JP4484396B2

JP4484396B2 - タービン動翼

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Publication number: JP4484396B2
Application number: JP2001148606A
Authority: JP
Inventors: 清瀬川; 芳雄鹿野; 義昭山崎; 茂樹妹尾; 宜治中山
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 2001-05-18
Filing date: 2001-05-18
Publication date: 2010-06-16
Anticipated expiration: 2021-05-18
Also published as: US20050129524A1; JP2002339703A; CN1318732C; US6776582B2; US20020172594A1; US7052237B2; EP1260674B1; EP1260674A1; DE60236391D1; CN1386958A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、蒸気タービン，ガスタービン等に用いるタービン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
タービン翼に発生する翼形損失や二次流れ損失を抑制して、タービン段落の内部効率を向上させることにより、エネルギ資源の節約，ＣＯ₂ 等の排出量削減を図ることができる。
【０００３】
係るタービン動翼の損失を低減する従来技術としては、例えば、特開昭６１−２３２３０２号公報，特開平５−１８７２０２号公報，特開２０００−345801号公報に記載の技術が知られている。
【０００４】
上記特開昭６１−２３２３０２号公報には、ジェットエンジンやガスタービンエンジンに用いられるタービン翼列に関し、タービン翼１枚当たりの負荷を増大するために鈍頭型に構成し、空力的損失を少なくする手段として、翼前縁の岐点から背側および腹側の各翼面に沿う翼後縁までの翼面全長ＳＯに対する、上記翼前縁の岐点から背側および腹側の各翼面に沿う翼面距離ＳＸの各比ＳＸ／ＳＯが０.２〜０.３の範囲内の所定値の位置に、速度分布曲線における背側の最高速度点と腹側の最低速度点をもつ形状となるよう構成する、いわゆる「ＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ」型の速度分布（圧力分布）を有する翼形について記載されている。
【０００５】
また、特開平５−１８７２０２号公報には、亜音速状態のためのタービン機械用の翼において、翼形が吸引側（背側）の翼後縁部範囲で凹面状に形成することにより、翼後縁部における運動量損失厚さを抑制し翼形損失を減らす翼が記載されている。
【０００６】
また、特開２０００−３４５８０１号公報には、内輪側において前半負荷
「ＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ」型または中間負荷型に、外輪側において後半負荷
「ＡＦＴ−ＬＯＡＤＥＤ」型に形成されるタービン動翼が記載されている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
一般にタービン段落を根元反動度で分類すると、衝動段と反動段に分けることができる。ここで、動翼内での熱落差（エンタルピーの変化量）とタービン段の全熱落差との比を反動度といい、根元反動度が前者では０％、後者では５０％となる。実際のタービン段落では、このように厳密に区別することはできないため、ここでは根元反動度が５〜１０％程度のタービン段落を衝動段、５０％程度のタービン段落を反動段、また、１０〜５０％未満の中間的な反動度をもつタービン段落を低反動型あるいは低反動段（以下、低反動段と称する）と呼ぶことにする。
【０００８】
