JP2003020903A - 軸流タービンとその静翼および動翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 二次流れ損失および翼型損失の両方を減少可
能な高性能３次元翼の静翼および動翼を備えた軸流ター
ビンを提供する。 【解決手段】 二次流れの影響がない翼長手方向中央部
における翼断面背側の曲率半径を、二次流れの影響の大
きい翼先端部および翼根本部における翼断面背側の曲率
半径よりも大きくする。また、軸流タービンの回転軸中
心から翼根本部後縁を通過して半径方向外側に延びるラ
ジアル線に対し、翼長手方向中央部における翼後縁を回
転軸の円周方向で静翼および動翼の腹側に離間させる。
これにより、翼先端部から翼根本部における二次流れ損
失を減少させつつ、翼長手方向中央部における翼型損失
をも減少可能な、高性能な３次元静翼およひ３次元動翼
を形成することができる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は軸流タービンとその
静翼および動翼に関し、より詳しくは、二次流れ損失お
よび翼型損失の両方を減少可能な高性能３次元翼を静翼
および動翼として備える軸流タービンに関する。

【０００２】

【従来の技術】従来、発電プラントで用いられる蒸気タ
ービン等の軸流タービンにおいては、図１１および図１
２に示すように、ダイアフラム外輪１およびダイアフラ
ム内輪２にそれぞれ固設された複数枚の静翼３、回転軸
４およびシュラウド５間に固設された複数枚の動翼６、
ダイアフラム外輪７およびダイアフラム内輪８にそれぞ
れ固設された複数枚の静翼９が交互に配設されている。

【０００３】ところで近年、環境問題や省エネルギ等の
観点から、このような軸流タービンのより一層の高効率
化が重要な課題となっている。そこで、互いに隣接する
翼間に形成された流路内に発生する二次流れを低減させ
ることにより、タービン効率の向上が図られて来た。

【０００４】この二次流れについて図１３を参照して説
明すると、互いに隣接する静翼３ａ，３ｂ間に形成され
る流路内を作動流体が流れるときに、端壁１０の表面近
傍に流入する低エネルギ流体の入口境界層１１ａ、１１
ｂは静翼３ａ、３ｂの前縁１２ａ、１２ｂにそれぞれ衝
突し、背側馬蹄形渦１３ａ、１３ｂと腹側馬蹄形渦１４
ａ、１４ｂとに分かれる。そして、例えば背側馬蹄形渦
１３ｂは、静翼３ｂの背１５ｂおよび端壁１０の表面に
おける境界層の発達により次第に成長しながら下流側へ
流出する。また、例えば腹側馬蹄形渦１４ｂは、静翼３
ｂの腹１６ｂと静翼３ａの背１５ａとにおける圧力差を
駆動力として、静翼３ｂの腹１６ｂから静翼３ａの背１
５ａへ向かう流路渦１４ｂへと成長する。

【０００５】このような背側馬蹄形渦１３ａ、１３ｂお
よび流路渦１４ａ，１４ｂは二次流れ渦と称されるが、
このような二次流れ渦が形成されるために作動流体の持
つエネルギが散逸してタービン性能の低下を招くため、
これを二次流れ損失と称している。特に、翼間流路を横
切って端壁１０の表面上の境界層を巻き上げながら翼下
流側へ流出する流路渦１４ａ，１４ｂが、二次流れ損失
の大きな部分を占めている。これにより、流路渦１４
ａ，１４ｂを抑制することが二次流れ損失の低減にとっ
て必要不可欠である。

【０００６】そこで、特開平６−２１２９０２号公報お
よび特公平４−７８８０３号公報に開示されている３次
元翼においては、上述した流路渦を抑制するべく端壁１
０の表面に対して翼を傾斜させ、流路渦の駆動力である
翼面間の圧力差（マッハ数差）を減少させることにより
流路渦１４ａ，１４ｂの発達を抑制し、これによって二
次流れ損失を減少させてタービン効率の向上を図ってい
る。

