JP3626899B2 - タービン翼間の端壁構造 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はタービン翼間の端壁構造に関し、翼端壁の境界層流の流体の流れを加速し流れを一様化するような形状として効率を向上させる構造としたものである。
【０００２】
【従来の技術】
図５は従来の蒸気タービンやガスタービン、等の翼形状で、静翼を示し、（ａ）は翼の断面形状、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−Ａ断面図である。両図において、５０はタービン静翼であり、５１は隣接する翼間のスロート、５２は翼の端壁、５３は翼の負圧面、５４は翼の圧力面を、それぞれ示している。タービン静翼５０の翼間内で流体は翼の形状に沿って流れる角度を変えながらスロート５１まで加速される。この時、翼間には主流の流線６０の曲率に応じて生ずる遠心力に釣り合うような圧力勾配が発生する。しかしながら端壁５２上に発達する境界層内部の速度の遅い流体は、圧力面５４から負圧面５３へ向かう圧力勾配にバランスするだけの遠心力がないため主流６０よりも流れの転向が大きくなり、いわゆる２次流れ６１が発生する。この２次流れ６１のため、翼列出口での翼高さ方向流れ角分布や軸流速度分布が非一様となり、静翼だけでなく下流の動翼の効率も低下する原因となっていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
前述のように、従来のタービン翼においては、翼間の端壁５２には主流６０と流れの転向が異なる２次流れ６１が発生し、これが翼列出口での翼高さ方向の流れ角分布を乱し、速度分布を非一様にして効率を低下させてしまい、又、静翼出口での流れの乱れは、下流動翼の性能にも影響を与えており、流体のタービン翼間での流れの改善による効率の向上策が強く望まれていた。
【０００４】
そこで本発明では、タービン翼端壁の形状に工夫を行い、２次流れの発生を抑えて流れの効率を向上させるような翼端壁面の形状を採用したタービン翼間の端壁構造を提供することを課題としてなされたものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明は前述の課題を解決するために、次の（１）〜（２）の手段を提供する。
【０００６】
（１）タービン静翼の翼間ハブ側端壁面は前縁、後縁両翼端間に頂部を有する突起形状を備え、同突起形状の頂部は曲面形状であり、かつ、その曲面の頂点の軌跡はタービン軸と直交する方向に直線を形成し、更に同直線の位置は隣接する静翼間で形成されるスロートの位置に設定され、前記突起形状の高さは翼高さの２．６％以下とすることを特徴とするタービン翼間の端壁構造。
【０００７】
（２）先端にシュラウドを有し基部がハブ側のプラットフォームに固定されている動翼の翼間シュラウド内側端壁面は前縁、後縁両翼端間に頂部を有する突起形状を備え、同突起形状の頂部は曲面形状であり、かつその曲面の頂点の軌跡はタービン軸と直交する方向に直線を形成し、更に同直線の位置は隣接する動翼間で形成されるスロートの位置に設定されるとともに、前記シュラウドの突起形状に加えて、更に、前記プラットフォーム外側端壁面にも前記突起形状が形成され、前記突起形状の高さは翼高さの２．６％以下とすることを特徴とするタービン翼間の端壁構造。
【０００８】
本発明の（１）においては、静翼翼間のハブ側端面の突起形状により流体の流れはこの突起形状に沿って速度を加速して流れ、これによりハブ側端壁境界層流体の速度も大きくなり、２次流れを抑制することができる。そして、突起形状の高さを翼の高さの２．６％以下とし、更に流れ方向の突起形状の頂点の位置をスロートに一致させて最適化を計っている。これにより静翼翼間のハブ側端壁面での２次流れの発生が抑えられ、静翼出口で、流れが一様化することにより効率が向上するものである。
【０００９】