根元反動度が０％に近づくにつれて、タービン動翼翼形の転向角は大きくなり、その結果、翼背側の曲率を大きくせざるを得ない。また、最大翼負荷位置が翼前縁側（ＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ）にある翼形では、速度分布曲線における背側の最高速度点（最低圧力点）から翼後縁に向かって減速流（逆圧力勾配）の領域が相対的に長くなるため、境界層が発達し翼後縁端での境界層厚さが増大し摩擦損失となる。このような翼列を、特に衝動段あるいは低反動段動翼に適用した場合、翼背側の大きな曲率に流れがついて行けず、流れがはく離し過大な損失を生じさせてしまう恐れがある。
【０００９】
さらに、二次流れは背側・腹側の圧力差に起因するので、最大翼負荷位置が翼前縁側にあるほど二次流れ渦が早い段階で発達を開始するため、二次流れ損失は増大する傾向にある。
【００１０】
翼形状は段落反動度と密接な関係がある。特に反動度は翼転向角(キャンバー)に大きく影響を及ぼす。翼形損失を最小にする翼負荷分布形状は、翼転向角に応じて最適分布が存在すると考える。一般的に、最大翼負荷が翼前縁側より翼後縁側（ＡＦＴ−ＬＯＡＤＥＤ）の方が、背側翼面上の加速領域が拡大し境界層の発達が抑制されるため翼形損失が小さいことが知られている。さらに、二次流れ抑制の観点からも最大翼負荷が翼後縁側にある翼を採用した方が、二次流れ損失が小さくなり翼形損失と二次流れ損失の両方を改善することが可能となる。
【００１１】
しかしながら、このような翼形を設計する上で、損失の小さい翼面圧力分布や翼負荷分布の形状および翼負荷の配分割合等が不明であり、前述した従来技術にあっては係る点について何ら考慮されたものではなかった。特に、蒸気タービン衝動段および低反動段動翼の根元部翼形の転向角は約１１０度以上であり、反動段動翼の場合の約８０度に比べて大きく、翼形損失のみならず二次流れ損失も段落損失の中で多大な損失を占めることになってしまう。
【００１２】
本発明は、上記課題に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、翼形損失および二次流れ損失等の空気力学的損失を小さくするタービン動翼を提供することにある。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、本発明のタービン動翼は、作動流体により作動するタービン動翼において、該動翼の翼背側面の圧力によって規定される圧力分布曲線が、翼前縁から最低圧力点までの領域で二段階に圧力降下するように翼形を形成したことを特徴とする。
【００１４】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の一実施例であるタービン動翼について、図面を用いて説明する。なお、本発明のタービン動翼は蒸気タービン，ガスタービン等に適用することが可能であるが、以下の説明では蒸気タービンにて使用されるタービン動翼を例に用いて説明する。
【００１５】
図１は、本実施例のタービン動翼を構成する翼列翼形の横断面図を示したものである。図中、１は動翼（ブレード）、２は蒸気、３は動翼先端部シール構造を支持する固定部品、４は動翼１をロータに固定するディスク、５は動翼１に蒸気２を誘導する静翼（ノズル）、６は静翼５の内周端部を拘束する環状の内輪、７は静翼５の外周端部をケーシングに固定する環状の外輪を示す。動翼１は、ロータの円周方向（回転方向）に対して複数枚配置される。静翼５は、動翼１に対して蒸気２の上流側に、動翼１に対応して複数枚配置される。この動翼１と静翼５との組み合わせを「タービン段落」と称す。係るタービン段落は、ロータの軸方向に対して、複数段配置される。蒸気タービン各セクション内では、蒸気２の流れの下流に向かうにつれて、動翼１の翼長は大きくなる。静翼５により誘導された蒸気２は、動翼１を介してロータを回転させる。ロータの端部には図示しない発電機が設けられており、その発電機で、回転エネルギーを電気エネルギーに変換して発電を行う。
【００１６】
