JP2002349201A - タービン動翼 - Google Patents
タービン動翼Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 空力負荷の高いタービン動翼のハブの翼断面
における全圧損失を低減させることができるタービン動
翼を提供する。 【解決手段】 タービンロータに取り付けられてタービ
ン翼列を形成するタービン動翼(1)であって、上面(6)が
ガス通路面を形成するプラットホーム部(4)と、このプ
ラットフォーム部(4)の上面(6)から上方に延び、プラッ
トホーム部(4)と隣接したハブ(10)が衝動タービン翼型
又は衝動タービンに近い翼型を構成する翼型部(8)と、
を有し、プラットホーム部(4)の上面(6)が、翼型部(8)
のハブ(10)における翼断面全圧損失を低減するような所
定の上向き凸形状に形成されている。
における全圧損失を低減させることができるタービン動
翼を提供する。 【解決手段】 タービンロータに取り付けられてタービ
ン翼列を形成するタービン動翼(1)であって、上面(6)が
ガス通路面を形成するプラットホーム部(4)と、このプ
ラットフォーム部(4)の上面(6)から上方に延び、プラッ
トホーム部(4)と隣接したハブ(10)が衝動タービン翼型
又は衝動タービンに近い翼型を構成する翼型部(8)と、
を有し、プラットホーム部(4)の上面(6)が、翼型部(8)
のハブ(10)における翼断面全圧損失を低減するような所
定の上向き凸形状に形成されている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、タービン動翼に係
わり、特に、翼型部のハブが衝動タービン翼型又は衝動
タービンに近い翼型を構成しているタービン動翼に関す
る。
わり、特に、翼型部のハブが衝動タービン翼型又は衝動
タービンに近い翼型を構成しているタービン動翼に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】タービンロータに取り付けられてタービ
ン翼列を形成するタービン動翼が知られている。以下、
図７により、このようなタービン動翼の従来例を説明す
る。
ン翼列を形成するタービン動翼が知られている。以下、
図７により、このようなタービン動翼の従来例を説明す
る。
【０００３】タービン動翼４０は、平らな上面４２を有
するプラットホーム部４４と、プラットホーム部４４の
上面４２から上方に延びる翼型部４６と、を有してい
る。翼型部４６は、翼弦方向に凹形状をなす圧力面４８
と、翼弦方向に凸形状をなす負圧面５０と、翼前縁５２
と、翼後縁５４とを有し、プラットホーム部４４の上面
４２と隣接した翼型部４６のハブ５６は、衝動タービン
又は衝動タービンに近い翼型を構成している。
するプラットホーム部４４と、プラットホーム部４４の
上面４２から上方に延びる翼型部４６と、を有してい
る。翼型部４６は、翼弦方向に凹形状をなす圧力面４８
と、翼弦方向に凸形状をなす負圧面５０と、翼前縁５２
と、翼後縁５４とを有し、プラットホーム部４４の上面
４２と隣接した翼型部４６のハブ５６は、衝動タービン
又は衝動タービンに近い翼型を構成している。
【０００４】図８は、このようなタービン動翼４０のハ
ブ５６の翼断面における翼面マッハ数を示した図であ
り、ハブ５６における負圧面５０の翼前縁５２から翼後
縁５４までの翼面マッハ数をＭNで示し、ハブ５６にお
ける圧力面４８の翼前縁５２から翼後縁５４までの翼面
マッハ数をＭPで示している。図８に示すように、負圧
面５０の翼面マッハ数ＭNは、翼前縁と翼後縁の中間部
で最大翼面マッハ数ＭMAXを指示し、中間部から翼後縁
にかけて大きく減少している。これは、主流流体が複数
のタービン動翼４０によって構成された翼列(図示せず)
の入口から出口にかけて流れるとき、衝動タービン翼型
を構成しているハブ５６では、主流流体のガス膨張が行
