WO2018159681A1 - タービン及びガスタービン - Google Patents

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WO2018159681A1
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turbine
distance
inner cylinder
respect
inclined surface
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藤村　大悟
檜山　貴志
浩史 渡邊
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三菱重工業株式会社
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/46—Combustion chambers comprising an annular arrangement of several essentially tubular flame tubes within a common annular casing or within individual casings

Definitions

  • the present invention relates to a turbine and a gas turbine. This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2017-37690 filed in Japan on February 28, 2017, the contents of which are incorporated herein by reference.
  • a gas turbine includes a compressor, a combustor, and a turbine.
  • the compressor generates high-pressure air by compressing outside air.
  • the combustor generates high-temperature and high-pressure combustion gas by mixing and burning high-pressure air and fuel generated by the compressor.
  • the turbine is driven by the combustion gas generated by this combustor.
  • a diffuser having an inner cylinder, an outer cylinder, and a strut is provided on the downstream side of the turbine (see, for example, Patent Document 1).
  • the inner cylinder is disposed on the inner peripheral side of the diffuser.
  • the outer cylinder forms an exhaust passage between the outer cylinder and the inner cylinder by covering the inner cylinder from the outer peripheral side.
  • a plurality of struts are provided at intervals in the circumferential direction. Each strut extends in the radial direction of the turbine from the outer peripheral surface of the inner cylinder.
  • the inner cylinder and the outer cylinder are connected via these struts.
  • the exhaust passage of the diffuser is formed so that the passage area gradually increases from upstream to downstream in the direction in which the combustion gas flows.
  • the combustion gas (exhaust gas) that has driven the turbine is recovered by static pressure by passing through the exhaust passage formed in this way.
  • the improved performance of the diffuser substantially increases the pressure ratio of the gas turbine. Therefore, the efficiency of the entire gas turbine can be improved by improving the performance of the diffuser.
  • a boundary layer is formed on the outer peripheral surface of the inner cylinder forming the exhaust passage. Since the diffuser flow is a reverse pressure gradient, the momentum of the flow tends to decrease. Therefore, when a separation region due to a local momentum defect occurs, separation may progress toward the downstream side of the flow and become larger.
  • the present invention provides a turbine and a gas turbine that can improve the exhaust performance of the diffuser and improve the efficiency of the entire gas turbine.
  • the turbine includes a turbine rotor, a turbine casing, a plurality of turbine rotor blades, a plurality of turbine stationary blades, and a diffuser.
  • the turbine rotor extends along the axis and is rotatable about the axis.
  • the turbine casing covers the turbine rotor from the outer peripheral side.
  • the plurality of turbine blades are arranged in the circumferential direction of the axis on the outer peripheral surface of the turbine rotor.
  • the plurality of turbine stationary blades are provided on the inner peripheral surface of the turbine casing so as to be adjacent to one side in the axial direction with respect to the turbine rotor blade, and are arranged in the circumferential direction.
  • the diffuser is provided on the other side in the axial direction of the turbine rotor blade, and forms an exhaust passage through which exhaust gas flows from one side in the axial direction toward the other side.
  • the diffuser includes an inner cylinder that extends along the axis, and an outer cylinder that covers the inner cylinder from the outer peripheral side and that forms the exhaust passage between the inner cylinder and the inner cylinder.
  • the inner cylinder includes a first inclined surface extending from the inner side to the outer side in the radial direction centering on the axial line as it goes from one side to the other side in the axial direction.
  • the first inclined surface is arranged so as to intersect with an extension line extending the platform of the plurality of turbine rotor blades to the other side in the axial direction in a cross-sectional view including the axis.
  • the boundary layer formed along the outer peripheral surface of the inner cylinder of the diffuser extends from the position of the turbine rotor blade arranged on the most downstream side in the axial direction toward the downstream side of the diffuser along the outer peripheral surface of the platform and the inner cylinder. It may develop gradually.
  • the first inclined surface is formed on the extended line of the platform, the boundary layer flow collides with the first inclined surface. Therefore, it is possible to suppress the development of the boundary layer and to prevent the flow from peeling from the outer peripheral surface of the inner cylinder. Therefore, it is possible to improve the exhaust performance of the diffuser and improve the efficiency of the entire gas turbine.
  • the inner cylinder according to the first aspect may include the first inclined surface on the most one side in the axial direction.
  • a seal gas inlet for allowing a seal gas to flow into the exhaust passage between the inner cylinder and the platform.
  • a seal gas inlet for allowing a seal gas to flow into the exhaust passage between the inner cylinder and the platform.
  • the outer peripheral surface on the other side in the axial direction from the first inclined surface is more than the extension line. May be arranged outside in the radial direction.
  • the extension line and the first inclined surface arranged on the outermost side in the radial direction.
  • the first distance which is the distance at the same position in the axial direction with the top, is 10% or less with respect to the blade height of the turbine rotor blade.
  • the thickness of the boundary layer formed along the outer peripheral surface of the inner cylinder of the diffuser while suppressing separation due to the flow direction described above. can be suppressed.
  • the first distance according to the fifth aspect may be 5% or less with respect to the blade height.
  • the first distance according to the fifth aspect may be 3% or less with respect to the blade height.
  • the first distance according to any one of the fifth to seventh aspects may be greater than 0%.
  • the first top portion according to any one of the fifth to eighth aspects is disposed on the outer side in the radial direction than the edge on the other side of the platform in the axial direction. May be.
  • the inner cylinder according to any one of the fifth to ninth aspects may include a second inclined surface.
  • the second inclined surface is disposed on the other side in the axial direction with respect to the first inclined surface, and is disposed on the outer side in the radial direction with respect to the extension line, from one side in the axial direction to the other side. As it goes, it extends from the outside in the radial direction toward the inside.
  • the second distance which is the distance at the same position in the axial direction between the extension line and the second apex disposed on the radially outermost side of the second inclined surface, is the blade height of the turbine blade. May be 10% or less.
  • the flow-path cross-sectional area of a diffuser can be expanded toward radial inside by the 2nd inclined surface. Furthermore, since the second top portion is 10% or less with respect to the blade height of the turbine rotor blade, when the flow exceeds the second top portion, it is possible to suppress the flow from being separated due to the inclination of the second inclined surface. .
  • the second distance according to the tenth aspect may be 5% or less with respect to the blade height.
  • the second distance according to the tenth aspect may be 3% or less with respect to the blade height.
  • the second distance according to any one of the tenth to twelfth aspects may be greater than 0%.
  • connection surface connecting the first top part and the second top part is provided, and the second aspect The distance may be longer than the first distance.
  • the angle difference of a 1st inclined surface and a connection surface and the angle difference of a connection surface and a 2nd inclined surface can each be made small. As a result, it is possible to suppress the separation of the flow between the first inclined surface and the connection surface and between the connection surface and the second inclined surface.
  • the diffuser may include a strut that connects the inner cylinder and the outer cylinder.
  • the inner cylinder may include a changing point where an inclination angle with respect to the axis changes within a range in which the struts are arranged in the axial direction.
  • the extension line and the outer peripheral surface of the inner cylinder arranged on the outer side in the radial direction than the extension line in the axial direction.
  • the third distance which is the distance at the same position, may be 10% or less with respect to the blade height of the moving blade of the turbine.
  • the cross-sectional area of the flow path is enlarged and the boundary layer is easily developed.
  • the third distance is set to 10% or less of the blade height of the turbine blade, the development of the boundary layer is suppressed while preventing the flow separation from the blade to the strut position. Can also be suppressed. Therefore, the performance of the diffuser can be improved.
  • the third distance according to the fifteenth aspect may be 5% or less with respect to the blade height.
  • the third distance according to the fifteenth aspect may be 3% or less with respect to the blade height.
  • the third distance according to any one of the fifteenth to seventeenth aspects may be greater than 0%.
  • a diffuser according to any one of the fifth to fourteenth aspects includes a strut that connects the inner cylinder and the outer cylinder, and the inner cylinder includes the In the range where the strut is arranged in the axial direction, there is no change point where the inclination angle with respect to the axis changes, and in the range from the inlet of the inner cylinder to the central position of the strut in the axial direction.
  • the fourth distance which is the distance at the same position in the axial direction between the extension line and the outer peripheral surface of the inner cylinder, may be 10% or less with respect to the blade height of the moving blade of the turbine.
  • the cross-sectional area of the flow path is enlarged and the boundary layer is easily developed.
  • the fourth distance is set to 10% or less of the blade height of the turbine blade, the development of the boundary layer is suppressed while suppressing the separation of the flow from the blade to the strut position. Can also be suppressed. Therefore, the performance of the diffuser can be improved.
  • the fourth distance according to the nineteenth aspect may be 5% or less with respect to the blade height.
  • the fourth distance according to the nineteenth aspect may be 3% or less with respect to the blade height. By comprising in this way, it can suppress further that peeling arises upstream from a strut.
  • the fourth distance according to any one of the nineteenth to twenty-first aspects may be greater than 0%.
  • the gas turbine includes a compressor that generates compressed air obtained by compressing air, a combustor that generates fuel by mixing fuel with the compressed air, and the combustion gas. And a turbine according to any one of the twenty-first to twenty-second aspects. By configuring in this way, pressure recovery in the diffuser of the turbine can be performed efficiently, so that performance can be improved.
  • FIG. 4 It is a block diagram which shows schematic structure of the gas turbine of 1st embodiment of this invention. It is sectional drawing which follows the axis line of the diffuser in 1st embodiment of this invention. It is the schematic which expanded the diffuser inlet_port
  • a gas turbine 100 includes a compressor 1, a combustor 3, and a turbine 2A.
  • Compressor 1 generates high-pressure air.
  • the compressor 1 includes a compressor rotor 11 and a compressor casing 12.
  • the compressor casing 12 covers the compressor rotor 11 from the outer peripheral side.
  • the compressor casing 12 extends along the axis Am.
  • a plurality of compressor blade stages 13 arranged at intervals in the axis Am direction are provided on the outer peripheral surface of the compressor rotor 11.
  • Each of the compressor blade stages 13 includes a plurality of compressor blades 14.
  • the compressor blades 14 of each compressor blade stage 13 are arranged on the outer peripheral surface of the compressor rotor 11 at intervals in the circumferential direction of the axis Am.
  • a plurality of compressor vane stages 15 arranged at intervals in the axis Am direction are provided on the inner peripheral surface of the compressor casing 12. These compressor stationary blade stages 15 are arranged alternately with the compressor moving blade stages 13 in the direction of the axis Am.
  • Each of the compressor vane stages 15 includes a plurality of compressor vanes 16. The compressor vanes 16 of each compressor vane stage 15 are arranged on the inner circumferential surface of the compressor casing 12 at intervals in the circumferential direction of the axis Am.
  • the combustor 3 generates combustion gas by mixing the high-pressure air generated by the compressor 1 and burning the fuel.
  • the combustor 3 is provided between the compressor casing 12 and the turbine casing 22 of the turbine 2A.
  • the combustion gas generated by the combustor 3 is supplied to the turbine 2A.
  • the turbine 2 ⁇ / b> A is driven by the combustion gas generated by the combustor 3.
  • the turbine 2A includes a turbine rotor 21, a turbine casing 22, and a diffuser 4A.
  • the turbine rotor 21 extends along the axis Am.
  • a plurality of turbine rotor blade stages 23 arranged at intervals in the axis Am direction are provided on the outer peripheral surface of the turbine rotor 21.
  • Each of these turbine blade stages 23 includes a plurality of turbine blades 24.
  • the turbine rotor blades 24 of the turbine rotor blade stages 23 are arranged on the outer peripheral surface of the turbine rotor 21 at intervals in the circumferential direction of the axis Am.
  • the turbine casing 22 covers the turbine rotor 21 from the outer peripheral side.
