JP2004263602A

JP2004263602A - Nozzle blade, moving blade, and turbine stage of axial-flow turbine

Info

Publication number: JP2004263602A
Application number: JP2003053440A
Authority: JP
Inventors: Daisuke Nomura; 村大輔野; Sakae Kawasaki; 崎榮川; Akihiro Onoda; 昭博小野田
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 2003-02-28
Filing date: 2003-02-28
Publication date: 2004-09-24

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide the nozzle blade, the moving blade, and the turbine stage of an axial-flow turbine capable of decreasing a blade loss as the strength of the tip part of the blade of the nozzle blade and the strength of the blade root part of a moving blade are secured. <P>SOLUTION: Blade loss is decreased by gradually decreasing the thickness of a blade rear edge 11b from a blade tip part 11c of the nozzle blade 11 toward a blade root part 11d in the nozzle blade 11 and gradually decreasing the thickness of a blade rear end part 12b from a blade root part 12d toward a blade tip part 12c in the moving blade 12 at the same time that the blade and the blade strength of the nozzle blade 11 and the moving blade 12 are secured by setting the thicknesses of the blade rear edge 11b and the blade rear edge 12d of the blade tip part 11c of the nozzle blade 11, at which a high stress is generated during operation of a turbine, and the blade root part 12d of the moving blade 12 to respective given values. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO&NCIPI