図２は、本実施例のタービン動翼の断面図を示す。図中、８は蒸気２に対して動翼１の各切断面の翼形の最上流に位置する前縁、９は蒸気２に対して動翼１の各切断面の翼形の最下流に位置する後縁、１０は前縁８におけるキャンバー線との接線、１１は翼列軸（ロータの円周方向線）、１２は後縁９におけるキャンバー線との接線、Ｃaxは翼幅を示す。なお、翼形の輪郭線は、翼の前縁から後縁にかけて複数の円を連ねてできた包絡線で表すことができ、キャンバー線とは、その円の中心を結んだ線をいい、翼形断面の翼の中心線をいう。動翼１は、翼根元から翼先端にわたってねじれていても良いし、ねじれていなくても良い。また翼形断面形状は、翼根元から翼先端にわたって同一でも良いし、異なっても良い。ここで、接線１０と翼列軸１１とのなす角（翼入口角）をβ₁ 、接線１２と翼列軸１１とのなす角（翼出口角）をβ₂ とすると、転向角εは、ε＝１８０−(β₁＋β₂）で示される。
【００１７】
図３は、本実施例の翼列翼形の翼面静圧分布の模式図を代表的な従来例とともに示したものである。なお、縦軸は翼面静圧Ｐを入口全圧Ｐ₀ で無次元化した値、横軸は翼前縁からの翼面軸方向各位置Ｘを翼幅Ｃaxで無次元化した値を示す。また、図中、実線が本実施例、破線が従来例における翼面静圧分布を示し、従来例は最大翼負荷が翼後縁側（ＡＦＴ−ＬＯＡＤＥＤ）にある場合を示している。
【００１８】
なお、図３では本実施例による腹側の圧力分布は従来例のものと一致しているが、本実施例では翼列性能に大きく関わる、主に翼背側の圧力分布を対象としているので、必ずしも一致しなくても良い。また、実線，破線とも閉じた曲線のＸ／Ｃax＝０と１.０で分割される、図中のおよそ上側が翼腹側の圧力分布、およそ下側が翼背側の圧力分布である。翼面軸方向位置を示すＸｏ，Ｘｎは、それぞれ従来例と本実施例による翼背側における圧力分布の最低点である。なお、本実施例で述べる圧力分布形状は、インシデンス角をもつ場合（非設計点等）のような翼前縁や翼後縁近傍の圧力が急激に変化する領域は除外している。
【００１９】
図３に示すように、従来例では翼背側圧力分布は最低圧力点Ｘｏに向かって単調に減少し、最大翼負荷が翼後縁側にある場合、最低圧力点はＸｏ／Ｃax＝0.7〜０.８に位置するのが通例である。これに対し、本実施例では翼前縁から最低圧力点Ｘｎの間で圧力降下を二段階に分けて行い、さらに最低圧力点Ｘｎは従来例における最低圧力点Ｘｏよりも翼後縁側に位置するように翼形を形成している。
【００２０】
次に、本実施例の詳細な説明を図４を用いて説明する。図４は、本実施例の翼列翼形の翼面圧力分布の模式図を示す。本実施例では、図示しているように翼背側圧力分布を４つの領域Ａ〜Ｄに分割することができる。まず、翼前縁から最低圧力点Ｘｎまでの圧力降下をみてみると、圧力降下領域の大きい領域ＡとＣに分割される。その間に圧力勾配が緩慢な領域Ｂが存在する。これが二段階圧力降下という所以である。すなわち、本実施例では領域Ａにて第１段階目の圧力降下が行われ、圧力降下勾配が緩慢な領域Ｂを経た後の領域Ｃにて第２段階目の圧力降下が行われるような翼形に動翼が形成されている。また、領域ＢとＣの中に圧力勾配の変曲点が１ヶ所ずつ、それぞれ翼前縁側の変曲点Ｘｉ、翼後縁側の変曲点Ｘｊが存在する。なお、領域Ｄは最低圧力点Ｘｎから翼後縁に向かう逆圧力勾配を示している。
【００２１】
一般に、翼腹側の圧力は図示したように入口圧力からの変化が少なく、翼後縁に近づくと急激に出口圧力まで降下するような分布形状をしている。従って、翼１本が受けもつ翼負荷の大半は翼背側の圧力降下に費やされる。すなわち、この圧力降下によって空気や蒸気等といったタービンの作動流体の速度が加速されることになる。そして、従来例では動翼前縁部から最低圧力点Ｘｏまで一度に作動流体速度を加速するように翼形が形成されていた。
【００２２】
