JP2003254002A - 軸流型タービンのタービン翼型およびタービン翼 - Google Patents
軸流型タービンのタービン翼型およびタービン翼Info
- Publication number
- JP2003254002A JP2003254002A JP2002056227A JP2002056227A JP2003254002A JP 2003254002 A JP2003254002 A JP 2003254002A JP 2002056227 A JP2002056227 A JP 2002056227A JP 2002056227 A JP2002056227 A JP 2002056227A JP 2003254002 A JP2003254002 A JP 2003254002A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine blade
- turbine
- trailing edge
- back surface
- rear end
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 軸流型タービンのタービン翼の後縁部から発
生する衝撃波を最小限に抑えてタービンの性能を向上さ
せる。 【解決手段】 軸流型タービンのタービン翼Ｓは、前縁
ＬＥおよび後縁ＴＥ間に正圧を発生する腹面Ｓｌおよび
負圧を発生する背面Ｓｕを備える。腹面Ｓｌの後部に後
縁ＴＥに連なる平坦面１を形成するとともに、平坦面１
に対応する背面Ｓｕの少なくとも一部に湾曲面２，５を
形成し、かつタービン翼Ｓの後縁ＴＥを尖端状に形成す
る。後縁ＴＥにおける腹面Ｓｌおよび背面Ｓｕの交差角
αは、直角ないし鋭角とする。後縁部において腹面Ｓｌ
側から背面Ｓｕ側へのガスの回り込みを抑制し、また後
縁部の背面Ｓｕの湾曲度合を小さくして流速を低下させ
ることにより、後縁部に発生する衝撃波を緩和して圧力
損失を低減する。
生する衝撃波を最小限に抑えてタービンの性能を向上さ
せる。 【解決手段】 軸流型タービンのタービン翼Ｓは、前縁
ＬＥおよび後縁ＴＥ間に正圧を発生する腹面Ｓｌおよび
負圧を発生する背面Ｓｕを備える。腹面Ｓｌの後部に後
縁ＴＥに連なる平坦面１を形成するとともに、平坦面１
に対応する背面Ｓｕの少なくとも一部に湾曲面２，５を
形成し、かつタービン翼Ｓの後縁ＴＥを尖端状に形成す
る。後縁ＴＥにおける腹面Ｓｌおよび背面Ｓｕの交差角
αは、直角ないし鋭角とする。後縁部において腹面Ｓｌ
側から背面Ｓｕ側へのガスの回り込みを抑制し、また後
縁部の背面Ｓｕの湾曲度合を小さくして流速を低下させ
ることにより、後縁部に発生する衝撃波を緩和して圧力
損失を低減する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、前縁および後縁間
に正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を備え
た軸流型タービンのタービン翼型と、そのタービン翼型
を適用したービン翼とに関する。
に正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を備え
た軸流型タービンのタービン翼型と、そのタービン翼型
を適用したービン翼とに関する。
【０００２】
【従来の技術】図８には、従来の軸流型タービンのター
ビン翼Ｓにおける後縁部の一般的な形状が示される。即
ち、円で囲ったタービン翼Ｓの後縁部は、後縁半径ｒを
有する円弧面Ｓｔと、円弧面Ｓｔの上端から前縁ＬＥ側
に延びてタービンの運転時に主として負圧を発生する背
面Ｓｕと、円弧面Ｓｔの下端から前縁ＬＥ側に延びてタ
ービンの運転時に主として正圧を発生する腹面Ｓｌとを
備えており、円弧面ＳｔとキャンバーラインＣＬとの交
点としてタービン翼Ｓの後縁ＴＥが規定される。従っ
て、従来のタービン翼Ｓの後縁ＴＥは尖端をなしておら
ず、後縁半径ｒを有する円弧面Ｓｔ上の点として規定さ
れる。
ビン翼Ｓにおける後縁部の一般的な形状が示される。即
ち、円で囲ったタービン翼Ｓの後縁部は、後縁半径ｒを
有する円弧面Ｓｔと、円弧面Ｓｔの上端から前縁ＬＥ側
に延びてタービンの運転時に主として負圧を発生する背
面Ｓｕと、円弧面Ｓｔの下端から前縁ＬＥ側に延びてタ
ービンの運転時に主として正圧を発生する腹面Ｓｌとを
備えており、円弧面ＳｔとキャンバーラインＣＬとの交
点としてタービン翼Ｓの後縁ＴＥが規定される。従っ
て、従来のタービン翼Ｓの後縁ＴＥは尖端をなしておら
ず、後縁半径ｒを有する円弧面Ｓｔ上の点として規定さ
れる。
【０００３】また、タービン翼の後縁部の形状に関する
発明として、特開昭５７−１１３９０６号公報、特開平
７−３３２００７号公報、特開平９−１２５９０４号公
