KR101941807B1 - 터빈 및 가스 터빈 - Google Patents

Abstract

날개 본체(20)의 허브측 기단(21)에 있어서의 유로 폭은, 전연(25)으로부터 후연(26)을 향함에 따라서 감소하며 극소값을 나타낸 후에 증가하고, 날개 본체(20)의 허브측 기단(21)으로부터 팁(22)측을 향하여 이격된 기준 날개 높이 방향 위치(S)에서의 유로 폭은 전연(25)으로부터 후연(26)을 향함에 따라서 점차 작아지고, 각 날개 높이 방향 위치에 있어서의 유로 폭의 최소값의 축 코드 길이 방향 위치가, 날개 본체(20)의 허브측 기단(21)으로부터 팁(22)측을 향함에 따라서 후연(26)측으로 천이하며, 기준 날개 높이 방향 위치(S)에서 후연(26)에 일치한다.

Description

터빈 및 가스 터빈

본 발명은 터빈 및 가스 터빈에 관한 것이다.

본원은 2015년 2월 10일에 출원된 일본 특허 출원 제 2015-024441 호에 근거하여 우선권을 주장하며, 그 기재를 원용한다.

가스 터빈의 고효율화, 고온화에 따른, 회전하고 있는(원심력이 작용하는) 터빈 동익의 강도를 향상시키는 관점에서는, 날개 본체의 허브측 기단에 있어서의 흐름 방향의 중앙 부근의 날개 두께를 두껍게 하는 것이 바람직하다. 예컨대, 특허문헌 1에는 허브측 기단에 날개 본체의 강도를 향상시키는 필릿부를 마련한 날개 구조가 개시되어 있다.

여기서, 터빈에서는, 연소 가스를 서로 이웃하는 동익의 날개 본체끼리의 유로에서 가속시키기 위해, 이들 날개 본체끼리의 사이의 유로 폭이 하류측을 향함에 따라서 단조 감소하여 동익의 후연에서 최소가 되는 것이 일반적이다.

일본 공개 특허 제 2010-203259 호 공보

그런데, 상기와 같이 날개 본체의 허브측 기단에 있어서의 흐름 방향 중앙 부근의 날개 두께를 두껍게 한 경우, 허브측 기단에서는 유로 폭이 최소가 되는 위치가 후연보다 상류측에 위치하게 된다. 이 경우, 허브측 기단에서는, 흐름 방향 중앙 부근에서 유로 폭이 축소에서 확대로 천이함으로써 날개면에 있어서의 유속 분포가 악화된다. 보다 구체적으로는, 날개 배면(背面)의 중도에서 급감속이 발생하고, 그 결과, 성능이 저하되어 버린다.

본 발명은 이러한 과제를 감안하여 이루어진 것으로서, 강도를 향상시키면서 효율 저하를 억제할 수 있는 터빈 및 해당 터빈을 갖는 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.

본 발명의 제 1 태양에 의하면, 터빈은, 축선의 직경 방향 외측으로 연장되는 날개 본체를 갖고, 상기 축선의 둘레 방향으로 배열됨으로써 서로 이웃하는 상기 날개 본체끼리의 사이에 유로가 형성되는 복수의 동익을 구비하고, 상기 날개 본체의 허브측 기단에 있어서의 유로 폭은, 상기 전연으로부터 후연을 향함에 따라서 감소하며 극소값을 나타낸 후에 증가하고, 상기 날개 본체의 허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 이격된 기준 날개 높이 방향 위치에서의 유로 폭은, 전연으로부터 후연을 향함에 따라서 점차 작아지고, 각 날개 높이 방향 위치에 있어서의 상기 유로 폭의 최소값의 축 코드 길이 방향 위치가, 상기 날개 본체의 허브측 기단으로부터 팁측을 향함에 따라서 후연측으로 천이하며, 상기 기준 날개 높이 방향 위치에서 상기 후연에 일치하는 것을 특징으로 한다.

이러한 구성에 의하면, 기준 날개 높이 방향 위치의 후연측에서는 유로 폭이 좁아지고, 허브측 기단의 후연측에서는 유로 폭이 확대되게 된다. 이에 의해, 후연측에서는, 기준 날개 높이 방향 위치측으로부터 허브측 기단측을 향하여 흐름이 유도되도록, 유량의 3차원적인 재배분이 실행된다. 이와 같이, 허브측 기단을 향하여 흐름이 공급됨으로써, 해당 허브측 기단측에 있어서의 날개 배면에서의 유속의 급감속을 억제할 수 있다.

본 발명의 제 2 태양에 의하면, 상기 제 1 태양에 따른 터빈에서는, 상기 기준 날개 높이 방향 위치는 허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 날개 높이의 5% 이상 25% 이하의 영역에 위치하고 있어도 좋다.

동익의 강도의 확보를 위해, 허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 날개 높이의 5% 미만의 영역에서는, 축 코드 길이의 중앙 부근에서의 날개 두께가 두꺼워진다. 따라서, 기준 날개 높이 방향 위치는 날개 높이의 5% 이상의 영역이 된다. 한편, 기준 날개 높이 방향 위치가 날개 높이의 25%를 초과하는 영역에 위치하고 있어서는, 기준 날개 높이 방향 위치가 허브측 기단으로부터 너무 이격되어 있기 때문에, 해당 기준 날개 높이 방향 위치로부터 허브측 기단을 향하여 흐름을 효과적으로 유도할 수 없다.

