JP2001193403A - タービン動翼 - Google Patents
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 非定常的に流速が急峻に上昇するのを抑制し
てタービンの高効率化に資することができるタービン動
翼を提供する。 【解決手段】 タービン動翼１１の前縁１１ｂにおける
このタービン動翼１１の背面部１１ａの接線Ｌ1 と、当
該タービンの回転軸と直角な直線Ｌ2 がなす角をθ、静
翼の幾何学的流出角をαN とするとき、前記θが、αN
＋２°＜θ＜αN＋１２°となるように形成して、前縁
１１ｂ及びこれの近傍部分におけるタービン動翼１１の
背面部１１ａの形状が、静翼ウェークと平行とはならな
いようにしたものである。
てタービンの高効率化に資することができるタービン動
翼を提供する。 【解決手段】 タービン動翼１１の前縁１１ｂにおける
このタービン動翼１１の背面部１１ａの接線Ｌ1 と、当
該タービンの回転軸と直角な直線Ｌ2 がなす角をθ、静
翼の幾何学的流出角をαN とするとき、前記θが、αN
＋２°＜θ＜αN＋１２°となるように形成して、前縁
１１ｂ及びこれの近傍部分におけるタービン動翼１１の
背面部１１ａの形状が、静翼ウェークと平行とはならな
いようにしたものである。
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関
し、特に軸流衝動タービンに適用して有用なものであ
る。 【０００２】 【従来の技術】図５は、従来技術に係る軸流衝動タービ
ンのタービン動翼を、静翼とともに示す模式図である。
同図に示すように、タービン動翼１は、その多数枚が羽
根車（図示せず。）の周方向に亘り配設してある。静翼
２は、その多数枚が当該軸流衝動タービンのケーシング
（図示せず。）に固定された固定翼であり、タービン動
翼１に高速・高圧の流体（例えば蒸気）を供給するノズ
ルとして機能する。 【０００３】 【発明が解決しようとする課題】今回、この種の軸流衝
動タービンにおける流速解析を行っている際、重要な現
象が発生していることに気がついた。すなわち、この種
のタービンにおいては、その静翼２の後縁２ａの後方
に、静翼ウェーク３（図中の網点部分）と呼称される帯
状に伸びる流速が遅い領域が形成されるということは従
来より知られていたが、当該タービンの回転に伴い、静
翼ウェーク３をタービン動翼１が切る度にタービン動翼
１の背面部１ａに急峻に立ち上がる流体の高速域（図中
の×印のハッチング部分）４が発生していることが判明
した。これは、流速が速い主流に対して、静翼ウェーク
３が実効的な壁として機能しているからであると考えら
れる。この結果、タービン動翼１の回転移動（このとき
の回転移動方向を図中に矢印Ａで示す。）に伴いタービ
ン動翼１が静翼ウェーク３に接近すると、静翼ウェーク
３と当該タービン動翼１との間に実効的に流路の狭窄部
が形成され、当該タービン動翼１の背面部に時間の経過
とともに急峻に立ち上がる流体の高速域４ができてしま
う。なお、このような静翼ウェーク３は各静翼２の後方
にそれぞれ形成され、これに対応して高速域４も形成さ
れるが、図には１個のみを代表して示している。 【０００４】上述の如き、静翼ウェーク３が接近する瞬
間に流速が急峻に上昇する、非定常的な高速域４がター
ビン動翼１の背面部１ａに形成されると、この部分での
タービン損失が大となる。流体の流路に壁が臨んでいる
と、そこに流速の差の分の摩擦ができ、この摩擦で流体
の運動エネルギーが熱に変わるからである。すなわち、
全圧損失が発生する。この結果、当該タービンの効率が
低下するという問題を生起する。 【０００５】本発明は、上記従来技術に鑑み、非定常的
に流速が急峻に上昇するのを抑制してタービンの高効率
化に資することができるタービン動翼を提供することを
目的とする。 【０００６】 【課題を解決するための手段】上述の如き目的を達成す
べく、顕著な高速域４が形成される条件を考察したとこ
ろ次の知見を得た。静翼ウェーク３の形状は静翼２の形
状で一義的に決まり、またタービン動翼１は、静翼２か
ら流出する流体の流出角度に基づき、タービン動翼１の
前縁１ｂから後縁１ｄまでの円滑な流速分布を確保する
という観点から、大体の流入角と背面部１ａ及び腹面部
１ｃの形状とが決まる。この結果、従来技術に係るター
ビン動翼１では、タービン動翼１の前縁１ｂ部分におけ
る背面部１ａの形状が静翼ウェーク３に平行に形成され
てしまうが、このようにタービン動翼１の背面部１ａの
形状が静翼ウェーク３に平行に形成されてしまうことが
非定常的に流速が急峻に上昇する最大の原因であると考
えられる。背面部１ａの形状が、静翼ウェーク３に平行
に形成されている場合に、静翼ウェーク３とタービン動
翼１の背面部１ａとの間に最も顕著に流路の狭窄部が形
成されるからである。 【０００７】かかる知見に基づく本発明の構成は、次の
点を特徴とする。 【０００８】１） 羽根車の周方向に亘り多数配設さ
れ、固定翼である静翼から出た流体を作用させて羽根車
に回転力を伝達するタービン動翼において、このタービ
ン動翼は、前縁及びこれの近傍部分における背面部の形
状が、静翼ウェークと平行とはならないように面取りし
た形状であること。本発明によれば、タービン動翼の前
縁における背面部の形状を静翼ウェークからずらすこと
ができるので、タービン動翼がその回転・移動に伴い静
翼ウェークを切る際にその前縁の背面部と静翼ウェーク
との間に形成される流路を広げることができ、非定常的
な背面流速の増加を抑制することができる。 【０００９】２） 上記１）に記載するタービン動翼に
おいて、タービン動翼の前縁におけるその背面部の接線
と、当該タービンの回軸と直角な直線がなす角をθ、静
翼の幾何学的流出角をαN とするとき、前記θが、 αN ＋２°＜θ＜αN ＋１２° となるように構成したこと。本発明によれば、上記１）
に記載する発明の作用に加え、θの上限値を限定したこ
とで、静翼の流出角に対するタービン動翼の流入角等の
幾何学的な関係を最適に確保した形状となる。 【００１０】３） 上記１）又は２）に記載するタービ
ン動翼において、タービン動翼の最大翼厚をＴmax 、タ
ービン動翼の前縁と後縁との間の距離である翼幅をＷと
するとき、Ｔmax ／Ｗが、 ０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２ となるように構成したこと。本発明によれば、上記１）