本発明の（２）では、突起形状を動翼先端のシュラウド内側壁面に設けたので、この突起形状により動翼シュラウド壁面の流れが加速され、シュラウド側端壁境界層流体の速度が大きくなり、シュラウド側壁面近傍に発生する２次流れを抑制することができる。
【００１０】
そしてさらに、動翼先端のシュラウド内側端壁面に加えて、動翼のプラットフォーム内側端壁面にも突起形状が形成されており、シュラウド及びプラットフォーム両端壁面の流れは、この突起形状で加速され、シュラウド及びプラットフォーム両端壁面近傍に発生する２次流れを抑制することができる。又、突起形状の高さを翼の高さの２．６％以下とし、更に流れ方向の突起形状の頂点の位置をスロートに一致させ、最適化を計っている。これにより動翼先端のシュラウド及びプラットフォームの両端壁面には２次流れが抑制され、動翼出口での流れが一様化することにより効率が向上するものである。
【００１１】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実施の第１形態に係るタービン翼間端壁構造を示し、（ａ）は全体の側面図、（ｂ）は翼端壁の斜視図であり、図１ではタービンの静翼を示し、蒸気タービン、ガスタービン、圧縮機、等の回転体を有するタービンに適用される。両図において、１０は静翼であり、静翼１０はハブ側端壁１１とケーシング１２との間に固定されている。
【００１２】
本実施の第１形態の静翼は、翼高さがＳ、翼の軸方向コード長がＣであり、ハブ側端壁１１のガス流れ方向Ｇには、後述するように両端からＸ１，Ｘ２の寸法となる位置に頂部１４を有するとともに頂部の高さがＨの突起壁１３が形成されている。頂部１４は翼端からそれぞれＸ１，Ｘ２の位置で、図１（ｂ）にも示すように軸と直交方向に頂点の軌跡が直線状に形成され、ハブの底面から高さＨを保って形成されている。
【００１３】
図２は上記に説明した突起壁の形状を示す図で、（ａ）はハブ側端壁の平面図、（ｂ）はその断面図である。（ａ）に示すように頂部１４はタービンの軸方向Ｒと直交する方向Ｐに形成され、翼の両端からそれぞれＸ１，Ｘ２の位置に形成され、その頂部１４はなめらかな曲面に形成されている。又、Ｘ１，Ｘ２の位置は頂点１４の軌跡がスロート５１の位置と一致する直線となるように決定し、高さＨは翼高さＳの約２．６％以下としている。
【００１４】
上記構成の実施の第１形態のタービン翼間の端壁構造においては、高さＨの突起壁１３を翼間のハブ側端壁１１表面に設け、壁面に沿う流体を局所的に突起壁１３のなめらかな面に沿わせることにより加速させ、ハブ側端壁１１の境界層流体Ｖの速度が大きくなり、従来の２次流れを抑制することができる。
【００１５】
突起壁１３の高さＨについては、流れが剥離しない程度の高さとし、突起の流れ方向位置についてもスロート位置との兼ね合いを考慮して、スロート５１の位置に頂部１４がくるようにＸ１，Ｘ２を決定し、最適化を計っている。本実施の第１形態では、突起壁１３の高さＨは、前述のように翼高さの約２．６％を限度として設定している。
【００１６】
図３は本発明に関連して検討された検討例に係るタービン翼間の端壁構造の側面図であり、動翼に適用した例である。図において２０は動翼であり、先端にはチップシュラウド２２が取付けられ基部はハブ側のプラットフォーム２１へ固定されている。このシュラウド型動翼２０は翼高さがＳ、翼の軸方向コード長がＣであり、チップシュラウド２２のガス流れ方向Ｇに寸法Ｙ１，Ｙ２となる位置に高さＨの頂部２４を有する突起壁２３が形成されている。この突起壁２３の寸法Ｙ１，Ｙ２、頂部２３の位置は図２で説明した位置関係と同じであり、その頂部２４はなめらかな曲面で形成された頂部であり、軸方向と直交する直線上に形成され、その位置はスロート５１の位置に一致させている。又、高さＨは翼高さＳの２．６％を上限として設定している。
【００１７】
