６、図
１６〜図１９と同符号は同一のものを示す。
【００６３】この実施の形態６における翼構造は、フリ
ースタンディング動翼やシュラウド動翼などの動翼５に
かかるものである。この動翼５のハブ部（ハブ部断面）
の前縁インクルーディング角θｓ１を、その動翼５のハ
ブ部以外の部分（チップ〜ミーン部断面）の前縁インク
ルーディング角よりも大きくする。たとえば、約５°以
上大きくする。
【００６４】また、この動翼５のハブ部（ハブ部断面）
の入口メタル角βｓ１を、その動翼５のハブ部以外の部
分（チップ〜ミーン部断面）の入口メタル角よりも小さ
くする。すなわち、前記動翼５のハブ部断面の入口メタ
ル角βｓ１を、チップ〜ミーン部断面の入口メタル角と
比較して、たとえば約１０°背面１１側に向ける。
【００６５】この実施の形態６における翼構造は、動翼
５のハブ部において、前縁インクルーディング角θｓ１
を大きくすることにより、図１８中の破線の曲線に示す
ように、インシデンス角と圧力損失との相対関係の曲線
が緩やかになる。その結果、図１８中の点Ｐ３に示すよ
うに、圧力損失を小さくすることができるので、タービ
ン効率を向上させることができる。
【００６６】また、この実施の形態６における翼構造
は、動翼５のハブ部において、入口メタル角βｓ１を小
さくすることにより、図１８中の点Ｐ４に示すように、
インシデンス角ｉｓ１を小さくすることができる。この
結果、圧力損失を小さくすることができるので、タービ
ン効率を向上させることができる。
【００６７】特に、この実施の形態６における翼構造
は、図１８中の破線の曲線に示すように、インシデンス
角と圧力損失の相対関係の曲線が緩やかになる作用と、
インシデンス角ｉｓ１を小さくすることができる作用と
の相乗作用により、図１８中の点Ｐ５に示すように、さ
らに、圧力損失を小さくすることができ、タービン効率
を向上させることができる。
【００６８】（実施の形態７の説明）図９〜図１２は、
この発明にかかるガスタービンにおける翼構造の実施の
形態７を示す説明図である。図中、図１〜図８、図１６
〜図１９と同符号は同一のものを示す。
【００６９】この実施の形態７における翼構造は、フリ
ースタンディング動翼５にかかるものである。この動翼
５のチップ部１８（チップ部１８断面）のコード長２６
を、その動翼５のチップ部以外の部分（ハブ〜ミーン部
断面）の最小コード長よりも大きくする。すなわち、チ
ップ部１８断面のコード長２６を、ミーン断面のコード
長と同等以上とする（従来と比べて、ピッチ／コード比
を大きくする）。
【００７０】図９は、動翼５のスタッキング形状を示し
た断面の説明図である。この図９〜図１１において、符
号５０および実線にて示すスタッキング形状は、チップ
を示す。また、符号５１および一点鎖線にて示すスタッ
キング形状は、ハブから高さ７５％の位置のものを示
す。さらに、符号５２および二点鎖線にて示すスタッキ
ング形状は、ミーンを示す。さらにまた、符号５３およ
び三点鎖線にて示すスタッキング形状は、ハブから高さ
２５％の位置のものを示す。最後に、符号５４および破
線にて示すスタッキング形状は、ハブを示す。
【００７１】この実施の形態６における翼構造は、動翼
５のチップ部１８のコード長２６を大きくすることによ
り、図１２（Ｂ）中のＧ４に示すように、動翼５のチッ
プ部１８の背面１１において、中間部から後縁１９にか
けての減速が小さくすることができる。
【００７２】すなわち、図１２（Ｂ）および図１９
（Ｂ）のマッハ数分布において、実線曲線にて囲まれた
部分の面積（斜線が施された部分の面積であって、圧力
差）Ｓを一定とした場合。この場合において、動翼５の
チップ部１８のコード長２６を大きくすると、マッハ数
分布の面積Ｓが図１９（Ｂ）に示す縦長から図１２
（Ｂ）に示す横長となる。この結果、減速が図１９
