JP2000248903A - Axial flow turbine - Google Patents
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、軸流タービンに係
り、特に、渦損失の発生を低く抑えてタービン性能の向
上を図った軸流タービンに関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an axial turbine and, more particularly, to an axial turbine in which the occurrence of eddy loss is suppressed to improve turbine performance.
【０００２】[0002]
【従来の技術】最近の軸流タービンは、経済的効果を高
めるため、種々の技術の検討・見直しが行われており、
その検討・見直しの一つにタービンノズルとタービン動
翼とで構成したタービン段落の翼列性能の改善がある。2. Description of the Related Art In recent axial flow turbines, various technologies have been studied and reviewed in order to enhance economic effects.
One of the studies / reviews is to improve the cascade performance of a turbine stage composed of a turbine nozzle and turbine blades.
【０００３】翼列性能を高くすることができない要因に
は、壁面境界層の発達に伴って発生する２次流れによる
２次流れ渦や、拡大流路の壁面での流体剥離に伴って発
生する流れの乱れによる損失がある。[0003] Factors that cannot improve the cascade performance include secondary flow vortices due to secondary flows generated with the development of the wall boundary layer and fluid separation on the walls of the enlarged flow passage. There are losses due to turbulence in the flow.
【０００４】これらの損失を低く抑えて、蒸気の持つ熱
エネルギをあますことなく回転エネルギに変換すること
がタービン段落の翼列性能を向上させる重要な課題にな
っている。[0004] It is an important task to improve the cascade performance of the turbine stage by suppressing these losses and converting the thermal energy of the steam into rotational energy without any loss.
【０００５】ところで、従来の軸流タービンにおけるタ
ービン段落は、図８に示す構造になっている。Incidentally, a turbine stage in a conventional axial flow turbine has a structure shown in FIG.
【０００６】タービン段落は、タービンケーシング１の
中央に収容されたタービン軸（タービンロータ）２の周
方向に沿って環状列に配置され、蒸気の流れの上流側に
位置するタービンノズル３と、環状列のタービンノズル
３に対応し、その下流側に位置するタービン動翼４とを
備えた構成になっている。The turbine stage is arranged in an annular row along the circumferential direction of a turbine shaft (turbine rotor) 2 housed in the center of a turbine casing 1, and has a turbine nozzle 3 located upstream of the steam flow, and a turbine nozzle 3. A turbine rotor blade 4 corresponding to the row of turbine nozzles 3 and located downstream thereof is provided.
【０００７】タービンノズル３は、一端をリング状のダ
イヤフラム内輪５で支持させ、他端をタービンケーシン
グ１に係合するリング状のダイヤフラム外輪６で支持さ
せている。また、タービン動翼４は、翼有効部７と翼植
込み部８とを備え、翼有効部７の頂部にシュラウド９を
設けるとともに、翼植込み部８を、例えばフォーク状ま
たは鞍型状に形成し、タービン軸２と一体形成のタービ
ンディスク１０に植設する構成になっている。The turbine nozzle 3 has one end supported by a ring-shaped diaphragm inner ring 5 and the other end supported by a ring-shaped diaphragm outer ring 6 engaged with the turbine casing 1. The turbine rotor blade 4 includes a blade effective portion 7 and a blade implant 8. A shroud 9 is provided at the top of the blade effective portion 7, and the blade implant 8 is formed in, for example, a fork shape or a saddle shape. And a turbine disk 10 integrally formed with the turbine shaft 2.
【０００８】このような構成を備えたタービン段落にお
いて、タービンノズル３は、圧力・温度の高い上流側か
ら圧力・温度の低い下流側に向って流れる蒸気に膨張仕
事をさせ、熱エネルギを速度エネルギに変えている。[0008] In the turbine stage having such a configuration, the turbine nozzle 3 causes the steam flowing from the upstream side having a high pressure and temperature to the downstream side having a low pressure and temperature to perform expansion work, thereby converting heat energy into velocity energy. Has been changed to.
【０００９】また、タービン動翼４は、タービンノズル
３から流出する蒸気の持つ速度エネルギで回転し、その
回転エネルギで発電機等を廻して動力を取り出してい
る。The turbine blades 4 rotate with the velocity energy of the steam flowing out of the turbine nozzle 3, and use the rotational energy to rotate a generator or the like to extract power.
【００１０】また、タービン段落は、高圧側から低圧側
に向って流れる蒸気に膨張仕事をさせているので、低圧
側に向うにしたがい、圧力が低くなり、その比容積が増
加する。このため、タービン段落は、比容積の増加に伴
う蒸気の流れを良好にするため、低圧側に向ってタービ
ンノズル３およびタービン動翼４のそれぞれの翼長を高
くして蒸気の流路を大きく確保する一方、その際、ター
ビンノズル３やタービン動翼４の外周側にスラント（傾
斜）角δを設けて拡大流路を形成している。In the turbine stage, since the steam flowing from the high pressure side to the low pressure side performs expansion work, the pressure decreases and the specific volume increases toward the low pressure side. For this reason, the turbine stage increases the respective blade lengths of the turbine nozzle 3 and the turbine blade 4 toward the low pressure side to increase the steam flow path in order to improve the steam flow accompanying the increase in the specific volume. Meanwhile, at this time, a slant (inclination) angle δ is provided on the outer peripheral side of the turbine nozzle 3 and the turbine rotor blade 4 to form an enlarged flow path.
【００１１】外周側にスラント角δを設けて拡大流路を
形成したタービンノズル３やタービン動翼４は、その通
路面積、流出角分布などの流体設計条件を、従来から多
く採用されているフリーボルテックス設計法（翼のルー
ト部から翼のチップ部に向う各半径方向における軸流速
度を一定にする翼設計方法）やコントロールボルテック
ス設計法（翼のルート部から翼のチップ部に向う半径方
向の速度成分を考慮し、実際の流線に沿う翼設計方法）
などが用いられている。In the turbine nozzle 3 and the turbine blade 4 having an enlarged flow path formed by providing a slant angle δ on the outer peripheral side, a fluid design condition such as a passage area and an outflow angle distribution has been often used in a free nozzle. Vortex design method (blade design method to keep the axial flow velocity in each radial direction from the blade root to the blade tip) and control vortex design method (radial direction from the blade root to the blade tip) Considering velocity components, blade design method along actual streamline)
Are used.
【００１２】例えば、タービンノズル３に流出角を設定
する場合、図９に示すように、一方のタービンノズル３
ａと隣のタービンノズル３ｂとで形成される流路のう
ち、最狭部分をスロートＳとし、一方のタービンノズル
３ａと隣のタービンノズル３ｂとの距離をピッチＴとす
るとき、 sin-1（Ｓ／Ｔ）を簡易的に幾何学的な流出角
と定めている。For example, when setting the outflow angle to the turbine nozzle 3, as shown in FIG.
When the narrowest portion of the flow path formed by a and the adjacent turbine nozzle 3b is the throat S, and the distance between one turbine nozzle 3a and the adjacent turbine nozzle 3b is the pitch T, sin -1 ( S / T) is simply defined as a geometric outflow angle.
【００１３】この幾何学的な流出角 sin-1（Ｓ／Ｔ）
を、フリーボルテックス設計法を用いて翼ルート部から
翼チップ部までを分布させると、その幾何学的な流出角
sin-1（Ｓ／Ｔ）の分布線図は図１０の実線で示すよう
に、直線状に増加している。This geometrical outflow angle sin -1 (S / T)
Is distributed from the blade root to the blade tip using the free vortex design method.
The distribution diagram of sin -1 (S / T) increases linearly as shown by the solid line in FIG.
【００１４】また、幾何学的な流出角 sin-1（Ｓ／Ｔ）
を、コントロールボルテックス設計法を用いて翼ルート
部から翼チップ部までを分布させると、その幾何学的な
流出角 sin-1（Ｓ／Ｔ）の分布線図は図１０の破線で示
すように、翼ルート部でフリーボルテックス設計法に較
べて大きく、翼チップ部でフリーボルテックス設計法に
較べて小さくなっている。Further, the geometrical outflow angle sin -1 (S / T)
Is distributed from the blade root portion to the blade tip portion using the control vortex design method. The distribution diagram of the geometrical outflow angle sin -1 (S / T) is as shown by the broken line in FIG. At the blade root part, it is larger than the free vortex design method, and at the blade tip part, it is smaller than the free vortex design method.
【００１５】ところで、上述２次流れの発生メカニズム
を、図１１を用いて詳しく説明する。なお、図１１は、
一方のタービンノズル３ａと隣のタービンノズル３ｂと
を後縁側から見た斜視図であり、各タービンノズル３
ａ，３ｂはタービン軸（図示せず）の回転中心を通るラ
ジアル線Ｆ（半径方向線）に対して傾斜しておらず、ダ
イヤフラム内輪５に対して垂直に設置した例を示してい
る。By the way, the generation mechanism of the secondary flow will be described in detail with reference to FIG. In addition, FIG.
FIG. 3 is a perspective view of one turbine nozzle 3a and an adjacent turbine nozzle 3b as viewed from the trailing edge side.
Reference numerals a and 3b denote an example in which the shaft is not inclined with respect to a radial line F (radial line) passing through the center of rotation of a turbine shaft (not shown), but is installed perpendicular to the diaphragm inner ring 5.
【００１６】今、高圧、高温の蒸気は、一方のタービン
ノズル３ａと隣のタービンノズル３ｂとで形成した翼間
流路を流れるとき、流路内で円弧状の曲線Ｃに沿って流
れる。このとき、一方のタービンノズル３ａの背面Ｂか
ら隣のタービンノズル３ｂの腹面Ａに遠心力Ｄを生じ、
この遠心力Ｄと静圧とが圧力バランスしているため、隣
のタービンノズル３ｂの腹面Ａにおける静圧が高くなる
のに対し、一方のタービンノズル３ａの背面Ｂにおける
蒸気の流速が速いので、一方のタービンノズル３ａの背
面Ｂの圧力が低くなっている。このため、流路内では、
隣のタービンノズル３ｂの腹面Ａから一方のタービンノ
ズル３ａの背面Ｂに向って圧力勾配が生じる。この圧力
勾配は、ダイヤフラム内輪５とダイヤフラム外輪６との
それぞれの壁面上に形成される流速の遅い層、つまり境
界層においても同じである。Now, when the high-pressure, high-temperature steam flows through the inter-blade flow path formed by one turbine nozzle 3a and the adjacent turbine nozzle 3b, it flows along an arc-shaped curve C in the flow path. At this time, a centrifugal force D is generated from the back surface B of one turbine nozzle 3a to the abdominal surface A of the next turbine nozzle 3b,
Since the centrifugal force D and the static pressure are pressure-balanced, the static pressure on the abdominal surface A of the adjacent turbine nozzle 3b increases, whereas the flow velocity of the steam on the back surface B of the one turbine nozzle 3a is high. The pressure on the back surface B of one turbine nozzle 3a is low. Therefore, in the channel,
A pressure gradient is generated from the belly surface A of the adjacent turbine nozzle 3b to the back surface B of one turbine nozzle 3a. This pressure gradient is the same in a layer having a low flow velocity, that is, a boundary layer formed on the wall surfaces of the diaphragm inner ring 5 and the diaphragm outer ring 6.