これに対して、本実施例では、翼負荷を２つの部分に配分し、まず領域Ａで流れを所定の速度まで加速し、その加速が一度に終わらないように圧力降下勾配を緩慢にする領域Ｂを設け、流れが過度に加速しないようにする。そして、領域Ｃにて最低圧力点Ｘｎに向かい流れを加速する。本実施例では翼負荷の配分割合を、最低圧力点Ｘｎでの背側・腹側圧力差ＤＰに対する翼前縁側の変曲点Ｘｉでの背側・腹側圧力差ＤＰ１の比で表すと、ＤＰ１／ＤＰ＝０.５５±０.０５の間のとき最も効果が発揮される。
【００２３】
このような圧力分布を採用することにより、特に蒸気タービン衝動段および低反動段動翼のような転向角が比較的大きい翼断面に対して、効果的に境界層の発達を抑制することができる。さらに、本実施例によれば、従来の単段階の圧力降下（圧力の単調減少）の場合に比べて、馬蹄形渦が衝突する翼背側中央部圧力が高いので、二次流れ渦の発達抑制にも効果がある。
【００２４】
領域Ｂ内の変曲点Ｘｉの位置はＸｉ／Ｃax＝０.４から０.４５付近にあるとき本実施例の効果が最も発揮される。また、最低圧力点Ｘｎの位置はＸｎ／Ｃax＝０.８〜０.９、特に０.９付近にあるときが本実施例の効果が最も発揮される。なお、図３および図４では、本実施例の領域Ｂは、Ａ及びＣの領域における圧力勾配よりも緩慢であればよく、また平坦であってもよい。領域Ｂが平坦の場合には、その付近で境界層が発達してしまう可能性があるが、領域Ｂを通過した後に領域Ｃで再び圧力降下して、作動流体の速度を加速することにより、境界層の発達を抑制することができる。従って、翼列性能に影響を及ぼすことはない。
【００２５】
また、領域Ｃ内にある後縁側の変曲点Ｘｊの位置を最低圧力点Ｘｎに近づけて、Ｘｎ直前の圧力勾配を急にすることで、さらに境界層の発達を抑制することができる。本実施例では、最低圧力点Ｘｎが従来例の最低圧力点Ｘｏより翼後縁側にあるので、図４に示した領域Ｄで逆圧力勾配が大きくなるが、最低圧力点Ｘｎから翼後縁までの距離が短くなるので、はく離等による境界層の発達に大きな影響を及ぼすことはない。
【００２６】
本実施例の翼列翼形を翼負荷分布の面から比較した模式図が図５及び図６である。これらの図はそれぞれ図３及び図４の翼面圧力分布に対応している。翼負荷は圧力分布曲線における腹側と背側の圧力差に相当するので、翼負荷分布は大抵の場合、翼背側の圧力分布をそのまま反映する（分布形状が上下反対になる）。縦軸は翼負荷を、横軸は翼前縁からの翼面軸方向各位置Ｘを翼幅Ｃaxで無次元化した値を示す。図中、実線が本実施例で、破線が従来例を示し、従来例は最大翼負荷が翼後縁側にある場合を示している。Ｘｏ，Ｘｎはそれぞれ従来例と本実施例による最大翼負荷位置である。なお、本実施例で述べる翼負荷分布形状も、インシデンス角をもつ場合（非設計点等）のような翼前縁や翼後縁近傍の圧力が急激に変化する領域は除外している。
【００２７】
従来例によれば、翼負荷分布は最大翼負荷位置Ｘｏに向かって単調に増加し、最大翼負荷が翼後縁側にある場合ではＸｏ／Ｃax＝０.７〜０.８に位置するのが通例である。これに対し、本実施例では翼前縁から最大翼負荷位置Ｘｎの間で翼負荷を２つの領域に配分し、さらに最大翼負荷位置は従来例の最大翼負荷位置Ｘｎよりも翼後縁側にある。
【００２８】
本実施例の翼負荷分布の説明を図６を用いて行う。図４で述べた内容と同様に、翼負荷分布を４つの領域Ａ〜Ｄに分割すると、まず、翼前縁から最大翼負荷位置Ｘｎまで翼負荷増加の著しい領域ＡとＣに分割される。ＡとＣの間に翼負荷の増加が緩慢な領域Ｂが存在する。領域ＢとＣの中に変曲点が１ヶ所ずつあり、それぞれ翼前縁側の変曲点Ｘｉ，翼後縁側の変曲点Ｘｊが存在する。
【００２９】
図４で述べたのと同様に、従来例では、翼負荷を流れを一度に加速させるために使うが、本実施例では、翼負荷を２つの部分に配分し、まず領域Ａで流れをある程度まで加速し、その加速が一度に終わらないように領域Ｂを設け、流れが過度に加速しないようにする。そして最後に、最大翼負荷位置Ｘｎに向かい流れを加速する。図６においても本実施例の翼負荷の配分割合を、最大翼負荷ＤＰに対する翼前縁側の変曲点Ｘｉでの翼負荷ＤＰ１の比で表すと、ＤＰ１／ＤＰ＝0.55±０.０５の間のとき最も効果が発揮される。以上、図４と同様な効果が得られる。