報に記載されたものが公知である。
発明として、特開昭５７−１１３９０６号公報、特開平
７−３３２００７号公報、特開平９−１２５９０４号公
報に記載されたものが公知である。
【０００４】特開昭５７−１１３９０６号公報に記載さ
れたタービン翼は、後縁部を背面側に湾曲させた構成、
あるいは後縁部における背面側の曲率を腹面側の曲率よ
りも大きくした構成を備えており、この構成により遷音
速下における衝撃波の発生をコントロールしてタービン
翼に加わる加重の軽減および圧力損失の低減を図ってい
る。
れたタービン翼は、後縁部を背面側に湾曲させた構成、
あるいは後縁部における背面側の曲率を腹面側の曲率よ
りも大きくした構成を備えており、この構成により遷音
速下における衝撃波の発生をコントロールしてタービン
翼に加わる加重の軽減および圧力損失の低減を図ってい
る。
【０００５】また特開平７−３３２００７号公報に記載
されたタービン翼は後縁部に波状の凹凸を形成したもの
で、この構成によりタービンの半径方向の流れ分布を干
渉し易くし、ウエイクによる速度欠損割合を低減してタ
ービン各段の流れ性能の向上を図っている。
されたタービン翼は後縁部に波状の凹凸を形成したもの
で、この構成によりタービンの半径方向の流れ分布を干
渉し易くし、ウエイクによる速度欠損割合を低減してタ
ービン各段の流れ性能の向上を図っている。
【０００６】また特開平９−１２５９０４号公報に記載
された蒸気タービンのタービン翼は後縁部における背面
を直線状に切り欠いたもので、この構成により蒸気流に
よる加振や蒸気流内の異物によるエロージョンに対する
耐性を確保しながら、圧力損失の低減を図っている。
された蒸気タービンのタービン翼は後縁部における背面
を直線状に切り欠いたもので、この構成により蒸気流に
よる加振や蒸気流内の異物によるエロージョンに対する
耐性を確保しながら、圧力損失の低減を図っている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】ところで、図８に示す
従来の軸流型タービンのタービン翼Ｓは、翼表面に沿う
流速が高亜音速であって衝撃波が発生しない状態では充
分な性能を発揮するが、後縁部における流速が音速に達
すると、該後縁部の復面Ｓｌ側および背面Ｓｕ側からそ
れぞれ発生する衝撃波ＳＷｌ，ＳＷｕが性能低下の要因
となる問題がある。即ち、後縁部の腹面Ｓｌ側から発生
した衝撃波ＳＷｌは隣接するタービン翼Ｓの背面Ｓｕ側
の境界層と干渉して圧力損失が発生する要因となり、ま
た後縁部の背面Ｓｕ側から発生した衝撃波ＳＷｕは下流
段のタービンの翼列に歪みや変形をもたらしてタービン
全体の性能向上を困難なものとする。
従来の軸流型タービンのタービン翼Ｓは、翼表面に沿う
流速が高亜音速であって衝撃波が発生しない状態では充
分な性能を発揮するが、後縁部における流速が音速に達
すると、該後縁部の復面Ｓｌ側および背面Ｓｕ側からそ
れぞれ発生する衝撃波ＳＷｌ，ＳＷｕが性能低下の要因
となる問題がある。即ち、後縁部の腹面Ｓｌ側から発生
した衝撃波ＳＷｌは隣接するタービン翼Ｓの背面Ｓｕ側
の境界層と干渉して圧力損失が発生する要因となり、ま
た後縁部の背面Ｓｕ側から発生した衝撃波ＳＷｕは下流
段のタービンの翼列に歪みや変形をもたらしてタービン
全体の性能向上を困難なものとする。
【０００８】本発明は前述の事情に鑑みてなされたもの
で、軸流型タービンのタービン翼の後縁部から発生する
衝撃波を最小限に抑えてタービンの性能を向上させるこ
とを目的とする。
で、軸流型タービンのタービン翼の後縁部から発生する
衝撃波を最小限に抑えてタービンの性能を向上させるこ
とを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、請求項１に記載された発明によれば、前縁および後
縁間に正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を
備えた軸流型タービンのタービン翼型において、後縁は
尖端をなしており、腹面の後部に後縁に連なる平坦面を
有するとともに、この平坦面に対応する背面の少なくと
も一部に湾曲面を有することを特徴とする軸流型タービ
ンのタービン翼型が提案される。
に、請求項１に記載された発明によれば、前縁および後
縁間に正圧を発生する腹面および負圧を発生する背面を
備えた軸流型タービンのタービン翼型において、後縁は
尖端をなしており、腹面の後部に後縁に連なる平坦面を
有するとともに、この平坦面に対応する背面の少なくと
も一部に湾曲面を有することを特徴とする軸流型タービ
ンのタービン翼型が提案される。
【００１０】上記構成によれば、タービン翼型の後縁を
尖端状とし、腹面の後部に後縁に連なる平坦面を形成
し、かつ平坦面に対応する背面の少なくとも一部に湾曲