【００１７】ところが、境界層付近においては流速が遅
く、作用する遠心力も小さいため、圧力勾配に抗しきれ
ず、隣のタービンノズル３ｂの腹面Ａから一方のタービ
ンノズル３ａの背面Ｂに向う２次流れＥ1 が発生する。
そして、この２次流れＥ1 は、一方のタービンノズル３
ａの背面Ｂに衝突して巻き上がり、各タービンノズル３
ａ，３ｂとダイヤフラム内外輪５，６との接続部分にお
いて、それぞれ２次流れ渦Ｅ2 が発生する。このため、
蒸気の持つエネルギは、２次流れ渦Ｅ2 の形成に費さ
れ、その一部が失われる。しかも、２次流れ渦Ｅ2 は、
蒸気の流線を乱し、タービンノズル３ａ，３ｂの性能を
著しく低下させるうえ、下流側のタービン動翼４に流れ
る蒸気のエネルギ損失を招き、各タービン段落の性能を
低下させている。However, since the flow velocity is slow near the boundary layer and the acting centrifugal force is small, the secondary flow from the abdominal surface A of the adjacent turbine nozzle 3b to the back surface B of one of the turbine nozzles 3a cannot be withstand the pressure gradient. E 1 occurs.
The secondary flow E 1 is supplied to one of the turbine nozzles 3
a of the turbine nozzle 3
Secondary flow vortices E 2 are generated at the connection portions between a and 3b and the diaphragm inner and outer rings 5 and 6, respectively. For this reason,
Energy of the steam is consumed in the formation of secondary flow vortices E 2, part of it is lost. Moreover, the secondary flow vortex E 2 is
The streamlines of the steam are disturbed, and the performance of the turbine nozzles 3a and 3b is remarkably reduced. In addition, the energy loss of the steam flowing to the turbine rotor blades 4 on the downstream side is caused, and the performance of each turbine stage is reduced.
【００１８】最近、タービンノズル３ａ，３ｂ間で形成
された流路内で発生する２次流れ渦に起因する２次流れ
損失を低くさせる研究成果が数多く提案されている。Recently, many research results have been proposed to reduce a secondary flow loss caused by a secondary flow vortex generated in a flow path formed between the turbine nozzles 3a and 3b.
【００１９】例えば、特開平１−１０６９０３号公報に
見られるように、翼をコンパウドリーン翼状に形成した
タービンノズルが開示されている。このタービンノズル
は、図１２に示すように、ダイヤフラム内輪５とダイヤ
フラム外輪６との接続部分をタービン軸の中心点を通る
ラジアル線Ｆに対し、傾斜状の直線にし、中間部分を腹
面Ａに向って突状のわん曲面に形成して結んだものであ
る。For example, as disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 1-106903, there is disclosed a turbine nozzle having blades formed in the shape of a compound drone blade. In this turbine nozzle, as shown in FIG. 12, the connecting portion between the diaphragm inner ring 5 and the diaphragm outer ring 6 is formed as a straight line inclined with respect to a radial line F passing through the center point of the turbine shaft, and the intermediate portion faces the ventral surface A. It is formed into a protruding curved surface and tied.
【００２０】このように、翼チップ部とルート部とを傾
斜状の直線にし、翼中間部をわん曲面で結ぶと、傾斜状
の直線のそれぞれからダイヤフラム内外輪５，６に向っ
て押圧力Ｇ，Ｊが与えられ、境界層の発達を低く抑えて
いる。その結果、タービンノズルは、図１３の破線で示
す圧力損失分布Ｐ2 が従来の実線で示す圧力分布Ｐ1に
較べて低くなっている。特に、翼チップ部と翼ルート部
での圧力損失分布Ｐ2が著しく低くなる。As described above, when the blade tip portion and the root portion are formed into an inclined straight line and the blade intermediate portion is connected by a curved surface, the pressing force G is applied from each of the inclined straight lines to the inner and outer diaphragms 5, 6 of the diaphragm. , J to keep the development of the boundary layer low. As a result, the turbine nozzle, a pressure loss distribution P 2 shown by a broken line in FIG. 13 is lower compared to the pressure distribution P 1 showing a conventional solid line. In particular, the pressure loss distribution P 2 at the wing tip portion and the wing root portion significantly lower.
【００２１】また、他の従来の実施例には、図１４に示
すように、タービンノズル３の翼断面が軸方向の下流側
に向って突状になるように、翼長の中央部分でわん曲さ
せ、このわん曲の両端をダイヤフラム内輪５およびダイ
ヤフラム外輪６のそれぞれに向い、かつタービン軸の中
心点を通るラジアル線Ｆ1 ，Ｆ2 に対し、傾斜状の直線
に形成した翼面線Ｘ1 ，Ｘ2 のそれぞれで結ぶタービン
ノズルが開示されている。このタービンノズルも傾斜状
の直線に形成した翼面線Ｘ1 ，Ｘ2 から発生する押圧力
Ｋ，Ｍを利用して境界層の発達を低く抑えたものであ
る。In another conventional embodiment, as shown in FIG. 14, the blade section of the turbine nozzle 3 is curved at a central portion of the blade length so as to project toward the downstream side in the axial direction. The curved surface is formed such that both ends of the curved surface are directed to the diaphragm inner ring 5 and the diaphragm outer ring 6, respectively, and the blade surface line X is formed as a straight line inclined with respect to the radial lines F 1 and F 2 passing through the center point of the turbine shaft. A turbine nozzle connecting at each of 1 and X 2 is disclosed. In this turbine nozzle, the development of the boundary layer is suppressed to a low level by using the pressing forces K and M generated from the blade surface lines X 1 and X 2 formed in inclined straight lines.
【００２２】さらに他の従来の実施例には、図１５に示
すように、圧力損失の低い翼中間部分に、より多くの蒸
気を流すタービンノズルが開示されている。このタービ
ンノズルは、ダイヤフラム内外輪５，６に対し、取付角
度を変えてねじりを加え、翼中央部分でのスロートＳｐ
を、翼ルート部のスロートＳｒおよび翼チップ部のスロ
ートＳｔに較べて大きく設定し、翼中央部分に、より多
くの蒸気を流すことにより蒸気の持つ熱エネルギをより
多くの回転エネルギに変換させたものである。In still another conventional embodiment, as shown in FIG. 15, there is disclosed a turbine nozzle that allows more steam to flow in the blade middle portion having a low pressure loss. This turbine nozzle twists the diaphragm inner and outer rings 5 and 6 by changing the mounting angle, and the throat Sp at the center of the blade.
Is set to be larger than the throat Sr of the blade root portion and the throat St of the blade tip portion, and more steam is caused to flow through the center portion of the blade to convert the heat energy of the steam into more rotational energy. Things.
【発明が解決しようとする課題】図１２で示した従来の
タービンノズルは、ダイヤフラム内外輪５，６から翼中
央部分に向って傾斜状の直線に形成し、翼中央部分を腹
面Ａに向って突状のわん曲線で結んでいるので、直線部
分からダイヤフラム内外輪５，６に向う押圧力が充分に
活用でき、この押圧力により境界層を低く抑えることが
できる。The conventional turbine nozzle shown in FIG. 12 is formed in a straight line inclined from the diaphragm inner and outer rings 5 and 6 toward the blade center portion, and the blade center portion is directed toward the ventral surface A. Since the protruding curves are connected, the pressing force from the straight portion toward the diaphragm inner and outer rings 5, 6 can be sufficiently utilized, and the pressing layer can keep the boundary layer low.
【００２３】しかし、従来のタービンノズルでは、蒸気
が下流側のタービン段落に向うに従って比容積が増加
し、比容積の増加による蒸気の流れを良好にする必要
上、図８で示した外周壁側にスラント角δを持たせて拡
大流路を形成している。このため、従来では、拡大流路
側を流れる蒸気の流量が少なくなり、流量不足に伴う渦
流Ｎが発生し易くなるおそれがある。However, in the conventional turbine nozzle, the specific volume increases as the steam flows toward the turbine stage on the downstream side, and it is necessary to improve the flow of the steam due to the increase in the specific volume. Has an slant angle δ to form an enlarged flow path. For this reason, in the related art, the flow rate of the steam flowing in the enlarged flow path side decreases, and there is a possibility that the vortex N due to the shortage of the flow rate is easily generated.
【００２４】また、図１４で示した従来のタービンノズ
ルも、上述と同様にダイヤフラム外輪６側をスラント角
δを持たせて拡大流路に形成している関係上、蒸気の流
量不足に伴う渦流Ｎが発生し易くなる不都合、不具合が
あった。Also, in the conventional turbine nozzle shown in FIG. 14, the diaphragm outer ring 6 is formed as an enlarged flow path with a slant angle δ in the same manner as described above. There are inconveniences and problems that N is likely to occur.
【００２５】さらに、図１５で示した従来のタービンノ
ズルも、損失の少ない翼中央部分を巧みに利用してより
多くの蒸気を流して蒸気の持つ熱エネルギをより多くの
速度エネルギに変換する点で優れてはいるものの、上述
と同様にダイヤフラム外輪６側をスラント角δを持たせ
て拡大流路に形成している関係上、蒸気の流量不足に伴
う渦流Ｎの発生を防止することができない問題点があっ
た。[0025] Furthermore, the conventional turbine nozzle shown in Fig. 15 also utilizes the less lossy blade center portion to flow more steam and convert the heat energy of the steam into more velocity energy. However, since the diaphragm outer ring 6 has a slant angle δ and is formed as an enlarged flow path in the same manner as described above, the generation of the vortex N due to the insufficient flow rate of steam cannot be prevented. There was a problem.
【００２６】本発明は、このような事情に基づいてなさ
れたもので、翼チップ部に形成する拡大流路に発生する
渦流を低く抑え、蒸気の持つ熱エネルギをより多くの速
度エネルギに変換できるように図った軸流タービンを提
供することを目的とする。The present invention has been made in view of such circumstances, and it is possible to suppress the vortex generated in the enlarged flow passage formed in the blade tip portion, and convert the heat energy of the steam into more velocity energy. It is an object to provide an axial turbine designed as described above.