그렇지만, 상기의 구성에 의하면, 기준 날개 높이 방향 위치가 상기 범위로 설정되어 있음으로써, 동익의 강도를 확보하면서 허브측 기단으로의 흐름의 유도를 효과적으로 실행할 수 있다.

본 발명의 제 3 태양에 의하면, 상기 제 1 태양 또는 제 2 태양에 따른 터빈에서는, 상기 날개 본체의 후연에 있어서의 각 날개 높이 방향 위치의 유로 폭을 후연 유로 폭으로 정의하고, 상기 날개 본체의 허브측 기단에서 상기 유로 폭이 최소값을 나타내는 축 코드 길이 방향 위치의 축 코드 길이 방향 비율 위치에 있어서의 각 날개 높이 방향 위치의 유로 폭을 허브 스로트 위치 유로 폭으로 정의하고, 각 날개 높이 방향 위치에 있어서의 상기 허브 스로트 위치 유로 폭에 대한 상기 후연 유로 폭의 비를 유로 폭 비로 정의하고, 허브측으로부터 팁측을 향함에 따라서 점차 작아지는 상기 유로 폭 비의 값이 1이 되는 날개 높이 방향 위치를 천이 위치로 정의했을 때, 해당 천이 위치의 날개 높이 방향 위치가 허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 날개 높이의 10% 이내의 영역에 위치하고 있어도 좋다.

유로 폭 비의 값이 1을 초과하는 날개 높이 방향 위치에서는 후연측이 확대되어 있기 때문에, 후연측에서 유속을 유지하기 위한 유량이 부족하다. 한편, 유로 폭 비의 값이 1을 하회하는 날개 높이 방향 위치에서는 후연측이 축소되어 있기 때문에, 후연측에서는 충분한 유량이 된다. 따라서, 후연측에서는, 유로 폭 비의 값이 1을 하회하는 날개 높이 방향 위치의 흐름이 유로 폭 비의 값이 1을 초과하는 날개 높이 방향 위치로 유도될 수 있다. 그리고, 유로 폭 비의 값이 1이 되는 천이 위치의 날개 높이 방향 위치를 날개 높이의 10% 이내의 영역에 설정함으로써, 후연측에서의 유량이 부족한 날개 높이 방향 위치에 효과적으로 흐름을 유도할 수 있다.

본 발명의 제 4 태양에 의하면, 상기 제 3 태양에 따른 터빈에서는, 허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 날개 높이의 10% 이내의 영역에 있어서의 상기 유로 폭 비의 최대값을 최대 유로 폭 비(α)로 정의하고, 허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 날개 높이의 20% 이내의 영역에 있어서의 상기 유로 폭 비의 최소값을 최소 유로 폭 비(β)로 정의했을 때에, ｜β－1｜＞｜α―1｜의 관계가 성립하도록 구성되어 있어도 좋다.

최대 유로 폭 비(α)와 1의 차분의 절대값보다 최소 유로 폭 비(β)와 1의 차분의 절대값이 더 큰 것에 의해, 후연측에서의 유량이 부족한 날개 높이 방향 위치에 효과적으로 흐름을 유도할 수 있다.

본 발명의 제 5 태양에 의하면, 상기 제 3 태양 또는 제 4 태양에 따른 터빈에서는, 횡축(X)을 상기 유로 폭 비로 하고, 종축(Y)을 날개 높이에 대한 허브측으로부터 팁측을 향한 날개 높이 방향 비율 위치[%]로 하여 상기 유로 폭 비의 변화의 커브를 작성했을 때에, 상기 커브, X=1 및 Y=0[%]로 둘러싸이는 제 1 영역의 면적(A)과, 상기 커브, X=1 및 Y=20[%]로 둘러싸이는 제 2 영역의 면적(B)과의 사이에, B＞A의 관계가 성립하도록 구성되어 있어도 좋다.

상기의 관계가 성립함으로써, 후연측에서의 유량이 부족한 날개 높이 방향 위치에 효과적으로 흐름을 유도할 수 있다.

본 발명의 제 6 태양에 의하면, 가스 터빈은, 공기를 압축하여 압축 공기를 생성하는 압축기와, 상기 압축 공기를 연료와 함께 연소시켜 연소 가스를 생성하는 연소기와, 상기 연소 가스에 의해 구동되는 상기 제 1 태양 내지 제 5 태양 중 어느 한 태양에 따른 터빈을 구비한다.

본 발명의 제 8 태양에 의하면, 터빈 동익은, 로터의 둘레 방향으로 복수 배열됨으로써 서로 이웃하는 상기 터빈 동익끼리의 사이에 유로를 형성하고,

상기 터빈 동익의 허브측 기단에 있어서의 유로 폭은, 전연으로부터 후연을 향함에 따라서 감소하며 극소값을 나타낸 후에 증가하고, 상기 터빈 동익의 허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 이격된 기준 날개 높이 방향 위치에서의 유로 폭은, 상기 전연으로부터 상기 후연을 향함에 따라서 점차 작아지고, 각 날개 높이 방향 위치에 있어서의 상기 유로 폭의 최소값의 축 코드 길이 방향 위치가 상기 터빈 동익의 허브측 기단으로부터 팁측을 향함에 따라서 후연측으로 천이하며, 상기 기준 날개 높이 방향 위치에서 상기 후연에 일치한다.

