JP2000018003A - タービン動翼 - Google Patents

タービン動翼

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JP2000018003A
JP2000018003A JP10185289A JP18528998A JP2000018003A JP 2000018003 A JP2000018003 A JP 2000018003A JP 10185289 A JP10185289 A JP 10185289A JP 18528998 A JP18528998 A JP 18528998A JP 2000018003 A JP2000018003 A JP 2000018003A
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JP
Japan
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blade
turbine
shroud
line
respect
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JP10185289A
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Sakae Kawasaki
榮 川崎
Yoshiichi Ikeda
宣一 池田
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Toshiba Corp
Original Assignee
Toshiba Corp
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    • 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
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • 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

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  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】翼有効部の翼ルート部に発生するモーメントを
抑制するとともに、タービン駆動流体の二次流れ損失を
低く抑えたタービン動翼を提供する。 【解決手段】本発明に係るタービン動翼は、タービン駆
動流体の流れ方向に対し、横断方向に沿う翼有効部２１
の翼ルート部から翼中間部に向って、タービン軸２３の
中心および翼植込み部２２の重心ＧＤｔを通るラジアル
線ＲＬｔに対して傾斜状の直線に形成し、翼中間部から
翼チップ部に向ってラジアル線ＲＬｔに平行移動させた
ラジアル平行移動線ＲＰｔに対して傾斜状の直線に形成
し、翼中間部を腹側２４に向って凸状に湾曲させて結ぶ
一方、翼有効部２１の重心ＧＢｔの位置をラジアル線Ｒ
Ｌｔを境に腹側２４方向の位置に設定するとともに、シ
ュラウド２０の重心ＧＳｔの位置をラジアル平行移動線
ＲＰｔを境に背側２５方向の位置に設定したものであ
る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、タービン動翼に係
り、特に、翼断面形状に改良に加えて翼の高い強度維持
とタービン翼効率の向上を図ったタービン動翼に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】最近の発電プラントでは、燃料を節約し
て経済的な運転を行うために、タービン性能の向上を図
ることが重要な課題になっている。
【０００３】タービン性能の向上を図るには、タービン
段落に発生する諸損失を低く抑える必要がある。タービ
ン段落に発生する諸損失には、翼形損失、漏洩損失、流
出損失などがあるが、特に、タービン駆動流体が翼列間
を通過する際に発生する二次流れに基づく損失が大きな
ウエイトを占めている。この二次流れに基づく損失は、
タービン動翼の翼断面形状に直接結びついている。この
ため、翼断面形状の改善がタービン性能を向上させる上
で必要不可欠な要素である。
【０００４】従来、蒸気タービン、ガスタービン等の軸
流タービンは、図３３に示すように、タービンケーシン
グ１に収容されたタービン軸２の軸方向に沿い、タービ
ン駆動流体に向ってタービン静翼３とタービン動翼４と
を組み合せたタービン段落５を複数段にした構成になっ
ている。
【０００５】タービン静翼３は、その両端のうち、一端
をタービンケーシング１に係合させる外輪６で支持さ
れ、他端をタービン軸２側の内輪７で支持され、タービ
ン軸２の周方向に沿って列状に配置されている。
【０００６】また、タービン動翼４は、その翼ルート部
（翼根元部）をタービン軸２に植設し、その翼チップ部
（翼先端部）をシュラウド８で支持され、タービン静翼
３の列状配置に対応させて配置されている。
【０００７】また、最近のタービン動翼４は、その翼チ
ップ部に設けたシュラウド８を翼有効部９と一体削り出
しの、いわゆるスナッバ翼カバー構造にし、シュラウド
８同士の接触摩擦を利用して振動を抑制するとともに、
翼有効部９の翼断面を三次元形状に形成し、翼効率の向
上を図っている。なお、ここでの翼有効部９は、タービ
ン駆動流体が実質的な仕事をする翼高をいう。
【０００８】翼有効部９の翼断面を三次元形状に形成し
たタービン動翼４には、例えば、特公平７−４５８０１
号公報が開示されている。このタービン動翼４は、図３
４に示すように、タービン軸２に植設する翼植込み部１
０に連続して一体形成した翼有効部９を、翼高方向に延
びる際、中間部分で、いわゆる逆「く」の字状に折り曲
げたもので、タービン軸２の中心を通り翼有効部９の翼
チップ部までの半径をＲ、翼有効部９の翼ルート部から
折曲げ部分までの高さをｈ2 、折曲げ部分から翼有効部
９の翼チップ部までの高さをｈ1 、タービン軸２の中心
を通るラジアル線（半径方向線）ＲＬと翼有効部９の翼
ルート部における翼断面重心線ＧＬとの交角をθ2 、ラ
ジアル線ＲＬに平行移動させた移動軸線ＳＬと翼有効部
９の翼チップ部における翼断面重心線ＧＬとの交角をθ
1 とするとき、半径Ｒ、高さｈ2，ｈ1 および交角
θ2 ，θ1 のそれぞれの関係式を、
【数１】 に設定したものである。
【０００９】このように、翼高さ方向のほぼ中央部分で
翼を折り曲げた従来の三次元タービン動翼では、半径
Ｒ、高さｈ2 ，ｈ1 および交角θ2 ，θ1 のそれぞれを
上式（１）を満たすことにより翼ルート部に発生する偏
心モーメントを低く抑えて振動に対する強度維持を図っ
ていた。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】図３４で示した従来の
三次元タービン動翼は、翼ルート部に発生する偏心モー
メントを低く抑える点で優れているものの、翼断面を翼
高方向に沿って積み重ねる際、翼断面の重心の位置をず
らしているだけであって、翼断面の形状そのものが変化
しているわけではないので、タービン翼効率を向上させ
る上で、幾つかの問題点がある。
【００１１】（１）タービン駆動流体の流入・流出損失 一般に、タービン駆動流体がタービン静翼３およびター
ビン動翼４を通過する際の速度三角形は、図３５に示す
ようになっている。すなわち、タービン駆動流体は、静
止系で見た場合、タービン静翼３から流速Ｃ1 、流れ角
α1 で流出する。
【００１２】一方、タービン動翼４に流入するタービン
駆動流体は、タービン動翼４が周速ｕで回転しているの
で、回転系で見た場合、流速Ｗ1 、流入角β1 で流入
し、流速Ｗ2 、流出角β2 で流出する。なお、静止系で
見た場合、タービン駆動流体は、タービン動翼４の周速
ｕを差し引いて流速Ｃ2 、流出角α2 で流出する。
【００１３】このようなベクトルを持ったタービン駆動
流体において、タービン動翼４は、入口（前縁）断面形
状を、タービン駆動流体の流入角β1 に一致する形状に
設計され、また出口（後縁）断面形状を、静止系で見た
場合、タービン駆動流体の流出速度損失が最小となるよ
うに、タービン駆動流体の流出角α2 とほぼ９０°に設
計される。そして、このように設計されたタービン動翼
４は、翼高方向に沿って積み重ねる際、図３６に示すよ
うに、ｒ−ｒ断面（翼ルート部の翼断面）、Ｐ−Ｐ断面
（翼高中央部の翼断面）およびｔ−ｔ断面（翼チップ部
の翼断面）のそれぞれで翼断面形状が異なるように設計
されている。
【００１４】ところが、図３４で示した従来の三次元タ
ービン動翼は、翼高さ方向に沿って翼断面の重心位置を
ずらしているものの、翼断面形状が翼ルート部から翼チ
ップ部まで同一になっているために、タービン駆動流体
の流入角とタービン動翼４の入口角との偏差に基づくタ
ービン駆動流体の流入損失と、タービン駆動流体の流出
速度損失とが増加し、タービン翼効率を設計値通りに維
持させることができない問題点があった。
【００１５】（２）タービン二次流れ損失 軸流タービンのタービン駆動流体の通路部を設計する場
合、タービン出力、タービン駆動流体の状態量（温度、
圧力、流量）が決まると、タービン段落数が決定され、
各タービン段落における翼高さおよび通路口径も決定さ
れる。つまり、タービン動翼を設計する場合、各タービ
ン段落における翼高さおよび通路口径が決まっているた
めに、設計のパラメータとして扱えるのは、タービン動
翼の傾斜角と屈折位置である。
【００１６】この傾斜角と屈折位置は、タービン動翼を
設計する上で重要なパラメータである。すなわち、傾斜
角と屈折位置をどのように設定するかは、タービン二次
流れ損失を低く抑える重要な要素になっている。
【００１７】一般に、二次流れは、図３７に示すよう
に、タービン駆動流体が隣接する翼１１ａ，１１ｂ間の
翼間流路を通過する際に発生する。今、壁面１２に沿っ
て流れる入口境界層１３ａ，１３ｂは、翼１１ａ，１１
ｂ間の翼間流路に流入し、その前縁１４ａ，１４ｂに衝
突すると、背側馬蹄形渦１５ａ，１５ｂと腹側馬蹄形渦
１６ａ，１６ｂとを発生させている。
【００１８】背側馬蹄形渦１５ａ，１５ｂは、翼１１ａ
の背側１７と壁面１２との境界層の発達により次第に成
長しながら下流側へ流出して行く。
【００１９】一方、腹側馬蹄形渦１６ａ，１６ｂは、翼
１１ｂの腹側１８と翼１１ａの背側１７との圧力差を駆
動力として翼１１ｂの腹側１８から翼１１ａの背側１７
へ向う流路渦１９へと成長する。これら背側馬蹄形渦１
５ａ，１５ｂおよび腹側馬蹄形渦１６ａ，１６ｂは二次
流れ渦と称され、これら渦が発生するために駆動流体の
持つエネルギが失われ、タービン翼効率を低下させる要
因になっている（これを二次流れと称する）。特に、翼
１１ａ，１１ｂを横切る際、壁面１２に形成された境界
層を巻き上げながら翼１１ａの下流側へ流出する流路渦
１９は、二次流れ損失の大きな部分を占めており、この
流路渦１９を抑制することが二次流れ損失を低くしてタ
ービン翼効率を増加させる重要な因子になっている。
【００２０】流路渦１９を低く抑える手段として、図３
４で示したタービン動翼のように、翼有効部９の各断面
の重心を結んだ翼断面重心線ＧＬを、タービン軸２の中
心を通るラジアル線ＲＬおよびラジアル線ＲＬに平行移
動させたラジアル移動線ＳＬに対し傾斜角θ2 ，θ1 に
し、翼ルート部から折曲げ部分までの高さをｈ2 とし、
折曲げ部分から翼チップ部までの高さをｈ1 とする、い
わゆる逆「く」の字状に形成し、この逆「く」字から翼
ルート部に沿って流れる流路渦１９に押圧力を与えて流
路渦１９を低く抑えることが行われている。このよう
に、二次流れ損失をより一層低く抑制するには、ひとえ
に傾斜角θ1 ，θ2 および屈折位置ｈ1 ，ｈ2 との大小
に密接に関係している。
【００２１】ところで、傾斜角θ1 ，θ2 は、例えば特
開平６−２１２９０２号公報に示されているように、実
験や解析から適正な角度が分かっている。図３８に特開
平６−２１２９０２号公報から抜粋した傾斜角θ1 ，θ
2 とタービン段落効率比（ηｉ／η0 ）との関係を示
す。ここで、図中、縦軸は、タービン軸の周方向に傾斜
したタービン動翼のタービン段落効率（翼効率）ηｉと
タービン軸の周方向に傾斜していない、いわゆるストレ
ート動翼のタービン段落効率（翼効率）η0 との比（η
ｉ／η0 ）を示し、横軸は翼チップ部の傾斜角θ1 、翼
ルート部の傾斜角θ2 をそれぞれ示している。
【００２２】この図３８から、タービン段落効率比（η
ｉ／η0 ）がより高い値に相当する翼チップ部の傾斜角
θ1 および翼ルート部の傾斜角θ2 は、約１０°〜１５
°の範囲になる。翼チップ部の傾斜角θ1 および翼ルー
ト部の傾斜角θ2 を、１０°≦θ1 ，θ2 ≦１５°の範
囲から選択すると、図３４で示したタービン動翼の屈折
位置の範囲がほぼ決定される。すなわち、傾斜角θ1 ，
θ2 を、１０°≦θ1，θ2 ≦１５°の範囲から選択
し、翼高をＨ、翼チップ部から折曲げ部分までの高さを
ｈ1 、折曲げ部分から翼ルート部までの高さをｈ2 とす
るとき、図３４で示したタービン動翼の屈折位置を割り
出してみると、その位置は、図３９に示すように傾斜角
θ1 ＝１０°，θ2 ＝１０°あるいは傾斜角θ1 ＝２０
°，θ2 ＝２０°の場合、傾斜角の大小および翼高の大
小に無関係に高さ比ｈ1 ／Ｈ＝０．７になる。
【００２３】また、傾斜角θ1 ＝１０°，θ2 ＝１５°
の場合、高さ比ｈ1 ／Ｈ＝０．７７になり、傾斜角θ1
＝１５°，θ2 ＝１０°の場合、高さ比ｈ1 ／Ｈ＝０．
６２になる。つまり、翼ルート部を基準にした場合、高
さ比ｈ2 ／Ｈは、０．３，０．３３，０．３８になる。
【００２４】他方、タービン動翼は、翼ルート部から翼
チップ部までの翼高さＨｒを１．０と無次元化した場
合、図４０に示すように、翼高さＨｒ＝０〜０．４５あ
るいはＨｒ＝０．６〜１．０の範囲でエネルギ損失が大
きくなっている。
【００２５】この図４０に、図３９で求めた屈折位置と
して高さ比ｈ2 ／Ｈ＝０．３，０．３３，０．３８をプ
ロットとしてみると、エネルギ損失の高い値の範囲に位
置することになり、結局、図３４で示した従来のタービ
ン動翼は、翼ルート部に発生した偏心モーメントをゼロ
にしただけで、タービン翼効率の向上に寄与しておら
ず、二次流れ損失を抑制していない。特に、図３４で示
した従来のタービン動翼は、比較的短かい翼高にしか適
用できないが、比較的短かい翼高の方が長翼に較べて二
次流れ損失の占めるウエイトが高いだけに、偏心モーメ
ントのゼロ化とともにタービン翼効率の向上が必要とさ
れていた。
【００２６】本発明は、このような事情に基づいてなさ
れたもので、タービン翼効率の向上と相俟って翼ルート
部に発生する偏心モーメントのゼロ化を図ったタービン
動翼を提供することを目的とする。
【００２７】
【課題を解決するための手段】本発明に係るタービン動
翼は、上記目的を達成するために、請求項１に記載した
ように、タービン軸の周方向に沿って列状に植設され、
翼ルート部から翼チップ部の翼高さ方向に沿って順に翼
植込み部、翼有効部およびシュラウドを備えたタービン
動翼において、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横
断方向に沿う上記翼有効部の翼ルート部から翼中間部に
向って、上記タービン軸の中心および上記翼植込み部の
重心を通るラジアル線に対して傾斜状の直線に形成し、
上記翼中間部から翼チップ部に向って上記ラジアル線に
平行移動させたラジアル平行移動線に対して傾斜状の直
線に形成し、上記翼中間部を腹側方向に湾曲させて結ぶ
一方、上記翼有効部の重心の位置を上記ラジアル線を境
に腹側方向の位置に設定するとともに、上記シュラウド
の重心の位置を上記ラジアル平行移動線を境に背側方向
の位置に設定したものである。
【００２８】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項２に記載したように、請
求項２に記載したように、ラジアル平行移動線を、ラジ
アル線に対して背側方向に移動させたものである。
【００２９】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項３に記載したように、シ
ュラウドは、その厚みを内径側を基準に腹側から背側に
向って外径側を増加させたものである。
【００３０】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項４に記載したように、シ
ュラウドは、その厚みを外径側を基準に腹側から背側に
向って内径側を増加させたものである。
【００３１】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項５に記載したように、シ
ュラウドは、その厚みを内径側を基準に腹側から背側に
向って外径側を増加させるとともに、上記シュラウドの
外径側にシールフィンを設けたものである。
【００３２】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項６に記載したように、タ
ービン軸の周方向に沿って列状に植設され、翼ルート部
から翼チップ部の翼高さ方向に沿って順に翼植込み部、
翼有効部およびシュラウドを備えたタービン動翼におい
て、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向に沿
う上記翼有効部の翼ルート部から翼中間部に向って、上
記タービン軸の中心および上記翼植込み部の重心を通る
ラジアル線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間
部から翼チップ部に向って上記ラジアル線に平行移動さ
せたラジアル平行移動線に対して傾斜状の直線に形成
し、上記翼中間部を腹側方向に湾曲させて結ぶ一方、上
記翼有効部の重心の位置を上記ラジアル線を境に背側方
向の位置に設定するとともに、上記シュラウドの重心の
位置を上記ラジアル線を境に腹側方向の位置に設定した
ものである。
【００３３】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項７に記載したように、シ
ュラウドは、その厚みを内径側を基準に腹側から背側に
向って外径側を減少させたものである。
【００３４】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項８に記載したように、シ
ュラウドは、その厚みを外径側を基準に腹側から背側に
向って内径側を減少させたものである。
【００３５】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項９に記載したように、シ
ュラウドは、その厚みを内径側を基準に腹側から背側に
向って外径側を減少させるとともに、上記シュラウドの
外径側にシールフィンを設けたものである。
【００３６】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項１０に記載したように、
タービン軸の周方向に沿って列状に植設され、翼ルート
部から翼チップ部の翼高さ方向に沿って順に翼植込み
部、翼有効部およびシュラウドを備えたタービン動翼に
おいて、タービン駆動流体の流れ方向に沿う上記翼有効
部の翼ルート部から翼中間部に向って、上記タービン軸
の中心および上記翼植込み部の重心を通るラジアル線に