【００２７】[0027]
【課題を解決するための手段】本発明に係る軸流タービ
ンは、上記目的を達成するために、請求項１に記載した
ように、ダイヤフラム外輪とダイヤフラム内輪との間に
形成される環状流路の周方向に沿って配置したタービン
ノズルと、このタービンノズルに対応し、下流側に配置
したタービン動翼と、上記タービンノズルと上記タービ
ン動翼を組み合せて構成したタービン段落を軸方向に複
数配置するとともに、上記タービンノズルと上記タービ
ン動翼との上記ダイヤフラム外輪側に５°〜３０°のス
ラント角を設けて拡大流路を形成した軸流タービンにお
いて、上記タービンノズルの出口側から見て上記ダイヤ
フラム外輪側から延びる翼面線と、上記ダイヤフラム内
輪側から延びる翼面線とを結ぶわん曲突状部を隣のター
ビンノズルの周方向に向って形成するとともに、このわ
ん曲突状部が上記ダイヤフラム内輪側からの高さをＷと
し、上記タービンノズルの翼長をＨとするとき、わん曲
突状部のタービンノズルの翼長に対する高さ比Ｗ／Ｈ
を、To achieve the above object, an axial flow turbine according to the present invention has an annular flow path formed between an outer ring of a diaphragm and an inner ring of a diaphragm. Turbine nozzles arranged along the circumferential direction of the turbine, turbine blades corresponding to the turbine nozzles and arranged on the downstream side, and a plurality of turbine stages formed by combining the turbine nozzles and the turbine rotor blades in the axial direction. And an axial flow turbine in which a slant angle of 5 ° to 30 ° is provided on the outer ring side of the diaphragm between the turbine nozzle and the turbine blade to form an enlarged flow path, wherein the axial flow turbine is viewed from the outlet side of the turbine nozzle. A curved protruding portion connecting the blade surface line extending from the diaphragm outer ring side and the blade surface line extending from the diaphragm inner ring side is formed in a circumferential direction of an adjacent turbine nozzle. When the height of the curved protruding portion from the diaphragm inner ring side is W and the blade length of the turbine nozzle is H, the curved protruding portion is formed with respect to the blade length of the turbine nozzle. Height ratio W / H
To
【数９】Ｗ／Ｈ＝５０％〜６５％ の範囲に設定したものである。## EQU9 ## W / H = 50% to 65%.
【００２８】また、本発明に係る軸流タービンは、上記
目的を達成するために、請求項２に記載したように、タ
ービンノズルの出口側から見てダイヤフラム外輪側から
延びる翼面線の、タービン軸の中心を通るラジアル線に
対する傾斜角度をθｔとするとき、翼面線の傾斜角度θ
ｔを、According to a second aspect of the present invention, there is provided an axial flow turbine having a turbine line having a blade surface extending from an outer ring side of a diaphragm as viewed from an outlet side of a turbine nozzle. When the inclination angle with respect to the radial line passing through the center of the axis is θt, the inclination angle θ of the blade surface line
t
【数１０】θｔ＝５°±５° の範囲に設定したものである。## EQU10 ## This is set in the range of θt = 5 ° ± 5 °.
【００２９】また、本発明に係る軸流タービンは、上記
目的を達成するために、請求項３に記載したように、タ
ービンノズルの出口側から見てダイヤフラム内輪側から
延びる翼面線の、タービン軸の中心を通るラジアル線に
対する傾斜角度をθｒとするとき、翼面線の傾斜角度θ
ｒを、According to a third aspect of the present invention, there is provided an axial flow turbine according to the third aspect of the present invention, which has a blade surface line extending from an inner ring side of a diaphragm as viewed from an outlet side of a turbine nozzle. When the inclination angle with respect to the radial line passing through the center of the axis is θr, the inclination angle θ of the blade surface line
r
【数１１】θｒ＝１０°±５° の範囲に設定したものである。Equation (11) is set in the range of θr = 10 ° ± 5 °.
【００３０】また、本発明に係る軸流タービンは、上記
目的を達成するために、請求項４に記載したように、ダ
イヤフラム外輪とダイヤフラム内輪との間に形成される
環状流路の周方向に沿って配置したタービンノズルと、
このタービンノズルに対応し、下流側に配置したタービ
ン動翼と、上記タービンノズルと上記タービン動翼を組
み合せて構成したタービン段落を軸方向に複数配置する
とともに、上記タービンノズルと上記タービン動翼との
上記ダイヤフラム外輪側に５°〜３０°のスラント角を
設け拡大流路を形成した軸流タービンにおいて、上記タ
ービンノズルの出口側から見て上記ダイヤフラム外輪側
から延びる翼面線と、上記ダイヤフラム内輪側から延び
る翼面線とを結ぶわん曲突状部を隣のタービンノズルの
周方向に向って形成するとともに、このわん曲突状部が
上記ダイヤフラム内輪側からの高さをＷとし、タービン
前段落における上記タービン動翼の翼長をＢとすると
き、わん曲突状部のタービン動翼の翼長に対する高さ比
Ｗ／Ｂを、According to a fourth aspect of the present invention, there is provided an axial flow turbine according to the present invention, wherein an annular flow path formed between an outer ring of a diaphragm and an inner ring of a diaphragm is formed in a circumferential direction. A turbine nozzle arranged along
Corresponding to this turbine nozzle, a turbine blade arranged on the downstream side, and a plurality of turbine stages configured by combining the turbine nozzle and the turbine blade are arranged in the axial direction, and the turbine nozzle and the turbine blade are An axial flow turbine having a slant angle of 5 ° to 30 ° formed on the outer ring side of the diaphragm to form an enlarged flow path, a blade surface line extending from the outer ring side of the diaphragm when viewed from an outlet side of the turbine nozzle, and an inner ring of the diaphragm A curved protruding portion connecting the blade surface line extending from the side is formed toward the circumferential direction of the adjacent turbine nozzle, and the height of the curved protruding portion from the inner ring side of the diaphragm is W, When the blade length of the turbine blade in the paragraph is B, the height ratio W / B of the curved protruding portion to the blade length of the turbine blade is
【数１２】Ｗ／Ｂ＝６０％〜９５％ の範囲に設定したものである。## EQU12 ## W / B = 60% to 95%.
【００３１】また、本発明に係る軸流タービンは、上記
目的を達成するために、請求項５に記載したように、ダ
イヤフラム外輪とダイヤフラム内輪との間に形成される
環状流路の周方向に沿って配置したタービンノズルと、
このタービンノズルに対応し、下流側に配置したタービ
ン動翼と、上記タービンノズルと上記タービン動翼を組
み合せて構成したタービン段落を軸方向に複数配置する
とともに、上記タービンノズルと上記タービン動翼との
上記ダイヤフラム外輪側に５°〜３０°のスラント角を
設けて拡大流路を形成した軸流タービンにおいて、上記
ダイヤフラム外輪側から上記タービンノズルの出口の下
流側に向って延びる翼面線と上記ダイヤフラム内輪側か
ら上記タービンノズルの出口の下流側に向って延びる翼
面線とを結ぶわん曲突状部を上記タービンノズルの軸方
向に向って形成するとともに、このわん曲突状部が上記
ダイヤフラム内輪側からの高さをＷとし、上記タービン
ノズルの翼長をＨとするとき、わん曲突状部のタービン
ノズルの翼長に対する高さ比Ｗ／Ｈを、According to a fifth aspect of the present invention, there is provided an axial flow turbine according to the present invention, wherein an axial flow path is formed in a circumferential direction of an annular flow path formed between an outer ring of a diaphragm and an inner ring of a diaphragm. A turbine nozzle arranged along
Corresponding to this turbine nozzle, a turbine blade arranged on the downstream side, and a plurality of turbine stages configured by combining the turbine nozzle and the turbine blade are arranged in the axial direction, and the turbine nozzle and the turbine blade are In the axial flow turbine in which a slant angle of 5 ° to 30 ° is provided on the outer ring side of the diaphragm to form an enlarged flow path, the blade surface line extending from the outer ring side of the diaphragm toward the downstream side of the outlet of the turbine nozzle, and A curved protruding portion is formed in the axial direction of the turbine nozzle that connects a blade surface line extending from the diaphragm inner ring side to the downstream side of the outlet of the turbine nozzle, and the curved protruding portion is formed by the diaphragm. When the height from the inner ring side is W, and the blade length of the turbine nozzle is H, the blade length of the curved protruding portion is Height ratio W / H
【数１３】Ｗ／Ｈ＝５０％〜６５％ の範囲に設定したものである。## EQU13 ## W / H = 50% to 65%.
【００３２】また、本発明に係る軸流タービンは、上記
目的を達成するために、請求項６に記載したように、ダ
イヤフラム外輪とダイヤフラム内輪との間に形成される
環状流路の周方向に沿って配置したタービンノズルと、
このタービンノズルに対応し、下流側に配置したタービ
ン動翼と、上記タービンノズルと上記タービン動翼を組
み合せて構成したタービン段落を軸方向に複数配置する
とともに、上記タービンノズルと上記タービン動翼との
上記ダイヤフラム外輪側に５°〜３０°のスラント角を
設けて拡大流路を形成した軸流タービンにおいて、上記
ダイヤフラム外輪側から上記タービンノズルの出口の下
流側に向って延びる翼面線と上記ダイヤフラム内輪側か
ら上記タービンノズルの出口の下流側に向って延びる翼
面線とを結ぶわん曲突状部を上記タービンノズルの軸方
向に向って形成するとともに、このわん曲突状部が上記
ダイヤフラム内輪側からの高さをＷとし、タービン前段
落における上記タービン動翼の翼長をＢとするとき、わ
ん曲突状部のタービン動翼の翼長に対する高さ比Ｗ／Ｂ
を、According to a sixth aspect of the present invention, there is provided an axial flow turbine according to the present invention, wherein an annular flow path formed between an outer ring of a diaphragm and an inner ring of a diaphragm is formed in a circumferential direction. A turbine nozzle arranged along
Corresponding to this turbine nozzle, a turbine blade arranged on the downstream side, and a plurality of turbine stages configured by combining the turbine nozzle and the turbine blade are arranged in the axial direction, and the turbine nozzle and the turbine blade are In the axial flow turbine in which a slant angle of 5 ° to 30 ° is provided on the outer ring side of the diaphragm to form an enlarged flow path, the blade surface line extending from the outer ring side of the diaphragm toward the downstream side of the outlet of the turbine nozzle, and A curved protruding portion is formed in the axial direction of the turbine nozzle that connects a blade surface line extending from the diaphragm inner ring side to the downstream side of the outlet of the turbine nozzle, and the curved protruding portion is formed by the diaphragm. When the height from the inner ring side is W and the blade length of the turbine rotor blade in the preceding stage of the turbine is B, the turbulent portion of the turbine Height ratio to blade length W / B
To
【数１４】Ｗ／Ｂ＝６０％〜９５％ の範囲に設定したものである。## EQU14 ## W / B = 60% to 95%.
【００３３】また、本発明に係る軸流タービンは、上記
目的を達成するために、請求項７に記載したように、ダ
イヤフラム外輪とダイヤフラム内輪との間に形成される
環状流路の周方向に沿って配置したタービンノズルと、
このタービンノズルに対応し、下流側に配置したタービ
ン動翼と、上記タービンノズルと上記タービン動翼を組
み合せて構成したタービン段落を軸方向に複数配置する
とともに、上記タービンノズルと上記タービン動翼との
上記ダイヤフラム外輪側に５°〜３０°のスラント角を
設けて拡大流路を形成した軸流タービンにおいて、上記
タービンノズルのピッチをＴとし、スロートをＳとした
場合の幾何学的流出角 sin-1（Ｓ／Ｔ）の最大値が上記
ダイヤフラム内輪側からの最大高さ位置をＷmax とし、
上記タービンノズルの翼長をＨとするとき、幾何学的流
出角 sin-1（Ｓ／Ｔ）の最大値の上記タービンノズルの
翼長に対する高さ比Ｗmax ／Ｈを、In order to achieve the above object, an axial flow turbine according to the present invention is arranged such that an axial flow path is formed in a circumferential direction of an annular flow path formed between a diaphragm outer ring and a diaphragm inner ring. A turbine nozzle arranged along
Corresponding to this turbine nozzle, a turbine blade arranged on the downstream side, and a plurality of turbine stages configured by combining the turbine nozzle and the turbine blade are arranged in the axial direction, and the turbine nozzle and the turbine blade are In the axial flow turbine in which a slant angle of 5 ° to 30 ° is provided on the outer ring side of the diaphragm to form an enlarged flow path, a geometric outflow angle sin when the pitch of the turbine nozzle is T and the throat is S The maximum value of -1 (S / T) is the maximum height position from the diaphragm inner ring side as Wmax,
Assuming that the blade length of the turbine nozzle is H, the height ratio Wmax / H of the maximum value of the geometrical outflow angle sin -1 (S / T) to the blade length of the turbine nozzle is given by:
【数１５】Ｗmax ／Ｈ＝５０％〜７０％ の範囲に設定したものである。## EQU15 ## Wmax / H = 50% to 70%.
