JP2014181655A - Turbine and rotary machine including the same - Google Patents

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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a turbine, and a gas turbine including the same, capable of further improving performances by reducing leakage flow from a clearance between a rotor vane and a casing.SOLUTION: A turbine includes: a rotating shaft 5 rotating around an axis O; a single-stage rotor vane 10aA radially extended from the rotating shaft 5; and a casing 7 surrounding the rotating shaft 5 and the single-state rotor vane 10aA, applying an area opposed to a tip of the single-stage rotor vane 10aA of an inner peripheral face 14, as a facing area Fa forming a clearance S with the tip, and allowing a combustion gas G to circulate therein along the axis O. In the casing 7, the inner peripheral face 14 has a convex face portion 15 formed so that an inner diameter at a downstream end in the direction of the axis O is larger than an inner diameter of an upstream end in the direction of the axis O in the facing area FA, and projecting toward a radial inner side with respect to a straight line connecting a virtual point A and a virtual point B, between the virtual points separated in the direction of the axis O in the facing area FA in a sectional view including the axis O.

Description

本発明は、タービンにおけるガスパス形状に関するものである。   The present invention relates to a gas path shape in a turbine.

従来から、動翼としてチップシュラウドが設けられていないフリースタンディング翼が知られている。そしてこのようなフリースタンディング翼を用いたタービンでは、ガスパスを形成するケーシングと動翼との間で、チップクリアランスが形成されている。   Conventionally, a free-standing blade without a tip shroud is known as a moving blade. In a turbine using such a free-standing blade, a tip clearance is formed between a casing and a moving blade that form a gas path.

このようなタービンでは、チップクリアランスからの燃焼ガスの漏れを抑制するように、一段静翼よりも下流側ではガスパスの内径及び翼の径方向の高さ寸法が拡大していくコニカル形状となっているものがある（例えば、特許文献１）。そして、コニカル形状を採用することで下流側での静圧を増大させることが可能となり、動翼の上流側と下流側との間での静圧の差圧を低減でき、チップクリアランスからの燃焼ガスの漏れを抑制できる。   In such a turbine, in order to suppress the leakage of combustion gas from the tip clearance, the inner diameter of the gas path and the radial height of the blade are increased on the downstream side of the first stage stationary blade. (For example, Patent Document 1). By adopting a conical shape, it becomes possible to increase the static pressure on the downstream side, reduce the differential pressure of the static pressure between the upstream side and the downstream side of the rotor blade, and burn from the tip clearance. Gas leakage can be suppressed.

特開２００３−１０６１６９号公報JP 2003-106169 A

しかしながら、特許文献１に開示されたようなこれまでのコニカル形状のガスパスでは、ガスパス外形、即ちケーシングの内径が変化率一定で増大していく形状であるため、動翼の前縁から後縁に向かって一定の割合で静圧が回復することになる。従って、特に動翼の前縁側の位置で、動翼の上流側（腹側）と下流側（背側）の間の静圧差が大きくなり、チップクリアランスからの燃焼ガスの漏れ流量が大きくなる。そして、このような漏れ流れが生じると、その分の燃焼ガスのエネルギーが動翼で回転力に変換されないまま下流側で向かって流通することになり、タービン効率が低下してしまう。従って、可能な限り、このような燃焼ガスの漏れの低減を図る必要がある。   However, the conventional conical gas path disclosed in Patent Document 1 has a gas path outer shape, that is, a shape in which the inner diameter of the casing increases at a constant rate of change. The static pressure will recover at a constant rate. Accordingly, the static pressure difference between the upstream side (abdominal side) and the downstream side (back side) of the moving blade is increased particularly at the position of the leading edge side of the moving blade, and the leakage flow rate of combustion gas from the tip clearance is increased. And when such a leak flow arises, the energy of the combustion gas for the part will distribute | circulate toward the downstream side, without converting into a rotational force with a moving blade, and turbine efficiency will fall. Therefore, it is necessary to reduce the leakage of such combustion gas as much as possible.

本発明はこのような事情を考慮してなされたものであり、動翼とケーシングとの間のクリアランスからの漏れ流れを低減し、さらなる性能向上を図ったタービン、及びこれを備えた回転機械を提供することを目的とする。   The present invention has been made in consideration of such circumstances, and a turbine in which leakage flow from a clearance between a moving blade and a casing is reduced to further improve performance, and a rotary machine including the turbine are provided. The purpose is to provide.