面を形成したので、後縁部における腹面側から背面側へ
のガスの回り込みを抑制して後縁部の腹面側に発生する
衝撃波を緩和し、圧力損失を最小限に抑えることができ
る。
尖端状とし、腹面の後部に後縁に連なる平坦面を形成
し、かつ平坦面に対応する背面の少なくとも一部に湾曲
面を形成したので、後縁部における腹面側から背面側へ
のガスの回り込みを抑制して後縁部の腹面側に発生する
衝撃波を緩和し、圧力損失を最小限に抑えることができ
る。
【００１１】また請求項２に記載された発明によれば、
請求項１の構成に加えて、後縁における腹面および背面
の交差角は、直角ないし鋭角であることを特徴とする軸
流型タービンのタービン翼型が提案される。
請求項１の構成に加えて、後縁における腹面および背面
の交差角は、直角ないし鋭角であることを特徴とする軸
流型タービンのタービン翼型が提案される。
【００１２】上記構成によれば、後縁における腹面およ
び背面の交差角を直角ないし鋭角としたので、後縁部の
背面の湾曲度合を小さくして流速を低下させ、背面側に
発生する衝撃波を緩和して圧力損失を更に低減すること
ができる。
び背面の交差角を直角ないし鋭角としたので、後縁部の
背面の湾曲度合を小さくして流速を低下させ、背面側に
発生する衝撃波を緩和して圧力損失を更に低減すること
ができる。
【００１３】また請求項３に記載された発明によれば、
請求項１または請求項２に記載のタービン翼型を、ター
ビン翼のスパン方向の少なくとも一部に適用した軸流型
タービンのタービン翼が提案される。
請求項１または請求項２に記載のタービン翼型を、ター
ビン翼のスパン方向の少なくとも一部に適用した軸流型
タービンのタービン翼が提案される。
【００１４】上記構成によれば、本発明のタービン翼型
と既存のタービン翼型とを適宜併用してタービン翼の設
計自由度を高めることができる。
と既存のタービン翼型とを適宜併用してタービン翼の設
計自由度を高めることができる。
【００１５】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態を、添
付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
【００１６】図１〜図５は本発明の実施例を示すもの
で、図１は軸流型タービンのタービン翼型およびその後
縁部の拡大図、図２は翼弦に沿う腹面および背面の流速
分布を示すグラフ、図３はマッハ数に対する圧力損失の
変化を示すグラフ、図４はタービン翼のまわりの流れの
様子を可視化した図、図５は図４の５部拡大図である。
で、図１は軸流型タービンのタービン翼型およびその後
縁部の拡大図、図２は翼弦に沿う腹面および背面の流速
分布を示すグラフ、図３はマッハ数に対する圧力損失の
変化を示すグラフ、図４はタービン翼のまわりの流れの
様子を可視化した図、図５は図４の５部拡大図である。
【００１７】図１に示すタービン翼Ｓは軸流型タービン
の環状のガス通路に配置されてタービン翼列を構成する
もので、その左端の前縁ＬＥと右端の後縁ＴＥとの間
に、ガスの流れに伴って正圧を発生する腹面Ｓｌ（正圧
面）と、ガスの流れに伴って負圧を発生する背面Ｓｕ
（負圧面）とを備える。円内に拡大して示すように、タ
ービン翼Ｓの後縁部において腹面Ｓｌには平坦面１が形
成されており、この平坦面１の後端に鋭く尖った後縁Ｔ
Ｅが形成される。平坦面１の長さはタービン翼Ｓの翼弦
長の約２０％に達している。一方、タービン翼Ｓの後縁
部において背面Ｓｕは湾曲面２および平坦面３を介して
後縁ＴＥに連なっている。湾曲面２は後縁部に内接する
半径ｒの円の一部から成り、また平坦面３は前記湾曲面
２に外接している。そして腹面Ｓｌの直線部１と背面Ｓ
ｕの直線部３とが成す交差角αは直角に設定される。背
面Ｓｕの湾曲面２は比較的に狭い領域、つまり腹面Ｓｌ
の平坦面１の範囲内に納まるように配置される。従っ
て、図１に示す本実施例のタービン翼Ｓの後縁部は、従
来のタービン翼Ｓの後縁部（図８参照）に斜線を施した
部分を付加したものに相当する。
の環状のガス通路に配置されてタービン翼列を構成する
もので、その左端の前縁ＬＥと右端の後縁ＴＥとの間
に、ガスの流れに伴って正圧を発生する腹面Ｓｌ（正圧
面）と、ガスの流れに伴って負圧を発生する背面Ｓｕ
（負圧面）とを備える。円内に拡大して示すように、タ
ービン翼Ｓの後縁部において腹面Ｓｌには平坦面１が形
成されており、この平坦面１の後端に鋭く尖った後縁Ｔ
Ｅが形成される。平坦面１の長さはタービン翼Ｓの翼弦
長の約２０％に達している。一方、タービン翼Ｓの後縁
部において背面Ｓｕは湾曲面２および平坦面３を介して
後縁ＴＥに連なっている。湾曲面２は後縁部に内接する
半径ｒの円の一部から成り、また平坦面３は前記湾曲面
２に外接している。そして腹面Ｓｌの直線部１と背面Ｓ
