JP2003074306A - 軸流タービン - Google Patents
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- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
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- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
- F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
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- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】タービンノズルおよびタービン動翼の翼間流路
内における翼高さ方向の作動流体の流量分布をコントロ
ールしつつ、翼根元部の翼型損失および２次流れ損失を
低減させ、タービン段落効率をより一層向上させる軸流
タービンを提供する。 【解決手段】本発明に係る軸流タービンは、ノズル翼１
および動翼５は、スロート・ピッチ比ｓ／ｔが翼高さ中
央部分で極大値、翼高さ中央部と翼根元部との間で極小
値、極小値から根元部までを増加する形状にする。
内における翼高さ方向の作動流体の流量分布をコントロ
ールしつつ、翼根元部の翼型損失および２次流れ損失を
低減させ、タービン段落効率をより一層向上させる軸流
タービンを提供する。 【解決手段】本発明に係る軸流タービンは、ノズル翼１
および動翼５は、スロート・ピッチ比ｓ／ｔが翼高さ中
央部分で極大値、翼高さ中央部と翼根元部との間で極小
値、極小値から根元部までを増加する形状にする。
Description
【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、タービンノズルとタービン動翼とを組み合わ
せてタービン段落を構成するとき、そのタービン段落の
段落効率をより一層向上させる軸流タービンに関する。
り、特に、タービンノズルとタービン動翼とを組み合わ
せてタービン段落を構成するとき、そのタービン段落の
段落効率をより一層向上させる軸流タービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】例えば、発電プラントに適用する蒸気タ
ービンやガスタービン等の軸流タービンでは、最近、経
済的な運転を効果的に行うための熱効率の向上、特に、
タービン内部効率の向上が再び見直されている。
ービンやガスタービン等の軸流タービンでは、最近、経
済的な運転を効果的に行うための熱効率の向上、特に、
タービン内部効率の向上が再び見直されている。
【０００３】タービン内部効率のより一層の向上を図る
には、タービン翼に発生する諸損失のうち、特にタービ
ンノズルおよびタービン動翼の２次流れに基づく２次流
れ損失をより一層低く抑えることが重要な研究テーマの
一つとして採り上げられている。
には、タービン翼に発生する諸損失のうち、特にタービ
ンノズルおよびタービン動翼の２次流れに基づく２次流
れ損失をより一層低く抑えることが重要な研究テーマの
一つとして採り上げられている。
【０００４】図１０は、軸流タービンに従来から適用さ
れている、いわゆるストレート翼と称するタービンノズ
ルの構成を示す図で、複数枚のノズル翼１がダイアフラ
ム外輪２とダイアフラム内輪３との間に形成される環状
流路４のタービン軸（図示せず）の周方向に沿って列状
に配置されている。
れている、いわゆるストレート翼と称するタービンノズ
ルの構成を示す図で、複数枚のノズル翼１がダイアフラ
ム外輪２とダイアフラム内輪３との間に形成される環状
流路４のタービン軸（図示せず）の周方向に沿って列状
に配置されている。
【０００５】また、ノズル翼１の下流側には、図８に示
すように、ノズル翼１の列状配置に対応させてタービン
動翼５が周方向に配置されている。このタービン動翼５
は、ロータディスク６の周方向に沿って植設され、その
外周端に作動蒸気または作動ガス（以下、主流と記す）
の漏洩等を防止するシュラウド７を備えている。
すように、ノズル翼１の列状配置に対応させてタービン
動翼５が周方向に配置されている。このタービン動翼５
は、ロータディスク６の周方向に沿って植設され、その
外周端に作動蒸気または作動ガス（以下、主流と記す）
の漏洩等を防止するシュラウド７を備えている。
【０００６】このような構成を備える軸流タービンにお
いて、タービンノズルをノズル翼１の出口側から観察す
るときの斜視図で示す図１０を引用し、ノズル翼１の２
次流れの発生メカニズムを詳しく説明する。
いて、タービンノズルをノズル翼１の出口側から観察す
るときの斜視図で示す図１０を引用し、ノズル翼１の２
次流れの発生メカニズムを詳しく説明する。
【０００７】主流は、翼間流路を流れるとき、湾曲状に
曲げられて流れている。このとき、ノズル翼１の背側Ｂ
から腹側Ｆ方向に向って遠心力が生じ、この遠心力と静
圧がバランスしているので、腹側Ｆの静圧が高くなって
いる。
曲げられて流れている。このとき、ノズル翼１の背側Ｂ
から腹側Ｆ方向に向って遠心力が生じ、この遠心力と静
圧がバランスしているので、腹側Ｆの静圧が高くなって
いる。
【０００８】これに対し、背側Ｂは主流の流速が速いた
め静圧が低くなっている。このため、翼間流路内では、
腹側Ｆから背側Ｂに向って圧力勾配が生じる。この圧力
勾配は、ダイアフラム外輪２とダイアフラム内輪３の周
壁面上に形成される境界層においても同じである。
め静圧が低くなっている。このため、翼間流路内では、
腹側Ｆから背側Ｂに向って圧力勾配が生じる。この圧力
勾配は、ダイアフラム外輪２とダイアフラム内輪３の周
壁面上に形成される境界層においても同じである。
【０００９】しかし、翼間流路内の境界層では、流速が
小さく、遠心力も小さくなっているので、腹側Ｆから背
側Ｂへの圧力勾配に抗し切れず、腹側Ｆから背側Ｂに向
う流れとなる２次流れ８が生じる。
小さく、遠心力も小さくなっているので、腹側Ｆから背
側Ｂへの圧力勾配に抗し切れず、腹側Ｆから背側Ｂに向
う流れとなる２次流れ８が生じる。
【００１０】この２次流れ８は、ノズル翼１の背側Ｂに
衝突して巻き上げられ、ノズル翼１を支持するダイアフ
ラム外輪２およびダイアフラム内輪３との接続部分に２
次流れ渦９ａ，９ｂを発生させる。
衝突して巻き上げられ、ノズル翼１を支持するダイアフ
ラム外輪２およびダイアフラム内輪３との接続部分に２
次流れ渦９ａ，９ｂを発生させる。
【００１１】このように、主流の持つエネルギは、２次
流れ渦９ａ，９ｂの拡大、拡散や２次流れによる壁面摩
擦等の影響を受け、その一部が失われ、タービン内部効
率の著しい低下の要因になっている。なお、タービン動
翼も、タービンノズルと同様に、２次流れ損失が発生し
ている。
流れ渦９ａ，９ｂの拡大、拡散や２次流れによる壁面摩
擦等の影響を受け、その一部が失われ、タービン内部効
率の著しい低下の要因になっている。なお、タービン動
翼も、タービンノズルと同様に、２次流れ損失が発生し
ている。
【００１２】ところで、翼間流路内で発生する２次流れ
渦９ａ，９ｂ等に起因する２次流れ損失を低減させる研
究や提案が数多く公表されている。
渦９ａ，９ｂ等に起因する２次流れ損失を低減させる研