【００３４】また、本発明に係る軸流タービンは、上記
目的を達成するために、請求項８に記載したように、ダ
イヤフラム外輪とダイヤフラム内輪との間に形成される
環状流路の周方向に沿って配置したタービンノズルと、
このタービンノズルに対応し、下流側に配置したタービ
ン動翼と、上記タービンノズルと上記タービン動翼を組
み合せて構成したタービン段落を軸方向に複数配置する
とともに、上記タービンノズルと上記タービン動翼との
上記ダイヤフラム外輪側に５°〜３０°のスラント角を
設けて拡大流路を形成した軸流タービンにおいて、上記
タービンノズルのピッチをＴとし、スロートをＳとした
場合の幾何学的流出角 sin-1（Ｓ／Ｔ）の最大値が上記
ダイヤフラム内輪側からの最大高さ位置をＷmax とし、
タービン前段落における上記タービン動翼の翼長をＢと
するとき、幾何学的流出角 sin-1（Ｓ／Ｔ）の最大値の
上記タービン動翼の翼長に対する高さ比Ｗmax ／Ｂを、Further, in order to achieve the above object, an axial flow turbine according to the present invention is arranged such that the axial flow turbine is formed in a circumferential direction of an annular flow path formed between a diaphragm outer ring and a diaphragm inner ring. A turbine nozzle arranged along
Corresponding to this turbine nozzle, a turbine blade arranged on the downstream side, and a plurality of turbine stages configured by combining the turbine nozzle and the turbine blade are arranged in the axial direction, and the turbine nozzle and the turbine blade are In the axial flow turbine in which a slant angle of 5 ° to 30 ° is provided on the outer ring side of the diaphragm to form an enlarged flow path, a geometric outflow angle sin when the pitch of the turbine nozzle is T and the throat is S The maximum value of -1 (S / T) is the maximum height position from the diaphragm inner ring side as Wmax,
Assuming that the blade length of the turbine blade in the preceding paragraph of the turbine is B, the height ratio Wmax / B of the maximum value of the geometrical outflow angle sin -1 (S / T) to the blade length of the turbine blade is given by:
【数１６】Ｗmax ／Ｂ＝５５％〜１００％ の範囲に設定したものである。## EQU16 ## Wmax / B = 55% to 100%.
【００３５】[0035]
【発明の実施の形態】以下、本発明に係る軸流タービン
の実施形態を図面および図面に付した符号を引用して説
明する。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS An embodiment of an axial flow turbine according to the present invention will be described below with reference to the drawings and reference numerals attached to the drawings.
【００３６】図１は、本発明に係る軸流タービンの第１
実施形態を示す概略縦断面図である。FIG. 1 shows a first embodiment of the axial turbine according to the present invention.
It is an outline longitudinal section showing an embodiment.
【００３７】本実施形態に係る軸流タービンは、蒸気Ｓ
Ｔの流れ方向に沿って複数段落に配置したタービン段落
１１を備えて構成されている。The axial turbine according to the present embodiment has the steam S
The turbine stage 11 is arranged in a plurality of stages along the flow direction of T.
【００３８】タービン段落１１は、タービンケーシング
１２の中央に収容されたタービン軸１３の周方向に沿っ
て環状列に配置され、蒸気ＳＴの流れの上流側に位置す
るタービンノズル１４と、環状列のタービンノズル１４
に対応し、その下流側に位置するタービン動翼１５とを
備えた構成になっている。The turbine stage 11 is arranged in an annular row along the circumferential direction of the turbine shaft 13 housed in the center of the turbine casing 12, and has a turbine nozzle 14 located on the upstream side of the flow of steam ST and a turbine nozzle 14 in the annular row. Turbine nozzle 14
And a turbine rotor blade 15 located downstream thereof.
【００３９】タービンノズル１４は、一端をリング状の
ダイヤフラム内輪１６で支持させ、他端をタービンケー
シング１２に係合するリング状のダイヤフラム外輪１７
で支持させている。また、タービン動翼１５は、翼有効
部１８と翼植込み部１９とを備え、翼有効部１８の頂部
にシュラウド２０を設けるとともに、翼植込み部１９
を、例えばフォーク状または鞍型状に形成し、タービン
軸１３と一体形成するタービンディスク２１に植設する
構成になっている。The turbine nozzle 14 has one end supported by a ring-shaped diaphragm inner ring 16 and the other end engaged with a turbine casing 12 by a ring-shaped diaphragm outer ring 17.
It is supported by. Further, the turbine rotor blade 15 includes a blade effective portion 18 and a blade implanting portion 19, and a shroud 20 is provided on the top of the blade effective portion 18, and the blade implanting portion 19 is provided.
Is formed in, for example, a fork shape or a saddle shape, and is implanted in a turbine disk 21 integrally formed with the turbine shaft 13.
【００４０】また、タービン段落１１は、高圧側から低
圧側に向って流れる蒸気ＳＴに膨張仕事をさせているの
で、低圧側に向う蒸気ＳＴの圧力が低くなり、その比容
積が増加する。このため、タービン段落１１は、比容積
の増加に伴う蒸気ＳＴの流れを良好にするため、タービ
ンノズル１４およびタービン動翼１５のそれぞれの翼長
を高くして蒸気ＳＴの流路を大きく確保するとともに、
タービンノズル１４やタービン動翼１５の外周側にスラ
ント角δを設けて拡大流路を形成している。Further, since the turbine stage 11 causes the steam ST flowing from the high pressure side to the low pressure side to perform expansion work, the pressure of the steam ST toward the low pressure side decreases, and the specific volume thereof increases. Therefore, in the turbine stage 11, in order to improve the flow of the steam ST accompanying the increase in the specific volume, the blade length of each of the turbine nozzle 14 and the turbine moving blade 15 is increased to secure a large flow path for the steam ST. With
An enlarged flow path is formed by providing a slant angle δ on the outer peripheral side of the turbine nozzle 14 and the turbine blade 15.
【００４１】外周側にスラント角δを設けて拡大流路を
形成したタービンノズル１４は、図２に示すように、そ
れぞれの両端をダイヤフラム内輪１６およびダイヤフラ
ム外輪１７に固設し、各固設位置から隣のタービンノズ
ル１４の翼背面２２の中央部分に向って延びる翼面線Ｂ
ＳＬ1 ，ＢＳＬ2 を直線に形成し、かつタービン軸１３
の中心Ｏを通るラジアル線Ｆに対し、角度θｔ，θｒだ
けタービン軸１３の周方向に沿ってずれた位置に形成す
る。As shown in FIG. 2, the turbine nozzle 14 having the slant angle δ formed on the outer peripheral side to form an enlarged flow path has both ends fixed to the diaphragm inner ring 16 and the diaphragm outer ring 17 and each fixed position. Surface line B extending from the center of the blade back surface 22 of the next turbine nozzle 14
SL 1 and BSL 2 are formed linearly and the turbine shaft 13
Is formed at a position shifted along the circumferential direction of the turbine shaft 13 by angles θt and θr with respect to the radial line F passing through the center O of
【００４２】また、タービンノズル１４は、その中央部
分の翼面線ＢＳＬ3 を上述の直線に形成した翼面線ＢＳ
Ｌ1 ，ＢＳＬ2 に滑かに接続し、隣のタービンノズル１
４の翼背面２２方向に向って突状の曲率Ｒのわん曲線に
形成する。The turbine nozzle 14 has a wing surface line BSL formed by forming the wing surface line BSL 3 at the center thereof into the above-described straight line.
L 1 , BSL 2 smoothly connected to the next turbine nozzle 1
No. 4 is formed in a curved curve with a protruding curvature R toward the back surface 22 of the blade.
【００４３】また、タービンノズル１４は、ダイヤフラ
ム外輪１７から隣のタービンノズル１４の翼背面２２の
中央部分に向って延びる直線状の翼面線ＢＳＬ1 のター
ビン軸１３の中心Ｏを通るラジアル線Ｆに対する傾斜角
度θｔを５°±５°の範囲に設定することが好ましく、
さらに、ダイヤフラム内輪１６から隣りのタービンノズ
ル１４の翼背面２２の中央部分に向って延びる直線状の
翼面線ＢＳＬ2 のタービン軸１３の中心Ｏを通るラジア
ル線Ｆに対する傾斜角度θｒを１０°±５°の範囲に設
定することが好ましい。傾斜角度θｔ，θｒを、上述の
数値の範囲から超えると、蒸気流れの流線の変動に伴っ
てタービンノズル１４の翼効率に悪影響を与えることに
なる。なお、翼面線ＢＳＬ1 ，ＢＳＬ2 は直線状にして
いるが、曲率の大きな曲面にしてもよい。The turbine nozzle 14 has a radial line FSL passing through the center O of the turbine shaft 13 of a straight blade surface line BSL 1 extending from the diaphragm outer ring 17 toward the center of the blade back surface 22 of the adjacent turbine nozzle 14. Is preferably set in the range of 5 ° ± 5 °,
Further, the inclination angle θr of the linear blade surface line BSL 2 extending from the diaphragm inner ring 16 toward the center portion of the blade back surface 22 of the adjacent turbine nozzle 14 with respect to the radial line F passing through the center O of the turbine shaft 13 is set to 10 ° ± It is preferable to set the angle in a range of 5 °. If the inclination angles θt and θr are out of the range of the numerical values described above, the blade efficiency of the turbine nozzle 14 will be adversely affected due to the fluctuation of the streamline of the steam flow. Although the wing surface lines BSL 1 and BSL 2 are linear, they may be curved surfaces having a large curvature.
【００４４】一方、図２で示した翼面線ＢＳＬ1 と翼面
線ＢＳＬ2 との交点Ｑは、その高さ位置の高低設定如何
によって蒸気がダイヤフラム内輪１６側およびダイヤフ
ラム外輪１７側のいずれか一方に、より多く流れる点に
なる。この交点Ｑを、タービンノズル１４の出口側から
見た場合、わん曲突状部と記す。このわん曲突状部を、
タービンノズル１４の横断方向に沿ってプロットする
と、線Ｖとして表わされる。On the other hand, the point of intersection Q between the wing surface line BSL 1 and the wing surface line BSL 2 shown in FIG. 2 is determined based on whether the height position is high or low, depending on whether the steam is on the diaphragm inner ring 16 side or the diaphragm outer ring 17 side. On the other hand, it will be a more flowing point. When viewed from the exit side of the turbine nozzle 14, the intersection Q is referred to as a curved protruding portion. This curved projection is
When plotted along the transverse direction of the turbine nozzle 14, it is represented as line V.