ｕの直線部３とが成す交差角αは直角に設定される。背
面Ｓｕの湾曲面２は比較的に狭い領域、つまり腹面Ｓｌ
の平坦面１の範囲内に納まるように配置される。従っ
て、図１に示す本実施例のタービン翼Ｓの後縁部は、従
来のタービン翼Ｓの後縁部（図８参照）に斜線を施した
部分を付加したものに相当する。
【００１８】以上のことから、軸流型タービンの運転時
にタービン翼Ｓの後縁部でガスの流速が超音速に達する
と、その後縁部から斜め後下方に向かう衝撃波ＳＷｌ
と、斜め後上方に向かう衝撃波ＳＷｕとが発生する。図
４および図５には、本実施例のタービン翼Ｓの後縁部に
おいて発生する衝撃波ＳＷｌ，ＳＷｕの状態が示されて
いる。また図６および図７には、従来のタービン翼Ｓ
（図８参照）の後縁部において発生する衝撃波ＳＷｌ，
ＳＷｕの状態が示されている。
にタービン翼Ｓの後縁部でガスの流速が超音速に達する
と、その後縁部から斜め後下方に向かう衝撃波ＳＷｌ
と、斜め後上方に向かう衝撃波ＳＷｕとが発生する。図
４および図５には、本実施例のタービン翼Ｓの後縁部に
おいて発生する衝撃波ＳＷｌ，ＳＷｕの状態が示されて
いる。また図６および図７には、従来のタービン翼Ｓ
（図８参照）の後縁部において発生する衝撃波ＳＷｌ，
ＳＷｕの状態が示されている。
【００１９】後縁部から斜め後下方に向かう衝撃波ＳＷ
ｌは腹面Ｓｌ側に隣接するタービン翼Ｓの背面Ｓｕに衝
突し、その背面Ｓｕに沿って形成された境界層と前記衝
撃波ＳＷｌとが干渉して圧力損失が発生してしまう。し
かしながら、本実施例によれば、タービン翼Ｓの腹面Ｓ
ｌの後部に後縁ＴＥに連なる平坦面１を形成し、かつ後
縁ＴＥを曲率半径が極めて小さい尖端形状としたことに
より、腹面Ｓｌ側から後縁ＴＥを通って背面Ｓｕ側への
ガスの回り込みを抑制し、斜め後下方に向かう衝撃波Ｓ
Ｗｌの発生を緩和して圧力損失を最小限に抑えることが
できる。
ｌは腹面Ｓｌ側に隣接するタービン翼Ｓの背面Ｓｕに衝
突し、その背面Ｓｕに沿って形成された境界層と前記衝
撃波ＳＷｌとが干渉して圧力損失が発生してしまう。し
かしながら、本実施例によれば、タービン翼Ｓの腹面Ｓ
ｌの後部に後縁ＴＥに連なる平坦面１を形成し、かつ後
縁ＴＥを曲率半径が極めて小さい尖端形状としたことに
より、腹面Ｓｌ側から後縁ＴＥを通って背面Ｓｕ側への
ガスの回り込みを抑制し、斜め後下方に向かう衝撃波Ｓ
Ｗｌの発生を緩和して圧力損失を最小限に抑えることが
できる。
【００２０】またタービン翼Ｓの背面Ｓｕ側において
も、ガスの流速が低下して斜め後上方に向かう衝撃波Ｓ
Ｗｕの発生が緩和される。その結果、前記衝撃波ＳＷｕ
により後段のタービン翼列に歪みや変形が発生すること
が防止され、タービン全体の性能向上が可能になる。
も、ガスの流速が低下して斜め後上方に向かう衝撃波Ｓ
Ｗｕの発生が緩和される。その結果、前記衝撃波ＳＷｕ
により後段のタービン翼列に歪みや変形が発生すること
が防止され、タービン全体の性能向上が可能になる。
【００２１】図２には翼弦に沿う腹面Ｓｌおよび背面Ｓ
ｕの流速分布が示される。従来のタービン翼Ｓと本実施
例のタービン翼Ｓとを比較すると明らかなように、ター
ビン翼Ｓの腹面Ｓｌ側では、従来のものに比べて後縁Ｔ
Ｅの極近傍における流速のピークが減少しており、後縁
部から斜め後下方に向かう衝撃波ＳＷｌが緩和されてい
ることが推測される。またタービン翼Ｓの背面Ｓｕ側で
は、従来のものに比べて後縁ＴＥの僅かに前方位置にお
ける流速のピークが減少しており、後縁部から斜め後上
方に向かう衝撃波ＳＷｕが緩和されていることが推測さ
れる。
ｕの流速分布が示される。従来のタービン翼Ｓと本実施
例のタービン翼Ｓとを比較すると明らかなように、ター
ビン翼Ｓの腹面Ｓｌ側では、従来のものに比べて後縁Ｔ
Ｅの極近傍における流速のピークが減少しており、後縁
部から斜め後下方に向かう衝撃波ＳＷｌが緩和されてい
ることが推測される。またタービン翼Ｓの背面Ｓｕ側で
は、従来のものに比べて後縁ＴＥの僅かに前方位置にお
ける流速のピークが減少しており、後縁部から斜め後上
方に向かう衝撃波ＳＷｕが緩和されていることが推測さ
れる。
【００２２】図３にはマッハ数に応じて変化する圧力損
失が示される。従来のタービン翼Ｓと本実施例のタービ
ン翼Ｓとを比較すると明らかなように、マッハ数が１．
０のときの従来のタービン翼Ｓの圧力損失を１．０とす
ると、マッハ数が１．０のときの本実施例のタービン翼
Ｓの圧力損失は０．９３５に止まっており、圧力損失が
６．５％低減している。この圧力損失低減効果は、マッ
ハ数が０．６〜１．４の広い領域でほぼ同様に達成され
る。
失が示される。従来のタービン翼Ｓと本実施例のタービ
ン翼Ｓとを比較すると明らかなように、マッハ数が１．
０のときの従来のタービン翼Ｓの圧力損失を１．０とす
ると、マッハ数が１．０のときの本実施例のタービン翼