究や提案が数多く公表されている。
【００１３】例えば、ノズル翼１の後縁端とそのノズル
翼１に隣接するノズル翼１の背側Ｂとの最短距離で定義
されるスロートｓと翼間の環状ピッチｔとで表わされる
スロート・ピッチ比ｓ／ｔを、図４（ａ）の点線で示す
ように、翼高さ中央部分で最大にし、翼根元部および翼
先端部で小さくする形状のタービンノズルが公表されて
いる（特開平６−２７２５０４号公報）。
翼１に隣接するノズル翼１の背側Ｂとの最短距離で定義
されるスロートｓと翼間の環状ピッチｔとで表わされる
スロート・ピッチ比ｓ／ｔを、図４（ａ）の点線で示す
ように、翼高さ中央部分で最大にし、翼根元部および翼
先端部で小さくする形状のタービンノズルが公表されて
いる（特開平６−２７２５０４号公報）。
【００１４】このタービンノズルは、例えば蒸気タービ
ンに従来から適用されている、いわゆるストレート翼
（タービン軸の中心を通り、半径方向に真直ぐ延びるラ
ジアル線に沿う翼）と称するタービンノズルやタービン
動翼に較べて次に示す利点を持っている。すなわち、い
わゆるストレート翼と称するタービンノズルは、図５
（ａ）に示すように、翼高さの中央部分で損失が少な
く、翼根元部および翼先端部で相対的に損失が大きくな
っている。また、いわゆるストレート翼と称するタービ
ン動翼も、図５（ｂ）に示すように、翼高さの中央部分
で損失が少なく翼根元部および翼先端部で相対的に損失
が大きくなっている。
ンに従来から適用されている、いわゆるストレート翼
（タービン軸の中心を通り、半径方向に真直ぐ延びるラ
ジアル線に沿う翼）と称するタービンノズルやタービン
動翼に較べて次に示す利点を持っている。すなわち、い
わゆるストレート翼と称するタービンノズルは、図５
（ａ）に示すように、翼高さの中央部分で損失が少な
く、翼根元部および翼先端部で相対的に損失が大きくな
っている。また、いわゆるストレート翼と称するタービ
ン動翼も、図５（ｂ）に示すように、翼高さの中央部分
で損失が少なく翼根元部および翼先端部で相対的に損失
が大きくなっている。
【００１５】これに対し、スロート・ピッチ比ｓ／ｔ
を、図４（ａ）の点線で示すように、翼高さ中央部分で
最大にし、翼根元部および翼先端部で小さくする形状の
タービンノズルは、損失の大きい翼根元部および翼先端
部で主流の流量を少なくさせ、損失の少ない翼高さ中央
部分で主流の流量を多くさせているので、いわゆるスト
レート翼と称すタービンノズルに較べて損失が少なくな
っている。
を、図４（ａ）の点線で示すように、翼高さ中央部分で
最大にし、翼根元部および翼先端部で小さくする形状の
タービンノズルは、損失の大きい翼根元部および翼先端
部で主流の流量を少なくさせ、損失の少ない翼高さ中央
部分で主流の流量を多くさせているので、いわゆるスト
レート翼と称すタービンノズルに較べて損失が少なくな
っている。
【００１６】また、スロート・ピッチ比ｓ／ｔを、図４
（ｂ）の点線で示すように、翼高さ中央部分で最大に
し、翼根元部および翼先端部で小さくする形状のタービ
ン動翼も上述のタービンノズルと同様に、いわゆるスト
レート翼と称するタービン動翼に較べて損失が少なくな
っている。
（ｂ）の点線で示すように、翼高さ中央部分で最大に
し、翼根元部および翼先端部で小さくする形状のタービ
ン動翼も上述のタービンノズルと同様に、いわゆるスト
レート翼と称するタービン動翼に較べて損失が少なくな
っている。
【００１７】他方、別の研究成果によれば、ノズル翼１
をタービン軸の中心を通るラジアル線（図１０で示す
Ｅ）に対して湾曲させる、いわゆるコンパウンドリーン
タイプと称するタービンノズルが公表されている（特開
平１−１０６９０３号公報）。
をタービン軸の中心を通るラジアル線（図１０で示す
Ｅ）に対して湾曲させる、いわゆるコンパウンドリーン
タイプと称するタービンノズルが公表されている（特開
平１−１０６９０３号公報）。
【００１８】この、いわゆるコンパウンドリーンタイプ
と称するタービンノズルは、図７（ａ）に示すように、
翼先端部および翼根元部のそれぞれから翼高さの中央部
分に向って後縁端を湾曲状に突き出させて形成し、翼先
端部からダイアフラム外輪２に、また翼根元部からダイ
アフラム内輪３のそれぞれに押圧力を発生させる構成に
なっている。このため、コンパウンドリーンタイプと称
するタービンノズルは、ダイアフラム外輪２およびダイ
アフラム内輪３のそれぞれに発生する境界層を低く抑え
ることができるようになっている。
と称するタービンノズルは、図７（ａ）に示すように、
翼先端部および翼根元部のそれぞれから翼高さの中央部
分に向って後縁端を湾曲状に突き出させて形成し、翼先
端部からダイアフラム外輪２に、また翼根元部からダイ
アフラム内輪３のそれぞれに押圧力を発生させる構成に
なっている。このため、コンパウンドリーンタイプと称
するタービンノズルは、ダイアフラム外輪２およびダイ
アフラム内輪３のそれぞれに発生する境界層を低く抑え
ることができるようになっている。
【００１９】また、タービン動翼も、上述のタービンノ
ズルと同様に、図７（ｂ）に示すように、翼先端部およ
び翼根元部のそれぞれから翼高さの中央部分に向って後
縁端を湾曲状に突き出させて形成し、翼先端部からシュ
ラウド７に、また翼根元部からロータディスク６のそれ
ぞれに押圧力を発生させる形状にして、シュラウド７お
よびロータディスク６のそれぞれに発生する境界層を低
く抑えることができるようになっている（特開平３−１
８９３０３号公報）。
ズルと同様に、図７（ｂ）に示すように、翼先端部およ
び翼根元部のそれぞれから翼高さの中央部分に向って後
縁端を湾曲状に突き出させて形成し、翼先端部からシュ
ラウド７に、また翼根元部からロータディスク６のそれ
ぞれに押圧力を発生させる形状にして、シュラウド７お
よびロータディスク６のそれぞれに発生する境界層を低
く抑えることができるようになっている（特開平３−１
８９３０３号公報）。
【００２０】
【発明が解決しようとする課題】いわゆるコンパウンド
リーンタイプと称するタービンノズルおよびタービン動
翼は、翼先端部からダイアフラム外輪２に向って押圧力
を与えるとともに、翼根元部からダイアフラム内輪３に
向って押圧力を与え、ダイアフラム外輪２およびダイア
フラム内輪３のそれぞれに発生させる境界層を少なくさ
せ、より多くの主流を流す形状になっている。
リーンタイプと称するタービンノズルおよびタービン動
翼は、翼先端部からダイアフラム外輪２に向って押圧力
を与えるとともに、翼根元部からダイアフラム内輪３に
向って押圧力を与え、ダイアフラム外輪２およびダイア
フラム内輪３のそれぞれに発生させる境界層を少なくさ
せ、より多くの主流を流す形状になっている。
【００２１】しかし、もともと翼先端とダイアフラム外
輪２との接続部分および翼根元部とダイアフラム内輪３
との接続部は、ともに、損失の大きい領域になっている
ので、より多くの主流を流しても性能をより一層向上さ
せるには限界がある。
輪２との接続部分および翼根元部とダイアフラム内輪３
との接続部は、ともに、損失の大きい領域になっている
ので、より多くの主流を流しても性能をより一層向上さ
せるには限界がある。
【００２２】この点、スロート・ピッチ比ｓ／ｔを、翼
高さの中央部分で大きくし、流路面積をより広く確保す
るタービンノズルおよびタービン動翼の方が、翼高さの
中央部分の損失が少ない部分により多くの主流を流すだ
けに、性能をより一層向上させることができると考えら