及び２）に記載する発明に加え、タービン動翼の翼形状
が薄肉となるので、隣接するタービン動翼間の流路が広
がることでこの部分の平均流速を低減することができ
る。 【００１１】４） 上記１）又は２）に記載するタービ
ン動翼において、タービン動翼の前縁における腹面部の
接線と背面部の接線とがなす角をβincとするとき、こ
のβinc が、 １３°＜βinc ＜２７° となるように構成したこと。本発明によれば、上記１）
及び２）に記載する発明に加え、静翼ウェークにより特
に流速の上昇が発生する前縁付近におけるタービン動翼
の翼肉厚を薄くしているので、隣接するタービン動翼間
の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減するこ
とができる。 【００１２】５） 上記１）又は２）に記載するタービ
ン動翼において、タービン動翼の最大翼厚をＴmax 、タ
ービン動翼の前縁と後縁との間の距離である翼をＷとす
るとき、Ｔmax ／Ｗが、 ０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２ となるように構成すると同時に、タービン動翼の前縁に
おける腹面部の接線と背面部の接線とがなす角をβinc
とするとき、このβinc が、 １３°＜βinc ＜２７° となるように構成したこと。本発明によれば、上記１）
又は２）、及び３）、４）に記載する発明の重畳的な作
用を得る。 【００１３】 【発明の実施の形態】以下、本発明の実施形態を図面に
基づき詳細に説明する。 【００１４】本形態は静翼ウェークに対するタービン動
翼の背面部の形状を工夫したものである。すなわち、静
翼ウェークの角度に対して動翼の角度がどのようになる
かが問題であるため、静翼の流出角に相当するパラメー
タとして幾何学的流出角αNを定義し、この幾何学的流
出角αN に対する関係において、好ましいタービン動翼
の形状を特定した。ここで、静翼２は、図５に示す従来
技術のものと同一である。本形態は、かかる静翼２と組
み合わせるタービン動翼として説明する。 【００１５】図１は本発明の実施の形態に関連する図
で、（ａ）は一枚のタービン動翼を示す模式図、（ｂ）
は静翼の幾何学的流出角を概念的に示す説明図、（ｃ）
はその前縁部分を抽出して示す部分図である。 【００１６】図１（ａ）において、１１はタービン動
翼、１１ａは背面部、１１ｂは前縁、１１ｃは腹面部、
１１ｄは後縁である。かかるタービン動翼１１は、図５
に示すような位置関係でその多数枚が静翼２に対向して
羽根車（図示せず。）の周方向に亘り配設されている。
かくして、静翼２から出た流体を作用させ、羽根車に回
転力を伝達するようになっている。ここで、タービン動
翼１１の前縁１１ｂにおけるこのタービン動翼１１の背
面部１１ａの接線Ｌ1 と、当該タービンの回転軸と直角
な直線Ｌ2 がなす角をθ、静翼２の幾何学的流出角をα
N とするとき、前記θは次式（１）の範囲のものとし
た。 αN ＋２°＜θ＜αN ＋１２° ・・・（１） 【００１７】さらに好ましくは、次式（２）の範囲であ
る。 αN ＋５°＜θ＜αN ＋７° ・・・（２） 【００１８】ここで、静翼２の幾何学的流出角αN は次
のようにして定義される角度である。図１（ｂ）に示す
ように、隣接する静翼２間の距離である静翼ピッチをＣ
N 、隣接する静翼２の１つの後縁２ａと他の静翼２の背
面部迄の距離である静翼喉幅をδN とするとき、α
N は、αN ＝ｓｉｎ-1 (δN ／ＣN ）で与えられる。静
翼喉幅δN を与える直線と幾何学的流出角αN を与える
静翼２の接線とは近似的に直角であるとして取り扱うこ
とができるからである。 【００１９】なお、角度θの上述の如き数値限定の上限
は次のような要素を加味して限定される。すなわち、先
ず静翼２の幾何学的流出角αN が決まると、これに対応
するタービン動翼１１の前縁１１ｂ部分の好ましい形状
が決まる。かかる好ましい形状は、タービン動翼１１の
前縁１１ｂにおけるこのタービン動翼１１の腹面部１１
ｃの接線Ｌ3 と当該タービンの回転軸と直角な直線Ｌ2
とがなす角をθ’とすると、この角度θ’と、前記角度
θとの和として与えられる。そこで、角度θが決まる
と、角度θ’と角度θとの和の範囲で角度θ’が決ま
る。すなわち、この和の角度を越えることはできない。 【００２０】上述の如く角度θを限定したことにより、
タービン動翼１１の前縁１１ｂにおける背面部１１ａの
形状を静翼ウェーク３（図５参照、以下同じ。）からず
らすことができる、すなわち両者が平行ではなくなるの
で、タービン動翼１１がその回転・移動に伴い静翼ウェ
ーク３を切る際にその前縁１１ｂの背面部１１ａと静翼
ウェーク３との間に形成される流路を広げることがで
き、非定常的な背面流速の増加を抑制することができ
る。 【００２１】図２は、上記実施の形態に係るタービン動
翼１１の形状（図中の実線）を、図５に示す従来技術に
係るタービン動翼１の形状（図中の点線）との比較にお
いて示す模式図である。同図を参照すれば明らかな通
り、本形態に係るタービン動翼１１は、従来技術に係る
タービン動翼１（図５参照、以下同じ。）に対し、その
前縁１ｂの近傍部分の背面部１ａの形状を面取りしたよ
うな形状となっている。この結果、当該背面部１１ａの
形状を静翼ウェークの向きからずらすことができる。ち
なみに、従来技術に係るタービン動翼１では角度θは静
翼２の幾何学的流出角αN とほぼ同一に形成されてお
り、少なくとも角度θが（αN ＋２°）を越えることは
ない。 【００２２】上述の如き角度θの数値限定により、ター
ビン動翼１１の背面部１１ａの形状を静翼ウェーク３か
らずれた、平行でない形状とすることができるが、本形
態では、さらに次のような数値も限定している。 【００２３】図１（ａ）に示すタービン動翼１１の形状
に内接する２点鎖線で示す円は、その直径が当該部分に
おけるタービン動翼１１の翼厚を示している。この場合
のタービン動翼１１の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼
１１の前縁１１ｂと後縁１１ｄとの間の直線距離である
翼幅をＷとするとき、両者の比Ｔmax ／Ｗが、０．３３
＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２、さらに好ましくは０．３４＜
Ｔmax ／Ｗ＜０．３８、となるように構成した。このこ