【０００７】

【発明が解決しようとする課題】ところでタービン段落
内に発生する損失には、静翼３および動翼６の端壁１０
の表面近傍に発生する上述した二次流れ損失に加えて、
静翼３および動翼６の各表面と作動流体との間に発生す
る摩擦損失（以後、翼型損失と称す）、および図１１中
に矢印Ｃで示すように静翼３と動翼６の間からシュラウ
ド５の外周隙間を介して作動流体が漏洩して有効な仕事
を行わないことによる漏洩損失がある。

【０００８】このとき、各タービン段落においては二次
流れ損失および翼型損失の割合が高いから、タービン効
率の向上を図るためには二次流れ損失ばかりでなく、翼
型損失をも減少させる必要がある。

【０００９】翼型損失は翼と流体との摩擦や剥離により
発生するものであり、翼形状そのものに起因している。
翼間流路の最も幅の狭い部分（スロート部）における翼
断面背側の曲率半径は、翼型損失に大きな影響を与える
パラメータとなっている。そして図１４に示すように、
翼断面背側の曲率半径が大きいほど翼型損失は小さくな
る。

【００１０】これに対して二次流れ損失においては、翼
断面背側の曲率半径が小さくなるほど翼面間の圧力差が
最も大きくなる領域が下流側に移動するため、二次流れ
の駆動力となる流路渦の発達が抑制される。これによ
り、図１５に示すように翼断面背側の曲率半径が小さく
なるほど二次損失が小さくなる。すなわち、翼断面背側
の曲率半径の大きさは、翼型損失および二次流れ損失に
対して相反する効果を与える。

【００１１】一方、タービン高圧部においては作動流体
が高圧であるために比容積が小さく、それに伴って翼長
も短い。そして、翼長が短いほど二次流れ損失の割合が
大きくなるから、従来の３次元翼においては二次流れ損
失の低減に着目した翼形状が選択されてきた。

【００１２】しかしながら、従来の３次元翼の翼型は翼
長手方向に同一であるため、二次流れ損失の影響のない
翼長手方向中央部においても翼断面背側の曲率半径が小
さい。これにより、翼長手方向中央部における翼型損失
が大きくなり、タービン全体の効率低下を招いていた。

【００１３】そこで本発明の目的は、上述した従来技術
が有する問題点を解消し、二次流れ損失および翼型損失
の両方を減少可能な高性能３次元翼の静翼および動翼を
備える軸流タービンを提供することにある。

【００１４】

【問題を解決するための手段】上記の課題を解決する本
発明の請求項１に記載の手段は、軸流タービンに取り付
けられ互いに隣接して作動流体の流路を形成する静翼で
あって、前記流路の幅が最も狭い部分に臨む前記静翼の
翼断面背側の曲率半径が、前記静翼の長手方向中央部に
おいて最も大きく、かつ前記静翼の長手方向中央部から
翼先端部および翼根本部に向かってそれぞれ連続的に小
さくなることを特徴としている。

【００１５】このように構成される軸流タービンの静翼
によれば、二次流れの影響の大きい翼先端部および翼根
本部における翼断面背側の曲率半径が小さいから、これ
らの部分に生じる二次流れ損失を減少させることができ
る。また、二次流れの影響がない翼長手方向中央部にお
ける翼断面背側の曲率半径は大きいから、翼長手方向中
央部における翼型損失を減少させることができる。した
がって、翼先端部から翼根本部に至る翼長手方向の全体
において翼断面背側の曲率半径が小さい従来の静翼に比
較し、翼型損失の小さい高性能の３次元翼を提供するこ
とができる。

【００１６】請求項２に記載の手段は、請求項１に記載
の軸流タービンの静翼において、前記静翼の長手方向中
央部における翼後縁が、前記軸流タービンの回転軸中心
から前記翼根本部後縁を通過して半径方向外側に延びる
ラジアル線に対し、前記回転軸の円周方向で前記静翼の
腹側に離間して位置することを特徴としている。好まし
くは、この静翼を組み付けた軸流タービンをその下流側
から回転軸方向に見たときに、静翼の長手方向の翼後縁
線が、回転軸の円周方向で静翼の腹側に凸状に湾曲する
ように静翼を形成する。