上記の検討例においては、動翼２０において、高さＨの突起壁２３をチップシュラウド２２に形成し、壁面に沿う流体を局所的に突起壁２３のなめらかな面に沿わせることにより加速させ、チップシュラウド２２側の端壁境界層流体の速度が大きくなり、チップシュラウド２２側端壁近傍に発生する２次流れを抑制することができる。
【００１８】
高さＨについては、流れが剥離しない程度の高さとし、突起の流れ方向位置についても、スロート位置との兼ね合いを考慮して両者を最適化する必要がある。そこで、本検討例では、突起の高さを前述のように翼高さＳの２．６％を限度として、またその流れ方向の位置については、前述のように突起壁２３の頂部２４の軌跡がスロート部へ一致する直線形状に設定している。
【００１９】
図４は本発明の実施の第２形態に係るタービン翼間の端壁構造の側面図であり、チップシュラウドを有する動翼のシュラウドとプラットフォームの両方に適用した例である。図において、３０は動翼であり、先端にはチップシュラウド３２が取付けられ基部はハブ側のプラットフォーム３１へ固定されている。このシュラウド型動翼３０は翼高さがＳ、翼の軸方向コード長がＣであり、チップシュラウド３２の端壁面のガス流れ方向Ｇに図３の例と同じく寸法Ｙ１，Ｙ２ となる位置に、更にプラットフォーム３１側の端壁面の流れ方向にＺ１，Ｚ２となる位置に、それぞれ高さＨの突起壁３３，３５を設けたものである。
【００２０】
上記の突起壁３３，３５の寸法Ｙ１，Ｙ２及びＺ１，Ｚ２、頂部３４，３６の位置は図２で説明した位置関係と同じであり、その頂部３６，３４はなめらかな曲面で形成された頂部であり、その軌跡は軸方向に直交する直線上に形成され、その位置はスロート５１の位置に一致させている。
【００２１】
上記構成の実施の第２形態においては、高さＨの突起壁をチップシュラウド３２及びプラットフォーム３１側の端壁に設け、壁面に沿う流体を局所的に突起壁のなめらかな面に沿わせることにより加速させ、両端壁境界層流体の速度が大きくなり、シュラウド３２及びプラットフォーム３１側端壁付近に発生する２次流れを抑制することができる。
【００２２】
突起の高さＨについては、流れが剥離しない程度の高さとし、突起の流れ方向位置についても、スロート位置との兼ね合いを考慮して両者を最適化する必要がある。本実施の第２形態では、突起の高さＨを翼高さＳの約２．６％を限度として突出させ、またその流れ方向位置については、前述のように突起の頂部３４，３６がスロート部に一致する形状としている。
【００２３】
【発明の効果】
本発明のタービン翼間の端壁構造は、（１）タービン静翼の翼間ハブ側端壁面は前縁、後縁両翼端間に頂部を有する突起形状を備え、同突起形状の頂部は曲面形状であり、かつ、その曲面の頂点の軌跡はタービン軸と直交する方向に直線を形成し、更に同直線の位置は隣接する静翼間で形成されるスロートの位置に設定され、前記突起形状の高さは翼高さの２．６％以下とすることを特徴としている。
【００２４】
上記の構成により、静翼翼間のハブ側端面の突起形状により流体の流れはこの突起形状に沿って速度を加速して流れ、これによりハブ側端壁境界層流体の速度も大きくなり、２次流れを抑制することができる。又、突起形状の高さを翼の高さの２．６％以下とし、更に流れ方向の突起形状の頂点の位置をスロートに一致させて最適化を計っている。これにより静翼翼間のハブ側端壁面には２次流れが発生することが抑えられ、静翼出口での流れが一様化することにより効率が向上するものである。
【００２５】
本発明の（２）では、（１）の発明と同様の突起形状を動翼先端のシュラウド内側壁面に設けたので、この突起形状により動翼シュラウド壁面の流れは流れを加速され、シュラウド側端壁境界層流体の速度が大きくなり、シュラウド側壁面近傍に発生する２次流れを抑制することができる。
【００２６】