（Ｂ）に示すＧ２から図１２（Ｂ）に示すＧ４と小さく
なる。これにより、境界層の肥大化を抑えることができ
るので、圧力損失を小さくすることができ、その分、タ
ービン効率を向上させることができる。
【００７３】（変形例の説明）図１３〜図１５は、この
発明にかかるガスタービンにおける翼構造の変形例を示
す。図中、図１〜図１２、図１６〜図１９と同符号は同
一のものを示す。
【００７４】まず、図１３に示す変形例は、前記実施の
形態７の変形例であって、静翼２、３のチップ部に、動
翼５のチップ部１８との干渉を避けるための逃げ部２７
を、設ける。
【００７５】この図１３に示す変形例は、動翼５のチッ
プ部１８のコード長２６を大きくしても、相互に隣り合
う動翼５のチップ部１８と静翼２、３のチップ部とが相
互に干渉する虞がない。なお、図１３中の二点鎖線は、
従来の翼構造を示す。
【００７６】つぎに、図１４（Ｂ）に示す変形例は、前
記実施の形態７の変形例であって、静翼３のチップ部の
逃げ部として、静翼３のチップ部の入口メタル角βｃ１
を、静翼３のチップ部以外の部分（ハブ〜ミーン部）の
入口メタル角よりも小さくする。すなわち、図２、図３
および図４に示すように、静翼３のチップ部の入口メタ
ル角βｃ１を、静翼３の背面１３側に向ける。なお、動
翼５と同段の静翼２についても同様に構成しても良い。
【００７７】この図１４（Ｂ）に示す変形例は、静翼３
のチップ部の入口メタル角βｃ１が静翼３の背面１３側
に向いているので、静翼３の軸方向の幅Ｗ１が図１４
（Ａ）に示す従来の翼構造の幅Ｗ２よりも小さくするこ
とができる。この結果、動翼５のチップ部１８のコード
長２６を大きくして、動翼５の軸方向の幅Ｗ３が従来の
幅Ｗ４よりも大きくなったとしても、動翼５と静翼３と
の幅Ｗ５が従来の幅Ｗ６とさほど変わらない。これによ
り、動翼５のチップ部１８のコード長２６を大きくして
も、相互に隣り合う動翼５のチップ部１８と静翼３のチ
ップ部とが相互に干渉する虞がない。
【００７８】また、この図１４（Ｂ）に示す変形例は、
静翼３のチップ部の入口メタル角βｃ１が静翼３のチッ
プ部以外のハブ〜ミーン部の入口メタル角よりも小さい
ので、図１８中の点Ｐ４に示すように、インシデンス角
ｉｃ１を小さくすることができる。その分、圧力損失を
小さくすることができるので、タービン効率を向上させ
ることができる。
【００７９】そして、この発明にかかる翼構造は、図１
５（Ａ）に示すように、チップ部１８に中空部２８を有
する冷却動翼２９にも適用できる。また、この発明にか
かる翼構造は、図１５（Ｂ）に示すように、チップ部１
８がケーシング１のテーパに沿ったテーパ３０を有する
動翼３１にも適用できる。
【００８０】
【発明の効果】以上から明らかなように、この発明にか
かるガスタービンにおける翼構造（請求項１）は、チッ
プクリアランスを有する動翼の後段側の静翼のチップ部
において、前縁インクルーディング角を大きくすること
により、インシデンス角と圧力損失との相対関係の曲線
が緩やかになる。その分、圧力損失を小さくすることが
できるので、タービン効率を向上させることができる。
【００８１】また、この発明にかかるガスタービンにお
ける翼構造（請求項２）は、チップクリアランスを有す
る動翼の後段側の静翼のチップ部において、入口メタル
角を小さくすることにより、インシデンス角を小さくす
ることができる。その分、圧力損失を小さくすることが
できるので、タービン効率を向上させることができる。
【００８２】また、この発明にかかるガスタービンにお
ける翼構造（請求項３）は、チップクリアランスを有す
る動翼の後段側の静翼のチップ部において、前縁インク
ルーディング角を大きくすることにより、請求項１にか
かる発明と同様に、インシデンス角と圧力損失との相対
関係の曲線が緩やかになる。その分、圧力損失を小さく