われないためである。このため、タービン動翼４０のハ
ブ５６に流入した主流流体は大きく減速し、その圧力損
失も大きくなる。その結果、翼型部４６のハブ５６の翼
断面における全圧損失が大きくなる。
ブ５６の翼断面における翼面マッハ数を示した図であ
り、ハブ５６における負圧面５０の翼前縁５２から翼後
縁５４までの翼面マッハ数をＭNで示し、ハブ５６にお
ける圧力面４８の翼前縁５２から翼後縁５４までの翼面
マッハ数をＭPで示している。図８に示すように、負圧
面５０の翼面マッハ数ＭNは、翼前縁と翼後縁の中間部
で最大翼面マッハ数ＭMAXを指示し、中間部から翼後縁
にかけて大きく減少している。これは、主流流体が複数
のタービン動翼４０によって構成された翼列(図示せず)
の入口から出口にかけて流れるとき、衝動タービン翼型
を構成しているハブ５６では、主流流体のガス膨張が行
われないためである。このため、タービン動翼４０のハ
ブ５６に流入した主流流体は大きく減速し、その圧力損
失も大きくなる。その結果、翼型部４６のハブ５６の翼
断面における全圧損失が大きくなる。
【０００５】このような翼型部４６のハブ５６の翼断面
における全圧損失を低減するために、翼型部４６のハブ
５６における負圧面５０の凸形状輪郭を変更することが
行われている。これにより、最大翼面マッハ数ＭMAXを
減少させ、主流流体の減速量を減少させることができ
る。その結果、ハブ５６の翼断面における全圧損失が低
減される。
における全圧損失を低減するために、翼型部４６のハブ
５６における負圧面５０の凸形状輪郭を変更することが
行われている。これにより、最大翼面マッハ数ＭMAXを
減少させ、主流流体の減速量を減少させることができ
る。その結果、ハブ５６の翼断面における全圧損失が低
減される。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、翼型部
４６のハブ５６における負圧面５０の凸形状輪郭を変更
することによってハブ５６の翼断面における全圧損失を
低減させることは、空力負荷の比較的小さいタービン動
翼に対しては有効であるが、空力負荷の比較的大きいタ
ービン動翼に対しては効果がない。これを、図９を参照
して説明する。図９は、ハブ５６における負圧面５０の
凸形状輪郭を変更した、空力負荷の比較的大きい典型的
なタービン動翼４０のハブ５６の翼断面における翼面マ
ッハ数を示した図である。図９に示すように、図９に指
示した最大翼面マッハ数ＭMAXは、図８に指示した最大
翼面マッハ数ＭMAXよりも小さくなっているけれども、
負圧面５０の翼面マッハ数ＭNは、翼前縁と翼後縁の中
間部でいったん小さくなり、翼後縁に向って大きくなっ
た後、再び小さくなっている。即ち、翼面マッハ数が減
少する領域が２回存在する。このため、翼前縁５２から
翼後縁５４にわたる主流流体の減速量の合計は依然とし
て大きく、ハブ５６の翼断面における全圧損失を低減さ
せる効果はほとんどない。
４６のハブ５６における負圧面５０の凸形状輪郭を変更
することによってハブ５６の翼断面における全圧損失を
低減させることは、空力負荷の比較的小さいタービン動
翼に対しては有効であるが、空力負荷の比較的大きいタ
ービン動翼に対しては効果がない。これを、図９を参照
して説明する。図９は、ハブ５６における負圧面５０の
凸形状輪郭を変更した、空力負荷の比較的大きい典型的
なタービン動翼４０のハブ５６の翼断面における翼面マ
ッハ数を示した図である。図９に示すように、図９に指
示した最大翼面マッハ数ＭMAXは、図８に指示した最大
翼面マッハ数ＭMAXよりも小さくなっているけれども、
負圧面５０の翼面マッハ数ＭNは、翼前縁と翼後縁の中
間部でいったん小さくなり、翼後縁に向って大きくなっ
た後、再び小さくなっている。即ち、翼面マッハ数が減
少する領域が２回存在する。このため、翼前縁５２から
翼後縁５４にわたる主流流体の減速量の合計は依然とし