上記課題を解決するため、本発明は以下の手段を採用している。
即ち、本発明に係るタービンは、軸線回りに回転する回転軸と、該回転軸から径方向に延びる動翼と、これら回転軸及び動翼を囲んで、内周面における前記動翼の先端と対向する領域が該先端との間でクリアランスを形成する対向領域とされ、前記軸線に沿って気体が内部を流通するケーシングと、を備え、前記ケーシングは、前記内周面が、前記対向領域における前記軸線方向の上流端の内径よりも、前記軸線方向の下流端の内径の方が大きくされ、かつ前記軸線を含む断面視にて、前記対向領域における前記軸線方向に離間する二点間で該二点同士を結ぶ直線よりも径方向内側に向かって凸となる凸面部とされていることを特徴とする。 In order to solve the above problems, the present invention employs the following means.
That is, a turbine according to the present invention includes a rotating shaft that rotates about an axis, a moving blade that extends in a radial direction from the rotating shaft, and a tip of the moving blade on an inner peripheral surface that surrounds the rotating shaft and the moving blade. A facing region that forms a clearance with the tip, and a casing through which gas flows along the axis, wherein the casing has an inner peripheral surface in the facing region. The inner diameter of the downstream end in the axial direction is larger than the inner diameter of the upstream end in the axial direction, and the two regions separated in the axial direction in the opposing region in a cross-sectional view including the axial line. It is characterized by being a convex surface portion that protrudes radially inward from a straight line connecting two points.

このようなタービンによると、ケーシングにおける対向領域では、内周面が凸面部とされていることで、ケーシングの内周面が気体の主流側に向かって突出する形状になっている。このため、ケーシングの内径の変化率が一定で増大していく場合と比較すると、対向領域における軸線方向の上流端側となる動翼の前縁側では、ケーシングの内径が拡径する度合いを小さく抑えることができる。よって、この前縁側の位置で、動翼の上流側（腹側）と下流側（背側）との間での静圧の差圧を小さくすることができ、差圧によって、動翼の前縁側の位置で、クリアランスを通じて動翼の腹側から背側に向かって動翼を乗り越えるように流通する気体の漏れ流れを低減することができる。   According to such a turbine, in the opposed region of the casing, the inner peripheral surface is a convex surface portion, so that the inner peripheral surface of the casing protrudes toward the main gas side. For this reason, compared with the case where the rate of change of the inner diameter of the casing is constant and increasing, the degree of expansion of the inner diameter of the casing is reduced on the leading edge side of the moving blade on the upstream end side in the axial direction in the facing region. be able to. Therefore, at the position of the leading edge side, the static pressure differential pressure between the upstream side (abdominal side) and the downstream side (back side) of the moving blade can be reduced. At the edge side position, the leakage flow of the gas flowing so as to get over the moving blade from the ventral side to the back side of the moving blade through the clearance can be reduced.

また、前記凸面部は、前記径方向内側に向かって凸となる凸曲面とされていてもよい。   Moreover, the convex surface portion may be a convex curved surface that is convex toward the radially inner side.

このように凸面部が凸曲面とされていることで、滑らかにケーシング内径が拡径することになり、気体の淀みや剥離等の発生を抑制でき、気体の流れが乱されることがなくなる。よって、タービン効率の向上を図り、さらなる性能向上につながる。   Thus, since the convex surface portion is a convex curved surface, the casing inner diameter is smoothly expanded, the occurrence of gas stagnation and peeling can be suppressed, and the gas flow is not disturbed. Therefore, the turbine efficiency is improved and the performance is further improved.

さらに、前記凸面部は、前記上流端側の始点が、前記気体の流れのさらに上流側における前記内周面に、滑らかに連続していてもよい。   Further, the convex portion may have a starting point on the upstream end side that is smoothly continuous with the inner peripheral surface on the further upstream side of the gas flow.

このように、凸面部の上流側の内周面に滑らかに連続するように凸面部が形成されていることで、気体の淀みや剥離等の発生を抑制しながら下流端側へ気体を流通させることができる。よって、タービン効率の向上を図り、さらなる性能向上につながる。   In this way, the convex surface portion is formed so as to be smoothly continuous with the inner peripheral surface on the upstream side of the convex surface portion, thereby allowing the gas to flow to the downstream end side while suppressing the occurrence of gas stagnation and separation. be able to. Therefore, the turbine efficiency is improved and the performance is further improved.

また、前記ケーシングでは、前記内周面が、前記凸面部の前記上流側で前記軸線に平行となる平行面部とされ、該平行面部が前記凸面部に接続されていてもよい。   In the casing, the inner peripheral surface may be a parallel surface portion that is parallel to the axis on the upstream side of the convex surface portion, and the parallel surface portion may be connected to the convex surface portion.

このように平行面部が形成されていることで、凸面部が形成された対向領域へ円滑に気体を流通させることができ、凸面部の上流端側の始点での気体の淀みや剥離等の発生を抑制しながら下流端側へ気体を流通させることができ、さらなる性能向上につながる。   Since the parallel surface portion is formed in this way, gas can be smoothly circulated to the opposing region where the convex surface portion is formed, and gas stagnation and separation at the starting point on the upstream end side of the convex surface portion are generated. It is possible to circulate the gas to the downstream end side while suppressing the above, leading to further performance improvement.

また、前記動翼は、前記クリアランスが、前記上流端側よりも前記下流端側で大きくなるように前記径方向の寸法が形成されていてもよい。   Further, the moving blade may have the radial dimension so that the clearance is larger on the downstream end side than on the upstream end side.