Ｓの圧力損失は０．９３５に止まっており、圧力損失が
６．５％低減している。この圧力損失低減効果は、マッ
ハ数が０．６〜１．４の広い領域でほぼ同様に達成され
る。
【００２３】本発明のタービン翼Ｓの後縁部の形状は以
下のように変形可能である。前述した第１実施例のター
ビン翼Ｓの後縁部の形状は、腹面Ｓｌの平坦面１と背面
Ｓｕの平坦面３とが後縁ＴＥにおいて交差する交差角α
が直角に設定されているが、図１に破線で示すように、
腹面Ｓｌの平坦面１と背面Ｓｕの平坦面４との交差角α
を鋭角に設定しても良い（第２実施例）。また背面Ｓｕ
の湾曲面２と平坦面３との組み合わせ（第１実施例）、
あるいは背面Ｓｕの湾曲面２と平坦面４との組み合わせ
（第２実施例）に代えて、湾曲面２に接する円弧面より
なる湾曲面５を形成し、この湾曲面５の後端を後縁ＴＥ
において腹面Ｓｌの平坦面１の後端に交差させても良い
（第３実施例）。この場合の交差角αは、後縁ＴＥを通
って湾曲面５に接する接線と平坦面１との成す角度とし
て定義され、この交差角αも鋭角となる。
下のように変形可能である。前述した第１実施例のター
ビン翼Ｓの後縁部の形状は、腹面Ｓｌの平坦面１と背面
Ｓｕの平坦面３とが後縁ＴＥにおいて交差する交差角α
が直角に設定されているが、図１に破線で示すように、
腹面Ｓｌの平坦面１と背面Ｓｕの平坦面４との交差角α
を鋭角に設定しても良い（第２実施例）。また背面Ｓｕ
の湾曲面２と平坦面３との組み合わせ（第１実施例）、
あるいは背面Ｓｕの湾曲面２と平坦面４との組み合わせ
（第２実施例）に代えて、湾曲面２に接する円弧面より
なる湾曲面５を形成し、この湾曲面５の後端を後縁ＴＥ
において腹面Ｓｌの平坦面１の後端に交差させても良い
（第３実施例）。この場合の交差角αは、後縁ＴＥを通
って湾曲面５に接する接線と平坦面１との成す角度とし
て定義され、この交差角αも鋭角となる。
【００２４】上記第２実施例によれば、その湾曲面２の
長さが第１実施例の湾曲面２の長さよりも短くなるた
め、また上記第３実施例によれば、その湾曲面５の曲率
半径が第１実施例の湾曲面２の曲率半径よりも大きくな
るため、タービン翼Ｓの背面Ｓｕの後部における流速の
増加を抑制し、後縁部から斜め後上方に向かう衝撃波Ｓ
Ｗｕを一層効果的に抑制することができる。以上のこと
から、この第２、第３実施例によれば、第１実施例を上
回る１０％程度の圧力損失低減効果を見込むことができ
る。
長さが第１実施例の湾曲面２の長さよりも短くなるた
め、また上記第３実施例によれば、その湾曲面５の曲率
半径が第１実施例の湾曲面２の曲率半径よりも大きくな
るため、タービン翼Ｓの背面Ｓｕの後部における流速の
増加を抑制し、後縁部から斜め後上方に向かう衝撃波Ｓ
Ｗｕを一層効果的に抑制することができる。以上のこと
から、この第２、第３実施例によれば、第１実施例を上
回る１０％程度の圧力損失低減効果を見込むことができ
る。
【００２５】以上、本発明の実施例を説明したが、本発
明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行う
ことが可能である。
明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行う
ことが可能である。
【００２６】例えば、第１、第２実施例の湾曲面２およ
び第３実施例の湾曲面５は円弧面で構成されているが、
それら湾曲面２，５は必ずしも円弧面である必要はな
い。また湾曲面２，５の翼弦方向の位置は実施例に限定
されるものでなく、腹面Ｓｌの平坦面１に対応する背面
Ｓｕの少なくとも一部に湾曲面が形成されていれば良
い。
び第３実施例の湾曲面５は円弧面で構成されているが、
それら湾曲面２，５は必ずしも円弧面である必要はな
い。また湾曲面２，５の翼弦方向の位置は実施例に限定
されるものでなく、腹面Ｓｌの平坦面１に対応する背面
Ｓｕの少なくとも一部に湾曲面が形成されていれば良
い。
【００２７】また本発明のタービン翼Ｓは静翼および動
翼の何れに対しても適用することができる。
翼の何れに対しても適用することができる。
【００２８】また本発明による翼型は、タービン翼Ｓの
スパン方向の全域に亘って採用しても良いし、スパン方
向の一部だけに採用しても良い。即ち、タービン翼Ｓの
スパン方向の一部に本発明のタービン翼型（例えば図１
の翼型）を採用し、残りの部分に本発明以外のタービン
翼型（例えば図８の翼型）を採用しても良い。これによ
り、本発明のタービン翼型と既存のタービン翼型とを適
宜併用してタービン翼の設計自由度を高めることができ
る。
スパン方向の全域に亘って採用しても良いし、スパン方
向の一部だけに採用しても良い。即ち、タービン翼Ｓの
スパン方向の一部に本発明のタービン翼型（例えば図１
の翼型）を採用し、残りの部分に本発明以外のタービン