  • a plurality of turbine vane stages 25 arranged at intervals in the direction of the axis Am are provided on the inner peripheral surface of the turbine casing 22.
  • the turbine stationary blade stages 25 are arranged alternately with the turbine rotor blade stages 23 in the axis Am direction.
  • Each of these turbine stationary blade stages 25 includes a plurality of turbine stationary blades 26.
  • the turbine stationary blades 26 of each turbine stationary blade stage 25 are arranged on the inner peripheral surface of the turbine casing 22 at intervals in the circumferential direction of the axis Am.
  • the compressor rotor 11 and the turbine rotor 21 are integrally connected in the axis Am direction.
  • the compressor rotor 11 and the turbine rotor 21 constitute a gas turbine rotor 91.
  • the compressor casing 12 and the turbine casing 22 are integrally connected along the axis Am.
  • the compressor casing 12 and the turbine casing 22 constitute a gas turbine casing 92.
  • the gas turbine rotor 91 is integrally rotatable around the axis Am within the gas turbine casing 92.
  • the compressor rotor 11 (gas turbine rotor 91) is rotationally driven by an external drive source.
  • the compressor rotor 11 rotates, external air is sequentially compressed to generate high-pressure air.
  • This high-pressure air is supplied into the combustor 3 through the compressor casing 12.
  • the fuel is mixed with the high-pressure air and burned to generate high-temperature and high-pressure combustion gas.
  • the combustion gas is supplied into the turbine 2 ⁇ / b> A through the turbine casing 22.
  • the turbine 2A the combustion gas sequentially collides with the turbine rotor blade stage 23 and the turbine stationary blade stage 25, whereby a rotational driving force is applied to the turbine rotor 21 (gas turbine rotor 91).
  • This rotational energy is used, for example, for driving the generator G connected to the shaft end.
  • the combustion gas that has driven the turbine 2A is discharged to the outside after the pressure (static pressure) is increased when passing through the diffuser 4A as exhaust gas.
  • the diffuser 4A is provided integrally with the turbine casing 22 (gas turbine casing 92).
  • the diffuser 4 ⁇ / b> A includes an inner cylinder 41, an outer cylinder 42, and struts 43 and 44.
  • the inner cylinder 41 is formed in a cylindrical shape extending along the axis Am. Inside the inner cylinder 41, a bearing device and the like for rotatably supporting the shaft end portion 91A of the gas turbine rotor 91 are provided.
  • the outer cylinder 42 is formed in a cylindrical shape that covers the inner cylinder 41 from the outer peripheral side.
  • the outer cylinder 42 forms an exhaust passage C between which the exhaust gas discharged from the turbine 2A flows.
  • the cross-sectional area of the exhaust passage C formed between the outer cylinder 42 and the inner cylinder 41 (the cross-sectional area perpendicular to the axis Am) is from one side (left side in FIG. 2) to the other side (see FIG. 2). It gradually expands toward the right side of page 2). As the cross-sectional area of the exhaust passage C gradually increases in this way, the kinetic energy of the exhaust gas flowing through the exhaust passage C is gradually converted into pressure energy (pressure recovery).
  • the struts 43 and 44 are disposed in the exhaust passage C and connect the inner cylinder 41 and the outer cylinder 42.
  • the outer cylinder 42 is fixed and supported to the inner cylinder 41 by these struts 43 and 44.
  • the struts 43 are arranged adjacent to each other in the axial Am direction with respect to the final turbine moving blade stage 23 positioned on the othermost side in the axial Am direction among the plurality of turbine moving blade stages 23.
  • the strut 44 is provided at a position separated from the strut 43 on the other side in the axis Am direction.
  • the struts 43 and 44 in this embodiment have a shape that can reduce the shape resistance against the exhaust gas.
  • Examples of the shape that can reduce the shape resistance to the exhaust gas include an elliptical cross section that is long in the direction in which the exhaust gas flows, and a blade shape in which the chord extends in the direction in which the exhaust gas flows.
  • the gas turbine 100 includes a seal gas inlet 50 at the inlet of the diffuser 4A.
  • the seal gas inlet 50 uses, for example, a part of the compressed air generated by the compressor 1 as a seal gas, from the gap between the above-described inner cylinder 41 of the diffuser 4A and the turbine rotor 21, and the exhaust flow path C. It flows inward.
  • the outer peripheral surface 41 ⁇ / b> A of the inner cylinder 41 includes a first inclined surface (inclined surface) 51, a second inclined surface 52, and a connection surface 53.
  • the first inclined surface 51 extends from the turbine rotor 21 side, which is one side in the axis Am direction, toward the outlet side of the diffuser 4A, which is the other side, from the inner side in the radial direction centered on the axis Am to the outer side. Yes.
  • the first inclined surface 51 in the cross section shown in FIG. 3 exemplifies the case where the turbine rotor 21 side is an inclined surface that approaches the axis Am at a constant inclination angle.
  • the first inclined surface 51 is not limited to a certain inclination angle.
  • a convex curve shape or a concave curve shape from the inner side to the outer side in the radial direction with the axis Am as the center may be formed from one side of the axis Am direction to the other side.
  • the radius of curvature of the convex curved surface or the concave curved surface is preferably longer than the length of the first inclined surface 51 in the axis Am direction, for example.
  • the first inclined surface 51 is an extension obtained by extending the platform 54 of the turbine blade 24 of the turbine blade stage 23 arranged on the most downstream side to the other side in the axis Am direction in a cross-sectional view including the axis Am shown in FIG. It arrange
  • the front edge portion 56a on the one side in the axis Am direction of the first inclined surface 51 is disposed on the inner side in the radial direction with the axis Am as the center than the extension line 55.
  • the rear edge portion 56 b on the other side in the axis Am direction of the first inclined surface 51 is disposed on the outer side in the radial direction with the axis Am as the center than the extension line 55.
  • the angle ⁇ of the radially inner corner is an acute angle (for example, about 15 degrees). Yes.
  • an angle ⁇ formed by the tangent to the curved surface and the extension line 55 in the cross section is an acute angle.
  • the first inclined surface 51 is formed on the inner cylinder 41 on the most one side in the axis Am direction.
  • the first inclined surface 51 in the first embodiment is formed on the beam portion 57.
  • the beam portion 57 extends like a cantilever from the inner wall 58 on the other side in the axis Am direction of the seal gas inlet 50 toward one side in the axis Am direction.
  • the beam portion 57 in the first embodiment is illustrated as having a lower surface 59 parallel to the first inclined surface 51 on the radially inner side.
  • the lower surface 59 is not limited to a shape parallel to the first inclined surface 51.
  • the second inclined surface 52 is arranged on the other side in the axis Am direction with respect to the first inclined surface 51.
  • the second inclined surface 52 is disposed on the outer side in the radial direction from the extension line 55.
  • the second inclined surface 52 in the cross section shown in FIG. 3 is an inclined surface that approaches the axis Am at a constant inclination angle toward the exit of the diffuser 4A.
  • the second inclined surface 52 is not limited to the case where it has a constant inclination angle.
  • the second inclined surface 52 is directed from the outer side in the radial direction centered on the axis Am toward the inner side in the cross section of FIG. It may be a convex curved surface or a concave curved surface.
  • the radius of curvature of the convex curved surface shape or the concave curved surface shape can be longer than the length of the second inclined surface 52 in the direction of the axis Am.
  • the second inclined surface 52 may be formed by combining the above convex curved surface or concave curved surface.
  • connection surface 53 connects the first inclined surface 51 and the second inclined surface 52. More specifically, the connection surface 53 is located on the other side of the first inclined surface 51 on the other side in the axis Am direction and on the one side of the second inclined surface 52 in the axis Am direction.
  • positioned is connected.
  • the first inclined surface 51 and the connecting surface 53, and the connecting surface 53 and the second inclined surface 52 are connected in a curved shape so that no corners are formed. is doing.
  • the first top portion 61 is a portion of the first inclined surface 51 that is farthest radially outward from the extension line 55.
  • the second top portion 62 is a portion of the second inclined surface 52 that is farthest radially outward from the extension line 55.
  • the first distance L1 and the second distance L2 may not be the same distance.
  • the first distance L1 between the first apex 61 and the extension line 55 at the same position in the axis Am direction is slightly smaller than the second distance L2 that is also the distance between the second apex 62 and the extension line 55. It has become shorter.
  • the connection surface 53 has a shape approximate to a surface parallel to the axis Am or a surface parallel to the axis Am.
  • the thick solid line indicates the exhaust gas velocity distribution in the direction of the axis Am.
  • the flow is in contact with the platform 54, indicating that the flow velocity is decreasing.
  • An increase in the range in which the flow velocity decreases radially outward means the development of the boundary layer.
  • the main flow of exhaust gas on the downstream side of the most downstream turbine blade stage 23 forms a boundary layer along the platform 54.
  • the position of the broken line H shown on the outer side in the radial direction from the platform 54 means the position on the outermost side in the radial direction of the boundary layer formed by the platform 54.
  • the thickness of the boundary layer of the platform 54 shown here is an example and is not limited to this thickness. This boundary layer usually develops gradually toward the downstream, and the flow velocity decreases like a two-dot chain speed distribution shown in the vicinity of the second apex 62 in FIG.
  • the turbine 2 ⁇ / b> A of the above-described embodiment is arranged such that the first inclined surface 51 intersects the extension line 55. Therefore, the flow collides with the first inclined surface 51 and suppresses the development of the boundary layer.
  • the outer peripheral surface 41A of the inner cylinder 41 By disposing the outer peripheral surface 41A of the inner cylinder 41 on the other side in the axis Am direction from the inclined surface 51 on the radially outer side, the total main pressure is increased.
  • the flow on the downstream side (the other side in the direction of the axis Am) of the inclined surface 51 increases the speed of the boundary layer flow along the outer peripheral surface 41A, as indicated by the thick line shown near the second top portion 62, and the platform
  • the shape is such that the boundary layer 54 is scraped from the radially inner side to the outer side. Therefore, the thickness of the boundary layer can be reduced at the entrance of the diffuser 4A. That is, when the boundary layer develops toward the strut 44, it is possible to suppress the flow from being separated from the outer peripheral surface 41A of the inner cylinder 41. As a result, the exhaust performance of the diffuser 4A can be improved and the efficiency of the entire gas turbine 100 can be improved.
  • the diffuser 4A includes a first inclined surface 51 on the most one side in the axis Am direction. Therefore, it is possible to suppress the development of the boundary layer by increasing the velocity of the boundary layer flow along the inner cylinder 41 at the inlet of the diffuser 4A. As a result, the development of the boundary layer along the inner cylinder can be suppressed over the entire area of the diffuser.
  • a seal gas inlet 50 for allowing a seal gas to flow into the exhaust passage C is formed between the inner cylinder 41 and the platform 54.
  • the seal gas inlet 50 By forming the seal gas inlet 50 in this way, the seal gas joins the main flow at the inlet of the diffuser 4A. In this way, when the seal gas joins the main flow, the flow velocity of the boundary layer may be reduced.
  • the first inclined surface 51 can suppress a decrease in the velocity of the boundary layer flow in the vicinity of the outer peripheral surface 41 ⁇ / b> A of the inner cylinder 41. Therefore, even under conditions where the boundary layer easily develops due to the inflow of the seal gas, it is possible to suppress the boundary layer from developing along the inner cylinder 41 and separating the boundary layer flow.
  • the gas turbine 100 includes the turbine 2A having the above-described configuration, the pressure recovery in the diffuser 4A can be efficiently performed. As a result, the performance of the gas turbine 100 can be improved.
  • the gas turbine 100 includes a seal gas inlet 50 at the inlet of the diffuser 4B.