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、蒸気タービンやガスタービン等の軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落に関し、より詳しくは、ノズル翼および動翼の強度を確保しつつ翼損失を減少させて軸流タービンの内部効率を高める技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来、発電プラントで用いられる蒸気タービンやガスタービン等の軸流タービンにおいては、図１６に示したように、ダイアフラム外輪１とダイアフラム内輪２との間に形成される環状流路内に複数枚のノズル翼３が周方向に列状に並設されている。
そして、これらのノズル翼３によって構成されるタービンノズルの下流側には、動翼６がタービンロータ４の周方向に複数枚列状に植設されている。
また、各動翼６の先端部にはシュラウド５が設けられ、これらの翼を数枚から十数枚毎に群をなすように固定している。
また、タービンロータ４の軸方向（作動流体の流れ方向）において、このノズル翼３と動翼６の一対の組み合わせでタービン段落が形成され、このタービン段落を数段から十数段並べることにより軸流タービンが形成される。
【０００３】
このような軸流タービンにおけるノズル翼３は、それらの間にタービン作動流体７を導いて通過させることにより、作動流体７のノズル入口圧力Ｐ１を出口圧力Ｐ２へと降下させつつ増速させる働きをする。
このときノズル翼３には、ノズル入口圧力Ｐ１と出口圧力Ｐ２との間の圧力差によって下流側に倒れこむ方向の曲げモーメントＭ１が作用するから、ノズル翼３に発生する応力はダイアフラム外輪１とノズル翼３との接合部である翼先端部分８において最大となる。
【０００４】
これに対して動翼６は、ノズル翼３の間から流下する高速の作動流体７の方向を変えるとともに、作動流体７の動翼入口圧力Ｐ２を出口圧力Ｐ３へと降下させることによって作動流体７の流速をさらに増加させ、その反力によってタービンロータ４の周方向に回転する。
このとき動翼６には、回転に伴う大きな遠心力Ｆと、動翼入口圧力Ｐ２と出口圧力Ｐ３との間の圧力差に起因する下流側に倒れこむ方向の曲げモーメントＭ２とが作用するから、動翼６に発生する応力はタービンロータ４との接合部である翼根元部分９において最大となる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、軸流タービンの内部効率を低下させる要因の一つとして、図１７に示したように、ノズル翼３および動翼６の翼断面の後縁端３Ｒ，６Ｒが有限の厚みＴＥを有していることが挙げられる。
このとき、図１８に示したように、隣接する翼同士の間の最短距離（スロート）Ｓと翼断面の後縁端厚みＴＥとの比（ＴＥ／Ｓ）の値が小さければ小さいほど翼損失は減少する。
これにより、従来は、後縁端３Ｒ，６Ｒの後縁端厚みＴＥに起因する軸流タービンの内部効率の低下を抑制するために、ノズル翼３および動翼６の両方において後縁端３Ｒ，６Ｒの厚みをできる限り小さくすることができる翼断面形状を指向してきた。
【０００６】
ところが、ノズル翼３および動翼６の後縁端厚みＴＥの値を翼高さ方向において一律に小さくすると、ノズル翼３の翼根元部分８および動翼６の翼根元部分９において翼強度が不足してしまう。
そこで、従来は、翼強度を確保することができる後縁端厚みＴＥの最小値を選択した後、翼高さ方向の全範囲にわたる後縁端厚みＴＥの値が選択した最小値で一定となるようにノズル翼３および動翼６を形成していた。
【０００７】
しかしながら、タービン運転中に高い応力が発生する部分はノズル翼３の翼先端部分や動翼６の翼根元部分であるから、それ以外の部分における後縁端厚みＴＥの値を減少させることにより翼損失を低減できるはずである。
【０００８】
そこで本発明の目的は、上述した従来技術が有する問題点を解消し、ノズル翼の翼先端部分および動翼の翼根元部分の強度を確保しつつ翼損失を減少させることができる軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落を提供することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
上記の課題を解決する請求項１に記載の手段は、軸流タービンの環状流路内に周方向に列状に配設されるノズル翼であって、その翼後縁端の厚みが翼先端部分から翼根元部分に向かって減少するよう構成されていることを特徴としている。言い換えると、翼後縁端の厚みはダイアフラム外輪との接合部からダイアフラム内輪との接合部に向かって徐々に減少する。
さらに言い換えると、翼後縁端の厚みはタービン軸に対して半径方向外側から半径方向内側に向かって次第に減少する。
なお、翼後縁端の厚みは、その翼高さ位置（半径方向位置）の変化に比例して単調に減少させることができる。
【００１０】
すなわち、請求項１に記載した軸流タービンのノズル翼によれば、タービン運転中に高い応力が発生する翼先端部分においては翼後縁端の厚みを増すことによってノズル翼の翼強度を確保しつつ、翼根元部分に向かって翼後縁端の厚みを次第に減少させることによって翼損失を低減することができる。
【００１１】
また、上記の課題を解決する請求項９に記載の手段は、軸流タービンのタービンロータに周方向に列状に植設される動翼であって、その翼後縁端の厚みが翼根元部分から翼先端部分に向かって減少するように構成されていることを特徴としている。
言い換えると、翼後縁端の厚みはタービンロータとの接合部である翼根元部分からから翼先端部分に向かって徐々に減少する。
さらに言い換えると、翼後縁端の厚みはタービン軸に対して半径方向内側から半径方向外側に向かって次第に減少する。
なお、翼後縁端の厚みは、その翼高さ位置（半径方向位置）の変化に比例して単調に減少させることができる。
【００１２】
すなわち、請求項９に記載した軸流タービンの動翼によれば、タービン運転中に高い応力が発生する翼根元部分における翼後縁端の厚みを増すことによって動翼の翼強度を確保しつつ、翼先端側に向かって翼後縁端の厚みを減少させることにより翼損失を減少させることができる。
【００１３】
また、請求項１２に記載した手段は、請求項１乃至８のいずれかに記載したノズル翼と請求項９乃至１１のいずれかに記載した動翼とを組み合わせたことを特徴とする軸流タービン段落である。
すなわち、請求項１２に記載した軸流タービン段落によれば、翼強度を確保しつつ翼損失を減少させた軸流タービン段落を構成することができる。
【００１４】
【発明の実施の形態】
以下、図１乃至図１５を参照し、本発明に係る軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落の各実施形態について詳細に説明する。
なお、以下の説明においては、従来の技術と同一の部分に同一の参照符号を付することによりその説明を省略する。
【００１５】
図１および図２に示したタービン段落１０は、蒸気タービンやガスタービン等の軸流タービンを構成する一つの段落であって、ダイアフラム外輪１およびダイアフラム内輪２の間に形成された環状流路内で周方向に列状に並設された複数枚のノズル翼１１と、これらのノズル翼１１によって構成されたタービンノズルの下流側において動翼１２がタービンロータ４の周方向に複数枚列状に植設されている。
また、各動翼１２の先端部にはシュラウド５が設けられ、これらの翼を数枚から十数枚毎に群をなすように固定している。
【００１６】
ノズル翼１１は、図３に示したように、翼先端部分１１ｃにおける翼後縁端１１ｂの厚みが、少なくとも予めこの翼形状とタービン運転中に前記環状流路内を流れる流体の条件から計算される流体力に耐えることができる厚みを有し、タービン運転中にノズル翼１１の翼先端部分１１ｃに発生する高い応力に耐えることができるような厚みに設定されている。
また、その翼後縁端１１ｂの厚みは、翼先端部分１１ｃから翼根元部分１１ｄに向かって、その翼高さ位置（半径方向位置）の変化に比例して単調に減少している。
すなわち、タービン運転中に高い応力が発生する翼先端部分１１ｃにおいては翼後縁端１１ｂの厚みを増すことによってノズル翼１１の翼強度を確保しつつ、翼根元部分１１ｄに向かって翼後縁端１１ｂの厚みを次第に減少させることによってノズル翼１１の翼損失を低減させている。
【００１７】
また、動翼１２は、図３に示したように、翼根元部分１２ｄにおける翼後縁端１２ｂの厚みが、少なくとも予めこの翼形状とタービン運転中に前記環状流路内を流れる流体の条件から計算される流体力に耐えることができる厚みを有し、タービン運転中に動翼１２の翼根元部分１１ｄに発生する高い応力に耐えることができるような厚みに設定されている。
また、その翼後縁端１２ｂの厚みは、翼根元部分１２ｄから翼先端部分１２ｃに向かって、その翼高さ位置（半径方向位置）の変化に比例して単調に減少している。
すなわち、タービン運転中に高い応力が発生する翼根元部分１２ｄにおいては翼後縁端１２ｂの厚みを増すことによって動翼１２の翼強度を確保しつつ、翼先端部分１２ｃに向かって翼後縁端１２ｂの厚みを次第に減少させることによって動翼１２の翼損失を低減させている。
【００１８】
ところで、図２に示したようなノズル翼１１および動翼１２の翼断面形状において、翼前縁端１１ａ，１２ａと翼後縁端１１ｂ，１２ｂとをそれぞれ結んだ直線がタービン軸（軸流方向）に対してなす角度α１，α２として定義されるスタガ角が翼高さ方向に同一である場合には、図４に示したようにノズル翼１１および動翼１２のスロート長Ｓは翼高さ方向に単調に増加する。
これは、ノズル翼１１および動翼１２がともにタービンロータ４を中心として放射状に配設されているため、隣接する翼間の周方向距離が、翼根元部と翼先端部ではおのずと異なるためである。
【００１９】
このとき、従来のノズル翼および動翼においては後縁端の厚みが翼高さ方向に一定であるから、後縁端厚みＴＥとスロート長Ｓとの比（ＴＥ／Ｓ）の値は、図５に示したように翼高さ方向に減少する。
【００２０】
これに対して、本実施形態におけるノズル翼１１の翼後縁端の厚みＴＥは、翼先端部分１１ｃにおいては従来通りの厚みであるが翼根元部分１１ｄに向かって徐々に小さくなるから、翼後縁端厚みＴＥとスロート長Ｓとの比（ＴＥ／Ｓ）の値は図６に示したように変化する。
より詳しく説明すると、図２に示したように、一方のノズル翼１１の翼後縁端１１ｂとこのノズル翼の腹側１１ｅに隣接する他方のノズル翼の背側面１１ｆとで構成される翼間最短距離をスロート長Ｓとし、かつノズル翼１１の翼後縁端厚みをＴＥとしたときに、ＴＥ／Ｓの値がこのノズル翼１１の根元部から先端部にかけて略一定となっている。
すなわち、従来のノズル翼と比較すると、本実施形態のノズル翼１１はその翼根元部分側においてＴＥ／Ｓの値が大幅に小さくなる。
これにより、本実施形態のノズル翼１１によれば、翼後縁端厚みに起因する翼損失を翼根元部分側において大幅に低減させることができる。
【００２１】