対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間部から翼チッ
プ部に向って上記ラジアル線に平行移動させたラジアル
平行移動線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間
部を前縁方向に湾曲させて結ぶ一方、上記翼有効部の重
心の位置を上記ラジアル平行移動線を境に前縁方向の位
置に設定するとともに、上記シュラウドの重心の位置を
上記ラジアル線を境に後縁方向の位置に設定したもので
ある。
【００３７】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項１１に記載したように、
ラジアル平行移動線を、ラジアル線に対して前縁方向に
移動させたものである。
【００３８】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項１２に記載したように、
シュラウドは、その厚みを内径側を基準に前縁から後縁
に向って外径側を増加させたものである。
【００３９】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項１３に記載したように、
シュラウドは、その厚みを外径側を基準に前縁から後縁
に向って内径側を増加させたものである。
【００４０】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項１４に記載したように、
シュラウドは、その厚みを外径側を基準に前縁から後縁
に向って内径側を曲面に形成して増加させたものであ
る。
【００４１】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項１５に記載したように、
シュラウドは、その厚みを内径側を基準に前縁から後縁
に向って外径側を階段状に形成して増加させたものであ
る。
【００４２】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項１６に記載したように、
シュラウドは、ラジアル線を境に後縁側に向ってシール
フィンを備えたものである。
【００４３】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項１７に記載したように、
タービン軸の周方向に沿って列状に植設され、翼ルート
部から翼チップ部の翼高さ方向に沿って順に翼植込み
部、翼有効部およびシュラウドを備えたタービン動翼に
おいて、タービン駆動流体の流れ方向に沿う上記翼有効
部の翼ルート部から翼中間部に向って、上記タービン軸
の中心および上記翼植込み部の重心を通るラジアル線に
対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間部から翼チッ
プ部に向って上記ラジアル線に平行移動させたラジアル
平行移動線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間
部を後縁方向に湾曲させて結ぶ一方、上記翼有効部の重
心の位置を上記ラジアル平行移動線を境に後縁方向の位
置に設定するとともに、上記シュラウドの重心の位置を
上記ラジアル線を境に前縁方向の位置に設定したもので
ある。
【００４４】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項１８に記載したように、
ラジアル平行移動線を、ラジアル線に対して後縁方向に
移動させたものである。
【００４５】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項１９に記載したように、
シュラウドは、その厚みを内径側を基準に前縁から後縁
に向って外径側を減少させたものである。
【００４６】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項２０に記載したように、
シュラウドは、その厚みを外径側を基準に前縁から後縁
に向って内径側を減少させたものである。
【００４７】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項２１に記載したように、
シュラウドは、その厚みを内径側を基準に前縁から後縁
に向って外径側を階段状に形成して減少させたものであ
る。
【００４８】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項２２に記載したように、
シュラウドは、ラジアル線を境に前縁側に向ってシール
フィンを備えたものである。
【００４９】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項２３に記載したように、
タービン軸の周方向に沿って列状に植設され、翼ルート
部から翼チップ部の翼高さ方向に沿って順に翼植込み
部、翼有効部およびシュラウドを備えたタービン動翼に
おいて、タービン駆動流体の流れ方向に沿う上記翼有効
部の翼ルート部から翼中間部に向って、上記タービン軸
の中心および上記翼植込み部の重心を通るラジアル線に
対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間部から翼チッ
プ部に向って上記ラジアル線の上記タービン駆動流体の
流れに沿って平行移動させたタービン駆動流体流れ側ラ
ジアル平行移動線に対して傾斜状の直線に形成し、上記
翼中間部を前縁方向に湾曲させて結び、上記翼有効部の
重心の位置を上記タービン駆動流体流れ側ラジアル平行
移動線を境に前縁方向の位置に設定し、上記シュラウド
の重心の位置を上記ラジアル線を境に後縁方向の位置に
設定する一方、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横
断方向に沿って上記翼有効部の翼ルート部から翼中間部
に向って上記ラジアル線に対して傾斜状の直線に形成
し、上記翼中間部から翼チップ部に向って上記ラジアル
線の上記タービン駆動流体流れ横断方向に沿って平行移
動させたタービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動
線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間部を腹側
方向に湾曲させて結び、上記翼有効部の重心の位置を上
記ラジアル線を境に腹側方向の位置に設定し、上記シュ
ラウドの重心の位置を上記タービン駆動流体流れ横断側
ラジアル平行移動線を境に背側方向の位置に設定したも
のである。
【００５０】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項２４に記載したように、
タービン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線をラジアル
線に対して前縁方向に移動させるとともに、タービン駆
動流体流れ横断側ラジアル平行移動線をラジアル線に対
して背側方向に移動させたものである。
【００５１】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項２５に記載したように、
タービン駆動流体流れに沿うシュラウドは、その厚みを
内径側を基準に前縁から後縁に向って外径側を増加させ
るとともに、タービン駆動流体流れ横断側に沿うシュラ
ウドはその厚みを内径側を基準に腹側から背側に向って
外径側を増加させたものである。
【００５２】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項２６に記載したように、
タービン駆動流体流れに沿うシュラウドは、その厚みを
外径側を基準に前縁から後縁に向って内径側を増加させ
るとともに、タービン駆動流体流れ横断側に沿うシュラ
ウドはその厚みを外径側を基準に腹側から背側に向って
内径側を増加させたものである。
【００５３】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項２７に記載したように、
タービン軸の周方向に沿って列状に植設され、翼ルート
部から翼チップ部の翼高さ方向に沿って順に翼植込み
部、翼有効部およびシュラウドを備えたタービン動翼に
おいて、タービン駆動流体の流れ方向に沿う上記翼有効
部の翼ルート部から翼中間部に向って、上記タービン軸
の中心および上記翼植込み部の重心を通るラジアル線に
対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間部から翼チッ
プ部に向って上記ラジアル線の上記タービン駆動流体の
流れに沿って平行移動させたタービン駆動流体流れ側ラ
ジアル平行移動線に対して傾斜状の直線に形成し、上記
翼中間部を後縁方向に湾曲させて結び、上記翼有効部の
重心の位置を上記タービン駆動流体流れ側ラジアル平行
移動線を境に後縁方向の位置に設定し、上記シュラウド
の重心の位置を上記ラジアル線を境に前縁方向の位置に
設定する一方、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横
断方向に沿って上記翼有効部の翼ルート部から翼中間部
に向って上記ラジアル線に対して傾斜状の直線に形成
し、上記翼中間部から翼チップ部に向って上記ラジアル
線の上記タービン駆動流体流れ横断方向に沿って平行移
動させたタービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動
線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間部を腹側
方向に湾曲させて結び、上記翼有効部の重心の位置を上
記ラジアル線を境に背側方向の位置に設定し、上記シュ
ラウドの重心の位置を上記ラジアル線を境に腹側方向の
位置に設定したものである。
【００５４】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項２８に記載したように、
タービン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線をラジアル
線に対して後縁方向に移動させるとともに、タービン駆
動流体流れ横断側ラジアル平行移動線をラジアル線に対
して背側方向に移動させたものである。
【００５５】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項２９に記載したように、
タービン駆動流体流れに沿うシュラウドは、その厚みを
外径側を基準に前縁から後縁に向って内径側を減少させ
るとともに、タービン駆動流体流れ横断側に沿うシュラ
ウドはその厚みを外径側を基準に腹側から背側に向って
内径側を減少させたものである。
【００５６】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項３０に記載したように、
タービン駆動流体流れに沿うシュラウドは、その厚みを
内径側を基準に前縁から後縁に向って外径側を減少させ
るとともに、タービン駆動流体流れ横断側に沿うシュラ
ウドはその厚みを内径側を基準に腹側から背側に向って
外径側を減少させたものである。
【００５７】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項３１に記載したように、
タービン軸の周方向に沿って列状に植設され、翼ルート
部から翼チップ部の翼高さ方向に沿って順に翼植込み
部、翼有効部およびシュラウドを備えたタービン動翼に
おいて、タービン駆動流体の流れ方向に沿う上記翼有効
部の翼ルート部から翼中間部に向って、上記タービン軸
の中心および上記翼植込み部の重心を通るラジアル線に
対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間部から翼チッ
プ部に向って上記ラジアル線の上記タービン駆動流体の
流れに沿って平行移動させたタービン駆動流体流れ側ラ
ジアル平行移動線に対して傾斜状の直線に形成し、上記
翼中間部を後縁方向に湾曲させて結び、上記翼有効部の
重心の位置を上記タービン駆動流体流れ側ラジアル平行
移動線を境に後縁方向の位置に設定し、上記シュラウド
の重心の位置を上記ラジアル線を境に前縁方向の位置に
設定する一方、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横
断方向に沿って上記翼有効部の翼ルート部から翼中間部
に向って上記ラジアル線に対して傾斜状の直線に形成
し、上記翼中間部から翼チップ部に向って上記ラジアル
線の上記タービン駆動流体流れ横断方向に沿って平行移
動させたタービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動
線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間部を腹側
方向に湾曲させて結び、上記翼有効部の重心の位置を上
記ラジアル線を境に腹側方向の位置に設定し、上記シュ
ラウドの重心の位置を上記タービン駆動流体流れ横断側
ラジアル平行移動線を境に背側方向の位置に設定したも
のである。
【００５８】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項３２に記載したように、
タービン駆動流体流れに沿うシュラウドは、その厚みを
外径側を基準に前縁から後縁に向って内径側を減少させ
るとともに、タービン駆動流体流れ横断側に沿うシュラ
ウドはその厚みを外径側を基準に腹側から背側に向って
内径側を増加させたものである。
【００５９】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項３３に記載したように、
タービン駆動流体流れに沿うシュラウドは、その厚みを
内径側を基準に前縁から後縁に向って外径側を減少させ
るとともに、タービン駆動流体流れ横断側に沿うシュラ
ウドはその厚みを内径側を基準に腹側から背側に向って
外径側を増加させたものである。
【００６０】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項３４に記載したように、
タービン軸の周方向に沿って列状に植設され、翼ルート
部から翼チップ部の翼高さ方向に沿って順に翼植込み
部、翼有効部およびシュラウドを備えたタービン動翼に
おいて、タービン駆動流体の流れ方向に沿う上記翼有効
部の翼ルート部から翼中間部に向って、上記タービン軸
の中心および上記翼植込み部の重心を通るラジアル線に
対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間部から翼チッ
プ部に向って上記ラジアル線の上記タービン駆動流体の
流れに沿って平行移動させたタービン駆動流体流れ側ラ
ジアル平行移動線に対して傾斜状の直線に形成し、上記
翼中間部を前縁方向に湾曲させて結び、上記翼有効部の
重心の位置を上記タービン駆動流体流れ側ラジアル平行
移動線を境に前縁方向の位置に設定し、上記シュラウド
の重心の位置を上記ラジアル線を境に後縁方向の位置に
設定する一方、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横
断方向に沿って上記翼有効部の翼ルート部から翼中間部
に向って上記ラジアル線に対して傾斜状の直線に形成
し、上記翼中間部から翼チップ部に向って上記ラジアル
線の上記タービン駆動流体流れ横断方向に沿って平行移
動させたタービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動
線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中間部を腹側
方向に湾曲させて結び、上記翼有効部の重心の位置を上
記ラジアル線を境に背側方向の位置に設定し、上記シュ
ラウドの重心の位置を上記ラジアル線を境に腹側方向の
位置に設定したものである。
【００６１】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項３５に記載したように、
タービン駆動流体流れに沿うシュラウドは、その厚みを
外径側を基準に前縁から後縁に向って内径側を増加させ
るとともに、タービン駆動流体流れ横断側に沿うシュラ
ウドはその厚みを外径側を基準に腹側から背側に向って
内径側を減少させたものである。
【００６２】また、本発明に係るタービン動翼は、上記
目的を達成するために、請求項３６に記載したように、
タービン駆動流体流れに沿うシュラウドは、その厚みを
内径側を基準に前縁から後縁に向って外径側を増加させ
るとともに、タービン駆動流体流れ横断側に沿うシュラ
ウドはその厚みを内径側を基準に腹側から背側に向って
外径側を減少させたものである。
【００６３】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係るタービン動翼
の実施形態を図面および図中に付した符号を引用して説
明する。
【００６４】図１は、本発明に係るタービン動翼の第１
実施形態を示す後縁出口側から見た概略図である。
【００６５】本実施形態に係るタービン動翼は、タービ
ン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向に沿って翼列を
形成し、翼チップ部（翼先端部）にシュラウド２０を、
翼中間部分に翼有効部２１を、翼ルート部（翼底部）に
翼植込み部２２をそれぞれ備えた構成になっている。
【００６６】翼チップ部におけるシュラウド２０は、翼
有効部２１から削り出されてスナッバカバー構造に形成
されており、運転中に発生する振動をスナッバカバー構
造の摩擦力を利用して抑制するようになっている。
【００６７】また、翼ルート部における翼植込み部２２
は、翼有効部２１に連続一体として形成されており、タ
ービン軸２３の周方向（回転方向）に沿って列状に植設
されている。
【００６８】一方、翼中間部分における翼有効部２１
は、翼ルート部から翼チップ部に向って翼素を積み重ね
たもので、各翼素の重心を結んだ翼断面重心線ＧＬｔ
を、翼ルート部から翼中間部に向って腹側２４方向に、
また、翼中間部から翼チップ部までに向って背側２５方
向にそれぞれ転向させるとともに、翼中間部で腹側２４
方向に向って凸状に湾曲させて結ぶようになっている。
【００６９】また、翼ルート部から翼中間部の腹側２４
に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔは、タービン軸２３
の中心および翼植込み部２２の重心ＧＤｔを通るラジア
ル線ＲＬｔに対し、角度θｔ2 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル線ＲＬｔに投影した場合の高さ
がｌｔ2 になっている。
【００７０】また、翼中間部から翼チップ部の背側２５
に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔは、ラジアル線ＲＬ
ｔから背側２５の方向に向って平行移動させたラジアル
平行移動線ＲＰｔに対し、角度θｔ1 に傾斜させて直線
に形成し、その直線をラジアル平行移動線ＲＰｔに投影
した場合の高さがｌｔ1 になっている。このため、ター
ビン動翼は、翼断面重心線ＧＬｔがラジアル線ＲＬｔに
一致しておらず、また、翼有効部２１の重心ＧＢｔが翼
植込み部２２の重心ＧＤｔに対し、腹側２４の方向（回
転方向と逆方向）に位置するので、運転中、翼有効部２
１の翼ルート部および翼植込み部２２のそれぞれにモー