とにより、タービン動翼１１の翼形状が薄肉となるの
で、隣接するタービン動翼１１間の流路が広がることで
この部分の平均流速を低減することができる。ちなみ
に、従来技術におけるタービン動翼１における比Ｔmax
／Ｗは０．４２を越えている。 【００２４】さらに、本形態においては次のような数値
も限定している。すなわち、図１（ｃ）に示すように、
タービン動翼１１の前縁１１ｂにおける背面部１１ａの
接線Ｌ4 と、腹面部１１ｃの接線Ｌ5 とがなす角をβ
inc とするとき、このβinc が、１３°＜βinc ＜２７
°となるように構成した。このことにより、静翼ウェー
ク３により特に流速の上昇が発生する前縁１１ｂの近傍
部分におけるタービン動翼１１の翼肉厚を薄くしている
ので、隣接するタービン動翼１１間の流路が広がること
でこの部分の平均流速を低減することができる。ちなみ
に、従来技術におけるタービン動翼１における角度β
inc は２７°を越えている。 【００２５】なお、比Ｔmax ／Ｗ及び角度βinc の下限
値は、タービン動翼１１の前縁１１ｂから後縁１１ｄに
至る経路に円滑な流速分布を形成するための条件に規制
されてタービン動翼１１の翼厚が限定される結果、所定
の翼厚を得るべく決定したものである。 【００２６】上述の如き本形態に係るタービン動翼１１
を有するタービンにおいては、タービン動翼１１の背面
部１１ａの形状が静翼ウェーク３と平行ではないので、
タービン動翼１１の回転・移動に伴いタービン動翼１１
が静翼ウェーク３を切っても両者の間の流路を比較的大
きく確保することができるので、当該流路部分に急峻に
立ち上がる流速の高速域４（図５参照）が形成されるこ
とはない。また、比Ｔ max ／Ｗ及び角度βinc の最適化
を図り、隣接するタービン動翼１１間の平均流速を低減
したので、この点でも前記高速域４の発生を防止し得
る。 【００２７】図３は、上記実施の形態に係るタービン動
翼１１の翼面流速分布特性（実線）を、従来技術に係る
タービン動翼のそれ（点線）との比較において示す特性
図である。また、図４は、上記実施の形態に係るタービ
ン動翼１１を有するタービンのタービン温度効率（実
線）を、従来技術に係るタービン動翼を有するタービン
のそれ（点線）との比較において示す特性図である。図
３を参照すれば、タービン動翼１１の前縁１１ｂ近傍の
背面部１１ａで顕著な流速の低下が見られることが分か
る。また、図４を参照すれば、一周期の何れの瞬間でも
タービン効率が向上しており、当然一周期の平均的な効
率は顕著に向上する。ここで、図４の一周期とは、一枚
のタービン動翼１１が一個の静翼ウェーク３を切った瞬
間から次の静翼ウェーク３を切るまでの間をいう。な
お、図３及び図４に示す場合の、諸元は次の通りであ
る。角度θ＝２１．９°、比Ｔmax ／Ｗ＝０．３８、角
度βinc＝２４．３°。 【００２８】なお、上記実施の形態におけるタービン動
翼１１は衝動タービンのタービン動翼として説明した
が、これに限るものではない。ただ、流入角が小さく、
背面部の形状が静翼ウェークと平行になりがちな衝動タ
ービンに適用して特に有用なものとなる。 【００２９】 【発明の効果】以上実施の形態とともに具体的に説明し
た通り、〔請求項１〕に記載する発明は、羽根車の周方
向に亘り多数配設され、固定翼である静翼から出た流体
を作用させて羽根車に回転力を伝達するタービン動翼に
おいて、このタービン動翼は、前縁及びこれの近傍部分
における背面部の形状が、静翼ウェークと平行とはなら
ないように面取りした形状としたので、タービン動翼の
前縁における背面部の形状を静翼ウェークからずらすこ
とができ、タービン動翼がその回転・移動に伴い静翼ウ
ェークを切る際にその前縁の背面部と静翼ウェークとの
間に形成される流路を広げることができ、非定常的な背
面流速の増加を抑制することができる。この結果、ター
ビン動翼の移動に伴い、このタービン動翼が静翼ウェー
クを周期的に切っても、流速の部分的な高速域を除去し
て、この部分での全圧損失を除去し、タービンの高効率
化に資することができる。 【００３０】〔請求項２〕に記載する発明は、上記〔請
求項１〕に記載するタービン動翼において、タービン動
翼の前縁におけるその背面部の接線と、当該タービンの
転軸と直角な直線がなす角をθ、静翼の幾何学的流出角
をαN とするとき、前記θが、αN ＋２°＜θ＜αN ＋
１２°となるように構成したので、〔請求項１〕に記載
する発明の作用に加え、θの上限値を設定したことで、
静翼の流出角に対するタービン動翼の流入角等の幾何学
的な関係を最適に確保した形状となる。この結果、他の
特性を犠牲にすることなくタービンの高効率化に資する
ことができる。 【００３１】〔請求項３〕に記載する発明は、〔請求項
１〕又は〔請求項２〕に記載するタービン動翼におい
て、タービン動翼の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼の
前縁と後縁との間の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔ
max ／Ｗが、０．３３＜Ｔmax／Ｗ＜０．４２となるよ
うに構成したので、上記〔請求項１〕及び〔請求項２〕
に記載する発明に加え、タービン動翼の翼形状が薄肉と
なるので、隣接するタービン動翼間の流路が広がること
でこの部分の平均流速を低減することができる。この結
果、さらに良好に静翼ウェークとタービン動翼の背面部
間の流速の高速域を除去して、タービン効率の更なる向
上に資することができる。 【００３２】〔請求項４〕に記載する発明は、上記〔請
求項１〕又は〔請求項２〕に記載するタービン動翼にお
いて、タービン動翼の前縁における腹面部の接線と背面
部の接線とがなす角をβinc とするとき、このβ
inc が、１３°＜βinc ＜２７°となるように構成した
ので、上記〔請求項１〕及び〔請求項２〕に記載する発
明に加え、静翼ウェークにより特に流速の上昇が発生す
る前縁付近におけるタービン動翼の翼肉厚が薄くなり、
隣接するタービン動翼間の流路が広がることでこの部分
の平均流速を低減することができる。この結果、さらに
良好に静翼ウェークとタービン動翼の背面部間の流速の
高速域を除去して、タービンの効率化の更なる向上に資
することができる。 【００３３】〔請求項５〕に記載する発明は、〔請求項
１〕又は〔請求項２〕に記載するタービン動翼におい
て、タービン動翼の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼の