て大きく、ハブ５６の翼断面における全圧損失を低減さ
せる効果はほとんどない。
【０００７】従って、本発明は、空力負荷の高いタービ
ン動翼のハブの翼断面における全圧損失を低減させるこ
とができるタービン動翼を提供することを目的としてい
る。
ン動翼のハブの翼断面における全圧損失を低減させるこ
とができるタービン動翼を提供することを目的としてい
る。
【０００８】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明によるタービン動翼は、タービンロータに取
り付けられてタービン翼列を形成するタービン動翼であ
って、上面がガス通路面を形成するプラットホーム部
と、このプラットフォーム部の上面から上方に延び、プ
ラットホーム部と隣接したハブが衝動タービン翼型又は
衝動タービンに近い翼型を構成する翼型部と、を有し、
プラットホーム部の上面が、翼型部のハブにおける翼断
面全圧損失を低減するような所定の上向き凸形状に形成
されていることを特徴としている。
に、本発明によるタービン動翼は、タービンロータに取
り付けられてタービン翼列を形成するタービン動翼であ
って、上面がガス通路面を形成するプラットホーム部
と、このプラットフォーム部の上面から上方に延び、プ
ラットホーム部と隣接したハブが衝動タービン翼型又は
衝動タービンに近い翼型を構成する翼型部と、を有し、
プラットホーム部の上面が、翼型部のハブにおける翼断
面全圧損失を低減するような所定の上向き凸形状に形成
されていることを特徴としている。
【０００９】このように構成されたタービン動翼は、プ
ラットホーム部の上面に隣接したハブが衝動タービン又
は衝動タービンに近い翼型を有しているので、翼型部に
沿って流れる主流流体は減速され、翼型部の負圧面にお
けるマッハ数は翼後縁にかけて減少する。一方、プラッ
トホーム部の上面が所定上向き凸形状を有しているの
で、プラットホーム部の上面に沿って翼前縁から翼後縁
に流れる主流流体はいったん上方に差し向けられる。こ
のため、翼型部に沿って流れる主流流体の減速は抑制さ
れ、翼型部の負圧面におけるマッハ数の減少も小さくな
る。その結果、翼型部のハブの翼断面における全圧損失
を低減させることができる。
ラットホーム部の上面に隣接したハブが衝動タービン又
は衝動タービンに近い翼型を有しているので、翼型部に
沿って流れる主流流体は減速され、翼型部の負圧面にお
けるマッハ数は翼後縁にかけて減少する。一方、プラッ
トホーム部の上面が所定上向き凸形状を有しているの
で、プラットホーム部の上面に沿って翼前縁から翼後縁
に流れる主流流体はいったん上方に差し向けられる。こ
のため、翼型部に沿って流れる主流流体の減速は抑制さ
れ、翼型部の負圧面におけるマッハ数の減少も小さくな
る。その結果、翼型部のハブの翼断面における全圧損失
を低減させることができる。
【００１０】本発明のタービン動翼は、好ましくは、プ
ラットフォーム部の上面の所定の上向き凸形状は、翼型
部の前縁を０％とし後縁を１００％としたとき、上向き
凸形状の頂点が１０％から６０％の範囲内になるように
形成されている。
ラットフォーム部の上面の所定の上向き凸形状は、翼型
部の前縁を０％とし後縁を１００％としたとき、上向き
凸形状の頂点が１０％から６０％の範囲内になるように
形成されている。
【００１１】又、本発明のタービン動翼は、好ましく
は、翼型部のチップが反動タービン翼型を有している。
は、翼型部のチップが反動タービン翼型を有している。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下、図面を参照して、本発明の
タービン動翼の実施形態を説明する。
タービン動翼の実施形態を説明する。
【００１３】図１は、本発明の実施形態に基づくタービ
ン動翼の斜視図である。タービン動翼１は、タービン動
翼１をタービンロータ(図示せず)に取付けるためのタブ