メントＭが発生する。
【００７１】本実施形態では、運転中、翼有効部２１の
翼ルート部および翼植込み部２２のそれぞれに発生する
モーメントＭをゼロにする逆向きのモーメントｍを発生
させるために、翼有効部２１の重心ＧＢｔに対し、シュ
ラウド２０の重心ＧＳｔを、ラジアル平行移動線ＲＰｔ
を境に背側２５側に設定したものである。
【００７２】今、翼有効部２１は、図２に示すように、
タービン軸２３の中心を通るラジアル線ＲＬｔと任意の
翼断面における重心ＧＢｔｉとの距離をＸｉとし、任意
の翼断面における質量をＧi とし、角速度をｗとし、任
意の翼断面における半径をＲｉとするとき、その任意の
翼断面に発生する遠心力Ｆｉを、
【数２】Ｆｉ＝Ｇｉ×Ｒｉ×ｗ2 として表すことができる。
【００７３】また、任意の翼断面におけるモーメントＭ
ｉは、
【数３】Ｍｉ＝ＦｉＸｉ として表すことができる。
【００７４】したがって、任意の翼断面におけるモーメ
ントＭｉをラジアル線Ｒｔの外側方向に向って積算した
全モーメントＭは、
【数４】Ｍ＝ΣＦｉ×Ｘｉ＝ΣＭｉ となる。
【００７５】一方、シュラウド２０は、タービン軸２３
の中心を通るラジアル線Ｒｔと任意の断面における重心
ＧＳｔｉとの距離をｔｉとし、任意の断面における質量
をｇｉとし、角速度をｗとし、任意の断面における半径
をｒｉとするとき、その任意の断面に発生する遠心力ｆ
ｉを、
【数５】ｆｉ＝ｇｉ×ｒｉ×ｗ2 として表すことができる。
【００７６】また、任意の翼断面におけるモーメントｍ
ｉは、
【数６】ｍｉ＝ｆｉｘｉ として表すことができる。
【００７７】したがって、任意の翼断面におけるモーメ
ントｍｉをラジアル線ＲＬｔの半径方向に向って積算し
た全モーメントｍは、
【数７】ｍ＝Σｆｉ×ｘｉ＝Σｍｉ となる。つまり、タービン動翼は、翼有効部２１の翼ル
ート部に、翼有効部２１に発生するモーメントＭと、シ
ュラウド２０に発生するモーメントｍとの総和モーメン
ト（Ｍ＋ｍ）を発生させている。
【００７８】しかし、本実施形態では、タービン軸２３
の中心を通るラジアル線ＲＬｔを境に、腹側２４の方向
に翼有効部２１の重心ＧＢｔを設定するとともに、翼有
効部２１に発生するモーメントＭをシュラウド２０に発
生するモーメントｍで打ち消すことができるように、シ
ュラウド２０の重心ＧＳｔをラジアル平行移動線ＲＰｔ
を境に背側２５側の位置に設定したので、翼有効部２１
の翼ルート部に発生する総和モーメント（Ｍ＋ｍ）に基
づく応力値をゼロにすることができ、翼有効部２１に強
度の高い状態を維持させることができる。
【００７９】また、本実施形態では、翼ルート部から翼
中間部の腹側２４に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔを
ラジアル線ＲＬｔに対し、傾斜させて直線に形成し、翼
中間部から翼チップ部の背側２５側に向って延びる翼断
面重心線ＧＬｔをラジアル平行移動線ＲＰｔに対し、傾
斜させて直線に形成する一方、翼中間部を腹側２４に向
って凸状に湾曲させて結んだので、翼ルート部における
傾斜状の直線の押圧力を利用して二次流れ損失を低く抑
えることができ、翼中間部における湾曲を利用してター
ビン駆動流体の流れを円滑化することができ、タービン
翼効率を向上させることができる。
【００８０】図３は、本発明に係るタービン動翼の第２
実施形態を示す後縁出口側から見た概略図である。な
お、第１実施形態の構成部分と同一部分または対応する
部分には、同一符号を付す。
【００８１】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１から削り出されてスナッバカバー構造に形成した
シュラウド２０の厚みを、その腹側２４からその背側２
５に向って厚くする際、内径側（翼有効部２１側）を基
準に、外径側に向って徐々に厚くするとともに、シュラ
ウド２０の重心ＧＳｔを、第１実施形態と同様に、ラジ
アル平行移動線ＲＰｔを境に背側２５側の位置に設定し
たものである。なお、他の構成は、第１実施形態と同一
なので、その説明を省略する。
【００８２】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、腹側２４から背側２５に向って増加させる
際、内径側を基準に外径側に向って増加させる一方、翼
有効部２１の重心ＧＢｔをラジアル線ＲＬｔを境に腹側
２４方向の位置に設定し、翼有効部２１に発生するモー
メントをシュラウド２０に発生するモーメントで打ち消
すことができるように、シュラウド２０の重心ＧＳｔを
ラジアル平行移動線ＲＰｔを境に背側２５方向の位置に
設定し、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメン
トを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態を維
持させて安定運転を行わせることができる。
【００８３】図４は、本発明に係るタービン動翼の第３
実施形態を示す後縁出口側から見た概略図である。な
お、第１実施形態の構成部分と同一部分または対応する
部分には同一符号を付す。
【００８４】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１から削り出されたスナッバカバー構造に形成した
シュラウド２０を、その腹側２４からその背側２５に向
って厚くする際、第２実施形態と異なり、外径側を基準
に、内径側（翼有効部２１側）に向って徐々に厚くする
とともに、シュラウド２０の重心ＧＳｔを第１実施形態
と同様に、ラジアル平行移動線ＲＰｔよりも背側２５方
向の位置に設定したものである。
【００８５】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、腹側２４から背側２５側に向って増加させ
る際、外径側を基準に内径側に向って増加させる一方、
翼有効部２１の重心ＧＢｔをラジアル線ＲＬｔを境に腹
側２４方向の位置に設定し、翼有効部２１に発生するモ
ーメントをシュラウド２０に発生するモーメントで打ち
消すことができるように、シュラウド２０の重心ＧＳｔ
をラジアル平行移動線ＲＰｔを境に背側２５方向の位置
に設定し、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメ
ントを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態を
維持させて安定運転を行わせることができる。
【００８６】図５は、本発明に係るタービン動翼の第４
実施形態を示す概略図で、（ａ）は後縁出口側から見た
図を、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ矢視方向（タービン軸の
軸方向）から見た図をそれぞれ示している。なお、第１
実施形態の構成部分と同一部分または対応する部分には
同一符号を付す。
【００８７】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１から削り出されてスナッバカバー構造に形成した
シュラウド２の厚みを、その腹側２４からその背側２５
側に向って厚くする際、内径側（翼有効部２１側）を基
準に、外径側に向って徐々に厚くするとともに、シュラ
ウド２０の重心ＧＳｔを第１実施形態と同様に、ラジア
ル平行移動線ＲＰｔを境に背側２５方向の位置に設定す
る一方、シュラウド２０の外径側にシールフィン２６を
設けたものである。
【００８８】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、腹側２４から背側２５側に向って増加させ
る際、内径側を基準に外径側に向って増加させ、翼有効
部２１の重心ＧＢｔをラジアル線ＲＬｔを境に腹側２４
方向の位置に設定し、翼有効部２１に発生するモーメン
トをシュラウド２０に発生するモーメントで打ち消すこ
とができるように、シュラウド２０の重心ＧＳｔをラジ
アル平行移動線を境に背側２５側の位置に設定し、翼有
効部２１の翼ルート部に発生するモーメントを抑制する
一方、シュラウド２０の外径側にシールフィン２６を設
けてタービン駆動流体の漏洩防止を図ったので、タービ
ン動翼の安定運転の下、タービン駆動流体により多くの
仕事をさせることができる。
【００８９】図６は、本発明に係るタービン動翼の第５
実施形態を示す後縁出口側から見た概略図である。な
お、第１実施形態の構成部分と同一部分または対応する
部分には同一符号を付す。
【００９０】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１の形状を第１実施形態と同様に形成するととも
に、翼有効部２１の重心ＧＢｔを、ラジアル線ＲＬｔを
境に背側２５方向の位置に設定したのに対し、シュラウ
ド２０の重心ＧＳｔを、ラジアル線ＲＬｔを境に翼有効
部２１の腹側２４方向の位置に設定したものである。
【００９１】このように、本実施形態は、翼有効部２１
の重心ＧＢｔを、ラジアル線ＲＬｔを境に背側２５方向
の位置に設定し、翼有効部２１に発生するモーメントを
シュラウド２０に発生するモーメントで打ち消すことが
できるように、シュラウド２０の重心ＧＳｔをラジアル
線ＲＬｔを境に翼有効部２１の腹側２４方向の位置に設
定し、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメント
を抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態を維持
させて安定運転を行わせることができる。
【００９２】図７は、本発明に係るタービン動翼の第６
実施形態を示す後縁出口側から見た概略図である。な
お、第１実施形態の構成部分と同一部分または対応する
部分には同一符号を付す。
【００９３】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１の形状を第５実施形態と同様に形成するととも
に、翼有効部２１の重心ＧＢｔを、ラジアル線ＲＬｔを
境に背側２５側の位置に設定するのに対し、シュラウド
２０の重心ＧＳｔを、ラジアル線ＲＬｔを境に翼有効部
２１の腹側２４方向の位置に設定する一方、シュラウド
２０の厚みを、その腹側２４からその背側２５に向って
薄くする際、内径側（翼有効部２１側）を基準に、外径
側を徐々に薄く形成したものである。
【００９４】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、腹側２４から背側２５に向って薄くさせる
際、内径側を基準に外径側を薄くさせる一方、翼有効部
２１の重心ＧＢｔを、ラジアル線ＲＬｔを境に背側２５
方向の位置に設定し、翼有効部２１に発生するモーメン
トをシュラウド２０に発生するモーメントで打ち消すこ
とができるように、シュラウド２０の重心ＧＳｔをラジ
アル線ＲＬｔを境に翼有効部２１の腹側２４方向の位置
に設定し、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメ
ントを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態を
維持させて安定運転を行わせることができる。
【００９５】図８は、本発明に係るタービン動翼の第７
実施形態を示す後縁出口側から見た概略図である。な
お、第１実施形態の構成部分と同一部分または対応する
部分には同一符号を付す。
【００９６】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１の形状を第５実施形態と同様に形成するととも
に、翼有効部２１の重心ＧＢｔを、ラジアル線ＲＬｔを
境に背側２５側の位置に設定するのに対し、シュラウド
２０の重心ＧＳｔを、ラジアル線ＲＬｔを境に翼有効部
２１の腹側２４方向の位置に設定する一方、シュラウド
２０の厚みを、その腹側２４からその背側２５に向って
薄くする際、外径側を基準に、内径側（翼有効部２１
側）に徐々に薄く形成したものである。
【００９７】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、腹側２４から背側２５に向って薄くさせる
際、外径側を基準に、内径側を薄くさせる一方、翼有効
部２１の重心ＧＢｔを、ラジアル線ＲＬｔを境に腹側２
４方向の位置に設定し、翼有効部２１に発生するモーメ
ントをシュラウド２０に発生するモーメントで打ち消す
ことができるように、シュラウド２０の重心ＧＳｔをラ
ジアル線ＲＬｔを境に翼有効部２１の背側２４方向の位
置に設定し、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモー
メントを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態
を維持させて安定運転を行わせることができる。
【００９８】図９は、本発明に係るタービン動翼の第８
実施形態を示す概略図で、（ａ）は後縁出口側から見た
図を、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視方向（タービン軸の
軸方向）から見た図をそれぞれ示している。なお、第１
実施形態の構成部分と同一部分または対応する部分には
同一符号を付す。
【００９９】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１から削り出されたスナッバカバー構造に形成した
シュラウド２０の厚みを、その腹側２４からその背側２
５に向って薄くする際、内径側（翼有効部２１側）を基
準に、外径側を徐々に薄くするとともに、シュラウド２
０の重心ＧＳｔをラジアル線ＲＬｔを境に翼有効部２１
の腹側２４方向の位置に設定するのに対し、翼有効部２
１の重心ＧＢｔをラジアル線ＲＬｔを境に背側２５方向
の位置に設定する一方、シュラウド２０の外径側にシー
ルフィン２６を設けたものである。
【０１００】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、腹側２４から背側２５に向って薄くさせる
際、内径側を基準に外径側を薄くさせ、翼有効部２１の
重心ＧＢｔをラジアル線ＲＬｔを境に背側２５方向に位
置に設定し、翼有効部２１に発生するモーメントをシュ
ラウド２０に発生するモーメントで打ち消すことができ
るように、シュラウド２０の重心ＧＳｔをラジアル線Ｒ
Ｌｔを境に翼有効部２１の腹側２４方向の位置に設定
し、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメントを
抑制する一方、シュラウド２０の外径側にシールフィン
２６を設けてタービン駆動流体の漏洩防止を図ったの
で、タービン動翼の安定運転の下、タービン駆動流体に
より多くの仕事をさせることができる。
【０１０１】図１０は、本発明に係るタービン動翼の第
９実施形態を示すタービン軸の軸方向（子午面方向）に
沿って見た概略図である。なお、第１実施形態の構成部
分と同一部分または対応する部分には同一符号を付す。
【０１０２】本実施形態に係るタービン動翼は、タービ
ン駆動流体の流れ方向に沿う翼ルート部から翼チップ部
に向って翼素を積み重ね、各翼素の重心を結んだ翼断面
重心線ＧＬａを、翼ルート部から翼中間部に向いタービ
ン駆動流体の上流側に臨む前縁２７の方向に、また、翼
中間部から翼チップ部に向って後縁２８の方向にそれぞ
れ転向させるとともに、翼中間部でタービン駆動流体の
上流側に臨む前縁２７に向って凸状に湾曲させて結んだ
構成になっている。
【０１０３】また、翼ルート部から翼中間部の前縁２７
に向って延びる翼断面重心線ＧＬａは、タービン軸２３
の中心および翼植込み部２２の重心ＧＤａを通るラジア
ル線ＲＬａに対し、角度θａ2 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル線ＲＬａに投影した場合の高さ
がｌａ2 になっている。
【０１０４】また、翼中間部から翼チップ部の後縁２８
に向って延びる翼断面重心線ＧＬａは、ラジアル線ＲＬ
ａから前縁２７に向って平行移動させたラジアル平行移
動線ＲＰａに対し、角度θａ1 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル平行移動線ＲＰａに投影した場
合の高さがｌａ1 になっている。このため、タービン動
翼は、翼断面重心線ＧＬａがラジアル線ＲＬａに一致し
ておらず、また翼有効部２１の重心ＧＢａが翼植込み部
２２の重心ＧＤａに対し、前縁２７の方向に位置するの
で、運転中、翼有効部２１の翼ルート部および翼植込み
部２２のそれぞれにモーメントが発生する。
【０１０５】本実施形態では、運転中、翼有効部２１の
翼ルート部および翼植込み部２２のそれぞれに発生する
モーメントをゼロにする逆向きのモーメントを発生させ
るために、翼有効部２１の重心ＧＢａをラジアル平行線
ＲＰａを境に前縁２７方向の位置に設定したのに対し、
シュラウド２０の重心ＧＳａをラジアル線ＲＬａを境に
後縁２８方向の位置に設定したものである。
【０１０６】このように、本実施形態は、ラジアル平行
移動線ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に翼有効部２１
の重心ＧＢａを設定するとともに、翼有効部２１に発生
するモーメントをシュラウド２０に発生するモーメント
で打ち消すことができるように、シュラウド２０の重心
ＧＳａをラジアル線ＲＬａを境に後縁２８方向の位置に
設定したので、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモ
ーメントをゼロにすることができ、翼有効部２１に強度
の高い状態を維持させることができる。
【０１０７】また、本実施形態では、翼ルート部から翼
中間部の前縁２７に向って延びる翼断面重心線ＧＬａを
ラジアル線ＲＬａに対し、傾斜させて直線に形成し、翼
中間部から翼チップ部の後縁２８に向って延びる翼断面
重心線ＧＬａをラジアル平行移動線ＲＰａに対し、傾斜
させて直線に形成する一方、翼中間部を前縁２７に向っ
て凸状に湾曲させて結んだので、翼ルート部における傾
斜状の直線の押圧力を利用して二次流れ損失を低く抑え
ることができ、翼中間部における湾曲を利用してタービ
ン駆動流体の流れを円滑化することができ、タービン翼
効率を向上させることができる。
【０１０８】図１１は、本発明に係るタービン動翼の第
１０実施形態を示すタービン軸の軸方向（子午面方向）
に沿って見た概略図である。なお、第９実施形態の構成
部分と同一部分または対応する部分には同一符号を付
す。
【０１０９】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１から削り出されたスナッバカバー構造に形成した
シュラウド２０を、その前縁２７からその後縁２８に向
って厚くする際、内径側（翼有効部２１側）を基準に、
外径に向って徐々に厚くするとともに、シュラウド２０
の重心ＧＳａを、第９実施形態と同様に、ラジアル線Ｒ
Ｌａを境に後縁２８方向の位置に設定したものである。
なお、他の構成は、第９実施形態と同一なので、その説
明を省略する。
【０１１０】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８側に向って厚くする
際、内径側を基準に外径側に向って増加させる一方、翼
有効部２１の重心ＧＢａをラジアル平行移動線ＲＰａを
境に前縁２７方向の位置に設定し、翼有効部２１に発生
するモーメントを、シュラウド２０に発生するモーメン