そしてさらに、動翼先端のシュラウド内側端壁面に加えて、動翼のプラットフォーム外側端壁面にも突起形状が形成されており、シュラウド及びプラットフォーム両端壁面の流れは、この突起形状で加速され、シュラウド及びプラットフォーム両端壁面近傍に発生する２次流れを抑制することができる。又、突起形状の高さを翼の高さの２．６％以下とし、更に流れ方向の突起形状の頂点の位置をスロートに一致させ、最適化を計っている。これにより動翼先端のシュラウド及びプラットフォームの両端壁面では２次流れが抑制され、動翼出口での流れが一様化することにより効率が向上するものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の第１形態に係るタービン翼間の端壁構造を示し、（ａ）は側面図、（ｂ）は端壁部の斜視図である。
【図２】本発明の実施の第１形態、第２形態、及び本発明に関連して検討された検討例に係るタービン翼間の端壁構造の位置関係を示し、（ａ）は平面図、（ｂ）は端壁の断面図である。
【図３】本発明に関連して検討された検討例に係るタービン翼間の端壁構造の側面図である。
【図４】本発明の実施の第２形態に係るタービン翼間の端壁構造の側面図である。
【図５】従来のタービン翼間の端壁構造を示し、（ａ）は翼の断面図、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−Ａ断面図である。
【符号の説明】
１０ 静翼
１１ ハブ側端壁
１２ ケーシング
１３，２３，３３，３５ 突起壁
１４，２４，３４，３６ 頂部
２０，３０ 動翼
２１，３１ プラットフォーム
２２，３２ チップシュラウド
５１ スロート
【発明の属する技術分野】
本発明はタービン翼間の端壁構造に関し、翼端壁の境界層流の流体の流れを加速し流れを一様化するような形状として効率を向上させる構造としたものである。
【０００２】
【従来の技術】
図５は従来の蒸気タービンやガスタービン、等の翼形状で、静翼を示し、（ａ）は翼の断面形状、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−Ａ断面図である。両図において、５０はタービン静翼であり、５１は隣接する翼間のスロート、５２は翼の端壁、５３は翼の負圧面、５４は翼の圧力面を、それぞれ示している。タービン静翼５０の翼間内で流体は翼の形状に沿って流れる角度を変えながらスロート５１まで加速される。この時、翼間には主流の流線６０の曲率に応じて生ずる遠心力に釣り合うような圧力勾配が発生する。しかしながら端壁５２上に発達する境界層内部の速度の遅い流体は、圧力面５４から負圧面５３へ向かう圧力勾配にバランスするだけの遠心力がないため主流６０よりも流れの転向が大きくなり、いわゆる２次流れ６１が発生する。この２次流れ６１のため、翼列出口での翼高さ方向流れ角分布や軸流速度分布が非一様となり、静翼だけでなく下流の動翼の効率も低下する原因となっていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
前述のように、従来のタービン翼においては、翼間の端壁５２には主流６０と流れの転向が異なる２次流れ６１が発生し、これが翼列出口での翼高さ方向の流れ角分布を乱し、速度分布を非一様にして効率を低下させてしまい、又、静翼出口での流れの乱れは、下流動翼の性能にも影響を与えており、流体のタービン翼間での流れの改善による効率の向上策が強く望まれていた。
【０００４】
そこで本発明では、タービン翼端壁の形状に工夫を行い、２次流れの発生を抑えて流れの効率を向上させるような翼端壁面の形状を採用したタービン翼間の端壁構造を提供することを課題としてなされたものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
本発明は前述の課題を解決するために、次の（１）〜（２）の手段を提供する。
【０００６】
（１）タービン静翼の翼間ハブ側端壁面は前縁、後縁両翼端間に頂部を有する突起形状を備え、同突起形状の頂部は曲面形状であり、かつ、その曲面の頂点の軌跡はタービン軸と直交する方向に直線を形成し、更に同直線の位置は隣接する静翼間で形成されるスロートの位置に設定され、前記突起形状の高さは翼高さの２．６％以下とすることを特徴とするタービン翼間の端壁構造。