이러한 구성에 의하면, 기준 날개 높이 방향 위치의 후연측에서는 유로 폭이 좁아지고, 허브측 기단의 후연측에서는 유로 폭이 확대되게 된다. 이에 의해, 후연측에서는, 기준 날개 높이 방향 위치측으로부터 허브측 기단측을 향하여 흐름이 유도되도록, 유량의 삼차원적인 재배분이 실행된다. 이와 같이, 허브측 기단을 향하여 흐름이 공급됨으로써, 해당 허브측 기단측에 있어서의 날개 배면에서의 유속의 급감속을 억제할 수 있다.

상술한 구성에 의하면, 허브측 단부면에 있어서의 배면의 급감속을 억제하는 것에 의해, 효율 저하를 억제할 수 있다.

도 1은 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 가스 터빈의 전체 모식도,
도 2는 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 터빈의 동익에 있어서의 날개 본체의 모식적인 측면도,
도 3은 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 터빈에 있어서의 서로 이웃하는 동익끼리의 사이의 유로를 나타내는 날개 높이 방향에 직교하는 단면도,
도 4는 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 터빈에 있어서의 날개 높이 방향 비율 위치 0%에 있어서의 축 코드 길이 방향 비율 위치와 유로 폭의 관계를 나타내는 그래프,
도 5는 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 터빈에 있어서의 날개 높이 방향 비율 위치 25%(기준 날개 높이 방향 위치)에 있어서의 축 코드 길이 방향 비율 위치와 유로 폭의 관계를 나타내는 그래프,
도 6은 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 터빈의 동익의 배면과 복면(腹面)의 속도 분포를 나타내는 그래프,
도 7은 본 발명의 제 2 실시형태에 따른 터빈의 유로에 있어서의 후연 유로 폭과 날개 높이 방향 비율 위치의 관계를 나타내는 그래프,
도 8은 본 발명의 제 2 실시형태에 따른 터빈의 유로에 있어서의 허브 스로트 위치 유로 폭과 날개 높이 방향 비율 위치의 관계를 나타내는 그래프,
도 9는 본 발명의 제 2 실시형태에 따른 터빈의 유로에 있어서의 유로 폭 비와 날개 높이 방향 비율 위치의 관계를 나타내는 그래프.

이하, 본 발명의 제 1 실시형태에 따른 터빈을 구비한 가스 터빈에 대해 도 1 내지 도 6을 참조하여 설명한다.

도 1에 도시하는 바와 같이, 가스 터빈(1)은 압축기(3), 연소기(4), 터빈(5) 및 로터(2)를 구비하고 있다. 압축기(3)는 공기를 내부에 도입하고 압축함으로써 압축 공기를 생성한다. 연소기(4)는 압축기(3)에서 생성된 압축 공기에 연료를 혼합하고 연소시킴으로써 연소 가스를 생성한다. 터빈(5)은, 연소기(4)에서 생성된 연소 가스가 그 내부에 도입되고, 해당 연소 가스의 열에너지를 회전 에너지로 변환하여 회동한다. 로터(2)는 축선(O) 주위로 회전 가능하게 되어 있으며, 터빈(5)의 회동하는 동력을 외부로 취출하는 동시에 해당 동력의 일부를 압축기(3)에 전달하여 압축기(3)를 회동시킨다.

여기서, 터빈(5)은 로터(2)에 마련된 동익(10)(터빈 동익)에 연소 가스를 내뿜음으로써 연소 가스의 열에너지를 기계적인 회전 에너지로 변환하여 동력을 발생시킨다. 터빈(5)에는, 로터(2)측의 복수의 동익(10) 이외에, 터빈(5)의 케이싱(6)측에 복수의 정익(7)이 마련되어 있으며, 이들 동익(10)과 정익(7)이 로터(2)의 축 방향으로 교대로 배열되어 있다.

동익(10)은 로터(2)의 축선(O) 방향으로 흐르는 연소 가스의 압력을 받아 축선(O) 주위로 로터(2)를 회전시키고, 로터(2)에 부여된 회전 에너지는 축단으로부터 취출되어 이용된다.

다음에, 상기 터빈(5)의 동익(10)에 대해 보다 상세하게 설명한다.

도 2에 도시하는 바와 같이, 동익(10)은 로터(2)로부터 축선(O)의 직경 방향 외측을 향하여 연장되는 날개 본체(20)를 갖고 있다. 또한, 날개 본체(20)의 기단측, 즉, 로터(2)측에는 플랫폼 및 익근(각각 도시 생략)이 마련되어 있다. 그리고, 익근이 로터(2)에 일체로 형성된 디스크(도시 생략)에 끼워짐으로써, 동익(10)이 로터(2)에 강고하게 고정되어 있다.

이하에서는, 날개 본체(20)의 직경 방향 내측의 단부(플랫폼으로의 접속부)를 허브측 기단(21)이라 칭하고, 날개 본체(20)의 직경 방향 외측의 단부를 팁(22)이라 칭한다. 또한, 날개 본체(20)에서는, 허브측 기단(21)으로부터 팁(22)까지의 축선(O)의 직경 방향의 최대 치수가 날개 높이(H)로 되어 있다. 또한, 날개 본체(20)에 있어서의 직경 방향의 각 위치는 날개 높이 방향 위치로 되어 있다. 이하에서는, 허브측 기단(21)의 날개 높이 방향 위치를 0%, 팁(22)의 최외경 치수의 날개 높이 방향 위치를 100%로 했을 때에 있어서의 날개 본체(20)의 날개 높이 방향 위치를 날개 높이 방향 비율 위치로 정의한다. 이 정의에 의하면, 예컨대 날개 본체(20)의 허브측 기단(21)과 팁(22)의 딱 중간의 날개 높이 방향 위치는 날개 높이 방향 비율 위치가 50%가 된다.