【００１７】このように構成される軸流タービンの静翼
によれば、流路の幅が最も狭い部分に臨む翼断面背側の
曲率半径が先端部および翼根本部において小さく、かつ
翼長手方向中央部において大きく、さらには３次元的に
滑らかな形状を有する静翼を形成することができる。

【００１８】また、上記の課題を解決する本発明の請求
項３に記載の手段は、軸流タービンに取り付けられ互い
に隣接して作動流体の流路を形成する動翼であって、前
記流路の幅が最も狭い部分に臨む前記動翼の翼断面背側
の曲率半径は、前記動翼の長手方向中央部において最も
大きく、かつ前記動翼の長手方向中央部から翼先端部お
よび翼根本部に向かってそれぞれ連続的に小さくなるこ
とを特徴としている。

【００１９】このように構成される軸流タービンの動翼
によれば、二次流れの影響の大きい翼先端部および翼根
本部における翼断面背側の曲率半径が小さいから、これ
らの部分に生じる二次流れ損失を減少させることができ
る。また、二次流れの影響がない翼長手方向中央部にお
ける翼断面背側の曲率半径は大きいから、翼長手方向中
央部における翼型損失を減少させることができる。した
がって、翼先端部から翼根本部に至る翼長手方向の全体
において翼断面背側の曲率半径が小さい従来の動翼に比
較し、翼型損失の小さい高性能の３次元翼を提供するこ
とができる。

【００２０】また、請求項４に記載の手段は、請求項３
に記載の軸流タービンの動翼において、前記動翼の長手
方向中央部における翼後縁が、前記軸流タービンの回転
軸中心から前記翼根本部後縁を通過して半径方向外側に
延びるラジアル線に対し、前記回転軸の円周方向で前記
動翼の腹側に離間して位置することを特徴としている。
好ましくは、この動翼を組み付けた軸流タービンをその
下流側から回転軸方向に見たときに、動翼の長手方向の
翼後縁線が、回転軸の円周方向で動翼の腹側に凸状に湾
曲するように動翼を形成する。

【００２１】このように構成される軸流タービンの動翼
によれば、流路の幅が最も狭い部分に臨む翼断面背側の
曲率半径が先端部および翼根本部において小さく、かつ
翼長手方向中央部において大きく、さらには３次元的に
滑らかな形状を有する動翼を形成することができる。

【００２２】また、上記の課題を解決する本発明の請求
項５に記載の手段は、請求項１または２に記載の前記静
翼と、請求項３または４に記載の前記動翼とを備えるこ
とを特徴とする軸流タービンである。

【００２３】このように構成された軸流タービンは、翼
先端部および翼根本部における二次流れ損失が小さく、
かつ翼長手方向中央部における翼型損失が小さく、さら
には滑らかな３次元形状を有する静翼および動翼を組み
合わせたものであるから、従来の軸流タービンに比較し
てその全体効率を大幅に向上させることができる。

【００２４】

【発明の実施の形態】以下、本発明に係る軸流タービン
とその静翼および動翼の各実施形態について、図１〜図
１０を参照して詳細に説明する。なお、以下の説明にお
いては、同一の部分には同一の符号を用いるとともに、
軸流タービンの軸線に沿って作動流体が流れる方向を前
後方向と言い、かつ軸流タービンの軸線を基準として半
径方向および円周方向と言う。

【００２５】第１実施形態 まず最初に図１を参照すると、本第１実施形態の軸流タ
ービン２０は、ダイアフラム外輪１およびダイアフラム
内輪２間にそれぞれ固設された複数枚の静翼２１、回転
軸４およびシュラウド５間にそれぞれ固設された複数枚
の動翼２２、ダイアフラム外輪７およびダイアフラム内
輪８にそれぞれ固設された複数枚の静翼２３が、回転軸
中心Ｓの方向に交互に配設されている。なお、静翼２３
は静翼２１とほぼ同一の構造であるため、説明を省略す
る。