【０００７】
（２）先端にシュラウドを有し基部がハブ側のプラットフォームに固定されている動翼の翼間シュラウド内側端壁面は前縁、後縁両翼端間に頂部を有する突起形状を備え、同突起形状の頂部は曲面形状であり、かつその曲面の頂点の軌跡はタービン軸と直交する方向に直線を形成し、更に同直線の位置は隣接する動翼間で形成されるスロートの位置に設定されるとともに、前記シュラウドの突起形状に加えて、更に、前記プラットフォーム外側端壁面にも前記突起形状が形成され、前記突起形状の高さは翼高さの２．６％以下とすることを特徴とするタービン翼間の端壁構造。
【０００８】
本発明の（１）においては、静翼翼間のハブ側端面の突起形状により流体の流れはこの突起形状に沿って速度を加速して流れ、これによりハブ側端壁境界層流体の速度も大きくなり、２次流れを抑制することができる。そして、突起形状の高さを翼の高さの２．６％以下とし、更に流れ方向の突起形状の頂点の位置をスロートに一致させて最適化を計っている。これにより静翼翼間のハブ側端壁面での２次流れの発生が抑えられ、静翼出口で、流れが一様化することにより効率が向上するものである。
【０００９】
本発明の（２）では、突起形状を動翼先端のシュラウド内側壁面に設けたので、この突起形状により動翼シュラウド壁面の流れが加速され、シュラウド側端壁境界層流体の速度が大きくなり、シュラウド側壁面近傍に発生する２次流れを抑制することができる。
【００１０】
そしてさらに、動翼先端のシュラウド内側端壁面に加えて、動翼のプラットフォーム内側端壁面にも突起形状が形成されており、シュラウド及びプラットフォーム両端壁面の流れは、この突起形状で加速され、シュラウド及びプラットフォーム両端壁面近傍に発生する２次流れを抑制することができる。又、突起形状の高さを翼の高さの２．６％以下とし、更に流れ方向の突起形状の頂点の位置をスロートに一致させ、最適化を計っている。これにより動翼先端のシュラウド及びプラットフォームの両端壁面には２次流れが抑制され、動翼出口での流れが一様化することにより効率が向上するものである。
【００１１】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実施の第１形態に係るタービン翼間端壁構造を示し、（ａ）は全体の側面図、（ｂ）は翼端壁の斜視図であり、図１ではタービンの静翼を示し、蒸気タービン、ガスタービン、圧縮機、等の回転体を有するタービンに適用される。両図において、１０は静翼であり、静翼１０はハブ側端壁１１とケーシング１２との間に固定されている。
【００１２】
本実施の第１形態の静翼は、翼高さがＳ、翼の軸方向コード長がＣであり、ハブ側端壁１１のガス流れ方向Ｇには、後述するように両端からＸ１，Ｘ２の寸法となる位置に頂部１４を有するとともに頂部の高さがＨの突起壁１３が形成されている。頂部１４は翼端からそれぞれＸ１，Ｘ２の位置で、図１（ｂ）にも示すように軸と直交方向に頂点の軌跡が直線状に形成され、ハブの底面から高さＨを保って形成されている。
【００１３】
図２は上記に説明した突起壁の形状を示す図で、（ａ）はハブ側端壁の平面図、（ｂ）はその断面図である。（ａ）に示すように頂部１４はタービンの軸方向Ｒと直交する方向Ｐに形成され、翼の両端からそれぞれＸ１，Ｘ２の位置に形成され、その頂部１４はなめらかな曲面に形成されている。又、Ｘ１，Ｘ２の位置は頂点１４の軌跡がスロート５１の位置と一致する直線となるように決定し、高さＨは翼高さＳの約２．６％以下としている。
【００１４】
上記構成の実施の第１形態のタービン翼間の端壁構造においては、高さＨの突起壁１３を翼間のハブ側端壁１１表面に設け、壁面に沿う流体を局所的に突起壁１３のなめらかな面に沿わせることにより加速させ、ハブ側端壁１１の境界層流体Ｖの速度が大きくなり、従来の２次流れを抑制することができる。