【００３０】
図４と同様に、翼負荷を２つに分割する翼前縁側の変曲点Ｘｉの位置はＸｉ／Ｃax＝０.４〜０.４５付近にあるとき本実施例の効果が最も発揮される。また、最大翼負荷位置ＸｎはＸｎ／Ｃax＝０.８〜０.９、特に０.９付近にあるときが本実施例の効果が最も発揮される。なお、図５および図６では、本実施例の領域Ｂは、ＡおよびＣの領域における圧力勾配よりも緩慢であればよく、また平坦であってもよい。領域Ｃ内にある後縁側の変曲点Ｘｊの位置を最大翼負荷位置Ｘｎに近づけ、Ｘｎ直前の翼負荷勾配を急にすることで、さらに境界層の発達が抑制され本実施例の効果がさらに発揮される。本実施例では、図４で述べたように、領域Ｄでの逆圧力勾配が大きくなることによる、境界層に対する悪影響はない。
【００３１】
図３から図６で述べた実施例を、翼形状を表すパラメータで説明する。図７に、本実施例による翼列翼形の背側形状の曲率を示す。縦軸は曲率半径ｒｓの逆数、すなわち曲率を表し、横軸は翼前縁からの翼面軸方向各位置Ｘを翼幅Ｃaxで無次元化した。本実施例では、翼背側形状の曲率分布に２つの極大点Ｘ１とＸ３および１つの極小点Ｘ２が存在する。曲率極大値Ｘ１およびＸ３の位置がそれぞれ、Ｘ１／Ｃax＝０.３〜０.３５，Ｘ３／Ｃax＝０.６５〜０.７のとき、本実施例の効果が最も発揮される。一方、曲率極小値Ｘ２の位置は、Ｘ２／Ｃax＝0.55〜０.６のとき、本実施例の効果が最も発揮される。
【００３２】
図８および図９にはそれぞれ、従来例と本実施例による蒸気タービン動翼翼列の二次元翼間乱流解析に基づく等マッハ数線図を示している。マッハ数の刻み幅は０.０２である。本実施例は、背側翼面マッハ数の最大値がＸｎ／Ｃax＝０.９の位置にあり、従来例に比べて最大翼負荷が翼後縁側に存在するように形成している。速度境界層は等マッハ数線図の翼形境界近くの等高線が密集している部分に相当し、その密集厚さが速度境界層厚さとほぼ等しい。
【００３３】
本実施例では、図９に示すように翼面最大マッハ数位置から翼後縁端に向かう境界層の発達が抑制されており、翼後縁端でみると従来例よりも境界層厚さが薄くなっている。本実施例では、従来例より翼形損失が約４０％低くなった。さらに、図３で示すように翼面マッハ数の最大点（翼背側の最低圧力点）から翼後縁端への逆圧力勾配が大きくなったが、図９からわかるように境界層の急激な発達やはく離の影響はみられない。
【００３４】
図１０は、本実施例によるタービン動翼に適用した場合を示す。縦軸は翼根元径Ｄｒに対する翼高さ位置の径Ｄの比（Ｄ／Ｄｒ）、横軸は最大翼負荷位置を示す。本実施例では、翼根元部付近に対して最大翼負荷位置ＸｎがＸｎ／Ｃax＝０.９近傍となるようにし、根元から先端に向かうにつれ、最大翼負荷位置が翼前縁方向に移動するように形成している。Ｄ／Ｄｒが大きくなるほど、翼背側スロート位置が翼形の最大高さ位置に近づく（上流側に移動する）ので、翼背側スロート部と翼後縁端までの距離が長くなる。この領域では境界層が発達傾向にあるため、本実施例のように最大翼負荷位置を後縁側に配置することにより、翼面上の加速領域を拡大し境界層の発達を抑制することができる。本実施例の場合、先端翼形の最大翼負荷位置ＸｎはＸｎ／Ｃax＝０.７〜０.８が好ましい。
【００３５】
図１０で示したように、本実施例ではタービン翼の翼根元から翼先端にわたる全ての翼列翼形で、翼負荷が後縁側に配置され、特に根元付近では、二次流れ損失低減も視野に入れ、翼負荷をさらに後縁側に配置している。特開２０００−３４５８０１号公報には、タービン翼の内輪側で前半負荷型または中間負荷型を、外輪側で後半負荷型に形成するとの記載があり、本実施例とは翼根元付近の負荷分布形状や翼高さ方向の負荷分布が全く異なる。
【００３６】