【００２６】図２に示すように、複数枚の静翼２１は互
いに隣接して作動流体の流路２４を形成する。そして、
この流路２４の幅が最も狭い部分に臨む静翼２１の翼断
面背側の曲率半径が符号ＲＳＮで表されている。同様
に、複数枚の動翼２２は互いに隣接して作動流体の流路
２５を形成している。そして、この流路２５の幅が最も
狭い部分に臨む動翼２２の翼断面背側の曲率半径が符号
ＲＳＢで表されている。なお、静翼２１および動翼２２
の各翼断面における背２１ａ，２２ａとは、凸状に湾曲
するとともにその部分を作動流体が通過すると圧力が低
下する側を言う。これに対して、静翼２１および動翼２
２の各翼断面における腹２１ｂ，２２ｂとは、凹状に湾
曲するとともにその部分を作動流体が通過すると圧力が
上昇するする側を言う。

【００２７】静翼２１の上述した翼断面背側の曲率半径
ＲＳＮの値は、図３および図４に示したように静翼２１
の長手方向の中央部（無次元翼高さ＝０．５）において
最も大きく、翼根本部（無次元翼高さ＝０）および翼先
端部（無次元翼高さ＝１．０）において最も小さい。ま
た、翼断面背側の曲率半径ＲＳＮの値は、翼根本部から
翼先端部にかけて連続的に、かつ徐々に変化している。
これに対して、図４中に点線で描いた従来の静翼３にお
いては、翼断面背側の曲率半径ＲＳＮの値が翼根本部か
ら翼先端部にかけて一定である。さらに、静翼２１の翼
根本部および翼先端部における翼断面背側の曲率半径Ｒ
ＳＮの値は、従来の静翼３における翼断面背側の曲率半
径ＲＳＮの値よりも小さくなっている。

【００２８】このように構成された本第１実施形態の静
翼２１においては、二次流れの影響の大きい翼先端部お
よび翼根本部における翼断面背側の曲率半径ＲＳＮの値
が、従来の静翼３における翼断面背側の曲率半径ＲＳＮ
の値よりも小さいから、これらの部分に生じる二次流れ
損失を従来の静翼３よりも減少させることができる。ま
た、二次流れの影響がない翼長手方向中央部における翼
断面背側の曲率半径ＲＳＮの値が、従来の静翼３におけ
る翼断面背側の曲率半径ＲＳＮよりも大きいから、翼長
手方向中央部における翼型損失を減少させることができ
る。さらに、本第１実施形態の静翼２１においては、翼
断面背側の曲率半径ＲＳＮの値が翼根本部から翼先端部
にかけて連続的にかつ徐々に変化しているから、３次元
的に滑らかな形状を有する。これにより、本第１実施形
態の静翼２１は、二次流れ損失および翼型損失の両方を
減少可能な高性能３次元翼となる。

【００２９】同様に、動翼２２の上述した翼断面背側の
曲率半径ＲＳＢの値は、図５および図６に示したように
動翼２２の長手方向の中央部（無次元翼高さ＝０．５）
において最も大きく、翼根本部（無次元翼高さ＝０）お
よび翼先端部（無次元翼高さ＝１．０）において最も小
さい。また、翼断面背側の曲率半径ＲＳＢの値は、翼根
本部から翼先端部にかけて連続的に、かつ徐々に変化し
ている。これに対して、図６中に点線で描いた従来の動
翼６においては、翼断面背側の曲率半径ＲＳＢの値が翼
根本部から翼先端部にかけて一定である。さらに、動翼
２２の翼根本部および翼先端部における翼断面背側の曲
率半径ＲＳＢの値は、従来の動翼６における翼断面背側
の曲率半径ＲＳＢの値よりも小さくなっている。