することができるので、タービン効率を向上させること
ができる。
【００８３】また、この発明にかかるガスタービンにお
ける翼構造（請求項３）は、チップクリアランスを有す
る動翼の後段側の静翼のチップ部において、入口メタル
角を小さくすることにより、請求項２にかかる発明と同
様に、インシデンス角を小さくすることができる。その
分、圧力損失を小さくすることができるので、タービン
効率を向上させることができる。
【００８４】さらに、この発明にかかるガスタービンに
おける翼構造（請求項３）は、インシデンス角と圧力損
失の相対関係の曲線が緩やかになる作用と、インシデン
ス角を小さくすることができる作用との相乗作用によ
り、さらに、圧力損失を小さくすることができ、タービ
ン効率を向上させることができる。
【００８５】また、この発明にかかるガスタービンにお
ける翼構造（請求項４）は、動翼のハブ部において、前
縁インクルーディング角を大きくすることにより、イン
シデンス角と圧力損失との相対関係の曲線が緩やかにな
る。その分、圧力損失を小さくすることができるので、
タービン効率を向上させることができる。
【００８６】また、この発明にかかるガスタービンにお
ける翼構造（請求項５）は、動翼のハブ部において、入
口メタル角を小さくすることにより、インシデンス角を
小さくすることができる。その分、圧力損失を小さくす
ることができるので、タービン効率を向上させることが
できる。
【００８７】また、この発明にかかるガスタービンにお
ける翼構造（請求項６）は、動翼のハブ部において、前
縁インクルーディング角を大きくすることにより、請求
項４にかかる発明と同様に、インシデンス角と圧力損失
との相対関係の曲線が緩やかになる。その分、圧力損失
を小さくすることができるので、タービン効率を向上さ
せることができる。
【００８８】また、この発明にかかるガスタービンにお
ける翼構造（請求項６）は、動翼のハブ部において、入
口メタル角を小さくすることにより、請求項５にかかる
発明と同様に、インシデンス角を小さくすることができ
る。その分、圧力損失を小さくすることができるので、
タービン効率を向上させることができる。
【００８９】さらに、この発明にかかるガスタービンに
おける翼構造（請求項６）は、インシデンス角と圧力損
失の相対関係の曲線が緩やかになる作用と、インシデン
ス角を小さくすることができる作用との相乗作用によ
り、さらに、圧力損失を小さくすることができ、タービ
ン効率を向上させることができる。
【００９０】また、この発明にかかるガスタービンにお
ける翼構造（請求項７）は、動翼のチップ部のコード長
を大きくすることにより、動翼のチップ部の背面におい
て、中間部から後縁にかけての減速が小さくすることが
できる。すると、境界層の肥大化を抑えることができる
ので、圧力損失を小さくすることができ、その分、ター
ビン効率を向上させることができる。
【００９１】また、この発明にかかるガスタービンにお
ける翼構造（請求項８）は、静翼のチップ部に、動翼の
チップ部との干渉を避けるための逃げ部を、設けたもの
である。このために、請求項８にかかる発明は、動翼の
チップ部のコード長を大きくしても、相互に隣り合う動
翼のチップ部と静翼のチップ部とが相互に干渉する虞が
ない。
【００９２】また、この発明にかかるガスタービンにお
ける翼構造（請求項９）は、静翼のチップ部の入口メタ
ル角が静翼の背面側に向いているので、動翼のチップ部
のコード長を大きくしても、相互に隣り合う動翼のチッ
プ部と静翼のチップ部とが相互に干渉する虞がない。
【００９３】また、この発明にかかるガスタービンにお
ける翼構造（請求項９）は、静翼のチップ部の入口メタ
ル角が静翼のチップ部以外の部分の入口メタル角よりも
小さいので、インシデンス角を小さくすることができ
る。その分、圧力損失を小さくすることができるので、