도 3에 도시하는 바와 같이 날개 본체(20)에 있어서의 로터(2)의 회전 방향(U) 후방측을 향하는 면은 해당 회전 방향(U) 전방측으로 만곡하는 복면(23)으로 되어 있으며, 날개 본체(20)에 있어서의 로터(2)의 회전 방향(U) 전방측을 향하는 면은 해당 회전 방향(U) 전방측으로 만곡하는 배면(24)으로 되어 있다. 이들 복면(23)과 배면(24)이 날개 본체(20)의 전연(25) 및 후연(26)에서 접속되도록 하여, 날개 본체(20)의 에어포일 형상이 형성되어 있다. 이들 복면(23) 및 배면(24)은, 각각 허브측 기단(21)으로부터 팁(22)측에 향함에 따라서 축선(O) 방향의 폭이 점차 작아진다. 또한, 복면(23)과 배면(24)이 축선(O) 방향 상류측에서 접속됨으로써 형성되는 능선이, 날개 높이 방향 전역에 걸쳐서 연장되는 전연(25)으로 되어 있으며, 복면(23)과 배면(24)이 축선(O) 방향 하류측에서 접속됨으로써 형성되는 능선이, 날개 높이 방향 전역에 걸쳐서 연장되는 후연(26)으로 되어 있다.

이러한 날개 본체(20)에서는, 전연(25)과 후연(26)의 축선(O) 방향의 간격이 축 코드 길이(C)로 되어 있다. 또한, 날개 본체(20)에 있어서의 축선(O) 방향의 각 위치는 축 코드 길이 방향 위치로 되어 있다. 또한, 이하에서는, 각 날개 높이 방향 위치에 있어서의 전연(25)의 축 코드 길이 방향 위치를 0%로 하고, 후연(26)의 축 코드 길이 방향 위치를 100%로 했을 때의 날개 본체(20)의 축 코드 길이 방향 위치를, 축 코드 길이 방향 비율 위치로 정의한다. 이 정의에 의하면, 예컨대, 날개 본체(20)의 전연(25)과 후연(26)의 딱 중간의 축 코드 길이 방향 위치는 축 코드 길이 방향 비율 위치가 50%가 된다.

이러한 날개 본체(20)를 갖는 동익(10)은 축선(O)의 둘레 방향으로 등간격을 두고 복수가 마련되어 있으며, 도 3에 도시하는 바와 같이, 서로 이웃하는 동익(10)에 있어서의 날개 본체(20)끼리의 사이에는, 연소 가스가 상류측으로부터 하류측을 향하여 유통하는 유로(F)가 형성되어 있다.

또한, 도 3에 도시하는 바와 같이 날개 본체(20)끼리의 사이에 형성되는 유로(F)의 폭인 유로 폭(W)은 축 코드 길이 방향에 걸쳐서 변화하고 있다. 여기서, 유로 폭(W)이란, 둘레 방향으로 서로 인접하는 날개 본체(20)의 복면(23)과 배면(24)의 각각에 접하는 가상원을 그렸을 경우에 있어서의 해당 가상원의 직경에 상당한다. 또한, 축 코드 길이 방향 위치와 유로 폭(W)의 대응 관계로서는, 복면(23)과 상기 가상원과의 접점의 축 코드 길이 방향 위치에 있어서의 해당 가상원의 직경이, 해당 접점의 축 코드 길이 위치의 유로 폭(W)이 되도록 대응지어져 있다. 따라서, 도 3에 도시하는 바와 같이, 복면(23)의 후연(26)에 접하는 가상원의 직경은 후연(26)에 있어서의 유로 폭(W), 즉, 축 코드 길이 방향 비율 위치 100%에 있어서의 유로 폭(W)이 된다.

유로(F)는 날개 본체(20)의 축선(O)의 직경 방향에 걸쳐서, 즉, 날개 본체(20)의 날개 높이 방향 전역에 걸쳐서 형상이 연속적으로 변화하도록 연장되어 있다. 날개 높이 방향 비율 위치 0%의 유로 폭(W), 즉, 허브측 기단(21)의 유로 폭(W)은, 도 4에 도시하는 커브와 같이 유로 폭(W)이 변화한다. 즉, 허브측 기단(21)의 유로 폭(W)은 전연(25)(축 코드 길이 방향 비율 위치 0%)으로부터 축 코드 길이 방향 비율 위치가 커짐에 따라서 단조 감소를 하고, 축 코드 길이 방향 비율 위치 30% 부근에서 극소값(최소값)을 나타낸다. 그 후, 축 코드 길이 방향 비율 위치가 커짐에 따라서 단조 증가하여, 후연(26)(축 코드 길이 방향 비율 위치 100%)에 도달한다. 후연(26)의 유로 폭(W)은 전연(25)의 유로 폭(W)보다 작다. 또한, 허브측 기단(21)의 유로 폭(W)의 변화는, 상기와 같이 단조 감소, 단조 증가할 뿐만 아니라, 도중에 변화가 없는 영역이 있어도 좋고, 극소값을 나타낸 후에 증가하고 후연(26) 부근에서만 재차 감소해도 좋다.

또한, 극소값을 나타내기 전의 단조 감소할 때의 유로 폭(W)의 변화의 정도는 극소값을 나타낸 후의 변화의 정도에 비해 크다. 이상과 같이, 허브측 기단(21)에서는, 전연(25)측으로부터 후연(26)측을 향하여 유로 폭(W)이 축소되고 일단 최소값을 나타낸 후에 유로 폭(W)이 확대되면서 후연(26)에 도달한다.