本発明では、対向領域での内径が下流端側に向かって拡径していることで、対向領域の凸面部の形状に動翼の先端形状を対応させると、下流端側で動翼の先端が径方向外側に突出するような形状となってしまう。よって、上流端側に比べてクリアランスが大きくなるように、下流端側での動翼の先端の位置を設定することで、下流端側で動翼の先端が突出する寸法を小さくできる。従って、この突出する部分で遠心力が作用した際などに生じる動翼の変形で、ケーシングと動翼の先端とが接触してしまうことを回避でき、さらなる性能向上につながる。   In the present invention, when the tip of the moving blade is made to correspond to the shape of the convex portion of the facing region because the inner diameter in the facing region is increased toward the downstream end, the tip of the moving blade is formed on the downstream end. Becomes a shape that protrudes radially outward. Therefore, by setting the position of the tip of the moving blade on the downstream end side so that the clearance is larger than that on the upstream end side, the size of the tip of the moving blade protruding on the downstream end side can be reduced. Therefore, it is possible to avoid contact between the casing and the tip of the moving blade due to deformation of the moving blade caused when a centrifugal force acts on the protruding portion, which leads to further performance improvement.

さらに、本発明に係る回転機械は、上記のタービンを備えることを特徴とする。   Furthermore, the rotating machine according to the present invention includes the turbine described above.

このような回転機械によると、ケーシングにおける対向領域で凸面部が形成されていることで、対向領域における軸線方向の上流端側となる動翼の前縁側では、ケーシングの内径の拡径度合いを小さく抑えることができ、この位置で、動翼の上流側（腹側）と下流側（背側）との間での静圧の差圧を小さくすることができる。これにより、動翼の前縁側の位置で、クリアランスを通じて動翼の腹側から背側に向かって動翼を乗り越えるように流通する気体の漏れ流れを低減することができる。   According to such a rotating machine, since the convex surface portion is formed in the facing region in the casing, the degree of expansion of the inner diameter of the casing is reduced on the leading edge side of the moving blade that is the upstream end side in the axial direction in the facing region. At this position, it is possible to reduce the difference in static pressure between the upstream side (abdominal side) and the downstream side (back side) of the moving blade. Accordingly, it is possible to reduce the leakage flow of the gas flowing so as to get over the moving blade from the ventral side to the back side of the moving blade through the clearance at the position on the leading edge side of the moving blade.

本発明のタービン、及び回転機械によると、凸面部による差圧低減によって、動翼とケーシングとの間のクリアランスからの漏れ流れを低減し、タービン効率向上による性能向上が可能である。   According to the turbine and the rotary machine of the present invention, the leakage pressure from the clearance between the moving blade and the casing can be reduced by reducing the differential pressure by the convex surface portion, and the performance can be improved by improving the turbine efficiency.

本発明の第一実施形態に係るガスタービンの全体側面図である。1 is an overall side view of a gas turbine according to a first embodiment of the present invention. 本発明の第一実施形態に係るガスタービンに関し、ガスパス周辺を拡大して示す概略図である。It is the schematic which expands and shows the gas path periphery regarding the gas turbine which concerns on 1st embodiment of this invention. 本発明の第二実施形態に係るガスタービンに関し、ガスパス周辺を拡大して示す概略図である。It is the schematic which expands and shows the gas path periphery regarding the gas turbine which concerns on 2nd embodiment of this invention.

〔第一実施形態〕
以下、本発明の第一実施形態に係るガスタービン１（回転機械）について説明する。
ガスタービン１は、燃焼ガスＧ（気体）の運動エネルギーを回転エネルギーに変換し、この回転エネルギーを用いて例えば発電装置を駆動させ、電力等を得るものである。 [First embodiment]
Hereinafter, the gas turbine 1 (rotary machine) which concerns on 1st embodiment of this invention is demonstrated.
The gas turbine 1 converts the kinetic energy of the combustion gas G (gas) into rotational energy, and uses this rotational energy to drive a power generation device, for example, to obtain electric power and the like.

図１に示すように、ガスタービン１は、外部から空気を導入して圧縮空気を生成する圧縮機２と、この圧縮空気と燃料とを混合して燃焼ガスＧを生成する燃焼器３と、燃焼器３から供給される燃焼ガスＧにより回転動力を発生させるタービン４とを、上記圧縮空気及び燃焼ガスＧの供給方向となる上流側（図１の紙面に向かって左側）から下流側に向けて、この順に備えている。   As shown in FIG. 1, a gas turbine 1 includes a compressor 2 that introduces air from the outside to generate compressed air, a combustor 3 that mixes the compressed air and fuel to generate combustion gas G, The turbine 4 that generates rotational power by the combustion gas G supplied from the combustor 3 is directed from the upstream side (left side toward the paper surface of FIG. 1) in the supply direction of the compressed air and the combustion gas G to the downstream side. In this order.

図１及び図２に示すように、タービン４は、軸線Ｏ回りに回転する回転軸５と、回転軸５から径方向外側に延びる複数段の動翼列１０と、これら回転軸５及び複数段の動翼列１０を外周側から囲むケーシング７と、複数段の動翼列１０と軸線Ｏ方向に隣接するように配されるとともに、ケーシング７の内周面１４から径方向内側に延びる複数段の静翼列１１とを備えている。   As shown in FIGS. 1 and 2, the turbine 4 includes a rotating shaft 5 that rotates about an axis O, a plurality of moving blade rows 10 that extend radially outward from the rotating shaft 5, and the rotating shaft 5 and the plurality of stages. A casing 7 that surrounds the rotor blade row 10 from the outer peripheral side, and a plurality of steps that are arranged to be adjacent to the plurality of rotor blade rows 10 in the direction of the axis O and extend radially inward from the inner peripheral surface 14 of the casing 7. The stationary blade row 11 is provided.