タービン効率を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明のガスタービンにおける翼構造の実施
の形態１を示す静翼のチップ部断面の説明図である。
【図２】この発明のガスタービンにおける翼構造の実施
の形態２を示す静翼のチップ部断面の説明図である。
【図３】この発明のガスタービンにおける翼構造の実施
の形態３を示す静翼のチップ部断面の説明図である。
【図４】同じく、静翼の斜視図である。
【図５】この発明のガスタービンにおける翼構造の実施
の形態４を示す動翼のハブ部断面の説明図である。
【図６】この発明のガスタービンにおける翼構造の実施
の形態５を示す動翼のハブ部断面の説明図である。
【図７】この発明のガスタービンにおける翼構造の実施
の形態６を示す動翼のハブ部断面の説明図である。
【図８】同じく、動翼の斜視図である。
【図９】この発明のガスタービンにおける翼構造の実施
の形態７を示す動翼のスタッキング形状の断面説明図で
ある。
【図１０】図９におけるＸ矢視図である。
【図１１】図９におけるＸＩ矢視図である。
【図１２】（Ａ）はコード長を示す動翼のハブ部断面の
説明図、（Ｂ）は（Ａ）の動翼によるマッハ数分布の説
明図である。
【図１３】この発明のガスタービンにおける翼構造の実
施の形態７の変形例を示す説明図である。
【図１４】（Ａ）は従来の翼構造を示す動翼および静翼
の断面の説明図、（Ｂ）はこの発明のガスタービンにお
ける翼構造の実施の形態７の変形例を示す動翼および静
翼の断面の説明図である。
【図１５】（Ａ）はこの発明のガスタービンにおける翼
構造の実施の形態７の変形例を示す冷却動翼の説明図、
（Ｂ）は同じくテーパを有する動翼の説明図である。
【図１６】従来の翼構造を示す動翼および静翼の説明図
である。
【図１７】従来の翼構造を示す動翼および静翼の断面の
説明図である。
【図１８】インシデンス角と圧力損失との相対関係を示
した説明図である。
【図１９】（Ａ）は従来の翼構造を示す動翼のハブ部断
面の説明図、（Ｂ）は（Ａ）の動翼によるマッハ数分布
の説明図である。
【符号の説明】
１ ケーシング ２、３ 静翼 ４ ロータ ５ 動翼 ６ 燃焼ガス ７ 動翼のチップ ８ クリアランス ９ 漏れ流れ １０ 動翼の腹面 １１ 動翼の背面 １２ 静翼のチップ部前縁 １３ 静翼の背面 １４ 静翼の腹面 １５ 渦流 １６ シールエア １７ 動翼のハブ部前縁 １８ 動翼のチップ部 １９ 動翼のチップ部の後縁 ２０ 境界層 ２１ 動翼のチップ部の前縁 ２２ 静翼のキャンバー線 ２３ 静翼のチップ部後縁 ２４ 動翼のキャンバー線 ２５ 動翼のハブ部後縁 ２６ 動翼のチップ部のコード長 ２７ 静翼の逃げ部 ２８ 中空部 ２９ 冷却動翼 ３０ テーパ ３１ テーパ動翼 ５０ 動翼のチップ ５１ 動翼のハブから高さ７５％の位置のもの ５２ 動翼のミーン ５３ 動翼のハブから高さ２５％の位置のもの ５４ 動翼のハブ ｉｃ１ 静翼のインシデンス角 ｉｓ１ 動翼のインシデンス角 βｃ１ 静翼の入口メタル角 βｓ１ 動翼の入口メタル角 θｃ１ 静翼のインクルーディン角 θｓ１ 動翼のインクルーディン角

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ケーシングに円環に配列された静翼と、
    ロータに円環に配列された動翼とを備え、前記動翼のチ
    ップと前記ケーシングとの間にはクリアランスを有する
    ガスタービンにおいて、 チップクリアランスを有する前記動翼の後段側の前記静
    翼であって、前記静翼のチップ部の前縁インクルーディ
    ング角が前記静翼のチップ部以外の部分の前縁インクル
    ーディング角よりも大である、ことを特徴とするガスタ
    ービンにおける翼構造。