前縁と後縁との間の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔ
max ／Ｗが、０．３３＜Ｔmax／Ｗ＜０．４２となるよ
うに構成すると同時に、タービン動翼の前縁における腹
面部の接線と背面部の接線とがなす角をβinc とすると
き、このβinc が、１３°＜βinc ＜２７°となるよう
に構成したので、〔請求項１〕又は〔請求項２〕と〔請
求項３〕及び〔請求項４〕に記載する発明の重畳的な作
用を発揮させることができる。この結果、最も顕著にタ
ービン効率を向上させることができる。
し、特に軸流衝動タービンに適用して有用なものであ
る。 【０００２】 【従来の技術】図５は、従来技術に係る軸流衝動タービ
ンのタービン動翼を、静翼とともに示す模式図である。
同図に示すように、タービン動翼１は、その多数枚が羽
根車（図示せず。）の周方向に亘り配設してある。静翼
２は、その多数枚が当該軸流衝動タービンのケーシング
（図示せず。）に固定された固定翼であり、タービン動
翼１に高速・高圧の流体（例えば蒸気）を供給するノズ
ルとして機能する。 【０００３】 【発明が解決しようとする課題】今回、この種の軸流衝
動タービンにおける流速解析を行っている際、重要な現
象が発生していることに気がついた。すなわち、この種
のタービンにおいては、その静翼２の後縁２ａの後方
に、静翼ウェーク３（図中の網点部分）と呼称される帯
状に伸びる流速が遅い領域が形成されるということは従
来より知られていたが、当該タービンの回転に伴い、静
翼ウェーク３をタービン動翼１が切る度にタービン動翼
１の背面部１ａに急峻に立ち上がる流体の高速域（図中
の×印のハッチング部分）４が発生していることが判明
した。これは、流速が速い主流に対して、静翼ウェーク
３が実効的な壁として機能しているからであると考えら
れる。この結果、タービン動翼１の回転移動（このとき
の回転移動方向を図中に矢印Ａで示す。）に伴いタービ
ン動翼１が静翼ウェーク３に接近すると、静翼ウェーク
３と当該タービン動翼１との間に実効的に流路の狭窄部
が形成され、当該タービン動翼１の背面部に時間の経過
とともに急峻に立ち上がる流体の高速域４ができてしま
う。なお、このような静翼ウェーク３は各静翼２の後方
にそれぞれ形成され、これに対応して高速域４も形成さ
れるが、図には１個のみを代表して示している。 【０００４】上述の如き、静翼ウェーク３が接近する瞬
間に流速が急峻に上昇する、非定常的な高速域４がター
ビン動翼１の背面部１ａに形成されると、この部分での
タービン損失が大となる。流体の流路に壁が臨んでいる
と、そこに流速の差の分の摩擦ができ、この摩擦で流体
の運動エネルギーが熱に変わるからである。すなわち、
全圧損失が発生する。この結果、当該タービンの効率が
低下するという問題を生起する。 【０００５】本発明は、上記従来技術に鑑み、非定常的
に流速が急峻に上昇するのを抑制してタービンの高効率
化に資することができるタービン動翼を提供することを
目的とする。 【０００６】 【課題を解決するための手段】上述の如き目的を達成す
べく、顕著な高速域４が形成される条件を考察したとこ
ろ次の知見を得た。静翼ウェーク３の形状は静翼２の形
状で一義的に決まり、またタービン動翼１は、静翼２か
ら流出する流体の流出角度に基づき、タービン動翼１の
前縁１ｂから後縁１ｄまでの円滑な流速分布を確保する
という観点から、大体の流入角と背面部１ａ及び腹面部
１ｃの形状とが決まる。この結果、従来技術に係るター
ビン動翼１では、タービン動翼１の前縁１ｂ部分におけ
る背面部１ａの形状が静翼ウェーク３に平行に形成され
てしまうが、このようにタービン動翼１の背面部１ａの
形状が静翼ウェーク３に平行に形成されてしまうことが
非定常的に流速が急峻に上昇する最大の原因であると考
えられる。背面部１ａの形状が、静翼ウェーク３に平行
に形成されている場合に、静翼ウェーク３とタービン動
翼１の背面部１ａとの間に最も顕著に流路の狭窄部が形
成されるからである。 【０００７】かかる知見に基づく本発明の構成は、次の
点を特徴とする。 【０００８】１） 羽根車の周方向に亘り多数配設さ
れ、固定翼である静翼から出た流体を作用させて羽根車
に回転力を伝達するタービン動翼において、このタービ
ン動翼は、前縁及びこれの近傍部分における背面部の形
状が、静翼ウェークと平行とはならないように面取りし
た形状であること。本発明によれば、タービン動翼の前
縁における背面部の形状を静翼ウェークからずらすこと
ができるので、タービン動翼がその回転・移動に伴い静
翼ウェークを切る際にその前縁の背面部と静翼ウェーク
との間に形成される流路を広げることができ、非定常的
な背面流速の増加を抑制することができる。 【０００９】２） 上記１）に記載するタービン動翼に
おいて、タービン動翼の前縁におけるその背面部の接線
と、当該タービンの回軸と直角な直線がなす角をθ、静
翼の幾何学的流出角をαN とするとき、前記θが、 αN ＋２°＜θ＜αN ＋１２° となるように構成したこと。本発明によれば、上記１）
に記載する発明の作用に加え、θの上限値を限定したこ
とで、静翼の流出角に対するタービン動翼の流入角等の
幾何学的な関係を最適に確保した形状となる。 【００１０】３） 上記１）又は２）に記載するタービ
ン動翼において、タービン動翼の最大翼厚をＴmax 、タ
ービン動翼の前縁と後縁との間の距離である翼幅をＷと
するとき、Ｔmax ／Ｗが、 ０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２ となるように構成したこと。本発明によれば、上記１）
及び２）に記載する発明に加え、タービン動翼の翼形状
が薄肉となるので、隣接するタービン動翼間の流路が広
がることでこの部分の平均流速を低減することができ
る。 【００１１】４） 上記１）又は２）に記載するタービ
ン動翼において、タービン動翼の前縁における腹面部の
接線と背面部の接線とがなす角をβincとするとき、こ
のβinc が、 １３°＜βinc ＜２７° となるように構成したこと。本発明によれば、上記１）
及び２）に記載する発明に加え、静翼ウェークにより特
に流速の上昇が発生する前縁付近におけるタービン動翼
の翼肉厚を薄くしているので、隣接するタービン動翼間
の流路が広がることでこの部分の平均流速を低減するこ
とができる。 【００１２】５） 上記１）又は２）に記載するタービ
ン動翼において、タービン動翼の最大翼厚をＴmax 、タ
ービン動翼の前縁と後縁との間の距離である翼をＷとす
るとき、Ｔmax ／Ｗが、 ０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２ となるように構成すると同時に、タービン動翼の前縁に
おける腹面部の接線と背面部の接線とがなす角をβinc
とするとき、このβinc が、 １３°＜βinc ＜２７° となるように構成したこと。本発明によれば、上記１）
又は２）、及び３）、４）に記載する発明の重畳的な作
用を得る。 【００１３】 【発明の実施の形態】以下、本発明の実施形態を図面に
基づき詳細に説明する。 【００１４】本形態は静翼ウェークに対するタービン動
翼の背面部の形状を工夫したものである。すなわち、静
翼ウェークの角度に対して動翼の角度がどのようになる
かが問題であるため、静翼の流出角に相当するパラメー
タとして幾何学的流出角αNを定義し、この幾何学的流
出角αN に対する関係において、好ましいタービン動翼
の形状を特定した。ここで、静翼２は、図５に示す従来
技術のものと同一である。本形態は、かかる静翼２と組
み合わせるタービン動翼として説明する。 【００１５】図１は本発明の実施の形態に関連する図
で、（ａ）は一枚のタービン動翼を示す模式図、（ｂ）
は静翼の幾何学的流出角を概念的に示す説明図、（ｃ）
はその前縁部分を抽出して示す部分図である。 【００１６】図１（ａ）において、１１はタービン動
翼、１１ａは背面部、１１ｂは前縁、１１ｃは腹面部、
１１ｄは後縁である。かかるタービン動翼１１は、図５
に示すような位置関係でその多数枚が静翼２に対向して
羽根車（図示せず。）の周方向に亘り配設されている。
かくして、静翼２から出た流体を作用させ、羽根車に回
転力を伝達するようになっている。ここで、タービン動
翼１１の前縁１１ｂにおけるこのタービン動翼１１の背
面部１１ａの接線Ｌ1 と、当該タービンの回転軸と直角
な直線Ｌ2 がなす角をθ、静翼２の幾何学的流出角をα
N とするとき、前記θは次式（１）の範囲のものとし
た。 αN ＋２°＜θ＜αN ＋１２° ・・・（１） 【００１７】さらに好ましくは、次式（２）の範囲であ
る。 αN ＋５°＜θ＜αN ＋７° ・・・（２） 【００１８】ここで、静翼２の幾何学的流出角αN は次
のようにして定義される角度である。図１（ｂ）に示す
ように、隣接する静翼２間の距離である静翼ピッチをＣ
N 、隣接する静翼２の１つの後縁２ａと他の静翼２の背
面部迄の距離である静翼喉幅をδN とするとき、α
N は、αN ＝ｓｉｎ-1 (δN ／ＣN ）で与えられる。静
翼喉幅δN を与える直線と幾何学的流出角αN を与える
静翼２の接線とは近似的に直角であるとして取り扱うこ
とができるからである。 【００１９】なお、角度θの上述の如き数値限定の上限
は次のような要素を加味して限定される。すなわち、先
ず静翼２の幾何学的流出角αN が決まると、これに対応
するタービン動翼１１の前縁１１ｂ部分の好ましい形状
が決まる。かかる好ましい形状は、タービン動翼１１の
前縁１１ｂにおけるこのタービン動翼１１の腹面部１１
ｃの接線Ｌ3 と当該タービンの回転軸と直角な直線Ｌ2
とがなす角をθ’とすると、この角度θ’と、前記角度
θとの和として与えられる。そこで、角度θが決まる
と、角度θ’と角度θとの和の範囲で角度θ’が決ま
る。すなわち、この和の角度を越えることはできない。 【００２０】上述の如く角度θを限定したことにより、
タービン動翼１１の前縁１１ｂにおける背面部１１ａの
形状を静翼ウェーク３（図５参照、以下同じ。）からず
らすことができる、すなわち両者が平行ではなくなるの
で、タービン動翼１１がその回転・移動に伴い静翼ウェ
ーク３を切る際にその前縁１１ｂの背面部１１ａと静翼
ウェーク３との間に形成される流路を広げることがで
き、非定常的な背面流速の増加を抑制することができ
る。 【００２１】図２は、上記実施の形態に係るタービン動
翼１１の形状（図中の実線）を、図５に示す従来技術に
係るタービン動翼１の形状（図中の点線）との比較にお
いて示す模式図である。同図を参照すれば明らかな通
り、本形態に係るタービン動翼１１は、従来技術に係る
タービン動翼１（図５参照、以下同じ。）に対し、その
前縁１ｂの近傍部分の背面部１ａの形状を面取りしたよ
うな形状となっている。この結果、当該背面部１１ａの
形状を静翼ウェークの向きからずらすことができる。ち
なみに、従来技術に係るタービン動翼１では角度θは静
翼２の幾何学的流出角αN とほぼ同一に形成されてお
り、少なくとも角度θが（αN ＋２°）を越えることは
ない。 【００２２】上述の如き角度θの数値限定により、ター
ビン動翼１１の背面部１１ａの形状を静翼ウェーク３か
らずれた、平行でない形状とすることができるが、本形
態では、さらに次のような数値も限定している。 【００２３】図１（ａ）に示すタービン動翼１１の形状
に内接する２点鎖線で示す円は、その直径が当該部分に
おけるタービン動翼１１の翼厚を示している。この場合
のタービン動翼１１の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼
１１の前縁１１ｂと後縁１１ｄとの間の直線距離である
翼幅をＷとするとき、両者の比Ｔmax ／Ｗが、０．３３
＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２、さらに好ましくは０．３４＜
Ｔmax ／Ｗ＜０．３８、となるように構成した。このこ
とにより、タービン動翼１１の翼形状が薄肉となるの
で、隣接するタービン動翼１１間の流路が広がることで
この部分の平均流速を低減することができる。ちなみ
に、従来技術におけるタービン動翼１における比Ｔmax
／Ｗは０．４２を越えている。 【００２４】さらに、本形態においては次のような数値
も限定している。すなわち、図１（ｃ）に示すように、
タービン動翼１１の前縁１１ｂにおける背面部１１ａの
接線Ｌ4 と、腹面部１１ｃの接線Ｌ5 とがなす角をβ
inc とするとき、このβinc が、１３°＜βinc ＜２７
°となるように構成した。このことにより、静翼ウェー
ク３により特に流速の上昇が発生する前縁１１ｂの近傍
部分におけるタービン動翼１１の翼肉厚を薄くしている
ので、隣接するタービン動翼１１間の流路が広がること
でこの部分の平均流速を低減することができる。ちなみ
に、従来技術におけるタービン動翼１における角度β
inc は２７°を越えている。 【００２５】なお、比Ｔmax ／Ｗ及び角度βinc の下限
値は、タービン動翼１１の前縁１１ｂから後縁１１ｄに
至る経路に円滑な流速分布を形成するための条件に規制
されてタービン動翼１１の翼厚が限定される結果、所定
の翼厚を得るべく決定したものである。 【００２６】上述の如き本形態に係るタービン動翼１１
を有するタービンにおいては、タービン動翼１１の背面
部１１ａの形状が静翼ウェーク３と平行ではないので、
タービン動翼１１の回転・移動に伴いタービン動翼１１
が静翼ウェーク３を切っても両者の間の流路を比較的大
きく確保することができるので、当該流路部分に急峻に
立ち上がる流速の高速域４（図５参照）が形成されるこ
とはない。また、比Ｔ max ／Ｗ及び角度βinc の最適化
を図り、隣接するタービン動翼１１間の平均流速を低減
したので、この点でも前記高速域４の発生を防止し得
る。 【００２７】図３は、上記実施の形態に係るタービン動
翼１１の翼面流速分布特性（実線）を、従来技術に係る
タービン動翼のそれ（点線）との比較において示す特性
図である。また、図４は、上記実施の形態に係るタービ
ン動翼１１を有するタービンのタービン温度効率（実
線）を、従来技術に係るタービン動翼を有するタービン
のそれ（点線）との比較において示す特性図である。図
３を参照すれば、タービン動翼１１の前縁１１ｂ近傍の
背面部１１ａで顕著な流速の低下が見られることが分か
る。また、図４を参照すれば、一周期の何れの瞬間でも
タービン効率が向上しており、当然一周期の平均的な効
率は顕著に向上する。ここで、図４の一周期とは、一枚
のタービン動翼１１が一個の静翼ウェーク３を切った瞬
間から次の静翼ウェーク３を切るまでの間をいう。な
お、図３及び図４に示す場合の、諸元は次の通りであ
る。角度θ＝２１．９°、比Ｔmax ／Ｗ＝０．３８、角
度βinc＝２４．３°。 【００２８】なお、上記実施の形態におけるタービン動
翼１１は衝動タービンのタービン動翼として説明した
が、これに限るものではない。ただ、流入角が小さく、
背面部の形状が静翼ウェークと平行になりがちな衝動タ
ービンに適用して特に有用なものとなる。 【００２９】 【発明の効果】以上実施の形態とともに具体的に説明し
た通り、〔請求項１〕に記載する発明は、羽根車の周方
向に亘り多数配設され、固定翼である静翼から出た流体
を作用させて羽根車に回転力を伝達するタービン動翼に
おいて、このタービン動翼は、前縁及びこれの近傍部分
における背面部の形状が、静翼ウェークと平行とはなら
ないように面取りした形状としたので、タービン動翼の
前縁における背面部の形状を静翼ウェークからずらすこ
とができ、タービン動翼がその回転・移動に伴い静翼ウ
ェークを切る際にその前縁の背面部と静翼ウェークとの
間に形成される流路を広げることができ、非定常的な背
面流速の増加を抑制することができる。この結果、ター
ビン動翼の移動に伴い、このタービン動翼が静翼ウェー
クを周期的に切っても、流速の部分的な高速域を除去し
て、この部分での全圧損失を除去し、タービンの高効率
化に資することができる。 【００３０】〔請求項２〕に記載する発明は、上記〔請
求項１〕に記載するタービン動翼において、タービン動
翼の前縁におけるその背面部の接線と、当該タービンの
転軸と直角な直線がなす角をθ、静翼の幾何学的流出角
をαN とするとき、前記θが、αN ＋２°＜θ＜αN ＋
１２°となるように構成したので、〔請求項１〕に記載
する発明の作用に加え、θの上限値を設定したことで、
静翼の流出角に対するタービン動翼の流入角等の幾何学
的な関係を最適に確保した形状となる。この結果、他の
特性を犠牲にすることなくタービンの高効率化に資する
ことができる。 【００３１】〔請求項３〕に記載する発明は、〔請求項
１〕又は〔請求項２〕に記載するタービン動翼におい
て、タービン動翼の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼の
前縁と後縁との間の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔ
max ／Ｗが、０．３３＜Ｔmax／Ｗ＜０．４２となるよ
うに構成したので、上記〔請求項１〕及び〔請求項２〕
に記載する発明に加え、タービン動翼の翼形状が薄肉と
なるので、隣接するタービン動翼間の流路が広がること
でこの部分の平均流速を低減することができる。この結
果、さらに良好に静翼ウェークとタービン動翼の背面部
間の流速の高速域を除去して、タービン効率の更なる向
上に資することができる。 【００３２】〔請求項４〕に記載する発明は、上記〔請
求項１〕又は〔請求項２〕に記載するタービン動翼にお
いて、タービン動翼の前縁における腹面部の接線と背面
部の接線とがなす角をβinc とするとき、このβ
inc が、１３°＜βinc ＜２７°となるように構成した
ので、上記〔請求項１〕及び〔請求項２〕に記載する発
明に加え、静翼ウェークにより特に流速の上昇が発生す
る前縁付近におけるタービン動翼の翼肉厚が薄くなり、
隣接するタービン動翼間の流路が広がることでこの部分
の平均流速を低減することができる。この結果、さらに
良好に静翼ウェークとタービン動翼の背面部間の流速の
高速域を除去して、タービンの効率化の更なる向上に資
することができる。 【００３３】〔請求項５〕に記載する発明は、〔請求項
１〕又は〔請求項２〕に記載するタービン動翼におい
て、タービン動翼の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼の
前縁と後縁との間の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔ
max ／Ｗが、０．３３＜Ｔmax／Ｗ＜０．４２となるよ
うに構成すると同時に、タービン動翼の前縁における腹
面部の接線と背面部の接線とがなす角をβinc とすると
き、このβinc が、１３°＜βinc ＜２７°となるよう
に構成したので、〔請求項１〕又は〔請求項２〕と〔請
求項３〕及び〔請求項４〕に記載する発明の重畳的な作
用を発揮させることができる。この結果、最も顕著にタ
ービン効率を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態に関連する図で、（ａ）は
一枚のタービン動翼を示す模式図、（ｂ）は静翼の幾何
学的流出角を概念的に示す説明図、（ｃ）はその前縁部
分を抽出して示す部分図である。 【図２】本発明の実施の形態に係る二枚のタービン動翼
の形状（実線）を、従来技術に係るその形状（点線）と
の比較において示す模式図である。 【図３】本発明の実施の形態に係るタービン動翼の翼面
流速分布特性（実線）を、従来技術に係るタービン動翼
のそれ（点線）との比較において示す特性図である。 【図４】本発明の実施の形態に係るタービン動翼を有す
るタービンのタービン温度効率（実線）を、従来技術に
係るタービン動翼を有するタービンのそれ（点線）との
比較において示す特性図である。 【図５】従来技術に係る軸流衝動タービンのタービン動
翼を、静翼とともに示す模式図である。 【符号の説明】 ２ 静翼 ３ 静翼ウェーク １１ タービン動翼 １１ａ 背面部 １１ｂ 前縁
一枚のタービン動翼を示す模式図、（ｂ）は静翼の幾何
学的流出角を概念的に示す説明図、（ｃ）はその前縁部
分を抽出して示す部分図である。 【図２】本発明の実施の形態に係る二枚のタービン動翼
の形状（実線）を、従来技術に係るその形状（点線）と
の比較において示す模式図である。 【図３】本発明の実施の形態に係るタービン動翼の翼面
流速分布特性（実線）を、従来技術に係るタービン動翼
のそれ（点線）との比較において示す特性図である。 【図４】本発明の実施の形態に係るタービン動翼を有す
るタービンのタービン温度効率（実線）を、従来技術に
係るタービン動翼を有するタービンのそれ（点線）との
比較において示す特性図である。 【図５】従来技術に係る軸流衝動タービンのタービン動
翼を、静翼とともに示す模式図である。 【符号の説明】 ２ 静翼 ３ 静翼ウェーク １１ タービン動翼 １１ａ 背面部 １１ｂ 前縁
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 【請求項１】 羽根車の周方向に亘り多数配設され、固
定翼である静翼から出た流体を作用させて羽根車に回転
力を伝達するタービン動翼において、 このタービン動翼は、前縁及びこれの近傍部分における
背面部の形状が、静翼ウェークと平行とはならないよう
に面取りした形状であることを特徴とするタービン動
翼。 【請求項２】 〔請求項１〕に記載するタービン動翼に
おいて、 タービン動翼の前縁におけるその背面部の接線と、当該
タービンの回転軸と直角な直線がなす角をθ、静翼の幾
何学的流出角をαN とするとき、前記θが、 αN ＋２°＜θ＜αN ＋１２° となるように構成したことを特徴とするタービン動翼。 【請求項３】 〔請求項１〕又は〔請求項２〕に記載す
るタービン動翼において、 タービン動翼の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼の前縁
と後縁との間の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔmax
／Ｗが、 ０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２ となるように構成したことを特徴とするタービン動翼。 【請求項４】 〔請求項１〕又は〔請求項２〕に記載す
るタービン動翼において、 タービン動翼の前縁における腹面部の接線と背面部の接
線とがなす角をβincとするとき、このβinc が、 １３°＜βinc ＜２７° となるように構成したことを特徴とするタービン動翼。 【請求項５】 〔請求項１〕又は〔請求項２〕に記載す
るタービン動翼において、 タービン動翼の最大翼厚をＴmax 、タービン動翼の前縁
と後縁との間の距離である翼幅をＷとするとき、Ｔmax
／Ｗが、 ０．３３＜Ｔmax ／Ｗ＜０．４２ となるように構成すると同時に、 動翼の前縁における腹面部の接線と背面部の接線とがな
す角をβinc とするとき、このβinc が、 １３°＜βinc ＜２７° となるように構成したことを特徴とするタービン動翼。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100713252B1 (ko) * | 2005-07-08 | 2007-05-02 | 부산대학교 산학협력단 | 축류 터빈용 로터 블레이드 |
| JP2011524490A (ja) * | 2008-07-04 | 2011-09-01 | マン・ディーゼル・アンド・ターボ・エスイー | 流体機関のための翼列およびそのような翼列を有する流体機関 |
| CN105888984A (zh) * | 2014-12-29 | 2016-08-24 | 上海适科暖通机电设备科技有限公司 | 一种差压式风速变送器 |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7216694B2 (en) * | 2004-01-23 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Apparatus and method for reducing operating stress in a turbine blade and the like |
| CN103590861B (zh) * | 2012-08-15 | 2015-11-18 | 广东核电合营有限公司 | 核电站汽轮机的高压缸及其设计方法 |
| DE102014004745A1 (de) * | 2014-04-01 | 2015-10-01 | Daimler Ag | Turbinenrad für eine Turbine, insbesondere eines Abgasturboladers |
| US10508549B2 (en) * | 2014-06-06 | 2019-12-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil with large thickness properties |
| CN106570237B (zh) * | 2016-10-25 | 2020-03-17 | 浙江理工大学 | 高炉煤气余热回收装置的透平机静叶厚度监测方法及系统 |
| WO2019221726A1 (en) * | 2018-05-16 | 2019-11-21 | Dresser-Rand Company | Turbomachine chemical reactor and method for cracking hydrocarbons in a process fluid |
| CN108799199B (zh) * | 2018-05-29 | 2020-01-10 | 中国航空发动机研究院 | 高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法 |
| EP3826759B1 (en) | 2018-09-20 | 2023-02-01 | Dresser-Rand Company | Turbomachine type chemical reactor |
| CN110594072B (zh) * | 2019-05-27 | 2020-10-23 | 合肥工业大学 | 一种仿生翼型叶片 |
Family Cites Families (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| BE410352A (ja) * | 1927-06-30 | |||
| US2258793A (en) * | 1940-03-19 | 1941-10-14 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Elastic-fluid turbine |
| US2258795A (en) * | 1941-06-14 | 1941-10-14 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Elastic-fluid turbine |
| NL82691C (ja) * | 1951-01-23 | |||
| BE639412A (ja) * | 1962-11-30 | |||
| US3475108A (en) * | 1968-02-14 | 1969-10-28 | Siemens Ag | Blade structure for turbines |
| US3776363A (en) * | 1971-05-10 | 1973-12-04 | A Kuethe | Control of noise and instabilities in jet engines, compressors, turbines, heat exchangers and the like |
| CH557468A (de) * | 1973-04-30 | 1974-12-31 | Bbc Brown Boveri & Cie | Turbine axialer bauart. |
| US4131387A (en) * | 1976-02-27 | 1978-12-26 | General Electric Company | Curved blade turbomachinery noise reduction |
| JPS55123301A (en) * | 1979-03-16 | 1980-09-22 | Hitachi Ltd | Turbine blade |
| DE3029082C2 (de) * | 1980-07-31 | 1982-10-21 | Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim | Turbomaschinenschaufel |
| JPS5765802A (en) * | 1980-10-06 | 1982-04-21 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Fluid turbine |
| US4431376A (en) * | 1980-10-27 | 1984-02-14 | United Technologies Corporation | Airfoil shape for arrays of airfoils |
| US4968216A (en) * | 1984-10-12 | 1990-11-06 | The Boeing Company | Two-stage fluid driven turbine |
| US5277549A (en) * | 1992-03-16 | 1994-01-11 | Westinghouse Electric Corp. | Controlled reaction L-2R steam turbine blade |
| KR950007521B1 (ko) * | 1992-08-14 | 1995-07-11 | 엘지전자주식회사 | 시로코우 팬 |
| DE4228879A1 (de) * | 1992-08-29 | 1994-03-03 | Asea Brown Boveri | Axialdurchströmte Turbine |
| US5486091A (en) * | 1994-04-19 | 1996-01-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine airfoil clocking |
| JP3621216B2 (ja) * | 1996-12-05 | 2005-02-16 | 株式会社東芝 | タービンノズル |
-
2000
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-
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- 2001-01-10 MY MYPI20010078A patent/MY126074A/en unknown
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100713252B1 (ko) * | 2005-07-08 | 2007-05-02 | 부산대학교 산학협력단 | 축류 터빈용 로터 블레이드 |
| JP2011524490A (ja) * | 2008-07-04 | 2011-09-01 | マン・ディーゼル・アンド・ターボ・エスイー | 流体機関のための翼列およびそのような翼列を有する流体機関 |
| CN105888984A (zh) * | 2014-12-29 | 2016-08-24 | 上海适科暖通机电设备科技有限公司 | 一种差压式风速变送器 |
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