また、前述した特開昭６１−２３２３０２号公報に記載された従来技術では、圧力分布曲線に置き換えれば、同じくＳＸ／ＳＯが０.２〜０.３の範囲内の所定値の位置に、圧力分布曲線における翼背側の最低圧力点と翼腹側の最高圧力点をもつ形状となる。また、翼負荷（翼負荷とは圧力分布曲線における腹側と背側の圧力差を表す）分布曲線で表せば同様な範囲内に最大翼負荷をもつ、ＦＯＲＥ−ＬＯＡＤＥＤ型である。この従来の技術の翼背側圧力分布の形状は、翼前縁付近を除いて最低圧力点まで単調に減少している（マッハ数分布では単調に増加）。したがって、本実施例とは最大翼負荷位置と翼背側圧力分布の形状が異なるものである。
【００３７】
また、特開平５−１８７２０２号公報に記載された従来の技術は、マッハ数分布曲線における翼背側の最高マッハ数から翼後縁部に向けてまずマッハ数が著しく減少し、次いで最終値までフラットとなるような分布形状となっている。これを翼面圧力分布曲線に置き換えれば、翼背側の最低圧力点から翼後縁部に向けてまず翼面圧力が著しく増加し次いで最終値までフラットとなるような分布形状といえる。翼背側圧力分布の形状は、最低圧力点まで翼前縁付近を除き単調に減少している（マッハ数分布では単調に増加）。
【００３８】
腹側と背側の翼面マッハ数分布曲線で囲まれた領域は、定性的には翼負荷を表しているといえる。したがって、この従来の技術の最大翼負荷位置は、翼弦方向の約６０％位置である。翼負荷分布の形状は、図示されていないが、最大翼負荷位置まで翼前縁付近を除き単調に増加すると読みとれる。したがって、この従来例も、本実施例とは最大翼負荷位置と翼背側圧力分布の形状が異なるものである。
【００３９】
本実施例によるタービン動翼は、空気タービン試験を実施したところ、従来翼に比較して約０.３％の段落効率向上が実証された。
【００４０】
以上説明した実施例では、蒸気タービン動翼を対象としたが、ガスタービンのような軸流タービンの動翼に本実施例を適用しても同様な効果が得られる。また、本文中では、特に蒸気タービン衝動段および低反動段動翼における転向角約１１０度以上の翼根元部付近に対して述べてきたが、それ以外の転向角、たとえば翼高さ方向に１１０度以下の翼列翼形に対しても、本実施例の発想が適用できる。
【００４１】
さらに、本実施例は、出口側からみたときに翼後縁線が直線的にスタッキングされるタービン動翼に限らず、バウ翼やコンパウンドリーン翼と称される３次元設計動翼においても同様に効果を奏する。
【００４２】
【発明の効果】
本発明によれば、翼形損失および二次流れ損失等の空気力学的損失の小さいタービン動翼を提供できるという効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本実施例のタービン動翼の横断面を表す模式図。
【図２】本実施例によるタービン翼列の一断面図。
【図３】本実施例と従来例による翼列翼形の翼面圧力分布の模式図。
【図４】本実施例による翼列翼形の翼面圧力分布の模式図。
【図５】本実施例と従来例による翼列翼形の翼負荷分布の模式図。
【図６】本実施例による翼列翼形の翼負荷分布の模式図。
【図７】本実施例による翼列翼形の背側曲率分布の模式図。
【図８】従来例によるタービン翼列の等マッハ数線図。
【図９】本実施例によるタービン翼列の等マッハ数線図。
【図１０】本実施例によるタービン動翼の一実施例。
【符号の説明】
１…動翼、２…蒸気、３…固定部品、４…ディスク、５…静翼、６…内輪、７…外輪、８…前縁、９…後縁、１０…前縁におけるキャンバー線の接線、１１…翼列軸、１２…後縁におけるキャンバー線の接線。

Claims

作動流体により作動するタービン動翼において、内周端部が内輪に外周端部が外輪にそれぞれ拘束されたダイヤフラム構造の静翼と段落を形成する動翼であって、
前記段落は、衝動段または低反動段であり、
適正流入時の前記動翼の翼前縁部および翼後縁部を除く翼背側面の圧力によって規定される圧力分布曲線が、翼前縁側から最低圧力点に向かって、順に前記作動流体を加速する第１の圧力降下領域と、前記作動流体が過度な加速をしないように圧力勾配が前記第１の圧力降下領域より緩慢または平坦な第２の圧力降下領域と、前記作動流体が加速し境界層の発達が抑制されるよう前記第２の圧力降下領域より圧力勾配が大きい第３の圧力降下領域とで構成され、二段階に圧力降下が行われ境界層の発達を抑制するように翼形が形成されたことを特徴とするタービン動翼。