  2. 【請求項２】 ケーシングに円環に配列された静翼と、
    ロータに円環に配列された動翼とを備え、前記動翼のチ
    ップと前記ケーシングとの間にはクリアランスを有する
    ガスタービンにおいて、 チップクリアランスを有する前記動翼の後段側の前記静
    翼であって、前記静翼のチップ部の入口メタル角が前記
    静翼のチップ部以外の部分の入口メタル角よりも小であ
    る、ことを特徴とするガスタービンにおける翼構造。
  3. 【請求項３】 ケーシングに円環に配列された静翼と、
    ロータに円環に配列された動翼とを備え、前記動翼のチ
    ップと前記ケーシングとの間にはクリアランスを有する
    ガスタービンにおいて、 チップクリアランスを有する前記動翼の後段側の前記静
    翼であって、前記静翼のチップ部の前縁インクルーディ
    ング角が前記静翼のチップ部以外の部分の前縁インクル
    ーディング角よりも大であり、また、前記静翼のチップ
    部の入口メタル角が前記静翼のチップ部以外の部分の入
    口メタル角よりも小である、ことを特徴とするガスター
    ビンにおける翼構造。
  4. 【請求項４】 ケーシングに円環に配列された静翼と、
    ロータに円環に配列された動翼とを備え、前記動翼の上
    流側の前記ロータ側からシールエアが流出しているガス
    タービンにおいて、 前記動翼のハブ部の前縁インクルーディング角が前記動
    翼のハブ部以外の部分の前縁インクルーディング角より
    も大である、ことを特徴とするガスタービンにおける翼
    構造。
  5. 【請求項５】 ケーシングに円環に配列された静翼と、
    ロータに円環に配列された動翼とを備え、前記動翼の上
    流側の前記ロータ側からシールエアが流出しているガス
    タービンにおいて、 前記動翼のハブ部の入口メタル角が前記動翼のハブ部以
    外の部分の入口メタル角よりも小である、ことを特徴と
    するガスタービンにおける翼構造。
  6. 【請求項６】 ケーシングに円環に配列された静翼と、
    ロータに円環に配列された動翼とを備え、前記動翼の上
    流側の前記ロータ側からシールエアが流出しているガス
    タービンにおいて、 前記動翼のハブ部の前縁インクルーディング角が前記動
    翼のハブ部以外の部分の前縁インクルーディング角より
    も大であり、また、前記動翼のハブ部の入口メタル角が
    前記動翼のハブ部以外の部分の入口メタル角よりも小で
    ある、ことを特徴とするガスタービンにおける翼構造。
  7. 【請求項７】 ケーシングに円環に配列された静翼と、
    ロータに円環に配列された動翼とを備え、前記動翼のチ
    ップと前記ケーシングとの間にはクリアランスを有する
    ガスタービンにおいて、 チップクリアランスを有する前記動翼のチップ部のコー
    ド長が前記動翼のチップ部以外の部分の最小コード長よ
    りも大である、ことを特徴とするガスタービンにおける
    翼構造。
  8. 【請求項８】 前記静翼のチップ部には、前記動翼のチ
    ップ部との干渉を避けるための逃げ部が設けられてい
    る、ことを特徴とする請求項７に記載のガスタービンに
    おける翼構造。
  9. 【請求項９】 前記静翼のチップ部の逃げ部は、前記静
    翼のチップ部の入口メタル角が前記静翼のチップ部以外
    の部分の入口メタル角よりも小であって、前記静翼のチ
    ップ部の入口メタル角が前記静翼の背面側に向いてい
    る、ことを特徴とする請求項８に記載のガスタービンに
    おける翼構造。
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