回転軸５は、燃焼ガスＧの流通する上流側から下流側に延びる軸線Ｏを中心としてこの軸線Ｏの方向に延在する略円筒状をなし、不図示の軸受によってケーシング７との間で相対回転可能に設けられている。   The rotating shaft 5 has a substantially cylindrical shape extending in the direction of the axis O around the axis O extending from the upstream side to the downstream side through which the combustion gas G flows, and is relative to the casing 7 by a bearing (not shown). It is provided so as to be rotatable.

複数段の動翼列１０は、各段同士が軸線Ｏ方向に間隔をあけて配されて、各々の動翼列１０は、回転軸５の周方向に間隔をあけて回転軸５の外周側から嵌め込まれた複数の動翼１０ａを有し、環状をなしている。   The plurality of stages of moving blade rows 10 are arranged at intervals in the direction of the axis O, and each of the moving blade rows 10 is spaced apart in the circumferential direction of the rotating shaft 5 on the outer peripheral side of the rotating shaft 5. A plurality of moving blades 10a fitted from above are formed in an annular shape.

これにより、各々の動翼１０ａは回転軸５と共に軸線Ｏ回りに回転可能となっており、また図示はしないが、各々の動翼１０ａは、背面が凸状に形成され、腹面が凹状に形成された翼部材となっている。
ここで、燃焼ガスＧの最も上流側に位置する動翼列１０を構成する動翼１０ａを、一段動翼１０ａＡとする。 Thereby, each moving blade 10a can rotate around the axis O together with the rotating shaft 5, and although not shown, each moving blade 10a is formed with a convex back surface and a concave stomach surface. The wing member is made.
Here, the moving blade 10a constituting the moving blade row 10 located on the most upstream side of the combustion gas G is defined as a one-stage moving blade 10aA.

複数段の静翼列１１は、各段同士が軸線Ｏ方向に間隔をあけて配されており、各々の静翼列１１は、各々の動翼列１０の上流側に隣接するように配されており、整流した燃焼ガスＧを動翼列１０へと流入させる。   The plurality of stages of vane rows 11 are arranged at intervals in the direction of the axis O, and each vane row 11 is arranged adjacent to the upstream side of each rotor blade row 10. The rectified combustion gas G flows into the rotor blade row 10.

また、各々の静翼列１１は、回転軸５の周方向に間隔をあけてケーシング７から径方向内側に回転軸５に向かって突出するように内周面１４に固定された複数の静翼１１ａを有して、環状をなしている。そして、静翼１１ａは動翼１０ａと同様な翼部材となっている。
ここで、燃焼ガスＧの最も上流側に位置する静翼列１１を構成する静翼１１ａを、一段静翼１１ａＡとする。 In addition, each stationary blade row 11 has a plurality of stationary blades fixed to the inner peripheral surface 14 so as to protrude radially inward from the casing 7 toward the rotational shaft 5 with an interval in the circumferential direction of the rotational shaft 5. 11a and has an annular shape. The stationary blade 11a is a blade member similar to the moving blade 10a.
Here, the stationary blade 11a constituting the stationary blade row 11 located on the most upstream side of the combustion gas G is defined as a one-stage stationary blade 11aA.

ケーシング７は、回転軸５との間に環状の内部空間を画成し、この空間が、燃焼ガスＧの流通する流路となるガスパスＣとなっている。   The casing 7 defines an annular internal space with the rotary shaft 5, and this space serves as a gas path C serving as a flow path through which the combustion gas G flows.

そして、このケーシング７の内周面１４は、各動翼１０ａの先端とクリアランスＳが形成された状態で対向している。以下、このケーシング７の内周面１４における一段動翼１０ａＡの先端と対向する領域を対向領域ＦＡとする。   And the inner peripheral surface 14 of this casing 7 has opposed the front-end | tip of each moving blade 10a in the state in which the clearance S was formed. Hereinafter, a region facing the tip of the first stage moving blade 10aA on the inner peripheral surface 14 of the casing 7 is referred to as a facing region FA.