同様に、本実施形態における動翼１２の後縁端の厚みＴＥは、翼根元部分１２ｄにおいては従来通りの厚みであるが翼先端部分１２ｃに向かって徐々に小さくなるから、後縁端厚みＴＥとスロート長Ｓとの比（ＴＥ／Ｓ）の値は図７に示したように変化する。
なお、動翼１２におけるスロート長Ｓとは、図２に示したように、一方の動翼１２の翼後縁端１２とこのノズル翼の腹側１２ｅに隣接する他方の動翼１２の背側面１２ｆとで構成される翼間最短距離をいう。
すなわち、従来の動翼と比較すると、本実施形態の動翼１２はその翼先端部分側においてＴＥ／Ｓの値が大幅に小さくなる。
これにより、本実施形態の動翼１２によれば、翼後縁端厚みに起因する翼損失を翼先端部分側において大幅に低減させることができる。
【００２２】
したがって、本実施形態のタービン段落１０は、上述したノズル翼１１および動翼１２から構成したものであるから、ノズル翼１１および動翼１２の翼強度を確保しつつ翼損失を減少させた軸流タービン段落とすることができる。
【００２３】
以上、本発明に係る軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落の一実施形態について詳しく説明したが、本発明は上述した実施形態によって限定されるものではなく、種々の変更が可能であることは言うまでもない。
例えば、上述した実施形態においては、図３に示したようにノズル翼１１および動翼１２が共に翼高さ方向に真っ直ぐに延びるように形成されているが、下記のような様々な形態のノズル翼および動翼に対して本発明を適用することができる。
【００２４】
すなわち、図８に示したようにスロート長Ｓと環状ピッチＴとの比Ｓ／Ｔの値が、翼高さ中央部で最大となるように形成されているノズル翼にも本発明を適用することができる。
【００２５】
また、図９に示したように、その翼後縁端が翼根元部分と翼先端部分との間で周方向に傾斜しているノズル翼２１にも本発明を適用することができる。
【００２６】
また、図１０に示したように、その翼断面がその翼高さ中央部に最も突出した点が存在するように周方向の流体流出側（翼腹側）に湾曲しているノズル翼２２にも本発明を適用することができる。
【００２７】
また、図１１に示したように、その翼断面の翼弦長が翼先端部分において最大であり、かつ翼根元部分において最小になるように形成されているノズル翼２３にも本発明を適用することができる。
【００２８】
また、図１２に示したように、その後縁端が翼根元部分から翼先端部に向かって軸流方向に傾斜しているノズル翼２４にも本発明を適用することができる。
【００２９】
また、図１３に示したように、その後縁端が軸流方向に凸状に湾曲しているノズル翼２５にも本発明を適用することができる。
【００３０】
さらに、図１４に示したように、その後縁端と隣接する動翼の背面との間の最短距離Ｓと環状ピッチＴとの比Ｓ／Ｔの値が翼高さ中央部で最大となるように形成されている動翼にも本発明を適用することができる。
【００３１】
加えて、図１５に示したように、その翼断面がその翼高さ中央部に最も突出した点が存在するように周方向の流体流出側（動翼腹側）に湾曲している動翼３１にも本発明を適用することができる。
【００３２】
【発明の効果】
以上の説明から明らかなように、本発明は、タービン運転中に高い応力が発生するノズル翼の翼先端部分および動翼の翼根元部分における翼後縁端の厚みを所定の値としてノズル翼および動翼の翼強度を確保しつつ、ノズル翼においては翼先端部分から翼根元部分に向かって翼後縁端の厚みを次第に減少させ、動翼においては翼根元部分から翼先端部分に向かって翼後縁端の厚みを次第に減少させることによって翼損失を低減するものである。
したがって、本発明によればノズル翼および動翼の強度を確保しつつ翼損失を減少させて軸流タービンの内部効率を高めることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による軸流タービンのタービン段落を模式的に示す図。
【図２】図１に示したノズル翼および動翼の配列を模式的に示す図。
【図３】図１に示したノズル翼および動翼を示す斜視図。
【図４】翼高さ位置とスロート長との関係を示す線図。
【図５】従来の翼高さ位置と翼後縁端厚み・スロート長比との関係を示す線図。
【図６】本発明に係るノズル翼における翼高さ位置と翼後縁端厚み・スロート長比との関係を示す線図。
【図７】本発明に係る動翼における翼高さ位置と翼後縁端厚み・スロート長比との関係を示す線図。
【図８】翼高さ位置とスロート長・環状ピッチ比との関係を示す線図。
【図９】その翼後縁端が翼根元部分と翼先端部分との間で周方向に傾斜しているノズル翼を模式的に示す図。
【図１０】その翼断面がその翼高さ中央部に最も突出した点が存在するように周方向の流体流出側に湾曲しているノズル翼を模式的に示す図。
【図１１】その翼断面の翼弦長が翼先端部分において最大であり、かつ翼根元部分において最小になるように形成されているノズル翼を模式的に示す図。
【図１２】その後縁端が翼根元部分と翼先端部との間で軸流方向に傾斜しているノズル翼を模式的に示す図。
【図１３】その後縁端が軸流方向に湾曲しているノズル翼を模式的に示す図。
【図１４】翼高さ位置とスロート長・環状ピッチ比との関係を示す線図。
【図１５】その翼断面がその翼高さ中央部に最も突出した点が存在するように周方向の流体流出側に湾曲している動翼を模式的に示す図。
【図１６】軸流タービンのタービン段落を模式的に示す図。
【図１７】図１６に示したノズル翼および動翼の配列を模式的に示す図。
【図１８】翼後縁端厚み・スロート長比と翼後縁端厚みに起因する翼損失との関係を示す線図。
【符号の説明】
１ダイアフラム外輪
２ダイアフラム内輪
３ノズル翼
４タービンロータ
５シュラウド
６動翼
７作動流体
８翼先端部分
９翼根元部分
１０タービン段落
１１ノズル翼
１１ａノズル翼前縁端
１１ｂノズル翼後縁端
１１ｃノズル翼先端部分
１１ｄノズル翼根元部分
１１ｅノズル翼腹側
１１ｆノズル翼背側
１２動翼
１２ａ動翼前縁端
１２ｂ動翼後縁端
１２ｃ動翼先端部分
１２ｄ動翼根元部分
１２ｅ動翼腹側
１２ｆ動翼背側
２１変形例のノズル翼
２２変形例のノズル翼
２３変形例のノズル翼
２４変形例のノズル翼
２５変形例のノズル翼
３１変形例の動翼[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a nozzle blade, a moving blade, and a turbine stage of an axial flow turbine such as a steam turbine and a gas turbine, and more specifically, to reduce the blade loss while securing the strength of the nozzle blade and the moving blade, thereby reducing the axial flow turbine. It relates to technology to increase internal efficiency.
[0002]
[Prior art]
2. Description of the Related Art Conventionally, in an axial flow turbine such as a steam turbine or a gas turbine used in a power generation plant, as shown in FIG. 16, a plurality of sheets are disposed in an annular flow path formed between a diaphragm outer ring 1 and a diaphragm inner ring 2. The nozzle blades 3 are arranged in a row in the circumferential direction.
On the downstream side of the turbine nozzle constituted by the nozzle blades 3, a plurality of moving blades 6 are arranged in a row in the circumferential direction of the turbine rotor 4.
A shroud 5 is provided at the tip of each rotor blade 6, and these blades are fixed in groups of several to tens of blades.
Further, in the axial direction of the turbine rotor 4 (the flow direction of the working fluid), a turbine stage is formed by a pair of the nozzle blade 3 and the moving blade 6. A flow turbine is formed.
[0003]
The nozzle blades 3 in such an axial flow turbine serve to increase the speed while lowering the nozzle inlet pressure P1 of the working fluid 7 to the outlet pressure P2 by guiding and passing the turbine working fluid 7 therebetween. I do.
At this time, a bending moment M1 in the direction of falling to the downstream side acts on the nozzle blade 3 due to a pressure difference between the nozzle inlet pressure P1 and the outlet pressure P2. It becomes maximum at the blade tip portion 8 which is the junction with the nozzle blade 3.
[0004]
On the other hand, the moving blade 6 changes the direction of the high-speed working fluid 7 flowing down from between the nozzle blades 3 and lowers the moving blade inlet pressure P2 of the working fluid 7 to the outlet pressure P3 to thereby reduce the working fluid 7. Is further increased, and the reaction force causes the rotor 4 to rotate in the circumferential direction.