【００４５】ところで、本実施形態は、タービンノズル
１４のダイヤフラム外輪１７側にスラント角δを設けて
拡大流路に形成し、蒸気の流量が少ないとき拡大流路に
渦流が発生することを考慮してわん曲突状部の高さ位置
とスラント角δとの関係を調べておく必要がある。In the present embodiment, a slant angle δ is provided on the side of the diaphragm outer ring 17 of the turbine nozzle 14 to form an enlarged flow path, and a vortex is generated in the expanded flow path when the flow rate of steam is small. It is necessary to examine the relationship between the height position of the curved projection and the slant angle δ.
【００４６】今、スラント角δがδ＝５°〜３０°の範
囲内において、タービンノズル１４の翼長をＨとし、わ
ん曲突状部をプロントした線Ｖのダイヤフラム内輪１６
からの高さをＷとすると、線Ｖの高さＷのタービンノズ
ル１４の翼長Ｈに対する高さ比Ｗ／Ｈとスラント角δと
の関係は、図３に示すように、Ｗ／Ｈ＝５０％〜６５％
の範囲に収まっていれば拡大流路に渦流が発生しないこ
とが認められた。図３に示したわん曲突状部のタービン
ノズルの翼長に対する高さ比Ｗ／Ｈは、解析計算とモデ
ルタービンによって確認した最も好ましい適用範囲であ
る。Now, when the slant angle δ is in the range of δ = 5 ° to 30 °, the blade length of the turbine nozzle 14 is set to H, and the diaphragm inner ring 16 of the line V in which the curved protruding portion is plotted is used.
, The relationship between the height ratio W / H of the height W of the line V to the blade length H of the turbine nozzle 14 and the slant angle δ is W / H = 50% to 65%
It was recognized that vortices did not occur in the enlarged flow path if it was within the range. The height ratio W / H of the curved protruding portion to the blade length of the turbine nozzle shown in FIG. 3 is the most preferable application range confirmed by the analysis calculation and the model turbine.
【００４７】このように、本実施形態は、タービンノズ
ル１４のダイヤフラム外輪１７側にスラント角δ＝５°
〜３０°を設けて拡大流路に形成し、ダイヤフラム外輪
１７側からの翼面線ＢＳＬ1 とダイヤフラム内輪１６側
からの翼面線ＢＳＬ2 との交点Ｑのわん曲突状部のター
ビンノズルの翼長に対する高さ比Ｗ／Ｈ＝５０％〜６５
％の範囲に設定したので、タービンノズル１４の拡大流
路における渦流の発生を防止することができ、タービン
ノズル１４のダイヤフラム外輪１７側の２次流れ損失を
低く抑えることができ、タービンノズル１４の翼効率を
向上させることができる。As described above, in the present embodiment, the slant angle δ = 5 ° is applied to the turbine outer ring 17 side of the turbine nozzle 14.
Provided to 30 ° is formed in the enlarged passage, the intersection Q Luwan songs protrusion of the blade surface line BSL 2 from blade surface line BSL 1 and the diaphragm inner ring 16 side from the diaphragm outer ring 17 side of the turbine nozzle Height ratio to blade length W / H = 50% to 65
%, The generation of the vortex in the enlarged flow path of the turbine nozzle 14 can be prevented, and the secondary flow loss of the turbine nozzle 14 on the diaphragm outer ring 17 side can be suppressed low. Blade efficiency can be improved.
【００４８】ところで、本実施形態は、わん曲突状部の
高さ比Ｗ／Ｈを設定するにあたり、タービンノズル１４
を流れる蒸気流線の挙動に着目してなされたものである
が、実際にはタービン前段落から流れてくる蒸気流線の
挙動からも影響を受けるので、この点も検討・考察して
おく必要がある。In this embodiment, when setting the height ratio W / H of the curved projection, the turbine nozzle 14
This was done with a focus on the behavior of the steam stream flowing through the turbine, but it is also affected by the behavior of the steam stream flowing from the previous stage of the turbine. There is.
【００４９】再び図１１を引用してタービン前段落から
流れてくる蒸気流線の挙動を考慮してタービンノズル１
４におけるわん曲突状部の高さＷと、タービン前段落に
おけるタービン動翼１５の翼長Ｂとの高さ比Ｗ／Ｂの設
定を試みた。Referring again to FIG. 11, the turbine nozzle 1 is considered in consideration of the behavior of the steam stream flowing from the preceding stage of the turbine.
4, the height ratio W / B of the height W of the curved protruding portion and the blade length B of the turbine rotor blade 15 in the preceding stage of the turbine was set.
【００５０】今、Ｂをタービン前段落におけるタービン
動翼１５の翼長とし、Ｗをタービンノズル１４における
ダイヤフラム内輪（翼ルート部）１６からのわん曲突状
部の高さ、Ｌをタービン前段落におけるタービン動翼１
５の出口端からタービン次段落のタービンノズル１４の
出口端までの距離、δをタービンノズル１４のダイヤフ
ラム外輪（翼チップ部）１７側に形成するスラント角、
ＷＲをタービンノズル１４におけるわん曲突状部とター
ビンノズル１４の翼長Ｈとの高さ比（ＷＲ＝Ｗ／Ｈ）と
するとき、タービンノズル１４におけるわん曲突状部の
高さＷとタービン前段落におけるタービン動翼１５の翼
長Ｂとの高さ比Ｗ／Ｂは、次式で与えられる。Now, B is the blade length of the turbine rotor blade 15 in the preceding stage of the turbine, W is the height of the curved protruding portion from the diaphragm inner ring (blade root portion) 16 in the turbine nozzle 14, and L is the preceding stage of the turbine. Rotor blades 1
5, a distance from the outlet end of the turbine nozzle 14 to the outlet end of the turbine nozzle 14 in the next stage of the turbine, a slant angle formed on the diaphragm outer ring (blade tip portion) 17 side of the turbine nozzle 14,
When WR is a height ratio (WR = W / H) between the curved protruding portion of the turbine nozzle 14 and the blade length H of the turbine nozzle 14, the height W of the curved protruding portion of the turbine nozzle 14 and the turbine The height ratio W / B to the blade length B of the turbine rotor blade 15 in the preceding paragraph is given by the following equation.
【００５１】[0051]
【数１７】 [Equation 17]
【００５２】タービンノズル１４のスラント角δが５°
の場合、わん曲突状部の高さＷと、タービン前段落にお
けるタービン動翼１５の翼長Ｂとの高さ比Ｗ／Ｂは、上
式（１）を用いて計算すると、Ｈ／Ｌ＝約０．６で、Ｗ
Ｒ＝０．５であるから、Ｗ／Ｂ＝約０．６になる。The slant angle δ of the turbine nozzle 14 is 5 °
In the case of, the height ratio W / B between the height W of the curved protruding portion and the blade length B of the turbine rotor blade 15 in the preceding paragraph of the turbine is calculated as H / L using the above equation (1). = About 0.6, W
Since R = 0.5, W / B = about 0.6.
【００５３】また、スラント角δ＝３０°の場合、Ｈ／
Ｌ＝約１．８で、ＷＲ＝０．６５であるから、わん曲突
状部の高さＷとタービン動翼１５の翼長Ｂとの高さ比Ｗ
／Ｂは、Ｗ／Ｂ＝約０．９５になる。When the slant angle δ = 30 °, H /
Since L = approximately 1.8 and WR = 0.65, the height ratio W of the height W of the curved protruding portion to the blade length B of the turbine blade 15 is obtained.
/ B becomes W / B = about 0.95.
【００５４】このように、本実施形態では、タービン前
段落から流れてくる蒸気流線の挙動を考慮するととも
に、タービンノズル１４のスラント角δが５°〜３０°
の範囲の場合、わん曲突状部の高さＷと、タービン前段
落におけるタービン動翼１５の翼長Ｂとの高さ比Ｗ／Ｂ
を、As described above, in this embodiment, the behavior of the steam stream flowing from the preceding stage of the turbine is taken into consideration, and the slant angle δ of the turbine nozzle 14 is 5 ° to 30 °.
, The height ratio W / B of the height W of the curved protruding portion to the blade length B of the turbine rotor blade 15 in the preceding paragraph of the turbine.
To
【数１８】Ｗ／Ｂ＝６０％〜９５％ の範囲内に設定したので、タービンノズル１４の２次流
れ損失を低く抑えることができ、タービンノズル１４の
拡大流路における渦流の発生を防止することができ、タ
ービンノズル１４の翼効率をより一層向上させて軸流タ
ービンに経済的な運転を行わせることができる。## EQU18 ## Since W / B is set within the range of 60% to 95%, the secondary flow loss of the turbine nozzle 14 can be suppressed low, and the generation of vortex in the enlarged flow path of the turbine nozzle 14 is prevented. Thus, the blade efficiency of the turbine nozzle 14 can be further improved, and the axial flow turbine can be operated economically.
【００５５】図４は、本発明に係る軸流タービンの第２
実施形態を示す概略縦断面図である。なお、第１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。FIG. 4 shows a second embodiment of the axial flow turbine according to the present invention.
It is an outline longitudinal section showing an embodiment. The same reference numerals are given to the same components as those of the first embodiment or corresponding components.
【００５６】本実施形態に係る軸流タービンに適用され
るタービンノズル１４は、ダイヤフラム内輪（翼ルート
部）１６側およびダイヤフラム外輪（翼チップ部）１７
側のそれぞれから下流側のタービン動翼１５の中央部分
に向うわん曲突状部を形成する。The turbine nozzle 14 applied to the axial flow turbine according to the present embodiment has a diaphragm inner ring (blade root portion) 16 side and a diaphragm outer ring (blade tip portion) 17.
A curved protruding portion is formed from each side toward the central portion of the turbine blade 15 on the downstream side.
【００５７】また、タービンノズル１４は、下流側のタ
ービン動翼１５の中央部分に向うわん曲突状部を形成す
るにあたり、図５に示すように、ダイヤフラム外輪１７
側およびダイヤフラム内輪１６側のそれぞれから下流側
のタービン動翼１５の中央部分に向って延びる翼面線Ｂ
ＳＬ1 ，ＢＳＬ2 を直線状および曲率大なる曲線のいず
れか一方に形成し、各翼面線ＢＳＬ1 ，ＢＳＬ2 のダイ
ヤフラム内外輪１６，１７からの始点のタービン軸の中
心を通るラジアル線Ｆに対する距離をそれぞれＺｔ，Ｚ
ｒとするとともに、翼面線ＢＳＬ1 ，ＢＳＬ2 を互いに
結ぶ翼面線ＢＳＬ3 の曲率をＲに形成する。さらに、翼
面線ＢＳＬ1 ，ＢＳＬ2 の接続点Ｑであるわん曲突状部
を翼横断方向に沿ってプロットした線Ｖは、タービンノ
ズル１４のスラント角δ＝５°〜３０°の範囲内で、そ
の高さＷのタービンノズル１４の翼長Ｈに対する高さ比
Ｗ／Ｈを、第１実施形態と同様に、Further, when the turbine nozzle 14 forms a curved protruding portion toward the central portion of the turbine blade 15 on the downstream side, as shown in FIG.