最大翼負荷点が翼後縁側に位置するタービン動翼において、内周端部が内輪に外周端部が外輪にそれぞれ拘束されたダイヤフラム構造の静翼と段落を形成する動翼であって、
前記段落は、衝動段または低反動段であり、
適正流入時の前記動翼の翼前縁部および翼後縁部を除く翼背側面の圧力分布曲線が、翼前縁側から最低圧力点に向かって、順に前記作動流体を加速する第１の圧力降下領域と、前記作動流体が過度な加速をしないように圧力勾配が前記第１の圧力降下領域より緩慢または平坦な第２の圧力降下領域と、前記作動流体が加速し境界層の発達が抑制されるよう前記第２の圧力降下領域より圧力勾配が大きい第３の圧力降下領域とで構成され、二段階に分けて圧力降下が行われ境界層の発達を抑制するように翼形が形成されたことを特徴とするタービン動翼。
作動流体により作動するタービン動翼において、内周端部が内輪に外周端部が外輪にそれぞれ拘束された静翼とダイヤフラム構造の段落を形成する動翼であって、
前記段落は、衝動段または低反動段であり、
前記動翼の翼背側面の圧力によって、適正流入時の前記動翼の翼前縁部および翼後縁部を除く圧力分布曲線を規定するとき、該圧力分布曲線が、翼前縁側から最低圧力点に向かって、順に動翼の翼前縁側から第１の圧力点まで前記作動流体が加速するように圧力降下させる第１の領域と、前記第１の圧力点から第２の圧力点まで前記作動流体が過度な加速をしないように勾配が前記第１の領域よりも緩慢な圧力降下または圧力を維持する第２の領域と、前記第２の圧力点から最低圧力点まで前記作動流体が加速し境界層の発達が抑制されるよう前記第２の領域より勾配が大きい圧力降下をさせる第３の領域とを有し、境界層の発達を抑制するように翼形を形成したことを特徴とするタービン動翼。
請求項１から３の何れかに記載のタービン動翼において、前記翼前縁部および翼後縁部を除いた圧力分布曲線が翼前縁から最低圧力点までの圧力降下領域に変曲点を２ヶ所有するものであることを特徴とするタービン動翼。
請求項３に記載のタービン動翼において、前記翼前縁部および翼後縁部を除いた圧力分布曲線が翼前縁から最低圧力点までの圧力降下領域に第１及び第２の変曲点を有するものであって、前記第１の変曲点が前記第２の領域、前記第２の変曲点が前記第３の領域に位置するように形成されたものであることを特徴とするタービン動翼。
請求項４に記載のタービン動翼において、翼前縁に対する最低圧力点の翼面軸方向位置をＸｎ、翼幅をＣａｘとするとき、無次元値Ｘｎ／Ｃａｘが０.８〜０.９の範囲にあり、かつ前記変曲点のうち翼前縁側の変曲点をＸｉとするとき、無次元値Ｘｉ／Ｃａｘが０.４〜０.４５の範囲にあることを特徴とするタービン動翼。
請求項６に記載のタービン動翼において、前記最低圧力点における翼背側と翼腹側の圧力差に対する前記翼前縁側の変曲点における翼背側と翼腹側の圧力差の比が０.５５±０.０５の範囲にあることを特徴とするタービン動翼。
請求項１から７の何れかに記載のタービン動翼において、前記翼列翼形の翼前縁部および翼後縁部を除く翼背側面の曲率分布曲線に対して曲率極大値が２ヶ所あることを特徴とするタービン動翼。
複数の静翼と動翼がロータの周方向に配置され、前記静翼と動翼の翼列によって段落を形成するように構成されたタービンにおいて、
内周端部が内輪に外周端部が外輪にそれぞれ拘束されたダイヤフラム構造の静翼と衝動または低反動の段落を形成する動翼は、適正流入時の前記動翼の翼前縁部および翼後縁部を除いた該動翼の翼背側面の圧力によって規定される圧力分布曲線が、翼前縁側から最低圧力点に向かって、順に前記作動流体を加速する第１の圧力降下領域と、前記作動流体が過度な加速をしないように圧力勾配が前記第１の圧力降下領域より緩慢または平坦な第２の圧力降下領域と、前記作動流体が加速し境界層の発達が抑制されるよう前記第２の圧力降下領域より圧力勾配が大きい第３の圧力降下領域とで構成され、二段階に圧力降下し、境界層の発達を抑制するように翼形が形成されたものであることを特徴とするタービン。