翼型（例えば図８の翼型）を採用しても良い。これによ
り、本発明のタービン翼型と既存のタービン翼型とを適
宜併用してタービン翼の設計自由度を高めることができ
る。
【００２９】
【発明の効果】以上のように請求項１に記載された発明
によれば、タービン翼型の後縁を尖端状とし、腹面の後
部に後縁に連なる平坦面を形成し、かつ平坦面に対応す
る背面の少なくとも一部に湾曲面を形成したので、後縁
部における腹面側から背面側へのガスの回り込みを抑制
して後縁部の腹面側に発生する衝撃波を緩和し、圧力損
失を最小限に抑えることができる。
によれば、タービン翼型の後縁を尖端状とし、腹面の後
部に後縁に連なる平坦面を形成し、かつ平坦面に対応す
る背面の少なくとも一部に湾曲面を形成したので、後縁
部における腹面側から背面側へのガスの回り込みを抑制
して後縁部の腹面側に発生する衝撃波を緩和し、圧力損
失を最小限に抑えることができる。
【００３０】また請求項２に記載された発明によれば、
後縁における腹面および背面の交差角を直角ないし鋭角
としたので、後縁部の背面の湾曲度合を小さくして流速
を低下させ、背面側に発生する衝撃波を緩和して圧力損
失を更に低減することができる。
後縁における腹面および背面の交差角を直角ないし鋭角
としたので、後縁部の背面の湾曲度合を小さくして流速
を低下させ、背面側に発生する衝撃波を緩和して圧力損
失を更に低減することができる。
【００３１】また請求項３に記載された発明によれば、
本発明のタービン翼型と既存のタービン翼型とを適宜併
用してタービン翼の設計自由度を高めることができる。
本発明のタービン翼型と既存のタービン翼型とを適宜併
用してタービン翼の設計自由度を高めることができる。
【図１】軸流型タービンのタービン翼型およびその後縁
部の拡大図
部の拡大図
【図２】翼弦に沿う腹面および背面の流速分布を示すグ
ラフ
ラフ
【図３】マッハ数に対する圧力損失の変化を示すグラフ
【図４】タービン翼のまわりの流れの様子を可視化した
図
図
【図５】図４の５部拡大図
【図６】従来のタービン翼のまわりの流れの様子を可視
化した図
化した図
【図７】図６の７部拡大図
【図８】従来の軸流型タービンのタービン翼型およびそ
の後縁部の拡大図
の後縁部の拡大図
ＬＥ 前縁
ＴＥ 後縁
Ｓ タービン翼
Ｓｌ 腹面
Ｓｕ 背面
１ 平坦面
２ 湾曲面
５ 湾曲面
α 交差角
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 河原田 聡
埼玉県和光市中央１丁目４番１号 株式会
社本田技術研究所内
(72)発明者 園田 豊隆
埼玉県和光市中央１丁目４番１号 株式会
社本田技術研究所内
(72)発明者 有馬 敏幸
埼玉県和光市中央１丁目４番１号 株式会
社本田技術研究所内
Ｆターム(参考） 3G002 BA03 BB01
Claims (3)
- 【請求項１】 前縁（ＬＥ）および後縁（ＴＥ）間に正
圧を発生する腹面（Ｓｌ）および負圧を発生する背面
（Ｓｕ）を備えた軸流型タービンのタービン翼型におい
て、 後縁（ＴＥ）は尖端をなしており、腹面（Ｓｌ）の後部
に後縁（ＴＥ）に連なる平坦面（１）を有するととも
に、この平坦面（１）に対応する背面（Ｓｕ）の少なく
とも一部に湾曲面（２，５）を有することを特徴とする
軸流型タービンのタービン翼型。 - 【請求項２】 後縁（ＴＥ）における腹面（Ｓｌ）およ
び背面（Ｓｕ）の交差角（α）は、直角ないし鋭角であ
ることを特徴とする、請求項１に記載の軸流型タービン
のタービン翼型。 - 【請求項３】 請求項１または請求項２に記載のタービ
ン翼型を、タービン翼（Ｓ）のスパン方向の少なくとも
一部に適用した軸流型タービンのタービン翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002056227A JP3894811B2 (ja) | 2002-03-01 | 2002-03-01 | 軸流型タービンのタービン翼型およびタービン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002056227A JP3894811B2 (ja) | 2002-03-01 | 2002-03-01 | 軸流型タービンのタービン翼型およびタービン翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003254002A true JP2003254002A (ja) | 2003-09-10 |
| JP3894811B2 JP3894811B2 (ja) | 2007-03-22 |
Family
ID=28666857