Surface line B extending toward the central portion of the turbine blade 15 on the downstream side from each of the side and the diaphragm inner ring 16 side
SL 1 and BSL 2 are formed in one of a straight line and a curve with a large curvature, and a radial line F passing through the center of the turbine shaft at the starting point of each blade surface line BSL 1 and BSL 2 from the diaphragm inner and outer rings 16 and 17. To Zt and Z
In addition to r, the curvature of the wing surface line BSL 3 connecting the wing surface lines BSL 1 and BSL 2 to each other is formed as R. Further, a line V in which a curved protruding portion which is a connection point Q of the blade surface lines BSL 1 and BSL 2 is plotted along the blade transverse direction is within a range of the slant angle δ of the turbine nozzle 14 from 5 ° to 30 °. Then, the height ratio W / H of the height W to the blade length H of the turbine nozzle 14 is determined in the same manner as in the first embodiment.
【数１９】Ｗ／Ｈ＝５０％〜６５％ の範囲に設定したものである。## EQU19 ## W / H = 50% to 65%.
【００５８】このように、本実施形態では、ダイヤフラ
ム内輪１６側およびダイヤフラム外輪１７側のそれぞれ
から下流側のタービン動翼１５の中央部分に向うわん曲
突状部を形成するとともに、ダイヤフラム外輪１７側に
スラント角δ＝５°〜３０°を設けて拡大流路に形成し
たタービンノズル１４において、ダイヤフラム外輪１７
側からの翼面線ＢＳＬ1 とダイヤフラム内輪１６側から
の翼面線ＢＳＬ2 との接続点Ｑのわん曲突状部の高さ比
Ｗ／Ｈ＝５０％〜６５％の範囲に設定したので、タービ
ンノズル１４の拡大流路における渦流の発生を防止する
ことができ、タービンノズル１４のダイヤフラム外輪１
７側の２次流れ損失を低く抑えることができ、タービン
ノズル１４の翼効率を向上させることができる。As described above, in the present embodiment, a curved protruding portion is formed from each of the diaphragm inner ring 16 side and the diaphragm outer ring 17 side to the central portion of the turbine rotor blade 15 on the downstream side, and the diaphragm outer ring 17 side In the turbine nozzle 14 formed in the enlarged flow path by providing a slant angle δ = 5 ° to 30 ° to the outer ring 17 of the diaphragm,
Having set the height ratio W / H = 50% to 65% range of the connection point Q Luwan songs protrusion of the blade surface line BSL 2 from blade surface line BSL 1 and the diaphragm inner ring 16 side from the side , The generation of a vortex in the enlarged flow path of the turbine nozzle 14 can be prevented.
The secondary flow loss on the seventh side can be suppressed low, and the blade efficiency of the turbine nozzle 14 can be improved.
【００５９】また、わん曲突状部の高さ比Ｗ／Ｈの設定
は、第１実施形態と同様に、タービン前段落から流れて
くる蒸気流線の挙動を考慮して検討・考察しておく必要
がある。この場合、わん曲突状部の高さＷと、タービン
前段落におけるタービン動翼１５の翼長Ｂとの高さ比Ｗ
／Ｂは、上述（１）式で求めることができる。Further, the setting of the height ratio W / H of the curved protruding portion is examined and considered in consideration of the behavior of the steam stream flowing from the preceding stage of the turbine, similarly to the first embodiment. Need to be kept. In this case, the height ratio W between the height W of the curved protruding portion and the blade length B of the turbine rotor blade 15 in the preceding paragraph of the turbine.
/ B can be obtained by the above equation (1).
【００６０】今、タービンノズル１４のスラント角δが
δ＝５°〜３０°であるから、第１実施形態における計
算と同様に、わん曲突状部の高さＷとタービン前段落に
おけるタービン動翼１５の翼長Ｂとの高さ比Ｗ／Ｂは、
Ｗ／Ｂ＝６０％〜９５％の範囲になる。Now, since the slant angle δ of the turbine nozzle 14 is δ = 5 ° to 30 °, similarly to the calculation in the first embodiment, the height W of the curved protruding portion and the turbine dynamics in the preceding stage of the turbine are calculated. The height ratio W / B of the wing 15 to the wing length B is
W / B = 60% to 95%.
【００６１】このように、本実施形態では、タービン前
段落から流れてくる蒸気流線の挙動を考慮する一方、ダ
イヤフラム内輪１６側およびダイヤフラム外輪１７側の
それぞれから下流側のタービン動翼１５の中央部分に向
って突状の曲面を形成するとともに、ダイヤフラム外輪
１７側にスラント角δ＝５°〜３０°を設けて拡大流路
に形成したタービンノズル１４において、わん曲突状部
の高さＷと、タービン前段落におけるタービン動翼１５
の翼長Ｂと高さ比Ｗ／Ｂを、As described above, in the present embodiment, while considering the behavior of the steam stream flowing from the preceding stage of the turbine, the center of the turbine rotor blade 15 on the downstream side from each of the diaphragm inner ring 16 side and the diaphragm outer ring 17 side. In the turbine nozzle 14 formed in the enlarged flow path by forming a projecting curved surface toward the portion and providing a slant angle δ = 5 ° to 30 ° on the diaphragm outer ring 17 side, the height W of the curved projecting portion is obtained. And the turbine blade 15 in the previous stage of the turbine.
Wing length B and height ratio W / B,
【数２０】Ｗ／Ｂ＝６０％〜９５％ の範囲内に設定したので、タービンノズル１４の２次流
れ損失を低く抑えることができ、タービンノズル１４の
拡大流路における渦流の発生を防止することができ、タ
ービンノズル１４の翼効率をより一層向上させて軸流タ
ービンに経済的な運転を行わせることができる。(20) Since W / B is set within the range of 60% to 95%, the secondary flow loss of the turbine nozzle 14 can be suppressed low, and the generation of vortex in the enlarged flow path of the turbine nozzle 14 is prevented. Thus, the blade efficiency of the turbine nozzle 14 can be further improved, and the axial flow turbine can be operated economically.
【００６２】図６および図７は、本発明に係る軸流ター
ビンの第３実施形態を示す概略図で、図６は軸流タービ
ンの縦断面図を、図７は、タービンノズルの後流側から
見た概略斜視図をそれぞれ示している。なお、第１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。FIGS. 6 and 7 are schematic views showing a third embodiment of the axial flow turbine according to the present invention. FIG. 6 is a longitudinal sectional view of the axial flow turbine, and FIG. 1 is a schematic perspective view as viewed from above. The same reference numerals are given to the same components as those of the first embodiment or corresponding components.
【００６３】本実施形態に係る軸流タービンに適用され
るタービンノズル１４は、ピッチをＴ、スロートをＳと
するとき、幾何学的な流出角 sin-1（Ｓ／Ｔ）の最大値
のダイヤフラム内輪（翼ルート部）１６側からダイヤフ
ラム外輪（翼チップ部）１７側に向う最大高さ位置Ｗma
x を、翼長Ｈに対し、When the pitch is T and the throat is S, the turbine nozzle 14 applied to the axial flow turbine according to the present embodiment has a diaphragm having the maximum value of the geometrical outflow angle sin -1 (S / T). Maximum height position Wma from the inner ring (wing root portion) 16 side to the diaphragm outer ring (wing tip portion) 17 side
x with respect to the wing length H
【数２１】Ｗmax ／Ｈ＝５０％〜７０％ の範囲に設定したものである。なお、図７の符号中、Ｓ
ｒはダイヤフラム内輪１６側のスロート、Ｓｐはタービ
ンノズル１４の翼中央部におけるスロート、Ｓmax はタ
ービンノズル１４の最大高さにおける最大スロート、Ｓ
ｔはダイヤフラム外輪１７側のスロートをそれぞれ示し
ている。## EQU21 ## Wmax / H = 50% to 70%. In addition, in the code | symbol of FIG.
r is the throat on the diaphragm inner ring 16 side, Sp is the throat at the center of the blade of the turbine nozzle 14, Smax is the maximum throat at the maximum height of the turbine nozzle 14, S
t indicates the throat on the diaphragm outer ring 17 side.
【００６４】一般に、タービンノズル１４における幾何
学的な流出角 sin-1（Ｓ／Ｔ）を、その高さ方向に沿っ
て適正な位置に設定しておかないと、タービンノズル１
４は、ダイヤフラム外輪１７側にスラント角δ＝５°〜
３０°の拡大流路を形成しているので、蒸気流量が少な
いとき、拡大流路に渦流を発生させることがあった。Generally, unless the geometric outflow angle sin -1 (S / T) in the turbine nozzle 14 is set at an appropriate position along the height direction, the turbine nozzle 1
4 is a slant angle δ = 5 ° or more on the diaphragm outer ring 17 side.
Since a 30 ° expansion channel is formed, a vortex may be generated in the expansion channel when the steam flow rate is low.
【００６５】本実施形態は、このような点に着目したも
ので、拡大流路の渦流の発生を抑制するためにダイヤフ
ラム外輪１７側にスラント角δ＝５°〜３０°の拡大流
路を形成したタービンノズル１４において、最大幾何学
的な流出角 sin-1（Ｓ／Ｔ）の翼長方向の最大高さ位置
Ｗmax を、翼長Ｈに対して、上述のＷmax ／Ｈ＝５０％
〜７０％の範囲に設定される。この範囲は、計算結果お
よびモデルタービンで確認した最も好ましい適用範囲で
ある。The present embodiment focuses on such a point. In order to suppress the generation of a vortex in the enlarged flow path, an enlarged flow path having a slant angle δ = 5 ° to 30 ° is formed on the diaphragm outer ring 17 side. In the turbine nozzle 14 described above, the maximum height position Wmax in the blade length direction at the maximum geometric outflow angle sin -1 (S / T) is set to the above-mentioned Wmax / H = 50% with respect to the blade length H.
It is set in the range of 70%. This range is the most preferable application range confirmed by the calculation results and the model turbine.
【００６６】また、最大幾何学的な流出角 sin-1（Ｓ／
Ｔ）の最大高さ位置Ｗmax の設定は、第１実施形態と同
様に、タービン前段落から流れてくる蒸気流線の挙動を
考慮して検討・考察しておく必要がある。The maximum geometric outflow angle sin -1 (S /
The setting of the maximum height position Wmax of T) needs to be studied and considered in consideration of the behavior of the steam streamlines flowing from the preceding stage of the turbine, as in the first embodiment.
【００６７】この場合、最大幾何学的な流出角 sin
-1（Ｓ／Ｔ）の最大高さ位置Ｗmax と、タービン前段落
におけるタービン動翼１５の翼長Ｂとの高さ比Ｗmax ／
Ｂは上述（１）式と同一にして求めることができる。す
なわち、In this case, the maximum geometric outflow angle sin
-1 (S / T), the height ratio Wmax of the maximum height position Wmax to the blade length B of the turbine blade 15 in the preceding paragraph of the turbine.