テール形翼根部２と、この翼根部２の上に配置されたプ
ラットホーム部４と、プラットホーム部４の上面６から
上方に延びる翼型部８と、を有している。
ン動翼の斜視図である。タービン動翼１は、タービン動
翼１をタービンロータ(図示せず)に取付けるためのタブ
テール形翼根部２と、この翼根部２の上に配置されたプ
ラットホーム部４と、プラットホーム部４の上面６から
上方に延びる翼型部８と、を有している。
【００１４】翼型部８は、プラットホーム部４の上面６
に隣接したハブ(根元)１０と、先端に位置するチップ
（先端）１２とを構成し、翼弦方向に凹形状をなす圧力
面(腹面)１４と、翼弦方向に凸形状をなす負圧面(背面)
１６と、翼前縁１８と、翼後縁２０とを有している。タ
ービン動翼１での膨張仕事を翼型部８の上下方向にわた
って均等にするために、翼型部８のハブ１０は、衝動タ
ービン又は衝動タービンに近い翼型を有し、翼型部８の
チップ１２は、反動タービンの翼型を有しているおり、
タービン動翼１は、いわゆる反動衝動タービン動翼を構
成している。図２は、このような翼型部８の断面図の一
例であり、便宜上、ハブ１０の翼断面を斜線で示してい
る。
に隣接したハブ(根元)１０と、先端に位置するチップ
（先端）１２とを構成し、翼弦方向に凹形状をなす圧力
面(腹面)１４と、翼弦方向に凸形状をなす負圧面(背面)
１６と、翼前縁１８と、翼後縁２０とを有している。タ
ービン動翼１での膨張仕事を翼型部８の上下方向にわた
って均等にするために、翼型部８のハブ１０は、衝動タ
ービン又は衝動タービンに近い翼型を有し、翼型部８の
チップ１２は、反動タービンの翼型を有しているおり、
タービン動翼１は、いわゆる反動衝動タービン動翼を構
成している。図２は、このような翼型部８の断面図の一
例であり、便宜上、ハブ１０の翼断面を斜線で示してい
る。
【００１５】次に、図３及び図４を参照して、プラット
ホーム部４の上面６の形状を説明する。このプラットホ
ーム部４の上面６は、ガスの通路を構成しており、この
上面形状を変えることにより、翼型部８のハブ１０の周
りの流れが変わり、ハブ１０における翼面マッハ数を変
えることができる。図３は、タービン動翼１の正面図で
あり、以下の説明のために、座標軸を付与してある。座
標軸は、水平右方向をＸ方向とし、半径方向外方即ち上
方向をＲ方向としている。翼型部８の翼前縁１８とプラ
ットホーム部４の上面６との交点をＡとし、そのＲ方向
座標を０とし、翼型部８の翼後縁２０とプラットホーム
部４の上面６との交点をＢとする。図３に示すように、
プラットホーム部４の上面６は、全体的には、水平右方
向(Ｘ方向)に進むにつれて下方に傾斜しており、翼前縁
１８と翼後縁２０との間で、上方向(Ｒ方向)に突出し、
凸形状をなしている。図４は、プラットホーム部４の上
面形状輪郭の詳細図である。プラットホーム部４の上面
６を示す曲線ＬPは、交点Ａから交点Ｂまで滑らかに延
びている。曲線ＬPは、交点Ａからいったん上方向(Ｒ方
向)に延び、交点ＡとＢとを結んだ直線Ｌ１と平行な線
Ｌ２に接する点Ｃ(この点を「頂点」という。)に達した
後、下方向(−Ｒ方向)に延びて、交点Ｂに達している。
翼前縁１８のＸ座標を０％とし、翼後縁２０のＸ座標を
１００％とすれば、点ＣのＸ座標は１０％乃至６０％で
あるのが好ましい。直線Ｌ１とＬ２との間の距離及び交
点Ａから交点Ｂに至るプラットホーム部４の上面形状輪
郭は、設計すべきタービンの空力設計条件に基づいて、
最適になるように選択される。
ホーム部４の上面６の形状を説明する。このプラットホ
ーム部４の上面６は、ガスの通路を構成しており、この
上面形状を変えることにより、翼型部８のハブ１０の周
りの流れが変わり、ハブ１０における翼面マッハ数を変
えることができる。図３は、タービン動翼１の正面図で
あり、以下の説明のために、座標軸を付与してある。座
標軸は、水平右方向をＸ方向とし、半径方向外方即ち上
方向をＲ方向としている。翼型部８の翼前縁１８とプラ
ットホーム部４の上面６との交点をＡとし、そのＲ方向
座標を０とし、翼型部８の翼後縁２０とプラットホーム
部４の上面６との交点をＢとする。図３に示すように、
プラットホーム部４の上面６は、全体的には、水平右方
向(Ｘ方向)に進むにつれて下方に傾斜しており、翼前縁
１８と翼後縁２０との間で、上方向(Ｒ方向)に突出し、
凸形状をなしている。図４は、プラットホーム部４の上
面形状輪郭の詳細図である。プラットホーム部４の上面
６を示す曲線ＬPは、交点Ａから交点Ｂまで滑らかに延
びている。曲線ＬPは、交点Ａからいったん上方向(Ｒ方
向)に延び、交点ＡとＢとを結んだ直線Ｌ１と平行な線
Ｌ２に接する点Ｃ(この点を「頂点」という。)に達した
後、下方向(−Ｒ方向)に延びて、交点Ｂに達している。
翼前縁１８のＸ座標を０％とし、翼後縁２０のＸ座標を
１００％とすれば、点ＣのＸ座標は１０％乃至６０％で
あるのが好ましい。直線Ｌ１とＬ２との間の距離及び交
点Ａから交点Ｂに至るプラットホーム部４の上面形状輪
郭は、設計すべきタービンの空力設計条件に基づいて、
最適になるように選択される。
【００１６】このように構成されたタービン動翼１で
は、タービン動翼１に向って流入した主流流体は、翼前
縁１８から流入し、翼型部８の負圧面１６、圧力面１４
又はプラットホーム部４の上面６に沿って流れ、翼後縁
２０から流出する。プラットホーム部４の上面６に隣接
したハブ１０が衝動タービン又は衝動タービンに近い翼
型を有しているので、翼型部８に沿って流れる主流流体
は減速され、翼型部８の負圧面１６におけるマッハ数は
翼後縁２０にかけて減少する。一方、プラットホーム部
４の上面６が上述した所定上向き凸形状を有しているの
で、プラットホーム部４の上面６に沿って翼前縁１８か
ら翼後縁２０に流れる主流流体はいったん上方に差し向
けられる。このため、翼型部８に沿って流れる主流流体
の減速は抑制され、翼型部８の負圧面１６におけるマッ
ハ数の減少も小さくなる。その結果、翼型部８のハブ１
０の翼断面における全圧損失を低減させることができ
る。
は、タービン動翼１に向って流入した主流流体は、翼前
縁１８から流入し、翼型部８の負圧面１６、圧力面１４
又はプラットホーム部４の上面６に沿って流れ、翼後縁
２０から流出する。プラットホーム部４の上面６に隣接
したハブ１０が衝動タービン又は衝動タービンに近い翼
型を有しているので、翼型部８に沿って流れる主流流体
は減速され、翼型部８の負圧面１６におけるマッハ数は
翼後縁２０にかけて減少する。一方、プラットホーム部
４の上面６が上述した所定上向き凸形状を有しているの
で、プラットホーム部４の上面６に沿って翼前縁１８か
ら翼後縁２０に流れる主流流体はいったん上方に差し向
けられる。このため、翼型部８に沿って流れる主流流体
の減速は抑制され、翼型部８の負圧面１６におけるマッ
ハ数の減少も小さくなる。その結果、翼型部８のハブ１
０の翼断面における全圧損失を低減させることができ
る。
【００１７】図５は、翼型部８のハブ１０における翼面
マッハ数である。ハブ１０における負圧面１６の翼前縁
１８から翼後縁２０までの翼面マッハ数をＭNで示し、
ハブ１０における圧力面１４の翼前縁１８から翼後縁２
０までの翼面マッハ数をＭPで示している。又、図９に
示す従来技術のタービン動翼の翼型部の負圧面の翼面マ
ッハ数を点線で示している。図５に示すように、ハブ１
０における負圧面１６の最大翼面マッハ数ＭMAXは、図
９に示した従来技術の最大翼面マッハ数ＭMAXと同様、
図８に示した従来技術の最大翼面マッハ数ＭMAXよりも
小さくなっている。更に、図５の翼面マッハ数ＭNは、
破線で示した従来技術の場合と異なり、翼面マッハ数が
減少する領域は１回だけである。このため、翼前縁１８
から翼後縁２０にわたる主流流体の流速を大きく減少さ
せることができ、その結果、ハブ１０の翼断面における