  • the seal gas inlet 50 uses, for example, a part of the compressed air generated by the compressor 1 as a seal gas from the gap between the above-described inner cylinder 41 of the diffuser 4B and the turbine rotor 21 and the exhaust flow path C. It flows inward.
  • the outer peripheral surface 41 ⁇ / b> B of the inner cylinder 41 includes a first inclined surface 51, a second inclined surface 52, and a connection surface 53.
  • the connection surface 53 is not limited to being formed in a straight line in the cross section shown in FIG.
  • the connection surface 53 may be slightly curved as long as the separation of the flow does not occur as compared with the case where the connection surface 53 is formed in a straight line.
  • the first top portion 61 is a portion of the first inclined surface 51 that is farthest radially outward from the extension line 55.
  • the first apex portion 61 is disposed on the outer side in the radial direction from the edge portion 54A on the other side of the platform 54 in the axis Am direction.
  • the second top portion 62 is a portion of the second inclined surface 52 that is farthest radially outward from the extension line 55.
  • the second top portion 62 is also disposed on the outer side in the radial direction from the edge portion 54A on the other side of the platform 54 in the axis Am direction.
  • connection surface 53 has a shape approximate to a surface parallel to the axis Am or a surface parallel to the axis Am.
  • the first distance L1 can be greater than 0% and 10% or less with respect to the blade height of the turbine blade 24 constituting the most downstream turbine blade stage 23.
  • the first distance L1 may be greater than 0% and 5% or less.
  • the first distance L1 may be greater than 0% and 3% or less.
  • the second distance L2 can be greater than 0% and less than or equal to 10% with respect to the blade height of the turbine blade 24 that constitutes the most downstream turbine blade stage 23. . Furthermore, the second distance L2 may be greater than 0% and 5% or less. Furthermore, the second distance L2 may be greater than 0% and 3% or less.
  • the angle of the flow guided by the first inclined surface 51 with respect to the main flow of the exhaust gas may be too large. If the flow angle becomes too large in this way, there is a possibility that the flow will peel off when it exceeds the first apex 61.
  • the first distance L1 in the first apex 61 is set to 10% or less. Therefore, the thickness of the boundary layer formed along the outer peripheral surface 41B of the inner cylinder 41 of the diffuser 4B can be suppressed while suppressing separation due to the flow direction.
  • first distance L1 When the first distance L1 is 5% or less with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, separation due to the flow direction can be suppressed more than when the first distance L1 is 10% or less. When the first distance L1 is 3% or less with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, separation due to the flow direction can be further suppressed as compared with the case where the first distance L1 is 5% or less. Further, since the first distance L1 is set to be larger than 0% with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, the exhaust gas is exhausted by an amount corresponding to the first apex 61 arranged radially outward from the extension line 55. The total pressure of the main flow of gas can be increased, and the thickness of the boundary layer formed along the outer peripheral surface 41B of the inner cylinder 41 of the diffuser 4B can be suppressed.
  • the first apex portion 61 is disposed on the outer side in the radial direction from the edge portion 54A on the other side of the platform 54 in the axis Am direction. Therefore, the thickness of the boundary layer at the position of the first top portion 61 of the diffuser 4B can be reduced more than the thickness of the boundary layer at the outlet of the turbine rotor blade 24. As a result, the development of the boundary layer of the diffuser 4B can be suppressed.
  • the outer peripheral surface 41B of the inner cylinder 41 on the other side in the axis Am direction with respect to the first inclined surface 51 is arranged on the radially outer side, whereby the mainstream total pressure can be increased. For this reason, the development of the boundary layer can be reduced by the increase in the mainstream total pressure.
  • the inner cylinder 41 is disposed on the other side in the axis Am direction with respect to the first inclined surface 51, and is disposed on the outer side in the radial direction with respect to the extension line 55, and from one side in the axis Am direction to the other side.
  • a second inclined surface 52 extending from the outer side in the radial direction toward the inner side as it goes is provided. Therefore, the exhaust flow path of the diffuser 4B can be expanded to the inner cylinder 41 side, and the performance of the diffuser 4B can be improved.
  • the second distance L2 is 10% or less with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, the flow is caused by the inclination of the second inclined surface 52 when the flow exceeds the second top portion 62. It can suppress that it peels.
  • the flow at the outlet of the turbine rotor blade 24 has a boundary layer, and by providing a step of about 10%, all or a part thereof can be cut off. Therefore, the thickness of the boundary layer can be reduced.
  • the second distance L2 is set to 5% or less with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, the thickness of the boundary layer is reduced, and separation due to the flow direction is caused more than when it is set to 10% or less. Can be suppressed.
  • the second distance L2 is 3% or less with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, the flow separation can be further suppressed as compared with the case where the second distance L2 is 5% or less.
  • the second distance L2 is set to be larger than 0% with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, the exhaust gas is exhausted by the amount that the second top portion 62 is disposed radially outward from the extension line 55. The total pressure of the main flow of gas can be increased, and the thickness of the boundary layer formed along the outer peripheral surface 41B of the inner cylinder 41 of the diffuser 4B can be suppressed.
  • connection surface 53 is formed, the angle difference between the first inclined surface 51 and the connection surface 53 and the angle difference between the connection surface 53 and the second inclined surface 52 can be reduced. As a result, it is possible to prevent the flow from separating between the first inclined surface 51 and the connecting surface 53 and between the connecting surface 53 and the second inclined surface 52.
  • FIG. 5 is a view corresponding to FIG. 4 in the third embodiment of the present invention.
  • the diffuser 4C of the turbine 2C according to the third embodiment includes an inner cylinder 141, an outer cylinder 42 (not shown), and a strut 43 (the strut 44 is not shown). Yes.
  • the diffuser 4C forms an exhaust passage C between the inner cylinder 141 and the outer cylinder 42, similarly to the diffuser 4B of the second embodiment described above.
  • the outer peripheral surface 141 ⁇ / b> B of the inner cylinder 141 includes a first inclined surface 51, a second inclined surface 152, a connection surface 53, and a third inclined surface 70.
  • the first inclined surface 51 has a radial direction centered on the axis Am as it goes from the turbine rotor 21 side, which is one side in the direction of the axis Am, to the outlet side of the diffuser 4C, which is the other side. It extends from the inside to the outside.
  • the first inclined surface 51 extends the platform 54 of the turbine rotor blade 24 of the turbine rotor blade stage 23 arranged on the most downstream side to the other side in the axis Am direction in a cross-sectional view including the axis Am shown in FIG. It arrange
  • the first inclined surface 51 is formed on the inner cylinder 141 on the most one side in the axis Am direction.
  • the second inclined surface 152 is arranged on the other side in the axis Am direction with respect to the first inclined surface 51, similarly to the second inclined surface 52 of the second embodiment described above.
  • the second inclined surface 152 is disposed on the outer side in the radial direction from the extension line 55.
  • An edge 152A on the other side of the second inclined surface 152 in the axis Am direction is disposed at a position overlapping the strut 43 in the axis Am direction.
  • connection surface 53 connects the first inclined surface 51 and the second inclined surface 152 as in the second embodiment. That is, the connection surface 53 is the first apex 61 disposed on the other side of the first inclined surface 51 in the axis Am direction and the second inclined surface 152 disposed on the most one side in the axis Am direction. The two tops 62 are connected.
  • the third inclined surface 70 extends from the edge 152A on the other side in the axis Am direction of the second inclined surface 152 toward the outlet of the diffuser 4C.
  • the third inclined surface 70 is formed to have an inclination in a direction opposite to the inclination of the second inclined surface 152 with respect to the extension line 55.
  • the third inclined surface 70 exemplified in the third embodiment is inclined so as to be gradually separated from the extension line 55 as it goes from one side to the other side in the axis Am direction.
  • the inner cylinder 41 is provided with the changing point P where the inclination angle with respect to the axis Am changes within the range in which the struts 43 are arranged in the direction of the axis Am.
  • the “inclination angle with respect to the axis Am” can also be referred to as an inclination angle of the inner cylinder 41 with respect to the axis Am in a cross section including the axis Am (for example, the cross section shown in FIG. 5).
  • the tilt angle changes means that the tilt angle changes by a predetermined threshold value or more.
  • the change point P corresponds to the inclination of the tangent line of the second inclined surface 152 with respect to The slope of the tangent line of the three inclined surfaces 70 changes from plus to minus (in FIG. 5, from right shoulder to right shoulder), or from minus to plus (for example, from right shoulder to right shoulder).
  • the change point P means a portion formed like a valley fold or a mountain fold. That is, in the third embodiment, the case where the inner cylinder 41 is shifted from the reduced diameter to the enlarged diameter from one side to the other side in the axis Am direction with the changing point P interposed therebetween is exemplified. It is not limited.
  • the inclination angles or inclination directions of the first inclined surface 51, the second inclined surface 152, and the connection surface 53 with respect to the extension line 55 are different from each other. Therefore, the distance between the extension line 55 at the same position in the axis Am direction and the outer peripheral surface 141B of the inner cylinder 141 changes according to the shapes of the first inclined surface 51, the second inclined surface 152, and the connection surface 53.
  • the third distance L3 is the distance that has the largest value in the range from the inlet of the inner cylinder 141 to the changing point P in the axis Am direction.
  • the distance L3 is set to 10% or less with respect to the blade height of the turbine blade 24 of the turbine blade stage 23 arranged on the most downstream side (in other words, the other side in the axis Am direction).
  • the third distance L3 shown in FIG. 5 of the third embodiment is the distance between the extension line 55 and the one-side portion of the second inclined surface 152 in the direction of the axis Am (second distance L2 of the second embodiment).
  • the position of the third distance L3 varies depending on the shapes of the first inclined surface 51, the second inclined surface 152, and the connection surface 53.
  • the third distance L3 may be greater than 0% and 5% or less with respect to the blade height of the turbine blade 24 constituting the most downstream turbine blade stage 23. Further, the third distance L3 may be greater than 0% and 3% or less.
  • the third distance L3 is set to 10% or less with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24.
  • the third distance L3 is larger than 10% with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, the flow direction is excessively directed radially outward. Therefore, the separation caused by the flow direction is promoted, and the flow may be separated on the downstream side of the strut 43.
  • the separation due to the flow direction is further reduced than when the third layer L3 is set to 10% or less while reducing the thickness of the boundary layer. Can be suppressed.
  • the third distance L3 is 3% or less with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, separation due to the flow direction can be further suppressed than when the third distance L3 is 5% or less.
  • the outer peripheral surface 141B of the inner cylinder 141 is disposed radially outward from the extension line 55. Only the total pressure of the main flow of exhaust gas can be increased, and the thickness of the boundary layer formed along the outer peripheral surface 141B can be suppressed. As a result, even if the flow path cross-sectional area of the exhaust flow path C is enlarged on the other side in the axis Am direction from the strut 43, it is possible to suppress the boundary layer from developing as the flow is separated.
  • FIG. 6 is a view corresponding to FIG. 4 in the fourth embodiment of the present invention.
  • the diffuser 4 ⁇ / b> D of the turbine 2 ⁇ / b> D of the fourth embodiment includes an inner cylinder 241, an outer cylinder 42 (not shown), and a strut 43 (the strut 44 is not shown). Yes.
  • This diffuser 4D forms an exhaust passage C between the inner cylinder 241 and the outer cylinder 42, similarly to the diffuser 4A of the first embodiment described above.
  • the outer peripheral surface 241B of the inner cylinder 241 includes a first inclined surface 51, a second inclined surface 252, and a connection surface 53.
  • the first inclined surface 51 has a radial direction centered on the axis Am as it goes from the turbine rotor 21 side, which is one side in the direction of the axis Am, toward the outlet side of the diffuser 4D, which is the other side. It extends from the inside to the outside.