れ、有利である（特開平８−１０９８０３号公報）。
高さの中央部分で大きくし、流路面積をより広く確保す
るタービンノズルおよびタービン動翼の方が、翼高さの
中央部分の損失が少ない部分により多くの主流を流すだ
けに、性能をより一層向上させることができると考えら
れ、有利である（特開平８−１０９８０３号公報）。
【００２３】しかし、この形状のタービンノズルおよび
タービン動翼は、翼根元部および翼先端部ともに、スロ
ート・ピッチ比ｓ／ｔが小さく、このスロート・ピッチ
比ｓ／ｔから算出される幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１
（ｓ／ｔ）が小さく、さらに転向角が大きくなる。
タービン動翼は、翼根元部および翼先端部ともに、スロ
ート・ピッチ比ｓ／ｔが小さく、このスロート・ピッチ
比ｓ／ｔから算出される幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１
（ｓ／ｔ）が小さく、さらに転向角が大きくなる。
【００２４】一般に、軸流タービンにおけるタービンノ
ズルおよびタービン動翼の幾何学的流出角が小さい場合
や転向角が大きい場合、翼面上に境界層が発達し、翼型
損失が増加することが知られている。
ズルおよびタービン動翼の幾何学的流出角が小さい場合
や転向角が大きい場合、翼面上に境界層が発達し、翼型
損失が増加することが知られている。
【００２５】また、翼間流路内で主流の流れの向きが大
きく転向する場合、翼間流路内の腹側Ｆから背側Ｂへの
圧力勾配が大きくなり２次流れ８も大きくなる。
きく転向する場合、翼間流路内の腹側Ｆから背側Ｂへの
圧力勾配が大きくなり２次流れ８も大きくなる。
【００２６】また、翼根元部付近や翼先端部付近で発達
する翼面境界層内の低エネルギ流体も、翼間流路内の周
壁面に形成される境界層内の低エネルギ流体とともに２
次流れ８と一緒になって流れ、２次流れ損失をより一層
増加させる要因になっている。
する翼面境界層内の低エネルギ流体も、翼間流路内の周
壁面に形成される境界層内の低エネルギ流体とともに２
次流れ８と一緒になって流れ、２次流れ損失をより一層
増加させる要因になっている。
【００２７】特に、翼根元部では、スロート・ピッチ比
ｓ／ｔが小さいと、環状ピッチｔが小さいためにスロー
トｓも小さくなる。スロートｓが小さくなると、後縁端
の厚さｔｅは、翼構造上の制約から一定の厚が要求され
ているので、スロートｓに占める後縁端の厚さｔｅの比
率ｔｅ／ｓが大きくなり、図１１に示すように、翼型損
失が急激に増加している。
ｓ／ｔが小さいと、環状ピッチｔが小さいためにスロー
トｓも小さくなる。スロートｓが小さくなると、後縁端
の厚さｔｅは、翼構造上の制約から一定の厚が要求され
ているので、スロートｓに占める後縁端の厚さｔｅの比
率ｔｅ／ｓが大きくなり、図１１に示すように、翼型損
失が急激に増加している。
【００２８】このように、最近の研究成果の一つとして
公表されている翼高さの中央部分のスロート・ピッチ比
ｓ／ｔを大きく採るタービンノズルおよびタービン動翼
やいわゆるコンパウンドリーンタイプと称するタービン
ノズルおよびタービン動翼は、ともに、長所、短所があ
るので、長所の部分だけを取り出して組み合わせる、い
わゆるハイブリット翼の実現がタービン段落効率のより
一層の向上につながると考えられる。
公表されている翼高さの中央部分のスロート・ピッチ比
ｓ／ｔを大きく採るタービンノズルおよびタービン動翼
やいわゆるコンパウンドリーンタイプと称するタービン
ノズルおよびタービン動翼は、ともに、長所、短所があ
るので、長所の部分だけを取り出して組み合わせる、い
わゆるハイブリット翼の実現がタービン段落効率のより
一層の向上につながると考えられる。
【００２９】本発明は、このような点に鑑みてなされた
もので、タービンノズルおよびタービン動翼の翼間流路
内における翼高さ方向の主流の流量分布をコントロール
しつつ、翼根元部の翼型損失および２次流れ損失を低減
させ、タービン段落効率をより一層向上させる軸流ター
ビンを提供することを目的とする。
もので、タービンノズルおよびタービン動翼の翼間流路
内における翼高さ方向の主流の流量分布をコントロール
しつつ、翼根元部の翼型損失および２次流れ損失を低減
させ、タービン段落効率をより一層向上させる軸流ター
ビンを提供することを目的とする。
【００３０】
【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、上述の目的を達成するために、請求項１に記載し
たように、ダイアフラム外輪とダイアフラム内輪との間
に形成される環状流路の周方向にノズル翼を列状に配置
するタービンノズルと、このタービンノズルの下流側に
配置され、タービン軸の周方向に動翼を列状に植設する
タービン動翼とでタービン段落を構成し、このタービン
段落を前記タービン軸の軸方向に複数備える軸流タービ
ンにおいて、前記ノズル翼の後縁端とそのノズル翼に隣
接するノズル翼の背側との最短距離をｓとし、列状に配
置する前記ノズル翼のピッチをｔとするとき、前記ノズ
ル翼はスロート・ピッチ比ｓ／ｔが翼高さ中央部分で極
大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間で極小値
になり、かつこの極小値から前記翼根元部までが増加す
る形状に形成するものである。
ンは、上述の目的を達成するために、請求項１に記載し
たように、ダイアフラム外輪とダイアフラム内輪との間
に形成される環状流路の周方向にノズル翼を列状に配置
するタービンノズルと、このタービンノズルの下流側に
配置され、タービン軸の周方向に動翼を列状に植設する
タービン動翼とでタービン段落を構成し、このタービン
段落を前記タービン軸の軸方向に複数備える軸流タービ
ンにおいて、前記ノズル翼の後縁端とそのノズル翼に隣
接するノズル翼の背側との最短距離をｓとし、列状に配
置する前記ノズル翼のピッチをｔとするとき、前記ノズ
ル翼はスロート・ピッチ比ｓ／ｔが翼高さ中央部分で極
大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間で極小値
になり、かつこの極小値から前記翼根元部までが増加す
る形状に形成するものである。
【００３１】また、本発明に係る軸流タービンは、上述
の目的を達成するために、請求項２に記載したように、
ノズル翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小値は、最小
値でもあることを特徴とするものである。
の目的を達成するために、請求項２に記載したように、
ノズル翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小値は、最小
値でもあることを特徴とするものである。
【００３２】また、本発明に係る軸流タービンは、上述
の目的を達成するために、請求項３に記載したように、
ノズル翼の翼根元部におけるスロート・ピッチ比ｓ／ｔ
から求められる幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／
ｔ）を、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小値から求めら
れる幾何学的流出角の１０５％以上で、１１５％以下に
なる範囲内に設定しているものである。
の目的を達成するために、請求項３に記載したように、