At this time, a large centrifugal force F due to the rotation and a bending moment M2 in the direction of falling down due to the pressure difference between the moving blade inlet pressure P2 and the outlet pressure P3 act on the moving blade 6. The stress generated in the moving blade 6 is maximized at a blade root portion 9 which is a joint with the turbine rotor 4.
[0005]
[Problems to be solved by the invention]
Incidentally, as one of the factors that lower the internal efficiency of the axial flow turbine, as shown in FIG. 17, the trailing edges 3R, 6R of the nozzle sections of the nozzle blade 3 and the moving blade 6 have a finite thickness TE. It is mentioned that.
At this time, as shown in FIG. 18, the smaller the value of the ratio (TE / S) between the shortest distance (throat) S between adjacent blades and the trailing edge thickness TE of the blade cross section, the smaller the blade loss. Decreases.
Accordingly, conventionally, in order to suppress a decrease in the internal efficiency of the axial flow turbine due to the trailing edge thickness TE of the trailing edges 3R, 6R, the trailing edges 3R, 6R are formed on both the nozzle blade 3 and the moving blade 6. The wing section shape has been oriented so that the thickness of the 6R can be made as small as possible.
[0006]
However, if the value of the trailing edge thickness TE of the nozzle blade 3 and the moving blade 6 is uniformly reduced in the blade height direction, the blade strength is insufficient at the blade root portion 8 of the nozzle blade 3 and the blade root portion 9 of the moving blade 6. Resulting in.
Therefore, conventionally, after selecting the minimum value of the trailing edge thickness TE that can secure the blade strength, the value of the trailing edge thickness TE over the entire range in the blade height direction becomes constant at the selected minimum value. Thus, the nozzle blade 3 and the moving blade 6 are formed.
[0007]
However, the portions where high stress is generated during the operation of the turbine are the blade tip portion of the nozzle blade 3 and the blade root portion of the moving blade 6, so that the blade edge is reduced by reducing the value of the trailing edge thickness TE in other portions. Loss should be reduced.
[0008]
Therefore, an object of the present invention is to solve the above-mentioned problems of the prior art, and to provide an axial flow turbine that can reduce blade loss while securing the strength of the blade tip portion of the nozzle blade and the blade root portion of the moving blade. It is to provide a nozzle blade, a blade and a turbine stage.
[0009]
[Means for Solving the Problems]
A means according to claim 1 for solving the above-mentioned problem is a nozzle blade arranged in a circumferential line in an annular flow path of an axial flow turbine, wherein the thickness of the trailing edge of the blade is set at the blade tip. It is characterized in that it is configured to decrease from the portion toward the blade root portion. In other words, the thickness of the trailing edge of the blade gradually decreases from the joint with the outer ring of the diaphragm toward the joint with the inner ring of the diaphragm.
In other words, the thickness of the trailing edge gradually decreases from the radially outer side to the radially inner side with respect to the turbine axis.
Note that the thickness of the blade trailing edge can be monotonously reduced in proportion to a change in the blade height position (radial position).
[0010]
That is, according to the nozzle blade of the axial flow turbine described in claim 1, the blade strength of the nozzle blade is secured by increasing the thickness of the blade trailing edge at the blade tip where high stress is generated during turbine operation. Meanwhile, the blade loss can be reduced by gradually reducing the thickness of the blade trailing edge toward the blade root portion.
[0011]
According to a ninth aspect of the present invention, there is provided a rotating blade which is arranged in a row in a circumferential direction on a turbine rotor of an axial flow turbine, wherein a thickness of a trailing edge of the blade is set at a blade root. It is characterized in that it is configured to decrease from the portion to the wing tip portion.
In other words, the thickness of the blade trailing edge gradually decreases from the blade root portion, which is the junction with the turbine rotor, toward the blade tip portion.
In other words, the thickness of the trailing edge gradually decreases from the radially inner side to the radially outer side with respect to the turbine axis.