  • the first inclined surface 51 extends the platform 54 of the turbine rotor blade 24 of the turbine rotor blade stage 23 arranged on the most downstream side to the other side in the axis Am direction in a cross-sectional view including the axis Am shown in FIG. It arrange
  • the first inclined surface 51 is formed on the innermost side of the inner cylinder 241 in the axis Am direction.
  • the 2nd inclined surface 252 is arrange
  • the second inclined surface 252 is disposed on the outer side in the radial direction from the extension line 55.
  • connection surface 53 connects the first inclined surface 51 and the second inclined surface 252 as in the first embodiment. That is, the connection surface 53 is the first top 61 disposed on the other side in the axis Am direction of the first inclined surface 51 and the first surface disposed on the one side in the axis Am direction of the second inclined surface 252. The two tops 62 are connected.
  • the changing point P (see FIG. 5) described in the third embodiment is not formed in the range where the struts 43 are arranged in the axis Am direction.
  • the second inclined surface 252 extends from one side in the axis Am direction of the strut 43 so that the inner cylinder 241 is reduced in diameter in a cross-sectional view including the axis Am. The case where it extends in a straight line to the Am direction other side is illustrated.
  • the inclination angle or the inclination direction of the first inclined surface 51, the second inclined surface 252 and the connecting surface 53 with respect to the extension line 55 is different. Therefore, the distance between the extension line 55 at the same position in the axis Am direction and the outer peripheral surface 241B of the inner cylinder 241 changes according to the shapes of the first inclined surface 51, the second inclined surface 252, and the connection surface 53. Among such distances between the outer peripheral surface 241B of the inner cylinder 241 and the extension line 55, the distance having the largest value in the range from the inlet of the inner cylinder 241 in the axis Am direction to the center position Pc of the strut 43 in the axis Am direction.
  • the fourth distance L4 is 10% or less with respect to the blade height of the turbine blade 24 of the turbine blade stage 23 arranged on the most downstream side.
  • the fourth distance L4 shown in FIG. 6 of the fourth embodiment is the distance between the extension line 55 and the one side of the second inclined surface 252 closest to the axis Am direction (the second distance of the first embodiment). L2), the position of the fourth distance L4 varies depending on the shapes of the first inclined surface 51, the second inclined surface 252, and the connection surface 53.
  • the fourth distance L4 described above may be greater than 0% and not more than 5% with respect to the blade height of the turbine blade 24 constituting the most downstream turbine blade stage 23. Further, the fourth distance L4 may be greater than 0% and 3% or less.
  • the fourth distance L4 is set to 10% or less with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, so that it is possible to suppress separation due to the flow direction. Therefore, even if a boundary layer develops at the exit of the strut 43, it is possible to suppress the separation of the flow and improve the performance of the diffuser 4D.
  • the fourth distance L4 is larger than 10% with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, the flow direction is excessively directed radially outward, and separation due to the flow direction occurs. To help. Therefore, the flow may be separated on the downstream side of the strut 43.
  • the fourth distance L4 when the fourth distance L4 is 5% or less with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, flow separation can be further suppressed than when the fourth distance L4 is 10% or less. Further, when the fourth distance L4 is set to 3% or less with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, the separation due to the flow direction can be further suppressed as compared with the case where the fourth distance L4 is set to 5% or less. .
  • the fourth distance L4 is set to be greater than 0% with respect to the blade height of the turbine rotor blade 24, the outer peripheral surface 241B of the inner cylinder 241 is disposed radially outward from the extension line 55. As a result, the total pressure of the main flow of the exhaust gas can be increased and the thickness of the boundary layer formed along the outer peripheral surface 241B can be suppressed.
  • connection surface 53 may be provided as necessary and may be omitted.
  • This invention can be applied to turbines and gas turbines. According to the present invention, it is possible to improve the exhaust performance of the diffuser and improve the efficiency of the entire gas turbine.

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Abstract

タービンは、タービンロータ（２１）と、タービンケーシングと、タービン動翼（２４）と、タービン静翼と、ディフューザ（４Ａ）と、を備えている。ディフューザ（４Ａ）は、軸線に沿って延びる内筒（４１）と、内筒（４１）を外周側から覆うとともに、内筒（４１）との間に排気流路（Ｃ）を形成する外筒と、を備えている。内筒（４１）は、軸線方向の一方側から他方側に向かうに従って軸線を中心とする径方向の内側から外側に延びる傾斜面（５１）を備えている。傾斜面（５１）は、軸線を含む断面視で、複数のタービン動翼（２４）のプラットフォーム（５４）を軸線方向の他方側に延長した延長線（５５）と交差するように配置されている。

Description

タービン及びガスタービン
　この発明は、タービン及びガスタービンに関する。
　本願は、２０１７年２月２８日に、日本に出願された特願２０１７－３７６９０号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　一般に、ガスタービンは、圧縮機と、燃焼器と、タービンと、を備えている。圧縮機は、外気を圧縮して高圧空気を生成する。燃焼器は、この圧縮機によって生成された高圧空気と燃料とを混合燃焼させることで高温高圧の燃焼ガスを生成する。タービンは、この燃焼器により生成された燃焼ガスによって駆動される。
　タービンの下流側には、内筒と外筒とストラットとを有したディフューザが設けられている（例えば、特許文献１参照）。内筒は、ディフューザの内周側に配置されている。外筒は、この内筒を外周側から覆うことで内筒との間に排気流路を形成している。ストラットは、周方向に間隔をあけて複数設けられている。ストラットは、それぞれ内筒の外周面からタービンの径方向に延びている。これらストラットを介して、内筒及び外筒が接続されている。
　ディフューザの排気流路は、燃焼ガスの流れる方向の上流から下流に向かうにしたがって次第に流路面積が拡大するように形成されている。タービンを駆動した燃焼ガス（排気ガス）は、このように形成された排気流路を通過することで静圧回復される。
　上記ディフューザの性能向上は、ガスタービンの圧力比を実質的に増加させる。そのため、ディフューザの性能向上によってガスタービン全体の効率向上を図ることができる。
特許第３９９９８０３号公報
　ディフューザにおいて、排気流路を形成する内筒の外周面に境界層が形成される。ディフューザ流れは、逆圧力勾配であるため、流れの運動量が低下し易い。そのため、局所的な運動量欠損による剥離領域が生じると、流れの下流に向けて剥離が進展して大規模化する可能性がある。
　この発明は、ディフューザの排気性能を向上させてガスタービン全体の効率向上を図ることができるタービン及びガスタービンを提供する。
　この発明の第一態様によれば、タービンは、タービンロータと、タービンケーシングと、複数のタービン動翼と、複数のタービン静翼と、ディフューザと、を備えている。タービンロータは、軸線に沿って延びるとともに前記軸線回りに回転可能である。タービンケーシングは、前記タービンロータを外周側から覆う。複数のタービン動翼は、前記タービンロータの外周面上で前記軸線の周方向に配列されている。複数のタービン静翼は、前記タービンケーシングの内周面上で前記タービン動翼に対して前記軸線方向の一方側に隣り合うように設けられるとともに、周方向に配列されている。ディフューザは、前記タービン動翼の軸線方向の他方側に設けられ、軸線方向の一方側から他方側に向かって排気ガスが流れる排気流路を形成する。前記ディフューザは、前記軸線に沿って延びる内筒と、前記内筒を外周側から覆うとともに、前記内筒との間に前記排気流路を形成する外筒と、を備えている。前記内筒は、前記軸線方向の一方側から他方側に向かうに従って前記軸線を中心とする径方向の内側から外側に延びる第一傾斜面を備えている。前記第一傾斜面は、前記軸線を含む断面視で、前記複数のタービン動翼のプラットフォームを前記軸線方向の他方側に延長した延長線と交差するように配置されている。
　ディフューザの内筒の外周面に沿って形成される境界層は、軸線方向で最も下流側に配置されるタービン動翼の位置からプラットフォーム及び内筒の外周面に沿ってディフューザの下流側に向かって徐々に発達する場合がある。しかし、プラットフォームの延長線上に第一傾斜面が形成されていることで、境界層流れが第一傾斜面に衝突する。そのため、境界層の発達を抑制して、内筒の外周面から流れが剥離することを抑制できる。したがって、ディフューザの排気性能を向上させてガスタービン全体の効率向上を図ることができる。
　この発明の第二態様によれば、第一態様に係る内筒は、前記軸線方向の最も一方側に前記第一傾斜面を備えていてもよい。
　このように構成することで、ディフューザの入口において内筒に沿う境界層流れの速度を上昇させて、境界層が発達することを抑制できるため、ディフューザの全域で、内筒に沿う境界層の発達を抑制できる。
　この発明の第三態様によれば、第一又は第二態様に係るタービンにおいて、前記内筒と、前記プラットフォームとの間には、前記排気流路へシールガスを流入させるためのシールガス流入口を備えていてもよい。
　このように構成することで、ディフューザの入口においてシールガスが流入する場合であっても、内筒の外周面近傍の境界層流れの速度が低下することを第一傾斜面によって抑制できる。そのため、シールガスの流入によって境界層が発達し易い条件下にあっても、内筒に沿って境界層が発達して境界層の流れが剥離してしまうことを抑制できる。
　この発明の第四態様によれば、第一から第三態様の何れか一つの態様に係る内筒は、前記第一傾斜面よりも前記軸線方向の他方側の外周面が、前記延長線よりも前記径方向の外側に配置されていてもよい。
　このように延長線よりも径方向外側に内筒の外周面が配置されることで、延長線上に内筒の外周面が配置される場合よりも、内筒側の全圧を高めて、境界層の厚さを低減することができる。したがって、境界層の流れが剥離することをより一層低減できる。
　この発明の第五態様によれば、第一から第四態様の何れか一つの態様に係るタービンにおいて、前記延長線と、前記第一傾斜面のうち最も前記径方向の外側に配置された第一頂部と、の前記軸線方向の同一位置における距離である第一距離は、前記タービン動翼の翼高さに対して１０％以下とされている。
　このように構成することで、第一傾斜面によって、境界層の発達を抑制して、内筒の外周面から流れが剥離することを抑制できる。
　また、例えば、第一距離が翼高さの１０％を超える場合には、プラットフォームの延長線と第一頂部とのオフセット量が過大になり、内筒の外周面に沿う流れの向きが径方向外側を向き過ぎて剥離等を生じさせる可能性が有る。しかし、第一距離を翼高さの１０％以下とすることで、上記の流れの向きに起因する剥離を抑制しつつ、ディフューザの内筒の外周面に沿って形成される境界層の厚さを抑制できる。
　この発明の第六態様によれば、第五態様に係る第一距離は、前記翼高さに対して５％以下とされていてもよい。
　このように構成することで、より一層、流れの向きに起因する剥離を抑制することができる。
　この発明の第七態様によれば、第五態様に係る第一距離は、前記翼高さに対して３％以下とされていてもよい。
　このように構成することで、より一層、流れの向きに起因する剥離を抑制することができる。
　この発明の第八態様によれば、第五から第七態様の何れか一つの態様に係る第一距離は、０％よりも大きくてもよい。
　このように構成することで、延長線から第一頂部が径方向外側に配置される分だけ、排気ガスの主流の全圧を高めて、ディフューザの内筒の外周面に沿って形成される境界層の厚さを抑制できる。
　この発明の第九態様によれば、第五から第八態様の何れか一つの態様に係る第一頂部は、前記軸線方向における前記プラットフォームの他方側の縁部よりも前記径方向の外側に配置されていてもよい。
　このように構成することで、タービン動翼出口における境界層の厚さよりも、ディフューザの第一頂部の位置における境界層の厚さを減少させることができる。そのため、ディフューザの下流側に向かって境界層が発達することを抑制できる。
　この発明の第十態様によれば、第五から第九態様の何れか一つの態様に係る内筒は、第二傾斜面を備えてもよい。第二傾斜面は、前記第一傾斜面よりも前記軸線方向の他方側に配置されるとともに、前記延長線よりも前記径方向の外側に配置されて、前記軸線方向の一方側から他方側に向かうに従って前記径方向の外側から内側に向かって延びる。前記延長線と、前記第二傾斜面のうち最も前記径方向外側に配置された第二頂部と、の前記軸線方向の同一位置における距離である第二距離は、前記タービン動翼の翼高さに対して１０％以下とされていてもよい。
　このように構成することで、第二傾斜面によってディフューザの流路断面積を径方向内側に向かって拡大することができる。さらに、第二頂部がタービン動翼の翼高さに対して１０％以下であるため、流れが第二頂部を超える際に、第二傾斜面の傾斜よって流れが剥離してしまうことを抑制できる。
　この発明の第十一態様によれば、第十態様に係る第二距離は、前記翼高さに対して５％以下とされていてもよい。
　このように構成することで、より一層、剥離を抑制することができる。
　この発明の第十二態様によれば、第十態様に係る第二距離は、前記翼高さに対して３％以下とされていてもよい。
　このように構成することで、より一層、剥離を抑制することができる。
　この発明の第十三態様によれば、第十から第十二態様の何れか一つの態様に係る第二距離は、０％よりも大きくてもよい。
　このように構成することで、延長線から第二頂部が径方向外側に配置される分だけ、排気ガスの主流の全圧を高めて、ディフューザの内筒の外周面に沿って形成される境界層の厚さを抑制できる。
　この発明の第十四態様によれば、第十から第十三態様の何れか一つの態様に係るタービンにおいて、前記第一頂部と前記第二頂部とを接続する接続面を備え、前記第二距離は、前記第一距離よりも長くしてもよい。
　このように構成することで、第一傾斜面と接続面との角度差、接続面と第二傾斜面との角度差をそれぞれ小さくすることができる。その結果、第一傾斜面と接続面との間、及び接続面と第二傾斜面との間でそれぞれ流れが剥離することを抑制できる。
　この発明の第十五態様によれば、第五から第十四態様の何れか一つの態様に係るディフューザは、前記内筒と前記外筒とを接続するストラットを備えてもよい。前記内筒は、前記軸線方向で前記ストラットが配置されている範囲内に、前記軸線に対する傾斜角度が変化する変化点を備えてもよい。前記軸線方向における前記内筒の入口から前記変化点までの範囲で、前記延長線と、この延長線よりも前記径方向の外側に配置される前記内筒の外周面と、の前記軸線方向の同一位置における距離である第三距離は、前記タービンの動翼の翼高さに対して１０％以下とされていてもよい。
　ストラットの下流側においては、流路断面積が拡大して境界層が発達し易い。これに対して、第三距離をタービンの動翼の翼高さに対して１０％以下とすることで、動翼からストラットの位置で流れの剥離が生じることを抑制しつつ、境界層の発達も抑制できる。そのため、ディフューザの性能を向上できる。
　この発明の第十六態様によれば、第十五態様に係る第三距離は、前記翼高さに対して５％以下とされていてもよい。
　このように構成することで、より一層、ストラットよりも上流側で剥離が生じることを抑制できる。
　この発明の第十七態様によれば、第十五態様に係る第三距離は、前記翼高さに対して３％以下とされていてもよい。
　このように構成することで、より一層、ストラットよりも上流側で剥離が生じることを抑制できる。
　この発明の第十八態様によれば、第十五から第十七態様の何れか一つの態様に係る第三距離は、０％よりも大きくてもよい。
　このように構成することで、延長線よりも径方向外側に内筒の外周面が配置される分だけ、排気ガスの主流の全圧を高めて、ディフューザの内筒の外周面に沿って形成される境界層の厚さを抑制できる。
　この発明の第十九態様によれば、第五から第十四態様の何れか一つの態様に係るディフューザは、前記内筒と前記外筒とを接続するストラットを備え、前記内筒は、前記軸線方向で前記ストラットが配置されている範囲内に、前記軸線に対する傾斜角度が変化する変化点が形成されておらず、前記軸線方向における前記内筒の入口から前記ストラットの中央位置までの範囲で、前記延長線と前記内筒の外周面との前記軸線方向の同一位置における距離である第四距離が、前記タービンの動翼の翼高さに対して１０％以下とされていてもよい。
　ストラットの下流側においては、流路断面積が拡大して境界層が発達し易い。これに対して、第四距離をタービンの動翼の翼高さに対して１０％以下とすることで、動翼からストラットの位置まで流れの剥離が生じることを抑制しつつ、境界層の発達も抑制できる。そのため、ディフューザの性能を向上できる。
　この発明の第二十態様によれば、第十九態様に係る第四距離は、前記翼高さに対して５％以下とされていてもよい。
　このように構成することで、より一層、ストラットよりも上流側で剥離が生じることを抑制できる。
　この発明の第二十一態様によれば、第十九態様に係る第四距離は、前記翼高さに対して３％以下とされていてもよい。
　このように構成することで、より一層、ストラットよりも上流側で剥離が生じることを抑制できる。
　この発明の第二十二態様によれば、第十九から第二十一態様の何れか一つの態様に係る第四距離は、０％よりも大きくてもよい。
　このように構成することで、延長線よりも径方向外側に内筒の外周面が配置される分だけ、排気ガスの主流の全圧を高めて、ディフューザの内筒の外周面に沿って形成される境界層の厚さを抑制できる。
　この発明の第二十三態様によれば、ガスタービンは、空気を圧縮した圧縮空気を生成する圧縮機と、前記圧縮空気に燃料を混合させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、前記燃焼ガスにより駆動される第一から第二十二態様の何れか一つの態様に係るタービンとを備える。
　このように構成することで、タービンのディフューザにおける圧力回復を効率よく行うことができるため、性能向上を図ることができる。
　上記タービン及びガスタービンによれば、ディフューザの排気性能を向上させてガスタービン全体の効率向上を図ることができる。
この発明の第一実施形態のガスタービンの概略構成を示す構成図である。 この発明の第一実施形態におけるディフューザの軸線に沿う断面図である。 この発明の第一実施形態におけるディフューザ入口を拡大した概略図である。 この発明の第二実施形態におけるディフューザ入口を拡大した概略図である。 この発明の第三実施形態における図４に相当する図である。 この発明の第四実施形態における図４に相当する図である。
（第一実施形態）
　次に、この発明の第一実施形態におけるタービン及びガスタービンを図面に基づき説明する。
　図１に示すように、この第一実施形態に係るガスタービン１００は、圧縮機１と、燃焼器３と、タービン２Ａと、を備えている。
　圧縮機１は、高圧空気を生成する。圧縮機１は、圧縮機ロータ１１と、圧縮機ケーシング１２と、を備えている。圧縮機ケーシング１２は、圧縮機ロータ１１を外周側から覆っている。圧縮機ケーシング１２は、軸線Ａｍに沿って延びている。
　圧縮機ロータ１１の外周面には、軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機動翼段１３が設けられている。これら圧縮機動翼段１３は、複数の圧縮機動翼１４をそれぞれ備えている。各圧縮機動翼段１３の圧縮機動翼１４は、圧縮機ロータ１１の外周面上で軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて配列されている。
　圧縮機ケーシング１２の内周面には、軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数の圧縮機静翼段１５が設けられている。これら圧縮機静翼段１５は、軸線Ａｍ方向で上記圧縮機動翼段１３と交互に配置されている。これら圧縮機静翼段１５は、複数の圧縮機静翼１６をそれぞれ備えている。各圧縮機静翼段１５の圧縮機静翼１６は、圧縮機ケーシング１２の内周面上で軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて配列されている。
　燃焼器３は、圧縮機１で生成された高圧空気に燃料を混合して燃焼させることで燃焼ガスを生成する。燃焼器３は、圧縮機ケーシング１２とタービン２Ａのタービンケーシング２２との間に設けられている。この燃焼器３によって生成された燃焼ガスは、タービン２Ａに供給される。
　タービン２Ａは、燃焼器３で生成された燃焼ガスによって駆動する。このタービン２Ａは、タービンロータ２１と、タービンケーシング２２と、ディフューザ４Ａと、を有している。
　タービンロータ２１は、軸線Ａｍに沿って延びている。このタービンロータ２１の外周面には、軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数のタービン動翼段２３が設けられている。これらタービン動翼段２３は、複数のタービン動翼２４をそれぞれ備えている。各タービン動翼段２３のタービン動翼２４は、タービンロータ２１の外周面上で軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて配列されている。
　タービンケーシング２２は、タービンロータ２１を外周側から覆っている。このタービンケーシング２２の内周面には、軸線Ａｍ方向に間隔をあけて配列された複数のタービン静翼段２５が設けられている。タービン静翼段２５は、軸線Ａｍ方向で上記タービン動翼段２３と交互に配置されている。これらタービン静翼段２５は、複数のタービン静翼２６をそれぞれ備えている。各タービン静翼段２５のタービン静翼２６は、タービンケーシング２２の内周面上で軸線Ａｍの周方向に間隔をあけて配列されている。
　圧縮機ロータ１１とタービンロータ２１とは、軸線Ａｍ方向に一体に接続されている。これら圧縮機ロータ１１とタービンロータ２１とによって、ガスタービンロータ９１が構成されている。同様に、圧縮機ケーシング１２とタービンケーシング２２とは、軸線Ａｍに沿って一体に接続されている。これら圧縮機ケーシング１２とタービンケーシング２２とによってガスタービンケーシング９２が構成されている。
　ガスタービンロータ９１は、ガスタービンケーシング９２の内部で軸線Ａｍ回りに一体に回転可能とされている。
　ガスタービン１００を運転するに当たっては、まず外部の駆動源によって圧縮機ロータ１１（ガスタービンロータ９１）を回転駆動する。圧縮機ロータ１１の回転に伴って外部の空気が順次圧縮され、高圧空気が生成される。この高圧空気は、圧縮機ケーシング１２を通じて燃焼器３内に供給される。燃焼器３内では、燃料がこの高圧空気に混合されて燃焼し、高温高圧の燃焼ガスが生成される。燃焼ガスはタービンケーシング２２を通じてタービン２Ａ内に供給される。タービン２Ａ内では、タービン動翼段２３、及びタービン静翼段２５に燃焼ガスが順次衝突することで、タービンロータ２１（ガスタービンロータ９１）に対して回転駆動力が与えられる。この回転エネルギーは、例えば、軸端に連結された発電機Ｇ等の駆動に利用される。タービン２Ａを駆動した燃焼ガスは、排気ガスとしてディフューザ４Ａを通過する際に圧力（静圧）が高められた後、外部に排出される。
　図１、図２に示すように、ディフューザ４Ａは、タービンケーシング２２（ガスタービンケーシング９２）に一体に設けられている。このディフューザ４Ａは、内筒４１と、外筒４２と、ストラット４３，４４と、を備えている。
　内筒４１は、軸線Ａｍに沿って延びる筒状に形成されている。この内筒４１の内側には、ガスタービンロータ９１の軸端部９１Ａを回転可能に支持する軸受装置等が設けられている。
　外筒４２は、内筒４１を外周側から覆う筒状に形成されている。外筒４２は、内筒４１との間に、タービン２Ａから排出された排気ガスが流れる排気流路Ｃを形成している。外筒４２と内筒４１との間に形成されている排気流路Ｃの断面積（軸線Ａｍに直交する断面積）は、軸線Ａｍ方向一方側（図２の紙面左側）から他方側（図２の紙面右側）に向かって、徐々に拡大している。このように排気流路Ｃの断面積が次第に拡大することで、排気流路Ｃ内を流れる排気ガスの運動エネルギーが、漸次圧力エネルギーに変換（圧力回復）される。
　ストラット４３，４４は、排気流路Ｃの中に配置され、内筒４１と外筒４２とを接続している。これらストラット４３，４４によって内筒４１に対して外筒４２が固定・支持されている。ストラット４３は、複数のタービン動翼段２３のうちで軸線Ａｍ方向の最も他方側に位置する最終段のタービン動翼段２３に対して、軸線Ａｍ方向で隣り合うように配置されている。
　ストラット４４は、ストラット４３から軸線Ａｍ方向他方側に離間した位置に設けられている。この実施形態におけるストラット４３，４４は、排気ガスに対する形状抵抗を低減可能な形状となっている。排気ガスに対する形状抵抗を低減可能な形状としては、例えば、排気ガスの流れる方向に長い断面長円形状や、排気ガスの流れる方向に翼弦が延びる翼型を例示できる。
　図３に示すように、ガスタービン１００は、ディフューザ４Ａの入口に、シールガス流入口５０を備えている。このシールガス流入口５０は、例えば、圧縮機１により生成した圧縮空気の一部等をシールガスとして、上述したディフューザ４Ａの内筒４１と、タービンロータ２１との隙間から、排気流路Ｃの内側に向かって流入させている。
　内筒４１の外周面４１Ａは、第一傾斜面（傾斜面）５１と第二傾斜面５２と、接続面５３と、を備えている。
　第一傾斜面５１は、軸線Ａｍ方向の一方側であるタービンロータ２１側から他方側であるディフューザ４Ａの出口側に向かうに従って軸線Ａｍを中心とする径方向の内側から外側に向かうように延びている。この図３で示す断面における第一傾斜面５１は、タービンロータ２１側ほど軸線Ａｍに一定の傾斜角度で近づく傾斜面である場合を例示している。しかし、第一傾斜面５１は、一定の傾斜角度に限られない。例えば、図３の断面において、軸線Ａｍ方向の一方側から他方側に向かうに従って軸線Ａｍを中心とする径方向の内側から外側に向かう凸曲面状や凹曲面状としても良い。この凸曲面状や凹曲面状の曲率半径は、例えば、軸線Ａｍ方向における第一傾斜面５１の長さよりも長くすることが好ましい。また、第一傾斜面５１は、上記の凸曲面や凹曲面を組み合わせて形成しても良い。
　第一傾斜面５１は、図２に示す軸線Ａｍを含む断面視で、最も下流側に配置されたタービン動翼段２３のタービン動翼２４のプラットフォーム５４を軸線Ａｍ方向の他方側に延長した延長線５５（図３中、破線で示す）と交差するように配置されている。言い換えれば、第一傾斜面５１の軸線Ａｍ方向における一方側の前縁部５６ａは、延長線５５よりも軸線Ａｍを中心とする径方向の内側に配置されている。第一傾斜面５１の軸線Ａｍ方向における他方側の後縁部５６ｂは、延長線５５よりも軸線Ａｍを中心とする径方向の外側に配置されている。この第一実施形態における、軸線Ａｍを含む断面における第一傾斜面５１と延長線５５とのなす角のうち、径方向内側の角の角度θは、鋭角（例えば、１５度程度）となっている。第一傾斜面５１が曲面である場合には、上記断面における曲面の接線と延長線５５とのなす角度θが鋭角となる。
　第一傾斜面５１は、内筒４１において、軸線Ａｍ方向の最も一方側に形成されている。この第一実施形態における第一傾斜面５１は、梁部５７に形成されている。この梁部５７は、シールガス流入口５０の軸線Ａｍ方向他方側の内壁５８から、軸線Ａｍ方向一方側に向かって片持ち梁の如く延びている。この第一実施形態における梁部５７は、径方向内側に上記第一傾斜面５１と平行な下面５９を有している場合を例示している。しかし、下面５９は、第一傾斜面５１と平行な形状に限られるものではない。
　第二傾斜面５２は、第一傾斜面５１よりも軸線Ａｍ方向の他方側に配置されている。この第二傾斜面５２は、延長線５５よりも径方向の外側に配置されている。
　図３で示す断面における第二傾斜面５２は、ディフューザ４Ａの出口に向かうにつれて軸線Ａｍに一定の傾斜角度で近づく傾斜面である場合を例示している。しかし、第二傾斜面５２は、第一傾斜面５１と同様に、一定の傾斜角度である場合に限られない。例えば、第二傾斜面５２は、第一傾斜面５１と同様に、図３の断面において、軸線Ａｍ方向の一方側から他方側に向かうに従って軸線Ａｍを中心とする径方向の外側から内側に向かう凸曲面状や凹曲面状としても良い。この凸曲面状や凹曲面状の曲率半径は、例えば、軸線Ａｍ方向における第二傾斜面５２の長さよりも長くすることができる。また、第二傾斜面５２は、上記の凸曲面や凹曲面を組み合わせて形成しても良い。
　接続面５３は、第一傾斜面５１と第二傾斜面５２とを接続している。より具体的には、接続面５３は、第一傾斜面５１のうち最も軸線Ａｍ方向の他方側に配置された第一頂部６１と、第二傾斜面５２のうち最も軸線Ａｍ方向の一方側に配置された第二頂部６２とを接続している。この第一実施形態における第一傾斜面５１と接続面５３との間、接続面５３と第二傾斜面５２との間は、それぞれ角が形成されないように曲面状に接続されている場合を例示している。
　第一頂部６１は、第一傾斜面５１のうち最も延長線５５から径方向外側に離間している箇所である。同様に第二頂部６２は、第二傾斜面５２のうち最も延長線５５から径方向外側に離間している箇所である。
　第一距離Ｌ１と第二距離Ｌ２とは、同一の距離でなくても良い。この実施形態においては、軸線Ａｍ方向の同一位置における第一頂部６１と延長線５５との第一距離Ｌ１は、同じく第二頂部６２と延長線５５との距離である第二距離Ｌ２よりも僅かに短くなっている。これにより、接続面５３は、軸線Ａｍと平行な面又は軸線Ａｍに平行な面に近似した形状となっている。
　図３において、太い実線で示しているのは、軸線Ａｍ方向における排気ガスの速度分布である。この速度分布において、プラットフォーム５４付近においては、流れがプラットフォーム５４に接することで、流速が低下していることを示している。この流速の低下する範囲が径方向外側に増加することが、境界層の発達を意味する。
　図３に示すように、最下流のタービン動翼段２３の下流側における排気ガスの主流は、プラットフォーム５４に沿って境界層を形成する。図３においては、プラットフォーム５４よりも径方向外側に示す破線Ｈの位置がプラットフォーム５４で形成された境界層の最も径方向外側の位置を意味している。ここで示すプラットフォーム５４の境界層の厚さは、一例でありこの厚さに限られない。この境界層は、通常、下流に向かって徐々に発達して、図３中の第二頂部６２付近に示す二点鎖線の速度分布のように、流速が低下する。
　これに対して、上述した実施形態のタービン２Ａは、第一傾斜面５１が延長線５５と交差するように配置されている。そのため、流れが第一傾斜面５１に衝突し境界層の発達を抑制する。
　傾斜面５１よりも軸線Ａｍ方向他方側の内筒４１の外周面４１Ａが径方向外側に配置されることにより、主流の全圧が高められる。
　そのため、上記第二頂部６２付近に示す太線のように、傾斜面５１よりも下流側（軸線Ａｍ方向の他方側）の流れは、外周面４１Ａに沿う境界層流れの速度が上昇して、プラットフォーム５４の境界層を径方向内側から外側に削り取るような形となる。そのため、ディフューザ４Ａの入口において、境界層の厚さを低減することができる。つまり、ストラット４４に向かって境界層が発達することにより、内筒４１の外周面４１Ａから流れが剥離することを抑制できる。
　その結果、ディフューザ４Ａの排気性能を向上させてガスタービン１００全体の効率向上を図ることができる。
　さらに、ディフューザ４Ａは、軸線Ａｍ方向の最も一方側に第一傾斜面５１を備えている。そのため、ディフューザ４Ａの入口において内筒４１に沿う境界層流れの速度を上昇させて、境界層が発達することを抑制できる。その結果、ディフューザの全域で、内筒に沿う境界層の発達を抑制できる。