ノズル翼の翼根元部におけるスロート・ピッチ比ｓ／ｔ
から求められる幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／
ｔ）を、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小値から求めら
れる幾何学的流出角の１０５％以上で、１１５％以下に
なる範囲内に設定しているものである。
【００３３】また、本発明に係る軸流タービンは、上述
の目的を達成するために、請求項４に記載したように、
ノズル翼は、翼断面を翼高さ中央部分で最突出し部分が
存在するように円周方向流体流出側に湾曲させているも
のである。
の目的を達成するために、請求項４に記載したように、
ノズル翼は、翼断面を翼高さ中央部分で最突出し部分が
存在するように円周方向流体流出側に湾曲させているも
のである。
【００３４】また、本発明に係る軸流タービンは、上述
の目的を達成するために、請求項５に記載したように、
ノズル翼は、後縁端位置を、流体の流れに向う上流側お
よび流体の流れに沿う下流側のうち、いずれか一方に傾
斜または湾曲させているものである。
の目的を達成するために、請求項５に記載したように、
ノズル翼は、後縁端位置を、流体の流れに向う上流側お
よび流体の流れに沿う下流側のうち、いずれか一方に傾
斜または湾曲させているものである。
【００３５】また、本発明に係る軸流タービンは、上述
の目的を達成するために、請求項６に記載したように、
ノズル翼は、翼断面の翼弦長が翼先端部で最大、翼根元
部で最小になるように形成しているものである。
の目的を達成するために、請求項６に記載したように、
ノズル翼は、翼断面の翼弦長が翼先端部で最大、翼根元
部で最小になるように形成しているものである。
【００３６】また、本発明に係る軸流タービンは、上述
の目的を達成するために、請求項７に記載したように、
ダイアフラム外輪とダイアフラム内輪との間に形成され
る環状流路の周方向にノズル翼を列状に配置するタービ
ンノズルと、このタービンノズルの下流側に配置され、
タービン軸の周方向に動翼を列状に植設するタービン動
翼とでタービン段落を構成し、このタービン段落を前記
タービン軸の軸方向に複数備える軸流タービンにおい
て、前記動翼の後縁端とその動翼に隣接する動翼の背側
との最短距離をｓとし、列状に配置する前記動翼のピッ
チをｔとするとき、前記動翼はスロート・ピッチ比ｓ／
ｔが翼高さ中央部分で極大値になり、翼高さ中央部分と
翼根元部との間で極小値になり、かつこの極小値から前
記翼根元部までが増加する形状に形成するものである。
の目的を達成するために、請求項７に記載したように、
ダイアフラム外輪とダイアフラム内輪との間に形成され
る環状流路の周方向にノズル翼を列状に配置するタービ
ンノズルと、このタービンノズルの下流側に配置され、
タービン軸の周方向に動翼を列状に植設するタービン動
翼とでタービン段落を構成し、このタービン段落を前記
タービン軸の軸方向に複数備える軸流タービンにおい
て、前記動翼の後縁端とその動翼に隣接する動翼の背側
との最短距離をｓとし、列状に配置する前記動翼のピッ
チをｔとするとき、前記動翼はスロート・ピッチ比ｓ／
ｔが翼高さ中央部分で極大値になり、翼高さ中央部分と
翼根元部との間で極小値になり、かつこの極小値から前
記翼根元部までが増加する形状に形成するものである。
【００３７】また、本発明に係る軸流タービンは、上述
の目的を達成するために、請求項８に記載したように、
極小値から翼根元部までが増加するスロート・ピッチ比
ｓ／ｔは、前記翼根元部で最大値になるように形成する
ものである。
の目的を達成するために、請求項８に記載したように、
極小値から翼根元部までが増加するスロート・ピッチ比
ｓ／ｔは、前記翼根元部で最大値になるように形成する
ものである。
【００３８】また、本発明に係る軸流タービンは、上述
の目的を達成するために、請求項９に記載したように、
動翼の翼根元部におけるスロート・ピッチ比ｓ／ｔから
求められる幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）
を、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小値から求められる
幾何学的流出角の１０５％以上で、１１５％以下になる
範囲内に設定しているものである。
の目的を達成するために、請求項９に記載したように、
動翼の翼根元部におけるスロート・ピッチ比ｓ／ｔから
求められる幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）
を、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小値から求められる
幾何学的流出角の１０５％以上で、１１５％以下になる
範囲内に設定しているものである。
【００３９】また、本発明に係る軸流タービンは、上述
の目的を達成するために、請求項１０に記載したよう
に、動翼は、翼断面を翼高さ中央部分で最突出し部分が
存在するように円周方向流体流出側に湾曲させているも
のである。
の目的を達成するために、請求項１０に記載したよう
に、動翼は、翼断面を翼高さ中央部分で最突出し部分が
存在するように円周方向流体流出側に湾曲させているも
のである。
【００４０】また、本発明に係る軸流タービンは、上述
の目的を達成するために、請求項１１に記載したよう
に、動翼は、後縁端位置を、流体の流れに向う上流側お
よび流体の流れに沿う下流側のうち、いずれか一方に傾
斜または湾曲させているものである。
の目的を達成するために、請求項１１に記載したよう
に、動翼は、後縁端位置を、流体の流れに向う上流側お
よび流体の流れに沿う下流側のうち、いずれか一方に傾
斜または湾曲させているものである。
【００４１】また、本発明に係る軸流タービンは、上述
の目的を達成するために、請求項１２に記載したよう
に、請求項１〜６記載のノズル翼と請求項７〜１１記載
の動翼とを組み合わせてタービン段落を構成するもので
ある。
の目的を達成するために、請求項１２に記載したよう
に、請求項１〜６記載のノズル翼と請求項７〜１１記載
の動翼とを組み合わせてタービン段落を構成するもので
ある。
【００４２】
【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。
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。
【００４３】図１は、本発明に係る軸流タービンに適用
するタービンノズルを後縁端の出口側から観察する斜視
図である。
するタービンノズルを後縁端の出口側から観察する斜視
図である。
【００４４】図１において、ダイアフラム外輪２とダイ
アフラム内輪３との間に形成する環状流路４に複数のノ
ズル翼１を周方向に一定間隔をおいて列状に配置し、各
ノズル翼１の翼先端部および翼根元部の接続部分をダイ
アフラム外輪２とダイアフラム内輪３に接続することに
よってタービンノズルが構成されている。
アフラム内輪３との間に形成する環状流路４に複数のノ
ズル翼１を周方向に一定間隔をおいて列状に配置し、各
ノズル翼１の翼先端部および翼根元部の接続部分をダイ
アフラム外輪２とダイアフラム内輪３に接続することに
よってタービンノズルが構成されている。
【００４５】また、図２は、タービンノズルの下流側に
配置する動翼５を示す斜視図であり、翼先端部をシュラ