【００１５】
突起壁１３の高さＨについては、流れが剥離しない程度の高さとし、突起の流れ方向位置についてもスロート位置との兼ね合いを考慮して、スロート５１の位置に頂部１４がくるようにＸ１，Ｘ２を決定し、最適化を計っている。本実施の第１形態では、突起壁１３の高さＨは、前述のように翼高さの約２．６％を限度として設定している。
【００１６】
図３は本発明に関連して検討された検討例に係るタービン翼間の端壁構造の側面図であり、動翼に適用した例である。図において２０は動翼であり、先端にはチップシュラウド２２が取付けられ基部はハブ側のプラットフォーム２１へ固定されている。このシュラウド型動翼２０は翼高さがＳ、翼の軸方向コード長がＣであり、チップシュラウド２２のガス流れ方向Ｇに寸法Ｙ１，Ｙ２となる位置に高さＨの頂部２４を有する突起壁２３が形成されている。この突起壁２３の寸法Ｙ１，Ｙ２、頂部２３の位置は図２で説明した位置関係と同じであり、その頂部２４はなめらかな曲面で形成された頂部であり、軸方向と直交する直線上に形成され、その位置はスロート５１の位置に一致させている。又、高さＨは翼高さＳの２．６％を上限として設定している。
【００１７】
上記の検討例においては、動翼２０において、高さＨの突起壁２３をチップシュラウド２２に形成し、壁面に沿う流体を局所的に突起壁２３のなめらかな面に沿わせることにより加速させ、チップシュラウド２２側の端壁境界層流体の速度が大きくなり、チップシュラウド２２側端壁近傍に発生する２次流れを抑制することができる。
【００１８】
高さＨについては、流れが剥離しない程度の高さとし、突起の流れ方向位置についても、スロート位置との兼ね合いを考慮して両者を最適化する必要がある。そこで、本検討例では、突起の高さを前述のように翼高さＳの２．６％を限度として、またその流れ方向の位置については、前述のように突起壁２３の頂部２４の軌跡がスロート部へ一致する直線形状に設定している。
【００１９】
図４は本発明の実施の第２形態に係るタービン翼間の端壁構造の側面図であり、チップシュラウドを有する動翼のシュラウドとプラットフォームの両方に適用した例である。図において、３０は動翼であり、先端にはチップシュラウド３２が取付けられ基部はハブ側のプラットフォーム３１へ固定されている。このシュラウド型動翼３０は翼高さがＳ、翼の軸方向コード長がＣであり、チップシュラウド３２の端壁面のガス流れ方向Ｇに図３の例と同じく寸法Ｙ１，Ｙ２ となる位置に、更にプラットフォーム３１側の端壁面の流れ方向にＺ１，Ｚ２となる位置に、それぞれ高さＨの突起壁３３，３５を設けたものである。
【００２０】
上記の突起壁３３，３５の寸法Ｙ１，Ｙ２及びＺ１，Ｚ２、頂部３４，３６の位置は図２で説明した位置関係と同じであり、その頂部３６，３４はなめらかな曲面で形成された頂部であり、その軌跡は軸方向に直交する直線上に形成され、その位置はスロート５１の位置に一致させている。
【００２１】
上記構成の実施の第２形態においては、高さＨの突起壁をチップシュラウド３２及びプラットフォーム３１側の端壁に設け、壁面に沿う流体を局所的に突起壁のなめらかな面に沿わせることにより加速させ、両端壁境界層流体の速度が大きくなり、シュラウド３２及びプラットフォーム３１側端壁付近に発生する２次流れを抑制することができる。
【００２２】
突起の高さＨについては、流れが剥離しない程度の高さとし、突起の流れ方向位置についても、スロート位置との兼ね合いを考慮して両者を最適化する必要がある。本実施の第２形態では、突起の高さＨを翼高さＳの約２．６％を限度として突出させ、またその流れ方向位置については、前述のように突起の頂部３４，３６がスロート部に一致する形状としている。
【００２３】
【発明の効果】