Note that the thickness of the blade trailing edge can be monotonously reduced in proportion to a change in the blade height position (radial position).
[0012]
That is, according to the moving blade of the axial flow turbine according to the ninth aspect, the blade strength of the moving blade is ensured by increasing the thickness of the trailing edge at the blade root portion where high stress is generated during the operation of the turbine. The blade loss can be reduced by reducing the thickness of the trailing edge of the blade toward the tip of the blade.
[0013]
An axial flow turbine according to a twelfth aspect is a combination of the nozzle blade according to any one of the first to eighth aspects and the rotor blade according to the ninth aspect. It is a paragraph.
That is, according to the axial turbine stage described in claim 12, it is possible to configure an axial turbine stage in which blade strength is reduced and blade loss is reduced.
[0014]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, with reference to FIGS. 1 to 15, each embodiment of the nozzle blade, the moving blade, and the turbine stage of the axial flow turbine according to the present invention will be described in detail.
In the following description, the same parts as in the related art will be denoted by the same reference numerals, and the description thereof will be omitted.
[0015]
A turbine stage 10 shown in FIGS. 1 and 2 is one stage that constitutes an axial turbine such as a steam turbine or a gas turbine, and has a circular passage formed between a diaphragm outer ring 1 and a diaphragm inner ring 2. And a plurality of nozzle blades 11 arranged in a row in the circumferential direction, and a plurality of moving blades 12 arranged in a row in the circumferential direction of the turbine rotor 4 on the downstream side of the turbine nozzle formed by the nozzle blades 11. It has been planted.
Further, a shroud 5 is provided at the tip of each rotor blade 12, and these blades are fixed in groups of several to tens of blades.
[0016]
As shown in FIG. 3, in the nozzle blade 11, the thickness of the blade trailing edge 11b at the blade tip portion 11c is calculated at least in advance from the blade shape and the conditions of the fluid flowing through the annular flow passage during turbine operation. The thickness is set so as to be able to withstand the high stress generated at the blade tip portion 11c of the nozzle blade 11 during the operation of the turbine.
The thickness of the trailing edge 11b monotonously decreases in proportion to the change in the blade height position (radial position) from the blade tip portion 11c to the blade root portion 11d.
That is, at the blade tip portion 11c where a high stress is generated during the operation of the turbine, the blade trailing edge 11b is increased toward the blade root portion 11d while securing the blade strength of the nozzle blade 11 by increasing the thickness of the blade trailing edge 11b. The blade loss of the nozzle blade 11 is reduced by gradually reducing the thickness of the nozzle blade 11b.
[0017]
As shown in FIG. 3, the moving blade 12 has a thickness at the blade trailing edge 12b at the blade root portion 12d that is at least in advance determined from the blade shape and the conditions of the fluid flowing through the annular passage during turbine operation. The thickness is set such that it has a thickness that can withstand the calculated fluid force and that can withstand high stress generated in the blade root portion 11d of the moving blade 12 during the operation of the turbine.
The thickness of the trailing edge 12b monotonically decreases from the blade root portion 12d toward the blade tip portion 12c in proportion to a change in the blade height position (radial position).
That is, in the blade root portion 12d where high stress is generated during the operation of the turbine, the thickness of the blade trailing edge 12b is increased to secure the blade strength of the moving blade 12, and the blade trailing edge 12c is moved toward the blade tip portion 12c. The blade loss of the rotor blade 12 is reduced by gradually reducing the thickness of the blade 12b.
[0018]
By the way, in the blade cross-sectional shape of the nozzle blade 11 and the rotor blade 12 as shown in FIG. 2, a straight line connecting the blade leading edges 11a, 12a and the blade trailing edges 11b, 12b respectively corresponds to a turbine shaft (axial flow direction). In the case where the stagger angles defined as angles α1 and α2 are the same in the blade height direction, as shown in FIG. 4, the throat length S of the nozzle blade 11 and the moving blade 12 is equal to the blade height. Monotonically increases in the direction.