ウド７で支持させるとともに、翼植込み部（翼根元部）
をロータディスク６に植設させている。
配置する動翼５を示す斜視図であり、翼先端部をシュラ
ウド７で支持させるとともに、翼植込み部（翼根元部）
をロータディスク６に植設させている。
【００４６】また、図３は、ノズル翼１および動翼５の
流路部における断面を示すもので、ノズル翼１または動
翼５の後縁端とそのノズル翼１あるいは動翼５に隣接す
る別のノズル翼１または動翼５の背側との最短距離、つ
まり流路の最小通路幅をスロートｓとし、タービン軸
（図示せず）に沿う環状の円周長さをノズル数または動
翼数で割った数を環状ピッチｔとする場合、そのスロー
ト・ピッチ比ｓ／ｔをノズル出口または動翼出口からの
流出方向と流量を決めるパラメータとしている。そし
て、そのパラメータを用いて、図４の（ａ）の実線では
ノズル翼１のスロート・ピッチ比ｓ／ｔを翼高さ分布と
して表わし、また図４の（ｂ）の実線では、動翼５のス
ロート・ピッチ比ｓ／ｔを翼高さ分布として表わしてい
る。
流路部における断面を示すもので、ノズル翼１または動
翼５の後縁端とそのノズル翼１あるいは動翼５に隣接す
る別のノズル翼１または動翼５の背側との最短距離、つ
まり流路の最小通路幅をスロートｓとし、タービン軸
（図示せず）に沿う環状の円周長さをノズル数または動
翼数で割った数を環状ピッチｔとする場合、そのスロー
ト・ピッチ比ｓ／ｔをノズル出口または動翼出口からの
流出方向と流量を決めるパラメータとしている。そし
て、そのパラメータを用いて、図４の（ａ）の実線では
ノズル翼１のスロート・ピッチ比ｓ／ｔを翼高さ分布と
して表わし、また図４の（ｂ）の実線では、動翼５のス
ロート・ピッチ比ｓ／ｔを翼高さ分布として表わしてい
る。
【００４７】本実施形態に係る軸流タービンは、図４
（ａ），（ｂ）の実線で示すように、タービンノズルお
よびタービン動翼ともに、スロート・ピッチ比ｓ／ｔが
翼高さ中央部分において、点線で示す従来のものと同じ
く極大値になるようにしている。
（ａ），（ｂ）の実線で示すように、タービンノズルお
よびタービン動翼ともに、スロート・ピッチ比ｓ／ｔが
翼高さ中央部分において、点線で示す従来のものと同じ
く極大値になるようにしている。
【００４８】また、本実施形態に係る軸流タービンは、
翼中央部分と翼根元部との間で、タービンノズルおよび
タービン動翼ともに、スロート・ピッチ比ｓ／ｔを極小
値になるようにするとともに、翼根元部において点線で
示す従来のものと較べてスロート・ピッチ比ｓ／ｔを大
きくしている。
翼中央部分と翼根元部との間で、タービンノズルおよび
タービン動翼ともに、スロート・ピッチ比ｓ／ｔを極小
値になるようにするとともに、翼根元部において点線で
示す従来のものと較べてスロート・ピッチ比ｓ／ｔを大
きくしている。
【００４９】また、本実施形態に係る軸流タービンは、
タービンノズルの場合、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの極
小値を、翼高さに対する最小値にもする一方、タービン
動翼の場合、翼根元部におけるスロート・ピッチ比ｓ／
ｔの値を、翼高さに対する最大値にしている。
タービンノズルの場合、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの極
小値を、翼高さに対する最小値にもする一方、タービン
動翼の場合、翼根元部におけるスロート・ピッチ比ｓ／
ｔの値を、翼高さに対する最大値にしている。
【００５０】このように、タービンノズルおよびタービ
ン動翼ともに、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの分布を翼高
さ中央部分で極大値にするとともに、翼中央部分と翼根
元部との間に極小値を持たせる一方、ここから翼根元部
に向ってより大きくさせる翼形状にする手段は、例え
ば、翼型に捩りを加えるか、あるいは翼断面形状を変え
ること等により容易に実現することができる。
ン動翼ともに、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの分布を翼高
さ中央部分で極大値にするとともに、翼中央部分と翼根
元部との間に極小値を持たせる一方、ここから翼根元部
に向ってより大きくさせる翼形状にする手段は、例え
ば、翼型に捩りを加えるか、あるいは翼断面形状を変え
ること等により容易に実現することができる。
【００５１】ところで、タービンノズルおよびタービン
動翼の損失分布は、一般に、図５（ａ），（ｂ）の点線
で示すように、翼高さ中央部分で小さく、翼根元部およ
び翼先端部で大きくなっている。このため、従来のター
ビンノズルおよびタービン動翼は、ともに損失の少ない
翼高さ中央部分で主流をより多く流し、損失の大きい翼
根元部や翼先端部で主流の流れを少なくさせている。
動翼の損失分布は、一般に、図５（ａ），（ｂ）の点線
で示すように、翼高さ中央部分で小さく、翼根元部およ
び翼先端部で大きくなっている。このため、従来のター
ビンノズルおよびタービン動翼は、ともに損失の少ない
翼高さ中央部分で主流をより多く流し、損失の大きい翼
根元部や翼先端部で主流の流れを少なくさせている。
【００５２】本実施形態もこのような点を考慮したもの
で、タービンノズルおよびタービン動翼ともに、図５
（ａ），（ｂ）の実線で示すように、スロート・ピッチ
比ｓ／ｔの分布を翼高さ中央部分で極大値にするととも
に、翼中央部分と翼根元部との間に極小値を持たせる一
方、翼根元部でのスロート・ピッチ比ｓ／ｔを大きくす
る構成にし、損失の少ない翼高さ中央部分で主流をより
多く流し、損失の大きい翼高さ中央部分と翼根元部との
間で主流を少なくさせているので、従来に較べてタービ
ン段落効率を向上させることができる。特に、タービン
ノズルおよびタービン動翼ともに、翼高さ中央部分と翼
根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔを極小値に
し、ここから翼根元部までのスロート・ピッチ比ｓ／ｔ
を大きくし、２次流れ等の損失を少なくさせているの
で、タービン段落効率をより一層向上させることができ
る。
で、タービンノズルおよびタービン動翼ともに、図５
（ａ），（ｂ）の実線で示すように、スロート・ピッチ
比ｓ／ｔの分布を翼高さ中央部分で極大値にするととも
に、翼中央部分と翼根元部との間に極小値を持たせる一
方、翼根元部でのスロート・ピッチ比ｓ／ｔを大きくす
る構成にし、損失の少ない翼高さ中央部分で主流をより
多く流し、損失の大きい翼高さ中央部分と翼根元部との
間で主流を少なくさせているので、従来に較べてタービ
ン段落効率を向上させることができる。特に、タービン
ノズルおよびタービン動翼ともに、翼高さ中央部分と翼
根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔを極小値に
し、ここから翼根元部までのスロート・ピッチ比ｓ／ｔ
を大きくし、２次流れ等の損失を少なくさせているの
で、タービン段落効率をより一層向上させることができ
る。
【００５３】また、本実施形態は、翼根元部において、
幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）を大きくさ
せ、転向角を小さくさせているので、従来に較べて翼型
損失および２次流れ損失をより一層少なくさせることが