유로 폭(W)이 작은 축 코드 길이 방향 비율 위치에서는, 그만큼 날개 두께가 두꺼워진다. 허브측 기단(21)에서는, 날개 본체(20)의 강도 향상을 위해서 전연(25)과 후연(26) 사이에 날개 두께가 두꺼운 부분이 있으며, 이 때문에, 전연(25)과 후연(26) 사이에 유로 폭(W)이 극소가 되는 부분이 존재한다.

그리고, 본 실시형태에서는, 유로 폭(W)이 최소값을 나타내는 축 코드 길이 방향 위치(도 2에 도시하는 유로 폭 최소 위치 라인(m))는 허브측 기단(21)으로부터 팁(22)측을 향함에 따라서, 즉, 날개 높이 방향 비율 위치가 커짐에 따라서, 후연(26)측으로 천이한다. 그리고, 소정의 날개 높이 방향 위치에서 유로 폭(W)이 최소값을 나타내는 축 코드 길이 방향 위치가 100%가 되고, 즉, 해당 축 코드 길이 방향 위치가 후연(26)에 일치한다. 이하에서는, 유로 폭(W)이 최소값을 나타내는 축 코드 길이 방향 위치가 날개 높이 방향 비율 위치의 증가와 함께 후연(26)측으로 천이하여 해당 후연(26)에 처음 일치하는 날개 높이 방향 위치를, 기준 날개 높이 방향 위치(S)로 정의한다. 본 실시형태에서는, 기준 날개 높이 방향 위치(S)가 날개 높이 방향 비율 위치 25%의 위치로 되어 있다.

날개 높이 방향 비율 위치 25%의 유로 폭(W), 즉, 기준 날개 높이 방향 위치(S)의 유로 폭(W)은, 도 5에 나타내는 커브와 같이 변화한다. 즉, 기준 날개 높이 방향 위치(S)의 유로 폭(W)은 전연(25)(축 코드 길이 방향 비율 위치 0%)으로부터 후연(26)(축 코드 길이 방향 비율 위치 100%)을 향함에 따라서 단조 감소할 뿐이며, 극소값을 나타내지 않는다. 따라서, 기준 날개 높이 방향 위치(S)의 유로 폭(W)은 후연(26)에서 최소값을 나타낸다. 이에 의해, 후연(26)의 유로 폭(W)은 전연(25)의 유로 폭(W)보다 작다. 또한, 유로 폭(W)은, 축 코드 길이 방향 비율 위치가 40% 정도까지는 완만하게 감소하고, 그 후 변화의 정도가 커져 후연(26)에 도달한다.

또한, 날개 높이 방향 비율 위치가 기준 날개 높이 방향 위치(S)보다 팁(22)측인 범위에서는, 후연(26)에서의 유로 폭(W)이 최소가 된다.

다음에 상기 터빈(5)의 작용 효과에 대해 설명한다. 터빈(5)의 구동 시에는, 서로 이웃하는 동익(10)의 날개 본체(20)끼리의 유로(F)에 있어서의 허브측 기단(21) 부근에서는, 유로 폭(W)이 일단 축소되어 최소값을 나타낸 후에 확경되기 때문에, 급격한 유속 및 압력의 변동이 생긴다. 한편, 기준 날개 높이 방향 위치(S)의 유로 폭(W)은 감소하기 때문에, 후연(26)측이 좁아진 형상이 된다. 이 때문에, 날개 본체(20)의 배면(24)에서의 흐름은 충분한 유량이 된다.

이에 의해, 후연(26)측에서는, 기준 날개 높이 방향 위치(S)측으로부터 허브측 기단(21)측을 향하여 흐름이 유도된다(도 2의 화살표(R) 참조). 즉, 기준 날개 높이 방향 위치(S)에서의 좁은 유로(F)로부터 허브측 기단(21)에서의 넓은 유로(F)를 향하여 흐름이 유도되도록, 유량의 삼차원적인 재배분이 실행된다. 이 때문에, 허브측 기단(21)의 후연(26)측의 유량이 증가하므로, 해당 허브측 기단(21)에 있어서의 배면(24)에서의 유속의 급감속을 억제할 수 있다.

또한, 본 실시형태에서는, 유로 폭 최소 위치 라인(m)이 허브측 기단(21)으로부터 기준 날개 높이 방향 위치(S)를 향함에 따라서 연속적으로 후연(26)측으로 천이하기 때문에, 유로 폭 최소 위치의 천이 범위의 전역에서, 상술과 같은 유량의 삼차원적인 재배분이 실행된다. 이에 의해, 상기 천이 범위의 전역에서의 흐름의 적정화를 도모할 수 있어서, 허브측 기단(21)측의 영역에 있어서의 배면(24)에서의 유속의 급감속을 효과적으로 억제할 수 있다.

도 6에, 종래 형상의 날개 본체(20)와 본 실시형태의 날개 본체(20)의 복면(23)·배면(24) 각각에서의 단열 마하수의 해석 결과를 나타낸다. 파선은 종래 형상의 해석 결과를 나타내며, 실선은 본 실시형태의 형상의 해석 결과를 나타내고 있다.

해당 해석 결과로부터도 알 수 있는 바와 같이, 종래 형상에서는, 배면(24)에서 흐름의 급감속이 발생하고, 그 결과, 유속 분포가 악화되고 있다. 한편, 본 실시형태의 형상에서는, 배면(24)에서의 유속 분포가 개선되어, 흐름의 급감속이 발생하지 않는다. 이것은, 상술한 바와 같이, 후연(26)측에서 팁(22)측으로부터 허브측 기단(21)으로 흐름이 유도된 것에 의해, 허브측 기단(21)의 최소 유로 폭(W)을 통과하는 유체에 큰 감속이 생기지 않고, 유속이 안정된 것에 의한 것이다.