トで打ち消すことができるように、シュラウド２０の重
心ＧＳａをラジアル線ＲＬａを境に後縁２８方向の位置
に設定し、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメ
ントを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態を
維持させて安定運転を行わせることができる。
【０１１１】図１２は、本発明に係るタービン動翼の第
１１実施形態を示すタービン軸の軸方向（子午面方向）
に沿って見た概略図である。なお、第９実施形態の構成
部分と同一部分または対応する部分には同一符号を付
す。
【０１１２】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１から削り出されてスナッバカバー構造に形成した
シュラウド２０を、その前縁２７から後縁２８に向って
厚くする際、外径側を基準に、内径側（翼有効部２１
側）に向って徐々に厚くするとともに、シュラウド２０
の重心ＧＳａを、第９実施形態と同様に、ラジアル線Ｒ
Ｌａを境に後縁２８方向の位置に設定したものである。
【０１１３】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８に向って増加させる
際、外径側を基準に内径側に向って増加させる一方、翼
有効部２１の重心ＧＢａをラジアル平行移動線ＲＰａを
境に前縁２７方向の位置に設定し、翼有効部２１に発生
するモーメントを、シュラウド２０に発生するモーメン
トで打ち消すことができるように、シュラウド２０の重
心ＧＳａをラジアル線ＲＬａを境に後縁２８方向の位置
に設定し、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメ
ントを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態を
維持させて安定運転を行わせることができる。
【０１１４】図１３は、本発明に係るタービン動翼の第
１２実施形態を示すタービン軸の軸方向（子午面方向）
に沿って見た概略図である。なお、第９実施形態の構成
部分と同一部分または対応する部分には同一符号を付
す。
【０１１５】本実施形態に係るタービン動翼は、シュラ
ウド２０の厚みを、前縁２７から後縁２８側に向って厚
くする際、外径側を基準に内径側（翼有効部２１側）に
向って曲面２９にして増加させたものである。つまり、
翼有効部２１の後縁２８を絞り通路３０に形成したもの
である。なお、他の構成は、第１１実施形態と同一なの
で、その説明を省略する。
【０１１６】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８に向って増加させる
際、外径側を基準に内径側に向って曲面２９にして増加
させる一方、翼有効部２１の重心ＧＢａを第１１実施形
態と同様に、ラジアル平行移動線ＲＰａを境に前縁２７
方向の位置に設定し、翼有効部２１に発生するモーメン
トを、シュラウド２０に発生するモーメントで打ち消す
ことができるように、シュラウド２０の重心ＧＳａをラ
ジアル線ＲＬａを境に後縁２８方向の位置に設定し、翼
有効部２１の翼ルート部に発生するモーメントを抑制し
たので、翼有効部２１に強度の高い状態を維持させて安
定運転を行わせることができる。なお、シュラウド２０
の内径側を曲面２９にし、翼有効部２１の後縁２８を絞
り通路３０に形成すると、タービン駆動流体が翼有効部
２１の中間部に集まるので、タービン翼効率を向上させ
る上で、有利になる。
【０１１７】図１４は、本発明に係るタービン動翼の第
１３実施形態を示すタービン軸の軸方向（子午面方向）
に沿って見た概略図である。なお、第９実施形態の構成
部分と同一部分または対応する部分には同一符号を付
す。
【０１１８】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１から削り出されたスナッバカバー構造に形成した
シュラウド２０の厚みを、前縁２７から後縁２８に向っ
て増加させる際、内径側（翼有効部２１側）を基準に外
径側に向って階段状に厚く形成したものである。
【０１１９】このように本実施形態は、シュラウド２０
の厚みを前縁２７から後縁２８に向って増加させる際、
階段状に厚く形成し、翼有効部２１の重心ＧＢａを第９
実施形態と同様に、ラジアル平行移動線ＲＰａを境に前
縁２７方向の位置に設定し、翼有効部２１に発生するモ
ーメントを、シュラウド２０に発生するモーメントで打
ち消すことができるように、シュラウド２０の重心ＧＳ
ａをラジアル線ＲＬａを境に後縁２８方向の位置に設定
し、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメントを
抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態に維持さ
せて安定運転を行わせることができる。
【０１２０】図１５は、本発明に係るタービン動翼の第
１４実施形態を示すタービン軸の軸方向（子午面方向）
に沿って見た概略図である。なお、第９実施形態の構成
部分と同一部分または対応する部分には同一符号を付
す。
【０１２１】本実施形態に係るタービン動翼は、シュラ
ウド２０に設けたシールフィン２６を、ラジアル線ＲＬ
ａを境に後縁２８方向まで延ばして配置するとともに、
シュラウド２０の重心ＧＳａをラジアル線ＲＬａを境に
後縁２８方向の位置に設定する一方、翼有効部２１の重
心ＧＢａを第９実施形態と同様に、ラジアル平行移動線
ＲＰａを境に前縁２７方向の位置に設定し、翼有効部２
１に発生するモーメントを、シュラウド２０に発生する
モーメントで打ち消すことができるようにしたものであ
る。
【０１２２】このように、本実施形態は、翼有効部２１
に発生するモーメントを、シュラウド２０に発生するモ
ーメントで打ち消すことができるように、ラジアル線Ｒ
Ｌａから後縁２８に亘ってシュラウド２０にシールフィ
ン２６を設置するとともに、重心ＧＳａをラジアル線Ｒ
Ｌａを境に後縁２８方向の位置に設定し、翼有効部２１
の翼ルート部に発生するモーメントを抑制したので、翼
有効部２１に強度の高い状態を維持させて安定運転を行
わせることができる。
【０１２３】図１６は、本発明に係るタービン動翼の第
１５実施形態を示すタービン軸の軸方向（子午面方向）
に沿って見た概略図である。なお、第９実施形態の構成
部分と同一部分または対応する部分には同一符号を付
す。
【０１２４】本実施形態に係るタービン動翼は、翼ルー
ト部から翼チップ部に向って翼素を積み重ね、各翼素の
重心を結んだ翼断面重心線ＧＬａを、翼ルート部から翼
中間部に向いタービン駆動流体の下流側に臨む後縁２８
の方向に、また翼中間部から翼チップ部に向って前縁２
７の方向にそれぞれ転向させるとともに、翼中間部でタ
ービン駆動流体の下流側に臨む後縁２８に向って凸状に
湾曲させて結んだ構成になっている。
【０１２５】また、翼ルート部から翼中間部の後縁２８
に向って延びる翼断面重心線ＧＬａは、タービン軸２３
の中心および翼植込み部２２の重心ＧＤａを通るラジア
ル線ＲＬａに対し、角度θａ2 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル線ＲＬａに投影した場合の高さ
がｌａ2 になっている。
【０１２６】また、翼中間部から翼チップ部の前縁２７
に向って延びる翼断面重心線ＧＬａは、ラジアル線ＲＬ
ａから後縁２８に向って平行移動させたラジアル平行移
動線ＲＰａに対し、角度θａ1 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル平行移動線ＲＰａに投影した場
合の高さがｌａ1 になっている。このため、タービン動
翼は、翼断面重心線ＧＬａがラジアル線ＲＬａに一致し
ておらず、また翼有効部２１の重心ＧＢａが翼植込み部
２２の重心ＧＤａに対し、後縁２８の方向に位置するの
で、運転中、翼有効部２１の翼ルート部および翼植込み
部２２のそれぞれにモーメントが発生する。
【０１２７】本実施形態では、運転中、翼有効部２１の
翼ルート部および翼植込み部２２のそれぞれに発生する
モーメントをゼロにする逆向きのモーメントを発生させ
るために、翼有効部２１の重心ＧＢａをラジアル平行移
動線ＲＰａを境に後縁２８方向の位置に設定したのに対
し、シュラウド２０の重心ＧＳａをラジアル線ＲＬａを
境に前縁２７方向の位置に設定したものである。
【０１２８】このように、本実施形態は、ラジアル平行
移動線ＲＰａを境に後縁２８方向の位置に翼有効部２１
の重心ＧＢａを設定するとともに、翼有効部２１に発生
するモーメントをシュラウド２０に発生するモーメント
で打ち消すことができるように、シュラウド２０の重心
ＧＳａをラジアル線ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に
設定したので、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモ
ーメントをゼロにすることができ、翼有効部２１に強度
の高い状態を維持させることができる。
【０１２９】また、本実施形態では、翼ルート部から翼
中間部の後縁２８に向って延びる翼断面重心線ＧＬａを
ラジアル線ＲＬａに対し、傾斜させて直線に形成し、翼
中間部から翼チップ部の前縁２７に向って延びる翼断面
重心線ＧＬａをラジアル平行移動線ＲＰａに対し、傾斜
させて直線に形成する一方、翼中間部を後縁２８に向っ
て凸状に湾曲させて結んだので、翼ルート部における傾
斜状の直線の押圧力を利用して二次流れ損失を低く抑え
ることができ、翼中間部における湾曲を利用してタービ
ン駆動流体の流れを円滑化することができ、タービン翼
効率を向上させることができる。
【０１３０】図１７は、本発明に係るタービン動翼の第
１６実施形態を示すタービン軸の軸方向（子午面方向）
に沿って見た概略図である。なお、第１５実施形態の構
成部分と同一部分または対応する部分には同一符号を付
す。
【０１３１】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１から削り出されたスナッバカバー構造に形成した
シュラウド２０の厚みを、その前縁２７からその後縁２
８方向に向って薄くする際、内径側（翼有効部２１側）
を基準に、外径側に向って徐々に薄くするとともに、シ
ュラウド２０の重心ＧＳａを第１５実施形態と同様に、
ラジアル線ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に設定した
ものである。なお、他の構成は、第１５実施形態と同一
なので、その説明を省略する。
【０１３２】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８側に向って薄くする
際、内径側を基準に外径側を薄くさせる一方、翼有効部
２１の重心ＧＢａをラジアル平行移動線ＲＰａを境に後
縁２８方向の位置に設定し、翼有効部２１に発生するモ
ーメントを、シュラウド２０に発生するモーメントで打
ち消すことができるように、シュラウド２０の重心ＧＳ
ａをラジアル線ＲＬａを境に前縁２８方向の位置に設定
し、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメントを
抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態を維持さ
せて安定運転を行わせることができる。
【０１３３】図１８は、本発明に係るタービン動翼の第
１７実施形態を示すタービン軸の軸方向（子午面方向）
に沿って見た概略図である。なお、第１５実施形態の構
成部分と同一部分または対応する部分には同一符号を付
す。
【０１３４】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１から削り出されたスナッバカバー構造に形成した
シュラウド２０の厚みを、その前縁２７からその後縁２
８に向って薄くする際、外径側を基準に、内径側（翼有
効部２１側）を徐々に薄くするとともに、シュラウド２
０の重心ＧＳａを第１５実施形態と同様に、ラジアル線
ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に設定したものであ
る。なお、他の構成は、第１５実施形態と同一なので、
その説明を省略する。
【０１３５】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８側方向に向って薄く
する際、外径側を基準に内径側を薄くさせる一方、翼有
効部２１の重心ＧＢａをラジアル平行移動線ＲＰａを境
に後縁２８方向の位置に設定し、翼有効部２１に発生す
るモーメントを、シュラウド２０に発生するモーメント
で打ち消すことができるように、シュラウド２０の重心
ＧＳａをラジアル線ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に
設定し、翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメン
トを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態を維
持させ安定運転を行わせることができる。
【０１３６】図１９は、本発明に係るタービン動翼の第
１８実施形態を示すタービン軸の軸方向（子午面方向）
に沿って見た概略図である。なお、第１５実施形態の構
成部分と同一部分または対応する部分には同一符号を付
す。
【０１３７】本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効
部２１から削り出されたスナッバカバー構造に形成した
シュラウド２０の厚みを、その前縁２７からその後縁２
８に向って薄くする際、内径側（翼有効部２１側）を基
準に外径側を階段状に薄く形成したものである。
【０１３８】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを前縁２７から後縁２８に向って薄くさせる
際、階段状に薄く形成し、翼有効部２１の重心ＧＢａを
ラジアル平行移動線ＲＰａを境に後縁２８方向の位置に
設定し、翼有効部２１に発生するモーメントを、シュラ
ウド２０に発生するモーメントで打ち消すことができる
ように、シュラウド２０の重心ＧＳａをラジアル線ＲＬ
ａを境に前縁２７方向の位置に設定し、翼有効部２１の
翼ルート部に発生するモーメントを抑制したので、翼有
効部２１に強度の高い状態を維持させて安定運転を行わ
せることができる。
【０１３９】図２０は、本発明に係るタービン動翼の第
１９実施形態を示すタービン軸の軸方向（子午面方向）
に沿って見た概略図である。なお、第１５実施形態の構
成部分と同一部分または対応する部分には同一符号を付
す。
【０１４０】本実施形態に係るタービン動翼は、シュラ
ウド２０に設けたシールフィン２６を、翼有効部２１の
前縁２７からラジアル線ＲＬａに向って設置するととも
に、シュラウド２０の重心ＧＳａをラジアル線ＲＬａを
境に前縁２７方向の位置に設定する一方、翼有効部２１
の重心ＧＢａをラジアル平行移動線ＲＰａを境に後縁２
８方向の位置に設定し、翼有効部２１に発生するモーメ
ントを、シュラウド２０に発生するモーメントで打ち消
すことができるようにしたものである。
【０１４１】このように、本実施形態では、翼有効部２
１に発生するモーメントを、シュラウド２０に発生する
モーメントで打ち消すことができるように、翼有効部２
１の前縁２７からラジアル線ＲＬａに亘ってシュラウド
２０にシールフィン２６を設置するとともに、重心ＧＳ
ａを前縁２７方向の位置に設定し、翼有効部２１の翼ル
ート部に発生するモーメントを抑制したので、翼有効部
２１に強度の高い状態を維持させて安定運転を行わせる
ことができる。
【０１４２】図２１は、本発明に係るタービン動翼の第
２０実施形態を示す概略図で、（ａ）は、タービン軸の
軸方向（子午面方向）に沿って見た図を、（ｂ）は、
（ａ）のＣ−Ｃ矢視方向から見た図をそれぞれ示してい
る。
【０１４３】本実施形態に係るタービン動翼は、翼チッ
プ部から翼ルート部に向って順にスナッバカバー構造の
シュラウド２０、翼有効部２１およびタービン軸２３の
周方向に沿って列状に植設する翼植込み部２２を備えて
いる。
【０１４４】また、タービン駆動流体の流れ方向に沿う
（タービン軸２３の軸方向）翼有効部２１は、図２１の
（ａ）に示すように、各翼素の重心を結んだ翼断面重心
線ＧＬａを、翼ルート部から翼中間部に向いタービン駆
動流体の上流側に臨む前縁２７方向に、また翼中間部か
ら翼チップ部に向って後縁２８方向にそれぞれ転向させ
るとともに、翼中間部でタービン駆動流体の上流側に臨
む前縁２７方向に向って凸状に湾曲させて結ぶ構成にな
っている。
【０１４５】また、翼ルート部から翼中間部の前縁２７
に向って延びる翼断面重心線ＧＬａは、タービン軸２３
の中心および翼植込み部２２の重心ＧＤａを通るラジア
ル線ＲＬａに対し、角度θ2 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル線ＲＬａに投影した場合の高さ
がｌａ2 になっている。
【０１４６】また、翼中間部から翼チップ部の後縁２８
に向って延びる翼断面重心線ＧＬａは、ラジアル線ＲＬ
ａから前縁２７に向って平行移動させたタービン駆動流
体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａに対し、角度θａ1
に傾斜させて直線に形成し、その直線をタービン駆動流
体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａに投影した場合の高
さがｌａ1 になっている。このため、タービン動翼は、
翼断面中心線ＧＬａがラジアル線ＲＬａに一致しておら
ず、また翼有効部２１の重心ＧＢａが翼植込み部２２の
重心ＧＤａに対し、前縁２７方向に位置するので、運転
中、翼有効部２１の翼ルート部および翼植込み部２２の
それぞれにモーメントが発生する。
【０１４７】他方、タービン駆動流体の流れ方向に対
し、横断方向（後縁出口側方向）に沿う翼有効部２１
は、図２１の（ｂ）に示すように、各翼素の重心を結ん
だ翼断面重心線ＧＬｔを、翼ルート部から翼中間部に向
って腹側２４に、また、翼中間部から翼チップ部に向っ
て背側２５にそれぞれ転向させるとともに、翼中間部で
腹側２４に向って凸状に湾曲させて結ぶようになってい
る。
【０１４８】また、翼ルート部から翼中間部の腹側２４
に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔは、タービン軸２３
の中心および翼植込み部２２の重心ＧＤｔを通るラジア
ル線ＲＬｔに対し、角度θｔ2 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル線ＲＬｔに投影した場合の高さ
がｌｔ2 になっている。
【０１４９】また、翼中間部から翼チップ部の背側２５
に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔは、ラジアル線ＲＬ
ｔから背側２５側の方向に向って平行移動（タービン駆
動流体の流れ方向に対して横断方向に平行移動）させた
タービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰｔ
に対し、角度θｔ1 に傾斜させて直線に形成し、その直
線をタービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動線Ｒ
Ｐｔに投影した場合の高さがｌｔ1 になっている。この
ため、タービン動翼は、翼断面重心線ＧＬｔがラジアル
線ＲＬｔに一致しておらず、また、翼有効部２１の重心
ＧＢｔが翼植込み部２２の重心ＧＤｔに対し、前縁２４
方向（回転方向と逆方向）に位置するので、運転中、翼
有効部２１の翼ルート部および翼植込み部２２のそれぞ
れにモーメントが発生する。
【０１５０】しかし、本実施形態では、タービン軸２３
の軸方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳａをラジア
ル線ＲＬａを境に後縁２８方向の位置に設定するととも
に、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向（後
縁出口側方向）におけるシュラウド２０の重心ＧＳｔを
タービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰｔ
を境に背側２５方向の位置に設定したものである。
【０１５１】このように、本実施形態は、タービン軸２
３の軸方向における翼有効部２１の重心ＧＢａをタービ
ン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａを境に前縁
２７方向の位置に設定するとともに、タービン駆動流体
の流れ方向に対し、横断方向における翼有効部２１の重
心ＧＢｔをラジアル線ＲＬｔを境に腹側２４方向の位置
に設定し、タービン軸２３の軸方向およびタービン駆動
流体の流れ方向に対し、横断方向のそれぞれにおける翼
有効部２１に発生するモーメントをシュラウド２０に発
生するモーメントで打ち消すことができるように、ター
ビン軸２３の軸方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳ
ａをラジアル線ＲＬａを境に後縁２８方向の位置に設定
するとともに、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横
断方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳｔをタービン
駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰｔを境に背
側２５側方向の位置に設定し、タービン軸２３の軸方向
およびタービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向の
それぞれにおける翼有効部２１の翼ルート部に発生する
モーメントを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い
状態を維持させて安定運転を行わせることができる。
【０１５２】また、本実施形態は、タービン軸２３の軸
方向における翼ルート部から翼中間部の前縁２７に向っ
て延びる翼断面重心線ＧＬａをラジアル線ＲＬａに対
し、傾斜させて直線に形成し、翼中間部から翼チップ部
の後縁２８側に向って延びる翼断面中心線ＧＬａをター
ビン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａに対し、
傾斜させて直線に形成し、翼中間部を前縁２７に向って
凸状に湾曲させて結ぶとともに、タービン駆動流体の流
れ方向に対し、横断方向における翼ルート部から翼中間
部の腹側２４に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔをラジ
アル線ＧＬｔに対し、傾斜させて直線に形成し、翼中間
部から翼チップ部の背側２５に向って延びる翼断面重心
線ＧＬｔをタービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移
動線ＲＰｔに対し、傾斜させて直線に形成し、翼中間部
を腹側２４に向って凸状に湾曲させて結んだので、ター
ビン軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の流れ方向
に対し、横断方向における翼ルート部の傾斜状直線の押
圧力を利用して二次流れ損失を低く抑えることができ、
タービン軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の流れ
方向に対し、横断方向における翼中間部の湾曲を利用し
てタービン駆動流体の流れを円滑化することができ、タ
ービン翼効率を向上させることができる。
【０１５３】図２２は、本発明に係るタービン動翼の第
２１実施形態を示す概略図で、（ａ）は、タービン軸の
軸方向（子午面方向）に沿って見た図を、（ｂ）は、
（ａ）のＤ−Ｄ矢視方向（後縁出口側方向）から見た図
をそれぞれ示している。なお、第２０実施形態の構成部
分または対応する部分と同一部分には同一符号を付す。
【０１５４】本実施形態に係るタービン動翼は、シュラ
ウド２０の厚みを、前縁２７から後縁２８に向い、かつ
腹側２４から背側２５に向って増加させる際、内径側
（翼有効部２１側）を基準に外径側に向って徐々に厚く
するとともに、タービン軸２３の軸方向におけるシュラ
ウド２０の重心ＧＳａをラジアル線ＲＬａを境に後縁２
８方向の位置に設定するとともに、タービン駆動流体の
流れ方向に対し、横断方向におけるシュラウド２０の重
心ＧＳｔをタービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移
動線ＲＰｔを境に背側２５方向の位置に設定したもので
ある。なお、他の構成は、第２０実施形態と同一なの
で、その説明を省略する。
【０１５５】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８側に向い、かつ腹側
２４から背側２５側に向って増加させる際、内径側を基
準に外径側に向って増加させる一方、タービン軸２３の
軸方向における翼有効部２１の重心ＧＢａをタービン駆
動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａを境に前縁２７
方向の位置に設定するとともに、タービン駆動流体の流
れ方向に対し、横断方向における翼有効部２１の重心Ｇ
Ｂｔをラジアル線ＲＬｔを境に腹側２４方向の位置に設
定し、タービン軸２３の軸方向およびタービン駆動流体
の流れ方向に対し、横断方向のそれぞれにおける翼有効
部２１に発生するモーメントをシュラウド２０に発生す
るモーメントで打ち消すことができるように、タービン
軸２３の軸方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳａを
ラジアル線ＲＬａを境に後縁２８方向の位置に設定する
とともに、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方
向におけるシュラウド２０の重心ＧＳｔをタービン駆動
流体流れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰｔを境に背側２
５方向の位置に設定し、タービン軸２３の軸方向および
タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向のそれぞ
れにおける翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメ
ントを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態を
維持させて安定運転を行わせることができる。
【０１５６】図２３は、本発明に係るタービン動翼の第
２２実施形態を示す概略図で、（ａ）は、タービン軸の
軸方向（子午面方向）に沿って見た図を、（ｂ）は、
（ａ）のＥ−Ｅ矢視方向（後縁出口側方向）から見た図
をそれぞれ示している。なお、第２０実施形態の構成部
分または対応する部分と同一部分には同一符号を付す。
【０１５７】本実施形態に係るタービン動翼は、シュラ
ウド２０の厚みを、前縁２７から後縁２８に向い、かつ
腹側２４から背側２５に向って増加させる際、外径側を
基準に内径側（翼有効部２１側）に向って徐々に厚くす
るとともに、タービン軸２３の軸方向におけるシュラウ
ド２０の重心ＧＳａをラジアル線ＲＬａを境に後縁２８
方向の位置に設定するとともに、タービン駆動流体の流
れ方向に対し、横断方向におけるシュラウド２０の重心
ＧＳｔをタービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動
線ＲＰｔを境に背側２５の位置に設定したものである。
なお、他の構成は、第２０実施形態と同一なので、その
説明を省略する。
【０１５８】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８に向い、かつ腹側２
４から背側２５に向って増加させる際、外径側を基準に
内径側に向って増加させる一方、タービン軸２３の軸方
向における翼有効部２１の重心ＧＢａをタービン駆動流
体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａを境に前縁２７方向
の位置に設定するとともに、タービン駆動流体の流れ方
向に対し、横断方向における翼有効部２１の重心ＧＢｔ
をラジアル線ＲＬｔを境に腹側２４方向の位置に設定
し、タービン軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の
流れ方向に対し、横断方向のそれぞれにおける翼有効部
２１に発生するモーメントをシュラウド２０に発生する
モーメントで打ち消すことができるように、タービン軸
２３の軸方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳａをラ
ジアル線ＲＬａを境に後縁２８方向の位置に設定すると
ともに、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向
におけるシュラウド２０の重心ＧＳｔをタービン駆動流
体流れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰｔを境に背側２５
側方向の位置に設定し、タービン軸２３の軸方向および
タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向のそれぞ
れにおける翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメ
ントを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態を
維持させて安定運転を行わせることができる。
【０１５９】図２４は、本発明に係るタービン動翼の第
２３実施形態を示す概略図で、（ａ）は、タービン軸の
軸方向（子午面方向）に沿って見た図を、（ｂ）は、
（ａ）のＦ−Ｆ矢視方向（後縁出口側方向）から見た図
をそれぞれ示している。なお、第２０実施形態の構成部
分または対応する部分と同一部分には同一符号を付す。
【０１６０】本実施形態に係るタービン動翼は、翼チッ
プ部から翼ルート部に向って順にスナッバカバー構造の
シュラウド２０、翼有効部２１およびタービン軸２３の
周方向に沿って列状に植設する翼植込み部２２を備えて
いる。
【０１６１】また、タービン軸２３の軸方向における翼
有効部２１は、図２４の（ａ）に示すように、各翼素の
重心を結んだ翼断面重心線ＧＬａを、翼ルート部から翼
中間部に向いタービン駆動流体の下流側に臨む後縁２８
方向に、また翼中間部から翼チップ部に向って前縁２７
方向にそれぞれ転向させるとともに、翼中間部でタービ
ン駆動流体の下流側に臨む後縁２８に向って凸状に湾曲
させて結ぶ構成になっている。
【０１６２】また、翼ルート部から翼中間部の後縁２８
に向って延びる翼断面重心線ＧＬａは、タービン軸２３
の中心および翼植込み部２２の重心ＧＤａを通るラジア
ル線ＲＬａに対し、角度θ2 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル線ＲＬａに投影した場合の高さ
がｌａ2 になっている。
【０１６３】また、翼中間部から翼チップ部の前縁２７
側方向に向って延びる翼断面重心線ＧＬａは、ラジアル
線ＲＬａから後縁２８に向って平行移動させたタービン
駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａに対し、角度
θａ1 に傾斜させて直線に形成し、その直線をタービン
駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａに投影した場
合の高さがｌａ1 になっている。このため、タービン動
翼は、翼断面中心線ＧＬａがラジアル線ＲＬａに一致し
ておらず、また翼有効部２１の重心ＧＢａが翼植込み部
２２の重心ＧＤａに対し、前縁２７の方向に位置するの
で、運転中、翼有効部２１の翼ルート部および翼植込み
部２２のそれぞれにモーメントが発生する。
【０１６４】他方、タービン駆動流体の流れ方向に対
し、横断方向における翼有効部２１は、図２４の（ｂ）
に示すように、各翼素の重心を結んだ翼断面重心線ＧＬ
ｔを、翼ルート部から翼中間部に向って腹側２４に、ま
た、翼中間部から翼チップ部に向って背側２５にそれぞ
れ転向させるとともに、翼中間部で腹側２４に向って凸
状に湾曲させて結ぶようになっている。
【０１６５】また、翼ルート部から翼中間部の腹側２４
に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔは、タービン軸２３
の中心および翼植込み部２２の重心ＧＤｔを通るラジア
ル線ＲＬｔに対し、角度θｔ2 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル線ＲＬｔに投影した場合の高さ
がｌｔ2 になっている。
【０１６６】また、翼中間部から翼チップ部の背側２５
に延びる翼断面重心線ＧＬｔは、ラジアル線ＲＬｔから
背側２５の方向に向って平行移動させたタービン駆動流
体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰｔに対し、角度θｔ1
に傾斜させて直線に形成し、その直線をラジアル平行移
動線ＲＰｔに投影した場合の高さがｌｔ1 になってい
る。このため、タービン動翼は、翼断面重心線ＧＬｔが
ラジアル線ＲＬｔに一致しておらず、また、翼有効部２
１の重心ＧＢｔが翼植込み部２２の重心ＧＤｔに対し、
前縁２４方向（回転方向と逆方向）に位置するので、運
転中、翼有効部２１の翼ルート部および翼植込み部２２
のそれぞれにモーメントが発生する。
【０１６７】しかし、本実施形態では、タービン軸２３
の軸方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳａをラジア
ル線ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に設定するととも
に、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向にお
けるシュラウド２０の重心ＧＳｔをラジアル線ＲＬｔを
境に腹側２４方向の位置に設定したものである。
【０１６８】このように、本実施形態は、タービン軸２
３の軸方向における翼有効部２１の重心ＧＢａをタービ
ン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａを境に後縁
２８方向の位置に設定するとともに、タービン駆動流体
の流れ方向に対し、横断方向における翼有効部２１の重
心ＧＢｔをラジアル線ＲＬｔを境に背側２５方向の位置
に設定し、タービン軸２３の軸方向およびタービン駆動
流体の流れ方向に対し、横断方向のそれぞれにおける翼
有効部２１に発生するモーメントをシュラウド２０に発
生するモーメントで打ち消すことができるように、ター
ビン軸２３の軸方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳ
ａをラジアル線ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に設定
するとともに、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横
断方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳｔをラジアル
線ＲＬｔを境に腹側２４方向の位置に設定し、タービン
軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の流れ方向に対
し、横断方向のそれぞれにおける翼有効部２１の翼ルー
ト部に発生するモーメントを抑制したので、翼有効部２
１に強度の高い状態を維持させて安定運転を行わせるこ
とができる。
【０１６９】また、本実施形態は、タービン軸２３の軸
方向における翼ルート部から翼中間部の後縁２８に向っ
て延びる翼断面重心線ＧＬａをラジアル線ＲＬａに対
し、傾斜させて直線に形成し、翼中間部から翼チップ部
の前縁２７に向って延びる翼断面中心線ＧＬａをタービ
ン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａに対し、傾
斜させて直線に形成し、翼中間部を後縁２８に向って凸
状に湾曲させて結ぶとともに、タービン駆動流体の流れ
方向に対し、横断方向における翼ルート部から翼中間部
の腹側２４に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔをラジア
ル線ＧＬｔに対し、傾斜させて直線に形成し、翼中間部
から翼チップ部の背側２５に向って延びる翼断面重心線
ＧＬｔをタービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動
線ＲＰｔに対し、傾斜させて直線に形成し、翼中間部を
腹側２４に向って凸状に湾曲させて結んだので、タービ
ン軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の流れ方向に
対し、横断方向における翼ルート部の傾斜状直線の押圧
力を利用して二次流れ損失を低く抑えることができ、タ
ービン軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の流れ方
向に対し、横断方向における翼中間部の湾曲を利用して
タービン駆動流体の流れを円滑化することができ、ター
ビン翼効率を向上させることができる。
【０１７０】図２５は、本発明に係るタービン動翼の第
２４実施形態を示す概略図で、（ａ）は、タービン軸の
軸方向（子午面方向）に沿って見た図を、（ｂ）は、
（ａ）のＧ−Ｇ矢視方向（後縁出口側方向）から見た図
をそれぞれ示している。なお、第２０実施形態の構成部
分または対応する部分と同一部分には同一符号を付す。
【０１７１】本実施形態に係るタービン動翼は、シュラ
ウド２０の厚みを、前縁２７から後縁２８に向い、かつ
腹側２４から背側２５に向って薄くさせる際、外径側を
基準に内径側（翼有効部２１側）を徐々に薄くするとと
もに、タービン軸２３の軸方向におけるシュラウド２０
の重心ＧＳａをラジアル線ＲＬａを境に前縁２７方向の
位置に設定するとともに、タービン駆動流体の流れ方向
に対し、横断方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳｔ
をラジアル線ＲＬｔを境に腹側２４方向の位置に設定し
たものである。なお、他の構成は、第２０実施形態と同
一なので、その説明を省略する。
【０１７２】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８に向い、かつ腹側２
４から背側２５に向って薄くさせる際、外径側を基準に
内径側を薄くさせる一方、タービン軸２３の軸方向にお
ける翼有効部２１の重心ＧＢａをタービン駆動流体流れ
側ラジアル平行移動線ＲＰａを境に後縁２８方向の位置
に設定するとともに、タービン駆動流体の流れ方向に対
し、横断方向における翼有効部２１の重心ＧＢｔをラジ
アル線ＲＬｔを境に腹側２４方向の位置に設定し、ター
ビン軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の流れ方向
に対し、横断方向のそれぞれにおける翼有効部２１に発
生するモーメントをシュラウド２０に発生するモーメン
トで打ち消すことができるように、タービン軸２３の軸
方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳａをラジアル線
ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に設定するとともに、
タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向における
シュラウド２０の重心ＧＳｔをラジアル線ＲＬｔを境に
腹側２４方向の位置に設定し、タービン軸２３の軸方向
およびタービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向の
それぞれにおける翼有効部２１の翼ルート部に発生する
モーメントを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い
状態を維持させて安定運転を行わせることができる。
【０１７３】図２６は、本発明に係るタービン動翼の第
２５実施形態を示す概略図で、（ａ）は、タービン軸の
軸方向（子午面方向）に沿って見た図を、（ｂ）は、
（ａ）のＨ−Ｈ矢視方向（後縁出口側方向）から見た図
をそれぞれ示している。なお、第２０実施形態の構成部
分または対応する部分と同一部分には同一符号を付す。
【０１７４】本実施形態に係るタービン動翼は、シュラ
ウド２０の厚みを、前縁２７から後縁２８に向い、かつ
腹側２４から背側２５に向って薄くさせる際、内径側
（翼有効部２１側）を基準に外径側に向って徐々に薄く
するとともに、タービン軸２３の軸方向におけるシュラ
ウド２０の重心ＧＳａをラジアル線ＲＬａを境に前縁２
７方向の位置に設定するとともに、タービン駆動流体の
流れ方向に対し、横断方向におけるシュラウド２０の重
心ＧＳｔをラジアル線ＲＬｔを境に腹側２４の位置に設
定したものである。なお、他の構成は、第２０実施形態
と同一なので、その説明を省略する。
【０１７５】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８に向い、かつ腹側２
４から背側２５に向って薄くさせる際、内径側を基準に
外径側を薄くさせる一方、タービン軸２３の軸方向にお
ける翼有効部２１の重心ＧＢａをタービン駆動流体流れ
側ラジアル平行移動線ＲＰａを境に後縁２８方向の位置
に設定するとともに、タービン駆動流体の流れ方向に対
し、横断方向における翼有効部２１の重心ＧＢｔをラジ
アル線ＲＬｔを境に背側２５方向の位置に設定し、ター
ビン軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の流れ方向
に対し、横断方向のそれぞれにおける翼有効部２１に発
生するモーメントをシュラウド２０に発生するモーメン
トで打ち消すことができるように、タービン軸２３の軸
方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳａをラジアル線
ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に設定するとともに、
タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向における
シュラウド２０の重心ＧＳｔをラジアル線ＲＬｔを境に
背側２５方向の位置に設定し、タービン軸２３の軸方向
およびタービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向の
それぞれにおける翼有効部２１の翼ルート部に発生する
モーメントを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い
状態を維持させて安定運転を行わせることができる。
【０１７６】図２７は、本発明に係るタービン動翼の第
２６実施形態を示す概略図で、（ａ）は、タービン軸の
軸方向（子午面方向）に沿って見た図を、（ｂ）は、
（ａ）のＩ−Ｉ矢視方向（後縁出口側方向）から見た図
をそれぞれ示している。なお、第２０実施形態の構成部
分または対応する部分と同一部分には同一符号を付す。
【０１７７】本実施形態に係るタービン動翼は、翼チッ
プ部から翼ルート部に向って順にスナッバカバー構造の
シュラウド２０、翼有効部２１およびタービン軸２３の
周方向に沿って列状に植設する翼植込み部２２を備えて
いる。
【０１７８】また、タービン軸２３の軸方向における翼
有効部２１は、図２７の（ａ）に示すように、各翼素の
重心を結んだ翼断面重心線ＧＬａを、翼ルート部から翼
中間部に向いタービン駆動流体の下流側に臨む後縁２８
方向に、また翼中間部から翼チップ部に向って前縁２７
方向にそれぞれ転向させるとともに、翼中間部でタービ
ン駆動流体の下流側に臨む後縁２８に向って凸状に湾曲
させて結ぶ構成になっている。
【０１７９】また、翼ルート部から翼中間部の後縁２８
に向って延びる翼断面重心線ＧＬａは、タービン軸２３
の中心および翼植込み部２２の重心ＧＤａを通るラジア
ル線ＲＬａに対し、角度θ2 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル線ＲＬａに投影した場合の高さ
がｌａ2 になっている。
【０１８０】また、翼中間部から翼チップ部の前縁２７
に向って延びる翼断面重心線ＧＬａは、ラジアル線ＲＬ
ａから後縁２８に向って平行移動させたタービン駆動流
体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａに対し、角度θａ1
に傾斜させて直線に形成し、その直線をタービン駆動流
体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａに投影した場合の高
さがｌａ1 になっている。このため、タービン動翼は、
翼断面中心線ＧＬａがラジアル線ＲＬａに一致しておら
ず、また翼有効部２１の重心ＧＢａが翼植込み部２２の
重心ＧＤａに対し、前縁２７方向に位置するので、運転
中、翼有効部２１の翼ルート部および翼植込み部２２の
それぞれにモーメントが発生する。
【０１８１】他方、タービン駆動流体の流れ方向に対
し、横断方向における翼有効部２１は、図２７の（ｂ）
に示すように、各翼素の重心を結んだ翼断面重心線ＧＬ
ｔを、翼ルート部から翼中間部に向って腹側２４に、ま
た、翼中間部から翼チップ部に向って背側２５にそれぞ
れ転向させるとともに、翼中間部で腹側２４に向って凸
状に湾曲させて結ぶようになっている。
【０１８２】また、翼ルート部から翼中間部の腹側２４
に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔは、タービン軸２３
の中心および翼植込み部２２の重心ＧＤｔを通るラジア
ル線ＲＬｔに対し、角度θｔ2 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル線ＲＬｔに投影した場合の高さ
がｌｔ2 になっている。
【０１８３】また、翼中間部から翼チップ部の背側２５
に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔは、ラジアル線ＲＬ
ｔから背側２５に向って平行移動させたタービン駆動流
体流れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰｔに対し、角度θ
ｔ1 に傾斜させて直線に形成し、その直線をタービン駆
動流体流れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰｔに投影した
場合の高さがｌｔ1 になっている。このため、タービン
動翼は、翼断面重心線ＧＬｔがラジアル線ＲＬｔに一致
しておらず、また、翼有効部２１の重心ＧＢｔが翼植込
み部２２の重心ＧＤｔに対し、腹側２４方向（回転方向
と逆方向）に位置するので、運転中、翼有効部２１の翼
ルート部および翼植込み部２２のそれぞれにモーメント
が発生する。
【０１８４】しかし、本実施形態では、タービン軸２３
の軸方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳａをラジア
ル線ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に設定するととも
に、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向にお
けるシュラウド２０の重心ＧＳｔをタービン駆動流体流
れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰｔを境に背側２５の位
置に設定したものである。
【０１８５】このように、本実施形態は、タービン軸２
３の軸方向における翼有効部２１の重心ＧＢａをタービ
ン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａを境に後縁
２８方向の位置に設定するとともに、タービン駆動流体
の流れ方向に対し、横断方向における翼有効部２１の重
心ＧＢｔをラジアル線ＲＬｔを境に腹側２４方向の位置
に設定し、タービン軸２３の軸方向およびタービン駆動
流体の流れ方向に対し、横断方向のそれぞれにおける翼
有効部２１に発生するモーメントをシュラウド２０に発
生するモーメントで打ち消すことができるように、ター
ビン軸２３の軸方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳ
ａをラジアル線ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に設定
するとともに、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横
断方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳｔをラジアル
線ＲＬｔを境に腹側２４方向の位置に設定し、タービン
軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の流れ方向に対
し、横断方向のそれぞれにおける翼有効部２１の翼ルー
ト部に発生するモーメントを抑制したので、翼有効部２
１に強度の高い状態を維持させて安定運転を行わせるこ
とができる。
【０１８６】また、本実施形態は、タービン軸２３の軸
方向における翼ルート部から翼中間部の後縁２８に向っ
て延びる翼断面重心線ＧＬａをラジアル線ＲＬａに対
し、傾斜させて直線に形成し、翼中間部から翼チップ部
の前縁２７側に向って延びる翼断面中心線ＧＬａをター
ビン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａに対し、
傾斜させて直線に形成し、翼中間部を後縁２８側の方向
に凸状に湾曲させて結ぶとともに、タービン駆動流体の
流れ方向に対し、横断方向における翼ルート部から翼中
間部の腹側２４に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔをラ
ジアル線ＧＬｔに対し、傾斜させて直線に形成し、翼中
間部から翼チップ部の背側２５側に向って延びる翼断面
重心線ＧＬｔをタービン駆動流体流れ横断側ラジアル平
行移動線ＲＰｔに対し、傾斜させて直線に形成し、翼中
間部を腹側２４に向って凸状に湾曲させて結んだので、
タービン軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の流れ
方向に対し、横断方向における翼ルート部の傾斜状直線
の押圧力を利用して二次流れ損失を低く抑えることがで
き、タービン軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の
流れ方向に対し、横断方向における翼中間部の湾曲を利
用してタービン駆動流体の流れを円滑化することがで
き、タービン翼効率を向上させることができる。
【０１８７】図２８は、本発明に係るタービン動翼の第
２７実施形態を示す概略図で、（ａ）は、タービン軸の
軸方向（子午面方向）に沿って見た図を、（ｂ）は、
（ａ）のＪ−Ｊ矢視方向（後縁出口側方向）から見た図
をそれぞれ示している。なお、第２０実施形態の構成部
分または対応する部分と同一部分には同一符号を付す。
【０１８８】本実施形態に係るタービン動翼は、シュラ
ウド２０の厚みを、前縁２７から後縁２８側に向って薄
く形成するとともに、腹側２４から背側２５側に向って
厚く形成させる際、外径側を基準に内径側（翼有効部２
１側）を徐々に変化するとともに、タービン軸２３の軸
方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳａをラジアル線
ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に設定するとともに、
タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向における
シュラウド２０の重心ＧＳｔをタービン駆動流体流れ横
断側ラジアル平行移動線ＲＰｔを境に背側２５の位置に
設定したものである。なお、他の構成は、第２０実施形
態と同一なので、その説明を省略する。
【０１８９】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８側に向って薄く形成
するとともに、腹側２４から背側２５に向って厚く形成
させる際、外径側を基準に内径側を変化させる一方、タ
ービン軸２３の軸方向における翼有効部２１の重心ＧＢ
ａをタービン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａ
を境に後縁２８方向の位置に設定するとともに、タービ
ン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向における翼有効
部２１の重心ＧＢｔをタービン駆動流体流れ横断側ラジ
アル平行移動線ＲＳｔを境に背側２５方向の位置に設定
し、タービン軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の
流れ方向に対し、横断方向のそれぞれにおける翼有効部
２１に発生するモーメントをシュラウド２０に発生する
モーメントで打ち消すことができるように、タービン軸
２３の軸方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳａをラ
ジアル線ＲＬａを境に前縁２７方向の位置に設定すると
ともに、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向
におけるシュラウド２０の重心ＧＳｔをタービン駆動流
体流れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰｔを境に背側２５
方向の位置に設定し、タービン軸２３の軸方向およびタ
ービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向のそれぞれ
における翼有効部２１の翼ルート部に発生するモーメン
トを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い状態を維
持させて安定運転を行わせることができる。
【０１９０】図２９は、本発明に係るタービン動翼の第
２８実施形態を示す概略図で、（ａ）は、タービン軸の
軸方向（子午面方向）に沿って見た図を、（ｂ）は、
（ａ）のＫ−Ｋ矢視方向（後縁出口側方向）から見た図
をそれぞれ示している。なお、第２０実施形態の構成部
分または対応する部分と同一部分には同一符号を付す。
【０１９１】本実施形態に係るタービン動翼は、シュラ
ウド２０の厚みを、前縁２７から後縁２８側に向って薄
く形成するとともに、腹側２４から背側２５側に向って
厚く形成させる際、内径側（翼有効部２１側）を基準に
外径側に向って徐々に変化させるとともに、タービン軸
２３の軸方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳａをラ
ジアル線ＲＬａを境に前縁２７の位置に設定するととも
に、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向にお
けるシュラウド２０の重心ＧＳｔをタービン駆動流体流
れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰｔを境に背側２５の位
置に設定したものである。なお、他の構成は、第２０実
施形態と同一なので、その説明を省略する。
【０１９２】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８側に向って薄く形成
するとともに、腹側２４から背側２５に向って厚く形成
させる際、内径側を基準に外径側を変化させる一方、タ
ービン軸２３の軸方向における翼有効部２１の重心ＧＢ
ａをタービン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａ
を境に後縁２８方向の位置に設定するとともに、タービ
ン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向における翼有効
部２１の重心ＧＢｔをラジアル線ＲＬｔを境に腹側２４
方向の位置に設定し、タービン軸２３の軸方向およびタ
ービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向のそれぞれ
における翼有効部２１に発生するモーメントをシュラウ
ド２０に発生するモーメントで打ち消すことができるよ
うに、タービン軸２３の軸方向におけるシュラウド２０
の重心ＧＳａをラジアル線ＲＬａを境に前縁２７方向の
位置に設定するとともに、タービン駆動流体の流れ方向
に対し、横断方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳｔ
をタービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰ
ｔを境に背側２５側方向の位置に設定し、タービン軸２
３の軸方向およびタービン駆動流体の流れ方向に対し、
横断部２１の翼ルート部に発生するモーメントを抑制し
たので、翼有効部２１に強度の高い状態を維持させて安
定運転を行わせることができる。
【０１９３】図３０は、本発明に係るタービン動翼の第
２９実施形態を示す概略図で、（ａ）は、タービン軸の