【００３０】このように構成された本第１実施形態の動
翼２２においては、二次流れの影響の大きい翼先端部お
よび翼根本部における翼断面背側の曲率半径ＲＳＢの値
が、従来の動翼６における翼断面背側の曲率半径ＲＳＢ
の値よりも小さいから、これらの部分に生じる二次流れ
損失を従来の動翼６よりも減少させることができる。ま
た、二次流れの影響がない翼長手方向中央部における翼
断面背側の曲率半径ＲＳＢの値が、従来の動翼６におけ
る翼断面背側の曲率半径ＲＳＢよりも大きいから、翼長
手方向中央部における翼型損失を減少させることができ
る。さらに、本第１実施形態の動翼２２においては、翼
断面背側の曲率半径ＲＳＢの値が翼根本部から翼先端部
にかけて連続的にかつ徐々に変化しているから、３次元
的に滑らかな形状を有する。これにより、本第１実施形
態の動翼２２は、二次流れ損失および翼型損失の両方を
減少可能な高性能３次元翼となる。

【００３１】したがって、上述した静翼２１および動翼
２２を備える本第１実施形態の軸流タービン２０は、従
来の静翼３および動翼６を備える軸流タービンに比較し
てその全体効率を大幅に向上させることができる。

【００３２】第２実施形態 次に図７〜図１０を参照し、第２実施形態の軸流タービ
ンの静翼および動翼について詳細に説明する。

【００３３】図７に示した本第２実施形態の静翼３１
は、前述した第１実施形態の静翼２１と全く同様に、翼
断面背側の曲率半径ＲＳＮの値が翼長手方向中央部にお
いて最も大きく、翼根本部および翼先端部において最も
小さい。また、翼断面背側の曲率半径ＲＳＮの値は、翼
根本部から翼先端部にかけて連続的にかつ徐々に変化し
ている。さらに、翼根本部および翼先端部における翼断
面背側の曲率半径ＲＳＮの値は、従来の静翼３における
翼断面背側の曲率半径ＲＳＮの値よりも小さい。

【００３４】さらに、本第２実施形態の静翼３１におい
ては、図７に示したように、翼長手方向中央部における
翼後縁３１ｃが、翼根本部および翼先端部における翼後
縁３１ｃに対し、軸流タービンの回転軸の円周方向で静
翼３１の腹３１ｂ側に位置している。言い換えると、本
第２実施形態の静翼３１を組み付けた軸流タービンをそ
の下流側から回転軸方向に見たときに、軸流タービンの
回転軸中心から翼根本部における翼後縁３１ｃを通過し
て半径方向外側に延びるラジアル線に対し、翼長手方向
中央部における翼後縁３１ｃが、軸流タービンの回転軸
の円周方向で静翼３１の腹側に離間して位置している。
また図８に示すように、静翼３１の長手方向の翼後縁線
が、回転軸の円周方向で静翼３１の腹３１ｂに凸となる
ように湾曲して延びている。

【００３５】このように構成された本第２実施形態の静
翼３１においては、二次流れの影響の大きい翼先端部お
よび翼根本部における翼断面背側の曲率半径ＲＳＮの値
が、従来の静翼３における翼断面背側の曲率半径ＲＳＮ
の値よりも小さいから、これらの部分に生じる二次流れ
損失を従来の静翼３よりも減少させることができる。ま
た、二次流れの影響がない翼長手方向中央部における翼
断面背側の曲率半径ＲＳＮの値が、従来の静翼３におけ
る翼断面背側の曲率半径ＲＳＮよりも大きいから、翼長
手方向中央部における翼型損失を減少させることができ
る。さらに、本第２実施形態の静翼３１においては、翼
長手方向中央部における翼後縁３１ｃが、翼根本部およ
び翼先端部における翼後縁３１ｃに対して軸流タービン
の回転軸の円周方向で静翼３１の腹側に離間して位置し
ているから、より一層滑らかな形状を有する３次元静翼
３１を形成することができる。

【００３６】図９に示した本第２実施形態の動翼３２
は、前述した第１実施形態の動翼２２と全く同様に、翼
断面背側の曲率半径ＲＳＢの値が翼長手方向中央部にお
いて最も大きく、翼根本部および翼先端部において最も
小さい。また、翼断面背側の曲率半径ＲＳＢの値は、翼
根本部から翼先端部にかけて連続的にかつ徐々に変化し
ている。さらに、翼根本部および翼先端部における翼断
面背側の曲率半径ＲＳＢの値は、従来の動翼６における
翼断面背側の曲率半径ＲＳＢの値よりも小さい。

【００３７】さらに、本第２実施形態の動翼３２におい
ては、図９に示したように、翼長手方向中央部における
翼後縁３２ｃが、翼根本部および翼先端部における翼後
縁３２ｃに対し、軸流タービンの回転軸の円周方向で動
翼３２の腹３２ｂ側に位置している。言い換えると、本
第２実施形態の動翼３２を組み付けた軸流タービンをそ
の下流側から回転軸方向に見ると、軸流タービンの回転
軸中心から翼根本部における翼後縁３２ｃを通過して半
径方向外側に延びるラジアル線に対し、翼長手方向中央
部における翼後縁３２ｃが、軸流タービンの回転軸の円
周方向で静翼３１の腹側に離間している。また図１０に
示すように、動翼３２の長手方向の翼後縁線が、回転軸
の円周方向で動翼３２の腹３２ｂ側に凸となるように湾
曲して延びている。

【００３８】このように構成された本第２実施形態の動
翼３２においては、二次流れの影響の大きい翼先端部お
よび翼根本部における翼断面背側の曲率半径ＲＳＢの値
が、従来の動翼６における翼断面背側の曲率半径ＲＳＢ
の値よりも小さいから、これらの部分に生じる二次流れ
損失を従来の動翼６よりも減少させることができる。ま
た、二次流れの影響がない翼長手方向中央部における翼
断面背側の曲率半径ＲＳＢの値が、従来の動翼６におけ
る翼断面背側の曲率半径ＲＳＢよりも大きいから、翼長
手方向中央部における翼型損失を減少させることができ
る。さらに、本第２実施形態の動翼３２においては、翼
長手方向中央部における翼後縁３２ｃが、翼根本部およ
び翼先端部における翼後縁３２ｃに対して軸流タービン
の回転軸の円周方向で動翼３２の腹側に離間しているか
ら、より一層滑らかな形状を有する３次元動翼３２を形
成することができる。

【００３９】したがって、上述した静翼３１および動翼
３２を備える本第２実施形態の軸流タービンの全体効率
を、前述した第１実施形態の軸流タービン２０よりも向
上させることができる。

【００４０】以上、本発明に係る軸流タービンとその静
翼および動翼の各実施形態ついて詳しく説明したが、本
発明は上述した実施形態によって限定されるものではな
く、種々の変更が可能であることは言うまでもない。例
えば、上述した実施形態においては、翼根本部および翼
先端部における翼断面背側の曲率半径ＲＳＮ、ＲＳＢの
値を等しくしているが、これらの値を翼根本部および翼
先端部で異ならせることもできる。また、上述した実施
形態においては、翼先端部における翼後縁が翼根本部の
翼後縁を通過するラジアル線上に位置しているが、翼先
端部における翼後縁の位置をこのラジアル線に対して円
周方向のいずれかにずらすこともできる。

【００４１】

【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
に係る軸流タービンの静翼および動翼は、二次流れの影
響がない翼長手方向中央部における翼断面背側の曲率半
径を、二次流れの影響の大きい翼先端部および翼根本部
における翼断面背側の曲率半径よりも大きくしたもので
あるから、翼先端部から翼根本部にいたる翼長手方向の
全体において翼断面背側の曲率半径が小さい従来の静翼
および動翼に比較し、翼型損失の小さい高性能の３次元
翼とすることができる。また、本発明に係る軸流タービ
ンの静翼および動翼は、軸流タービンの回転軸中心から
翼根本部の翼後縁を通過して半径方向外側に延びるラジ
アル線に対し、翼長手方向中央部における翼後縁を回転
軸の円周方向で静翼および動翼の腹側に離間させたもの
であるから、３次元的に滑らかな形状を有する静翼およ
び動翼を形成することができる。したがって、本発明に
係る静翼および動翼を備える軸流タービンは、従来の軸
流タービンに比較して、その全体効率を大幅に向上させ
ることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に係る一実施形態の軸流タービンの要部
を示す縦断面図。