B can be obtained in the same manner as in the above equation (1). That is,
【数２２】 (Equation 22)
【００６８】今、タービンノズル１４のスラント角δが
δ＝５°〜３０°であるから、第１実施形態における計
算と同様に、最大幾何学的な流出角 sin-1（Ｓ／Ｔ）の
最大高さ位置Ｗmax と、タービン前段落におけるタービ
ン動翼１５の翼長Ｂとの高さ比Ｗmax ／Ｂは、Ｗmax ／
Ｂ＝５５％〜１００％の範囲になる。Now, since the slant angle δ of the turbine nozzle 14 is δ = 5 ° to 30 °, similarly to the calculation in the first embodiment, the maximum geometrical outflow angle sin −1 (S / T) is obtained. The height ratio Wmax / B between the maximum height position Wmax and the blade length B of the turbine rotor blade 15 in the preceding stage of the turbine is Wmax /
B = 55% to 100%
【００６９】このように、本実施形態では、タービン前
段落から流れてくる蒸気流線の挙動を考慮する一方、ダ
イヤフラム外輪１７側にスラント角δ＝５°〜３０°を
設けて拡大流路に形成したタービンノズル１４におい
て、最大幾何学的な流出角 sin -1（Ｓ／Ｔ）の最大高さ
位置Ｗmax と、タービン前段落におけるタービン動翼１
５の翼長Ｂとの高さ比Ｗmax ／Ｂを、As described above, in the present embodiment, before the turbine
While considering the behavior of the steam stream flowing from the paragraph,
Slant angle δ = 5 ° to 30 ° on the outer ring 17
Provided in the turbine nozzle 14 formed in the enlarged flow path
The maximum geometric outflow angle sin -1Maximum height of (S / T)
The position Wmax and the turbine blade 1 in the preceding stage of the turbine
The height ratio Wmax / B with the blade length B of 5 is
【数２３】Ｗmax ／Ｂ＝５５％〜１００％ の範囲内に設定したので、タービンノズル１４の２次流
れ損失を低くすることができ、タービンノズル１４の拡
大流路における渦流の発生を防止することができ、ター
ビンノズル１４の翼効率をより一層向上させて軸流ター
ビンに経済的な運転を行わせることができる。## EQU23 ## Since Wmax / B is set within the range of 55% to 100%, the secondary flow loss of the turbine nozzle 14 can be reduced, and the generation of a vortex in the enlarged flow path of the turbine nozzle 14 is prevented. Thus, the blade efficiency of the turbine nozzle 14 can be further improved, and the axial flow turbine can be operated economically.
【００７０】[0070]
【発明の効果】以上の説明のとおり、本発明に係る軸流
タービンは、ダイヤフラム外輪側スラント角δ＝５°〜
３０°を設けて拡大流路を形成したタービンノズルにお
いて、ダイヤフラム外輪側およびダイヤフラム内輪側の
それぞれに向う押圧力を発生させる翼面線の交点として
のわん曲突状部の高さを、翼中央部分よりもややダイヤ
フラム外輪側の適正高さ位置に設定したので、２次流れ
損失を低く抑えてタービンノズルの翼効率を向上させる
ことができる。As described above, the axial flow turbine according to the present invention has a diaphragm outer ring side slant angle δ = 5 ° or more.
In the turbine nozzle having an enlarged flow path formed by providing 30 °, the height of the curved protruding portion as the intersection of the blade surface lines that generate the pressing force toward each of the diaphragm outer ring side and the diaphragm inner ring side is defined as the blade center. Since it is set at an appropriate height position slightly closer to the outer ring side of the diaphragm than the portion, the secondary flow loss can be suppressed low and the blade efficiency of the turbine nozzle can be improved.
【００７１】また、本発明に係る軸流タービンは、ダイ
ヤフラム外輪側にスラント角δ＝５°〜３０°を設けて
拡大流路を形成したタービンノズルにおいて、幾何学的
な流出角の最大高さを、翼中央部分よりもややダイヤフ
ラム外輪側の適正高さ位置に設定したので、２次流れ損
失を低く抑えてタービンノズルの翼効率を向上させるこ
とができる。In the axial flow turbine according to the present invention, the maximum height of the geometrical outflow angle is obtained in a turbine nozzle having an enlarged flow path formed by providing a slant angle δ = 5 ° to 30 ° on the outer ring side of the diaphragm. Is set at an appropriate height position slightly closer to the outer ring side of the diaphragm than the blade center portion, it is possible to suppress the secondary flow loss and improve the blade efficiency of the turbine nozzle.
【図１】本発明に係る軸流タービンの第１実施形態を示
す概略縦断面図。FIG. 1 is a schematic longitudinal sectional view showing a first embodiment of an axial flow turbine according to the present invention.
【図２】本発明に係る軸流タービンの第１実施形態に適
用されるタービンノズルの出口側から見た概略斜視図。FIG. 2 is a schematic perspective view seen from an outlet side of a turbine nozzle applied to the first embodiment of the axial flow turbine according to the present invention.
【図３】本発明に係る軸流タービンの第１実施形態にお
いて、タービンノズルのダイヤフラム外輪側（翼チップ
部側）にスラント角を設けたときのわん曲突状部の高さ
とタービンノズルの翼長との高さ比の分布線図。FIG. 3 shows the height of a curved protruding portion and a blade of a turbine nozzle when a slant angle is provided on the diaphragm outer ring side (blade tip side) of the turbine nozzle in the first embodiment of the axial flow turbine according to the present invention. The distribution diagram of the height ratio with the length.
【図４】本発明に係る軸流タービンの第２実施形態を示
す概略縦断面図。FIG. 4 is a schematic longitudinal sectional view showing a second embodiment of the axial flow turbine according to the present invention.
【図５】本発明に係る軸流タービンの第２実施形態に適
用されるタービンノズルの側断面図。FIG. 5 is a side sectional view of a turbine nozzle applied to a second embodiment of the axial flow turbine according to the present invention.
【図６】本発明に係る軸流タービンの第３実施形態を示
す概略縦断面図。FIG. 6 is a schematic longitudinal sectional view showing a third embodiment of the axial flow turbine according to the present invention.
【図７】本発明に係る軸流タービンの第３実施形態に適
用されるタービンノズルの出口側から見た概略斜視図。FIG. 7 is a schematic perspective view seen from an outlet side of a turbine nozzle applied to a third embodiment of the axial flow turbine according to the present invention.
【図８】従来の軸流タービンを示す概略縦断面図。FIG. 8 is a schematic longitudinal sectional view showing a conventional axial flow turbine.
【図９】従来の軸流タービンを示す概略展開平面図。FIG. 9 is a schematic developed plan view showing a conventional axial turbine.
【図１０】コントロールボルテックス法を用いたタービ
ンノズルの流出角と、フリーボルテックス法を用いたタ
ービンノズルの流出角とを対比させた流出角分布線図。FIG. 10 is an outflow angle distribution diagram in which the outflow angle of a turbine nozzle using a control vortex method and the outflow angle of a turbine nozzle using a free vortex method are compared.
【図１１】タービンノズルに発生する２次流れ損失を説
明する模式図。FIG. 11 is a schematic diagram illustrating a secondary flow loss generated in a turbine nozzle.
【図１２】従来のタービンノズルの実施例を示す概略模
式図。FIG. 12 is a schematic diagram showing an example of a conventional turbine nozzle.
【図１３】図１２で示したタービンノズルの圧力損失を
示す圧力損失分布線図。FIG. 13 is a pressure loss distribution diagram showing the pressure loss of the turbine nozzle shown in FIG.
【図１４】従来のタービンノズルの別の実施例を示す概
略断面図。FIG. 14 is a schematic sectional view showing another embodiment of the conventional turbine nozzle.
【図１５】従来のタービンノズルの別の実施例を示す下
流側から見た概略斜視図。FIG. 15 is a schematic perspective view showing another embodiment of the conventional turbine nozzle viewed from the downstream side.
１ タービンケーシング ２ タービン軸 ３ タービンノズル ４ タービン動翼 ５ ダイヤフラム内輪 ６ ダイヤフラム外輪 ７ 翼有効部 ８ 翼植込み部 ９ シュラウド １０ タービンディスク １１ タービン段落 １２ タービンケーシング １３ タービン軸 １４ タービンノズル １５ タービン動翼 １６ ダイヤフラム内輪 １７ ダイヤフラム外輪 １８ 翼有効部 １９ 翼植込み部 ２０ シュラウド ２１ タービンディスク ２２ 翼背面 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Turbine casing 2 Turbine shaft 3 Turbine nozzle 4 Turbine rotor blade 5 Diaphragm inner ring 6 Diaphragm outer ring 7 Blade effective part 8 Blade implant part 9 Shroud 10 Turbine disk 11 Turbine paragraph 12 Turbine casing 13 Turbine shaft 14 Turbine nozzle 15 Turbine rotor blade 16 Diaphragm Inner ring 17 Diaphragm outer ring 18 Blade effective portion 19 Blade implant 20 Shroud 21 Turbine disk 22 Blade back
Claims (8)
の間に形成される環状流路の周方向に沿って配置したタ
ービンノズルと、このタービンノズルに対応し、下流側
に配置したタービン動翼と、上記タービンノズルと上記
タービン動翼を組み合せて構成したタービン段落を軸方
向に複数配置するとともに、上記タービンノズルと上記
タービン動翼との上記ダイヤフラム外輪側に５°〜３０
°のスラント角を設けて拡大流路を形成した軸流タービ
ンにおいて、上記タービンノズルの出口側から見て上記
ダイヤフラム外輪側から延びる翼面線と、上記ダイヤフ
ラム内輪側から延びる翼面線とを結ぶわん曲突状部を隣
のタービンノズルの周方向に向って形成するとともに、
このわん曲突状部が上記ダイヤフラム内輪側からの高さ
をＷとし、上記タービンノズルの翼長をＨとするとき、
わん曲突状部のタービンノズルの翼長に対する高さ比Ｗ
／Ｈを、 【数１】Ｗ／Ｈ＝５０％〜６５％ の範囲に設定したことを特徴とする軸流タービン。A turbine nozzle disposed along a circumferential direction of an annular flow path formed between a diaphragm outer ring and a diaphragm inner ring; a turbine rotor blade corresponding to the turbine nozzle and disposed on a downstream side; A plurality of turbine stages configured by combining a turbine nozzle and the turbine blade are arranged in the axial direction, and 5 ° to 30 ° are arranged on the outer ring side of the diaphragm between the turbine nozzle and the turbine blade.
°, a blade surface line extending from the diaphragm outer ring side and a blade surface line extending from the diaphragm inner ring side when viewed from the turbine nozzle outlet side are connected in the axial flow turbine in which the enlarged flow path is formed by providing a slant angle of °. While forming a curved projection toward the circumferential direction of the adjacent turbine nozzle,
When the height of the curved protruding portion from the inner side of the diaphragm is W and the blade length of the turbine nozzle is H,
Height ratio W of the curved protrusion to blade length of turbine nozzle
/ H is set in the range of W / H = 50% to 65%.
フラム外輪側から延びる翼面線の、タービン軸の中心を
通るラジアル線に対する傾斜角度をθｔとするとき、翼
面線の傾斜角度θｔを、 【数２】θｔ＝５°±５° の範囲に設定したことを特徴とする請求項１記載の軸流
タービン。2. An inclination angle θt of a blade surface line extending from the outer ring side of the diaphragm with respect to a radial line passing through the center of the turbine shaft when viewed from the turbine nozzle outlet side is represented by: 2. The axial flow turbine according to claim 1, wherein θt = 5 ° ± 5 °.
フラム内輪側から延びる翼面線の、タービン軸の中心を
通るラジアル線に対する傾斜角度をθｒとするとき、翼
面線の傾斜角度θｒを、 【数３】θｒ＝１０°±５° の範囲に設定したことを特徴とする請求項１記載の軸流
タービン。3. An inclination angle θr of a blade surface line extending from the inner ring side of the diaphragm with respect to a radial line passing through the center of the turbine axis when viewed from the outlet side of the turbine nozzle is represented by: 3. The axial flow turbine according to claim 1, wherein θr = 10 ° ± 5 °.
の間に形成される環状流路の周方向に沿って配置したタ
ービンノズルと、このタービンノズルに対応し、下流側
に配置したタービン動翼と、上記タービンノズルと上記
タービン動翼を組み合せて構成したタービン段落を軸方
向に複数配置するとともに、上記タービンノズルと上記
タービン動翼との上記ダイヤフラム外輪側に５°〜３０
°のスラント角を設け拡大流路を形成した軸流タービン
において、上記タービンノズルの出口側から見て上記ダ
イヤフラム外輪側から延びる翼面線と、上記ダイヤフラ
ム内輪側から延びる翼面線とを結ぶわん曲突状部を隣の
タービンノズルの周方向に向って形成するとともに、こ
のわん曲突状部が上記ダイヤフラム内輪側からの高さを
Ｗとし、タービン前段落における上記タービン動翼の翼
長をＢとするとき、わん曲突状部のタービン動翼の翼長
に対する高さ比Ｗ／Ｂを、 【数４】Ｗ／Ｂ＝６０％〜９５％ の範囲に設定したことを特徴とする軸流タービン。4. A turbine nozzle disposed along a circumferential direction of an annular flow path formed between a diaphragm outer ring and a diaphragm inner ring, a turbine blade corresponding to the turbine nozzle and disposed downstream, and A plurality of turbine stages configured by combining a turbine nozzle and the turbine blade are arranged in the axial direction, and 5 ° to 30 ° are arranged on the outer ring side of the diaphragm between the turbine nozzle and the turbine blade.
° and a blade surface line extending from the outer ring side of the diaphragm and a blade surface line extending from the inner ring side of the diaphragm when viewed from the outlet side of the turbine nozzle. The curved protruding portion is formed in the circumferential direction of the adjacent turbine nozzle, and the height of the curved protruding portion from the inner side of the diaphragm is W, and the blade length of the turbine blade in the preceding paragraph of the turbine is When B is set, the height ratio W / B of the curved protruding portion to the blade length of the turbine rotor blade is set in the range of W / B = 60% to 95%. Flow turbine.
の間に形成される環状流路の周方向に沿って配置したタ
ービンノズルと、このタービンノズルに対応し、下流側
に配置したタービン動翼と、上記タービンノズルと上記
タービン動翼を組み合せて構成したタービン段落を軸方
向に複数配置するとともに、上記タービンノズルと上記
タービン動翼との上記ダイヤフラム外輪側に５°〜３０
°のスラント角を設けて拡大流路を形成した軸流タービ
ンにおいて、上記ダイヤフラム外輪側から上記タービン
ノズルの出口の下流側に向って延びる翼面線と上記ダイ
ヤフラム内輪側から上記タービンノズルの出口の下流側
に向って延びる翼面線とを結ぶわん曲突状部を上記ター
ビンノズルの軸方向に向って形成するとともに、このわ
ん曲突状部が上記ダイヤフラム内輪側からの高さをＷと
し、上記タービンノズルの翼長をＨとするとき、わん曲
突状部のタービンノズルの翼長に対する高さ比Ｗ／Ｈ
を、 【数５】Ｗ／Ｈ＝５０％〜６５％ の範囲に設定したことを特徴とする軸流タービン。5. A turbine nozzle disposed along a circumferential direction of an annular flow path formed between a diaphragm outer ring and a diaphragm inner ring, a turbine rotor blade corresponding to the turbine nozzle and disposed downstream, and A plurality of turbine stages configured by combining a turbine nozzle and the turbine blade are arranged in the axial direction, and 5 ° to 30 ° are arranged on the outer ring side of the diaphragm between the turbine nozzle and the turbine blade.
° in the axial flow turbine in which an enlarged flow path is formed by forming an enlarged flow path, a blade surface line extending from the outer ring side of the diaphragm toward the downstream side of the outlet of the turbine nozzle and an outlet of the turbine nozzle from the inner ring side of the diaphragm. A curved projection connecting the blade surface line extending toward the downstream side is formed in the axial direction of the turbine nozzle, and the height of the curved projection from the inner ring side of the diaphragm is W, Assuming that the blade length of the turbine nozzle is H, the height ratio W / H of the curved protruding portion to the blade length of the turbine nozzle
Is set in the range of W / H = 50% to 65%.
の間に形成される環状流路の周方向に沿って配置したタ
ービンノズルと、このタービンノズルに対応し、下流側
に配置したタービン動翼と、上記タービンノズルと上記
タービン動翼を組み合せて構成したタービン段落を軸方
向に複数配置するとともに、上記タービンノズルと上記
タービン動翼との上記ダイヤフラム外輪側に５°〜３０
°のスラント角を設けて拡大流路を形成した軸流タービ
ンにおいて、上記ダイヤフラム外輪側から上記タービン
ノズルの出口の下流側に向って延びる翼面線と上記ダイ
ヤフラム内輪側から上記タービンノズルの出口の下流側
に向って延びる翼面線とを結ぶわん曲突状部を上記ター
ビンノズルの軸方向に向って形成するとともに、このわ
ん曲突状部が上記ダイヤフラム内輪側からの高さをＷと
し、タービン前段落における上記タービン動翼の翼長を
Ｂとするとき、わん曲突状部のタービン動翼の翼長に対
する高さ比Ｗ／Ｂを、 【数６】Ｗ／Ｂ＝６０％〜９５％ の範囲に設定したことを特徴とする軸流タービン。6. A turbine nozzle disposed along a circumferential direction of an annular flow path formed between a diaphragm outer ring and a diaphragm inner ring, a turbine blade corresponding to the turbine nozzle and disposed downstream, and A plurality of turbine stages configured by combining a turbine nozzle and the turbine blade are arranged in the axial direction, and 5 ° to 30 ° are arranged on the outer ring side of the diaphragm between the turbine nozzle and the turbine blade.
° in the axial flow turbine in which an enlarged flow path is formed by forming an enlarged flow path, a blade surface line extending from the outer ring side of the diaphragm toward the downstream side of the outlet of the turbine nozzle and an outlet of the turbine nozzle from the inner ring side of the diaphragm. A curved projection connecting the blade surface line extending toward the downstream side is formed in the axial direction of the turbine nozzle, and the height of the curved projection from the inner ring side of the diaphragm is W, Assuming that the blade length of the turbine blade in the preceding paragraph of the turbine is B, the height ratio W / B of the curved protruding portion to the blade length of the turbine blade is expressed as follows: W / B = 60% to 95 An axial flow turbine characterized by being set in the range of%.
の間に形成される環状流路の周方向に沿って配置したタ
ービンノズルと、このタービンノズルに対応し、下流側
に配置したタービン動翼と、上記タービンノズルと上記
タービン動翼を組み合せて構成したタービン段落を軸方
向に複数配置するとともに、上記タービンノズルと上記
タービン動翼との上記ダイヤフラム外輪側に５°〜３０
°のスラント角を設けて拡大流路を形成した軸流タービ
ンにおいて、上記タービンノズルのピッチをＴとし、ス
ロートをＳとした場合の幾何学的流出角 sin-1（Ｓ／
Ｔ）の最大値が上記ダイヤフラム内輪側からの最大高さ
位置をＷmax とし、上記タービンノズルの翼長をＨとす
るとき、幾何学的流出角 sin-1（Ｓ／Ｔ）の最大値の上
記タービンノズルの翼長に対する高さ比Ｗmax ／Ｈを、 【数７】Ｗmax ／Ｈ＝５０％〜７０％ の範囲に設定したことを特徴とする軸流タービン。7. A turbine nozzle disposed along a circumferential direction of an annular flow path formed between a diaphragm outer ring and a diaphragm inner ring; a turbine rotor blade corresponding to the turbine nozzle and disposed downstream; A plurality of turbine stages configured by combining a turbine nozzle and the turbine blade are arranged in the axial direction, and 5 ° to 30 ° are arranged on the outer ring side of the diaphragm between the turbine nozzle and the turbine blade.
In the axial flow turbine in which an enlarged flow path is formed by providing a slant angle of °, a geometric outflow angle sin -1 (S /
When the maximum value of T) is the maximum height position from the inner side of the diaphragm, Wmax, and the blade length of the turbine nozzle is H, the maximum value of the geometrical outflow angle sin -1 (S / T) is obtained. An axial flow turbine wherein the height ratio Wmax / H of the turbine nozzle to the blade length is set in the range of Wmax / H = 50% to 70%.
の間に形成される環状流路の周方向に沿って配置したタ
ービンノズルと、このタービンノズルに対応し、下流側
に配置したタービン動翼と、上記タービンノズルと上記
タービン動翼を組み合せて構成したタービン段落を軸方
向に複数配置するとともに、上記タービンノズルと上記
タービン動翼との上記ダイヤフラム外輪側に５°〜３０
°のスラント角を設けて拡大流路を形成した軸流タービ
ンにおいて、上記タービンノズルのピッチをＴとし、ス
ロートをＳとした場合の幾何学的流出角 sin-1（Ｓ／
Ｔ）の最大値が上記ダイヤフラム内輪側からの最大高さ
位置をＷmax とし、タービン前段落における上記タービ
ン動翼の翼長をＢとするとき、幾何学的流出角 sin
-1（Ｓ／Ｔ）の最大値の上記タービン動翼の翼長に対す
る高さ比Ｗmax ／Ｂを、 【数８】Ｗmax ／Ｂ＝５５％〜１００％ の範囲に設定したことを特徴とする軸流タービン。8. An outer ring of a diaphragm and an inner ring of a diaphragm.
Are arranged along the circumferential direction of the annular flow path formed between
Nozzle corresponding to the turbine nozzle and the downstream side
The turbine blades, the turbine nozzle and the
The turbine stage composed of a combination of turbine blades
In the same direction as the turbine nozzle and the
5 ° to 30 ° on the outer ring side of the diaphragm with the turbine blade
Axial flow turbine with an enlarged flow path with a slant angle of °
The turbine nozzle pitch T,
Geometric outflow angle sin when the funnel is S-1(S /
The maximum value of T) is the maximum height from the inner ring side of the above diaphragm
The position is Wmax, and the turbine
When the blade length of the rotor blade is B, the geometric outflow angle sin
-1The maximum value of (S / T) for the blade length of the turbine rotor blade
Wherein the height ratio Wmax / B is set in the range of Wmax / B = 55% to 100%.
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-
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