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2002056227A Expired - Fee Related JP3894811B2 (ja) | 2002-03-01 | 2002-03-01 | 軸流型タービンのタービン翼型およびタービン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3894811B2 (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100713252B1 (ko) | 2005-07-08 | 2007-05-02 | 부산대학교 산학협력단 | 축류 터빈용 로터 블레이드 |
| JP2011127441A (ja) * | 2009-12-15 | 2011-06-30 | Ihi Corp | 翼構造体及びブレードリング |
| WO2012090269A1 (ja) * | 2010-12-27 | 2012-07-05 | 三菱重工業株式会社 | 翼体および回転機械 |
| WO2012147938A1 (ja) * | 2011-04-28 | 2012-11-01 | 株式会社Ihi | タービン翼 |
| WO2014069216A1 (ja) * | 2012-10-31 | 2014-05-08 | 株式会社Ihi | タービン翼 |
| JP2016008592A (ja) * | 2014-06-26 | 2016-01-18 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼列、タービン段落及び軸流タービン |
-
2002
- 2002-03-01 JP JP2002056227A patent/JP3894811B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100713252B1 (ko) | 2005-07-08 | 2007-05-02 | 부산대학교 산학협력단 | 축류 터빈용 로터 블레이드 |
| JP2011127441A (ja) * | 2009-12-15 | 2011-06-30 | Ihi Corp | 翼構造体及びブレードリング |
| WO2012090269A1 (ja) * | 2010-12-27 | 2012-07-05 | 三菱重工業株式会社 | 翼体および回転機械 |
| KR101710287B1 (ko) | 2010-12-27 | 2017-02-24 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 날개체 및 회전 기계 |
| KR20150027270A (ko) * | 2010-12-27 | 2015-03-11 | 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 | 날개체 및 회전 기계 |
| JP5549825B2 (ja) * | 2011-04-28 | 2014-07-16 | 株式会社Ｉｈｉ | タービン翼 |
| US9371734B2 (en) | 2011-04-28 | 2016-06-21 | Ihi Corporation | Turbine blade |
| WO2012147938A1 (ja) * | 2011-04-28 | 2012-11-01 | 株式会社Ihi | タービン翼 |
| JP2014088858A (ja) * | 2012-10-31 | 2014-05-15 | Ihi Corp | タービン翼 |
| WO2014069216A1 (ja) * | 2012-10-31 | 2014-05-08 | 株式会社Ihi | タービン翼 |
| US10024167B2 (en) | 2012-10-31 | 2018-07-17 | Ihi Corporation | Turbine blade |
| JP2016008592A (ja) * | 2014-06-26 | 2016-01-18 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼列、タービン段落及び軸流タービン |
| US11220909B2 (en) | 2014-06-26 | 2022-01-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine rotor blade row, turbine stage, and axial-flow turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3894811B2 (ja) | 2007-03-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6666654B2 (en) | Turbine blade airfoil and turbine blade for axial-flow turbine | |