全圧損失を低減させることができる。
マッハ数である。ハブ１０における負圧面１６の翼前縁
１８から翼後縁２０までの翼面マッハ数をＭNで示し、
ハブ１０における圧力面１４の翼前縁１８から翼後縁２
０までの翼面マッハ数をＭPで示している。又、図９に
示す従来技術のタービン動翼の翼型部の負圧面の翼面マ
ッハ数を点線で示している。図５に示すように、ハブ１
０における負圧面１６の最大翼面マッハ数ＭMAXは、図
９に示した従来技術の最大翼面マッハ数ＭMAXと同様、
図８に示した従来技術の最大翼面マッハ数ＭMAXよりも
小さくなっている。更に、図５の翼面マッハ数ＭNは、
破線で示した従来技術の場合と異なり、翼面マッハ数が
減少する領域は１回だけである。このため、翼前縁１８
から翼後縁２０にわたる主流流体の流速を大きく減少さ
せることができ、その結果、ハブ１０の翼断面における
全圧損失を低減させることができる。
【００１８】図６は、翼型部８の上下方向にわたる翼断
面の全圧損失を示す図である。従来技術では、破線で示
すように、ハブにおいて、特に顕著な翼断面全圧損失が
見られたが、本実施形態では、実線で示すように、ハブ
１０の翼断面における全圧損失が低減され、翼型部８の
上下方向にわたってより均一な全圧損失が達成されてい
る。このことは、翼型部の上下方向にわたってより均等
な膨張仕事が達成されていることを意味し、それによ
り、タービン効率、蒸気タービンの効率を向上させ、ガ
スタービンの燃費を削減することができる。
面の全圧損失を示す図である。従来技術では、破線で示
すように、ハブにおいて、特に顕著な翼断面全圧損失が
見られたが、本実施形態では、実線で示すように、ハブ
１０の翼断面における全圧損失が低減され、翼型部８の
上下方向にわたってより均一な全圧損失が達成されてい
る。このことは、翼型部の上下方向にわたってより均等
な膨張仕事が達成されていることを意味し、それによ
り、タービン効率、蒸気タービンの効率を向上させ、ガ
スタービンの燃費を削減することができる。
【００１９】本発明は上記実施形態に限らず、特許請求
の範囲に基づいて当業者が容易に想到し得る実施形態は
本発明の範囲内にある。
の範囲に基づいて当業者が容易に想到し得る実施形態は
本発明の範囲内にある。
【００２０】例えば、本実施形態では、翼型部とタービ
ンディスクとが別々に形成されたタービン動翼を説明し
たが、翼型部とタービンディスクとが一体に形成された
ブリスク型タービン動翼であっても良い。
ンディスクとが別々に形成されたタービン動翼を説明し
たが、翼型部とタービンディスクとが一体に形成された
ブリスク型タービン動翼であっても良い。
【００２１】又、本実施形態では、プラットホーム部の
上面の形状を所定上向き凸型形状としたが、更に、従来
技術のように、翼型部の負圧面の形状を変更しても良
い。又、本実施形態では、プラットホーム部の上面は、
全体的には、水平右方向に進むにつれて下方に傾斜して
いるが、水平であっても良いし、上方に傾斜していても
良い。又、プラットホーム上面の翼前縁上流部と翼後縁
下流部の形状は任意であり、本実施形態は、上記形状に
よる制約を受けることはない。
上面の形状を所定上向き凸型形状としたが、更に、従来
技術のように、翼型部の負圧面の形状を変更しても良
い。又、本実施形態では、プラットホーム部の上面は、
全体的には、水平右方向に進むにつれて下方に傾斜して
いるが、水平であっても良いし、上方に傾斜していても
良い。又、プラットホーム上面の翼前縁上流部と翼後縁
下流部の形状は任意であり、本実施形態は、上記形状に
よる制約を受けることはない。
【００２２】
【発明の効果】以上説明したように、本発明によるター
ビン動翼は、空力負荷が高くても、ハブの翼断面におけ
る全圧損失を低減させることができる。
ビン動翼は、空力負荷が高くても、ハブの翼断面におけ
る全圧損失を低減させることができる。
【図１】本発明の実施形態であるタービン動翼の斜視図