できる。なお、図５中、（ａ）は、タービンノズルの損
失分布を、（ｂ）はタービン動翼の損失分布をそれぞれ
示している。
幾何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）を大きくさ
せ、転向角を小さくさせているので、従来に較べて翼型
損失および２次流れ損失をより一層少なくさせることが
できる。なお、図５中、（ａ）は、タービンノズルの損
失分布を、（ｂ）はタービン動翼の損失分布をそれぞれ
示している。
【００５４】タービンノズルおよびタービン動翼の翼根
元部での幾何学的流出角α＝ｓｉｎ −１（ｓ／ｔ）は、
解析結果から図６に示すように、極小値、具体的には
（（翼根元部の幾何学的流出角αｒｏｏｔ−幾何学的流
出角最小値αｍｉｎ）／（幾何学的流出角最小値αｍｉ
ｎ））を基準に１０５％≦α≦１１５％の範囲内に設定
すれば損失を少なくさせることができる。
元部での幾何学的流出角α＝ｓｉｎ −１（ｓ／ｔ）は、
解析結果から図６に示すように、極小値、具体的には
（（翼根元部の幾何学的流出角αｒｏｏｔ−幾何学的流
出角最小値αｍｉｎ）／（幾何学的流出角最小値αｍｉ
ｎ））を基準に１０５％≦α≦１１５％の範囲内に設定
すれば損失を少なくさせることができる。
【００５５】また、本実施形態は、翼高さ中央部分でス
ロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値になり、翼高さ中央部
分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小
値となり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔ
が大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布
を、図７（ａ），（ｂ）に示した従来の、いわゆるコン
パウンドリーンタイプのタービンノズルおよびタービン
動翼に組み込んでもよい。この場合も、タービンノズル
およびタービン動翼の翼断面に捩りを加える等の手段を
用いれば容易に実現することができる。
ロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値になり、翼高さ中央部
分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小
値となり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔ
が大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布
を、図７（ａ），（ｂ）に示した従来の、いわゆるコン
パウンドリーンタイプのタービンノズルおよびタービン
動翼に組み込んでもよい。この場合も、タービンノズル
およびタービン動翼の翼断面に捩りを加える等の手段を
用いれば容易に実現することができる。
【００５６】このタービンノズルおよびタービン動翼
は、既に説明したように、翼高さ中央部分で翼断面位置
がラジアル線Ｅに対し周方向に移動、すなわち腹側Ｆが
隣接するノズル翼１あるいは動翼５の背側Ｂに向って翼
高さ中央部分で最突出し部分が存在し、この最突出し部
分が円周方向主流流出側に湾曲状に形成されている。こ
のときの移動量（突出し量）は、翼根元部と翼先端部で
各々発生する２次流れ損失の大きさから決定され、ラジ
アル線Ｅに対するノズル翼１および動翼５の翼面のなす
角が翼根元部で１０°、翼先端部で５°が最も適正値で
ある。この適正な移動量（突出し量）を超えると急激な
流線の変化が生じ、効率的に好ましくない。
は、既に説明したように、翼高さ中央部分で翼断面位置
がラジアル線Ｅに対し周方向に移動、すなわち腹側Ｆが
隣接するノズル翼１あるいは動翼５の背側Ｂに向って翼
高さ中央部分で最突出し部分が存在し、この最突出し部
分が円周方向主流流出側に湾曲状に形成されている。こ
のときの移動量（突出し量）は、翼根元部と翼先端部で
各々発生する２次流れ損失の大きさから決定され、ラジ
アル線Ｅに対するノズル翼１および動翼５の翼面のなす
角が翼根元部で１０°、翼先端部で５°が最も適正値で
ある。この適正な移動量（突出し量）を超えると急激な
流線の変化が生じ、効率的に好ましくない。
【００５７】したがって、翼断面の移動量（突出し量）
の許容範囲は翼根元部から翼高さの中央部分に向って１
０°±５°、翼先端部から翼高さの中央部分に向って５
°±５°としている。
の許容範囲は翼根元部から翼高さの中央部分に向って１
０°±５°、翼先端部から翼高さの中央部分に向って５
°±５°としている。
【００５８】このように、翼高さ中央部分でスロート・
ピッチ比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根
元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値にな
り、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大き
くなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、図
７（ａ），（ｂ）に示した従来の、いわゆるコンパウン
ドリーンタイプのタービンノズルおよびタービン動翼に
組み入れることにより、図８に示すように、ノズル翼１
および動翼５を流れる主流の流線Ｇ１，Ｇ２，Ｇ ３のう
ち、流線Ｇ１が翼根元部に向って流れるとともに、流線
Ｇ３が翼先端部に向って流れるので、２次流れの発生を
低く抑することができる。
ピッチ比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根
元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値にな
り、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大き
くなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、図
７（ａ），（ｂ）に示した従来の、いわゆるコンパウン
ドリーンタイプのタービンノズルおよびタービン動翼に
組み入れることにより、図８に示すように、ノズル翼１
および動翼５を流れる主流の流線Ｇ１，Ｇ２，Ｇ ３のう
ち、流線Ｇ１が翼根元部に向って流れるとともに、流線
Ｇ３が翼先端部に向って流れるので、２次流れの発生を
低く抑することができる。
【００５９】また、翼高さ中央部分でスロート・ピッチ
比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部と
の間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値になり、しか
も翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形
状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、いわゆるテ
ーパ状タイプのタービンノズルおよびタービン動翼に組
み入れることができる。
比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部と
の間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値になり、しか
も翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形
状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、いわゆるテ
ーパ状タイプのタービンノズルおよびタービン動翼に組
み入れることができる。
【００６０】この、いわゆるテーパ状タイプのタービン
ノズルは、図９に示すように、ラジアル線Ｅを基準にし
て観察する場合、翼弦長Ｃを翼根元部から翼先端部に向
って大きくする形状になっており、翼高さ方向に向う各
翼断面の翼型損失が少なくなるように翼弦長Ｃと環状ピ
ッチｔとの比を設定している。
ノズルは、図９に示すように、ラジアル線Ｅを基準にし
て観察する場合、翼弦長Ｃを翼根元部から翼先端部に向
って大きくする形状になっており、翼高さ方向に向う各
翼断面の翼型損失が少なくなるように翼弦長Ｃと環状ピ
ッチｔとの比を設定している。
【００６１】このように、いわゆるテーパ状タイプのタ
ービンノズルに、翼高さ中央部分でスロート・ピッチ比
ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との
間でルールが極小値になり、しかも翼根元部でスロート
・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピ
ッチ比ｓ／ｔ分布を組み込んでも２次流れの発生を低く
抑えることができる。
ービンノズルに、翼高さ中央部分でスロート・ピッチ比
ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との
間でルールが極小値になり、しかも翼根元部でスロート
・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピ
ッチ比ｓ／ｔ分布を組み込んでも２次流れの発生を低く
抑えることができる。
【００６２】また、本実施形態は、タービンノズルおよ
びタービン動翼のそれぞれに、上述の翼高さ中央部分で
スロート・ピッチ比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央
部分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極
小値になり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／
ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分
布を組み入れる場合、タービンノズルおよびタービン動
翼のそれぞれの後縁端を、主流の流れに向う上流側また
は主流の流れに沿う下流側に傾斜もしくは湾曲させても
２次流れの発生を低く抑えることができる。
びタービン動翼のそれぞれに、上述の翼高さ中央部分で
スロート・ピッチ比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ中央
部分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極
小値になり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比ｓ／
ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分
布を組み入れる場合、タービンノズルおよびタービン動
翼のそれぞれの後縁端を、主流の流れに向う上流側また
は主流の流れに沿う下流側に傾斜もしくは湾曲させても
２次流れの発生を低く抑えることができる。
【００６３】このように、本実施形態は、翼高さ中央部
分でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ
中央部分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔ
が極小値になり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比
ｓ／ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／
ｔ分布を、例えば、いわゆるコンパウンドリーンタイプ
のタービンノズルおよびタービン動翼や、いわゆるテー
パタイプのタービンノズルおよびタービン動翼等に組み
込んでタービン段落を構成すれば、タービンノズルおよ
びタービン動翼の損失をより一層少なくさせることがで
き、より一層多くの仕事をさせてタービン段落の段落効
率を向上させることができる。
分でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが極大値になり、翼高さ
中央部分と翼根元部との間でスロート・ピッチ比ｓ／ｔ
が極小値になり、しかも翼根元部でスロート・ピッチ比
ｓ／ｔが大きくなる形状を持つスロート・ピッチ比ｓ／
ｔ分布を、例えば、いわゆるコンパウンドリーンタイプ
のタービンノズルおよびタービン動翼や、いわゆるテー
パタイプのタービンノズルおよびタービン動翼等に組み
込んでタービン段落を構成すれば、タービンノズルおよ
びタービン動翼の損失をより一層少なくさせることがで
き、より一層多くの仕事をさせてタービン段落の段落効
率を向上させることができる。
【００６４】
【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、翼高さ中央部分でスロート・ピッチ比ｓ／
ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間で
スロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値になり、しかも翼根
元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形状を持
つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、タービンノズルお
よびタービン動翼のそれぞれに組み入れてタービン段落
を構成するので、翼高さ中央部分でより多くの主流を流
してより多くの仕事をさせることができ、翼根元部で幾
何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）を大きくして翼
型損失および２次流れ損失をより一層低く抑えることが
できる。
タービンは、翼高さ中央部分でスロート・ピッチ比ｓ／
ｔが極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間で
スロート・ピッチ比ｓ／ｔが極小値になり、しかも翼根
元部でスロート・ピッチ比ｓ／ｔが大きくなる形状を持
つスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布を、タービンノズルお
よびタービン動翼のそれぞれに組み入れてタービン段落
を構成するので、翼高さ中央部分でより多くの主流を流
してより多くの仕事をさせることができ、翼根元部で幾
何学的流出角α＝ｓｉｎ−１（ｓ／ｔ）を大きくして翼
型損失および２次流れ損失をより一層低く抑えることが
できる。
【００６５】したがって、本実施形態によれば、タービ
ン段落の段落効率をより一層向上させてタービン段落当
りの出力を増加させることができる。