이상과 같이 본 실시형태에 의하면, 강도 확보를 위해서, 날개 두께의 일부를 두껍게 한 경우라도, 허브측 기단(21)에서의 유속을 안정시킬 수 있기 때문에, 터빈(5) 전체적으로서의 효율 저하를 억제하는 것이 가능해진다. 따라서, 강도를 높게 보지하면서 효율이 높은 터빈(5)을 실현할 수 있다.

또한, 상기 실시형태에서는, 기준 날개 높이 방향 위치(S)를 날개 높이 방향 비율 위치 25%의 위치로 설정했지만 이에 한정되는 것은 아니다. 해당 기준 날개 높이 방향 위치(S)는 날개 높이 방향 비율 위치의 5% 내지 25%의 범위로 설정되어 있으면 좋다.

여기서, 동익(10)의 강도의 확보를 위해서, 허브측 기단으로부터 팁(22)측을 향하여 날개 높이의 5% 미만의 영역에서는, 축 코드 길이(C)의 중앙 부근에서의 날개 두께가 두꺼워진다. 따라서, 기준 날개 높이 방향 위치(S)는 날개 높이(H)의 5% 이상의 영역이 된다. 한편, 기준 날개 높이 방향 위치(S)가 날개 높이의 25%를 초과하는 영역에 위치하고 있어서는, 기준 날개 높이 방향 위치(S)가 허브측 기단(21)으로부터 너무 이격되어 있기 때문에, 해당 기준 날개 높이 방향 위치(S)로부터 허브측 기단(21)을 향하여 흐름을 효과적으로 유도할 수 없다.

따라서, 기준 날개 높이 방향 위치(S)를 날개 높이 방향 비율 위치의 5% 내지 25%의 범위로 설정함으로써, 동익(10)의 강도를 확보하면서 허브측 기단(21)으로의 흐름의 유도를 효과적으로 실행할 수 있다.

다음에 본 발명의 제 2 실시형태에 대해 도 7 내지 도 9를 참조하여 설명한다. 제 2 실시형태는 제 1 실시형태의 구성에 부가하여 날개 본체(20)의 상세 형상을 추가로 특정한 점에서 제 1 실시형태와 상위하다.

도 7에, 제 2 실시형태의 터빈(5)의 유로(F)에 있어서의 후연(26)의 유로 폭(W)(이하, 간단히 후연(26) 유로 폭(W)이라 칭함)과 날개 높이 방향 비율 위치와의 관계를 나타낸다. 도 7에서는, 해당 관계에 관하여 날개 높이 방향 비율 위치 0% 내지 50%의 범위를 나타내고 있다. 도 7에 나타내는 바와 같이, 후연(26) 유로 폭(W)은 허브측 기단(21)(날개 높이 방향 비율 위치 0%)으로부터 날개 높이 방향 비율 위치 20%까지는 거의 변화하지 않고 완만하게 증가하며, 그 후에 변화율이 보다 커져서 날개 높이 방향 비율 위치 50%에 도달한다.

또한, 도 8에, 제 2 실시형태의 터빈(5)의 유로(F)에 있어서의 허브 스로트 위치 유로 폭과 날개 높이 방향 비율 위치의 관계를 나타낸다. 도 8에서는, 해당 관계에 관하여 날개 높이 방향 비율 위치 0% 내지 50%의 범위를 나타내고 있다.

여기서, 허브 스로트 위치 유로 폭이란, 날개 본체(20)의 허브측 기단(21)에서 유로 폭(W)이 최소값을 나타내는 축 코드 길이 방향 비율 위치에 대하여, 각 날개 높이 위치에서의 동일한 축 코드 길이 방향 비율 위치에 있어서의 유로 폭(W)을 의미하고 있다. 도 2에 도시하는 바와 같이, 허브 스로트 위치 유로 폭의 위치의 천이를 나타내는 허브 스로트 위치 라인(L)은 허브측 기단(21)에서의 유로 폭(W)이 최소값을 나타내는 위치로부터 날개 높이 방향을 향하여 연장되어 있다. 예컨대, 허브측 기단(21)에서의 유로 폭(W)이 최소값을 나타내는 축 코드 길이 방향 비율 위치가 30%인 경우, 각 날개 높이 위치에서의 축 코드 길이 방향 비율 위치가 30%인 위치의 유로 폭(W)이 허브 스로트 위치 유로 폭이 된다.

도 8에 나타내는 바와 같이, 허브 스로트 위치 유로 폭은 허브측 기단(21)으로부터 날개 높이 방향을 향함에 따라서 단조롭게 증가하여 날개 높이 방향 비율 위치 50%에 도달한다.

도 9에, 제 2 실시형태의 터빈(5)의 유로(F)에 있어서의 유로 폭 비와 날개 높이 방향 비율 위치의 관계를 나타낸다. 도 9에서는, 해당 관계에 관하여 날개 높이 방향 비율 위치 0% 내지 50%의 범위를 나타내고 있다.

여기서, 유로 폭 비란, 각 날개 높이 위치에 있어서의 허브 스로트 위치 유로 폭에 대한 후연(26)의 유로 폭(W)(후연 유로 폭)의 비(후연 유로 폭/허브 스로트 위치 유로 폭)를 의미하고 있다.