次に、ケーシング７の対向領域ＦＡについて詳しく説明する。
対向領域ＦＡでは、燃焼ガスＧの流れの上流側となる軸線Ｏ方向の上流端に比べ、下流側となる軸線Ｏ方向下流端で、内径が大きくなるように、換言するとガスパスＣの外径が拡径するように内周面１４が形成されている。そして、この対向領域ＦＡにおいて内周面１４は、軸線Ｏを含む断面視で軸線Ｏ方向に離間するように配された仮想点Ａと仮想点Ｂの二点間で、これら二点を結ぶ直線（図２の点線）よりも径方向内側に向かって凸となる凸曲面とされている。即ち、この位置で内周面１４が、軸線Ｏを含む断面視で、軸線Ｏに対する傾きの変化率が徐々に大きくなるような凸面部１５とされている。 Next, the facing area FA of the casing 7 will be described in detail.
In the counter area FA, the outer diameter of the gas path C is set so that the inner diameter is larger at the downstream end in the axis O direction downstream than the upstream end in the axis O direction upstream of the flow of the combustion gas G. An inner peripheral surface 14 is formed to increase the diameter. And in this opposing area | region FA, the internal peripheral surface 14 is the straight line which connects these two points between two points of the virtual point A and the virtual point B which were distribute | arranged so that it might space apart in the axis line O direction in sectional view containing the axis line O. It is a convex curved surface that is convex inward in the radial direction from (dotted line in FIG. 2). That is, at this position, the inner peripheral surface 14 is formed as a convex surface portion 15 so that the rate of change of the inclination with respect to the axis O gradually increases in a sectional view including the axis O.

ここで、一段動翼１０ａＡの先端は、凸面部１５に沿った形状となっており、クリアランスＳの大きさが軸線Ｏ方向で一定となるように、一段動翼１０ａＡのスパンが設定されている。   Here, the tip of the first stage moving blade 10aA has a shape along the convex surface portion 15, and the span of the first stage moving blade 10aA is set so that the size of the clearance S is constant in the axis O direction. .

また、本実施形態では対向領域ＦＡよりも上流側となる凸面部１５の上流側での内周面１４は、ガスパスＣが縮径されるように、即ち、ケーシングの内径が対向領域ＦＡに向かって小さくなるように形成された縮径面部１６とされている。   Further, in the present embodiment, the inner peripheral surface 14 on the upstream side of the convex surface portion 15 that is upstream of the facing area FA is arranged so that the gas path C is reduced in diameter, that is, the inner diameter of the casing faces the facing area FA. The diameter-reduced surface portion 16 is formed so as to be smaller.

さらに、縮径面部１６に下流側で接続される内周面１４は、一段静翼１１ａＡと一段動翼１０ａＡとの間で、ケーシング７の内径が一定の状態となるように、軸線Ｏを含む断面視で、軸線Ｏに平行となって軸線Ｏ方向に延びる平行面部１７となっており、この平行面部１７が凸面部１５に接続されている。
また、この平行面部１７と凸面部１５との接続部分となる凸面部１５の始点では、面が滑らかに連続している。 Further, the inner peripheral surface 14 connected to the reduced diameter surface portion 16 on the downstream side includes an axis O so that the inner diameter of the casing 7 is constant between the first stage stationary blade 11aA and the first stage moving blade 10aA. In a cross-sectional view, the parallel surface portion 17 is parallel to the axis O and extends in the direction of the axis O, and the parallel surface portion 17 is connected to the convex surface portion 15.
In addition, the surface is smoothly continuous at the starting point of the convex surface portion 15 that is a connecting portion between the parallel surface portion 17 and the convex surface portion 15.

このようなガスタービン１においては、ケーシング７における対向領域ＦＡでは、凸面部１５が形成されていることで、ケーシング７の内周面１４が燃焼ガスＧの主流側に向かって突出する形状になっている。このため、燃焼ガスＧのケーシング７の内径であるガスパスＣの外径が変化率一定で拡径していくようなコニカル形状の場合と比較すると、一段動翼１０ａＡの上流端側となる前縁側でガスパスＣの外径の変化率を小さく抑えることができる。   In such a gas turbine 1, the convex surface portion 15 is formed in the facing area FA of the casing 7, so that the inner peripheral surface 14 of the casing 7 protrudes toward the main flow side of the combustion gas G. ing. For this reason, compared with the conical shape in which the outer diameter of the gas path C, which is the inner diameter of the casing 7 of the combustion gas G, is expanded at a constant rate of change, the leading edge side that is the upstream end side of the one-stage rotor blade 10aA Thus, the rate of change of the outer diameter of the gas path C can be kept small.

そして、一段動翼１０ａＡの下流端側となる後縁側ではガスパスＣの外径が大きくなり、動圧を低減し、静圧を増大させることが可能となる。
このように、凸面部１５によって対向領域ＦＡで急激にケーシングの内径を拡径することが可能となり、一段動翼１０ａＡの前縁側では、一段動翼１０ａＡの上流側（腹側）と下流側（背側）との間での静圧の差圧を小さくすることができる。従って、この差圧によって、一段動翼１０ａＡの前縁側の位置で、クリアランスＳを通じて一段動翼１０ａＡの腹側から背側に向かって翼を乗り越えるように流通する燃焼ガスＧの漏れ流れを低減することができる。 Then, the outer diameter of the gas path C is increased on the trailing edge side that is the downstream end side of the one-stage moving blade 10aA, so that the dynamic pressure can be reduced and the static pressure can be increased.
In this manner, the convex surface portion 15 can rapidly increase the inner diameter of the casing in the facing area FA, and on the front edge side of the first stage moving blade 10aA, the upstream side (abdominal side) and the downstream side of the first stage moving blade 10aA ( The differential pressure of the static pressure with the back side) can be reduced. Therefore, this differential pressure reduces the leakage flow of the combustion gas G that circulates over the blade from the ventral side to the back side of the first-stage moving blade 10aA through the clearance S at the position on the front edge side of the first-stage moving blade 10aA. be able to.

さらに、凸面部１５が滑らかな曲線状をなす凸曲面とされていることで、滑らかにガスパスＣが拡がることになり、角部等が形成されていないため燃焼ガスＧの淀みや剥離等の発生を抑制できる。このため、燃焼ガスＧの流れが乱されることがなくなり、タービン４の効率の向上が可能となる。   Further, since the convex surface portion 15 is a convex curved surface having a smooth curved shape, the gas path C is smoothly expanded, and the corner portion or the like is not formed, so that stagnation or separation of the combustion gas G occurs. Can be suppressed. For this reason, the flow of the combustion gas G is not disturbed, and the efficiency of the turbine 4 can be improved.

また、凸面部１５の上流端側で平行面部１７が形成され、凸面部１５が平行面部１７に滑らかに連続していることで、角部等が形成されていないため燃焼ガスＧの淀みや剥離等の発生を抑制しながら、下流端側へ燃焼ガスＧを流通させることができる。さらに、平行面部１７が形成されていることで、この位置での急激なガスパスＣの拡径を回避でき、燃焼ガスＧの淀みや剥離等の発生を抑制しながら、燃焼ガスＧを流通させることができ、この点においてもタービン４の効率の向上が可能となる。   Further, the parallel surface portion 17 is formed on the upstream end side of the convex surface portion 15, and the convex surface portion 15 is smoothly continuous with the parallel surface portion 17. The combustion gas G can be circulated to the downstream end side while suppressing the occurrence of the above. Further, since the parallel surface portion 17 is formed, the sudden expansion of the gas path C at this position can be avoided, and the combustion gas G can be circulated while suppressing the occurrence of stagnation and separation of the combustion gas G. In this respect, the efficiency of the turbine 4 can be improved.

本実施形態のガスタービン１によると、一段動翼１０ａＡとケーシング７とが対向する対向領域ＦＡで、凸面部１５によって、一段動翼１０ａＡの上流端側（前縁側）の差圧低減を図ることができ、クリアランスＳからの漏れ流れを低減し、タービン４の効率向上によってさらなる性能向上が可能である。   According to the gas turbine 1 of the present embodiment, the differential pressure on the upstream end side (front edge side) of the first-stage moving blade 10aA is reduced by the convex portion 15 in the facing area FA where the first-stage moving blade 10aA and the casing 7 face each other. Therefore, the leakage flow from the clearance S can be reduced, and the performance can be further improved by improving the efficiency of the turbine 4.

〔第二実施形態〕
次に、本発明の第二実施形態に係るガスタービン５１について説明する。
なお、第一実施形態と同様の構成要素には同一の符号を付して詳細説明を省略する。
本実施形態では、一段動翼６０ａＡ（動翼６０ａ）の形状が第一実施形態と異なっている。 [Second Embodiment]
Next, the gas turbine 51 which concerns on 2nd embodiment of this invention is demonstrated.
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the component similar to 1st embodiment, and detailed description is abbreviate | omitted.
In the present embodiment, the shape of the first stage moving blade 60aA (the moving blade 60a) is different from that of the first embodiment.

図３に示すように、一段動翼６０ａＡは、上記クリアランスＳが、軸線Ｏ方向の上流端側よりも下流端側で大きくなるように径方向の寸法が設定されている。即ち、一段動翼６０ａＡの下流端側でのスパンは第一実施形態の一段動翼１０ａＡに比べて小さくなっている。ここで、一段動翼６０ａＡの下流端で径方向外側に向かって突出する部分を突出部６１とする。   As shown in FIG. 3, the radial dimension of the one-stage rotor blade 60aA is set so that the clearance S is larger on the downstream end side than on the upstream end side in the axis O direction. That is, the span on the downstream end side of the first stage moving blade 60aA is smaller than that of the first stage moving blade 10aA of the first embodiment. Here, a portion that protrudes radially outward at the downstream end of the one-stage moving blade 60aA is referred to as a protruding portion 61.

本実施形態のガスタービン５１においては、クリアランスＳが下流端側で大きくなっていることで、突出部６１の突出量を小さくでき、ケーシング７と一段動翼６０ａＡの先端との接触を回避できる。   In the gas turbine 51 of the present embodiment, the clearance S is increased on the downstream end side, so that the protruding amount of the protruding portion 61 can be reduced, and contact between the casing 7 and the tip of the first stage moving blade 60aA can be avoided.

具体的には、本実施形態では、対向領域ＦＡでのケーシング７の内径が下流端側で拡径している。このため、一段動翼６０ａＡの先端形状が、第一実施形態のように凸面部１５の形状に沿うような先端形状となっていると、特にガスパスＣが下流端側で大きく拡径する形状となっている場合には、突出部６１の径方向外側への突出量が大きくなってしまう。しかし、この点、本実施形態の一段動翼６０ａＡの先端形状を採用することによって、突出部６１の突出量を小さくできるため、突出部６１に遠心力が作用した際や、熱が滞留してしまうなどで、突出部６１が径方向に伸びるように変形が生じてしまった場合であっても、ケーシング７と一段動翼６０ａＡの先端との接触を回避できる。従って、さらなる性能向上につながる。   Specifically, in the present embodiment, the inner diameter of the casing 7 in the facing area FA is increased on the downstream end side. For this reason, when the tip shape of the one-stage rotor blade 60aA is a tip shape that follows the shape of the convex surface portion 15 as in the first embodiment, the gas path C has a shape that greatly expands in diameter on the downstream end side. In this case, the protruding amount of the protruding portion 61 outward in the radial direction is increased. However, since the protrusion amount of the protrusion 61 can be reduced by adopting the tip shape of the one-stage rotor blade 60aA of this embodiment, heat is accumulated when the centrifugal force acts on the protrusion 61. Therefore, even when the protrusion 61 is deformed so as to extend in the radial direction, the contact between the casing 7 and the tip of the one-stage moving blade 60aA can be avoided. Therefore, it leads to further performance improvement.

以上、本発明の実施形態について詳細を説明したが、本発明の技術的思想を逸脱しない範囲内において、多少の設計変更も可能である。
例えば、凸面部１５については、必ずしも凸曲面とされていなくともよく、対向領域ＦＡにおいて、仮想点Ａと仮想点Ｂとを結ぶ直線よりも径方向内側に凸となっていればよく、例えば角部を有する凸となっていてもよい。 Although the embodiment of the present invention has been described in detail above, some design changes can be made without departing from the technical idea of the present invention.
For example, the convex portion 15 does not necessarily have to be a convex curved surface, and may be convex inward in the radial direction from the straight line connecting the virtual point A and the virtual point B in the facing area FA. It may be convex having a portion.

さらに、対向領域ＦＡ内のいずれの位置に凸面部１５が形成されていてもよいが、特に動翼１０ａ（６０ａ）の上流側（腹側）と下流側（背側）の差圧が大きくなる位置に形成されていることが好ましい。そして、このように差圧が大きくなる領域としては、一段動翼１０ａＡのコード長の２０％〜８０％の位置であることが分かっており、この位置に凸面部１５が形成されていることがさらに好ましい。   Further, the convex surface portion 15 may be formed at any position in the facing area FA, but in particular, the differential pressure between the upstream side (abdominal side) and the downstream side (back side) of the moving blade 10a (60a) becomes large. It is preferable that it is formed at a position. In addition, it is known that the region where the differential pressure increases as described above is a position of 20% to 80% of the cord length of the one-stage moving blade 10aA, and the convex surface portion 15 is formed at this position. Further preferred.

また、平行面部１７と凸面部１５とは、必ずしも滑らかに連続していなくともよいが、上述したように、これらが滑らかに連続している方が、燃焼ガスＧの流動状態がより好ましいものとなる。   In addition, the parallel surface portion 17 and the convex surface portion 15 do not necessarily have to be smoothly continuous. However, as described above, it is more preferable that the flow state of the combustion gas G is more smoothly continuous. Become.

さらに、ケーシング７の内周面１４については、平行面部１７は必ずしも形成されていなくともよく、縮径面部１６と凸面部１５とが直接接続されていてもよい。
そして、対向領域ＦＡでガスパスＣの外径が下流に向かって一旦縮径した後に、拡径するような形状となっていてもよいし、平行面部１７が対向領域ＦＡの中途位置まで延びることで、ガスパスＣの外径が下流に向かって一定に形成された後に、拡径するような形状となっていてもよい。 Furthermore, with respect to the inner peripheral surface 14 of the casing 7, the parallel surface portion 17 does not necessarily have to be formed, and the reduced diameter surface portion 16 and the convex surface portion 15 may be directly connected.
Then, after the outer diameter of the gas path C is once reduced downstream in the facing area FA, the diameter may be increased, and the parallel surface portion 17 extends to a midway position in the facing area FA. The gas path C may have a shape that expands after the outer diameter of the gas path C is formed constant toward the downstream.

また凸面部１５は、仮想点Ａと仮想点Ｂとの間のみに形成されていなくてもよく、対向領域ＦＡ外に凸面部１５の始点と終点とが位置するように凸面部１５を形成してもよい。即ち、少なくとも仮想点Ａと仮想点Ｂとの間で径方向内側に凸となる部分が形成されていればよい。   Further, the convex surface portion 15 may not be formed only between the virtual point A and the virtual point B, and the convex surface portion 15 is formed so that the start point and the end point of the convex surface portion 15 are located outside the facing area FA. May be. In other words, at least a portion that protrudes inward in the radial direction between the virtual point A and the virtual point B may be formed.