This is because the nozzle blades 11 and the rotor blades 12 are both radially arranged with the turbine rotor 4 as a center, so that the circumferential distance between adjacent blades naturally differs between the blade root portion and the blade tip portion. .
[0019]
At this time, since the thickness of the trailing edge is constant in the blade height direction in the conventional nozzle blade and rotor blade, the value of the ratio (TE / S) between the trailing edge thickness TE and the throat length S is shown in FIG. As shown in FIG. 5, it decreases in the blade height direction.
[0020]
On the other hand, the thickness TE of the trailing edge of the nozzle blade 11 in the present embodiment is the same as the conventional thickness at the blade tip portion 11c, but gradually decreases toward the blade root portion 11d. The value of the ratio (TE / S) between the edge thickness TE and the throat length S changes as shown in FIG.
More specifically, as shown in FIG. 2, an airfoil formed by a blade trailing edge 11 b of one nozzle blade 11 and a back surface 11 f of the other nozzle blade adjacent to the ventral side 11 e of the nozzle blade 11. When the shortest distance is the throat length S and the blade trailing edge thickness of the nozzle blade 11 is TE, the value of TE / S is substantially constant from the root to the tip of the nozzle blade 11.
That is, compared with the conventional nozzle blade, the nozzle blade 11 of the present embodiment has a significantly smaller value of TE / S on the blade root side.
Thus, according to the nozzle blade 11 of the present embodiment, blade loss due to the blade trailing edge thickness can be significantly reduced at the blade root portion side.
[0021]
Similarly, the thickness TE of the trailing edge of the moving blade 12 in the present embodiment is the same as the conventional thickness at the blade root portion 12d, but gradually decreases toward the blade tip portion 12c. The value of the ratio (TE / S) to the throat length S changes as shown in FIG.
The throat length S of the moving blade 12 is, as shown in FIG. 2, the trailing edge 12 of one moving blade 12 and the back surface of the other moving blade 12 adjacent to the ventral side 12 e of the nozzle blade. 12f means the shortest distance between the wings.
That is, as compared with the conventional moving blade, the moving blade 12 of the present embodiment has a significantly smaller TE / S value on the blade tip side.
Thus, according to the moving blade 12 of the present embodiment, blade loss due to the blade trailing edge thickness can be significantly reduced on the blade tip side.
[0022]
Therefore, since the turbine stage 10 of the present embodiment includes the above-described nozzle blades 11 and the moving blades 12, the axial flow in which the blade loss is reduced while the blade strength of the nozzle blades 11 and the moving blades 12 is secured. It can be a turbine stage.
[0023]
As described above, the embodiment of the nozzle blade, the moving blade, and the turbine stage of the axial flow turbine according to the present invention has been described in detail. However, the present invention is not limited to the above-described embodiment, and various modifications are possible. Needless to say.
For example, in the above-described embodiment, both the nozzle blade 11 and the moving blade 12 are formed so as to extend straight in the blade height direction as shown in FIG. The present invention can be applied to a wing and a moving blade.
[0024]
That is, as shown in FIG. 8, the present invention is also applied to a nozzle blade formed so that the value of the ratio S / T between the throat length S and the annular pitch T becomes maximum at the center of the blade height. be able to.
[0025]
Further, as shown in FIG. 9, the present invention can also be applied to a nozzle blade 21 whose trailing edge is inclined in the circumferential direction between a blade root portion and a blade tip portion.
[0026]
Further, as shown in FIG. 10, the nozzle blade 22 is curved toward the fluid outflow side (blade side) in the circumferential direction so that the blade cross section has a point most protruding in the center of the blade height. The present invention can also be applied to this.
[0027]
Further, as shown in FIG. 11, the present invention is also applied to the nozzle blade 23 formed such that the chord length of the blade cross section is maximum at the blade tip portion and minimum at the blade root portion. be able to.
[0028]
Also, as shown in FIG. 12, the present invention can be applied to a nozzle blade 24 whose trailing edge is inclined in the axial flow direction from the blade root portion toward the blade tip.
[0029]
Further, as shown in FIG. 13, the present invention can be applied to a nozzle blade 25 whose trailing edge is convexly curved in the axial flow direction.
[0030]