ン段落の段落効率をより一層向上させてタービン段落当
りの出力を増加させることができる。
【図１】本発明に係る軸流タービンに適用するタービン
ノズルを主流の出口側から観察する斜視図。
ノズルを主流の出口側から観察する斜視図。
【図２】本発明に係る軸流タービンに適用するタービン
動翼を主流の出口側から観察する斜視図。
動翼を主流の出口側から観察する斜視図。
【図３】本発明に係る軸流タービンに適用するタービン
ノズルおよびタービン動翼のそれぞれの流路部を説明す
るために用いる断面図。
ノズルおよびタービン動翼のそれぞれの流路部を説明す
るために用いる断面図。
【図４】スロート・ピッチ比ｓ／ｔを、従来と本発明と
で対比させるスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布線図で、
（ａ）はタービンノズルのスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分
布線図、（ｂ）はタービン動翼のスロート・ピッチ比ｓ
／ｔ分布線図。
で対比させるスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分布線図で、
（ａ）はタービンノズルのスロート・ピッチ比ｓ／ｔ分
布線図、（ｂ）はタービン動翼のスロート・ピッチ比ｓ
／ｔ分布線図。
【図５】損失を、従来と本発明とで対比させる損失分布
線図で、（ａ）はタービンノズルの損失分布線図、
（ｂ）はタービン動翼の損失分布線図。
線図で、（ａ）はタービンノズルの損失分布線図、
（ｂ）はタービン動翼の損失分布線図。
【図６】本発明に係る軸流タービンに適用するタービン
ノズルおよびタービン動翼の翼根元部における幾何学的
流出角と損失変化量との関係を示す損失変化量分布線
図。
ノズルおよびタービン動翼の翼根元部における幾何学的
流出角と損失変化量との関係を示す損失変化量分布線
図。
【図７】従来の軸流タービンに適用するタービン翼を主
流の出口から観察する斜視図で（ａ）はタービンノズル
の斜視図、（ｂ）はタービン動翼の斜視図。
流の出口から観察する斜視図で（ａ）はタービンノズル
の斜視図、（ｂ）はタービン動翼の斜視図。
【図８】本発明に係る軸流タービンに適用するタービン
ノズルおよびタービン動翼を流れる主流の流線を説明す
るために用いる概念図。
ノズルおよびタービン動翼を流れる主流の流線を説明す
るために用いる概念図。
【図９】従来の軸流タービンに適用される別のタービン
ノズルを主流の出口側から観察する斜視図。
ノズルを主流の出口側から観察する斜視図。
【図１０】従来の軸流タービンに適用されるタービンノ
ズルを主流の流れを説明するために用いる概念図。
ズルを主流の流れを説明するために用いる概念図。
【図１１】従来の軸流タービンに適用されるタービンノ
ズルの後縁端における損失を示す損失分布線図。
ズルの後縁端における損失を示す損失分布線図。
１ ノズル翼
２ ダイアフラム外輪
３ ダイアフラム内輪
４ 環状流路
５ 動翼
６ ロータディスク
７ シュラウド
８ ２次流れ
９ ２次流れ渦
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 田沼 唯士
神奈川県横浜市鶴見区末広町二丁目４番地
株式会社東芝京浜事業所内
(72)発明者 今井 健一
神奈川県横浜市鶴見区末広町二丁目４番地
株式会社東芝京浜事業所内
Ｆターム(参考） 3G002 BA03 BB01 GA07 GB05
Claims (12)
- 【請求項１】 ダイアフラム外輪とダイアフラム内輪と
の間に形成される環状流路の周方向にノズル翼を列状に
配置するタービンノズルと、このタービンノズルの下流
側に配置され、タービン軸の周方向に動翼を列状に植設
するタービン動翼とでタービン段落を構成し、このター
ビン段落を前記タービン軸の軸方向に複数備える軸流タ
ービンにおいて、前記ノズル翼の後縁端とそのノズル翼
に隣接するノズル翼の背側との最短距離をｓとし、列状
に配置する前記ノズル翼のピッチをｔとするとき、前記
ノズル翼はスロート・ピッチ比ｓ／ｔが翼高さ中央部分
で極大値になり、翼高さ中央部分と翼根元部との間で極
小値になり、かつこの極小値から前記翼根元部までが増
加する形状に形成することを特徴とする軸流タービン。 - 【請求項２】 ノズル翼のスロート・ピッチ比ｓ／ｔの
極小値は、最小値でもあることを特徴とする請求項１記
載の軸流タービン。 - 【請求項３】 ノズル翼の翼根元部におけるスロート・
ピッチ比ｓ／ｔから求められる幾何学的流出角α＝ｓｉ
ｎ−１（ｓ／ｔ）を、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小
値から求められる幾何学的流出角の１０５％以上で、１
１５％以下になる範囲内に設定していることを特徴とす
る請求項１または２記載の軸流タービン。 - 【請求項４】 ノズル翼は、翼断面を翼高さ中央部分で
最突出し部分が存在するように円周方向流体流出側に湾
曲させていることを特徴とする請求項１〜３記載の軸流
タービン。 - 【請求項５】 ノズル翼は、後縁端位置を、流体の流れ
に向う上流側および流体の流れに沿う下流側のうち、い
ずれか一方に傾斜または湾曲させていることを特徴とす
る請求項１〜３記載の軸流タービン。 - 【請求項６】 ノズル翼は、翼断面の翼弦長が翼先端部
で最大、翼根元部で最小になるように形成していること
を特徴とする請求項１〜３記載の軸流タービン。 - 【請求項７】 ダイアフラム外輪とダイアフラム内輪と
の間に形成される環状流路の周方向にノズル翼を列状に
配置するタービンノズルと、このタービンノズルの下流
側に配置され、タービン軸の周方向に動翼を列状に植設
するタービン動翼とでタービン段落を構成し、このター
ビン段落を前記タービン軸の軸方向に複数備える軸流タ
ービンにおいて、前記動翼の後縁端とその動翼に隣接す
る動翼の背側との最短距離をｓとし、列状に配置する前
記動翼のピッチをｔとするとき、前記動翼はスロート・
ピッチ比ｓ／ｔが翼高さ中央部分で極大値になり、翼高
さ中央部分と翼根元部との間で極小値になり、かつこの
極小値から前記翼根元部までが増加する形状に形成する
ことを特徴とする軸流タービン。 - 【請求項８】 極小値から翼根元部までが増加するスロ
ート・ピッチ比ｓ／ｔは、前記翼根元部で最大値になる
ように形成することを特徴とする請求項７記載の軸流タ
ービン。 - 【請求項９】 動翼の翼根元部におけるスロート・ピッ
チ比ｓ／ｔから求められる幾何学的流出角α＝ｓｉｎ
−１（ｓ／ｔ）を、スロート・ピッチ比ｓ／ｔの極小値
から求められる幾何学的流出角の１０５％以上で、１１
５％以下になる範囲内に設定していることを特徴とする
請求項７または８記載の軸流タービン。 - 【請求項１０】 動翼は、翼断面を翼高さ中央部分で最
突出し部分が存在するように円周方向流体流出側に湾曲
させていることを特徴とする請求項７〜９記載の軸流タ
ービン。 - 【請求項１１】 動翼は、後縁端位置を、流体の流れに
向う上流側および流体の流れに沿う下流側のうち、いず
れか一方に傾斜または湾曲させていることを特徴とする
請求項７〜９記載の軸流タービン。 - 【請求項１２】 請求項１〜６記載のノズル翼と請求項
７〜１１記載の動翼とを組み合わせてタービン段落を構
成することを特徴とする軸流タービン。
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