である。
である。
【図２】図１のタービン動翼の翼型部の平面図である。
【図３】図１のタービン動翼の正面図である。
【図４】図３に示したタービン動翼のプラットホーム部
の上面の詳細図である。
の上面の詳細図である。
【図５】本発明の実施形態であるタービン動翼のハブに
おける翼面マッハ数を示す図である。
おける翼面マッハ数を示す図である。
【図６】本発明の実施形態であるタービン動翼のハブか
らチップにわたる翼断面における全圧損失を示す図であ
る。
らチップにわたる翼断面における全圧損失を示す図であ
る。
【図７】従来技術のタービン動翼の斜視図である。
【図８】従来技術のタービン動翼のハブにおける翼面マ
ッハ数を示す図である。
ッハ数を示す図である。
【図９】従来技術のタービン動翼のハブにおける翼面マ
ッハ数を示す図である。
ッハ数を示す図である。
１ タービン動翼 ４ プラットホーム部 ６ 上面 ８ 翼型部 １０ ハブ １２ チップ １８ 翼前縁 ２０ 翼後縁
Claims (3)
- 【請求項１】 タービンロータに取り付けられてタービ
ン翼列を形成するタービン動翼であって、 上面がガス通路面を形成するプラットホーム部と、この
プラットフォーム部の上面から上方に延び、上記プラッ
トホーム部と隣接したハブが衝動タービン翼型又は衝動
タービンに近い翼型を構成する翼型部と、を有し、 上記プラットホーム部の上面が、上記翼型部のハブにお
ける翼断面全圧損失を低減するような所定の上向き凸形
状に形成されていることを特徴とするタービン動翼。 - 【請求項２】 上記プラットフォーム部の上面の所定の
上向き凸形状は、上記翼型部の前縁を０％とし後縁を１
００％としたとき、上向き凸形状の頂点が１０％から６
０％の範囲内になるように形成されている請求項１記載
のタービン動翼。 - 【請求項３】 上記翼型部のチップが反動タービン翼型
を有する、請求項１又は２のいずれか１項に記載のター
ビン動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001160909A JP2002349201A (ja) | 2001-05-29 | 2001-05-29 | タービン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001160909A JP2002349201A (ja) | 2001-05-29 | 2001-05-29 | タービン動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002349201A true JP2002349201A (ja) | 2002-12-04 |
Family
ID=19004262
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001160909A Withdrawn JP2002349201A (ja) | 2001-05-29 | 2001-05-29 | タービン動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2002349201A (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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-
2001
- 2001-05-29 JP JP2001160909A patent/JP2002349201A/ja not_active Withdrawn
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|---|---|---|---|
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