本発明のタービン翼間の端壁構造は、（１）タービン静翼の翼間ハブ側端壁面は前縁、後縁両翼端間に頂部を有する突起形状を備え、同突起形状の頂部は曲面形状であり、かつ、その曲面の頂点の軌跡はタービン軸と直交する方向に直線を形成し、更に同直線の位置は隣接する静翼間で形成されるスロートの位置に設定され、前記突起形状の高さは翼高さの２．６％以下とすることを特徴としている。
【００２４】
上記の構成により、静翼翼間のハブ側端面の突起形状により流体の流れはこの突起形状に沿って速度を加速して流れ、これによりハブ側端壁境界層流体の速度も大きくなり、２次流れを抑制することができる。又、突起形状の高さを翼の高さの２．６％以下とし、更に流れ方向の突起形状の頂点の位置をスロートに一致させて最適化を計っている。これにより静翼翼間のハブ側端壁面には２次流れが発生することが抑えられ、静翼出口での流れが一様化することにより効率が向上するものである。
【００２５】
本発明の（２）では、（１）の発明と同様の突起形状を動翼先端のシュラウド内側壁面に設けたので、この突起形状により動翼シュラウド壁面の流れは流れを加速され、シュラウド側端壁境界層流体の速度が大きくなり、シュラウド側壁面近傍に発生する２次流れを抑制することができる。
【００２６】
そしてさらに、動翼先端のシュラウド内側端壁面に加えて、動翼のプラットフォーム外側端壁面にも突起形状が形成されており、シュラウド及びプラットフォーム両端壁面の流れは、この突起形状で加速され、シュラウド及びプラットフォーム両端壁面近傍に発生する２次流れを抑制することができる。又、突起形状の高さを翼の高さの２．６％以下とし、更に流れ方向の突起形状の頂点の位置をスロートに一致させ、最適化を計っている。これにより動翼先端のシュラウド及びプラットフォームの両端壁面では２次流れが抑制され、動翼出口での流れが一様化することにより効率が向上するものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の第１形態に係るタービン翼間の端壁構造を示し、（ａ）は側面図、（ｂ）は端壁部の斜視図である。
【図２】本発明の実施の第１形態、第２形態、及び本発明に関連して検討された検討例に係るタービン翼間の端壁構造の位置関係を示し、（ａ）は平面図、（ｂ）は端壁の断面図である。
【図３】本発明に関連して検討された検討例に係るタービン翼間の端壁構造の側面図である。
【図４】本発明の実施の第２形態に係るタービン翼間の端壁構造の側面図である。
【図５】従来のタービン翼間の端壁構造を示し、（ａ）は翼の断面図、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−Ａ断面図である。
【符号の説明】
１０ 静翼
１１ ハブ側端壁
１２ ケーシング
１３，２３，３３，３５ 突起壁
１４，２４，３４，３６ 頂部
２０，３０ 動翼
２１，３１ プラットフォーム
２２，３２ チップシュラウド
５１ スロート
Claims (2)
- タービン静翼の翼間ハブ側端壁面は前縁、後縁両翼端間に頂部を有する突起形状を備え、同突起形状の頂部は曲面形状であり、かつ、その曲面の頂点の軌跡はタービン軸と直交する方向に直線を形成し、更に同直線の位置は隣接する静翼間で形成されるスロートの位置に設定され、前記突起形状の高さは翼高さの２．６％以下とすることを特徴とするタービン翼間の端壁構造。
- 先端にシュラウドを有し基部がハブ側のプラットフォームに固定されている動翼の翼間シュラウド内側端壁面は前縁、後縁両翼端間に頂部を有する突起形状を備え、同突起形状の頂部は曲面形状であり、かつその曲面の頂点の軌跡はタービン軸と直交する方向に直線を形成し、更に同直線の位置は隣接する動翼間で形成されるスロートの位置に設定されるとともに、前記シュラウドの突起形状に加えて、更に、前記プラットフォーム外側端壁面にも前記突起形状が形成され、前記突起形状の高さは翼高さの２．６％以下とすることを特徴とするタービン翼間の端壁構造。
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