軸方向（子午面方向）に沿って見た図を、（ｂ）は、
（ａ）のＬ−Ｌ矢視方向（後縁出口側方向）から見た図
をそれぞれ示している。なお、第２０実施形態の構成部
分または対応する部分と同一部分には同一符号を付す。
【０１９４】本実施形態に係るタービン動翼は、翼チッ
プ部から翼ルート部に向って順にスナッバカバー構造の
シュラウド２０、翼有効部２１およびタービン軸２３の
周方向に沿って列状に植設する翼植込み部２２を備えて
いる。
【０１９５】また、タービン軸２３の軸方向における翼
有効部２１は、図３０の（ａ）に示すように、各翼素の
重心を結んだ翼断面重心線ＧＬａを、翼ルート部から翼
中間部に向いタービン駆動流体の上流側に臨む前縁２７
方向に、また翼中間部から翼チップ部に向って後縁２８
方向にそれぞれ転向させるとともに、翼中間部でタービ
ン駆動流体の上流側に臨む前縁２７に向って凸状に湾曲
させて結ぶ構成になっている。
【０１９６】また、翼ルート部から翼中間部の前縁２７
側方向に延びる翼断面重心線ＧＬａは、タービン軸２３
の中心および翼植込み部２２の重心ＧＤａを通るラジア
ル線ＲＬａに対し、角度θ2 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル線ＲＬａに投影した場合の高さ
がｌａ2 になっている。
【０１９７】また、翼中間部から翼チップ部の後縁２８
側に向って延びる翼断面重心線ＧＬａは、ラジアル線Ｒ
Ｌａから前縁２７方向に向って平行移動させたタービン
駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａに対し、角度
θａ1 に傾斜させて直線に形成し、その直線をタービン
駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａに投影した場
合の高さがｌａ1 になっている。このため、タービン動
翼は、翼断面中心線ＧＬａがラジアル線ＲＬａに一致し
ておらず、また翼有効部２１の重心ＧＢａが翼植込み部
２２の重心ＧＤａに対し、前縁２７方向に位置するの
で、運転中、翼有効部２１の翼ルート部および翼植込み
部２２のそれぞれにモーメントが発生する。
【０１９８】他方、タービン駆動流体の流れ方向に対
し、横断方向における翼有効部２１は、図３０の（ｂ）
に示すように、各翼素の重心を結んだ翼断面重心線ＧＬ
ｔを、翼ルート部から翼中間部に向って腹側２４に、ま
た、翼中間部から翼チップ部に向って背側２５にそれぞ
れ転向させるとともに、翼中間部で腹側２４に向って凸
状に湾曲させて結ぶようになっている。
【０１９９】また、翼ルート部から翼中間部の腹側２４
に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔは、タービン軸２３
の中心および翼植込み部２２の重心ＧＤｔを通るラジア
ル線ＲＬｔに対し、角度θｔ2 に傾斜させて直線に形成
し、その直線をラジアル線ＲＬｔに投影した場合の高さ
がｌｔ2 になっている。
【０２００】また、翼中間部から翼チップ部の背側２５
に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔは、ラジアル線ＲＬ
ｔから背側２５側の方向に向って平行移動させたタービ
ン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰｔに対
し、角度θｔ1 に傾斜させて直線に形成し、その直線を
タービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動線ＲＰｔ
に投影した場合の高さがｌｔ1 になっている。このた
め、タービン動翼は、翼断面重心線ＧＬｔがラジアル線
ＲＬｔに一致しておらず、また、翼有効部２１の重心Ｇ
Ｂｔが翼植込み部２２の重心ＧＤｔに対し、腹側２４方
向（回転方向と逆方向）に位置するので、運転中、翼有
効部２１の翼ルート部および翼植込み部２２のそれぞれ
にモーメントが発生する。
【０２０１】しかし、本実施形態では、タービン軸２３
の軸方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳａをラジア
ル線ＲＬａを境に後縁２８方向の位置に設定するととも
に、タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向にお
けるシュラウド２０の重心ＧＳｔをラジアル線ＲＬｔを
境に腹側２４方向の位置に設定したものである。
【０２０２】このように、本実施形態は、タービン軸２
３の軸方向における翼有効部２１の重心ＧＢａをタービ
ン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａを境に前縁
２７方向の位置に設定するとともに、タービン駆動流体
の流れ方向に対し、横断方向における翼有効部２１の重
心ＧＢｔをラジアル線ＲＬｔを境に背側２５方向の位置
に設定し、タービン軸２３の軸方向およびタービン駆動
流体の流れ方向に対し、横断方向のそれぞれにおける翼
有効部２１に発生するモーメントをシュラウド２０に発
生するモーメントで打ち消すことができるように、ター
ビン軸２３の軸方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳ
ａをラジアル線ＲＬａを境に後縁２８方向の位置に設定
するとともに、タービン駆動流体の流れ方向に対する横
断方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳｔをラジアル
線ＲＬｔを境に腹側２４方向の位置に設定し、タービン
軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の流れ方向に対
し、横断方向のそれぞれにおける翼有効部２１の翼ルー
ト部に発生するモーメントを抑制したので、翼有効部２
１に強度の高い状態を維持させて安定運転を行わせるこ
とができる。
【０２０３】また、本実施形態は、タービン軸２３の軸
方向における翼ルート部から翼中間部の前縁２７に向っ
て延びる翼断面重心線ＧＬａをラジアル線ＲＬａに対
し、傾斜させて直線に形成し、翼中間部から翼チップ部
の後縁２８側に向って延びる翼断面中心線ＧＬａをター
ビン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａに対し、
傾斜させて直線に形成し、翼中間部を前縁２７に向って
凸状に湾曲させて結ぶとともに、タービン駆動流体の流
れ方向に対し、横断方向における翼ルート部から翼中間
部の腹側２４に向って延びる翼断面重心線ＧＬｔをラジ
アル線ＧＬｔに対し、傾斜させて直線に形成し、翼中間
部から翼チップ部の背側２５側に向って延びる翼断面重
心線ＧＬｔをラジアル線ＲＬｔに対し、傾斜させて直線
に形成し、翼中間部を腹側２４側に向って凸状に湾曲さ
せて結んだので、タービン軸２３の軸方向およびタービ
ン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向における翼ルー
ト部の傾斜状直線の押圧力を利用して二次流れ損失を低
く抑えることができ、タービン軸２３の軸方向およびタ
ービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向における翼
中間部の湾曲を利用してタービン駆動流体の流れを円滑
化することができ、タービン翼効率を向上させることが
できる。
【０２０４】図３１は、本発明に係るタービン動翼の第
３０実施形態を示す概略図で、（ａ）は、タービン軸の
軸方向（子午面方向）に沿って見た図を、（ｂ）は、
（ａ）のＭ−Ｍ矢視方向（後縁出口側方向）から見た図
をそれぞれ示している。なお、第２０実施形態の構成部
分または対応する部分と同一部分には同一符号を付す。
【０２０５】本実施形態に係るタービン動翼は、シュラ
ウド２０の厚みを、前縁２７から後縁２８側に向って厚
く形成するとともに、腹側２４から背側２５に向って薄
く形成させる際、外径側を基準に内径側（翼有効部２１
側）を徐々に変化させるとともに、タービン軸２３の軸
方向におけるシュラウド２０の重心ＧＢａをタービン駆
動流体流れ側ラジアル線ＲＬａを境に前縁２７方向の位
置に設定するとともに、タービン駆動流体の流れ方向に
対し、横断方向におけるシュラウド２０の重心ＧＳｔを
ラジアル線ＲＬｔを境に腹側２４の位置に設定したもの
である。なお、他の構成は、第２０実施形態と同一なの
で、その説明を省略する。
【０２０６】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８側に向って厚く形成
するとともに、腹側２４から背側２５に向って薄くさせ
る際、外径側を基準に内径側を変化させる一方、タービ
ン軸２３の軸方向における翼有効部２１の重心ＧＢａを
タービン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａを境
に前縁２７方向の位置に設定するとともに、タービン駆
動流体の流れ方向に対し、横断方向における翼有効部２
１の重心ＧＢａをタービン駆動流体流れ側ラジアル平行
移動線ＲＰａを境に背側２５方向の位置に設定し、ター
ビン軸２３の軸方向およびタービン駆動流体の流れ方向
に対し、横断方向のそれぞれにおける翼有効部２１に発
生するモーメントをシュラウド２０に発生するモーメン
トで打ち消すことができるように、タービン軸２３の軸
方向におけるシュラウド２０の重心ＧＢａをラジアル線
ＲＬａを境に後縁２８方向の位置に設定するとともに、
タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向における
シュラウド２０の重心ＧＳｔをラジアル線ＲＬｔを境に
腹側２４方向の位置に設定し、タービン軸２３の軸方向
およびタービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向の
それぞれにおける翼有効部２１の翼ルート部に発生する
モーメントを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い
状態を維持させて安定運転を行わせることができる。
【０２０７】図３２は、本発明に係るタービン動翼の第
３１実施形態を示す概略図で、（ａ）は、タービン軸の
軸方向（子午面方向）に沿って見た図を、（ｂ）は、
（ａ）のＮ−Ｎ矢視方向（後縁出口側方向）から見た図
をそれぞれ示している。なお、第２０実施形態の構成部
分または対応する部分と同一部分には同一符号を付す。
【０２０８】本実施形態に係るタービン動翼は、シュラ
ウド２０の厚みを、前縁２７から後縁２８側に向って厚
く形成するとともに、腹側２４から背側２５側に向って
薄くさせる際、内径側（翼有効部２１側）を基準に外径
側を徐々に変化させるとともに、タービン軸２３の軸方
向におけるシュラウド２０の重心ＧＳａをラジアル線Ｒ
Ｌａを境に後縁２８の位置に設定するとともに、タービ
ン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向におけるシュラ
ウド２０の重心ＧＳｔをラジアル線ＲＬｔを境に腹側２
４の位置に設定したものである。なお、他の構成は、第
２０実施形態と同一なので、その説明を省略する。
【０２０９】このように、本実施形態は、シュラウド２
０の厚みを、前縁２７から後縁２８に向って厚く形成す
るともに、腹側２４から背側２５側に向って薄くさせる
際、内径側を基準に外径側を変化させる一方、タービン
軸２３の軸方向における翼有効部２１の重心ＧＢａをタ
ービン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線ＲＰａを境に
前縁２７方向の位置に設定するとともに、タービン駆動
流体の流れ方向に対し、横断方向における翼有効部２１
の重心ＧＢｔをラジアル線ＲＬｔを境に背側２５方向の
位置に設定し、タービン軸２３の軸方向およびタービン
駆動流体の流れ方向に対し、横断方向のそれぞれにおけ
る翼有効部２１に発生するモーメントをシュラウド２０
に発生するモーメントで打ち消すことができるように、
タービン軸２３の軸方向におけるシュラウド２０の重心
ＧＢａをタービン駆動流体流れ側ラジアル平行移動線Ｒ
Ｐａを境に前縁２７側方向の位置に設定するとともに、
タービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向における
シュラウド２０の重心ＧＳｔをラジアル線ＲＬｔを境に
腹側２４方向の位置に設定し、タービン軸２３の軸方向
およびタービン駆動流体の流れ方向に対し、横断方向の
それぞれにおける翼有効部２１の翼ルート部に発生する
モーメントを抑制したので、翼有効部２１に強度の高い
状態を維持させて安定運転を行わせることができる。
【０２１０】
【発明の効果】以上説明のとおり、本発明に係るタービ
ン動翼は、翼有効部に発生するモーメントを、シュラウ
ドに発生するモーメントで打ち消すことができるよう
に、シュラウドの重心位置と翼有効部の重心位置とをラ
ジアル線を境に互いに逆位置に設定したので、翼有効部
に強度の高い状態を維持させて安定運転を行わせること
ができる。
【０２１１】また、本実施形態は、翼有効部の翼ルート
部から翼中間部に向って腹側方向および背側方向のいず
れか一方に傾斜状の直線を形成し、翼中間部から翼チッ
プ部に向って背側方向および腹側方向のいずれか一方に
傾斜状の直線を形成し、翼中間部で腹側方向および背側
方向のいずれか一方に向って凸状に湾曲させて結んだの
で、翼ルート部における傾斜状の直線の押圧力を利用し
て二次流れ損失を低く抑えることができ、翼中間部にお
ける湾曲を利用してタービン駆動流体の流れを円滑化す
ることができ、タービン翼効率を向上させることができ
る。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るタービン動翼の第１実施形態を示
す後縁出口側から見た概略図。
【図２】本発明に係るタービン動翼に発生するモーメン
トを求めるために用いた概略図。
【図３】本発明に係るタービン動翼の第２実施形態を示
す後縁出口側から見た概略図。
【図４】本発明に係るタービン動翼の第３実施形態を示
す後縁出口側から見た概略図。
【図５】本発明に係るタービン動翼の第４実施形態を示
す概略図で、（ａ）は後縁出口側から見た図を、（ｂ）
は（ａ）のＡ−Ａ矢視方向から見た図をそれぞれ示す。
【図６】本発明に係るタービン動翼の第５実施形態を示
す後縁出口側から見た概略図。
【図７】本発明に係るタービン動翼の第６実施形態を示
す後縁出口側から見た概略図。
【図８】本発明に係るタービン動翼の第７実施形態を示
す後縁出口側から見た概略図。
【図９】本発明に係るタービン動翼の第８実施形態を示
す概略図で、（ａ）は後縁出口側から見た図を、（ｂ）
は（ａ）のＢ−Ｂ矢視方向から見た図をそれぞれ示す。
【図１０】本発明に係るタービン動翼の第９実施形態を
示すタービン軸の軸方向に沿って見た概略図。
【図１１】本発明に係るタービン動翼の第１０実施形態
を示すタービン軸の軸方向に沿って見た概略図。
【図１２】本発明に係るタービン動翼の第１１実施形態
を示すタービン軸の軸方向に沿って見た概略図。
【図１３】本発明に係るタービン動翼の第１２実施形態
を示すタービン軸の軸方向に沿って見た概略図。
【図１４】本発明に係るタービン動翼の第１３実施形態
を示すタービン軸の軸方向に沿って見た概略図。
【図１５】本発明に係るタービン動翼の第１４実施形態
を示すタービン軸の軸方向に沿って見た概略図。
【図１６】本発明に係るタービン動翼の第１５実施形態
を示すタービン軸の軸方向に沿って見た概略図。
【図１７】本発明に係るタービン動翼の第１６実施形態
を示すタービン軸の軸方向に沿って見た概略図。
【図１８】本発明に係るタービン動翼の第１７実施形態
を示すタービン軸の軸方向に沿って見た概略図。
【図１９】本発明に係るタービン動翼の第１８実施形態
を示すタービン軸の軸方向に沿って見た概略図。
【図２０】本発明に係るタービン動翼の第１９実施形態
を示すタービン軸の軸方向に沿って見た概略図。
【図２１】本発明に係るタービン動翼の第２０実施形態
を示す概略図で、（ａ）はタービン軸の軸方向に沿って
見た図を、（ｂ）は（ａ）のＣ−Ｃ矢視方向から見た図
をそれぞれ示す。
【図２２】本発明に係るタービン動翼の第２１実施形態
を示す概略図で、（ａ）はタービン軸の軸方向に沿って
見た図を、（ｂ）は（ａ）のＤ−Ｄ矢視方向から見た図
をそれぞれ示す。
【図２３】本発明に係るタービン動翼の第２２実施形態
を示す概略図で、（ａ）はタービン軸の軸方向に沿って
見た図を、（ｂ）は（ａ）のＥ−Ｅ矢視方向から見た図
をそれぞれ示す。
【図２４】本発明に係るタービン動翼の第２３実施形態
を示す概略図で、（ａ）はタービン軸の軸方向に沿って
見た図を、（ｂ）は（ａ）のＦ−Ｆ矢視方向から見た図
をそれぞれ示す。
【図２５】本発明に係るタービン動翼の第２４実施形態
を示す概略図で、（ａ）はタービン軸の軸方向に沿って
見た図を、（ｂ）は（ａ）のＧ−Ｇ矢視方向から見た図
をそれぞれ示す。
【図２６】本発明に係るタービン動翼の第２５実施形態
を示す概略図で、（ａ）はタービン軸の軸方向に沿って
見た図を、（ｂ）は（ａ）のＨ−Ｈ矢視方向から見た図
をそれぞれ示す。
【図２７】本発明に係るタービン動翼の第２６実施形態
を示す概略図で、（ａ）はタービン軸の軸方向に沿って
見た図を、（ｂ）は（ａ）のＩ−Ｉ矢視方向から見た図
をそれぞれ示す。
【図２８】本発明に係るタービン動翼の第２７実施形態
を示す概略図で、（ａ）はタービン軸の軸方向に沿って
見た図を、（ｂ）は（ａ）のＪ−Ｊ矢視方向から見た図
をそれぞれ示す。
【図２９】本発明に係るタービン動翼の第２８実施形態
を示す概略図で、（ａ）はタービン軸の軸方向に沿って
見た図を、（ｂ）は（ａ）のＫ−Ｋ矢視方向から見た図
をそれぞれ示す。
【図３０】本発明に係るタービン動翼の第２９実施形態
を示す概略図で、（ａ）はタービン軸の軸方向に沿って
見た図を、（ｂ）は（ａ）のＬ−Ｌ矢視方向から見た図
をそれぞれ示す。
【図３１】本発明に係るタービン動翼の第３０実施形態
を示す概略図で、（ａ）はタービン軸の軸方向に沿って
見た図を、（ｂ）は（ａ）のＭ−Ｍ矢視方向から見た図
をそれぞれ示す。
【図３２】本発明に係るタービン動翼の第３１実施形態
を示す概略図で、（ａ）はタービン軸の軸方向に沿って
見た図を、（ｂ）は（ａ）のＮ−Ｎ矢視方向から見た図
をそれぞれ示す。
【図３３】従来の軸流タービンを示す概略部分断面図。
【図３４】従来のタービン動翼を示す概略図。
【図３５】従来のタービン翼列におけるタービン駆動流
体の速度三角形を示す概略図。
【図３６】従来のタービン動翼における翼ルート部、翼
中間部および翼チップ部のそれぞれの翼断面を重ね合せ
た図。
【図３７】タービン翼列間を流れるタービン駆動流体の
二次流れを説明する図。
【図３８】従来のタービン動翼における翼断面ラジアル
線の傾斜角とタービン段落効率比との関係を示す線図。
【図３９】従来のタービン動翼における翼断面ラジアル
線の傾斜角と、翼中間部の屈折位置との関係を示す線
図。
【図４０】従来のタービン動翼における翼高さ方向とタ
ービン動翼エネルギ損失との関係を示す線図。
【符号の説明】