| US6638021B2 (en) | Turbine blade airfoil, turbine blade and turbine blade cascade for axial-flow turbine | |
| JP3174736U (ja) | 蒸気タービンの案内ブレード | |
| US7597544B2 (en) | Blade of axial flow-type rotary fluid machine | |
| JP4346412B2 (ja) | タービン翼列装置 | |
| US7753652B2 (en) | Aero-mixing of rotating blade structures | |
| JP4616781B2 (ja) | タービン翼列エンドウォール | |
| JP3836050B2 (ja) | タービン動翼 | |
| JP3982261B2 (ja) | タービン動翼 | |
| EP1571342A2 (en) | Swept turbomachinery blade | |
| JP2009531593A5 (ja) | ||
| US20060222490A1 (en) | Axial turbine | |
| JP4484396B2 (ja) | タービン動翼 | |
| JPH0783196A (ja) | 軸流圧縮機 | |
| JP2003254002A (ja) | 軸流型タービンのタービン翼型およびタービン翼 | |
| JP4693687B2 (ja) | 軸流水車ランナ | |
| JP2000145402A (ja) | 軸流タービン翼列 | |
| JP4318940B2 (ja) | 圧縮機翼型 | |
| JP2004293335A (ja) | 高転向・高遷音速翼 | |
| JP3188128B2 (ja) | 車輌用トルクコンバータのステータ | |
| JP6444501B2 (ja) | 推進効率向上装置 | |
| JPH0960501A (ja) | タービン動翼 | |
| JP2000204903A (ja) | 軸流型タ―ビン | |
| JP2021063456A (ja) | ターボ機械の羽根、羽根の設計方法、及び羽根車の製造方法 | |
| JPS5888499A (ja) | 陸上車輛用フアンのエ−ロフオイル |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20041129 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20060413 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20060426 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20060623 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20061122 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20061212 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 Ref document number: 3894811 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20091222 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101222 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101222 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111222 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111222 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121222 Year of fee payment: 6 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131222 Year of fee payment: 7 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |