JP2014181655A - Turbine and rotary machine including the same - Google Patents
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Abstract
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.
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.
〔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
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
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
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
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
Here, the moving
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
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
Here, the
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
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
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
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
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
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
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
In addition, the surface is smoothly continuous at the starting point of the
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
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
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
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
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
〔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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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 ...
Claims (6)
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.
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