１ タービンケーシング ２ タービン軸 ３ タービン静翼 ４ タービン動翼 ５ タービン段落 ６ 外輪 ７ 内輪 ８ シュラウド ９ 翼有効部 １０ 翼植込み部 １１ａ，１１ｂ 翼 １２ 壁面 １３ａ，１３ｂ 入口境界層 １４ａ，１４ｂ 前縁 １５ａ，１５ｂ 背側馬蹄形渦 １６ａ，１６ｂ 腹側馬蹄形渦 １７ 背側 １８ 腹側 １９ 流路渦 ２０ シュラウド ２１ 翼有効部 ２２ 翼植込み部 ２３ タービン軸 ２４ 腹側 ２５ 背側 ２６ シールフィン ２７ 前縁 ２８ 後縁 ２９ 曲面 ３０ 絞り通路

Claims (36)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 タービン軸の周方向に沿って列状に植設
    され、翼ルート部から翼チップ部の翼高さ方向に沿って
    順に翼植込み部、翼有効部およびシュラウドを備えたタ
    ービン動翼において、タービン駆動流体の流れ方向に対
    し、横断方向に沿う上記翼有効部の翼ルート部から翼中
    間部に向って、上記タービン軸の中心および上記翼植込
    み部の重心を通るラジアル線に対して傾斜状の直線に形
    成し、上記翼中間部から翼チップ部に向って上記ラジア
    ル線に平行移動させたラジアル平行移動線に対して傾斜
    状の直線に形成し、上記翼中間部を腹側方向に湾曲させ
    て結ぶ一方、上記翼有効部の重心の位置を上記ラジアル
    線を境に腹側方向の位置に設定するとともに、上記シュ
    ラウドの重心の位置を上記ラジアル平行移動線を境に背
    側方向の位置に設定したことを特徴とするタービン動
    翼。
  2. 【請求項２】 ラジアル平行移動線を、ラジアル線に対
    して背側方向に移動させたことを特徴とする請求項１記
    載のタービン動翼。
  3. 【請求項３】 シュラウドは、その厚みを内径側を基準
    に腹側から背側に向って外径側を増加させたことを特徴
    とする請求項１記載のタービン動翼。
  4. 【請求項４】 シュラウドは、その厚みを外径側を基準
    に腹側から背側に向って内径側を増加させたことを特徴
    とする請求項１記載のタービン動翼。
  5. 【請求項５】 シュラウドは、その厚みを内径側を基準
    に腹側から背側に向って外径側を増加させるとともに、
    上記シュラウドの外径側にシールフィンを設けたことを
    特徴とする請求項１記載のタービン動翼。
  6. 【請求項６】 タービン軸の周方向に沿って列状に植設
    され、翼ルート部から翼チップ部の翼高さ方向に沿って
    順に翼植込み部、翼有効部およびシュラウドを備えたタ
    ービン動翼において、タービン駆動流体の流れ方向に対
    し、横断方向に沿う上記翼有効部の翼ルート部から翼中
    間部に向って、上記タービン軸の中心および上記翼植込
    み部の重心を通るラジアル線に対して傾斜状の直線に形
    成し、上記翼中間部から翼チップ部に向って上記ラジア
    ル線に平行移動させたラジアル平行移動線に対して傾斜
    状の直線に形成し、上記翼中間部を腹側方向に湾曲させ
    て結ぶ一方、上記翼有効部の重心の位置を上記ラジアル
    線を境に背側方向の位置に設定するとともに、上記シュ
    ラウドの重心の位置を上記ラジアル線を境に腹側方向の
    位置に設定したことを特徴とするタービン動翼。
  7. 【請求項７】 シュラウドは、その厚みを内径側を基準
    に腹側から背側に向って外径側を減少させたことを特徴
    とする請求項６記載のタービン動翼。
  8. 【請求項８】 シュラウドは、その厚みを外径側を基準
    に腹側から背側に向って内径側を減少させたことを特徴
    とする請求項６記載のタービン動翼。
  9. 【請求項９】 シュラウドは、その厚みを内径側を基準
    に腹側から背側に向って外径側を減少させるとともに、
    上記シュラウドの外径側にシールフィンを設けたことを
    特徴とする請求項６記載のタービン動翼。
  10. 【請求項１０】 タービン軸の周方向に沿って列状に植
    設され、翼ルート部から翼チップ部の翼高さ方向に沿っ
    て順に翼植込み部、翼有効部およびシュラウドを備えた
    タービン動翼において、タービン駆動流体の流れ方向に
    沿う上記翼有効部の翼ルート部から翼中間部に向って、
    上記タービン軸の中心および上記翼植込み部の重心を通
    るラジアル線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中
    間部から翼チップ部に向って上記ラジアル線に平行移動
    させたラジアル平行移動線に対して傾斜状の直線に形成
    し、上記翼中間部を前縁方向に湾曲させて結ぶ一方、上
    記翼有効部の重心の位置を上記ラジアル平行移動線を境
    に前縁方向の位置に設定するとともに、上記シュラウド
    の重心の位置を上記ラジアル線を境に後縁方向の位置に
    設定したことを特徴とするタービン動翼。
  11. 【請求項１１】 ラジアル平行移動線を、ラジアル線に
    対して前縁方向に移動させたことを特徴とする請求項１
    ０記載のタービン動翼。
  12. 【請求項１２】 シュラウドは、その厚みを内径側を基
    準に前縁から後縁に向って外径側を増加させたことを特
    徴とする請求項１０記載のタービン動翼。
  13. 【請求項１３】 シュラウドは、その厚みを外径側を基
    準に前縁から後縁に向って内径側を増加させたことを特
    徴とする請求項１０記載のタービン動翼。
  14. 【請求項１４】 シュラウドは、その厚みを外径側を基
    準に前縁から後縁に向って内径側を曲面に形成して増加
    させたことを特徴とする請求項１０記載のタービン動
    翼。
  15. 【請求項１５】 シュラウドは、その厚みを内径側を基
    準に前縁から後縁に向って外径側を階段状に形成して増
    加させたことを特徴とする請求項１０記載のタービン動
    翼。
  16. 【請求項１６】 シュラウドは、ラジアル線を境に後縁
    側に向ってシールフィンを備えたことを特徴とする請求
    項１０記載のタービン動翼。
  17. 【請求項１７】 タービン軸の周方向に沿って列状に植
    設され、翼ルート部から翼チップ部の翼高さ方向に沿っ
    て順に翼植込み部、翼有効部およびシュラウドを備えた
    タービン動翼において、タービン駆動流体の流れ方向に
    沿う上記翼有効部の翼ルート部から翼中間部に向って、
    上記タービン軸の中心および上記翼植込み部の重心を通
    るラジアル線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中
    間部から翼チップ部に向って上記ラジアル線に平行移動
    させたラジアル平行移動線に対して傾斜状の直線に形成
    し、上記翼中間部を後縁方向に湾曲させて結ぶ一方、上
    記翼有効部の重心の位置を上記ラジアル平行移動線を境
    に後縁方向の位置に設定するとともに、上記シュラウド
    の重心の位置を上記ラジアル線を境に前縁方向の位置に
    設定したことを特徴とするタービン動翼。
  18. 【請求項１８】 ラジアル平行移動線を、ラジアル線に
    対して後縁方向に移動させたことを特徴とする請求項１
    ７記載のタービン動翼。
  19. 【請求項１９】 シュラウドは、その厚みを内径側を基
    準に前縁から後縁に向って外径側を減少させたことを特
    徴とする請求項１７記載のタービン動翼。
  20. 【請求項２０】 シュラウドは、その厚みを外径側を基
    準に前縁から後縁に向って内径側を減少させたことを特
    徴とする請求項１７記載のタービン動翼。
  21. 【請求項２１】 シュラウドは、その厚みを内径側を基
    準に前縁から後縁に向って外径側を階段状に形成して減
    少させたことを特徴とする請求項１７記載のタービン動
    翼。
  22. 【請求項２２】 シュラウドは、ラジアル線を境に前縁
    側に向ってシールフィンを備えたことを特徴とする請求
    項１７記載のタービン動翼。
  23. 【請求項２３】 タービン軸の周方向に沿って列状に植
    設され、翼ルート部から翼チップ部の翼高さ方向に沿っ
    て順に翼植込み部、翼有効部およびシュラウドを備えた
    タービン動翼において、タービン駆動流体の流れ方向に
    沿う上記翼有効部の翼ルート部から翼中間部に向って、
    上記タービン軸の中心および上記翼植込み部の重心を通
    るラジアル線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中
    間部から翼チップ部に向って上記ラジアル線の上記ター
    ビン駆動流体の流れに沿って平行移動させたタービン駆
    動流体流れ側ラジアル平行移動線に対して傾斜状の直線
    に形成し、上記翼中間部を前縁方向に湾曲させて結び、
    上記翼有効部の重心の位置を上記タービン駆動流体流れ
    側ラジアル平行移動線を境に前縁方向の位置に設定し、
    上記シュラウドの重心の位置を上記ラジアル線を境に後
    縁方向の位置に設定する一方、タービン駆動流体の流れ
    方向に対し、横断方向に沿って上記翼有効部の翼ルート
    部から翼中間部に向って上記ラジアル線に対して傾斜状
    の直線に形成し、上記翼中間部から翼チップ部に向って
    上記ラジアル線の上記タービン駆動流体流れ横断方向に
    沿って平行移動させたタービン駆動流体流れ横断側ラジ
    アル平行移動線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼
    中間部を腹側方向に湾曲させて結び、上記翼有効部の重
    心の位置を上記ラジアル線を境に腹側方向の位置に設定
    し、上記シュラウドの重心の位置を上記タービン駆動流
    体流れ横断側ラジアル平行移動線を境に背側方向の位置
    に設定したことを特徴とするタービン動翼。
  24. 【請求項２４】 タービン駆動流体流れ側ラジアル平行
    移動線をラジアル線に対して前縁方向に移動させるとと
    もに、タービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動線
    をラジアル線に対して背側方向に移動させたことを特徴
    とする請求項２３記載のタービン動翼。
  25. 【請求項２５】 タービン駆動流体流れに沿うシュラウ
    ドは、その厚みを内径側を基準に前縁から後縁に向って
    外径側を増加させるとともに、タービン駆動流体流れ横
    断側に沿うシュラウドはその厚みを内径側を基準に腹側
    から背側に向って外径側を増加させたことを特徴とする
    請求項２３記載のタービン動翼。
  26. 【請求項２６】 タービン駆動流体流れに沿うシュラウ
    ドは、その厚みを外径側を基準に前縁から後縁に向って
    内径側を増加させるとともに、タービン駆動流体流れ横
    断側に沿うシュラウドはその厚みを外径側を基準に腹側
    から背側に向って内径側を増加させたことを特徴とする
    請求項２３記載のタービン動翼。
  27. 【請求項２７】 タービン軸の周方向に沿って列状に植
    設され、翼ルート部から翼チップ部の翼高さ方向に沿っ
    て順に翼植込み部、翼有効部およびシュラウドを備えた
    タービン動翼において、タービン駆動流体の流れ方向に
    沿う上記翼有効部の翼ルート部から翼中間部に向って、
    上記タービン軸の中心および上記翼植込み部の重心を通
    るラジアル線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中
    間部から翼チップ部に向って上記ラジアル線の上記ター
    ビン駆動流体の流れに沿って平行移動させたタービン駆
    動流体流れ側ラジアル平行移動線に対して傾斜状の直線
    に形成し、上記翼中間部を後縁方向に湾曲させて結び、
    上記翼有効部の重心の位置を上記タービン駆動流体流れ
    側ラジアル平行移動線を境に後縁方向の位置に設定し、
    上記シュラウドの重心の位置を上記ラジアル線を境に前
    縁方向の位置に設定する一方、タービン駆動流体の流れ
    方向に対し、横断方向に沿って上記翼有効部の翼ルート
    部から翼中間部に向って上記ラジアル線に対して傾斜状
    の直線に形成し、上記翼中間部から翼チップ部に向って
    上記ラジアル線の上記タービン駆動流体流れ横断方向に
    沿って平行移動させたタービン駆動流体流れ横断側ラジ
    アル平行移動線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼
    中間部を腹側方向に湾曲させて結び、上記翼有効部の重
    心の位置を上記ラジアル線を境に背側方向の位置に設定
    し、上記シュラウドの重心の位置を上記ラジアル線を境
    に腹側方向の位置に設定したことを特徴とするタービン
    動翼。
  28. 【請求項２８】 タービン駆動流体流れ側ラジアル平行
    移動線をラジアル線に対して後縁方向に移動させるとと
    もに、タービン駆動流体流れ横断側ラジアル平行移動線
    をラジアル線に対して背側方向に移動させたことを特徴
    とする請求項２７記載のタービン動翼。
  29. 【請求項２９】 タービン駆動流体流れに沿うシュラウ
    ドは、その厚みを外径側を基準に前縁から後縁に向って
    内径側を減少させるとともに、タービン駆動流体流れ横
    断側に沿うシュラウドはその厚みを外径側を基準に腹側
    から背側に向って内径側を減少させたことを特徴とする
    請求項２７記載のタービン動翼。
  30. 【請求項３０】 タービン駆動流体流れに沿うシュラウ
    ドは、その厚みを内径側を基準に前縁から後縁に向って
    外径側を減少させるとともに、タービン駆動流体流れ横
    断側に沿うシュラウドはその厚みを内径側を基準に腹側
    から背側に向って外径側を減少させたことを特徴とする
    請求項２７記載のタービン動翼。
  31. 【請求項３１】 タービン軸の周方向に沿って列状に植
    設され、翼ルート部から翼チップ部の翼高さ方向に沿っ
    て順に翼植込み部、翼有効部およびシュラウドを備えた
    タービン動翼において、タービン駆動流体の流れ方向に
    沿う上記翼有効部の翼ルート部から翼中間部に向って、
    上記タービン軸の中心および上記翼植込み部の重心を通
    るラジアル線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中
    間部から翼チップ部に向って上記ラジアル線の上記ター
    ビン駆動流体の流れに沿って平行移動させたタービン駆
    動流体流れ側ラジアル平行移動線に対して傾斜状の直線
    に形成し、上記翼中間部を後縁方向に湾曲させて結び、
    上記翼有効部の重心の位置を上記タービン駆動流体流れ
    側ラジアル平行移動線を境に後縁方向の位置に設定し、
    上記シュラウドの重心の位置を上記ラジアル線を境に前
    縁方向の位置に設定する一方、タービン駆動流体の流れ
    方向に対し、横断方向に沿って上記翼有効部の翼ルート
    部から翼中間部に向って上記ラジアル線に対して傾斜状
    の直線に形成し、上記翼中間部から翼チップ部に向って
    上記ラジアル線の上記タービン駆動流体流れ横断方向に
    沿って平行移動させたタービン駆動流体流れ横断側ラジ
    アル平行移動線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼
    中間部を腹側方向に湾曲させて結び、上記翼有効部の重
    心の位置を上記ラジアル線を境に腹側方向の位置に設定
    し、上記シュラウドの重心の位置を上記タービン駆動流
    体流れ横断側ラジアル平行移動線を境に背側方向の位置
    に設定したことを特徴とするタービン動翼。
  32. 【請求項３２】 タービン駆動流体流れに沿うシュラウ
    ドは、その厚みを外径側を基準に前縁から後縁に向って
    内径側を減少させるとともに、タービン駆動流体流れ横
    断側に沿うシュラウドはその厚みを外径側を基準に腹側
    から背側に向って内径側を増加させたことを特徴とする
    請求項３１記載のタービン動翼。
  33. 【請求項３３】 タービン駆動流体流れに沿うシュラウ
    ドは、その厚みを内径側を基準に前縁から後縁に向って
    外径側を減少させるとともに、タービン駆動流体流れ横
    断側に沿うシュラウドはその厚みを内径側を基準に腹側
    から背側に向って外径側を増加させたことを特徴とする
    請求項３１記載のタービン動翼。
  34. 【請求項３４】 タービン軸の周方向に沿って列状に植
    設され、翼ルート部から翼チップ部の翼高さ方向に沿っ
    て順に翼植込み部、翼有効部およびシュラウドを備えた
    タービン動翼において、タービン駆動流体の流れ方向に
    沿う上記翼有効部の翼ルート部から翼中間部に向って、
    上記タービン軸の中心および上記翼植込み部の重心を通
    るラジアル線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼中
    間部から翼チップ部に向って上記ラジアル線の上記ター
    ビン駆動流体の流れに沿って平行移動させたタービン駆
    動流体流れ側ラジアル平行移動線に対して傾斜状の直線
    に形成し、上記翼中間部を前縁方向に湾曲させて結び、
    上記翼有効部の重心の位置を上記タービン駆動流体流れ
    側ラジアル平行移動線を境に前縁方向の位置に設定し、
    上記シュラウドの重心の位置を上記ラジアル線を境に後
    縁方向の位置に設定する一方、タービン駆動流体の流れ
    方向に対し、横断方向に沿って上記翼有効部の翼ルート
    部から翼中間部に向って上記ラジアル線に対して傾斜状
    の直線に形成し、上記翼中間部から翼チップ部に向って
    上記ラジアル線の上記タービン駆動流体流れ横断方向に
    沿って平行移動させたタービン駆動流体流れ横断側ラジ
    アル平行移動線に対して傾斜状の直線に形成し、上記翼
    中間部を腹側方向に湾曲させて結び、上記翼有効部の重
    心の位置を上記ラジアル線を境に背側方向の位置に設定
    し、上記シュラウドの重心の位置を上記ラジアル線を境
    に腹側方向の位置に設定したことを特徴とするタービン
    動翼。
  35. 【請求項３５】 タービン駆動流体流れに沿うシュラウ
    ドは、その厚みを外径側を基準に前縁から後縁に向って
    内径側を増加させるとともに、タービン駆動流体流れ横
    断側に沿うシュラウドはその厚みを外径側を基準に腹側
    から背側に向って内径側を減少させたことを特徴とする
    請求項３４記載のタービン動翼。
  36. 【請求項３６】 タービン駆動流体流れに沿うシュラウ
    ドは、その厚みを内径側を基準に前縁から後縁に向って
    外径側を増加させるとともに、タービン駆動流体流れ横
    断側に沿うシュラウドはその厚みを内径側を基準に腹側
    から背側に向って外径側を減少させたことを特徴とする
    請求項３４記載のタービン動翼。
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