Furthermore, as shown in FIG. 14, the value of the ratio S / T between the shortest distance S between the trailing edge and the back surface of the adjacent moving blade and the annular pitch T is maximized at the center of the blade height. The present invention can also be applied to a moving blade formed on a moving surface.
[0031]
In addition, as shown in FIG. 15, the blade is curved toward the fluid outflow side (blade ventral side) in the circumferential direction such that the blade section has a point most protruding at the center of the blade height. The present invention can also be applied to 31.
[0032]
【The invention's effect】
As is apparent from the above description, the present invention provides a nozzle blade and a nozzle blade having a predetermined value for the thickness of the blade trailing edge at the blade tip portion and the blade root portion of the moving blade where high stress occurs during turbine operation. While maintaining the blade strength of the moving blade, the thickness of the trailing edge of the nozzle blade is gradually reduced from the blade tip to the blade root, and the blade is moved from the blade root to the blade tip for the moving blade. The blade loss is reduced by gradually reducing the thickness of the trailing edge.
Therefore, according to the present invention, the blade efficiency can be reduced and the internal efficiency of the axial flow turbine can be increased while ensuring the strength of the nozzle blades and the moving blades.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a view schematically showing a turbine stage of an axial flow turbine according to the present invention.
FIG. 2 is a diagram schematically showing an arrangement of nozzle blades and moving blades shown in FIG.
FIG. 3 is a perspective view showing a nozzle blade and a moving blade shown in FIG. 1;
FIG. 4 is a diagram showing a relationship between a blade height position and a throat length.
FIG. 5 is a diagram showing a relationship between a conventional blade height position and a blade trailing edge thickness / throat length ratio.
FIG. 6 is a diagram showing a relationship between a blade height position and a blade trailing edge thickness / throat length ratio in the nozzle blade according to the present invention.
FIG. 7 is a diagram showing a relationship between a blade height position and a blade trailing edge thickness / throat length ratio in a rotor blade according to the present invention.
FIG. 8 is a diagram showing a relationship between a blade height position and a throat length / annular pitch ratio.
FIG. 9 is a view schematically showing a nozzle blade whose trailing edge is circumferentially inclined between a blade root portion and a blade tip portion.
FIG. 10 is a diagram schematically showing a nozzle blade that is curved toward the fluid outlet side in the circumferential direction so that the blade cross section has a point most protruding at the center of the blade height.
FIG. 11 is a view schematically showing a nozzle blade formed such that a chord length of the blade cross section is maximum at a blade tip portion and minimum at a blade root portion.
FIG. 12 is a view schematically showing a nozzle blade having a trailing edge inclined in the axial flow direction between a blade root portion and a blade tip portion.
FIG. 13 is a view schematically showing a nozzle blade having a trailing edge curved in the axial flow direction.
FIG. 14 is a diagram showing a relationship between a blade height position and a throat length / annular pitch ratio.
FIG. 15 is a view schematically showing a moving blade curved to the fluid outflow side in the circumferential direction such that a point where the blade cross section most protrudes at the center of the blade height is present;
FIG. 16 is a view schematically showing a turbine stage of an axial flow turbine.
FIG. 17 is a diagram schematically showing an arrangement of nozzle blades and moving blades shown in FIG. 16;
FIG. 18 is a diagram showing a relationship between a blade trailing edge thickness / throat length ratio and a blade loss caused by the blade trailing edge thickness.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Diaphragm outer ring 2 Diaphragm inner ring 3 Nozzle blade 4 Turbine rotor 5 Shroud 6 Moving blade 7 Working fluid 8 Blade tip portion 9 Blade root portion 10 Turbine paragraph 11 Nozzle blade 11a Nozzle blade leading edge 11b Nozzle blade trailing edge 11c Nozzle blade tip Part 11d Nozzle blade root part 11e Nozzle blade vent side 11f Nozzle blade rear side 12 Blade 12a Blade front edge 12b Blade rear edge 12c Blade tip part 12d Blade root part 12e Blade vent side 12f Blade back Side 21 Modified nozzle blade 22 Modified nozzle blade 23 Modified nozzle blade 24 Modified nozzle blade 25 Modified nozzle blade 31 Modified moving blade

Claims

Nozzle blades arranged in a row in the circumferential direction in an annular flow path of an axial turbine,
A nozzle blade of an axial flow turbine, wherein a thickness of a trailing edge of the blade is configured to decrease from a blade tip portion toward a blade root portion.

In the nozzle blades which are sandwiched between the diaphragm inner ring and the diaphragm outer ring in the annular flow path of the axial flow turbine and are arranged in a plurality of rows in the circumferential direction,
The shortest distance between blades formed by the trailing edge of one nozzle blade and the back surface of the other nozzle blade adjacent to the ventral side of this nozzle blade is S,
When the thickness of the trailing edge of the one or other nozzle blade is TE,
A nozzle blade for an axial flow turbine, wherein the value of TE / S is substantially constant from the root to the tip of the nozzle blade.

The nozzle vanes are configured such that the value of the ratio S / T between the shortest distance S between the trailing edge of the vanes and the rear surface of the adjacent nozzle vanes and the annular pitch T is maximum at the center of the vane height. The nozzle blade for an axial flow turbine according to claim 1, wherein the nozzle blade is formed.

The axial flow turbine according to any one of claims 1 to 3, wherein a trailing edge of the nozzle blade is circumferentially inclined between the blade root portion and the blade tip portion. Nozzle wing.

4. The nozzle blade according to claim 1, wherein the nozzle blade has a blade cross-section curved toward a fluid outlet side in a circumferential direction so that a point most protruding at a center of the blade height exists. 5. Axial turbine nozzle wings as described.

The said nozzle blade is formed so that the chord length of the blade cross section may become the largest in the said blade tip part, and may become minimum in the said blade root part. Axial turbine nozzle blades.

The axial flow turbine according to any one of claims 1 to 6, wherein a trailing edge of the nozzle blade is inclined in an axial flow direction between the blade root portion and the blade tip portion. Nozzle wings.

The nozzle blade for an axial flow turbine according to any one of claims 1 to 6, wherein a trailing edge of the nozzle blade is curved in an axial flow direction.

A rotor blade that is implanted in a row in a circumferential direction on a turbine rotor of an axial turbine,
A nozzle blade for an axial flow turbine, wherein a thickness of a trailing edge of the blade decreases from a blade root portion toward a blade tip portion.

The rotor blade is formed such that the value of the ratio S / T between the shortest distance S between the trailing edge and the rear surface of the adjacent rotor blade and the annular pitch T is maximum at the center of the blade height. The rotor blade of the axial flow turbine according to claim 9, wherein:

The shaft according to claim 9, wherein the blade has a blade section curved toward a fluid outflow side in a circumferential direction such that a point most protruding at a center of the blade height is present. Blade of flow turbine.

A turbine stage of an axial flow turbine comprising a combination of the nozzle blade according to any one of claims 1 to 8 and the moving blade according to any one of claims 9 to 11.