도 9에 나타내는 바와 같이, 유로 폭 비는 허브측 기단(21)(날개 높이 방향 비율 위치 0%)에서 1보다 큰 값을 나타내고, 날개 높이 방향을 향함에 따라서 단조롭게 감소하며, 날개 높이 방향 비율 위치 10% 바로 앞, 보다 상세하게는 8% 내지 9% 정도에서 1을 나타내고, 또한 날개 높이 방향을 향함에 따라서 단조롭게 감소하여 날개 높이 방향 비율 위치 50%에 이른다. 또한, 이하에서는, 유로 폭 비가 1을 나타내는 날개 높이 방향 비율 위치를 천이 위치(N)라 칭한다. 이 천이 위치(N)는, 날개 높이 방향 비율 위치 8% 내지 9%에 한정되지 않으며, 날개 높이 방향 비율 위치 10% 이내라면 어느 값이라도 좋다.

여기서, 유로 폭 비의 값이 1을 초과하는 날개 높이 방향 위치에서는 후연(26)측이 확대되어 있기 때문에, 후연(26)측에서의 유량이 부족하다. 한편, 유로 폭 비의 값이 1을 하회하는 날개 높이 방향 위치에서는 후연(26)측이 축소되어 있기 때문에, 후연(26)측에서는 충분한 유량이 된다. 따라서, 후연(26)측에서는, 유로 폭 비의 값이 1을 하회하는 날개 높이 방향 위치의 흐름이, 유로 폭 비의 값이 1을 초과하는 날개 높이 방향 위치로 유도되게 된다. 그리고, 유로 폭 비의 값이 1이 되는 천이 위치(N)의 날개 높이 방향 위치를 날개 높이의 10% 이내의 영역으로 설정함으로써, 후연(26)측에서의 유량이 부족한 날개 높이 방향 위치에 효과적으로 흐름을 유도하는 것이 가능해진다.

여기에서, 날개 높이 방향 비율 위치가 10% 이내인 영역에 있어서의 유로 폭 비의 최대값을 최대 유로 폭 비(α)로 정의한다. 또한, 날개 높이 방향 비율 위치가 20% 이내인 영역에 있어서의 유로 폭 비의 최소값을 최소 유로 폭 비(β)로 정의한다. 이때, 본 실시형태에서는,

｜β－1｜＞｜α―1｜

의 관계가 성립하고 있는 것이 바람직하다.

여기에서, ｜α―1｜, ｜β―1｜의 도 9에 있어서의 기하학적 의미를 설명한다.

도 9의 횡축(유로 폭 비)을 X축으로 하고, 종축(날개 높이 방향 비율 위치)을 Y축으로 하면, 최대 유로 폭 비(α)는 도 9의 커브와 Y=0[%]의 교점이 된다. 따라서, ｜α―1｜은, 해당 교점과 X=1과의 거리가 된다.

한편, 최소 유로 폭 비(β)는 도 9의 커브와 Y=20[%]의 교점이 된다.

따라서, ｜β―1｜은, 해당 교점과 X=1과의 거리가 된다.

유로 폭 비가 1보다 큰 영역에서는 유량이 부족하기 때문에, ｜α―1｜의 값은 날개 높이 방향의 범위에 있어서의 유량의 부족량에 상관한다. 한편, 유로 폭 비가 1보다 작은 영역에서는 유량이 충분하기 때문에, ｜β―1｜은 유량의 과잉량에 상관한다. 따라서, ｜β－1｜＞｜α―1｜의 관계가 성립하고 있으면, 유량의 부족량보다 공급할 수 있는 유량이 상회하고 있는 것을 의미한다. 따라서, 해당 관계가 성립함으로써, 후연(26)측에서의 유량이 부족한 날개 높이 방향 위치에 효과적으로 흐름을 유도할 수 있다.

또한, 본 실시형태에서는, 도 9에 있어서의 커브, X=1 및 Y=0[%]로 둘러싸이는 제 1 영역의 면적(A)과, 도 9에 있어서의 커브, X=1 및 Y=20[%]로 둘러싸이는 제 2 영역의 면적(B)과의 사이에, B＞A의 관계가 성립하고 있는 것이 바람직하다.

유로 폭 비가 1보다 큰 영역에서는 유량이 부족하기 때문에, 유로 폭 비가 1보다 큰 영역의 일부를 차지하는 면적 A는 날개 높이 방향의 범위에 있어서의 유량의 부족량에 상관한다. 한편, 유로 폭 비가 1보다 작은 영역에서는 유량이 충분하기 때문에, 유로 폭 비가 1보다 작은 영역의 일부를 차지하는 면적 B는 유량의 과잉량에 상관한다. 따라서, B＞A의 관계가 성립하고 있으면, 유량의 부족량보다 공급할 수 있는 유량이 상회하고 있는 것을 의미한다. 따라서, 해당 관계가 성립함으로써, 후연(26)측에서의 유량이 부족한 날개 높이 방향 위치에 보다 효과적으로 흐름을 유도할 수 있다.

이상, 본 발명의 실시형태에 대해 설명했지만, 본 발명은 이에 한정되는 일 없이, 그 발명의 기술적 사상을 일탈하지 않는 범위에서 적절히 변경 가능하다.

예컨대, 상기 동익(10)은 터빈(5)에 있어서의 최종단에 적용하는 것이 바람직하지만, 이것에 한정되는 것은 아니며, 최종단 이외의 단에 적용해도 좋다. 이에 의해서도 상기와 같이, 터빈(5)의 효율 저하를 억제하는 것이 가능해진다.

또한, 동익(10)을 가스 터빈(1)에 있어서의 터빈(5)에 적용한 예를 설명했지만, 가스 터빈(1) 이외의 회전 기계에 상기 터빈(5)을 적용해도 좋다.

1: 가스 터빈 2: 로터
3: 압축기 4: 연소기
5: 터빈 6: 케이싱
7: 정익 10: 동익
20: 날개 본체 21: 허브측 기단
22: 팁 23: 복면
24: 배면 25: 전연
26: 후연 H: 날개 높이
C: 축 코드 길이 S: 기준 날개 높이 방향 위치
m: 유로 폭 최소 위치 라인 L: 허브 스로트 위치 라인
N: 천이 위치 O: 축선
U: 회전 방향 R: 화살표
W: 유로 폭
X: 허브측 기단의 스로트의 축 코드 길이 방향 비율 위치

Claims (7)

1. 축선의 직경 방향 외측으로 연장되는 날개 본체를 갖고, 상기 축선의 둘레 방향으로 배열됨으로써 서로 이웃하는 상기 날개 본체끼리의 사이에 유로가 형성되는 복수의 동익을 구비하고,
   상기 날개 본체의 허브측 기단에 있어서의 유로 폭은 전연으로부터 후연을 향함에 따라서 감소하며 극소값을 나타낸 후에 증가하고,
   상기 날개 본체의 허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 이격된 기준 날개 높이 방향 위치에서의 유로 폭은 상기 전연으로부터 상기 후연을 향함에 따라서 점차 작아지고,
   각 날개 높이 방향 위치에 있어서의 상기 유로 폭의 최소값의 축 코드 길이 방향 위치가, 상기 날개 본체의 허브측 기단으로부터 팁측을 향함에 따라서 후연측으로 연속적으로 천이하며, 상기 기준 날개 높이 방향 위치에서 상기 후연에 일치하는
   터빈.
2. 제 1 항에 있어서,
   상기 기준 날개 높이 방향 위치는 허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 날개 높이의 5% 이상 25% 이하의 영역에 위치하고 있는
   터빈.
3. 제 1 항에 있어서,
   상기 날개 본체의 상기 후연에 있어서의 각 날개 높이 방향 위치의 상기 유로 폭을 후연 유로 폭으로 정의하고,
   상기 날개 본체의 허브측 기단에서 상기 유로 폭이 최소값을 나타내는 축 코드 길이 방향 비율 위치에 있어서의 각 날개 높이 방향 위치의 상기 유로 폭을 허브 스로트 위치 유로 폭으로 정의하고,
   각 날개 높이 방향 위치에 있어서의 상기 허브 스로트 위치 유로 폭에 대한 상기 후연 유로 폭의 비를 유로 폭 비로 정의하고,
   허브측으로부터 팁측을 향함에 따라서 점차 작아지는 상기 유로 폭 비의 값이 1이 되는 날개 높이 방향 위치를 천이 위치로 정의했을 때에,
   상기 천이 위치의 날개 높이 방향 위치가 허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 날개 높이의 10% 이내의 영역에 위치하고 있는
   터빈.
4. 제 3 항에 있어서,
   허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 날개 높이의 10% 이내의 영역에 있어서의 상기 유로 폭 비의 최대값을 최대 유로 폭 비(α)로 정의하고,
   허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 날개 높이의 20% 이내의 영역에 있어서의 상기 유로 폭 비의 최소값을 최소 유로 폭 비(β)로 정의했을 때에,
   ｜β－1｜＞｜α―1｜
   의 관계가 성립하는
   터빈.
5. 제 3 항에 있어서,
   횡축(X)을 상기 유로 폭 비로 하고, 종축(Y)을 날개 높이에 대한 허브측으로부터 팁측을 향한 날개 높이 방향 비율 위치[%]로 하여 상기 유로 폭 비의 변화의 커브를 작성했을 때에,
   상기 커브, X=1 및 Y=0%로 둘러싸이는 제 1 영역의 면적(A)과,
   상기 커브, X=1 및 Y=20%로 둘러싸이는 제 2 영역의 면적(B)의 사이에,
   B＞A
   의 관계가 성립하는
   터빈.
6. 공기를 압축하여 압축 공기를 생성하는 압축기와,
   상기 압축 공기를 연료와 함께 연소시켜 연소 가스를 생성하는 연소기와,
   상기 연소 가스에 의해 구동되는, 제 1 항에 기재된 터빈을 구비하는
   가스 터빈.
7. 터빈 동익에 있어서,
   상기 터빈 동익은 로터의 둘레 방향으로 복수 배열됨으로써 서로 이웃하는 상기 터빈 동익끼리의 사이에 유로를 형성하고,
   상기 터빈 동익의 허브측 기단에 있어서의 유로 폭은 전연으로부터 후연을 향함에 따라서 감소하며 극소값을 나타낸 후에 증가하고,
   상기 터빈 동익의 허브측 기단으로부터 팁측을 향하여 이격된 기준 날개 높이 방향 위치에서의 유로 폭은 상기 전연으로부터 상기 후연을 향함에 따라서 점차 작아지고,
   각 날개 높이 방향 위치에 있어서의 상기 유로 폭의 최소값의 축 코드 길이 방향 위치가, 상기 터빈 동익의 허브측 기단으로부터 팁측을 향함에 따라서 후연측으로 연속적으로 천이하며, 상기 기준 날개 높이 방향 위치에서 상기 후연에 일치하는
   터빈 동익.

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