また、上述の実施形態では、一段動翼１０ａＡ（６０ａＡ）とケーシング７とが対向する位置を対向領域ＦＡとして、この対向領域ＦＡに凸面部１５が形成されているとして説明を行った。しかし、二段目以降の動翼１０ａ（６０ａ）についても同様に、これら二段目以降の動翼１０ａ（６０ａ）に対応する対向領域において内周面１４を凸面部１５とすることで、動翼１０ａ（６０ａ）の上流側と下流側での差圧低減が可能となる。   In the above-described embodiment, the position where the one-stage moving blade 10aA (60aA) and the casing 7 face each other is the facing area FA, and the convex surface portion 15 is formed in the facing area FA. However, similarly for the second and subsequent blades 10a (60a), the inner peripheral surface 14 is formed as the convex surface portion 15 in the facing region corresponding to the second and subsequent blades 10a (60a). It is possible to reduce the differential pressure between the upstream side and the downstream side of the blade 10a (60a).

さらに、上述の実施形態ではガスタービン１（５１）について説明を行ったが、蒸気タービン等のタービンを備える回転機械であれば、上述した凸面部１５を適用可能である。   Furthermore, in the above-described embodiment, the gas turbine 1 (51) has been described. However, the above-described convex surface portion 15 can be applied to any rotating machine including a turbine such as a steam turbine.

１…ガスタービン（回転機械） ２…圧縮機 ３…燃焼器 ４…タービン ５…回転軸 ７…ケーシング １０…動翼列 １０ａ…動翼 １０ａＡ…一段動翼 １１…静翼列 １１ａ…静翼 １１ａＡ…一段静翼 １４…内周面 １５…凸面部 １６…縮径面部 １７…平行面部 Ｓ…クリアランス Ｃ…ガスパス Ｇ…燃焼ガス（気体） Ｏ…軸線 ＦＡ…対向領域 ５１…ガスタービン ６０ａ…動翼 ６０ａＡ…一段動翼 ６１…突出部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Gas turbine (rotary machine) 2 ... Compressor 3 ... Combustor 4 ... Turbine 5 ... Rotating shaft 7 ... Casing 10 ... Rotor blade row 10a ... Rotor blade 10aA ... Single stage rotor blade 11 ... Stator blade row 11a ... Stator blade 11aA ... 1st stage stationary blade 14 ... Inner peripheral surface 15 ... Convex surface part 16 ... Reduced diameter part 17 ... Parallel surface part S ... Clearance C ... Gas path G ... Combustion gas (gas) O ... Axis FA ... Opposite area 51 ... Gas turbine 60a ... Rotor blade 60aA ... Single stage blade 61 ... Projection

Claims (6)

軸線回りに回転する回転軸と、
該回転軸から径方向に延びる動翼と、
これら回転軸及び動翼を囲んで、内周面における前記動翼の先端と対向する領域が該先端との間でクリアランスを形成する対向領域とされ、前記軸線に沿って気体が内部を流通するケーシングと、
を備え、
前記ケーシングは、前記内周面が、前記対向領域における前記軸線方向の上流端の内径よりも、前記軸線方向の下流端の内径の方が大きくされ、かつ前記軸線を含む断面視にて、前記対向領域における前記軸線方向に離間する二点間で該二点同士を結ぶ直線よりも径方向内側に向かって凸となる凸面部とされていることを特徴とするタービン。 A rotation axis that rotates about an axis,
A moving blade extending radially from the rotating shaft;
A region that surrounds the rotating shaft and the moving blade and faces the tip of the moving blade on the inner peripheral surface is a facing region that forms a clearance with the tip, and gas flows along the axis. A casing,
With
In the casing, the inner peripheral surface is configured such that the inner diameter of the downstream end in the axial direction is larger than the inner diameter of the upstream end in the axial direction in the facing region, and in the cross-sectional view including the axis, A turbine characterized in that a convex surface portion that protrudes radially inward from a straight line connecting the two points between the two points separated in the axial direction in the facing region. 前記凸面部は、前記径方向内側に向かって凸となる凸曲面とされていることを特徴とする請求項１に記載のタービン。   The turbine according to claim 1, wherein the convex surface portion is a convex curved surface that is convex toward the radially inner side. 前記凸面部は、前記上流端側の始点が、前記気体の流れのさらに上流側における前記内周面に、滑らかに連続していることを特徴とする請求項１又は２に記載のタービン。   3. The turbine according to claim 1, wherein the convex portion has a start point on the upstream end side that is smoothly continuous with the inner peripheral surface on the further upstream side of the gas flow. 4. 前記ケーシングでは、前記内周面が、前記凸面部の前記上流側で前記軸線に平行となる平行面部とされ、該平行面部が前記凸面部に接続されていることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載のタービン。   The said casing WHEREIN: The said internal peripheral surface is made into the parallel surface part which becomes parallel to the said axis line in the said upstream of the said convex surface part, This parallel surface part is connected to the said convex surface part. The turbine according to claim 1. 前記動翼は、前記クリアランスが、前記上流端側よりも前記下流端側で大きくなるように前記径方向の寸法が形成されていることを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載のタービン。   5. The radial dimension of the moving blade according to claim 1, wherein the radial dimension is formed such that the clearance is larger on the downstream end side than on the upstream end side. The turbine described. 請求項１から５のいずれか一項に記載のタービンを備えることを特徴とする回転機械。   A rotary machine comprising the turbine according to any one of claims 1 to 5.
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