【図２】図１中に示したＡ−Ａ破断線に沿った断面図。

【図３】図１に示した静翼の翼型を模式的に示す図。

【図４】図３に示した静翼の翼断面背曲率半径を示すグ
ラフ。

【図５】図１に示した動翼の翼型を示す図。

【図６】図５に示した動翼の翼断面背曲率半径を示すグ
ラフ。

【図７】図１に示した静翼の変形例の翼型を示す図。

【図８】図７に示した静翼の翼後縁位置の変化を示す
図。

【図９】図１に示した動翼の変形例の翼型を示す図。

【図１０】図９に示した動翼の翼後縁位置の変化を示す
図。

【図１１】従来の軸流タービンの要部を示す縦断面図。

【図１２】図１１中に示したＢ−Ｂ破断線に沿った断面
図。

【図１３】図１１中に示した静翼回りの流れの状態を模
式的に示す斜視図。

【図１４】静翼の翼断面背曲率半径と翼型損失との関係
を示すグラフ

【図１５】静翼の翼断面背曲率半径と二次損失との関係
を示すグラフ

【符号の説明】

１ ダイアフラム外輪 ２ ダイアフラム内輪 ３ 静翼 ４ 回転軸 ５ シュラウド ６ 動翼 ７ ダイアフラム外輪 ８ ダイアフラム内輪 ９ 静翼 １０ 端壁 １１ 入口境界層 １２ 前縁 １３ 背側馬蹄形渦 １４ 腹側馬蹄形渦（流路渦） １５ 背 １６ 腹 ２０ 第１実施形態の軸流タービン ２１ 静翼 ２２ 動翼 ２３ 静翼 ２４ 流路 ２５ 流路 ３１ 静翼 ３２ 動翼

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 小野田 昭 博 神奈川県横浜市鶴見区末広町２丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内 (72)発明者 杉 浦 将 人 神奈川県横浜市鶴見区末広町２丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内 Ｆターム(参考） 3G002 BA02 BA03 BB01 GA07 GB05

Claims (5)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】軸流タービンに取り付けられ互いに隣接し
   て作動流体の流路を形成する静翼であって、 前記流路の幅が最も狭い部分に臨む前記静翼の翼断面背
   側の曲率半径は、前記静翼の長手方向中央部において最
   も大きく、かつ前記静翼の長手方向中央部から翼先端部
   および翼根本部に向かってそれぞれ連続的に小さくなる
   ことを特徴とする軸流タービンの静翼。
2. 【請求項２】前記静翼の長手方向中央部における翼後縁
   は、 前記軸流タービンの回転軸中心から前記翼根本部後縁を
   通過して半径方向外側に延びるラジアル線に対し、前記
   回転軸の円周方向で前記静翼の腹側に離間して位置する
   ことを特徴とする請求項１に記載した軸流タービンの静
   翼。
3. 【請求項３】軸流タービンに取り付けられ互いに隣接し
   て作動流体の流路を形成する動翼であって、 前記流路の幅が最も狭い部分に臨む前記動翼の翼断面背
   側の曲率半径は、前記動翼の長手方向中央部において最
   も大きく、かつ前記動翼の長手方向中央部から翼先端部
   および翼根本部に向かってそれぞれ連続的に小さくなる
   ことを特徴とする軸流タービンの動翼。
4. 【請求項４】前記動翼の長手方向中央部における翼後縁
   は、 前記軸流タービンの回転軸中心から前記翼根本部後縁を
   通過して半径方向外側に延びるラジアル線に対し、前記
   回転軸の円周方向で前記動翼の腹側に離間して位置する
   ことを特徴とする請求項３に記載した軸流タービンの動
   翼。
5. 【請求項５】請求項１または２に記載の前記静翼と、請
   求項３または４に記載の前記動翼とを備えることを特徴
   とする軸流タービン。