　また、内筒４１と、プラットフォーム５４との間には、排気流路Ｃへシールガスを流入させるためのシールガス流入口５０が形成されている。このようにシールガス流入口５０が形成されていることで、ディフューザ４Ａの入口において主流に対してシールガスが合流する。このようにシールガスが主流に対して合流すると、特に境界層の流速を低下させる場合がある。しかし、この場合であっても、内筒４１の外周面４１Ａ近傍の境界層流れの速度が低下することを第一傾斜面５１によって抑制できる。そのため、シールガスの流入によって境界層が発達し易い条件下にあっても、内筒４１に沿って境界層が発達して境界層の流れが剥離してしまうことを抑制できる。
　さらに、ガスタービン１００が上述した構成のタービン２Ａを備えることで、ディフューザ４Ａにおける圧力回復を効率よく行うことができる。その結果、ガスタービン１００の性能向上を図ることができる。
（第二実施形態）
　次に、この発明の第二実施形態におけるタービン及びガスタービンを図面に基づき説明する。この第二実施形態の説明においては、第一実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに、重複する説明を省略する。
　図４に示すように、ガスタービン１００は、ディフューザ４Ｂの入口に、シールガス流入口５０を備えている。このシールガス流入口５０は、例えば、圧縮機１により生成した圧縮空気の一部等をシールガスとして、上述したディフューザ４Ｂの内筒４１と、タービンロータ２１との隙間から、排気流路Ｃの内側に向かって流入させている。
　内筒４１の外周面４１Ｂは、第一傾斜面５１と第二傾斜面５２と、接続面５３と、を備えている。接続面５３は、図４に示す断面において直線状に形成される場合に限られない。接続面５３は、上述した直線状に形成される場合と比較して、流れの剥離が生じない範囲で僅かに湾曲していても良い。
　第一頂部６１は、第一傾斜面５１のうち最も延長線５５から径方向外側に離間している箇所である。この第一頂部６１は、軸線Ａｍ方向におけるプラットフォーム５４の他方側の縁部５４Ａよりも径方向の外側に配置されている。
　同様に第二頂部６２は、第二傾斜面５２のうち最も延長線５５から径方向外側に離間している箇所である。この第二頂部６２も、軸線Ａｍ方向におけるプラットフォーム５４の他方側の縁部５４Ａよりも径方向の外側に配置されている。
　軸線Ａｍ方向の同一位置における第一頂部６１と延長線５５との第一距離Ｌ１は、同じく第二頂部６２と延長線との距離である第二距離Ｌ２よりも僅かに短くなっている。これにより、接続面５３は、軸線Ａｍと平行な面又は軸線Ａｍに平行な面に近似した形状となっている。
　第一距離Ｌ１は、最も下流側のタービン動翼段２３を構成するタービン動翼２４の翼高さに対して０％よりも大きく１０％以下とすることができる。ここで、第一距離Ｌ１は、０％よりも大きく５％以下としても良い。さらに、第一距離Ｌ１は、０％よりも大きく３％以下としても良い。
　第二距離Ｌ２は、第一距離Ｌ１と同様に、最も下流側のタービン動翼段２３を構成するタービン動翼２４の翼高さに対して０％よりも大きく１０％以下とすることができる。さらに、第二距離Ｌ２は、０％よりも大きく５％以下としても良い。さらに、第二距離Ｌ２は、０％よりも大きく３％以下としても良い。
　ここで、第一頂部６１における第一距離Ｌ１の値が大きすぎると、排気ガスの主流に対して第一傾斜面５１によって案内された流れの角度が大きくなりすぎる場合がある。このように流れの角度が大きくなりすぎると、流れが第一頂部６１を超えたところで剥離する可能性が有る。
　しかし、上述した第二実施形態によれば、第一頂部６１における第一距離Ｌ１が１０％以下とされている。そのため、上記の流れの向きに起因する剥離を抑制しつつ、ディフューザ４Ｂの内筒４１の外周面４１Ｂに沿って形成される境界層の厚さを抑制できる。
　第一距離Ｌ１をタービン動翼２４の翼高さに対して５％以下とした場合は、１０％以下とした場合よりも流れの向きに起因する剥離を抑制することができる。
　第一距離Ｌ１をタービン動翼２４の翼高さに対して３％以下とした場合は、５％以下とした場合よりも、より一層流れの向きに起因する剥離を抑制することができる。
　また、第一距離Ｌ１は、タービン動翼２４の翼高さに対して０％よりも大きく設定されているため、延長線５５から第一頂部６１が径方向外側に配置される分だけ、排気ガスの主流の全圧を高めて、ディフューザ４Ｂの内筒４１の外周面４１Ｂに沿って形成される境界層の厚さを抑制できる。
　さらに、第一頂部６１は、軸線Ａｍ方向におけるプラットフォーム５４の他方側の縁部５４Ａよりも径方向の外側に配置されている。そのため、タービン動翼２４の出口における境界層の厚さよりも、ディフューザ４Ｂの第一頂部６１の位置における境界層の厚さを減少させることができる。その結果、ディフューザ４Ｂの境界層が発達することを抑制できる。また、第一傾斜面５１よりも軸線Ａｍ方向他方側の内筒４１の外周面４１Ｂが径方向外側に配置されることにより、主流の全圧を高めることができる。そのため、主流の全圧が高まる分だけ、境界層の発達を低減することができる。
　さらに、内筒４１が、第一傾斜面５１よりも軸線Ａｍ方向の他方側に配置されるとともに、延長線５５よりも径方向の外側に配置されて、軸線Ａｍ方向の一方側から他方側に向かうに従って径方向の外側から内側に向かって延びる第二傾斜面５２を備えている。そのため、ディフューザ４Ｂの排気流路を内筒４１側に広げることができ、ディフューザ４Ｂの性能を向上することができる。
　また、第二距離Ｌ２が、タービン動翼２４の翼高さに対して１０％以下とされていることで、流れが第二頂部６２を超える際に、第二傾斜面５２の傾斜よって流れが剥離してしまうことを抑制できる。
　ここで、タービン動翼２４の出口の流れは、境界層を有しており、１０％程度の段差を設けることで、その全て又はその一部を切り取ることができる。そのため、境界層の厚さを低減できる。
　第二距離Ｌ２をタービン動翼２４の翼高さに対して５％以下とした場合は、境界層の厚さを低減しつつ、１０％以下とした場合よりも流れの向きに起因する剥離を抑制することができる。
　第二距離Ｌ２をタービン動翼２４の翼高さに対して３％以下とした場合は、５％以下とした場合よりも、より一層、流れの剥離を抑制することができる。
　また、第二距離Ｌ２は、タービン動翼２４の翼高さに対して０％よりも大きく設定されているため、延長線５５から第二頂部６２が径方向外側に配置される分だけ、排気ガスの主流の全圧を高めて、ディフューザ４Ｂの内筒４１の外周面４１Ｂに沿って形成される境界層の厚さを抑制できる。
　また、接続面５３が形成されていることで、第一傾斜面５１と接続面５３との角度差、接続面５３と第二傾斜面５２との角度差をそれぞれ小さくすることができる。その結果、第一傾斜面５１と接続面５３との間、及び接続面５３と第二傾斜面５２との間でそれぞれ流れが剥離することを抑制できる。
（第三実施形態）
　次に、この発明の第三実施形態におけるタービンを図面に基づき説明する。この第三
実施形態は、上述した第二実施形態に対して、内筒４１の外周面４１Ｂと延長線５５との距離が異なるだけである。そのため、第二実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに、重複する説明を省略する。
　図５は、この発明の第三実施形態における図４に相当する図である。
　図５に示すように、この第三実施形態のタービン２Ｃのディフューザ４Ｃは、内筒１４１と、外筒４２（図示せず）と、ストラット４３（ストラット４４は図示せず）と、を備えている。
　このディフューザ４Ｃは、上述した第二実施形態のディフューザ４Ｂと同様に、内筒１４１と、外筒４２との間に排気流路Ｃを形成している。
　内筒１４１の外周面１４１Ｂは、第一傾斜面５１と第二傾斜面１５２と、接続面５３と、第三傾斜面７０と、を備えている。
　第一傾斜面５１は、上述した第二実施形態と同様に、軸線Ａｍ方向の一方側であるタービンロータ２１側から他方側であるディフューザ４Ｃの出口側に向かうに従って軸線Ａｍを中心とする径方向の内側から外側に向かうように延びている。そして、第一傾斜面５１は、図５に示す軸線Ａｍを含む断面視で、最も下流側に配置されたタービン動翼段２３のタービン動翼２４のプラットフォーム５４を軸線Ａｍ方向の他方側に延長した延長線５５（図５中、破線で示す）と交差するように配置されている。また、第一傾斜面５１は、内筒１４１において、軸線Ａｍ方向の最も一方側に形成されている。
　第二傾斜面１５２は、上述した第二実施形態の第二傾斜面５２と同様に、第一傾斜面５１よりも軸線Ａｍ方向の他方側に配置されている。この第二傾斜面１５２は、延長線５５よりも径方向の外側に配置されている。この第二傾斜面１５２の軸線Ａｍ方向の他方側の縁部１５２Ａは、軸線Ａｍ方向でストラット４３と重なる位置に配置されている。
　接続面５３は、第二実施形態と同様に、第一傾斜面５１と第二傾斜面１５２とを接続している。つまり、接続面５３は、第一傾斜面５１のうち最も軸線Ａｍ方向の他方側に配置された第一頂部６１と、第二傾斜面１５２のうち最も軸線Ａｍ方向の一方側に配置された第二頂部６２とを接続している。
　第三傾斜面７０は、第二傾斜面１５２の軸線Ａｍ方向の他方側の縁部１５２Ａからディフューザ４Ｃの出口に向かって延びている。第三傾斜面７０は、延長線５５に対する第二傾斜面１５２の傾きとは反対方向の傾きとなるように形成されている。この第三実施形態で例示する第三傾斜面７０は、軸線Ａｍ方向の一方側から他方側に向かうにつれて、延長線５５から徐々に離間するように傾斜している。さらに言い換えれば、内筒４１は、軸線Ａｍ方向でストラット４３が配置されている範囲内に、軸線Ａｍに対する傾斜角度が変化する変化点Ｐを備えている。ここで、「軸線Ａｍに対する傾斜角度」とは、軸線Ａｍを含む断面（例えば、図５に示す断面）において軸線Ａｍを基準とした内筒４１の傾斜角度と称することもできる。「傾斜角度が変化する」とは、傾斜角度が予め設定された閾値以上変化することを意味する。
　例えば、軸線Ａｍを含む断面視で第二傾斜面１５２、第三傾斜面７０が凸曲面や凹曲面を含む場合、変化点Ｐは、これら第二傾斜面１５２の接線の傾きに対して、第三傾斜面７０の接線の傾きが、プラスからマイナス（図５では、右肩上がりから右肩下がり）、又はマイナスからプラス（例えば、右肩下がりから右肩上がり）に変化する箇所である。さらに言い換えれば、変化点Ｐは、谷折り又は山折りの如く形成されている箇所を意味している。つまり、この第三実施形態においては、変化点Ｐを挟んで、内筒４１が軸線Ａｍ方向一方側から他方側に向かって縮径から拡径に移行している場合を例示したが、これに限られるものではない。
　延長線５５に対する第一傾斜面５１、第二傾斜面１５２及び接続面５３の傾斜角度又は傾斜の向きは、それぞれ異なっている。そのため、軸線Ａｍ方向の同一位置における延長線５５と、内筒１４１の外周面１４１Ｂとの距離は、第一傾斜面５１、第二傾斜面１５２、接続面５３の形状に応じて変化する。
　このような内筒１４１の外周面１４１Ｂとの距離のうち、軸線Ａｍ方向における内筒１４１の入口から変化点Ｐまでの範囲で最も大きい値となる距離を第三距離Ｌ３とすると、この第三距離Ｌ３は、最も下流側（言い換えれば、軸線Ａｍ方向の他方側）に配置されたタービン動翼段２３のタービン動翼２４の翼高さに対して１０％以下とされている。この第三実施形態の図５で示す第三距離Ｌ３は、第二傾斜面１５２のうち最も軸線Ａｍ方向の一方側の箇所と延長線５５との距離（第二実施形態の第二距離Ｌ２）となっているが、第一傾斜面５１、第二傾斜面１５２、接続面５３の形状によって、第三距離Ｌ３の位置は変化する。
　第三距離Ｌ３は、最も下流側のタービン動翼段２３を構成するタービン動翼２４の翼高さに対して、０％よりも大きく５％以下としても良い。さらに、第三距離Ｌ３は、０％よりも大きく３％以下としても良い。
　排気流路Ｃは、ストラット４３の下流側において、流路断面積が拡大して境界層が発達し易い。
　そこで、第三実施形態では、第三距離Ｌ３をタービン動翼２４の翼高さに対して１０％以下としている。このように構成することで、流れの向きに起因する剥離が生じることを抑制できる。そのため、タービン動翼２４からストラット４３の位置まで、流れに剥離が生じることを抑制しつつ、境界層の発達も抑制できる。その結果、ディフューザ４Ｃの性能を向上できる。
　これに対して第三距離Ｌ３をタービン動翼２４の翼高さに対して１０％よりも大きくすると、流れの向きが径方向外側を向き過ぎてしまう。そのため、流れの向きに起因する剥離が生じることを助長してしまい、ストラット４３の下流側で、流れが剥離してしまう可能性がある。
　第三距離Ｌ３をタービン動翼２４の翼高さに対して５％以下とした場合は、境界層の厚さを低減しつつ、１０％以下とした場合よりも更に流れの向きに起因する剥離を抑制することができる。
　第三距離Ｌ３をタービン動翼２４の翼高さに対して３％以下とした場合は、５％以下とした場合よりも、より一層、流れの向きに起因する剥離を抑制することができる。
　また、第三距離Ｌ３は、タービン動翼２４の翼高さに対して０％よりも大きく設定されているため、延長線５５から内筒１４１の外周面１４１Ｂが径方向外側に配置される分だけ、排気ガスの主流の全圧を高めて、外周面１４１Ｂに沿って形成される境界層の厚さを抑制できる。
　その結果、ストラット４３よりも軸線Ａｍ方向の他方側で排気流路Ｃの流路断面積が拡大しても、流れが剥離するほど境界層が発達することを抑制できる。
（第四実施形態）
　次に、この発明の第四実施形態におけるタービンを図面に基づき説明する。この第四実施形態は、上述した第三実施形態に対して、軸線Ａｍ方向でストラット４３の形成される位置に変化点Ｐを備えていない点で相違する。そのため、第三実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに、重複する説明を省略する。
　図６は、この発明の第四実施形態における図４に相当する図である。
　図６に示すように、この第四実施形態のタービン２Ｄのディフューザ４Ｄは、内筒２４１と、外筒４２（図示せず）と、ストラット４３（ストラット４４は図示せず）と、を備えている。
　このディフューザ４Ｄは、上述した第一実施形態のディフューザ４Ａと同様に、内筒２４１と、外筒４２との間に排気流路Ｃを形成している。
　内筒２４１の外周面２４１Ｂは、第一傾斜面５１と第二傾斜面２５２と、接続面５３と、を備えている。
　第一傾斜面５１は、上述した第一実施形態と同様に、軸線Ａｍ方向の一方側であるタービンロータ２１側から他方側であるディフューザ４Ｄの出口側に向かうに従って軸線Ａｍを中心とする径方向の内側から外側に向かうように延びている。そして、第一傾斜面５１は、図６に示す軸線Ａｍを含む断面視で、最も下流側に配置されたタービン動翼段２３のタービン動翼２４のプラットフォーム５４を軸線Ａｍ方向の他方側に延長した延長線５５（図６中、破線で示す）と交差するように配置されている。また、第一傾斜面５１は、内筒２４１において、軸線Ａｍ方向の最も一方側に形成されている。
　第二傾斜面２５２は、上述した第一実施形態の第二傾斜面５２と同様に、第一傾斜面５１よりも軸線Ａｍ方向の他方側に配置されている。この第二傾斜面２５２は、延長線５５よりも径方向の外側に配置されている。
　接続面５３は、第一実施形態と同様に、第一傾斜面５１と第二傾斜面２５２とを接続している。つまり、接続面５３は、第一傾斜面５１のうち最も軸線Ａｍ方向の他方側に配置された第一頂部６１と、第二傾斜面２５２のうち最も軸線Ａｍ方向の一方側に配置された第二頂部６２とを接続している。
　この第四実施形態における内筒２４１は、軸線Ａｍ方向において、ストラット４３の配置されている範囲内に第三実施形態で説明した変化点Ｐ（図５参照）が形成されていない。
　この第四実施形態においては、軸線Ａｍを含む断面視で、内筒２４１が一定の割合で縮径するように、第二傾斜面２５２がストラット４３の軸線Ａｍ方向一方側から、ストラット４３の軸線Ａｍ方向他方側まで一直線状に延びている場合を例示している。
　ここで、延長線５５に対する第一傾斜面５１、第二傾斜面２５２及び接続面５３の傾斜角度又は傾斜の向きは、それぞれ異なっている。そのため、軸線Ａｍ方向の同一位置における延長線５５と、内筒２４１の外周面２４１Ｂとの距離は、第一傾斜面５１、第二傾斜面２５２、接続面５３の形状に応じて変化する。
　このような内筒２４１の外周面２４１Ｂと延長線５５との距離のうち、軸線Ａｍ方向における内筒２４１の入口からストラット４３の軸線Ａｍ方向の中心位置Ｐｃまでの範囲で最も大きい値となる距離を第四距離Ｌ４とすると、この第四距離Ｌ４は、最も下流側に配置されたタービン動翼段２３のタービン動翼２４の翼高さに対して１０％以下とされている。なお、この第四実施形態の図６で示す第四距離Ｌ４は、第二傾斜面２５２のうち最も軸線Ａｍ方向の一方側の箇所と延長線５５との距離（第一実施形態の第二距離Ｌ２）となっているが、第一傾斜面５１、第二傾斜面２５２、接続面５３の形状によって、第四距離Ｌ４の位置は変化する。
　上述した第四距離Ｌ４は、最も下流側のタービン動翼段２３を構成するタービン動翼２４の翼高さに対して、０％よりも大きく５％以下としても良い。さらに、第四距離Ｌ４は、０％よりも大きく３％以下としても良い。
　上述した第四実施形態では、第四距離Ｌ４をタービン動翼２４の翼高さに対して１０％以下としていることで、流れの向きに起因する剥離が生じることを抑制できる。そのため、ストラット４３の出口で境界層が発達したとしても、流れが剥離することを抑制でき、ディフューザ４Ｄの性能を向上できる。これに対して第四距離Ｌ４をタービン動翼２４の翼高さに対して１０％よりも大きくすると、流れの向きが径方向外側を向き過ぎることになり、流れの向きに起因する剥離が生じることを助長する。そのため、ストラット４３の下流側で流れが剥離してしまう可能性がある。
　また、第四距離Ｌ４をタービン動翼２４の翼高さに対して５％以下とした場合は、１０％以下とした場合よりも更に流れの剥離を抑制することができる。
　さらに、第四距離Ｌ４をタービン動翼２４の翼高さに対して３％以下とした場合は、５％以下とした場合よりも、より一層流れの向きに起因する剥離を抑制することができる。
　また、第四距離Ｌ４は、タービン動翼２４の翼高さに対して０％よりも大きく設定されているため、延長線５５から内筒２４１の外周面２４１Ｂが径方向外側に配置される分だけ、排気ガスの主流の全圧を高めて、外周面２４１Ｂに沿って形成される境界層の厚さを抑制できる。
　この発明は上述した実施形態の構成に限られるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で設計変更可能である。
　例えば、上述した接続面５３や第二傾斜面５２，１５２，２５２の延長線５５に対する傾斜角度や傾斜向きは一例であってこの構成に限られない。また、接続面５３は、必要に応じて設ければ良く、省略しても良い。
　この発明はタービン及びガスタービンに適用できる。この発明によれば、ディフューザの排気性能を向上させてガスタービン全体の効率向上を図ることができる。
１　圧縮機
２Ａ，２Ｂ，２Ｃ，２Ｄ　タービン
３　燃焼器
４Ａ，４Ｂ，４Ｃ，４Ｄ　ディフューザ
１１　圧縮機ロータ
１２　圧縮機ケーシング
１３　圧縮機動翼段
１４　圧縮機動翼
１５　圧縮機静翼段
１６　圧縮機静翼
２１　タービンロータ
２２　タービンケーシング
２３　タービン動翼段
２４　タービン動翼
２５　タービン静翼段
２６　タービン静翼
３０　軸受装置
４１，１４１，２４１　内筒
４１Ａ，４１Ｂ，１４１Ｂ，２４１Ｂ　外周面
４２　外筒
４３　ストラット
４４　ストラット
５０　シールガス流入口
５１　第一傾斜面
５２，１５２，２５２　第二傾斜面
５３　接続面
５４　プラットフォーム
５５　延長線
５６ａ　前縁部
５６ｂ　後縁部
５７　梁部
５８　内壁
５９　下面
６１　第一頂部
６２　第二頂部
９１　ガスタービンロータ
９１Ａ　軸端部
９２　ガスタービンケーシング
１００　ガスタービン
１５２Ａ　縁部
Ａｍ　軸線
Ｃ　排気流路
Ｇ　発電機
Ｐ　変化点

Claims (23)

  1. 　軸線に沿って延びるとともに前記軸線回りに回転可能なタービンロータと、
    　前記タービンロータを外周側から覆うタービンケーシングと、
    　前記タービンロータの外周面上で前記軸線の周方向に配列された複数のタービン動翼と、
    　前記タービンケーシングの内周面上で前記タービン動翼に対して前記軸線方向の一方側に隣り合うように設けられるとともに、周方向に配列された複数のタービン静翼と、
    　前記タービン動翼の軸線方向の他方側に設けられ、軸線方向の一方側から他方側に向かって排気ガスが流れる排気流路を形成するディフューザと、
    を備え、
    　前記ディフューザは、
    　前記軸線に沿って延びる内筒と、
    　前記内筒を外周側から覆うとともに、前記内筒との間に前記排気流路を形成する外筒と、を備え、
    　前記内筒は、前記軸線方向の一方側から他方側に向かうに従って前記軸線を中心とする径方向の内側から外側に延びる第一傾斜面を備え、
    　前記第一傾斜面は、
    　前記軸線を含む断面視で、前記複数のタービン動翼のプラットフォームを前記軸線方向の他方側に延長した延長線と交差するように配置されているタービン。
  2. 　前記内筒は、
    　前記軸線方向の最も一方側に前記第一傾斜面を備える請求項１に記載のタービン。
  3. 　前記内筒と、前記プラットフォームとの間には、前記排気流路へシールガスを流入させるためのシールガス流入口を備える請求項１又は２に記載のタービン。
  4. 　前記内筒は、
    　前記第一傾斜面よりも前記軸線方向の他方側の外周面が、前記延長線よりも前記径方向の外側に配置されている請求項１から３の何れか一項に記載のタービン。
  5. 　前記延長線と、前記第一傾斜面のうち最も前記径方向の外側に配置された第一頂部と、の前記軸線方向の同一位置における距離である第一距離は、前記タービン動翼の翼高さに対して１０％以下とされている請求項１から４の何れか一項に記載のタービン。
  6. 　前記第一距離は、前記翼高さに対して５％以下とされている請求項５に記載のタービン。
  7. 　前記第一距離は、前記翼高さに対して３％以下とされている請求項５に記載のタービン。
  8. 　前記第一距離は、前記翼高さに対して０％よりも大きい請求項５から７の何れか一項に記載のタービン。
  9. 　前記第一頂部は、前記軸線方向における前記プラットフォームの他方側の縁部よりも前記径方向の外側に配置されている請求項５から８の何れか一項に記載のタービン。
  10. 　前記内筒は、
    　前記第一傾斜面よりも前記軸線方向の他方側に配置されるとともに、前記延長線よりも前記径方向の外側に配置されて、前記軸線方向の一方側から他方側に向かうに従って前記径方向の外側から内側に向かって延びる第二傾斜面を備え、
    　前記延長線と、前記第二傾斜面のうち最も前記径方向外側に配置された第二頂部と、の前記軸線方向の同一位置における距離である第二距離は、前記タービン動翼の翼高さに対して１０％以下とされている請求項５から９の何れか一項に記載のタービン。
  11. 　前記第二距離は、前記翼高さに対して５％以下とされている請求項１０に記載のタービン。
  12. 　前記第二距離は、前記翼高さに対して３％以下とされている請求項１０に記載のタービン。
  13. 　前記第二距離は、前記翼高さに対して０％よりも大きい請求項１０から１２の何れか一項に記載のタービン。
  14. 　前記第一頂部と前記第二頂部とを接続する接続面を備え、
    　前記第二距離は、前記第一距離よりも長い請求項１０から１３の何れか一項に記載のタービン。
  15. 　前記ディフューザは、前記内筒と前記外筒とを接続するストラットを備え、
    　前記内筒は、
    　前記軸線方向で前記ストラットが配置されている範囲内に、前記軸線に対する傾斜角度が変化する変化点を備え、
    　前記軸線方向における前記内筒の入口から前記変化点までの範囲で、前記延長線と、この延長線よりも前記径方向の外側に配置される前記内筒の外周面と、の前記軸線方向の同一位置における距離である第三距離は、前記タービンの動翼の翼高さに対して１０％以下とされている請求項５から１４の何れか一項に記載のタービン。
  16. 　前記第三距離は、前記翼高さに対して５％以下とされている請求項１５に記載のタービン。
  17. 　前記第三距離は、前記翼高さに対して３％以下とされている請求項１５に記載のタービン。
  18. 　前記第三距離は、前記翼高さに対して０％よりも大きい請求項１５から１７の何れか一項に記載のタービン。
  19. 　前記ディフューザは、前記内筒と前記外筒とを接続するストラットを備え、
    　前記内筒は、
    　前記軸線方向で前記ストラットが配置されている範囲内に、前記軸線に対する傾斜角度が変化する変化点が形成されておらず、
    　前記軸線方向における前記内筒の入口から前記ストラットの中央位置までの範囲で、前記延長線と前記内筒の外周面との前記軸線方向の同一位置における距離である第四距離が、前記タービンの動翼の翼高さに対して１０％以下とされている請求項５から１４の何れか一項に記載のタービン。
  20. 　前記第四距離は、前記翼高さに対して５％以下とされている請求項１９に記載のタービン。
  21. 　前記第四距離は、前記翼高さに対して３％以下とされている請求項１９に記載のタービン。
  22. 　前記第四距離は、前記翼高さに対して０％よりも大きい請求項１９から２１の何れか一項に記載のタービン。
  23. 　空気を圧縮した圧縮空気を生成する圧縮機と、
    　前記圧縮空気に燃料を混合させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、
    　前記燃焼ガスにより駆動される請求項１から２２の何れか一項に記載のタービンと、
    を備えるガスタービン。
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